翼型件冷却回路的制作方法

本文中所描述的技术总体上涉及翼型件的冷却回路，并且更具体地涉及在燃气涡轮发动机的涡轮翼型件中使用的这种冷却回路。

背景技术：

很多燃气涡轮发动机组件都在旋转翼型件(比如高压或低压涡轮叶片)和/或非旋转静止翼型件(比如高压或低压涡轮喷嘴)中包括冷却回路。

在运行期间，相对较冷的空气被供给翼型件，以保持制造翼型件的材料的温度低于熔化温度或软化温度。通常翼型件通过冲击回路或蛇形回路被冷却，在前者中冲击后的空气沿轴向流出翼型件，在后者中流动方向主要是径向且通过强制对流进行冷却。

仍然需要以一种稳定可靠且经济的方式为翼型件提供冷却的改善的冷却回路。

技术实现要素：

在一方面，翼型件冷却回路包括冲击冷却回路和蛇形冷却回路。

在另一方面，在燃气涡轮发动机中使用的翼型件具有包含冲击冷却回路和蛇形冷却回路的冷却回路。

附图说明

图1是示例性燃气涡轮发动机组件的截面图；

图2是具有示例性冷却回路的翼型件的透视图；

图3是图2的翼型件沿3-3线的截面图；

图4是图2的翼型件的截面正视图；

图5是图2的翼型件的类似于图3的局部放大截面图；以及

图6是图2的翼型件的类似于图4的局部放大正视图。

具体实施方式

图1是具有纵轴线11的示例性燃气涡轮发动机组件10的截面示意图。燃气涡轮发动机组件10包括风扇组件12和核心燃气涡轮发动机13。核心燃气涡轮发动机13包括高压压缩机14、燃烧器16和高压涡轮18。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机组件10还包括低压涡轮20、多级增压压缩机32和基本上限定增压器32的分流器34。

风扇组件12包括从转子盘26沿径向向外延伸的成阵列的风扇叶片24，其前部由流线形毂盖25封闭。燃气涡轮发动机组件10具有进气侧28和排气侧30。风扇组件12、增压器22和涡轮20通过第一转子轴11连在一起，压缩机14和涡轮18通过第二转子轴22连在一起。

在运行中，空气流过风扇组件12，并且空气流的第一部分50被引导通过增压器32。增压器32排出的压缩空气被引导通过压缩机14，在压缩机14中，空气流被进一步压缩，并被输送给燃烧器16。来自燃烧器16的热的燃烧产物（图1中未示出）被用于驱动涡轮18和20，并且涡轮20被用于通过轴21驱动风扇组件12和增压器32。燃气涡轮发动机组件10可在设计运行条件和非设计运行条件之间的运行条件范围内运行。

从风扇组件12排出的空气流的第二部分52被引导通过旁通管道40，从而使一部分来自风扇组件12的空气流从核心燃气涡轮发动机13的周围绕过。更具体地，旁通管道40在风扇外壳或护罩36与分流器34之间延伸。所以，来自风扇组件12的空气流的第一部分50被引导通过增压器32，然后如上所述的那样进入压缩机14，并且来自风扇组件12的空气流的第二部分52被引导通过旁通管道40从而例如为飞行器提供推力。分流器34将输入空气流分别分为第一部分50和第二部分52。燃气涡轮发动机组件10还包括风扇框架组件60，从而为风扇组件12提供结构支撑，并且其还被用于将风扇组件12连接到核心燃气涡轮发动机13上。

风扇框架组件60包括在径向外侧安装凸缘和径向内侧安装凸缘之间基本上沿径向延伸的多个出口导叶70，所述导叶在旁通管道40内沿周向间隔开。风扇框架组件60还可以包括被连接在径向外侧安装凸缘和径向内侧安装凸缘之间的多个支柱。在一个实施例中，风扇框架组件60制造成弧形节段，其中凸缘被连接到出口导叶70和支柱上。在一个实施例中，出口导叶和支柱被共轴地连接在旁通管道40内。可选地，出口导叶70可以在旁通管道40内被连接在支柱下游。

风扇框架组件60是被用于保持各种部件在燃气涡轮发动机组件10内的定向的燃气涡轮发动机组件10的多种框架和支撑组件之一。更具体地，所述框架和支撑组件与静止部件互相连接并提供转子承载支撑。风扇框架组件60在旁通管道40内被连接在风扇组件12的下游，从而使出口导叶70和支柱围绕风扇组件12的出口沿周向间隔开，并延伸穿过从风扇组件12排出的空气流路径。

图2示出了适合用于燃气涡轮发动机10的涡轮之一(高压涡轮18或低压涡轮20)中的示例性翼型件80。在图2所示实施例中，翼型件80被配置用作静止翼型件，比如涡轮喷嘴或导叶。

如图3-6所示，图2的翼型件80设有组合了前述两种单独的类型的回路的翼型件冷却回路81。所述两种回路通过以下方式被采用，在翼型件80的前缘86附近的腔85中使用冲击插件84（参见图3和5）以形成冲击冷却回路82，并且翼型件80的其余部分采用冲击后空气通过蛇形回路83冷却（参见图4），冲击后空气是传送通过冲击冷却回路82后留在翼型件80中的冷却空气。插件84在前缘腔85的前部被定尺寸和定位成使得冲击后空气被沿着腔85的后肋89引导，因此使冲击冷却的交叉流动效果最小化。冲击冷却空气通过多个冲击冷却孔100离开插件84，所述冲击冷气孔被定尺寸、定形和定位成引导冲击空气撞击翼型件80的前缘86附近的腔85的内表面。

输入冷却空气90先经过在翼型件80的末梢92附近的插件84中的入口进入翼型件80，然后沿径向向内朝着翼型件80的末梢93流动。冷却回路81通过收集在插件84后面的径向通道94中的冲击冷却回路82中的从翼型件80的末梢92沿径向流到毂93的前缘冲击后空气来起作用（参见图6）。若干个马蹄形肋（未示出）可以被可选地添加到翼型件80的前缘86的内表面上，从而产生通道，所述通道沿轴向将冲击后空气引入径向通道94，并限制空气在腔85内的径向流动。部分冲击前冷却空气通过孔97被向外引导，从而形成用于转子吹扫或其他期望用途的冲击前冷却空气流96。

在毂附近，冲击后空气转弯进入蛇形回路83的第一通路（参见图4）。冲击冷却回路81和蛇形冷却回路83是处于流体连通的，且冷却空气从冲击冷却回路81流到蛇形冷却回路83。在蛇形回路83中有任意数量的腔，因此在翼型件内部中形成蛇形或曲折路径，从而引导冷却空气以接触各种内表面的方式通过翼型件。在图3所示的实施例中，蛇形回路83具有三个腔（算上通道94），产生两个180度的流向变化。在图4所示的实施例中，蛇形回路83具有四个腔（算上通道94），产生三个180度的流向变化。在最靠近翼型件80的后缘99的最后一个径向流动腔中，空气要么经过交叉孔97流到给后缘槽或孔98供料的收集腔87（如图3所示），要么直接给槽98供料（如图4所示），要么配合其他后缘冷却结构使用。在翼型件80的毂93或末梢92处可以增加更新(refresher)孔91（参见图4），从而将来自冷却剂源的更冷的空气以及额外流加入蛇形冷却回路83的部分中。膜孔可以被设置在蛇形回路的末端处，从而促进更多的流通过末端部分并保持回路内部的对流冷却。

本文所描述的和在实施例的附图中所示出的翼型件冷却回路以一种保持两种方案的冷却初衷和稳定可靠性的方式结合了两种不同冷却回路方案的最佳特征。使用常规的双插件冷却翼型件，被第二插件冷却的中间部分通常会趋于比翼型件的前缘和后缘要冷。使用本文所描述的实施例，蛇形冷却回路在翼型件中部和后部产生更一致的冷却效果，这降低了从翼型件前缘到中部以及从翼型件中部到后缘的温度梯度。

本文所描述的冷却回路在商业上的可能优点将是更低的翼型件冷却流量，这将提高发动机燃料比耗。该设计的技术上的优点是降低了整个翼型件上的温度梯度，这将在发动机工作中产生更低的翼型件应力，并提高部件寿命和耐久性。

可实现采用冲击前和冲击后空气混合物以从插件给蛇形回路供料的设计。也可考虑后缘槽和蛇形回路后部之间的交接部的不同构造。可使用多个向蛇形回路供料的插件（例如带有冲击空气的流入同一蛇形回路中的两个腔）。也可以采用结合沿轴向流动而不是沿径向流动的流体部分的某种类型的蛇形回路。代替径流式回路，轴流式蛇形回路可被设计成使用冲击后空气。

虽然本发明已经从各种具体实施例方面被描述，但是本领域技术人员将明白本发明能够以在权利要求的精神和范围内的修改来实行。