[發(fā)明專利]燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)后緣噴射孔

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710080768.8
• 申請日: 2017-02-15
• 公開（公告）號: CN107084005B
• 公開（公告）日: 2019-11-29
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: D.G.科尼策爾;M.L.克魯馬納克;W.N.杜利;J.H.戴恩斯
• 申請（專利權(quán)）人: 通用電氣公司
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18
• 代理公司: 72001 中國專利代理(香港)有限公司
• 代理人: 楊忠;傅永霄<國際申請>=<國際公布>=

本發(fā)明提供一種用于燃?xì)鉁u輪機(jī)翼型件的裝置和方法，包括使用多個(gè)后緣噴射孔的后緣冷卻回路。所述噴射孔可包括周向弧形入口、會聚段、計(jì)量段和分流段，以提高翼型件的冷卻和鑄造性能。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及渦輪發(fā)動機(jī)。

背景技術(shù)

渦輪發(fā)動機(jī)，尤其是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)或燃燒式渦輪發(fā)動機(jī)，是旋轉(zhuǎn)式發(fā)動機(jī)，這種發(fā)動機(jī)從經(jīng)由發(fā)動機(jī)流動到多個(gè)旋轉(zhuǎn)渦輪動葉上的燃燒氣流中提取能量。

用于飛行器的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)被設(shè)計(jì)成可在高溫下運(yùn)行，以最大化發(fā)動機(jī)效率，因此冷卻高壓渦輪和低壓渦輪等特定發(fā)動機(jī)部件是有益的。通常，用管道將冷氣從高壓和/或低壓壓縮機(jī)輸送到需要冷卻的發(fā)動機(jī)部件，以完成冷卻。高壓渦輪的溫度在1000℃到2000℃左右，來自壓縮機(jī)的冷氣在500℃到700℃左右。盡管壓縮機(jī)空氣溫度很高，但相對渦輪空氣而言，壓縮機(jī)空氣的溫度較低，可以用來冷卻渦輪。

現(xiàn)在的渦輪動葉大體上包括一個(gè)或多個(gè)內(nèi)部冷卻回路，用以引導(dǎo)冷氣通過動葉，從而冷卻動葉的不同部分，同時(shí)可以包括用于冷卻動葉的前緣、后緣和尖部等不同部分的專用冷卻回路。

發(fā)明內(nèi)容

一方面，本發(fā)明的實(shí)施例涉及一種用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的翼型件，其包括限定壓力側(cè)和吸力側(cè)的外表面，所述壓力側(cè)和吸力側(cè)在前緣與后緣之間軸向延伸并且在根部與尖部之間徑向延伸，所述前緣和后緣限定翼弦方向，所述根部和尖部限定翼展方向。所述翼型件進(jìn)一步包括位于翼型件內(nèi)部并具有從根部延伸至尖部的冷卻通道的冷卻回路，多個(gè)后緣噴射孔設(shè)置在翼展方向上的冷卻通道內(nèi)，并且所述后緣噴射孔呈具有周向弧形(radiused)入口段、會聚段、計(jì)量段和分流段的軸向流布置。

另一方面，本發(fā)明的實(shí)施例涉及用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的翼型件，所述翼型件包括具有在翼展方向上從根部延伸至尖部的冷卻通道的冷卻回路，所述冷卻通道內(nèi)設(shè)有多個(gè)后緣噴射孔，所述后緣噴射孔包括周向弧形入口段、會聚段、計(jì)量段和分流段。

還有一個(gè)方面，本發(fā)明的實(shí)施例涉及一種通過多個(gè)后緣噴射孔提供冷卻流體流的方法，包括加快冷卻流體流入后緣噴射孔的速度，并減慢冷卻流體流出后緣噴射孔的速度。

技術(shù)方案1：一種用于渦輪發(fā)動機(jī)的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定壓力側(cè)和吸力側(cè)，所述壓力側(cè)和所述吸力側(cè)在前緣與后緣之間軸向延伸并且在根部與尖部之間徑向延伸，所述前緣和所述后緣限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；冷卻回路，其位于翼型件內(nèi)部，并具有從所述根部朝所述尖部延伸的冷卻通道；以及多個(gè)后緣噴射孔，其設(shè)置在翼展方向上的冷卻通道內(nèi)，并且呈具有周向弧形入口段、會聚段、計(jì)量段和分流段的軸向流布置。

技術(shù)方案2：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件，其中，所述會聚段包括減小的橫截區(qū)域，以加快氣流流入所述后緣噴射孔的速度。

技術(shù)方案3：根據(jù)技術(shù)方案2所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的橫截區(qū)域，以減慢氣流流出所述后緣噴射孔的速度。

技術(shù)方案4：根據(jù)技術(shù)方案3所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的擴(kuò)展角。

技術(shù)方案5：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件，其中，所述后緣噴射孔的中心線與所述壓力側(cè)或所述吸力側(cè)其中之一平行。

技術(shù)方案6：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件，其中，所述后緣噴射孔的中心線將所述翼型件對半平分。

技術(shù)方案7：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件，其中，所述計(jì)量段的長度與直徑比率至少為1。

技術(shù)方案8：根據(jù)技術(shù)方案7所述的翼型件，其中，所述長度與直徑比率為2。

技術(shù)方案9：根據(jù)技術(shù)方案7所述的翼型件，其中，所述計(jì)量段的所述長度為40密耳。

技術(shù)方案10：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件，其中，所述會聚段和分流段限定線性中心線。