CN110131045A

CN110131045A - 具有膜孔的用于燃气涡轮发动机的构件

Info

Publication number: CN110131045A
Application number: CN201910192558.7A
Authority: CN
Inventors: A.E.史密斯; M.B.兹拉蒂诺夫; T.E.代森
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2015-11-11
Filing date: 2016-11-11
Publication date: 2019-08-16
Also published as: US11466575B2; BR102016026298A2; CN106837429A; US20170130592A1; US11773729B2; JP2017089639A; CN106837429B; EP3168421A1; US20190003314A1; CA2946539A1; US20220412219A1; US10094226B2

Abstract

一种构件(80)被提供，并且包括包含第一表面(84)和第二表面(86)的至少一个壁(82)。至少一个膜冷却孔(90)在第一表面(84)与第二表面(86)之间延伸穿过壁(82)，并且具有第二表面(86)处的出口区域(94)。膜冷却孔(90)包括为侧部扩散部分(112)的第一扩展区段，以及为置后扩散部分(116)的第二扩展区段，其中侧部扩散部分(112)在置后扩散部分(116)上游并且与置后扩散部分(116)间隔。

Description

具有膜孔的用于燃气涡轮发动机的构件

技术领域

本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及其中的膜冷却。在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压并且在燃烧器中与燃料混合用于生成热燃烧气体。能量在高压涡轮(HPT)(其向压缩机供能)中和在低压涡轮(LPT)(其向涡扇飞行器发动机应用中的风扇供能，或者向用于船舶和工业应用的外部轴供能)中从气体抽取。

背景技术

发动机效率关于燃烧气体的温度提高。然而，燃烧气体沿着它们的流动路径加热各种构件，这进而需要其冷却以实现长的发动机寿命。典型地，热气体路径构件通过将空气从压缩机放出而冷却。由于放出的空气不用在燃烧过程中，故该冷却过程降低发动机效率。

燃气涡轮发动机冷却技术为成熟的，并且包括用于各种热气体路径构件中的冷却回路和特征的各种方面的许多专利。例如，燃烧器包括径向外衬套和径向内衬套，它们需要在操作期间冷却。涡轮喷嘴包括支承在外带与内带之间的中空导叶，其也需要冷却。涡轮转子叶片为中空的，并且典型地包括其中的冷却回路，其中叶片由涡轮护罩包绕，该涡轮护罩也需要冷却。热燃烧气体排放穿过排气部，该排气部也可有衬套，并且被适合地冷却。

在所有这些示例性燃气涡轮发动机构件中，高强度超级合金金属的薄金属壁典型地用于增强的耐久性，同时最小化对其冷却的需要。各种冷却回路和特征定制用于发动机中的它们的对应环境中的这些单独构件。此外，所有这些构件典型地包括共同排的膜冷却孔。

典型的膜冷却孔为圆柱形开孔，该圆柱形开孔以浅角倾斜穿过加热的壁，用于沿着壁的外表面排放冷却空气的膜，以提供相对于在操作期间在其之上流动的热燃烧气体的热绝缘。膜在壁外表面之上以浅角排放，以最小化其不合乎需要的吹出的可能性，该不合乎需要的吹出将引起流分离和膜冷却效力的损失。

膜性能由有效覆盖指示。如果扩散器在扩展中太激进，则其导致流停滞和在扩散器的出口处的一定程度的喷射。该喷射为不利的，因为其减少膜的有效覆盖并且引入使膜退化的二次混合。侧部扩散角和长度支配出口处的扩散器的物理覆盖。置后扩散角支配膜如何从覆盖的扩散部分过渡至主流流动。

发明内容

在本发明的一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的构件，其包括暴露于热空气流的热侧、暴露于冷却空气流的冷侧，以及在冷侧与热侧之间延伸的膜孔通路，其中入口位于冷侧上，而出口位于热侧上。侧部扩散长度由侧部扩散部分的开始部与出口之间的长度限定。置后长度由置后扩散部分的开始部与出口之间的长度限定。在实施例中，侧部扩散长度大于置后扩散长度。

在本发明的另一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于燃气涡轮发动机的具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有冷侧上的入口、热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中侧部扩散部分在置后扩散部分上游并且与置后扩散部分间隔。

在本发明的另一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有冷侧上的入口、热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中侧部扩散部分在置后扩散部分上游并且与置后扩散部分间隔，并且置后扩散部分限定小于膜孔的计量区段的直径的4倍的置后扩散长度。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的构件，其包括：

热侧，其暴露于热空气流；

冷侧，其暴露于冷却空气流；

膜孔通路，其在所述冷侧与所述热侧之间延伸，具有所述冷侧上的入口和所述热侧上的出口，所述膜孔通路限定直径，所述膜孔通路还限定侧部扩散部分和置后扩散部分，所述侧部扩散部分限定在所述侧部扩散部分的开始部与所述出口之间的侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定在所述置后扩散部分的开始部与所述出口之间的置后长度，其中所述侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

技术方案2. 根据技术方案1所述的构件，其特征在于，所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔。

技术方案3. 根据技术方案1所述的构件，其特征在于，所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12.5度。

技术方案4. 根据技术方案3所述的构件，其特征在于，所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度。

技术方案5. 根据技术方案4所述的构件，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径。

技术方案6. 根据技术方案5所述的构件，其特征在于，所述置后扩散长度等于或小于零。

技术方案7. 根据技术方案4所述的构件，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

技术方案8. 根据技术方案8所述的构件，其特征在于，所述膜孔通路具有小于0.48英寸的直径。

技术方案9. 一种用于燃气涡轮发动机的具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有所述冷侧上的入口、所述热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔。

技术方案10. 根据技术方案9所述的膜孔通路，其特征在于，所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12.5度。

技术方案11. 根据技术方案9所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度。

技术方案12. 根据技术方案9所述的膜孔通路，其特征在于，所述侧部扩散部分限定侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定置后扩散长度，并且侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

技术方案13. 根据技术方案12所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径。

技术方案14. 根据技术方案13所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度为零。

技术方案15. 根据技术方案14所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

技术方案16. 根据技术方案15所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔通路具有小于0.48英寸的直径。

技术方案17. 根据技术方案9所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔具有以下几何形状：

a) 所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12.5度，

b) 所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度，并且

c) 其中所述侧部扩散部分限定侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定置后扩散长度，并且侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

技术方案18. 一种用于具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有所述冷侧上的入口、所述热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔，并且所述置后扩散部分限定小于4倍的所述直径的置后扩散长度。

技术方案19. 根据技术方案18所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔具有以下几何形状：

a) 所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12度，

b) 所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12.5度，并且

技术方案20. 根据技术方案19所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

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为来自图1的发动机的燃烧器和高压涡轮的侧视截面图；

图3为根据本发明的第一实施例的穿过来自图1的发动机的发动机构件的膜孔的截面图；

图4为膜孔的俯视图；

图5为与图4和图6堆叠的图3；

图6为膜孔的仰视图；

图7为膜孔的仰视透视图。

部件列表

10发动机

12中心线

14前

16后

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24低压压缩机

26高压压缩机

28燃烧区段

30燃烧器

32涡轮区段

34高压涡轮

36低压涡轮

38排气区段

40风扇壳体

42风扇叶片

44芯部

46芯部壳体

48高压轴/转轴

50低压轴/转轴

51转子

52压缩机级

53盘

54压缩机级

56旋转叶片

58旋转叶片

60导叶

62导叶

63出口导叶

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偏转器

77燃烧器衬套

78护罩组件

80发动机构件

82基底

84热侧

86冷侧

88内部腔

90膜孔

92入口

94出口

96通路

98计量区段

100扩散区段

102中心线

104上游边缘

106下游边缘

108上游方向

110下游方向

112侧部扩散部分

114开始部

116置后扩散部分

118第二次开始部

α侧部扩散角

β置后扩散角

L_α侧部扩散长度

L_β置后扩散长度

C冷却空气流

H热空气流

D计量直径。

具体实施方式

本发明的描述的实施例涉及膜冷却的发动机构件(特别是在燃气涡轮发动机中)。出于图示的目的，本发明的方面将关于飞行器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，并且可在非飞行器应用(如，其它移动应用以及非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。

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。

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下游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶和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。

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、导叶和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。

在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24接着将加压的周围空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26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。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为来自图1的发动机10的燃烧器30和HP涡轮34的侧视截面图。燃烧器30包括偏转器76和燃烧器衬套77。成组径向间隔的静止涡轮导叶72沿轴向方向邻近于涡轮34的涡轮叶片68，其中相邻的导叶72形成其间的喷嘴。喷嘴使燃烧气体转向以更好地流动到旋转叶片中，以使最大能量可由涡轮34抽取。冷却空气流C穿过导叶72以在热空气流H沿着导叶72的外部经过时使导叶72冷却。护罩组件78邻近于旋转叶片68以最小化涡轮34中的流损失。类似的护罩组件还可与LP涡轮36、LP压缩机24或HP压缩机26相关联。

发动机10的发动机构件中的一个或更多个包括膜冷却基底，其中可提供本文中进一步公开的实施例的膜冷却孔或膜孔。具有膜冷却基底的发动机构件的一些非限制性实例可包括图1-2中描述的叶片68,70、导叶或喷嘴72,74、燃烧器偏转器76、燃烧器衬套77或护罩组件78。其中使用膜冷却的其它非限制性实例包括涡轮过渡导管和排气喷嘴。

图3为示出根据本发明的实施例的发动机构件80的一部分的示意性截面图。发动机构件80可为来自图1的发动机10的发动机构件，并且可设置在由箭头H表示的热气体流中。可供应由箭头C表示的冷却空气流以使发动机构件冷却。如上面关于图1-2论述的，在涡轮发动机的背景下，冷却空气可为绕过发动机芯部44的由风扇20供应的周围空气、来自LP压缩机24的空气，或来自HP压缩机26的空气。

发动机构件80包括基底82，其具有为面向热空气流H的热侧84的第一表面，以及为面向冷却流体C的冷侧86的第二表面。基底82可形成发动机构件80的壁；壁可为发动机构件80的外部壁或内部壁。第一发动机构件80可限定包括冷侧86的至少一个内部腔88。热侧84可为发动机构件80的外部表面。在燃气涡轮发动机的情况下，热侧84可暴露于具有在1000℃到2000℃的范围中的温度的气体。用于基底82的适合的材料包括但不限于钢、如钛的难熔金属，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括以等轴、定向凝固且单晶的结构的那些。

发动机构件80还包括延伸穿过基底82的一个或更多个(多个)膜孔90，其提供发动机构件80的内部腔与热侧84之间的流体连通。在操作期间，冷却空气流C供应至内部腔88并且从膜孔90离开，以在热侧84上产生冷却空气的薄层或膜，保护其免受热空气流H。虽然在图3中示出仅一个膜孔90，但理解的是，发动机构件80可设有多个膜孔90，其以任何期望的构造布置在发动机构件80上。

注意的是，在本文中论述的实施例中的任一个中，尽管基底82示出为大体上平面的，但理解的是，基底82可对于许多发动机构件80而言为弯曲的。然而，基底82的弯曲可相比于膜孔90的大小为轻微的，并且因此出于论述和图示的目的，基底82示出为平面的。无论基底82对膜孔90而言为局部平面的还是局部弯曲的，热侧84和冷侧86可如本文中所示平行于彼此，或者可位于非平行平面中。

膜孔90可具有设在基底82的冷侧86上的入口92、包括设在热侧84上的出口94的出口区域，以及连接入口92和出口94的膜孔通路96。膜孔通路96可包括用于计量冷却空气流C的质量流率的计量区段98，以及扩散区段100，其中冷却流体C膨胀成在热侧84上形成较宽且较慢的冷却膜。计量区段98可为具有最小的截面区域的膜孔通路96的一部分，该最小的截面区域垂直于穿过膜孔通路96的冷却空气流C的方向。计量区段98可为膜孔通路96在其处具有最小截面区域的分立位置，或膜孔通路96的长形区段。扩散区段100关于穿过膜孔通路96的冷却空气流C的方向在计量区段98下游。扩散区段100可与计量区段98串流连通。计量区段98可设在入口92处或附近，而扩散区段100可限定在出口94处或附近。在大多数实施中，扩散区段100限定出口94。

穿过膜孔通路96的冷却空气流C沿着膜孔通路96的纵轴线(在本文中也称为中心线102)，其穿过计量区段98的截面区域的几何中心。膜孔90可沿穿过膜孔通路96的冷却空气流C的下游方向倾斜，使得中心线102不正交于热侧84和冷侧86。作为备选，膜孔90可具有中心线102，中心线102在中心线102穿过其的基底82的局部区域中正交于热侧84和冷侧86中的一个或两者。在其它实施例中，膜孔90的中心线102可不沿热空气流H的方向定向，使得冷却空气流C的向量不同于热空气流H的向量。例如，具有复合角的膜孔限定冷却流向量，其不仅在截面中而且在观看热侧84的自上而下的视图中不同于热空气流向量。

在图3的实施例中，D为由膜孔90的计量区段98限定的计量直径。计量区段98在截面上为大体圆形的，并且具有小于0.48英寸的直径。然而，计量区段98的特定截面形状可对于本发明的其它实施例而言不同；例如，计量区段98的截面形状可为矩形或椭圆形的。对于非圆形计量区段98，计量直径D可为截面的水力直径，其通常限定为四倍截面面积除以截面周长。对于仍为大体圆形的非常不规则的计量区段98，如通常由冲击激光机加工产生的那些，计量直径D可为最大圆形销的直径，该最大圆形销可穿过计量区段98而没有损坏。对于还具有不规则表面的非圆形区段，计量直径D可为适当地成形的最大销的水力直径，该适当地成形的最大销可穿过而没有损坏。对于在扩散区段100之前的非直或非恒定截面长度，相同的总体定义可在最小截面区域位置处使用。

出口94包括上游边缘104和下游边缘106，在下游边缘106处，膜孔通路96与基底82的热侧84相交。边缘104,106可大体上关于热空气流H的方向限定，其中热空气流H大体上限定关于热侧84的上游方向108和下游方向110，即经过出口94。上游边缘104大体上面向下游方向110，而下游边缘106大体上面向上游方向108。

在图4-6的实施例中，图4-6示出了由图3的膜孔90限定的空隙，扩散部分100还包括侧部扩散部分112和置后扩散部分116。侧部扩散部分112相对于出口94在上游，并且与置后扩散部分116间隔。间隔意味着两个扩散部分在膜孔通路96内在不同点处开始，其中侧部扩散部分112在置后扩散部分116上游108开始。侧部扩散部分112在计量区段98结束的地方开始，限定侧部扩散部分112的开始部114，并且在出口94处结束。

侧部扩散部分112还限定从开始部114平行于中心线102延伸至上游边缘104的侧部扩散长度L_α。侧部扩散部分112还限定了侧部扩散角α，其以从中心线102测量且终止在出口94处的浅角从开始部114扩展。在一些实施例中，侧部扩散角α小于12.5度。

置后扩散部分116于在侧部扩散部分112的开始部114下游但在出口94上游的点处开始。置后扩散部分在出口94处结束。置后扩散部分116还限定从第二开始部118平行于中心线102延伸至上游边缘104的置后扩散长度L_β，其中上游边缘定位在第二开始部118下游。侧部扩散长度L_α大于置后长度L_β并且小于35倍的直径D。在一些实施例中，置后长度L_β小于四倍的直径D或为零，并且更具体而言小于3。在一些另外的实施例中，置后长度L_β可小于零，如从第二开始部118至上游边缘104测量的，其中上游边缘104定位在第二开始部118上游，具有高达-0.5D的长度。

置后扩散部分116还限定置后扩散角β，其以从中心线102测量且终止在下游边缘106处的浅角从第二开始部118朝向冷侧86扩展。在一些实施例中，置后扩散角β小于12度。

在这些实施例中，在侧部扩散角α与置后扩散角β之间的有意间隔对于类似扩散面积比而言导致较深的插入深度和覆盖。这实现更稳定的扩散以获得由有效覆盖指示的改进的膜性能所需的覆盖。

典型的膜孔使侧部扩散角和置后扩散角在相同位置处耦合。这限制了膜孔可由于人们利用置后获得的高面积比而执行的置后扩散长度。使置后扩散角与侧部扩散角分离允许更稳定的扩散，其中长的侧部扩散长度导致更多的覆盖。包括在侧部扩散角之后的置后扩散角允许膜在遇到自由流流动之前过渡到有效减小的表面角。

使侧部扩散位置与置后扩散位置分离对于相同的覆盖和更稳定的扩散而言导致较低的面积比。这还由于较少的腔干涉而允许较低的表面角放置。这两者都导致对膜性能的显著改进。该较高的膜效力直接转化成耐久性(翼上的增加的时间)或减少的冷却流(提高的热效率)。

提出的发明的优越性能进一步由膜孔的突破口(breakout)处的热气体与冷却剂之间的减少的混合推动，这为L_β<L_α_alpha的直接结果。该情况允许待经由大的L_α实现的膜的充分覆盖和侧向展开，同时通过具有短的L_β而在垂直于出口表面的维度上约束孔的出口。后一种情形限制孔出口处的湍流长度尺度和随之发生的混合。

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。

Claims

1.一种用于燃气涡轮发动机的构件，其包括：

热侧，其暴露于热空气流；

冷侧，其暴露于冷却空气流；

膜孔通路，其在所述冷侧与所述热侧之间延伸，具有所述冷侧上的入口和所述热侧上的出口，所述膜孔通路限定直径，所述膜孔通路还限定侧部扩散部分和置后扩散部分，所述侧部扩散部分限定在所述侧部扩散部分的第一开始部与所述出口之间的侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定在所述置后扩散部分的第二开始部与所述出口之间的置后扩散长度，其中所述置后扩散部分在所述出口下游在所述第二开始部处开始。

2.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔。

3.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12.5度。

4.根据权利要求3所述的构件，其特征在于，所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度。

5.根据权利要求4所述的构件，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径。

6.根据权利要求4所述的构件，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

7.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述膜孔通路具有小于0.48英寸的所述直径。

8.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

9.根据权利要求1所述的构件，其特征在于，所述出口定位在所述第二开始部上游，具有高达所述直径的一半的长度。

10.一种用于燃气涡轮发动机的具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有所述冷侧上的入口、所述热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔，所述置后扩散部分在所述出口下游的点处开始。

11.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述侧部扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定侧部扩散角α，并且所述侧部扩散角小于12.5度。

12.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度。

13.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述侧部扩散部分限定侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定置后扩散长度，并且侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

14.根据权利要求13所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述膜孔通路的直径。

15.根据权利要求14所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

16.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔通路具有小于0.48英寸的直径。

17.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔具有以下几何形状：

b) 所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的所述中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12度，并且

c) 所述侧部扩散部分限定侧部扩散长度，所述置后扩散部分限定置后扩散长度，并且侧部扩散长度大于所述置后扩散长度。

18.根据权利要求10所述的膜孔通路，其特征在于，所述出口定位在所述点上游，具有高达所述膜孔通路的直径的一半的长度。

19.一种用于具有冷侧和热侧的构件的膜孔通路，其具有所述冷侧上的入口、所述热侧上的出口、侧部扩散部分以及置后扩散部分，其中所述侧部扩散部分在所述置后扩散部分上游并且与所述置后扩散部分间隔，所述置后扩散部分在所述出口下游的点处开始，并且所述置后扩散部分限定小于4倍的所述膜孔通路的直径的置后扩散长度。

20.根据权利要求19所述的膜孔通路，其特征在于，所述膜孔具有以下几何形状：

b) 所述置后扩散部分关于用于所述膜孔通路的所述中心线限定置后扩散角β，并且所述置后扩散角小于12.5度，并且

21.根据权利要求20所述的膜孔通路，其特征在于，所述置后扩散长度小于4倍的所述直径，而所述侧部扩散长度小于35倍的所述直径。

22.根据权利要求19所述的膜孔通路，其特征在于，所述出口定位在所述点上游，具有高达所述直径的一半的长度。