[发明专利]涡轮叶片

说明书

技术领域

涡轮发动机且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机流到多个涡轮叶片上的燃烧气体的流获得能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和功率产生，但最常用于航空应用，诸如飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率产生。

背景技术

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以最大限度增加发动机效率，所以某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是必需的。通常，冷却通过将较冷的流体从高压压缩机和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却流体为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

涡轮叶片大体上包括用于冷却空气的内部冷却通道，且可包括穿过翼型件主体和叶片的末梢的部分。图7中示出了用于冷却叶片末梢的一种现有技术设计。翼型件200用具有至少一个转角202的蛇形冷却通道冷却，转角202由在翼型件200的压力侧壁206和吸力侧壁208之间延伸的内壁204限定。翼型件200的末梢210用末梢通道212冷却。图8中示出了用于冷却叶片末梢的另一现有技术的设计。类似于图7中所示的现有技术设计，翼型件300用具有至少一个转角302的蛇形冷却通道冷却，转角302由在翼型件300的压力侧壁306与吸力侧壁308之间延伸的内壁304限定。这里，翼型件300的末梢310用压力侧壁306和吸力侧壁308上的外周末梢通道312冷却。

发明内容

本发明涉及一种涡轮叶片。一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内，且具有位于末梢附近的至少一个末梢转角；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且包围该至少一个末梢转角以在该至少一个末梢转角的所有侧上形成该至少一个末梢转角与翼型件的外表面之间的冷却屏障。

另一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内且具有从根部朝末梢延伸的至少一个外腿部、从末梢朝根部延伸的返回腿部，以及连接外腿部和返回腿部且位于末梢附近的末梢转角；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且位于末梢转角与侧壁中的至少一个之间以对于末梢转角的整个范围形成侧壁中的所述至少一个与末梢转角之间的冷却屏障。

还有另一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内且具有从根部朝末梢延伸的至少一个外腿部、从末梢朝根部延伸的返回腿部，以及连接外腿部和返回腿部且位于末梢附近的末梢转角，其中末梢转角具有面对末梢的外侧；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且在转角外侧与末梢之间延伸以形成其间的冷却屏障。

技术方案1. 一种涡轮叶片，包括：

翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧壁和吸力侧壁以限定前缘和后缘；

本体冷却通路，其位于所述翼型件内，且具有位于所述末梢附近的至少一个末梢转角；以及

末梢冷却通道，其沿所述末梢延伸且包围所述至少一个末梢转角以在所述至少一个末梢转角的所有侧上形成所述至少一个末梢转角与所述翼型件的外表面之间的冷却屏障。

技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述本体冷却通路还包括蛇形冷却通路。

技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述末梢冷却通道在所述至少一个末梢转角下游与所述本体冷却通路流体连通。

技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述末梢附近的多个末梢转角，其中所述末梢冷却通道包围所述末梢转角以在所述末梢转角的所有侧上形成所述末梢转角与所述翼型件的外表面之间的冷却屏障。

技术方案5. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述翼型件内的多个本体冷却通路，其中所述多个本体冷却通路中的各个均具有位于所述末梢附近的至少一个末梢转角。

技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括后缘冷却通道，其具有沿所述后缘定位且流体地联接到所述末梢冷却通道的至少一个膜孔。

技术方案7. 一种涡轮叶片，包括：