[发明专利]具有多孔式孔的发动机构件

说明书

一种用于涡轮发动机的构件和用于在涡轮发动机构件上提供冷却膜的方法，包括将热流体流与冷却流体流分离的外壁，使用冷却流体流来冷却发动机构件。构件中的区域可包括具有多孔材料的多个膜孔，以计量从发动机构件提供的冷却流体流。

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。

当前的涡轮构件，诸如叶片，可包括一个或多个内部冷却回路，用于导送冷却空气通过构件以冷却构件的不同部分，并且可包括用于冷却构件的不同部分(诸如叶片的前缘、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一种产生热流体流并提供冷却流体流的涡轮发动机的构件。该构件包括壁，其将热流体流与冷却流体流分离并且具有顺着热流体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。构件还包括限定在热表面中的冷却区域。多个孔在冷却表面和热表面之间延伸，其中多个孔中的至少一些位于冷却区域内。第一多孔材料填充多个孔中的至少一些。

在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括界定内部并限定压力侧和吸力侧的周边壁，该压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸，并且在根部和末梢之间延伸。翼型件还包括沿径向延伸的前缘区域，该前缘区域沿着前缘设置并且至少部分地在根部和末梢之间延伸。多个膜孔设置在前缘区域中。第一多孔材料填充膜孔中的至少一些。

在又一方面，本发明的实施例涉及一种沿着用于涡轮发动机的翼型件的前缘区域提供冷却膜的方法。该方法包括：(1)将冷却空气供应至翼型件的内部；(2)通过设置在前缘区域中的至少一个膜孔排出供应的冷却空气的至少一部分；并且(3)通过使冷却空气穿过膜孔中的第一多孔材料，使冷却空气通过至少一个膜孔排出。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图示为翼型件的图1的燃气涡轮发动机的发动机构件的透视图。

图3是包括前缘区域的图2的旋转叶片的横截面图。

图4是包括填充有多孔材料的多个膜孔的图3的前缘区域的一部分的透视图。

图5是图示膜孔的成角度的设置的沿着截面5-5截取的图4的前缘区域的视图。

图6是具有多孔前缘区域的图2的备选旋转叶片的横截面图。

图7是图6的多孔前缘区域的一部分的透视图。

图8是图示沿着翼型件的前缘区域提供冷却膜的方法的流程图。

具体实施方式

本发明的描述的实施例针对用于燃气涡轮发动机的叶片。出于图示目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片描述本发明。然而，将理解，本发明并非因此受限，且可在发动机内(包括压缩机)以及非飞行器应用(诸如，其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中具有普遍适用性。另外，方面将在叶片的范围之外具有适用性，且可扩展到需要冷却的任何发动机构件(诸如，非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套)。