[发明专利]具有复合成角度冷却特征的构件和制造的方法

说明书

技术领域

本公开大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及其中的膜冷却。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压并且在燃烧器中与燃料混合以用于生成热燃烧气体。从如下构件中的气体提取能量：高压涡轮(HPT)，其驱动压缩机；和低压涡轮(LPT)，其驱动涡轮风扇航空发动机应用中的风扇，或者驱动航海和产业应用的外部轴。

发动机效率与燃烧气体的温度一起增长。但是，燃烧气体加热沿着它们的流路的各种构件，这又要求它们的冷却来获得长得可接受的发动机寿命。典型地，热气体路径构件由来自压缩机的放出空气冷却。该冷却过程降低了发动机效率，因为放出的空气在燃烧工序中未得到使用。

燃气涡轮发动机冷却技术是成熟的，并且包括用于冷却回路和各种热气体路径构件中的特征的各种方面的许多专利。例如，燃烧器包括径向外衬套和内衬套，它们在操作期间要求冷却。涡轮喷嘴包括支撑在外带与内带之间的中空静叶，其也要求冷却。涡轮转子叶片是中空的，并且典型地包括其中的冷却回路，其中，叶片由也要求冷却的涡轮围带围绕。热燃烧气体通过排气装置排放，该排气装置也可为有衬里的并且适当地冷却的。

在所有这些示范燃气涡轮发动机构件中，典型地使用高强度超级合金金属的薄壁来降低构件重量并使对其冷却的需求最小化。为这些单独构件在发动机中的它们对应的环境中调整各种冷却回路和特征。例如，一系列的内部冷却通路或盘管(serpentine)可形成在热气体路径构件中。可将可通过涡轮发动机的压缩机供应的冷却流体(例如相对冷的加压空气供应源)从压室提供至盘管，并且冷却流体可流动通过通路，通过形成在壁表面上的一个或更多个小孔离开，从而冷却热气体路径构件基底和任何相关的涂层。但是，该冷却策略通常导致比较低效的热传递和不均匀的构件温度分布。

如所指出，在一些情况下，压缩空气的供应通过翼形件表面上的小孔释放。以该方式释放，空气的供应在翼形件表面处形成相对冷的空气的薄层或膜，这既冷却部分又将该部分与围绕其的较高温度隔离。该类型的冷却通常称作“膜冷却”。膜冷却包括复杂的三维流。自由流和冷却孔或射流之间的相互作用影响整体膜效力。但是，该类型的膜冷却需付出成本。压缩空气的以这种方式在翼形件表面上方的释放降低了发动机的航空效率。此外，离开冷却孔进入高温气体的自由流通路中的冷却流体易于与壁表面分离，以至于膜冷却的效率较低。现有设计技术专注于成形的冷却孔，其使用成形孔的几何形状来减缓和扩散膜冷却，从而导致更高的膜效力，但是制造起来可能是昂贵的。作为结果，存在对于改善的冷却策略(包括用于涡轮翼形件的改善的膜冷却)的持续存在的需求。

因此将期望提供一种热气体路径构件和在热气体路径构件中形成冷却结构的方法，该方法提供不因上述缺点受损的更有效和灵活的冷却设计。

发明内容

现有技术的这些和其它缺点通过本公开得到解决，本公开提供带有复合成角度冷却特征的构件和制造方法。

本公开的一方面在于热气体路径构件。热气体路径构件包括：基底，其具有暴露于热气流的外表面和暴露于冷却流的内表面，内表面限定至少一个内部空间；和一对或更多对冷却供应入口，其形成在基底的内表面处以用于接收冷却空气流；一对或更多对冷却供应出口，其形成在基底的外表面处以用于排放冷却空气流；和冷却流通道，其穿过所述基底并且在冷却供应入口和冷却供应出口中的各个之间延伸以用于允许冷却空气流从冷却供应入口通过至冷却供应出口。一对或更多对冷却供应出口中的各对构造为具有互补复合角度α和β，其中α₁和α₂是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流的相对于基底的外和内表面测得的喷射角度分量，并且β₁和β₂是从一对或更多对冷却供应出口中的各对排放的冷却流在沿着外表面的平面上且相对于z轴线的复合横向角度分量，z轴线相对于外部热气体的流动方向对准，并且其中，横向角度分量β₁和β₂具有相同符号。