[发明专利]用于涡轮翼型件的后缘冷却

说明书

技术领域

涡轮发动机，且更具体地燃气或燃烧涡轮发动机是从气流获得能量的旋转发动机，气流穿过包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中的发动机、穿过燃烧器且然后到多个涡轮叶片上。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和功率生成，但最常用于航空应用，例如飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。

背景技术

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限度增加发动机推力，故在操作期间对某些发动机构件(诸如转子柱)的冷却是必需的。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。

置于与冷却流内的多个膜孔互补的表面上的流元件可用作热冷却特征，然而，流元件可在冷却流越过它们时生成不稳定的流。不稳定的流可将不稳定的流体流提供至膜孔，降低了膜冷却效率。

发明内容

一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括：具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的至少一个外表面的翼型件、位于翼型件内且沿后缘延伸的冷却通路、从冷却通路延伸穿过后缘的至少一个后缘冷却通道、位于后缘冷却通道内的至少一个流元件，以及具有后缘冷却通道中的入口、外表面上的出口以及连接入口和出口的通路的至少一个膜孔。入口与流元件成预定关系位于冷却通道中。

另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的构件包括：具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的至少一个外表面的翼型件、位于翼型件内且沿后缘延伸的冷却通路、从冷却通路延伸穿过后缘的至少一个后缘冷却通道，以及具有冷却通路中的入口、外表面上的出口以及连接入口和出口的通路的至少一个膜孔。入口与后缘冷却通道成预定关系位于冷却通路中。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的构件，包括：

翼型件，其具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的外表面；

位于所述翼型件内且沿所述后缘延伸的冷却通路；

至少一个后缘冷却通道，其从所述冷却通路延伸穿过所述后缘或所述后缘处的所述外表面中的一者；

位于所述后缘冷却通道内的至少一个流元件；以及

至少一个膜孔，其具有所述后缘冷却通道中的入口、所述外表面上的出口以及连接所述入口和所述出口的通路；

其中所述入口与所述流元件成预定关系位于所述冷却通道中。

技术方案2. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口和流元件位于所述冷却通道的相对侧上。

技术方案3. 根据技术方案2所述的构件，其中，所述预定关系还包括所述入口和流元件位于相同流向位置处。

技术方案4. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括紊流器。

技术方案5. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述构件为旋转叶片或静止导叶中的一者。

技术方案6. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个后缘冷却通道包括多个后缘冷却通道。

技术方案7. 根据技术方案6所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括所述多个后缘冷却通道内的多个流元件。

技术方案8. 根据技术方案7所述的构件，其中，所述至少一个膜孔中的每一个包括多个膜孔。

技术方案9. 根据技术方案8所述的构件，其中，所述多个膜孔和多个流元件在所述后缘通道内成对布置。

技术方案10. 根据技术方案9所述的构件，其中，所述多个流元件为紊流器。

技术方案11. 根据技术方案10所述的构件，其中，所述紊流器在所述后缘冷却通道内流向间隔开。

技术方案12. 根据技术方案1所述的构件，其中，所述至少一个流元件包括多个流元件。

技术方案13. 根据技术方案12所述的构件，其中，所述至少一个膜孔包括与所述多个流元件中的对应流元件相关联的多个膜孔。

技术方案14. 一种用于燃气涡轮发动机的构件，包括：

翼型件，其具有从前缘到后缘沿翼弦方向延伸且从根部到末梢沿翼展方向延伸的外表面；

位于所述翼型件内且沿所述后缘延伸的冷却通路；

至少一个后缘冷却通道，其从所述冷却通路延伸穿过所述后缘或所述后缘处的所述外表面；以及

至少一个膜孔，其具有冷却通路中的入口、所述外表面上的出口以及连接所述入口和所述出口的通路；

其中所述入口与所述后缘冷却通道成预定关系位于所述冷却通路中。

技术方案15. 根据技术方案14所述的构件，其中，所述预定关系包括所述入口与所述后缘冷却通道对准。