CN107084005B - 燃气涡轮发动机后缘喷射孔 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于燃气涡轮机翼型件的装置和方法，包括使用多个后缘喷射孔的后缘冷却回路。所述喷射孔可包括周向弧形入口、会聚段、计量段和分流段，以提高翼型件的冷却和铸造性能。

Description

燃气涡轮发动机后缘喷射孔
技术领域
本发明涉及涡轮发动机。
背景技术
涡轮发动机，尤其是燃气涡轮发动机或燃烧式涡轮发动机，是旋转式发动机，这种发动机从经由发动机流动到多个旋转涡轮动叶上的燃烧气流中提取能量。
用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成可在高温下运行，以最大化发动机效率，因此冷却高压涡轮和低压涡轮等特定发动机部件是有益的。通常，用管道将冷气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件，以完成冷却。高压涡轮的温度在1000℃到2000℃左右，来自压缩机的冷气在500℃到700℃左右。尽管压缩机空气温度很高，但相对涡轮空气而言，压缩机空气的温度较低，可以用来冷却涡轮。
现在的涡轮动叶大体上包括一个或多个内部冷却回路，用以引导冷气通过动叶，从而冷却动叶的不同部分，同时可以包括用于冷却动叶的前缘、后缘和尖部等不同部分的专用冷却回路。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括限定压力侧和吸力侧的外表面，所述压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和后缘限定翼弦方向，所述根部和尖部限定翼展方向。所述翼型件进一步包括位于翼型件内部并具有从根部延伸至尖部的冷却通道的冷却回路，多个后缘喷射孔设置在翼展方向上的冷却通道内，并且所述后缘喷射孔呈具有周向弧形(radiused)入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。
另一方面，本发明的实施例涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括具有在翼展方向上从根部延伸至尖部的冷却通道的冷却回路，所述冷却通道内设有多个后缘喷射孔，所述后缘喷射孔包括周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段。
还有一个方面，本发明的实施例涉及一种通过多个后缘喷射孔提供冷却流体流的方法，包括加快冷却流体流入后缘喷射孔的速度，并减慢冷却流体流出后缘喷射孔的速度。
技术方案1：一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；冷却回路，其位于翼型件内部，并具有从所述根部朝所述尖部延伸的冷却通道；以及多个后缘喷射孔，其设置在翼展方向上的冷却通道内，并且呈具有周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。
技术方案2：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔的速度。
技术方案3：根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的横截区域，以减慢气流流出所述后缘喷射孔的速度。
技术方案4：根据技术方案3所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的扩展角。
技术方案5：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线与所述压力侧或所述吸力侧其中之一平行。
技术方案6：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线将所述翼型件对半平分。
技术方案7：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述计量段的长度与直径比率至少为1。
技术方案8：根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述长度与直径比率为2。
技术方案9：根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述计量段的所述长度为40密耳。
技术方案10：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述会聚段和分流段限定线性中心线。
技术方案11：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述会聚段、所述计量段和所述分流段限定非线性中心线。
技术方案12：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔以两组或多组形式沿所述后缘设置。
技术方案13：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔沿着延伸至所述后缘的所述翼展方向设置，并且在所述翼展方向上靠近所述翼型件中间的所述后缘喷射孔比靠近所述根部和所述尖部的所述喷射孔更宽。
技术方案14：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述翼型件为动叶或静叶中的至少一个。
技术方案15：根据技术方案1所述的翼型件，所述翼型件进一步包括设置在所述后缘喷射孔中的多个湍流器。
技术方案16：一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括冷却回路，所述冷却回路具有在翼展方向上从根部延伸至尖部的冷却通道，所述冷却通道内设有多个后缘喷射孔，所述冷却通道包括周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段。
技术方案17：根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔的速度。
技术方案18：根据技术方案17所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的横截区域，以减慢气流流出所述后缘喷射孔的速度。
技术方案19：根据技术方案18所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的扩展角。
技术方案20：根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线与压力侧或吸力侧其中之一平行。
技术方案21：根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线将所述翼型件对半平分。
技术方案22：根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述计量段的长度与直径比率至少为1。
技术方案23：根据技术方案22所述的翼型件，其中，所述长度与直径比率为2。
技术方案24：根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述翼型件为动叶或静叶中的至少一个。
技术方案25：根据技术方案16所述的翼型件，所述翼型件进一步包括设置在所述后缘喷射孔中的多个湍流器。
技术方案26：一种通过翼型件中的多个后缘喷射孔提供冷却流体流的方法，所述方法包括：加快所述冷却流体流入一个或多个后缘喷射孔的速度；以及减慢所述冷却流体流出所述后缘喷射孔的速度。
技术方案27：根据技术方案26所述的方法，所述方法进一步包括计量穿过所述后缘喷射孔的所述冷却流体流。
技术方案28：根据技术方案27所述的方法，其中，加快所述冷却流体流入一个或多个后缘喷射孔的速度在计量穿过所述后缘喷射孔的所述冷却流体流之前完成。
技术方案29：根据技术方案28所述的方法，其中，计量穿过所述后缘喷射孔的所述冷却流体流在减慢所述冷却流体流出所述后缘喷射孔的速度之前完成。
技术方案30：根据技术方案29所述的方法，所述方法进一步包括将所述减速流排放至后缘通路。
技术方案31：根据技术方案29所述的方法，所述方法进一步包括通过后缘槽开口排放所述减速流。
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剖面示意图。
图2为以动叶形式图示图1中发动机翼型件的等距视图。
图3为图2中翼型件的剖面图，展示后缘回路。
图4为说明图3中后缘回路的流程图。
图5为图4中后缘回路的核心视图。
图6为图5中核心部分后缘喷射孔的近视图。
图7为说明图6中后缘喷射孔的几何结构的示意图。
图8为通过后缘回路提供冷却流体流方法的流程图。
具体实施方式
本发明的所述实施例针对设置在用于燃气涡轮发动机的翼型件内部的多个后缘喷射孔。为了便于说明，本发明将针对用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮进行说明。然而，应当了解的是本发明并不局限于此，可在发动机中具有普遍适用性，包括压缩机和非飞行器应用，例如其它移动应用，非移动工业、商业和住宅应用。
此处使用的术语“向前”或“上游”是指朝发动机入口或朝相较于另一部件更靠近于发动机入口的某一部件的方向移动。术语“向后”或“下游”结合术语“向前”或“上游”使用，是指朝发动机后面或朝相对于发动机中心线的发动机出口的方向。
此外，如本说明书中使用，术语“径向的”或“径向地”是指延伸在发动机中心纵向轴线与发动机外周长之间的维度。
所有的方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上方、下方、向上、向下、左侧、右侧、侧面、前面、后面、上部、底部、以上、以下、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向后等)只用作识别，帮助读者理解本发明，而不是为了限制，尤其不是对本发明的位置、方向或使用的限制。应广义理解连接参照(例如，附加、接合、连接、结合)，除非另有说明，可以包括元件集合间的中间构件和元件间的相对移动。同样地，连接参照并不一定表明两个元件直接连接并且彼此间有固定关系。示例图只用作说明，此处附图中反映的维度、位置、顺序和相对尺寸可以变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的剖面示意图。所述发动机10具有一个大体纵向延伸的轴或向前延伸至前部14，向后延伸至后部16的中心线12。所述发动机10包括包含下游连续流动关系的风机段18、压缩机段22、燃烧段28、涡轮段32和排气装置段38，其中，风机段18包括风机20，压缩机段22包含升压机或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26，燃烧段28包含燃烧室30，涡轮段32包含HP涡轮34和LP涡轮36。
所述风机段18包括环绕所述风机20的风机外壳40。所述风机20包括围绕所述中心线12径向设置的多个风机动叶42。所述HP压缩机26、燃烧室30和HP涡轮34形成了所述发动机10的核心部分44，此部分生成燃烧气体。所述核心部分44由核心外壳46环绕，所述核心外壳与所述风机外壳40接合。
围绕所述发动机10的所述中心线12同轴设置的HP轴或线轴48驱动地将所述HP涡轮34连接至所述HP压缩机26。围绕所述发动机10的所述中心线12左右同轴设置且位于所述更大直径的环形HP线轴48内部的LP轴或线轴50驱动地将所述LP涡轮36连接至所述LP压缩机24和风机20。
所述LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52和54，其中，一组压缩机动叶(blade)56和58相对于对应组的、固定的压缩机静叶(vane)60和62(也称为喷嘴)旋转，从而对通过所述机级的所述流体流进行压缩或增压。在单个压缩机级52和54中，圆环中具有多个压缩机动叶56和58，所述动叶可相对于所述中心线12，从动叶平台到动叶尖部向外径向延伸，同时所述对应的、固定的压缩机静叶60和62位于所述旋转动叶56和58的上游或附近。应注意图1中选择的动叶、静叶和压缩机级的数量只为便于说明，其它数量也可适用。
用于所述压缩机级的所述动叶56和58可以安装到轮盘59上，其安装到对应的所述HP和LP线轴48和50其中之一上，每个机级具有各自的轮盘59和61。用于所述压缩机级的所述静叶60和62可周向设置而安装在所述核心外壳46上。
所述HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮机级64和66，其中，一组涡轮动叶68和70相对于对应组的、固定的涡轮静叶72和74(也称为喷嘴)旋转，从而从通过所述机级的所述流体流中提取能量。在单个涡轮机级64和66中，圆环中具有多个涡轮静叶72和74，所述静叶可相对于所述中心线12向外径向延伸，同时所述对应的旋转动叶68和70位于所述固定的涡轮静叶72和74的下游或附近，也可相对于所述中心线12从动叶平台到动叶尖部向外径向延伸。应注意图1中选择的动叶、静叶和压缩机级的数量只为便于说明，其它数量也可适用。
用于所述涡轮机级的所述动叶68和70可以安装在轮盘71上，其安装在对应的所述HP和LP线轴48和50之一上，每个机级具有各自的轮盘71和73。用于所述压缩机级的所述静叶72和74可周向设置而安装在所述核心外壳46上。
安装在所述线轴48和50其中之一上或安装在两者上并与之旋转的所述发动机10部分也单独或共同指的是转子53。所述发动机10的固定部分包括安装在所述核心外壳46上的部分，所述固定部分也单独或共同指的是定子63。
在运行中，从所述风机段18流出的气流分离开来，因此一部分所述气流流入到所述LP压缩机24中，其随后向所述HP压缩机26供应加压的环境空气76，所述HP压缩机进一步加压所述环境空气。来自所述HP压缩机26的所述加压空气76在所述燃烧室30中与燃料混合，并被点燃，从而生成了燃烧气体。由所述HP涡轮34从这些气体中提取出来部分功，以驱动所述HP压缩机26。所述燃烧气体排到所述LP涡轮36中，所述LP涡轮提取多余的功以驱动所述LP压缩机24，所述废气通过所述排气装置段38从所述发动机10中最终排出。所述LP涡轮36的所述驱动驱使所述LP线轴50旋转所述风机20和LP压缩机24。
所述气流78的剩余部分通过静叶列(尤其是通过位于所述风机排气侧84的出口导向静叶组件80，所述出口导向静叶组件80包括多个的翼型件导向静叶82)绕过所述LP压缩机24和发动机核心部分44，而离开所述发动机组件10。更具体地说，在所述风机段18附近使用一个环列的径向延伸的翼型件导向静叶82，从而施加对气流78的一定方向控制。
所述风机20供应的一些所述环境空气可以绕过所述发动机核心部分44，用于冷却所述发动机10的部分，尤其是用于冷却所述发动机的发热部分，和/或用于冷却所述飞行器其它方面或为其提供动力。在涡轮发动机中，所述发动机的发热部分通常是所述燃烧室30和燃烧室30的下游部件，尤其是所述涡轮段32，所述HP涡轮34是最热部分，因为其是所述燃烧段28的直接下游。冷却流体的其它来源可以是从所述LP压缩机24或HP压缩机26中排出的流体，但不限于此。此流体可以是放气77，包括从所述LP或HP压缩机24和26中流出的气体，所述气体绕过所述燃烧室30，并作为所述涡轮段32的冷却源。这是常见发动机结构，并不是为了限制。
图2是以图1中发动机涡轮动叶68的一种形式展示发动机部件的透视图。所述涡轮动叶68包括燕尾90和翼型件92。所述翼型件92包括尖部94和根部96，其限定了它们之间的翼展方向。在所述根部96的平台98处，所述翼型件92安装到所述燕尾90上。所述平台98有助于径向地容纳所述涡轮发动机的主流气流。所述燕尾90可设置安装到所述发动机10的涡轮转子轮盘71上。所述燕尾90进一步包括至少一个入口通道100，示例展示为三个入口通道100，每个穿过所述燕尾90延伸，从而在通道出口102处提供与所述翼型件92的内部流体连通。应当了解所述燕尾90以剖面形式显示，因此，所述入口通道100设置在所述燕尾90主体的内部。
转而参照图3，以剖面形式显示的所述翼型件92具有一个凹形压力侧壁110和一个凸形吸力侧壁112，这两个侧壁结合在一起限定具有前缘114和后缘116的翼型件的形状，所述前缘114和后缘116限定两者间的翼弦方向。所述翼型件92具有由所述侧壁110和112限定的内部空间118。所述动叶68按一定方向旋转，从而使所述压力侧壁110沿着所述吸力侧壁112。因此，如图3所示，所述翼型件92将朝页面顶部向上旋转。
一个或多个翼肋120可将内部空间118分割成多个冷却通路(channel)。前缘冷却通路122可设置在所述前缘114的附近，中间通路124可设置在所述前缘冷却通路122的附近。应当了解，所述前缘通路122和中间通路124是作为示例，可以作为单个通路沿翼展方向延伸，或作为复合冷却回路，具有多重特征，例如通道、通路、入口、插头组(pin banks)、回路、子回路、膜孔、气室、网眼、湍流器或其他，这些细节与本发明并无密切关系。
后缘回路126可包括后缘气室128、冲击孔130、排气通道132、插头孔134、喷射孔136和后缘槽开口140。所述冲击孔130流体地连接所述后缘气室128和所述排气通道132。通过所述插头孔134和喷射孔136，所述排气通道132流体地连接至所述后缘116。所述后缘回路126和内部空间118通过所述后缘槽开口140流体地连接至所述翼型件92的外部空间。
应当了解，当所述喷射孔136设置在所述后缘116附近时，可以在所述后缘喷射孔136和后缘116之间设置一个附加通路或气室。这个通路可以延伸所述翼型件92的整个翼展长度，或可包括离散通路或甚至单个的排气孔(例如在所述后缘处用于排放所述冷却流体的膜孔)。
参照图4，图示了前缘冷却通路122、中间冷却通路124和后缘冷却回路126的流程图。以虚线示意所述翼型件92，说明所述翼型件92中所述冷却通路和冷却回路122、124、126的大体结构。所述翼型件92将所述内部空间96限定为一个腔，所述腔在所述翼弦方向自所述前缘114延伸至所述后缘116，在所述翼展方向自所述尖部94延伸至所述根部96，所述腔还可由内壁分割成不同的通路或通道，以形成所述冷却通道和冷却回路122、124、126，引导冷却流体流通过所述翼型件92。尖部冷却通道150设置在所述翼型件92的尖部94之上，尖部冷却通道150可沿实际翼弦方向从所述前缘114附近延伸至所述后缘116。所述尖部冷却通道150为所述冷却通路和冷却回路122、124、126提供公用通道，以用于排放所述冷却流体，因此，若所述冷却流体不通过一个或多个膜孔或其它出口排出，所述冷却流体也可以从所述翼型件92中排出。
每个通路或回路122、124、126可以由所述入口通道100供给冷却流体流。每个入口通道100可以单独提供冷却回路，或多个通路或回路122、124、126可以由公用入口通道100供给。
所述后缘回路126图示为由一个入口通道100供给，可在根部96到尖部94方向上的所述后缘气室128中提供冷却流体流。可以通过尖部管道152从所述后缘气室128中提供一部分冷却流体流到所述尖部冷却通道150中。此外，可提供所述尖部管道152中的一部分冷却流体至标记通道154，在此处，可提供所述冷却流体至尖部标记156。
所述后缘气室128中的冷却流体流的剩余部分可以通过多个所述冲击孔130流至后缘中间通道132中。在所述中间通道132中，所述冷却流体穿过具有多个插头134的插头组158。穿过多个后缘喷射孔136，所述冷却流体从所述插头组158流至所述后缘116。一旦所述冷却流体从所述后缘喷射孔136流出，其可从所述翼型件92排出，并与所述尖部标记156和尖部冷却通道150流体连通，在此处，所述冷却流体可以通过所述后缘116上一个或多个后缘槽开口140排放。
应当了解，图4中所示的冷却通路和冷却回路122、124、126是翼型件92内部冷却回路的一个实施方式的示例，不应当作受限于特定的几何形状、通道、插头组、膜孔或其它。应进一步了解，将冷却通路和冷却回路122、124、126图示为大体上从前缘114向后缘116移动或从后缘116向前缘114移动，此说明只是冷却回路自身的示例性描述。特定的通道、通路、入口或其它可以在相对于翼型件92的任何方向上流动，例如在后缘或前缘114、116方向上，尖部94或根部96方向上，或朝翼型件92的压力侧壁110或吸力侧壁112方向上，或在其中任何组合方向上。
参照图5，此图为后缘回路126的核心视图，图示了以翼展形式设置在后缘116附近的后缘喷射孔136。多个湍流器160设置在所述后缘气室128中，用于加强穿过所述气室128的冷却流体流动C。应当了解图5的核心视图图示了翼型件92中空内部空间的实体视图，通过此处可以冷却气流。所述后缘喷射孔136提供从所述插头组158或所述尖部标记156到所述后缘116的冷却流。
图6为后缘116的近视图，图示了部分喷射孔136和插头组158。所述喷射孔136具有入口170、管道172和出口174。将从所述插头组158流出的冷却气流提供至所述入口170处的喷射孔136。所述冷却气流穿过所述管道172，从所述出口174处的所述喷射孔136排出。提供所述废弃的冷却流至所述后缘116，在此处，废弃的冷却流可从所述翼型件92中排出。
参照图7，所述入口170具有一个周向弧形入口180，其位于所述喷射孔136和内部供气的内部交汇处。所述周向弧形入口180将冷却流体流C提供至会聚段182。流入入口半径180的所述冷却流体流C流至所述会聚段182，在此处，所述会聚段182横截区域减小，从而加快所述冷却流体流C的速度，并将其提供至所述管道172。所述管道172可限定计量段184，以计量穿过所述喷射孔136的所述冷却流体流C。所述冷却流体流C从所述计量段184流至分流段186，通过加大的横截区域，从而减慢所述冷却流C的速度，并将其提供至所述后缘116。
孔的中心线190可限定为穿过所述喷射孔136延伸的中线轴。所述中心线190可以是直线的或非直线的，且可设置成与所述压力侧壁110或吸力侧壁112平行，或可限定一个角度，将所述翼型件92分为相等的或不相等的两半。分流轴192可限定为直线，连接所述计量段184端部和所述出口174。扩展角194可以是所述孔中心线190和分流轴192之间的角度，这样所述冷却流就不会从壁上分离(detach)。例如，所述扩展角194的角度为七度或在非限制性示例中角度更小，也考虑更大的角度。
此外，所述计量段184的长度和直径的比率至少为1.0，可以是2.0。在一个示例中，所述计量段184可以是40密耳。另外，考虑设置一个或多个湍流器在所述后缘喷射孔136中。例如，所述湍流器可以设置在所述计量段184中。
应当进一步了解，图示的后缘喷射孔136是用作示例。所述后缘喷射孔136的形状和/或尺寸都可变化。所述喷射孔136自身或所述会聚段182、计量段184或分流段192等单个部分的长度、宽度、横截直径都可变化，以提高特定翼型件92的冷却效率。此外，所述后缘喷射孔136可沿所述后缘116均匀地或不均匀地间隔分布，或作为单个后缘喷射孔136而离散分布，或作为后缘喷射孔136离散组而离散分布，这可对特定翼型件92有益。另外，所述离散孔136或离散孔136的离散组的尺寸、形状或方向都可以变化，以为所述翼型件92提供提增加的冷却效率。
此外，当所述后缘喷射孔136沿所述后缘116的翼展方向设置时，其宽度可比翼展中间位置附近的喷射孔136更宽，比所述根部96和尖部94附近的喷射孔136更窄。
参照图8，一种通过后缘喷射孔136提供冷却流体流C的方法200，其包括在202处加快流入后缘喷射孔136的冷却流体的流速。通过所述360度入口半径180将所述冷却流体流C提供至所述会聚段182，以加速流动。可选地，在204处，所述方法200可包括通过所述计量段184计量通过所述后缘喷射孔136的冷却流体流C。在206处，所述方法200进一步包括减慢所述冷却流体流C流出所述后缘喷射孔136的速度。所述冷却流体流C穿过所述分流段186，减慢了其流出所述后缘喷射孔136的速度。可选地，在208处，所述方法200可包括将所述冷却流体流C排放至所述后缘通道138。在210处，所述方法200还可选地包括将所述冷却流体流C排出所述后缘槽开口140。
应当了解，使用后缘喷射孔136可发展为使用铸心(casting core)，而不是使用电化学过程的钻进法等其它方法。在铸造过程中，内部结构提供提高的翼型件核心强度，在铸造操作过程中，提高了翼型件的成功率，具有不断提升的铸成率。此外，所述核心铸造包括具有所述360度入口半径180的后缘喷射孔、会聚段182、计量段184和分流段186，以提供改进的翼型件冷却。另外，可减少翼型件尾迹以提高所述翼型件92的效率。
应当了解，本公开设计的申请不限于具有风机段和升压机段的涡轮发动机，本申请同样适用于涡轮喷气发动机和涡轮增压发动机。
本说明书使用各个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所涵盖的任何方法。本发明的可获专利范围由权利要求书限定，并且可包括所属领域技术人员能想到的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也属于权利要求书的范围。

Claims (30)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
外表面，其限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；
冷却回路，其位于翼型件内部，并具有从所述根部朝所述尖部延伸的冷却通道；以及
多个后缘喷射孔，其相邻于所述后缘设置在翼展方向上的冷却通道内，并且每个后缘喷射孔包括具有周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置；
其中，所述计量段包括在所述翼弦方向上延伸的恒定横截面积。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔的速度。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的横截区域，以减慢气流流出所述后缘喷射孔的速度。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的扩展角。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线与所述压力侧或所述吸力侧其中之一平行。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线将所述翼型件对半平分。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述计量段的长度与直径比率至少为1。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其中，所述长度与直径比率为2。
9.根据权利要求7所述的翼型件，其中，所述计量段的所述长度为40密耳。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述会聚段和分流段限定线性中心线。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述会聚段、所述计量段和所述分流段限定非线性中心线。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔以两组或多组形式沿所述后缘设置。
13.根据权利要求1所述的翼型件，其中，在所述翼展方向上靠近所述翼型件中部的所述后缘喷射孔比靠近所述根部和所述尖部的所述喷射孔具有较大的横截面积。
14.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述翼型件为动叶或静叶中的至少一个。
15.根据权利要求1所述的翼型件，所述翼型件进一步包括设置在所述后缘喷射孔中的多个湍流器。
16.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
外壁，其限定内部，所述内部包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；
后缘冷却回路，所述后缘冷却回路形成于所述内部且包括：
后缘气室；
冲击孔组，其于所述翼展方向排布且流体连接至所述后缘气室；
排气通道，其通过所述冲击孔组流体连接于所述后缘气室且包括多个插头孔，所述插头孔形成排布在所述排气通道中的插头组，来自所述冲击孔的流体冲击于所述插头组上；
后缘喷射孔组，其流体连接于所述排气通道且相邻于所述后缘设置在所述翼展方向上，后缘喷射孔组中的每个后缘喷射孔包括弧形入口段、会聚段、计量段和分流段，所述计量段包括在所述翼弦方向上延伸的恒定横截面积。
17.根据权利要求16所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔组中的每个后缘喷射孔的速度。
18.根据权利要求17所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的横截区域，以减慢气流流出所述后缘喷射孔组中的每个后缘喷射孔的速度。
19.根据权利要求18所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的扩展角。
20.根据权利要求16所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔组中的每个后缘喷射孔的中心线与压力侧壁或吸力侧壁其中之一平行。
21.根据权利要求16所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔组中的每个后缘喷射孔的中心线将所述翼型件对半平分。
22.根据权利要求16所述的翼型件，其中，所述计量段的长度与直径比率至少为1。
23.根据权利要求22所述的翼型件，其中，所述长度与直径比率为2。
24.根据权利要求16所述的翼型件，其中，所述翼型件为动叶或静叶中的至少一个。
25.根据权利要求16所述的翼型件，所述翼型件进一步包括设置在所述后缘喷射孔中的多个湍流器。
26.一种通过具有前缘和后缘的翼型件中的多个相邻于所述后缘的后缘喷射孔提供冷却流体流的方法，所述前缘和后缘限定翼弦方向，所述方法包括：
加快所述冷却流体流入一个或多个后缘喷射孔的速度；
计量穿过多个所述相邻于后缘的后缘喷射孔中的计量段的所述冷却流体流，所述计量段包括沿所述翼弦方向的恒定横截面积；以及
减慢所述冷却流体流出所述相邻于后缘的后缘喷射孔的速度。
27.根据权利要求26所述的方法，其中，加快所述冷却流体流入一个或多个所述相邻于后缘的后缘喷射孔的速度在计量穿过所述后缘喷射孔的所述冷却流体流之前完成。
28.根据权利要求27所述的方法，其中，计量穿过所述后缘喷射孔的所述冷却流体流在减慢所述冷却流体流出所述后缘喷射孔的速度之前完成。
29.根据权利要求28所述的方法，所述方法进一步包括将经减速的冷却流体流排放至后缘通路。
30.根据权利要求28所述的方法，所述方法进一步包括通过后缘槽开口排放经减速的冷却流体流。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10563518B2 (en) * 2016-02-15 2020-02-18 General Electric Company Gas turbine engine trailing edge ejection holes
US20180223673A1 (en) * 2017-02-07 2018-08-09 General Electric Company Hot gas path component with metering structure including converging-diverging passage portions
US10788053B2 (en) 2018-10-25 2020-09-29 General Electric Company Noise reducing gas turbine engine airfoil
JP6745012B1 (ja) * 2019-10-31 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びこれを備えたガスタービン
CN111485957B (zh) * 2020-04-29 2022-11-25 中国航发湖南动力机械研究所 涡轮导向冷却叶片

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4236870A (en) * 1977-12-27 1980-12-02 United Technologies Corporation Turbine blade
US4638628A (en) 1978-10-26 1987-01-27 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6234754B1 (en) * 1999-08-09 2001-05-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
FR2858352B1 (fr) * 2003-08-01 2006-01-20 Snecma Moteurs Circuit de refroidissement pour aube de turbine
US7198468B2 (en) * 2004-07-15 2007-04-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled turbine blade
US7210906B2 (en) * 2004-08-10 2007-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled gas turbine airfoil and method
GB0603705D0 (en) * 2006-02-24 2006-04-05 Rolls Royce Plc Aerofoils
US7607891B2 (en) 2006-10-23 2009-10-27 United Technologies Corporation Turbine component with tip flagged pedestal cooling
US7967566B2 (en) * 2007-03-08 2011-06-28 Siemens Energy, Inc. Thermally balanced near wall cooling for a turbine blade
US7806659B1 (en) 2007-07-10 2010-10-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge bleed slot arrangement
US8109726B2 (en) 2009-01-19 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with micro channel cooling system
US8347947B2 (en) 2009-02-17 2013-01-08 United Technologies Corporation Process and refractory metal core for creating varying thickness microcircuits for turbine engine components
US8192146B2 (en) * 2009-03-04 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Turbine blade dual channel cooling system
US8317475B1 (en) * 2010-01-25 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with micro cooling channels
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
US8807945B2 (en) 2011-06-22 2014-08-19 United Technologies Corporation Cooling system for turbine airfoil including ice-cream-cone-shaped pedestals
US9416971B2 (en) 2012-02-15 2016-08-16 United Technologies Corporation Multiple diffusing cooling hole
US9297261B2 (en) 2012-03-07 2016-03-29 United Technologies Corporation Airfoil with improved internal cooling channel pedestals
US9366144B2 (en) 2012-03-20 2016-06-14 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
US9328617B2 (en) * 2012-03-20 2016-05-03 United Technologies Corporation Trailing edge or tip flag antiflow separation
US9175569B2 (en) 2012-03-30 2015-11-03 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US9017026B2 (en) * 2012-04-03 2015-04-28 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US20130302176A1 (en) 2012-05-08 2013-11-14 Robert Frederick Bergholz, JR. Turbine airfoil trailing edge cooling slot
US9145773B2 (en) 2012-05-09 2015-09-29 General Electric Company Asymmetrically shaped trailing edge cooling holes
US10100645B2 (en) * 2012-08-13 2018-10-16 United Technologies Corporation Trailing edge cooling configuration for a gas turbine engine airfoil
US9115590B2 (en) 2012-09-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit
US9314838B2 (en) * 2012-09-28 2016-04-19 Solar Turbines Incorporated Method of manufacturing a cooled turbine blade with dense cooling fin array
US8920123B2 (en) * 2012-12-14 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
US9638046B2 (en) * 2014-06-12 2017-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with variable land width at trailing edge
US20180298763A1 (en) * 2014-11-11 2018-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with axial tip cooling circuit
US10563518B2 (en) * 2016-02-15 2020-02-18 General Electric Company Gas turbine engine trailing edge ejection holes

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5288207A (en) * 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction

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Publication number Publication date
US10563518B2 (en) 2020-02-18
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