一种利用设置在翼型件(90)的外壁(118)(如吸入侧(112))上的至少一个放出入口(130)来最小化翼型件(90)边界层分离的设备和方法，它们具有设置在翼型件(90)的内部(120)内的至少一个通道(132)，其提供放出入口(130)与翼型件(90)的末端(96)之间的流体连通。抽吸穿过放出入口(130)且提供至末端(96)的放出气体可使设置在末端(96)处的密封件(142)加压。此外，流动控制装置(160)可设置在通道(132)内，以控制或计量气体放出到通道(132)中的速率。
Turbine engine airfoil release pump
Using a set in the airfoil (90) (118) (such as the outer wall of the suction side (112)) at least one out of the entrance (130) to minimize the airfoil (90) device and method of boundary layer separation, they have set in the airfoil (90) of the internal (120) at least one a passage (132), the release of entrance (130) and (90) at the end of the airfoil (96) fluid communication between. The exhaust gas that is drawn through the outlet (130) and provided to the end (96) can be pressurized by a seal (142) at the end (96). In addition, the flow control device (160) can be set in the channel (132) to control or measure the rate of gas release into the channel (132).
【技术实现步骤摘要】
涡轮发动机翼型件放出泵送
技术介绍
涡轮发动机以及更具体而言燃气或燃烧涡轮发动机由压缩系统、燃烧器以及涡轮系统组成。涡轮系统由许多固定喷嘴和旋转叶片从来自燃烧器的热气流抽取能量，以驱动压缩系统以及其它发动机构件。航空涡扇发动机为一种类型的燃气涡轮发动机，其大体上由风扇、增压器、压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮组成。高压涡轮提供用于压缩机的扭矩，同时低压涡轮提供扭矩以驱动风扇和增压器，产生用于飞行器的推力。燃气涡轮发动机包括多个翼型件形状的元件(通常作为使流体流移动或导引穿过发动机的旋转叶片和固定导叶)。翼型件形状的元件可具有在发动机操作期间在它们的表面上的不均匀的压力分布。由于特定叶片排中的翼型件元件的数量减少，故沿着翼型件的吸入侧经过的空气的边界层可由于增加的叶片加载而倾向于分离。因此，合乎需要的是，最小化边界层分离以维持发动机高效率，同时也最小化叶片的数量以使发动机重量下降(对航空应用而言为重要的)。
技术实现思路
在一个方面中，本专利技术的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括外壁，该外壁界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，该压力侧壁和该吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向。翼型件还包括设置在外壁中的至少一个放出入口、设置在内部中并且与至少一个放出入口流体连通并且向末端开启的至少一个通道，以及设置在至少一个通道内的至少一个流动控制装置。在另一个方面中，实施例涉及一种涡轮发动机，该涡轮发动机包括能够绕着发动机中心线旋转的转子，以及绕着转子呈周向布置的多个翼型件。翼型件包括外壁，该外壁界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，该压力侧壁和该吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向。翼型件还包括设置在外壁中的至少一个放出入口，和设置在内部中并且与至少一个放出入口流体连通的至少一个通道。放出入口和通道提供了10-40％的Zweifel加载系数的增大，其对应于用于多个翼型件的硬度的减小。在又一个方面中，实施例涉及一种减少沿着用于涡轮发动机的涡轮叶片的气流分离的方法。该方法包括使空气在涡轮叶片之上流动以生成Zweifel加载系数在10-40％之间的增大，以及将来自涡轮叶片的吸入侧的流体流放出到涡轮叶片的内部中。技术方案1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，其界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向；至少一个放出入口，其设置在所述外壁中；以及至少一个通道，其设置在所述内部中，与所述至少一个放出入口流体连通并且向所述末端开启。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述通道还包括设置在所述末端中的至少一个出口。技术方案3.根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括末端护罩，其具有设置在所述末端护罩上的一个或更多个末端隔板，以限定末端腔。技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述出口设置在所述末端腔内和在两个隔板之间。技术方案5.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括设置在所述至少一个通道内的至少一个流动控制装置。技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个流动控制装置包括止回阀、球阀、垫片、弹簧阀、闸阀、针阀、优先阀、逻辑阀、加速阀、减速阀、离心止回阀、压力阀、温度阀、比例流量控制阀、非比例流量控制阀或蝶阀中的一个。技术方案7.根据技术方案6所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个通道还包括出口腔，并且所述流动控制装置设置在所述出口腔中。技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述流动控制装置为离心止回阀。技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其特征在于，所述止回阀由从所述至少一个放出开口提供的流体压力促动。技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个放出入口设置在所述吸入侧上。技术方案11.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括涡轮叶片。技术方案12.根据技术方案11所述的翼型件，其特征在于，所述涡轮叶片为非冷却低压涡轮叶片。技术方案13.一种涡轮发动机，其包括：转子，其能够绕着发动机中心线旋转；以及多个翼型件，其绕着所述转子呈周向布置，所述翼型件包括：外壁，其界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向，至少一个放出入口，其设置在所述外壁中，以及至少一个通道，其设置在所述内部中，并且与所述至少一个放出入口流体连通；其中所述放出入口和通道提供了在10-40％之间的Zweifel加载系数的增大，所述增大对应于用于所述多个翼型件的硬度的10-40％的减小。技术方案14.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述Zweifel加载系数在20-30%之间增大。技术方案15.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括至少一个出口，其设置在所述末端中并且与所述至少一个通道流体连通。技术方案16.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括设置在所述至少一个通道内的至少一个流动控制装置。技术方案17.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个放出入口设置在所述吸入侧上。技术方案18.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件包括涡轮叶片。技术方案19.根据技术方案18所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮叶片为非冷却低压涡轮叶片。技术方案20.一种减少沿着用于涡轮发动机的涡轮叶片的气流分离的方法，所述方法包括：使空气在所述涡轮叶片之上流动，以生成Zweifel加载系数在10-40％之间的增大；以及将来自所述涡轮叶片的吸入侧的流体流放出到所述涡轮叶片的内部中。技术方案21.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将所述流体流导引穿过所述涡轮叶片的所述内部内的通道至所述涡轮叶片的末端。技术方案22.根据技术方案21所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将来自所述通道的所述流体流排出穿过所述涡轮叶片的所述末端中的出口。技术方案23.根据技术方案22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括以流动控制装置计量穿过所述通道的所述流体流。技术方案24.根据技术方案23所述的方法，其特征在于，计量所述流体流还包括基于所述涡轮叶片的转速来促动所述流动控制装置。技术方案25.根据技术方案24所述的方法，其特征在于，计量所述流体流还包括基于所述流体的压力或所述流动控制装置上游和下游的压力的差异来促动所述流动控制装置。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的燃气涡轮发动机的翼型件的透视图。图3为图2的翼型件的截面视图。图4为具有放出入口的图2的翼型件的侧视图。图5为在翼型件的末端中具有放出出口的图4的翼型件的俯视图。图6为具有带流动控制装置的内部通道的图2的翼型件的侧视图。图7为图6的流动控制装置的放大视图。图8为可设置在图6的内部通道中的备选的流动控制装置。图9为示出针对图2的翼型件减少气流分离的方本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(90)，所述翼型件(90)包括：外壁(118)，其界定内部(120)并且限定压力侧壁(110)和吸入侧壁(112)，所述压力侧壁(110)和所述吸入侧壁(112)在前缘(114)与后缘(116)之间延伸以限定翼弦方向并且在根部(98)与末端(96)之间延伸以限定翼展方向；至少一个放出入口(130)，其设置在所述外壁(118)中；以及至少一个通道(132)，其设置在所述内部(120)中，与所述至少一个放出入口(130)流体连通并且向所述末端(96)开启。
【技术特征摘要】
2016.04.15 US 15/0998871.一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(90)，所述翼型件(90)包括：外壁(118)，其界定内部(120)并且限定压力侧壁(110)和吸入侧壁(112)，所述压力侧壁(110)和所述吸入侧壁(112)在前缘(114)与后缘(116)之间延伸以限定翼弦方向并且在根部(98)与末端(96)之间延伸以限定翼展方向；至少一个放出入口(130)，其设置在所述外壁(118)中；以及至少一个通道(132)，其设置在所述内部(120)中，与所述至少一个放出入口(130)流体连通并且向所述末端(96)开启。2.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述通道(132)还包括设置在所述末端(96)中的至少一个出口(146)。3.根据权利要求2所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)还包括末端护罩(140)，其具有设置在所述末端护罩(140)上的一个或更多个末端隔板(142)，以限定末端腔(144)。4.根据权利要求3所述的翼型件(...
【专利技术属性】
技术研发人员：SD约翰逊，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US
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