用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法技术

本发明专利技术提供了用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法，所述发动机的部件形成具有外壁，所述外壁形成内部。所述内部可以分成两个或更多个流动路径或流动通道。可通过铸造形成所述两个流动路径，在铸造过程中使一个或多个核心连结件连接所述流动路径。在铸造过程中可由核心连结件的残余形成一个或多个核心连结孔，以便将两个或更多个流动路径或流动通道流体联接。

Components for turbine engines and methods of making fluids flow through them

The invention provides components for a turbine engine and a method for making fluid flow through them. The components of the engine are formed with an outer wall which forms an inner wall. The interior can be divided into two or more flow paths or flow channels. The two flow paths can be formed by casting, and one or more core connectors are connected to the flow paths during casting. In the casting process, one or more core connecting holes can be formed by the residual of the core connecting piece to connect two or more flow paths or flow channels.

【技术实现步骤摘要】
用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法关于联邦资助研发的声明本专利技术根据美国政府授予的合同号FA8650-09-D-2922在政府的支持下进行。美国政府拥有本专利技术的某些权利。
技术介绍
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。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，所以某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，通过将较冷的空气从高和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。尽管压缩机空气的温度很高，但相对于涡轮空气较冷，可以用来冷却涡轮。现代的涡轮叶片通常包括用于传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冷却回路，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和尖端)的专用冷却回路。
技术实现思路
在一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的叶片，所述叶片包括外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向。后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在展向方向上延伸，并且包括延伸到所述后缘气室的出口的尖端转弯。后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻。多个后缘排出孔包括在所述后缘冷却通道处的入口和在所述后缘处的出口。至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘通道在尖端标记(tipflag)处流体联接。在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括界定内部的外壁。第一通道提供于所述内部中，并至少部分地在第一方向上延伸，并且第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一冷却通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸。至少一个核心连结孔将所述第一通道与所述第二通道流体联接，并具有入口和出口，在入口和出口之间限定通路。在又一方面，本公开涉及一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括使大量空气通过核心连结孔从第一通道传送至第二通道。具体地，本申请技术方案1涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向；后缘气室，所述后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯；后缘冷却通道，所述后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻；具有入口和出口的多个后缘排出孔，所述入口在所述后缘冷却通道处，所述出口在所述后缘处；以及至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘冷却通道流体联接。本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括多个核心连结孔。本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔中的至少一个是非直线的。本申请技术方案4涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔被取向在不同方向上。本申请技术方案5涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有限定每个核心连结孔的不同的大直径的不同的轮廓，在朝向所述后缘的方向上以大直径逐渐减小地布置所述多个核心连结孔。本申请技术方案6涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有不同的横截面面积。本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的翼型件，其中，在朝向所述后缘的方向上基于逐渐减小的横截面面积布置所述多个核心连结孔。本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。本申请技术方案9涉及根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述入口提供于所述后缘气室的所述尖端转弯处。本申请技术方案10涉及根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述通路具有为圆形、椭圆或跑道形之一的轮廓。本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，以相对于与所述后缘气室或所述后缘冷却通道的表面垂直的轴线的角提供所述至少一个核心连结孔。本申请技术方案12涉及根据技术方案9所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔的所述角限定通过至少一个核心连结孔的流动方向。本申请技术方案13涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括：界定内部的外壁；第一通道，所述第一通道提供于所述内部中并至少部分地在第一方向上延伸；第二通道，所述第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸；以及至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔提供于所述内壁中，将所述第一通道与所述第二通道流体联接。本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的部件，其中，所述核心连结孔包括入口、出口以及连接所述入口和所述出口的通路。本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的部件，其中，所述通路是非直线的。本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的部件，其中，邻近所述入口的所述通路形成角度以容纳来自所述第一通道的流体流，并且邻近所述出口的所述通路形成角度以沿着与所述第二通道对准的流体流的方向排放。本申请技术方案17涉及根据技术方案13所述的部件，其中，所述第一方向基本上平行于所述第二方向，并且所述至少一个核心连结孔是直线的。本申请技术方案18涉及一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括：使大量空气通过核心连结孔从第一通道传送至第二通道。本申请技术方案19涉及根据技术方案18所述的方法，其中，所述第一通道是后缘气室，并且所述第二通道是后缘冷却通道。本申请技术方案20涉及根据技术方案19所述的方法，其中，从所述后缘气室中的尖端转弯提供所述大量空气的通过。本申请技术方案21涉及根据技术方案20所述的方法，其中，所述核心连结孔形成角度以确定流动方向。本申请技术方案22涉及根据技术方案18所述的方法，其中，所述核心连结孔提供从所述第一通道内径向地排放粒子状物质。本申请技术方案23涉及根据技术方案22所述的方法，其中，所述核心连结孔提供于所述第一通道的径向外端的径向朝内的表面处。本申请技术方案24涉及根据技术方案23所述的方法，其中，所述第一通道是后缘冷却通道。附图说明在图式中：图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。图2是图1发动机的叶片形式的翼型件的透视图。图3是沿图2翼型件的III-III线的横截面，说明在翼型件内限定冷却回路的冷却通路。图4是图3翼型件的示意性正视图，侧壁的一部分被去掉以说明冷却回路的几何形状。图5是图4正视图的尖端标记部分的放大视图，说明核心连结孔。图6是用于形成图5的尖端标记部分的核心的视图。图7是具有在相反方向形成角度的核心连结孔的替代性尖端标记部分的视图。图8是流动路径在相反方向的相邻冷却通路之间的弧形核心连结孔的剖视图。图9是流动路径在相同方向的相邻冷却通路之间的直形核心连结孔的剖视图。具体实施方式本文所描述的本公开的各方面涉及形成于用于涡轮发动机的发动机部件中的核心连结孔。出本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(92)，所述翼型件(92)包括：外壁(108)，所述外壁(108)界定内部(118)，并限定压力侧(110)和吸力侧(112)，所述压力侧(110)和吸力侧(112)在前缘(114)和后缘(116)之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部(96)和尖端(94)之间径向地延伸以限定展向方向；后缘气室(138)，所述后缘气室(138)提供于所述内部(118)中，并至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯(156)；后缘冷却通道(144)，所述后缘冷却通道(144)提供于所述内部(118)中，径向地在所述尖端转弯(156)内并与所述后缘(116)相邻；具有入口和出口的多个后缘排出孔(146)，所述入口在所述后缘冷却通道(144)处，所述出口在所述后缘处(116)；以及至少一个核心连结孔(170)，所述至少一个核心连结孔(170)将所述尖端转弯(156)与所述后缘冷却通道(144)流体联接。

【技术特征摘要】
2017.04.03 US 15/4773351.一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(92)，所述翼型件(92)包括：外壁(108)，所述外壁(108)界定内部(118)，并限定压力侧(110)和吸力侧(112)，所述压力侧(110)和吸力侧(112)在前缘(114)和后缘(116)之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部(96)和尖端(94)之间径向地延伸以限定展向方向；后缘气室(138)，所述后缘气室(138)提供于所述内部(118)中，并至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯(156)；后缘冷却通道(144)，所述后缘冷却通道(144)提供于所述内部(118)中，径向地在所述尖端转弯(156)内并与所述后缘(116)相邻；具有入口和出口的多个后缘排出孔(146)，所述入口在所述后缘冷却通道(144)处，所述出口在所述后缘处(116)；以及至少一个核心连结孔(170)，所述至少一个核心连结孔(170)将所述尖端转弯(156)与所述后缘冷却通道(144)流体联接。2.根据权利要求1所述的翼型件(92)，其中，所述至少一个核心连结孔(170)包括多个核心连结孔(170)。3.根据权利要求2所述的翼型件(92)，其中，所述多个核心连结孔(170)中的至少一个是非直线的。4.根据权利要求...

【专利技术属性】
技术研发人员：KD加利尔，CC罗威，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US