CN107035415A - 具有用于先进膜冷却的小的复杂特征的cmc制品 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有用于先进膜冷却的小的复杂特征的CMC制品。具体而言，提供了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。发动机构件可包括由CMC材料构造且具有面向热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面的基底。热燃烧气流限定相对于热表面的上游方向和下游方向。基底还限定膜孔，其延伸穿过基底且具有设在冷却表面上的入口、设在热表面上的出口以及连接入口和出口的通路。通路包括计量区段；以及扩散区段，其中扩散区段包括架、第一外凸耳和第二外凸耳。

Description

具有用于先进膜冷却的小的复杂特征的CMC制品
技术领域
本发明大体上涉及陶瓷基质涡轮发动机构件，并且更具体地涉及具有小的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
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、较低排放和改善的耗油率，涡轮发动机的任务是在较高温度下操作。较高温度达到且超过发动机的热区段且特别是发动机的涡轮区段中的构件的材料的极限。由于现有材料可能经不起较高的操作温度，故必须开发出用于高温环境中的新材料。
当发动机操作温度提高时，开发出了冷却包括燃烧器和涡轮翼型件的高温合金的新方法。例如，陶瓷热障涂层(TBC)应用到热的流出气体的流中的构件的表面来降低传热速率，对下面的金属提供热保护，且使构件能够经得起较高温度。这些改善有助于降低构件的峰值温度和热梯度。还引入了冷却孔来提供膜冷却，以改善热能力或保护。同时，陶瓷基质复合物已开发作为高温合金的替换物。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益处，使得它们为期望较高操作温度和/或减轻的重量时选择的材料。
CMC具有相对较低的导热性，且因此在较长时间段内良好适于高温环境。热气体中的CMC构件猛烈地膜冷却，特别是在具有另外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和/或提高CMC构件的耐用性。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地提出，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明学习到。
发动机构件大体上设置成用于生成热燃烧气流的燃气涡轮发动机。在一个实施例中，发动机构件包括由CMC材料构造且具有面向热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面的基底。热燃烧气流大体上限定相对于热表面的上游方向和下游方向。基底还限定膜孔，其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。通路包括计量区段；以及扩散区段，其中扩散区段包括架、第一外凸耳和第二外凸耳。
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：
基底，其由CMC材料构造且具有面向所述热燃烧气流的热表面和面向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以及连接所述入口和所述出口的通路，其中所述通路包括：
计量区段；以及
扩散区段，其中所述扩散区段包括架、第一外凸耳和第二外凸耳。
技术方案2. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述第一外凸耳和所述第二外凸耳允许所述冷却流体流在所述计量区段下游在所述扩散区段内沿侧向扩张。
技术方案3. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述架在与所述热表面的会合区域处限定下游边缘，其中侧向扩散线从所述出口的上游边缘至所述架的最外侧点限定，且其中侧向扩散角限定在所述侧向扩散线和所述热燃烧气流中的中心线之间，其中所述侧向扩散角为大于0°到大约15°。
技术方案4. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，侧向扩散线从所述出口的上游边缘至所述架的最外侧点限定，且其中所述扩散区段具有从所述计量区段内的计量直径位置至局部外表面切线的交点限定的长度，所述外凸耳中的每一个具有沿其相应侧向扩散线测量的开孔深度，所述开孔深度为所述长度的大约10%到大约75%。
技术方案5. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，各个开孔具有有效直径，所述有效直径为限定在所述计量区段内的计量直径的大约0.5倍到大约1倍。
技术方案6. 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上游内表面和下游内表面之间的截面面积，其中所述上游内表面大致平行于穿过所述通路的中心线。
技术方案7. 根据技术方案6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所述中心线的扩散角，其中所述扩散角为0°到大约15°。
技术方案8. 根据技术方案6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所述中心线的扩散角，其中所述扩散角为大于0°到大约15°。
技术方案9. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述发动机构件还包括：
缓冲区域，其在所述出口的上游且包括向下游延伸且在所述热表面的切线下方凹入的台肩，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。
技术方案10. 根据技术方案9所述的发动机构件，其中，所述架具有达到所述台肩深度的5倍的长度。
技术方案11. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述发动机构件还包括：
流调节结构，其在所述热表面上设在所述出口的上游，其中所述流调节结构包括从所述热表面延伸的凸脊。
技术方案12. 根据技术方案11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。
技术方案13. 根据技术方案11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。
技术方案14. 根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述凸脊通过缓冲区域与所述出口分开。
技术方案15. 根据技术方案14所述的发动机构件，其中，所述缓冲区域包括向所述凸脊的下游延伸且在所述热表面的切线下方凹入的台肩，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。
技术方案16. 根据技术方案15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至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倍到大约2倍。
技术方案17. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述凸脊具有从所述凸脊的峰部至所述热表面的切线限定的高度，所述高度为大于0至所述台肩深度。
技术方案18. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述台肩限定达到所述台肩深度的大约3倍的长度。
技术方案19. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述台肩限定为所述台肩深度的大约0.5倍到大约3倍的长度。
技术方案20. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，各个外凸耳对于各个外凸耳的至少大约150°由所述扩散区段的表面沿其相应直径限定。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：
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视图；
图2示出了图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧部截面视图；
图3为根据一个实施例的穿过图1的发动机的发动机构件的膜孔的示意性截面视图；
图4为沿中心线向下穿过图3的膜孔的透视图；
图5为根据一个实施例的穿过图1的发动机的发动机构件的膜孔的另一个示意性截面视图；
图6为沿中心线向下穿过图3的膜孔的另一个透视图；
图7为图3的膜孔的顶视图；以及
图8为垂直于图3和图5的在上游架点处截取的截面视图。
本说明书和附图中的参考标号的重复使用意在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
构件清单
10 燃气涡轮发动机
12 中心线轴线
14 核心燃气涡轮发动机
16 风扇区段
18 外壳
20 环形入口
22 增压压缩机
24 压缩机
26 燃烧器
28 高压涡轮
30 高压传动轴
32 低压涡轮
34 低压传动轴
36 排气喷嘴
37 减速装置
38 风扇转子
40 风扇壳
42 出口导向导叶
44 风扇转子叶片
46 下游区段
48 副空气流管道
50 初始空气流
52 入口
54 第一压缩空气流
56 第二压缩空气流
58 箭头
60 燃烧产物
68 涡轮叶片
72 涡轮导叶
76 偏转器
77 燃烧衬套
78 护罩组件
80 发动机构件
82 基底
84 热表面
85 局部外表面切线
86 冷却表面
88 内腔
90 膜孔
92 入口
94 出口
95 上游内表面
96 通路
97 下游内表面
98 计量区段
99 中心线
100 扩散区段
101 架
102 中心线
103 上游架点
104 上游边缘
106 下游边缘
107a,107b 最外点
108 上游方向
109a,109b 侧向扩散线
110 下游方向
112 流调节结构
114 缓冲区域
115 台肩
116 上游边缘
117 台肩深度切线
118 下游边缘
120a,120b 外凸耳
123a,123b 基部
H 热气流
C 冷却流体
α 中心线角度
φ 扩散角
L1 长度
L2 架长度
L3 长度
d 深度
h 高度
D 计量直径
Lm 计量长度
LD 扩散长度
β 侧向扩散角
B 开孔深度
DB 开孔直径。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。各个示例通过阐释本发明的方式提供，而不限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚的是，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，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可结合另一个实施例使用以产生又一个实施例。因此，期望本发明覆盖如落入所附权利要求和其等同物的范围内的此类改型和变型。
如本文使用的用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示独立构件的位置或重要性。
用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体从其流动的方向，且"下游"指流体流至的方向。
如本文使用的短语"由CMC构成"和"包括CMC"应当意指大致由CMC构成的构件。更具体而言，CMC构件应当包括多于CMC材料的层或涂层的CMC材料。例如，由CMC构成的构件可大致或完全由CMC材料组成或构成，包括大于大约百分之50、60、70、80、90或百分之100的CMC材料。
现在参看附图，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10的一个实施例的截面视图，其中发动机10示为具有出于参照目的在其间延伸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大体上可包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。此外，外壳18还可包围和支撑增压压缩机22，以用于将进入核心发动机14的空气的压力升高到第一压力水平。高压的多级轴流式压缩机24然后可从增压压缩机22接收加压空气，且进一步升高此空气的压力。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。高能燃烧产物从燃烧器26沿发动机10的热气体通路引导至第一(高压，HP)涡轮28以用于经由第一(高压，HP)传动轴30驱动高压压缩机24，且然后引导至第二(低压，LP)涡轮32以用于经由大体上与第一传动轴30同轴的第二(低压，LP)传动轴34驱动增压压缩机22和风扇区段16。在驱动各个涡轮28和32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。
应当认识到的是，各个涡轮28、30大体上可包括一个或多个涡轮级，其中各个级均包括涡轮喷嘴和下游涡轮转子。如下文将描述的那样，涡轮喷嘴可包括围绕发动机10的中心线轴线12成环形阵列设置的多个导叶，以用于使通过涡轮级的燃烧产物的流朝形成涡轮转子的部分的转子叶片的对应环形阵列转向或另外引导。如大体上理解的那样，转子叶片可联接到涡轮转子的转子盘，其继而又旋转地联接到涡轮的传动轴(例如，传动轴30或34)。
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，其构造成由环形风扇壳40包绕。在特定实施例中，(LP)传动轴34可直接地连接到风扇转子38，诸如在直接传动构造中。在备选实施例中，(LP)传动轴34可经由减速装置(诸如间接传动或齿轮传动构造中的减速齿轮箱)来连接到风扇转子38上。如期望或需要的那样，此减速装置可包括在发动机10内的任何适合的轴/转轴之间。
本领域的普通技术人员将认识到，风扇壳40可构造成相对于核心发动机14由多个大致沿径向延伸的周向间隔开的出口导向导叶42支撑。因此，风扇壳40可包围风扇转子38和其对应的风扇转子叶片44。此外，风扇壳40的下游区段46可在核心发动机14的外部上延伸，以便限定提供额外推进喷气推力的副或旁通空气流管道48。
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)可通过风扇壳40的相关联的入口52进入发动机10。空气流50然后穿过风扇叶片44，且分成移动穿过管道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)。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，以提供用于发动机10的推力。
图2为图1的发动机10的燃烧器26和第一涡轮28(即，高压(HP)涡轮)的侧部截面视图。燃烧器26包括偏转器76和燃烧器衬套77。成组的沿径向间隔开的静止涡轮导叶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地流入旋转叶片中，使得可通过涡轮28获得最大能量。当热燃烧气流H沿导叶72的外部穿过时，冷却流体流C穿过导叶72以冷却导叶72。护罩组件78邻近旋转叶片68以最大限度减少涡轮28中的流动损失。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相关联。
发动机10的一个或多个发动机构件包括膜冷却的基底，其中可提供本文进一步公开的实施例的膜孔。具有膜冷却的基底的发动机构件的一些非限制性示例可包括图1-图2中所述的叶片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。其中使用膜冷却的其它非限制性示例包括涡轮过渡导管和排气喷嘴。
图3为示出根据本发明的第一实施例的发动机构件80的一部分的示意性截面视图。发动机构件80可为图1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表示的冷却流体流来冷却发动机构件。如上文参照图1-图2所论述，在涡轮发动机的背景下，冷却空气可为旁通发动机核心14的第一压缩空气流24，来自LP压缩机22的流体或来自HP压缩机24的流体。
发动机构件80包括基底82，其具有面向热燃烧气流H的热表面84以及面向冷却流体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的外壁或内壁。第一发动机构件80可限定包括冷却表面86的至少一个内腔或通道88。热表面84可为发动机构件80的外表面。在燃气涡轮发动机的情况下，热表面84可暴露于具有1000℃到2000℃的范围中的温度的气体。用于基底82的适合材料可包括但不限于钢、耐热金属(诸如钛)，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括等轴的定向凝固且单晶的结构中的那些。
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，其为具有高温能力的非金属材料。用于此基底82的示例性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。陶瓷纤维可嵌入基质内，诸如包括如蓝宝石或碳化硅(例如，Textron的SCS-6)的单丝的氧化稳定增强纤维，以及包括碳化硅(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)，以及短切晶须和纤维(例如，Nextel的440和SAFFIL®)，以及可选的陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y的氧化物和它们的组合)，以及无机填料(例如，叶腊石、钙硅石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱土)的粗砂和纱。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。
当由CMC材料制成时，环境阻隔涂层(EBC)可存在于基底82(附图中未示出)的表面上。例如，EBC可包括粘结涂层(例如，包括硅或二氧化硅)，由一种或多种稀土硅酸盐形成的一个或多个层(例如，一个或多个莫来石层、莫来石-碱土铝硅酸盐混合物层、单硅酸钇(YMS)层、掺杂镱的二硅酸钇(YbYDS)层，等)，等等。
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英寸的厚度的材料的层片。层片的厚度通常由选择用于使用的纤维束(丝束)的尺寸规定，且层片的厚度可随纤维直径变化。对于本文考虑的大多数应用，层片形成为二维织造织物，但也可使用一维纤维定向。然而，制造层片的方法、使层片层叠来形成构件部分和用于复合物行业的其它零件制造技术不意在限制本发明。使层片层叠来形成待形成的制品的形状，相邻层片的角度可取决于所需的平面强度改变。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、隔热罩和扩散器。这些热区段构件全部都受益于冷却空气的使用来提供足够的冷却，以在发动机操作期间实现热传递，从而延伸其使用范围。
发动机构件80还包括延伸穿过基底82的一个或多个膜孔90，其提供了内腔88与发动机构件80的热表面84之间的流体连通。在操作期间，冷却流体流C供应至内腔88，且流出膜孔90以在热表面84上产生冷却流体(例如，从压缩机取出的空气)的薄层或膜，以保护其免受热燃烧气流H。尽管图3中仅示出了一个膜孔90，但应当理解的是，发动机构件80可设有以任何其它期望的构造布置在发动机构件80上的多个膜孔90。
将注意的是，在本文所述的任何实施例中，尽管基底82示为大体上为平面，但将理解的是，基底82可对于许多发动机构件80为弯曲的。然而，基底82的曲率可相比于膜孔90的尺寸很小，且因此出于论述和图示目的，基底82示为平面。不论基底82对于膜孔90局部是平面或弯曲的，热表面84和冷却表面86都可如本文所示平行于彼此，或可位于非平行平面中。
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以及连接入口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的质量流率的计量区段98，以及冷却流体C可扩张来形成较宽的冷却膜的扩散区段100。计量区段98可为通路96的一部分，其中最小截面面积正交于穿过通路96的冷却流体流C的方向。计量区段98可为通路在该处具有最小截面面积的离散位置，或通路96的伸长区段。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串流连通。计量区段98可设在入口92处或附近，而扩散区段100可限定在出口94处或附近。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更长(例如，LD≥2Lm)。
穿过通路96的冷却流体流C沿着通路96的纵轴线，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。在所示实施例中，上游内表面95大致平行于中心线102。中心线102限定相对于局部外表面切线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成扩散角φ延伸，以有效加宽通路96来允许冷却空气扩散到热表面84上。在某些实施例中，扩散角φ 为0°到大约15°(例如，大于0°到大约15°)。
膜孔90可沿穿过通路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和冷却表面86。作为备选，膜孔90可具有中心线102，其正交于中心线102穿过的基底82的局部区域中的热表面84和冷却表面86中的一者或两者。在其它实施例中，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，具有复合角的膜孔限定冷却流向量，其不但在截面上而且在看向热表面84的自上而下的视图中不同于热燃烧气流向量。
膜孔90大体上具有渐缩截面，其形成其中的圆锥形形状。然而，将理解的是，膜孔90可具有圆形、椭圆形、圆锥形和其它非规则形状的截面形状。例如，膜孔90可包括扩散器形状(例如，侧开孔)或如下文更详细论述的其它特征。
出口94包括上游边缘104和下游边缘106，在该处，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大体上相对于热表面84限定上游方向108和下游方向110，即，越过出口94。上游边缘104大体上面向下游方向110，且下游边缘106大体上面向上游方向108。
发动机构件80还在基底82的热表面84上设有流调节结构112。流调节结构112在出口94上游且与其物理间隔开，且构造成中断跨越出口94的热流体流H，以允许冷却流体流C从出口94出现来更有效地附着至热表面84。
在所示实施例中，流调节结构112包括热表面84中的至少一个凸脊。凸脊112并不紧邻出口94，而是通过缓冲区域114与出口94分开，使得凸脊112并不与膜孔90物理连接。在截面中查看时，如图3中所示，凸脊112具有上游边缘116和下游边缘118，以相对于热燃烧气流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所述，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。
凸脊112可相对于膜孔90的中心线102定心，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的至少大约50%延伸的任何凸脊(例如，围绕下游边缘106的至少大约75%)。
凸脊112可具有沿其围绕出口94的上游部分的长度的变化的高度。在大多数实施例中，凸脊112具有从凸脊112的峰部到热表面切线85限定的高度h，其为大于0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，如下文参照图3所论述的那样。
用于引起从出口94出现的冷却流体流C附着至热表面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。所示的凸脊112具有在上游边缘116与下游边缘118之间大体上成凸形或向外弯曲的截面形状。凸脊112的截面形状可保持大致恒定或可变化。
缓冲区域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。在所示实施例中，缓冲区域114包括在凸脊112下游延伸的台肩115。台肩115在热表面切线85下方凹入，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。在一个实施例中，其中基底82由层合的CMC材料形成，台肩深度d可具有一个或多个层的厚度(例如，大约1个到大约5个层或层片的厚度)。台肩115限定台肩深度切线117。
台肩115限定出口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可从很小而使得凸脊112接近出口94变为较大而使得凸脊112与出口94间隔更远。台肩115保持膜孔90的出口94和其出口形状在功能和空间上与凸脊112分开。这允许了冷却流体流C在遇到可改变此流的热气体H之前在膜孔90的出口94处完全形成或扩散。在可能的长度L1范围的最大端部上，缓冲区域114可能不是很远，以便抵消其在流体流上的调节效果；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为从热表面切线85到台肩深度切线117的距离，如关于图3所论述的那样。
不期望由任何特定理论限定，相信台肩115保护冷却流体流C免于与热流体流H在膜孔的上游边缘处的其最弱点处的初始相互作用。台肩115还可迫使冷却流体C在其接近出口94时引导至更表面切向方式，改变检查员所说的其并未渗透到热流体流H中太远。
将注意的是，如本文相对于本发明的该实施例或任何其它实施例的计量区段98使用的用语"计量直径D"不意在将计量区段98限于任何特定截面，其中计量区段98的截面垂直于穿过通路96的冷却流体流C的方向确定。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的特定截面形状可对于本发明的其它实施例不同；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，其通常限定为截面面积除以截面周长的四倍。对于仍大体上为圆形的很不规则的计量区段98，诸如通常由冲击激光加工产生的那些，计量直径D可为可穿过计量区段98而没有破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可为可穿过而没有破坏的大致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。
如上所述，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下游，且限定在出口94处或附近。扩散区段100大体上包括从上游架点103(限定在下游内表面97与台肩深度切线117相交的位置)到下游边缘106(在该处，架101与热表面84会合(相对于中心线102成大于扩散角φ的角度))限定的架101。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。架101的长度L2大体上达到大约5d(例如，大约0.5d到大约5d)，其中d为从表面切线85到台肩深度切线117的距离，如参照图3所论述的那样。不期望由任何特定理论限定，相信架101提供用于冷却流体流C的较浅区域以在与热流体流H相互作用之前不久沿侧向扩张。
如图4中所示，出口94的下游边缘106由架101与热表面84的会合区域限定。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β限定。具体而言，侧向扩散角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。各个侧向扩散线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β为大于0°到大约15°。
现在参看图5和图6，存在限定在膜孔90的扩散区段100中的两个外凸耳120a、120b。外凸耳120a、120b中的每一个用作扩散机构，从而允许冷却流体流C在从计量区段98过渡至扩散区段100期间沿侧向扩张。不期望由任何特定理论限定，相信外凸耳120a、120b在其与热流体流H相互作用之前改变与冷却流体流C相关联的涡旋。
外凸耳120a、120b中的每一个具有沿相应侧向扩散线109a、109b测量为开孔深度B的深度，其沿中心线102向下至各个外凸耳120a、120b的相应基部123a、123b测得。开孔深度B可与总扩散长度LD比较，其在大多数实施例中在长度LD的大约0.1到大约0.75之间(即，B为长度LD的大约10%到大约75%)。
图6示出了外凸耳120a、120b中的每一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%)。
图7和图8更具体地示出了限定在扩散区段100中的外凸耳120a、120b的轮廓，其中架101位于各个外凸耳120a、120b之间。注意，相应的开孔基部123a和123b可延伸到孔中，使得它们从图7中的视图隐藏。参看图8，其为在图3和图5的上游架点103处截取的扩散区段的截面视图，外凸耳120a、120b定位在扩散区段100的相对端上，其中架101定位在其间。外凸耳120a、120b大体上限定沿扩散区段100的侧部的开孔，其比架101更深。在特定实施例中，外凸耳120a、120b对于各个外凸耳120a、120b的至少大约150°(诸如大约180°到大约270°)由扩散区段100的表面沿其相应直径限定(例如，各个外凸耳120a、120b的大于180°由表面物理地限定)。
在特定实施例中，膜孔利用脉冲激光器使用连续螺线运动产生形状，随后使用冲击钻产生计量来产生。例如，激光钻孔过程可使用Nd:YAG激光器，但可使用产生期望结果的任何其它激光器。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，孔口可相对于构件的表面成相当于产生中心线角度α的角度钻取(例如，大约15°到大约50°)。
在一个实施例中，膜孔以关于期望的孔尺寸的计量直径D的激光的点尺寸产生。以螺线运动移动激光器允许膜孔的截面如期望的那样形成。激光烧蚀在其焦点正下方的CMC材料，从而产生孔口。同时，激光器能量足以熔化紧邻其的SiC或SiN基质材料。钻孔操作的进行很快发生，使得熔化材料在沿新产生的表面再凝固作为重铸材料之前仅流动很短距离，因为来自激光器喷嘴的加压空气有助于将其冷却。重铸材料大致为二氧化硅，其形成沿新产生的孔口的表面的氧化屏障，以便沿此表面的CMC材料的退化将不会发生，因为冷却空气引入了通路中。本领域的技术人员将认识到的是，引入构件中以保持其温度低于周围环境的温度的"冷却空气"可具有超过1700℉的高温。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的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示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一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)，包括：
基底(82)，其由CMC材料构造且具有面向所述热燃烧气流(H)的热表面(84)和面向冷却流体流(C)的冷却表面(86)，所述热燃烧气流(H)大体上限定相对于所述热表面(84)的上游方向(108)和下游方向(110)，且其中所述基底(82)限定膜孔(90)，所述膜孔延伸穿过所述基底(82)且具有设在所述冷却表面(86)上的入口(92)、设在所述热表面(84)上的出口(94)以及连接所述入口(92)和所述出口(94)的通路(96)，其中所述通路(96)包括：
计量区段(98)；以及
扩散区段(100)，其中所述扩散区段(100)包括架(101)、第一外凸耳(120a)和第二外凸耳(120b)。
2.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述第一外凸耳(120a)和所述第二外凸耳(120b)允许所述冷却流体流(C)在所述计量区段(98)下游在所述扩散区段(100)内沿侧向扩张。
3.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述架(101)在与所述热表面(84)的会合区域处限定下游边缘，其中侧向扩散线(109a)从所述出口(94)的上游边缘至所述架(101)的最外侧点限定，且其中侧向扩散角(β)限定在所述侧向扩散线(109a)和所述热燃烧气流(H)中的中心线(102)之间，其中所述侧向扩散角(β)为大于0°到大约15°。
4.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，侧向扩散线(109a)从所述出口(94)的上游边缘至所述架(101)的最外侧点限定，且其中所述扩散区段(100)具有从所述计量区段(98)内的计量直径位置至局部外表面切线(85)的交点限定的长度(LD)，所述外凸耳(120a,120b)中的每一个具有沿其相应侧向扩散线(109a)测量的开孔深度(B)，所述开孔深度为所述长度(LD)的大约10%到大约75%。
5.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，各个开孔具有有效直径(DB)，所述有效直径为限定在所述计量区段(98)内的计量直径(D)的大约0.5倍到大约1倍。
6.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述膜孔(90)的通路(96)限定上游内表面(95)和下游内表面(97)之间的截面面积，其中所述上游内表面(95)大致平行于穿过所述通路(96)的中心线(102)。
7.根据权利要求6所述的发动机构件(80)，其特征在于，下游内表面(97)具有相对于穿过所述通路(96)的所述中心线(102)的扩散角(φ)，其中所述扩散角(φ)为0°到大约15°。
8.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述发动机构件还包括：
缓冲区域(114)，其在所述出口(94)的上游且包括向下游延伸且在所述热表面(84)的切线(85)下方凹入的台肩(115)，其中所述台肩(115)限定在台肩深度(d)处从其延伸的台肩深度切线(117)，其中所述架(101)具有达到所述台肩深度(d)的5倍的长度。
9.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，所述发动机构件还包括：
流调节结构(112)，其在所述热表面(84)上设在所述出口(94)的上游，其中所述流调节结构(112)包括从所述热表面(84)延伸的凸脊，其中所述凸脊围绕所述出口(94)的上游边缘的至少50%延伸，且其中所述凸脊通过缓冲区域(114 )与所述出口(94)分开。
10.根据权利要求1所述的发动机构件(80)，其特征在于，各个外凸耳(120a,120b)对于各个外凸耳的至少大约150°由所述扩散区段(100)的表面沿其相应直径限定。
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