涡轮发动机翼型件的插入件制造技术

本申请涉及涡轮发动机翼型件的插入件。其中，一种用于改善用于涡轮发动机的发动机构件如翼型件的传热系数的设备及方法。翼型件可包括限定内部的外壁。冷却通路可形成在限定流动方向的内部中。插入件可设在冷却通路中来占据冷却通路的容积，以保持穿过冷却通路的空气流的阈值马赫数来改善传热系数。

Insertion of Turbine Engine Airfoil

This application relates to inserts of turbine engine airfoil parts. Among them, a device and method for improving the heat transfer coefficient of engine components such as airfoils for turbo engines are provided. The airfoil may include an outer wall that defines the interior. The cooling path may be formed in an interior that defines the flow direction. Inserts can be placed in the cooling passage to occupy the volume of the cooling passage, so as to maintain the threshold Mach number of air flow through the cooling passage to improve the heat transfer coefficient.

【技术实现步骤摘要】
涡轮发动机翼型件的插入件关于联邦资助的研究或开发的声明本专利技术是在美国政府授予的合同号W58RGZ16C0047的政府支持下做出的。美国政府对本专利技术有一定权利。
技术介绍
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流获得能量的旋转发动机。用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可能有益。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。当代涡轮叶片大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括用于冷却叶片的不同部分如叶片的前缘、后缘和末梢的专用冷却回路。对于涡轮发动机提高的操作和环境要求需要改善冷却同时平衡效率需求。
技术实现思路
一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括外壁，外壁界定内部且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧。冷却通路位于内部中，且具有内表面，且限定了沿冷却通路的流动方向。插入件设在冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中侧壁与冷却通路的内表面间隔开有间隙。插入件具有非恒定的截面面积。间隙沿侧壁是非恒定的，且增大沿流动方向的延伸。另一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的构件，包括限定内部的外壁，以及冷却通路，其形成在具有内表面的内部内，且限定穿过冷却通路的流动方向。具有可变截面面积的插入件设在该内部中，具有无孔侧壁且与冷却通路的内表面间隔开沿流动方向变化的间隙。又一方面，本公开内容涉及一种增大沿涡轮发动机的翼型件的外壁的传热系数的方法，包括：以具有减小的截面面积的插入件占据构件内的冷却通路的容积，以限定在插入件与冷却通路之间具有增大的截面面积的间隙。技术方案1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧；冷却通路，其位于所述内部中，且具有内表面，且限定沿所述冷却通路的流动方向；以及插入件，其设在所述冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中所述侧壁与所述冷却通路的内表面间隔开有间隙；以及其中，所述插入件具有非恒定的截面面积，所述间隙沿所述侧壁是非恒定的，且所述间隙的至少一部分沿所述流动方向延伸而增大。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是阶梯式的。技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是连续的。技术方案4.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述流动方向从所述末梢朝所述根部沿径向向内的方向延伸。技术方案5.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述外壁具有内表面，其限定所述冷却通路的内表面的至少一部分。技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述插入件不符合所述外壁的内表面。技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积沿所述流动方向减小。技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积连续地减小。技术方案9.根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积离散地减小。技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件包括延伸到所述间隙中的所述插入件上的流动增强物。技术方案11.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括联接到所述插入件或所述冷却通路的内表面中的一者上的减振器。技术方案12.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件保持穿过所述间隙的空气流速度高于阈值马赫数。技术方案13.根据技术方案12所述的翼型件，其特征在于，所述阈值马赫数在0.04到0.45之间。技术方案14.一种用于涡轮发动机的构件，包括：外壁，其限定内部；冷却通路，其形成在所述内部内，且具有内表面，且限定穿过所述冷却通路的流动方向；以及具有可变截面面积的插入件，其设在所述内部中，具有无孔侧壁且与所述冷却通路的内表面间隔开沿所述流动方向变化的间隙。技术方案15.根据技术方案14所述的构件，其特征在于，可变截面面积是非恒定的。技术方案16.根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向减小，然后增大。技术方案17.根据技术方案16所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向减小，然后增大，然后减小。技术方案18.根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向增大，然后减小。技术方案19.根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述间隙与所述插入件的可变截面面积互补地变化。技术方案20.一种沿涡轮发动机的构件的外壁增大传热系数的方法，所述方法包括：用具有减小的截面面积的插入件占据所述构件内的冷却通路的容积，以限定在所述插入件与所述冷却通路之间具有增大的截面面积的间隙；以及使空气流穿过所述间隙。技术方案21.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括用设在所述插入件上的至少一个湍流器使穿过所述间隙的空气流成湍流。技术方案22.根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括用所述插入件上的至少一个减振器来阻尼所述插入件的振动。附图说明在附图中：图1为根据本文所述的方面的用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。图2为设在图1的燃气涡轮发动机中的翼型件的透视图。图3为包括插入件的沿图2的截面3-3截取的图2的翼型件的截面视图。图4为沿截面4-4截取的图3的翼型件的一部分的截面视图，示出了定位在翼型件内的插入件。图5为具有离散几何形状的备选插入件的截面视图。图6为具有可变截面面积的另一个备选插入件的截面视图。零件清单：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51转子52HP压缩机级54HP压缩机级56LP压缩机叶片58HP压缩机叶片60LP压缩机导叶61盘62HP压缩机导叶63定子64HP涡轮级66LP涡轮级68HP涡轮叶片70LP涡轮叶片71盘72HP涡轮导叶74LP涡轮导叶76加压环境空气77放出空气78空气流80出口导叶组件82翼型件导叶84风扇排气侧90燕尾部92翼型件94末梢96根部98平台100入口通路102通路出口C冷却流体流108外壁110压力侧壁112吸入侧壁114前缘116后缘118内部120肋条122冷却通路124冷却回路126内表面130插入件132侧壁134插入件内部136凸片138减振器140湍流器142开口144端部146孔口148间隙150空气流192翼型件226内表面230插入件232侧壁240湍流器248间隙250流动方向252步骤D3间隙距离D4间隙距离D5间隙距离D6间隙距离。具体实本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧；冷却通路，其位于所述内部中，且具有内表面，且限定沿所述冷却通路的流动方向；以及插入件，其设在所述冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中所述侧壁与所述冷却通路的内表面间隔开有间隙；以及其中，所述插入件具有非恒定的截面面积，所述间隙沿所述侧壁是非恒定的，且所述间隙的至少一部分沿所述流动方向延伸而增大。

【技术特征摘要】
2017.05.11 US 15/5923001.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部，且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧；冷却通路，其位于所述内部中，且具有内表面，且限定沿所述冷却通路的流动方向；以及插入件，其设在所述冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中所述侧壁与所述冷却通路的内表面间隔开有间隙；以及其中，所述插入件具有非恒定的截面面积，所述间隙沿所述侧壁是非恒定的，且所述间隙的至少一部分沿所述流动方向延伸而增大。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是阶梯式的。3.根据权利要求1所...

【专利技术属性】
技术研发人员：AT马里内利，RF曼宁，BM雷迪，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US