带有膜孔的用于涡轮发动机的构件制造技术

本发明专利技术涉及带有膜孔的用于涡轮发动机的构件。具体而言，涉及涡轮发动机(10)的构件(90)的膜孔(88)的器件及方法包括在构件(90)中形成孔(88)以及将涂层施加至构件(90)，使得涂层填充在膜孔(88)的部分中。

A member of a turbine engine with a membrane hole

The present invention relates to a member of a turbine engine with a membrane hole. Specifically, the device and method for film hole (88) of component (90) of turbine engine (10) include forming hole (88) in component (90) and applying the coating to the component (90), so that the coating is filled in the part of membrane hole (88).

【技术实现步骤摘要】
带有膜孔的用于涡轮发动机的构件
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的流获得能量的旋转发动机。
技术介绍
发动机效率随燃烧气体的温度而提高。然而，燃烧气体沿其流动通路加热各种构件，这继而又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很成熟，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，燃烧器包括需要在操作期间冷却的径向外衬套和内衬套。涡轮喷嘴包括支承在也需要冷却的外带与内带之间的中空导叶。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，其也需要冷却。热燃烧气体通过排气口排出，排气口也可有内衬且被适当地冷却。在所有这些示例性涡轮发动机构件中，通常使用高强度超级合金金属的薄金属壁以用于提高的耐用性，同时最小化对其冷却的需要。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成排膜冷却孔。典型的膜冷却孔是穿过加热壁成浅角倾斜的圆柱形开孔，以用于沿壁的外表面排出冷却空气的膜，以相对于操作期间来自热燃烧气体的流提供隔热。膜在壁外表面上成浅角排出以最小化非期望的吹出的可能性，吹出将导致流分离和膜冷却有效性的损失。膜孔的入口与出口之间的几何关系可影响发动机效率和翼型件冷却。
技术实现思路
在一个方面，实施例涉及用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：将热燃烧气流与冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷表面的壁，以及至少一个膜孔，其具有带有设在冷表面上的计量区段、流体地联接至计量区段且具有设在热表面上的出口的圆锥形区段，出口相比入口具有不同的截面形状和截面区域，其中计量区段相对于圆锥形区段定向成使得位于计量区段的外表面上的表面线平行于计量区段的中心线且切向地交叉并且位于圆锥形区段的外表面上。在另一方面，实施例涉及用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：将热燃烧气流与冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷表面的壁，以及至少一个膜孔，其具有带有设在冷表面上的计量区段、流体地联接至计量区段且具有设在热表面上的出口的圆锥形区段，出口相比入口具有较大的截面区域，其中沿其中心线投影的入口截面区域完全位于沿相同中心线投影的出口截面区域内。技术方案1.一种用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：壁，所述壁将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分离且具有所述热燃烧气流沿其流动的热表面和面向所述冷却流体流的冷表面；以及至少一个膜孔，其具有带有设在所述冷表面上的入口的计量区段、流体地联接至所述计量区段且具有设在所述热表面上的出口的圆锥形区段，所述出口相比所述入口具有不同的截面形状和截面区域，其中所述计量区段相对于所述圆锥形区段定向成使得位于所述计量区段的外表面上的表面线平行于所述计量区段的中心线且切向地交叉并且位于所述圆锥形区段的外表面上。技术方案2.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段的中心线与所述计量区段的中心线不同轴。技术方案3.根据技术方案2所述的发动机构件，其中，所述入口的截面形状是圆。技术方案4.根据技术方案3所述的发动机构件，其中，所述出口的截面形状是椭圆的。技术方案5.根据技术方案3所述的发动机构件，其中，所述出口的截面形状是三角形。技术方案6.根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述三角形是鲁洛三角形。技术方案7.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述计量区段和所述圆锥形区段的外表面的仅一部分沿其整个范围共线。技术方案8.根据技术方案7所述的发动机构件，其中，在沿所述入口中心线穿过所述出口看时，所述入口完全位于所述出口内。技术方案9.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述发动机构件还包括翼型件的前缘，且所述至少一个膜孔位于所述前缘内。技术方案10.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，在沿所述入口中心线穿过所述出口看时，所述入口完全位于所述出口内。技术方案11.根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段从所述计量区段立即延伸。技术方案12.根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述入口完全限定所述计量区段。技术方案13.一种用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：壁，所述壁将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的所述热燃烧气流的热表面以及面向所述冷却流体流的冷表面；以及至少一个膜孔，其具有带有设在所述冷表面上的入口的计量区段，流体地联接至所述计量区段且具有设在所述热表面上的出口的圆锥形区段，所述出口相比所述入口具有较大的截面区域，其中沿其中心线投影的所述入口截面区域完全位于沿相同中心线投影的所述出口截面区域内。技术方案14.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的一部分与所述出口相切。技术方案15.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的仅两个部分与出口相切。技术方案16.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述出口具有至少一个偏心部，且沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的至少一部分位于所述偏心部内。技术方案17.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述出口具有多个偏心部，且在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口没有部分位于所述偏心部内。技术方案18.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口包括圆形或椭圆截面中的至少一者。技术方案19.根据技术方案18所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述出口包括椭圆或三角形截面中的至少一者。技术方案20.根据技术方案19所述的发动机构件，其中，所述三角形截面包括鲁洛三角形。技术方案21.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段从所述计量区段立即延伸。技术方案22.根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述入口完全限定所述计量区段。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为来自图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧截面视图。图3为穿过来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的截面视图。图4为穿过来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的第二实施例的截面视图。图5A-5E为沿膜孔的入口的中心线看的不同出口形状的实施例。图6A和图6B为沿膜孔的入口的中心线看的不同出口形状的额外实施例。部件清单10发动机12中心线14前部16后部18风扇区段20风扇22压缩机区段24LP压缩机26HP压缩机28燃烧区段30燃烧器32涡轮区段34HP涡轮36LP涡轮38排气区段40风扇壳42风扇叶片44核心46核心壳48HP转轴50LP转轴52HP压缩机级53转子54HP压缩机级56LP压缩机叶片58HP压缩机叶片59盘60LP压缩机导叶61盘62HP压缩机导叶63定子64HP涡轮级66LP涡本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于涡轮发动机(10)的发动机(10)构件(90)，其生成热燃烧气流(H)，且提供冷却流体流(C)，包括：壁(92)，所述壁(92)将所述热燃烧气流(H)与所述冷却流体流(C)分离且具有所述热燃烧气流(H)沿其流动的热表面(94)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(96)；以及至少一个膜孔(88)，其具有带有设在所述冷表面(96)上的入口(100, 200, 300, 400, 500, 600, 700)的计量区段(106,206)、流体地联接至所述计量区段(106,206)且具有设在所述热表面(94)上的出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)的圆锥形区段(109,209)，所述出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)相比所述入口(100, 200, 300, 400, 500, 600, 700)具有不同的截面形状(112, 212, 312, 412, 512, 612, 712)和截面区域(11, 214, 314, 414, 514, 614, 714)，其中所述计量区段(106,206)相对于所述圆锥形区段(109,209)定向成使得位于所述计量区段(106,206)的外表面(116, 216, 316, 416, 516, 616, 716)上的表面线(111,211)平行于所述计量区段(106,206)的中心线(110)且切向地交叉(113,213)并且位于所述圆锥形区段(109,209)的外表面(116, 216, 316, 416, 516, 616, 716)上。...

【技术特征摘要】
2016.04.14 US 15/0987331.一种用于涡轮发动机(10)的发动机(10)构件(90)，其生成热燃烧气流(H)，且提供冷却流体流(C)，包括：壁(92)，所述壁(92)将所述热燃烧气流(H)与所述冷却流体流(C)分离且具有所述热燃烧气流(H)沿其流动的热表面(94)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(96)；以及至少一个膜孔(88)，其具有带有设在所述冷表面(96)上的入口(100,200,300,400,500,600,700)的计量区段(106,206)、流体地联接至所述计量区段(106,206)且具有设在所述热表面(94)上的出口(102,202,302,402,502,602,702)的圆锥形区段(109,209)，所述出口(102,202,302,402,502,602,702)相比所述入口(100,200,300,400,500,600,700)具有不同的截面形状(112,212,312,412,512,612,712)和截面区域(11,214,314,414,514,614,714)，其中所述计量区段(106,206)相对于所述圆锥形区段(109,209)定向成使得位于所述计量区段(106,206)的外表面(116,216,316,416,516,616,716)上的表面线(111,211)平行于所述计量区段(106,206)的中心线(110)且切向地交叉(113,213)并且位于所述圆锥形区段(109,209)的外表面(116,216,316,416,516,616,716)上。2.根据权利要求1所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述圆锥形区段(109,209)的中心线(118)与所述计量区段(106,206)的中心线(110)不同轴。3.根据权利要求2所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述入口(100,200,300,400,500,600,700)的截面形状(112,212,312,412,512...

【专利技术属性】
技术研发人员：ZD韦布斯特，KR费尔德曼，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US