CN107762563A - 带有多孔沟的发动机构件 - Google Patents

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CN107762563A CN201710701868.8A CN201710701868A CN107762563A CN 107762563 A CN107762563 A CN 107762563A CN 201710701868 A CN201710701868 A CN 201710701868A CN 107762563 A CN107762563 A CN 107762563A
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Abstract

本发明涉及一种带有多孔沟的发动机构件，具体而言涉及一种用于冷却包括将热流(H)与冷却流体流(C)分离的壁(120)的发动机构件例如翼型件(90)的设备和方法。该构件可包括设置在热表面(129)中的至少一个沟(108)。沟(108)可供有冷却流体流(C)以利用冷却流体流(C)沿热表面(129)冷却发动机构件。

Description

带有多孔沟的发动机构件
技术领域
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体提取能量的转式发动机。
背景技术
用于飞行器的涡轮发动机、例如燃气涡轮发动机经常设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，因而某些发动机构件、例如高压涡轮和低压涡轮的冷却能够是有益的。典型地，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。
当代的涡轮构件、例如叶片可包括用于将冷却空气发送穿过构件以冷却构件的不同部分的一个或多个内部冷却回路，且可包括专用冷却回路用于冷却构件的不同部分，例如叶片的前缘、后缘或末梢。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流且提供冷却流体流。构件包括限定内部且使热流与冷却流体流分离且具有沿热流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面的壁。该构件还包括设置在热表面中的至少一个沟，以及将内部流体地联接至沟的壁中的至少一个孔。多孔材料至少部分地填充沟。
另一方面，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括壁，该壁界定内部且限定在前缘与后缘之间沿翼弦方向延伸以及在根部与末梢之间沿翼展方向延伸的压力侧和吸入侧。翼型件还包括在前缘附近或沿前缘在翼展方向上延伸的至少一个沟，以及将内部流体地联接至沟的壁中的至少一个孔。多孔材料至少部分地填充沟。
再另一方面，本发明的实施例涉及一种沿沿用于涡轮发动机的翼型件的前缘设置的沟提供冷却流体的方法。该方法包括(1)将冷却流体流供应至翼型件的内部；(2)使冷却流体流穿过位于沟中的多孔材料；以及(3)通过沟排出冷却流体。
实施方案1. 一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流且提供冷却流体流，所述构件包括：
壁，其限定内部，且将所述热流与所述冷却流体流分开，且具有面对所述热流的热表面和面对所述冷却流体流的冷却表面；
至少一个沟，其设置在所述热表面中；
至少一个孔，其在所述壁中将所述内部流体地联接到所述沟；以及
多孔材料，其至少部分地填充所述沟。
实施方案2. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述至少一个沟包括多个沟。
实施方案3. 根据实施方案2所述的构件，其特征在于，所述多个沟彼此分开。
实施方案4. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟平行于彼此。
实施方案5. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟成排布置。
实施方案6. 根据实施方案3所述的构件，其特征在于，所述多个沟包括多个不连续的沟。
实施方案7. 根据实施方案6所述的构件，其特征在于，所述多个不连续的沟以成排或平行于彼此中的一种方式布置。
实施方案8. 根据实施方案7所述的构件，其特征在于，所述沟包括限定顶点的弓形轮廓，并且所述至少一个孔设置在所述顶点上。
实施方案9. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述至少一个孔包括多个孔。
实施方案10. 根据实施方案9所述的构件，其特征在于，所述多个孔成排布置。
实施方案11. 根据实施方案1所述的构件，其特征在于，所述构件还包括至少部分地沿所述沟延伸的实心元件。
实施方案12. 根据实施方案11所述的构件，其特征在于，所述实心元件定形成引导冷却流体流穿过所述多孔材料。
实施方案13. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
壁，其界定内部且限定在前缘与后缘之间沿翼弦方向延伸且在根部与末梢之间沿翼展方向延伸的压力侧和吸入侧；
至少一个沟，其在所述翼展方向上在所述前缘附近或沿所述前缘延伸；
至少一个孔，其在所述壁中将所述内部流体地联接到所述至少一个沟；以及
多孔材料，其至少部分地填充所述沟。
实施方案14. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个沟包括围绕所述前缘间隔开的多个沟。
实施方案15. 根据实施方案14所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟彼此分开。
实施方案16. 根据实施方案15所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟平行于彼此。
实施方案17. 根据实施方案15所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟成排布置。
实施方案18. 根据实施方案15所述的翼型件，其特征在于，所述多个沟包括多个不连续的沟。
实施方案19. 根据实施方案18所述的翼型件，其特征在于，所述多个不连续的沟以成排或平行于彼此中的一种方式布置。
实施方案20. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述沟包括限定顶点的弓形轮廓，并且所述至少一个孔设置在所述顶点处。
实施方案21. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个孔包括布置成至少一排的多个孔。
实施方案22. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括至少部分地沿所述沟延伸的实心元件。
实施方案23. 一种沿沿用于涡轮发动机的构件设置的沟提供冷却流体流的方法，所述方法包括：
将所述冷却流体流供应至所述构件的内部；
使所述冷却流体流的至少一部分穿过位于所述沟中的多孔材料；以及
通过所述沟排出所述冷却流体流。
实施方案24. 根据实施方案23所述的方法，其特征在于，所述构件是带有沿所述翼型件的前缘设置的沟的翼型件。
实施方案25. 根据实施方案23所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使用设置在所述沟中的实心元件引导所述冷却流体流。
实施方案26. 根据实施方案23所述的方法，其特征在于，所述方法还包括通过多个孔将冷却流体流从所述内部提供到所述沟。
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为示为翼型件的图1的涡轮发动机的发动机构件的透视图。
图3为根据本发明的一种实施例的包括沿前缘的沟的图2的翼型件的截面视图。
图4为根据本发明的一种实施例的具有将翼型件的内部联接到沟的两个孔的图2的翼型件的前缘的放大视图。
图5为根据本发明的一种实施例的包括设置在沟中的实心元件的图2的翼型件的前缘的放大视图。
图6为示出根据本发明的一种实施例的用于实心元件、沟和孔的备选几何形状的图2的翼型件的前缘的放大视图。
图7为示出根据本发明的一种实施例的沿前缘的三个间隔开的沟的图1的涡轮发动机的翼型件的前缘的放大视图。
图8为示出联接到翼型件的内部上的翼展方向布置中的多个沟的图1的涡轮发动机的翼型件的前缘的透视图。
图9为提供沿沿翼型件的前缘设置的沟的冷却流体的方法的流程图。
部件列表
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 出口导向导叶组件
82 翼型件导向导叶
84 风扇排气侧
90 翼型件
92 燕尾部
94 平台
96 根部
98 末梢
100 前缘
102 后缘
104 入口通路
106 通路出口
108 沟
110 多孔材料
H 热流
C 冷却流体流
120 周壁
122 压力侧
124 吸入侧
126 内部
127 冷却表面
128 肋部
129 热表面
130 通路
132 孔
140 实心元件
142 出口
200 方法
202 步骤
204 步骤
206 步骤
208 步骤
210 步骤。
具体实施方式
本发明的所述实施例针对一种用于冷却用于燃气涡轮发动机的翼型件的具有多孔材料的沟。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来描述本发明。然而，将理解的是，本发明并未因此受限，且可在发动机(包括压缩机)内，以及在非飞行器应用(例如其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用)中具有通常的适用性。此外，这些方面将具有翼型件外的适用性，且可延伸至需要冷却的任何发动机构件，例如非限制性示例中的叶片、导叶、护罩和燃烧衬套。
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，或构件相比于另一构件相对接近发动机入口。与“前”或“上游”结合使用的用语“后”或“下游”是指朝发动机的后部或出口或相比于另一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”是指在发动机的中心纵轴线与外发动机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、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、逆时针、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发明，且不产生特别是对于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接和连结)将宽泛地被解释，且可包括一批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。示意图仅出于图示目的，且附于本文的附图中反映的尺寸、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，该核心壳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驱动地连接到HP压缩机26上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36驱动地连接到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，在其中压缩机叶片组56,58相对于对应的静止压缩机导叶组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可成环被提供，且可相对于中心线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上游且邻近该旋转叶片56,58。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而选择，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，该盘61安装到HP和LP转轴48,50中的对应一个上，其中各个级均具有其本身的盘61。压缩机级的导叶60,62可以以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，在其中涡轮叶片组68,70相对于对应的静止涡轮导叶组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可成环被提供，且可相对于中心线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上游且邻近该旋转叶片68,70。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而选择，且其它数目是可能的。
用于涡轮级的叶片68,70可安装到盘71上，该盘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。压缩机级的导叶72,74可以以周向布置安装到核心壳46上。
互补于转子部分，发动机10的静止部分(例如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静止导叶60,62,72,74)也独立地或共同地称为定子63。因此，定子63可表示贯穿发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流***，使得空气流的一部分导送到LP压缩机24中，该LP压缩机24然后将加压空气流76供应至进一步加压空气的HP压缩机26。来自HP压缩机26的加压空气流76在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，该LP涡轮36提取附加功来驱动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中吸取，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这样的发动机构件是必需的。
空气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止导叶排(且更具体是风扇排气侧84处的包括多个翼型件导向导叶82的出口导向导叶组件80)离开发动机组件10。更具体而言，沿径向延伸的翼型件导向导叶82的周向排邻近风扇区段18被用于施加空气流78的一些方向上的控制。
由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或提供动力。在涡轮发动机的背景中，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为该HP涡轮34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。
现在参看图2，以翼型件90的形式示出了发动机构件，例如，其可为图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个。备选地，在非限制性示例中，发动机构件可包括导叶、护罩或燃烧衬套、或可需要或使用冷却例如薄膜冷却的任何其它发动机构件。翼型件90联接到燕尾部92和平台94上。翼型件90在根部96与末梢98之间沿径向延伸，限定了翼展方向。翼型件90在前缘100与后缘102之间沿轴向延伸，限定了翼弦方向。燕尾部92可与平台94整体结合，该平台94可在根部96处联接到翼型件90上。例如，燕尾部92可构造成安装到在发动机10上的涡轮转子盘。平台94有助于沿径向包含涡轮空气流。燕尾部92包括至少一个入口通路104，其示为三个入口通路104，分别延伸穿过在通路出口106处与翼型件90流体连通的燕尾部92。应当认识到的是，燕尾部92以截面示出，使得入口通路104安置在燕尾部92内。
沟108沿前缘100从根部96延伸至末梢98。应当认识到的是，沟108可仅部分地在根部96与末梢98之间延伸，且可为任何长度。多孔材料110设置在沟108中，且可填充沟108，以连同翼型件90的剩余部分形成连续的弓形表面。
沟108以及本文所述的任何沟可为翼型件90中形成的例如沿翼展方向延伸的细长腔。应当认识到的是，特别是对于除翼型件外的发动机构件，沟可沿任何方向延伸，例如非限制性示例中的翼展方向、翼弦方向、径向、轴向、切向、周向或它们的任何组合。沟108可包括长度和宽度。在一个示例中，长度对于宽度的比率可为至少2:1。然而，应当理解的是，沟可包括长度对于宽度的其它比率。沟108可为任何形状，例如包括矩形的直线形状。备选形状可包括曲线的、正方形的、圆形的、几何的或独特的，例如潜在地非限制性示例中的蛇形沟。在一个非限制性示例中，沟108可包括为宽度的至少一半的深度，或至少1:2的深度对于宽度比。应当理解的是，可构想出任何深度。带有沿深度方向限定的区段的沟108的截面轮廓可包括任何形状，例如非限制性示例中的半圆形、正方形、矩形、三角形、圆锥形、弓形、曲线或直线。应当认识到的是，沟可为如本文所述的形状和截面的任何组合。
多孔材料110可由增材制造来形成，同时可构想出的是，整个翼型件90可由增材制造来形成。应当认识到的是，翼型件90的任何部分都可通过包括但不限于铸造、机加工、增材制造、涂层或其它方式的任何已知方法制作。多孔材料110可限定可由一定体积的流体例如空气渗透的孔隙率。多孔材料110可具有特定的孔隙率来计量以预定速率穿过多孔材料110的流体流。应当认识到的是，相比于形成多孔材料110的传统方法，增材制造可用于实现沿多孔材料110的特定局部孔隙率，以及穿过多孔材料110的整体的一致孔隙率。在备选示例中，多孔材料110可由上文所述的方法中的任一种制作，使得限定孔隙率。在一个非限制性示例中，多孔材料110可由Ti、NiCrAlY、NiAl或类似材料制作。例如，多孔材料110还可由泡沫镍(nickel foam)制作。
在燃气涡轮发动机的操作期间，热流H由叶片驱动以生成推力。冷却流体流C提供至翼型件90用于冷却。冷却流体流C可通过沟108中的多孔材料110排出以冷却翼型件90的前缘100。
现在参看图3，翼型件90的截面视图示出了作为翼型件90的壁120的壁，其包括在前缘100与后缘102之间延伸的压力侧122和吸入侧124。翼型件90的内部126由壁120限定。冷却流体流C可提供至内部126，限定了沿翼型件90的内部126的冷却表面127。热流H可限定沿壁120的外部的热表面129。一个或多个内部肋部128将内部126分成沿翼展方向延伸的通路130。通路130可限定贯穿翼型件90的一个或多个冷却回路。此外，在非限制性示例中，冷却回路可还包括微回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通路、后缘通路、销翼(pin fins)、销排(pin banks)、附加通路、流增强器(如湍流器)、或可限定冷却回路的其它结构。
孔132设置在壁120中，将内部126流体地联接到沟108。孔132可为在翼展方向上沿前缘100延伸的多个孔132，用于在沿翼型件90的不同径向位置处将内部126联接到沟108上。备选地，孔132可为延伸用于沟108的至少一部分的细长槽口。
在操作中，冷却流体流C从翼型件90的内部126提供至孔132。作为多个孔132，邻近孔132的通路130可沿翼展方向延伸，在翼展方向上将冷却流体流C提供至多个孔132。孔132内的冷却流体C流至沟108，且扩散穿过多孔材料110。从沟108中的多孔材料110，冷却流体C可沿沿沟108或邻近沟108的热表面129分散，作为沿热表面129的冷却薄膜操作。
参看图4，示出了翼型件90的另一示例，其具有将内部126流体地联接到沟108上的两个孔132。如图所示的孔132在沿壁120的相同翼展距离处，沿径向紧跟彼此定位。因此，多个孔132可布置为沿翼展方向延伸的平行排。成排的孔132可沿径向彼此排列或偏移。尽管示出了两个邻近的孔132，但应当认识到的是，可包括任何数目的孔132，形成了任何数目或排或列。附加的孔132可增大提供至沟108的冷却流体C的流率，或可将冷却流体流C的方向性提供至沟108的特定部分。
现在参看图5，示出了另一示例，其具有设置在沟108内的多孔材料110中的实心元件140。实心元件140可类似于多孔材料110例如通过增材制造形成在多孔材料110中，或可由任何其它方法形成。备选地，实心元件140可安装在多孔材料110内。在一个非限制性示例中，实心元件140可为延伸沟108的长度的细长部件，且可具有三角形轮廓。因此，三角形的侧部可将多孔材料110内的冷却流体C引导至实心元件140的侧部。因此，例如，冷却流体C可朝翼型件90的压力侧122和吸入侧124与前缘100分开。在另一示例中，实心元件140可为设置在多孔材料110中的不连续的圆锥部件，具有如图所示的三角形轮廓。各个不连续的圆锥形实心元件140可定位在孔132的出口处，以朝压力侧122和吸入侧124，以及沿径向在实心元件140的上方和下方沿沟108引导冷却流体流C。
应当认识到的是，实心元件140可为任何形状或尺寸，具有沟108或多孔材料110内的任何位置用于引导冷却流体流C。实心元件140可为单个元件或多个不连续元件。此外，实心元件140可由多孔材料制作。在此示例中，实心元件140将具有小于沟108内的多孔材料110的孔隙率，以引导冷却流体流C，同时允许冷却流体C的一部分穿过实心元件140。
现在参看图6，示出了另一示例，其具有被弯曲以遵循翼型件90的形状的直线沟108。两个实心元件140设置在沟108中以从多孔材料110中限定三个出口142。孔132包括从内部126朝沟108移动的增大的截面区域。增大的截面区域甚至可使贯穿沟108的冷却流体流C分散，以及操作以计量来自内部126的冷却流体流C。
应当理解的是，如图6中所示的沟108、孔132和实心元件140是示例性的。还应当理解的是，沟108可为至少部分沿翼展方向延伸的任何形状，是直线、曲线、弓形，适于遵循翼型件90的壁120的弯曲，以及具有任何截面区域、轮廓或形状，例如半圆形、曲线、直线或弓形、或它们的任何组合。沟108可沿前缘100排列，或可在前缘100附近或邻近前缘100。此外，沟108在翼展方向上不必是直线，而是可大体上沿翼展方向延伸，从翼展或径向延伸弯曲或变化。此示例可包括用于沟108的蛇形图案。
也应当理解的是，孔132不限于如图所示的，且可包括一个或多个孔132，例如将内部126流体地联接到沟108上的多个孔132。例如，孔132可组织成图案，例如排、列或串。孔132可为任何形状，例如圆形或椭圆形。在另一示例中，孔132可为沿沟108的至少一部分延伸的单个槽口。例如，孔132可为成角的，例如沿组合的轴向和径向方向延伸，或在三维空间中。孔132还可计量冷却流体流C，例如具有计量部分，或增大或减小截面区域。
还应当理解的是，实心元件140可包括任何形状、尺寸、几何形状、图案或组织以引导沟108内的冷却流体流。在多个实心元件140的情况中，不同实心元件140可基于局部翼型件90冷却需要或特定局部冷却流C在彼此之中改变。
更进一步，多孔材料110可为结构化多孔材料或随机多孔材料或它们的组合。结构化多孔材料包括贯穿材料的决定性的孔隙率，其可具有孔隙率的特定局部增大或减小，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确定和控制。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的孔隙率。随机的孔隙率可适于具有作为具有随机的不连续可变孔隙率的多孔材料的区域之上的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作。
现在参看图7，另一示例示出了翼型件90可包括以翼弦方向排列来组织的多个沟108，例如三个平行沟108。沟108可为线性或非线性的。沟108可与前缘100对称排列，使得中部沟108沿前缘100延伸，或可偏移，如翼型件90的特定冷却需要可规定的那样。
应当认识到的，各个沟、例如图3-7中的示例性沟可包括顶点，如最接近翼型件90的内部126的沟的点。在一个示例中，孔132可定位在沟的顶点处。此外，孔132可在顶点的中心处排列，或可从顶点部分偏移以将确定性流提供到沟中。
现在参看图8，另一示例示出了翼型件90，其具有沿翼展方向来组织的多个不连续沟108。沟108不必完全沿翼展方向延伸，且可沿翼型件90不连续地沿径向延伸以限定多个沟108。多个沟108可对于翼型件90的局部冷却需要来定制，具有向特定的沟108给送的或多或少的孔132，以提供用于增大或减小的冷却流C。此外，沟108、孔132或实心元件140可在沟108之中变化，以基于翼型件90的局部冷却需要来限定特定的局部流。此外，构想出的是，沟108与薄膜孔或其它冷却结构组合使用。
现在参看图9，沿沿用于涡轮发动机的翼型件的前缘设置的沟提供冷却流体的方法200可包括(1)将冷却流体流供应至翼型件的内部；(2)使冷却流体流的至少一部分穿过带有填充沟的多孔材料的沟；以及(3)通过沟排出冷却流体。
在202处，方法200包括将冷却流体流C供应至翼型件90的内部126，其可包括例如如图2中所示通过入口通路104提供冷却流体C。在204处，方法200可选地可包括通过多个孔将冷却流体流C从内部126提供至翼型件90中的沟108，所述多个孔可为如图3-8中所述的将内部126流体地联接到沟108的孔132。
在206处，方法200包括使冷却流体流C穿过带有填充沟108的多孔材料110(例如图3-8中所示的多孔材料110)的沟108。多孔材料110可为结构化多孔材料，具有特定确定性多孔结构以限定影响局部流的局部孔隙率。也构想出了多孔材料具有随机孔隙率。
在208处，可选地，方法200可包括使用设置在沟108内的实心元件140来引导沟108内的冷却流体流C。这样的实心元件140可为图5-6中看到的那些，且可定形为具体地引导冷却流体流C。
在210处，方法200可包括通过沟108排出冷却流体流C。此排出的流可用作沿热表面129的冷却薄膜，以冷却翼型件90或防止翼型件90的壁120内的过度热聚集，特别是沿前缘100。
应当认识到的是，尽管本描述针对翼型件的前缘，但如本文所述的构想可在附加的发动机构件(例如非限制性示例中的导叶、护罩或燃烧衬套)中具有相同的适用性，且沟可在需要冷却的任何发动机构件或翼型件的任何区域(例如通常需要薄膜冷却孔或多孔冷却的区域)中形成。
还应当认识到的是，具有多孔材料110的沟108可提供用于改善的薄膜冷却，例如提供改善的方向性、计量或局部流速。此外，包括在沟108中的多孔材料还可改善对不仅是薄膜孔的局部区域外的整个区域的薄膜冷却。
还应当认识到的是，公开的设计的应用不限于带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机(turbojet)和涡轮发动机。
本书面描述使用示例以公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或***，以及执行任何并入的方法。本发明的可取得专利的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示例。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素，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素，则此类其它示例意于处在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流(H)且提供冷却流体流(C)，所述构件包括：
壁(120)，其限定内部(126)，且将所述热流(H)与所述冷却流体流(C)分开，且具有面对所述热流(H)的热表面(129)和面对所述冷却流体流(C)的冷却表面(127)；
至少一个沟(108)，其设置在所述热表面(129)中；
至少一个孔(132)，其在所述壁(120)中将所述内部(126)流体地联接到所述沟(108)；以及
多孔材料(110)，其至少部分地填充所述沟(108)。
2.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述至少一个沟(108)包括多个沟(108)。
3.根据权利要求2所述的构件，其特征在于，所述多个沟(108)彼此分开。
4.根据权利要求3所述的构件，其特征在于，所述多个沟(108)平行于彼此。
5.根据权利要求3所述的构件，其特征在于，所述多个沟(108)成排布置。
6.根据权利要求3所述的构件，其特征在于，所述多个沟(108)包括多个不连续的沟(108)。
7.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述沟(108)包括限定顶点的弓形轮廓，并且所述至少一个孔(132)设置在所述顶点上。
8.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述至少一个孔(132)包括多个孔(132)。
9.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述构件还包括至少部分地沿所述沟(108)延伸的实心元件(140)。
10.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述构件是翼型件(90)。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201707836D0 (en) * 2017-05-16 2017-06-28 Oscar Propulsion Ltd Outlet guide vanes

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5690473A (en) * 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US6050777A (en) * 1997-12-17 2000-04-18 United Technologies Corporation Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine
CN1816646A (zh) * 2003-07-09 2006-08-09 西门子公司 层状结构和制造层状结构的方法
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片
US20140072448A1 (en) * 2012-09-12 2014-03-13 General Electric Company System and method for airfoil cover plate

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US100666A (en) * 1870-03-08 Improvement in telegraph-poles
US5295530A (en) 1992-02-18 1994-03-22 General Motors Corporation Single-cast, high-temperature, thin wall structures and methods of making the same
US5810552A (en) 1992-02-18 1998-09-22 Allison Engine Company, Inc. Single-cast, high-temperature, thin wall structures having a high thermal conductivity member connecting the walls and methods of making the same
FR2691209B1 (fr) 1992-05-18 1995-09-01 Europ Propulsion Enceinte contenant des gaz chauds refroidie par transpiration, notamment chambre propulsive de moteur-fusee, et procede de fabrication.
US6375425B1 (en) 2000-11-06 2002-04-23 General Electric Company Transpiration cooling in thermal barrier coating
US6617003B1 (en) 2000-11-06 2003-09-09 General Electric Company Directly cooled thermal barrier coating system
US6443700B1 (en) * 2000-11-08 2002-09-03 General Electric Co. Transpiration-cooled structure and method for its preparation
US6461107B1 (en) 2001-03-27 2002-10-08 General Electric Company Turbine blade tip having thermal barrier coating-formed micro cooling channels
US6499949B2 (en) 2001-03-27 2002-12-31 Robert Edward Schafrik Turbine airfoil trailing edge with micro cooling channels
US6551061B2 (en) 2001-03-27 2003-04-22 General Electric Company Process for forming micro cooling channels inside a thermal barrier coating system without masking material
US6637500B2 (en) 2001-10-24 2003-10-28 United Technologies Corporation Cores for use in precision investment casting
FR2857030B1 (fr) 2003-07-01 2006-10-27 Saint Gobain Procede de depot d'oxyde de titane par source plasma
US6905302B2 (en) 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
US7658590B1 (en) 2005-09-30 2010-02-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with micro-tubes embedded with a TBC
US8575513B2 (en) 2006-07-06 2013-11-05 Siemens Energy, Inc. Rapid prototyping of ceramic articles
US7513744B2 (en) 2006-07-18 2009-04-07 United Technologies Corporation Microcircuit cooling and tip blowing
US8105030B2 (en) * 2008-08-14 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooled airfoils and gas turbine engine systems involving such airfoils
US8815371B2 (en) 2008-09-22 2014-08-26 Siemens Energy, Inc. Structure and method for forming detailed channels for thin walled components using thermal spraying
US8499566B2 (en) 2010-08-12 2013-08-06 General Electric Company Combustor liner cooling system
US8387245B2 (en) 2010-11-10 2013-03-05 General Electric Company Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture
US8673397B2 (en) 2010-11-10 2014-03-18 General Electric Company Methods of fabricating and coating a component
US8727727B2 (en) 2010-12-10 2014-05-20 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US8753071B2 (en) 2010-12-22 2014-06-17 General Electric Company Cooling channel systems for high-temperature components covered by coatings, and related processes
US8528208B2 (en) 2011-04-11 2013-09-10 General Electric Company Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US9022737B2 (en) * 2011-08-08 2015-05-05 United Technologies Corporation Airfoil including trench with contoured surface
US8974859B2 (en) 2012-09-26 2015-03-10 General Electric Company Micro-channel coating deposition system and method for using the same
US9309771B2 (en) * 2012-10-25 2016-04-12 United Technologies Corporation Film cooling channel array with multiple metering portions
US9003657B2 (en) * 2012-12-18 2015-04-14 General Electric Company Components with porous metal cooling and methods of manufacture
US10100666B2 (en) * 2013-03-29 2018-10-16 General Electric Company Hot gas path component for turbine system
US20150064019A1 (en) 2013-08-30 2015-03-05 General Electric Company Gas Turbine Components with Porous Cooling Features
US20150321289A1 (en) 2014-05-12 2015-11-12 Siemens Energy, Inc. Laser deposition of metal foam
US10458259B2 (en) * 2016-05-12 2019-10-29 General Electric Company Engine component wall with a cooling circuit
US10508553B2 (en) * 2016-12-02 2019-12-17 General Electric Company Components having separable outer wall plugs for modulated film cooling

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5690473A (en) * 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US6050777A (en) * 1997-12-17 2000-04-18 United Technologies Corporation Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine
CN1816646A (zh) * 2003-07-09 2006-08-09 西门子公司 层状结构和制造层状结构的方法
CN101173610A (zh) * 2007-11-16 2008-05-07 清华大学 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片
US20140072448A1 (en) * 2012-09-12 2014-03-13 General Electric Company System and method for airfoil cover plate

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