设置有包括具有三角形截面的扩散部分的冷却孔的壁制造技术

本发明专利技术涉及一种涡轮机部件，例如叶片，该涡轮机部件包括设置有至少一个冷却孔

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】设置有包括具有三角形截面的扩散部分的冷却孔的壁


[0001]本专利技术涉及飞行器涡轮机的领域以及部件
(
例如涡轮叶片
)
的空气膜冷却的领域
。

技术介绍

[0002]常规的涡轮机涡轮包括至少一个喷嘴和至少一个叶轮，每个喷嘴或每个叶轮包括暴露于热燃烧气体的叶片
。
[0003]为了保持叶片的机械完整性，已知将冷空气引入到叶片中，并为叶片设置冷却孔，冷却孔被设计成将该冷空气的一部分引导到叶片的外表面上，从而形成热保护膜
。
[0004]常规的叶片冷却孔包括计量部分和锥形扩散部分，计量部分也被称为“校准部分”，计量部分通常是圆柱形的并且使得能够对穿过该孔的空气的量进行调节，锥形扩散部分改善冷却空气在叶片的外表面上的分布
。
[0005]离开常规的冷却孔的冷空气的流暴露于在该孔的出口截面处形成的对转涡流，这导致冷空气的流分离并且热气体被吸入到冷却孔中
。
这导致冷却效率降低
。

技术实现思路

[0006]本专利技术的一个目的是提供使冷却效率增加的冷却孔几何形状
。
[0007]为此，本专利技术的目的是提供根据权利要求1的特征的涡轮机部件
。
[0008]因此，在由与流动轴线正交并且与中心边缘相交的平面形成的截面中，中心边缘的穿过该平面的点是第三表面的被包含在该截面中的所有点中的距流动轴线最远的点
。
[0009]因此，中心边缘使得冷却流体的一部分能够逐渐远离流动轴线移动以及远离在冷却孔的出口截面处形成的对转涡流的主要影响区域移动
。
[0010]在中心边缘的两侧，锥形表面延伸以形成被称为流引导部分的表面部分
。
[0011]这种引导部分使得冷却流体的一部分能够通过扩散部分的底部被引导至出口
。
[0012]考虑到中心边缘的定向以及中心边缘形成扩散部分的底部的事实，引导部分通过使对转涡流逐渐远离扩散部分的底部移动来特别地在扩散部分的底部的下游端部处降低吸入热气体的风险
。
[0013]因此，本专利技术提高了冷却效率
。
此外，以简单且有效的方式，本专利技术提出了一种“成形”冷却孔结构，该“成形”冷却孔结构使得能够非常接近由单凸起
(monolobe)
类型的成形冷却孔所提供的功能，即将冷空气的流引导到在孔的边缘处免受对转涡流影响的中心
。
没有凸起
(lobe)
使得该成形冷却孔易于整体地制造
。
[0014]根据第一实施例，引导部分是平坦的
。
[0015]根据该第一实施例，扩散部分在与流动轴线正交的平面中具有包括形成“V”形的部分的截面，形成“V”形的部分限定了具有由中心边缘形成的顶点的三角形半截面
。
[0016]根据第二实施例，引导部分是弯曲的，例如具有凸出形状或凹入形状
。
[0017]根据该第二实施例，扩散部分在与流动轴线正交的平面中可以具有包括形成变形的“V”形的部分的截面，形成变形的“V”形的部分限定了具有由中心边缘形成的顶点的准三
角形半截面
。
[0018]当第三表面包括如上限定的侧边缘时，侧边缘优选地相对于中心边缘倾斜
。
[0019]此外，侧边缘可以相对于流动轴线定向，使得侧边缘中的每一个在从第一表面朝向第二表面的方向上远离流动轴线移动
。
[0020]中心边缘的长度优选地大于侧边缘中的每一个的长度
。
[0021]这增强了对转涡流逐渐远离扩散部分的底部移动的现象以及由扩散部分的底部所引导的流体远离这种涡流的影响区域的对应移动
。
[0022]比中心边缘更短的侧边缘也减少了热气体在扩散部分中的侧向吸入
。
[0023]在一个实施例中，侧边缘在扩散部分的入口截面中与中心边缘相交
。
[0024]在另一个实施例中，侧边缘与中心边缘不相交
。
[0025]扩散部分优选地没有凸起
。
[0026]在一个实施例中，锥形表面关于穿过中心边缘的平面是对称的
。
[0027]该平面可以是扩散部分整体的对称平面和
/
或锥形表面的对称平面和
/
或侧边缘的对称平面
。
[0028]本专利技术的一个目的还在于提供一种用于涡轮机的涡轮，该涡轮包括叶轮
、
喷嘴以及至少一个如上所限定的部件，该部件形成叶轮的叶片或喷嘴的叶片
。
[0029]本专利技术的一个目的还在于提供一种用于涡轮机的燃烧室，该燃烧室包括至少一个以上所限定的部件，该部件形成燃烧室的壁
。
[0030]本专利技术的一个目的还在于提供一种用于飞行器的涡轮机，飞行器例如为飞机或直升机，该涡轮机包括这种涡轮和
/
或这种燃烧室
。
[0031]根据另一方面，本专利技术的一个目的是用于制造如上所限定的部件的方法
。
[0032]在一个实施例中，该方法包括对扩散部分进行电火花加工的步骤
。
[0033]在一个实施例中，该方法包括对扩散部分
(
特别是锥形表面
)
进行激光处理的步骤
。
[0034]通过阅读以下详细的非限制性描述，本专利技术的其它优点和特征将变得明显
。
附图说明
[0035]以下详细描述参照附图，在附图中：
[0036][
图
1]是飞行器推进单元的示意性纵向截面视图；
[0037][
图
2]是图1的推进单元的涡轮的叶轮叶片的示意性透视图；
[0038][
图
3]是包括根据本专利技术的第一实施例的冷却孔的壁的横截面示意图；
[0039][
图
4]是对根据本专利技术的第一实施例的冷却孔进行界定的表面的示意性透视图；
[0040][
图
5]是图4的冷却孔的扩散部分的示意性透视图；
[0041][
图
6]是图4的冷却孔的扩散部分的示意性透视图；
[0042][
图
7]是对根据本专利技术的第二实施例的冷却孔的扩散部分进行界定的表面的示意性透视图；
[0043][
图
8]是凹形表面部段的示意图，凹形表面部段形成根据本专利技术的冷却孔的引导部分；
[0044][
图
9]是凸形表面部段的示意图，凸形表面部段形成根据本专利技术的冷却孔的引导
部分
。
具体实施方式
[0045]图1示出了飞行器
(
未示出
)
推进单元1，该飞行器推进单元包括围绕中心纵向轴线
A1
延伸的短舱3和涡轮机
2本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.
涡轮机
(2)
的部件
(20)
，所述部件包括具有第一表面
(31)
和第二表面
(27)
的壁
(30)
，所述第二表面与所述第一表面
(31)
相对，所述壁
(30)
包括至少一个冷却孔
(26)
，所述冷却孔具有流动轴线
(A2)
，并且所述冷却孔被设计成将冷却流体穿过所述壁
(30)
从所述第一表面
(31)
输送到所述第二表面
(27)
，所述冷却孔
(26)
包括计量部分
(32)
以及没有任何凸起的扩散部分
(33)
，所述计量部分通向所述第一表面
(31)
，所述扩散部分通向所述第二表面
(27)
，所述扩散部分
(33)
由锥形表面
(44
，
45)
界定，其特征在于，所述锥形表面
(44
，
45)
包括中心边缘
(40)
，所述中心边缘形成所述扩散部分
(33)
的底部，所述锥形表面
(34)
包括两个侧边缘
(41
，
42)
，所述两个侧边缘在两侧侧向地界定所述锥形表面
(44
，
45)
，并且每个侧边缘与所述中心边缘
(40)
一起限定了流引导部分
(44
，
45)
，所述中心边缘
(40)
和所述侧边缘
(41
，
42)
在所述中心边缘和所述侧边缘的从所述扩散部分
(33)
的入口截面
(37)
到所述冷却孔
(26)
的出口
(36)
的整个延伸长度上呈直线型
。2.
根据权利要求1所述的部件
(2...

【专利技术属性】
技术研发人员：米歇尔，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：