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用于先进膜冷却的具有小复杂特征的CMC制品

阅读：574发布：2020-05-08

专利汇可以提供用于先进膜冷却的具有小复杂特征的CMC制品专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且提供了一种用于生成热燃烧气流(H)的燃气涡轮发动机 (10)的发动机构件(80)。发动机构件(80)可包括基底(82)，基底(82)由CMC材料构造且具有面对热燃烧气流(H)的热表面(84)和面对冷却流体流(C)的冷却表面(86)。基底(82)限定膜孔(90)，膜孔(90)延伸穿过基底(82)且具有设在冷却表面(86)上的入口(92)和设在热表面(84)上的出口(94)、以及连接入口(86)和出口(94)的通路(96)。发动机构件(80)还包括在热表面(84)上设在出口(94)上游的流动调节结构(112)。流动调节结构(112)可包括从热表面(84)延伸的凸脊。，下面是用于先进膜冷却的具有小复杂特征的CMC制品专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种用于生成热燃烧气流的燃气涡轮发动机的发动机构件，包括：
基底，其由CMC材料构造且具有面对所述热燃烧气流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，所述热燃烧气流限定相对于所述热表面的上游方向和下游方向，且其中，所述基底限定膜孔，所述膜孔延伸穿过所述基底且具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述热表面上的出口、和连接所述入口和所述出口的通路；和
流动调节结构，其在所述热表面上设在所述出口的上游，其中，所述流动调节结构包括从上游边缘到下游边缘且在所述热表面的切线上方延伸的连续的凸脊，其中所述流动调节结构具有在所述上游边缘与所述下游边缘之间从所述热表面向外弯曲的截面形状，其中所述连续的凸脊围绕在中心线的任一侧上至少45°延伸，以便沿着所述出口的上游部分围绕所述出口的至少90°延伸，并且其中所述连续的凸脊由缓冲区与所述出口分开。
2.根据权利要求1所述的发动机构件，其中，所述凸脊沿着所述出口的上游部分围绕所述出口的至少135°延伸。
3.根据权利要求1所述的发动机构件，其中，所述缓冲区包括台肩，所述台肩在所述凸脊的下游延伸且凹入所述热表面的切线的下方，其中，所述台肩限定在台肩深度处从其延伸的台肩深度切线。
4.根据权利要求3所述的发动机构件，其中，所述凸脊具有沿所述热表面的切线从上游边缘到下游边缘限定的长度，所述长度为所述台肩深度的0.5到2倍且其中，所述台肩限定最多达所述台肩深度的3倍的长度。
5.根据权利要求3所述的发动机构件，其中，所述凸脊具有从所述凸脊的峰部到所述热表面的切线限定的高度，所述高度大于0最多达所述台肩深度。
6.根据权利要求3所述的发动机构件，其中，所述膜孔包括计量区段，所述计量区段限定与穿过所述通路的冷却流体流的方向正交的最小截面面积。
7.根据权利要求6所述的发动机构件，其中，所述膜孔还包括扩散区段，所述扩散区段相对于穿过所述通路的冷却流体流的方向在所述计量区段的下游，其中，所述扩散区段侧向地扩张，使得所述冷却流体在所述热表面处形成更宽的冷却膜。
8.根据权利要求7所述的发动机构件，其中，所述扩散区段包括架，其中，所述架具有最多达所述台肩深度的5倍的长度，且其中，所述架提供较浅区，以用于所述冷却流体在与热流体相互作用之前侧向地扩张。
9.根据权利要求8所述的发动机构件，其中，出口限定与所述热表面的区域合并的下游边缘，所述下游边缘具有由相对于所述架的中心线的侧向扩散角度限定的在所述下游边缘处的所述中心线的任一侧上的宽度，其中，所述侧向扩散角度大于0°到15°。
10.根据权利要求1所述的发动机构件，其中，所述膜孔的通路限定在上游内表面与下游内表面之间的截面面积，其中，所述上游内表面平行于穿过所述通路的中心线，其中，下游内表面具有相对于穿过所述通路的中心线的扩散角度，其中，所述扩散角度为0°到15°。

说明书全文

用于先进膜冷却的具有小复杂特征的CMC制品

技术领域

[0001] 本发明大体上涉及陶瓷基质涡轮发动机构件，且更具体而言，涉及具有小复杂特征的陶瓷基质复合物燃气涡轮发动机构件。

背景技术

[0002] 为了提高燃气涡轮发动机的效率和性能，以便提供增大的推力与重量比、较低的排放和改善的比燃料消耗率，涡轮发动机被指派在较高的温度下操作。较高的温度达到且超过发动机的热区段(且具体而言发动机的涡轮区段)中构件的材料的极限。由于现有的材料不可耐受较高的操作温度，故需要开发用于在高温环境中使用的新材料。

[0003] 由于发动机操作温度已提高，故已开发出了冷却组成燃烧器和涡轮翼型件的高温合金的新方法。例如，将陶瓷热屏障涂层(TBC)应用到燃烧的热流出气体的射流中的构件的表面，以降低热传递速率，对下面的金属提供热保护，且允许构件耐受较高的温度。这些改善有助于降低构件的峰值温度和热梯度。还引入冷却孔来提供膜冷却，以改善热能力或热保护。同时，开发了陶瓷基质复合物以作为高温合金的替代物。在许多情况中，陶瓷基质复合物(CMC)提供优于金属的改善的温度和密度优点，使得它们为当期望较高的操作温度和/或减轻的重量时的材料选择。

[0004] CMC具有相对低的导热性，且因此非常适于在高温环境中长时间使用。热气体中的CMC构件被猛烈地膜冷却，特别是在具有不同地未冷却的后缘的设计中。然而，改善的膜冷却性能可减少所需的冷却膜流量并且/或者提高CMC构件的耐用性。

发明内容

[0005] 本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述中而是显而易见的，或可通过本发明的实践而习得。

[0006] 一般提供发动机构件以用于生成热燃烧气流的燃气涡轮发动机。在一个实施例中，发动机构件包括基底，该基底由CMC材料构成，且具有面对热燃烧气流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面。热燃烧气流相对于热表面大体上限定上游方向和下游方向。基底限定膜孔，该膜孔延伸穿过基底且具有设在冷却表面上的入口和设在热表面上的出口、以及连接入口和出口的通路。发动机构件还包括流动调节结构，该流动调节结构在热表面上设在出口的上游。在一个特定实施例中，流动调节结构包括从热表面延伸的凸脊。

[0007] 技术方案1：一种用于生成热燃烧气流的燃气涡轮发动机的发动机构件，包括：

[0008] 基底，其由CMC材料构造且具有面对所述热燃烧气流的热表面和面对冷却流体流的冷却表面，所述热燃烧气流大体上限定相对于所述热表面的上游方向和下游方向，且其中，所述基底限定膜孔，所述膜孔延伸穿过所述基底且具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述热表面上的出口、和连接所述入口和所述出口的通路；和

[0009] 流动调节结构，其在所述热表面上设在所述出口的上游，其中，所述流动调节结构包括在所述热表面的切线上方延伸的凸脊。

[0010] 技术方案2：根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述凸脊围绕所述出口的上游边缘的至少50%延伸。

[0011] 技术方案3：根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述凸脊围绕所述出口的上游边缘的至少75%延伸。

[0012] 技术方案4：根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述凸脊由缓冲区与所述出口分开。

[0013] 技术方案5：根据技术方案4所述的发动机构件，其中，所述缓冲区包括台肩，所述台肩在所述凸脊的下游延伸且凹入所述热表面的切线的下方，其中，所述台肩限定在台肩深度处从其延伸的台肩深度切线。

[0014] 技术方案6：根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述凸脊具有沿所述热表面的切线从上游边缘到下游边缘限定的长度，所述长度为所述台肩深度的大约0.5到大约2倍。

[0015] 技术方案7：根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述凸脊具有从所述凸脊的峰部到所述热表面的切线限定的高度，所述高度大于0直到所述台肩深度。

[0016] 技术方案8：根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述台肩限定直到所述台肩深度的大约3倍的长度。

[0017] 技术方案9：根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述台肩限定直到所述台肩深度的大约0.5到大约3倍的长度。

[0018] 技术方案10：根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述膜孔包括计量区段，所述计量区段限定与穿过所述通路的冷却流体流的方向正交的最小截面面积。

[0019] 技术方案11：根据技术方案10所述的发动机构件，其中，所述膜孔还包括扩散区段，所述扩散区段相对于穿过所述通路的冷却流体流的方向在所述计量区段的下游。

[0020] 技术方案12：根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述扩散区段侧向地扩张，使得所述冷却流体在所述热表面处形成更宽的冷却膜。

[0021] 技术方案13：根据技术方案12所述的发动机构件，其中，所述扩散区段包括架。

[0022] 技术方案14：根据技术方案12所述的发动机构件，其中，所述架具有直到所述台肩深度的5倍的长度。

[0023] 技术方案15：根据技术方案12所述的发动机构件，其中，所述架提供较浅区，以用于所述冷却流体在与所述热流体相互作用之前侧向地扩张。

[0024] 技术方案16：根据技术方案12所述的发动机构件，其中，出口限定与所述热表面的区域合并的下游边缘，所述下游边缘具有由相对于所述架的中心线的侧向扩散角度限定的在所述下游边缘处的所述中心线的任一侧上的宽度，其中，所述侧向扩散角度大于0°到大约15°。

[0025] 技术方案17：根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述膜孔的通路限定在上游内表面与下游内表面之间的截面面积，其中，所述上游内表面基本上平行于穿过所述通路的中心线。

[0026] 技术方案18：根据技术方案17所述的发动机构件，其中，下游内表面具有相对于穿过所述通路的中心线的扩散角度，其中，所述扩散角度为0°到大约15°。

[0027] 技术方案19：根据技术方案17所述的发动机构件，其中，下游内表面具有相对于穿过所述通路的中心线的扩散角度，其中，所述扩散角度大于0°到大约15°。

[0028] 技术方案20：根据技术方案17所述的发动机构件，其中，所述扩散区段相对于穿过所述通路的冷却流体流在所述计量区段的下游，且限定在所述出口处或其附近。

[0029] 通过参照以下说明和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中且构成其一部分的附图例示出了本发明的实施例，且与说明一起用于解释本发明的原理。

附图说明

[0030] 本发明的针对本领域的技术人员的完整且能够实现的公开内容，包括其最佳模式，在参照附图作出的说明书中阐述，在附图中：

[0031] 图1示出了根据本主题的方面的可用于飞行器内的燃气涡轮发动机的一个实施例的截面图；

[0032] 图2示出了图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧截面图；

[0033] 图3为根据一个实施例的穿过图1中的发动机的发动机构件的膜孔的示意截面图；

[0034] 图4为沿中心线向下穿过图3的膜孔的透视图；

[0035] 图5为根据一个实施例的穿过图1中的发动机的发动机构件的膜孔的另一示意截面图；

[0036] 图6为沿中心线向下穿过图3的膜孔的另一透视图；

[0037] 图7为图3的膜孔的俯视图；且

[0038] 图8为在上游架点(upstream shelf point)处与图3和5中的截面图垂直地截取的截面图。

[0039] 参考标号在本说明书和附图中的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

[0040] 部件列表

[0041] 10 燃气涡轮发动机

[0042] 12 中心线轴线

[0043] 14 核心燃气涡轮发动机

[0044] 16 风扇区段

[0045] 18 外壳体

[0046] 20 环形入口

[0047] 22 增压压缩机

[0048] 24 压缩机

[0049] 26 燃烧器

[0050] 28 高压涡轮

[0051] 30 高压驱动轴

[0052] 32 低压涡轮

[0053] 34 低压驱动轴

[0054] 36 排气喷嘴

[0055] 37 减速装置

[0056] 38 风扇转子

[0057] 40 风扇壳体

[0058] 42 出口导向导叶

[0059] 44 风扇转子叶片

[0060] 46 下游区段

[0061] 48 副空气流导管

[0062] 50 初始空气流

[0063] 52 入口

[0064] 54 第一压缩空气流

[0065] 56 第二压缩空气流

[0066] 58 箭头

[0067] 60 燃烧产物

[0068] 68 涡轮叶片

[0069] 72 涡轮导叶

[0070] 76 偏转器

[0071] 77 燃烧衬套

[0072] 78 护罩组件

[0073] 80 发动机构件

[0074] 82 基底

[0075] 84 热表面

[0076] 85 局部外表面切线

[0077] 86 冷却表面

[0078] 88 内部腔

[0079] 90 膜孔

[0080] 94 出口

[0081] 95 上游内表面

[0082] 96 通路

[0083] 97 下游内表面

[0084] 98 计量区段

[0085] 99 中心线

[0086] 100 扩散区段

[0087] 101 架

[0088] 102 中心线

[0089] 103 上游架点

[0090] 104 上游边缘

[0091] 106 下游边缘

[0092] 107a, b 最外点

[0093] 108 上游方向

[0094] 109a, b 侧向扩散线

[0095] 110 下游方向

[0096] 112 流动调节结构

[0097] 114 缓冲区

[0098] 115 台肩

[0099] 116 上游边缘

[0100] 117 台肩深度切线

[0101] 118 下游边缘

[0102] 120a, b 外叶(outer lobe)

[0103] 123a,b 基部

[0104] H 热气流

[0105] C 冷却流体

[0106] α 中心线角度

[0107] φ 扩散角度

[0108] L1 长度

[0109] L2 架长度

[0110] L3 长度

[0111] d 深度

[0112] h 高度

[0113] D 计量直径

[0114] Lm 计量长度

[0115] LD 扩散长度

[0116] β 侧向扩散角度

[0117] B 开孔深度

[0118] DB 开孔直径。

具体实施方式

[0119] 现在将详细地参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中例示出。各实例是作为本发明的解释而非本发明的限制来提供的。实际上，对本领域的技术人员而言将是显而易见的是，可在本发明中作出各种改型和变型，而不脱离本发明的范围或精神。例如，例示为或描述为一个实施例的一部分的特征可与另一实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，期望本发明覆盖在所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

[0120] 如在本文中使用的，用语“第一”、“第二”、和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示单独构件的位置或重要性。

[0121] 用语“上游”和“下游”指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，且“下游”指流体流至其的方向。

[0122] 如在本文中使用的，短语“由CMC构造”和“由CMC构成”应当意指基本上由CMC构造的构件。更具体而言，CMC构件应当包括比仅是CMC材料的层或涂层多的CMC材料。例如，由CMC构造的构件可基本上或完全由CMC材料构成或构造，包括大于大约百分之50, 60, 70, 80, 90或100的CMC材料。

[0123] 现在参看附图，图1例示出了根据本主题的方面的可用于飞行器内的燃气涡轮发动机10的一个实施例的截面图，其中发动机10出于参照目的示为具有延伸穿过发动机10的纵向或轴向中心线轴线12。大体上，发动机10可包括核心燃气涡轮发动机(大体上由参考标号14指出)和定位在其上游的风扇区段16。核心发动机14可大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外壳体18。此外，外壳体18还可包围和支承增压压缩机22，以用于将进入核心发动机14的空气的压力增大到第一压力水平。高压多级轴流式压缩机24然后可从增压压缩机22接收加压空气，且进一步增大此种空气的压力。离开高压压缩机24的加压空气然后可流至燃烧器26，燃料在该燃烧器26内喷射到加压空气流中，其中所得的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物被从燃烧器26沿发动机10的热气体路径引导至第一(高压，HP)涡轮28，以用于经由第一(高压,HP)驱动轴30来驱动高压压缩机24，且然后被引导至第二(低压，LP)涡轮32，以用于经由与第一驱动轴30大体上同轴的第二(低压，LP)驱动轴34来驱动增压压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和32中的各个之后，燃烧产物可从核心发动机14经由排气喷嘴36排出，以提供推进喷气推力。

[0124] 应当认识到的是，各涡轮28, 30可大体上包括一个或更多个涡轮级，其中各级包括涡轮喷嘴和下游涡轮转子。如将在下面描述的那样，涡轮喷嘴可包括围绕发动机10的中心线轴线12以环形阵列的形式设置的多个导叶，以用于通过涡轮级朝形成涡轮转子的一部分的转子叶片的对应环形阵列使燃烧产物流转向或以其他方式引导燃烧产物流。如一般理解的那样，转子叶片可联接到涡轮转子的转子盘，转子盘又旋转地联接到涡轮的驱动轴(例如，驱动轴30或34)。

[0125] 此外，如图1中所示，发动机10的风扇区段16可大体上包括可旋转的轴流式风扇转子38，风扇转子38构造成由环形风扇壳体40包绕。在特定实施例中，(LP)驱动轴34可诸如以直接驱动构造直接地连接到风扇转子38。在备选构造中，(LP)驱动轴34可经由减速装置37(如，处于间接驱动或齿轮驱动构造的减速齿轮齿轮箱)来连接到风扇转子38。此种减速装置可如期望或需要的那样包括在发动机10内的任何适合的轴/转轴之间。

[0126] 本领域技术人员将认识到，风扇壳体40可构造成相对于核心发动机14由多个基本上径向地延伸、周向地间隔的出口导向导叶42支承。因此，风扇壳体40可包围风扇38和其对应的风扇转子叶片44。而且，风扇壳体40的下游区段46可在核心发动机14的外部分上延伸，以便限定提供额外的推进喷气推力的副或旁通空气流导管48。

[0127] 在发动机10的操作期间，应当认识到的是，初始空气流(由箭头50指出)可穿过风扇壳体40的相关入口52进入发动机10。空气流50然后行进通过风扇叶片44，且分成移动穿过导管48的第一压缩空气流(由箭头54指出)和进入增压压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指出)。第二压缩空气流56的压力然后增大，且进入高压压缩机24(如箭头58指出的)。在与燃料混合且在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26，且流过第一涡轮28。此后，燃烧产物60流过第二涡轮32，且离开排气喷嘴36，以对发动机10提供推力。

[0128] 图2为图1中的发动机10的燃烧器26和第一涡轮28(即，高压(HP)涡轮)的侧截面图。燃烧器26包括偏转器76和燃烧器衬套77。成组的径向地间隔的静止涡轮导叶72在轴向方向上邻近涡轮28的涡轮叶片68，其中相邻导叶72在其间形成喷嘴。喷嘴使燃烧气体转向，以更好流入旋转的叶片中，以便可由涡轮28提取最多的能量。当热燃烧气流H沿导叶72的外部经过时，冷却流体流C穿过导叶72来冷却导叶72。护罩组件78邻近旋转叶片68，以使涡轮28中的流动损失最小化。类似的护罩组件也可与LP涡轮32、LP压缩机22、或HP压缩机24相关。

[0129] 发动机10的发动机构件中的一个或更多个包括膜冷却的基底，在该基底中可提供在本文中进一步公开实施例的膜孔。具有膜冷却基底的发动机构件的一些非限制性实例可包括在图1-2中描述的叶片68、导叶或喷嘴72、燃烧器偏转器76、燃烧器衬套77、或护罩组件78。使用膜冷却的其他非限制性实例包括涡轮过渡导管和排气喷嘴。

[0130] 图3为根据本发明的第一实施例的示出发动机构件80的一部分的示意截面图。发动机构件80可为图1中的发动机10的发动机构件，且可设置在由箭头H表示的热气流中。可供应由箭头C表示的冷却流体流，以冷却发动机构件。如上文关于图1-2论述的，在涡轮发动机的背景下，冷却空气可为绕过发动机核心14的第一压缩空气流54，来自LP压缩机22的流体、或来自HP压缩机24的流体。

[0131] 发动机构件80包括基底82，该基底82具有面对热燃烧气流H的热表面84和面对冷却流体C的冷却表面86。基底82可形成发动机构件82的壁；壁可为发动机构件80的外部壁或内部壁。第一发动机构件80可限定包括冷却表面86的至少一个内部腔或通道88。热表面84可为发动机构件80的外侧表面。在燃气涡轮发动机的情况下，热表面84可暴露于具有在1000℃到2000℃的范围中的温度的气体。用于基底82的适合的材料可包括但不限于钢、耐热金属如钛，或基于镍、钴、或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括处于等轴、定向凝固、且单晶的结构的那些。

[0132] 在一个特定实施例中，基底82由陶瓷基质复合物(CMC)材料构造，该材料是具有高温能力的非金属材料。用于此种基底82的示范CMC材料可包括碳化硅、硅、二氧化硅、或氧化铝基质材料以及它们的组合。陶瓷纤维可埋入基质内，如，包括单丝如蓝宝石或碳化硅(例如，Textron的SCS-6)的氧化稳定增强纤维，以及粗纱和纱，该粗纱和纱包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的NICALON®、Ube Industries的TYRANNO®和Dow Corning的SYLRAMIC®)、硅酸铝(例如，Nextel的440和480)、和短切晶须和纤维(例如，Nextel的440和SAFFIL®)、且可选地包括陶瓷颗粒(例如，Si, Al, Zr, Y的氧化物和它们的组合)和无机填料(例如，叶腊石、钙硅石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱土)。在一个实施例中，CMC材料在其厚度中由多个层(例如，大约4层到大约10层)形成。

[0133] 当由CMC材料制成时，环境屏障涂层(EBC)可存在于基底82的表面上(图中未示出)。例如，EBC可包括接合涂层(例如，包括硅或二氧化硅)、由一种或更多种稀土硅酸盐形成的一个或更多个层(例如，多铝红柱石层、多铝红柱石-碱土铝硅酸盐混合物层、单硅酸钇(YMS)层、镱掺杂的二硅酸钇(YbYDS)层等中的一个或更多个)，等。

[0134] CMC材料形成为具有大约0.001到大约0.018英寸且更典型是大约0.005到大约0.015英寸的厚度的材料板层。板层的厚度通常由选择以用于使用的纤维束(丝束)的尺寸规定，且板层的厚度可随纤维直径而变化。对于本文中考虑的大多数应用，板层形成为二维织造织物，但也可使用一维纤维定向。然而，制造板层、铺叠板层来形成构件部分的方法和用于复合物行业中的其他零件制造技术不意在限制本发明。铺叠板层来形成的制品的形状，相邻板层的角度可取决于所需的平面强度而改变。可使用这些CMC材料制成的构件包括但不限于涡轮叶片、涡轮导叶、涡轮护罩和燃烧器衬套、壳体、热屏蔽件和热扩散器。这些热区段构件都受益于使用冷却空气来提供足够的冷却，以在发动机操作期间实现热传递，从而扩大它们的使用范围。

[0135] 发动机构件80还包括延伸穿过基底82的一个或更多个膜孔90，膜孔90提供内部腔88与发动机构件80热表面84之间的流体连通。在操作期间，冷却流体流C被供应至内部腔88且到膜孔90外，以在热表面84上形成冷却流体(例如，从压缩机抽吸的空气)的薄层或膜，从而相对于热燃烧气流H保护其。尽管图3中示出了仅一个膜孔90，但应当理解的是，发动机构件80可设有以任何期望的构造布置在发动机构件80上的多个膜孔90。

[0136] 应注意的是，在本文中所述的任一实施例中，尽管基底82示为大体上平面的，但应理解的是，基底82对于许多发动机构件80而言中为弯曲的。然而，基底82的曲率与膜孔90的尺寸相比可为很小的，且因此出于论述和例示目的，基底82示为平面的。不管基底82对于膜孔90局部是平面还是弯曲的，热表面和冷却表面84, 86都可如本文中所示地平行于彼此，或可位于非平行平面中。

[0137] 膜孔90可具有设在基底82的冷却表面86上的入口92、设在热表面84上的出口94，和连接入口92和出口94的通路96。通路96大体上限定在上游内表面95与下游内表面97之间，且可包括用于计量冷却流体流C的质量流速的计量区段98，和冷却流体C可扩张来形成更宽的冷却膜的扩散区段100。计量区段98可为通路96的具有正交于穿过通路96的冷却流体流C的方向的最小截面面积的一部分。计量区段98可为通路具有最小截面面积的不连续位置(discrete location)，或通路96的细长区段。扩散区段100相对于穿过通路96的冷却流体流C的方向在计量区段98的下游。扩散区段100可与计量区段98串行流动连通。计量区段98可设在入口92处或其附近，而扩散区段100可限定在出口94处或其附近。如图3中所示，计量区段98具有计量长度Lm，且扩散区段100具有扩散长度LD。在某些实施例中，扩散长度LD比计量长度Lm长(例如，LD≥2Lm)。

[0138] 穿过通路96的冷却流体流C沿着通路96的纵轴线，该纵轴线在本文中也称为中心线102，其穿过计量区段98的截面面积的几何中心。在所示的实施例中，上游内表面95基本上平行于中心线102。中心线102限定相对于局部外部表面切线85的中心线角度α。在特定实施例中，中心线角度α为大约15°到大约50°。下游内表面97相对于中心线102以扩散角度φ延伸，从而有效地加宽通路96，以允许冷却空气扩散到热表面84上。在某些实施例中，扩散角度φ 为0°到大约15°(例如，大于0°到大约15°)。

[0139] 膜孔90可向穿过通路96的冷却流体流C的下游方向倾斜，使得中心线102不正交于热表面84且不正交于冷却表面86。备选地，膜孔90可具有中心线102，该中心线102正交于中心线102穿过的基底82的局部区域中的热表面和冷却表面84, 86中的一者或两者。在其他实施例中，膜孔90的中心线102可不沿热燃烧气流H的方向定向，使得冷却流体流C的向量不同于热燃烧气流H的向量。例如，具有复合角度的膜孔限定冷却流动向量，该向量不但在截面中，而且在自上而下看热表面84的的视图中不同于热燃烧气流向量。

[0140] 膜孔90大体上具有在其中形成圆锥形状的锥形截面。然而，应理解的是，膜孔90可具有为圆形、椭圆形、圆锥形、和其他非矩形形状的截面形状。例如，膜孔90可包括扩散器形状(例如，侧开孔)或在下面更详细地论述的其他特征。

[0141] 出口94包括上游边缘104和下游边缘106，在上游边缘104和下游边缘106处，通路96与基底82的热表面84相交。边缘104, 106可大体上相对于热燃烧气流H的方向限定，其中热燃烧气流H相对于热表面84大体上限定上游方向108和下游方向110，即，经过出口94。上游边缘104大体上面对下游方向110，且下游边缘110大体上面对上游方向108。

[0142] 发动机构件80还设有在基底82的热表面84上的流动调节结构112。流动调节结构112在出口94上游且与其物理地间隔，且构造成中断跨过出口94的热流体流H，以允许冷却流体流C从出口94出现，以更有效地附着于热表面84。

[0143] 在所例示的实施例中，流动调节结构112包括在热表面84中的至少一个凸脊。凸脊112不紧邻出口94，而是由缓冲区114与出口94分开，使得凸脊112不与膜孔90物理地连接。
当在截面中观察时，如图3中所示，凸脊112具有上游边缘116和下游边缘118，从而相对于热燃烧气流H的方向在其间限定长度L3。在一个实施例中，如下文参照图3论述的，长度L3为大约0.5d到大约2d，其中d为从热表面切线85到台肩深度切线117的距离。

[0144] 凸脊112可相对于膜孔90的中心线102居中，且可围绕出口94至少部分地延伸。例如，凸脊112可围绕中心线102前方的上游边缘104的至少大约50%延伸(例如，围绕上游边缘104的至少大约75%)。换言之，凸脊可围绕出口94的上游部分的至少大约90°(即，180°的至少大约50%)延伸，诸如围绕上游部分的至少大约135°。参看图4，凸脊112围绕中心线102前方的上游边缘104的大约100%延伸，以便完全地防护热表面84上的膜孔90的上游边缘104。
如图所示，下游边缘106没有在热表面切线85上方围绕中心线102下游的下游边缘106的至少50%(例如，围绕下游边缘106的至少大约75%)延伸的任何凸脊。

[0145] 凸脊112可围绕出口94的上游部分沿其高度具有变化的高度。在大多数实施例中，如下文参照图3论述的，凸脊112具有从凸脊11的峰部到热表面切线85限定的高度h，该高度h大于0直到大约d，其中d为从热表面切线85到台肩深度切线117的距离。

[0146] 用于导致从出口94出现的冷却流体流C附着于热表面84的凸脊112的构造可至少部分地由凸脊112的截面形状限定。所例示的凸脊112具有在上游边缘与下游边缘116, 118之间大体上凸出或向外弯曲的截面形状。凸脊112的截面形状可保持基本上恒定或可变化。

[0147] 缓冲区114在出口94的上游边缘104与凸脊112的下游边缘118之间延伸。在所示的实施例中，缓冲区114包括在凸脊112下游延伸的台肩115。台肩115凹入到热表面切线85下方，以便在由热表面84限定的热表面切线85下方的台肩深度d处延伸。在基底82由层合CMC材料形成的一个实施例中，台肩深度d可具有一层或更多层的厚度(例如，大约1层到大约5层或板层的厚度)。台肩115限定台肩深度切线117。

[0148] 台肩115限定在出口94的上游边缘104与凸脊112的下游边缘118之间的长度L1。台肩115的长度L1可从非常小使得凸脊112接近出口94变为更大，使得凸脊112与出口94间隔更远。台肩115保持膜孔90的出口94及其引出口形状在功能上分开且与凸脊112间隔。这允许冷却流体流C在遇到可改变此流动的热气体H之前在膜孔90的出口94处完全地形成或散开。在可能的长度L1范围的最大端上，缓冲区114可能不是很远以致于使其对流体流的调节效果无效；因此，最大可能长度L1可取决于冷却流体流C的动量。因此，台肩115的长度L1大体上达到大约3d(例如，大约0.5d到大约3d)，其中d是如参照图3论述的从热表面切线85到台肩深度切线117的距离。

[0149] 不希望受到任何特定理论的限定，相信台肩11相对于在其最脆弱点处(为膜孔上游边缘)与热流体流H的初始相互作用5屏蔽冷却流体流C。台肩115还可在冷却流体C接近出口94时迫使以更表面切向的方式引导冷却流体C，改变检查员说其不渗透到热流体流H中太远。

[0150] 将注意的是，本文中关于本发明的该实施例或任何其他实施例的计量区段98使用的用语“计量直径D”不旨在将计量区段98限于任何特定的截面，其中计量区段98的截面是与穿过通路96的冷却流体流C的方向垂直地确定的。在该实施例中，计量区段98大体上为圆形截面。然而，计量区段98的特定截面形状对于本发明的其他实施例可不同；例如，计量区段98的截面形状可为矩形或椭圆形。对于非圆形计量区段98，计量直径D可为截面的液力直径，其通常限定为四倍的截面面积除以截面周长。对于仍大体上为圆形的每个非常不规则的计量区段98(诸如通常通过冲击激光加工(percussion laser machining)产生的那些)，计量直径D可为可穿过计量区段98而不损坏的最大圆形销的直径。对于也具有不规则表面的非圆形区段，计量直径D可为可穿过而不损坏的适当地定形的最大销的液力直径。对于扩散区段100之前的非直的或非恒定的截面长度，相同的总体限定可用于最小截面面积位置处。

[0151] 如所述，扩散区段100相对于穿过通路96的冷却流体流C的方向在计量区段98的下游，且限定在出口94处或其附近。扩散区段100大体上包括架101，该架101是从上游架点103(限定在下游内表面97与台肩深度切线117相交处)到下游边缘106限定的，在下游边缘106处，架101与热表面84(以大于扩散角度φ的相对于中心线102的角度)合并。架101大体上具有从上游架点103延伸至下游边缘106的长度L2。如参照图3所论述的，架101的长度L2大体上直到大约5d(例如，大约0.5d到大约5d)，其中d为从热表面切线85到台肩深度切线117的距离。不希望受到任何特定理论的限定，相信架101提供较浅区，以用于冷却流体流C在与热流体流H相互作用之前不久沿侧向地扩张。

[0152] 如图4中所示，出口94的下游边缘106由架101与热表面84的合并区域限定。大体上，下游边缘106处的架101的中心线99的任一侧上的宽度可由相对于中心线99的侧向扩散角度β限定。具体而言，侧向扩散角度β从中心线99处的下游边缘106延伸至下游边缘106的各侧上的侧向扩散线109a, 109b。各侧向扩散线109a, 109b从凸脊112的上游边缘116延伸至下游边缘106的最外点107a, 107b。在大多数实施例中，侧向扩散角度β大于0°到大约15°。

[0153] 现在参看图5和6，存在限定在膜孔90的扩散区段100中的两个外叶120a, 120b。外叶120a, 120b中的各个用作扩散机构，从而允许冷却流体流C在从计量区段98至扩散区段100中的过渡部分中侧向地扩张。不期望由任何特定理论限定，相信外叶120a, 120b在与冷却流体流C相关的涡旋与热流体流H相互作用之前改变它们。

[0154] 外叶120a, 120b中的各个具有沿相应的侧向扩散线109a, 109b作为开孔深度B测量的深度，该深度是沿中心线102向下至各外叶120a, 120b的相应基部123a, 123b测得的。开孔深度B可与总体扩散长度LD比较，其在大多数实施例中在长度LD的大约01.到大约0.75之间(即，B为长度LD的大约10%到大约75%)。

[0155] 图6示出了外叶120a, 120b中的各个具有小于或等于计量直径D的开孔有效直径DB。在大多数实施例中，开孔有效直径DB在计量直径D的大约0.5到大约1之间(即，DB为计量直径D的大约50%到大约100%)。

[0156] 图7和8更具体地示出了限定在扩散区段100中的外叶120a, 120b的轮廓，其中架101位于外叶120a, 120b中的各个之间。注意，相应的开孔基部123a和123b可延伸到孔中，使得它们被从图7中的视图隐藏。参看图8，其为在图3和5的上游架点103处截取的扩散区段
100的截面图，外叶120a, 120b定位在扩散区段100的相反端部上，其中架101定位在其间。
外叶120a, 120b大体上限定沿扩散区段100的侧部的开孔，该开孔比架101深。在特定实施例中，对于各外叶120a, 120b的至少大约150°，诸如大约180°到大约270°，外叶120a, 120b沿它们的相应直径由扩散区段100的表面限定(例如，各外叶120a, 120b的大于180°由表面物理地限定)。

[0157] 在特定实施例中，膜孔是利用脉冲激光器，使用连续的螺线运动来产生形状，随后使用冲击钻产生计量来产生的。例如，激光钻孔过程可使用Nd:YAG激光器，但可使用可适于产生期望结果的任何其他激光器。激光器可产生具有预定计量直径D(例如，从大约0.010到大约0.030英寸)的冷却孔口。如图3中所示，可相对于构件的表面以产生中心线角度α相称的角度钻取孔口(例如，大约15°到大约50°)。

[0158] 在一个实施例中，膜孔是在激光的点尺寸与期望的孔尺寸的计量直径D相关的情况下产生的。使激光以螺线运动的形式移动允许如期望那样形成膜孔的截面。激光烧蚀刚好在焦点正下方的CMC材料，从而形成孔口。同时，激光能足以熔化紧邻其的SiC或SiN基质材料。钻孔操作的进行快速地发生，以致于熔化的材料在沿新形成的表面作为重铸材料重新凝固之前仅流动很短的距离，因为来自激光器喷嘴的加压空气有助于冷却其。重铸材料基本上是二氧化硅，二氧化硅沿新形成的孔口的表面形成氧化屏障，以便不会发生沿该表面的CMC材料的退化，因为冷却空气被引入通路中。本领域技术人员将认识到的是，被引入构件中以将其温度维持低于周围环境温度的“冷却空气”可具有超过1700℉的高温。

[0159] 本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何合并的方法。本发明的专利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他实例。如果此类其他实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，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件，则期望此类其他实例在权利要求的范围内。

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