[发明专利]翼型件，发动机部件和相应的冷却方法

说明书

本发明涉及一种用于涡轮发动机的翼型件(79)，该涡轮发动机具有发动机部件，该发动机部件包括空气供应回路(124)，该空气供应回路联接到发动机部件的外壁内的多个通道(146)，其中冷却空气通过这些通道从空气供应回路移动到发动机部件的外表面。

背景技术

涡轮发动机，尤其是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从穿过发动机到达多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。涡轮发动机已经用于陆地和海上移动以及发电，但是最常用的是用于航空应用，例如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。

用于飞行器的涡轮发动机被设计成在高温下操作以使得发动机效率最大化，因此某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有利的。通常，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部件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃至2000℃，来自压缩机的冷却空气的温度为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但是其相对于涡轮空气是较冷的，可以用来冷却涡轮。

当前的涡轮叶片总体上包括一个或多个内部冷却回路，以用于将冷却空气引导通过叶片以冷却叶片的不同部分，并且可以包括专用冷却回路以冷却叶片的不同部分，例如叶片的前边缘、后边缘和末端。

发明内容

一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁具有界定了内部空间的外表面和内表面，所述外壁限定了压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前边缘和后边缘之间沿轴向延伸并且在根部和末端之间沿径向延伸；至少一个涂层，所述至少一个涂层施加到所述外表面；至少一个壁冷却通道，所述至少一个壁冷却通道设置在所述外壁的内部的至少一部分中；至少一个外皮冷却回路，所述至少一个外皮冷却回路包括至少一个沟槽，所述至少一个沟槽形成在所述外表面中并且流体地联接到所述壁冷却通道；以及至少一个冷却空气供应回路，所述至少一个冷却空气供应回路位于所述内部中并且流体地联接到所述至少一个沟槽，以限定从所述供应回路到所述至少一个沟槽然后到所述壁冷却通道的串行空气流动路径。

一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机产生热空气流并提供冷却流体流，所述发动机部件包括：壁，所述壁将所述热空气流与所述冷却流体流分离，并且具有第一表面和面向所述冷却流体流的第二表面，热空气沿着所述第一表面在热流动路径中流动；至少一个涂层，所述至少一个涂层施加到所述第一表面；至少一个壁冷却通道，所述至少一个壁冷却通道设置在所述壁的内部的至少一部分中；至少一个外皮冷却回路，所述至少一个外皮冷却回路包括至少一个沟槽，所述至少一个沟槽形成在所述第一表面中并且流体地联接到所述壁冷却通道；并且其中所述冷却流体流流体地联接到所述至少一个沟槽，所述至少一个沟槽流体地联接到所述壁冷却通道，以限定从所述至少一个沟槽到所述壁冷却通道的串行冷却空气流动路径。

一种冷却翼型件的方法，其包括：使冷却空气流从所述翼型件的中空内部传递到外壁的外表面中的沟槽，然后从所述沟槽传递到所述外壁中的通道。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2为图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机部件的透视图，其具有冷却空气入口通道。

图3为图2的翼型件的示意性周边视图。

图4为图2的翼型件的横截面图，示出了多个内部通道。

图5为图4的翼型件的取出部分的示意图，示出了壁冷却通道、外皮冷却回路和空气冷却空气供应回路。

图6A和6B为用于图5的壁冷却通道和外皮冷却回路的不同流动方向的示意图。

具体实施方式