CN108999644B

CN108999644B - 涡轮发动机的冷却部件

Info

Publication number: CN108999644B
Application number: CN201810579899.5A
Authority: CN
Inventors: M.T.拜尔; G.T.加雷
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2017-06-07
Filing date: 2018-06-07
Publication date: 2021-12-03
Anticipated expiration: 2038-06-07
Also published as: CN108999644A; US11236625B2; US20180355728A1

Abstract

本发明提供一种用于制造涡轮发动机的冷却部件的方法，包括：铸造具有翼型件的翼型件组件，翼型件具有翼型件冷却通道并且从具有至少一个平台冷却通道的平台延伸；以及在翼型件冷却空气通道与平台冷却空气通道之间形成连接通道。

Description

涡轮发动机的冷却部件

技术领域

本申请涉及涡轮发动机，更具体地涉及到涡轮发动机中的翼型件组件。

背景技术

涡轮发动机尤其是气体或燃气式涡轮发动机属于旋转式发动机，其将通过发动机的加压燃烧气体流中的能量提取到多个旋转涡轮叶片上。

涡轮发动机可以设计成在高温下操作以使效率最大化，并且发动机部件的适当冷却可以有利于发动机效率、寿命和操作成本。

发明内容

一方面，一种用于制造涡轮发动机的冷却翼型件组件(cooled airfoilassembly)的方法包括：铸造具有翼型件的翼型件组件，其中所述翼型件具有从平台延伸的至少一个翼型件冷却空气通道，其中至少一个平台冷却通道具有位于所述平台的斜面(slashface)中的分支开口(breakout opening)；通过将通道成形工具引入到所述分支开口中来在所述翼型件冷却空气通道与所述平台冷却空气通道之间形成连接通道；以及封闭所述分支开口。

另一方面，一种用于涡轮发动机的部件包括：平台，所述平台具有相对的上表面和下表面，并且具有在所述上表面与所述下表面之间延伸的侧表面；翼型件，所述翼型件从所述上表面延伸并且具有外壁，所述外壁对内部进行定界并且限定压力侧和吸入侧，所述翼型件在前缘与后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间径向延伸以限定翼展方向，所述根部邻近所述平台；翼型件冷却通道，所述翼型件冷却通道穿过所述平台并且进入所述翼型件的内部中；平台冷却通道，所述平台冷却通道具有形成于所述侧表面中的开口，并且具有封闭所述开口的堵头(plug)；以及连接通道，所述连接通道在靠近所述堵头的位置处将所述翼型件冷却通道连接到所述平台冷却通道。

具体地，本申请技术方案1涉及一种用于制造涡轮发动机的冷却翼型件组件的方法，所述方法包括：铸造具有翼型件的翼型件组件，所述翼型件具有从平台延伸的至少一个翼型件冷却空气通道，其中至少一个平台冷却空气通道具有位于所述平台的斜面中的分支开口；通过将通道成形工具引入到所述分支开口中来在所述翼型件冷却空气通道与所述平台冷却空气通道之间形成连接通道；以及封闭所述分支开口。

本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述铸造包括形成具有伸出件的熔模铸芯，进而形成所述平台冷却空气通道和所述分支开口。

本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的方法，其中所述铸造进一步包括在铸造期间固持所述伸出件的一部分，以固持所述熔模铸芯。

本申请技术方案4涉及根据技术方案3所述的方法，其中所述铸造进一步包括滤除所述熔模铸芯。

本申请技术方案5涉及根据技术方案1所述的方法，其中将通道成形工具引入到所述分支开口中包括以下项中的至少一者：发出激光束、引入EDM电极，或者引入钻头。

本申请技术方案6涉及根据技术方案1所述的方法，其中将通道成形工具引入到所述分支开口中包括将钻头引入到所述分支开口中并且钻取所述连接通道。

本申请技术方案7涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述封闭所述分支开口包括以下项中的至少一者：电镀、铜焊、焊接或堵塞所述分支开口。

本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的方法，其中所述封闭所述分支开口包括将堵头铜焊在所述分支开口内。

本申请技术方案9涉及根据技术方案1所述的方法，进一步包括在所述封闭所述分支开口之后对所述斜面进行精加工。

本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的方法，其中所述精加工包括研磨所述斜面。

本申请技术方案11涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括：平台，所述平台具有相对的上表面和下表面，并且具有在所述上表面与所述下表面之间延伸的侧表面；翼型件，所述翼型件从所述上表面延伸并且具有外壁，所述外壁对内部进行定界并且限定压力侧和吸入侧，所述翼型件在前缘与后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并且在根部与尖端之间径向延伸以限定翼展方向，其中所述根部邻近所述平台；翼型件冷却通道，所述翼型件冷却通道穿过所述平台并进入所述翼型件的内部中；平台冷却通道，所述平台冷却通道具有形成于所述侧表面中的开口，并且具有封闭所述开口的堵头；以及连接通道，所述连接通道在靠近所述堵头的位置处将所述翼型件冷却通道连接到所述平台冷却通道。

本申请技术方案12涉及根据技术方案11所述的部件，其中所述翼型件冷却通道具有沿弦向方向延伸的部分。

本申请技术方案13涉及根据技术方案12所述的部件，其中所述翼型件冷却通道的所述部分定位在所述前缘附近。

本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的部件，其中所述连接通道流体连通到所述翼型件冷却通道的所述部分。

本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的部件，其中所述平台冷却通道至少部分环绕所述翼型件的所述前缘。

本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的部件，其中所述平台冷却通道至少部分沿所述弦向方向延伸。

本申请技术方案17涉及根据技术方案16所述的部件，其中所述平台冷却通道沿所述压力侧延伸。

本申请技术方案18涉及根据技术方案11所述的部件，其中所述翼型件冷却通道具有发源于公共接点的多个通道。

本申请技术方案19涉及根据技术方案18所述的部件，其中所述连接通道流体连通到所述公共接点。

本申请技术方案20涉及根据技术方案11所述的部件，其中所述平台冷却通道至少部分环绕所述翼型件的所述前缘。

本申请技术方案21涉及根据技术方案11所述的部件，其中所述平台冷却通道沿所述弦向方向延伸。

本申请技术方案22涉及根据技术方案11所述的部件，其中所述平台冷却通道沿所述压力侧延伸。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的截面示意图。

图2是图1所示涡轮发动机中的翼型件组件的透视图，其中包括具有开口的平台冷却通道。

图3是图2所示翼型件组件的透视图，其中包括翼型件冷却通道和连接通道。

图4是图2所示翼型件组件的透视图，其中包括相对于所述开口的堵头。

图5是示出用于制造冷却翼型件的方法的流程图。

具体实施方式

本公开所述的实施例涉及一种用于涡轮发动机的冷却翼型件组件。出于说明目的，本公开将参照飞行器涡轮发动机的涡轮来描述。但应理解，本公开并不限于此并且可以普遍适用于发动机内，包括压缩机，以及非飞行器应用例如其他移动应用和非移动工业、商业和民用应用中。

本说明书中所用的术语“前部”或“上游”是指朝发动机入口的方向移动，或者某一部件与另一部件相比而言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”是指朝发动机后部或出口的方向，或者与另一部件相比而言相对更靠近所述发动机出口。

此外，本说明书中所用术语“径向”或“径向地”是指延伸在发动机纵向中心轴与发动机外周之间的维度。

所有方向性词语(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)仅用于标识目的以便于读者理解本公开，并不构成限制，特别是对位置、定向或有关本公开的使用的限制。连接性词语(例如，附接、联接、连接和接合)应从广义上解释，并且除非另作说明，否则可包括一组元件之间的中间构件以及这些元件之间的相对移动。因此，连接性词语并不一定可推断出两个元件直接相连并且彼此固定。示例性附图仅用于说明目的，附图中所反映的尺寸、位置、顺序和相对尺寸可以更改。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的截面示意图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向延伸的轴线或者中心线12。发动机10以下游串行流关系包括：风扇部分18，所述风扇部分包括风扇20；压缩机部分22，所述压缩机部分包括升压机或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧部分28，所述燃烧部分包括燃烧器30；涡轮部分32，所述涡轮部分包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气部分38。

风扇部分18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12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，所述核心产生燃烧气体。核心44被核心壳体46围绕，所述核心壳体可与风扇壳体40连接。

围绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或转轴(spool)48驱动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26。LP轴或转轴50围绕发动机10的中心线12同轴设置在较大直径环状HP转轴48内，所述LP轴或转轴50驱动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转并且连接到多个可旋转元件，所述可旋转元件可共同限定转子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，以对穿过所述级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环状，并且可相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游并且与其邻接。应注意，图1中所示叶片、轮叶和压缩机级的数量仅出于说明目的而做此选择，也可以采用其他数量。

压缩机级的叶片56、58可安装到盘61(或者与其形成整体)，所述盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一者。压缩机级的轮叶60、62可以以周向布置安装到核心壳体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相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以提取穿过所述级的流体流中的能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置成环状，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游并且与其邻接。应注意，图1所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅出于说明目的而做此选择，也可使用其他数量。

涡轮级的叶片68、70可安装到盘71，所述盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一者。压缩机级的轮叶72、74可以以周向布置安装到核心壳体46。

发动机10中与转子部分互补的静止部分，例如压缩机部分22和涡轮部分32之中的静态轮叶60、62、72、74也单独或共同称为定子63。因此，定子63可以称为整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，从风扇部分18排出的气流将分流，使得所述气流的一部分沿管道进入LP压缩机24中，随后，LP压缩机向HP压缩机26供应加压空气76，HP压缩机对所述空气进行进一步加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并且点燃，产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一部分功，进而驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排气最终经由排气部分38从发动机10排出。对LP涡轮36的驱动将驱动LP转轴50来旋转风扇20和LP压缩机24。

加压气流76的一部分可作为放气77从压缩机部分22抽出。放气77可从加压气流76抽出并且提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30中的加压气流76的温度显著升高。因此，由放气77提供的冷却对于在温度升高环境中操作所述发动机部件而言是必要的。

所述气流78的剩余部分绕过所述LP压缩机24和发动机核心44，并且通过静止轮叶排，更确切地说，通过位于所述风扇排气侧84处的出口导向轮叶组件80从所述发动机组件10排出，其中所述出口导向轮叶组件80包括多个翼型件导向轮叶82。更确切地说，在邻近风扇部分18处使用周向排的径向延伸翼型件导向轮叶82，以对气流78施加一些方向控制。

风扇20所供应的空气的一部分可绕过发动机核心44并且用于冷却发动机10的多个部分尤其是高温部分，并且/或者用于冷却飞行器的其他方面或为其提供动力。在涡轮发动机的背景下，发动机的高温部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮部分32，其中HP涡轮34是温度最高的部分，因为此部分处于燃烧部分28的直接下游。其他冷却流体源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。

在图2中，发动机10的部件在本说明书中图示成冷却翼型件组件100，所述冷却翼型件组件包括平台102，所述平台具有上表面104、与上表面104相对的下表面106以及在上表面104与下表面106之间延伸的侧表面或斜面108。翼型件组件100还可以包括从上表面104延伸的翼型件110(例如HP涡轮叶片68)，翼型件具有外壁112，外壁对内部进行定界并且限定压力侧114和吸入侧116。翼型件110可以在前缘118与后缘120之间轴向延伸，进而限定弦向方向。翼型件110还可以在根部122与尖端124之间径向延伸，进而限定翼展方向，其中根部122邻近平台102。应理解，翼型件110可以包括发动机10内的压缩机24、26(图1)或涡轮34、36(图1)中的任何旋转或非旋转翼型件。

平台102可以进一步包括平台冷却空气通道140，所述平台冷却空气通道具有形成于斜面108中的分支开口142。如图所示，冷却通道140可以至少部分地环绕前缘118，在弦向方向上并且沿翼型件110的压力侧114延伸。还可以预期，可以根据需要在冷却通道140内设置一组销或湍流器146。平台冷却通道140可以使用具有伸出件(printout)162的熔模铸芯(investment core)160形成，下文将进一步详细地介绍熔模铸芯。

转到图3，翼型件110可以进一步包括至少一个翼型件冷却空气通道130，所述至少一个翼型件冷却空气通道穿过平台102并进入翼型件110的内部中。翼型件冷却通道130中靠近前缘118的部分132可以沿翼展方向在翼型件110内延伸。还可以预期，翼型件冷却通道130可以包括发源于翼型件110内公共接点的多个翼型件冷却通道130，如图所示。

此外，连接通道150可以成形为在靠近分支开口142的位置处将翼型件冷却通道130与平台冷却通道140连接。可以预期，在非限制性示例中，连接通道150可以流体连通到翼型件冷却通道的部分132或者多个翼型件冷却通道的公共接点。

堵头144可以设置成封闭分支开口142，如图4中所示。翼型件冷却通道130、平台冷却通道140和连接通道150可以流体连通，并且堵头144可以密封通道130、140、150以将冷却气流封闭在翼型件组件100内。在操作中，来自翼型件110内的冷却空气可以经由翼型件冷却通道130和连接通道150供应到平台冷却通道140。在多个翼型件冷却通道130具有公共接点的一个示例中，连接通道150可以向所述接点供应冷却空气。

图5中示出了用于制造冷却翼型件110的方法。在步骤1001中，可以铸造翼型件组件100。在此步骤期间，熔模铸芯160(图2)可形成于平台102内以部分地限定平台冷却通道140。熔模铸芯160可以包括斜面108外部的伸出件162，如图2所示。伸出件162可以在铸造期间由适当工具(未图示)固持，以固持熔模铸芯160；还可以预期，第二伸出件可以形成于斜面108的相对侧上以在铸造期间提供第二固持点。翼型件组件100可以围绕熔模铸芯160铸造，并且熔模铸芯160可以滤除以限定平台冷却通道140以及斜面108中的分支开口142，如图3所示。

在步骤1002中，通道成形工具152可以引入到分支开口142中以在翼型件冷却通道130与平台冷却通道140之间形成连接通道150(图3到图4)。在通道成形工具152包括钻头的非限制性示例中，可以预期，连接通道150可以通过钻入平台冷却通道140的壁中来形成。在其他示例中，通道成形工具还可以包括激光束、EDM电极或者用于形成通道150的其他任何适当工具。

在步骤1003中，可以封闭分支开口142。在一个示例中，堵头144可以铜焊在开口142内，并且还可以预期，在非限制性示例中，堵头144可以电镀或插入到开口142中。封闭分支开口142之后，可以通过研磨或其他适当工艺来对斜面108和堵头144进行精加工，使得堵头144定位成与斜面108齐平。

可以理解，本公开的方面提供多种益处。冷却空气可以经由连接通道150从翼型件110内的任何预期空腔供应到平台冷却通道140中。此外，分支开口142可以足够大以便能够使用成形工具152来形成连接通道150，所述连接通道可以限制钻穿翼型件组件110的外壁的需要并且改善组件110的结构完整性。当将多个翼型件组件100组装在涡轮发动机10的级中时，相邻翼型件组件100之间的相邻斜面108可以彼此接触并且有助于固定堵头144。此外，在插入堵头144之后进行精加工可以在铸造过程期间提供更大制造容差，因为堵头144在精加工之前向外延伸超出斜面108任何预期程度。此外，在熔模铸造工艺期间将伸出件162定位在斜面108外部可以提供相当大的区域来稳定熔模铸芯160。

应理解，所公开设计的应用并不限于具有风扇部分和升压机部分的涡轮发动机，而是也能够适用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。

在未描述的范围内，各种实施例的不同特征和结构可根据需要进行组合使用，或者替代彼此进行使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为不能被如此示出，而是出于简要说明目的。因此，不同实施例的各种特征可以根据需要进行组合和匹配以形成新实施例，无论所述新实施例是否明确说明。本说明书中所描述的特征的所有组合或排列都被本公开所覆盖。

本说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，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。本发明的专利保护范围由权利要求书限定，并且可包括所属领域中的技术人员得出的其他示例。如果其他此类示例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类示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，则此类示例也应在权利要求书的覆盖范围内。

Claims

1.一种制造用于涡轮发动机的冷却翼型件组件的方法，所述方法包括：

铸造具有从平台延伸的翼型件的翼型件组件、翼型件冷却空气通道和具有位于所述平台的斜面中的分支开口的平台冷却空气通道；

将工具插入到所述分支开口中，并经由所述工具形成通过所述平台冷却空气通道的壁并进入到所述翼型件冷却空气通道的连接通道，从而流体地联接所述翼型件冷却空气通道和所述平台冷却空气通道；以及

封闭所述分支开口。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述铸造包括形成具有伸出件的熔模铸芯，进而形成所述平台冷却空气通道和所述分支开口。

3.根据权利要求2所述的方法，其中所述铸造进一步包括在铸造期间固持所述伸出件的一部分，以固持所述熔模铸芯。

4.根据权利要求3所述的方法，其中所述铸造进一步包括滤除所述熔模铸芯。

5.根据权利要求1所述的方法，其中将所述工具插入到所述分支开口中包括以下项中的至少一者：发出激光束使其进入所述分支开口中、将放电加工电极插入到所述分支开口中、或者将钻头插入到所述分支开口中。

6.根据权利要求1所述的方法，其中将所述工具插入到所述分支开口中包括将钻头插入到所述分支开口中并且钻取所述连接通道。

7.根据权利要求1所述的方法，其中所述封闭所述分支开口包括以下项中的至少一者：电镀、焊接或堵塞所述分支开口。

8.根据权利要求1所述的方法，其中所述封闭所述分支开口包括将堵头铜焊在所述分支开口内。

9.根据权利要求1所述的方法，进一步包括在所述封闭所述分支开口之后对所述斜面进行精加工。

10.根据权利要求9所述的方法，其中所述精加工包括研磨所述斜面。

11.根据权利要求1所述的方法，其中所述铸造包括围绕所述翼型件的前缘包裹所述平台冷却空气通道。

12.根据权利要求11所述的方法，还包括沿着所述翼型件的压力侧延伸所述平台冷却空气通道。

13.根据权利要求1所述的方法，其中所述封闭所述分支开口包括在所述分支开口上电镀堵头。

14.一种制造用于涡轮发动机的冷却翼型件组件的方法，所述方法包括：

铸造具有从平台延伸的翼型件的翼型件组件、翼型件冷却空气通道和具有位于所述平台的表面中的分支开口的平台冷却空气通道；以及

将工具插入到所述分支开口中，并经由所述工具形成通过所述平台冷却空气通道的壁并进入到所述翼型件冷却空气通道的连接通道，从而流体地联接所述翼型件冷却空气通道和所述平台冷却空气通道。

15.根据权利要求14所述的方法，其中所述表面包括所述平台的斜面。

16.根据权利要求14所述的方法，其中插入所述工具包括以下项中的至少一者：发出激光束使其进入所述分支开口中、将放电加工电极插入到所述分支开口中、或者将钻头插入到所述分支开口中。

17.根据权利要求14所述的方法，其中插入所述工具包括将钻头插入到所述分支开口中并且钻取通过所述壁的所述连接通道。

18.根据权利要求14所述的方法，其中所述铸造包括形成具有伸出件的熔模铸芯，进而形成所述平台冷却空气通道和所述分支开口。

19.根据权利要求18所述的方法，其中所述铸造进一步包括在铸造期间固持所述伸出件的一部分，以固持所述熔模铸芯。

20.根据权利要求19所述的方法，其中所述铸造进一步包括滤除所述熔模铸芯。

21.根据权利要求14所述的方法，进一步包括封闭所述分支开口。

22.根据权利要求21所述的方法，其中封闭所述分支开口包括将堵头铜焊在所述分支开口内。