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CN107429569B - 具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘 - Google Patents

具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘 Download PDF

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CN107429569B CN201580078509.0A CN201580078509A CN107429569B CN 107429569 B CN107429569 B CN 107429569B CN 201580078509 A CN201580078509 A CN 201580078509A CN 107429569 B CN107429569 B CN 107429569B
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Abstract

本公开提供了一种包括后缘部段的型芯结构，其中，后缘部段包括由多个径向延伸通道单元(130)和轴向延伸通道单元(128)限定的多个肋成形孔(126)和定位成与径向外边缘(124)相邻的径向外部低流动框架式通道单元(134)。型芯结构可以用于铸造燃气涡轮发动机翼型件(11)。径向外部框架式通道单元(134)包括从径向外边缘(124)向内径向延伸的多个凹槽(14)。凹槽(140)的末端部分(144a)与第一轴向对齐的外部行(138a)的肋成形孔(126)在轴向方向上重叠。第一和第二轴向延伸通道单元(148a、148b、150)中的至少一个轴向延伸通道单元的径向高度大于型芯结构中的其它轴向延伸通道单元(128)的通用径向高度。

Description

具有低流动框架式通道的涡轮动叶后缘
技术领域
本发明涉及一种用于在涡轮发动机的翼型件中使用的冷却系统，并且更具体地涉及一种后缘冷却回路和用于形成该种后缘冷却回路的型芯。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，从压缩机部段排出的压缩空气与燃料混合并在燃烧部段中燃烧并产生包含热燃烧气体的燃烧产物。燃烧气体通过热气路径被导入包括一系列涡轮级的涡轮机部段中，其中，涡轮级通常包括多行成对的固定静叶和旋转的涡轮动叶。涡轮动叶从燃烧气体中提取能量并提供涡轮转子的旋转以为压缩机供电而且提供输出功率。
动叶和静叶的翼型件通常暴露于高工作温度，并因此包括冷却回路以从翼型件去除热量并延长静叶和动叶部件的寿命。一部分从压缩机部段排出的压缩空气可以被转移到这些冷却回路。具有一个或多个冷却回路的翼型件的制造通常需要使用在径向内部和外部处包括框架式通道的陶瓷型芯以在铸造期间提供足够的结构稳定性并防止陶瓷型芯的解体。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供了一种用于铸造燃气涡轮发动机翼型件的型芯结构。该型芯结构包括用于限定燃气涡轮发动机翼型件的后缘的后缘部段，其中，后缘部段的至少一部分包括由多个径向延伸通道单元和轴向延伸通道单元限定的多个肋成形孔和定位成与后缘部段的径向外边缘相邻的径向外部低流动框架式通道单元。肋成形孔被布置在径向对齐的列中，并且交替的径向对齐的列中的肋成形孔形成轴向对齐的行。径向外部低流动框架式通道单元包括从径向外边缘向内径向延伸的多个凹槽。组成第一轴向对齐的外部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得凹槽的末端部分与组成第一轴向对齐的外部行的肋成形孔在轴向方向上重叠，其中，轴向方向被限定在翼型件的前缘与后缘之间。凹槽与第二轴向对齐的外部行中的肋成形孔径向对齐。第一和/或第二轴向延伸通道单元的径向高度大于型芯结构内部的其它轴向延伸通道单元的通用径向高度。
在型芯结构的一些方面，组成第三轴向对齐的外部行的肋成形孔可以在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的外部行的肋成形孔与组成第三轴向对齐的外部行的肋成形孔在轴向方向上重叠。在其它方面，第一轴向延伸通道单元的径向高度H1可以大于或等于第二轴向延伸通道单元的径向高度H2，并且H2可以大于或等于通用径向高度H，在另外的方面，径向外边缘的在凹槽之间的一部分可以包括大致平面的区域。
在型芯结构的另一方面，后缘部段还可以包括定位成与后缘部段的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道单元。径向内部低流动框架式通道单元可以包括从径向内边缘向外径向延伸的多个凹槽。第一轴向对齐的内部行的肋成形孔可以在径向方向上被延长，使得凹槽的末端部分与组成第一轴向对齐的内部行的肋成形孔在轴向方向上重叠。径向内部低流动框架式通道的凹槽可以与第二轴向对齐的内部行的肋成形孔径向对齐。在具体的方面，径向内边缘在凹槽之间的一部分可以包括大致平面的区域。
根据本发明的另一方面，提供了一种用于在燃气涡轮发动机翼型件中形成冷却构造的型芯结构。燃气涡轮发动机翼型件包括限定前缘、后缘、压力侧、吸力侧、径向外顶部、以及径向内端部的外壁。型芯结构包括限定燃气涡轮发动机翼型件的后缘的后缘部段。后缘部段包括由多个径向延伸通道单元和轴向延伸通道单元限定的多个肋成形孔、定位成与后缘部段的径向外边缘相邻的径向外部低流动框架式通道单元、以及定位成与后缘部段的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道单元。肋成形孔被布置在径向对齐的列中，同时交替的径向对齐的列中的肋成形孔形成轴向对齐的行。
径向外部低流动框架式通道单元包括从径向外边缘向内径向延伸的多个凹槽。组成第一轴向对齐的外部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得凹槽的末端部分与组成第一轴向对齐的外部行的肋成形孔在轴向方向上重叠，其中，轴向方向被限定在翼型件的前缘和后缘之间。组成第三轴向对齐的外部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的外部行的肋成形孔与组成第三轴向对齐的外部行的肋成形孔在轴向方向上重叠。凹槽与第二轴向对齐的外部行的肋成形孔径向对齐。第一轴向延伸通道单元和第二轴向延伸通道单元中的至少一个的径向高度大于型芯结构内部的轴向延伸通道单元的通用径向高度。
径向内部低流动框架式通道单元包括从径向内边缘向外径向延伸的多个凹槽。组成第一轴向对齐的内部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得凹槽的末端部分与组成第一轴向对齐的内部行的肋成形孔在轴向方向上重叠。组成第三轴向对齐的内部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的内部行的肋成形孔与组成第三轴向对齐的内部行的肋成形孔在轴向方向上重叠。径向内部低流动框架式通道单元的凹槽与第二轴向对齐的内部行中的肋成形孔径向对齐。
在型芯结构的一个特定方面，径向外边缘和径向内边缘中的每一者在凹槽之间的一部分包括大致平面的区域。在另一特定方面，第一轴向延伸通道单元的径向高度H1大于或等于第二轴向延伸通道单元的径向高度H2，并且其中H2大于或等于通用径向高度H。
根据本发明的另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机中的翼型件。翼型件包括限定前缘、后缘、压力侧、吸力侧、径向内端部、以及包括顶盖的径向外顶部的外壁。轴向方向被限定在前缘和后缘之间。翼型件还包括被限定在外壁的与后缘相邻的一部分中并接收用于冷却外壁的冷却流体的后缘冷却回路。后缘冷却回路包括由多个肋结构限定的多个轴向延伸通道和多个径向延伸通道以及定位成与顶盖相邻的径向外部低流动框架式通道。肋结构被布置在大致横向于冷却流体的流动轴线的径向对齐的列中，同时交替的径向对齐的列中的肋结构形成轴向对齐的行。径向外部低流动框架式通道包括从顶盖向内径向延伸的多个突出部。组成第一轴向对齐的外部行的肋结构在径向方向上被延长，使得突出部的末端部分与组成第一轴向对齐的外部行的肋结构在轴向方向上重叠。突出部与第二轴向对齐的行中的肋结构径向对齐，并且突出部大致横向于冷却流体的流动轴线。
在翼型件的一个方面，组成第三轴向对齐的外部行的肋结构在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的外部行的肋结构与组成第三轴向对齐的外部行的肋结构在轴向方向上重叠。在另一方面，第一和/或第二轴向延伸通道的径向高度大于后缘冷却回路中的轴向延伸通道的通用径向高度。在一些方面，多个肋结构和多个突出部限定沿轴向方向通过径向外部低流动框架式通道的流动路径，其中，该流动路径使得冷却流体进行多个大致90度的转向。
在翼型件的其它方面，后缘冷却回路还包括定位成与径向内端部相邻的径向内部低流动框架式通道并且包括从径向内边缘向外径向延伸的多个突出部。组成第一轴向对齐的内部行的肋结构在径向方向上被延长，使得突出部的末端部分与组成第一轴向对齐的内部行的肋结构在轴向方向上重叠。组成第三轴向对齐的内部行的肋结构在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的内部行的肋结构与组成第三轴向对齐的内部行的肋结构在轴向方向上重叠。径向内部低流动框架式通道的突出部与组成第二轴向对齐的内部行的肋结构径向对齐，并且大致横向于冷却流体的流动轴线。在一个具体方面，多个肋结构和多个突出部限定沿轴向方向通过径向内部低流动框架式通道的流动路径，其中，该流动路径使得冷却流体进行多个大致90度的转向。
附图说明
虽然本说明书以具体指出并明确要求保护本发明的权利要求书结束，但相信结合附图将从以下描述中更好地理解本发明，其中相同的附图标记表示相同的单元，并且其中：
图1是根据本发明的翼型件组件的立体图，其中，外壁的一部分被切除以详细说明本发明的各方面；
图2A和2B分别是图1中的框2A和2B所示部分的放大侧视图；
图3是类似于图2A中所示部分的放大视图，示出了用于制造根据本发明的翼型件的型芯结构；以及
图4是类似于图3的放大视图，示出了具有三重冲击后缘冷却构造的常规的型芯结构。
具体实施方式
在以下对优选实施方式的详细描述中，参照形成其一部分的附图，并且其中通过说明而非限制的方式示出了可以实践本发明的具体优选实施方式。应当理解可以使用其它实施方式并且可以在不脱离本发明的主旨和范围的情况下进行改型。
本发明提供了一种位于燃气涡轮发动机(未示出)的涡轮机部段内的翼型件的结构。现在参照图1，示出了根据本发明的一个方面构造的示例性翼型件组件10。翼型件组件10包括翼型件11、平台17、以及根部18，该根部18用于将翼型件组件10以常规的方式固定至涡轮机部段(未示出)的轴和盘组件以将翼型件组件10支撑在涡轮机部段的气体流动路径中。尽管在本文中具体参照燃气涡轮发动机中的动叶组件的部件来讨论本发明的各方面，但是本领域技术人员将会理解本文中公开的概念也可用于形成固定的静叶组件。
图1中所示的翼型件11包括限定前缘12、后缘13、吸力侧20、与吸力侧20相反的压力侧(未标记)、与平台17相邻的径向内端部15、以及径向外顶部22的外壁。如全文中所使用的，除非另有说明，否则参照如图1中箭头R所示的与翼型件11的纵向轴线平行的径向方向，使用术语“径向”、“径向内部”、“径向外部”、及其派生词。参照通过涡轮机部段中的热气路径的燃烧气体流动，使用术语“轴向”、“上游”、“下游”、及其派生词，并且“轴向方向”被限定在翼型件11的前缘12与后缘13之间。翼型件11从径向内端部15沿径向方向R延伸至径向外顶部22。
图1中，翼型件11的吸力侧20的一部分在径向内端部15和径向外顶部22处被切除以示出后缘13的内部结构的一部分13a，其可以包括一个或多个后缘冷却回路，如径向外部后缘冷却回路14和径向内部后缘冷却回路16，它们各自被限定在位于翼型件11的与后缘13相邻的一部分外壁内的空腔中。图1中的径向外部后缘冷却回路14和径向内部后缘冷却回路16(在本文中也称为径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16)的放大部分在图2A和2B中详细示出。由于径向内部冷却回路16在结构上大致类似于径向外部冷却回路14，并且通常可以包括径向外部冷却回路14的镜像，所以本发明的一些方面仅参照径向外部冷却回路14进行详细描述。
参照图1、图2A和图2B，径向外部冷却回路14的径向外边缘与径向外顶部22相邻并且可以由径向外顶部22限定，该径向外顶部22还包括顶盖24。径向内部冷却回路16与翼型件11的径向内端部15相邻，并且径向内部冷却回路16的径向内边缘可以例如由如图2B中所示的平台17、或由根部18(未示出)限定。径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16可以各自包括由多个肋结构26、26'限定的多个轴向延伸通道28、28'和多个径向延伸通道30、30'。肋结构26、26'可以包括任何合适的几何形状，并且如图2A和图2B中所示，肋结构26、26'可以包括大致矩形结构。肋结构26、26'可以被布置成多个大致径向对齐的列36、36'，该肋结构在本文中也称为肋，并且交替的径向对齐的列36、36'的肋结构26、26'形成轴向对齐的行38、38'。
在图2A和2B中由箭头表示的冷却流体CF经由轴向延伸通道28、28'进入在左侧或上游侧的径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16。冷却流体CF可以例如从直接位于冷却流体CF上游的中部翼弦冷却回路(未示出)被接收，其中，中部翼弦冷却回路可以以常规的方式从根部18(参见图1)被供以压缩空气。肋结构26、26'相对于彼此并且相对于相邻的上游和下游轴向延伸通道28、28'径向偏移。除了形成第一轴向对齐的行38a(图2B中未标记)的肋结构26、26'之外，每个肋结构26、26'的一部分与相邻的径向对齐的列36、36'中的肋结构26、26'的一部分在轴向方向上重叠。例如，每个肋结构26、26'的末端部分44、44'——被定义为每个肋结构26、26'的离径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16的径向外边缘和内边缘最远的部分——与每个肋结构26、26'的始端部分42、42'——被定义为每个肋结构26、26'的最靠近径向外边缘和内边缘的部分——分别在轴向方向上重叠。
此外，肋结构26、26'可以大致横向于离开轴向延伸通道28、28'的冷却流体CF的流动轴线FA，使得冷却流体CF冲击直接位于每个轴向延伸通道28、28'下游的肋结构26、26'的径向对齐的列36、36'中的肋结构26、26'。例如，如图2A和2B中所示，平行于流动轴线FA的轴向延伸线与交替的行中的肋结构26、26'的始端部分42、42'和末端部分44、44'相交。在冲击肋结构26、26'之后，冷却流体CF随后被迫沿横向方向流动，即冷却流体CF被迫在径向延伸通道30、30'内进行大致90度的转向，随后再次改变方向沿横向方向流动进入下游的轴向延伸通道28、28'。因此，肋结构26、26'限定了曲折的流动路径，使得冷却流体CF沿着交替的、横向的方向通过径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16的径向延伸通道30、30'和轴向延伸通道28、28'朝向翼型件11(参见图1)的后缘13继续流动。
继续参照图2A和2B，径向外部冷却回路14包括定位成与顶盖24相邻的径向外部低流动框架式通道34，并且径向内部冷却回路16包括定位成与由平台17限定的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道35。径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35各自包括多个突出部40、40'，其中，径向外部低流动框架式通道34的突出部40从顶盖24的径向内表面向内径向延伸并且径向内部低流动框架式通道35的突出部40'从平台17的径向内表面向外径向延伸。顶盖24的位于突出部40之间的并且限定径向外部低流动框架式通道34的径向外边缘的至少一部分可以包括大致平面的区域46。平台17的位于突出部40'之间的并且限定了径向内部低流动框架式通道35的径向内部边缘的至少一部分可以包括大致平面的区域46'。
具体参照图2A中所示的径向外部冷却回路14，组成第一轴向对齐的外部行38a的肋结构26可以在径向方向上被延长，使得突出部40的末端部分44a与组成第一轴向对齐的外部行38a的肋结构26的始端部分42在轴向方向上重叠。突出部40与组成第二轴向对齐的外部行38b的肋结构26大致径向对齐。组成第三轴向对齐的外部行38c的肋结构26也可以在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的外部行38b的肋结构26的末端部分44与组成第三轴向对齐的外部行38c的肋结构26的始端部分42在轴向方向上重叠。
尽管在图2B中未标记径向内部低流动框架式通道35的一些对应的单元，但本领域技术人员将理解本文所述的本发明的特征可以同样适用于径向内部低流动框架式通道35的结构。例如，组成第一轴向对齐的内部行的肋结构26'在径向方向上被延长，使得突出部40'的末端部分44a'与第一轴向对齐的内部行中的肋结构26'的始端部分42'在轴向方向上重叠。也类似于径向外部低流动框架式通道34的结构，径向内部低流动框架式通道35的突出部40'与第二轴向对齐的内部行的肋结构26'径向对齐。第三轴向对齐的内部行的肋结构26'可以在径向方向上被延长，使得第三轴向对齐的内部行中的肋结构26'的始端部分42'与第二轴向对齐的内部行中的肋结构26'的末端部分44'在轴向方向上重叠。
如图2A和图2B中所示，径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路14中的突出部40、40'大致横向于离开轴向延伸通道28、28'并穿过径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35的冷却流体CF的流动轴线FA。也就是说，平行于流动轴线FA的轴向延伸线与突出部40、40'的末端部分44a、44a'和组成第一轴向对齐的行38a中的肋结构26的始端部分42、42'相交(图2B中未标记)。因此，多个肋结构26、26'和多个突出部40、40'限定沿轴向方向通过径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35的流动路径，其中，当冷却流体CF通过径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35朝向翼型件11(参见图1)的后缘13流动时，该流动路径使得冷却流体CF进行多个大致90度的转向。
例如，如参照图2A中的径向外部冷却回路14所示，由箭头所示的冷却流体CF进入径向外部低流动框架式通道34的组成第一轴向延伸通道48a的被限定在顶盖24的平面区域46与第一轴向的外部行38a的肋结构26之间的一部分并且撞击多个突出部40中的一个。类似于冷却流体CF通过轴向延伸通道28和径向延伸通道30的流动，冷却流体CF随后被迫沿横向方向流动，即冷却流体CF在相邻的径向延伸通道30内进行大致90度的转向，然后再次改变方向沿横向方向流动以进入例如被限定在突出部40与第二轴向对齐的外部行38b的肋结构26之间的第一轴向延伸通道48b。然后，冷却流体CF沿着交替的、横向的方向通过径向外部低流动框架式通道34朝向翼型件11(参见图1)的后缘13继续流动。
如图2A和2B中所示，可以在径向外部和径向内部低流动框架式通道34、35中的突出部40、40'的各个末端部分44a、44a'上应用全圆。另外，可以在组成径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35的第一外部轴向对齐的行38a和第二内部轴向对齐的行38b的肋结构26、26'的各个始端部分42、42'上应用全圆。圆形边缘防止裂纹源，否则裂纹源可能发生在如图2A和2B中所示其余矩形肋结构26、26'的更尖的拐角处。
本发明还包括型芯，在本文中也称为型芯结构，该型芯结构用于铸造和成形如本文所述并且例如如图1、图2A、以及图2B中所示的翼型件组件10的至少一部分。参照图1，型芯结构可以用于例如铸造燃气涡轮发动机翼型件11，其包括限定前缘12、后缘13、吸力侧20，与吸力侧相反的压力侧(未标记)、径向外顶部22、以及径向内端部15的外壁。型芯结构可以包括例如陶瓷型芯。型芯结构还可以用于铸造和成形翼型件组件10内的冷却构造的至少一部分。根据本发明的一个方面，型芯结构可以用于限定翼型件11的内部结构的与后缘13相邻的一部分13a，其在本文中可以称为后缘部段并且可以包括如图1、图2A、以及图2B中所示的径向外部内部冷却回路14和径向内部冷却回路16中的一者或两者。
图3中所示的型心结构的一部分可以用于限定如本文中描述的径向外部后缘冷却回路14并且包括与图2A中所示的径向外部冷却回路14的一部分类似的视图。由于限定径向内部冷却回路16的型芯结构大致类似于限定径向外部冷却回路14的型芯结构，因此本发明的一些方面仅参照径向外部冷却回路14和用于成形该径向外部冷却回路14的型芯结构进行详细描述。图3中型芯结构的单元以加上100的方式被给出了相应附图标记，其中，图3中型芯结构的单元具有在图1和图2A中示出的翼型件11和径向外部冷却回路14中的相应结构。
如图3中所示，型芯结构包括径向外部冷却回路部段114，其可以包括由多个径向延伸通道单元130和轴向延伸通道单元128限定的多个肋成形孔126。肋成形孔126可以包括任何合适的几何形状，并且在所示的实施方式中，肋成形孔126包括大致矩形的形状。肋成形孔126被布置在大致径向对齐的列136中，同时交替的径向对齐的列136中的肋成形孔126形成轴向对齐的行138。除了组成第一轴向对齐的行138a的肋成形孔126之外，肋成形孔126相对于彼此和相邻的上游和下游轴向延伸通道单元128径向偏移，使得每个肋成形孔126的始端部分142——被定义为每个肋成形孔126的最靠近径向外边缘124的部分——与在相邻的径向对齐的列136中的肋成形孔126的末端部分144在轴向方向上重叠，其中，每个肋成形孔126的末端部分被定义为离径向外边缘124最远的部分。
径向外部冷却回路部段114还包括定位成与可对应于顶盖24(参见图2A)的径向外边缘124相邻的径向外部低流动框架式通道单元134。如图3中所示，径向外部框架式通道单元134包括从径向外边缘124向内径向延伸的多个凹槽140。径向外边缘124的在凹槽140之间的至少一部分可以包括大致平面的区域146。组成第一轴向对齐的外部行138a中的肋成形孔126可以在径向方向上被延长，使得凹槽140的末端部分144a与第一轴向对齐的外部行138a中的肋成形孔126的始端部分142在轴向方向上重叠。此外，凹槽140与第二轴向对齐的外部行138b中的肋形成孔126径向对齐。组成第三轴向对齐的外部行138c的肋成形孔126也可以在径向方向上被延长，使得第二轴向对齐的外部行138b中的肋成形孔126的末端部分144与组成第三轴向对齐的外部行138c的肋成形孔126的始端部分142在轴向方向上重叠。
如先前关于图2A和图2B中的径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35所指出的，如图3中所示，可以在径向外部低流动框架式通道单元134中的凹槽140的末端部分144a上应用全圆。此外，可以在组成第一轴向对齐的外部行138a和第二轴向对齐的外部行138b的肋成形孔126的始端部分142上应用全圆。在本发明的一些方面，多个径向延伸通道单元130的轴向宽度W可沿着径向延伸通道单元130的径向延度大致一致。
在本发明的另一方面，型芯结构还可以包括径向内部冷却回路部段(未示出)以限定例如如图1和2B中所示的径向内部冷却回路16。径向内部冷却回路部段通常可以包括径向外部冷却回路部段114的镜像。具体地，径向内部冷却回路部段可以包括由多个径向延伸通道单元和轴向延伸通道单元限定的多个肋成形孔。肋成形孔可以布置在大致径向排列的列中，并且交替的径向对齐的列中的肋成形孔形成轴向对齐的行，其中，肋成形孔相对于彼此和相邻的上游和下游轴向延伸通道单元径向偏移。每个肋成形孔的始端部分与相邻的径向对齐的列中的肋成形孔的末端部分在轴向方向上重叠。
径向内部冷却回路部段还可包括定位成与型芯结构的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道单元，其可以限定例如翼型件11的平台17或根部18的一部分(参见图1和图2B)。径向内部框架式通道单元可以包括从径向内边缘向外径向延伸的多个凹槽，径向内边缘的在凹槽之间的一部分包括大致平面的区域。第一轴向对齐的内部行的肋成形孔在径向方向上被延长，使得凹槽的末端部分与组成第一轴向对齐内部行的肋成形孔的始端部分在轴向方向上重叠。凹槽与第二轴向对齐的内部行的肋成形孔径向对齐。组成第三轴向对齐的内部行的肋成形孔也可以在径向方向被延长，使得组成第二轴向对齐的内部行的肋成形孔的末端部分与组成第三轴向对齐的内部行的肋成形孔的始端部分在轴向方向上重叠。全圆可以应用于径向内部低流动框架式通道单元中的相应结构。
还要注意的是，用于铸造和限定如图1中所示并且如本文所描述的翼型件组件10和翼型件11内部的冷却构造的型芯结构还可以包括一个或多个附加的型芯部段(未示出)，一个或多个附加的型芯部段限定翼型件11的前缘12、吸力侧20、和/或压力侧(未示出)、以及翼型件11的后缘13、径向外端部22、和/或径向内端部15的附加的部分以及翼型件组件10的平台17和根部18的一部分。型芯结构还可以限定翼型件11内的一个或多个常规的内部冷却回路。例如，型芯结构还可以包括用于限定在图3中作为中部翼弦部段154被部分示出的中部翼弦的冷却回路的部段，其中，肋成形结构126的第一径向对齐的列136a形成翼型件11中的限定进入径向外部冷却回路14的入口的肋结构(未示出)。此外，型芯结构还可以限定一个或多个冷却增强结构，例如湍流特征，如扰流条(trip strips)156、隆起部、凹部等，其形成翼型件11中的相应的冷却特征(未示出)以增强在运转期间通过流经翼型件组件10和翼型件11的冷却流体CF实现的冷却。
根据本发明的低流动框架式通道34、35促进冷却流体CF的有效使用以为翼型件11提供所需量的冷却，同时还保留足够量的型芯材料以确保型芯结构具有经受住铸造和防止型芯结构的解体所必需的强度。为了比较，图4示出了用于限定具有三重冲击冷却的常规径向外部后缘冷却回路(未示出)的型芯结构，其中相同的附图标记增加了100用于表示相对于图3的相同或相应的部件。如图4中所示，径向外部冷却回路部段214包括常规的框架式通道单元232，该框架通道单元232使用系杆结构(tie-bar)并且在型芯结构的径向外边缘224处包括型芯结构的较厚的轴向连续部分。型芯结构的下游部分213可以以与描述翼型件11(参见图1)的后缘13的类似的方式限定翼型件的后缘，并且可以包括用于限定多个后缘出口(未示出)的多个后缘出口成形单元258。
在图4中所示的常规的径向外部冷却回路部段214的径向外边缘224处的型芯结构的较厚部分提供了型芯结构经受住铸造过程并防止型芯结构的解体所必需的型芯强度。产生于图4中所示的常规的框架式通道单元232的常规的框架式通道(未示出)提供了连续的低阻力流动路径，该流动路径用于使冷却流体直接从由肋形成孔226的第一列236a限定的常规后缘冷却回路的入口朝向由后缘出口成形孔258限定的后缘出口流动。对于图4中所示的常规的三重冲击构造，连续的低阻力流动路径的存在通常是可以接受的。然而，使用结合了使得冷却流体CF跟随曲折流动路径的高效的、多重冲击的冷却构造的常规的框架式通道产生了通过常规的框架式通道的不可接受的高流速，因为较大百分比的冷却流体流动被转移至并通过较低阻力的、常规的框架式通道而无效地被排出。
相反地，根据本发明的低流动框架式通道单元134和由此所产生的低流动框架式通道34、35降低了冷却流体流速以提供所需量的冷却，同时仍然保留足够的型芯材料以防止型芯结构的解体。如图3中所示，径向外部冷却回路部段114的结构大致对应于如下的构造，其中，交替的径向对齐的列——即第二和第四径向对齐的列136b、136d——的始端部分朝向径向外边缘124移动直到每个径向对齐的列136b、136d的径向最外部的肋成形孔126与径向外边缘124连续以形成多个凹槽140。如图2A、图2B、和图3中所示并且如本文所述，某些轴向延伸的行38、38'、138中的某些肋结构/肋成形孔26、26'、126在径向方向上被延长，其有助于补偿突出部/凹槽40、40'、140的存在，即在轴向方向上产生重叠。如本文所述，这种径向延长和重叠确保了冷却流体流速足够低并且通过径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35的冷却流体CF被有效地使用，即通过径向外部低流动框架式通道34和径向内部低流动框架式通道35的冷却流体CF与通过由径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16的剩余部分所限定的曲折流动路径的冷却流体CF经历相同的大致90度的转向。
除了产生足够低的冷却流体流速和促进冷却流体CF的有效使用之外，低流动通道单元134和由此产生的低流动框架式通道34、35还必须提供足够的型芯材料以确保铸造期间的结构稳定性，特别是在径向外部冷却回路部段114的径向外边缘124和径向内部冷却回路部段(未示出)的径向内边缘处。参照图2A和图3，这些目的可以通过改变径向间距——即在各个径向对齐的列36、136内的肋结构/肋成形孔26、126之间的轴向延伸通道/通道单元28、128的径向高度——来在本发明中实现。
具体参照图3中的径向外部冷却回路部段114，径向外部低流动框架式通道单元134内的第一轴向延伸通道单元148a、148b包括径向高度H1，并且第二轴向延伸通道单元150包括径向高度H2。通用径向高度H——此处也称为名义高度——相对于第三轴向延伸通道单元152示出。名义或通用径向高度H可以被定义为轴向延伸通道单元128的最小高度，其可以用于限定存在于图2A和图2B所示的径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16中的轴向延伸通道28。关于第三轴向延伸通道单元152的径向向内定位的剩余的轴向延伸通道单元128也可以包括通用径向高度H。在本发明的特定方面，如图3中所示，H1可以大于图3中所示的H。在一些方面，H2可以大于H。在本发明的某些方面，H1可以大于或等于H2，并且在具体方面，H1>H2>H。在其它方面，H1可以小于H2。在本发明的另外方面，多个径向延伸通道单元130的轴向宽度W可以是大致一致的。
通过具体示例继续参照图3，径向高度H1、H2和H可以包括相对于彼此的大约3-2-1的比率，其中，H1约为通用径向高度H的三倍并且H2约为通用径向高度H的两倍。不与凹槽140对齐的径向延伸的列136——例如图3所示的第三径向对齐的列136c——可以包括大约3-2-1的比率，因为型芯(H1或“3”)的最厚部分——即第一轴向延伸通道单元148a——被限定在径向外部冷却回路部段114的径向外边缘124与第一轴向对齐的行138a的肋成形孔126的始端部分142之间。第三径向对齐的列136c的第二轴向延伸通道单元150包括型芯较小厚度的部分(H2或“2”)，而第三轴向延伸通道单元152包括通用径向高度H(“1”)。
继续具体示例，在图3中可以看到与凹槽140对齐的径向对齐的列136——例如第二轴向对齐的列136b——可以包括大约0-3-2-1的比率，因为凹槽140从径向外边缘124向内径向延伸，使得型芯没有从凹槽140位于径向向外的部分(“0”)。第二轴向对齐的列136b的被限定在凹槽140的末端部分144a和第一轴向排列的行138a的肋成形孔126的始端部分142之间的第一轴向延伸通道单元148b包括型芯的较厚部分(H1或“3”)，而第二轴向延伸通道单元150包括型芯的较小厚度部分(H2或“2”)并且第三轴向延伸通道单元152包括通用径向高度H(“1”)。因此，如图3中所示并如本文所述，肋成形孔126的相邻的径向延伸的列136可以包括约3-2-1和0-3-2-1的交替的径向间隔形式。
在本发明的某些方面，在凹槽140的末端部分和第一轴向对齐的外部行138a的肋成形孔126的始端部分142之间的轴向重叠的量可以大于或等于约25％的H1。在本发明的其它方面，在每个肋形成孔126的始端部分142和在相邻的径向对齐的列136中的肋成形孔126的末端部分144之间的轴向重叠的量也可以大于或等于约25％的H1。
尽管相对于如图3中所示的径向外部冷却回路部段114描述了关于径向高度和轴向宽度的这些特征，但本领域技术人员将理解这些特征可以同样适用于如本文所述的径向内部冷却回路部段的结构。此外，尽管相对于型芯结构详细描述，但本领域技术人员将理解本发明关于径向高度和轴向宽度的这些特征也可以分别应用于如图1、图2A和图2B中所示以及本文中所描述的第一轴向延伸通道48a、48b，第二轴向延伸通道50和第三轴向延伸通道52的相应的径向高度H1、H2和H(未在图2B中标记)以及翼型件11的径向外部冷却回路14和径向内部冷却回路16的多个径向延伸通道30的对应轴向宽度。
虽然已经示出和描述了本发明的具体实施方式，但是对于本领域技术人员显而易见的是在不脱离本发明的主旨和范围的情况下可以进行各种其它变化和修改。因此，意图在所附权利要求中覆盖在本发明的范围内的所有这些变化和修改。

Claims (14)

1.一种用于铸造燃气涡轮发动机翼型件的型芯结构，所述型芯结构包括用于限定所述燃气涡轮发动机翼型件的后缘的后缘部段，其中，轴向方向被限定在所述翼型件的前缘与后缘之间，所述后缘部段的至少一部分包括：
由多个径向延伸通道单元和轴向延伸通道单元限定的多个肋成形孔，其中，所述肋成形孔被布置在径向对齐的列中，交替的径向对齐的列中的所述肋成形孔形成轴向对齐的行；以及
定位成与所述后缘部段的径向外边缘相邻的径向外部低流动框架式通道单元，其中，所述径向外部低流动框架式通道单元包括从所述径向外边缘向内径向延伸的多个凹槽；
其中，组成第一轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得所述凹槽的末端部分与组成所述第一轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；
其中，所述凹槽与第二轴向对齐的外部行的所述肋成形孔径向对齐；并且
其中，第一轴向延伸通道单元和第二轴向延伸通道单元中的至少一者的径向高度大于所述型芯结构内部的轴向延伸通道单元的通用径向高度。
2.根据权利要求1所述的型芯结构，其中，组成第三轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得组成所述第二轴向对齐的外部行的所述肋成形孔与组成所述第三轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠。
3.根据权利要求1所述的型芯结构，其中，所述第一轴向延伸通道单元的所述径向高度大于或等于所述第二轴向延伸通道单元的所述径向高度，并且其中所述第二轴向延伸通道单元的所述径向高度大于或等于所述通用径向高度。
4.根据权利要求1所述的型芯结构，其中，所述径向外边缘的在所述凹槽之间的一部分包括大致平面的区域。
5.根据权利要求1所述的型芯结构，其中，所述后缘部段还包括定位成与所述后缘部段的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道单元，其中，所述径向内部低流动框架式通道单元包括从所述径向内边缘向外径向延伸的多个凹槽；
其中，第一轴向对齐的内部行中的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得所述凹槽的末端部分与组成所述第一轴向对齐的内部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；并且
其中，所述凹槽与所述肋成形孔的第二轴向对齐的内部行中的所述肋成形孔径向对齐。
6.根据权利要求5所述的型芯结构，其中，所述径向内边缘的在所述凹槽之间的一部分包括大致平面的区域。
7.一种用于在燃气涡轮发动机翼型件中形成冷却构造的型芯结构，所述燃气涡轮发动机翼型件包括限定前缘、后缘、压力侧、吸力侧、径向外顶部、以及径向内端部的外壁，其中，所述型芯结构包括限定所述燃气涡轮发动机翼型件的所述后缘的后缘部段，其中，轴向方向被限定在所述翼型件的所述前缘与所述后缘之间，所述后缘部段的至少一部分包括：
由多个径向延伸通道单元和轴向延伸通道单元限定的多个肋成形孔，其中，所述肋成形孔被布置在径向对齐的列中，交替的径向对齐的列中的所述肋成形孔形成轴向对齐的行；
定位成与所述后缘部段的径向外边缘相邻的径向外部低流动框架式通道单元，其中，所述径向外部低流动框架式通道单元包括从所述径向外边缘向内径向延伸的多个凹槽；
其中，组成第一轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得所述凹槽的末端部分与组成所述第一轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；
其中，组成第三轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的外部行的所述肋成形孔与组成所述第三轴向对齐的外部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；
其中，所述凹槽与所述第二轴向对齐的外部行中的所述肋成形孔径向对齐；并且
其中，第一轴向延伸通道单元和第二轴向延伸通道单元中的至少一者的径向高度大于所述型芯结构内部的轴向延伸通道单元的通用径向高度；
以及
定位成与所述后缘部段的径向内边缘相邻的径向内部低流动框架式通道单元，其中，所述径向内部低流动框架式通道单元包括从所述径向内边缘向外径向延伸的多个凹槽；
其中，组成第一轴向对齐的内部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得所述凹槽的末端部分与组成所述第一轴向对齐的内部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；
其中，组成第三轴向对齐的内部行的所述肋成形孔在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的内部行的所述肋成形孔与组成所述第三轴向对齐的内部行的所述肋成形孔在轴向方向上重叠；并且
其中，所述凹槽与所述第二轴向对齐的内部行的所述肋成形孔径向对齐。
8.根据权利要求7所述的型芯结构，其中，所述径向外边缘和所述径向内边缘中的每一者在所述凹槽之间的一部分包括大致平面的区域。
9.根据权利要求7所述的型芯结构，其中，所述第一轴向延伸通道单元的所述径向高度大于或等于所述第二轴向延伸通道单元的所述径向高度，并且其中所述第二轴向延伸通道单元的所述径向高度大于或等于所述通用径向高度。
10.一种燃气涡轮发动机中的翼型件，包括：
外壁，所述外壁限定前缘、后缘、压力侧、吸力侧、径向内端部、以及包括顶盖的径向外顶部，其中，轴向方向被限定在所述前缘和所述后缘之间；
后缘冷却回路，所述后缘冷却回路被限定在所述外壁的与所述后缘相邻的一部分中并接收用于冷却所述外壁的冷却流体，所述后缘冷却回路包括：
由多个肋结构限定的多个轴向延伸通路和多个径向延伸通道，其中，所述肋结构被布置在大致横向于所述冷却流体的流动轴线的径向对齐的列中，交替的径向对齐的列中的所述肋结构形成轴向对齐的行；以及
定位成与所述顶盖相邻并包括从所述顶盖向内径向延伸的多个突出部的径向外部低流动框架式通道；
其中，组成第一轴向对齐的外部行的所述肋结构在径向方向上被延长，使得所述突出部的末端部分与组成所述第一轴向对齐的外部行的所述肋结构在轴向方向上重叠；
其中，所述突出部与第二轴向对齐的外部行中的所述肋结构径向对齐；
其中，所述突出部大致横向于所述冷却流体的流动轴线，并且
其中，第一轴向延伸通道和第二轴向延伸通道中的至少一者的径向高度大于所述后缘冷却回路中的所述轴向延伸通道的通用径向高度。
11.根据权利要求10所述的翼型件，其中，组成第三轴向对齐的外部行的所述肋结构在径向方向上被延长，使得组成所述第二轴向对齐的外部行的所述肋结构与组成所述第三轴向对齐的外部行的所述肋结构在轴向方向上重叠。
12.根据权利要求10所述的翼型件，其中，所述多个肋结构和所述多个突出部限定沿轴向方向通过所述径向外部低流动框架式通道的流动路径，其中，所述流动路径使得所述冷却流体进行多个大致90度的转向。
13.根据权利要求10所述的翼型件，其中，所述后缘冷却回路还包括定位成与所述径向内端部相邻的径向内部低流动框架式通道并且包括从径向内边缘向外径向延伸的多个突出部；
其中，组成第一轴向对齐的内部行的所述肋结构在径向方向上被延长，使得所述突出部的末端部分与组成所述第一轴向对齐的内部行的所述肋结构在轴向方向上重叠；
其中，组成第三轴向对齐的内部行的所述肋结构在径向方向上被延长，使得组成第二轴向对齐的内部行的所述肋结构与组成所述第三轴向对齐的内部行的所述肋结构在轴向方向上重叠；
其中，所述突出部与组成所述第二轴向对齐的内部行的所述肋结构径向对齐；并且
其中，所述多个突出部大致横向于所述冷却流体的所述流动轴线。
14.根据权利要求13所述的翼型件，其中，所述多个肋结构和所述多个突出部限定沿所述轴向方向通过所述径向内部低流动框架式通道的流动路径，其中，所述流动路径使得所述冷却流体进行多个大致90度的转向。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10830060B2 (en) * 2016-12-02 2020-11-10 General Electric Company Engine component with flow enhancer
US11415000B2 (en) 2017-06-30 2022-08-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine airfoil with trailing edge features and casting core
GB2574368A (en) * 2018-04-09 2019-12-11 Rolls Royce Plc Coolant channel with interlaced ribs
US11333023B2 (en) * 2018-11-09 2022-05-17 Raytheon Technologies Corporation Article having cooling passage network with inter-row sub-passages
GB201902997D0 (en) 2019-03-06 2019-04-17 Rolls Royce Plc Coolant channel
EP4281651A2 (en) * 2021-01-21 2023-11-29 Parker-Hannifin Corporation Heat exchanger with progressive divided flow circuit, structural load bearing design
CN116950724B (zh) * 2023-09-20 2024-01-09 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种应用于涡轮叶片尾缘的内部冷却结构及其设计方法

Family Cites Families (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4153386A (en) 1974-12-11 1979-05-08 United Technologies Corporation Air cooled turbine vanes
US4589824A (en) * 1977-10-21 1986-05-20 United Technologies Corporation Rotor blade having a tip cap end closure
US4278400A (en) 1978-09-05 1981-07-14 United Technologies Corporation Coolable rotor blade
US4474532A (en) 1981-12-28 1984-10-02 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a rotary machine
US4753575A (en) * 1987-08-06 1988-06-28 United Technologies Corporation Airfoil with nested cooling channels
US5002460A (en) 1989-10-02 1991-03-26 General Electric Company Internally cooled airfoil blade
US5704763A (en) 1990-08-01 1998-01-06 General Electric Company Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US5246340A (en) 1991-11-19 1993-09-21 Allied-Signal Inc. Internally cooled airfoil
US5288207A (en) 1992-11-24 1994-02-22 United Technologies Corporation Internally cooled turbine airfoil
US5599166A (en) 1994-11-01 1997-02-04 United Technologies Corporation Core for fabrication of gas turbine engine airfoils
US5779447A (en) 1997-02-19 1998-07-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine rotor
US5931638A (en) 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6106231A (en) 1998-11-06 2000-08-22 General Electric Company Partially coated airfoil and method for making
DE19921644B4 (de) 1999-05-10 2012-01-05 Alstom Kühlbare Schaufel für eine Gasturbine
US6179565B1 (en) 1999-08-09 2001-01-30 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) * 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6331098B1 (en) 1999-12-18 2001-12-18 General Electric Company Coriolis turbulator blade
DE19963349A1 (de) 1999-12-27 2001-06-28 Abb Alstom Power Ch Ag Schaufel für Gasturbinen mit Drosselquerschnitt an Hinterkante
EP1223308B1 (de) 2000-12-16 2007-01-24 ALSTOM Technology Ltd Komponente einer Strömungsmaschine
US6974308B2 (en) 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
DE50304226D1 (de) 2002-03-25 2006-08-24 Alstom Technology Ltd Gekühlte turbinenschaufel
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US6896487B2 (en) 2003-08-08 2005-05-24 United Technologies Corporation Microcircuit airfoil mainbody
US7097425B2 (en) 2003-08-08 2006-08-29 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine airfoil
US6890154B2 (en) 2003-08-08 2005-05-10 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for a turbine blade
US6981840B2 (en) 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US7021893B2 (en) 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
ATE410586T1 (de) 2004-07-26 2008-10-15 Siemens Ag Gekühltes bauteil einer strömungsmaschine und verfahren zum giessen dieses gekühlten bauteils
US7131818B2 (en) * 2004-11-02 2006-11-07 United Technologies Corporation Airfoil with three-pass serpentine cooling channel and microcircuit
US7478994B2 (en) 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US7438527B2 (en) 2005-04-22 2008-10-21 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
US7270515B2 (en) 2005-05-26 2007-09-18 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil trailing edge cooling system with segmented impingement ribs
US7452186B2 (en) * 2005-08-16 2008-11-18 United Technologies Corporation Turbine blade including revised trailing edge cooling
US7625178B2 (en) 2006-08-30 2009-12-01 Honeywell International Inc. High effectiveness cooled turbine blade
US7690894B1 (en) 2006-09-25 2010-04-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Ceramic core assembly for serpentine flow circuit in a turbine blade
US7780414B1 (en) * 2007-01-17 2010-08-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with multiple metering trailing edge cooling holes
US7780415B2 (en) 2007-02-15 2010-08-24 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a convergent cavity cooling system for a trailing edge
US7862299B1 (en) 2007-03-21 2011-01-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Two piece hollow turbine blade with serpentine cooling circuits
US7934906B2 (en) 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
US8096768B1 (en) 2009-02-04 2012-01-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge impingement cooling
US8192146B2 (en) 2009-03-04 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Turbine blade dual channel cooling system
US9011077B2 (en) 2011-04-20 2015-04-21 Siemens Energy, Inc. Cooled airfoil in a turbine engine
US20120269649A1 (en) 2011-04-22 2012-10-25 Christopher Rawlings Turbine blade with improved trailing edge cooling
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
US20130084191A1 (en) 2011-10-04 2013-04-04 Nan Jiang Turbine blade with impingement cavity cooling including pin fins
US8261810B1 (en) 2012-01-24 2012-09-11 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil ceramic core with strain relief slot
US9279331B2 (en) 2012-04-23 2016-03-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with dirt purge feature and core for making same
US10100645B2 (en) 2012-08-13 2018-10-16 United Technologies Corporation Trailing edge cooling configuration for a gas turbine engine airfoil
US10329934B2 (en) * 2014-12-15 2019-06-25 United Technologies Corporation Reversible flow blade outer air seal

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