[发明专利]用于燃气涡轮发动机的部件冷却

说明书

背景技术

涡轮发动机，并且具体地燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是从燃烧气体流提取能量的旋转发动机，燃烧气体流通过发动机中的一系列包括旋转轮叶对和固定叶片对的压缩机级、通过燃烧器、随后到达多个涡轮轮叶上。

用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此可能需要对某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)进行冷却。典型地，通过将较冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气处于高温，但是其相比涡轮空气较冷，并且能够用于冷却涡轮。

位于邻近冷却流的表面上的凹面、凹痕、或凹入部已被用作热冷却特征。当冷却流通过其中或其上时，凹面倾向于产生不稳定或漩涡气流，从而导致沿发动机部件的灰尘积聚减少。

发明内容

在一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的部件，该部件产生热燃烧气体流并且提供冷却流。该部件包括壁，该壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开，并且具有伴随热燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。该部件还包括至少一个凹痕，该至少一个凹痕设置于冷却表面中并且具有头部和尾部，其中头部相对于冷却流体流的流动方向布置于尾部的上游。在一个实施例中，宽度和头部长度的比为2：1。在另一实施例中，宽度和尾部长度的比为2：3。

在一个其他实施例中，所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有非线性轮廓。非线性尾部轮廓相对于冷却流体流成凸形。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的部件，该部件具有壁和至少一个凹痕，该壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开，该至少一个凹痕设置于面向冷却流体流的壁中并且具有头部和尾部，其中头部相对于冷却流体流的方向布置于尾部的上游。

其中所述凹痕具有泪滴形状。

其中所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有线性轮廓。

其中沿冷却流体流方向，所述头部包括头部长度并且所述尾部包括尾部长度，并且头部长度和尾部长度的比为至少1：3。

其中所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有非线性轮廓。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及一种对具有冷却表面的发动机部件进行冷却的方法，该冷却表面具有至少一个凹痕，该至少一个凹痕具有头部和尾部，使头部相对于流动方向布置于尾部的上游。该方法包括使冷却流体流沿冷却表面通过，并且使至少一部分冷却流体流通入凹痕中。使冷却流体通入凹痕中使沿冷却表面的灰尘积聚最少。其中冷却流体进入所述头部并且通向所述尾部。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的燃气涡轮发动机的燃烧器的侧剖视图，其中示出了多个发动机部件。

图3是发动机部件的透视图，该发动机部件呈具有冷却空气入口通道的图2的发动机的涡轮轮叶的形式。

图4是具有多个凹痕的图3的发动机部件的一部分的透视图。

图5是具有图4的多个凹痕的图3的发动机部件的俯视图。

图6是图4的凹痕的侧视图，其中示出了凹痕的形状和布置。

图7A至7C是用于图4的凹痕的三种不同尾部形状的俯视图。

图8A和图8B是具有不同的非线性轮廓的尾部的侧视图。

具体实施方式

本发明所描述的实施例涉及布置于燃气涡轮发动机部件的冷却表面上的凹痕。为了说明目的，将参照用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，应当理解，本发明并非限制性的并且可以广泛应用于发动机(其中包括压缩机)内以及非飞行器应用(例如其它的移动应用和非移动工业、商业、和住宅应用)中。

当在本文中使用时，术语“向前”或“上游”指的是沿朝向发动机入口的方向移动，或者相比另一个部件相对更靠近发动机入口的部件。结合“向前”或“上游”使用的术语“后部”或“下游”指的是相对于发动机中心线朝向发动机后部或出口的方向。当在本文中使用时，无论凹痕相对于发动机入口如何定向或放置，“上游”同样指凹痕头部和尾部的相对局部位置。

此外，当在本文中使用时，术语“径向”或“径向地”指的是在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的尺寸。