[发明专利]翼型件以及用于冷却该翼型件顶部的装置和方法

说明书

本发明涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件顶部的装置和方法，所述装置可包括翼型件，例如冷却的涡轮叶片，所述翼型件具有延伸到顶部壁外的顶部导轨，所述顶部壁包围顶部处的所述翼型件的内部。可在顶部处的顶部导轨中提供多个冷却孔。可通过冷却孔从翼型件的内部提供冷却流体流，以冷却翼型件的尖端。

技术领域

本申请涉及一种涡轮发动机的翼型件以及用于冷却该翼型件顶部的装置和方法。

背景技术

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从通过发动机到众多旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量，并且在一些情况下(例如飞行器)产生推力以用于推进。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机部件(例如涡轮区段中的那些部件)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。高压涡轮中的温度可以为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气可以为500℃到700℃，此温差足以冷却高压涡轮。

现代的涡轮叶片以及轮叶或喷嘴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，本申请涉及一种翼型件，包括：外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和顶部之间延伸以限定展向方向；顶部导轨，所述顶部导轨在所述展向方向上从所述顶部突出，其中，所述顶部导轨的至少一部分是加厚部分，所述加厚部分比所述顶部导轨与所述顶部的接合处的外壁更宽；以及至少一个冷却孔，所述至少一个冷却孔具有与所述内部连通的入口、在所述顶部导轨上所述加厚部分内的出口和将所述入口流体连接到所述出口的通道。

在另一方面，本申请涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括顶部，所述顶部具有从所述顶部突出的顶部导轨以限定展向方向，所述顶部导轨的至少一部分是加厚部分，所述加厚部分比所述顶部的顶部导轨的宽度更宽，至少一个冷却孔具有与所述发动机部件的内部连通的入口以及将所述入口连接至所述加厚部分内的顶部导轨上的出口的通道。

在又一方面，本申请涉及一种冷却翼型件的顶部的方法，所述方法包括：通过冷却通道从所述翼型件的内部将冷却流体供应到顶部导轨的加厚部分；以及通过所述加厚部分中的出口排出所述冷却流体。

技术方案1.一种翼型件，包括：外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和顶部之间延伸以限定展向方向；顶部导轨，所述顶部导轨在所述展向方向上从所述顶部突出，其中，所述顶部导轨的至少一部分是加厚部分，所述加厚部分比所述顶部导轨与所述顶部的接合处的外壁更宽；以及至少一个冷却孔，所述至少一个冷却孔具有与所述内部连通的入口、在所述顶部导轨上的所述加厚部分内的出口和将所述入口流体连接到所述出口的通道。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述冷却孔包括所述出口处的扩散区段。

技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述顶部导轨具有外壁厚度，所述顶部导轨的至少一部分是比所述外壁的宽度更宽的加厚部分。

技术方案4.根据技术方案1所述的翼型件，还包括定位在所述内部中的增压室，所述入口流体连接到所述增压室。

技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述增压室是邻近所述顶部导轨定位的冷却通路。

技术方案6.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述顶部导轨包括外扩部分，所述外扩部分限定所述加厚部分。

技术方案7.根据技术方案6所述的翼型件，其中，所述外扩部分定位在所述翼型件的吸力侧上。