CN103069112A - 涡轮发动机中的薄膜冷却部件壁 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮发动机中的部件壁。所述部件壁包括基板、槽以及多个冷却通道。所述基板具有第一表面和与该第一表面相对的第二表面。所述槽位于第二表面中并且由第一和第二表面之间的底表面、第一侧壁以及与第一侧壁间隔的第二侧壁来确定。第一侧壁从所述槽的底表面径向向外连续地延伸至第二表面。第一侧壁包括多个朝第二侧壁延伸的第一突出部分。所述冷却通道从第一表面延伸穿过所述基板至所述槽的底表面。所述冷却通道的出口布置于所述槽中，使得所述冷却通道排出的冷却空气导向所述第一突出部分中的相应突出部分。

Description

涡轮发动机中的薄膜冷却部件壁
技术领域
本发明涉及涡轮发动机，更具体地，涉及设置于诸如用于燃气涡轮发动机中的翼面的侧壁之类的部件侧壁中的薄膜冷却通道。
背景技术
在诸如燃气涡轮发动机之类的涡轮机中，空气在压缩机中加压后与燃料混合并且在燃烧室中燃烧，以产生高温燃烧气体。所述高温燃烧气体在发动机的涡轮机中膨胀，其中能量被提取，以驱动压缩机并且提供用于发电的输出动力。所述高温燃烧气体穿过一系列的涡轮机级。涡轮机级可包括成排的固定翼面(也就是导向叶片)，接着是成排的旋转翼面(也就是涡轮叶片)，其中涡轮叶片从高温燃烧气体中提取能量来驱动压缩机并且提供输出动力。
由于当高温燃烧气体经过涡轮机时翼面(也就是导向叶片和涡轮叶片)直接暴露于高温燃烧气体，因此所述翼面通常设有引导诸如压缩机泄放空气之类的冷却剂的内部冷却回路，所述回路穿过所述翼面并且穿过所述翼面表面周围的薄膜冷却孔。例如，薄膜冷却孔一般设置于所述翼面的壁中来引导冷却空气穿过所述壁，以将所述空气排放到所述翼面之外，从而形成薄膜冷却空气层来保护所述翼面免受高温燃烧气体损坏。
薄膜冷却效果与正在被冷却的表面处的薄膜冷却流体的集中度有关。通常，冷却效果越强，所述表面的冷却效率越高。冷却效果的降低会导致使用更大量的冷却空气来维持一定的冷却能力，这会导致发动机效率降低。
发明内容
根据本发明的第一方面，涡轮发动机中设置了部件壁。所述部件壁包括基板、槽以及多个冷却通道。所述基板具有第一表面和与该第一表面相对的第二表面。所述槽位于第二表面中并且由第一和第二表面之间的底表面、第一侧壁以及与第一侧壁间隔的第二侧壁来确定。第一侧壁从所述槽的底表面径向向外连续地延伸至第二表面。第一侧壁包括多个朝第二侧壁延伸的第一突出部分。所述冷却通道从第一表面延伸穿过所述基板至所述槽的底表面。所述冷却通道的出口布置于所述槽中，使得通过所述出口从所述冷却通道排出的冷却空气导向第一侧壁的相应第一突出部分。
根据本发明的第二方面，涡轮发动机中设置了部件壁。所述部件壁包括基板、槽以及多个冷却通道。所述基板具有第一表面和与该第一表面相对的第二表面。所述槽位于第二表面中并且由第一和第二表面之间的底表面、第一侧壁以及与第一侧壁间隔的第二侧壁来确定。第一侧壁包括多个朝第二侧壁延伸的第一突出部分，并且第二侧壁包括多个朝第一侧壁延伸的并且位于相邻的第一突出部分之间的第二突出部分。所述冷却通道从第一表面延伸穿过所述基板至所述槽的底表面。所述冷却通道的出口布置于所述槽中，使得自所述出口从所述冷却通道排出的冷却空气导向第一侧壁的相应第一突出部分。
根据本发明的第三方面，提供了用于在涡轮发动机的部件壁中形成槽的方法。所述部件壁的内层的外表面覆盖有可去除材料，以确定将要形成于所述部件壁中的槽的形状。所述可去除材料堵住至少一个延伸穿过所述部件壁内层的冷却通道的出口。所述可去除材料构造成使得将要形成的槽的至少一个突出部分将与相应冷却通道出口对齐。安置材料于所述内层的外表面上，以在所述内层上方形成所述部件壁的外层。从所述部件壁上移除可去除材料，使得槽形成于所述部件壁中的可去除材料之前所处的区域。所述槽由底表面、第一侧面和第二侧面确定。所述底表面对应于所述部件壁内层的外表面中的可去除材料之前所处的表面区域。第一侧壁由形成所述部件壁的外层的材料确定。第二侧壁与第一侧壁间隔，并且由形成所述部件壁的外层的材料确定。第一侧壁包括至少一个与相应冷却通道出口对齐的突出部分，该至少一个突出部分朝第二侧壁延伸。移除可去除材料打开了所述至少一个冷却通道的出口，使得冷却空气能够经过所述冷却通道并且从所述冷却通道的出口朝第一侧壁的相应突出部分排出。
附图说明
尽管权利要求书概括总结了说明书，特别指出并且清楚地声明了本发明所要求的权利，但是从下面结合附图的描述中本发明将得以更好地理解，其中相似的附图标记表示相似的元件，其中：
图1是根据本发明实施例的薄膜冷却部件壁一部分的透视图；
图2是图1中所示的薄膜冷却部件壁的横截面视图；
图3是图1中所示的薄膜冷却部件壁的平视横截面视图；
图4示出了用于在根据本发明实施例的部件壁中形成槽的方法；
图4A示出了用于图1中所示的薄膜冷却部件壁的形成的可去除材料；并且
图5至8是根据本发明另外的实施例的薄膜冷却部件壁的正视图。
具体实施方式
在下面的优选实施例的详细说明中，参考了形成本说明书一部分的附图，并且其中本发明得以实施的特定优选实施例是通过示例性方式而非限制性方式示出的。应当理解的是，也可以利用其它实施例，并且在不脱离本发明的精神和范围的条件下作出改变。
参照图1，示出了根据本发明的实施例的薄膜冷却部件壁10。部件壁10可包括诸如翼面之类的涡轮发动机中的部件的一部分，即，旋转的涡轮叶片或固定叶片、燃烧衬套及排气喷嘴等。
部件壁10包括具有第一表面14和第二表面16的基板12。第一表面14可称为“冷”表面，因为第一表面14可暴露于冷却气体，而第二表面16可称为“热”表面，因为第二表面16可在作业期间暴露于高温燃烧气体。所述燃烧气体在发动机作业期间可具有高达约2,000°C的温度。在所示实施例中，第一表面14和第二表面16对置并且大体上彼此平行。
根据部件壁10的应用，形成基板12的材料可以改变。例如，对于涡轮发动机部件，基板12优选包括能够承受所述发动机的各部分中产生的典型作业条件的材料，诸如陶瓷和金属基材料，例如钢或镍、钴、或铁基高温合金等。
参照图2，基板12可包括一个或多个层，并且在所示实施例中基板12包括内层18A、外层18B以及在内层18A和外侧18B之间的中间层18C。所示实施例中的内层18A包括例如钢或镍、钴、或铁基高温合金，并且在一个实施例中，可具有约1.2mm至约2.0mm的厚度TA。所示实施例中的外层18B包括热障涂层，所述热障涂层用于为部件壁10提供高耐热性，并且在一个实施例中可具有约0.5mm至约1.0mm的厚度TB。所示实施例中的中间层18C包括粘结涂层，所述粘结涂层用于将外层18B粘结至内层18A，并且在一个实施例中可具有约0.1mm至约0.2mm的厚度TC。尽管所示实施例中的基板12包括内层18A、外层18B以及中间层18C，但应当理解的是，可以使用具有额外的或更少的层的基板。例如，所述热障涂层(即，外层18B)可包括单层或多层。在多层热障涂层的应用中，每个层可包括相似的或不同的成分并且可包括相似的或不同的厚度。
如图1至3中所示，槽20(也称扩散部分或狭缝)形成于部件壁10中。槽20形成于基板12的第二表面16中，即，在所示实施例中(参见图2)，槽20延伸穿过外层18B或外侧18B和中间层18C两者，并且纵向地延伸横穿第二表面16。
槽20包括第一侧壁22、与第一侧壁22隔开的第二侧壁24以及底表面26。应当注意的是，在作业期间，相对于热气体HG流的方向(参见图1)，第一侧壁22位于第二侧壁24的下游，这将会在本文中更详细地描述。所述第一侧壁22和第二侧壁24每个都从槽20的底表面26径向连续向外延伸至基板12的第二表面16。就是说，沿着槽20的长度L(参见图3)，第一侧壁22和第二侧壁24在底表面26和第二表面16之间沿径向方向大体上垂直地连续延伸。此外，在所示实施例中，第一侧壁22和第二侧壁24每个都大体垂直于基板12的第二表面16。所示实施例中的底表面26由基板12的内层18A的外表面28确定，如图2中所示。在所示实施例中，底表面26大体平行于基板12的第二表面16，并且也大体平行于基板12的第一表面14。
如图1和3中所示，第一侧壁22包括一系列的第一突出部分30，所述第一突出部分30也称作隆起、凸出等，所述第一突出部分30轴向地或大体平行于热气体HG流的方向朝第二侧壁24延伸。根据该实施例的第一突出部分30每一个都包括峰部32以及相邻的壁部30a、30b，所述壁部30a、30b沿热气体HG流的方向从峰部32成发散关系延伸。第一突出部分30布置成使第一侧壁22具有之字形或蛇形构造。尽管第一突出部分30的形状可以改变，但是所述形状构造成在作业期间沿第一侧壁22产生发散的冷却空气CA流(参见图1)，以使冷却空气CA流的方向从大体平行于热气体HG流变为垂直于热气体HG流，这将会在本文中详细讨论。此外，在所示实施例中的所有第一突出部分30都包括大体相同的形状，但应当理解的是，一个或多个所述第一突出部分30可包括一种或多种不同的形状。应当注意的是，第一突出部分30的峰部32可包括锐角或可倒圆成不同角度。
参考图1和3，所示出的实施例中的第二侧壁24包括一系列的第二突出部分38，所述第二突出部分38也可称作隆起、凸出等，所述第二突出部分38轴向地或大体平行于热气体HG流的方向朝第一侧壁22延伸。根据该实施例的第二突出部分38每一个都包括峰部40以及相邻的壁部38a、38b，所述壁部38a、38b沿热气体HG流的方向朝峰部40成发散关系延伸。第二突出部分38布置成使第二侧壁24具有之字形或蛇形构造。尽管在所示实施例中的所有第二突出部分38都包括大体相同的形状，但应理解的是，一个或多个所述第二突出部分38可包括一种或多种不同的形状。应当注意的是，第二突出部分38的峰部40可包括锐角或可倒圆成不同角度。还应当理解的是，第二侧壁24不必包括第二突出部分38。例如，第二侧壁24可包括沿槽20的长度L的方向延伸的大体直的侧壁24。
如图3中最清楚地所示，第一侧壁22和第二侧壁24的构造提供了具有大体之字形或蛇形构造的槽20，其中，第一侧壁22的第一突出部分30布置于第二侧壁24的相邻的第二突出部分38之间，并且第二侧壁24的第二突出部分38布置于第一侧壁22的相邻的第一突出部分30之间。因此，第一侧壁22和第二侧壁24之间的距离大致近似于槽20的实质长度L。
参考图1至3，多个冷却通道42经由基板12从基板12的第一表面14延伸至槽20的底表面26，即冷却通道42延伸穿过所示实施例中的第一层18A。在该实施例中，冷却通道42是倾斜的，即，以角度θ延伸通过基板12，如图2所示。角度θ可以是例如关于底表面26所确定的平面成约15度至约60度，并且在优选实施例中约在30度至约45度之间。如图1和3中所示，冷却通道42沿槽20的长度L彼此间隔。
冷却通道42沿其长度的直径可以一致或变化。例如，冷却通道42的喉部44可以是大致圆柱形的，而冷却通道42的出口46可以是椭圆形的、扩散器形的或者可以具有其它任何合适形状。应当注意的是，在每个冷却通道42的出口46区域，冷却通道42在槽20的底表面26处中止。应当注意的是，如果冷却通道42的出口46包括扩散器形状，则基板12的确定出口46边界的部分可相对于相应冷却通道42的轴线成大约10度。
如图1中所示，冷却通道42的出口46布置于槽20中，使得出口46与第一突出部分30的相应峰部32轴向对齐，使得通过出口46从冷却通道42排出的冷却空气CA分别导向第一侧壁22的第一突出部分30中的相应突出部分。有利地，该构造允许冷却空气CA流到突出部分30的峰部32，以在作业期间产生沿相邻的壁部30a、30b发散的冷却空气CA流，如图1中的实线箭头所示。
此外，冷却通道42布置成位于第二侧壁24的相邻的第二突出部分38之间。如上所述，这允许第一侧壁22和第二侧壁24之间的距离大致近似于槽20的实质长度L。第一侧壁22和第二侧壁24之间的大致近似的长度拒信会减少进入槽20中的热气体，这将会在本文中进行描述。此外，第二侧壁24的第二突出部分38设置了用于引导热气体HG经过槽20额外表面，以限制热气体HG在槽20中与冷却空气CA混合，并且当冷却空气CA在壁部30a、30b处发散时，通过沿槽20形成大体恒定的流量区域来引导冷却空气CA。
在作业中，冷却空气CA从冷却空气源(未示出)行进到冷却通道42，所述冷却空气CA可包括例如压缩机排出空气或任何其它的适当冷却流体。冷却空气CA流过冷却通道42并且经由出口46从冷却通道42排出。
在冷却空气CA从出口46流出之后，冷却空气CA流入第一侧壁22的第一突出部分30的峰部32。如图1中所示，峰部32使冷却空气CA沿相邻的壁部30a、30b发散流动，以使冷却空气CA在槽20中扩散。冷却空气CA在槽20中的扩散在大致整个槽20中产生了冷却空气CA片层，并且改善了槽20中的冷却空气CA的薄膜覆盖率。于是，认为槽20中由冷却空气CA所提供的薄膜冷却得以增加。
热气体HG沿基板12的第二表面16朝槽20流动，如图1中所示。如上所述，由于槽20中的冷却空气CA在槽20中形成了冷却空气CA片层，吸入槽20中的热气体HG得以减少。相反，多半热气体HG在槽20以及其中的冷却空气CA片层上方流过。因此，槽20中热气体HG和冷却空气CA的混合将减少或大大避免。
如图1中所示，冷却空气CA的一部分从槽20中流出，在第一侧壁22的上方流到基板12的第二表面16。该部分冷却空气CA给基板12的第二表面16提供了薄膜冷却。如上所述，由于热气体HG和冷却空气CA在槽20中的混合减少或大大避免，因此大体均匀分布的冷却流体CA的“帘”从槽20中流出，并且上升到基板12的第二表面16上方，以给第二表面16提供薄膜冷却。通过大体均匀分布的冷却流体CA帘从槽20中流出到第二表面16，基板12的第二表面16的薄膜冷却得以改善。
图4示出了用于在涡轮发动机的部件壁中形成槽的方法50。为了举例，本文中关于图4所描述的部件壁与上述参考图1至3所描述的部件壁10可以是相同的。
在步骤52，部件壁10的内层18A的外表面28覆盖有可去除材料RM(参见图4A)，以确定要在部件壁10中形成的槽20的形状。可去除材料RM可以是例如带状结构或与模板应用的覆盖材料。可去除材料RM堵住延伸穿过部件壁10的内层18A的冷却通道42的出口46。可去除材料RM构造成使得将要形成的槽20的第一突出部分30与相应一个冷却通道42的出口46对齐。可去除材料RM可以以之字形图案覆盖部件壁10上，使得所产生的槽20包括对应的之字形图案，如图1和3所示。
在步骤54，诸如热障涂层之类的材料被安置于内层18A的外表面28上，以在内层18A上方形成部件壁10的外层18B。有选择地，在安置外层18B于内层18A上之前，可将诸如粘结涂层之类的中间层18C应用于内层18A，以便于将外层18B结合至内层18A。
在步骤56，从部件壁10上移除可去除材料RM，使得槽20形成于部件壁10中的可去除材料RM之前所处的区域。如图1至3中所示，槽20可由底表面26、第一侧壁22以及第二侧壁24确定。底表面26可对应于内层18A的外表面28中的可去除材料RM之前所处的表面区域。第一侧壁22可由形成了部件壁10的外层18B的材料确定，并且包括第一突出部分30，所述第一突出部分30与冷却通道42的出口46对齐并且朝第二侧壁24延伸。第二侧壁24与第一侧壁22间隔，并且可由形成部件壁10的外层18B的材料确定。可去除材料RM也可安置于内层18A的外表面28上，以如上所述产生第二侧壁24中的第二突出部分38。
在步骤56，移除可去除材料RM打开了冷却通道42的出口46，使得冷却空气CA可穿过冷却通道42，并且从所述通道的出口46流向第一侧壁22的第一突出部分30。
应当注意的是，本文所公开的部件壁10可包括不止一个槽20或狭缝，所述槽20或狭缝可以或不必在基板12的整个第二表面16上方延伸。如果部件壁10包括多个槽20，那么额外的冷却通道42及其出口46的数量、形状和布置可与本文中所描述的槽20中的相同或不同。此外，第一和第二侧壁22、24的第一和/或第二突出部分30、38的形状可与本文所描述的槽20的相同或不同。
有利地，与现有的薄膜冷却的部件壁相比，可利用本文在此所公开的部件壁10来实现冷却和空气动力学两个方面性能的提高。此外，本文所公开的方法50可应用于有效地在部件壁10中形成一个或多个槽20，其中，随着可去除材料RM的移除，形成于部件壁10中的冷却通道42的出口46打开，使得冷却空气CA可从出口46流出到槽20中。
现在，图5至8示出了根据其它实施例的其中形成有槽的部件壁。在这些图中，类似于上述参考图1至3所描述的结构包括每个附图增加了100的相同的附图标记。此外，对于附图5至8中的每幅图，将仅描述与图1至3中所述的不同的结构。
在图5中，槽120的第一侧壁122的第一突出部分130构造成平滑的波状图案。如图5中的实线箭头所示，从冷却通道142的出口146排出的冷却空气CA导向第一突出部分130的峰部132，并且通过壁部130a、130b产生了发散的冷却空气CA流，所述冷却空气CA流从峰部132发散，以沿第一侧壁122引导冷却空气CA。
根据该实施例的槽20的第二侧壁124的第二突出部分138包括峰部140和相邻的壁部138a、138b，所述壁部138a、138b成会聚关系地沿热气体HG流的方向朝峰部140延伸。此外，第二侧壁124的中间壁部138c在与冷却通道142的出口146相邻的相应壁部138a、138b之间延伸。中间壁部138c减小了热气体HG可能进入槽120的区域，从而进一步减少了槽120中热气体HG与冷却空气CA的混合。
关于上面参考图1至3所述的实施例，第一侧壁122的峰部132布置于第二侧壁124的峰部140之间，并且反之亦然，以在第一和第二侧壁122、124之间提供大体相似的距离。
在图6中，槽220的第二侧壁224的第二突出部分238构造成平滑的波状图案。此外，形成于该实施例的部件壁210中的冷却通道242的出口246包括卵形状(ovular shapes)。
关于上面参考图1至3所描述的实施例，第一侧壁222的峰部232布置于第二侧壁224的峰部240之间，并且反之亦然，以在第一和第二侧壁222、224之间提供大体相似的距离。
在图7中，槽320的第一侧壁322的第一突出部分330构造成平滑的波状图案。另外，槽320的第二侧壁324的第二突出部分338构造成平滑的波状图案。此外，形成于该实施例的部件壁310中的冷却通道342的出口346包括卵形状。
关于上面参考图1至3所描述的实施例，第一侧壁322的峰部332布置于第二侧壁324的峰部340之间，并且反之亦然，以在第一和第二侧壁322、324之间提供大体相似的距离。
在图8中，槽420的第二侧壁424的第二突出部分438比之前的实施例中朝第一侧壁422延伸得更远，并且可以延伸到大体对应于出口46的端部的轴向位置。因此，槽420的体积减小，使得需要更少的冷却空气CA充满槽420，也就是在槽420中形成冷却空气CA片层。此外，根据该实施例的第二突出部分438在冷却通道442的出口446之间提供了延伸的表面区域来引导热气体HG经过槽420。此外，根据该实施例的第二侧壁424的中间壁部438c在与冷却通道442的出口446相邻的第二侧壁424的相应壁部438a、438b之间延伸。中间壁部438c减小了其中热气体HG可能进入槽420的区域，从而进一步减少了槽420中热气体HG与冷却空气CA的混合。
关于上面参考图1至3所述的实施例，第一侧壁422的峰部432布置于第二侧壁424的峰部440之间，并且反之亦然，以在第一和第二侧壁422、424之间提供大体相似的距离。
本文所描述的槽可形成为维修工艺的一部分，或实施于新的翼面设计中。此外，所述槽可通过除本文所描述的工艺之外的其它工艺形成。例如，所述基板可包括单个层，并且槽可机加工于所述基板层的外表面中。
尽管已经示出并且描述了本发明的特定实施例，本领域技术人员应当理解的是，在不脱离本发明的精神和范围的情况下可对本发明做出各种改变和变形。由此，所附的权利要求旨在包含本发明的范围内的全部改变和变形。

Claims (20)

1.一种涡轮发动机中的部件壁，包括：
基板，所述基板具有第一表面以及与所述第一表面相对的第二表面；
位于所述第二表面中的槽，所述槽由所述第一和第二表面之间的底表面、第一侧壁以及与所述第一侧壁间隔的第二侧壁确定，所述第一侧壁从所述槽的所述底表面径向向外连续地延伸至所述第二表面，并且所述第一侧壁包括多个朝所述第二侧壁延伸的第一突出部分；以及
多个冷却通道，所述冷却通道从所述第一表面延伸穿过所述基板至所述槽的所述底表面，其中，各所述冷却通道的出口布置于所述槽中，使得通过所述出口从所述冷却通道排出的冷却空气导向所述第一侧壁的相应所述第一突出部分。
2.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述第一和第二侧壁大体垂直于所述第二表面。
3.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述冷却通道出口中的至少一个出口包括扩散器形状。
4.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述冷却通道以一角度延伸穿过所述基板。
5.如权利要求4所述的部件壁，其中，所述角度相对于所述槽的所述底表面约为15度至约60度。
6.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述槽的所述底表面与所述第二表面大体彼此平行。
7.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述第二侧壁包括多个第二突出部分，所述第二突出部分朝所述第一侧壁延伸并且位于相邻的所述冷却通道之间。
8.如权利要求7所述的部件壁，其中：
所述第一侧壁的所述第一突出部分位于所述第二侧壁的相邻的所述第二突出部分之间；并且
所述第二侧壁的所述第二突出部分位于所述第一侧壁的相邻的所述第一突出部分之间，使得所述第一侧壁与所述第二侧壁之间的距离大致近似于所述槽的实质长度。
9.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述第一侧壁的所述第一突出部分包括与相应冷却通道的出口对齐的峰部，以沿所述第一侧壁产生发散的冷却空气流。
10.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述槽确定了之字形状。
11.如权利要求1所述的部件壁，其中，所述第二表面包括热障涂层。
12.一种涡轮发动机中的部件壁，包括：
基板，所述基板具有第一表面以及与所述第一表面相对的第二表面；
位于所述第二表面中的槽，所述槽由所述第一和第二表面之间的底表面、第一侧壁以及与所述第一侧壁间隔的第二侧壁确定，所述第一侧壁包括多个朝所述第二侧壁延伸的第一突出部分，并且所述第二侧壁包括多个朝所述第一侧壁延伸的并且位于相邻的所述第一突出部分之间的第二突出部分；以及
多个冷却通道，所述冷却通道从所述第一表面延伸穿过所述基板至所述槽的所述底表面，其中，所述冷却通道的出口布置于所述槽中，使得自所述出口从所述冷却通道排出的冷却空气导向所述第一侧壁的相应所述第一突出部分。
13.如权利要求12所述的部件壁，其中，所述第一侧壁从所述槽的所述底表面径向向外连续地延伸至所述第二表面。
14.如权利要求12所述的部件壁，其中，所述第二侧壁的所述第二突出部分位于相邻的所述冷却通道之间。
15.如权利要求14所述的部件壁，其中，所述第一侧壁的所述第一突出部分位于所述第二侧壁的相邻的所述第二突出部分之间，使得所述第一侧壁与所述第二侧壁之间的距离大致近似于所述槽的实质长度。
16.如权利要求12所述的部件壁，其中，所述第一侧壁的所述第一突出部分包括与相应冷却通道的出口对齐的峰部，以沿所述第一侧壁产生发散的冷却空气流。
17.如权利要求12所述的部件壁，其中，所述槽确定了之字形状。
18.一种在涡轮发动机的部件壁中形成槽的方法，包括：
将所述部件壁的内层的外表面覆盖以可去除材料，以确定要形成于所述部件壁中的槽的形状，所述可去除材料堵住至少一个延伸穿过所述部件壁的内层的冷却通道的出口，其中，可去除材料构造成使得将要形成的槽的至少一个突出部分与相应冷却通道出口对齐；
在所述内层的外表面上安置一种材料，以在所述内层上方形成所述部件壁的外层；以及
从所述部件壁上移除所述可去除材料，使得在所述部件壁中的所述可去除材料之前所处的区域中形成槽，其中，所述槽由如下确定：
底表面，所述底表面对应于所述部件壁内层外表面中的可去除材料之前所处的表面区域；
第一侧壁，所述第一侧壁由形成所述部件壁的外层的材料确定；以及
第二侧壁，所述第二侧壁与所述第一侧壁间隔并且由形成所述部件壁的外层的材料确定；
其中：
所述第一侧壁包括至少一个与相应冷却通道出口对齐的突出部分，所述至少一个突出部分朝所述第二侧壁延伸；并且
移除可去除材料打开了至少一个冷却通道的出口，使得冷却空气能够经过至少一个冷却通道并且从该冷却通道的出口朝所述第一侧壁的相应突出部分排出。
19.如权利要求18所述的方法，其中，覆盖内层的外表面包括：利用模板将带状结构和覆盖材料中的一种应用于所述内层的外表面。
20.如权利要求19所述的方法，其中，覆盖内层的外表面还包括：利用之字形图案的模板将带状结构和覆盖材料中的一种应用于所述内层的外表面。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105065122A (zh) * 2015-07-17 2015-11-18 沈阳航空航天大学 一种应用于涡轮叶片气膜冷却的孔-锯齿槽结构
CN107002250A (zh) * 2014-12-02 2017-08-01 西门子公司 沿着冷却孔的排的长的连续的雕刻部
CN107143382A (zh) * 2015-09-30 2017-09-08 通用电气公司 用于先进膜冷却的具有小复杂特征的cmc制品
CN112443361A (zh) * 2020-11-04 2021-03-05 西北工业大学 一种用于涡轮叶片的凹坑逆向气膜孔结构

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9028207B2 (en) 2010-09-23 2015-05-12 Siemens Energy, Inc. Cooled component wall in a turbine engine
US20130045106A1 (en) * 2011-08-15 2013-02-21 General Electric Company Angled trench diffuser
US8870536B2 (en) * 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US8870535B2 (en) * 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
JP5696080B2 (ja) * 2012-03-22 2015-04-08 三菱重工業株式会社 被冷却構造部材、タービン翼、及びタービン
US9644903B1 (en) * 2012-06-01 2017-05-09 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Shaped recess flow control
US9243801B2 (en) * 2012-06-07 2016-01-26 United Technologies Corporation Combustor liner with improved film cooling
US9080451B2 (en) * 2012-06-28 2015-07-14 General Electric Company Airfoil
EP2733310A1 (de) * 2012-11-16 2014-05-21 Siemens Aktiengesellschaft Modifizierte Oberfläche um ein Loch
US9181809B2 (en) * 2012-12-04 2015-11-10 General Electric Company Coated article
BR112015031098A2 (pt) * 2013-07-03 2017-07-25 Gen Electric aerofólio
US9416662B2 (en) * 2013-09-03 2016-08-16 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
DE102013221227A1 (de) 2013-10-18 2015-05-07 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Kühlung einer Wandung eines Bauteils
EP3074618B1 (en) * 2013-11-25 2021-12-29 Raytheon Technologies Corporation Assembly for a turbine engine
CN106471213B (zh) 2014-07-09 2018-06-26 西门子公司 内部冷却系统内的冲击射流撞击通道系统
WO2016028310A1 (en) 2014-08-22 2016-02-25 Siemens Aktiengesellschaft Shroud cooling system for shrouds adjacent to airfoils within gas turbine engines
US20160090843A1 (en) * 2014-09-30 2016-03-31 General Electric Company Turbine components with stepped apertures
US11280214B2 (en) * 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
DE102015210385A1 (de) 2015-06-05 2016-12-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zur Kühlung einer Wandung eines Bauteils einer Gasturbine
KR101839656B1 (ko) * 2015-08-13 2018-04-26 두산중공업 주식회사 가스터빈 블레이드
US20170044903A1 (en) * 2015-08-13 2017-02-16 General Electric Company Rotating component for a turbomachine and method for providing cooling of a rotating component
US10378444B2 (en) 2015-08-19 2019-08-13 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US20170089579A1 (en) * 2015-09-30 2017-03-30 General Electric Company Cmc articles having small complex features for advanced film cooling
DE102016203388A1 (de) * 2016-03-02 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit Beschichtungsaussparung an Kühlluftlöchern von Turbinenschaufeln
KR101853550B1 (ko) * 2016-08-22 2018-04-30 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
US10830433B2 (en) * 2016-11-10 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Axial non-linear interface for combustor liner panels in a gas turbine combustor
US10935235B2 (en) 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10655853B2 (en) * 2016-11-10 2020-05-19 United Technologies Corporation Combustor liner panel with non-linear circumferential edge for a gas turbine engine combustor
US10935236B2 (en) 2016-11-10 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Non-planar combustor liner panel for a gas turbine engine combustor
US10570747B2 (en) * 2017-10-02 2020-02-25 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Enhanced film cooling system
US10913091B2 (en) * 2018-05-14 2021-02-09 The Boeing Company Templates and methods for controlling application of materials around protuberances
US11339667B2 (en) 2020-08-11 2022-05-24 Raytheon Technologies Corporation Cooling arrangement including overlapping diffusers
KR20200129074A (ko) * 2020-11-06 2020-11-17 두산중공업 주식회사 개선된 막 냉각 시스템

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3899267A (en) * 1973-04-27 1975-08-12 Gen Electric Turbomachinery blade tip cap configuration
US3982815A (en) * 1974-06-05 1976-09-28 Nippon Electric Company, Ltd. Connector for light-transmitting cables
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
CN1717534A (zh) * 2003-11-21 2006-01-04 三菱重工业株式会社 燃气涡轮发动机的冷却叶片
US20080057271A1 (en) * 2006-08-29 2008-03-06 Ronald Scott Bunker Film cooled slotted wall and method of making the same

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3982851A (en) 1975-09-02 1976-09-28 General Electric Company Tip cap apparatus
US5660525A (en) 1992-10-29 1997-08-26 General Electric Company Film cooled slotted wall
US5683600A (en) 1993-03-17 1997-11-04 General Electric Company Gas turbine engine component with compound cooling holes and method for making the same
US5458461A (en) 1994-12-12 1995-10-17 General Electric Company Film cooled slotted wall
US6383602B1 (en) 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
DE59802893D1 (de) 1998-03-23 2002-03-14 Alstom Nichtkreisförmige Kühlbohrung und Verfahren zur Herstellung derselben
JP4031794B2 (ja) * 2002-08-02 2008-01-09 三菱重工業株式会社 遮熱皮膜施工方法，マスキングピン及び燃焼器尾筒
US7328580B2 (en) 2004-06-23 2008-02-12 General Electric Company Chevron film cooled wall
US7351036B2 (en) 2005-12-02 2008-04-01 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil cooling system with elbowed, diffusion film cooling hole
EP1847684A1 (de) 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
GB2438861A (en) 2006-06-07 2007-12-12 Rolls Royce Plc Film-cooled component, eg gas turbine engine blade or vane
US20090246011A1 (en) * 2008-03-25 2009-10-01 General Electric Company Film cooling of turbine components

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3899267A (en) * 1973-04-27 1975-08-12 Gen Electric Turbomachinery blade tip cap configuration
US3982815A (en) * 1974-06-05 1976-09-28 Nippon Electric Company, Ltd. Connector for light-transmitting cables
US5651662A (en) * 1992-10-29 1997-07-29 General Electric Company Film cooled wall
US6234755B1 (en) * 1999-10-04 2001-05-22 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream, and related articles of manufacture
CN1717534A (zh) * 2003-11-21 2006-01-04 三菱重工业株式会社 燃气涡轮发动机的冷却叶片
US20080057271A1 (en) * 2006-08-29 2008-03-06 Ronald Scott Bunker Film cooled slotted wall and method of making the same

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107002250A (zh) * 2014-12-02 2017-08-01 西门子公司 沿着冷却孔的排的长的连续的雕刻部
CN105065122A (zh) * 2015-07-17 2015-11-18 沈阳航空航天大学 一种应用于涡轮叶片气膜冷却的孔-锯齿槽结构
CN107143382A (zh) * 2015-09-30 2017-09-08 通用电气公司 用于先进膜冷却的具有小复杂特征的cmc制品
US10563867B2 (en) 2015-09-30 2020-02-18 General Electric Company CMC articles having small complex features for advanced film cooling
CN107143382B (zh) * 2015-09-30 2020-04-28 通用电气公司 用于先进膜冷却的具有小复杂特征的cmc制品
CN112443361A (zh) * 2020-11-04 2021-03-05 西北工业大学 一种用于涡轮叶片的凹坑逆向气膜孔结构

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Publication number Publication date
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WO2011156805A1 (en) 2011-12-15
JP5583272B2 (ja) 2014-09-03
EP2580430A1 (en) 2013-04-17

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PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
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WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20130424