具有膜冷却的发动机构件的制作方法

背景技术：

涡轮发动机，以及具体而言燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从在包括成对的旋转叶片和静止导叶的一系列压缩机级中穿过发动机、穿过燃烧器并且接着到许多涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。燃气涡轮发动机用于陆地和海上运动和发电，但最常用于航空应用，如用于飞机(包括直升机)。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件如高压涡轮和低压涡轮的冷却可为必要的。典型地，冷却通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机输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℃，并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，但其相对于涡轮空气较冷，并且可用于冷却涡轮。

邻近于冷却流的表面上的湍流器用作热冷却特征，然而湍流器趋于在冷却流穿过它们或在它们之上经过时生成不稳定或旋涡的空气流，这可破坏取决于冷却流体流的附加冷却特征。

技术实现要素：

在一方面，一种用于燃气涡轮发动机(其生成热燃烧气流并且提供冷却流体流)的发动机构件包括壁，其将热燃烧气流与冷却流体流分开，并且具有连同热气体路径中的热燃烧气流的热表面，以及面对冷却流体流的冷却表面。发动机构件还包括至少一个湍流器，其远离冷却表面延伸，以限定湍流器高度和面对冷却流体流的前部和背对冷却流体流的后部。发动机构件还包括至少一个膜孔，其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，其中入口与湍流器间隔在至少两个湍流器高度内。

在另一方面，一种冷却燃气涡轮发动机的构件内的腔的方法包括将空气引导到位于膜孔的入口下游的湍流器的两个高度内的入口中。

在又一方面，一种用于燃气涡轮发动机(其生成热燃烧气流并且提供冷却流体流)的发动机构件包括壁，其将热燃烧气流与冷却流体流分开，并且具有连同热气体路径中的热燃烧气流的热表面，以及面对冷却流体流的冷却表面，以及形成在冷却表面中的沿流动方向延伸的通道。发动机构件还包括多个湍流器，其位于通道内并且远离冷却表面延伸，以限定湍流器高度，以及面对冷却流体流的前部和背对冷却流体流的后部，以及多个膜孔，其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。入口中的至少一个在湍流器中的一个的上游位于至少两个湍流器高度内。

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，并且提供冷却流体流，所述发动机构件包括：

壁，其将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分开，并且具有连同热流动路径中的所述热燃烧气流的热表面，以及面对所述冷却流体流的冷却表面；

至少一个湍流器，其远离所述冷却表面延伸，以限定湍流器高度，以及面对所述冷却流体流的前部和背对所述冷却流体流的后部；

至少一个膜孔，其具有设置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；并且

其中所述入口与所述至少一个湍流器间隔。

技术方案2.根据技术方案1所述的发动机构件，其特征在于，所述入口间隔在所述湍流器的至少两个湍流器高度内。

技术方案3.根据技术方案2所述的发动机构件，其特征在于，所述发动机构件还包括所述冷却表面上的通道，其中所述湍流器与所述通道一起形成至少一个转角，并且所述入口位于所述转角的两个湍流器高度内。

技术方案4.根据技术方案3所述的发动机构件，其特征在于，所述湍流器关于所述通道成角定向。

技术方案5.根据技术方案2所述的发动机构件，其特征在于，所述湍流器包括肋和人字形中的至少一种。

技术方案6.根据技术方案2所述的发动机构件，其特征在于，所述通路关于所述冷却表面形成角。

技术方案7.根据技术方案1所述的发动机构件，其特征在于，所述至少一个湍流器包括多个间隔的湍流器。

技术方案8.根据技术方案7所述的发动机构件，其特征在于，所述多个间隔的湍流器沿所述冷却流体流的流动方向间隔。

技术方案9.根据技术方案8所述的发动机构件，其特征在于，所述入口设置在两个湍流器之间，并且与所述湍流器间隔至少两个湍流器高度。

技术方案10.根据技术方案8所述的发动机构件，其特征在于，所述至少一个膜孔包括多个膜孔。

技术方案11.根据技术方案10所述的发动机构件，其特征在于，膜孔位于相邻湍流器之间并且在一个湍流器的两个湍流器高度内。

技术方案12.根据技术方案11所述的发动机构件，其特征在于，所述湍流器限定转角的一部分，并且所述膜孔位于所述转角的两个湍流器高度内。

技术方案13.根据技术方案12所述的发动机构件，其特征在于，所述发动机构件还包括具有以流动方向间隔布置位于所述通道内的所述湍流器的通道。

技术方案14.根据技术方案1所述的发动机构件，其特征在于，所述发动机构件可包括导叶、叶片、护罩、燃烧器偏转器和燃烧器衬套中的任一种。

技术方案15.根据技术方案14所述的发动机构件，其特征在于，所述发动机构件为导叶或叶片中的一种，其具有以下内部冷却通路中的至少一种：光滑、竹节状、销组、网孔、前缘、后缘、末端、端壁或微回路；并且所述入口位于所述冷却通路中。

技术方案16.一种冷却燃气涡轮发动机的构件内的腔的方法包括将空气引导到位于膜孔的入口下游的湍流器的两个高度内的所述入口中。

技术方案17.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，将空气引导到所述入口中包括将空气引导到由所述湍流器部分地限定的转角的两个湍流器高度内的所述入口中。

技术方案18.根据技术方案16所述的方法，其特征在于，将空气引导到膜孔的入口中包括将空气引导到位于对应的湍流器上游的多个入口中。

技术方案19.一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，并且提供冷却流体流，所述发动机构件包括：

壁，其将所述热燃烧气流与所述冷却流体流分开，并且具有连同热流动路径中的所述热燃烧气流的热表面，以及面对所述冷却流体流的冷却表面；

通道，其形成在所述冷却表面中并且沿流动方向延伸；

多个湍流器，其位于所述通道内并且远离所述冷却表面延伸来限定湍流器高度，以及面对所述冷却流体流的前部和背对所述冷却流体流的后部；

多个膜孔，其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；并且

其中所述入口中的至少一个在所述湍流器中的一个上游位于至少两个湍流器高度内。

技术方案20.根据技术方案19所述的发动机构件，其特征在于，所述湍流器与所述通道一起形成转角，并且所述入口位于所述转角的两个湍流器高度内。

技术方案21.根据技术方案20所述的发动机构件，其特征在于，所述湍流器相对于所述通道形成角。

技术方案22.一种用于燃气涡轮发动机的发动机构件，其包括将热燃烧气流与冷却流体流分开的壁、位于所述壁上并且面对所述冷却流体流的湍流器，以及穿过所述壁并且具有位于所述湍流器的至少两个湍流器高度内的入口的膜孔。

附图说明

在附图中：

图1为燃气涡轮发动机的示意图。

图2为呈图1的发动机的涡轮叶片形式的发动机构件的透视图。

图3为示出内部冷却通路的图2的叶片的截面视图。

图4为具有多个湍流器和膜孔的发动机构件的一部分的透视图。

图5为示出关于湍流器设置的膜孔入口的图3的发动机构件的俯视图。

图6为示出沿图5的发动机构件的温度的变化的温度梯度图。

图7为示出湍流器下游的膜孔入口的图3的发动机构件的俯视图。

图8为示出关于多个人字形设置的膜孔入口的图3的发动机构件的俯视图。

图9为示出在人字形的中心转角上游的膜孔入口的图3的发动机构件的俯视图。

部件列表

10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

34hp涡轮

36lp涡轮

38排气区段

40风扇壳

42风扇叶片

44芯部

46芯部壳

48hp轴/hp转轴

50lp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燕尾部

78翼型件

80末端

82根部

84平台

88第一入口通路

90第二入口通路

92第三入口通路

92a前侧入口

92b后侧入口

94通路出口

96内部

98压力侧壁

100吸入侧壁

102前缘

104后缘

106第一冷却通路

108第二冷却通路

110第三冷却通路

112肋

c冷却流体流

h热气流

z最高温

y高温

x低温

w最低温

120壁

122冷却表面

124热表面

130湍流器

132前部

134后部

136高度

138转角

140湍流器轴线

150膜孔

152入口

154出口

156通路

158流轴线

160通路轴线

162通路角

164湍流器角

166空间

170通道

172壁

174转角

174a第一转角

174b第二转角

174c第三转角

174d第四转角

176湍流器角

180人字形

182a上游转角

182b下游转角

182c中心转角

190人字形

192a上游转角

192b下游转角

192c中心转角。

具体实施方式

本发明的描述的实施例涉及关于在涡轮发动机中发送空气流的设备、方法和其它装置。出于图示的目的，本发明将关于飞行器的燃气涡轮发动机描述。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，并且可具有非飞行器应用(如，其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中的普遍适用性。

还应当理解的是，出于图示的目的，本发明将关于用于涡轮发动机的涡轮叶片的翼型件描述。然而，将理解的是，本发明不限于涡轮叶片，并且在非限制性实例中，可包括任何翼型件结构，如，压缩机叶片、涡轮或压缩机导叶、风扇叶片、支柱、护罩组件，燃烧器偏转器，或燃烧器衬套，或需要冷却的任何其它发动机构件。

如本文中使用的，用语"前"或"上游"是指沿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"前"或"上游"使用的用语"后"或"下游"是指朝发动机关于发动机中心线的后部或出口的方向。

此外，如本文中使用的，用语"径向"或"径向地"是指在发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的大小。

此外，如本文中使用的，用语"顺流方向"或"流线"或类似术语在与流、流体、气体、位置或对准一起使用时是指可为直线的流体或气流方向，或其中流为非直线的流的向量，其中流的方向在任何位置或时间点处移动。

此外，如本文中使用的，用语"流元件"可包括湍流器、人字形、通道、销组、网孔、冷却通路，或可影响或改变发动机构件内的流线流中的变化的任何其它元件。

所有方向提及(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、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本发明，并且不产生特别是关于本发明的位置、定向或使用的限制。连接提及(例如，附接、联接、连接和连结)将被宽泛地解释，并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。就此而言，连接提及不一定暗示两个元件直接地连接，并且与彼此成固定关系。示意图仅出于图示目的，并且附于其的附图中反映的大小、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延伸至后16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的、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包括绕着中心线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的芯部44，其生成燃烧气体。芯部44由芯部壳46包绕，芯部壳46可与风扇壳40联接。

绕着发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或转轴48将hp涡轮34传动地连接于hp压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形hp转轴48内的lp轴或转轴50将lp涡轮36传动地连接于lp压缩机24和风扇20。安装于转轴48,50中的任一个或两者并且与其一起旋转的发动机10的部分单独或共同地称为转子51。

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58关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。用于压缩机的级的叶片56,58可安装于盘53，盘53安装于hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘。导叶60,62以绕着转子51的周向布置安装于芯部壳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关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于示范性目的选择，并且其它数量是可能的。

在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至lp压缩机24，其接着将加压周围空气供应至hp压缩机26，其进一步使周围空气加压。来自hp压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由hp涡轮34从这些气体抽取，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体排放到lp涡轮36中，lp涡轮36抽取附加功来驱动lp压缩机24，并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的驱动驱动了lp转轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。

由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者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，发动机的热部分通常在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中hp涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28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排放的流体。

图2为呈来自图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括燕尾部76和翼型件78。燕尾部76可构造成安装于发动机10上的涡轮转子盘。翼型件78从末端80延伸至根部82，限定翼展方向。燕尾部76还包括在根部82处与翼型件78集成的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76包括至少一个入口通路，其示例性地示为第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，它们均延伸穿过燕尾部76，以提供在通路出口94处与翼型件78的内部流体连通。如所示的入口通路88,90,92是示例性的，不应当理解为限制性的。更多或更少的入口通路可用于提供翼型件78内的流体流。应当认识到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88,90,92收纳在燕尾部76的本体内。还应当认识到的是，如本文中描述的，发动机构件描述为翼型件78，然而这不应当看作是限制性的，并且在非限制性实例中，附加的发动机构件如叶片、导叶、支柱或护罩组件可替代翼型件。

转向图3，以截面示出的翼型件78具有外壁，其限定凹形压力壁98和凸形吸入壁100，它们连结在一起来限定翼型件形状。前缘102和后缘104限定在其间延伸的翼弦方向。翼型件78沿一方向旋转，使得压力壁98跟随吸入壁100。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面的顶部向上旋转。

翼型件78包括内部96，其由第一冷却通路106、第二冷却通路108和第三冷却通路110限定。流体(如冷却流体)流可在冷却通路106,108,110内经过，向翼型件78提供冷却。通路106,108,110可由在翼型件78的侧壁之间延伸的一个或更多个肋112限定和分开。通路106,108,110和肋112可限定内表面，用于提供空气流或使用通路106,108,110内的流来冷却元件。

尽管我们示出了具有大体积的内部腔或通路的常规冷却的翼型件，但应当理解的是，本发明适用在可使用湍流器的任何地方。该任何地方可包括近壁冷却通路和微回路冷却通路，以及至所有冷却的构件(包括导叶、叶片、护罩、燃烧器衬套和偏转器、端壁、平台或其它)的扩展。此外，湍流器以典型形式示出，并且构想出的是，湍流器还可包括紧固带(tripstrip)或肋粗糙部分，以及销、凸块、涡流发生器、人字形等。各个元件共有共同的特征，其包括面向冷却流体流的表面以及背对冷却流体流的表面。

现在转向图4，发动机构件的一部分示为壁120，其具有邻近于冷却流体流c的可包括通道的冷却表面122，以及邻近于热气流h的热表面124。冷却表面122可包括平的长形表面，或者可包括限定成邻近于冷却流体流c的通道。示为湍流器130的多个流元件沿冷却表面122设置。湍流器130为四边形，具有面对冷却流体流c的前部132，以及背对冷却流体流c的后部134。作为备选，在非限制性实例中，湍流器130可包括其它形状，如，弯曲的、弓形、三角形或其它形状，使得湍流器表面的一部分面对冷却流体流c，并且另一部分背对冷却流体流c。湍流器130还可包括由湍流器130的前部132或后部134从冷却表面122延伸的距离限定的高度136。转角138可限定在前部132与冷却表面122之间的接合部处。湍流器130可限定沿湍流器130的纵向长度的湍流器轴线140。尽管图4示出了尖锐边缘和尖锐转角138，但应当理解的是，此类特征不是限制性的，并且可包括圆形转角或者具有有限填角。

多个膜孔150可设置在壁120中，具有冷却表面122上的入口152和热表面124上的出口154，其中膜孔通路156将入口152流体地联接于出口154。冷却通路流轴线158可沿冷却表面122移位穿过入口152的中心，并且膜孔通路轴线160可沿膜孔通路156的中心限定。冷却通路流轴线158可平行于沿冷却表面122的冷却流体流c的局部方向，或者可平行于冷却通道方向轴线。冷却流体流c的局部方向可不沿通道轴线方向，并且可关于冷却通道的轴向方向偏移。因此，冷却通路流轴线158可平行于冷却流体流c的局部方向，其可通过附近的湍流器130或在发动机构件各处改变。湍流器角164可限定在湍流器轴线140与冷却通路流轴线158之间，使得湍流器130可关于冷却流体流c成角定向。

膜孔入口152可位于湍流器130上游。膜孔入口152可与湍流器130间隔限定为关于湍流器130的高度136的距离的空间166。例如，空间166可在从湍流器130的两个湍流器高度136内。

在操作期间，冷却流体流c通过入口152供给至膜孔150，并且通过出口154排出，将冷却流体流c提供至热表面124来产生沿热表面124的冷却流体膜。

转向图5，冷却表面122的俯视图示为设置在两个壁172之间的通道170。通道170还可包括冷却表面122，其可为图4的冷却表面122。多个湍流器130沿通道170设置，并且可以以流动方向的间隔布置组织。各个湍流器130可限定关于壁172的四个转角，其具有设置在湍流器130上游的两个转角174a,174b，以及设置在湍流器130下游的两个转角174c,174d。通道还可限定通道轴线176，其可平行于总体冷却流体流c的方向。湍流器130可以以关于壁172或通道轴线176的湍流器角164成角。湍流器130可成角，使得第一转角174a设置在第二转角174b上游，并且第三转角174c设置在第四转角174d上游。湍流器130可以以湍流器角164设置成具有第二转角174b，而在湍流器130上游关于冷却流体流c设置在第三转角174c下游。应当认识到的是，如所示的转角是示例性的，并且一些转角可设置在其它转角上游或下游，如可由湍流器130限定的，并且不由图5中所示的具体设置限制。

膜孔入口152可设置在转角174a-b中。尽管5示出了膜孔入口152设置在第二转角174b中，但应当理解的是，图示是示例性的，并且入口152可设置在由湍流器130限定的任何转角174a-d中。此外，尽管入口152示为邻近于湍流器130，但在非限制性实例中，入口152可与湍流器间隔如两个湍流器高度的长度。

应当理解的是，尽管图5描述为将膜孔入口152置于由湍流器130限定的转角中，但还构想出入口152可置于沿通道170或设置在其中的湍流器130的侧向设置的任何地方。此外，入口152可与转角174a-d间隔。例如，入口152可与转角间隔在至少两个湍流器高度内。

观看图6，在添加和放置膜孔之前的图5的发动机构件的温度梯度图示出了膜孔入口152随后放置的位置处的升高温度。附图绘出了膜孔入口152合乎需要地置于在不具有膜孔入口152的情况下经历较高材料温度的区域中。冷却流体流c有助于冷却邻近湍流器130具有最高温z的冷却通道170的内表面(图6中未示出)。在冷却流体接近湍流器130时，用于发动机构件的温度在朝入口152流动时从高温x升高到最高温w。进一步从入口152，温度变为在湍流器130下游并且在上游转角中相对的低温y，而最低温z最接近湍流器130下游的该上游转角。因此，将入口152置于下游转角处可有助于降低发动机构件温度，其中再循环流或停滞流可另外产生并且升高内部温度。因此，应当认识到的是，入口152关于湍流器130的放置可用于激励流至入口，以及管理发动机构件内的温度。应当认识到的是，如所示和所述的流是示例性的，并且不同的空气流和所得的温度在各种构造中是可能的。

应当理解的是，包括最高、高、低和最低温度z,y,x,w的温度是关于彼此的温度，并且不限于特定温度或其间的温差，因为不同发动机构件可具有发动机各处的不同内部温度。

现在转向图7，湍流器130与图5的相反沿通道成角设置。在第二实例中，膜孔入口152设置在湍流器130下游，与图4和5中所示的在湍流器130上游相反。湍流器130可邻近于湍流器130，或者在下游与其间隔。例如，入口152可与湍流器130间隔在至少两个湍流器高度的长度内。

应当理解的是，尽管图4示出了膜孔入口152设置在湍流器130上游，并且图7示出了在湍流器130下游的膜孔入口152，但入口152可在湍流器130之间在中心间隔，使得入口在一个湍流器130上游并且在另一个湍流器130下游。上游湍流器130和下游湍流器130两者之间的该距离可大于两个湍流器高度，使得避免湍流器130附近的湍流空气流。

现在转向图8，湍流器还可包括人字形180。人字形可设置在限定通道170的壁172之间的通道170内。人字形180可限定上游转角182a、下游转角182b和中心转角182c。膜孔入口152置于上游转角182a处，然而构想出入口152可置于任何转角182a-c处，或者沿通道170的任何侧向位置与人字形180间隔。

在图9中，多个人字形190从图8的位置倒转，限定两个上游转角192a、两个下游转角192b和中心转角192c。入口152示为设置在中心转角192c中，同时构想出入口152可置于任何转角192a-c中，或者在通道170的任何侧向位置处与人字形190间隔。

应当认识到的是，图8和9不限于将入口152置于由人字形180,190限定的转角182a-c,192a-c中，并且可置于通道170内的人字形180,190之间的空间内，同时与至少一个人字形180,190间隔在至少两个人字形高度内。此外，入口152可例如与转角182a-c,192a-c间隔在至少两个人字形高度内。更进一步，入口152可在上游人字形180,190与下游人字形180,190之间间隔，与两个人字形180,190相距至少两个人字形高度，设置在由人字形180,190产生的湍流空气流外。

关于湍流器放置膜孔还可包括冷却燃气涡轮发动机的构件内的腔的方法。该方法可包括将空气引导到位于膜孔的入口下游的湍流器的两个高度内的入口中。空气可从出口排出，以沿构件的热表面提供冷却膜。空气还可引导到设置在由湍流器限定的转角的两个湍流器高度内的入口中。此外，构想出将空气引导到多个膜孔入口中的多个膜孔。

还应当认识到的是，本文中描述的实例是非限制性的，并且入口或膜孔可置于由湍流器或人字形限定的一个或更多个转角中。此外，入口或膜孔可置于相邻湍流器或人字形之间的冷却表面的空间中，并且可与其间隔。例如，间距可关于湍流器或人字形的高度，如，与湍流器或人字形间隔在湍流器或人字形的至少两个高度，或从上游和下游的湍流器或人字形的至少两个湍流器高度内。此外，入口可与转角间隔如在两个湍流器或人字形高度内的距离。

应当理解的是，本公开涉及膜孔入口关于冷却通路或通道内的湍流器的优选放置。入口关于湍流器的放置改进了膜孔或膜冷却性能，如，改进排放系数和流速。膜孔入口关于湍流器的放置可利用或避免由冷却通路内的湍流器产生的流型。将膜孔放置成在从湍流器的至少两个湍流器高度或从上游湍流器和下游湍流器两者的至少两个湍流器高度内可避免由湍流器产生的不稳定流。湍流器可生成邻近湍流器的再循环流，并且使入口与其间隔可避免该再循环流，将稳定流提供至膜孔。此外，将入口置于转角中可有助于防止通路内的加压或停滞区域，进一步改进流动效率和冷却。

该书面的描述使用实例以公开本发明(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。