涡轮发动机(并且特别是燃气或燃烧涡轮发动机)为旋转式发动机，其从穿过发动机到多个旋转的涡轮叶片上的燃烧气体流抽取能量。
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，因此对某些发动机构件(如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。典型地，冷却通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷的空气用导管输送至需要冷却的发动机构件来完成。高压涡轮的温度在1000℃到2000℃左右，并且来自压缩机的冷却空气在500℃到700℃左右。虽然压缩机空气为高温的，但是它相对于涡轮空气为较冷的，并且可用于冷却涡轮。
当前的涡轮叶片通常包括一个或更多个内部冷却回路，以用于引导冷却空气穿过叶片以冷却叶片的不同部分，并且可包括专用冷却回路，以用于冷却叶片的不同部分，如叶片的前缘、后缘以及末端。冷却回路可通过一个或更多个膜孔从叶片排出。
技术实现要素：
在一个方面中，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，其包括周边壁，该周边壁界限内部并且限定压力侧和吸力侧，它们在前缘与后缘之间延伸，以限定沿翼弦方向的方向，并且在根部与末端之间延伸，以限定沿翼展方向的方向。冷却回路定位在翼型件内并且具有至少部分地延伸穿过内部的冷却通路。至少一排膜孔限定排轴线并且流体地联接于冷却回路，其中膜孔中的至少一些在外部上具有出口，并且出口正交于排轴线彼此重叠。
在另一方面中，本公开涉及一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流体流并且提供冷却流体流。壁将热流体流与冷却流体流分离，并且具有面向热流体流的热表面和面向冷却流体流的冷却表面。至少一排膜孔设置在壁中，其中膜孔具有入口和出口并且流体地联接于冷却流体流，其中膜孔的出口沿着出口的最长截面范围限定出口轴线。膜孔排布置有出口，该出口沿正交于出口轴线的方向与相邻出口的部分重叠。
在又一方面中，本公开涉及一种冷却用于燃气涡轮发动机的构件的热表面的方法，其包括将冷却空气流沿着热表面发射穿过限定排轴线的一排膜孔，使得来自一个膜孔的冷却空气在相邻膜孔的至少一部分上流动。
实施方案1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
周边壁，其界限内部并且限定外部，其中压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间延伸，以限定沿翼弦方向的方向，并且在根部与末端之间延伸，以限定沿翼展方向的方向；
冷却回路，其位于所述翼型件内并且具有至少部分地延伸穿过所述内部的冷却通路；以及
至少一排膜孔，其限定排轴线并且流体地联接于所述冷却回路，其中所述膜孔中的至少一些在所述外部上具有出口，并且所述出口正交于所述排轴线彼此重叠。
实施方案2.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述出口为非圆形的。
实施方案3.根据实施方案2所述的翼型件，其特征在于，所述出口为细长的，具有相对的端部。
实施方案4.根据实施方案3所述的翼型件，其特征在于，所述出口在所述相对端部之间的方向穿过所述周边壁沿着所述膜孔的部分在深度上增加。
实施方案5.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，至少排包括多个排。
实施方案6.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个排沿着所述前缘定位。
实施方案7.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述出口为细长的并且限定主轴线，其中所述膜孔相对于所述排轴线以一角定向。
实施方案8.根据实施方案7所述的翼型件，其特征在于，所述角相对于所述排轴线在0与45度之间。
实施方案9.根据实施方案7所述的翼型件，其特征在于，所述角在与所述排轴线共同的平面上的突起相对于所述排轴线在0与90度之间。
实施方案10.根据实施方案7所述的翼型件，其特征在于，所述主轴线垂直于针对主流射流的局部流线。
实施方案11.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述出口与相邻的出口重叠一重叠长度，其在被认为是所述出口的所述最大截面距离的所述出口的长度的0％与50％之间。
实施方案12.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一些膜孔还包括所述内部上的入口和将所述入口连接于所述出口的通路，其中所述膜孔确定形状成使得所述入口和所述出口为不同的形状或大小。
实施方案13.根据实施方案12所述的翼型件，其特征在于，所述通路的至少一部分为发散的。
实施方案14.根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述通路的发散部分相对于所述通路的中心线以0与15度之间的发散角发散。
实施方案15.根据实施方案14所述的翼型件，其特征在于，所述通路的所述发散部分限定平行于所述通路的所述中心线的长度，并且其中所述入口还包括直径，并且其中所述通路限定小于5的长度与直径的比率。
实施方案16.一种用于涡轮发动机的构件，其生成热流体流并且提供冷却流体流，所述构件包括：
壁，其将所述热流体流与所述冷却流体流分离，并且具有面向所述热流体流的热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；以及
至少一排膜孔，其设置在所述壁中，其中所述膜孔具有入口和出口并且流体地联接于所述冷却流体流，其中所述膜孔的所述出口沿着所述出口的所述最长截面范围限定出口主轴线；
其中膜孔排布置有沿正交于所述主轴线的方向与相邻出口的部分重叠的所述出口。
实施方案17.根据实施方案16所述的构件，其特征在于，所述至少一排膜孔包括多个膜孔。
实施方案18.根据实施方案16所述的构件，其特征在于，所述至少一排膜孔限定排轴线，并且所述主轴线相对于所述排轴线以一角定向。
实施方案19.根据实施方案18所述的构件，其特征在于，所述角在0与45度之间。
实施方案20.根据实施方案16所述的构件，其特征在于，所述入口和所述出口限定在其间延伸的通路，其中所述膜孔确定形状成使得所述入口和所述出口为不同的形状或大小。
实施方案21.根据实施方案20所述的构件，其特征在于，所述通路的至少一部分为发散的。
实施方案22.根据实施方案21所述的构件，其特征在于，所述通路的发散部分限定平行于所述通路的中心线的长度，并且其中所述入口还包括直径，并且其中所述通路限定小于5的长度与直径的比率。
实施方案23.根据实施方案16所述的构件，其特征在于，所述出口与相邻出口重叠所述出口沿着所述主轴线截取的长度的0％与50％之间。
实施方案24.一种冷却用于燃气涡轮发动机的构件的热表面的方法，其包括将冷却空气流沿着所述热表面发射穿过限定排轴线的一排膜孔，使得来自一个膜孔的所述冷却空气在相邻膜孔的至少一部分上流动。
实施方案25.根据实施方案24所述的方法，其特征在于，还包括将热空气流在所述热表面上流动，并且所述冷却空气垂直于局部流线流发射。
实施方案26.根据实施方案24所述的方法，其特征在于，还包括扩散来自所述膜孔的所述冷却空气。
实施方案27.一种用于涡轮发动机的构件，其生成限定沿着所述构件的局部主流射流的热流体流，并且提供冷却流体流，翼型件包括：
周边壁，其将所述热流体流与所述冷却流体流分离，并且具有面向所述热流体流的热表面和面向所述冷却流体流的冷却表面；以及
一排膜孔，其设置在外壁中，其中所述膜孔具有入口和出口并且流体地联接于所述冷却流体流，其中所述膜孔的所述出口沿着所述出口的所述最长截面范围限定出口主轴线；
其中所述一排膜孔布置有沿相对于所述热流体流的局部主流射流的方向与相邻出口的部分重叠的所述出口。
实施方案28.根据实施方案27所述的构件，其特征在于，所述膜孔定位成使得所述主轴线正交于所述热流体流的所述局部主流射流。
实施方案29.根据实施方案27所述的构件，其特征在于，限定所述出口的排轴线和主轴线的所述一排膜孔相对于所述排轴线以0与45度之间的角定向。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2为呈翼型件的形式的图1的发动机的发动机构件的透视图。
图3为横跨截面3-3截取的图2的翼型件的截面视图，示出了限定冷却回路的至少一部分的三个冷却通路。
图4为示出了具有重叠出口的膜孔的图3的翼型件的表面的视图。
图5为横跨图4的截面5-5截取的一个膜孔的截面视图，示出了膜孔的内部几何形状。
图6a为针对不重叠的一组膜孔的温度等高线图。
图6b为针对重叠的图4的膜孔的部分的温度等高线图。
部件列表
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
24lp压缩机
26hp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风扇壳体
42风扇叶片
44芯部
46芯部壳体
48hp转轴
50lp转轴
51转子
52hp压缩机级
54hp压缩机级
56lp压缩机叶片
58hp压缩机叶片
60lp压缩机导叶
61盘
62hp压缩机导叶
63定子
64hp涡轮级
66lp涡轮级
68hp涡轮叶片
70lp涡轮叶片
71盘
72hp涡轮导叶
74lp涡轮导叶
76加压的环境空气
77放出气体
78气流
80出口导向导叶组件
82翼型件导向导叶
84风扇排出侧
c冷却流体流
h热流体流
90燕尾件
92翼型件
94末端
96根部
98平台
100入口通路
102通路出口
104外壁
106内表面
108外表面
110压力侧壁
112吸力侧壁
114前缘
116后缘
118内部
120肋
122冷却通路
124冷却回路
126膜孔
128外部
140排
142排轴线
144出口
146扁平部分
m局部主流射流
150圆角端部
152线性侧壁
154主轴线
156出口长度
158第一角
160第二角
162重叠轴线
164重叠长度
166偏移角
168间隔距离
180入口
182通路
184中心线
186内部部分
188外部部分
190发散角
192第一长度
194上部终端边缘
196第二长度
198下部终端边缘
200直径
210模孔
212出口
214尾流
216空隙
220尾流
222重叠流。
具体实施方式
本发明的描述的实施例针对设在发动机构件中的膜孔，其用于沿着发动机构件的热表面排出作为冷却膜的冷却流体。出于说明的目的，本发明将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮区段的翼型件来描述。然而，将理解的是，本发明不限于此，并且可在发动机(包括压缩机)内以及非飞行器应用(如其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中具有普遍适用性。
如本文中使用的，用语“向前”或“上游”是指沿朝向发动机入口或者与另一构件相比相对更靠近发动机入口的构件的方向移动。连同“向前”或“上游”使用的用语“向后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口或者与另一构件相比相对更靠近发动机出口的方向。
此外，如本文中使用的，用语“径向”或“沿径向”是指在发动机的中心纵向轴线与外发动机周长之间延伸的尺寸。
所有方向基准(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游，向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本发明，并且不产生特别是对本发明的位置、方位或用途的限制。连接基准(例如，附接、联接、连接和连结)将被广义地解释，并且可包括元件集之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有指示。就此而言，连接基准不一定推断两个元件直接地连接并且成彼此固定的关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化。
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具有从前部14延伸至后部16的大体上沿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的风扇壳体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以及hp涡轮34形成生成燃烧气体的发动机10的芯部44。芯部44由可与风扇壳体40联接的芯部壳体46包绕。
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传动地连接于lp压缩机24和风扇20。转轴48,50能够绕着发动机中心线旋转并且联接于多个可旋转元件，其可共同地限定转子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可以以环提供，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上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。
用于压缩机的级的叶片56,58可安装于盘61，盘61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61。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装于芯部壳体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可以以环提供，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中示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。
用于涡轮的级的叶片68,70可安装于盘71，盘71安装于hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72,74可以以周向布置安装于芯部壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分(如压缩机区段22与涡轮区段22之中的静止导片60,62,72,74)也单独地或共同地被称为定子63。就此而言，定子63可是指遍及发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得气流的部分被导引到lp压缩机24中，lp压缩机24接着将加压的空气76供应至hp压缩机26，hp压缩机26进一步使空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76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抽取附加的功以驱动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lp转轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。
加压气流76的部分可从压缩机区段22抽出作为放出空气77。放出空气77可从加压气流76抽出，并且提供给需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著提高。就此而言，由放出空气77提供的冷却对于此类发动机构件在升高的温度环境中的操作而言为必要的。
气流78的其余部分绕过lp压缩机24和发动机芯部44，并且通过静止的导叶排，并且更具体而言为在风扇排出侧84处的出口导向导叶组件80(包括多个翼型件导向导叶82)离开发动机组件10。更具体而言，径向延伸的翼型件导向导叶82的周向排在风扇区段18附近利用，以对气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的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/或者用于冷却飞行器的其它方面或向其供能。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hp涡轮34直接在燃烧区段28下游。冷却流体的其它源可为但不限于从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的涡轮机叶片68中的一个的形式的发动机构件的透视图。涡轮机叶片68包括燕尾件90和翼型件92。翼型件92包括末端94和根部96，在它们之间限定沿翼展方向的方向。翼型件92在根部96处的平台98处安装至燕尾件90。平台98有助于沿径向容纳涡轮发动机主流空气流。燕尾件90可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾件90还包括至少一个入口通路100，示例性地示出为三个入口通路100，它们均延伸穿过燕尾件90，以在通路出口102处提供与翼型件92的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾件90以截面示出，使得入口通路100收纳在燕尾件90的本体内。
转向图3，以截面示出的翼型件92包括如周边壁或外壁104的壁，其具有冷却表面106和热表面108。冷却表面106可为外壁104的内表面，而热表面108可为外表面。外壁104还可包括压力侧壁110和吸力侧壁112，它们连结在一起以限定在前缘114与后缘116之间延伸的翼型件形状，前缘114与后缘116在它们之间限定沿翼弦方向的方向。翼型件92具有由外壁104限定的内部118。叶片68沿一方向旋转，使得压力侧壁110跟随吸力侧壁112。因此，如图3中示出的，翼型件92将朝向页面的顶部向上旋转。
一个或更多个肋120可将内部118分成多个冷却通路122。一个或更多个冷却通路122可在内部118内互连，以形成冷却回路124。应当认识到的是，冷却通路122和冷却回路124为示例性的，并且可为在沿翼展方向的方向上延伸的单个通道，或者可为复杂的冷却回路，其具有如通路、通道、入口、销组、回路、子回路、膜孔、仓室、网状物、湍流器等的多个特征，并且此类细节与本发明没有密切关系。
膜孔126可设在外壁104中，将内部118流体地联接于翼型件92的外部128。膜孔126可设在翼型件92的吸力侧壁112上，邻近前缘114。作为备选，膜孔126可设在沿着翼型件92的任何位置处，如在前缘114处，或在沿着外壁104的任何地方处。
图2的冷却流体c的流可被提供至翼型件92的内部118，并且穿过冷却回路124，而热流体流h(如来自图1的燃烧器区段30的燃烧气体)可沿着翼型件92的外部提供。就此而言，内表面106可为冷却表面，并且外表面108可为热表面。在操作中，冷却流体流c在热流体流h中的加热操作之下冷却翼型件92。冷却流体流c可通过膜孔126从内部118排出至外部128，以便沿着翼型件92的外表面108提供冷却膜。
图4示出翼型件92的部分，其示出了具有一排膜孔126的外壁104。膜孔126可布置为成排140的两个或更多个膜孔126，示出为三个膜孔126。在一个非限制性实例中，排140可从前缘114(图3)偏移，或者作为备选可沿着前缘114定位。虽然仅一排140被示出，但是可存在任意数量的排140，其以任何特定的方式对准、偏移、图案化或组织化，如可对于翼型件或特定的发动机构件而言为合乎需要的。
膜孔的排140可限定排轴线142。排轴线142可在沿翼展方向的方向上，并且可大致上平行于从发动机中心线12(图1)延伸的径向轴线，或者可沿着翼型件92或发动机构件的表面在任何方向上限定。虽然排轴线142示出为大致上线性的，但是应当理解的是，排轴线142可为非线性的，如遵循沿径向方向弯曲的叶片的曲率。排轴线142可沿着膜孔126的排140从任何地方测量。此外，用于主流气流m的局部流线可沿着外壁104经过。局部主流气流m可为穿过发动机(如典型地由旋转叶片68(见图1)驱动的压缩机区段22、燃烧区段28或涡轮区段32)的空气流的局部流方向。
膜孔126包括具有带有由两个线性侧壁152连接的两个圆角端部15的跑道形状的出口144。各个出口144可限定主轴线154。例如，主轴线154可沿着出口144的最长截面区域限定。主轴线154可用于限定从出口144的相对端部150的出口长度156。虽然示出为具有跑道形状，但是应当认识到的是，出口144可具有任何形状，如对称的、均匀的、不均匀、可变的，或独特的。在非限制性实例中，附加的出口形状可为如月牙形、梯形，或菱形的几何形状。此类出口144可基于局部主流气流m来优化，以改进散布在外表面上的任何排出的冷却流体。
此外，膜孔126可定向成使得出口144的主轴线154从排轴线142偏移。第一角158可限定在主轴线154与排轴线142之间。在一个非限制性实例中，第一角158可相对于排轴线142在45度与-45度之间，其中负角表示相对于排轴线142与正角相反的方向上的角。类似地，第一角158可相对于排轴线142沿任一方向在0度与90度之间。作为备选，第二角160可限定在主轴线154与局部主流射流(mainstreamflow)m之间。在一个非限制性实例中，第二角160可为90度，其中膜孔126的膨胀的方向与局部主流射流m正交。膨胀的方向可沿着主轴线154限定。作为备选，第二角160可在45度与90度之间。
不管膜孔126的角度方位(为第一角158或第二角160或某种其它方式)如何确定，相邻的膜孔12都可相对于针对热流m的局部流线彼此重叠。由于主轴线154可布置成与局部流线流m正交，故相邻的膜孔126的重叠可限定为与主轴线154正交测量的重叠长度164，主轴线154从相邻的圆角端部150延伸。作为备选，重叠长度164可平行于主流射流m的局部流射流线来测量。膜孔126可有意地间隔，以改变重叠长度164。在一个实例中，重叠长度164可在沿着主轴线154截取的出口144的长度156的0％与50％之间。在又一备选实例中，重叠长度164可沿着垂直于排轴线142的轴线来测量。
应当认识到的是，出口144可定向成使得主轴线154从正交于局部主流射流m偏移。例如，此类偏移可在0度与90度之间，使得在相邻的出口144之中的重叠存在。应当理解的是，偏移不应使得出口144平行于或正交于排轴线142；否则将不存在重叠。然而，可设想的是，独特形状的出口144可实现重叠，同时具有平行或正交于排轴线142的主轴线154，并且可取决于此类独特形状的出口144的主轴线154如何确定。
关于图4中示出的跑道形状的出口144，相邻的膜孔126或其的出口144与彼此间隔膜孔间隔距离168，其可垂直于相邻的膜孔126的主轴线154来测量。间隔距离168可对重叠长度164产生影响。例如，增加相邻膜孔126或其出口144之间沿轴向方向或大致上沿局部主流射流m的方向的距离，可增加相邻膜孔126的重叠长度164。然而，增加相邻膜孔126之间在大致上径向或沿翼展方向的方向上(如沿着排轴线142)的间隔可减小重叠长度164。就此而言，膜孔和它们间隔的设计应当需要重叠相对于主流射流m存在。例如，间隔距离168可为沿着主轴线154截取的出口144的纵向长度的50％或更小。关于此类理解，应当认识到的是，一排多个膜孔140中的相邻膜孔126之间的距离可被改变，以使重叠最大化，同时最小化膜孔126的总数量或者最小化所需的出口大小。因此，应当认识到的是，在非限制性实例中，膜孔126的间隔以及重叠长度164可与膜冷却效率、发动机效率或构件重量相平衡。此外，膜孔126的间隔和构成可基于发动机构件的机械强度，其基于膜孔126之间生成的网。应当认识到的是，重叠设计降低了膜孔之间的间隙空间中的绝对温度和热梯度，这可实现膜孔126的更紧密的间隔。
从排轴线142延伸的正交轴线166可被限定。作为备选，出口144可相对于正交轴线166彼此重叠，使得在正交轴线166从一个膜孔126的一个端部150限定时，它与相邻膜孔126的部分重叠。
应当认识到的是，膜孔126可由多种方式彼此重叠，如本文中描述的。此类重叠可相对于主流射流m、正交轴线166或垂直于通过出口144限定的主轴线154来限定。不管出口144如何彼此重叠，应当认识到的是，从一个出口144排出的冷却流体流c可在相邻的膜孔出口144的至少一部分上经过。
现在参照图5，横跨图4的截面6-6截取的截面视图示出了一个膜孔126的轮廓。膜孔126包括在内表面106上与出口144相对的入口180。通路182限定在入口180与出口144之间。通路182可包括沿着膜孔126的纵向长度延伸的线性中心线184。膜孔126可分成两个部分，作为内部部分186和外部部分188，其中外部部分188可发散，作为发散部分。内部部分186在入口180处从内表面106延伸到外壁104中。内部部分186可具有恒定的横截面积。内部部分186终止于外部部分188处的终端边缘194,198处。外部部分188可在外壁104内从内部部分186延伸至出口144。外部部分188包括增大的截面面积，其从内部部分186延伸至出口144，以限定发散的外部部分188。外部部分188可相对于膜孔126的中心线184以发散角190发散。例如，发散角190可在0度与15度之间。发散角190可为可变的，如在外部部分188的不同部分处具有更大或更小的角度。
外部部分188可包括长度。第一长度192可测量为从内部部分186的上部终端边缘194至出口144、平行于中心线184的距离。第二长度196可测量为从内部部分186的下部终端边缘198至出口144、平行于中心线184的距离。
膜孔126的内部部分186提供用于计量排出到膜孔126中的冷却流体。发散的外部部分188提供用于横跨整个出口144散布冷却流体，使得大致上均匀的冷却膜从膜孔126排出。此外，发散的部分188提供如图4中示出的细长出口144，使得膜孔126可以以重叠长度164彼此重叠，而不需要过大的入口180或孔直径200。与利用大的均匀直径的膜孔负面地影响冷却效率相反，发散的部分188减少了所需的冷却流体，以生成期望的冷却膜。
应当认识到的是，图5中示出的截面为一个膜孔126的实例，而不是限制性的。设想的是，排140中的两个或更多个膜孔可为相同的，同时还设想的是，所有膜孔126可为独特的，针对发动机构件或局部主流气流m的特定位置和需求定制。就此而言，如发散角190的角度或延伸穿过外壁104的膜孔126的角度方位可被改变。此外，膜孔126的大小、厚度、直径以及截面面积和沿着膜孔126的大小、厚度、直径以及截面面积可适用于各个特定的膜孔126。
现在参照图6a，示出了针对具有彼此不重叠的出口212的示例性膜孔210的温度梯度图，与为本公开的主题的彼此重叠的膜孔相反。各个非重叠的膜孔210排出冷却流体，以形成从出口212延伸的尾流214。由于膜孔出口212的间隔，空隙216形成在相邻的尾流214之间。尾流214的冷却流体不有效地冷却空隙216中的发动机构件的部分。就此而言，发动机构件可变得过度加热，或者发动机效率可受损失。典型地，为了补救空隙，附加的膜孔排以相邻的偏移方式添加，这可对效率产生负面影响。此外，偏移膜孔排的喷头构成仍可在冷却膜中发展空隙，使问题得不到解决。
现在参照图6b，示出了图4的重叠膜孔126，冷却流体可从膜孔126的出口144排出，形成尾流220。膜孔126的重叠出口144形成重叠流222。生成重叠流222的重叠的膜孔126消除了空隙216，如图6a中示出的，并且提供在膜孔126下游沿着膜孔126的排覆盖整个发动机构件的冷却膜。沿着膜孔126覆盖整个发动机构件提高了膜冷却和膜效率，这可提高发动机的耐用性、在翼时间，增加针对发动机在构件处的操作温度，提高冷却效率并且提高发动机效率。
就此而言，应当认识到的是，重叠的膜孔126可减弱相邻膜孔126之间的热斑纹。消除相邻膜孔126之间的空隙防止了排出的冷却膜中的热斑纹，并且在膜孔126处在发动机构件的整个表面上提供冷却膜。应当认识到的是，与偏移的成排的非重叠膜孔或利用沟槽中的离散孔的沟槽冷却相比，重叠的膜孔126更好地消除了空隙和热条纹。散布的冷却膜通过最小化沿着构件的外部的温度变化来提高构件冷却效率，这可增加构件寿命，提高操作温度以提高发动机效率，并且减少所需的维护。
此外，应当理解的是，增加相邻膜孔126之间的间隔，同时维持一致的重叠(如图4的重叠长度164)，可允许空隙形成在相邻膜孔126之间的冷却流体中。就此而言，在相邻的膜孔126之间的间隔(可为图4的间隔距离168)不应当大到足以容许空隙在排出的冷却膜中的形成。
应当进一步认识到的是，重叠的膜孔126覆盖膜孔下游的整个表面区域，与非重叠的膜孔、非重叠膜孔的喷头构成，或设在沿着发动机构件的表面延伸的槽中的膜孔，以及其它典型的膜孔构成相反。
在热流体流中沿着用于涡轮发动机的构件的热表面提供冷却膜的方法可包括：(1)将冷却空气供应至构件的内部；以及(2)将供应的冷却空气的至少一部分作为冷却膜排出穿过限定堆叠轴线的两个或更多个膜孔。该方法的膜孔沿与堆叠轴线正交的方向彼此重叠地布置。将冷却空气供应至构件的内部可包括将空气(如旁通空气)从发动机的其它部分用导管输送至发动机构件，如将冷却空气通过入口通路100提供至翼型件的内部，如图2中示出的。在优选的实施例中，用导管输送的旁通空气可从发动机的压缩机区段提供至发动机构件，压缩机区段具有大致上较低的温度，与涡轮区段中的加热的空气相反。
将供应的冷却空气的至少一部分作为冷却膜排出穿过限定堆叠轴线的两个或更多个膜孔，可包括将提供至翼型件的内部的冷却流体的部分排出穿过膜孔，如图4的膜孔126。例如，两个或更多个膜孔126可以以限定排轴线142(如图4的排轴线142)的排布置，其可在针对翼型件的大致径向方向上。如本文中描述的，膜孔126沿正交于堆叠轴线的方向彼此重叠。作为备选，膜孔可沿平行于经过膜孔的局部流线流的方向彼此重叠，如图4中描述的。
应当认识到的是，如本文中描述的重叠膜孔的布置提供用于以大致均匀的方式沿着发动机构件的外表面来扩散冷却膜，其覆盖膜孔下游的发动机构件的整个表面，最小化或消除冷却膜不越过构件的表面的离散位置。膜孔的构成最小化热斑纹的模式，这减少了沿着发动机构件的外表面的温度变化，并且提高了冷却效率和有效性。改进的冷却可提供延长的构件寿命、增加的操作温度、改进的冷却效率，以及改进的发动机效率。
应当认识到的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，但也可应用于涡轮喷气发动机和涡轮增压发动机。
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