本公开提供一种用于在涡轮发动机的翼型件组件内分离脏空气流中的灰尘的设备和方法。所述翼型件组件包括一对轮叶，所述一对轮叶限定空气流可以移动通过的喷嘴。至少一个所述轮叶可以包括插入件，所述插入件位于所述轮叶的内部之内并且具有一组孔。
【技术实现步骤摘要】
具有插入件的发动机部件及其内分离灰尘的方法
本申请涉及发动机部件，更具体地涉及具有插入件的发动机部件。
技术介绍
涡轮发动机，确切而言燃气或燃烧式涡轮发动机是旋转式发动机，所述旋转式发动机从穿过发动机流动到许多涡轮叶片上的气体流中提取能量。燃气涡轮发动机已用于陆地和航海机动行进和发电，但是最常用于航空应用中，例如用于飞行器，包括直升机中。在飞行器中，涡轮发动机用于推进飞行器。飞行器的涡轮发动机设计成在高温下操作以将发动机推力提高到最大，因此可能有必要对某些发动机部件例如高压涡轮和低压涡轮进行冷却。通常，通过将来自高压压缩机和/或低压压缩机的冷却器空气沿导管输送到需要冷却的发动机部件来完成冷却。当对涡轮进行冷却时，可以通过涡轮轮叶的内部输送冷却空气。一种冷却方法是引导压缩机空气通过涡轮轮叶的内部，其中所述冷却空气可以通过插入件以冷却所述轮叶的多个部分并且通过所述轮叶的内部以冷却转子的多个部分，例如其上安装了叶片的旋转圆盘。当引导冷却空气通过轮叶内部时，冷却空气内可能携带灰尘并且随冷却空气一起移动。
技术实现思路
在一个方面中，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件组件，所述翼型件组件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向，并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔。插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。在另一个方面中，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向，并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔。插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。在又一方面中，本公开涉及一种利用翼型件内的插入件分离冷却空气流中的灰尘的方法，所述方法包括：引导脏空气流通过位于所述翼型件尖端处的尖端开口，然后进入位于所述翼型件内的第一室中；通过所述插入件内的一组成角度孔将所述脏空气流中的灰尘分离到第二室中以限定清洁空气流；使清洁空气通过冲击开口，以使所述清洁空气流冲击所述翼型件的吸入侧；以及将所述清洁空气流通过所述翼型件的至少一个后缘孔排出。具体地，本申请技术方案1涉及一种用于涡轮发动机的翼型件组件，所述翼型件组件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔；以及插入件，所述插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室，并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述一组成角度孔位于所述尖端附近处，并且是朝后台阶。本申请技术方案3涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述压力侧进一步包括一组冷却孔，所述一组冷却孔与所述压力侧室流体连通。本申请技术方案4涉及根据技术方案3所述的翼型件组件，其中所述压力侧室进一步包括一组湍流器，所述一组湍流器沿所述压力侧设置并靠近所述一组成角度孔。本申请技术方案5涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述分配室被底座和封盖围封。本申请技术方案6涉及根据技术方案5所述的翼型件组件，其中所述封盖进一步包括唇缘，并且所述唇缘限定所述尖端处的尖端接头。本申请技术方案7涉及根据技术方案5所述的翼型件组件，其中所述底座在所述根部处接合到内表面，以限定根部接头。本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述插入件在所述根部处接合到内表面并且在所述尖端处接合到所述外壁，以限定所述吸入侧室。本申请技术方案9涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述插入件进一步包括径向凸片，所述径向凸片接合到所述翼型件的内表面以形成密封件。本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的翼型件组件，其中所述密封件是部分密封件，并且所述压力侧室內的静态压力大于所述吸入侧室内的静态压力。本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述压力侧室进一步包括在所述尖端开口处限定窄流动通路的窄通道。本申请技术方案12涉及根据技术方案1所述的翼型件组件，其中所述吸入侧室在所述翼型件的所述根部处流体连通到根部开口。本申请技术方案13涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔；以及插入件，所述插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室，并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述一组成角度孔位于所述尖端附近处，并且是朝后台阶。本申请技术方案15涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述压力侧进一步包括一组冷却膜孔，所述一组冷却膜孔与所述压力侧室流体连通。本申请技术方案16涉及根据技术方案15所述的发动机部件，其中所述压力侧室进一步包括一组湍流器，所述一组湍流器沿所述压力侧设置并靠近所述冷却膜孔。本申请技术方案17涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述分配室被底座和封盖围封。本申请技术方案18涉及根据技术方案17所述的发动机部件，其中所述封盖进一步包括唇缘，并且所述唇缘接合到所述外壁以限定尖端接头。本申请技术方案19涉及根据技术方案17所述的发动机部件，其中所述底座在所述根部处接合到内表面，以限定根部接头。本申请技术方案20涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述插入件在所述根部处接合到内表面并且在所述尖端处接合到所述外壁，以限定所述吸入侧室。本申请技术方案21涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述插入件进一步包括径向凸片，所述径向凸片接合到所述翼型件的内表面以形成密封件。本申请技术方案22涉及根据技术方案21所述的发动机部件，其中所述密封件是部分密封件，并且所述压力侧室內的静态压力大于所述吸入侧室内的静态压力。本申请技术方案23涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其中所述压力侧室进一步包括所述尖端开口处的窄通道，所述窄通道限定窄流动通路。本申请技术方案24涉及根据技术方案本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机的翼型件组件，所述翼型件组件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔；以及插入件，所述插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室，并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。
【技术特征摘要】
2017.06.05 US 15/6136761.一种用于涡轮发动机的翼型件组件，所述翼型件组件包括：外壁，所述外壁界定内部的边界并且限定压力侧和吸入侧，所述压力侧和吸入侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与尖端之间延伸以限定翼展方向；尖端开口，所述尖端开口位于所述尖端处并且流体连通到空气源；位于所述后缘处的至少一个后缘孔；以及插入件，所述插入件位于所述内部内，以在所述内部之内形成与所述空气源流体连通的压力侧室以及吸入侧室，并且限定分配室，所述分配室具有流体连通到所述压力侧室的一组成角度孔以及流体连通到所述吸入侧室的一组冲击开口。2.根据权利要求1所述的翼型件组件，其中所述一组成角度孔位于所述尖端附近处，并且是朝后台阶。3.根据权利要求1所述的翼型件组件，其中所述压力侧进一步包括一组冷却孔，所述一组冷却孔与所述压力侧室流体连通。4.根据权利要求3所述的翼型件组件，其中所述压力侧室进一步包括一组湍流器，所述一组湍流器沿所述压力侧设置并靠近所述一组成角度孔。5.根据权利要求1所述的翼型件组件，其中所述分配室被底座和封盖围封。6.根据权利要求5所述的翼型件组件，其中所述封盖进一步包括唇缘，并且所述唇缘限定所述尖端处的尖...
【专利技术属性】
技术研发人员：VHS科雷亚，RF曼宁，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US
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