用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件制造技术

一种用于涡轮发动机的翼型件，涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，翼型件包括限定内部并具有外表面的壁，燃烧气流在该外表面上流动，外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧；至少一个冷却导管，其位于内部并流体地联接到冷却气流。主冷却通道具有流体地联接到至少一个冷却导管的至少一个入口，外表面上的主出口。通道将至少一个入口连接到主出口，该通道被分离成第一部分和第二部分。主出口与后缘隔开预定距离。距离。距离。

【技术实现步骤摘要】
用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件


[0001]本公开大体上涉及一种用于发动机的冷却通道，并且更具体地涉及用于冷却翼型件的后缘的一组冷却通道。

技术介绍

[0002]涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机并流过包括固定轮叶和旋转涡轮叶片的多个翼型件的燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。
[0003]用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计为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部件，例如高压涡轮和低压涡轮，可能是有益的。通常，冷却是通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷空气用管道输送到需要冷却的发动机部件来完成的。高压涡轮中的温度约为1000℃至2000℃，并且来自压缩机的冷却空气约为500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但它相对于涡轮空气更冷，并且可用于冷却涡轮。
[0004]现代涡轮叶片通常包括一个或多个内部冷却回路，用于引导冷却空气通过翼型件以冷却翼型件的不同部分，并且可以包括用于冷却翼型件的不同部分(例如翼型件的前缘、后缘和尖端)的专用冷却回路。

技术实现思路

[0005]本公开的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本文公开的实践而获知。
[0006]在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述发动机部件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口、以及将所述入口连接至所述出口的通道，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点、以及与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，其中所述厚度T大于或等于所述第一距离D1与所述第二距离D2之间的差(T>(D2
‑
D1))。
[0007]在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述翼型件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口、将所述至少一个入口连接至所述主出口的通道、位于所述至少一个入口和所述主出口之间的所述通道内的冲击区，其中，所述冲击区将所述通道分离成第一部分和第二部分，所述第一部分具有
在所述至少一个入口和所述冲击区之间延伸的曲线中心线，所述第二部分具有在所述冲击区和所述主出口之间延伸的扩散区段。
[0008]本公开的这些和其他特征、方面和优点将参考以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入本说明书并构成本说明书一部分的附图图示了本公开并且与描述一起用于解释本文公开的原理。
附图说明
[0009]本说明书参考附图阐述了针对本领域普通技术人员的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
[0010]图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
[0011]图2是图1的发动机的翼型件的立体图，翼型件的形式是包括一组冷却通道的叶片。
[0012]图3A是沿图2的线III
‑
III截取的一组冷却通道的横截面视图。
[0013]图3B是根据本文公开的一方面的一组冷却通道的出口部分的变型的放大图。
[0014]图4是来自图3A的一组冷却通道的具有中间开口的冷却通道的示意图。
[0015]图5是沿图4的线V
‑
V截取的冷却通道的横截面视图，示出了中间开口的一个示例性形状。
[0016]图6是沿图4的线V
‑
V截取的冷却通道的替代的横截面视图，示出了中间开口的另一个示例性形状。
[0017]图7是沿图4的线V
‑
V截取的冷却通道的又一个替代的横截面视图，示出了中间开口的又一个示例性形状。
[0018]图8是根据本文公开的另一方面的沿图2的线III
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III截取的一组冷却通道的替代的横截面视图。
[0019]图9是根据本文公开的又一方面的沿图2的线III
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III截取的一组冷却通道的另一替代的横截面视图。
[0020]图10是沿图9的线X
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X截取的冷却通道的横截面视图，示出了冷却通道中的流动增强器分布。
[0021]图11是替代的一组冷却通道的后缘的截面视图，其中只有一个冷却通道具有供应通道和出口通道。
具体实施方式
[0022]本文描述的公开的多个方面针对设置在发动机部件中的冷却孔。更具体地，本公开针对设置在翼型件中靠近翼型件的后缘的一个或多个冷却孔。为了说明的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片来描述本公开。然而，将理解的是，本文描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用(诸如其他移动应用和非移动工业的、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。
[0023]如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“前方”表示在某物的前面，“后方”或“后”表示在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可表示上游，后方/后可表示下游。
[0024]此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”指的是远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向指的是沿着在发动机的中心纵向轴线和外部发动机圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任意数量的元件，包括仅一个。
[0025]所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不应被解释为对实施例的限制，特别是对于本文描述的本公开的各方面的位置、取向或用途的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)将被广义地解释并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动，除非另有说明。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接并且彼此具有固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
[0026]图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。发动机10具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，该轴线或中心线12从前方14延伸到后方16。发动机10以下游串行流动关系包括风本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，其特征在于，所述发动机部件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度T；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口以及将所述入口连接至所述出口的通道，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点以及与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，其中所述厚度T大于或等于所述第一距离D1与所述第二距离D2之间的差(T>(D2
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D1))。2.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第一距离大于或等于所述厚度的一半(D1>(T/2))。3.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第二距离大于或等于所述厚度，并且所述第二距离小于或等于所述厚度的五倍(T<D...

【专利技术属性】
技术研发人员：丹尼尔，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：