用于燃气涡轮发动机的发动机构件的制作方法

涡轮发动机且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到多个涡轮叶片的燃烧气体的流获得能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机已用于陆地和海上运转和功率产生，但最常用于航空应用，例如，飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率产生。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以提高发动机效率，所以某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是必需的。通常，冷却通过将较冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

用于冷却发动机构件的冷却空气通过一个或多个膜孔传送至发动机构件的热表面。离开膜孔的空气越过发动机构件的热表面扩散，冷却发动机构件，且产生热空气与发动机构件表面之间的屏障。典型的膜孔沿经历高速湍流热空气流的发动机构件输送冷却空气，其中冷却空气与热空气快速混合。因此，额外的孔膜可为保持冷却空气屏障适当地冷却发动机构件所必需的，增加了成本，降低了结构完整性和构件寿命，且降低了发动机效率。

技术实现要素：

一方面，一种用于生成热燃烧气体的燃气涡轮发动机的发动机构件。发动机构件包括壁，其使热燃烧气体与冷却流体流分开且具有热表面和冷却表面，热表面具有面向热燃烧气流的主平面且冷却表面面向冷却流体流。在主平面下方形成在热表面中的凹部至少部分地由梯级和从梯级向下游且朝主平面向上延伸的斜面限定。至少一个膜孔具有设在冷却表面中的入口、设在梯级上的出口，以及连接入口和出口的通路。

另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，生成热燃烧气流的燃气涡轮发动机包括壁，其将热燃烧气流与冷却流体流分开且具有热表面和冷却表面，热表面具有面向热燃烧气流的主平面且冷却表面面向冷却流体流。仿形部分在主平面下方形成在热表面中，且具有限定面的梯级以及从梯级朝主平面向上且向下游延伸的斜面，以及连接面和斜面的底部。多个膜孔具有设在冷却表面上的入口和设在斜面上游的仿形部分上的主平面下方的出口，其中通路连接入口和出口，限定了中心线，其中中心线的分量平行于面。

又一方面，一种冷却用于燃气涡轮发动机的发动机构件的方法，发动机构件具有壁，其分开热燃烧气体和冷却流体流且具有热表面和冷却表面，热表面具有面向热燃烧气流的主平面且冷却表面面向冷却流体流，该方法包括生成流到位于主平面和热燃烧气流下方的凹部中的冷却流体流。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气流，包括：

壁，其使所述热燃烧气流与冷却流体流分开且具有热表面和冷却表面，所述热表面具有面向所述热燃烧气流的主平面且所述冷却表面面向所述冷却流体流；

凹部，其在所述主平面下方形成在所述热表面中，且至少部分地由梯级和从所述梯级向下游延伸且朝所述主平面向上延伸的斜面限定；以及

至少一个膜孔，其具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述梯级上的出口，以及连接所述入口和所述出口的通路。

技术方案2. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述斜面具有沿所述热燃烧气流方向的预定截面轮廓。

技术方案3. 根据技术方案2所述的发动机构件，其中，所述截面轮廓为线性或曲线中的至少一者。

技术方案4. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述出口设在所述梯级的距离内，其中所述梯级的距离包括所述梯级高度的两倍。

技术方案5. 根据技术方案1所述的发动机构件，其中，所述斜面从所述主平面下方往回延伸直到至少所述主平面。

技术方案6. 根据技术方案5所述的发动机构件，其中，所述热表面限定热表面局部平面，且面限定面局部平面，其形成与所述热表面局部平面的交叉线，且所述膜孔的中心线到所述热表面局部平面上的投影限定相对于所述交叉线的第一锐角。

技术方案7. 根据技术方案6所述的发动机构件，其中，所述第一锐角小于90度。

技术方案8. 根据技术方案6所述的发动机构件，其中，所述中心线到平行于所述热燃烧气流的平面上的投影形成相对于所述热表面局部平面的第二锐角。

技术方案9. 根据技术方案8所述的发动机构件，其中，所述第二锐角小于50度。

技术方案10. 根据技术方案8所述的发动机构件，其中，所述构件还包括形成所述凹部的仿形部分，且所述至少一个膜孔包括多个膜孔，其沿所述面间隔开，且具有对应的第一锐角和第二锐角。

技术方案11. 一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，所述燃气涡轮发动机生成热燃烧气流，包括：

壁，其使所述热燃烧气流与冷却流体流分开且具有热表面和冷却表面，所述热表面具有面向所述热燃烧气流的主平面且所述冷却表面面向所述冷却流体流；

仿形部分，其在所述主平面下方形成在所述热表面中，且具有限定面的梯级以及从所述梯级朝所述主平面向上和向下游延伸的斜面，以及连接所述面和所述斜面的底部；以及

多个膜孔，其具有设在所述冷却表面上的入口、设在所述斜面上游的仿形部分上的主平面下方的出口、连接所述入口和所述出口且限定中心线的通路，其中所述中心线的分量平行于所述面。

技术方案12. 根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述热表面限定热表面局部平面，且所述面限定面局部平面，其形成与所述热表面局部平面的交叉线，且所述中心线到所述热表面局部平面上的投影限定流分量，其形成相对于所述交叉线的第一锐角。

技术方案13. 根据技术方案12所述的发动机构件，其中，所述第一锐角小于90度。

技术方案14. 根据技术方案12所述的发动机构件，其中，所述中心线到平行于所述热燃烧气流的平面上的投影形成相对于所述热表面局部平面的第二锐角。

技术方案15. 根据技术方案14所述的发动机构件，其中，所述第二锐角小于50度。

技术方案16. 根据技术方案11所述的发动机构件，其中，所述出口中的一个设在所述面、所述面的接合部或底部中的至少一者上。

技术方案17. 一种冷却用于燃气涡轮发动机的发动机构件的方法，所述发动机构件具有壁，其使热燃烧气流与冷却流体流分开且具有热表面和冷却表面，所述热表面具有面向所述热燃烧气流的主平面且所述冷却表面面向所述冷却流体流，所述方法包括：

生成流到位于所述主平面和所述热燃烧气流下方的凹部中的冷却流体的流。

技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其中，生成流到所述凹部中的所述冷却流体的流限定沿初始方向的纵轴线，其中所述冷却流体流入所述凹部中，使得所述冷却流体初始地大致横向于所述热燃烧气流沿所述凹部移动。

技术方案19. 根据技术方案18所述的方法，其中，所述纵轴线到所述热表面的局部平面上的投影限定锐角。

技术方案20. 根据技术方案18所述的方法，其中，生成流到所述凹部中的所述冷却流体的流包括生成流到所述凹部中的冷却流体流。

附图说明

在附图中：

图1示出了用于包括一个或多个发动机构件的飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图2示出了图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧剖视图，示出了额外的发动机构件。

图3示出了根据第一实施例的具有包括带多个膜孔的梯级的仿形部分的发动机构件的一部分的透视图。

图4示出了图3的限定纵轴线的通路的局部放大顶视图。

图5示出了限定第一锐角的投射到热表面局部平面上的图4的纵轴线的局部放大图。

图6示出了中心线到限定得平行于热空气流的平面上的投影，限定相对于热表面局部平面的第二锐角。

图7示出了图3的第一实施例的透视图，示出了离开膜孔的冷却空气流。

图8示出了图7的透视图，具有向斜面上移动且在下游热表面上移动的冷却空气流。

图9示出了图3的第一实施例的侧视图，其中冷却空气流在热空气流下方移动。

图10示出了仿形部分内的涡流热空气流的侧视图，相比于图9没有图9的膜孔。

图11示出了根据第二实施例的具有包括带多个膜孔的曲线梯级的仿形部分的发动机构件的透视图。

零件清单

10 燃气涡轮发动机

12 纵轴线(中心线)

14 前

16 后

18 风扇区段

20 风扇

22 压缩机区段

24 低压(LP)压缩机

26 高压(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轴/HP转轴

50 LP轴/LP转轴

52 压缩机级

54 压缩机级

56 压缩机叶片

58 压缩机叶片

60 压缩机导叶(喷嘴)

62 压缩机导叶(喷嘴)

64 涡轮级

66 涡轮级

68 涡轮叶片

70 涡轮叶片

72 涡轮导叶

74 涡轮导叶

76 偏转器

78 燃烧器衬套

80 护罩组件

C 冷却流体流

H 热燃烧气体

P 主平面

90 发动机构件

92 壁

94 热表面

94a 上游热表面

94b 下游热表面

96 冷却表面

100 膜孔

102 入口

104 出口

106 通路

108 计量区段

110 扩散区段

112 仿形部分

116 梯级

118 底壁

120 面

122 交叉线

124 接合部

128 面局部平面

130 热表面局部平面

R 直角线性轮廓

132 底壁平面

134 斜面

136 斜面局部平面

θ 倾斜角

140 纵轴线

142 交叉线

144 第一锐角

146 纵轴线的投影

150 平面

152 中心线的投影

154 第二锐角

190 发动机构件

192 壁

194 热表面

194a 上游热表面

194b 下游热表面

196 冷却表面

200 膜孔

202 入口

204 出口

206 通路

208 计量区段

210 扩散区段

212 仿形部分

216 梯级

220 面

228 面局部平面

230 热表面局部平面

234 斜面

240 纵轴线

242 交叉线

244 第一锐角

246 纵轴线的投影

250 第一拐折轴线

252 第二拐折轴线。

具体实施方式

本公开内容涉及特别是燃气涡轮发动机中的膜冷却的发动机构件。为了说明的目的，将相对于飞行器燃气涡轮发动机描述本主题。然而，将理解的是，本主题并未如此受限，且可在非飞行器应用中具有一般适用性，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。

如本文使用的用语"轴向"或"轴向地"是指沿发动机的纵轴线的维度。连同"轴向"或"轴向地"使用的用语"前"或"上游"是指朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。连同"轴向"或"轴向地"使用的用语"后"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。

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。以其自身或结合用语"径向"或"径向地"使用的用语"近侧"或"向近侧"是指沿朝中心纵轴线的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近中心纵轴线。以其自身或结合用语"径向"或"径向地"使用的用语"远侧"或"向远侧"是指沿朝发动机外周的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机外周。

所有方向表示(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、逆时针、上游、下游、向后等)仅用于识别目的，以有助于读者的理解且不产生特别是关于位置、定向或使用的限制。连接关联(例如，附接、联接、连接和接合)宽泛地构想出，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，连接关联不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示意性的图仅出于图示目的，且附于此的图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14向后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相对于对应的一组静止压缩机导叶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可设置成环，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，同时对应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58下游且在其附近。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

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相对于对应一组静止涡轮导叶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，多个涡轮叶片68、70可设置成环，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，而对应的静止涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70上游且在其附近。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机然后将加压的环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机进一步加压环境空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器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，HP涡轮驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮获得额外功来驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50使风扇20和LP压缩机24旋转。

由风扇20供应的环境空气中的一些可旁通发动机核心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。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其正好在燃烧区段28的下游。其它冷却流体的源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

图2为来自图1的发动机10的燃烧器30和HP涡轮34的侧剖视图。燃烧器30包括偏转器76和燃烧器衬套78。形成喷嘴的成组静止涡轮导叶72在轴向方向上邻近涡轮34的涡轮叶片68。喷嘴使燃烧气体转动，以便涡轮34可获取最大量的能量。当热燃烧气体H沿导叶72的外部经过时，冷却流体流C穿过导叶72来冷却导叶72。护罩组件80邻近旋转叶片68以降低涡轮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。

发动机10中的一个或多个发动机构件具有膜冷却的壁，其中可使用本文进一步公开的各种膜孔实施例。具有膜冷却的壁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76、燃烧器衬套78或护罩组件80。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为示出根据第一实施例的来自图1的发动机10的发动机构件90的示意图。发动机构件90可设置在由箭头H表示的热气流中。可供应由箭头C表示的冷却流体流以冷却发动机构件90。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44的由风扇20供应的环境空气，从HP压缩机24排放的流体，或从HP压缩机26排放的流体。

发动机构件90包括壁92，其具有热表面94，包括上游热表面94a和面向热燃烧气体H的下游热表面94b，以及面向冷却流C的冷却表面96。包括上游热表面94a和下游热表面94b的热表面94还限定主平面P。主平面P可为在热表面94的平均表面上限定的总体平面，且大致平行于局部热燃烧气流H。在燃气涡轮发动机的情况下，热表面94暴露于具有1000℃到2000℃或更高的范围中的温度的气体。用于壁92的适合的材料包括但不限于钢、耐火金属(诸如钛)，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。冷却表面96可为发动机构件90的外表面或内表面。发动机构件90还包括多个膜孔100，其提供了发动机构件90的冷却流体流C与热燃烧气体H之间的流体连通。在操作期间，冷却流体流C通过膜孔100供应，以产生热表面94上的冷却流体C的薄层或膜，保护其免于热燃烧气体H。

各个膜孔100可具有设在壁92的冷却表面96上的入口102，设在热表面94上的出口104，示为出口104a-104c。通路106流体地联接入口102和出口104。冷却流体流C通过入口102进入膜孔100，且在沿热表面94的出口104处离开膜孔100之前穿过通路106。

发动机构件90通过向热表面94提供凹部来提供发动机构件90的热表面94的定形或仿形，示为仿形部分112，其包含两个或更多膜孔100的出口104。邻近彼此的两个或更多膜孔100使其出口区域或出口104包含在较宽的表面仿形部分112内以使流从成组的膜孔100更平稳地过渡，而非将出口区域定形为各个独立的膜孔100，这可引入局部非期望的应力增大。然而，可构想出的是，基于每个膜孔定形出口区域。

仿形部分112可包含部分排的膜孔100或整排膜孔100的出口104，而不管该排认作是沿径向方向或轴向方向，或另外在发动机构件90上定向。尽管仅示出了发动机构件90的一部分，但将理解的是，发动机构件90可具有多排膜孔100，其中各排均具有对应的仿形部分112或仅排的一部分。此外，尽管仿形部分112示为直的纵向凹部，但构想出了弯曲的仿形部分112，诸如弯曲翼型件或叶片上的实施。

包括仿形部分112的凹部设置在限定纵轴线的热表面94中。仿形部分112包括梯级116，其具有底壁118和面120，其中面120面向下游。仿形部分112还可将热表面94分成上游热表面94a和下游热表面94b，使得上游热表面94a在仿形部分112上游，且下游热表面94b在仿形部分112下游。

面120可限定面局部平面128，且热表面94可限定热表面局部平面130，面局部平面128设置成大致正交于热表面局部平面130。面表面局部平面128和热表面局部平面130还可相交，形成正交于热空气流H的方向的交叉线142。此外，底壁118可限定底壁局部平面132，其大致正交于面局部平面128，且平行于热表面局部平面130。

膜孔100的出口104可形成在面120、底壁118或面和底壁118的接合部124中。第一出口104a完全设置在面120中。在面120和底壁118的接合部124处的第二出口104b部分地设置在面120中且部分地设置在底壁118中，其中面120与底壁118之间的接合部124限定穿过第二出口104b的中心线。作为备选，第二出口104可部分地设置在面120和底壁118内，同时从由接合部124限定的中心线偏移。第三出口104c完全设置在底壁118中。应当认识到的是，一个仿形部分112内的多个出口104将通常类似地设置，然而可构想到出口104a-104c的任何组合。

梯级116具有由设置成与底壁118正交的面120限定的直角线性轮廓R，其中侧向于仿形部分112的纵向方向的底壁118的宽度与面120的高度大致相同，但构想出了任何高度的面120或任何宽度的底壁118。此外，由梯级116限定的直角轮廓可包括大于零度但小于一百八十度的任何角度。

仿形部分112还包括斜面134。限定斜面局部平面136的斜面134从底壁118延伸，终止于下游热表面94b处。如图所示的斜面134是示例性的，且可操作为从底壁118向下游延伸的倾斜平面。倾斜角θ限定在斜面局部平面136与底壁平面132之间。斜面134可设置成倾斜的，使得倾斜角θ为二十五度或更小，但可包括大于零度但小于九十度的任何倾斜角θ。此外，底壁118可除去，使得面120直接与斜面134相交，限定两者之间的角度轮廓，诸如直角轮廓R，包括非直角的锐角，或如由面120和斜面134的设置确定的任何其它角度。

出口104的直径略小于面120的长度，然而，面120的长度可达到出口104的直径的五倍，或更大。膜孔100的直径可为四十密耳或更小，其中一密耳等于0.001英寸，同时构想出任何尺寸的膜孔100。在一个示例中，膜孔100的直径为二十密耳，其中出口104的直径也为二十密耳，而面102略大，诸如二十四密耳。入口102、通路106和出口104直径可大于或小于四十密耳，这可由特定发动机构件90、壁92的尺寸、系统的温度或其中需要更多或更少冷却空气且可由更大或更小的膜孔100供应的任何其它因素确定。在其它示例中，膜孔100的直径可在出口104、入口102和通路106之中包括不同直径。

通路106可限定用于计量冷却流体C的质量流率的计量区段108。计量区段可为通路106的具有最小截面面积的一部分，且可为通路106的离散位置或伸长区段。如图所示，通路具有恒定的截面面积，使得整个通路106操作为计量区段。通路106还可限定扩散区段110，其中冷却流体流C可膨胀以形成较宽的冷却膜。扩散区段110具有大于计量区段108的截面面积。计量区段108可设在入口102处或附近，而扩散区段可限定在出口104处或附近。

现在转到图4，入口102通过通路106将冷却流体流C提供至出口104。因此，通路106限定中心线作为纵轴线140，其可投射到热表面局部平面130上。在图5中，为纵轴线140到热表面局部平面130上的投影的投射轴线146限定投射轴线146与交叉线142之间的第一锐角144。如可认识到的那样，第一锐角144可用于将冷却流体流C以相对于通路106的纵轴线140的角度引导到仿形部分112中。

现在转到图6，上游热表面94a可取决于发动机构件90的形状相对于热燃烧气体H设置得成角度。上游热表面94a设置成相对于面120成小于九十度的角度，而非成直角轮廓。中心线152到平行于热燃烧气体H的平面150上的投影可形成相对于热表面局部平面130的第二锐角152。热表面94的此定向可操作成使热燃烧气体H在仿形部分112上偏转，这可防止热燃烧气体H和冷却流体流C的过早掺合。

在图7中，可最佳看到进入仿形部分112的冷却流体流C的方向和定向。冷却流体流C进入入口102，且朝热燃烧气体H移动穿过通路106。冷却流体流C在出口104处以等于第一锐角144的角度离开通路106，进入由仿形部分112限定的凹部。冷却流体流C在仿形部分112内传播或扩散，使得热燃烧气体H在冷却流体流C上流动。

第一锐角144提供冷却流体流C进入凹部的流的向量，使得冷却流体流C可沿侧向于热燃烧气体H的流动的方向扩散，均匀地越过热表面94扩散，而非产生增大或减小冷却流体膜的局部区域。因此，第一锐角144有助于增大凹部内的冷却流体流C的停留时间。允许冷却流体流C扩散和填充区域，且形成斜面134和下游热表面94b上的冷却流体C的层。因此，需要较少膜孔100来有效地覆盖具有冷却流体流C的热表面94。

转到图8，可认识到跟随图7的空气流路径。当冷却流体流C沿仿形部分112纵向地移动时，冷却流体流C由来自膜孔100的额外冷却流体C的连续喷射在斜面134上逐渐上推，形成斜面134上的层和下游热表面94b，以限定冷却膜。

凹部内的冷却流体流C防止冷却流体流C与热燃烧气体H的过早混合，提高了膜冷却的效率。斜面134提供了用于允许冷却流体C在下游热表面94b上分散的渐进表面。

转到图9和图10，通过比较，可认识到通过使用仿形部分112内的膜孔100拒绝热燃烧气体H流入凹部中。在图9中，膜孔100允许冷却流体流C进入仿形部分112。在图10中，相比于图9，出于示例性目的除去膜孔100。因此，允许了热燃烧气体流入仿形部分112中，形成涡流状定向。在此定向中，凹部内的热表面温度可快速升高到高于可接受的温度，提供了发动机构件破坏或失效的潜在可能。在图9中，膜孔100定向允许冷却流体流C越过仿形部分112扩散。因此，冷却流体流C贯穿仿形部分112扩散，防止了可另外趋于在仿形部分112内形成的热燃烧气体H的潜在局部区域。

图11示出了根据第二实施例的发动机构件190的仿形部分212。第二实施例可大致类似于第一实施例，且类似的元件以相同参考标号表示，其中增加了100来识别标号。在图11中，表面(诸如上游热空气表面194a、下游热空气表面194b以及包括面220和斜面234的仿形部分212)具有曲线过渡，其平滑地切成圆角或倒圆角。曲线过渡从上游热表面194a到面220，从面220到斜面234，以及从斜面234到下游热表面194b发生，消除了第一实施例的底壁118。上游热表面194a以曲线凸形方式过渡至面220，拐至面220与斜面234之间的跨越第一拐折轴线250的凹形曲线过渡。限定在面220与上游热表面94a之间的曲线边缘上的半径应当较小，诸如大于5密耳。如图所示，一个或多个出口204沿面220设置，使得第一拐折轴线250(即，曲线轮廓具有用于曲线的斜率的标志的局部变化，诸如局部最小或最大)延伸穿过出口204的中心。在其它实施例中，沿面220的出口204的位置可较高或较低，使得第一拐折轴线250偏离出口204的中心。

此外，可构想出面220自身可为曲线的，而非由斜面234与上游热表面194a之间的过渡限定。面220可为仿形的或波状的，相对于仿形部分212沿侧向或沿纵向仿形或成波状，具有一个或多个拐点，在该处，用于曲线的斜率的局部标志沿面220的表面在局部最小或最大处改变多次。

斜面234与下游热表面194b之间的曲线过渡限定相对于热燃烧气体H的凸形表面，且还限定第二拐折轴线252，其中曲线轮廓具有用于曲线的斜率的标志的局部变化，诸如局部最小或最大，其设置在相对于仿形部分212的纵向方向的斜面234的侧向中心处。

热表面194a、194b、面220和斜面234之间的形状和过渡可适于使得第一拐折轴线250和第二拐折轴线252可分别沿面220和斜面234定位在任何位置。

限定面局部平面228的面220和限定热表面局部平面230的热空气表面194还限定其间的交叉线242。由膜孔100的通路206的纵向方向限定的纵轴线240可投射到热表面局部平面130上。纵轴线240的投影246限定与交叉线242的第一锐角244。

第二实施例的膜孔200以示例性方式示出，使得第一锐角244大于第一实施例(图5-图10)的第一锐角144。因此，冷却流体流C以接近平行于热燃烧气体H的方式移动，以更定向的方式向斜面234上移动。尽管冷却流体流C在第二实施例中相比于第一实施例并未沿仿形部分212沿纵向扩散那样远，但冷却流体流C相比于第一实施例可在混合之前沿下游热表面94b进一步向下游移动。

如可认识到的那样，通过第一实施例和第二实施例的第一锐角144、244的比较，膜孔100、200可定向成使得通路106、206限定纵轴线140、240来沿一个方向引导冷却流体流C，该方向可至少部分地确定因素，诸如仿形部分112内的冷却流体C的量和冷却流体C向下游移动的速率。应当理解的是，仿形部分112、212的形状和大小也可至少部分地确定这些因素。

应当进一步认识到的是，第一实施例和第二实施例中所示的元件是示例性的，且一些或所有元件可组合成实现仿形部分112。还应当认识到的是，第一锐角144、244可用于沿相对于热燃烧气体H的轴向方向引导冷却流体流C。第一锐角144、244可按期望改变，以使冷却流体流C相对于仿形部分112、212沿纵向方向扩散，或以大致平行于热空气流H的方式；沿纵向方向均匀地进一步扩散冷却流体流C，或相应地沿热燃烧气体H的方向进一步引导冷却流体流C，而不过早混合。因此，第一锐角144、244可相对于特定发动机构件90、190的局部部分的需要改变。

如还可认识到的那样，凹部减慢冷却流体流C与热燃烧气体H的掺合，通常称为混合，且减小发动机构件90、190的热表面94、194上的冷却流体C的混乱或湍流释放。因此，离开多个膜孔100、200的冷却流体流C可在发动机构件90、190的热表面94、194上均一地扩散，以均匀地冷却发动机构件90、190，而不产生增加或减少冷却的区域(这可不均匀地加热或施加应力至发动机构件90、190的局部区域)。

进入仿形部分112、212的冷却流体流C可在底壁118的整个表面和斜面134、234上均匀扩散，允许了冷却流体C在斜面134、234上均匀扩散，且扩散至下游热表面94b、194b和发动机构件90、190。此外，由于冷却流体流C防止过早混合，膜孔100、200的效率和有效性可提高。结果，需要较少膜孔100、200来有效冷却发动机构件90、190，降低了成本且提高了结构完整性。更进一步，相比于工业标准，使用具有较大或标准量的膜孔100、200的仿形部分112、212提高了膜冷却的有效性，允许了发动机构件90、190的增大的热能力，这可提高系统的效率、降低燃料成本，且延长发动机构件90、190的操作寿命。

在以上实施例中，热燃烧气体H示为沿大体上越过发动机构件90、190的冷却表面96、196的方向，其中膜孔100、200布置成大体上横向于热气流H的方向的排。然而，相对于热燃烧气体H的主方向的其它排定向是可能的。例如，对于一些发动机构件90、190，膜孔100、200可布置成具有平行于热气流H的定向的排。将注意的是，热燃烧气体H可为湍流，且由特别在相对于膜孔100、200的局部比例下的方向分量或向量构成，但主要或大部分流动方向可横向于、平行于成排膜孔100、200，或其一些组合。

在任何以上实施例中，保护性涂层(诸如热障涂层或多层保护涂层系统)可应用至发动机构件90、190的热表面94。将理解的是，膜孔100、200和出口104、204可具有各种定向，不仅仅是附图中所示的轴向定向。此外，凹部可与膜孔100、200的通路106、206和出口104、204的定形或仿形组合。凹部还可应用至槽口类型的膜冷却，在此情况下，出口104、204设在热表面94、194上的槽口内。

关于本文公开的主题的系统、方法和其它装置的各种实施例提供了发动机构件的改善的冷却，特别是在具有膜孔的发动机中。可在所述系统的一些实施例的实施中实现的一个优点在于，发动机构件的热表面可定形为包括包含多个膜孔的出口的仿形部分。常规膜孔设计使用通路，其具有圆形入口区域、计量区段和定形的出口区域以助于扩散冷却流体。然而，出口区域的定形已受限。通过定形膜孔以包括仿形出口区域，发动机构件中的改善的冷却性能可实现，这可导致发动机构件的较长的服务寿命、提高的效率、较高温度能力，以及提高的结构完整性，而不增加重量至系统。

在描述的系统和方法的一些实施例的实施中可实现的另一个优点在于，多个膜孔可包含在局部仿形部分内。通常，膜孔出口的表面仿形需要围绕或进入各个独立膜孔中的局部定形。通过将多个出口包含在公共轮廓内，可满足局部设计要求，从而预先调节冷却流体流，重新定向冷却流体流来提供从膜孔的更有益的分散，或消除典型的离开流分离，由此引起高湍流和/或混乱空气流。

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