用于涡轮机的涡轮(7)的叶片(18)，该叶片具有冷却区域(ZF)，冷却区域包括三种不同类型的冷却孔口(25，26，27)，冷却孔口通过翼面(30)的壁形成，并且在平台(28)与尖端(S)之间彼此径向地间隔开，后缘连接倒角(17)具有二面角部(DI)的总体形状，二面角部的特征在于后缘连接倒角(17)的半径(R)以及与后缘(BF)相对的、压力面壁(15)与吸力面壁(16)之间的间距(E)，并且间距(E)以及后缘连接倒角(17)的半径(R)在叶片(18)的平台(28)与尖端(S)之间径向地变化。化。化。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括用于冷却后缘的三种类型的孔口的涡轮叶片
[0001]本专利技术涉及对涡轮机涡轮叶片进行冷却的一般领域，更具体地，涉及对用于涡轮机的移动涡轮叶片进行冷却的领域。
[0002]本专利技术适用于任何类型的航空涡轮机或陆地涡轮机。本专利技术能够特别适用于飞行器涡轮机(例如涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机，诸如涡轮风扇发动机)的移动涡轮叶片。本专利技术也能够应用于工业燃气涡轮的移动叶片。优选地，本专利技术还涉及高压移动涡轮叶片的冷却，但也适用于低压和/或中压移动涡轮叶片的冷却。
技术介绍
[0003]为了设计效率更高、消耗更少的发动机，涡轮叶片已经发展成尺寸越来越小，并且能够抵抗越来越高的热应力和机械应力，例如温度、压力、转速等。
[0004]众所周知，涡轮机燃气涡轮(特别是高压涡轮)的叶片在发动机运行期间经受了燃烧气体的高温。这些温度达到了远高于与这些气体接触的各个部件能够承受而不被破坏的值，这限制了部件的使用寿命。
[0005]还已知，高压涡轮的气体温度的升高使得能够提高涡轮机的效率，从而提高发动机的推力与由该涡轮机推动的飞机的重量之间的比值。因此，已经付出努力来制造能够承受越来越高的温度的涡轮叶片。此外，涡轮叶片的改进旨在降低发动机的燃料消耗。
[0006]目前现有的改进叶片(特别是改善叶片的机械强度)的解决方案中的一个解决方案是通过冷却来更有效地降低叶片的工作温度。这种冷却特别地通过布置在叶片中的冷却回路来获得，冷却回路旨在降低叶片的温度。由于这种回路，冷却空气通常通过叶片的根部被引入到叶片中，冷却空气在通过孔口(或钻孔)被喷射之前，沿着由在叶片中制造的空腔形成的路径穿过叶片，孔口(或钻孔)在叶片的表面，特别地在叶片的后缘处开口。改进叶片的冷却回路使得能够减小对叶片进行冷却所需的空气流量，还使得能够增加叶片的使用寿命和/或确保在涡轮级的入口处的温度升高的情况下满足使用寿命目标。
[0007]此外，还能够通过改进空气动力学轮廓来改进叶片，以提高叶片的效率。
[0008]在现有技术中已经描述了旨在改善在高压涡轮的移动叶片的后缘处的冷却和空气动力学轮廓的解决方案。例如，法国专利申请FR 3 041 989 A1公开了通过三个不同的冷却区域来冷却高压涡轮叶片的后缘。法国专利申请FR 2 864 990 A1描述了用于改进在高压涡轮叶片的后缘处的冷却空气排放槽的解决方案。
[0009]然而，仍然需要进一步提高在涡轮叶片的后缘处的冷却效率，特别地以保证涡轮叶片的机械强度，并且使涡轮叶片具有改进的空气动力学轮廓，以使得能够使空气动力学性能最大化。
技术实现思路
[0010]因此，本专利技术的目的是至少部分地克服以上提及的需要以及关于现有技术的实施例的缺点。
[0011]因此，根据本专利技术的一个方面，本专利技术的目的是提供一种涡轮机涡轮叶片，该涡轮机涡轮叶片旨在围绕旋转轴线安装，涡轮机涡轮叶片包括平台(特别是内平台)和轮叶，轮叶相对于旋转轴线在径向方向上延伸，从内向外延伸远离平台并且在顶部处终止，轮叶包括前缘以及位于前缘的下游的后缘，并且轮叶包括下表面壁和上表面壁，下表面壁和上表面壁各自将前缘连接到后缘，下表面壁和上表面壁在后缘处通过后缘倒角彼此连接，
[0012]其特征在于，涡轮机涡轮叶片包括沿着后缘延伸的冷却区域，冷却区域包括三种不同类型的冷却孔口，冷却孔口通过轮叶的壁形成，以使得冷却流能够从轮叶的内部到外部流通，这三种类型的冷却孔口在平台与顶部之间彼此径向地间隔开，
[0013]在叶片的根部处的、靠近平台的区域中，叶片包括第一类型的冷却孔口，第一类型的冷却孔口呈第一冷却孔口的形式，第一冷却孔口在下表面壁与上表面壁之间的后缘倒角的厚度上形成，
[0014]在叶片的顶部处的、靠近顶部的区域中，叶片包括第三类型的冷却孔口，第三类型的冷却孔口呈第三冷却孔口的形式，第三冷却孔口不同于第一孔口，第三冷却孔口在下表面壁和上表面壁中的至少一个壁的厚度上形成，
[0015]在叶片的中部处的、位于在叶片的根部处的区域与在叶片的顶部处的区域之间的区域中，叶片包括第二类型的冷却孔口，第二类型的冷却孔口呈第二冷却孔口的形式，第二冷却孔口不同于第一孔口和第三孔口，第二冷却孔口在下表面壁和上表面壁中的所述至少一个壁的厚度上形成，
[0016]后缘的冷却区域、下表面壁、上表面壁以及后缘倒角大致具有二面角部的形状，二面角部的形状的特征在于后缘倒角的半径以及与后缘相对的、下表面壁与上表面壁之间的间距，并且下表面与上表面之间的间距以及后缘倒角的半径在叶片的平台与顶部之间径向地变化。
[0017]换言之，间距以及后缘倒角的半径的值在径向方向上变化。因此，间距以及后缘倒角的半径的值在叶片的整个高度上、在平台和顶部之间不是恒定的。
[0018]由于本专利技术，能够在用于涡轮机的涡轮叶片的后缘处具有三重冷却构型，并且能够获得叶片的改进的空气动力学轮廓。特别地，因此能够在叶片具有与集成有常规冷却回路的涡轮叶片相同的使用寿命的情况下，通过减小对叶片(特别是高压涡轮的叶片)进行冷却所需的流量来减少涡轮发动机的燃料消耗。此外，相对于结合了常规的后缘冷却技术的叶片，通过允许在后缘处限定具有根据高度调整的尺寸的二面角部，从而能够提高空气动力学效率，特别是高压涡轮级的空气动力学效率。此外，与集成有用于对后缘进行冷却的常规解决方案(例如在后缘处的槽)的叶片相比，能够增加叶片(特别是高压涡轮叶片)的使用寿命。
[0019]根据本专利技术的涡轮叶片还可以包括以下特征中的一个或多个特征，这些特征被单独地采用或以任何技术上可能的方式被组合地采用。
[0020]优选地，第二冷却孔口和第三冷却孔口可以在下表面壁的厚度上形成。
[0021]此外，第一冷却孔口、第二冷却孔口以及第三冷却孔口可以各自包括不同类型的冷却孔口，不同类型的冷却孔口选自具有圆形横截面的钻孔、具有椭圆形横截面的钻孔或者呈槽的形状的钻孔。
[0022]特别地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面
的钻孔，第二冷却孔口可以包括冷却槽(特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽)以及钻孔(特别是具有圆形横截面的钻孔)中的一种，并且第三冷却孔口可以包括冷却槽和钻孔中的另一种。
[0023]特别地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面的钻孔，第二冷却孔口可以包括冷却槽，特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽，并且第三冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面的钻孔。
[0024]替代地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面的钻孔，第二冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面的钻孔，并且第三冷却孔口可以包括冷却槽，特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽。
[0025]优选地，第一冷却孔口可以包括具有圆形横截面的钻孔。第一冷却孔口的直径可以介于0.15mm至0.50mm之间。
[0026]此外，第一孔口的径向间本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种涡轮机涡轮(7)叶片(18)，所述涡轮机涡轮叶片旨在围绕旋转轴线(2)安装，所述涡轮机涡轮叶片包括平台(28)和轮叶(30)，所述轮叶相对于所述旋转轴线(2)在径向方向(23)上延伸，从内向外延伸远离所述平台(28)并且在顶部(S)处终止，所述轮叶(30)包括前缘(BA)以及位于所述前缘(BA)的下游的后缘(BF)，并且所述轮叶(30)包括下表面壁(15)和上表面壁(16)，所述下表面壁和所述上表面壁各自将所述前缘(BA)连接到所述后缘(BF)，所述下表面壁(15)和所述上表面壁(16)在所述后缘(BF)处通过后缘倒角(17)彼此连接，其特征在于，所述涡轮机涡轮叶片包括沿着所述后缘(BF)延伸的冷却区域(ZF)，所述冷却区域(ZF)包括三种不同类型的冷却孔口(25，26，27)，所述冷却孔口通过所述轮叶(30)的壁形成，以使得冷却流能够从所述轮叶(30)的内部到外部流通，这三种类型的冷却孔口(25，26，27)在所述平台(28)与所述顶部(S)之间彼此径向地间隔开，在所述叶片的根部(ZP)处的、靠近所述平台(28)的区域中，所述叶片(18)包括第一类型的冷却孔口(25)，所述第一类型的冷却孔口呈第一冷却孔口(25)的形式，所述第一冷却孔口在所述下表面壁(15)与所述上表面壁(16)之间的后缘倒角(17)的厚度上形成，在所述叶片的顶部(ZS)处的、靠近所述顶部(S)的区域中，所述叶片(18)包括第三类型的冷却孔口(27)，所述第三类型的冷却孔口呈第三冷却孔口(27)的形式，所述第三冷却孔口不同于所述第一孔口(25)，所述第三冷却孔口在所述下表面壁(15)和所述上表面壁(16)中的至少一个壁的厚度上形成，在所述叶片的中部(ZM)处的、位于在所述叶片的根部(ZP)处的区域与在所述叶片的顶部(ZS)处的区域之间的区域中，所述叶片(18)包括第二类型的冷却孔口(26)，所述第二类型的冷却孔口呈第二冷却孔口(26)的形式，所述第二冷却孔口不同于所述第一孔口(25)和所述第三孔口(27)，所述第二冷却孔口在所述下表面壁(15)和所述上表面壁(16)中的所述至少一个壁的厚度上形成，所述后缘(BF)的冷却区域(ZF)、所述下表面壁(15)、所述上表面壁(16)以及所述后缘倒角(17)大致具有二面角部(DI)的形状，所述二面角部的形状的特征在于所述后缘倒角(17)的半径(R)以及与所述后缘(BF)相对的、所述下表面壁(15)与所述上表面壁(16)之间的间距(E)，所述间距(E)由在距所述后缘(BF)预定距离处的、所述下表面壁(15...
【专利技术属性】
技术研发人员：莱昂德尔，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：
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