CN107762566A - 带有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件，具体而言，涉及一种用于冷却发动机翼型件(90)的设备和方法，包括壁(120)，其约束在前缘(100)和后缘(102)之间轴向地延伸且在根部(96)和末梢(98)之间径向地延伸的内部(130)。冷却回路(164)位于内部(130)内，该冷却回路(164)具有完全长度肋部(160)、部分长度肋部(162)、通道(134,202)，或孔道可限定冷却回路(164)以用于提供穿过翼型件(90)的冷却流体流(C)。末梢(98)可包括形成冷却回路(164)的一部分的末梢盖(140)。

Description

带有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件
技术领域
涡轮发动机，且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机，是从传送穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体的流提取能量的转式发动机。
背景技术
用于飞行器的涡轮发动机(例如燃气涡轮发动机)经常设计成在高温下操作，以最大化涡轮效率，因此某些发动机构件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可为有益的。通常，冷却通过将较冷空气从高压和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件而实现。高压涡轮中的温度在大约1000℃到2000℃，而来自压缩机的冷却空气在大约500℃到700℃。尽管压缩机空气是高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。
当代的涡轮构件(例如翼型件叶片)，可包括一个或多个内部冷却回路以用于发送冷却空气穿过叶片以冷却叶片的不同部分，且可包括专用冷却回路以用于冷却叶片的不同部分(例如前缘、后缘、或末梢)。
发明内容
一方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件。翼型件包括限定内部和外部的壁，其包括压力侧和吸力侧，该压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间轴向地延伸，限定了翼弦方向，且在根部和末梢之间径向地延伸，限定了翼展方向。翼型件还包括设置在内部中的冷却通道，其在翼展方向上延伸至末梢。多孔材料提供在末梢的至少一部分上且流体地联接至冷却通道。
另一方面，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的构件。该构件包括在根部和末梢之间径向地延伸的壁。构件还包括位于构件内的冷却回路，其具有朝末梢延伸的冷却通道。多孔材料提供在末梢的至少一部分上且流体地联接至冷却通道。
再另一方面，本发明的实施例涉及冷却翼型件的末梢的方法。该方法包括，将冷却流体流在翼展方向朝末梢传送穿过冷却通道，且基于多孔材料的孔隙率而将冷却流体流的至少一部分传送穿过多孔材料。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面图。
图2是图1的涡轮发动机的翼型件的透视图。
图3是图2的翼型件的截面视图，示出了限定在翼型件的内部内的通道的肋部。
图4是图3的翼型件的自上而下视图，示出了具有形成末梢盖(tip cap)的一部分的多孔材料的末梢盖。
图5是图4的翼型件的截面视图，其包括部分长度肋部以限定末梢弯部，其中多孔材料设置在末梢弯部中。
图6是图2的翼型件的自上而下视图，其具有在翼型件的后缘处形成末梢盖的多孔材料。
图7是图6的翼型件的截面视图，其中多孔材料形成末梢旗(tip flag)。
图8是图6的翼型件的截面视图，其包括末梢通道且具有在后缘处形成末梢通道的一部分的多孔材料。
具体实施方式
本发明的描述的实施例针对用于燃气涡轮发动机的叶片。为了说明的目的，本发明将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的叶片来描述。然而，将理解的是，本发明并非如此限定，且可在发动机(包括压缩机)内、以及在非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动的工业、商业和居住应用)中具有普遍的适用性。此外，方面将具有叶片外的适用性，且可延伸至需要冷却的任何发动机构件，例如在非限制性示例中的导叶、护罩、或燃烧衬套。
如本文使用的，用语“前”或“上游”是指在朝发动机入口的方向上移动，或构件相比于另一构件相对较接近发动机入口。与“前”或“上游”结合使用的用语“后”或“下游”是指朝发动机的后部或出口的方向，或相比于另一个构件相对较接近发动机出口。
此外，如本文使用的，用语“径向”或“径向地”指在发动机的中心纵向轴线和外发动机圆周之间延伸的维度。
所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶、底、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前、后等等)仅用于标识目的，以有助于读者对本发明的理解，且不产生具体地如对于位置、定向、或本发明的使用的限制。连接参照(例如，附接、联接、连接、和连结)将宽泛地解释，且可包括一批元件之间的中间部件以及元件之间的相对移动，除非另外指出。因此，连接参照不一定表示两个元件直接地连接和彼此处于固定关系。示例性附图仅为了说明目的，且附于本文的附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可改变。
图1是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具有大体上纵向地延伸的从前14延伸至后16的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：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和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由可与风扇壳40联接的核心壳46包绕。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48，将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。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转轴48内的LP轴或转轴50，将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。转轴48,50可围绕发动机中心线旋转，且联接至多个可旋转的元件，其可共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26相应地包括多个压缩机级52,54，在其中压缩机叶片组56,58相对于相应的静止压缩机导叶组60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压传送穿过该级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可提供成环，且可相对于中心线12从叶片平台至叶片末梢径向地向外延伸，而对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58的上游且邻近旋转叶片56,58。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了说明目的来选择，且其他数目是可能的。
用于压缩机的级的叶片56,58可安装至盘61，该盘61安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘61。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装至核心壳46。
HP涡轮34和LP涡轮66相应地包括多个涡轮级64,66，在其中涡轮叶片组68,70相对于相应的静止涡轮导叶组72,74(也称为喷嘴)旋转，以从传送穿过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可提供成环，且可相对于中心线12从叶片平台至叶片末梢径向地向外延伸，而对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70的上游且邻近旋转叶片68,70。注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了说明目的来选择，且其他数目是可能的。
用于涡轮的级的叶片68,70可安装至盘71，该盘71安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72,74可以以周向布置安装至核心壳46。
互补于转子部分，在压缩机区段22和涡轮区段32之中的发动机10的静止部分(例如静止导叶60,62,72,74)也单独地或共同地称为定子63。因此，定子63可指贯穿发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流分裂，使得空气流的一部分导送到LP压缩机24中，该LP压缩机24然后将加压空气流76供应至HP压缩机26，该HP压缩机26进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压空气流76在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体排出到LP涡轮36中，该LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且排放气体最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动(driving)驱动LP转轴50，以旋转风扇20和LP压缩机24。
加压空气流76的一部分可从压缩机区段22作为放出空气77被吸取。放出空气77可从加压空气流76被吸取且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著升高。因此，由放出空气77提供的冷却对于在升高温度环境中这样的发动机构件的运行是必要的。
空气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止导叶排(且更具体是在风扇排气侧84处包括多个翼型件导向导叶82的出口导向导叶组件80)退出发动机组件10。更具体而言，径向地延伸的翼型件导向导叶82的周向排邻近风扇区段18被使用，以施加空气流78的一些方向控制。
由风扇供应的空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的部分(特别是热部分)，且/或用于对飞行器的其他方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的语境下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，特别是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28下游。冷却流体的其他源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
现在参照图2，以翼型件90的形式示出了发动机构件，其可为图1的发动机10的涡轮叶片68中的一个。备选地，发动机构件可包括在限制性示例中的导叶、护罩、或燃烧衬套，或可需要或使用冷却的任何其他发动机构件。翼型件90包括燕尾部92和平台94。翼型件90在根部96和末梢98之间径向地延伸，限定了翼展方向。在带护罩的翼型件的情况下，末梢98可为从发动机中心线12(图1)对于翼型件的最远径向延伸。翼型件90在前缘100和后缘102之间轴向地延伸，限定了翼弦方向。燕尾部92可与平台94整体结合，该平台94可在根部96处联接至翼型件90。燕尾部92可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘71(图1)。平台94有助于径向地包含涡轮空气流。燕尾部92包括至少一个入口通道104，其示为三个入口通道104，各自延伸穿过在通道出口106处与翼型件90流体连通的燕尾部92。应认识到的是，燕尾部92以截面示出，使得入口通道104封装在燕尾部92内。
应认识到的是，在一个非限制性示例中，并非翼型件90、末梢98的额外构件可限定在构件的终端处，例如在蛇形冷却回路的端部处，在那里回路转弯。
现在参照图3，翼型件90的截面视图示出了包括压力侧122和吸力侧124的外壁120，该压力侧122和吸力侧124在前缘100和后缘102之间延伸。外壁120将翼型件90外的热流体流H与翼型件90内的冷却流体流C分开，具有沿翼型件90的外部的热表面126以及面对冷却流体流C的冷却表面128。翼型件90的内部130由外壁120限定。一个或多个内肋部132将内部130分成在翼展方向上延伸的冷却通道134。通道134可限定贯穿翼型件90的一个或多个冷却回路。此外，冷却回路还可包括微回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通道、后缘通道、销翼、销排、额外通道134、流增强器(例如湍流器)、或可限定冷却回路的任何其他结构。
现在参照图4，翼型件90的自上而下视图示出了在末梢98处包围翼型件90的末梢盖140。多孔材料142形成末梢盖140的至少一部分。末梢缘143可为形成末梢盖140的边缘的在末梢盖140上方延伸的外壁120的延伸部。例如，多孔材料142可设置在弦线中点144处，在那里，弦线146是从前缘100画至后缘102的直线。在弦线中点144延伸到翼型件90外的地方，用于放置多孔材料142的弦线中点位置可沿垂直于弦线146的线148从弦线的中点144到翼型件90中。在另一示例中，翼型件90可形成拱弧线150作为沿压力侧122和吸力侧124之间的中心位置从前缘100延伸至后缘102的线。多孔材料142可设置在拱弧线150的中心152处。应认识到的是，多孔材料142可布置在沿末梢盖140的任何位置，例如沿弦线146或拱弧线148的任何位置。
多孔材料142可形成末梢盖140的区域154。区域154可完全地在压力侧122和吸力侧124之间延伸。此外，区域154可形成沿末梢盖140的多个不连续区域154。备选地，区域154可仅部分地在压力侧122和吸力侧124之间延伸，邻近任一侧122,124或与其间隔开。因此，应认识到的是，形成末梢盖140的多孔材料142的区域154可形成不连续的形状或轮廓作为截面区域154。这样的形状或轮廓可由对于翼型件90或末梢98的具体需要来确定。这样形状或轮廓在非限制性示例中可包括几何形状、直线形状、曲线形状、独特形状、或它们的任何组合。此外，多个不连续的区域154在非限制性示例中可不连续地定形或类似地定形。多孔材料可形成在末梢盖140中，形成了末梢盖140或邻近通道的边界壁的至少一部分。形成在末梢盖140中不应当解释为限制于末梢盖140或邻近通道的内部。
多孔材料142可为多孔的，使得从传送穿过多孔材料142的流体进入到离开，在没有与另一流通道互联的情况下单个流通道不存在。然而，多孔材料142内的特定闭合区(region)可不互联至多孔材料142内的另一通道。此外，多孔材料142可为流的平均自由路径长度，远大于用于完全延伸穿过材料的不连续的孔的几何长度。在另一非限制性示例中，多孔材料142的孔隙率可包括用于随机多孔材料的小于0.005英寸的多孔孔(poroushole)，以及带有用于结构化多孔材料的0.005英寸及更小的确定性大小。应认识到的是，许多不同的大小可被包括以测量穿过多孔材料142的流。
多孔材料142可由增材制造制作，同时可构想的是，增材制造可形成整个翼型件90。应认识到的是，翼型件90的任何部分可由任何已知方法制作，包括但不限于铸造、机加工、增材制造、涂层、或其他方式。多孔材料142可限定可由一定体积的流体(例如空气)渗透的孔隙率。此外，多孔材料142可备选地限定为在没有在另一流通道之中的互联的情况下不具有单个流通道的区。多孔材料142可具有特定孔隙率，以测量以预定速率传送穿过多孔材料142的流体的流。应认识到的是，相比于形成多孔材料142的传统方法，增材制造可用于沿多孔材料实现特定局部孔隙率，以及跨过多孔材料142的整体实现一致孔隙率。在备选示例中，多孔材料可由上文描述的材料中的任一种制作，使得孔隙率被限定。在一个非限制性示例中，多孔材料142可由Ni、NiCrAlY、NiAl、或类似材料制作。多孔材料142还可例如由泡沫镍制作。
此外，多孔材料142可为结构化多孔材料或随机多孔材料、或它们的任何组合。结构化多孔材料包括贯穿材料的确定性孔隙率，其可具有孔隙率的特定局部增加或减少，以测量传送穿过结构化多孔材料的流体的流。这样的局部孔隙率可在制造期间确定和控制。在一个非限制性示例中，增材制造可用于形成结构化多孔材料。备选地，多孔材料可具有随机孔隙率。随机孔隙率可适于具有作为在具有随机的不连续可变孔隙率的多孔材料142的区域或体积之上的平均孔隙率的孔隙率。在一个非限制性示例中，随机多孔材料可由泡沫镍制作。
在一个非限制性示例中，孔隙率可具有对于随机多孔材料的小于0.005英寸的平均孔大小，以及具有对于结构化多孔材料的确定性0.005英寸或更小。
参照图5，图4的翼型件的示例性截面视图包括作为两个完全长度肋部160的内肋部132，以及设置在完全长度肋部160之间的部分长度肋部162。通道134限定在肋部132之间。冷却回路164可由通道134形成，以用于提供贯穿翼型件90的内部130的冷却流体流C。组织在完全长度肋部160之间的部分长度肋部162限定具有如所示的大致蛇形流路径的冷却回路164。应理解的是，如所示的冷却回路164是示例性的，且可包括额外结构以形成冷却回路164，例如在非限制性示例中的微回路、子回路、近壁冷却回路、前缘通道、后缘通道、销翼、销排、额外通道134、或流增强器(例如湍流器)。末梢弯部166由邻近末梢盖140的部分长度肋部162形成，且形成冷却回路164的一部分。
多孔材料142可在末梢弯部166处设置在末梢盖140中。冷却流体流C可提供在冷却回路164内，穿过通道134且至末梢弯部166。冷却流体流C的至少一部分可通过末梢盖140中的多孔材料142作为末梢流168排放。多孔材料142可设置在末梢盖140中，用于末梢弯部166的整体或用于末梢弯部166的一部分。末梢流168可形成沿翼型件90的末梢98的冷却薄膜，以及维持翼型件的末梢腔内的压力，以维持末梢压力。
在构件并非翼型件90的示例中，末梢98可朝向蛇形冷却回路(例如具有大致蛇形流路径的冷却回路164)的端部。蛇形冷却回路可位于构件中，以限定弯部、例如在一个或多个冷却通道134的端部处的末梢弯部166。末梢可限定在弯部、例如末梢弯部166处。多孔材料142可限定末梢98的一部分且流体地联接至冷却通道134。在此构件中，多孔材料142可跨越末梢98，从构件的两侧延伸。此外，构件可包括肋部(例如部分长度肋部162)以至少部分地限定蛇形冷却回路以及弯部166。在非限制性示例中，多孔材料142可与部分长度肋部162间隔开，例如与部分长度肋部162对准，或设置在从部分长度肋部162至末梢98的最短距离处。
此外，蛇形冷却回路164可设置在构件或末梢98的后缘102(图4)附近。多孔材料142至少部分地限定后缘102和末梢98、或两者之间的汇合点。
现在参照图6，翼型件90的另一示例性末梢98可包括沿末梢盖140邻近后缘102设置的多孔材料142。多孔材料142(类似于图4的多孔材料)可在压力侧122和吸力侧124之间延伸，以及形成任何形状或具有任何截面区域。应认识到的是，多孔材料142还可设置在前缘100附近，以及设置在末梢盖140上的多个位置处，在一个非限制性示例中例如在前缘100和后缘102两者处，且不应限制为图4和6中所示的那样。
现在参照图7，后缘冷却回路180可沿后缘102形成。后缘冷却回路180可包括在翼展方向上延伸的至少部分地由肋部132限定的通道134。
多个后缘肋部182可沿后缘102以翼展布置来设置，从而限定多个后缘喷射孔184。后缘喷射孔184还可为长形的，定形为槽口。末梢旗186可沿末梢盖140在后缘102处设置。末梢旗186可至少部分地由多孔材料142形成。后缘喷射孔184和末梢旗186还可限定后缘冷却回路180。
冷却流体流C可通过燕尾部92中的入口通道104提供至后缘冷却回路180。冷却流体流C可在后缘喷射孔184处通过后缘102作为第一排出流188排出。此外，冷却流体流C可通过末梢旗186作为第二排出流190排出，其通过在末梢98处的末梢旗186、后缘102、或它们的组合排出。
现在参照图8，翼型件90可包括图5的冷却回路164以及后缘冷却回路180，使冷却回路164,180径向地终止于末梢98内侧。完全长度通道200可从根部96延伸至末梢98，联接至沿翼型件90的末梢98沿翼弦延伸至后缘102的末梢通道202。完全长度通道200和末梢通道202可形成末梢冷却回路204。末梢通道202可包括形成末梢通道202的一部分的多孔材料142。多孔材料142可延伸穿过末梢通道202的整个翼展长度，或可部分地穿过其延伸。在一个示例中，多孔材料142可定位在后缘102附近。在另一示例中，多孔材料142可沿末梢通道202定位，且与后缘102间隔开，例如末梢通道202的中间或完全长度通道200附近。应认识到的是，如所示的冷却回路图案或布局是示例性的，且构想出从示例性实施例变化的多种冷却回路164。
备选地，在除翼型件外的发动机构件中的实施方式中，末梢通道202可沿末梢98延伸，限定在蛇形冷却回路164或弯部166的端部附近，其中末梢通道与多孔材料142流体连通，且形成末梢98的至少一部分。
在操作中，冷却流体流C从燕尾部92中的入口通道104中的一个提供至完全长度通道200。完全长度通道200内的冷却流体流C可在大致翼展或径向方向上移动。完全长度通道200供给末梢通道202，在那里，冷却流体流C从径向方向转向至大致轴向或翼弦方向，从而朝后缘102移动。冷却流体流C提供至多孔材料142，在那里，其可从末梢通道202作为第三排出流206通过末梢98、后缘102、或它们的组合排出。
此外，尽管示出了，末梢通道202从完全长度通道200供给，但构想出的是，末梢通道202可从另一冷却回路164,180供给，或冷却回路可整体结合到贯穿翼型件90限定的单个冷却回路中。
冷却翼型件的末梢的方法包括：(1)将冷却流体流在翼展方向上朝末梢传送穿过冷却通道，以及(2)将冷却流体流的至少一部分传送穿过位于末梢中的多孔材料。传送冷却流体可包括，在图5,7,或8中所示的通道134,200中传送冷却流体流C，朝末梢98移动。多孔材料可为如图5,7,或8中描述和所示的多孔材料142。
此外，该方法可包括从多孔材料排放冷却流体流。此排出的冷却流体流可为图7或8的第二排出流190或第三排出流206，或可为图5的末梢流168。此外，该方法可包括从翼型件90的末梢98或后缘102中的至少一个排出冷却流体。此外，该方法可包括基于多孔材料142的孔隙率来测量穿过多孔材料142的冷却流体流C。例如，多孔材料142可为由增材制造制作的结构化多孔材料142，通过具有贯穿多孔材料142的不连续的孔隙率而具有局部确定性流。因此，冷却流体流C可基于特定局部孔隙率而局部地测量。备选地，流C可由贯穿多孔材料142(其例如具有由泡沫镍制作的随机孔隙率)的平均孔隙率测量。
应认识到的是，如本文描述的多孔材料142提供用于改进在翼型件90的末梢98处(具体地，邻近末梢弯部166或在后缘102处)的翼型件冷却。多孔材料142允许一定体积的冷却空气传送穿过末梢盖140以提供从内部翼型件冷却回路传送穿过末梢98的特定冷却流体C。此外，多孔材料142可用于增加或维持翼型件90的结构完整性，同时维持或降低系统重量，而不牺牲冷却效率，或甚至改进冷却效率。多孔材料142可比用于构造翼型件90的其他部分或材料显著地更轻。
应认识到的是，尽管该描述针对翼型件的后缘，但本文描述的观念可在额外发动机构件(例如叶片、导叶、或其他翼型件形元件(例如支柱或出口导向导叶))中具有同等的适用性，且可为需要冷却的任何发动机构件的任何区，例如通常需要薄膜冷却孔或多开孔冷却的区。例如，多孔材料可放置在端壁和平台或其他构件中。
还应认识到的是，多孔材料142可提供用于改进的薄膜冷却、或末梢压力维护，例如提供改进的方向性、测量、或局部流率。
应认识到的是，公开的设计的应用不限于带有风扇和增压器区段的涡轮发动机，但也适用于涡轮喷气机和涡轮增压发动机。
此书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使任何本领域的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执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元素，则意在使这些其他示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机(10)的翼型件(90)，所述翼型件(90)包括：
壁(120)，其限定用于所述翼型件(90)的内部(130)和外部，所述壁(120)包括压力侧(122)和吸力侧(124)，所述压力侧(122)和所述吸力侧(124)在前缘(100)和后缘(102)之间轴向地延伸，限定了翼弦方向，且在根部(96)和末梢(98)之间径向地延伸，限定了翼展方向；
冷却通道(134)，其设置在所述内部(130)中，该冷却通道(134)在所述翼展方向上延伸至所述末梢(98)；以及
多孔材料(110)，其限定了所述末梢(98)的至少一部分且流体地联接至所述冷却通道(134)。
2.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)还包括末梢盖(140)，该末梢盖(140)利用限定所述末梢盖(140)的所述多孔材料(110)至少部分地限定所述末梢(98)。
3.根据权利要求2所述的翼型件(90)，其特征在于，所述多孔材料(110)跨越所述末梢盖(140)。
4.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)还包括带有冷却通道(134)的末梢弯部(166)，所述冷却通道(134)终止于所述末梢弯部(166)处且具有在所述末梢弯部(166)处限定所述末梢(98)的所述多孔材料(110)。
5.根据权利要求4所述的翼型件(90)，其特征在于，所述多孔材料(110)至少部分地设置在弦线中点(144)处。
6.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)还包括流体地联接至所述冷却通道(134)的末梢旗(186)，其具有至少部分地形成所述末梢旗(186)的所述多孔材料(110)。
7.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述翼型件(90)还包括在所述翼弦方向上延伸的与所述冷却通道(134)流体连通的末梢通道(202)，其具有限定所述末梢通道(134)的至少一部分的所述多孔材料(110)。
8.根据权利要求7所述的翼型件(90)，其特征在于，所述多孔材料(110)位于弦线中点(144)处。
9.根据权利要求7所述的翼型件(90)，其特征在于，所述多孔材料(110)位于所述后缘(102)附近。
10.根据权利要求1所述的翼型件(90)，其特征在于，所述多孔材料(110)是由增材制造形成的结构化多孔材料。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111335959A (zh) * 2018-12-18 2020-06-26 通用电气公司 翼型件尖端围栏和冷却的方法
CN114856713A (zh) * 2021-02-04 2022-08-05 斗山重工业建设有限公司 翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180149085A1 (en) * 2016-11-28 2018-05-31 General Electric Company Exhaust frame cooling via cooling flow reversal
US20190003316A1 (en) * 2017-06-29 2019-01-03 United Technologies Corporation Helical skin cooling passages for turbine airfoils
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US11015455B2 (en) 2019-04-10 2021-05-25 Pratt & Whitney Canada Corp. Internally cooled turbine blade with creep reducing divider wall
US20240117743A1 (en) * 2022-10-05 2024-04-11 General Electric Company Turbine engine with component having a cooling hole with a layback surface

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1727097A (zh) * 2004-07-30 2006-02-01 联合工艺公司 熔模铸造
US20140072448A1 (en) * 2012-09-12 2014-03-13 General Electric Company System and method for airfoil cover plate
CN104420893A (zh) * 2013-08-30 2015-03-18 通用电气公司 具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件
US20160177745A1 (en) * 2014-12-18 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Abrasive tips for ceramic matrix composite blades and methods for making the same

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2946681A (en) * 1957-01-31 1960-07-26 Federal Mogul Bower Bearings Method of providing a body with a porous metal shell
US3067982A (en) * 1958-08-25 1962-12-11 California Inst Res Found Porous wall turbine blades and method of manufacture
US3240468A (en) * 1964-12-28 1966-03-15 Curtiss Wright Corp Transpiration cooled blades for turbines, compressors, and the like
US3402914A (en) * 1965-02-10 1968-09-24 Curtiss Wright Corp Method of controlling the permeability of a porous material, and turbine blade formed thereby
US3628885A (en) * 1969-10-01 1971-12-21 Gen Electric Fluid-cooled airfoil
US3647316A (en) * 1970-04-28 1972-03-07 Curtiss Wright Corp Variable permeability and oxidation-resistant airfoil
US3656863A (en) * 1970-07-27 1972-04-18 Curtiss Wright Corp Transpiration cooled turbine rotor blade
US3891348A (en) * 1972-04-24 1975-06-24 Gen Electric Turbine blade with increased film cooling
US5634771A (en) * 1995-09-25 1997-06-03 General Electric Company Partially-metallic blade for a gas turbine
US6135715A (en) * 1999-07-29 2000-10-24 General Electric Company Tip insulated airfoil
DE10024302A1 (de) * 2000-05-17 2001-11-22 Alstom Power Nv Verfahren zur Herstellung eines thermisch belasteten Gussteils
US6755619B1 (en) * 2000-11-08 2004-06-29 General Electric Company Turbine blade with ceramic foam blade tip seal, and its preparation
ES2303163T3 (es) * 2005-08-26 2008-08-01 Siemens Aktiengesellschaft Alabe de turbina hueco.
EP1847696A1 (de) * 2006-04-21 2007-10-24 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil für eine gestufte Verbrennung in einer Gasturbine und entsprechende Gasturbine.
US9297262B2 (en) * 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9003657B2 (en) * 2012-12-18 2015-04-14 General Electric Company Components with porous metal cooling and methods of manufacture
US9896943B2 (en) * 2014-05-12 2018-02-20 Honeywell International Inc. Gas path components of gas turbine engines and methods for cooling the same using porous medium cooling systems

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1727097A (zh) * 2004-07-30 2006-02-01 联合工艺公司 熔模铸造
US20140072448A1 (en) * 2012-09-12 2014-03-13 General Electric Company System and method for airfoil cover plate
CN104420893A (zh) * 2013-08-30 2015-03-18 通用电气公司 具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件
US20160177745A1 (en) * 2014-12-18 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Abrasive tips for ceramic matrix composite blades and methods for making the same

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111335959A (zh) * 2018-12-18 2020-06-26 通用电气公司 翼型件尖端围栏和冷却的方法
CN111335959B (zh) * 2018-12-18 2022-09-02 通用电气公司 翼型件尖端围栏和冷却的方法
CN114856713A (zh) * 2021-02-04 2022-08-05 斗山重工业建设有限公司 翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法
CN114856713B (zh) * 2021-02-04 2023-11-24 斗山重工业建设有限公司 翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法

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