CN109563741A - 具有多孔区段的发动机构件 - Google Patents

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Abstract

用于使诸如涡轮发动机翼型件之类的发动机构件冷却的设备和方法包括界定内部的壁(120)，其在前缘与后缘之间沿轴向延伸，且在根部与末梢(98)之间沿径向延伸。位于翼型件的内部内的冷却回路(150)包括多孔区段(160)，该多孔区段(160)在至少一个流增强结构(162)处限定在壁内，多孔区段具有容许一定体积的诸如空气之类的流体穿过多孔区段的孔隙率。

Description

具有多孔区段的发动机构件
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，为旋转式发动机，其从穿过发动机至多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。
用于飞行器的涡轮发动机(诸如，燃气涡轮发动机)往往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(诸如，高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机用导管输送至需要冷却的发动机构件实现冷却。高压涡轮中的温度为1000℃至2000℃左右，并且来自压缩机的冷却空气为500℃至700℃左右。虽然压缩机空气温度高，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。
当代的涡轮构件(诸如，翼型件)可包括用于导送冷却空气通过翼型件以冷却翼型件的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括用于冷却翼型件的不同部分(诸如，前缘、后缘或末梢)的专用冷却回路。
发明内容
在一个方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件。翼型件包括壁，壁限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸而限定弦向方向，且在根部和末梢之间沿径向延伸而限定翼展方向，并且，壁限定内部，该内部具有面向内部的冷却表面。冷却回路位于用于翼型件内，用于且具有沿翼展方向延伸的冷却通道。至少一个流增强结构设置在冷却通道内的内表面上，以增强冷却流体流。至少一个多孔区段在至少一个流增强结构处沿着冷却通道限定于壁内。
在另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的构件，该构件生成热气流且提供冷却流体流。该构件包括壁，该壁使热气流和冷却流体流分离，且具有顺着热气流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。冷却回路位于构件内，且具有至少部分地由壁限定且形成冷却回路的至少一部分的冷却通道。至少一个流增强结构设置在冷却通道内的壁的冷却表面上，以增强穿过冷却回路的冷却流体流。至少一个多孔区段在至少一个流增强结构处沿着冷却通道限定于壁内。
在又一方面，本发明的实施例涉及冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法。该方法包括(1)使冷却流体流流至翼型件内的冷却回路中；(2)通过使冷却流体流过至少一个流增强结构来提高流的湍流度；以及(3)通过翼型件的壁中的邻近至少一个流增强结构的多孔区段排出冷却流体流的至少一部分。
附图说明
在附图中：
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的涡轮发动机的翼型件的透视图。
图3是图2的翼型件的横截面图，图示了具有限定翼型件的内部内的通道的肋的壁。
图4是图3的翼型件的示范性内部的截面图，图示了具有沿着壁的多孔区段的多个流增强结构的由肋限定的内部内的冷却回路。
图5是沿着图4的截面5-5的横截面图，图示了沿着多孔区段的流增强结构的剖面。
图6是具有沿着壁的多个多孔区段的多个流增强结构的图3的翼型件的另一示范性内部的横截面图。
图7是沿着图6的截面7-7的横截面图，图示了沿着多孔区段的流增强结构的剖面。
图8是具有沿着多孔区段的多个固体流增强结构的图3的翼型件的又一示范性内部的横截面图。
图9是图3的翼型件的又一示范性内部的横截面图，图示了沿着多孔区段的作为流增强结构的销。
图10是图3的翼型件的又一示范性内部的横截面图，图示了沿着两个多孔区段的作为流增强结构的人字形件和成角度的湍流器。
具体实施方式
本发明的描述的实施例针对涡轮发动机的构件。出于图示目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的翼型件描述本发明。然而，将理解，本发明并非因此受限，且可在发动机内(包括压缩机)以及非飞行器应用(诸如，其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中具有普遍适用性。另外，方面将在翼型件的范围之外具有适用性，且可扩展到需要冷却的任何发动机构件(诸如，非限制性示例中的叶片、导叶、护罩或燃烧衬套)。
如本文使用的，用语“向前”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更接近发动机入口。与“向前”或“上游”结合使用的用语“向后”或“下游”是指朝发动机的后部或出口的方向，或相比于另一个构件相对更接近发动机出口。
另外，如本文使用的，用语“径向”或“沿径向”是指发动机的中心纵轴线与发动机外部圆周之间延伸的维度。
所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于标识目的，以有助于读者理解本发明，且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接和连结)应被宽泛地理解，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，除非另外指示。因此，连接参照不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示范性附图仅用于图示目的，且所附的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可变化。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：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同轴设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。在较大直径的环形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将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转，且联接至可共同地限定转子51的多个可旋转元件。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在压缩机级中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组的静态压缩机导叶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可设置成环，且可相对于中心线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的上游且邻近旋转叶片56、58。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅用于图示性目的而被选择，且其它数量也是可行的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装至盘61，盘61安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级均具有其自身的盘61。压缩机的级的导叶60、62可按周向布置安装至核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在涡轮级中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过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可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近旋转叶片68、70。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了图示性目的而被选择，且其它数量也是可行的。
用于涡轮的级的叶片68、70可安装至盘71，盘71安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级均具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72、74可按周向布置安装至核心壳46。
与转子部分互补的发动机10的固定部分(诸如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态导叶60、62、72、74)也独立地或共同地被称为定子63。因此，定子63可指发动机10各处的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的空气流被分开，使得空气流的一部分被引导至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压空气流76供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气流76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。通过HP涡轮34从这些气体中提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体被排到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。
加压空气流76的一部分可作为放气77被从压缩机区段22抽出。放气77可被从加压空气流76抽出，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的温度显著升高。因此，由放气77提供的冷却对于此发动机构件在升高的温度环境中操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过固定导叶排离开发动机组件10，且更特别地，通过风扇排气侧84处的包括多个翼型件导叶82的出口导叶组件80离开。更具体而言，邻近风扇区段18使用周向排的沿径向延伸的翼型件导叶82以施加空气流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进行冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30的下游，尤其是在涡轮区段32的下游，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排出的流体。
现在参照图2，发动机构件例如以翼型件90的形式被示出，翼型件90可为图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个。备选地，发动机构件可包括非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套或可需要或使用冷却的任何其它发动机构件。翼型件90包括燕尾件92和平台94。翼型件90在根部96和末梢98之间沿径向延伸而限定翼展方向。翼型件90在前缘100和后缘102之间沿轴向延伸而限定弦向方向。燕尾件92可与平台94成整体，平台94可在根部96处联接到翼型件90。燕尾件92可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘。平台94有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾件92包括至少一个入口通道104，这些入口通道104示出为三个示范性入口通道104，其各自延伸通过燕尾件92而在通道出口106处与翼型件90处于流体连通。应当意识到，燕尾件92以横截面被示出，以致于入口通道104收容在燕尾件92内。
现在参照图3，翼型件90的横截面图图示壁120，壁120包括压力侧122和吸力侧124，压力侧122和吸力侧124在前缘100与后缘102之间延伸。壁120使翼型件90的外部的热流体流H与翼型件90内的冷却流体流C分离，具有沿着翼型件90的外部的热表面126和面对冷却流体流C的冷却表面128。翼型件90的内部130由壁120限定。一个或多个内部肋132使内部126分离成沿翼展方向延伸的冷却通道134。通道134可限定在翼型件90各处的一个或多个冷却回路。另外，冷却回路还可包括微小回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通道、后缘通道、扰流柱(pin fin)、销组(pin bank)、额外通道134、流增强结构(诸如，湍流器)或可限定冷却回路的任何其它结构。
参照图4，翼型件90的截面图图示沿翼展方向延伸的肋132的系统。肋132分离成分别图示为完整长度的肋140和部分长度的肋142的第一肋和第二肋。完整长度的肋140在根部96与末梢98之间沿翼展方向完整地延伸。部分长度的肋142在根部96与末梢98之间仅部分地延伸。如所示的，部分长度的肋142在末梢98之前终止于肋末梢144处。在另一示例中，部分长度的肋142可在根部96之前终止。
肋132可限定沿翼展方向延伸的通道134。末梢弯部146可在末梢98处流体地联接邻近的通道。末梢盖148可形成通道的末端，且部分地限定末梢弯部146。联接的通道134可至少部分地限定延伸通过翼型件90的冷却回路150。应当理解，如所示的冷却回路150为示范性的，且可包括用以形成冷却回路150的额外的结构(诸如，非限制性示例中的微小回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通道、后缘通道、扰流柱、销组、额外通道134或流增强器(诸如，湍流器))。
应当意识到，虽然肋132被图示为沿基本上翼展方向延伸，限定基本上沿翼展方向延伸的通道134，但肋132可沿任何方向(诸如，非限制性示例中的轴向、径向、翼展、弦向或这些方向的任何组合)被组织。因此，由通道134限定的冷却回路150的通道或任何部分可沿任何三维方向延伸。
多孔区段160可形成壁120的一部分。多孔区段160可部分地形成壁120、通道134以及冷却回路150。多孔区段可插入到壁120中，或形成到壁120中，以及与壁120成整体。多孔区段160可与肋末梢144对齐，在肋末梢144之前终止，或延伸到末梢弯部146中。多孔区段160可在邻近的肋132之间(诸如，在完整长度的肋140与部分长度的肋142之间)完整地延伸，或在邻近的肋132之间部分地延伸。另外，多孔区段160仅可形成壁120的离散的部分，基于翼型件90或发动机构件的特定冷却需要具有独特的形状。至少一个流增强结构162可形成于壁120上。多孔区段160可形成于流增强结构162处，或流增强结构162可形成于多孔区段160处。因此，应当理解，流增强结构162可基于翼型件90的需要而形成，具有基于流增强结构162而形成的多孔区段160。另外，多孔区段160可基于翼型件90的需要而形成，具有基于多孔区段160而形成的流增强结构。虽然仅示出三个流增强结构162，但翼型件90可包括任何数量的流增强结构162(一个或多个)。流增强结构162可为非限制性示例中的湍流器、快背式(fastback)湍流器、扰流柱、销组、涡流发生器或人字形件中的一个或多个。流增强结构162可为如下的任何结构：对冷却流体流C造成影响，使得该流不同于通过冷却回路150的流线型流。
多孔区段160和流增强结构162可由多孔材料制成，然而应当意识到，流增强结构162并非必须由多孔材料制成。此外，一些流增强结构162可具有多孔材料，而其它流增强结构可不具有多孔材料。在其中流增强结构162包括多孔材料的示例下运作，流增强结构162可具有比多孔区段160更大的孔隙率。在一个示例中，流增强结构162的孔隙率可为多孔区段160的孔隙率的至少两倍。因此，更大流率的流体可穿过流增强结构，以增强湍流度且利用这样的湍流来改进冷却。在一个非限制性示例中，多孔材料可通过增材制造制成，而设想增材制造可形成整个翼型件90。应当意识到，翼型件90的任何部分可通过任何已知的方法(包括但不限于铸造、机加工、增材制造、涂覆或别的方式)制成。多孔材料可限定可由一定体积的流体(诸如，空气)渗透的孔隙率。多孔材料可具有特定的孔隙率，以计量以预定的速率穿过多孔材料的流体的流。应当意识到，与形成多孔材料的传统方法相比，增材制造可用于沿着多孔材料实现特定的局部孔隙率，以及横跨多孔材料的整体实现一致的孔隙率。在备选的示例中，多孔材料可由上述材料中的任何材料制成，使得限定孔隙率。在一个非限制性示例中，多孔材料可由Ni、NiCrAlY、NiAl或类似材料制成。例如，多孔材料还可由泡沫镍制成。
另外，多孔材料可为结构化多孔材料或随机多孔材料或它们的任何组合。结构化多孔材料在材料各处包括确定的孔隙率，其在孔隙率方面可具有特定的局部增大或减小，以计量穿过结构化多孔材料的流体流。这样的局部孔隙率可在制造期间被确定并控制。在一个非限制性示例中，增材制造可用于形成结构化多孔材料。备选地，多孔材料可具有随机孔隙率。随机孔隙率可适合于在具有随机的离散可变孔隙率的多孔材料的区域上具有如平均孔隙率的孔隙率。在一个非限制性示例中，随机多孔材料可由泡沫镍制成。
冷却流体流C可从燕尾件92中的入口通道104(图2)提供到冷却回路150。冷却流体流C可穿过冷却回路150的蛇形路径。冷却流体流C在末梢弯部146内转向。冷却流体流C可通过流增强结构162而增强。另外，冷却流体流C的一部分可穿过多孔区段160。现在参照横过图4的截面5-5截取的图5，多孔区段160可完整地延伸通过吸力侧124上的壁120。应当意识到，虽然多孔区段160和流增强结构162被图示在翼型件90的吸力侧124上，但它们也可放置成沿着压力侧122或沿着两侧122、124的组合。
冷却流体流C可作为第一排出流164穿过多孔区段160，诸如以便提供沿着翼型件90的热表面126的冷却流体膜。
流增强结构162可对冷却流体流C造成影响，诸如生成湍流，以改进冷却效率。这样的流增强结构可包括非限制性示例中的湍流器、快背式湍流器、扰流柱、销组、涡流发生器或人字形件。另外，流增强结构162可由多孔材料制成，使得冷却流体流C可穿过流增强结构162的多孔材料，诸如沿着冷却回路150继续前进或流至多孔区段160中，以便作为第一排出流164排出。
因此，用于流增强结构162和多孔区段160的多孔材料可提供改进的翼型件冷却以及减轻的翼型件重量。在流增强结构162处包括多孔区段160可提供减少的流增强结构162处的滞流点，提高冷却效率，这可需要较低的冷却流率，以改进发动机效率。另外，可减少流增强结构162处的流分离的发生。
现在参照图6，多孔区段160可包括多个离散的多孔区段170，以限定多孔区段160(包括离散的多孔区段170之间的壁120的固体部分172)。因此，多孔区段160可沿着壁120或冷却回路150分离成离散的区段。虽然多孔区段160被示出为具有三个离散的多孔区段170(其具有大体上直线的几何结构)，但应当意识到，可存在任何数量的离散的多孔区段(从一个多孔区段160到两个或更多个离散的多孔区段170)，以形成壁120的多孔区段，其具有任何这样的几何结构(诸如，非限制性示例中的直线的、曲线的、独特的、几何图形的或别的几何结构)。
各个离散的多孔区段170可包括一个流增强结构162。流增强结构162可完全地或部分地设置在多孔区段170上，诸如在一个非限制性示例中，沿径向居中设置在多孔区段170上。在备选的示例中，流增强结构162可相对于多孔区段170的中心偏移，或仅部分地位于多孔区段170上。
现在参照图示图6的截面7-7的图7，流增强结构162在离散的多孔区段170处沿径向居中设置。冷却流体流可作为第二排出流174穿过壁120中的离散的多孔部分170而至翼型件90的外部。固体部分172在冷却流体流C被排出之前提供冷却流体流C至壁120的特定部分的定向性以及提供第二排出流174的计量。
现在参照图8-10，图示了具有流增强结构的多孔区段的备选示例。图8-10中示出的示例基本上类似于图4-7的示例。因此，类似数字将用于描述类似元件，但在示例之间设想有其合理的变型。
现在转到图8，流增强结构162可为非多孔的固体元件。因此，流增强结构162可用于改进多孔区段160所提供的冷却，或多孔区段160可用于通过减少在流增强结构162处的滞流或热聚集的情况而改进流增强结构162的效率。
现在参照图9，流增强结构162可包括销组180，销组180具有多个销182，多个销182形成设置于多孔区段160内的销组180。销182中的一些或全部可由具有容许一定体积的冷却流体流C穿过销182的孔隙率的多孔材料制成。销182的孔隙率可大于多孔区段160的孔隙率。具有销组180以及具有由多孔材料制成的销182的多孔区段160可改进冷却回路150的冷却效率，以及减小需要的冷却流体的体积，这可提高发动机效率。
虽然图示了具有特定数量或组的销182的销组180(布置成三个径向排)，但应当意识到，销组180可包括呈任何组织形式的任何数量的销182，使一些或全部销182位于多孔区段160处。
现在参照图10，冷却回路150可包括不止一个具有多孔区段160的通道134。任何通道134或壁120或其等同物可包括多孔区段160，多孔区段160包括流增强结构162，以至少部分地形成冷却回路150。如分别在图10的左侧和右侧图示的，流增强结构162可为人字形件184或成角度的湍流器186。
应当理解，图4-10为示范性的，并且，具有冷却回路150的任何翼型件90可包括图4-10中所图示的元件中的一个或多个，或这些元件的具有多孔区段160和至少一个流增强结构162的任何组合。
冷却用于涡轮发动机的翼型件的方法可包括：(1)使冷却流体流流至翼型件内的冷却回路中；(2)利用至少一个流增强结构来增强冷却流体流；以及(3)通过翼型件的壁中的邻近至少一个流增强结构的多孔区段排出冷却流体流的至少一部分。
使冷却流体流流至翼型件内的冷却回路中可包括将冷却流体流C通过燕尾件92中的邻近翼型件90的入口通道104提供到冷却回路150中。增强冷却流体流C可利用流增强结构162(诸如，非限制性示例中的销组180、人字形件184或成角度的湍流器186)来实现。增强冷却流体流C可包括提高在冷却回路150内流通以在内部冷却翼型件90的冷却流C的效率，或可包括引导冷却流体通过多孔区段160、170，以改进沿着翼型件90的外部的膜冷却，或减少流增强结构162处的流分离的发生。排出冷却流体流C的至少一部分可穿过多孔区段160，诸如在一个示例中穿过邻近至少一个流增强结构162的多个离散的多孔区段170。
该方法还可包括以结构化孔隙率计量通过多孔区段的冷却流体流。例如，多孔区段160可通过增材制造形成，针对多孔区段160限定结构化孔隙率，其具有在多孔区段160各处限定的离散或局部孔隙率。这样的离散或局部孔隙率可用于计量穿过多孔区段160的冷却流体流。类似地，具有随机孔隙率的多孔区段160的平均孔隙率可用于计量穿过多孔区段160的冷却流C。另外，流增强结构162的结构或位置可用于计量通过多孔区段160的冷却流体流C。
该方法还可包括使冷却流体流C的至少一部分穿过流增强结构，使得流增强结构至少部分地由多孔材料(诸如，图4的多孔材料)制成。因此，冷却流体流C的至少一部分可穿过流增强结构162。
应当意识到，这样的方法可改进翼型件90的冷却效率。例如，与需要穿过膜孔以在热表面126上提供膜冷却的较高的流动压力相反，冷却流体C可提供至在翼型件壁120的较大区域上的热表面126。另外，组合的多孔区段160以及流增强结构162可提供翼型件90的改进的冷却。多孔区段160可在减少整体热聚集的同时，减少流增强结构162处的滞流的发生。流增强结构162可针对通过多孔区段160提供冷却流体流C提供改进的定向性。另外，多孔材料的使用可在使热聚集最小化且维持构件的结构完整性的同时，减轻系统重量。
应当意识到，虽然本描述针对翼型件，但如本文中所描述的概念在另外的发动机构件(诸如，非限制性的示例中的导叶、护罩或燃烧衬套)中可具有同等适用性，并且，具有翼型件的通道内的流增强结构的多孔区段可为具有冷却回路或具有带使热气流H分离的壁的内部冷却表面且需要冷却的任何发动机构件的任何类似区域，诸如典型地需要膜冷却孔或多膛孔冷却的区域。
应当进一步意识到，包括多孔材料的多孔区段和流增强结构可提供改进的发动机构件冷却和膜冷却(诸如，提供改进的定向性、计量或局部流率)。另外，多孔材料包括在区域中，并且，膜孔可进一步改进对膜孔的整个区域而不仅仅是膜孔的局部区域的膜冷却。另外，可在维持整体结构完整性的同时，使系统重量最小化。
应当意识到，所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，而是可同样适用于涡轮喷气发动机和涡轮式发动机或需要流体冷却的任何其它发动机。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统和执行任何合并的方法。本发明的可专利性范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或如果它们包括具有与权利要求的字面语言无实质性差异的等同结构要素，则这些示例旨在处于权利要求的范围内。

Claims (24)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
壁，其限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸而限定弦向方向，且在根部和末梢之间沿径向延伸而限定翼展方向，并且所述壁限定内部，所述内部具有面向所述内部的冷却表面；
冷却回路，其位于所述翼型件内，以便提供冷却流体流，且具有沿所述翼展方向延伸的冷却通道；
至少一个流增强结构，其沿着所述冷却通道设置以增强所述冷却流体流；以及
至少一个多孔区段，其在所述至少一个流增强结构处沿着所述冷却通道限定于所述壁内。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个流增强结构包括多个流增强结构。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述多孔区段跨越所述多个流增强结构。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其中，所述流增强结构由多孔材料制成。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述多孔区段的孔隙率小于所述流增强结构的孔隙率。
6.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述至少一个多孔区段包括与所述多个流增强结构互补的多个多孔区段。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其中，所述多个流增强结构由多孔材料制成。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述至少一个流增强结构由多孔材料制成。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其中，至少一个流增强结构包括比所述多孔区段的所述孔隙率更大的孔隙率。
10.根据权利要求8所述的翼型件，其中，所述至少一个流增强结构和所述多孔区段具有结构化孔隙率。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述流增强结构是湍流器、快背式湍流器、扰流柱、销组、涡流发生器或人字形件中的至少一个。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其中，翼型件通过增材制造制成。
13.一种用于涡轮发动机的构件，其生成热气流且提供冷却流体流，所述构件包括：
壁，其使所述热气流和冷却流体流分离，且具有顺着所述热气流的热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；
冷却回路，其位于所述构件内，且具有至少部分地由所述壁限定且形成所述冷却回路的至少一部分的冷却通道；
至少一个流增强结构，其沿着所述冷却通道设置，以增强穿过所述冷却回路的所述冷却流体流；以及
至少一个多孔区段，其在所述至少一个流增强结构处沿着所述冷却通道限定于所述壁内。
14.根据权利要求13所述的构件，其中，所述至少一个流增强结构包括多个流增强结构。
15.根据权利要求14所述的构件，其中，所述多孔区段跨越所述多个流增强结构。
16.根据权利要求15所述的构件，其中，所述流增强结构由多孔材料制成。
17.根据权利要求14所述的构件，其中，所述至少一个多孔区段包括与所述多个流增强结构互补的多个多孔区段。
18.根据权利要求17所述的构件，其中，所述多个流增强结构由多孔材料制成。
19.根据权利要求13所述的构件，其中，所述至少一个流增强结构由多孔材料制成。
20.根据权利要求13所述的构件，其中，所述至少一个流增强结构和所述至少一个多孔区段具有结构化孔隙率。
21.根据权利要求13所述的构件，其中，翼型件通过增材制造制成。
22.一种冷却用于涡轮发动机的构件的方法，所述方法包括：
使冷却流体流流至所述构件内的冷却回路中；
通过使所述冷却流体流流过所述冷却回路中的至少一个流增强结构来使所述冷却流体流成湍流；以及
通过所述构件的壁中的邻近所述至少一个流增强结构的多孔区段排出所述冷却流体流的至少一部分。
23.根据权利要求22所述的方法，还包括利用所述多孔区段的结构化孔隙率计量通过所述多孔区段的所述冷却流体流。
24.根据权利要求22所述的方法，其中，利用至少一个流增强结构来增强所述冷却流体流包括使所述冷却流体流的至少一部分穿过所述流增强结构的多孔部分。
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