[發明專利]渦輪翼型件后緣冷卻孔插塞和槽口

在審

• 申請號: 201380024091.6
• 申請日: 2013-04-12
• 公開（公告）號: CN104285037A
• 公開（公告）日: 2015-01-14
• 發明（設計）人: R.F.小伯格霍爾斯;D.L.杜爾斯托克
• 申請（專利權）人: 通用電氣公司
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18
• 代理公司: 中國專利代理(香港)有限公司 72001
• 代理人: 李強;周心志

與相關申請的交叉引用

本申請要求2012年5月9日提交的名稱為“Turbine?airfoil?trailing?edge?cooling?hole?plug?and?slot(渦輪翼型件后緣冷卻孔插塞和槽口)”的美國臨時專利申請No.?61/644,618，該申請的公開內容通過引用并入本文中。

技術領域

本發明大體涉及燃氣渦輪發動機翼型件冷卻，以及更特別地，涉及通往后緣冷卻槽口的渦輪翼型件后緣冷卻孔。

背景技術

在燃氣渦輪發動機中，空氣在壓縮器中加壓，并且與燃料在燃燒器中混合，以生成熱燃燒氣體。該熱氣體被導引通過渦輪的各級，各級從熱氣體抽取能量，以驅動壓縮器以及做功，諸如驅動典型的航空渦扇發動機應用中的上游風扇。?

渦輪級包括具有成排的中空導葉的靜止渦輪噴嘴，所述導葉將燃燒氣體導引至從支承轉子盤朝外徑向延伸的相應的成排的轉子葉片。導葉和葉片具有相應的中空翼型件，其具有在其中的相應的冷卻回路。

冷卻空氣典型地是壓縮器排氣，其從燃燒過程轉移，并且因此降低發動機的總體效率。冷卻空氣的量必須被最小化，以最大化發動機的效率，但是仍然必須使用足夠的冷卻空氣，以充分冷卻渦輪翼型件，以最大化其在運行期間的使用壽命。每個翼型件包括大體凹形的壓力側壁和相對的大體凸形的吸力側壁，這些側壁在前緣和后緣之間沿從翼型件基部到翼型件頂端的翼展縱向或徑向朝外以及沿弦向軸向延伸。對于渦輪葉片來說，翼型件翼展從位于徑向內側平臺處的根部延伸到與周圍的渦輪護罩間隔開的徑向外側頂端。對于渦輪導葉來說，翼型件從與徑向內側帶一體的根部延伸到與外側帶一體的徑向外側頂端。

每個渦輪翼型件還首先在前緣后方增加厚度，且然后厚度減小至相對薄或鋒利的后緣，壓力側壁和吸力側壁在該后緣處接合在一起。翼型件的較寬部分具有充分的內部空間，以容納各種形式的內部冷卻回路以及紊流器，以增強翼型件內部的傳熱冷卻，同時，相對薄的后緣相應地具有有限的內部冷卻空間。?

每個翼型件典型地包括延伸通過其側壁的多排膜冷卻孔，其將用過的冷卻空氣從內部回路排出。膜冷卻孔典型地沿朝后緣的向后方向延伸，并且在翼型件的外部表面上產生冷卻空氣膜，其提供絕熱空氣墊，以針對在運行期間流過翼型件表面的熱燃燒氣體進行額外的保護。?

薄的后緣典型地通過成排的后緣冷卻槽口或單個伸長槽口保護，該槽口在后緣的上游不遠處的破口(breakout)處突破壓力側壁，用于將膜冷卻空氣從冷卻孔排出到其上。單個后緣冷卻槽口具有在壓力側中的出口孔，該出口孔始于在限定冷卻孔的沿軸向延伸的分隔件的后端處的破口處。軸向分隔件可與翼型件的壓力側以及吸力側一體地形成，并且其自身必須由通過由其限定的冷卻孔排出的空氣來冷卻。分隔件典型地沿向后方向朝后緣會聚，使得冷卻孔以淺的擴散角朝后緣擴散，該擴散角促進排出的冷卻空氣的發散，而沿分隔件的側面有小的(如果存在的話)流分離。?

后緣冷卻槽口的空氣動力學和冷卻性能與冷卻槽口和介于中間的分隔件的特定構型直接相關。冷卻孔和槽口的流動面積調節通過冷卻槽口排出的冷卻空氣流，并且冷卻槽口的幾何形狀影響其冷卻性能。?

因此，期望提供一種渦輪翼型件，其具有改進的后緣冷卻和冷卻孔和冷卻槽口，以改進翼型件耐用性和發動機性能。還期望最小化用于后緣冷卻的冷卻流的量，以便最大化渦輪和發動機的燃料效率。

發明內容

一種燃氣渦輪發動機渦輪翼型件(12)包括沿橫向間隔開的壓力側壁和吸力側壁(42,44)，其沿從翼型件基部(34)到翼型件頂端(36)的翼展(S)朝外延伸，且在相對的前緣與后緣(LE,TE)之間沿弦向(C)延伸。沿翼展方向成排(38)的沿翼展方向間隔開的后緣冷卻孔(30)在壓力側壁和吸力側壁(42,44)之間包入翼型件(12)中。至少多個后緣冷卻孔(30)終止于單個沿翼展方向延伸的后緣冷卻槽口(66)處，該后緣冷卻槽口沿弦向大致延伸到后緣(TE)。冷卻孔(30)中的每一個按照向下游串聯的冷卻流關系包括曲形入口(70)、具有恒定面積和恒定寬度流動橫截面(74)的計量區段(100)，以及通往后緣冷卻槽口(66)的沿翼展方向擴散區段(102)。軸向分隔件(68)在冷卻孔(30)之間沿弦向延伸，且沿著翼展(S)沿徑向分開冷卻孔(30)。分隔件(68)的后端(86)包括彎曲(sweep)尾錐(88)。