喷气冲击冷却涡轮静叶片
发明背景
本发明涉及涡轮发动机涡轮叶片组件的一般领域，尤其涉及装配有集成冷却回路的涡轮叶片。
涡轮发动机以本身已知的方式包括燃烧室，空气和燃料在燃烧之前在燃烧室中混合。燃烧产生的气体在燃烧室的下游流动，然后供应给高压涡轮和低压涡轮。每个涡轮包括一排或几排固定叶片(称为扩散器)，这些固定叶片与一排或几排可动叶片(称为叶轮)交替，它们围绕涡轮的转子沿周向间隔开。这些涡轮机叶片要承受非常高的燃烧气体温度，其温度明显高于与这些气体直接接触的叶片所能承受而不损坏的温度，这会限制其使用寿命。
为了解决这一问题，已知的是为这些叶片提供内部冷却回路，目的是通过在叶片内部形成有组织的空气循环，以及在叶片壁中形成旨在通过强制对流冷却叶片的穿孔来降低其温度。
图5和图5A示出了目前安装在许多航空发动机扩散器上的直通插入件(或夹套)型的常规冷却叶片结构。
叶片10包括插入在叶片尖端处的外平台14与叶片根部处的内平台16之间的中空翼型12，包括金属插入件18，金属插入件18在翼型的内表面与插入件的外表面之间限定环形外围腔20。在其上部18A处，该金属嵌件通过焊接或钎焊密封地固定在叶片的外平台上，其下部18B嵌入叶片内部平台的导向区域或滑块16A处，为在热膨胀作用下嵌件的安装和滑动提供确定的必要间隙。固定到内表面或由插入件的凸台形成的螺栓22在插入件和该内表面之间保持恒定的间隔。
该直通插入件18是多孔类型的，因此，由压缩空气源(通常为涡轮发动机的压缩机)提供的冷却空气流量通过通常设置在叶片尖端的进气孔24进入外平台14，到达插入件18的内部，并通过在外围腔体20中形成冲击冷却翼型12的内表面的空气射流，部分地通过该插入件的多个孔或穿孔25逸出，然后通过在该翼型的后缘上或优选在该翼型的内拱壁12C上形成的校准钻孔26将其排出，以便沿该后缘形成保护性气膜。剩余的冷却空气流量通过其经过的内平台16排出，通过一般位于叶片根部的出口孔28将其冷却，使其逸出叶片之外，向着发动机的其它部件，如同样需要冷却的圆盘逸出。
这种常规结构一般来说是令人满意的，因为这种空气冲击冷却特别有效。然而，将插入件集成到中空翼型中的成本很高，泄漏，而且插入件与翼片内表面之间的距离控制也比较精细。因此，不添加插入件将带来许多优势：降低生产成本、冷却系统的密封性、结构紧凑、控制插入件与型翼件之间的距离，因此可以考虑通过增材制造集成插入件的方案，这种方案更紧凑，可重复性更强。
然而，这种通过增材制造的带有一体式插入件的冷却的缺点是多方面的，并且特别涉及在整体式扩散器上的可制造性，该整体式扩散器的制造方向被施加并且只能是驱动轴线的方向。实际上，在制造方向上的任何其他选择都会导致每个叶片都有一个制造方向，如果不显著增加生产成本，这是不可能实现的。另外，该方向(根据驱动轴线)意味着插入件是在“真空”中制造的，因此某些被称为“下皮”的表面可能会塌陷。
另外，当插入件是直通插入件时，扩散叶片的冷却空气是从穿过插入件的气流中获取的，冷却回路和直通气流然后必须分开。这需要在插入件和翼型的壁之间具有密封连接。然而，为了使冷却回路的密封性完美，因此有必要通过将其直接集成到叶片中来将其嵌入两端，鉴于插入件的平均温度远低于翼型的平均温度(大约为100度)，这是不可能的，因为插入件将承受机械压力过大。因此，在实践中，仅插入件的一端可以通过滑动和非常窄的调整(大约0.01毫米)嵌入连接到翼型中，从而确保冷却回路的令人满意的密封。然而，直到今天，仍不可能实现如此窄的调整，因为增材制造当前仅允许大于0.2mm的最小间隙(这是所需调整的20倍)。
发明内容
因此，本发明旨在克服上述缺点，提出一种冲击冷却涡轮发动机叶片，该叶片具有：热效率，也就是说，它允许通过使用中等空气流量来耗散较高的热功率；密封性，也就是说，它允许确保所调动的空气仅用于叶片的冷却(装置的密封性越高，其整体效能就越大)；紧凑性，即冷却装置的一体化必须将其对发动机外形尺寸的冲击降到最低；经济性，也就是说冷却装置的生产成本必须尽可能低，最终可以采用增材制造。还涉及任何在每个直通插入件上装有这种冷却叶片的涡轮发动机涡轮。
为此，提供了一种涡轮发动机叶片，所述涡轮发动机叶片由中空翼型形成，所述中空翼型具有彼此相对，并且由分别沿叶片的径向轴线在叶片根部和叶片尖端之间延伸的内拱壁和外拱壁连接的前缘和后缘，所述叶片包括冷却回路，所述冷却回路被供应空气并且输送空气射流，从而确保通过所述冷却回路的多个穿孔来对所述翼型的内表面进行冲击冷却，特征在于，所述冷却回路在所述叶片的整个或部分高度上包括多个叠加的冷却通道，每个冷却通道垂直于所述叶片的所述径向轴线布置，并集成到所述翼型的内表面，同时与其轮廓相匹配，在每个所述冷却通道中钻出所述多个穿孔，所述冷却通道的端部终止在所述翼型的吹扫腔中，能够确保在空气通过所述多个穿孔后对撞击所述翼型的内表面的空气进行吹扫。
以此方式，获得了一种冷却结构，其确保通过增材制造的可制造性，同时通过叶片处的传导而大大降低了热梯度。
有利地，所述冷却通道包括三角形或梯形截面。
优选地，每个所述冷却通道的所述多个孔在所述冷却通道的至少一个壁中钻出，并且沿叶片的径向轴线彼此成列地对准。
有利地，所述冷却通道的所述端部在所述吹扫腔中终止于穿过所述翼型的所述内拱璧的校准排放孔附近。
优选地，所述校准排放孔的数量与在其所位于的端部的延伸部中的所述冷却通道的数量相同。
有利地，所述冷却通道通过横向通道连接，使得冷却空气可以从一个冷却通道自由地循环到另一冷却通道，从而形成集成在所述翼型的所述内表面中的通道网格网络。
优选地，在所述冷却通道与所述横向通道的交叉处或沿着所述横向通道钻出所述多个孔。
附图说明
根据以下给出的描述，参考附图，本发明的其他特征和优点将显现，所述附图示出了示例性实施方式，而没有任何限制，在附图中：
图1A是根据本发明的第一示例性实施方式中的涡轮扩散器的水平冷却通道处的截面图；
图1B是根据本发明的第一示例性实施方式的涡轮扩散器的除冷却通道之外的剖视图；
图2是沿图1A的平面II的视图；
图3是通过根据本发明的第二示例性实施方式的涡轮扩散器的垂直冷却通道的截面图；
图4是沿图3的平面IV的视图；以及
图5和5A是现有技术的涡轮扩散器的透视图和剖视图。
具体实施方式
图1A和1B在轴向截面中示出了冷却的叶片组件，例如根据本发明的涡轮发动机的涡轮扩散器。由中空翼型32形成的该叶片在穿过涡轮的燃烧气体的流动路径中固定到涡轮的壳体(未示出)，这些气体的流动方向在图中用箭头G表示。为该翼型32限定了彼此相对的前缘32A和后缘32B以及在叶片根部和叶片尖端之间径向延伸的内拱壁32C和外拱壁32D。
这样的叶片经受燃烧气体的非常高的温度，因此需要被冷却。为此，由多个通道35形成在其径向端部处供应有冷却空气的冷却回路(在图中，沿着叶片的径向轴从叶片尖端到叶片根部移动的冷却空气流由箭头A表示)，所述多个通道35优选彼此独立，相邻或不相邻，重叠在叶片的整个或部分高度上，并且集成到翼型32i的内表面(也就是说固定到其上)，同时与其轮廓相匹配，除了后缘附近。后缘区域的整体尺寸确实不允许将这些通道整合到其中，因此，后缘通过箭头34和36所示的冲击吹扫而冷却，通过冲击吹扫，与叶片壁接触而重新加热的冷却空气被排出(也被称为吹扫)，然后通过该翼型的内拱壁32C附近的校准排放孔或通风孔38排放，从而形成沿后缘32B的保护性空气膜。源自已经撞击翼型32i的内表面的空气射流的冷却空气先前已经通过穿过其壁上钻出的多个孔而被引入这些通道35中，至少一个孔40在前缘32A的延伸部中，一个或多个孔42面向内拱壁32C，一个或多个孔44面向外拱壁32D。这些不同的孔有利地在叶片的整个高度或部分高度上沿叶片的径向轴线彼此成列地对准。
图2和图4是根据不同冷却回路的两个实施方式的叶片的内拱内表面32Ci的一部分直至其后缘的立体图。
图2表示例如两个冷却通道35A、35B，它们重叠但彼此不相邻，并且在该示例中具有梯形截面。翼型的内表面形成梯形截面的大底面，与之相对的构成冷却通道壁的梯形截面的小底面中钻有孔42，以使空气射流通过，确保对面翼型32i的内表面的冲击冷却。一旦产生这些冲击，再加热的空气自然地通过通道的端部34、36吹扫(根据冲击是在内拱表面还是外拱内表面进行，吹扫是通过两个端部进行的，但前缘内表面上的冲击吹扫分布在这两个端部上)，然后通过经过校准排放孔38排出，所述排放孔穿过翼型的内拱壁32C，并且其数量优选(如图所示，但是不一定)与在其所位于的端部的延伸部中的通道的数量相同。
该冷却方案完美密封，因为通道分别通向主腔的独立吹扫腔46，流A在其中循环。应当注意，通道35也可以直接连接到通风孔38。在这种情况下，通风孔的数量与通道的数量相同。另外，由于冷却回路与叶片深度连接，因此通过传导产生的可能会使与现有技术一样在其两端连接的插入件破裂的热梯度降低。
需要注意的是，如果冷却通道35已经被示出为具有梯形截面，那么对于本领域技术人员来说，显而易见的是，三角形截面或任何其他截面当然是可以通过增材制造(例如以拱形的形式)获得的。同样，如果在形成梯形截面的小底面的通道的壁上示出孔42，则显然这些孔也可以在该梯形截面的倾斜壁上钻出。
在代表冷却回路的第二实施方式的图3和图4中，确保空气冲击吹扫的冷却通道35A、35B通过横向通道45A、45B连接，从而确保空气射流冲击的恢复，使得冷却空气可以从一个冷却通道自由循环到另一冷却通道，从而形成集成在翼型23i内表面上的通道网格网络。如果为了简化附图，在通道的交叉处示出了用于使空气射流通过的孔42，则该定位不是强制性的，并且沿着横向通道的不同定位也是可能的。更具体地，还优选的是，空气射流不位于交叉处，以通过位于上游的冲击吹扫而限制冲击剪切。
因此，利用这种构造，可以在不必使用插入件的情况下进行空气射流冲击冷却，这至少有两个原因是特别有趣的：回路调动了非常高的对流交换系数(在冲击区域内)，这使得冷却非常有效，并且它可用于冷却空气的压力梯度较低的体系结构中，而与构成低渗透性介质的晶格冷却方案不同，可促进对流交换，因为这些结构具有非常高的交换表面与体积比。
当然，如果描述基本上是关于涡轮发动机涡轮的，那么很明显，这种由集成冷却通道冷却的叶片结构可以很容易地应用于涡轮发动机压缩机定子以及涡轮发动机壳体臂。
