[发明专利]具有冷却回路的翼型件组件

说明书

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件组件包括叶片、平台和燕尾榫。翼型件组件进一步包括冷却回路，冷却回路包括燕尾榫的内部室，其与翼型件组件的外部或与叶片的内部室和至少一个冷却通道具有流体连通。

背景技术

涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或内燃涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机至多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。

用于飞机的燃气涡轮发动机设计成在高温下工作以最大限度地提高发动机效率，因此冷却某些发动机构件诸如高压涡轮和低压涡轮可是有利的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用管道输送至需要冷却的发动机构件而实现冷却。在高压涡轮中的温度为1000°C至2000°C左右且来自压缩机的冷却空气的温度为500°C至700°C左右。虽然压缩机空气温度高，但是其相对于涡轮空气来说温度较低，从而可用来冷却涡轮。

现代的涡轮叶片、以及静叶或喷嘴大体上包括一个或多个内部冷却回路，用于输送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分，并可包括专门的冷却回路，用于冷却叶片的不同部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。

发明内容

在一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件组件包括：具有相反的第一和第二表面的平台；翼型件，其从平台的第一表面延伸并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧从前缘轴向地延伸至后缘以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中根部邻近平台；冷却通道，其定位在翼型件内，并穿过平台而进入翼型件的内部；和至少一个弯曲的冷却通道，其具有与冷却回路处于流体连通的入口和在第一表面上的出口。

在另一方面，一种用于涡轮发动机的叶片包括：具有相反的第一和第二表面的平台；从第二表面延伸的燕尾榫；翼型件，从第一表面延伸并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中根部邻近平台；冷却回路，其穿过燕尾榫、平台并进入翼型件的内部；和至少一个弯曲的冷却通道，其具有与冷却回路处于流体连通的入口和在第一表面上的出口。

在又一方面，实施例涉及一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法，方法包括使冷却空气穿过在支承翼型件的平台中的弯曲的通道以及通过邻近翼型件的根部的出口排出冷却空气。

技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：

a. 具有相反的第一和第二表面的平台；

b. 翼型件，其从所述第一表面延伸，并具有界定内部且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述压力侧和吸力侧在前缘至后缘之间轴向延伸以限定弦向方向并在根部和末梢之间径向延伸以限定翼展方向，其中所述根部邻近所述平台；

c. 冷却回路，其穿过所述平台并进入所述翼型件的内部中；和

d. 至少一个弯曲的冷却通道，其具有与所述冷却回路处于流体连通的入口和在所述第一表面上的出口。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一和第二表面中的所述一个为所述第一表面。

技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述通道限定中心线，在所述出口处所述中心线与所述第一表面限定夹角。

技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于30度。

技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件组件，其特征在于，所述夹角小于20度。

技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一个弯曲的冷却通道限定多个冷却通道，其各自具有对应的入口和出口。

技术方案7. 根据技术方案6所述的翼型件组件，其特征在于，所述冷却通道中的至少一些使其出口与围绕所述翼型件的流动流线对齐。