包括用于冷却后缘的三种类型的孔口的涡轮叶片的制作方法

1.本发明涉及对涡轮机涡轮叶片进行冷却的一般领域，更具体地，涉及对用于涡轮机的移动涡轮叶片进行冷却的领域。
2.本发明适用于任何类型的航空涡轮机或陆地涡轮机。本发明能够特别适用于飞行器涡轮机(例如涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机，诸如涡轮风扇发动机)的移动涡轮叶片。本发明也能够应用于工业燃气涡轮的移动叶片。优选地，本发明还涉及高压移动涡轮叶片的冷却，但也适用于低压和/或中压移动涡轮叶片的冷却。


背景技术：

3.为了设计效率更高、消耗更少的发动机，涡轮叶片已经发展成尺寸越来越小，并且能够抵抗越来越高的热应力和机械应力，例如温度、压力、转速等。
4.众所周知，涡轮机燃气涡轮(特别是高压涡轮)的叶片在发动机运行期间经受了燃烧气体的高温。这些温度达到了远高于与这些气体接触的各个部件能够承受而不被破坏的值，这限制了部件的使用寿命。
5.还已知，高压涡轮的气体温度的升高使得能够提高涡轮机的效率，从而提高发动机的推力与由该涡轮机推动的飞机的重量之间的比值。因此，已经付出努力来制造能够承受越来越高的温度的涡轮叶片。此外，涡轮叶片的改进旨在降低发动机的燃料消耗。
6.目前现有的改进叶片(特别是改善叶片的机械强度)的解决方案中的一个解决方案是通过冷却来更有效地降低叶片的工作温度。这种冷却特别地通过布置在叶片中的冷却回路来获得，冷却回路旨在降低叶片的温度。由于这种回路，冷却空气通常通过叶片的根部被引入到叶片中，冷却空气在通过孔口(或钻孔)被喷射之前，沿着由在叶片中制造的空腔形成的路径穿过叶片，孔口(或钻孔)在叶片的表面，特别地在叶片的后缘处开口。改进叶片的冷却回路使得能够减小对叶片进行冷却所需的空气流量，还使得能够增加叶片的使用寿命和/或确保在涡轮级的入口处的温度升高的情况下满足使用寿命目标。
7.此外，还能够通过改进空气动力学轮廓来改进叶片，以提高叶片的效率。
8.在现有技术中已经描述了旨在改善在高压涡轮的移动叶片的后缘处的冷却和空气动力学轮廓的解决方案。例如，法国专利申请fr 3 041 989 a1公开了通过三个不同的冷却区域来冷却高压涡轮叶片的后缘。法国专利申请fr 2 864 990 a1描述了用于改进在高压涡轮叶片的后缘处的冷却空气排放槽的解决方案。
9.然而，仍然需要进一步提高在涡轮叶片的后缘处的冷却效率，特别地以保证涡轮叶片的机械强度，并且使涡轮叶片具有改进的空气动力学轮廓，以使得能够使空气动力学性能最大化。


技术实现要素：

10.因此，本发明的目的是至少部分地克服以上提及的需要以及关于现有技术的实施例的缺点。
11.因此，根据本发明的一个方面，本发明的目的是提供一种涡轮机涡轮叶片，该涡轮机涡轮叶片旨在围绕旋转轴线安装，涡轮机涡轮叶片包括平台(特别是内平台)和轮叶，轮叶相对于旋转轴线在径向方向上延伸，从内向外延伸远离平台并且在顶部处终止，轮叶包括前缘以及位于前缘的下游的后缘，并且轮叶包括下表面壁和上表面壁，下表面壁和上表面壁各自将前缘连接到后缘，下表面壁和上表面壁在后缘处通过后缘倒角彼此连接，
12.其特征在于，涡轮机涡轮叶片包括沿着后缘延伸的冷却区域，冷却区域包括三种不同类型的冷却孔口，冷却孔口通过轮叶的壁形成，以使得冷却流能够从轮叶的内部到外部流通，这三种类型的冷却孔口在平台与顶部之间彼此径向地间隔开，
13.在叶片的根部处的、靠近平台的区域中，叶片包括第一类型的冷却孔口，第一类型的冷却孔口呈第一冷却孔口的形式，第一冷却孔口在下表面壁与上表面壁之间的后缘倒角的厚度上形成，
14.在叶片的顶部处的、靠近顶部的区域中，叶片包括第三类型的冷却孔口，第三类型的冷却孔口呈第三冷却孔口的形式，第三冷却孔口不同于第一孔口，第三冷却孔口在下表面壁和上表面壁中的至少一个壁的厚度上形成，
15.在叶片的中部处的、位于在叶片的根部处的区域与在叶片的顶部处的区域之间的区域中，叶片包括第二类型的冷却孔口，第二类型的冷却孔口呈第二冷却孔口的形式，第二冷却孔口不同于第一孔口和第三孔口，第二冷却孔口在下表面壁和上表面壁中的所述至少一个壁的厚度上形成，
16.后缘的冷却区域、下表面壁、上表面壁以及后缘倒角大致具有二面角部的形状，二面角部的形状的特征在于后缘倒角的半径以及与后缘相对的、下表面壁与上表面壁之间的间距，并且下表面与上表面之间的间距以及后缘倒角的半径在叶片的平台与顶部之间径向地变化。
17.换言之，间距以及后缘倒角的半径的值在径向方向上变化。因此，间距以及后缘倒角的半径的值在叶片的整个高度上、在平台和顶部之间不是恒定的。
18.由于本发明，能够在用于涡轮机的涡轮叶片的后缘处具有三重冷却构型，并且能够获得叶片的改进的空气动力学轮廓。特别地，因此能够在叶片具有与集成有常规冷却回路的涡轮叶片相同的使用寿命的情况下，通过减小对叶片(特别是高压涡轮的叶片)进行冷却所需的流量来减少涡轮发动机的燃料消耗。此外，相对于结合了常规的后缘冷却技术的叶片，通过允许在后缘处限定具有根据高度调整的尺寸的二面角部，从而能够提高空气动力学效率，特别是高压涡轮级的空气动力学效率。此外，与集成有用于对后缘进行冷却的常规解决方案(例如在后缘处的槽)的叶片相比，能够增加叶片(特别是高压涡轮叶片)的使用寿命。
19.根据本发明的涡轮叶片还可以包括以下特征中的一个或多个特征，这些特征被单独地采用或以任何技术上可能的方式被组合地采用。
20.优选地，第二冷却孔口和第三冷却孔口可以在下表面壁的厚度上形成。
21.此外，第一冷却孔口、第二冷却孔口以及第三冷却孔口可以各自包括不同类型的冷却孔口，不同类型的冷却孔口选自具有圆形横截面的钻孔、具有椭圆形横截面的钻孔或者呈槽的形状的钻孔。
22.特别地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面
的钻孔，第二冷却孔口可以包括冷却槽(特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽)以及钻孔(特别是具有圆形横截面的钻孔)中的一种，并且第三冷却孔口可以包括冷却槽和钻孔中的另一种。
23.特别地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面的钻孔，第二冷却孔口可以包括冷却槽，特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽，并且第三冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面的钻孔。
24.替代地，第一冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面和/或椭圆形横截面的钻孔，第二冷却孔口可以包括钻孔，特别是具有圆形横截面的钻孔，并且第三冷却孔口可以包括冷却槽，特别是具有长方形横截面或椭圆形横截面的冷却槽。
25.优选地，第一冷却孔口可以包括具有圆形横截面的钻孔。第一冷却孔口的直径可以介于0.15mm至0.50mm之间。
26.此外，第一孔口的径向间距可以介于第一孔口的径向尺寸(特别地，第一孔口的直径)的1.5倍至5倍之间，第一孔口的径向间距对应于两个相邻的第一孔口之间的径向尺寸，第一孔口的径向间距是从第一孔口的出口截面的中心到相邻的第一孔口的出口截面的中心测量而得的。
27.此外，在叶片的根部处的、包括第一冷却孔口的区域的径向高度可以小于或等于轮叶的径向高度的40％，特别地小于或等于轮叶的径向高度的20％，轮叶的径向高度对应于轮叶的在平台与顶部之间的径向尺寸。
28.而且，在叶片的顶部处的、包括第三冷却孔口的区域的径向高度可以小于或等于轮叶的径向高度的30％，轮叶的径向高度对应于轮叶的在平台与顶部之间的径向尺寸。
29.有利地，下表面壁与上表面壁之间的间距以及后缘倒角的半径可以从叶片的平台朝向顶部径向地增大。
30.该间距可以由在距后缘预定距离处的、下表面壁与上表面壁之间的距离或二面角部的宽度来限定，该间距例如等于5mm，或者甚至6mm、或7mm。
31.此外，优选地，下表面壁与上表面壁之间的间距以及后缘倒角的半径在叶片的根部处的区域中可以比在叶片的顶部处的区域中以及在叶片的中部处的区域中更大。
32.而且，下表面与上表面之间的间距以及后缘倒角的半径在叶片的中部处的区域中可以比在叶片的顶部处的区域中更大。替代地，下表面壁与上表面壁之间的间距以及后缘倒角的半径在叶片的顶部处的区域中可以比在叶片的中部处的区域中更大。
33.优选地，该叶片可以是用于涡轮机的移动涡轮轮的移动叶片，该涡轮特别是高压涡轮。
34.此外，根据本发明的另一个方面，本发明的另一个目的是提供一种用于涡轮机的涡轮，其特征在于，该涡轮包括至少一个移动轮，至少一个移动轮包括多个例如之前所限定的移动叶片，优选地，该涡轮是高压涡轮。
35.此外，根据本发明的另一个方面，本发明的目的是提供一种涡轮机，其特征在于，该涡轮机包括至少一个如之前所限定的涡轮，优选地，该涡轮机是双轴涡轮机。
36.根据本发明的叶片、涡轮以及涡轮机可以包括在本说明书中所述的特征中的任何一个特征，这些特征被单独地采用或者根据任何技术上可能的方式与其它特征组合地采用。
附图说明
37.通过阅读本发明的实施方案的非限制性示例的以下详细描述，以及通过查看附图的示意图和局部图，本发明能够被更好地理解，在附图中：
38.图1是适合于实施本发明的涡轮风扇发动机的示例的轴向截面示意图，
39.图2根据局部侧视图示出了根据本发明的涡轮叶片的后缘的第一示例，
40.图3根据局部侧视图示出了根据本发明的涡轮叶片的后缘的第二示例，
41.图4a、图4b以及图4c分别示出了在图5的二面角部的叶片的顶部处的截面a、在图5的二面角部的叶片的中部处的截面b、以及在图5的二面角部的叶片的根部处的截面c，
42.图5用透视图示意性地示出了在根据本发明的涡轮叶片的后缘处获得的二面角部，该二面角部由叶片的下表面和上表面的平面形成，叶片的下表面和上表面通过后缘倒角在后缘处接合，
43.图6根据局部侧视图示出了根据本发明的涡轮叶片的后缘的第三示例，以及
44.图7以图表形式示出了后缘倒角的半径的径向演变。
45.在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。
46.此外，为了使附图更易读，在附图中示出的各个部分不一定按照一致的比例。
具体实施方式
47.在整个说明书中，应当注意涡轮机1的轴线2被称为涡轮机的径向对称轴线(参见图1)。涡轮机1的轴向方向对应于涡轮机1的旋转轴线2。涡轮机1的径向方向是垂直于涡轮机1的轴线2的方向。此外，除非另有说明，形容词和副词轴向的、径向的、轴向地以及径向地参照前面提到的轴向方向和径向方向来使用，术语内(或内部)和外(或外部)参照径向方向来使用，使得一个元件的内部分比同一元件的外部分更接近涡轮机1的轴线2。此外，应当注意，术语上游和下游是相对于涡轮机1的正常气体流动主方向5(从上游到下游)来考虑的。
48.图1示出了飞行器涡轮机1，例如在此为涡轮风扇和双轴涡轮喷气发动机，该飞行器涡轮机具有中心纵向轴线2，飞行器涡轮机的各种部件围绕中心纵向轴线延伸。涡轮机沿着穿过该涡轮机的气体流动主方向5从上游到下游包括风扇3、低压压缩机4、高压压缩机6、燃烧室11、高压涡轮7以及低压涡轮8。
49.通常，在穿过风扇之后，空气分成中心主流12a以及围绕主流的次级流12b。主流12a在主气体流动路径14a中流动，主气体流动路径穿过压缩机4、6，燃烧室11以及涡轮7、8。次级流12b在次级流动路径14b中流动，次级流动路径由发动机壳体径向向外地界定并且被短舱9包围。
50.通常，高压涡轮7具有交替的移动轮和分配器。分配器包括多个固定叶片，移动轮包括多个移动叶片18，如在图2中示出。
51.高压涡轮7的移动叶片18在后缘处可以主要通过在后缘倒角的厚度上制造的钻孔或通过冷却槽来冷却。
52.这两种冷却技术都具有优点和缺点。因此，从热机械的视角来看，在后缘倒角的厚度上制造的钻孔具有很好的折衷。钻孔确保在后缘处的热水平得到控制。然而，考虑到该区域中的材料的最小厚度，这需要限定相对厚的具有空气动力学轮廓的后缘，这对空气动力学轮廓的空气动力学效率具有不利影响。此外，在后缘处的槽使得能够限定相对好的空气
动力学二面角部。然而，从热机械的视角来看，槽的效率低于在后缘倒角的厚度上出现的钻孔的效率。实际上，在后缘槽的入口处喷射的、通过膜的形式来对槽底部进行冷却的空气在穿过槽底部时，在与主流动路径的空气接触时升温。
53.为了改进在后缘处的冷却并且获得移动叶片18的改进的空气动力学轮廓，本发明提出限定了与在具有空气动力学轮廓的后缘处的二面角部相关联的、在后缘处用于喷射冷却空气的三重构型，该三重构型能根据径向高度、根据局部热机械需要调整，以使空气动力学效率最大化。
54.因此，图2根据局部侧视图示出了根据本发明的涡轮的移动叶片18的后缘bf的冷却的第一示例，该移动叶片可以装备例如图1的涡轮喷气发动机1的高压涡轮7。
55.叶片18包括内平台28以及轮叶30，轮叶在径向方向23上延伸，从内向外延伸远离内平台28，并且在叶片的顶部s处终止。
56.此外，通常，轮叶30包括前缘ba以及位于前缘ba的下游的后缘bf。轮叶30还包括下表面壁15和上表面壁16，下表面壁和上表面壁各自将前缘ba连接到后缘bf，下表面壁15和上表面壁16在后缘bf处通过后缘倒角17彼此连接。
57.根据本发明，叶片18包括沿着后缘bf延伸的冷却区域zf，冷却区域包括三种不同类型的冷却孔口25、26、27，冷却孔口通过轮叶30的壁形成，以使得冷却流能够从轮叶30的内部到外部流通。这三种类型的冷却孔口25、26、27在内平台28与顶部s之间彼此径向地间隔开。
58.因此，在叶片的根部zp处的、靠近内平台28的区域(该区域是特别关键的机械区域)中，叶片18包括第一类型的冷却孔口25，第一类型的冷却孔口呈第一冷却孔口25的形式，第一冷却孔口在下表面壁15与上表面壁16之间的后缘倒角17的厚度上形成。
59.这些第一孔口25在此被制造成钻孔的形状，优选地孔口具有圆形横截面，因此优选地孔口25为圆筒形，或者孔口具有椭圆形横截面，如在图2中可见。这些第一孔口25可以具有较大的径向尺寸，特别地具有直径d，直径d介于0.15mm至0.50mm之间。此外，这些第一孔口25的径向间距p介于第一孔口25的径向尺寸d(特别地，第一孔口的直径)的1.5倍至5倍之间，第一孔口的径向间距对应于两个相邻的第一孔口25之间的径向尺寸，第一孔口的径向间距是从第一孔口25的出口截面的中心到相邻的第一孔口25的出口截面的中心测量而得的。
60.除了其它方面之外，这些第一孔口25的制造使得能够确保大量金属材料的存在。因此，后缘倒角17的半径r大，并且二面角部di的间距e相对较厚，如后面将参照图4a和图5来描述。
61.此外，在叶片的顶部zs处的、靠近顶部s的区域中，叶片18包括第三类型的冷却孔口27，第三类型的冷却孔口呈第三冷却孔口27的形式，第三冷却孔口不同于第一孔口25，第三冷却孔口在下表面壁15和上表面壁16中的至少一个的厚度上形成，在此优选地在下表面壁15的厚度上形成。
62.在此在图2的示例中，这些第三冷却孔口27被制造成钻孔的形状，特别地具有圆形横截面。第三冷却孔口使得能够限定后缘倒角17的尽可能小的半径r以及具有薄的间距e的二面体部di，以提高空气动力学效率，如后面参照图4c和图5所解释的。
63.最后，在叶片的中部zm处的、位于在叶片的根部zp处的区域与在叶片的顶部zs处
的区域之间的区域(从热机械的观点来看，该区域也是敏感的区域)中，叶片18包括第二类型的冷却孔口26，第二类型的冷却孔口呈第二冷却孔口26的形式，第二冷却孔口不同于第一孔口25和第三孔口27，在此第二冷却孔口在下表面壁15的厚度上形成。
64.在此在图2的示例中，这些第二冷却孔口26呈冷却槽的形状，特别地具有长方形或椭圆形的横截面。这些第二冷却孔口26轴向地位于上游的第三孔口27与下游的第一孔口25之间。第二冷却孔口使得能够获得后缘倒角17的半径r，该后缘倒角的半径比在叶片的根部处的后缘倒角的半径更小，并且获得具有间距e的二面角部di，该间距比在叶片的根部处的间距更薄。
65.由于本发明，除了使得能够限定在后缘倒角17处的改进的空气动力学轮廓以及后缘的二面角部di之外，还能够使用于冷却后缘bf的冷却量最小化。与由在叶片的整个径向高度上的槽来冷却的常规后缘相比，特别地由于在后缘bf的区域中在下表面壁15中的简单的钻孔的存在，本发明的解决方案使用较低的冷却流量，从热机械的观点来看，这些钻孔受到最小的限制。
66.在图2的第一示例中，在叶片的顶部zs处的区域包括两个第三冷却孔口27。然而，该数字是可变的。例如，图3示出了根据与图2的视图类似的视图的第二实施例，其中，存在三个第三冷却孔口27。
67.空气动力学性能与热机械行为之间的最佳折衷例如可以通过集成优选地呈钻孔的形状的第一冷却孔口25来获得，例如，包括这些第一冷却孔口25的、在叶片的根部zp处的区域的径向高度hp小于或等于轮叶30的径向高度h的20％，轮叶的径向高度对应于轮叶30的在内平台28与顶部s之间的径向尺寸，如在图2中示出。此外，包括第三冷却孔口27的、在叶片的顶部zs处的区域的径向高度hs小于或等于轮叶30的径向高度h的30％，优选地，第三冷却孔口呈钻孔的形状。
68.然而，根据需要的目的，可能修改该分布。因此，为了显著地增加轮叶20的使用寿命，第一孔口25的范围可以增大到轮叶30的总高度h的40％，从而损害空气动力学性能。
69.此外，应当注意，如果在叶片的顶部zs处的材料的厚度足够，则第三孔口27可能包括如下的孔口，该孔口包括圆筒形的第一部分以及包括渐扩的壁的喇叭形的第二部分，因此该孔口类似于“扇形孔”类型的冷却孔口，以使该区域中的冷却效率最大化。
70.图4a、图4b、图4c以及图5还使得能够示出通过本发明在涡轮的移动叶片18的后缘bf处获得的优化的空气动力学轮廓的构型。
71.因此，后缘bf的冷却区域zf、下表面壁15、上表面壁16以及后缘倒角17大致一起限定了二面角部di，大致具有在图5中可见的二面角部di的形状，该二面角部的形状的特征在于后缘倒角17的半径r以及与后缘bf相对的、下表面壁15与上表面壁16之间的间距e，如在图4a、图4b以及图4c中可见。有利地，下表面壁15与上表面壁16之间的间距e以及后缘倒角17的半径r在叶片18的内平台28与顶部s之间径向地变化。
72.更特别地，在叶片的根部zp处的区域中，如在图4a中可见，间距e厚，半径r的值高。特别地，下表面壁15与上表面壁16之间的该间距e以及后缘倒角17的半径r在叶片的根部zp处的该区域中比在叶片的顶部zs处的区域中以及在叶片的中部zm处的区域中更大。
73.在叶片的中部zm处的区域中，如在图4b中可见，二面角部di较薄，半径r的值低于在叶片的根部处的半径的值。特别地，下表面壁15与上表面壁16之间的间距e以及后缘倒角
17的半径r在叶片的中部zm处的区域中比在叶片的顶部zs处的区域中更大。
74.最后，在叶片的顶部zs处的区域中，如在图4c中可见，二面角部di薄，半径r的值小。
75.因此，与针对由在后缘处的槽冷却的高压涡轮叶片而绘制的参考空气动力学轮廓相比，本发明的解决方案在叶片的根部zp处的区域中将后缘倒角17的半径r增加了30％至100％，并且在叶片的顶部zs处的区域中将后缘倒角17的半径r减小10％至50％。
76.本发明的解决方案还可以根据应用本发明的叶片18的局部热机械情况来调节。例如，在叶片的中部处的第二孔口26的数量(特别地，槽的形状)可以根据应用该技术的发动机的涡轮的入口温度的值来调整，或者在涡轮叶片的热着色性能测试或耐久性测试之后的新的构想或设计期间调整，涡轮叶片的热着色性能测试或耐久性测试导致识别出后缘处的局部热点。
77.如果涡轮入口温度相对较低，第二孔口26的数量(特别地，槽的形状)可以减小，以有利于特别地呈钻孔形状的第三孔口27，这使得能够限定更好的、有利于效率的空气动力学二面角部di。
78.相反地，如果涡轮入口温度相对较高，第二孔口26的数量(特别地，槽的形状)可以增大，以确保区域中的安全的热机械情况，从而损害空气动力学效率。
79.在这种情况下，就二面角部di的厚度以及后缘倒角17的半径r的值而言，后缘bf处的空气动力学轮廓在叶片的中部zm处比在叶片的顶部zs处更薄。因此，图6示出了叶片18的第三实施例，其中，第二孔口26呈形成在下表面壁15中的圆形钻孔的形状，第三孔口27呈冷却槽的形状。在这种情况下，下表面壁15与上表面壁16之间的间距e以及后缘倒角17的半径r在叶片的顶部zs处的区域中比在叶片的中部zm处的区域中更大。
80.此外，从之前参照图2描述的实施例中，能够确定后缘倒角17的半径r的径向演变的平均值v
平均
、最小值v
最小
以及最大值v
最大
。这些值是针对如下的情况确定的，在这种情况下，高度hp代表叶片的总高度h的20％，而高度hs代表叶片的总高度h的30％。
81.图7示出了作为后缘倒角17的半径r的函数的比值h/h，其中，h对应于从内平台28开始的、为了观察半径r的值而考虑的径向高度。
82.此外，得到的值v
最小
、v
平均
以及v
最大
在以下表1中示出。
83.h/hv
最小
(mm)v
平均
(mm)v
最大
(mm)00.50.7510.10.50.7510.20.50.7510.30.30.450.60.40.30.450.60.50.30.450.60.60.30.450.60.70.20.30.40.80.20.30.40.90.20.30.410.20.30.4
84.表1：后缘倒角的半径r的值的径向演变
85.因此，可以看出，在图2的示例中，半径r在径向方向上从内平台28朝向叶片的顶部s减小，这使得能够提高效率。
86.当然，本发明不限于刚描述的实施例。本领域技术人员可以对实施例进行各种修改。