涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，为旋转发动机，它从在一系列压缩机级中传送经过发动机，通过燃烧器，并然后传送到多个涡轮叶片上的燃烧气体流中提取能量，所述压缩机级包括成对的旋转叶片和固定导叶。在压缩机级中，叶片由从转子突出的柱支承，而导叶安装到定子盘上。燃气涡轮发动机已经用于陆地和航海移动以及发电，但最常用于航空应用，诸如飞机，包括直升机。在飞机中，燃气涡轮发动机用以推进飞机。
用于飞机的燃气涡轮发动机设计成在高温下工作，以最大程度地提高发动机推力，因此在工作期间必须冷却某些发动机构件，诸如转子柱。典型地，通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷的空气输送到需要冷却的发动机构件来实现冷却。
在相邻的压缩机级中，跨过相邻级的压力趋向于想要通过导叶上的密封件回流，从而导致上游压缩机级的转子柱额外地被加热，这在某些热条件下可导致上游转子柱处的温度超过其蠕变温度，使转子柱产生不合需要的蠕变。对于遭受最高温度影响的在最后面或后部的压缩机级尤其是这样。
技术实现要素：
一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的盘组件，涡轮发动机限定在涡轮发动机的前端和后端之间沿轴向延伸的发动机中心线。盘组件包括可围绕发动机中心线旋转的盘，盘具有盘侧壁，并且具有作为盘的径向外表面的平台，平台具有延伸部，延伸部具有底侧，并且沿轴向延伸超出至少一个盘侧壁。盘组件包括形成于平台的底侧上的多个凹部。
另一方面，本公开涉及一种具有工作空气流的涡轮发动机，它包括定子和转子，定子具有工作空气流经过其上的工作表面，转子相对于定子旋转，并与定子间隔开，从而限定缓冲腔，并且转子具有工作空气流经过其上的工作表面。盘形成转子的至少一部分，并且包括多个沿周向布置的叶片，并且包括平台，平台具有在缓冲腔上面延伸的延伸部，延伸部具有底侧。多个凹部形成于平台的底侧上。
又一方面，本公开涉及一种降低延伸到涡轮发动机的转子和定子之间的缓冲腔中的延伸部的金属温度的方法，方法包括在延伸部的底侧上设置多个凹部，其中，凹部提高延伸部的底侧上的热传递系数，同时保持或最大程度地减小延伸部和相邻表面之间的有效间隙。
技术方案1.一种用于涡轮发动机的盘组件，所述涡轮发动机限定在所述涡轮发动机的前端和后端之间沿轴向延伸的发动机中心线，所述盘组件包括：
可围绕所述发动机中心线旋转的盘，所述盘具有盘侧壁，并且具有作为所述盘的径向外表面的平台，所述平台具有延伸部，所述延伸部具有底侧，并且沿轴向延伸超出至少一个盘侧壁；以及
在所述延伸部的所述底侧上形成的多个凹部。
技术方案2.根据技术方案1所述的盘组件，其特征在于，所述盘组件进一步包括沿周向围绕所述盘在所述平台处安装的多个叶片。
技术方案3.根据技术方案1所述的盘组件，其特征在于，所述盘进一步包括具有鸠尾榫侧壁的鸠尾榫，并且所述延伸部包括从所述延伸部延伸到所述鸠尾榫的所述侧壁的倒角。
技术方案4.根据技术方案1所述的盘组件，其特征在于，所述盘组件进一步包括沿径向在所述平台内从所述盘延伸的天使翼。
技术方案5.根据技术方案1所述的盘组件，其特征在于，所述延伸部在轴向方向上限定延伸部长度。
技术方案6.根据技术方案5所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部与所述盘的所述侧壁在所述平台处间隔开所述延伸部长度的0%到60%。
技术方案7.根据技术方案6所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部与所述盘的所述侧壁间隔开所述延伸部长度的0%到20%。
技术方案8.根据技术方案1所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部形成为伸长槽。
技术方案9.根据技术方案8所述的盘组件，其特征在于，所述伸长槽相对于所述发动机中心线在所述延伸部上的投影成角度地定向。
技术方案10.一种具有工作空气流的涡轮发动机，包括：
定子，其具有第一工作表面，所述工作空气流经过所述第一工作表面的上面；
相对于所述定子旋转的转子，所述转子与所述定子间隔开，从而限定缓冲腔，并且所述转子具有第二工作表面，所述工作空气流经过所述第二工作表面的上面；
盘，其形成所述转子的至少一部分，并且包括多个沿周向布置的叶片，所述叶片安装到平台上，所述平台具有在所述缓冲腔上面延伸的延伸部，所述延伸部具有底侧；以及
在所述平台的所述底侧上形成的多个凹部。
技术方案11.根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述多个凹部是多个伸长的凹部。
技术方案12.根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述叶片在所述平台和所述多个凹部处包括倒角，并且其中，所述延伸部在轴向方向上限定延伸部长度。
技术方案13.根据技术方案12所述的涡轮发动机，其特征在于，所述多个凹部与在所述平台处的所述倒角间隔开所述延伸部长度的0%到60%。
技术方案14.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述多个凹部与所述倒角间隔开所述延伸部长度的0%到20%。
技术方案15.根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机进一步包括在所述延伸部上设置的多个湍流器，其中，所述湍流器定位在相邻凹部之间。
技术方案16.一种降低延伸到涡轮发动机的转子和定子之间的缓冲腔中的延伸部的金属温度的方法，所述方法包括：
在所述延伸部的底侧上设置多个凹部；
其中，所述凹部提高所述延伸部的所述底侧上的热传递系数，同时保持或最大程度地减小所述延伸部和相邻表面之间的所需有效间隙。
技术方案17.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述延伸部是天使翼或阻碍部中的一个。
技术方案18.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述延伸部是所述转子的平台，多个叶片安装到所述平台上。
技术方案19.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括在所述延伸部的所述底侧上设置多个湍流器。
技术方案20.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述凹部是伸长的凹部。
技术方案21.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，提高的所述热传递系数提供所述延伸部的增加的耐用性。
技术方案22.一种用于涡轮发动机(10)的盘组件，所述涡轮发动机(10)限定在所述涡轮发动机(10)的前端(14)和后端(16)之间沿轴向延伸的发动机中心线(12)，所述盘组件包括：
可围绕所述发动机中心线(12)旋转的盘(71)，所述盘(71)具有盘侧壁(101)，并且具有作为所述盘(71)的径向外表面的平台(102)，所述平台(102)具有延伸部(116)，所述延伸部(116)具有底侧(128)，并且沿轴向延伸超出至少一个盘侧壁(101)；以及
在所述延伸部(116)的所述底侧(128)上形成的多个凹部(130)。
技术方案23.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述盘组件进一步包括沿周向围绕所述盘(71)在所述平台(102)处安装的多个叶片(68)。
技术方案24.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述盘(71)进一步包括具有鸠尾榫侧壁(101)的鸠尾榫(100)，并且所述延伸部(116)包括从所述延伸部(116)延伸到所述鸠尾榫(100)的所述侧壁(101)的倒角(142)。
技术方案25.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述盘组件进一步包括沿径向在所述平台(102)内从所述盘(71)延伸的天使翼(120)。
技术方案26.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述延伸部(116)在轴向方向上限定延伸部长度(d1)。
技术方案27.根据技术方案26所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部(130)与所述盘(71)的所述侧壁(101)在所述平台(102)处间隔开所述延伸部长度(d3)的0%到60%。
技术方案28.根据技术方案27所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部(130)与所述盘(71)的所述侧壁(101)间隔开所述延伸部长度(d1)的0%到20%。
技术方案29.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述多个凹部(130)形成为伸长槽(230)。
技术方案30.根据技术方案29所述的盘组件，其特征在于，所述伸长槽(230)相对于所述发动机中心线(12)在所述延伸部(116)上的投影成角度(258)定向。
技术方案31.根据技术方案22所述的盘组件，其特征在于，所述盘(71)包括鸠尾榫(100)，并且所述平台(102)形成为所述鸠尾榫(100)的径向外表面。
附图说明
在图中：
图1是燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2是图1的燃气涡轮发动机的涡轮区段的截面图。
图3是在图2的在涡轮区段的盘和环之间的具有三个延伸部的缓冲腔的放大视图。
图4是显示为包括多个凹部的平台的延伸部的底侧的透视图。
图5是图4的平台的横截面图，其显示了凹部的非半球形轮廓。
图6是包括形成为槽的多个凹部的另一延伸部的底侧的透视图。
图7是包括多个交替的凹部和湍流器的又一延伸部的底侧的透视图。
部件列表
10发动机
12中心线
14前部
16后部
18风扇区段
20风扇
22压缩机区段
24lp压缩机
26hp压缩机
28燃烧区段
30燃烧器
32涡轮区段
34hp涡轮
36lp涡轮
38排气区段
40风扇壳
42风扇叶片
44核心
46核心壳
48hp轴
50lp轴
51转子
52hp压缩机级
54hp压缩机级
56lp压缩机叶片
58hp压缩机叶片
60lp压缩机导叶
61盘
62hp压缩机导叶
63定子
64hp涡轮级
66lp涡轮级
68hp涡轮叶片
70lp涡轮叶片
71盘
72hp涡轮导叶
74lp涡轮导叶
76经加压的周围空气
77放气
78空气流
80出口导叶组件
82翼型导叶
84风扇排气侧
100鸠尾榫
101侧壁
102平台
104内带
106外带
108环
110缓冲腔
112径向密封件
114部分
116延伸部
118外部阻碍部
t厚度
m主流空气流
120天使翼
122内部阻碍部
124迷宫式路径
126顶侧表面
128底侧表面
130凹部
132正方形轮廓
134长方形轮廓
136三角形轮廓
138排
140后缘
142倒角
144径向轴线
d1延伸部长度
d2第一距离
d3第二距离
202平台
216延伸部
228底侧表面
230凹部
250纵向轴线
252第一角度
254周向轴线
256中心线轴线
258第二角度
316延伸部
328底侧表面
330槽凹部
360湍流器。
具体实施方式
所描述的本发明的实施例涉及设置在延伸到涡轮发动机中的转子和定子元件之间的缓冲腔中的延伸部上的冷却凹部，以及涉及降低这种延伸部的工作温度的方法。为了说明，将关于飞机燃气涡轮发动机来描述本发明，并且更特别地，关于具有多个沿周向间隔开的翼型叶片的转子盘来描述本发明。但将理解的是，本发明不受此限制，而是可大体上适用于非飞机应用中，诸如其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用，以及其它涡轮发动机，并且适用于涡轮发动机的涡轮转子盘以外的其它领域。
图1是飞机的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前端14延伸到后端16的大体沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括处于下游连续流关系的：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括hp涡轮34和lp涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳40。风扇20包括沿径向围绕中心线12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，核心44产生燃烧气体。核心44被核心壳46包围，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轴杆或轴48驱动地将hp涡轮34连接到hp压缩机26上。在较大直径的环形hp轴48内围绕发动机10的中心线12同轴设置的lp轴杆或轴50驱动地将lp涡轮36连接到lp压缩机24和风扇20上。发动机10的安装到轴48、50中的任一个或它们两者上且随其旋转的部分也单独或共同地被称为转子51。
lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在其中，成组的压缩机叶片58相对于对应组的静态压缩机导叶60、62(也被称为喷嘴)旋转，以对传送通过级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环，并可相对于中心线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的下游且在其附近。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅仅是为了说明，而且其它数量是可行的。压缩机级的叶片56、58可安装到盘53上，盘53安装到hp轴48和lp轴50中的对应的一个上，各个级具有其本身的盘。导叶60、62围绕转子51成周向布置地安装到核心壳46上。
hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在其中，成组的涡轮叶片68、70相对于对应组的静态涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)旋转，以从传送通过级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环，并且可相对于中心线12沿径向向外从叶片平台延伸到叶片末梢，而对应的静态涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且在其附近。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅仅是为了说明，而且其它数量是可行的。
在工作中，旋转的风扇20将周围空气供应至lp压缩机24，然后lp压缩机24对hp压缩机26供应经加压的周围空气，hp压缩机26进一步对周围空气进行加压。来自hp压缩机26的经加压的空气在燃烧器30中与燃料混合并点燃，从而产生燃烧气体。通过hp涡轮34而从这些气体中提取一些功，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体排到lp涡轮36中，lp涡轮36提取额外的功来驱动lp压缩机24，并且排气最终经由排气区段38从发动机10中排出。驱动lp涡轮36会驱动lp轴50使风扇20和lp压缩机24旋转。
由风扇20供应的一些周围空气可绕过发动机核心44，并且用来冷却发动机10的部分，尤其是热的部分，并且/或者用来冷却飞机的其它方面或者对其提供功率。在涡轮发动机的背景下，发动机的热的部分通常在燃烧器30的下游，尤其是在涡轮区段32的下游，hp涡轮34是最热的部分，因为它直接在燃烧区段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中排出的流体。
图2示出涡轮区段32的包括至少一个盘组件的部分，盘组件包括盘71，盘71可作为旋转构件形成转子51的一部分(图1)。旋转构件可包括构成例如转子51的任何旋转元件。盘组件可包括鸠尾榫100，但设想盘可为没有鸠尾榫的整体叶盘。鸠尾榫100可包括在鸠尾榫100的相反的轴向侧处的侧壁101。在其中盘71是没有鸠尾榫的整体叶盘的示例中，侧壁101可为盘71的与鸠尾榫100相反的侧壁101。叶片68在平台102处联接到盘71或鸠尾榫100上。平台102可为盘71或鸠尾榫100的径向外表面。盘71围绕中心线12(图1)旋转，从而使鸠尾榫100、平台102和叶片68沿周向围绕中心线12旋转。
固定构件，诸如导叶72，或者作为定子63的一部分的任何构件，可定位在叶片68的上游，以与相邻的下游叶片68形成hp涡轮级64。导叶72相对于发动机中心线12(图1)安装在内带104和径向外带106之间。内带104和外带106可共同形成环108。导叶72和安装导叶72的环108可为固定的，从而形成定子63的至少一部分(图1)。缓冲腔110可限定在相邻转子51和定子63元件之间，诸如限定在内带104和鸠尾榫100之间。径向密封件112可安装到转子51的的部分114上，在相邻盘71之间延伸。主流空气流m可基本上沿轴向方向传送通过由叶片68驱动的级64。转子51和定子63元件可具有面对主流工作空气流m的工作表面，其中定子63可限定第一工作表面，而转子51可限定第二工作表面。在工作期间，可存在主流空气流m由于沿着发动机的不同位置处的压差而在相邻盘71和环108之间被吸入到缓冲腔110中的趋势。这种吸入可导致主流空气流m在不同的级64之间泄漏，这可降低发动机的效率。尽管有径向密封件112，但吸入的空气流的一部分被容许泄漏到下游级。
另外，吸入的主流空气流m可在级64之间无泄漏的情况下引起转子51和定子63的内侧部分的不合需要的加热。为了防止吸入，一个或多个延伸部116可从盘71或环108延伸，诸如从内带104和鸠尾榫100延伸。备选地，延伸部116可为平台102，其中平台102的沿轴向延伸超出侧壁101的部分可限定延伸部116。另外，延伸部116作为平台102的长度可为平台沿轴向延伸超出侧壁101的长度。在一些实施例中，延伸部116可形成迷宫式密封件，以阻碍从主流空气流m中吸入热气体。
虽然关于涡轮区段来书写本文的描述，但应当理解的是，本文公开的概念同样可适用于压缩机区段，或者易受泄漏或气体吸入影响的任何其它区段或适用于适于防止发动机内的气体不合需要的移动的迷宫式密封件。
图3是三个延伸部116的放大视图，它们被示出为固定外部阻碍部118、从鸠尾榫100延伸的天使翼120和固定内部阻碍部122，固定内部阻碍部122从环108延伸而在缓冲腔110中在转子腔和主流空气流m之间形成迷宫式路径124。各个延伸部116可具有顶侧表面126和底侧表面128，顶侧表面126面向主流空气流m，并且底侧表面128面向转子腔。此外，各个延伸部116可具有前表面或后表面127，其面朝在向前或向后方向上相邻的构件。虽然延伸部116被示出为内部阻碍部118和外部阻碍部122以及天使翼120，但应当理解的是，延伸部116可为延伸到旋转元件和非旋转元件之间的缓冲腔中的任何元件，诸如在一个非限制性示例中是平台102。天使翼120可具有厚度t。厚度t可为天使翼120沿径向方向延伸的宽度，或者备选地，厚度t可被测量为同一延伸部116的顶侧表面126和底侧表面128之间的距离。在另一示例中，厚度t可为天使翼120或延伸部116的金属厚度。厚度t可类似地代表任何延伸部116。
延伸部116可包括一个或多个凹部130。凹部130在一个非限制性示例中可为非半球形的，但可设想任何形状的凹部。在另一示例中，凹部130可包括正方形132、长方形134、三角形136或者其任何组合的轮廓。这种轮廓可表示立方形或圆锥形凹部130。
现在参照图4，凹部130可沿着被显示为从鸠尾榫100延伸的平台102的延伸部116的底侧表面128而被进行组织。凹部130可组织成排138。排138如显示的那样可有偏移，或者可按任何方式设置型式或进行组织。可设想到任何数量的排138。虽然凹部130被显示为具有圆形取向，诸如圆锥形或圆柱形几何构造的取向，但凹部130可为任何形状。例如，凹部可为正方形、三角形、几何形、曲线形或与别个不同的形状，诸如具有较大或较小的部分，或者具有线性和非线性部分的组合。可基于特定延伸部116和发动机或构件的特定需要来修整这种形状与别个不同的凹部。形成为排138的凹部130可为所有类似的几何构造，或者可为不同几何构造的组合。例如，与另一几何构造相反，一个几何构造定位在延伸部116的端部附近可为有利的。此外，不同的几何构造可在型式或布置上设置在形成为排138的成阵列的凹部130之中。
现在参照沿图4的截面5-5截取的图5，其示出了设置在平台102上的圆锥形凹部130的三角形轮廓，叶片68具有后缘140和在平台102和后缘140之间过渡的倒角142。径向轴线144可限定成通过凹部130中的一个或者在其附近。在一个示例中，如显示的那样，径向轴线144限定在凹部的最接近叶片68的边缘处，垂直于发动机中心线12(图1)延伸。作为平台102的延伸部116或者本文描述的任何延伸部，可具有延伸部长度d1，长度d1被测量为延伸部116在轴向方向上的纵向长度。径向轴线144可与倒角142间隔开第一距离d2，并且径向轴线144可与后缘140间隔开第二距离d3。在第一非限制性示例中，d2可限定为介于延伸部长度d1的0%和60%之间。在另一示例中，d2可限定为介于延伸部长度d1的0%和20%之间。在另一个非限制性示例中，d2或d3可介于零和翼型后缘140下游的平台102或类似的延伸部116的长度的三分之一之间。在又一个非限制性示例中，d3可介于零和平台102的长度d1的四分之三之间。在一个非限制性示例中，可在平行于发动机中心线12(图1)的垂直于径向轴线144延伸的方向上测量第一距离d2和第二距离d3。在另一示例中，可平行于局部主流流m来测量第一距离d2和第二距离d3。虽然根据从凹部130到倒角142和后缘140的最短距离测量径向轴线144，但应当理解的是，在非限制性示例中，可在凹部130的任何位置处测量径向轴线144，或者从多个凹部130中的任一个测量径向轴线144，诸如沿着凹部130的轴向中心、多个凹部130的轴向中心、凹部130的最后面位置或者最前面部分测量径向轴线144。另外，距离d2、d3可被测量为沿着具有多个叶片或导叶的盘71在径向轴线144和多个后缘140或倒角142之间的最短距离。此外，应当理解，距离d2、d3同样可适用于环108或成组的导叶72，以及叶片68或导叶72的前缘，或者其它类似的翼型构件。
凹部130提供了底侧表面128的提高的热传递系数，从而提高延伸部116在冷表面处的对流热传递。提高沿着底侧表面128的热传递会降低延伸部116的金属温度，从而提高延伸部116的耐用性。延伸部116的热传递提高、金属温度降低和耐用性提高会延长构件的使用寿命和减少所需维护。特别地，具有面向经加热的主流空气流m的顶侧表面126的平台的耐用性有所改进。此外，热传递系数提高会降低延伸部处的金属温度。由于吹扫流的冷却减少，凹部130所产生的冷却益处可进一步得到优化，这将提高发动机效率。
另外，凹部130可在不增大相邻延伸部116之间或者沿着迷宫式路径124(图3)的有效间隙的情况下提高沿着底侧表面128的热传递。此外，凹部甚至可减小有效径向间隙和减少相关联的吹扫流，从而使得发动机效率得到改进。备选地，在底侧表面128的冷却被改进的情况下容许具有增加的厚度t的延伸部116。延伸部116可具有逐渐减小的厚度t，使得如本文描述的在环108或鸠尾榫100附近的厚度t大于延伸部116的轴向延伸的边缘处的厚度。延伸部116的厚度逐渐减小会提高延伸部116的耐用性。另外，改进的热传递对延伸部116提供较大的厚度t或逐渐减小的厚度，同时与没有用于传送通过涡轮发动机10的同一空气流的多个凹部的延伸部具有相同的热传递系数。改进得以实现是因为传导到环108或鸠尾榫100中的热增加。虽然本文描述了增加的厚度t，但应当理解的是，增加的厚度t可为更大的有效尺寸，诸如沿轴向方向延伸的更大长度，或者可由改进的热传递系数在发动机内支持的延伸部的体积的任何增加。这种有效尺寸增加可为相对于具有至少相同的热传递系数而没有用于发动机10(图1)内的同一工作空气流的多个凹部的延伸部而言的。
现在参照图6，另一示范性延伸部216被示出为平台202。图6可基本类似于图4。因而，将使用数值增加了一百的类似标号来描述类似元件。在延伸部216的底侧表面228上设置多个伸长凹部230。凹部230成形为伸长槽。虽然槽凹部230被示出为线性的，但应当理解的是，它们可为非线性的，或者槽凹部230的一部分可为非线性的。槽凹部230的几何构造和间距可随着围绕中心线轴线256或周向轴线254延伸而不同。虽然延伸部216被显示为平台202，但应当理解的是，在非限制性示例中，延伸部116不限于平台202，而是可为其它延伸部，诸如天使翼或阻碍部。凹部230的轮廓在一个非限制性示例中可为半圆形的，使得凹部230在延伸部116的底侧228中形成为圆柱形的半部。在非限制性示例中的凹部230的额外的轮廓可包括正方形、长方形、三角形或者与别个不同的形状。
凹部230可成角度地定向。凹部230可限定沿着凹部230的纵向长度延伸的纵向轴线250。凹部230可沿着延伸部216相对于周向轴线254以第一角度252成角度，沿相对于发动机中心线12(图1)的周向方向限定周向轴线254。当延伸部216随转子171旋转而旋转时，凹部230可朝旋转方向成角度，使得第一角度252小于90度。备选地，槽凹部230可远离旋转方向成角度，使得在相反的方向上测量，第一角度252小于90度。
另外，槽凹部230可相对于中心线轴线256以第二角度258定向。中心线轴线256可为发动机中心线12(图1)在延伸部216上的沿向前和向后方向延伸的投影。第二角度258可介于0度和90度之间，凹部230朝或远离旋转方向成角度。
应当理解，周向轴线254可在中心线轴线256投影到延伸部216上的任何地方处与中心线轴线256垂直。应当理解，凹部230可按同时相对于两个轴线254、256的第一角度252和第二角度258定向。可基于第一角度252或第二角度258来优化凹部230，以最大程度地增加延伸部216的底侧表面228的热传递系数。这种优化可包括通过改变第一角度252或第二角度258来改变凹部230的定向。另外，槽凹部230沿着纵向轴线250的长度，以及槽凹部230的宽度、深度轮廓或形状可改变，以最大程度地增加延伸部216的底侧表面228的热传递系数。
现在参照图7，除了凹部330之外，可在延伸部316的底侧328上设置多个湍流器360。图7可基本类似图6。因而，将使用数值增加了一百的类似标号来标识类似元件，而且讨论将局限于图6和图7之间的差别。
在底侧表面328上在相邻凹部330之间包括湍流器360，以形成沿周向围绕延伸部316而被进行组织的交替的湍流器360和凹部330的型式。在一个示例中，湍流器360可具有与凹部330相同的长度。类似地，湍流器360可具有与槽凹部330相同的形状，与槽凹部330凹入到底侧表面328中相反，湍流器360延伸到底侧表面328之外。因而，沿着延伸部316将不存在材料净增加，发动机不存在重量增加。备选地，湍流器360可小于凹部330，使得与没有任何凹部或湍流器的延伸部相比较，实现发动机重量的净减小。
此外，可存在比显示的更多或更少的湍流器360或凹部330。例如，针对每一个湍流器360可存在三个凹部330，或者，备选地，针对每个凹部330可存在三个湍流器360。因而，可优化湍流器360和凹部330的组织和数量，以最大程度地提高延伸部316的底侧表面328上的热传递系数。因而，湍流器360或凹部330的几何构造和间距可随着围绕中心线轴线356或周向轴线354延伸而不同。
更进一步地，湍流器360不必如显示的那样受限制。湍流器360可为任何形状或大小，诸如组织成排且结合到图4的凹部130中的单独的半球形湍流器或具有与图4的凹部130相同形状的湍流器。在另一示例中，具有方形轮廓的长方形湍流器可结合在图4的单独组的凹部130之间。在又一个示例中，组织成离散排的离散的单独立方形湍流器可定位在图6的槽凹部230之间。应当理解，基于凹部和湍流器的可变的长度、宽度、大小、体积、轮廓、数量、位置或组织，存在凹部和湍流器的许多组合。这种因素可适于针对特定发动机或构件的需要最大程度地提高或调整沿着延伸部的热传递系数。调整热传递系数可包括在沿着延伸部的需要更多或更少热传递的特定位置处提供更多或更少的凹部或湍流器。另外，所述因素可与其它因素诸如发动机重量或在缓冲腔内在延伸部处的所需间隙距离达成平衡，以便最大程度地降低重量，保持或减小间隙距离，同时基于对凹部或凹部和湍流器的使用来最大程度地提高局部热传递系数。因而，在平衡局部热传递需要的同时可改进或保持发动机效率和重量。
应当理解，湍流器360的高度会增加延伸部316和相邻构件(诸如另一延伸部)之间的所需间隙距离，以便在缓冲腔中保持旋转构件和非旋转构件之间的所需间隙。因而，应当理解，使用本文描述的凹部可在不增加相邻构件之间的所需间隙距离的情况下提高特定延伸部的底侧热传递系数。这种局部热传递的提高甚至可减少所需吹扫流，从而防止热气体吸入并提高发动机效率。
降低延伸到涡轮发动机的转子和定子之间的缓冲腔中的延伸部的金属温度的方法可包括在延伸部的底侧上提供多个凹部。凹部会提高延伸部的底侧上的热传递系数，同时保持或最大程度地减小相邻表面的延伸部之间的所需有效间隙。延伸部可为例如本文描述的天使翼、阻碍部或平台。凹部可为例如图6的伸长槽形状的凹部，或者可为图4-5中描述的多个非半球形凹部。另外，除了凹部之外，方法可进一步包括在延伸部的底侧上设置多个湍流器。凹部和湍流器的组织可按本文描述的那样呈任何组织或组合的形式。另外，在延伸部的底侧上设置多个凹部可增加延伸部的厚度，这可对延伸部或与其联接的构件提供改进的耐用性和使用寿命。改进的耐用性可提高翼上工作工作时间，从而减少所需维护和成本。
要理解的是，本文描述的凹部提高了进入到转子和定子之间的缓冲腔中的延伸部的冷却侧局部热传递系数。热传递系数提高会降低延伸部的金属温度，改进耐用性且可提高发动机效率。特别地，在从经加热的主流流附近的转子延伸的平台上设置的凹部可显著地降低金属温度和提高耐用性。凹部几何构造允许对旋转构件和非旋转构件之间的间隙的影响最小，而且甚至可允许减小所需间隙。因而，可实现对构件耐用性、热传递、翼上时间、成本和所需维护的改进，同时在转子和定子延伸部之间保持重要的有效间隙。
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