CN107084007A - 具有横贯孔的翼型件 - Google Patents

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CN107084007A CN201710084611.2A CN201710084611A CN107084007A CN 107084007 A CN107084007 A CN 107084007A CN 201710084611 A CN201710084611 A CN 201710084611A CN 107084007 A CN107084007 A CN 107084007A
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Abstract

一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(78)，它具有第一和第二径向延伸冷却腔室(122，126，222，226)，冷却腔室由径向延伸肋(130，230)分开，其中成排(140，142，240，242)的横贯孔(132，134，232，234)穿过肋(130，230)，并且流通地联接第一腔室和第二腔室(122，126，222，226)。

Description

具有横贯孔的翼型件
技术领域
本发明涉及具有横贯孔的翼型件。
背景技术
涡轮发动机，并且特别是燃气涡轮发动机或燃气轮机，是旋转发动机，它从通过发动机传送到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流中抽取能量。涡轮发动机已经用于陆地和航海运动和功率生产，但最常用于航空应用，诸如飞机，包括直升机。在飞机中，涡轮发动机用于推进飞机。在陆地应用中，涡轮发动机通常用来产生功率。
用于飞机的涡轮发动机设计成在高温下运行，以最大程度地提高发动机效率，所以冷却诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件可为有益的。典型地，通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷空气引导到需要冷却的发动机构件来实现冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃至2000℃，并且来自压缩机的冷却空气大约为500℃至700℃。虽然压缩机空气的温度高，但它比涡轮空气更冷，并且可用来冷却涡轮。
现代涡轮叶片大体包括一个或多个内部冷却回路，以发送冷却空气通过叶片，以冷却叶片的不同部分，并且可包括用于冷却叶片的不同部分的专用冷却回路，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。
发明内容
一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸；径向延伸肋，其位于内部内且在吸力侧和压力侧之间延伸；径向延伸前缘腔室，其由前缘、肋和吸力侧和压力侧包围；部分地由肋包围的径向延伸内部腔室；穿过前缘的多个膜孔；成第一和第二径向延伸排的横贯孔，它们穿过肋且流通地联接前缘和内部腔室，其中第一排的孔相对于第二排的孔沿径向偏移，并且孔的子集成角度，以限定与压力侧和吸力侧中的一个相交的流径。
一种对翼型件的前缘附近的前缘腔室提供冷却空气的方法，翼型件具有成排的膜开口，其沿着前缘延伸且通过前缘，方法包括在前缘腔室中产生沿径向间隔开的冷却空气漩涡。
一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括：周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸且沿径向在根部和末梢之间延伸；第一和第二径向延伸冷却腔室；径向延伸肋，其分开第一和第二冷却腔室；以及成第一和第二径向延伸排的横贯孔，其穿过肋且流通地联接第一和第二腔室，其中第一排的孔相对于第二排的孔沿径向偏移，并且孔的子集成角度，以限定与压力侧和吸力侧中的一个相交的流径。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸；
径向延伸肋，其位于所述内部内，并且在所述吸力侧和所述压力侧之间延伸；
径向延伸前缘腔室，其由所述前缘、所述肋和所述吸力侧和所述压力侧包围；
部分地由所述肋包围的径向延伸内部腔室；
穿过所述前缘的多个膜孔；
成第一和第二径向延伸排的横贯孔，它们穿过所述肋且流通地联接所述前缘和所述内部腔室，其中所述第一排的孔相对于所述第二排的孔沿径向偏移，并且所述孔的子集成角度，以限定与所述压力侧和所述吸力侧中的一个相交的流径。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的孔。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排的交替孔。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的交替孔。
技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集包括：所述第一排，其成角度，以限定与所述压力侧相交的流径；以及第二排，其成角度，以限定与所述吸力侧相交的流径。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述孔中没有一个限定与所述前缘相交的流径。
技术方案7. 根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述孔中没有一个限定与所述膜孔相交的流径。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，孔的所述子集相对于垂直于所述肋的中心线的定向的角度小于90度。
技术方案9. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的形状。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的面积。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述肋是笔直或弯曲的。
技术方案12. 一种对翼型件的前缘附近的前缘腔室提供冷却空气的方法，所述翼型件具有成排的膜开口，其沿着所述前缘延伸且穿过所述前缘，所述方法包括在所述前缘腔室中产生沿径向间隔开的冷却空气漩涡。
技术方案13. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，所述沿径向间隔开的冷却空气漩涡包括具有不同的旋转方向的漩涡。
技术方案14. 根据技术方案13所述的方法，其特征在于，所述不同旋转方向的漩涡沿所述径向方向交替。
技术方案15. 根据技术方案14所述的方法，其特征在于，所述不同旋转方向的漩涡沿径向彼此交错。
技术方案16. 根据技术方案15所述的方法，其特征在于，第一旋转方向的漩涡限定第一径向延伸排，而不同于所述第一旋转方向的第二旋转方向的漩涡限定第二径向延伸排。
技术方案17. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
周边壁，其包围内部且限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸；
第一和第二径向延伸冷却腔室；
径向延伸肋，其分开所述第一冷却腔室和所述第二冷却腔室；以及
成第一和第二径向延伸排的横贯孔，它们穿过所述肋且流通地联接所述第一冷却腔室和所述第二冷却腔室，其中所述第一排的孔相对于所述第二排的孔沿径向偏移，并且所述孔的子集成角度，以限定与所述压力侧和所述吸力侧中的一个相交的流径。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的孔。
技术方案19. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排的交替孔。
技术方案20. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，孔的所述子集包括所述第一排和所述第二排中的一个的交替孔。
技术方案21. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，孔的所述子集包括：所述第一排，其成角度，以限定与所述压力侧相交的流径；以及所述第二排，其成角度，以限定与所述吸力侧相交的流径。
技术方案22. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的形状。
技术方案23. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔具有不同的面积。
技术方案24. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于，所述肋是笔直或弯曲的。
附图说明
在图中：
图1是飞机的涡轮发动机的示意性横截面图。
图2是发动机构件的透视图，发动机构件呈图1的发动机的涡轮叶片的形式，其具有冷却空气入口通道。
图3是图2的翼型件的横截面图。
图4是设置在图3的翼型件的横截面图内的多个内部通道的示意图。
图5是包括横贯孔的图4的翼型件的前缘的放大视图。
图6是包括横贯孔的图4的翼型件的前缘的第二实施例的放大视图。
图7是图5的凹的弧形肋的透视图。
图8是图5的凹的弧形肋的正视图。
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
42风扇叶片
44核心
46核心壳
48HP轴杆
50LP轴杆
52HP压缩机级
53转子
54HP压缩机级
56LP压缩机叶片
58HP压缩机叶片
59盘
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
73盘
74LP涡轮导叶
75空气流
76加压环境空气
77放气
79鸠尾件
78翼型件
80出口导叶组件
81末梢
82翼型件导叶
83根部
84平台
85风扇排气侧
88第一入口通道
90第二入口通道
92第三入口通道
94通道出口
95周边壁
96内部
98压力侧
100吸力侧
102前缘
104后缘
120前缘冷却回路
122内部腔室
124内部通道
126前缘腔室
130径向延伸肋
132横贯孔
134横贯孔
136流径
138流径
139中心线
140延伸排
142延伸排
150椭圆形
152圆形形状
160漩涡
200吸力侧
202前缘
204后缘
220前缘冷却回路
222内部腔室
224内部通道
226前缘腔室
230径向延伸肋
232横贯孔
234横贯孔
236流径
238流径
239中心线
240延伸的排
242延伸的排
250椭圆形
252圆形形状
260漩涡。
具体实施方式
本发明的描述的实施例涉及翼型件，并且更具体地涉及冷却翼型件。为了说明，将关于飞机涡轮发动机的涡轮叶片来描述本发明。但将理解的是，本发明不受此限制，而是可一般适用于非飞机应用，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。它也可应用于涡轮发动机中的除了叶片之外的翼型件，诸如固定导叶。
图1是飞机的涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游连续流关系的：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括风扇壳40，它包围风扇20。风扇20包括沿径向围绕中心线12设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，核心44产生燃烧气体。核心44被核心壳46包围，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或轴杆48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26上。在较大直径的环形HP轴杆48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置的LP轴或轴杆50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20上。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中成组的压缩机叶片56、58相对于成对应的组的静态压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以对传送通过级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环形，并且可相对于中心线12沿径向向外从叶片平台延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60、62则定位在旋转叶片56、58的上游和附近。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅仅是为了说明目的，而且其它数量也是可行的。
压缩机级的叶片56、58可安装到盘59上，盘59安装到HP和LP轴杆48、50中对应的一个上，其中各个级具有其本身的盘59、61。压缩机级的导叶60、62可按周向布置安装到核心壳46上。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中成组的涡轮叶片68、70相对于成对应的组的静态涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从传送通过组的流体流中抽取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮导叶72、74可设置成环形，并且可相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的旋转叶片68、70则定位在静态涡轮导叶72、74的下游和附近，而且也可相对于中心线12沿径向向外从叶片平台延伸到叶片末梢。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅仅是为了说明目的，而且其它数量也是可行的。
涡轮级的叶片68、70可安装到盘71上，盘71安装到HP和LP轴杆48、50中对应的一个上，其中各个级具有其本身的盘71、73。压缩机级的导叶72、74可按周向布置安装到核心壳46上。
安装到轴杆48、50中的一个或它们两者上且随其旋转的发动机10的部分也单独或共同称为转子53。发动机10的包括安装到核心壳46上的部分的固定部分也单独或共同称为定子63。
在运行中，离开风扇区段18的空气流分开，使得空气流的一部分被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压环境空气76供应给HP压缩机26，HP压缩机26进一步对环境空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中抽取一些功，这些功驱动HP压缩机26。燃烧气体排到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取额外的功来驱动LP压缩机24，并且排气最终通过排气区段38从发动机10中排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP轴杆50使风扇20和LP压缩机24旋转。
空气流75的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，并且通过风扇排气侧85处的固定导叶排且更具体地出口导叶组件80离开发动机组件10，固定导叶排包括多个翼型件导叶82。更具体地，在风扇区段18附近使用成周向排的径向延伸翼型件导叶82，以对空气流75施加一些方向控制。
由风扇20供应的一些环境空气可绕过发动机核心44且用于冷却发动机10的一部分，尤其是热的部分，并且/或者用来对飞机的其它方面提供冷却或功率。在涡轮发动机的语境中，发动机的热的部分通常是燃烧器30和燃烧器30下游的构件，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其在燃烧区段28的下游不远处。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排出的流体。这个流体可为放气77，放气77可包括从LP或HP压缩机24、26抽出的空气，它作为涡轮区段32的冷却源绕过燃烧器30。这是普通的发动机构造，不意于为限制性的。
图2是发动机构件的透视图，发动机构件呈来自图1的发动机10的一个涡轮叶片68的形式。涡轮叶片68包括鸠尾件79和翼型件78。翼型件78沿径向在根部83和末梢81之间延伸。鸠尾件79进一步包括平台84，平台84在根部83处与翼型件78成一体，这有助于沿径向约束涡轮空气流。鸠尾件79可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。鸠尾件79包括至少一个入口通道，其示范性地显示为第一入口通道88、第二入口通道90和第三入口通道92，它们各自延伸通过鸠尾件79，以在通道出口94处提供与翼型件78的内部流体连通。应当理解，在横截面中显示鸠尾件79，使得入口通道88、90、92容纳在鸠尾件79的本体内。
转到图3，在横截面中显示的翼型件78包括周边壁95，周边壁95包围内部96，内部96具有凹形压力侧98和凸形吸力侧100，它们连结在一起而限定沿轴向在前缘102和后缘104之间延伸的翼型件形状。叶片68沿使得压力侧98跟随吸力侧100的方向旋转。因而，如图3中显示的那样，翼型件78将朝页面顶部向上旋转。
翼型件78包括多个内部通道，它们可布置成形成专门用来冷却叶片68的特定部分的一个或多个冷却回路。在图4中示出通道和对应的冷却回路，图4是翼型件78的横截面图。应当理解，所显示的翼型件78内的各个单独的通道的相应的几何构造是示例性的，它们各自描绘了形成冷却回路的通道的一个或多个元件，而不应将翼型件局限于所显示的几何构造、尺寸或位置。
冷却回路可由沿径向在翼型件78内延伸的一个或多个通道限定。应当理解，通道可包括一个或多个膜孔，膜孔可在特定通道和翼型件78的外表面之间提供流体连通，从而沿着翼型件78的外表面提供冷却流体膜。
显示为前缘冷却回路120的冷却回路包括设置在翼型件78的内部内的多个通道。前缘冷却回路120包括至少两个径向延伸冷却腔室，它们包括内部腔室122和前缘腔室126。前缘腔室126包括成排的膜开口(未显示)，它们沿着前缘102延伸且通过前缘102。内部腔室122沿径向从根部83延伸到末梢81，从而与鸠尾件79中的入口处于流体连通，诸如第一入口通道88。
前缘腔室126还与沿径向从根部83延伸到末梢81且设置在前缘102附近的内部腔室122处于流体连通。位于内部96内的径向延伸肋130设置在内部腔室122和前缘腔室126之间且部分地限定内部腔室122和前缘腔室126。肋130跨越翼型件78的内部96，从而在压力侧98和吸力侧100之间延伸。肋130可为笔直或弯曲的。前缘腔室126通过设置在从根部83延伸到末梢81的肋130内的一个或多个横贯孔132、134，而与内部腔室122处于流体连通。
翼型件78的内部96可进一步包括一个或多个额外的冷却回路，冷却回路由一个或多个内部通道124限定，内部通道包括网状通道、销排、槽口、横贯孔和多个膜孔，从而在翼型件78中提供冷却流体，或者使冷却流体从翼型件78中排出，以对翼型件78的外部提供冷却膜。内部通道124沿根部83到末梢81或者末梢81到根部83的方向延伸，并且可彼此互连，使得限定一个或多个冷却回路。
应当理解，前缘冷却回路120可沿着在翼型件78的根部83和末梢81之间延伸的翼型件78的翼展长度实现一个或多个肋130。应当理解，前缘冷却通道可包括在翼型件78的外部和前缘腔室126之间延伸的多个膜孔，使得可提供冷却流体作为翼型件78的外表面的冷却膜。
转到图5，前缘腔室126的放大视图示出肋130的横截面形状。肋130包括相对于前缘腔室126的凹的弧形形状，它具有沿着肋130的横截面弧形长度限定的基本相等的宽度。横贯孔132、134沿着在根部83和末梢81之间延伸的肋130的径向翼展长度将内部腔室122流通地联接到前缘腔室126上。
横贯孔132、134穿过肋130，并且孔135的子集可成角度，以限定与压力侧98和吸力侧100中的一个相交的流径136、138。在示例性实施例中，孔135的子集成角度，以限定与压力侧98相交的流径136，并且成角度，以限定与吸力侧100相交的流径138。照这样，流径136、138中没有一个与前缘102相交。流径136、138定向成角度θ，从垂直于肋130的局部中心线139的定向朝向压力侧98或吸力侧100测量角度θ，其中角度θ小于90℃，以及其中，与流径136相关联的角度不必等于与径138相关联的角度。
在图6中构想到孔的子集的其它实施例。这些实施例类似于第一实施例，因此，将用增加了100的类似标号标识类似部件，要理解的是，第一实施例的类似部件的描述适用于额外的实施例，除非另有指示。
图6描绘了孔235的子集，其成角度，以限定与吸力侧200相交的流径238。在这个实施例中，孔235的子集可包括横贯孔232，横贯孔232限定垂直于吸力侧200或压力侧298的中心线239定向的流径236，这取决于横贯孔232在肋230内的位置。类似的实施例可包括成角度的横贯孔232，同时横贯孔234限定垂直于中心线239的流径。
转到图7和8，肋130的截面示出横贯孔132、134的布置和定向。成第一径向延伸排140和第二径向延伸排142的横贯孔132、134相对于彼此沿径向偏移。在示例性实施例中，所述排具有不同的形状，例如椭圆形150和圆形形状152。孔的形状不局限于这些形状，而是可为任何喷口形状，包括跑道形。横贯孔的面积也可改变，其中成交替组的横贯孔具有不同的面积，或者全部享有相同的面积。在本文描述的所有实施例中，至少一个排，或者至少一个排中的每隔一个交替孔是成角度的。
孔的子集的其它实施例包括：孔的子集是第一排和第二排的交替孔或者第一排和第二排中的一个的交替孔。在本文的任何实施例中，横贯孔可限定与前缘或任何膜孔不相交的流径。现有技术中教导的其它实施例包括用于孔的圆形边缘，而且还包括孔中心线的一些量的径向角度。
横贯孔的角度定向使得能够有用于通过在前缘腔室126中产生沿径向间隔开的冷却空气漩涡160，来对前缘腔室126提供冷却空气的方法。横贯孔132、134的定向在包括可彼此交错的交替径向位置的不同的旋转方向上促进漩涡160。产生成径向延伸排的相反地打漩的冷却空气，其从末梢81延伸到根部83。
本文的实施例提供的好处包括增加漩涡来减少灰尘聚积。交替地布置的成角度的横贯孔会产生彼此不干涉的冲击冷却空气射流。由于消除了翼型件冷却通道内的灰尘聚积，且尤其是HP涡轮级一个叶片内的灰尘聚积，这些部分的使用期限可增加50%，而且增加运行时间。
用于制造本文的实施例的过程可包括添加式制造。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何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，以及实行任何结合的方法。本发明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 (10)

1.一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(78)，所述翼型件(78)包括：
周边壁(95)，其包围内部(96)，并且限定压力侧(98)和吸力侧(100)，所述压力侧(98)和所述吸力侧(100)沿轴向在前缘(102，202)和后缘(104，204)之间延伸，并且沿径向在根部(83)和末梢(81)之间延伸；
径向延伸肋(130，230)，其位于所述内部(96)内，并且在所述吸力侧和所述压力侧(98，100)之间延伸；
径向延伸前缘腔室(126，226)，其由所述前缘、肋(130，230)和所述吸力侧和所述压力侧(98，100)包围；
部分地由所述肋(130，230)包围的径向延伸内部腔室(122，222)；
穿过所述前缘的多个膜孔；
成第一和第二径向延伸排的横贯孔(132，134，232，234)，它们穿过所述肋(130，230)，并且流通地联接所述前缘腔室和所述内部腔室(122，126，222，226)，其中所述第一排(140，240)的孔(132，232)相对于所述第二排(142，242)的孔(134，234)沿径向偏移，并且所述孔(132，134，232，234)的子集成角度，以限定与所述压力侧和所述吸力侧(98，100)中的一个相交的流径(136，138，236，238)。
2.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，孔(132，134，232，234)的所述子集包括所述第一排和所述第二排(140，142，240，242)中的一个的孔。
3.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，孔(132，134，232，234)的所述子集包括所述第一排和所述第二排(140，142，232，234)的交替孔。
4.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，孔(132，134，232，234)的所述子集包括所述第一排和所述第二排(140，142，240，242)中的一个的交替孔。
5.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，孔(132，134，232，234)的所述子集包括：所述第一排(140，240)，其成角度，以限定与所述压力侧(98)相交的流径(136，236)；以及所述第二排(142，242)，其成角度，以限定与所述吸力侧(100)相交的流径(138，238)。
6.根据权利要求5所述的翼型件(78)，其特征在于，所述孔(132，134，232，234)中没有一个限定与所述前缘(102)相交的流径(136，138，236，238)。
7.根据权利要求5所述的翼型件(78)，其特征在于，所述孔(132，134，232，234)中没有一个限定与所述膜孔相交的流径(136，138，236，238)。
8.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，孔的所述子集相对于垂直于所述肋(130，230)的中心线(139，239)的定向的角度小于90度。
9.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔(140，142，240，242)具有不同的形状(150，152，250，252)。
10.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述第一排和所述第二排孔(140，142，240，242)具有不同的面积。
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