CN108868897A

CN108868897A - 涡轮发动机翼型件的插入件

Info

Publication number: CN108868897A
Application number: CN201810194728.0A
Authority: CN
Inventors: A.T.马里内利; R.F.曼宁; B.M.雷迪
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2017-05-11
Filing date: 2018-03-09
Publication date: 2018-11-23
Anticipated expiration: 2038-03-09
Also published as: US20180328188A1; CN108868897B; US10577943B2

Abstract

本申请涉及涡轮发动机翼型件的插入件。其中，一种用于改善用于涡轮发动机的发动机构件如翼型件的传热系数的设备及方法。翼型件可包括限定内部的外壁。冷却通路可形成在限定流动方向的内部中。插入件可设在冷却通路中来占据冷却通路的容积，以保持穿过冷却通路的空气流的阈值马赫数来改善传热系数。

Description

涡轮发动机翼型件的插入件

关于联邦资助的研究或开发的声明

本发明是在美国政府授予的合同号W58RGZ16C0047的政府支持下做出的。美国政府对本发明有一定权利。

背景技术

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气流获得能量的旋转发动机。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可能有益。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

当代涡轮叶片大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括用于冷却叶片的不同部分如叶片的前缘、后缘和末梢的专用冷却回路。对于涡轮发动机提高的操作和环境要求需要改善冷却同时平衡效率需求。

发明内容

一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括外壁，外壁界定内部且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧。冷却通路位于内部中，且具有内表面，且限定了沿冷却通路的流动方向。插入件设在冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中侧壁与冷却通路的内表面间隔开有间隙。插入件具有非恒定的截面面积。间隙沿侧壁是非恒定的，且增大沿流动方向的延伸。

另一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的构件，包括限定内部的外壁，以及冷却通路，其形成在具有内表面的内部内，且限定穿过冷却通路的流动方向。具有可变截面面积的插入件设在该内部中，具有无孔侧壁且与冷却通路的内表面间隔开沿流动方向变化的间隙。

又一方面，本公开内容涉及一种增大沿涡轮发动机的翼型件的外壁的传热系数的方法，包括：以具有减小的截面面积的插入件占据构件内的冷却通路的容积，以限定在插入件与冷却通路之间具有增大的截面面积的间隙。

技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外壁，所述外壁界定内部，且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸来限定翼弦方向和在根部与末梢之间沿径向延伸来限定翼展方向的压力侧和吸入侧；

冷却通路，其位于所述内部中，且具有内表面，且限定沿所述冷却通路的流动方向；以及

插入件，其设在所述冷却通路中，且具有终止于端部处的无孔侧壁，其中所述侧壁与所述冷却通路的内表面间隔开有间隙；以及

其中，所述插入件具有非恒定的截面面积，所述间隙沿所述侧壁是非恒定的，且所述间隙的至少一部分沿所述流动方向延伸而增大。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是阶梯式的。

技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是连续的。

技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述流动方向从所述末梢朝所述根部沿径向向内的方向延伸。

技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述外壁具有内表面，其限定所述冷却通路的内表面的至少一部分。

技术方案6. 根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述插入件不符合所述外壁的内表面。

技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积沿所述流动方向减小。

技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积连续地减小。

技术方案9. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积离散地减小。

技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件包括延伸到所述间隙中的所述插入件上的流动增强物。

技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括联接到所述插入件或所述冷却通路的内表面中的一者上的减振器。

技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件保持穿过所述间隙的空气流速度高于阈值马赫数。

技术方案13. 根据技术方案12所述的翼型件，其特征在于，所述阈值马赫数在0.04到0.45之间。

技术方案14. 一种用于涡轮发动机的构件，包括：

外壁，其限定内部；

冷却通路，其形成在所述内部内，且具有内表面，且限定穿过所述冷却通路的流动方向；以及

具有可变截面面积的插入件，其设在所述内部中，具有无孔侧壁且与所述冷却通路的内表面间隔开沿所述流动方向变化的间隙。

技术方案15. 根据技术方案14所述的构件，其特征在于，可变截面面积是非恒定的。

技术方案16. 根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向减小，然后增大。

技术方案17. 根据技术方案16所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向减小，然后增大，然后减小。

技术方案18. 根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述可变截面面积沿所述流动方向增大，然后减小。

技术方案19. 根据技术方案14所述的构件，其特征在于，所述间隙与所述插入件的可变截面面积互补地变化。

技术方案20. 一种沿涡轮发动机的构件的外壁增大传热系数的方法，所述方法包括：

用具有减小的截面面积的插入件占据所述构件内的冷却通路的容积，以限定在所述插入件与所述冷却通路之间具有增大的截面面积的间隙；以及

使空气流穿过所述间隙。

技术方案21. 根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括用设在所述插入件上的至少一个湍流器使穿过所述间隙的空气流成湍流。

技术方案22. 根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括用所述插入件上的至少一个减振器来阻尼所述插入件的振动。

附图说明

在附图中：

图1为根据本文所述的方面的用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图2为设在图1的燃气涡轮发动机中的翼型件的透视图。

图3为包括插入件的沿图2的截面3-3截取的图2的翼型件的截面视图。

图4为沿截面4-4截取的图3的翼型件的一部分的截面视图，示出了定位在翼型件内的插入件。

图5为具有离散几何形状的备选插入件的截面视图。

图6为具有可变截面面积的另一个备选插入件的截面视图。

零件清单：

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

24 LP压缩机

26 HP压缩机

28 燃烧区段

30 燃烧器

32 涡轮区段

34 HP涡轮

36 LP涡轮

38 排气区段

40 风扇壳

42 风扇叶片

44 核心

46 核心壳

48 HP转轴

50 LP转轴

51 转子

52 HP压缩机级

54 HP压缩机级

56 LP压缩机叶片

58 HP压缩机叶片

60 LP压缩机导叶

61 盘

62 HP压缩机导叶

63 定子

64 HP涡轮级

66 LP涡轮级

68 HP涡轮叶片

70 LP涡轮叶片

71 盘

72 HP涡轮导叶

74 LP涡轮导叶

76 加压环境空气

77 放出空气

78 空气流

80 出口导叶组件

82 翼型件导叶

84 风扇排气侧

90 燕尾部

92 翼型件

94 末梢

96 根部

98 平台

100 入口通路

102 通路出口

C 冷却流体流

108 外壁

110 压力侧壁

112 吸入侧壁

114 前缘

116 后缘

118 内部

120 肋条

122 冷却通路

124 冷却回路

126 内表面

130 插入件

132 侧壁

134 插入件内部

136 凸片

138 减振器

140 湍流器

142 开口

144 端部

146 孔口

148 间隙

150 空气流

192 翼型件

226 内表面

230 插入件

232 侧壁

240 湍流器

248 间隙

250 流动方向

252 步骤

D3 间隙距离

D4 间隙距离

D5 间隙距离

D6 间隙距离。

具体实施方式

本文所述的公开内容的方面针对一种用于涡轮发动机的翼型件的插入件。出于图示目的，将相对于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本公开内容。然而，应当理解的是，本文所述的公开内容的方面并未如此受限，且可具有发动机内的普通应用，包括压缩机，以及非飞行器应用，如，其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用。

如本文使用的用语"前"或"上游"是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指朝发动机的后部或出口且相比于另一个构件相对更接近发动机出口的方向。

此外，如本文使用的用语"径向"或"径向地"是指发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的大小。

所有方向表示(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、上方、下方、垂直、水平、顺时针、反时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本公开内容，且不产生特别是关于本文所述的公开内容的方面的位置、定向或使用的限制。连接表示(例如，附接、联接、连接和连结)宽泛地构想出，且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指出。因此，连接表示不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示意图仅出于图示目的，且与其附接的附图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。

图1示出了用于飞行器的燃气涡轮发动机10，其包括从前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沿向下游串流关系包括：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。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向延伸的多个风扇叶片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，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20上。转轴48, 50可围绕发动机中心线旋转，且联接到可共同地限定转子51的多个可旋转元件上。

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关于对应的一组的静止压缩机导叶60, 62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52, 54中，多个压缩机叶片56, 58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60, 62定位在旋转叶片56, 58上游且在附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

压缩机级的叶片56, 58可安装到盘61上，盘61安装到HP和LP转轴48, 50中的对应一个上，其中各个级均有其自身的盘61。压缩机的级的导叶60, 62可按周向布置安装到核心壳46上。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64, 66，其中一组涡轮叶片68, 70关于对应一组静止涡轮导叶72, 74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64, 66中，多个涡轮叶片68, 70可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72, 74定位在旋转叶片68, 70上游且在附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

涡轮级的叶片68, 70可安装到盘71上，盘71安装到HP和LP转轴48, 50中的对应一个上，其中各个级均有其专用盘71。压缩机的级的导叶72, 74可按周向布置安装到核心壳46上。

与转子部分互补的发动机10的静止部分(如压缩机和涡轮区段22, 32中的静止导叶60, 62, 72, 74)也独立地或共同地称为定子63。因此，定子63可表示发动机10各处的非旋转元件的组合。

在操作中，流出风扇区段18的空气流分流，使得空气流的一部分导送至LP压缩机24，其然后将加压空气76供应至进一步加压空气的HP压缩机26。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获得，涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其获得附加功来驱动LP压缩机24，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的驱动会驱动LP转轴50以便旋转风扇20和LP压缩机24。

加压空气流76的一部分可从压缩机区段22作为放出空气77吸取。放出空气77可从加压空气流76吸取，且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著地升高。因此，由放出空气77提供的冷却对于在升高温度的环境中操作此发动机构件是需要的。

空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且经由静止导叶排流出发动机组件10，且更具体是风扇排气侧84处的包括多个翼型件导叶82的出口导叶组件80。更具体而言，沿径向延伸的翼型件导叶82的周向排在风扇区段18附近用于施加空气流78的一些方向控制。

由风扇20供应的一些空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或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，发动机的热部分一般在燃烧器40下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段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排放的流体。

图2示出了包括燕尾部90和翼型件92的一个涡轮叶片68形式的发动机构件。翼型件92包括末梢94和根部96，其在其间限定翼展方向。翼型件92在根部96处的平台98处安装到燕尾部90上。平台98有助于沿径向容纳由叶片68驱动的涡轮发动机主流空气流。燕尾部90可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。

燕尾部90还包括至少一个入口通路100，其中示例性燕尾部90示为具有三个入口通路100。入口通路100延伸穿过燕尾部90，以提供在通路出口102与翼型件92的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾部90以截面示出，使得入口通路100包围在燕尾部90的本体内。冷却流体流C可经由在出口102处排放的入口通路100提供至翼型件92。

一个或多个冷却通路122可设在翼型件92内，以形成冷却回路124来用于将冷却流体C提供到翼型件92各处。冷却通路122如图所示是示例性的，且可构想出任何冷却通路组织。插入件130可设在一个冷却通路122中。

尽管关于旋转叶片示出和论述，但应当认识到，插入件130和本文所述的其它方面可对于静止导叶或喷嘴和可期望使用此类插入件的任何其它构件具有同等适用性。

现在参看图3，翼型件92包括外壁108，其具有连结在一起来限定翼型件92的翼型件形状的凹形压力侧壁110和凸形吸入侧壁112，包括限定其间的翼弦方向前缘114和后缘116。在操作期间，翼型件92沿一个方向旋转，使得压力侧壁110遵循吸入侧壁112。因此，如图3中所示，翼型件92将朝页面顶部向上旋转。

内部118由外壁108限定。一个或多个内壁如肋条120可将内部118分成多个冷却通路122。内表面126可限定冷却通路，且至少部分地限定内部118。尽管示为具有至少部分地限定内表面126的外壁108，但应当认识到，内表面126不必形成在外壁108上。冷却通路122可流体地联接到形成在翼型件92内的一个或多个其它冷却通路122或特征上来限定冷却回路124。应当认识到，翼型件92的内表面如图所示是示例性的，且可以以无数的不同方式与一个或附加特征(如，沿翼展方向延伸的单个通道)组织，或可为复杂的冷却回路，具有多个特征，如，通路、通道、入口、肋条、销组、回路、子回路、膜孔、仓室、网孔、湍流器或非限制性实例中的其它。

插入件130可设在内部118中，设在一个冷却通路122内。两个凸片136可将插入件130连接到外壁108或冷却通路122的内表面126上，以将插入件130安装在冷却通路122内。尽管示出了两个凸片136，但任何数目的凸片136以及任何其它适合的安装方法都可用于安装插入件130。

现在参看图4，用于插入件130的无孔侧壁132限定插入件内部134。尽管示为单个连续的侧壁132，但可构想出，侧壁132可分成多个邻接的壁来形成插入件130的侧壁132。插入件内部134具有小于插入件130设在其内的冷却通路122的截面面积。插入件130可包括插入件130的外壁108与侧壁132之间的将插入件130的内部134流体地联接到翼型件92的内部118上的开口142。插入件130可终止于与开口142相对的端部144处。孔口146可设在端部144中。孔口146提供插入件130的内部134与翼型件92的内部118之间的平衡压力差，这可局部地增大或减小，且不利地影响穿过翼型件92内的空气流。

一个或多个减振器138可设在抵靠肋条120的侧壁132上。在非限制性实例中，减振器138可由弹性体或聚合物材料制成，以便在操作期间吸收插入件130与外壁108之间的振动。

示为两个湍流器140的一个或多个流动增强物可设在插入件130的侧壁132上，且与翼型件92的外壁108间隔开。尽管示为湍流器140，但任何适合的流动增强物都可用于影响侧壁132与外壁108之间的流动。在非限制性实例中，其它类似的流动增强物可包括隆起、人字形、凸起或凸部，以及形成在侧壁132中的负特征，如，凹座、凹槽、通道或草皮层。类似地，侧壁132可构造为限定的流动增强形状，而不需要正材料来限定流动增强物。

插入件130可限定截面面积。在一个非限制性实例中，截面面积可沿轴向方向限定。类似地，用于冷却通路122的内表面126可限定截面面积，其也可沿轴向方向限定。插入件130的截面面积可从开口142沿冷却流体流C限定的局部流方向150减小，冷却流体流C沿大致翼展方向穿过翼型件92。类似地，示出了冷却通路122的截面面积可沿相同方向减小，同时将认识到，冷却通路122的截面面积可沿相同方向保持恒定或增大。将进一步构想出冷却通路122的截面面积可变化，具有增大、减小或恒定的截面面积的组合，这对于特定的翼型件设计是期望的。插入件130形成为使得插入件130的截面面积不符合翼型件92的外壁108或由冷却通路122限定的截面面积。

间隙148可限定由插入件130和冷却通路122的不同截面面积限定在内表面126与插入件130的侧壁132之间。间隙148可包括内表面126与侧壁132之间的在距离D1, D2处截取的距离。插入件130可包括沿流动方向减小的截面面积，使得距离D1, D2沿流动方向150增大，其中第二距离D2大于第一距离D1。尽管冷却通路122的截面面积示为恒定的，但应当理解的是，其也可沿流动方向150减小，且插入件130的减小速率应当大于冷却通路122的，使得第一距离D1大于第二距离D2。换言之，间隙148可沿流动方向150增大。间隙148的截面面积的增大可为恒定的、非恒定的、可变的，或可为离散的，或在非限制性实例中的其的任何组合。

尽管流体流C的一部分可穿入插入件130的内部134中，但流体流C的大部分可穿入间隙148中。孔口146应当尺寸确定成仅允许少量流体流C穿过插入件130，使得插入件内部134不会超压、过热、停滞或引起回流。

穿过间隙148的流体流C可具有增大的局部流速。插入件130有效地减小冷却通路122的截面面积，增大了穿过插入件130外部的速度。因此，间隙148的距离可与冷却流体流C的局部速度成比例。随着间隙148增大，在插入件130减小的截面面积的情况下，冷却流体流C的流速可减小。因此，插入件130的截面面积可定制成确定穿过间隙148的流体流C的速度。例如，插入件130可尺寸确定成适于间隙148，以便局部地定制流体流C关于翼型件92的局部部分的速度。例如，此定制的速度可在沿插入件130穿过时保持高于阈值马赫数。在一个非限制性实例中，阈值马赫数可在0.04到0.45之间。

应当认识到，间隙148总是包括小于冷却通路122的距离或截面面积，提供了相比于没有插入件的冷却通路122的增大流速。由插入件130产生的间隙148生成的增大的局部流速改善了沿内表面126的局部传热系数。改善的局部传热系数提供了翼型件92的改善的冷却，以及基于插入件限定局部间隙148的设计来针对特定翼型件92需要定制传热系数的能力。此外，湍流器140或其它流动增强物可用于进一步改善或定制局部传热系数。使冷却流体流C成湍流可引起非层叠的流型，这可针对增大局部传热系数来定制。

尽管流动方向在图4的示例性翼型件中示为沿径向向内的方向，但应当认识到，翼型件的特定组织可限定沿任何方向的流动方向，如，沿径向外方向或沿与如图所示的相对的翼展方向，且插入件可限定沿径向外方向减小的间隙148。

在备选实例中，可构想出插入件130可包括沿插入件130的一部分的流动方向上的增大的截面面积，限定了与增大的间隙148组合的减小的间隙148。因此，应当理解的是，插入件可具有非恒定的截面面积，其限定具有非恒定截面面积的间隙，其可具有关于插入件附近的流体流的任何定向。此外，插入件可以以任何定向提供，在非限制性实例中是径向、轴向、周向或它们的组合，限定了沿任何此方向行进的流动通路。

如本文所述的插入件130提供了沿冷却通路122附近的翼型件的部分的改善的传热系数。接收此改善的传热系数的此区域可包括外壁108、肋条120和任何其它相邻的结构。改善的传热系数是生成增大的空气流速度的插入件130限定的减小流动面积的结果。此外，湍流器或类似的流动增强物可通过影响穿过腔的流动来进一步改善或局部地定制传热系数。插入件130在最小重量增加下提供了改善的热传系数、流速。此外，插入件的保持仅需要除去和替换。

现在参看图5，备选的示例性实施230示为在另一个示例性翼型件192内。图5的翼型件192可大致类似于图4中的。因此，相似的数字将用于描述增加了一百的数值的相似元件，且该论述将限于两者之间的差异。

插入件230包括至少部分地限定阶梯轮廓的侧壁232。插入件230包括限定沿流动方向250增大的间隙248的非恒定截面面积。侧壁232的阶梯轮廓提供了非恒定的截面面积，其以阶梯方式离散地变化，以限定一组阶梯252。阶梯252可限定离散的间隙距离D3, D4,D5, D6，其可用于局部地定制穿过间隙248的流速。较小的间隙距离D3提供给了较高的流速，这导致了较高的局部传热系数。定制的流速可用于针对翼型件192的特定需要定制沿内表面226的局部传热系数。此外，湍流器240可用于使冷却流体流C成湍流穿过间隙248来进一步提高局部传热系数。

现在参看图6，备选的插入件330可大致类似于图4的插入件130。因此，相似的数字将用于描述相似的元件，其增加了两百的值，且论述将限于两者之间的差异。

插入件330包括具有可变截面面积的内部334。截面面积可在从开口142到端部344的方向上减小，然后增大，且然后减小。因此，插入件330的截面面积可离散地减小，然后增大，或可离散地增大，然后减小，或两者。

插入件330的可变截面面积可限定具有与外壁308的可变间距的间隙348。间隙348在D7处增大，在D8处减小，且在D9处增大。类似地，可变间隙348可离散地增大，然后减小，如，D7和D8，或可离散地减小，然后增大，如在D8和D9处。

用于插入件330的可变截面面积可包括增大或减小的局部部分，其限定可分别减小或增大的间隙348的互补部分。类似地，穿过间隙348的冷却流体流C可具有离散地增大或减小的速度，以局部地定制冷却流体流C来保持速度高于阈值马赫数。这可局部地完成，使得冷却流体流C的速度沿插入件330的部分保持高于阈值马赫数，同时其它部分不需要保持在此速度下的流动。因此，插入件330可具体定制成满足翼型件292的局部冷却需要，同时在特定构件内保持足够的压力。

尽管关于如用于高压涡轮区段的冷却的叶片大体上描述了翼型件，但插入件可具有任何发动机构件的冷却腔中的同等适用性，如，非限制性实例中的导叶、护罩或使用冲击类型的夹套的燃烧器衬套。此燃烧器衬套可包括冲击类型的夹套，其成湍流，但不包括冲击孔。

一种增大沿用于涡轮发动机的构件的外壁的传热系数的方法可包括以具有减小的截面面积的插入件占据构件内的冷却通路的容积，以限定插入件与冷却通路之间具有增大的截面面积的间隙。例如，插入件可为如本文所述的插入件130, 230，且可通过将插入件安装在凸片136处而设在冷却通路中，如，图3至图5中的冷却通路122, 222，以便定位插入件来占据冷却通路的容积。该方法还可包括使空气流穿过间隙。插入件可用于有效地减小冷却通路的容积或截面面积，以增大穿过冷却通路的空气流的局部流速。增大的空气流流速提供了增大的局部传热系数以改善构件内的冷却有效性。插入件的几何形状可基于冷却通路的几何形状改变，以提供此期望的流速。此外，增大的流速可保持高于阈值马赫数，以保持适合的压力，且沿流动通路的内表面提供期望的传热系数。在一个非限制性实例中，阈值马赫数可在0.04到0.45之间。

该方法还可包括用设在插入件上的湍流器(如，如本文所述的湍流器140)使空气流成湍流。作为备选，任何流动增强结构都可用于使流动成湍流。此外，该方法可包括以插入件上的至少一个减振器(图4中的减振器138)阻尼插入件的振动。

应当认识到的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气和涡轮发动机。

本书面描述使用了实例来描述本文所述的公开内容的方面，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本公开内容的方面，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本公开内容的方面的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是阶梯式的。

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述间隙的增大是连续的。

4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述流动方向从所述末梢朝所述根部沿径向向内的方向延伸。

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述外壁具有内表面，其限定所述冷却通路的内表面的至少一部分。

6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述插入件不符合所述外壁的内表面。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积沿所述流动方向减小。

8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积连续地减小。

9.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述插入件的截面面积离散地减小。

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述插入件包括延伸到所述间隙中的所述插入件上的流动增强物。