CN108868898B - 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法，其可以包括翼型件(例如被冷却的涡轮叶片)，其具有顶端轨道，所述顶端轨道延伸超出顶端壁，顶端壁在顶端处包围翼型件的内部。可以在顶端轨道中提供多个冷却孔。冷却流体流可以通过冷却孔从翼型件的内部提供以冷却翼型件的顶端。

Description

用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法

技术领域

本申请涉及用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其将能量从通过发动机的燃烧气体流中提取到众多旋转涡轮叶片上，并且在一些情况下(例如飞行器)产生用于推进的推力。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以最大化发动机效率，所以某些发动机部件(例如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，冷却是通过用管道将较冷空气从高压和/或低压压缩机送到需要冷却的发动机部件来完成的。高压涡轮中的温度可能为1000℃到2000℃，来自压缩机的冷却空气可能为500℃到700℃，这种温差足以冷却高压涡轮。

现代的涡轮叶片以及轮叶或喷嘴通常包括一个或多个内部冷却回路，用以通过叶片传送冷却空气从而冷却叶片的不同部分，并且可以包括用于冷却叶片的不同部分(例如叶片的前缘、后缘和顶端)的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，本申请涉及一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：外壁，所述外壁限定内部并具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸。冷却回路位于所述内部中并具有至少一个冷却通道。顶端壁在所述顶端处包围内部。顶端轨道从所述外壁延伸超出所述顶端壁，并具有外表面和内表面。多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，并流体地连接到所述冷却通道，所述多个冷却孔中的每一个包括沿所述外表面定位的出口。

在另一方面，本申请涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁限定内部并具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸，并在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸。顶端轨道在所述顶端处从外壁延伸，并具有外表面。多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，并联接到所述内部，所述多个冷却孔中的每一个具有在所述外表面上并围绕所述顶端轨道间隔开的出口。

在又一方面，本申请涉及一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的顶端的方法，所述方法包括通过在顶端轨道内提供的多个冷却孔排出冷却流体，所述顶端轨道形成于翼型件的顶端处，并具有提供于所述顶端轨道的外表面处的出口。

技术方案1.一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：外壁，所述外壁限定内部且具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸以及在限定展向方向的根部和尖端之间径向地延伸；至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道形成于所述内部中；顶端壁，所述顶端壁在所述顶端处包围所述内部；顶端轨道，所述顶端轨道从所述外壁延伸超出所述顶端壁，且具有外表面和内表面；以及多个冷却孔，所述多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，且流体地连接到所述冷却通道，所述多个冷却孔中的每一个包括沿所述外表面或所述内表面定位的出口。

技术方案2.根据技术方案1所述的叶片，所述顶端轨道还包括前缘部分，所述前缘部分相对于所述前缘间隔开，所述多个冷却孔中的一些在所述前缘部分中不存在。

技术方案3.根据技术方案1所述的叶片，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少25％。

技术方案4.根据技术方案3所述的叶片，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少50％。

技术方案5.根据技术方案1所述的叶片，所述多个冷却孔中的至少一些形成为扩散区段，所述扩散区段邻近所述出口。

技术方案6.根据技术方案1所述的叶片，所述顶端壁部分地限定所述至少一个冷却通道。

技术方案7.根据技术方案1所述的叶片，还包括顶端挡板，所述顶端挡板沿所述顶端壁提供并从所述顶端轨道延伸。

技术方案8.根据技术方案1所述的叶片，还包括顶端架，所述顶端架沿所述外壁的压力侧的一部分形成。

技术方案9.根据技术方案8所述的叶片，还包括一组顶端架冷却孔，所述一组顶端架冷却孔具有在所述顶端架上提供的出口，所述出口流体地连接到所述至少一个冷却通道。

技术方案10.根据技术方案1所述的叶片，还包括一组顶端壁冷却孔，所述一组顶端壁冷却孔提供于所述顶端壁中并流体地连接到所述至少一个冷却通道。

技术方案11.根据技术方案1所述的叶片，还包括顶端槽，所述顶端槽形成于所述顶端轨道的邻近所述后缘的一部分中。

技术方案12.根据技术方案1所述的叶片，还包括小翼，所述小翼形成于所述吸力侧上，并且其中，所述顶端轨道与所述小翼互补地形成。

技术方案13.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，所述外壁限定内部且具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸以及在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸；顶端轨道，所述顶端轨道在所述顶端处从所述外壁延伸；以及多个冷却孔，所述多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，且流体地连接到所述内部，所述多个冷却孔中的每一个具有围绕所述顶端轨道间隔开的出口。

技术方案14.根据技术方案13所述的翼型件，所述顶端轨道还包括前缘部分，所述前缘部分相对于所述前缘间隔开，所述多个冷却孔中的一些在所述前缘部分中不存在。

技术方案15.根据技术方案13所述的翼型件，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少25％。

技术方案16.根据技术方案13所述的翼型件，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少50％。

技术方案17.根据技术方案13所述的翼型件，还包括顶端架，所述顶端架沿所述外壁的压力侧的一部分形成。

技术方案18.根据技术方案17所述的翼型件，还包括一组顶端架冷却孔，所述一组顶端架冷却孔具有在所述顶端架上提供的且流体地连接到所述内部的出口。

技术方案19.一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的顶端的方法，所述方法包括：通过在顶端轨道中提供的多个冷却孔排出冷却流体，所述顶端轨道形成于所述翼型件的顶端处，并具有提供于所述顶端轨道的外表面或者内表面处的出口。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，还包括通过所述多个冷却孔中的每一个的邻近所述出口的扩散区段扩散所述冷却流体。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的一部分的横截面示意图。

图2是图1发动机的翼型件的透视图，包括具有多个冷却孔的顶端。

图3是通过截面3-3截取的图2翼型件的截面图，示出翼型件内的冷却通道。

图4是图2翼型件的顶端和压力侧的等距视图，示出多个冷却孔流体地连接到图3的冷却通道。

图5是图4翼型件的顶端和吸力侧的等距视图。

图6是包括顶端架和顶端槽的可选翼型件的顶端的等距视图，沿顶端轨道的前缘部分不存在冷却孔。

图7是另一可选翼型件的顶端的等距视图，包括至少部分地形成顶端的小翼。

具体实施方式

本说明书中描述的本申请的各方面涉及包括多个冷却孔的顶端轨道，所述多个冷却孔具有形成于顶端轨道中的围绕翼型件的顶端延伸的出口。出于说明目的，将参照飞行器燃气涡轮发动机中的涡轮的叶片描述本申请。然而，应当理解，本说明书中描述的本申请的各方面不如此受限，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。

如本说明书所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。

另外，如本说明书所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。如本说明书所使用，“一组”可以包括任何数目的特定元件，包括只有一个。

所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本申请，并且具体地关于位置、取向或本说明书所述本申请的方面的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示例性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的一部分的横截面示意图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(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包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向地安置并且在风扇壳体40内可旋转的多个风扇叶片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，其从燃烧气体产生并提取能量。核心44由核心外壳46包围，所述核心外壳46可与风扇外壳40连接。

围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且耦合到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同限定转子51。

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相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到盘61，所述盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成周向布置安装到核心壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述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可以成环提供，且可从叶片平台向叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于涡轮的级的叶片68、70可以安装到盘71，所述盘71安装到对应的HP转轴48和LP转轴50中的一个，其中每一级具有专用盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，退出风扇区段18的空气流被分开以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且最终通过排气区段38从发动机10排放出去。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。

压缩机区段22中产生的加压空气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22汲取。引气77可以从加压空气流76汲取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。

来自风扇区段18的空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导流板组件80退出发动机组件10，所述出口导流板组件80在风扇排气侧84处包括多个翼型导流板82。更具体来说，邻近风扇区段18利用沿径向延伸的翼型导流板82的周向排以对空气流78施加一些方向性控制。

气流78可以是冷却流体，其用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用于对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

参照图2，表现为涡轮叶片68中的一个的发动机部件，其包括燕尾榫90和翼型件92。翼型件92包括顶端94和根部96，在所述顶端94和所述根部96之间限定展向方向。在顶端94处提供顶端壁98，顶端轨道100从顶端壁98延伸。可选的顶端挡板102显示于顶端94处，并从顶端轨道100沿顶端壁98延伸。在顶端轨道100中提供多个冷却孔110。冷却孔110可以是局部钻孔的冷却孔，在一个非限制性实施例中，冷却孔110钻入顶端轨道100中。

翼型件92通过在根部96处的平台104安装到燕尾榫90。平台104有助于径向地容纳由叶片68驱动的涡轮发动机主流气流。燕尾榫90可以构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘以驱动叶片68。燕尾榫90还包括至少一个入口通道106，示例性燕尾榫90被示为具有三个入口通道106。入口通道106延伸通过燕尾榫90和平台104，以在对应的通道出口108处提供与翼型件92的内部流体连通。应当认识到，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通道106被包围在燕尾榫90的主体内。冷却流体流C(例如气流77和/或气流78)可以在出口108处排出后通过入口通道106提供至翼型件92。

现在参考图3，翼型件92包括外壁120，所述外壁120具有凹形压力侧壁122和凸形吸力侧壁124，它们接合在一起以限定翼型件92的翼型形状，并包括前缘126和后缘128，在所述前缘126和所述后缘128之间限定弦向方向。操作中，翼型件92在方向A上旋转，使得压力侧壁122跟随吸力侧壁124。因此，如图3所示，翼型件92会朝页面的顶部向上旋转。

内部130由外壁120限定。一个或多个内部壁(显示为肋132)可以将内部130划分成多个冷却通道134。冷却通道134可以流体地连接到翼型件92内形成的一个或多个其它冷却通道134或特征，以限定一个或多个冷却回路136。应当认识到，如所示的，翼型件92的内部结构是示例性的。翼型件92的内部130可以用无数种不同方式组织，冷却通道134可以包括在展向方向延伸的单个通道，或者可以是复杂的冷却回路，具有多个特征，在非限制性实施例中，例如通道、通路、入口、出口、肋、销排、回路、子回路、膜孔、气室、网孔、湍流器或其它。优选地，冷却通道134将与入口通道106流体连通。

现在参考图4，顶端壁98包围翼型件92的内部130。顶端壁98可以基本上是平的，同时考虑了顶端壁98的轮廓形状。顶端壁98可以基本上与相邻的外壁120垂直地延伸。此外，顶端壁98可以至少部分地形成冷却通道134中的一个或多个以及冷却回路136。

多个冷却孔110可以各自包括入口152和出口154，在所述入口152和所述出口154之间限定通道156。尽管将每个冷却孔110显示为具有入口152和出口154，但考虑了冷却孔110可以共用入口152或出口154，基于流速和特定的翼型件92的要求，这是可取的。出口154可以定位在冷却通道134处，将冷却孔110流体地连接到冷却通道134和冷却回路136。出口154设置在顶端轨道100上。多个通道156之一还可以包括邻近出口154的扩散区段164，所述扩散区段164具有朝向出口154延伸的增大的横截面面积。扩散区段164可以提供对冷却流体C的排出速度的降低，在翼型件92外部的更大的表面面积上扩散排出的冷却流体C。

顶端轨道100还可以包括邻近顶端壁98的内表面158和在顶端壁98上方从外壁120延伸的外表面160，顶表面162将内表面158连接至外表面160。可选地，内表面158可以包括倒角，其为顶端轨道提供改进的结构完整性，以及提供形成冷却孔110的额外空间。出口154可以定位在顶端轨道100的外表面160上。替代性地，考虑了出口154可以定位在内表面158上，这在图6和图7较佳地示出并在下面详细讨论。出口154可以与顶表面162间隔开，以阻止在摩擦事件期间冷却孔110闭合，由此作为示例性旋转叶片的翼型件92可以接触径向外肩部。

多个冷却孔110可以分成若干组166。每一组可以联接到专用的冷却通道134。冷却孔110的若干组166的组织可以适于将冷却流体C均匀地供应到所有冷却孔110。例如，冷却通道134越小，支持的流速越小，可以具有的专用冷却孔110的数目越小，而较大的冷却通道134可以支持较大的流速，将流体提供至更多数目的冷却孔110。替代性地，冷却孔110可以适于将冷却流体C提供至可能更需要冷却流体的区域，例如朝向后缘处，这里在操作中可能出现流体分离。

沿压力侧壁122的顶端轨道100可以限定压力侧距离170，其在前缘126和后缘128之间测量，同时跟随翼型件92和压力侧壁122的弯曲。在一个实施例中，多个冷却孔110可以覆盖压力侧距离170的至少25％。如本说明书所使用的，覆盖应理解为表示冷却孔110沿压力侧壁122的横截面长度可以占据压力侧距离170的总长度的一部分或某个百分比。在至少25％的实例中，覆盖25％可以如下计算：将冷却孔110的数目乘以在出口154处冷却孔110的直径然后总数除以压力侧距离170，产生可能为至少0.25的值。在另一个实施例中，多个冷却孔110可以覆盖压力侧距离170的至少50％。

现在参考图5，吸力侧壁124可以限定吸力侧距离172，其在前缘126和后缘128之间测量，同时跟随吸力侧壁124的弯曲。在一个实施例中，多个冷却孔110可以覆盖吸力侧距离172的至少25％。在另一个实施例中，多个冷却孔110可以覆盖吸力侧距离172的至少50％。

在将图4的压力侧距离170和图5的吸力侧距离172合并时，可以限定围绕顶端轨道100的整个周界的顶端轨道距离174。多个冷却孔110可以覆盖顶端轨道100的弦向长度(作为顶端轨道距离174)的至少25％，并且替代性地，覆盖顶端轨道100的弦向长度(作为顶端轨道距离174)的至少50％。

操作中，流体流C可以通过冷却通道134、冷却回路136或其两者，在多个冷却孔110的相应入口152处馈入。流体流C可以通过通道156内的扩散区段164扩散，通过沿顶端轨道100的出口154从翼型件92排出。扩散区段164促进冷却膜覆盖的提高，因此提高了有效性。排出的流体流C可以形成沿顶端轨道100的冷却膜。排出的流体流C可以冲洗顶端轨道100以另外在顶端壁98处冷却顶端94。

本说明书中描述的翼型件包括顶端轨道100，所述顶端轨道100限定由冷却孔110环绕的顶端周界以提高局部冷却有效性。这种设计提供了叶片顶端的冷却改进，改进了沿顶端轨道100的外部的局域膜冷却。多个冷却孔110提供了相比现有设计更大的冷却膜，具有更大的冷却有效性，这依赖于在顶端轨道上沿顶端壁从顶端的内部的冷却膜溢出。这种改进的设计提供了改进的顶端耐用性和更长的零件寿命。

在典型的叶片顶端设计中，冷却孔提供于顶端壁上，邻近沿吸力侧的顶端轨道。冷却流体流C通过顶端壁中的孔提供，并允许冷却流体流C在顶端轨道上流动以充分冷却翼型件的顶端。然而，这种冷却顶端的方法容易有非均匀的流动模式，不能有效地冷却顶端。如本说明书中描述的顶端94利用沿顶端轨道100的外部组织的多个冷却孔110，均匀地冷却顶端，而不需要该流在顶端轨道上溢出。

图6示出可选择的示例性翼型件192，其可以基本上类似于图2至图5的翼型件。因此，将参照加上值100的相似附图标记描述相似的元件，并且讨论限于两者之间的不同。翼型件192可以包括顶端轨道200，所述顶端轨道200包括前缘部分212。可以沿外壁220提供膜孔214的喷头布置，所述外壁220沿翼型件192的前缘226延伸。膜孔214沿前缘226的弦向跨度216可以至少部分地限定前缘部分212沿顶端轨道200的弦向长度。前缘部分226例如可以包含膜孔214的弦向长度以及在膜孔214的弦向跨度216的任一侧上延伸、在前缘226处沿顶端轨道200换位的膜孔214的两个宽度218。

应认识到前缘部分212可以不存在围绕顶端轨道200设置的多个冷却孔210。沿前缘部分212可以不存在冷却孔，因为靠近前缘226的膜孔214可以对前缘部分212内前缘226处的顶端轨道200提供足够的冷却。然而，应当认识到，根据特定翼型件或其实施的需要，前缘部分212可以包括与沿前缘226的膜孔214结合的冷却孔210。

冷却孔210可以替代性地定位成使出口246形成于顶端轨道200的内表面258上。而且，考虑了冷却孔210可以在内表面258和外表面260两者上都具有出口246。在此实例中，顶端轨道200的冷却孔210覆盖可以按顶端轨道200的内表面258和外表面260两者的组合计算。在一个非限制性实施例中，压力侧壁222上的冷却孔210可以定位在外表面260上，而吸力侧壁224上的冷却孔210可以定位在内表面258上。在另一个非限制性实施例中，冷却孔210可以交替模式定位，在内表面258和外表面260上交替布置冷却孔210。

另外，翼型件192可以包括可选的顶端架238，所述顶端架238提供于外壁220的压力侧壁222中。顶端架238可以形成为延伸到压力侧壁222中的负向特征，限定架240和凹陷侧壁242。一个或多个顶端架冷却孔244可以具有提供于架240中的出口246。可选择地，考虑了出口246可以提供于凹陷壁242中，或者凹陷壁242和架240两者中。顶端架冷却孔244可以用来增强顶端轨道200中的冷却孔210下方提供的冷却流体流。

顶端槽276可以邻近后缘228形成于顶端194中。顶端槽276可以是形成于顶端轨道200中的间隙。顶端槽276可以提供不存在多个冷却孔210的另一区域，因为在顶端槽276内不存在顶端轨道200。

一组顶端壁冷却孔278可以提供于顶端壁198中。顶端壁冷却孔278可以沿顶端壁198设置，与沿吸力侧壁224提供的顶端轨道200间隔开。顶端壁冷却孔278可以提供对冷却流的增强，所述冷却流从吸力侧壁224处沿顶端轨道200提供的冷却孔210提供。操作中，从顶端壁冷却孔278提供的冷却流的至少一部分可以冲洗在吸力侧壁224处的顶端轨道200，增强从冷却孔210提供的冷却流。

尽管图6的翼型件192图示为具有不存在冷却孔210的前缘部分212、顶端架238、顶端槽276和顶端壁冷却孔278，但应当理解所示的翼型件是示例性的，不一定包括所有前述部件。包括冷却孔210的翼型件可以具有任意组合的前缘部分212、顶端架238、顶端槽276和顶端壁冷却孔278中的一个或多个，因为这对特定翼型件是可取的。这些特征可以被定制以平衡冷却需求与发动机效率。

图7示出另一可选择的示例性翼型件292，其可以基本类似于图2至图5的翼型件。因此，将参照加上值200的相似附图标记描述相似的元件，并且讨论限于它们之间的不同。翼型件292可以包括小翼380，所述小翼380从外壁320的吸力侧壁324延伸。小翼380是与传统翼型件形状不同的附加材料的延伸。尽管小翼380图示为在吸力侧壁324上，但应当认识到可以在翼型件292的顶端294处沿翼型件外壁320的任何地方(例如沿压力侧壁322或沿压力侧壁322和吸力侧壁324两者)提供所述小翼380。顶端轨道300可以与小翼380互补地设置，跟随由小翼380产生的修改的翼型件形状。也可以在小翼380上形成顶端轨道上提供的多个冷却孔310。

另外，冷却孔310可以沿压力侧壁322定位在顶端轨道300的内表面358上。因此，翼型件292或本说明书中描述的任何翼型件可以包括沿顶端轨道300的内表面358和外表面360两者定位的冷却孔310，这对特定翼型件或其实施是可取的。

小翼380可以提供对翼型件292的外部处沿顶端294的气流的影响，以提高效率。提供于顶端轨道300中的冷却孔310提供对小翼380的冷却，所述小翼380可能容易受到提高的运行温度或局部热聚焦的影响。

可以沿顶端壁298提供一组顶端壁冷却孔378。这组顶端壁冷却孔378可以与顶端轨道300间隔开沿压力侧壁322设置。可选择地，在非限制性实施例中，这组顶端壁冷却孔378可以与顶端轨道300间隔开沿压力侧壁322和吸力侧壁324两者设置在顶端壁298中，或者与顶端挡板302间隔开，或其任何组合。

在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要彼此组合使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为它不能这样，而是为了简化描述才这样。例如，如本说明书中描述的冷却孔可以定位在如本说明书中描述的或显示的任何地方。例如，冷却孔可以定位在顶端轨道的内部或外部上或者其任何组合。而且，顶端轨道中的冷却孔可以以与如本说明书中描述的任何附加冷却特征的组合形成。这些特征包括顶端挡板(其可以包括或者可以不包括在任何位置具有冷却孔的顶端架)、顶端槽、不存在冷却孔的前缘部分或小翼。因此，必要时可以混合和匹配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本说明书所描述的特征的所有组合或排列。

一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的顶端的方法，所述方法可以包括通过在顶端轨道中提供的多个冷却孔排出冷却流体，所述顶端轨道形成于翼型件的顶端处，并具有提供于所述顶端轨道的外表面或者内表面处的出口。顶端轨道可以是如本说明书中描述的顶端轨道100、200、300，例如包括形成于其中的冷却孔110、210、310。流体流可以提供至冷却孔以从翼型件排出。流体流可以是提供至翼型件的冷却流体，其在排出时工作以冷却翼型件的顶端。在一个实例中，排出的流体可以沿翼型件的顶端的部分提供膜冷却。

所述方法还可以包括通过冷却孔的邻近出口的扩散区段(例如本说明书中描述的扩散区段164)扩散冷却流体。当冷却流体从冷却孔排出时，扩散冷却流体会沿翼型件的外部或内部提供冷却流体的更大面积的覆盖，具体作为冷却膜。

所描述的方法提供对翼型件的顶端的改进的冷却，在满足涡轮发动机的提高的效率需求所需的持续提高的发动机温度下运行时，对顶端提供冷却。改进的冷却可以抵御提高的运行温度，以及提高部件寿命，降低部件所需的维修。

应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮发动机。

本书面描述使用示例来描述本说明书中所描述的本申请的各方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本申请的各方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本申请的方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员想到的其它示例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种用于涡轮发动机的叶片，其包括：

外壁，所述外壁限定内部且具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸以及在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸；

至少一个冷却通道，所述至少一个冷却通道形成于所述内部中；

顶端壁，所述顶端壁在所述顶端处包围所述内部；

顶端轨道，所述顶端轨道从所述外壁延伸超出所述顶端壁，且具有外表面和内表面；以及

多个冷却孔，所述多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，且流体地连接到所述冷却通道，所述多个冷却孔中的每一个包括沿所述外表面或所述内表面定位的出口。

2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述顶端轨道还包括前缘部分，所述前缘部分相对于所述前缘间隔开，所述多个冷却孔中的一些在所述前缘部分中不存在。

3.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少25%。

4.根据权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少50%。

5.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述多个冷却孔中的至少一些形成为扩散区段，所述扩散区段邻近所述出口。

6.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述顶端壁部分地限定所述至少一个冷却通道。

7.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括顶端挡板，所述顶端挡板沿所述顶端壁提供并从所述顶端轨道延伸。

8.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括顶端架，所述顶端架沿所述外壁的压力侧的一部分形成。

9.根据权利要求8所述的叶片，其特征在于，还包括一组顶端架冷却孔，所述一组顶端架冷却孔具有在所述顶端架上提供的出口，所述出口流体地连接到所述至少一个冷却通道。

10.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括一组顶端壁冷却孔，所述一组顶端壁冷却孔提供于所述顶端壁中并流体地连接到所述至少一个冷却通道。

11.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括顶端槽，所述顶端槽形成于所述顶端轨道的邻近所述后缘的一部分中。

12.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括小翼，所述小翼形成于所述吸力侧上，并且其中，所述顶端轨道与所述小翼互补地形成。

13.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外壁，所述外壁限定内部且具有压力侧和吸力侧，所述吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向地延伸以及在限定展向方向的根部和顶端之间径向地延伸；

顶端轨道，所述顶端轨道在所述顶端处从所述外壁延伸；以及

多个冷却孔，所述多个冷却孔提供于所述顶端轨道中，且流体地连接到所述内部，所述多个冷却孔中的每一个具有围绕所述顶端轨道间隔开的出口。

14.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述顶端轨道还包括前缘部分，所述前缘部分相对于所述前缘间隔开，所述多个冷却孔中的一些在所述前缘部分中不存在。

15.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少25%。

16.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述多个冷却孔布置成覆盖所述顶端轨道的弦向长度的至少50%。

17.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，还包括顶端架，所述顶端架沿所述外壁的压力侧的一部分形成。

18.根据权利要求17所述的翼型件，其特征在于，还包括一组顶端架冷却孔，所述一组顶端架冷却孔具有在所述顶端架上提供的且流体地连接到所述内部的出口。

19.一种冷却用于涡轮发动机的翼型件的顶端的方法，所述方法包括：

通过在顶端轨道中提供的多个冷却孔排出冷却流体，所述顶端轨道形成于所述翼型件的顶端处，并具有提供于所述顶端轨道的外表面或者内表面处的出口。

20.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，还包括通过所述多个冷却孔中的每一个的邻近所述出口的扩散区段扩散所述冷却流体。

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