[发明专利]涡轮翼型件后缘冷却孔插塞和槽口

说明书

与相关申请的交叉引用

本申请要求2012年5月9日提交的名称为“Turbine airfoil trailing edge cooling hole plug and slot(涡轮翼型件后缘冷却孔插塞和槽口)”的美国临时专利申请No. 61/644,618，该申请的公开内容通过引用并入本文中。

技术领域

本发明大体涉及燃气涡轮发动机翼型件冷却，以及更特别地，涉及通往后缘冷却槽口的涡轮翼型件后缘冷却孔。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，空气在压缩器中加压，并且与燃料在燃烧器中混合，以生成热燃烧气体。该热气体被导引通过涡轮的各级，各级从热气体抽取能量，以驱动压缩器以及做功，诸如驱动典型的航空涡扇发动机应用中的上游风扇。 

涡轮级包括具有成排的中空导叶的静止涡轮喷嘴，所述导叶将燃烧气体导引至从支承转子盘朝外径向延伸的相应的成排的转子叶片。导叶和叶片具有相应的中空翼型件，其具有在其中的相应的冷却回路。

冷却空气典型地是压缩器排气，其从燃烧过程转移，并且因此降低发动机的总体效率。冷却空气的量必须被最小化，以最大化发动机的效率，但是仍然必须使用足够的冷却空气，以充分冷却涡轮翼型件，以最大化其在运行期间的使用寿命。每个翼型件包括大体凹形的压力侧壁和相对的大体凸形的吸力侧壁，这些侧壁在前缘和后缘之间沿从翼型件基部到翼型件顶端的翼展纵向或径向朝外以及沿弦向轴向延伸。对于涡轮叶片来说，翼型件翼展从位于径向内侧平台处的根部延伸到与周围的涡轮护罩间隔开的径向外侧顶端。对于涡轮导叶来说，翼型件从与径向内侧带一体的根部延伸到与外侧带一体的径向外侧顶端。

每个涡轮翼型件还首先在前缘后方增加厚度，且然后厚度减小至相对薄或锋利的后缘，压力侧壁和吸力侧壁在该后缘处接合在一起。翼型件的较宽部分具有充分的内部空间，以容纳各种形式的内部冷却回路以及紊流器，以增强翼型件内部的传热冷却，同时，相对薄的后缘相应地具有有限的内部冷却空间。 

每个翼型件典型地包括延伸通过其侧壁的多排膜冷却孔，其将用过的冷却空气从内部回路排出。膜冷却孔典型地沿朝后缘的向后方向延伸，并且在翼型件的外部表面上产生冷却空气膜，其提供绝热空气垫，以针对在运行期间流过翼型件表面的热燃烧气体进行额外的保护。 

薄的后缘典型地通过成排的后缘冷却槽口或单个伸长槽口保护，该槽口在后缘的上游不远处的破口(breakout)处突破压力侧壁，用于将膜冷却空气从冷却孔排出到其上。单个后缘冷却槽口具有在压力侧中的出口孔，该出口孔始于在限定冷却孔的沿轴向延伸的分隔件的后端处的破口处。轴向分隔件可与翼型件的压力侧以及吸力侧一体地形成，并且其自身必须由通过由其限定的冷却孔排出的空气来冷却。分隔件典型地沿向后方向朝后缘会聚，使得冷却孔以浅的扩散角朝后缘扩散，该扩散角促进排出的冷却空气的发散，而沿分隔件的侧面有小的(如果存在的话)流分离。 

后缘冷却槽口的空气动力学和冷却性能与冷却槽口和介于中间的分隔件的特定构型直接相关。冷却孔和槽口的流动面积调节通过冷却槽口排出的冷却空气流，并且冷却槽口的几何形状影响其冷却性能。 

因此，期望提供一种涡轮翼型件，其具有改进的后缘冷却和冷却孔和冷却槽口，以改进翼型件耐用性和发动机性能。还期望最小化用于后缘冷却的冷却流的量，以便最大化涡轮和发动机的燃料效率。

发明内容

一种燃气涡轮发动机涡轮翼型件(12)包括沿横向间隔开的压力侧壁和吸力侧壁(42,44)，其沿从翼型件基部(34)到翼型件顶端(36)的翼展(S)朝外延伸，且在相对的前缘与后缘(LE,TE)之间沿弦向(C)延伸。沿翼展方向成排(38)的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)在压力侧壁和吸力侧壁(42,44)之间包入翼型件(12)中。至少多个后缘冷却孔(30)终止于单个沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口(66)处，该后缘冷却槽口沿弦向大致延伸到后缘(TE)。冷却孔(30)中的每一个按照向下游串联的冷却流关系包括曲形入口(70)、具有恒定面积和恒定宽度流动横截面(74)的计量区段(100)，以及通往后缘冷却槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)。轴向分隔件(68)在冷却孔(30)之间沿弦向延伸，且沿着翼展(S)沿径向分开冷却孔(30)。分隔件(68)的后端(86)包括弯曲(sweep)尾锥(88)。