[发明专利]具有冷却的涡轮发动机翼型件

说明书

本发明涉及具有冷却的涡轮发动机翼型件。具体而言，一种用于冷却燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)的设备和方法包括用于翼型件(78)的径向外端的末梢(80)，翼型件(78)具有在翼型件(78)的内部(96)内限定冷却回路(110)的内部肋(108)。肋(108)可以是全长度(120)的，在翼型件(78)的根部(82)与末梢(80)之间延伸。可在全长度肋(120)中在末梢(80)附近形成间隙(122)，以形成用于全长度肋(120)的热应力减小结构(122)。

背景技术

涡轮发动机，并且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从行进通过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于陆上和航海机动及功率生成，但是最常用于航空应用，例如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机被用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率生成。

用于飞机的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导到需要冷却的发动机构件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃至2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气为高温的，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用来冷却涡轮。

现代涡轮叶片需要一个或更多个内部冷却通道，以用于将冷却空气发送通过叶片来冷却叶片的不同部分，以便防止在操作期间的极端温度。在冷却和发动机操作期间，叶片暴露于热循环，该热循环可对叶片的构件施加应力。该应力可导致叶片部分的破裂。

发明内容

在一方面中，本发明涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括界定内部并限定压力侧和吸力侧的外表面，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间径向地延伸以限定翼展方向。翼型件还包括冷却回路，冷却回路位于内部内并具有弦向间隔的全长度肋和部分长度肋以在其间限定流动通道，其中全长度肋从根部到末梢沿翼展方向延伸并与末梢接触，并且部分长度肋沿翼展方向延伸并在末梢之前终止以限定用于流动通道的末梢转角。此外，翼型件包括在全长度肋中的与末梢间隔的间隙，以形成用于全长度肋的热应力减小结构。

在另一方面中，本发明涉及一种减轻从燃气涡轮发动机的翼型件的末梢沿翼展方向延伸的内部肋中的热诱导低循环疲劳破裂的方法，该方法包括距末梢预定距离打开内部肋的至少一部分。

在又一方面中，本发明涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括：外表面，其界定内部并限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间径向地延伸以限定翼展方向；肋，其在内部内至少部分地限定冷却回路并且从末梢沿翼展方向延伸，同时在压力侧和吸力侧之间跨越内部；和肋中的间隙，其与末梢间隔以形成用于肋的热应力减小结构。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机10的翼型件78，所述翼型件包括：

外表面，其界定内部96并限定压力侧98和吸力侧100，所述压力侧98和吸力侧100在前缘102与后缘104之间轴向地延伸以限定弦向方向，且在根部82与末梢80之间径向地延伸以限定翼展方向；

冷却回路110，其位于所述内部96内并具有弦向地间隔的全长度肋120和部分长度肋130以在其间限定流动通道140，其中所述全长度肋120从所述根部82到所述末梢80沿翼展方向延伸并与所述末梢80接触，并且所述部分长度肋130沿翼展方向延伸并在所述末梢80之前终止以限定所述流动通道140的末梢转角142；和

所述全长度肋120中的间隙122，其与所述末梢80间隔以形成用于所述全长度肋120的热应力减小结构122。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122是单个连续的间隙122。

技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122延伸所述全长度肋120的全宽度124。