An airfoil for a turbo engine may include a body having an outer wall defining the pressure side and the suction side, and the body may extend along an axial direction between the truncated nose and the trailing edge. The shield can be positioned upstream of the nose to limit the leading edge of the airfoil.
【技术实现步骤摘要】
用于涡轮发动机翼型件的护罩
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到大量旋转涡轮叶片上的加压燃烧气体流中提取能量的转式发动机(rotaryengine)。
技术介绍
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作来最大化发动机效率。除提供用于这些构件的附加热保护之外，冷却高热环境中的发动机构件可能是有益的。
技术实现思路
一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件包括具有外壁的本体(body)，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部(truncatednose)与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游来限定用于翼型件的前缘的护罩，其中护罩与鼻部间隔开来限定本体与护罩之间的间隙。另一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括沿径向间隔开的内带(interband，有时也称为内环)和外带(outerband，有时也称为外环)，以及在内带与外带之间延伸的多个翼型件，其中翼型件中的至少一个包括具有外壁的本体，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游以限定用于翼型件的前缘的护罩...
【技术保护点】
1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。
【技术特征摘要】
2017.07.19 US 15/6537891.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括限定所述前缘的顶点。3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括上游表面和下游表面，其中所述下游表面面对所述鼻部。4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括至少一个内...
【专利技术属性】
技术研发人员：RF曼宁，M布鲁默，BK科尔塞蒂，
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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