[发明专利]具有冷却回路的发动机部件壁

说明书

用于使冷却空气流过诸如翼型件的发动机部件的外壁(118)的设备和方法。该具有外壁的翼型件包括开口(130)。框架(144)设置在开口中，适于减少所需的穿过开口的流动，以增加发动机的效率并改善冷却。

背景技术

涡轮发动机，尤其是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从穿过发动机到达多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。

用于飞行器的燃气涡轮发动机例如被设计成在高温下操作以使得发动机效率最大化，因此某些发动机部件(例如高压涡轮)的冷却可能是有利的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导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℃至2000℃，来自压缩机的冷却空气的温度为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但是其相对于涡轮空气是较冷的，可以用来冷却涡轮。

当前的涡轮翼型件总体上包括一个或多个内部冷却通道，以用于将冷却空气引导通过翼型件，以冷却不同的部分，例如翼型件的壁。通常，膜孔用来从内部冷却通道提供冷却空气，以形成表面冷却膜，从而将热空气与翼型件分隔开。然而，膜孔将表面冷却膜提供给翼型件的分散的局部部分，需要大量的流动来保持翼型件外表面的区域上的正确表面冷却。

发明内容

在一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件，其包括外壁，所述外壁具有界定了内部的外表面和内表面。所述外壁包括压力侧和抽吸侧，所述压力侧和抽吸侧在前边缘和后边缘之间沿轴向延伸并且在根部和末端之间沿径向延伸。翼型件还包括：至少一个开口，所述至少一个开口形成在所述外壁中；框架，所述框架设置在所述至少一个开口中，并且由实心元件制成，所述实心元件联接到所述外壁，所述实心元件限定了空隙空间(interstitial spaces)；以及多孔结构，所述多孔结构设置在所述空隙空间的至少一些空隙空间中。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机产生热燃烧气体流并提供冷却流体流，所述发动机部件包括壁，所述壁将所述热燃烧气体流与所述冷却流体流分离，并且具有与所述热燃烧气体流一起处于热流动路径中的第一表面和面向所述冷却流体流的第二表面。所述发动机部件还包括：至少一个开口，所述至少一个开口形成在所述外壁中；框架，所述框架设置在所述至少一个开口中，并且由实心元件制成，所述实心元件联接到所述外壁，所述实心元件限定了空隙空间；以及多孔结构，所述多孔结构设置在所述空隙空间的至少一些空隙空间中。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及制造用于涡轮发动机的发动机部件的方法，其包括：形成壁，所述壁具有开口，所述开口中具有框架，所述框架限定了空隙空间，所述空隙空间中的至少一些填充有多孔结构。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2为翼型件形式的发动机部件的透视图，作为图1的涡轮发动机的叶片。

图3为图2的翼型件包括壁的横截面图。

图4为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有框架的壁中包括开口。

图5为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有倾斜框架的壁中包括开口。

图6为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有框架的壁中包括开口，该框架延伸到翼型件的内部中。

图7为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有框架的壁中包括开口，该框架在翼型件的外部延伸。

图8为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有框架的壁中包括开口，该框架包括布置在多孔结构中的离散的框架构件。

图9为根据本发明实施例的图3的翼型件的壁的横截面图，在具有框架的壁中包括开口，该框架延伸超过孔。