[发明专利]具有末端轨冷却的翼型件

说明书

本发明涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件末端的设备和方法，该设备可包括翼型件，例如冷却的涡轮叶片，翼型件具有延伸到末端壁外的末端轨，末端壁包围末端处的翼型件的内部。可以在末端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，以冷却翼型件的末端。

技术领域

本发明涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件末端的设备和方法。

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)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、后缘和末端)的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，本公开涉及一种翼型件，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，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；末端轨(tip rail)，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道从与所述内部连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的所述末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分。

可选地，所述出口沿所述外壁定位在所述翼型件的吸力侧。所述出口的至少一部分定位在所述末端增压室内。

可选地，所述至少一个冷却通道是铸造冷却通道。铸造冷却通道是沿所述末端轨具有出口的多个铸造冷却通道。所述铸造冷却通道中的至少一个为弧形。

可选地，所述出口具有周界，并且所述末端轨限定所述周界的至少一部分。出口定位在所述末端增压室中，所述吸力侧在所述末端增压室与所述压力侧汇合。

可选地，除了在所述后缘处形成末端槽的空隙之外，所述末端轨包围所述翼型件。翼型件，还包括肋，所述肋在所述末端槽处从所述末端延伸到所述末端轨。

在另一方面，本公开涉及一种翼型件，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，并且在根部和末端之间延伸以限定展向方向；末端轨，所述末端轨在所述展向方向上从所述末端突出，并限定末端增压室；以及多个冷却通道，所述多个冷却通道从与所述内部的连通的入口延伸到靠近所述翼型件的后缘的末端处的出口，其中，所述末端轨限定所述出口的至少一部分，所述出口相互之间流体隔离。

可选地，所述出口沿所述外壁定位在所述翼型件的吸力侧。所述出口的至少一部分定位在所述末端增压室内。出口定位在所述末端增压室中，所述吸力侧在所述末端增压室与所述压力侧汇合。

可选地，除了在所述后缘处形成末端槽的空隙之外，所述末端轨包围所述翼型件。

可选地，翼型件还包括肋，所述肋在所述末端槽处从所述末端延伸到所述末端轨。

可选地，所述多个冷却通道为铸造冷却通道。所述铸造冷却通道中的至少一个为弧形。

在又一方面，本公开涉及一种冷却翼型件的末端的方法，所述方法包括：通过冷却通道从所述翼型件的内部供应冷却流体；通过在由所述翼型件的末端轨限定的末端增压室中的出口排出所述冷却流体；以及使所述冷却流体冲击到所述末端轨的内表面上。

可选地，上述方法中冲击发生在所述翼型件的后缘处的支撑板的内表面上。