CN107060891B - 用于涡轮翼型件的填角优化 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。

Description

用于涡轮翼型件的填角优化
背景技术
涡轮发动机，以及具体而言燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从在包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中穿过发动机、穿过燃烧器并且接着到许多涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。燃气涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如用于飞机(包括直升机)。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可为有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，并且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用于冷却涡轮。
当代涡轮叶片以及导叶或喷嘴大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，并且可包括用于冷却叶片的不同部分如叶片的前缘、后缘和末端的专用冷却回路。
发明内容
在一方面，一种用于燃气涡轮发动机的叶片包括具有限定压力侧和吸入侧的外壁的翼型件，外壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘并且从根部沿翼展方向朝末端延伸。叶片还包括跨越外壁的压力侧和吸入侧并且与外壁交叉来形成至少一个转角的末端通道，其中外壁具有转角处的第一厚度，而末端通道具有转角处的第二厚度。叶片还具有冷却通路，其具有沿末端通道定位并且由末端通道和外壁至少部分地限定使得转角限定冷却通路的转角的一部分。更进一步，叶片包括位于转角处的填角，其具有第一厚度和第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径，以及延伸穿过填角来将冷却通路流体地联接于翼型件的外部的至少一个膜孔。
在另一方面，一种形成燃气涡轮发动机的叶片中的膜孔的方法包括形成穿过由末端通道和外壁的交叉形成的冷却通路的转角的填角的膜孔，其中填角具有用于末端通道和外壁的厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。
在另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的叶片包括具有内部冷却通路的翼型件，该内部冷却通路通过使末端壁和外壁交叉，限定转角来至少部分地形成，该转角具有填角，该填角具有交叉的末端壁和外壁中的最厚一个的厚度的至少1.5倍的有效半径，以及延伸穿过填角以及末端壁和外壁中的至少一个的至少一个膜孔。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的叶片，其包括：
翼型件，其具有限定压力侧和吸入侧的外壁，所述外壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘，并且从根部沿翼展方向朝末端延伸；
末端壁，其跨越所述外壁的所述压力侧和所述吸入侧并且与所述外壁交叉来形成至少一个转角，其中所述外壁具有所述转角处的第一厚度，而所述末端壁具有所述转角处的第二厚度；
冷却通路，其具有沿所述末端壁定位并且由所述末端壁和所述外壁至少部分地限定的一部分；
填角，其位于所述转角处并且具有所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径；以及
至少一个膜孔，其延伸穿过所述填角来将所述冷却通路流体地联接于所述翼型件的外部。
技术方案2. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述至少一个膜孔延伸穿过所述压力侧和所述吸入侧中的至少一个。
技术方案3. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述末端壁包括末端通道，并且所述至少一个膜孔延伸至所述末端通道。
技术方案4. 根据技术方案3所述的叶片，其特征在于，所述叶片还包括设置在所述外壁内的末端架，其中所述外壁延伸超过所述末端壁，以限定所述末端架处的外部转角和所述末端壁处的内部转角，其中一个限定所述转角。
技术方案5. 根据技术方案4所述的叶片，其特征在于，所述填角位于所述外部转角和所述内部转角两者处，其中所述至少一个膜孔穿过两个填角。
技术方案6. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述转角沿所述末端壁沿翼弦方向延伸，所述填角沿所述转角沿翼弦方向延伸，并且所述至少一个膜孔包括多个膜孔。
技术方案7. 根据技术方案6所述的叶片，其特征在于，所述填角为连续的。
技术方案8. 根据技术方案6所述的叶片，其特征在于，所述填角为间断的。
技术方案9. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少2.0倍。
技术方案10. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少4.0倍。
技术方案11. 根据技术方案10所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的小于10.0倍。
技术方案12. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述叶片还包括由所述转角限定的角，其中所述角确定所述有效半径。
技术方案13. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述冷却通路具有一到三个转角。
技术方案14. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述冷却通路具有一到两个转角。
技术方案15. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述冷却通路具有对称的截面。
技术方案16. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述冷却通路具有非对称的截面。
技术方案17. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述膜孔为直线的。
技术方案18. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述膜孔为非直线的。
技术方案19. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述填角在所述翼型件外部。
技术方案20. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述填角在所述翼型件内部。
技术方案21. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述膜孔限定形成复合角的中心线。
技术方案22. 根据技术方案21所述的叶片，其特征在于，所述复合角包括翼展方向分量和翼弦方向分量两者。
技术方案23. 根据技术方案22所述的叶片，其特征在于，所述膜孔为非直线的。
技术方案24. 根据技术方案23所述的叶片，其特征在于，所述膜孔为曲线的。
技术方案25. 一种形成燃气涡轮发动机的叶片中的膜孔的方法，其包括形成穿过由末端壁和外壁的交叉限定的转角的填角的所述膜孔，其中所述填角具有用于所述末端壁和所述外壁的厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。
技术方案26. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述有效半径为所述较大厚度的厚度的大于2.0倍。
技术方案27. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述有效半径为所述厚度中的较大一个的至少4.0倍。
技术方案28. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述有效半径为所述较大厚度的厚度的小于10.0倍。
技术方案29. 一种用于燃气涡轮发动机的叶片，其包括具有内部冷却通路的翼型件，所述内部冷却通路通过使末端壁和外壁交叉，限定转角来至少部分地形成，所述转角具有填角，所述填角具有所述交叉的末端壁和外壁中的较厚一个的厚度的至少1.5倍的有效半径，以及延伸穿过所述填角以及所述末端壁和所述外壁中的至少一个的至少一个膜孔。
技术方案30. 根据技术方案29所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述末端壁和所述外壁中的较厚一个的厚度的大于2.0倍。
技术方案31. 根据技术方案30所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述厚度中的最厚一个的至少4.0倍。
技术方案32. 根据技术方案30所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述末端壁和所述外壁中的较厚一个的厚度的小于10.0倍。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2为呈具有冷却空气入口通路的图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机构件的透视图。
图3为图2的翼型件的截面视图。
图4为示出末端通道和末端架的图2的翼型件的末端的透视图。
图5A-5C为图4的截面V的截面视图，示出了通过将填角置于末端通道中的增大的膜孔长度。
图6为示出增大的膜孔长度的示意图，其中外部填角在翼型件的末端处。
图7A-7C为图4的截面VII的截面视图，示出了通过将填角邻近于末端通道置于翼型件内部的增大的膜孔长度。
图8A-8C为图4的截面VIII的截面视图，示出了增大的膜孔长度，其中内部填角具有延伸至侧壁的膜孔。
图9A-9C为图4的截面VIII的截面视图，示出了增大的膜孔长度，其中内部填角在内部蛇线回路内。
图10A-10B为图4的截面IX的截面视图，示出了增大的膜孔长度，其中内部填角具有延伸至末端架的膜孔。
部件列表
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 芯部
46 芯部壳
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 末端
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 吸入侧壁
102 前缘
104 后缘
106 第一通路
108 第二通路
110 肋
120 末端壁
121 末端通道
122 压力延伸部
124 吸入延伸部
126 末端架
128 角
130 末端通路
132 膜孔
134 第一部分
136 第二部分
138 转角
140 填角
150 弓形表面
152 第一厚度
154 第二厚度
156 中心点
158 有效半径
160 入口
162 出口
170 转向
172 肋。
具体实施方式
本发明的描述的实施例涉及关于在涡轮发动机中发送空气流的设备、方法和其它装置。出于图示的目的，本发明将关于飞行器的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，并且可具有非飞行器应用(如，其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中的普遍适用性。
还应当理解的是，出于图示的目的，本发明将关于用于涡轮发动机的涡轮叶片的翼型件描述。然而，将理解的是，本发明不限于涡轮叶片，并且可包括任何翼型件结构，如，非限制性实例中的压缩机叶片、涡轮或压缩机导叶、风扇叶片或支柱。此外，在非限制性实例中，填角优化可用于使用膜孔或表面膜冷却的附加发动机构件，如，带、燃烧器组件或平台中。
如本文中使用的，用语"前"或"上游"是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指朝发动机关于发动机中心线的后部或出口的方向。
此外，如本文中使用的，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大小。
所有方向提及(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、逆时针、上游、下游、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接提及(例如，附接、联接、连接和连结)将被宽泛地解释，并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。就此而言，连接提及不一定暗示两个元件直接地连接，并且与彼此成固定关系。示意图仅出于图示目的，并且附于其的附图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。
还应当认识到的是，如本文中使用的，用语'填角'用于描述"填充"在由两个交叉壁的接合形成的转角中的材料。还应当理解的是，交叉壁可为集成的，并且不需要包括单独的交叉元件。类似地，填角可与交叉壁集成。在填角集成于交叉壁的情况下，在填角与转角之间不存在清楚的界线。在此类情况下，填角可通过使壁厚虚拟地延伸，直到壁交叉以形成虚拟转角来识别。
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延伸至后16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的、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包括绕着中心线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的芯部44，其生成燃烧气体。芯部44由芯部壳46包绕，芯部壳46可与风扇壳40联接。
绕着发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接于HP压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。安装于转轴48,50中的任一个或两者并且与其一起旋转的发动机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关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。用于压缩机的级的叶片56,58可安装于盘53，盘53安装于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以绕着转子51的周向布置安装于芯部壳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关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。
在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，其接着将加压周围空气供应至HP压缩机26，其进一步使周围空气加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取附加功来驱动LP压缩机24，并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的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者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，发动机的热部分通常在燃烧器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为呈来自图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个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。翼型件78从末端80延伸至根部82。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78集成的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76可构造成安装于发动机10上的涡轮转子盘。燕尾部76包括至少一个入口通路，其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，它们均延伸穿过燕尾部76，以提供在通路出口94处与翼型件78的内部流体连通。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收纳在燕尾部76的本体内。
转向图3，以截面示出的翼型件78具有凹形压力侧壁98和凸形吸入侧壁100，它们连结在一起来限定具有前缘102和后缘104的翼型件形状。翼型件78沿一方向旋转，使得压力侧壁98跟随吸入侧壁100。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面的顶部向上旋转。
翼型件78可包括内部96，其具有由肋110分开的多个内部通路(例如，示为第一通路106和第二通路108)，该多个内部通路可布置成形成专用于冷却翼型件78的特定部分的一个或更多个冷却回路。通路106,108可在翼型件78内从根部到末端沿径向延伸。应当认识到的是，通路可包括一个或更多个膜孔，其可提供特定通路与翼型件78的外表面之间的流体连通，沿翼型件78的外表面提供冷却流体膜。
在图4中，透视图最佳示出了翼型件78的末端80。压力侧壁98和吸入侧壁100延伸超过末端80的顶面，使得顶面限定为设置在压力侧延伸部122与吸入侧延伸部124之间的末端壁120。末端壁120和延伸部122,124的组合可限定沿末端80设置的末端通道121。末端架126可限定在压力侧延伸部122中作为位于压力侧壁98上的凹槽。翼型件78还可具有设置在其中的一个或更多个膜孔132，其具有示例性地示出在压力侧壁98上的膜孔132。此外，翼型件78可具有示为后缘104处的槽口通道118的多个出口孔口，具有在后缘处设置成邻近末端80的末端出口116。作为备选，中心延伸部(未示出)可从末端壁120在压力延伸部122与吸入延伸部124之间延伸，将末端通道121分成单独的末端通道。
现在转向图5A-5C，沿图4的截面V截取的截面视图示出了作为末端通路130的冷却通道，其可包括图3的第一通路106或第二通路108。图5A为用于翼型件78的现有技术的末端80，其具有在末端通路130与末端壁120处的翼型件78的外部之间延伸的膜孔132。末端通路130可具有对称或非对称的截面。膜孔132可为复合膜孔，其具有可分别限定计量区段和扩散区段的第一部分134和第二部分136。膜孔的复合角可限定为具有关于发动机中心线12的轴向分量和径向分量两者。作为备选，复合膜孔可限定为具有关于翼型件78的翼展和翼弦的翼展方向分量和翼弦方向分量。因此，可理解的是，尽管膜孔132在截面中示为大致径向的，即，正交于发动机中心线12，但膜孔132还可沿关于发动机中心线12的轴向方向延伸，或以轴向和径向的组合延伸。此外，膜孔132可为非直线的，限定了弓形轮廓的至少一部分。膜孔132不限于为复合的。在非限制性实例中，它们可为轴向、径向、直线、成角、复合、弓形的或其它。因此，膜孔132的中心线可为直、弯曲、弓形、连结的或其它。
多个转角138可限定在末端壁120与压力壁延伸部122和吸入壁延伸部124之间的接合部处。尽管转角138示为具有限定点的尖转角，但应当认识到的是，它们不如此限制。例如，转角138可为略微圆形的或其它，使得可限定虚拟转角。转角的角128可在各个转角138处限定。用以限定转角138的交叉壁可以以限定用于转角138的锐角、直角或钝角128的方式交叉。此外，交叉壁中的一个或更多个可成角或为弓形的，使得转角138包括在两个壁之间的接合部处从转角138延伸的增大的截面距离。
转向图5B，邻近压力侧延伸部122和末端壁120的转角138包括填角140。填角140限定转角138处的增大的厚度，使得膜孔132的长度可延长。在图5C中，填角140可设置成邻近于压力侧延伸部122、吸入侧延伸部124或两者。还应当认识到的是，标称的圆形转角不等同于本文中所述的填角。填角140限定增大的厚度，而略微圆形的转角可为标称的。
现在转向图6，如所示的填角140为示例性的，并且应当理解，填角140为填充交叉壁的接合部处的转角138，限定增大的厚度的材料。如图6中所示的几何形状应当理解为示例性的，并且不应看作是限制本发明。作为备选，填角140可限定为复合填角，其具有限定填角140的分立弓形或直线表面。
长度L可限定为膜孔132的入口160与出口162之间的长度，并且直径D可限定为膜孔132的截面宽度。长度可确定为穿过膜孔132的中心(其中中心线与翼型件表面交叉)的、入口160与出口162之间的距离。就此而言，膜孔132可由长度与直径比L/D限定。尽管膜孔132示为具有第二部分136处的增大的截面面积，但应当理解的是，膜孔132可包括一致的直径D和截面面积。作为备选，在非限制性实例中，膜孔132的中心线可为直、弯曲、弓形、连结的，以及任何其它适合的形状。
吸入侧壁100和吸入侧壁延伸部124可具有限定为用于壁的宽度的厚度152。类似地，末端壁120可具有厚度154。填角140的增大的厚度可相对于以虚线示出的壁120,124的虚拟延伸部限定，使得填角140处的延伸部120,124具有大于相应的壁120,124的厚度152,154的增大厚度。应当理解的是，填角140不需要包括附加的材料，而是可与壁120,124中的至少一个集成，并且可限定相对于邻近填角140的以虚线示出的壁120,124的虚拟延伸的厚度。还应当认识到的是，壁的虚拟延伸出于示范性目的，向读者提供了填角140的厚度相对于壁厚120,124的视觉比较的手段，并且不需要邻近填角140的壁的此类延伸。
填角140可限定圆或弓形表面150的至少一部分，使得有效半径158限定在填角140与弓形表面150的中心点156之间。填角140包括在以虚线示出的转角138与弓形表面150之间延伸的厚度。填角140定形成使得有效半径158为第一厚度152或第二厚度154中的较大一个的至少1.5倍。作为备选，填角140的形状和尺寸可适于增大膜孔132的长度。增大膜孔132的长度L增大了用于膜孔132的L/D比的值。此外，由转角138限定的角128(图5A)可提供增大或减小的有效半径158。例如，如所示，填角的转角138为提供厚度152,154中的较大一个的近似2.0到2.5倍的有效半径158的直角。在其中角128为锐角或钝角的备选转角138中，例如，填角140可限定有效半径，其可大于或小于所示示例性实施例。就此而言，填角140可限定厚度152,154的1.5到10.0倍或更大的有效半径。然而，应当理解的是，由填角140限定的厚度不限于由交叉壁120,124的角128限定。
尽管参照末端壁120和吸入侧壁延伸部124示出了厚度152,154，但应当认识到的是，如所示的翼型件78内的末端通路130的相应几何形状是示例性的，并且不应当将翼型件78限于如所示的几何形状、大小、比例或位置。填角140可限定在翼型件78的末端80处的附加位置，并且将在图7-10中所示的实例中完全描述。
还应当认识到的是，由填角140限定的圆形是示例性的。填角140不需要定形成使得填角140限定圆形。填角140可为任何弓形形状或其节段，使得半径或局部半径可限定有效半径158。填角140可为非圆形弧，使得弧的节段或填角140的至少一部分可限定用以包括有效半径158的局部半径。作为备选，填角140可限定为具有复合曲率半径的复合填角，其具有限定填角140的分立的弓形或直线表面。在使用由填角140限定的复合曲率半径时，平均总体半径可用于确定有效半径158。更进一步，填角140适应膜孔入口或出口定形，以及非直线几何形状。就此而言，出口定形应当理解为除标准圆形入口或出口外的任何形状。
现在转向图7A-9B，示出了用于末端80附近的填角140的实施的多个实例。在图7A-7C中，填角140可设置在翼型件的末端通路130内，示出了图4的截面VII。查看示出现有技术的叶片末端的图7A，转角138可限定在翼型件78的内部，邻近于末端壁120和压力侧壁98和吸入侧壁100。在图7B中，填角140设置成邻近于压力侧壁98，提供用于膜孔132的增大的长度，使得由膜孔132限定的L/D比可增大。图7C示出了附加示例性实施例，其具有邻近于压力侧壁98和吸入侧壁100两者的填角140。因此，应当理解的是，填角可设置成邻近于压力侧壁98、吸入侧壁100或两者。
现在转向图8A-8C，翼型件的末端80可由图4的截面VIII限定，具有从末端通路130延伸至翼型件78的压力侧壁98的膜孔132。在类似于图7A的示出现有技术的叶片末端的图8A中，转角138限定成邻近于末端壁120和压力侧壁98和吸入侧壁100。膜孔132延伸穿过压力侧壁98，提供末端通路130与翼型件78的侧部之间的流体连通。
在图8B中，邻近于压力侧壁98的转角138包括填角140，提供用于延伸至压力侧壁98的外表面的膜孔132的增大L/D比。在图8C中，另一个实例示出了具有设置在压力侧壁98和吸入侧壁100上的两个膜孔132的潜能。因此，应当理解的是，膜孔132可设置穿过填角140至压力侧壁98、吸入侧壁100或两者。
现在转向图9A-9C，另一个实例示出了填角140设置在内部冷却回路的蛇线区段内。查看示出作为末端通路的冷却回路的现有技术的转向(turn)170的图9A，转角138可限定在末端壁120与沿翼型件78的径向翼展方向长度延伸的一个或更多个内部肋172之间的接合部处。转向图9B和9C，填角140可置于在末端壁120处相对于内部肋172限定的转角处。填角140可用于增大限定用于膜孔的较大L/D比的膜孔132的长度，以增大末端80处的膜冷却效力。
转向在图4的截面IX处截取的图10A-10B，翼型件78的末端80具有设置在压力侧壁98中的末端架126。在类似于图7和8的图10A中，转角可邻近于末端壁120和压力侧壁98和吸入侧壁100设置在末端通路130内。膜孔132设置在末端壁120中，并且延伸至末端架126。在图10B中，在末端架126处邻近于压力侧壁98的转角138可包括填角140，提供用于延伸至末端架126的膜孔132的增大的L/D比。作为备选，构想出的是，填角140可在末端壁120与末端架126处的侧延伸部122之间，在翼型件的外部并且位于末端通道121内。
末端架126处的膜孔132可为成形的膜孔，或者包括复合膜孔，如本文中所述。膜孔132可设置在末端架126的任何表面上，如，填角、底部架表面、径向面或它们的任何组合。此外，膜孔132可具有任何定向，其为径向、轴向、切向或它们的任何组合。膜孔132可从填角表面140延伸至末端架126，或者从末端壁120延伸穿过在翼型件的内部或外部的填角表面140的一部分至末端架126。填角140提供用于膜孔132的增大长度，限定用于膜孔132的较大L/D比，以改进膜效力。
应当认识到的是，如本文中所述，在内部或外部的填角表面通过局部地增大孔通过其穿透的内部和外部填角半径两者来增大用于膜孔的长度和用于膜孔的L/D值。用于L/D的增大的值提供了提高的冷却膜孔效力。填角可最小地增大总体系统重量，而不使整个壁或表面加厚。此外，填角提供结构支承的增加。更进一步，填角适应膜孔入口或出口定形，以及非直线几何形状。就此而言，出口定形应当理解为除标准圆形入口或出口外的任何形状。此外，如本文中所述，任何填角都可与彼此组合使用，使得两个填角用于增大用于延伸穿过填角的膜孔的L/D比。
膜孔可在壁表面或填角表面中，并且穿透穿过填角的至少一部分，容许另外在没有填角的情况下不可能实现的用于膜孔的增大长度。此外，填角可为复合的，如，填角的内表面或外表面和内表面的组合，以进一步增大长度来实现较大的L/D值。
还应当认识到的是，填角提供增大的长度，提供用于较宽范围的膜孔(如，弯曲膜孔、"S形弯曲"膜孔，以及具有增大的效力的超过标准直或复合膜孔的其它定向)的潜能。
还应当理解的是，尽管如本文中所述的实施例涉及翼型件，但填角的转角可用于附加发动机构件中，该附加发动机构件具有用以限定转角的交叉壁，并且使用发动机构件的那些转角处或附近的膜孔或冷却。
该书面的描述使用实例以公开本发明(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系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利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实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (8)

1.一种用于燃气涡轮发动机的叶片，其包括：
翼型件，其具有限定压力侧和吸入侧的外壁，所述外壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘，并且从根部沿翼展方向朝末端延伸；
末端壁，其跨越所述外壁的所述压力侧和所述吸入侧并且与所述外壁交叉来形成至少一个转角且限定末端通道，其中所述外壁具有所述转角处的第一厚度，而所述末端壁具有所述转角处的第二厚度；
冷却通路，其具有沿所述末端壁定位并且由所述末端壁和所述外壁至少部分地限定的一部分；
设置在所述外壁内的末端架，其中所述外壁延伸超过所述末端壁，以限定所述末端架处的外部转角和所述末端壁处的内部转角，所述外部转角或所述内部转角中的一个限定所述转角；
填角，其位于所述内部转角或所述外部转角中的至少一个处并且具有所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径；以及
至少一个膜孔，其延伸穿过所述填角来将所述冷却通路流体地联接于所述翼型件和所述末端通道的外部。
2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述至少一个膜孔延伸穿过所述压力侧或所述吸入侧中的至少一个。
3.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述填角位于所述外部转角和所述内部转角两者处，其中所述至少一个膜孔穿过两个填角。
4.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述内部转角或所述外部转角中的所述至少一个沿所述末端壁沿翼弦方向延伸，所述填角沿所述内部转角或所述外部转角中的所述至少一个沿翼弦方向延伸，并且所述至少一个膜孔包括多个膜孔。
5.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少2.0倍。
6.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少4.0倍。
7.根据权利要求6所述的叶片，其特征在于，所述有效半径为所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的小于10.0倍。
8.根据权利要求7所述的叶片，其特征在于，所述叶片还包括由所述内部转角或所述外部转角中的所述至少一个限定的角，其中所述角确定所述有效半径。
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