CN103534530A - 具有成形冷却孔的基底和制造方法 - Google Patents

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CN103534530A CN201180052208.2A CN201180052208A CN103534530A CN 103534530 A CN103534530 A CN 103534530A CN 201180052208 A CN201180052208 A CN 201180052208A CN 103534530 A CN103534530 A CN 103534530A
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Abstract

一种基底具有形成在其中的一个或更多个成形泻流冷却孔。每个成形冷却孔具有相对于燃烧器衬套的出口表面成角度的孔口。孔口的一个端部是形成在燃烧器衬套的入口表面中的入口。孔口的另一个端部是形成在燃烧器衬套的出口表面中的出口。出口具有仅在一个尺寸上扩展的成形部分。此外，用于形成成形冷却孔的方法。

Description

具有成形冷却孔的基底和制造方法
技术领域
本发明的领域大体涉及涡轮，并且更特别地，涉及燃气涡轮燃烧器衬套的制造和/或冷却的某些新颖且有用的进步，以下是本发明的说明书，其参考附图，并且附图形成其一部分。
背景技术
燃气涡轮的燃烧器是其构件或区域，其中，燃料的燃烧发生，并且，其实现各种发动机特性，包括排放物和/或燃料效率。燃烧器的目的是调整燃料和空气的燃烧以产生呈高温气体形式的能量，该高温气体可使发动机或发电机涡轮旋转，并且/或者传送穿过排气喷嘴。燃烧器服从各种设计考虑，其包括但不受限于：维持均匀的离开温度分布，以使热点不损坏涡轮或燃烧器，并且以低污染物排放操作。因此，包含燃烧过程并将各种空气流引入到燃烧区中的燃烧器衬套建造成经受高温。一些燃烧器衬套通过隔热涂层(“TBC”)隔热，但是主要依靠各种类型的空气冷却以降低衬套温度。例如，膜冷却将冷却空气的薄覆层(blanket)喷射在燃烧器衬套的内部上面，而泻流冷却推动冷空气穿过燃烧器衬套中由紧密间隔的、分散的小孔或孔形成的栅格。在两种方法之中，泻流冷却倾向于使用较少的空气并产生比膜冷却更均匀的温度分布。
图14是涂覆有隔热涂层并具有常规圆形冷却孔120的基底的截面侧视图。图15是图14的常规圆形冷却孔120沿线A-A’截取的另一个截面图。图16是图15的常规圆形冷却孔120沿线B-B’截取的另一个截面图。
图17是涂覆有隔热涂层并具有常规锥形膜冷却孔130的基底的截面侧视图。图18是图17的常规锥形膜冷却孔130沿线A-A’截取的另一个截面图。图19是图17的常规锥形膜冷却孔130沿线B-B’截取的另一个截面图。
图20是涂覆有隔热涂层并具有常规“3D”膜冷却孔140的基底的截面侧视图。图21是图20的常规“3D”膜冷却孔140沿线A-A’截取的另一个截面图。图22是图20的常规“3D”膜冷却孔140沿线B-B’截取的另一个截面图。
图23是涂覆有隔热涂层并具有常规“风扇”膜冷却孔150的基底的截面侧视图。图24是图23的常规“风扇”膜冷却孔150沿线A-A’截取的另一个截面图。图25是图23的常规“风扇”膜冷却孔150沿线B-B’截取的另一个截面图。
参考图15-25，每个常规冷却孔120、130、140和150成角度地形成在基底100中。基底100涂覆有隔热涂层101。隔热涂层101涂覆有结合涂层103。每个冷却孔120、130、140和150具有形成在基底100的一侧上的入口113和形成在基底100的相对侧上的较大出口111。每个冷却孔120、130、140和150具有与入口113连通和/或形成入口113的一部分的孔口112。孔口112大体为柱形的。对于圆形冷却孔120而言，孔口112的直径114在入口113与出口112之间为均匀的。对于冷却孔130、140和150而言，孔口112的直径114在出口111附近增大。
然而，常规冷却孔120、130、140和150中的每一个具有至少一个缺点。例如，对锥形膜冷却孔130和“风扇”膜冷却孔150的分析已揭示对流冷却的缺陷。如示出的，“3D”膜冷却孔140具有在沿下游方向的所有侧上过渡为三维扩散的柱形孔口112。然而，该类型的泻流冷却布置倾向于不适合于燃烧器衬套，这是因为这种三维下游扩散从燃烧器衬套去除大量隔热涂层(“TBC”)，其中辐射是大部分热负荷的燃烧器中的缺点。
泻流冷却的实践已将多孔阵列的轴向和径向间距限制为大约6.5倍直径，以确保相应空气流合并为连续保护膜并确保每个位置具有孔口对流冷却。该间距意味着每单位面积的某个最低冷却流量。然而，随着技术进步，非常期望减小冷却流量并腾出空气用于减少的NOx排放物、提高的效率和/或更好的涡轮冷却。
发明内容
如本文中示出、描述和要求权利的，具有以很少的孔口对流冷却损失的提高的膜效力的、用于在诸如燃气涡轮的燃烧器衬套的泻流冷却构件中使用的成形冷却孔以及用于制造其的方法的实施例。通过参考结合附图进行的下列描述，成形冷却孔的实施例的各种特征和优点将变得显而易见。
附图说明
现在简要地提及附图，在该附图中：
图1是成形冷却孔的实施例的截面图；
图2A是图1的成形冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；
图2B是图1的成形冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图；
图3是基底的截面侧视图，该基底涂覆有隔热涂层，并且具有如通过钻削接着涂覆并清洁的过程而形成的形成在其中的图1和图2的成形冷却孔的实施例；
图4是图3的成形冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；
图5是图3的成形冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图；
图6是示出具有形成在其中的成形冷却孔的阵列的基底的一部分的图；
图7是具有以预定角度形成在其中的成形冷却孔的阵列的基底的出口表面的俯视图，其示出提供每个成形冷却孔的宽出口；
图8是图7的金属片的相对入口表面的俯视图，其示出成形冷却孔的入口；
图9是图1、2、3、4和5的成形冷却孔的实施例的图，该图示出制造方法；
图10是进一步示出图9的制造方法的流程图；
图11是用于形成一个或更多个成形冷却孔(诸如图1、2、3、4、5和9中示出的成形冷却孔)的另一种方法的实施例的流程图；
图12是用于制造一个或更多个成形冷却孔的系统的实施例的图；
图13是进一步示出制造基底中的一个或更多个成形冷却孔(诸如图12中示出的成形冷却孔)的方法的流程图；
图14是涂覆有隔热涂层并具有常规圆形冷却孔的基底的截面侧视图；
图15是图14的常规圆形冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；
图16是图14的常规圆形冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图；
图17是涂覆有隔热涂层并具有常规锥形膜冷却孔的基底的截面侧视图；
图18是图17的常规锥形膜冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；
图19是图17的常规锥形膜冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图；
图20是涂覆有隔热涂层并具有常规“3D”膜冷却孔的基底的截面侧视图；
图21是图20的常规“3D”膜冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；
图22是图20的常规“3D”膜冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图；
图23是涂覆有隔热涂层并具有常规“风扇”膜冷却孔的基底的截面侧视图；
图24是图23的常规“风扇”膜冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图；以及
图25是图23的常规“风扇”膜冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图。
同样的附图标记在全部若干视图中表示相同或对应的构件和单元，该若干视图未按比例，除非另外指出。
具体实施方式
图1是基底20的截面侧视图，基底20涂覆有一个或更多个层27和/或28，并且具有如通过涂覆并接着钻削的过程而形成的以预定角度形成在其中的成形冷却孔10的实施例。经由实例，并且不限制，孔口53相对于基底20的出口表面37的预定角度可在从大约20度至30度的范围内。图2A是图1的成形冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图。图2B是图1的成形冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图。图3是基底的截面侧视图，该基底涂覆有隔热涂层，并且具有如通过钻削接着涂覆并清洁的过程而形成的形成在其中的图1和图2的成形冷却孔的实施例。图4是图3的成形冷却孔沿线A-A’截取的另一个截面图。图5是图3的成形冷却孔沿线B-B’截取的另一个截面图。
参考图1、2A、2B、3、4和5，成形冷却孔10的孔口53从形成在基底20的第一侧36上的入口13延伸到形成在基底20的第二侧37上的成形冷却孔10的出口11。如示出的，出口11具有比入口13大的尺寸。孔口53的直径14(图2A、2B、4和5)从入口13到成形冷却孔10的过渡点115为柱形的。大约从成形冷却孔10的过渡点115，孔口53的直径114仅在一个尺寸上(例如在沿单个尺寸的两个方向上)扩展，以使其具有关于成形冷却孔的纵向中心轴线35对称的第一翼部31和第二翼部33(如图2A、2B、4和5所示)。
在图1、2A和2B中，孔口63内不存在溢流，这是因为层27和28在成形冷却孔10被激光钻削之前涂覆在基底20上。层27附接于基底20的出口表面37。任选地，另一层28(即，第二层28)附接于层27。在一个实施例中，层27是隔热涂层(“TBC”)，而层28是另一个隔热涂层或结合涂层。在另一个实施例中，层27是非隔热涂层，而层28是隔热涂层。取决于实施例，成形冷却孔10的一个或更多个尺寸可被缩放或修改，以适应基底20的厚度30、基底20和层27的总厚度51，或基底20、层27和层28的总厚度52。
参考图2A和图4，成形冷却孔10具有从入口13到出口11延伸穿过其的孔口53。出口11具有成形部分，该成形部分具有相对的翼部31和33，其关于冷却孔10的中心纵向轴线35对称，并且仅在一个尺寸上扩展或变宽。图1和图4的截面图提供了用于将成形冷却孔10的实施例称为具有“Y”形形状的基础。
图2B是图2A的成形冷却孔10沿线B-B’截取的另一个截面图。换言之，图2B是成形冷却孔10从出口11(图2A)朝向入口13(图2A)观看的截面图。图5是成形冷却孔10从出口(图4)朝向入口13(图4)观看的截面图。因此，图2B和图5的视图示出具有成形部分或翼部31和33、柱形孔口53的成形冷却孔10。
图3、4和5描绘了图1的成形冷却孔10的第二实施例。在该第二实施例中，首先以预定角度在基底20中钻削成形冷却孔10。然后，利用至少一层27期望材料涂覆基底20。由于该涂覆，故形成层27的期望材料中的一些可在出口11的一部分内溢流29。通过将磨料吹送穿过孔口53而去除较软层28的任何溢流。
图6是示出具有形成在其中的成形冷却孔10的阵列25的基底20的一部分的图。在该特别的非限制性实例中，基底20是燃气涡轮的燃烧器衬套。成形冷却孔10的阵列25具有预定的行间距21a和行内的预定孔间距21b。另外，在一个实施例中，相邻行的成形冷却孔10以预定量23偏置。
图7是具有以预定角度形成在其中的成形冷却孔10的阵列的基底20的出口表面37的俯视图，其示出由每个成形冷却孔10提供的宽出口11。图8是图7的金属片的相对入口表面的俯视图，其示出成形冷却孔10的入口13。在图7和图8中，基底20是任选地涂覆有一层或更多层的金属片。这种层可为参考图3在上面描述的层27和28。
与本发明的实施例相关的示例性益处
如在本文中说明的，成形冷却孔10的实施例提供一个或更多个示例性且非限制性的益处。
再次参考图1、2和3，与以前使用的圆形和/或锥形冷却孔相比，成形冷却孔10的实施例仅在一个尺寸上扩展出口11，并且保持大体柱形达大约一半的它们的长度，由此维持高孔口冷却速度。然而，虽然通过孔口53维持高孔口冷却速度，但是成形冷却孔10的实施例倾向于具有出口11处的减小的冷却剂流的离开动量，这是因为冷却剂流的速度在进入成形冷却孔10的较宽成形部分之后减小。因此，流经每个成形冷却孔10的冷却剂将具有穿过入口13的第一(进入)动量和出口11处的减小的第二(离开)动量。该减小的第二动量与康达效应结合以减少不合乎需要的喷出，该康达效应是流体射流被吸引到附近表面的趋势。因此，成形冷却孔10的实施例提供冷却剂流的均匀且宽的薄膜(在下文中，“冷却膜”)，其大于先前可利用常规圆形孔120实现的薄膜。
因此，在一个实施例中，成形冷却孔10具有从入口13延伸到过渡点15的柱形孔口53，并且具有从过渡点15延伸并仅在一个尺寸上(例如在沿一个尺寸的至少一个方向上)扩展的出口11，以最小化施加至基底20的出口表面37的层27的减少，并展开流经成形冷却孔10的冷却流体的冷却膜，以使冷却流体可合并并且减小冷却剂尾部之间的热间隙。因此，使用成形冷却孔10的实施例提供了该扩展出口11，但不具有与常规圆形冷却孔120、常规锥形膜冷却孔130、常规“3D”膜冷却孔140或常规“风扇”膜冷却孔150的其它类型的出口形状相关的有害效果。
此外，已发现成形冷却孔10的阵列提供了改进的几何覆盖和减小的喷出动量。这些效果组合以提供可利用常规类型的膜冷却孔120、130、140和150的阵列实现的、基底20的出口表面上的冷却膜的更好建立。另外，虽然从成形冷却孔10的出口11离开的改进的冷却膜冷却流体比圆形孔120更好地保护基底20的出口表面37和/或其层27和/或28(在图3中)(诸如隔热涂层(“TBC”))免于过高的温度，但是成形冷却孔10的孔口53穿过其形成的(多种)材料具有有助于朝向基底20的入口表面36远离基底20的出口表面37抽吸热的对流传热系数。通过维持沿其长度的较高平均速度，“Y”形孔10提供了比常规孔130、140或150更好的对流冷却。此外，成形孔10可使比常规孔130或140更多的隔热层28不受干扰。因此，在冷却孔阵列中，成形冷却孔10使用比常规冷却孔更少的行来在出口11处建立冷却流体的较低温度薄膜。成形冷却孔10的出口11处的冷却流体的低温薄膜在基底20的出口表面37上产生比目前可利用常规冷却孔获得的温度低的温度。这以当前冷却水平提供了延长的零件寿命并且/或者在表面温度极限内允许较厚的(多个)层27、28。
总之，已发现，具有本文中描述的成形冷却孔10的阵列的基底20降低了先前施加至基底20的层(诸如，隔热涂层和/或结合涂层)的温度；并且/或者与常规类型的冷却孔120、130、140和150相比，降低了形成基底20的下方材料的温度。这些益处中的任一个或两者以当前冷却水平提供了延长的零件寿命并且/或者在表面温度极限内实现了较厚的(多个)层，诸如(多个)隔热涂层和/或其它类型的涂层。诸如这些益处的益处为重要的，这是因为飞行器发动机和其它燃气涡轮的客户期望较高压力比循环的燃料燃烧益处、更长的大修间寿命以及减少的排放物。然而，这种冲突的要求亟需从最少量的冷却流获得最大冷却益处。此外，与常规孔130、140或150相比，可存在成形孔10的成本优点。待去除的材料的体积小于孔130、140或150。维持期望的流动特性的容易性对于有限柱形部分而言比对于孔130或150而言更容易。最后，如下所述，可通过具有比孔130或140简单的激光焦点的操纵、激光头部运动或零件运动的快速激光工艺来形成形状。因为本文中描述的成形冷却孔10的实施例解决了这些和/或其它的担忧，所以它们是诸如但不受限于发动机和涡轮的机器和/或其构件的最佳设计的重要促成因素。
制造和/或使用的方法
各种方法用于制造成形冷却孔10。一种这种方法包括激光钻削通孔并且接着启动向通孔的相对的两侧行进的不同深度的平行射束(shot)。另一种这种方法包括使基底20(图1)旋转并且使快速进行的(on the fly)激光钻削提前和延迟。在任一种方法中，基底可在激光钻削之前或之后涂覆有一个或更多个涂层。
图9是图1、2、3、4和5的成形冷却孔10的实施例的图，其示出制造方法。图10是进一步示出图9的制造方法的流程图。
在图9中，示出形成在基底20中的成形冷却孔10。基底20与激光源60间隔开。激光源60与控制器61联接，控制器61可为通用计算机或专用计算机。任选地，基底20支承在固定或可移动支承件57上。如果支承件57可移动，则其与马达58联接。在这种实施例中，马达58可与控制器61联接，以使基底20将相对于由激光源60放射的一个或更多个激光束50在一个或更多个尺寸上并根据从控制器61输出并由马达58接收的一个或更多个信号移动，以形成成形冷却孔10。控制器61可与用户界面67联接。用户界面的非限制性实例包括触屏、键盘、计算机鼠标等。
在一个实施例中，激光源60包括激光发生器65、透镜64和形成激光源60的一部分的马达63。在一个实施例中，马达63与透镜64和控制器61联接，以使从激光源60放射的一个或更多个激光束50将根据从控制器61输出并由马达63接收的一个或更多个信号移动和/或聚焦，以形成成形冷却孔10。
可选地，激光源60包括激光发生器65和透镜64；并且激光源60任选地与支承件62联接或者由支承件62支承。在这种实施例中，支承件62与马达66联接并且通过马达66移动，马达66不形成激光源60的一部分，但是与控制器61联接。
在任一实施例中，透镜64包括一个或更多个透镜，并且可包括具有多个透镜的透镜组件，该多个透镜中的一个或更多个可能够移动并且与一个或更多个马达联接。
控制器61构造成执行存储在计算机可读媒体(诸如任何类型的计算机可读存储器)上的一个或更多个计算机可读指令。计算机可读指令将控制器61构造成操作激光源60和/或马达58、63和66中的一个或更多个，以在基底20中形成成形冷却孔10。因此，在一个实施例中，计算机可读指令可将控制器61构造成操作激光源60和/或马达58、63和66中的一个或更多个，以执行在图10中阐述的方法步骤中的一个或更多个。
参考图9和图10，方法70包括下列步骤71、72、73、74、75和76中的一个或更多个，可以以任何适合的次序和/或组合执行该步骤，除非另外指出。说明性地，方法70的实施例通过启动71预定顺序和/或模式的激光射束50而开始，激光射束50冲击基底20，诸如用于燃气涡轮的燃烧器衬套。在一个实施例中，激光射束50彼此平行。该预定顺序的激光射束50可包括沿成形冷却孔10的中心纵向轴线35钻削72孔口53，并且接着执行一个或更多个顺序的步骤73、74、75和76。从基底20(图1)的入口表面或出口表面钻削孔口53。
例如，在钻削72孔口53之后，方法70还包括通过邻近孔口53的一侧向基底20施加第一顺序的激光射束55而钻削成形冷却孔10的出口11(图1)的成形部分的第一翼部31。该第一顺序的激光射束55在中心纵向轴线35或孔口53处或其附近开始，并且远离中心纵向轴线35向外行进。第一顺序的激光射束55中的每个激光射束以比其前者小的束直径钻削，使得与在翼部的端部处相比，射束的重叠部分更接近孔口地穿透。另外或可选地，第一顺序的激光射束55中的每个激光射束相对于中心纵向轴线35成角度。如上所述，通过计算机可读指令控制和确定第一顺序的激光射束55的正时、深度、焦点、宽度、角度和/或模式，该计算机可读指令由控制器61读取和执行，并且/或者转换为输出到激光源60和/或马达58、63和66中的一个或更多个的信号。在钻削73成形冷却孔10的第一翼部31之后，方法70任选地包括对孔口53进行再发射74。另外，方法70还包括通过邻近孔口53的第二侧向基底20施加第二顺序的激光射束56而钻削75成形冷却孔10的成形部分的第二翼部33，其中，孔口53的第二侧与孔口53的第一侧相对。该第二顺序的激光射束56在中心纵向轴线35或孔口53处或其附近开始，并且远离中心纵向轴线35并沿与第一翼部31相反的方向向外行进。第二顺序的激光射束56中的每个激光射束以比其前者小的束直径钻削，使得与在翼部的端部处相比，射束的重叠部分更接近孔口地穿透。另外或可选地，第二顺序的激光射束中的每个激光射束相对于中心纵向轴线35成角度。如上所述，通过计算机可读指令控制和确定第二顺序的激光射束56的正时、深度、焦点、宽度、角度和/或模式，该计算机可读指令由控制器61读取和执行，并且/或者转换为输出到激光源60和/或马达58、63和66中的一个或更多个的信号。在钻削76成形冷却孔10的第二翼部33之后，方法70可任选地包括对孔口53进行再发射76，以清除在翼部的钻削期间沉积的任何材料。在一个实施例中，第一顺序的激光射束55和第二顺序的激光射束56构造成从基底20(图1)的出口表面分别钻削翼部31和33。此后，方法70可结束，并且激光或基底20可通过马达66或58移动，以与图案中的下一个孔对齐，其中，方法70重复直到已在基底20中钻削所有期望的孔。
图11是用于形成一个或更多个成形冷却孔(诸如图1、2A、2B、3、4、5和9中示出的成形冷却孔10)的另一种方法1100的实施例的流程图。参考这些附图，方法1100通过圆形通孔的孔口53的冲击激光钻削1101开始。方法1100还包括使激光射束在关于一个直径向外移动到孔口53的一侧或翼部31的同时脉动1102。该方法还包括使激光射束停止1103在往回移动到中心的同时脉动。该方法还包括使激光射束在关于一个直径向外移动到孔口53的相对侧或翼部33的同时脉动1104。方法1100还包括使激光射束停止1105在往回移动到中心的同时脉动。方法1100还包括发射1106一个或更多个激光射束以清理孔口53。
取决于实施例，可需要多达形成常规圆形冷却孔所需的激光射束的大约两倍的激光射束以形成每个成形冷却孔10。另外，已确定，翼部31和33(图9)可通过使激光射束50(图9)脉动同时使它们相对于基底20的表面(例如，图2中的出口表面37)以预定角度摆动而形成。然而，该方法需要对激光射束和每个成形冷却孔10的表面位置进行详细跟踪。另外，在至少一个实施例中用于形成成形冷却孔10的激光钻削可通过涂覆TBC的基底或裸露金属执行。
图12是用于制造一个或更多个成形冷却孔的系统1200的实施例的图。系统1200包括与支柱82间隔开的激光源60，支柱82构造成以如下方式来保持和/或支承基底20，诸如燃气涡轮的燃烧器衬套，该方式为：当与支柱82联接的轴81通过马达80转动时允许基底20如箭头90所示地顺时针或逆时针旋转。激光源60可包括马达63、透镜64和激光发生器65(在图9中示出)。控制器61与马达80联接，马达80使基底20旋转。控制器61还与激光源60联接，激光源60产生一个或更多个激光射束91。在一个实施例中，控制器61还与一个或更多个传感器83和/或用户界面67联接。一个或更多个传感器83向控制器61提供关于系统1200的一个或更多个构件的数据。例如，一个或更多个传感器83可为测量轴81和/或基底20的每分钟转数的旋转传感器。一个或更多个传感器83还可包括测量一个或更多个成形冷却孔10的间距和/或深度的传感器，这是因为一个或更多个成形冷却孔10由一个或更多个激光射束91钻削。
控制器61构造成读取和执行存储在计算机可读媒体(诸如任何类型的计算机可读存储器)中或其上的一个或更多个计算机可读指令。计算机可读指令将控制器61构造成操作激光源60和马达80以在基底20中形成一个或更多个成形冷却孔10。因此，在一个实施例中，计算机可读指令将控制器61构造成使激光源60和马达80的操作同步，以使执行在图12中阐述的方法步骤中的一个或更多个。例如，由控制器61输出的命令可使马达80的速度和/或基底20的旋转频率与由激光源60产生的一个或更多个激光射束91的正时、持续时间和/或功率同步，以使在基底20中和/或穿过基底20形成一个或更多个成形冷却孔10。
图13是进一步示出制造基底20中的一个或更多个成形冷却孔(诸如图12中示出的成形冷却孔)的方法1300的流程图。参考图12和图13，方法1300通过使基底20以预定速度或旋转频率移动或旋转1301而开始。方法1300还包括启动1302第一顺序的激光射束91，以均以预定角度在基底20中钻削一个或更多个孔口53(图9)。方法1300还包括调节1303第二顺序的激光射束91的正时以便使第一顺序的激光射束91经过基底20上的相同(多个)位置提前或延迟预定的时间增量。正时被关于转速指定，以使激光射束91部分地重叠以形成风扇形状的部分，该部分中的每一个横跨一个或更多个孔口53(图9)中的相应一个延伸。因此，方法1300还包括以关于转速指定的不同程度的提前和延迟正时启动1304第二顺序的激光射束91，以使激光射束91部分地重叠以在与旋转方向相切的一个尺寸上形成风扇形状的部分(例如翼部31和33)，该部分中的每一个横跨一个或更多个孔口53中的相应一个延伸。接着，控制器61确定1305风扇形状是否完成。如果未完成，则方法1300返回并且重复步骤1303和1304。当一个或更多个成形冷却孔10中的每一个的出口11完成并且仅在旋转方向上加和/或减扩展时，方法1300结束。
基底20可在图10的方法70或图11的方法1100或图13的方法1300被执行之前或之后涂覆有TBC。在激光钻削之前以TBC涂覆基底确保了TBC不填充并且/或者阻塞成形冷却孔。如果TBC在激光钻削之后施加，则成形冷却孔将需要利用沙砾和/或激光射束进一步处理，以去除已进入它们的任何涂层。可选地，基底20可同时涂覆有TBC并且被清洁，以确保TBC不堵塞成形冷却孔。在这种实施例中，(图11的)旋转基底20的一侧接收TBC，而另一侧已将沙砾吹送穿过成形冷却孔以使它们保持开启。实验已表明，这种过程能够使成形冷却孔的“翼部”保持没有或基本上没有TBC。
实验
本文中描述的成形冷却孔10的实施例的风洞试验已验证与成形冷却孔的实施例相关的一个或更多个益处，诸如比利用常规类型的冷却孔120、130、140和150实现的隔热涂层(“TBC”)温度和背面温度低的隔热涂层(“TBC”)温度和背面温度。
在试验期间，大约600°F的热空气和大约80°F的冷空气流动到试验基底和控制基底上并且/或者围绕其流动。控制基底具有形成在其中的多个常规圆形冷却孔120。控制基底的一个表面(例如，正面)涂覆有TBC。控制基底的相对表面(例如，背面)不被涂覆。
试验基底具有形成在其中的多个成形冷却孔10(图1、2、3、4、5和9)。试验基底的一个表面(例如，正面)涂覆有TBC。试验基底的相对表面(例如，背面)不被涂覆。
为了在模拟输出(take-off)条件下测量TBC温度，在试验期间获取控制基底的TBC侧和试验基底的TBC侧的红外图像。使用热电偶来测量试验基底和控制基底两者的背面温度。分析来自红外图像和热电偶的温度数据，并且确定显著更低的TBC温度和背面温度由利用本文中描述的成形冷却孔10的实施例引起。
试验还证实，这些冷却益处对不同的操作条件、制造技术和零件间变化而言为稳健的。例如，一个试验表明，在其中钻削成形冷却孔10的实施例的试验基底的背面温度比在其中钻削圆形冷却孔120的控制基底的背面温度低平均大约50°F(10°C)。
基底的类型和/或包括它们的物体
取决于实施例，以上提及的基底20是燃烧器衬套、用于涡轮的燃烧器衬套、用于燃气涡轮的燃烧器衬套、用于燃气涡轮发动机的燃烧器衬套、燃烧器衬套“筒”、补燃器衬套、金属试验片等中的一个。因此，要求权利的发明的实施例单独地涵盖这种物品中的任何一个。要求权利的发明的实施例还涵盖物品，诸如但不受限于发动机、涡轮或运载工具，其把其元件或构件作为具有形成在其中的一个或更多个成形冷却孔的基底。
在一个实施例中，涡轮是燃气涡轮。这种燃气涡轮是燃气涡轮发动机或煤气发生炉核心。燃气涡轮发动机的非限制性实例是涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。气体发生器核心的非限制性实例是：涡轮发电机、涡轮增压水泵、喷射干燥机、融雪机、涡轮压缩机等。
要求权利的发明的实施例还涵盖具有涡轮的运载工具，该涡轮把其元件或构件作为具有形成在其中的一个或更多个成形冷却孔10的基底。在这种实施例中，涡轮是燃气涡轮发动机，诸如但不受限于：涡轮喷气发动机、涡扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。具有燃气涡轮发动机的运载工具的实例包括但不受限于：飞行器、气垫船、机车、船舶、地面运载工具等。
如本文中使用的，以单数列出并前接用词“一”或“一个”的元件或功能应当理解为不排除多个所述元件或功能，除非明确地叙述这种排除。此外，对要求权利的发明的“一个实施例”的提及不应当被解释为排除还并入叙述的特征的附加实施例的存在。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够制造和使用本发明。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其他实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其他实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其他实例意图在权利要求的范围内。
虽然本发明的具体特征在一些附图中示出而在其它附图中未示出，但是这仅为了方便，这是因为每个特征可根据本发明与其它特征中的任何一个或全部结合。如本文中使用的用词“包括”、“包含”、“具有”和“带有”将被宽泛且全面地解释，并且不受限于任何物理互连。此外，本主题申请中公开的任何实施例将不被当作是唯一可能的实施例。其它实施例将被本领域技术人员想到，并且在下列权利要求的范围内。特别地，虽然关于使用激光脉动来钻削本文中描述、示出和/或要求权利的成形冷却孔的实施例的具体方法来作出权利要求，但是使用放电加工、水喷射或其它材料去除机构的其它方法被理解为实现大致相同的功能和/或结果的可选方式。

Claims (17)

1. 一种设备，其包括：
具有入口表面和出口表面的基底，其中，所述基底具有成形冷却孔，其包括：
入口，其位于所述入口表面处；
柱形孔口，其从所述入口延伸到所述成形冷却孔的过渡点；以及
出口，其从所述过渡点延伸并且仅在一个尺寸上扩展。
2. 根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述基底是用于喷气式发动机的补燃器衬套。
3. 根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述基底是用于燃气涡轮的燃烧器衬套。
4. 根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述燃气涡轮是喷气式发动机。
5. 一种用于燃气涡轮的燃烧器衬套，所述燃烧器衬套包括：
入口表面和相对的出口表面，其中，所述燃烧器衬套具有成形冷却孔，其包括：
入口，其位于所述入口表面处；
柱形孔口，其从所述入口延伸到所述成形冷却孔的过渡点；以及
出口，其大约从所述过渡点延伸并且仅在一个尺寸上扩展。
6. 根据权利要求5所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述燃气涡轮是喷气式发动机。
7. 根据权利要求6所述的燃烧器衬套，其特征在于，所述燃烧器衬套是补燃器衬套。
8. 一种燃气涡轮，其包括：
具有入口表面和出口表面的燃烧器衬套，其中，所述燃烧器衬套具有成形冷却孔，其包括：
入口，其位于所述入口表面处；
柱形孔口，其从所述入口延伸到所述成形冷却孔的过渡点；以及
出口，其大约从所述过渡点延伸并且仅在一个尺寸上扩展。
9. 一种在基底中形成一个或更多个成形冷却孔的方法，所述方法包括：
启动冲击所述基底的预定顺序的激光射束；
沿所述成形冷却孔的中心纵向轴线钻削孔口；以及
通过邻近所述孔口的一侧向所述基底施加第一顺序的重叠激光射束而钻削所述成形冷却孔的出口的成形部分的第一翼部。
10. 根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述预定顺序的激光射束在冲击所述基底之前穿过形成在所述基底上的涂层。
11. 根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述第一顺序的激光射束中的每个激光射束基于多少射束覆盖给定位置而到达不同深度。
12. 根据权利要求9所述的方法，其特征在于，所述第一顺序的激光射束中的每个激光射束相对于所述中心纵向轴线成角度。
13. 一种方法，其包括：
激光钻削圆形通孔的孔口；
使激光射束在关于一个直径向外移动到所述孔口的一侧的同时脉动；
回到中心；以及
使激光射束在关于一个直径向外移动到所述孔口的相对侧的同时脉动。
14. 根据权利要求13所述的方法，其特征在于，还包括：
使所述激光射束停止在移动回到中心的同时脉动。
15. 根据权利要求13所述的方法，其特征在于，还包括：
移动回到中心；以及
发射一个或更多个激光射束以清理所述孔口。
16. 根据权利要求15所述的方法，其特征在于，还包括：
使所述激光射束停止在移动回到中心的同时脉动。
17. 一种用于在基底中制造一个或更多个成形冷却孔的方法，所述方法包括：
使所述基底以预定速度旋转；
启动第一顺序的激光射束以在所述基底中钻削一个或更多个孔口，每个孔口相对于所述基底的出口表面成预定角度，其中，所述射束定时成使得在所述基底转动时重复地撞击相同位置直到实现通孔；
调节第二顺序的激光射束的不同程度的提前和/或延迟正时；以及
以所述不同程度的提前和延迟来启动所述第二顺序的激光射束，以在与旋转方向相切的一个尺寸上形成翼部，所述翼部中的每一个横跨所述一个或更多个孔口中的相应一个延伸。
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