燃气涡轮发动机后缘喷射孔制造技术

本发明专利技术提供一种用于燃气涡轮机翼型件的装置和方法，包括使用多个后缘喷射孔的后缘冷却回路。所述喷射孔可包括周向弧形入口、会聚段、计量段和分流段，以提高翼型件的冷却和铸造性能。

Trailing edge jet hole of gas turbine engine

The present invention provides an apparatus and method for a gas turbine airfoil component comprising a trailing edge cooling loop using a plurality of trailing edge jet holes. The jet hole may include a circumferential arc inlet, a convergence section, a metering section, and a shunt section to improve cooling and casting properties of the airfoil.

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮发动机后缘喷射孔
本专利技术涉及涡轮发动机。
技术介绍
涡轮发动机，尤其是燃气涡轮发动机或燃烧式涡轮发动机，是旋转式发动机，这种发动机从经由发动机流动到多个旋转涡轮动叶上的燃烧气流中提取能量。用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成可在高温下运行，以最大化发动机效率，因此冷却高压涡轮和低压涡轮等特定发动机部件是有益的。通常，用管道将冷气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件，以完成冷却。高压涡轮的温度在1000℃到2000℃左右，来自压缩机的冷气在500℃到700℃左右。尽管压缩机空气温度很高，但相对涡轮空气而言，压缩机空气的温度较低，可以用来冷却涡轮。现在的涡轮动叶大体上包括一个或多个内部冷却回路，用以引导冷气通过动叶，从而冷却动叶的不同部分，同时可以包括用于冷却动叶的前缘、后缘和尖部等不同部分的专用冷却回路。
技术实现思路
一方面，本专利技术的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括限定压力侧和吸力侧的外表面，所述压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和后缘限定翼弦方向，所述根部和尖部限定翼展方向。所述翼型件进一步包括位于翼型本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于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，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；冷却回路，其位于翼型件内部，并具有从所述根部朝所述尖部延伸的冷却通道；以及多个后缘喷射孔，其设置在翼展方向上的冷却通道内，并且呈具有周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。

【技术特征摘要】
2016.02.15 US 15/0439331.一种用于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，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；冷却回路，其位于翼型件内部，并具有从所述根部朝所述尖部延伸的冷却通道；以及多个后缘喷射孔，其设置在翼展方向上的冷却通道内，并且呈具有周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔的速度。3.根据权利要求2...

【专利技术属性】
技术研发人员：DG科尼策尔，ML克鲁马纳克，WN杜利，JH戴恩斯，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US