具有冲击开口的翼型件的制作方法

背景技术：

涡轮发动机，且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机行进到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。涡轮发动机用于陆上和海上机动和功率生成，但最常用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升机。在飞机中，涡轮发动机用于飞机的推进。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(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，冷却是通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机构件而实现的。高压涡轮中的温度大约为1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气大约为500℃到700℃。虽然压缩机空气是高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

现代涡轮叶片通常包括一个或更多个内部冷却回路，以用于穿过叶片发送冷却空气，以冷却叶片的不同部分，且可包括专用的冷却回路，以用于冷却叶片的不同部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。

技术实现要素：

在一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括：外围壁，其界定内部且限定压力侧和吸力侧，该压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，且在根部和末梢之间径向地延伸以限定展向方向；径向地延伸的肋条，其位于该内部内且与该前缘间隔，以限定径向地延伸的前缘室；该肋条中的至少一个冲击开口，其限定流动路径；和至少一个分流部，其具有第一臂，该第一臂在该前缘处在该压力侧和该吸力侧之间延伸且与该流动路径对准。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及在用于涡轮发动机的叶片的前缘室中生成涡旋流的方法，其包括将冲击空气流穿过该翼型件的内部肋条引入到分流部上，该分流部具有第一臂，该第一臂位于该前缘室的内表面上，以使该冲击空气流分裂成具有弦向空气流分量的至少两个涡旋空气流。

在又一方面中，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的叶片，该叶片包括：外围壁，其界定内部且限定压力侧和吸力侧，该压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸且在根部和末梢之间径向地延伸；径向地延伸的结构肋条，其位于该内部内，横越在该压力侧和该吸力侧之间，且与该前缘间隔，以限定径向地延伸的前缘室；该肋条中的多个径向地布置的冲击开口；和多个交叉形分流部，其具有至少一个径向臂，在该前缘处设在该外围壁上且与该冲击开口一致地布置。

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：

外围壁，其界定内部且限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸以限定弦向方向，且在根部和末梢之间径向地延伸以限定展向方向；

径向地延伸的肋条，其位于所述内部内且与所述前缘间隔，以限定径向地延伸的前缘室；

所述肋条中的至少一个冲击开口，其限定流动路径；和

至少一个分流部，其具有第一臂，所述第一臂在所述前缘处在所述压力侧和所述吸力侧之间延伸且与所述流动路径对准。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一臂大体上正交于所述展向方向。

技术方案3.根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述第一臂具有在所述弦向方向上的会聚截面。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其中，当沿所述展向方向观察时，所述第一臂具有弧形轮廓。

技术方案5.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述至少一个冲击开口包括沿所述肋条径向地布置的多个冲击开口。

技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其中，所述至少一个分流部包括沿所述肋条径向地布置的多个分流部。

技术方案7.根据技术方案6所述的翼型件，其中，所述冲击开口和分流部成对地布置。

技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其中，一对中的冲击开口的流动路径与该一对中的分流部对准。

技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述至少一个分流部包括具有相交部的交叉形分流部且所述流动路径与所述相交部对准。

技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述分流部包括第二臂，所述第二臂与所述第一臂相交以形成具有相交部的交叉形分流部。

技术方案11.根据技术方案10所述的翼型件，其中，所述第一和第二臂相对于彼此成大致90度。

技术方案12.根据技术方案11所述的翼型件，其中，所述第二臂沿所述展向方向延伸。

技术方案13.根据技术方案10所述的翼型件，其中，所述第一和第二臂中的至少一者终止于脊线中。

技术方案14.根据技术方案13所述的翼型件，其中，所述第一和第二臂中的所述至少一者在所述相交部的外侧在高度方面减小。

技术方案15.根据技术方案10所述的翼型件，还包括沿所述前缘延伸穿过所述外围壁的膜孔。

技术方案16.根据技术方案15所述的翼型件，其中，所述膜孔在所述第一和第二臂中的至少一者的相反侧上。

技术方案17.根据技术方案16所述的翼型件，其中，所述第一和第二臂中的所述至少一者沿所述展向方向延伸。

技术方案18.根据技术方案17所述的翼型件，其中，所述翼型件包括用于所述涡轮发动机的涡轮的叶片或喷嘴。

技术方案19.一种在用于涡轮发动机的翼型件的前缘室中生成涡旋流的方法，其包括将冲击空气流穿过所述翼型件的内部肋条引入到分流部上，所述分流部具有第一臂，所述第一臂位于所述前缘室的内表面上，以使所述冲击空气流分裂成具有弦向空气流分量的至少两个涡旋空气流。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，还包括将空气流冲击到具有交叉臂的分流部上，所述交叉臂形成交叉形分流部且使所述空气流分裂成具有弦向和展向空气流分量的至少四个空气流。

技术方案21.根据技术方案19所述的方法，其中，所述冲击空气流是冷却空气流。

技术方案22.根据技术方案19所述的方法，还包括将所述涡旋空气流中的至少一些发射通过穿过所述翼型件的前缘延伸的膜孔。

技术方案23.一种用于涡轮发动机的叶片，所述叶片包括：

外围壁，其界定内部且限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸且在根部和末梢之间径向地延伸；

径向地延伸的结构肋条，其位于所述内部内，横越在所述压力侧和所述吸力侧之间，且与所述前缘间隔，以限定径向地延伸的前缘室；

所述肋条中的多个径向地布置的冲击开口；和

多个交叉形分流部，具有至少一个径向臂，在所述前缘处设在所述外围壁上且与所述冲击开口一致地布置。

技术方案24.根据技术方案23所述的叶片，其中，所述交叉形分流部包括与彼此相交从而形成相交部的至少第一和第二臂。

技术方案25.根据技术方案24所述的叶片，其中，所述第一和第二臂相对于彼此成大致90度。

技术方案26.根据技术方案25所述的叶片，其中，所述第一臂径向地延伸。

技术方案27.根据技术方案26所述的叶片，其中，所述第一和第二臂中的至少一者终止于脊线中。

技术方案28.根据技术方案27所述的叶片，其中，所述第一和第二臂中的所述至少一者在所述相交部的外侧在高度方面减小。

技术方案29.根据技术方案27所述的叶片，其中，所述第一和第二臂中的所述至少一者沿所述展向方向维持恒定的高度。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞机的涡轮发动机的示意截面图。

图2是具有冷却空气入口通路的图1的发动机的处于涡轮叶片形式的发动机构件的立体图。

图3是图2的翼型件的截面图。

图4是配置在图3的翼型件的截面图内的多个内部通路的示意图。

图5是包括凹入弧形交叉肋条的图4的翼型件的前缘的放大图。

图6是图5的截面图。

图7是包括凹入弧形交叉肋条的图4的翼型件的前缘的第二实施例的放大图。

图8是图8的截面图。

图9是具有多个分流部的图8的前缘的立体图。

具体实施方式

本发明的所描述的实施例涉及翼型件，且具体而言涉及冷却翼型件。为了例示，将参照用于飞机涡轮发动机的涡轮叶片来描述本发明。然而，应理解的是，本发明不由此受限，且能够一般地应用在非飞机应用中，诸如其他移动应用和非移动工业、商业、和居住应用。其还可适用于涡轮发动机中的除叶片之外的翼型件，诸如静止静叶。

图1是用于飞机的涡轮发动机10的示意截面图。发动机10具有从前部14到后部16延伸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围：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压机或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括hp涡轮34和lp涡轮36；和排气区段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径向地配置的多个风扇叶片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，核心44生成燃烧气体。核心44由核心壳体46包围，核心壳体46可与风扇壳体40联接。

围绕发动机10中心线12同轴地配置的hp轴或转轴48将hp涡轮34驱动地连接于hp压缩机26。在较大直径的环形hp转轴48内围绕发动机10中心线12同轴地配置的lp轴或转轴50将lp涡轮36驱动地连接于lp压缩机24和风扇20。

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56、58相对于对应组的静止压缩机静叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压行进穿过该级的流体射流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以以环的形式提供，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位于旋转叶片56、58的上游和附近。应注意的是，图1中示出的叶片、静叶、和压缩机级的数量仅是出于例示目的而选择的，且其他数量是可能的。

压缩机级的叶片56、58可安装于盘59，盘59安装于hp和lp转轴48、50中的对应的一者，其中各级具有其自身的盘59、61。压缩机级的静叶60、62可以以周向布置安装于核心壳体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，以从行进穿过该级的流体射流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮静叶72、74可以以环的形式提供，且可相对于中心线12径向向外延伸，而对应的旋转叶片68、70位于静止涡轮静叶72、74的下游和附近且也可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸。应注意的是，图1中示出的叶片、静叶、和涡轮级的数量仅是出于例示目的而选择的，且其他数量是可能的。

涡轮级的叶片68、70可安装于盘71，盘71安装于hp和lp转轴48、50中的对应的一者，其中各级具有其自身的盘71、73。压缩机级的静叶72、74可以以周向布置安装于核心壳体46。

发动机10的安装于转轴48、50中的任一者或二者且与其一起旋转的部分也单独或共同地称为转子53。发动机10的包括安装于核心壳体46的部分的静止部分也单独或共同地称为定子63。

在操作中，离开风扇区段18的空气流分裂，使得空气流的一部分被导送到lp压缩机24中，lp压缩机24然后将加压环境空气76提供至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76在燃烧器30中与燃料混合且被点燃，从而生成燃烧气体。一些功由hp涡轮34从这些气体中提取，hp涡轮34驱动hp压缩机26。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，且排气气体最终被通过排气区段38从发动机10排放。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。

空气流的其余部分75绕过lp压缩机24和发动机核心44且通过风扇排气侧85处的静止静叶排(且更具体而言，包括多个翼型件引导静叶82的出口引导静叶组件80)离开发动机组件10。更具体而言，径向地延伸的翼型件引导静叶82的周向排用在风扇区段18附近，以施加空气流75的一些方向控制。

由风扇20供应的环境空气中的一些可绕过发动机核心44且用于冷却发动机的部分，尤其是热的部分，并且/或者用于冷却飞机的其他方面或对其供能。在涡轮发动机的情况下，发动机的热的部分通常是燃烧器30和在燃烧器30下游的构件，尤其是涡轮区段32，其中hp涡轮34是最热的部分，因为其在燃烧区段28的正下游。其他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。该流体可为放出空气77，放出空气77可包括作为用于涡轮区段32的冷却源绕过燃烧器30的从lp或hp压缩机24、26抽取的空气。这是普通的发动机构造，不意味着进行限制。

图2是来自图1的发动机10的处于涡轮叶片68中的一个的形式的发动机构件的立体图。涡轮叶片68包括燕尾件79和翼型件78。翼型件78在根部83与末梢81之间径向地延伸。燕尾件79还包括在根部83处的与翼型件78一体的平台84，平台84有助于径向地容纳涡轮空气流。燕尾件79可构造成安装于发动机10上的涡轮转子盘。燕尾件79包括至少一个入口通路，该至少一个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，各自延伸穿过燕尾件79，以在通路出口94处提供与翼型件78的内部流体连通。应理解的是，燕尾件79在截面中示出，使得入口通路88、90、92容纳在燕尾件79的主体内。

转到图3，在截面中示出的翼型件78包括外围壁95，该外围壁95界定内部96，内部96具有凹入形状压力侧98和凸出形状吸力侧100，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展向方向。叶片68沿使得压力侧98跟随吸力侧100的方向旋转。因此，如图3所示，翼型件78将向上朝页面的顶部旋转。

翼型件78包括多个内部通路，这多个内部通路可布置成形成专门用于冷却叶片68的特定部分的一个或更多个冷却回路。通路和对应的冷却回路在图4中例示出，图4是翼型件78的截面图。应理解的是，所示出的翼型件78内的各单独通路的相应几何形状是示范，各自描绘形成冷却回路的通路的一个或更多个元件，且不应将翼型件限于所示出的几何形状、尺寸、或位置。

冷却通路可由在翼型件78内径向地延伸的一个或更多个通路限定。应理解的是，通路可包括一个或更多个膜孔，膜孔可提供在特定通路与翼型件78外部表面之间的流体连通，从而沿翼型件78的外部表面提供冷却流体膜。

示为前缘冷却回路120的冷却回路包括配置在翼型件78的内部内的多个通路。前缘冷却回路120包括至少两个径向地延伸的冷却室，包括内室122和前缘室126。前缘室126包括沿前缘102延伸且穿过前缘102的一排膜孔(未示出)。内室122从根部83到末梢81径向地延伸，与燕尾件79中的入口(诸如第一入口通路88)流体连通。

前缘室126也与内室122流体连通，从根部83到末梢81径向地延伸且配置在前缘102附近。位于内部96内的径向地延伸的肋条130配置在内室122和前缘室126之间且部分地限定它们。肋条130横越翼型件78的内部96，在压力侧98与吸力侧100之间延伸。肋条130可以是直的或弯曲的。前缘室126通过配置在肋条130内的一个或更多个冲击开口132与内室122流体连通，从根部83延伸到末梢81。

翼型件78的内部96还可包括由一个或更多个内部通路124(包括网眼通路、针组、槽道、冲击开口、和多个膜孔)限定的一个或更多个额外的冷却回路，从而贯穿翼型件78提供冷却流体，或者从翼型件78排放冷却流体以对翼型件78的外部提供冷却膜。内部通路124沿根部83到末梢81或末梢81到根部83方向延伸，且可与彼此互连，使得限定一个或更多个冷却回路。

应理解的是，具有冷却回路的近壁室的几何形状可沿在翼型件78的根部83和末梢81之间延伸的肋条的展向长度实现一个或更多个肋条。

应理解的是，前缘冷却通路可包括多个膜孔，该多个膜孔在翼型件78的外部与前缘室126之间延伸，使得可对翼型件78的外部表面作为冷却膜提供冷却流体。翼型件78可包括用于涡轮发动机的压缩机或涡轮的叶片。

转到图5，前缘室126的放大图例示了肋条130的截面形状。肋条130包括相对于前缘室126的凹入、弧形形状，该形状具有沿肋条130的截面弧形长度限定的基本上相等的宽度。肋条130中的至少一个冲击开口132沿在根部83和末梢81之间延伸的肋条130的径向、展向长度将内室122流体地联接于前缘室126。

冲击开口132限定用于冲击空气流135的流动路径134。流动路径134定向为与分流部136对准，分流部136具有弧形轮廓且在前缘102处在压力侧和吸力侧之间延伸。分流部136包括相对于展向方向大体上正交地定位的至少一个臂138。

转到图6，前缘102和肋条130可各自分别包括多个分流部136和冲击开口132。各分流部径向地布置且与对应的冲击开口132配对。一对142中的冲击开口132的流动路径134与同一对142中的分流部136对准。冲击空气流135沿展向方向分裂，以在其与分流部136接触之后形成具有两个分量的涡旋流144，这两个分量具有相反的旋转。

分流部136可以是尖锐的或圆形的，或其间的某形状，但是关于峰141大体上对称，且当沿展向方向观察时，具有弧形的轮廓。分流部136还可包括臂138的在弦向方向上的会聚截面，该截面终止于脊线140中且随着弦向地延伸而在高度方面减小。膜孔(未示出)可位于任何地方，包括刚好通过分流部136，如果必要。

在图7、8、9中构想了分流部的第二实施例。第二实施例类似于第一实施例，因此，将利用类似的数字分别增大100来标识类似的部件，应理解的是，第一实施例的类似部件的描述适用于额外的实施例，除非另外指出。

在图7中例示的第二实施例中，分流部包括交叉形分流部236，其包括大体上正交于展向方向的第一臂238和展向地延伸以在基本上90度下与第一臂相交的第二臂246。流动路径234与在两个臂交叉处形成的相交部248对准。冲击空气流235当其与分流部236接触时分裂成四个部分，以形成涡旋流，该涡旋流包括展向244的两个分量和弦向250的两个分量。

应理解的是，分流部的几何结构和形状同样可以是尖锐或圆形的，或其间的某形状，且第一或第二臂238、246中的一者可包括保持在弦向峰241处的恒定的高度，或其中的一者大于另一者的高度。

图8例示了截面图，该截面图描绘在展向方向244上的涡旋流。该轴向轮廓例示了在展向方向上的第二臂246的高度的减小。

图9中的多个交叉形分流部236的立体图还例示出第一和第二臂238、246二者的高度的减小。膜孔(未示出)可位于任何地方，包括刚好通过分流部236，如果必要。

虽然在第一实施例中，分流部136沿弦向方向成锥形，但第二实施例分流部236如图9所示，可在连续的展向分流部之间成锥形，或者其可包括其他几何样式。例如，这些样式包括但不限于沿展向方向维持恒定高度，或者沿展向方向以正弦或波浪样式起伏。

在前缘室126、226中生成涡旋流144、244、250的方法包括沿流动路径234将冲击空气流135、235引入到分流部136、236上，以使冲击空气流135、235分裂成具有弦向流分量的至少两个空气流144。该方法还可包括使冲击空气流135、235分裂成具有弦向144、244和展向分量250的至少四个空气流。冲击空气流135、235可为冷却空气流，且空气流中的一些还可以借助于膜孔而行进穿过前缘。

应理解的是，交叉形分流部的臂不限于正交于彼此。它们可具有相对于展向和弦向方向的任何期望的定向，以及相对于彼此的任何定向。

还应理解的是，关于前缘冷却通路凹入或凸出的交叉肋条的弧形截面为交叉肋条以及通常受到翼型件前缘附近的应力影响的相关构件提供应力消除。

还应理解的是，虽然未示出膜孔，但应明白，放置有膜孔且膜孔的放置、定向和数量可变化。膜孔还可以基于由翼型件内的冲击开口产生的流方向来放置和定向。

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设备或系统并且实行任何合并的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。