CN114000922A - 具有冷却孔的发动机构件 - Google Patents
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Abstract
一种设备及方法，用于涡轮发动机的发动机构件包括外壁，其界定内部且限定压力侧和相反的吸力侧，其中两侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向，且在根部与末梢之间延伸以限定翼展方向，至少一个冷却通路定位在内部内，至少一个冷却孔具有流体地联接至冷却通路的入口和沿外壁定位的出口。
Description
背景技术
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转式发动机，其从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气流提取能量。
涡轮叶片组件包括涡轮翼型件如固定导叶或旋转叶片，其中叶片具有平台和燕尾件安装部分。涡轮叶片组件包括作为平台和叶片中的蛇线回路的部分的冷却入口通路，其用于冷却平台和叶片。蛇线回路可延伸至沿叶片的任何多个表面(包括在末梢、后缘和前缘处)定位的冷却孔。包括定位在内带和外带之间的一对固定导叶的喷嘴和包绕发动机的燃烧器的燃烧器衬套也可使用冷却孔和/或蛇线回路。
发明内容
一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的构件，涡轮发动机产生热气体流，且提供冷却流体流，翼型件包括：壁，其将热气体流与冷却流体流分离且具有热气体沿其流动的加热表面和面向冷却流体流的冷却表面；以及至少一个冷却孔，其包括冷却表面处的至少一个入口和加热表面处的至少一个出口，至少一个连接通路在至少一个入口与至少一个出口之间延伸，其中冲击腔形成至少一个连接通路中，至少一个连接通路包括在冲击腔上游的第一部分和在冲击腔下游的第二部分，第二部分具有带会聚区段的反扩散区段，该会聚区段具有朝至少一个出口减小的截面面积。
另一方面，本公开内容涉及一种用于涡轮发动机的构件，涡轮发动机产生热气体流，且提供冷却流体流，该构件包括：壁，其将热气体流与冷却流体流分离且具有热气体沿其流动的加热表面和面向冷却流体流的冷却表面；以及至少一个冷却孔，其包括冷却表面处的至少一个入口和加热表面处的至少一个出口，至少一个连接通路在至少一个入口与至少一个出口之间延伸，至少一个连接通路包括：第一部分，其沿第一方向延伸，具有限定第一中心线的第一截面面积；第二部分，其沿不同于第一方向的第二方向延伸，且具有限定第二中心线的第二截面面积；弯部，其定位在第一部分和第二部分之间且限定冲击腔；扩散区段，其定位在第一部分中，其中第一截面面积沿第一方向朝弯部增大。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述涡轮发动机产生热气体流且提供冷却流体流，所述翼型件包括：
壁，其将所述热气体流与所述冷却流体流分离，且具有所述热气体沿其流动的加热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；以及
至少一个冷却孔，其包括在所述冷却表面处的至少一个入口和在所述加热表面处的至少一个出口，至少一个连接通路在所述至少一个入口与所述至少一个出口之间延伸，其中冲击腔形成在所述连接通路中。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述连接通路包括在所述冲击腔上游的第一部分和在所述冲击腔下游的第二部分。
技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述冲击腔在所述第一部分与所述第二部分之间限定弯部。
技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述第二部分是所述至少一个出口。
技术方案5. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分或所述第二部分中的至少一者限定所述连接通路的多个分支。
技术方案6. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述弯部进一步限定滞流区。
技术方案7. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分具有限定第一中心线的第一截面面积，并且所述第二部分具有限定第二中心线的第二截面面积，且所述弯部是形成在所述第一中心线与所述第二中心线之间的大于70度的角度。
技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述第一中心线或所述第二中心线中的至少一者是曲线中心线。
技术方案9. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述冲击腔是盘形冲击腔。
技术方案10. 根据技术方案9所述的翼型件，其特征在于，所述盘形冲击腔是具有凹陷部分的双凹盘形，且所述连接通路的所述第一部分超过所述凹陷部分的直径与所述盘形冲击腔交叉。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个连接通路还包括至少一个扩散区段。
技术方案12. 根据技术方案11所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个扩散区段定位在所述冲击腔上游，且次级扩散区段定位在所述冲击腔下游。
技术方案13. 根据技术方案12所述的翼型件，其特征在于，所述次级扩散区段由泪珠形壁分开。
技术方案14. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述冲击腔限定至少一个出口。
技术方案15. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个出口或所述至少一个入口中的至少一者是多个出口或多个入口。
技术方案16. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述外壁还包括加厚壁部分，所述连接通路延伸穿过所述加厚壁部分。
技术方案17. 一种用于涡轮发动机的构件，所述涡轮发动机产生热气体流且提供冷却流体流，所述构件包括：
壁，其将所述热气体流与所述冷却流体流分离，且具有所述热气体沿其流动的加热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；以及
至少一个冷却孔，其包括在所述冷却表面处的至少一个入口和在所述加热表面处的至少一个出口，至少一个连接通路在所述至少一个入口与所述至少一个出口之间延伸，其中冲击腔形成在所述连接通路中。
技术方案18. 根据技术方案17所述的构件，其特征在于，所述连接通路包括在所述冲击腔上游的第一部分和在所述冲击腔下游的第二部分。
技术方案19. 根据技术方案18所述的构件，其特征在于，所述冲击腔在所述第一部分与所述第二部分之间限定弯部。
技术方案20. 根据技术方案19所述的构件，其特征在于，所述第一部分或所述第二部分中的至少一者限定所述连接通路的多个分支。
技术方案21. 根据技术方案19所述的构件，其特征在于，所述弯部进一步限定滞流区。
技术方案22. 根据技术方案19所述的构件，其特征在于，所述冲击腔是盘形冲击腔。
技术方案23. 根据技术方案17所述的构件，其特征在于，所述至少一个连接通路还包括至少一个扩散区段。
技术方案24. 根据技术方案17所述的构件，其特征在于，所述冲击腔限定所述至少一个出口。
技术方案25. 根据技术方案17所述的构件，其特征在于，所述出口或所述入口中的至少一者是多个出口或多个入口。
技术方案26. 一种冷却发动机构件的方法，所述发动机构件具有至少一个冷却孔，所述至少一个冷却孔在沿面向冷却流体流的冷却表面的入口与沿热气体沿其流动的加热表面的出口之间延伸穿过所述发动机构件的壁，所述方法包括：
使所述冷却流体流流过至少一个连接通路；
使所述冷却流体流冲击在定位于所述至少一个冷却孔内的所述冷却表面与所述加热表面之间的冲击表面上；
使所述冷却流体流转向；以及
将所述冷却流体流发射到所述加热表面上。
技术方案27. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述方法还包括扩散所述冷却流体。
技术方案28. 根据技术方案27所述的方法，其特征在于，所述扩散所述冷却流体流还包括在使所述冷却流体流转向之前形成第一扩散空气流，以及在使所述冷却流体流转向之后形成第二扩散空气流。
技术方案29. 根据技术方案27所述的方法，其特征在于，将所述扩散空气流发射到所述加热表面上包括将所述第二扩散空气流发射到所述加热表面上。
技术方案30. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将所述扩散空气流分成多个分支。
技术方案31. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使所述冷却流体转过大于或等于90度的角度。
技术方案32. 根据技术方案26所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将所述冷却流体流减慢到零速度。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面图。
图2为来自图1的涡轮发动机的包括沿涡轮叶片的前缘定位的至少一个冷却孔的涡轮叶片的透视图。
图3为沿线III-III截取的来自图2的涡轮叶片的截面。
图4为根据本文的公开内容的方面的来自图2的至少一个冷却孔的示意性侧截面视图。
图5为冷却来自图2的涡轮叶片的方法的流程图。
图6为根据本文的公开内容的另一个方面的图4中的至少一个冷却孔的示意性顶部截面视图。
图7为根据本文所论述的公开内容的另一个方面的来自图2的至少一个冷却孔的侧截面视图的变型。
图8为来自图7的至少一个冷却孔的示意性顶部截面视图。
图9为根据本文的公开内容的又一个方面的来自图8的示意性顶部截面的变型。
图10为根据本文所论述的公开内容的又一个方面的来自图2的至少一个冷却孔的侧截面视图的变型。
部件列表：
10 涡轮发动机
12 发动机中心线
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 转轴
50 转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶
61 盘
62 压缩机导叶
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
71 盘
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
76 加压空气
77 放气
78 空气流
80 出口导叶组件
82 翼型件导叶
84 风扇排气侧
86 涡轮叶片组件
90 燕尾件
92 翼型件
94 末梢
96 根部
98 平台
100 入口通路
110 压力侧
112 吸力侧
114 前缘
116 后缘
117 翼弦方向
118 外壁
120 冷却孔
122 连接通路
124 第一部分
126 第二部分
128 内部
130 冷却通路
132 内壁
134 外部
136 加厚壁部分
138 内表面
140 加热表面
142 冷却表面
144 冲击腔
150 入口
152 计量区段
154 过渡位置
156 扩散区段
158 中间出口
160 出口
160a 第一出口
160b 第二出口
162 分支
162a 第一分支
162b 第二分支
164 次级扩散区段
168 冲击表面
170 弯部
174 滞流区
176 翼型件形状的壁
200 冷却方法
202 方法中的步骤
204方法中的步骤
206方法中的步骤
208方法中的步骤
220 冷却孔
222 连接通路
224 第一部分
226 第二部分
236 加厚壁部分
240 加热表面
242 冷却表面
244 冲击腔
250 入口
252 计量区段
256 扩散区段
258 中间出口
260 出口
268 冲击表面
270 弯部
272 反扩散区段
274 滞流区
278 凹陷部分
280 上游边缘
282 圆顶
320 冷却孔
322 连接通路
324 第一部分
326 第二部分
344 冲击腔
356 扩散区段
358 中间出口
358a,b 两个中间出口
360 出口
372 反扩散区段
374 滞流区
378 凹陷部分
380 上游边缘
420 冷却孔
422 连接通路
424 第一部分
426 第二部分
436 加厚壁部分
440 加热表面
442 冷却表面
444 冲击腔
450 入口
452 计量区段
456 扩散区段
458 中间出口
460 出口
468 冲击表面
470 弯部
472 反扩散区段
474 滞流区
478a,b 凹陷部分
480 上游边缘
C 冷却流体流
CA1 圆形截面面积
CA2 第二截面面积
CA3 第三截面面积
CL1 第一中心线
CL2 第二中心线
H 热气体流
L 长度
ϴ 弯部角度。
具体实施方式
本文所述的公开内容的方面涉及形成至少一个冷却孔，其具有流体地联接至冷却通路的入口，以及沿发动机构件的外壁定位的出口，以及定位在内部的冲击腔。出于图示目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮中的涡轮叶片描述本公开内容。然而，将理解，本文所述的公开内容的方面并未因此受限，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。
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。连同"向前"或"上游"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"是指在发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的维度。此外，如本文使用的，用语"成组"或"一组"元件可为任何数量的元件，包括仅一个。
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文描述的公开内容的方面的位置、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。示例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的示意性截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或发动机中心线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。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕发动机中心线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，其产生燃烧气体。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的发动机中心线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，且联接到可共同地限定转子51的多个可旋转的元件。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片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，且可相对于发动机中心线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。注意，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅为了示范性目的而选择，且其它数目也是可行的。
压缩机的级的叶片56,58可安装到盘61，盘61安装到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可按周向布置安装到核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,44，其中一组涡轮叶片68,70相对于对应的一组静态涡轮导叶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64,44中，多个涡轮叶片68,70可设置成环，且可相对于发动机中心线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上游且邻近旋转叶片68,70。注意，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅为了示范性目的而选择，且其它数量也是可行的。
涡轮级的叶片68,70可安装到盘71，盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级均具有其专用盘71。压缩机级的导叶72,74可按周向布置安装到核心壳46。
与转子部分互补的发动机10的固定部分(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76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。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。
图2为呈具有来自图1的发动机10的涡轮叶片70的涡轮叶片组件86形式的涡轮构件的透视图。备选地，发动机构件可包括非限制性示例中的导叶、支柱、备用(service)管、护罩或燃烧衬套，或可需要或使用冷却通路的任何其它发动机构件。
涡轮叶片组件86包括燕尾件90和翼型件92。翼型件92在末梢94与根部96之间延伸以限定翼展方向97。翼型件92在根部96处安装到平台98上的燕尾件90。当多个翼型件沿周向以并排关系布置时，平台98有助于沿径向容纳涡轮发动机主流空气流。燕尾件90可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘71。翼型件90还包括至少一个入口通路100(示例性地示为两个入口通路100)，其各自延伸穿过燕尾件90以提供与翼型件92的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾件90以截面示出，使得入口通路100收容在燕尾件90的本体内。
翼型件92包括凹形压力侧110和凸形吸力侧112，它们连结在一起来限定翼型件92的翼型形状，其在前缘114与后缘116之间延伸以限定翼弦方向117。翼型件92由外壁118界定，且由压力侧110和吸力侧112限定。翼型件的内部可为实心的、中空的，且/或具有以虚线示出的多个冷却回路或通路130。示为沿外壁118定位的三个冷却孔的至少一个冷却孔120可定位在发动机构件的任何适合的位置处。
图3为示出外壁118内的至少一个冷却孔120的沿图2的线III-III截取的截面。翼型件92的内部128由外壁118界定，且可包括多个冷却通路130。多个冷却通路130可与入口通路100(图2)中的至少一个流体地联接。多个冷却通路130可由内壁132分离。内壁132可如所示的在压力侧110与吸力侧112之间延伸，且在其它非限制性示例中，可为翼型件92内且限定多个冷却通路130的至少一部分的任何壁。至少一个冷却孔120可将翼型件92的内部128流体地联接至翼型件92的外部134。
至少一个冷却孔120可穿过基底，基底作为图示为外壁118。然而，应理解，基底可为发动机10内的任何壁，包括但不限于内壁132、末梢壁或燃烧衬套壁。用于形成基底的材料包括但不限于钢、耐火金属(如钛)或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括呈各向等大的、定向凝固的且晶状结构的那些。在非限制性示例中，基底可由3D打印、熔模铸造或冲压形成。
可设想，至少一个冷却孔包括具有第一部分124和第二部分126的连接通路122，以及定位在第一部分126与第二部分126之间的冲击腔144。在本文的公开内容的方面中，至少一个冷却通路130的内表面138上的至少一个冷却孔120局部的加厚壁部分136形成以便针对外壁118内的至少一个冷却孔120容纳连接通路122的第一部分124和第二部分126。加厚壁部分136可设在沿内表面138的任何位置处。加厚壁部分136还可形成为用于行进通过冷却通路130的流的流增强器。扰流柱(pin fins)、凹坑、湍流器或任何其它类型的流增强器也可沿内表面138设置。应理解，形成流增强器(作为非限制性示例为湍流器)可包括形成加厚壁部分136，且至少一个冷却孔120穿过湍流器的内部。
图4中更详细示出了至少一个冷却孔120。外壁118在面向热气体流(H)的外部或加热表面140与面向冷却流体流(C)的内部或冷却表面142之间延伸。应理解，加热表面140和冷却表面142相对于彼此，且可在发动机操作期间处于任何温度范围。应理解，外壁118可包括加厚部分136。
注意，如本文所述的外壁118示为大体上平面的，然而，应理解，外壁118可用于弯曲的发动机构件。在此示例中，发动机构件的弯曲相比于冷却孔120的大小可为微不足道的，并因此出于论述和图示的目的示为平面的。不论外壁118局部相对于至少一个冷却孔120是平面还是弯曲的，热表面140和冷却表面142都可如本文所示那样平行于彼此，或可定位在非平行平面中。
连接通路122的第一部分124可包括定位在冷却表面142处的至少一个入口150。至少一个计量区段152可流体地联接至至少一个入口150，且限定连接通路122的第一部分124的至少部分。至少一个计量区段152可设在至少一个入口150处或附近。如所示的，至少一个计量区段152限定连接通路122的最小截面面积。应认识到，多于一个的计量区段152可形成在连接通路122中。至少一个计量区段152可从至少一个入口150延伸至过渡位置154，在该处，连接通路122的截面面积开始增大。还设想，计量区段150没有长度，且可限定过渡位置154。计量区段可具有第一截面面积(CA1)，其可为圆形，但设想任何截面形状。第一中心线(CL1)可穿过第一截面面积(CA1)的几何中心，且延伸连接通路122的第一部分124的整个长度。
至少一个扩散区段156可设在至少一个入口150下游，以限定连接通路122的第一部分124的至少一部分。在一个示例性实施方式中，至少一个扩散区段156在过渡位置154处流体地联接至至少一个计量区段152。连接通路122的扩散截面面积(CAd)可从过渡位置154向下游延伸而增大，以限定至少一个扩散区段156。至少一个扩散区段156终止于至少一个中间出口158。在一个示例中，扩散截面面积(CAd)如所示的那样连续地增大。在一个备选的非限制性实施方式中，增大的扩散截面面积(CAd)可为不连续或步进式增大的截面面积。
连接通路122的第二部分126可包括定位在加热表面140处的至少一个出口160。连接通路122的第二部分126可包括具有第二截面面积(CA2)的至少一个分支162。第二截面面积(CA2)可增大或保持恒定。第二中心线(CL2)可穿过第二截面面积(CA2)的几何中心，且延伸连接通路122的第二部分126的整个长度。还设想，至少一个分支162包括次级扩散区段164，且次级扩散区段164限定至少一个出口160。
冲击腔144可形成在连接通路122中，且定位在第一部分126与第二部分126之间。冲击腔144可具有定位成与至少一个中间出口158相反的冲击表面168。冲击表面168可限定与第一截面面积(CA1)或扩散截面面积(CAd)至少相同大小的表面区域。冲击腔144可限定弯部170。弯部170可从第一中心线(CL1)朝第二中心线(CL2)度过的角度ϴ测得。弯部170优选是大于或等于90度的角度ϴ。还设想，角度ϴ在70度与180度之间。在一些实施方式中，角度可小于70度。
连接通路122将至少一个入口150连接至冷却流体(C)可流过其中的至少一个出口160。至少一个计量区段152可计量冷却流体(C)的质量流速。至少一个扩散区段156允许冷却流体(C)膨胀以形成第一扩散空气流(Cd1)。冲击腔144允许冷却流体(C)冲击在冲击表面144上。在本文的公开内容的一个方面中，冲击腔144限定滞流区174，在该处，冷却流体(C)具有由弯部170产生的零速度。冷却流体(C)可在穿过冲击腔144之后通过至少一个出口160离开。次级扩散区段164可与连接通路122的冲击腔144串流连通。次级扩散区段164可形成第二扩散空气流(Cd2)。备选地设想，至少一个扩散区段156沿至少一个冷却孔120的第一部分124的整体延伸。还设想，冲击腔144流体地联接至至少一个出口160，其中存在很少或不存在次级扩散区段164。
图5示出了如本文所述的冷却发动机构件的方法200的流程图。方法包括在202处使冷却流体流(C)流过至少一个连接通路122。在204处，使冷却流体流(C)冲击在冲击表面168上。在206处，在弯部170处使冷却流体流(C)转向。使冷却流体流(C)转向还可包括使冷却流体流(C)转过大于或等于90度的角度。还设想，该方法可包括将冷却流体流(C)减慢到零速度。在208处，该方法包括将冷却流体流发射到加热表面140上。
还设想，该方法可包括扩散冷却流体流(C)。作为非限制性示例，冷却流体流(C)的扩散可发生在至少一个扩散区段156、次级扩散区段164或扩散区段156,164两者中。还设想，次级扩散区段164定位在第一分支162a或第二分支162b中，或如本文所述的两个分支162a,162b中。该方法还可包括将冷却流体流分成多个分支162。
扩散冷却流体流(C)还可包括在206处在使冷却流体流(C)转向之前形成第一扩散空气流(Cd1)，以及在使冷却流体流(C)转向之后形成第二扩散空气流(Cd2)。该方法还可包括将第二扩散空气流(Cd2)发射到加热表面140上。
转到图6，在本文的公开内容的方面中，至少一个冷却孔120的俯视图将至少一个出口160设想为两个出口160a,160b。连接通路122的第二部分126以虚线示为具有多个分支162，作为非限制性示例，流体地联接至第一出口160a的第一分支162a和流体地联接至第二出口160b的第二分支162b。多个分支162可由泪珠形壁176分离。泪珠形壁176可利用康达(coanda)效应，且在流过多个分支162a,162b时允许冷却流体(C)的受控膨胀。泪珠形壁176可形成为增强次级扩散区段164，或替代次级扩散区段164。
图7为根据本文所论述的公开内容的另一个方面的冷却孔220。至少一个冷却孔220基本上类似于至少一个冷却孔120。因此，类似的部分将以增加100的类似数字标识，其中应理解，至少一个冷却孔120的相似部分的描述适用于至少一个冷却孔220，除非另外指出。
至少一个冷却孔220包括连接通路222。连接通路222可包括在至少一个入口250与中间出口258之间延伸的第一部分224。连接通路222可限定第一截面面积(CA1)，作为非限制性示例为圆形截面面积，但设想任何截面形状。对应的第一中心线(CL1)可穿过第一截面面积(CA1)的几何中心，且延伸连接通路222的第一部分224的整个长度。第一截面面积(CA1)可为限定设在至少一个入口250处或附近的至少一个计量区段252的恒定截面面积。如所示的，至少一个计量区段252限定连接通路222的最小截面面积。应认识到，多于一个的计量区段252可形成在连接通路222中。
连接通路222的第二部分226可包括定位在加热表面240处的至少一个出口260。连接通路222的第二部分226可具有第二截面面积(CA2)。第二截面面积(CA2)可沿限定出口260的上游边缘280与中间出口258之间延伸的第二部分226的分支262的长度(L)增大、减小或保持恒定。第二中心线(CL2)可穿过第二截面面积(CA2)的几何中心，且延伸连接通路222的第二部分226的整个长度。
冲击腔244可形成在连接通路222中，且定位在第一部分224下游。可设想冲击腔244限定连接通路222的第二部分226。在本文的公开内容的一个方面中，冲击腔244限定出口260，且分支262的长度(L)很小或为零。冲击腔244可具有定位成与至少一个中间出口258相反的冲击表面268。冲击表面268可限定与第一截面面积(CA1)至少相同大小的表面区域。冲击腔244可限定弯部270。弯部270可从第一中心线(CL1)朝第二中心线(CL2)度过角度ϴ测得。根据本文的公开内容的方面，角度ϴ是90度。
还设想，冲击腔244可包括凹陷部分278。凹陷部分278以虚线示出，且可形成为减小定位在冲击腔244内的相对中心位置的第二截面面积(CA2)。在备选变型中，冲击腔244可包括以虚线示出的圆顶282，其形成为增大第二截面面积(CA2)。冷却空气(C)在通过出口260离开之前在冲击腔244内成羽流(plume)或四处移动。
转到图8，绘出了至少一个冷却孔220的俯视图，其中冲击腔244经由单个中间出口258流体地联接至连接通路222的第一部分224。在本文的公开内容的方面中，第二部分226的冲击腔244可为盘形，作为非限制性示例为冰球形，使得冲击腔244是圆形室，冷却流体(C)在圆形室中冲击、成羽流且流动。设想冲击表面268(图7)可大于第一截面面积(CA1)，且限定与中间出口258相反的盘形的表面。分支262可包括反扩散区段272，其中第二截面面积(CA2)沿从滞流区274朝出口260的长度(L)减小。在其中冲击腔244包括凹陷部分278的本文的公开内容的方面中，盘形冲击腔将是双凹盘形，其中凹陷部分278具有某直径(D)。一方面，凹陷部分278与单个冲击出口258重叠，在单个冲击出口258处，冲击至少部分地发生在凹陷部分278上。
图9为根据本文所论述的公开内容的另一个方面的冷却孔320。至少一个冷却孔320基本上类似于至少一个冷却孔220。因此，类似的部分将以增加100的类似数字标识，其中应理解，至少一个冷却孔220的相似部分的描述适用于至少一个冷却孔320，除非另外指出。
至少一个冷却孔320的俯视图包括冲击腔344，其具有带凹陷部分378的凹盘形，作为非限制性示例，其可居中地定位在冲击腔344内，且至少部分地形成冲击表面(类似于图7中的268)。凹陷部分378限定某直径(D)，至少一个中间出口358定位在该直径(D)外。如所示的，至少一个中间出口358可为将冲击腔344流体地联接至第一部分的两个中间出口358a,358b，该第一部分类似于如本文所述的连接通路322的第一部分224(图6)。应理解，尽管描述为具有在凹陷部分378的直径(D)外的至少两个中间出口358a,358b，但至少两个中间出口358a,358b可形成在没有凹陷部分378的盘形冲击腔344内。还设想，中间出口358a,358b中的至少一个与凹陷部分378交叉，在该处，冲击至少部分地发生在凹陷部分378上。
图10为根据本文所论述的公开内容的另一个方面的冷却孔420。至少一个冷却孔420基本上类似于至少一个冷却孔120。因此，类似的部分以增加300的类似数字标识，其中应理解，至少一个冷却孔120的相似部分的描述适用于至少一个冷却孔420，除非另外指出。
在本文的公开内容的方面中，至少一个冷却孔420的第一部分424可包括计量区段452，其限定可为圆形形状的第一截面面积(CA1)，但设想任何截面形状。第一中心线(CL1)可穿过第一截面面积(CA1)的几何中心，且延伸连接通路422的第一部分424的整个长度。如所示的，第一中心线(CL1)可为曲线中心线。
还设想，冲击腔444可包括凹陷部分478a。凹陷部分478a以虚线示出，且可形成为减小第二截面面积(CA2)。凹陷部分478a可相对于冲击腔444居中地定位，或在至少一个冷却孔420的第二部分426内的任何位置处。凹陷部分478a可定位成与另一个凹陷部分478b相反，以甚至进一步减小第二截面面积(CA2)。凹陷部分478a,478b可一起限定冲击腔444的双凹盘形。
应理解，设想如本文所述的冷却孔的几何形状的任何组合。本文所论述的公开内容的变化方面用于示范性目的，且不意在限制。
与如本文所述的至少一个冷却孔相关联的益处涉及以最小渗透来增大发动机构件的覆盖。更确切地说，至少一个冷却孔和本文所述的其变型通过使扩散和冲击与弯部组合来增大覆盖。覆盖的任何增大产生较高的膜有效性，且降低本文所述的发动机构件的金属温度。这延长发动机构件的寿命，且提高整个发动机的效率。
可使用增材制造技术或其它先进铸造制造技术(如熔模铸造和3D打印)来制造如本文所述的成组冷却孔。可用的技术提供了成本益处，以及其它所述的益处。应理解，还设想形成本文所述的冷却回路和冷却孔的其它方法，且公开的方法仅用于示例性目的。
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发动机和涡轮式发动机。
本书面描述使用了示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践本公开内容的方面，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。如果此类其它示例具有不异于权利要求的文字语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求的文字语言无实质差别的等同结构要素，则此类其它示例旨在处于权利要求的范围内。
Claims (10)
1.一种用于涡轮发动机的构件，所述涡轮发动机产生热气体流且提供冷却流体流，所述构件包括：
壁，其将所述热气体流与所述冷却流体流分离，且具有所述热气体沿其流动的加热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；以及
至少一个冷却孔，其包括在所述冷却表面处的至少一个入口和在所述加热表面处的至少一个出口，至少一个连接通路在所述至少一个入口与所述至少一个出口之间延伸，其中冲击腔形成在所述至少一个连接通路中，所述至少一个连接通路包括在所述冲击腔上游的第一部分和在所述冲击腔下游的第二部分，所述第二部分具有带会聚区段的反扩散区段，所述会聚区段具有朝所述至少一个出口减小的截面面积。
2.根据权利要求1所述的构件，其中，所述冲击腔限定定位在所述第一部分与所述第二部分之间的弯部。
3.根据权利要求2所述的构件，其中，所述弯部进一步限定滞流区。
4.根据权利要求2所述的构件，其中，所述第一部分具有限定第一中心线的第一截面面积，并且所述第二部分具有限定第二中心线的第二截面面积，且所述弯部是形成在所述第一中心线与所述第二中心线之间的大于70度的角度。
5.根据权利要求4所述的构件，其中，所述第一中心线或所述第二中心线中的至少一者是曲线中心线。
6.根据权利要求2所述的构件，其中，所述冲击腔是盘形冲击腔。
7.根据权利要求6所述的构件，其中，所述盘形冲击腔包括具有凹陷部分的双凹盘形。
8.根据权利要求7所述的构件，其中，所述至少一个连接通路的所述第一部分超过所述凹陷部分的直径与所述盘形冲击腔交叉。
9.根据权利要求2所述的构件，其中，所述第一部分包括终止于所述弯部处的主扩散区段。
10.根据权利要求9所述的构件，其中，所述反扩散区段是定位在所述冲击腔下游的次级扩散区段。
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