[发明专利]受冷却式翼型件后缘和冷却翼型件后缘的方法

说明书

技术领域

本公开大体涉及翼型件后缘，并且更特别地，涉及受冷却式涡轮翼型件后缘。

背景技术

通常，在非限制性示例中，受冷却式翼型件涡轮包括前缘和后缘。当材料温度限于合理值时，涡轮的外部翼型件表面上的热流体与后缘处的非常高的流体速度共同导致高热通量。后缘的加热会导致后缘退化和寿命缩短。过去已经采用了不同的方法来减少后缘的加热。一个这种方法的典型示例是增加后缘的厚度，从而允许对后缘进行内部冷却，以减少所施加的热通量对后缘引起的退化。但是，大体已知的是，后缘的厚度与翼型件的空气动力学效率成反比。因此，后缘的厚度增加会不良地影响翼型件的效率。相反，如果没有充分有效的冷却手段的话，减小后缘的厚度可造成后缘快速退化。

一些翼型件采用冷却系统来对后缘提供冷却。一个这种方法是翼型件压力侧放气槽口，其中，翼型件压力侧的后部部分在通过铸造过程形成翼型件的期间形成为具有中间基台的一系列槽口。放气槽口连接到内部冷却通道上，并且在后缘处提供冷却流体流。冷却流体会降低被加热的后缘的温度。但是，冷却有效性典型地由于入口作用而远达不到良好的耐久性。更特别地，径向馈送冷却流可减少后缘冷却剂流的流畸变或流分离，流畸变或流分离会导致膜有效性低且由此使得金属温度高。这会引起不合乎需要的成本和翼型件效率低下以及零件寿命短。因此，在后缘上获得充分冷却仍然是个挑战。

另外，用来冷却后缘的冷却空气量是个问题。在许多设计中，后缘的冷却流率大于实现有效冷却所需的，但受到制造和实际上可实现的尺寸的约束。因此，允许使用不那么多冷却流但又可制造的改进将使得发动机更高效。

因此提供一种新颖的受冷却式翼型件来解决前述问题将是合乎需要的。

发明内容

现有技术的这些和其它缺点由本公开解决，本公开提供一种受冷却式翼型件后缘和冷却该翼型件后缘的方法。

本公开的一方面在于一种翼型件，其包括：前缘；后缘；吸力侧、压力侧、吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道限定在翼型件的压力侧和吸力侧之间，并且构造成输送冷却流体；与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口；以及一个或多个阻碍结构，其设置在至少一个内部冷却通道内且在剩余压力侧的下游边缘处。翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个冷却通道构造成向多个后缘放气槽口供应冷却流体。一个或多个阻碍结构构造成分配冷却流体流，以及对多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

本公开的另一方面在于一种翼型件，其包括：前缘；后缘；吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道限定在翼型件的压力侧和吸力侧之间，并且构造成输送冷却流体；与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口；销阵列，其定位在至少一个内部冷却通道内，以向后缘分配冷却流体流；以及一个或多个阻碍结构，其在至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处。翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个冷却通道构造成向多个后缘放气槽口供应来自冷却流体源的冷却流体。一个或多个阻碍结构包括预先限定的基本多边形形状，并且构造成分配冷却流体流，以及对多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

本公开的又一方面在于一种冷却翼型件的方法，翼型件包括前缘、后缘、吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道构造成输送冷却流体。方法包括：向与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口供应来自至少一个内部冷却通道的冷却流体；以及通过多个阻碍结构来分配流冷却流体，以在后缘放气槽口上形成引导的冷却流体膜，以通过多个阻碍结构冷却后缘。其中，翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个内部冷却通道包括在至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处的多个阻碍结构，该多个阻碍结构构造成分配冷却流体流。

上面提到的特征的各种改进涉及本公开的各方面。也可在这些各种方面中结合另外的特征。这些改进和额外的特征可单独存在或以任何组合的方式存在。例如，下面关于一个或多个示出的实施例所论述的各种特征可单独或以任何组合的方式结合到本公开的任何以上描述的方面中。再次，上面介绍的简要概述仅意于使读者熟悉本公开的某些方面和语境，而不限于要求保护的主题。

附图说明

当参照附图来阅读以下详细描述时，本公开的以上和其它特征、方面和优点将变得更好理解，其中，相同符号在图中表示相同部件，其中：