翼型件尖端围栏和冷却的方法技术

本发明专利技术涉及翼型件尖端围栏和冷却的方法。具体地，一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，该外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定翼弦方向，并且还在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向。至少一个冷却管道可形成在翼型件的内部中，以及尖端围栏可沿翼展方向从尖端突出。

Fence and cooling method of airfoil tip

【技术实现步骤摘要】
翼型件尖端围栏和冷却的方法
本公开内容主要涉及包括尖端围栏（rail）的翼型件，且更具体地涉及尖端围栏的冷却。
技术介绍
涡轮发动机、且尤其是燃气或燃烧涡轮发动机为旋转发动机，其从经过发动机在多个旋转涡轮叶片上传送的燃烧气体流提取能量。用于航空器的燃气涡轮发动机设计成用以在高温下操作以最大化发动机效率，因而对某些发动机构件例如高压涡轮和低压涡轮的冷却可能是有益的。典型地，冷却通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷空气输送到要求冷却的发动机构件来完成。高压涡轮中的温度为大约1000°C至2000°C而来自压缩机的冷却空气为大约500°C至700°C。尽管压缩机空气处于高温，但它相对于涡轮空气是较冷的，并且可用来冷却涡轮。当前的涡轮发动机翼型件通常包括用于递送冷却空气经过翼型件以冷却翼型件的不同部分的一个或多个内部冷却回路，并且可包括用于冷却翼型件的不同部分的专用冷却回路。
技术实现思路
在一个方面，本公开内容涉及用于涡轮发动机的翼型件。翼型件包括：界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，该外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定翼弦方向，并且还在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向；形成在翼型件的内部中的至少一个冷却管道；沿翼展方向从尖端突出的尖端围栏，该尖端围栏包括与内表面隔开的外表面以及连接外表面和内表面的尖端表面；以及流体地互连的冷却通道的三维网状结构（plexus），其提供在尖端围栏内位于外表面和内表面之间并且流体地联接至该至少一个冷却管道。在另一方面，本公开内容涉及涡轮发动机。涡轮发动机可包括按轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮，以及翼型件，该翼型件包括：界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，该外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定翼弦方向，并且还在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向；形成在翼型件的内部中的至少一个冷却管道；沿翼展方向从尖端突出的尖端围栏，该尖端围栏包括与内表面隔开的外表面以及连接外表面和内表面的尖端表面；以及流体地互连的冷却通道的三维网状结构，其至少部分地提供在尖端围栏内位于外表面和内表面之间并且流体地联接至该至少一个冷却管道。在又一方面，本公开内容涉及一种在涡轮发动机中冷却具有尖端围栏的翼型件的方法。该方法包括：使冷却空气流动经过在翼型件的内部内的至少一个冷却管道；使冷却空气从该至少一个冷却管道流动经过至少部分地定位在尖端围栏内的流体地互连的冷却通道的三维网状结构；以及使冷却空气从三维网状结构喷射经过定位在尖端围栏上的一组出口。附图说明在附图中：图1为用于航空器的涡轮发动机的示意性截面图示。图2为在图1的涡轮发动机中的翼型件组件的透视图，包括根据文中所述各种方面的翼型件。图3为图2的翼型件的透视图，包括尖端围栏和冷却通道的网络。图4为图2的翼型件的侧截面视图。图5为图3的冷却通道的网络的示意性视图。具体实施方式本公开内容的所述实施例涉及用于涡轮发动机的冷却式翼型件和尖端围栏。为例示目的，本公开内容将关于航空器涡轮发动机予以描述。然而，将理解的是，本公开内容并不受限于此而是可具有在发动机（包括涡轮发动机的压缩机区段或涡轮区段）内的通用适用性，以及在非航空器应用例如其它的机动应用和非机动的工业、商业和居住应用中。如文中所用，用语“前”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上运动，或者一构件相比于另一构件相对更靠近发动机入口。结合“前”或“上游”使用的用语“后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者相比于其它构件相对更靠近发动机出口。如文中所用，“一组”可包括任何数目的相应所描述的元件，包括仅一个元件。另外，如文中所用的用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和外发动机周界之间延伸的维度。对于所有方向的提及（例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶、底、上方、下方、竖直、水平、顺时针方向、逆时针方向、上游、下游、向前、向后等）仅是用于标识目的以帮助读者理解本公开内容，而不是造成限制（尤其是关于本公开内容的位置、定向或使用）。对于连接的提及（例如，附接、联接、连接，以及连结）应广义地解释并且可包括在一系列元件之间的中间体部件以及元件之间的相对运动，但另有说明除外。因此，对于连接的提及并非必然地表示两个元件是直接地连接和相对于彼此成固定关系。示例性图仅是用于例示目的并且在所附于此的图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。图1为用于航空器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图示。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以向下游串行流动关系地包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压（LP）压缩机24和高压（HP）压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。风扇区段18包括环绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括关于中心线12径向地布置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳体46环绕，该核心壳体可与风扇壳体40相联接。HP轴或管轴（spool）48关于发动机10的中心线12同轴地设置，将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。LP轴或管轴50在较大直径的环形HP管轴48内关于发动机10的中心线12同轴地设置，将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。管轴48、50围绕发动机中心线是可旋转的，并且联接至可共同地限定转子51的多个可旋转元件。LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静止压缩机翼片60、62旋转以压缩经过级的流体流或对其加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可提供成环并且可相对于中心线12径向地向外延伸，从叶片平台至叶片尖端，而对应的静止压缩机翼片60、62定位在旋转叶片56、58的上游并且与其邻近。注意的是，图1中所示叶片、翼片以及压缩机级的数量仅是为例示目的而选择，并且其它数目也是可行的。用于压缩机级的叶片56、58可安装至盘61（或与其构成一体），该盘安装至HP和LP管轴48、50中的对应一者。用于压缩机级的翼片60、62可按周向布置安装至核心壳体46。HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静止涡轮翼片72、74（也称为喷嘴）旋转以从经过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可提供成环并且可相对于中心线12径向地向外延伸，而对应的静止涡轮翼片72、74定位在旋转叶片68、70的上游并且与其邻近。注意的是，图1中所示叶片、翼片以及涡轮级的数量仅是为例示目的而选择，并且其它数目也是可行的。用于涡轮级的叶片68、70可安装至盘71，该盘安装至HP和LP管轴48、5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，所述翼型件包括：/n界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定翼弦方向，并且还在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向；/n至少一个冷却管道，其形成在所述翼型件的内部中；/n尖端围栏，其沿所述翼展方向从所述尖端突出，所述尖端围栏包括与内表面隔开的外表面以及连接所述外表面和内表面的尖端表面；以及/n流体地互连的冷却通道的三维网状结构，其至少部分地提供在所述尖端围栏内位于所述外表面和内表面之间并且流体地联接至所述至少一个冷却管道。/n

【技术特征摘要】
20181218 US 16/2233081.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定翼弦方向，并且还在根部和尖端之间径向地延伸以限定翼展方向；
至少一个冷却管道，其形成在所述翼型件的内部中；
尖端围栏，其沿所述翼展方向从所述尖端突出，所述尖端围栏包括与内表面隔开的外表面以及连接所述外表面和内表面的尖端表面；以及
流体地互连的冷却通道的三维网状结构，其至少部分地提供在所述尖端围栏内位于所述外表面和内表面之间并且流体地联接至所述至少一个冷却管道。


2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述尖端围栏还包括定位在所述翼型件的吸力侧上的吸力侧部分。


3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括定位在所述吸力侧部分上并且流体地联接至所述三维网状结构的一组吸力侧出口。


4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一组吸力侧出口定位在所述尖端围栏的吸力侧部分的所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：ZD韦伯斯特，SR布拉斯菲尔德，GT加雷，庞廷范，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US