CN107448300A - 用于涡轮发动机的翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于涡轮发动机的翼型件，具体而言，涉及一种通过利用设置在发动机部件壁(112)上的一个或更多离散的突起(134)最小化对于涡轮发动机(10)的发动机重量的方法和装置。该壁(112)可具有标称厚度(142)来减小发动机重量，同时该突起(134)可提供增大的分离的厚度，以提供一个或更多冷却孔(136)。在突起(134)处的增大的厚度提供了增大的厚度来提供充分的长度(162)，从而增大冷却孔(136)效力。

Description

用于涡轮发动机的翼型件
技术领域
背景技术
涡轮发动机，并且特别是气体或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转机械。
用于飞机的涡轮发动机常设计成在高温下运行，以最大化发动机效率，因此某些发动机部件的冷却会是有益或必需的。典型地，冷却通过从高压和/或低压压缩机导引较冷的空气到需要冷却的发动机部件而实现。高压涡轮中的温度可为1000℃到2000℃，而来自压缩机的冷却空气可在500℃到700℃左右。虽然压缩机空气是高温的，但是它相对于涡轮空气较冷，并且可以用来冷却涡轮。
当代的发动机部件，比方说旋转叶片，必然占总发动机重量的一部分。为了增加发动机效率，降低这些发动机部件的重量是期望的。降低发动机部件的重量例如可以通过对这些部件采用较薄的壁来实现。然而，较薄的壁包括薄膜孔可穿过其延伸的减小的体积，这会降低薄膜孔的效力。因此，期望的是对于发动机部件采用较薄的壁来减小***重量，同时给薄膜孔提供充分的长度来保持冷却效力。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的部件，其产生热燃烧气体流，并且提供限定冷却流体流的冷却流体流，包括将热燃烧气体流与冷却流体流分开的壁。该壁包括面向热燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷表面，具有标称厚度。该部件还包括从冷表面延伸的至少一个局部化的、辐射状的突起，以及延伸穿过该突起和壁的薄膜孔。薄膜孔具有大于壁的标称厚度的长度。
另一方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件，包括具有靠近第一流体流的第一侧和靠近第二流体流的第二侧，具有标称厚度。该部件还包括从该壁延伸的至少一个局部化的、辐射状的突起，以及延伸穿过该突起和壁、具有大于该壁的标称厚度的长度的薄膜孔。
在又另一个方面，本发明的实施例涉及冷却具有冷表面的发动机部件的方法。该方法包括使冷却流体流沿着冷表面通过，并穿过从冷表面延伸的突起中的薄膜孔提供至少一部分冷却流体流。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的部件，且所述涡轮发动机产生热燃烧气体流并提供冷却流体流，所述部件包括：
具有标称厚度的壁，所述壁将所述热燃烧气体流与所述冷却流体流隔开，具有面向所述热燃烧气体流的热表面和面向所述冷却流体流的冷表面；
至少一个局部化的、从所述冷表面延伸的突起；以及
延伸穿过所述突起和所述壁的薄膜孔，具有大于所述壁的标称厚度的长度。
技术方案2. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔相对于所述热表面和所述冷表面之间的局部法线成角度。
技术方案3. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔是非线性的。
技术方案4. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔包括入口和出口，具有将所述入口连接到所述出口的通道。
技术方案5. 如技术方案4所述的部件，其特征在于，所述入口、所述出口或所述通道的至少其中一个是成形的。
技术方案6. 如技术方案4所述的部件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述入口被设置在所述上游侧上。
技术方案7. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度为所述标称厚度的至少50%。
技术方案8. 如技术方案7所述的部件，其特征在于，所述高度为所述标称厚度的至少100%。
技术方案9. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起关于平行于所述部件内所述冷却流体流的方向的轴线是对称的。
技术方案10. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度是所述薄膜孔的长度、直径或长度对直径比值的其中一个的函数。
技术方案11. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述薄膜孔被设置在所述上游侧上。
技术方案12. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，至少一个突起包括凹陷。
技术方案13. 如技术方案12所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔设置在所述凹陷中。
技术方案14. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述标称厚度是热负载、振动力、流体流之间的压力差、或者对于所述部件制造商要求的负载的至少其中一个的函数。
技术方案15. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起通过增量制造形成。
技术方案16. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起是圆形、圆锥形、截头圆锥形或非直线形的其中一种。
技术方案17. 如技术方案1所述的部件，其特征在于，在至少一个突起中设置了一个薄膜孔。
技术方案18. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
壁，其具有靠近第一流体流的第一侧和靠近第二流体流的第二侧，并具有标称厚度；
至少一个局部化的、从所述壁延伸的突起；以及
延伸穿过所述突起和所述壁的冷却孔，具有大于所述壁的标称厚度的长度。
技术方案19. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述第一侧是所述翼型件的内表面，而所述突起设置在所述第一侧上。
技术方案20. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述壁是所述翼型件的肋。
技术方案21. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述冷却孔包括入口和出口，具有将所述入口连接到所述出口的通道。
技术方案22. 如技术方案21所述的翼型件，其特征在于，所述入口、所述出口或所述通道的至少其中一个是成形的。
技术方案23. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述入口被设置在所述上游侧上。
技术方案24. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度为所述标称厚度的至少50%。
技术方案25. 如技术方案24所述的翼型件，其特征在于，所述高度为所述标称厚度的至少100%。
技术方案26. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度是所述冷却孔的长度、直径或长度对直径比值的其中一个的函数。
技术方案27. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，至少一个突起包括凹陷。
技术方案28. 如技术方案27所述的翼型件，其特征在于，所述冷却孔设置在所述凹陷中。
技术方案29. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述标称厚度是热负载、振动力、第一和第二流体之间的压力差、或者对于所述翼型件制造商要求的负载的至少其中一个的函数。
技术方案30. 如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起通过增量制造形成。
技术方案31.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起是圆形、圆锥形、截头圆锥形或非直线形的其中一种。
技术方案32.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，在至少一个突起中设置了一个薄膜孔。
技术方案33. 一种冷却具有热表面和冷表面的发动机部件的方法，包括：
使冷却流体流沿着所述冷表面通过；以及
通过从所述冷表面延伸的局部化的突起中的薄膜孔提供所述冷却流体流的至少一部分。
技术方案34. 如技术方案33所述的方法，其特征在于，提供所述冷却流体流的至少一部分包括在将所述冷却流体流提供给所述薄膜孔之前，通过所述突起中的凹陷提供所述冷却流体流的所述部分。
技术方案35. 如技术方案34所述的方法，其特征在于，通过所述凹陷提供所述冷却流体流的所述部分最小化灰尘累积。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性横截面图解。
图2是图1的燃气涡轮发动机的翼型件的等距视图。
图3是图2的翼型件的横截面视图，翼型件具有包括带有薄膜孔的突起的壁。
图4是具有带有薄膜孔的突起的壁的透视图，薄膜孔延伸穿过突起和壁。
图5是图4的壁的横截面视图，图示了跨越冷却流体流方向的突起和薄膜孔的轮廓。
图6是图4的壁的横截面视图，图示了在冷却流体流方向上的突起和薄膜孔的轮廓。
图7是沿与冷却流体流相反的方向延伸的薄膜孔的另一个实施例的横截面视图。
图8是在突起的前面上具有入口的薄膜孔的又另一个实施例的横截面视图。
图9是具有凹陷的突起的横截面视图，且薄膜孔入口设置在该凹陷中。
图10是延长的突起的透视图，突起具有与冷却流体流的方向偏置的薄膜孔。
部件列表
10 发动机
12 中心线
14 前
16 后
18 风扇段
20 风扇
22 压缩机段
24 LP压缩机
26 HP压缩机
28 燃烧段
30 燃烧器
32 涡轮段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气段
40 风扇壳体
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳体
48 HP卷筒
50 LP卷筒
51 转子
52 HP压缩机级
54 HP压缩机级
56 LP压缩机叶片
58 HP压缩机叶片
60 LP压缩机导叶
61 盘
62 HP压缩机导叶
63 定子
64 HP涡轮级
66 LP涡轮级
68 HP涡轮叶片
70 LP涡轮叶片
71 盘
72 HP涡轮导叶
74 LP涡轮导叶
76 加压环境空气
77 泄放空气
78 气流
80 出口引导导叶组件
82 翼型件引导导叶
84 风扇排气侧
90 鸠尾榫
92 翼型件
94 末梢
96 根部
98 平台
100 入口通道
102 通道出口
104 旁通空气
110 内部
112 外壁
114 压力侧壁
116 吸力侧壁
118 前缘
120 后缘
130 肋
132 腔室
134 突起
136 薄膜孔
140 壁
142 标称厚度
144 第一侧
146 第二侧
148 第一流体流
150 入口
152 出口
154 通道
160 高度
162 长度
164 直径
C 冷却流体流
H 热气体流
170 第二流体流
172 冷却薄膜
174 上游侧
176 下游侧
180 凹陷
190 变换的轴线
192 通道轴线
194 冷却孔角度。
具体实施方式
所描述的本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的发动机部件，其具有设置在发动机部件的壁上的至少一个突起，带有延伸穿过该突起和壁的薄膜孔。出于说明的目的，本发明将相对于用于飞机燃气涡轮发动机的涡轮描述。然而，将会理解的是，本发明并非如此有限，并且可具有在发动机内以及非飞机应用中的普遍适用性，比方说其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
如本文所用，用词“前”或“上游”指沿着朝向发动机入口移动，或者与另一部件相比相对更靠近发动机入口的部件。与“前”或“上游”联合使用的用词“后”或“下游”指朝向发动机的后部或者出口的方向，或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所用，用词“径向”或“径向地”指在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的尺寸。
所有的方向性基准(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶、底、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)都仅用于识别目的，以帮助读者对本发明的理解，而并不产生限制，特别是对于本发明的位置、方向或用途。连接基准(例如，附接、联接、连接和接合)被宽泛地解释并且可以包括一组元件之间的中间成员，以及元件之间的相对运动，除非另外指出。因而，连接基准并不一定推定两个元件直接连接并且对彼此处于固定关系。示例性图形仅用于图示目的并且此处所附图形中所反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图解。发动机10具有从前端14向后端16延伸的通常纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串行流的关系包括风扇段18、压缩机段22、燃烧段28、涡轮段32和排气段38，风扇段18包括风扇20，压缩机段22包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26，燃烧段28包括燃烧器30，涡轮段32包括HP涡轮34和LP涡轮36。
风扇段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向地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形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心壳体46包围，核心壳体46可与风扇壳体40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或卷筒48驱动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26上。LP轴或卷筒50，其围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP卷筒48内，驱动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20上。卷筒48,50围绕发动机中心线可旋转并且联接到多个可旋转元件上，它们可以一起限定转子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56,58相对于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称作喷嘴)旋转，从而压缩或者增压穿过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，可将多个压缩机叶片56,58设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢径向向外延伸，同时将对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58上游并靠近旋转叶片56,58。应注意图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于图示的目的而选择，并且其他的数量是可能的。
用于压缩机的级的叶片56,58可以安装在盘61上，盘61安装在HP和LP卷筒48,50的对应的其中一个上，并且每个级都具有其自己的盘61。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装在核心壳体46上。
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相对于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称作喷嘴)旋转，从而从穿过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64,66中，可将多个涡轮叶片68,70设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢径向向外延伸，同时将对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并靠近旋转叶片68,70。应注意图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于图示的目的而选择，并且其他的数量是可能的。
用于涡轮的级的叶片68, 70可以安装在盘71上，盘71安装在HP和LP卷筒48,50的对应的其中一个上，并且每个级都具有专用的盘71。用于压缩机的级的导叶72, 74可以以周向布置安装在核心壳体46上。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，比方说压缩机段和涡轮段22,32中的静止导叶60,62,72,74也单独或者总体地称为定子63。因而，定子63可以指整个发动机10中不旋转元件的组合。
在运行中，离开风扇段18的气流被分开，使得一部分气流被导入LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压气流76供应给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的加压气流76与燃料在燃烧器30中混合并被点燃，从而产生燃烧气体。由HP涡轮34从这些气体提取出一些功，这些功驱动HP压缩机26。燃烧气体被排入LP涡轮36，LP涡轮36提取另外的功来驱动LP压缩机24，且排放气体最终从发动机10经由排气段38排出。LP涡轮36的驱动驱使LP卷筒50来使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压气流76的一部分可以从压缩机段22作为泄放空气77抽出。泄放空气77可从加压气流76抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度被显著地升高。因而，由泄放空气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作此类发动机部件是必需的。
剩余的气流部分78绕过LP压缩机24和发动机核心44并且通过风扇排气侧84处的静止导叶排(且更特别地出口引导导叶组件80，其包括多个翼型件引导导叶82)离开发动机组件10。更具体地，利用靠近风扇段18的径向延伸翼型件引导导叶82的圆周列来施加气流78的一些方向性控制。
由风扇20供应的其中一些空气可以绕过发动机核心44并且被用于发动机10的部分尤其是热部分的冷却，和/或用于冷却或驱动飞机的其他方面。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮段32，且HP涡轮34是最热的部分，因为其位于燃烧段28的直接下游。其他的冷却流体源可以是，但不限于，从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
图2是呈图1的发动机10的涡轮叶片68的形式的发动机部件的透视图。应该理解的是涡轮叶片68是示例性的，并且发动机部件可以包括需要冷却的其他部件。涡轮叶片68包括鸠尾榫90和翼型件92。翼型件92包括末梢94到根部96。在末梢94和根部96之间可限定顺翼展方向。鸠尾榫90包括平台98和具有出口102的一个或更多入口通道100。鸠尾榫90和平台98可在根部96处邻接而与翼型件92形成一体。平台98帮助径向地包含由翼型件92驱动的涡轮气流。鸠尾榫90可以构造成安装到涡轮转子盘71上(图1)以围绕发动机中心线10使翼型件92旋转。入口通道100可用空气流供给，例如旁通空气104。在根部96处提供给翼型件92的旁通空气104通过出口102排出。应该理解的是鸠尾榫90用横截面示出，使得入口通道100容纳在鸠尾榫90的主体内。
参考图3，用横截面示出的翼型件92具有由外壁112限界的内部110。外壁112包括凹陷形状的压力侧壁114和突出形状的吸力壁116。在压力侧壁114和吸力侧壁116之间的连接处限定了前缘118和后缘120，从而限定了前缘118和后缘120之间的弦向距离。与静止的导叶相比，翼型件92在实施为旋转叶片时沿一方向旋转，使得压力侧壁114跟随吸力侧壁116。因此，如图3中所示，翼型件92将向上朝向页面的顶部旋转。
在内部110中包括一个或更多肋130。肋130可在压力侧壁114和吸力侧壁116之间延伸以限定内部腔室132。腔室132可以是限定在翼型件92内的离散的隔室。备选地，腔室132可彼此成流连通，比方说沿顺翼展方向限定蜿蜒穿过翼型件92的蜿蜒的流径。应该理解的是肋130和由肋130限定的腔室132是示例性的并且不应理解为限制性的。设想了内部110或限定在其中的腔室132也可包括多个气室、回路、微回路、近壁冷却***、栓组(pin bank)或非限制示例中的类似结构。
突起134可设置在外壁112上。突起134是离散构件，限定了对于壁112增加的厚度。在非限制性示例中，突起可为辐射状的、圆形的、圆锥形的、截头圆锥形的、钟形的或者非线性的。突起的附加示例可以包括但不限于辐射状的、圆形的、卵形的、椭圆形的、球形的、椭圆体的或曲线形的。突起134可与外壁112形成整体，或者可以安装到其上。在一个非限制性示例中，突起134可使用增量制造形成在翼型件92上。在外壁112或肋130上可包括任何数量的突起134，并且可以以任何方式组织，比方说沿顺翼展方向或弦向方向的线性组合、图案或随机布置。
另外，设想突起134可以形成在翼型件92或发动机部件的内壁上。在一个示例中，突起134可形成在肋130上。在其他非限制性示例中，突起134可设置在冷却结构的壁上，比方说微回路、冷却网、气室、栓组或者需要冷却的其他部件结构。
薄膜孔136可延伸穿过突起134。薄膜孔136可延伸穿过外壁112上的突起134，以沿着外壁112的外表面提供冷却膜用于冷却翼型件92。另外，在其中突起134设置在内壁或结构(比方说一个非限制示例中的肋130)上的情况下，薄膜孔136可为冷却孔比方说交叉孔。在另外的示例中，这样的冷却孔可以在发动机部件的内腔或腔室(比方说相邻区域通道或微回路)之间提供冷却流体流。
薄膜孔136可成形为引导流体流进入薄膜孔132、穿过薄膜孔132或者从薄膜孔132排出。这样的成形在非限制示例中例如可包括汇聚、发散或计量段以引导流体流。汇聚段可以增大流体流的流动速率，发散段可以降低流体流的流动速率，而计量段可以计量穿过它的流体流。另外的成形可包括膨胀段或者缩减段。膨胀段可包括增大的横截面面积，以形成扩散段，而缩减段可包括减小的横截面面积。另外，薄膜孔136的成形可包括非线性薄膜孔136。这样的薄膜孔136可包括弯曲的通道或者随突起134的曲率。
应该理解的是突起134可放置在任何壁上，该壁在壁118的相对侧面上具有相对的流。另外，薄膜孔136可穿过突起以提供壁118的相对侧面之间的流。
在其中发动机部件并非叶片的示例中，比方说导叶、燃烧衬里、护罩或需要冷却的其他部件，突起可设置在任何壁上，比方说内壁或外壁，并且可以包括薄膜孔来提供穿过这样的壁的流体的流，以提供冷却薄膜。因此，应该理解的是图示的翼型件92是示例性且非限制的，并且突起134在利用薄膜孔的任何其他发动机部件中可具有相等的适用性。
图4图示了具有延伸穿过突起134的薄膜孔136的一个突起134。突起可以是非直线形的，包括从第一侧144向入口150延伸的非线性表面，且入口150是圆形的，过渡到薄膜孔136中。在所示的俯视图中，突起是圆形的。在其他非限制性示例中，突起可以是卵形的、椭圆形的、球形的、椭圆体的或者曲线形的。突起134可以是对称的，关于平行于冷却流体流C的方向的轴线相对等。突起134设置在壁140上。壁140例如可为外壁112，或者具有薄膜孔136的任何其他部件壁。壁140具有标称厚度142，具有限定侧面144,146之间的一致标称厚度142的第一侧144和第二侧146。突起134是圆形延伸部，从第一侧144延伸到第一流体流148中。薄膜孔136设置在圆形突起134的中心中，具有入口150和出口152。通道154将入口150联接至出口152。
标称厚度142可为对于壁140限定为在第一侧144和第二侧146之间的距离。这样的标称厚度142可以以许多不同的方式确定。例如，对于壁的标称厚度142可以是壁140、翼型件92或发动机部件上的热负载的函数。在其他示例中，标称厚度142可以是作用在壁140上的振动力、壁140的相对侧面上的压力差、或者运行期间对于壁140制造商要求的负载的函数。应该理解的是，标称厚度142可通过多种方法确定，使得确定对于特定壁140的最小运行厚度。另外，标称厚度142是壁140的最小运行厚度，其为热负载、振动力、压力差、负载要求的函数，或者其他类似方法可相应于最小操作要求，以保持发动机和单个发动机部件的安全运行。对于壁140的标称厚度142可以减小发动机重量，增加发动机效率或性能。
参考图5，第一侧144可为冷侧或冷表面，靠近第一流体流148，比方说冷却流体流C。第二侧146可为热侧或热表面，靠近第二流体流170，比方说热气体流H。图5中突起134的轮廓视图图示了突起134的高度160。高度160是突起134从壁140延伸的最大距离。高度160可以以多种不同的方式确定。例如，高度160可为标称厚度142的函数。在一个示例中，高度160可为标称厚度142的至少50%。在另一示例中，高度160可等于标称厚度142，或者更大。在又另一个示例中，高度可等于标称厚度142的至少100%。应该理解的是高度160在任何地方都可为从标称厚度142的5%到标称厚度142的200%或更大。
备选地，高度160可为薄膜孔136的函数。薄膜孔136的长度162可限定为入口150和出口152之间的距离。高度160可为长度162的函数，这里特定的薄膜孔136可要求特定的长度162以提供流体的有效流量。例如，高度160可为长度162的至少50%。虽然图5图示了线性薄膜孔136，但应该理解的是薄膜孔136不一定是线性的，并且对于这样的薄膜孔，长度162可测量为入口150和出口之间的流线距离。应该理解的是如图5中所示的薄膜孔136是垂直的薄膜孔136。在非线性薄膜孔的情况下，长度162将增加。因而，应该理解的是在这种情况下，高度160可为长度162的至少30%。
在又另一个示例中，高度160可确定为薄膜孔136的直径164的函数。发动机部件可能要求对于薄膜孔特定的直径164，以便保持发动机部件的结构完整性。直径164对于薄膜孔136会要求特定的长度162以保持有效性，从而限定对于薄膜孔136的必需长度对直径比值(L/D)。因而，直径164，或者L/D比值可用来限定高度160，以便提供充分的薄膜孔有效性。
现在参考图6，突起134的侧面轮廓视图图示了薄膜孔136的一个定向。突起134可为圆锥形的，有一部分在薄膜孔136的入口150处被去除。备选地，设想了突起135可具有圆锥形的轮廓，具有设置在突起的其中一个侧面上的入口150。第一冷却流148可为冷却流体流C。靠近壁140的第二侧146的第二流体流170可为热气体流H。薄膜孔136在第一和第二流体流148,170的其中一个或者两个方向上可成角度。因而，入口150可相对于冷却流体流C定位在出口152的上游。在其中薄膜孔136是薄膜孔的一个示例中，冷却流体流C可穿过薄膜孔136提供至第二侧146作为冷却薄膜172来冷却发动机部件。
图7图示了突起134的另一个实施例，其具有在薄膜孔136的入口150处带截头圆锥形的圆形尺寸。薄膜孔136包括相对于冷却流体流C设置在出口152下游的入口150。这样的定向对于提供有效的薄膜孔长度以及提供用于从薄膜孔136排放流体的多重方向性能力是有利的。图8图示了另一个实施例，具有圆形的突起，该圆形的突起具有薄膜孔136，且入口150从突起134的中心偏移。突起134可分成上游侧174和下游侧176。入口150可设置在上游侧174上。这样的定向对于确定进入薄膜孔136的流率是有利的。备选地，设想了入口150可设置在下游侧176上，或者突起134上的任何其他位置上。
应该理解的是图5-8的薄膜孔136的位置和定向是示例性的。入口150、出口152的位置以及设置在其间的通道154的尺寸可以适于控制穿过薄膜孔136的流率，或者使对于薄膜孔136的长度162、直径164或长度对直径比值适于提供通过薄膜孔136的有效冷却。此外，设想了薄膜孔136可以设有入口成形或出口成形，以对穿过冷却流的冷却流体提供更确定性的流量。这样的示例将会是可以在发动机部件的更大横截面面积上提供冷却流体的发散的出口。
另外，应该理解的是突起134可以具有依赖于发动机部件的部分的高度160，比方说标称厚度142、薄膜孔136的长度162、直径164或L/D比值。
现在参考图9，在突起134中可形成凹陷180。凹陷180可以加工成突起134的一部分，比方说在增量制造期间，或者可以从突起134去除以形成凹陷180。凹陷180可以是对称的，比方说半球形，但可以设想任何形状。在其他非限制性示例中，凹陷180可以是直线形形状，或者拱形或辐射状形状，或者它们的任何组合。薄膜孔136可设置在凹陷180中，具有至少部分地形成在凹陷180内的入口150。凹陷180的尺寸或形状可用来控制提供给薄膜孔136的流的流率，或者进一步与对于壁140的标称厚度142相结合来降低部件重量。
现在参考图10，突起134可以是不对称的，具有延长的或者偏置的形状。这样的形状对于优化发动机部件内的流体流或者对于将流引向一个或更多薄膜孔136可能是期望的。另外，薄膜孔136可以从沿着发动机部件的第一流体流148的方向偏置。第一流体流148在突起134处的分开的方向可以随着变换的轴线190在突起134上变换。当考虑非直线薄膜孔时显示成直线示例的通道154可限定通道轴线192。薄膜孔角度194可限定在变换的轴线190和通道轴线192之间以限定薄膜孔136对第一流体流148的偏置关系。另外，薄膜孔136可相对于第一侧144和第二侧146之间的局部法线成角度。
应该理解的是薄膜孔136或突起134的偏置定向相对于邻近流体流可以是分离的，其可以在发动机部件的不同部分处改变方向或大小。因而，沿着发动机部件的多个突起134可以对齐或者形成图案，同时其中一些突起134或薄膜孔136在发动机部件的一部分处从第一流体流148的方向偏置。
一种用于冷却比方说翼型件92的发动机部件的方法，发动机部件可包括冷表面比方说第一侧144。该方法可包括使冷却流体流C沿着冷表面144经过并且通过在突起134中从冷表面144延伸的薄膜孔比方说薄膜孔136提供冷却流体流C的至少一部分。提供冷却流体流C的至少一部分可包括在向薄膜孔136提供冷却流体流C之前提供穿过突起134中的凹陷180的冷却流体流的一部分。另外，提供穿过凹陷180的冷却流体流C的一部分可以最小化薄膜孔136处或者沿着发动机部件的冷表面144的灰尘累积。
应该理解的是翼型件92或需要冷却的其他发动机部件可以利用薄膜孔136，比方说设置在突起134内的薄膜孔。突起134提供了允许增加的薄膜孔长度162的增加的厚度，以提供穿过薄膜孔136的有效冷却。同时，使用突起134允许发动机部件的剩余部分具有标称厚度142，这降低了部件重量，降低了整体发动机重量。降低的重量提供了更好的发动机效率。
还应该理解的是突起134是离散的，具有的面积不大于提供铸造、钻孔或者另外穿过突起134形成薄膜孔136以便具有对于薄膜孔136增大的长度、直径或 L/D比值所必需的面积，这在发动机部件的标称厚度142内否则将是不可实现的，因为标称厚度142是对应于处于标称厚度142的发动机部件的制造能力的。
另外，突起134是辐射状的，减小了由突起134进入靠近突起134的流体流比方说冷却流体流C的延伸造成的拉力或阻力。又更进一步，辐射状的突起134或其中的凹陷180可以提供减少的灰尘累积，增加部件寿命或减少所需的维护。
应该理解的是本文所述的翼型件、发动机部件、突起或薄膜孔可通过增量制造形成。此类制造可用来形成前述的复杂细节，比方说具体的薄膜孔成形，而没有诸如铸造的制造方法的不佳产出，或者与比方说薄膜孔钻孔的其他制造方法相联系的不精确性。
应该理解的是所公开设计的应用不限于具有风扇和增压器段的涡轮发动机，而是也可用于涡轮喷气发动机和涡轮增压发动机。
此书面说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且也使得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***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。如果此类其他示例具有不异于权利要求书的字面语言的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言具有非实质性差异的等同结构元件，则它们旨在落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机(10)的部件，且所述涡轮发动机(10)产生热燃烧气体流(H)并提供冷却流体流(C)，所述部件包括：
具有标称厚度(142)的壁(112)，其将所述热燃烧气体流(H)与所述冷却流体流(C)隔开，具有面向所述热燃烧气体流(H)的热表面(146)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(144)；
至少一个局部化的、从所述冷表面(144)延伸的突起(134)；以及
延伸穿过所述突起(134)和所述壁(112)的薄膜孔(136)，具有大于所述壁(112)的标称厚度(142)的长度。
2.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔(136)包括入口(150)和出口(152)，具有将所述入口(150)连接到所述出口(152)的通道(154)。
3.如权利要求2所述的部件，其特征在于，所述入口(150)、所述出口(152)或所述通道(154)的至少其中一个是成形的。
4.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述突起(134)包括高度(160)，且所述高度(160)为所述标称厚度(142)的至少50%。
5.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述突起(134)包括高度(160)，且所述高度(160)是所述薄膜孔(136)的长度(162)、直径(164)或长度对直径比值的其中一个的函数。
6.如权利要求1所述的部件，其特征在于，至少一个突起(134)包括凹陷(180)。
7.如权利要求6所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔(136)设置在所述凹陷(180)中。
8.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述标称厚度(142)是热负载、振动力、流体流之间的压力差、或者对于所述部件制造商要求的负载的至少其中一个的函数。
9.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述突起(134)通过增量制造形成。
10.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述突起(134)是圆形、圆锥形、截头圆锥形或非直线形的其中一种。
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