具有多孔式孔的发动机构件的制作方法

涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机至多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。

用于飞行器的涡轮发动机(诸如，燃气涡轮发动机)往往设计成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此某些发动机构件(诸如，高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用导管输送至需要冷却的发动机构件实现冷却。高压涡轮中的温度为1000℃至2000℃左右，并且来自压缩机的冷却空气为500℃至700℃左右。虽然压缩机空气温度高，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

当前的涡轮构件，诸如叶片，可包括一个或多个内部冷却回路，用于导送冷却空气通过构件以冷却构件的不同部分，并且可包括用于冷却构件的不同部分(诸如叶片的前缘、后缘或末梢)的专用冷却回路。

技术实现要素：

在一个方面，本发明的实施例涉及一种产生热流体流并提供冷却流体流的涡轮发动机的构件。该构件包括壁，其将热流体流与冷却流体流分离并且具有顺着热流体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。构件还包括限定在热表面中的冷却区域。多个孔在冷却表面和热表面之间延伸，其中多个孔中的至少一些位于冷却区域内。第一多孔材料填充多个孔中的至少一些。

在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括界定内部并限定压力侧和吸力侧的周边壁，该压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸，并且在根部和末梢之间延伸。翼型件还包括沿径向延伸的前缘区域，该前缘区域沿着前缘设置并且至少部分地在根部和末梢之间延伸。多个膜孔设置在前缘区域中。第一多孔材料填充膜孔中的至少一些。

在又一方面，本发明的实施例涉及一种沿着用于涡轮发动机的翼型件的前缘区域提供冷却膜的方法。该方法包括：(1)将冷却空气供应至翼型件的内部；(2)通过设置在前缘区域中的至少一个膜孔排出供应的冷却空气的至少一部分；并且(3)通过使冷却空气穿过膜孔中的第一多孔材料，使冷却空气通过至少一个膜孔排出。

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是图示为翼型件的图1的燃气涡轮发动机的发动机构件的透视图。

图3是包括前缘区域的图2的旋转叶片的横截面图。

图4是包括填充有多孔材料的多个膜孔的图3的前缘区域的一部分的透视图。

图5是图示膜孔的成角度的设置的沿着截面5-5截取的图4的前缘区域的视图。

图6是具有多孔前缘区域的图2的备选旋转叶片的横截面图。

图7是图6的多孔前缘区域的一部分的透视图。

图8是图示沿着翼型件的前缘区域提供冷却膜的方法的流程图。

具体实施方式

本发明的描述的实施例针对用于燃气涡轮发动机的叶片。出于图示目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片描述本发明。然而，将理解，本发明并非因此受限，且可在发动机内(包括压缩机)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)中具有普遍适用性。另外，方面将在叶片的范围之外具有适用性，且可扩展到需要冷却的任何发动机构件(诸如，非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套)。

如本文使用的，用语“向前”或“上游”是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。与“向前”或“上游”结合使用的用语“向后”或“下游”是指朝发动机的后部或出口的方向，或相比于另一个构件相对更接近发动机出口。

另外，如本文使用的，用语“径向”或“沿径向”是指发动机的中心纵轴线与发动机外部圆周之间延伸的维度。

所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于标识目的，以有助于读者理解本发明，且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接和连结)应被宽泛地理解，且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指示。因此，连接参照不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示范性附图仅用于图示目的，且所附的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可变化。

图1为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向后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括hp涡轮34和lp涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30和hp涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴设置的hp轴或转轴48将hp涡轮34驱动地连接至hp压缩机26。在较大直径的环形hp转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴设置的lp轴或转轴50将lp涡轮36驱动地连接至lp压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转，且联接至可共同地限定转子51的多个可旋转元件。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在压缩机级中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组的静态压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以对穿过级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游且邻近旋转叶片56、58。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅用于图示性目的而被选择，且其它数量也是可行的。

用于压缩机的级的叶片56、58可安装至盘61，盘61安装至hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级均具有其自身的盘61。压缩机的级的导叶60、62可按周向布置安装至核心壳46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在涡轮级中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿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68、70可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近旋转叶片68、70。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了图示性目的而被选择，且其它数量也是可行的。

用于涡轮的级的叶片68、70可安装至盘71，盘71安装至hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级均具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72、74可按周向布置安装至核心壳46。

与转子部分互补的发动机10的固定部分(诸如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态导叶60、62、72、74)也独立地或共同地被称为定子63。因此，定子63可指发动机10各处的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的空气流被分开，使得空气流的一部分被引导至lp压缩机24，lp压缩机24然后将加压空气76供应至hp压缩机26，hp压缩机26进一步对空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。通过hp涡轮34从这些气体中提取一些功，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体被排到lp涡轮36中，lp涡轮36提取额外的功以驱动lp压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排出。lp涡轮36的驱动会驱动lp转轴50以旋转风扇20和lp压缩机24。

加压空气流76的一部分可作为放气77被从压缩机区段22抽出。放气77可被从加压空气流76抽出，且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著升高。因此，由放气77提供的冷却对于此发动机构件在升高的温度环境中操作是必要的。

空气流78的其余部分绕过lp压缩机24和发动机核心44，且通过固定导叶排离开发动机组件10，且更特别地，通过风扇排气侧84处的包括多个翼型件导叶82的出口导叶组件80离开。更具体而言，邻近风扇区段18使用周向排的沿径向延伸的翼型件导叶82以施加空气流78的一些方向控制。

由风扇20供应的一些空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面进行冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30的下游，尤其是在涡轮区段32的下游，其中hp涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排出的流体。

现在参照图2，发动机构件以翼型件90的形式被示出，翼型件90可为图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个。备选地，发动机构件可包括非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套或可需要或使用冷却的任何其它发动机构件。翼型件90包括燕尾件92和平台94。翼型件90在根部96和末梢98之间沿径向延伸而限定翼展方向。翼型件90在前缘100和后缘102之间沿轴向延伸而限定弦向方向。燕尾件92可与平台94成整体，平台94可在根部96处联接到翼型件90。燕尾件92可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘。平台94有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾件92包括至少一个入口通道104，这些入口通道104示出为三个入口通道104，其各自延伸通过燕尾件92而在通道出口106处与翼型件90处于流体连通。应当意识到，燕尾件92以横截面被示出，以致于入口通道104收容在燕尾件92内。

示为前缘区域108的冷却区域限定需要冷却的发动机构件的一部分。前缘区域108可限定成沿着前缘100延伸，至少部分地在根部96和末梢98之间延伸。可在前缘冷却区域108中设置多个孔，诸如膜孔110。在燃气涡轮发动机的操作期间，热流体流h驱动叶片以驱动发动机的压缩机区段。组合的核心流和排气动量产生推力。热流体流h通常具有过高的温度以使发动机推力最大化。冷却流体流c被提供至翼型件90以用于冷却。冷却流体流c可通过前缘区域108中的膜孔110排出，以冷却翼型件90的前缘。

现在参照图3，翼型件90的横截面图图示了外壁120，外壁120包括在前缘100和后缘102之间延伸的压力侧122和吸力侧124。外壁120将翼型件90外部的热流体流h与翼型件90内的冷却流体流c分离，具有沿着翼型件90的外部的热表面121和面对冷却流体流c的冷却表面123。翼型件90的内部126由外壁120限定。一个或多个内部肋128将内部126分成沿翼展方向延伸的通道130。通道130可在翼型件90各处限定一个或多个冷却回路。另外，冷却回路还可包括微回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通道、后缘通道、扰流柱(pinfins)、销组(pinbanks)、额外的通道130、诸如湍流器的流增强器，或可限定冷却回路的任何其它结构。

冷却区域或前缘区域108可至少部分地设置在压力侧122和吸力侧124内，并且可关于前缘100对称。备选地，冷却区域或前缘区域108可关于前缘100不对称，在压力侧122或吸力侧124上具有较大部分，或者具有独特的形状。另外，可设想，冷却区域或前缘区域108可完全设置在压力侧122或吸力侧124上，在前缘100处或前缘100附近终止，其在发动机操作期间需要冷却，诸如膜冷却。

冷却区域或前缘区域108可为需要在前缘100处、邻近前缘100或在前缘100附近冷却的外壁120的一部分。冷却区域可为任何形状或大小，具有任何几何形状。冷却区域可在根部和末梢之间沿翼展方向至少部分地延伸，并且可在根部和末梢之间完全延伸。冷却区域可在轴向或弦向方向上沿着外壁120延伸任何长度，使得需要冷却，诸如在一个示例中的膜冷却。

多孔材料132可设置在膜孔110中。多孔材料132可通过增材制造制成，同时设想，增材制造可形成整个翼型件90。应当意识到，翼型件90的任何部分可通过任何已知方法制成，包括但不限于铸造、机加工、增材制造、涂覆或别的方式。多孔材料132可限定可由一定体积的流体(诸如空气)渗透的孔隙率。多孔材料132可具有特定的孔隙率，以计量以预定速率穿过多孔材料132的流体流。应当意识到，与形成多孔材料132的传统方法相比，增材制造可用于沿着多孔材料132实现特定的局部孔隙率，以及横跨多孔材料132的整体实现一致的孔隙率。在备选示例中，多孔材料132可由上述任何方法制成，使得孔隙率被限定。在一个非限制性示例中，多孔材料132可由ni、nicraly、nial或类似材料制成。例如，多孔材料132还可由泡沫镍制成。

现在参照图4，前缘区域108的一部分140的透视图包括多个膜孔110，其具有填充膜孔的多孔材料132。膜孔110可在前缘区域108内被组织。例如，这种组织可为沿翼展方向延伸的膜孔110的排。在其它示例中，膜孔110可被组织成多种式样、组、排、列、簇，或者可基于翼型件90的特定需要，诸如需要较多或较少冷却或者较易受热聚集或没那么易受热聚集的区域。

参照沿图4的截面5-5截取的图5，膜孔110设置成相对于外壁120的表面成角度142。角度142相对于发动机中心线12沿径向被测量，或者相对于翼型件90沿翼展方向被测量。角度142例如可在15度和30度之间，并且在一个非限制性示例中可为20度。备选地，设想，角度142可在1度和45度之间。应当意识到，角度142的较小值可提供沿着前缘区域108的改进的表面冷却。另外，应当理解的是，虽然角度142被示出为沿翼展方向，但是它们可沿任何方向形成，诸如翼展方向、弦向方向、径向、轴向或其在三维空间中的任何组合。

现在参照图6，示出了备选翼型件150的横截面，该备选翼型件150具有冷却区域108，冷却区域108被示出为具有多个膜孔154的前缘区域152。第一多孔材料156填充膜孔154。第二多孔材料158形成前缘区域152。

应当理解的是，第一多孔材料156可填充前缘区域152内的一些或所有膜孔154。另外，第二多孔材料158可形成前缘区域152的一部分或前缘区域152的整体。第一多孔材料156相比于第二多孔材料158可具有更大的孔隙率。在一个非限制性示例中，第一多孔材料156可具有高达第二多孔材料158的孔隙率的一百倍的孔隙率。第一多孔材料156和第二多孔材料158可诸如通过增材制造与如关于图3所论述的多孔材料132类似地形成，同时进一步设想增材制造形成整个翼型件150或发动机构件。备选地，可设想第一多孔材料156或第二多孔材料158中的一者通过增材制造形成，而另一者通过其它制造方法形成，诸如利用泡沫镍形成。

现在参照图7，示出了前缘区域152的一部分160，其包括膜孔154的式样。式样可为膜孔154的任何组织，诸如在非限制性示例中的平行的排或列、组、批(set)或簇。膜孔154可以角度142设置，以沿前缘区域152以一定角度提供冷却流体。

应当理解的是，本文所述的多孔材料，诸如图3-5的多孔材料132或图6-7的多孔材料156、158可为结构化多孔材料或随机多孔材料、或其任何组合。结构化多孔材料在材料各处包括结构化、确定性的孔隙率，其在孔隙率方面可具有特定的局部增加或减小，以计量穿过结构化多孔材料的流体流。在另一个示例中，结构化多孔材料可包括具有非随机布置的多孔材料。可在制造期间确定并控制这种局部孔隙率。在一个非限制性示例中，增材制造可用于形成结构化多孔材料。备选地，多孔材料可具有随机孔隙率。随机孔隙率可适合于在具有随机的离散可变孔隙率的多孔材料的区域上具有如平均孔隙率的孔隙率。在一个非限制性示例中，随机多孔材料可由泡沫镍制成。

现在参照图8，沿着用于涡轮发动机的翼型件的前缘区域提供冷却膜的方法200可包括：在202处，(1)将冷却流体流提供至翼型件的内部；以及，在204处，(2)通过设置在冷却区域中的至少一个膜孔中的第一多孔材料排出冷却流体的至少一部分。备选地，方法200可以包括，在206处，通过前缘区域在膜孔处排出冷却空气流。另外，该方法可包括，在208处，通过具有第二多孔材料的前缘区域排出冷却流体流的一部分。

在步骤202，冷却流体流c可被提供至诸如在图2中示出的内部，使冷却流通过燕尾件中的入口通道被提供。在步骤204，例如，冷却流体通过冷却区域(诸如图2和图6的前缘区域108、152)中的至少一个膜孔中的第一多孔材料排出。因此，构件可为翼型件，诸如本文所述的翼型件，其中冷却区域为翼型件的前缘附近或前缘处的前缘区域。在步骤206，冷却空气可通过膜孔处的前缘区域通过膜孔中的第一多孔材料排出。当冷却流体流c穿过多孔材料时，孔隙率或局部孔隙率可特别地引导冷却流体流c通过多孔材料或计量通过多孔材料的冷却流体流c。因此，可减少所需的冷却流体流以提高效率。另外，在步骤208，前缘区域152可包括多孔材料，诸如第二多孔材料158。冷却流体流的一部分通过前缘区域152，诸如通过第二多孔材料158，以及膜孔中的第一多孔材料排出。前缘区域152的孔隙率可小于设置在膜孔中的第一多孔材料132、156的孔隙率，从而允许穿过膜孔的冷却流体有更大流动速率。

设想本文所述的多孔材料、翼型件或其它构件可用增材制造来制成。诸如3d打印之类的增材制造可用于形成复杂的冷却回路设计，其具有成形或计量区段、复杂的回路、孔、导管、通路或类似的几何形状，这否则利用其它制造方法(如钻孔或铸造)难以实现。另外，多孔材料可利用增材制造形成。用于形成多孔金属的典型方法可在多孔金属区域中导致不均匀的孔隙率。使用增材制造可使制造商能够沿整个多孔结构实现均匀的孔隙率。备选地，制造商可根据如期望的那样在多孔材料各处实现可变的局部孔隙率。此外，与其它制造策略相比，这种制造可提供制成得更精确的产品，其具有更高的产量。

应当意识到，使用多孔材料的翼型件或发动机构件为冷却流体流提供均匀的冷却分布。区域的增材制造式构建可提供精确的分布，特别是针对(一种或多种)多孔材料允许有均匀的孔隙率。另外，增材制造的使用可允许多孔材料或空气流的特定成形或设计(tailoring)，以控制在翼型件各处的流。使用这种多孔材料允许流体流通过发动机构件，同时保留较少的热以保持较冷。因此，增强了通过这种发动机构件的壁提供的冷却，诸如表面膜冷却。增强的冷却减少了需要的冷却流体流，诸如在一个示例中减少高达30-50%。这种减少可提高发动机效率。此外，降低的起泡率可获得更好的表面膜冷却，从而增加构件寿命或减少需要的维护。

应当意识到，虽然描述针对翼型件的前缘，但是如本文所述的概念可在另外的发动机构件(诸如在非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套)中具有同等适用性，并且前缘区域可为需要冷却的任何发动机构件的任何区域，诸如典型地需要膜冷却孔或多膛孔冷却的区域。应进一步意识到，如所示的孔是非限制性的，并且可为任何形状、大小、取向或包括任何几何形状。

应当进一步意识到，具有多孔材料的区域和膜孔可提供改进的膜冷却，诸如提供改进的定向性、计量或局部流动速率。另外，多孔材料包括在区域中，并且膜孔可进一步改进对膜孔的整个区域而不仅仅是膜孔的局部区域的膜冷却。

应当意识到，所公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是可同样适用于涡轮喷气发动机和涡轮式发动机。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统和执行任何合并的方法。本发明的可专利性范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或如果它们包括具有与权利要求的字面语言无实质性差异的等同结构要素，则这些示例旨在处于权利要求的范围内。