CN116085055A - 用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件 - Google Patents

Abstract

一种用于涡轮发动机的发动机部件，涡轮发动机具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，发动机部件包括壁，壁限定内部并且具有使燃烧气流流过的外表面，外表面限定第一侧和第二侧。发动机部件进一步包括设置在内部中并且具有导管侧壁的至少一个冷却导管，和形成在壁中并且将至少一个冷却导管流体联接到外表面的一组冷却通道，一组冷却通道中的至少一个冷却通道包括初级冷却通道部分和次级冷却通道部分。扩散槽位于初级冷却通道部分中，并且冲击区流体联接到扩散槽。

Description

用于涡轮发动机的带有冷却通道的部件

相关申请的交叉引用

本申请要求2021年11月5日提交的美国专利申请号17/520,146的优先权，其全部内容通过引用被并入本文。

技术领域

本公开大体上涉及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上游缘的一组冷却通道。

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静止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成在高温下操作，以使发动机效率最大化，因此冷却某些发动机部件(诸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，但是它相对于涡轮空气更冷，并且可用于冷却涡轮。

现代涡轮叶片和其他发动机部件大体上包括一个或多个内部冷却回路，用于导向冷却空气通过发动机部件，以冷却发动机部件的不同部分，并且可以包括用于冷却发动机部件的不同部分的专用冷却回路。

附图说明

在参考附图的说明书中，针对本领域普通技术人员，阐述了完整且能够实现的公开，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是处于包括一组冷却通道的叶片形式的图1的发动机的翼型件的透视图。

图3是沿图2的线III-III截取到的具有一组冷却通道的翼型件的横截面视图。

图4是根据本文公开的一方面的来自一组冷却通道的冷却通道的变型的放大图。

图5是沿图4的线V-V截取到的来自图4的冷却通道的横截面视图。

图6是以虚线显示的翼型件的一部分的透视图，其中一组冷却通道以实线显示。

图7是根据本文公开的一方面的具有一组冷却通道的变型的翼型件的上游缘的前视图。

图8是沿图7的线VIII-VIII截取到的横截面视图，显示了用于一组冷却通道的停滞冷却通道的各种几何结构。

图9A是根据本文公开的一方面的沿图7的线IX-IX截取到的横截面视图，显示了停滞冷却通道。

图9B是根据本文公开的另一方面的沿图7的线IX-IX截取到的横截面视图，显示了停滞冷却通道的变型。

图10是根据本文公开的另一方面的一组冷却通道的布置的变型的放大图。

图11是根据本文公开的另一方面的一组冷却通道的布置的另一变型的放大图。

图12是根据本文公开的又一方面的一组冷却通道的布置的又一变型的放大图。

图13是根据本文公开的又一方面的一组冷却通道的布置的又一变型的放大图。

图14是本文所示的具有一组流动增强器的任何冷却通道的顶视图。

图15是图14的沿线XV-XV的横截面视图，其中流动增强器是销。

具体实施方式

本文描述的公开的方面针对设置在发动机部件中的冷却孔。更具体地，本公开针对设置在邻近发动机部件边缘的翼型件中的一个或多个冷却孔。为了例释的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片的上游缘来描述本公开。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、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。利用本文所述的冷却孔的专用冷却回路可以在翼型件部件中实施，翼型件部件包括但不限于翼型件的前缘、后缘或尖端。预期到的其他发动机部分包括但不限于平台边缘、端壁等。

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”意指在某物的前面，并且“后”或“后方”意指在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可以意指上游，并且后/后方可以意指下游。

另外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个。

所有方向引用(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前面、背面、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前、后等)仅用于标识目的，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，特别是关于本文描述的公开的方面的位置、取向或使用的限制。连接引用(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元件以及元件之间的相对移动，除非另有指示。因此，连接引用不一定推断出两个元件直接连接并且彼此处于固定关系。示例性附图仅用于例释的目的，并且在本文所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。如本文所用，基本上意指在5％以内。

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具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向延伸的轴线或发动机中心线12。发动机10以下游串行流动关系包括：包括风扇20的风扇区段18，包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22，包括燃烧器30的燃烧区段28，包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，和排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕发动机中心线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围绕，核心壳体46可以与风扇壳体40联接。

围绕发动机10的发动机中心线12同轴设置的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的发动机中心线12同轴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。HP线轴48和LP线轴50能够围绕发动机第一中心线旋转，并且联接到能够共同限定转子51的多个可旋转元件。

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可以被设置成环，并且可以相对于发动机中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60、62被定位在旋转压缩机叶片56、58的上游并且邻近旋转压缩机叶片56、58。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例释的目的，并且其他数量也是可能的。

用于压缩机的一级的旋转压缩机叶片56、58可以被安装到(或集成到)盘61，盘61被安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应的一个。用于压缩机的一级的静态压缩机轮叶60、62可以以周向布置被安装到核心壳体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，多个旋转涡轮叶片68、70可以被设置成环，并且可以相对于发动机中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72、74被定位在旋转涡轮叶片68、70的上游并且邻近旋转涡轮叶片68、70。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例释的目的，并且其他数量也是可能的。

用于涡轮的一级的旋转涡轮叶片68、70可以被安装到涡轮转子盘71，涡轮转子盘71被安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应的一个。用于压缩机的一级的静态涡轮轮叶72、74可以以周向布置被安装到核心壳体46。

对于转子部分的补充，发动机10的静止部分，诸如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静态轮叶60、62、72、74，也被个别或共同地称为定子63。因此，定子63可以是指整个发动机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的加压气流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。燃烧气体被排出到LP涡轮36中，LP涡轮36提取附加功，以驱动LP压缩机24，并且排放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中被抽取。引气77可以从加压气流76中被抽取，并且被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的温度被显著增加到高于引气温度。引气77可用于降低燃烧器下游的核心部件的温度。

剩余部分的气流78绕过LP压缩机24和发动机核心44，并且在风扇排气侧84处通过静止轮叶排，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施加一些方向性控制。

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，尤其是发动机10的热部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或用于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，因为它直接在燃烧区段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排出的流体。

现在参考图2，显示了处于来自图1的发动机10的一个涡轮叶片68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，或者可以是可能需要或使用冷却通道的任何其他发动机部件。涡轮叶片68包括燕尾部90和翼型件92。燕尾部90进一步包括至少一个入口通道100，显示为三个示例性入口通道100，每个入口通道100延伸通过燕尾部90，以在供应出口102处提供与翼型件92的内部流体连通。应当理解，燕尾部90以横截面被显示，使得入口通道100被容纳在燕尾部90的本体内。例如，燕尾部90可以被构造成安装到图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，在其间限定展向方向。翼型件92在根部96处被安装到平台98处的燕尾部90。平台98有助于径向包含涡轮发动机主流气流。另外，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，以在其间限定流线方向。应当理解，上游缘110可以是翼型件92的前缘，并且下游缘112可以是翼型件92的后缘。进一步地，如图所示，第一侧106可以是转动轮叶的压力侧，并且第二侧108可以是转动轮叶的吸力侧。还进一步预期的是，翼型件92可以是非转向轮叶，作为非限制性示例，框架整流罩。还进一步预期的是，第一侧106或第二侧108都不弯曲，以形成压力侧和/或吸力侧。

在操作中，热气体流(H)，诸如燃烧器流，可以沿着翼型件92的外壁104的外部通过。冷却流体流(C)可以被提供给入口通道100并且在供应出口102处进入翼型件92，通入翼型件92中。停滞线(SL)位于热气体流(H)以90度角度接触翼型件92并且热气体流(H)的速度为零的位置。翼型件92的边缘可以通过横跨0.5英寸弧长的等于15度、135度或在15到135度之间的角度的变化来被限定。边缘可以是锐角变化，诸如发动机部件的机加工边缘，作为非限制性示例，其中尖端94与第一侧106或第二侧108交汇，或者如在翼型件92中处于上游缘110的情况，是圆角或混合。在其他非限制性示例中，边缘可以是下游缘112，平台98的前端、侧端或后端，根部96或沿弧长出现角度变化的发动机部件的其他区域。在一些实施方式中，角度变化可以等于45度、135度或在45和135度之间。在一些情况下，停滞线(SL)与上游缘110共线，但是应当理解，停滞线(SL)可以沿着上游缘110在一定程度上变化。此外，在全部或部分操作状况期间，停滞线(SL)可以暂时或永久地从全部或部分上游缘(110)变化。在一些实施方式中，完全没有停滞线(SL)。

一组冷却通道114可以邻近上游缘110排放。一组冷却通道114可以包括各种冷却通道及其取向。冷却流体流(C)可以遍及翼型件92被提供，并且作为冷却膜从一组冷却通道114被排放。一组冷却通道114中的至少一个冷却通道可以是停滞冷却通道116。取决于实施方式，停滞冷却通道116可以沿停滞线(SL)或上游缘110定位。对于如本文所述的翼型件92，停滞冷却通道116沿停滞线(SL)定位。出口槽118可以被设置在上游缘110处或附近。出口槽118可以位于停滞冷却通道116的侧面，使得另一个出口槽可以被设置在停滞冷却通道116的另一侧上，但是被图2的透视图遮蔽。

一组冷却通道114中的至少一个冷却通道可以是槽冷却通道120。槽冷却通道120可以沿停滞线(SL)或邻近上游缘110通向外壁。进一步地，槽冷却通道120可以被定向在流线方向或展向方向上。进一步预期的是，槽冷却通道120位于停滞线(SL)的侧面。槽冷却通道120还可以排放到出口槽118中或直接排放到通道出口150处的外壁上。

一组冷却通道114可以包括停滞冷却通道116、出口槽118或槽冷却通道120中的任何一个或任何组合。进一步地，一组冷却通道114可以以展向排布置。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的透视图遮蔽。

现在参考图3，显示了图2的截面III-III，外壁104限定内部122。外壁104可以具有在内表面124和外表面126之间延伸的厚度，内表面124限定内部122。至少一个肋128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122分离成分开的冷却导管130。冷却导管130可以在翼型件92的内部122内形成冷却回路132的至少一部分，并且由供应出口102供应。应当理解，如图所示的至少一个肋128、冷却导管130和冷却回路132是示例性的，并且无数不同的冷却回路132可以形成在翼型件92内，包括但不限于冷却导管、沟槽、通道、管道、冷却入口、处于展向或流线平面中的全部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。

排气孔134可以被设置在下游缘112处的外壁104中。排气孔134可以将冷却回路132流体联接到下游缘112，并且更具体地，将后冷却导管130流体联接到下游缘112，用于在下游缘112处排放冷却流体。

一组冷却通道114可以将内部122流体联接到外表面126处的翼型件92的外部，并且提供在需要冷却的翼型件92的任何部分附近，排放冷却流体流(C)中的冷却流体。一组冷却通道114可以形成在外壁104中，并且作为非限制性示例，在如图所示的上游缘110附近，将至少一个冷却导管130流体联接到外表面126。

一组冷却通道114中的至少一个冷却通道可以包括初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142。初级冷却通道部分140可以排放到出口槽118中。如图所示，初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142中的任一个或两者可以被弯曲。一组冷却通道114可以包括排放到第一侧106上的第一侧组冷却通道144和排放到第二侧108上的第二侧组冷却通道146。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于上游缘110的侧面。一组冷却通道114可以包括停滞冷却通道116，停滞冷却通道116在停滞线(SL)处将内部122流体联接到上游缘110。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于停滞冷却通道116的侧面。

图4是第二侧组冷却通道144的冷却通道(作为非限制性示例，槽冷却通道120)的放大图。槽冷却通道120可以排放到出口槽118中。初级冷却通道部分140可以具有通向外表面126的通道出口150。次级冷却通道部分142可以在接合部152处与初级冷却通道部分140相交。次级冷却通道部分142可以具有流体联接到冷却导管130的入口154，和在接合部152处将次级冷却通道部分142流体连接到初级冷却通道部分140的中间出口156。

槽冷却通道120可以在入口154和通道出口150之间延伸，以限定在冷却导管130和外表面126之间以虚线示出的流动方向(F)。初级冷却通道部分140可以包括扩散槽160，扩散槽160具有槽侧壁162，槽侧壁162沿第一中心线(CL1)在流动方向(F)上在后壁164和通道出口150之间延伸。中间出口156可以邻近后壁164定位，或如图所示，与后壁164间隔开，以限定袋部166。

次级冷却通道部分142可以限定具有圆形横截面的计量区段170，尽管它可以具有任何横截面形状。计量区段170可以具有横截面区域，该横截面区域是槽冷却通道120的最小或极小横截面区域。计量区段170可以沿第二中心线(CL2)从入口154延伸到中间出口156。进一步预期的是，横截面区域被维持为从入口154到中间出口156的恒定横截面区域。维持恒定横截面区域能够实现冷却流体(C)进入扩散槽160时的受控流。

还预期的是，计量区段170没有长度，并且位于槽冷却通道120的横截面区域最小的任何部分。进一步预期的是，入口154可以限定计量区段170，而完全没有延伸到槽冷却通道120中。槽冷却通道120可以包括多个计量区段，并且不限于如图所示的一个。计量区段170用于计量冷却流体流(C)的质量流率。

冲击区158可以通过初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142的相交而形成在接合部152处。初级冷却通道部分140可以限定面向次级冷却通道部分142的中间出口156的冲击表面168。冲击区158可以包括中间出口156和冲击表面168，从次级冷却通道部分142离开中间出口156的冷却流体(C)在冲击表面168处冲击或撞击。

初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142中的一个或两者可以被弯曲，在图4中显示为两者都被弯曲。另外，初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142可以如图所示在相反方向上弯曲，或者可以在相同方向上弯曲。初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142中的任一个或两者可以被弯曲，以包括弯部172，作为非限制性示例，次级冷却通道部分142被弯曲。槽冷却通道120可以包括多个转向部，作为非限制性示例，在接合部152和弯头172处包括多个转向部，导致流动方向(F)的方向变化。接合部152可以通过第一中心线(CL1)和第二中心线(CL2)的相交来被限定，第一中心线(CL1)和第二中心线(CL2)的相交可以形成90度角度，同时预期到等于0度、180度或在0度和180度之间的任何角度。

现在参考图5，显示了穿过图4的截面V-V在展向方向上延伸的横截面视图。扩散槽160的形状可以被更好地理解成具有多个通道出口150排放到出口槽118中。扩散槽160可以具有沿弯曲平面限定的圆角矩形横截面形状。另外，预期到其他形状，使得从中间出口156排放的流体可以在扩散槽160中扩散。限定在沿扩散槽160的平面中的附加形状的非限制性示例可以包括圆角正方形形状，三角形形状，截头三角形形状，圆角三角形形状，圆形或半圆形形状，卵形或半卵形形状，以及任何合适的几何、线性、弯曲、曲线或可变形状，或其任何组合。

以虚线示意性显示的每个通道出口150可以限定在外壁104的外表面126的上游，并且可以进一步限定在相邻扩散槽160的相邻通道出口150之间的一组结构174。一组结构174可以形成为限定在相邻槽冷却通道120之间的外壁104的一部分。这样，将通道出口150定位在外表面126之前提供排放到公共出口槽118。进一步预期的是，扩散槽160可以沿着它们的侧面相交，具有更小或去除的一组结构174。进一步地，通道出口150可以被直接设置在外表面126上，并且限定出口槽118或没有出口槽118。

中间出口156可以具有沿次级冷却通道部分142延伸并且限定次级冷却通道部分142的弯曲圆柱形导管的圆形横截面形状。在非限制性示例中，一般预期到次级冷却通道部分142和计量区段的附加横截面形状，诸如具有正方形、圆形、卵形或跑道形横截面形状。

现在参考图6，以倒置方式显示了翼型件92的上游缘110的一部分的透视图，具有以虚线显示为中空的外壁104，以及为了更好地理解一组冷却通道114的几何结构，而以实线显示的一组冷却通道114。应当理解，制成品将包括实心外壁104和中空的一组冷却通道114，并且图6的倒置方式仅被显示以理解延伸通过外壁104的一组冷却通道114的三维几何结构。

一组冷却通道114包括至少一个(图示为四个)停滞冷却通道116。每个停滞冷却通道116在停滞入口176和停滞出口178之间延伸，停滞入口176流体联接到冷却导管130，停滞出口178流体联接到外表面126处的翼型件92的外部。虽然停滞冷却通道116被显示为线性冷却孔，但是预期的是，停滞冷却通道116可以具有不同的几何结构，诸如在展向方向上弯曲。应当理解，虽然图示为沿停滞线(SL)定向，但是停滞冷却通道116可以沿发动机部件的边缘形成，作为非限制性示例，沿本文所述的上游缘110形成。

次级冷却通道部分142可以在中间出口156处终止，中间出口156在接合部152处与扩散槽160交汇。接合部152可以是由相邻扩散槽160共享的公共接合部。还预期到离散扩散槽160和接合部152。扩散槽160可以包括在展向方向上比初级冷却通道部分142的几何结构更宽的弯曲平面几何结构。弯曲平面几何结构是指在流线方向上测量到的基本恒定高度(H)，同时具有在接近外表面126的弦向平面中渐扩的宽度(W)。弯曲几何结构帮助沿翼型件92的外表面126铺设冷却膜，这提供了改进的膜附着和有效性。

现在参考图7，示出了翼型件92的上游缘110的前视图，其中一组冷却通道114包括与本文所述的槽冷却通道120形状类似的停滞冷却通道116。停滞冷却通道116可以包括具有矩形通道出口150的扩散槽160(图6)。虽然图示为矩形，但应当理解，通道出口150可以体现在基本上与停滞线(SL)正交的方向上伸长的任何形状。虽然显示为使通道出口150排放到出口槽118，但是应当理解，通道出口150可以直接沿外壁104设置，并且不需要包括出口槽118，见图2。进一步地，虽然图示为包括第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146，但是应当理解，一组冷却通道114可以仅包括停滞冷却通道116。

图8是沿图7的线VIII-VIII截取到的横截面视图。一组冷却通道114可以包括用于外壁104内的停滞冷却通道116的各种几何结构。停滞冷却通道116可以被径向布置，或者在展向方向上沿停滞线(SL)布置，以帮助减少或消除沿上游缘110的停滞区。图示的停滞冷却通道116可以各自包括本文所述的初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142。

第一停滞冷却通道116a可以包括线性初级冷却通道部分140a和第一弯曲次级冷却通道部分142b。线性初级冷却通道部分140a可以在基本上朝向根部96(页面底部)的方向上延伸。第一弯曲次级冷却通道部分142b可以朝向基本上平行于停滞线(SL)的方向弯曲。例如，如图所示，向上朝向尖端94(页面顶部)开口。

第二停滞冷却通道116b可以包括第一弯曲初级冷却通道部分140b和第一弯曲次级冷却通道部分142b。第一弯曲初级冷却通道部分140b和第一弯曲次级冷却通道部分142b两者的曲率可以与如图所示的相同，其中两个曲率都向上朝向尖端94开口。进一步预期的是，曲率是相反的，其中一个曲率可以向上朝向尖端94开口，并且另一个曲率可以向下朝向根部96开口。

第三停滞冷却通道116c可以包括第一弯曲初级冷却通道部分140b和线性次级冷却通道部分142a。

第四停滞冷却通道116d可以包括在基本上朝向尖端94的方向上延伸的线性初级冷却通道部分140a。第二弯曲次级冷却通道部分142c可以具有基本上正交的曲率。第二弯曲次级冷却通道部分142c可以将线性初级冷却通道部分140a流体地联接到内部122。基本上正交意指在彼此垂直的5％以内从第一方向180转向第二方向182。作为非限制性示例，第一方向180可以朝向外表面126，并且更具体地，沿流线方向朝向上游缘110。作为非限制性示例，第二方向182可以沿展向方向朝向尖端94。

初级冷却通道部分140a、140b可以包括如本文所述的扩散槽160。进一步地，初级冷却通道部分140a、140b可以包括本文所述的冲击区158。次级冷却通道部分142a、142b、142c可以包括本文所述的计量区段170。初级冷却通道部分140a、140b可以在展向方向上以成角度的方式从次级冷却通道部分142a、142b延伸。

进一步预期的是，初级冷却通道部分140a、140b可以弯曲进入页面或弯曲离开页面。类似地，预期的是，次级冷却通道部分142a、142b可以弯曲进入或弯曲离开页面，与展向方向相对。因此，应当理解，如本文所述的初级和次级冷却通道部分140、140a、140b、142、142a、142b可以在任何方向上弯曲，诸如在弦向方向、展向方向或其任何组合上弯曲，以及在相对于携带翼型件或发动机部件的发动机的轴向方向、径向方向或周向方向上弯曲。

图9A是简单标为116的图8的任何停滞冷却通道116a、116b、116c、116d的沿图7的线IX-IX的横截面视图。可以更清楚地看出，扩散槽160可以在第三方向183上扩展，第三方向183与如本文所述的第一方向180和第二方向182基本上正交。如图所示，第三方向183可以大体上朝向/远离第一侧106和第二侧108。可以更清楚地看出，中间出口156可以限定直径(D)。虽然图示为圆形，但是应当理解，如果中间出口156具有非圆形形状的横截面，则直径(D)是非圆形形状的水力直径。

图9B是根据本文公开的另一方面的第五停滞冷却通道116e的取向变型的沿图7的线IX-IX的横截面视图。初级冷却通道部分140可以包括在第三方向183上扩展的扩散槽160，第三方向183与停滞线(SL)基本上正交。次级冷却通道部分142可以是与本文先前描述的第二弯曲次级冷却通道部分142c类似的第三弯曲次级冷却通道部分142d。第三弯曲次级冷却通道部分142d可以从第一方向180弯曲到第三方向183，第三方向183与第一方向180基本上正交。换句话说，第三弯曲次级冷却通道部分142d可以远离第二侧108并且朝向第一侧106弯曲。应当理解，第三弯曲次级冷却通道部分142d也可以如图所示的以远离第一侧106并且朝向第二侧108弯曲的虚线形成。

参考图2-9B，应当理解，带具有扩散槽160的初级冷却通道部分140和具有计量区段170的次级冷却通道部分的本文所述的一组冷却通道114，可以改进冷却流体的分散，这提供了在翼型件92的外表面126上的整体改进的冷却膜。另外，弯曲的第一冷却通道140b和第二冷却通道142b两者的曲率为本文所述的任何冷却通道116、120提供了增加的长度。这可以提供改进的冷却膜有效性。此外，弯曲的次级冷却通道部分142在冲击表面168上提供了进入扩散槽160的冷却流体的正交冲击，这改进了翼型件92或发动机部件的局部冷却。替代地，预期到非正交冲击，并且可以在有益的情况下或布置需要非正交冲击的情况下使用。类似地，弯曲的初级冷却通道部分140提供排出与外壁104的外表面126更互补的冷却流体，这提供了在翼型件92上的改进的膜附着。更进一步地，与需要多列多个个体孔的普通“喷头”前缘构造相比，细长的扩散槽160可以提供更宽的冷却膜分散，其可以用冷却膜覆盖翼型件92的更大区域，需要更少的总冷却通道。又进一步地，与使用具有较小形状的出口(诸如图6的停滞出口178)相比，通道出口150可以又提供更加宽的冷却膜覆盖。因此，本文所述的一组冷却通道114可以改进翼型件92或发动机部件的膜冷却，其可以提供减少的所需冷却流体体积，这可以改进整体发动机效率和燃料消耗率。另外，改进的冷却膜效率可以提供升高的工作温度，这可以进一步改进发动机效率。

现在参考图10，显示了与本文所述的一组冷却通道114类似的第一组冷却通道114a的另一个布置。第一组冷却通道114a可以包括排放到第一侧106上的第一侧组冷却通道144和排放到第二侧108上的第二侧组冷却通道146。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于上游缘110或停滞线(SL)的侧面。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以各自包括第一对槽冷却通道186，第一对槽冷却通道186位于停滞冷却通道116的侧面。

第一对槽冷却通道186中的每个槽冷却通道120可以包括如本文所述的初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142。初级冷却通道部分140可以是具有曲率的第二弯曲初级冷却通道部分140c，该曲率取决于第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146的哪个第一对槽冷却通道186，远离停滞冷却通道116并且朝向第一侧106或第二侧108中的任一个开口。初级冷却通道部分140可以排放到通道出口150处的外表面126上。通道出口150可以与上游缘110间隔开多达沿外表面126测量到的100直径(D)。进一步预期的是，用于一组冷却通道114a的通道出口150被布置成距上游缘110等于75、100或在75到100直径(D)之间。在其他实施方式中，该布置可以等于0、75、100或在0到75或0到100直径(D)之间。通道出口150和上游缘110的这个间隔可以被实施用于本文所述的任何组冷却通道114。进一步地，用接近度表示的间隔可以被限定成如本文所使用的“接近”意指在0和100直径(D)以内。

次级冷却通道部分142可以是如本文先前所述的第三弯曲次级冷却通道部分142d，并且如图所示，朝向停滞冷却通道116开口。预期的是，如图所示，第一冷却通道部分140和第二冷却通道部分142的曲率方向相对于彼此相反。虽然被示为第一对槽冷却通道186，但是应当理解，任何数量的槽冷却通道120可以位于停滞冷却通道116的侧面。槽冷却通道120可以是彼此间隔开第一线性距离(X)和第二线性距离(Y)的一对顺序冷却通道。第一线性距离(X)可以沿出口150处的槽冷却通道120的顺序中心之间的直线来被测量。第二线性距离(Y)可以沿后壁164处的槽冷却通道120的顺序中心之间的直线来被测量。X:Y的比率的范围可以在1和6之间或等于1、6。换句话说，1≤X/Y≤6。在其他实施方式中，X:Y的比率的范围可以在1和2之间或等于1、2。换句话说，1≤X/Y≤2。如果只有单个槽冷却通道120位于停滞冷却通道116的侧面，则距离(X)仍然是顺序中心之间的直线，图示为(X')，以及距离(Y)是槽冷却通道120的后壁的中心与停滞冷却通道116的第一中心线之间的最近距离，图示为(Y')。在这种情况下，参数范围仍然成立，1≤X'/Y'≤6。在其他实施方式中，1≤X'/Y'≤2。虽然在图10中被示出，但是应当理解，该范围可以被应用于本文讨论的任何一对顺序槽冷却通道120。

扩散槽160的取向可以具有曲率，使得扩散槽160的曲率与翼型件92的外表面126的局部曲率互补。互补曲率可以被限定为具有曲率半径，该曲率半径与翼型件92的外表面126的局部曲率半径类似或相同。另外，扩散槽的第一中心线(CL1)在外表面126处的角度β可以等于45度、90度或在45度和90度之间。扩散槽160的互补局部曲率即使在等于45度、90度或在45度和90度之间的陡峭角度处，也可以提供沿外表面126铺设作为冷却膜的冷却流体，而不需要扩散槽来沿小角度(诸如15度)排放流体。然而，应当理解，预期到小于45度的角度，诸如等于30度、90度或在30度和90度之间，而等于0度、30度或在0度和30度之间的角度也是可能的。

这种互补曲率可以为从第一组冷却通道114a排放出的冷却流体提供减少的流体分离，这提供了增加的冷却膜附着和冷却膜有效性。另外，在展向方向上延伸的多个停滞冷却通道116和槽冷却通道120可以在上游缘110处或附近提供冷却膜在翼型件92上的更大覆盖，这提供了改进的膜冷却、更热的操作温度，减少的冷却引气、增加的发动机效率和降低的整体燃料消耗率。

虽然图示为线性停滞冷却通道116，但是应当理解，停滞冷却通道116可以是本文所述的任何停滞冷却通道116a、116b、116c、116d、116e。

现在参考图11，显示了与本文所述的一组冷却通道114类似的第二组冷却通道114b的另一个布置。第二组冷却通道114b可以包括排放到第一侧106上的第一侧组冷却通道144和排放到第二侧108上的第二侧组冷却通道146。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于停滞线(SL)的侧面。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以各自包括第二对槽冷却通道188，第二对槽冷却通道188位于停滞冷却通道116的侧面。

第一对槽冷却通道186的每个槽冷却通道120可以包括如本文所述的初级冷却通道部分140和次级冷却通道部分142。初级冷却通道部分140可以是具有曲率的曲折初级冷却通道部分140d，该曲率包括至少一个拐点190。如图所示，拐点190可以限定从朝向上游缘110开口到远离上游缘110的曲率变化。应当理解，还预期到相反方向。用于曲折初级冷却通道部分140d的两部分几何结构能够实现接合部152处的更正交的取向，提供了在冲击区158中的改进的局部冲击冷却。两部分几何结构还提供了外表面126的互补曲率，与关于图10描述的类似。这样，复杂的两部分几何结构可以同时增加局部冲击冷却并且改进沿外表面126排放的膜附着。

次级冷却通道部分142可以是具有曲率的第四弯曲次级冷却通道部分142e，该曲率朝向停滞冷却通道116开口。第三弯曲次级冷却通道部分142d和第四弯曲次级冷却通道部分142e的不同之处在于第三弯曲次级冷却通道部分142d基本上是正交的，而第四弯曲次级冷却通道部分142e是细微的，具有在限定钝角的方向上的变化。虽然图示为第二对槽冷却通道188，但是应当理解，任何数量的槽冷却通道120可以位于停滞冷却通道116的侧面。

虽然图示为线性停滞冷却通道116，但是应当理解，停滞冷却通道116可以是本文所述的任何停滞冷却通道116a、116b、116c、116d、116e。

现在参考图12，显示了与本文所述的一组冷却通道114类似的第三组冷却通道114c的另一个布置。第三组冷却通道114c可以包括排放到第一侧106上的第一侧组冷却通道144和排放到第二侧108上的第二侧组冷却通道146。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于停滞线(SL)的侧面。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以各自包括位于停滞冷却通道116的侧面的第三对槽冷却通道192。

停滞冷却通道116被示为本文先前描述的槽冷却通道。第三对槽冷却通道192可与本文先前描述的第一对槽冷却通道186和第二对槽冷却通道188类似。作为非限制性示例，第三对槽冷却通道192可以包括第二初级冷却通道部分140c和第四次级冷却通道部分142e。在第三对槽冷却通道192中，相邻排的槽冷却通道120可以在展向方向上彼此重叠。重叠不必仅在展向方向上，而是可以在展向方向和弦向方向两者上，使得一个或多个冷却通道彼此交织。此外，这种重叠或交织不必限于仅两个相邻排的槽冷却通道120，而是可以包括多排槽冷却通道120或离散局部槽冷却通道120，多排槽冷却通道120或离散局部槽冷却通道120可以基于局部冷却或膜孔需要而被定位。因此，应当理解，预期到用于槽冷却通道120的交织或重叠构造。这样，局部冷却可以邻近上游缘110而增加或减少，其中槽冷却通道120的更大集中可以提供有利的更大局部冷却。

虽然将停滞冷却通道116图示为槽冷却通道120，但是应当理解，停滞冷却通道116可以是线性的或本文所述的任何停滞冷却通道116a、116b、116c、116d、116e。

现在参考图13，显示了与本文所述的一组冷却通道114类似的第四组冷却通道114d的另一个布置。第四组冷却通道114d可以包括排放到第一侧106上的第一侧组冷却通道144和排放到第二侧108上的第二侧组冷却通道146。第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146可以位于上游缘110的侧面。与本文所述的前几组冷却通道不同，第四组冷却通道114d没有停滞冷却通道。而是，第一侧组冷却通道144和第二侧组冷却通道146位于上游缘110的侧面。

初级冷却通道部分140可以是本文所述的任何初级冷却通道部分140a、140b、140c、140d。虽然图示为第三次级冷却通道142d，但是次级冷却通道142可以是本文所述的任何次级冷却通道部分142a、142b、142c、142d、142e。

图14是本文所述的任何一个冷却通道116、116a、116b、116c、116d、116e、120的自顶向下视图，作为非限制性示例，槽冷却通道120的自顶向下视图。预期的是，如本文所述的任何冷却通道116、116a、116b、116c、116d、116e、120可以包括一组流动增强器194，作为非限制性示例，全高度热传递系数(HTC)增强特征(诸如销等)，或部分高度HTC增强特征(诸如湍流器、凸块、凹坑等)。较高的HTC使得外壁104的冷却增加以及冷却流体(C)的温度增加。通过放置HTC增强特征，能够在一个区域中的冷却效益超过冷却流体(C)的温度增加的情况下实现平衡。

如图15中所示，一组流动增强器194可以是延伸冷却通道120的全部高度的销。

本文所述的任何初级冷却通道部分140、140a、140b、140c、140d可以包括扩散槽160。进一步地，任何初级冷却通道部分140、140a、140b、140c、140d可以包括本文所述的冲击区158。另外，任何次级冷却通道部分142、142a、142b、142c、142d、142e可以包括本文所述的计量区段170。

本文所述的冷却通道和设想提供了改进的局部冷却，诸如改进的冲击冷却，其中流体从计量区段分发。此外，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了更宽的冷却膜层，这提供了具有更大附着的更有效的冷却膜。改进的冷却可以需要更少的冷却空气，这可以需要更少的引气。所需冷却空气的更少量可以导致增加的发动机效率和减少的燃料消耗率。此外，改进的膜冷却可以提供更高的操作温度，这可以增加发动机效率，以及改进部件寿命并且减少维护。

虽然本文所述的发动机部件的壁被图示为大体上笔直的，其中内表面和外表面彼此平行，但是本文所述的发动机部件或翼型件可以是弯曲的并且被定向成相对于燃烧流成角度。虽然图示为大体一致或连续加宽，但是如本文所述的通道横截面可以是在两个方向上都允许变化的塌陷、加宽等。变化可以是非线性的、非恒定的等。

如本文所述的一组冷却通道可以包括至少两个冷却通道，至少两个冷却通道具有通道出口，通道出口被合并在一起，在外表面上形成沟槽。进一步预期的是，一组冷却通道中的所有冷却通道都具有合并在一起以在外表面上形成沟槽的通道出口。沟槽可以沿翼型件径向延伸。

应当理解，如本文所述的冷却通道可以设置在翼型件或发动机部件的任何部分中。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(诸如前缘、后缘、压力侧、吸力侧、尖端、根部，或甚至翼型件的内部结构)具有附加适用性。更进一步地，在非限制性示例中，冷却孔几何结构可以在除翼型件之外的其他发动机部件(诸如在叶片、轮叶、支柱、护罩或燃烧器衬里)中具有适用性。

如本文所述的冷却通道和其他复杂几何结构可以例如通过增材制造形成，同时预期到传统的制造方法。增材制造(AM)处理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物体的技术的恰当名称。AM技术可以使用计算机、3D建模软件(计算机辅助设计或CAD)、机器装备和分层材料。一旦产生CAD草图，AM设备就可以从CAD文件中读取数据，并且以一层又一层的方式放置或添加连续的液体、粉末、片材或其他材料的层，以制造3D物体。应当理解，术语“增材制造”包含许多技术，许多技术包括如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融、光固化(vat photopolymerization)、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以提供形成如本文所述的复杂几何结构，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。进一步地，可以经由间接添加方法来生产本文所述的冷却通道，即，打印核心和铸件，或者也可以使用经由增材制造核心进行铸造或经由RMC来制作核心。

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，各种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。没有在所有示例中例释一个特征并不意味着它不能被如此被例释，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的方面，而不管新的方面是否被明确描述。本文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描述本文描述的公开的各方面，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开的各方面，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何并入的方法。本公开的各方面的可专利范围由权利要求所限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在处于权利要求的范围内。

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，所述壁限定内部并且具有使所述燃烧气流流过的外表面，所述外表面限定第一侧和第二侧并且具有边缘；至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管设置在所述内部中并且具有导管侧壁；一组冷却通道，所述一组冷却通道形成在所述壁中并且将所述至少一个冷却导管流体联接到所述外表面，所述一组冷却通道中的至少一个冷却通道包括：初级冷却通道部分，所述初级冷却通道部分在中间出口和通道出口之间延伸，所述通道出口通向邻近所述边缘的所述外表面；第二通道部分，所述第二通道部分在流体连接到所述至少一个冷却导管的入口和所述中间出口之间延伸，所述第一通道部分和所述第二通道部分一起限定沿流动方向在所述入口和所述通道出口之间延伸的所述至少一个冷却通道；扩散槽，所述扩散槽位于所述初级冷却通道部分中并且沿所述流动方向在后壁和所述通道出口之间延伸，所述扩散槽具有限定槽第一中心线的槽侧壁，冲击区，所述冲击区邻近所述后壁流体联接到所述扩散槽，具有冲击表面，并且在邻近所述后壁并且与所述冲击表面相对的接合部处流体连接到所述次级冷却通道部分。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述第一冷却通道部分或所述次级冷却通道部分中的至少一个弯曲。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述次级冷却通道部分是弯曲通道。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述扩散槽是弯曲扩散槽，并且所述弯曲扩散槽和所述弯曲通道在相反方向上弯曲。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述初级冷却通道部分弯曲并且包括拐点。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述外表面在上游缘和下游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。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述一组冷却通道位于所述上游缘上。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述流动方向在展向方向上沿所述弯曲通道的至少一部分延伸。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述一组冷却通道是多个冷却通道，所述多个冷却通道位于所述边缘的侧面，在所述展向方向上延伸，并且定位成邻近所述上游缘或定位在所述上游缘处。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述多个冷却通道包括位于所述边缘的侧面的第一侧组冷却通道和第二侧组冷却通道。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括至少一个停滞通道，所述至少一个停滞通道在流体连接到所述至少一个冷却导管的停滞入口和沿所述边缘定位的停滞出口之间延伸。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括在所述展向方向上沿所述外表面延伸的出口槽，并且所述扩散槽通向所述出口槽。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述中间出口与所述后壁间隔开，以限定袋部。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述次级冷却通道部分包括计量区段。

一种冷却发动机部件的方法，所述发动机部件具有限定内部的外壁，所述方法包括：使冷却流体流入所述发动机部件的所述内部；通过弯曲通道使所述冷却流体从第一方向转向不同于所述第一方向的第二方向；使所述冷却流体冲击在位于所述外壁中的扩散槽中的冲击表面上；通过所述扩散槽使所述冷却流体扩散到所述发动机部件的外部；和在沿边缘的通道出口处排放所述冷却流体，所述边缘在所述发动机部件的上游缘处或邻近所述发动机部件的所述上游缘。

根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括通过通道出口从所述扩散槽排放所述冷却流体，所述通道出口在第三方向上通向所述外壁的外表面，所述第三方向与所述第一方向或所述第二方向不同。

根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括通过通道出口从所述扩散槽排放所述冷却流体，所述通道出口在所述第一方向上通向所述外壁的外表面。

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在展向方向上扩展。

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穿过停滞通道，所述停滞通道在所述内部和所述外壁的外表面之间延伸。

根据前述条款中任一项所述的方法，进一步包括在所述边缘处的停滞出口处排放所述冷却流体。

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，所述壁限定内部并且具有使所述燃烧气流流过的外表面，所述外表面限定第一侧和第二侧并且具有边缘，

至少一个冷却导管，所述至少一个冷却导管设置在所述内部中并且具有导管侧壁；

一组冷却通道，所述一组冷却通道形成在所述壁中并且将所述至少一个冷却导管流体联接到所述外表面，所述一组冷却通道中的至少一个冷却通道包括：

初级冷却通道部分，所述初级冷却通道部分在中间出口和通道出口之间延伸，所述通道出口通向邻近所述边缘的所述外表面；

次级冷却通道部分，所述次级冷却通道部分在流体连接到所述至少一个冷却导管的入口和所述中间出口之间延伸，所述初级冷却通道部分和所述次级冷却通道部分一起限定沿流动方向在所述入口和所述通道出口之间延伸的所述至少一个冷却通道；

扩散槽，所述扩散槽位于所述初级冷却通道部分中并且沿所述流动方向在后壁和所述通道出口之间延伸，所述扩散槽具有限定槽中心线的槽侧壁，

冲击区，所述冲击区邻近所述后壁流体联接到所述扩散槽，具有冲击表面，并且在邻近所述后壁并且与所述冲击表面相对的接合部处流体连接到所述次级冷却通道部分。

2.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述初级冷却通道部分或所述次级冷却通道部分中的至少一个弯曲。

3.根据权利要求1所述的发动机部件，其特征在于，其中所述次级冷却通道部分是弯曲通道。

4.根据权利要求3所述的发动机部件，其特征在于，其中所述扩散槽是弯曲扩散槽，并且所述弯曲扩散槽和所述弯曲通道在相反方向上弯曲。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的发动机部件，其特征在于，其中所述初级冷却通道部分弯曲并且包括拐点。

6.根据权利要求1-4中任一项所述的发动机部件，其特征在于，其中所述外表面在上游缘和下游缘之间延伸，并且在根部和尖端之间延伸，以限定展向方向。

7.根据权利要求6所述的发动机部件，其特征在于，其中所述一组冷却通道位于所述上游缘上。

8.根据权利要求7所述的发动机部件，其特征在于，其中所述流动方向在展向方向上沿至少一个所述冷却通道的至少一部分延伸。

9.根据权利要求6所述的发动机部件，其特征在于，其中所述一组冷却通道是多个冷却通道，所述多个冷却通道位于所述边缘的侧面，在所述展向方向上延伸，并且定位成邻近所述上游缘或定位在所述上游缘处。

10.根据权利要求9所述的发动机部件，其特征在于，其中所述多个冷却通道包括位于所述边缘的侧面的第一侧组冷却通道和第二侧组冷却通道。

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