根据一些实施例，翼形件（30）包括至少一个壁，其限定前缘（32）、后缘（34）、在前缘和后缘之间延伸的压力侧（38）、和在前缘和后缘之间延伸的吸引侧（36）。翼形件在三个维度上弯曲，并且具有通过至少一个壁的内表面限定的一个或更多个空腔（39）。多个冷却薄膜孔（70）在空腔和至少一个冷却沟槽（50）之间延伸，其定位在与前缘分开的压力侧和吸引侧中的至少一者上。该至少一个沟槽具有与翼形件的外表面（31）分开的底部（60）。多个冷却薄膜孔以不垂直的某一角度延伸穿过底部。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】【专利说明】翼形件结构的沟槽冷却相关串请的交叉引用本PCT实用申请主张对具有美国专利申请编号N0.61/842，693的标题为“翼形件结构的沟槽冷却”且具有2013年7月3日的提交日期的当前未决临时申请的优先权和来自其的益处，通过引用将其全部并入本文。联邦发起的研究或发展的声明依照由美国陆军航空技术局授予的合同N0.W911W6-11-2-0009，政府具有在本专利技术中的权利。参与研究协定的团体的名称 无。
公开的实施例大体涉及用于冷却翼形件的一个或更多个结构。更特定地，但是不借助于限制，本实施例涉及包括但不限于喷嘴的翼形件的沟槽冷却。
技术介绍
典型的燃气涡轮发动机大体拥有前端和后端，其中，其数个芯推进构件轴向地定位在它们之间。空气入口或进口位于发动机的前端处。按顺序朝向后端移动，进口后跟随有:压缩机、燃烧室、涡轮、以及在发动机的后端处的出口 /排气口。本领域技术人员将易于理解，附加构件也可包括在燃气涡轮发动机中，例如低压与高压压缩机，和高压与低压涡轮。但是，这不是详尽的列表。燃气涡轮发动机还典型地具有内轴，其沿着发动机的中心纵向轴线布置。内轴连接至涡轮和压缩机两者，使得涡轮向空气压缩机提供旋转输入来驱动压缩机叶片。在操作中，空气在压缩机中被加压并且在燃烧器中与燃料混合以用于产生向下游流动穿过涡轮级的热燃烧气体。这些涡轮级从燃烧气体取得能量。高压涡轮首先接受来自燃烧器的热燃烧气体并且包括定子喷嘴组件，其引导燃烧气体向下游穿过从支撑转子盘径向向外延伸的一组高压涡轮转子叶片。在二级涡轮中，第二级定子喷嘴组件定位在第一级叶片的下游，该第一级叶片依次跟随有从第二支撑转子盘径向向外延伸的一组第二级转子叶片。涡轮将燃烧气体能量转化成机械能量，其中，各组定子静叶转动且加速燃烧气体，来接合相邻组的旋转涡轮叶片。在用于航空器和航空发动机的构件的形成中，如，例如非限制的，涡轮结构、叶片、静叶以及护罩，各种构件通过隔热涂层(“TBC”)与热隔离，但是主要依靠各种类型的空气冷却来减少或控制温度。例如，薄膜冷却在构件的一个或更多个表面上方喷射冷却空气的薄毯，而泻流冷却将冷却空气推动穿过在构件中的由接近地分开的不连续细孔、或孔形成的格子。利用冷却薄膜孔，以便实现在部分的限制内的温度，使得部分或构件不在燃气涡轮发动机的高温、压力和应力环境下退化或变得受损。这些冷却薄膜孔接收在航空发动机内的旁通或冷却空气来行进穿过部分或构件，并且提供在极限条件下的操作必须的冷却。现有的冷却薄膜孔通过在构件已经被铸造之后将冷却薄膜孔加工入构件形成。这增加了形成构件的工序的成本和时间。此外，为成型扩散器孔的现有技术高度依赖于扩散器的几何形状，其导孔和铸造壁厚。目前扩散器孔的可靠和精确检查是困难的，并且有时需要构件的破坏性评估或切开。这是不被期望的。如通过前述可看出，将期望克服燃气涡轮发动机构件的冷却系统的这些和其它缺点。
技术实现思路
根据本实施例，可利用一个或更多个沟槽以用于向翼形件表面提供冷却空气。这些沟槽与内部翼形件空腔流连通，并且利用简单几何形状的冷却薄膜孔。沟槽与翼形件的前缘分开并且相对于热燃烧气体流处于某一角度。根据一些实施例，翼形件包括至少一个壁，其限定前缘、后缘、在前缘和后缘之间延伸的压力侧、和在前缘和后缘之间延伸的吸引侧。翼形件在三个维度上弯曲，并且具有由至少一个壁的内表面限定的至少一个空腔。多个冷却薄膜孔在内部空腔和至少一个沟槽之间延伸，该至少一个沟槽定位在与前缘分开的压力侧和吸引侧中的至少一者上。沟槽具有与翼形件的外表面分开的底部。多个冷却薄膜孔以不垂直于底部的某一角度延伸穿过底部。所有上述概括的特征应理解为仅作为示范，并且可从在本文中的公开收集更多的结构和方法的特征和目的。因此，没有对整个说明书、权利要求以及在此包括的附图的进一步阅读，就不能理解本总结的限制阐述。【附图说明】通过参考结合附图做出的实施例的下列说明，本公开的上述和其它特征和优点以及获得它们的方式将变得更显而易见，并且翼形件结构的沟槽冷却将被更好地理解，其中: 图1是燃气涡轮发动机的侧视剖视图； 图2是示例性翼形件的轴测图。图3是在翼形件中的冷却沟槽的轴测图； 图4是在图3中显示的示例性冷却沟槽的轴测剖视图； 图5是示例性喷嘴节段的轴测图； 图6是外端壁沟槽的轴测图； 图7是内端壁沟槽的轴测图； 图8是具有压力侧沟槽的排气叶片的轴测图；以及图9是具有吸引侧沟槽的排气叶片的轴测图。【具体实施方式】现在将详细地参照在附图中示出其一个或更多个实例的提供的实施例。借助于说明而不是对公开实施例的限制提供各个实例。事实上，在本实施例中可进行各种修改和变型而不脱离本公开的精神和范畴这点对于本领域专业人员是显而易见的。例如，示出或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一实施例以仍产生其它实施例。因此，本专利技术不意图覆盖落入所附权利要求的范围内的这样的修改和变型，以及它们的等同物。参照图1至9，其为适用于翼形件的沟槽冷却实施例的各种实施例。沟槽与翼形件的前缘分开，并且可定位在翼形件的各种表面上。多个冷却薄膜孔延伸穿过在沟槽内的翼形件并且随后在翼形件的表面上方提供冷却空气。沟槽可以相对于燃烧气体流的某一角度延伸并且可加工或形成为，使得其沿着3维表面的曲率来保持一致或不变的深度和宽度。在该构造中，向沟槽内供应薄膜孔，冷却空气展开来填充沟槽，并且然后冷却空气的薄膜可作为完全覆盖薄膜在3维表面上方移动。如在本文中所使用的，用语“轴向”或“轴向地”意指沿着发动机的纵向轴线的尺寸。结合“轴向”或“轴向地”使用的用语“向前”意指在朝向发动机入口的方向上移动、或者与另一构件相比构件相对更接近发动机入口。结合“轴向”或“轴向地”使用的用语“向后”意指在朝向发动机出口的方向上移动、或者与发动机入口相比构件相对更接近发动机出口。如在本文中所使用的，术语“径向”和“径向地”意指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机环境之间延伸的尺寸。首先参照图1，燃气涡轮发动机10的示意侧视剖视图显示为具有发动机入口端部12，其中，空气进入芯推进器13，其大体由压缩机14、燃烧器16以及多级高压涡轮20限定。共同地，芯推进器13在操作期间提供功率，使得燃气涡轮发动机10可用于航空、功率产生、产业、航海等。在操作中，空气进入穿过燃气涡轮发动机10的发动机入口端12，并移动穿过在其中气压增加并被引导至燃烧器16的至少一个压缩级。将压缩空气与燃料混合并燃烧，从而提供朝向高压涡轮20排出燃烧器16的热燃烧气体。在高压涡轮20处，将能量从引起涡轮叶片的旋转的热燃烧气体取出，该旋转转而引起第一、高压轴24的旋转。高压轴24朝向发动机的前部行进，来继续压缩机14的一级或更多级的旋转。风扇18通过第二、低压轴28连接至低压涡轮21并产生对燃气涡轮发动机10的推进。也可利用低压涡轮21来取得进一步的能量，并且推动额外的压缩机级。高压压缩机空气也可用来有助于冷却发动机的构件。燃气涡轮发动机10绕发动机轴线26轴对称，使得各种发动机构件绕其旋转。轴对称高压轴24穿过燃气涡轮发动机10前端延伸入后端，并且通过沿着轴结构的长度的轴承可旋转地支撑。高压轴24可为中空的来允许在其中且与高压轴24的旋转独立的低压轴28的旋转。低压本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种翼形件（30），包括：至少一个壁，其限定前缘（32）、后缘（34）、在所述前缘和所述后缘之间延伸的压力侧（38）、和在所述前缘和所述后缘之间延伸的吸引侧（36）；所述翼形件在三个维度上弯曲；至少一个内部空腔（39），其由所述至少一个壁的内表面（33）限定；多个冷却薄膜孔（70），其在所述至少一个内部空腔和至少一个冷却沟槽（50）之间延伸，所述至少一个冷却沟槽（50）定位在与所述前缘分开的所述压力侧和所述吸引侧中的至少一者上；所述至少一个冷却沟槽，其具有与所述翼形件的外表面（31）分开的底部（60）；所述多个孔，其以非垂直的某一角度延伸穿过所述底部。
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】...
【专利技术属性】
技术研发人员：GJK陈，RS邦克，VHS科雷亚，CK霍夫曼，
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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