具有带冷却尖端的部件的涡轮发动机的制作方法

本申请主要涉及涡轮发动机领域，更具体地涉及涡轮发动机的翼型件。

背景技术：

涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，它将能量从通过发动机的燃烧气体流提取到多个旋转涡轮叶片上。

涡轮叶片组件包括涡轮翼型件或叶片，平台和燕尾榫安装部分。涡轮叶片组件包括作为平台和叶片中的蛇形回路的一部分的冷却入口通道，冷却入口通道用于冷却平台和叶片。蛇形回路可延伸到沿着在尖端处包括的叶片的多个表面中的任一个定位的冷却孔。

当流动通过蛇形回路时，蛇形回路的内部和沿着叶片的表面变化的叶片的外部之间的压差可影响沿着这些多个表面的冷却速率和有效性。

技术实现要素：

一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，其限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸；第一冷却回路，其具有沿着前缘延伸的第一部分和沿着尖端延伸的第一尖端部分；第二冷却回路，其具有沿着后缘延伸的第二部分和沿着尖端延伸的第二尖端部分；以及至少一个冷却孔，其设置在尖端处且与第一或第二尖端部分中的至少一个流体连通。

另一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括：外壁，其限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸；第一冷却回路，其具有沿着前缘延伸的第一部分和沿着尖端延伸的第一尖端部分；第二冷却回路，其具有沿着后缘延伸的第二部分和沿着尖端延伸的第二尖端部分；以及至少一个冷却孔，其设置在尖端处且与第一或第二尖端部分中的至少一个流体连通。

另一方面，本公开涉及一种冷却翼型件的方法，所述翼型件具有外壁，所述外壁限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸，所述方法包括：使第一冷却流体传递通过翼型件内的第一冷却回路并使第一尖端部分沿着尖端延伸；使第二冷却流体传递通过翼型件内的第二冷却回路并使第二尖端部分沿着尖端延伸；以及通过与第一尖端部分流体连通的第一组冷却孔排出第一冷却流体，并通过与第二尖端部分流体连通的第二组冷却孔排出第二冷却流体。

具体地，本申请技术方案1涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，其限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸；第一冷却回路，其具有沿着所述前缘延伸的第一部分和沿着所述尖端延伸的第一尖端部分；第二冷却回路，其具有沿着所述后缘延伸的第二部分和沿着所述尖端延伸的第二尖端部分；以及一组冷却孔，其设置在所述尖端处且与所述第一或第二尖端部分中的至少一个流体连通。

本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：还包括尖端通路，所述尖端通路沿着所述尖端从与所述第二冷却回路流体连通的入口延伸到出口，且位于所述第一和第二尖端部分之间的某一位置处。

本申请技术方案3涉及根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分、所述第二尖端部分和所述尖端通路中的每一个流体连通的单独一组冷却孔。

本申请技术方案4涉及根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于：所述尖端通路沿着基本上径向的方向延伸。

本申请技术方案5涉及根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于：所述尖端通路相对于所述径向方向成一角度。

本申请技术方案6涉及根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于：所述尖端通路还包括至少一个流动增强器。

本申请技术方案7涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分流体连通的第一组冷却孔和与所述第二尖端部分流体连通的第二组冷却孔。

本申请技术方案8涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分和所述第二尖端部分中的每一个流体连通的多个冷却孔。

本申请技术方案9涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：所述第一部分是前缘部分，所述第二部分是后缘部分，且所述第二冷却回路还包括中心部分。

本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的翼型件，其特征在于：所述第二尖端部分与所述后缘部分流体连通，且沿着所述尖端从与所述第二冷却回路流体连通的入口延伸到出口的尖端通路与所述中心部分流体连通。

本申请技术方案11涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：所述第一尖端部分在所述第二尖端部分上游，且所述第一尖端部分和所述第二尖端部分沿着所述尖端轴向延伸相同量。

本申请技术方案12涉及根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于：所述第一尖端部分在所述第二尖端部分上游，且所述第一尖端部分和所述第二尖端部分沿着所述尖端轴向延伸不同量。

本申请技术方案13涉及一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件包括：外壁，其限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸；第一冷却回路，其具有沿着所述前缘延伸的第一部分和沿着所述尖端延伸的第一尖端部分；第二冷却回路，其具有沿着所述后缘延伸的第二部分和沿着所述尖端延伸的第二尖端部分；以及一组冷却孔，其设置在所述尖端处且与所述第一或第二尖端部分中的至少一个流体连通。

本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其特征在于：还包括尖端通路，所述尖端通路沿着所述尖端从与所述第二冷却回路流体连通的入口延伸到出口，且位于所述第一和第二尖端部分之间的某一位置处。

本申请技术方案15涉及根据技术方案14所述的发动机部件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分、所述第二尖端部分和所述尖端通路中的每一个流体连通的一组冷却孔。

本申请技术方案16涉及根据技术方案14所述的发动机部件，其特征在于：所述尖端通路沿着基本上径向的方向延伸。

本申请技术方案17涉及根据技术方案14所述的发动机部件，其特征在于：所述尖端通路相对于所述径向方向成一角度。

本申请技术方案18涉及根据技术方案14所述的发动机部件，其特征在于：所述尖端通路还包括至少一个流动增强器。

本申请技术方案19涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分流体连通的第一组冷却孔和与所述第二尖端部分流体连通的第二组冷却孔。

本申请技术方案20涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其特征在于：所述一组冷却孔是与所述第一尖端部分和所述第二尖端部分中的每一个流体连通的多个冷却孔。

本申请技术方案21涉及根据技术方案13所述的发动机部件，其特征在于：所述第一部分是前缘部分，所述第二部分是后缘部分，且所述第二冷却回路还包括中心部分。

本申请技术方案22涉及根据技术方案21所述的发动机部件，其特征在于：所述第二尖端部分与所述后缘部分流体连通，且沿着所述尖端从与所述第二冷却回路流体连通的入口延伸到出口的尖端通路与所述中心部分流体连通。

本申请技术方案23涉及根据技术方案21所述的发动机部件，其特征在于：后缘冷却孔沿着所述发动机部件的所述后缘设置，且与所述后缘部分流体连通。

本申请技术方案24涉及根据技术方案13所述的翼型件，其特征在于：所述第一尖端部分在所述第二尖端部分上游，且所述第一尖端部分和所述第二尖端部分沿着所述尖端轴向延伸相同量。

本申请技术方案25涉及根据技术方案13所述的翼型件，其特征在于：所述第一尖端部分在所述第二尖端部分上游，且所述第一尖端部分和所述第二尖端部分沿着所述尖端轴向延伸不同量。

本申请技术方案26涉及一种冷却翼型件的方法，所述翼型件具有外壁，所述外壁限定由压力侧和吸力侧包围的内部，所述压力侧和吸力侧在限定弦向方向的前缘和后缘之间轴向延伸，并在限定展向方向的根部和尖端之间径向延伸；所述方法包括：使第一冷却流体传递通过所述翼型件内的第一冷却回路，并使第一尖端部分沿着所述尖端延伸；使第二冷却流体传递通过所述翼型件内的第二冷却回路，并使第二尖端部分沿着所述尖端延伸；以及通过与所述第一尖端部分流体连通的第一组冷却孔排出所述第一冷却流体，并通过与所述第二尖端部分流体连通的第二组冷却孔排出所述第二冷却流体。

本申请技术方案27涉及根据技术方案26所述的方法，其特征在于：所述排出所述第一冷却流体以与排出所述第二冷却流体大致相同的速率进行。

本申请技术方案28涉及根据技术方案27所述的方法，其特征在于：还包括使所述第二冷却流体传递通过尖端通路，所述尖端通路流体连接到所述第二冷却回路且与所述第一冷却回路流体分离。

本申请技术方案29涉及根据技术方案28所述的方法，其特征在于：还包括以与从所述第一组和第二组冷却孔排出所述第一和第二冷却流体的速率大致相同的速率从所述尖端通路排出所述第二冷却流体。

本申请技术方案30涉及根据技术方案29所述的方法，其特征在于：还包括通过流体地连接到所述尖端通路的第三组冷却孔排出所述第二冷却流体。

本申请技术方案31涉及根据技术方案30所述的方法，其特征在于：还包括在所述尖端通路内使所述第二冷却流体绕流动增强器流动。

本申请技术方案32涉及根据技术方案31所述的方法，其特征在于：还包括以相对于径向方向成一角度的方式排出所述第二冷却流体。

本申请技术方案33涉及根据技术方案26所述的方法，其特征在于：还包括通过对流冷却所述翼型件。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的燃气涡轮发动机的翼型件的透视图，所述翼型件包括以虚线示出的内部通道。

图3是图2的翼型件的顶部部分的透视剖视图，其示出了本公开的一个方面中的内部通道的第一和第二尖端部分。

图4与图3相同，它仅说明根据本公开的一方面的冷却图2的翼型件的方法。

图5是图3的翼型件的替代性顶部部分的透视剖视图。

图6是图3的翼型件的替代性顶部部分的透视剖视图。

具体实施方式

本文中所描述的本公开的各方面涉及用于冷却叶片组件的尖端的第一和第二冷却回路流体连通的第一和第二尖端部分的形成。出于说明的目的，将结合用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本公开。然而，应理解，本文中所描述的本公开的各方面不受如此限制，且可在包括压缩机的发动机内以及非飞行器应用中具有一般适用性，所述非飞行器应用例如其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用，以及其中第一和第二尖端部分可包括在发电叶片中的发电涡轮。

如本文中所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。另外，如本文中所使用，术语“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尺寸。此外，如本文中所使用，术语“组”或一“组”元件可以是任何数量的元件，其中包括仅有一个。

所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、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)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地在位置、定向或本文中所描述的本公开的各方面的用途方面并不形成限制。除非另外指示，否则连接指代(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接指代不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次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的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的基本上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括hp涡轮34和lp涡轮36；以及排气区段38。

风扇区段18包括环绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片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，核心44产生燃烧气体。核心44由核心壳46环绕，所述核心壳46可与风扇壳40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴安置的hp轴或转轴48以传动方式将hp涡轮34连接到hp压缩机26。在具有较大直径的环状hp转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的lp轴或转轴50以传动方式将lp涡轮36连接到lp压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转且联接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同限定转子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轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转，以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环设置，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，同时对应的静止压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片56、58。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘61，所述圆盘安装到hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳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轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转，以从传递通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环设置，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，同时对应的静止涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。

用于涡轮的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，圆盘安装到hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中每一级具有专用圆盘71。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静止轮叶60、62、72、74，也单独地或共同地称为定子63。由此，定子63可指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流被分割，使得气流的一部分经通道进入lp压缩机24，然后lp压缩机24将加压空气76供应到hp压缩机26，hp压缩机26进一步使空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。hp涡轮34从这些气体中提取一些功，从而驱动hp压缩机26。燃烧气体被排放到lp涡轮36中，lp涡轮36提取额外的功以驱动lp压缩机24，并且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。lp涡轮36的驱动驱动了lp转轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。

加压空气流76的一部分可作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并被提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著提高。由此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。

空气流78的其余部分绕过lp压缩机24和发动机核心44，且通过静止轮叶行，且更具体地说，通过出口导叶组件80离开发动机组件10，所述出口导叶组件80在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一圆周行的径向延伸的翼型导叶82，以对空气流78施加某一方向性控制。

由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，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，因为它正好在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它来源可以是但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。

图2是具有发动机部件、特别是具有图1的发动机10的涡轮叶片70的涡轮叶片组件86的透视图。或者，在非限制性实例中，发动机部件可包括轮叶、护罩或燃烧衬管，或可能需要或使用冷却通道的任何其它发动机部件，所述冷却通道由熔模铸造工艺形成且具有后缘或尖端部分元件。

涡轮叶片组件86包括燕尾榫90和翼型件92。翼型件92在尖端94和根部96之间延伸以限定展向方向。翼型件92在根部96处的平台98上安装到燕尾榫90。平台98有助于径向地容纳涡轮发动机主流气流。燕尾榫90可以配置成安装到发动机10上的涡轮转子盘71。燕尾榫90还包括至少一个入口通道100，示范性地示出为两个入口通道100，每一入口通道延伸通过燕尾榫90以提供与翼型件92的内部流体联通。应理解，燕尾榫90以横截面示出，使得入口通道100被容纳在燕尾榫90的主体内。

翼型件92包含凹形压力侧110和凸形吸力侧112，它们接合在一起以限定在前缘114和后缘116之间延伸的翼型形状，前缘114和后缘116限定弦向方向。翼型件92具有由外壁119限定且由侧面110、112包围的内部118。说明为第一冷却回路120a和第二冷却回路120b的多个冷却回路120可与入口通道100中的至少一个流体联接。在本文中论述的本公开的一个非限制性方面中，可利用熔模铸造通过产生熔模铸造核心来制造蛇形回路120。

第一冷却回路120a可包括第一部分或前缘部分122a，其沿着前缘114径向延伸。第一尖端部分124a在接近前缘114和尖端94处与第一冷却回路120a的前缘部分122a流体联接。第一尖端部分124a沿着尖端94轴向延伸长度(l1)，且通过第一组冷却孔130a流体联接到叶片70的外部128。尽管第一组冷却孔130a被说明为四个冷却孔130a，但是这一组可包括任何数目的冷却孔，其中包括仅有一个。第一冷却回路120a可包括至少一个转弯132a。还设想冷却剂可在第一冷却回路120a和前缘部分122a之间沿着展向方向通过交叉孔传递到122a，而不是通过转弯。应理解，第一冷却回路120a可包括多个转弯132a，且所述至少一个转弯132a仅出于说明性目的，且并不意味着是限制性的。

第二冷却回路120b可包括第二部分或后缘部分122b，其沿着后缘116径向延伸。第二冷却回路120b的后缘部分122b可通过至少一个后缘孔134而流体联接到叶片70的外部128。后缘孔134可为冷却或膜孔。第二尖端部分124b与后缘部分122b流体联接。第二尖端部分124b沿着尖端94轴向延伸长度(l2)，且可通过第二组冷却孔130b流体联接到叶片70的外部128。作为非限制性实例，第二组冷却孔130b是三个冷却孔130b，然而可以理解，第二组冷却孔130b可为任何数目的冷却孔，其中包括一个。第二冷却回路120b可包括至少一个转弯132b。应理解，第二冷却回路120b可包括单个转弯132b或多个转弯132b，如所说明。

第二冷却回路120b还可包括中心部分122c。中心部分122c位于前缘部分122a和后缘部分122b之间，且可包括转弯132c。作为非限制性实例，尖端通路140可在转弯132c处与中心部分122c流体连通。尖端通路140可沿着尖端94从第二冷却回路120b处的入口142延伸到出口144。尖端通路140可位于第一尖端部分124a和第二尖端部分124b之间。

图1和2说明本文中所描述的本公开适用的环境。应理解，尽管说明为具有一个前缘部分、后缘部分和中心部分，但是第一和第二冷却回路中都可具有多个前缘部分、后缘部分和中心部分。如本文中所描述的第一和第二冷却回路仅出于说明性目的，且并不意图为限制性的。作为非限制性实例，图2的翼型件92是一种可以利用熔模铸造工艺制造的示范性翼型件。

图3是翼型件92的尖端94的放大图。冷却回路120由多个被内壁148隔开的蛇形通道146限定。内壁148还将第一尖端部分124a与第二尖端部分124b隔开。设想第一尖端部分124a和第二尖端部分124b轴向延伸相同长度，使得(l1＝l2)。然而，轴向长度(l1)和(l2)可为不同的，这取决于其中形成它们的翼型件92的尖端94的几何结构。尖端通路140可在第一尖端部分124a和第二尖端部分124b之间沿着基本上径向的方向延伸通过内壁148，以将第一尖端部分124a和第二尖端部分124b隔开。通过比较，尖端通路140可限定比第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b大的直径(d)。另外，尖端通路140可具有比第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b大的出口144，并限定在径向方向上定向且大于由第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b限定的圆柱形通路152的圆柱形通路150。

还设想第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b可相对于径向方向(r)成一角度。“成一角度”是指孔130a、130b的中心线可相对于参考方向形成一角度，在此情况下，参考方向是从发动机中心线发出的径向线或穿过翼型件的展向线。在大部分翼型件配置中，径向线和展向线是同一个。尽管示意性地说明为圆柱形通路152，但是第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b可具有不同几何结构，且包含计量区段、扩散区段或其它常规的冷却孔几何结构。作为非限制性实例，冷却孔可具有圆柱形、向后倾斜、扇形、向后倾斜的扇形、锥形或涡卷形(console)形状。依据位置和功能，第一组冷却孔130a和第二组冷却孔130b可具有类似或不同的几何结构。

图4中说明冷却翼型件92的方法。方法包括使第一冷却流体(c1)传递通过翼型件92内的第一冷却回路120a。第一冷却流体(c1)可以绕转弯132a流动通过第一冷却回路120a，并进入第一尖端部分124a，然后以第一速率(r1)通过第一组冷却孔130a排出以冷却尖端94。

方法还包括使第二冷却流体(c2)传递通过第二冷却回路120b，这可包括使第二冷却流体(c2)绕转弯132c、132b(图2)流动并进入第二尖端部分124a，然后以第二速率(r2)通过第二组冷却孔130b排出第二冷却流体以冷却尖端94。另外设想还沿着后缘116通过后缘孔134，或作为非限制性实例，通过从压力侧110突破出来的后缘排放槽排出第二冷却流体(c2)，以冷却后缘116。

第一冷却流体(c1)和第二冷却流体(c2)可具有共同的来源。作为非限制性实例，第一冷却流体(c1)和第二冷却流体(c2)都是放气77。

方法还可包括使第二冷却流体(c2)传递通过第一尖端部分124a和第二尖端部分124b之间的尖端通路140。第二冷却流体(c2)的第一部分(c2a)可流动通过第二冷却回路120b并进入尖端通路140的入口142，同时第二冷却流体(c2)的第二部分(c2b)可继续绕转弯132c流动并通过第二冷却回路120b。第二冷却流体(c2)以通路速率(channelrate，rc)从尖端通路140排出以进一步冷却尖端94。如本文中所描述的方法还可包括通过对流冷却翼型件92，所述对流是通过使第一冷却流体(c1)和第二冷却流体(c2)传递通过第一冷却回路120a和第二冷却回路120b。

在翼型件92外部且接近第一尖端部分124a的第一压力(p1)可不同于在翼型件92外部且接近第二尖端部分124b的第二压力(p2)。更确切地说，接近尖端94处的前缘114的第一压力(p1)大于接近尖端94处的后缘116的第二压力(p2)。

翼型件92的外部128和内部118之间的压力比有助于第一冷却流体(c1)和第二冷却流体(c2)的流动。维持第一冷却回路120a内的第一内部压力(p1i)和第二冷却回路120b内的第二内部压力(p2i)，使得压力比(p1i:p1)几乎等于压力比(p2i:p2)。压力可以调节，使得个别压力之间的差在250psia的绝对水平上可以大到10到20psia。此外，第二冷却回路120b的接近尖端通路140的内部压力(p2bi)的值在(p1i)和(p2i)之间，使得第二冷却流体(c2)从尖端通路140排出的通路速率(rc)与第一冷却流体(c1)从第一尖端部分124a排出的第一速率(r1)大致相同。此外，第一速率(r1)与第二冷却流体(c2)从第二尖端部分124b排出的第二速率(r2)大致相同。应理解，在如本文所论述的方法的任何变化形式中，速率(r1)≈(r2)≈(rc)。

图5说明在本文中论述的本公开的另一方面中的第一冷却回路220a和第二冷却回路220b。第一冷却回路220a和第二冷却回路220b基本上类似于冷却回路120a、120b。因此，相似部分将用相似标号加上100标识，其中应理解，除非另外指出，否则第一冷却回路120a和第二冷却回路120b的相似部分的描述适用于第一冷却回路220a和第二冷却回路220b。

冷却回路220被内壁248隔开，确切地说，内壁248可在翼型件192的尖端194处将第一尖端部分224a与第二尖端部分224b隔开。第一尖端部分224a和第二尖端部分224b可分别包括至少一组冷却孔230a、230b。尖端通路240可在第一尖端部分224a和第二尖端部分224b之间沿着基本上径向的方向延伸通过内壁248。尖端通路240可限定圆柱形通路250，圆柱形通路250在出口244中终止，出口244流体联接到第三组冷却孔230c，第三组冷却孔230c延伸到尖端194。尽管说明为一个冷却孔，但是第三组冷却孔230c可为多个冷却孔。圆柱形通路250可具有大于第三组冷却孔230c的直径(d)。

依据位置和功能，各组冷却孔230a、230b、230c可具有类似或不同的几何结构。各组冷却孔230a、230b、230c可同时相对于径向方向(r)成一角度。尽管示意性地说明为直线通路，但是各组冷却孔230a、230b、230c可具有不同的几何结构，且包括计量区段、扩散区段或其它常规的冷却孔几何结构。作为非限制性实例，各组冷却孔可具有圆柱形、向后倾斜、扇形、向后倾斜的扇形、锥形、破裂形或涡卷形形状。应进一步理解，如本文中所描述的冷却孔可位于沿着压力侧、吸力侧或尖端充实室的任何位置处。

如本文中所描述的方法还可包括通过第三组冷却孔230c排出第二冷却流体并排到尖端194上。冷却流体(c2)离开第三组冷却孔230c的速率(rc)仍然可以与如本文中所描述的第一速率(r1)和第二速率(r2)大致相同。

图6说明在本文中论述的本公开的另一方面中的第一冷却回路320a和第二冷却回路320b。第一冷却回路320a和第二冷却回路320b基本上类似于冷却回路220a、220b。因此，相似部分将用相似标号加上100标识，其中应理解，除非另外指出，否则第一冷却回路220a和第二冷却回路220b的相似部分的描述适用于第一冷却回路320a和第二冷却回路320b。

在本文中论述的本公开的另一方面中，尖端通路340可以相对于径向方向(r)成一角度的定向延伸通过内壁348。尖端通路340可在第一冷却回路320a的第一尖端部分324a和第二冷却回路320b的第二尖端部分324b之间延伸。尖端通路340可限定圆柱形通路350，圆柱形通路350在出口344中终止，出口344流体联接到第三组冷却孔330c，第三组冷却孔330c延伸到翼型件292的尖端294。圆柱形通路350可具有大于第三组冷却孔330c的直径(d)。还设想圆柱形通路350可包括至少一个流动增强器354。作为非限制性实例，流动增强器354可为湍流器、针翅(pinfin)、小突起或微凹部。

依据位置和功能，各组冷却孔330a、330b、330c可具有类似或不同的几何结构。各组冷却孔330a、330b、330c可相对于径向方向(r)成一角度。尽管示意性地说明为直线通路，但是各组冷却孔330a、330b、330c可具有不同的几何结构，且包括计量区段、扩散区段或其它常规的冷却孔几何结构。作为非限制性实例，各组冷却孔可具有圆柱形、向后倾斜、扇形、向后倾斜的扇形、锥形或涡卷形形状。

如本文中所描述的方法还可包括在尖端通路340内使第二冷却流体(c2)绕流动增强器354流动。流动增强器354的添加可在尖端292处产生湍流部分356。

应理解，如本文中所描述的尖端通路还可包括流动增强器，作为非限制性实例，流动增强器为湍流器、针翅、小突起或微凹部，且本文中所描述的说明并不意图为限制性的。

与本文中论述的本公开相关的益处包括优化位于翼型件的尖端处的各组冷却孔的回流裕量，即流动通路与外部压力比。另外，尖端通路额外提供冷却和/或灰尘抑制，从而减少叶片内所需的用于冷却直接影响高压涡轮的性能的位置的冷却流。通过形成分开的尖端部分来调整沿着尖端的压力比以优化在翼型件的前缘和后缘附近的压力比，此减少是可能的。通过如本文中所描述的尖端部分可以实现总气体通流0.05到0.1％的流量节省。还在后缘处存在额外的在15°f和25°f之间的温度益处，这可以产生更好的后缘耐用性。还设想具有第一和第二尖端部分可以在其中一个尖端部分堵塞的情况下维持翼型件的尖端的冷却。

在尖端部分之间形成尖端通路，如本文中所描述的从内部离开的展向尖端通路，增加了尖端处的对流冷却，并潜在地省略了常规翼型件尖端设计中的一些冷却孔，从而产生所宣扬的流量节省。展向尖端通路还提供对内部中容易发生积尘的位置的接入。灰尘可通过展向尖端通道从内部喷出到气体路径，从而产生积尘耐受性。

应理解，设想了与第一和第二尖端部分相对于彼此和尖端通路的定向相关的几何结构的任何组合。本文中论述的本公开的不同方面是出于说明性目的，且并不意图为限制性的。

钻孔、熔模铸造、3d打印或增材制造是形成如本文中所描述的冷却回路和冷却孔的示范性方法。应理解，还设想了形成本文中所描述的冷却回路和冷却孔的其它方法，且所公开的方法仅出于示范性目的。

应了解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮发动机。如本文所公开的本申请还可适用于发电站或陆海发动机。

本书面描述使用实例来描述本文中所描述的本公开的各方面，包括最佳模式，且还使所属领域的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执行任何所并入的方法。本公开的各方面的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可以包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果所述其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包含与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。