渦輪翼型件后緣冷卻通路的制作方法

本主題大體上涉及燃氣渦輪發動機翼型件，且更具體而言，涉及通向翼型件的后緣的冷卻通路。

背景技術：

在燃氣渦輪發動機中，空氣在壓縮機中被加壓并且在燃燒器中與燃料混合以用于產生熱燃燒氣體。熱氣體被導送穿過各種渦輪級，渦輪級從該熱燃燒氣體提取能量，以用于給壓縮機供能且產生功。渦輪級通常包括靜止金屬渦輪噴嘴，靜止金屬渦輪噴嘴具有將熱燃燒氣體導送到對應的轉子葉片排中的靜葉排。隨著時間變化，在燃燒過程中生成的熱量可快速地磨損渦輪靜葉和葉片，從而降低它們的有用壽命。該磨損在翼型件的薄的后緣處可特別顯著。

在一些發動機中，渦輪靜葉和渦輪葉片二者具有可接收冷卻空氣的對應的中空翼型件。冷卻空氣可在被穿過翼型件后緣附近的一個或更多個槽道排出之前被引導穿過翼型件。通常，冷卻空氣是從燃燒過程轉移的壓縮機排放空氣。雖然從燃燒過程轉移空氣有助于防止對渦輪翼型件的損傷，但這可減少對于燃燒而言可用的空氣量，因此降低發動機的整體效率。

后緣冷卻槽道的空氣動力和冷卻性能可與冷卻槽道和居間分隔件的具體構造相關。冷卻槽道的流動面積調節穿過冷卻槽道排放的冷卻空氣的流動，且冷卻槽道的幾何形狀影響其冷卻性能。例如，冷卻槽道的發射或擴散角度可引起排放的冷卻空氣的非期望的流動分離，該流動分離將使排放空氣的性能和冷卻效力降級。這還可增大影響渦輪效率的損失。

雖然出口臺肩(land)的小尺寸和后緣冷卻槽道的冷卻性能、渦輪翼型件的薄后緣通常由于其在燃氣渦輪發動機的不利環境中的高操作溫度而限制這些翼型件的壽命。

因此，期望提供具有改善的持久性和發動機性能的翼型件。還期望使用于后緣冷卻的冷卻流的量極小化且使燃氣渦輪發動機的燃料效率極大化。

技術實現要素：

本發明的方面和優點將在下列描述中部分地闡述，或可根據描述而是明顯的，或可通過本發明的實踐而習得。

按照本公開的一個實施例，提供一種陶瓷翼型件。陶瓷翼型件可包括前緣、后緣、和一對側壁。后緣可在弦向方向上定位在前緣的下游。該對側壁可包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在前緣與后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁。該對側壁還可限定冷卻腔和在冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流。內部冷卻通路可被限定為跨過具有設定擴散長度的擴散區段。壓力側壁還可包括在距離吸力側壁設定孔口寬度處的中斷唇緣，以限定流出孔口。內部冷卻通路可包括在擴散區段上游的進口，該進口具有設定進口區域截面，而且其中，流出孔口包括設定中斷區域截面，該中斷區域截面具有相對于該進口區域截面的在大約1和大約3之間的中斷比率。

按照本公開的另一個實施例，提供一種陶瓷翼型件。陶瓷翼型件可包括前緣、后緣、和一對側壁。后緣可在弦向方向上定位在前緣的下游。該對側壁可包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在前緣與后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁。該對側壁還可限定冷卻腔和在冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流。內部冷卻通路可被限定為跨過在恒定擴散寬度和擴展角度下的擴散區段。擴展角度可在大約3°和大約15°之間。壓力側壁還可包括在距離吸力側壁設定孔口寬度處的中斷唇緣，以限定流出孔口。

按照本公開的又一個實施例，提供一種陶瓷翼型件。陶瓷翼型件可包括前緣、后緣、和一對側壁。后緣可在弦向方向上定位在前緣的下游。該對側壁可包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在前緣與后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁。該對側壁還可限定冷卻腔和在冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流。內部冷卻通路可被限定為跨過具有設定擴散長度的擴散區段。壓力側壁還可包括在距離吸力側壁設定孔口寬度處的具有設定唇緣寬度的中斷唇緣。中斷唇緣可包括唇緣寬度與孔口寬度的預先確定的唇緣比率。該預先確定的唇緣比率可在大約0和大約2之間。

實施方案1.一種陶瓷翼型件，其包括：

前緣；

后緣，其在弦向方向上定位在所述前緣的下游；和

一對側壁，其包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在所述前緣與所述后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁，該對側壁限定冷卻腔和在所述冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流，至少一個內部冷卻通路被限定為跨過具有設定擴散長度的擴散區段；

其中，所述內部冷卻通路包括在所述擴散區段上游的進口，所述進口具有設定進口區域截面，而且其中，所述壓力側壁包括中斷唇緣，所述中斷唇緣在距離所述吸力側壁設定孔口寬度處以限定流出孔口，所述流出孔口包括設定中斷區域截面，所述中斷區域截面具有相對于所述進口區域截面的中斷比率，且其中，所述中斷比率為大約1和大約3之間。

實施方案2.根據實施方案1所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述內部冷卻通路限定在大約25和大約40之間的擴散長度與孔口寬度的擴散比率。

實施方案3.根據實施方案1所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述吸力側壁從所述流出孔口延伸至所述后緣以限定中斷底面，且其中，所述翼型件還包括多個臺肩，所述多個臺肩在所述多個內部冷卻通路的流出孔口之間配置在所述中斷底面上。

實施方案4.根據實施方案1所述的陶瓷發動機翼型件，其特征在于，所述吸力側壁從所述流出孔口延伸至所述后緣以限定無臺肩槽道底面。

實施方案5.根據實施方案1所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述壓力側壁和所述吸力側壁包括陶瓷基質復合物。

實施方案6.根據實施方案1所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述擴散區段包括在大約3°和大約15°之間的恒定的擴展角度。

實施方案7.根據實施方案2所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述中斷唇緣包括設定的寬度，所述設定的寬度具有相對于所述設定孔口寬度的唇緣比率，所述唇緣比率在大約0和大約2之間。

實施方案8.根據實施方案1所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述陶瓷翼型件配置在燃氣渦輪發動機內。

實施方案9.根據實施方案2所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述內部冷卻通路包括計量區段(meteringsection)，所述計量區段具有恒定的高度且在所述冷卻腔與所述擴散區段之間延伸以限定預定計量長度，且其中，所述翼型件還包括計量長度與孔口寬度的計量長度比率，所述計量長度比率在大約1和大約3之間。

實施方案10.根據實施方案2所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述擴散比率在大約25與大約35之間。

實施方案11.一種陶瓷翼型件，其包括：

前緣；

后緣，其在弦向方向上定位在所述前緣的下游；和

一對側壁，其包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在所述前緣與所述后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁，該對側壁限定冷卻腔和在所述冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流，至少一個內部冷卻通路被限定為跨過恒定擴散寬度和擴展角度下的擴散區段，所述擴展角度在大約3°和大約15°之間；

其中，所述壓力側壁包括在距離所述吸力側壁設定孔口寬度處的中斷唇緣，以限定流出孔口。

實施方案12.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述恒定的擴展角度在大約3°和大約5°之間。

實施方案13.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述恒定的擴展角度在大約11°和大約15°之間。

實施方案14.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述吸力側壁從所述流出孔口延伸至所述后緣以限定槽道底面，且其中，所述翼型件還包括多個臺肩，所述多個臺肩在所述多個內部冷卻通路的流出孔口之間配置在所述槽道底面上。

實施方案15.根據實施方案11所述的燃氣渦輪發動機，其特征在于，所述吸力側壁從所述流出孔口延伸至所述后緣以限定無臺肩槽道底面。

實施方案16.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述壓力側壁和所述吸力側壁包括陶瓷基質復合物。

實施方案17.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述中斷唇緣包括設定寬度，所述設定寬度具有相對于所述設定孔口寬度的唇緣比率，所述唇緣比率在大約0和大約2之間。

實施方案18.根據實施方案11所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述內部冷卻通路包括計量區段，所述計量區段具有恒定的高度且在所述冷卻腔與所述擴散區段之間延伸以限定設定計量長度，且其中，所述翼型件還包括計量長度與孔口寬度的計量長度比率，所述計量長度比率在大約1和大約3之間。

實施方案19.一種陶瓷翼型件，其包括：

前緣；

后緣，其在弦向方向上定位在所述前緣的下游；和

一對側壁，其包括在寬度方向上間隔開且在弦向方向上在所述前緣與所述后緣之間延伸的吸力側壁和壓力側壁，該對側壁限定冷卻腔和在所述冷卻腔下游的多個內部冷卻通路以接收加壓的冷卻空氣流，所述內部冷卻通路被限定為跨過具有設定擴散長度的擴散區段；

其中，所述壓力側壁包括在距離所述吸力側壁設定孔口寬度處的具有設定唇緣寬度的中斷唇緣，所述中斷唇緣具有唇緣寬度與孔口寬度的唇緣比率，所述唇緣比率在大約0和大約2之間。

實施方案20.根據實施方案19所述的陶瓷翼型件，其特征在于，所述壓力側壁和所述吸力側壁包括陶瓷基質復合物，且其中，預先確定的唇緣比率在大約0和大約0.5之間。

通過參照下列描述和所附權利要求，本發明的這些和其他特征、方面和優點將變得更好理解。并入本說明書中并組成其一部分的附圖例示了本發明的實施例，并與該描述一起用來解釋本發明的原理。

附圖說明

本發明的針對本領域技術人員的完整和能夠實現的公開，包括其最佳實施方式，在參照附圖作出的說明書中得到闡述，在附圖中：

圖1提供了根據本公開的示例性燃氣渦輪發動機實施例的示意圖；

圖2提供了根據本公開的渦輪靜葉和轉子葉片翼型件的示例性實施例的截面圖；

圖3提供了根據本公開的示例性翼型件實施例的放大圖；

圖4提供了在圖3中例示的內部冷卻通路的示例性實施例的截面圖；

圖5提供了穿過圖4中的5-5截取的一個內部冷卻通路的截面示意圖；

圖6提供了在圖3中例示的內部冷卻通路的上游透視圖；

圖7提供了根據本公開的另一示例性翼型件實施例的放大圖；

圖8提供了在圖7中例示的內部冷卻通路的示例性實施例的截面圖；

圖9提供了穿過圖8中的9-9截取的一個內部冷卻通路的截面示意圖；以及

圖10提供了在圖9中例示的內部冷卻通路的上游透視圖。

零件列表

10發動機

12風扇區段

14壓縮機

16燃燒級

18hp渦輪級

19熱燃燒氣體

20lp渦輪級

22排出級

24渦輪靜葉

26hp渦輪葉片

28翼型件

30平臺

32軸向入口燕尾件

34支撐轉子盤

36翼型件基部

38翼形件末梢

40加壓的空氣

42壓力側壁

44吸力側壁

46前緣

48后緣

50冷卻腔

51冷卻劑流

52冷卻通路

54進口

56計量區段

58擴散區段

60流出孔口

62中斷

64冷卻槽道

66槽道底面

68軸向分隔件

70上通路表面

72下通路表面

74內部壓力表面

76內部吸力表面

78外部壓力表面

80中斷唇緣

82臺肩

86分隔壁

88尾錐

a中央發動機軸線

s翼展/展向方向

d下游方向

w寬度/寬度方向

wp(冷卻通路)寬度

wl(中斷唇緣)寬度

wm(計量區段)寬度

wd(擴散區段)寬度

wi寬度(進口)

wb(中斷區域/流出孔口)寬度

c弦向方向

h高度

hm(計量區段的)高度

hi(進口的)高度

hb(中斷區域的)高度

hu(發散的口部)高度

l長度

lo(冷卻通路整體)長度

lm(計量區段)長度

ld(擴散區段)長度

ls(冷卻槽道)長度

θ1(擴散區段)的擴展角度

θ2臺肩角度

r1(計量)比率

r2(擴散)比率

r3(唇緣)比率

r4(中斷)比率。

具體實施方式

現在將詳細地參照本發明的現有實施例，其一個或更多個實例在附圖中例示出。詳細的描述使用數字和字母標號來指示圖中的特征。圖和描述中的相似或類似的標號用于指示本發明的相似或類似的部分。盡管可參照在對應附圖中示出的一個或更多個維度、比率、或幾何形狀，但應理解的是，附圖僅意圖用于例示目的，且可以不根據比例尺繪制。

如在本文中所使用的，用語“第一”、“第二”和“第三”可以可互換地使用，以將一個構件與另一個構件區分，且不意圖表示單獨的構件的位置或重要性。用語“上游”和“下游”指相對于流體路徑中流體流的相對流動方向。例如，“上游”指流體流自的流動方向，且“下游”指流體流至的流動方向。

用語“至少一個”、“一個或更多個”、以及“和/或”是在操作中既是結合的也是分離的開放式表達。例如，表達“a、b和c中的至少一者”、“a、b或c中的至少一者”、“a、b和c中的一個或更多個”、“a、b、或c中的一個或更多個”和“a、b、和/或c”中的每一個意思是a單獨、b單獨、c單獨、a和b一起、a和c一起、b和c一起、或a、b和c一起。當在本文中使用時，“基本上”、“大約”、和“大體上”都是相對用語，其指示如可在常規制造容限內合理地實現的那樣接近期望值。

現在參考附圖，圖1是在本文中稱為“渦輪風扇10”的示例性高旁通渦輪風扇類型發動機10的示意截面視圖，其可并入本公開的各種實施例。另外，盡管示出了示例性渦輪風扇實施例，但預期的是本公開可同樣地能夠適用于其他渦輪供能的發動機，諸如開放轉子、渦輪軸、或渦輪螺旋槳構造。

如圖所示，圖1的示例性渦輪風扇10沿中央或中心線發動機軸線a延伸且包括風扇系統12、壓縮機14、燃燒級16、高壓渦輪級18、低壓渦輪級20、和排出級22。在操作中，空氣流過風扇系統12且被供應至壓縮機14。壓縮的空氣從壓縮機14輸送至燃燒級16，在此其與燃料混合且點燃以產生燃燒氣體。燃燒氣體從燃燒級16流過渦輪級18、20且經由排出口22離開燃氣渦輪發動機10。在其他實施例中，燃氣渦輪發動機10可包括以任何適當的方式布置的任何適當數量的風扇系統、壓縮機系統、燃燒系統、渦輪系統、和/或排出系統。

在圖2中例示的是圍繞中央發動機軸線a外接的且定位在燃燒級16與低壓渦輪級20(見圖1)之間的示例性燃氣渦輪發動機高壓渦輪級18。高壓渦輪級18包括渦輪噴嘴，渦輪噴嘴具有周向渦輪靜葉24的排，各靜葉形成為翼型件28。在操作期間，熱燃燒氣體19從燃燒級16且穿過靜葉24的排來排放。本文中例示的高壓渦輪18的示例性實施例包括至少一排周向地間隔開的高壓渦輪葉片26。渦輪葉片26中的每一個包括固定于平臺30的翼型件28和用于將渦輪葉片26安裝在支撐轉子盤34的周邊上的軸向入口燕尾件32。

參照圖3，例示了渦輪葉片26的示例性翼型件28實施例。盡管圖3的所例示的翼型件28示為渦輪葉片26，但應理解的是，翼型件28的論述可同樣地適用于另一燃氣渦輪發動機翼型件實施例，例如，渦輪靜葉24(見圖2)。如圖所示，葉片26沿翼展s從葉片平臺30上的翼型件基部36徑向地向外延伸到翼型件末梢38。在操作期間，熱燃燒氣體19在發動機10中生成且沿下游方向d流動越過渦輪翼型件28，渦輪翼型件28從熱燃燒氣體19提取能量，以用于使支撐葉片26的盤旋轉，來用于給壓縮機14(見圖1)供能。加壓的空氣40的一部分被適當地冷卻且引導至葉片26以在操作期間用于其冷卻。

一般來說，翼型件28具有沿寬度方向w間隔開的相反地配置的一對側壁42、44。該對側壁42、44包括沿翼展s從翼型件基部36到翼型件末梢38縱向地或徑向地向外地延伸的大體上凸出的壓力側壁42和大體上凹入的吸力側壁44。側壁42、44還沿弦向方向c在前緣46與下游后緣48之間軸向地延伸。翼型件28是基本上中空的，其中壓力側壁42和吸力側壁44限定在其中的內部冷卻腔或回路50，以用于在操作期間使加壓的冷卻空氣或冷卻劑流51流通。在一些示例性實施例中，加壓的冷卻空氣或冷卻劑流51來自加壓的空氣40的從壓縮機14(見圖1)轉移到渦輪葉片26的部分。

翼型件28在會聚到相對薄或尖的翼型件后緣48之前在寬度w方面或寬度方向地從翼型件前緣46增長到其后方的最大寬度。內部通路回路50的大小因而隨著翼型件28的寬度w變化，且在后緣48的正前方相對薄，在此兩個側壁42、44連結在一起且形成翼型件28的薄后緣48部分。一個或更多個翼展方向地延伸的冷卻通路52設在翼型件28的后緣48處或附近且有助于翼型件冷卻。

在某些實施例中，翼型件28的一個或更多個部分可由相對低熱膨脹系數材料形成，包括但不限于陶瓷材料和/或另一基底材料上的涂層。在一些實施例中，陶瓷材料是基質復合物(cmc)。例如，在示例實施例中，吸力側壁44和壓力側壁42各自由cmc形成以限定內部冷卻通路52。有利地，這可提高發動機內的可能的操作溫度，且允許實現更高的發動機效率。此外，在一些實施例中，可實現有利的幾何形狀而不使翼型件不適合用于在燃氣渦輪發動機的高溫區中使用。

轉到圖4到6的示例性實施例，多個內部冷卻通路52被提供且限定在壓力側壁42與吸力側壁44之間，與冷卻腔50流體地連通，以朝下游后緣48引導加壓的冷卻空氣流。如圖所示，該多個冷卻通路52形成為一排分立的部件，該排分立的部件弦向地延伸且翼展方向地間隔開，以限定高度分量h(例如，最大高度)和寬度分量w(例如，最大寬度)。各冷卻通路52由對應的軸向分隔件68沿翼展s徑向地分開，軸向分隔件68沿弦向方向c朝后緣48延伸。

如圖4中例示的，各冷卻通路沿弦向方向c從冷卻腔50朝后緣48延伸。此外，各內部冷卻通路52以向下游串聯冷卻流動的關系包括進口54、計量區段56、和通到流出孔口60中的翼展方向地發散的擴散區段58。

大體上，進口54與冷卻通路50連通，以接收冷卻流51(見圖3)。盡管在本文中例示了直的進口54，但備選實施例可包括另一適合的會聚或非會聚的幾何形狀(例如，恒定會聚角度口部或具有可變會聚角度的尾錐)。在進口58處接收的冷卻空氣在穿過擴散區段58擴展之前被限制穿過計量區段56。

在經過擴散區段58之后，流出孔口60跨過冷卻槽道64朝后緣48引導空氣。如圖所示，槽道64具有朝后緣48延伸的槽道底面66。大體上，冷卻槽道64在發散區段58下游的流出孔口60的中斷62處開始。可選地，冷卻槽道64可包括槽道底面66，槽道底面66敞開且暴露于經過高壓渦輪(也見圖5)的熱燃燒氣體。

一種或更多種高度h(例如，最大高度)的冷卻通路52在翼展方向s上限定在上通路表面70和下通路表面72之間。上通路表面70和下通路表面72中的各個形成在相鄰的分隔件68上。分隔件68還可以用于在弦向方向c上限定總通路長度lo。如圖所示，總通路長度lo可限定在進口54與中斷62之間。結果，計量區段56、擴散區段58、和冷卻槽道64分別具有向下游延伸的長度lm、ld、和ls。例如，長度lo、lm、ld、和ls可各自為弦向方向c上的最大長度。

在一些實施例中，計量區段形成在進口54和擴散區段58之間以具有恒定的高度hm。此外，計量區段56可沿弦向方向c限定在兩個基本上平行的節段之間。換言之，上通路表面70和下通路表面72將沿計量長度lm大體上平行。在操作實施例中，計量區段56將限定空氣可流過的恒定的截面面積，例如，hm*wm(見圖4和5)。

一般來說，擴散區段58可具有恒定的擴散或擴展角度θ1，該恒定的擴散或擴展角度θ1構造成使流過冷卻通路52的空氣擴散。如圖所示，擴展角度θ1是沿著上通路表面70和下通路表面72在計量區段56與流出孔口60之間限定的。結果，在一些實施例中，冷卻通路52的高度h將大體上沿著弦向方向c在計量區段56與流出孔口60之間(即，沿著擴散長度ld)增大。

可選地，擴展角度θ1可相對于基本上平行于中心發動機軸線a(見圖2)的弦向方向c限定。在一些實施例中，擴展角度θ1可對于各冷卻通路52基本上相同。擴展角度θ1的某些實施例限定為大約3°和大約15°之間的角度。擴展角度θ1的另外的實施例限定為小于5°，在大約3°和大約5°之間的角度。擴展角度θ1的其他實施例限定為大于11°的角度。有利地，所描述的角度幾何形狀可允許附接的且穩定的冷卻劑流并且/或者降低穿過冷卻通路52的流動失速的可能性。此外，可以以可使翼型件適合用于在燃氣渦輪發動機中使用的方式提供它們，而不會不利地影響翼型件后緣的結構整體性或持久性。

轉到圖5，各冷卻通路52在寬度方向上限定一個或更多個寬度w(例如，最大寬度)。例如，計量區段56和擴散區段58(見圖4)可各自包括在壓力和吸力側壁42、44的內部表面74、76之間的寬度分量(分別是wm和wd)。在一些實施例中，設定通路寬度wp限定為內部壓力表面74與內部吸力表面76之間的恒定值。在此種實施例中，計量區段寬度wm將等于擴散區段寬度wd。

雖然冷卻通路52可形成為各種適合的尺寸，但冷卻通路52的某些實施例形成為在通路內維持一個或更多個預定的比率。在一些實施例中，這包括在設定計量長度lm與跨過冷卻通路52的恒定通路寬度wp之間的計量長度比率r1，即，r1＝lm/wp。大體上，計量長度比率在大約2和大約3之間。

參照圖4和5，且在另外或備選的實施例中，冷卻通路52可形成為包括在擴散區段58的擴散長度ld與跨過冷卻通路52的恒定寬度wp之間的擴散比率r2，即，r2＝ld/wp。具體而言，擴散比率可預先確定為形成在大約4和大約40之間的比率。在一些實施例中，擴散比率大于25，在大約25和大約40之間。在選擇的實施例中，擴散比率在大約25與大約35之間。在另外的實施例中，擴散比率為大約32。有利地，這些比率r1、r2可降低流動失速的可能性且計量冷卻劑流51，而不會不利地引起可在現有翼型件中發生的翼型件磨損。

在中斷62處，壓力側壁42限定中斷唇緣80，中斷唇緣80在寬度方向w上在外部壓力表面78與內部壓力表面74之間延伸。結果，中斷唇緣80包括寬度wl，該寬度wl界定流出孔口60至少一側。中斷唇緣80和內部吸力表面76與上和下通路表面70、72一起限定流出孔口60。結果，流出孔口60可包括在內部吸力表面76與唇緣80之間延伸的孔口寬度wb。如上所述，冷卻通路寬度wp可基本上恒定。在此種實施例中，孔口寬度wb將設定為等于通路寬度wp。換言之，孔口寬度wb可與通路寬度wp相同。

另一預定比率可在流出孔口60處形成在中斷唇緣80與冷卻通路52的寬度wb之間。可選實施例包括中斷唇緣寬度wl和冷卻通路寬度wp的預先確定的唇緣r3比率，即，r3＝wl/wb。具體而言，在一些實施例中，預先確定的唇緣比率小于2，在大約0和大約2之間。在另外的實施例中，預先確定的唇緣比率小于1，在大約0.5和大約1.0之間。在其他另外的實施例中，預先確定的唇緣比率小于0.5，在大約0和大約0.5之間。前述唇緣比率可有助于有利的膜冷卻，而不會使翼型件28不穩定且不適合用于高溫操作。

如在上面提到的，且參照圖4至6示出的，冷卻通路52的一些實施例具有在冷卻腔50和流出孔口60之間(即，沿著總通路長度lo)的固定或恒定的寬度wp。在此種實施例中，擴散區段58的寬度wd和計量區段56的寬度wm都是恒定且相等的。此外，進口54限定進口截面區域，即，進口區域截面，該進口截面區域具有穿過計量長度lm作為恒定的截面區域延伸的設定的進口寬度wi和進口高度hi。換言之，在一些實施例中，進口寬度wi等于計量寬度wm，而進口高度hi等于計量高度hm。

如圖所示，在一些實施例中，內部壓力表面74和內部吸力表面76各自在整個計量和擴散長度lm、ld內平行。在一些實施例中，內部壓力表面74在冷卻通路52的整個計量和擴散區段56、58和它們對應的計量和擴散長度lm、ld內是平坦或平面的。類似地，在另外或備選的實施例中，內部吸力表面76在整個計量和擴散區段56、58和它們對應的計量和擴散長度lm、ld內是平坦或平面的。此外，各冷卻通路52可基本上沒有障礙物或支路。結果，各冷卻通路52可形成從冷卻腔50到流出孔口60的單個無障礙通路。另外，各冷卻槽道64可基本上沒有對去往后緣48的空氣流的障礙物。

在圖4到6的例示實施例中，槽道底面66與冷卻通路52中的內部吸力表面76共平面。可選地，內部吸力表面76與槽道底面之間的過渡可基本上是平滑的，沒有任何階梯或間斷。在另外或備選實施例中，進口54、計量區段56、和擴散區段58在如圖5中例示的內部冷卻通路52的實施例中具有相同的通路寬度wp(即，具有相等恒定的寬度)。

如圖6中例示的，流出孔口60包括在寬度方向w和翼展方向s上限定的中斷區域截面。中斷區域截面的孔口寬度wb或寬度在流出孔口60處在中斷唇緣80與內部吸力表面76之間延伸。在翼展方向s上的流出孔口的高度(或中斷高度)hb在流出孔口60處在上和下通路表面70、72之間延伸。

參照圖4至6，在某些實施例中，預先確定的中斷比率r4可形成在中斷面積與進口面積之間，即，r4＝(wb*hb)/(wi*hi)。可選地，中斷比率可構造成增強穿過內部冷卻通路52的冷卻劑流51(見圖3)的空氣動力特性(例如，防止失速)，同時限制在流出孔口60處排出的空氣。例如，一些實施例包括在大約1和大約3之間的中斷比率，以有利地使冷卻劑流51擴展。在另外的實施例中，中斷比率為小于2.5。例如，某些實施例的中斷比率在大約1和大約2之間。在另外其他實施例中，中斷比率在大約0.5與大約1之間。

如圖4至6所示，翼型件28的一些實施例包括多個臺肩82，該多個臺肩82在相鄰的冷卻槽道64之間翼展方向地配置且延伸跨過冷卻槽道長度ls。臺肩82可與吸力側壁44和/或分隔件68一體地形成，以在弦向方向c上延伸。此外或備選地，臺肩可與壓力側壁42一體地形成。大體上，臺肩82可與外部壓力表面78共平面或齊平地延伸跨過槽道底面66。

如圖4所示，臺肩82的某些實施例包括相對于弦向方向c且平行于中心發動機軸線a的一個或更多個臺肩角度θ2。臺肩角度θ2可基本上等于或不同于擴散區段58的擴展角度θ1。具體而言，臺肩角度可在大約0°和大約15°之間。在至少一個實施例中，臺肩角度小于大約5°。在另一實施例中，臺肩角度為大約0°(即，各臺肩82沿弦向方向c基本上平行于其他臺肩82)。在又一個實施例中，臺肩角度為大約12°。

如圖5所示，各臺肩82可成錐形以在其從中斷62朝后緣48延伸時在寬度方面減小。在某些實施例中，臺肩82形成為沿從與中斷62基本上齊平的點到在后緣48處或附近與槽道底面66基本上齊平的點沿恒定的角度成錐形。有利地，臺肩82可跨過冷卻槽道64引導空氣流，從而改善冷卻空氣流的空氣動力效率。

轉到圖7到10，例示了翼型件的另一組示例性實施例。應理解的是，圖7到10的示例性實施例與圖3到6的示例性實施例很大程度上相同，除了另外指出的之外。例如，圖7到10的實施例包括在形式和幾何形狀方面基本上類似于在上面描述的進口54、計量區段、和擴散區段58的進口54、計量區段56、和擴散區段58。

然而，圖7到10的實施例不包括參照圖3到6論述的任何臺肩結構。作為代替，圖7到10的翼型件28提供無臺肩冷卻槽道64，其中，吸力側壁44從流出孔口60延伸至后緣48以限定無臺肩槽道底面66。如圖所示，無障礙槽道底面66形成跨過多個冷卻通路52的共用冷卻槽道64。槽道底面66可保持與內部吸力表面76齊平，而軸向分隔件68可沿冷卻通路52在弦向方向c上延伸，直到到達中斷62。在一些實施例中，分隔件68的后端可形成分隔壁86，分隔壁86沿翼展方向s與各中斷62基本上齊平。有利地，所描述的無臺肩構造可允許跨過槽道底面66的更大的空氣流，從而增加熱消散。此外，所描述的無臺肩實施例可提供此種優點，而不會產生不穩定的空氣動力損失。

如圖8所示，分隔件68的后端可形成分隔壁86。在某些無臺肩實施例中，掃掠尾錐88可作為分隔件68的后端的一部分而被包括在擴散區段58和流出孔口60之間。可選地，尾錐88可包括上通路表面70和/或下通路表面72的彎曲部分。結果，發散的掃掠尾錐88可包括口部高度hu，該口部高度hu在擴散區段58與中斷62之間非線性地增大。尾錐88可構造成減少由于在流出孔口60處的流動分離尾流導致的空氣動力損失。掃掠尾錐88還可構造成有利于在擴散區段58的下游端處經過中斷62的流動散布。在備選實施例中，擴散區段58在弦向方向c上維持恒定的角度θ1，直到達到流出孔口60和/或中斷62。

本書面說明使用示例以公開本發明(包括最佳實施方式)，并且還使任何本領域技術人員能夠實踐本發明，包括制造和使用任何設備或系統并且實行任何合并的方法。本發明的可取得專利的范圍由權利要求限定，并且可包含本領域人員想到的其他示例。如果這種其他示例具有不與權利要求的文字語言不同的結構元件，或如果它們包括與權利要求的文字語言無顯著差別的等同結構元件，則它們意圖在權利要求的范圍內。