[发明专利]带有具有冷却空气转向喷嘴的导叶的燃气涡轮发动机

说明书

背景技术

涡轮发动机(且具体地，燃气或燃烧涡轮发动机)是从经过发动机而到达大量涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于陆地及航海运动和发电，但最普遍地用于航空应用，诸如用于飞机(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运行，以使发动机推力最大化，所以，诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件的冷却可能是必要的。典型地，通过将更冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机用导管输送至要求冷却的发动机构件而完成冷却。在使涡轮冷却时，可以使冷却空气经过涡轮导叶的内部。

一个冷却的方法是，将压缩机空气发送穿过涡轮导叶的内部，在该处冷却空气能够然后传递到转子中，以使转子的诸如在上面安装有叶片的旋转盘的部分冷却。为了避免效率损失，理想的是，退出导叶且进入转子的冷却空气定向成与转子的旋转方向大体上对准且与旋转盘的速度匹配。

发明内容

在一个方面，本发明的实施例涉及一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶组件，导叶组件包括导叶，导叶具有翼型件主体，翼型件主体从前缘轴向地延伸至后缘，并且，从根部径向地延伸至尖端。导叶包括冷却空气通道，冷却空气通道径向地延伸穿过翼型件主体，并且，具有在尖端处的入口和在根部处的出口。流量控制插入件位于冷却空气通道内，并且，限定管道，管道具有与冷却空气通道入口相对应的入口和与冷却空气通道出口相对应的出口。转向喷嘴安装至导叶，并且，具有带有入口和出口的转向通道，转向喷嘴入口流体联接至流量控制插入件出口。转向通道是这样的而使得自转向通道出口起的转向通道中心线相对于与旋转轴线垂直的平面形成第一锐角。

在另一方面，实施例涉及一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶的转向喷嘴，其中，转向喷嘴包括带有入口和出口的转向通道，并且，转向通道局部地转向经过至少80度的平滑转角。转向通道在平滑转角的下游具有减小的横截面区域，其中，在转向喷嘴安装至导叶时，转向通道使大体上径向于旋转轴线的退出导叶的流转向至大体上切向于通过使径向线围绕旋转轴线的旋转而限定的平面的流。

本发明的第一技术方案提供了一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶组件，所述导叶组件包括：导叶，其具有从前缘轴向地延伸至后缘且从根部径向地延伸至尖端的翼型件主体；冷却空气通道，其径向地延伸穿过所述翼型件主体，且具有在所述尖端处的入口和在所述根部处的出口；流量控制插入件，其设置于所述冷却空气通道内，且限定具有与冷却空气通道入口相对应的入口和与冷却空气通道出口相对应的出口的管道；以及转向喷嘴，其安装至所述导叶，且具有带有入口和出口的转向通道，转向喷嘴入口流体地联接至流量控制插入件出口，并且所述转向通道如此使得自转向通道出口起的转向通道中心线相对于与所述旋转轴线大体上垂直的平面而形成第一锐角。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述转向通道中心线与所述转向通道入口处的从所述旋转轴线延伸的大体上径向的线对准。

本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，所述转向通道中心线相对于所述径向线而形成第二锐角。

本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，所述第二锐角相对于所述旋转方向而成零度。

本发明的第五技术方案是在第三技术方案中，所述转向喷嘴定向成使得所述转向通道中心线沿所述旋转轴线的旋转方向延伸穿过所述转向通道出口。

本发明的第六技术方案是在第五技术方案中，所述转向喷嘴包括减小的横截面区域部分，以在冷却空气经过所述转向通道时加速所述冷却空气。

本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述转向通道入口容纳于所述管道出口内。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，所述导叶包括在所述根部处的内部平台，并且，所述转向喷嘴安装至所述内部平台。

本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，所述转向喷嘴包括抵接所述内部平台的肩状部，并且，所述肩状部紧固至所述内部平台。

本发明的第十技术方案是在第九技术方案中，所述内部平台具有流体地联接至所述管道出口的开口，所述转向通道具有容纳于所述内部平台开口内的位于所述肩状部上方的插入部分，并且，所述肩状部起插入止挡部的作用，并且，所述转向喷嘴包括从所述转向通道伸出的旋转止挡部，以将所述转向喷嘴的旋转位置相对于所述导叶而固定，由此，通过将所述插入部分插入至所述内部平台开口中直至所述肩状部抵接所述平台，然后，使所述转向喷嘴旋转，直至所述旋转止挡部止挡旋转，从而将所述转向喷嘴安装至所述导叶。