涡轮叶片制造技术

用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)包括限定在翼型件(78)内的冷却线路(114)，其在翼型件(78)内提供冷却流体流。冷却线路(114)将冷却流体流排出槽口开口(164)，槽口开口(164)包括翼型件元件(166)。槽口开口(164)进一步限定加速区域(174)和减速区域(176)，以计量翼型件(78)内的冷却流体流。

turbine blade

An airfoil (78) for a gas turbine engine (10) includes a cooling circuit (114) defined within an airfoil (78) to provide a cooling fluid flow within an airfoil (78). A cooling circuit (114) discharges the cooling fluid stream from the slot opening (164), and the notch opening (164) includes an airfoil element (166). A notch opening (164) further defines an acceleration region (174) and a deceleration zone (176) to measure cooling fluid flow within the airfoil (78).

【技术实现步骤摘要】
涡轮叶片
涡轮发动机且特别地燃气涡轮发动机或内燃涡轮发动机为旋转发动机，其从燃烧气体流抽取能量，燃烧气体流通过发动机传送到多个旋转涡轮叶片上。燃气涡轮发动机被用于陆地和航海移动和发电，但是最普遍用于航空应用，诸如航空器，包括直升机。在航空器中，燃气涡轮发动机用于推动航空器。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。
技术介绍
用于航空器的燃气涡轮发动机设计来在高温下运行，以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)可为有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导到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℃至2000℃而来自压缩机的冷却空气为大约500℃至700℃。在压缩机空气为高温时，其相对于涡轮空气较冷，并且可用来冷却涡轮。当代涡轮叶片大体包括一个或多个内部冷却线路，用于将冷却空气引导通过叶片，以冷却叶片的不同的部分，并且可包括专用冷却线路，以冷却叶片的不同的部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。
技术实现思路
一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件具有外表面，其限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，并且后缘具有槽口开口。翼型件进一步包括冷却线路，其位于翼型件内且包括冷却通道，冷却通道流通地联接到冷却空气入口通道且从根部延伸向末梢且终止于后转弯部中，后转弯部流通地联接到槽口开口。翼型件进一步包括翼型件元件，其位于冷却通道内，在转弯部下游和槽口开口上游，并且在通道中沿着翼型件元件的上游部分形成加速区域和在通道中沿着翼型件元件的下游部分形成减速区域。燃气涡轮发动机具有涡轮转子盘。叶片包括：鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道且构造成安装到涡轮转子盘上；以及翼型件，其从鸠尾件沿径向延伸且具有外表面，外表面限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间，且沿径向延伸在根部和末梢之间，根部邻近鸠尾件且后缘具有槽口开口。叶片包括冷却线路，其位于翼型件内且包括冷却通道，冷却通道流通地联接到冷却空气入口通道且具有多个通路，它们相对地延伸在根部和末梢之间，多个通路处于从前部到后部的蜿蜒布置。多个通路中的最后部通路终止于后转弯部中，后转弯部流通地联接到槽口开口，并且冷却通道具有出口喷嘴，其由限定加速区域的会聚部分和限定减速区域的发散部分形成，它们分开达最小横截面区域，以限定节流部(choke)，发散部分定位成邻近槽口开口。叶片包括翼型件元件，其位于喷嘴内且延伸在压力侧和吸力侧之间。用于燃气涡轮发动机的叶片包括压力侧和吸力侧，其沿弦向方向延伸在前缘和后缘之间且沿翼展方向延伸在根部和末梢之间。后缘冷却线路位于翼型件内，在后缘附近，终止于后转弯部中且流通地联接到后缘槽口开口上。翼型件元件位于冷却线路内，在转弯部下游和槽口开口上游，从而在冷却线路中沿着翼型件元件的上游部分形成加速区域，且在冷却线路中沿着翼型件元件的下游部分形成减速区域。技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，并且所述后缘具有槽口开口；冷却线路，其位于所述翼型件内且包括冷却通道，所述冷却通道流通地联接到所述冷却空气入口通道且从所述根部延伸向所述末梢且终止于后转弯部中，所述后转弯部流通地联接到所述槽口开口；以及翼型件元件，其在所述冷却通道内位于所述转弯部下游和所述槽口开口上游，并且在所述冷却通道中沿着所述翼型件元件的上游部分形成加速区域且在所述冷却通道中沿着所述翼型件元件的下游部分形成减速区域。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件元件具有不断增大的横截面区域，其结合所述冷却通道的第一包围部分形成所述冷却通道的不断减小的横截面区域，以限定所述加速区域，以及所述翼型件元件具有不断减小的横截面区域，其结合所述冷却通道的第二包围部分形成所述冷却通道的不断增大的横截面区域，以限定所述减速区域。技术方案3.根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的直接在所述翼型件元件上游的第三部分具有不断减小的横截面区域，以进一步限定所述加速区域。技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的第三部分在流向上与所述翼型件元件的不断增大的横截面区域重叠。技术方案5.根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的直接在所述翼型件元件下游的第四部分具有不断增大的横截面区域，以进一步限定所述减速区域。技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的第四部分在流向上与所述翼型件元件的不断减小的横截面区域重叠。技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。技术方案8.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括扰流器，其位于所述冷却通道内。技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其特征在于，所述扰流器定位成通过所述转弯部。技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件元件延伸在所述压力侧和吸力侧之间。技术方案11.一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：鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道且构造成安装到所述涡轮转子盘上；翼型件，其从所述鸠尾件沿径向延伸且具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，所述根部邻近所述鸠尾件，并且所述后缘具有槽口开口；冷却线路，其位于所述翼型件内且包括冷却通道，所述冷却通道流通地联接到所述冷却空气入口通道且具有相对地延伸在所述根部和所述末梢之间的多个通路，所述多个通路处于从前部到后部的蜿蜒布置，所述多个通路中的最后部通路终止于后转弯部中，所述后转弯部流通地联接到所述槽口开口，并且所述冷却通道具有出口喷嘴，其由限定加速区域的会聚部分和限定减速区域的发散部分形成，它们分开达最小横截面区域，以限定节流部，所述发散部分定位成邻近所述槽口开口；以及翼型件元件，其位于所述喷嘴内且延伸在所述压力侧和吸力侧之间。技术方案12.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，存在三个通路，最前部和最后部通路在从根部到末梢的方向上延伸，并且另一个通路延伸在从末梢到根部的方向上。技术方案13.根据技术方案12所述的叶片，其特征在于，进一步包括扰流器，其位于至少所述最后部通路内。技术方案14.根据技术方案13所述的叶片，其特征在于，所述扰流器定位成通过所述转弯部。技术方案15.根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述扰流器位于所有三个通路中。技术方案16.根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。技术方案17.根据技术方案17所述的叶片，其特征在于，所述翼型件元件具有最大厚度，并且所述翼型件元件位于所述喷嘴内，使得所述最大厚度与所述节流部对齐。技术方案18.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。技术方案19.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述翼型件元件在弦向方向上在所述减速区域后面延伸且通过所述槽口开口。技术方案20.一种用于燃气涡轮发动机的叶片，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)，所述翼型件(78)包括：外表面，其限定压力侧(98)和吸力侧(100)，它们沿轴向延伸在前缘(102)和后缘(104)之间且沿径向延伸在根部(82)和末梢(80)之间，并且所述后缘(104)具有槽口开口(164)；冷却线路(118)，其位于所述翼型件(78)内且包括冷却通道(126)，所述冷却通道(126)流通地联接到所述冷却空气入口通道(92)且从所述根部(82)延伸向所述末梢(80)且终止于后转弯部(162)中，所述后转弯部(162)流通地联接到所述槽口开口(164)；以及翼型件元件(166)，其位于所述冷却通道(126)中，在所述转弯部(162)下游和所述槽口开口(164)上游，并且在所述冷却通道(126)中沿着所述翼型件元件(166)的上游部分(170)形成加速区域(174)和在所述冷却通道(126)中沿着所述翼型件元件(166)的下游部分(172)形成减速区域(176)。

【技术特征摘要】
2015.10.15 US 14/8841001.一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)，所述翼型件(78)包括：外表面，其限定压力侧(98)和吸力侧(100)，它们沿轴向延伸在前缘(102)和后缘(104)之间且沿径向延伸在根部(82)和末梢(80)之间，并且所述后缘(104)具有槽口开口(164)；冷却线路(118)，其位于所述翼型件(78)内且包括冷却通道(126)，所述冷却通道(126)流通地联接到所述冷却空气入口通道(92)且从所述根部(82)延伸向所述末梢(80)且终止于后转弯部(162)中，所述后转弯部(162)流通地联接到所述槽口开口(164)；以及翼型件元件(166)，其位于所述冷却通道(126)中，在所述转弯部(162)下游和所述槽口开口(164)上游，并且在所述冷却通道(126)中沿着所述翼型件元件(166)的上游部分(170)形成加速区域(174)和在所述冷却通道(126)中沿着所述翼型件元件(166)的下游部分(172)形成减速区域(176)。2.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述翼型件元件(166)具有不断增大的横截面区域，其结合所述冷却通道(126)的第一包围部分而形成所述冷却通道(126)的不断减小的横截面区域，以限定所述加速区域(174)，以及所述翼型件元件(166)具有不断减小的横截面区域，其结合所述...

【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