控制使用冲击管的被冷却的涡轮机导叶或叶片中的冷却流的制作方法

本发明涉及用于燃气涡轮机的翼型(airfoil)。另外，本发明涉及制造用于燃气涡轮机的翼型的方法。

背景技术：

燃气涡轮机包括压气机级和涡轮机级。在每个级中都布置有相应的翼型，即可旋转的叶片(blade)和固定的导叶(vane)，这些翼型暴露于流过燃气涡轮机的工作流体。涡轮机级布置在燃气涡轮机的燃烧器的下游，使得导叶和叶片暴露于热的工作流体。因此，导叶和叶片需要被冷却以延长寿命。

已知在相应的翼型内安装冲击管(impingement tube)，其中冷却流体通过冲击管流动到翼型的内表面上。

当冷却流体通过使用冲击管而流动到翼型的内表面上时，冷却流体将取道沿着冷却管的具有最小阻力的另一路径，其中冷却管形成在翼型的内表面与冲击管的外表面之间。因此，如果冷却流体被注射到冲击管的鼻部区域，与通过沿着相反的翼型表面的另一个冷却管相比，冷却流体的更多的质量流通过沿着一个翼型表面的冷却管流动。

图6示出了用于燃气涡轮机的常规翼型，其包括常规的外壳601和常规的内壳610。常规的冷却通道602沿着吸入侧并且因此沿着较长的低压侧形成在常规的外壳601与常规的内壳610之间。相应地，常规的另一个冷却通道603沿着较短的高压侧形成在常规的外壳601与常规的内壳610之间。常规的内壳610在常规的内壳610的鼻部处包括常规的流体出口，使得冷却流体从常规的内壳610分别被喷射到常规的冷却通道602和常规的另一个冷却通道603中。

特别地，冲击管(常规的内壳610)和翼型(常规的外壳601)分别包括较长的低压侧和较短(相对于较长的低压侧而言)的高压侧。因此，与沿着较长的低压侧(吸入侧)流动通过常规冷却通道602相比，较短的高压侧上的冷却流体的更多的质量流流动通过常规的另一个冷却通道603。这导致了不均等的冷却效率，并且导致一些区域中的热金属温度和其他区域中的冷金属温度。冷却流体通过形成在常规的外壳601的尾部处的常规的外部流体出口605被排出。

图7示出了类似于图5所示的常规翼型的常规翼型。图6示出了一个常规的翼型，其包括分离元件701和另一个常规的流体出口702，流体出口702用于调节通过相应的常规冷却通道602、603的冷却流体的质量流。常规的流体出口604形成在常规的内壳610中，使得冷却流体直接流入另一个常规的冷却通道603中。另外，另一个常规的流体出口702形成在常规的内壳610中，用于使冷却流体直接流入常规的燃料通道602中。常规的燃料通道602和常规的另一个冷却通道603被分离元件701分开，其中分离元件701安装在常规的内壳610和常规的外壳601的鼻部处。因此，相应的常规冷却通道602、603彼此密封，使得注射到相应的冷却通道602、603中的冷却流体能够被精确地限定。然而，复杂的控制机构和多个常规的流体出口604、702是必需的，并且冷却效率受到损失。

EP 2 628 901 A1公开了具有冲击冷却的涡轮机叶片。在冲击管与翼型的外壁之间形成有流动通道。冲击管包括用于将冷却流体注射到流动通道中的多个入口孔。另外，在流动通道内安装有用于引导流动通道内的冷却流体的阻挡元件。

EP 2 573 325 A1公开了用于涡轮机叶片或导叶的另一种冲击冷却。在中空的翼型内安装有冲击管，其中流动通道形成在冲击管与中空的翼型之间。冲击管包括多个通孔。在冲击管的下游安装有第一冲击装置，其中冷却流体流动通过流动通道并且进一步流过第一冲击装置。第一冲击装置同样包括多个通孔，冷却流体能够流动通过这些通孔。

技术实现要素：

本发明的目的可以是提供一种包括用于冷却翼型的简单的冷却机构的用于燃气涡轮机的翼型。

该目的通过根据独立权利要求的用于燃气涡轮机的翼型、燃气涡轮机以及用于制造翼型的方法而实现。

根据本发明的第一方面，提供了一种用于燃气涡轮机的翼型。该翼型包括具有内部容积的(中空的)外壳以及布置在外壳的内部容积内的内壳。内壳包括具有内部鼻部和内部尾部的空气动力学轮廓，其中内壳的高压侧沿着内部鼻部与内部尾部之间的第一表面部分形成，并且内壳的低压侧沿着与在内部鼻部和内部尾部之间的第一表面部分相反地定位的第二表面部分形成。

内壳与外壳间隔开，使得：(a)第一冷却通道沿着高压侧形成在内部鼻部与内部尾部之间；以及(b)第二冷却通道沿着低压侧形成在内部鼻部与内部尾部之间。第一冷却通道和第二冷却通道在内部尾部处合并到公共冷却通道中。

翼型的内壳还可以包括第一尾部翅片，第一尾部翅片布置在第一冷却通道与公共冷却通道之间，使得流动通过第一冷却通道的冷却流体的第一质量流率是可控的。另外，翼型的内壳还可以包括第二尾部翅片，第二尾部翅片布置在第二冷却通道与公共冷却通道之间，使得流动通过第二冷却通道的冷却流体的第二质量流率是可控的。

根据本发明的另一个方面，提出了一种燃气涡轮机，其包括上述翼型。该翼型构成燃气涡轮机的固定的导叶或可旋转的叶片。

根据本发明的另一个方面，提出了一种制造上述用于燃气涡轮机的翼型的方法。

根据本发明的翼型可以布置在燃气涡轮机的压气机级或涡轮机级内。翼型可以是可旋转的叶片或固定的导叶，其暴露于流动通过燃气涡轮机的工作流体。特别地，涡轮机级布置在燃气涡轮机的燃烧器的下游，使得翼型暴露于热的工作流体。

并且，外壳构成翼型的外表皮。外壳包括中空的形状，因此包括内部容积。

内壳布置在外壳的内部容积内。外壳和内壳可以形成有相应的空气动力学轮廓。

根据本发明的空气动力学轮廓描述了这样一种轮廓：其适于在流体沿着该空气动力学轮廓的相应的表面流动时产生升力。该空气动力学轮廓包括鼻(nose)部。鼻部构成该轮廓的下述部分：流体首先在该部分处流过该空气动力学轮廓。相应地，该空气动力学轮廓包括尾部，该尾部位于鼻部的下游。沿着空气动力学轮廓流动的空气从尾部离开该轮廓。

第一表面部分和相对于第一表面部分相反地定位的第二表面部分从鼻部延伸至尾部。第一表面部分和第二表面部分包括相应的弯曲形状，其中第一表面部分的曲率不同于第二表面部分的曲率。因此，相对于第二表面部分具有较小的曲率的第一表面部分相对于第二表面部分(沿着鼻部与尾部之间的方向)较短。相应地，第二表面部分相对于第一表面部分(沿着鼻部与尾部之间的方向)较长。

因此，首先流过鼻部并且进一步沿着第一表面部分和第二表面部分流动的流体在较短的第一表面部分处相对于沿着较长的第二表面部分流动的流体产生高压，而沿着较长的第二表面部分流动的流体相对于第一表面部分的高压产生较低压力。

因此，根据本发明，内壳包括上述空气动力学轮廓并且分别包括内部鼻部和内壁尾部，其中高压侧和低压侧布置在内部鼻部和内壁尾部之间。高压侧包括比低压侧小的曲率。

内壳(即冲击管)例如由薄壁片状金属材料制成。内壳可以形成为中空的，使得冷却流体可以流到内壳的内部。内壳包括比外壳小的周长，因此如果内壳布置在外壳的内部容积内的话，则分别存在距离和间隙。

第一冷却通道限定了沿着高压侧形成在内部鼻部与内部尾部之间的容积，并且第二冷却通道限定了沿着低压侧形成在内部鼻部与内部尾部之间的容积。

在内部尾部的下游，第一冷却通道和第二冷却通道两者合并在一起，并且形成称作公共冷却通道的公共容积。在另一个示例性实施方式中，外壳可以包括外部流体出口，流体通过该外部流体出口从公共冷却通道排出。

根据本发明，在第一冷却通道终止而公共冷却通道起始的部分，布置有第一尾部翅片。第一尾部翅片可以例如由薄金属片制成。第一尾部翅片形成具有预定流动面积的通道，使得通过第一尾部翅片的冷却流体的第一质量流率是可调的。换言之，第一尾部翅片减小了第一冷却通道的下游端处的第一冷却通道的流动面积，这导致第一冷却通道内的被限定的压力升高。因此，分别通过第一尾部翅片的设计以及通过可调节的压力，流动通过第一冷却通道的第一质量流率是可控的(即，以受控的方式减小)。

相应地，在第二冷却通道终止而公共冷却通道起始的部分，布置有第二尾部翅片。第二尾部翅片可以例如由薄金属片制成。第二尾部翅片形成具有预定流动面积的通道，使得通过第二尾部翅片的冷却流体的第二质量流率是可调的。换言之，第二尾部翅片减小了第二冷却通道的下游端处的第二冷却通道的流动面积，这导致第二冷却通道内的被限定的压力升高。因此，分别通过第二尾部翅片的设计以及通过可调节的压力，流动通过第二冷却通道的第二质量流率是可控的(即，以受控的方式减小)。

因此，通过本发明的方法，定制的第一尾部翅片和第二尾部翅片形成并且安装在第一冷却通道和第二冷却通道的相应的端部处。通过定制的尾部翅片，冷却流体的相应的第一质量流和第二质量流可以被调节至期望的比例。具体地，定制的第一尾部翅片和第二尾部翅片可以调节第一质量流和第二质量流，使得(至少在燃气涡轮机的一个预定操作状态下)第一质量流等于第二质量流，使得冷却流体在第一冷却通道和第二冷却通道中包括相同的冷却效率。因此，通过包括沿着高压侧和长的低压侧的冷却流体的第二冷却效率，减小了具有不同温度的部分导致的热应变，并且内壳和外壳的各自的寿命得到了提高。

根据另一个示例性实施方式，第一尾部翅片包括用于控制第一质量流的第一流体通道，和/或第二尾部翅片包括用于控制第二质量流的第二流体通道。

第一流体通道可以由内壳与第一尾部翅片之间的间隙、或者外壳与第一尾部翅片之间的间隙形成。通过同样的方式，第二流体通道可以由内壳与第二尾部翅片之间的间隙、或者外壳与第二尾部翅片之间的间隙形成。

第一流体通道可以具有第一尺寸(例如，第一流动面积)，第一尺寸不同于第二流体通道的第二尺寸(例如，第二流动面积)。因此，在没有任何被调节的第一尾部翅片和第二尾部翅片的情况下，与沿着较低、较小的低压侧相比，冷却流体的较高的质量流将沿着高压侧流动。因此，质量流的这种差异通过包括相应的流体通道的经调节的第一尾部翅片和第二尾部翅片而平衡。例如，第一流体通道可以小于第二流体通道，使得高压侧的压力增大，因此更多的冷却流体沿着低压侧流动通过第二冷却通道，使得第一冷却流体质量流和第二冷却流体质量流相等。

根据本发明的另一个示例性实施方式，第一尾部翅片包括用于形成第一流体通道的至少一个第一通孔，和/或第二尾部翅片包括用于形成第二流体通道的至少一个第二通孔。

相应地，第一通孔的第一尺寸不同于第二通孔的第二尺寸，用于相对于第二质量流调节第一质量流。

另外，第一尾部翅片可以分别包括多个第一通道和第一通孔的第一图案，并且第二尾部翅片可以分别包括多个第二通道和第二通孔的第二图案。

根据另一个示例性实施方式，高压侧和低压侧在内部尾部内连接并且形成沿着内壳的跨越宽度延伸的内部尾部边缘。

根据另一个示例性实施方式，第一尾部翅片和第二尾部翅片联接至内部尾部边缘并且从内部尾部边缘延伸至外壳。因此，第一通道可以形成在第一尾部翅片的边缘与外壳之间，并且第二通道可以形成在第二尾部翅片的边缘与外壳之间。

根据另一个示例性实施方式，第一尾部翅片是能够弹性变形的，使得第一尾部翅片与外壳之间的间隙能够通过使第一尾部翅片弹性变形而被调节。相应地，第二尾部翅片也是能够弹性变形的，使得第二尾部翅片与外壳之间的另一个间隙能够通过使第二尾部翅片弹性变形而被调节。

第一尾部翅片例如由于流动通过第一冷却通道的冷却流体的预定压力而能够变形。因此，如果压力增大，则第一尾部翅片可以变形得更多，使得间隙增大并且因此流率和第一质量流也增大。因此，相应的第一尾部翅片和第二尾部翅片可以根据冷却流体的压力并因此根据燃气涡轮机的操作状态而灵活地调节通过相应的第一冷却通道和第二冷却通道的冷却流体的第一质量流和第二质量流。

根据另一个示例性实施方式，翼型还包括布置在第一尾部翅片的下游的公共冷却通道内的保持元件。保持元件布置成使得保持元件在达到第一尾部翅片的预定最大变形的情况下防止进一步变形。

根据另一个示例性实施方式，外壳包括空气动力学轮廓并且因此包括外部鼻部。内壳布置在内部容积内，使得内部鼻部与外部鼻部彼此间隔开，由此产生连接至第一冷却通道和第二冷却通道的鼻部容积。内部鼻部包括流体出口(即喷口)，使得冷却流体从内壳的内部喷射到鼻部容积中。

根据另一个示例性实施方式，高压侧和/或低压侧没有另外的流体出口。

这通过根据本发明的上述翼型而成为可能，因为通过相应的冷却通道的质量流可以通过相应的尾部翅片而控制，使得位于内壳的鼻部的仅一个流体出口就足以提供充足的质量流并因此提供期望的冷却效果。

需要指出的是，已经参照不同的主题描述了本发明的实施方式。特别地，参照方法权利要求描述了一些实施方式，并且参照产品权利要求描述了其他实施方式。然而，本领域技术人员将从上面和下面的描述得知，除非另有说明，否则，除了属于一种类型的主题的特征的任意组合之外，涉及不同主题的特征之间的任意组合、特别是方法权利要求的特征与产品权利要求的特征之间的任意组合也被认为随本文公开。

附图说明

本发明的上述方面和其他方面从下面将描述的实施方式的示例显而易见，并且参照实施方式的示例进行论述。将在下面参照实施方式的示例更详细地描述本发明，但是本发明不限于这些示例。

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的翼型的截面图；

图2示出了图1所示的翼型的一部分的放大图；

图3示出了根据本发明的示例性实施方式的内壳的示意图，其中在相应的尾部翅片中形成有通孔；

图4示出了根据本发明的示例性实施方式的内壳的示意图，其中在相应的尾部翅片中形成有切口；

图5示出了包括根据本发明的示例性实施方式的翼型的燃气涡轮机的示意图；以及

图6和图7示出了用于燃气涡轮机的常规的翼型。

具体实施方式

附图中的图示是示意的形式。应当指出，在不同的图中，相似或相同的元件设置有相同的附图标记。

图1示出了根据本发明的示例性实施方式的翼型100的截面图。翼型100包括(中空的)外壳101和内壳110，外壳101包括内部容积，内壳110布置在外壳101的内部容积内。内壳110包括具有内部鼻部111和内部尾部112的空气动力学轮廓，其中内壳110的高压侧114沿着内部鼻部111与内部尾部111之间的第一表面部分形成，并且内壳110的低压侧沿着与在内部鼻部111和内部尾部112之间的第一表面部分相反地定位的第二表面部分形成。

内壳110与外壳101间隔开，使得：(a)第一冷却通道116沿着高压侧114形成在内部鼻部111与内部尾部112之间；并且(b)第二冷却通道117沿着低压侧115形成在内部鼻部111与内部尾部112之间。第一冷却通道116和第二冷却通道117在内部尾部112处合并到公共冷却通道123中。

翼型100还包括第一尾部翅片118，第一尾部翅片118布置在第一冷却通道116与公共冷却通道123之间，使得流动通过第一冷却通道116的冷却流体的第一质量流率是可控的。另外，翼型100还包括第二尾部翅片119，第二尾部翅片119布置在第二冷却通道117与公共冷却通道123之间，使得流动通过第二冷却通道117的冷却流体的第二质量流率是可控的。

外壳101形成翼型100的外表皮。外壳101暴露于流动通过燃气涡轮机的热工作流体。外壳101包括中空的形状并且因此包括内部容积。

内壳110布置在外壳101的内部容积内。外壳101和内壳110可以形成相应的空气动力学轮廓。

内壳110形成为中空的，使得冷却流体可以流入内壳110内。内壳110包括的周长比外壳101小，因而分别存在距离和间隙。

第一冷却通道116限定了沿着高压侧114形成在内部鼻部111与内部尾部112之间的容积，并且第二冷却通道117限定了沿着低压侧115形成在内部鼻部111与内部尾部112之间的容积。

在内壁尾部112的下游，第一冷却通道116和第二冷却通道117合并在一起，并且形成称作公共冷却通道123的公共容积。外壳101包括外部流体出口104，流体通过外部流体出口104从公共冷却通道123排出。

在第一冷却通道终止而公共冷却通道123起始的部分，内壳110形成有内部尾部边缘113，第一尾部翅片118布置在内部尾部边缘113处。第一尾部翅片118形成具有预定流动面积的通道，使得通过第一尾部翅片118的冷却流体的第一质量流率是可调的。换言之，第一尾部翅片118减小了第一冷却通道116的下游端处的第一冷却通道116的流动面积，这导致第一冷却通道116内的被限定的压力升高。因此，分别通过第一尾部翅片118的设计以及通过可调节的压力，流动通过第一冷却通道116的第一质量流率是可控的(即，以受控的方式减小)。

相应地，在第二冷却通道117终止而公共冷却通道123起始的部分，布置有第二尾部翅片119。第二尾部翅片119形成具有预定流动面积的通道，使得通过第二尾部翅片119的冷却流体的第二质量流率是可调的。换言之，第二尾部翅片119减小了第二冷却通道117的下游端处的第二冷却通道117的流动面积，这导致第二冷却通道117内的被限定的压力升高。因此，分别通过第二尾部翅片119的设计以及通过可调节的压力，流动通过第二冷却通道117的第二质量流率是可控的(即，以受控的方式减小)。

第一流体通道可以具有第一尺寸(例如，第一流动面积)，第一尺寸不同于第二流体通道的第二尺寸(例如，第二流动面积)。因此，在没有任何被调节的第一尾部翅片118和第二尾部翅片119的情况下，与沿着较低、较小的低压侧115相比，冷却流体的较高的质量流将沿着高压侧114流动。因此，质量流的这种差异通过包括相应的流体通道的经调节的第一尾部翅片118和第二尾部翅片119而平衡。例如，第一流体通道可以小于第二流体通道，使得高压侧114的压力增大，因此更多的冷却流体流动通过沿着低压侧115的第二冷却通道117，使得第一冷却流体质量流和第二冷却流体质量流相等。

第一尾部翅片118(和/或第二尾部翅片119)是能够弹性变形的，使得第一尾部翅片118与外壳101之间的间隙能够通过使第一尾部翅片118弹性变形而调节。相应地，第二尾部翅片119也是能够弹性变形的，使得第二尾部翅片119与外壳101之间的另一个间隙能够通过使第二尾部翅片119弹性变形而调节。

第一尾部翅片118和第二尾部翅片119例如由于流动通过相应的第一冷却通道116和第二冷却通道117的冷却流体的预定压力而能够以预定的方式(例如，通过相应的尾部翅片118、119预先限定的材料和/或厚度)变形。因此，如果压力增大，则第一尾部翅片118可以变形得更多，使得间隙增大并且因此流率和第一质量流也增大。因此，相应的第一尾部翅片118和第二尾部翅片119可以根据冷却流体的压力并因此根据燃气涡轮机的操作状态而灵活地调节通过相应的第一冷却通道116和第二冷却通道117的冷却流体的第一质量流和第二质量流。

翼型100还包括布置在第一尾部翅片118的下游的公共冷却通道123内的保持元件120。保持元件120布置成使得保持元件123在第一尾部翅片118达到预定最大变形的情况下防止第一尾部翅片118的进一步变形。相应地，可以布置用于防止第二尾部翅片119进一步变形的另一个保持元件123。

外壳110包括空气动力学轮廓并且因此包括外部鼻部102。内壳110布置在内部容积内，使得内部鼻部111和外部鼻部102彼此间隔开，使得产生连接至第一冷却通道116和第二冷却通道117的鼻部容积122。内部鼻部111包括流体出口(即喷口)121，使得冷却流体从内壳110的内部喷射到鼻部容积122中。高压侧114和/或低压侧115没有另外的流体出口。

图2示出了如图1所示的翼型100的一部分的放大图。第一尾部翅片118包括用于形成第一流体通道的至少一个第一通孔201和/或第二尾部翅片119包括用于形成第二流体通道的至少一个第二通孔202。

相应地，第一通孔201的第一尺寸可不同于第二通孔202的第二尺寸，用于相对于第二质量流调节第一质量流。

图3示出了内壳110的立体图，其中在各个尾部翅片118、119中形成了通孔201、201。

第一尾部翅片118分别包括多个第一通道和第一通孔201的第一图案，并且第二尾部翅片119分别包括多个第二通道和第二通孔202的第二图案。

高压侧114和低压侧115在内部尾部112内连接并且形成沿着内壳110的跨越宽度301延伸的内部尾部边缘113。第一尾部翅片118和第二尾部翅片119联接至内部尾部边缘113并且从内部尾部边缘113延伸至外壳101。

图4示出了内壳110的立体图，其中在各个尾部翅片118、119中形成了切口并且因此形成了通孔201、202。

图5示出了包括根据本发明的示例性实施方式的翼型100的燃气涡轮机的示意图。

图5以截面图示出了燃气涡轮发动机10的一个示例。燃气涡轮发动机10在流动序列上依次包括入口、压气机部分14、燃烧装置部分16和涡轮机部分18，这些部件大致沿流动序列布置并且大致沿着纵向或旋转轴线20的方向。燃气涡轮发动机10还包括轴22，轴22能够绕旋转轴线20旋转并且纵向地延伸穿过燃气涡轮发动机10。轴22将涡轮机部分18驱动性地连接至压气机部分14。

在燃气涡轮发动机10的操作中，通过空气入口被吸入的空气24被压气机部分14压缩，并且被输送至燃烧装置部分或燃烧器部分16。燃烧器部分16包括燃烧器充气室26、由双壁筒27限定的一个或多个燃烧室28以及固定至每个燃烧室28的至少一个燃烧器30。燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器充气室26内。经过压气机部分14的被压缩的空气进入扩散器32并且从扩散器32排入到燃烧器充气室26中，其中一部分空气从燃烧器充气室26进入燃烧器30并与气态或液态燃料混合。空气/燃料混合物然后发生燃烧，并且源自燃烧的燃烧气体34或工作气体通过过渡管35被引导至涡轮机部分18。

涡轮机部分18包括附接至轴22的多个叶片载盘36。在当前的示例中，两个盘36各自承载环状的一系列涡轮机叶片38，叶片38可以由如上所述的翼型100形成。然而，叶片载盘的数量可以不同，即，可以是仅仅一个盘或者多于两个盘。此外，在涡轮机叶片38之间设置有导向导叶40，导向导叶40可以由如上所述的翼型100形成并且固定至燃气涡轮发动机10的定子42。在燃烧室28的出口与前端涡轮机叶片38之间设置有入口导向导叶44。

来自燃烧室28的燃烧气体进入涡轮机部分18并且驱动涡轮机叶片38，涡轮机叶片38继而使轴22旋转。导向导叶40、44起到使燃烧气体或工作气体在涡轮机叶片38上的角度优化的作用。压气机部分14包括轴向的一系列导向导叶级46和转子叶片级48。

应当指出，词语“包括”并不排除其他元件或步骤，并且“一”并不排除多个。另外，结合多个实施方式描述的元件可以进行组合。还应当指出，权利要求中的附图标记不应被理解为对权利要求的范围进行限制。

附图标记列表

10 燃气涡轮机

14 压气机部分

16 燃烧装置部分

18 涡轮机部分

20 旋转轴线

22 轴

24 空气

26 燃烧器充气室

27 筒

28 燃烧室

30 燃烧器

32 扩散器

34 燃烧气体

36 载盘

38 涡轮机叶片

40 导向导叶

42 定子

44 入口导向导叶

46 导向导叶级

48 转子叶片级

100 翼型

101 外壳

102 外部鼻部

103 外部尾部

104 外部流体出口

110 内壳

111 内部鼻部

112 内部尾部

113 内部尾部边缘

114 高压侧，第一表面部分

115 低压侧，第二表面部分

116 第一冷却通道

117 第二冷却通道

118 第一尾部翅片

119 第二尾部翅片

120 保持元件

121 流体出口

122 鼻部容积

123 公共冷却通道

201 第一通孔

202 第二通孔

301 跨越宽度

601 常规的外壳

602 常规的冷却通道

603 常规的另一个冷却通道

604 常规的流体出口

605 常规的外部流体出口

610 常规的内壳

701 分离元件

702 另一个常规的流体出口