CN112412543B - 使用非视线孔的翼型件冷却 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及使用非视线孔的翼型件冷却，具体而言，提供了一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(80)，其包括第一部分(92)以及第二部分(94)，第一部分(92)由陶瓷基质复合材料的第一多层(96)形成，并限定翼型件的内表面(100)，第二部分(94)由陶瓷基质复合材料的第二多层(98)形成，并限定翼型件的外表面(102)。第一部分(92)和第二部分(94)限定从翼型件的内表面(100)延伸至外表面(102)的非视线冷却开孔(120)。在一个实施例中，在第二开孔(110)和外表面(102)之间限定小于45°的表面角度(α)。还提供了一种用来形成用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(80)的方法。

Description

使用非视线孔的翼型件冷却
技术领域
本发明主题大体上涉及燃气涡轮发动机，或者更具体地，涉及用于冷却燃气涡轮发动机的内部构件的特征。更具体地，本发明主题涉及用于燃气涡轮发动机翼型件的非视线(non-line of sight)冷却孔。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括布置成彼此成流连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心通常以串行流顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在运行中，从风扇将空气提供给压缩机区段的入口，在这里一个或更多个轴流式压缩机逐步地压缩空气，直至其抵达燃烧区段。燃料与压缩的空气混合并在燃烧区段内焚烧，以提供燃烧气体。将燃烧气体从燃烧区段导向涡轮区段。穿过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段并且然后穿过排气区段导向例如大气。
通常，涡轮性能和效率可通过升高的燃烧气体温度来提高。然而，升高的燃烧温度会负面地影响燃气涡轮发动机构件，例如，增加材料失效的可能性。因此，虽然升高的燃烧温度对于涡轮性能会是有益的，但燃气涡轮发动机的一些构件可能需要冷却特征或者对于燃烧气体减少的暴露，以降低升高的温度对于构件的负面影响。
例如通过将较冷的流体流在构件的表面上引导，薄膜冷却燃气涡轮发动机构件可以帮助减少升高的燃烧温度的负面影响。例如，可在整个构件上提供冷却开孔；冷却开孔可允许冷却流体流从构件内在该构件的外表面上引导。然而，在构件的高曲率区域中，可能难以从冷却开孔将冷却流体流引导到构件的外表面上来形成流体的冷却膜。另外，形成冷却开孔的已知方法，例如，通过在构件中钻孔或以其它方式加工开孔，在产生用来控制孔冷却的最优冷却开孔长度和在产生具有最优流体流出表面角的冷却开孔中是低效的。另外，加工冷却开孔的已知方法倾向于通孔嵌接，并且常存在对正确定位冷却开孔的挑战。
因此，克服了现有冷却特征的一个或更多个缺点的用于燃气涡轮机构件的改善的冷却特征将是需要的。特别是，具有用来减小冷却开孔和翼型件的外表面之间的角度，以减小离开冷却开孔的冷却流体的表面角度的特征的用于燃气涡轮发动机的翼型件将是有益的。另外，具有包括冷却开孔的第一区段和第二区段之间的方向变化的冷却开孔的翼型件将是有利的。此外，用来形成用于燃气涡轮发动机的翼型件的方法将是有用的，该翼型件具有用于翼型件的改善表面冷却的特征。
发明内容
本发明的多个方面和优点将在以下描述中部分地陈述，或者可从该描述而显而易见，或者可通过本发明的实践而获悉。
在本发明公开的一个示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。该翼型件包括限定了翼型件的内表面的第一部分。该第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成。该翼型件还包括限定了翼型件的外表面的第二部分。该第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成。第一部分和第二部分限定从翼型件的内表面延伸至外表面的非视线冷却开孔。
在本发明公开的另一个示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。该翼型件包括限定了翼型件的内表面的第一部分。该第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成。该翼型件还包括限定了翼型件的外表面的第二部分。该第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成。第一部分限定第一开孔而第二部分限定第二开孔。第一开孔和第二开孔沿着不同的方向延伸，并且限定形成从内表面到外表面穿过翼型件的连续路径的冷却开孔。此外，在第二开孔和外表面之间限定表面角度。该表面角度小于45°。
在本发明公开的再一个示例性实施例中，提供了一种用来形成用于燃气涡轮发动机的翼型件的方法。该方法包括层叠陶瓷基质复合材料的第一多层；处理第一多层以形成翼型件的第一部分；层叠陶瓷基质复合材料的第二多层，第二多层层叠在翼型件的第一部分上；以及处理第二多层和第一部分以形成邻近第一部分的翼型件的第二部分。第一和第二部分限定非视线冷却开孔。
实施方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定所述翼型件的内表面的第一部分，所述第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成；以及
限定所述翼型件的外表面的第二部分，所述第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成，
其中，所述第一部分和所述第二部分限定从所述翼型件的所述内表面延伸至所述外表面的非视线冷却开孔。
实施方案2. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分限定第一开孔而所述第二部分限定第二开孔，所述第一开孔和所述第二开孔形成所述冷却开孔。
实施方案3. 根据实施方案2所述的翼型件，其特征在于，在所述第二开孔和所述外表面之间限定表面角度，所述表面角度小于45°。
实施方案4. 根据实施方案2所述的翼型件，其特征在于，所述第一开孔具有第一最小横截面积，而所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第一最小横截面积小于所述第二最小横截面积。
实施方案5. 根据实施方案2所述的翼型件，其特征在于，所述第一多层的每个层都限定切口，多个切口限定所述第一开孔。
实施方案6. 根据实施方案2所述的翼型件，其特征在于，所述第二多层的每个层都限定切口，多个切口限定所述第二开孔。
实施方案7. 根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，所述第二多层的所述切口从所述第二开孔的第一端到所述第二开孔的第二端在横截面积上增大。
实施方案8. 根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，每个切口都具有中心，并且其中所述切口的中心沿着第二方向对齐。
实施方案9. 根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，每个切口都具有中心，并且其中一个切口的中心从相邻切口的中心偏移。
实施方案10. 一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定所述翼型件的内表面的第一部分，所述第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成；以及
限定所述翼型件的外表面的第二部分，所述第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成，
其中所述第一部分限定第一开孔而所述第二部分限定第二开孔，所述第一开孔和所述第二开孔沿着不同的方向延伸，
其中所述第一开孔和所述第二开孔限定冷却开孔，所述冷却开孔形成穿过所述翼型件从所述内表面到所述外表面的连续路径，以及
其中，在所述第二开孔和所述外表面之间限定表面角度，所述表面角度小于45°。
实施方案11. 根据实施方案10所述的翼型件，其特征在于，所述第一开孔具有第一最小横截面积，而所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第一最小横截面积小于所述第二最小横截面积。
实施方案12. 根据实施方案10所述的翼型件，其特征在于，所述第二多层的每个层中都限定切口，所述切口从所述第一部分到所述外表面在横截面积上增加，并且其中多个切口限定所述第二开孔。
实施方案13. 一种用来形成用于燃气涡轮发动机的翼型件的方法，所述方法包括：
层叠陶瓷基质复合材料的第一多层；
处理所述第一多层以形成所述翼型件的第一部分；
层叠陶瓷基质复合材料的第二多层，所述第二多层层叠在所述翼型件的所述第一部分上；以及
处理所述第二多层和所述第一部分以形成邻近所述第一部分的所述翼型件的第二部分，
其中，所述第一部分和所述第二部分限定非视线冷却开孔。
实施方案14. 根据实施方案13所述的方法，其特征在于，所述第一部分限定第一开孔而所述第二部分限定第二开孔，所述第一开孔和所述第二开孔形成所述冷却开孔。
实施方案15. 根据实施方案14所述的方法，其特征在于，还包括在将所述第二多层层叠在所述第一部分上之前限定穿过所述第一部分的所述第一开孔，其中所述第一开孔通过加工所述第一开孔而限定。
实施方案16. 根据实施方案14所述的方法，其特征在于，还包括在所述第一多层的每个层中限定切口，所述切口限定所述第一开孔。
实施方案17. 根据实施方案14所述的方法，其特征在于，还包括在所述第二多层的每个层中限定切口，所述切口限定所述第二开孔。
实施方案18. 根据实施方案17所述的方法，其特征在于，所述第二多层的所述切口被对齐以限定所述第二开孔。
实施方案19. 根据实施方案14所述的方法，其特征在于，所述第一开孔沿第一方向延伸而所述第二开孔沿第二方向延伸，所述第一方向不同于所述第二方向。
实施方案20. 根据实施方案14所述的方法，其特征在于，所述第二部分限定所述翼型件的外表面，并且其中在所述第二开孔和所述外表面之间限定表面角度，所述表面角度小于45°。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其他特征、方面以及优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在本说明书中参考附图陈述了对本领域普通技术人员而言本发明的完整及能够实施的公开，包括其最佳模式，在附图中：
图1提供了根据本发明主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2提供了根据本发明主题的示例性实施例的涡轮转子叶片的侧面、透视图。
图3提供了根据本发明主题的示例性实施例的涡轮喷嘴节段的透视图。
图4提供了根据本发明主题的示例性实施例的沿着图3的线4-4截取的涡轮喷嘴节段的翼型件的一部分的横截面视图。
图5提供了根据本发明主题的示例性实施例的穿过翼型件的冷却开孔沿图4的线5-5截取的，图4的涡轮喷嘴节段的翼型件的部分的横截面视图。
图6提供了根据本发明主题的示例性实施例的图5的冷却开孔的平面视图。
图7提供了根据本发明主题的另一示例性实施例的穿过图5中所示的翼型件的冷却开孔的横截面视图。
图8提供了根据本发明主题的示例性实施例的图7的冷却开孔的平面视图。
图9提供了根据本发明主题的示例性实施例的图3的涡轮喷嘴节段的翼型件的一部分的横截面视图。
图10提供了根据本发明主题的另一示例性实施例的图3的涡轮喷嘴节段的翼型件的一部分的横截面视图。
图11提供了图示根据本发明主题的示例性实施例的用来形成燃气涡轮发动机的翼型件的方法的流程图。
零件列表
10 涡扇喷气发动机
12 纵向或轴向中心线
14 风扇区段
16 核心涡轮发动机
18 外壳体
19 壳体的内表面
20 入口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷气排气区段
34 高压轴/转轴
36 低压轴/转轴
38 风扇
40 叶片
42 盘
44 致动部件
46 动力齿轮箱
48 机舱
50 风扇壳体或机舱
52 出口导向导叶
54 下游区段
56 旁通空气流通道
58 空气
60 入口
62 空气的第一部分
64 空气的第二部分
66 燃烧气体
67 涡轮喷嘴
67a 喷嘴的外部带
67b 喷嘴的内部带
68 定子导叶
70 涡轮转子叶片
72 定子导叶
74 涡轮转子叶片
76 风扇喷嘴排气区段
78 热气体路径
80 翼型件
82 压力侧
84 吸力侧
86 叶根
87 叶梢
88 叶片前缘
90 叶片后缘
92 第一部分
94 第二部分
96 第一多层
98 第二多层
100 内表面
102 外表面
104 第一开孔
106 第一端
108 第二端
110 第二开孔
112 第一端
114 第二端
116 空腔
118 切口
120 冷却开孔
122 切口的中心
R 径向方向
A 轴向方向
M 周向方向
S 叶片翼展
C 弦线
W 叶片宽度
D1 第一方向
D2 第二方向
α 表面角度
A1 第一横截面积
A2 第二横截面积
L1 第一开孔的长度
L2 第二开孔的长度
F 冷却流体的流。
具体实施方式
现在将对本发明的当前实施例进行详细参照，其一个或更多个示例在附图中进行了图解。具体实施方式使用数值和字母标号指代图中的特征。图和描述中相同或相似的标号用于指本发明的相同或相似零件。如本文所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用来将一个构件与另一个构件进行区分，并且并不意图表示单个构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体由其流出的方向，而“下游”指流体流向的方向。
现在参考附图，其中贯穿附图相同的数字指相同的元件，图1是按照本发明公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通比涡扇喷气式发动机10，在本文称作“涡扇发动机10”。如图1中所示，涡扇发动机10限定了轴向方向A(平行于被提供用于参照的纵向中心线12延伸)以及径向方向R。通常，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所描绘的示例性核心涡轮发动机16通常包括限定环形入口20的基本管状外壳体18。外壳体18以串行流关系包围压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷气排气喷嘴区段32，压缩机区段包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24，涡轮区段包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24上。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22上。
对于所绘的实施例，风扇区段14包括可变桨距风扇38，可变桨距风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42上的多个风扇叶片40。如图所绘，风扇叶片40通常沿径向方向R从盘42向外延伸。由于风扇叶片40操作地联接到构造成改变风扇叶片的桨距的合适的致动部件44上，每个风扇叶片40都围绕俯仰轴线P相对于盘42可旋转。风扇叶片40，盘42以及致动构件44一起围绕纵向轴线12跨越动力齿轮箱46可由LP轴36旋转。动力齿轮箱46包括用于将LP轴36的转速逐步降低至更高效的旋转风扇速度的多个齿轮。
依然参考图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前机舱48覆盖，其空气动力学地异型成促进穿过多个风扇叶片40的空气流。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向地环绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应该认识到的是，机舱50可构造成相对于核心涡轮发动机16由多个周向隔开的出口导向导叶52支撑。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部部分上延伸，以便在两者之间限定旁通空气流通道56。
在涡扇发动机10的运行期间，一体积的空气58穿过机舱50的相关入口60和/或风扇区段14进入涡扇10。当该体积的空气58经过风扇叶片40时，如由箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导引到旁通空气流通道56中，且如由箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导引到LP压缩机22中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比值通常被称为涵道比。空气的第二部分64的压力随着其被导引穿过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时而增加，在那里其与燃料混合并且被焚烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导引穿过HP涡轮28，在那里来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分被经由HP涡轮定子导叶68和HP涡轮转子叶片70的顺序的级提取，HP涡轮定子导叶68联接在外壳体18上，而HP涡轮转子叶片70联接在HP轴或转轴34上，因此促使HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的运行。燃烧气体66然后被导引穿过LP涡轮30，在那里从燃烧气体66经由LP涡轮定子导叶72和LP涡轮转子叶片74的顺序的级提取热能和/或动能的第二部分，LP涡轮定子导叶72联接在外壳体18上，而LP涡轮转子叶片74联接在LP轴或转轴36上，因此促使LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的运行和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被导引穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，空气的第一部分的压力在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出(也提供了推进推力)前随着该空气的第一部分62被导引穿过旁通气流通道56时被显著地升高。HP涡轮28，LP涡轮30以及喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，其用于导引燃烧气体66穿过核心涡轮发动机16。
在一些实施例中，涡扇发动机10的构件，特别是热气体路径78内的构件，可包括陶瓷基质复合(CMC)材料，其为具有高温能力的非金属材料。用于此类构件的示例性CMC材料可包括碳化硅，硅，硅石或氧化铝基质材料及它们的组合。可将陶瓷纤维嵌入在基质内，诸如包括像蓝宝石和碳化硅(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®，以及Dow Corning的SYLRAMIC®)、硅酸铝(例如Nextel的440和480)的粗纱和纱线，以及切碎晶须和纤维(例如Nextel的440和SAFFIL®)，以及可选地陶瓷颗粒(例如，Si, Al, Zr, Y的氧化物以及它们的组合)和无机填料(例如，叶蜡石、钙硅石、云母、滑石、蓝晶石和高岭石)。作为进一步的示例，CMC材料也可包括碳化硅(SiC)或碳纤维布。
CMC材料可用于发动机的各种构件，例如，涡轮、压缩机和/或风扇区中的翼型件。压缩机和涡轮通常包括多排翼型件，它们轴向地叠成级。每个级都包括一排周向隔开的定子导叶和围绕发动机10的中心线12旋转的转子组件。包括在内部带和外部带之间延伸的定子导叶的涡轮喷嘴以最大化相邻下游涡轮叶片处的提取的方式引导热的燃烧气体。在发动机10的各种实施例中，包括它们的相关翼型件的喷嘴和/或涡轮叶片可为CMC构件。当然，涡轮发动机10的其他构件也可由CMC材料形成。
现在参考图2，提供了根据本发明主题的示例性实施例的涡轮转子叶片74的侧面、透视图。如之前所描述的，LP涡轮30包括联接到外壳体18上的涡轮定子导叶72和联接到轴或转轴36上的涡轮转子叶片74的顺序的级。每个叶片74都包括具有与吸力侧84相对的压力侧82的翼型件80。每个翼型件80的相对的压力和吸力侧82,84沿着叶片翼展S从叶根86向叶梢87径向地延伸。如图所绘，叶根86是叶片74的径向最内部而叶梢是叶片74的径向最外部。此外，如图2中进一步所示，翼型件80的压力和吸力侧82,84在前缘88和相对的后缘90之间轴向地延伸。翼型件80限定在相对的前缘和后缘88,90之间轴向地延伸的弦线C。此外，翼型件80限定压力侧82和吸力侧84之间的宽度W。翼型件80的宽度W可沿着翼展S变化。
每个叶片74都经由叶根86联接到轴或转轴36上。更具体地，叶根86被联接到涡轮转子盘(未示出)上，其继而联接到轴或转轴36上(图1)。将会容易理解的是，如图2中所绘并且通常在本领域周知的是，叶根86可限定具有鸠尾或其他形状的突出部89，以用于接纳在涡轮转子盘中互补地成形的槽中，来将叶片74联接到盘上。当然，每个叶片74也都可以以其他方式联接到涡轮转子盘和/或轴或转轴36上。在任何情况下，叶片74都联接在涡轮转子盘上，使得一排周向相邻的叶片74从每个盘的周边径向地向外延伸，即，一排叶片内相邻的叶片沿着周向方向M彼此隔开，并且每个叶片74都从该盘沿着径向方向R延伸。因而，涡轮转子盘和外壳体18分别形成穿过涡轮组件的热气体路径78的内端壁和外端壁。
现在参考图3，提供了涡轮喷嘴节段的透视图。涡轮定子由多个涡轮喷嘴节段形成，它们在周向端处抵接以围绕中心线12形成完整的环。每个喷嘴节段都可包括一个或更多个导叶，诸如HP涡轮28的导叶68或LP涡轮30的导叶72，它们如之前所述在外部带和内部带之间延伸。图3描绘了HP涡轮28的示例性涡轮喷嘴节段67。喷嘴节段67包括外部带67a和内部带67b，定子导叶68在它们之间延伸。每个定子导叶68都包括翼型件80，其具有如以上关于叶片74描述的翼型件80相同的特征。例如，导叶68的翼型件80具有与吸力侧84相对的压力侧82。每个翼型件80的相对的压力和吸力侧82,84沿着翼展从在内部带67b处的导叶叶根向在外部带67a处的导叶叶梢径向地延伸。此外，翼型件80的压力和吸力侧82,84在前缘88和相对的后缘90之间轴向地延伸。翼型件80还限定在相对的前缘和后缘88,90之间轴向地延伸的弦线。另外，翼型件80限定压力侧82和吸力侧84之间的宽度，其可沿着翼展变化。
将会认识到的是，尽管导叶68的翼型件80可具有如叶片74的翼型件80相同的特征，但导叶68的翼型件80可具有与叶片74的翼型件80不同的构造。作为示例，导叶68的翼型件80的翼展可大于或小于叶片74的翼型件80的翼展。作为另一个示例，导叶68的翼型件80的宽度和/或弦线可不同于叶片74的翼型件80的宽度和/或弦线。另外地或者备选地，LP定子导叶72的翼型件80和/或HP涡轮转系叶片70的翼型件80可在尺寸、形状和/或构造上不同于HP定子导叶68和LP涡轮转子叶片74的翼型件80。然而，应该理解的是，虽然翼型件80可在尺寸、形状和/或构造上不同，但本文描述的主题可应用于发动机10内的任何翼型件，以及发动机10的其他合适的构件。
图4提供了根据本发明主题的示例性实施例的沿着图3的线4-4所取的定子导叶68的翼型件80的一部分的横截面视图。图5提供了根据本发明主题的示例性实施例的沿着图4的线5-5所取的翼型件80的一部分的横截面视图。如图所示，翼型件80包括第一部分92和第二部分94。第一部分92由CMC材料的第一多层96制造，而第二部分94由CMC材料的第二多层98制造。第一部分92限定翼型件80的内表面100，而第二部分94限定翼型件80的外表面102。
仍然参考图4和5，翼型件80限定用于在翼型件80的外表面102上提供冷却流体流的冷却开孔120。每个冷却开孔120包括第一区段和第二区段。更具体地，翼型件80的第一部分92限定穿过其中的第一开孔104；第一开孔104是冷却开孔120的第一区段。第一开孔104具有在内表面100限定的第一端106和在翼型件80的第二部分94限定的第二端108。第一和第二端106,108被隔开第一长度L1(图5)。另外，第一孔104从其第一端106沿着第一方向D1延伸至其第二端108。
另外，翼型件80的第二部分94限定穿过其中的第二开孔110；第二开孔110是冷却开孔120的第二区段。第二开孔110具有邻近第一开孔104的第二端108限定的第一端112。第二开孔110还具有在翼型件80的外表面102处限定的第二端114。第一和第二端112,114被隔开第二长度L2(图6)。第二开孔110从其第一端112沿第二方向D2延伸至其第二端114。
往回参考图4，第一部分92限定接纳冷却流体的流F的空腔116，例如从HP压缩机24转向的压缩的空气的流。在空腔116内接纳的流体流F通常比抵靠翼型件80的外表面102或在其上流动的燃烧气体更冷。从空腔116经由第一开孔104和第二开孔110延伸至外表面102的每个冷却开孔120形成与空腔116成流体连通的连续路径，以促进冷却流体F从空腔116流动到外表面102。因而，在外表面102上的冷却流体的流F可以帮助降低外表面102暴露于其的温度。
如图4中所示，且更清楚地在图5中，第一方向D1不同于第二方向D2。第一开孔102和第二开孔110之间的方向上的变化提供了非视线冷却开孔120，即，翼型件80的空腔116不能从翼型件的外面经由冷却开孔120查看，冷却开孔120从翼型件80的内表面100延伸至外表面102。方向上的变化允许减小翼型件80的第二开孔110和外表面102之间的角度α，使得在第二开孔110和外表面102之间限定减小的表面角度α。更具体地，单方向冷却开孔要求用于冷却开孔或孔的一定最小表面角度α来能够从内表面100延伸至外表面102，且由此允许从空腔116到翼型件80的外表面102的冷却流体的流。即，在单方向冷却孔构造中，如果冷却孔和翼型件外表面之间的角度低于该最小值(即，太小)，则冷却孔将不能从外表面延伸至内表面来接入冷却流体。然而，通过利用第一开孔104来接入空腔116以及第二开孔110来接入外表面102，在这里第一开孔104和第二开孔110沿着不同的方向延伸但依然形成从空腔116到外表面102的连续的路径，本发明主题的冷却开孔120允许翼型件的冷却开孔和外表面之间的小的表面角度α。优选地，表面角度α不大于或者小于45°；即，第二开孔110和外表面102之间限定的表面角度α在0°和45°之间。减小的表面角度可以更好地引导冷却流体的流F沿着外表面102离开冷却开孔120，且由此改善薄膜效应，且因此改善燃气涡轮发动机10的翼型件的表面冷却。
另外，将会容易理解的是遍布翼型件80可使用任何数量的包括第一和第二开孔104,110的冷却开孔120。更具体地，如图4中的虚线所示，冷却开孔120可沿着翼型件80的翼展S在不同位置处限定，即，在翼型件80上通常沿着径向方向R隔开。此外，第一开孔104和第二开孔11之间方向上的变化允许冷却开孔120对于具有高曲率的翼型件80的区域(诸如前缘88)特别有益，在该处可能难以在外表面102上引导冷却流体的流。然而，尽管冷却开孔120可沿着翼型件80的前缘88特别有益，但冷却开孔120可适合于翼型件80上的任何位置，并且例如，可沿着翼型件80的后缘90以及在压力和吸力侧82,84上限定。另外，冷却开孔120也可在转子叶片平台上，以及沿着喷嘴的内和/或外壁或带限定，诸如沿着图3中所示的喷嘴67的内部带67b和/或外部带67a。因而，冷却开孔120可通常沿着轴向方向A以及径向方向R隔开。另外，在翼型件80的多个位置处使用多个冷却开孔120可帮助增强由从每个开孔120流出的冷却流体所提供的表面冷却。
另外，将会认识到的是，尽管本文描述为具有两个区段(第一开孔104为第一区段，而第二开孔110是第二区段)，但在其他实施例中冷却开孔120可具有多于两个区段。例如，翼型件80可包括三个部分——限定内表面100和空腔116的第一部分，限定在第一部分外侧的第二部分(即，从内表面100向外邻近第一部分限定)，以及限定在第二部分外侧(即，从第一部分向外邻近第二部分限定)并限定外表面102的第三部分。翼型件80的各个部分均可限定开孔，且每个开孔都可沿着不同的方向延伸，或者至少沿着两个不同的方向延伸。一个部分的开孔可邻近相邻部分的开孔限定，以形成从空腔116到外表面102的连续的路径，并且因此，形成冷却开孔120。因为开孔沿着至少两个不同的方向延伸，所以冷却开孔120是非视线开孔，具有在翼型件80的内表面100和外表面102之间开孔120的方向上的变化。
此外，如将从图4和5的图示认识到的，冷却开孔120在长度上会变化。即，一个冷却开孔120可具有与另一个冷却开孔120不同的整体长度，例如，第一长度L1和第二长度L2的和。在其他实施例中，第一开孔104的长度L1和/或第二开孔110的长度L2可在冷却开孔120之间变化。通过改变冷却开孔120的长度，可以控制冷却，即，冷却开孔120的长度是可定制的，以适应对于翼型件80的不同位置的不同冷却要求，并局部对于冷却开孔120控制冷却。
如图5到8中所示，第二多层98的每层都可进行切割以限定切口118。多个切口118限定第二开孔110。另外，尽管图示为穿过第一部分92的加工的孔口，但是将会认识到的是第一开孔104类似地可由在第一多层96中的切口限定。即，如关于第二开孔110所描述的，第一多层96的每层都可进行切割以在该层中限定切口118，且第一层96中的多个切口118可限定第一开孔104。第一和第二开孔104,110也可以其他方式限定。
特别参考图6，提供了根据本发明主题的示例性实施例的冷却开孔120的平面视图。如图6中所绘，第一开孔104具有在其长度L1上从内表面100到第二部分94恒定的第一横截面积A1。另外，在所绘的实施例中，形成第二开孔110的切口118具有沿着第二开孔110的长度L2增加的第二横截面积A2，即，沿着第二方向D2从第一部分92处的第一端112到外表面102处的第二端114。相反地，第二开孔110的横截面积A2从其第二端114到其第一端112减小。在示例性实施例中，诸如图5中所示的实施例中，第二开孔110的横截面积A2可沿着第二方向D2从比第一开孔104的横截面积A1大两倍或更大增加到大约比面积A1大十二倍或更大。即，翼型件80的外表面102处的切口118的横截面积A2可比第一开孔104的横截面积A1大约大十二倍或更大，而第二开孔110的第一端112处的切口118可为第一开孔104的面积A1的大约两倍。因而，第一开孔104具有最小的横截面积A1而第二开孔110具有最小的横截面积A2。另外，在这样的实施例中，在外表面102处的切口118的出口面积A2可比最小横截面积A1大，例如，比如刚才描述的第一开孔104的最小横截面积值更大。在其他实施例中，第一开孔104可具有变化的横截面积A1而第二开孔110可具有恒定的横截面积A2。在这样的实施例中，第一开孔104的最小横截面积A1也可小于第二开孔110的最小横截面积A2。
尽管在图6的顶视、平面视图图示了第一开孔104和第二开孔110的中心相对于轴线H-H对齐，但第一开孔104和第二开孔110不必是对齐的。例如，如图7和8中所示，第一和第二开孔104,114可限定成使得第二开孔110的中心线CL2与轴线H-H对齐，但第一开孔104的中心线CL1与不同的轴线I-I对齐。
此外，每个切口118可具有中心122，并且在诸如图5和6中所示的实施例中，层98中的每个切口118可对齐，使得每个切口118的中心122沿着第二方向D2与每个中心122对齐。然而，在其他实施例中，切口118可相对于第二方向D2和/或相对于轴线H-H彼此偏移。例如，如图9和10中所示，一个层的切口118的中心122可从在后和/或在前的层的切口118的中心122偏移。即，中心122可能不像图4和5中所示的那样对齐，而是，可能如图9和10中所示的那样不对齐。
如图9和10中进一步图示的那样，第二多层98的相邻层的切口118可具有不同的形状和/或横截面。更具体地，图5图示了切口118为具有相同的总体矩形或滴丸形，并且在横截面积上均匀地增加或减小。然而，在其他实施例中，相邻的切口118可具有相同的横截面积和/或不同的形状。在又其它的实施例中，切口118的横截面积上的任何改变可以是不均匀的。作为示例，层A中的切口118可具有横截面积AA，相邻层B中的切口118可具有横截面积AB，而层C(邻近层B)中的切口118可具有横截面积AC。参考图9，层A中的切口118的横截面积AA可大约等于层B中的切口118的横截面积AB，但层C中的切口118的横截面积AC可小于横截面积AA和AB。作为图10中所示的另一个示例，层B中的切口118的横截面积AB可比层A中的切口118的横截面积AA和层C中的切口118的横截面积AC两者都大或者更大。因此，在图9和10中所示的实施例中，从层A到层C沿着第二方向D2切口118的横截面积上的变化是不均匀的。
如之前所描述的，翼型件80可由第一多层96和第二多层98形成。图11提供了图示用来制造翼型件80的示例性方法800的图表。在示例性方法800的步骤802，将第一多层96层叠在例如层叠工具、心轴或模具中或上。在通常表示为步骤802的层叠期间，可形成期望的构件形状以产生预成型件；该过程的层叠步骤或部分因此可称作层叠预成型步骤。层叠预成型步骤可包括层叠多层或结构，诸如用基质材料预浸渍(预浸)的层，预浸带等，以形成最终CMC构件或最终CMC构件的一部分(例如CMC翼型件80的第一部分92)的期望形状。层被堆叠以形成叠层或预成型件，其是对于CMC构件的前体。因此，在用于形成燃气涡轮发动机的翼型件的示例性方法800中，层叠预成型步骤802包括层叠CMC材料以形成第一部分92预成型件。
在步骤804，包括第一多层96的第一部分预成型件被处理，例如，在高压釜中压紧。在处理了第一多层96之后，如步骤806处所示，可在第一部分92上层叠或以其它方式组装第二多层98。然后，如步骤808处所示，可处理第二多层98和第一部分92，例如，在高压釜中压紧，以形成具有第一部分92和第二部分94的翼型件80，其中第二部分94邻近第一部分92。另外，在处理层98和第一部分92之后，翼型件80也可按希望最终加工，例如，形成或限定翼型件80的最终形状。
如上所述，可穿过翼型件80的第一部分92和第二部分94限定冷却开孔120。更具体地，第一开孔104可在第一部分92中从内表面100到第二部分94限定，而第二开孔110可在第二部分94中从第一部分92到外表面102限定。第一开孔104和第二开孔110一起限定从内表面110到外表面102延伸的冷却开孔120。因而，来自翼型件80内的冷却流体的流可被引向翼型件80的外表面102。
在方法800的一个实施例中，第一部分92可在其坯体状态(green state)被加工以限定第一开孔104。更具体地，在例如高压釜压紧的处理之后，翼型件80的第一部分92处于坯体状态，并且可穿过第一部分92在其坯体状态钻出、加工或以其它方式形成第一开孔104。在方法800的另一个实施例中，在层叠层96之前，第一多层96的每一层都可被切割以在第一多层96的每一层中限定切口118。然后，在每个层中具有切口的层96可进行层叠并处理，以形成翼型件80的第一部分92。切口118限定穿过第一部分92的第一开孔104。第二开孔110类似地可通过在第二多层98的每个层中限定切口118而限定在第二部分94中。例如，在层98被层叠在第一部分92上之前，每个层都被切割以在第二多层98的每个层中限定切口118。在将第二多层98层叠或组装在第一部分92上时，切口118相对于第一开孔104定位，来限定穿过第一部分92和第二多层98的冷却开孔120。在一些实施例中，切口118可对齐来限定第二开孔110；备选地，在限定第二开孔110时相邻的切口118可相对于彼此偏移。此外，在其中切割层96和/或98以在它们中限定切口的实施例中，可使用由康涅狄格州托兰县的Gerber技术公司制造的精密Gerber切刀来切割层。然而，也可使用另一类型的切刀或其他装置来限定层96,98中的切口。
当然，将会认识到的是，在方法800内可在与描述不同的其他点发生限定第一开孔104和第二开孔110。例如，层98可在处理第一多层96的时候，或者在层叠第一多层96以形成第一部分92之前被切割。作为另一个示例，层96,98可作为层叠过程的一部分被切割，例如，层96,98可在它们被层叠的时候切割。
方法800仅作为示例提供；将会认识到的是方法800的一些步骤或部分可以以另一种顺序执行。另外，也可使用制造或形成翼型件80的其他方法。特别是，可使用其他处理循环，例如，利用用来压紧CMC层的其他已知方法或技术。另外，也可使翼型件80受到额外的处理，例如，翼型件80可经历使用熔渗工艺或化学气相渗透工艺的密实化。另外地或者备选地，方法800可包括使用点燃的预制陶瓷聚合物基质来获得陶瓷基质，或者前述或其他已知工艺的任意组合。
此书面说明书使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且也使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统以及执行任何所结合的方法。本发明可授予专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则此类其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (19)

1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定所述翼型件的内表面的第一部分，所述第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成；所述第一部分内的第一开孔，其沿第一方向在所述内表面处的第一端和所述第一开孔的第二端之间延伸；
限定所述翼型件的外表面的第二部分，所述第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成，多个切口，其中每个切口延伸穿过所述第二多层的每个层，所述多个切口层叠且对齐以限定所述第二部分内的第二开孔，所述第二开孔沿与所述第一方向不同的第二方向在所述第二开孔的第一端和所述外表面处的所述第二开孔的第二端之间延伸；
其中所述第一开孔和所述第二开孔在所述第一开孔的第二端和所述第二开孔的第一端处流体地联接到彼此以限定从所述翼型件的所述内表面延伸至所述外表面的非视线冷却开孔，
其中所述第一开孔的第二端具有与所述第二开孔的第一端的横截面积不同的横截面积，
其中所述第一开孔具有第一最小横截面积且所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第一最小横截面积小于所述第二最小横截面积。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一开孔的第二端具有与所述第二开孔的第一端的横截形状不同的横截形状。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一开孔具有第一最小横截面积，且所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第二最小横截面积小于所述第一最小横截面积。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一多层的每个层限定切口，多个切口限定所述第一开孔。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第二多层的每个层限定切口，多个切口限定所述第二开孔。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述第二多层的所述切口从所述第二开孔的第一端到所述第二开孔的第二端在横截面积上增大。
7.根据权利要求5所述的翼型件，其中，限定所述第二开孔的第一端的第一切口具有比限定所述第二开孔的第二端的第二切口的横截面积大的横截面积。
8.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述第二多层的多个切口中的第一切口具有第一横截面积，其中所述第二多层的多个切口中的第二切口具有第二横截面积，其中所述第二多层的多个切口中的第三切口具有第三横截面积，且其中所述第一横截面积、所述第二横截面积和所述第三横截面积中的至少一者与所述第一横截面积、所述第二横截面积和所述第三横截面积中的其余不同。
9.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述第二多层的每个切口具有中心，并且其中所述切口的中心沿着第二方向对齐。
10.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述第二多层的每个切口具有横截面积，并且其中所述第二多层的切口的横截面积沿第二方向不均匀地变化。
11.根据权利要求5所述的翼型件，其中，所述第二多层的每个切口具有中心，并且其中一个切口的中心从相邻切口的中心偏移。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其中，在所述第二开孔和所述外表面之间限定表面角度，所述表面角度小于45°。
13.一种用来形成用于燃气涡轮发动机的翼型件的方法，所述方法包括：
层叠陶瓷基质复合材料的第一多层；
处理所述第一多层以形成所述翼型件的第一部分；
层叠陶瓷基质复合材料的第二多层，所述第二多层层叠在所述翼型件的所述第一部分上；以及
处理所述第二多层和所述第一部分以形成邻近所述第一部分的所述翼型件的第二部分，
其中所述第一部分限定第一开孔且所述第二部分限定第二开孔，所述第一开孔和所述第二开孔形成连续路径以限定非视线冷却开孔，以及
其中所述第一开孔包括第一横截面积，且所述第二开孔包括第二横截面积，所述第一横截面积与所述第二横截面积不同，
其中所述第一开孔具有第一最小横截面积且所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第一最小横截面积小于所述第二最小横截面积。
14.根据权利要求13所述的方法，还包括：
在将所述第二多层层叠在所述第一部分上之前限定穿过所述第一部分的所述第一开孔，
其中所述第一开孔通过加工所述第一开孔而限定。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，加工所述第一开孔包括，以坯体状态加工所述第一部分以限定所述第一开孔。
16.根据权利要求13所述的方法，其中，所述第一部分限定所述翼型件的内表面，且所述第二部分限定外表面，
其中所述第一开孔具有在所述内表面处限定的第一端和在所述第二部分处限定的第二端，
其中所述第二开孔具有邻近所述第一开孔的第二端限定的第一端和在所述外表面处限定的第二端，
其中所述第一开孔的第二端具有与所述第二开孔的第一端的横截面积不同的横截面积。
17.根据权利要求13所述的方法，还包括：
在所述第二多层的每个层中限定切口，所述切口限定所述第二开孔。
18.根据权利要求17所述的方法，其中，所述第二多层的每个切口具有横截面积，且其中所述第二多层的至少一个切口的横截面积与所述第二多层的另一个切口的横截面积不同。
19.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定第一开孔和所述翼型件的内表面的第一部分，所述第一部分由陶瓷基质复合材料的第一多层形成；以及
限定第二开孔和所述翼型件的外表面的第二部分，所述第二部分由陶瓷基质复合材料的第二多层形成，
其中，所述第一部分限定第一开孔且所述第二部分限定第二开孔，所述第一开孔和所述第二开孔形成从所述内表面到所述外表面的连续路径以限定非视线冷却开孔，所述非视线冷却开孔在所述内表面和所述外表面之间包括至少一个方向变化，
其中所述第一开孔具有第一最小横截面积且所述第二开孔具有第二最小横截面积，所述第一最小横截面积小于所述第二最小横截面积。
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