具有填角膜孔的燃气涡轮发动机的制作方法

背景技术：

涡轮发动机，以及特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到许多旋转涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如用于飞行器(包括直升机)。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机经常用于发电。

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，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可为有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，并且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用于冷却涡轮。

当代涡轮叶片以及导叶或喷嘴大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，并且可包括用于冷却叶片的不同部分如叶片的前缘、后缘和末端的专用冷却回路。

技术实现要素：

在一方面，一种用于燃气涡轮发动机的翼型件包括限定压力侧和吸入侧的外壁，其中外壁从前缘沿翼弦方向延伸至后缘，并且从根部沿翼展方向延伸至末端。冷却通路位于翼型件内，并且由与外壁交叉以限定冷却通路的转角的通路壁至少部分地限定，其中通路壁具有转角处的第一厚度，并且外壁具有转角处的第二厚度。填角位于转角处，并且具有第一厚度和第二厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。具有有效长度l和有效直径d的至少一个膜孔延伸穿过填角，以将冷却通路流体地联接于翼型件的外部。

在另一方面，一种形成燃气涡轮发动机的翼型件中的膜孔的方法包括形成穿过由两个壁的交叉形成的冷却通路的转角的填角的膜孔，其中填角具有用于两个壁的厚度中的较大一个的至少1.5倍的有效半径。

在又一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括由限定转角的交叉壁至少部分地形成的内部冷却通路，具有带交叉壁中的最厚者的厚度的至少1.5倍的有效半径的填角，以及延伸穿过填角以及交叉壁中的至少一个的至少一个膜孔。

附图说明

在附图中：

图1为燃气涡轮发动机的示意性截面视图。

图2为图1的发动机的翼型件的示意性透视图。

图3为示出内部冷却通路的图2的翼型件的截面视图。

图4为具有位于冷却通路的转角处的填角的图3的截面视图。

图5为具有另一个内部通路的转角内的填角的图3的截面视图。

图6为图5的填角的近视图，示出了填角有效半径。

图7为示出翼型件的根部的图2的翼型件的近视截面图。

图8a和8b为示出内部填角和外部填角两者的图7的截面的近视图。

部件列表

10发动机

12纵轴线(中心线)

14前

16后

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24低压(lp)压缩机

26高压(hp)压缩机

28燃烧区段

30燃烧器

32涡轮区段

34hp涡轮

36lp涡轮

38排气区段

40风扇壳

42风扇叶片

44芯部

46芯部壳

48hp轴/hp转轴

50lp轴/lp转轴

52压缩机级

54压缩机级

56压缩机叶片

58压缩机叶片

60压缩机导叶(喷嘴)

62压缩机导叶(喷嘴)

64涡轮级

66涡轮级

68涡轮叶片

70涡轮叶片

72涡轮导叶

74涡轮导叶

76燕尾部

78翼型件

80末端

82根部

84平台

88第一入口通路

90第二入口通路

92第三入口通路

92a前侧入口

92b后侧入口

94通路出口

96内部

98压力壁

100吸入壁

102前缘

104后缘

106第一冷却通路

108第二冷却通路

110通路壁

112转角

114第一厚度

116第二厚度

118转角的角

120填角

122膜孔

124第一部分

126第二部分

l长度

d直径

150弓形表面

152有效半径

154中心点

156入口

158出口

170外部体积

172外部转角

173膜孔

174轴向构件

176径向构件

178弓形部分

180线性部分

182填角。

具体实施方式

本发明的描述的实施例涉及关于在涡轮发动机中发送空气流的设备、方法和其它装置。出于图示的目的，本发明将关于飞行器的燃气涡轮发动机描述。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，并且可具有非飞行器应用(如，其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中的普遍适用性。

还应当理解的是，出于图示的目的，本发明将关于用于涡轮发动机的涡轮叶片的翼型件描述。然而，将理解的是，本发明不限于涡轮叶片，并且可包括任何翼型件结构，如，非限制性实例中的压缩机叶片、涡轮或压缩机导叶、风扇叶片或支柱。此外，在非限制性实例中，填角优化可用于使用膜孔或表面膜冷却的附加发动机构件，如，带、燃烧器组件或平台中。

如本文中使用的，用语"前"或"上游"是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指朝发动机关于发动机中心线的后部或出口的方向。

此外，如本文中使用的，用语"径向"或"径向地"是指在发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的大小。

所有方向提及(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接提及(例如，附接、联接、连接和连结)将被宽泛地解释，并且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指出。就此而言，连接提及不一定暗示两个元件直接地连接，并且与彼此成固定关系。示意图仅出于图示目的，并且附于其的附图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。

还应当认识到的是，如本文中使用的，用语'填角'用于描述"填充"在由两个交叉壁的接合形成的转角中的材料。还应当理解的是，交叉壁可为集成的，并且不需要包括单独的交叉元件。类似地，填角可与交叉壁集成。在填角集成于交叉壁的情况下，在填角与转角之间不存在清楚的界线。在此类情况下，填角可通过使壁厚虚拟地延伸，直到壁交叉以形成虚拟转角来识别。

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14延伸至后16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的、包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括hp涡轮34和lp涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括绕着中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30和hp涡轮34形成发动机10的芯部44，其生成燃烧气体。芯部44由芯部壳46包绕，芯部壳46可与风扇壳40联接。

绕着发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或转轴48将hp涡轮34传动地连接于hp压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形hp转轴48内的lp轴或转轴50将lp涡轮36传动地连接于lp压缩机24和风扇20。安装于转轴48,50中的任一个或两者并且与其一起旋转的发动机10的部分单独或共同地称为转子51。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片58关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。用于压缩机的级的叶片56,58可安装于盘53，盘53安装于hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘。导叶60,62以绕着转子51的周向布置安装于芯部壳46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。

在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至lp压缩机24，其接着将加压周围空气供应至hp压缩机26，其进一步使周围空气加压。来自hp压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由hp涡轮34从这些气体抽取，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体排放到lp涡轮36中，lp涡轮36抽取附加功来驱动lp压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。lp涡轮36的驱动驱动了lp转轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。

由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中hp涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28下游。其它冷却流体源可为但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。

图2为呈来自图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括燕尾部76和翼型件78。燕尾部76可构造成安装于发动机10上的涡轮转子盘。翼型件78从末端82延伸至根部82，限定翼展方向。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78集成的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76包括至少一个入口通路，示例性地示为第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，它们均延伸穿过燕尾部76，以提供在通路出口94处与翼型件78的内部流体连通。如所示的入口通路88,90,92是示例性的，不应当理解为限制性的。更多或更少的入口通路可用于提供翼型件78内的流体流。应当认识到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88,90,92收纳在燕尾部76的本体内。还应当认识到的是，如本文中所述的实施例涉及翼型件78，然而这不应当看作是限制本发明，并且附加的发动机构件如叶片、导叶、支柱或护罩组件在非限制性实例中可替代翼型件。

转到图3，以截面示出的翼型件78具有外壁，其限定凹形压力壁98和凸形吸入壁100，它们连结在一起来限定翼型件形状。前缘102和后缘104限定在其间延伸的翼弦方向。翼型件78沿一方向旋转，使得压力壁98跟随吸入壁100。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面顶部向上旋转。

翼型件78包括具有多个冷却通路的内部96，该多个冷却通路示例性地示为由设置在通路106,108之间的通路壁110分开的第一通路106和第二冷却通路108。冷却通路106,108可包括对称的截面，或者作为备选，可包括非对称的截面。多个转角112可限定在通路壁110和压力壁98和吸入壁100之间的接合部处。尽管转角112示为具有限定点的尖转角，但应当认识到的是，它们不如此限制。例如，转角112可为略微圆形的或其它，使得可限定虚拟转角。还应当认识到的是，圆形转角不等同于本文中所述的填角。填角限定增大的厚度，而略微圆形的转角可为标称的。压力壁98和吸入壁100可具有第一厚度114，并且通路壁110可具有第二厚度116，厚度114,116限定在转角112附近。厚度114,116可为相应的壁的截面宽度。应当认识到的是，如所示的翼型件78内的各个冷却通路106,108的相应几何形状是示例性的，并且不应当将翼型件78限于如所示的几何形状、大小或位置。

转角的角118可在各个转角112处限定。用以限定转角112的交叉壁可以以限定用于转角112的锐角、直角或钝角118的方式交叉。此外，交叉壁中的一个或更多个可成角或为弓形的，使得转角112包括在两个壁之间的接合部处从转角112延伸的增大的截面距离。

现在转到图4，第一通路106包括填角120，其由虚线与壁98,100,110区分开。填角120具有从代表114,116的虚线向外延伸的厚度。填角120包括关于壁厚114,116的转角112处的增大厚度。一个或更多个膜孔122从第一通路106延伸穿过填角120至翼型件78的外表面。膜孔122包括第一部分124和第二部分126。部分124,126代表用于膜孔122的复合角。

膜孔的复合角可限定为具有关于发动机中心线12的轴向分量和径向分量两者。因此，可理解的是，尽管膜孔122在截面中示为大致为轴向的，即，平行于发动机中心线12，但膜孔122还可沿径向方向关于发动机中心线12延伸，或以轴向和径向的组合延伸。如所示的第一部分124和第二部分126可理解为构想出径向或轴向分量邻近于翼型件78的内部或外部。此外，膜孔122可为非线性的，限定了弓形轮廓的至少一部分。如所示的膜孔122为示例性的，并且应当理解为非限制性的，具有径向和轴向分量的任何组合。

具体看近视截面iv，出于示范性目的除去膜孔122，应当理解的是，填角120为在交叉壁的接合部处填充转角112，限定增大的厚度的材料。增大的厚度可相对于以虚线示出的壁98,110的虚拟延伸限定，使得填角120处的壁98,110具有大于相应的壁98,100的厚度114,116的增大厚度。应当理解的是，填角120不必包括添加的材料，而是可与壁98,100,110中的至少一个集成，并且可限定相对于邻近填角120的壁98,110的虚拟延伸的厚度。还应当认识到的是，以虚线示出的壁98,110的虚拟延伸出于示范性目的，向读者提供了填角120的厚度相对于壁厚114,116的视觉比较的手段，并且不需要邻近填角120的壁的此类延伸。

在图5中，相比于图4，填角120设置在第二冷却通路108的转角112上。膜孔122从第一冷却通路106延伸穿过通路壁110和填角120，并且从压力壁98和吸入壁100延伸出。在该版本中，膜孔122不限于为复合的。它们可为轴向、径向、线性，或复合，或弓形的，等。此外，冷却通路106可仍具有填角120，但膜孔122的入口设置在非填角部分上。

在图6中，设置在第二冷却通路108内的填角120可限定圆或弓形表面的至少一部分，使得有效半径152限定在填角120与圆150的中心点154之间。作为备选，填角120可限定为复合填角，具有限定填角120的分立弓形或线性表面。填角120包括在以虚线示出的转角112与弓形表面150之间延伸的厚度。长度l可限定为膜孔122的入口156与出口158之间的长度，并且直径d可限定为膜孔122的截面宽度。长度可确定为穿过膜孔122的中心(其中中心线与翼型件表面交叉)的、入口156与出口158之间的距离。就此而言，膜孔122可由长度与直径比l/d限定。尽管膜孔122示为具有第二部分126处的增大的截面面积，但应当理解的是，膜孔122可包括一致的直径d和截面面积，其中第二部分126仅为膜孔122的复合角的实例。类似地，长度l的复合配置是复合膜孔122的实例，并且应当理解的是，长度l可在相应的表面处的入口156和出口158之间沿膜孔122的中心线测量。因此，在非限制性实例中，膜孔122的中心线可为直、弯曲、弓形、连结的，等。

填角120定形成使得有效半径152为第一厚度114或第二厚度116中的较大一个的至少1.5倍，并且可大到厚度114,116中的较大一个的10.0倍。作为备选，填角120的形状和尺寸可适于增大将以其它方式穿过第二冷却通路108的膜孔122的长度l。增大膜孔122的长度l增大了用于l/d比的值。此外，由转角112限定的角118可提供增大或减小的有效半径152。例如，如所示，填角的转角112为锐角，提供厚度114,116中的较大一个的近似1.5到2.0倍的有效半径152。在其中角118为钝角的备选转角112中，例如，填角120可限定有效半径，其可为厚度114,116的大约4.0倍，或更大。就此而言，应当理解的是，用于填角120的有效半径152可在限定转角112的壁100,110的厚度114,116的1.5倍到10.0倍之间，其可由转角112的角118确定。

应当认识到的是，由填角120限定的圆150为示例性的。填角120不必定形成使得填角120限定圆150。填角120可为任何弓形形状或其节段，使得半径或局部半径可限定有效半径。填角120可为非圆形弧，使得弧的节段或填角120的至少一部分可限定用以包括有效半径152的局部半径。此外，在使用由填角120限定的复合曲率半径时，平均总体半径可用于确定有效半径152。

转向图7，根部82处的翼型件78的区段示出翼型件78的外部转角172。第一冷却通路106和第二冷却通路108示为在翼型件78内部，其中邻近于吸入壁100的第二冷却通路108在通路出口94处与第三内部通路92流体连通。外部体积170在吸入壁100处限定在翼型件78外部，通过膜孔173与第二冷却通路108流体连通。

现在转向图8a和8b，外部转角172包括外部填角182。在图8a中，外部填角182与第二冷却通路108中的内部填角120组合使用。填角120,182提供了增大的厚度，使得包括圆柱形构件174和扩散构件176两者的复合膜孔173的长度l可增大，以限定用于膜孔173的较大值的l/d。类似地，在图8b中，第三内部通路184可使用填角120,182来限定增大厚度部分，使得联接于膜孔173的线性部分180的弓形部分178可设置在翼型件78的壁内。

应当认识到的是，在内部或外部的填角的表面通过局部地增大孔通过其穿透的内部和外部填角半径两者来增大用于复合形状的冷却孔的l/d值。用于l/d的增大的值提供了增大的冷却孔效力。填角可最小地增大总体系统重量，而不使整个壁或表面加厚。此外，填角提供结构支承的增加。更进一步，填角适应膜孔入口或出口定形，以及非线性几何形状。就此而言，出口定形应当理解为除标准圆形入口或出口外的任何形状。

膜孔可在壁表面或填角表面中，并且穿透穿过填角的至少一部分，容许另外在没有填角的情况下不可能实现的用于膜孔的增大长度。此外，填角可为复合的，如，填角的内表面或外表面和内表面的组合，以进一步增大长度来实现较大的l/d值。

还应当认识到的是，填角提供增大的长度，提供用于较宽范围的膜孔(如，弯曲膜孔、"s形弯曲"膜孔，以及具有增大的效力的超过标准直或复合膜孔的其它定向)的潜能。

应当理解的是，尽管如本文中所述的实施例涉及翼型件，但填角的转角可用于附加发动机构件中，该附加发动机构件具有用以限定转角的交叉壁，并且使用发动机构件的那些转角处或附近的膜孔或冷却。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。