[发明专利]非对称成形的后缘冷却孔

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求享有于2012年5月9日提交的题名为“非对称成形的后缘冷却孔”的美国临时专利申请No.61/645/008的优先权，其公开通过引用而结合在本文中。

技术领域

本发明大体涉及燃气涡轮发动机涡轮翼型件冷却，并且更具体地说，涉及通向后缘冷却槽口的涡轮翼型件后缘冷却孔。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中进行压缩，并在燃烧器中与燃料进行混合，以用于产生热的燃烧气体。热的气体被引导穿过涡轮的各个级，涡轮从中抽取能量，以用于驱动压缩机和做功，例如在典型的飞机涡轮风扇发动机应用中驱动上游风扇。

涡轮级包括固定的涡轮喷嘴，其具有一排空心的导叶，导叶将燃烧气体引导至相对应的从支承性转子盘沿径向向外延伸的一排转子叶片中。导叶和叶片具有相对应的空心的翼型件，翼型件里面具有相对应的冷却回路。

冷却空气典型地是从燃烧过程转移过来的压缩机排出空气，并从而降低了发动机的总效率。为了最大限度地增加发动机的效率，必须最大限度地减小冷却空气的数量，但尽管如此，必须使用足够的冷却空气来充分地冷却涡轮翼型件，以便最大限度地增加其在运行期间的有效寿命。各个翼型件包括大体凹入的压力侧壁和相对的大体凸起的吸力侧壁，它们沿着从翼型件基部至翼型件顶端的翼展沿纵向或沿径向向外延伸，并且沿轴向在弦向方向上在前缘和后缘之间延伸。对于涡轮叶片，翼型件翼展从径向内侧平台处的根部延伸至与周围涡轮护罩间隔开的径向外侧顶端。对于涡轮导叶，翼型件从与径向内带构成整体的根部延伸至与外带构成整体的径向外侧顶端。

各个涡轮翼型件的厚度最初还在前缘后面增加，然后厚度向相对较薄的或尖锐的后缘减小，在后缘处，压力侧壁和吸力侧壁连接在一起。翼型件较宽的部分具有足够的内部空间，用于容纳各种形式的内部冷却回路和紊流器，以便增强翼型件内部的热传递冷却，而相对较薄的后缘具有相对有限的内部冷却空间。

各个翼型件典型地包括各种穿过其侧壁而延伸成排的薄膜冷却孔，其从内部回路排出使用过的冷却空气。薄膜冷却孔典型地在向后方向朝着后缘倾斜，并且在翼型件的外表面上产生冷却空气薄膜，其为抵抗在运行期间在翼型件表面上流过的热的燃烧气体提供了用于额外保护的隔热气毯。

薄的后缘典型地受到一排后缘冷却孔的保护，后缘冷却孔在后缘上游的破口(breakout)不远处突破压力侧壁，以将薄膜冷却空气排出到后缘冷却槽口中。各个后缘冷却孔在压力侧中具有出口孔，其开始于破口处，并且在径向方向上可由或不由沿轴向延伸的间壁的后端处暴露的槽脊来界定边界，沿轴向延伸的间壁限定了冷却槽口。

轴向间壁可与翼型件的压力侧和吸力侧整体地成形，并且自身必须通过由其限定的冷却槽口所排出的空气进行冷却。间壁典型地在向后方向上朝着后缘收敛，使得冷却槽口朝着后缘以浅发散角进行发散，这促进了排出的冷却空气进行扩散，而沿着间壁的侧部很少有(如果有的话)流分离。

后缘冷却槽口的空气动力学性能和冷却性能直接与冷却槽口和中间间壁的具体配置相关。冷却槽口的流动面积调节通过冷却槽口排出的冷却空气的流量，并且冷却槽口的几何结构影响其冷却性能。

冷却槽口的发散角或扩散角可使排出的冷却空气出现不符合要求的流分离，这将降低排出空气的性能和冷却效率。这还增加了损失，这对涡轮效率产生负面影响。直接位于单独的冷却槽口下面的薄后缘的部分通过排出的冷却空气进行有效地冷却，其中在间壁的后端，排出的空气还分布在中间的暴露的槽脊上。槽脊是与吸力侧壁整体成形的压力侧壁的实心部分，并且必须依赖于从相邻的后缘冷却槽口排出的空气进行冷却。

尽管这些出口槽脊具有小的尺寸且后缘冷却槽口具有显著的冷却性能，但是在燃气涡轮发动机的恶劣环境中，由于其高的运行温度，涡轮翼型件的薄的后缘典型地限制了那些翼型件的寿命。

冷却空气对涡轮流道中的主流气体的压力比典型地在后缘是最高的，所以将冷却流调节至所需水平通常是困难的。薄膜冷却效率必须在槽口底面或露台和槽脊上都足够高，以保持可接受的金属温度。这对于槽脊是极大的挑战，槽脊必须依赖于侧向冷却流迁移，以达到顶表面。

因此，需要提供一种涡轮翼型件，其具有改进的后缘冷却和冷却槽口，以改善翼型件耐用性和发动机性能。还需要最大限度地减小用于后缘冷却的冷却流，从而最大限度增加涡轮和发动机的燃料效率。还需要提供一种冷却空气计量方法，从而最大限度地减小槽口的冷却孔出口的吹送比，以便在与槽脊边缘有良好的流对准以及有较小的槽脊面积的条件下，保持良好的槽口底面薄膜效率、低的冷却流和在槽脊上的冷却薄膜效率。