具有近壁冷却特征的热气体路径构件后缘的制作方法

本公开的主题在由能源部(DOE)授予的合同No.DE-FC26-05NT42643下利用政府支持完成，并且政府具有在本文中要求权利的主题中的某些权利。

技术领域

本公开的领域大体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及具有后缘近壁冷却的热气体路径构件。

背景技术：

燃气涡轮系统广泛地用于如发电的领域中。常规的燃气涡轮系统包括压缩机、燃烧器和涡轮。在燃气涡轮系统的操作期间，系统中的多种热气体路径构件经受高温流，这可引起热气体路径构件故障。因为较高温流通常导致燃气涡轮系统的提高的性能、效率和功率输出并且因此在燃气涡轮系统中为期望的，故经受高温流的热气体路径构件必须冷却成允许燃气涡轮系统以处于升高的温度的流操作。

在热气体路径构件的最大局部温度接近热气体路径构件的熔化温度时，强制空气冷却变为必要的。出于该原因，燃气涡轮动叶和喷嘴的翼型件经常要求复杂的冷却方案，其中典型地为放气的空气被迫穿过翼型件内的内部冷却通路，并且接着排放穿过位于翼型件表面、前缘和/或后缘处的冷却孔或通路以从热气体路径构件传递热。

在一些已知燃气涡轮系统中，热气体路径构件冷却通过使冲击插入件位于构件翼型件腔(例如，燃气涡轮的第一级喷嘴的两个或更多个腔)内来实现。在此类已知系统中，喷嘴导叶的压力侧和吸入侧被冲击冷却。后冲击冷却空气接着排放穿过沿着翼型件表面的膜孔，或者发送至附加回路以对流冷却翼型件后缘。附加后缘回路由于用以使后冲击插入件延伸至后缘的翼型件腔内的不足的空间而经常是必需的。

现有技术中用于冷却经受高温流的热气体路径构件的多种策略是已知的。例如，多种后缘空气冷却回路使用销，其在翼型件的相对侧之间延伸用于接收冷却流用于冷却后缘部分。然而，销冷却与压力下降相关联并且经常在非常短的距离上实用。在一些已知冷却系统中，使用湍流对流通道设计，导致较低的压力下降。然而，此类已知设计可实现用以满足用于喷嘴导叶的冷却性能要求的不足冷却效率。一些已知冷却系统组合了两种冷却特征，即，销冷却和对流通道冷却回路，然而，存在对更进一步的冷却效率的需要。

技术实现要素：

在一个方面，提供了一种热气体路径构件。热气体路径构件包括基底，其包括外表面和内表面。内表面限定第一内部空间。外表面限定压力侧表面和吸入侧表面。压力侧和吸入侧表面在热气体路径构件的前缘和后缘处连结在一起。基底包括后缘部分。热气体路径构件还包括第一冷却通路，其形成在基底的后缘部分的吸入侧表面中并且流动连通地联接于第一内部空间。第一冷却通路包括第一端部和第二端部。与所述第一冷却通路分开的第二冷却通路形成在基底的后缘部分的压力侧表面中。第二冷却通路流动连通地联接于第一内部空间。第二冷却通路包括第一端部和第二端部。构件还包括盖，其设置在第一和第二冷却通路的至少一部分之上。第一内部空间将冷却流体导引至第一和第二冷却通路。第一和第二冷却通路将冷却流体导引穿过其以远离盖和基底传递热。

在另一个方面，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括压缩机、联接于压缩机的涡轮，以及设置在压缩机和涡轮中的至少一个中的热气体路径构件。热气体路径构件包括基底，其包括外表面和内表面。内表面限定第一内部空间。外表面限定压力侧表面和吸入侧表面。压力侧和吸入侧表面在热气体路径构件的前缘和后缘处连结在一起。基底包括后缘部分。热气体路径构件还包括第一冷却通路，其形成在基底的后缘部分的吸入侧表面中并且流动连通地联接于第一内部空间。第一冷却通路包括第一端部和第二端部。与所述第一冷却通路分开的第二冷却通路形成在基底的后缘部分的压力侧表面中。第二冷却通路流动连通地联接于第一内部空间。第二冷却通路包括第一端部和第二端部。构件还包括盖，其设置在第一和第二冷却通路的至少一部分之上。第一内部空间将冷却流体导引至第一和第二冷却通路。第一和第二冷却通路将冷却流体导引穿过其以远离盖和基底传递热。

附图说明

本公开的这些及其它的特征、方面和优点将在参照附图阅读以下详细描述时变得更好理解，其中相似标记遍及附图表示相似部分，其中：

图1为示例性燃气涡轮发动机的示意图；

图2为图1中所示的燃气涡轮发动机的涡轮的一部分的示意图；

图3为图2中所示的多个热气体路径构件中的一个的典型翼型件的示意性截面，示出了形成于其中的冷却系统的一部分；

图4为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第一实施例，其中微通道形成在翼型件的压力侧表面和吸入侧表面两者上；

图5为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第二实施例；

图6为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第三实施例；

图7为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第四实施例；

图8为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第五实施例；以及

图9为图2中所示的热气体路径构件中的一个的另一典型翼型件的后缘部分的放大视图，示出了用于冷却翼型件的后缘部分的布置的第六实施例。

除非另外指示，否则本文中提供的附图意图示出本公开的实施例的特征。这些特征被认为能够应用于包括本公开的一个或更多个实施例的多种系统中。就此而言，附图不意图包括本文中公开的实施例的实践所需的、本领域技术人员已知的所有常规特征。

部件列表

10 燃气涡轮发动机

12 压缩机

14 燃烧器

16 涡轮

18 可旋转轴

20 燃料喷嘴

22 热气体流

24 加压空气

26 涡轮叶片

28 定子导叶

30 微通道

32 翼型件

34 壳体

36 前缘

38 热气体路径构件

40 后缘

42 冷却系统

44 冷却流体供应导管

46 转子轮

48 基底

50 外表面

52 内表面

54 仓室

56 凹口

58 压力侧表面

60 吸入侧表面

62 入口通路

64 后缘部分

66 底表面

68 铜片/预型件(PSP)

70 端部仓室

72 涂层

74 粘合涂层

76 热障涂层(TBC)

78 出口通路

80 凹口边缘

82 出口仓室

84 交叉流动通路

86 膜冷却孔。

具体实施方式

在以下说明书和权利要求中，将参照一定数量的用语，其将限定成具有以下含意。单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数提及，除非上下文另外清楚地指示。如遍及说明书和权利要求在本文中使用的近似语言可应用成修饰任何数量代表，其可以可容许地变化而不导致其所涉及的基本功能的变化。因此，由用语或多个用语如“大约”和“大致”修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度。在此处并且遍及说明书和权利要求，范围限制可组合和/或互换；此类范围被识别并且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。

如遍及说明书和权利要求在本文中使用的近似语言可应用成修饰任何数量代表，其可以可容许地变化而不导致其所涉及的基本功能的变化。因此，由用语或多个用语如“大约”、“近似”和“大致”修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况中，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度。在此处并且遍及说明书和权利要求，范围限制可组合和/或互换；此类范围被识别并且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。

图1是旋转机器，即，涡轮机，以及更具体地，涡轮发动机的示意图。在示例性实施例中，涡轮发动机是燃气涡轮发动机10。备选地，旋转机器为任何其它涡轮发动机和/或旋转机器，包括但不限于蒸汽涡轮发动机、离心压缩机和涡轮增压器。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机10包括压缩机12、燃烧器14、涡轮16和燃料喷嘴20中的各个中的至少一个。燃料喷嘴20构造成喷射燃料(未示出)并且将燃料(未示出)与加压空气24在燃烧器14中混合。燃烧器14点燃并且燃烧燃料-空气混合物(未示出)并且接着使热气体流22进入涡轮16。涡轮16包括具有固定导叶或叶片的一个或更多个定子(图1中未示出)，以及具有叶片或动叶的一个或更多个转子(图1中未示出)，其关于定子旋转。热气体流22在涡轮转子叶片之上经过，由此驱动涡轮转子旋转。涡轮16联接于单个可旋转轴18使得其在热气体流22在涡轮叶片之上经过时使轴旋转。在备选实施例中，可旋转轴18是联接在一起以形成可旋转轴18的多个轴节段。在示例性实施例中，可旋转轴18联接于压缩机12。压缩机12包括刚性地安装于转子(未示出)的叶片(未示出)，该转子由可旋转轴18驱动旋转。在空气在旋转叶片之上经过时，空气压力增大，由此向燃烧器14提供足够的加压空气24用于适当的燃烧。

图2是图1中所示的燃气涡轮发动机10的涡轮16的一部分的示意图。在示例性实施例中，涡轮16包括涡轮叶片26和定子导叶28。如本文中描述的，涡轮叶片26和定子导叶28均被称为热气体路径构件38。热气体路径构件是燃气涡轮发动机10的任何构件，其至少部分地暴露于例如穿过燃气涡轮发动机10的热气体流22，其中热气体流22操作温度在一个实例中高于2500华氏度(°F)(～1371摄氏度(℃))。例如，热气体路径构件38包括但不限于涡轮叶片26和其它动叶组件(也称为叶片或叶片组件)、定子导叶28和其它喷嘴组件(也称为导叶或导叶组件)、护罩组件、过渡件、固持环，以及压缩机排气构件。热气体路径构件38不限于以上描述的实例，而是为至少部分地暴露于热气体流22的任何构件。另外，热气体路径构件38不限于燃气涡轮发动机10的构件，而是可为暴露于高温流的任何类型的构件。应当理解的是，使用涡轮、翼型件和微通道的描述和附图仅为示例性的。另外，应当理解的是，本文中描述的微通道可用于任何适合的构件中，冷却流体如水、蒸汽、空气、燃料和/或任何其它适合的流体引导穿过该任何适合的构件用于冷却构件和/或用于保持构件的温度。

当热气体路径构件38暴露于热气体流22时，热气体路径构件38由热气体流22加热并且可达到热气体路径构件38基本上退化或故障的温度。因此，为了使得燃气涡轮发动机10能够以处于高温的热气体流22操作，并且提高燃气涡轮发动机10的效率、性能和/或寿命，要求用于热气体路径构件38的冷却系统42。

如本文中描述的，微通道冷却通过将冷却特征放置成尽可能靠近热气体路径构件38的加热区域，因此减小用于给定的热传递速率的热气体路径构件38的热侧和冷侧之间的温差而便于显著地降低热气体路径构件38的冷却要求。

大体上，冷却系统42包括形成在热气体路径构件38的表面中的一系列小通路或微通道30(图1-2中未示出)。如本文中使用的，“小”或“微”通道尺寸包括在近似0.004英寸(in.)(0.10毫米(mm))和近似0.100in.(2.54mm)之间的范围中的宽度和深度。冷却流体例如加压空气24从仓室提供至微通道，并且冷却流体流过微通道中的各个，冷却热气体路径构件38。

在示例性实施例中，热气体路径构件38均包括具有直接暴露于热气体流22的前缘36的翼型件32。另外，翼型件32包括与前缘36轴向相对的后缘40。热气体路径构件38由加压空气24冷却，加压空气24从压缩机12的一个或更多个级发送穿过燃气涡轮发动机10的壳体34。在示例性实施例中，加压空气24描述为冷却流体，其用于冷却暴露于热气体流22的构件38，例如涡轮叶片26和定子导叶28。在备选实施例中，除了加压空气24之外的流体可用于冷却暴露于热气体流22的构件。还应当认识到的是，如本文中使用的用语“流体”包括流动的任何介质或材料，包括但不限于气体、蒸汽和空气。在示例性实施例中，至少一个冷却系统42限定在各个热气体路径构件38中并且与形成在壳34中的冷却流体供应导管44流动连通地联接。在示例性实施例中，冷却流体供应导管44流体连接于压缩机12。

在操作中，燃气涡轮发动机10将空气吸入到压缩机12中。在高转速下旋转的压缩机12压缩空气或使空气加压，并且将加压空气24的一部分导引至燃烧器14和将加压空气24的一部分导引至燃气涡轮发动机10的其它区域用于在冷却暴露于由燃气涡轮发动机10生成的热的构件38时使用。加压空气24在燃烧器14中与燃料混合并且点燃以生成热气体流22。热气体流22从燃烧器14导引向涡轮16，其中热气体流22在热气体路径构件38之上经过，冲击连接于转子轮46的涡轮叶片26。转子轮46由冲击涡轮叶片26的热气体流22旋转。热气体流22还将热传递至热气体路径构件38。加压空气24的一部分导引穿过形成在热气体路径构件38中的冷却系统42以便于冷却构件。

示例性热气体路径构件38在本文中参照图3-9描述。对应的附图标记遍及图3-9的若干视图指示对应的部分。图3为图2的热气体路径构件38中的一个的典型翼型件32的示意性截面，示出了形成于其中的冷却系统42的一部分。图4为图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第一实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。当热气体路径构件38暴露于热气体流22时，传递至热气体路径构件38的热可达到热气体路径构件38可迅速变坏的温度。冷却系统42便于冷却热气体路径构件38并且使得燃气涡轮发动机10能够以处于升高的温度的热气体流22起作用，这提高燃气涡轮发动机10的效率和性能。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括具有外表面50和内表面52的基底48。如例如图3和4中所示，内表面52限定至少一个中空内部空间或仓室54。基底48的外表面50限定凹形压力侧表面58和凸形吸入侧表面60，其中压力侧表面58和吸入侧表面60在热气体路径构件38的前缘36和后缘40处连结在一起。

在示例性实施例中，热气体路径构件38由铸造过程，如但不限于熔模铸造过程形成，并且取决于用于热气体路径构件38的预期应用由任何适合的材料制作。例如但不限制，热气体路径构件38可由Ni-基、Co-基和Fe-基超级合金等形成。一些Ni-基超级合金已知为由于包括高温强度和高温蠕变阻力的合乎需要的性质的组合而为有利的。用于形成基底48的材料还可包括NiAl金属间合金，因为这些合金也已知为拥有包括高温强度和高温蠕变阻力的优越性质的组合，该优越性质对于在用于飞行器的涡轮发动机应用中使用而言为有利的。在备选实施例中，基底48由使得基底48能够如本文中描述地起作用的任何材料形成。

如本文中描述的，冷却系统42包括形成在热气体路径构件38的基底48中的一系列小通路或微通道30。在示例性实施例中，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成在基底48的外表面50中。备选地，微通道30可使用多种技术形成。例如但不限于，用于形成微通道30的技术包括激光加工、喷水加工、电化学加工(ECM)、放电加工(EDM)、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的任何其它过程。应当理解的是，EDM过程可包括多轴计算机数字控制(CNC)单元。CNC单元实现切削工具沿着一定数量的轴线(包括X、Y和Z轴以及旋转轴线)的移动。另外，微通道30可在第一端部和第二端部之间以任何纵向构造延伸，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。

在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工到基底48的外表面50中。将微通道30连接于仓室54的一个或更多个入口通路62使用例如但不限于放电加工(EDM)或使得入口通路62能够如本文中描述地形成的任何常规的钻孔方法钻取。备选地，如本文中描述的微通道30、入口通路62和仓室54的至少一部分使用直接金属激光熔化(DMLM)处理来3D打印。在另一个备选实施例中，翼型件32的后缘部分64由经由硬钎焊或扩散粘结连结的加工件形成，并且该后缘部分64接着连结于翼型件32。如此处使用的，“后缘部分64”意指从后缘40在基底48的表面长度的大约30％内，如在前缘36和后缘40之间在基底48的任一侧上测量的。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在热气体路径构件38的外表面50中的一个或更多个凹口56。微通道30形成在凹口56中的各个的底表面66中并且由铜片或预烧结预型件(PSP)68覆盖。凹口56从热气体路径构件38的外表面偏移预先限定的基本上均一的距离，使得凹口56的底表面66与热气体路径构件38的外表面50的形状一致。例如但不限于，形成在翼型件32的凸形吸入侧表面60中的凹口56与翼型件表面形状一致并且偏移基本上等于铜片68的厚度的预先限定的距离。因此，原始的翼型件形状和表面位置通过将铜片68施加于凹口56来建立。在备选实施例中，基底48没有凹口56，并且微通道30形成在外表面50中。在另一个实施例中，凹口56是侧向开启的凹口，即，凹口56包括界定凹口56的至少一个凹口边缘80。

如图4中所示，形成在翼型件32中的微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可布置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限制，微通道30可包括蛇形构造。在示例性实施例中，入口通道62可单独地流动连通地联接于翼型件32，或者可流动连通地联接于共同槽或仓室54。出口通道78可将微通道30的排气端部联接在一起以将加压空气24排出穿过热气体路径构件38的后缘40，或者可流动连通地联接于共同槽或端部仓室70(图4中未示出)。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括涂层72，其形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上，在热气体路径构件38上形成保护材料层。在示例性实施例中，涂层72包括至少两种材料层，例如粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是任何合适的粘合材料。例如但不限于，粘合涂层74具有化学成分MCrAl(X)，其中“M”为选自由以下构成的组的元素：Fe、Co、Ni以及它们的多种组合。“X”为选自由以下构成的组的元素：γ主要形成物、固溶体增强剂(由例如Ta、Re和反应性元素，如Y、Zr、Hf、Si构成)，以及由B、C构成的晶界增强剂，以及它们的组合。粘合涂层74可由本文中进一步描述的多种过程，例如由等离子沉积过程或热喷雾过程施加于基底48和铜片68。备选地，粘合涂层74可为扩散铝化物粘合涂层，如具有化学成分NiAl或PtAl的涂层，并且粘合涂层74可通过例如蒸汽相铝化或化学蒸汽沉积施加于基底48和铜片68。

TBC76是任何合适的热障材料。例如但不限于，TBC76是氧化钇稳定氧化锆，并且可由如本文中描述的物理蒸汽沉积过程或热喷雾过程施加于热气体路径构件38。备选地，TBC76可为陶瓷，例如但不限于，由其它耐熔氧化物(如由组IV、V和VI元素形成的氧化物，或由镧系元素如La、Nd、Gd、Yb等修改的氧化物)修改的氧化锆的薄层。

对于特定构造，涂层72具有用于工业燃气涡轮构件的、在0.1到2.0毫米的范围中，以及更具体地，在0.1到1毫米的范围中，以及更加具体地，在0.1到0.5毫米的范围中的厚度。然而，其它厚度可取决于用于特定热气体路径构件38的要求来使用。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

在示例性实施例中，涂层72的层使用多种技术沉积到热气体路径构件38上。在一个实施例中，涂层72通过执行等离子沉积而设置在基底48的外表面50的至少一部分之上。简要地，等离子沉积包括将由涂层材料形成的阴极放置到真空室内的真空环境中，将基底48设在真空环境内，将电流供应至阴极以在阴极表面上形成阴极电弧，导致涂层材料从阴极表面的腐蚀或蒸发，以及将涂层材料从阴极沉积在基底外表面50上。在一个实施例中，等离子沉积过程包括等离子蒸汽沉积过程。涂层72的非限制性实例包括结构涂层、粘合涂层、抗氧化涂层以及热障涂层。在备选实施例中，涂层72通过执行热喷雾过程设置在基底48的外表面50的至少一部分之上。例如但不限制，热喷雾过程包括燃烧喷雾和/或等离子喷雾。燃烧喷雾过程包括高速氧气燃料喷雾(HVOF)或高速空气燃料喷雾(HVAF)。等离子喷雾过程包括大气(如空气或惰性气体)等离子喷雾或低压等离子喷雾(LPPS)，其也被称为真空等离子喷射(VPS)。备选地，用于沉积涂层72的一个或更多个层的技术包括但不限于溅射、电子束物理蒸汽沉积、无电镀、电镀，以及使得涂层72能够如本文中描述地起作用的任何其它过程。

图5是图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第二实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。对于图5中所示的实施例，热气体路径构件38包括形成在热气体路径构件38的外表面50中的一个或更多个凹口56。冷却系统42包括一系列微通道30，其形成在凹口56中的各个的底表面66中并且由铜片68覆盖。

在示例性实施例中，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成。备选地，微通道30可使用多种技术形成，包括但不限于，激光加工、喷水加工、ECM过程、EDM过程、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的其它任何过程。另外，微通道30可具有任何纵向构造，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工。一个或更多个入口通路62形成为将微通道30连接于仓室54。

在示例性实施例中，凹口56从热气体路径构件38的外表面50偏移预先限定的基本上均一的距离，使得凹口56的底表面66与外表面50的形状一致。例如但不限于，形成在翼型件32的凸形吸入侧表面60中的凹口56与翼型件表面形状一致，并且偏移基本上等于铜片68的厚度的预先限定的距离。因此，原始的翼型件形状和表面位置通过将铜片68施加于凹口56而建立。如图5中所示，凹口56是侧向开启的凹口，即，凹口56包括在后缘40处界定凹口56的凹口边缘80。铜片68的至少一个边缘邻接凹口边缘80。

如图5中所示，微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可设置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限于，微通道30可包括蛇形构造。在示例性实施例中，入口通道62可单独地流动连通地联接于仓室54。热气体路径构件38包括一个或更多个膜冷却孔或出口通路78，其形成为与微通道30流动连通以通过侧表面58，60中的至少一个沿着后缘部分64排出加压空气24。出口通路78可为使得出口通路78能够如本文中描述地起作用的任何形状的通路或孔。在一个实施例中，微通道30包括大体上定位在微通道30的端部处的单个出口通路78。在示出的实施例中，微通道30包括多于一个出口通路78，其沿着微通道30的长度间隔开，因此形成沟(trench)出口微通道。设想的是，各个不连续的微通道30可包括使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用的任何数量的膜冷却孔或出口通路78。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上的涂层72。如本文中描述的，涂层72包括至少两种材料层，例如，粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是本文中描述的任何适合的粘合材料，而TBC76是本文中描述的任何适合的热障材料。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

图6是图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第三实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。对于图6中所示的实施例，热气体路径构件38的冷却系统42包括一系列微通道30，其形成在翼型件32的外表面50中并且由铜片68覆盖。如本文中描述的，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成。备选地，微通道30可使用多种技术形成，包括但不限于，激光加工、喷水加工、ECM过程、EDM过程、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的任何其它过程。另外，微通道30可具有任何纵向构造，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工。一个或更多个入口通路62形成为将微通道30连接于仓室54。

在示例性实施例中，铜片68联接于热气体路径构件38的外表面50并且与外表面50的形状一致。例如但不限于，联接于翼型件32的凸形吸入侧表面60的铜片68与翼型件表面形状一致以便保持适当的翼型件设计。因此，原始的翼型件形状和外表面位置通过将铜片68施加于翼型件32而建立。

如图6中所示，微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可设置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限于，微通道30可包括蛇形构造。在示例性实施例中，入口通道62可单独地流动连通地联接于仓室54。热气体路径构件38包括后缘40处的出口通路78，其形成为分别与各个微通道30流动连通，以在翼型件32的后缘40处排出加压空气24。出口通路78可为使得出口通路78能够如本文中描述地起作用的任何形状的通路或孔。在示例性实施例中，微通道30包括大体上定位成与各个微通道30的端部成直线并且定位在各个微通道30的端部处的单个出口通路78。设想的是，各个不连续的微通道30可包括多于一个出口通路78，其例如沿着微通道30间隔以通过侧表面58，60中的至少一个排出加压空气24，以使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上的涂层72。如本文中描述的，涂层72包括至少两种材料层，例如，粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是本文中描述的任何适合的粘合材料，而TBC76是本文中描述的任何适合的热障材料。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

图7是图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第四实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。对于图7中所示的实施例，热气体路径构件38包括形成在热气体路径构件38的外表面50中的一个或更多个凹口56。冷却系统42包括一系列微通道30，其形成在凹口56中的各个的底表面66中并且由铜片68覆盖。

在示例性实施例中，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成。备选地，微通道30可使用多种技术形成，包括但不限于，激光加工、喷水加工、ECM过程、EDM过程、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的任何其它过程。另外，微通道30可具有任何纵向构造，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工。一个或更多个入口通路62形成为将微通道30连接于仓室54。

在示例性实施例中，凹口56从热气体路径构件38的外表面50偏移预先限定的基本上均一的距离，使得凹口56的底表面66与外表面50的形状一致。例如但不限于，形成在翼型件32的凸形吸入侧表面60中的凹口56与翼型件表面形状一致，并且偏移基本上等于铜片68的厚度的预先限定的距离。因此，原始的翼型件形状和表面位置通过将铜片68施加于凹口56而建立。如图5中所示，凹口56是侧向开启的凹口，即，凹口56包括在后缘40处界定凹口56的凹口边缘80。

如图7中所示，微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可设置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限于，微通道30可包括蛇形构造。在示例性实施例中，入口通道62可单独地流动连通地联接于仓室54。出口通路78流动连通地联接于微通道30和共同出口沟槽或出口仓室82以在热气体路径构件38的后缘40近侧排出加压空气24。在示例性实施例中，出口仓室82位于后缘40上游，并且构造成通过一个或更多个出口通路或膜冷却孔(未示出)排出加压空气24，该一个或更多个出口通路或膜冷却孔定位在图7中所示的微通道30的平面外并且沿着后缘部分64延伸穿过侧表面58，60中的至少一个。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上的涂层72。如本文中描述的，涂层72包括至少两种材料层，例如，粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是本文中描述的任何适合的粘合材料，而TBC76是本文中描述的任何适合的热障材料。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

图8是图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第五实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。对于图8中所示的实施例，热气体路径构件38包括形成在热气体路径构件38的外表面50中的一个或更多个凹口56。冷却系统42包括一系列微通道30，其形成在凹口56中的各个的底表面66中并且由铜片68覆盖。

在示例性实施例中，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成。备选地，微通道30可使用多种技术形成，包括但不限于，激光加工、喷水加工、ECM过程、EDM过程、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的任何其它过程。另外，微通道30可具有任何纵向构造，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工。

在示例性实施例中，凹口56从热气体路径构件38的外表面50偏移预先限定的基本上均一的距离，使得凹口56的底表面66与外表面50的形状一致。例如但不限于，形成在翼型件32的凸形吸入侧表面60中的凹口56与翼型件表面形状一致，并且偏移基本上等于铜片68的厚度的预先限定的距离。因此，原始的翼型件形状和表面位置通过将铜片68施加于凹口56而建立。如图8中所示，凹口56是侧向开启的凹口，即，凹口56包括在后缘40处界定凹口56的凹口边缘80。

在示例性实施例中，入口通路62基本上轴向地形成为将微通道30连接于仓室54。特别地，入口通路62从仓室54向后延伸并且在后缘40处与一个或更多个微通道30流动连通地联接。在加压空气24流过仓室54时，其向后排出穿过入口通路62。加压空气24朝微通道30向后行进，其中其向前急剧转弯，行进穿过微通道30中的各个。如图8中所示，微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可设置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限于，微通道30可包括蛇形构造。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括一个或更多个膜冷却孔或出口通路78，其形成为与微通道30流动连通以通过侧表面58，60中的至少一个沿着后缘部分64排出加压空气24。出口通路78可为使得出口通路78能够如本文中描述地起作用的任何形状的通路或孔。在一个实施例中，微通道30包括大体上定位在微通道30的前端部处的单个出口通路78。在示出的实施例中，微通道30包括一个出口通路78。备选地，微通道30包括多于一个出口通路78，其沿着微通道30的长度间隔开，因此形成沟出口微通道。设想的是，各个不连续的微通道30可包括使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用的任何数量的膜冷却孔或出口通路78。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上的涂层72。如本文中描述的，涂层72包括至少两种材料层，例如，粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是本文中描述的任何适合的粘合材料，而TBC76是本文中描述的任何适合的热障材料。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

图9是图2的热气体路径构件38中的一个的另一典型翼型件32的后缘部分64的放大视图，示出了用于冷却翼型件32的后缘部分64的布置的第六实施例，其中微通道30形成在翼型件32的压力侧表面58和吸入侧表面60两者上。对于图9中所示的实施例，热气体路径构件38的冷却系统42包括一系列微通道30，其形成在翼型件32的外表面50中并且由铜片68覆盖。如本文中描述的，微通道30由铸造过程或由铸造过程和精加工过程形成。备选地，微通道30可使用多种技术形成，包括但不限于，激光加工、喷水加工、ECM过程、EDM过程、光刻蚀法，或能够提供具有适当大小和公差的微通道的任何其它过程。另外，微通道30可具有任何纵向构造，例如但不限于，直的、弯曲的，或具有多个弯曲部的纵向构造。在铸造热气体路径构件38之后，微通道30可精加工。一个或更多个入口通路62形成为将微通道30连接于仓室54。

在示例性实施例中，铜片68联接于热气体路径构件38的外表面50并且与外表面50的形状一致。例如但不限于，联接于翼型件32的凸形吸入侧表面60的铜片68与翼型件表面形状一致以便保持适当的翼型件设计。因此，原始的翼型件形状和外表面位置通过将铜片68施加于翼型件32而建立。

如图9中所示，微通道30基本上轴向地，即与热气体流22大体上平行地延伸。备选地，微通道30可设置在任何相对位置处并且沿任何方向延伸，该任何方向使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用，例如但不限于，微通道30可包括蛇形构造。在示例性实施例中，入口通道62可单独地流动连通地联接于仓室54。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括后缘40处的出口通路78，其形成为与微通道30中的一个流动连通，以将加压空气24排出至翼型件32的后缘40的一侧。出口通路78可为使得出口通路78能够如本文中描述地起作用的任何形状的通路或孔。出口通路78大体上定位成与各个微通道30的后端部成直线并且定位在各个微通道30的后端部处。在此类实施例中，相对侧微通道30为闭合的微通道，即，其不具有出口通路78。如所示，闭合的微通道30可在到达后缘40之前终结，使得相对侧微通道30能够向翼型件32的后缘的两侧提供冷却。在图9中示出的实施例中，交叉流动通道84在后缘40处联接在微通道30中的各个之间以使得加压空气24能够流动穿过微通道30中的各个并且通过单个出口通路78离开。在备选实施例中，热气体路径构件38包括膜冷却孔86，其流动连通地联接于闭合的微通道30。

在示例性实施例中，热气体路径构件38包括形成在外表面50和铜片68的至少一部分之上的涂层72。如本文中描述的，涂层72包括至少两种材料层，例如，粘合涂层74和热障涂层(TBC)76。粘合涂层74是本文中描述的任何适合的粘合材料，而TBC76是本文中描述的任何适合的热障材料。在备选实施例中，热气体路径构件38可由高温陶瓷基质复合物(CMC)形成，并且涂层72可包括环境屏蔽涂层(EBC)系统，其包括一种或更多种材料层。

在操作中，加压空气24流过冷却系统42，以及特别地，仓室54，处于大体上比入口通路62和微通道30中的压力高的压力。压力差引起容纳在冷却系统42内的加压空气24的一部分流动进入并且穿过入口通路62，以及从入口通路62进入并且穿过微通道30。入口通路62构造成向涂层72提供对流冷却。例如但不限于，入口通路62以关于铜片68的一角度定向，这使得加压空气24能够以相对高的速度冲击在铜片68上，因此增加加压空气24的冷却效力。在加压空气24流过入口通路62并且提供至微通道30时，加压空气24冲击在铜片68上，提供涂层72的对流冷却。在加压空气24流过微通道30、冷却涂层72和基底48的外表面50之后，加压空气24可从微通道30排出穿过出口通路78。例如但不限于，在一个实施例中，加压空气24从翼型件32的后缘40排出离开并且进入热气体流22的路径。应当注意的是，尽管出口通路78可为使得冷却系统42能够如本文中描述地起作用的任何形状的孔或通路。

本文中描述的系统和方法通过使用近壁冷却微通道30来便于在高热传递速率下且以相对均一的温度廓线冷却热气体路径构件38的后缘部分64。具体地，微通道30的几何形状实现后缘部分64的提高的冷却效率。微通道30和铜片68的制作便于增大微通道30的密度和减小微通道30的尺寸以优化热传递效率。冷却系统42便于延长热气体路径构件38的寿命并且使得热气体路径构件38能够与较高温度的热气体流22一起使用，因此提高燃气涡轮发动机10的性能和效率。

本文中描述的系统和方法不限于本文中描述的具体实施例。例如，各个设备和系统的构件可独立地且与本文中描述的其它构件分开地使用。例如，系统和方法还可与其它涡轮系统结合使用，并且不限于仅以如本文中描述的燃气涡轮发动机实践。相反，示例性实施例可连同许多其它应用实施和使用。

尽管本公开的多个实施例的具体特征可在一些附图中示出而不在其它附图中示出，但是这仅为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其它附图的任何特征结合被提及和/或要求权利。

该书面的描述使用实例以公开本文中描述的系统(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本公开(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。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。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它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，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

虽然按照多个具体实施例描述本公开，但本领域技术人员将认识到本公开可以以权利要求的精神和范围内的修改实践。