发动机构件的制作方法
【专利摘要】一种用于燃气涡轮发动机(10)的发动机构件(80)包括膜冷却基底(82)，其具有面对热燃烧气体流的热表面(84)和面对冷却流体流的冷却表面(86)。膜孔(90)延伸穿过基底(82)至热表面(84)上的出口(94)。流动调节结构(112,162)设在出口(94)上游。
【专利说明】
发动机构件
【背景技术】
[0001]涡轮发动机，和特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到大量涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上运转和发电，但最常用于航空应用，如，用于飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气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。
[0002]用于飞行器的燃气涡轮发动机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，如，高压涡轮和低压涡轮的冷却可为必要的。一些发动机构件包括膜孔，其供应发动机构件的热表面上的冷却流体的薄层或膜，以保护发动机构件免受热燃烧气体。典型地，冷却通过将较冷空气从高和/或低压压缩机导送至要求膜冷却的发动机构件来实现。来自压缩机的冷却空气为大约500°C到700°C。尽管压缩机空气是高温的，但其关于穿过燃烧室的空气为较冷的，该空气可为大约1000°C到2000°C。
[0003]图15到16中示出了发动机构件202中的现有技术的膜孔200。发动机构件202包括面对热燃烧气体流H的热表面204，以及面对冷却流体流C的冷却表面206。膜孔200包括设在冷却表面206上的入口 208、设在热表面204上的出口 210，以及连接入口 208和出口 210的通路212。在操作期间，冷却流体流C在出口 210处从膜孔200供应出，以产生热表面204上的冷却空气的薄层或膜，保护其免受热燃烧气体流H。当热燃烧气体流H遇到冷却空气体流C时，其可产生围绕冷却流体流C包绕的大马蹄形涡旋。马蹄形涡旋可引起冷却流体流C过多混合至IJ热燃烧气体流H中，这降低了膜孔200的冷却效率。在冷却流体流C离开出口 94时冷却流体流C到热燃烧气体流H中的过多渗透可导致冷却流体流C立即从基底82的热表面84扫走，这降低了膜孔90的冷却效率。
【发明内容】
[0004]本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，燃气涡轮发动机生成热燃烧气体流，该发动机构件具有基底，其具有面对热燃烧气体流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，热燃烧气体流大体上限定关于热表面的上游方向和下游方向，膜孔，其延伸穿过基底并且具有设在冷却表面上的入口、设在热表面上的出口，以及连接入口和出口的通路，以及在出口上游设在热表面上的流动调节结构，其中流动调节结构构造成使热燃烧气体流的至少一部分围绕从出口排出的冷却流体流转向。
[0005]技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气体流，所述发动机构件包括:
基底，其具有面对所述热燃烧气体流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，所述热燃烧气体流大体上限定关于所述热表面的上游方向和下游方向；
膜孔，其延伸穿过所述基底，并且具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述热表面上的出口，以及连接所述入口和所述出口的通路；以及
流动调节结构，其在所述出口上游设在所述热表面上，其中所述流动调节结构构造成使所述热燃烧气体流的至少一部分围绕从所述出口排出的所述冷却流体流转向。
[0006]技术方案2.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述流动调节结构包括沿远离所述出口的上游方向成锥形的平面形式。
[0007]技术方案3.根据权利要求2所述的发动机构件，其特征在于，所述流动调节结构包括朝所述出口增大的截面。
[0008]技术方案4.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述流动调节结构包括所述热表面中的凹口。
[0009]技术方案5.根据权利要求4所述的发动机构件，其特征在于，所述凹口紧邻所述出口。
[0010]技术方案6.根据权利要求4所述的发动机构件，其特征在于，所述凹口沿远离所述出口的上游方向成锥形。
[0011 ]技术方案7.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述流动调节结构包括从所述热表面的凸起。
[0012]技术方案8.根据权利要求7所述的发动机构件，其特征在于，所述凸起紧邻所述出口。
[0013]技术方案9.根据权利要求7所述的发动机构件，其特征在于，所述凸起沿远离所述出口的上游方向成锥形。
[0014]技术方案10.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述通路包括限定所述入口的计量区段和限定所述出口的扩散区段。
[0015]技术方案11.根据权利要求10所述的发动机构件，其特征在于，由所述扩散区段限定的所述出口的周边的一部分与所述流动调节结构的一部分邻接。
[0016]技术方案12.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述通路限定中心线，其沿所述下游方向倾斜使得所述中心线不正交于所述冷却表面和所述热表面。
[0017]技术方案13.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述发动机构件包括叶片、导叶、护罩或燃烧器衬套中的一种。
[0018]技术方案14.根据权利要求1所述的发动机构件，其特征在于，所述基底包括所述发动机构件的外壁，所述外壁限定所述冷却流体流供应至其的内部。
[0019]技术方案15.—种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气体流，所述发动机构件包括:
基底，其具有面对所述热燃烧气体流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，所述热燃烧气体流大体上限定关于所述热表面的上游方向和下游方向；
膜孔，其延伸穿过所述基底，并且具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述热表面上的出口，以及连接所述入口和所述出口的通路；以及
流动调节结构，其包括在所述出口上游设在所述热表面上的所述热表面中的凹口，其中所述凹口构造成使所述热燃烧气体流的至少一部分围绕从所述出口排出的所述冷却流体流转向。
[0020]技术方案16.根据权利要求15所述的发动机构件，其特征在于，所述凹口沿远离所述出口的上游方向成锥形。
[0021]技术方案17.根据权利要求16所述的发动机构件，其特征在于，所述凹口紧邻所述出口。
[0022]技术方案18.—种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气体流，所述发动机构件包括:
基底，其具有面对所述热燃烧气体流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，所述热燃烧气体流大体上限定关于所述热表面的上游方向和下游方向；
膜孔，其延伸穿过所述基底，并且具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述热表面上的出口，以及连接所述入口和所述出口的通路；以及
流动调节结构，其包括在所述出口上游设在所述热表面上的从所述热表面的凸起，其中所述凸起构造成使所述热燃烧气体流的至少一部分围绕从所述出口排出的所述冷却流体流转向。
[0023]技术方案19.根据权利要求18所述的发动机构件，其特征在于，所述凸起沿远离所述出口的上游方向成锥形。
[0024]技术方案20.根据权利要求19所述的发动机构件，其特征在于，所述凸起紧邻所述出口。
【附图说明】
[0025]在附图中:
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
[0026]图2为来自图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧视截面图。
[0027]图3为穿过根据本发明的第一实施例的来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的示意性截面图。
[0028]图4为来自图3的发动机构件的热表面的俯视图。
[0029]图5为来自图3的发动机构件的热表面的透视图。
[0030]图6-8为类似于图3-5的视图，其示出了关于发动机构件的热燃烧气体和冷却流体的流。
[0031]图9为穿过根据本发明的第二实施例的来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的示意性截面图。
[0032]图10为来自图9的发动机构件的热表面的俯视图。
[0033]图11为来自图9的发动机构件的热表面的透视图。
[0034]图12-14为类似于图9-11的视图，其示出了关于发动机构件的热燃烧气体和冷却流体的流。
[0035]图15为穿过根据现有技术的发动机构件的膜孔的示意性截面图，其示出了关于发动机构件的热燃烧气体和冷却流体的流。
[0036]图16为来自图15的发动机构件的热表面的俯视图，其示出了关于发动机构件的热燃烧气体和冷却流体的流。
[0037]部件列表
10燃气涡轮发动机 12中心线 14前 16后18风扇区段20风扇22压缩机区段24 LPC26 HPC28燃烧区段30燃烧器32涡轮区段34 HPT36 LPT38排气区段40风扇壳体42风扇叶片44芯部46芯部壳体48 HP转轴50 LP转轴52 LPC级54 HPC级56 LPC叶片58 HPC叶片60 LPC导叶62 HPC导叶64 HPT级66 LPT级68 HPT叶片70 LPT叶片72 HPT导叶74 LPT导叶76偏转器77燃烧器衬套78护罩组件80发动机构件82基底/壁84热表面86冷却表面88内腔90膜孔92入口94出口96通路98计量区段100扩散区段102中心线104上游边缘106下游边缘108上游方向110下游方向112凸起114上游边缘116下游边缘118上游表面120下游表面122向外边缘124侧边缘126侧边缘128侧向表面130侧向表面162 凹口164上游端部166下游端部168表面184侧边缘186侧边缘200膜孔202发动机构件204热表面206冷却表面208 入口210 出口212通路H热燃烧气体流C冷却流体流Wl凸起的宽度W2出口的宽度LI凸起的长度L2出口的长度T凸起的高度 D凹口的深度。
【具体实施方式】
[0038]本发明的所述实施例针对特别是在燃气涡轮发动机中的膜冷却发动机构件。出于图示目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机描述本发明的方面。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，并且可具有非飞行器应用中的大体适用性，如，其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
[0039]图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇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 ο
[0040]风扇区段18包括包绕风扇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。
[0041 ] HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成生成燃烧气体的发动机10的芯部44。芯部44由可与风扇壳体40联接的芯部壳体46包绕。
[0042]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传动地连接于HP压缩机26 ο围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。
[0043]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止压缩机导叶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可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60 ,62定位在旋转叶片56，58下游和附近。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。
[0044]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关于对应的一组静止涡轮导叶72，74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64，66中，多个涡轮叶片68，70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止涡轮导叶72，74定位在旋转叶片68，70上游和附近。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。
[0045]在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，其接着将加压周围空气供应至HP压缩机26，其使周围空气进一步加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由驱动HP压缩机26的HP涡轮34从这些气体抽取。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其抽取附加的功来驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50使风扇20和LP压缩机24旋转。
[0046]由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，并且/或者用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热部分，因为其直接在燃烧区段28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排放的流体。
[0047]图2为来自图1的发动机10的燃烧器30和HP涡轮34的侧视截面图。燃烧器30包括偏转器76和燃烧器衬套77。成组的沿径向间隔开的静止涡轮导叶72在轴向方向上在涡轮34的涡轮叶片68附近，其中相邻导叶72形成其间的喷嘴。喷嘴使燃烧气体转动来更好地流入旋转叶片中，以使最大能量可由涡轮34抽取。当热燃烧气体流H沿导叶72外部经过时，冷却流体流C穿过导叶72来冷却导叶72。护罩组件78在旋转叶片68附近以使涡轮34中的流损失最小化。类似的护罩组件还可与LP涡轮36、LP压缩机24或HP压缩机26相关联。
[0048]发动机10的发动机构件中的一个或更多个包括膜冷却基底，其中可提供本文中进一步公开的实施例的膜孔。具有膜冷却基底的发动机构件的一些非限制性实例可包括图1-2中描述的叶片68，70、导叶或喷嘴72，74、燃烧器偏转器76、燃烧器衬套77或护罩组件78。其中使用膜冷却的其它非限制性实例包括涡轮过渡导管和排气喷嘴。
[0049]图3为示出根据本发明的第一实施例的发动机构件80的一部分的示意性截面图。发动机构件80可为来自图1的发动机10的发动机构件，并且可设置在由箭头H表示的热气体流中。由箭头C表示的冷却流体流可供应成冷却发动机构件。如上文关于图1-2论述的，在涡轮发动机的背景下，冷却空气可为由风扇20供应的绕过发动机芯部44的周围空气，来自LP压缩机24的流体，或来自HP压缩机26的流体。
[0050]发动机构件80包括基底82，其具有面对热燃烧气体流H的热表面84，以及面对冷却流体流C的冷却表面86。基底82可形成发动机构件80的壁;壁可为发动机构件80的外壁或内壁。第一发动机构件80可限定包括冷却表面86的至少一个内腔88。热表面84可为发动机构件80的外表面。在燃气涡轮发动机的情况中，热表面84可暴露于具有在1000°C到2000°C的范围中的温度的气体。用于基底82的适合材料包括但不限于钢、难熔金属如钛，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括呈等轴、定向凝固和单晶结构的那些。
[0051 ]发动机构件80还包括延伸穿过基底82的一个或更多个(多个)膜孔90，其提供发动机构件80的内腔与热表面84之间的流体连通。在操作期间，冷却流体流C供应至内腔88并且离开膜孔90，以产生热表面84上的冷却空气的薄层或膜，保护其免受热燃烧气体流H。尽管图3中示出了仅一个膜孔90，但理解的是，发动机构件80可设有多个膜孔90，其可以以任何期望构造布置在发动机构件80上。
[0052]注意的是，在本文中论述的实施例中的任一个中，尽管基底82示为大体上平面的，但理解的是，基底82可对于许多发动机构件80而言为弯曲的。然而，基底82的弯曲可相比于膜孔90的尺寸为轻微的，并且因此出于论述和图示的目的，基底82示为平面的。不论基底82对膜孔90而言是平面的或局部弯曲的，热表面84和冷却表面86可如本文中所示那样平行于彼此，或者可位于非平行平面中。
[0053]膜孔90可具有设在基底82的冷却表面86上的入口 92、设在热表面84上的出口 94，以及连接入口 92和出口 94的通路96。通路96可包括用于计量冷却流体流C的质量流速的计量区段98，以及冷却流体C可在其中膨胀来形成较宽冷却膜的扩散区段100。计量区段98可为通路96的一部分，其中最小截面区域垂直于穿过通路96的冷却流体流C的方向。计量区段98可为通路在其处具有最小截面区域的离散位置，或通路96的长形区段。扩散区段100关于冷却流体流C穿过通路96的方向在计量区段98下游。扩散区段100可与计量区段98串流连通。计量区段98可设在入口 92处或附近，而扩散区段100可限定在出口 94处或附近。
[0054]计量区段98的出口与扩散区段100的入口重合，并且重合的出口和入口可限定计量区段98与扩散区段100之间的过渡部，其中，冷却流体流C可开始膨胀。在所示实施例中，计量区段98为通路96的长形区段，并且过渡部位于计量区段98的远端端部或下游端部处。在其中计量区段98为通路96在其处具有最小截面区域的离散位置的实施例中，计量区段98的上游端部和下游端部可重合，使得过渡部和计量区段98的下游端部可为同一个。注意的是，过渡部不必位于平面内。在其它情况中，可存在并未位于通路96的平面区段内的计量区段98与扩散区段100之间的更逐渐的过渡部。
[0055]穿过通路96的冷却流体流C沿本文中也称为中心线102的通路96的纵轴线，其穿过计量区段98的截面区域的几何中心。膜孔90可沿穿过通路96的冷却流体流C的下游方向倾斜，使得中心线102与热表面84和冷却表面86不正交。作为备选，膜孔90可具有在中心线102穿过其的基底82的局部区域中正交于热表面84和冷却表面86中的一个或两者的中心线102。
[0056]出口94包括可限定通路96在该处与基底82的热表面84相交的边缘的上游端部104和下游端部106。边缘104，106可大体上关于热燃烧气体流H的方向限定，其中热燃烧气体流H大体上限定关于热表面84的上游方向108和下游方向110，即，经过出口94。
[0057]发动机构件80还设有基底82的热表面84上的流动调节结构112。流动调节结构112在出口 94上游，并且构造成使热燃烧气体流H的至少一部分围绕从出口 94排出的冷却流体流C转向。该转向通过减小冷却流体流C与热燃烧气体流H的相互作用而改进了来自膜孔90的流体的冷却效率。
[°°58]在所示实施例中，流动调节结构112包括从热表面84的凸起。当在截面中观看时，如在图3中，凸起112具有限定边缘的上游端部114和下游端部116，它们可限定凸起112在其处汇合基底82的热表面84的边缘，并且大体上关于热燃烧气体流H的方向限定。凸起112可关于膜孔90的中心线102定心，并且可沿上游方向108为长形的。
[0059]凸起112可紧邻出口94，使得凸起112与出口 94邻接。具体而言，凸起112的下游边缘116可至少部分地与出口 94的上游边缘104共用。在本发明的其它实施例中，凸起112可与出口 94分开，使得凸起112不与膜孔90物理连接。
[0060]用于使热燃烧气体流H围绕从出口94排出的冷却流体流C转向的凸起112的构造可至少部分地由凸起112的三维形状限定，其继而由凸起112的截面形状和平面形式限定。所示凸起112具有在高度上朝出口 94沿下游方向110增大的截面形状，使得凸起112可用作斜面，该斜面用于使热燃烧气体流H在出口 94上游升离热表面84，从而使其围绕出口 94转向。所示凸起112大体上为三角形的，具有在上游边缘114处汇合热表面的上游表面118，以及在下游边缘116处汇合出口 94的下游表面120。两个表面118,120从热表面84向外延伸，并且在向外边缘122处汇合。两个表面118 ,120可从向外边缘122朝热表面84下倾，其中下游表面120具有较陡的下倾，并且短于上游表面118。作为备选，表面120可垂直于热表面84，或者沿与图3中所示的相反的方向倾斜。
[0061 ]图4-5为来自图3的发动机构件80的热表面84的俯视图和透视图。出口94在包括出口 94的上游边缘104和下游边缘106的周边处汇合热表面84。所示出口 94具有大体上为直线形的周边，其中大致线性的上游边缘104由沿下游方向与彼此分叉的大致线性侧边缘124，126与大致线性下游边缘106连结。侧边缘124，126可与上游边缘104和下游边缘106混合作为平滑曲线，而非尖角或圆角。
[0062]凸起112也在包括凸起112的上游边缘114和下游边缘116的周边处汇合热表面84。周边大体上限定凸起112的平面形式，并且凸起112的平面形式可沿远离出口 94的上游方向成锥形，使得凸起112可用作用于分离出口 94上游的热燃烧气体流H并且使其围绕出口 94转向的楔形物。在所示实施例中，凸起112的平面形式大体上为三角形，并且部分地由从下游边缘116延伸的凸起112的侧向表面128，130限定，并且在汇合或混合到热表面84中的上游边缘114处会聚。侧向表面128,130可从热表面84向上延伸，并且汇合上游表面118和下游表面120。
[0063]注意的是，在本发明的一些实施例中，表面118，120，128，130可以以平滑过渡部而非尖角或圆角与包绕的特征，如热表面84和/或出口 94混合。此外，表面118，120，128，130可为弯曲或弓形的，而非如所示的线性的。
[0064]进一步注意的是，对于所示的膜孔90，凸起112围绕中心线102大致轴对称，并且关于出口94定心。在本发明的其它实施例中，凸起112可关于中心线102不对称。
[0065]用于使热燃烧气体流H围绕从出口94流出的冷却流体流C转向的凸起112的构造可至少部分地由凸起112关于出口94的大小限定。在一个非限制性实例中，大体上横向于热燃烧气体流H取得的凸起112的最大宽度Wl可小于或等于其上游边缘104处的出口 94的宽度W2的两倍。在所示凸起112成锥形时，最大宽度Wl可限定在下游边缘116处。在此处，如图4中所示，凸起112的最大宽度Wl略小于出口 94的上游宽度W2。此外，大体上横向于热表面84取得的凸起112的最大高度T可小于或等于出口 94的上游宽度W2的四倍。在所示凸起112成锥形时，最大高度T可由向外边缘122限定。在上游边缘114与下游边缘116之间大体上平行于热燃烧气体流H取得的凸起112的最大长度LI可小于或等于在上游表面104与下游表面106之间取得的出口 94的长度L2的三倍。
[0066]图6-8为类似于图3-5的视图，并且示出了关于发动机构件80的热燃烧气体和冷却流体的流。在操作中，冷却流体流C通过入口92进入膜孔90，并且在沿热表面84在出口94处离开膜孔90之前穿过计量区段98和扩散区段100。如图15-16中所示，在没有凸起112的情况下，当热燃烧气体流H遇到冷却流体流C时，其可产生围绕冷却流体流C包绕的大马蹄形涡旋。凸起112使热燃烧气体流H的至少一部分围绕从出口 94排出的冷却流体流C转向。具体而言，从出口 94向上游延伸的凸起112用作用于离开膜孔90的冷却流体流C的阻挡物，其通过调节紧接在膜孔90外的区域来减小冷却流体流C与热燃烧气体流H的过多相互作用的不利影响。凸起112调节出口 94上游的热表面84、在热燃烧气体流H到达出口 94之前使热燃烧气体流H从热表面84沿侧向和向外楔进，以有助于冷却流体流C保持粘附于基底82的热表面84作为出口 94下游的冷却流体的膜，并且与热燃烧气体流H混合较少。
[0067]图9为示出根据本发明的第二实施例的具有流动调节结构的发动机构件80的示意性截面图。发动机构件80和发动机构件80的膜孔90与第一实施例的发动机构件大致相同，并且相似的元件以相似的附图标记指示。
[0068]发动机构件80还设有基底82的热表面84上的流动调节结构162。流动调节结构162在出口 94上游，并且构造成使热燃烧气体流H的至少一部分围绕从出口 94排出的冷却流体流C转向。该转向通过减小冷却流体流C与热燃烧气体流H的相互作用而改进了膜孔90的冷却效率。
[0069]在所示实施例中，流动调节结构162包括热表面84中的凹口。当在如图9中的截面中观看时，凹口 162具有大体上关于热燃烧气体流H的方向限定的上游端部164和下游端部166。凹口 162可关于膜孔90的中心线102定心，并且可沿上游方向108为长形的。
[0070]凹口162可紧邻出口 94，使得凹口 162与出口 94邻接。具体而言，凹口 162的下游端部166可与出口 94合并。在本发明的其它实施例中，凹口 162可与出口 94分开，使得凹口 162不与膜孔90物理连接。
[0071 ]用于使热燃烧气体流H围绕从出口 94排出的冷却流体流C转向的凹口 162的构造可至少部分地由凹口 162的三维形状限定，其继而由凹口 162的截面形状和平面形式限定。所示凹口 162具有在深度上朝出口 94沿下游方向110增大的截面形状。所示凹口 162大体上为三角形，具有延伸到热表面84中并且在上游端部164与下游端部166之间延伸的底面168。上游端部164可限定凹口 162在其处汇合基底82的热表面84的上游边缘。底面168可大体上从上游边缘164朝出口 94下倾。
[0072]图10-11为来自图9的发动机构件80的热表面84的俯视图和透视图。凹口162在包括凹口 162的上游端部164和下游端部166的周边处汇合热表面84。周边大体上限定凹口 162的平面形式，并且凹口 162的平面形式可沿远离出口94的上游方向成锥形，使得凹口 162可用作凹穴来使热燃烧气体流H的一部分在出口 94上游转向，并且减小马蹄形混和。在所示实施例中，凹口 162的平面形式大体上为三角形，并且部分地由凹口 162的侧边缘184，186限定，侧边缘184，186从下游端部166延伸并且会聚来形成上游边缘164，其汇合或混合到热表面84中。底面168可从侧边缘184，186延伸到热表面84中。
[0073]注意的是，在本发明的一些实施例中，表面168的边缘184,186可以以平稳过渡部而非尖角或圆角与包绕特征，如热表面84和/或出口 94混合。此外，边缘184，186可为弯曲或弓形的，而非如所示的线性的。
[0074]进一步注意的是，对于所示的膜孔90，凹口162围绕中心线102大致轴对称，并且关于出口94定心。在本发明的其它实施例中，凹口 162可围绕中心线102不对称。
[0075]用于使热燃烧气体流H围绕从出口94排出的冷却流体流C转向的凹口 162的构造可至少部分地由凹口 162关于出口94的大小限定。在一个非限制性实例中，大体上横向于热燃烧气体流H取得的凹口 162的最大宽度Wl可小于或等于出口 94在其上游154处的宽度W2的两倍。在所示凹口 162成锥形时，最大宽度Wl可限定在下游边缘处。在此处，如图10中所示，凹口 162的最大宽度Wl等于出口 94的上游宽度W2。此外，大体上横向于热表面84取得的凹口162的最大深度D可小于或等于出口 94的上游宽度W2的两倍。在所示凹口 162成锥形时，最大深度D可由底面168与热表面84之间的最大距离限定。在上游端部164与下游端部166之间大体上平行于热燃烧气体流H取得的凹口 162的最大长度LI可小于或等于在上游表面104与下游表面106之间取得的出口 94的长度L2的三倍。
[0076]图12-14为类似于图9-11的视图，并且示出了关于发动机构件80的热燃烧气体和冷却流体的流。在操作中，冷却流体流C通过入口 92进入膜孔90，并且在沿热表面84在出口94处离开膜孔90之前穿过计量区段98和扩散区段100。如图15-16中所示，在没有凹口 162的情况下，当热燃烧气体流H遇到冷却流体流C时，其可产生围绕冷却流体流C包绕的大马蹄形涡旋。凹口 162提供热表面84中的凹穴，其在由热表面84限定的平面下方使热燃烧气体流H的至少一部分转向。流入凹口 162中的热燃烧气体流H仍遇到从出口94排出的冷却流体流C，但凹口的边缘限制流H的侧向扩散，防止了形成大马蹄形涡旋。作为替代，凹口 162调节紧接在膜孔90外的区域，以产生热燃烧气体流H中的涡旋，其与冷却流体流C混合较少。凹口 162在热燃烧气体流H到达出口94之前调节出口94上游的热表面84，以有助于冷却流体流C保持粘附于基底82的热表面84作为出口 94下游的冷却流体膜，并且与热燃烧气体流H混合较少。
[0077]在以上实施例中的任一个中，本发明可与膜孔90的计量区段和/或扩散区段的定形状或定轮廓组合。本发明的实施例还可应用于没有扩散区段的膜孔。本发明的实施例还可应用于槽口类型的膜冷却，在该情况下，出口94设在热表面84上的槽口内。此外，在以上实施例中的任一个中，涂层可施加于基底82的热表面84。涂层的一些非限制性实例包括热障涂层、防氧化涂层或它们的组合。
[0078]关于本文中公开的发明的装置和方法的各种实施例提供了对发动机结构的改进冷却，特别是在具有膜孔的涡轮构件中。可在所述系统的一些实施例的实践中实现的一个优点在于，流动调节结构可设在膜孔出口上游，以便调节从出口排出的冷却流体流，以便使热燃烧气体流围绕从出口排出的冷却流体流转向，从而改进冷却效率。
[0079]该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域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并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。
【主权项】
1.一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件(80)，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气体流，所述发动机构件(80)包括: 基底(82)，其具有面对所述热燃烧气体流的热表面(84)和面对冷却流体流的冷却表面(86)，所述热燃烧气体流大体上限定关于所述热表面(84)的上游方向和下游方向； 膜孔(90)，其延伸穿过所述基底(82)，并且具有设在所述冷却表面(86)上的入口(92)、设在所述热表面(84)上的出口(94)，以及连接所述入口(92)和所述出口(94)的通路(96);以及 流动调节结构(112，162)，其在所述出口(94)上游设在所述热表面(84)上，其中所述流动调节结构(112,162)构造成使所述热燃烧气体流的至少一部分围绕从所述出口(94)排出的所述冷却流体流转向。2.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述流动调节结构(112，162)包括沿远离所述出口(94)的上游方向成锥形的平面形式。3.根据权利要求2所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述流动调节结构(112，162)包括朝所述出口(94)增大的截面。4.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述流动调节结构包括所述热表面(84)中的凹口(162)。5.根据权利要求4所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述凹口(162)紧邻所述出口(94)。6.根据权利要求4所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述凹口(162)沿远离所述出口(94)的上游方向成锥形。7.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述流动调节结构包括从所述热表面(84)的凸起(112)。8.根据权利要求7所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述凸起(112)紧邻所述出口(94)。9.根据权利要求7所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述凸起(112)沿远离所述出口(94)的上游方向成锥形。10.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述通路(96)包括限定所述入口(92)的计量区段(98)和限定所述出口(94)的扩散区段(100)，并且其中由所述扩散区段(100)限定的所述出口(94)的周边的一部分与所述流动调节结构(112，162)的一部分邻接。
【文档编号】F01D5/18GK105927286SQ201610106272
【公开日】2016年9月7日
【申请日】2016年2月26日
【发明人】R.S.班克, R.D.布里斯
【申请人】通用电气公司