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CN109196186B - 陶瓷基复合翼型冷却 - Google Patents

陶瓷基复合翼型冷却 Download PDF

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CN109196186B
CN109196186B CN201780028748.4A CN201780028748A CN109196186B CN 109196186 B CN109196186 B CN 109196186B CN 201780028748 A CN201780028748 A CN 201780028748A CN 109196186 B CN109196186 B CN 109196186B
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Abstract

提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型。在一个实施例中，由陶瓷基复合材料形成的翼型包括相对的压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿着跨距径向地延伸并且限定翼型的外表面。翼型还包括沿着跨距径向延伸的相对的前缘和后缘。压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸。前缘限定翼型的前端部，后缘限定翼型的后端部。此外，翼型包括在翼型的后端部处邻近后缘限定的后缘部分；限定在后缘部分前方的翼型内的气室；以及限定在邻近吸力侧的后缘部分内的冷却通道。还提供了用于形成用于燃气涡轮发动机的翼型的方法。

Description

陶瓷基复合翼型冷却
技术领域
本主题大致涉及燃气涡轮发动机，或更具体地涉及用于冷却燃气涡轮发动机的内部部件的特征。最具体地，本主题涉及用于燃气涡轮发动机翼型的后缘冷却。
背景技术
燃气涡轮发动机大致包括彼此流动连通布置的风扇和芯部。另外，燃气涡轮发动机的芯部沿流动顺序大致包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气从风扇提供至压缩机区段的入口，一个或多个轴流压缩机在入口处逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段为止。燃料与压缩空气混合并且在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被引导至涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段并且然后被引导通过排气区段，例如通向大气。
一般说来，可以通过提高的燃烧气体温度来提高涡轮性能和效率。然而，提高的燃烧温度可能例如通过增大材料破损的可能性而负面地影响燃气涡轮发动机部件。由此，在提高的燃烧温度可以有益于涡轮性能时，燃气涡轮发动机的一些部件可能需要冷却特征或减少对于燃烧气体的暴露，从而降低升高的温度对部件的负面影响。
例如通过在部件的表面上引导更冷流体流的膜冷却燃气涡轮发动机部件可以帮助减小升高的燃烧温度的负面影响。例如，冷却孔可以遍布允许冷却流体流从部件内被导向部件的外表面上的部件来提供。然而，多行冷却孔通常需要获得有利的膜冷却，并且多行冷却孔可被对于部件结构以及发动机性能是有害的。此外，用于限定冷却孔的典型的钻削处理需要增大的部件厚度以适应钻孔设置中的容差，由此增大生产部件所需的材料的重量。此外，已知的冷却孔构造通常仅具有用于计量冷却流体流的单个解决方案。
因此，用于燃气涡轮机部件的克服现有冷却特征中的一个或多个缺点的改进的冷却特征将是所希望的。具体地，用于具有后缘冷却特征的燃气涡轮发动机的使翼型的后缘部分的厚度最小化的翼型将是有利的。此外，用于具有后缘冷却特征的减小冷却流的翼型将是所期望的。此外，具有使制造时间和成本最小化或减小的后缘冷却特征的翼型将是有利的。此外，具有提供靠近翼型的吸力侧的孔冷却的后缘冷却特征的翼型将是有利的。另外，用于形成用于燃气涡轮发动机的翼型的方法将是有用的，其中翼型具有改善的后缘冷却的特征。
发明内容
本发明的各方面和优点将在以下说明书中进行部分地阐述，或者从说明书中变得明显，或者可以通过本发明的实施来习得。
在本发明的一个示例性实施例种，提供一种用于燃气涡轮发动机的翼型。翼型包括沿着跨距径向地延伸的相对的压力侧和吸力侧；压力侧和吸力侧限定翼型的外表面。翼型还包括沿着跨距径向延伸的相对的前缘和后缘。压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸。前缘限定翼型的前端部，后缘限定翼型的后端部。此外，翼型包括在翼型的后端部处与后缘相邻地限定的后缘部分、在翼型内限定在后缘部分前方的气室以及限定在后缘部分内用于将来自气室的冷却流体引导至翼型的外表面的冷却通道。冷却通道邻近吸力侧限定。翼型由陶瓷基复合材料形成。
在本发明的另一个示例性实施例种，提供一种用于燃气涡轮发动机的翼型。翼型包括沿着跨距径向地延伸的相对的压力侧和吸力侧；压力侧和吸力侧限定翼型的外表面。翼型还包括沿着跨距径向延伸的相对的前缘和后缘。压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸。前缘限定翼型的前端部，后缘限定翼型的后端部。此外，翼型包括在翼型的后端部邻近后缘限定的后缘部分。多个陶瓷基复合翼型板层限定翼型的压力侧和吸力侧，多个陶瓷基复合气室板层限定后缘部分前方的气室。此外，填充物在翼型的后缘部分内定位在翼型板层与气室板层之间，冷却通道限定在填充物内，用于将冷却流体从气室引导至翼型的外表面。冷却通道邻近吸力侧限定。
在本发明的再一个示例性实施例中，提供一种用于形成用于燃气涡轮发动机的翼型的方法。该方法包括敷设陶瓷基复合材料以形成翼型预制组件。翼型预制组件包括沿着跨距径向地延伸的相对的压力侧和吸力侧、沿着跨距径向地延伸的相对的前缘和后缘以及限定在翼型预制组件内的气室。压力侧和吸力侧在前缘与后缘之间轴向地延伸。该方法还包括处理翼型预制组件以生产翼型，冷却通道限定在翼型内。冷却通道从气室至翼型的后缘限定并且邻近翼型的吸力侧限定。
本发明的这些以及其他特征、方面和优点将通过参照以下说明书和所附权利要求书变得更加容易理解。结合在该说明书中并且构成本说明书的一部分的附图与说明书一起示出了本发明的实施例，用于解释本发明的原理。
附图说明
在参照附图的说明书中阐述了本发明的包括对本领域普通技术人员来说为最佳方式的完整的和能够实现的公开内容，在附图中：
图1提供根据本主题的各个实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2提供根据本主题的示例性实施例的涡轮转子叶片的侧面透视图。
图3提供根据本主题的示例性实施例的涡轮喷嘴节段的透视图。
图4提供根据本主题的示例性实施例的沿着图3的线4–4截取的涡轮喷嘴节段的翼型的一部分的截面视图。
图5提供根据本主题的示例性实施例的沿着图4的线5–5截取的涡轮喷嘴节段的翼型的一部分的截面视图。
图6提供根据本主题的另一个示例性实施例的图5的涡轮喷嘴节段的翼型的一部分的截面视图。
图7提供根据本主题的另一个示例性实施例的图3的涡轮喷嘴节段的翼型的部分的截面视图。
图8提供用于形成根据本主题的示例性实施例的燃气涡轮发动机的翼型的方法的流程图。
图9提供示出根据本主题的示例性实施例的图8的方法的一部分的流程图。
图10提供根据本主题的示例性实施例的翼型预制组件的截面视图。
具体实施方式
现在将对本发明的当前的实施例进行详细地参照，本发明的当前实施例的一个或多个例子在附图中示出。详细说明采用了数字和字母符号来参照附图中的特征。附图和说明书中的相同或相似符号已被用于参照本发明的相同或相似零件。如在本文中使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可被互换地使用以区分一个部件与另一个部件，并且非旨在表示独立部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指的是流体流自的方向，以及“下游”指的是流体流向的方向。
现在参考附图，其中，相同的附图标记在整个附图中表示相同的元件，图1是根据本发明的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面图。更具体地，对于图1的实施例而言，燃气涡轮发动机是高旁路涡扇喷气发动机(high-bypass turbofan jet engine)10，本文中称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(平行于为参照而提供的纵向中心线12延伸)和径向方向R。一般说来，涡轮风扇10包括风扇区段14和布置在风扇区段14下游的芯部涡轮发动机16。
示例性芯部涡轮发动机16大致描绘为包括限定了环形进口20的基本管状外壳18。外壳18包覆了具有流动顺次关系的：压缩机区段，其包括助推器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮机区段，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或线管34将HP涡轮28驱动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或线管36将LP涡轮30驱动地连接至LP压缩机22。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括具有以间隔开的方式联接至圆盘42的多个风扇叶片40的变距风扇38。如所描绘的，风扇叶片40大致沿着径向方向R从圆盘42向外延伸。每个风扇叶片40借助于风扇叶片40相对于圆盘42围绕俯仰轴线P可旋转，风扇叶片40操作地联接至构造成改变风扇叶片40的节距的适当的致动构件44。风扇叶片40、圆盘42和致动构件44能够通过跨过动力齿轮箱46的LP轴36一起围绕纵向轴线12旋转。动力齿轮箱46包括用于将LP轴36的旋转速度减速至更加有效的旋转风扇速度的多个齿轮。
仍然参考图1的示例性实施例，圆盘42通过空气动力学地成型以促进气流通过多个风扇叶片40的可旋转前部导流罩48覆盖。另外，示例性风扇区段14包括周向地包围风扇38和/或芯部涡轮发动机16的至少一部分的环形风扇壳体或外部导流罩50。应该理解的是，导流罩50可被构造成相对于芯部涡轮发动机16通过多个周向地间隔的出口导向轮叶52支承。此外，导流罩50的下游区段54可以延伸越过芯部涡轮发动机16的外部部分以便在其之间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，大量空气58通过导流罩50和/或风扇区段14的相关进口60进入涡轮风扇10。当大量空气58跨过风扇叶片40通过时，空气58的由箭头62指示的第一部分被导向或传送到旁通气流通道56内，空气58的由箭头64指示的第二部分被导向或传送到LP压缩机22内。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比值通常被称为旁路比。空气的第二部分64的压力则在其通过高压(HP)压缩机24并且进入燃烧区段26内时增大，空气的第二部分64与燃料混合并且燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66通过HP涡轮28，在此经由联接至外壳18的HP涡轮定子轮叶68和联接至HP轴或线管34的HP涡轮转子叶片70的连续级从燃烧气体66提取热和/或动能的一部分，由此使得HP轴或线管34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后通过LP涡轮30，经由联接至外壳18的LP涡轮定子轮叶72和联接至LP轴或线管36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66提取热和动能的第二部分，由此使得LP轴或线管36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后通过芯部涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推力。同时，在空气的第一部分62从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前通过旁通气流通道56时，空气的第一部分62的压力显著增大，也提供推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定用于使燃烧气体66通过芯部涡轮发动机16的热气路径78。
在一些实施例中，涡轮风扇发动机10的部件，特别是热气路径78内的部件，可以包括陶瓷基复合材(CMC)材料，其为具有高温性能的非金属材料。所采用的用于这些部件的示例性CMC材料可以包括碳化硅、硅、氧化硅或氧化铝基材料以及其组合物。陶瓷纤维可以埋置在基体内，比如包括单丝状蓝宝石和碳化硅(例如Textron的SCS-6)的氧化稳定加强纤维，以及包括碳化硅(例如Nippon Carbon的
Figure BDA0001859595460000061
Ube Industries的
Figure BDA0001859595460000062
和Dow Corning的
Figure BDA0001859595460000063
)、硅酸铝(例如Nextel的440和480)和切碎晶须和纤维(例如Nextel的440和
Figure BDA0001859595460000064
)的粗纱和纱线，以及可选择的陶瓷微粒(例如Si、Al、Zr、Y的氧化物及其组合物)和无机填充物(例如叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱土)。作为进一步的示例，CMC材料还可以包括碳化硅(SiC)或碳纤维织物。
CMC材料可以用于发动机的各个部件，例如涡轮、压缩机和/或风扇区域中的翼型。压缩机和涡轮大致包括轴向分级地叠置的成排翼型。每个级包括一排周向间隔的定子轮叶和围绕发动机10的中心线12旋转的转子组件。包括在内带与外带之间延伸的定子轮叶的涡轮喷嘴引导热燃烧气体以使相邻的下游涡轮叶片处的提取最大化。在发动机10的各个实施例中，喷嘴和/或涡轮叶片，包括其相关翼型，可以为CMC部件。当然，涡轮发动机10的其他部件也可以由CMC材料形成。
现在参考图2，根据本主题的示例性实施例，提供了涡轮转子叶片74的侧面透视图，涡轮转子组件的一部分。如在前说明的，LP涡轮30包括联接至外壳18的涡轮定子轮叶72和联接至轴或线管36的涡轮转子叶片74的连续级。每个叶片74包括具有与凸形吸力侧84相对的凹形压力侧82的翼型80。每个翼型80的相对的压力侧82和吸力侧84沿着叶片跨距S从根部86径向地延伸至尖端87，并且限定翼型80的外表面85。如所描述的，根部86是翼型80的径向最内部部分，尖端87是翼型80的径向最外部部分。此外，如图2进一步示出的，翼型80的压力侧82和吸力侧84在前缘88与相对的后缘90之间轴向地延伸。前缘88和后缘90从根部86径向地延伸至尖端87。此外，前缘88限定翼型80的前端(在附图中标记为Fwd)，后缘90限定翼型80的后端(在附图中标记为Aft)。此外，翼型80限定在相对的前缘88与后缘90之间轴向延伸的弦长C。此外，翼型80在压力侧82与吸力侧84之间限定宽度W。翼型80的宽度W可以沿着跨距S变化。
每个叶片74经由根部86联接至轴或线管36。更具体地，根部86联接至涡轮转子圆盘(未示出)，涡轮转子圆盘接着联接至轴或线管36(图1)。将容易理解的是，如图2中所描绘以及现有技术中基本已知的，根部86可以限定具有燕尾或其他形状的突出部89，用于接收在涡轮转子圆盘中的互补成形槽中，以将叶片74联接至圆盘。当然，每个叶片74也可以以其他方式联接至涡轮转子圆盘和/或轴或线管36。在任何事件中，叶片74联接至涡轮转子圆盘，使得一排周向相邻的叶片74从每个圆盘的圆周径向向外延伸，即，叶片排内的相邻叶片74沿着圆周方向M彼此间隔开，并且每个叶片74从圆盘沿着径向方向R延伸。这样，涡轮转子圆盘和外壳18形成分别形成通过涡轮组件的热气路径78的内端壁和外端壁。
现在参考图3，提供了涡轮喷嘴节段的透视图。涡轮定子由在圆周端部处邻接以围绕中心线12形成完整环的多个涡轮喷嘴节段形成。每个喷嘴节段可以包括如前所述地在外带与内带之间延伸的一个或多个轮叶，比如HP涡轮28的轮叶68或LP涡轮30的轮叶72。图3描绘了HP涡轮28的示例性涡轮喷嘴节段67。喷嘴节段67包括外带67a和内带67b，在其之间延伸定子轮叶68。每个定子轮叶68包括翼型80，翼型80具有与如上关于叶片74所述的翼型80相同的特征。例如，轮叶68的翼型80具有与吸力侧84相对的压力侧82。每个翼型80的相对的压力侧82和吸力侧84沿着跨距从内带67b处的轮叶根部径向地延伸至外带67a处的叶片尖端。此外，翼型80的压力侧82和吸力侧84在前缘88与相对的后缘90之间轴向延伸。翼型80进一步限定在相对的前缘88与后缘90之间轴向延伸的弦长C。此外，翼型80限定压力侧82与吸力侧84之间的可以沿着跨距变化的宽度。
将可以理解的是，尽管轮叶68的翼型80可以具有与叶片74的翼型80相同的特征，但是轮叶68的翼型80可以具有与叶片74的翼型80不同的结构。作为一个例子，轮叶68的翼型80的跨距可以大于或小于叶片74的翼型80的跨距。作为另一个示例，轮叶68的翼型80的宽度和/或弦长可以不同于叶片74的翼型80的宽度和/或弦长。另外或可替代地，LP定子轮叶72的翼型80和/或HP涡轮转子叶片70的翼型80的尺寸、形状和/或结构可以不同于HP定子轮叶68和LP涡轮转子叶片74的翼型80。然而，还应该理解的时，虽然翼型80可以在尺寸、形状和/或结构上不同，但是本文中说明的主题可以应用于发动机10内的任何翼型以及发动机10的其他适当的部件。
图4提供沿着图3中的线4–4截取的定子轮叶68的翼型80的一部分的横截面图。图5提供沿着图4的线5–5采取的翼型80的部分的横截面图。如所示出的，翼型80是发动机10的CMC部件。在所描绘的实施例中，翼型80的压力侧82和吸力侧84由第一组多个板层92限定。翼型80还包括在翼型80内限定气室98的第二组多个板层96。气室98接收冷却流体流F，例如从HP压缩机24转向的加压空气流。此外，可以理解的是，第一组多个板层92还可以称为翼型板层92，第二组多个板层96还可被称为气室板层96。
继续参照图4，多个翼型板层92中的每一个从压力侧82延伸至翼型80的吸力侧84。在图3和图4中示出的实施例中，每个板层92围绕前缘88从压力侧82包裹至吸力侧84，或者围绕前缘88从吸力侧84包裹压力侧82，并且由此限定翼型80的前缘88和后缘90。气室板层96在压力侧82与吸力侧84之间，即在翼型80内，限定气室98。一个或多个填充物(fillerpack)94定位在翼型80的后缘部分91内的翼型板层92与气室板层96之间，如图4所示。后缘部分91限定位于翼型80的后端处的相邻后缘90；气室98限定在后缘部分91前方的翼型80内，即，比翼型80的后端更靠近前端。可以理解的是，填充物94还可以在翼型80的其他部分内定位在翼型与气室板层92、96之间，或者多个填充物94可以根据需要用于板层92、96之间。在其他实施例中，可以省略填充物94。
优选地，翼型和气室板层92、96包含沿着其长度连续的CMC纤维。连续纤维CMC板层可以帮助避免对翼型材料的层间性能(interlaminar capability)抵制翼型上的应力的依赖。可以例如通过围绕前缘88和后缘90中的一者或两者从压力侧82和吸力侧84之一至压力侧82和吸力侧84中的另一者包裹每个翼型板层92来保持连续纤维。气室板层96可以围绕芯轴或其他适当的支承包裹以在形成翼型80时帮助保持板层96中的连续纤维。
应该理解的是，一般说来，填充物94可以由任何适当的材料和/或通过利用任何适当的处理形成。例如，在几个实施例中，每个填充物94可以由适当的纤维加强复合材料形成，比如碳或玻璃纤维加强复合材料。例如，一个或更多个织物板层可以以适当的方式包裹以形成限定所需形状的翼型80的内部的一个或更多个填充物94，比如通过成形适当的板层包装以形成每个填充物94。在另一实施例中，不连续材料，比如短的或切短的纤维、微粒、片状物、晶须等等，可以遍布适当的基体材料分散并且用于形成每个填充物94。
另外，应该理解的是，在几个实施例中，每个填充物94可以对应于预制部件。在这些实施例中，填充物可以在喷嘴节段67或转子叶片74的制造期间或之后安装在翼型80的内部内。可替代地，每个填充物94可以组装或者形成有翼型80内。例如，当填充物94由一个或更多个织物板层形成时，板层可以与用于形成翼型结构的板层一起搁置在翼型80内。
如图3和图4所示，翼型80限定后缘部分91内的冷却通道100，用于提供翼型80的后缘90处的冷却流体流。在所描述的实施例中，冷却槽道100邻近翼型80的吸力侧84限定以冷却吸力侧84。此外，在所描述的实施例中，后缘部分91除限定其中的冷却通道100之外基本为实体。
更具体地，在图5中描绘的实施例中，冷却通道100包括交叉孔102、第一空腔104、槽道106、第二空腔108和喷射孔110。第一空腔104是限定在填充物94中的径向延伸空腔。特别地参考图4，第一空腔104可以在填充物94内限定在比翼型80的压力侧82更靠近吸力侧84的大致位置处。此外，至少一个交叉孔102限定在气室板层96中，使得交叉孔102从气室98延伸至第一空腔104，并且由此便于冷却流体从气室98流动至第一空腔104，即，交叉孔102流体地连接气室98和第一空腔104。在一些实施例中，第一空腔104可以不紧邻气室板层96地限定，并且在这些实施例中，交叉孔102可以延伸穿过气室板层96和填充物104以流体地连接气室98和第一空腔104。翼型80可以包括多个交叉孔102，如图5所示。
与第一空腔104相似地，第二空腔108是限定在填充物94中的径向延伸空腔，第二空腔108限定在第一空腔104的尾部。至少一个槽道106从第一空腔104至第二空腔108限定以便于冷却流体从第一空腔104流动至第二空腔108，即，槽道106在空腔104、108之间轴向延伸以使空腔流体地连接多个槽道106。优选地，多个槽道106从第一空腔104至第二空腔108限定，每个槽道106在空腔之间轴向延伸。此外，如在图4中最清晰地示出的，槽道106可以限定在与翼型80的吸力侧84相邻的填充物94中，以便向吸力侧84提供冷却。通过利用通过槽道106的冷却流体流提供吸力侧冷却，吸力侧84上的薄膜冷却可被减小或消除，这可以通过减小通过使用薄膜冷却招致的损失代价提高发动机10的性能。
此外，至少一个喷射孔110限定在翼型板层92中，使得喷射孔110从翼型80的外表面85延伸至第二空腔108，并且由此便于冷却流体从第二空腔108流动至外表面85，即，喷射孔110流体地连接第二空腔108和外表面85。在一些实施例中，第二空腔108可以不紧邻翼型板层92地限定，如图4所示，在这些实施例中，喷射孔110可以延伸穿过翼型板层和填充物104以流体地连接第二空腔108和外表面85。此外，翼型80可以包括多个喷射孔110，如图5所示。
因此，如图4和图5所示，包括交叉孔102、第一空腔104、槽道106、第二空腔108和喷射孔110的冷却通道100与气室98流体连通，以将冷却流体流从气室98引导至外表面85并且特别地朝向翼型80的后缘90。接收在气室98内的流体流F基本比对着或越过翼型80的外表面85流动的燃烧气体更冷。经由交叉孔102、第一空腔104、槽道106、第二空腔108和喷射孔110从气室98延伸至外表面85的每个冷却通道100形成与气室98流体连通的连续路径，以便于冷却流体F从气室98流动至外表面85。这样，冷却流体F越过外表面85和后缘90的流动可以帮助降低外表面85和后缘90所暴露的温度。
如图5所示，多个冷却通道100可以贯穿翼型80的后缘部分91地使用。如所讨论的，第一空腔104和第二空腔108可以径向延伸通过填充物94，多个喷射孔110可以从例如位于后缘90处或邻近后缘90的外表面85至第二空腔108限定；多个槽道106可以从第一空腔104至第二空腔108限定；多个交叉孔102可以从气室98至第一空腔104限定。因此，交叉孔102提供从气室98到第一空腔104的冷却流体流，冷却流体则可以经由槽道106、第二空腔108和喷射孔110喷射至翼型80的外表面85。不必提供相同数目的交叉孔102、槽道106和喷射孔110，如图5所示。相反地，设置在翼型80中的交叉孔102的数量可以少于或大于槽道106和/或喷射孔110的数量。
图6提供图5中示出的翼型80的后缘部分91的可替代实施例。如图6所示，而非径向延伸通过填充物94并且流体地连接多个交叉孔102、槽道106和喷射孔110的第一空腔104和第二空腔108，可以提供多个第一腔室112和多个第二腔室114，使得交叉孔102、槽道106和喷射孔110不在填充物94内彼此流体地连接。替代地，每个喷射孔110与第二腔室114流体连通，第二腔室114接着与槽道106流体连通，槽道106与第一腔室112流体连通，第一腔室112与交叉孔102流体连通以接收来自气室98的冷却流体流F。即，第二腔室114限定在第一腔室112的尾部的填充物94内，第一腔室112限定在填充物94内，腔室通过槽道106流体地连接。每个交叉孔102、第一腔室112、槽道106、第二腔室114和喷射孔110一起限定冷却通道100。因此，在比如图6示出的实施例中，限定在翼型80中的每个冷却通道100包括交叉孔102、第一腔室112、槽道106、第二腔室114和喷射孔110，且翼型80包括多个冷却通道100。
交叉孔102、槽道106和喷射孔110的直径可以在从大约10密耳至大约30密耳的范围内。例如，在一个实施例中，每个交叉孔102的直径可以为大约20密耳，每个槽道106的直径可以为大约10密耳，每个喷射孔110的直径可以为大约15密耳。在其他实施例中，一个交叉孔102可以具有与另一个交叉孔102不同的直径。可替代地或另外地，一个槽道106可以具有与另一个槽道106不同的直径，一个喷射孔110可以具有与另一个喷射孔110不同的直径。此外，尽管大致说明为具有基本圆柱形形状或大致圆形截面形状，但是交叉孔102、槽道106和喷射孔110以及空腔104、108以及腔室112、114可以具有任何适当的形状和/或截面。例如，如图4所示，第一空腔104和第二空腔108可以具有大致三角形横截面形状。换一种说法，第一空腔104可以具有从气室板层96至槽道106大致成锥形的横截面形状，第二空腔108可以具有从翼型板层92至槽道106大致成锥形的横截面形状。此外，例如为交叉孔102、槽道106、喷射孔110、空腔104、108和/或腔室112、114的每个空隙的数目可以从一个翼型到另一个翼型变化。作为一个例子，涡轮叶片74的翼型80可以具有一个数量的槽道106，定子轮叶68的翼型可以具有不同数量的槽道106。在一个示例实施例中，发动机10可以包括具有槽道106的翼型，在此每个翼型的槽道106的数量从大约10至40通道的范围内，一般具有包括更大数量的槽道106的更大翼型(例如沿径向方向R、轴向方向A、圆周方向M或在全部三个方向R、A和M更大)。
例如为空腔104、108和/或腔室112、114、交叉孔102、槽道106和喷射孔110的每个空隙的形状尺寸和数目可以对于每个翼型进行优化。如上所述，槽道106的数目可以取决于翼型的相对尺寸。此外，空隙102、104、106、108、110、112、114的尺寸、形状和/或数量可以取决于通过使冷却流体从气室98流动通过空隙102、104、106、108、110、112、114所获得的所需的冷却效果。例如，获得通过槽道106的高速冷却流体流可以提高热传导系数并且由此提高由冷却通道100提供的冷却速率。因此，具有包括更小横截面积的更大数量的孔或空隙可能是有利的。然而，翼型内的太多空隙对于形成翼型的材料的强度是有害的，并且在翼型80上具有太多排的冷却通道可能将冷却流增大至负面影响发动机10的性能的程度。因此，空隙102、104、106、108、110、112、114的最佳数量、形状和尺寸在不过度弱化翼型材料或负面影响发动机性能的情况下提供有利的冷却，例如，冷却通道100的最佳结构可以降低燃料比耗。
形成冷却通道100的空隙的尺寸和/或形状可以由每个空隙的各个参数限定。例如，如图3、图4和图5所示，槽道106具有长度L1，长度L1大致沿着轴向方向A延伸。此外，交叉孔102具有宽度Wcr。第一空腔104(或具有第一腔室112而非第一空腔104的实施例中的第一腔室112)具有与交叉孔102相邻的的宽度W1，槽道106具有宽度Wch。在所描绘的实施例中，宽度W1逐渐变细至通道宽度Wch，即，宽度Wch小于或少于宽度W1。此外，第二空腔108(或具有第二腔室114而非第二空腔108的实施例中的第二腔室114)具有与喷射孔110相邻的宽度W2，宽度W2在图4的实施例中逐渐变细至槽道宽度Wch。喷射孔110具有与第二空腔108(或第二腔室114)相邻的宽度We1，宽度We1小于喷射孔110在外表面85处的宽度We2，即，喷射孔110可以在外表面85处具有在空腔108或腔室112处或附近逐渐变细成更小宽度的更大宽度。此外，将理解的是，尽管说明为宽度，但是上述尺寸在空隙是圆形或横截面为大致圆形的实施例中可以是直径。
另外，空腔104、108和腔室112、114的尺寸和/或形状可被选择成有助于制造翼型80。更特别地，第一空腔104或第一腔室112的更大横截面面积可以有助于形成交叉孔102以流体地连接气室98和第一空腔104或第一腔室112。例如，具有朝向交叉孔102将被加工通过气室板层96(板层96和填充物94)的位置定向的较大横截面面积的第一空腔104将提供用于加工孔102的更大目标面积。如图4所示以及如前所述，第一空腔104可以具有大致三角形或锥形横截面形状，长边朝向气室98定向。这样，即使交叉孔102不形成在准确的预定位置处，交叉孔102也可以从气室98至第一空腔104形成，即，如果第一空腔104提供其中交叉孔102可以联结第一空腔104的更大面积，交叉孔102不必保持如公差那么紧密。同样地，在一些实施例中，第二空腔108可以形成、成形和/或定向成提供用于形成从外表面85至第二空腔108的喷射孔110的足够的目标。在仍然的其他实施例中，腔室112、114可以类似地形成、成形和/或定向成提供大目标，用于形成连接第一腔室112和气室98的交叉孔102以及用于形成喷射孔110以提供从第二腔室114至翼型80的外表面85的通道。通过如所说明地定位、定尺寸以及成形空腔104、108和/或腔室112、114，可以在不增大后缘部分91的厚度的情况下接纳钻削、加工或者形成交叉孔102和喷射孔110的任何容差。因此，翼型80的重量和生产翼型80所需的材料不必增大以接纳在形成翼型80的后缘部分91中的冷却通道100时的容差。此外，最佳冷却通道尺寸、形状和/或位置可以例如通过减小钻削、加工或者形成交叉孔102和喷射孔110所需的时间来减少制造翼型80所需的时间。减小制造工艺的复杂性和长度也可以降低制造成本。
尽管冷却通道100可以特别有利地沿着或邻近翼型80的后缘90，但是冷却通道100可以适用于翼型80上的任何位置，例如可以限定在翼型80的压力侧82和吸力侧84上。此外，参照图7，冷却通道100的部分可以限定在遍及翼型80的各个位置处。例如，如图7中所描绘的，交叉孔102和第一空腔104比在图4中描绘的实施例中更靠近翼型80的前缘88限定。这样，用于除冷却通道100之外具有相同尺寸的翼型80而言，图7中示出的实施例的槽道106具有比图4中示出的实施例的槽道106的长度L1更大或更长的长度L2。通过利用更长的槽道106，比如图7中示出的实施例的冷却通道100可以向翼型80的吸力侧84的更大部分提供冷却。
另外或可替代地，喷射孔110可以偏置至压力侧82和吸力侧84中的一者或另一者，而非准确地限定在后缘90处。例如，如图4所示，喷射孔110在翼型80的压力侧82上的外表面85处排出，即，喷射孔110在压力侧82处限定出口116。在其他实施例中，喷射孔110可以偏置成在翼型80的吸力侧84上的外表面85处排出，即，喷射孔110可以在吸力侧84处限定出口116。此外，对于包括多个冷却通道100的翼型80而言，出口116可以沿着压力侧82或吸力侧84限定在各个轴向位置处，即，出口116可以不径向地对准。这样，冷却通道100的出口110可以大致沿着轴向方向A以及径向方向R间隔开。此外，多个冷却通道100在翼型80的多个位置处的使用可以帮助增强由流自每个通道100的冷却流体提供的表面冷却。
各种方法、技术和/或处理可被用于在翼型80中形成交叉孔102、第一空腔104、槽道106、第二空腔108、喷射孔110以及第一腔室112和第二腔室114。例如，在一些实施例中，交叉孔102的限定通过气室板层96的部分可以通过在敷设气室板层96以形成翼型80之前切割每个单独的气室板层96来限定。类似地，喷射孔110的限定通过翼型板层92的部分可以通过在敷设翼型板层92以形成翼型80之前切割每个单独的翼型板层92来限定。在一个实施例中，通过美国康涅狄格州Tolland的Gerber技术利用精密Gerber切割器切割板层92、96。在其他实施例中，可以采用另一类型的切割器或用于限定板层92、96中的切口的其他装置。作为形成翼型80中的空隙的另一个示例，交叉孔102和喷射孔110可以利用电子放电加工(EDM)，即EDM钻削，分别限定在气室板层96和翼型板层92中(以及在一些实施例中限定在填充物94中)。
在另一个例子中，空隙102、104、106、108、110、112、114可以利用一个或多个易消失材料插入件形成。也就是说，由易消失材料制成的插入件可以是所需形式(例如形状、尺寸等等)以限定相应的空隙，例如交叉孔102、第一空腔104、槽道106、第二空腔108、喷射孔和/或腔室112、114。在敷设气室板层96、填充物94和翼型板层92以形成翼型80时，易消失材料插入件定位在敷设层内。在一些实施例中，插入件可以由碳化硅基体中的SiC纤维形成。插入件可以是各种形式之一，比如带状铸材、预成形二氧化硅管或具有氮化硼的快速成型聚合物涂层，插入件可以以各种方式形成，例如，喷洒、丝网印刷或注模。例如，易消失材料插入件可以是通过柔性带中的聚合物约束的易消失材料颗粒。可能希望易消失材料插入件是可以在CMC敷设预制件(CMC layup preform)的燃尽热解操作期间或熔融渗入期间熔化的低熔点金属或合金，以由此在预制件中留下空隙。在可替代实施例中，易消失材料插入件可以由不会在燃尽热解操作期间熔化的高温材料形成。例如，这些易消失材料包括但不限于氮化硼(BN)、氧化硅、涂有氮化硼的氧化硅、稀土元素、涂有氮化硼的稀土元素、稀土氧化物、涂有氮化硼的稀土氧化物、稀土硅酸盐、涂有氮化硼的稀土硅酸盐、元素钼、涂有氮化硼的元素钼、硅化钼、涂有氮化硼的硅化钼、氧化镓、氮化镓、氧化铟、氮化铟、氧化锡、氮化锡、氧化铟锡(ITO)、碱土金属硅酸盐(在此碱土是镁、钙、锶、钡及其组合物)、碱土铝酸盐、金刚砂、涂有氮化硼的金刚砂或涂有碳的氮化硼以及其混合物和组合物。所有这些高温材料可以作为填充有高温材料粉末的柔性带在敷设期间放置到CMC内。可替代地，所有这些高温材料还可以作为致密、柔性线或刚性杆或管在敷设期间设置到CMC内。在CMC部件熔融渗透之后，这些高温材料可能需要氧化高温材料的后续空气加热处理、真空热处理、惰性气体热处理、酸处理、基本处理、其组合或者其交替的组合，以便去除易消失材料。因此，易消失材料可以通过熔化、溶解、升华、蒸发等进行去除。
因此，各种材料适于用作插入件，比如具有非浸润CMC预制件、与CMC预制件的成分具有低活性或无活性的材料，和/或在CMC预制件上执行热处理的温度下是完全可熔和可排出的各种材料。在一个示例实施例中，用于限定槽道106的易消失材料插入件由管形状的熔融二氧化硅(SiO2)形成，例如石英管或杆。管作为非限制示例具有10密耳的内径和30密耳的外径。管可以以阵列定位在用于形成翼型80的一叠板层92、96和填充物94的后缘部分91内。在熔融渗入处理之后，熔融二氧化硅被还原成SiO。这种插入件将不会浸湿或与预制件的成分反应。另外，插入件可能熔融并且被允许在燃尽期间从预制件排空，使CMC预制件留下形成槽道106的空隙。
图8提供了示出用于制造翼型80的示例性方法800的流程图。如图8中802处所表示的，板层92、96和填充物94以翼型80的形式敷设，即，以所需形状敷设以生产翼型预制组件。敷设步骤或该工艺的部分因此可以称为敷设预制步骤。敷设预制步骤可以包括层铺多个板层或结构，比如预浸渍(预浸)有基体材料、预浸带等的板层，以形成所需形状的合成CMC部件，例如翼型80。各层堆叠以形成敷设件(layup)或预制件，敷设件或预制件是CMC部件的前身。
在一些实施例中，多个敷设件或预制件可以敷设在一起以形成预制组件。更具体地，在802描绘的方法800的敷设部分可以包括将多个预制件和/或板层敷设在翼型预制组件80P中。参照图9，在示例性实施例中，敷设预制步骤802可以包括形成气室预制件96P和填充物预制件94P，两者敷设有翼型板层92和第二填充物部分94b以生产翼型预制组件80P。更具体地，如图9中的902所示，气室板层96敷设在例如敷设工具、芯轴或模型中或其上，以限定气室预制件96P，如图10所示。如图10所示，气室预制件96P大致限定翼型80的气室98的形状。气室预制件96P可以如在904所示地被压制，然后如在906所示地在高压釜中处理。可以在大气即在室温下执行压制。热压处理可以在与标准热压循环相比降低的温度下执行，使得气室预制件96P在热压之后保持一定的柔性和延展性。这种柔性和延展性可以帮助敷设气室预制件96P与其他预制件和板层以生产预制组件80P。在一些实施例中，压制和/或热压步骤904、906可被省略，即，在904和906处指示的压制和热压是可选择的，使得限定气室预制件96P包括在没有附加处理的情况下敷设气室板层96。此外，在其他实施例中，在902敷设气室板层96之前或作为其一部分，气室板层96可被切割以限定交叉孔102的至少一部分。
在图8中的802示出的敷设预制还可以包括形成填充物预制件94P，如图9所示。如在908指示的，填充物材料94敷设在例如敷设工具、芯轴或模型中或其上，以限定填充物预制件94P。接着，在910，填充物预制件94P例如在如上关于气室预制件所述的环境中压制。然后，如在912所示，填充物预制件94P例如在相对于标准热压循环的降低的温度下在高压釜中处理，以使填充物预制件94P在热压之后保持一定的柔性和延展性。柔性和延展性可以如在图9中的914所示的限定填充物预制件中的空隙。更特别地，在热压之后，填充物预制件94P处于生坯状态，以及在降低的温度下热压之后，生坯状态的填充物预制件94P保持可以有助于预制件的进一步操作的一定的柔性和延展性。例如，形成第一空腔104、槽道106和第二空腔108的空隙可以在生坯状态的填充物预制件94P中进行加工；在其他实施例中，形成第一腔室112、槽道106和第二腔室114的空隙可以在生坯状态的填充物预制件94P中加工。生坯状态预制件94P的延展性可以有助于形成空隙104、106、108或112、106、114。在各个实施例中，可以利用激光钻削、EDM、切割或其他加工方法中的一种或多种形成空隙。在其他实施例中，可以利用易消失材料插入件和在前所述的处理或步骤中的一个或多个形成空隙104、106、108或空隙112、106、114中的一个或多个。
仍然参考图9，如在916所示，敷设CMC材料以生产翼型预制组件80P还可以包括制备翼型板层92，用于敷设有气室预制件96P和填充物预制件94P。在一些实施例中，制备翼型板层92可以包括切割板层92以限定喷射孔110的至少一部分。在其他实施例中，在各个部分如图8中802所示地敷设之后或在如一下进一步所述地处理翼型预制组件之后，喷射孔110可以限定在翼型预制组件80P中，例如，可以在将环境隔离涂层施加于翼型80之后加工喷射孔110。可以理解的是，当敷设有填充物预制件94P和气室预制件96P时，翼型板层92大致限定所形成的翼型80的压力侧82和吸力侧84的形状。
此外，如图9中918所示，敷设CMC材料以形成翼型预制组件80P可以包括敷设一个或多个另外的填充物。例如，参照图10，第二填充物部分94b和另外的填充物材料94可以敷设有填充物预制件94P和气室预制件96P，以进一步在翼型80内限定空隙104、106、108(或在利用第一腔室112和第二腔室114而非第一空腔104和第二空腔108的实施例中的空隙112、106、114)并且填充气室预制件96P与翼型板层92之间的任何间隙。在具体的实施例中，第二填充物部分94b可以构造成完全地限定空隙104、106、108(或空隙112、106、114)的形状，即，空隙可以部分地由填充物预制件94P限定以及部分地由第二填充物部分94b限定。在一些实施例中，第二填充物部分94b可以形成为填充物94，或者可以由多层CMC带或类似结构形成。根据需要或如果需要，则另外的填充物94可以定位在翼型板层92与气室预制件96P之间，如图10所示。
因此，在方法800的敷设预制步骤802处，气室预制件96P、填充物预制件94P、翼型板层92和另外的填充物部分94、94b可以敷设在一起以形成翼型预制组件80P。在一些实施例中，敷设预制步骤802还可以包括将一个或多个易消失材料插入件定位在层内以如上所述地在翼型80内形成一个或多个空隙102、104、106、108、110、112、114。
下一步，如图8中的804所示地处理翼型预制组件80P。例如，翼型预制组件80P可以利用标准热压处理在高压釜中进行处理。这样，翼型预制组件80P可以在比如上所述的填充物预制件94P和气室预制件96P更高的温度下热压。在处理之后，如果交叉孔102和喷射孔110不由气室板层96和翼型板层92中的切口形成，则这些孔可以限定在生坯状态的翼型预制组件中。例如，交叉孔102可以从气室98EDM钻削到翼型预制组件内，例如，穿过气室预制件96P和填充物预制件94P，达到交叉孔102延伸穿过填充物94的程度。在各个实施例中，可以利用激光钻削、EDM、切割或其他加工方法中的一种或多种或者利用如前所述的易消失材料插入件形成空隙。
接着，如在图8中的806所示，翼型预制组件可以经历燃尽循环，即，可以执行燃尽循环。在示例性燃尽循环中，任何芯轴形成材料，以及一些易消失材料或比如为辅助粘合剂的其他可熔材料被熔化以去除这些材料。在燃尽期间，CMC翼型预制组件可以定位成允许熔融材料从预制件中耗尽并且因此从预制件去除材料。
然后，如在808所示，CMC翼型预制组件可以经受用于压实预制组件的一个或多个后处理循环。可以利用包括但不限于Silcomp、消融渗入(MI)、化学蒸汽渗入(CVI)、聚合物渗入和热解(PIP)以及氧化物/氧化物处理的任何已知压实技术执行压实。可以在具有在1200℃以上温度下建立的环境的真空炉中执行压实，以允许硅或其他材料熔融渗入预制部件内。
另外或可替代地，在燃尽步骤806和后处理步骤808之后，翼型80可以如在图8中的810所示地被机械地或化学地操作，以去除在敷设预制步骤802期间插入预成形形状内的任何剩余易消失材料。在一些情况中，热处理可被用于将插入件氧化成可以熔融或溶解在酸或基体中的氧化物。在其他实施例中，插入件可以直接溶解在酸或基体中，或者化学溶解。在另外的实施例中，插入件可以在真空热处理中升华或蒸发。在仍然的其他实施例中，插入件可以氧化并且随后在真空热处理中升华或蒸发。机械方法可被用于机械地去除插入件，并且这些机械方法可以或可以不与在前所述的方法中任一种一起使用。也可以利用各种化学方法。
在步骤810中去除任何剩余易消失材料之后，翼型80可以如在812所示地精加工。精加工可以包括利用线清除比如为交叉孔102和喷射孔110的所形成的特征，以例如确保通过空隙的适当的流量。随后，环境隔离涂层(EBC)可被施加于翼型80，如在步骤814所示。在涂层翼型80之前形成喷射孔110的实施例中，中途停留梳可以在涂层施加成防止涂层堵塞冷却通道100之前插入喷射孔110内。在其他实施例中，示出为步骤816，喷射孔110可以在施加涂层之后形成，例如通过加工或另一种适当的技术或处理。
方法800仅通过举例方式提供；可以理解的是可以以另一种顺序执行方法800的一些步骤或部分。另外，也可以使用其他制造或形成翼型80的方法。具体地，可以使用其他处理循环，例如利用用于压实CMC板层的其他已知方法或技术。此外，翼型80可以利用熔融渗入处理、化学蒸汽渗入处理、烧制以获得陶瓷基体的预陶瓷聚合物基体或这些或其他已知处理的任何组合进行后处理。
该书面说明书利用示例以公开本发明，包括最佳方式，并且还使得本领域技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可获得专利的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。如果这些其他示例包括并非不同于权利要求的字面语言的结构元件，或者这些其他示例包括与权利要求的字面语言无实质性区别的等同结构元件，则这些其他示例确定为在权利要求的范围内。

Claims (17)

1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型，所述翼型包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧限定所述翼型的外表面；
相对的前缘和后缘，所述前缘和后缘沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘与所述后缘之间轴向延伸，所述前缘限定所述翼型的前端部，所述后缘限定所述翼型的后端部；
后缘部分，所述后缘部分与所述后缘相邻地限定在所述翼型的后端部处；
气室，所述气室限定在所述后缘部分前方的所述翼型内；以及
冷却通道，所述冷却通道限定在所述后缘部分内，用于将冷却流体从所述气室引导至所述翼型的所述外表面，所述冷却通道邻近所述吸力侧限定，
其中，所述翼型由陶瓷基复合材料形成；
其中，所述冷却通道包括：
第一空腔，所述第一空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
第二空腔，所述第二空腔限定在所述第一空腔的尾部，所述第二空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
交叉孔，所述交叉孔从所述气室至所述第一空腔限定；
槽道，所述槽道从所述第一空腔至所述第二空腔限定，所述槽道在所述第一空腔与所述第二空腔之间轴向地延伸并且邻近所述吸力侧；以及
喷射孔，所述喷射孔从所述翼型的所述外表面至所述第二空腔限定。
2.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于，多个槽道从所述第一空腔至所述第二空腔限定。
3.根据权利要求2所述的翼型，其特征在于，所述第一空腔和所述第二空腔流体地连接所述多个槽道。
4.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于，还包括多个翼型板层，所述翼型板层限定所述翼型的所述压力侧和吸力侧，所述翼型板层包括陶瓷基复合材料。
5.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于，还包括多个气室板层，所述气室板层限定所述气室，所述气室板层包括陶瓷基复合材料。
6.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于，还包括填充物，所述填充物在所述翼型的所述后缘部分中定位在所述翼型板层与所述气室板层之间，所述填充物包括陶瓷基复合材料。
7.一种用于燃气涡轮发动机的翼型，所述翼型包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧限定所述翼型的外表面；
相对的前缘和后缘，所述前缘和后缘沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘与所述后缘之间轴向延伸，所述前缘限定所述翼型的前端部，所述后缘限定所述翼型的后端部；
后缘部分，所述后缘部分与所述后缘相邻地限定在所述翼型的后端部处；
气室，所述气室限定在所述后缘部分前方的所述翼型内；以及
冷却通道，所述冷却通道限定在所述后缘部分内，用于将冷却流体从所述气室引导至所述翼型的所述外表面，所述冷却通道邻近所述吸力侧限定，
其中，所述翼型由陶瓷基复合材料形成；
其中，所述冷却通道包括：
第一腔室；
第二腔室，所述第二腔室限定在所述第一腔室的尾部；
交叉孔，所述交叉孔从所述气室至所述第一腔室限定；
槽道，所述槽道从所述第一腔室至所述第二腔室限定，所述槽道在所述第一腔室与所述第二腔室之间轴向地延伸并且邻近所述吸力侧；
喷射孔，所述喷射孔从所述翼型的所述外表面至所述第二腔室限定。
8.一种用于燃气涡轮发动机的翼型，所述翼型包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧限定所述翼型的外表面；
相对的前缘和后缘，所述前缘和后缘沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘与所述后缘之间轴向延伸，所述前缘限定所述翼型的前端部，所述后缘限定所述翼型的后端部；
后缘部分，所述后缘部分与所述后缘相邻地限定在所述翼型的后端部处；
多个陶瓷基复合翼型板层，所述多个陶瓷基复合翼型板层限定所述翼型的所述压力侧和吸力侧；
多个陶瓷基复合气室板层，所述多个陶瓷基复合气室板层限定所述后缘部分前方的气室；
填充物，所述填充物在所述翼型的所述后缘部分内定位在所述翼型板层与所述气室板层之间；以及
冷却通道，所述冷却通道限定在所述填充物内，用于将冷却流体从所述气室引导至所述翼型的所述外表面，所述冷却通道邻近所述吸力侧限定；
其中，所述冷却通道包括：
第一空腔，所述第一空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
第二空腔，所述第二空腔限定在所述第一空腔的尾部，所述第二空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
交叉孔，所述交叉孔从所述气室至所述第一空腔限定；
槽道，所述槽道从所述第一空腔至所述第二空腔限定，所述槽道在所述第一空腔与所述第二空腔之间轴向地延伸并且邻近所述吸力侧；
喷射孔，所述喷射孔从所述翼型的所述外表面至所述第二空腔限定。
9.根据权利要求8所述的翼型，其特征在于，多个槽道从所述第一空腔至所述第二空腔限定。
10.根据权利要求9所述的翼型，其特征在于，所述第一空腔和所述第二空腔流体地连接所述多个槽道。
11.一种用于燃气涡轮发动机的翼型，所述翼型包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧限定所述翼型的外表面；
相对的前缘和后缘，所述前缘和后缘沿着跨距径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘与所述后缘之间轴向延伸，所述前缘限定所述翼型的前端部，所述后缘限定所述翼型的后端部；
后缘部分，所述后缘部分与所述后缘相邻地限定在所述翼型的后端部处；
多个陶瓷基复合翼型板层，所述多个陶瓷基复合翼型板层限定所述翼型的所述压力侧和吸力侧；
多个陶瓷基复合气室板层，所述多个陶瓷基复合气室板层限定所述后缘部分前方的气室；
填充物，所述填充物在所述翼型的所述后缘部分内定位在所述翼型板层与所述气室板层之间；以及
冷却通道，所述冷却通道限定在所述填充物内，用于将冷却流体从所述气室引导至所述翼型的所述外表面，所述冷却通道邻近所述吸力侧限定；
其中，所述冷却通道包括：
第一腔室；
第二腔室，所述第二腔室限定在所述第一腔室的尾部；
交叉孔，所述交叉孔从所述气室至所述第一腔室限定；
槽道，所述槽道从所述第一腔室至所述第二腔室限定，所述槽道在所述第一腔室与所述第二腔室之间轴向地延伸并且邻近所述吸力侧；
喷射孔，所述喷射孔从所述翼型的所述外表面至所述第二腔室限定。
12.根据权利要求11所述的翼型，其特征在于，所述翼型包括多个冷却通道，每个冷却通道包括第一腔室、第二腔室、从所述气室延伸至所述第一腔室的交叉孔、从所述第一腔室延伸至所述第二腔室的槽道以及从所述第二腔室延伸至所述翼型的所述外表面的喷射孔。
13.一种用来形成用于燃气涡轮发动机的翼型的方法，所述方法包括：
敷设陶瓷基复合材料以形成翼型预制组件，所述翼型预制组件包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿着跨距径向地延伸，
相对的前缘和后缘，所述前缘和所述后缘沿着所述跨距径向地延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间轴向地延伸，以及
气室，所述气室限定在所述翼型预制组件内；以及
处理所述翼型预制组件以生产所述翼型，
其中，冷却通道限定在所述翼型内，所述冷却通道从所述气室至所述翼型的所述后缘限定，所述冷却通道邻近所述翼型的所述吸力侧限定；
其中，所述冷却通道包括：
第一空腔，所述第一空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
第二空腔，所述第二空腔限定在所述第一空腔的尾部，所述第二空腔在所述后缘部分内径向地延伸；
交叉孔，所述交叉孔从所述气室至所述第一空腔限定；
槽道，所述槽道从所述第一空腔至所述第二空腔限定，所述槽道在所述第一空腔与所述第二空腔之间轴向地延伸并且邻近所述吸力侧；以及
喷射孔，所述喷射孔从所述翼型的外表面至所述第二空腔限定。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，当敷设陶瓷基复合材料以形成所述翼型预制件时，易消失材料插入件定位在所述陶瓷基复合材料内，所述易消失材料插入件构造成限定所述第一空腔、所述槽道和所述第二空腔，以及其中，限定所述冷却通道包括执行燃尽循环以去除所述易消失材料。
15.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，敷设所述陶瓷基复合材料以形成所述翼型预制组件包括敷设气室预制件、敷设填充物预制件以及敷设翼型板层。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，限定所述冷却通道包括在利用所述气室预制件和翼型板层敷设所述填充物预制件之前在所述填充物预制件内加工所述第一空腔、所述槽道和所述第二空腔。
17.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，还包括在向所述翼型施加环境隔离涂层之后加工所述喷射孔。
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