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10月1日提交的美国专利申请号17/491,828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尖端的一组冷却通道。

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是带有尖端轨道和两个尖端边沿的叶片形式的图1的发动机的示例性翼型件的透视图。

图3是图2的翼型件的尖端的放大透视图，示出了排放到两个尖端边沿中的每个尖端边沿上的多组冷却通道。

图4是与图2的翼型件类似的翼型件的尖端的放大透视图，示出了排放到第三尖端边沿和翼型件的外部以及翼型件的尖端轨道的上表面上的多组冷却通道。

图5是来自图4的示例性冷却通道的放大图。

图6是根据本文公开的一方面的来自图3的冷却通道134a的横截面视图。

图7A是根据本文公开的另一方面的来自图3的冷却通道134b的横截面视图。

图7B是根据本文公开的另一方面的来自图3的冷却通道134b的变型的横截面视图。

图8是根据本文公开的另一方面的来自图4的冷却通道134c的横截面视图。

图9是根据本文公开的又一方面的来自图4的冷却通道134d的横截面视图。

图10是根据本文公开的又一方面的来自图4的冷却通道134e的横截面视图。

图11是根据本文公开的一方面的示出了流增强的沿图10的线XI-XI的横截面视。

图12是示出了用图3的一组冷却通道来冷却翼型件的方法的流程图。

具体实施方式

本文描述的公开的方面针对一组冷却通道中的至少一个冷却通道的扩散槽的几何结构。更具体地，扩散槽终止于到发动机部件壁的外表面上的开口中，在一个非限制性示例中，发动机部件是翼型件。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。

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。本文使用的术语“预定”涉及已经针对部件所在环境中的峰值性能计算的值。

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。

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。线轴48、50能够围绕发动机中心线旋转，并且联接到可以共同限定转子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被定位在旋转叶片56、58的上游并且邻近旋转叶片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，多个涡轮叶片68、70可以被设置成环，并且可以相对于中心线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。

用于涡轮的一级的涡轮叶片68、70可以被安装到盘71，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之中的静态涡轮轮叶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中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的加压空气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，驱动了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的驱动驱动了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。

气流的剩余部分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可以在尖端94和根部96之间径向延伸，在尖端94和根部96之间限定翼展方向。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可以包括外壁104，外壁104具有第一侧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可以是非转动轮叶，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。外壁104可以部分地限定和围绕至少一个冷却导管114，显示为形成冷却回路116的两个示例性冷却导管114。

由外壁104限定的内部118可以在尖端94处通过尖端壁120被封闭。限定基本连续壁的尖端轨道122或凹槽(squealer)可以从尖端壁120的周边并围绕尖端壁120的周边向外延伸，以至少部分地界定限定气室124的区域。

至少一个尖端边沿126可以形成在外壁104中。如本文所述的至少一个尖端边沿126可以被限定为由外表面的区域形成的边缘。作为非限制性示例，靠近尖端94的外壁104或尖端轨道表面128被去除或切除，用于本文所述的冷却通道134来排放冷却流体(C)。第一尖端边沿126a可以形成在第一侧106上的尖端轨道122处的外壁104中。第二尖端边沿126b可以形成在面向气室124的尖端轨道122中。第二尖端边沿126b可以位于尖端壁120和上尖端轨道表面132之间。尖端边沿126b可以是搁板148(图3)，搁板148从尖端壁120延伸出，作为突起到尖端壁120或进入尖端壁120中。预期的是，尖端边沿126可以形成在尖端轨道122的任何部分上，以及沿着在透视图中被遮蔽的尖端轨道122的第二侧108形成。除非另有说明，否则本文对尖端边沿126的引用涉及任何尖端边沿，包括但不限于第一尖端边沿126a和第二尖端边沿126b。

在操作中，诸如燃烧器流的热气体流(H

图3是在翼型件92的尖端94处的放大透视图。尖端轨道122从尖端壁120突出，并且具有面向气室124的内尖端轨道表面128。外尖端轨道表面130可以从第一侧106和第二侧108中的至少一个延伸。换句话说，外尖端轨道表面130可以与外壁104的外部在相同平面中。外尖端轨道表面130可以与内尖端轨道表面128间隔开，以限定尖端轨道厚度(T)。尖端轨道122可以径向终止于上尖端轨道表面132中。上尖端轨道表面132可以连接内尖端轨道表面128和外尖端轨道表面130。

腔133可以位于尖端轨道122中，并且与上尖端轨道表面132间隔开预定高度尺寸(H)。腔133的一部分可以限定尖端边沿126。换句话说，尖端边沿126可以被限定为腔133与外壁104相交的地方。尖端边沿126可以在上游缘110的下游、在与上游缘110间隔开预定宽度尺寸(W)的位置处开始。腔133可以在外壁104或内尖端轨道表面128中具有预定尺寸的开口(O)。腔133可以在流线方向上延伸，以限定沟槽出口142。沟槽出口142可以在上游缘110和下游缘112之间延伸。沟槽出口142可以终止于缘壁146中，缘壁146同时朝向下游缘112和上尖端轨道表面132延伸。换句话说，缘壁146可以相对于流线方向成角度。进一步预期的是，缘壁146沿翼展方向竖直地延伸。

一组冷却通道134可以在尖端94处排放。一组冷却通道134可以限定各种冷却孔的至少一部分，作为非限制性示例，直列式扩散器、扩散槽、喷射孔和后缘喷射孔。如本文所述的多组冷却通道134可以是单个冷却通道或多个冷却通道。一组冷却通道134可以是两组冷却通道，在第一侧106上排放的第一组冷却通道134a，和排放到气室124中的第二组冷却通道134b。进一步地，一组冷却通道134可以以流线排布置。可选地，另一组冷却通道可以设置在第二侧108上，但是被图3的透视图遮蔽。除非另有说明，否则本文对一组冷却通道134的引用涉及多组冷却通道134中的任何一组，包括但不限于第一组冷却通道134a和第二组冷却通道134b。

第一组冷却通道134a可以包括多个冷却通道136，作为非限制性示例，如图所示，七个冷却通道136。至少一个冷却通道136可以包括扩散槽138，扩散槽138在通道出口140处通往第一尖端边沿126a。扩散槽138可以经由中间出口139被流体联接到至少一个冷却导管114，中间出口139也以虚影被示出。每个扩散槽138可以限定扩散器矢量(V)，扩散器矢量(V)沿槽中心线(图5)朝向通道出口140延伸。多个冷却通道136中的每个冷却通道的对应扩散器矢量(V)逐渐指向下游缘112，从上游缘110向下游缘112移动。

多个通道出口140可以合并在一起，以形成沟槽出口142。沟槽出口142可以限定整个第一尖端边沿126a。沟槽出口142可以向上通向腔133。因此，第一尖端边沿126a可以是终止于腔133处的外壁104的边沿或边缘。第二组冷却通道134b可以包括多个冷却通道136，作为非限制性示例，如图所示，四个冷却通道136。至少一个冷却通道136可以包括扩散槽138，扩散槽138在通道出口140处通向沟槽出口142。

还预期的是，多个通道出口140可以彼此间隔开，以在其间限定搁板148。搁板148可以延伸到内尖端表面128中或延伸远离内尖端表面128。

图4是根据本文公开的另一方面的翼型件92的尖端94的变型的放大透视图。第三尖端边沿126c可以形成在第一侧106上的尖端轨道122处的外壁104中。第三尖端边沿126c可以包括如本文所述的沟槽出口142、缘壁146和搁板148中的至少一个或全部。进一步地，第三尖端边沿126c可以在上游缘110和下游缘112之间延伸，并且在上游缘110的下游、在与上游缘110间隔开预定宽度尺寸(W)的位置处开始。另外，第三尖端边沿126c可以限定一直延伸到上尖端轨道表面132的预定切口尺寸(D)。以这种方式，第三尖端边沿126c是顶部开口的切口150，这与本文之前描述的腔133不同。缘壁146也可以终止于上尖端轨道表面132处。

在尖端94的这种变型中，示出了第三、第四和第五组冷却通道134c、134d、134e。第三组冷却通道134c可以包括至少一个冷却通道136，其中扩散槽138在通道出口140处通往第三尖端边沿126c。通道出口140可以在流线方向上间隔开，以限定如本文之前描述的搁板148。第三组冷却通道134c可以包括多个冷却通道136，作为非限制性示例，如图所示，四个冷却通道136。

第四组冷却通道134d可以包括至少一个冷却通道136，其中扩散槽138在通道出口140处通往上尖端轨道表面132。第四组冷却通道134d可以包括多个冷却通道136，作为非限制性示例，如图所示，三个冷却通道136。

第五组冷却通道134e可以包括至少一个冷却通道136，其中扩散槽138在通道出口140处沿第一侧106通往外壁104。第五组冷却通道134e可以包括多个冷却通道136，作为非限制性示例，如图所示，两个冷却通道136。

本文所述的多组冷却通道134中的每组冷却通道可以包括多个冷却通道136，每个冷却通道具有对应的扩散槽138，对应的扩散槽138具有对应的通道出口140。扩散槽138可以经由中间出口139被流体联接到至少一个冷却导管114，中间出口139也以虚影示出。在一些实施方式中，扩散槽138可以朝向上游缘110或朝向下游缘112或其间的任何地方成角度。

每个扩散槽138可以限定如本文所述的扩散器矢量(V)。如图所示，用于多个冷却通道136中的每个冷却通道的对应扩散器矢量(V)可以指向上游缘110、上尖端轨道表面132或下游缘112。换句话说，扩散槽138可以从面向靠近上游缘110的前方、朝向中间的上尖端轨道表面132和面向靠近下游缘112的后方，以扇形布局布置。

图5是冷却通道136之一的示例性放大视图。作为非限制性示例，冷却通道136来自一组冷却通道134c。作为非限制性示例，为了更清楚地例释扩散槽138可以如何朝向前缘110成角度，以虚影示出了两个取向，径向取向154和成角度取向156。

扩散槽138在后部164和前部166之间延伸。扩散器矢量(V)的大小可以随着后部164和前部166之间的扩散槽138的范围或长度而变化。中间出口139可以限定直径(D)。应当理解，如果中间出口139为非圆形形状，则直径(D)是与非圆形形状具有相同面积的圆形横截面区域的直径。中间出口139可以位于接近后部164的位置，如本文使用的“接近”意指在0和50直径(D)内。中间出口139可以与后部164间隔开0到5D(直径(D)的零到五倍)之间。扩散槽138可以限定在中间出口139的中间中心168和通道出口140的出口中心170之间延伸的槽中心线(CL)。虽然图示为具有圆形形状，但是应当理解，中间出口139可以具有任何形状，并且仍然限定几何中心。扩散槽138可以限定沿槽中心线(CL)从后部164朝向通道出口140延伸的增加的横截面区域(CA)。预期的是，槽中心线(CL)可以与如在径向取向154上所示的径向方向(R)对齐。进一步预期的是，槽中心线(CL)可以与径向方向(R)形成在+/-70°之间的第一角度θ，使得扩散槽138指向前缘110和/或后缘112。

扩散槽138可以限定扩散区段152。扩散区段152，更具体地，扩散槽138的几何结构，使得冷却流体(C)能够膨胀，以使较宽且较慢的冷却膜形成到翼型件92的外部172上，作为非限制性示例，形成到外尖端轨道表面130上。

图6是沿图3的线VI-VI截取到的来自第一组冷却通道134a的冷却通道136的横截面视图。冷却通道136可以包括通往第一尖端边沿126a的通道出口。在本文公开的一方面中，第一尖端边沿126a可以是无限小、零、或如图所示延伸到翼型件中一些可测量的量。进一步预期的是，第一尖端边沿126a是圆角尖端边沿126f，圆角尖端边沿126f限定在通道出口140处以虚线示出的圆形边缘。应该理解，如本文所述的尖端边沿126在任何方面中都可以是圆角尖端边沿126f。

冷却通道136可以包括第一通道174，以经由中间出口139将扩散槽138流体联接到至少一个冷却导管114。第一通道174可以具有圆形横截面，尽管它可以具有任何横截面形状。第一通道174可以沿第一中心线(CL1)在流体联接到至少一个冷却导管114的入口176和中间出口139之间延伸。第一中心线(CL1)可以形成40到140度之间的第二角度α，其中槽中心线(CL)在第一通道174和扩散槽138的接合部160处。进一步预期的是，第二角度α基本上是正交的或90度。

第一通道174可以限定计量区段178。计量区段178可以被限定为第一通道174的最小或极小横截面区域。计量区段178可以沿第一中心线(CL1)在入口176和具有直径(D)的中间出口139之间延伸。还预期的是，计量区段178没有长度，并且位于冷却通道136的横截面区域最小的任何部分。进一步预期的是，入口176限定计量区段178，而完全没有延伸到冷却通道136中。如本文所述的冷却通道136可以包括多个计量区段，并且不限于所示的一个。计量区段178用于计量冷却流体流(C)的质量流率。

第一通道174的中间出口139可以与后部164间隔开，以限定袋部180。冲击表面182可以在接合部160处位于中间出口139的对面。冲击表面182可以限定扩散槽138的一部分。冲击表面182可以在翼展方向上位于第一尖端边沿126a下方。此外，通道出口140可以在翼展方向上位于尖端94上方，或在尖端壁120的径向外侧。预期的是，冲击表面182平行于外壁104。当扩散槽138朝向上尖端轨道表面132延伸时，外壁104的外部172到冷却通道136的接近度可以减小。换句话说，扩散槽138的后部164可以与外部172向内间隔开，而前部166可以位于第一尖端边沿126a上，接近外部172。

预期到并以虚影示出冷却通道136的其他几何布局。冷却通道136可以具有第一通道174a和将第一通道174a流体连接到扩散槽138的中间通道174b，而不是主要在翼展方向上延伸，具有在第一通道174和扩散槽138之间的单个接合部160。第一通道174a可以在流体联接到至少一个冷却导管114的入口176a和第一中间出口139a之间延伸。中间通道174b可以在第一中间出口139a和第二中间出口139b之间延伸，其中中间通道174b可以流体联接到扩散槽138。如图所示，中间通道174b可以基本平行于尖端壁120延伸。第一通道174a或中间通道174b或第一通道174a和中间通道174b两者可以限定如本文所述的计量区段178。此外，同样以虚影示出的附加袋部180a、180b可以接近如本文所述的附加接合部160a、160b被结合。还预期的是，附加袋部180a、180b中的任一个不被结合，而是存在如本文所述的冲击表面。进一步预期的是，如图所示，冷却通道136是非线性的。

应当理解，虽然被图示为具有锐角和边缘，但是腔133可以具有空气动力学几何结构133a，该空气动力学几何结构133a具有以虚线示出的更圆的线。依据一组冷却通道134a的实施，空气动力学几何结构133a可以有利于增加冷却流体流(C)的层流。在其他实施方式中，如图所示，具有锐边缘的腔133可以提供冲击流和湍流。预期到用于本文所述的所有多组冷却通道134a、134b、134c、134d和134e的两种几何结构。

在操作中，冷却流体流(C)可以进入冷却通道136并且冲击在冲击表面182上。此外，冷却流体流(C)可以在接合部160处转动。转动会使得由于惯性而不能转动的灰尘颗粒被收集在袋部180中，以便帮助维持畅通的冷却通道136。冷却流体流(C)可以排放到腔133中并且排放到第一尖端边沿126a上，用脱离或离开腔133的冷却膜来冷却外尖端轨道表面130。

图7A是沿图3的线VII-VII截取到的来自第二组冷却通道134b的冷却通道136的横截面视图。冷却通道136可以包括接近第二尖端边沿126b开口的通道出口140。在本文公开的方面中，第二尖端边沿126b可以是无限小的，或者如图所示，远离内尖端轨道表面128延伸到气室124中一些可测量的量，以限定搁板148。第二尖端边沿126b可以是从尖端壁120径向延伸到气室124中的突起。因此，第二组冷却通道134b可以冷却内尖端轨道表面128和气室124。其他特征与本文已经讨论的那些特征类似。

图7B是沿图3的线VII-VII截取到的来自第二组冷却通道134b的冷却通道136的变型的横截面视图。冷却通道136可以包括通向腔133的通道出口140。在本文公开的方面中，第二尖端边沿126b可以是无限小的，或者如图所示，延伸到腔133中一些可测量的量，超过内尖端轨道表面128，以限定搁板148。因此，第二组冷却通道134b可以冷却内尖端轨道表面128和气室124。其他特征与本文已经讨论的那些特征类似。

图8是沿图4的线VIII-VIII截取到的来自第二组冷却通道134c的冷却通道136的横截面视图。冷却通道136可以包括通往第三尖端边沿126c的通道出口140。在本文公开的方面中，第三尖端边沿126c可以是无限小的，或者如图所示，延伸到翼型件中一些可测量的量。因此，第三组冷却通道134c可以冷却外尖端轨道表面130。其他特征与本文已经讨论的那些特征类似。

图9是沿图4的线IX-IX截取到的来自第四组冷却通道134d的冷却通道136的横截面视图。冷却通道136可以包括通往尖端轨道122的上尖端轨道表面132的通道出口140。因此，第四组冷却通道134d可以冷却上尖端轨道表面132。其他特征与本文已经讨论的那些特征类似。

图10是沿图4的线X-X截取到的来自第五组冷却通道134e的冷却通道136的横截面视图。冷却通道136可以包括沿外壁104通往尖端轨道122的外尖端轨道表面130的通道出口140。因此，第五组冷却通道134d可以冷却外尖端轨道表面122。其他特征与本文已经讨论的那些特征类似。

图11是本文所述的多组冷却通道134中的任何一组冷却通道的视图，作为非限制性示例，是第五组冷却通道134d。预期的是，如本文所述的多组冷却通道134中的任何一组冷却通道可以包括一组流动增强器184，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，能够实现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的平衡。

图12是例释用于冷却翼型件92的方法200的流程图。方法200包括在202处，在冷却通道136的入口176处接收冷却流体流(C)。在204处，使冷却流体流(C)流入扩散槽138。该方法可以包括使冷却流体流(C)冲击在冲击表面182上，并且使冷却流体流(C)从第一通道174转向扩散槽138。该方法可以进一步包括在206处，在径向方向(R)上将冷却流体流(C)引向尖端轨道122。在208处，使冷却流体流(C)在垂直于径向方向(R)的方向上膨胀，作为非限制性示例，在流线方向或主要轴向方向上膨胀。该方法可以包括在210处，沿尖端轨道122的外部表面172发射冷却流体流(C)。

方法200可以进一步包括特别地沿尖端边沿126发射冷却流体流(C)。冷却流体流(C)可以沿尖端轨道122的任何部分形成膜。进一步预期的是，方法200可以包括朝向翼型件92的下游缘112或上游缘110之一发射冷却流体流。

与本文所述的公开相关联的益处包括增加的冷却效率，这导致增加的热气体路径耐久性(其转而又降低了维修成本)和更好的比燃料消耗(SFC)。另外，如本文所述的冷却通道的几何结构和位置改进了保护翼型件的尖端的膜效率，并且将冲击置于尖端附近，这是一种高效的内部冷却机构。

冲击以及扩散槽内的冷却流体的立即膨胀有助于接近尖端和尖端轨道出现高对流。另外，经由计量通道引入冷却流体，然后接近或沿着尖端表面发射冷却流体，增加了膜冷却效率。

如本文所述的冷却通道可以通过增材制造技术和先进的铸造制造技术生产。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增压发动机。

如本文所述的第二冷却通道部分还可以包括在接合部之前限定转弯的弯曲部。此外，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合并在一起的表面出口，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形成沟槽的表面出口。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，所述第一侧和所述第二侧在上游缘和下游缘之间延伸以限定流线方向，并且在根部和尖端之间延伸以限定径向方向；尖端壁，所述尖端壁跨越所述第一侧和所述第二侧，以在所述尖端处封闭所述内部；尖端轨道，所述尖端轨道从所述尖端壁延伸并且具有内尖端轨道表面，所述内尖端轨道表面与所述尖端壁组合来至少部分地界定限定气室的区域，所述尖端轨道具有从所述第一侧和所述第二侧中的至少一个延伸的外尖端轨道表面，并且径向终止于上尖端轨道表面中，所述上尖端轨道表面连接所述内尖端轨道表面和所述外尖端轨道表面；尖端边沿，所述尖端边沿形成在第一侧和第二侧中的至少一个中的外壁中，并且在所述径向方向上与所述上尖端轨道表面间隔开；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；一组冷却通道，所述一组冷却通道形成在所述外壁中，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：扩散槽，所述扩散槽在后部和通往所述尖端边沿的通道出口之间沿流动方向朝向所述尖端延伸，所述扩散槽限定槽中心线，扩散器矢量沿所述槽中心线在所述后部和所述通道出口之间延伸；至少一个计量通道，所述至少一个计量通道具有流体连接到所述至少一个冷却导管的入口和在接近所述扩散槽的所述后部的接合部处流体联接到所述扩散槽的中间出口，并且限定第一中心线，所述第一中心线相对于所述槽中心线形成角度。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述尖端边沿形成在所述外尖端轨道表面中。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述尖端边沿终止于朝向所述下游缘和所述上尖端轨道表面延伸的缘壁中。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述缘壁终止于所述上尖端轨道表面处。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括在所述流线方向上延伸并且与所述尖端间隔开的腔，所述腔限定所述尖端边沿。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述腔和所述尖端边沿中的至少一个包括圆形几何结构。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述尖端边沿形成在所述内尖端轨道表面中。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述尖端边沿位于所述尖端壁和所述上尖端轨道表面之间。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述至少一个冷却通道是在所述上游缘和所述下游缘之间延伸的多个冷却通道。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中当从所述上游缘移动到所述下游缘时，所述多个冷却通道具有逐渐指向所述下游缘的扩散器矢量。

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部间隔开以限定袋部。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述至少一个冷却通道是在所述上游缘和所述下游缘之间延伸的多个冷却通道，并且扩散器长度在所述多个冷却通道之中变化。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中沿所述流动方向的横截面区域的增加由第一角度限定。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中所述至少一个冷却通道是在所述上游缘和所述下游缘之间延伸的多个冷却通道，并且所述第一角度在所述多个冷却通道之中变化。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括第二组冷却通道，所述第二组冷却通道形成在所述外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，所述第二组冷却通道中的至少一个冷却通道包括扩散槽，所述扩散槽在流动方向上朝向所述尖端增加横截面区域并且终止于通往所述上尖端轨道表面的通道出口中。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，其中冲击表面沿所述扩散槽的一部分位于所述中间出口的对面。

根据前述条款中任一项所述的发动机部件，进一步包括在所述扩散槽内的流动增强结构。

一种用于冷却翼型件的方法，所述翼型件在根部和尖端之间延伸以限定径向方向并且具有冷却通道，所述方法包括：在所述冷却通道的入口处接收冷却流体流；使所述冷却流体流流过所述冷却通道并且流入扩散槽；在所述扩散槽内在主要径向方向上引导所述冷却流体流；在所述扩散槽内使所述冷却流体流在垂直于所述主要径向方向的方向上膨胀；在沿所述翼型件的尖端轨道的外部表面开口的通道出口处从所述扩散槽发射所述冷却流体流。

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流冲击在所述冷却通道内的冲击表面上。

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流从第一通道转向所述扩散槽。

根据前述条款中任一项所述的方法，其中所述膨胀包括使所述冷却流体流在流线方向上膨胀。

根据前述条款所述的方法，进一步包括在沿所述尖端轨道中的尖端边沿开口的通道出口处发射所述冷却流体流。

根据前述条款所述的方法，进一步包括朝向所述翼型件的上游缘或下游缘中的一个发射所述冷却流体流。