一种涉及用于涡轮发动机的翼型件的装置和方法,涡轮发动机具有外壁,外壁界定内部并且限定压力侧和吸入侧,压力侧和吸入侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度方向。翼型件包括第一冷却通道和第二冷却通道,第一冷却通道在内部中在跨度方向上延伸,第二冷却通道限定冲击表面并且位于第一冷却通道附近,内部壁将第一冷却通道与第二冷却通道分离,并且至少一个冷却孔穿过内部壁。
Components for turbo engines with cooling holes
【技术实现步骤摘要】
用于具有冷却孔的涡轮发动机的部件相关申请的交叉引用该申请要求于2018年7月19日提交的美国专利申请No.16/039,646的优先权和权益,其整体并入文中。
本公开涉及发动机部件中的冷却孔,并且更特别地涉及沿着部件的前缘的冷却孔。
技术介绍
涡轮发动机,并且更特别地燃气或燃烧涡轮发动机,是旋转发动机,其将能量从经过发动机的燃烧气体流中提取到多个旋转涡轮叶片上。发动机效率随着燃烧气体的温度而增加。然而,燃烧气体沿着它们的流动路径加热各种部件,这反过来需要冷却它们以实现长的发动机寿命。通常,通过来自压缩机的引气来冷却热气路径部件。这种冷却处理减少发动机效率,因为引出的空气不被使用在燃烧过程中。涡轮发动机冷却技术是成熟的,并且应用到各种热气路径部件中的冷却回路和特征的各种方面。例如,燃烧器包括径向外衬套和内衬套,其在操作期间需要冷却。涡轮喷嘴包括支撑在外带和内带之间的中空轮叶,其也需要冷却。涡轮转子叶片是中空的并且通常在其中包括冷却回路,其中通过涡轮护罩围绕叶片,涡轮护罩也需要冷却。热燃烧气体通过排出口排出,排出口也可以是有衬套的,并且被适当地冷却。在所有的这些示范性涡轮发动机部件中,高强度的超合金金属的薄金属壁典型地被用于增强耐久性,同时最小化对其冷却的需要。各种冷却回路和特征是对发动机中其对应环境中的这些单独部件而定制的。现代的涡轮叶片大体包括用于通过叶片输送冷却空气以冷却叶片的不同部分的一个以上内部冷却回路,并且可以包括用于冷却叶片的不同部分的专用冷却回路,诸如叶片的前缘、后缘和尖端。
技术实现思路
在一个方面,本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件,翼型件包含外壁、第一冷却通道、第二冷却通道、内部壁和至少一个冷却孔,外壁界定内部并且限定压力侧和吸入侧,压力侧和吸入侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度方向,第一冷却通道在内部中在跨度方向上延伸并且限定拐角,第二冷却通道限定冲击表面并且位于第一冷却通道附近,内部壁将第一冷却通道与第二冷却通道分离,至少一个冷却孔穿过内部壁并且具有在拐角处的入口、在第二冷却通道处的出口以及在入口和出口之间延伸的连接通道,其中连接通道具有至少通过在第一方向上延伸的第一部分以及在不同于第一方向的第二方向上延伸的第二部分限定的弯曲部。在另一方面,本公开涉及一种生成热气流体流并且提供冷却流体流的涡轮发动机的部件,部件包含壁、第一冷却通道、第二冷却通道、内部壁和至少一个冷却孔,壁将热气流体流与冷却流体流分离,形成内部并且具有加热表面和冷却表面,热气流体流沿着加热表面流动,并且冷却表面面向冷却流体流,第一冷却通道限定冷却表面并且形成在内部中并且具有拐角,第二冷却通道限定冲击表面并且位于第一冷却通道附近,内部壁将第一冷却通道与第二冷却通道分离,至少一个冷却孔穿过内部壁并且具有在拐角处的入口、在第二冷却通道处的出口以及在入口和出口之间延伸的连接通道,其中连接通道具有至少通过在第一方向上延伸的第一部分以及在不同于第一方向的第二方向上延伸的第二部分限定的弯曲部。在又一方面,本公开涉及一种用于冷却具有内部冷却通道和冲击腔的发动机部件的方法,该方法包含使流体流动通过冷却孔,冷却孔通过使流体在第一方向上且然后在不同于第一方向的第二方向上流动通过冷却孔来连接内部冷却通道和冲击腔,以及在流体穿过冷却孔时使流体加速。附图说明在附图中:图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面示图。图2是用于图1的涡轮发动机的以叶片的形式并且具有内部冷却通道的翼型件的轴测图。图3是来自图2的具有内部冷却孔的翼型件的横截面视图。图4是来自图3的具有在入口和出口之间延伸的连接通道的内部冷却孔中的一个的放大横截面视图。图5是根据文中公开的一方面的具有各种形状的出口的正面视图。图6是图4的内部冷却孔的放大视图,图示冷却图2的翼型件的方法。图7是根据文中公开的一方面的用于来自图4的内部冷却孔的出口的放大横截面视图。图8是根据文中公开的另一方面的用于来自图4的内部冷却孔的出口的放大横截面视图。具体实施方式文中描述的公开的各方面指向冷却孔的构型,具体地在两个内部冷却通道之间穿过的内部冷却孔的构型。出于图示的目的,将相对于用于涡轮发动机的叶片的翼型件内的冷却通道来描述文中讨论的公开的各方面。然而,将了解,文中讨论的公开不限于此并且可以在其他发动机部件内,以及非飞行器应用中具有普遍适用性,诸如其他移动应用和非移动工业、商业和居住性应用。如文中使用的,术语“向前”或“上游”指代在朝向发动机入口的方向上移动,或者,相比于另一部件时,一部件相对更靠近发动机入口。与“向前”或“上游”关联使用的术语“向后”或“下游”指代相对于发动机中心线朝向发动机的后面或出口的方向。此外,如文中所使用的,术语“径向”或“径向上”指代在发动机的中心纵向轴线与发动机外周之间延伸的维度。而且,文中使用的术语“组”或一“组”元件可以是任何数量的元件,包括仅一个。所有方向参考(如,径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶、底、上面、下面、竖向、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后等)仅被用于识别目的,以帮助读者了解本公开,而不生成限制,特别是有关本公开的位置、取向或使用时。连接参考(如,附接、联接、连接和连结)要被广义地诠释,除非另有指示,否则可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。如此,连接参考不一定推定两个元件直接连接并且为彼此固定关系。更进一步,应当了解,文中使用的术语“横截面”或“横截面的”指代正交于中心线和孔中的一般冷却剂流动方向截取的截面。示范性附图仅出于图示的目的,并且附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。参考图1,发动机10具有大体纵向延伸的轴线或中心线12,中心线12从前部14向后部16延伸。发动机10以向下游顺序流动的关系包括:风扇区段18,包括风扇20;压缩机区段22,包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26;燃烧区段28,包括燃烧器30;涡轮区段32,包括HP涡轮34和LP涡轮36;以及排放区段38。风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的一组风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯44,其生成燃烧气体。芯44由芯壳体46围绕,芯壳体46可以与风扇壳体40联接。HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26,HP线轴48绕着发动机10的中心线12同轴地安置。LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20,LP线轴50绕着发动机10的中心线12同轴地安置在直径更大的环状HP线轴48内。线轴48、50能够绕着发动机中心线旋转并且联接到多个可旋转元件,可旋转元件可以共同限定转子51。LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级段52、54,其中,一组压缩机叶本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机的翼型件,其特征在于,所述翼型件包含:/n外壁,所述外壁界定内部并且限定压力侧和吸入侧,所述压力侧和所述吸入侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度方向;/n第一冷却通道,所述第一冷却通道在所述内部中在所述跨度方向上延伸并且限定拐角;/n第二冷却通道,所述第二冷却通道限定冲击表面并且位于所述第一冷却通道附近;/n内部壁,所述内部壁将所述第一冷却通道与所述第二冷却通道分离;以及/n至少一个冷却孔,所述至少一个冷却孔穿过所述内部壁并且具有在所述拐角处的入口、在所述第二冷却通道处的出口,以及在所述入口和所述出口之间延伸的连接通道,其中所述连接通道具有至少通过在第一方向上延伸的第一部分以及在不同于所述第一方向的第二方向上延伸的第二部分限定的弯曲部。/n
【技术特征摘要】
20180719 US 16/039,6461.一种用于涡轮发动机的翼型件,其特征在于,所述翼型件包含:
外壁,所述外壁界定内部并且限定压力侧和吸入侧,所述压力侧和所述吸入侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度方向;
第一冷却通道,所述第一冷却通道在所述内部中在所述跨度方向上延伸并且限定拐角;
第二冷却通道,所述第二冷却通道限定冲击表面并且位于所述第一冷却通道附近;
内部壁,所述内部壁将所述第一冷却通道与所述第二冷却通道分离;以及
至少一个冷却孔,所述至少一个冷却孔穿过所述内部壁并且具有在所述拐角处的入口、在所述第二冷却通道处的出口,以及在所述入口和所述出口之间延伸的连接通道,其中所述连接通道具有至少通过在第一方向上延伸的第一部分以及在不同于所述第一方向的第二方向上延伸的第二部分限定的弯曲部。
2.如权利要求1所述的翼型件,其特征在于,其中,所述连接通道进一步包含限制部,使得在所述限制部处的横截面区域小于所述限制部上游的横...
【专利技术属性】
技术研发人员:大卫·艾伦·弗雷,科克·D·盖利尔,
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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