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CN101148994A - 灰孔圆顶叶片 - Google Patents

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CN101148994A
CN101148994A CNA2007101527252A CN200710152725A CN101148994A CN 101148994 A CN101148994 A CN 101148994A CN A2007101527252 A CNA2007101527252 A CN A2007101527252A CN 200710152725 A CN200710152725 A CN 200710152725A CN 101148994 A CN101148994 A CN 101148994A
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Abstract

公开一种灰孔圆顶叶片，其中一个空心涡轮机翼面(12)包括顶盖(44)，其在相对的压力侧和负压侧(20，22)之间限定了一个内冷却回路(32)。顶盖(44)包括围绕灰孔(48)的内圆顶(50)，且该内圆顶(50)在翼面相对侧壁(20，22)横向间，和在翼面的相对的前缘和后缘(28，30)弦向间，朝内向翼面根部(24)倾斜。

Description

灰孔圆顶叶片
技术领域
本发明一般涉及燃气轮机，且更特别地，涉及其中的涡轮机叶片。
背景技术
在燃气轮机中，空气在压缩机中压缩，然后在燃烧室中与燃料混合用于生成热燃气，设置在下游处的涡轮机级从热燃气中提取能量。高压涡轮机(HPT)通过一根驱动轴为压缩机提供动力，低压涡轮机(LPT)在涡轮风扇式发动机应用中为上游的风扇提供动力，或者在航海和工业应用中为外部驱动轴提供动力。
每个涡轮机级包括涡轮喷嘴，其中一排定子叶片引导热燃气朝下游方向通过安装在支承转子盘的周边上的一排转子叶片，来给驱动轴提供动力。涡轮机叶片包括翼面，该翼面从根部到顶部之间跨度径向地延伸，且在相对的前缘和后缘之间轴向地延伸。
每个翼面具有一般凹的压力侧壁和沿圆周相对的一般凸的负压侧壁，该负压侧壁横向地间隔开设置，以此限定一个内冷却循环。该冷却循环通常包括多个由纵向的隔板或肋分隔出的径向通路或通道。
冷却循环供有从压缩机中抽取的压缩空气，该压缩空气通过每个叶片的支承燕尾榫内的入口引入到其中，以此在运行期间来传送冷却空气径向向外通过翼面。
翼面中独立的冷却通道在翼面的径向外侧顶盖处终止，其中通常包括用于排放部分内部冷却空气的出口孔。该翼面通常包括多排通过压力侧和负压侧的膜式冷却孔，同样还包括一排后缘出口或槽，其共同地从翼面排放已用的冷却气体和提供翼面的热防护。
内冷却循环可能具有各种结构，以此在前缘和后缘之间和沿着相对的压力侧和负压侧来不同地冷却不同的翼面部分。专用的冷却通道可以沿着前缘和沿着后缘设置，且不同的冷却通道在它们之间轴向设置。
例如，涡轮机翼面通常包括一个或多个蛇形冷却回路，在一个三弯式蛇行回路中，该冷却回路具有一入口通道向外且延伸到翼面顶端，然后该通道在顶端改变方向，弯流进入径向向内的且延伸到翼面根部的流动通道，然后其通道再次改变方向再一次弯流进入另一个径向向外的流动通道中。
现代的涡轮机叶片通常通过铸造方式来制造，其需要陶瓷芯来限定出在叶片中内部冷却回路的复杂的特征。翼面内部的多个径向通道的铸造过程和结构，通常导致了在每个流动通道上部的顶盖具有基本扁平或者水平的内表面。
如上面所指出的，顶盖可以包括小出口孔用于在运行期间与通过多排膜式冷却孔排放空气一同排放部分已用的内部冷却空气到翼面顶部的外面。
然而，冷却空气可以包括取决于发动机运行的特殊环境的数量的小颗粒灰尘。例如，涡轮风扇式航空发动机可以用于给飞机在飞行过世界各地时提供动力，其中的一些地方易于有相当多的大气灰尘，特别是在陆地区域周围。
灰尘在涡轮机叶片的小通道和孔中积累是公知的问题，一般通过在涡轮机叶片的顶盖中采用相对大的灰孔来改善该问题。灰孔的尺寸通常大约为设置在翼面侧壁中的常规膜式冷却孔尺寸的两倍，相应地提高了流体从中的排放量，但具有从涡轮机翼面中传送和排放相当数量的夹带灰尘的重要特征。
因此，在顶盖区采用折衷的方法，即采用相对少的灰孔来局部地提高流体排放量，有利于在翼面中减少灰尘积累。
然而，这么多年来经验显示，公开地在世界范围内用于商业应用的涡轮机叶片，尽管在叶片顶盖中使用了这种灰孔，灰尘仍然可以在顶盖下积累，且最后阻碍了排放的流体通过灰孔，从而缩短了涡轮机叶片的寿命。
使用的涡轮机叶片的经验和实际观测显示，灰尘积累在内部流动通道的径向外端，包括蛇行和非蛇行两种流动通道。可见最初冷却空气夹带的细小灰尘颗粒在运行期间积累或者积聚在一起形成较大颗粒或者块。
在运行期间，离心力驱使这些颗粒和块径向向外移动，然后被顶盖的内表面所捕获。从而这些颗粒和块可以粘结到顶盖的内表面上。
或者，一些块可以保持松散，然后在发动机停机时这些松散的块可以朝着一些叶片的根部落下，直到发动机接着再次启动，在这种情况下，这些块再次被驱使径向向外移动且它们自身可以完全地阻塞相对大的灰孔。由于单独的灰孔的堵塞，冷却空气夹带的灰尘可能积累在顶盖的下部，而且进一步地增加了流动堵塞，最后完全妨碍了单独的冷却通道的冷却流动。
因而，希望提供一种涡轮机叶片，该叶片具有改进的灰尘排出结构，以此来提高在灰尘环境中叶片的使用寿命。
发明内容
一个空心涡轮机翼面包括顶盖，其在相对的压力侧和负压侧之间限定了一个内冷却回路。顶盖包括围绕灰孔的内圆顶，且该内圆顶在翼面的相对侧壁横向之间，和在翼面的相对前缘和后缘弦向之间，朝着翼面根部向内倾斜。
附图说明
依照优选的和示例性的实施例以及进一步的目的和益处，本发明结合附图在接下来的详细的说明中将更特别地进行描述，其中：
图1是用于燃气轮机的高压涡轮机(HPT)第一级的示例性的涡轮机转子叶片的示意图；
图2是图1所示的且一般沿线2-2的涡轮机叶片的前视截面图；
图3是图2所示的翼面的顶部区域的放大径向切面视图，示出了各种结构的内圆顶和共同工作的灰孔；
图4是通过图3所示的翼面顶部的且沿着线4-4的径向切面视图；
图5是通过图3所示的翼面顶部的且沿着线5-5的径向切面视图；
图6是通过图3所示的翼面顶部的且沿着线6-6的径向切面视图；
图7是根据另一个实施例的类似图3的翼面的放大径向切面视图；
图8是根据另一个实施例的类似图3的翼面的放大径向切面视图；
图9是根据另一个实施例的类似图3的翼面的放大径向切面视图；
图10是如图9所示的翼面顶部的且沿着线10-10的径向切面视图；
图11是如图9所示的翼面顶部的且沿着线11-11的径向切面视图。
具体实施方式
图1示出了一个示例性的涡轮机转子叶片10，其构造成用于燃气轮机的高压涡轮机(HPT)的第一级。该叶片包括翼面12，平台14，和燕尾榫16，其通常整体结合在一起成为在燃气轮机的恶劣环境下使用的超合金材料的整铸件。
翼面12特别地构造成在运行期间用于从热燃气18中提取能量，该热燃气在发动机的燃烧室(未示出)中生成。平台14为发动机的燃气限定了径向向内的边界。而且，燕尾榫16设置有柄根或者凸起部，用于将整个叶片安装在相应的燕尾榫槽中，该槽设置在支承涡轮机转子盘(未示出)的周边上。
图1和2中示出的翼面12是空心的，包括周向或者横向相对的压力侧壁和负压侧壁20，22，它们在从与平台14整体结合的底部叶根24，到径向向外的且被相应的涡轮机罩(未示出)所紧密环绕在发动机中的顶端26跨距间，径向或者纵向延伸。
压力侧壁20通常是凹的，而负压侧壁22通常是凸的，且两者轴向或者横向地在相对的前缘和后缘28，30的弦长间延伸。
空心翼面12包括内冷却回路32，通过该回路，由工作中的发动机的压缩机(未示出)供给的压缩冷却空气34在运行期间循环流动，通过相应的设在燕尾榫16底部中的入口，流到单个涡轮机叶片中。
基本的涡轮机叶片10和冷却回路32中可以具有任何常规的结构和运行方式，以在运行期间在高压涡轮机中提取热燃气18中的能量，同时循环叶片内的冷却空气34以冷却叶片。
例如，图1和2中示出的示例性的冷却回路32具有多个纵向的或者径向的流动腔或者通道1-8，该腔或通道在从叶根24到顶部26之间的跨距间延伸。第四通道4进一步向内穿过平台14和燕尾榫16延伸到位于燕尾榫底部的相应入口。通道5类似地向内延伸到位于燕尾榫底部，从而限定了第二个入口。并且第八通道8也延伸到燕尾榫底部，从而限定了第三个入口。三个入口在运行中接收冷却空气34的相应部分以此在多个冷却通道1-8中进行循环。
冷却回路32和它的径向通道限定在多个相应的肋或隔板36之间，该肋或隔板与相对的压力侧壁和负压侧壁20，22整体结合或铸造。隔板在发动机的轴向上弦向地分隔或间隔开，从而在两个侧壁的相应部分限定了单个流动通路的周边或边界，其在图1所示的剖面结构上进行变化。
第一通道1直接设置在前缘后且具有较小剖面流动面积。随着翼面宽度的增加，通道2-4在下游方向增加了宽度，且随着翼面厚度逐渐减小而成为锐型后缘30时，通道4-8减小了宽度。
如上所述，冷却回路32可以具有任一常规结构，通常也包括倾斜通过叶片的压力和负压侧壁的多排膜式冷却孔38，如图1所示。冲击孔40通常在第二隔板内轴向延伸以冲击冷却尾缘的后侧处。并且一排尾缘孔槽42通过薄叶片尾缘排放冷却气体。
膜式冷却孔和冲击冷却孔通常是相对小的，用于控制和计量冷却空气从中的排放。这些孔的名义直径可以例如大约为10-15密耳(0.25-0.38毫米)。这样，通过燕尾榫底部中的冷却回路的入口接收到有限冷却空气的分布，可以正好通过示例性的八条通道的每一条来进行分配，和正好从通过翼面自己的相应的排出孔来进行分配。
图1和2示出的示例性的翼面的另一个常规的特征是较薄的顶盖44，其在翼面顶部26横向地架在相对的侧壁20，22间，为内冷却回路32提供外边缘。顶盖44通常是从翼面顶部26径向向内凹陷，从而限定了一个外露的外部顶腔或顶坑46，其朝向顶盖44外表面纵向向外的方向。翼面顶部26被相应的侧壁小的整体增设部分所限定，该侧壁限定一个尖细的顶部或肋，其横向地结合在顶坑46上，且提供保护性材料用于在运行期间翼面顶部和周围涡轮机罩的临时摩擦。
图2所示的另一常规涡轮机转子叶片在顶部区域进行了改良，如图3中的放大图所示，包括共同工作的灰尘排放孔48和内部圆顶或漏斗50设置成与内冷却回路32的相应部分流通，以此在运行期间有效地排放夹带在冷却空气34中的灰尘，同时减少或消除沿着顶盖44的内表面的内部积累。
单个灰孔48是较大的且通常大约为图1所示膜式冷却孔38的流动直径的两倍。例如，灰孔48通常是从翼面里的入口到顶坑里的出口的柱状或管状孔，具有大约20-30密耳(0.5-0.76毫米)的流动直径。这样，大的灰孔本身不会由于灰尘颗粒在其中的积累而导致任何附加的堵塞。
图4-6示出了三种形式的内部圆顶50，其连同共同工作的灰孔48一起与内冷却回路的相应流动通道相结合。进一步地，图3所示的通道7也可以包括相应的灰孔48和共同工作的内圆顶50，与那些设置在图3和4所示通道2的末端的结构类似。
由于图3所示的顶盖44相对薄从而减轻了涡轮机叶片的重量，它一般与常规叶片铸造在一起，具有相对扁平的外表面和内表面。内表面通常在相对小的填角处与翼面侧壁和相应的隔板结合，因此提供了局部滞流区域和水平凸缘或者台阶，这促进了在一定工作环境下灰尘的积累。
因此，选择生地改进图3所示的顶盖44的内表面，包括了在相应流动通道的上方的一般凹的圆顶50，以此消除其上面可积累灰尘的水平台阶或者凸缘，同时也使得夹带的灰尘平滑地漏入到相应灰孔48中而从翼面中消除。
每个内圆顶50完全包围相应灰孔48，且以一个三维圆顶结构的形式，从灰孔在相对侧壁20和22之间横向地，和在相对的前缘和后缘28、30之间弦向地朝着翼面根部纵向或径向向内斜置。图3示出了沿翼面弦向方向的示例性结构，图4-6示出了在相对侧壁之间横向的圆顶结构。
图3-6所示的多个圆顶50通常是向内凹的，且相对翼面根部，在高度或跨距上，横向向外的从中心灰孔48中朝着横向相对的压力侧壁和负压侧壁20、22减少，同时朝着弦向相对的前缘和后缘和结合在单个流动通道的相应隔板减少。
因此，每个圆顶50具有由相对侧壁和流动通道的限制隔板来限定的周边，和增加从周边到向内或中心的圆顶最高顶点过程中的高度，灰孔48以倒置漏斗的聚合形式设置。这样，当由于压力驱动力，和由于叶片本身的转动而产生的离心力使得冷却空气通过多个流动通道时，夹带的灰尘被迫径向向外地通过圆顶漏斗50来通过其中的中间灰孔排出，如果有，也是最小程度的灰尘积累。
因而，每个灰尘漏斗圆顶50相比于它的排出灰孔48来说是相对大的，且在尺寸，周长，和面积上同延的，具有一个或更多个径向流动通道结合在其上。因而每个圆顶是相对大的，且与结合在流动通道上的相对侧壁和相对隔板相符。每个圆顶50的表面面积包括它的中心灰孔48的，因而与向下延伸的一个或多个流动通道的整个流动面积相等，所述流动通道与相应的圆顶相结合。
每个圆顶适当地向内倾斜来平滑地与侧壁和隔板相结合，且在远离中心灰孔的这些结合处减少任何水平凸缘或台阶，以此保护或减少灰尘在该处的积累。
单个圆顶的曲率或倾角在横向和弦向上可以依照流动通道自身的特殊尺寸和结构来选择。例如，在图4-6所示的三个实施例中的圆顶50的横向倾角通常类似于从灰孔到结合的侧壁和隔板的基本直倾角，其具有相对小的过渡圆角。
对于图3所示的圆顶的弦向倾角或结构，通道3、4和通道5、6的相应圆顶通常类似从灰孔到位于分界隔板处较小圆角相对直倾斜。
对于相对窄的通道2、7的圆顶的弦向结构可以是弓形的或者半圆形的。虽然在图3中的示例性实施例中示出了四个圆顶，但是其中的任何一个或者多个可以根据特殊叶片设计和附加的防灰尘的需要来使用。
需要注意在图3-6中，从中心灰孔向外到达侧壁和隔板的结合处，局部增加另外的薄顶盖44的厚度形成内圆顶50。这个附加的厚度可以用常规的方式铸造而成，但是相应地提高了涡轮机叶片的重量和相应的离心负荷，该离心负荷在运行期间必须由涡轮机转子承受。因此内圆顶50应当在相对大的流动通道中采用，尽管重量增加了，但这有利于增强灰尘的消除。
因而内圆顶50通常向内凹陷，并且在期望的地方限制了相应流动通道的径向向外的远端，根据如图1最初所示那样的单个叶片的特殊结构和曲率，以及内冷却回路的径向流动通道的相应数量和结构，它们可以具有多种结构。图1示出了八个示例性流动通道1-8，但是在其它涡轮机叶片设计中，更多或更大数量的流动通道可以采用，它们以此决定了最有效的内圆顶的特殊结构。
图3示出了多个结构，其中用于第二和第七通道2、7的灰孔48，径向或者纵向地与这些通道相应地对准。相反地，用于通道3-6的灰孔48，没有径向或纵向和这四条通道的任何一条进行对准。
相应地，灰孔48可以直接地，如图3所示的那样，居中在相应的通道2、7的正上方，或者不居中在相应的通道3-6的正上方。
因而，单个的圆顶50具有三维的内表面，它们可以受益于在相对的侧壁之间的至少横向方向上，在隔板之间的轴向或者弦向方向上，和在围绕360度圆周内的任何截面处的不同曲率或者结构。例如，用于图3所示的第二和第七通道2，7的灰孔48，可以在弦向上分别对准或者集中在这些通道上。
相应地，灰孔48可以在图3实施例所示的四个通道3-6上方弦向偏移，同时在图7和8所示的其它实施例中也一样。
进一步地，单独的灰孔48也可以在任何一个通道上方，横向地位于相对的压力侧壁和负压侧壁之间的中间，例如图5所示的第三通道3。
可替换地，灰孔48可以在任何一个通道的上方，在相对的压力侧壁和负压侧壁之间横向地偏离设置，例如图4所示的通道2，图6所示的通道5，和附加实施例中图10，11所示的通道4和3。
由于单个流动通道的不同结构和它们运行时所处的离心环境，这些内圆顶和共同工作的灰孔的不同的结构具有不同的优势。
例如，如图1和2所示的第一和第二通道1，2是相对窄的，且构造成用于给前缘的背面提供冲击冷却。这三条通道2-4限定了一个三弯式蛇行回路，通道4延伸穿过燕尾榫用于提供第一入口，以轴向向前朝叶片前缘引导冷却空气。
通道5-7限定了另一个三弯式蛇行回路，通道5限定了通过燕尾榫16的第二入口，以向后朝向后缘引导冷却空气。第八通道8通过后缘槽42，由通过燕尾榫16的第三入口，提供后缘的专用冷却。
图1所示的单个通道1-7当横向宽度增加时，在弦向上的宽度上是相对窄的，同时翼面的厚度在压力侧壁和负压侧壁之间的圆丘区域中，增加到最大。
图3所示的两个蛇行回路4-3-2和5-6-7包括相应的径向通向外部的入口通道4、5，随着入口通道接着依次是径向通向内部的通道3、6，接着依次是通过相应的通向外部和最后的通道2，7。
如图3最初所示的那样，通向外部的入口通道4通过一个向外的流动转向或者流动转弯52，连接到下一个通向内部的通道3，其流动转向或者流动转弯由截顶的或者缩短的隔板36限定，其隔板在快到顶盖44和相应内圆顶50的内表面处中止。类似地，通向外部的入口通道5在另一个向外的流动转弯处52，连接到下一个通向内部的通道6，其流动转弯处由相应的截顶隔板36限定。
并且图2示出，在第二、第三通道2、3之间和在第六、第七通道6，7之间的隔板，在它们径向向内端部处截顶，从而在两个三通式蛇行回路的最后两个通道之间限定了相应的内流动转弯。
因而，对于图3所示的蛇行通道4-3-2和5-6-7的两种形式，各自共用的内圆顶50架设在两个蛇行回路的最初的两通道4-3和5-6上，且相应的灰孔设置与相应的流动转弯52连通。
因而单个内圆顶50可以架设在每个两流动转弯52处，每个回路的单个灰孔48在通常相同的弦向位置处，纵向地对准截顶隔板，该截顶隔板在每个蛇行回路的最初的两通道之间。相应的，在两个蛇行回路的通向外部和通向内部的流动通道4-3和5-6上方，共同的圆顶50在高度或者跨距上以通常对称的方式沿着弦向减小。
在这种结构中，在通向外部的入口通道4、5中的通向外部的空气，沿着相应的内圆顶50平滑地转移，用来通过在圆顶的顶点处的灰孔48排出夹带灰尘。轻的灰尘可以平滑地继续通过下一个通向内部的通道，以通过下一个通向外部的通道来进行消除。
灰尘的重量或者密度，在单个圆顶和其中相应灰孔的位置的详细的设计中，是一个重要的因素。通过每个涡轮叶片的冷却空气在压缩机中压缩，由于在翼面内外的压力不同，该冷却空气被驱动以相应的流速通过单个翼面。
进一步地，单个的涡轮叶片在运行期间转动，且受到离心力的作用，该离心力作用于空气中夹带的灰尘颗粒。
如果作用于灰尘的离心负荷大于驱动灰尘的空气动力学负荷或者压力负荷，则灰尘将被离心力驱动到顶盖的下面。
然而，如果作用于灰尘的空气动力学负荷大于离心负荷，灰尘将继续被夹带在空气流中，并将通过翼面的通向内部的流动通道传递。
因而，根据流动通道的特殊结构和作用于各种尺寸灰尘的各种驱动力，可以优化单个圆顶的三维结构和灰孔48向内或中心的相应位置。
图3弦向地示出了在两个共用的圆顶50上灰孔的中心位置，该圆顶架设在两个蛇行回路的最先的两个通道上。
图7示出了图3实施例的局部修改，其中灰孔48纵向地对准或者弦向地居中设置在两个蛇行回路的通向外部的入口通道4和5上。相应地，圆顶50是不对称的或者歪斜的，并在截顶隔板36和两个蛇行通道各自的第二通向内部的通道3和6上方倾斜。
这样，顶盖和相应的圆顶50在第二通向内部的通道3和6的上方是相对厚的和无孔的，且在入口通道4和5的上方是相对薄的。因而夹带灰尘可以通过相应的灰孔48立即消除，当它流入下一个通向内部的通道时，倾斜的圆顶进一步地阻挡灰尘的夹带。
图8示出了与图7的实施例相反的修改，其中相应灰孔48纵向对准和弦向居中设置在两个蛇行回路的相应的第二或者通向内部的通道3、6上方。相应的圆顶50也是不对称的，但是与图7所示的相反，在截顶隔板36和相应的通向外部的入口通道4、5的上方向内倾斜。顶盖44和内圆顶在第二通向内部的通道3、6处是相应地相对薄的，而在两个蛇行回路的通向外部的入口通道4、5上是相对厚的。
这样，内圆顶在入口通道4、5上是无孔的，且在高度上平滑地增加到下一个通向内部的通道3、6，该通向内部的通道上方设置有相应的灰孔48，其用于在运行期间消除灰尘。
然而图9示出了另一个在两个蛇行回路的上方的圆顶的实施例，其中顶盖44包括一个整体坝或者脊54，该坝或者脊在相对的侧壁之间径向向内延伸，在用于两个蛇行回路的每一个的截顶隔板36上悬吊且间隔设置。
两个脊54通常弦向地在流动转弯52的中间位置，对准相应的截顶隔板设置，以此限定出一个双圆顶结构，该结构具有设置在相应的通向外部的入口通道4和5上方的第一内圆顶50，和设置在相应的下一个通向内部的通道3和6的上方的第二内圆顶50。两个圆顶50的每一个通常向内凹陷，并具有相应的单个灰尘48设置在其中心。
每个脊54更适宜径向向内沿着弦向凸出，且第一和第二圆顶50优选向内凹陷，在公用脊54的相对前侧和后侧弦向上大致对称。
虽然具有相应的两个大灰孔48的双圆顶结构因而相应地提升了流动的需要，其中这两个灰孔设置在两个蛇行回路的两个入口通道3、4和5、6上，它们提供一个附加的机械装置，提高两个回路的相应外流动转弯52所夹带灰尘的去除。
认识了如前所述的，作用在夹带灰尘上的空气动力或惯性力和离心力，脊54的引入能够局部地减慢空气的速度，以此在双灰孔中提高灰尘的排出。
然而，另一种作用在涡轮机叶片中的夹带灰尘上的力为科里奥利力(Coriolis force)，该力由冷却空气的径向流动产生，其冷却空气位于相应的通向外部和通向内部的流动通道中，它们自己在运行期间随着叶片转动。科里奥利力是常规的，其表现为在通向外部和通向内部通道中的空气流径向矢量和叶片本身的转动横向矢量的矢量交叉积。因此，科里奥利力是指向夹带灰尘的。
图10和11示意性地由短划线示出了科里奥利力F的不同方向，该科里奥利力F分别在图10的通向外部的流动通道4中和图11的通向内部的流动通道3中。科里奥利力造成了垂直于翼面的径向方向的冷却空气的第二流动场。并且科里奥利力必须与如前所述的结合空气动力和离心力作用于灰尘。
在图10所示的通向外部的通道4中，空气和灰尘径向向外运送，相反地在图11所示的通向内部的通道3中，空气和灰尘径向向内运送。
因而，图10所示的灰孔48，相比去到负压侧壁22，优选横向近压力侧壁20偏移，对于界定了通向外部的流动通道4的内圆顶50，以弥补科里奥利力F的方向和改进灰尘从孔里的消除。因此，通向外部的流动通道5是类似于通向外部的流动通道4，相应的圆顶和灰孔48的位置可以与图9和10所示的类似。
相反，设置在图11所示的通向内部的流动通道3的上方的内圆顶50中的灰孔48，相比于压力侧壁20，优选横向近负压侧壁22偏移，以弥补该通道中的科里奥利力F的相反方向和改进通过偏移灰孔48的夹带灰尘颗粒的消除。因而第二蛇行回路的通向内部的通道6与图9和11所示的通向内部的通道3一样，通道6上方的圆顶和灰孔48的结构可以与图11所示的结构相同。
然而图8示出了另一种实施例，其中内圆顶50可以设置在第一和第二通道1、2共同的上方，且与灰孔48延伸通过的外圆顶56相应地互补。在这种结构中，内圆顶50通常是凹陷的，而外圆顶56通常是凸出的，用来在该区域维持顶盖44的一般连续的厚度和减小顶部重量。外圆顶56稍稍向外露的顶坑46突出。
内圆顶和外圆顶50、56优选弦向地架设在两个相邻的流动通道1、2上，具有共用的灰孔48，该灰孔对准或者弦向地居中设置在相应的隔板36上方，一排冲击孔40穿过隔板设置。由于第二通道2是前面蛇行回路的最后的通道，且还为前缘通道1供给，在径向外端处的共用圆顶50确保消除冷却流中夹带的灰尘。
内圆顶50和共同工作的灰孔48的简单引入，可以容易地消除任何水平或者浅的凸缘或台阶和流动停滞区域，该区域中顶盖的内表面与相对的压力侧壁和负压侧壁和相应的隔板相连，该隔板限定了多个流动通道。灰尘积累处因而被消除，且内圆顶的曲率可以选择，通过运行期间作用在冷却空气和夹带灰尘上的几种力，使得从不同构造的流动通道中灰尘的消除达到最大化，通向外部和通向内部都可以。
上面公开的三维的圆顶50可以是简单地在单元涡轮机叶片中制造出，使用常规的铸造过程，或者可以以别的方式制造成所希望的样子。
虽然这里已经描述了所考虑到的本发明的最佳和示例性的实施例，通过这里给出的教导，本发明的其它修改对于本领域的技术人员来说是明显的，因而，期望可以保护附加的权利要求和落入本发明的真正精神和范围的所有这种修改。
部件列表
  1-8   流动通道
  10   转子叶片
  12   翼面
  14   平台
  16   燕尾榫
  18   燃气
  20   压力侧壁
  22   负压侧壁
  24   根部
  26   顶部
  28   前缘
  30   后缘
  32   冷却回路
  34   冷却空气
  36   隔板
  40   冲击孔
  42   后缘槽
  44   顶盖
  46   顶坑
  48   灰孔
  50   内圆顶
  52   流动转弯
  54   脊
  56   外圆顶

Claims (10)

1.涡轮机叶片(10)包括：
翼面(12)，包括相对的压力侧壁和负压侧壁(20，22)，其侧壁在从根部(24)到顶部(26)的跨距纵向上，和在前缘和后缘(28，30)的弦向间横向上延伸；
所述的侧壁(20，22)是横向分隔开设置，从而限定了具有多个纵向流动通道(1-8)的内冷却回路(32)，该流动通道由相应的隔板(36)弦向分隔开；
所述翼面(12)进一步包括顶盖(44)，该顶盖从所述翼面顶部(26)向内凹陷从而限定了外露的顶坑(46)，并且该顶盖具有包围着灰孔(48)的内圆顶(50)，该灰孔从所述冷却回路(32)延伸连通到所述顶坑(46)；且
所述圆顶(50)在所述侧壁(20，22)之间横向地和在所述前缘和后缘(28，30)之间弦向向内倾斜，且与所述通道中的至少一个共同延伸。
2.如权利要求1所述的叶片，其特征在于所述圆顶(50)从所述侧壁(20，22)处的周边增加高度到其中包含所述灰孔(48)的内侧顶点。
3.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述灰孔(48)弦向居中设置在所述通道(2，7)中的一个上方。
4.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述灰孔(48)横向居中设置在所述通道(3)中的一个上方。
5.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述灰孔(48)在所述通道(3-6)中一个的上方弦向偏移。
6.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述灰孔(48)在所述通道(2，3，4，7)中一个的上方横向偏移。
7.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述冷却回路(32)包括一个通向外部的流动通道(4，5)，所述灰孔(48)相比去到负压侧壁(22)横向更靠近所述压力侧壁(20)偏移。
8.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述冷却回路(32)包括一个通向内部的流动通道(3，6)，所述灰孔(48)相比去到压力侧壁(20)横向更靠近所述负压侧壁(22)偏移。
9.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述冷却回路(32)包括多个以蛇行方式布置的通向外部和通向内部的流动通道(2-4)，(5-7)，  其间采用截顶隔板(36)限定出流动转弯(52)，单个圆顶(50)架设在流动转弯(52)上，且设置所述灰孔(48)与所述流动转弯(52)连通。
10.如权利要求2所述的叶片，其特征在于所述冷却回路(32)包括多个以蛇行方式布置的通向外部和通向内部的流动通道(2-4)，(5-7)，  其间采用截顶隔板(36)限定出流动转弯(52)；且
所述顶盖(44)进一步包括悬吊在截顶隔板(36)上方的脊(54)，以此限定出设置在所述通向外部的通道(4，5)上方的第一内圆顶(50)，和设置在所述通向内部的通道(3，6)上方的第二内圆顶(50)，且每个圆顶具有相应的灰孔(48)。
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Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103184888A (zh) * 2012-01-03 2013-07-03 通用电气公司 用于从流体分离颗粒的涡轮和方法
CN103452595A (zh) * 2013-09-25 2013-12-18 青岛科技大学 一种提高冷却效率的新型气膜孔
CN105143608A (zh) * 2013-03-13 2015-12-09 通用电气公司 用于改善灰尘缓解的涡轮叶片
CN105650676A (zh) * 2016-03-15 2016-06-08 西北工业大学 一种地面燃机燃烧室的旋流叶片
CN106089315A (zh) * 2015-04-28 2016-11-09 西门子股份公司 用于燃气涡轮的转子叶片
CN108979733A (zh) * 2017-05-31 2018-12-11 通用电气公司 用于工业机器的热气路径中的部件
CN109681467A (zh) * 2017-10-18 2019-04-26 古德里奇公司 具有阻尼结构的叶片
CN111247313A (zh) * 2017-08-24 2020-06-05 西门子股份公司 涡轮转子翼型件和用于减少叶片内的腔中的压力损失的相应方法
CN112969841A (zh) * 2018-12-06 2021-06-15 三菱动力株式会社 涡轮动叶、涡轮以及顶隙测量方法

Families Citing this family (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080317597A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 General Electric Company Domed tip cap and related method
US7815414B2 (en) * 2007-07-27 2010-10-19 United Technologies Corporation Airfoil mini-core plugging devices
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
US8016563B1 (en) * 2007-12-21 2011-09-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip turn cooling
ES2398303T3 (es) 2008-10-27 2013-03-15 Alstom Technology Ltd Álabe refrigerado para una turbina de gas y turbina de gas que comprende un tal álabe
US8371817B2 (en) * 2009-09-15 2013-02-12 General Electric Company Apparatus and method for a turbine bucket tip cap
GB201006449D0 (en) * 2010-04-19 2010-06-02 Rolls Royce Plc Blades
US8568097B1 (en) * 2010-09-20 2013-10-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with core print-out hole
US8938978B2 (en) 2011-05-03 2015-01-27 General Electric Company Gas turbine engine combustor with lobed, three dimensional contouring
DE102012212289A1 (de) * 2012-07-13 2014-01-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel für eine Gasturbine
WO2014126565A1 (en) 2013-02-14 2014-08-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having surface indicator
US9932837B2 (en) * 2013-03-11 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure loss cooled blade
US9797258B2 (en) * 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
US9528379B2 (en) * 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9810072B2 (en) * 2014-05-28 2017-11-07 General Electric Company Rotor blade cooling
FR3021697B1 (fr) * 2014-05-28 2021-09-17 Snecma Aube de turbine a refroidissement optimise
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US9915176B2 (en) 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
EP3149311A2 (en) 2014-05-29 2017-04-05 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
CA2950274A1 (en) 2014-05-29 2016-03-03 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
US9988910B2 (en) * 2015-01-30 2018-06-05 United Technologies Corporation Staggered core printout
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10724436B2 (en) 2016-01-21 2020-07-28 General Electric Company Inlet particle separator for a turbine engine
US10450874B2 (en) * 2016-02-13 2019-10-22 General Electric Company Airfoil for a gas turbine engine
US10260355B2 (en) 2016-03-07 2019-04-16 Honeywell International Inc. Diverging-converging cooling passage for a turbine blade
FR3048718B1 (fr) 2016-03-10 2020-01-24 Safran Aube de turbomachine a refroidissement optimise
US10119406B2 (en) * 2016-05-12 2018-11-06 General Electric Company Blade with stress-reducing bulbous projection at turn opening of coolant passages
US10400670B2 (en) 2016-06-15 2019-09-03 General Electric Company Inlet particle separator for a turbine engine
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
US10830138B2 (en) 2016-07-20 2020-11-10 General Electric Company Fine debris multi-stage separation system
US10400795B2 (en) 2016-07-20 2019-09-03 General Electric Company High pressure cyclonic separator for turbomachinery
US10695704B2 (en) 2016-07-20 2020-06-30 General Electric Company Multi-station debris separation system
EP3301261B1 (en) 2016-09-14 2019-07-17 Rolls-Royce plc Blade
FR3072415B1 (fr) 2017-10-17 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Aube de turbine creuse a prelevement d'air de refroidissement reduit
US10669896B2 (en) * 2018-01-17 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Dirt separator for internally cooled components
US10900377B2 (en) * 2018-04-23 2021-01-26 Honeywell International Inc. System and method for monitoring for sand plugging in gas turbine engines
US10669862B2 (en) 2018-07-13 2020-06-02 Honeywell International Inc. Airfoil with leading edge convective cooling system
US10787932B2 (en) 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US10989067B2 (en) 2018-07-13 2021-04-27 Honeywell International Inc. Turbine vane with dust tolerant cooling system
US10961854B2 (en) 2018-09-12 2021-03-30 Raytheon Technologies Corporation Dirt funnel squealer purges
GB201820669D0 (en) * 2018-12-19 2019-01-30 Rolls Royce Plc Turbine blade
US11053803B2 (en) 2019-06-26 2021-07-06 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
US11041395B2 (en) 2019-06-26 2021-06-22 Raytheon Technologies Corporation Airfoils and core assemblies for gas turbine engines and methods of manufacture
US11230929B2 (en) 2019-11-05 2022-01-25 Honeywell International Inc. Turbine component with dust tolerant cooling system
CN110748384B (zh) * 2019-11-29 2021-11-05 大连理工大学 一种涡轮叶片尾缘折线式排气劈缝结构
US11319839B2 (en) * 2019-12-20 2022-05-03 Raytheon Technologies Corporation Component having a dirt tolerant passage turn
US11131213B2 (en) 2020-01-03 2021-09-28 General Electric Company Engine component with cooling hole
US11274559B2 (en) * 2020-01-15 2022-03-15 Raytheon Technologies Corporation Turbine blade tip dirt removal feature
US11299991B2 (en) * 2020-04-16 2022-04-12 General Electric Company Tip squealer configurations
DE102021204782A1 (de) * 2021-05-11 2022-11-17 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Verbesserte Schaufelspitze im Neuteil oder repariertem Bauteil und Verfahren

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4073599A (en) 1976-08-26 1978-02-14 Westinghouse Electric Corporation Hollow turbine blade tip closure
US5232343A (en) * 1984-05-24 1993-08-03 General Electric Company Turbine blade
JPS62228603A (ja) 1986-03-31 1987-10-07 Toshiba Corp ガスタ−ビンの翼
US4761116A (en) * 1987-05-11 1988-08-02 General Electric Company Turbine blade with tip vent
US4820122A (en) 1988-04-25 1989-04-11 United Technologies Corporation Dirt removal means for air cooled blades
GB2228540B (en) * 1988-12-07 1993-03-31 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades
US5125798A (en) 1990-04-13 1992-06-30 General Electric Company Method and apparatus for cooling air flow at gas turbine bucket trailing edge tip
JPH04103802A (ja) * 1990-08-24 1992-04-06 Hitachi Ltd 伝熱促進装置およびタービン冷却翼
JP3006174B2 (ja) 1991-07-04 2000-02-07 株式会社日立製作所 内部に冷却通路を有する部材
US5660523A (en) 1992-02-03 1997-08-26 General Electric Company Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement
WO1994012768A2 (en) 1992-11-24 1994-06-09 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US5403159A (en) 1992-11-30 1995-04-04 United Technoligies Corporation Coolable airfoil structure
JP3192854B2 (ja) * 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5387085A (en) * 1994-01-07 1995-02-07 General Electric Company Turbine blade composite cooling circuit
JP3137527B2 (ja) 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
JPH10280905A (ja) 1997-04-02 1998-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼のタービュレータ
US5902093A (en) 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
US5967752A (en) * 1997-12-31 1999-10-19 General Electric Company Slant-tier turbine airfoil
US5971708A (en) * 1997-12-31 1999-10-26 General Electric Company Branch cooled turbine airfoil
US6164914A (en) 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
GB0025012D0 (en) 2000-10-12 2000-11-29 Rolls Royce Plc Cooling of gas turbine engine aerofoils
US6491496B2 (en) 2001-02-23 2002-12-10 General Electric Company Turbine airfoil with metering plates for refresher holes
US6527514B2 (en) 2001-06-11 2003-03-04 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with rub tolerant cooling construction
GB2382383B (en) 2001-11-27 2005-09-21 Rolls Royce Plc Gas turbine engine aerofoil
US6672829B1 (en) 2002-07-16 2004-01-06 General Electric Company Turbine blade having angled squealer tip
US6971851B2 (en) * 2003-03-12 2005-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Multi-metered film cooled blade tip
US7137779B2 (en) * 2004-05-27 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil leading edge cooling
US7097419B2 (en) * 2004-07-26 2006-08-29 General Electric Company Common tip chamber blade
US7442008B2 (en) * 2004-08-25 2008-10-28 Rolls-Royce Plc Cooled gas turbine aerofoil
US7168921B2 (en) * 2004-11-18 2007-01-30 General Electric Company Cooling system for an airfoil

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103184888A (zh) * 2012-01-03 2013-07-03 通用电气公司 用于从流体分离颗粒的涡轮和方法
CN103184888B (zh) * 2012-01-03 2016-04-13 通用电气公司 用于从流体分离颗粒的涡轮和方法
CN105143608A (zh) * 2013-03-13 2015-12-09 通用电气公司 用于改善灰尘缓解的涡轮叶片
CN103452595A (zh) * 2013-09-25 2013-12-18 青岛科技大学 一种提高冷却效率的新型气膜孔
CN106089315A (zh) * 2015-04-28 2016-11-09 西门子股份公司 用于燃气涡轮的转子叶片
CN105650676A (zh) * 2016-03-15 2016-06-08 西北工业大学 一种地面燃机燃烧室的旋流叶片
CN108979733A (zh) * 2017-05-31 2018-12-11 通用电气公司 用于工业机器的热气路径中的部件
CN111247313A (zh) * 2017-08-24 2020-06-05 西门子股份公司 涡轮转子翼型件和用于减少叶片内的腔中的压力损失的相应方法
CN109681467A (zh) * 2017-10-18 2019-04-26 古德里奇公司 具有阻尼结构的叶片
CN109681467B (zh) * 2017-10-18 2021-06-08 古德里奇公司 具有阻尼结构的叶片
CN112969841A (zh) * 2018-12-06 2021-06-15 三菱动力株式会社 涡轮动叶、涡轮以及顶隙测量方法
CN112969841B (zh) * 2018-12-06 2023-04-21 三菱重工业株式会社 涡轮动叶、涡轮以及顶隙测量方法

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Publication number Publication date
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