涡轮发动机构件及冷却方法技术

一种涡轮发动机翼型件及冷却方法，包括外壁，外壁限定界定内部的外表面并且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间延伸，以限定弦向方向，并且在根部与末梢之间延伸，以限定展向方向。翼型件还能够包括至少一个冷却导管和位于至少一个冷却导管内的冲击区。

Turbine engine components and cooling methods

【技术实现步骤摘要】
涡轮发动机构件及冷却方法
本公开涉及用于涡轮发动机的翼型件及冷却方法。
技术介绍
涡轮发动机以及特别地燃气或燃烧涡轮发动机是从通过发动机传递到旋转的涡轮叶片上的加压的燃烧气体流提取能量的旋转式发动机。涡轮发动机通常设计成在高温下操作，以改进发动机效率。能够为有益的是，提供用于发动机构件(诸如，在高温环境下的翼型件)的冷却措施，其中，这样的冷却措施能够减少这些构件上的材料磨损，并且提供发动机操作期间的提高的结构稳定性。
技术实现思路
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件。翼型件包括：外壁，其具有外表面并且界定内部，外壁在前缘与后缘之间轴向地延伸，以限定弦向方向，并且还在根部与末梢之间径向地延伸，以限定展向方向；至少一个冷却导管，其设于翼型件的内部中，冲击区，其位于至少一个冷却导管内，并且包括具有至少一个入口通路和至少一个出口通路的冲击室；以及紊流部，其位于冲击室内。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，其具有外表面并且界定内部，所述外壁在前缘与后缘之间轴向地延伸，以限定弦向方向，并且还在根部与末梢之间径向地延伸，以限定展向方向；至少一个冷却导管，其设于所述翼型件的所述内部中；冲击区，其位于所述至少一个冷却导管内，并且包括具有至少一个入口通路和至少一个出口通路的冲击室；以及紊流部，其位于所述冲击室内。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述紊流部沿着所述入口通路的中心流线定位。技术方案3.根据技术方案1中的任一项所述的翼型件，其中，所述冲击区包括在所述冲击室处与所述入口通路形成公共汇合部的至少两个出口通路，并且，所述紊流部位于所述公共汇合部内。技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，进一步包括成网路的流通地互连的冷却通路。技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述入口通路和所述至少两个出口通路形成所述网路的部分。技术方案6.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述网路位于所述外壁内，以形成近壁冷却结构的至少部分。技术方案7.根据技术方案1-6中的任一项所述的翼型件，其中，所述紊流部至少部分地延伸到所述冲击室中。技术方案8.根据技术方案1-6中的任一项所述的翼型件，其中，所述冲击室限定室表面面积。技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述室表面面积大于由所述至少一个入口通路限定的入口表面面积。技术方案10.根据技术方案1-6中的任一项所述的翼型件，其中，所述冲击室进一步包括沿中心流线方向位于所述紊流部的后面并且与其隔开的后部部分。技术方案11.根据技术方案1-6中的任一项所述的翼型件，进一步包括位于所述至少一个冷却导管内的空气流调节部。技术方案12.根据技术方案11所述的翼型件，其中，所述紊流部或所述冲击室中的至少一个限定所述空气流调节部。技术方案13.根据技术方案12所述的翼型件，其中，所述空气流调节部进一步包括销、凹凸部分、缩窄部分、表面粗糙部或倾斜部分中的一个。技术方案14.一种用于涡轮发动机的构件，包括：外壁，其界定内部；至少一个冷却导管，其设于所述内部中；冲击区，其位于所述至少一个冷却导管内，并且包括具有至少一个入口通路和至少一个出口通路的冲击室；以及紊流部，其位于所述冲击室内。技术方案15.根据技术方案14所述的构件，其中，所述至少一个冷却导管进一步包括成三维网路的流通地互连的冷却通路。技术方案16.根据技术方案15所述的构件，其中，所述冲击区形成所述三维网路的部分。技术方案17.一种使涡轮发动机中的构件冷却的方法，所述方法包括：通过所述构件的内部内的冷却导管供应冷却流体；使所述冷却流体流动到位于所述冷却导管内的冲击室；将所述冷却流体冲击于位于所述冲击室内的紊流部上；以及使所述冷却流体从所述冲击室流动到至少一个出口通路，以使所述构件冷却。技术方案18.根据技术方案17所述的方法，进一步包括使所述冷却流体流动到所述冲击室的沿中心流线方向位于所述紊流部的后面并且与其向下游隔开的后部部分。技术方案19.根据技术方案17-18中的任一项所述的方法，其中，所述通过冷却导管供应冷却流体进一步包括通过成网路的流通地互连的冷却通路供应冷却流体。技术方案20.根据技术方案17-18中的任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体在所述紊流部的多个表面周围流动。附图说明在附图中：图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意横截面图。图2是根据本文中所描述的各种方面的呈包括冷却通路网路的翼型件的形式的能够在图1的涡轮发动机中利用的构件的透视图。图3A是示出网路中的相交部的图2的翼型件的沿着线III-III的横截面图。图3B是图3A的相交部的示意图。图4是图2的翼型件的部分的透视图，其示出网路中的另一相交部。图5是图2的翼型件中的包括空气流调节部的冷却通路的侧视横截面图。图6是图2的翼型件中的包括另一空气流调节部的另一冷却通路的侧视横截面图。图7是图2的翼型件中的包括另一空气流调节部的另一冷却通路的侧视横截面图。图8A是在第一构造中的图7的冷却通路和空气流调节部的俯视横截面图。图8B是在第二构造中的图7的冷却通路和空气流调节部的俯视横截面图。图9是能够在图2的翼型件中利用的另一冷却通路网路的截面图。图10是能够在图2的翼型件中利用的另一冷却通路网路的截面图。图11是能够在图2的翼型件中利用的另一冷却通路网路的截面图。图12是根据本文中所描述的各种方面的呈包括至少一个冷却通路网路的另一翼型件的形式的能够在图1的涡轮发动机中利用的另一构件的透视图。图13是图12的翼型件的另一透视图。具体实施方式本公开的各方面涉及受冷却的构件。出于描述目的，受冷却的构件将描述为受冷却的涡轮发动机构件(诸如，受冷却的翼型件)。将理解，本公开可以普遍适用于任何发动机构件(包括涡轮和压缩机以及非翼型件发动机构件)以及非飞行器应用(诸如，其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中。如本文中所使用的，术语“前部”或“上游”指沿朝向发动机入口或与另一构件相比而相对地更接近发动机入口的构件的方向移动。联合“前部”或“上游”而使用的术语“后部”或“下游”指朝向发动机的后方或出口或与另一构件相比而相对地更接近发动机出口的方向。如本文中所使用的，“一组”能够包括任何数量的相应地描述的元件(包括仅一个元件)。另外，如本文中所使用的术语“径向的”或“径向地”指在发动机的中心纵轴与发动机外周之间延伸的维度。所有的方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上部、下部、向上、向下、左边、右边、侧向、前面、背面、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)都仅出于标示目本文档来自技高网...

【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：/n外壁，其具有外表面并且界定内部，所述外壁在前缘与后缘之间轴向地延伸，以限定弦向方向，并且还在根部与末梢之间径向地延伸，以限定展向方向；/n至少一个冷却导管，其设于所述翼型件的所述内部中；/n冲击区，其位于所述至少一个冷却导管内，并且包括具有至少一个入口通路和至少一个出口通路的冲击室；以及/n紊流部，其位于所述冲击室内。/n

【技术特征摘要】
20181218 US 16/2232791.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
外壁，其具有外表面并且界定内部，所述外壁在前缘与后缘之间轴向地延伸，以限定弦向方向，并且还在根部与末梢之间径向地延伸，以限定展向方向；
至少一个冷却导管，其设于所述翼型件的所述内部中；
冲击区，其位于所述至少一个冷却导管内，并且包括具有至少一个入口通路和至少一个出口通路的冲击室；以及
紊流部，其位于所述冲击室内。


2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述紊流部沿着所述入口通路的中心流线定位。


3.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述冲击区包括在所述冲击室处与所述入口通路形成公共汇合部的至少两个出口通路，并且，所述紊流部位于所述公共汇合部内。


4.根据权利要求3所述的翼型件，进一步包括成网路的流通地互连的冷却通路。


5.根据权利要求4所述的...

【专利技术属性】
技术研发人员：DE欧斯古德，ZD韦伯斯特，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US