[发明专利]用于涡轮翼型件的填角优化

说明书

一种用于燃气涡轮发动机(10)的叶片包括具有压力侧(98)和吸入侧(100)的翼型件(78)，其具有根部(82)和末端壁(120)。压力侧(98)和吸入侧(100)延伸超过末端壁(120)来限定末端通道(121)，限定多个内部转角(138)和外部转角(138)。转角(138)包括填角(140)，以限定大于用于压力壁(98)、吸入壁(100)或末端壁(120)的厚度的厚度。膜孔(132)可延伸穿过填(140)角，使得填角(140)处的膜孔(132)的长度可增大，以限定用于膜孔(132)的增大的长度与直径比，以改进通过膜孔(132)的膜冷却。

背景技术

涡轮发动机，以及具体而言燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从在包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中穿过发动机、穿过燃烧器并且接着到许多涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。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，如用于飞机(包括直升机)。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。

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叶片包括具有限定压力侧和吸入侧的外壁的翼型件，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朝末端延伸。叶片还包括跨越外壁的压力侧和吸入侧并且与外壁交叉来形成至少一个转角的末端通道，其中外壁具有转角处的第一厚度，而末端通道具有转角处的第二厚度。叶片还具有冷却通路，其具有沿末端通道定位并且由末端通道和外壁至少部分地限定使得转角限定冷却通路的转角的一部分。更进一步，叶片包括位于转角处的填角，其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，以及延伸穿过填角来将冷却通路流体地联接于翼型件的外部的至少一个膜孔。

在另一方面，一种形成燃气涡轮发动机的叶片中的膜孔的方法包括形成穿过由末端通道和外壁的交叉形成的冷却通路的转角的填角的膜孔，其中填角具有用于末端通道和外壁的厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。

在另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的叶片包括具有内部冷却通路的翼型件，该内部冷却通路通过使末端壁和外壁交叉，限定转角来至少部分地形成，该转角具有填角，该填角具有交叉的末端壁和外壁中的最厚一个的厚度的至少1.5倍的有效半径，以及延伸穿过填角以及末端壁和外壁中的至少一个的至少一个膜孔。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的叶片，其包括：

翼型件，其具有限定压力侧和吸入侧的外壁，所述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朝末端延伸；

末端壁，其跨越所述外壁的所述压力侧和所述吸入侧并且与所述外壁交叉来形成至少一个转角，其中所述外壁具有所述转角处的第一厚度，而所述末端壁具有所述转角处的第二厚度；

冷却通路，其具有沿所述末端壁定位并且由所述末端壁和所述外壁至少部分地限定的一部分；

填角，其位于所述转角处并且具有所述第一厚度和所述第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径；以及

至少一个膜孔，其延伸穿过所述填角来将所述冷却通路流体地联接于所述翼型件的外部。

技术方案2. 根据技术方案1所述的叶片，其特征在于，所述至少一个膜孔延伸穿过所述压力侧和所述吸入侧中的至少一个。