具有冷卻的渦輪發動機翼型件的製作方法
2023-09-18 03:53:25 5
背景技術：
渦輪發動機，並且特別是燃氣或燃燒渦輪發動機，是從行進通過發動機到多個旋轉渦輪葉片上的燃燒氣體流提取能量的旋轉式發動機。燃氣渦輪發動機已用於陸上和航海機動及功率生成，但是最常用於航空應用，例如用於飛機，包括直升機。在飛機中，燃氣渦輪發動機被用於飛機的推進。在陸地應用中，渦輪發動機通常用於功率生成。
用於飛機的燃氣渦輪發動機被設計成在高溫下操作，以使發動機效率最大化，因此某些發動機構件(例如高壓渦輪和低壓渦輪)的冷卻可為有益的。通常，通過將較冷的空氣從高壓和/或低壓壓縮機引導到需要冷卻的發動機構件來實現冷卻。高壓渦輪中的溫度為大約1000℃至2000℃，且來自壓縮機的冷卻空氣為大約500℃至700℃。雖然壓縮機空氣為高溫的，但其相對於渦輪空氣較冷，並且可用來冷卻渦輪。
現代渦輪葉片需要一個或更多個內部冷卻通道，以用於將冷卻空氣發送通過葉片來冷卻葉片的不同部分，以便防止在操作期間的極端溫度。在冷卻和發動機操作期間，葉片暴露於熱循環，該熱循環可對葉片的構件施加應力。該應力可導致葉片部分的破裂。
技術實現要素：
在一方面中，本發明涉及用於燃氣渦輪發動機的翼型件，其包括界定內部並限定壓力側和吸力側的外表面，壓力側和吸力側在前緣與後緣之間軸向地延伸以限定弦向方向，並在根部與末梢之間徑向地延伸以限定翼展方向。翼型件還包括冷卻迴路，冷卻迴路位於內部內並具有弦向間隔的全長度肋和部分長度肋以在其間限定流動通道，其中全長度肋從根部到末梢沿翼展方向延伸並與末梢接觸，並且部分長度肋沿翼展方向延伸並在末梢之前終止以限定用於流動通道的末梢轉角。此外，翼型件包括在全長度肋中的與末梢間隔的間隙，以形成用於全長度肋的熱應力減小結構。
在另一方面中，本發明涉及一種減輕從燃氣渦輪發動機的翼型件的末梢沿翼展方向延伸的內部肋中的熱誘導低循環疲勞破裂的方法，該方法包括距末梢預定距離打開內部肋的至少一部分。
在又一方面中，本發明涉及用於燃氣渦輪發動機的翼型件，其包括：外表面，其界定內部並限定壓力側和吸力側，壓力側和吸力側在前緣與後緣之間軸向地延伸以限定弦向方向，並在根部與末梢之間徑向地延伸以限定翼展方向；肋，其在內部內至少部分地限定冷卻迴路並且從末梢沿翼展方向延伸，同時在壓力側和吸力側之間跨越內部；和肋中的間隙，其與末梢間隔以形成用於肋的熱應力減小結構。
技術方案1.一種用於燃氣渦輪發動機10的翼型件78，所述翼型件包括：
外表面，其界定內部96並限定壓力側98和吸力側100，所述壓力側98和吸力側100在前緣102與後緣104之間軸向地延伸以限定弦向方向，且在根部82與末梢80之間徑向地延伸以限定翼展方向；
冷卻迴路110，其位於所述內部96內並具有弦向地間隔的全長度肋120和部分長度肋130以在其間限定流動通道140，其中所述全長度肋120從所述根部82到所述末梢80沿翼展方向延伸並與所述末梢80接觸，並且所述部分長度肋130沿翼展方向延伸並在所述末梢80之前終止以限定所述流動通道140的末梢轉角142；和
所述全長度肋120中的間隙122，其與所述末梢80間隔以形成用於所述全長度肋120的熱應力減小結構122。
技術方案2.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述間隙122是單個連續的間隙122。
技術方案3.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述間隙122延伸所述全長度肋120的全寬度124。
技術方案4.根據技術方案3所述的翼型件78，其中，所述間隙122從所述壓力側98延伸到所述吸力側100。
技術方案5.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述全長度肋120在與所述吸力側100和所述壓力側98的一個或更多個接合部處具有倒角126，並且所述間隙122在所述倒角126之間延伸。
技術方案6.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述間隙122在大小方面設置成允許通過所述間隙122的預定空氣流。
技術方案7.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述間隙122在翼展方向上定位為距所述末梢80預定距離142。
技術方案8.根據技術方案7所述的翼型件78，其中，所述預定距離142是所述末梢80與所述全長度肋120之間的熱梯度和肋結構剛度的函數。
技術方案9.根據技術方案7所述的翼型件78，其中，所述間隙122在翼展方向上位於所述末梢轉角142中。
技術方案10.根據技術方案1所述的翼型件78，其中，所述翼型件78包括燃氣渦輪發動機10的葉片68或靜葉60中的至少一者。
技術方案11.根據技術方案10所述的翼型件，其中，所述翼型件是燃氣渦輪發動機的渦輪區段的葉片。
技術方案12.一種減輕從用於燃氣渦輪發動機的翼型件的末梢沿翼展方向延伸的內部肋中的熱誘導低循環疲勞破裂的方法，所述方法包括距所述末梢預定距離打開所述內部肋的至少一部分。
技術方案13.根據技術方案12所述的方法，其中，打開還包括跨過所述肋的寬度打開所述內部肋。
技術方案14.根據技術方案12所述的方法，其中，所述預定距離是所述末梢與所述全長度肋之間的熱梯度和肋結構剛度的函數。
技術方案15.一種用於燃氣渦輪發動機的翼型件，所述翼型件包括：
外表面，其界定內部並限定壓力側和吸力側，所述壓力側和吸力側在前緣與後緣之間軸向地延伸以限定弦向方向，且在根部與末梢之間徑向地延伸以限定翼展方向；
肋，其在所述內部內至少部分地限定冷卻迴路，並且從所述末梢沿翼展方向延伸同時在所述壓力側與所述吸力側之間跨越所述內部；和
所述肋中的間隙，其與所述末梢間隔以形成用於所述肋的熱應力減小結構。
技術方案16.根據技術方案15所述的翼型件，其中，所述間隙是單個連續的間隙。
技術方案17.根據技術方案15所述的翼型件，其中，所述間隙延伸所述肋的全寬度。
技術方案18.根據技術方案15所述的翼型件，其中，所述肋在與所述吸力側和所述壓力側的一個或更多個接合部處具有倒角，並且所述間隙在所述倒角之間延伸。
技術方案19.根據技術方案15所述的翼型件，其中，所述間隙在翼展方向上定位為距所述末梢預定距離。
技術方案20.根據技術方案19所述的翼型件，其中，所述預定距離是所述末梢與所述全長度肋之間的熱梯度和肋結構剛度的函數。
技術方案21.根據技術方案19所述的翼型件，其中，所述間隙在翼展方向上位於所述末梢轉角中。
技術方案22.根據技術方案19所述的翼型件，其中，所述翼型件包括燃氣渦輪發動機的葉片或靜葉中的至少一者。
附圖說明
在附圖中：
圖1是燃氣渦輪發動機的示意截面圖。
圖2是圖1的發動機的翼型件的透視圖。
圖3是具有內部的圖2的翼型件的截面圖，該內部具有限定冷卻迴路的肋。
圖4是圖2的翼型件的徑向截面圖。其例示出設置在一個肋中的間隙。
圖5是圖4的翼型件的軸向截面圖，其例示出冷卻迴路之間的流動通道。
圖6是跨過截面vi的圖5的全長度肋的截面圖。
部件列表
10發動機
12中心線
14前部
16後部
18風扇區段
20風扇
22壓縮機區段
24lp壓縮機
26hp壓縮機
28燃燒區段
30燃燒器
32渦輪區段
34hp渦輪
36lp渦輪
38排氣區段
40風扇殼體
42風扇葉片
44核心
46核心殼體
48hp轉軸
50lp轉軸
51轉子
52hp壓縮機級
53盤
54hp壓縮機級
56lp壓縮機葉片
58hp壓縮機葉片
60lp壓縮機靜葉
62hp壓縮機靜葉
64hp渦輪級
66lp渦輪級
68hp渦輪葉片
70lp渦輪葉片
72hp渦輪靜葉
74lp渦輪靜葉
76燕尾件
78翼型件
80末梢
82根部
84平臺
88第一入口通路
90第二入口通路
92第三入口通路
92a前側入口
92b後側入口
94通路出口
96內部
98壓力側壁
100吸力側壁
102前緣
104後緣
106冷卻通路
108肋
110冷卻迴路
120全長度肋
122間隙
124間隙寬度
126倒角(fillet)
130部分長度肋
132第一冷卻迴路
134第二冷卻迴路
136末梢轉角
138端部
140流動通道
142末梢距離
144間隙高度
150空氣流
152轉角流
154空氣流
156端部。
具體實施方式
本發明的所描述的實施例涉及與在渦輪發動機中發送空氣流相關的系統、方法和其他裝置。為了例示，將關於飛機燃氣渦輪發動機描述本發明。然而，應當理解，本發明不由此受限，且可在非飛機應用(例如其他移動應用和非移動工業、商業、和住宅應用)中具有普遍適用性。
圖1是用於飛機的燃氣渦輪發動機10的示意截面圖。發動機10具有從前部14延伸至後部16的大體上縱向地延伸的軸線或中心線12。發動機10以向下遊串聯流動的關係包括：包括風扇20的風扇區段18、包括增壓機或低壓(lp)壓縮機24和高壓(hp)壓縮機26的壓縮機區段22、包括燃燒器30的燃燒區段28、包括hp渦輪34和lp渦輪36的渦輪區段32、以及排氣區段38。
風扇區段18包括包圍風扇20的風扇殼體40。風扇20包括圍繞中心線12徑向地設置的多個風扇葉片42。hp壓縮機26、燃燒器30和hp渦輪34形成發動機10的核心44，其生成燃燒氣體。核心44由可與風扇殼體40聯接的核心殼體46包圍。
圍繞發動機10的中心線12同軸地設置的hp軸或轉軸48將hp渦輪34驅動地連接到hp壓縮機26。在較大直徑的環形hp轉軸48內圍繞發動機10的中心線12同軸地設置的lp軸或轉軸50將lp渦輪36驅動地連接到lp壓縮機24和風扇20。發動機10的安裝到轉軸48、50中的任一者或二者並與其一起旋轉的部分也單獨地或共同地稱為轉子51。
lp壓縮機24和hp壓縮機26分別包括多個壓縮機級52、54，其中一組壓縮機葉片58相對於對應組的靜止壓縮機靜葉60、62(也稱為噴嘴)旋轉，以壓縮或加壓行進通過該級的流體流。在單個壓縮機級52、54中，多個壓縮機葉片56、58可以以環的形式設置並且可從葉片平臺到葉片末梢相對於中心線12徑向向外延伸，而對應的靜止壓縮機靜葉60、62定位在旋轉葉片56、58的下遊並鄰近旋轉葉片56、58。應注意到，圖1中所示的葉片、靜葉和壓縮機級的數量僅是出於例示目的而選擇的，並且其他數量是可能的。用於壓縮機級的葉片56、58可安裝到盤53，盤53安裝到hp和lp轉軸48、50中的對應的一個，其中各級具有其自身的盤。靜葉60、62圍繞轉子51以周向布置安裝到核心殼體46。
hp渦輪34和lp渦輪36分別包括多個渦輪級64、66，其中一組渦輪葉片68、70相對於對應組的靜止渦輪靜葉72、74(也稱為噴嘴)旋轉，以從行進通過該級的流體流提取能量。在單個渦輪級64、66中，多個渦輪葉片68、70可以以環的形式設置並且可從葉片平臺到葉片末梢相對於中心線12徑向向外延伸，而對應的靜止渦輪靜葉72、74定位在旋轉葉片68、70的下遊並鄰近旋轉葉片68、70。應注意到，圖1中所示的葉片、靜葉和渦輪級的數量僅是出於例示目的而選擇的，並且其他數量是可能的。
在操作中，旋轉的風扇20將環境空氣供應到lp壓縮機24，lp壓縮機24然後將加壓的環境空氣供應到hp壓縮機26，hp壓縮機26進一步加壓環境空氣。來自hp壓縮機26的加壓空氣在燃燒器30中與燃料混合併被點燃，從而生成燃燒氣體。通過驅動hp壓縮機26的hp渦輪34從這些氣體中提取一些功。燃燒氣體被排放到lp渦輪36中，lp渦輪36提取額外的功以驅動lp壓縮機24，並且最終經由排氣區段38從發動機10排放排氣。lp渦輪36的驅動對lp轉軸50進行驅動，以使風扇20和lp壓縮機24旋轉。
由風扇20供應的環境空氣中的一些可繞過發動機核心44且用於冷卻發動機10的部分、特別是熱的部分，並且/或者用來冷卻或驅動飛機的其他方面。在渦輪發動機的情況下，發動機的熱的部分通常在燃燒器30的下遊，特別是渦輪區段32，其中hp渦輪34是最熱的部分，因為它在燃燒區段28的正下遊。冷卻流體的其他來源可以是但不限於從lp壓縮機24或hp壓縮機26排放的流體。
圖2是處於來自圖1的發動機10的渦輪葉片68中的一個的形式的發動機構件的透視圖。渦輪葉片68包括燕尾件76和翼型件78。備選地，翼型件78可以是發動機10的任何靜葉。翼型件78從末梢80延伸到根部82以限定翼展方向。燕尾件76還包括在根部82處與翼型件78一體的平臺84，以徑向地容納渦輪空氣流。燕尾件76安裝到發動機10上的渦輪轉子盤。燕尾件76包括至少一個入口通路，入口通路示範地示為第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，它們各自延伸通過燕尾件76，以在通路出口94處提供與翼型件78的內部流體連通。應當理解，燕尾件76以截面示出，使得入口通路88、90、92容納在燕尾件76的本體內。
轉到圖3，以截面示出的翼型件78具有外表面，該外表面包括凹入的壓力側壁98和凸出的吸力側壁100的外表面，它們連結在一起以限定翼型件形狀，該翼型件形狀在前緣102與後緣104之間延伸從而限定弦向方向。葉片68沿使得壓力側壁98跟隨吸力側壁100的方向旋轉。因此，如圖3所示，翼型件78將朝向頁面的頂部向上旋轉。翼型件78還包括限定多個通道106的多個肋108。通道106可以流體地連接到一個或更多個其他通道106，以限定位於翼型件78的內部96內的冷卻迴路110。內部96可包括多個冷卻迴路110，冷卻迴路110可通過一個或更多個入口通路88、90、92而被供給冷卻流體流。
參見圖4，一個肋108可以是在根部82和末梢80之間沿翼展方向延伸的具有熱應力減小結構的全長度肋120。熱應力減小結構可以是設置在全長度肋120內的間隙122。備選地，熱應力減小結構可以是孔、孔口、或一系列孔。間隙122可以是單個連續的孔口，並且/或者可以是在兩個單獨冷卻通道106之間的交叉孔。間隙122可以具有作為間隙122的在壓力和吸力側壁98、100之間延伸的距離的寬度124，間隙122可居中地位於壓力和吸力側壁98、100之間或者可更靠近側壁98、100中的任一個。間隙122可以僅部分地在壓力和吸力側壁98、100之間延伸，或者可以完全在側壁98、100之間延伸。全長度肋120還可以包括在與壓力和吸力側壁98、100的接合部處的倒角126，並且間隙122可以在倒角126之間延伸。
肋108可以是全長度肋120或部分長度肋130，這在圖5中最佳地示出。全長度肋120完全在根部82到末梢80之間延伸，而部分長度肋130在末梢80或根部82之前終止。翼型件78的內部96包括全長度肋120和部分長度肋130，從而限定第一冷卻迴路132且具有相對於全長度肋120位於第一冷卻迴路132的相反側的第二冷卻迴路134。末梢轉角136可以是末梢80和部分長度肋130的徑向最外端138之間的區域。間隙122可以至少部分地定位在全長度肋120的在由末梢轉角136覆蓋的翼展方向距離內的翼展方向距離之中。流動通道140設置在從根部82到末梢80翼展方向地延伸的肋120、130之間。間隙122與末梢80間隔開末梢距離142，並且可具有作為間隙122的最大翼展方向距離的高度144。間隙122可以在翼展方向上位於距末梢80預定距離處，其中該預定距離可以是末梢80與全長度肋120之間的熱梯度以及結構剛度的函數。
在操作期間，空氣流150可移動通過冷卻迴路132、134。接近末梢80，空氣流150的第一部分152圍繞轉角136移動，沿著冷卻迴路134繼續，而第二部分154可以行進通過間隙122。間隙122可在大小方面設置為具有預定寬度124和高度144。備選地，第二部分空氣流154可沿與所示的方向相反的方向移動通過間隙122。移動通過間隙122的流方向和流體積還可通過鄰近的冷卻迴路132、134之間的壓力差來確定。因此，鄰近的冷卻迴路132、134之間的壓力差可以是相等的，使得沒有空氣流154行進通過間隙122。
圖6示出了沿著圖5的截面vi截取的翼型件78的截面圖，最佳地顯示了全長度肋120內的間隙122。間隙122具有橢圓形形狀，具有鄰近壓力和吸力側壁98、100的相反端部。寬度124與高度144組合可限定間隙122的截面面積。末梢距離142可決定間隙122的與末梢80的距離，該距離可作為末梢80與全長度肋120之間的熱梯度以及結構剛度的函數來確定，以達到局部應力的預定減小。另外，可改變末梢距離142以減少流動通道140內的流動停滯的情況，流動停滯可發生在全長度肋120與末梢80之間的接合部處。此外，末梢距離142可將間隙122定位在末梢80附近，以使與熱膨脹相關的操作應力最小化，從而為鄰近末梢80的膨脹提供空間。
減輕全長度肋120處的熱誘導低循環疲勞破裂的方法可包括距末梢80預定距離打開全長度肋120的至少一部分。打開全長度肋120的一部分可包括在全長度肋120內形成間隙122。全長度肋120的打開的部分可從壓力側壁98至吸力側壁100完全跨過全長度肋120的寬度而延伸，或可部分地跨過全長度肋120而延伸。該預定距離可以是熱梯度和結構剛度的函數，以達到期望的應力減小。
應當理解，間隙122的使用可在末梢80處和在全長度肋120接合末梢80處產生應力減小。減小的應力導致低循環疲勞壽命的增加。可以理解，在全長度肋120中利用間隙122可以減小機械應力，從而減小在與全長度肋120鄰近的末梢80處的翼型件破裂的發生率，並且增加翼型件78的操作壽命。
本書面說明使用示例以公開本發明，包括最佳實施方式，並且還使任何本領域技術人員能夠實踐本發明，包括製造並且使用任何裝置或系統並且實行任何合併的方法。本發明的可取得專利的範圍由權利要求限定，並且可包括本領域技術人員想到的其他示例。如果這種其他示例具有不與權利要求的文字語言不同的結構元件，或如果它們包括與權利要求的文字語言無顯著差別的等同結構元件，則它們意圖在權利要求的範圍內。