CN109281712A - 用于涡轮发动机翼型件的护罩 - Google Patents

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M.布鲁默
B.K.科尔塞蒂
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Abstract

一种用于涡轮发动机的翼型件可包括具有限定压力侧和吸入侧的外壁的本体，且本体可在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸。护罩可定位在鼻部上游来限定用于翼型件的前缘。

Description

用于涡轮发动机翼型件的护罩
技术领域
涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到大量旋转涡轮叶片上的加压燃烧气体流中提取能量的转式发动机(rotary engine)。
背景技术
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作来最大化发动机效率。除提供用于这些构件的附加热保护之外，冷却高热环境中的发动机构件可能是有益的。
发明内容
一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件包括具有外壁的本体(body)，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部(truncated nose)与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游来限定用于翼型件的前缘的护罩，其中护罩与鼻部间隔开来限定本体与护罩之间的间隙。
另一方面，一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括沿径向间隔开的内带(interband，有时也称为内环)和外带(outer band，有时也称为外环)，以及在内带与外带之间延伸的多个翼型件，其中翼型件中的至少一个包括具有外壁的本体，该外壁限定压力侧和与压力侧相对的吸入侧，外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸，以及定位在鼻部上游以限定用于翼型件的前缘的护罩，其中护罩与鼻部间隔开来限定本体与护罩之间的间隙。
又另一方面，一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法包括将冷却空气从翼型件的内部引入到形成翼型件的前缘的护罩与形成翼型件的压力侧和吸入侧的翼型件本体的截头鼻部之间的间隙中，以及使冷却空气从间隙沿压力侧和吸入侧中的至少一者流动。
实施方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及
护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。
实施方案2. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括限定所述前缘的顶点。
实施方案3. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括上游表面和下游表面，其中所述下游表面面对所述鼻部。
实施方案4. 根据实施方案3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括至少一个内部冷却通路。
实施方案5. 根据实施方案4所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述至少一个内部冷却通路延伸至所述上游表面或所述下游表面中的一个的至少一个膜孔。
实施方案6. 根据实施方案3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述下游表面延伸至所述上游表面的至少一个膜孔。
实施方案7. 根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
实施方案8. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
实施方案9. 根据实施方案8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙是连续的。
实施方案10. 根据实施方案8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙包括多个离散间隙。
实施方案11. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩的展向范围大于或等于所述鼻部的跨度。
实施方案12. 根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩具有由具有高于所述本体的承温能力的材料制成的至少一部分。
实施方案13. 根据实施方案12所述的翼型件，其特征在于，所述至少一部分包括所述前缘。
实施方案14. 根据实施方案13所述的翼型件，其特征在于，所述至少一部分包括所述整个护罩。
实施方案15. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括：
沿径向间隔开的内带和外带；以及
在所述内带与所述外带之间延伸的多个翼型件，其中所述翼型件中的至少一个包括：
本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及
护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。
实施方案16. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩安装在所述内带与所述外带之间。
实施方案17. 根据实施方案16所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩经由榫舌和凹槽安装到所述内带和所述外带中的一者。
实施方案18. 根据实施方案17所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩包括所述榫舌，以及所述内带和所述外带中的一者包括所述凹槽。
实施方案19. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩还包括限定所述前缘的顶点。
实施方案20. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩还包括上游表面和下游表面，其中所述下游表面面对所述鼻部。
实施方案21. 根据实施方案20所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩还包括从所述下游表面延伸至所述上游表面的至少一个膜孔。
实施方案22. 根据实施方案21所述的翼型件组件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
实施方案23. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
实施方案24. 根据实施方案23所述的翼型件组件，其特征在于，所述间隙是连续的。
实施方案25. 根据实施方案23所述的翼型件组件，其特征在于，所述间隙包括多个离散间隙。
实施方案26. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩的展向范围大于或等于所述鼻部的跨度。
实施方案27. 根据实施方案15所述的翼型件组件，其特征在于，所述护罩具有由具有高于所述本体的承温能力的材料制成的至少一部分。
实施方案28. 根据实施方案27所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一部分包括所述前缘。
实施方案29. 根据实施方案28所述的翼型件组件，其特征在于，所述至少一部分包括所述整个护罩。
实施方案30. 一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法，所述方法包括：
使冷却空气流过翼型件本体上游间隔开的护罩中的膜孔。
实施方案31. 根据实施方案30所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使冷却空气从所述翼型件本体的内部流入所述护罩与所述翼型件本体之间的间隙中，且然后进入所述膜孔中。
实施方案32. 根据实施方案31所述的方法，其特征在于，所述方法还包括使所述冷却空气的一部分在所述间隙中沿所述翼型件本体的一部分流动。
实施方案33. 根据实施方案32所述的方法，其特征在于，所述翼型件本体的一部分是所述翼型件本体的压力侧或吸入侧中的至少一者。
实施方案34. 根据实施方案30所述的方法，其特征在于，穿过所述膜孔的流动空气包括来自所述护罩的内部的流动空气。
附图说明
在附图中：
图1为根据如本文所述的各种方面的用于包括具有翼型件的翼型件组件的飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。
图2示出了根据一个方面的包括翼型件的图1的翼型件组件的径向横截面视图。
图3为沿线3-3截取的图2的翼型件的横截面视图
图4示出了穿过和围绕图3的翼型件的空气流。
图5示出了根据另一个方面的包括翼型件的图1的翼型件组件的径向横截面视图。
图6为沿线6-6截取的图5的翼型件的横截面视图，且示出了穿过和围绕翼型件的空气流。
具体实施方式
本公开内容的所述实施例针对一种用于涡轮发动机的翼型件的护罩。出于图示目的，将相对于用于飞行器涡轮发动机的涡轮来描述本公开内容。然而，将理解，本公开内容并未如此受限，且可具有发动机内的普通应用性，包括压缩机，以及在非飞行器应用中，如，其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文使用的，用语“前”或“上游”是指沿朝发动机入口的方向移动，或构件相比于另一个构件相对更接近发动机入口。连同“前”或“上游”使用的用语“后”或“下游”是指朝发动机的后部或出口且相比于另一个构件相对更接近发动机出口的方向。
此外，如本文使用的，用语“径向”或“径向地”是指发动机的中心纵轴线与外发动机圆周之间延伸的维度。
所有方向表示(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的，以有助于读者理解本公开内容，且不产生特别是关于本公开内容的位置、定向或使用的限制。连接表示(例如，附接、联接、连接和连结)被宽泛地构想出，且可包括一系列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，连接表示不一定是指两个元件直接地连接，且与彼此成固定关系。示例性的图仅出于图示目的，且与其附属的图中反映的大小、位置、顺序和相对尺寸可变化。此外，如本文使用的，用语“成组”或“一组”元件可表示任何数量的元件，包括仅一个。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10成下游串流关系包括：包括风扇20的风扇段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机段22、包括燃烧器30的燃烧段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮段32、以及排气段38。
风扇段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向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由核心壳46包绕，该核心壳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轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在大直径环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48,50可围绕发动机中心线旋转，且联接到可共同地限定转子51的多个可旋转元件上。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58关于对应的一组静态压缩机导叶60,62旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，同时对应的静态压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58上游且在附近。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性目的而选择，且其它数目是可能的。
用于压缩机的级的叶片56,58可安装到(或整体结合到)盘61，该盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的导叶60,62可按周向布置安装到核心壳46。
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关于对应一组静态涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，且可关于中心线12沿径向向外延伸，同时对应的静态涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且在附近。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性目的选择，且其它数目是可能的。
用于涡轮级的叶片68,70可安装到盘71，该盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的导叶72,74可按周向布置安装到核心壳46。
与转子部分互补，发动机10的固定部分(如压缩机段22和涡轮段32中的静态导叶60,62,72,74)也独立地或共同地称为定子63。因此，定子63可表示发动机10各处的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇段18的空气流分流，使得空气流的一部分导送到LP压缩机24中，其然后将加压空气76供应至进一步加压空气的HP压缩机26。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，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体提取，该HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其提取附加功来驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50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段22作为放出空气77吸取。放出空气77可从加压空气流76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的温度显著地升高。因此，由放出空气77提供的冷却对于在升高温度的环境中操作此发动机构件是需要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且经由固定导叶排退出发动机组件10，且更具体是风扇排气侧84处的包括多个翼型件导向导叶82的出口导向导叶组件80。更具体而言，沿径向延伸的翼型件导向导叶82的周向排在风扇段18附近用于施加空气流78的一些方向控制。
由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器40下游，尤其是涡轮段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧段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示出了翼型件组件100的侧视图，如所示，该翼型件组件100包括内带102、与内带102沿径向间隔开的外带104、以及在带102,104之间延伸的多个翼型件105。翼型件105中的至少一个可包括具有外壁111的本体110(示为HP涡轮导叶72)，该外壁111可沿翼展方向延伸，以限定压力侧112和与压力侧112相对的吸入侧114。外壁111还可沿轴向方向在截头鼻部116与后缘118之间延伸。将理解，尽管示为导叶72，但本公开内容不如此受限，且翼型件本体110可包括涡轮发动机10内的任何翼型件，包括压缩机段22或涡轮段32内(图1)。
翼型件105还可包括定位在截头鼻部116上游的护罩120，且护罩120可具有限定翼型件105的前缘122的形状或轮廓。如所示，护罩120还可与本体110的鼻部116间隔开来限定间隙124。构想出，用于护罩120的材料可具有高于用于本体110的材料的承温能力(temperature capability)，其中承温能力可限定为针对用于涡轮发动机环境中的给定材料构想出的最高操作温度，且使材料经历高于其承温能力的温度可引起诸如材料氧化、疲劳或熔化的效果。例如，护罩120可由陶瓷基复合材料(CMC)或单块陶瓷制成，而本体110可由具有低于插入材料的承温能力的金属制成。然而，此实例并不意在限制，且适用于涡轮发动机环境的任何材料都可构想为用于本公开内容。此外，在非限制性实例中，护罩120可包括仅在前缘122处或贯穿整个护罩120的更高承温能力材料。
构想出，护罩120可安装在内带102与外带104之间以便限定间隙124。在一个实例中，可使用榫槽安装(tongue-and-groove mounting)，其中内带102可包括能够接收护罩120的第一榫舌128A的第一凹槽126A，且外带104可包括用于接收护罩120的第二榫舌128B的第二凹槽126B。将理解，其它安装件可用于将护罩120固定在翼型件组件100内。此外，护罩120可在组装期间以任何期望的顺序安装；在一个非限制性实例中，护罩120可首先通过将第一榫舌128A插入到第一凹槽126A中来安装到内带102，且外带104然后可通过将第二榫舌128B插入到第二凹槽126B中来固定到护罩120。
转到图3，如所示，翼型件105的护罩120还可包括上游表面130、下游表面132和顶点134，其中顶点134可定位在上游表面130上，且其中下游表面132面向鼻部116。如所示，一组膜孔(film hole)136可经由护罩120从下游表面132延伸到上游表面130，且可使用任何期望的方法如钻孔来形成在护罩120中。
如所示，翼型件105的外壁111可包围内部138，且内部138内的至少一个翼型件冷却通路139可将冷却空气供应至翼型件105。一组冷却孔140可延伸穿过外壁111，且将内部138流体地联接到间隙124。将理解，槽口或其它蒸发冷却方法可使用来替代一组冷却孔140。
此外，构想出，膜孔136和冷却孔140的使用可取决于涡轮发动机10(图1)内的翼型件105的位置。尽管示为包括在截头鼻部116和护罩120两者中，但在非限制性实例中，膜孔136和冷却孔140可用于第1级或第2级涡轮喷嘴中的翼型件105中，或膜孔136和冷却孔140可以可选地设在附加下游级中的翼型件105中。
如所示，护罩120与本体110之间的间隙124在图4的实例中示为包括连续间隙124，其中护罩120的展向范围142可大于或等于形成间隙124的鼻部116的跨度(span)144。此外，在非限制性实例中，间隙124还可包括越过鼻部116的跨度144的多个离散间隙124，或沿翼型件105的前缘122的多个离散间隙124。在此情况下，应理解，护罩120可在不同于由截面线3-3(图2)所示的横截面平面处接触本体110。此外，护罩120可按期望安装到翼型件105、内带102或外带104中的任何或所有。
如所示，护罩120的下游表面132还可包括一组护罩表面特征150，且本体110的鼻部116可包括一组鼻部表面特征152。表面特征150,152可视情况通过铸造、机加工或任何其它期望的方法形成；在非限制性实例中，表面特征150,152可定形为具有互补几何形状，或鼻部表面特征152可基本上是光滑的，同时护罩表面特征150可包括弯曲或波状轮廓。将理解，任何期望的几何形状或定形都可用于护罩120或鼻部116上的表面特征150,152。
在操作中，如图4中所示，热空气流H可冲击护罩120的顶点134，且沿本体110的压力侧112或吸入侧114被再引导。此外，冷却空气流C可移动穿过冷却孔140且到间隙124中。冷却空气流C的第一部分C1可朝护罩120的上游表面130移动穿过膜孔136，以从热空气流H中冷却护罩120。冷却空气流C的第二部分C2可引导穿过间隙124且沿压力侧112或吸入侧114，以有助于从热空气流H中冷却本体110。表面特征150,152还可设计成有助于沿压力侧112或吸入侧114切向地引导第二部分C2，以用于冷却空气流C的更有效使用。还构想出，上游表面130可形成为平滑过渡到压力侧112和吸入侧114，使得冷却空气C1的第一部分可沿上游表面130流动，且连结第二部分C2来向翼型件105提供附加冷却。
涡轮发动机10还可包括根据本公开内容的第二方面的另一个翼型件组件200。翼型件组件200类似于翼型件组件100，因此，相似的部分将由增加100的相似数字标识，其中理解的是，第一方面的相似部分的描述适用于第二方面，除非另外指出。
转到图5，如图所示，翼型件组件200可包括内带202、外带204、以及在带202,204之间延伸的多个翼型件205。翼型件205中的至少一个可包括本体210(示为HP涡轮导叶72)，其中外壁211沿翼展方向延伸来限定压力侧212和吸入侧214。外壁211还可沿轴向方向在鼻部216与后缘218之间延伸。如所示，翼型件205还可包括定位在鼻部216上游的护罩220，使得护罩220限定翼型件205的前缘222，且护罩220还可与本体210间隔开来限定间隙224。如所示，护罩220还可包括一组膜孔236以及一组内部护罩冷却通路237，其可流体地联接到内带通路237A和内带通路237B。
图6示出了翼型件205中和周围的空气流，其中可看到，在操作中，热空气流H可冲击护罩220的顶点234，且流至压力侧212和吸入侧214。如所示，由内带通路237A或外带通路237B(图5)供应的冷却空气S可流到护罩冷却通路237中，穿过膜孔326，且朝护罩220的上游表面230流动。应理解，在非限制性实例中，膜孔236还可延伸至间隙224，且还可用于将护罩冷却通路237流体地联接到任何期望的部分，如，护罩220的下游表面232，或护罩220外的任何区域。此外，冷却空气流C可从本体210的内部239引导穿过本体210中的冷却孔240且进入间隙224，其中冷却空气流C的第一部分C1可引导至压力侧212或吸入侧214来有助于冷却本体210。
冷却翼型件105,205的方法可包括使冷却空气流过在翼型件本体110上游间隔开的护罩130中的膜孔136(图4)。冷却空气可从内部138流过冷却孔140且到间隙124中(图4)，且然后从间隙124到膜孔136中或沿本体110的一部分，这可从压力侧112或吸入侧114中的其它下游膜孔(未示出)加至膜冷却效应(film cooling effect)。冷却空气还可供应至内部护罩冷却通路237(图6)，且引导穿过膜孔236(图6)来冷却翼型件105,205。
本公开内容中所述的方面可提供多种益处。护罩的更高承温能力可减小翼型件上的热负载，且保护翼型件鼻部免受涡轮发动机内的热气体的直接冲击，这可延长翼型件的寿命。可认识到，翼型件上的热负载中的减小可提供供应至翼型件内的内部冷却通道的减少量的冷却空气。此外，护罩的外部轮廓可空气动力地设计成复制无防护的翼型件表面来维持空气动力效率。
此外，当在组装之前在膜中产生膜孔时(例如，在非限制性示例中，通过钻孔、激光或放电机加工)，膜孔生产可显著地更少受到限制，因为径向表面角可在邻近内带和外带的区域中变得受限。膜有效性可随表面角改善而显著改善，这进一步减少所需的冷却流。空气流通常还包含可累积在翼型件膜孔内或翼型件的内部内的灰尘颗粒，这可有效地阻挡冷却空气穿过，减少由膜孔提供的冷却益处，或由于累积灰尘的绝热效果而降低冷却空气的有效性。因此，供应冷却空气中的减少可减少遇到翼型件的灰尘量，使得翼型件在操作中更能忍受灰尘。
应理解，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气和涡轮轴发动机。
到并未已经描述的程度，各种实施例的不同特征和结构可按期望与彼此组合或替代彼此被使用。在所有实施例中未示出的那一个特征并不意味着推论成其不可如此图示，而是为了描述简单而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按期望混合和匹配来形成新的实施例，而不论是否清楚描述新实施例。本文所述的特征的所有组合或置换可由本公开内容覆盖。
本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的可取得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它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
本体，其具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸入侧的外壁，所述外壁包围内部，且在截头鼻部与后缘之间沿轴向延伸；以及
护罩，其定位在所述鼻部上游以限定用于所述翼型件的前缘，其中所述护罩与所述鼻部间隔开来限定所述本体与所述护罩之间的间隙。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括限定所述前缘的顶点。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括上游表面和下游表面，其中所述下游表面面对所述鼻部。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括至少一个内部冷却通路。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述至少一个内部冷却通路延伸至所述上游表面或所述下游表面中的一个的至少一个膜孔。
6.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述护罩还包括从所述下游表面延伸至所述上游表面的至少一个膜孔。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述本体还包括将所述本体的内部流体地联接至所述间隙的至少一个冷却孔。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙是连续的。
10.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，所述间隙包括多个离散间隙。
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