[发明专利]具有多孔区段的发动机构件

说明书

用于使诸如涡轮发动机翼型件之类的发动机构件冷却的设备和方法包括界定内部的壁(120)，其在前缘与后缘之间沿轴向延伸，且在根部与末梢(98)之间沿径向延伸。位于翼型件的内部内的冷却回路(150)包括多孔区段(160)，该多孔区段(160)在至少一个流增强结构(162)处限定在壁内，多孔区段具有容许一定体积的诸如空气之类的流体穿过多孔区段的孔隙率。

背景技术

涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机至多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。

用于飞行器的涡轮发动机(诸如，燃气涡轮发动机)往往设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(诸如，高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用导管输送至需要冷却的发动机构件实现冷却。高压涡轮中的温度为1000℃至2000℃左右，并且来自压缩机的冷却空气为500℃至700℃左右。虽然压缩机空气温度高，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

当代的涡轮构件(诸如，翼型件)可包括用于导送冷却空气通过翼型件以冷却翼型件的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括用于冷却翼型件的不同部分(诸如，前缘、后缘或末梢)的专用冷却回路。

发明内容

在一个方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件。翼型件包括壁，壁限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸而限定弦向方向，且在根部和末梢之间沿径向延伸而限定翼展方向，并且，壁限定内部，该内部具有面向内部的冷却表面。冷却回路位于用于翼型件内，用于且具有沿翼展方向延伸的冷却通道。至少一个流增强结构设置在冷却通道内的内表面上，以增强冷却流体流。至少一个多孔区段在至少一个流增强结构处沿着冷却通道限定于壁内。

在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的构件，该构件生成热气流且提供冷却流体流。该构件包括壁，该壁使热气流和冷却流体流分离，且具有顺着热气流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。冷却回路位于构件内，且具有至少部分地由壁限定且形成冷却回路的至少一部分的冷却通道。至少一个流增强结构设置在冷却通道内的壁的冷却表面上，以增强穿过冷却回路的冷却流体流。至少一个多孔区段在至少一个流增强结构处沿着冷却通道限定于壁内。

在又一方面，本发明的实施例涉及冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法。该方法包括(1)使冷却流体流流至翼型件内的冷却回路中；(2)通过使冷却流体流过至少一个流增强结构来提高流的湍流度；以及(3)通过翼型件的壁中的邻近至少一个流增强结构的多孔区段排出冷却流体流的至少一部分。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的涡轮发动机的翼型件的透视图。

图3是图2的翼型件的横截面图，图示了具有限定翼型件的内部内的通道的肋的壁。

图4是图3的翼型件的示范性内部的截面图，图示了具有沿着壁的多孔区段的多个流增强结构的由肋限定的内部内的冷却回路。

图5是沿着图4的截面5-5的横截面图，图示了沿着多孔区段的流增强结构的剖面。

图6是具有沿着壁的多个多孔区段的多个流增强结构的图3的翼型件的另一示范性内部的横截面图。

图7是沿着图6的截面7-7的横截面图，图示了沿着多孔区段的流增强结构的剖面。

图8是具有沿着多孔区段的多个固体流增强结构的图3的翼型件的又一示范性内部的横截面图。

图9是图3的翼型件的又一示范性内部的横截面图，图示了沿着多孔区段的作为流增强结构的销。