用于涡轮发动机部件的冲击孔的制作方法

背景技术：

涡轮发动机，并且具体地燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是从燃烧气体流提取能量的旋转发动机，燃烧气体流通过发动机中的一系列压缩机级(其中包括旋转轮叶对和固定叶片对)、通过燃烧器、随后到达多个涡轮轮叶上。

用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此可能需要对某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)进行冷却。典型地，通过将较冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机输送到需要冷却的发动机部件来实现冷却。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气处于高温，但是其相比涡轮空气较冷，并且能够用于冷却涡轮。

发动机部件能够包括冲击挡板，该冲击挡板具有多个冲击孔，以将冷却空气冲击到部件表面上从而提供增强冷却。典型的冲击孔正交于冷却空气冲击于其上的表面布置，从而造成灰尘或特定物质积聚在受冲击表面上。

技术实现要素：

在一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的发动机部件，该发动机部件产生热燃烧气体流并且提供冷却流体流，该发动机部件包括外壁，该外壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开并且具有面向燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。该发动机部件还包括：冲击挡板，该冲击挡板与冷却表面间隔开；至少一个冲击孔，该至少一个冲击孔设置于冲击挡板中，该至少一个冲击孔具有入口和出口，以用于向冷却表面提供冷却流体流；和通道，该通道将入口流体地联接到出口并且具有第一壁和第二壁，从而在入口和出口之间限定出线性通道中心线。第一壁相对于与冷却表面正交的轴线以一定角度布置并且第二壁与冷却表面正交。

在另一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的发动机部件，该发动机部件产生热燃烧气体流并且提供冷却流体流，该发动机部件包括外壁，该外壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开并且具有面向热燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。该发动机部件还包括：冲击挡板，该冲击挡板与冷却表面间隔开；至少一个冲击孔，该至少一个冲击孔设置于冲击挡板中，该至少一个冲击孔具有入口和出口；通道，该通道将入口流体地联接到出口并且具有倾斜壁和直壁；和罩，该罩布置于直壁上。

其中所述罩至少部分地限定所述入口。

其中所述罩覆盖在所述出口的至少第一部分之上。

其中所述罩并不覆盖在所述出口的第二部分之上。

其中所述出口的第一部分大于或等于所述出口的第二部分。

其中所述入口具有的在所述倾斜壁和所述直壁之间的长度大于所述出口的在所述倾斜壁和所述直壁之间的长度。

其中所述出口具有的在所述倾斜壁和所述直壁之间的长度大于或等于所述挡板的厚度。

其中穿过所述冲击孔的中心线是非线性的。

其中所述入口为变形椭圆形，所述变形椭圆形具有由所述罩占据的变形，并且所述出口成圆形形状。

其中所述入口和所述出口成圆角矩形形状。

其中所述冲击挡板具有冷却表面并且所述罩与所述冷却表面齐平。

其中所述冲击挡板具有冷却表面并且所述罩与所述冷却表面间隔开。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的发动机部件，该发动机部件具有与冲击表面间隔开的冲击挡板，并且冲击挡板包括至少一个冲击孔，该至少一个冲击孔具有入口和出口，其中罩延伸到入口中。

其中所述罩覆盖在所述出口的至少第一部分之上。

其中所述罩并不覆盖在所述出口的第二部分之上。

其中所述出口的第一部分大于或等于所述出口的第二部分。

其中所述入口具有比所述出口小的横截面积。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的燃气涡轮发动机的燃烧器的侧正视图，其中示出了多个发动机部件。

图3是发动机部件的透视图，该发动机部件呈具有冷却空气入口通道的图2的发动机的涡轮轮叶的形式。

图4是图3的具有冲击挡板的发动机部件的一部分的透视图，该冲击挡板具有多个冲击孔。

图5是俯视图，其示出了与入口的一部分对准的冲击孔的出口。

图6是图4的冲击挡板的侧视图，其中示出了用于冲击孔的倾斜壁。

图7是图6的侧视图，其示出了通过冲击孔的冲击气流。

图8a至8c示出了用于冲击孔的备选实施例的俯视图。

图9a至9c示出了冲击孔的图8a至8c的俯视图的相应侧视图。

具体实施方式

本发明所描述的实施例涉及布置于燃气涡轮发动机部件的冲击挡板上的冲击孔。为了说明目的，将参照用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，应当理解，本发明并非限制性的并且可以广泛应用于发动机(其中包括压缩机)内以及非飞行器应用(例如其它的移动应用和非移动工业、商业、和住宅应用)中。

当在本文中使用时，术语“向前”或“上游”指的是沿朝向发动机入口的方向移动，或者相比另一个部件相对更靠近发动机入口的部件。结合“向前”或“上游”使用的术语“后部”或“下游”指的是相对于发动机中心线朝向发动机后部或出口的方向。

此外，当在本文中使用时，术语“径向”或“径向地”指的是在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的尺寸。

所有的方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左侧、右侧、侧向、前部、后部、顶部、底部、之上、之下、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不会(特别是不对位置、取向、或本发明的用途)构成限制。除非另有描述，否则连接参照(例如，附接、联接、连接、和联结)应当被广义地理解并且能够包括元件集合中的中间构件和元件之间的相对移动。这样一来，连接参照不必表示两个元件直接连接并且相对于彼此固定。示例性附图仅仅是为了说明目的，并且附图中所反映的尺寸、位置、顺序和相对尺寸能够发生变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括风扇部段18(其包括风扇20)、压缩机部段22(其包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26)、燃烧部段28(其包括燃烧器30)、涡轮部段32(其包括hp涡轮34和lp涡轮36)、以及排气部段38。

风扇部段18包括风扇壳体40，该风扇壳体围绕风扇20。风扇20包括关于中心线12径向地布置的多个风扇轮叶42。hp压缩机26、燃烧器30、和hp涡轮34形成发动机10的芯部44，该芯部产生燃烧气体。芯部44由芯部壳体46围绕，该芯部壳体能够与风扇壳体40相联接。

围绕发动机10的中心线12共轴地布置的hp轴或线轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。在直径较大的环形hp线轴48内围绕发动机10的中心线12共轴地布置的lp轴或线轴50将lp涡轮36驱动地连接到lp压缩机24和风扇20。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在该多个压缩机级中，一组压缩机轮叶56、58相对于对应组的静止压缩机叶片60、62(也被称为喷嘴)旋转，以压缩或加压通过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机轮叶56、58能够以环形设置并且能够相对于中心线12从轮叶平台径向向外地延伸到轮叶尖端，而对应的静止压缩机叶片60、62定位在旋转轮叶56、58的上游并且邻近该旋转轮叶。应当注意到，图1中所示的轮叶、叶片、和压缩机级数量的选择仅仅为了说明性目的，并且其它的数量也是可能的。

用于压缩机级的轮叶56、58能够安装于盘59，该盘安装于hp线轴48和lp线轴50中相应的一个，其中每一级都具有其各自的盘59、61。用于压缩机级的叶片60、62能够以周向布置形式安装于芯部壳体46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在所述多个涡轮级中，一组涡轮轮叶68、70相对于对应组的静止涡轮叶片72、74(也被称为喷嘴)旋转，以从通过级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片72、74能够以环形设置并且能够相对于中心线12径向向外延伸，而对应的旋转轮叶68、70定位在静止涡轮叶片72、74的下游且邻近该静止涡轮叶片，并且还能够相对于中心线12从轮叶平台径向向外地延伸到轮叶尖端。应当注意到，图1中所示的轮叶、叶片、和涡轮级数量的选择仅仅是为了说明性目的，并且其它的数量也是可能的。

用于涡轮级的轮叶68、70能够安装于盘71，该盘安装于hp线轴48和lp线轴50中对应的一个，其中每一级都具有其各自的盘71、73。用于压缩机级的叶片72、74能够以周向布置形式安装于芯部壳体46。

发动机10的安装于线轴48、50并且相对于该线轴中的一个或两个旋转的部分也被单独或共同地称为转子53。发动机10的包括安装于芯部壳体46的部分的静止部分也被单独或共同地称为定子63。

在操作中，离开风扇部段18的气流分开，使得一部分气流被引导至lp压缩机24中，lp压缩机随后向hp压缩机26供给加压环境空气，hp压缩机进一步加压环境空气。来自hp压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并且点燃，由此产生燃烧气体。由hp涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动hp压缩机26。燃烧气体被排放至lp涡轮36中，从而提取额外的功以驱动lp压缩机24，并且排放气体最终通过排气部段38从发动机10被排放。lp涡轮36的驱动对lp线轴50进行驱动，以使风扇20和lp压缩机24旋转。

气流78的剩余部分绕过lp压缩机24和发动机芯部44，并且通过静止叶片行、更具体地通过出口引导叶片组件80(其包括多个翼型件引导叶片82)在风扇排气侧84处离开发动机组件10。更具体地，周向行的径向延伸的翼型件引导叶片82被用于风扇部段18附近，以对气流78施加一些方向控制。

一些由风扇20供给的环境空气能够绕过发动机芯部44并且用于对发动机10的部分(特别是热部)进行冷却并且/或者用于为飞行器的其它方面提供冷却或动力。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部通常是燃烧器30和位于燃烧器30下游的部件(特别是涡轮部段32)，其中hp涡轮34是最热的部分，原因在于其位于燃烧部段28的直接下游。冷却流体的其它来源能够但不限于是从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。该流体能够是放出空气77，该放出空气能够包括从lp压缩机24或hp压缩机26抽取的绕过燃烧器30作为涡轮部段32的冷却源的空气。这是常见的发动机构型，并不意在构成限制。

图2是来自图1的发动机10的燃烧器30和hp涡轮34的侧剖视图。燃烧器30包括燃烧器衬套90，该燃烧器衬套限定了燃烧室92。燃烧器喷嘴94提供气体流或空气/气体混合物，以用于在燃烧室92内燃烧。偏转器96设置于喷嘴94与燃烧衬套90之间的相交处，以用于将燃烧流引导至后部。冷却流100能够通过环形旁路通道98绕过燃烧器30，向需要冷却的一个或多个发动机部件提供该冷却流。

形成喷嘴的静态涡轮叶片72组沿轴向方向邻近涡轮34的涡轮轮叶68。喷嘴使燃烧气体转向，使得涡轮34能够提取的能量最大。护罩组件102邻近旋转轮叶68，以使涡轮34中的流损失最小。类似的护罩组件也能够与lp涡轮36、lp压缩机24、或hp压缩机26相关联。

发动机10的发动机部件中的一个或多个具有冷却壁，其中能够利用本文中进一步公开的多个实施例。一些具有薄膜冷却壁的发动机部件的非限制性例子能够包括图1至2中所示描述的轮叶68、70、叶片或喷嘴72、74、燃烧器偏转器96、燃烧器衬套90、或护罩组件102。使用薄膜冷却的其它非限制性例子包括涡轮过渡管道、支柱、和排气喷嘴。

图3是发动机部件的透视图，该发动机部件呈图1的发动机10的涡轮轮叶68中的一个的形式。应当理解，如本文中所描述的轮叶68是示例性的，并且本文中所公开的理念延伸到其它的发动机部件并且不限于轮叶68。就轮叶68来讨论本发明的方面，以有利于读者理解本发明。涡轮轮叶68包括燕尾榫112和翼型件110。翼型件110从尖端120延伸到根部122从而限定展向方向，并且沿弦向方向从前缘124延伸到后缘126。燕尾榫112还包括平台114，该平台在根部122处与翼型件110整体形成，从而有助于径向容纳涡轮气流。燕尾榫112能够被配置成安装于位于发动机10上的涡轮转子盘51。燕尾榫112包括至少一个入口通道128(示例性地示为三个入口通道128)，每个入口通道都延伸通过燕尾榫112，以在一个或多个通道出口130处提供与翼型件110的内部流体连通。应当领会，燕尾榫112以横截面示出，使得入口通道128被容纳在燕尾榫112的主体内。

翼型件110还能够限定内部132，使得冷却流体流c能够通过入口通道128提供并且通向翼型件110的内部132。因此，冷却流体流c能够被供给通过入口通道128、离开出口130、并且通向翼型件的内部132。热气体流h能够通过翼型件110的外部，同时冷却流体流c在内部132内移动。

入口162和出口164均能够限定横截面积。入口162能够具有比出口164大的横截面积。此外，出口能够具有有效出口直径或长度，该有效出口直径或长度大于或等于冲击挡板150的厚度。

图4是示意图，示出了来自图1的发动机10的发动机部件138的一部分，该部分能够包括图3的轮叶68的一部分。发动机部件138能够被布置在发动机10内的热气体流h中。能够供给冷却流体流c，以在内部对发动机部件138进行冷却。如上文参照图1至2所讨论的那样，在涡轮发动机的背景下，冷却流体流c能够是任何冷却流体，但是最常见的是由风扇20供给的绕过发动机芯部44的环境空气、从lp压缩机24排放的流体、或者从hp压缩机26排放的流体中的至少一种。

发动机部件138包括壁140，该壁具有面向热气体流h的热表面144和面向冷却流体流c的冷却表面142。在燃气涡轮发动机10的情况下，热表面144能够暴露于具有处于1000℃至2000℃(或更高)范围内温度的气体。用于壁140的合适材料包括但不限于钢、诸如钛之类的耐火金属、或基于镍、钴、或铁的高温合金、以及陶瓷基复合材料。发动机部件138能够限定图3的翼型件110的内部132，该内部包括冷却表面142。热表面144能够是发动机部件138的外部表面，例如翼型件110的压力侧或吸力侧。

壁140能够是双部件式的，包括冲击挡板150和外壁154，该冲击挡板和外壁彼此间隔开，以在其间限定间隙152。双部件式的壁能够整体形成(例如铸造或添加制造)、或者能够为两个组装件(例如钎焊在一起)。发动机部件138还包括布置于冷却表面142上的多个冲击孔160。每一个冲击孔160都是冷却表面142中朝向外壁154延伸的成形孔。这样一来，冲击孔160提供发动机部件138的内部132和间隙152之间的流体连通，从而提供冷却流体流c以冲击外壁154的内部冲击表面161。每一个冲击孔160还包括入口162和出口164，其中入口162形成于冷却表面142中并且出口164形成于冲击挡板150的下侧166上。冲击通道168被限定于入口162和出口164之间，以将内部132流体地联接到间隙152。

参照图5，其示出了发动机部件138的自上而下的视图，入口162的尺寸比出口164大。这样一来，入口162的一部分被冲击挡板150占据。现在参照图6，壁140的侧视图示出了冲击挡板150的轮廓，以图示图5的被占据的部分。冲击孔160还包括第一上游壁170和第二下游壁172。上游壁170能够是线性的，从而限定上游壁轴线174。上游壁轴线170相对于与冲击表面161正交的冲击轴线176偏置，以限定上游壁角度178。这样一来，上游壁角度178能够被布置成使得入口162具有比出口164大的横截面积，并且冲击通道168包括穿过冲击孔160减小的横截面积。

线性上游壁170和线性下游壁172能够限定穿过冲击孔160的线性冲击中心线180。中心线角度182能够相对于冲击轴线176由冲击中心线180限定。流以一定角度通过冲击孔160，该角度由冷却流体c的速度和压力以及上游壁角度178和中心线角度182确定。相比完全垂直的流分量，这造成穿过冲击孔160并且冲击在冲击表面161上的剪切流分量较高，从而造成沿冲击表面161的灰尘积聚率较低。

此外，在上游壁170和下游壁172之间、在入口162和出口164处能够限定出长度。入口162处的长度能够大于出口164处的长度。出口164处的长度能够大于或等于冲击挡板150的厚度。

应当领会，参照如图6中所示的横截面轮廓来描述上游壁170和下游壁172。对于弯曲的冲击孔160(例如圆形或椭圆形)而言，第一壁170和第二壁172是整体的，使得第一壁170的角度改变，从而过渡到第二壁172，在第二壁处，该壁变为与冲击表面161正交。此外，应当领会，孔可能由于缺陷或制造变化而不对称或略微偏置。

参照图7，冲击流190将以一定角度通过冲击孔160(与直抵冲击表面161相对)，该角度能够由冷却流体流c的速度和压力决定并且是图6的上游壁角度178和中心线角度182的函数。以一定角度移动的剪切流190将使得在作为冲击流192通过时沿冲击表面161的灰尘积聚率较低。

参照图8a至8c，示出了用于冲击孔的不同实施例。在图8a中，冲击孔198能够具有圆角方形或圆角四边形形状。如图所示，入口200具有圆角方形形状，而具有比入口200小的横截面的出口202具有圆角矩形形状。应当领会，在非限制性例子中，如本文中所描述的冲击孔、入口、出口、或通道能够具有圆形、椭圆形、环形、弧形、方形、矩形、四边形或其它形状、或者其任何组合的形状。

现在参照图8b，冲击孔210还能够包括入口212、出口214、和延伸到入口212的一部分中的罩216(示为内衬元件)。在该自上至下的视图中，罩216占据入口212的一部分并且悬于出口214的至少一部分之上。与入口和出口类似，罩216能够是包括但不限于圆形、椭圆形、环形、弧形、方形、矩形、四边形或其它形状、或者其任何组合的任何形状。这样一来，冲击孔的入口、出口、或通道的形状能够基于包括罩216而成形。例如，如图8b中所示的罩216成圆形形状。因此，当罩216延伸到入口212的一部分中时，入口212具有椭圆形形状，该椭圆形形状缺失被罩216占据的圆形部分。因此，冲击孔的成形能够取决于延伸到通道的一部分中的罩216。

在另一个例子中，参照图8c，冲击孔220能够具有罩226，该罩具有圆角矩形形状或者椭圆形形状，延伸到入口222的一部分中。罩226悬于出口224的一部分之上，由于所获得的罩226的位置和尺寸而使得出口224中的一些或者没有出口能够与入口222对准。

参照图9a至9c，分别示出了图8a至8c的侧视图。参照图9a，冲击孔198的圆角四边形形状具有与图6的圆形冲击孔160相同的轮廓，具有倾斜上游壁170和直线下游壁172。

图9b示出了图8b的罩216的轮廓。罩216从下游壁170延伸到入口212中，覆盖在出口214的至少一部分之上。这样一来，冲击孔210的中心线是非线性的，同时在入口212处提供一定角度，以相对于冲击表面161以一定角度提供冲击流体，从而使其上的灰尘积聚最少。

图9c示出了完全覆盖在出口224之上的罩226。相对于与冲击表面161正交的冲击轴线176，入口222没有任何部分覆盖在出口224的一部分之上。在图9c中所示的实施例中，入口222的横截面积能够小于出口224的横截面积，原因是罩226占据入口222的大部分。

罩能够覆盖在出口的一部分之上，从而将出口分为覆盖部分和未被覆盖的第二部分。这样一来，覆盖部分能够大于或等于第二部分。

应当领会，罩216、226能够从下游壁172的一部分延伸到冲击孔210、220的通道和入口212、222中。罩216、226能够与冷却表面142齐平或者能够与其间隔开。此外，罩216、226能够覆盖在出口214、224的至少一部分之上，并且能够覆盖在整个出口并且甚至上游壁170的一部分之上。罩216、226的外形和形状能够提供移动通过冲击孔210、220的冲击流的更好的方向性。如图所示的罩216、226具有三角形轮廓，然而，在非限制性的例子中，能够具有诸如弧形、弯曲、线性、非线性、圆形、四边形、独特的或者其它的或者其任何组合之类的不同形状，以提供这样的方向性。

还能够构想，罩能够沿上游壁170布置，类似于下游壁172上任何的公开取向。

如本文中所描述的实施例提供朝向冲击表面喷射具有径向和切向分量二者的冲击流体。因此，倾斜冲击流能够被输送到冲击表面，而无需倾斜冲击孔。倾斜冲击流为冲击流输送较高的剪切流含量，从而减少冲击表面上的灰尘积聚率。使灰尘积聚最少能够提高发动机部件的服务寿命，从而需要冲击冷却以及部件使用寿命期间的服务最少。

应当领会，所公开的设计的应用并不限于具有风扇和增压器部段的涡轮发动机，而是也能够应用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。

本书面描述使用例子对本发明进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它的例子。如果这些其它的例子具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这些其它的例子包括与权利要求书的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望这些其它的例子落入权利要求书的范围内。