CN110168196B - 用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件 - Google Patents

用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件 Download PDF

Info

Publication number
CN110168196B
CN110168196B CN201780083854.2A CN201780083854A CN110168196B CN 110168196 B CN110168196 B CN 110168196B CN 201780083854 A CN201780083854 A CN 201780083854A CN 110168196 B CN110168196 B CN 110168196B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil
slot
impingement
cap assembly
cooling air
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201780083854.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110168196A (zh
Inventor
T.E.戴森
L.奥苏斯基
N.拉泰
G.莱德斯马
D.格特辛格
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN110168196A publication Critical patent/CN110168196A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110168196B publication Critical patent/CN110168196B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种组件包括设置在涡轮组件的翼型件(100)内部的冷却室(102)。冷却室(102)构造成在翼型件(100)的内部引导冷却空气。该组件包括设置在翼型件(100)内部且与冷却室(102)流体联接的冲击孔(104)。冲击孔(104)构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室(102)外。该组件还包括与翼型件(100)联接的双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)。双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)在冲击孔(104)上形成盖，且构造成沿着翼型件(100)的一个或多个外表面(208，210)引导穿过冲击孔(104)离开翼型件(100)中的冷却室(102)的冷却空气。

Description

用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件
相关申请的交叉引用
此申请要求享有于2016年11月17日提交的编号为15/354,072的美国专利申请的优先权。本申请的全部公开内容通过引用并入本文中。
技术领域
本文中描述的主题涉及用于诸如涡轮翼型件的设备的冷却组件。
背景技术
当发动机运转时，涡轮翼型件的前缘区域经受最高的头部负载中的一些。为保护翼型件免受损坏，可将冷却空气引导于翼型件中和/或引导到翼型件上。由冲击射流和膜冷却空气的组合提供的冷却可防止对翼型件的热损坏。
然而，关于冷却已知翼型件组件的一个问题是需要过量的冷却剂来充分冷却涡轮翼型件的前缘。另外，由于翼型件的前缘的几何约束，存在用于冷却翼型件的前缘以及自前缘的下游的有限策略。
发明内容
在一个实施例中，组件包括设置在涡轮组件的翼型件内部的冷却室。冷却室构造成在翼型件的内部引导冷却空气。该组件包括设置在翼型件内部且与冷却室流体联接的冲击孔。冲击孔构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室外。该组件还包括与翼型件联接的双冲击槽帽组件。双冲击槽帽组件在冲击孔上形成盖，且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导穿过冲击孔离开翼型件中的冷却室的冷却空气。
在一个实施例中，涡轮组件的翼型件包括设置在翼型件内部的冷却室。冷却室构造成在翼型件内部引导冷却空气。翼型件包括设置在翼型件内部且与冷却室流体联接的一个或多个冲击孔。冲击孔构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室外。双冲击槽帽组件与翼型件联接。双冲击槽帽组件在冲击孔上形成盖，且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导穿过冲击孔离开翼型件中的冷却室的冷却空气。翼型件还包括一个或多个支承件，其设置在翼型件的内部且与双冲击槽帽组件联接，其中支承件构造成引导离开翼型件内部的冷却室的冷却空气围绕支承件。
附图说明
参照附图，通过阅读非限制性实施例的以下描述，本发明主题将更好理解，其中在下面：
图1示出了根据一个实施例的翼型件的透视图；
图2示出了根据一个实施例的翼型件的截面图；
图3示出了根据一个实施例的翼型件的前缘的截面图；
图4示出了根据一个实施例的翼型件的前视图；
图5示出了根据一个实施例的图4的翼型件的截面前视图；
图6示出了根据一个实施例的翼型件的截面前视图；
图7示出了根据一个实施例的翼型件的侧视图；
图8示出了根据一个实施例的图7的翼型件的截面前视图；
图9示出了根据一个实施例的翼型件的侧视图；
图10示出了根据一个实施例的图9的翼型件的截面前视图；
图11示出了根据一个实施例的翼型件的侧视图；
图12示出了根据一个实施例的图11的翼型件的截面前视图；
图13示出了根据一个实施例的翼型件的侧视图；
图14示出了根据一个实施例的图13的翼型件的截面前视图；以及
图15示出了根据一个实施例的用于冷却翼型件的方法的流程图。
具体实施方式
本文中描述的发明主题的一个或多个实施例涉及将冷却空气提供到涡轮组件的翼型件的表面上和周围的系统和方法。系统和方法将设置在翼型件内部的一个或多个冷却室与冲击孔流体联接，该冲击孔将冷却空气引导到冷却室外。双冲击槽帽组件通过一个或多个支承件与翼型件联接，且在冲击孔上形成盖。槽帽组件与翼型件由相反的槽分开，相反的槽在沿着翼型件的前缘或停滞区域延伸的方向上伸长。引导冷却空气穿过冲击孔到冷却室外，且引导冷却空气穿过槽到翼型件外(沿着翼型件的一个或多个外表面)。支承件引导离开翼型件内部的冷却室的冷却空气围绕支承件。本文中描述的主题的一个技术效果是利用支承件管理冷却空气朝向翼型件的一个或多个外表面的期望量、动量和方向。本文中描述的主题的一个技术效果是改进在涡轮组件运转时吸入翼型件中的热气体的减少。例如，当热气体主流流动不稳定(例如，湍流)时，当涡轮负载改变时，当涡轮组件经受热气体主流流动的短暂(passing)尾流时等等，本文中描述的系统和方法可改进吸入翼型件中的热气的减少。
图1示出了根据一个实施例的翼型件100的透视图。翼型件100可为在涡轮组件(未示出)中使用的涡轮叶片、静止的导叶等等。翼型件100具有压力侧114以及压力侧114相反的吸入侧116。压力侧114和吸入侧116通过前缘112以及前缘112相反的后缘120互连。压力侧114在形状方面大体上是凹的，且吸入侧116在前缘112与后缘120之间在形状方面大体上是凸的。例如，大体上凹的压力侧114和大体上凸的吸入侧116提供空气动力学表面，压缩的工作流体在该空气动力学表面上流过涡轮组件。
翼型件100在前缘112与后缘120之间延伸轴向长度126。后缘120沿着轴向长度126相对于前缘112设置在涡轮组件的轴附近。翼型件100在第一端134与第二端136之间延伸径向长度124。例如，轴向长度126大体上垂直于径向长度124。
停滞区域130大体上与沿着翼型件的径向长度124的轴线平行。可选地，停滞区域130可与沿着径向长度124的轴线不平行。例如，停滞区域130可与沿着扭曲翼型件的径向长度的轴线不平行。定位在压力侧114与吸入侧116之间前缘112处的停滞区域130是静压最大的区域，其在翼型件100的压力侧114与吸入侧116之间划分(divide)流体流。例如，通过涡轮组件传递的热压缩空气在停滞区域处划分以在沿着轴向长度126的方向上流经压力侧114和吸入侧116。
在一个或多个实施例中，停滞区域130可基本上均匀地划分热压缩空气以流经压力侧114和吸入侧116。另外或备选地，可或可不使热压缩空气基本上均匀地划分以流经压力侧114和吸入侧116。例如，流经压力侧114的热压缩空气的量可小于、基本上等于或大于流经吸入侧116的热压缩空气的量。另外或备选地，可或可不使热压缩空气基本上均匀地划分以在翼型件100的第一端134与第二端136之间流经压力侧114和吸入侧116。例如，在第一端134附近的停滞区域130的位置处，流经压力侧114的热压缩空气的量可大于沿着径向长度124在翼型件100的第二端136附近的停滞区域130的位置处流经压力侧114的热压缩空气的量。另外或备选地，沿着径向长度124在第一端134与第二端136之间流经压力侧114和吸入侧116的热压缩空气的量可基本上相同或可变化。
翼型件100具有内部冷却室102。冷却室102设置在翼型件100的内部内。例如，在压力侧114与吸入侧116之间，冷却室102全部包含在翼型件100内。在示出的实施例中，冷却室102在形状方面大体上为圆形。可选地，冷却室102可为任何备选的形状和/或尺寸。冷却室102构造成在翼型件100的内部引导冷却空气，以便在涡轮组件运转时冷却翼型件100。可选地，当涡轮组件运转时，冷却室102可引导任何形式的冷却剂。
冷却室102与冲击孔104流体联接。冲击孔104设置在翼型件100内部的前缘112与冷却室102之间。例如，冲击孔104定位成比冷却室102更接近于前缘112且在后缘120远侧。前缘112位于停滞区域130之下的部分暴露于通过涡轮组件传递的热压缩气体的最高温度。冲击孔104将冷却空气中的一些在朝向前缘112的方向上引导到冷却室102外。例如，引导冷却空气通过翼型件100，以便冷却翼型件100的前缘112。另外或备选地，当涡轮组件运转时，将冷却空气从冷却室102引导穿过冲击孔104，以便冷却翼型件100的一个或多个外表面，外表面包括前缘112、翼型件100的压力侧114表面、翼面100的吸入侧116表面等等。
双冲击槽帽组件106与翼型件100联接。槽帽组件106设置在翼型件100的前缘112处，且在冲击孔104上形成盖(例如，帽、罩、顶部等等)。槽帽组件106具有外表面108和相反的内表面110。外表面108与翼型件100的前缘112是共同的。例如，外表面108背离翼型件100定位。内表面110面向设置在翼型件100内部的冲击孔104定位。冲击孔104构造成将冷却空气引导到冷却室102外且朝向槽帽组件106的内表面110引导。例如，冲击孔104将冷却空气引导到内表面110，以便在涡轮组件运转时冷却在停滞区域130处或周围的槽帽组件106的内表面110。
双冲击槽帽组件106在沿着翼型件100的径向长度124的方向上沿着停滞区域130伸长。例如，槽帽组件106在翼型件100的第一端134与第二端136之间伸长。在示出的实施例中，槽帽组件106延伸与翼型件100的径向长度124基本上相同的长度。可选地，槽帽组件106可延伸比翼型件100的径向长度124小的长度。另外，槽帽组件106沿着翼型件100的前缘112伸长。例如，槽帽组件106的外表面108和内表面110在翼型件的压力侧114与吸入侧116之间伸长。
双冲击槽帽组件106可包括通常在翼型件100和/或涡轮组件中使用的材料，和/或由其制造。例如，翼型件100和槽帽组件106可由金属(诸如镍超级合金或镍合金)、陶瓷材料等等制造。槽帽组件106和翼型件100可由共同的材料制造。可选地，槽帽组件106可由对于翼型件100的材料独特的材料制造。可选地，槽帽组件106和/或翼型件100可由多种不同材料的组合制造出。
槽帽组件106通过设置在翼型件100内部的一个或多个支承件132与翼型件100联接。支承件132可沿着翼型件100的径向长度124定位。支承件132定位、定形和确定尺寸成支承机械负载，以用于使槽帽组件106保持就位。例如，支承件132可为基于涡轮组件的机械和热要求的任何形状和/或尺寸。在一个或多个实施例中，支承件132可铸造和/或机加工到翼型件100中，且槽帽组件106可焊接到支承件132。另外或备选地，支承件132可与槽帽组件106一起铸造和/或机加工，且支承件132和槽铸造组件106可焊接到翼型件100。可选地，支承件132可直接地打印到翼型件100上，打印然后焊接到翼型件100，可与翼型件100一起铸造，可与槽帽组件106一起铸造等等。例如，翼型件100可利用第一合金铸造，且支承件132和槽帽组件106可利用不同于第一合金的第二合金整体地铸造，使得第一合金可与第二合金焊接。可选地，可使用另一种机械紧固方法。另外或备选地，支承件132可引导离开翼型件100内部的冷却室102的冷却空气。可选地，支承件132可改进冷却剂与槽帽组件106之间的热传递等等。支承件132将在下面更详细地论述。
图2是根据一个实施例的翼型件100的截面图。与冲击孔104流体联接的冷却室102将冷却空气在方向A上引导到翼型件100外。槽帽组件106设置在翼型件的前缘112处，使得槽帽组件106在冲击孔104上形成盖。
第一槽202和相反的第二槽204与槽帽组件106的盖下的冲击孔104流体联接。第一槽202向翼型件100的压力侧114开放。例如，第一槽202向(图1的)停滞区域130的第一侧上的翼型件100的压力侧114开放。相反的第二槽204向翼型件100的吸入侧116开放。例如，第二槽204向停滞区域130的第二侧上的翼型件100的吸入侧116开放。相反的槽202，204是在翼型件100的压力侧114和吸入侧116与冲击孔104之间的开放通路。例如，当涡轮组件运转时，在热压缩空气从停滞区域130向下游传递(例如，沿着翼型件100的轴向长度126)时，将冷却空气引导到冷却室102外，穿过冲击孔104，穿过相反的槽202，204到翼型件100的压力侧114和相反的吸入侧116。
双冲击槽帽组件106与翼型件100由相反的槽202，204间隔开或分开。相反的槽202，204在沿着翼型件100的前缘112延伸的方向上伸长。例如，相反的槽202，204在与前缘112的伸长方向大体上平行的方向上延伸。另外或备选地，相反的槽202，204在与翼型件100的(图1的)停滞区域130大体上垂直的方向上延伸。相反的槽202，204提供在前缘112附近翼型件100的压力侧114和吸入侧116与冷却室102之间的通路。例如，相反的槽202，204位于前缘112附近，且沿着翼型件100的轴向长度126定位在(图1的)后缘120与前缘112之间。
相反的槽202，204沿着翼型件100的第一外表面208和不同的第二外表面210引导穿过冲击孔104离开冷却室102的至少一些冷却空气。在示出的实施例中，第一外表面208在翼型件100的压力侧114上，且第二外表面210在翼型件100的吸入侧116上。与冲击孔104流体联接的第一槽202将冷却空气中的一些引导到冷却室102外且沿着第一外表面208引导。例如，第一槽202将冷却空气中的至少一些引导到翼型件100的压力侧114上的第一外表面208。另外，与冲击孔104流体联接的第二槽204将冷却空气中的一些引导到冷却室102外且沿着第二外表面210引导。例如，第二槽204将冷却空气中的至少一些引导到翼型件100的吸入侧116上的第二外表面210。
图3是根据一个实施例的翼型件100的前缘112处的槽帽组件106的截面图。相反的槽202，204将冲击孔104与翼型件100的外表面流体联接。例如，第一槽202将冲击孔104与翼型件100的第一外表面208流体联接，且第二槽204将冲击孔104与翼型件100的第二外表面210流体联接。
冲击孔104沿着纵向轴线310伸长。在大体上垂直于纵向轴线310的方向上，相反的槽202，204在沿着翼型件100的前缘112的方向上伸长。例如，带有相反的槽202，204的冲击孔104在翼型件100的前缘112附近形成T形。槽帽组件106设置成大体上以纵向轴线310为中心，且在冲击孔104上形成盖。槽帽组件106与翼型件100由相反的槽202，204分开。槽帽组件106与翼型件100由相反的槽202，204在沿着翼型件100的前缘112延伸的方向上分开。例如，槽帽组件106设置成以等同于相反的槽202，204的尺寸和/或形状的距离与翼型件100沿着纵向轴线310隔开一定距离。槽帽组件106与翼型件100由相反的槽202，204在沿着(图1的)停滞区域130延伸的方向上分开。例如，槽帽组件106设置成与翼型件100在(图1的)第一端134与第二端136之间沿着停滞区域130隔开一定距离。
第一槽202与第二槽204大体上关于纵向轴线310成镜像。例如，相反的槽202，204在纵向轴线310的相反侧上具有共同的形状和尺寸。可选地，第一槽202可具有对于第二槽204的形状和/或尺寸独特的形状和/或尺寸。第一槽202和第二槽204大体上垂直于纵向轴线310延伸。例如，第一槽202和第二槽204相对于冲击孔104沿横向定向。可选地，第一槽和第二槽204可相对于纵向轴线310沿轴向定向。可选地，第一槽和第二槽204可沿关于纵向轴线310成镜像的共同的轴向定向延伸。可选地，第一槽202可沿相对于相反的第二槽204独特的定向延伸。
第一槽202在翼型件100的压力侧114处具有开口，其在第一表面312与第二表面314之间伸长。第二槽204在翼型件100的吸入侧116处具有开口，其在第一表面316与第二表面318之间伸长。在示出的实施例中，伸长的相反的槽202，204中的每一个的开口为大体上相同的形状和尺寸。可选地，第一槽202可具有带有独特的形状和/或尺寸的开口。例如，第一槽202的第一表面312与第二表面314之间的距离可大于或小于第二槽204的第一表面316与第二表面318之间的距离。可选地，第二表面314与纵向轴线310之间的距离可大于或小于第二表面318与纵向轴线310之间的距离。例如，第一槽202在压力侧114处可具有定位成比第二槽204更接近于纵向轴线310的开口。
图4是根据一个实施例的翼型件400(对应于图1的翼型件100)的前视图。图5是翼型件400的截面前视图。图4和图5将一起论述。翼型件400沿着径向长度424(对应于图1的径向长度124)伸长。翼型件400示为切成四个区段4A，4B，4C和4D。停滞区域430(对应于图1的停滞区域130)在压力侧414与吸入侧416之间划分翼型件400。例如，当涡轮组件运转时，停滞区域430可划分热压缩空气以流经压力侧414和吸入侧416。
双冲击槽帽组件406在大体上以停滞区域430为中心且沿着停滞区域430伸长的位置处与翼型件400联接。相反的槽402，404设置在停滞区域430的相反侧上。例如，第一槽402是从翼型件400的内部到压力侧414的开放通路，且相反的第二槽404是从翼型件400的内部到翼型件400的吸入侧416的通路。冷却空气中的至少一些在方向B上从第一槽402流动到翼型件400外。冷却空气中的至少一些在方向C上从第二槽404流动到翼型件400外。在方向B和方向C上从相反的槽402，404流动的冷却空气在停滞区域430的相反侧上冷却翼型件400的外表面。例如，在方向B上从第一槽402流动的冷却空气冷却翼型件100的压力侧414的外表面，且在方向B上从第二槽404流动的冷却空气冷却翼型件100的吸入侧416的外表面。在示出的实施例中，相反的槽402，404示为在翼型件400内部的位置至翼型件400的外表面之间开放的连续通路。可选地，一个或多个区段(4A-4D)可不具有沿着径向长度424的相反的槽402，404。
转到图5，四个区段4A-D示为沿着停滞区域430的沿着翼型件400的径向长度424的翼型件400的切片截面图。区段4A具有与第一冲击孔403a流体联接的第一对相反的槽402a，404a。相反的槽402a，404a相对于第一冲击孔403a沿横向定向。引导冷却空气从冷却室422(对应于图1的冷却室102)穿过冲击孔403a，且引导冷却空气中的至少一些穿过第一槽402a到翼型件400的压力侧414，且引导冷却空气中的至少一些穿过第二槽404a到翼型件400的吸入侧。
区段4B示出了沿着翼型件400的径向长度424的槽帽组件406的备选构造。区段4B具有第二对相反的槽402b，404b。槽402b，404b与第一帽膜孔405a流体联接。第一帽膜孔405a与翼型件400内部的冷却室流体联接，以将离开冷却室422的冷却空气引导到翼型件400的前缘412。第一帽膜孔405a的尺寸和/或形状可变化。例如，引导离开冷却室422的冷却空气中的至少一些穿过第一槽402b到压力侧414，引导冷却空气中的至少一些穿过第二槽404b到吸入侧416，且引导冷却空气中的至少一些穿过第一帽膜孔405a到翼型件400的前缘412。例如，第一帽膜孔405a将离开冷却室422的冷却空气在方向D上引导到停滞区域430。在示出的实施例中，第一帽膜孔405a基本上以停滞区域430为中心定位，使得第一帽膜孔405a在停滞区域430处划分双冲击槽帽组件406。例如，通过翼型件400的前缘412处的第一帽膜孔405a将双冲击槽帽组件406划分成第一半部407a和相反的第二半部407b。可选地，第一帽膜孔405a可基本上不以停滞区域430为中心。例如，第一帽膜孔405a可定位成比吸入侧416更接近于压力侧414，或比压力侧414更接近于吸入侧416。
沿着翼型件400的径向长度424继续，区段4C具有类似于区段4A的构造。例如，区段4C具有第三对相反的槽402c，404c，其与第二冲击孔403b流体联接。在示出的实施例中，第一冲击孔403a和第二冲击孔403b具有基本上共同的尺寸。另外或备选地，冲击孔403a，403b中的一个或多个可为更大或更宽的通路，以将冷却空气从冷却室朝向槽帽组件406的内表面410引导。
沿着翼型件400的径向长度424继续，区段4D示出了槽帽组件406的备选构造。区段4D具有第二帽膜孔405b，其与翼型件400内部的冷却室422流体联接，以将离开冷却室422的冷却空气引导到前缘412。第二帽膜孔405b的尺寸和/或形状可变化。在示出的实施例中，第二帽膜孔405b引导冷却空气从冷却室422穿过第二帽膜孔405b到翼型件400的前缘412，且不引导冷却空气穿过槽到压力侧414或吸入侧416。例如，第二帽膜孔405b不与相反的槽402d，404d流体联接。第二帽膜孔405b将离开冷却室422的冷却空气在方向D上引导到停滞区域430。在示出的实施例中，第一帽膜孔405a和第二帽膜孔405b是在交替的区段4B和4D中将翼型件400外部的冷却空气沿着双冲击槽帽组件406引导到停滞区域430的开放通路。
在图4和图5的示出的实施例中，区段4B示出了与第一槽402b和第二槽404b两者流体联接的第一帽膜孔405a。区段4D示出了不与第一槽402d和第二槽404d流体联接的第二帽膜孔405b。可选地，第一帽膜孔405a和第二帽膜孔405b可与一个或多个相反的槽流体联接。例如，第一帽膜孔405a可与第一槽402a流体联接，但不与第二槽404b流体联接。可选地，第一帽膜孔405a和第二帽膜孔405b可不与相反的槽流体联接。例如，第一帽膜孔405a可不与相反的槽402b，404b流体联接。可选地，第一帽膜孔405a可以以对于第二帽膜孔405b任何一致或独特的组合来与第一槽和/或第二槽流体联接。可选地，第一帽膜孔405a或第二帽膜孔405b可大体上以停滞区域430为中心，或可大体上不以停滞区域430为中心。可选地，区段4A和/或4C中的一个或多个还可包括帽膜孔。
图4和图5示出了翼型件400的一个示例，该翼型件400包括槽帽组件406的四个区段(4A-D)，其具有沿着翼型件400的径向长度424的交替图案。备选地，翼型件400可包括任何数量的区段，且/或区段可以以任何顺序或图案(例如，交替、不交替、随机等等)来构造。可选地，翼型件400可具有任何备选的交替和/或不交替的区段构造。例如，翼型件400可具有带有4A-4B-4D-4C，4A-4C-4B-4D等等区段顺序的构造。
图6示出了翼型件600的截面前视图。在示出的实施例中，沿着停滞区域630将翼型件600沿着翼型件600的径向长度624划分成四个区段6A-D(对应于图4和图5的区段4A-D)。区段6A具有第一对相反的计量槽603a，608a。相反的计量槽603a，608a与冷却室602(对应于图1的冷却室102)流体联接。双冲击槽帽组件606联接到翼型件600且在翼型件600的前缘612处形成盖。槽帽组件606与翼型件600由相反的计量槽603，608分开。相反的计量槽603，608将离开冷却室602的冷却空气引导到翼型件600的一个或多个外表面。例如，第一计量槽603a将冷却空气在方向B上引导到翼型件600的压力侧614。另外，第二计量槽608a将冷却空气在方向C上引导到翼型件600的吸入侧616。翼型件600没有冲击孔。例如，冷却室602直接流体联接到相反的计量槽603，608，以将冷却空气从冷却室602引导到翼型件600的外表面。
区段6B示出了沿着径向长度624的双冲击槽帽组件606的区段4A的构造的备选构造。区段6B具有第二对相反的计量槽603b，608b。计量槽603b，608b与冷却室602流体联接。第一帽膜孔605a(对应于图5的第一帽膜孔405a)与冷却室602流体联接。第一计量槽603b将离开冷却室602的冷却空气中的至少一些引导到压力侧614，相反的第二计量槽608b将冷却空气中的至少一些引导到吸入侧616，且第一帽膜孔605a将冷却空气中的至少一些从冷却室602引导到翼型件600的前缘612。例如，第一帽膜孔605a将离开冷却室602的冷却空气在方向D上引导到停滞区域630。第一帽膜孔605a基本上以停滞区域630为中心定位，且在停滞区域630处划分双冲击槽帽组件606。例如，通过前缘612处的第一帽膜孔605a将双冲击槽帽组件606划分成第一半部607a和相反的第二半部607b。可选地，第一帽膜孔605a可基本上不以停滞区域630为中心。例如，第一帽膜孔605a可定位成比吸入侧616更接近于压力侧614，或比压力侧614更接近于吸入侧616。
沿着翼型件600的径向长度624继续，区段6C具有类似于区段6A的构造，且区段6D具有类似于区段6B的构造。例如，区段6C具有与冷却室602流体联接的第三对相反的计量槽603c，608c，且区段6D具有与冷却室602流体联接的第四对相反的计量槽603d，608d和第二膜冷却孔605b。
在图6的示出的实施例中，区段6B示出了与冷却室602流体联接的第一槽603b和第二槽608b两者以及第一帽膜孔605a。可选地，区段6B可包括与冷却室602流体联接的少于两个计量槽以及第一帽膜孔605a。例如，冷却室602可与第一计量槽603a流体联接，但不与第二计量槽608b流体联接。
图6示出了包括具有交替图案的四个区段(6A-D)的翼型件600的一个示例。备选地，翼型件600可包括任何数量的区段，且/或区段可以以任何顺序或图案(例如，交替、不交替、随机等等)来构造。例如，任何区段可包括少于两个或多于两个的计量槽。可选地，翼型件600可具有任何备选的交替区段构造。例如，翼型件600可具有带有6A-6B-6D-6C，6A-6C-6B-6D等等区段顺序的构造。
在一个或多个实施例中，(图1的)支承件132将槽帽组件106可操作地联接到翼型件100。另外，支承件132可引导离开冷却室102的冷却空气围绕支承件132，以便冷却翼型件100的一个或多个外表面。例如，支承件132可控制离开冷却室的冷却空气的量，可控制离开冷却室102的冷却空气的动量的量，可划分和/或扩散离开冷却室102的冷却空气，可控制在相反的槽(例如，槽202，204)中的一个或多个的内部的压力的量，可阻挡或防止冷却空气流向翼型件的一个或多个不同的外表面，可允许冷却空气流向翼型件的一个或多个不同的外表面等等。图7直到图14示出了一个或多个支承件132的示例，支承件132引导离开冷却室102的冷却空气，以便冷却翼型件的一个或多个外表面。
图7是根据一个实施例的翼型件700(对应于图1的翼型件100)的侧视图。图8是翼型件700的截面前视图。图7和图8示出了根据一个实施例的包括支承件732的翼型件700，支承件732将双冲击槽帽组件706与翼型件700联接且引导冷却空气围绕支承件732。图7和图8将一起论述。
翼型件700沿着径向长度124伸长。翼型件700示为切成四个区段8A，8B，8C和8D。停滞区域130在压力侧114与吸入侧116之间划分翼型件700。槽帽组件706在大体上以停滞区域130为中心且沿着停滞区域130伸长的位置处与翼型件700联接。相反的槽202，204设置在停滞区域130的相反侧上。沿着翼型件700的径向长度124，支承件732沿着停滞区域130伸长且大体上以停滞区域130为中心。可选地，支承件732可大体上不以停滞区域130为中心定位。支承件732在翼型件700的第一端与第二端(例如，图1中示出的134，136)之间沿着翼型件700的径向长度124连续地延伸。另外或备选地，一个或多个支承件732可在翼型件700的第一端与第二端之间半连续地延伸，随机地延伸，独立地延伸等等。
相反的槽202，204将冲击孔704与翼型件700的外表面流体联接。冲击孔704沿着纵向轴线310伸长且大体上以纵向轴线310为中心。在大体上垂直于纵向轴线310的方向上，相反的槽202，204在沿着翼型件700的前缘(例如，图3中示出的前缘112)的方向上伸长。槽帽组件706大体上以纵向轴线310为中心设置，且在冲击孔704上形成盖。
如图8中示出的，支承件732远离槽帽组件706的内表面110延伸到半连续的部分高度距离。例如，支承件732在第一表面702与分流器端708之间延伸(在区段8A和8C中示出)，且在第一表面702与配合表面710之间延伸(在区段8B和8D中示出)。另外，支承件732沿着纵向轴线310伸长且大体上以纵向轴线310为中心。在示出的实施例中，支承件732具有基本上三角形或圆锥形的截面形状。可选地，支承件732可具有任何备选的一致或不一致的截面形状或尺寸。例如，支承件732可具有基本上矩形的截面形状，其在第一表面702与相反的自由端之间远离内表面110延伸一定距离，其中基本上三角形的分流器端708从自由端延伸且突出到冲击孔704中。可选地，支承件732可具有任何备选的截面形状和/或尺寸，其可促进冷却空气朝向翼型件700的一个或多个内表面或外表面扩散。
支承件732的第一表面702与槽帽组件706的内表面110可操作地联接。例如，支承件732的第一表面702可焊接到槽帽组件706的内表面110，机加工到槽帽组件706的内表面110中，与槽帽组件706的内表面110整体地铸造，打印到槽帽组件706的内表面110上等等。支承件732远离槽帽组件706的内表面110延伸一定距离。在示出的实施例中，支承件732的分流器端708延伸一定距离，该距离大于槽帽组件706的内表面110与相反的槽202，204的第一表面312，316之间沿着纵向轴线310的距离。例如，支承件732的分流器端708延伸到冲击孔704中。另外或备选地，支承件732可延伸较小的(例如，较短的)距离(例如，分流器端708可不延伸到冲击孔704中)，可延伸较大的(例如，较长的)距离到冲击孔704中等等。
转到图8，四个区段8A-D示为沿着翼型件700的径向长度124的翼型件700的切片截面图。区段8A具有冲击孔704a，其在冷却室102与相反的槽202，204之间延伸。从冷却室102引导冷却空气，且引导冷却空气穿过冲击孔704a。支承件732的第一表面702与槽帽组件706的内表面110联接。支承件732的分流器端708在朝向冲击孔704a的方向上远离槽帽组件706的内表面110延伸一定距离，使得支承件732的分流器端708延伸或突出到冲击孔704a中。可选地，区段8A可包括任何数量的冲击孔704，其可从冷却室102引导冷却空气，且支承件732可包括任何数量的分流器端708，其可突出到冲击孔704中，以便引导和/或划分离开冷却室102的冷却空气流。
区段8A的支承件732的分流器端708在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件700的压力侧114外表面，且在方向C上朝向第二槽204引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件700的吸入侧116外表面。例如，引导离开冷却室102的冷却空气围绕支承件732，且将该冷却空气引导到翼型件700外，到翼型件700的不同外表面上。另外或备选地，支承件732的分流器端708可定形和确定尺寸，以便朝向第一槽202引导比朝向第二槽204的冷却空气量更大量的冷却空气，或可朝向第二槽204引导比朝向第一槽202的冷却空气量更大量的冷却空气。另外或备选地，分流器端708可大体上不以冲击孔704a为中心。例如，分流器端708可在更接近于翼型件700的压力侧114的位置处，在更接近于翼型件700的吸入侧116的位置处等等延伸到冲击孔704a中。
区段8B示出了沿着翼型件700的径向长度124的槽帽组件706的备选构造。区段8B没有冲击孔。可选地，区段8B可包括一个或多个冲击孔。在区段8B中，支承件732在第一表面702与配合表面710之间沿着纵向轴线310延伸。支承件732的第一表面702与槽帽组件706的内表面110联接。支承件732的配合表面710与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。例如，区段8B处的支承件732将槽帽组件706与翼型件700联接。
沿着翼型件700的径向长度124继续，区段8C具有类似于区段8A的构造。例如，支承件732的第一表面702与槽帽组件706的内表面110联接，且支承件732的分流器端708远离槽帽组件706的内表面110延伸一定距离。在图8的示出的实施例中，区段8A的分流器端708和区段8C的分流器端708远离槽帽组件706延伸基本上相同的距离。可选地，分流器端708中的一个或多个可比支承件732的一个或多个备选的分流器端708延伸更大或更小的距离。可选地，支承件732可在区段8C处在第一表面702与配合表面710之间延伸。例如，支承件732可不延伸到冲击孔704b中。
区段8C的分流器端708在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件700的压力侧114外表面，且在方向C上朝向第二槽204引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件700的吸入侧116外表面。例如，引导离开冷却室102的冷却空气围绕支承件732的分流器端708且将该冷却空气引导到翼型件700外。
沿着径向长度124继续，区段8D具有类似于区段8B的构造。例如，区段8D没有冲击孔，且支承件732在第一表面702与配合表面710之间延伸。支承件732的第一表面702与槽帽组件706的内表面110联接，且支承件732的配合表面710与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。例如，区段8D处的支承件732将槽帽组件706与翼型件700联接。
图7和图8示出了翼型件700的一个示例，该翼型件700包括槽帽组件706的四个区段(8A-D)，其具有沿着翼型件700的径向长度124的交替图案。例如，区段8A和8C包括冲击孔704a，704b，且区段8B和8D没有冲击孔。可选地，翼型件700的任何数量的区段可包括：大体上以纵向轴线310为中心的一个或多个冲击孔，大体上不以纵向轴线310为中心的一个或多个冲击孔，关于纵向轴线310成镜像的一个或多个冲击孔等等。另外或备选地，翼型件700可包括在翼型件700的任何区段处的任何数量的冲击孔，其可将冷却空气引导到冷却室外且引导到翼型件700的不同外表面上。例如，区段8A可包括任何数量的冲击孔，其中支承件732的一个或多个分流器端708延伸到多个冲击孔中的一个或多个中。另外或备选地，支承件732的分流器端708可大体上以纵向轴线310为中心延伸，可延伸到中心与纵向轴线310偏离的冲击孔704中，任何数量的分流器端708可具有独特和/或共同的形状或尺寸，或其中任何组合。另外，翼型件700可包括任何数量的区段，且/或区段可以以任何顺序或图案(例如，交替、不交替、随机等等)来构造。例如，翼型件700可具有沿着径向长度124的任何备选的构造，诸如8A-8D-8B-8C、8D-8A-8C-8B、8A-8B-8B-8B、8B-8A-8A-8A等等。
图9是根据一个实施例的翼型件1000(对应于图1的翼型件100)的侧视图。图10是翼型件1000的截面前视图。图9和图10示出了根据一个实施例的翼型件1000，该翼型件1000包括一个或多个支承件1032，其将双冲击槽帽组件1006与翼型件1000联接且沿着翼型件1000的不同外表面引导冷却空气。图9和图10将一起论述。
翼型件1000沿着径向长度124伸长。翼型件1000示为切成四个区段10A，10B，10C和10D。停滞区域130在压力侧114与吸入侧116之间划分翼型件1000。双冲击槽帽组件1006在大体上以停滞区域130为中心且沿着停滞区域130伸长的位置处联接到翼型件1000。相反的槽202，204设置在停滞区域130的相反侧上。
翼型件1000包括设置在翼型件1000内部的支承件1032。支承件1032沿着翼型件1000的径向长度124以Z字形交替图案在翼型件1000的第一端与第二端(例如，图1中示出的134，136)之间横跨停滞区域130延伸。在示出的实施例中，支承件1032沿着径向长度124以Z字形图案连续地延伸。例如，作为单一实施例，支承件1032在区段10A-10D之间是连续的。另外或备选地，翼型件1000可包括任何数量的支承件1032，其沿着区段10A-10D中的一个或多个以任何伸长、Z字形、直线或角形的构造延伸。另外或备选地，翼型件1000可包括在大体上与停滞区域130平行且不以停滞区域130为中心的方向上延伸的区段10A中的第一支承件1032等等。另外或备选地，支承件1032可在翼型件1000的第一端与第二端之间半连续地延伸，随机地延伸，独立地延伸等等。
转到图10，四个区段10A-D示为沿着翼型件1000的径向长度124的翼型件1000的切片截面图。区段10A具有冲击孔1004a，其在冷却室102与相反的槽202，204之间在沿着纵向轴线310的方向上延伸。冲击孔1004a设置在纵向轴线310与第一槽202之间的位置处。例如，冲击孔1004a大体上不以纵向轴线310为中心。
支承件1032在第一表面1002与配合表面1010之间延伸。支承件1032的第一表面1002与槽帽组件1006的内表面110联接。支承件1032远离槽帽组件1006的内表面110延伸一定距离。例如，支承件1032延伸出一定距离，该距离基本上等于第一槽202的第一表面312与内表面110之间的距离。支承件1032的配合表面1010与第一槽202的第一表面312联接。例如，区段10A处的支承件1032将槽帽组件1006与翼型件1000联接。
从冷却室102引导冷却空气且引导该冷却空气穿过冲击孔1004a。支承件1032设置在第一槽202与冲击孔1004a之间的位置处。例如，支承件1032在第一槽202内延伸，使得支承件1032防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第一槽202。备选地，支承件1032在方向C上朝向第二槽204引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件1000的吸入侧116外表面。例如，支承件1032将离开冷却室102的冷却空气引导到翼型件1000外。可选地，区段10A可包括任何数量的冲击孔1004，其可从冷却室102且朝向第二槽204引导冷却空气。
区段10B示出了沿着翼型件1000的径向长度124的槽帽组件1006的备选构造。区段10B没有冲击孔。可选地，区段10B可包括一个或多个冲击孔。在区段10B中，支承件1032在第一表面1002与配合表面1010之间大体上以纵向轴线310为中心且沿着纵向轴线310延伸。支承件1032的第一表面1002与槽帽组件1006的内表面110联接。支承件1032的配合表面1010与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。例如，支承件1032的配合表面1010将槽帽组件1006与翼型件1000联接。
沿着翼型件1000的径向长度124继续，区段10C具有大体上与区段10A的构造关于纵向轴线310成镜像的构造。例如，区段10C包括冲击孔1004b，其在冷却室102与相反的槽202，204之间在沿着纵向轴线310的方向上延伸。冲击孔1004b设置在纵向轴线310与第二槽204之间的位置处。例如，冲击孔1004b大体上不以纵向轴线310为中心。
支承件1032在第一表面1002与配合表面1010之间延伸。支承件1032的第一表面1002与槽帽组件1006的内表面110联接。支承件1032的配合表面1010与第二槽204的第一表面316联接。例如，支承件1032将槽帽组件1006与翼型件1000联接。
从冷却室102引导冷却空气且引导该冷却空气穿过冲击孔1004b。支承件1032设置在第二槽204与冲击孔1004b之间的位置处。例如，支承件1032在第二槽204内延伸，使得支承件1032防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第二槽204。备选地，支承件1032在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气中的至少一些，以便冷却翼型件1000的压力侧114外表面。例如，支承件1032将离开冷却室102的冷却空气引导到翼型件1000外。可选地，区段10C可包括任何数量的冲击孔1004，其可从冷却室102且朝向第一槽202引导冷却空气。
沿着径向长度124继续，区段10D具有类似于区段10B的构造。例如，区段10D没有冲击孔，且支承件1032在第一表面1002与配合表面1010之间延伸。可选地，区段10D可包括一个或多个冲击孔。支承件1032的第一表面1002与槽帽组件1006的内表面110联接，且支承件1032的配合表面1010与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。例如，支承件1032将槽帽组件1006与翼型件1000联接。
图9和图10示出了翼型件1000的一个示例，该翼型件1000包括槽帽组件1006的四个区段(10A-D)，其具有沿着翼型件1000的径向长度124的交替图案。例如，区段10A和10C包括冲击孔1004a，1004b，且区段10B和10D没有冲击孔。可选地，翼型件1000的任何数量的区段可包括任何数量的冲击孔。例如，区段10B可包括冲击孔，其大体上沿着纵向轴线310为中心地延伸。另外或备选地，翼型件1000可包括在翼型件1000的任何区段处的任何数量的冲击孔，其可将冷却空气引导到冷却室外且引导到翼型件1000的不同外表面上。支承件1032可阻挡或防止冷却空气穿过一个或多个冲击孔离开冷却室102。可选地，翼型件1000可包括任何数量的区段，且/或区段可以以任何顺序或图案(例如，交替、不交替、随机等等)来构造。
图11是根据一个实施例的翼型件1200(对应于图1的翼型件100)的侧视图。图12是翼型件1200的截面前视图。图11和图12示出了根据一个实施例的翼型件1200，该翼型件1200包括一个或多个支承件1232，其将双冲击槽帽组件1206与翼型件1200联接且引导冷却空气围绕支承件1232。图11和图12将一起论述。
翼型件1200包括四个支承件1232，其设置在翼型件1200的内部。在示出的实施例中，支承件1232中的两个设置在冲击孔1204与第一槽202之间冲击孔1204的第一侧上(例如，在停滞区域130的第一侧上)。另外，支承件1232中的两个设置在冲击孔1204与第二槽204之间冲击孔1204的第二侧上(例如，在停滞区域130的第二侧上)。另外或备选地，少于两个或多于两个的支承件1232可设置在冲击孔1204的任一侧上。可选地，翼型件1200可包括任何数量的支承件1232，其设置在翼型件1200内部的冲击孔1204的任一侧上。在示出的实施例中，支承件1232是一致的且在形状方面具有大体上立方体的形状。另外或备选地，支承件1232中的一个或多个可具有任何备选的一致和/或不一致的形状和/或尺寸。
支承件1232包括两个上支承件1232a和两个下支承件1232b。上支承件1232a在第一表面1202与第二表面1208之间延伸。上支承件1232a中的每一个的第一表面1202与槽帽组件1206的内表面110联接。上支承件1232a远离槽帽组件1206的内表面110延伸一定距离。例如，上支承件1232a延伸一定距离到槽202，204中且朝向翼型件1200的内部延伸。上支承件1232a在翼型件1200的第一端与第二端(例如，图1中示出的134，136)之间沿着翼型件1200的径向长度124连续地延伸。另外或备选地，上支承件1232a可在翼型件700的第一端与第二端之间半连续地延伸，随机地延伸等等。另外，在翼型件1200的第一端与第二端之间，上支承件1232a远离槽帽组件1206的内表面110延伸连续的部分高度距离。例如，上支承件1232a的第一表面1202与第二表面1208之间的距离沿着径向长度124在翼型件1200的第一端与第二端之间保持大体上相同。可选地，第一表面1202与第二表面1208之间的距离可在翼型件1200的第一端与第二端之间半连续地变化，随机地变化等等。
下支承件1232b远离相反的槽202，204的第一表面312，316延伸一定距离。例如，下支承件1232b延伸一定距离到槽202，204中且朝向槽帽组件1206的内表面110延伸。下支承件1232b在翼型件1200的第一端与第二端之间沿着翼型件1200的径向长度124连续地延伸。另外，在翼型件1200的第一端与第二端之间，下支承件1232b远离相反的槽202，204的第一表面312，316延伸到半连续的部分高度距离。例如，下支承件1232b在配合表面1210与第一表面1209之间延伸(在区段13A和13C中示出)，且在配合表面1210与第二表面1212之间延伸(在区段13B和13D中示出)。例如，下支承件1232b的第二表面1212与槽帽组件1206的内表面110联接，且将槽帽组件1206与翼型件1200联接。另外或备选地，下支承件1232b中的一个或多个可远离相反的槽202，204的第一表面312，316延伸备选的不同距离。下支承件1232b中的每一个的配合表面1210与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。下支承件1232b的第二表面1212与槽帽组件1206的内表面110联接。另外或备选地，任何上支承件1232a或下支承件1232b可具有任何备选的构造。
支承件1232引导穿过一个或多个冲击孔1204离开冷却室102的冷却空气，使得引导冷却空气围绕支承件1232。例如，在区段13A处，在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气中的至少一些围绕上支承件1232a和下支承件1232b，以便冷却翼型件1200的压力侧114外表面。另外，在方向C上朝向第二槽204引导冷却中的至少一些围绕上支承件1232a和下支承件1232b，以便冷却翼型件1200的吸入侧116外表面。可选地，区段13A可包括任何数量的冲击孔1204，其可从冷却室102且朝向翼型件1200的压力侧114和/或吸入侧116引导冷却空气。
备选地，在区段13B处，下支承件1232b防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第一槽202和第二槽204。例如，朝向槽帽组件1206的内表面110引导冷却空气(该冷却空气被引导穿过冲击孔1204到冷却室102外)。可选地，下支承件1232b中的一个或多个可不防止冷却空气被引导穿过第一槽202或第二槽204中的一个或多个。例如，下支承件1232b中的一个可在配合表面1210与第一表面1209之间延伸，且可引导冷却空气围绕支承件1232朝向第一槽202或第二槽204流动且流动到翼型件1200外。可选地，一个或多个上支承件1232a可防止冷却空气被引导穿过相反的槽202，204。另外或备选地，区段13B可包括多个冲击孔1204，其将冷却空气引导到冷却室102外。例如，第一冲击孔可大体上以纵向轴线310为中心设置，且不同的第二冲击孔可设置在翼型件1200的吸入侧116附近上支承件1232a与下支承件1323b之间。第一冲击孔可朝向槽帽组件1206的内表面110引导冷却空气，且第二冲击孔可将冷却空气引导于冷却室102的外部且朝向翼型件1200的吸入侧116外表面引导该冷却空气。
区段13C具有类似于区段13A的构造。例如，在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气中的至少一些围绕上支承件1232a和下支承件1232b，以便冷却翼型件1200的压力侧114外表面，且在方向C上朝向第二槽204引导冷却中的至少一些围绕上支承件1232a和下支承件1232b，以便冷却翼型件1200的吸入侧116外表面。
区段13D具有类似于区段13B的构造。例如，下支承件1232b防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第一槽202和第二槽204。例如，朝向槽帽组件1206的内表面110引导冷却空气(该冷却空气被引导穿过冲击孔1204到冷却室102外)。
图11和图12示出了翼型件1200的一个示例，该翼型件1200包括槽帽组件1206的四个区段(13A-D)，其具有沿着翼型件1200的径向长度124的交替图案。例如，在区段13A和13C处的上支承件1232a和下支承件1232b允许冷却空气被引导到翼型件1200外且沿着翼型件1200的不同外表面引导。可选地，翼型件1200的任何数量的区段可包括任何数量的支承件，其可允许或防止冷却空气被引导到翼型件1200外。可选地，翼型件1200可具有任何备选的交替和/或不交替的区段构造。另外或备选地，翼型件1200可包括在翼型件1200的任何区段处的任何数量的冲击孔，其可将冷却空气引导到冷却室外且引导到翼型件1200的不同内表面和/或外表面上。例如，区段13B可包括三个冲击孔，其中三个冲击孔引导冷却空气于冷却室102的外部，且朝向槽帽组件1206的内表面110，朝向翼型件1200的压力侧114外表面，以及朝向翼型件1200的吸入侧116外表面引导该冷却空气。
图13是根据一个实施例的翼型件1500(对应于图1的翼型件100)的侧视图。图14是翼型件1500的截面前视图。图13和图14示出了根据一个实施例的翼型件1500，该翼型件1500包括一个或多个支承件1532，其将双冲击槽帽组件1506与翼型件1500联接且沿着翼型件1500的不同外表面引导冷却空气。图13和图14将一起论述。
翼型件1500包括设置在翼型件1500内部的支承件1532。在图13的示出的实施例中，支承件1532设置在翼型件1500的第一端与第二端(例如，图1的134，136)之间停滞区域130的交替侧上。可选地，支承件1532可以以任何构造或图案设置在停滞区域130的任一侧上。支承件1532在翼型件1500的第一端与第二端之间沿着翼型件1500的径向长度124半连续地延伸。另外或备选地，支承件1532中的一个或多个可沿着翼型件1500的径向长度124连续地延伸。
支承件1532在槽帽组件1506的内表面110与相反的槽202，204的第一表面312，316之间延伸到连续的全高度距离。例如，支承件1532在第一表面1512与第二表面1514之间延伸，第一表面1512与槽帽组件1506的内表面110联接，第二表面1514与相反的槽202，204的第一表面312，316联接。例如，支承件1532将槽帽组件1506与翼型件1500联接。
区段15A中的第一支承件1532a在第一表面1512与第二表面1514之间延伸，第一表面1512与槽帽组件1506的内表面110联接，第二表面1514与第一槽202的第一表面312联接。第一支承件1532a引导穿过冲击孔1504离开冷却室102的冷却空气，使得在方向C上朝向第二槽204引导冷却空气，以便冷却翼型件1500的吸入侧116外表面。例如，第一支承件1532a设置在第一槽202与冲击孔1504之间，且防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第一槽202。可选地，区段15A可包括任何数量的冲击孔，其可从冷却室102且朝向第二槽204引导冷却空气。
区段15C中的第二支承件1532b在第一表面1512与第二表面1514之间延伸，第一表面1512与槽帽组件1506的内表面110联接，第二表面1514与第二槽204的第一表面316联接。第二支承件1532b引导穿过冲击孔1504离开冷却室102的冷却空气，使得在方向B上朝向第一槽202引导冷却空气，以便冷却翼型件1500的压力侧114外表面。例如，第二支承件1532b设置在第二槽204与冲击孔1504之间，且防止(例如，阻挡)冷却空气被引导穿过第二槽204。可选地，区段15C可包括任何数量的冲击孔，其可从冷却室102且朝向第一槽202引导冷却空气。
在区段15B中，第一支承件1532a和第二支承件1532b防止(例如，阻挡)冷却空气离开翼型件1500的内部。例如，朝向槽帽组件1506的内表面110引导冷却空气(该冷却空气被引导穿过冲击孔1504到冷却室102外)。另外，在区段15D中，第二支承件1532b和第三支承件1532c防止冷却空气离开翼型件1500的内部。
图13和图14示出了翼型件1500的一个示例，该翼型件1500包括槽帽组件1506的四个区段(15A-D)，其具有沿着翼型件1500的径向长度124的交替图案的支承件1532。例如，区段15A和15C处的第一支承件1532a和第二支承件1532b允许冷却空气被引导到翼型件1500外且沿着翼型件1500的不同外表面引导。另外，区段15B和15D处的第一支承件1532a、第二支承件1532b和第三支承件1532c防止冷却空气被引导穿过第一槽202或第二槽204到翼型件1500外。可选地，翼型件1500的任何数量的区段可包括任何数量的支承件1532，其可允许或防止冷却空气被引导到翼型件1500外。可选地，翼型件1500可具有任何备选的交替和/或不交替的区段构造。
图15示出了根据一个实施例的用于冷却翼型件的方法的流程图。在1602处，设置在涡轮组件的翼型件100内的冷却室102与一个或多个冲击孔104流体联接。冲击孔104构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室102外。例如，冲击孔104可设置在翼型件的内部，且提供用于冷却空气离开翼型件的冷却室的通路。
在1604处，冲击孔104由双冲击槽帽组件(例如，槽帽组件106)所覆盖。槽帽组件106设置在翼型件100的前缘112处。槽帽组件106与翼型件100由相反的槽202，204分开。例如，槽帽组件106定位成以相反的槽202，204的形状和尺寸远离翼型件100一定距离。相反的槽202，204与在翼型件内部和槽帽组件的盖下的冲击孔流体联接。
在1606处，冲击孔104引导离开冷却室102的冷却空气穿过流体联接的相反的槽202，204到翼型件100的外部。例如，冲击孔104引导冷却空气中的至少一些穿过第一槽202到翼型件100的压力侧114。另外，冲击孔104引导冷却空气中的至少一些穿过第二槽204到翼型件100的吸入侧116。
另外，翼型件可包括设置在翼型件内部的一个或多个支承件。支承件将槽帽组件与翼型件联接。可选地，支承件中的一个或多个可朝向翼型件的不同外表面引导离开冲击孔的冷却空气中的至少一些。例如，支承件可设置在翼型件内部的位置处，以引导冷却空气围绕支承件，以防止(例如，阻挡)来自翼型件的一个或多个外表面的冷却空气流，以朝向翼型件的一个或多个外表面引导冷却空气流，或其中任何组合。
在本文中描述的主题的一个实施例中，组件包括设置在涡轮组件的翼型件内部的冷却室。冷却室构造成在翼型件的内部引导冷却空气。该组件包括设置在翼型件内部且与冷却室流体联接的冲击孔。冲击孔构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室外。该组件还包括与翼型件联接的双冲击槽帽组件。双冲击槽帽组件在冲击孔上形成盖，且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导穿过冲击孔离开翼型件中的冷却室的冷却空气。
可选地，该组件还包括设置在翼型件内部且与双冲击槽帽组件联接的一个或多个支承件。支承件构造成引导离开翼型件内部的冷却室的冷却空气围绕支承件。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由一个或多个支承件联接。
可选地，一个或多个支承件构造成远离双冲击槽帽组件的内表面延伸一定距离。
可选地，一个或多个支承件构造成沿着翼型件的不同外表面引导穿过冲击孔离开冷却室的冷却空气中的至少一些。
可选地，双冲击槽帽组件沿着翼型件的前缘伸长。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由相反的槽分开，相反的槽在沿着翼型件的停滞区域的翼型件的前缘中的一个或多个延伸的方向上伸长。
可选地，将双冲击槽帽组件与翼型件分开的相反的槽中的每一个沿着翼型件的不同外表面引导穿过冲击孔离开冷却室的冷却空气中的至少一些。
可选地，该组件还包括一个或多个支承件，其中该一个或多个支承件构造成与相反的槽的一个或多个第一表面或者双冲击槽帽组件的内表面中的一个或多个可操作地联接。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由第一槽和相反的第二槽分开。第一槽在翼型件的停滞区域的第一侧上伸长，且第二槽在停滞区域的相反的第二侧上伸长。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件间隔开，以形成一个或多个相反的槽，其相对于冲击孔沿横向定向且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导冷却空气中的至少一些。
可选地，冲击孔构造成将冷却空气引导到冷却室外到双冲击槽帽组件的内表面。
在本文中描述的主题的一个实施例中，涡轮组件的翼型件包括设置在翼型件内部的冷却室。冷却室构造成在翼型件内部引导冷却空气。翼型件包括设置在翼型件内部且与冷却室流体联接的一个或多个冲击孔。冲击孔构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室外。双冲击槽帽组件与翼型件联接。双冲击槽帽组件在冲击孔上形成盖，且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导穿过冲击孔离开翼型件中的冷却室的冷却空气。翼型件还包括一个或多个支承件，其设置在翼型件的内部且与双冲击槽帽组件联接，其中支承件构造成引导离开翼型件内部的冷却室的冷却空气围绕支承件。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由一个或多个支承件联接。
可选地，一个或多个支承件构造成沿着翼型件的不同外表面引导穿过冲击孔离开冷却室的冷却空气中的至少一些。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由相反的槽分开，相反的槽在沿着翼型件的停滞区域或翼型件的前缘中的一个或多个延伸的方向上伸长。
可选地，将双冲击槽帽组件与翼型件分开的相反的槽中的每一个沿着翼型件的不同外表面引导穿过冲击孔离开冷却室的冷却空气中的至少一些。
可选地，一个或多个支承件构造成与相反的槽的一个或多个第一表面或者双冲击槽帽组件的内表面中的一个或多个可操作地联接。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件由第一槽和相反的第二槽分开。第一槽在翼型件的停滞区域的第一侧上伸长，且第二槽在翼型件的停滞区域的相反的第二侧上伸长。
可选地，双冲击槽帽组件与翼型件间隔开，以形成一个或多个相反的槽，其相对于冲击孔沿横向定向且构造成沿着翼型件的一个或多个外表面引导冷却空气中的至少一些。
如本文中使用的，以单数陈述且冠以词语“一个”或“一种”的元件或步骤应理解为不排除多个所述元件或步骤，除非明确地陈述此类排除。此外，对目前描述的主题的“一个实施例”的提及不意在被解释为排除也并入所陈述特征的额外实施例的存在。而且，除非明确相反地陈述，“具有”或“包括”具有特定性质的一个元件或多个元件的实施例可包括不具有该性质的额外此类元件。
要理解的是，上文描述意在为说明性的且非限制性的。例如，上文描述的实施例(和/或其方面)可与彼此组合使用。另外，可进行许多修改以使特定的情形或材料适于本文中阐述的主题的教导，而不脱离其范围。虽然本文中描述的材料的尺寸和类型意在限定所公开的主题的参数，它们绝不是限制性的，且是示例性实施例。对本领域的技术人员，在查阅上文描述时，许多其它实施例将显而易见。因此，本文中描述的主题的范围应参照所附权利要求书连同此类权利要求书所给予权利的等同物的全部范围来确定。在所附权利要求书中，用语“包括了(including)”和“在其中(in which)”用作相应用语“包括(comprising)”和“其中(wherein)”的简明英文等同物。而且，在以下权利要求书中，用语“第一”、“第二”和“第三”等仅用作标记且不意在对它们的对象施加数字要求。此外，以下权利要求书的限制不以器件加功能的格式来书写，且不意在基于35 U.S.C. § 112(f)来解释，除非且直到此类权利要求限制明确地使用随后是无另外结构的功能的陈述的短语“用于...的器件”。
该书面描述使用示例来公开本文中阐述的主题的若干实施例(包括最佳模式)，且还使本领域的普通技术人员能够实施所公开主题的实施例，包括制作和使用装置或系统以及执行方法。本文中描述的主题的可取得专利的范围由权利要求书来限定，且可包括本领域的普通技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括带有与权利要求书的字面语言无实质的差异的等同结构元件，此类其它示例意在处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种组件，其包括：
设置在涡轮组件的翼型件(100)内部的冷却室(102)，所述冷却室(102)构造成在所述翼型件(100)内部引导冷却空气；
设置在所述翼型件(100)内部且与所述冷却室(102)流体联接的冲击孔(104)，所述冲击孔(104)构造成将所述冷却空气中的至少一些引导到所述冷却室(102)外；
与所述翼型件联接的双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)在所述冲击孔(104)上形成盖，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)构造成沿着所述翼型件的一个或多个外表面(208，210)引导穿过所述冲击孔(104)离开所述翼型件(100)中的冷却室(102)的所述冷却空气；以及
一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)，其设置在所述翼型件(100)内部且与所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)联接，其中所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)构造成引导离开所述翼型件(100)内部的冷却室(102)的所述冷却空气围绕所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)，并且其中，所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)构造成沿着所述翼型件(100)的不同外表面(208，210)引导穿过所述冲击孔(104)离开所述冷却室(102)的所述冷却空气中的至少一些。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)与所述翼型件(100)由所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)联接。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)构造成远离所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)的内表面(110)延伸一定距离。
4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)沿着所述翼型件(100)的前缘(112)伸长。
5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)与所述翼型件(100)由相反的槽(202，204)分开，所述相反的槽(202，204)在沿着所述翼型件(100)的停滞区域(130)或所述翼型件(100)的前缘(112)中的一个或多个延伸的方向上伸长。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，将所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)与所述翼型件(100)分开的所述相反的槽(202，204)中的每一个沿着所述翼型件(100)的不同外表面(208，210)引导穿过所述冲击孔(104)离开所述冷却室(102)的所述冷却空气中的至少一些。
7.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述一个或多个支承件(132，732，1032，1232，1532)构造成与所述相反的槽(202，204)的一个或多个第一表面(312，316)或者所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)的内表面(110)中的一个或多个可操作地联接。
8.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)与所述翼型件(100)由第一槽(202)和相反的第二槽(204)分开，其中所述第一槽(202)在所述翼型件(100)的停滞区域(130)的第一侧上伸长，且所述第二槽(204)在所述停滞区域(130)的相反的第二侧上伸长。
9.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)与所述翼型件(100)间隔开，以形成一个或多个相反的槽(202，204)，所述槽(202，204)相对于所述冲击孔(104)沿横向定向且构造成沿着所述翼型件(100)的一个或多个外表面(208，210)引导所述冷却空气中的至少一些。
10.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述冲击孔(104)构造成将冷却空气引导到所述冷却室(102)外到所述双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)的内表面(110)。
CN201780083854.2A 2016-11-17 2017-11-08 用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件 Active CN110168196B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/354072 2016-11-17
US15/354,072 US10577942B2 (en) 2016-11-17 2016-11-17 Double impingement slot cap assembly
PCT/US2017/060530 WO2018093627A2 (en) 2016-11-17 2017-11-08 Double impingement slot cap assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110168196A CN110168196A (zh) 2019-08-23
CN110168196B true CN110168196B (zh) 2022-01-25

Family

ID=60293858

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780083854.2A Active CN110168196B (zh) 2016-11-17 2017-11-08 用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件
CN201711155211.2A Active CN108071426B (zh) 2016-11-17 2017-11-17 双重冲击槽盖组合件

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711155211.2A Active CN108071426B (zh) 2016-11-17 2017-11-17 双重冲击槽盖组合件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10577942B2 (zh)
EP (2) EP3542030B1 (zh)
JP (1) JP7150426B2 (zh)
CN (2) CN110168196B (zh)
WO (1) WO2018093627A2 (zh)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10436040B2 (en) * 2017-01-13 2019-10-08 Rolls-Royce Corporation Airfoil with dual-wall cooling for a gas turbine engine
US20190017392A1 (en) * 2017-07-13 2019-01-17 General Electric Company Turbomachine impingement cooling insert
US10612391B2 (en) 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
US10767492B2 (en) 2018-12-18 2020-09-08 General Electric Company Turbine engine airfoil
US11174736B2 (en) 2018-12-18 2021-11-16 General Electric Company Method of forming an additively manufactured component
US11499433B2 (en) 2018-12-18 2022-11-15 General Electric Company Turbine engine component and method of cooling
US11566527B2 (en) 2018-12-18 2023-01-31 General Electric Company Turbine engine airfoil and method of cooling
US11352889B2 (en) 2018-12-18 2022-06-07 General Electric Company Airfoil tip rail and method of cooling
US10844728B2 (en) 2019-04-17 2020-11-24 General Electric Company Turbine engine airfoil with a trailing edge
US11286783B2 (en) * 2020-04-27 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with CMC liner and multi-piece monolithic ceramic shell

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4026659A (en) * 1975-10-16 1977-05-31 Avco Corporation Cooled composite vanes for turbine nozzles
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US4859147A (en) * 1988-01-25 1989-08-22 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
US5827045A (en) * 1996-05-02 1998-10-27 Asea Brown Boveri Ag Thermally loaded blade for a turbomachine
US7766618B1 (en) * 2007-06-21 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with cascading film cooling diffusion slots

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3423069A (en) * 1967-09-29 1969-01-21 Trw Inc Airfoil
JPS59200001A (ja) * 1983-04-28 1984-11-13 Toshiba Corp ガスタ−ビン翼
US5486093A (en) 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US6099251A (en) * 1998-07-06 2000-08-08 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a gas turbine engine
US6200092B1 (en) * 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
GB2402715B (en) * 2003-06-10 2006-06-14 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil
US6981840B2 (en) * 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US7011502B2 (en) * 2004-04-15 2006-03-14 General Electric Company Thermal shield turbine airfoil
US7137779B2 (en) * 2004-05-27 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil leading edge cooling
US7114923B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-03 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a showerhead of a turbine blade
GB0424593D0 (en) * 2004-11-06 2004-12-08 Rolls Royce Plc A component having a film cooling arrangement
US7316539B2 (en) * 2005-04-07 2008-01-08 Siemens Power Generation, Inc. Vane assembly with metal trailing edge segment
US7540712B1 (en) * 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes
EP1930544A1 (de) * 2006-10-30 2008-06-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US20080134685A1 (en) 2006-12-07 2008-06-12 Ronald Scott Bunker Gas turbine guide vanes with tandem airfoils and fuel injection and method of use
US8231329B2 (en) * 2008-12-30 2012-07-31 General Electric Company Turbine blade cooling with a hollow airfoil configured to minimize a distance between a pin array section and the trailing edge of the air foil
US8016564B1 (en) * 2009-04-09 2011-09-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with leading edge impingement cooling
US9528382B2 (en) * 2009-11-10 2016-12-27 General Electric Company Airfoil heat shield
US9327384B2 (en) 2011-06-24 2016-05-03 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US9022737B2 (en) 2011-08-08 2015-05-05 United Technologies Corporation Airfoil including trench with contoured surface
US9151173B2 (en) * 2011-12-15 2015-10-06 General Electric Company Use of multi-faceted impingement openings for increasing heat transfer characteristics on gas turbine components
US8870536B2 (en) 2012-01-13 2014-10-28 General Electric Company Airfoil
US9228440B2 (en) 2012-12-03 2016-01-05 Honeywell International Inc. Turbine blade airfoils including showerhead film cooling systems, and methods for forming an improved showerhead film cooled airfoil of a turbine blade
WO2015112225A2 (en) 2013-11-25 2015-07-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with leading edge trench and impingement cooling
US10329923B2 (en) * 2014-03-10 2019-06-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil leading edge cooling
WO2015191037A1 (en) 2014-06-10 2015-12-17 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with leading edge diffusion film cooling holes
WO2015195088A1 (en) 2014-06-17 2015-12-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system
US10392942B2 (en) 2014-11-26 2019-08-27 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Tapered cooling channel for airfoil
CN105422188A (zh) * 2016-01-13 2016-03-23 北京航空航天大学 一种带隔热罩式复合冷却结构的涡轮叶片

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4026659A (en) * 1975-10-16 1977-05-31 Avco Corporation Cooled composite vanes for turbine nozzles
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US4859147A (en) * 1988-01-25 1989-08-22 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
US5827045A (en) * 1996-05-02 1998-10-27 Asea Brown Boveri Ag Thermally loaded blade for a turbomachine
US7766618B1 (en) * 2007-06-21 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with cascading film cooling diffusion slots

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
叶片前缘复合冷却结构的影响分析;朱延鑫等;《工程热物理学报》;20130515(第05期);全文 *
涡轮叶片前缘复合冷却换热性能的实验研究;鲍曙等;《燃气轮机技术》;20160616(第02期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
EP3323988B1 (en) 2022-12-28
US20180135423A1 (en) 2018-05-17
CN108071426B (zh) 2022-07-05
EP3542030B1 (en) 2023-09-06
WO2018093627A2 (en) 2018-05-24
JP2018091327A (ja) 2018-06-14
CN108071426A (zh) 2018-05-25
CN110168196A (zh) 2019-08-23
EP3542030A2 (en) 2019-09-25
WO2018093627A3 (en) 2018-06-28
EP3323988A1 (en) 2018-05-23
US10577942B2 (en) 2020-03-03
JP7150426B2 (ja) 2022-10-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110168196B (zh) 用于涡轮翼型件的冷却组件以及涡轮组件的对应翼型件
US6234753B1 (en) Turbine airfoil with internal cooling
EP1967696B1 (en) Turbine part
EP3184745B1 (en) Multi-wall blade with cooling circuit
US4786234A (en) Turbine airfoil
EP1600605B1 (en) Cooled rotor blade
DE19807247C2 (de) Strömungsmaschine mit Rotor und Stator
EP1605136B1 (en) Cooled rotor blade
EP3181822B1 (en) Internally-cooled engine part having an impingement cavity with an undulating internal surface, and corresponding gas turbine engine
EP3336312A1 (en) Cooling assembly for a turbine assembly
US20160123186A1 (en) Shroud assembly for a turbine engine
EP1790824B1 (en) A cooling arrangement
US20230349298A1 (en) Cooling assembly for a turbine assembly
US20160237849A1 (en) S-shaped trip strips in internally cooled components
EP3184738A1 (en) Cooling circuit for a multi-wall blade
EP3382151B1 (en) Turbine component with shaped cooling pins
US6126397A (en) Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil
US11085304B2 (en) Variably skewed trip strips in internally cooled components
KR102389756B1 (ko) 냉각식 터빈 구성요소들을 위한 열 전달 피처 내의 브레이즈드
CN110462166B (zh) 用于涡轮组件的冷却组件
EP3584409B1 (en) Turbine airfoil with minicore passage having sloped diffuser orifice
EP3323978B1 (en) Turbine assembly
EP3354852B1 (en) Internally cooled gas turbine engine components

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240110

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.