CN110159355A - 具有冷却孔的发动机构件 - Google Patents

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H.O.加布雷吉奥尔吉什
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S.R.布拉斯菲尔德
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Abstract

本发明涉及一种具有冷却孔的发动机构件。具体而言，一种用于涡轮发动机的发动机构件的设备和方法，该发动机构件包括外壁、至少一个冷却通路、至少一个冷却孔，该外壁界定内部并且限定压力侧和相对的吸力侧，其中两侧在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向，并且在根部与末梢之间延伸以限定翼展方向，该至少一个冷却通路位于内部内，该至少一个冷却孔具有流体地联接至冷却通路的入口和位于前缘近侧的出口，其中连接通路将入口流体地联接至出口。

Description

具有冷却孔的发动机构件
技术领域
涡轮发动机（以及特别地燃气或燃烧涡轮发动机）为旋转发动机，其从穿过发动机的燃烧气体流抽取能量到多个旋转涡轮叶片上，该多个旋转涡轮叶片可布置在多个涡轮叶片组件中。
背景技术
在一个构造中，涡轮叶片组件包括涡轮翼型件，如静止导叶或旋转叶片，其中叶片具有平台和燕尾件安装部分。涡轮叶片组件包括冷却入口通路，其作为平台和叶片中的蛇形回路的部分，用于冷却平台和叶片。蛇形回路可延伸至沿着叶片的多个表面中的任一者定位的冷却孔，包括在末梢、后缘以及前缘处。
包括位于内带和外带之间的静止导叶的喷嘴和包绕发动机燃烧器的燃烧器衬里也可利用冷却孔和/或蛇形回路。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，翼型件包括外壁、冷却通路以及至少一个冷却孔，该外壁限定内部，具有压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定翼弦方向，并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，该冷却通路位于内部内并且在前缘近侧，该至少一个冷却孔包括流体地联接至冷却通路的入口和沿着前缘在外壁处的出口，并且具有限定中心线并在入口与出口之间延伸的连接通路，其中扩散区段形成在连接通路中并且限定出口，其中出口具有非圆形形状并且限定在翼展方向的+/-30度内对准的短轴。
在另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机构件，发动机构件包括外壁、冷却通路以及至少一个冷却孔，该外壁限定内部，具有压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定翼弦方向，并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，该冷却通路位于内部内并且在前缘近侧，该至少一个冷却孔包括流体地联接至冷却通路的入口和沿着前缘在外壁处的出口，并且具有限定中心线并在入口与出口之间延伸的连接通路，其中扩散区段形成在连接通路中并且限定出口，其中出口具有非圆形形状并且限定在翼展方向的+/-30度内对准的短轴。
在又一方面，本公开涉及一种冷却发动机构件的方法，该发动机构件在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向，并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，方法包括使冷却流体流动穿过具有非圆形截面区域的至少一个冷却孔，使冷却流体从沿着停滞线位于前缘近侧的出口喷出以限定流线，以及朝向后缘引导冷却流体使得流线与停滞线形成锐角。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定内部的外壁，其具有压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定翼弦方向并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向；
冷却通路，其位于所述内部内并且在所述前缘近侧；以及
至少一个冷却孔，其包括流体地联接至所述冷却通路的入口和沿着所述前缘在所述外壁处的出口，并且具有限定中心线和截面区域并在所述入口与所述出口之间延伸的连接通路，其中扩散区段形成在所述连接通路中并且限定所述出口；
其中所述截面区域具有非圆形形状并且限定在所述翼展方向的+/-30度内对准的短轴。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述截面区域还限定长轴，并且所述长轴与短轴的比率范围从15到1.1。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述非圆形形状为狗骨形或卵形中的至少一者。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，停滞线将所述压力侧与所述吸力侧分离。
技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述出口与所述停滞线相交。
技术方案6. 根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述停滞线与所述前缘共线。
技术方案7. 根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述停滞线包括沿着所述前缘、压力侧或吸力侧中的任一者的停滞点。
技术方案8. 根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述中心线与所述停滞线形成角度。
技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件，其中，从所述中心线继续的流线朝向所述后缘延伸。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述冷却通路沿所述翼展方向延伸。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，还包括沟槽，其沿着所述压力侧或吸力侧中的一者沿径向延伸并且位于所述出口近侧。
技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件，还包括沟槽，其沿着所述压力侧或吸力侧中的一者沿径向延伸并且位于与所述出口重合。
技术方案13. 一种用于涡轮发动机的发动机构件，所述发动机构件包括：
限定内部的外壁，其具有压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定翼弦方向并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向；
冷却通路，其位于所述内部内并且在所述前缘近侧；以及
至少一个冷却孔，其包括流体地联接至所述冷却通路的入口和沿着所述前缘在所述外壁处的出口，并且具有限定中心线和截面区域并在所述入口与所述出口之间延伸的连接通路，其中扩散区段形成在所述连接通路中并且限定所述出口；
其中所述截面区域具有非圆形形状并且限定在所述翼展方向的+/-30度内对准的短轴。
技术方案14. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，所述截面还限定长轴，并且所述长轴与短轴的比率范围从15到1.1。
技术方案15. 根据技术方案13所述的发动机构件，其中，停滞线将所述压力侧与所述吸力侧分离。
技术方案16. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述出口与所述停滞线相交。
技术方案17. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述停滞线包括沿着所述前缘、压力侧或吸力侧中的任一者的停滞点。
技术方案18. 根据技术方案15所述的发动机构件，其中，所述中心线与所述停滞线形成角度。
技术方案19. 根据技术方案18所述的发动机构件，其中，从所述中心线继续的流线朝向所述后缘延伸。
技术方案20. 根据技术方案13所述的发动机构件，还包括沟槽，其沿着所述压力侧或吸力侧中的一者沿径向延伸并且位于所述出口近侧。
技术方案21. 根据技术方案13所述的发动机构件，还包括沟槽，其沿着所述压力侧或吸力侧中的一者沿径向延伸并且位于与所述出口重合。
技术方案22. 一种冷却发动机构件的方法，所述发动机构件在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向，所述方法包括：
使冷却流体流动穿过具有非圆形截面区域的至少一个冷却孔；
使冷却流体从沿着停滞线位于所述前缘近侧的出口喷出以限定流线；以及
朝向所述后缘引导所述冷却流体使得所述流线与所述停滞线形成锐角。
技术方案23. 根据技术方案22所述的方法，还包括，将所述冷却流体引导到在所述压力侧或吸力侧中的一者上的沟槽中。
技术方案24. 根据技术方案22所述的方法，还包括，使所述冷却流体从沿径向向内的位置喷出至沿径向向外的位置。
技术方案25. 根据技术方案22所述的方法，还包括，使所述冷却流体从沿径向向外的位置喷出至沿径向向内的位置。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面图。
图2为用于来自图1的涡轮发动机的涡轮叶片的透视图，该涡轮叶片包括沿着涡轮叶片的前缘定位的至少一个冷却孔。
图3为沿着线III-III截取的来自图2的涡轮叶片的截面。
图4为来自图2的涡轮叶片的部分的放大视图，示出了在涡轮叶片的根部近侧在前缘处的至少一个冷却孔。
图5为根据本文中的公开的方面的来自图4的至少一个冷却孔的冷却孔几何形状的3D视图，示出了截面区域。
图6为根据本文中的公开的另一方面的来自图5的至少一个冷却孔的截面区域的变型。
图7为根据本文中论述的本公开的又一方面的图5的截面区域的变型。
图8与图4相同，示出了用于冷却涡轮叶片的方法。
图9为根据本文中的公开的另一方面的来自图2的涡轮叶片的部分的放大视图，示出了在涡轮叶片的根部近侧在前缘处的至少一个冷却孔的变型。
零件清单
10涡轮发动机
12发动机中心线
14前
16后
18风扇区段
20风扇
22压缩机区段
24 LP压缩机
26 HP压缩机
28燃烧区段
30燃烧器
32涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38排气区段38
40风扇壳体
42风扇叶片
44核心
46核心壳体
48 转轴
50 转轴
52压缩机级
54压缩机级
56压缩机叶片
58压缩机叶片
60压缩机导叶
61盘
62压缩机导叶
64涡轮级
66涡轮级
68涡轮叶片
70涡轮叶片
71盘
72涡轮导叶
74涡轮导叶
76加压空气
77放出空气
78气流
80出口导向导叶组件
82翼型件导向导叶
84风扇排气侧
86涡轮叶片组件
90燕尾件
92翼型件
94末梢
96根部
97翼展方向
98平台
100入口通路
110压力侧
112吸力侧
114前缘
116后缘
117翼弦方向
118外壁
120冷却孔
128内部
130冷却通路
132内壁
134冷却孔几何形状
135外部
136出口
137卵形形状
138短轴
140长轴
142连接通路
144入口
150计量区段
152圆形截面区域
154过渡位置
156扩散区段
160沟槽
237狗骨形状
238短轴
240长轴
337椭圆形形状
338短轴
340长轴
C冷却流体
CA非圆形截面区域
CL中心线
G燃烧气体
L停滞线
P停滞点。
具体实施方式
本文中描述的公开的方面涉及至少一个冷却孔的形成，该至少一个冷却孔具有流体地联接至冷却通路的入口和沿着发动机构件的前缘定位的出口。出于图示的目的，本公开将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮中的涡轮叶片来描述。然而，将理解的是，本文中描述的公开的方面不限于此，并且可在发动机（包括压缩机）内，以及在非飞行器应用（如其它移动应用以及非移动工业、商业和住宅应用）中具有普遍适用性。
如本文中所使用，用语“向前”或“上游”是指沿朝向发动机入口的方向移动，或构件与另一构件相比相对更靠近发动机入口。连同“向前”或“上游”使用的用语“向后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向，或与另一构件相比相对更靠近发动机出口的方向。此外，如本文中所使用，用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的维度。此外，如本文中所使用，用语“该组”或“一组”元件可包括任何数量的元件，包括仅一个元件。
所有方向引用（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，以帮助读者对本公开的理解，并且不产生限制（特别是关于本文中描述的公开的方面的位置、定向或用途）。连接引用（例如，附接、联接、连接以及连结）将广义地解释，并且可包括元件的集合之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指示。就此而言，连接引用不一定暗示两个元件彼此直接地连接并处于固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且所附的图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14至后16延伸的大体上沿纵向延伸的轴线或发动机中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇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，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕着发动机中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由可与风扇壳体40联接的核心壳体46包绕。
绕着发动机10的发动机中心线12同轴设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。绕着发动机10的发动机中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够绕着发动机中心线旋转并且联接至多个可旋转元件，其可共同地限定转子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止压缩机导叶60、62（也称为喷嘴）旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以以环提供并且可从叶片平台至叶片末梢相对于发动机中心线12沿径向向外延伸，而对应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58上游并且邻近于旋转叶片56、58。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明目的而选择，并且其它数量为可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可安装至盘61，盘61安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个，其中各个级具有其自己的盘61。用于压缩机的级的导叶60、62可以以周向布置安装至核心壳体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止涡轮导叶72、74（也称为喷嘴）旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以以环提供并且可从叶片平台至叶片末梢相对于发动机中心线12沿径向向外延伸，而对应的静止涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70上游并且邻近于旋转叶片68、70。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明目的而选择，并且其它数量为可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70可安装至盘71，盘71安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个，其中各个级具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72、74可以以周向布置安装至核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分（如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静止导叶60、62、72、74）也被独立地或共同地称为定子63。就此而言，定子63可指遍及发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流分开成使得气流的部分导送到LP压缩机24中，LP压缩机24接着将加压空气76供应至HP压缩机26，HP压缩机26使空气进一步加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取附加的功以驱动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排放。LP涡轮36的驱动对LP转轴50驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压气流76的部分可作为放出空气77从压缩机区段22抽取。放出空气77可从加压气流76抽取，并且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著地增加。就此而言，由放出空气77提供的冷却对于此类发动机构件在升高的温度环境中的操作而言为必要的。
气流78的剩余部分旁通LP压缩机24和发动机核心44并且通过静止导叶排（以及更特别地，出口导向导叶组件80）离开发动机组件10，出口导向导叶组件80在风扇排气侧84处包括多个翼型件导向导叶82。更具体而言，周向排的沿径向延伸的翼型件导向导叶82邻近风扇区段18使用来对气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的空气中的一些可旁通发动机核心44并用于发动机10的部分（尤其是热部分）的冷却，并且/或者用于冷却飞行器的其它方面或向其供能。在涡轮发动机的语境下，发动机的热部分通常在燃烧器30（尤其是涡轮区段32）下游，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28下游。冷却流体的其它源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2为呈具有来自图1的发动机10的涡轮叶片70的涡轮叶片组件86的形式的发动机构件的透视图。作为备选，发动机构件可包括导叶、支柱、服务管、护罩或燃烧衬里（以非限制性实例），或者可需要或利用冷却通路的任何其它发动机构件。
涡轮叶片组件86包括燕尾件90和翼型件92。翼型件92在末梢94与根部96之间延伸，以限定翼展方向97。翼型件92安装至在根部96处的平台98上的燕尾件90。在多个翼型件以并排关系沿周向布置时，平台98有助于沿径向包含涡轮发动机主流气流。燕尾件90可构造成安装至发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾件90还包括至少一个入口通路100，示例性地示出为两个入口通路100，它们均延伸穿过燕尾件90，以提供与翼型件92的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾件90以截面示出，使得入口通路100收纳在燕尾件90的本体内。
翼型件92包括凹形压力侧110和凸形吸力侧112，它们连结在一起以限定翼型件92的翼型件截面形状，翼型件92在前缘114与后缘116之间延伸以限定翼弦方向117。翼型件92的外周边由外壁118界定，外壁118也限定压力侧110和吸力侧112。翼型件的内部可为实心的、中空的，并且/或者具有以虚线示出的多个冷却回路或通路130。至少一个冷却孔120可沿着外壁118的任何部分定位，包括沿着前缘114，如所示。
在燃烧气体（G）的流以九十度的角度接触翼型件92时的操作中，燃烧气体（G）的速度在该停滞点（P）处为零。停滞点（P）可沿着从根部96延伸至末梢94的前缘114在一定程度上变化。设想的是，至少一个冷却孔120沿着连接停滞点（P）的、从根部96延伸至末梢94的停滞线（L）定位。在大多数情况下，停滞线（L）与前缘共线。然而，停滞线（L）可在全部或部分操作条件期间从前缘114的全部或部分暂时或永久地变化。
转到图3，翼型件92的内部128由外壁118界定并且可包括多个冷却通路130。多个冷却通路130可与入口通路100中的至少一者流体地联接（图2）。销翅片、凹窝、湍流器或任何其它类型的流增强器可沿着多个冷却通路130的内表面提供。多个冷却通路130可由内壁132分离。内壁132可在压力侧和吸力侧之间延伸（如所示），并且在其它非限制性实例中，可为翼型件内的任何壁并限定多个冷却通路130的至少一部分。至少一个冷却孔120可将翼型件92的内部128流体地联接至翼型件92的外部135。
至少一个冷却孔120可穿过基底，其经由图示为外壁118。然而，应当理解的是，基底可为发动机10内的任何壁，包括但不限于内壁132、末梢壁或燃烧衬里壁。用于形成基底的材料包括但不限于钢，难熔金属如钛，或者基于镍、钴或铁的超级合金，以及陶瓷基质复合物。超级合金可包括呈等轴、定向凝固和晶体结构的那些。在非限制性实例中，基底可由3D打印、熔模铸造或冲压来形成。
转到图4，涡轮叶片70的放大视图，涡轮叶片70在根部96近侧在前缘114处包括至少一个冷却孔120。以虚线示出的冷却孔几何形状134沿大体径向方向延伸并且从至少一个冷却孔120的出口136延伸到页面中。取决于至少一个冷却孔120的位置和外壁118的厚度，至少一个冷却孔120穿过外壁118的程度可变化。取决于沿着停滞线（L）的至少一个冷却孔120的位置，至少一个冷却孔120的出口136可在大小和形状方面变化，并且可稍微偏离停滞线（L）。
冷却孔几何形状134的截面区域（CA）具有非圆形形状（经由非限制性实例，卵形形状137），其限定在翼展方向97的+/-30度（α）内定向的短轴138和在翼弦方向117的+/-30度（β）内定向的长轴140。短轴138可为由至少一个冷却孔120的非圆形截面区域（CA）限定的最小尺寸，而长轴140可为该相同非圆形截面区域（CA）的最大尺寸。在本文中的公开的方面，长轴与短轴的比率可多达15，其中截面区域（CA）形状为完全椭圆的椭圆形形状，以促进侧向扩散。最小的长轴与短轴的比率可为1.1，其中优选的长轴与短轴的比率为1.7。
图5示出用于至少一个冷却孔120的冷却孔几何形状134的3D视图。应当理解的是，冷却孔几何形状134（尽管示出为实心）表示发动机构件中的空隙，如本文中所论述。截面区域（CA）为垂直于至少一个冷却孔120的中心线（CL）的平面139的区域。至少一个冷却孔120包括连接通路142，其在流体地连接至冷却通路130的入口144与沿着翼型件92的外壁118处的停滞线（L）定位的出口136之间延伸。设想的是，在至少一个冷却孔120存在于发动机构件基底中的情况下，以虚线示出的成角度的出口136将产生。
连接通路可包括具有圆形截面区域152的计量区段150，但设想任何截面形状。计量区段150可设在入口144处或附近。如所示，计量区段150限定连接通路142的最小截面区域。应当认识到的是，一个以上的计量区段150可在连接通路142中形成。计量区段150可从入口144延伸至过渡位置154，其中连接通路142的截面区域开始增加。还设想的是，计量区段150没有长度并且可限定过渡位置154。
扩散区段156可设在出口136处或附近，以限定连接通路142的部分。在一个示例性实施方式中，扩散区段156限定出口136。如本文中描述的非圆形截面区域（CA）可增加（从过渡位置154朝向出口136延伸），以限定扩散区段156。在一个实例中，非圆形截面区域（CA）连续地增加，如所示。在一个备选的非限制性实施方式中，增加的非圆形截面区域（CA）可为不连续或逐步增加的截面区域。
连接通路142将入口144连接至出口136，冷却流体（C）可流动穿过连接通路142。计量区段150计量冷却流体（C）的质量流速。扩散区段156允许冷却流体（C）的膨胀，以沿着外壁118形成更宽且更慢的冷却膜。在本文中的公开的方面，扩散区段156允许冷却流体（C）在翼弦方向117上比径向方向97扩散更多。扩散区段156可与计量区段150串流连通。作为备选，设想的是，扩散区段156沿着至少一个冷却孔120的整体延伸。
图6为根据本文中的公开的另一方面的非圆形截面区域（CA）的变型。狗骨形状237可限定在翼展方向97的+/-30度内定向的短轴238和在翼弦方向117的+/-30度内定向的长轴240。
图7为根据本文中的公开的另一方面的非圆形截面区域（CA）的变型。椭圆形337可限定在翼展方向97的+/-30度内定向的短轴338和在翼弦方向117的+/-30度内定向的长轴340。
还设想的是，如本文中描述的非圆形截面区域（CA）可为形状（卵形、狗骨形，或椭圆形）的任何组合，或者任何其它形状，其中短轴在翼展方向97的+/-30度内定向，并且长轴340在翼弦方向117的+/-30度内定向。本文中描述的形状用于说明目的，并且不意味着限制。
转到图8，冷却如本文中描述的翼型件92的方法可包括使冷却流体（C）流动穿过具有非圆形截面区域（CA）的至少一个冷却孔120。使冷却流体穿过沿着停滞线（L）的出口136喷出以限定流线（SL）（经由非限制性实例，沿着中心线（CL））。朝向后缘116（图2）引导冷却流体（C）使得流线（SL）与停滞线（L）形成锐角θ。在本文中的公开的方面，冷却流体（C）从沿径向向内的位置162喷出至沿径向向外的位置164。
在本文中的公开的又一方面，如图8中所示，沟槽160可沿着压力侧110或吸力侧112中的一者延伸（经由非限制性实例，沿着压力侧110径向地延伸，如所示）。沟槽160可在至少一个冷却孔120近侧，其中冷却流体（C）喷出到外壁118上并且接着穿过沟槽160。如本文中描述的方法还可包括使冷却流体（C）的至少一部分穿过沟槽160，以便沿着外壁118分散冷却流体（C）。
如先前所述，冷却流体可为来自于由风扇20供应的空气的旁通空气（图1）。还设想冷却流体的其它源。还应当理解的是，虽然冷却流体（C）通过入口通路100供应，但这为示例性入口并且仅用于说明目的且不意味着限制。经由非限制性实例，在静止导叶的情况下，冷却流体（C）也可从上方供给到翼型件92中。
图9为根据本文中论述的公开的另一方面的冷却孔220。冷却孔220大致上类似于至少一个冷却孔120。因此，相似部分将以增加100的相似数字标识，其中理解的是，至少一个冷却孔120的相似部分的描述适用于冷却孔220，除非另外说明。
在本文中的公开的方面，冷却孔220可定向成使得冷却流体（C）从沿径向向外的位置262喷出至沿径向向内的位置264。还设想的是，沟槽260与至少一个冷却孔220重合，其中冷却流体（C）直接喷出到沟槽260中。
应当理解的是，还设想以上描述的几何形状相对于如本文中描述的冷却孔120、220的定向和位置的任何组合。经由非限制性实例，冷却孔可以以交替模式沿着前缘交错，其中一些冷却孔与其它冷却孔相反地定向。如本文中示出的冷却孔仅用于说明目的且不意味着限制。
与如本文中描述的至少一个冷却孔相关联的益处涉及前缘的增加的覆盖，以及特别地包绕停滞线的区域，如本文中所描述。更具体而言，使冷却流体沿翼弦方向比沿径向方向扩散更多允许在停滞线近侧的更好冷却，即使在关于停滞线的位置的小错误计算的情况下。与停滞线和外壁相关联的角度允许冷却膜的较多展开，以及到任何包绕流中的较少渗透。如本文中所描述，使至少一个冷却孔与沟槽联接也增加冷却膜的展开量。包绕停滞线的区域的商业上更好的冷却覆盖增加发动机构件的耐用性和寿命。
如本文中描述的成组冷却孔可利用增材制造技术或其它先进的铸造制造技术来制造，如熔模铸造和3D打印以及激光钻孔和EDM钻孔。可用的技术提供成本益处连同描述的其它益处。应当理解的是，还设想形成本文中描述的冷却回路和冷却孔的其它方法，并且公开的方法仅用于示例性目的。
应当认识到的是，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，而是也适用于涡轮喷气和涡轮螺旋桨发动机。
该书面描述使用实例以描述本文中描述的公开的方面（包括最佳模式），并且还使本领域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***并且执行任何并入的方法）。公开的方面的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：
限定内部的外壁，其具有压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘与后缘之间沿轴向延伸以限定翼弦方向并且在根部与末梢之间沿径向延伸以限定翼展方向；
冷却通路，其位于所述内部内并且在所述前缘近侧；以及
至少一个冷却孔，其包括流体地联接至所述冷却通路的入口和沿着所述前缘在所述外壁处的出口，并且具有限定中心线和截面区域并在所述入口与所述出口之间延伸的连接通路，其中扩散区段形成在所述连接通路中并且限定所述出口；
其中所述截面区域具有非圆形形状并且限定在所述翼展方向的+/-30度内对准的短轴。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述截面区域还限定长轴，并且所述长轴与短轴的比率范围从15到1.1。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述非圆形形状为狗骨形或卵形中的至少一者。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其中，停滞线将所述压力侧与所述吸力侧分离。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述出口与所述停滞线相交。
6.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述停滞线与所述前缘共线。
7.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述停滞线包括沿着所述前缘、压力侧或吸力侧中的任一者的停滞点。
8.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述中心线与所述停滞线形成角度。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其中，从所述中心线继续的流线朝向所述后缘延伸。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述冷却通路沿所述翼展方向延伸。
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