[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的设备和方法。所述具有外壁的翼型件可以包括外皮层和多孔层。外皮层可以包括外皮冷却回路，以用来通过多孔层将冷却空气从翼型件的内部提供到翼型件的外部。

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获取能量。

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，所述外壁具有外表面和界定了内部空间的内表面。所述外壁限定了压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力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。所述翼型件还包括：设置在所述外表面的外部上的外皮层；设置在所述外皮层的外表面上的至少一个多孔层；至少一个外皮冷却回路，其包括至少一个沟槽，所述至少一个沟槽形成在所述外皮层中并且流体地联接到所述多孔层；以及至少一个冷却空气供应回路，其位于所述内部中并且流体地联接到所述至少一个沟槽。

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流体流并提供冷却流体流，所述发动机部件包括将所述热流体流与所述冷却流体流分离的壁。所述壁还包括与所述热流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：设置在所述第一表面的外部上的外皮层；设置在所述外皮层的外表面上的至少一个多孔层；以及至少一个外皮冷却回路，其包括形成在所述外皮层中的至少一个沟槽。所述冷却流体流通过所述外皮层的沟槽流体地联接到所述多孔层。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及冷却翼型件的方法，其包括：使冷却空气流穿过所述翼型件的内部而传递到外皮层中的沟槽，再传递到上覆所述外皮层的多孔层。

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的翼型件包括两层壁的横截面图。

图4为根据本发明的一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，该壁具有外皮层和多孔层。

图5为图4的壁的横截面图，示出了流体流穿过外皮层和多孔层。

图6为根据本发明的另一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，该壁具有外皮层的沟槽，该沟槽与外皮层相邻。

图7为根据本发明的另一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，该壁具有通过中间导管连接的沟槽。

图8为根据本发明的另一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，多孔层的一部分设置在沟槽中。

图9为根据本发明的另一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，成形的沟槽与多孔层相邻。

图10为根据本发明的一个实施例的图2的翼型件的壁的横截面图，沟槽至少部分地形成在多孔层中。