[发明专利]用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法

说明书

本申请提供了用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法，其可以包括翼型件(例如被冷却的涡轮叶片)，其具有顶端轨道，所述顶端轨道延伸超出顶端壁，顶端壁在顶端处包围翼型件的内部。可以在顶端轨道中提供多个冷却孔。冷却流体流可以通过冷却孔从翼型件的内部提供以冷却翼型件的顶端。

技术领域

本申请涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流中提取到众多旋转涡轮叶片上，并且在一些情况下(例如飞行器)产生用于推进的推力。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以最大化发动机效率，所以某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，冷却是通过用管道将较冷空气从高压和/或低压压缩机送到需要冷却的发动机部件来完成的。高压涡轮中的温度可能为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气可能为500℃到700℃，这种温差足以冷却高压涡轮。

现代的涡轮叶片以及轮叶或喷嘴通常包括一个或多个内部冷却回路，用以通过叶片传送冷却空气从而冷却叶片的不同部分，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和顶端)的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，本申请涉及一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：外壁，所述外壁限定内部并具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸。冷却回路位于所述内部中并具有至少一个冷却通道。顶端壁在所述顶端处包围内部。顶端轨道从所述外壁延伸超出所述顶端壁，并具有外表面和内表面。多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，并流体地连接到所述冷却通道，所述多个冷却孔中的每一个包括沿所述外表面定位的出口。

在另一方面，本申请涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁限定内部并具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸。顶端轨道在所述顶端处从外壁延伸，并具有外表面。多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，并联接到所述内部，所述多个冷却孔中的每一个具有在所述外表面上并围绕所述顶端轨道间隔开的出口。

在又一方面，本申请涉及一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的顶端的方法，所述方法包括通过在顶端轨道内提供的多个冷却孔排出冷却流体，所述顶端轨道形成于翼型件的顶端处，并具有提供于所述顶端轨道的外表面处的出口。

技术方案1.一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：外壁，所述外壁限定内部且具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸以及在限定展向方向的根部和尖端之间径向地延伸；至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道形成于所述内部中；顶端壁，所述顶端壁在所述顶端处包围所述内部；顶端轨道，所述顶端轨道从所述外壁延伸超出所述顶端壁，且具有外表面和内表面；以及多个冷却孔，所述多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，且流体地连接到所述冷却通道，所述多个冷却孔中的每一个包括沿所述外表面或所述内表面定位的出口。

技术方案2.根据技术方案1所述的叶片，所述顶端轨道还包括前缘部分，所述前缘部分相对于所述前缘间隔开，所述多个冷却孔中的一些在所述前缘部分中不存在。

技术方案3.根据技术方案1所述的叶片，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少25％。

技术方案4.根据技术方案3所述的叶片，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少50％。

技术方案5.根据技术方案1所述的叶片，所述多个冷却孔中的至少一些形成为扩散区段，所述扩散区段邻近所述出口。

技术方案6.根据技术方案1所述的叶片，所述顶端壁部分地限定所述至少一个冷却通道。