[发明专利]具有横贯孔的翼型件

说明书

技术领域

本发明涉及具有横贯孔的翼型件。

背景技术

涡轮发动机，并且特别是燃气涡轮发动机或燃气轮机，是旋转发动机，它从通过发动机传送到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流中抽取能量。涡轮发动机已经用于陆地和航海运动和功率生产，但最常用于航空应用，诸如飞机，包括直升机。在飞机中，涡轮发动机用于推进飞机。在陆地应用中，涡轮发动机通常用来产生功率。

用于飞机的涡轮发动机设计成在高温下运行，以最大程度地提高发动机效率，所以冷却诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件可为有益的。典型地，通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷空气引导到需要冷却的发动机构件来实现冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃至2000℃，并且来自压缩机的冷却空气大约为500℃至700℃。虽然压缩机空气的温度高，但它比涡轮空气更冷，并且可用来冷却涡轮。

现代涡轮叶片大体包括一个或多个内部冷却回路，以发送冷却空气通过叶片，以冷却叶片的不同部分，并且可包括用于冷却叶片的不同部分的专用冷却回路，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。

发明内容

一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸；径向延伸肋，其位于内部内且在吸力侧和压力侧之间延伸；径向延伸前缘腔室，其由前缘、肋和吸力侧和压力侧包围；部分地由肋包围的径向延伸内部腔室；穿过前缘的多个膜孔；成第一和第二径向延伸排的横贯孔，它们穿过肋且流通地联接前缘和内部腔室，其中第一排的孔相对于第二排的孔沿径向偏移，并且孔的子集成角度，以限定与压力侧和吸力侧中的一个相交的流径。

一种对翼型件的前缘附近的前缘腔室提供冷却空气的方法，翼型件具有成排的膜开口，其沿着前缘延伸且通过前缘，方法包括在前缘腔室中产生沿径向间隔开的冷却空气漩涡。

一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸且沿径向在根部和末梢之间延伸；第一和第二径向延伸冷却腔室；径向延伸肋，其分开第一和第二冷却腔室；以及成第一和第二径向延伸排的横贯孔，其穿过肋且流通地联接第一和第二腔室，其中第一排的孔相对于第二排的孔沿径向偏移，并且孔的子集成角度，以限定与压力侧和吸力侧中的一个相交的流径。

技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸；

径向延伸肋，其位于所述内部内，并且在所述吸力侧和所述压力侧之间延伸；

径向延伸前缘腔室，其由所述前缘、所述肋和所述吸力侧和所述压力侧包围；

部分地由所述肋包围的径向延伸内部腔室；

穿过所述前缘的多个膜孔；

成第一和第二径向延伸排的横贯孔，它们穿过所述肋且流通地联接所述前缘和所述内部腔室，其中所述第一排的孔相对于所述第二排的孔沿径向偏移，并且所述孔的子集成角度，以限定与所述压力侧和所述吸力侧中的一个相交的流径。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的孔。

技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排的交替孔。

技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的交替孔。

技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括：所述第一排，其成角度，以限定与所述压力侧相交的流径；以及第二排，其成角度，以限定与所述吸力侧相交的流径。

技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述孔中没有一个限定与所述前缘相交的流径。

技术方案7. 根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述孔中没有一个限定与所述膜孔相交的流径。

技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集相对于垂直于所述肋的中心线的定向的角度小于90度。

技术方案9. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的形状。

技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的面积。

技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述肋是笔直或弯曲的。