用于燃气涡轮发动机的部件冷却的制作方法

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包括旋转轮叶对和固定叶片对的压缩机级、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。

位于邻近冷却流的表面上的凹面、凹痕、或凹入部已被用作热冷却特征。当冷却流通过其中或其上时，凹面倾向于产生不稳定或漩涡气流，从而导致沿发动机部件的灰尘积聚减少。

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涡轮发动机的部件，该部件产生热燃烧气体流并且提供冷却流。该部件包括壁，该壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开，并且具有伴随热燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。该部件还包括至少一个凹痕，该至少一个凹痕设置于冷却表面中并且具有头部和尾部，其中头部相对于冷却流体流的流动方向布置于尾部的上游。在一个实施例中，宽度和头部长度的比为2：1。在另一实施例中，宽度和尾部长度的比为2：3。

在一个其他实施例中，所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有非线性轮廓。非线性尾部轮廓相对于冷却流体流成凸形。

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部件，该部件具有壁和至少一个凹痕，该壁将热燃烧气体流与冷却流体流分开，该至少一个凹痕设置于面向冷却流体流的壁中并且具有头部和尾部，其中头部相对于冷却流体流的方向布置于尾部的上游。

其中所述凹痕具有泪滴形状。

其中所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有线性轮廓。

其中沿冷却流体流方向，所述头部包括头部长度并且所述尾部包括尾部长度，并且头部长度和尾部长度的比为至少1：3。

其中所述头部包括弧形轮廓，并且所述尾部具有非线性轮廓。

在又一个方面中，本发明的实施例涉及一种对具有冷却表面的发动机部件进行冷却的方法，该冷却表面具有至少一个凹痕，该至少一个凹痕具有头部和尾部，使头部相对于流动方向布置于尾部的上游。该方法包括使冷却流体流沿冷却表面通过，并且使至少一部分冷却流体流通入凹痕中。使冷却流体通入凹痕中使沿冷却表面的灰尘积聚最少。其中冷却流体进入所述头部并且通向所述尾部。

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剖视图，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是具有多个凹痕的图3的发动机部件的一部分的透视图。

图5是具有图4的多个凹痕的图3的发动机部件的俯视图。

图6是图4的凹痕的侧视图，其中示出了凹痕的形状和布置。

图7a至7c是用于图4的凹痕的三种不同尾部形状的俯视图。

图8a和图8b是具有不同的非线性轮廓的尾部的侧视图。

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冷却表面上的凹痕。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。当在本文中使用时，无论凹痕相对于发动机入口如何定向或放置，“上游”同样指凹痕头部和尾部的相对局部位置。

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。冷却流体流c能够沿该冷却流体流c的方向限定冷却流体流路径。

图4是示意图，示出了来自图1的发动机10的发动机部件140的一部分，该部分能够包括图3的轮叶68的部分。发动机部件140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140进行冷却。如上文参照图1至2所讨论的，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、或从hp压缩机26排放的流体中的至少一种。

发动机部件140包括壁150，该壁具有面向热气体流h的热表面154和面向冷却流c的冷却表面152。在燃气涡轮发动机10的情况下，热表面154能够暴露于具有处于1000℃至2000℃(或更高)的范围内的温度的气体。用于壁150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140能够邻近冷却表面152限定图3的翼型件110的内部132。热表面154能够是发动机部件140的外部表面，例如翼型件110的压力侧或吸力侧。

发动机部件140还包括布置于冷却表面152上的多个凹痕160。每一个凹痕160都成形为朝向热表面154延伸到冷却表面152中的凹面或者凹入部。每一个凹痕160都具有头部162和尾部164，其中头部162相对于冷却流c的方向布置于尾部164的上游。凹痕160能够以图案化的方式(例如对准、交错、偏置、或者在非限制性例子中以其它方式)布置于冷却表面152上。

应当理解，凹痕160的圆形形状是示例性的。备选地，凹痕160的实际形状能够成泪滴形，或者能够如本文中所描述地那样发生变化。

参照图5，每一个凹痕160都能够基于其形状被限定。每一个凹痕160都包括宽度170，作为凹痕160相对于冷却流体流c方向的侧向长度。此外，头部162能够具有头部长度172并且尾部164能够具有尾部长度174。头部长度172和尾部长度174能够分别是头部162和尾部164沿冷却流体流c方向的长度。此外，每一个凹痕160都能够是对称的，在冷却流体流c的方向上沿凹痕160的中心具有凹痕腔主体轴线176。备选地，凹痕160能够是不对称的，原因是对于发动机部件140的特定部分而言可能是有益。例如，凹痕160能够具有沿弯曲冷却表面布置的弯曲中心线。这样一来，腔主体轴线176将不与冷却流体流c的方向对准。该偏置对准能够沿发动机部件140在一个凹痕160、一组凹痕160、或者凹痕160的整个阵列内延伸。例如，偏置对准能够相对于理想状态偏置+/-20度，同时仍然具有充分的凹痕功能。

凹痕160还能够相对于彼此由宽度170、头部长度172、和尾部长度174限定。例如，宽度170与头部长度172的比能够大于1：1或能够为2：1。类似地，例如，宽度170与尾部长度的比能够大于1：2或者能够为2：3。此外，头部长度172与尾部长度174的比能够为1：3。然而，应当理解，这些比是凹痕160的示例性实施方式，并且不应当被限制于此。凹痕160能够相对于宽度170、头部长度172、和尾部长度174具有其它比，原因是对于特定发动机部件140而言可能是有益。

参照图6，发动机部件140的壁150的侧视图最佳地示出了头部162和尾部164的轮廓形状。头部162具有弧形轮廓(能够为圆形形状)，例如包括90度圆。这样一来，例如，头部162的三维形状能够是四分之一球形。在备选实施例中，头部162能够是从圆形或球形形状变形的弧形形状。凹痕160还能够包括深度178。深度178能够小于或等于宽度170。

尾部164包括从头部162的端部延伸并且以倾斜方式回到冷却表面152的线性轮廓。尾部164的长度能够是实现壁150的最佳或优选传热系数所期望的任何长度。

在操作期间，一部分冷却流体流c能够作为凹痕流180通过凹痕160，从而沿冷却表面152提供增强冷却。凹痕160的形状提供了沿凹痕160和凹痕内的移动空气，同时利用尾部来使凹痕160内以及沿发动机部件140的灰尘积聚最少。头部162位于尾部164上游的定向允许大部分冷却流体流c在头部162处进入凹痕160，同时使凹痕流180平滑地过渡回到冷却流体流c，从而使凹痕160内的任何灰尘积聚最少。

现在参照图7a至图7c，示出了具有尾部变型形式的凹痕160的三个不同的实施例。尽管尾部能够具有如图所示的不同形状，但是这些尾部仍然能够具有与图6中所示的相同的轮廓。参照图7a，凹痕182能够具有尾部183，该尾部具有减小的宽度并且终止于平坦端部190。在图7b中，凹痕184能够具有尾部185，该尾部具有恒定宽度、终止于线性的第二平坦端部192。在图7c中，凹痕186能够具有尾部187，该尾部具有对尾部187一部分而言延伸的恒定宽度并且终止于弧形端部194，从而为凹痕限定从所示的俯视图观察到的丸状。能够进一步构想，尾部183、185、187能够具有增大的宽度，具有本文中所描述的任何端部。

现在参照图8a和图8b，示出了图6的尾部164的其它变型。在图8a中，凹痕200能够具有凸形尾部202，该凸形尾部具有沿冷却表面152的方向略微弯曲的弧形轮廓。在图8b中，凹痕204能够具有凹形尾部206，该凹形尾部具有沿热表面154的方向略微弯曲的弧形轮廓，与图8a所示相反。

此外，对发动机部件140进行冷却的方法能够包括限定具有头部162和尾部164的凹痕160，其中头部162布置于尾部164的上游，该方法能够包括使冷却流体流c沿冷却表面152通过并且使至少一部分冷却流体流c通入凹痕160中。该方法使沿发动机部件140的冷却表面152的灰尘积聚最少。

因此，应当领会，如本文中所描述的凹痕160或其任何变型形式能够具有头部162和尾部164，其中头部162相对于冷却流体流c位于尾部164的上游。头部162的形状能够具有弯曲轮廓(弧形、圆形、球形等)。尾部164的形状能够具有减小、增大、或恒定的宽度，具有平坦、锥形、或弧形端部。此外，尾部164的轮廓能够是弯曲的，例如相对于冷却流体流c成凹形或凸形。还应当领会，凹痕160能够为如本文中所描述的头部、尾部、或其任何组合的任何形状的组合，以便沿冷却表面152提供增强冷却，同时使沿发动机部件140的灰尘积聚最少。

应当领会，所公开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。如果该等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，或者如果该等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，则期望该等其它的例子落入权利要求书的范围内。