CN107084001B - 用于燃气涡轮发动机的翼型件 - Google Patents

Abstract

本发明公开了用于燃气涡轮发动机中的翼型件的方法和设备，该方法和设备能够包括界定了内部的外表面。至少一个流通道能够被限定在一个或多个完整长度肋和部分长度肋之间，以在翼型件内进一步限定冷却回路。冷却回路能够具有位于部分长度肋处的至少一个尖端转弯部，使至少一个快背扰流器至少部分地布置于该尖端转弯部内。

Description

用于燃气涡轮发动机的翼型件

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是从通过发动机到达大量旋转涡轮轮叶之上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。

用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此对某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮) 进行冷却可能是有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压压缩机和 /或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。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℃。尽管压缩机空气处于高温，但是其相比涡轮空气较冷，并且能够用于冷却涡轮。

现代涡轮轮叶通常包括一个或多个内部冷却回路，以用于引导冷却空气通过轮叶，从而对轮叶的不同部分进行冷却，并且能够包括专用冷却回路以用于对轮叶的不同部分进行冷却。冷却回路能够包括一个或多个气流元件以增强冷却，然而，这样的元件可能导致灰尘或特定物质的过度积聚，从而降低使用寿命或者需要额外维护。

发明内容

在一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括外表面，该外表面界定了内部并且限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向。该翼型件还包括冷却回路，该冷却回路位于内部内并且具有至少一个弦向间隔开的完整长度肋和部分长度肋以在其间限定流通道，其中完整长度肋从根部翼展延伸到尖端并且与尖端相接触，并且部分长度肋翼展延伸且在尖端之前终止从而为流通道限定尖端转弯部。至少一个快背扰流器至少部分地布置于尖端转弯部内。

进一步地，一个快背布置于所述终端上。

进一步地，所述至少一个扰流器中的一个或多个包括圆角的倾斜壁。

进一步地，所述至少一个快背扰流器使所述尖端转外部内的灰尘积聚最少。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及一种使燃气涡轮发动机中的灰尘积聚最少的方法，该燃气涡轮发动机具有翼型件，该翼型件具有从尖端翼展延伸到根部的流通道并且具有尖端转弯部。该方法包括使冷却流体流过至少部分地布置于尖端转弯部内的至少一个快背扰流器之上。

进一步地，所述方法还包括使至少一个快背扰流器成形为跟随所述尖端转弯部的曲度。

进一步地，使冷却流体流动包括使冷却流体流过位于完整长度肋和部分长度肋中的至少一个上的至少一个快背扰流器之上。

进一步地，使冷却流体流动包括使冷却流体流过位于所述完整长度肋和所述部分长度肋二者上的至少一个快背扰流器之上。

进一步地，使冷却流体流动包括使冷却流体流过位于所述流通道的压力侧壁和吸力侧壁中的至少一个上的至少一个快背扰流器之上。

进一步地，所述方法还包括减少所述尖端转弯部内的灰尘积聚。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括外表面，该外表面界定了内部并且在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向，在内部中邻近尖端具有尖端转弯部，其中至少一个快背扰流器至少部分地布置于尖端转弯部内。

进一步地，所述至少一个扰流器完全布置于所述尖端转弯部内。

进一步地，所述翼型件还包括布置于所述转弯部内的拐角，并且至少一个扰流器布置于所述拐角处。

进一步地，所述翼型件还包括位于所述尖端转弯部内的圆角拐角，并且至少一个扰流器至少部分地沿所述圆角拐角布置。

进一步地，所述倾斜壁是圆角的。

进一步地，至少一个快背扰流器使所述尖端转弯部内的灰尘积聚最少。

进一步地，至少一个快背扰流器中的一个或多个具有圆角的倾斜壁。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的燃气涡轮发动机的翼型件的等距视图。

图3是图2的翼型件的横截面图，肋限定了冷却流通道。

图4是图2的翼型件的横截面图，其中示出了尖端转弯部，快背扰流器布置于尖端转弯部内。

图5是图2的翼型件的横截面图，快背扰流器至少部分地布置于尖端转弯部内。

图6是图2的翼型件的横截面图，快背扰流器布置于尖端转弯部的弧形表面上。

图7是图6的弧形表面的特写视图，快背扰流器具有与弧形表面互补的弧形壁。

图8是具有平坦壁的快背扰流器的其它实施例的轮廓视图。

具体实施方式

本发明所描述的实施例涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，该翼型件具有至少部分地布置于内部尖端转弯部内的至少一个快背扰流器。为了说明目的，将参照用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，应当理解，本发明并非限制性的并且可以广泛应用于发动机(其中包括压缩机)内以及非飞行器应用(例如其它的移动应用和非移动工业、商业、和住宅应用)中。

当在本文中使用时，术语“向前”或“上游”指的是沿朝向发动机入口的方向移动，或者相比另一个部件相对更靠近发动机入口的部件。结合“向前”或“上游”使用的术语“后部”或“下游”指的是相对于发动机中心线朝向发动机后部或出口的方向。

此外，当在本文中使用时，术语“径向”或“径向地”指的是在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的尺寸。

所有的方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左侧、右侧、侧向、前部、后部、顶部、底部、之上、之下、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不会(特别是不对位置、取向、或本发明的用途)构成限制。除非另有描述，否则连接参照(例如，附接、联接、连接、和联结)应当被广义地理解并且能够包括元件集合中的中间构件和元件之间的相对移动。这样一来，连接参照不必表示两个元件直接连接并且相对于彼此固定。示例性附图仅仅是为了说明目的，并且附图中所反映的尺寸、位置、顺序和相对尺寸能够发生变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括风扇部段18(其包括风扇 20)、压缩机部段22(其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26)、燃烧部段28(其包括燃烧器30)、涡轮部段32 (其包括HP涡轮34和LP涡轮36)、以及排气部段38。

风扇部段18包括风扇壳体40，该风扇壳体围绕风扇20。风扇20 包括关于中心线12径向地布置的多个风扇轮叶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，该芯部产生燃烧气体。芯部44由芯部壳体46围绕，该芯部壳体能够与风扇壳体40 相联接。

围绕发动机10的中心线12共轴地布置的HP轴或线轴48将HP 涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在直径较大的环形HP线轴48 内围绕发动机10的中心线12共轴地布置的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在该多个压缩机级中，一组压缩机轮叶56、58相对于对应组的静止压缩机叶片60、62(也被称为喷嘴)旋转，以压缩或加压通过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机轮叶56、58能够以环形设置并且能够相对于中心线12从轮叶平台径向向外地延伸到轮叶尖端，而对应的静止压缩机叶片60、62定位在旋转轮叶56、58的上游并且邻近该旋转轮叶。应当注意到，图1中所示的轮叶、叶片、和压缩机级的数量的选择仅仅为了说明性目的，并且其它的数量也是可能的。

用于压缩机级的轮叶56、58能够安装于盘61，该盘安装于HP 线轴48和LP线轴50中相应的一个，其中每一级都具有其各自的盘 61。用于压缩机级的叶片60、62能够以周向布置形式安装于芯部壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在该多个涡轮级中，一组涡轮轮叶68、70相对于对应组的静止涡轮叶片72、 74(也被称为喷嘴)旋转，以从通过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮轮叶68、70能够以环形设置并且能够相对于中心线12从轮叶平台径向向外地延伸到轮叶尖端，而对应的静止涡轮叶片72、74定位在旋转轮叶68、70的上游且邻近该旋转轮叶。应当注意到，图1中所示的轮叶、叶片、和涡轮级的数量的选择仅仅是为了说明性目的，并且其它的数量也是可能的。

用于涡轮级的轮叶68、70能够安装于盘71，该盘安装于HP线轴48和LP线轴50中对应的一个，其中每一级都具有其各自的盘71、73。用于压缩机级的叶片72、74能够以周向布置形式安装于芯部壳体46。

发动机10的安装于线轴48、50并且与该线轴中的一个或两个一起旋转的部分也被单独或共同地称为转子53。发动机10的包括安装于芯部壳体46的部分的静止部分也被单独或共同地称为定子63。

在操作中，离开风扇部段18的气流分开，使得一部分气流被引导至LP压缩机24中，LP压缩机随后向HP压缩机26供给加压空气 76，HP压缩机进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并且点燃，由此产生燃烧气体。由HP涡轮 34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放至LP涡轮36中，从而提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排放气体最终通过排气部段38从发动机10被排放。LP涡轮36的驱动对 LP线轴50进行驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。

气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机芯部44，并且通过静止叶片行、并且更具体地通过出口引导叶片组件80(其包括多个翼型件引导叶片82)在风扇排气侧84处离开发动机组件10。更具体地，周向行的径向延伸的翼型件引导叶片82被用于风扇部段18附近，以对气流78施加一些方向控制。

一些由风扇20供给的空气能够绕过发动机芯部44并且用于对发动机10的部分(特别是热部)进行冷却并且/或者用于为飞行器的其它方面提供冷却或动力。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部通常位于燃烧器30的下游(具体而言位于涡轮部段32处)，其中HP涡轮34是最热的部分，原因在于其位于燃烧部段28的直接下游。冷却流体的其它来源能够但不限于是从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

图2是发动机部件的透视图，该发动机部件呈来自图1的发动机 10的涡轮轮叶68中的一个的形式。涡轮轮叶68包括燕尾榫90和翼型件92。翼型件92从尖端94延伸到根部96，从而限定翼展方向。燕尾榫90还包括平台98，该平台在根部96处与翼型件92整体形成，从而有助于径向地容纳涡轮气流。燕尾榫90能够被配置成安装于位于发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾榫90包括至少一个入口通道 100(被示例性地示为三个入口通道100)，每一个入口通道都延伸穿过燕尾榫90，以在通道出口102处提供与翼型件92的内部流体连通。应当领会，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通道100被容纳在燕尾榫90的主体内。

参照图3，翼型件92(以横截面示出)具有由外壁界定的内部110，该外壁被限定为凹形压力侧壁112和凸形吸力侧壁114，凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁联结在一起以限定具有前缘116和后缘118的翼型件形状，从而在其间限定弦向方向。轮叶68沿使得压力侧壁112跟随吸力侧壁114的方向旋转。因此，如图3中所示，翼型件92将朝向纸页的顶端向上旋转。

翼型件92还包括布置于内部110内的多个肋120，该多个肋能够在压力侧壁112和吸力侧壁114之间延伸。备选地，肋120能够部分地在压力侧壁112和吸力侧壁114之间延伸、或者在内部110内沿任何其它的方向或以任何其它的方式延伸。肋120限定了多个通道122，该多个通道至少部分地在尖端94和根部96之间沿翼展方向延伸。

参照图4，翼型件92的横截面图示出了三个肋120，其中一个部分长度肋132布置于两个完整长度肋130之间。完整长度肋130在根部96和尖端94之间完全沿翼展方向延伸。部分长度肋132仅部分地沿翼展方向延伸，终端134与尖端94间隔开。应当领会，备选地，完整长度肋130不必完全延伸至根部96，而是能够部分地沿翼展方向从尖端94延伸，在根部96之前终止。

流通道140能够被限定在每一个肋120之间，部分长度肋132和每一个完整长度肋130之间布置有一个流通道140。流通道140能够通过尖端转弯部142流体连通，该尖端转弯部布置于部分长度肋132 和尖端94之间的空间中。组合的流通道140和尖端转弯部142能够限定冷却回路143，该冷却回路以螺旋方式延伸穿过翼型件92。应当理解，肋120能够以大量不同的取向布置，从而在翼型件92内限定多个冷却回路。

尖端转弯部142能够被限定为相对于部分长度肋132径向向外 (图示为转弯轴线144)的翼展区域。尖端转弯部142还能够包括位于完整长度肋130和尖端94之间的结合部处的一个或多个拐角146。

一个或多个快背扰流器150能够被布置在尖端转弯部142内。快背扰流器能够由添加制造、或者任何其它已知的制造技术制成。快背扰流器包括面向壁152和倾斜壁154。面向壁152能够从完整长度肋 130的内表面155、部分长度肋132、外壁(例如压力侧壁112或吸力侧壁114)、或尖端94延伸，从而被布置成与快背扰流器150安装于其上的内表面155正交。面向壁152面向流通道140内的冷却流体流的整体流。备选地，面向壁152能够相对于内表面155倾斜，使得其偏置而不与内表面155正交。倾斜壁154从面向壁152的端部延伸，在快背扰流器150安装于其上的内表面155处返回终端156。在非限制性例子中，在倾斜壁154的变型中，能够构想，倾斜壁154能够是弯曲的、线性的、分段的、区域性的等。

应当领会，尖端转弯部不应当限于如图4中所示的被限定于内部肋之间的冷却回路中的尖端转弯部，而是能够为翼型件92的内部内的任何尖端转弯部。例如，朝向尖端沿翼展方向延伸、转弯90度(例如具有尖端标志)的通道能够限定尖端转弯部并且其中能够包括快背扰流器。布置于尖端处的翼型件内的其它尖端转弯部能够包括如本文中所描述的快背扰流器，例如在非限制性例子中位于冷却回路、子回

快背扰流器150能够被完全布置于尖端转弯部142内。当冷却流体流160在冷却回路143内通过时，其通过快背扰流器150之上，以扰流翼型件92内的冷却流体流160，从而提供增强冷却。此外，快背扰流器150能够布置于尖端94上。快背扰流器150能够被安装于尖端94处，使得终端156或面向壁152布置于拐角146中。

此外，快背扰流器150能够布置于完整长度肋130上，使终端156 或面向壁152布置于拐角146中，如图5中所示。快背扰流器150能够至少部分地布置于尖端转弯部142内并且能够布置于部分长度肋 132上。例如，快背扰流器150能够布置于完整长度肋130上并且部分地布置于尖端转弯部142内，使转弯轴线144与快背扰流器150相交。此外，快背扰流器150能够布置于部分长度肋132上，在面向壁 152或倾斜壁154的终端156处终止于转弯轴线144，同时仍然至少部分地位于尖端转弯部142内。还应当领会，快背扰流器150能够布置于压力侧壁112或吸力侧壁114上。

现在参照图6，尖端转弯部142能够具有弧形拐角162，例如一个例子中的位于完整长度肋130和尖端94之间的圆角。快背扰流器 150能够被布置在弧形拐角162上。快背扰流器150的面向壁152能够被布置成与快背扰流器150安装于其上的表面正交(沿正交轴线164示出)。备选地，面向壁152能够相对于快背扰流器150安装于其上的表面成角度地偏置离开正交轴线164。

现在参照图7，布置于弧形拐角162上的快背扰流器170能够具有弧形壁172，与图4至6的线性倾斜壁154相反。弧形壁172能够具有弧形凹形表面，该弧形凹形表面与快背扰流器170安装于其上的弧形拐角162的弧形表面互补。例如，如果快背扰流器170沿30度的圆角弧形拐角162安装，则弧形壁172能够限定类似的圆角表面。

备选地，弧形拐角162能够被布置于压力侧壁112或吸力侧壁114 和尖端94之间的结合部处，使弧形壁172布置于快背扰流器170中。

参照图8，示出了其它的示例性快背扰流器180。快背扰流器180 包括倾斜壁154和面对冷却流体流160的面向壁152，并且包括布置于面向壁152和倾斜壁154之间的平坦壁182。

应当理解，如图7中所示的弧形快背扰流器170或如图8中所示的快背扰流器180能够代替如本文中所描述的任何快背扰流器实施。在非限制性例子中，快背扰流器150、170、180能够被布置在完整长度肋130或部分长度肋132上、或者拐角146、弧形拐角162、或者任何尖端转弯部142内的任何其它表面内。

一种使燃气涡轮发动机10中的灰尘积聚最少的方法，该燃气涡轮发动机具有翼型件92，该翼型件具有从根部96翼展延伸到尖端94 的流通道140并且具有尖端转弯部142，该方法包括使冷却流体流过至少部分地布置于尖端转弯部142内的至少一个快背扰流器150、170、 180之上。此外，该方法能够包括使快背扰流器150、170、180成形为跟随尖端转弯部142的曲度。使冷却流体流动还能够包括使冷却流体160流过位于至少一个完整长度肋130或至少一个部分长度肋132、或者二者上的至少一个快背扰流器之上。此外，使冷却流体160流动能够包括使冷却流体160流过位于压力侧壁112或吸力侧壁114中的至少一个上的至少一个快背扰流器150、170、180之上。快背扰流器 150、170、180产生流，该流倾向于减少灰尘积聚的发生并且提高翼型件内的冷却效率。

应当领会，快背扰流器150、170提供冷却流体流160的扰流，以提供冷却回路143内的增强冷却。在尖端转弯部142内使用快背扰流器150、170、180使灰尘或特定物质的积聚减少，从而改进翼型件寿命并且使所需的翼型件维护最少。

应当领会，所公开设计的应用并不限于具有风扇和增压器部段的涡轮发动机，而是也能够应用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。

本书面描述使用例子对本发明进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它的例子。如果这样的其它例子具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这样的其它例子包括与权利要求书的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望这样的其它例子落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外壁，所述外壁界定了内部并且限定压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和所述吸力侧壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向；

冷却回路，所述冷却回路位于所述内部内并且具有至少一个弦向间隔开的完整长度肋和部分长度肋以在其间限定流通道，其中所述完整长度肋翼展延伸并且与所述尖端相接触，并且所述部分长度肋翼展延伸且在所述尖端之前终止从而为所述流通道限定尖端转弯部；和

多个扰流器，所述多个扰流器具有从内表面延伸的面向壁和返回到所述内表面的倾斜壁，使所述多个扰流器至少部分地布置于所述尖端转弯部内。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述尖端转弯部被限定在从所述部分长度肋的终端到所述尖端的翼展距离内。

3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器中的至少一些偏离所述部分长度肋。

4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括限定于所述完整长度肋和所述尖端之间的相交部处的拐角，并且所述多个扰流器布置于所述拐角内。

5.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括位于所述完整长度肋和所述尖端之间的相交部处的圆角拐角，并且所述多个扰流器中的至少一个至少部分地沿所述圆角拐角布置。

6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器的面向壁与所述内表面正交。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器中的至少一个位于所述部分长度肋上。

8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器中的至少一个布置于所述压力侧壁和所述吸力侧壁中的至少一个上。

9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器中的至少一个阻碍或最小化所述尖端转弯部内的灰尘积聚。

10.根据权利要求1或9所述的翼型件，其特征在于，所述多个扰流器中的一个或多个包括呈圆角的倾斜壁。