CN109154200B - 涡轮发动机的翼型件和叶片，及对应的流动冷却流体的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括：外壁，所述外壁限定了压力侧壁(98)和抽吸侧壁(100)，所述压力侧壁和抽吸侧壁沿着弦展方向从前边缘(102)延伸到后边缘(104)并且沿着翼展方向从根部延伸到末端(80)；末端搁架(126)，所述末端搁架设置在所述压力侧壁中，并且至少部分地由所述外壁限定；以及至少一个膜孔(132)，所述至少一个膜孔延伸到所述末端搁架中并且具有通过通道连接的入口和出口，所述通道将所述入口流体地联接到所述出口，其中所述出口具有扩展部段(136)。

Description

涡轮发动机的翼型件和叶片，及对应的流动冷却流体的方法

相关专利申请的交叉引用

本申请是2015年12月7日提交的美国申请序列第14/960,991号的部分继续申请，该申请的全文以引用方式并入本文中。

背景技术

涡轮发动机，尤其是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从在一系列压缩机级中穿过发动机、穿过燃烧器、然后到达多个涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量，压缩机级包括成对的旋转叶片和静止轮叶。燃气涡轮发动机已经用于陆地和海上移动以及发电，但是最常用的是用于航空应用，例如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，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被设计成在高温下操作以使得发动机效率最大化，因此某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有利的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导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℃至2000℃，来自压缩机的冷却空气的温度为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但是其相对于涡轮空气是较冷的，可以用来冷却涡轮。

当前的涡轮叶片，以及轮叶或喷嘴，总体上包括一个或多个内部冷却回路，以用于将冷却空气引导通过叶片以冷却叶片的不同部分，并且可以包括专用冷却回路以冷却叶片的不同部分，例如叶片的前边缘、后边缘和末端。

发明内容

在一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的叶片，其包括具有外壁的翼型件，所述外壁限定了压力侧和抽吸侧，所述压力侧和抽吸侧沿着弦展方向从前边缘延伸到后边缘并且沿着翼展方向从根部延伸到末端。所述叶片还包括：末端壁，所述末端壁跨越所述外壁的压力侧和抽吸侧；末端沟槽，所述末端沟槽由所述末端壁限定并且在所述翼型件外部处于所述压力侧和抽吸侧之间；以及末端搁架，所述末端搁架设置在压力侧壁中并且至少部分地由所述外壁限定。至少一个膜孔延伸到所述末端搁架中并且具有通过通道连接的入口和出口，所述通道将所述入口流体地联接到所述出口。所述入口和所述出口中的一个或多个成形为用以将冷却流引导通过所述膜孔。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件，其包括外壁，所述外壁具有压力侧和抽吸侧，所述压力侧和抽吸侧沿着弦展方向从前边缘延伸到后边缘并且沿着翼展方向从根部延伸到末端。所述翼型件还包括设置在所述外壁中的末端搁架和设置在所述末端搁架中并具有入口和出口的至少一个膜孔。所述出口成形为用以将冷却流体流引导通过所述膜孔。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及使冷却流体流过发动机部件的方法，其包括：使冷却流体流过末端搁架中的膜孔；以及将冷却流体从所述膜孔通过位于所述末端搁架的顶点的径向外侧的出口排出。

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横截面图。

图2为图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机部件的透视图，其具有冷却空气入口通道。

图3为图2的翼型件的横截面图。

图4为图2的翼型件的末端的透视图，示出了末端沟槽和末端搁架。

图5A–5C为图4的截面V的横截面图，示出了通过将圆角设置在末端沟槽中而增大的膜孔长度。

图6为增大的膜孔长度的示意图，其中外部圆角处于翼型件的末端处。

图7A–7C为图4的截面VII的横截面图，示出了通过将翼型件外部的圆角设置成与末端沟槽相邻而增大的膜孔长度。

图8A–8C为图4的截面VIII的横截面图，示出了增大的膜孔长度，其中内部圆角使得膜孔延伸到侧壁。

图9A–9C为图4的截面VIII的横截面图，示出了增大的膜孔长度，其中内部圆角处于内部螺线型回路中。

图10A–10B为图4的截面IX的横截面图，示出了增大的膜孔长度，其中内部圆角使得膜孔延伸到末端搁架。

图10C为具有图10A–10B的末端搁架的翼型件的横截面图，膜孔出口设置在末端搁架的顶点上方。

图11A–11C示出了翼型件的横截面图，该翼型件具有由线性压力延伸部限定的末端搁架，示出了用于膜孔出口的不同位置。

图12A–12C示出了末端搁架的横截面图，该末端搁架具有限定了末端搁架的臂，示出了用于膜孔出口的不同位置。

具体实施方式

本发明所述的实施例涉及在涡轮发动机中引导空气流的设备、方法和其它装置。为了说明的目的，将针对飞行器燃气涡轮发动机来描述本发明。然而，应当理解，本发明并不限于此并且能够一般性地应用于发动机，例如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。

还应当理解，为了说明的目的，将针对用于涡轮发动机的涡轮叶片的翼型件来描述本发明。然而，应当理解，本发明并不限于涡轮叶片，在非限制性例子中可以包括任何翼型件结构，例如压缩机叶片、涡轮或压缩机轮叶、风扇叶片或支柱。此外，在非限制性例子中，带有圆角的优化可以用于另外的采用膜孔或表面膜冷却的发动机部件，例如带、燃烧器组件或平台。

如在此所用的，术语“前”或“上游”指的是沿着朝向发动机入口的方向运动，或者沿着朝向与另一个部件相比相对更靠近发动机入口的部件的方向运动。与“前”或“上游”结合使用的术语“后”或“下游”指的是相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。

另外，如在此所用的，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周边之间延伸的维度。

所有方向性参考(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、上部、下部、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向后等)仅仅用于识别的目的，以帮助读者理解本发明，而并非是限制性的，尤其是并非对定位、取向或本发明的用途进行限制。连接参考(例如附接、联接、连接和联结)应当宽泛地解释，可以包括元件的连接之间的中间构件以及元件之间的相对运动，除非另外指明。因此，连接参考不必推断出两个元件直接连接和彼此为固定关系。示例性附图仅仅是示意性的，附图中反映的维度、位置、顺序和相对尺寸可以是不同的。

还应当理解，如在此所用的，术语“圆角”用来描述“填充”在角部中的材料，该角部由两个相交壁的连接部形成。还应当理解，相交壁可以是一体的，并且不必包括单独的相交元件。相似地，圆角可以与相交壁一体形成。在圆角与相交壁一体形成的情况下，在圆角和角部之间没有清晰的分界线。在这种情况下，可以通过虚拟地延伸壁厚度直到壁相交以形成虚拟角部来识别圆角。

图1为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具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，其从前14至后16延伸。沿着下游串联流动关系，发动机10包括：具有风扇20的风扇部段18；具有增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机部段22；具有燃烧器30的燃烧部段28；具有HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮部段32；以及排气部段38。

风扇部段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，该芯部产生燃烧气体。芯部44被芯部壳体46围绕，该芯部壳体可以与风扇壳体40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。处于较大直径的环形HP线轴48内的、围绕发动机10的中心线12同轴地设置的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。发动机10的安装到线轴48、50中任一个或两个线轴且与该任一个或两个线轴一起旋转的部分单独地或共同地被称为转子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相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。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，并且可以相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的下游并与旋转叶片相邻。要注意的是，图1所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量的选择仅仅只是示意性的，其它的数量也是可能的。用于压缩机级的叶片56、58可以安装到盘53上，该盘安装到HP和LP线轴48、50中对应的线轴，每个级具有其自身的盘。轮叶60、62围绕转子51以周边布置形式安装到芯部壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过该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可以设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末端，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游并与旋转叶片相邻。要注意的是，图1所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量的选择仅仅只是示意性的，其它的数量也是可能的。

在操作中，旋转风扇20向LP压缩机24提供环境空气，然后LP压缩机向HP压缩机26供应加压环境空气，HP压缩机进一步加压该环境空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并点火燃烧，由此产生燃烧气体。通过HP涡轮34从这些气体中提取一些功，该HP涡轮驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，该LP涡轮提取额外的功以驱动LP压缩机24，废气最终经由排气部段38从发动机10排出。LP涡轮36的推进驱动LP线轴50，以转动风扇20和LP压缩机24。

由风扇20供应的一些环境空气可以绕过发动机芯部44并且用于发动机10的各部分的冷却，尤其是热部分的冷却，和/或用来冷却飞行器的其它方面或为这些方面提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常处于燃烧器30的下游，尤其是涡轮部段32的下游，其中HP涡轮34是最热的部分，原因是其处于燃烧部段28的直接下游。其它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。

图2为图1的发动机10的涡轮叶片68之一形式的发动机部件的透视图。涡轮叶片68包括榫型件76和翼型件78。翼型件78从末端80延伸到根部82。榫型件76还包括在根部82处与翼型件78成一体的平台84，该平台有助于沿径向容纳涡轮空气流。榫型件76可以被构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘。榫型件76包括至少一个入口通道，示例性地示出为第一入口通道88、第二入口通道90和第三入口通道92，每个入口通道延伸穿过榫型件76以在通道出口94处提供与翼型件78的内部的流体连通。应当理解，榫型件76以横截面示出，使得入口通道88、90、92容纳在榫型件76的本体内。

转到图3，以横截面示出的翼型件78具有外壁79，该外壁由凹形压力侧壁98和凸形抽吸侧壁100限定，该凹形压力侧壁和凸形抽吸侧壁连接在一起，以限定具有前边缘102和后边缘104的翼型件形状。翼型件78沿一个方向旋转，使得压力侧壁98跟随抽吸侧壁100。因此，如图3所示，翼型件78朝向页面的顶部向上转动。

翼型件78可以包括内部96，该内部具有多个内部通道，这些内部通道通过例子示出为由肋部110分开的第一通道106和第二通道108，它们可以被布置为形成一个或多个冷却回路，这些冷却回路专门用于冷却翼型件78的特定部分。通道106、108可以在翼型件78内从根部沿径向延伸到末端。应当理解，通道可以包括一个或多个膜孔，该膜孔可以提供特定通道和翼型件78的外表面之间的流体连通，从而沿着翼型件78的外表面提供冷却流体膜。

在图4中，透视图最佳地示出了翼型件78的末端80。压力和抽吸侧壁98、100延伸超过末端80的顶部表面，使得顶部表面被限定为设置在压力侧延伸部122和抽吸侧延伸部124之间的末端壁120。末端壁120以及延伸部122、124的组合可以限定沿着末端80设置的末端沟槽121。末端搁架126可以在压力侧延伸部122中限定为位于压力侧壁98上的凹槽。翼型件78中还可以设置有一个或多个膜孔132，膜孔132示例性地示出为处于压力侧壁98上。另外，翼型件78可以具有多个出口孔口，这些出口孔口示出为后边缘104处的狭槽沟槽118，在与末端80相邻的后边缘处设置有末端出口116。作为另外一种选择，中心延伸部(未示出)可以从压力和抽吸延伸部122、124之间的末端壁120延伸，将末端沟槽121分为单独的末端沟槽。

现在转到图5A–5C，沿着图4的截面V截取的横截面图示出了作为末端通道130的冷却通道，其可以包括图3的第一或第二通道106、108。图5A为现有技术的用于翼型件78的末端80，具有在末端通道130与翼型件78的末端壁120处的外部之间延伸的膜孔132。末端通道130可以具有对称的或非对称的横截面。膜孔132可以是复合膜孔，具有第一部分134和第二部分136，该第一部分和第二部分可以分别限定计量部段和散布部段。膜孔的复合角度可以限定为相对于发动机中心线12具有轴向分量和径向分量。作为另外一种选择，复合膜孔可以限定为相对于翼型件78的翼展和弦展方向具有翼展分量和弦展分量。因此，可以理解，尽管膜孔132在横截面中示出为是大致径向的，即垂直于发动机中心线12，但是膜孔132也可以相对于发动机中心线12沿轴向方向延伸，或者沿轴向和径向方向的组合延伸。此外，膜孔132可以是非线性的，以限定出弧形轮廓的至少一部分。膜孔132并不限于是复合的。在非限制性例子中，它们可以是轴向的、径向的、线性的、倾斜的、复合的、弧形的或者为其它方式。因此，膜孔132的中心线可以是直的、弯曲的、弧形的、连接的或者为其它方式。

多个角部138可以限定在末端壁120与压力和抽吸壁延伸部122、124之间的连接部处。虽然角部138示出为是具有限定尖端的尖锐角部，但是应当理解，它们并不限于此。例如，角部138可以是稍稍倒圆的，或者以其它方式形成，使得可以限定虚拟的角部。在每个角部138处可以限定角部角度128。使壁相交以限定角部138可以相交成限定用于角部138的锐角、直角或钝角128。另外，一个或多个相交壁可以是倾斜的或弧形的，使得角部138包括从两个壁之间的连接部处的角部138延伸的增大的横截面距离。

转到图5B，与压力侧延伸部122和末端壁120相邻的角部138包括圆角140。圆角140在角部138处限定了增大的厚度，从而可以延伸膜孔132的长度。在图5C中，圆角140可以设置成与压力侧延伸部122和/或抽吸侧延伸部124相邻。还应当理解，标称的倒圆角部并不等同于本文所述的圆角。圆角140限定了增大的厚度，而稍稍倒圆的角部可以是标称的。

现在转到图6，如图所示，圆角140是示例性的，应当理解为圆角140是填充相交壁的连接部处的角部138的材料，限定了增大的厚度。图6所示的几何结构应当理解为是示例性的，并且不应当构造为限制本发明。作为另外一种选择，圆角140可以限定为复合圆角，具有限定了圆角140的离散的弧形或线性表面。

长度L可以限定为膜孔132的入口160和出口162之间的长度，直径D可以限定为膜孔132的横截面宽度。该长度可以确定为入口160和出口162之间的穿过膜孔132中心的距离，在该中心处中心线与翼型件表面相交。因此，膜孔132可以由长度-直径比率L/D来限定。虽然膜孔132示出为在第二部分136处具有增大的横截面积，但是应当理解，膜孔132可以包括一致的直径D和横截面积。作为另外一种选择，在非限制性例子中，膜孔132的中心线可以是直的、弯曲的、弧形的、连接的和任何其它合适的形状。

抽吸侧壁100和抽吸侧壁延伸部124可以具有被限定为用于壁的宽度的厚度152。相似地，末端壁120可以具有厚度154。圆角140的增大的厚度可以相对于壁120、124的虚拟延伸部(如虚线所示)限定，使得圆角140处的延伸部120、124具有增大的厚度，该增大的厚度比相应的壁120、124的厚度152、154大。应当理解，圆角140不必包括额外的材料，但是一体地形成有至少一个壁120、124，并且相对于与圆角140相邻的以虚线示出的壁120、124的虚拟延伸部限定了厚度。还应当理解，壁的虚拟延伸部是示例性的，为读者提供圆角140的厚度与壁厚度120、124的视觉比较方式，与圆角140相邻的这样的壁延伸部是不需要的。

圆角140可以限定圆或弧形表面150的至少一部分，使得在圆角140和弧形表面150的中心点156之间限定出有效半径158。圆角140包括在角部138(以虚线示出)和弧形表面150之间延伸的厚度。圆角140成形为使得有效半径158为第一或第二厚度152、154中较大的厚度的至少1.5倍。作为另外一种选择，圆角140的形状和尺寸可以适于增大膜孔132的长度。增大膜孔132的长度L增大了用于膜孔132的L/D比率的值。此外，由角部138限定的角度128(图5A)可以用于增大的或减小的有效半径158。例如，如图所示，形成有圆角的角部138是直角，提供的有效半径158为厚度152、154中较大的厚度的大约2.0-2.5倍。在角度128为例如锐角或钝角的可供选择的角部138中，圆角140可以限定有效半径，该有效半径可以比所示的示例性实施例大或小。因此，圆角140限定的有效半径可以为厚度152、154的1.5至10.0倍或更大。然而，应当理解，由圆角140限定的厚度并不限于由相交壁120、124的角度128限定。

虽然厚度152、154是参考末端壁120和抽吸侧壁延伸部124示出的，但是应当理解，翼型件78中的末端通道130的相应几何结构如图所示是示例性的，不应当将翼型件78限制为如图所示的几何结构、尺寸、比例或位置。圆角140可以在另外的地方中限定在翼型件78的末端80处，并且将在图7–10所示的例子中完全描述。

还应当理解，由圆角140限定的圆形状是示例性的。圆角140不必成形为使得圆角140限定圆形状。圆角140可以为任何弧形形状或其节段，使得半径或局部半径可以限定有效半径158。圆角140可以是非圆形弧，使得弧节段或者圆角140的至少一部分可以限定包括有效半径158的局部半径。作为另外一种选择，圆角140可以限定为具有复合曲率半径的复合圆角，具有限定了圆角140的离散的弧形或线性表面。当采用由圆角140限定的复合曲率半径时，总体平均半径可以用来确定有效半径158。另外，圆角140适应膜孔入口或出口成形形状，以及非线性的几何形状。因此，出口成形形状应当理解为除了标准圆形入口或出口之外的任何形状。

现在转到图7A–9B，示出了实施末端80附近的圆角140的多个例子。在图7A–7C中，圆角140可以设置在翼型件的末端通道130中，示出了图4的横截面VII。观察图7A，其示出了现有技术的叶片末端，角部138可以限定在翼型件78的内部，与末端壁120以及压力和抽吸侧壁98、100相邻。在图7B中，圆角140设置成与压力侧壁98相邻，提供用于膜孔132的增大的长度，从而可以增大由膜孔132限定的L/D比率。图7C示出了另外的示例性实施例，其圆角140与压力和抽吸侧壁98、100两者相邻。因此，应当理解，圆角可以设置成与压力侧壁98和/或抽吸侧壁100相邻。

现在转到图8A–8C，翼型件的末端80可以由图4的截面VIII限定，具有从末端通道130延伸到翼型件78的压力侧壁98的膜孔132。在示出了现有技术的叶片末端的图8A中，类似于图7A，角部138限定为与末端壁120以及压力和抽吸侧壁98、100相邻。膜孔132延伸穿过压力侧壁98，以提供末端通道130和翼型件78的侧面之间的流体连通。

在图8B中，与压力侧壁98相邻的角部138包括圆角140，以提供用于延伸到压力侧壁98的外表面的膜孔132的增大的L/D比率。在图8C中，另一个例子示出了在压力和抽吸侧壁98、100上设置有两个膜孔132的可能性。因此，应当理解，膜孔132可以设置成穿过圆角140而延伸到到压力侧壁98和/或抽吸侧壁100。

现在转到图9A–9C，另一个例子示出了设置在内部冷却回路的蛇形部段内的圆角140。观察图9A，其示出了现有技术的作为末端通道的冷却回路的转弯部170，角部138可以限定在末端壁120和一个或多个内部肋部172之间的连接部处，这些内部肋部沿着翼型件78的径向翼展长度延伸。转到图9B和9C，圆角140可以设置在相对于末端壁120处的内部肋部172限定的角部处。圆角140可以用来增大膜孔132的长度，以限定用于膜孔的较大的L/D比率，从而增强末端80处的膜冷却效果。

转到在图4的截面IX处截取的图10A–10B，翼型件78的末端80与末端搁架126一起设置在压力侧壁98中。在图10A中，类似于图7和8，角部可以设置在末端通道130中，与末端壁120以及压力和抽吸侧壁98、100相邻。膜孔132设置在末端壁120中，并且延伸到末端搁架126。在图10B中，在末端搁架126处与压力侧壁98相邻的角部138可以包括圆角140，以提供用于延伸到末端搁架126的膜孔132的增大的L/D比率。作为另外一种选择，可以想到，圆角140可以处于末端壁120和末端搁架126处的侧延伸部122之间，处于翼型件的外部，并且位于末端沟槽121内。

末端搁架126处的膜孔132可以是成形膜孔，或者包括如本文所述的复合膜孔。膜孔132可以设置末端搁架126的任何表面上，例如圆角、底部搁架表面、径向表面、或它们的任何组合。另外，膜孔132可以具有任何取向，为径向、轴向、切向、或它们的任何组合。膜孔132可以从带有圆角的表面140延伸到末端搁架126，或者从末端壁120穿过带有圆角的表面140的处于翼型件内部或外部的部分而延伸到末端搁架126。圆角140提供用于膜孔132的增大的长度，限定了用于膜孔132的较大的L/D比率，以增强膜效果。

图10C示出了与图10A-10B类似的弧形的末端搁架126。末端搁架顶点180可以是末端搁架126的最远弧形程度，或者是进入末端沟槽121的限定了末端搁架126的压力延伸部122。作为另外一种选择，顶点180可以限定为沿切向方向距压力侧壁98的最远距离程度。顶点轴线182可以限定为穿过压力延伸部122，与末端搁架顶点180相交，设置成与末端壁120平行。压力延伸部122的外部部段184和内部部段186可以由顶点轴线182限定。膜孔188包括入口190和出口192，其中通道194将入口190流体地联接到出口192。可以是膜孔132的扩展部段的第二部分136可以至少部分地设置在外部部段184中，使得膜孔132的出口192完全设置在外部部段184中。作为另外一种选择，可以想到，出口192和第二部分136可以完全地设置在外部部段184中，或者部分地设置在外部部段184中。

入口190、出口192和通道194可以成形为引导流体流进入膜孔132，穿过膜孔132，或者从膜孔132排出。在非限制性例子中，这样的成形形状例如可以包括会聚、分叉或计量部段，以引导流体流。会聚部段可以增大流体流的流动速度，分叉部段可以降低流体流的流动速度，计量部段可以计量穿过该计量部段的流体流。另外的成形可以包括扩展部段或缩减部段。扩展部段可以包括增大的横截面积，以形成扩散部段，缩减部段可以包括减小的横截面积。另外，膜孔132的成形形状可以包括非线性的膜孔。这样的膜孔可以包括弯曲通道或跟随末端搁架的曲率。

参考图11A–11C，示出了末端搁架226的另一个实施例，其具有由线性压力延伸部222和平的底壁240限定的方形轮廓，该底壁与末端壁220平行且对准。肋部210延伸到翼型件内部的末端通道230中。末端沟槽221限定在压力侧壁198上的压力延伸部222和抽吸侧壁200处的抽吸延伸部224之间。平坦表面242由末端搁架226内的压力延伸部222限定。角部244限定在压力延伸部222和底壁240之间的相交处。末端搁架226与膜孔232流体连通。膜孔232具有入口246和出口248，并且具有将入口246流体地联接到出口248的通道250。膜孔232可以成形为具有第一部分234和第二部分236，第一部分234连接到入口246，第二部分236连接到出口248。应当理解，如图所示的膜孔不必与内部肋部210对准，并且可以沿着翼型件的任何长度弦展位置定位。

现在参考图11A，膜孔232可以从末端通道230延伸到末端搁架226。出口248整体设置在底壁240内。虽然出口248整体设置在底壁240上，但是可以想到，相邻的角部244带有圆角或者是弧形的，同时仍然限定出线性底壁240。

参考图11B，膜孔232至少部分地设置在压力延伸部222上，在表面242上具有出口248。延伸轴线252可以将压力延伸部222分为外部部段254和内部部段256。在一个例子中，延伸轴线252可以设置在由末端搁架226限定的压力延伸部222的中部处，将外部和内部部段184、186分成相同的尺寸。作为另外一种选择，压力延伸部222可以是分段的，或者以其它方式划分。这样的划分或分段可以用来限定延伸轴线252。因此，外部部段254和内部部段256不必是相同的尺寸。

用于膜孔232的出口248设置在压力延伸部222上，整体处于外部部段254内。作为另外一种选择，出口248可以至少部分地设置在外部部段254中。将出口248定位在表面242上的外部部段254中提供了用于将流体流提供到末端搁架226的膜孔232的增大的长度，这增强了从膜孔132提供流体的效果。

参考图11C，压力延伸部222的表面242与底壁240相交，以限定角部244。出口248可以设置在角部244中。这样的取向可以将流体流提供到表面242和底壁240两者，或者沿着角部244提供流体流。例如，沿着角部244提供冷却流体可以在角部244处提供改善的冷却，否则在该处增大的壁厚度可能导致温度增加。降低这样的温度可以提高翼型件的使用寿命。另外，角部244可以是倒圆的或带有圆角的，限定了弧形表面，在该弧形表面上可以形成有出口248。

应当理解，包括入口246、出口248或通道250的膜孔232可以成形为用以将流体流引导穿过膜孔232。这样的成形形状可以包括但不限于会聚、分叉或计量部段。该成形形状可以改善膜冷却，或者减少通过膜孔232提供的所需的流体量。会聚部段可以增大流体流的流动速度，分叉部段可以降低流体流的流动速度，计量部段可以计量穿过该计量部段的流体流。另外的成形可以包括扩展部段或缩减部段。扩展部段可以包括增大的横截面积，以形成扩散部段，缩减部段可以包括减小的横截面积。

现在参考图12A–12C，末端搁架326包括压力延伸部322，该压力延伸部具有从压力延伸部322朝向压力侧壁298延伸的臂358。臂358还限定了末端搁架326。肋部310延伸到翼型件内部的末端通道330中。末端沟槽321限定在压力延伸部322和抽吸侧壁300处的抽吸延伸部324之间。末端搁架326包括侧壁342和底壁340，限定了具有臂358的末端搁架326。角部344限定在底壁340和侧壁342之间的相交处。末端搁架326与膜孔332流体连通。膜孔332具有入口346和出口348，并且具有将入口346流体地联接到出口348的通道350。膜孔332可以成形为具有第一部分334和第二部分336，第一部分334连接到入口346，第二部分336连接到出口348。

参考图12A，延伸轴线352可以限定用于压力延伸部322的外部部段354和内部部段356。延伸轴线352可以将压力延伸部322分成半部，使得外部部段354和内部部段356具有沿径向方向测量的相同的高度。作为另外一种选择，可以想到，延伸轴线352可以沿着压力延伸部322限定在任何位置处，从而限定外部和内部部段354、356。外部部段354可以包括臂358。用于膜孔332的出口348可以设置在外部部段354中。另外，可以想到，出口348可以设置在臂358上，膜孔332被成形用于延伸到臂358中以进给出口348。将出口348定位在外部部段354上提供了膜孔332的延伸到外部部段354的增大的长度。增大的长度为膜孔332提供了增强的效果。另外，膜孔332可以是弧形的，使得膜孔长度进一步增大，并且成形为用以提供来自膜孔332的流体的方向性。

参考图12B，底壁340限定在末端搁架326中，与末端壁320共面。用于膜孔332的出口348可以设置在底壁340中。将出口放置在底壁340上可以提供从膜孔332沿着底壁340的流体流。参考图12C，用于膜孔332的出口348可以设置在角部344中。将出口348放置在角部344处可以提供角部344的流体流。在角部344处提供诸如冷却流体的流体可以降低角部344处的温度，在该角部处，这种增大的厚度可以包括操作期间增大的温度。这些温度的降低可以增加翼型件的使用寿命。

应当理解，包括入口346、出口348或通道350的膜孔332可以成形为用以将流体流引导穿过膜孔332。这样的成形形状可以包括但不限于会聚、分叉或计量部段。该成形形状可以改善膜冷却，或者减少通过膜孔332提供的所需的流体量。会聚部段可以增大流体流的流动速度，分叉部段可以降低流体流的流动速度，计量部段可以计量穿过该计量部段的流体流。另外的成形可以包括扩展部段或缩减部段。扩展部段可以包括增大的横截面积，以形成扩散部段，缩减部段可以包括减小的横截面积。

应当理解，膜孔332可以成形为延伸穿过臂358上的出口或者提供臂358上的出口。这样的组织形式可以提供沿着臂358下侧的冷却流体流，或者在臂358和侧壁342之间进入角部的冷却流体流。应当理解，膜孔332的非线性的成形形状可以实现这样的几何结构。在该例子中，膜孔332的延伸长度可以提供改善的膜冷却流和方向性，这可以改善表面膜冷却，同时减少通过膜孔332提供的所需的流动。

使冷却流体流过发动机部件(例如图2的翼型件)的方法可以包括：使冷却流体流过末端搁架126、226、326中的膜孔132、232、332，并且可以包括：通过出口192、248、348将冷却流体从膜孔132、232、332排出，该出口位于末端搁架126、226、326的顶点180的径向外侧。在非限制性例子中，顶点180可以基于图10C的顶点轴线182或图11B和12A的延伸轴线252、352进行限定。该方法还可以包括在出口192、248、348处散布冷却流体。可以利用本文所述的出口成形形状来实现这样的散布。此外，该方法可以包括：利用膜孔132、232、332计量冷却流体。相似地，计量冷却流体可以通过成形膜孔132、232、332来实现，例如通过利用入口成形形状或出口成形形状来实现。

图10A–12C包括将末端通道130、230、330流体地联接到末端搁架126、226、326的膜孔132、232、332。膜孔包括第一和第二部分。第一和第二部分应当理解为膜孔的示例性成形形状。这样的示例性成形可以包括入口成形形状和出口成形形状。例如，诸如分叉、会聚或计量部分的成形形状可以是入口和出口成形形状。此外，膜孔不必是线性的。膜孔可以成形为包括或独立于入口和出口成形形状。在非限制性成形形状例子中，膜孔可以是弧形的、分段的、螺线型的或类似形式。这样的膜孔成形形状可以与入口和出口成形形状组合，以改善通过膜孔132的流体流。这样改善的流体流例如可以提供改善的膜冷却。

另外，膜孔成形形状、入口成形形状或出口成形形状可以影响运动通过膜孔的流体流或者提供到翼型件92的外表面的流体流。这样的影响可以包括增加、减少、计量或以其它方式影响流体流。例如，包括扩展部段的分叉出口(如图11–13C所示)可以用来将冷却膜沿着翼型件的较大表面区域散布，减少从膜孔提供的所需的冷却流。在另一个例子中，可以包括计量部分以计量从末端通道进给到膜孔的冷却流体流，从而减少或最小化通过膜孔提供的冷却流体的量。在另一个例子中，会聚部段或缩减部段可以加速穿过该部段的流体流以加强冷却。

另外，可以利用增材制造来实现这样的膜孔成形形状、入口成形形状或出口成形形状。例如3D打印的增材制造可以用来形成具有这样成形形状的复杂膜孔设计，否则这样的设计难以利用诸如钻孔或铸造的其它制造方法实现。还可以想到，翼型件、末端结构或末端搁架可以利用增材制造而制成。这样的制造可以提供更加精确地制造的产品，与其它制造策略相比，具有较高的产率。

另外，虽然末端搁架描述为限定在翼型件的压力侧中，但是应当理解，末端搁架能够应用于翼型件的抽吸侧或者翼型件的任何其它表面，例如前边缘或后边缘处。

应当理解，如图10A-12C所述地成形膜孔在沿着末端搁架提供冷却流体膜时能够提供增强的膜孔效果。这样的效果增强可以将所需的冷却流的量减少多达50％，而特定的成形形状可以将所需的冷却流的量减少甚至更多。

应当理解，如本文所述，通过局部增大孔穿透的内部和外部圆角半径，内部或外部的带有圆角的表面增大了用于膜孔的长度和用于膜孔的L/D值。用于L/D的增大的值增强了冷却膜孔效果。圆角可以最低限度地增加整体系统重量，而不加厚整个壁或表面。此外，圆角提供结构支撑的增加。另外，圆角适应膜孔入口或出口成形形状，以及非线性的几何形状。因此，出口成形形状应当理解为除了标准圆形入口或出口之外的任何形状。另外，如本文所述，任何圆角可以彼此组合使用，使得两个圆角用来增大延伸穿过圆角的膜孔的L/D比率。

膜孔可以处于壁表面或圆角表面中并且穿透圆角的至少一部分，以允许增大膜孔的长度，否则在没有圆角的情况下不可能获得这样的长度增大。此外，圆角可以是复合的，例如带有圆角的内表面或者内表面和外表面的组合，以进一步增大长度，从而获得更大的L/D值。

还应当理解，圆角提供增大的长度，以在效果增强的情况下提供膜孔更宽的范围，例如弯曲的膜孔、“S形弯曲的”膜孔以及超过标准直的或复合膜孔的其它取向。

还应当理解，虽然本文所述的实施例涉及翼型件，但是带有圆角的角部可以用于另外的发动机部件，该发动机部件具有相交壁以限定角部并且在发动机部件的这些角部处或附近采用膜孔或进行冷却。

应当理解，本发明公开的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，而且同样还可以应用于喷气式涡轮发动机和涡轮增压发动机。

书写的说明书利用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且使得本领域任何技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它例子。如果这样的其它例子具有与权利要求的文字语言不是不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言差别不太明显的等同结构元件，那么它们将处于权利要求的范围内。

Claims (22)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括：

外壁，所述外壁限定了压力侧壁和抽吸侧壁，所述压力侧壁和抽吸侧壁沿着弦展方向从前边缘延伸到后边缘并且沿着翼展方向从根部延伸到末端；

延伸部，所述延伸部在所述末端从所述外壁延伸；

末端搁架，所述末端搁架设置在所述压力侧壁中，并且至少部分地由所述延伸部限定，所述末端搁架包括底壁和所述延伸部的侧壁，所述底壁和所述侧壁在所述底壁和所述侧壁的相交处限定角部；以及

至少一个膜孔，所述至少一个膜孔延伸到所述末端搁架中并且具有通过通道连接的入口和出口，所述通道将所述入口流体地联接到所述出口，其中所述出口具有扩展部段；

其中，所述至少一个膜孔包括具有多个出口的多个膜孔，并且所述多个出口设置在所述底壁、所述侧壁和所述角部之中，所述多个出口中的至少一个出口设置在所述底壁、所述侧壁和所述角部中的每一个上。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述侧壁上的所述出口设置在所述侧壁的径向外部部段上。

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述延伸部是弧形的。

4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述侧壁上的所述出口设置在所述延伸部的顶点的径向外侧。

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括具有圆角的内部，所述圆角与所述末端搁架相邻。

6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述膜孔延伸穿过所述圆角，使得所述入口设置在所述圆角上。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述扩展部段包括散布部段。

8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述通道包括计量部段。

9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述扩展部段进一步由用于所述出口的增大的横截面积限定。

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述入口和出口提供冷却流体流中多达50％的减少。

11.一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：

外壁，所述外壁具有压力侧和抽吸侧，所述压力侧和抽吸侧沿着弦展方向从前边缘延伸到后边缘并且沿着翼展方向从根部延伸到末端；

延伸部，所述延伸部在所述末端从所述外壁延伸；

末端搁架，所述末端搁架在所述延伸部处设置在所述外壁中；所述末端搁架包括底壁和所述延伸部的侧壁，所述底壁和所述侧壁在所述底壁和所述侧壁的相交处限定角部；

以及至少一个膜孔，所述至少一个膜孔设置在所述末端搁架中并且具有通过通道连接的入口和出口，所述通道将所述入口流体地联接到所述出口，其中所述出口具有扩展部段；

其中，所述至少一个膜孔包括具有多个出口的多个膜孔，并且所述多个出口设置在所述底壁、所述侧壁和所述角部之中，所述多个出口中的至少一个出口设置在所述底壁、所述侧壁和所述角部中的每一个上。

12.根据权利要求11所述的叶片，其特征在于，所述延伸部是弧形的，以限定出顶点。

13.根据权利要求12所述的叶片，其特征在于，所述出口设置在所述延伸部的顶点的径向外侧。

14.根据权利要求11所述的叶片，其特征在于，所述叶片还包括具有圆角的内部，所述圆角与所述末端搁架相邻。

15.根据权利要求14所述的叶片，其特征在于，所述膜孔延伸穿过所述圆角，使得所述入口设置在所述圆角上。

16.根据权利要求11所述的叶片，其特征在于，所述扩展部段包括散布部段。

17.根据权利要求16所述的叶片，其特征在于，所述通道包括计量部段。

18.根据权利要求11所述的叶片，其特征在于，所述入口和出口提供冷却流体流中多达50％的减少。

19.一种使冷却流体流过如权利要求1-10任一项所述的涡轮发动机的翼型件的方法，其特征在于，其包括：

使冷却流体流过末端搁架中的膜孔；以及

通过所述末端搁架的出口散布冷却流体。

20.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：将冷却流体从所述膜孔排出。

21.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述延伸部是弧形的，以限定出顶点，散布冷却流体还包括：通过位于所述延伸部的顶点的径向外侧的出口散布冷却流体。

22.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：通过所述膜孔计量冷却流体。

Images