[发明专利]具有冷却回路的翼型件

说明书

本发明涉及一种具有冷却回路的翼型件(79)，该涡轮发动机(10)具有发动机部件(68)，该发动机部件(68)包括空气供应回路(106)，该空气供应回路(106)联接到发动机部件(68)的外壁(95)内的多个通道(144，150)，其中冷却空气(C)通过这些通道(144，150)从空气供应回路(106)运动到发动机部件(68)的外表面(130)。

技术领域

本发明涉及航空领域，尤其涉及一种具有冷却回路的翼型件。

背景技术

涡轮发动机，尤其是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从穿过发动机到达多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。涡轮发动机已经用于陆地和海上移动以及发电，但是最常用的是用于航空应用，例如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。

用于飞行器的涡轮发动机被设计成在高温下操作以使得发动机效率最大化，因此某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有利的。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部件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃至2000℃，来自压缩机的冷却空气的温度为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但是其相对于涡轮空气是较冷的，可以用来冷却涡轮。

当前的涡轮叶片总体上包括一个或多个内部冷却回路，以用于将冷却空气引导通过叶片以冷却叶片的不同部分，并且可以包括专用冷却回路以冷却叶片的不同部分，例如叶片的前边缘、后边缘和末端。

发明内容

本发明一方面提供了一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁具有界定了内部空间的外表面和内表面，所述外壁限定了压力侧和抽吸侧，所述压力侧和抽吸侧在前边缘和后边缘之间沿轴向延伸并且在根部和末端之间沿径向延伸；至少一个涂层，所述至少一个涂层施加到所述外表面；多个冷却回路，每个冷却回路至少包括壁子回路和外皮子回路，所述壁子回路具有设置在所述外壁的内部中的壁冷却通道，所述外皮子回路具有形成在所述外表面中的至少一个沟槽和穿过所述涂层通向所述沟槽的至少一个孔，所述沟槽流体地联接到冷却通道；空气均衡腔体，所述空气均衡腔体从所述根部或末端中的至少一个流体地联接到所述多个冷却回路中的至少一个冷却回路；以及至少一个均衡腔体，所述至少一个均衡腔体位于所述内部中，并且流体地联接所述多个冷却回路。

进一步地，所述多个冷却回路由所述空气供应回路以串行方式或并行方式之一流体地供应。

进一步地，所述多个冷却回路在所述根部和所述末端之间延伸。

进一步地，所述至少一个均衡腔体在所述根部和所述末端之间延伸。

进一步地，在所述至少一个均衡腔体和所述多个冷却回路之间具有多个流体连接。

进一步地，所述多个流体连接将所述至少一个均衡腔体联接到至少一个壁冷却通道。

进一步地，所述至少一个沟槽包括连接到所述至少一个壁冷却通道的多个沟槽。

进一步地，所述至少一个孔包括穿过所述涂层通向所述多个沟槽的多个孔。

进一步地，所述至少一个壁冷却通道包括多个壁冷却通道。

进一步地，所述壁子回路中的至少一些串行地流体联接，其中所述壁子回路中的至少一个壁子回路流体地联接到所述均衡腔体。

进一步地，所述壁子回路中的仅仅一个壁子回路流体地联接到所述均衡腔体。

进一步地，所述壁子回路中的仅仅一个壁子回路流体地联接到所述空气供应回路。

进一步地，所述壁子回路的第一群组和第二群组在所述根部和所述末端之间延伸，其中仅仅所述第一群组流体地联接到所述空气供应回路，所述第二群组通过所述均衡腔体流体地联接到所述第一群组。