涡轮叶片制造技术

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件可穿过冷却回路接收冷却流体流。冷却回路限定在包括供应通路和前缘冷却通路的翼型件内，两个通路穿过设置在交叉肋条内的多个冲击孔口流体连通，交叉肋条设置在通路之间且至少部分地限定通路。交叉肋条还可包括截面以向交叉肋条提供热应力消除。

turbine blade

An airfoil for a gas turbine engine can receive a cooling fluid flow through a cooling loop. The cooling circuit is defined in the airfoil including supply passage and a front cooling channel in the two set in the pathway through the cross rib in multiple impact orifice in fluid communication cross are arranged on a path between and at least partially defines a passageway. Cross rib may also include a section to provide heat to the cross rib stress relief.

【技术实现步骤摘要】

技术介绍
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从经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发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和发电，但最常用于航空应用，诸如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。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(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。当代涡轮叶片大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，且可包括用于冷却叶片的不同部分(诸如叶片的前缘、后缘和末梢)的专用冷却回路。
技术实现思路
一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，具有外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧。翼型件还包括定位在翼型件内的冷却回路，其包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有弓形截面以向交叉肋条提供热应力消除。一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装到涡轮转子盘上；以及翼型件，其从燕尾部沿径向延伸且具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中根部邻近燕尾部。叶片还包括冷却回路，其定位在翼型件内且包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有向交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，以及具有增大的截面的加厚部分，其中冲击孔口中的至少一些延伸穿过加厚部分。一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，翼型件外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧。翼型件还包括冷却回路，其定位在翼型件内且包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有向交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，具有增大的截面的加厚部分，其中冲击孔口中的至少一些延伸穿过加厚部分，且其中加厚部分还包括外扩部分。本专利技术的第一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有弓形截面以向所述交叉肋条提供热应力消除。本专利技术的第二技术方案是在第一技术方案中，所述交叉肋条包括具有增大的截面的加厚部分，且所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分。本专利技术的第三技术方案是在第二技术方案中，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。本专利技术的第四技术方案是在第三技术方案中，所述交叉肋条还限定邻近所述冲击孔口的至少一个外扩部分。本专利技术的第五技术方案是在第四技术方案中，所述外扩部分还限定所述加厚部分。本专利技术的第六技术方案是在第一技术方案中，交叉肋条截面轮廓的百分之十以下平行于前缘截面轮廓。本专利技术的第七技术方案是在第一技术方案中，所述交叉肋条截面轮廓的百分之十以下为直的。本专利技术的第八技术方案是在第一技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于所述交叉肋条的中心。本专利技术的第九技术方案是在第一技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于比所述交叉肋条的中心更靠近所述交叉肋条与所述外表面的接合处。本专利技术的第十技术方案提供了一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的叶片，所述叶片包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装至所述涡轮转子盘；翼型件，其从所述燕尾部沿径向延伸且具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近所述燕尾部；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至所述冷却空气入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有向所述交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，以及具有增大的截面的加厚部分，其中所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分。本专利技术的第十一技术方案是在第十技术方案中，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。本专利技术的第十二技术方案是在第十技术方案中，所述交叉肋条包括邻近所述冲击孔口的外扩部分。本专利技术的第十三技术方案是在第十二技术方案中，所述外扩部分邻近所述前缘冷却通路。本专利技术的第十四技术方案是在第十二技术方案中，没有交叉肋条截面轮廓的部分平行于前缘截面轮廓。本专利技术的第十五技术方案是在第十四技术方案中，没有所述交叉肋条截面轮廓的部分是直的。本专利技术的第十六技术方案是在第十五技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于所述交叉肋条的中心。本专利技术的第十七技术方案是在第十五技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于比所述交叉肋条的中心更靠近所述交叉肋条与所述外表面的接合处。本专利技术的第十八技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近燕尾部；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至冷却空气入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有向所述交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，具有增大的截面的加厚部分，其中所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分，且其中所述加厚部分还包括外扩部分。本专利技术的第十九技术方案是在第本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有弓形截面以向所述交叉肋条提供热应力消除。

【技术特征摘要】
2015.10.15 US 14/8840881.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有弓形截面以向所述交叉肋条提供热应力消除。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述交叉肋条包括具有增大的截面的加厚部分，且所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分。3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述交叉肋条还限定邻近所述冲击孔口的至少一个外扩部分。5.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述外扩部分还限定所述加厚部分。6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，交叉肋...

【专利技术属性】
技术研发人员：ML克鲁马纳克，WN杜利，SR布拉斯菲尔德，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US