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1、10申请公布号CN104131900A43申请公布日20141105CN104131900A21申请号201410181607422申请日2014043013/875,15020130501USF02C7/1220060171申请人通用电气公司地址美国纽约州72发明人JH斯塔克维瑟W班尼特J吉邦斯A乌尔班斯基74专利代理机构中国专利代理香港有限公司72001代理人肖日松严志军54发明名称带有成形冷却孔的衬底及制造方法57摘要本发明公开一种带有成形冷却孔的衬底及制造方法。一种衬底，所述衬底具有形成在其中的一个或多个成形发散冷却孔。每个成形冷却孔均具有相对于燃烧器衬套的出口表面成角度的钻孔。所述钻。
2、孔的一端是形成在所述燃烧器衬套的入口表面中的入口。所述钻孔的另一端是形成在所述燃烧器衬套的所述出口表面中的出口。所述出口具有仅在一个维度上扩展的成形部分。本发明还公开了形成成形冷却孔的方法。30优先权数据51INTCL权利要求书2页说明书12页附图19页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书2页说明书12页附图19页10申请公布号CN104131900ACN104131900A1/2页21一种带有成形冷却孔的燃烧器衬套，其包括具有入口表面和出口表面的燃烧器衬套；入口，所述入口具有第一曲线段、第二曲线段以及至少两个线性段；钻孔，所述钻孔从所述入口孔朝向所述出口表面延伸到过渡点。
3、；从所述过渡点延伸到所述出口表面的出口，所述出口具有第一曲线段、第二曲线段以及至少两个线性段；所述入口具有第一面积并且所述出口具有第二面积，其中所述第二面积大于所述第一面积。2如权利要求1所述的带有成形冷却孔的燃烧器衬套，所述钻孔以小于50度的角度设置。3如权利要求1所述的带有成形冷却孔的燃烧器衬套，所述钻孔以大于5度的角度设置。4如权利要求1所述的带有成形冷却孔的燃烧器衬套，所述钻孔以约20度的角度设置。5如权利要求1所述的带有成形冷却孔的燃烧器衬套，所述冷却孔大体呈Y形。6如权利要求1所述的带有成形冷却孔的燃烧器衬套，其中与所述入口相比，所述出口在两个方向上扩展。7一种航空发动机部件，其包。
4、括邻近气流定位的衬底，所述衬底具有入口表面、出口表面以及冷却孔；所述入口表面具有入口，所述入口由第一曲线段、第二曲线段以及在所述第一曲线段与所述第二曲线段之间延伸的第一和第二线性段限定；钻孔，所述钻孔以预选角度从所述入口朝向所述出口表面延伸；出口，所述出口形成在所述出口表面中，由第一曲线段、第二曲线段以及在所述第一曲线段与所述第二曲线段之间延伸的第一和第二线性段限定；所述入口限定第一面积并且所述出口限定第二面积，其中所述第一面积小于所述第二面积；以及其中所述第二面积在单个维度上从所述第一面积扩展到所述第二面积。8如权利要求7所述的带有冷却孔的航空发动机部件，所述钻孔具有过渡点，所述第一面积在所。
5、述过渡点开始增加。9如权利要求8所述的带有冷却孔的航空发动机部件，所述冷却孔具有在所述过渡点与所述出口之间的翼部。10如权利要求7所述的带有冷却孔的航空发动机部件，所述入口和/或出口在形状上呈大体椭圆形。11一种在燃烧器衬套中形成成形冷却孔的方法，其包括在中心位置处用激光从出口朝向入口钻出中心钻孔；在将所述激光移向所述中心位置的第一侧时第一次脉冲发出所述激光；停止所述第一脉冲发出并且将所述激光移到所述中心位置；在将所述激光移向所述中心位置的第二侧时第二次脉冲发出所述激光；停止所述第二脉冲发出并且将所述激光移到所述中心位置；权利要求书CN104131900A2/2页3使得所述激光进行套孔以便控制。
6、冷却孔的大小和形状。12一种形成冷却孔的方法，所述方法包括以预选角度从出口表面朝向入口表面穿过衬底钻出中心钻孔；在相对于所述钻孔的中心线在第一方向上移动所述激光和所述衬底中的一个时，第一批次脉冲发出所述激光；停止所述第一批次所述脉冲发出所述激光并且移动所述激光和所述衬底中的所述一个；在相对于所述钻孔的所述中心线在第二方向上移动所述激光和所述衬底中的所述一个时，第二批次脉冲发出所述激光；停止所述第二批次所述脉冲发出所述激光并且移动所述激光和所述衬底中的所述一个；使得所述激光进行套孔以便形成所述大体椭圆形的入口。13如权利要求12所述的形成冷却孔的方法，其进一步包括形成大体椭圆形的入口。14如权利。
7、要求13所述的形成冷却孔的方法，其形成具有比所述椭圆形入口更大的面积的所述椭圆形出口。15如权利要求12所述的形成冷却孔的方法，其在所述钻孔中形成过渡点。权利要求书CN104131900A1/12页4带有成形冷却孔的衬底及制造方法0001相关申请案的交叉引用0002本申请是部分继续申请，根据美国法典第35篇120条要求2010年10月29日由斯塔克维提交的当前待决的美国专利申请第12/916,099号的权益。技术领域0003本发明的领域大体涉及涡轮，并且更具体而言，涉及在制造和/或冷却燃气涡轮燃烧器衬套方面的某些新的和有用的改进，下文是对这些改进的说明书，已经参照随附并形成说明书的一部分的附图。
8、。背景技术0004燃气涡轮的燃烧器是燃气涡轮中发生燃料燃烧的部件或区域，并且它会影响各种发动机特性，包括排放和/或燃料效率。燃烧器的目的在于，调节燃料和空气的燃烧以产生呈高温气体形式的能量，这种能量可旋转发动机或发电机涡轮和/或输送通过排气喷嘴。燃烧器受各种设计考虑因素影响，这些设计考虑因素包括但不限于维持均匀的出口温度分布以使热点不会损坏涡轮或燃烧器，并以低污染物排放状况运行。因此，包含燃烧过程并将各种气流引入燃烧区中的燃烧器衬套被制造，以便承受高温。一些燃烧器衬套通过热障涂层“TBC”绝热，但大多数依赖各种类型的空气冷却来降低衬套温度。例如，气膜冷却在燃烧器衬套内部上方注入一层薄的冷空气，。
9、然而，发散冷却推动冷空气穿过在燃烧器衬套中的由紧密间隔开的离散孔隙或孔形成的栅格。在两种方法中，与气膜冷却相比，发散冷却倾向于使用更少的空气并且产生更均匀的温度分布。0005图14是涂布有热障涂层并具有常规圆形冷却孔120的衬底的截面侧视图。图15是沿线AA截得的图14所示常规圆形冷却孔120的另一截面图。图16是沿线BB截得的图15所示常规圆形冷却孔120的另一截面图。0006图17是涂布有热障涂层并具有常规圆锥形气膜冷却孔130的衬底的截面侧视图。图18是沿线AA截得的图17所示常规圆锥形气膜冷却孔130的另一截面图。图19是沿线BB截得的图17所示常规圆锥形气膜冷却孔130的另一截面图。。
10、0007图20是涂布有热障涂层并具有常规“3D”气膜冷却孔140的衬底的截面侧视图。图21是沿线AA截得的图20所示常规“3D”气膜冷却孔140的另一截面图。图22是沿线BB截得的图20所示常规“3D”气膜冷却孔140的另一截面图。0008图23是涂布有热障涂层并具有常规“扇形”气膜冷却孔150的衬底的截面侧视图。图24是沿线AA截得的图23所示常规“扇形”气膜冷却孔150的另一截面图。图25是沿线BB截得的图23所示常规“扇形”气膜冷却孔150的另一截面图。0009参照图15至图25，每个常规冷却孔120、130、140和150均以某个角度形成在衬底100中。衬底100涂布有热障涂层101。。
11、热障涂层101涂布有粘结涂层103。每个冷却孔120、130、140和150均具有形成在衬底100的一侧上的入口113和形成在衬底100的相对侧上的较大出口111。每个冷却孔120、130、140和150均具有与入口113连通和/或形成说明书CN104131900A2/12页5入口113的一部分的钻孔112。钻孔112是大体圆柱形的。对于圆形冷却孔120，钻孔112的直径114在入口113与出口112之间是均匀的。对于冷却孔130、140和150，钻孔112的直径114在出口111附近增大。0010然而，常规冷却孔120、130、140和150中的每一个均具有至少一个缺点。例如，对圆锥形气膜冷。
12、却孔130和对“扇形”气膜冷却孔150的分析已揭露了对流冷却的缺陷。如图所示，“3D”气膜冷却孔140具有圆柱形钻孔112，所述圆柱形钻孔112过渡成在下游方向上向各方三维发散。然而，此类型的发散冷却布置往往不适用于燃烧器衬套，因为这种三维下游发散将大量热障涂层“TBC”从燃烧器衬套上移除，这在辐射是热负荷的实质部分的燃烧器中是一个缺点。0011发散冷却中的实践已经将多孔阵列的轴向和径向间隔限制为约65个直径，以便确保相应气流聚结成连续保护气膜并且确保每个位置都具有钻孔对流冷却。这种间隔暗示每单位面积产生某个最小冷却流。然而，随着技术的进步，强烈期望减少冷却流并释放空气，以便减少NOX排放、增。
13、加效率和/或更好地进行涡轮冷却。0012类似地是，已经将多孔阵列的轴向和切向间隔限制为最小4或5个直径，从而避免过度应力集中。这种间隔暗示每单位面积产生某个最大冷却流。然而，在气膜积聚因燃烧器内的局部流动特性而中断的某些位置，强烈期望局部增加冷却流来避免衬套的低寿命。在侧方向上扩大入口计量孔实现了对成形翼部的最佳空气供应，并且与简单扩大计量孔直径的情况相比，实现更多的钻孔冷却表面积。发明内容0013如本说明书中所示、所描述和要求，用于发散冷却部件如燃气涡轮的燃烧器衬套中的成形冷却孔的实施例，其中气膜有效性以钻孔对流冷却损耗很少而得到改进，以及用于形成所述成形冷却孔的方法。结合附图，参照以下描述。
14、，将会清楚成形冷却孔的实施例的各特征和优点。0014根据一些实施例，一种带有成形冷却孔的燃烧器衬套包括具有入口表面和出口表面的燃烧器衬套；具有第一曲线段、第二曲线段以及至少两个线性段的入口，从所述入口孔朝向所述出口表面延伸到过渡点的钻孔；从所述过渡点延伸到所述出口表面的出口，所述出口具有第一曲线段、第二曲线段以及至少两个线性段，所述入口具有第一面积并且所述出口具有第二面积，其中所述第二面积大于所述第一面积。0015根据另外的实施例，一种带有冷却孔的航空发动机部件包括与气流相邻的衬底，所述衬底具有入口表面、出口表面以及冷却孔，所述入口表面具有入口，所述入口由第一曲线段、第二曲线段以及在所述第一曲。
15、线段与所述第二曲线段之间延伸的第一和第二线性段限定；以预选角度从所述入口朝向所述出口表面延伸的钻孔；形成在所述出口表面中的出口，所述出口由第一曲线段、第二曲线段以及在所述第一曲线段与所述第二曲线段之间延伸的第一和第二线性段限定，所述入口限定第一面积并且所述出口限定第二面积，其中所述第一面积小于所述第二面积，并且其中所述第二面积在单个维度上从所述第一面积扩展到所述第二面积。0016根据另一个实施例，一种在燃烧器衬套中形成成形冷却孔的方法包括在中心位置处用激光从出口朝向入口钻出中心钻孔；在将激光移向中心钻孔的第一侧时第一次脉冲说明书CN104131900A3/12页6发出激光；停止第一脉冲发出并将。
16、激光移到所述中心；在将激光移向中心钻孔的第二侧时第二次脉冲发出激光；停止第二脉冲发出并将激光移动到所述中心；使激光进行套孔；使所述激光进行套孔以便控制冷却孔的大小及形状。0017根据又一个实施例，一种形成冷却孔的方法包括以预选角度从出口表面朝向入口表面穿过衬底钻出中心钻孔；在相对于钻孔中心线在第一方向上移动激光和衬底中的一个时，第一批次脉冲发出激光；停止第一批次脉冲发出激光并且移动激光和衬底中的一个；在相对于钻孔中心线在第二方向上移动激光和衬底中的一个时，第二批次脉冲发出激光；停止第二批次脉冲发出激光并且移动激光和衬底中的一个；使激光进行套孔以便形成大体椭圆形的入口。附图说明0018现在简要参。
17、考附图，在附图中0019图1是成形冷却孔的实施例的截面图；0020图2A是沿线AA截得的图1所示成形冷却孔的另一截面图；0021图2B是沿线BB截得的图1所示成形冷却孔的另一截面图；0022图3是涂布有热障涂层并具有形成在其中的图1和2所示成形冷却孔的实施例的衬底的截面侧视图，其如通过钻孔随后涂布和清洁的过程来形成；0023图4是沿线AA截得的图3所示成形冷却孔的另一截面图；0024图5是沿线BB截得的图3所示成形冷却孔的另一截面图；0025图6是示出具有形成在其中的成形冷却孔阵列的衬底的一部分的图；0026图7是具有以预定角度形成在其中的成形冷却孔阵列的衬底的出口表面的俯视图，示出每个成形冷。
18、却孔提供的宽出口；0027图8是图7所示金属取样片的相对的入口表面的俯视图，示出成形冷却孔的入口；0028图9是图1、图2、图3、图4和图5的成形冷却孔的实施例的图，所述图示出制造方法；0029图10是进一步示出图9的制造方法的流程图；0030图11是形成诸如图1、图2、图3、图4、图5和图9所示成形冷却孔的一个或多个成形冷却孔的另一方法的实施例的流程图；0031图12是用于制造一个或多个成形冷却孔的系统实施例的图；0032图13是进一步示出诸如图12所示在衬底中制造的一个或多个成形冷却孔的方法的流程图；0033图14是涂布有热障涂层并具有常规圆形冷却孔的衬底的截面侧视图；0034图15是沿线。
19、AA截得的图14所示常规圆形冷却孔的另一截面图；0035图16是沿线BB截得的图14所示常规圆形冷却孔的另一截面图；0036图17是涂布有热障涂层并具有常规圆锥形气膜冷却孔的衬底的截面侧视图；0037图18是沿线AA截得的图17所示常规圆锥形气膜冷却孔的另一截面图；0038图19是沿线BB截得的图17所示常规圆锥形气膜冷却孔的另一截面图；0039图20是涂布有热障涂层并具有常规“3D”气膜冷却孔的衬底的截面侧视图；说明书CN104131900A4/12页70040图21是沿线AA截得的图20所示常规“3D”气膜冷却孔的另一截面图；0041图22是沿线BB截得的图20所示常规“3D”气膜冷却孔的。
20、另一截面图；0042图23是涂布有热障涂层并具有常规“扇形”气膜冷却孔的衬底的截面侧视图；0043图24是沿线AA截得的图23所示常规“扇形”气膜冷却孔的另一截面图；0044图25是沿线BB截得的图23所示常规“扇形”气膜冷却孔的另一截面图；0045图26是成形冷却孔的替代实施例的截面图；0046图27是沿线AA截得的图26所示成形冷却孔的另一截面图；0047图28是沿线BB截得的图26所示成形冷却孔的另一截面图；0048图29是图26的示例性成形冷却的正视图；0049图30是衬底的出口表面的俯视图；0050图31是衬底的入口表面的俯视图；0051图32是图26所示冷却孔的图，其示出制造方法；。
21、以及0052图33是描绘形成冷却孔的方法的流程图。0053类似参考符号在所有几个视图中表示相同或对应的部件和单元，这些视图不按比例绘制，除非另有说明。具体实施方式0054图1是涂布有一个或多个层27和/或28并具有以预定角度形成在其中的成形冷却孔10的实施例的衬底20的截面侧视图，其如通过涂布及随后钻孔的过程来形成。举例来说，但非限制性地，钻孔53相对于衬底20的出口表面37的预定角度可在约20度至30度的范围内。图2A是沿线AA截得的图1所示成形冷却孔的另一截面图。图2B是沿线BB截得的图1所示成形冷却孔的另一截面图。图3是涂布有热障涂层并具有形成在其中的图1和2所示成形冷却孔的实施例的衬底。
22、的截面侧视图，其如通过钻孔随后涂布和清洁的过程来形成。图4是沿线AA截得的图3所示成形冷却孔的另一截面图。图5是沿线BB截得的图3所示成形冷却孔的另一截面图。0055参照图1、图2A、图2B、图3、图4和图5，成形冷却孔10的钻孔53从形成在衬底20的第一侧36上的入口13延伸到形成在衬底20的第二侧37上的成形冷却孔10的出口11。如图所示，出口11具有比入口13大的尺寸。钻孔53的直径14图2A、图2B、图4和图5从成形冷却孔10的入口13到过渡点115是圆柱形的。从成形冷却孔10的过渡点115附近开始，钻孔53的直径114仅在一个维度上扩展，例如在沿单个维度的两个方向上扩展，以使所述钻孔。
23、53具有第一翼部31和第二翼部33如图2A、图2B、图4和图5中所示，这些翼部围绕成形冷却孔的纵向中心轴线35对称。0056在图1、图2A和图2B中，钻孔63内不存在溢流，因为在激光钻出成形冷却孔10前，层27和28被涂布在衬底20上。层27附接到衬底20的出口表面37。可任选地，另一个层28，即第二层28附接到层27。在一个实施例中，层27是热障涂层“TBC”，并且层28是另一个热障涂层或粘结涂层。在另一个实施例中，层27是非热障涂层，并且层28是热障涂层。根据实施例，成形冷却孔10的一个或多个尺寸可比例调整或修改成适应衬底20的厚度30、衬底20和层27的总体厚度51或衬底20、层27和层。
24、28的总体厚度52。0057参照图2A和图4，成形冷却孔10具有从入口13到出口11从中延伸穿过的钻孔说明书CN104131900A5/12页853。出口11具有成形部分，所述成形部分具有相对的翼部31和33，这些翼部围绕冷却孔10的中心纵向轴线35对称并且仅在一个维度上扩展或拓宽。图1和图4的截面图提供将成形冷却孔10的实施例视为具有“Y”形形状的基础。0058图2B是沿线BB截得的图2A所示成形冷却孔10的另一截面图。换句话说，这是从出口11图2A朝向入口13图2A看，成形冷却孔10的截面图。图5是从出口图4朝向入口13图4看，成形冷却孔10的截面图。因此，图2B和图5的视图示出具有成形部。
25、分或翼部31和33、圆柱形钻孔53的成形冷却孔10。0059图3、图4和图5描绘图1所示成形冷却孔10的第二实施例。在此第二实施例中，成形冷却孔10首先在衬底20中以预定角度钻出。然后，衬底20涂布有至少一层27期望材料。由于这种涂布，形成层27的一些期望材料可在出口11的一部分中溢流29。较软层28的任何溢流通过喷射磨料穿过钻孔53来消除。0060图6是示出具有形成在其中的成形冷却孔10的阵列25的衬底20的一部分的图。在这个特定的非限制性实例中，衬底20是燃气涡轮的燃烧器衬套。成形冷却孔10的阵列25具有预定的行间隔21A和行内预定的孔间隔21B。另外，在一个实施例中，相邻行的成形冷却孔1。
26、0以预定的量23偏移。0061图7是具有以预定角度形成在其中的成形冷却孔10阵列的衬底20的出口表面37的俯视图，示出每个成形冷却孔10提供的宽出口11。图8是图7所示金属取样片的相对的入口表面的俯视图，示出成形冷却孔10的入口13。在图7和图8中，衬底20是可任选地涂布有一个或多个层的金属取样片。这样的层可为上文参照图3所描述的层27和28。0062与本发明的实施例相关联的示例性益处0063如在本说明书中所阐明，成形冷却孔10的实施例提供一个或多个示例性但非限制性的益处。0064再次参照图1、图2和图3，与之前所使用的圆形冷却孔和/或圆锥形冷却孔相比，成形冷却孔10的实施例仅在一个维度上扩展。
27、出口11，并且其长度的大约一半保持大体圆柱形，从而维持高的钻孔冷却速度。然而，尽管维持高的钻孔冷却速度穿过钻孔53，但成形冷却孔10的实施例倾向于在出口11处具有减小的冷却剂流出口动量，因为冷却剂流的速度在进入成形冷却孔10的较宽成形部分时变小。因此，流过每个成形冷却孔10的冷却剂将会具有穿过入口13的第一进口动量和在出口11处的减小的第二出口动量。这种减小的第二动量与柯安达效应COANDAEFFECT结合来减少非期望的喷出，柯安达效应表示流体射流被吸引到附近表面的倾向。由此，成形冷却孔10的实施例提供均匀且宽的冷却剂流薄膜下文中称作“冷膜”，这种薄膜大于之前可通过常规圆孔120实现的薄膜。0。
28、065因此，在一个实施例中，成形冷却孔10具有从入口13延伸到过渡点15的圆柱形钻孔53，并且具有出口11，所述出口11从过渡点15延伸并仅在一个维度上例如，在沿一个维度的至少一个方向上扩展以使施加到衬底20的出口表面37的层27的缩小最小化，并且展开流过成形冷却孔10的冷却流体的冷膜，这样冷却流体就可聚结并减小冷却剂尾之间的热间隙。因此，对成形冷却孔10的实施例的使用提供了这种扩展的出口11，而无与常规圆形冷却孔120、常规圆锥形气膜冷却孔130、常规“3D”气膜冷却孔140或常规“扇形”气膜冷却孔150的其他类型的出口形状相关联的有害影响。0066此外，已经发现，成形冷却孔10的阵列改进几。
29、何覆盖率并减少喷出动量。这些效说明书CN104131900A6/12页9应结合起来在衬底20的出口表面上，与可通过常规类型的气膜冷却孔120、130、140和150的阵列所实现的情况相比，更好地形成冷膜。另外，从成形冷却孔10的出口11离开的改进冷膜冷却流体与圆孔120的情况相比，更好地保护衬底20的出口表面37和/或它的层27和/或28在图3中如热障涂层“TBC”免受过高温度，此时形成了成形冷却孔10的钻孔53的一种或多种材料具有下述对流传热系数，这种对流传热系数帮助将热量从衬底20的出口表面37朝向所述衬底20的入口表面36抽离。通过沿其长度维持较高的平均速度，“Y”形孔10与常规孔130。
30、、140或150相比，提供更好的对流冷却。同样，成形孔10与常规孔130或140相比，可使得更多的热障28不受干扰。因此，在冷却孔的阵列中，成形冷却孔10与常规冷却孔相比，使用更少的行在出口11处形成更低温的冷却流体薄膜。成形冷却孔10的出口11处的更低温的冷却流体薄膜在衬底20的出口表面37上产生与当前可使用常规冷却孔获得的温度相比更冷的温度。这在当前冷却水平下增加了零件寿命，和/或允许一个或多个较厚层27、28处于表面温度限制范围内。0067总而言之，已经发现，具有本说明书所述成形冷却孔10阵列的衬底20减小之前施加到衬底20的层如热障涂层和/或粘结涂层的温度；和/或与常规类型的冷却孔12。
31、0、130、140和150相比，减小形成衬底20的下方材料的温度。这些益处中的任一个或两者均在当前冷却水平下增加了零件寿命，和/或使得诸如一个或多个热障涂层和/或其他类型涂层的一个或多个较厚层能够处于表面温度限制范围内。诸如这样的益处是重要的，因为航空发动机和其他燃气涡轮的客户期望更高的压力比周期、大修之间更长的寿命以及减少的排放等燃料燃烧益处。然而，此类冲突的要求促使以最少量的冷却流获得最大的冷却益处。同样，与常规孔130、140或150相比，成形孔10可能具有成本优势。将移除的材料体积比用于孔130、140或150的材料体积要小。通过有限的圆柱形部分，将比孔130或150更容易地维持期望的。
32、流动特性。最后，如在下文描述，与孔130或140的情况相比，可通过具有更简单的激光聚焦操纵、激光头运动或零件运动的快速激光过程形成形状。由于本说明书所述成形冷却孔10的实施例解决了这些和/或其他问题，因此它们是实现机器例如但不限于发动机和涡轮和/或其部件的最佳设计的重要使能器。0068制造方法和/或用途0069各种方法被使用来制造成形冷却孔10。一种这样的方法涉及激光钻出通孔，随后以不同深度发起平行发射，这种平行发射前进到通孔的两个相对侧。另一种这样的方法包括旋转衬底20图1，并且以超前和滞后的方式在工作中ONTHEFLY进行激光钻孔。在任一方法中，衬底都可在激光钻孔之前或之后涂布有一个或多个。
33、涂层。0070图9是图1、图2、图3、图4和图5所示成形冷却孔10的实施例的图，所述图示出制造方法。图10是进一步示出图9所示制造方法的流程图。0071在图9中，示出形成在衬底20中的成形冷却孔10。衬底20与激光源60间隔开。激光源60与控制器61连接，所述控制器61可以是通用或者专用的计算机。可任选地，衬底20支撑在固定或可移动的支撑件57上。如果支撑件57是可移动的，那么它与电动机58连接。在此实施例中，电动机58可与控制器61连接，以使衬底20将会相对于由激光源60发射的一个或多个激光束50在一个或多个维度上且根据从控制器61输出并由电动机58接收的一个或多个信号来移动，从而形成成形冷。
34、却孔10。控制器61可与用户接口67连接。用户接口的非限制性实例包括触屏、键盘、计算机鼠标等。说明书CN104131900A7/12页100072在一个实施例中，激光源60包括激光发生器65、透镜64和电动机63，所述电动机63形成激光源60的一部分。在一个实施例中，电动机63与透镜64和控制器61连接，以使从激光源60发射的一个或多个激光束50将会根据从控制器61输出并由电动机63接收的一个或多个信号来移动和/或聚焦，从而形成成形冷却孔10。0073或者，激光源60包括激光发生器65和透镜64，并且激光源60可任选地与支撑件62连接，或由所述支撑件62支撑。在这样的实施例中，支撑件62与电动。
35、机66连接并由电动机66移动，所述电动机66并不形成激光源60的一部分，但与控制器61连接。0074在任一个实施例中，透镜64包括一个或多个透镜，并且可包括具有多个透镜的透镜组件，所述多个透镜中的一个或多个可以是可移动的并与一个或多个电动机连接。0075控制器61配置用于执行存储在计算机可读介质如任何类型的计算机可读存储器上的一个或多个计算机可读指令。计算机可读指令配置控制器61来操作激光源60和/或电动机58、63和66中的一个或多个，以便在衬底20中形成成形冷却孔10。因此，在一个实施例中，计算机可读指令可配置控制器61来操作激光源60和/或电动机58、63和66中的一个或多个，以便执行图。
36、10中阐明的方法步骤中的一个或多个。0076参照图9和图10，方法70包括以下步骤71、72、73、74、75和76中的一个或多个，这些步骤可以任何合适的次序和/或组合执行，除非另外指明。说明性地，方法70的实施例以发起71预定序列和/或图案的激光发射50开始，所述激光发射50冲击诸如燃气涡轮的燃烧器衬套的衬底20。在一个实施例中，激光发射50彼此平行。此预定序列的激光发射50可包括沿着成形冷却孔10的中心纵向轴线35钻出72钻孔53，并且随后执行步骤73、74、75和76的一个或多个序列。钻孔53从衬底20图1的入口表面或出口表面的任一个上钻出。0077例如，在钻出72钻孔53后，方法70进。
37、一步包括钻出73成形冷却孔10的出口11图1的成形部分的第一翼部31，其方法是将第一序列的激光发射55施加到与钻孔53的一侧相邻的衬底20。此第一序列的激光发射55在中心纵向轴线35或钻孔53处或附近开始，并且朝外前进远离中心纵向轴线35。第一序列的激光发射55中的每个激光发射钻出的束直径小于来自其前一个的束直径，这样，发射中的重叠部分更接近于钻孔而不是在翼部末端进行穿透。另外或者作为替代，第一序列的激光发射55中的每个激光发射均相对于中心纵向轴线35成角度。如上所述，第一序列的激光发射55的时序、深度、焦点、宽度、角度和/或图案由计算机可读指令控制和确定，所述计算机可读指令由控制器61读出并。
38、执行和/或被转换成输出到激光源60和/或电动机58、63和66中的一个或多个的信号。在钻出73成形冷却孔10的第一翼部31后，方法70可任选地包括重射74钻孔53。或者，方法70进一步包括钻出75成形冷却孔10的成形部分的第二翼部33，其方法是将第二序列的激光发射56施加到与钻孔53的第二侧相邻的衬底20，其中钻孔53的第二侧与钻孔53的第一侧相对。此第二序列的激光发射56在中心纵向轴线35或钻孔53处或附近开始，并且朝外远离中心纵向轴线35并在与第一翼部31相对的方向上前进。第二序列的激光发射56中的每个激光发射钻出的束直径小于来自其前一个的束直径，这样，发射中的重叠部分更接近于钻孔而不是在。
39、翼部末端进行穿透。另外或者作为替代，第二序列的激光发射中的每个激光发射均相对于中心纵向轴线35成角度。如上所述，第二序列的激光发射56的时序、深度、焦点、宽度、角度和/或模式由计算机可读指令控制和确定，所述计算机可读指令说明书CN104131900A108/12页11由控制器61读出并执行和/或被转换成输出到激光源60和/或电动机58、63和66中的一个或多个的信号。在钻出76成形冷却孔10的第二翼部33后，方法70可以可任选地包括重射76钻孔53，以便清除在钻出翼部过程中所沉积的任何材料。在一个实施例中，第一序列的激光发射55和第二序列的激光发射56分别配置用于从衬底20图1的出口表面钻出翼。
40、部31和33。此后，方法70可结束，并且激光或衬底20可由电动机66或58移动以与图案中的下一个孔对齐，其中方法70重复进行直到已在衬底20中钻出期望的所有孔。0078图11是形成诸如图1、图2A、图2B、图3、图4、图5和图9所示成形冷却孔10的一个或多个成形冷却孔的另一方法1100的实施例的流程图。参照这些附图，方法1100通过冲击式激光钻出1101圆形通孔的钻孔53开始。方法1100进一步地包括脉冲发出1102激光发射，同时围绕一个直径移出到钻孔53的一侧或翼部31。所述方法进一步包括停止1103脉冲发出激光发射，同时移回中心。所述方法进一步包括脉冲发出1104激光发射，同时围绕一个直径。
41、移出到钻孔53的相对侧或翼部33。方法1100进一步包括停止1105脉冲发出激光发射，同时移回中心。方法1100进一步包括发射1106一个或多个激光发射以清理钻孔53。0079根据实施例，形成每个成形冷却孔10所要求的激光发射可以是形成常规圆形冷却孔所要求的约两倍。另外，已经确定，翼部31和33图9可通过以下方式形成脉冲发出激光发射50图9，同时使得这些激光发射50相对于衬底20的表面例如，图2所示出口表面37扫过预定角度。然而，这种方法要求详细跟踪激光发射以及每个成形冷却孔10的表面位置。另外，在至少一个实施例中用来形成成形冷却孔10的激光钻孔可穿过涂布TBC的衬底或裸露金属来执行。0080。
42、图12是用于制造一个或多个成形冷却孔10的系统1200的实施例的图。系统1200包括激光源60，所述激光源60与配置用于固持和/或支撑衬底20如燃气涡轮的燃烧器衬套的支架82间隔开来，其方式为允许衬底20在电动机80转动与支架82连接的轴81时顺时针或逆时针地旋转，如箭头90所指示。激光源60可包括电动机63、透镜64以及激光发生器65图9所示。控制器61与旋转衬底20的电动机80连接。控制器61还与生成一个或多个激光发射91的激光源60连接。在一个实施例中，控制器61还与一个或多个传感器83和/或用户接口67连接。一个或多个传感器83将关于系统1200的一个或多个部件的数据提供给控制器61。。
43、例如，所述一个或多个传感器83可为测量轴81和/或衬底20的每分钟转数的旋转传感器。所述一个或多个传感器83还可包括这样的传感器在由一个或多个激光发射91钻出一个或多个成形冷却孔10时，测量一个或多个成形冷却孔10的间隔和/或深度。0081控制器61配置用于读出和执行存储在计算机可读介质如任何类型的计算机可读存储器中或上的一个或多个计算机可读指令。计算机可读指令配置控制器61来操作激光源60和电动机80，以便在衬底20中形成一个或多个成形冷却孔10。因此，在一个实施例中，计算机可读指令配置控制器61来同步激光源60与电动机80的操作，以便执行图12中阐明的方法步骤中的一个或多个。例如，由控制器。
44、61输出的命令可将电动机80的速度和/或衬底20的旋转频率与激光源60所生成的一个或多个激光发射91的时序、持续时间和/或功率同步，以便在衬底20中和/或穿过衬底20形成一个或多个成形冷却孔10。0082图13是进一步示出在衬底20中制造如图12所示那些的一个或多个成形冷却孔说明书CN104131900A119/12页12的方法1300的流程图。参照图12和图13，方法1300通过以预定速度或旋转频率移动或者旋转1301衬底20开始。方法1300进一步包括发起1302第一序列的激光发射91，以便在衬底20中各自以预定角度钻出一个或多个钻孔53图9。方法1300进一步包括调整1303第二序列的激。
45、光发射91的时序，以便以预定的时间增量来超前或者滞后地通过第一序列的激光发射91在衬底20上的一个或多个相同位置。所述时序是相对于旋转速度指定，从而导致部分重叠激光发射91形成扇形部分，其中每个扇形部分均在一个或多个钻孔53图9中的相应一个钻孔上延伸。因此，方法1300进一步包括以相对于旋转速度指定的不同程度的超前和滞后时序发起1304第二序列的激光发射91，从而导致部分重叠激光发射91在与旋转方向相切的一个维度上形成扇形部分例如，翼部31和33，其中每个扇形部分均在一个或多个钻孔53中的相应一个钻孔上延伸。控制器61随后确定1305扇形形状是否完整。如果不完整，那么方法1300循环回到步骤1。
46、303和1304并且重复所述两个步骤。当一个或多个成形冷却孔10中的每一个的出口11完整并且仅在旋转方向上的正和/或负方向上扩展时，方法1300结束。0083衬底20可在执行图10所示方法70、图11所示方法1100或者图13所示方法1300之前或之后涂布TBC。在激光钻孔之前将衬底涂布有TBC确保TBC不会填充和/或阻塞成形冷却孔。如果在激光钻孔后施加TBC，那么成形冷却孔将需要通过磨粒和/或激光发射进一步处理，以便移除已进入其中的任何涂层。或者，衬底20可同时涂布TBC并且进行清理，以便确保TBC不会封闭成形冷却孔。在此实施例中，图11的旋转衬底20的一侧接收TBC，而另一侧使得磨粒喷射穿。
47、过成形冷却孔以保持这些成形冷却孔是开放的。实验表明，这种过程能够保持成形冷却孔的“翼部”无或大体上无TBC。0084实验0085本说明书所述成形冷却孔10的实施例的风洞测试已经验证了与成形冷却孔的实施例相关联的一个或多个益处，如与使用常规类型的冷却孔120、130、140和150实现的那些温度相比，更冷的热障涂层“TBC”温度和更冷的背侧温度。0086在测试过程中，约600F的热空气和约80F的冷空气流到测试衬底和控制衬底上和/或周围。控制衬底具有形成在其中的多个常规圆形冷却孔120。控制衬底的一个表面例如前侧涂布有TBC。控制衬底的相对表面例如背侧并未进行涂布。0087测试衬底具有形成在其中。
48、的多个成形冷却孔10图1、图2、图3、图4、图5和图9。测试衬底的一个表面例如前侧涂布有TBC。测试衬底的相对表面例如背侧并未进行涂布。0088为了测量模拟启动条件下的TBC温度，在测试过程中拍摄控制衬底的TBC侧和测试衬底的TBC侧的红外图像。测试衬底和控制衬底两者的背侧温度使用热电偶进行测量。对来自红外图像和热电偶的温度数据进行分析，可以确定，显著较低的TBC温度和背侧温度是由于使用本说明书所述成形冷却孔10的实施例而造成。0089测试进一步表明，这些冷却益处对于不同运行条件、制造技术以及零件之间的变化而言是稳健的。例如，一个测试表明，其中钻出成形冷却孔10的实施例的测试衬底的背侧温度要比。
49、其中钻出圆形冷却孔120的控制衬底的背侧温度平均冷约50F10。0090现在参照图26，涂布有一个或多个层227、228的衬底220的截面侧视图，包括以预选角度穿过衬底220形成的成形冷却孔或槽210。所描绘的替代实施例可如之前所述通说明书CN104131900A1210/12页13过涂布和钻孔的过程来形成。然而，如前所述，当前实施例也可通过首先以预选角度形成成形冷却孔，随后接着用至少一个层227涂布衬底来使用。在另一个替代方案中，涂布至少一个层227也可以是可任选的。通过非限制性实例，描绘冷却孔210的钻孔253相对于出口表面237的预定角。衬底220包括入口表面236和出口表面237。冷却空气从衬底220的入口表面侧穿过冷却孔210流向出口表面侧237。预选角度相对于出口表面237可在约5度多达约50度的范围内。根据一些实施例，预选角为约20度。0091根据一个实施例，衬底220可为燃烧器衬套。所描绘的实施例使沿着出口表面237或者沿着一个或多个层227例如，热障涂层“TBC”移动的冷却气膜性能得到改进。与之前实施例相比，所述改进通过拓宽入口213提供了沿衬底的出口侧和至少一个涂层227的更好的冷却性能，从而产生更高流动槽或冷却孔210。成形冷却孔210提供每单位面积更高的流量水平，并且可用于例如积聚的冷却气膜因。