具有冷却的涡轮发动机翼型件的制作方法

背景技术：

涡轮发动机，并且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从行进通过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于陆上和航海机动及功率生成，但是最常用于航空应用，例如用于飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机被用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率生成。

用于飞机的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导到需要冷却的发动机构件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃至2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气为高温的，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用来冷却涡轮。

现代涡轮叶片需要一个或更多个内部冷却通道，以用于将冷却空气发送通过叶片来冷却叶片的不同部分，以便防止在操作期间的极端温度。在冷却和发动机操作期间，叶片暴露于热循环，该热循环可对叶片的构件施加应力。该应力可导致叶片部分的破裂。

技术实现要素：

在一方面中，本发明涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括界定内部并限定压力侧和吸力侧的外表面，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间径向地延伸以限定翼展方向。翼型件还包括冷却回路，冷却回路位于内部内并具有弦向间隔的全长度肋和部分长度肋以在其间限定流动通道，其中全长度肋从根部到末梢沿翼展方向延伸并与末梢接触，并且部分长度肋沿翼展方向延伸并在末梢之前终止以限定用于流动通道的末梢转角。此外，翼型件包括在全长度肋中的与末梢间隔的间隙，以形成用于全长度肋的热应力减小结构。

在另一方面中，本发明涉及一种减轻从燃气涡轮发动机的翼型件的末梢沿翼展方向延伸的内部肋中的热诱导低循环疲劳破裂的方法，该方法包括距末梢预定距离打开内部肋的至少一部分。

在又一方面中，本发明涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括：外表面，其界定内部并限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，并在根部与末梢之间径向地延伸以限定翼展方向；肋，其在内部内至少部分地限定冷却回路并且从末梢沿翼展方向延伸，同时在压力侧和吸力侧之间跨越内部；和肋中的间隙，其与末梢间隔以形成用于肋的热应力减小结构。

技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机10的翼型件78，所述翼型件包括：

外表面，其界定内部96并限定压力侧98和吸力侧100，所述压力侧98和吸力侧100在前缘102与后缘104之间轴向地延伸以限定弦向方向，且在根部82与末梢80之间径向地延伸以限定翼展方向；

冷却回路110，其位于所述内部96内并具有弦向地间隔的全长度肋120和部分长度肋130以在其间限定流动通道140，其中所述全长度肋120从所述根部82到所述末梢80沿翼展方向延伸并与所述末梢80接触，并且所述部分长度肋130沿翼展方向延伸并在所述末梢80之前终止以限定所述流动通道140的末梢转角142；和

所述全长度肋120中的间隙122，其与所述末梢80间隔以形成用于所述全长度肋120的热应力减小结构122。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122是单个连续的间隙122。

技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122延伸所述全长度肋120的全宽度124。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件78，其中，所述间隙122从所述压力侧98延伸到所述吸力侧100。

技术方案5.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述全长度肋120在与所述吸力侧100和所述压力侧98的一个或更多个接合部处具有倒角126，并且所述间隙122在所述倒角126之间延伸。

技术方案6.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122在大小方面设置成允许通过所述间隙122的预定空气流。

技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述间隙122在翼展方向上定位为距所述末梢80预定距离142。

技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件78，其中，所述预定距离142是所述末梢80与所述全长度肋120之间的热梯度和肋结构刚度的函数。

技术方案9.根据技术方案7所述的翼型件78，其中，所述间隙122在翼展方向上位于所述末梢转角142中。

技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件78，其中，所述翼型件78包括燃气涡轮发动机10的叶片68或静叶60中的至少一者。

技术方案11.根据技术方案10所述的翼型件，其中，所述翼型件是燃气涡轮发动机的涡轮区段的叶片。

技术方案12.一种减轻从用于燃气涡轮发动机的翼型件的末梢沿翼展方向延伸的内部肋中的热诱导低循环疲劳破裂的方法，所述方法包括距所述末梢预定距离打开所述内部肋的至少一部分。

技术方案13.根据技术方案12所述的方法，其中，打开还包括跨过所述肋的宽度打开所述内部肋。

技术方案14.根据技术方案12所述的方法，其中，所述预定距离是所述末梢与所述全长度肋之间的热梯度和肋结构刚度的函数。

技术方案15.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外表面，其界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，且在根部与末梢之间径向地延伸以限定翼展方向；

肋，其在所述内部内至少部分地限定冷却回路，并且从所述末梢沿翼展方向延伸同时在所述压力侧与所述吸力侧之间跨越所述内部；和

所述肋中的间隙，其与所述末梢间隔以形成用于所述肋的热应力减小结构。

技术方案16.根据技术方案15所述的翼型件，其中，所述间隙是单个连续的间隙。

技术方案17.根据技术方案15所述的翼型件，其中，所述间隙延伸所述肋的全宽度。

技术方案18.根据技术方案15所述的翼型件，其中，所述肋在与所述吸力侧和所述压力侧的一个或更多个接合部处具有倒角，并且所述间隙在所述倒角之间延伸。

技术方案19.根据技术方案15所述的翼型件，其中，所述间隙在翼展方向上定位为距所述末梢预定距离。

技术方案20.根据技术方案19所述的翼型件，其中，所述预定距离是所述末梢与所述全长度肋之间的热梯度和肋结构刚度的函数。

技术方案21.根据技术方案19所述的翼型件，其中，所述间隙在翼展方向上位于所述末梢转角中。

技术方案22.根据技术方案19所述的翼型件，其中，所述翼型件包括燃气涡轮发动机的叶片或静叶中的至少一者。

附图说明

在附图中：

图1是燃气涡轮发动机的示意截面图。

图2是图1的发动机的翼型件的透视图。

图3是具有内部的图2的翼型件的截面图，该内部具有限定冷却回路的肋。

图4是图2的翼型件的径向截面图。其例示出设置在一个肋中的间隙。

图5是图4的翼型件的轴向截面图，其例示出冷却回路之间的流动通道。

图6是跨过截面vi的图5的全长度肋的截面图。

部件列表

10发动机

12中心线

14前部

16后部

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24lp压缩机

26hp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风扇壳体

42风扇叶片

44核心

46核心壳体

48hp转轴

50lp转轴

51转子

52hp压缩机级

53盘

54hp压缩机级

56lp压缩机叶片

58hp压缩机叶片

60lp压缩机静叶

62hp压缩机静叶

64hp涡轮级

66lp涡轮级

68hp涡轮叶片

70lp涡轮叶片

72hp涡轮静叶

74lp涡轮静叶

76燕尾件

78翼型件

80末梢

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压力侧壁

100吸力侧壁

102前缘

104后缘

106冷却通路

108肋

110冷却回路

120全长度肋

122间隙

124间隙宽度

126倒角(fillet)

130部分长度肋

132第一冷却回路

134第二冷却回路

136末梢转角

138端部

140流动通道

142末梢距离

144间隙高度

150空气流

152转角流

154空气流

156端部。

具体实施方式

本发明的所描述的实施例涉及与在涡轮发动机中发送空气流相关的系统、方法和其他装置。为了例示，将关于飞机燃气涡轮发动机描述本发明。然而，应当理解，本发明不由此受限，且可在非飞机应用(例如其他移动应用和非移动工业、商业、和住宅应用)中具有普遍适用性。

图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意截面图。发动机10具有从前部14延伸至后部16的大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。发动机10以向下游串联流动的关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括增压机或低压(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包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向地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的核心44，其生成燃烧气体。核心44由可与风扇壳体40联接的核心壳体46包围。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或转轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。在较大直径的环形hp转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置的lp轴或转轴50将lp涡轮36驱动地连接到lp压缩机24和风扇20。发动机10的安装到转轴48、50中的任一者或二者并与其一起旋转的部分也单独地或共同地称为转子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相对于对应组的静止压缩机静叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压行进通过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以以环的形式设置并且可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静止压缩机静叶60、62定位在旋转叶片56、58的下游并邻近旋转叶片56、58。应注意到，图1中所示的叶片、静叶和压缩机级的数量仅是出于例示目的而选择的，并且其他数量是可能的。用于压缩机级的叶片56、58可安装到盘53，盘53安装到hp和lp转轴48、50中的对应的一个，其中各级具有其自身的盘。静叶60、62围绕转子51以周向布置安装到核心壳体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相对于对应组的静止涡轮静叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从行进通过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以以环的形式设置并且可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静止涡轮静叶72、74定位在旋转叶片68、70的下游并邻近旋转叶片68、70。应注意到，图1中所示的叶片、静叶和涡轮级的数量仅是出于例示目的而选择的，并且其他数量是可能的。

在操作中，旋转的风扇20将环境空气供应到lp压缩机24，lp压缩机24然后将加压的环境空气供应到hp压缩机26，hp压缩机26进一步加压环境空气。来自hp压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。通过驱动hp压缩机26的hp涡轮34从这些气体中提取一些功。燃烧气体被排放到lp涡轮36中，lp涡轮36提取额外的功以驱动lp压缩机24，并且最终经由排气区段38从发动机10排放排气。lp涡轮36的驱动对lp转轴50进行驱动，以使风扇20和lp压缩机24旋转。

由风扇20供应的环境空气中的一些可绕过发动机核心44且用于冷却发动机10的部分、特别是热的部分，并且/或者用来冷却或驱动飞机的其他方面。在涡轮发动机的情况下，发动机的热的部分通常在燃烧器30的下游，特别是涡轮区段32，其中hp涡轮34是最热的部分，因为它在燃烧区段28的正下游。冷却流体的其他来源可以是但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。

图2是处于来自图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个的形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括燕尾件76和翼型件78。备选地，翼型件78可以是发动机10的任何静叶。翼型件78从末梢80延伸到根部82以限定翼展方向。燕尾件76还包括在根部82处与翼型件78一体的平台84，以径向地容纳涡轮空气流。燕尾件76安装到发动机10上的涡轮转子盘。燕尾件76包括至少一个入口通路，入口通路示范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，它们各自延伸通过燕尾件76，以在通路出口94处提供与翼型件78的内部流体连通。应当理解，燕尾件76以截面示出，使得入口通路88、90、92容纳在燕尾件76的本体内。

转到图3，以截面示出的翼型件78具有外表面，该外表面包括凹入的压力侧壁98和凸出的吸力侧壁100的外表面，它们连结在一起以限定翼型件形状，该翼型件形状在前缘102与后缘104之间延伸从而限定弦向方向。叶片68沿使得压力侧壁98跟随吸力侧壁100的方向旋转。因此，如图3所示，翼型件78将朝向页面的顶部向上旋转。翼型件78还包括限定多个通道106的多个肋108。通道106可以流体地连接到一个或更多个其他通道106，以限定位于翼型件78的内部96内的冷却回路110。内部96可包括多个冷却回路110，冷却回路110可通过一个或更多个入口通路88、90、92而被供给冷却流体流。

参见图4，一个肋108可以是在根部82和末梢80之间沿翼展方向延伸的具有热应力减小结构的全长度肋120。热应力减小结构可以是设置在全长度肋120内的间隙122。备选地，热应力减小结构可以是孔、孔口、或一系列孔。间隙122可以是单个连续的孔口，并且/或者可以是在两个单独冷却通道106之间的交叉孔。间隙122可以具有作为间隙122的在压力和吸力侧壁98、100之间延伸的距离的宽度124，间隙122可居中地位于压力和吸力侧壁98、100之间或者可更靠近侧壁98、100中的任一个。间隙122可以仅部分地在压力和吸力侧壁98、100之间延伸，或者可以完全在侧壁98、100之间延伸。全长度肋120还可以包括在与压力和吸力侧壁98、100的接合部处的倒角126，并且间隙122可以在倒角126之间延伸。

肋108可以是全长度肋120或部分长度肋130，这在图5中最佳地示出。全长度肋120完全在根部82到末梢80之间延伸，而部分长度肋130在末梢80或根部82之前终止。翼型件78的内部96包括全长度肋120和部分长度肋130，从而限定第一冷却回路132且具有相对于全长度肋120位于第一冷却回路132的相反侧的第二冷却回路134。末梢转角136可以是末梢80和部分长度肋130的径向最外端138之间的区域。间隙122可以至少部分地定位在全长度肋120的在由末梢转角136覆盖的翼展方向距离内的翼展方向距离之中。流动通道140设置在从根部82到末梢80翼展方向地延伸的肋120、130之间。间隙122与末梢80间隔开末梢距离142，并且可具有作为间隙122的最大翼展方向距离的高度144。间隙122可以在翼展方向上位于距末梢80预定距离处，其中该预定距离可以是末梢80与全长度肋120之间的热梯度以及结构刚度的函数。

在操作期间，空气流150可移动通过冷却回路132、134。接近末梢80，空气流150的第一部分152围绕转角136移动，沿着冷却回路134继续，而第二部分154可以行进通过间隙122。间隙122可在大小方面设置为具有预定宽度124和高度144。备选地，第二部分空气流154可沿与所示的方向相反的方向移动通过间隙122。移动通过间隙122的流方向和流体积还可通过邻近的冷却回路132、134之间的压力差来确定。因此，邻近的冷却回路132、134之间的压力差可以是相等的，使得没有空气流154行进通过间隙122。

图6示出了沿着图5的截面vi截取的翼型件78的截面图，最佳地显示了全长度肋120内的间隙122。间隙122具有椭圆形形状，具有邻近压力和吸力侧壁98、100的相反端部。宽度124与高度144组合可限定间隙122的截面面积。末梢距离142可决定间隙122的与末梢80的距离，该距离可作为末梢80与全长度肋120之间的热梯度以及结构刚度的函数来确定，以达到局部应力的预定减小。另外，可改变末梢距离142以减少流动通道140内的流动停滞的情况，流动停滞可发生在全长度肋120与末梢80之间的接合部处。此外，末梢距离142可将间隙122定位在末梢80附近，以使与热膨胀相关的操作应力最小化，从而为邻近末梢80的膨胀提供空间。

减轻全长度肋120处的热诱导低循环疲劳破裂的方法可包括距末梢80预定距离打开全长度肋120的至少一部分。打开全长度肋120的一部分可包括在全长度肋120内形成间隙122。全长度肋120的打开的部分可从压力侧壁98至吸力侧壁100完全跨过全长度肋120的宽度而延伸，或可部分地跨过全长度肋120而延伸。该预定距离可以是热梯度和结构刚度的函数，以达到期望的应力减小。

应当理解，间隙122的使用可在末梢80处和在全长度肋120接合末梢80处产生应力减小。减小的应力导致低循环疲劳寿命的增加。可以理解，在全长度肋120中利用间隙122可以减小机械应力，从而减小在与全长度肋120邻近的末梢80处的翼型件破裂的发生率，并且增加翼型件78的操作寿命。

本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可取得专利的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他示例。如果这种其他示例具有不与权利要求的文字语言不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。