CN104285037A - 涡轮翼型件后缘冷却孔插塞和槽口 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮翼型件(12)包括沿从基部(34)到顶端(36)的翼展(S)延伸的压力侧壁和吸力侧壁(42，44)。沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)布置在压力侧壁(42)中。所有或多个冷却孔(30)终止于后缘冷却槽口(66)处，后缘冷却槽口大致沿弦向延伸至翼型件后缘(TE)。各个冷却孔(30)包括曲形入口(70)、具有恒定面积和恒定宽度流动横截面(74)的计量区段(100)，以及通往槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)。轴向分隔件(68)沿弦向在冷却孔(30)之间延伸，且沿着翼展(S)沿径向分开冷却孔(30)。分隔件(68)的后端(86)包括弯曲尾锥(88)。上部和下部露台侧壁(136，138)沿翼展方向约束槽口(66)的露台(130)，且朝外延伸到压力侧壁(42)的外部表面(43)。在侧壁(136，138)和露台(130)之间的圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与扩散区段(102)的流动横截面(74)的底部拐角半径(RT)在底部拐角半径(RT)附近大致相同大小。

Description

涡轮翼型件后缘冷却孔插塞和槽口
与相关申请的交叉引用
本申请要求2012年5月9日提交的名称为“Turbine airfoil trailing edge cooling hole plug and slot(涡轮翼型件后缘冷却孔插塞和槽口)”的美国临时专利申请No. 61/644,618，该申请的公开内容通过引用并入本文中。
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机翼型件冷却，以及更特别地，涉及通往后缘冷却槽口的涡轮翼型件后缘冷却孔。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩器中加压，并且与燃料在燃烧器中混合，以生成热燃烧气体。该热气体被导引通过涡轮的各级，各级从热气体抽取能量，以驱动压缩器以及做功，诸如驱动典型的航空涡扇发动机应用中的上游风扇。 
涡轮级包括具有成排的中空导叶的静止涡轮喷嘴，所述导叶将燃烧气体导引至从支承转子盘朝外径向延伸的相应的成排的转子叶片。导叶和叶片具有相应的中空翼型件，其具有在其中的相应的冷却回路。
冷却空气典型地是压缩器排气，其从燃烧过程转移，并且因此降低发动机的总体效率。冷却空气的量必须被最小化，以最大化发动机的效率，但是仍然必须使用足够的冷却空气，以充分冷却涡轮翼型件，以最大化其在运行期间的使用寿命。每个翼型件包括大体凹形的压力侧壁和相对的大体凸形的吸力侧壁，这些侧壁在前缘和后缘之间沿从翼型件基部到翼型件顶端的翼展纵向或径向朝外以及沿弦向轴向延伸。对于涡轮叶片来说，翼型件翼展从位于径向内侧平台处的根部延伸到与周围的涡轮护罩间隔开的径向外侧顶端。对于涡轮导叶来说，翼型件从与径向内侧带一体的根部延伸到与外侧带一体的径向外侧顶端。
每个涡轮翼型件还首先在前缘后方增加厚度，且然后厚度减小至相对薄或锋利的后缘，压力侧壁和吸力侧壁在该后缘处接合在一起。翼型件的较宽部分具有充分的内部空间，以容纳各种形式的内部冷却回路以及紊流器，以增强翼型件内部的传热冷却，同时，相对薄的后缘相应地具有有限的内部冷却空间。 
每个翼型件典型地包括延伸通过其侧壁的多排膜冷却孔，其将用过的冷却空气从内部回路排出。膜冷却孔典型地沿朝后缘的向后方向延伸，并且在翼型件的外部表面上产生冷却空气膜，其提供绝热空气垫，以针对在运行期间流过翼型件表面的热燃烧气体进行额外的保护。 
薄的后缘典型地通过成排的后缘冷却槽口或单个伸长槽口保护，该槽口在后缘的上游不远处的破口(breakout)处突破压力侧壁，用于将膜冷却空气从冷却孔排出到其上。单个后缘冷却槽口具有在压力侧中的出口孔，该出口孔始于在限定冷却孔的沿轴向延伸的分隔件的后端处的破口处。轴向分隔件可与翼型件的压力侧以及吸力侧一体地形成，并且其自身必须由通过由其限定的冷却孔排出的空气来冷却。分隔件典型地沿向后方向朝后缘会聚，使得冷却孔以浅的扩散角朝后缘扩散，该扩散角促进排出的冷却空气的发散，而沿分隔件的侧面有小的(如果存在的话)流分离。 
后缘冷却槽口的空气动力学和冷却性能与冷却槽口和介于中间的分隔件的特定构型直接相关。冷却孔和槽口的流动面积调节通过冷却槽口排出的冷却空气流，并且冷却槽口的几何形状影响其冷却性能。 
因此，期望提供一种涡轮翼型件，其具有改进的后缘冷却和冷却孔和冷却槽口，以改进翼型件耐用性和发动机性能。还期望最小化用于后缘冷却的冷却流的量，以便最大化涡轮和发动机的燃料效率。
发明内容
一种燃气涡轮发动机涡轮翼型件(12)包括沿横向间隔开的压力侧壁和吸力侧壁(42,44)，其沿从翼型件基部(34)到翼型件顶端(36)的翼展(S)朝外延伸，且在相对的前缘与后缘(LE,TE)之间沿弦向(C)延伸。沿翼展方向成排(38)的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)在压力侧壁和吸力侧壁(42,44)之间包入翼型件(12)中。至少多个后缘冷却孔(30)终止于单个沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口(66)处，该后缘冷却槽口沿弦向大致延伸到后缘(TE)。冷却孔(30)中的每一个按照向下游串联的冷却流关系包括曲形入口(70)、具有恒定面积和恒定宽度流动横截面(74)的计量区段(100)，以及通往后缘冷却槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)。轴向分隔件(68)在冷却孔(30)之间沿弦向延伸，且沿着翼展(S)沿径向分开冷却孔(30)。分隔件(68)的后端(86)包括弯曲(sweep)尾锥(88)。
尾锥(88)可为弯曲的，其中尾锥(88)中的每一个包括尾锥后缘(90)，其具有沿翼展方向位于压力侧壁和吸力侧壁(42,44)之间的顶点(92)。尾锥后缘(90)从顶点(92)朝后或向下游弯曲。尾锥后缘(90)从顶点(92)沿翼展方向或沿径向朝外弯曲到压力侧壁(42)，且从顶点(92)朝内弯曲到吸力侧壁(44)。弯曲尾锥(88)还可包括通过在沿翼展方向成对(94)的相邻冷却孔(30)之间的分隔件(68)的后端(86)的圆形横截面(96)。
压力侧壁和吸力侧壁(42,44)可分别包括在孔(30)中的压力侧壁表面和吸力侧壁表面(39,40)，以及压力侧壁表面(39)可在整个计量和扩散区段(100,102)中是平坦的。在孔(30)的计量和扩散区段(100,102)中，宽度(W)可以是恒定的。
翼型件可包括在槽口(66)中的露台(130)，其从冷却孔(30)的扩散区段(102)沿弦向或向下游大致延伸到翼型件后缘(TE)，且从后缘冷却孔(30)中的最底部后缘冷却孔(132)沿翼展方向或沿径向朝外延伸到最顶部后缘冷却孔(134)。上部和下部露台侧壁(136,138)沿翼展方向约束露台(130)，且从露台(130)延伸到压力侧壁(42)的外部表面(43)。在上部和下部露台侧壁(136,138)与露台(130)之间的槽口拐角(64)中的圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与扩散区段(102)的流动横截面(74)的底部拐角半径(RT)在底部拐角半径(RT)附近大致相同大小。
附图说明
本发明的前述方面和其他特征在下文描述中结合附图解释，在附图中：
图1是示出涡轮导叶和转子叶片翼型件的示例性实施例的纵向截面视图，所述翼型件具有在沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口处达到顶点的冷却孔。
图2是示出图1中所示的叶片的局部剖面透视图。
图3是图2中所示的带有插塞的冷却孔的压力侧截面视图，插塞在冷却孔中，冷却孔具有计量区段和通往后缘冷却槽口的发散区段。
图4是沿图3中的4-4截取的示出的冷却孔中的一个的横截面示意图，插塞在通往后缘冷却槽口的发散区段中。
图5是示出图3中示出的冷却孔、插塞和后缘冷却槽口的从上游看到的透视图。
图6是图3中所示的冷却孔和备选插塞的透视图，该备选插塞延伸进入后缘冷却槽口中。
图7是图6中示出的冷却孔之间的轴向分隔件的尾锥后端的放大透视图。
图8是通过图3中的8-8截取的示出在计量区段中的流动横截面的横截面示意图。
图9是通过图3中的9-9截取的示出在扩散区段中的流动横截面的横截面示意图。
图10是示出图6中示出的带有备选插塞的冷却孔中的一个的横截面示意图。
具体实施方式
图1中所示的是环绕发动机中心线轴线8且定位在燃烧器20与低压涡轮(LPT)24之间的示例性燃气涡轮发动机高压涡轮级10。燃烧器20将燃料与加压空气混合，用于生成热燃烧气体19，热燃烧气体19向下游D流过涡轮。
高压涡轮级10包括涡轮喷嘴28，其在高压涡轮(HPT)22的上游，热燃烧气体19通过该涡轮喷嘴28从燃烧器20排出。本文中所示的高压涡轮22的示例性实施例包括至少一排沿周向间隔开的高压涡轮叶片32。涡轮叶片32中的每一个包括与平台14和轴向进入燕尾件16一体形成的涡轮翼型件12，轴向进入燕尾件16用于将涡轮叶片安装在支承转子盘17的周边上。
参考图2，翼型件12沿从在叶片平台14上的翼型件基部34到翼型件顶端36的翼展S径向朝外延伸。在运行期间，热燃烧气体19在发动机中生成且向下游D流过涡轮翼型件12，涡轮翼型件12从热燃烧气体19中抽取能量，以旋转支承叶片的盘，以驱动压缩器(未示出)。在运行期间，加压空气18的一部分被适当冷却且引导至叶片，用于冷却叶片。
翼型件12包括沿横向间隔开的大体凹入的压力侧壁42和凸出的吸力侧壁44。压力侧壁42和吸力侧壁44沿从翼型件基部34到翼型件顶端36的翼展S沿纵向或径向朝外延伸。侧壁还在相对的翼型件前缘LE与后缘TE之间沿弦向C沿轴向延伸。翼型件12是中空的，其中压力侧壁42和吸力侧壁44在翼型件前缘LE与后缘TE之间沿横向或侧向间隔开，以限定在其中的内部冷却空腔或回路54，用于在运行期间使加压冷却空气或冷却剂流52循环。加压冷却空气或冷却剂流52来自从压缩器转移的加压空气18的一部分。
涡轮翼型件12从翼型件前缘LE在宽度W方面增加或沿横向增加至在其后的最大宽度，且然后会聚至相对薄或锋利的翼型件后缘TE。内部冷却回路54的尺寸因此随翼型件的宽度W变化，并且在后缘TE的前方不远处相对薄，在后缘TE处，两个侧壁一体地接合在一起，且形成翼型件12的薄的后缘部分56。沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口66设置在翼型件12的该薄的后缘部分56处或其附近，以冷却它。
图3-7中示出的是沿翼展方向成排38的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔30，其在压力和吸力侧壁42、44之间包入或埋入以及形成在翼型件12中。冷却孔30中的全部或多个在后缘冷却槽口66处终止或结束，以将冷却剂冷却空气或冷却剂流52供应至槽口66中。后缘冷却槽口66沿弦向大致延伸至后缘TE。后缘冷却孔30沿后缘TE的翼展S布置成与内部冷却回路54处于流连通，以在运行期间将冷却剂流52从其排出。槽口66的底面或露台130从冷却孔30的扩散区段102沿弦向或向下游大致延伸至翼型件后缘TE。露台130从后缘冷却孔30中的最底部后缘冷却孔132沿翼展方向或沿径向朝外延伸至最顶部后缘冷却孔134。露台130通过从露台130延伸到压力侧壁42的外部表面43的上部和下部露台侧壁136、138沿翼展方向约束。槽口表面60沿露台130在上部和下部露台侧壁136、138之间沿横向延伸。在上部和下部露台侧壁136、138与露台130之间的槽口拐角64的圆角62具有圆角半径RF，其可与扩散区段102的流动横截面74的底部拐角半径R在底部拐角半径R附近大致相同大小(在图9中示出)。圆角半径RF有助于后缘冷却槽口66的可铸性。
后缘冷却孔30在图3中更具体地示出。各个冷却孔30按照向下游串联的冷却流关系包括向下游会聚或喇叭口形的曲形入口70、恒定面积且恒定宽度流动横截面的计量区段100和沿翼展方向扩散区段102，沿翼展方向扩散区段102通往后缘冷却槽口66，且为槽口供应冷却空气或冷却剂流52。参考图3-6，后缘冷却槽口66在扩散区段102的下游端69处的破口58处开始。冷却孔30的扩散区段102通往后缘冷却槽口66，后缘冷却槽口66在后缘TE前方或上游定位的破***49处突破压力侧壁42的外部表面43。
冷却孔30通过相应的轴向分隔件68沿翼展S彼此沿径向分开，轴向分隔件68向下游朝后缘TE延伸。曲形入口70在本文中示出为向下游会聚或更具体地为喇叭口入口。入口70限定在分隔件68的前端72处以及之间。分隔件68包括半圆形前端72，其具有限定喇叭口入口70的直径73。冷却孔30中的每一个沿着轴向分隔件68的相应的相邻成对的上部和下部分隔件25、26包括沿翼展方向间隔开的上部和下部孔表面46、48。如图3中所示，孔30沿翼展方向的高度H限定在轴向分隔件68的上部和下部分隔件25、26的上部和下部孔表面46、48之间。如图3中所示，计量区段100、扩散区段102以及后缘冷却槽口66分别具有向下游延伸的第一、第二和第三长度L1、L2和L3。
参考图3和5-7，分隔件68的后端86具有空气动力形状的弯曲尾锥88，其设计和成形为降低由于在后端86处的流分离尾迹所造成的气动损失。弯曲尾锥88还设计成有利于流传播经过在扩散区段102的下游端处的槽口破口58。弯曲尾锥88中的每一个包括尾锥后缘90，其沿翼展方向在压力侧壁和吸力侧壁42、44之间延伸，且具有沿翼展方向定位在破***49或压力侧壁42与吸力侧壁44之间的顶点92，如在图6中所示。尾锥后缘90从顶点92朝后或向下游弯曲。尾锥后缘90从顶点92沿翼展方向或沿径向朝外弯曲到破***49或压力侧壁42，且从顶点92朝内弯曲到吸力侧壁44。弯曲尾锥88中的每一个包括通过在沿翼展方向成对94的相邻冷却孔30之间的分隔件68的后端86的圆形横截面96。尾锥后缘90在破***49处提供额外的强度，且在底面或露台130处在破口58的上游合并不同冷却孔30的流，破口58是冷却孔30的出口。
参考图3-5，具有气动形状的插塞110布置在冷却孔30中。插塞110向下游延伸通过扩散区段102的至少一部分。插塞110包括从插塞基部112***的插塞拱顶114。插塞拱顶114包括沿横向和沿翼展方向成圆形的上游和下游拱顶端部116、118。沿插塞110的插塞长度LP，插塞基部的沿翼展方向的高度H小于冷却孔的沿翼展方向的高度H。插塞110沿翼展方向在孔30中居中。插塞基部112在本文中示出为沿吸力侧壁44的吸力侧壁表面40延伸。备选地，插塞基部112可沿压力侧壁42的压力侧壁表面39延伸。插塞110对在冷却孔30的扩散区段102中的区域流动横截面74的扩张率提供控制。插塞110帮助沿冷却孔表面维持稳定的扩散流，即，防止或减少在扩散区段102中分别沿压力和吸力侧壁42、44的压力和吸力侧壁表面39、40的流分离和湍流。插塞110允许轴向分隔件68的上部和下部分隔件25、26的上部和下部孔表面46、48在扩散区段102中的扩散比没有插塞时更大，且仍然在扩散区段102中维持附着和稳定的冷却剂流52。流动横截面74的面积在扩散区段102的整个第二长度L2中增加，但是该增加的速率通过插塞110控制。插塞110是三维成形或成型的，以维持附着和稳定的冷却剂流52，且防止在扩散区段102中沿轴向分隔件68的上部和下部分隔件25、26的上部和下部孔表面46、48的分离。
参考图12，冷却孔30具有横截面孔面积AH，而插塞110具有横截面插塞面积AP。在插塞110和冷却孔30之间的流动横截面74具有横截面流动面积AF，其等于在孔面积AH与插塞面积AP之间的差。在扩散区段102中的流动横截面74的横截面流动面积AF沿向下游方向增加。在计量区段100和扩散区段102在插塞110上游的任意部分中的流动横截面74的横截面流动面积AF是冷却孔30的横截面孔面积AH。
在计量区段100和扩散区段102在插塞110上游的任意部分中的流动横截面74的实施例在图8和11中示出为具有跑道形流动横截面74，其具有在沿翼展方向或沿径向间隔开的圆形或半圆形内部和外部端部区段82、84之间的矩形区段75。在本文中示出的跑道形流动横截面74沿翼展方向伸长，具有四个相等的拐角半径R，且具有在0.15-0.50范围中的优选的宽度对高度比W/H。
图12中示出的扩散区段102具有插塞110的部分中的流动横截面74的实施例可大体描述为具有两个相对宽的圆形凸瓣120，其位于相对窄的矩形中间区段124的末端122处。流动横截面74的高度H在扩散区段102的整个长度上增加。流动横截面74的宽度W在没有插塞110的地方是恒定的，且在存在插塞110的流动横截面74的高度H上变化，如在图4中所示。凸瓣120具有最大宽度MW，其等于在压力侧壁和吸力侧壁42、44分别的压力侧壁表面和吸力侧壁表面39、40之间测量的扩散区段102的宽度W。
凸瓣120在扩散区段102中分别在压力侧壁和吸力侧壁42、44的压力侧壁表面和吸力侧壁表面39、40之间延伸。凸瓣120比中间区段124大致更宽。沿插塞110所定位的扩散区段102处，轴向分隔件68的下部分隔件26的下部孔表面48比插塞基部112大致更宽。这允许冷却剂流52在扩散区段102中分别在插塞110与压力侧壁和吸力侧壁42、44的压力侧壁表面和吸力侧壁表面39、40之间经过且冷却它们。
冷却孔30、后缘冷却槽口60以及弯曲尾锥88设计成在整个槽口露台130上对沿翼展方向的露台130提供膜作用，直到露台130的终端(翼型件后缘TE)的下游或后方，甚至在显著减少冷却流的情况下。翼型件冷却设计研究已经显示1级叶片流可能减少大约10%的冷却流。研究同时还指示，后缘温度仍然比更常规的槽口设计低80到90华氏度，所以更多的流减少是可能的。这对发动机性能来说是显著的益处。
参考图3-5，孔30的孔宽度W限定在压力侧壁和吸力侧壁42、44分别的压力侧壁表面和吸力侧壁表面39、40之间，如在图4中所示。后缘冷却槽口66和露台130是开放的且暴露于经过高压涡轮22的热燃烧气体19。露台130沿吸力侧壁44延伸整个第三长度L3。
冷却孔30和后缘冷却槽口66是铸造的冷却特征。铸造这些特征为翼型件和叶片及导叶提供良好的强度、低的制造成本和耐用性。在沿翼展方向或沿径向间隔开的圆形或半圆形内部和外部端部区段82、84之间具有矩形区段75的跑道形流动横截面74提供良好的冷却流特性，这减少了冷却翼型件所需要的冷却剂流52的量。底部拐角半径R有助于这些冷却特征的良好的冷却、可铸性以及强度。
具有恒定宽度W的沿翼展方向伸长的计量区段100定尺寸成控制冷却剂流52的量，以有益于发动机循环。沿翼展方向伸长的计量区段100和扩散区段102扩大在破口58处的流覆盖范围，在后缘冷却槽口66中均匀分配冷却剂流52。孔30的扩散区段102上游的恒定宽度W的计量区段100帮助使冷却剂流52保持完全附着在扩散区段102中。带有跑道形区域和流动横截面74的恒定宽度W的计量区段100减少后缘冷却流52。
冷却孔30的平坦压力侧壁表面39帮助将在破口处的冷却剂流52的冷却剂速度以及沿压力侧壁42的外部表面43的热燃烧气体的气体速度保持为大约相等，以最小化气动损失，气动损失可对涡轮效率导致负面作用。这两个特征还帮助使冷却剂流52保持附着在槽口66中。
参考图6、7和10，布置在冷却孔30中的具有气动形状的插塞110是延伸的插塞，其向下游进一步延伸通过扩散区段102的至少一部分和后缘冷却槽口66的至少一部分。
插塞在扩散区段中产生气动流阻塞，即，针对给定的冷却剂流率产生减小的流动面积。这允许扩散器扩张角度增加，且仍然在扩散器中维持稳定的附着流。更高的扩散器扩张导致更小的热槽脊(land)表面面积以及更大的冷槽口底面表面面积。插塞还使冷却剂速度在槽口出口处保持较高。对于相同的冷却剂流率，没有插塞的扩散器相比具有插塞的扩散器具有更低的槽口出口速度。这对于限制由于热气体与冷却剂流的混合而产生的气动损失而言是重要的，该损失根据冷却剂速度对外部气体速度的比率而变化。该比率越接近1，混合损失越小。插塞帮助使冷却流速度保持较高，而仍然减少冷却流。插塞设立非常有利的流动角和涡流条件，用于将冷却剂流推到露台上，从而给出更高的槽脊膜作用。延伸的插塞突出了该作用。
插塞110设计成改进冷却孔30的扩散区段102的发散性能。插塞帮助稳定扩散区段中的内部流。取决于设计需要和预期的流动面积变化，插塞具有许多气动形状，包括带有低于槽口底面的平均水平的侧沟的带凸瓣形状，以维持内部流附着。发散的扩散区段以壁发散角度、发散长度以及插塞的内部部分的形状的具体组合来维持稳定的流扩张。
冷却孔30的扩散区段102在到槽口66的冷却孔出口处设立传播出口流动角。露台130消除了常规的槽脊，其往往为后缘的最热的部分。因此，冷的槽口底面面积被最大化。弯曲尾锥88设计成降低气动损失且便于流传播经过破口58。
本发明已经以示例性方式描述。应当理解，所使用的术语意图具有词语的描述而非限制的性质。虽然已经在本文中描述了被认为是本发明的优选且示例性的实施例，但是从本文的教导，本发明的其他修改将对本领域技术人员显而易见，并且因此，期望在所附权利要求中保护落在本发明的真正精神和范围内的所有这种修改。
因此，期望通过美国专利特许证所保护的是在所附权利要求书中限定和区分的本发明。

Claims (20)

1. 一种燃气涡轮发动机涡轮翼型件(12)，包括：
沿横向间隔开的压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)，它们沿从翼型件基部(34)到翼型件顶端(36)的翼展(S)朝外延伸；
所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)在相对的前缘(LE)和后缘(TE)之间沿弦向(C)延伸；
沿翼展方向成排(38)的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)，其包入所述压力侧壁(42)中；
所有或多个冷却孔(30)终止于单个沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口(66)处，所述后缘冷却槽口(66)沿弦向大致延伸到所述后缘(TE)；
所述冷却孔(30)中的每一个按照向下游串联的冷却流关系包括曲形入口(70)、具有恒定面积和恒定宽度流动横截面(74)的计量区段(100)，以及通往所述后缘冷却槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)；
轴向分隔件(68)，其沿弦向在所述冷却孔(30)之间延伸，且沿着翼展(S)沿径向分开所述冷却孔(30)；以及
所述分隔件(68)的后端(86)包括弯曲尾锥(88)。
2. 根据权利要求1所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：在所述冷却孔(30)中，沿翼展方向高度(H)大致大于孔宽度(W)。
3. 根据权利要求1所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)分别在所述孔(30)中的压力侧壁表面(39)和吸力侧壁表面(40)，且所述压力侧壁表面(39)在整个计量区段和扩散区段(100,102)中都是平坦的。
4. 根据权利要求3所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，在所述孔(30)的计量区段(100)和扩散区段(102)中，所述宽度(W)是恒定的。
5. 根据权利要求1所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
在所述槽口(66)中的露台(130)，其从所述冷却孔(30)的扩散区段(102)沿弦向或向下游大致延伸至所述翼型件后缘(TE)，
所述露台(130)从所述后缘冷却孔(30)中的最底部后缘冷却孔(132)沿翼展方向或沿径向朝外延伸至最顶部后缘冷却孔(134)，
上部和下部露台侧壁(136, 138)，其沿翼展方向约束所述露台(130)，且从所述露台(130)延伸到所述压力侧壁(42)的外部表面(43)，以及
在所述上部和下部露台侧壁(136, 138)与所述露台(130)之间的槽口拐角(64)中的圆角(62)。
6. 根据权利要求5所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与所述扩散区段(102)的流动横截面(74)的底部拐角半径(RT)在所述底部拐角半径(RT)附近大致相同大小。
7. 根据权利要求4所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
所述扩散区段(102)具有跑道形流动横截面(74)，
所述跑道形流动横截面(74)包括矩形区段(75)，其在具有半径(R)的沿翼展方向间隔开的圆形或半圆形内部和外部端部区段(82,84)之间，
在所述槽口(66)中的露台(130)，其从所述冷却孔(30)的扩散区段(102)沿弦向或向下游大致延伸至所述翼型件后缘(TE)，
所述露台(130)从所述后缘冷却孔(30)中的最底部后缘冷却孔(132)沿翼展方向或沿径向朝外延伸至最顶部后缘冷却孔(134)，上部和下部露台侧壁(136,138)沿翼展方向约束所述露台(130)，且从所述露台(130)延伸到所述压力侧壁(42)的外部表面(43)，
在所述上部和下部露台侧壁(136,138)与所述露台(130)之间的槽口拐角(64)中的圆角(62)，以及
所述圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与所述流动横截面(74)的半径(R)大致相同大小。
8. 根据权利要求1所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
所述尾锥(88)是弯曲的，
所述尾锥(88)中的每一个包括尾锥后缘(90)，其具有沿翼展方向位于所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)之间的顶点(92)，
所述尾锥后缘(90)从所述顶点(92)朝后或向下游弯曲，以及
所述尾锥后缘(90)从所述顶点(92)沿翼展方向或沿径向朝外弯曲到所述压力侧壁(42)，且从所述顶点(92)朝内弯曲到所述吸力侧壁(44)。
9. 根据权利要求8所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述弯曲尾锥(88)包括通过在沿翼展方向成对(94)的相邻冷却孔(30)之间的分隔件(68)的后端(86)的圆形横截面(96)。
10. 根据权利要求9所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述计量区段(100)和扩散区段(102)具有沿翼展方向高度(H)和孔宽度(W)的孔高度对孔宽度比(H/W)，其在大约2:1到10:1范围内。
11. 根据权利要求9所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)分别在所述孔(30)中的压力侧壁表面(39)和吸力侧壁表面(40)，且所述压力侧壁表面(39)在整个计量和扩散区段(100,102)中都是平坦的。
12. 根据权利要求11所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，在所述孔(30)的计量区段(100)和扩散区段(102)中，所述宽度(W)是恒定的。
13. 根据权利要求12所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：所述入口(70)向下游会聚或为喇叭口形。
14. 一种燃气涡轮发动机涡轮翼型件(12)，包括：
沿横向间隔开的压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)，其沿从翼型件基部(34)到翼型件顶端(36)的翼展(S)朝外延伸；
所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)在相对的前缘(LE)和后缘(TE)之间沿弦向(C)延伸；
沿翼展方向成排(38)的沿翼展方向间隔开的后缘冷却孔(30)，其包入所述压力侧壁(42)中且终止于单个沿翼展方向延伸的后缘冷却槽口(66)处，所述后缘冷却槽口(66)沿弦向大致延伸到所述后缘(TE)；
所述冷却孔(30)中的每一个按照向下游串联的冷却流关系包括曲形入口(70)、计量区段(100)，以及通往所述后缘冷却槽口(66)的沿翼展方向扩散区段(102)；
轴向分隔件(68)，其沿弦向在所述冷却孔(30)之间延伸，且沿着翼展(S)沿径向分开所述冷却孔(30)；以及
所述分隔件(68)的后端(86)包括弯曲尾锥(88)。
15. 根据权利要求14所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
所述尾锥(88)是弯曲的，
所述尾锥(88)中的每一个包括尾锥后缘(90)，其具有沿翼展方向位于所述压力侧壁(42)和吸力侧壁(44)之间的顶点(92)，
所述尾锥后缘(90)从所述顶点(92)朝后或向下游弯曲，以及
所述尾锥后缘(90)从所述顶点(92)沿翼展方向或沿径向朝外弯曲到所述压力侧壁(42)，且从所述顶点(92)朝内弯曲到所述吸力侧壁(44)。
16. 根据权利要求15所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述弯曲尾锥(88)包括通过在沿翼展方向成对(94)的相邻冷却孔(30)之间的分隔件(68)的后端(86)的圆形横截面(96)。
17. 根据权利要求16所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
在所述槽口(66)中的露台(130)，其从所述冷却孔(30)的扩散区段(102)沿弦向或向下游大致延伸至所述翼型件后缘(TE)，
所述露台(130)从所述后缘冷却孔(30)中的最底部后缘冷却孔(132)沿翼展方向或沿径向朝外延伸至最顶部后缘冷却孔(134)，上部和下部露台侧壁(136,138)沿翼展方向约束所述露台(130)，且从所述露台(130)延伸到所述压力侧壁(42)的外部表面(43)，以及
在所述上部和下部露台侧壁(136,138)与所述露台(130)之间的槽口拐角(64)中的圆角(62)。
18. 根据权利要求17所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与所述扩散区段(102)的流动横截面(74)的底部拐角半径(RT)在所述底部拐角半径(RT)附近大致相同大小。
19. 根据权利要求16所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括：
所述扩散区段(102)具有跑道形流动横截面(74)，
所述跑道形流动横截面(74)包括矩形区段(75)，其在具有半径(R)的沿翼展方向间隔开的圆形或半圆形内部和外部端部区段(82,84)之间，
在所述槽口(66)中的露台(130)，其从所述冷却孔(30)的扩散区段(102)沿弦向或向下游大致延伸至所述翼型件后缘(TE)，
所述露台(130)从所述后缘冷却孔(30)中的最底部后缘冷却孔(132)沿翼展方向或沿径向朝外延伸至最顶部后缘冷却孔(134)，上部和下部露台侧壁(136,138)沿翼展方向约束所述露台(130)，且从所述露台(130)延伸到所述压力侧壁(42)的外部表面(43)，
在所述上部和下部露台侧壁(136,138)与所述露台(130)之间的槽口拐角(64)中的圆角(62)，以及
所述圆角(62)具有圆角半径(RF)，其与所述流动横截面(74)的半径(R)大致相同大小。
20. 根据权利要求19所述的翼型件(12)，其特征在于，还包括，所述计量区段(100)和扩散区段(102)具有沿翼展方向高度(H)和孔宽度(W)的孔高度对孔宽度比(H/W)，其在大约2:1到10:1范围内。
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