CN109891055B - 用于涡轮发动机的翼型件以及冷却的对应方法 - Google Patents

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Abstract

一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(90)包括：壁，其界定内部(100)且限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁沿翼弦方向从前缘延伸至后缘且沿翼展方向从根部延伸至末梢(92)，从而限定末梢表面(140)；空气流通道(130)，其位于内部(100)内且具有邻近末梢(92)定位的部分(128)；以及至少一个孔(142,144)，其延伸穿过末梢(92)，且具有流体地联接至空气流通道(130)的入口(146)、定位在包括沿径向从末梢底板(134)延伸的至少一个末梢轨道(154,156)的末梢表面(140)中的扩散出口(148)、以及将入口(146)流体地联接至出口(148)的曲线通路(150)，并且邻近出口(148)的通路(150)具有以小于60度的角度(ϴ)接近末梢表面(140)的中心线(152)。其中也公开了冷却末梢的对应方法。

Description

用于涡轮发动机的翼型件以及冷却的对应方法
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转式发动机。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可为有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用管道输送至需要冷却的发动机构件来实现冷却。高压涡轮中的温度为1000℃到2000℃左右，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃左右。尽管压缩机空气温度高，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。
当代的涡轮叶片大体上包括用于导送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分的一个或多个内部空气流通道，且可包括用于冷却叶片的不同部分的专用空气流通道。空气流通道可包括用以加强冷却的一个或多个空气流元件，然而，此元件可导致灰尘或颗粒物质的过度聚积，而缩短使用寿命或需要额外的维护。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：壁，其界定内部且限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘且从根部沿翼展方向延伸至末梢而限定末梢表面；空气流通道，其定位在内部内且具有邻近末梢定位的部分；以及至少一个孔，其延伸穿过末梢且具有流体地联接至空气流通道的入口、定位在末梢表面中的出口、以及将入口流体地联接至出口的通路，且邻近出口的通路具有以小于60度的角度接近末梢表面的中心线。
另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：壁，其界定内部且限定压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘且从根部沿翼展方向延伸至具有末梢底板和末梢轨道的末梢而沿翼展方向延伸超过末梢轨道，其中末梢底板和末梢轨道限定末梢表面；空气流通道，其定位在内部内且具有邻近末梢底板定位的末梢弯部；以及至少一个孔，其延伸穿过末梢底板或末梢轨道中的至少一个且具有流体地联接至空气流通道的入口、在入口下游定位在末梢表面中的扩散出口、以及将入口流体地联接至出口的通路，且邻近出口的通路具有以小于60度的角度接近末梢表面的中心线。
又一方面，本发明的实施例涉及一种冷却翼型件的末梢的方法，包括将冷却空气从翼型件的内部通过曲线通路供应至末梢的表面，以及与表面成大体上相切的角度以扩散式样放出冷却空气。
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截面图。
图2为图1中的燃气涡轮发动机的翼型件的等距视图。
图3为图2中的翼型件的截面视图。
图4为图2中的翼型件的截面视图，示出了具有从入口到末梢表面上的出口的通路的末梢弯部。
图5为图2中的翼型件的正交于图4的截面的截面视图，示出了具有从入口到末梢表面上的出口的通路的末梢弯部。
具体实施方式
本发明的所述实施例针对在通路中延伸穿过翼型件的末梢的孔，例如，膜孔。出于图示目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮描述本发明。然而，应当理解的是，本发明并未因此受限，且可在发动机(包括压缩机)内以及在非飞行器应用(如，其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。
如本文使用的，用语"向前"或"上游"是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。与"向前"或"上游"结合使用的用语"向后"或"下游"是指朝发动机的后部或出口的方向，或相比于另一个构件相对更接近发动机出口。
此外，如本文使用的，用语"径向"或"沿径向"是指发动机的中心纵轴线与发动机外部圆周之间延伸的维度。
所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前、后、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)仅用于标识目的，以有助于读者理解本发明，且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接和连结)应被宽泛地理解，且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指示。因此，连接参照不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示例性附图仅用于图示目的，且所附的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可变化。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳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的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。在较大直径的环形HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴设置的LP轴或转轴50将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。转轴48,50可围绕发动机中心线旋转，且联接至可共同地限定转子51的多个可旋转元件。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，在压缩机级中一组压缩机叶片56,58相对于对应的一组的静态压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以对穿过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可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58的上游且邻近旋转叶片56,58。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅用于例示性目的而被选择，且其它数目也是可行的。
用于压缩机的级的叶片56,58可安装至盘61，盘61安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级均具有其自身的盘61。压缩机的级的导叶60,62可按周向布置安装至核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，在涡轮级中一组涡轮叶片68,70相对于对应一组静态涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过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可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70的上游且邻近旋转叶片68,70。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了例示性目的而被选择，且其它数目也是可行的。
用于涡轮的级的叶片68,70可安装至盘71，盘71安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级均具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72,74可按周向布置安装至核心壳46。
与转子部分互补的发动机10的固定部分(如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态导叶60,62,72,74)也独立地或共同地被称为定子63。因此，定子63可指发动机10各处的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的空气流被分开，使得空气流的一部分被引导至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压空气76供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。通过HP涡轮34从这些气体中提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体被排到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。
加压空气流76的一部分可作为放气77被从压缩机区段22抽出。放气77可被从加压空气流76抽出，且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著升高。因此，由放气77提供的冷却对于此发动机构件在升高的温度环境中操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过固定导叶排离开发动机组件10，且更特别地，通过风扇排气侧84处的包括多个翼型件导叶82的出口导叶组件80离开。更具体而言，邻近风扇区段18使用周向排的沿径向延伸的翼型件导叶82以施加空气流78的一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面进行冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30的下游，尤其是在涡轮区段32的下游，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
图2为发动机构件的透视图，该发动机构件呈来自图1中的发动机10的涡轮叶片68中的一个的形式。涡轮叶片68包括燕尾榫88和翼型件90。翼型件90从末梢92延伸到根部94，而限定翼展方向。燕尾榫88还包括在根部94处与翼型件90成整体的平台86，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾榫88可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾榫88包括至少一个入口通路96，其示例性地被示为三个入口通路96，其各自延伸穿过燕尾榫88，以在通路出口98处提供与翼型件90的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾榫88以截面被示出，使得入口通路96收容在燕尾榫88的本体内。
转到图3，以截面示出的翼型件90具有由限定为凹形压力侧壁104和凸形吸力侧壁106的外壁102界定的内部100，压力侧壁104和吸力侧壁106连结在一起以限定具有前缘108和后缘110的翼型件形状，从而在其间限定翼弦方向。叶片68沿一方向旋转，使得压力侧壁104遵循吸力侧壁106。因此，如图3中所示，翼型件90将朝页面顶部向上旋转。
翼型件90还包括设置在内部100内的多个肋112，其可在压力侧壁104与吸力侧壁106之间延伸。备选地，肋112可在压力侧壁104与吸力侧壁106之间或以任何其它方向或方式在内部100内部分地延伸。肋112限定多个通道114，其沿翼展方向至少部分地在末梢92与根部94之间延伸。
参照图4，翼型件90的截面视图示出三个肋112，其中两个完整长度的肋120具有设置在其间的一个部分长度的肋122。完整长度的肋120沿翼展方向完全在根部94与末梢92之间延伸。部分长度的肋122仅沿翼展方向部分地延伸，具有与末梢92间隔开的末端124。应认识到，备选地，完整长度的肋120不必完全延伸至根部94，而是可从末梢92沿翼展方向部分地延伸，在根部94之前终止。
流通道126可限定在各个肋112之间，使一个流通道126设置在部分长度的肋122与各个完整长度的肋120之间。流通道126可经由设置在部分长度的肋122与末梢92之间的空间中的末梢弯部128而处于流体连通。组合的流通道126和末梢弯部128可限定以蛇线方式延伸穿过翼型件90的空气流通道130。末梢弯部128可限定为在部分长度的肋122径向外部的翼展区，示为弯部轴线131。应理解，肋120可以多个不同定向来设置，从而在翼型件90内限定多个空气流通道。
末梢92可包括面向且邻近空气流通道130的冷却表面132以及末梢底板134，它们一起在其间限定末梢基底136。末梢92还可包括从末梢底板134沿径向延伸的至少一个末梢轨道138。末梢基底136可与板一起形成，且至少一个末梢轨道138可形成为压力侧壁104或吸力侧壁106中的一个的延伸部，或两者可连同叶片68的任何其它构件(包括压力侧壁104和吸力侧壁106)使用增材制造形成为一个件。应理解，本文所述的部分可由任何已知的方法或方法的组合制成，方法包括但不限于铸造、机加工、增材制造、涂覆或别的方式。
末梢底板134和至少一个末梢轨道138一起限定末梢表面140。包括示为第一孔142和第二孔144的多个孔的至少一个孔可具有定位在冷却表面132处的入口146，以及定位在末梢表面140中的出口148，其中出口148在入口146的下游。出口148可定位在至少一个末梢轨道138上的末梢表面140中或末梢底板134上的末梢表面140中。应理解，第一孔142和第二孔144的几何形状可具有本领域中已知的变化的构造，其中流体如冷却流体穿过孔(例如，膜孔)，且从出口(例如，如在末梢轨道138上示出的扩散出口149)排出。
孔可使用铸成孔技术或增材制造来形成，其中在形成外壁102、末梢基底136和末梢轨道138时形成孔并使其弯曲。该技术容许出口148在表面(例如末梢轨道138)上。核心模具上的改进允许铸造先前难以通过钻孔的视线要求实现的这种大小和几何形状的孔。当增材制造允许层中的平滑过渡和单晶金属形成时，增材制造也是可行的形成技术。
第一孔142和第二孔144两者都具有包括将入口146流体地联接至出口148的通路150的曲线通路。第一孔142和第二孔144的通路150分别延伸穿过末梢轨道138和末梢底板134。出口148偏离入口146，使得在出口148处离开之前，中心线152必须从入口146朝后缘110弯曲。邻近(一个或多个)出口148，中心线152以大于10度且小于60度的角度ϴ接近末梢表面140，从而限定与末梢表面140大体上相切的角度。
转到图5，示出了在末梢92处正交于图4的截面的翼型件90的截面视图。至少一个末梢轨道138在末梢底板134的相反侧上包括第一末梢轨道154和第二末梢轨道156，而一起限定腔体151。出口148可定位在第一末梢轨道154和第二末梢轨道156中的任一个中。入口146可沿外壁102定位在冷却表面132上，其中第一孔142的通路150从内部100延伸穿过外壁102，在定位在末梢轨道154中的出口148处离开。冷却空气C沿通路150供应至第一孔142和第二孔144中的一个，在该处其可以角度ϴ离开(如本文所述的)，且限定与表面大体上相切的角度。当绘制为首先朝吸力侧106且然后远离吸力侧106弯曲时，应理解，限定曲线通路150的弯曲量或弯曲方向可变化，且不图为限制性的。
一起考虑图4和图5，限定通路150的曲线通路可具有沿周向方向、轴向方向或径向方向或周向、轴向和径向方向的任何组合的曲率范围。曲率范围产生角度ϴ，其小于60°，冷却空气C以该角度离开(一个或多个)出口148以形成冷却膜。
冷却翼型件90的末梢92的方法包括将冷却空气C从翼型件90的内部100供应至末梢92的末梢表面140。冷却空气C将穿过第一孔142和第二孔144中的至少一个的通路150，且与末梢表面140成大体上相切的角度ϴ以扩散式样放出。该方法还包括从定位在翼型件90内的空气流通道126供应冷却空气C，且从空气流通道126放出冷却空气C包括在空气流通道126的末梢弯部128处放出空气。
该方法可包括将冷却空气提供至低流动区域，其包括末梢弯部128或末梢腔体151以用于灰尘减少或以防止灰尘聚集。
应认识到，如本文所述的曲线通路150将容许一些量的冷却膜形成在末梢底板134上。末梢92是翼型件90内的湍流程度很大的区域，因此增加具有入口的孔142,144(其形成为使得它们反映空气流通道130内的冷却空气C的湍流流径)提高冷却空气C被供应至孔142,144中的至少一个的效率。此外，这将矢量加至现有技术，其中冷却空气C以方向组合(沿周向、沿轴向或沿径向中的一者)而非单个方向或矢量作为冷却膜被供应在末梢表面上。最后，如本文所述的弯曲孔技术允许在相比于本领域中已知的排放角度时以显著更小的角度在末梢底板134处放出冷却空气C。还应认识到，冷却空气可改进内部热传递系数，其是翼型件的构件的对流热传递速率的量度。
应当认识到的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气发动机和涡轮式发动机。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的可专利性范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等同结构要素，则此类其它示例旨在处于权利要求的范围内。

Claims (24)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
壁，其界定内部且限定压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁沿翼弦方向从前缘延伸至后缘且沿翼展方向从根部延伸至末梢而限定末梢表面；
空气流通道，其位于所述内部内，且具有邻近所述末梢定位的部分；以及
至少一个孔，其延伸穿过所述末梢，且具有流体地联接至所述空气流通道的入口、定位在所述末梢表面中的出口以及将所述入口流体地联接至所述出口的曲线通路，并且邻近所述出口的所述通路具有以小于60度的角度接近所述末梢表面的中心线。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述角度大于10度。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述空气流通道的所述部分是末梢弯部。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述出口在所述入口下游。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个孔包括多个孔。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述末梢包括限定所述末梢表面的至少一部分的末梢底板。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，所述出口定位在所述末梢底板中。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述曲线通路延伸穿过所述末梢底板。
9.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括在所述末梢底板上方延伸且限定所述末梢表面的至少一部分的至少一个末梢轨道。
10.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，所述出口定位在所述至少一个末梢轨道中。
11.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，所述通路延伸穿过所述末梢轨道。
12.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个末梢轨道在所述末梢底板的相反侧上包括第一末梢轨道和第二末梢轨道。
13.根据权利要求12所述的翼型件，其特征在于，所述出口定位在所述第一末梢轨道和所述第二末梢轨道中的一个中。
14.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，所述末梢轨道包括所述壁的延伸部，并且所述通路延伸穿过所述壁和所述末梢轨道。
15.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述出口是扩散出口。
16.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
壁，其界定内部且限定压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁沿翼弦方向从前缘延伸至后缘且沿翼展方向从根部延伸至具有末梢底板和末梢轨道的末梢而沿翼展方向延伸超过所述末梢轨道，其中所述末梢底板和所述末梢轨道限定末梢表面；
空气流通道，其定位在所述内部内，且具有邻近所述末梢底板定位的末梢弯部；以及
至少一个孔，其延伸穿过所述末梢底板或所述末梢轨道中的至少一个，且具有流体地联接至所述空气流通道的入口、在所述入口下游定位在所述末梢表面中的扩散出口、以及将所述入口流体地联接至所述出口的曲线通路，并且邻近所述出口的所述通路具有以小于60度的角度接近所述末梢表面的中心线。
17.根据权利要求16所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个孔包括多个孔。
18.根据权利要求17所述的翼型件，其特征在于，所述通路延伸穿过所述末梢底板。
19.根据权利要求17所述的翼型件，其特征在于，所述通路延伸穿过所述末梢轨道。
20.一种冷却翼型件的末梢的方法，包括将冷却空气从所述翼型件的内部通过曲线通路供应至所述末梢的表面，以及相对于所述表面成小于60度的角度以扩散式样放出所述冷却空气。
21.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述曲线通路穿过形成所述表面的末梢底板和末梢轨道中的至少一个。
22.根据权利要求21所述的方法，其特征在于，供应冷却空气包括从定位在所述翼型件内的通道供应冷却空气。
23.根据权利要求22所述的方法，其特征在于，从所述通道放出空气包括在所述通道的末梢弯部处放出空气。
24.根据权利要求20所述的方法，其特征在于，所述供应冷却空气包括使所述末梢的低流动区域通风来减少灰尘聚集。
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