[发明专利]用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法

说明书

本发明提供了用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法，所述发动机的部件形成具有外壁，所述外壁形成内部。所述内部可以分成两个或更多个流动路径或流动通道。可通过铸造形成所述两个流动路径，在铸造过程中使一个或多个核心连结件连接所述流动路径。在铸造过程中可由核心连结件的残余形成一个或多个核心连结孔，以便将两个或更多个流动路径或流动通道流体联接。

关于联邦资助研发的声明

本发明根据美国政府授予的合同号FA8650-09-D-2922在政府的支持下进行。美国政府拥有本发明的某些权利。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以最大化发动机效率，所以某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，通过将较冷的空气从高和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。尽管压缩机空气的温度很高，但相对于涡轮空气较冷，可以用来冷却涡轮。

现代的涡轮叶片通常包括用于传送冷却空气通过叶片以冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和尖端)的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的叶片，所述叶片包括外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向。后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在展向方向上延伸，并且包括延伸到所述后缘气室的出口的尖端转弯。后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻。多个后缘排出孔包括在所述后缘冷却通道处的入口和在所述后缘处的出口。至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘通道在尖端标记(tip flag)处流体联接。

在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的部件，所述部件包括界定内部的外壁。第一通道提供于所述内部中，并至少部分地在第一方向上延伸，并且第二通道提供于所述内部中，由内壁与所述第一冷却通道隔开，并至少部分地在第二方向上延伸。至少一个核心连结孔将所述第一通道与所述第二通道流体联接，并具有入口和出口，在入口和出口之间限定通路。

在又一方面，本公开涉及一种使流体流动通过用于涡轮发动机的发动机部件的方法，所述方法包括使大量空气通过核心连结孔从第一通道传送至第二通道。

具体地，本申请技术方案1涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间径向地延伸以限定展向方向；后缘气室，所述后缘气室提供于所述内部中，并至少部分地在所述展向方向上延伸并具有尖端转弯；后缘冷却通道，所述后缘冷却通道提供于所述内部中，径向地在所述尖端转弯内并与所述后缘相邻；具有入口和出口的多个后缘排出孔，所述入口在所述后缘冷却通道处，所述出口在所述后缘处；以及至少一个核心连结孔，所述至少一个核心连结孔将所述尖端转弯与所述后缘冷却通道流体联接。

本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个核心连结孔包括多个核心连结孔。

本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔中的至少一个是非直线的。

本申请技术方案4涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔被取向在不同方向上。

本申请技术方案5涉及根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述多个核心连结孔具有限定每个核心连结孔的不同的大直径的不同的轮廓，在朝向所述后缘的方向上以大直径逐渐减小地布置所述多个核心连结孔。