A device and method for cooling the tip of an airfoil part of a turbine engine may include a blade, such as a cooled turbine blade, which has a terminal track extending beyond the inner end wall (94) of the airfoil encapsulated at the tip. Multiple membrane holes can be located in the terminal track. The cooling fluid flow can be provided from the inside of the airfoil through the film hole to cool the tip of the airfoil.
【技术实现步骤摘要】
具有末梢轨道冷却的翼型件
技术介绍
涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气流提取能量，且在一些情况(诸如飞机)下，产生用于推进的推力。重型框架燃气涡轮还常用于驱动发电机来发电。燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此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，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用管道输送至需要冷却的发动机构件来实现冷却。在高压涡轮中的温度可为1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气可为500℃到700℃，该温差足以冷却高压涡轮。现代的涡轮叶片以及导叶或喷嘴大体上包括用于输送冷却空气通过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括专用冷却回路，用于冷却叶片的不同部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。涡轮叶片槽状末梢轨道特别有助于减小飞行损失，且因此提高涡轮发动机的效率。末梢轨道经历高热负载，且难以有效冷却。其通常是叶片上的最热区域之一。
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翼型件，翼型件包括：本体，本体限定内部，...
【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：本体，其限定内部，且在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，所述本体终止于末梢壁和从所述末梢壁延伸的末梢轨道；形成在所述内部中的至少一个冷却通路；至少一个冷却腔，其设在所述末梢轨道内，且包括至少一个冷却导管，所述冷却导管限定流径，具有与所述冷却腔的第一表面相交的中心线并流体地联接到所述冷却通路；以及至少一个膜孔，其沿所述弦向方向未与所述至少一个冷却导管对准，所述至少一个冷却导管具有在与所述第一表面相反的第二表面处流体地联接到所述至少一个冷却腔的入口和设在所述末梢轨道的外表面的出口。
【技术特征摘要】
2017.07.13 US 15/6485641.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：本体，其限定内部，且在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，所述本体终止于末梢壁和从所述末梢壁延伸的末梢轨道；形成在所述内部中的至少一个冷却通路；至少一个冷却腔，其设在所述末梢轨道内，且包括至少一个冷却导管，所述冷却导管限定流径，具有与所述冷却腔的第一表面相交的中心线并流体地联接到所述冷却通路；以及至少一个膜孔，其沿所述弦向方向未与所述至少一个冷却导管对准，所述至少一个冷却导管具有在与所述第一表面相反的第二表面处流体地联接到所述至少一个冷却腔的入口和设在所述末梢轨道的外表面的出口。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个冷却腔包括...
【专利技术属性】
技术研发人员：NW拉泰，TE戴森，BJ利里，GT加雷，GA勒德斯马，DW韦伯，AE史密斯，
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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