CN102434287A - 带有共形弯曲膜孔的构件及制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种带有共形弯曲膜孔的构件及制造方法。具体而言，提供了一种构件(10)，并且该构件(10)包括至少一个壁部(12)，壁部(12)包括第一表面和第二表面(14，16)。至少一个膜式冷却孔(18)在第一表面与第二表面之间延伸穿过壁部并在第二表面处具有出口区(20)。第二表面在出口区附近具有非平面曲率。膜式冷却孔在出口区处渐缩，使得膜式冷却孔在出口区中的曲率与第二表面的非平面曲率一致，从而形成弯曲出口区。还提供了用于在构件(10)中形成至少一个膜式冷却孔(18)的方法。该方法包括在构件壁部(12)中形成直区段(26)，使得直区段延伸穿过第一表面(14)并使膜式冷却孔渐缩，使得膜式冷却孔在出口区中的曲率与第二表面(16)的非平面曲率一致，从而形成膜式冷却孔的弯曲出口区。
Description
技术领域
本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言涉及其中的膜式冷却。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中被加压并在燃烧器中与燃料混合以用于产生热的燃烧气体。能量从高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)中的气体中获取，高压涡轮给压缩机提供动力，而低压涡轮给涡轮风扇飞行器发动机应用中的风扇提供动力，或给船舶和工业应用的外部轴提供动力。
发动机效率随燃烧气体的温度增加而提高。然而，燃烧气体沿其流动通路加热各种构件，构件继而需要对其冷却以实现较长的发动机寿命。通常，热气体通路构件通过从压缩机放出空气而冷却。该冷却过程会降低发动机效率，因为放出的空气未用于燃烧过程。
燃气涡轮发动机冷却技术很成熟，并且对于冷却回路的各个方面以及各种热气体通路构件中的特征而言包括许多专利。例如，燃烧器包括径向的外衬套和内衬套，它们在操作期间需要冷却。涡轮喷嘴包括被支承在外带体(band)与内带体之间的中空静叶，其也需要冷却。涡轮转子叶片为中空的并且在其中通常包括冷却回路，其中叶片被涡轮护罩包围，涡轮护罩也需要冷却。热燃烧气体通过排气装置排出，排气装置也可有衬里并被合适地冷却。
在所有这些示例性燃气涡轮发动机构件中，高强度超级合金金属的薄金属壁部通常用于提高耐用性，同时最大限度地减小对其冷却的需要。许多冷却回路和特征被定制为用于这些单独构件(在它们处于发动机中的对应环境中)。此外，所有这些构件通常包括共同成排的膜式冷却孔(film cooling hole)。
典型的膜式冷却孔为圆柱形孔，其以较浅的角度倾斜贯穿受热壁部以用于沿壁部的外表面排放冷却空气的膜，以便在操作期间对流动于其上的热燃烧气体提供热隔离。该膜在壁部外表面上以较浅的角度排放，以便最大限度地减小其不期望的吹散(其将导致流分离和膜式冷却效力的损失)的可能。膜式冷却孔通常布置为成排的密集的孔，其在外表面上共同提供大面积的冷却空气覆盖区。然而，提供膜式冷却边界层的完整表面覆盖所需的孔越多，需要的空气也越多，从而降低发动机的效率。
目前，形成于热气体通路构件中的膜式冷却孔利用直孔和直的方面(facet)特征。例如，扩散器形状的孔2被制造成带有处于不同角度的直圆孔4和直形的出口足迹(footprint)6。图1至图4示意性地示出现有技术的扩散膜式冷却孔(diffuser film cooling hole)。图1和图2描绘了现有技术的后置式风扇扩散膜式冷却孔，其中D为直圆孔4的直径，LT为直圆孔4的长度，L为扩散膜式冷却孔的总长度，δ为扩散器的出口部分6的内侧表面5与中心线7之间的角度，而α为中心线7与膜式冷却壁部3的直的外表面8之间的角度。参看图2，β为中心线7与扩散膜式冷却孔的出口部分6的内侧表面5之间的角度。如可从图1和图2中看到的那样，现有技术的后置式风扇扩散膜式冷却孔使用沿膜孔和流的方向的直表面的方面。同样，图3和图4示意性地描绘了现有技术的风扇扩散膜式冷却孔(也由参考标号2表示)，并且相同的参考标号被用来表示图1至图4中的对应特征。如可从图3和图4中看到的那样，现有技术的风扇扩散膜式冷却孔也使用沿膜孔和流的方向的直表面的方面。图1至图4中所示的常规风扇扩散冷却孔通常利用常规电极通过放电加工(EDM)形成。
对于在热气体通路构件的弯曲表面上带有出口部分的常规膜式冷却孔而言，这些直表面的方面导致较大的喷射角和显著的膜吹散。因此，需要提供带有减少的膜吹散的膜式冷却孔以用于带有膜式冷却弯曲表面的热气体通路构件。
发明内容
本发明的一个方面在于一种包括至少一个壁部的构件，该壁部包括第一表面和第二表面。至少一个膜式冷却孔在第一表面与第二表面之间延伸穿过壁部并且在构件壁部的第二表面处具有出口区。构件壁部的第二表面在出口区附近具有非平面曲率。膜式冷却孔在出口区处渐缩，从而使得膜式冷却孔在出口区中的曲率与构件壁部的第二表面的非平面曲率一致，从而形成弯曲出口区。
本发明的另一方面在于一种在构件中形成至少一个膜式冷却孔的方法，该构件具有至少一个包括第一表面和第二表面的壁部。第二表面在膜式冷却孔的出口区附近具有非平面曲率。该方法包括：在构件壁部中形成直区段，从而使得该直区段延伸穿过构件壁部的第一表面，以及，使膜式冷却孔渐缩，从而使得膜式冷却孔在出口区中的曲率与构件壁部的第二表面的非平面曲率一致，从而形成膜式冷却孔的弯曲出口区。
附图说明
当参照附图来阅读下述详细描述时，本发明的这些与其它特征、方面和优点将变得更好理解，所有附图中的相似标号表示相似的部件，在附图中：
图1示出了现有技术的后置式风扇扩散膜式冷却孔，其带有沿膜孔和流的方向的直表面的方面；
图2为图1的后置式风扇扩散膜式冷却孔的顶视图投影；
图3示出了现有技术的带有沿膜孔和流的方向的直表面的方面的风扇扩散膜式冷却孔；
图4为图3的风扇扩散膜式冷却孔的顶视图投影；
图5示出了根据本发明的方面的膜式冷却孔，其带有与构件壁部的外表面的凸曲率一致的弯曲出口区；
图6描绘了图5的膜式冷却孔的额外的方面；
图7示意性地描绘了根据本发明的方面的膜式冷却孔，其带有形成于构件壁部中的弯曲出口区，该构件壁部包括带有保护涂层系统的金属基底；
图8示出了带有与构件壁部的外表面的凹曲率一致的弯曲出口区的膜式冷却孔；
图9以框图形式示意性地描绘了具有多种构件的示例性燃气涡轮发动机，这些构件各自包括至少部分地通过成排的膜式冷却孔冷却的受热壁部；
图10示出了根据本发明的方面的两个膜式冷却孔，其带有与构件壁部的外表面的局部凸曲率一致的弯曲出口区；
图11示意性地描绘了带有椭圆形开口的膜式冷却孔；以及
图12为从顶部观察的图5中所示的膜式冷却孔的投影。
项目清单
2常规膜式冷却孔
3膜式冷却壁部
4直圆孔
5常规膜式冷却孔的内侧表面
6直形出口足迹
7直圆孔的中心线
8膜式冷却壁部的直的外表面
10构件
11金属基底
12构件壁部
13保护涂层
14构件壁部的第一表面
16构件壁部的第二表面
18膜式冷却孔
20膜式冷却孔的出口区
22膜式冷却孔的内侧表面
24膜式冷却孔的外侧表面
26膜式冷却孔的直区段
28直区段与弯曲出口区之间的过渡点
30终点
32给定点
40椭圆形开口
100燃气涡轮发动机
112纵向或轴向中心轴线
114风扇
116多级轴向压缩机
118环形燃烧器
120涡轮喷嘴
122第一级涡轮
124低压涡轮
126排气衬套
128环境空气
130热燃烧气体
132人字形出口
133冷却剂空气
134入口孔
具体实施方式
用语“第一”、“第二”等在这里并不表示任何顺序、数量或重要程度，而是用于将一个元件与另一元件区分开。用语“一”和“一个”并不表示数量限制，而是表示存在至少一个所涉及的项目。结合数量使用的修饰语“大约”包括所规定的值，并且具有由上下文所指示的意义(例如包括与特定数量的测量值相关联的误差程度)。此外，用语“组合”包括调混物、混合物、合金、反应产物等。
此外，在本说明书中，后缀“(s)”通常意图包括其所修饰的用语的单数和复数，因而包括一个或多个该用语(例如，“通道孔”可包括一个或多个通道孔，除非另外规定)。整个说明书中对“一个实施例”、“另一实施例”、“一实施例”等的引用意指结合该实施例描述的特定元件(例如特征、结构和/或特点)被包括在本文所述的至少一个实施例中，并且可存在或可不存在于其它实施例中。此外，应当理解，所述发明特征可在各种实施例中以任何合适方式组合。
在图9中示意性地示出了燃气涡轮发动机100，其关于纵向轴线或轴向中心轴线112轴对称。该发动机包括串流连通的风扇114、多级轴向压缩机116和环形燃烧器118，随后依次是高压涡轮(HPT)和低压涡轮(LPT)。HPT包括涡轮喷嘴120，该涡轮喷嘴120具有被支承在内喷嘴带体和外喷嘴带体中的成排的中空定子静叶。第一级涡轮122在第一级涡轮喷嘴之后，并且包括从支承转子盘沿径向向外延伸且被环形涡轮护罩包围的成排的中空转子叶片。LPT 124在HPT之后，并且包括额外的喷嘴和转子叶片，其可包括或可不包括内部冷却回路，这取决于发动机的设计。对于所示的布置，排气衬套126在LPT 124之后。
在操作期间，环境空气128通过风扇114加压，并且其下部部分进入压缩机116中以用于另外加压，同时外部部分从风扇出口排放以用于在涡轮风扇发动机应用中提供推力。在压缩机中加压的空气在燃烧器中与燃料混合以用于产生热燃烧气体130。燃烧气体流过各涡轮叶片级，涡轮叶片级从其中获取能量以用于在操作期间给压缩机和风扇提供动力。
应当注意的是，图9中示出的涡轮风扇发动机100可具有任何常规构造和操作，但其如本文所述那样被改进以提供改进的膜式冷却。上文公开的不同热气体通路发动机构件中的任意一个或多个可适于在操作期间通过将一部分加压空气从压缩机116放出而冷却。
热气体通路构件通常包括薄壁部12，薄壁部12的一部分在图9中被显示为表示其中可使用膜式冷却的发动机的各种构件。薄壁部12可由常规超级合金金属(例如钴基材料)形成，其在升高的温度下具有高强度，由于来自热燃烧气体130的加热在燃气涡轮发动机的操作中经历该升高的温度。更具体而言，经受高温并且需要冷却的任何基底可用于本发明。示例包括陶瓷或金属基材料。可形成薄壁部12的金属或金属合金的非限制性示例包括钢、铝、钛；难熔金属(例如钼)；以及，超级合金，例如基于镍、钴或铁的那些。薄壁部12还可由复合材料(例如硅化铌金属间复合物)形成。
壁部12的厚度将取决于包括其的物品而变化。在许多情形中，例如，对于许多航空构件，壁部具有处于大约0.020英寸至大约0.150英寸(508微米至大约3810微米)的范围内的厚度。对于陆基构件而言，壁部通常具有处于大约0.050英寸至大约0.300英寸(1270微米至大约7620微米)的范围内的厚度。
对于图9中所示的布置，膜式冷却孔18采用人字形膜式冷却孔18的形式。然而，这仅为一个示例，并且本发明包括其它膜式冷却孔构造，例如扩散器和椭圆布置。图9以平面图示出构件壁部12的一部分。如图所示，构件壁部12具有相对的内壁表面14和外壁表面16。壁部12的内表面或内侧表面14形成设置在构件中的合适冷却回路的外边界，该构件接收从压缩机放出的空气。外表面16在操作期间经受热燃烧气体130并且需要合适的膜式冷却保护。下文论述了所示的人字形膜式冷却孔18的方面。
图9中所示的示例性构件壁部12的形式可为内燃烧器衬套或外燃烧器衬套、涡轮喷嘴静叶、涡轮喷嘴带体、涡轮转子叶片、涡轮护罩或排气衬套(对于典型示例)，它们在其中利用不同形式的膜式冷却。
本发明的热气体通路构件实施例参照图5、图6和图12而描述。例如，如图5中所示，构件10包括至少一个壁部12，该壁部12包括第一表面14和第二表面16。至少一个膜式冷却孔18在第一表面14与第二表面16之间延伸穿过壁部12，并且在构件壁部12的第二表面16处具有出口区20。例如，如图5中所示，构件壁部的第二(外部)表面16在出口区20附近具有非平面曲率，并且膜式冷却孔18在出口区20处渐缩，从而使得出口区20中的膜式冷却孔18的曲率与构件壁部12的第二表面16的非平面曲率一致，因而形成弯曲出口区20。因为出口区对于膜孔的总体冷却效力很关键，所以，本发明通过使用沿流动方向限定膜孔的出口足迹(形状)的弯曲表面而增强膜孔的冷却。
对于图5中所示的布置，膜式冷却孔18具有内侧表面22和外侧表面24，并且构件壁部12的第二(外部)表面16在出口区20附近是凸形的。如图5中所示，膜式冷却孔18的内侧表面22在出口区20处渐缩以形成弯曲出口区20。更具体而言，例如，如图5和图6中所示，膜式冷却孔20包括直区段26和弯曲出口区20。另外参见图12，其为从顶部观察的图5中所示的膜式冷却孔的投影。参考字母A、B和C指示图5和图12的对应区域。如图6中所示，直区段26与弯曲出口区20之间的过渡发生在过渡点28处。膜式冷却孔18的局部曲率半径R’在过渡点28处开始从无穷值过渡至构件壁部12的第二(外部)表面16在出口区20中的非平面曲率。如本文所用的用语“无穷”应被理解为还包括对应于与直区段26内的完全直的内侧表面22有略微偏差的非常大的值，这可由于直区段26的加工工艺而出现。根据更特定的布置，弯曲出口区在终点30(例如如图6中所示的那样)处终止，并且膜式冷却孔18在给定点32处的局部曲率半径R’(例如如图6中所示的那样)根据下面的公式从过渡点28过渡至终点30：
R’＝FSmax[R(Smax-S)]， 公式1
其中，F为标量调整系数，Smax为过渡点28与终点30之间的表面距离，并且S为终点30与给定点32之间的距离。
图8中示出另一示例性膜式冷却构造。对于图8中所示的示例性布置，膜式冷却孔18具有内侧表面22和外侧表面24，并且构件壁部12的第二(外部)表面16在出口区20附近是凹形的。例如，如图8中所示，膜式冷却孔18的内侧表面22在出口区20处渐缩以形成弯曲出口区20。更具体而言，对于图8中所示的示例性布置，膜式冷却孔18包括直区段26和弯曲出口区20。如图8中所示，直区段26与弯曲出口区20之间的过渡发生在过渡点28处(例如如图8中所示的那样)。如这里使用的那样，膜式冷却孔18的局部曲率半径R’从构件的外部限定(例如如图8中所示的那样)。对于图8中所示的布置，膜式冷却孔18的局部曲率半径R’在过渡点28处开始从无穷值过渡至构件壁部12的第二表面16在出口区20中的非平面曲率。根据更特定的布置，弯曲出口区在终点30处终止，并且膜式冷却孔18在给定点32处的局部曲率半径R’根据公式式(1)从过渡点28过渡至终点30。
尽管其中许多图为了图示简单而仅示出单个冷却孔，但本发明还包括多个冷却孔布置。图10示出了两个膜式冷却孔，其带有与构件壁部的外表面的局部凸曲率一致的弯曲出口区。对于这种多孔布置，多个膜式冷却孔18在第一表面14与第二表面16之间延伸穿过壁部12。类似于上文参照图5、图6和图8论述的布置，其中每个膜式冷却孔18在构件壁部12的第二表面16处具有相应的出口区(通过图5、图6和图8中的参考标号20示出)。如图10中所示，构件壁部12的第二表面16的非平面曲率R1、R2在膜式冷却孔18的其中至少两个出口区20附近是不同的。换言之，其中至少两个冷却孔具有不同的非平面曲率值，从而使得对于至少这两个冷却孔R1≠R2。另外地并且如图10中所示，其中至少两个膜式冷却孔18的相应内侧表面22不同地渐缩，从而使得相应膜式冷却孔的曲率R1’、R2’与相应弯曲出口区20内的第二表面的相应非平面曲率R1、R2一致。图10中示出了这种多孔、多曲率布置的一个示例，其中R1≠R2。对于该布置，构件壁部12的外表面16的曲率R1、R2在构件10上从一个位置到另一位置是变化的。同样，相应的膜式冷却孔的曲率R1’、R2’也不同。(即，对于该布置，R1’≠R2’。)有利地，该布置减少膜吹散，从而提高构件的冷却效力。
对于其它多孔构造，多个膜式冷却孔18在第一表面14与第二表面16之间延伸穿过壁部12。类似于上文参照图5、图6和图8论述的布置，其中每个膜式冷却孔18在构件壁部12的第二表面16处具有相应的出口区20。对于该特定构造，膜式冷却孔18的内侧表面22相同地渐缩。对于R1＝R2和R1’＝R2’的情况，该布置也由图10示出。
如上文所述并如图7中示意性地示出的那样，对于许多应用，构件壁部12包括金属基底11。可形成薄壁部12的金属或金属合金的非限制性示例包括钢、铝、钛；难熔金属(例如钼)；以及，超级合金，例如基于镍、钴或铁的那些。对于图7中所示的示例性构造，构件壁部12还包括设置在至少一部分金属基底11上的至少一个保护涂层13。更具体而言，构件壁部12包括保护涂层系统(其也由图7中的参考标号13示出)。保护涂层系统13通常包括多个涂覆层，例如一层或多层粘结涂层和陶瓷涂层，例如热障涂层。还可使用用于许多用途的涂层。通常，采用提供热防护和/或氧化防护的涂层。作为一个示例，陶瓷涂层13可应用于金属基底11，例如氧化锆材料(例如氧化钇稳定的二氧化锆)形成的热障涂层(TBC)。在涡轮叶片的许多情况下，结合层首先被施加到叶片表面上，例如，金属铝化物或MCrAlY材料，其中“M”可为铁、镍、钴或其混合物。对于特定构造，弯曲出口区20位于热障涂层13中。然而，对于图7中所示的示例性布置，弯曲出口区20延伸到基底11中。对于图7中所示的示例性布置，膜式冷却孔20包括直区段26和弯曲出口区20，并且直区段26与弯曲出口区20之间的过渡发生在位于金属基底11中的过渡点28处，从而使得弯曲出口区20延伸穿过热障涂层13到金属基底11中。
膜式冷却孔18可采用下文参照图5、图9和图11所论述的多种形式。图9的下部为构件壁部的外表面的透视图，示出了三个人字形膜式冷却孔的大致出口区，膜式冷却孔延伸穿过构件壁部。对于图9中所示的示例性构造，其中每个膜式冷却孔18包括人字形膜式冷却孔。对于图9的示例性布置，每个膜式冷却孔18纵向地延伸穿过壁部12，并且沿着孔纵向地发散并跨过孔的宽度侧向地发散。因此，每个孔从齐平设置于构件壁部12的内表面14处的入口(未在图9中示出)延伸至齐平设置于构件壁部12的外表面16处的人字形出口132。来自压缩机的加压空气的一部分被引导穿过人字形膜式冷却孔18作为冷却剂空气133，在人字形出口132处离开。对于图9所示的布置，其中每个人字形膜式冷却孔18包括入口孔134。该孔从其入口端至其出口端通常具有基本恒定的流区域。该孔本身可被认为是人字形膜式冷却孔18的保持圆柱形或基本圆柱形的部分，即，在人字形出口开始之前。换句话说，入口孔134类似于例如上文参照图5至图8所述的直区段26。
对于其它构造，其中每个膜式冷却孔18包括扩散膜式冷却孔。图5示出了示例性扩散膜式冷却孔布置。
对于某些构造，其中每个膜式冷却孔18具有椭圆形开口40。图11中示出了该布置。对于所示的布置，膜式冷却孔18为圆形的，从而使得开口40为椭圆形的，其中椭圆随着曲率而延长。
上述膜式冷却孔对于热气体通路构件(例如涡轮翼形件)的弯曲区域特别有用，其中直表面的方面(如上文参照图1至图4所述的那些)将导致较高的喷射角和显著的膜吹散。通过使用弯曲表面来限定沿流动方向的膜孔的出口足迹(形状)，本发明的膜式冷却孔提供改善的膜附着，并且因此提供改善的冷却效力。
参看图5、图6、图8和图12描述了形成构件10中的至少一个膜式冷却孔18的方法。如上文参照图5所述，构件10具有至少一个壁部12，该壁部12包括第一表面14和第二表面16。如图5中所示，第二表面在膜式冷却孔18的出口区20附近具有非平面曲率。该方法包括在构件壁部12中形成直区段26，从而使该直区段26延伸穿过构件壁部12的第一表面14，以及使膜式冷却孔18渐缩，从而使得出口区20中的膜式冷却孔18的曲率与构件壁部12的第二表面16的非平面曲率一致，因而形成膜式冷却孔18的弯曲出口区20。可使用多种技术来完成这些步骤。
本发明的膜式冷却孔可使用选定类型的设备通过若干特别的技术成功地形成。这些技术可包括水喷射切割系统、放电加工(EDM)系统和激光钻孔系统。这些系统中的每个系统在共同受让的美国专利申请序列No.12/790,675“包括人字形膜式冷却孔的物品及相关工艺”中被描述，其通过引用而被全部包括到本文中。
对于某些实施例，形成直区段26的步骤包括对构件壁部钻孔，其中膜式冷却孔18具有内侧表面22和外侧表面24，并且，其中，使膜式冷却孔20渐缩的步骤包括下列至少一项：在出口区20中在内侧表面18上扫描激光，在出口区20中在内侧表面18处选择性地引导研磨液体射流(例如研磨水射流，即，其中分散有研磨颗粒的水)，以及，在出口区20中在内侧表面18上执行EDM操作。
许多钻孔技术可用于形成直区段26。例如，可使用激光钻孔设备。对于特定构造，激光源产生至少一个脉冲激光束。这样的系统在2009年5月5日提交的共同受让的美国专利申请序列No.12/435,547(Bunker等人)中被描述，其通过引用而被全部包括到本文中。通常，脉冲激光束可具有小于大约50微秒的脉冲持续时间，单脉冲能量小于大约0.1焦耳，并且重复率大于大约1000赫兹。该系统还可包括多个其它元件，例如联接至激光源的控制子系统，该激光源构造成使基底的位置与脉冲持续时间和能量水平同步。当通过施加于基底上的涂层来形成膜式冷却孔和弯曲出口孔几何形状时，这样的控制子系统是有利的。
当膜孔18的直区段26通过激光钻孔形成时，本发明是特别有用的。通常，使用高功率激光钻孔(例如使用毫秒激光)使制造者相对于局部表面切线以高于预期的角度应用膜孔。因此，带有直表面的方面(如上文参照图1至图4所述的那些)的孔具有特别高的喷射角并且因此相当大的膜吹散。相对于常规直方面的激光钻孔的冷却孔，使用弯曲表面来限定沿流动方向的膜孔的出口足迹(形状)提供显著改善的膜附着。
此外，膜式冷却孔18的直区段26可使用EDM技术形成。EDM技术是本领域中公知的，并且在许多参考文献(例如美国专利6,969,817(Martin Kin-Fei Lee等))中被描述，该专利通过引用而被全部包括到本文中。该技术有时被称为“EDM铣削”、“电火花加工”或“电火花腐蚀”。通常，EDM可被用来通过一系列快速再现的电流放电在基底或工件中获得所期望的形状。放电发生于被电介质液体分开并经受电压的两个电极之间。
如上文所述，膜式冷却孔可使用许多技术来渐缩，包括在出口区20中在内侧表面18上扫描激光，在出口区20中在内侧表面18处选择性地引导研磨液体射流，以及，在出口区20中在内侧表面18上执行EDM操作。合适的激光钻孔和EDM系统在上文中被描述，并且在前文提到的美国专利申请序列No.12/790,675中被更详细地阐述，该申请还描述了水喷射工艺。如美国专利申请序列No.12/790,675中所述，通常，水喷射工艺使用悬浮于高压水流中的高速研磨颗粒流(例如，研磨“砂粒”)。水压可较大地变化，但通常在大约5,000至90,000磅/平方英寸(psi)的范围内。可使用许多研磨材料，例如石榴石、氧化铝、碳化硅和玻璃珠。不同于在金属上使用的一些其它切割工艺，水喷射工艺不涉及将基底加热至任何显著程度。因此，在基底表面上没有“热影响区域”形成，“热影响区域”将另外不利地影响通道孔的预期出口几何形状。
水喷射系统可包括多轴线计算机数字控制(CNC)单元。该CNC系统是本领域中公知的，并且允许切割工具沿若干X、Y和Z轴以及旋转轴线运动。
对于图5、图6和图12中所示的示例性构造，构件壁部的第二表面16在弯曲出口区20附近是凸形的。对于特定布置，使膜式冷却孔20渐缩的步骤还包括控制激光扫描、研磨液体射流或EDM操作，从而使得膜式冷却孔18在给定点32处的局部曲率半径R’根据公式(1)从过渡点28过渡至弯曲出口区20的终点30。
对于图8中所示的示例性构造，构件壁部的第二表面16在弯曲出口区20附近是凹形的。对于特定布置，使膜式冷却孔20渐缩的步骤还包括控制激光扫描、研磨液体射流或EDM操作，从而使得从构件外部(例如如图8中所示的那样)限定的膜式冷却孔18在给定点32处的局部曲率半径R’根据公式(1)从过渡点28过渡至弯曲出口区20的终点30。
除了其改善的冷却效力之外，本发明的膜式冷却孔相对于常规的直的方面冷却孔而言提供额外的益处。为了减少膜吹散，常规膜孔在热气体通路构件上的布置目前被翼形件曲率限制。即，常规膜孔通常位于带有相对较低的翼形件弯曲的区域中以减少膜吹散。然而，通常期望在热气体通路构件的高弯曲部分上包括膜式冷却。有利的是，由于膜式冷却孔18的出口区与构件(例如翼形件或端壁)的表面曲率一致，所以孔可位于高翼形件(或端壁)弯曲的区域中。
尽管本文仅示出和描述了本发明的某些特征，但本领域技术人员将想到许多变型和修改。因此，应当理解，所附权利要求意图覆盖落入本发明的实际精神内的所有这样的变型和修改。
Claims (10)
1.一种构件(10)，包括：
至少一个壁部(12)，所述至少一个壁部(12)包括第一表面(14)和第二表面(16)，
其中，至少一个膜式冷却孔(18)在所述第一表面与所述第二表面(14，16)之间延伸穿过所述壁部(12)并且在所述构件壁部(12)的第二表面(16)处具有出口区(20)，
其中，所述构件的第二表面(16)在所述出口区(20)附近具有非平面曲率，并且
其中，所述膜式冷却孔(18)在所述出口区(20)处渐缩，从而使得所述膜式冷却孔(18)在所述出口区(20)中的曲率与所述构件壁部(12)的第二表面(16)的非平面曲率一致，从而形成弯曲的出口区(20)。
2.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述膜式冷却孔(18)具有内侧表面(22)和外侧表面(24)，
其中，所述构件壁部的第二表面(16)在所述出口区(20)附近是凸形的，
其中，所述膜式冷却孔(18)的内侧表面(22)在所述出口区(20)处渐缩以形成所述弯曲出口区(20)，
其中，所述膜式冷却孔(20)包括直区段(26)和所述弯曲出口区(20)，
其中，所述直区段(26)与所述弯曲出口区(20)之间的过渡发生在过渡点(28)处，并且
其中，所述膜式冷却孔(18)的局部曲率半径R’在所述过渡点(28)处开始从无穷值过渡至所述构件壁部(12)的第二表面(16)在所述出口区(20)中的非平面曲率。
3.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述膜式冷却孔(18)具有内侧表面(22)和外侧表面(24)，
其中，所述构件壁部的第二表面(16)在所述出口区(20)附近是凹形的，
其中，所述膜式冷却孔(18)的内侧表面(22)在所述出口区(20)处渐缩以形成所述弯曲出口区(20)，
其中，所述膜式冷却孔(18)包括直区段(26)和所述弯曲出口区(20)，
其中，所述直区段(26)与所述弯曲出口区(20)之间的过渡发生在过渡点(28)处，并且
其中，所述膜式冷却孔(18)的局部曲率半径R’从所述构件的外部限定，并且在所述过渡点(28)处开始从无穷值过渡到所述构件壁部(12)的第二表面(16)在所述出口区(20)中的非平面曲率。
4.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，多个膜式冷却孔(18)在所述第一表面与所述第二表面(14，16)之间延伸穿过所述壁部(12)，其中每个所述膜式冷却孔(18)在所述构件壁部(12)的第二表面(16)处具有相应的出口区(20)，
其中，所述构件壁部(12)的第二表面(16)的非平面曲率R1、R2在所述膜式冷却孔的其中至少两个出口区(20)的附近是不同的，并且
其中，所述膜式冷却孔(18)的其中至少两个的相应内侧表面(22)不同地渐缩，从而使得相应的膜式冷却孔的曲率R1’、R2’与相应的弯曲出口区(20)内的第二表面的相应非平面曲率R1、R2一致。
5.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，多个膜式冷却孔(18)在所述第一表面(14)与所述第二表面(16)之间延伸穿过所述壁部(12)，其中每个所述膜式冷却孔(18)在所述构件壁部(12)的第二表面(16)处具有相应的出口区(20)，
其中，所述膜式冷却孔(18)的内侧表面(22)相同地渐缩。
6.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述构件壁部(12)包括金属基底(11)以及设置在所述金属基底(11)的至少一部分上的至少一个保护涂层(13)，并且，其中，所述弯曲出口区(20)位于热障涂层(13)中。
7.根据权利要求1所述的构件(10)，其特征在于，所述构件壁部(12)包括金属基底(11)以及设置在所述金属基底(11)的至少一部分上的至少一个保护涂层(13)，
其中，所述膜式冷却孔(20)包括直区段(26)和所述弯曲出口区(20)，并且
其中，所述直区段(26)与所述弯曲出口区(20)之间的过渡发生在位于所述金属基底(11)中的过渡点(28)处，从而使得所述弯曲出口区(20)延伸穿过所述热障涂层(13)到所述金属基底(11)中。
8.一种在构件(10)中形成至少一个膜式冷却孔(18)的方法，所述构件(10)具有包括第一表面(14)和第二表面(16)的至少一个壁部(12)，其中，所述第二表面在所述膜式冷却孔(18)的出口区(20)附近具有非平面曲率，所述方法包括：
在所述构件壁部(12)中形成直区段(26)，从而使得所述直区段延伸穿过所述构件壁部(12)的第一表面(14)；以及
使所述膜式冷却孔(18)渐缩，从而使得所述膜式冷却孔(18)在所述出口区(20)中的曲率与所述构件壁部(12)的第二表面(16)的非平面曲率一致，从而形成所述膜式冷却孔(18)的弯曲出口区(20)。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述形成所述直区段(26)的步骤包括对所述构件壁部钻孔，其中，所述膜式冷却孔(18)具有内侧表面(22)和外侧表面(24)，其中，所述使所述膜式冷却孔(20)渐缩的步骤包括下列至少一项：
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)上扫描激光，
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)处选择性地引导研磨液体射流，以及
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)上执行放电铣削(EDM)操作，
其中，所述构件壁部的第二表面(16)在所述弯曲出口区(20)附近是凸形的，并且，其中，所述使所述膜式冷却孔(20)渐缩的步骤还包括控制所述激光扫描、研磨液体射流或EDM操作，从而使得所述膜式冷却孔(18)在给定点(32)处的局部曲率半径R’根据公式R’＝FSmax[R/(Smax-S)]从过渡点(28)过渡至所述弯曲出口区(20)的终点(30)，其中F为标量调整系数，Smax为所述过渡点(28)与所述终点(30)之间的表面距离，并且S为所述终点(30)与所述给定点(32)之间的距离。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述形成所述直区段(26)的步骤包括对所述构件壁部钻孔，其中，所述膜式冷却孔(18)具有内侧表面(22)和外侧表面(24)，并且，其中，所述使所述膜式冷却孔(20)渐缩的步骤包括下列至少一项：
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)上扫描激光，
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)处选择性地引导研磨液体射流，以及
在所述出口区(20)中在所述内侧表面(18)上执行放电铣削(EDM)操作，
其中，所述构件壁部的第二表面(16)在所述弯曲出口区(20)附近是凹形的，并且，其中，所述使所述膜式冷却孔(20)渐缩的步骤还包括控制所述激光扫描、研磨液体射流或EDM操作，从而使得从所述构件外部限定的所述膜式冷却孔(18)在给定点(32)处的局部曲率半径R’根据公式R’＝FSmax[R/(Smax-S)]从过渡点(28)过渡至所述弯曲出口区(20)的终点(30)，其中F为标量调整系数，Smax为所述过渡点(28)与所述终点(30)之间的表面距离，并且S为所述终点(30)与所述给定点(32)之间的距离。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20240103 Address after: Swiss Baden Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD. Address before: New York, United States Patentee before: General Electric Co. |
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| TR01 | Transfer of patent right |