用于分段式内部冷却硬件的分隔阻尼器密封构造的制作方法

1.本公开大体上涉及双壁翼型件，并且更具体地涉及用于分段式内部冷却硬件的分隔阻尼器密封构造。


背景技术：

2.翼型件通常包含用于流动通道的内部结构，以向结构提供冷却空气。内部结构经受高温。发动机翼型件经常利用冷却流来限制高热梯度对翼型件和相关部件的影响。
附图说明
3.图1是其中可以实施本文公开的示例的示例涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图。
4.图2是可以在本文公开的示例中实施的示例密封构造的横截面视图。
5.图3示出了可以在本文公开的示例中实施的示例支柱整流罩(fairing)的等距视图。
6.图4和5是图3的示例整流罩的横截面视图。
7.图6示出了可以在本文公开的示例中实施的示例翼型件。
8.图7和8示出了可以在本文公开的示例中实施的示例密封构造。
9.图9示出了可以在本文公开的示例中实施的示例发动机壳体组件中的示例护罩吊架密封构造。
10.图10示出了可以在本文公开的示例中实施的另一示例密封构造。
11.图11是可以在本文公开的示例中实施的示例发动机壳体的横截面视图。
12.图12-14b是图11的示例翼型件截面的俯视图。
13.这些附图不是按比例绘制的。相反，可以在附图中放大层或区域的厚度。尽管这些附图显示了具有清晰线和边界的层和区域，但是这些线和/或边界中的一些或全部可能是理想化的。实际上，边界和/或线可能是不可观察的、混合的和/或不规则的。通常，在整个附图和随附的书面描述中将使用相同的附图标记来指代相同或相似的部分。除非另有说明，否则如本文所用的术语“上方”描述了两个部分相对于地球的关系。如果第二部分在地球和第一部分之间具有至少一个部分，则第一部分在第二部分上方。同样，如本文所用，当第一部分比第二部分更靠近地球时，第一部分在第二部分“下方”。如上所述，第一部分可以在第二部分上方或下方，其中有以下中的一个或多个：其间有其他部分，其间没有其他部分，第一和第二部分接触，或第一和第二部分彼此不直接接触。如本专利中所使用的，陈述任何部分(例如，层、膜、区、区域或板)以任何方式在(例如，定位于、位于、设置于或形成于等)另一部分上，表示所参考的部分或者与另一部分接触，或者所参考的部分在另一部分上方，并且一个或多个中间部分位于它们之间。除非另有说明，否则如本文所用的连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)可以包括由连接参考参考的元件之间的中间构件和/或那些元件之间的相对运动。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接和/或彼此具有固定关系。如
本文所用，陈述任何部分与另一部分“接触”被定义为意味着在这两个部分之间没有中间部分。
14.除非另有明确说明，否则本文中使用诸如“第一”、“第二”、“第三”等描述符，不推定或以其他方式指示优先级、物理顺序、列表中的排列和/或排序的任何含义，而是仅用作标签和/或任意名称以区分元件，以便于理解所公开的示例。在一些示例中，描述符“第一”可以用于指代详细描述中的元件，而在权利要求中可以使用不同的描述符来指代相同的元件，例如“第二”或“第三”。在这样的情况下，应当理解，这样的描述符仅用于清楚地识别可能例如以其他方式共享相同名称的那些元件。
15.在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修饰任何可以允许变化而不导致其相关的基本功能发生变化的定量表示。因此，由诸如“约”、“近似”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在百分之十的裕度内。
具体实施方式
16.典型的飞行器发动机在操作中会经由燃烧产生过多的热量。飞行器发动机将利用冷却系统来冷却达到相对较高温度的发动机部件。发动机的结构硬件设计成支持带有内部孔和通道的内部流动通道，以允许冷却流进入高温部件。然而，发动机的结构硬件缺乏定义和控制内部硬件的各个区段的各种温度区域的能力，导致内部部件之间的高热梯度。此外，发动机硬件中的高热梯度会抑制给定部件的可靠性和寿命，从而影响飞行器发动机的可靠性和寿命。
17.在操作中，飞行器发动机壳体会经历相对大量的振动和噪音。发动机内部硬件的部件之间的过度振动会导致相当大的应力集中，并加速零件损坏并缩短发动机寿命。特别是，发动机硬件的相关(例如，紧密的、接近的等)部件易受此类振动和后续损坏的影响。
18.为了解决已知的发动机壳体和内部硬件存在的一些问题，本文公开的示例提供了用于分段式内部冷却硬件的分隔阻尼器密封构造。在某些示例中，翼型件(例如，发动机壳体)包括内壁(例如，内带)和外壁(例如，外带)，外壁与内壁在径向方向上间隔开。在某些示例中，内壁和外壁之间的空间限定了流动通道(例如，冷却流腔)。在某些示例中，主体(例如，线材、阻尼机构、肋等)定位在内壁和外壁之间。在某些示例中，主体在径向方向上延伸并且横穿内壁和外壁。在某些示例中，主体可拆卸地联接到外壁的内表面和内壁的外表面。在某些示例中，主体与翼型件是一体的。在某些示例中，主体从内表面和外表面分离以至少部分地密封流动通道。在某些示例中，主体响应于外壁相对于内壁移动(例如，翼型件的振动、热膨胀等)而分离。
19.在一些示例中，第一凹口(notch)设置在内表面上并且与外表面上的第二凹口相对。附加地或替代地，主体定位在凹口之间。在一些示例中，主体接触第一凹口和第二凹口以密封流动通道。在一些示例中，主体是设置在内表面或外表面上的肋。在一些示例中，肋定位在与第二肋和第三肋相对的表面上，其中第二肋或第三肋接触主体以密封流动通道。在一些示例中，主体是内壁和外壁之间的阻尼机构。
20.在一些示例中，主体是三维(3d)打印线。因此，3d打印线与壁的内表面和外表面是
一体的。在一些示例中，多个主体布置并分布在内壁和外壁之间。在一些示例中，响应于内壁相对于外壁移动，多个主体从内表面和外表面分离。在一些示例中，多个主体密封流动通道。
21.在一些示例中，流动通道包括延伸穿过内壁和外壁的孔。因此，流动通道可以实施为翼型件的冷却系统。在一些示例中，由于翼型件的热膨胀(例如，在发动机操作期间)，内壁相对于外壁移动。
22.本文公开的示例分隔阻尼器密封构造可应用于封闭转子发动机设计。仅出于说明的目的，图1示出了示例封闭转子涡轮风扇发动机。
23.图1是其中可以实施本文公开的示例的涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图。现在参考附图，图1是示例燃气涡轮发动机10的示意性部分横截面侧视图，该示例燃气涡轮发动机10可以结合本公开的各种示例。发动机10可以特别地构造为用于飞行器的燃气涡轮发动机。尽管本文进一步描述为涡轮风扇发动机，但发动机10可限定涡轮轴、涡轮螺旋桨或涡轮喷气燃气涡轮发动机，包括船用和工业发动机以及辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，其延伸穿过其中以供参考。轴向方向a与轴向中心线轴线12同向延伸以供参考。发动机10进一步限定上游端99和下游端98以供参考。通常，发动机10可包括风扇组件14和布置在风扇组件14下游的核心发动机16。作为参考，发动机10限定轴向方向a、径向方向r和周向方向c。通常，轴向方向a平行于轴向中心线轴线12延伸，径向方向r在与轴向方向a正交的方向上从轴向中心轴线12向外和向内延伸，并且周向方向围绕轴向中心线轴线12延伸三百六十度(360
°
)。
24.核心发动机16通常可以包括基本上管状的外壳体18，其限定了环形核心入口20。外壳体18以串联流动关系包围或至少部分形成具有增压或低压(lp)压缩机22的压缩机区段、高压(hp)压缩机24、热添加系统26、包括高压(hp)涡轮28的膨胀区段或涡轮区段、低压(lp)涡轮30和喷射排气喷嘴区段32。高压(hp)转子轴34将hp涡轮28驱动连接到hp压缩机24。低压(lp)转子轴36将lp涡轮30驱动地连接到lp压缩机22。lp转子轴36也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在某些示例中，如图1所示，lp转子轴36可以经由减速齿轮40连接到风扇轴38，例如在间接驱动或齿轮驱动构造中。
25.如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，多个风扇叶片42联接到风扇轴38并且从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44可以周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。本领域普通技术人员应当理解，机舱44可构造成通过多个周向间隔的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以在核心发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定风扇流动通道48。然而，应当理解，发动机10的各种构造可以省略机舱44，或省略机舱44围绕风扇叶片42延伸，例如以提供发动机10的开放式转子或桨扇构造。
26.应当理解，轴34、36、压缩机22、24和涡轮28、30的组合限定了发动机10的转子组件90。例如，hp轴34、hp压缩机24和hp涡轮28可以限定发动机10的高速或hp转子组件。类似地，lp轴36、lp压缩机22和lp涡轮30的组合可以限定发动机10的低速或lp转子组件。发动机10的各种示例可进一步包括作为lp转子组件的风扇轴38和风扇叶片42。在某些示例中，发动机10可进一步限定风扇转子组件，该风扇转子组件至少部分地通过风扇轴38和减速齿轮40与lp线轴机械分离。更进一步的示例可进一步限定一个或多个中间转子组件，该一个或多
个中间转子组件由设置在lp转子组件和hp转子组件之间的中间压力压缩机、中间压力轴和中间压力涡轮(相对于串联空气动力流动布置)限定。
27.在发动机10操作期间，由箭头74示意性示出的空气流进入由风扇壳体或机舱44限定的发动机10的入口76。由箭头80示意性示出的一部分空气通过至少部分地经由外壳体18限定的核心入口20进入核心发动机16。空气流经由核心流动路径70以串联流动的方式被提供通过压缩机、热添加系统和膨胀区段。空气流80随着其流过压缩机22、24的连续级而逐渐被压缩，例如箭头82示意性所示。压缩空气82进入热添加系统26并与液体和/或气体燃料混合并被点燃以产生燃烧气体86。应当理解，热添加系统26可以形成用于产生燃烧气体的任何合适的系统，包括但不限于爆燃性或起爆性燃烧系统，或它们的组合。热添加系统26可以包括环形、罐式、罐式环形、驻涡、渐开线或涡旋、富燃烧、稀燃烧、旋转爆震或脉冲爆震构造，或它们的组合。
28.燃烧气体86在从喷射排气喷嘴区段32排出之前释放能量以驱动hp转子组件和lp转子组件的旋转。来自燃烧气体86的能量释放进一步驱动风扇组件14的旋转，包括风扇叶片42。一部分空气74绕过核心发动机16并流过风扇流动通道48，例如箭头78示意性所示。
29.应当理解，图1描绘并描述了具有风扇流动通道48和核心流动通道70的双流发动机。图1中描绘的示例具有围绕风扇叶片42的机舱44，例如以提供噪声衰减、叶片脱落保护和其他已知用于机舱的益处，并且在本文中可以称为“涵道风扇”，或者整个发动机10可以称为“涵道发动机”。
30.图2是示例密封构造200的横截面视图。示例密封构造200包括内壁202和外壁204。在一些示例中，内壁202和外壁204限定翼型件(例如，发动机壳体、涡轮护罩、燃烧器衬套、转子通道、图1的机舱44、图1的外壳体18等)。内壁202和外壁204在径向方向上间隔开。在如图2所示的示例中，主体206位于内壁202和外壁204之间。示例主体206设置在内壁202的外表面208和外壁204的内表面210上。附加地或替代地，主体206分别通过韧带212和韧带214连接到内壁202和外壁204。
31.在该示例中，内壁202和外壁204之间的空间限定了流动通道216。流动通道216具有延伸穿过内壁202的第一孔220和延伸穿过外壁204的第二孔218。在一些示例中，孔218、220允许流体经由流动通道216在通常由箭头222指示的方向上流向发动机内部硬件的区域。
32.在所示示例中，外壁204相对于内壁202移动。例如，内壁202可以在通常由箭头228指示的方向上热偏转，并且外壁204可以在通常由箭头226指示的方向上热偏转。外壁204的热膨胀量大于内壁202的热膨胀量。因此，外壁204的偏转导致外壁204的第二相对位置，如轮廓230所示。
33.在图2所示示例中，示例主体206通过韧带212和214可拆卸地联接到内壁202和外壁204。在图2中，韧带212和214是主体206和壁202、204之间的可拆卸(例如，可移除)连接。响应于外壁204相对于内壁202移动，应力点232可出现在韧带212处，使得主体206与外壁204或内壁202中的至少一个分离。示例轮廓230描绘了主体206从第一位置到第二相对位置的移动。在该示例中，主体206保持附接至外壁204。在其他示例中，主体206从壁202和204两者分离。
34.在所示示例中，表面210和208分别具有凹口234和凹口236，这些凹口延伸到流体
通道216。主体206位于凹口234和236之间。响应于外壁204相对于内壁202移动，主体206接触凹口234和236以至少部分地密封(例如，部分地密封、完全密封、部分地关闭、关闭等)流动通道216。
35.附加地或替代地，示例主体206可以抑制(例如，抵抗)壁202和204的移动。例如，示例翼型件内的相对高的外力(例如，振动、压力、扭矩等)可以在壁202或204中的至少一个上施加可变力。在图1的示例中，主体206可以吸收(例如，减轻、抑制等)施加在壁202和204上的力。因此，示例主体206可以防止壁202和204受到外力的损坏。
36.图3示出了示例支柱整流罩300的等距视图，其中可以实施本文公开的示例。示例支柱整流罩300可以安装在发动机壳体中。在该示例中，视图a是支柱整流罩300的示例双壁翼型件的位置，这将在图4中进一步详细描述。
37.图4和5是图3的示例支柱整流罩300的横截面视图。图4示出了支柱整流罩300的局部视图。特别地，图4示出了在图3的视图a处的支柱整流罩300。
38.在图4所示示例中，支柱整流罩300具有示例密封构造402。图4的示例密封构造402类似于图2的示例密封构造200，但是取而代之，包括分布在整个支柱整流罩300中的多个密封构造402。在一些示例中，示例密封构造200可以实施为示例密封构造402。密封构造402具有位于壁202和204之间的主体206，并且在轴向方向上横穿壁202和204，通常如线404指示。
39.示例支柱整流罩300包括分布在内壁202和外壁204之间的多个主体206。因此，示例性密封构造402可以响应于外壁204相对于内壁202移动(例如，相对于内壁202热膨胀)而至少部分地密封流动通道216。
40.图5是图3的示例支柱整流罩300的另一个横截面视图。在图5所示示例中，流体(例如，冷却流体、空气等)的进入流在通常由箭头500指示的方向上移动到流动通道216中。在一些示例中，加压腔502将流体对应于箭头500的方向推入流动通道216。流体在通常由箭头504指示的方向上移出流动通道216。
41.示例密封构造402的布置限定了支柱整流罩300的区域506、508、510、512和514(例如，温度区域)。在一些示例中，基于支柱整流罩300的设计或应用，区域506、508、510、512和514中的至少一个可能需要具有显著不同的温度(例如显著更高的温度、显著更低的温度等)。
42.图6是可以根据本公开的教导实施的示例翼型件600。图6的示例翼型件600类似于图3、4和5的支柱整流罩300，但是取而代之，包括多个密封构造402，其分布在整个内壁202和外壁204的群组602、604、606、608、610、612、614和616中。在一些示例中，群组602、604、606、608、610、612、614和616可以为示例翼型件600提供多种密封和阻尼功能。例如，具有多个密封构造402的群组602可以相对于具有单一密封构造402的群组616提供更大程度的密封和/或阻尼。
43.图7是可以根据本公开的教导实施的示例密封构造700的横截面视图。图7的示例密封构造700类似于图2的示例密封构造200，但是取而代之，包括具有第一材料702的主体206和第二材料704。第二材料704是壁202和204的材料，第一材料702是主体206的材料。在操作中，由于第一材料702和第二材料704之间的连接，壁202和204的移动会导致点706处的应力集中。
44.图8是可以根据本公开的教导实施的示例密封构造800的横截面视图。图8的示例
密封构造800类似于图7的示例密封构造700，但是取而代之，包括具有第三材料802的主体206。第三材料802可以是主体206的柔性(例如，相对柔软、阻尼等)核心。在一些示例中，第一材料702可以是主体206的耐磨层。在操作中，由于第一材料702和第二材料704之间的连接，壁202和204的移动可以导致在点804处相对高的应力集中。
45.图9是可以根据本公开的教导实施的示例护罩吊架密封构造900的横截面视图。在一些示例中，护罩吊架密封构造900可以包括在发动机壳体组件中。图9的示例护罩吊架密封构造900类似于图2的示例密封构造200，但是取而代之，包括具有外壁904的第一结构902和具有内壁908的第二结构906。主体206位于外壁904和内壁908之间。在一些示例中，第一结构902可以是不同于第二结构906的发动机硬件的壁(例如，护罩壁、吊架壁、壳体壁、图1的机舱44的壁、图1的外壳体18的壁等)。因此，主体206可以是用于发动机硬件内的结构902、906(例如，壳体、整流罩、护罩、吊架等)的密封机构或阻尼机构中的至少一个。
46.图10是可以在本文公开的示例中实施的示例密封构造1000的横截面视图。图10的示例密封构造1000类似于图2的示例密封构造200，但是取而代之，包括设置在外壁204的内表面210上的肋1002和1004以及设置(例如，定位)在内壁202的外表面208上的肋1006。肋1006位于肋1002和1004之间。响应于内壁202相对于外壁204移动，肋1006接触肋1002和1004以至少部分地密封(例如，完全密封、部分地关闭、关闭等)流动通道216，如轮廓1008所示。
47.附加地或替代地，示例肋1006可以抑制(例如，抵抗)壁202和204的移动。示例的力，通常由箭头1010指示的方向施加在壁202或204中的至少一个上，可导致应力集中点1012。因此，示例肋1006可以支撑(例如，抵消作用在其上的力)壁202和204免受由于外力引起的过压。
48.图11是可以在本文公开的示例中实施的示例壳体1100(例如，图1的双壁壳体09)的横截面视图。在一些示例中，壳体1100可以包括图3中描述的翼型件和/或密封构造。通常，示例壳体1100可具有位于壳体壁或当前公开中描述的任何其他双壁结构(例如，翼型件)之间的流动通道。特别地，壳体壁202、204之间的流动可用于冷却和/或加热壳体1100或将冷却/加热流输送到别处。示例壳体1100具有示例密封构造1102。图11的示例壳体1100类似于图3、4和5的示例支柱整流罩300，但是取而代之，壳体1100包括分布(例如，分散)在壳体1100(例如，冷却的壳体)的内壁202和外壁204中的多个密封构造1102。
49.图12是图11的示例壳体1100沿图11所示的平面b-b截取的横截面视图。在该示例中，壳体1100被描绘为多个主体206在基本上垂直于壁202和204的第一方向上横穿壁202和204。
50.图13是图11的示例壳体1100沿图11所示的平面c-c截取的横截面视图。在该示例中，壳体1100被描绘为主体206在第二方向上延伸，该第二方向跟随壁202和204的曲线，如箭头1300所示。
51.图14a-14b是如图11所示的壳体1100的俯视图。在图11-14b的示例壳体1100中，多个主体206布置成如图14a和14b所示的图案(例如，网格图案、阵列等)1400。图14a是图案1400的立体视图。图14b是如图14a所示的图案1400的视图d的详细视图。如图12所示在第一方向上延伸的主体206与如图13所示在第二方向上延伸的主体206相交。
52.图4-14b的示例示出了可以根据本公开的教导实施分隔阻尼器密封构造的各种发
动机部件。因此，图4-14b中所示的各种发动机部件利用密封构造来为飞行器的分段式内部硬件(例如，飞行器发动机、飞行器发动机壳体等)提供密封功能和/或阻尼功能。在图4-14b的示例发动机部件中，密封构造、阻尼器和与其相关联的结构提供发动机硬件中的流动通道的密封。
53.尽管上面公开的每个示例发动机部件具有某些特征，但应该理解，一个示例翼型件的特定特征不必专门用于该示例。附加地或替代地，尽管上面公开的每个示例性密封构造具有某些特征，但应当理解，一个示例性密封构造的特定特征不必专门用于该示例。取而代之，以上描述和/或在附图中描绘的任何特征可以与任何示例组合，作为这些示例的任何其他特征的补充或替代。一个示例的特征与另一个示例的特征并不相互排斥。相反，本公开的范围包括任何特征的任何组合。
54.在一些示例中，示例支柱整流罩300、示例翼型件600或壳体1100包括用于密封流动通道的装置，例如流动通道216。例如，用于密封的装置(例如，密封装置)可以通过示例密封构造200、402、700、800、900、1000、1102来实施。在一些示例中，用于密封的装置可以由主体206和/或肋1002、1004、1006来实施。
55.在一些示例中，内壁202或内壁908中的至少一个包括第一壁装置。在一些示例中，外壁204或外壁904中的至少一个包括第二壁装置。
[0056]“包括”和“包含”(及其所有形式和时态)在本文中用作开放式术语。因此，只要权利要求使用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包括、包含、具有等)作为序言或在任何类型的权利要求陈述中，应当理解，在不超出相应权利要求或引用的范围的情况下，可以存在附加元件、术语等。如本文所用，当短语“至少”用作例如权利要求的序言中的过渡术语时，其方式与术语“包括”和“包含”相同，是开放式的。术语“和/或”当以例如a、b和/或c的形式使用时，指的是a、b、c的任何组合或子集，例如(1)单独a，(2)单独b，(3)单独c，(4)a和b，(5)a和c，(6)b和c，以及(7)a与b和与c。如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中使用的，短语“a和b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b和(3)至少一个a和至少一个b中的任何一个的实施方式。类似地，如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中使用的，短语“a或b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b和(3)至少一个a和至少一个b中的任何一个的实施方式。如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的履行或执行的上下文中使用的，短语“a和b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b和(3)至少一个a和至少一个b中的任何一个的实施方式。类似地，如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的履行或执行的上下文中使用的，短语“a或b中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个a，(2)至少一个b和(3)至少一个a和至少一个b中的任何一个的实施方式。
[0057]
如本文所用，单数引用(例如，“一”、“一个”、“第一”、“第二”等)不排除复数。如本文所用，术语“一”或“一个”实体是指一个或多个该实体。术语“一”(或“一个”)、“一个或多个”和“至少一个”在本文中可以互换使用。此外，虽然单独的特征可以包括在不同的示例或权利要求中，但是这些可以可能被组合，并且不同的示例或权利要求中的包括并不意味着特征的组合是不可行的和/或有利的。
[0058]
从前述内容中，应当理解，已经公开了示例系统、方法、设备和制品，它们为分段式内部冷却硬件提供分隔阻尼器密封构造。在本文公开的示例中，密封构造、阻尼器和/或与
其相关联的结构提供发动机硬件中的流动通道的密封并且提供阻尼功能以保持部件的表面完整。在本文公开的示例中，硬件的冷却可以使得能够在发动机循环中使用更高的温度。在本文公开的示例中，可在发动机中使用较低等级的材料。此外，在本文公开的示例中，密封件可以通过增材制造整体印刷，从而降低组装成本并提供复杂几何形状的密封。因此，本文公开的示例能够增加发动机的寿命，减轻高振动，并降低发动机硬件的部件之间的高热梯度。
[0059]
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
[0060]
一种翼型件，包括：内壁和外壁，所述外壁与所述内壁在径向方向上间隔开，所述内壁和所述外壁之间的空间限定流动通道；和主体，所述主体位于所述内壁和所述外壁之间，所述主体在轴向方向上横穿所述内壁和所述外壁并且附接到所述外壁的内表面和所述内壁的外表面，响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体从所述内表面和所述外表面分离并且至少部分地密封所述流动通道。
[0061]
根据任何前述条项的翼型件，进一步包括所述内表面上的第一凹口和所述外表面上的第二凹口，所述第一凹口与所述第二凹口相对。
[0062]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述主体位于所述第一凹口和所述第二凹口之间。
[0063]
根据任何前述条项的翼型件，其中响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体接触所述第一凹口和所述第二凹口以密封所述流动通道。
[0064]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述主体是设置在所述内表面或所述外表面中的至少一个上的肋。
[0065]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述肋是第一肋，所述第一肋位于与第二肋和第三肋相对的表面上。
[0066]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述第二肋或所述第三肋中的至少一个接触所述第一肋，以响应于所述外壁相对于所述内壁移动而密封所述流动通道。
[0067]
根据任何前述条项的翼型件，进一步包括延伸穿过所述内壁和所述外壁的孔，所述孔连接到所述流动通道。
[0068]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述主体是所述内壁和所述外壁之间的阻尼机构。
[0069]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述外壁相对于所述内壁移动是由于所述翼型件的热膨胀。
[0070]
根据任何前述条项的翼型件，其中所述主体是三维(3d)打印线，所述3d线经由增材制造(am)处理打印，所述3d打印线与所述内表面和所述外表面成一体。
[0071]
根据任何前述条项的翼型件，进一步包括多个主体，所述多个主体布置成分布在所述内壁和所述外壁之间的网格图案，响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述多个主体从所述内表面和所述外表面分离并且密封所述流动通道。
[0072]
一种发动机壳体，包括：内壁和外壁，所述外壁与所述内壁在径向方向上间隔开，所述内壁和所述外壁之间的空间限定流动通道；和主体，所述主体位于所述内壁和所述外壁之间，所述主体在轴向方向上横穿所述内壁和所述外壁并且附接到所述外壁的内表面和所述内壁的外表面，响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体从所述内表面和所述
外表面分离并且至少部分地密封所述流动通道。
[0073]
根据任何前述条项的发动机壳体，进一步包括所述内表面上的第一凹口和所述外表面上的第二凹口，所述第一凹口与所述第二凹口相对。
[0074]
根据任何前述条项的发动机壳体，进一步包括位于所述第一凹口和所述第二凹口之间的所述主体。
[0075]
根据任何前述条项的发动机壳体，其中响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体接触所述第一凹口和所述第二凹口以密封所述流动通道。
[0076]
根据任何前述条项的发动机壳体，其中所述主体是所述内壁和所述外壁之间的阻尼机构。
[0077]
根据任何前述条项的发动机壳体，其中所述外壁相对于所述内壁移动是由于所述壳体的热膨胀。
[0078]
根据任何前述条项的发动机壳体，进一步包括多个主体，所述多个主体布置成分布在所述内壁和所述外壁之间的阵列，响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述多个主体从所述内表面和所述外表面分离并且密封所述流动通道。
[0079]
一种发动机壳体，包括：第一壁装置和第二壁装置，所述第二壁装置与所述第一壁装置间隔开，所述第一壁装置和所述第二壁装置之间的空间限定流动通道；和用于密封所述流动通道的装置，所述密封装置在轴向方向上横穿所述第一壁装置和所述第二壁装置并且附接到所述第二壁装置的内表面和所述第一壁装置的外表面，响应于所述第二壁装置相对于所述第一壁装置移动，所述密封装置从所述内表面和所述外表面分离。
[0080]
尽管本文已经公开了某些示例系统、方法、设备和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有系统、方法、设备和制品。
[0081]
以下权利要求通过引用并入本详细说明中，每个权利要求作为本公开的单独实施例独立存在。

技术特征：
1.一种翼型件，其特征在于，包括：内壁和外壁，所述外壁与所述内壁在径向方向上间隔开，所述内壁和所述外壁之间的空间限定流动通道；和主体，所述主体位于所述内壁和所述外壁之间，所述主体在轴向方向上横穿所述内壁和所述外壁并且附接到所述外壁的内表面和所述内壁的外表面，响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体从所述内表面和所述外表面分离并且至少部分地密封所述流动通道。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括所述内表面上的第一凹口和所述外表面上的第二凹口，所述第一凹口与所述第二凹口相对。3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，其中所述主体位于所述第一凹口和所述第二凹口之间。4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中响应于所述外壁相对于所述内壁移动，所述主体接触所述第一凹口和所述第二凹口以密封所述流动通道。5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述主体是设置在所述内表面或所述外表面中的至少一个上的肋。6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，其中所述肋是第一肋，所述第一肋位于与第二肋和第三肋相对的表面上。7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，其中所述第二肋或所述第三肋中的至少一个接触所述第一肋，以响应于所述外壁相对于所述内壁移动而密封所述流动通道。8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括延伸穿过所述内壁和所述外壁的孔，所述孔连接到所述流动通道。9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述主体是所述内壁和所述外壁之间的阻尼机构。10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述外壁相对于所述内壁移动是由于所述翼型件的热膨胀。

技术总结
公开了一种用于分段式内部冷却硬件设备的分隔阻尼器密封结构。示例设备包括：内壁和外壁，外壁与内壁在径向方向上间隔开，在内壁和外壁之间的空间限定流动通道；以及位于内壁和外壁之间的主体，该主体在轴向方向上横穿内壁和外壁并且附接到外壁的内表面和内壁的外表面，响应于外壁相对于内壁移动，该主体从内表面和外表面分离并且至少部分地密封流动通道。道。道。


技术研发人员：阿希什
受保护的技术使用者：通用电气德国控股有限公司
技术研发日：2022.10.14
技术公布日：2023/6/20