CN112483197B - 具有挡板的涡轮发动机构件 - Google Patents

具有挡板的涡轮发动机构件 Download PDF

Info

Publication number
CN112483197B
CN112483197B CN202010953926.8A CN202010953926A CN112483197B CN 112483197 B CN112483197 B CN 112483197B CN 202010953926 A CN202010953926 A CN 202010953926A CN 112483197 B CN112483197 B CN 112483197B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
baffle
chamber
component
cooling
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010953926.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112483197A (zh
Inventor
D·E·奥斯古德
G·R·加雷
D·L·杜尔斯托克
S·R·布拉斯菲尔德
庞廷范
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN112483197A publication Critical patent/CN112483197A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112483197B publication Critical patent/CN112483197B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/005—Combined with pressure or heat exchangers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03042—Film cooled combustion chamber walls or domes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及具有挡板的涡轮发动机构件。本公开涉及一种用于具有被加热的空气流和冷却空气流的涡轮发动机的构件。构件包括使被加热的空气流与冷却空气流分离的壁。壁可具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面。构件还可包括具有成组的冷却孔的挡板。

Description

具有挡板的涡轮发动机构件
技术领域
本公开大体上涉及被冷却的涡轮发动机构件，包括使用挡板来使这样的构件冷却。
背景技术
涡轮发动机(并且特别地，燃气或燃烧涡轮发动机)是从穿过发动机而到达旋转涡轮叶片上的加压的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。
涡轮发动机通常设计成在高温下操作，以改进发动机效率。可为有益的是，在高温环境中为发动机构件(诸如，翼型件)提供冷却措施，其中，这样的冷却措施可减少这些构件上的材料磨损，并且提供在发动机操作期间的提高的结构稳定性。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于具有被加热的空气流和冷却空气流的涡轮发动机的构件。构件包括：壁，其使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。
在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件组件。翼型件组件包括：翼型件，其具有外壁，外壁使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面，外壁沿弦向方向从前缘延伸到后缘并且沿径向方向从根部延伸到末梢；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。
在又一方面，本公开涉及一种涡轮发动机，其包括：处于轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段；以及被冷却的构件，其位于压缩机区段、燃烧区段或涡轮区段中的一个中。被冷却的构件包括：壁，其使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。
技术方案1. 一种用于具有被加热的空气流和冷却空气流的涡轮发动机的构件，所述构件包括：
壁，其使所述被加热的空气流与所述冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面；
第一挡板，其具有连接到所述被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过所述第一壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二挡板，其具有连接到所述第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过所述第二壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一室和所述第二室流体耦合。
技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一壁的部分平行于所述被冷却的表面。
技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，进一步包括第三挡板，所述第三挡板具有联接到所述被冷却的表面、所述第一挡板或所述第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过所述第三壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第三室。
技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第三挡板与所述第一挡板隔开，并且，所述第二挡板联接到所述第一挡板和所述第三挡板。
技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板以及所述第三挡板包括冲击挡板，并且其中，所述第一组冷却孔、所述第二组冷却孔以及所述第三组冷却孔包括冲击孔。
技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板或所述第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一壁的至少部分限定第一平面，并且，所述第二壁的至少部分限定与所述第一平面截然不同的第二平面。
技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第二平面平行于所述第一平面。
技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一平面与所述被冷却的表面限定第一角。
技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第二平面与所述被冷却的表面限定第二角。
技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，进一步包括在所述被冷却的表面与所述第一挡板或所述第二挡板中的一个之间延伸的至少一个销。
技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一组冷却孔或所述第二组冷却孔中的一组中的冷却孔包括朝向所述被冷却的表面延伸的突起。
技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，第一距离限定于第一冷却孔与所述被冷却的表面之间，并且，第二距离限定于第二冷却孔与所述被冷却的表面之间。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的构件，其特征在于，所述第一距离与所述第二距离相同。
技术方案16. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：
翼型件，其具有外壁，所述外壁使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面，所述外壁沿弦向方向从前缘延伸到后缘并且沿径向方向从根部延伸到末梢；
第一挡板，其具有连接到所述被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过所述第一壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二挡板，其具有连接到所述第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过所述第二壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件组件包括静态导叶或旋转叶片中的一个。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括第三挡板，所述第三挡板具有联接到所述被冷却的表面、所述第一挡板或所述第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过所述第三壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第三室。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板以及所述第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一壁、所述第二壁或所述第三壁中的至少一个与所述被冷却的表面限定锐角。
技术方案21. 根据任意前述技术方案所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一壁限定第一平面，并且，所述第二壁限定与所述第一平面截然不同的第二平面。
技术方案22. 一种涡轮发动机，其包括：
处于轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段；以及
被冷却的构件，其位于所述压缩机区段、燃烧区段或涡轮区段中的一个中，所述被冷却的构件包括：
壁，其使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面；
第一挡板，其具有连接到所述被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过所述第一壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二挡板，其具有连接到所述第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过所述第二壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
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示图。
图2是根据本文中所描述的多种方面的呈翼型件组件的形式的用于图1的涡轮发动机的构件的侧视图。
图3是根据本文中所描述的多种方面的具有挡板的图2的翼型件组件沿着线III-III的侧视横截面视图。
图4是根据本文中所描述的多种方面的具有挡板的可在图1的涡轮发动机中利用的另一构件的侧视横截面视图。
图5是根据本文中所描述的多种方面的具有挡板的可在图1的涡轮发动机中利用的另一构件的侧视横截面视图。
图6是根据本文中所描述的多种方面的具有挡板的可在图1的涡轮发动机中利用的另一构件的透视图。
图7是图6的构件沿着线VII-VII的横截面视图，图示了流体耦合的室。
图8是图6的构件沿着线VIII-VIII的横截面视图，图示了表面特征和成组的冷却孔。
图9是根据本文中所描述的多种方面的具有挡板的可在图1的涡轮发动机中利用的另一构件的透视图。
图10是图9的构件沿着线X-X的横截面视图，图示了构件内的销。
具体实施方式
本公开的所描述的实施例大体上涉及一种用于涡轮发动机中的被冷却的构件的挡板。出于说明的目的，将关于用于飞行器涡轮发动机的翼型件组件而描述本公开的方面。然而，将理解，本公开并不如此受限，而是可在发动机(包括涡轮)内以及在非飞行器的应用(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。
在传统上，出于冷却目的，涡轮发动机翼型件组件可包括冲击挡板，冲击挡板可基本上延伸到翼型件的内部中，诸如，沿着翼型件的整个径向长度延伸。这样的冲击挡板大体上例如经由钎焊在一个径向端处联接到翼型件。在发动机的操作期间，翼型件和所联接的冲击挡板可以以不同速率进行热膨胀，并且在翼型件和冲击挡板中的任一个或两者内生成不合期望的内应力。
如本文中所使用的，用语“上游”指代与流体流方向相反的方向，并且，用语“下游”指代沿与流体流相同的方向的方向。用语“前”或“前部”意指位于某物前面，并且，“后”或“后部”意指位于某物后面。例如，当在流体流的方面使用时，前/前部可意指上游，并且，后/后部可意指下游。
另外，如本文中所使用的，用语“径向”或“径向地”指代远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的总体情境下，径向指代沿着在发动机的中心纵向轴线与外发动机圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文中所使用的，用语“组”或成“组”的元件可为任何数量的元件，包括仅一个。
所有方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左边、右边、侧向、前面、背面、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)都仅出于标识目的而使用，以帮助读者理解本公开，并且不造成特别是关于本公开的位置、取向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且可包括成批的元件之间的中间部件和在元件之间的相对移动，除非另外指示。照此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接并且彼此处于固定关系。示例性附图仅出于说明的目的，并且，本文的附图中所反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面示图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向地延伸的轴线或中心线12。发动机10以向下游的串行流的关系包括风扇区段18(包括风扇20)、压缩机区段22(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(包括燃烧器30)、涡轮区段32(包括HP涡轮34和LP涡轮36)以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向地设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的芯部44，芯部44生成燃烧气体。芯部44由芯部外壳46环绕，芯部外壳46可与风扇外壳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使HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在直径较大的环形HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置的LP轴或转轴50使LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转，并且联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件可共同地限定转子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，成组的压缩机叶片56、58相对于对应的成组的静态压缩机导叶60、62旋转，以对穿过该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，并且可相对于中心线12从叶片平台径向地向外延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游并且定位成与旋转叶片56、58相邻。注意，图1中所示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明性目的而选择，并且，其它数量是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装到盘61(或与盘61成一体)，盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶60、62可以以周向布置安装到芯部外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，成组的涡轮叶片68、70相对于对应的成组的静态涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)旋转，以从穿过该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，并且可相对于中心线12径向地向外延伸，而对应的静态涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游并且定位成与旋转叶片68、70相邻。注意，图1中所示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明性目的而选择，并且，其它数量是可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70可安装到盘71，盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶72、74可以以周向布置安装到芯部外壳46。
作为转子部分的补充，发动机10的固定部分(诸如，压缩机区段22和涡轮区段32之中的静态导叶60、62、72、74)也单独地或共同地被称为定子63。照此，定子63可指代遍及发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的空气流被分成使得空气流的部分被导引到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压的空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气进行加压。来自HP压缩机26的加压的空气76与燃烧器30中的燃料混合并且被点燃，由此生成燃烧气体。由HP涡轮34从这些气体提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功，以驱动LP压缩机24，并且，排出气体最后从发动机10经由排气区段38来排放。LP涡轮36的驱动对LP转轴50进行驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压的空气流76的部分可作为泄放空气77而从压缩机区段22抽吸。泄放空气77可从加压的空气流76抽吸，并且提供给需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压的空气流76的温度显著地升高。照此，对于在升高的温度的环境中操作这样的发动机构件来说，由泄放空气77提供的冷却是必要的。
空气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机芯部44，并且在风扇排气侧84处通过包括多个翼型件导向导叶82的固定导叶排(并且更特别地，出口导向导叶组件80)离开发动机组件10。更具体地，成周向排的径向地延伸的翼型件导向导叶82与风扇区段18相邻而被利用，以施加空气流78的一定程度的方向控制。
由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，和/或用于使飞行器的其它方面冷却或为其提供动力。在涡轮发动机的情境下，发动机的热部分一般位于燃烧器30的下游(尤其是涡轮区段32)，其中，HP涡轮34是最热的部分，因为HP涡轮34位于燃烧区段28的正下游。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。
现在参考图2，图示了可在涡轮发动机10中利用的一个构件100。构件100可位于涡轮发动机10内的任何位置，包括但不限于风扇区段18、压缩机区段22、燃烧器30或涡轮区段32。
在所图示的示例中，构件100呈翼型件组件101的形式。翼型件组件101包括翼型件102，翼型件102具有外壁104，外壁104限定压力侧106和吸力侧108。外壁104沿弦向方向 C从前缘110延伸到后缘112，并且还沿径向方向 R从根部114延伸到末梢116。出于说明的目的，翼型件102呈静态导叶(诸如，HP涡轮导叶72)的形式，其中，内带118和外带120分别联接到根部114和末梢116。将理解，本公开的方面可普遍适用于涡轮发动机10内的任何构件，包括诸如HP涡轮叶片68的旋转叶片(其中，平台可联接到翼型件的根部)，以及适用于护罩、芯部外壳等或它们的组合。
涡轮发动机10可具有或生成诸如上文中所描述的燃烧气体的被加热的空气流122以及诸如上文中所描述的冷却流体或泄放空气77的冷却空气流124。在图2中图示一股示例性的被加热的空气流122和冷却空气流124，其中，如所示出的，外壁104使被加热的空气流122与冷却空气流124分离。
挡板组130可被包括在构件100中。在所示出的示例中，挡板组130可包括第一挡板131、第二挡板132以及第三挡板133。例如，第一挡板131、第二挡板132或第三挡板133中的任何或全部挡板可呈冲击挡板的形式。虽然图示了三个示例性挡板131、132、133，但本公开的方面可适用于构件100中的具有任何合适的大小、布置或型式的任何数量的挡板。在一个示例中，四个或更多个挡板可在构件100内沿着径向方向 R设置成排。在另一示例中，多个挡板可在构件100内沿着周向方向 C和径向方向 R设置成多维阵列。在再一示例中，挡板131、挡板132、挡板133中的任何挡板可沿弦向方向 C相对于彼此偏移。例如，第二挡板132可径向地定位于第一挡板131与第三挡板133之间，并且还定位成更接近前缘110，而第一挡板131和第三挡板133可定位成更接近后缘112。
在一个非限制性示例中，设想的是，构件100可形成为具有翼型件102、内带118和外带120以及挡板组130的单件。可利用包括铸造或增材制造的任何合适的制造方法或过程来形成构件100。如本文中所使用的，“增材制造的”构件将指代通过增材制造(AM)过程而形成的构件，其中，构件通过材料的连续沉积而逐层构建。AM是适于描述通过材料叠层添加(不论材料是塑料还是金属)而构建3D物体的技术的名称。AM技术可利用计算机、3D建模软件(计算机辅助设计或CAD)、机器设备以及分层材料。一旦产生CAD草图，AM设备就可从CAD文件读入数据，并且以叠层方式铺设或添加液体、粉末、片材或其它材料的连续层，以制备3D物体。应当理解，用语“增材制造”包含包括如3D打印、快速原型制造(RP)、直接数字制造(DDM)、分层制造以及增材制备那样的子集的许多技术。可用于形成增材制造的构件的增材制造的非限制性示例包括粉末床熔合、容器内光聚合(vat photopolymerization)、粘结剂喷射、材料挤压、定向能量沉积、材料喷射或片材层压。还设想的是，所利用的过程可包括通过难熔金属、陶瓷或打印塑料而打印部件的底片(negative)并且然后使用该底片来铸造构件。
图3图示了构件100的截面视图。如所示出的，外壁104进一步包括面对被加热的空气流122的被加热的表面123以及面对冷却空气流124的被冷却的表面125。虽然被加热的空气流122图示为垂直于被加热的表面123，但应当理解，被加热的空气流122可接近被加热的表面123沿任何方向(包括平行于被加热的表面123)流动。
如所示出的，第一挡板131包括第一壁141，第一壁141在其各端处连接到被冷却的表面125，并且第一挡板131至少部分地限定第一室151。第一挡板131还包括第一组冷却孔161，第一组冷却孔161延伸通过第一壁141，以使冷却空气流124流体耦合到第一室151。如所示出的，第二挡板132和第三挡板133包括相应的第二壁142和第三壁143，第二壁142和第三壁143至少部分地限定第二室152和第三室153。第二组冷却孔162和第三组冷却孔163延伸通过相应的第二壁142和第三壁143，以使冷却空气流124流体耦合到相应的第二室152和第三室153。设想的是，第一组冷却孔161、第二组冷却孔162或第三组冷却孔163中的任何或全部冷却孔包括冲击冷却孔。进一步设想的是，至少一个孔165可在被加热的表面123与被冷却的表面125之间延伸通过构件100。在这样的情况下，至少一个孔165可为外壁104提供膜冷却、孔冷却或其它冷却效应。将理解，至少一个孔165可设置于构件100内的任何位置，并且还可流体耦合到室151、室152、室153中的任何或全部室。
在所示出的示例中，第三挡板133与第一挡板131隔开。第二挡板132的第二壁142在其各端处连接到相应的第一挡板131和第三挡板133的第一壁141和第三壁143中的各个，以限定第二室152。如所示出的，第一壁141和第三壁143在其各端处直接地连接到被冷却的表面125，以限定相应的第一室151和第三室153。
另外，第一壁141、第二壁142以及第三壁143中的各个的至少部分可限定相应的第一平面171、第二平面172以及第三平面173。设想的是，第二平面172可与第一平面171截然不同。在图3的示例中，第二平面172平行于第一平面171以及第三平面173。以此方式，挡板组130中的一个挡板可与挡板组130中的另一挡板“不共面”。针对挡板131、挡板132、挡板133而设想任何几何轮廓，包括平坦的、曲线的、非对称的或不规则的等。
另外，第一壁141、第二壁142或第三壁143的任何部分都可平行于被冷却的表面125。更具体地，如图3的示例中所示出的，第一平面171、第二平面172或第三平面173中的任何或全部平面可平行于被冷却的表面125。应当理解，任何数量的挡板壁(包括两个或更多个)可平行于被冷却的表面125。
被冷却的表面125可进一步包括诸如针对弯曲翼型件102的曲线几何结构。在这样的情况下，壁141、壁142、壁143中的任何壁可平行于曲线几何结构，使得相应的挡板131、挡板132、挡板133形成与被冷却的表面125相同的几何轮廓。
在操作期间，冷却空气流124可流过构件100，并且经由相应的成组的冷却孔161、冷却孔162、冷却孔163来进入第一室151、第二室152以及第三室153。冷却空气流124可冲击被冷却的表面125，由此为外壁104提供冷却。任选地，冷却空气流124还可流过至少一个孔165，并且为外壁104提供额外的冷却。
另外，在操作期间，构件100可例如沿径向方向 R经历热膨胀。更具体地，挡板131、挡板132、挡板133中的各个和外壁104可至少沿径向方向 R经历热膨胀。热膨胀的速率可在外壁104与挡板131、挡板132、挡板133中的任何挡板之间是相同或不同的。与在内带118与外带120之间完全地沿着外壁104延伸的传统的挡板相比，多个径向地布置的挡板131、挡板132、挡板133中的各个可经历更小程度的径向热膨胀。可意识到，针对挡板131、挡板132、挡板133中的各个的这样的更小程度的热膨胀可减小在操作期间的在构件100内的内应力。
现在参考图4，图示了可在图1的涡轮发动机10中利用的另一构件200。构件200类似于构件100；因此，相似部件将利用增大100的相似标号标识，其中，理解到，除了所提到的地方之外，构件100的相似部件的描述都适用于构件200。
构件200可呈另一翼型件组件201的形式，翼型件组件201具有翼型件202(诸如，静态导叶)，翼型件202具有外壁204，外壁204在内带218与外带220之间延伸，如上文中所描述的那样。外壁204可使被加热的空气流222与冷却空气流224分离，其中，被加热的表面223面对被加热的空气流222，并且，被冷却的表面225面对冷却空气流224。构件200还可包括挡板组230，挡板组230图示为具有第一挡板231、第二挡板232以及第三挡板233。挡板组230可包括任何数量的挡板，包括一个、两个或更多个，并且沿任何方向或以任何型式布置，如上文中所描述的那样。
在所示出的示例中，第一挡板231、第二挡板232以及第三挡板233包括相应的第一壁241、第二壁242以及第三壁243，第一壁241、第二壁242以及第三壁243至少部分地限定相应的第一室251、第二室252以及第三室253，并且具有相应的第一组冷却孔261、第二组冷却孔262以及第三组冷却孔263，如上文中所描述的那样。另外，第一壁241、第二壁242以及第三壁243限定相应的第一平面271、第二平面272以及第三平面273。
如所示出的，与构件100相比的一个差异是，第一平面271与被冷却的表面225限定第一角281。例如，第一角281可为锐角。另外，第二平面272可与被冷却的表面225限定第二角282。第二角282可不同于第一角281。在非限制性示例中，第二角282可为0度，使得第二平面272平行于被冷却的表面225，而第一角281可为45度。第一角281、第二角282以及第三角283中的任何角可为与被冷却的表面225构成的锐角。以此方式，第一壁241、第二壁242或第三壁243中的至少一个可与被冷却的表面225限定锐角。
第三平面273还可与被冷却的表面225限定第三角283。在所示出的示例中，第三壁243沿与第一壁341相比而相反的方向倾斜，使得第一角281为正，而第三角283为负。
与构件100相比的另一差异是，成组的冷却孔261、冷却孔262、冷却孔263中的任何冷却孔可以以与被冷却的表面225非正交的角形成，以提供冷却空气到被冷却的表面225上的选择性的定向冲击。在所示出的示例中，第一组冷却孔261形成为与第一平面271正交并且与被冷却的表面225非正交。另外，第三组冷却孔263形成为与第三平面273非正交并且与被冷却的表面225正交。将理解，成组的冷却孔261、冷却孔262、冷却孔263可形成为具有任何合适的角，包括与被冷却的表面225正交或与被冷却的表面225非正交。另外，单独的冷却孔的角可在成组的冷却孔261、冷却孔262、冷却孔263内变化。设想的是，冷却孔可在挡板231、232、233中形成为具有与被冷却的表面225构成的多种角，包括处于均匀或非均匀的型式或布置。
还设想的是，第一挡板231和第三挡板233可与第二挡板232形成“背负式”布置。如本文中所使用的，针对两个挡板的“背负式”布置将用于描述一个挡板的壁联接到附接表面和另一挡板的壁两者。在图4的示例中，第一壁241联接到第二壁242以及被冷却的表面225两者，从而形成针对第一挡板231和第二挡板232的背负式布置。另外，第三壁243联接到第二壁242和被冷却的表面225两者，从而形成针对第二挡板232和第三挡板233的背负式布置。
在操作期间，冷却空气224可流过第一组冷却孔261、第二组冷却孔262以及第三组冷却孔263，并且进入相应的第一室251、第二室252以及第三室253。第一室251中的冷却空气224可由于如上文中所描述的第一组冷却孔261的方向而以非正交角冲击被冷却的表面225。第二室252和第三室253中的冷却空气224可由于如上文中所描述的相应的第二组冷却孔262和第三组冷却孔263的方向而以正交角冲击被冷却的表面225。以此方式，如所示出的，在被加热的空气流222的环境中的构件200可通过冷却空气224而冷却。
转到图5，图示了可在图1的涡轮发动机10中利用的另一构件300。构件300类似于构件100、构件200；因此，相似部件将利用进一步增大100的相似标号标识，其中，理解到，除了所提到的地方之外，构件100、构件200的相似部件的描述都适用于构件300。
构件300可呈另一翼型件组件301的形式，翼型件组件301具有翼型件302(诸如，静态导叶)，翼型件302具有外壁304，外壁304在内带318与外带320之间延伸，如上文中所描述的那样。外壁304可使被加热的空气流322与冷却空气流324分离，其中，被加热的表面323面对被加热的空气流322，并且，被冷却的表面325面对冷却空气流324。构件300还可包括挡板组330，挡板组330图示为具有第一挡板331、第二挡板332以及第三挡板333。挡板组330可包括任何数量的挡板，包括一个、两个或更多个，并且沿任何方向或以任何型式布置，如上文中所描述的那样。
在所示出的示例中，第一挡板331、第二挡板332以及第三挡板333包括相应的第一壁341、第二壁342以及第三壁343，第一壁341、第二壁342以及第三壁343至少部分地限定相应的第一室351、第二室352以及第三室353，并且具有相应的第一组冷却孔361、第二组冷却孔362以及第三组冷却孔363，如上文中所描述的那样。另外，第一壁341、第二壁342以及第三壁343限定相应的第一平面371、第二平面372以及第三平面373。
与构件100、构件200相比的一个差异是，挡板331、332、333中的全部都可处于背负式布置。更具体地，如所示出的，第一壁341在各端处联接到第二壁342和被冷却的表面325，第二壁342在各端处联接到第三壁343和被冷却的表面325，以及联接到第一壁341，并且，第三壁在各端处联接到被冷却的表面325，以及联接到第二壁342。
如所示出的，第一壁341、第二壁342以及第三壁343中的各个还可限定相应的第一平面371、第二平面372以及第三平面373。与构件100、构件200相比的另一差异是，平面371、平面372、平面373中的各个可彼此平行，以及相对于被冷却的表面325限定锐角。
在操作期间，冷却空气324可流过第一组冷却孔361、第二组冷却孔362以及第三组冷却孔363，并且进入相应的第一室351、第二室352以及第三室353，并且冲击被冷却的表面325。以此方式，如所示出的，在被加热的空气流322的环境中的构件300可通过冷却空气流324而冷却。
现在参考图6，图示了可在图1的涡轮发动机10中利用的另一构件400。构件400类似于构件100、构件200、构件300；因此，相似部件将利用进一步增大100的相似标号标识，其中，理解到，除了所提到的地方之外，构件100、构件200、构件300的相似部件的描述都适用于构件400。
构件400以示意性透视图图示，并且包括壁404，壁404使被加热的空气流422与冷却空气流424分离，其中，被加热的表面423面对被加热的空气流422，并且，被冷却的表面425面对冷却空气流424。在一个示例中，构件400可形成与翼型件组件101、翼型件组件201类似的翼型件组件。在这样的情况下，壁404可为与翼型件102、翼型件202、翼型件302类似的翼型件的部分，并且，端壁418、端壁420可类似于相应的内带118、内带218、内带318和外带120、外带220、外带320。另外或备选地，构件400可形成具有通过被加热的空气流422和被冷却的空气流424而形成的温度梯度的任何涡轮发动机构件。例如，在非限制性示例中，构件400可被包括在芯部外壳46、燃烧器30或排气区段38中。
构件400还可包括挡板组430，挡板组430图示为具有第一挡板431、第二挡板432以及第三挡板433。在所示出的示例中，如所示出的，第一挡板431、第二挡板432以及第三挡板433包括具有相应的第一组冷却孔461、第二组冷却孔462以及第三组冷却孔463的相应的第一壁441、第二壁442以及第三壁443。挡板组430可包括任何数量的挡板，包括一个、两个或更多个，并且沿任何方向或以任何型式布置，如上文中所描述的那样。
虽然第二挡板432图示为在第一挡板431与第三挡板433之间沿径向方向 R对准，但还设想的是，第二挡板432还可以以与图2中所描述的方式类似的方式沿与径向方向 R垂直的方向 D偏移。另外，在所示出的示例中，第一挡板431和第三挡板433不延伸到相应的端壁418、端壁420。设想的是，构件400的任何挡板都可延伸或联接到端壁418、端壁420中的任一个，诸如，挡板壁的一端联接到端壁418、端壁420中的一个。
第一室451、第二室452以及第三室453由相应的第一挡板431、第二挡板432以及第三挡板433限定，如上文中所描述的那样。在所示出的示例中，孔隙490设置于第一室451与第二室452之间。另一孔隙490设置于第二室452与第三室453之间。
图7图示了图6的构件400沿着线VII-VII的另一横截面视图。孔隙490提供第一室451到第二室452的流体耦合以及第二室452到第三室453的流体耦合。可提供任何数量的孔隙490。在另一非限制性示例(未示出)中，第二室452可与第三室453流体隔离，并且还经由孔隙490来流体耦合到第一室451。
冷却空气424可进入第一室451、第二室452以及第三室453，并且冲击被冷却的表面425。冷却空气424还可经由孔隙490在室451、室452、室453中的任何或全部室之间流动。将理解，冷却空气424可取决于多种因素(包括各组461、462、463中的冷却孔的相对数量、室451、室452、室453的相对大小、形状或容积等或它们的组合)而通过孔隙490沿任何方向移动。
图8图示了图6的构件400沿着线VIII-VIII的另一横截面视图。应当理解，图7的孔隙490在该截面视图中不可见。
与构件100、构件200、构件300相比的另一差异是，构件400中的一些冷却孔可以以距被冷却的表面425的恒定距离或可变距离形成。在所图示的示例中，如所示出的，第二组冷却孔462中的一些冷却孔相对于被冷却的表面425形成第一距离492。甚至在第三壁443位于与第二壁442相比而不同的平面中时，第三组冷却孔463中的其它冷却孔也相对于被冷却的表面425以第二距离494形成。第三壁443可跨越整个第三壁443或与第三组463中的各个冷却孔相邻而局部地由额外的材料形成，使得第一距离492和第二距离494相等。以此方式，第一挡板431、第二挡板432或第三挡板433中的任何挡板可具有第一壁441、第二壁442或第三壁443的变化的壁厚。在一个示例中，这样的变化的壁厚可呈局部地变厚的区域的形式，例如，接近形成第二距离494的第三组冷却孔463。另外，这样的变化的壁厚可形成为连续地变化的壁厚或非连续地变化的壁厚。
以此方式，被冷却的空气流424可在具有距被冷却的表面425和各组冷却孔462、463的相等的横向距离的第二室452和第三室453内冲击被冷却的表面425。
与构件100、构件200、构件300相比的另一差异是，表面特征495可被包括在被冷却的表面425中。在所示出的示例中，表面特征495呈面对第一组冷却孔461中的冷却孔的凸块或突出部的形式。另外或备选地，在非限制性示例中，表面特征495还可包括销、人字形件、表面粗糙度、表面槽或热传递增强结构。表面特征495可沿着被冷却的表面425具有任何大小或形状，包括覆盖室451、室452、室453内的整个被冷却的表面425。在操作期间，冷却空气流424可进入第一室451，冲击表面特征495，并且沿着被冷却的表面425分开或移动。例如，冷却空气流424可冲击表面特征495，以及在室451、室452、室453之间移动(图7)。
现在参考图9，图示了可在图1的涡轮发动机10中利用的另一构件500。构件500类似于构件100、构件200、构件300、构件400；因此，相似部件将利用进一步增大100的相似标号标识，其中，理解到，除了所提到的地方之外，构件100、构件200、构件300、构件400的相似部件的描述都适用于构件500。
构件500以示意性透视图图示，并且包括使被加热的空气流522与冷却空气流524分离的壁504，其中，被加热的表面523面对被加热的空气流522，并且，被冷却的表面525面对冷却空气流524。在一个示例中，构件500可形成与翼型件组件101、翼型件组件201、翼型件组件301类似的翼型件组件。在这样的情况下，壁504可为与翼型件102、翼型件202、翼型件302类似的翼型件的部分，并且，端壁518、端壁520可类似于相应的内带118、内带218、内带318和外带120、外带220、外带320。另外或备选地，构件500可形成具有通过被加热的空气流522和被冷却的空气流524而形成的温度梯度的任何涡轮发动机构件。例如，在非限制性示例中，构件500可被包括在芯部外壳46、燃烧器30或排气区段38中。
构件500还可包括挡板组530，挡板组530图示为具有第一挡板531、第二挡板532以及第三挡板533。在所示出的示例中，如所示出的，第一挡板531、第二挡板532以及第三挡板533包括具有相应的第一组冷却孔561、第二组冷却孔562以及第三组冷却孔563的相应的第一壁541、第二壁542以及第三壁543。挡板组530可包括任何数量的挡板，包括一个、两个或更多个，并且沿任何方向或以任何型式布置，如上文中所描述的那样。
第一室551、第二室552以及第三室553由相应的第一挡板531、第二挡板532以及第三挡板533限定，如上文中所描述的那样。在所示出的示例中，孔隙590设置于第一室551与第二室552之间。第三室553可与第二室552流体隔离。
与构件100、构件200、构件300、构件400相比的一个差异是，可提供至少一个销596，销596在被冷却的表面525与第一挡板531、第二挡板532或第三挡板533中的至少一个之间延伸。在所图示的示例中，多个销596设置于第一挡板531与第三挡板533之间，并且在第一组冷却孔561和第三组冷却孔563中的相邻的冷却孔之间隔开。可利用呈任何合适的型式的任何数量的销596，包括单个销596、成线性排的销596、销596的不规则或非对称布置等。另外，销596可设置于第一室551、第二室552或第三室553中的任何或全部室中。
图10图示了构件500沿着线X-X的横截面视图。应当理解，图10的截面视图未横穿以虚线示出的第二组冷却孔562。
在第一室551和第三室553中的各个内，销596不但在横截面中可见，而且整个地可见。即，对于位于从由线X-X(图9)限定的平面偏移的平面中的销596来说，该销596的整个边缘在图10的视图中可见。
销596可从第一壁541或第三壁543延伸到被冷却的表面525。例如，销596可提供第一壁541或第三壁543与被冷却的表面525之间的结构支承。
在操作期间，冷却空气流524可经由第一组冷却孔561、第二组冷却孔562以及第三组冷却孔563来进入第一室551、第二室552以及第三室553，并且冲击被冷却的表面525。孔隙590可使冷却空气流524在第一室551与第二室552之间移动。另外，冷却空气流524可流动到销596上或围绕销596流动，从而生成冷却空气流524内的湍流。以此方式，销596可为构件500提供冷却或结构支承。
本公开的方面可以以多种方式组合，以形成新的方面，包括未明确地图示但仍然由本公开涵盖的那些方面。出于说明的目的，将在下文中描述一些非限制性示例。
在一个示例中，构件可包括处于与图5类似的背负式布置的第一组挡板，其中，各个挡板壁限定平行的平面，该平行的平面与被冷却的表面形成锐角，并且其中，销设置于各个室中。构件还可包括处于与图3类似的布置的第二组挡板，其中，各个挡板壁可平行于被冷却的表面，并且，第二组挡板中的室可经由孔隙来流体耦合，如上文中所描述的那样。
在另一示例中，构件可包括沿着构件壁沿径向方向和周向方向两者延伸的多个挡板。多个挡板可形成可基于对于构件的局部冷却需要而流体耦合或流体隔离的对应的多个室。构件还可包括如上文中所描述的表面特征，以进一步定制在多个挡板内冲击于被冷却的表面上的空气流。
本公开的方面可提供多种益处，包括使用形成多个室的多个挡板可提供被冷却的涡轮发动机构件的局部化或定制的冷却。另外，使用多个挡板可减小由于在发动机操作期间的热膨胀而导致的在构件壁或挡板内的内应力，这可提供延长的构件寿命、减少的磨损以及降低的总体操作成本。另外，在构件中使用多个挡板可提供构件在操作期间的减小的刚度和改进的可挠性或柔性。例如，多个挡板可彼此独立地生长或热膨胀，由此减小构件应力并且允许构件在操作期间更柔顺或柔性更大。在构件和挡板诸如经由增材制造来形成为单个单元的示例中，与具有经由钎焊或其它方法来联接的挡板的传统的组件相比，本公开的方面提供降低的制造成本和改进的过程效率。
应当理解，所公开的设计的应用不限于具有风扇区段和增压器区段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机或发电涡轮。
在尚未描述的范围内，可如期望那样将多种实施例的不同的特征和结构彼此组合或替代而使用。未在所有实施例中图示一个特征不意在被解释为该特征不可如此图示，而是为了使描述简洁而图示。因而，可如期望那样使不同实施例的多种特征混合并且匹配，以形成新的实施例，而无论是否明确地描述新的实施例。本公开涵盖本文中所描述的特征的所有组合或置换。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何技术人员都能够实践本发明(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)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果这些示例包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同的结构元件，则这些示例旨在处于权利要求书的范围内。
本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：
1. 一种用于具有被加热的空气流和冷却空气流的涡轮发动机的构件，构件包括：壁，其使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。
2. 根据任何前述条款的构件，其中，第一室和第二室流体耦合。
3. 根据任何前述条款的构件，其中，第一壁的部分平行于被冷却的表面。
4. 根据任何前述条款的构件，其进一步包括第三挡板，第三挡板具有联接到被冷却的表面、第一挡板或第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过第三壁，以使冷却空气流流体耦合到第三室。
5. 根据任何前述条款的构件，其中，第三挡板与第一挡板隔开，并且，第二挡板联接到第一挡板和第三挡板。
6. 根据任何前述条款的构件，其中，第一挡板、第二挡板以及第三挡板包括冲击挡板，并且其中，第一组冷却孔、第二组冷却孔以及第三组冷却孔包括冲击孔。
7. 根据任何前述条款的构件，其中，第一挡板、第二挡板或第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
8. 根据任何前述条款的构件，其中，第一壁的至少部分限定第一平面，并且，第二壁的至少部分限定与第一平面截然不同的第二平面。
9. 根据任何前述条款的构件，其中，第二平面平行于第一平面。
10. 根据任何前述条款的构件，其中，第一平面与被冷却的表面限定第一角。
11. 根据任何前述条款的构件，其中，第二平面与被冷却的表面限定第二角。
12. 根据任何前述条款的构件，其进一步包括在被冷却的表面与第一挡板或第二挡板中的一个之间延伸的至少一个销。
13. 根据任何前述条款的构件，其中，第一组冷却孔或第二组冷却孔中的一组中的冷却孔包括朝向被冷却的表面延伸的突起。
14. 根据任何前述条款的构件，其中，第一距离限定于第一冷却孔与被冷却的表面之间，并且，第二距离限定于第二冷却孔与被冷却的表面之间。
15. 根据任何前述条款的构件，其中，第一距离与第二距离相同。
16. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：翼型件，其具有外壁，外壁使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面，外壁沿弦向方向从前缘延伸到后缘并且沿径向方向从根部延伸到末梢；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。
17. 根据任何前述条款的翼型件组件，其中，翼型件组件包括静态导叶或旋转叶片中的一个。
18. 根据任何前述条款的翼型件组件，其进一步包括第三挡板，第三挡板具有联接到被冷却的表面、第一挡板或第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过第三壁，以使冷却空气流流体耦合到第三室。
19. 根据任何前述条款的翼型件组件，其中，第一挡板、第二挡板以及第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
20. 根据任何前述条款的翼型件组件，其中，第一壁、第二壁或第三壁中的至少一个与被冷却的表面限定锐角。
21. 根据任何前述条款的翼型件组件，其中，第一壁限定第一平面，并且，第二壁限定与第一平面截然不同的第二平面。
22. 一种涡轮发动机，其包括：处于轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段；以及被冷却的构件，其位于压缩机区段、燃烧区段或涡轮区段中的一个中，被冷却的构件包括：壁，其使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对被加热的空气流的被加热的表面和面对冷却空气流的被冷却的表面；第一挡板，其具有连接到被冷却的表面的第一壁并且限定第一室，其中，第一组冷却孔延伸通过第一壁，以使冷却空气流流体耦合到第一室；以及第二挡板，其具有连接到第一壁的第二壁并且限定第二室，其中，第二组冷却孔延伸通过第二壁，以使冷却空气流流体耦合到第二室。

Claims (22)

1.一种用于具有被加热的空气流和冷却空气流的涡轮发动机的构件，所述构件包括：
外壁，其至少部分地形成内部空间且使所述被加热的空气流与所述冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面，其中所述冷却空气流位于所述内部空间中；
第一挡板，其与所述外壁整体地形成且限定至少具有第一端的第一壁，其中所述第一挡板与所述被冷却的表面形成第一室；
第二挡板，其与所述外壁整体地形成且限定至少具有第二端的第二壁，其中所述第二挡板与所述被冷却的表面形成第二室，其中所述第二端关于所述冷却空气流定位在所述第一端下游；
第一组冷却孔，其从所述第一室延伸通过所述第一壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二组冷却孔，其从所述第二室延伸通过所述第二壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
2.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述第一室和所述第二室流体耦合。
3.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述第一壁的部分平行于所述被冷却的表面。
4.根据权利要求1-3中的任一项所述的构件，其特征在于，进一步包括第三挡板，所述第三挡板具有联接到所述被冷却的表面、所述第一挡板或所述第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过所述第三壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第三室。
5.根据权利要求4所述的构件，其特征在于，所述第三挡板与所述第一挡板隔开，并且，所述第二挡板联接到所述第一挡板和所述第三挡板。
6.根据权利要求4所述的构件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板以及所述第三挡板包括冲击挡板，并且其中，所述第一组冷却孔、所述第二组冷却孔以及所述第三组冷却孔包括冲击孔。
7.根据权利要求4所述的构件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板或所述第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
8.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述第一壁的至少部分限定第一平面，并且，所述第二壁的至少部分限定与所述第一平面截然不同的第二平面。
9.根据权利要求8所述的构件，其特征在于，所述第二平面平行于所述第一平面。
10.根据权利要求8-9中的任一项所述的构件，其特征在于，所述第一平面与所述被冷却的表面限定第一角。
11.根据权利要求10所述的构件，其特征在于，所述第二平面与所述被冷却的表面限定第二角。
12.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，进一步包括在所述被冷却的表面与所述第一挡板或所述第二挡板中的一个之间延伸的至少一个销。
13.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述第一组冷却孔或所述第二组冷却孔中的一组中的冷却孔包括朝向所述被冷却的表面延伸的突起。
14.根据权利要求12-13中的任一项所述的构件，其特征在于，第一距离限定于第一冷却孔与所述被冷却的表面之间，并且，第二距离限定于第二冷却孔与所述被冷却的表面之间。
15.根据权利要求14所述的构件，其特征在于，所述第一距离与所述第二距离相同。
16.一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：
翼型件，其具有外壁，所述外壁至少部分地形成内部空间且使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面，其中所述冷却空气流位于所述内部空间中，且其中所述外壁沿弦向方向从前缘延伸到后缘并且沿径向方向从根部延伸到末梢；
第一挡板，其与所述外壁整体地形成且限定在成对的间隔开的端部之间延伸的第一壁，其中所述第一挡板与所述被冷却的表面形成第一室；
第二挡板，其与所述外壁整体地形成且限定至少具有第二端的第二壁，其中所述第二挡板与所述被冷却的表面形成第二室，且其中所述第二端在所述成对的间隔开的端部之间的一位置处直接联结到所述第一壁；
第一组冷却孔，其从所述第一室延伸通过所述第一壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二组冷却孔，其从所述第二室延伸通过所述第二壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
17.根据权利要求16所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件组件包括静态导叶或旋转叶片中的一个。
18.根据权利要求16-17中的任一项所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括第三挡板，所述第三挡板具有联接到所述被冷却的表面、所述第一挡板或所述第二挡板中的一个的第三壁，并且限定第三室，其中，第三组冷却孔延伸通过所述第三壁，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第三室。
19.根据权利要求18所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一挡板、所述第二挡板以及所述第三挡板中的至少两个处于背负式布置。
20.根据权利要求18所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一壁、所述第二壁或所述第三壁中的至少一个与所述被冷却的表面限定锐角。
21.根据权利要求16所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一壁限定第一平面，并且，所述第二壁限定与所述第一平面截然不同的第二平面。
22.一种涡轮发动机，其包括：
处于轴向流布置的压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段；以及
被冷却的构件，其位于所述压缩机区段、燃烧区段或涡轮区段中的一个中，所述被冷却的构件包括：
外壁，其至少部分地形成内部空间且使被加热的空气流与冷却空气流分离，并且具有面对所述被加热的空气流的被加热的表面和面对所述冷却空气流的被冷却的表面，其中所述冷却空气流位于所述内部空间中；
第一挡板，其与所述外壁整体地形成且限定至少具有第一端的第一壁，其中所述第一挡板与所述被冷却的表面形成第一室；
第二挡板，其与所述外壁整体地形成且限定至少具有第二端的第二壁，其中所述第二挡板与所述被冷却的表面形成第二室，其中所述第二端关于所述冷却空气流定位在所述第一端下游；
第一组冷却孔，其从所述第一室延伸通过所述第一壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第一室；以及
第二组冷却孔，其从所述第二室延伸通过所述第二壁到所述内部空间，以使所述冷却空气流流体耦合到所述第二室。
CN202010953926.8A 2019-09-12 2020-09-11 具有挡板的涡轮发动机构件 Active CN112483197B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/568,821 US11572801B2 (en) 2019-09-12 2019-09-12 Turbine engine component with baffle
US16/568821 2019-09-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112483197A CN112483197A (zh) 2021-03-12
CN112483197B true CN112483197B (zh) 2023-04-18

Family

ID=74869384

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010953926.8A Active CN112483197B (zh) 2019-09-12 2020-09-11 具有挡板的涡轮发动机构件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11572801B2 (zh)
CN (1) CN112483197B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11566536B1 (en) * 2022-05-27 2023-01-31 General Electric Company Turbine HGP component with stress relieving cooling circuit

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2648519A (en) 1948-04-22 1953-08-11 Campini Secondo Cooling combustion turbines
US3973874A (en) 1974-09-25 1976-08-10 General Electric Company Impingement baffle collars
US4100669A (en) 1975-03-03 1978-07-18 Pemper Steven J Casting process
CH584833A5 (zh) * 1975-05-16 1977-02-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
JPH0660740B2 (ja) * 1985-04-05 1994-08-10 工業技術院長 ガスタービンの燃焼器
US4798515A (en) 1986-05-19 1989-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable nozzle area turbine vane cooling
US5127793A (en) 1990-05-31 1992-07-07 General Electric Company Turbine shroud clearance control assembly
US5207556A (en) 1992-04-27 1993-05-04 General Electric Company Airfoil having multi-passage baffle
DE4430302A1 (de) * 1994-08-26 1996-02-29 Abb Management Ag Prallgekühltes Wandteil
US6390769B1 (en) 2000-05-08 2002-05-21 General Electric Company Closed circuit steam cooled turbine shroud and method for steam cooling turbine shroud
GB2391046B (en) * 2002-07-18 2007-02-14 Rolls Royce Plc Aerofoil
US7008185B2 (en) 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US7104756B2 (en) 2004-08-11 2006-09-12 United Technologies Corporation Temperature tolerant vane assembly
US8069648B2 (en) 2008-07-03 2011-12-06 United Technologies Corporation Impingement cooling for turbofan exhaust assembly
US9403208B2 (en) 2010-12-30 2016-08-02 United Technologies Corporation Method and casting core for forming a landing for welding a baffle inserted in an airfoil
US8667682B2 (en) * 2011-04-27 2014-03-11 Siemens Energy, Inc. Method of fabricating a nearwall nozzle impingement cooled component for an internal combustion engine
JP5931351B2 (ja) 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼
US8784037B2 (en) 2011-08-31 2014-07-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment with integrated impingement plate
US20130081401A1 (en) * 2011-09-30 2013-04-04 Solar Turbines Incorporated Impingement cooling of combustor liners
US9828872B2 (en) 2013-02-07 2017-11-28 General Electric Company Cooling structure for turbomachine
WO2014150365A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Additive manufacturing baffles, covers, and dies
US10012106B2 (en) 2014-04-03 2018-07-03 United Technologies Corporation Enclosed baffle for a turbine engine component
US10781715B2 (en) 2015-12-21 2020-09-22 Raytheon Technologies Corporation Impingement cooling baffle
US10731472B2 (en) 2016-05-10 2020-08-04 General Electric Company Airfoil with cooling circuit
US10844724B2 (en) 2017-06-26 2020-11-24 General Electric Company Additively manufactured hollow body component with interior curved supports
US10570751B2 (en) 2017-11-22 2020-02-25 General Electric Company Turbine engine airfoil assembly
EP3564484A1 (de) * 2018-05-04 2019-11-06 Siemens Aktiengesellschaft Bauteilwand eines heissgasbauteils

Also Published As

Publication number Publication date
CN112483197A (zh) 2021-03-12
US20210079808A1 (en) 2021-03-18
US11572801B2 (en) 2023-02-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10830051B2 (en) Engine component with film cooling
US11639664B2 (en) Turbine engine airfoil
CN111441829B (zh) 具有冷却孔的涡轮发动机的部件
US10605170B2 (en) Engine component with film cooling
US20180328190A1 (en) Gas turbine engine with film holes
US11566527B2 (en) Turbine engine airfoil and method of cooling
US10927682B2 (en) Engine component with non-diffusing section
CN112343665B (zh) 具有冷却孔的发动机构件
CN112240227B (zh) 涡轮发动机翼型件
CN112483197B (zh) 具有挡板的涡轮发动机构件
WO2018034790A1 (en) Engine component with porous holes
US11499433B2 (en) Turbine engine component and method of cooling
US11885236B2 (en) Airfoil tip rail and method of cooling
US20240117743A1 (en) Turbine engine with component having a cooling hole with a layback surface
CN117627732A (zh) 涡轮发动机翼型件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant