[发明专利]用于燃气涡轮发动机的翼型件

说明书

一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)可具有外壁(98,100)和内壁(110)，其中各个壁具有厚度(114,116)。壁(98,100,110)可交叉以限定交叉处的转角(112)。冷却通路(106,108)可在转角(112)处或附近由壁(98,100,110)限定，以提供翼型件(78)的内部与外部之间的流体连通。膜孔(122)可设置在壁(98,100,110)中，并且可具有长度(L)和直径(D)来限定长度与直径之比L/D。弓形填角(120)可位于转角(112)中，以限定用于填角(120)的有效半径(152)。有效半径(152)可为壁(98,100,110)的厚度(114,116)的至少1.5倍，以提供用于膜孔(122)的增大的长度与直径比。

技术领域

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。

背景技术

涡轮发动机，以及特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到许多旋转涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如用于飞行器(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，涡轮发动机经常用于发电。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可为有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输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℃，并且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用于冷却涡轮。

当代涡轮叶片以及导叶或喷嘴大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，并且可包括用于冷却叶片的不同部分如叶片的前缘、后缘和末端的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，一种用于燃气涡轮发动机的翼型件包括限定压力侧和吸入侧的外壁，其中外壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘，并且从根部沿翼展方向延伸至末端。冷却通路位于翼型件内，并且由与外壁交叉以限定冷却通路的转角的通路壁至少部分地限定，其中通路壁具有转角处的第一厚度，并且外壁具有转角处的第二厚度。填角位于转角处，并且具有第一厚度和第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。具有有效长度L和有效直径D的至少一个膜孔延伸穿过填角，以将冷却通路流体地联接于翼型件的外部。

在另一方面，一种形成燃气涡轮发动机的翼型件中的膜孔的方法包括形成穿过由两个壁的交叉形成的冷却通路的转角的填角的膜孔，其中填角具有用于两个壁的厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。

在又一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括由限定转角的交叉壁至少部分地形成的内部冷却通路，具有带交叉壁中的最厚者的厚度的至少1.5倍的有效半径的填角，以及延伸穿过填角以及交叉壁中的至少一个的至少一个膜孔。

附图说明

在附图中：

图1为燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

图2为图1的发动机的翼型件的示意性透视图。

图3为示出内部冷却通路的图2的翼型件的截面视图。

图4为具有位于冷却通路的转角处的填角的图3的截面视图。

图5为具有另一个内部通路的转角内的填角的图3的截面视图。

图6为图5的填角的近视图，示出了填角有效半径。

图7为示出翼型件的根部的图2的翼型件的近视截面图。

图8A和8B为示出内部填角和外部填角两者的图7的截面的近视图。

部件列表

10 发动机