涡轮叶片的制作方法

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从经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发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和发电，但最常用于航空应用，诸如用于飞行器，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，涡轮发动机通常用于发电。

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(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导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℃，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，且可用于冷却涡轮。

当代涡轮叶片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，且可包括用于冷却叶片的不同部分(诸如叶片的前缘、后缘和末梢)的专用冷却回路。

技术实现要素：

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，具有外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧。翼型件还包括定位在翼型件内的冷却回路，其包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有弓形截面以向交叉肋条提供热应力消除。

一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的涡轮叶片，其包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装到涡轮转子盘上；以及翼型件，其从燕尾部沿径向延伸且具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中根部邻近燕尾部。叶片还包括冷却回路，其定位在翼型件内且包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有向交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，以及具有增大的截面的加厚部分，其中冲击孔口中的至少一些延伸穿过加厚部分。

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，翼型件外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧。翼型件还包括冷却回路，其定位在翼型件内且包括从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾入口通路上的供应通路、沿前缘延伸的前缘冷却通路、在压力侧与吸力侧之间延伸来将供应通路与前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及将前缘冷却通路流体地联接到供应通路上的延伸穿过交叉肋条的冲击孔口。交叉肋条具有向交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，具有增大的截面的加厚部分，其中冲击孔口中的至少一些延伸穿过加厚部分，且其中加厚部分还包括外扩部分。

本发明的第一技术方案提供了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，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有弓形截面以向所述交叉肋条提供热应力消除。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述交叉肋条包括具有增大的截面的加厚部分，且所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分。

本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。

本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，所述交叉肋条还限定邻近所述冲击孔口的至少一个外扩部分。

本发明的第五技术方案是在第四技术方案中，所述外扩部分还限定所述加厚部分。

本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，交叉肋条截面轮廓的百分之十以下平行于前缘截面轮廓。

本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述交叉肋条截面轮廓的百分之十以下为直的。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于所述交叉肋条的中心。

本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于比所述交叉肋条的中心更靠近所述交叉肋条与所述外表面的接合处。

本发明的第十技术方案提供了一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的叶片，所述叶片包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装至所述涡轮转子盘；翼型件，其从所述燕尾部沿径向延伸且具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近所述燕尾部；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至所述冷却空气入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有向所述交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，以及具有增大的截面的加厚部分，其中所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分。

本发明的第十一技术方案是在第十技术方案中，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。

本发明的第十二技术方案是在第十技术方案中，所述交叉肋条包括邻近所述冲击孔口的外扩部分。

本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，所述外扩部分邻近所述前缘冷却通路。

本发明的第十四技术方案是在第十二技术方案中，没有交叉肋条截面轮廓的部分平行于前缘截面轮廓。

本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，没有所述交叉肋条截面轮廓的部分是直的。

本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于所述交叉肋条的中心。

本发明的第十七技术方案是在第十五技术方案中，所述冲击孔口中的至少一些位于比所述交叉肋条的中心更靠近所述交叉肋条与所述外表面的接合处。

本发明的第十八技术方案提供了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，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近燕尾部；以及冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接至冷却空气入口通路的供应通路，沿所述前缘延伸的前缘冷却通路，在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述供应通路与所述前缘冷却通路分开的交叉肋条，以及延伸穿过所述交叉肋条、将所述前缘冷却通路流体地联接至所述供应通路的冲击孔口，其中所述交叉肋条具有向所述交叉肋条提供热应力消除的弓形截面，具有增大的截面的加厚部分，其中所述冲击孔口中的至少一些延伸穿过所述加厚部分，且其中所述加厚部分还包括外扩部分。

本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，所述加厚部分具有一定厚度，使得所述冲击孔口的长度(L)与所述冲击孔口的直径(D)之比(L/D)为至少2。

本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，没有交叉肋条截面轮廓的部分平行于前缘截面轮廓。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图2为具有冷却空气入口通路的图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机构件的透视图。

图3为图2的翼型件的截面视图。

图4为设置在图3的翼型件的截面视图内的多个内部通路的视图。

图5为包括凹入弓形交叉肋条的图4的翼型件的前缘的放大视图。

图6为包括凸出弓形交叉肋条的图4的翼型件的前缘的放大视图。

图7为还包括加厚部分的图5的交叉肋条的放大视图。

图8为还包括偏置冲击孔口的图5的交叉肋条的放大视图。

图9为包括邻近于供应通路的平侧的图7的交叉肋条的放大视图。

图10为包括限定加厚部分的外扩部的图7的交叉肋条的放大视图。

零件列表

10 发动机

12 纵轴线(中心线)

14 前部

16 后部

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

34 HP涡轮

36 LP涡轮

38 排气区段

40 风扇壳

42 风扇叶片

44 核心

46 核心壳

48 HP轴/HP转轴

50 LP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

120 前缘冷却回路

122 供应通路

124 近壁冷却通路

126 前缘冷却通路

130 气室通路

132 销组

134 回流通路

140 交叉肋条

142 冲击孔口

144 膜孔

150 内部通路

152 筛网通路

154 销组

156 槽口

158 冲击开口

222 供应通路

226 前缘冷却通路

240 交叉肋条

242 冲击开口

322 供应通路

326 前缘冷却通路

340 交叉肋条

342 冲击开口

346 加厚部分

422 供应通路

426 前缘冷却通路

440 交叉肋条

442 冲击开口

522 供应通路

526 前缘冷却通路

540 交叉肋条

546 加厚部分

560 后表面

562 前表面

626 前缘冷却通路

640 交叉肋条

642 冲击开口

670 外扩部分。

具体实施方式

本发明的描述的实施例针对涡轮叶片，且具体针对冷却涡轮叶片。出于图示的目的，将参照用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片描述本发明。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，且可在诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用的非飞行器应用中具有普通应用。还可应用于涡轮发动机中除叶片外的翼型件，诸如静止导叶。

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向后16延伸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：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包括围绕中心线12沿径向设置的风扇叶片42形式的多个翼型件。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由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。

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传动地连接到HP压缩机26上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在更大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20上。

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形式的旋转翼型件关于对应的一组的压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以压缩或加压经过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游且邻近于旋转叶片56,58。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

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形式的旋转翼型件关于对应一组涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以从经过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可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且邻近于旋转叶片68,70。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压的环境空气供应至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的加压的空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体提取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其提取附加功来驱动LP压缩机24，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的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20和LP压缩机24。

由风扇20供应的环境空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或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，发动机的热部分一般在燃烧器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的下游。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为图1中的发动机10的一个涡轮叶片68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。翼型件78从末梢80延伸至根部82。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78整体结合的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。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，各自延伸穿过燕尾部76，以提供在通路出口94处与翼型件78的内部流体连通。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。

转到图3，以截面示出的翼型件78具有凹形压力侧壁98和凸形吸力侧壁100，它们连结在一起来限定具有前缘102和后缘104的翼型件形状。叶片68沿一个方向旋转，使得压力侧壁98跟随吸力侧壁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包括多个内部通路，其可布置成形成专用于冷却叶片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中示出，图4为翼型件78的截面视图。应当认识到的是，如图所示的翼型件78内的各个独立通路的相应几何形状是示例性的，各自绘出了形成冷却回路的通路的一个或更多个元件，且不会将翼型件限于如图所示的几何形状、大小或位置。

冷却回路可由在翼型件78内沿径向延伸的一个或更多个通路限定。应当认识到的是，通路可包括一个或更多个膜孔，其可提供特定通路与翼型件78的外表面之间的流体连通，从而沿翼型件78的外表面提供冷却流体膜。

示为前缘冷却回路120的冷却回路包括设置在翼型件78的内部内的多个通路。前缘冷却回路120包括供应通路122、近壁冷却通路124，以及前缘冷却通路126。供应通路122从根部82延伸至末梢82，与燕尾部76中的入口(诸如第一入口通路88)流体连通。近壁冷却通路124与供应通路122流体连通，且从末梢80朝根部82延伸。近壁冷却通路124还可包括附加的通路，其包括气室通路130，该气室通路130从末梢80延伸至根部82，具有多个销或销组132。根部82附近的气室通路130可与从根部82延伸至末梢80的一个或更多个回流通路134流体连通。

前缘冷却通路126还与从根部82延伸至末梢80且邻近于前缘102设置的供应通路122流体连通。交叉肋条140设置在供应通路122与前缘冷却通路126之间且部分地限定它们。交叉肋条140跨越翼型件78的内部96，分别在压力侧壁98和吸力侧壁100处的压力侧与吸力侧之间延伸。前缘冷却通道126经由设置在从根部82延伸至末梢80的交叉肋条140内的一个或更多个冲击孔口142与供应通路122流体连通。

翼型件78的内部96还可包括一个或更多个附加的冷却回路，其由一个或更多个内部通路150、筛网通路152、销组154、槽口156、冲击孔口158和膜孔限定，提供了遍及翼型件78的冷却流体或从翼型件78排放冷却流体来将冷却膜提供至翼型件78的外部。内部通路150和筛网通路152沿根部82到末梢80或末梢80到根部82的方向延伸，且可与彼此互连，使得限定一个或更多个冷却回路。

图5-10示出了设置在供应通路122与前缘冷却通路126之间的交叉肋条142的多个单独的实施方式。应当认识到的是，前缘冷却回路120可实施沿在翼型件78的根部82与末梢80之间延伸的交叉肋条的翼展方向长度的一个或更多个交叉肋条140。应当理解的是，前缘冷却通路可包括在翼型件78的外部与前缘冷却通路126之间延伸的多个冷却孔，使得冷却流体可提供为对翼型件78的外表面的冷却膜。图6-10可基本类似于图5。因此，各个后续附图将以相对于前图加上一百的值的相似数字表示相似的元件。

转到图5，前缘冷却通路126的放大视图最佳地示出了交叉肋条140的截面形状。交叉肋条140包括相对于前缘冷却通路126的凹入弓形形状，具有沿交叉肋条140的截面弓形长度限定的基本等同的宽度。冲击孔口142沿在根部82与末梢80之间延伸的交叉肋条140的径向翼展方向长度将供应通路122流体地联接到前缘冷却通路126上。冲击孔口142可关于压力侧壁98与吸力侧壁100之间的交叉肋条140的延伸部分或关于邻近于供应通路122的交叉肋条基本定位在交叉肋条140内的中心。

在图6中，放大视图示出了交叉肋条的备选截面形状。交叉肋条240包括相对于前缘冷却通路226的凸出形状。交叉肋条240的宽度在交叉肋条240的截面长度上保持恒定。多个冲击孔口242沿交叉肋条240的翼展方向长度延伸，且可关于压力侧壁98与吸力侧壁100之间的交叉肋条240的延伸部分或关于邻近于供应通路222的交叉肋条基本定位在交叉肋条140内的中心。

转到图7，交叉肋条340包括关于前缘冷却通路326的基本凹入的截面弓形形状。多个冲击孔口342在供应通路322与前缘冷却通路326之间延伸。邻近冲击孔口342的交叉肋条340的宽度增大，使得交叉肋条340的两个加厚部分346设置在冲击孔口342的两侧上。加厚部分346由靠近冲击孔口342的交叉肋条340的逐渐连续增大的宽度限定。

冲击孔口可包括由冲击孔口342的长度L与冲击孔口342的直径D的比L/D限定的厚度。长度L可为冲击孔口342的总长度，而直径D可为计量直径，使得其不包括限定在长度L内的较宽的入口或出口半径。因此，比(L/D)可为至少2。长度L可为与局部肋条宽度相同的总长度。L/D的较大值可产生经过冲击孔口的空气流的改善的流动发展和更准确的方向性。

在图8中，冲击孔口442关于交叉肋条440的中心放置成偏离交叉肋条440的中心，这相对于在压力侧壁98与吸力侧壁100之间延伸的交叉肋条440的长度，或邻近于供应通路422延伸的交叉肋条440的长度。应当认识到的是，冲击孔口442的位置可为沿交叉肋条440的任何位置，使得供应通路422与前缘冷却通路426之间存在流体连通。

图9示出了由邻近于供应通路522的平后表面560和相对于前缘冷却通路526的凸出弓形前表面562限定的交叉肋条540。冲击孔口542设置在交叉肋条540的最宽部分中，其由凸出的前表面562限定，前表面562进一步限定交叉肋条540的加厚部分546。

在图10中，交叉肋条640包括关于前缘冷却通路626的大体上凹入的弓形截面。交叉肋条640还包括由设置在邻近冲击孔口642的交叉肋条640上的外扩部670限定的冲击孔口642。外扩部670为在冲击孔口642处突入前缘冷却通路626的弓形延伸部。外扩部670还可限定加厚部分，其限定关于交叉肋条640的其余部分邻近于冲击孔口642的交叉肋条640的较宽的截面宽度。

在图5-10中，冷却流体流可在翼型件78的内部96内行进，从而向翼型件78和膜孔提供冷却，膜孔可将冷却流体排至翼型件78的外部，以沿翼型件78的外表面形成冷却膜。冷却流体可从入口通路(诸如第一入口通路88(图2))给送至供应通路。冷却流体从供应通路流过冲击孔口至前缘冷却通路，在该处，冷却流体可穿过膜孔排出。

应当认识到的是，相对于前缘冷却通路凹入或凸出的交叉肋条的弓形截面提供交叉肋条以及通常受邻近翼型件的前缘的应力影响的相关联的构件的应力消除。

还应当认识到的是，交叉肋条的加厚部分提供将冷却流体流提供至前缘冷却通路的冲击孔口的较厚宽度。冲击孔口处的加厚部分的宽度可包括由冲击孔口的长度L与冲击孔口的直径D的比L/D限定的厚度。L/D的较大值可产生经过冲击孔口的空气流的改善的流动发展和更准确的方向性。

还应当认识到的是，如图所示的膜孔是示例性的。膜孔的放置、定向和数目可与图5中所示的不同。膜孔还可基于由冲击孔口产生的流动方向来定位和定向，使得冷却流体流最佳提供至翼型件78的外部。

本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。