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涡轮叶片

阅读：1054发布：2020-12-05

IPRDB可以提供涡轮叶片专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种涡轮发动机(10)包括具有一个或更多个内部冷却回路(120,122,124)的翼型件(78)。冷却回路(120,122,124)可被给送来自与冷却回路(120,122,124)流体连通的一个或更多个冷却空气入口通路(88,90,92)的冷却流体流。冷却回路(120,122,124)可提供翼型件(78)内的冷却流体流来冷却翼型件(78)，以及将冷却流体提供至多个膜孔(200)来产生翼型件(78)的外表面上的冷却膜。，下面是涡轮叶片专利的具体信息内容。

权利要求

1. 一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(78)，所述翼型件(78)包括：外表面，其限定在前缘(100)与后缘(102)之间沿轴向延伸且在根部(82)与末梢(80)之间沿径向延伸的压力侧(96)和吸力侧(98)；以及前缘冷却回路(120)，其位于所述翼型件(78)内且包括：

从所述根部(82)朝所述末梢(80)延伸且在所述根部(82)处流体地联接至所述入口通路(88)的供应通路(130)，近壁冷却回路(132)，其沿所述外表面定位且具有流体地联接至所述供应通路(130)且从所述末梢(80)朝所述根部(82)延伸的气室通路(136)，以及从所述根部(82)朝所述末梢(80)延伸且流体地联接至所述气室通路(136)的至少一个回流通路(140)，以及前缘通路(144)，其邻近所述前缘(100)，沿根部(82)到末梢(80)的方向延伸，且流体地联接至所述供应通路(130)；

其中冷却空气穿过所述入口通路(88)供应至所述供应通路(130)，在该处，所述冷却空气流入所述气室通路(136)和所述前缘通路(144)，且来自所述气室通路(136)的冷却流体流入所述回流通路(140)中。

2.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述近壁冷却回路(132)位于邻近所述压力侧(96)或吸力侧(98)中的一者。

3.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述回流通路(140)位于所述前缘通路(144)附近。

4.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述供应通路(130)通过所述近壁冷却回路(132)与所述压力侧(96)或吸力侧(98)中的一者间隔开。

5.根据权利要求4所述的翼型件(78)，其特征在于，所述供应通路(130)邻近所述吸力侧(98)。

6.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述回流通路(140)邻近所述前缘通路(144)。

7.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述近壁冷却回路(132)还包括流体地联接至所述气室通路(136)的第二回流通路(140)。

8.根据权利要求7所述的翼型件(78)，其特征在于，所述气室通路(136)位于所述回流通路(140)之间。

9.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，还包括经过所述外表面且进入所述前缘通路(144)和所述回流通路(140)中的至少一者的膜孔(200)。

10.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述翼型件(78)包括用于压缩机(22)或涡轮(32)的叶片(56,58,68,70)或导叶(60,62,72,74)中的至少一者。

说明书全文

涡轮叶片

背景技术

[0001] 涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和发电，但最常用于航空应用，诸如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气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。

[0002] 用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。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。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

[0003] 当代涡轮叶片大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，且可包括用于冷却叶片的不同部分(诸如叶片的前缘、后缘和末梢)的专用冷却回路。

发明内容

[0004] 本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其具有限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧的外表面，其中根部邻近燕尾部。翼型件还包括位于翼型件内且还包括以下的前缘冷却回路：从根部延伸至末梢且在根部处流体地联接到燕尾部入口通路上的供应通路、沿外表面定位且具有流体地联接到供应通路上且从末梢朝根部延伸的气室通路和从根部朝末梢延伸且流体地联接到气室通路上的至少一个回流通路的近壁冷却回路，以及邻近前缘沿根部到末梢的方向延伸且流体地联接到供应通路上的前缘通路。冷却空气穿过入口通路供应至供应通路，在该处，冷却空流入气室通路和前缘通路，且来自气室通路的冷却流体流入回流通路中。

[0005] 在另一方面，本发明涉及一种用于具有涡轮转子盘的燃气轮机的叶片。叶片包括：具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装到涡轮转子盘上的燕尾部，以及从燕尾部沿径向延伸且具有限定在前缘与后缘沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧的外表面的翼型件，其中根部邻近燕尾部。叶片还包括定位在翼型件内的前缘冷却回路，包括：从根部朝末梢延伸且在根部处流体地联接到燕尾部入口通路上的供应通路；
近壁冷却回路，其沿外表面定位且具有流体地联接到供应通路上从末梢朝根部延伸的气室通路、从根部朝末梢延伸且流体地联接到气室通路上的第一回流通路，其中气室通路位于第一回流通路与第二回流通路之间；以及邻近前缘的沿根部到末梢的方向延伸且流体地联接到供应通路上的前缘通路。冷却空气穿过入口通路供应至供应通路，在该处，冷却空气流入气室通路和前缘通路，且来自气室通路的冷却流体流入第一回流通路和第二回流通路中。

[0006] 在本发明的另一方面中，一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的翼型件，包括在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的外表面，以及位于翼型件内邻近前缘且包括从根部朝末梢延伸的供应通路的前缘冷却回路。近壁冷却回路沿外表面定位在外表面与供应通路之间。近壁冷却回路具有流体地联接到供应通路上的气室通路，且从末梢朝根部延伸，且具有流体地联接到气室通路上的从根部朝末梢延伸的至少一个回流通路。前缘通路邻近前缘，沿根部到末梢的方向延伸，且流体地联接到供应通路上，其中冷却空气穿过供应通路来供应，在该处，冷却空气流入气室通路和前缘通路中，且来自气室通路的冷却流体流入回流通路中。

[0007] 本发明的第一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；以及前缘冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接到所述入口通路上的供应通路，近壁冷却回路，其沿所述外表面定位且具有联接到所述供应通路上且从所述末梢朝所述根部延伸的气室通路，以及从所述根部朝所述末梢延伸且流体地联接到所述气室通路上的至少一个回流通路，以及前缘通路，其邻近所述前缘，沿根部到末梢的方向延伸，且流体地联接到所述供应通路上；其中冷却空气穿过所述入口通路供应至所述供应通路，在该处，所述冷却空气流入所述气室通路和所述前缘通路，且来自所述气室通路的冷却流体流入所述回流通路中。

[0008] 本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述近壁冷却回路位于邻近所述压力侧或吸力侧中的一者。

[0009] 本发明的第三技术方案是在第一技术方案中，所述回流通路位于所述前缘通路附近。

[0010] 本发明的第四技术方案是在第一技术方案中，所述供应通路通过所述近壁冷却回路与所述压力侧或吸力侧中的一者间隔开。

[0011] 本发明的第五技术方案是在第四技术方案中，所述供应通路邻近所述吸力侧。

[0012] 本发明的第六技术方案是在第一技术方案中，所述回流通路邻近所述前缘通路。

[0013] 本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述近壁冷却回路还包括流体地联接到所述气室通路上的第二回流通路。

[0014] 本发明的第八技术方案是在第七技术方案中，所述气室通路位于所述回流通路之间。

[0015] 本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，还包括经过所述外表面且进入所述前缘通路和所述回流通路中的至少一者的膜孔。

[0016] 本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，所述翼型件包括用于压缩机或涡轮的叶片或导叶中的至少一者。

[0017] 本发明的第十一技术方案提供了一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的叶片，所述叶片包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装到所述涡轮转子盘上；翼型件，其从所述燕尾部沿径向延伸且具有外表面，所述外表面限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近所述燕尾部；以及前缘冷却回路，其位于所述翼型件内且包括：从所述根部朝所述末梢延伸且在所述根部处流体地联接到所述入口通路上的供应通路，近壁冷却回路，其沿所述外表面定位，且具有流体地联接到所述供应通路上且从所述末梢朝所述根部延伸的气室通路、从所述根部朝所述末梢延伸且流体地联接到所述气室通路上的第一回流通路、从所述根部朝所述末梢延伸且流体地联接到所述气室通路上的第二回流通路，其中所述气室通路位于所述第一回流通路与所述第二回流通路之间，以及前缘通路，其邻近所述前缘，沿根部到末梢的方向延伸，且流体地联接到所述供应通路上；其中冷却空气经由所述入口通路供应至所述供应通路，在该处，冷却空气流入所述气室通路和所述前缘通路，且来自所述气室通路的冷却流体流入所述第一回流通路和所述第二回流通路中。

[0018] 本发明的第十二技术方案是在第十一技术方案中，所述近壁冷却回流邻近所述吸力侧。

[0019] 本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，所述供应通路通过所述近壁冷却回路与所述吸力侧间隔开，且邻近所述压力侧。

[0020] 本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，还包括膜孔，其经过所述外表面且进入所述前缘通路和所述第一回流通路和所述第二回流通路中的至少一者。

[0021] 本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，还包括将所述供应通路流体地联接到所述前缘通路上的冲击开口。

[0022] 本发明的第十六技术方案是在第十五技术方案中，还包括位于所述气室通路内的销。

[0023] 本发明的第十七技术方案是在第十一技术方案中，所述燕尾部还包括第二冷却空气入口通路，还包括位于所述翼型件内且具有流体地联接到所述第二冷却空气入口通路上的后缘供应通路和流体地联接到所述后缘供应通路上的后缘槽口的后缘冷却回路。

[0024] 本发明的第十八技术方案是在第十七技术方案中，所述燕尾部还包括第三冷却空气入口通路，还包括位于所述前缘冷却回路与所述后缘冷却回路之间的翼型件内且具有沿所述外表面定位的近壁冷却筛网的中间冷却回路。

[0025] 本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，所述近壁冷却筛网沿所述压力侧定位。

[0026] 本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，还包括定位在所述近壁冷却筛网内的销组。

[0027] 本发明的第二十一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其包括在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的外表面，以及位于邻近所述前缘的翼型件内且包括以下的前缘冷却回路：从所述根部朝所述末梢延伸的供应通路、沿所述外表面定位且定位在所述外表面与所述供应通路之间的近壁冷却回路，且所述近壁冷却回路具有流体地联接到所述供应通路上且从所述末梢朝所述根部延伸的气室通路，以及从所述根部朝所述末梢延伸且流体地联接到所述气室通路上的至少一个回流通路，以及在邻近所述前缘，沿根部到末梢的方向延伸且流体地联接到所述供应通路上的前缘通路，其中冷却空气穿过所述供应通路供应，在该处，冷却空气流入所述气室通路和所述前缘通路，且来自所述气室通路的冷却流体流入所述回流通路中。

附图说明

[0028] 在附图中：图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

[0029] 图2为具有冷却空气入口通路的图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机构件的透视图。

[0030] 图3为图2的翼型件的截面视图。

[0031] 图4为示出设置在翼型件内的四个冷却回路的图3的截面翼型件的示图。

[0032] 图5为图4的翼型件的冷却回路的流程图。

[0033] 零件列表10 发动机
12 中心线
14 前部
16 后部
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳
48 HP轴/转轴
50 LP轴/转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶(喷嘴)
62 压缩机导叶(喷嘴)
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶(喷嘴)
74 涡轮导叶(喷嘴)
76 燕尾部
78 翼型件
80 末梢
82 根部
84 平台
88 第一入口通路
90 第二入口通路
92 第三入口通路
92a 前侧入口
92b 后侧入口
94 通路出口
96 压力侧壁
98 吸力侧壁
100 前缘
102 后缘
120 前缘冷却回路
122 中间冷却回路
124 后缘冷却回路
124a 第一冷却回路
124b 第二冷却回路
130 供应通路
132 近壁冷却回路
136 气室通路
138 销组
140 回流通路
144 前缘通路
146 引导回路通道
148 壁
160 中间供应通路
162 中间气室通路
164 中间回流通路
166 近壁冷却筛网
168 通道
170 销组
172 筛网气室
180 供应通路
182 回流通路
184 出口通路
190 供应通路
192 后缘通路
194 入口
196 后端通路
198 槽口
200 膜孔
208 末梢冷却通路
210 上转角
212 下转角
214 上转角
216 下转角
218 上转角
220 下转角
222 末梢端。

具体实施方式

[0034] 本发明的描述的实施例针对涡轮叶片，且具体针对冷却涡轮叶片。出于图示的目的，将参照用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片描述本发明。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，且可在诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用的非飞行器应用中具有普通应用。还可应用于涡轮发动机中除叶片外的翼型件，诸如静止导叶。

[0035] 图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

[0036] 风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的风扇叶片42形式的多个翼型件。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。

[0037] 围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在更大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20上。

[0038] LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58形式的翼型件关于对应的一组的压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以压缩或加压经过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游且邻近于旋转叶片56,58。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

[0039] HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70形式的旋转翼型件关于对应一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以从经过级的流体流提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且邻近于旋转叶片68,70。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

[0040] 在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压的环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压环境空气。来自HP压缩机26的加压的空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体提取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其提取附加功来驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20和LP压缩机24。

[0041] 由风扇20供应的环境空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

[0042] 图2为图1中的发动机10的一个涡轮叶片68形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括燕尾部76和翼型件78。翼型件78从末梢80延伸至根部82。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78整体结合的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。燕尾部76包括至少一个入口通路，示例性地示为第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，各自延伸穿过燕尾部76，以提供在通路出口
94处与翼型件78的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路
88,90,92收纳在燕尾部76的本体内。

[0043] 转到图3，以截面示出的翼型件78具有凹形压力侧壁96和凸形吸力侧壁98，它们连结在一起来限定具有前缘100和后缘102的翼型件形状。叶片68沿一个方向旋转，使得压力侧壁96跟随吸力侧壁98。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面顶部向上旋转。

[0044] 翼型件78包括多个内部通路，其可布置成形成专用于冷却叶片的特定部分的冷却回路。通路和对应的冷却回路在图4中示出，图4为翼型件78的截面视图。应当认识到的是，如图所示的翼型件78内的各个独立通路的相应几何形状是示例性的，各自绘出了冷却回路的一个或更多个元件，且不会将冷却回路限于如图所示的几何形状、大小或位置。

[0045] 如图所示，翼型件78设有三个冷却回路，前缘冷却回路120、中间冷却回路122和后缘冷却回路124，其分别经由经过燕尾部76的入口通路88,90,92供应冷却空气。如图所示，后缘冷却回路124还包括共同从第三入口通路92给送的第一冷却回路124a和第二冷却回路124b。

[0046] 冷却回路可由在翼型件78内沿径向延伸的一个或更多个通路限定。应当认识到的是，通路可包括一个或更多个膜孔，其可提供特定通路与翼型件78的外表面之间的流体连通，从而沿翼型件78的外表面提供冷却流体膜。

[0047] 更详细地看冷却回路中每一个，第一或前缘冷却回路120可包括供应通路130、近壁冷却回路132，以及前缘冷却通路144。供应通路130从根部82朝末梢80延伸，在出口94处流体地联接到第一入口通路88上，以将冷却空气供应至近壁冷却回路132和前缘通路144。

[0048] 近壁冷却回路132示例性地示出在供应通路130和吸力侧壁98之间，同时邻近于吸力侧壁98。在此构造中，近壁冷却回路132冷却翼型件沿吸力侧壁98的壁部分。作为备选，近壁冷却回路132可定位邻近于压力侧壁96，在压力侧壁96与供应通路130之间。类似地，尽管示为邻近于压力侧壁96，但供应通路130可作为备选定位邻近于吸力侧壁98。

[0049] 近壁冷却回路132包括从末梢80延伸至根部82的气室通路136，且可具有设置在气室通路136内的多个销或销组138。近壁冷却回路132还包括至少一个回流通路140，图4中示为位于气室通路136的相对端上的两个回流通路140。回流通路140靠近根部82流体地联接到气室通路136上，且从根部82延伸至末梢80。

[0050] 前缘冷却回路120具有前缘通路144，其位于邻近于前缘100且从根部82延伸至末梢80。前缘通路144穿过限定在供应通路130与前缘通路144之间的壁148中的引导回路通道146与供应通路130流体连通。引导回路通道146可包括多个离散的入口，诸如可具有各种尺寸和形状的冲击开口。前缘通路144还邻近于近壁冷却回路132的一个回流通路140。

[0051] 中间冷却回路122关于分别邻近于前缘100和后缘102的前缘冷却回路120和后缘冷却回路124的位置设置在翼型件78的弦向中部中。中间冷却回路122可流体地联接到第二入口通路90上，从其接收冷却流体流。中间冷却回路122包括流体地联接到第二入口通路90上且从根部82延伸至末梢80的供应通路160。供应通路160可位于邻近于吸力侧壁98，或可邻近压力侧壁96，或既不邻近于压力侧壁96，也不邻近于吸力侧壁98。

[0052] 中间供应通路160流体地联接到从末梢80延伸至根部82的中间气室通路162上。中间气室通路162还联接到中间回流通路164上，中间回流通路164设置在中间供应通路160和中间气室通路162的组合与前缘冷却回路120之间。除中间回流通路164之外，中间气室通路162还流体地联接到位于压力侧壁96与中间气室通路162之间的压力侧上的近壁冷却筛网
166上。近壁冷却筛网166包括具有设置在通道168内的多个销或销组170的通道168。近壁冷却筛网166还与位于关于中间气室通路162流体地联接到通道168上的位置在通道168的相对端上的筛网气室172流体连通。

[0053] 包括第一冷却回路124a和第二冷却回路124b的后缘冷却回路124可共同地从第三入口通路92给送。第三入口通路92可给送第一冷却回路124a和第二冷却回路124b两者，其中第三入口通路92可从一个入口分成燕尾部76内的两个入口。在备选实施例中，第四入口通路(未示出)可用于给送第一冷却回路124a或第二冷却回路124b中的一者，而第三入口通路92给送另一个。第二冷却回路124b设置邻近于后缘102，且第一冷却回路124a沿弦向设置在第二冷却回路124b与中间冷却回路122之间。

[0054] 第一冷却回路124a包括供应通路180，其与第三入口通路92流体连通且从根部82延伸至末梢80。供应通路180流体地联接到从末梢80延伸至根部82的回流通路182上，回流通路182流体地联接到从根部82延伸至末梢80的出口通路184上。

[0055] 第二冷却回路124b包括供应通路190，其与第三入口通路92流体连通且从根部82延伸至末梢80。供应通路190与从根部82延伸至末梢80的后缘通路192流体连通。在一个实例中，后缘通路192可穿过设置在供应通路190与后缘通路192之间的沿翼型件78径向延伸的一个或更多个入口194联接到供应通路190上。后缘通路192可设置成具有设置在后缘通路192内的一排或更多排销或销组196。后缘通路192还可包括与后缘通路192和翼型件78的外部流体连通的一个或更多个槽口。

[0056] 应当认识到的是，如图3中所示的几何形状是本文公开的冷却回路的一个实施方式的实例，且不应当理解为限制性的。包括多个通路、壁、通道、销组等的冷却回路应当理解为翼型件78内的冷却回路的一种示例性实施方式，且本文公开的位置、大小和几何形状并入以便有助于理解冷却回路的发明构想。例如，尽管示为在翼型件78的吸力侧壁98上，但近壁冷却回路132可作为备选位于压力侧壁96上。类似地，任何所示的近壁冷却回路可位于如图所示的相对侧上。近壁冷却回路的数目可增大且位于两侧上。此外，由翼型件78的截面轮廓内的通路限定的抽象形状是示例性的，且可为任何形状、几何形状、唯一的或其它。

[0057] 还应当认识到的是，近壁冷却通路尽管示为相当大的，但可能是非常小的，使得近壁冷却通路相比于附图中所示的截面面积具有更小的截面面积。

[0058] 图5为图4的翼型件78的冷却回路120,122,124的流程图。翼型件78以虚线示意性地示出，以示出翼型件78内的冷却回路120,122,124的总体构造。翼型件78限定翼型件腔，其从前缘100到后缘102沿翼弦方向延伸且从末梢80到根部72沿翼展方向延伸，且可由内壁分成不同的通道或通路来形成冷却回路120,122,124，冷却回路120,122,124将冷却流体流引导穿过翼型件78。设置在翼型件78的末梢80上方的末梢冷却通路208可从前缘100附近朝后缘102沿基本翼弦方向延伸。末梢冷却通路208提供用于冷却回路120, 122, 124的公共通路来排出冷却流体，使得给送到冷却回路120, 122, 124的冷却流体可最终从翼型件78排出(如果未穿过一个或更多个膜孔排出)。

[0059] 前缘冷却回路120可被给送来自燕尾部76内的第一入口通路88的冷却流体。前缘冷却回路120接收从根部82朝末梢80移动的供应通路130内的冷却流体。供应通路130经由引导回路通道146与前缘通路144流体连通，在前缘通路144处，多个膜孔200可沿翼型件78的前缘排出冷却流体来产生冷却膜。

[0060] 前缘冷却回路120还可包括末梢80附近的至少一个上转角210，将冷却流体从供应通路130提供至近壁冷却回路132。在上转角210处，冷却流体可从供应通路130流入气室通路136中。冷却流体沿末梢80到根部82的方向在包括多个销138的气室通路136内行进。在根部82附近，前缘冷却回路120还可包括至少一个下转角212，示例性地示为两个下转角212，提供了从气室通路136到回流通路140的冷却流体。冷却流体在回流通路140内沿根部82到末梢80的方向流动，且可将冷却流体穿过膜孔200排出来形成沿翼型件78的外表面的冷却膜。

[0061] 沿弦向设置在前缘冷却回路120与后缘冷却回路124之间的中间冷却回路122可被给送来自第二入口通路90的冷却流体流。中间冷却回路122从第二入口通路90接收供应通路160内从根部82朝末梢80移动的冷却流体。中间冷却回路122还包括上转角214，在该处，供应通路160与中间气室通路162流体连通。中间气室通路162自中间气室通路162穿过通道168与近壁冷却筛网166流体连通。冷却空气流可穿过可包括一个或更多个销或销组170的近壁冷却筛网166移动至筛网气室172，在该处，冷却流体可穿过膜孔200排出来产生沿翼型件78的外表面的冷却膜。

[0062] 中间冷却回路122还可包括下转角216，其将冷却流体从中间气室通路162提供至中间回流通路164。从中间回流通路164起，膜孔200可从中间冷却回路122排出冷却流体来提供沿翼型件78的外表面的冷却膜。由于中间回流通路164可在吸力侧壁96与压力侧壁98之间延伸，因而一组或更多组膜孔200可提供冷却流体流至翼型件78的外表面。

[0063] 后缘冷却回路124可被给送来自第三入口通路92的冷却流体流。第三入口通路92还可独立地供应第一冷却回路124a和第二冷却回路124b，这可通过使来自第三冷却入口92的冷却流体流分到前侧入口92a和后侧入口92b来完成。

[0064] 示为从前侧入口92a给送的第一冷却回路124a沿根部82到末梢80方向将冷却流体流接收到供应通路180内。在上转角218处，冷却流体可从供应通路180提供至回流通路182，沿末梢80到根部82的方向移动。冷却流体然后可在从根部82移动到末梢80的下转角220处从回流通路182提供至出口通路184。在出口通路184内，冷却流体可穿过膜孔200排出，以沿翼型件78的外表面提供冷却膜。因此，由第一冷却回路124a限定的流体路径可基本为蛇线，在末梢80与根部82之间蜿蜒。

[0065] 示为从后侧入口92b给送的第二冷却回路124b可设有沿根部82到末梢80方向的供应通路190中的冷却流体流。沿供应通路190，冷却流体可从供应通路190穿过一个或更多个入口194流入可包括一个或更多个销196的后缘通路192。不会流入后缘通路192的冷却流体可从供应通路的末梢端222排出翼型件78的后缘102。

[0066] 后缘通路192内的冷却空气可从翼型件78穿过膜孔200排出，或可作为备选穿过槽口198、穿过后缘102排出。

[0067] 应当认识到的是，如图4中所示的冷却回路120,122,124是翼型件78内的冷却回路的一个实施方式的实例，且不应当看作是由特定几何形状、通路、销组、膜孔等限制。还应当理解的是，尽管冷却回路120, 122, 124, 124a, 124b示为大体上从前缘100朝后缘102或从后缘102朝前缘100移动，但图示仅为冷却回路自身的示例性示图。特定的通路、通道、入口或筛网可关于翼型件78沿任何方向流动，诸如沿后缘102或前缘100的方向，末梢80或根部82的方向，或朝翼型件78的压力侧壁96或吸力侧壁98，或它们的任何组合。

[0068] 涉及本文公开的本发明的系统、方法和其它装置的各种实施例提供了涡轮叶片的冷却回路的改善的冷却有效性。可在所述系统的一些实施例的实践中实现的一个优点在于，叶片的冷却回路可用于叶片的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个，且更优选在两个侧壁上，同时将空气提供至膜孔，以便在翼型件的外表面上产生冷却膜。实施的冷却回路提供了翼型件内的最佳冷却和空气流管理，以便将有效发动机操作保持在升高温度下，提高了发动机效率且延长了寿命。尽管按照涡轮叶片形式的翼型件描述了特定实施例，但描述同样适用于燃气涡轮发动机内的任何翼型件，包括但不限于涡轮导叶、压缩机叶片和压缩机导叶。

[0069] 本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

标题	发布/更新时间	阅读量
涡轮机-专利编号CN101821481A	2020-05-13	459
涡轮清洁-专利编号CN103314186A	2020-05-12	979
涡轮机-专利编号CN101709667A	2020-05-13	191
涡轮清洁-专利编号CN103314186B	2020-05-12	971
涡轮机-专利编号CN101821481B	2020-05-13	568
涡轮-专利编号CN101617102A	2020-05-11	814
涡轮机的涡轮环-专利编号CN105189937A	2020-05-12	68
涡轮-专利编号CN101166890B	2020-05-11	860
涡轮-专利编号CN101166890A	2020-05-11	616
涡轮-专利编号CN101617102B	2020-05-11	494

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