CN110043325B - 带有成组冷却孔的发动机构件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及带有成组冷却孔的发动机构件。具体而言，一种用于涡轮发动机的发动机构件的装置和方法，该发动机构件包括：界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向；位于内部内的至少一个冷却通道；成组冷却孔，其具有流体地联接至冷却通道的入口、位于压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中连接通道流体地联接入口至出口。

Description

带有成组冷却孔的发动机构件
技术领域
本公开涉及涡轮发动机，更特别地涉及带有成组冷却孔的发动机构件。
背景技术
涡轮发动机和尤其燃气或燃烧涡轮发动机是从经过发动机的燃烧气体流中提取能量到多个旋转涡轮叶片上的旋转发动机。
涡轮叶片组件包括涡轮翼型件，诸如静止导叶或旋转叶片，其中叶片具有平台和燕尾部安装部分。涡轮叶片组件包括作为平台和叶片中用于冷却平台和叶片的蛇形回路的一部分的冷却入口通道。蛇形回路可以延伸到位于沿着叶片的多个表面的任何部分（包括在末梢处）的冷却孔。包括位于内带和外带之间的一对静止导叶的喷嘴和围绕发动机的燃烧器的燃烧器衬套也可以使用冷却孔和/或蛇形回路。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向。至少一个冷却通道位于内部内并在翼展方向上延伸，成组冷却孔具有流体地联接到冷却通道的入口、位于压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中具有曲线中心线的连接通道流体地联接入口至出口，且连接通道具有沿压力侧或吸力侧中的另一者延伸的部分。
在另一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机构件，其包括界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向。至少一个冷却通道位于内部内并在翼展方向上延伸，成组冷却孔具有流体地联接到冷却通道的入口、位于压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中具有曲线中心线的连接通道流体地联接入口至出口，且连接通道具有沿压力侧或吸力侧中的另一者延伸的部分。
在又一个方面中，本公开本涉及一种冷却发动机构件的方法，该发动机构件具有界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向，其中前缘在翼展方向上延伸并且将压力侧与吸力侧分开，该方法包括使冷却流体沿着压力侧或吸力侧中的一者流动通过至少一个冷却孔，跨过前缘，并通过压力或吸力侧中的另一者上的出口排出冷却流体。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向；
位于所述内部内的至少一个冷却通道；
成组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的入口、位于所述压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中具有曲线中心线的连接通道流体地联接所述入口至所述出口，且所述连接通道具有沿所述压力侧或吸力侧中的另一者延伸的部分。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述成组冷却孔是第一和第二组冷却孔，其中所述第一组冷却孔具有流体地联接到所述冷却通道的第一入口和位于所述压力侧上的第一出口并且所述第二组冷却孔具有流体地联接到所述冷却通道的第二入口和位于所述吸力侧上的第二出口。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个冷却通道是由内壁分开的多个冷却通道并且所述入口位于沿着所述内壁。
技术方案4. 根据技术方案2所述的翼型件，其中，第三组冷却孔包括沿着所述外壁邻近所述前缘的第三出口。
技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述第一组、所述第二组、或所述第三组冷却孔中的至少一者还包括具有光滑的、锯齿状的、或带图案的轮廓中的一者的内表面。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述冷却通道是前缘冷却通道。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述成组冷却孔是多个冷却孔。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述连接通道中的至少一些包括扩散区段从其延伸的过渡位置。
技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述过渡位置位于所述前缘的内部并且与所述翼型件的弧线一致。
技术方案10. 根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述过渡位置位于所述压力侧或吸力侧中的一者的内部。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，还包括，沿着所述压力侧或吸力侧中的一者延伸并且位于与所述出口一致的沟槽。
技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述冷却通道还包括加厚壁部分并且所述连接通道经过所述加厚壁部分。
技术方案13. 根据技术方案12所述的翼型件，其中，所述加厚壁部分被形成为当其在所述外壁内弯曲时容纳所述成组冷却孔的整个长度。
技术方案14. 根据技术方案13所述的翼型件，其中，所述加厚壁部分是湍流器。
技术方案15. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述连接通道包括叉形或带有叠瓦的排口。
技术方案16. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，当沿着从所述前缘在所述翼展方向上延伸的视线观察时，所述成组冷却孔是形成十字交叉图案的第一和第二组冷却孔。
技术方案17. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述成组冷却孔是第一组冷却孔，其相对于第二组冷却孔相对于所述翼展方向按位置交替。
技术方案18. 一种用于涡轮发动机的发动机构件，包括：
界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向；
位于所述内部内的至少一个冷却通道；
成组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的入口、位于所述压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中具有曲线中心线的连接通道流体地联接所述入口至所述出口，且所述连接通道具有沿所述压力侧或吸力侧中的另一者延伸的部分。
技术方案19. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，所述成组冷却孔是第一和第二组冷却孔，其中所述第一组冷却孔具有流体地联接到所述冷却通道的第一入口和位于所述压力侧上的第一出口并且所述第二组冷却孔具有流体地联接到所述冷却通道的第一入口和位于所述吸力侧上的第二出口。
技术方案20. 根据技术方案19所述的发动机构件，其中，第三组冷却孔包括沿着所述外壁邻近所述前缘的出口。
技术方案21. 根据技术方案20所述的发动机构件，其中，所述第一组、所述第二组、或所述第三组冷却孔中的至少一者还包括具有光滑的、锯齿状的、或带图案的轮廓中的一者的内表面。
技术方案22. 根据技术方案18所述的发动机构件，还包括，沿着所述压力侧或吸力侧中的一者延伸并且位于与所述出口一致的沟槽。
技术方案23. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，所述冷却通道还包括加厚壁部分并且所述连接通道经过所述加厚壁部分。
技术方案24. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，当沿着从所述前缘在所述翼展方向上延伸的视线观察时，所述成组冷却孔是形成十字交叉图案的第一和第二组冷却孔。
技术方案25. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，所述成组冷却孔是第一组冷却孔，其相对于第二组冷却孔相对于所述翼展方向按位置交替。
技术方案26. 一种冷却发动机构件的方法，所述发动机构件具有界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向，其中所述前缘在所述翼展方向上延伸并且将所述压力侧与所述吸力侧分开，所述方法包括：
使冷却流体沿着所述压力或吸力侧中的一者流动通过至少一个冷却孔；
以所述冷却流体跨过所述前缘；并且
通过所述压力或吸力侧中的另一者上的出口排出所述冷却流体。
技术方案27. 根据技术方案26所述的方法，其中，所述冷却流体被引入到至位于所述内部内的冷却孔的入口中。
技术方案28. 根据技术方案26所述的方法，还包括：
使冷却流体的第一部分沿着所述压力侧流动通过至少一个冷却孔；
将冷却流体的所述第一部分通过所述吸力侧上的出口排出；
使冷却流体的第二部分沿着所述吸力侧流动通过另一个冷却孔；
以冷却流体的所述第二部分跨过所述前缘；并且
将冷却流体的所述第二部分通过所述压力侧上的出口排出。
技术方案29. 根据技术方案26所述的方法，还包括，使冷却流体流动通过具有位于邻近所述前缘的出口的停滞冷却孔。
技术方案30. 根据技术方案26所述的方法，其中，使冷却流体流动还包括使所述冷却流体流动通过叶片、支柱、服务管、或导叶中的一者。
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截面图。
图2是根据本公开的一个方面的用于来自图1的涡轮发动机的涡轮叶片的透视图，其包括至少一组冷却孔。
图3A是来自图2的涡轮叶片沿线IIIA-IIIA截取的剖视图。
图3B是来自图2的涡轮叶片沿线IIIB-IIIB截取的剖视图。
图3C是来自图2的涡轮叶片沿线IIIC-IIIC截取的剖视图。
图4A是根据本文讨论的公开的一个方面的冷却孔的放大视图。
图4B是根据本公开的另一方面的冷却孔的放大视图。
图4C是根据本公开的又一方面的冷却孔的放大视图。
图5A是根据本公开的一个方面的如沿着来自图2的涡轮叶片的前缘观察的至少一组冷却孔的示意表示图。
图5B是根据本公开的另一方面的如沿着来自图2的涡轮叶片的前缘观察的备选至少一组冷却孔的示意表示图。
图6A是根据本公开的一个方面的如沿着来自图2的涡轮叶片的前缘观察的至少一组冷却孔的布置的示意表示图。
图6B是根据本公开的另一方面的如沿着来自图2的涡轮叶片的前缘观察的至少一组冷却孔的布置的示意表示图。
图6C是根据本公开的又一方面的如沿着来自图2的涡轮叶片的前缘观察的至少一组冷却孔的布置的示意表示图。
图7是根据本公开的另一方面的用于来自图1的涡轮发动机的涡轮叶片的透视图，其包括至少一组冷却孔和沟槽。
图8A是根据本公开的另一方面的图3A的截面的变型的放大视图。
图8B是根据本公开的另一方面的图3B的截面的变型的放大视图。
具体实施方式
本文所描述的公开的方面涉及形成至少一组冷却孔，其具有流体地联接到冷却通道的入口、位于压力侧或吸力侧中的一者上的出口，其中具有曲线中心线的连接通道流体地联接入口至出口，且连接通道具有沿压力侧或吸力侧中的另一者延伸的部分。出于说明的目的，将相对于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮描述本公开。然而，将理解的是，本文描述的本公开的方面不限于此并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用中具有普遍适用性。
如本文所用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上的移动，或者与另一个构件相比相对更靠近发动机入口的构件。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机后面或出口的方向或与另一构件相比相对更靠近发动机出口。另外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机圆周之间延伸的尺寸。此外，如本文所用，术语“组”或“成组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个。
所有方向参考（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、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等）仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本文所描述的公开的方面的位置、定向或用途的限制。连接参考（例如，附接、联接、连接和连结）将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有指示。因此，连接参考不必推断两个元件直接连接并且彼此处于固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在此所附的图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
图1是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具有大体上纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14至后部16延伸。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，和排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕中心线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，其产生燃烧气体。核心44由核心壳体46围绕，核心壳体46可与风扇壳体40联接。
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传动地连接到HP压缩机26。在更大直径环形HP转轴48内绕发动机10的中心线12同轴设置的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，其可共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中成组压缩机叶片56、58相对于对应的成组静态压缩机导叶60、62（也称为喷嘴）旋转以压缩或加压经过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环设置并且可以相对于中心线12径向向外延伸，从叶片平台到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60、62定位成上游于且毗邻于旋转叶片56、58。应注意的是，在图1中示出的叶片、导叶和压缩机级的数量仅选择成用于说明目的，并且其它数量是可能的。
用于压缩机级的叶片56、58可以安装到盘61，盘61安装到HP和LP转轴48、50中的对应一个上，其中每个级具有其自己的盘61。用于压缩机级的导叶60、62可以以圆周布置安装至核心壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中成组涡轮叶片68、70相对于对应的成组静态涡轮导叶72、74（也称为喷嘴）旋转，以从经过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环设置并且可以相对于中心线12径向向外延伸，从叶片平台到叶片末梢，而对应的静态涡轮导叶72、74定位成上游于且毗邻于旋转叶片68、70。应注意的是，在图1中示出的叶片、导叶和涡轮级的数量仅选择成用于说明目的，并且其它数量是可能的。
用于涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71，盘71安装到HP和LP转轴48、50中的对应一个上，其中每个级具有专用的盘71。用于压缩机级的导叶72、74可以以圆周布置安装至核心壳体46。
互补于转子部分，发动机10的静止部分诸如在压缩机和涡轮区段22、32中的静态导叶60、62、72、74也被单独或共同称作为定子63。这样，定子63可以指整个发动机10中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到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压空气76供应到HP压缩机26，这进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。由HP涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排出到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排放气体最终从发动机10经由排气区段38排出。LP涡轮36的驱动将LP转轴50驱动以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压空气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机构件是必要的。
空气流78的剩余部分旁绕LP压缩机24和发动机核心44并通过静止导叶排离开发动机组件10，且更具体地，出口导向导叶组件80，其在风扇排气侧84处包括多个翼型件导向导叶82。更具体地，成圆周排的径向延伸的翼型件导向导叶82被用于毗邻风扇区段18以施加空气流78的一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可旁绕发动机核心44并用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却飞行器的其它方面或对其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热部分，因为它在燃烧区段28的直接下游。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排出的流体。
图2是涡轮叶片组件86的透视图，其带有来自图1的发动机10的发动机构件尤其涡轮叶片70。备选地，该发动机构件可包括导叶、支柱、服务管、护罩或者燃烧衬套（以非限制性示例）、或可以需要或利用冷却通道的任何其它发动机构件。
涡轮叶片组件86包括燕尾部90和翼型件92。翼型件92在末梢94和根部96之间延伸，以限定翼展方向。翼型件92在根部96处的平台98上安装到燕尾部90。平台98有助于径向地容纳涡轮发动机主流空气流。燕尾部90可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾部90还包括至少一个入口通道100，示例性地示出为两个入口通道100，每个入口通道100延伸穿过燕尾部90以提供与翼型件92的内部流体连通。应当理解，燕尾部90以截面示出，使得入口通道100容纳在燕尾部90的本体内。
翼型件92包括凹形压力侧110和凸形吸力侧112，它们连结在一起以限定在前缘114和后缘116之间延伸的翼型件形状，以限定翼弦方向。在压力侧110和吸力侧112之间在翼弦方向上沿中心点的集合延伸的是翼型件92的弧线117。翼型件92由外壁118界定并由压力侧110和吸力侧112限定。至少一组冷却孔120可位于沿着外壁118的任何部分，包括在压力侧110上邻近于前缘114。至少一组冷却孔120可以是多组冷却孔120a、120b（图3B）、120c。
在燃烧气体（G）流以90度角接触翼型件92的运行中，燃烧气体（G）的速度在该停滞点（P）处为零。停滞点（P）可以从根部96延伸到末梢94沿前缘114在一定程度上变化。构想成，第三组冷却孔120c位于的点沿着从根部96延伸到末梢94的连接停滞点（P）的停滞线（L）。进一步构想成，停滞线（L）在前缘处与弧线117相交。虽然这可能发生，但应该理解，停滞线（L）并不总是与弧线117相交。
转到图3A，翼型件92沿线IIIA-IIIA的截面示出了由外壁118界定的内部128，其包括至少一组冷却通道130。该组冷却通道130可流体地联接于入口通道100中的至少一个（图2）。该组冷却通道130可以由内壁132分开。内壁132可以如图所示在压力侧和吸力侧之间延伸，并且在其它非限制性示例中可以是翼型件内的任何壁并且限定多个冷却通道130的至少一部分。
如所示，第一组冷却孔120a包括在翼型件92的内部128和外部136之间延伸的至少一个冷却孔134a。至少一个冷却孔134a包括连接通道138a，其在位于沿着内壁132且流体连接至内冷却通道130i的第一入口140a与位于沿着外壁118在翼型件92的压力侧110上的第一出口142a之间延伸。连接通道138a限定曲线中心线CLa。虽然示出为流体地连接到内冷却通道130i，还构想成，至少一个冷却孔134a可流体地连接到前缘冷却通道130l，或多个冷却通道130中的任何其它冷却通道。
在本公开的一个方面，在前缘冷却通道130l的内表面146上的至少一个冷却孔134a局部的加厚壁部分144a被形成以便当其在外壁118内在前缘114处弯曲时容纳至少一个冷却孔134的整个长度。加厚壁部分144a可以设置于沿着内表面146的任何地方。加厚壁部分144a可以形成为用于通过冷却通道130l的流的流增强器。也可以沿着内表面146设置针状翅片、凹座、湍流器、或任何其它类型的流增强器。应理解的是，形成流增强器（作为非限制性示例，湍流器）可包括形成加厚壁部分144a并且至少一个冷却孔134a经过湍流器的内部。
连接通道138a可包括计量区段148a，其具有圆形的截面，但可构想任何截面形状。计量区段148a可设在第一入口140a处或附近。如图所示，计量区段148a限定了连接通道138a的最小截面面积。应当理解，可以在连接通道138a中形成多于一个的计量区段148a。计量区段148a可从第一入口140a延伸到过渡位置150a，在此连接通道138a的截面面积开始增加。构想成，在过渡位置150a处的连接通道138a的截面面积与弧线117一致，或者在弧线117的一侧或另一侧上。作为非限制性示例，过渡位置150a位于弧线117的吸力侧112上。
扩散区段152a可设在第一入口142a处或附近以限定连接通道138a的部分。在一个示例性实施方式中，扩散区段152a限定了第一出口142a。扩散区段152a可具有从过渡位置150a朝向第一出口142a延伸的增大的截面面积。在一个示例中，截面面积如图所示连续增加。在一个备选的、非限制性实施方式中，增加的截面面积可以是不连续的或逐步增加的截面面积。
转到图3B，翼型件92沿线IIIB-IIIB的截面示出了第二组冷却孔120b，其相对于翼型件92位于第一组冷却孔120a的径向下面。至少一个冷却孔134b在翼型件92的内部128和外部136之间延伸。至少一个冷却孔134b包括连接通道138b，其在位于沿着内壁132且流体连接至内冷却通道130i的第二入口140b与位于沿着外壁118在翼型件92的吸力侧112上的第二出口142b之间延伸。构想成，第一或第二入口140a（图3A）、140b中的任一者可以是如图所示的钟形入口。连接通道138b限定曲线中心线CLb。虽然示出为流体地连接到内冷却通道130i，还构想成，至少一个冷却孔134b可流体地连接到前缘冷却通道130l，或多个冷却通道130中的任何其它冷却通道。
在本公开的一个方面，在示例性图示中在加厚壁部分144a（图3A）下方的另一加厚壁部分144b可位于沿着前缘冷却通道130l的内表面146并且被形成以便容纳至少一个冷却孔134b的整个长度。加厚壁部分144b可以设置于沿着内表面146的任何地方。加厚壁部分144a可以形成为在翼展方向上与加厚壁部分144a间隔开的流增强器。
连接通道138b可包括计量区段148b，其具有圆形的截面，但可构想任何截面形状。计量区段148b可设在第二入口140b处或附近。计量区段148b可从第二入口140b延伸到过渡位置150b，在此截面面积可开始增加。
扩散区段152b可设在第二入口142b处或附近以限定连接通道138b的部分。在一个示例性实施方式中，扩散区段152b限定了第二出口142b。扩散区段152b可具有从过渡位置150b朝向第二出口142b延伸的增大的截面面积。在一个示例中，截面面积如图所示连续增加。在一个备选的、非限制性实施方式中，增加的截面面积可以是不连续增加的截面面积。
连接通道138a、138b连接第一和第二入口140a、140b至第一和第二出口142a、142b，冷却流体（C）可通过其流动。计量区段148a、148b计量冷却流体（C）的质量流量。扩散区段152a、152b允许冷却流体（C）的膨胀，以形成沿外壁118的更宽和更慢的冷却膜。扩散区段152a、152b可串流连通于计量区段148a、148b。备选地构想，至少一个冷却孔134a、134b具有最小的或不具有计量区段148a、148b，或者扩散区段152a、152b沿着至少一个冷却孔134a、134b的整体延伸。另外，连接通道138a、138b可具有不同的长度或相同的长度，这取决于连接通道138a、138b所关联的至少一个冷却孔134a、134b的位置和功能。也可理解到，如本文所描述的连接通道138a、138b是叉形的并且终止于多个出口，带有叠瓦或具有沿着外壁以不同间隔堆叠的多个出口。
进一步构想成，第一组或第二组冷却孔120a、120b中只有一组具有如本文所述的计量或扩散区段中的一者或计量或扩散区段的任何组合。例如，第一组冷却孔120a可包括至少一个冷却孔134a，其具有沿着至少一个冷却孔134a的整体延伸的扩散区段152a，而第二组冷却孔120b具有如本文所述的计量区段148b和扩散区段152b两者。应该理解，所示的扩散和计量区段的组合仅用于说明目的，且不意为限制性的。
转到图3C，翼型件92沿线IIIC-IIIC的截面示出了第三组冷却孔120c，其相对于翼型件92位于第二组冷却孔120b的径向下面。至少一个停滞冷却孔134c在翼型件92的内部128和外部136之间延伸。至少一个停滞冷却孔134c在位于沿着前缘冷却通道130l的内表面146的第三入口140c和沿着外壁118位于前缘114处且与图2中所示的停滞线（L）相交的第三出口142c之间延伸。构想成，虽然第一和第二组冷却孔120a、120b限定了曲线中心线，第三组冷却孔120c沿着弧线117在燃烧气体流（G）的方向上相对笔直地延伸穿过外壁118。构想成，冷却孔134c局部的壁可被加厚以形成在翼展方向上与加厚壁部分144a和144b间隔开的流增强器。
构想成，如本文所述的冷却孔134a、134b、134c可以经过基板，该基板在图示的方式中是外壁118。然而，应当理解，该基板可以是在发动机10内的任何壁，包括但不限于内壁132、末梢壁或燃烧衬套壁。用于形成基板的材料包括但不限于钢，诸如钛的难熔金属，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括处于各方等大的、定向凝固的和晶体结构中的那些。在非限制性示例中，可以通过3D打印、熔模铸造或冲压来形成基板。
如在图4A中所示，沿着内表面160的表面粗糙度可以具有平滑的轮廓，以增强通过连接通道138c的任何冷却流体流。作为非限制性示例，示出了停滞冷却孔134c的放大视图，但是应该理解，使用作为非限制性示例的增材制造，平滑内表面160可以在本文描述的冷却孔134a、134b、134c中的任何一个内形成。
如在图4B中所示，具有带有高粗糙度的锯齿状轮廓的粗糙内表面162用于使通过连接通道138c的任何冷却流体流成湍流。粗糙内表面162可具有沿粗糙内表面162不规则地布置的尖顶的或尖点的点163。再次，尽管示出了停滞冷却孔134c的放大视图，但是应该理解，使用作为非限制性示例的增材制造，粗糙内表面162可以在本文描述的冷却孔134a、134b、134c中的任何一个内形成。
如在图4C中所示，具有带图案的轮廓的成形内表面164用于通过连接通道138c的冷却流体流的受控湍流。成形内表面164可包括规则间隔的脊165。再次，尽管示出了停滞冷却孔134c的放大视图，但是应该理解，使用作为非限制性示例的增材制造，带图案的内表面164可以在本文描述的冷却孔134a、134b、134c中的任何一个内形成。
进一步构想，如本文所述的内表面160、162、164的任何组合可以在如本文所述的冷却孔134a、134b、134c中实施。
图5A是根据本公开的一个方面的观察翼型件92的前缘114时的第一和第二组冷却孔120a、120b的布置的示意表示图。构想成，过渡位置150a、150b可以与停滞线（L）对齐，使得扩散区段152a主要沿着压力侧110位于外壁118内，并且扩散区段152b主要沿着吸力侧112位于外壁118内。应当理解的是，根据图3A、3B和3C，当沿着从前缘在翼展方向上延伸的视线观察时，第一和第二组冷却孔120a、120b可形成沿前缘114的十字交叉图案。
图5B是根据本公开的另一个方面的观察翼型件92的前缘114时的第一和第二组冷却孔120a、120b的布置的示意表示图。构想成，过渡位置150a、150b主要位于停滞线（L）的一侧或另一侧上，使得扩散区段152a首先沿着吸力侧112并然后沿着压力侧110位于外壁118内，并且扩散区段152b首先沿着压力侧110并然后沿着吸力侧112位于外壁118内。
虽然示出为具有交替的冷却孔134a、134b，但是构想成，第一组冷却孔120a或第二组冷却孔120b中的任一者在与第一或第二组冷却孔120a、120b中的另一者交替之前可以包括多个冷却孔134a、134b，其限定在相同的方向上的冷却流体流（C）。
图6A示出成组冷却孔120的示例性布置。为清楚起见，冷却孔本身不示出，而示出了表示通过成组冷却孔120a、120b中的每组冷却孔的冷却流体流（C）的箭头。第一组冷却孔120a可包括多个冷却孔134a，其堆叠成两个并与具有单个冷却孔134b的第二组冷却孔120b交替成交替图案。冷却流体流的第一部分（C1）可以从沿着吸力侧112流动并沿着压力侧110排出。冷却流体流的第二部分（C2）可以从沿着压力侧110流动并沿着吸力侧112排出。
图6B示出了很像图6A的一种布置，只是现在第二组冷却孔120b包括多个冷却孔134b，其堆叠成两个并与具有单个冷却孔134a的第一组冷却孔120a交替成交替图案。
图6C示出了很像图6A的成组冷却孔120的又一种布置，只是现在该装置包括第三组冷却孔120c，其沿着停滞线（L）布置并且使第一组冷却孔的120a与第二组冷却孔120b分开。
虽然示出了冷却孔沿着前缘114在翼展方向上延伸的三个布置，但应当理解，构想如本文描述的成组冷却孔120a、120b、120c的任何组合或布置。应该理解的是，还构想相关于成组冷却孔相对于彼此的定向和前缘114的几何形状的任何组合。以这种方式，取决于冷却孔的位置和功能，组内的冷却孔中的一个的长度可以相对于另一个的长度而变化。本文讨论的公开的各个方面是出于说明性目的而不意为限制性的。
此外，虽然在冷却孔布置在大致水平的方向上定向，但应当理解的是，如本文描述的成组冷却孔120a、120b、120c能够相对于停滞线（L）以成角度定向布置。作为非限制性示例，冷却流体流的第一部分（C1）可以通过入口140a在相对于冷却流体流的第一部分（C1）通过出口142a离开的位置的径向向内位置处被接收，且反之亦然。这些布置示出成用于说明性目的并且不意为限制性的。
转至图7，如本文所描述的冷却翼型件92的方法可包括，使冷却流体（C）沿着压力或吸力侧110、112中的一者流动通过至少一个冷却孔134a、134b，跨过前缘114，并通过压力或吸力侧110、112中的另一者上的出口排出冷却流体（C）。如图所示，冷却流体的第一部分（C1）沿吸力侧112经过第一冷却孔134a，跨过前缘114，并通过第一出口142a排出。冷却流体的第二部分（C2）沿压力侧110经过第二冷却孔134b，跨过前缘114，并通过第二出口142b排出（图3B）。冷却流体的第三部分（C3）可以流动通过停滞冷却孔134c并从第三出口142c排出。
在本公开的又一个方面，如在图7中所示，沟槽154可沿压力或吸力侧110、112中的一者延伸，作为非限制性示例如图示地径向地沿压力侧110。沟槽154可以与如图示的第一组冷却孔120a或第二组冷却孔120b一致。如本文描述的方法可进一步包括使冷却流体（C）的至少一部分经过沟槽154，以便沿着外壁118分散冷却流体（C）。
如前所述，冷却流体可以是来自由风扇20供给的空气的旁绕空气（图1）。还构想了冷却流体的其它来源。还应该理解的是，虽然冷却流体（C）通过入口通道100供应，但这是示例性的入口并且仅用于说明目的而不意为限制性的。作为非限制性示例，在静止导叶的情况下，冷却流体（C）也可以从上方供给到翼型件92中。
图8A是根据本文讨论的本公开的另一个方面的成组冷却孔220a。成组冷却孔220a大致类似于图3A的成组冷却孔120a。因此，相似的构件将用相似的标号增加100来标识，其中被理解的是，成组冷却孔120a的相似部件的描述除非另有说明否则适用于成组冷却孔220a。
第一组冷却孔220a包括在228和外部236之间延伸的至少一个冷却孔234a。至少一个冷却孔234a包括连接通道238a，其在位于邻近内壁232且流体连接至前缘冷却通道230l的第一入口240a与位于沿着外壁218在翼型件92的压力侧210上的第一出口242a之间延伸。连接通道138a限定曲线中心线CLa。
图8B是根据本文讨论的本公开的另一个方面的成组冷却孔220b。成组冷却孔220b大致类似于图3B的成组冷却孔120b。因此，相似的构件将用相似的标号增加100来标识，其中被理解的是，成组冷却孔120b的相似部件的描述除非另有说明否则适用于成组冷却孔220b。
类似于第一组冷却孔220a，第二组冷却孔220b包括至少一个冷却孔234b，其包括连接通道238b，该连接通道238b在位于邻近内壁232且流体连接至前缘冷却通道130l的第二入口240b与位于沿着外壁118在翼型件92的吸力侧212上的第二出口142a之间延伸。连接通道238a限定曲线中心线CLb。
与本文描述的成组冷却孔的布置相关联的益处涉及钻孔冷却以及表面冷却。更具体地，延长外壁内的冷却孔提供外壁的对流冷却，而冷却流体如本文所描述沿着冷却孔的曲线中心线流动。如本文所描述，排放冷却流体提供了在压力侧和吸力侧两者上的冷却。如本文所描述布置成组冷却孔取决于叶片在发动机内的位置，因此冷却可以如基于发动机现场所需要而沿着压力侧或吸力侧集中。
额外地，相对于前缘十字交叉冷却孔提供了对前缘的额外冷却。从冷却通道而不是前缘冷却通道提供冷却流体也增强了沿前缘的冷却。
伸长冷却流体路径减少混合损失并产生更持久的膜。膜性能的任何增加允许更少使用来冷却作为非限制性示例的高压涡轮构件，这在整体上改善了发动机的比燃料消耗。
如本文所描述的成组冷却孔可以利用增材制造技术或其它先进的壳体制造技术制造，如熔模铸造和3-D打印。可用的技术提供成本益处连同其它所描述的益处。应当理解，还构想了形成本文所述的冷却回路和冷却孔的其它方法，并且所公开的方法仅用于示例性目的。
应当理解的是，所公开的设计的应用不限于带有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是可适用于涡轮喷气发动机和还有涡轮增压发动机。
此书面描述使用示例来描述本文描述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使任何本领域的技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本公开的方面的可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (23)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向；
位于所述内部内的至少一个冷却通道；
第一组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第一入口和位于所述压力侧上的第一出口，其中具有曲线中心线的第一连接通道流体地联接所述第一入口至所述第一出口，且所述第一连接通道具有沿所述吸力侧延伸的部分；
第二组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第二入口和位于所述吸力侧上的第二出口，其中具有曲线中心线的第二连接通道流体地联接所述第二入口至所述第二出口，且所述第二连接通道具有沿所述压力侧延伸的部分；和
第三组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第三入口和邻近所述外壁的所述前缘定位在所述第一出口与所述第二出口之间的第三出口，其中第三连接通道与所述第一连接通道和所述第二连接通道径向地间隔开并具有将所述第三入口流体地联接到所述第三出口的笔直中心线。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个冷却通道是由内壁分开的多个冷却通道并且所述第一入口和所述第二入口位于沿着所述内壁。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一组、所述第二组、或所述第三组冷却孔中的至少一者还包括具有光滑的、锯齿状的、或带图案的轮廓中的一者的内表面。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述冷却通道是前缘冷却通道。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一连接通道和所述第二连接通道中的至少一些包括扩散区段从其延伸的过渡位置。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述过渡位置位于所述前缘的内部并且与所述翼型件的弧线一致。
7.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述过渡位置位于所述压力侧或吸力侧中的一者的内部。
8.根据权利要求1所述的翼型件，还包括，沿着所述压力侧或吸力侧中的一者延伸并且位于与所述第一出口或所述第二出口一致的沟槽。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述冷却通道还包括加厚壁部分并且所述第一连接通道和所述第二连接通道经过所述加厚壁部分。
10.根据权利要求9所述的翼型件，其中，所述加厚壁部分被形成为当其在所述外壁内弯曲时容纳所述第一组冷却孔和所述第二组冷却孔的整个长度。
11.根据权利要求10所述的翼型件，其中，所述加厚壁部分是湍流器。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一连接通道和所述第二连接通道包括叉形或带有叠瓦的排口。
13.根据权利要求1所述的翼型件，其中，当沿着从所述前缘在所述翼展方向上延伸的视线观察时，所述第一组冷却孔和所述第二组冷却孔形成十字交叉图案。
14.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一组冷却孔相对于所述第二组冷却孔相对于所述翼展方向按位置交替。
15.一种用于涡轮发动机的发动机构件，包括：
界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向；
位于所述内部内的至少一个冷却通道；
第一组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第一入口和位于所述压力侧上的第一出口，其中具有曲线中心线的第一连接通道流体地联接所述第一入口至所述第一出口，且所述第一连接通道具有沿所述吸力侧延伸的部分；
第二组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第二入口和位于所述吸力侧上的第二出口，其中具有曲线中心线的第二连接通道流体地联接所述第二入口至所述第二出口，且所述第二连接通道具有沿所述压力侧延伸的部分；和
第三组冷却孔，其具有流体地联接到所述冷却通道的第三入口和邻近所述外壁的所述前缘定位在所述第一出口与所述第二出口之间的第三出口，其中第三连接通道与所述第一连接通道和所述第二连接通道径向地间隔开并具有将所述第三入口流体地联接至所述第三出口的笔直中心线。
16.根据权利要求15所述的发动机构件，其中，所述第一组、所述第二组、或所述第三组冷却孔中的至少一者还包括具有光滑的、锯齿状的、或带图案的轮廓中的一者的内表面。
17.根据权利要求15所述的发动机构件，还包括，沿着所述压力侧或吸力侧中的一者延伸并且位于与所述第一出口或所述第二出口一致的沟槽。
18.根据权利要求15所述的发动机构件，其中，所述冷却通道还包括加厚壁部分并且所述第一连接通道和所述第二连接通道经过所述加厚壁部分。
19.根据权利要求15所述的发动机构件，其中，当沿着从所述前缘在所述翼展方向上延伸的视线观察时，所述第一组冷却孔和所述第二组冷却孔形成十字交叉图案。
20.根据权利要求15所述的发动机构件，其中，所述第一组冷却孔相对于所述第二组冷却孔相对于所述翼展方向按位置交替。
21.一种冷却发动机构件的方法，所述发动机构件具有界定内部并限定压力侧和相对的吸力侧的外壁，其中两侧在前缘和后缘之间延伸以限定翼弦方向，并在根部和末梢之间延伸以限定翼展方向，其中所述前缘在所述翼展方向上延伸并且将所述压力侧与所述吸力侧分开，所述方法包括：
使冷却流体的第一部分沿着所述压力侧流动通过第一冷却孔；
以所述冷却流体的所述第一部分跨过所述前缘；
通过所述吸力侧上的第一出口排出所述冷却流体的所述第一部分；
使所述冷却流体的第二部分沿着所述吸力侧流动通过第二冷却孔；
以所述冷却流体的所述第二部分跨过所述前缘；
通过所述压力侧上的第二出口排出所述冷却流体的所述第二部分；和
使所述冷却流体的第三部分流动通过具有笔直中心线且具有位于邻近所述前缘的出口且与所述第一冷却孔和所述第二冷却孔径向地间隔开的停滞冷却孔。
22.根据权利要求21所述的方法，其中，所述冷却流体被引入到至位于所述内部内的冷却孔的入口中。
23.根据权利要求21所述的方法，其中，使冷却流体流动还包括使所述冷却流体流动通过叶片、支柱、服务管、或导叶中的一者。
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