[发明专利]带有多孔沟的发动机构件

说明书

技术领域

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体提取能量的转式发动机。

背景技术

用于飞行器的涡轮发动机、例如燃气涡轮发动机经常设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，因而某些发动机构件、例如高压涡轮和低压涡轮的冷却能够是有益的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，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、例如叶片可包括用于将冷却空气发送穿过构件以冷却构件的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括专用冷却回路用于冷却构件的不同部分，例如叶片的前缘、后缘或末梢。

发明内容

一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流且提供冷却流体流。构件包括限定内部且使热流与冷却流体流分离且具有沿热流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面的壁。该构件还包括设置在热表面中的至少一个沟，以及将内部流体地联接至沟的壁中的至少一个孔。多孔材料至少部分地填充沟。

另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括壁，该壁界定内部且限定在前缘与后缘之间沿翼弦方向延伸以及在根部与末梢之间沿翼展方向延伸的压力侧和吸入侧。翼型件还包括在前缘附近或沿前缘在翼展方向上延伸的至少一个沟，以及将内部流体地联接至沟的壁中的至少一个孔。多孔材料至少部分地填充沟。

再另一方面，本发明的实施例涉及一种沿沿用于涡轮发动机的翼型件的前缘设置的沟提供冷却流体的方法。该方法包括(1)将冷却流体流供应至翼型件的内部；(2)使冷却流体流穿过位于沟中的多孔材料；以及(3)通过沟排出冷却流体。

实施方案1. 一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流且提供冷却流体流，所述构件包括：

壁，其限定内部，且将所述热流与所述冷却流体流分开，且具有面对所述热流的热表面和面对所述冷却流体流的冷却表面；

至少一个沟，其设置在所述热表面中；

至少一个孔，其在所述壁中将所述内部流体地联接到所述沟；以及

多孔材料，其至少部分地填充所述沟。

实施方案2. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述至少一个沟包括多个沟。

实施方案3. 根据实施方案2所述的构件，其特征在于，所述多个沟彼此分开。

实施方案4. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟平行于彼此。

实施方案5. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟成排布置。

实施方案6. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟包括多个不连续的沟。

实施方案7. 根据实施方案6所述的构件，其特征在于，所述多个不连续的沟以成排或平行于彼此中的一种方式布置。

实施方案8. 根据实施方案7所述的构件，其特征在于，所述沟包括限定顶点的弓形轮廓，并且所述至少一个孔设置在所述顶点上。

实施方案9. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述至少一个孔包括多个孔。

实施方案10. 根据实施方案9所述的构件，其特征在于，所述多个孔成排布置。

实施方案11. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述构件还包括至少部分地沿所述沟延伸的实心元件。

实施方案12. 根据实施方案11所述的构件，其特征在于，所述实心元件定形成引导冷却流体流穿过所述多孔材料。

实施方案13. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

壁，其界定内部且限定在前缘与后缘之间沿翼弦方向延伸且在根部与末梢之间沿翼展方向延伸的压力侧和吸入侧；

至少一个沟，其在所述翼展方向上在所述前缘附近或沿所述前缘延伸；

至少一个孔，其在所述壁中将所述内部流体地联接到所述至少一个沟；以及

多孔材料，其至少部分地填充所述沟。

实施方案14. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个沟包括围绕所述前缘间隔开的多个沟。

实施方案15. 根据实施方案14所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟彼此分开。

实施方案16. 根据实施方案15所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟平行于彼此。

实施方案17. 根据实施方案15所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟成排布置。