[发明专利]涡轮机叶片及涡轮机叶片冷却系统及方法

说明书

技术领域

本发明总体涉及燃气轮机，具体涉及具有改进末端冷却性能的燃气轮机转子叶片。

背景技术

总体而言，燃气轮机包括布置在燃烧器下游的用于从燃烧气体获取能量的一个或更多涡轮机叶片排。定子罩布置在转子叶片末端的径向外侧。在叶片末端与定子罩之间设置相对较小的间隙以在运转期间减小燃烧气体通过叶片末端漏出。然而，叶片末端与定子罩之间的间隙必需足够以使在运转期间产生叶片末端摩擦的可能性最小化。每个转子叶片均包括常规公知的压力侧及抽吸侧，其优选地具有空气动力学轮廓以从燃烧气体获取能量。

通常，通过将一部分压缩空气从燃气轮机压缩机导引通过中空涡轮机叶片来冷却包括叶片末端的叶片。转向用于冷却叶片的压缩空气然后不能被用于燃烧器内的燃烧，由此降低了发动机效率。

现有技术涡轮机叶片末端特别容易受到热燃烧气体的损坏，例如因氧化导致的叶片末端损坏及热疲劳。叶片末端的腐蚀不利地影响叶片的空气动力学性能效率。此外，末端间隙的增大会导致效率的降低。

叶片冷却结构可包括延伸通过叶片压力及抽吸侧壁的气膜冷却孔，用于将冷却空气从叶片内部导引至外表面以为其提供常规气膜冷却。

例如参见美国专利号5,261,789，公知叶片设计包括末端架，其沿翼面的第一侧延伸。多个大致径向延伸的冷却孔通过末端架布置与内部流动通道流动连通以将冷却空气导向叶片末端。

尽管现有公知设计对末端冷却进行了改进，但因热损坏的缘故涡轮机叶片末端仍然易于断裂。

因此，希望对叶片末端冷却进行改进以通过减小热疲劳来改进运转性能并延长使用寿命。

发明内容

通过示例性实施例可实现上述需求，该示例性实施例提供了一种涡轮机叶片，其包括具有压力侧及抽吸侧以及前边缘及后边缘的翼面。末端盖在压力侧与抽吸侧之间以及翼面的前边缘与后边缘之间延伸以至少部分地界定内部冷却回路。末端壁大致从末端盖向外径向延伸并连续围绕末端盖。末端壁包括从压力侧向内的凹入部分，形成外壁与凹入部之间的末端架。示例性叶片包括延伸通过末端架与在翼面内部延伸的内部冷却回路流动连通的多个末端架孔。至少一个末端壁开口在末端架的径向外部延伸通过凹入部并与内部冷却回路流动连通。

在示例性实施例中，提供了一种用于至少冷却示例性涡轮机叶片的末端区域的方法。示例性方法包括将冷却空气从内部冷却回路导引通过至少一个末端架孔，并将冷却空气从内部冷却回路导引通过至少一个末端壁开口。在导引通过至少一个气膜冷却末端架孔的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合的位置下游，导引通过末端壁开口的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合。

在示例性实施例中，提供了一种用于至少冷却示例性涡轮机叶片的末端的系统。涡轮机叶片包括末端壁，其具有从压力侧向内的凹入部，并形成位于外壁与凹入部之间的末端架。示例性系统包括在翼面内延伸的内部冷却回路、延伸通过末端架与内部冷却回路流动连通的至少一个末端架孔、以及延伸通过凹入末端壁部与内部冷却回路流动连通的至少一个末端壁开口。

附图说明

被视为本发明的主题在本申请中特别予以指明并要求保护。但是，结合附图参考以下描述可最好地理解本发明。

图1是燃气轮机转子叶片级部分剖切的立体图，示出了示例性涡轮机叶片；

图2是图1所示涡轮机叶片的一部分的放大剖切立体视图，示出了末端壁及末端架以及示例性气膜冷却末端壁开口及末端架孔；及

图3是沿图2的线3-3所取的剖视图。

具体实施方式

参考附图，其中在各种视图中相同的参考标号表示相同的元件，图1示出了例如用于驱动飞行器的燃气轮机的示例性高压涡轮机转子叶片级10的示意性视图。涡轮机级10包括常规环形定子罩14。根据示例性实施例的多个涡轮机转子叶片16常规地接合至转子盘(未示出)。涡轮机级10被布置在常规燃烧器(未示出)的下游，燃烧器产生在涡轮机叶片16之间流动的燃烧气体20，燃烧气体的能量被叶片16获取以常规方式使转子盘旋转。

每个涡轮机叶片16均包括大致中空翼面22，其具有邻近定子罩14布置的径向外部末端24，由此在两者之间界定常规较小以减小燃烧气体20通过翼面末端24漏出的末端间隙C。翼面22还包括根部26，从该根部26延伸出常规轴向进入燕尾榫28，其被设置在转子盘的外周中的互补燕尾槽中，以将叶片16安装至转子盘。叶片16还包括于翼面22与燕尾28之间的接合部分处一体地形成的常规平台30，以为在相邻翼面之间流动的燃烧气体20提供径内侧流动路径边界。