CN106968720A - 用于涡轮翼型件的后缘冷却 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于涡轮翼型件的后缘冷却。具体而言，一种用于燃气涡轮发动机(10)的构件包括具有外表面(98,100)的翼型件(78)。一个或多个冷却通路(110,112,114)可设置在翼型件(78)内，具有沿后缘(104)延伸的冷却通路(114)。多个冷却通道(116)可从冷却通路(114)延伸穿过后缘(104)。至少一个流元件(120)和至少一个膜孔(122)可设置在冷却通道(116)中或冷却通道(114)附近的后缘通路(114)中。流元件(120)和膜孔(122)可与彼此成预定关系，向膜孔(122)提供改善的流动。

Description

用于涡轮翼型件的后缘冷却
技术领域
涡轮发动机，且更具体地燃气或燃烧涡轮发动机是从气流获得能量的旋转发动机，气流穿过包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中的发动机、穿过燃烧器且然后到多个涡轮叶片上。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和功率生成，但最常用于航空应用，例如飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。
背景技术
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以最大限度增加发动机推力，故在操作期间对某些发动机构件(诸如转子柱)的冷却是必需的。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。
置于与冷却流内的多个膜孔互补的表面上的流元件可用作热冷却特征，然而，流元件可在冷却流越过它们时生成不稳定的流。不稳定的流可将不稳定的流体流提供至膜孔，降低了膜冷却效率。
发明内容
一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括：具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的至少一个外表面的翼型件、位于翼型件内且沿后缘延伸的冷却通路、从冷却通路延伸穿过后缘的至少一个后缘冷却通道、位于后缘冷却通道内的至少一个流元件，以及具有后缘冷却通道中的入口、外表面上的出口以及连接入口和出口的通路的至少一个膜孔。入口与流元件成预定关系位于冷却通道中。
另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括：具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的至少一个外表面的翼型件、位于翼型件内且沿后缘延伸的冷却通路、从冷却通路延伸穿过后缘的至少一个后缘冷却通道，以及具有冷却通路中的入口、外表面上的出口以及连接入口和出口的通路的至少一个膜孔。入口与后缘冷却通道成预定关系位于冷却通路中。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的构件，包括：
翼型件，其具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的外表面；
位于所述翼型件内且沿所述后缘延伸的冷却通路；
至少一个后缘冷却通道，其从所述冷却通路延伸穿过所述后缘或所述后缘处的所述外表面中的一者；
位于所述后缘冷却通道内的至少一个流元件；以及
至少一个膜孔，其具有所述后缘冷却通道中的入口、所述外表面上的出口以及连接所述入口和所述出口的通路；
其中所述入口与所述流元件成预定关系位于所述冷却通道中。
技术方案2. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口和流元件位于所述冷却通道的相对侧上。
技术方案3. 根据技术方案2所述的构件，其中，所述预定关系还包括所述入口和流元件位于相同流向位置处。
技术方案4. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括紊流器。
技术方案5. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述构件为旋转叶片或静止导叶中的一者。
技术方案6. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个后缘冷却通道包括多个后缘冷却通道。
技术方案7. 根据技术方案6所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括所述多个后缘冷却通道内的多个流元件。
技术方案8. 根据技术方案7所述的构件，其中，所述至少一个膜孔中的每一个包括多个膜孔。
技术方案9. 根据技术方案8所述的构件，其中，所述多个膜孔和多个流元件在所述后缘通道内成对布置。
技术方案10. 根据技术方案9所述的构件，其中，所述多个流元件为紊流器。
技术方案11. 根据技术方案10所述的构件，其中，所述紊流器在所述后缘冷却通道内流向间隔开。
技术方案12. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括多个流元件。
技术方案13. 根据技术方案12所述的构件，其中，所述至少一个膜孔包括与所述多个流元件中的对应流元件相关联的多个膜孔。
技术方案14. 一种用于燃气涡轮发动机的构件，包括：
翼型件，其具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的外表面；
位于所述翼型件内且沿所述后缘延伸的冷却通路；
至少一个后缘冷却通道，其从所述冷却通路延伸穿过所述后缘或所述后缘处的所述外表面；以及
至少一个膜孔，其具有冷却通路中的入口、所述外表面上的出口以及连接所述入口和所述出口的通路；
其中所述入口与所述后缘冷却通道成预定关系位于所述冷却通路中。
技术方案15. 根据技术方案14所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口与所述后缘冷却通道对准。
技术方案16. 根据技术方案15所述的构件，其中，所述预定关系还包括所述入口与所述后缘冷却通道的中心线流向对准。
技术方案17. 根据技术方案14所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口与所述后缘冷却通道流向未对准。
技术方案18. 根据技术方案14所述的构件，其中，所述构件为旋转叶片或静止导叶中的一者。
技术方案19. 根据技术方案14所述的构件，其中，所述至少一个后缘冷却通道包括多个后缘冷却通道。
技术方案20. 根据技术方案19所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口位于相邻后缘冷却通道之间。
技术方案21. 根据技术方案20所述的构件，其中，所述至少一个膜孔包括多个膜孔，且所述入口位于相邻后缘冷却通道之间。
技术方案22. 根据技术方案19所述的构件，其中，所述至少一个膜孔包括多个膜孔，且所述入口定位得与所述后缘冷却通道流向对准。
附图说明
在附图中：
图1为燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2为图1的发动机的涡轮叶片的形式的发动机构件的透视图。
图3为示出后缘冷却通道的图2的叶片的截面视图。
图4为示出多个后缘冷却通道的图2的叶片的径向截面。
图5为包括冷却通道内的流元件的图3的叶片的后缘的放大视图。
图6为后缘的放大视图，示出冷却通道的两侧上的流元件。
图7为后缘的另一个放大视图，示出冷却通路内的流元件。
图8为具有与冷却通道对准的多个膜孔的后缘的示意性侧视图。
图9为具有偏离冷却通道的多个膜孔的后缘的示意性侧视图。
零件清单
10 发动机
12 纵轴线(中心线)
14 前
16 后
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳
48 HP轴/HP转轴
50 LP轴/LP转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶(喷嘴)
62 压缩机导叶(喷嘴)
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
76 燕尾部
78 翼型件
80 末梢
82 根部
84 平台
88 第一入口通路
90 第二入口通路
92 第三入口通路
92a 前侧入口
92b 后侧入口
94 通路出口
96 内部
98 压力侧壁
100 吸力侧壁
102 前缘
104 后缘
110 第一冷却通路
113 第二冷却通路
114 后缘冷却通路
116 后缘冷却通道
117 后缘壁
S 流向流
120 流元件
122 膜孔
124 入口
126 出口
128 通路
130 膜孔
132 入口
134 出口
136 通路
138 轴线
140 流元件。
具体实施方式
本发明的描述的实施例针对关于在涡轮发动机中传送空气流的设备、方法和其它装置。为了说明的目的，本发明将关于飞行器燃气涡轮发动机描述。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，且可在非飞行器应用得到普通应用，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
还应当理解的是，为了说明的目的，本发明将关于用于涡轮发动机的涡轮叶片的翼型件来描述。然而，将理解的是，本发明不限于涡轮叶片，且在非限制性示例中可包括任何翼型件构件，诸如压缩机叶片、涡轮或压缩机导叶、风扇叶片、支柱、护罩组件，或燃烧器衬套或需要冷却的任何其它发动机构件。
如本文使用的用语"前"或"上游"是指在朝发动机入口的方向上移动，或构件相比于另一个构件相对较接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指关于发动机中心线朝发动机的后部或出口的方向。
此外，如本文使用的用语"径向"或"径向地"是指在发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的维度。
此外，如本文使用的用语"流向"或"流线"或类似术语在结合流、流体、气体、位置或排列使用时是指可为线性或其中流为非线性的流的向量的流体或气体流动方向，其中流的方向在任何位置或时间点是移动的。
所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、反时针、上游、下游、后方等)仅用于识别目的以有助于读者对本发明的理解，且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接和接合)宽泛地构想，且可包括一系列元件之间的中间部件以及元件之间的相对移动，除非另外指出。因此，连接参照不一定是指两个元件直接地连接且与彼此成固定关系。示例性的图仅出于说明的目的，且附于此的图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。安装至转轴48、50且与其中的一者或两者一起旋转的发动机10的部分单独或共同地称为转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片58相对于对应一组静止压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，而对应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58下游且在附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。压缩机级的叶片56、58可安装至盘53，盘53安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘。导叶60、62以围绕转子51的周向布置安装至核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静止涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，而对应的静止涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70上游且在附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。
在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机然后将加压环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机进一步加压环境空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获得，其驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其获得额外功来驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20和LP压缩机24。
由风扇20供应的一些环境空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2为来自图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个的形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括燕尾部76和翼型件78。燕尾部76可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘。翼型件78从末梢82延伸到根部82，限定翼展方向。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78整体结合的平台84，其有助于沿径向包含涡轮空气流。燕尾部76包括至少一个入口通路，示例性地示为第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，分别延伸穿过燕尾部76以在通路出口94处提供与翼型件78的内部流体连通。如图所示的入口通路88、90、92是示例性的，不应当理解为限制性的。较多或较少的入口通路可用来提供翼型件78内的流体流。应当认识到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88、90、92容纳在燕尾部76的本体内。还应当认识到的是，如本文使用的发动机构件描述为翼型件78，然而这不应当理解为限制性的，且在非限制性示例中，额外的发动机构件(诸如叶片、导叶、支柱或护罩组件)可替代翼型件。
转到图3，以截面示出的翼型件78具有外壁，其限定凹形压力壁98和凸形吸力壁100，壁接合在一起以限定翼型件形状。前缘102和后缘104限定在其间延伸的翼弦方向。翼型件78在一个方向上旋转，使得压力壁98跟随吸力壁100。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面顶部向上旋转。
翼型件78包括内部96，其由第一冷却通路110、第二冷却通路112和后缘冷却通路114限定。后缘冷却通路114包括从后缘冷却通路114延伸穿过后缘104附近的压力侧壁98的后缘冷却通道116。作为备选，冷却通道116可延伸穿过后缘104或吸力侧壁100。流体流向的气体的流S(诸如冷却流体)可从后缘冷却通路114穿过冷却通道116，且在翼型件78的后缘104处排出。
在示出翼型件78的径向截面的图4中，翼型件包括限定在后缘壁117内的多个冷却通道116。可认识到后缘通路114在通路出口94处与第三入口通路92流体连通。后缘通路114进给多个冷却通道116，且在末梢标志115处通过排气出口121排出任何剩余的气体。此外，朝末梢80进给的空气可排入末梢通道119中，其可与在末梢标志115处从排气出口121排出的气体会合。应当理解的是，图4中所示的冷却构造是示例性的，且不应理解为限制性的。
转到图5，冷却通道116包括多个流元件120和多个膜孔122。在非限制性示例中，流元件120可包括紊流器、销或销组，或网孔。流元件120可为离散部件，具有沿冷却通道116径向地设置的多个流元件120，或可为沿冷却通道的一部分或整个径向长度延伸的单个伸长部件。膜孔122可具有设置在冷却通道116中的入口124、设置在压力侧壁98上的出口126，以及将入口124连接至出口126的通路128。尽管膜孔122示为在压力侧98上，但它们可备选地置于吸力侧100上。
流元件120设置成从膜孔122越过，使得用于膜孔122的入口124与流元件120成预定关系位于冷却通道116中。预定关系包括膜孔122的入口124位于与流元件120相对的冷却通道116的一侧上。流元件120在相同流向位置设置在冷却通道116的壁上。作为备选，预定关系可基于冷却通道116的中心线而非流线流S由相同位置限定。流向位置可限定为在穿过冷却通道116的流向流S的方向上沿冷却通道116的距离。此外，膜孔122和流元件120可成对布置，使得预定关系包括成对的一个膜孔122和一个流元件120。
应当理解的是，膜孔和流元件的数目是示例性的。可存在比如图所示的更多或更少的膜孔和流元件。此外，不需要相同数目的膜孔和流元件。
现在转到图6，额外示例示出了设置在冷却通道116的壁上的额外的流元件125。额外的流元件125设置在膜孔入口124之间。应当认识到的是，与膜孔122相同的侧壁上的流元件125不需要与膜孔122相对的流元件120组合使用。
图7示出了具有相对于流向流设置在冷却通道116上游的后缘通路114中的多个膜孔130的另一个示例。示出了两个示例性膜孔130，一个在压力侧壁98上，且另一个在吸力侧壁100上。应当认识到的是，膜孔130的位置和几何形状是示例性的。膜孔可放置得离冷却通道116较近或较远，且可包括沿翼型件78的长度沿径向设置的多个膜孔130。各个膜孔130均包括设置在后缘通路114中的入口132以及设置在外表面(诸如压力侧壁98或吸力侧壁100)上的出口134。通路136将入口132流体地联接至出口134。
多个流元件140设置在后缘通路114内。流元件140设置成与膜孔130相对，且可设置成以预定关系从膜孔130越过，使得流元件140在冷却通道116上游与彼此流向间隔开。示出了两条流向轴线138，其设置成与流向流S正交，使得膜孔130和相关联的流元件140相对于流向流S以预定关系对准。作为备选，预定关系可相对于冷却通道116的中心线。此外，应当认识到的是，如图7中所示的流元件为可选的，且可包括仅具有膜孔130或其中一些流元件140的后缘通路构造。
应当认识到的是，流元件140可为沿后缘通路114的表面径向地设置的多个流元件140。此外，可存在与多个流元件相关联的多个互补的膜孔。
现在转到图8，后缘通路114和后缘冷却通道116的径向示意图最佳示出了沿翼型件78的后缘径向地设置的多个后缘冷却通道116。多个膜孔130可沿与后缘冷却通道116对准的后缘通路114径向地设置。因此，进入后缘冷却通道116的空气流将在进入后缘冷却通道116之前进给膜孔130。
作为备选，在图9中，膜孔130可设置成偏离后缘冷却通道116。因此，进入后缘冷却通道116的空气流将不会由进入膜孔130的空气流干扰。
因此，如图8和图9中所示的膜孔130的放置可与如图7中所示的膜孔130和流元件的对准组合使用，以将膜孔130相对于冷却通道116和流元件140两者置于后缘附近。
应当认识到的是，膜孔入口与翼型件后缘特征(诸如流元件，其可包括紊流器、销或销组或网孔)的相对几何放置可有益于膜孔入口流和膜孔排放系数。此外，将流元件置于通道入口中或通道上游可便于流进入膜孔或冷却通道中。膜孔可大致与流元件的放置对正以生成有利的流。
还应当认识到的是，流元件提供改变膜孔和冷却通道处的压力降，且可在孔的入口处引导流来允许减少的通流，同时保持一致的制造能力。因此，允许了可确定的流，同时保持精确加工、膜孔铸造和检查技术。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或***以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机(10)的构件，包括：
翼型件(78)，其具有从前缘(102)到后缘(104)沿翼弦方向延伸且从根部(82)到末梢(80)沿翼展方向延伸的外表面(98,100)；
位于所述翼型件(78)内且沿所述后缘(104)延伸的冷却通路(114)；
至少一个后缘冷却通道(116)，其从所述冷却通路(114)延伸穿过所述后缘(104)或所述后缘(104)处的所述外表面(98,100)中的一者；
位于所述后缘冷却通道(116)内的至少一个流元件(120)；以及
至少一个膜孔(122)，其具有所述后缘冷却通道(116)中的入口(124)、所述外表面(98,100)上的出口(126)以及连接所述入口(124)和所述出口(126)的通路(128)；
其中所述入口(124)与所述流元件(120)成预定关系位于所述冷却通道(116)中。
2.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述预定关系包括所述入口(124)和流元件(120)位于所述冷却通道(116)的相对侧上。
3.根据权利要求2所述的构件，其特征在于，所述预定关系还包括所述入口(124)和流元件(120)位于相同流向位置处。
4.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述至少一个流元件(120)包括紊流器。
5.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述至少一个后缘冷却通道(116)包括多个后缘冷却通道(116)。
6.根据权利要求5所述的构件，其特征在于，所述至少一个流元件(120)包括所述多个后缘冷却通道(116)内的多个流元件(120)。
7.根据权利要求6所述的构件，其特征在于，所述至少一个膜孔(130)中的每一个包括多个膜孔(130)。
8.根据权利要求7所述的构件，其特征在于，所述多个膜孔(130)和多个流元件(120)在所述后缘通道(120)内成对布置。
9.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述至少一个流元件(120)包括多个流元件(120)。
10.根据权利要求9所述的构件，其特征在于，所述至少一个膜孔(122)包括与所述多个流元件(120)中的对应流元件相关联的多个膜孔(122)。
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