带有具有障碍物组的转向通道的涡轮机叶片后缘冷却回路的制作方法

带有具有障碍物组的转向通道的涡轮机叶片后缘冷却回路
1.关于联邦资助的研究的声明
2.本发明在能源部授予的拨款号de-fe0031616下由政府支持完成。政府对本发明享有一定的权利。
技术领域
3.本公开整体涉及涡轮机叶片，并且更具体地，涉及具有后缘冷却回路的涡轮机叶片，该后缘冷却回路带有在其中具有一组障碍物的转向通道。


背景技术：

4.涡轮机叶片(诸如转子叶片或固定轮叶)包括翼型件，该翼型件通过收缩区域和引入切向速度加速流动。由于材料体积小，而该位置的热负荷大，因此翼型件后缘很难冷却。值得注意的是，外表面与内表面之间不匹配使得任何冷却溶液都具有挑战性。为了解决这种情况，后缘通常用具有高流速的冷却剂流进行冷却。后缘的高流速减小了可用于其他地方的冷却剂。高流速还需要后缘具有最小厚度，以容纳递送冷却剂流并产生必要冷热面积比的通道。最小厚度不允许将改善空气动力学性能的更尖锐后缘。


技术实现要素：

5.下文提到的所有方面、示例和特征可以以任何技术上可能的方式组合。
6.本公开的一方面提供了一种涡轮机叶片，其包括：翼型件主体，该翼型件主体具有通过前缘和后缘连接的压力侧和吸力侧；冷却剂进料通道，该冷却剂进料通道在翼型件主体中限定；第一冷却剂复用通道，该第一冷却剂复用通道在翼型件主体中限定；第一冷却回路，该第一冷却回路在翼型件主体中限定，第一冷却回路包括：朝向后缘延伸的第一后向通道，第一后向通道来自冷却剂进料通道并且与之流体联接；远离后缘延伸的第一径向延展的返回通道，该第一径向延展的返回通道朝向第一冷却剂复用通道并且与之流体联接；和第一径向延伸的转向通道，该第一径向延伸的转向通道联接第一后向通道和第一径向延展的返回通道；以及第一组障碍物，该第一组障碍物定位在第一径向延伸的转向通道中。
7.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括多个排气通道，该多个排气通道从第一径向延伸的转向通道穿过翼型件主体的后缘延伸。
8.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一后向通道沿翼型件主体的径向轴线从第一径向延展的返回通道径向地偏移。
9.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括第二组障碍物，该第二组障碍物定位在第一径向延展的返回通道中。
10.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括：第二冷却回路，该第二冷却回路在翼型件主体中限定，第二冷却回路包括：朝向后缘延伸的第二后向通道，该第二后向通道来自冷却剂进料通道并且与之流体联接；远离后缘延伸的第二径向延展的返回通道，该第二径向延展的返回通道朝向翼型件主体中限定的第二冷却剂复用通道并且与之流
体联接；和第二径向延伸的转向通道，该第二径向延伸的转向通道联接第二后向通道和第二径向延展的返回通道；其中第二后向通道沿翼型件主体的径向轴线从第二径向延展的返回通道径向地偏移。
11.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一冷却回路从翼型件主体中的第二冷却回路周向地偏移。
12.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括第二组障碍物，该第二组障碍物定位在第二径向延展的返回通道中。
13.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括在翼型件主体中径向间隔开的多个第一冷却回路，以及在翼型件主体中径向间隔开的多个第二冷却回路。
14.本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且后缘的椭圆率介于1.1与4之间。
15.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一冷却回路邻近翼型件主体的吸入侧，并且第二冷却回路邻近翼型件主体的压力侧。
16.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一径向延伸的转向通道在其前端处的第一圆周宽度大于在其后端处的第二圆周宽度。
17.本公开的一个方面提供了一种试样件，试样件用于替换涡轮机叶片的翼型件主体中的预先确定区域的移除部，翼型件主体具有通过前缘和后缘连接的压力侧和吸入侧，移除部位于翼型件主体的后缘内，试样件包括：试样件主体；第一冷却回路，该第一冷却回路在试样件主体中限定，第一冷却回路包括：朝向后缘延伸的第一后向通道，第一后向通道来自试样件主体和翼型件主体中的至少一者中限定的冷却剂进料通道并且与之流体联接；远离后缘延伸的第一径向延展的返回通道，第一径向延展的返回通道朝向试样件主体和翼型件主体中的至少一者中限定的第一冷却剂复用通道并且与之流体联接；第一径向延伸的转向通道，该第一径向延伸的转向通道联接第一后向通道和第一径向延展的返回通道；以及第一组障碍物，该第一组障碍物定位在第一径向延伸的转向通道中。
18.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括多个排气通道，该多个排气通道从第一径向延伸的转向通道穿过试样件主体的后缘延伸。
19.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一后向通道沿翼型件主体的径向轴线从第一径向延展的返回通道径向地偏移。
20.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括第二组障碍物，该第二组障碍物定位在第一径向延展的返回通道中。
21.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且还包括：第二冷却回路，该第二冷却回路在试样件主体中限定，第二冷却回路包括：朝向后缘延伸的第二后向通道，该第二后向通道来自冷却剂进料通道并且与之流体联接；远离后缘延伸的第二径向延展的返回通道，该第二径向延展的返回通道朝向试样件主体和翼型件主体中的至少一者中限定的第二冷却剂复用通道并且与之流体联接；和第二径向延伸的转向通道，该第二径向延伸的转向通道联接第二后向通道和第二径向延展的返回通道，其中第二后向通道沿翼型件主体的径向轴线从第二径向延展的返回通道径向地偏移。
22.本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且后缘的椭圆率介于1.1与4之间。
23.本公开的另一方面包括前述方面中的任一项，并且第一径向延伸的转向通道在其前端处的第一圆周宽度大于在其后端处的第二圆周宽度。
24.本公开的一个方面提供了一种气体涡轮系统，其包括：压缩机；燃烧器；和涡轮，该涡轮包括涡轮机叶片，涡轮机叶片包括后缘冷却系统，涡轮机叶片包括：翼型件主体，该翼型件主体具有通过前缘和后缘连接的压力侧和吸入侧；冷却剂进料通道，该冷却剂进料通道在翼型件主体中限定；第一冷却剂复用通道，该第一冷却剂复用通道在翼型件主体中限定；第一冷却回路，该第一冷却回路在翼型件主体中限定，第一冷却回路包括：朝向后缘延伸的第一后向通道，第一后向通道来自冷却剂进料通道并且与之流体联接；远离后缘延伸的第一径向延展的返回通道，该第一径向延展的返回通道朝向第一冷却剂复用通道并且与之流体联接；和第一径向延伸的转向通道，该第一径向延伸的转向通道联接第一后向通道和第一径向延展的返回通道；以及第一组障碍物，该第一组障碍物定位在第一径向延伸的转向通道中。
25.本公开中描述的两个或更多个方面(包括本概述部分中描述的那些方面)可以组合以形成本文未具体描述的实施方案。
26.在以下附图和描述中阐述一个或多个具体实施的细节。根据说明书和附图以及权利要求书，其他特征、目的和优点将是显而易见的。
附图说明
27.从结合描绘本公开的各种实施方案的附图的对本公开的各个方面的以下详细描述，将更容易理解本公开的这些和其他特征，其中：
28.图1示出了呈气体涡轮系统形式的例示性涡轮机的示意性剖视图；
29.图2示出了具有三级涡轮的例示性气体涡轮组件的剖视图，该三级涡轮可与图1中的气体涡轮系统一起使用；
30.图3示出了例示性涡轮机叶片的透视图，该涡轮机叶片的形式为本公开的实施方案可采用的涡轮转子叶片的类型；
31.图4示出了根据本公开的实施方案的在诸如图3的涡轮转子叶片的翼型件主体的后缘中的冷却回路的示意性俯视图；
32.图5示出了根据本公开的实施方案的图4中远离翼型件主体的冷却回路的示意性透视图；
33.图6示出了沿图4中视线6-6截取的多个第一冷却回路的示意性侧视图；
34.图7示出了沿图4中视线7-7截取的多个第二冷却回路的示意性侧视图；
35.图8示出了叠加在一起的如图6和图7中的第一冷却回路和第二冷却回路的示意性侧视图；
36.图9示出了在图8中视线9-9上的冷却回路的俯视剖视图；
37.图10示出了在图8中视线10-10上的冷却回路的俯视剖视图；
38.图11示出了在图8中视线11-11上的冷却回路的俯视剖视图；
39.图12示出了在图8中视线12-12上的冷却回路的俯视剖视图；
40.图13示出了在图8中视线13-13上的冷却回路的俯视剖视图；
41.图14示出了在图8中视线14-14上的冷却回路的俯视剖视图；
42.图15示出了根据本公开的实施方案的包括移除部的叶片的透视图，该移除部用于填充有包括冷却回路的试样件；
43.图16示出了根据本公开的实施方案的包括试样件的叶片的透视图，该试样件包括冷却回路；
44.图17示出了例示性涡轮机叶片的透视图，该涡轮机叶片的形式为本公开的实施方案可采用的涡轮喷嘴的类型；并且
45.图18示出了根据本公开的实施方案的叠加有后缘的常规后缘的示意性剖视图。
46.应当注意，本公开的附图未必按比例绘制。附图旨在仅描绘本公开的典型方面，并且因此不应当被视为限制本公开的范围。在附图中，类似的编号表示附图之间的类似的元件。
具体实施方式
47.首先，为了清楚地描述当前公开的主题，当提及和描述涡轮机和/或涡轮机叶片内的相关机器部件时，将有必要选择某些术语。在可能范围内，通用行业术语将以与术语的接受含义一致的方式来使用和采用。除非另有说明，否则应当对此类术语给出与本技术的上下文和所附权利要求书的范围一致的广义解释。本领域的普通技术人员将了解，通常可以使用若干不同或重叠术语来引用特定部件。在本文中可描述为单个零件的物体可以包括多个部件并且在另一个上下文中被引用为由多个部件组成。另选地，本文中可描述为包括多个部件的物体可在别处称为单个零件。
48.此外，本文中可能会定期使用若干描述性术语，并且在本节开始时定义这些术语应当证明是有帮助的。除非另有说明，否则这些术语以及其定义如下。如本文所用，“下游”和“上游”是指示相对于流体流动的方向的术语，诸如通过涡轮引擎的工作流体，或者例如通过燃烧器的空气流或通过涡轮的部件系统之一的冷却剂。术语“下游”对应于流体流动的方向，并且术语“上游”是指与流动(即流动发出的方向)相反的方向。在没有任何进一步细节的情况下，术语“前”和“后”是指方向，其中“前”是指引擎的前端或压缩机端，并且“后”是指涡轮机的后侧区段。在本文中，“前”是指涡轮机叶片的前缘，并且“后”或“后部”是指涡轮机叶片的后缘。
49.通常需要描述相对于中心轴线设置在不同径向位置的零件。术语“径向”是指垂直于轴线的移动或位置。例如，如果第一部件比第二部件更靠近轴线，则本文将说明第一部件沿第二部件“径向向内”或在第二部件的“内侧”。另一方面，如果第一部件比第二部件更远离轴线驻留，则本文可以说明第一部件是第二部件的“径向向外”或“外侧”。术语“轴向”是指平行于涡轮系统的旋转轴线的运动或位置，或者在翼型件的前缘和后缘之间的翼弦方向上。最后，术语“周向”是指围绕轴线的移动或位置。应当理解，此类术语可以相对于涡轮的中心轴线应用。在附图中(参见例如图3中的图例)，轴向定向用“a”表示；径向定向用“r”表示；并且圆周定向(围绕轴线a)用“c”表示。
50.此外，在本文中可以有规律地使用若干描述性术语，如下所述。术语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示单独部件的位置或重要性。
51.本文使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的并且不旨在限制本公开。如本文
所用，单数形式“一个”、“一种”和“该”旨在也包括复数形式，除非上下文另有明确地说明。将进一步理解，当在说明书中使用时，术语“包括”、“包含”和/或“具有”指定存在陈述特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或它们的组。“任选的”或“任选地”意指随后描述的事件或情况可以发生或可以不发生，或者随后描述的部件或元件可以存在或可以不存在，并且该描述包括事件发生或部件存在的情况和事件不发生或部件不存在的情况。
52.在元件或层被称为“处于另一个元件或层上”、“接合到另一个元件或层”、“连接到另一个元件或层”或“联接到另一个元件或层”的情况下，它可直接处于另一元件或层上、接合到另一元件或层、连接到另一元件或层或联接到另一元件或层，或者可存在居间元件或层。相比之下，当元件被称为“直接处于另一个元件或层上”、“直接接合到另一个元件或层”、“直接连接到另一个元件或层”或“直接联接到另一个元件或层”时，不存在居间元件或层。用于描述元件之间关系的其他词语应以类似的方式解释(例如，“在
……
之间”与“直接在
……
之间”，“相邻”与“直接相邻”等)。如本文所用，术语“和/或”包括一个或多个相关联的所列项目的任何和所有组合。
53.如上所述，本公开提供了一种涡轮机叶片和用于涡轮机叶片的试样件。涡轮机叶片可包括翼型件主体，该翼型件主体具有通过前缘和后缘连接的压力侧和吸入侧、在翼型件主体中限定的冷却剂进料通道以及在翼型件主体中限定的冷却剂复用(收集)通道。叶片还可包括在翼型件主体中限定的第一冷却回路。第一冷却回路可包括朝向后缘延伸的后向通道，该后向通道来自冷却剂进料通道并与之流体联接，以及远离后缘延伸的径向延展的返回通道，该返回通道朝向冷却剂复用通道并与之流体联接。第一冷却回路还可包括径向延伸的转向通道，其联接后向通道和径向延展的返回通道。第一组障碍物可定位在径向延伸的转向通道中。
54.通过增材制造产生的障碍物具有一定密度，该密度允许较低的冷却剂流速并产生足够的背压以允许一些冷却剂穿过后缘中的排气口排出。转向通道中的障碍物还提供附加的结构强度，并允许后缘具有更尖锐的转向和使用较薄的壁，从而改善叶片的空气动力学性能。不穿过排气口排出的冷却剂可以，例如，用于对翼型件主体的外部表面进行膜冷却或用于其他目的。
55.还可例如在翼型件主体的压力侧上提供第二冷却回路，以防护第一冷却回路的零件免受热负荷，从而改善第一冷却回路中的冷却剂的有效性。
56.图1示出了燃烧或气体涡轮系统形式的例示性涡轮机100的示意图。涡轮机100包括压缩机102和燃烧器104。燃烧器104包括燃烧区域105和燃料喷嘴组件106。涡轮机100还包括涡轮108和普通压缩机/涡轮轴110(有时称为转子110)。在一个实施方案中，燃烧涡轮系统为7ha或9ha发动机，其可从南卡罗来纳州格林维尔通用电气公司(general electric company,greenville,s.c)购得。本公开不限于任一种特定的gt系统，并且可以与其他发动机一起实现，包括例如general electric company的ha、f、b、lm、gt、tm和e级发动机型，以及其他公司的发动机型。此外，本公开的教导内容不一定仅适用于gt系统，并且可应用于其他类型的涡轮机，例如蒸汽涡轮、喷气发动机、压缩机等。
57.在操作中，空气流过压缩机102，并且压缩空气被供应给燃烧器104。具体地，压缩空气被供应到燃料喷嘴组件106，该燃料喷嘴组件与燃烧器104成一整体。组件106与燃烧区
域105流体连通。燃料喷嘴组件106还与燃料源(图1中未示出)流体连通，并且将燃料和空气引导到燃烧区域105。点燃燃烧器104并且燃烧燃料。燃烧器104与涡轮108流体连通，在该涡轮内气体流热能被转换成机械旋转能量。涡轮108可旋转地联接到转子110并且驱动该转子。压缩机102也可旋转地联接到转子110。在例示性实施方案中，存在多个燃烧器104和燃料喷嘴组件106。
58.图2示出了涡轮机100(图2)的具有三个涡轮级的例示性涡轮108的剖视图，其可与图2中的气体涡轮系统一起使用。涡轮108的每个涡轮级包括一行固定叶片112，该一行固定叶片联接到涡轮机100的固定套管并轴向地邻近旋转叶片行114定位。叶片行112包括固定叶片或喷嘴116(轮叶)。每个喷嘴116可通过径向外平台118和径向内平台120保持在涡轮组件108中。涡轮108中的旋转叶片行114包括旋转叶片122，该旋转叶片联接到转子110并与转子110一起旋转。旋转叶片122包括联接到转子110的径向向内平台124(在叶片的根部)，并且可选地，可包括径向向外的尖端护罩126(在叶片的尖端处)。如本文所用，除非另有说明，否则术语“叶片”将共同指用于轮叶或喷嘴116的固定叶片和旋转叶片122。
59.图3是叶片130的透视图，该叶片的形式为本公开的实施方案可采用的涡轮转子叶片122的类型。叶片130包括根部132，叶片130通过该根部附接到转子110(图2)。根部132可包括燕尾榫，该燕尾榫被构造用于安装在转子盘的周边中的对应燕尾狭槽中。根部132还可包括在燕尾榫与平台134之间延伸的柄，该平台设置在翼型件主体136和根部132的接合部处并且限定通过涡轮108的流动路径的内侧边界的一部分。应当理解，翼型件主体136是转子叶片130的活动部件，其拦截工作流体的流动并引起转子盘旋转。
60.叶片130的翼型件主体136包括压力侧140(即，凹形压力侧(ps)外壁)和周向或横向相对的吸入侧142(即，凸形吸入侧(ss)外壁)，该压力侧和吸入侧分别在相对的前缘和后缘144、146之间轴向延伸。压力侧140和吸入侧142通过前缘144和后缘146连接，并且还在径向方向上从平台134延伸到外侧尖端148。外侧尖端148示出为没有尖端护罩(例如，图2中的尖端护罩126)。径向延伸的冷却剂进料/复用回路150可在壁140、142之间延伸。虽然此示例的叶片130为涡轮转子叶片122(图2至图3)，但是应当理解，本公开还可应用于涡轮发动机100内的其他类型的叶片，包括涡轮喷嘴116(图2和图17)(轮叶)。除非另有说明，否则本文描述的若干实施方案中的转子叶片的使用仅仅是说明性的。
61.图4至图14示出了根据本公开的实施方案的在翼型件主体136中(并且特别是在后缘146中)限定的冷却回路的各种视图。图4示出了第一冷却回路200和任选的第二冷却回路202的实施方案的示意性俯视图。图5至图7示出了在叶片130中的非限制性位置(指定为图3中的位置“b”)内的后缘146中的冷却回路200和/或202的部分。更具体地，图5示出了远离翼型件主体136的冷却回路200、202(图4)的示意性透视图；图6示出了沿着图4中视线6-6的多个第一冷却回路200的实施方案的示意性侧视图；并且图7示出了沿着图4中视线7-7的多个第二冷却回路202的示意性侧视图。图8示出了叠加在一起的第一冷却回路200和第二冷却回路202的示意性侧视图；并且图9至图14分别示出了跨图8中的视线9-9、10-10、11-11、12-12、13-13和14-14的俯视剖视图。
62.叶片130(图3)可包括在翼型件主体136中限定的一个或多个冷却剂进料通道204，该冷却剂进料通道用于将冷却剂递送到冷却回路200、202。冷却剂进料通道204可包括任何通常径向延伸的通道，该通道被构造成递送冷却剂以用于冷却例如后缘146。冷却剂可以是
现在已知或之后开发的冷却剂，该冷却剂用于涡轮机叶片诸如但不限于来自压缩机102的压缩空气，该压缩空气可通过涡轮机的各种充气室或套管和/或其叶片递送到冷却剂进料通道204。冷却剂进料通道204可为冷却剂进料/复用回路150(图3)的一部分。
63.叶片130(图3)还可包括在翼型件主体136中限定的一个或多个冷却剂进料通道206，该冷却剂进料通道用于从冷却回路200、202收集冷却剂，以便复用于冷却叶片的其他零件。冷却剂复用通道206可包任何通常径向延伸的通道，该通道被构造成从冷却回路200、202收集冷却剂。冷却剂复用通道206可将冷却剂引导到翼型件主体136的其他零件或叶片130的零件，例如尖端、尖端护罩等，或者其可将冷却剂引导到翼型件主体136的外部表面，例如以用于膜冷却。在后一种情况下，如图4所示，冷却剂复用通道206可包括到压力侧140和/或吸入侧142的排气口208。
64.在一些附图中，示出了两个冷却剂进料通道204，其一用于第一冷却回路200而另一用于第二冷却回路202。其他附图诸如图8，示出了共享冷却剂进料通道204和共享冷却剂复用通道206。应当强调的是，可以采用任何数量的冷却剂进料或复用通道204、206。
65.第一冷却回路200限定在翼型件主体136中，或者如将描述的，限定在试样件主体270(图16)中。在所示示例中，第一冷却回路200邻近翼型件主体136的吸入侧142，该吸入侧在涡轮机中操作期间比翼型件主体136的压力侧140更冷。第一冷却回路200可包括朝向后缘146延伸的第一后向(进料或入口)通道220，该第一后向通道来自冷却剂进料通道204并与之流体联接。大体上轴向延伸的第一后向通道220可以具有任何管状的横截面形状，例如圆形。第一冷却回路200还包括远离后缘146延伸的第一径向延展的返回通道222，该返回通道朝向第一冷却剂复用通道206并与之流体联接。如图5、图6和图8最佳所示，径向延展的返回通道222的径向范围r1显著大于后向通道220的径向范围r2，例如大于3倍。
66.如图6中的下部返回通道中所示，一组障碍物224(诸如销或翅片库)可任选地定位在第一径向延展的返回通道222中，以增加冷却、改善结构完整性和/或控制背压。
67.如图4和图5最佳所示，返回通道222可部分地或完全地介于后向通道220与关于翼型件主体136的吸入侧142的热气体路径(hgp)226之间，这限制了在进入后缘146之前由冷却剂吸收的能量的多少。以此方式，大部分冷却剂能量在后缘146中使用，而不是在后缘146之前使用。返回到返回通道222的冷却剂可以任何方式重复使用，例如，用于吸入侧142和/或压力侧140的膜冷却。如图5、图6和图8所示，第一后向通道220沿翼型件主体136的径向轴线r从第一径向延展返回通道222径向地偏移。
68.如图4、图5、图6、图8至图14中所示，第一冷却回路200还可包括第一径向延伸的转向通道230(下文称为“转向通道230”)，其联接第一后向通道220和第一径向延展的返回通道222。转向通道230可延伸需要将后向通道220与返回通道222流体联接的任何径向范围r3(图8)。如例如图5和图9至图12中所示，转向通道230可在其前端处具有第一圆周宽度w1，该第一圆周宽度大于在其后端处的第二圆周宽度w2。后端附近的椭圆形形状(最靠近后缘146)的长度与宽度(l/w2)(参见例如，图9)比率介于1:1与4:1之间，包括端值。以这种方式，冷却剂在转向通道230中尽可能地靠近后缘146通过，并且与先前的叶片相比，后缘146的形状可以更窄和/或更尖，以提高气动性能。
69.如图8所示，返回通道222可经由联接通道232流体地联接到转向通道230，该联接通道(r4)在径向上小于返回通道222(r2)，即，其具有较小的横截面积。冷却剂流(加粗箭
头)可从进料通道204轴向向后行进通过后向通道220、在转向通道230中径向向外，并且然后自联接通道232轴向向前行进，并且然后可随着其在返回通道220中轴向向前流动到复用通道206而径向延展。冷却剂在转向通道230中径向向外流动并通过转向通道230与返回通道222之间的分离壁236。
70.参考图6和图8，第一组障碍物238可定位在转向通道230中。障碍物238可采用任何结构的形式，该结构通常用于改善通道的结构完整性、产生背压和/或改善从其中流过的冷却剂的热传递。在某些实施方案中，如图6中的顶部转向通道230中所示，障碍物238可为具有圆形横截面的圆柱形销。在其他实施方案中，如图6和图8的底部转向通道230中所示，障碍物238可为具有多边形横截面的多边形钉，例如，矩形、正方形、五边形等。障碍物238的尺寸和间距产生障碍物的特定密度，该障碍物的尺寸和间距可以被选择成控制，例如，转向通道230中的热传递和背压。
71.具体地讲，可增加障碍物密度以增加背压，这允许排气通道240(本文所述)通过后缘146以提供更直接的冷却剂出口、增加通过冷却特征部的总流速，以及增加用于热传递的冷侧面表面积。因此，障碍物238增强热传递并增加可用以将能量传递到冷却剂的表面积。障碍物238还充当计量区域，允许例如在压力侧140上使用的排气通道240的数量增加，从而增加冷却剂膜覆盖率。障碍物238还增加了后缘146的结构完整性。
72.在一个非限制性示例中，障碍物238为正方形并且侧面大小为0.305毫米至1.524毫米(0.012英寸至0.060英寸)，其中垂直水流方向上的间距是侧面大小的1.07倍至1.73倍，而流动方向(参见箭头)上的间距是侧面大小的0.41倍至1.45倍。在另一个非限制性示例中，障碍物238的圆形横截面直径为0.305至1.067(0.012英寸至0.042英寸)，其中垂直水流方向上的间距是该直径的1.2倍至3倍，而流动方向上的间距是该直径的1.1倍至1.7倍。在任何情况下，一组障碍物238的密度可以被选择成控制，例如，结构强度和/或背压。旋转通道230中的障碍物238(以及本文所述的其他障碍物)的数量、形状和/或尺寸可在整个给定叶片130中是相同的，或者其可根据例如径向位置、转向尺寸或形状、所需热传递、所需结构强度、要使用的排气通道240的数量以及其他因素而变化。
73.如图6、图8至图11、图13和图14所示，叶片130还可包括多个排气通道240，该多个排气通道从径向延伸的转向通道230延伸穿过翼型件主体136的后缘146。冷却剂可以通过排气通道240穿过后缘146排出。任何数量的排气通道240可从转向通道230延伸，并且可处于任何角度/定向、横截面尺寸或形状以及数目以期望产生特定的冷却剂流和/或基于制造公差消除对任何最小后缘厚度的需要。排气通道240可朝向压力侧140和/或吸入侧142成角度。排气通道240为冷却剂流提供更直接的出口，从而增加通过后缘146的总流速，并且还增加用于热传递的冷侧面表面积。
74.参考图4、图5、图7、图8和图11至图14，叶片130还可任选地包括在翼型件主体136中限定的第二冷却回路202。第二冷却回路202限定在翼型件主体136中，或者如将描述的，限定在试样件主体270(图16)中。在所示的示例中，第二冷却回路202邻近翼型件136的压力侧140。因此，第二冷却回路202在翼型件主体136的吸入侧140附近提供冷却，该吸入侧在涡轮机中操作期间比翼型件主体136的压力侧142更热。如图4和图5所示，第一冷却回路200在翼型件主体136中从第二冷却回路202周向偏移。因此，第二冷却回路202还充当缓冲器，以在到达后缘146之前保护第一冷却回路200中的冷却剂免受过度热传递(例如，来自翼型件
主体136的压力侧140)。也就是说，除了翼型件主体136的冷却压力侧140之外，第二冷却回路202防护第一冷却回路200中即将到来的冷却剂免受热传递。
75.第二冷却回路202与第一冷却回路200在形状上有一定程度的相似。第二冷却回路202可包括朝向后缘146延伸(但未触及其)的第二后向(进料或入口)通道250，该第二后向通道来自冷却剂进料204并与之流体联接。大体上轴向延伸的第二后向通道250可以具有任何管状的横截面形状，例如圆形。联接到第二后向通道250的冷却剂进料204可与第一冷却回路200的冷却剂进料(参见例如图4至图5)分离，或者其可为共享的冷却剂进料204(参见例如图8)。第二冷却回路202还包括远离后缘146延伸的第二径向延展的返回通道252，该返回通道朝向翼型件主体136中限定的第二冷却剂复用通道206并与之流体联接。第二冷却剂复用通道206可与第一冷却回路200的冷却剂复用通道206(参见例如图4至图5)分离，或者其可为共享的冷却剂复用通道206(参见例如图8)。
76.如图5、图7和图8最佳所示，径向延展的返回通道252的径向范围r5显著大于后向通道250的径向范围r6，例如大于3倍。如图7中的下部返回通道中所示，一组障碍物256(诸如销或翅片库)可定位在第二径向延展的返回通道252中，以增加冷却、改善结构完整性和/或控制背压。如图4和图5最佳所示，返回通道252可部分地或完全地介于后向通道250与关于翼型件主体136的压力侧140的热气体路径(hgp)258之间，这限制了在进入后缘146之前由第二冷却回路202中的冷却剂吸收的能量的多少。以此方式，大部分冷却剂能量在后缘146中使用，而不是在后缘146之前使用。返回到返回通道252的冷却剂可以任何方式重复使用，例如，用于吸入侧142和/或压力侧140的膜冷却。如图5、图6和图8所示，第二后向通道250沿翼型件主体136的径向轴线r从第二径向延展的返回通道252径向地偏移。
77.第二冷却回路202还可包括第二径向延伸的转向通道260(下文称为“转向通道260”)，该转向通道联接第二后向通道250和第二径向延展的返回通道252。转向通道260可延伸需要将后向通道250与第二冷却回路202的返回通道252流体联接的任何径向范围r7(图7、图8)。如图5和图8所示，第二后向通道250沿翼型件主体136的径向轴线r从第二径向延展的返回通道252径向地偏移。如图8所示，返回通道252可经由联接通道262流体地联接到转向通道250，该联接通道(r8)在径向上小于返回通道252(r5)，即，其具有较小的横截面积。冷却剂流(加粗箭头)可从进料通道204轴向向后行进通过后向通道250、在转向通道260中径向向外，并且然后自联接通道262轴向向前行进，之后随着其在返回通道252中轴向向前流动到复用通道206而延展。冷却剂在转向通道260中径向向外流动并通过转向通道260与返回通道252之间的分离壁264。
78.参考图6和图7，任何数量的第一或第二冷却回路200、202可径向地定位在叶片130中。也就是说，叶片130可包括在翼型件主体136中径向间隔开的多个第一冷却回路200，以及在翼型件主体136中径向间隔开的多个第二冷却回路202。虽然图6和图7中示出为各两个，但是可使用任何数量，即各一个或三个或更多。
79.如上所述，本公开的实施方案可以用于涡轮机叶片130或替换涡轮机叶片的一部分(即其翼型件的一部分)的试样件270(图16)中。参考图15，现在将描述与预先存在的涡轮机叶片272(诸如转子叶片130(图3))一起使用的试样件270(虚线部分)的实施方案。图15示出了预先存在的涡轮转子叶片272(下文称为“叶片272”)的透视图。叶片272可包括如相对于图3的涡轮转子叶片130所描述的外部和内部结构。叶片272包括翼型件主体136。叶片272
的翼型件主体136包括压力侧140(即，凹形压力侧(ps)外壁)和周向或横向相对的吸入侧142(即，凸形吸入侧(ss)外壁)，该压力侧和吸入侧分别在相对的前缘和后缘144、146之间轴向延伸。压力侧140和吸入侧142通过前缘144和后缘146连接，并且在径向方向上从平台134延伸到外侧尖端148。外侧尖端148示出为没有尖端护罩(例如，图2中的尖端护罩126)。径向延伸的冷却剂进料/复用回路150可在壁140、142之间延伸。
80.叶片272被示出为具有沿着翼型件主体136后端定位的移除部280(即，涵盖后缘146的部分)。如图15中的示例所示，移除部280是涵盖后缘146并从翼型件主体136中移除的预先确定区域(由虚线示出)，即从后缘146向前延伸的预先确定的部分。移除部280可以通过任何现在已知或之后开发的金属切割技术来移除，例如焊接炬、电火花加工(edm)、激光切割、水射流切割等。如所示，移除部280包括翼型件主体136的径向范围的大部分(如果不是全部的话)。然而，强调的是，移除部280可以包括翼型件主体136的任何部分，后缘146中的第一和/或第二冷却回路200、202(图4至图14)可期望在所述部分内。
81.如图16所示，试样件270联接在移除部280(图15)中，以替换涵盖后缘146的翼型件主体136的预先确定区域(图15)。根据本公开的实施方案，试样件270包括本文相对于第一冷却回路200和期望情况下的第二冷却回路202所述的结构。更具体地，试样件270包括试样件主体284，该试样件主体包括限定在其中的第一冷却回路200(图4至图6和图8至图14)，以及任选地第二冷却回路202(图4至图5、图7和图11至图14)。第一冷却回路200和第二冷却回路202可如本文所述布置。试样件270可以与移除部280尺寸相同或更大或更小。用试样件270替换后缘146的至少一部分可以通过减少从后缘146流出的冷却剂来增强现有叶片272的性能。第一和第二冷却回路200、202所使用的冷却剂可以从任何冷却剂进料204获得(参见例如图4至图5、图8)，并且可如本文所述进行重复使用。
82.图17是叶片130的透视图，该叶片的形式为本公开的实施方案可采用的涡轮喷嘴116的类型。喷嘴116可通过径向外平台118和径向内平台120保持在涡轮组件108(图2)中。应当理解，翼型件主体136是叶片130(喷嘴116)的活动部件，其拦截工作流体的流动并在期望情况下引导流动。喷嘴116的翼型件主体136包括压力侧140(即，凹形压力侧(ps)外壁)和周向或横向相对的吸入侧142(即，凸形吸入侧(ss)外壁)，该压力侧和吸入侧分别在相对的前缘和后缘144、146之间轴向延伸。压力侧140和吸入侧142通过前缘144和后缘146连接，并且在径向方向上从径向内平台120延伸到径向外平台118。径向延伸的冷却剂进料/复用回路150可在壁140、142之间延伸。喷嘴116可包括第一冷却回路200(图4至图6和图8至图14)和任选的第二冷却回路202(图4至图5、图7和图11至图14)。如相对于图15和图16所描述的，试样件270可以相对于涡轮转子叶片122描述的方式类似的方式施加到喷嘴116。
83.叶片130(旋转叶片和固定叶片)或试样件270可包括能够承受所用环境的任何金属或金属化合物。叶片130和试样件270可使用任何现在已知或之后开发的制造技术来制作。然而，增材制造允许叶片130和试样件270形成为具有大大减小的尺寸和形状，例如翼型件主体136的较小障碍物和较薄的壁，其中许多改善了空气动力学性能。如本文所用，增材制造(am)可包括通过对材料进行连续分层而不是移除材料(在常规工艺的情况下是移除材料)来生产物件的任何工艺。增材制造可形成复杂的几何形状，而无需使用任何种类的工具、模具或夹具，并且很少浪费或不浪费材料。并非由实心金属主体(其中许多被切削掉并被丢弃)对部件进行机加工，增材制造中使用的材料是使零件成形所需的唯一材料。增材制
造工艺可包括但不限于：3d打印、快速成型(rp)、直接数字制造(ddm)、粘结剂喷射、选择性激光熔融(slm)和直接金属激光熔融(dmlm)。在当前设置中，已发现dmlm是有利的。
84.本公开的实施方案可以通过提供具有比常规叶片更尖锐转向的后缘来改善涡轮机叶片的空气动力学效率。图18示出了根据本公开的实施方案的叠加有后缘302的常规后缘300的示意性剖视图。如图所示，后缘302比常规后缘300更尖或更尖锐，常规后缘具有更均匀的半径r9和更方形的轮廓。因此，后缘302的椭圆度更高。更具体地，常规后缘300通常具有小于或等于1的椭圆率，如椭圆304所示——分别参见标记为304maj、304min的长轴和短轴。(椭圆率等于长轴除以短轴。如本文所定义的长轴大致沿着翼型件主体136的平均拱度线305，其不垂直于平均拱度线305。)椭圆率可由制造后缘和/或在其上提供热屏障涂层所致。
85.目前，制造大于1的椭圆率具有挑战，因为这样难以充分冷却。然而，在本公开的某些实施方案中，后缘302的椭圆率可以介于1.1至4之间-分别参见标记为302maj、302min的长轴和短轴。在其他实施方案中，后缘302的椭圆率可以介于1.1至3之间。在另一实施方案中，后缘302的椭圆率可以介于1.1至2之间。在又一实施方案中，后缘302的椭圆率可以介于1.1至1.5之间。出于评估的目的，可基于在翼型件主体136从更线性的压力侧140或吸入侧142转变为具有更多曲率的情况下限定后缘302的位置，即，与翼型件主体136的其余部分相比，后缘具有典型的大曲率梯度。可例如使用在任何现在已知或之后开发的计算机辅助图形(cad)设计系统中获得的曲线梳图形分析工具来识别曲率的转变。在图18中，常规后缘300的例示性转变点标记为306，并且后缘302的那些转化点被标记为308。
86.本公开的实施方案还可以例如通过使用较薄的壁来改善涡轮机叶片的空气动力学效率，其中冷却剂流减少以降低后缘温度。此外，转向通道中的障碍物还提供附加的结构强度。在试样件用于将冷却回路提供到预先存在的叶片的情况下，试样件可以提供叶片中先前不存在的内部冷却结构，从而改善冷却和空气动力学性能，并延长零件寿命。
87.如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言可以用于修改可以允许变化的任何定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(诸如“约”、“大约”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另有说明，否则这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围。应用于范围的特定值的“大约”适用于两个端值，并且除非另外依赖于测量该值的仪器的精度，否则可以指示该值的+/-10％。
88.以下权利要求书中的所有装置或步骤加功能元件的对应结构、材料、动作和等同物旨在包括用于结合具体要求保护的其他要求保护的元件执行功能的任何结构、材料或动作。已经出于说明和描述的目的给出了对本公开的描述，但其并不旨在穷举或将本公开限制于所公开的形式。在不脱离本公开的范围和实质的情况下，许多修改和变化对于本领域普通技术人员将是显而易见的。选择和描述了实施方案以便最好地解释本公开的原理和实际应用，并且使得本领域的其他技术人员能够理解具有适合于预期的特定用途的各种修改的本公开的各种实施方案。

技术特征：
1.一种涡轮机叶片(130)，包括：翼型件主体(136)，所述翼型件主体具有通过前缘(144)和后缘(146)连接的压力侧(140)和吸入侧(142)；冷却剂进料通道(204)，所述冷却剂进料通道在所述翼型件主体(136)中限定；第一冷却剂复用通道(206)，所述第一冷却剂复用通道在所述翼型件主体(136)中限定；第一冷却回路(200)，所述第一冷却回路在所述翼型件主体(136)中限定，所述第一冷却回路(200)包括：朝向所述后缘(146)延伸的第一后向通道(220)，所述第一后向通道来自所述冷却剂进料通道(204)并且与之流体联接；远离所述后缘(146)延伸的第一径向延伸的返回通道(222)，所述第一径向延伸的返回通道朝向所述第一冷却剂复用通道(206)并且与之流体联接；和第一径向延伸的转向通道(230)，所述第一径向延伸的转向通道联接所述第一后向通道(220)和所述第一径向延伸的返回通道(222)；和第一组障碍物(224)，所述第一组障碍物定位在所述第一径向延伸的转向通道(230)中。2.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片还包括多个排气通道(240)，所述多个排气通道从所述第一径向延伸的转向通道(230)延伸穿过所述翼型件主体(136)的所述后缘(146)。3.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，其中所述第一后向通道(220)沿所述翼型件主体(136)的径向轴线从所述第一径向延伸的返回通道(230)径向地偏移。4.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片还包括第二组障碍物(238)，所述第二组障碍物定位在所述第一径向延伸的返回通道(230)中。5.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片还包括：第二冷却回路(202)，所述第二冷却回路在所述翼型件主体(136)中限定，所述第二冷却回路(202)包括：朝向所述后缘(146)延伸的第二后向通道(250)，所述第二后向通道来自所述冷却剂进料通道(204)并且与之流体联接；远离所述后缘(146)延伸的第二径向延伸的返回通道(252)，所述第二径向延伸的返回通道朝向在所述翼型件主体(136)中限定的第二冷却剂复用通道(206)并且与之流体联接；和第二径向延伸的转向通道(260)，所述第二径向延伸的转向通道联接所述第二后向通道(250)和所述第二径向延伸的返回通道(252)；其中所述第二后向通道(250)沿所述翼型件主体(136)的所述径向轴线从所述第二径向延伸的返回通道(252)径向地偏移。6.根据权利要求5所述的涡轮机叶片(130)，其中所述第一冷却回路(200)从所述翼型件主体(136)中的所述第二冷却回路(202)周向地偏移。7.根据权利要求5所述的涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片还包括第二组障碍物(256)，所述第二组障碍物定位在所述第二径向延伸的返回通道(252)中。
8.根据权利要求5所述的涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片还包括在所述翼型件主体(136)中径向间隔开的多个所述第一冷却回路(200)，以及在所述翼型件主体(136)中径向间隔开的多个所述第二冷却回路(202)。9.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，其中从所述后缘(146)的吸入侧(142)的第一切线(306)、所述后缘(146)的压力侧(140)的第二切线(308)和延伸穿过所述后缘(146)的中心的平均拱度线(304)的交点(320)到所述后缘(146)的最后端的点(310,312)的距离处于2.8毫米至3.2毫米(mm)的范围内。10.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130,272)，其中所述第一冷却回路(200)邻近所述翼型件主体(136)的所述吸入侧(142)，并且所述第二冷却回路(202)邻近所述翼型件主体(136)的所述压力侧(140)。11.根据权利要求1所述的涡轮机叶片(130)，其中所述第一径向延伸的转向通道(230)在其前端处的第一圆周宽度大于在其后端处的第二圆周宽度。12.一种试样件(270)，所述试样件用于替换涡轮机叶片(130)的翼型件主体(136)中的预先确定区域的移除部(280)，所述翼型件主体(136)具有通过前缘(144)和后缘(146)连接的压力侧(140)和吸入侧(142)，所述移除部(280)位于所述翼型件主体(136)的所述后缘(146)内，所述试样件(270)包括：试样件(270)主体；第一冷却回路(200)，所述第一冷却回路在所述试样件(270)主体中限定，所述第一冷却回路(200)包括：朝向所述后缘(146)延伸的第一后向通道(220)，所述第一后向通道来自在所述试样件(270)主体和所述翼型件主体(136)中的至少一者中限定的冷却剂进料(204)通道并且与之流体联接；远离所述后缘(146)延伸的第一径向延伸的返回通道(222)，所述第一径向延伸的返回通道朝向所述试样件(270)主体和所述翼型件主体(136)中的至少一者中限定的第一冷却剂复用通道(206)并且与之流体联接；第一径向延伸的转向通道(230)，所述第一径向延伸的转向通道联接所述第一后向通道(220)和所述第一径向延伸的返回通道(222)；和第一组障碍物(224)，所述第一组障碍物定位在所述第一径向延伸的转向通道(230)中。13.根据权利要求12所述的试样件(270)，所述试样件还包括多个排气通道(240)，所述多个排气通道从所述第一径向延伸的转向通道(230)延伸穿过所述试样件(270)主体的所述后缘(146)。14.根据权利要求12所述的试样件(270)，其中所述第一后向通道(220)沿所述翼型件主体(136)的径向轴线从所述第一径向延伸的返回通道(222)径向地偏移。15.一种气体涡轮系统(100)，包括：压缩机(102)；燃烧器(104)；和气体涡轮(108)，所述气体涡轮(108)包括涡轮机叶片(130)，所述涡轮机叶片包括后缘(146)冷却系统，所述涡轮机叶片(130)包括：
翼型件主体(136)，所述翼型件主体具有通过前缘(144)和后缘(146)连接的压力侧(140)和吸入侧(142)；冷却剂进料通道(204)，所述冷却剂进料通道在所述翼型件主体(136)中限定；第一冷却剂复用通道(206)，所述第一冷却剂复用通道在所述翼型件主体(136)中限定；第一冷却回路(200)，所述第一冷却回路在所述翼型件主体(136)中限定，所述第一冷却回路(200)包括：朝向所述后缘(146)延伸的第一后向通道(220)，所述第一后向通道来自所述冷却剂进料通道(204)并且与之流体联接；远离所述后缘(146)延伸的第一径向延伸的返回通道(222)，所述第一径向延伸的返回通道朝向所述第一冷却剂复用通道(206)并且与之流体联接；第一径向延伸的转向通道(230)，所述第一径向延伸的转向通道联接所述第一后向通道(220)和所述第一径向延伸的返回通道(222)；和第一组障碍物(224)，所述第一组障碍物定位在所述第一径向延伸的转向通道(230)中。

技术总结
本发明公开了一种涡轮机叶片(130)和一种用于涡轮机叶片(130)的试样件(270)。叶片(130)可包括翼型件主体(136)，该翼型件主体具有通过前缘(144)和后缘(146)连接的压力侧(140)和吸入侧(142)、在翼型件主体(136)中限定的冷却剂进料通道(204)以及在翼型件主体(136)中限定的冷却剂复用通道(206)。叶片(130)还可包括在翼型件主体(136)中限定的第一冷却回路(200)。第一冷却回路(200)可包括朝向后缘(146)延伸的后向通道(220)，该后向通道来自冷却剂进料通道(204)并且与之流体联接，以及远离后缘(146)延伸的径向延伸的返回通道(220)，该返回通道朝向冷却剂复用通道(206)并且与之流体联接。冷却回路(200)还可包括径向延伸的转向通道(230)，该径向延伸的转向通道联接后向通道(220)和径向延伸的返回通道(222)。第一组障碍物(224)可定位在径向延伸的返回通道(230)中。返回通道(230)中。返回通道(230)中。


技术研发人员：托马斯
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.09.05
技术公布日：2023/5/12