CN108868900A - 具有翼型件和插入件的涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

一种用于涡轮发动机的翼型件组件包括翼型件，该翼型件包括在根部与尖端之间延伸的外壁、流体地联接到第一空气源的尖端开口、流体地联接到第二空气源的根部开口、和具有冲击开口的插入件。

Description

具有翼型件和插入件的涡轮发动机

技术领域

本申请主要涉及涡轮发动机，更具体地，涉及具有翼型件的涡轮发动机。

背景技术

涡轮发动机，并且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。

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，因此对诸如高压涡轮和低压涡轮之类的某些发动机部件进行冷却可能是有益的。通常，通过将较冷的空气从高压和/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℃。尽管压缩机空气温度较高，但是其相对于涡轮空气较冷，并且能够用于冷却涡轮。

现代的涡轮叶片大体包括一个或多个内部冷却回路，以用于通过叶片引导冷却空气对叶片的不同部分进行冷却，并且可以包括专用冷却回路以用于冷却叶片的不同部分，例如叶片的前缘，后缘和尖端。

发明内容

在一个方面中，一种用于涡轮发动机的翼型件组件包括：外壁，该外壁界定内部并且在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向且在根部与尖端之间延伸以限定展向方向；尖端开口，该尖端开口定位在尖端处并且流体地联接到第一空气源；根部开口，该根部开口定位在根部处并且流体地联接到第二空气源；和冲击插入件 (impingement insert)，该冲击插入件具有定位在内部中的冲击开口并且具有将第一空气源流体地联接到第一组冲击开口的第一室和将第二空气源流体地联接到第二组冲击开口的第二室。

可选地，所述冲击插入件包括整体结构，所述整体结构被分隔为所述第一室和所述第二室。所述整体结构包括管状结构，所述管状结构具有限定通道的相对的第一插入开口和第二插入开口，其中分隔壁封闭所述通道并且将所述通道分隔成具有所述第一插入开口的所述第一室和具有所述第二插入开口的所述第二室。

可选地，所述分隔壁以长度和体积中的至少一个均等地分隔所述通道。

可选地，所述分隔壁以长度和体积中的至少一个不均等地分隔所述通道。

可选地，所述冲击插入件的尺寸形成为通过所述尖端开口和所述根部开口中的一个被插入到所述内部中。所述冲击插入件包括止动件，所述止动件抵靠所述外壁，所述尖端，或所述根部中的至少一个，以限制所述冲击插入件的插入。所述止动件是限制所述整体结构的轴环。

可选地，所述冲击插入件包括通过所述尖端开口被插入的第一插入件和通过所述根部开口被插入的第二插入件。翼型件组件，还包括连接器，所述连接器在所述第一插入件和所述第二插入件被插入时将其联接。所述连接器包括以下中的至少一种：a)位于所述第一插入件和所述第二插入件中的一个上的击打部和位于所述第一插入件和所述第二插入件中的另一个上的抓取部，或b)位于所述第一插入件和所述第二插入件中的一个上的键和位于所述第一插入件和所述第二插入件中的另一个上的键槽。

可选地，在所述冲击插入件定位在所述内部中时，所述冲击插入件与所述外壁的内表面间隔开。

可选地，所述翼型件组件是具有至少两个轮叶的喷嘴组件，并且所述轮叶中的至少一个限定所述外壁。

在另一个方面中，一种用于涡轮发动机的部件包括：壁，该壁界定内部并且具有流体地联接到第一空气源的第一开口和流体地联接到第二空气源的第二开口；和冲击插入件，该冲击插入件具有定位在内部中的冲击开口并且具有将第一空气源流体地联接到第一组冲击开口的第一室和将第二空气源流体地联接到第二组冲击开口的第二室。

可选地，所述冲击插入件包括整体结构，所述整体结构被分隔为所述第一室和所述第二室。

可选地，所述整体结构包括管状结构，所述管状结构具有限定通道的相对的第一插入开口和第二插入开口，其中分隔壁封闭所述通道并且将所述通道分隔为具有所述第一插入开口的第一室和具有所述第二插入开口的第二室。其中所述分隔壁以长度和体积中的至少一个不均等地分隔所述通道。

可选地，所述冲击插入件的尺寸形成为通过所述第一开口和所述第二开口中的一个被插入到所述内部中。其中所述冲击插入件包括止动件，所述止动件抵靠外壁，尖端，或根部中的至少一个，以限制所述冲击插入件的插入。

可选地，所述冲击插入件包括通过所述第一开口被插入的第一插入件和通过所述第二开口被插入的第二插入件。用于涡轮发动机的部件还包括连接器，所述连接器在所述第一插入件和所述第二插入件被插入时将其联接。

可选地，当所述冲击插入件定位在所述内部中时，所述冲击插入件与所述外壁的内表面间隔开。

在另一个方面中，一种对用于涡轮发动机的部件的内部进行冲击冷却的方法包括：将第一空气源供给到定位在内部中的第一冲击插入件，并且将与第一空气源分开的第二空气源供给到定位在内部中的第二冲击插入件，其中第一空气源和第二空气源具有至少一种不同特性。

可选地，其中所述至少一种不同特性包括以下中的至少一种：温度，压力，马赫数。

可选地，其中供给所述第一空气源和所述第二空气源包括基于所述至少一种不同特性来成比例地控制第一源和第二源的量。

在另一个方面中，一种组装用于涡轮发动机的翼型件的方法包括将第一插入件至少部分地插入到翼型件中，将第二插入件至少部分地插入到翼型件中，和将第一插入件联接到第二插入件。

可选地，所述联接包括机械地联接所述第一插入件和所述第二插入件。

可选地，插入所述第一插入件包括将所述第一插入件插入到所述翼型件的第一端中。其中插入所述第二插入件包括将所述第二插入件插入到所述翼型件的第二端中。其中所述第一端与所述第二端相对。其中所述第一端是所述翼型件的尖端或根部中的至少一个并且所述第二端是所述翼型件的尖端或根部中的另一个。

可选地，所述第一插入件和所述第二插入件中的一个在所述第一插入件和所述第二插入件中的另一个之前被插入到所述翼型件中。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图，该涡轮发动机包括翼型件组件。

图2是根据本发明的各个方面的图1的翼型件组件的局部分解图，该翼型件组件包括具有插入件的翼型件。

图3是图2的翼型件组件的透视图。

图4是根据本发明的第一实施例的图2的插入件的一部分的示意性横截面视图。

图5是根据第二实施例的图2的插入件的一部分的示意性横截面图，该插入件处于第一构型。

图6是根据第二实施例的图2的插入件的一部分的示意性横截面图，该插入件处于第二构型。

具体实施方式

所描述的本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件。出于说明的目的，将参照用于飞行器涡轮发动机的涡轮区段来描述本发明。然而，应理解，本发明并不如此受限并且可在发动机(其包括压缩机)内以及在非飞行器应用中可具有一般适用性，所述非飞行器应用例如其它移动应用和非移动工业，商业和住宅应用。

如本文所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。

另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸，并且如本文所使用的“一组”能够包括任何数量，其中包括仅一个。

所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本公开的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。

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向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段 32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片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，其产生燃烧气体。核心44由可与风扇外壳40连接的核心外壳46包围。

围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴 48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且耦合到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同界定转子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56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62 旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54 中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶 60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明目的而选择，并且其它数目也是可能的。

用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，所述盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳体46。

HP涡轮机34和LP涡轮机36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮机叶片68、70相对于对应一组静态涡轮机轮叶72、74 (也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可相对于中心线12径向地向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图 1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于涡轮机的级的叶片68、70能够安装到盘71，所述盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮机区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，退出风扇区段18的空气流被分开以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10 排放出去。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。

加压空气流76的一部分可以作为放气(bleed air)77从压缩机区段22抽取。放气77可以从加压空气流76抽取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。

空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行退出发动机组件10，更具体地出口导叶组件80，在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，在风扇区段18 附近利用径向延伸的翼型导叶82的周向排以对空气流78施加一些方向控制。

由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常位于燃烧器30的下游，尤其是涡轮机区段32，其中HP涡轮机34是最热的部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。冷却流体的其它来源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

图示为翼型件组件100的发动机10的部件99能够包括至少一个翼型件，例如图2中所示的HP涡轮轮叶72。轮叶72可以包括外壁 102，所述外壁102界定内部并且沿弦向方向从前缘110延伸到后缘 112以及沿展向方向从根部114延伸到尖端116。根部114能够包括流体地联接到第一空气源的至少一个根部开口118；类似地，尖端 116能够包括流体地联接到第二空气源的至少一个尖端开口120。应当理解，尽管本文中图示为轮叶72，但是组件100中的翼型件能够包括发动机10内(其包括位于风扇区段18、压缩机区段22、或涡轮区段32中)的任何翼型件，在非限制性实例中，包括在压缩机区段 22或涡轮区段32中形成喷嘴的一对轮叶中的至少一个轮叶。

翼型件组件100还能够包括冲击插入件130，所述冲击插入件 130包括第一室131和第二室132，以及如图所示的第一组冲击开口 141和第二组冲击开口142。能够构想，插入件130能够包括整体结构，该整体结构能够在内部被分隔为如图所示的第一室131和第二室132。对于组件，插入件130的尺寸能够形成为通过根部开口118或尖端开口120插入到(此处图示为通过尖端开口120插入到)轮叶 72的内部中，并且插入件130能够包括止动件200，以用于在被完全插入时抵靠尖端116。能够构想，还可以提供止动件或一组止动件 200以用于抵靠外壁102或根部114，从而根据需要限制冲击插入件 130的插入，并且止动件200能够是诸如限制插入件130的轴环之类的任何合适的几何形状。

冲击插入件130还可以包括具有第一插入开口151和第二插入开口152的管状结构，使得通道170可以被限定为穿过插入件130。插入件130内还可以包括分隔壁155，从而将通道170封闭和分割成如图所示的第一室131和第二室132，其中第一室131具有第一插入开口151并且第二室132具有第二插入开口152。

翼型件组件100还可以包括根据本公开的第二实施例的另一个冲击插入件230。插入件230与插入件130类似，因此，相似部分将用相似的编号加100来标识，同时应理解，除非另有说明，否则对第一实施例的相似部分的描述适用于第二实施例。

冲击插入件230能够包括第一插入件261和第二插入件262，其中在非限制性实例中，第一插入件261和第二插入件262能够分别通过尖端开口120和根部开口118被插入到轮叶72中。第一插入件 261和第二插入件262中的任一个或两个能够包括止动件300，并且止动件300能够抵靠轮叶72的根部114或尖端116。此外，第一插入件261能够包括第一室231、第一组冲击开口241和第一插入开口251，并且第二插入件262能够包括第二室232、第二组冲击开口242 和第二插入开口252，如图所示。

当组装时，第一插入开口151、251能够与尖端开口120对准，并且第二插入开口152、252能够与根部开口118对准，如图3中所示。通过该方式，第一室131、231能够通过尖端开口120联接到第一空气源，并且第二室132、232能够通过根部开口118联接到第二空气源。能够看到，第一空气源能够流体地联接到第一组冲击开口 141、241，并且第二空气源能够流体地联接到第二组冲击开口142、 242。

应当领会，冲击插入件130中的室131、132的大小可以由分隔壁155的位置来确定，并且进一步地，插入件230中的室231、232 的大小能够由第一插入件261和第二插入件262的总体大小来确定；在非限制性实例中，第一室131、231能够具有比第二室132、232大的体积，或者第一室131、231能够具有与第二室132、232相等的体积。此外，还可以构想插入件130、230根据需要用于后缘112附近或者轮叶72内的任意其它位置处，并且在非限制性实例中，还可以构想在翼型件组件100中使用诸如单独插入件130、单独插入件 230、或者一组插入件130、230的组合。

在操作中，来自第一源的冷却空气能够流动通过第一插入开口 151和尖端开口120、进入第一室131、并且通过第一组冲击开口141 离开，而来自第二源的冷却空气能够流动通过第二插入开口152和根部开口118、进入第二室132、并且通过第二组冲击开口142离开，从而将冷却空气提供到轮叶72的内部。应当领会，轮叶72的内部可以为第一空气源和第二空气源提供共同的室。

第一空气源可以具有与第二空气源不同的压力，并且当这两个空气源都与轮叶72的内部流体地连接时不同的空气压力能够造成相比另一个源，更多的空气从一个源被抽入轮叶72中。通过非限制性实例的方式，如果第一空气源处于比第二空气源更高的压力下，第一室131、231能够被选择成比第二室132、232大以补偿，从而允许第一室131、231和第二室132、232中的气压平衡，从而从第一源和第二源获取等量的冷却空气。

轮叶72的部分400和冲击插入件130示于图4中。可以设想，插入件130能够与轮叶72的内表面104间隔开，并且第一组冲击开口141和第二组冲击开口142能够将第一室131和第二室132流体地联接到插入件130与内表面104之间的空间，使得从室131、132流动的空气能够用于对轮叶72进行冷却。

冲击插入件230的类似的部分500示于图5中，其中第一插入件 261和第二插入件262以第一构型示出。还可以设想，插入件261、 262能够与外壁102的内表面104间隔开；当组装时，第一插入件 261和第二插入件262能够根据需要彼此间隔开或者彼此相接触。还能够构想，插入件261、262能够通过连接器280联接，如图6中所示，从而防止第一插入件261和第二插入件262的相对移动。连接器能够包括位于第二插入件262上的键282，所述键282能够被插入到位于第一插入件261上的键槽284中；应当理解，键282和键槽284 还能够分别设置于第一插入件261和第二插入件262上。还能够设想，连接器280可以包括以与键282和键槽284类似的方式设置于第一插入件286或第二插入件288上的击打部286和抓取部288机构。

一种对用于涡轮发动机10的部件99、例如轮叶72的内部进行冲击冷却的方法能够包括将第一空气源供给到第一冲击插入件261中并且将与第一空气源分开的第二空气源供给到第二冲击插入件262 中，其中第一插入件261和第二插入件262定位在轮叶72的内部中。在非限制性实例中，第一空气源和第二空气源能够具有至少一种不同特性，例如不同的温度、压力、或马赫数。能够构想，可基于如上所述的特性(温度、压力、马赫数)来成比例地控制被供给到第一插入件261和第二插入件262的空气量。

一种组装用于涡轮发动机10的部件99、例如轮叶72的方法可以包括将第一插入件261至少部分地插入到轮叶72中、将第二插入件262至少部分地插入到轮叶72中、和联接第一插入件261和第二插入件262。如图2中所示，第一插入件261能够通过第一端、例如尖端开口120被插入到轮叶72中，并且第二插入件262能够通过另一端、例如根部开口118被插入。连接器能够包括击打部286和抓取部288、或者键282和键槽284，如图5中所示。应当理解，插入件 261、262能够以任何期望的顺序被插入到轮叶72中，并且组装部件 99的方法能够包括组装新生产的部件99、经过修复的部件99、或经过翻新的部件99。

能够领会，通过从插入件130、230的两侧获取空气可以降低室内的流速或马赫数，这可以减少所需的来自压缩机的压降量以将冷却空气提供到室中。这种情况能够有利于实施涡轮发动机10中的低压降燃烧器，这能够改善功率输出并且减少燃料消耗。此外，在插入件130、230内使用多个室能够平衡可能存在于第一空气源和第二空气源中的压差，以允许提供从第一空气源和第二空气源获取的等量的冷却空气。此外，使用多个翼型插入件能够在组装期间改善可插入性，这可能允许更高效地使用具有复杂几何结构的翼型件，当具有复杂几何结构时，单个插入件可能难以在翼型件内组装。

应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。

在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可根据需要彼此组合或替代使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为它不能这样示出，而只是为了简化描述的目的。因此，必要时可以混合和匹配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。

此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的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以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们在权利要求书的既定范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括：

外壁，所述外壁界定内部并且在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向且在根部与尖端之间延伸以限定展向方向；

尖端开口，所述尖端开口定位在所述尖端处并且流体地联接到第一空气源；

根部开口，所述根部开口定位在所述根部处并且流体地联接到第二空气源；和

冲击插入件，所述冲击插入件具有定位在所述内部中的冲击开口并且具有将所述第一空气源流体地联接到第一组所述冲击开口的的第一室和将所述第二空气源流体地联接到第二组所述冲击开口的第二室。

2.根据权利要求1所述的翼型件组件，其中所述冲击插入件包括整体结构，所述整体结构被分隔为所述第一室和所述第二室。

3.根据权利要求2所述的翼型件组件，其中所述整体结构包括管状结构，所述管状结构具有限定通道的相对的第一插入开口和第二插入开口，其中分隔壁封闭所述通道并且将所述通道分隔成具有所述第一插入开口的所述第一室和具有所述第二插入开口的所述第二室。

4.根据权利要求3所述的翼型件组件，其中所述分隔壁以长度和体积中的至少一个均等地分隔所述通道。

5.根据权利要求3所述的翼型件组件，其中所述分隔壁以长度和体积中的至少一个不均等地分隔所述通道。

6.根据权利要求2所述的翼型件组件，其中所述冲击插入件的尺寸形成为通过所述尖端开口和所述根部开口中的一个被插入到所述内部中。

7.根据权利要求6所述的翼型件组件，其中所述冲击插入件包括止动件，所述止动件抵靠所述外壁，所述尖端，或所述根部中的至少一个，以限制所述冲击插入件的插入。

8.一种用于涡轮发动机的部件，包括：

壁，所述壁界定内部并且具有流体地联接到第一空气源的第一开口和流体地联接到第二空气源的第二开口；和

冲击插入件，所述冲击插入件具有定位在所述内部中的冲击开口并且具有将所述第一空气源流体地联接到第一组所述冲击开口的的第一室和将所述第二空气源流体地联接到第二组所述冲击开口的第二室。

9.一种对用于涡轮发动机的部件的内部进行冲击冷却的方法，所述方法包括：

将第一空气源供给到定位在所述内部中的第一冲击插入件中；和

将与所述第一空气源分开的第二空气源供给到定位在所述内部中的第二冲击插入件中；

其中所述第一空气源和所述第二空气源具有至少一种不同特性。

10.一种组装用于涡轮发动机的翼型件的方法，所述方法包括：

将第一插入件至少部分地插入到所述翼型件中；

将第二插入件至少部分地插入到所述翼型件中；和

将所述第一插入件联接到所述第二插入件。