[发明专利]用于涡轮发动机翼型件的护罩

说明书

一种用于涡轮发动机的翼型件可包括具有限定压力侧和吸入侧的外壁的本体，且本体可在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸。护罩可定位在鼻部上游来限定用于翼型件的前缘。

技术领域

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到大量旋转涡轮叶片上的加压燃烧气体流中提取能量的转式发动机(rotary engine)。

背景技术

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作来最大化发动机效率。除提供用于这些构件的附加热保护之外，冷却高热环境中的发动机构件可能是有益的。

发明内容

一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件包括具有外壁的本体(body)，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部(truncated nose)与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游来限定用于翼型件的前缘的护罩，其中护罩与鼻部间隔开来限定本体与护罩之间的间隙。

另一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括沿径向间隔开的内带(interband，有时也称为内环)和外带(outer band，有时也称为外环)，以及在内带与外带之间延伸的多个翼型件，其中翼型件中的至少一个包括具有外壁的本体，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游以限定用于翼型件的前缘的护罩，其中护罩与鼻部间隔开来限定本体与护罩之间的间隙。

又另一方面，一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法包括将冷却空气从翼型件的内部引入到形成翼型件的前缘的护罩与形成翼型件的压力侧和吸入侧的翼型件本体的截头鼻部之间的间隙中，以及使冷却空气从间隙沿压力侧和吸入侧中的至少一者流动。

实施方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：

本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及

护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。

实施方案2. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括限定所述前缘的顶点。

实施方案3. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括上游表面和下游表面，其中所述下游表面面对所述鼻部。

实施方案4. 根据实施方案3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括至少一个内部冷却通路。

实施方案5. 根据实施方案4所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述至少一个内部冷却通路延伸至所述上游表面或所述下游表面中的一个的至少一个膜孔。

实施方案6. 根据实施方案3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述下游表面延伸至所述上游表面的至少一个膜孔。

实施方案7. 根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。

实施方案8. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。

实施方案9. 根据实施方案8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙是连续的。

实施方案10. 根据实施方案8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙包括多个离散间隙。

实施方案11. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩的展向范围大于或等于所述鼻部的跨度。

实施方案12. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩具有由具有高于所述本体的承温能力的材料制成的至少一部分。