专利名称：用于翼型前沿的冷却通道的制作方法
技术领域：
本发明涉及燃气轮发动机，特别涉及该发动机的涡轮部分的叶片或桨片翼型以及这些翼型的冷却系统。
高性能的燃气轮发动机是在非常高的温度下工作的，因此需要精制的冷却系统来保护暴露在高温下的翼型。为了将多余的热量从翼型上带走，传统的翼型冷却方法一般采用中空的翼型。在叶片中以一插入的管子确定一空腔，该管子把冷空气从压缩机导入到空腔中，该管子设置一开口，形成把冷却剂空气喷射到该翼型壁的内表面上的一喷口。冷却剂空气还在该翼型的空腔中流动，以提高与翼型壁内表面的热对流。然而，该翼型要承受分布不均匀的外部热负载，并在翼型前沿附近有最大负载。
一种最有效的冷却方法就是在翼型表面的外部上形成一层绝缘保护膜。膜冷却包括在该翼型壁内形成的离散的通道中喷出冷却剂空气。被用于在该翼型的外表面上形成一膜的空气冷却剂是首先被用作为在翼型的内表面上的冲击空气的冷却剂空气。而且，当这些冷却剂空气从离散的通道中喷出的时候，从翼型中带走了更多的热量，以使这些不同方法的冷却效果是累加起来的。
然而，这种称之为对流冷却的，通过冲击、引导以及喷射的内部冷却方法是流率的函数。当提高流率时就能提高散热的速度，同样具有在冷却剂空气从离散通道中排出时提高其喷射速度，从而引起冷却剂空气更一步地透入到热气流的路径中，提高冷却剂空气和热气流的混合的效果，这对在翼型表面上形成一保护绝缘膜是不利的。
此外，在通道的出口处还会形成旋涡。这些旋涡有从热气流中吸收热气体到通道出口附近叶片表面的趋势，引起局部热负载的升高。传统的延伸到叶片外表面的圆柱形通道对这些缺陷最为敏感。
目前已有几种改善在翼型上形成绝缘保护膜的尝试，这些尝试包括1970年9月8号授予Howald的美国3527543号专利。Howald专利表明翼型下游方向上的冷却孔与流动路径相对。换句话说，尽管在径向方向上倾斜的Howald专利中的这些孔在与翼型的外表面垂直的平面内延伸。这使得在该孔的下游区域中的冷却剂空气扩散很少，从而允许冷却剂空气喷射以透入到流动路径内的热气体中，这根据冷却剂空气的流率而不是在该孔的下游形成一膜。这种方法尤其不适用于在翼型外表面上必须形成有效冷却膜的该翼型的前沿区域中。另外，由于这些Howald孔是在与翼型外表面成一直角的平面内延伸，所以相对较短，因此在气体温度较高时不能提供充分的对流冷却。
在1987年8月4号授予Field的美国4684323号专利中，这些孔和通道几乎都是沿下游方向延伸而没有一径向组成部分。根据Field的现有技术中的矩形扩散区易发生分裂，冒有热气体透入到通道中的危险。Field提出的解决方案是绕过扩散区的侧壁，允许在这些侧面壁上有一个更大的发散角。然而，很明显，如果Field对这些通道定向以提供径向组成部分，在扩散段内分裂将是普遍的。
本发明的一个目的就是提供一种改进的空气冷却剂通道的设计方案，克服了如由Howald和Field代表的现有技术中的缺陷，并改善了主要在翼型的前沿上的绝缘保护膜的形成。
本发明的进一步的目的是提供一种冷却剂空气通道，该通道较之现有技术提高了翼型壁的对流冷却。
本发明更进一步的目的是提供一种改进的翼型通道的型式，使在翼型表面上特别是在翼型的前沿区域中覆盖一更均匀的绝缘保护膜。
在根据本发明的一构成中，设置一个用于一翼型的前沿部分的在热气流径内的壁，其中相对于该流径，在通过该壁上的的一静点的一径向前沿轴的两侧的任一侧上的该壁中设置有数个通道，每个通道具有一直圆柱孔部分以及形成其出口的一圆锥部分，各通道以具有相对于该前沿轴的一径向组成部分和一下游组成部分的一角度延伸通过该壁以使该圆锥出口形成相对于该通道的出口的至少在下游部分中的该翼型的该壁的表面中凹入的一扩散区。
根据本发明的一更具体的实施例中，提供了一种用于燃气轮发动机中一翼型的冷却结构，其中该翼型在热气流路径中径向地延伸，该翼型具有一个壁，该壁确定一带有一外部曲面的前沿区，，该曲面的曲率中心在翼型上，一径向前沿轴与该壁的前沿区中的静点相一致，在该流径的下游的该翼型壁上的一后沿，该壁有一个压力面和一个吸力面，该翼型有一个中空部分作为冷却剂空气的通道，在该壁的前沿区中确定了许多空气冷却剂通道，该多个通道形成一型式，每个通道均由一个直圆柱镗孔段和在与该曲面的相交点处形成一个出口的一个扩散段组成，所做的改进包括每个通道都有一个延伸的中心线(ⅰ)带有以相对于该前沿轴所成的一角度α的径向组成部分，其中15°≤α≤45°，及(ⅱ)带有与一直线成角度θ的下游组成部分，该直线在该前沿曲面的中心和该通道中心线与该前沿表面的相交点之间延伸，其中10°≤θ≤45°，且其中该扩散段部分地是圆锥的，带有一基本上与在该翼型表面的下游部分中形成一扩散区作为各自通道的出口部分的该通道的中心线相一致。
在一更具体的实施例中，该型式包括在该前沿轴的任一侧上至少有一对径向延伸的行以使一对中的一行的出口相对于该对中的另一行的出口向下游交错排列。
该前沿区中该冷却剂空气通道的构成提供了在该壁中一更长的通道，因此提高了冷却剂空气流过该通道的对流的效果。形成具有一局部圆锥构型的扩散区加强了在该通道的出口的翼型下游的表面上形成保护绝缘膜，以所有可想到的该通道中的冷却剂空气的流速。还已经发现该局部圆锥的扩散区的特殊形状避免了出口处气流的分散。该翼型壁中的较长通道与冷却剂空气较大的许可流速的组合进一步增大了热量从翼型壁上的发散。同时还发现该扩散区和出口的形状提高了每个通道上膜的覆盖以使最终需要较少的膜冷却剂通道来覆盖一给定的翼型跨度。
另外，由于该出口扩散区的设计，同时也降低了出口处冷却剂的流速。由于该通道以较小的α角被倾斜，气流从该通道几乎与该翼型表面成切线地喷出，其通过出口扩散区的复合的圆锥形状而得到进一步加强。
上面已经对本发明的特性做了总体的描述，现在参考附图，对由图示的方法给出的一优选实施例进行说明，附图中
图1是根据本发明的一涡轮导流叶片的透视图；图2是图1中所示的叶片的侧面正视图，部分是截面图；图3是沿图2中的直线3-3截取的水平的不完全的截面图；图3a是图3的细节的放大的概略性视图；图4是本发明的细节的不完全的透视图；图5是图4所示细节的放大的不完全的透视图；图6是根据本发明的膜形成通道的一型式的不完全概略性视图；图7是沿图3中直线7-7截取的不完全的放大的垂直截面图。
现在参看图1和图2，图中示出了一个适合于燃气轮发动机的涡轮段中第一级的导流叶片10。该叶片10包括一个外部平台12和一个内部平台14。一翼型16在该内部平台和外部平台之间径向地延伸。该翼型包括一个前沿区24和一后沿25。
一个旋转翼型，例如桨片，与静止的叶片有不同的物理结构。然而，一个本技术领域的熟练技术人员都能够认识到如何通过适当调整使本发明应用在空气冷却的旋转翼型上。
图3是一个翼型的横截面图，示出了一个内部的空腔18和翼型的外壁20。空腔18内设有一个管子22用于通过从发动机压缩机中放出的冷却剂空气。如箭头23所示，冷却剂空气喷射在外壁20的内表面上。
可确定在由箭头27表示的流径中的翼型16的前沿区上的静点。为了描述方便，一前沿轴LE径向延伸通过该静点。图3a中的点LE代表该前沿轴。
在翼型16的前沿区24中设置了通道26。图6显示了一个根据本发明的通道26的典型型式，其将出现在前沿轴LE的任一侧上。图3、3a、4、5、和7详细说明了通道26。一般情况下，通道26包括一个圆柱形的直“计量”孔，该孔28采用一后面将详细说明的角度取向从该壁20的内表面延伸至外表面。如图7中最佳示出的，沿径向的该通道26的角度部分由相对于该前沿表面和该孔28的中心线的角α表示。
这个α角最好较小，因此使通道26能够在壁20内延伸最大可能的距离。通道26的径向部分可朝外指向平台12或朝内指向平台14。在一个旋转的翼型中，该径向部分最好被向外指向。
通道26相对于该前沿轴LE有一个与在垂直于轴LE的平面上的其角度部分相关的下游部分。在图3a中，该前沿区24的曲率中心用点A表示，点C表示通道26的中心线在前沿区24的外表面上的投影交点。角β是通过点A和LE的直线与通过点A和点C的直线所成的夹角，角θ表示直线AC与通道26的中心线所成的夹角。
角θ应尽可能大一点，但要受到壁20的构型的限制，且具体地受到曲率半径的限制，对于一给定的壁厚度，半径越大，角θ也就越大。也注意到，通道出口30可离前沿轴LE最远，也就是说，角β越大，角θ也就越大，但最好通道26和出口30应尽可能靠近前沿轴LE，因此角β应该相对小一点，从而角θ也随之相应变小。
设计者必须尽可能使α角最小，而尽可能使角θ最大。应该注意到，当角θ接近0度时，通道26就接近一个与前沿区24的外表面成直角的平面，所以通道26相对于轴LE和曲率中心A的角度取向应表示为15°≤α≤60°，且10°≤θ≤45°。
出口30和扩散区30a是通过在出口30处加工一个基本上圆锥形开口而形成的，该圆锥的发散角为2ω，其中ω在5°到20°之间。该圆锥的轴线与通道26的中心线一致或者平行。在该壁中加工该圆锥形开口的一部分，其是相对于前沿轴LE的下游，且该圆锥的深度由该圆锥与最接近该前沿轴LE的通道26的外边缘的投影相交线确定。因此，只在下游侧上在该壁中加工该圆锥表面。且鉴于通道26的角度取向，它将主要导致一四分之一圆周离前沿轴最远。如果通道26向外平台延伸，扩散区30a可以说在下游外四分之一圆周中。由出口30代表的包括扩散区30a的面积AO与通道28的圆柱形部分的横截面积AI的比值最好满足2.5≤AO/AI≤3.6。
通道26的出口30的一种型式如图6所示，包括其两径向行，开口30相对于一相邻行中的开口而被错开，因此来自各通道26的冷却剂空气可被均匀地传播以使覆盖前沿区24中的完整的翼型表面。
虽然上述描述都是针对静止叶片，但是冷却剂通道也能用于旋转叶片(例如，涡轮叶片)中，带有适于该叶片的内部和外部的几何形状。
可借助于放电或激光方法在翼型壁20中形成通道，如现有技术中所公知的。从制造的角度来讲，需要通过在相邻于朝向中心平台延伸的通道26的下游出口四分之一圆周中和/或在相邻于朝向内平台延伸的通道26的下游内四分之一圆周中的翼型表面中钻几个沟或者槽来近似出口30的圆锥扩散部分。
权利要求
1．一种用于位于热气流路径内的一中空翼型的前沿部分处的一壁的冷却系统，包括相对于该气流路径，在该壁中确定的在通过该壁上一静点的一径向前沿轴的任一侧上的若干通道，每一个通道都有一个直圆柱形孔部分，一圆锥形部分形成其出口，每一个通道以一角度延伸通过该壁，其具有一个相对于前沿轴的一径向组成部分和一个下游组成部分以使该圆锥形出口形成一在该通道的该出口的下游部分中的该翼型的该壁的表面中凹入的一扩散区。
2．根据权利要求1所述的用于翼型的冷却系统，其中该通道的中心线具有以角度15°≤α≤60°表示的径向组成部分和角度为10°≤θ≤45°的下游组成部分，这里α是相对于前沿轴的沿径向的角度，而θ是该通道的中心线与通过该的壁曲率中心和该通道中心线与该壁上的前沿表面的交点的直线所成的夹角。
3．一种用于燃气轮发动机中的一翼型的冷却结构，其中该翼型在热气流路径中径向地延伸，该翼型有一壁，该壁确定一前沿区，该前沿区具有一外部弯曲表面，该弯曲表面具有在该翼型中的一曲率中心，一径向前沿轴与相对于该气流路径的该壁的前沿区中的静点相重合，在该气流路径的下流的翼型壁上的一后沿，该壁具有一个外部压力面和一个吸力面，该翼型具有用于通过冷却剂空气的一个中空的内部，在该壁的前沿区中确定有多个空气冷却剂通道，该多个通道形成一型式，每个通道均具有一个直的圆柱形计量孔段和一个扩散段，该扩散段在与该壁的弯曲表面交叉处形成一个出口，所做的改进包括每个通道具有一个延伸的中心线，其具有(1)相对于前沿轴成α角的径向组成部分，这里15°≤α≤60°,(2)与一直线成角度θ的下游组成部分，这里10°≤θ≤15°，该直线在所述曲率中心和在该通道中心线与该壁的前沿区相交处一点之间延伸，且其中该扩散段部分是圆锥形的，具有一与在该通道出口处的该壁的下游部分中形成一扩散区的通道的轴相一致的轴。
4．根据权利要求3所述的用于一翼型的冷却结构，其中在该曲率中心和该通道的中心线与该壁上的前沿区的交点之间的直线是自该前沿轴向下游β角值的，其中-90°≤β≤+90°。
5．根据权利要求3所述的冷却结构，其中出口面积Ao相对于通道的直圆柱形部分的横截面积Ai具有一值，该值为2.5≤Ao/Ai≤3.6。
6．根据权利要求3所述的冷却结构，其中该型式至少包括在该前沿轴的任一侧上的一对径向延伸的行以使得一对中的一行的出口相对于该对中的另一行的出口是错开的。
7．根据权利要求3述的冷却结构，其中该圆锥具有一2ω的发散角，其中ω满足5°≤ω≤20°。
全文摘要
一种用于具有多个通道的一翼型的前沿区的冷却结构,其中各通道具有相对于该前沿轴的一径向组成部分和一下游组成部分,且各通道的出口具有一通过圆锥加工而形成的扩散区,其中该扩散区在该通道的下游的该壁部分中凹入。
文档编号F01D9/02GK1235654SQ97199347
公开日1999年11月17日 申请日期1997年10月8日 优先权日1996年10月31日
发明者威廉·阿卜杜勒－迈西赫, 伊恩·蒂博特, 苏巴赫西·阿罗拉 申请人:普拉特&惠特尼加拿大公司