CN105745397B - 受冷却式翼型件后缘和冷却翼型件后缘的方法 - Google Patents

Abstract

提供一种翼型件和冷却翼型件的方法，翼型件包括前缘、后缘、吸力侧、压力侧和至少一个内部冷却通道，内部冷却通道构造成输送冷却流体。多个后缘放气槽口与至少一个内部冷却通道处于流体连通，其中，翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个内部冷却通道构造成向多个后缘放气槽口供应来自冷却流体源的冷却流体。多个阻碍结构设置在至少一个内部冷却通道内且在剩余压力侧的下游边缘处。一个或多个阻碍结构构造成具有预先限定的基本多边形形状，以分配冷却流体流，以及对多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

Description

受冷却式翼型件后缘和冷却翼型件后缘的方法

技术领域

本公开大体涉及翼型件后缘，并且更特别地，涉及受冷却式涡轮翼型件后缘。

背景技术

通常，在非限制性示例中，受冷却式翼型件涡轮包括前缘和后缘。当材料温度限于合理值时，涡轮的外部翼型件表面上的热流体与后缘处的非常高的流体速度共同导致高热通量。后缘的加热会导致后缘退化和寿命缩短。过去已经采用了不同的方法来减少后缘的加热。一个这种方法的典型示例是增加后缘的厚度，从而允许对后缘进行内部冷却，以减少所施加的热通量对后缘引起的退化。但是，大体已知的是，后缘的厚度与翼型件的空气动力学效率成反比。因此，后缘的厚度增加会不良地影响翼型件的效率。相反，如果没有充分有效的冷却手段的话，减小后缘的厚度可造成后缘快速退化。

一些翼型件采用冷却系统来对后缘提供冷却。一个这种方法是翼型件压力侧放气槽口，其中，翼型件压力侧的后部部分在通过铸造过程形成翼型件的期间形成为具有中间基台的一系列槽口。放气槽口连接到内部冷却通道上，并且在后缘处提供冷却流体流。冷却流体会降低被加热的后缘的温度。但是，冷却有效性典型地由于入口作用而远达不到良好的耐久性。更特别地，径向馈送冷却流可减少后缘冷却剂流的流畸变或流分离，流畸变或流分离会导致膜有效性低且由此使得金属温度高。这会引起不合乎需要的成本和翼型件效率低下以及零件寿命短。因此，在后缘上获得充分冷却仍然是个挑战。

另外，用来冷却后缘的冷却空气量是个问题。在许多设计中，后缘的冷却流率大于实现有效冷却所需的，但受到制造和实际上可实现的尺寸的约束。因此，允许使用不那么多冷却流但又可制造的改进将使得发动机更高效。

因此提供一种新颖的受冷却式翼型件来解决前述问题将是合乎需要的。

发明内容

现有技术的这些和其它缺点由本公开解决，本公开提供一种受冷却式翼型件后缘和冷却该翼型件后缘的方法。

本公开的一方面在于一种翼型件，其包括：前缘；后缘；吸力侧、压力侧、吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道限定在翼型件的压力侧和吸力侧之间，并且构造成输送冷却流体；与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口；以及一个或多个阻碍结构，其设置在至少一个内部冷却通道内且在剩余压力侧的下游边缘处。翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个冷却通道构造成向多个后缘放气槽口供应冷却流体。一个或多个阻碍结构构造成分配冷却流体流，以及对多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

本公开的另一方面在于一种翼型件，其包括：前缘；后缘；吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道限定在翼型件的压力侧和吸力侧之间，并且构造成输送冷却流体；与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口；销阵列，其定位在至少一个内部冷却通道内，以向后缘分配冷却流体流；以及一个或多个阻碍结构，其在至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处。翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个冷却通道构造成向多个后缘放气槽口供应来自冷却流体源的冷却流体。一个或多个阻碍结构包括预先限定的基本多边形形状，并且构造成分配冷却流体流，以及对多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

本公开的又一方面在于一种冷却翼型件的方法，翼型件包括前缘、后缘、吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，内部冷却通道构造成输送冷却流体。方法包括：向与至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口供应来自至少一个内部冷却通道的冷却流体；以及通过多个阻碍结构来分配流冷却流体，以在后缘放气槽口上形成引导的冷却流体膜，以通过多个阻碍结构冷却后缘。其中，翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。至少一个内部冷却通道包括在至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处的多个阻碍结构，该多个阻碍结构构造成分配冷却流体流。

上面提到的特征的各种改进涉及本公开的各方面。也可在这些各种方面中结合另外的特征。这些改进和额外的特征可单独存在或以任何组合的方式存在。例如，下面关于一个或多个示出的实施例所论述的各种特征可单独或以任何组合的方式结合到本公开的任何以上描述的方面中。再次，上面介绍的简要概述仅意于使读者熟悉本公开的某些方面和语境，而不限于要求保护的主题。

附图说明

当参照附图来阅读以下详细描述时，本公开的以上和其它特征、方面和优点将变得更好理解，其中，相同符号在图中表示相同部件，其中：

图1是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的结合了受冷却式翼型件后缘的传统涡轮发动机和冷却翼型件后缘的方法的示意图；

图2是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的图1的高压涡轮的受冷却式翼型件的示意图；

图3是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的图2的受冷却式翼型件的后缘的横截面图的示意图，其描绘了多个阻碍结构和多个放气槽口；

图4是根据本公开的实施例的图2的受冷却式翼型件的后缘的一部分的放大示意图。

图5是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的图4的翼型件后缘的示意图，其描绘了至少一个冷却通道、暴露的放气槽口和多个阻碍结构的一部分；

图6是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的翼型件后缘的备选实施例的示意图，其描绘了至少一个内部冷却通道、暴露的放气槽口和处于侧向偏移位置的多个阻碍结构的一部分；

图7是根据本文显示或描述的一个或多个实施例的翼型件后缘的备选实施例的示意图，其描绘了至少一个内部冷却通道、暴露的放气槽口和多个阻碍结构的一部分，各个阻碍结构构造成包括多个阻碍元件；以及

图8是描绘根据本文显示或描述的一个或多个实施例的受冷却式翼型件的后缘的冷却效果的2D热图像。

具体实施方式

下面将对一个或多个具体实施例进行描述。为了致力于提供对这些实施例的简明描述，在说明书中可能不会对实际实现的所有特征进行描述。应当理解的是，在任何这种实际实现的开发中，如在任何工程或设计项目中那样，必须作出许多特定于实现的决策来达到开发者的具体目的，诸如服从系统相关的约束及商业相关的约束，该具体目的可随不同的实现而改变。此外，应当理解的是，这种开发工作可能是复杂和耗时的，但对受益于本公开的普通技术人员来说，这种开发工作将不过是设计、生产和制造的例行任务。

另外，提供各个示例或实施例来有利于阐明本公开的某些方面，并且不应解释为限制本公开的范围。实际上，对于本领域技术人员显而易见的将是，可在本公开中作出各种修改和变型，而不偏离本公开的范围或精神。例如，示为或描述成一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因而，意于的是本公开覆盖落在所附权利要求及其等效物的范围内的这样的修改和变型。

本公开大体涉及涡轮构件，特别是热气路径构件，其形成有冷却结构，诸如是为了有利于冷却相应的构件。特别地，本公开的方面涉及冷却用于在涡轮中使用的热气路径构件的后缘。考虑到这点，以下论述提供有代表性的涡轮系统的一般综述，其中可采用包括受冷却式后缘的这种热气路径构件，以及提供这种涡轮系统的适当的构件中的受冷却式后缘的构造和冷却方法的论述。

如下面详细论述的那样，本公开的实施例包括翼型件和冷却翼型件的方法。翼型件包括至少一个内部冷却通道，内部冷却通道在翼型件的后缘附近具有暴露部分，暴露部分限定多个放气槽口。翼型件的压力侧的下游边缘位于吸力侧的下游边缘的上游，以在翼型件的后缘附近暴露多个后缘放气槽口。放气槽口进一步具有设置在上游端处的多个阻碍结构，以分配冲击冷却流。

大体上，当材料温度限于合理值时，翼型件的外部翼型件表面上的热流体与后缘处的非常高的流体速度后缘共同导致高热通量。后缘的材料温度较高会导致翼型件退化和维护成本较高。用冷却流实现翼型件后缘冷却在行业中是标准的。关于已知的后缘冷却通道设计，径向馈送可在后缘冷却剂流中引起流畸变或流分离，流畸变或流分离会导致膜有效性低和零件寿命缩短。因此，下面参照图1-8描述一种新颖的翼型件和冷却翼型件的方法，翼型件提供用于通过减少这个径向馈送引起的流畸变或流分离来冷却后缘的结构。

参照附图，其中，相同参考标号在各图中表示相同元件，图1描绘根据本公开的示例性航空器发动机组件10的示意图。发动机组件10具有纵向中心线或轴线12和外部固定环形壳14，外部固定环形壳14围绕轴线12居中设置且沿着轴线12同轴。在示例性实施例中，发动机组件10包括成连续流连通的风扇组件16、增压压缩机18、燃气涡轮发动机20和低压涡轮21，低压涡轮21可联接到风扇组件16和增压压缩机18上。风扇组件16包括从风扇转子盘26基本沿径向向外延伸的多个转子风扇叶片24，以及多个结构支柱部件28和可定位在转子风扇叶片24的下游的出口导叶(“OGV”)29。在这个示例中，提供单独的部件是为了实现空气动力学和结构功能。在其它构造是，各个OGV 29可为空气动力学转动元件和用于环形风扇壳(目前描述)的结构支承件。

核心燃气涡轮发动机20包括高压压缩机30、燃烧器32和高压涡轮34。增压压缩机18包括多个转子叶片36，转子叶片36从联接到第一传动轴40上的压缩机转子盘38基本沿径向向外延伸。高压压缩机30和高压涡轮34通过第二传动轴42联接在一起。第一传动轴40和第二传动轴42可旋转地安装在轴承43中，轴承43本身安装在风扇框架45和涡轮后部框架47中。风扇框架45具有中心轮毂49，中心轮毂49连接到环形风扇壳51上。发动机组件10还包括进气侧44、核心发动机排气侧46和风扇排气侧48。

在运行期间，风扇组件16压缩通过进气侧44进入发动机组件10的空气。离开风扇组件16的空气流分离，使得空气流的部分50作为压缩空气流被引导到增压压缩机18中，并且空气流的剩余部分52绕过增压压缩机18和核心燃气涡轮发动机20，并且作为旁通空气通过风扇排气侧48离开发动机组件10。这个旁通空气部分52流经结构支柱部件28和出口导叶29且与它们相互作用。多个转子叶片24压缩压缩空气流50，并且向核心燃气涡轮发动机20输送压缩空气流50。此外，空气流50进一步被高压压缩机30压缩且输送到燃烧器32。高度加压的压缩空气在燃烧器32中与燃料混合，并且点燃以产生热的高度加压推进气体，该气体进一步向下游流动，并且由高压涡轮34用来驱动高压压缩机30。热的高度加压推进气体膨胀且失去其一些能量，并且进一步向下游流动。

此外，来自燃烧器32的压缩空气流50驱动高压涡轮34和低压涡轮18旋转，以驱动风扇组件16和增压压缩机18。热的高度加压推进气体通过核心发动机排气侧46离开发动机组件10。

在实施例中，高压涡轮20包括多个翼型件22(图2)。参照图2更详细地描述翼型件22。在本文应当注意，尽管参照涡轮发动机来论述翼型件22，但翼型件22适用于任何其它应用，诸如受冷却式导叶或喷嘴，其中还设想到必须控制对后缘的加热。更特别地，虽然将使用翼型件22作为受冷却式设备的示例来描述本公开的概念，但将理解的是，那些概念适用于发动机组件10内的任何空气动力学转动或固定翼型件类型的结构。

图2是图1的高压涡轮20的翼型件22的示意图。翼型件22包括前缘62和后缘64，它们提供升力和对流体流的引导。在本文应当注意，在气体流经翼型件22时，翼型件22的接触进入气体的第一边缘称为前缘62，而接触气体的第二边缘称为后缘64。在本公开的实施例中，通过熔模铸造过程来形成翼型件22。在另一个实施例中，翼型件22可包括(但不限于)叶片、轮叶、导叶和喷嘴。在运行中，热的高度加压推进气体流经高压涡轮20(图1)且使翼型件22旋转。翼型件22的经受较高压力的面称为压力侧66，而经受较低压力的面称为吸力侧68。热的高度加压推进气体大体沿从前缘62向后缘64的方向70在翼型件的两侧上面流动。随着气体流经翼型件22，与较短的侧相比，气体在较长的侧上面更快速地流动。移动较快的气体流比移动较慢的气体具有更低的压力。这个压差会在翼型件22的吸力侧68的方向上产生力。这个力称为升力。在方向70上的热的高度加压推进气体流致使后缘64加热。冷却后缘64的能力直接与后缘64的厚度、几何构造和制造有关。为了协助冷却后缘64，如示出的那样，已经铸造了压力侧66，因此压力侧的下游边缘67位于吸力侧68的下游边缘77的上游。在示例性实施例中，压力侧64构造成使得后缘64的后缘厚度减小大约百分之四十。另外，提供至少一个内部冷却通道(后面在图3和4中显示)是为了降低后缘64的温度。此外，在至少一个冷却通道中的各个的邻近后缘64的端部处形成多个后缘放气槽口72，包括一个或多个流阻碍结构(目前描述)。

翼型件22可包括附连到传统的转子盘上的传统楔形榫74。叶片柄76从楔形榫74向上延伸且在平台78中终止，平台78从叶片柄76向外凸出且围绕它。空心翼型件22从平台78向外延伸。翼型件22在与平台78的汇合处具有根部80，并且在其外端处具有尖部82。翼型件22可包括多个前缘冷却孔84。本文描述翼型件22仅仅是为了举例。翼型件22可具有适合从燃烧气体流中抽取能量的任何大小或形状。可在本文使用其它构件和其它构造。

图3显示通过图2的线3-3得到的翼型件22的侧面横截面图。典型地，在翼型件22中提供冷却系统，以在运行期间冷却后缘64。如显示的那样，翼型件22包括至少一个内部冷却通道86，通常也称为腔体、腔室等，其限定在压力侧66和吸力侧68之间(图2)。在实施例中，翼型件22可包括多个内部冷却通道86，在图3中示出了多个。至少一个冷却通道86沿着翼型件22的翼展23设置，以向翼型件22的后缘64供应来自冷却空气源87的冷却流体88(发动机冷却回路对冷却空气源87进行馈送)，以降低后缘64的温度。在备选实施例中，至少一个冷却通道86可沿轴向定向，或者以一些其它方式定位成以便对翼型件供应冷却流体。

在本公开的实施例中，通过熔模铸造过程、放电加工(在下文称为“EDM”)、电化学加工(在下文称为“ECM”)、铣削或者它们的组合来形成至少一个内部冷却通道86。在另一个实施例中，至少一个内部冷却通道86具有跑道形、椭圆形或圆形横截面。翼型件22可被空气冷却，被蒸汽冷却，为开路，或为闭路。前缘冷却孔84可与一个或多个内部冷却通道86处于连通。同样，多个后缘放气槽口72可与一个或多个内部冷却通道86处于连通。一个或多个内部冷却通道86还可包括销阵列90。销阵列90可为成阵列的销-翅片92。销-翅片92可具有任何期望大小、形状或构造。在这个示例中，销阵列90定位在后缘64和多个后缘放气槽口72的上游。如前面暗示的那样，翼型件22进一步包括一个或多个流阻碍结构100，其设置在销-阵列90的下游和多个后缘放气槽口72的上游。一个或多个流阻碍结构100设置在至少一个内部冷却通道86内且紧邻压力侧66的下游边缘67(图2)。一个或多个流阻碍结构100对后缘64且特别是对多个后缘放气槽口72提供改进的冷却，从而实际上减少所要冷却流的量，又不违反流道的制造约束。冷却后缘64所需的所需冷却流速率最终降低会改进燃料消耗率(SFC)，从而提高燃料效率。

图4是由图3中的虚线69指示的根据本公开的实施例的翼型件22的后缘64的一部分的放大示意图。翼型件22包括多个后缘放气槽口72，在它们之间限定基台延伸部73。在这个特定实施例中，示出了基台延伸部73在几何构造上为基本直线形或长方形，但在备选实施例中，诸如图6和7中描述的那些，基台延伸部73可包括备选构造。冷却流体88的冷却流89可通过内部冷却通道86和销阵列90，流向一个或多个流阻碍结构100，并且通过多个后缘放气槽口72离开翼型件22，以便冷却翼型件22。冷却流89需要转弯，以便通过销阵列90传送向多个后缘放气槽口72。可在本文使用其它构造和其它构件。

如图4中示出的那样，一个或多个阻碍结构100设置在至少一个内部冷却通道86内，在多个后缘放气槽口72的上游端处且紧邻压力侧66的下游边缘67(由虚线指示)。冷却流体88的冷却流89冲击一个或多个阻碍结构100，并且分配向多个后缘放气槽口72的一个或多个外部部分71，从而在侧壁79上形成引导的膜81，从而冷却多个后缘放气槽口72中的各个的较大部分(目前描述)。冷却流89这样分配向一个或多个外部部分71，且在基台延伸部73的大体方向上分配可解决冷却剂流体分配相对于多个后缘放气槽口72，且更特别地是相对于多个后缘放气槽口72的槽口基底75的潜在入口影响。

现在参照图5-7，示出了一个或多个阻碍结构100的备选构造，如本文公开的那样。另外，示出了基台延伸部73包括备选构造。应当理解，本公开预计到了公开的阻碍和基台延伸部构造的任何组合。另外，应当注意，图5-7中通过阴影示出了冷却流体88由于一个或多个阻碍结构100而得到的分配。

更特别地参照图5，示出了至少一个内部冷却通道86的一部分的横截面俯视图的示意图，并且更特别地，示出了在冷却流89流向多个后缘放气槽口72时的冷却流89。在此图中，显示了多个后缘放气槽口72中的三个，它们之间设置有基台延伸部73且限定槽口基底75。在这个特定实施例中，基台延伸部73为基本直线构造，如前面关于图3和4所描述的那样。示出了各种流阻碍结构100设置在至少一个内部冷却通道86内，在多个后缘放气槽口72的上游端处且紧邻压力侧66的下游边缘67(由虚线指示)。在这个特定实施例中，一个或多个阻碍结构100可构造成具有基本多边形，并且更特别地构造成具有基本椭圆形几何构造、基本圆形几何构造或基本多边形几何构造，诸如包括考虑制造公差的圆形边缘，诸如模仿相关联的后缘放气槽口72的形状的圆形边缘。更特别地，一个或多个阻碍结构100可构造成任何基本椭圆形阻碍结构102、基本圆形阻碍结构104或基本多边形阻碍结构106。在示出的实施例中，一个或多个阻碍结构100中的各个定位成紧邻多个后缘放气槽口72中的一个，以便围绕阻碍结构100对称地分配冷却流89。如示出的那样，冷却流89冲击在一个或多个阻碍结构100上，并且向各个后缘放气槽口72的外部部分71对称地分配，以对后缘64提供改进冷却。后缘放气槽口72，而且还有对后缘放气槽口72进行馈送的内部冷却通道86的一部分可典型地构造成包括散射角。如本领域中已知的那样，相对于一个或两个侧壁79的大约7度或更小的物理(几何构造)散射角允许冷却流体88自由膨胀和填充它们之间的空间，而不使冷却流体88与限定后缘放气槽口72的一个或两个侧壁79分离。提供本文描述的阻碍将择优地将冷却流体88分配到后缘放气槽口72的外部部分71，从而允许采用比典型散射角更大的角，诸如图7中示出的那个。不管使用这个较大的散射角与否，将冷却流体88引导到后缘放气槽口72的外部部分71会改进那些区域和相邻基台延伸部73的冷却。

图6是至少一个内部冷却通道86的一部分的另一个实施例的横截面俯视图的示意图，并且更特别地，是在冷却流89流向多个后缘放气槽口72时的冷却流89的示意图。类似于图5的实施例，显示了多个后缘放气槽口72中的三个，基台延伸部73设置在它们之间，并且限定槽口基底75。在这个特定实施例中，基台延伸部73构造成包括成角度的或渐缩的上游部分，其延伸到笔直下游部分中。示出了各种流阻碍结构100设置在至少一个内部冷却通道86内，在多个后缘放气槽口72中的各个的上游端处且紧邻压力侧66的下游边缘67(由虚线指示)。在这个示出的实施例中，一个或多个阻碍结构100中的各个如“x”处指示的那样，相对于多个后缘放气槽口72中的各个沿侧向偏移，并且更特别地，具有中心线101，其相对于放气槽口72的中心线103沿侧向偏移“x”。如前面的实施例中描述的那样，各个阻碍结构100可构造成具有基本多边形，并且更特别地构造成具有基本椭圆形几何构造、基本圆形几何构造或基本多边形几何构造，诸如包括考虑制造公差的圆形边缘，诸如模仿相关联的后缘放气槽口72的形状的圆形边缘。更特别地，一个或多个阻碍结构100中的各个可构造成沿侧向偏移的基本椭圆形阻碍结构108、沿侧向偏移的基本圆形阻碍结构110或沿侧向偏移的基本多边形阻碍结构112。一个或多个阻碍结构100各自定位成相对于一个多个放气槽口72沿侧向偏移“x”，以便不对称地分配冷却流89。类似于前面的实施例，冷却流89冲击在一个或多个阻碍结构100上，并且分配向各个冷却槽口72的外部部分71。与前面的实施例相比，各个阻碍结构100相对于后缘放气槽口72的侧向偏移“x”依赖于结构100在放气槽口72内的不对称定位，来分配冷却流89，以对后缘64提供改进冷却。

图7是至少一个内部冷却通道86的一部分的又一个实施例的横截面俯视图的示意图，并且更特别地，冷却流89在流向多个后缘放气槽口72时的示意图。类似于图5和6的实施例，显示了多个后缘放气槽口72中的三个，基台延伸部73设置在它们之间且限定槽口基底75。在这个特定实施例中，基台延伸部73构造成包括成角度或渐缩的上游部分，其向下游部分延伸。示出了各种流阻碍结构100设置在压力侧66的下游边缘67处(以虚线显示)。在示出的实施例中，一个或多个阻碍结构100中的各个由多个单独的阻碍销114组成，它们构造成具有基本多边形，并且更特别地构造成具有基本椭圆形几何构造、基本圆形几何构造或基本多边形几何构造，诸如包括考虑制造公差的圆形边缘，诸如模仿相关联的后缘放气槽口72的形状的圆形边缘。在示出的实施例中，示出了各个阻碍结构100包括两个阻碍销，但预想到各个阻碍结构100可包括任何数量的阻碍销，以便按期望分配冷却流89。在示出的实施例中，一个或多个阻碍结构100中的各个可构造成呈间隔开的关系的多元件阻碍结构114，以便围绕外部部分且在构成多元件阻碍结构114的单独的多元件之间分配冷却流90。类似于前面的实施例，冷却流89冲击在一个或多个阻碍结构100上，并且向各个冷却槽口72的外部部分71分配，其中冷却流89的一部分保持沿着阻碍结构100的中心部分115向下分配。与前面的实施例相比，多元件阻碍结构114允许较大程度地定制冷却流89在放气槽口72内的分配，以及对后缘64提供改进冷却。

转到图8，2D热图像120描绘翼型件(诸如根据本文公开的实施例的图1-7的翼型件22)的后缘中的冷却效果。在本示例中，2D热图像120示出三个后缘放气槽口72和它们的相应的槽口基底75和基台延伸部73。如示出的那样，示出的后缘放气槽口72中的两个包括阻碍结构100，阻碍结构100设置在上游端处且在冷却流89的路径中。示出的中心放气槽口72不包括本文公开的阻碍结构100。热成像比较性地示出通过阻碍结构100分配冷却流89可提高对入口冷却剂分配在放气槽口72上且更特别地是在槽口基底75上的作用。径向馈送典型地在后缘冷却剂流中引起流畸变或流分离，从而导致膜有效性低和产生的金属温度高和零件寿命缩短。本文公开的冷却流89的分配允许增加冷却面积，减少允许这种冷却面积增加所需的所需冷却流。因此，降低冷却剂流89的速度可提供改进的SFC，减少入口引起的流畸变或流分离(由于径向馈送冷却流的原因)，改进基膜有效性，并且通过提高膜冷却均匀性来增加零件寿命。

上面描述的翼型件的各种实施例提供翼型件，其包括后缘，通往后缘有改进的冷却流。后缘的厚度减小，以在后缘附近暴露后缘放气槽口。一个或多个阻碍结构设置在至少一个内部冷却通道内，在多个后缘放气槽口的上游端处且紧邻压力侧的下游边缘，以分配冷却流。冷却流的分配在后缘处形成引导的冷却流体膜，以在运行期间冷却后缘，并且使冷却剂保持在后缘的表面处，同时还使冷却剂散布在较大的表面积上，以实现较高的整体冷却效率。因而，公开的冷却系统和方法最大程度地减少后缘冷却剂流中的流畸变或流分离，同时充分地冷却后缘，从而提高翼型件的效率且降低翼型件的维护成本。

当然，要理解的是，不是上面描述的所有这样的目标或优点都可根据任何特定实施例实现。因而，例如，本领域技术人员将认可的是，可体现或执行本文描述的系统和技术，使得如本文教导的那样实现或优化一个优点或一组优点，而不必实现可在本文中教导或建议的其它目标或优点。

此外，本领域技术人员将认可来自不同实施例的各种特征的互换性。例如，本领域普通技术人员可混合和匹配所描述的各种特征和各个特征的其它已知等效物，以根据本公开来构建额外的系统和技术。

虽然在本文示出和描述了本公开的仅某些特征，但本领域技术人员将想到许多修改和改变。因此，要理解的是，所附权利要求意于覆盖落在本公开的真实精神内的所有这样的修改和改变。本书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本文提供的有代表性的示例和实施例包括可彼此结合且可与其它公开的实施例或示例的特征结合的特征，以形成仍然在本公开的范围之内的额外的实施例。本公开的可取得专利的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示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (20)

1.一种翼型件，包括：

前缘；

后缘；

吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，所述至少一个内部冷却通道限定在所述吸力侧和所述压力侧之间，并且构造成输送冷却流体；

与所述至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口，所述多个后缘放气槽口中的每一个的上游端紧邻所述压力侧的下游边缘，其中，所述翼型件的所述压力侧的下游边缘位于所述吸力侧的下游边缘的上游，以在所述翼型件的所述后缘附近暴露所述多个后缘放气槽口，所述至少一个内部冷却通道构造成向所述多个后缘放气槽口供应冷却流体；以及

一个或多个阻碍结构，其设置在所述至少一个内部冷却通道内且在所述压力侧的下游边缘处，所述一个或多个阻碍结构构造成向所述多个后缘放气槽口的一个或多个外部部分分配冷却流体，以及对所述多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步包括销阵列，所述销阵列定位在所述至少一个内部冷却通道内，以向所述后缘分配冷却流体。

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构包括预先限定的基本多边形形状。

4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构构造成基本椭圆形阻碍结构。

5.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构构造成基本圆形阻碍结构。

6.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构设置成在所述至少一个内部冷却通道内相对于所述多个后缘放气槽口沿侧向偏移，以便将冷却流体不对称地分配到所述多个后缘放气槽口。

7.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构相对于所述多个后缘放气槽口居中地设置在所述至少一个内部冷却通道内，以相对于所述多个后缘放气槽口对称地分配冷却流体。

8.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构各自构造成多元件阻碍结构。

9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括燃气涡轮叶片翼型件。

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括燃气涡轮导叶翼型件。

11.一种翼型件，包括：

前缘；

后缘；

吸力侧、压力侧、至少一个内部冷却通道，所述至少一个内部冷却通道设置在所述翼型件的所述吸力侧和所述压力侧之间，并且构造成输送冷却流体；

与所述至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口，所述多个后缘放气槽口中的每一个的上游端紧邻所述压力侧的下游边缘，其中，所述翼型件的所述压力侧的下游边缘位于所述吸力侧的下游边缘的上游，以在所述翼型件的所述后缘附近暴露所述多个后缘放气槽口，所述至少一个内部冷却通道构造成向所述多个后缘放气槽口供应来自冷却流体源的冷却流体；

销阵列，其定位在所述至少一个内部冷却通道内，以向所述后缘分配冷却流体；以及

一个或多个阻碍结构，其在所述至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处，所述一个或多个阻碍结构包括预先限定的基本多边形形状，并且构造成向所述多个后缘放气槽口的一个或多个外部部分分配冷却流体，以及对所述多个后缘放气槽口提供分配的冷却。

12.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构构造成基本椭圆形阻碍结构、基本圆形阻碍结构、模仿所述多个后缘放气槽口中的一个的形状的基本多边形结构，或者基本椭圆形阻碍结构、基本圆形阻碍结构和基本多边形结构的组合。

13.根据权利要求12所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构设置成在所述至少一个内部冷却通道内相对于所述多个后缘放气槽口沿侧向偏移，以便将冷却流体不对称地分配到所述多个后缘放气槽口。

14.根据权利要求12所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构相对于所述多个后缘放气槽口居中地设置所述至少一个内部冷却通道内，以将冷却流体对称地分配到所述多个后缘放气槽口。

15.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构各自构造成多元件阻碍结构。

16.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括燃气涡轮叶片翼型件或燃气涡轮导叶翼型件中的一个。

17.一种冷却翼型件的方法，所述翼型件包括前缘、后缘、吸力侧、压力侧和至少一个内部冷却通道，所述至少一个内部冷却通道构造成输送冷却流体，所述方法包括：

向与所述至少一个内部冷却通道处于流体连通的多个后缘放气槽口供应来自所述至少一个内部冷却通道的冷却流体，

其中，所述多个后缘放气槽口中的每一个的上游端紧邻所述压力侧的下游边缘，所述翼型件的所述压力侧的下游边缘位于所述吸力侧的下游边缘的上游，以在所述翼型件的所述后缘附近暴露所述多个后缘放气槽口，

其中，所述至少一个内部冷却通道包括在所述至少一个内部冷却通道内设置在剩余压力侧的下游边缘处的多个阻碍结构，所述多个阻碍结构构造成向所述多个后缘放气槽口的一个或多个外部部分分配冷却流体；以及

通过所述多个阻碍结构分配冷却流体，以在所述后缘放气槽口上形成引导的冷却流体膜，以通过所述多个阻碍结构来冷却所述后缘。

18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述一个或多个阻碍结构构造成基本椭圆形阻碍结构、基本圆形阻碍结构、基本多边形结构、沿侧向偏移的基本椭圆形阻碍结构、沿侧向偏移的基本圆形阻碍结构、沿侧向偏移的基本多边形结构、多元件阻碍结构，或者其组合。

19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，冷却所述翼型件包括冷却燃气涡轮叶片翼型件。

20.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，冷却所述翼型件包括冷却燃气涡轮导叶翼型件。