[发明专利]燃气涡轮发动机后缘喷射孔

说明书

本发明提供一种用于燃气涡轮机翼型件的装置和方法，包括使用多个后缘喷射孔的后缘冷却回路。所述喷射孔可包括周向弧形入口、会聚段、计量段和分流段，以提高翼型件的冷却和铸造性能。

技术领域

本发明涉及涡轮发动机。

背景技术

涡轮发动机，尤其是燃气涡轮发动机或燃烧式涡轮发动机，是旋转式发动机，这种发动机从经由发动机流动到多个旋转涡轮动叶上的燃烧气流中提取能量。

用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成可在高温下运行，以最大化发动机效率，因此冷却高压涡轮和低压涡轮等特定发动机部件是有益的。通常，用管道将冷气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件，以完成冷却。高压涡轮的温度在1000℃到2000℃左右，来自压缩机的冷气在500℃到700℃左右。尽管压缩机空气温度很高，但相对涡轮空气而言，压缩机空气的温度较低，可以用来冷却涡轮。

现在的涡轮动叶大体上包括一个或多个内部冷却回路，用以引导冷气通过动叶，从而冷却动叶的不同部分，同时可以包括用于冷却动叶的前缘、后缘和尖部等不同部分的专用冷却回路。

发明内容

一方面，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括限定压力侧和吸力侧的外表面，所述压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和后缘限定翼弦方向，所述根部和尖部限定翼展方向。所述翼型件进一步包括位于翼型件内部并具有从根部延伸至尖部的冷却通道的冷却回路，多个后缘喷射孔设置在翼展方向上的冷却通道内，并且所述后缘喷射孔呈具有周向弧形(radiused)入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。

另一方面，本发明的实施例涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括具有在翼展方向上从根部延伸至尖部的冷却通道的冷却回路，所述冷却通道内设有多个后缘喷射孔，所述后缘喷射孔包括周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段。

还有一个方面，本发明的实施例涉及一种通过多个后缘喷射孔提供冷却流体流的方法，包括加快冷却流体流入后缘喷射孔的速度，并减慢冷却流体流出后缘喷射孔的速度。

技术方案1：一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间轴向延伸并且在根部与尖部之间径向延伸，所述前缘和所述后缘限定翼弦方向，所述根部和所述尖部限定翼展方向；冷却回路，其位于翼型件内部，并具有从所述根部朝所述尖部延伸的冷却通道；以及多个后缘喷射孔，其设置在翼展方向上的冷却通道内，并且呈具有周向弧形入口段、会聚段、计量段和分流段的轴向流布置。

技术方案2：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述会聚段包括减小的横截区域，以加快气流流入所述后缘喷射孔的速度。

技术方案3：根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述分流段包括加大的横截区域，以减慢气流流出所述后缘喷射孔的速度。

技术方案4：根据技术方案3所述的翼型件，其中，所述分流段限定7度或更小的扩展角。

技术方案5：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线与所述压力侧或所述吸力侧其中之一平行。

技术方案6：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述后缘喷射孔的中心线将所述翼型件对半平分。

技术方案7：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述计量段的长度与直径比率至少为1。

技术方案8：根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述长度与直径比率为2。

技术方案9：根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述计量段的所述长度为40密耳。

技术方案10：根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述会聚段和分流段限定线性中心线。