冲击插入件制造技术

本发明专利技术提供了一种冲击插入件，用于翼型件，其包括前缘、后缘、压力侧、吸力侧和内冲击腔。冲击插入件位于所述冲击腔内。冲击插入件包括：至少一个冲击冷却孔，其沿冲击插入件的第一面间隔开；以及至少一个冲击翅片，其具有底部和与所述底部相对的尖端，所述至少一个冲击翅片沿冲击插入件的第一面间隔开。所述至少一个冲击翅片与所述至少一个冲击冷却孔间隔开。

Impact insert

The invention provides an impact insert for an airfoil, which comprises a leading edge, a trailing edge, a pressure side, a suction side and an internal impact chamber. The impact insert is located in the impact chamber. The impact insert includes at least one impact cooling hole spaced along the first side of the impact insert and at least one impact fin having a bottom and a tip opposite the bottom, the at least one impact fin spaced along the first side of the impact insert. The at least one impact fin is spaced from the at least one impact cooling hole.

【技术实现步骤摘要】
冲击插入件
本专利技术涉及用于涡轮部件的热管理的制品。更具体地，本专利技术涉及用于涡轮部件的热管理的制品，包括冲击流改型结构(impingementflowmodificationstructures)。
技术介绍
诸如喷嘴的燃气涡轮翼型件在热气体路径中承受大量的热和外部压力。这些严酷的操作条件随着技术的进步而加重，这可包括升高的运行温度和更大的热气体路径压力两者。因此，有时候通过使流体通过插入到翼型件的核心中的歧管流动，对燃气涡轮翼型件进行冷却。流体然后通过冲击孔离开歧管，进入后冲击腔中，并且随后通过翼型件的外壁中的孔离开后冲击腔，在翼型件的外部上形成流体的薄层。然而，后冲击腔中的横向流以及非优化的流动路径抑制了后冲击腔中的流体冷却。这些严酷的运行条件、材料和制造技术保持或者甚至加剧了后冲击腔中的横向流，冷却流体的层流以及非优化的流动路径。
技术实现思路
在示范性实施例中，一种部件，包括翼型件，所述翼型件具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧和内冲击腔。冲击插入件(impingementinsert)固定在冲击腔内。冲击插入件包括：至少一个冲击冷却孔，其沿冲击插入件的第一面间隔开；以及至少一个本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种冲击插入件，包括：至少一个冲击冷却孔，所述至少一个冲击冷却孔沿所述冲击插入件的第一面间隔开；至少一个冲击翅片，所述至少一个冲击翅片具有底部和与所述底部相对的尖端，所述至少一个冲击翅片沿所述冲击插入件的所述第一面间隔开；以及其中，所述至少一个冲击翅片与所述至少一个冲击冷却孔间隔开。

【技术特征摘要】
2017.05.09 US 15/5905121.一种冲击插入件，包括：至少一个冲击冷却孔，所述至少一个冲击冷却孔沿所述冲击插入件的第一面间隔开；至少一个冲击翅片，所述至少一个冲击翅片具有底部和与所述底部相对的尖端，所述至少一个冲击翅片沿所述冲击插入件的所述第一面间隔开；以及其中，所述至少一个冲击翅片与所述至少一个冲击冷却孔间隔开。2.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中，所述至少一个冲击翅片的底部包括基本为矩形的横截面。3.根据权利要求2所述的冲击插入件，其中，所述冲击翅片与所述冲击插入件的所述第一面形成大于30度且小于60度的角。4.根据权利要求3所述的冲击插入件，其中，所述角在40度和50度之间。5.根据权利要求4所述的冲击插入件，其中，所述角大约为45度。6.根据权利要求2所述的冲击插入件，其中，所述底部的矩形横截面的宽度在0.5毫米到2.0毫米之间。7.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中，至少一个冲击翅片从所述底部到所...

【专利技术属性】
技术研发人员：S杜塔，JA韦伯，BP莱西，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US