涡轮螺旋桨平台冷却回路.pdf

本发明提供一种螺旋桨组件，其包括延伸远离平台的螺旋桨。一个或多个冷却回路穿过平台形成，以提供对平台的冷却。该冷却回路还可包括一从平台下方接受冷却空气的向下取向入口。然后，沿着与平台外表面平行的方向导引该冷却空气，再通过经穿过平台外表面形成的出口。该冷却回路还可选地包括多个基架，从冷却回路的外壁延伸向其内壁，以增加冷却回路的刚度和冷却功能。

1.  一种螺旋桨组件，其包括：
一螺旋桨，其具有一基端、一外端、一压力侧和一吸入侧；以及
一平台，其与所述螺旋桨的基端连接，该平台包括一冷却回路，该冷却回路具有一在所述平台上的入口和一在所述平台上的出口。

2.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路是位于所述螺旋桨的压力侧上的压力侧冷却回路。

3.  根据权利要求2所述的螺旋桨组件，还包括一在所述螺旋桨的吸入侧上的吸入侧冷却回路。

4.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路位于所述螺旋桨的吸入侧上。

5.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括多个基架。

6.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括一与所述平台铸成一体的中空金属芯体。

7.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述平台包括一外表面，所述出口穿过所述平台的外表面形成。

8.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括多个出口，包括所述出口。

9.  根据权利要求8所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路位于所述螺旋桨的吸入侧上。

10.  根据权利要求9所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括多个基架。

11.  根据权利要求10所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括一与所述平台铸成一体的中空金属芯体。

12.  根据权利要求1所述的螺旋桨组件，其中，所述冷却回路包括一平行于所述平台上表面在所述入口、出口之间延伸的通道。

13.  根据权利要求12所述的螺旋桨组件，其中，冷却部分包括多个基架。

14.  一种用于螺旋桨平台的冷却回路，其包括：
一外壁；
一内壁，其与所述外壁隔开以在其间限定冷却空气流动通道；
一向下取向入口，其与所述冷却空气流动通道连通；以及
一向上取向出口，其与所述冷却空气流动通道连通。

15.  根据权利要求14所述组件，其中，所述冷却回路包括多个在外壁、内壁之间延伸的基架。

16.  一种螺旋桨平台组件，其包括权利要求13的冷却回路，该组件还包括：
一平台，具有带压力侧和吸入侧的上表面；
所述冷却回路至少局部位于该平台内，所述冷却回路具有位于所述平台上的入口和穿过所述平台的上表面的出口。

17.  根据权利要求16所述组件，其中，所述冷却回路位于所述平台上表面的压力侧上。

18.  根据权利要求16所述的组件，其中，所述冷却回路位于所述平台上表面的吸入侧上。

19.  根据权利要求16所述的组件，其中，所述冷却回路包括多个在外壁和内壁之间延伸的基架。

20.  根据权利要求16所述的组件，其中，所述冷却回路包括一与所述平台铸成一体的中空金属芯体。

21.  一种冷却涡轮螺旋桨的方法，其包括下述步骤：
将冷却流体注入涡轮螺旋桨组件平台内的入口；
将该冷却流体经冷却回路导引穿过所述平台；以及
将所述流体从所述平台内的出口排出。

22.  根据权利要求21所述方法，其中，所述平台包括一外表面，所述出口延伸穿过所述平台的外表面。

23.  根据权利要求21所述方法，还包括一从所述平台的外表面向外延伸的涡轮桨叶，该方法还包括使冷却流体经所述出口，再沿着所述平台的外表面穿出的步骤。

涡轮螺旋桨平台冷却回路
本发明是在美国空军颁发的F33615-97-C-2279令下由政府支持完成的。该政府在本发明中有一定的权利。
                      技术领域
本发明通常涉及燃气涡轮发动机，更具体地说，本发明涉及涡轮螺旋桨平台的冷却回路。
                      背景技术
燃气涡轮发动机的涡轮桨叶从涡轮桨叶平台向外延伸。在运行中，涡轮桨叶在常规下正好暴露在高于其材料极限的温度。在现有发动机中，来自涡轮发动机的压缩机部分的空气，被用来冷却桨叶材料。该冷却空气经位于桨叶平台下的系列转子腔室供应给桨叶。然后，把该冷却空气经密封区域中的开口注射入热干流的流动中。
如果对平台没有足够的冷却，平台壁部就会蠕变变形。在平台中的高温梯度会导致热机械疲劳。此外，高温会致使平台氧化。
                      发明内容
本发明提供一种用于涡轮螺旋桨平台的冷却回路。该冷却回路比目前的螺旋桨组件设计允许更高的入口温度。
在本发明公开的实施例中，冷却回路冷却平台的压力侧，而另一个冷却回路冷却平台的吸入侧。通常情况下，每个冷却回路的入口接受来自位于平台下方的转子腔室的冷却空气。该冷却空气流过每个回路，再冷却平台的壁部。
可选的是，至少冷却回路的吸入侧包括多个在冷却回路的顶壁、底壁之间延伸的基架。该基架定位于回路内侧，为平台提供结构的完整性和刚性。该基架还通过增加内部热传递系数来紊乱流动而增强冷却。该基架也提供增大的冷却面积，在冷却回路外壁、内壁之间提供传导路径。
每个冷却回路的出口驱动冷却空气，使得在平台上提供膜式覆盖。该冷却空气的膜层还保护平台壁部免受热气体恢复温度。
                      附图说明
参照下面的详细描述，并考虑附图，可以理解本发明的其它优点：
附图1是燃气涡轮发动机的示意图，其结合了本发明螺旋桨组件的一个实施例；
附图2示出附图1的涡轮桨叶；
附图3是附图2的涡轮桨叶的平面图；
附图4是附图3吸入侧冷却回路的透视图；以及
附图5是附图3压力侧冷却回路的透视图。
                      具体实施方式
附图1示出一种燃气涡轮发动机10，比如用于发电或推动的燃气涡轮，它周向地绕着发动机中心线或轴向中心轴线12放置。发动机10包括风扇14、压缩机16、燃烧段18和涡轮11。正如所公知的，在压缩机16中被压缩的空气，与在燃烧段18中燃烧的燃料混合，再在涡轮11中膨胀。涡轮11包括转子13、15，响应驱动压缩机16和风扇14的膨胀而转动。涡轮11压缩交替成排的涡轮桨叶20和叶片19。图1是仅用于对本发明示意说明而不是对本发明的限制，可以用在发电燃气涡轮、飞行器等上。此外，还有各种燃气涡轮发动机，可从本发明获益，而不局限于所示的设计。
图2所示的涡轮桨叶20具有一个平台32和一个从该平台32向外远离延伸的螺旋桨34。尽管可以相对在涡轮桨叶20中的应用来描述本发明，可是本发明也可以应用在静止结构中，比如叶片19(图1)。涡轮桨叶20包括螺旋桨34的压力侧36。压力侧冷却回路出口38形成在螺旋桨34的压力侧36上的平台32中。转子腔室39限定在平台32下方。
如图3所示，涡轮桨叶20还包括螺旋桨34的与压力侧36相对的吸入侧40。图3是涡轮桨叶20的平面图，示意地示出压力侧冷却回路42和吸入侧冷却回路46，都被包含在平台32内，通向位于平台32上表面的压力侧冷却回路出口38和吸入侧冷却回路出口54。如图3所示，压力侧冷却回路42还包括压力侧冷却回路入口44。吸入侧冷却回路46包括与出口54相对的入口50。吸入侧冷却回路46还包括多个基架56。
图4、5分别是吸入侧冷却回路46和压力侧冷却回路42的透视图。在所示实施例中的冷却回路46、42分开模制、铸造和/或机加工成所示构型的金属芯体，随后再插铸入平台32(图2、3)。
具体参看图4的吸入侧冷却回路46，该芯体包括一个在内壁62之上与其隔开的外壁60。外壁60和内壁62由侧壁64连接。冷却空气路径限定在外壁60、内壁62和侧壁64之间，从向下取向入口50至向上取向出口54。多个基架56连接外壁60和内壁62。基架56增强了冷却回路46的结构整体性和刚性。基架56也通过增加内部热传递系数紊乱流动来增强冷却。基架56也提供用于冷却的增加的表面积，提供在冷却回路46的外壁60、内壁62之间的传导路径。来自冷却回路46的出口54以一个角度向上延伸，以在平台32外表面上的提供膜覆盖(附图2)。该膜层会保护平台32免受热气体恢复温度。
具体参看附图5地压力侧冷却回路42，该芯体包括与内壁70相对的外壁66，且通过相对侧壁68连接，以沿着弯曲路径形成从向下取向入口44至向上取向出口38的冷却路径。尽管未示出基架，压力侧冷却回路42可选地包括与附图4吸入侧冷却回路46中的基架类似的基架。而且，压力侧冷却回路42上的出口38以一个角度向上取向且是细长的，以在平台32的外表面上提供膜覆盖(附图2)。
参看附图2-5，在运行中，来自转子腔室39的冷却空气进入冷却回路42、46的入口44、50。然后，冷却空气沿着通常平行于外壁60、66和内壁70、62的方向穿过冷却回路42、46来冷却平台32。然后，空气经出口38、54离开冷却回路42、46，沿着桨叶平台32的外表面形成膜层。
冷却回路42、46提高了用于增加的热拾取的热对流效率。当金属温度减小时，内部热传递系数增加。可选微型回路56增加刚性和阻力以通过改善涡轮组件的刚度来剪切和紊乱冷却空气流。狭槽出口38、54提供平台32的经改善的膜覆盖。平台32具有对缓慢变形的增加的材料性能和阻力。
根据专利法和法理学的规定，认为上述示例性构型代表发明的优选实施例。但是，应注意到，本发明还可以用上述所示和所述的情况实践而不会超出其精神或范围。