CN111335960B - 涡轮发动机翼型件及冷却方法 - Google Patents

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Abstract

一种诸如用于涡轮发动机的部件可包括翼型件，其中外壁限定了界定内部的外表面，并限定了压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间延伸以限定展向方向。该部件还可在内部包括至少一个冷却通路。

Description

涡轮发动机翼型件及冷却方法
技术领域
本说明书涉及一种翼型件和一种冷却翼型件的方法，并且更具体地涉及具有冷却通路的三维丛(three-dimensional plexus)的翼型件。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气涡轮发动机，是从经过发动机的加压燃烧气体流中提取能量到旋转涡轮叶片上的旋转发动机。
涡轮发动机通常被设计成在高温下运行以提高发动机效率。在高温环境中为诸如翼型件的发动机部件提供冷却措施可能是有益的，其中这种冷却措施可以减少这些部件上的材料磨损并在发动机运行期间提供增加的结构稳定性。
发明内容
在一方面，本公开涉及一种翼型件。翼型件包括：外壁，该外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；冷却空气供应导管，该冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的三维丛，冷却通路的第一平面组沿第一平面延伸，冷却通路的第二平面组沿与第一平面不同的第二平面延伸。
在另一方面，本公开涉及一种翼型件组件。翼型件组件包括翼型件，该翼型件具有：外壁，该外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；第一冷却空气供应导管，该第一冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的第一丛，该第一丛在下游方向上递归地(recursively)分叉至少两次。
在又一方面，本公开涉及一种冷却涡轮发动机中的翼型件组件的方法。该方法包括：通过冷却导管供应冷却流体，该冷却导管包括在翼型件组件中的翼型件内部内的流体互连的冷却通路的至少一个三维丛；使冷却流体流过至少一个三维丛；通过位于翼型件或联接至翼型件的平台中的至少一个中的至少一个出口排放冷却流体。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意横截面图。
图2是根据本文描述的各个方面的可以以翼型件的形式用于图1的涡轮发动机中的部件的立体图，该翼型件包括冷却通路丛。
图3A是图2的翼型件沿线III-III的横截面视图，示出了丛中的交叉点。
图3B是图3A的交叉点的示意图。
图4是图2的翼型件的一部分的立体图，示出了丛中的另一交叉点。
图5是包括气流调节器的图2的翼型件中的冷却通路的侧视截面图。
图6是包括另一气流调节器的图2的翼型件中的另一冷却通路的侧视截面图。
图7是包括另一气流调节器的图2的翼型件中的另一冷却通路的侧视截面图。
图8A是处于第一构造的图7的冷却通路和气流调节器的俯视横截面视图。
图8B是处于第二构造的图7的冷却通路和气流调节器的俯视横截面视图。
图9是可用于图2的翼型件中的另一冷却通路丛的截面图。
图10是可用于图2的翼型件中的另一冷却通路丛的截面图。
图11是可用于图2的翼型件中的另一冷却通路丛的截面图。
图12是根据本文描述的各个方面的可以以另一翼型件的形式用于图1的涡轮发动机中的另一部件的立体图，该另一翼型件包括至少一个冷却通路丛。
图13是图12的翼型件的另一立体图。
具体实施方式
本公开的各方面针对一种冷却部件。为了描述的目的，冷却部件将被描述为冷却涡轮发动机部件，例如冷却翼型件。将理解的是，本公开对于包括涡轮和压缩机和非翼型件发动机部件的任何发动机部件，以及在诸如其他移动应用以及非移动工业商业和住宅应用中可以具有一般适用性。
如本文中所使用的，术语“前”或“上游”是指在朝着发动机入口的方向上移动，或者部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前”或“上游”结合使用的术语“后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向，或与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
如本文所使用的，“一组”可以包括任意数量的相应描述的元件，包括仅一个元件。另外，本文所用的术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向参考(例如，径向，轴向，近，远，上，下，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，上方，下方，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，前向，后向等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，而不是对本公开的位置，取向或用途造成限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接，联接，连接和接合)将被广义地解释，并且可包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。这样，连接参考不一定推断出两个元件直接连接并且彼此成固定关系。示例性附图仅出于说明的目的，所附附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对大小可以变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有大体上纵向延伸的轴线或中心线12，该轴线或中心线12从前部14延伸至后部16。发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压或低压(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的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向布置的多个风扇叶片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，其产生燃烧气体。核心44被核心壳体46包围，该核心壳体可以与风扇壳体40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP线轴48内的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。线轴48、50可绕发动机中心线旋转并联接至多个可旋转元件，这些元件可共同限定转子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相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，可以将多个压缩机叶片56、58设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而相应的静态压缩机轮叶60、62位于旋转叶片56、58的上游并与其相邻。要注意的是，图1中所示的叶片，轮叶和压缩机级的数量仅出于示例性目的而选择，并且其他数量也是可能的。
用于压缩机的一级的叶片56、58可被安装到(或整合到)盘61，盘61被安装到HP和LP线轴48、50中的相应一个。用于压缩机的一级的轮叶60、62可以以周向布置方式安装到核心壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从流经该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置成环，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而相应的静态涡轮轮叶72、74位于旋转叶片68、70的上游并与其相邻。要注意的是，图1中所示的叶片，轮叶和涡轮级的数量仅出于示例性目的而选择，并且其他数量也是可能的。
用于涡轮的一级的叶片68、70可被安装到盘71，盘71被安装到HP和LP线轴48、50中的相应一个。用于压缩机的一级的轮叶72、74可以以周向布置方式安装到核心壳体46。
作为转子部分的补充，发动机10的静止部分，例如压缩机和涡轮区段22、32中的静态轮叶60、62、72、74，也单独或统称为定子63。这样，定子63可指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，从而一部分气流被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24向HP压缩机26供应压缩空气76，HP压缩机26进一步压缩空气。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。高压涡轮34从这些气体中提取一些功，该高压涡轮驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功来驱动LP压缩机24，最终排气经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
压缩气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22抽出。引气77可从加压气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著升高。这样，引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。
气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，并在风扇排气侧84处通过固定轮叶排，更具体地说是通过出口导向轮叶组件80离开发动机组件10，该出口导向轮叶组件80包括多个翼型件导向轮叶82。更具体地，邻近风扇区段18利用周向排的径向延伸的翼型件导向轮叶82，来对气流78进行一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44，并用于冷却发动机10的部分，尤其是高温部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面供能。在涡轮发动机的情况下，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的下游。冷却流体的其他来源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
现在参考图2，示出了翼型件组件95形式的冷却部件，其可以在图1的涡轮发动机10中使用。翼型件组件95包括翼型件100，根据需要，翼型件100可以是任何翼型件，例如风扇区段18，压缩机区段22或涡轮区段32中的叶片或轮叶。将理解的是，在非限制性示例中，冷却部件还可以呈涡轮发动机内的任何合适的部件的形式，包括护罩，吊架，支柱，平台，内带或外带。
翼型件100包括外壁102(以虚线示出)，外壁102限定外表面103并界定内部104。外壁102限定了压力侧106和吸力侧108，并且可以在它们之间限定横向方向R。外壁102还在前缘110和后缘112之间轴向延伸以限定弦向方向C，并且还在根部114与尖端116之间径向延伸以限定展向方向S。
翼型件组件95还可包括在根部114处联接至翼型件100的平台118(以虚线示出)。在一个示例中，翼型件100呈叶片的形式，从燕尾部117(以虚线表示)延伸，例如图1的HP涡轮叶片68。在这种情况下，平台118可以形成燕尾部117的至少一部分。在另一个示例中，翼型件100可以呈轮叶的形式，例如LP涡轮轮叶72，并且平台118可以形成联接至根部114的内带或外带(未示出)的至少一部分。
燕尾部117可以构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾部117可包括至少一个入口通路119，示例性地示出为三个入口通路119，每个入口通路延伸穿过燕尾部117以提供与翼型件100的内部流体连通。应当理解，燕尾部117以横截面示出，使得入口通路119容纳在燕尾部117的本体内。
翼型件100还包括至少一个冷却空气供应导管125(在本文中也称为“导管125”)。导管125包括流体互连的冷却通路122的至少一个三维丛120(在本文中也称为“丛120”)。丛120以实线示意性地示出为“平坦”的通路和区域。应当理解，丛120代表翼型件100内部的三维开放空间或空隙。丛120可在流体联接至翼型件内部104内的冷却空气源的至少一个入口124(诸如至少一个入口通路119)与流体联接至丛120的至少一个出口126之间延伸。出口126可以位于前缘110，后缘112，根部114，尖端116或平台118中的任何一个或全部处。入口124可根据需要包括狭槽，孔或组合。可以想到，入口124可以从翼型件组件95内的任何期望位置接收冷却流体，例如平台118的内部通路或翼型件内部104内的中央供应通路(未示出)。另外，虽然示出了丛120靠近翼型件100的后缘112，但是丛120可以延伸到翼型件100的任何部分，包括前缘110，根部114，尖端116或沿着压力侧106或吸力侧108的其他地方。也可以在翼型件100内设置多个丛。
可以预期，丛120的冷却通路122可以在箭头123指示的下游方向分叉至少两次，包括递归分叉。例如，递归分叉的丛120可限定分形图案。另外，导管125可进一步包括丛120上游的非分叉通路或非分叉部分121。在所示的示例中，多个出口126位于沿着后缘112延伸的外表面103上。出口126可沿着前缘110，后缘112，压力侧106或吸力侧108定位。出口126也可流体连接至丛120。应该理解的是，出口126可以包括直列式扩散器，扩散槽，膜孔，喷射孔，通道等，或其组合。出口126可位于任何合适的位置，包括前缘110，根部114，尖端116，或沿着压力侧106或吸力侧108的其他位置。出口126也可以形成在翼型件组件95的其他部分(例如平台118)中，并且流体地联接至丛120。
在非限制性示例中，可以使用各种方法来形成冷却通路122的三维丛120，包括增材制造，铸造，电铸或直接金属激光熔化。可以预期，具有丛120的翼型件100可以是增材制造的部件。如本文中所使用的，“增材制造”的部件将指通过增材制造(AM)处理形成的部件，其中该部件通过连续沉积材料逐层构建。AM是一个恰当的名称，用于描述通过逐层添加材料(无论材料是塑料还是金属)来构建3D对象的技术。AM技术可以利用计算机，3D建模软件(计算机辅助设计或CAD)，机器设备和分层材料。一旦生成了CAD草图，AM设备就可以从CAD文件中读取数据，并以逐层的方式放置或添加连续的液体、粉末、片状材料或其他材料的层，以制造3D对象。应当理解，术语“增材制造”涵盖许多技术，包括诸如3D打印，快速原型(RP)，直接数字制造(DDM)，分层制造和增材制造的子集。可用于形成增材制造部件的增材制造的非限制性示例包括粉末床熔合，光聚合固化，粘合剂喷射，材料挤出，定向能量沉积，材料喷射或片状层压。另外，丛120可包括任何期望的几何轮廓，包括分形几何轮廓，轴向蛇形轮廓或径向蛇形轮廓。
图3A以截面图示出了翼型件100，其中丛120被更详细地示出。可以预期，丛120可以在展向方向S(如图2所示)上延伸，并且还可以在弦向方向C以及横向方向R上延伸。例如，丛120可具有类似于体内的静脉丛或网络的整体轮廓或形式。丛120可包括延伸穿过外壁102的壁内冷却通路，近壁冷却通路或适用于翼型件100的其他冷却结构。参考图2和3A，应当理解，在图3A中标记为冷却通路122的每条线代表如图2所示以径向向内或向外方式“堆叠”的多个冷却通路122。
丛120可包括在流体互连的冷却通路122之间的多个交叉点。还应当理解，在穿过翼型件100的从线III-III径向向内或向外的其他横截面视图中，丛120可具有其他外观，分支或交叉点。可以理解的是，具有多个互连的冷却通路122的三维丛120可以用于向翼型件100的内部或外部内的多个位置定制地供应冷却空气。
在所示的示例中，翼型件100包括冷却通路122的第一平面组131，第二平面组132和第三平面组133。如本文中所使用的，冷却通路的“平面组”可以指在限定平面的两个维度上延伸或分支的任何组冷却通路。在另一示例中，冷却通路的“平面组”可以指形成在二维上延伸并且包括在第三维度上的厚度的三维结构的任何组冷却通路。在又一个示例中，冷却通路的“平面组”可以指的是具有在限定第一平面的两个维度上延伸的第一局部区域并且具有在限定与第一平面不同的第二平面的两个维度上延伸的第二局部区域的任何组冷却通路，在一个示例中，例如S形平面组的冷却通路。换句话说，本文所用的“平面”可以指在给定区域上是局部“平坦的”或二维的但是可以包括整体曲率的结构，例如曲面，包括具有三维厚度的曲面结构。冷却通路的平面组可包括尖端定向通路，弦向定向通路或展向定向通路，或它们的任意组合。
第一，第二和第三平面组131、132、133被示为在第一交叉点135处彼此流体联接。另外，如图所示，第一组出口126A可以流体地联接至第一平面组131，第二组出口126B可以流体地联接至第二平面组132。翼型件100还可包括延伸通过外壁102的壁内冷却通路137，如在吸力侧108处所示。壁内冷却通路137可将第二平面组132流体连接至第二组出口126B。可以想到的是，壁内冷却通路137可以是非分叉的冷却通路。还应理解，翼型件100可包括流体地联接至丛120的其他壁内冷却通路(未示出)。
另外，第二交叉点145示出了第二平面组132和第三平面组133可以流体地联接至冷却通路122的第四平面组134。沿着沿翼型件100的脊线(camber line)107部分地延伸的平面示出了第四平面组134，并且还可以想到，第四组134可以在任何方向上形成。
冷却空气源150可以位于翼型件100内。源150被图示为径向冷却通路，并且应当理解的是，冷却空气源150可以具有多种取向或形状，并且可以定位在翼型件100内或根据需要定位在翼型件组件95中的其他地方，包括平台118。如图所示，丛120可以经由至少一个入口124流体地联接到冷却空气源150。
图3B示出了具有冷却通路122的第一，第二和第三平面组131、132、133的第一交叉点135的丛120的缩放视图140。第一平面组131可以沿着第一平面141延伸，这在边缘视图中可以看到。第二平面组132可以沿着与第一平面141不同的第二平面142(边缘上看到)延伸，并且第三平面组133沿着不与第一和第二平面141、142对准的第三平面143延伸(边缘上看到)。在所示的示例中，第一平面141部分朝向弦向方向C延伸，第二平面142部分在横向方向R上朝向吸力侧108延伸，并且第三平面143部分在横向方向R上朝向压力侧106延伸。
现在参考图4，沿着后缘112和平台118示出了冷却通路的丛120的一部分128(图2)，其中第三交叉点152位于翼型件100的根部114。示出了展向方向S和弦向方向C，以及朝向压力侧106和吸力侧108的方向。应当理解，在翼型件100包括叶片的所示示例中，根部114邻近联接至叶片的平台118。在翼型件100包括轮叶的替代示例中，根部114可邻近联接至轮叶的内带或外带(未示出)。
在示出的示例中，第三交叉点152将冷却通路的第四平面组154沿着展向方向流体联接至冷却通路的第五平面组155和第六平面组156。第五平面组155限定第五平面157，并且从第三交叉点152朝向吸力侧108和平台118分支。第六平面组156限定第六平面158，并且从第三交叉点152朝向压力侧106和平台118分支。箭头表示冷却空气流过丛120并经由出口126排出。一些出口126可以沿着后缘112定位，并且一些出口126也可以位于平台118内。以这种方式，流体互连的冷却通路122的三维丛120可以在第一方向，第二方向和第三方向上延伸，例如在展向方向S，弦向方向C和横向方向R上延伸。
转到图5，示出了翼型件100的示例性截面图，其中示出了展向方向S和弦向方向C。进一步预期，气流调节器160可被包括在丛120的至少一个冷却通路122内。气流调节器160可被构造成使至少一个冷却通路122内的气流(用箭头示出)重定向，加速，减速，湍流，混合或平滑。一个示例性的气流调节器160可包括湍流器。在非限制性示例中，如本文中所使用的，“湍流器”将指代能够产生湍流气流的任何部件，包括凹痕，销或冲击区。可以使用的气流调节器160的其他非限制性示例包括表面粗糙度，可变的通路宽度或荷叶形(scalloped)壁部分。
在一个示例中，气流调节器160包括在流体联接的冷却通路122之间的交叉点处与表面粗糙度162结合的冲击区161。另一个气流调节器160可以是冷却通路122的变窄部分163的形式；可以理解的是，冷却通路122的这种变窄可以导致通过部分163的气流速度增加。在又一示例中，气流调节器160可在一个冷却通路122中包括第一宽度164，并且在另一个冷却通路122中包括比第一宽度164大的第二宽度165。
图6示出了翼型件100的另一示例性截面图，其中示出了弦向方向C和横向方向R。应当理解，图6的截面图在垂直于图5的方向上。
气流调节器160还可包括荷叶形部分166，在荷叶形部分166中，相邻的凹凸表面可引起通过冷却通路122的局部气流的旋流或湍流。在又一个示例中，气流调节器160还可包括具有尖角的斜面部分167。
转到图7，示出了翼型件100内的另一冷却导管125A的俯视横截面视图。冷却导管125A还包括具有冲击腔室161C的冲击区161A，该冲击腔室具有至少一个入口通路180和至少一个出口通路181，至少一个出口通路181被示为分叉成两个出口通路181。可以在入口通路180和出口通路181的交叉点处限定公共接合点186。在非限制性示例中，冷却导管125A可以形成丛120的一部分，其中入口通路180和出口通路181可以在丛120内形成冷却通路122。
湍流器168可以在公共接合点186处定位在冲击腔室161C内。如图所示，湍流器168可沿着入口通路180的中心流线方向189定位。例如，湍流器168可以与冲击腔室161C的后壁187间隔开，以限定冲击腔室161C的后部分188。
在图7的示例中，湍流器168被示为销。应当理解，湍流器168可以具有任何合适的几何形状或形式，包括圆柱形销，扁平的翅片，翅片，翼型件，人字形或不规则的几何轮廓。湍流器168还可以限定表面区域168S以及第一和第二表面169A，169B。冲击腔室161C还可以限定腔室表面区域161S，该腔室表面区域161S包括表面区域168S。另外，入口通路180可以限定入口表面区域180S。可以设想，腔室表面区域161S可以大于入口表面区域180S。例如，当在中心流线方向189上移动时，即，当从入口通路180向冲击腔室161C移动时，冷却导管125A的表面区域可以增加。在另一示例中，腔室表面区域161S可以大于由至少一个出口通路181限定的入口表面区域180S或出口表面区域181S。
还可以预期，湍流器168或冲击腔室161C中的至少一个可以在冷却导管125A内形成气流调节器160。可选地，在冷却导管125A中还可以包括其他气流调节器，例如上述的湍流器，荷叶形部分，变窄部分，表面粗糙度或斜面部分。
图8A以垂直于图7的视图示出了冷却导管125A的第一构造。在所示的示例中，湍流器168在与中心流线方向189不对准(例如，垂直)的方向上完全横跨冲击腔室161C的范围延伸。以这种构造流过冷却导管125A的冷却空气可以冲击湍流器168，沿着后壁187产生湍流气流，并且通过湍流器168将热量传递到冲击腔室161C的多个壁以提供冷却。
图8B以垂直于图7的视图示出了冷却导管125A的第二构造。在所示的示例中，如图所示，湍流器168可以在与中心流线方向189不对准(例如，垂直)的方向上部分地横跨冲击腔室161C延伸。在这种构造中流过冷却导管125A的冷却空气可以冲击湍流器168，并且流过多个表面，例如湍流器168的第一和第二表面169A，169B，从而将热量通过湍流器168传递到冲击腔室161C的一个壁。
在操作中，流过包括丛120和冷却通路122的冷却导管125、125A的空气会遇到或冲击气流调节器160。气流调节器160可引起局部气流的旋流或其他湍流，例如荷叶形部分166或具有表面粗糙度162的冲击区161、161A或冲击腔室161C。气流调节器160也可以用于例如经由冲击腔室161C的斜面部分167或后部分188来重定向局部气流。气流调节器160还可例如经由变窄部分163来改变局部气流速度。还可以理解，任何示例性的气流调节器都可以改变一个或多个气流特性，例如速度，速率，旋流或湍流，并且给定的气流调节器还可以改变冷却导管或通路内的多个气流特性。
将理解的是，上述气流调节器160的各方面可以被组合或定制到三维丛120的任何期望的部分，以及在翼型件100内的任何期望的方向上。气流调节器160可定向成引导或改变在展向方向S，弦向方向C，横向方向R或它们的任意组合上移动的气流，包括在不具有三维丛的冷却通路中移动的气流。在一个非限制性实例中，冲击腔室161C可位于形成近壁冷却结构的丛120的一部分内，例如位于邻近压力侧106或吸力侧108的丛120的一部分内，如在图3A的视图中所示。
现在参考图9，示出了可以在翼型件100中利用的冷却通路的另一个三维丛220。丛220类似于丛120；因此，除非另有说明，否则将用增加100的相似数字来标识相似的部分，应理解，丛120的相似部分的描述适用于丛220。
为了清楚起见，丛220被示出为没有周围翼型件。应当理解，丛220可以定位在翼型件的内部，诸如针对翼型件100内的丛120所示的那样(见图2)。另外，应当理解，尽管以“平坦”的通路和区域示出，但是丛220表示翼型件100内的三维开放空间或空隙。示出了展向方向S和弦向方向C以供参考。应当理解，丛220可以在翼型件100内的任何合适方向上定向，包括沿着展向方向S，弦向方向C或横向方向R的任何组合。
冷却通路222的丛220可包括至少一个入口224，其中冷却空气可被供应到丛220。入口224被示出为狭槽和入口孔的组合。丛220还包括可以沿着翼型件的后缘定位的多个出口226。
丛220可包括分形几何轮廓。如本文所用，“分形”将指代冷却通路的递归或自相似图案或布置。更具体地，沿着第一弦向位置281的线性冷却通路222的第一组282可具有第一通路尺寸。沿着第一弦向位置281下游的第二弦向位置284的线性冷却通路222的第二组283具有第二通路尺寸285，该第二通路尺寸285可以小于第一通路尺寸282。可以设想，线性冷却通路222或成组的线性冷却通路222的通路尺寸可以在第一弦向位置281和第二弦向位置284之间减小。此外，可以理解的是，第二组283在不同的尺寸比例上具有与第一组280相似的外观或图案。应当理解，丛220也可以在翼型件的压力侧与吸力侧之间的方向上延伸，包括根据需要具有可变通路尺寸的线性冷却通路的组。以这种方式，丛220可以在下游方向上连续递归地分叉，直到流体地连接到出口226，并且还可以限定如上所述的分形图案。丛220还可包括在流动方向上恒定和/或减小的非扩张横截面，例如第二通路尺寸285小于第一通路尺寸282。
现在参考图10，示出了可以在翼型件100中利用的另一冷却通路丛320。丛320类似于丛120、220；因此，除非另有说明，否则将用进一步增加100的相似数字来标识相似部分，应理解，丛120、220的相似部分的描述适用于丛320。
为了清楚起见，丛320被示出为没有周围翼型件。应当理解，丛320可以定位在翼型件的内部，诸如针对翼型件100内的丛120所示出的那样(见图2)。另外，应当理解，尽管以“平坦”的通路和区域示出，但是丛320表示翼型件100内的三维开放空间或空隙。示出了展向方向S和弦向方向C以供参考。应当理解，丛320可以在翼型件100内的任何合适的方向上取向，包括沿着展向方向S，弦向方向C或横向方向R的任何组合。
冷却通路322的丛320可包括至少一个入口324，其被示为多个入口孔，其中冷却空气可被供应至丛320。丛320还包括多个出口326，其可以沿着翼型件的后缘定位。
冷却通路322被示出为具有在入口324和出口326之间流动的示例性冷却气流390。一个区别是丛320可以包括径向蛇形轮廓。更具体地，冷却通路322可以包括第一部分391和第二部分392，在第一部分391中，冷却气流390在下游弦向方向上移动，第二部分392在展向方向上与第一部分391偏离(例如，径向偏离)，其中冷却气流390在上游弦向方向上移动，如图所示。冷却通路322可进一步包括第三部分393，其中，冷却气流390在下游弦向方向上移动，并在流过多个出口326之前分叉，分离或分开。以这种方式，第一部分391，第二部分392和第三部分393可以至少部分地限定丛320的径向蛇形轮廓。
现在参考图11，示出了可以在翼型件100中利用的冷却通路的另一三维丛420。丛420类似于丛120、220、320；因此，除非另有说明，否则类似的部分将用进一步增加100的类似数字来标识，应理解的是，丛120、220、320的类似部分的描述适用于丛420。
为了清楚起见，丛420被示出为没有周围翼型件。应当理解，丛420可以定位在翼型件的内部，诸如针对翼型件100内的丛120所示的那样(见图2)。另外，应当理解，尽管以“平坦”的通路和区域示出，但是丛220表示翼型件100内的三维开放空间或空隙。示出了展向方向S和弦向方向C以供参考。应当理解，丛420可以在翼型件100内的任何合适方向上定向，包括沿着展向方向S，弦向方向C或横向方向R的任何组合。
冷却通路422的丛420可包括至少一个入口424，其被示为多个入口孔，其中冷却空气可被供应至丛420。丛420还包括多个出口426，其可以沿着翼型件的后缘定位。
冷却通路422被示出为具有在入口424和出口426之间流动的示例性冷却气流490。一个区别是丛420可包括轴向蛇形轮廓。更具体地，冷却通路422可包括第一部分491，其中冷却气流490在下游弦向方向上移动以及在展向方向上径向向外移动。冷却通路422还包括第二部分492，其中，冷却气流490在展向方向上径向向内移动的同时，继续在下游弦向方向上移动。流体联接到第二部分491的第三部分493在冷却气流490流过多个出口426之前将其分开。以这种方式，第一部分491，第二部分492和第三部分493可以至少部分地限定丛420的轴向蛇形轮廓。
可选地，冷却通路422可以包括第四部分494，该第四部分在第一部分491和第二部分492之间提供了附加的流体联接。可替代地，第四部分494可以为轴向蛇形冷却通路422提供刚性或支撑，而不提供额外的流体联接。
转到图12，示出了呈翼型件组件495形式的另一发动机部件，其可以在图1的涡轮发动机10中使用。翼型件组件495类似于翼型件组件95；因此，相似的部分将用相似的数字增加400来标识，应该理解的是，除非另有说明，翼型件组件95的相似部分的描述适用于翼型件组件495。
翼型件组件495包括翼型件500，该翼型件500可以是涡轮发动机10的任何区段中的任何翼型件，例如叶片或轮叶，根据需要，该任何区段包括压缩机区段22或涡轮区段32。
翼型件500包括外壁502(以虚线示出)，外壁502限定外表面503并界定内部504。外壁502限定了压力侧506和吸力侧508，在它们之间限定了横向方向R。外壁502还在前缘510和后缘512之间轴向延伸以限定弦向方向C，并且还在根部514与尖端516之间径向延伸以限定展向方向S。另外，如图所示，翼型件500可从具有至少一个入口通路519的燕尾部517延伸。
翼型件500可包括至少一个冷却空气供应导管，该至少一个冷却空气供应导管流体地联接到内部504内的至少一个通路。在所示的示例中，翼型件500包括第一，第二和第三冷却空气供应导管581、582、583。后缘通路591可沿着后缘512延伸并流体地联接到第一供应导管581。前缘通路592可以沿着前缘510延伸并且流体地联接到第二供应导管582。尖端通路593可沿着翼型件500的尖端516延伸，并且流体地联接至第三供应导管583。
翼型件还可包括位于外表面503中的多个出口。例如，多个后缘出口596，前缘出口597和尖端出口598可以设置在外表面503中，并分别流体联接至后缘通路591，前缘通路592和尖端通路593。应当理解，供应导管581、582、583和通路591、592、593以及出口596、597、598是示例性的，并且翼型件500可包括比所示的更多或更少的供应导管或通路。
翼型件500中还可包括至少一个三维丛。在所示的示例中，与丛120、220、320、420相似的第一丛520A被包括在第一供应导管581中并且流体地联接至后缘通路591和后缘出口596。与丛120、220、320、420相似的第二丛520B和第三丛520C被包括在第三供应导管583中。第二丛520B可以流体地联接到尖端通路593和尖端出口598。第三丛520C可流体地联接至第一丛520A或尖端通路593中的一个或两个。另外，第一丛520A可在弦向方向C上邻近第二丛520B定位，例如第二丛520B位于第一丛520A的上游。为了清楚起见，以实心轮廓形式示意性地示出了第三丛520C。应当理解，第三丛520C还包括在该视图中未示出的流体互连的冷却通路。还应当理解，在翼型件500中仍然可以设置其他未示出的冷却通路，孔或出口。
在另一个示例中，可以在外壁502的外表面503中设置表面通道590，示出为邻近翼型件500的尖端516。表面通道590可以流体地联接到第二丛120B和尖端出口598中的一个或两个。例如，可以在表面通道590中提供至少一些尖端出口598。在不使用尖端通道的另一示例中，尖端出口598可直接设置在外表面503中。
还预期冷却空气供应导管中的至少一个可包括至少一个非分叉通路585。例如，第二供应导管582可包括非分叉通路585，该非分叉通路585流体联接至前缘通路592。在另一个示例中，第一供应导管581可包括非分叉通路585，该非分叉通路585流体联接至第一丛520A并位于第一丛520A的上游。
还可以想到，冷却空气供应导管中的至少一个可以与至少一个三维丛至少部分地径向对准。在示出的示例中，第一冷却空气供应导管581至少部分地与第一丛520A径向对准，并且第三冷却空气供应导管583与第二丛520B和第三丛520C径向对准。
图13示出了面对压力侧506的翼型件500。在该视图中，第二丛520B以实心轮廓形式示意性地示出，并且应当理解，第二丛520B可包括如图13所示的流体互连的冷却通路。进一步考虑到，第二丛520B和第三丛520C可在横向方向R上彼此相邻，其中第二丛邻近压力侧506定位，而第三丛邻近吸力侧508定位。另外，第二丛520B和第三丛520C可以通过燕尾部517内的共同的入口通路流体地联接并且由共同的入口通路选择性地供应。额外的尖端出口598可以流体地联接至尖端通路593；在所示示例中，表面通道590可设置在压力侧506(图12)，而尖端出口598可直接设置在吸力侧508(图13)的外表面上。
在操作中，从燕尾部517供给的冷却空气可以通过第一供应导管581，第二供应导管582和第三供应导管583径向向外(例如，沿展向方向S)流动。冷却空气可以在展向方向S，弦向方向C，横向方向R或其任意组合上流动，同时在通过前缘510，后缘512，尖端516或外表面503上的其他位置上的至少一个出口排出之前流过翼型件500内的至少一个三维丛。如上所述，冷却空气可以在流过三维丛之前流过至少一个非分叉通路585。
在又一个示例(未示出)中，可以在翼型件内提供多个丛，使得第一丛的冷却通路可以通过第二丛的冷却通路交织。第一丛可以可选地与第二丛流体联接，或者可以为第一和第二丛提供独立的冷却空气源。例如，第一丛可包括在展向方向上的冷却通路的平面组，并且第二丛可包括在弦向方向上的冷却通路的平面组，其中第一丛的冷却通路围绕第二丛的冷却通路被引导，而不流体联接到第二丛。
在另一个非限制性示例(未示出)中，至少一个丛可以直接流体地联接到外表面中的出口，例如尖端出口，而没有喷射孔介入。在这种情况下，至少一个丛可以完全延伸到翼型件的尖端并流体地联接到出口。格架(lattice)部分也可以直接流体地联接到位于翼型件的压力侧或吸力侧的其他出口，包括没有喷射孔介入，包括通过细长的喷射孔或通过直接流体地联接到没有这种喷射孔的出口。
在又一个非限制性示例(未示出)中，丛可进一步包括多个离散组的冷却通路，每个冷却通路均由单独的冷却导管流体地供应。多个离散组中的每一个可以包括任何或全部的冲击区，格架部分或细长的喷射孔。多个离散组可以例如通过单个连接流体通路流体地联接，或者它们可以在翼型件内部内分离。另外，多个离散组可以形成径向地布置在翼型件内的多个冲击区，使得从冷却导管供应的冷却空气可以冲击第一区，冲击第二区，冲击第三区，等等，直到经由冷却孔出口排出。
各个方面提供了一种冷却涡轮发动机翼型件的方法，该方法包括通过三维丛(例如，翼型件中流体互连的冷却通路的丛120、220、320、420)供应冷却流体，并通过至少一个出口排放冷却流体。如上所述，出口可以位于前缘，后缘，尖端或表面通道中的任何一个或全部上。可选地，该方法可以包括在交叉点处分开冷却流体，该交叉点是诸如在第一方向141上延伸的冷却通路的第一平面组131和在第二方向142上延伸的冷却通路的第二平面组132的第一交叉点135。可选地，该方法可以包括在第二交叉点145处重新结合来自第一和第二平面组131、132的冷却流体。第一方向141可以在翼型件100的压力侧106和吸力侧108之间在横向方向R上，并且第二方向142可以沿着展向方向S或弦向方向C。可以预期，第一，第二和第三方向中的任何一个可以在展向方向S，弦向方向C，横向方向R或以上的任何组合中的任何方向上。该方法可以进一步包括将冷却流体冲击在三维丛120的冷却通路122内的冲击区161上。另外，排放冷却流体还可包括通过多个出口排放，上述出口是例如设置在压力侧或吸力侧106、108之一的、多个凹入部分170之间的后缘112处的出口126。
所描述的结构，例如各种丛，提供了一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法，包括通过翼型件内部内的冷却导管来供应冷却流体。该方法还包括使冷却流体流到位于冷却导管内的冲击腔室，将冷却流体冲击在位于冲击腔室内的销上，以及使冷却流体从冲击腔室流到至少一个出口通路以冷却翼型件。如上所述，冷却流体可以在销的后面并且与销间隔开地流到冲击腔室的后部分，然后冷却流体可以从冲击腔室流到至少一个出口通路。可选地，如上所述，冲击腔室可位于流体互连的冷却通路的丛内。
所描述的结构和方法提供了多个益处，包括分离和定制冷却通路的三维丛的能力可以根据需要向多个翼型件位置提供指定的冷却。三维结构提供了紧贴翼型件内多个轮廓的功能，从而减轻了重量，提高了可制造性，并改善了对定制位置的冷却。三维丛内的定制几何形状(例如蛇形或分形部分或其组合)还提供了温度能力的局部增加，其中应力或温度场导致了翼型件上或翼型件内特定位置的更高冷却需求。可以通过改变通路尺寸，长度或横截面宽度，或通过在交叉点处分支丛的部分以将冷却空气重定向到翼型件的所需部分来实现这种定制。改善冷却性能会减少发动机的专用冷却流量，从而提高发动机性能和效率。此外，定制的冷却可以减少部件应力并改善部件的使用寿命，从而提高发动机的耐用性。
分形或分叉的几何形状的一个好处是，使用较大的通路过渡到较小的通路可以用较少的供应空气实现相同或改善的冷却性能。另外，较大的或上游的通路相对于下游通路径向或轴向地偏离，例如呈蛇形的几何轮廓，可提供增加的冷却空气工作量，这可进一步改善冷却性能。这种分形，分叉，格架或蛇形的几何形状可将冷却空气散布在较大的翼型件区域上，或在操作期间将更大的翼型件内部表面区暴露于冷却空气中，与传统冷却结构相比，这提高了高温冷却性能。
还可以理解，使用冲击区，包括将销定位在冲击腔室中，可以提供用于冷却翼型件的增大的表面区域。气流调节器可提供翼型件内(包括三维丛内)的冷却空气的混合，重定向，工作或湍流，与传统的冷却方法相比，它可以提高冷却性能。
还可以理解的是，在后缘出口处使用凹入部分，结合冷却通路和气流调节器的丛，可以引导，定制和有效利用作为通过和流出翼型件100的冷却气流而供应的冷却气流。经由凹入部分定制或改制通过出口的出口气流方向的能力可以提高包括铸造或增材制造的各种制造方法的生产率。与传统的翼型件相比，凹入部分可以有效地提供更薄的后缘，这改善了孔的冷却性能并减轻了翼型件的重量，从而提高了耐用性和发动机效率。还可以理解的是，使用凹入部分或其他凹入的表面特征可以改善或定制翼型件周围的气流，或在需要时增强混合并促进湍流。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种翼型件，包括：外壁，该外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；冷却空气供应导管，该冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的三维丛，冷却通路的第一平面组沿着第一平面延伸，冷却通路的第二平面组沿着与第一平面不同的第二平面延伸。
2.根据条项1所述的翼型件，其中第一平面组和第二平面组在压力侧与吸力侧之间的方向上彼此间隔开。
3.根据条项1-2中任一项所述的翼型件，进一步包括在外表面上的出口，其中，第一组出口流体地连接至第一平面组，并且第二组出口流体地连接至第二平面组。
4.根据条项3所述的翼型件，其中第一组出口与前缘、后缘、根部或尖端中的一个相邻，并且第二组出口与前缘、后缘、根部或尖端中的不同的一个相邻。
5.根据条项3所述的翼型件，其中第一组出口在压力侧，并且第二组出口在吸力侧。
6.根据条项1-5中任一项所述的翼型件，进一步包括在外表面中的通道，出口位于通道中。
7.根据条项6所述的翼型件，其中通道邻近尖端定位。
8.根据条项1-7中任一项所述的翼型件，其中冷却通路的第一平面组和第二平面组中的至少一个在流动方向上具有非扩张横截面。
9.根据条项8所述的翼型件，其中非扩张横截面是以下中的至少一个：在流动方向上是恒定的或在流动方向上是减小的。
10.根据条项1-9中任一项所述的翼型件，其中冷却通路的第一平面组和第二平面组中的至少一个包括尖端定向通路和弦向定向通路。
11.根据条项1-10中任一项所述的翼型件，进一步包括壁内冷却通路，该壁内冷却通路延伸通过外壁的内部并且流体地联接至三维丛。
12.根据条项11所述的翼型件，其中壁内冷却通路包括非分叉通路。
13.根据条项1-12中任一项所述的翼型件，其中冷却通路的第一平面组在交叉点处流体地联接至冷却通路的第二平面组。
14.一种翼型件组件，包括：
翼型件，该翼型件包括：
外壁，该外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；第一冷却空气供应导管，该第一冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的第一丛，该第一丛在下游方向上递归地分叉至少两次。
15.根据条项14所述的翼型件组件，进一步包括出口，该出口位于外表面上并流体联接至流体互连的冷却通路的第一丛。
16.根据条项15所述的翼型件组件，其中流体互连的冷却通路的第一丛连续递归地分叉，直到流体地连接至出口。
17.根据条项15所述的翼型件组件，其中出口沿着前缘、后缘或尖端中的至少一个定位。
18.根据条项14-17中任一项所述的翼型件组件，进一步包括在流体互连的冷却通路的第一丛的上游的非分叉部分。
19.根据条项18所述的翼型件组件，其中非分叉部分具有蛇形形状。
20.根据条项14-19中任一项所述的翼型件组件，其中第一冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的第二丛，该第二丛流体联接到流体互连的冷却通路的第一丛。
21.根据条项20所述的翼型件组件，其中流体互连的冷却通路的第一丛或第二丛中的一个在两个维度上延伸。
22.根据条项14-21中任一项所述的翼型件组件，进一步包括平台，该平台在根部处联接至翼型件并具有出口，该出口位于平台上并流体联接至流体互连的冷却通路的第一丛。
23.一种冷却涡轮发动机中的翼型件组件的方法，该方法包括：通过冷却导管供应冷却流体，该冷却导管包括翼型件组件中的翼型件内部内的流体互连的冷却通路的至少一个三维丛；使冷却流体流过至少一个三维丛；通过位于翼型件或联接至翼型件的平台中的至少一个中的至少一个出口排放冷却流体。
24.根据条项23所述的方法，进一步包括在在第一方向上延伸的冷却通路的第一平面组和在第二方向上延伸的冷却通路的第二平面组的交叉点处分开冷却流体。
25.根据条项24所述的方法，进一步包括在第二交叉点处重新混合来自第一组和第二组的冷却流体。
26.根据条项23-25中任一项所述的方法，进一步包括将冷却流体冲击在三维丛的冷却通路内的冲击区上。
27.根据条项23-26中任一项所述的方法，其中流动进一步包括使冷却流体流过第一三维丛，并且使冷却流体流过与第一三维丛流体联接的第二三维丛。
应当理解，所公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可应用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。
在尚未描述的程度上，各个实施例的不同特征和结构可以根据需要组合使用或彼此替代。在所有实施例中未示出的一个特征并不意味着其不能这样示出，而是为了描述简洁。因此，不管是否明确地描述了新的实施例，不同实施例的各种特征可以根据需要被混合和匹配以形成新的实施例。本文所描述的特征的所有组合或置换都被本公开覆盖。
该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结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (27)

1.一种翼型件，其特征在于，包括：
外壁，所述外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；和
冷却空气供应导管，所述冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的三维丛，冷却通路的第一平面组沿着第一平面延伸，冷却通路的第二平面组沿着与所述第一平面不同的第二平面延伸；
所述丛在流体联接至所述翼型件内部内的冷却空气源的至少一个入口和流体连接到所述丛的至少一个出口之间延伸；
所述出口位于所述前缘、后缘、根部或尖端中的任何一个或全部处。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述第一平面组和所述第二平面组在所述压力侧与所述吸力侧之间的方向上彼此间隔开。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括在所述外表面上的出口，其中，第一组出口流体地连接至所述第一平面组，并且第二组出口流体地连接至所述第二平面组。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中所述第一组出口与所述前缘、所述后缘、所述根部或所述尖端中的一个相邻，并且所述第二组出口与所述前缘、所述后缘、所述根部或所述尖端中的不同的一个相邻。
5.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中所述第一组出口在所述压力侧，并且所述第二组出口在所述吸力侧。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括在所述外表面中的通道，出口位于所述通道中。
7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，其中所述通道邻近所述尖端定位。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述冷却通路的第一平面组和第二平面组中的至少一个在流动方向上具有非扩张横截面。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，其中所述非扩张横截面是以下中的至少一个：在所述流动方向上是恒定的或在所述流动方向上是减小的。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述冷却通路的第一平面组和第二平面组中的至少一个包括尖端定向通路和弦向定向通路。
11.根据权利要求1-10中任一项所述的翼型件，其特征在于，进一步包括壁内冷却通路，所述壁内冷却通路延伸通过所述外壁的所述内部并且流体地联接至所述三维丛。
12.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，其中所述壁内冷却通路包括非分叉通路。
13.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述冷却通路的第一平面组在交叉点处流体地联接至所述冷却通路的第二平面组。
14.一种翼型件组件，其特征在于，包括：
翼型件，所述翼型件包括：
外壁，所述外壁限定界定内部的外表面，并限定压力侧和吸力侧，在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；和
第一冷却空气供应导管，所述第一冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的第一丛，所述第一丛在下游方向上递归地分叉至少两次；
所述第一丛在流体联接至所述翼型件内部内的冷却空气源的至少一个入口和流体连接到所述第一丛的至少一个出口之间延伸；
所述出口位于所述前缘、后缘、根部或尖端中的任何一个或全部处。
15.根据权利要求14所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括出口，所述出口位于所述外表面上，并流体联接至流体互连的冷却通路的所述第一丛。
16.根据权利要求15所述的翼型件组件，其特征在于，其中流体互连的冷却通路的所述第一丛连续递归地分叉，直到流体地连接至所述出口。
17.根据权利要求15所述的翼型件组件，其特征在于，其中所述出口沿着所述前缘、所述后缘或所述尖端中的至少一个定位。
18.根据权利要求14所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括在流体互连的冷却通路的所述第一丛的上游的非分叉部分。
19.根据权利要求18所述的翼型件组件，其特征在于，其中所述非分叉部分具有蛇形形状。
20.根据权利要求14所述的翼型件组件，其特征在于，其中所述第一冷却空气供应导管包括流体互连的冷却通路的第二丛，所述第二丛流体联接到流体互连的冷却通路的所述第一丛。
21.根据权利要求20所述的翼型件组件，其特征在于，其中流体互连的冷却通路的所述第一丛或所述第二丛中的一个在两个维度上延伸。
22.根据权利要求14-21中任一项所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括平台，所述平台在所述根部处联接至所述翼型件并具有出口，所述出口位于所述平台上，并流体联接至流体互连的冷却通路的所述第一丛。
23.一种冷却涡轮发动机中的翼型件组件的方法，其特征在于，所述方法包括：
通过冷却导管供应冷却流体，所述冷却导管包括所述翼型件组件中的翼型件内部内的流体互连的冷却通路的至少一个三维丛；
使所述冷却流体流过所述至少一个三维丛；和
通过位于所述翼型件或联接至所述翼型件的平台中的至少一个中的至少一个出口排放所述冷却流体；
所述丛在流体联接至所述翼型件内部内的冷却空气源的至少一个入口和流体连接到所述丛的至少一个出口之间延伸；
所述出口位于所述平台处。
24.根据权利要求23所述的方法，其特征在于，进一步包括在在第一方向上延伸的冷却通路的第一平面组和在第二方向上延伸的冷却通路的第二平面组的交叉点处分开所述冷却流体。
25.根据权利要求24所述的方法，其特征在于，进一步包括在第二交叉点处重新混合来自所述第一组和所述第二组的所述冷却流体。
26.根据权利要求23所述的方法，其特征在于，进一步包括将所述冷却流体冲击在所述三维丛的冷却通路内的冲击区上。
27.根据权利要求23-26中任一项所述的方法，其特征在于，其中流动进一步包括使所述冷却流体流过第一三维丛，并且使所述冷却流体流过与所述第一三维丛流体联接的第二三维丛。
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