具有改进结构的涡轮机叶片制造技术

本发明专利技术涉及一种航空涡轮机叶片(10)，其从叶片根部(14)径向延伸直到上分隔壁(26)，所述叶片(10)包括多个限定至少一个冷却回路的内腔(C1‑C10)，每个所述内腔(C1‑C10)由包括内壁(40、42)、下表面壁(22)、上表面壁(24)的壁、叶片根部(14)和上分隔壁(26)限定，所述叶片(10)的特征在于，所述叶片(10)包括至少一个设置在内腔(C3，C8)之一内部并将叶片根部(14)连接至上分隔壁(26)的加固梁(50、60)。加固梁(50、60)不与内壁(40、42)、下表面壁(22)或上表面壁(24)连接。

Turbine blades with improved structure

The invention relates to an aviation turbine blade (10), which extends radially from the blade root (14) to the upper partition wall (26). The blade (10) includes a plurality of inner cavities (C1 \u2011 C10) defining at least one cooling circuit. Each inner cavity (C1 \u2011 C10) is defined by a wall including an inner wall (40, 42), a lower surface wall (22), a upper surface wall (24), a blade root (14) and an upper partition wall (26), and the blade (10) Characterized in that the blade (10) comprises at least one reinforcing beam (50, 60) arranged inside one of the inner cavities (C3, C8) and connecting the blade root (14) to the upper partition wall (26). The reinforcing beam (50, 60) is not connected with the inner wall (40, 42), the lower surface wall (22) or the upper surface wall (24).

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有改进结构的涡轮机叶片
本专利技术涉及高压航空燃气涡轮机叶片的领域，更具体地涉及这些叶片的内部结构，以及包括这种类型的叶片的燃气涡轮机。
技术介绍
飞机发动机的燃气涡轮机的可动叶片，特别是高压涡轮机的可动叶片在发动机运行期间经受燃烧气体的非常高的温度。这些温度达到的值大大高于与这些气体接触的不同部件所能承受的而不会损坏的温度，这有限制它们使用年限的后果。此外，高压涡轮机气体温度的升高允许发动机效率的提高，因此，发动机的推力与由该发动机推动的飞机的重量之间的比率得以提高。因此，为获得能够抵抗更高温度的涡轮机叶片以及优化这些叶片的冷却做出了努力。因此，已知为这些叶片配备有冷却回路，以降低其温度。由于这种类型的回路，通常通过其根部引入到叶片中的冷却空气(或“冷”空气)沿着由叶片厚度中提供的空腔形成的路径通过叶片，然后通过叶片表面上的开口排出。当这种冷却回路由叶片厚度上的几个独立的空腔组成，或者当其中一些空腔专门用于局部冷却时，它们被称为“高级”冷却回路。这些空腔允许限定与发动机性能要求和部件使用年限兼容的叶片。作为高级冷却回路的示例，可以提及如EP1741875中所述的冷却回路。这种类型的高级回路的缺点在于，在与流接触的叶片的外壁与叶片的芯部的壁之间产生较大的温度差。这些较大的温度差会引起膨胀和作用力，从而可能危害叶片在运行过程中的机械强度，从而影响其使用年限。壁在正交径向平面上的膨胀尤其会在叶片的芯部和叶片的壁之间的接合区域周围产生力，这可能会导致断裂。为解决这些问题而提出的解决方案包括增加不同壁的厚度以提高其强度。但是，众所周知，这不利于叶片的总体性能。
技术实现思路
本公开涉及一种航空涡轮机叶片，其从叶片根部沿径向方向延伸直至上分隔壁，所述叶片包括多个限定至少一个冷却回路的内腔，每个所述内腔由包括内壁、下表面壁、上表面壁的壁，叶片根部和上分隔壁限定。所述叶片的特征在于，其包括至少一个设置在所述内腔之一的内部并且将叶片根部连接至上分隔壁的加固梁，所述加固梁不与内壁、下表面壁和上表面壁连接。根据一个示例，所述叶片包括设置在从下表面壁延伸到上表面壁的内腔中的加固梁。根据一个示例，所述加固梁是中空的。然后所述加固梁通常具有狭槽和/或孔。根据一个示例，根据在径向方向上的剖视图，所述梁居中于叶片的中间部分上。根据一个示例，所述叶片包括设置在两个不同的内腔中的两个加固梁。本公开还涉及一种包括根据本公开的叶片的燃气涡轮机。附图说明通过阅读以下通过非限制性实施例给出的本专利技术不同实施方式的详细说明，将更好地理解本专利技术及其优点。本说明参考了附图，其中：-图1示出了根据本专利技术的涡轮机叶片的透视图；-图2是这种类型叶片的截面图；-图3是这种类型叶片的另一实施方式的截面图。在所有附图中，共同的元件由相同的数字标记标识。具体实施方式以下参照图1至图3描述本专利技术。图1示出了涡轮发动机的高压涡轮机的例如金属的可动叶片10。当然，本专利技术还可应用于涡轮发动机的其他可动或固定叶片。叶片10包括空气动力学表面12(或翼型件)，其在叶片根部14和叶片顶端16之间径向地延伸。叶片根部14适于安装在高压涡轮机的转子盘上，叶片顶端16在径向上与叶片根部14相对。空气动力学表面12具有四个不同的区域：前缘18设置成面对源自涡轮发动机的燃烧室的热气流，后缘20与前缘18相对，下表面壁22和上表面壁24，这些下表面壁22和上表面壁24将前缘18连接到后缘20。在叶片顶端16处，叶片的空气动力学表面12被横向壁26封闭。此外，空气动力学表面12沿径向略微延伸超过该横向壁26以形成槽28，此后称为叶片声响器顶端。因此，该声响器顶端28具有由横向壁26形成的底部，由翼型件12形成的边缘，并且其朝着叶片顶端16敞开。叶片10通常包括一个或多个由叶片10的内部结构形成的冷却回路，这将在下文中描述。图2和图3是如图1所示的叶片的两个变体沿截面P的两个截面图，如图1所示。如在这些图中可以看到的，叶片10是中空的，并且其内部体积由被叶片10的内壁隔开的多个内腔组成。在这些图所示的示例中，叶片10包括由标签C1至C10表示的10个内腔。如在示出的示例的附图中可以看到的，这些内腔的一部分，在这种情况下，内腔C2、C3、C8、C9和C10在下表面壁22和上表面壁24之间延伸。其余的每个内腔，即内腔C4至C7，在下表面壁22和上表面壁24中的一个或另一个与中间内壁40之间延伸。横向内壁42在下表面壁22和上表面壁24之间延伸，允许分开不同的内腔。清楚地理解，这种类型的叶片10的内部结构的示例仅是示例性的，并且所提出的本专利技术可以应用而与叶片10的内部结构无关。如在本专利申请的
技术介绍
中所指出的，用于这种类型的叶片10的设计的主要问题集之一涉及运行期间的强度，特别是由于在叶片10的不同区域中发生的膨胀差异，更确切地说，是在叶片10的正交径向平面上由该膨胀差异产生的力。所提出的叶片10包括一个或多个加固梁，该加固梁在叶片10的内腔内部延伸，从叶片10的根部开始延伸至其上分隔壁，通常是限定叶片10的声响器顶端28底部的横向壁26。在图2所示的示例中，叶片10包括分别设置在内腔C3和C8内的两个加固梁50和60。这些加固梁50和60中的每一个都从叶片10的根部延伸到其上分隔壁，并设置在内腔内部，同时保持不与下表面壁22、上表面壁24以及内壁40和42连接。因此，每个加固梁50和60完全位于叶片10的冷却流中，因此处于所考虑的冷却流中空气循环的温度下，因此不受下表面壁22温度和上表面壁24温度的直接影响。叶片根部实际上位于气流下方，并在叶片10的冷却空气的温度下运行。因此，这种类型的加固梁50和60的存在允许阻止离心力，而不会在正交径向平面上产生力。在一定程度上加固梁50和60阻止离心力的作用下，叶片10的其他壁可以做得更薄，从而允许最小化甚至消除加固梁对叶片10的重量和在其冷却回路上的影响。如图2和3所示，根据径向方向的截面图，加固梁50和60通常居中在叶片10的中线上，这通过加固梁50和60改善了离心力的吸收。加固梁的数量和设置可以根据叶片10的几何形状以及根据其意图运行的条件而变化。实际上清楚地理解，图2所示的包括两个加固梁的实施方式不是限制性的，并且叶片10可包括单个加固梁，或者甚至在不同的内腔中设置有3、4、5或多于5个的加固梁，或者可以在同一内腔中设置多个加固梁。加固梁可以是实心的或中空的。图2示出了其中加固梁50和60是实心的实施方式，而图3示出了其中加固梁50和60是中空的实施方式。在加固梁为中空的情况下，它们可以具有呈狭槽和/或孔形式的钻孔，从而允许在加固梁内部实现空气循环，例如，限定必须路由至叶片10的临界区域的冷却流体的流，达到这样的流动相对于下表面壁22和上表面壁24是绝热的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航空涡轮机叶片(10)，其从叶片根部(14)沿径向方向延伸直到上分隔壁(26)，所述叶片(10)包括多个限定至少一个冷却回路的内腔(C1-C10)，每个所述内腔(C1-C10)由包括内壁(40、42)、下表面壁(22)、上表面壁(24)的壁、叶片根部(14)和上分隔壁(26)限定，/n所述叶片(10)的特征在于，所述叶片包括至少一个设置在所述内腔(C3，C8)之一内部并且将叶片根部(14)连接至上分隔壁(26)的加固梁(50、60)，所述加固梁(50、60)不与内壁(40、42)、下表面壁(22)和上表面壁(24)连接。/n

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20170410 FR 17003891.一种航空涡轮机叶片(10)，其从叶片根部(14)沿径向方向延伸直到上分隔壁(26)，所述叶片(10)包括多个限定至少一个冷却回路的内腔(C1-C10)，每个所述内腔(C1-C10)由包括内壁(40、42)、下表面壁(22)、上表面壁(24)的壁、叶片根部(14)和上分隔壁(26)限定，
所述叶片(10)的特征在于，所述叶片包括至少一个设置在所述内腔(C3，C8)之一内部并且将叶片根部(14)连接至上分隔壁(26)的加固梁(50、60)，所述加固梁(50、60)不与内壁(40、42)、下表面壁(22)和上表面壁(24)连接。


2.根据权利要求1所述的叶片(10)，其包括设置在从下表面壁(22)...

【专利技术属性】
技术研发人员：西尔万·帕坎，罗曼·皮埃尔·卡里乌，托马斯·米歇尔·弗拉姆，阿德里安·伯纳德·文森特·罗林格，
申请(专利权)人：赛峰集团，
类型：发明
国别省市：法国;FR