具有填角膜孔的燃氣渦輪發動機的製作方法
2023-12-09 10:42:46
背景技術：
渦輪發動機，以及特別是燃氣或燃燒渦輪發動機是從穿過發動機到許多旋轉渦輪葉片上的燃燒氣體流抽取能量的旋轉發動機。燃氣渦輪發動機用於陸地和海上運動和發電，但最常用於航空應用，如用於飛行器(包括直升機)。在飛行器中，燃氣渦輪發動機用於飛行器的推進。在陸地應用中，渦輪發動機經常用於發電。
用於飛行器的燃氣渦輪發動機設計成在高溫下操作，以最大化發動機效率，所以某些發動機構件如高壓渦輪和低壓渦輪的冷卻可為有益的。典型地，冷卻通過將較冷的空氣從高壓和/或低壓壓縮機輸送至需要冷卻的發動機構件來實現。高壓渦輪中的溫度為大約1000℃到2000℃，並且來自壓縮機的冷卻空氣為大約500℃到700℃。儘管壓縮機空氣為高溫，但其相對於渦輪空氣較冷，並且可用於冷卻渦輪。
當代渦輪葉片以及導葉或噴嘴大體上包括用於將冷卻空氣發送穿過葉片來冷卻葉片的不同部分的一個或更多個內部冷卻迴路，並且可包括用於冷卻葉片的不同部分如葉片的前緣、後緣和末端的專用冷卻迴路。
技術實現要素：
在一方面，一種用於燃氣渦輪發動機的翼型件包括限定壓力側和吸入側的外壁，其中外壁從前緣沿翼弦方向延伸至後緣，並且從根部沿翼展方向延伸至末端。冷卻通路位於翼型件內，並且由與外壁交叉以限定冷卻通路的轉角的通路壁至少部分地限定，其中通路壁具有轉角處的第一厚度，並且外壁具有轉角處的第二厚度。填角位於轉角處，並且具有第一厚度和第二厚度中的較大一個的至少1.5倍的有效半徑。具有有效長度l和有效直徑d的至少一個膜孔延伸穿過填角，以將冷卻通路流體地聯接於翼型件的外部。
在另一方面，一種形成燃氣渦輪發動機的翼型件中的膜孔的方法包括形成穿過由兩個壁的交叉形成的冷卻通路的轉角的填角的膜孔，其中填角具有用於兩個壁的厚度中的較大一個的至少1.5倍的有效半徑。
在又一方面，一種用於燃氣渦輪發動機的構件包括由限定轉角的交叉壁至少部分地形成的內部冷卻通路，具有帶交叉壁中的最厚者的厚度的至少1.5倍的有效半徑的填角，以及延伸穿過填角以及交叉壁中的至少一個的至少一個膜孔。
附圖說明
在附圖中：
圖1為燃氣渦輪發動機的示意性截面視圖。
圖2為圖1的發動機的翼型件的示意性透視圖。
圖3為示出內部冷卻通路的圖2的翼型件的截面視圖。
圖4為具有位於冷卻通路的轉角處的填角的圖3的截面視圖。
圖5為具有另一個內部通路的轉角內的填角的圖3的截面視圖。
圖6為圖5的填角的近視圖，示出了填角有效半徑。
圖7為示出翼型件的根部的圖2的翼型件的近視截面圖。
圖8a和8b為示出內部填角和外部填角兩者的圖7的截面的近視圖。
部件列表
10發動機
12縱軸線(中心線)
14前
16後
18風扇區段
20風扇
22壓縮機區段
24低壓(lp)壓縮機
26高壓(hp)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
42風扇葉片
44芯部
46芯部殼
48hp軸/hp轉軸
50lp軸/lp轉軸
52壓縮機級
54壓縮機級
56壓縮機葉片
58壓縮機葉片
60壓縮機導葉(噴嘴)
62壓縮機導葉(噴嘴)
64渦輪級
66渦輪級
68渦輪葉片
70渦輪葉片
72渦輪導葉
74渦輪導葉
76燕尾部
78翼型件
80末端
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壓力壁
100吸入壁
102前緣
104後緣
106第一冷卻通路
108第二冷卻通路
110通路壁
112轉角
114第一厚度
116第二厚度
118轉角的角
120填角
122膜孔
124第一部分
126第二部分
l長度
d直徑
150弓形表面
152有效半徑
154中心點
156入口
158出口
170外部體積
172外部轉角
173膜孔
174軸向構件
176徑向構件
178弓形部分
180線性部分
182填角。
具體實施方式
本發明的描述的實施例涉及關於在渦輪發動機中發送空氣流的設備、方法和其它裝置。出於圖示的目的，本發明將關於飛行器的燃氣渦輪發動機描述。然而，將理解的是，本發明並未如此受限，並且可具有非飛行器應用(如，其它移動應用和非移動工業、商業和住宅應用)中的普遍適用性。
還應當理解的是，出於圖示的目的，本發明將關於用於渦輪發動機的渦輪葉片的翼型件描述。然而，將理解的是，本發明不限於渦輪葉片，並且可包括任何翼型件結構，如，非限制性實例中的壓縮機葉片、渦輪或壓縮機導葉、風扇葉片或支柱。此外，在非限制性實例中，填角優化可用於使用膜孔或表面膜冷卻的附加發動機構件，如，帶、燃燒器組件或平臺中。
如本文中使用的，用語"前"或"上遊"是指沿朝發動機入口的方向移動，或構件相比於另一個構件相對更接近發動機入口。連同"前"或"上遊"使用的用語"後"或"下遊"是指朝發動機關於發動機中心線的後部或出口的方向。
此外，如本文中使用的，用語"徑向"或"徑向地"是指在發動機的中心縱軸線與發動機外周之間延伸的大小。
所有方向提及(例如，徑向、軸向、近側、遠側、上、下、向上、向下、左、右、側向、前、後、頂部、底部、上方、下方、垂直、水平、順時針、逆時針、上遊、下遊、後方等)僅用於識別目的，以有助於讀者理解本發明，並且不產生特別是關於本發明的位置、定向或使用的限制。連接提及(例如，附接、聯接、連接和連結)將被寬泛地解釋，並且可包括一系列元件之間的中間部件，以及元件之間的相對移動，除非另外指出。就此而言，連接提及不一定暗示兩個元件直接地連接，並且與彼此成固定關係。示意圖僅出於圖示目的，並且附於其的附圖中反映的大小、位置、順序和相對尺寸可變化。
還應當認識到的是，如本文中使用的，用語'填角'用於描述"填充"在由兩個交叉壁的接合形成的轉角中的材料。還應當理解的是，交叉壁可為集成的，並且不需要包括單獨的交叉元件。類似地，填角可與交叉壁集成。在填角集成於交叉壁的情況下，在填角與轉角之間不存在清楚的界線。在此類情況下，填角可通過使壁厚虛擬地延伸，直到壁交叉以形成虛擬轉角來識別。
圖1為用於飛行器的燃氣渦輪發動機10的示意性截面圖。發動機10具有從前14延伸至後16的大體上縱向延伸的軸線或中心線12。發動機10包括成下遊串流關係的、包括風扇20的風扇區段18、包括增壓器或低壓(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包括包繞風扇20的風扇殼40。風扇20包括繞著中心線12沿徑向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的芯部44，其生成燃燒氣體。芯部44由芯部殼46包繞，芯部殼46可與風扇殼40聯接。
繞著發動機10的中心線12同軸地設置的hp軸或轉軸48將hp渦輪34傳動地連接於hp壓縮機26。繞著發動機10的中心線12同軸地設置在較大直徑環形hp轉軸48內的lp軸或轉軸50將lp渦輪36傳動地連接於lp壓縮機24和風扇20。安裝於轉軸48,50中的任一個或兩者並且與其一起旋轉的發動機10的部分單獨或共同地稱為轉子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關於對應的一組靜止壓縮機導葉60,62(也稱為噴嘴)旋轉，以壓縮穿過級的流體流或使其加壓。在單個壓縮機級52,54中，多個壓縮機葉片56,58可成環提供，並且可關於中心線12從葉片平臺沿徑向向外延伸至葉片末端，同時對應的靜止壓縮機導葉60,62定位在旋轉葉片56,58下遊並且鄰近於其。注意的是，圖1中所示的葉片、導葉和壓縮機級的數量僅出於示範性目的選擇，並且其它數量是可能的。用於壓縮機的級的葉片56,58可安裝於盤53，盤53安裝於hp轉軸48和lp轉軸50中的對應一個，其中各個級具有其自身的盤。導葉60,62以繞著轉子51的周向布置安裝於芯部殼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關於對應的一組靜止渦輪導葉72,74(也稱為噴嘴)旋轉，以從穿過級的流體流抽取能量。在單個渦輪級64,66中，多個渦輪葉片68,70可成環提供，並且可關於中心線12從葉片平臺沿徑向向外延伸至葉片末端，同時對應的靜止渦輪導葉72,74定位在旋轉葉片68,70上遊並且鄰近於其。注意的是，圖1中所示的葉片、導葉和渦輪級的數量僅出於示範性目的選擇，並且其它數量是可能的。
在操作中，旋轉風扇20將周圍空氣供應至lp壓縮機24，其接著將加壓周圍空氣供應至hp壓縮機26，其進一步使周圍空氣加壓。來自hp壓縮機26的加壓空氣在燃燒器30中與燃料混合併且點燃，由此生成燃燒氣體。一些功由hp渦輪34從這些氣體抽取，hp渦輪34驅動hp壓縮機26。燃燒氣體排放到lp渦輪36中，lp渦輪36抽取附加功來驅動lp壓縮機24，並且排出氣體最終經由排氣區段38從發動機10排放。lp渦輪36的驅動驅動了lp轉軸50以使風扇20和lp壓縮機24旋轉。
由風扇20供應的周圍空氣中的一些可繞過發動機芯部44，並且用於發動機10的部分(尤其是熱部分)的冷卻，並且/或者用於對飛行器的其它方面冷卻或供能。在渦輪發動機的背景下，發動機的熱部分通常在燃燒器30下遊，尤其是渦輪區段32，其中hp渦輪34為最熱部分，因為其直接在燃燒區段28下遊。其它冷卻流體源可為但不限於從lp壓縮機24或hp壓縮機26排放的流體。
圖2為呈來自圖1的發動機10的渦輪葉片68中的一個形式的發動機構件的透視圖。渦輪葉片68包括燕尾部76和翼型件78。燕尾部76可構造成安裝於發動機10上的渦輪轉子盤。翼型件78從末端82延伸至根部82，限定翼展方向。燕尾部76還包括在根部82處與翼型件78集成的平臺84，其有助於沿徑向容納渦輪空氣流。燕尾部76包括至少一個入口通路，示例性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，它們均延伸穿過燕尾部76，以提供在通路出口94處與翼型件78的內部流體連通。如所示的入口通路88,90,92是示例性的，不應當理解為限制性的。更多或更少的入口通路可用於提供翼型件78內的流體流。應當認識到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88,90,92收納在燕尾部76的本體內。還應當認識到的是，如本文中所述的實施例涉及翼型件78，然而這不應當看作是限制本發明，並且附加的發動機構件如葉片、導葉、支柱或護罩組件在非限制性實例中可替代翼型件。
轉到圖3，以截面示出的翼型件78具有外壁，其限定凹形壓力壁98和凸形吸入壁100，它們連結在一起來限定翼型件形狀。前緣102和後緣104限定在其間延伸的翼弦方向。翼型件78沿一方向旋轉，使得壓力壁98跟隨吸入壁100。因此，如圖3中所示，翼型件78將朝頁面頂部向上旋轉。
翼型件78包括具有多個冷卻通路的內部96，該多個冷卻通路示例性地示為由設置在通路106,108之間的通路壁110分開的第一通路106和第二冷卻通路108。冷卻通路106,108可包括對稱的截面，或者作為備選，可包括非對稱的截面。多個轉角112可限定在通路壁110和壓力壁98和吸入壁100之間的接合部處。儘管轉角112示為具有限定點的尖轉角，但應當認識到的是，它們不如此限制。例如，轉角112可為略微圓形的或其它，使得可限定虛擬轉角。還應當認識到的是，圓形轉角不等同於本文中所述的填角。填角限定增大的厚度，而略微圓形的轉角可為標稱的。壓力壁98和吸入壁100可具有第一厚度114，並且通路壁110可具有第二厚度116，厚度114,116限定在轉角112附近。厚度114,116可為相應的壁的截面寬度。應當認識到的是，如所示的翼型件78內的各個冷卻通路106,108的相應幾何形狀是示例性的，並且不應當將翼型件78限於如所示的幾何形狀、大小或位置。
轉角的角118可在各個轉角112處限定。用以限定轉角112的交叉壁可以以限定用於轉角112的銳角、直角或鈍角118的方式交叉。此外，交叉壁中的一個或更多個可成角或為弓形的，使得轉角112包括在兩個壁之間的接合部處從轉角112延伸的增大的截面距離。
現在轉到圖4，第一通路106包括填角120，其由虛線與壁98,100,110區分開。填角120具有從代表114,116的虛線向外延伸的厚度。填角120包括關於壁厚114,116的轉角112處的增大厚度。一個或更多個膜孔122從第一通路106延伸穿過填角120至翼型件78的外表面。膜孔122包括第一部分124和第二部分126。部分124,126代表用於膜孔122的複合角。
膜孔的複合角可限定為具有關於發動機中心線12的軸向分量和徑向分量兩者。因此，可理解的是，儘管膜孔122在截面中示為大致為軸向的，即，平行於發動機中心線12，但膜孔122還可沿徑向方向關於發動機中心線12延伸，或以軸向和徑向的組合延伸。如所示的第一部分124和第二部分126可理解為構想出徑向或軸向分量鄰近於翼型件78的內部或外部。此外，膜孔122可為非線性的，限定了弓形輪廓的至少一部分。如所示的膜孔122為示例性的，並且應當理解為非限制性的，具有徑向和軸向分量的任何組合。
具體看近視截面iv，出於示範性目的除去膜孔122，應當理解的是，填角120為在交叉壁的接合部處填充轉角112，限定增大的厚度的材料。增大的厚度可相對於以虛線示出的壁98,110的虛擬延伸限定，使得填角120處的壁98,110具有大於相應的壁98,100的厚度114,116的增大厚度。應當理解的是，填角120不必包括添加的材料，而是可與壁98,100,110中的至少一個集成，並且可限定相對於鄰近填角120的壁98,110的虛擬延伸的厚度。還應當認識到的是，以虛線示出的壁98,110的虛擬延伸出於示範性目的，向讀者提供了填角120的厚度相對於壁厚114,116的視覺比較的手段，並且不需要鄰近填角120的壁的此類延伸。
在圖5中，相比於圖4，填角120設置在第二冷卻通路108的轉角112上。膜孔122從第一冷卻通路106延伸穿過通路壁110和填角120，並且從壓力壁98和吸入壁100延伸出。在該版本中，膜孔122不限於為複合的。它們可為軸向、徑向、線性，或複合，或弓形的，等。此外，冷卻通路106可仍具有填角120，但膜孔122的入口設置在非填角部分上。
在圖6中，設置在第二冷卻通路108內的填角120可限定圓或弓形表面的至少一部分，使得有效半徑152限定在填角120與圓150的中心點154之間。作為備選，填角120可限定為複合填角，具有限定填角120的分立弓形或線性表面。填角120包括在以虛線示出的轉角112與弓形表面150之間延伸的厚度。長度l可限定為膜孔122的入口156與出口158之間的長度，並且直徑d可限定為膜孔122的截面寬度。長度可確定為穿過膜孔122的中心(其中中心線與翼型件表面交叉)的、入口156與出口158之間的距離。就此而言，膜孔122可由長度與直徑比l/d限定。儘管膜孔122示為具有第二部分126處的增大的截面面積，但應當理解的是，膜孔122可包括一致的直徑d和截面面積，其中第二部分126僅為膜孔122的複合角的實例。類似地，長度l的複合配置是複合膜孔122的實例，並且應當理解的是，長度l可在相應的表面處的入口156和出口158之間沿膜孔122的中心線測量。因此，在非限制性實例中，膜孔122的中心線可為直、彎曲、弓形、連結的，等。
填角120定形成使得有效半徑152為第一厚度114或第二厚度116中的較大一個的至少1.5倍，並且可大到厚度114,116中的較大一個的10.0倍。作為備選，填角120的形狀和尺寸可適於增大將以其它方式穿過第二冷卻通路108的膜孔122的長度l。增大膜孔122的長度l增大了用於l/d比的值。此外，由轉角112限定的角118可提供增大或減小的有效半徑152。例如，如所示，填角的轉角112為銳角，提供厚度114,116中的較大一個的近似1.5到2.0倍的有效半徑152。在其中角118為鈍角的備選轉角112中，例如，填角120可限定有效半徑，其可為厚度114,116的大約4.0倍，或更大。就此而言，應當理解的是，用於填角120的有效半徑152可在限定轉角112的壁100,110的厚度114,116的1.5倍到10.0倍之間，其可由轉角112的角118確定。
應當認識到的是，由填角120限定的圓150為示例性的。填角120不必定形成使得填角120限定圓150。填角120可為任何弓形形狀或其節段，使得半徑或局部半徑可限定有效半徑。填角120可為非圓形弧，使得弧的節段或填角120的至少一部分可限定用以包括有效半徑152的局部半徑。此外，在使用由填角120限定的複合曲率半徑時，平均總體半徑可用於確定有效半徑152。
轉向圖7，根部82處的翼型件78的區段示出翼型件78的外部轉角172。第一冷卻通路106和第二冷卻通路108示為在翼型件78內部，其中鄰近於吸入壁100的第二冷卻通路108在通路出口94處與第三內部通路92流體連通。外部體積170在吸入壁100處限定在翼型件78外部，通過膜孔173與第二冷卻通路108流體連通。
現在轉向圖8a和8b，外部轉角172包括外部填角182。在圖8a中，外部填角182與第二冷卻通路108中的內部填角120組合使用。填角120,182提供了增大的厚度，使得包括圓柱形構件174和擴散構件176兩者的複合膜孔173的長度l可增大，以限定用於膜孔173的較大值的l/d。類似地，在圖8b中，第三內部通路184可使用填角120,182來限定增大厚度部分，使得聯接於膜孔173的線性部分180的弓形部分178可設置在翼型件78的壁內。
應當認識到的是，在內部或外部的填角的表面通過局部地增大孔通過其穿透的內部和外部填角半徑兩者來增大用於複合形狀的冷卻孔的l/d值。用於l/d的增大的值提供了增大的冷卻孔效力。填角可最小地增大總體系統重量，而不使整個壁或表面加厚。此外，填角提供結構支承的增加。更進一步，填角適應膜孔入口或出口定形，以及非線性幾何形狀。就此而言，出口定形應當理解為除標準圓形入口或出口外的任何形狀。
膜孔可在壁表面或填角表面中，並且穿透穿過填角的至少一部分，容許另外在沒有填角的情況下不可能實現的用於膜孔的增大長度。此外，填角可為複合的，如，填角的內表面或外表面和內表面的組合，以進一步增大長度來實現較大的l/d值。
還應當認識到的是，填角提供增大的長度，提供用於較寬範圍的膜孔(如，彎曲膜孔、"s形彎曲"膜孔，以及具有增大的效力的超過標準直或複合膜孔的其它定向)的潛能。
應當理解的是，儘管如本文中所述的實施例涉及翼型件，但填角的轉角可用於附加發動機構件中，該附加發動機構件具有用以限定轉角的交叉壁，並且使用發動機構件的那些轉角處或附近的膜孔或冷卻。
該書面的描述使用實例以公開本發明(包括最佳模式)，並且還使本領域技術人員能夠實踐本發明(包括製造和使用任何裝置或系統並且執行任何併入的方法)。本發明的可專利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它實例。如果這些其它實例具有不與權利要求的字面語言不同的結構元件，或者如果這些其它實例包括與權利要求的字面語言無顯著差別的等同結構元件，則這些其它實例意圖在權利要求的範圍內。