[发明专利]用于翼型前沿的冷却通道

说明书

本发明涉及燃气轮发动机，特别涉及该发动机的涡轮部分的叶片或桨片翼型以及这些翼型的冷却系统。

高性能的燃气轮发动机是在非常高的温度下工作的，因此需要精制的冷却系统来保护暴露在高温下的翼型。为了将多余的热量从翼型上带走，传统的翼型冷却方法一般采用中空的翼型。在叶片中以一插入的管子确定一空腔，该管子把冷空气从压缩机导入到空腔中，该管子设置一开口，形成把冷却剂空气喷射到该翼型壁的内表面上的一喷口。冷却剂空气还在该翼型的空腔中流动，以提高与翼型壁内表面的热对流。然而，该翼型要承受分布不均匀的外部热负载，并在翼型前沿附近有最大负载。

一种最有效的冷却方法就是在翼型表面的外部上形成一层绝缘保护膜。膜冷却包括在该翼型壁内形成的离散的通道中喷出冷却剂空气。被用于在该翼型的外表面上形成一膜的空气冷却剂是首先被用作为在翼型的内表面上的冲击空气的冷却剂空气。而且，当这些冷却剂空气从离散的通道中喷出的时候，从翼型中带走了更多的热量，以使这些不同方法的冷却效果是累加起来的。

然而，这种称之为对流冷却的，通过冲击、引导以及喷射的内部冷却方法是流率的函数。当提高流率时就能提高散热的速度，同样具有在冷却剂空气从离散通道中排出时提高其喷射速度，从而引起冷却剂空气更一步地透入到热气流的路径中，提高冷却剂空气和热气流的混合的效果，这对在翼型表面上形成一保护绝缘膜是不利的。

此外，在通道的出口处还会形成旋涡。这些旋涡有从热气流中吸收热气体到通道出口附近叶片表面的趋势，引起局部热负载的升高。传统的延伸到叶片外表面的圆柱形通道对这些缺陷最为敏感。

目前已有几种改善在翼型上形成绝缘保护膜的尝试，这些尝试包括1970年9月8号授予Howald的美国3527543号专利。Howald专利表明翼型下游方向上的冷却孔与流动路径相对。换句话说，尽管在径向方向上倾斜的Howald专利中的这些孔在与翼型的外表面垂直的平面内延伸。这使得在该孔的下游区域中的冷却剂空气扩散很少，从而允许冷却剂空气喷射以透入到流动路径内的热气体中，这根据冷却剂空气的流率而不是在该孔的下游形成一膜。这种方法尤其不适用于在翼型外表面上必须形成有效冷却膜的该翼型的前沿区域中。另外，由于这些Howald孔是在与翼型外表面成一直角的平面内延伸，所以相对较短，因此在气体温度较高时不能提供充分的对流冷却。

在1987年8月4号授予Field的美国4684323号专利中，这些孔和通道几乎都是沿下游方向延伸而没有一径向组成部分。根据Field的现有技术中的矩形扩散区易发生分裂，冒有热气体透入到通道中的危险。Field提出的解决方案是绕过扩散区的侧壁，允许在这些侧面壁上有一个更大的发散角。然而，很明显，如果Field对这些通道定向以提供径向组成部分，在扩散段内分裂将是普遍的。

本发明的一个目的就是提供一种改进的空气冷却剂通道的设计方案，克服了如由Howald和Field代表的现有技术中的缺陷，并改善了主要在翼型的前沿上的绝缘保护膜的形成。

本发明的进一步的目的是提供一种冷却剂空气通道，该通道较之现有技术提高了翼型壁的对流冷却。

本发明更进一步的目的是提供一种改进的翼型通道的型式，使在翼型表面上特别是在翼型的前沿区域中覆盖一更均匀的绝缘保护膜。

在根据本发明的一构成中，设置一个用于一翼型的前沿部分的在热气流径内的壁，其中相对于该流径，在通过该壁上的的一静点的一径向前沿轴的两侧的任一侧上的该壁中设置有数个通道，每个通道具有一直圆柱孔部分以及形成其出口的一圆锥部分，各通道以具有相对于该前沿轴的一径向组成部分和一下游组成部分的一角度延伸通过该壁以使该圆锥出口形成相对于该通道的出口的至少在下游部分中的该翼型的该壁的表面中凹入的一扩散区。