本公开涉及涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从通过发动机到众多旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。
背景技术：
用于飞行器的涡轮发动机(例如燃气涡轮发动机)常常设计成在高温下运行以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)可能是有益的。通常，冷却是通过用管道将较冷空气从高压和/或低压压缩机送到需要冷却的发动机部件来完成的。高压涡轮中的温度大约1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但相对于涡轮空气则较冷，可用来冷却涡轮。
现代的涡轮部件(例如翼型件)可以包括一个或多个内部冷却回路，以用于将冷却空气传送通过翼型件，以冷却翼型件的不同部分，并且现代的涡轮部件可以包括专用冷却回路，以用于冷却翼型件的不同部分，例如前缘、后缘或尖端。
技术实现要素：
在一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁限定内部，并由压力侧和吸力侧界定，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向地延伸；至少两个肋，所述至少两个肋位于所述内部中并在所述压力侧和所述吸力侧之间延伸，并呈间隔关系布置，以至少部分地限定所述内部中的冷却通道；以及流动增强器，所述流动增强器在所述至少两个肋之间延伸并与所述压力侧和吸力侧隔开。
可选地，翼型件还包括在展向方向上沿所述压力侧和吸力侧延伸的所述至少两个肋。至少一个流动增强器是在所述至少两个肋之间延伸并在展向方向隔开的多个流动增强器。所述多个流动增强器在所述展向方向上对齐。可选地，至少两个肋包括多个肋，所述多个肋在所述弦向方向上隔开，并至少部分地限定在所述弦向方向上隔开的多个冷却通道。所述至少一个流动增强器包括在所述至少两个肋之间延伸并位于所述多个冷却通道内的多个流动增强器。所述多个流动增强器中的至少一些布置在弦向方向上。所述多个流动增强器中的至少一些沿拱弧线布置在所述弦向方向上。可选地，所述至少一个流动增强器沿拱弧线延伸，所述拱弧线在所述翼型件的轴向中心。可选地，所述至少一个流动增强器相对于与所述展向方向正交的平面形成0度到80度之间的角。
在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括：外壁，所述外壁限定内部，并由压力侧和吸力侧界定，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向地延伸；至少两个肋，所述至少两个肋位于所述内部中并在所述压力侧和所述吸力侧之间延伸，并呈间隔关系布置，以至少部分地限定所述内部中的冷却通道；以及流动增强器，所述流动增强器在所述至少两个肋之间延伸并与所述压力侧和吸力侧隔开。
可选地，发动机部件包括沿着所述压力侧和吸力侧在展向方向延伸的所述至少两个肋。发动机部件还包括在所述至少两个肋之间延伸并在展向方向隔开的多个流动增强器。多个流动增强器在所述展向方向对齐。可选地，至少两个肋包括多个肋，所述多个肋在所述弦向方向隔开并至少部分地限定在所述弦向方向隔开的多个冷却通道。流动增强器包括在所述至少两个肋之间延伸并位于所述多个冷却通道内的多个流动增强器。所述多个流动增强器中的至少一些布置在弦向方向上。所述多个流动增强器中的至少一些沿拱弧线布置在所述弦向方向上。可选地，所述流动增强器沿拱弧线延伸，所述拱弧线在所述发动机部件的轴向中心。可选地，所述流动增强器相对于与所述展向方向正交的平面形成0度到80度之间的角。
在又一方面，本公开涉及一种提高在用于涡轮发动机的部件中的冷却通道处的冷却流体的流速的方法，所述部件具有外壁和在所述部件中心的拱弧线，所述方法包括：使空气沿着所述冷却通道的外壁以及在流动增强器周围流动，所述流动增强器在跨越所述外壁之间的一对隔开的内部壁之间延伸。
可选地，所述方法还包括对于所述气流的速度实现在0.05到0.4之间的马赫数。可选地，所述方法还包括提高所述外壁的热传递系数。可选地，所述方法还包括将空气从所述流动增强器朝所述外壁推动。可选地，所述方法还包括控制所述气流在所述冷却通道内的速度。可选地，所述方法还包括管控所述冷却通道的冷却。可选地，所述方法，其还包括沿着所述拱弧线在所述外壁之间隔开所述流动增强器。
附图说明
在图式中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是图1涡轮发动机的翼型件的部分截面透视图，翼型件内有气流通道。
图3是图2翼型件的横截面图，说明由肋和流动增强器限定的气流通道。
图4是图2翼型件的一部分的透视图，外壁被截去以说明气流通道内的流动增强器。
图5A是根据本文中描述的本公开的各方面示范性流动增强器的透视图。
图5B是根据本文中描述的本公开的各方面第二示范性流动增强器的透视图。
图5C是根据本文中描述的本公开的各方面第三示范性流动增强器的透视图。
具体实施方式
描述的本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的部件。出于说明的目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机的翼型件来描述本发明。然而将理解，本发明不如此受限制，且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞机应用中具有一般适用性，所述应用例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。另外，这些方面在翼型件之外也具有适用性，并且可以扩展到需要冷却的任何发动机部件，例如在非限制性实例中的叶片、轮叶或护罩。
如本文所使用，术语“前向”或“上游”指代在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”指代朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性称谓(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)仅用于识别目的以辅助读者对本发明的理解，且具体来说关于位置、定向或本发明的使用并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性图式仅仅是出于说明的目的，且本发明的图式中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可以发生变化。
图1是用于飞行器的涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(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包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12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由核心外壳46包围，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状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以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且耦合到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同界定转子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相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述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可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳体46。
HP涡轮机34和LP涡轮机36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮机叶片68、70相对于对应一组静态涡轮机轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述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可以成环提供，且可从叶片平台向叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮机的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮机区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流被分裂以使得气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压气流76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压气流76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压气流76汲取且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著增加。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶总成80退出发动机总成10，所述出口导叶总成在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对气流78施加一些方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮机区段32，其中HP涡轮机34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
现在参照图2，示出形式为翼型件90的发动机部件，例如，发动机部件可以是图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个。替代地，发动机部件可以在非限制性实例中包括轮叶或护罩的部分或者可能需要或使用冷却通道的任何其他发动机部件。翼型件90包括燕尾榫92和平台94。翼型件90在限定展向方向的根部96和尖端98之间径向地延伸。翼型件90在限定弦向方向的前缘100和后缘102之间轴向地延伸。燕尾榫92可以与平台94一体，平台94在根部96处可联接到翼型件90。燕尾榫92可以被构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘。平台94有助于径向地容纳涡轮气流。燕尾榫92包括至少一个入口通道104，示例性地示出为三个入口通道104，每个入口通道延伸穿过燕尾榫92以与翼型件90流体连通。应当理解，燕尾榫92以横截面示出，使得入口通道104被容纳在燕尾榫92内。
翼型件90包括外壁108，所述外壁具有在前缘100和后缘102之间延伸的压力侧110和吸力侧112。翼型件90的内部114由外壁108限定。多个冷却通道116在内部114从根部96朝尖端98延伸，并至少部分地由外壁108限定。冷却通道116可限定遍及翼型件90中的一个或多个冷却回路118。
冷却通道116可以包括至少一个内部冷却通道120，示例性显示为两个内部冷却通道120。至少一个内部冷却通道120部分地由至少两个肋122限定，示例性显示为在展向方向延伸的三个肋122。
内部冷却通道120可以包括至少一个流动增强器124，所述流动增强器布置成相对于与展向方向垂直的平面呈0和80度之间的角，示例性显示为0度，所述平面在图示中基本上平行于平台94。所述角将影响与至少一个流动增强器124有关的摩擦降以及对于压力侧110和吸力侧112的相对弦向热传递的增强。内部冷却通道120可以包括如图示的不同数目的流动增强器124。作为非限制性实例，多个流动增强器124可以是湍流器、快速返回式湍流器、针形鳍片、销钉排或旋涡发生器。考虑了流动增强器124可以以任何形式布置，其定向不一定是一致或相似的。每个流动增强器124在至少两个肋122之间延伸，使得每个流动增强器124与外壁的压力侧110和吸力侧112二者间隔开。
转到图3，翼型件90的横截面说明至少四个示例性冷却通道116，包括示例性内部冷却通道120。拱弧线126在翼型件90的压力侧110和吸力侧112之间的中间从前缘100延伸到后缘102。尽管图示为两个内部冷却通道120，但应当认识到也可以考虑多个内部冷却通道或单个内部冷却通道。
至少一个流动增强器124(示例性显示为两个流动增强器124)沿拱弧线126在至少两个肋122之间延伸。至少一个流动增强器124被定位成与不具有流动增强器124时的内部冷却通道120相比，内部冷却通道120的横截面区域128以及内部冷却通道120的容积减小。
肋122是内部壁，使得流动增强器124在内部壁之间延伸。应当认识到，尽管至少一个肋可以是图示为在基本展向的方向延伸、限定基本展向延伸通道116的多个肋122，但只要其包括内部壁，则肋122可以安排在任何方向，例如在非限制性实例中为轴向、径向、展向、弦向或其任何组合。因此，通道或由通道116限定的冷却回路118的任何部分可以在任意三维方向上延伸。
冷却通道116可限定遍及翼型件90中的冷却回路118。另外，冷却回路118还可以包括微型回路、子回路、靠近壁的冷却回路、前缘通道、后缘通道、针形鳍片、销钉排、附加通道116、流动扩张结构或能够限定冷却回路的任何其它结构。
内部冷却通道120包括至少一个流动增强器124，所述流动增强器跨越内部冷却通道120。示范性的流动增强器124包括具有相对端132、134的主体130。每个相对端132、134安装到至少两个肋122，使得沿相应的内部冷却通道的弦向剖面的拱弧线126，划分内部冷却通道120的横截面区域128。
还考虑了相对端132、134安装到至少两个肋122，使得流动增强器124与外壁108隔开，不沿拱弧线126延伸，但仍将横截面区域128分成两个部分。流动增强器124的位置不受限制，可相对更靠近吸力侧112，或者更靠近压力侧110，同时仍保持与外壁108隔开。
在图4图示了翼型件90的透视图，外壁108的一部分被切除以说明内部的流动增强器124。将内部冷却通道中的一个120a描绘为具有比其它内部冷却通道120b有更多的流动增强器124。一种提高内部冷却通道120a、120b中冷却流体(作为非限制性实例为冷却空气C)的流速的方法，包括使冷却空气C沿内部冷却通道120a、120b的外壁108并在流动增强器124周围流动。与没有流动增强器124的冷却通道116相比时，流动增强器124的设置降低了每个内部冷却通道120a、120b的净容积。内部冷却通道120a、120b的容积减小可提高冷却空气C流过内部冷却通道120a、120b时的速度。冷却空气C通过内部冷却通道120a、120b的流动速度的提高有助于改善冷却空气C在内部冷却通道120a、120b中的分布，还可提高外壁108的热传递系数。由于局部减小的横截面面积，所以流动增强器124局部地提高流动速度。流动增强器124通过分配正形成或完全形成的管道流还产生更多的流动湍流。最终结果就是具有较薄的边界层的更多的混乱流/湍流条件，以及相对于标准管道流提高的热传递系数。内部冷却通道120a、120b的容积可产生局部马赫数(local Mach number)在0.05到0.4之间的冷却空气C的速度。
使流动增强器124在肋122之间延伸，防止由于传导使流动增强器124接收来自外壁108的不必要的热传递。这能够使流动增强器124保持比外壁108相对较冷。外壁108通常比肋122的温度高。继而，相对较冷的流动增强器124阻止在内部冷却通道120a、120b内产生从流动增强器124到冷却空气C的不必要的热传递。
当冷却空气C与流动增强器124接触时，冷却空气C可从内部冷却通道120a、120b的中心被推向外壁108。当冷却空气C沿外壁108流动或者被推向外壁108时，在冷却空气C内的热拾取增大。流动增强器124被设置的位置增加了沿着外壁108冷却空气C的量，这进而还有助于提高外壁108的热传递系数。
在内部冷却通道120a、120b内策略性地设置和定位流动增强器124使得能够管控翼型件90内的冷却区域。将流动增强器124隔开以产生刻意空间136，图示为冷却通道120b中的空间比冷却通道120a中的空间大，这相比冷却通道120a可降低在冷却通道120b内冷却空气C的速度。同样，在内部冷却通道120b中冷却空气C的热拾取量比在内部冷却通道120b中冷却空气C的热拾取量相对较少。以此方式，流动增强器124的设置控制了在内部冷却通道120a、120b内冷却空气C的速度，并对在相应内部冷却通道120a、120b中冷却空气C内的热拾取量进行管控。
这样，流动增强器可被定位成更好地平衡叶片金属温度分布，以提高耐用性。应当理解，空间136的大小取决于翼型件90和冷却回路118所需的冷却。作为非限制性实例，考虑了内部冷却通道120a中的一个具有比冷却通道120b更多的流动增强器124。应当理解，定位在内部冷却通道120a、120b内的流动增强器124的数量可以变化，甚至可以是零。
流动增强器124可以是例如但不限于空心的、多孔的或部分空心的。图5A是圆柱形的流动增强器124a，其中，冷却空气C离开流动增强器124向外壁108偏转，与图4描绘的很相似。图5B示出了替代性的C形的流动增强器124b，其中，C形的圆边可以面向冷却空气C，以将冷却空气C朝外壁108引导。另一替代性形状是具有V形的流动增强器124c，其中，V形的顶点面向冷却空气C。图示的流动增强器124a、124b、124c的形状和孔隙度只用于示例，不意在限制。
涡轮机部件(例如叶片、轮叶和护罩)暴露于极高的气体路径温度，导致部件需要内部冷却。通常的冷却流是不够的，需要热传递增强特征以提高冷却效率。热传递增强特征包括销钉、凹处、凸起和流动增强器。这些特征增强冷却回路中的湍流，在空腔壁上产生更高的热传递系数。控制冷却通道内冷却空气的速度进而提高热传递系数，这有效地管控冷却空气C以更有效地冷却本文中讨论的发动机部件。
将流动增强器124的定向从跨越压力侧110到吸力侧112的传统的定向变化到沿拱弧线126跨越在内部肋122之间实现了压力侧110和吸力侧112热传递的期望提高，而不增加从流动增强器124到冷却空气C的热传递。内部肋122比外壁108冷，将流动增强器124安装到肋122而不是沿着外壁108安装，优化了空气在内部冷却通道120内的分布，不会从靠近外壁108的区域带来任何附加的热拾取。这对有必要管控热拾取的翼型件90的区域是特别有益的，能够将较冷空气传送到需要之处。
与没有流动增强器124的内部冷却通道120相比，流动增强器124通过降低内部冷却通道120内的横截面面积提高了马赫数。马赫数的提高带来外壁处更大的热传递系数以及空气在通道内的更好分布。内部冷却通道120内空气速度的这种提高得以实现，同时最小化从流动增强器124到运动空气的热拾取。流动增强器124通过分配正形成或完全形成的管道流还产生更多的流动湍流。最终结果是具有较薄的边界层的更多的混乱流/湍流条件，以及相对于标准管道流提高的热传递系数。
本文中描述的流动增强器在低压侧到吸力侧的幅度上有两个喷嘴的小型发动机级是特别有益的。这些小型发动机还具有通过发动机的较低的总核心流，只有非常少的空气用于冷却喷嘴。在此低流动时，内部马赫数很低，导致在空腔内流动的分布较差，造成不均匀的冷却。本文中描述的流动增强器能够提高马赫数，同时阻止热吸收，实现更有效的冷却。
应当认识到，尽管本说明书针对翼型件，但本文中描述的概念在附加的发动机部件(在非限制性实例中为轮叶、护罩或燃烧衬套)中同样具有适用性，翼型件的通道内的流动增强器可以是具有冷却回路的任何发动机部件的任何相似区域，或者用壁隔开热气体流且需要冷却的内部冷却表面，例如通常需要膜冷却孔或多孔冷却的区域。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮发动机，或者任何需要流体冷却的其他发动机。
在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可在必要时彼此结合使用。一个特征可能未在所有实施例中示出并不意味着应被认作不能示出所述特征，而是为了简化描述才未示出。因此，必要时可混合和搭配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。
此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。