涡轮叶片的制作方法

涡轮发动机且特别地燃气涡轮发动机或内燃涡轮发动机为旋转发动机，其从燃烧气体流抽取能量，燃烧气体流通过发动机传送到多个旋转涡轮叶片上。燃气涡轮发动机被用于陆地和航海移动和发电，但是最普遍用于航空应用，诸如航空器，包括直升机。在航空器中，燃气涡轮发动机用于推动航空器。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。

背景技术：

用于航空器的燃气涡轮发动机设计来在高温下运行，以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)可为有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导到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℃至2000℃而来自压缩机的冷却空气为大约500℃至700℃。在压缩机空气为高温时，其相对于涡轮空气较冷，并且可用来冷却涡轮。

当代涡轮叶片大体包括一个或多个内部冷却线路，用于将冷却空气引导通过叶片，以冷却叶片的不同的部分，并且可包括专用冷却线路，以冷却叶片的不同的部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。

技术实现要素：

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件具有外表面，其限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，并且后缘具有槽口开口。翼型件进一步包括冷却线路，其位于翼型件内且包括冷却通道，冷却通道流通地联接到冷却空气入口通道且从根部延伸向末梢且终止于后转弯部中，后转弯部流通地联接到槽口开口。翼型件进一步包括翼型件元件，其位于冷却通道内，在转弯部下游和槽口开口上游，并且在通道中沿着翼型件元件的上游部分形成加速区域和在通道中沿着翼型件元件的下游部分形成减速区域。

燃气涡轮发动机具有涡轮转子盘。叶片包括：鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道且构造成安装到涡轮转子盘上；以及翼型件，其从鸠尾件沿径向延伸且具有外表面，外表面限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间，且沿径向延伸在根部和末梢之间，根部邻近鸠尾件且后缘具有槽口开口。叶片包括冷却线路，其位于翼型件内且包括冷却通道，冷却通道流通地联接到冷却空气入口通道且具有多个通路，它们相对地延伸在根部和末梢之间，多个通路处于从前部到后部的蜿蜒布置。多个通路中的最后部通路终止于后转弯部中，后转弯部流通地联接到槽口开口，并且冷却通道具有出口喷嘴，其由限定加速区域的会聚部分和限定减速区域的发散部分形成，它们分开达最小横截面区域，以限定节流部(choke)，发散部分定位成邻近槽口开口。叶片包括翼型件元件，其位于喷嘴内且延伸在压力侧和吸力侧之间。

用于燃气涡轮发动机的叶片包括压力侧和吸力侧，其沿弦向方向延伸在前缘和后缘之间且沿翼展方向延伸在根部和末梢之间。后缘冷却线路位于翼型件内，在后缘附近，终止于后转弯部中且流通地联接到后缘槽口开口上。翼型件元件位于冷却线路内，在转弯部下游和槽口开口上游，从而在冷却线路中沿着翼型件元件的上游部分形成加速区域，且在冷却线路中沿着翼型件元件的下游部分形成减速区域。

技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外表面，其限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，并且所述后缘具有槽口开口；

冷却线路，其位于所述翼型件内且包括冷却通道，所述冷却通道流通地联接到所述冷却空气入口通道且从所述根部延伸向所述末梢且终止于后转弯部中，所述后转弯部流通地联接到所述槽口开口；以及

翼型件元件，其在所述冷却通道内位于所述转弯部下游和所述槽口开口上游，并且在所述冷却通道中沿着所述翼型件元件的上游部分形成加速区域且在所述冷却通道中沿着所述翼型件元件的下游部分形成减速区域。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件元件具有不断增大的横截面区域，其结合所述冷却通道的第一包围部分形成所述冷却通道的不断减小的横截面区域，以限定所述加速区域，以及所述翼型件元件具有不断减小的横截面区域，其结合所述冷却通道的第二包围部分形成所述冷却通道的不断增大的横截面区域，以限定所述减速区域。

技术方案3.根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的直接在所述翼型件元件上游的第三部分具有不断减小的横截面区域，以进一步限定所述加速区域。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的第三部分在流向上与所述翼型件元件的不断增大的横截面区域重叠。

技术方案5.根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的直接在所述翼型件元件下游的第四部分具有不断增大的横截面区域，以进一步限定所述减速区域。

技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述冷却通道的第四部分在流向上与所述翼型件元件的不断减小的横截面区域重叠。

技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。

技术方案8.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括扰流器，其位于所述冷却通道内。

技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其特征在于，所述扰流器定位成通过所述转弯部。

技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件元件延伸在所述压力侧和吸力侧之间。

技术方案11.一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：

鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道且构造成安装到所述涡轮转子盘上；

翼型件，其从所述鸠尾件沿径向延伸且具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，它们沿轴向延伸在前缘和后缘之间且沿径向延伸在根部和末梢之间，所述根部邻近所述鸠尾件，并且所述后缘具有槽口开口；

冷却线路，其位于所述翼型件内且包括冷却通道，所述冷却通道流通地联接到所述冷却空气入口通道且具有相对地延伸在所述根部和所述末梢之间的多个通路，所述多个通路处于从前部到后部的蜿蜒布置，所述多个通路中的最后部通路终止于后转弯部中，所述后转弯部流通地联接到所述槽口开口，并且所述冷却通道具有出口喷嘴，其由限定加速区域的会聚部分和限定减速区域的发散部分形成，它们分开达最小横截面区域，以限定节流部，所述发散部分定位成邻近所述槽口开口；以及

翼型件元件，其位于所述喷嘴内且延伸在所述压力侧和吸力侧之间。

技术方案12.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，存在三个通路，最前部和最后部通路在从根部到末梢的方向上延伸，并且另一个通路延伸在从末梢到根部的方向上。

技术方案13.根据技术方案12所述的叶片，其特征在于，进一步包括扰流器，其位于至少所述最后部通路内。

技术方案14.根据技术方案13所述的叶片，其特征在于，所述扰流器定位成通过所述转弯部。

技术方案15.根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述扰流器位于所有三个通路中。

技术方案16.根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。

技术方案17.根据技术方案17所述的叶片，其特征在于，所述翼型件元件具有最大厚度，并且所述翼型件元件位于所述喷嘴内，使得所述最大厚度与所述节流部对齐。

技术方案18.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述槽口开口进一步沿着所述末梢的一部分延伸。

技术方案19.根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述翼型件元件在弦向方向上在所述减速区域后面延伸且通过所述槽口开口。

技术方案20.一种用于燃气涡轮发动机的叶片，所述叶片包括翼型件，其具有压力侧和吸力侧，它们沿弦向方向延伸在前缘和后缘之间且沿翼展方向延伸在根部和末梢之间，后缘冷却线路位于所述翼型件内，在所述后缘附近且终止于后转弯部中，所述后转弯部流通地联接到后缘槽口开口，翼型件元件位于所述冷却线路内，在所述转弯部下游和所述槽口开口上游，并且在所述冷却线路中沿着所述翼型件元件的上游部分形成加速区域且在所述冷却线路中沿着所述翼型件元件的下游部分形成减速区域。

附图说明

在图中：

图1为用于航空器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2为发动机构件的透视图，发动机构件为图1的发动机的涡轮叶片的形式，其具有冷却空气入口通道。

图3为图2的翼型件的横截面图。

图4为图3的横截面翼型件的图，其示出限定后缘冷却线路的多个内部通道。

图5为图3的翼型件的翼展方向横截面图。

图6为图5的放大图，其示出图4的翼型件的后缘线路的排气通道的翼展方向横截面。

参考标号列表：

10发动机

12纵向轴线(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

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轴/hp轴杆

50lp轴/lp轴杆

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鸠尾件

78翼型件

80末梢

82根部

84平台

88第一入口通道

90第二入口通道

92a第三入口通道

92b前入口通道

92后入口通道

94通道出口

96内部

98压力侧壁

100吸力侧壁

102前缘

104后缘

114后缘冷却线路

116第一冷却线路

118第二冷却线路

120供应通道

122中心通道

124排气通道

126供应通道

128冲击开口

130后缘通道

132销

134槽口

138膜孔

150冷却通道

152销

154网格通道

156末梢冷却通道

158出口槽道

160扰流器

162后转弯部

164槽口开口

166翼型件元件

168旗末梢

170上游部分

172下游部分

174加速区域

176减速区域

180排气通道

182出口喷嘴

184会聚部分

186节流部

190发散部分

200箭头

202箭头

204翼展方向。

具体实施方式

本发明描述的实施例涉及涡轮叶片，且特别涉及冷却涡轮叶片。为了示出，将关于航空器燃气涡轮发动机的涡轮叶片描述本发明。但是，将理解，本发明不受此限制且可一般地应用于非航空器应用中，诸如其它移动应用和不可移动的工业、商业和民用应用。除了叶片，其还可应用于涡轮发动机中的翼型件，诸如固定导叶。

应当理解，如本文描述，用语“翼展方向”应当理解为大体延伸在翼型件的根部和末梢之间的方向。应当进一步理解，如本文描述，用语“弦向”应当理解为大体以弧形延伸在翼型件的前缘和后缘之间的方向。

图1为航空器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有大体沿纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14延伸到后部16。发动机10包括处于下游串行流关系的包括风扇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和排气区段38。

风扇区段18包括风扇壳体40，其包围风扇20。风扇20包括设置成沿径向围绕中心线12的多个翼型件，其为风扇叶片42的形式。hp压缩机26、燃烧器30和hp涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。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。

hp轴或轴杆48围绕发动机10的中心线12而同轴地设置，hp轴或轴杆48驱动地将hp涡轮34连接到hp压缩机26。lp轴或轴杆50围绕发动机10的中心线12而同轴地设置在较大直径环形hp轴杆48内，lp轴或轴杆50驱动地将lp涡轮36连接到lp压缩机24和风扇20。

lp压缩机24和hp压缩机26相应地包括多个压缩机级52,54，其中，为压缩机叶片56,58的形式的一组翼型件相对于为压缩机导叶60,62的形式(也称为喷嘴)的对应一组静态翼型件旋转，以对传送通过级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可设置成环，并且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应静态压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游且邻近旋转叶片56,58。要注意，图1中的叶片、导叶和压缩机级的数量选择仅用于说明性目的，并且其它数量是可行的。

hp涡轮34和lp涡轮36相应地包括多个涡轮级64,66，其中为涡轮叶片68,70的形式的一组翼型件相对于为涡轮导叶72,74的形式(也称为喷嘴)的对应一组静态翼型件旋转以从传送通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可设置成环，并且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应静态涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且邻近旋转叶片68,70。要注意，图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量选择仅用于说明性目的，并且其它数量为可行的。

在运行中，旋转风扇20将周围空气供应到lp压缩机24，lp压缩机24然后将加压的周围空气供应到hp压缩机26，hp压缩机26进一步对周围空气加压。来自hp压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而产生燃烧气体。通过hp涡轮34从这些气体抽取一些功，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体排出到lp涡轮36中，lp涡轮36抽取额外的功来驱动lp压缩机24，而排气气体最终从发动机10通过排气区段38排出。lp涡轮36的驱动会驱动lp轴杆50，以使风扇20和lp压缩机24旋转。

风扇20供应的一些周围空气可绕过发动机核心44且用来冷却发动机10的一部分，特别是热的部分和/或用来冷却航空器的其它方面或对航空器的其它方面提供功率。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，特别是在涡轮区段32下游，hp涡轮34为最热的部分，因为其直接在燃烧区段28下游。其它冷却流体源可为(但是不限于)从lp压缩机24或hp压缩机26排出的流体。

图2为发动机构件的透视图，其为图1的发动机10的一个涡轮叶片68的形式。涡轮叶片68包括鸠尾件76和翼型件78。翼型件78包括邻近鸠尾件76的根部82和与根部82相反的末梢80。鸠尾件76进一步包括平台84，其在根部82处与翼型件78成整体，这有助于沿径向约束涡轮空气流。鸠尾件76可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。鸠尾件76包括至少一个入口通道，其示例性地显示为第一入口通道88、第二入口通道90和第三入口通道92，其各自延伸通过鸠尾件76，以在通道出口94处提供与翼型件78的内流体连通。应当理解，以横截面显示鸠尾件76，使得入口通道88,90,92容纳在鸠尾件76的本体内。

转到图3，显示在横截面中的翼型件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，以限定具有前缘102和后缘104的翼型件形状。叶片68旋转的方向使得压力侧壁98在吸力侧壁100之后。因而，如图3中显示，翼型件78将向上朝向页面的顶部旋转。

翼型件78包括多个内通道，其可布置成形成专用于冷却叶片68的特定部分的一个或多个冷却线路。通道和对应冷却线路示出在图4中，图4为翼型件78的横截面弦向图。应当理解，显示的翼型件78内的各个单独的通道的相应的几何结构为示例性的，其各自示出形成冷却线路的通道的一个或多个元件，并且不应当将翼型件78限制于显示的几何结构、尺寸或位置。

冷却线路可由沿径向在翼型件78内延伸的一个或多个通道限定。应当理解，通道可包括一个或多个膜孔，其可提供特定通道和翼型件78的外表面之间的流体连通，从而沿着翼型件78的外表面提供冷却流体膜。

包括后缘冷却线路114的冷却线路可设置成邻近翼型件78的后缘104。后缘冷却线路114可包括第一冷却线路116和第二冷却线路118，它们共同得到来自鸠尾件76中的入口(诸如第三入口通道92)的冷却流体流的供给。第一冷却线路116相对于发动机10内的空气流向在弦向方向上设置在第二冷却线路118前方。

包括三个通路作为流通地联接通道的第一冷却线路116包括最前部供应通道120，其与入口通道92处于流体连通。供应通道120邻近中心通道122且与中心通道122处于流体连通。中心通道122与邻近中心通道122且与供应通道120相反的最后部排气通道124处于流体连通。排气通道124可包括一个或多个膜孔，以将冷却流体流提供给翼型件78的外表面，诸如压力侧壁98的外表面。

第二冷却线路118包括供应通道126，其邻近第一冷却线路116的排气通道124。供应通道126通过多个开口128与邻近供应通道126的后缘通道130处于流体连通。多个膜孔可从翼型件78的外表面延伸到内通道，以将冷却流体膜提供给翼型件78的外表面。另外，后缘通道130可包括沿着后缘通道130的翼展方向长度设置的多个销，其共同形成销组132(图5)。后缘通道130可在后缘104处通过多个槽口134流通地联接到翼型件78的外表面。

此外，翼型件78的其余内部96可包括下者中的一个或多个：冷却通道150、靠近壁冷却或网格通道154的销或销组152和可包括翼型件78内的一个或多个额外的冷却线路的膜孔。额外的冷却线路的布局、几何结构和定向为示例性的且不应当理解为限制。

现在转到图5，翼型件的翼展方向横截面图最佳地示出后缘冷却线路114的定向。设置在鸠尾件76内的第三入口通道92可进一步分成前入口通道92a和后入口通道92b，从而相应地将冷却流体提供给第一冷却线路116和第二冷却线路118。第一冷却线路116内的通道可进一步包括多个扰流器160，其增大通道内的湍流。前入口通道92a将冷却流体提供给供应通道120，使其沿从根部到末梢的方向移动。供应通道120将冷却流体提供给中心通道122，使其沿从末梢到根部的方向移动。中心通道122将冷却流体提供给排气通道124，使其沿从根部到末梢的方向移动。因而，供应通道120、中心通道122和排气通道124可限定基本蜿蜒流路径。排气通道124内的冷却流体可通过多个膜孔(未显示)排出或可通过出口槽道158提供给末梢冷却通道156。

第二冷却线路118可从后入口通道92b得到供给，从而将冷却流体提供给供应通道126。供应通道126可进一步包括多个扰流器160，以在供应通道126内产生湍流冷却流体流。供应通道126进一步包括后转弯部162，其使供应通道126限定的冷却流路径从末梢80方向转向到到后缘104方向。后转弯部162可包括设置在其内的一个或多个扰流器160。在后转弯部162的下游，供应通道126与槽口开口164处于流体连通。槽口开口164邻近旗(flag)末梢168，在这里，后缘104与末梢80会合。翼型件元件166设置在供应通道126内在后转弯部162下游和槽口开口164上游，并且延伸在翼型件78的压力侧壁98和吸力侧壁100之间。翼型件元件166可限定类似于翼型件的横截面的形状。因而，翼型件元件166可相对于供应通道126内的冷却流体的流路径包括上游部分170和下游部分172。翼型件元件166的上游部分170相对于翼型件元件166的下游部分172包括更大的翼展方向横截面区域。虽然翼型件元件166的形状示出为基本线性，从而基本围绕翼型件的弦对称，但是其可进一步包括弧形形状，翼型件元件166的后端沿末梢或根部方向成角度，并且其相对于弦可为不对称的。

供应通道126在后转弯部162的上游可通过设置在供应通道126和后缘通道130之间的多个开口128将冷却流体流提供给后缘通道130。后缘通道130进一步包括多个销132，其示出为示例性销组。后缘通道130将冷却流体流通过设置在后缘通道130和后缘104之间的槽口134排出。应当理解，开口128、销132和槽口134的数量为示例性的，从而示出第二冷却线路118的概念总览，并且不应当看作限制。

转到图6，槽口开口164和翼型件元件166的放大图最佳地示出元件，包括第二冷却线路118的供应通道126的排气区段。关于图6论述的横截面区域将限定为在翼展方向204上示出的元件的横截面距离。供应通道126可进一步包括排气通道180，其设置在后转弯部162和槽口开口164之间，翼型件元件166设置在其中。排气通道180可包括限定加速区域174和减速区域176的几何结构。出口喷嘴182可沿着翼型件元件166的上游部分170至少部分地限定排气通道180内的加速区域174。出口喷嘴182可由排气通道180的会聚部分184限定，使得排气通道180的横截面的翼展方向面积不断减小。因为随着排气通道在后缘104方向上移动，排气通道180的翼展方向面积不断减小，所以出口喷嘴182设置在最小翼展方向横截面面积处，以限定节流部186。排气通道180可进一步包括翼型件元件166，其设置成对节流部186内的翼型件元件166的最大翼展方向横截面区域进行定向。如可理解的那样，加速区域174可为排气通道180的会聚部分184、节流部186和设置在节流部186内的翼型件元件166的限定组合。

减速区域176限定在加速区域174下游且至少部分地由翼型件元件166的下游部分172限定。在节流部186下游，排气通道180进一步包括发散部分190，其包括排气通道180的不断增大的横截面区域。减速区域176的发散部分190可进一步由翼型件元件166的下游部分172的不断减小的横截面区域限定，使得翼型件元件166的发散部分190和下游部分172的组合限定排气通道180的不断增大的横截面区域。

流路径由一组流箭头200,202示出。在箭头200处，冷却流体流从供应通道126内行进。在后转弯部162处，冷却流体流从末梢80方向移动到后缘104方向。箭头202处的冷却流体流在排气通道180的会聚部分184处进入加速区域174，这包括通往翼型件元件166的上游部分170的不断增大的速度。在翼型件元件166下游，在箭头202处的冷却流体流进入排气通道180的发散部分190，这包括当在槽口开口164处从翼型件78排出时在减速区域176中的减小的速度。

如可理解的那样，加速区域174和减速区域176包括两个空气流计量区段，从而控制冷却流体流的速度，以及保持通过后缘冷却线路114的有效压力。

如进一步理解的那样，加速区域174、减速区域176和翼型件元件166的特定几何结构为示例性的且可相对于示出的特定尺寸而改变。另外，翼型件元件166相对于排气通道180所限定的加速区域174和减速区域176的位置为示例性的，使得翼型件元件166的上游和下游部分170,172可在上游或下游方向上相对于会聚部分184、节流部186或发散部分190而移动。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何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，以及实行任何结合的方法。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它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。