CN115217527A - 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件 - Google Patents

用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件 Download PDF

Info

Publication number
CN115217527A
CN115217527A CN202210397044.7A CN202210397044A CN115217527A CN 115217527 A CN115217527 A CN 115217527A CN 202210397044 A CN202210397044 A CN 202210397044A CN 115217527 A CN115217527 A CN 115217527A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
outlet
trailing edge
engine component
centerline
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.)
Pending
Application number
CN202210397044.7A
Other languages
English (en)
Inventor
丹尼尔·恩迪科特·奥斯古德
科克·道格拉斯·加利尔
格里高利·特伦斯·加莱
扎卡里·丹尼尔·韦伯斯特
丹尼尔·李·杜斯托克
里卡多·卡拉巴罗
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
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 CN115217527A publication Critical patent/CN115217527A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F01D5/186—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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F05D2240/304—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 trailing 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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种用于涡轮发动机的翼型件，涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，翼型件包括限定内部并具有外表面的壁，燃烧气流在该外表面上流动，外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧；至少一个冷却导管，其位于内部并流体地联接到冷却气流。主冷却通道具有流体地联接到至少一个冷却导管的至少一个入口，外表面上的主出口。通道将至少一个入口连接到主出口，该通道被分离成第一部分和第二部分。主出口与后缘隔开预定距离。

Description

用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件
技术领域
本公开大体上涉及一种用于发动机的冷却通道，并且更具体地涉及用于冷却翼型件的后缘的一组冷却通道。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机并流过包括固定轮叶和旋转涡轮叶片的多个翼型件的燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。
用于飞行器的燃气涡轮发动机被设计为在高温下操作以使发动机效率最大化，因此冷却某些发动机部件，例如高压涡轮和低压涡轮，可能是有益的。通常，冷却是通过将来自高压和/或低压压缩机的较冷空气用管道输送到需要冷却的发动机部件来完成的。高压涡轮中的温度约为1000℃至2000℃，并且来自压缩机的冷却空气约为500℃至700℃。虽然压缩机空气是高温的，但它相对于涡轮空气更冷，并且可用于冷却涡轮。
现代涡轮叶片通常包括一个或多个内部冷却回路，用于引导冷却空气通过翼型件以冷却翼型件的不同部分，并且可以包括用于冷却翼型件的不同部分(例如翼型件的前缘、后缘和尖端)的专用冷却回路。
发明内容
本公开的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本文公开的实践而获知。
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述发动机部件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口、以及将所述入口连接至所述出口的通道，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点、以及与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，其中所述厚度T大于或等于所述第一距离D1与所述第二距离D2之间的差(T>(D2-D1))。
在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述翼型件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口、将所述至少一个入口连接至所述主出口的通道、位于所述至少一个入口和所述主出口之间的所述通道内的冲击区，其中，所述冲击区将所述通道分离成第一部分和第二部分，所述第一部分具有在所述至少一个入口和所述冲击区之间延伸的曲线中心线，所述第二部分具有在所述冲击区和所述主出口之间延伸的扩散区段。
本公开的这些和其他特征、方面和优点将参考以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入本说明书并构成本说明书一部分的附图图示了本公开并且与描述一起用于解释本文公开的原理。
附图说明
本说明书参考附图阐述了针对本领域普通技术人员的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2是图1的发动机的翼型件的立体图，翼型件的形式是包括一组冷却通道的叶片。
图3A是沿图2的线III-III截取的一组冷却通道的横截面视图。
图3B是根据本文公开的一方面的一组冷却通道的出口部分的变型的放大图。
图4是来自图3A的一组冷却通道的具有中间开口的冷却通道的示意图。
图5是沿图4的线V-V截取的冷却通道的横截面视图，示出了中间开口的一个示例性形状。
图6是沿图4的线V-V截取的冷却通道的替代的横截面视图，示出了中间开口的另一个示例性形状。
图7是沿图4的线V-V截取的冷却通道的又一个替代的横截面视图，示出了中间开口的又一个示例性形状。
图8是根据本文公开的另一方面的沿图2的线III-III截取的一组冷却通道的替代的横截面视图。
图9是根据本文公开的又一方面的沿图2的线III-III截取的一组冷却通道的另一替代的横截面视图。
图10是沿图9的线X-X截取的冷却通道的横截面视图，示出了冷却通道中的流动增强器分布。
图11是替代的一组冷却通道的后缘的截面视图，其中只有一个冷却通道具有供应通道和出口通道。
具体实施方式
本文描述的公开的多个方面针对设置在发动机部件中的冷却孔。更具体地，本公开针对设置在翼型件中靠近翼型件的后缘的一个或多个冷却孔。为了说明的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片来描述本公开。然而，将理解的是，本文描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用(诸如其他移动应用和非移动工业的、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。
如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“前方”表示在某物的前面，“后方”或“后”表示在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可表示上游，后方/后可表示下游。
此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”指的是远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向指的是沿着在发动机的中心纵向轴线和外部发动机圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任意数量的元件，包括仅一个。
所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不应被解释为对实施例的限制，特别是对于本文描述的本公开的各方面的位置、取向或用途的限制。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以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动，除非另有说明。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接并且彼此具有固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在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的示意性横截面视图。发动机10具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，该轴线或中心线12从前方14延伸到后方16。发动机10以下游串行流动关系包括风扇区段18，风扇区段18包括风扇20；压缩机区段22，压缩机区段22包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，燃烧区段28包括燃烧器30；涡轮区段32，涡轮区段32包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12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被核心壳体46包围，核心壳体46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驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50可围绕发动机中心线旋转，并且联接至多个可旋转元件，这些可旋转元件共同限定转子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，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，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，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游和附近。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅被选择用于说明的目的，其他的数量也是可能的。
用于压缩机级的叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61上，该盘61被安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应的一个上。用于压缩机级的轮叶60、62可以以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，以从穿过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，而对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游和附近。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅被选择用于说明的目的，其他数量也是可能的。
用于涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71上，盘71被安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应的一个上。用于压缩机级的轮叶72、74可以以周向布置安装到核心壳体46。
作为转子部分的补充，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静态轮叶60、62、72、74也单独或统称为定子63。因此，定子63可以指代遍及发动机10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，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动了LP线轴50，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压气流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的温度显著增加至高于引气温度。引气77可用于降低燃烧器下游的核心部件的温度。
气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，并通过在风扇排气侧84的固定轮叶排离开发动机组件10，更具体地，通过包括多个翼型件导向轮叶82的出口导向轮叶组件80离开发动机组件10。更具体地，在风扇区段18附近使用周向的一排径向延伸的翼型件导向轮叶82，以对气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44并且用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的上下文中，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，因为它直接位于燃烧区段28的下游。其他冷却流体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。
现在参考图2，显示以图1中的发动机10的涡轮叶片68中的一个的形式的发动机部件。替代地，在非限制的示例中，发动机部件可以是轮叶、支柱、维修管、护罩或燃烧衬里，或可能需要或利用冷却通道的任何其他发动机部件。涡轮叶片68包括燕尾榫90和翼型件92。燕尾榫90还包括至少一个入口通道100，显示为两个示例性入口通道100，每个入口通道100延伸通过燕尾榫90，以在通道出口102处提供与翼型件92的内部流体连通。应当理解，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通道100容纳在燕尾榫90的本体内。例如，燕尾榫90可以构造成安装到图1的发动机10上的涡轮转子盘71。
翼型件92在尖端94和根部96之间径向延伸，在尖端94和根部96之间限定展向方向。翼型件92在根部96处的平台98处安装到燕尾榫90。平台98有助于径向包含涡轮发动机主流气流。此外，翼型件92包括外壁104，外壁104包括第一侧106和第二侧108，并且在前缘110和后缘112之间延伸以在前缘110和后缘112之间限定弦向方向。如图所示，第一侧106可以是压力侧，并且第二侧108可以是转向轮叶的吸入侧。还可以进一步设想，翼型件92可以是非转向轮叶，例如框架整流罩的非限制性示例。还进一步设想，第一侧106或第二侧108均不弯曲以形成压力侧和/或吸力侧。外壁104可以部分地限定和包围至少一个冷却导管118，显示为形成冷却回路128的两个示例性冷却导管118。
一组冷却通道114在靠近后缘112的第一侧106上排出，并且布置成展向排。可选地，另一组冷却通道可以设置在第二侧108上，但是被图2的立体图遮蔽。此外，可以设想，冷却通道114可以在后缘112上具有出口。
在操作中，诸如燃烧器流的热气体流(H)可以沿着翼型件92的外壁104的外部通过。冷却流体流(C)可被提供给入口通道100，并在通道出口102处进入翼型件92，进入冷却导管118。冷却流体流(C)可被提供遍及翼型件92，并作为冷却膜从冷却通道114排出。
现在参考图3A，显示图2的截面III-III，翼型件92包括由外壁104限定的内部120。外壁104还可包括内表面122和外表面124，其中内表面122限定内部120。肋126可以从外壁104的第一侧106延伸到外壁104的第二侧108，有效地将内部120分离成包括如图所示的最后方的冷却导管118的单独的冷却导管118(图2)。冷却导管118可在翼型件92的内部120内形成冷却回路128的至少一部分。应当理解，所示的肋126、冷却导管118和冷却回路128是示例性的，并且可以在翼型件92内形成无数不同的冷却回路128，包括但不限于冷却导管、渠道、通道、管道、冷却入口、在展向或弦向平面中的全长度肋或部分长度肋、近壁冷却通道、湍流器、销、翅片或形成翼型件92的任何其他结构中的一个或多个。
一组冷却通道114在外表面124处将内部120流体地联接到翼型件92的外部，并提供用于沿外表面124在后缘112附近排出冷却流体。一组冷却通道114可以包括主冷却通道130，主冷却通道130设置成邻近后缘112并且从基本上朝向后缘112定位的最后方的冷却导管118排出。外壁104可以靠近后缘112具有厚度(T)。可以更清楚地看出，后缘112是翼型件92在弦翼中的最后方的点。厚度(T)可以限定为在沿外壁104从第一侧106和第二侧108中的每一个到后缘112的显著曲率变化处，在后缘112的上游的第一侧106和第二侧108之间的外壁104的尺寸。显著曲率变化可以限定为第一侧106与第一后缘圆角(F1)相遇的第一切点(P1)以及第二侧108与第二后缘圆角(F2)相遇的第二切点(P2)。替代地，第一切点(P1)和第二切点(P2)可以限定为第一侧106或第二侧108中的任一个与对应的圆角(F1，F2)之间的至少5％的变化(ΔC)。换言之，厚度(T)是点(P1)和(P2)之间的直线距离。
主冷却通道130可包括在冷却导管118处的至少一个入口132和在外表面124处的主出口134，本文称为出口134。主冷却通道130可以是两部分的，具有包括供应通道138的第一部分136和包括出口通道142的第二部分140。中间开口144可以将供应通道138流体地连接到出口通道142。
供应通道138在冷却导管118和出口通道142之间延伸，并将冷却导管118流体地联接到出口通道142。供应通道138可以是弯曲的或弓形的，在任何方向上弯曲，例如在非限制性示例中的径向方向、轴向方向、展向方向或弦向方向上弯曲。如本文所用，弯曲可以意味着中心线是非线性的。替代地，弯曲可以意味着供应通道138的至少一部分是弓形的或包括限定曲率的弓形外壁。供应通道138可以限定在至少一个入口132和中间开口144之间延伸的曲线中心线(CCL)。作为非限制性示例，曲线中心线(CCL)可限定朝向第一侧106的第一转向146。第一转向146可以限定大于90度的角度。替代地，可以设想，供应通道138是线性的。此外，可以设想，供应通道138和出口通道142之一或两者是弯曲的。
第二部分140还可包括冲击区148。冲击区148可包括第一转向146、中间开口144和由出口通道142的与中间开口144相对的一部分限定的冲击表面149，来自供应通道138的冷却流体流(C)在冲击表面149处冲击，或撞击。如图所示，第一转向146可以朝向第一侧106，使得冲击发生在沿着第一侧106的外壁104处，导致第一侧106的冷却。
第二部分140可以进一步包括袋(pocket)150。袋150可由出口通道142的与出口134相对的一端限定。袋150可位于冲击区148附近。袋150可以在冷却流体(C)流过出口通道142的剩余部分之前捕获颗粒以清洁冷却流体(C)。虽然图示为具有袋150，但一组冷却通道114不需要包括袋150。
出口通道142可限定至少一条中心线，图示为多条中心线。第一中心线(CL1)可以在第一方向上从袋150朝向后缘112延伸。第一中心线(CL1)可以大致平行于第一侧106。虽然图示为大体平行，但第一中心线(CL1)可以与第一侧106、第二侧108中的任一个平行或者在朝向后缘112的任何方向上延伸。第二中心线(CL2)可以沿着不同于第一方向的第二方向从出口134朝向第二侧108延伸。第二转向152可以由第一中心线(CL1)和第二中心线(CL2)的交点限定。第二转向152可以限定小于90度的角度。虽然出口通道142被示为大致上是线性的，但是可以设想，出口通道142可以在任何方向上是弯曲的或弓形的，类似于针对供应通道138所描述的那样。
主冷却通道不需要精确地在后缘112处排出。出口通道142的出口134可以布置在外表面124上，在最后方的冷却导管118的下游，但在后缘112的上游。出口通道142的出口134可以位于后缘112的预定距离内。出口134可限定沿外表面124在下游边缘160和上游边缘162之间延伸的开口。从下游边缘160处的点到后缘112测量的第一尺寸限定了第一距离(D1)。从上游边缘162处的点到后缘112测量的第二尺寸限定了第二距离(D2)。第一距离(D1)和第二距离(D2)各自被限定为从后缘到相应上游边缘160和下游边缘162中的每一个的直线距离。如图所示，从后缘112、相应的上游边缘160和下游边缘162的每一个延伸的测量线应该彼此平行。
在第一示例中，参见下面的等式1，厚度(T)大于或等于第一距离(D1)和第二距离(D2)之间的差。
等式1：(T≥(D2-D1))
在第二示例中，参见下面的等式2，第一距离(D1)大于或等于厚度的一半。
等式2:(D1≥(T/2))
在第三示例中，参见下面的等式3，第二距离(D2)大于或等于厚度(T)。此外，第二距离(D2)小于或等于厚度的五倍。
等式3:(T≤D2≤5*T)
在几何形状上与主冷却通道130相似的次级冷却通道170可以位于主冷却通道130的上游。次级冷却通道170可以在第二入口172和沿第一侧106位于出口134上游的第二出口174之间延伸。
虽然图示的一组冷却通道114包括主冷却通道130和次级冷却通道170，但是任何数量的冷却通道是可以设想的，是一个或多个。此外，一组冷却通道114可以布置在展向方向上。此外，所示的每个冷却通道可以是以展向布置的一组冷却通道114的一部分。此外，应当理解，主冷却通道130的供应通道138比次级冷却通道的供应通道178长，允许沿翼型件92的弦翼限定的冷却通道114之间的部分重叠。这种重叠可用于定制从冷却通道114到翼型件92的最需要局部冷却的部分的局部冷却；例如，可以利用固态分析来识别其中的部分。
图3B是出口134处的一组冷却通道114的变型的放大图。设想的是，在生产期间，出口134可以终止于至少一个圆角，在本文中被示为第三和第四圆角(F3、F4)。如果在出口134处形成圆角，则第二距离(D2)和第一距离(D1)之间的差是沿外表面124测量的出口134的最小尺寸。换言之，下游边缘160和上游边缘162处的点现在是这个变型中的与第三和第四圆角(F3、F4)隔开的点160a、162a。每个点160a、162a位于以虚线延伸穿过出口134的外表面124和以虚线示出的从主冷却通道130中的点(P3、P4)延伸的切线的交点处，其中第三和/或第四圆角(F3，F4)分别在点(P3、P4)开始。应当理解，在本文所述的所有方面中，尺寸(D2-D1)是出口134在外表面124处的最小尺寸。
图4是一组冷却通道114中的一个冷却通道的一部分的示意图，作为非限制性示例，主冷却通道130的示意图。该示意图包括中间开口、冲击区148和袋150。供应通道138可以是限定主冷却通道130的最小横截面区域(CAm)的计量截面。应当理解，在一组冷却通道114中可以形成多于一个的计量截面。计量截面可以从入口132(图3A)延伸到中间开口144。进一步设想，计量截面没有长度，并且可以限定中间开口144或入口132。横截面区域(CAm)可以是圆形的形状，但任何横截面形状都可以设想。
转到图5，图示了图4的沿线V-V的的俯视图。在一个示例中，中间开口144可以具有在展向方向上延伸的跑道形状(racetrack shape)144a。出口通道142可以是扩散区段，使得出口通道142的横截面区域(CAd)可以从中间开口144向下游延伸而增加。在一个示例中，横截面区域(CAd)不断增加。在一种替代的、非限制性的实施方式中，增加的横截面区域(CAd)可以是不连续的或逐步增加的横截面区域。
沿中间开口144的中心线(CL)测量的距离(A)限定了出口通道142的宽度。沿中间开口的中心线测量的距离(B)限定了中间开口144的宽度。A:B的比率可以小于3(A/B<3)。进一步设想的是，A:B的比率可以小于2(A/B＜2)。
转到图6，图示了图4的沿线V-V的另一个示例性俯视图。在另一示例中，中间开口144可以是多个开口，图示为一对开口(N＝2)，每个开口具有基本上圆形的形状144b，圆形的形状144b具有直径(D)。应当理解，当中间开口144不是圆形时，如本文所述的直径(D)可以是水力(hydraulic)直径(DH)。字母“N”可以表示开口的数量。沿中间开口144的中心线(CL)测量的距离(A)限定了出口通道142的宽度。A:(D*N)的比率可以小于4((A/(D*N)<4)。沿中间开口的中心线测量的距离(B)限定了中间开口144的宽度。A:B的比率可以小于3(A/B<3)。进一步设想的是，A:B的比率可以小于2(A/B＜2)。
转向图7，图示了图4的沿线V-V的又一个示例性俯视图。在又一示例中，中间开口144可以是多个开口，图示为一对开口(N＝2)，每个开口具有在弦向方向上延伸并限定水力直径(DH)的基本上跑道形状144c。开口的数量可以用字母“N”表示。跑道形状，也称为体育场形状，是二维几何形状，由在一对相对边上带有半圆的矩形构成。沿中间开口144的中心线(CL)测量的距离(A)限定了出口通道142的宽度。A:(DH*N)的比率可以小于4((A/(DH*N)<4)。A和B是如本文前述测量的距离。A:B的比率可以小于3(A/B<3)。进一步设想的是，A:B的比率可以小于2(A/B<2)。
图8示出了根据本文所讨论的公开的另一方面的一组冷却通道214。一组冷却通道214基本上类似于一组冷却通道114，因此，相同的部分将用相同数字增加100来标识。应该理解的是，一组冷却通道114的相同部分的描述适用于一组冷却通道214，除非另有说明。
一组冷却通道214包括在冷却导管118处的至少一个入口232和外表面124处的出口234之间延伸的主冷却通道230。主冷却通道230可以是两部分的，具有包括供应通道238的第一部分236和包括出口通道242的第二部分240。中间开口244可以将供应通道238流体地连接到出口通道242。
供应通道238可以限定在至少一个入口232和中间开口244之间延伸的曲线中心线(CCL)。曲线中心线(CCL)可以限定朝向第二侧108的第一转向246。第一转向246可以限定大于90度的角度。第一转向246可以接近180度的角度。例如，当考虑袋250作为第一转向246的一部分时，冷却流体流(C)可以转过180度。
第二部分240还可包括冲击区248。如图所示，第一转向246可以朝向第二侧108，使得沿着第二侧108在外壁104处发生冲击，导致第二侧108的冷却。
虽然所示的一组冷却通道214包括主冷却通道230，但任何数量的冷却通道都是可以设想的，是一个或多个。此外，一组冷却通道214可以布置成展向组，使得所示的每个冷却通道都是成展向布置的一组冷却通道214的一部分。
图9示出了根据本文讨论的公开的另一方面的一组冷却通道314。一组冷却通道314基本上类似于一组冷却通道114，因此，相同的部分将用相同数字增加200来标识。应该理解的是，一组冷却通道114的相同部分的描述适用于一组冷却通道314，除非另有说明。
一组冷却通道314是一对嵌套的冷却通道，其包括主冷却通道330和几何形状类似于主冷却通道330的次级冷却通道370。主冷却通道330可包括在冷却导管118处的至少一个入口332和在外表面124处的出口334。主冷却通道330可以是两部分的，具有包括主供应通道338的第一部分336和包括出口通道342的第二部分340。中间开口344可以将主供应通道338流体地连接到出口通道342。
次级冷却通道370可以在靠近入口332的冷却导管处的第二入口372和沿着第一侧106位于出口334上游的第二出口374之间延伸。次级冷却通道370也可以是两部分的，具有包括供应通道378的第一部分376和包括出口通道382的第二部分380。中间开口384可以将供应通道378流体地连接到出口通道382。
主冷却通道330的第二部分340从冷却导管118靠近第二侧108朝向后缘112延伸。出口通道342可限定大致平行于第二侧108的第一中心线(CL1)。
次级冷却通道370的第二部分380与主冷却通道330的第二部分340隔开以限定中间壁386。出口通道382可限定大致平行于第一中心线(CL1)延伸的第三中心线(CL3)。在一些实施方式中，第一中心线和第二中心线的长度之和(CL1+CL2)大于所示的(CL3)。
第二部分340、380可以各自包括冲击区348、388。冲击区348可以由来自供应通道338、378的冷却流体流(C)冲击在出口通道342、382中的与中间开口344、384相对的一部分上来限定。进一步设想，流动增强器392可以位于两个第二部分340、380中。
供应通道338、378可以各自限定在它们相应的入口332、372和中间开口344、384之间延伸的曲线中心线(CCL)。主供应通道338的曲线中心线(CCL)可以限定朝向第二侧108的第一转向346。第一转向346可以限定大于90度的角度。次级供应通道378可以比主供应通道338更长，以便包括与第一转向346镜像的次级转向390。次级转向390相对于第一转向346位于后方并且朝向第一侧106。如图所示，转向346、390可以朝向第二侧108。因此，冲击可发生在沿第二侧108的外壁104处和中间壁386处，导致第二侧108和中间壁386的冷却。
主冷却通道330和次级冷却通道370是嵌套的。嵌套意味着主冷却通道330和次级冷却通道370被形成为紧密装配在一起，使得次级冷却通道370至少部分地镜像主冷却通道330。换言之，次级冷却通道370可以具有更小的足迹，并且装配在主冷却通道330和第一侧106之间的空间内。
此外，主冷却通道330的出口334被示为具有沿着圆角(F3)的下游边缘360，而上游边缘362没有圆角。因此，在如本文先前所述的变型中，位于下游边缘360上游的点360a是从其到后缘112测量第一距离(D1)的地方。
虽然所示的一组冷却通道314包括主冷却通道330和次级冷却通道370，但是任何数量的冷却通道是可以设想的，是一个或多个。此外，一组冷却通道314可以布置成展向组，使得所示的每个冷却通道都是成展向布置的一组冷却通道314的一部分。
图10是沿图9的线X-X截取的主冷却通道330的示意图。流动增强器392可以是形成为泪滴形状的销394。虽然图示为泪滴形状，但流动增强器392和/或销394的形状可以是任何形状，包括但不限于方形、圆形和菱形或形状的任何组合。销394可以均匀地分布在主冷却通道330的第二部分中。虽然图示为均匀分布的销，但应理解，销394的任何放置是可以设想的。主冷却通道330的出口334可以具有小于1的纵横比。更具体地，出口334的轴向(A)与径向(R)的比率可以在1:3和1:15之间。应当理解，描绘用于出口334的纵横比也可以应用于本文所述的所有出口。
图11示出了根据本文所讨论的公开的另一方面的一组冷却通道414。一组冷却通道414基本上类似于一组冷却通道114，因此，相同的部分将用相同数字增加300表示。应该理解的是，对一组冷却通道114的相同部分的描述适用于一组冷却通道414，除非另有说明。为清楚起见，尺寸(T)、(D1)和(D2)已被移除。
一组冷却通道414包括在冷却导管118处的至少一个入口432和外表面124处的出口434之间延伸的主冷却通道430。主冷却通道430可以是两部分的，具有包括供应通道438的第一部分436和包括出口通道442的第二部分440。出口通道442可以是直的。中间开口444可以将供应通道438流体地连接至出口通道442。
供应通道438可以限定在至少一个入口432和中间开口444之间延伸的曲线中心线(CCL)。在一个示例中，曲线中心线(CCL)可以是“S”形并且包括多条曲线。曲线中心线(CCL)可以进一步包括拐点496，并且可以具有复杂的曲率，例如具有在三维上延伸的不同弯曲、曲线或拐点，例如在弦向方向、展向方向、轴向方向、径向方向、周向方向或它们的任意组合。
第二部分440还可包括冲击区448。如图所示，沿第二侧108在外壁104处发生冲击，导致第二侧108冷却。
一组冷却通道414可以进一步包括次级冷却通道470。次级冷却通道470可以是排放到第一侧106的直的冷却通道。冷却通道430、470都在第一侧106排放，而设想的是，它们可以排放到第二侧108，或者压力侧106和吸入侧108两者。
应当理解，如本文所述的冷却通道可设置在翼型件或发动机部件的任何部分中，例如如本文所述的翼型件的后缘。此外，应当理解，例如，如本文所述的冷却通道可以对翼型件的其他部分，例如前缘、后缘、压力侧、吸力侧、尖端、根部，或甚至翼型件的内部结构具有额外的适用性。此外，冷却孔几何形状可适用于除翼型件之外的其他发动机部件，例如非限制性示例中的叶片、轮叶、支柱、护罩或燃烧器衬里。
如本文所述的冷却通道和其他复杂几何形状可以例如通过增材制造形成，同时设想传统的制造方法。增材制造(AM)工艺是通过材料的连续沉积来逐层构建部件。AM是描述通过添加一层又一层的材料(无论材料是塑料还是金属)来构建3D物体的技术的恰当的名称。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。一旦产生CAD草图，AM设备可以从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、片材或其他材料层，以制造3D物体。应该理解，术语“增材制造”包括许多技术，许多技术包括子集，如3D打印、快速成型(RP)、直接数字制造(DDM)、分层制造和增材制造。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融、还原光聚合(vatphotopolymerization)、粘合剂喷射、材料挤出、定向能量沉积、材料喷射或片材层压。诸如3D打印、直接金属激光熔化、直接金属激光烧结或电铸的增材制造可提供用于形成如本文所述的复杂几何形状，其中通过诸如铸造或钻孔的传统制造方式的这种形成可能具有挑战性、昂贵或耗时，以及产量低。也可以利用通过增材生产核心来进一步铸造，或通过RMC制作核心。
冷却翼型件92的方法可以包括使冷却流体流过冷却回路128。该方法可以包括使冷却流体(C)流过冷却导管118，并将冷却流体(C)传送到一组冷却通道114。在接收到冷却流体(C)时，该方法可以包括使冷却流体(C)流过主冷却通道130并且沿着外表面124在后缘112附近排出冷却流体。
该方法可以进一步包括使冷却流体流过包括供应通道138的第一部分136，然后流过包括出口通道142的第二部分140，其中供应通道138在中间开口144处流体地联接到出口通道142。
该方法可以进一步包括使冷却流体(C)沿着弯曲通道流动，并且在第一转向146处使冷却流体(C)转向。冷却流体(C)然后可以冲击出口通道142的与中间开口144相对的一部分。如本文所述，该转向可以朝向第一侧106或第二侧108。该方法可以包括冷却对应的第一侧106或第二侧108。
该方法可以包括在冷却流体(C)流过出口通道142的剩余部分之前，利用袋150来清洁冷却流体(C)。
该方法可以进一步包括在小于90度的第二转向152处使冷却流体转向。如本文所述，冷却流体(C)的排出可包括在后缘112上游的位置处排出冷却流体(C)。
进一步设想，如本文所述，该方法包括使冷却流体(C)的一部分流过次级冷却通道170。
本文所述的尺寸能够使出口开口和靠近后缘的厚度最小化。较小的出口开口提高了后缘处的薄膜冷却性能。最小的厚度增加了与发动机部件相关联的空气动力学效率。这些调整一起直接影响发动机部件的稳定性，并且更具体地，通过增加后缘附近的发动机部件的强度来影响后缘处的翼型件的稳定性。因此，增加了发动机部件的寿命跨度和耐用性。此外，整体发动机的效率也提高了，这对环境是有益的。
此外，本文描述的冷却通道和概念提供改进的局部冷却，例如改进的冲击冷却。此外，出口通道的扩散槽可以为翼型件的对流冷却提供更大的表面区域，以及沿翼型件的外部提供更宽的冷却膜层，这提供了具有更大附着的更有效的冷却膜。改进的冷却可能需要更少的冷却空气，这可能需要更少的引气。所需的较少量冷却空气可以提高发动机效率并降低具体的燃料消耗。改进的膜冷却可以提供更高的操作温度，这可以提高发动机效率，以及提高部件寿命并减少维护。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。
在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要组合使用或彼此替代使用。没有在所有示例中说明一个特征并不意味着要解释成它不能被如此说明，而是为了描述的简洁而这样做。因此，可以根据需要混合和匹配不同方面的各种特征以形成新方面，无论新方面是否被明确描述。本文描述的特征的所有组合或排列都被本公开覆盖。
该书面描述使用示例来描述本文描述的公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本公开的各方面的可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书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则它们旨在在权利要求书的范围内。
本公开的进一步方面由以下条款的主题提供：
一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述发动机部件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口以及将所述入口连接至所述出口的通道，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点以及与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，其中所述厚度T大于或等于所述第一距离D1与所述第二距离D2之间的差(T≥(D2-D1))。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第一距离大于或等于所述厚度的一半(D1≥(T/2))。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二距离大于或等于所述厚度，并且所述第二距离小于或等于所述厚度的五倍(T≤D2≤5*T)。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述主冷却通道包括在所述入口和冲击区之间延伸的第一部分和在所述冲击区以及所述主出口之间延伸的第二部分。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第一部分具有曲线中心线。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述曲线中心线限定大于90度的第一转向，所述第一转向终止于所述冲击区。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二部分具有从所述冲击区朝向所述后缘延伸的第一中心线和从所述主出口朝向所述第一中心线延伸以限定第二转向的第二中心线。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二转向小于90度。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括第二冷却通道，所述第二冷却通道靠近所述后缘与所述主冷却通道嵌套，并且在所述主出口的上游具有第二出口。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二冷却通道包括出口通道，所述出口通道具有大致平行于所述第一中心线延伸的第三中心线。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第一中心线和所述第二中心线的长度之和大于所述第三中心线。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第一部分终止于所述冲击区处的中间开口。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二部分包括限定宽度(A)的出口通道，并且所述中间开口限定宽度(B)，其中，A：B的比率小于3(A：B<3)。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述中间开口是多个开口。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二部分包括限定宽度(A)的出口通道，所述多个开口中的每一个限定直径(D)，并且所述宽度(A)与多个开口的数量(N)乘以所述直径(D)的比率小于4(A:(N*D)<4)。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二部分包括至少一个流动增强器。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二部分包括扩散区段。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括第二冷却通道，所述第二冷却通道靠近所述后缘并在所述主出口的上游具有第二出口。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第二冷却通道包括直的冷却通道。
根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述至少一个入口是多个入口。
一种用于涡轮发动机的翼型件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述翼型件包括：壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的压力侧和吸入侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度“T”；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口、将所述至少一个入口连接至所述主出口的通道、位于所述至少一个入口和所述主出口之间的所述通道内的冲击区，其中所述冲击区将所述通道分离成第一部分和第二部分，所述第一部分具有在所述至少一个入口和所述冲击区之间延伸的曲线中心线，所述第二部分具有在所述冲击区和所述主出口之间延伸的扩散区段。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，其中所述曲线中心线限定大于90度的第一转向，所述第一转向终止于所述冲击区。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点和与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，并且所述厚度T大于或等于所述第一距离和所述第二距离之间的差(T≥(D2-D1))。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点和与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，并且所述第一距离大于或等于所述厚度的一半(D1≥(T/2))。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点和与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，并且所述第二距离大于或等于所述厚度且小于或等于所述厚度的五倍(T≤D2≤5*T)。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，其中所述第二部分具有从所述冲击区朝向所述后缘延伸的第一中心线和从所述主出口朝向所述第一中心线延伸以限定小于90度的第二转向的第二中心线。
根据前述条款中任一项所述的翼型件，进一步包括第二冷却通道，所述第二冷却通道在流体地联接至所述至少一个冷却导管的次级入口和在所述主出口的上游的位置处的所述外表面的第二出口之间延伸。
一种冷却翼型件的方法，所述方法包括使冷却流体流过冷却回路，使所述冷却流体流过至少一个冷却导管并使所述冷却流体流向一组冷却通道；在主冷却通道中接收所述冷却流体，使所述冷却流体流过所述主冷却通道，并且沿着外表面在所述翼型件的后缘附近排出所述冷却流体。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体流过所述主冷却通道的第一部分，所述第一部分包括供应通道。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体流过所述主冷却通道的第二部分，所述第二部分包括所述出口通道。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体通过中间开口从所述第一部分流到所述第二部分。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体沿弯曲通道流动，并且在位于所述第一部分中的第一转向处使所述冷却流体转向。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括将所述冷却流体冲击在所述出口通道的与所述中间开口相对的一部分上。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括冷却靠近所述主冷却通道的对应侧。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括在使所述冷却流体流过所述出口通道的剩余部分之前，利用位于所述主冷却通道中的袋来清洁所述冷却流体。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括在所述后缘的上游的位置处排出所述冷却流体。
根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括使所述冷却流体的一部分流过次级冷却通道。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，其特征在于，所述发动机部件包括：
壁，所述壁限定内部并具有使所述燃烧气流在其上流动的外表面，所述外表面限定在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向的第一侧和第二侧，其中所述壁靠近所述后缘具有厚度T；
至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管位于所述内部，并且流体地联接至所述冷却气流；
主冷却通道，所述主冷却通道具有流体地联接至所述冷却导管的至少一个入口、在所述外表面上的主出口以及将所述入口连接至所述出口的通道，其中所述主出口具有与所述后缘隔开第一距离D1的下游点以及与所述后缘隔开第二距离D2的上游点，其中所述厚度T大于或等于所述第一距离D1与所述第二距离D2之间的差(T>(D2-D1))。
2.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第一距离大于或等于所述厚度的一半(D1>(T/2))。
3.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第二距离大于或等于所述厚度，并且所述第二距离小于或等于所述厚度的五倍(T<D2<5*T)。
4.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述主冷却通道包括在所述入口和冲击区之间延伸的第一部分以及在所述冲击区和所述主出口之间延伸的第二部分。
5.根据权利要求4所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第一部分具有曲线中心线。
6.根据权利要求5所述的发动机部件，其特征在于，其中所述曲线中心线限定大于90度的第一转向，所述第一转向终止于所述冲击区。
7.根据权利要求4所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第二部分具有从所述冲击区朝向所述后缘延伸的第一中心线和从所述主出口朝向所述第一中心线延伸以限定第二转向的第二中心线。
8.根据权利要求7所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第二转向小于90度。
9.根据权利要求1-7中任一项所述的发动机部件，其特征在于，进一步包括第二冷却通道，所述第二冷却通道靠近所述后缘与所述主冷却通道嵌套，并且在所述主出口的上游具有第二出口。
10.根据权利要求9所述的发动机部件，其特征在于，其中所述第二冷却通道包括出口通道，所述出口通道具有大致平行于所述第一中心线延伸的第三中心线。
CN202210397044.7A 2021-04-15 2022-04-15 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件 Pending CN115217527A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/231,263 2021-04-15
US17/231,263 US11519277B2 (en) 2021-04-15 2021-04-15 Component with cooling passage for a turbine engine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115217527A true CN115217527A (zh) 2022-10-21

Family

ID=83603194

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210397044.7A Pending CN115217527A (zh) 2021-04-15 2022-04-15 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11519277B2 (zh)
CN (1) CN115217527A (zh)

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5378108A (en) * 1994-03-25 1995-01-03 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US5498133A (en) * 1995-06-06 1996-03-12 General Electric Company Pressure regulated film cooling
US6126397A (en) * 1998-12-22 2000-10-03 United Technologies Corporation Trailing edge cooling apparatus for a gas turbine airfoil
US6241466B1 (en) 1999-06-01 2001-06-05 General Electric Company Turbine airfoil breakout cooling
US6422819B1 (en) 1999-12-09 2002-07-23 General Electric Company Cooled airfoil for gas turbine engine and method of making the same
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction
US7766615B2 (en) 2007-02-21 2010-08-03 United Technlogies Corporation Local indented trailing edge heat transfer devices
US9422816B2 (en) * 2009-06-26 2016-08-23 United Technologies Corporation Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge
CN104541024B (zh) 2012-08-20 2018-09-28 安萨尔多能源英国知识产权有限公司 用于旋转机器的内部冷却式翼型件
US9447692B1 (en) 2012-11-28 2016-09-20 S&J Design Llc Turbine rotor blade with tip cooling
ITCO20120061A1 (it) 2012-12-13 2014-06-14 Nuovo Pignone Srl Metodi per produrre pale di turbomacchina con canali sagomati mediante produzione additiva, pale di turbomacchina e turbomacchine
WO2014163698A1 (en) 2013-03-07 2014-10-09 Vandervaart Peter L Cooled gas turbine engine component
WO2014186109A1 (en) 2013-05-15 2014-11-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling passage turbulator pedestal

Also Published As

Publication number Publication date
US20220333490A1 (en) 2022-10-20
US11519277B2 (en) 2022-12-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108691573B (zh) 用于涡轮发动机的部件及使流体流过其的方法
CN111441829B (zh) 具有冷却孔的涡轮发动机的部件
CN110043325B (zh) 带有成组冷却孔的发动机构件
US10563519B2 (en) Engine component with cooling hole
CN112343665B (zh) 具有冷却孔的发动机构件
CN111335960B (zh) 涡轮发动机翼型件及冷却方法
US20240301798A1 (en) Component with cooling passage for a turbine engine
CN112240227B (zh) 涡轮发动机翼型件
WO2018034790A1 (en) Engine component with porous holes
CN113074024B (zh) 冷却空气回路中带导流板的发动机部件
CN115217527A (zh) 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件
CN110872952B (zh) 具有中空销的涡轮发动机的部件
US20170328213A1 (en) Engine component wall with a cooling circuit
US11560803B1 (en) Component with cooling passage for a turbine engine
US11486259B1 (en) Component with cooling passage for a turbine engine
US11885236B2 (en) Airfoil tip rail and method of cooling
US20240117743A1 (en) Turbine engine with component having a cooling hole with a layback surface
CN117627732A (zh) 涡轮发动机翼型件

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