CN1840859B - 带有渐缩后缘区的涡轮翼片 - Google Patents

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Abstract

带有渐缩后缘区的涡轮翼片用于燃气涡轮发动机的翼片(118)具有在前缘(124)和后缘(126)之间延伸的相对的压力侧壁(120)和吸力侧壁(122)。翼片包括径向间隔分开的纵向延伸区(130)的阵列，区(130)在其间限定了多个后缘槽(128)。后缘槽(128)的每个具有与翼片(118)的内部流体连通的入口和与后缘(126)流体连通的出口(134)。区(130)中的至少一个为渐缩的，使得区(130)在径向上测量的宽度从吸力侧壁(122)向压力侧壁(120)减小。

Description

带有渐缩后缘区的涡轮翼片
技术领域
本发明总地涉及燃气涡轮部件，且更特定地涉及涡轮翼片。
背景技术
燃气涡轮发动机包括为燃烧器提供压缩空气的压缩机，在燃烧器中空气与燃料混合并被点燃以产生热燃烧气体。该气体向下游流向一个或多个涡轮，涡轮从气体中获取能量为压缩机提供动力并提供有用功，例如为飞行中的航空器提供动力。在通常包括有放置在核心发动机前方的风扇的涡扇发动机中，高压涡轮为核心发动机的压缩机提供动力。低压涡轮布置在高压涡轮下游而为风扇提供动力。每个涡轮级通常包括静止的涡轮喷嘴以及跟随于其后的涡轮转子，每个涡轮转子包括多个空心翼片，翼片通过内部对流冷却和气体侧膜冷却的组合被冷却。
由于空气动力学效率的原因，高压涡轮叶片或喷嘴典型地具有薄的后缘且因此不能容纳延伸直至后缘端部的对流冷却开口(即孔或槽)。这些开口典型地从后缘上游的压力侧表面开始。离开开口的冷却空气与外部热气体的一些混合且形成膜冷却以保护下游后缘表面。对于后缘的恰好尾部端，槽膜冷却通常为唯一的冷却机制。后缘槽典型地离散且与分隔壁分开。分隔壁在槽外部延伸以形成所谓的区(land)。区在轴向方向上具有渐缩的高度且为后缘提供了结构支撑。这些区暴露在压力侧的热气体中且得到量非常有限的从槽上溢出的膜冷却。所以该区通常比区之间槽底处吸力侧壁热得多。因此需要为这些区提供冷却。
发明内容
通过本发明满足上述需要，本发明根据一个方面提供了用于燃气涡轮发动机的翼片，翼片具有在前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁。翼片包括径向间隔分开的纵向延伸区的阵列，区在其间限定了多个后缘槽。后缘槽的每个具有与翼片内部流体连通的入口和与后缘流体连通的出口。区中的至少一个为渐缩的，使得该区在径向上测量的宽度从吸力侧壁向压力侧壁减小。
根据本发明的另一个方面，用于燃气涡轮发动机的翼片具有在前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧壁和吸力侧壁。翼片包括径向间隔分开的纵向延伸区的阵列，区在其间限定了多个后缘槽。后缘槽的每个具有与翼片内部流体连通的入口和与后缘流体连通的出口。区中的至少一个为渐缩的，使得该区在径向上测量的宽度从吸力侧壁向压力侧壁减小；该区在径向上测量的宽度从出口向后缘减小；且该区在周向上测量的厚度从出口向后缘减小。
附图说明
通过参考如下结合附图的描述，本发明将得以最好的理解，其中：
图1是现有技术的涡轮叶片的透视图；
图2是图1中涡轮叶片的部分的侧视图；
图3是图2中沿3-3线的视图；
图4是根据本发明所构造的涡轮叶片的透视图；
图5是图4中涡轮叶片的部分的侧视图；
图6是图5中沿6-6线的视图；
图7是图5中沿7-7线的视图，示出了后缘区的截面形状；
图8是替代的后缘区的截面图；
图9是另一个替代的后缘区的截面图；以及
图10是涡轮翼片的后视图，示出了可变半径槽圆角。
具体实施方式
参考各图，其中在各不同的视图中，为相同的部件赋予相同的标号。图1图示了现有技术的涡轮叶片10。涡轮叶片10包括传统的燕尾部12，用于当运行中盘转动时径向地将叶片10保持在盘中。叶片根14径向地从燕尾部12向上延伸且终止于平台16，平台16从叶片根14侧向向外伸出且包围叶片根14。平台限定了经过涡轮叶片10的燃烧气体的一部分。空心翼片18从平台16径向向外延伸且延伸到热气体流中。翼片18具有凹入的压力侧壁20和凸出的吸力侧壁22，二者在前缘24与后缘26处结合在一起。叶片合并有多个位于翼片压力侧20上的后缘槽28。后缘槽28通过多个纵向延伸区30被分开，纵向延伸区30从后缘槽28的出口34向后缘26延伸。
图2和图3更详细地图示了涡轮叶片10的后缘部分。每个区30在径向方向上测量的宽度“w”从后缘槽出口34向后缘26减小。每个区30在周向方向上(即从翼片18的压力侧壁20向翼片的吸力侧壁22)测量的厚度“t”从后缘槽出口34向后缘26减小。
在运行中，冷却空气供给到翼片18的内部。在选择性地应用于其它冷却目的后，冷却空气通过后缘槽28转移以冷却后缘26。区30暴露于压力侧壁20处的热气体且得到量非常有限的从槽28上溢出的膜冷却。所以区30通常比区30之间槽底处吸力侧壁22热得多。
根据本发明构造的典型的涡轮叶片110在图4中示出。注意到本发明同样地适应于其它类型的空心冷却的翼片，例如静止的涡轮喷嘴。涡轮叶片110包括燕尾部112、叶片根114和平台116。空心翼片118从平台116径向地向外延伸且延伸到热气体流中。翼片118具有凹入的压力侧壁120和凸出的吸力侧壁122，二者在前缘124和后缘126处结合在一起。除去在图5、6和7中更详细显示的后缘部分外，叶片110在总体结构上类似于现有技术的叶片10。叶片110合并有多个位于翼片118的压力侧壁120上的后缘槽128。后缘槽128通过多个纵向延伸区130被分开。
每个后缘槽128具有与翼片118内部流体连通的入口(未示出)和下游出口134，在出口134中排出经过后缘126上游的叶片110的压力侧壁120的排气。每个区130具有位于后缘槽出口134处的前端138和位于翼片118的后缘126处的尾端140。如图7所示，每个区130还具有邻近吸力侧壁122的基部142和与压力侧壁120齐平的顶表面144。一对侧面146和148在每个区130的前端138和尾端140之间延伸。
区130被渐缩以减小位于最热位置的表面积的量且改善冷却膜的覆盖。在图5、6和7中所示的例子中，区130在三个方向上渐缩。每个区130在径向方向上测量的宽度“W”从后缘槽出口134向后缘126减小。每个区130在周向方向上(即从翼片118的压力侧壁120向翼片的吸力侧壁122)测量的厚度“T”从后缘槽出口134向后缘126减小。最后，每个区130在径向方向上测量的宽度“W”从区130的基部142(即邻近吸力侧壁122)向区130的顶表面144减小。
从基部142到顶表面144的宽度“W”的渐缩可以以不同的方式实现。例如如图7所示，区130的侧面146和148通常是平的，而顶表面144为带有小圆半径的曲面。图8绘出了另一个区130′，其中顶表面144′大体上是平的且具有大于顶表面144宽度的宽度。此设计可以比有半径的顶表面144更容易制造。图9示出了另一个替换的区130″，其中侧面146″和148″具有凹入的弯曲且顶表面144″大体上是平的。这可以有助于从后缘槽128出来的冷却流的扩散且促进区130″的膜覆盖。
凹入的圆角150布置在侧面146和148和吸力侧壁122之间，位于区130的基部142。圆角150的半径“R”可以从槽出口134到后缘126变化以改善冷却膜的附着。例如，如图10所示，圆角150可以在槽出口134处具有相对小的第一半径R1，该半径在槽出口134的轴向尾部位置增大为较大的第二半径R2，且然后进一步向下游靠近后缘126减小为大于第一半径R1但小于第二半径R2的中间第三半径R3。如上所述，圆角150、顶表面144的形状和侧面146和148的形状可以选择以适合于特定的应用。例如，特定的区可以包括图7中所描绘的弯曲的顶表面144′和图9中所示的凹入的侧面146″和148″。
在运行中，提供到翼片110的冷却空气流经翼片110内部，在翼片110内部冷却空气流的一部分可以以已知的方式被用于冷却目的，例如对流冷却、冲击冷却和前缘膜冷却等。冷却空气然后流经后缘槽128并在后缘槽128的出口134流出，如箭头“A”所示，以对下游吸力侧壁122提供膜冷却。当冷却空气流出后缘槽128时，渐缩的区130助长了流扩散并促进了冷却膜的附着。与现有技术的后缘区相比，渐缩的区130具有减小的热区表面积，进一步助长了出口膜扩散较宽且改善了膜覆盖。
如上描述了用于涡轮发动机的被冷却的翼片。虽然描述了本发明的特定的实施例，但是明显的对于本领域技术人员可以对该实施例进行不同的修改而不偏离本发明的精神和范围。因此，提供的对上述本发明的优选实施例的描述和实行本发明的最佳模式只用于阐述的目的，而不用于限制的目的，通过权利要求书限定本发明。
零件列表
10     涡轮叶片
12     传统的燕尾部
14     叶片根
16     平台
18     空心翼片
20     凹入的压力侧壁
22     凸出的吸力侧壁
24     前缘
26     后缘
28     后缘槽
30     区
34     后缘槽出口
110    涡轮叶片
112    燕尾部
114    叶片根
116    平台
118    空心翼片
120    凹入的压力侧壁
122    凸出的吸力侧壁
124    前缘
126    后缘
128    后缘槽
130    纵向延伸区
134    下游出口
138    前端
140    尾端
142    基部
144    顶表面
146    侧面
148    侧面
150    凹入的圆角
R1     第一半径
R2     第二半径
R3     第三半径

Claims (7)

1.一种用于燃气涡轮发动机的翼片(118)，所述的翼片(118)具有在前缘(124)和后缘(126)之间延伸的相对的压力侧壁(120)和吸力侧壁(122)，且包括：
径向间隔分开的纵向延伸区(130)的阵列，所述的区(130)在所述区之间限定了位于所述压力侧壁上的多个后缘槽(128)，所述的后缘槽(128)的每个具有与所述的翼片(118)的内部流体连通的入口和与所述的后缘(126)流体连通的出口(134)；其中所述的区(130)中的至少一个为渐缩的，使得所述的区(130)在径向上测量的宽度从所述的吸力侧壁(122)向所述的压力侧壁(120)减小，
其中，所述的区(130)包括：
间隔分开的纵向延伸侧面(146、148)，它们与所述的吸力侧壁(122)相交；以及
在所述的侧面(146、148)的每个和所述的吸力侧壁(122)之间延伸的凹入的圆角(150)，所述凹入的圆角(150)的半径从所述出口(134)到所述后缘(126)变化，所述凹入的圆角(150)包括在所述出口处的第一半径，在所述出口的轴向尾部位置的大于所述第一半径的第二半径和进一步向下游靠近所述后缘的大于所述第一半径但小于所述第二半径的第三半径。
2.如权利要求1所述的翼片(118)，其特征在于，所述的区(130)在径向上测量的宽度从所述的出口(134)向所述的后缘(126)减小；且所述的区(130)在周向上测量的厚度从所述的出口(134)向所述的后缘(126)减小。
3.如权利要求1所述的翼片(118)，其特征在于，所述的侧面(146、148)大体上为平的。
4.如权利要求1所述的翼片(118)，其特征在于，所述的侧面(146″、148″)具有凹入的弯曲。
5.如权利要求1所述的翼片(118)，其特征在于，所述的区(130)包括布置在所述间隔分开的纵向延伸侧面(146、148)之间的顶表面(144)，所述的顶表面(144)具有凸出的弯曲。
6.如权利要求1所述的翼片(118)，其特征在于，所述的区(130)包括布置在所述间隔分开的纵向延伸侧面(146′、148′)之间的顶表面(144′)，所述的顶表面(144′)大体上为平的。
7.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片(110)，其包括：
根据权利要求1构造的翼片(118)；
连接到所述的翼片(118)的弓形的平台(116)；以及
从所述的平台(116)延伸的叶片根(114)，所述的叶片根(114)包括用于被转子盘所容纳的燕尾部(112)。
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