[发明专利]具有孔的用于涡轮发动机的构件

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，是从经过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气流获得能量的旋转发动机。

背景技术

发动机效率随燃烧气体温度而提高。然而，燃烧气体沿其流路加热各种构件，这继而需要其冷却来实现长发动机寿命。通常，热气体通路构件通过来自压缩机的放出空气来冷却。该冷却过程降低发动机效率，因为放出空气未用于燃烧过程。

涡轮发动机冷却技术是成熟的，且包括针对各种热气体通路构件中的冷却回路和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，其在操作期间需要冷却。涡轮喷嘴包括支撑在外带部(band)和内带部之间的中空导叶，其也需要冷却。涡轮转子叶片是中空的，且通常包括其中的冷却回路，其中叶片由涡轮护罩包绕，这也需要冷却。热燃烧气体经穿过排气口排放，排气口也可有衬垫且适当地冷却。

在所有这些示例性涡轮发动机构件中，高强度超级合金金属的薄金属壁通常用于增强的耐用性，同时最小化其对冷却的需要。各种冷却回路和特征针对发动机中的其对应环境中的这些独立构件定制。此外，所有这些构件通常包括共同的膜冷却孔排。

典型的膜冷却孔是穿过加热的壁成浅角倾斜的圆柱形开孔，以用于沿壁的外表面排放冷却空气膜，以在操作期间相对于来自热燃烧气体的流提供热绝缘。膜在壁外表面上成浅角排放来最小化非期望的吹掉(blow-off)的可能性，吹掉将导致流分离和膜冷却有效性的损失。

发明内容

一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的构件，其包括：使冷却空气流与热空气流分离的具有面对冷却空气流的第一表面和面对热空气流的第二表面的壁；延伸穿过壁且具有位于第一表面中的入口和位于第二表面中的出口的至少一个膜孔，其中入口和出口中的一者具有非闭塞部分；以及位于孔内且至少部分地限定非闭塞部分的边界的多孔材料。

另一方面，本公开内容涉及一种控制从具有发动机构件的冷却的表面上的入口和发动机构件的加热的表面上的出口的孔发出的冷却空气流的空气动量分布的方法，该方法包括：将冷却空气流引入孔的入口，且将引入的冷却空气流发出穿过由位于出口的子部分中的多孔材料限定的孔的部分闭塞的部分，以改变经过多孔材料的发出的冷却空气流的动量分布。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面图。

图2为图1的涡轮发动机的翼型件的透视图。

图3为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第一实施例的截面视图。

图4为来自图3的孔的发出的冷却空气的动量分布的截面视图。

图5为图3的孔的平面视图。

图6为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第二实施例的截面视图。

图7为图6的孔的平面视图。

图8为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第三实施例的截面视图。

图9为图8的孔的平面视图。

图10为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第四实施例的截面视图。

图11为图10的孔的平面视图。

图12为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第五实施例的截面视图。

图13为图11的孔的平面视图。

图14为来自图1的发动机的发动机构件的孔的第六实施例的顶视图。

图15为图14的孔的平面视图。

图16为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第七实施例的截面视图。

图17为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第八实施例的截面视图。

图18为图16和17的孔的顶视图。

图19为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第九实施例的截面视图。

图20为穿过来自图1的发动机的发动机构件的孔的第十实施例的截面视图。

图21为图19和20的孔的顶视图。

具体实施方式

本发明的描述的实施例针对发动机构件(诸如翼型件)中的孔(诸如膜孔)的形成。本文描述的不同实施例针对形成孔，其中孔的至少一部分限定由多孔材料形成的部分闭塞的部分。为了说明的目的，将关于用于飞行器涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，且可在发动机(包括压缩机)内、以及非飞行器应用(诸如，其他移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用)中具有大体适用性。

此外，如本文使用的用语"径向"或"径向地"是指发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的大小。