[发明专利]发动机构件

说明书

技术领域

涡轮发动机以及特别地燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从通过发动机到多个涡轮叶片上的燃烧气体流取得能量。燃气涡轮发动机已经用于陆地和海上运动以及动力产生，但是最常用于航空应用，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。在地面应用中，涡轮发动机通常用于动力产生。

背景技术

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计为在高温下操作以使发动机效率尽可能高，因此特定发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是必需的。典型地，冷却通过从高压和/或低压压缩机到需要冷却的发动机构件的管道输送的较冷流体实现。高压涡轮中的温度在1000℃到2000℃左右，而来自压缩机的冷却流体在500℃到700℃左右。虽然压缩机空气处于高温，但是其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

发动机构件的接收冷却流体的内部腔已设有紊流器，以便在冷却流体中产生湍流且提高传热。

发明内容

本发明涉及发动机构件，其用于产生热燃烧气体流的燃气涡轮发动机。

在一个方面，本发明涉及一种发动机构件，其具有：热表面，其与热燃烧气体流处于热连通；冷却表面，其与热表面相对，且限定具有截面宽度的冷却区域，冷却流体在流动方向上沿着该冷却表面流动；以及至少一个旋涡发生器，其从冷却表面延伸且位于冷却区域中，且具有本体长度、本体宽度和本体轴线。本体长度大于本体宽度，且沿着本体轴线延伸。本体轴线与流动方向大致对准。本体宽度小于冷却区域的截面宽度。旋涡发生器成形为响应于与流动冷却流体的接触在冷却流体中引起旋涡。

在另一方面，本发明涉及一种发动机构件，其具有：至少部分地限定冷却表面的腔，冷却流体在流动方向上沿着该冷却表面流动，该腔具有长度、截面宽度和截面高度，其中，长度大于截面宽度；热表面，其与冷却表面相对，与热燃烧气体流处于热连通；以及至少一个旋涡发生器，其从冷却表面延伸且具有本体长度、本体宽度、本体高度和本体轴线。本体长度大于本体宽度且沿着本体轴线延伸。本体轴线与流动方向大致对准。本体长度是腔的长度的5-15%。本体宽度是腔的截面宽度的10-35%。本体高度是腔的截面高度的20-75%。

技术方案1.一种发动机构件，其用于产生热燃烧气体流的燃气涡轮发动机，所述发动机构件包括：

热表面，其与所述热燃烧气体流处于热连通；

冷却表面，其与所述热表面相对，且限定具有截面宽度的冷却区域，冷却流体在流动方向上沿着所述冷却表面流动；以及

至少一个旋涡发生器，其从所述冷却表面延伸且位于所述冷却区域中，且具有本体长度、本体宽度和本体轴线，其中：

所述本体长度大于所述本体宽度且沿着所述本体轴线延伸；

所述本体轴线与所述流动方向大致对准；以及

所述本体宽度小于所述冷却区域的截面宽度；

其中，所述旋涡发生器成形为响应于与所述流动冷却流体的接触在所述冷却流体中引起旋涡。

技术方案2.根据技术方案1所述且还包括至少部分地由所述冷却区域限定的内部腔的发动机构件，其中，所述至少一个旋涡发生器位于所述内部腔内。

技术方案3.根据技术方案2所述的发动机构件，其中，所述内部腔具有截面高度，且所述至少一个旋涡发生器具有为所述截面高度的20-75%的本体高度。

技术方案4.根据技术方案2所述的发动机构件，其中，所述内部腔具有大于所述截面宽度的长度。

技术方案5.根据技术方案4所述的发动机构件，其中，所述至少一个旋涡发生器的本体长度是所述内部腔的长度的5-15%。

技术方案6.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述本体宽度是所述截面宽度的10-35%。

技术方案7.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述至少一个旋涡发生器包括相对于所述流动方向面向上游的前表面、相对于所述流动方向面向下游的后表面，以及接合所述前表面和所述后表面的相对的侧表面，其中，所述本体长度由所述前表面和所述后表面之间的距离限定，且所述本体宽度由所述侧表面之间的距离限定。

技术方案8.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述至少一个旋涡发生器包括位于所述冷却区域中的多个旋涡发生器。

技术方案9.根据技术方案8所述的发动机构件，其中，所述多个旋涡发生器配置成沿着与所述流动方向大致相同的方向延伸的多个排，其中每个排具有至少一个旋涡发生器。

技术方案10.根据技术方案9所述且还包括至少部分地由所述冷却区域限定的内部腔的发动机构件，其中，所述多个排位于所述内部腔内。