翼型件，发动机部件和相应的冷却方法与流程

涡轮发动机，尤其是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从穿过发动机到达多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。涡轮发动机已经用于陆地和海上移动以及发电，但是最常用的是用于航空应用，例如用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。

用于飞行器的涡轮发动机被设计成在高温下操作以使得发动机效率最大化，因此某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有利的。通常，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导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℃至2000℃，来自压缩机的冷却空气的温度为大约500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但是其相对于涡轮空气是较冷的，可以用来冷却涡轮。

当前的涡轮叶片总体上包括一个或多个内部冷却回路，以用于将冷却空气引导通过叶片以冷却叶片的不同部分，并且可以包括专用冷却回路以冷却叶片的不同部分，例如叶片的前边缘、后边缘和末端。

技术实现要素：

一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁具有界定了内部空间的外表面和内表面，所述外壁限定了压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前边缘和后边缘之间沿轴向延伸并且在根部和末端之间沿径向延伸；至少一个涂层，所述至少一个涂层施加到所述外表面；至少一个壁冷却通道，所述至少一个壁冷却通道设置在所述外壁的内部的至少一部分中；至少一个外皮冷却回路，所述至少一个外皮冷却回路包括至少一个沟槽，所述至少一个沟槽形成在所述外表面中并且流体地联接到所述壁冷却通道；以及至少一个冷却空气供应回路，所述至少一个冷却空气供应回路位于所述内部中并且流体地联接到所述至少一个沟槽，以限定从所述供应回路到所述至少一个沟槽然后到所述壁冷却通道的串行空气流动路径。

一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机产生热空气流并提供冷却流体流，所述发动机部件包括：壁，所述壁将所述热空气流与所述冷却流体流分离，并且具有第一表面和面向所述冷却流体流的第二表面，热空气沿着所述第一表面在热流动路径中流动；至少一个涂层，所述至少一个涂层施加到所述第一表面；至少一个壁冷却通道，所述至少一个壁冷却通道设置在所述壁的内部的至少一部分中；至少一个外皮冷却回路，所述至少一个外皮冷却回路包括至少一个沟槽，所述至少一个沟槽形成在所述第一表面中并且流体地联接到所述壁冷却通道；并且其中所述冷却流体流流体地联接到所述至少一个沟槽，所述至少一个沟槽流体地联接到所述壁冷却通道，以限定从所述至少一个沟槽到所述壁冷却通道的串行冷却空气流动路径。

一种冷却翼型件的方法，其包括：使冷却空气流从所述翼型件的中空内部传递到外壁的外表面中的沟槽，然后从所述沟槽传递到所述外壁中的通道。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2为图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机部件的透视图，其具有冷却空气入口通道。

图3为图2的翼型件的示意性周边视图。

图4为图2的翼型件的横截面图，示出了多个内部通道。

图5为图4的翼型件的取出部分的示意图，示出了壁冷却通道、外皮冷却回路和空气冷却空气供应回路。

图6a和6b为用于图5的壁冷却通道和外皮冷却回路的不同流动方向的示意图。

具体实施方式

本发明所述的实施例涉及用于发动机的发动机部件，其具有冷却回路，该冷却回路包括外皮冷却回路、壁冷却通道和空气供应回路，其中外皮冷却回路与空气供应回路和壁冷却通道联接，以便在通过外皮冷却回路离开之前，首先向外皮冷却回路供应冷却空气，然后向壁冷却通道供应冷却空气。为了说明的目的，将针对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，本发明并不限于此并且能够一般性地应用于发动机，包括压缩机，以及应用于非飞行器应用，例如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。

如在此所用的，术语“前”或“上游”指的是沿着朝向发动机入口的方向移动，或者沿着朝向与另一个部件相比相对更靠近发动机入口的部件的方向移动。与“前”或“上游”结合使用的术语“后”或“下游”指的是朝向发动机的后部或出口的方向，或者朝向与另一个部件相比相对更靠近发动机出口的方向。

另外，如在此所用的，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周边之间延伸的维度。

所有方向性参考(例如径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上部、下部、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅仅用于识别的目的，以帮助读者理解本发明，而并非是限制性的，尤其是并非对定位、取向或本发明的用途进行限制。连接参考(例如附接、联接、连接和联结)应当宽泛地解释，可以包括元件的连接之间的中间构件以及元件之间的相对移动，除非另外指明。因此，连接参考不必推断出两个元件直接连接和彼此为固定关系。示例性附图仅仅是示意性的，附图中反映的维度、位置、顺序和相对尺寸可以是不同的。

图1为用于飞行器的涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有基本纵向延伸的轴线或中心线12，其从前14至后16延伸。沿着下游串行流动关系，发动机10包括：具有风扇20的风扇部段18；具有增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26的压缩机部段22；具有燃烧器30的燃烧部段28；具有hp涡轮34和lp涡轮36的涡轮部段32；以及排气部段38。

风扇部段18包括围绕风扇20的风扇壳体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的芯部44，该芯部产生热空气流。芯部44被芯部壳体46围绕，该芯部壳体可以与风扇壳体40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或线轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。处于较大直径的环形hp线轴48内的、围绕发动机10的中心线12同轴地设置的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。线轴48、50能够围绕发动机中心线旋转，并且联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件可以共同限定转子51。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游并与旋转叶片相邻。要注意的是，图1所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量的选择仅仅只是示意性的，其它的数量也是可能的。

用于压缩机级的叶片56、58可以安装到盘61上，该盘安装到hp和lp线轴48、50中对应的线轴，每个级具有其自身的盘61。用于压缩机级的轮叶60、62可以以周边布置形式安装到芯部壳体46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过该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可以设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末端，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游并与旋转叶片相邻。要注意的是，图1所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量的选择仅仅只是示意性的，其它的数量也是可能的。

用于涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71，该盘安装到hp和lp线轴48、50中对应的线轴，每个级具有专用的盘71。用于压缩机级的轮叶72、74可以以周边布置形式安装到芯部壳体46。

与转子部分互补的是，发动机10的固定部分，例如压缩机和涡轮部段22、32之间的静态轮叶60、62、72、74，也被单独地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指的是整个发动机10中非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇部段18的空气流被分流，使得空气流的一部分被引导到lp压缩机24中，该lp压缩机然后将加压空气76供应到hp压缩机26，该hp压缩机进一步加压空气。来自hp压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并点火燃烧，由此产生燃烧气体。通过hp涡轮34从这些气体中提取一些功，该hp涡轮驱动hp压缩机26。燃烧气体排放到lp涡轮36中，该lp涡轮提取额外的功以驱动lp压缩机24，废气最终经由排气部段38从发动机10排出。lp涡轮36的推进驱动lp线轴50，以转动风扇20和lp压缩机24。

可以从压缩机部段22抽取加压空气流76的一部分，作为排出空气77。可以从加压空气流76抽取排出空气77，并且将排出空气提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增大。因此，排出空气77提供的冷却对于这样的发动机部件在高温环境中的操作而言是必要的。

空气流78的其余部分绕过lp压缩机24和发动机芯部44，并且在风扇排气侧84处通过固定轮叶行离开发动机10，更具体地，通过包括多个翼型件引导轮叶82的出口引导轮叶组件80离开该发动机。更具体地，使用与风扇部段18相邻的周边的一行径向延伸的翼型件引导轮叶82，以对空气流78施加一定的方向控制。

由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机芯部44并且用于发动机10的各部分的冷却，尤其是热部分的冷却，和/或用来冷却飞行器的其它方面或为这些方面提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常处于燃烧器30的下游，尤其是涡轮部段32的下游，其中hp涡轮34是最热的部分，原因是其处于燃烧部段28的直接下游。其它冷却流体源可以是但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排出的流体。

图2为图1的发动机10的涡轮叶片68之一形式的发动机部件的透视图。涡轮叶片68包括榫型件75和翼型件79。翼型件79在根部83和末端81之间沿径向延伸。榫型件75还包括在根部83处与翼型件79成一体的平台85，该平台有助于沿径向容纳涡轮空气流。榫型件75可以被构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘。榫型件75包括至少一个入口通道，示例性地示出为第一入口通道88、第二入口通道90和第三入口通道92，每个入口通道延伸穿过榫型件75以在通道出口94处提供与翼型件79的内部流体连通。通道出口94流体地联接到多个冷却回路(图4)，这些冷却回路可以如图所示处于根部83处，或者处于末端81处，或者处于任何其它期望的位置处。应当理解，榫型件75以横截面示出，使得入口通道88、90、92容纳在榫型件75的本体内。

转到图3，以横截面示出的翼型件79包括外壁95，该外壁界定了内部96，该内部具有凹形压力侧98和凸形吸力侧100，该凹形压力侧和凸形吸力侧连接在一起，以限定在前边缘102和后边缘104之间沿轴向延伸的翼型件横截面。叶片68沿一个方向旋转，使得压力侧98跟随吸力侧100。因此，如图3所示，翼型件79朝向页面的顶部向上转动。

参考图4，内部96可以分为多个内部冷却空气供应回路122、124、126，这些内部冷却空气供应回路可以以任何形式布置在内部96中，并且可以从根部83延伸到末端81。冷却空气供应回路122、124、126专门用于向内部96提供冷却空气。冷却空气供应回路122、124、126流体地联接到至少一个入口通道88、90、92，在入口通道处通过通道出口94提供与至少一个冷却空气供应回路122、124、126的内部流体连通。

应当理解，翼型件79内每个单独的冷却空气供应回路122、124、126的相应几何结构如图所示是示例性的，并不是将翼型件79限制为如图所示的冷却空气供应回路的数量、几何结构、尺寸或位置。另外，冷却空气供应回路122、124、126可以彼此流体地联接，以在相邻的冷却空气供应回路之间提供额外的内部流体连通。另外，虽然示出了三个冷却空气供应回路，但是可以具有任何数量的冷却空气供应回路，例如从零个到一个到多个。

外壁95包括外表面130和内表面132，其一起限定了大致实心的内部空间134。至少一个涂层136施加到外表面130，其中涂层136可以包括具有金属、陶瓷或任何其它合适材料的一个或多个层。外表面130和至少一个涂层136限定了用于翼型件的“外皮”。包括外皮的外壁95将翼型件的第一表面128上的热空气流h与沿着第二表面129供应到冷却空气回路122、124、126的冷却流体流c分开。涂层136可以由各种已知的方法形成，例如喷雾、汽相沉积等等，并且也可以通过增量制造而形成。

多个膜孔138可以流体地联接到至少一个冷却空气供应回路122、124、126，以将冷却空气提供到翼型件79的外部上。应当理解，膜孔138可以是为任何几何结构的膜冷却出口，例如但不限于孔、成型孔和狭槽。

至少一个壁冷却通道140和一个外皮冷却回路142设置有翼型件79。多个膜孔138可以流体地联接到一个或多个壁冷却通道140或外皮冷却回路142。至少一个冷却供应回路124、外皮冷却回路142和壁冷却通道140彼此流体地联接，并且一起限定了从供应回路124到翼型件79外部的串行流动路径。应当理解，虽然示出了相邻的冷却空气供应回路124，但是至少一个外皮冷却回路142和壁冷却通道140可以设置在翼型件79的外壁95的内部空间134中任何位置处。

参考图5，将针对图4的翼型件的一部分的该示意图来描述壁冷却通道140和外皮冷却回路142的细节。外皮冷却回路142包括设置在外表面130中的至少一个沟槽146以及穿过涂层136通向沟槽146的至少一个膜孔138。外皮冷却回路142可以形成在外表面130中，或者形成在涂层136中，或者形成在这两者的组合中，如图所示。在一些实施例中，所示的涂层136的一部分可以是同一基体的一部分，该基体形成沟槽146，然后顶部上可以增加涂层，利用非涂层材料，例如利用钎焊或附接到外表面上的金属板，来封闭外皮冷却回路142。应当理解，所示的多个沟槽和通道是示例性的，并不用来限制例如形状、取向或尺寸。

至少一个沟槽146可以是多个沟槽146，这些沟槽彼此流体地联接或者彼此流体地分离。多个沟槽146可以成群组148、150地布置，这些群组可以用来形成外皮冷却回路142中的子回路。多个沟槽146的宽度和长度可以是变化的。壁冷却孔152可以提供多个沟槽146的第一群组148和冷却空气供应回路124之间的流体连接。还可以想到，多个膜孔138可以穿过涂层通向多个沟槽146中的仅仅一个沟槽或者通向多个沟槽146中的几个或全部。

壁冷却通道140包括设置在壁95的内部空间134中且由内表面和外表面130、132界定的一个或多个壁冷却通道140。壁冷却通道140可以包括将壁冷却通道140流体地联接到供应回路124的至少一个壁冷却孔153。可以想到，沟槽146可以具有与壁冷却通道140相同或者比壁冷却通道小的尺寸，在另外的实施例中为壁冷却通道140的50％或更小。

还可以想到，多个孔154可以形成为孔口或狭槽，该孔口或狭槽穿过内部空间134从多个沟槽146的第一群组148通向壁冷却通道140的上游部分。另外的多个孔156可以在壁冷却通道140的下游部分处提供壁冷却通道140和多个沟槽146的第二群组150之间的流体连通。

现在转到图6a和6b，包括冷却空气的冷却流体流c通过通道出口94供应到冷却空气供应回路124，该通道出口例如联接到第一、第二或第三入口通道88、90、92之一。这些构造彼此类似，因此，相同的部分用相同的数字加上100来表示，应当理解，每个构造的相同部分的描述应用于另外的构造，除非另有说明。

在图6a中，冷却空气首先从冷却空气供应回路124穿过壁冷却孔152流到外皮冷却回路142，然后，冷却空气在通过与壁冷却通道140流体地联接的多个膜孔138之一离开之前被引导到壁冷却通道140中。

在图6b中，冷却空气首先被提供到多个沟槽146的第一群组248，并且再次被引导到壁冷却通道240中，之后冷却空气在通过与第二群组250流体地联接的多个膜孔238中的至少一个膜孔离开之前穿过多个沟槽246的第二群组250。

另外，冷却空气也可以直接从一个冷却空气供应回路224提供到一个或一些壁冷却通道240，如图6b中的虚线所示。

虽然图6a和6b示出了用于将冷却空气供应到外皮冷却回路142和壁冷却通道140的两种构造，但是应当理解图示的构造仅仅是示例性的而非限制性的，也可以想到其它的构造。

冷却翼型件79的方法包括使冷却空气流c从翼型件79的中空内部96传递到外壁95的外表面130中的沟槽146，然后从沟槽146传递到外壁95中的通道140。通过使冷却空气流沿着串行流动路径从供应回路124传递到至少一个沟槽146然后传递到壁冷却通道140来冷却翼型件的方法包括使冷却空气流c穿过多个壁冷却和膜冷却孔138、152、153、154，其中至少一些孔138、152、153、154可以穿过涂层136。该方法还可以包括使冷却空气流c从壁冷却通道140传递到示出为处于第二群组150中的另一个沟槽146，然后穿过上覆外表面130的涂层136。

可以想到，具有多个壁通道和外皮冷却回路的整个发动机部件可以铸造成单个部件，之后可以模制和再成形发动机部件的各部分，然后施加涂层。也可以想到增量制造，其中例如冷却空气供应回路的主要部件是铸造的，并且增加包括壁通道、流体连接孔和外皮冷却回路的额外部件。

本文的公开包括冷却的部件，其采用壁冷却通道和外皮冷却回路两者，冷却空气并行地且串行地流过这两者，其中壁冷却通道在翼型件的根部或末端处从空气供应回路接纳冷却空气。

本发明包括外皮冷却回路，在将冷却流体流c作为膜冷却释放之前，该外皮冷却回路将冷却流体返回到壁冷却通道以用于内部热交换。

外皮冷却回路单独地可以允许高达30％的冷却流减少。采用与外皮冷却回路平行的壁冷却通道的优点包括增加了基体结构的热均匀性。在外皮冷却回路失效风险增大的情况下，平行的壁冷却通道仍然可以提供与发动机部件的热和结构一体化。

在较新的涡轮冷却中，与现有的涡轮冷却相比，流动降低30至50％。将壁冷却通道与外皮冷却回路组合能够减少30％的冷却流，降低了成本，并且降低了比燃料消耗。

书写的说明书利用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且使得本领域任何技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它例子。如果这样的其它例子具有与权利要求的文字语言不是不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言差别不太明显的等同结构元件，那么它们将处于权利要求的范围内。