CN117846713A - 具有包括带有背衬表面的冷却孔的部件的涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

一种用于涡轮发动机中的发动机部件的装置。该发动机部件包括具有冷却孔的壁，该冷却孔具有在流体联接到冷却流体流的入口和受热表面处的出口之间延伸的通道。冷却孔包括限定第一角度(α)的层叠表面和限定第二角度(β)的背衬表面。

Description

具有包括带有背衬表面的冷却孔的部件的涡轮发动机

关于联邦政府资助的研究或发展的声明

本发明是在政府支持下根据由国家航空和航天管理局(NASA)授予的合同号为80GRC020F0081进行的。政府享有本发明的某些权利。

技术领域

本公开大体上涉及发动机部件中的冷却孔，并且更具体地涉及具有背衬表面的冷却孔。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。涡轮发动机通常包括处于串联流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮。压缩机压缩被引导到燃烧器的空气，在燃烧器中空气与燃料混合。然后点燃混合物以产生热燃烧气体。燃烧气体被引导到涡轮，该涡轮从燃烧气体中提取能量，以便为压缩机和风扇提供动力(如果使用的话)，以及产生有用的功来在飞行中推进飞行器或为诸如发电机的负载提供动力。

涡轮叶片组件包括涡轮翼型件或叶片和平台。涡轮叶片组件包括作为平台和叶片中的回路的一部分的冷却入口通道，用于冷却平台和叶片。回路可以流体联接到沿着叶片的多个表面中的任何一个定位的冷却孔，包括在尖端处定位。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是用于图1的燃气涡轮发动机的翼型件的立体图，该翼型件包括以虚线示出的内部通道。

图3是图2的翼型件的顶部分的放大示意侧视图，示出了根据本文讨论的公开的一个方面的具有不对称形状的第一冷却孔和第二冷却孔。

图4是在与图3相同位置处的翼型件的顶部分的放大示意侧视图，示出了具有对称形状的第一示例性冷却孔和第二示例性冷却孔。

图5是图3的放大示意俯视图，以虚线示出了第一和第二示例性冷却孔，以实线示出了第一和第二冷却孔。

图6是图3的翼型件的顶部分的放大示意俯视图，示出了根据本文公开的一个方面的冷却孔和冷却孔的出口。

具体实施方式

现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。在附图和描述中相似或类似的标号已经被用于指代本公开的相似或类似的部分。

本公开的方面通常涉及翼型件中的冷却孔，包括冷却的涡轮发动机叶片。为了说明的目的，本公开将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮发动机叶片进行描述。然而，应当理解，本文描述的本公开的方面不限于此，并且可以在发动机(包括压缩机)内以及在非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动工业，商业和住宅应用)中具有一般的适用性。传统的叶片通常包括在叶片表面的部分上(包括在后缘处)的膜冷却。本公开的方面提供了一种具有用于尖端区域和后缘区域两者的冷却孔的叶片，其在较高温度操作下提供了改进的冷却性能。

在燃气涡轮发动机的操作期间，各种系统可以产生相对大量的热量。例如，在推力产生系统、润滑系统、电动机和/或发电机、液压系统或其他系统的操作期间可以产生大量的热量。因此，用于其中的发动机部件的冷却机构是有利的。

当在轮廓中观察时，冷却孔通常体现为“对称的开口”。用于冷却孔的扩散区段扩展(expand)的速率趋于相当均匀。在一些对称的实施方式中，背衬表面限定了一个角度，而冷却孔的顶壁相对于整个冷却孔的顶壁大致平面地延伸。本文中关于冷却孔描述的“非对称开口”相对于冷却孔的相同轮廓视图是非对称的。尽管通常背衬表面限定了等于或大于限定在中心线和顶壁或层叠表面之间的第二角度的第一角度，但是由背衬表面限定的用于“非对称开口”的第一角度实际上小于由层叠表面限定的第二角度。这种几何形状移位能够使“非对称开口”的下游端排气位置与“对称开口”的下游端排气位置相同，同时向后移动中心线，从而为更多的冷却孔提供更多的空间。

词语“示例性”在本文中用于表示“用作示例，实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不必被解释为比其他实施方式优选或有利。附加地，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例应被认为是示例性的。

如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。

如本文可以使用的术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于叶片，前是指更靠近翼型件的前缘的位置，而后是指更靠近后缘的位置。

术语“上游”和“下游”是指相对于路径中的流动的相对方向。例如，关于流体流动，“上游”是指流体从其流动的方向，而“下游”是指流体向其流动的方向。

术语“流体”可以是气体或液体。术语“流体连通”是指流体能够在指定区域之间形成连接。

除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。

如本文中可使用的，“增材地制造的”部件将是指通过增材制造(AM)工艺形成的部件，其中通过材料的连续沉积逐层构建该部件。AM是描述通过在材料层上添加材料层来构建3D物体的技术的适当名称，无论材料是塑料、陶瓷还是金属。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，并且以逐层的方式铺设或添加液体、粉末、片材或其他材料的连续层，以制造3D物体。应当理解，术语“增材制造”包括许多技术，包括诸如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的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、粘合剂喷射、材料挤出、定向能量沉积、材料喷射或片材层压。还可以设想，所使用的工艺可以包括通过难熔金属、陶瓷或打印塑料来打印零件的底片(negative)，然后使用该底片铸造部件。

所有方向参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，而不产生限制，特别是关于本文所述的本公开的各方面的位置、取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)将被广泛地解释，并且可以包括元件集合之间的中间结构元件以及元件之间的相对运动。这样，连接参考不一定推断两个元件直接连接并且彼此成固定关系。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。

如本文所使用的，压缩机或涡轮的级是在流动方向上的一对相邻的一组叶片和一组轮叶，这两组叶片和轮叶绕发动机中心线周向布置。叶片相对于发动机中心线旋转，并且在一个示例中，叶片安装到旋转结构，例如盘，以影响旋转。该组轮叶中的一对周向相邻的轮叶被称为喷嘴。在一个示例中，轮叶是静止的，并且安装到围绕该组叶片的壳体，并且在反向旋转发动机的另一个示例中，轮叶安装到围绕该组叶片的旋转鼓。叶片的旋转产生通过轮叶/喷嘴的空气流。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有大致纵向延伸的轴线或发动机中心线12，该轴线或发动机中心线12从前部14延伸到后部16。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(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，其产生燃烧气体。核心44被核心壳体46围绕，该核心壳体46可与风扇壳体40联接。

HP轴或线轴48关于发动机10的发动机中心线12同轴设置，驱动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26。LP轴或线轴50，其关于发动机10的发动机中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP线轴48内，驱动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50可绕发动机中心线12旋转并联接到多个可旋转元件，这些可旋转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(也称为喷嘴)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，并且可以相对于发动机中心线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的上游并邻近旋转叶片56、58。注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅是为了说明的目的而选择的，并且其他数量也是可能的。

用于压缩机级的叶片56、58可以安装到盘61，该盘61安装到HP线轴48和LP线轴50中对应的一个，每个级具有它自己的盘61。叶片56、58可以是叶盘的一部分，而不是安装到盘。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，并且可以相对于发动机中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转涡轮叶片68、70的上游并邻近旋转涡轮叶片68、70。注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅是为了说明的目的而选择的，并且其他数量也是可能的。

用于涡轮级的涡轮叶片68、70可以安装到盘71，该盘71安装到HP线轴48和LP线轴50中对应的一个，每个级具有专用的盘71。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。

与转子部分互补的是，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60、62、72、74也单独或共同称为定子63。这样，定子63可以指的是遍及发动机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，使得气流的一部分被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压气流76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压气流76与燃烧器30中的燃料混合并点燃，从而产生燃烧气体。通过HP涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，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中排放。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。

加压气流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。进入和离开燃烧器30的加压气流76的温度显著升高。这样，由引气77提供的冷却被供应到经受升高的温度环境的下游涡轮部件(例如，叶片68)。

离开风扇区段的气流的剩余部分，旁路气流78绕过LP压缩机24和发动机核心44并通过静止轮叶排离开发动机10，并且更具体地通过在风扇排气侧84处的出口导向轮叶组件80离开发动机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，在风扇区段18附近使用周向排的径向延伸的翼型件导向轮叶82，以对旁路气流78进行某种方向控制。

由风扇20供应的一些空气可绕过发动机核心44并用于冷却发动机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。

图2是图1的发动机10的具有涡轮叶片70的涡轮叶片组件86形式的发动机部件的立体图。替代地，在非限制性示例中，发动机部件可以是轮叶、支柱、维护管、护罩或燃烧衬套，或任何其他可能需要或利用冷却通道的发动机部件。

涡轮叶片组件86包括燕尾榫90和翼型件92。翼型件92在尖端94和根部96之间延伸以限定翼展方向88。翼型件92在根部96处安装到平台98上的燕尾榫90。当多个翼型件以并排关系周向布置时，平台98有助于径向地容纳涡轮发动机主流空气流并形成空气流过的环形空间的径向内壁。燕尾榫90可构造成安装到图1的发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾榫90还包括延伸穿过燕尾榫90的至少一个入口通道100，以提供与翼型件92的内部流体连通。

翼型件92包括图示为凹形压力侧的第一侧106和图示为凸形吸力侧的第二侧108，第一侧106和第二侧108接合在一起以限定翼型件92的翼型件横截面形状。翼型件92在上游边缘110或如图所示的前缘与下游边缘112或如图所示的后缘之间延伸，以限定弦向方向104。翼型件92的外周边由外壁114界定，该外壁114也限定第一侧106和第二侧108。外壁114可以面向热气体流体流(表示为“H”)以限定受热表面115。

翼型件92的内部102可包括至少一个冷却供应管道118，如虚线所示。至少一个冷却供应管道118可以在供应入口116处与入口通道100流体联接。可以从至少一个冷却供应管道118供应冷却流体流(表示为“C”)。如图所示，至少一个冷却孔120可以沿着外壁114的任何部分定位，包括在尖端94处和沿着下游边缘112定位。

该至少一个冷却孔120可以穿过基底，作为示例，该基底是外壁114。然而，应当理解，基底可以是发动机10内的任何壁，包括但不限于内壁、尖端壁或燃烧衬套壁。

用于形成基底和冷却架构的材料可以包括但不限于钢，难熔金属(例如钛)，或基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。在非限制性示例中，基底和冷却架构可以通过多种方法形成，包括增材制造、铸造、电铸或直接金属激光熔化。

图3是沿图2的线III-III截取的示意性横截面。冷却供应管道118的一部分通过外壁114与翼型件92的外表面121分开。至少一个冷却孔120可以包括第一冷却孔122和第二冷却孔124，第二冷却孔124位于第一冷却孔122的下游并彼此间隔开最小距离(表示为“d_min”)。第二冷却孔124包括在入口134和出口136之间延伸的通道132。入口134开口到冷却供应管道118。入口134可以限定从入口134的几何中心朝向出口136延伸的第一中心线(表示为“CL1”)。出口136可以相对于热气体流体流H(图2)在上游端138和下游端130之间延伸，以限定出口136的长轴(表示为“A_m”)。下游端130与下游边缘112间隔开第一距离(表示为“d1”)。

第二冷却孔124的第一部分140可以从入口134延伸到接合部142。第一部分140可包括计量区段144。计量区段144可以设置在入口134处或入口134附近，并且沿着通道132延伸，同时保持恒定或接近恒定的横截面面积(表示为“CA”)，其具有水力直径(表示为“D”)。接合部142位于横截面面积CA开始增大的位置。在一次迭代中，计量区段144和第一部分140是相同的。第一中心线CL1直线地延伸通过计量区段144的横截面面积CA的几何中心并延伸出出口136，但不通过出口136的几何中心。计量区段144限定通道132的最小或最小值横截面面积CA。计量区段144可以位于通道132内横截面面积CA在通道132内最小的任何位置处。可以设想，计量区段144限定了入口134，并如图所示从该入口134延伸到接合部142。计量区段144可以在通道132内限定计量长度(表示为“L_m”)，该计量长度是平行于第一中心线CL1从入口134到接合部142测量的。计量长度L_m大于或等于零。计量区段144用于计量冷却流体流C的质量流速。计量长度L_m与水力直径D的比率大于2，换句话说，L_m/D>2.0。

第二冷却孔124的第二部分148可以从接合部142延伸到出口136的下游端130。第二部分148可以包括扩散区段150。扩散区段150可以限定扩散长度(表示为“L_d”)，该扩散长度被测量为沿着第一中心线CL1从接合部142到下游端130处的出口136的直线距离。通道132可以具有顶壁146和底壁147，其中顶壁146和底壁147在第一部分140中基本上彼此平行地延伸，并在第二部分148中朝向尖端94(图2)向上倾斜或朝向下游边缘112向下倾斜。最小距离d_min是沿着垂直于第一中心线CL1的线在第二冷却孔124的顶壁146和第一冷却孔122的底壁149之间测量的。

用于第二冷却孔124的通道132的总长度(表示为“L_T”)等于计量长度L_m加上扩散长度L_d。总长度L_T是沿着第一中心线在入口134和出口136之间测量的直线距离。总长度L_T与水力直径D的比率在15和65之间，换句话说，15<L_T/D<65。在一些实施方式中，该范围可以变窄到大于或等于19且小于或等于40(19<L_T/D<40)。

长轴A_m位于与第一中心线CL1以及上游端138和下游端130相交的长轴平面(表示为“P”)内。长轴平面P基本上平行于页面。在接合部142处，顶壁146远离第一中心线CL1倾斜，以限定罩154。罩长度(表示为“L_h”)是平行于第一中心线CL1从接合部142到出口136的上游端138测量的。罩长度L_h与水力直径D的比率大于2.5，换句话说，L_h/D>2.5。罩154的一部分，在此被称为层叠表面152，从接合部142延伸到上游端138。第一角度(α)在长轴平面P内限定在第一中心线CL1和层叠表面152之间。虽然图示为直线，但是应当理解，层叠表面152可以是弯曲的，其中第一角度(α)限定沿着层叠表面152的最高弯曲。

底壁147远离第一中心线(CL1)向下倾斜以限定背衬表面156。背衬表面156在长轴平面P内以限定在第一中心线CL1和背衬表面156之间的第二角度(β)向下弯曲。第二角度(β)小于第一角度(α)。背衬表面156延伸到下游端130。如图所示，背衬表面156可以在接合部142处或者沿着底壁147在接合部142下游的位置158处开始。层叠表面152和背衬表面156可以限定出口136和扩散区段150的至少一部分。尽管图示为直线，但是应当理解，背衬表面156可以是弯曲的，其中第二角度(β)限定了沿着背衬表面156的最高弯曲。第一中心线CL1还在尖端94(图2)处的受热表面115(图2)和第一中心线CL1之间形成尖端角度(θ)。尖端角度(θ)可以在0°和35°之间的范围内。

扩散区段150可以扩展进入和离开页面以及在接合部142和位置158之间相对于长轴以第一角度(α)在向上的方向上扩展。扩展可以继续进入和离开页面以及在位置158和出口136之间以第一角度(α)向上和以第二角度(β)向下继续。还可以设想，扩散区段150在接合部142处在所有方向上开始。

尽管图示为平坦的，但应当理解的是，层叠表面152和背衬表面156不必是平坦的，并且本文所述的第一角度(α)和第二角度(β)是相对于层叠表面152和背衬表面156以及本文描述了第一角度(α)或第二角度(β)中的任一个的表面的平均斜率的。

图4是在与图3相同位置处的部分的放大示意图，用于类似于翼型件92(图2)的部件，示出了第一示例性冷却孔170和第二示例性冷却孔172。第一和第二示例性冷却孔170、172彼此间隔开最小距离(表示为“d_min”)。第一和第二示例性冷却孔170、172中的每一个都包括已经在此描述的典型冷却孔部分。第二中心线(表示为“CL2”)延伸穿过第二示例性冷却孔172。出口174在上游端176和下游端178之间延伸。下游端178与下游边缘112间隔开第一距离d1，而上游端176与下游边缘112间隔开第二距离d2。示例性带罩区段180延伸第二罩长度(表示为“L_h2”)。第二示例性冷却孔172具有扩散器形开口182，该开口182具有对称的扩展区段184。“对称”在于，对称的扩展区段184以彼此相等的第三角度(γ3)和第四角度(γ4)远离第二中心线CL2扩展。

图5是与图3相同的视图，仅其中第一和第二示例性冷却孔170、172以虚线示出以仅用于参考，并且为了清楚起见去除了一些数字。第二冷却孔124具有扩散器形开口125，该开口125具有非对称的扩展区段126。“非对称的”在于，非对称的扩展区段126相对于第一中心线CL1以第一角度(α)朝向尖端94扩展，并且以不同于第一角度(α)的第二角度(β)朝向下游边缘112扩展。第一和第二角度(α、β)不相等，但都可以在0°和30°之间变化。罩长度L_h还限定了非对称的扩展区段126的长度。非对称的扩展区段126提供了相对于第二示例性冷却孔172(图4)的第二罩长度L_h2更长的罩长度L_h。

可以看出，尽管第二冷却孔124和第二示例性冷却孔172位于不同的部件中，但如果它们位于相同的部件中，则它们将在与下游边缘112间隔开第一距离(表示为“d1”)的示例性重叠位置处终止。尽管图示为与下游边缘112间隔开，但是应当理解，d1可以大于或等于零。换句话说，出口174可以在下游边缘112处终止。非对称的扩展区段126在距下游边缘112第三距离(表示为“d3”)处终止，该第三距离小于第二距离d2。在第二示例性冷却孔172和第二冷却孔124之间的几何形状移位，并且更具体地，从对称的扩展区段184到非对称的扩展区段126的几何形状移位允许在附加的膜孔扩展区域(表示为“G”)中的增益。这种几何形状移位引起从第三角度(γ3)到第一角度(α)的增加和从第四角度(γ4)到第二角度(β)的减少。非对称的扩展区段126使得能够在附加的膜孔扩展区域G中获得增益，同时保持与下游边缘112的一些间隔d1。

当形成第二冷却孔124时，与形成第一示例性冷却孔170的情况相比，第一冷却孔122在更靠近翼型件92的下游边缘112的第一位置(表示为“a”)处排气。在第二示例性冷却孔172与对称的扩展区段184就位的情况下，第一示例性冷却孔170在第一位置“a”上游的第二位置(表示为“b”)处排气。本文所述的几何形状移位能够在保持最小距离d_min的同时形成更多的冷却孔，并且第二冷却孔124在距下游边缘112第一距离d1处排气。

转到图6，示出了图3的翼型件92的相同部分的俯视图。出口136限定了基本上椭圆形的形状160，其长轴A_m在上游端138和下游端130之间延伸了出口长度(表示为“L_o”)。具有水力直径D的通道132将出口长度与水力直径D的比率限定在2和12之间，换句话说，2.0<L_o/D<12。

与本文讨论的公开相关的益处包括在有限的空间区域中增加的冷却孔密度，在这种情况下在翼型件尖端后缘中描述。然而，通常从对称的形状到非对称的形状的几何形状移位可以应用在多个发动机部件中，以增加冷却，同时保持部件的几何形状。在这种情况下，在没有去除翼型件的下游边缘的任何部分的情况下，在附加的膜孔扩展区域中获得增益。

应当理解，考虑了与第一和第二尖端部分相对于彼此和尖端通道的取向相关的几何形状的任何组合。本文所讨论的本公开的变化的方面用于说明的目的，而不意味着是限制性的。

钻孔，熔模铸造，3-D打印或增材制造是形成如本文所述的冷却回路和冷却孔的示例性方法。应该理解的是，也可考虑形成本文所述的冷却回路和冷却孔的其他方法，并且所公开的方法仅用于示例性目的。

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发动机。

本书面描述使用示例来描述本文所描述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开的方面，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。本公开的方面的可专利范围由权利要求限定，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。

本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：

一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件产生热气体流体流并提供冷却流体流，所述翼型件包括：壁，所述壁将所述热气体流体流与所述冷却流体流分隔开，界定面向所述冷却流体流的内部，限定所述热气体流体流沿着其流动的受热表面，并且包括所述翼型件的上游边缘、下游边缘和尖端；至少一个冷却供应管道，设置在所述内部中，冷却流体流动通过所述至少一个冷却供应管道；和冷却孔，所述冷却孔包括在流体联接到所述冷却流体流的入口和所述受热表面处的出口之间延伸的通道，所述出口相对于所述冷却流体流在上游端和下游端之间延伸，所述通道具有第一部分和第二部分，所述第一部分限定从所述入口延伸的中心线，以在接合部处与所述第二部分相遇，所述第二部分包括扩散区段，所述扩散区段包括：层叠表面，所述层叠表面在第一方向上远离所述中心线弯曲并延伸到所述上游端以限定第一角度(α)，如在所述中心线所在的长轴平面中所看到的，所述第一角度(α)在所述中心线和所述层叠表面之间，其中所述第一角度大于零度；和背衬表面，所述背衬表面在与所述第一方向相反的第二方向上远离所述通道弯曲并延伸到所述下游端以限定第二角度(β)，如在所述长轴平面中所看到的，所述第二角度(β)在所述中心线和所述背衬表面之间，其中所述第二角度小于所述第一角度(β<α)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述冷却孔位于所述翼型件的在所述下游边缘处的部分处，并且所述出口位于所述尖端处。

根据任何前述条项所述的翼型件，进一步包括尖端角度(θ)，如在所述长轴平面中所看到的，所述尖端角度(θ)限定在所述尖端处的所述受热表面与所述中心线之间。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述尖端角度(θ)在0°和35°之间(0°<θ<35°)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一角度(α)在0°和30°之间(0°<α<30°)，并且所述第二角度(β)在0°和30°之间(0°<β<30°)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述出口具有椭圆形形状，并且在所述上游端和所述下游端之间测量的所述椭圆形形状的长轴限定了出口长度(Lo)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述通道限定沿着所述第一部分的水力直径(D)，并且比率Lo/D在2和12之间(2<Lo/D<12)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，沿着所述中心线在所述入口和所述出口之间的直线距离限定所述通道的总长度(LT)，并且比率LT/D大于或等于15且小于或等于65(15<LT/D<65)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述比率LT/D大于或等于19且小于或等于40(19<LT/D<40)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一部分包括在所述接合部处终止的计量区段。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，沿着所述中心线在所述入口和所述接合部之间的直线距离限定了计量长度(Lm)，并且比率Lm/D大于2且小于35(2<Lm/D<35)。

根据任何前述条项所述的翼型件，其中，沿着所述中心线在所述接合部和所述出口之间的直线距离限定了扩散长度(Ld)，并且比率Ld/D大于2.5且小于35(2<Lm/D<35)。

一种用于发动机部件的冷却孔，所述冷却孔包括：通道，所述通道在流体联接到冷却流体流的入口和沿着所述发动机部件的受热表面的出口之间延伸，所述出口相对于所述冷却流体流在上游端和下游端之间延伸，所述通道具有第一部分和第二部分，所述第一部分限定从所述入口的几何中心朝向所述出口在所述通道的顶壁和底壁之间延伸的中心线，所述第二部分包括扩散区段，所述扩散区段包括：层叠表面，所述层叠表面在第一方向上远离所述中心线弯曲并延伸到所述上游端以限定第一角度(α)，如在所述中心线所在的长轴平面中所看到的，所述第一角度(α)在所述中心线和所述层叠表面之间，其中所述第一角度大于零度；和背衬表面，所述背衬表面在与所述第一方向相反的第二方向上远离所述通道弯曲并延伸到所述下游端以限定第二角度(β)，如在所述长轴平面中所看到的，所述第二角度(β)在所述中心线和所述背衬表面之间，其中所述第二角度小于所述第一角度(β<α)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，所述第一角度(α)在0°和30°之间(0°<α<30°)，并且所述第二角度(β)在0°和30°之间(0°<β<30°)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，所述出口具有椭圆形形状，并且在所述上游端和所述下游端之间测量的所述椭圆形形状的长轴限定了出口长度(Lo)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，所述通道限定沿着所述第一部分的水力直径(D)，并且其中，比率Lo/D在2和12之间(2<Lo/D<12)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，沿着所述中心线在所述入口和所述出口之间的直线距离限定了所述通道的总长度(LT)，并且比率LT/D大于或等于15且小于或等于65(15<LT/D<65)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，所述第一部分包括在所述层叠表面处终止以限定接合部的计量区段。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，沿着所述中心线在所述入口和所述接合部之间的直线距离限定了计量长度(Lm)，其中比率Lm/D大于2且小于35(2<Lm/D<35)。

根据任何前述条项所述的冷却孔，其中，沿着所述中心线在所述接合部和所述出口之间的直线距离限定了扩散长度(Ld)，并且比率Ld/D大于2.5且小于35(2<Ld/D<35)。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件产生热气体流体流并提供冷却流体流，其特征在于，所述翼型件包括：

壁，所述壁将所述热气体流体流与所述冷却流体流分隔开，界定面向所述冷却流体流的内部，限定所述热气体流体流沿着其流动的受热表面，并且包括所述翼型件的上游边缘、下游边缘和尖端；

至少一个冷却供应管道，设置在所述内部中，冷却流体流动通过所述至少一个冷却供应管道；和

冷却孔，所述冷却孔包括在流体联接到所述冷却流体流的入口和所述受热表面处的出口之间延伸的通道，所述出口相对于所述冷却流体流在上游端和下游端之间延伸，所述通道具有第一部分和第二部分，所述第一部分限定从所述入口延伸的中心线，以在接合部处与所述第二部分相遇，所述第二部分包括扩散区段，所述扩散区段包括：

层叠表面，所述层叠表面在第一方向上远离所述中心线弯曲并延伸到所述上游端以限定第一角度(α)，如在所述中心线所在的长轴平面中所看到的，所述第一角度(α)在所述中心线和所述层叠表面之间，其中所述第一角度大于零度；和

背衬表面，所述背衬表面在与所述第一方向相反的第二方向上远离所述通道弯曲并延伸到所述下游端以限定第二角度(β)，如在所述长轴平面中所看到的，所述第二角度(β)在所述中心线和所述背衬表面之间，其中所述第二角度小于所述第一角度(β<α)。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述冷却孔位于所述翼型件的在所述下游边缘处的部分处，并且所述出口位于所述尖端处。

3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，进一步包括尖端角度(θ)，如在所述长轴平面中所看到的，所述尖端角度(θ)限定在所述尖端处的所述受热表面与所述中心线之间。

4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中，所述尖端角度(θ)在0°和35°之间(0°<θ<35°)。

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一角度(α)在0°和30°之间(0°<α<30°)，并且所述第二角度(β)在0°和30°之间(0°<β<30°)。

6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述出口具有椭圆形形状，并且在所述上游端和所述下游端之间测量的所述椭圆形形状的长轴限定了出口长度(L_o)。

7.根据权利要求6所述的翼型件，其特征在于，其中，所述通道限定沿着所述第一部分的水力直径(D)，并且比率L_o/D在2和12之间(2<L_o/D<12)。

8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，其中，沿着所述中心线在所述入口和所述出口之间的直线距离限定所述通道的总长度(L_T)，并且比率L_T/D大于或等于15且小于或等于65(15<L_T/D<65)。

9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，其中，所述比率L_T/D大于或等于19且小于或等于40(19<L_T/D<40)。

10.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一部分包括在所述接合部处终止的计量区段。