CN107448242A - 带有膜孔的用于涡轮发动机的构件 - Google Patents

带有膜孔的用于涡轮发动机的构件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及带有膜孔的用于涡轮发动机的构件。具体而言，涉及涡轮发动机(10)的构件(90)的膜孔(88)的器件及方法包括在构件(90)中形成孔(88)以及将涂层施加至构件(90)，使得涂层填充在膜孔(88)的部分中。

Description

带有膜孔的用于涡轮发动机的构件
技术领域
涡轮发动机且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体的流获得能量的旋转发动机。
背景技术
发动机效率随燃烧气体的温度而提高。然而，燃烧气体沿其流动通路加热各种构件，这继而又需要其冷却来实现长发动机寿命。通常，热气体通路构件通过来自压缩机的放出空气冷却。该冷却过程降低发动机效率，因为放出空气未用于燃烧过程。
涡轮发动机冷却技术很成熟，且包括针对各种热气体通路构件中的冷却回路和特征的各种方面的许多专利。例如，燃烧器包括需要在操作期间冷却的径向外衬套和内衬套。涡轮喷嘴包括支承在也需要冷却的外带与内带之间的中空导叶。涡轮转子叶片是中空的，且通常包括其中的冷却回路，其中叶片由涡轮护罩包绕，其也需要冷却。热燃烧气体通过排气口排出，排气口也可有内衬且被适当地冷却。
在所有这些示例性涡轮发动机构件中，通常使用高强度超级合金金属的薄金属壁以用于提高的耐用性，同时最小化对其冷却的需要。各种冷却回路和特征针对发动机中的其对应环境中的这些独立构件定制。此外，所有这些构件通常包括共同的成排膜冷却孔。
典型的膜冷却孔是穿过加热壁成浅角倾斜的圆柱形开孔，以用于沿壁的外表面排出冷却空气的膜，以相对于操作期间来自热燃烧气体的流提供隔热。膜在壁外表面上成浅角排出以最小化非期望的吹出的可能性，吹出将导致流分离和膜冷却有效性的损失。
膜孔的入口与出口之间的几何关系可影响发动机效率和翼型件冷却。
发明内容
在一个方面，实施例涉及用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：将热燃烧气流与冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷表面的壁，以及至少一个膜孔，其具有带有设在冷表面上的计量区段、流体地联接至计量区段且具有设在热表面上的出口的圆锥形区段，出口相比入口具有不同的截面形状和截面区域，其中计量区段相对于圆锥形区段定向成使得位于计量区段的外表面上的表面线平行于计量区段的中心线且切向地交叉并且位于圆锥形区段的外表面上。
在另一方面，实施例涉及用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：将热燃烧气流与冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的热燃烧气流的热表面和面向冷却流体流的冷表面的壁，以及至少一个膜孔，其具有带有设在冷表面上的计量区段、流体地联接至计量区段且具有设在热表面上的出口的圆锥形区段，出口相比入口具有较大的截面区域，其中沿其中心线投影的入口截面区域完全位于沿相同中心线投影的出口截面区域内。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：
壁，所述壁将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分离且具有所述热燃烧气流沿其流动的热表面和面向所述冷却流体流的冷表面；以及
至少一个膜孔，其具有带有设在所述冷表面上的入口的计量区段、流体地联接至所述计量区段且具有设在所述热表面上的出口的圆锥形区段，所述出口相比所述入口具有不同的截面形状和截面区域，其中所述计量区段相对于所述圆锥形区段定向成使得位于所述计量区段的外表面上的表面线平行于所述计量区段的中心线且切向地交叉并且位于所述圆锥形区段的外表面上。
技术方案2. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段的中心线与所述计量区段的中心线不同轴。
技术方案3. 根据技术方案2所述的发动机构件，其中，所述入口的截面形状是圆。
技术方案4. 根据技术方案3所述的发动机构件，其中，所述出口的截面形状是椭圆的。
技术方案5. 根据技术方案3所述的发动机构件，其中，所述出口的截面形状是三角形。
技术方案6. 根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述三角形是鲁洛三角形。
技术方案7. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述计量区段和所述圆锥形区段的外表面的仅一部分沿其整个范围共线。
技术方案8. 根据技术方案7所述的发动机构件，其中，在沿所述入口中心线穿过所述出口看时，所述入口完全位于所述出口内。
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翼型件的前缘，且所述至少一个膜孔位于所述前缘内。
技术方案10. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，在沿所述入口中心线穿过所述出口看时，所述入口完全位于所述出口内。
技术方案11. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段从所述计量区段立即延伸。
技术方案12. 根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述入口完全限定所述计量区段。
技术方案13. 一种用于涡轮发动机的发动机构件，其生成热燃烧气流，且提供冷却流体流，包括：
壁，所述壁将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分离且具有连同热流动通路中的所述热燃烧气流的热表面以及面向所述冷却流体流的冷表面；以及
至少一个膜孔，其具有带有设在所述冷表面上的入口的计量区段，流体地联接至所述计量区段且具有设在所述热表面上的出口的圆锥形区段，所述出口相比所述入口具有较大的截面区域，其中沿其中心线投影的所述入口截面区域完全位于沿相同中心线投影的所述出口截面区域内。
技术方案14. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的一部分与所述出口相切。
技术方案15. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的仅两个部分与出口相切。
技术方案16. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述出口具有至少一个偏心部，且沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口的至少一部分位于所述偏心部内。
技术方案17. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述出口具有多个偏心部，且在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口没有部分位于所述偏心部内。
技术方案18. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述入口包括圆形或椭圆截面中的至少一者。
技术方案19. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，在沿所述入口的中心线穿过所述出口看时，所述出口包括椭圆或三角形截面中的至少一者。
技术方案20. 根据技术方案19所述的发动机构件，其中，所述三角形截面包括鲁洛三角形。
技术方案21. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述圆锥形区段从所述计量区段立即延伸。
技术方案22. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述入口完全限定所述计量区段。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面图。
图2为来自图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧截面视图。
图3为穿过来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的截面视图。
图4为穿过来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的第二实施例的截面视图。
图5A-5E为沿膜孔的入口的中心线看的不同出口形状的实施例。
图6A和图6B为沿膜孔的入口的中心线看的不同出口形状的额外实施例。
部件清单
10 发动机
12 中心线
14 前部
16 后部
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 LP压缩机
26 HP压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳
48 HP转轴
50 LP转轴
52 HP压缩机级
53 转子
54 HP压缩机级
56 LP压缩机叶片
58 HP压缩机叶片
59 盘
60 LP压缩机导叶
61 盘
62 HP压缩机导叶
63 定子
64 HP涡轮级
66 LP涡轮级
68 HP涡轮叶片
70 LP涡轮叶片
71 盘
72 HP涡轮导叶
73 盘
74 LP涡轮导叶
76 加压环境空气
77 放出空气
78 空气流
80 出口导向导叶组件
82 翼型件导向导叶
84 风扇排气侧
88 孔
90 发动机构件
92 基底
94 热表面
96 冷表面
98 内腔
100 入口
102 出口
104 膜孔通路
106 计量区段
108 扩散区段
109 圆锥形区段
110 中心线
111 表面线
112 截面形状
113 切向交叉
114 区域
116 外表面
118 中心线
120 点
200 入口
202 出口
204 膜孔通路
206 计量区段
208 扩散区段
209 圆锥形区段
210 中心线
211 表面线
212 截面形状
213 切向交叉
214 区域
216 外表面
218 中心线
220 点
300 入口
302 出口
310 中心线
312 截面形状
314 区域
316 外表面
318 中心线
320 部分
322 部分
400 入口
402 出口
410 中心线
412 截面形状
414 区域
416 外表面
418 中心线
420 点
426 偏心部
428 部分
500 入口
502 出口
510 中心线
512 截面形状
514 区域
518 中心线
520 点
524 弯曲底座
526 偏心部
528 部分
600 入口
602 出口
610 中心线
612 截面形状
614 区域
618 中心线
700 入口
702 出口
710 中心线
712 截面形状
714 区域
718 中心线。
具体实施方式
本发明的所述实施例针对发动机构件(诸如翼型件)中的孔(诸如膜孔)的形成。出于说明的目的，将关于用于飞行器涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，应当理解的是，本发明并未如此受限，且可在发动机内具有普通应用，包括压缩机，以及非飞行器应用中，诸如其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文使用的用语"前部"或"上游"是指在朝发动机入口的方向上移动，或构件相比于另一个构件相对较接近发动机入口。连同"前"或"上游"使用的用语"后部"或"下游"是指相对于发动机中心线朝发动机的后部或出口的方向。
此外，如本文使用的用语"径向"或"径向地"是指发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的维度。
所有方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、反时针、上游、下游、后方等)仅用于标识目的，以有助于读者对本发明的理解，且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接和连结)宽泛地构想，且可包括一系列元件之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指出。因此，连接参考不一定是指两个元件直接地连接且与彼此成固定关系。此外，应当理解的是，如本文使用的用语截面或截面的是指正交于中心线和孔中的大体上冷却剂流动方向截取的截面。示例性图仅出于说明目的，且附于此的图中反映的维度、位置、顺序和相对尺寸可变化。
图1为用于飞行器的涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14到后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括(成下游串流关系)：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应组的静止压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可成环提供，且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，而对应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58上游且在附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装至盘59，盘59安装至HP和LP转轴48、50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘59、61。用于压缩机的级的导叶60、62可成周向布置安装至核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应组的静止涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮导叶72、74可成环提供，且可相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的旋转叶片68、70定位在静止涡轮导叶72、74下游且在附近，且还可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12沿径向向外延伸。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70可安装至盘71，盘71安装至HP和LP转轴48、50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘71、63。用于压缩机的级的导叶72、74可成周向布置安装至核心壳46。
安装至转轴48、50且与其中的一者或两者一起旋转的发动机10的部分也单独或共同地称为转子53。包括安装至核心壳46的部分的发动机10的静止部分也单独地或共同地称为定子63。
在操作中，流出风扇区段18的空气流分开，使得空气流的一部分导送到LP压缩机24中，其然后将加压环境空气76供应至进一步加压环境空气的HP压缩机26。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获得，其驱动HP压缩机26。燃烧气体排出到LP涡轮36中，其获得额外功来驱动LP压缩机24，且排气最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止导叶排流出发动机组件10，且更具体是风扇排气侧84处的包括多个翼型件导向导叶82的出口导向导叶组件80。更具体而言，沿径向延伸的翼型件导向导叶82的周向排在风扇区段18附近用于施加空气流78的一些方向控制。
由风扇20供应的一些环境空气可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的情境中，发动机的热部分一般是燃烧器30和燃烧器40下游的构件，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。该流体可为放出空气77，其可包括从LP压缩机24或HP压缩机26吸入的空气，其绕过燃烧器30作为用于涡轮区段32的冷却源。这是普通发动机构造，不意在为限制性的。
图2为来自图1的发动机10的燃烧器30和HP涡轮34的侧截面视图。燃烧器30包括偏转器75和燃烧器衬套79。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34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来更好流入旋转叶片中，以便可由涡轮34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来冷却导叶72。护罩组件81邻近旋转叶片68以最小化涡轮34中的流动损失。类似的护罩组件也可与LP涡轮36、LP压缩机24或HP压缩机26相关联。应当理解的是，所绘出的冷却流C仅作为示例。其它示例包括但不限于导叶、叶片、护罩、燃烧衬套或需要冷却的任何其它构件。
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实施例的膜冷却孔或膜孔。具有膜冷却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、70、导叶或喷嘴72、74、燃烧器偏转器75、燃烧器衬套79或护罩组件81。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为位于涡轮发动机10中的示为膜孔的孔88的示意性截面视图。在示例性实施例中，孔88位于发动机构件90中，诸如翼型件的前缘，包括将热燃烧气流H与冷却流体流C分离的基底92。如上文参照图1和图2所论述的那样，在涡轮发动机的情境中，冷却空气可为绕过发动机核心44的由风扇20供应的环境空气、来自HP压缩机24的空气，或来自HP压缩机26的空气。
发动机构件90包括基底92，其具有面向热燃烧气流H的热表面94，以及面向冷却流体C的冷表面96。基底92可形成发动机构件90的壁，其可为发动机构件90的外壁或内壁。第一发动机构件90可限定包括冷表面96的至少一个内腔98。热表面94可为发动机构件90的外表面。在涡轮发动机的情境中，热表面94可暴露于具有1000℃到2000℃的范围中的温度的气体。用于基底92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、定向凝固和单晶的结构中的那些。
发动机构件90还包括延伸穿过基底92的一个或多个膜孔88，其提供内腔98与发动机构件90的热表面94之间的流体连通。在操作期间，冷却流体流C供应至内腔98，且流出孔88以在热表面94上产生冷却空气的薄层或膜，从而保护其免受热燃烧气流H。尽管图3中仅示出了一个孔88，但应当理解的是，发动机构件90可设有以任何期望的构造布置在发动机构件90上的多个膜孔88。
将注意的是，在本文所论述的任何实施例中，尽管基底92示为大体上平面的，但将理解的是，基底92可对于许多发动机构件为弯曲的。然而，基底92的曲率相比于孔88的尺寸可为微小的，且因此出于论述和说明的目的，基底92示为平面的。不论基底92对于孔88局部是平面或弯曲的，热表面94和冷表面96都可如本文所示平行于彼此，或可位于非平行平面中。
孔88可具有设在基底92的冷表面96上的入口100、包括设在热表面94上的出口102的出口区域，以及连接入口100和出口102的膜孔通路104。膜孔通路104可包括具有圆形截面的计量区段106，但其可具有任何截面形状，用于计量冷却流体流C的质量流率，以及扩散区段108，其中冷却流体C膨胀来形成热表面94上的较宽且较慢的冷却膜。
扩散区段108关于穿过膜孔通路104的冷却流体流C的方向在计量区段106的下游。扩散区段108可与计量区段106串流连通。计量区段106可设在入口100处或附近，而扩散区段108可限定在出口102处或附近。在大多数实施方式中，扩散区段108限定出口102。
穿过膜孔通路104的冷却流体流C沿膜孔通路104的纵轴线，本文中也称为中心线110，其穿过计量区段106的截面区域的几何中心。孔88可穿过膜孔通路104在冷却流体流C的下游方向上倾斜，使得中心线110不正交于热表面94和冷表面96。
作为备选，孔88可具有中心线110，其正交于中心线110穿过的基底92的局部区域中的热表面94和冷表面96中的一者或两者。在其它实施例中，孔88的中心线110可不在热燃烧气流H的方向上定向，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动向量，其不但在截面上而且在看向热表面94的自顶向下的视图中不同于热燃烧气流的向量。
扩散区段108可包括流体地联接至计量区段106且终止于热表面94上的出口102中的圆锥形区段109，或用于区段的任何其它适合的几何形状。表面线111位于计量区段106的外表面上，且平行于计量区段106的中心线110。计量区段106的中心线110与圆锥形区段109的中心线118交叉，且关于彼此不同轴。
计量区段106相对于圆锥形区段109定向成使得表面线111切向地交叉113，且位于圆锥形区段109的外表面116上。以此方式，表面线111和圆锥形区段109的外表面116形成连续线，且对于膜孔通路104的整个范围共线。尽管示为膜孔通路104的整个范围，但计量区段106和圆锥形区段109的外表面可对于其整个范围的仅一部分共面。线111和表面116可在围绕外周的其它位置处的任何线处，且不限于外表面。
膜孔的另一个实施例在图4中构想出。在该实施例中，圆锥形区段209可从计量区段206立即延伸，故膜孔通路204的整个长度包括圆锥形区段209。计量功能变窄至仅入口200，因为入口200完全限定计量区段206。该实施例类似于第一实施例；因此，相似部分标有增加100的相似数字，其中将理解的是，第一实施例的相似部分的描述适用于额外实施例，除非另外指出。
转到图5A-5E，示出了如沿入口100的中心线穿过出口102看时出口102的截面形状112和区域114的一系列实施例。出口102可形成为具有不同于入口100的截面形状112和截面区域114，入口100在沿入口100的中心线穿过出口看时完全位于出口102内。各个实施例类似于第一实施例；因此，相似部分标有增加100的相似数字，其中将理解的是，第一实施例的相似部分的描述适用于额外实施例，除非另外指出。
图5A和图5B示出了圆112或椭圆212的形状的出口102、202的第一实施例和第二实施例，其中入口100、200相比出口102、202包括带有较小的截面区域的圆，且在从该定向看时，入口100、200在一点120处与出口相切。该点120可为沿形状112、212的边缘的任何位置。
在图5C中，出口302的第三实施例形成定向为与图5B的定向成90°的椭圆形状312，且包括圆形入口300，其中入口300的仅两个部分320、330与出口302相切。尽管示为椭圆形状，但该形状可为其中形成顶点的任何形状，其中入口的仅两个部分与出口相切。
在图5D和图5E中所示的第四和第五实施例中，出口402、502包括带有向内弯曲的底座524的鲁洛三角形形状412或另一三角形形状512，且包括至少一个偏心部426、526，在沿入口400、500的中心线410、510看时，入口400、500的至少一部分428、528位于偏心部426、526中。入口400、500的圆周的任何部分都可与出口402共面或相切。入口和出口可保持与彼此相切，而入口也不在偏心部内。
应当认识到的是，出口与入口之间的关系的实施例可构想为，其中出口具有多个偏心部，且在沿入口的中心线经由出口看时，入口没有部分位于偏心部内。例如，图6A和图6B示出了在沿入口610、710的中心线穿过出口602、702看时入口600、700和出口602、702的中心线重合的实施例。
应当理解的是，本文公开的实施例的任何组合都可用于形成膜孔。膜孔可具有入口和出口的任何形状，其中形状或截面区域不同，且计量区段从出口中心线沿轴向偏移。
涡轮冷却在包括不断升高的温度的下一代架构中很重要。当前的冷却技术需要针对伴随更有效的发动机设计的发动机的核心温度的持续升高来发展。通过改变其形状来优化圆锥的好处包括改善膜覆盖，而不引入对于可制造性的相邻孔的间距问题。本文所述的最终产品可在热表面上产生较宽的膜覆盖。该几何形状允许提高的前缘热性能和改善的耐用性和发动机燃料燃烧。
应当认识到的是，公开的设计的应用不限于带有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气和涡轮发动机。
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元件，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元件，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种用于涡轮发动机(10)的发动机(10)构件(90)，其生成热燃烧气流(H)，且提供冷却流体流(C)，包括：
壁(92)，所述壁(92)将所述热燃烧气流(H)与所述冷却流体流(C)分离且具有所述热燃烧气流(H)沿其流动的热表面(94)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(96)；以及
至少一个膜孔(88)，其具有带有设在所述冷表面(96)上的入口(100, 200, 300, 400,500, 600, 700)的计量区段(106,206)、流体地联接至所述计量区段(106,206)且具有设在所述热表面(94)上的出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)的圆锥形区段(109,209)，所述出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)相比所述入口(100, 200, 300,400, 500, 600, 700)具有不同的截面形状(112, 212, 312, 412, 512, 612, 712)和截面区域(11, 214, 314, 414, 514, 614, 714)，其中所述计量区段(106,206)相对于所述圆锥形区段(109,209)定向成使得位于所述计量区段(106,206)的外表面(116, 216, 316,416, 516, 616, 716)上的表面线(111,211)平行于所述计量区段(106,206)的中心线(110)且切向地交叉(113,213)并且位于所述圆锥形区段(109,209)的外表面(116, 216,316, 416, 516, 616, 716)上。
2.根据权利要求1所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述圆锥形区段(109,209)的中心线(118)与所述计量区段(106,206)的中心线(110)不同轴。
3. 根据权利要求2所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述入口(100, 200,300, 400, 500, 600, 700)的截面形状(112, 212, 312, 412, 512, 612, 712)是圆。
4. 根据权利要求3所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述出口(102, 202,302, 402, 502, 602, 702)的截面形状(112, 212, 312, 412, 512, 612, 712)是椭圆的。
5. 根据权利要求3所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述出口(102, 202,302, 402, 502, 602, 702)的截面形状(112, 212, 312, 412, 512, 612, 712)是三角形(412,512)。
6.根据权利要求5所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述三角形(412,512)是鲁洛三角形(412)。
7. 根据权利要求1所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述计量区段(106,206)和所述圆锥形区段(109,209)的外表面(116, 216, 316, 416, 516, 616, 716)的仅一部分沿其整个范围共线。
8. 根据权利要求7所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，在沿所述入口(100,200, 300, 400, 500, 600, 700)的中心线穿过所述出口(102, 202, 302, 402, 502,602, 702)看时，所述入口(100, 200, 300, 400, 500, 600, 700)完全位于所述出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)内。
9. 根据权利要求1所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，在沿所述入口(100,200, 300, 400, 500, 600, 700)的中心线穿过所述出口(102, 202, 302, 402, 502,602, 702)看时，所述入口(100, 200, 300, 400, 500, 600, 700)完全位于所述出口(102, 202, 302, 402, 502, 602, 702)内。
10. 根据权利要求1所述的发动机(10)构件(90)，其特征在于，所述圆锥形区段(109,209)从所述计量区段立即延伸，其中所述入口(100, 200, 300, 400, 500, 600, 700)完全限定所述计量区段。
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