机翼后缘冷却

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机翼后缘冷却
申请号	CN201710075032.1	申请日	2017-02-10	公开(公告)号	CN107084003A	公开(公告)日	2017-08-22
申请人	通用电气公司;			发明人	R.S.班克;
摘要	本发明公开一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼，其包括压力侧壁，所述压力侧壁从所述机翼的机翼前缘沿着翼展方向朝向所述机翼的机翼后缘延伸。所述涡轮机翼还包括吸入侧壁，所述吸入侧壁也从所述机翼前缘沿着所述翼展方向朝向所述机翼后缘延伸。所述压力侧壁和吸入侧壁限定其间的冷却气腔，且所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者限定机翼后缘冷却通道，所述机翼后缘冷却通道自所述冷却气腔大体上延伸至所述机翼后缘。此外，所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者包括多个压降元件，所述多个压降元件部分延伸至所述机翼后缘冷却通道内，以减少流经所述冷却气腔的冷却空气量。
权利要求	1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼，所述涡轮机翼限定翼展方向、机翼前缘及机翼后缘，且所述涡轮机翼包括：压力侧壁，所述压力侧壁从所述机翼前缘沿着所述翼展方向朝向所述机翼后缘延伸；以及吸入侧壁，所述吸入侧壁也从所述机翼前缘沿着所述翼展方向朝向所述机翼后缘延伸，所述压力侧壁和所述吸入侧壁限定其间的冷却气腔，所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者限定机翼后缘冷却通道，所述机翼后缘冷却通道从所述冷却气腔延大体上延伸至所述机翼后缘，所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者包括多个压降元件，所述压降元件部分延伸至所述机翼后缘冷却通道内，以减少流经所述冷却气腔的冷却空气量。 2.根据权利要求1所述的涡轮机翼，其中，所述机翼后缘冷却通道限定多个计量段，且其中，多个压降元件之一位于各所述计量段处。 3.根据权利要求1所述的涡轮机翼，其中，所述机翼后缘冷却通道限定所述多个压降元件在上游方向上紧邻的第一流动截面积，其中所述机翼冷却通道限定所述多个压降元件在上游方向上紧邻的第二流动截面积，且其中所述第一流动截面积与所述第二流动截面积大体相同。 4.根据权利要求1所述的涡轮机翼，其中，所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者进一步限定沿着所述机翼的翼展方向隔开的多个机翼后缘冷却通道，其中每个多个机翼后缘冷却通道从所述冷却气腔大体上延伸至所述机翼后缘，且其中所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者进一步包括多个压降元件，所述压降元件部分延伸至每个机翼后缘冷却通道内。 5.根据权利要求1所述的涡轮机翼，其中，所述压力侧壁和吸入侧壁共同限定所述机翼的主体部分，其中所述压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者限定所述机翼的机翼后缘部分，且其中，所述机翼后缘部分与主体部分分开形成并附接到所述主体部分。 6.根据权利要求5所述的涡轮机翼，其中，所述压力侧壁和吸入侧壁共同限定所述机翼的所述机翼后缘部分。 7.根据权利要求5所述的涡轮机翼，其中，所述压力侧壁或所述吸入侧壁之一限定所述机翼后缘部分并包括所述多个压降元件，所述多个压降元件部分延伸至所述机翼后缘冷却通道内。 8.根据权利要求5所述的涡轮机翼，其中，所述机翼后缘部分采用增量制造工艺形成。 9.根据权利要求1所述的涡轮机翼，其中，所述涡轮机翼为来自如下项的至少一个：涡轮转子叶片级的转子叶片或涡轮喷嘴级的涡轮喷嘴。 10.一种制造限定机翼前缘和机翼后缘的燃气涡轮发动机涡轮机翼的方法，所述方法包括：形成所述机翼的主体部分，所述主体部分自所述机翼的机翼前缘朝向所述机翼的机翼后缘延伸，所述主体部分限定位于所述机翼后缘附近的冷却气腔；以及采用增量制造工艺形成所述机翼的机翼后缘部分，所述机翼后缘部分与所述机翼的所述主体部分形成整体或与其连接，所述机翼后缘部分至少部分限定机翼后缘冷却通道，所述机翼后缘冷却通道从所述主体部分限定的所述冷却气腔大体上延伸至所述机翼的机翼后缘，所述机翼后缘包括多个压降元件，所述多个压降元件部分延伸至所述机翼后缘冷却通道内，以减少流经其间的冷却空气量。
说明书全文	机翼后缘冷却技术领域 [0001] 本发明主题大体上涉及燃气涡轮发动机机翼内的冷却通道。背景技术 [0002] 燃气涡轮发动机大体包括彼此流动连通的风扇和核心。此外，燃气涡轮发动机的核心大体包括按连续流动顺序的压缩机段、燃烧段、涡轮段和排气段。发动机运转时，空气从风扇进入压缩机的进气口，其中一个或多个轴流式压缩机逐步压缩空气，直至空气进入燃烧段。燃料与压缩空气混合并在燃烧段内燃烧，进而提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧段流入至涡轮段。流经涡轮段的燃烧气体推动涡轮段，然后流经至排气段进入，例如，大气。 [0003] 涡轮段通常包括多个按顺序设置的涡轮喷嘴和涡轮转子叶片级。不同涡轮转子喷嘴级内的各涡轮喷嘴和不同涡轮转子叶片级内的各涡轮转子叶片包括机翼。这些机翼通常通过冷空气流入至机翼的中央腔，然后经过多个按不同位置设置在机翼上的冷却孔。例如，机翼可能包括位于机翼前缘的各种冷却孔，沿着压力侧和吸入侧的各种冷却孔，以及位于机翼前缘的各种冷却孔。 [0004] 鉴于机翼的特性，机翼的中央气腔内的冷却空气在经过位于机翼的机翼后缘上的冷却孔时通常具有最大压降。例如，机翼后缘有必要尽可能的薄，以便最小化气动损失。相应地，形成机翼后缘的段也相对较长，使得很难铸造或机械制造通过长度的小冷却孔。此种配置可能导致冷却孔比所需的大，使得流动的冷却流体比所需或要求的多。 [0005] 相应地，具有机翼后缘冷却通道以及可控制流经其中的气流量的其他工具会有用。更具体而言，机翼具有包括计量段的机翼后缘冷却通道以及可控制流经其中的气流量的更多工具会特别有用。发明内容 [0006] 以下说明将部分地阐明本发明的各方面内容和优点，或者可以从说明中显而易见地了解这些方面和优点，或可以通过实践本发明来获悉这些方面和优点。 [0007] 在本发明的一个示例性实施例中，提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼。该涡轮机翼限定翼展方向、机翼前缘和机翼后缘。该涡轮包括压力侧壁，其沿着翼展方向，并从机翼前缘朝向机翼后缘延伸。该涡轮还包括吸入侧壁，其沿着翼展方向，并从机翼前缘朝向机翼后缘延伸。该压力侧壁和吸入侧壁限定其间的冷却气腔。该压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者限定机翼后缘冷却通道，其从冷却气腔大体上延伸至机翼后缘。该压力侧壁和吸入侧壁的一者或两者包括多个压降元件，其部分延伸至机翼后缘冷却通道内，以减少流经冷却气腔的冷却空气量。 [0008] 其中，所述机翼的所述主体部分至少部分通过铸造形成。 [0009] 其中，所述多个压降元件配置成多个圆形突出物部分延伸至多数机翼后缘冷却通道内。 [0010] 其中，所述机翼后缘冷却通道配置成压力侧排放槽。 [0011] 在本发明的另一示例性方面，提供了一种用于制造限定机翼前缘和机翼后缘的燃气涡轮发动机涡轮机翼的方法。该方法包括形成机翼的主体部分，其从机翼的机翼前缘朝向机翼的机翼后缘延伸。主体部分限定领近机翼后缘的冷却气腔。该方法该包括采用增量制造工艺形成机翼的机翼后缘部分。该机翼的机翼后缘部分与机翼的主体部分形成整体或与其连接。该机翼的机翼后缘部分至少部分限定机翼后缘冷却通道，其从主体部分限定的冷却气腔大体上延伸至机翼的机翼后缘。该机翼后缘部分包括多个压降元件，其部分延伸至机翼后缘冷却通道内，以减少流经冷却气腔的冷却空气量。 [0012] 其中，形成所述机翼的所述主体部分包括通过铸造所述机翼的所述主体部分形成所述机翼的所述主体部分。 [0013] 所述的方法进一步包括：将所述机翼的机翼后缘部分附接至所述机翼的所述主体部分。 [0014] 其中，形成所述机翼的所述主体部分包括形成沿所述机翼的翼展方向延伸的延伸部分以用于接收所述机翼后缘部分，其中，连接所述机翼的所述机翼后缘部分至所述机翼的所述主体部分包括连接所述机翼的所述机翼后缘部分至所述机翼的所述主体部分的所述延伸部分，且其中，所述机翼后缘部分限定具有所述主体部分的所述延伸部分的所述机翼后缘冷却通道。 [0015] 其中，形成所述机翼的所述主体部分包括采用增量制造工艺形成所述机翼的所述主体部分。 [0016] 其中，所述涡轮机翼为来自涡轮转子叶片级的转子叶片。 [0017] 其中，所述机翼后缘冷却通道限定计量段，且其中，多个压降元件之一位于所述计量段上。 [0018] 参考以下具体说明和所附权利要求书可以更深入地了解本发明的这些以及其他特点、方面和优点。附图并入本说明书并构成本说明书的一部分，所述附图图示了本发明的各实施例，并与具体说明一起解释本发明的原理。附图说明 [0019] 本说明书参考附图，针对所属领域一般技术人员，完整且可实现地详细公开了本发明，包括其最佳模式，其中： [0020] 图1是根据本发明主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的剖面示意图。 [0021] 图2为图1的示例性燃气涡轮发动机的涡轮段的特写侧视图。 [0022] 图3为根据本发明的示例性实施例的转子叶片部分的透视图，转子叶片部分为图1的示例性燃气涡轮发动机的涡轮段的转子叶片级配置。 [0023] 图4为图3的示例性转子叶片部分的转子叶片的机翼后缘的特写视图。 [0024] 图5为图3的示例性转子叶片部分的转子叶片的机翼后缘冷却通道的特写、侧面剖视图。 [0025] 图6为根据本发明的另一示例性实施例的转子叶片的机翼后缘冷却通道的特写、侧面剖视图。 [0026] 图7为根据本发明的又一示例性实施例的转子叶片的机翼后缘冷却通道的特写、侧面剖视图。 [0027] 图8为根据本发明的一示例性方面的涡轮机翼的制造方法流程图。具体实施方式 [0028] 现在将详细阐述本发明的各实施例，附图中将图示本发明实施例的一个或多个实例。具体实施方式中使用数字和字母标识来指代附图中的特征。附图和说明中类似或相同的标识用于指代本发明的类似或相同的部分。本专利申请文件所用的术语“第一”、“第二”以及“第三”可以互换使用以区分不同部件，并且这些术语并不旨在表示单个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自方向，以及“下游”是指流体流向方向。 [0029] 现在参考附图，其中，相同的数字表示各图的同一元件，图1是根据本发明的一示例性实施例的涡轮机的剖面示意图。更具体而言，对于图1的实施例，涡轮机经配置为燃气涡轮发动机，更确切地说为高旁通涡轮风扇喷射发动机12，此处称为“涡轮风扇发动机12”。如图1所示，涡轮风扇发动机12限定轴向A(延伸平行于用于参考的纵向中心线13)、径向R，以及围绕轴向A延伸的周向(未示出)。通常，涡轮风扇12包括风扇段14和从风扇段14下游设置的核心涡轮发动机16。 [0030] 描述的示例性核心涡轮发动机16大体包括限定环形进气口20的大致管状外壳18。外壳18围绕和核心涡轮发动机16包括是按照串行流关系，压缩机部分包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧段26；涡轮部分包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷射排放嘴部分32。高压(HP)轴或线轴34驱动连接HP涡轮28至HP压缩机24。低压(HP)轴或线轴36驱动连接LP涡轮30至LP压缩机22。相应地，LP轴36和HP轴34为各旋转组件，在操作涡轮风扇发动机12期间围绕轴向A旋转。 [0031] 仍然参考图1的实施例，风扇段14包括变距风扇38，其具有多个以间隔隔开的耦合至轮盘42的风扇叶片40。如图所描绘，风扇叶片40自轮盘42大体上沿着径向R向外延伸。各风扇叶片40相对于轮盘42凭借可操作地耦合至经配置的合适的变距机构44的风扇叶片40围绕纵摇轴P旋转，以共同一致改变风扇叶片40的节距。风扇叶片40、轮盘42及变距机构44共同通过LP轴36穿过动力齿轮箱46围绕纵轴12旋转。动力齿轮箱46包括多个用于将相对于LP轴36的风扇38的旋转速度调整为更有效旋转风扇速度的齿轮。更具体而言，风扇段包括围绕LP轴36穿过动力齿轮箱46的可旋转风扇轴。相应地，风扇轴可能被视为旋转组件，并且同样由一个或多个轴承支撑。 [0032] 仍然参考图1的示例性实施例，轮盘42由可旋转的前轮毂48覆盖，其在空气动力下呈波状外形，以促进气流通过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇段14包括环形风扇外壳或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或至少核心涡轮发动机16的一部分。示例性机舱50由多个周向隔开的出口导向叶片52相对的核心涡轮发动机16支撑。此外，机舱50的下游段54在核心涡轮发动机16的外面部分上延伸，以便限定其间的旁通气流通道56。 [0033] 涡轮风扇发动机12运转期间，通气量58通过机舱50和/或风扇段14的相关进气口60进入涡轮风扇10。当通气量58穿过风扇叶片40时，箭头62所示的第一空气部分58指向或路由至旁通气流通道56，以及箭头64所示的第二部分空气58指向或路由至核心空气流道 37，更具体的是LP压缩机22。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常被称为旁通比率。第二部分空气64的压力在其穿过高压(HP)压缩机24并进入燃烧室26时增加，其中空气与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。 [0034] 燃烧气体66通过HP涡轮28，其中来自燃烧气体66的一部分热量和/或动能通过耦合至外壳18的HP涡轮静子叶片68和耦合至HP轴或线轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级提取，因此引起HP轴或线轴34旋转，继而支持HP压缩机24的运转。燃烧气体66然后通过LP涡轮30，其中第二部分热量和动能通过耦合至外壳18的LP涡轮静子叶片72和耦合至LP轴或线轴 36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧室气体66提取，因此引起LP轴或线轴36旋转，继而支持LP压缩机22的运转和/或风扇38的旋转。 [0035] 燃烧气体66随后通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴部分32，以提供推进力。同时，第一部分空气62的压力在其被从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气部分76排出之前，随着第一部分空气62通过旁通气流通道56而大幅增加，也提供推进力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气喷嘴部分32至少部分定义热气通道78，以将燃烧气体66路由通过核心涡轮发动机 16。 [0036] 然而，应理解，图1中所描绘的示例性涡轮风扇发动机12仅以示例示出，且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机12可能只有其他合适的配置。也应理解，仍然在其他示例性实施例中，本发明的各方面可能并入到任何其他合适的燃气涡轮发动机中。例如，在其他示例性实施例中，本发明的各方面可能并入至例如涡轮螺桨发动机、涡轮轴发动机或涡轮喷射发动机中。此外，仍然在其他实施例中，本发明的各方面可能并入至任何合适的涡轮机械中，包括但不限制蒸汽轮机、离心式压缩机和/或涡轮增压器。 [0037] 现在参考图2，其为图1提供的示例性涡轮风扇发动机12的特写图。更具体而言，图2提供涡轮部分的特写图，包括HP涡轮28和LP涡轮30的第一转子叶片级。HP涡轮28定位于燃烧段26的燃烧室(未示出)的下游和LP涡轮30的上游。如上所述，燃烧段26，更确切地说是燃烧室，将燃料与压缩空气混合生成按下游方向D流动穿过涡轮的热燃烧气体。 [0038] HP涡轮28包括第一涡轮喷嘴级80，其位于第一转子叶片级82的上游。第一涡轮喷嘴级80包括多个周向隔开的喷嘴部分84。个喷嘴部分84包括机翼86，其配置用于引导气流通过HP涡轮28。同样，第一涡轮转子叶片级82包括多个周向隔开的HP涡轮转子叶片88。各HP涡轮转子叶片88包括整体形成具有一平台92和一轴向入口榫头94的涡轮机翼90，其用于将HP涡轮转子叶片88安装在支撑转子轮盘96的周界上。 [0039] 现在参考图3，其为HP涡轮转子叶片88和机翼90沿着翼展方向S(安装在燃气涡轮发动机中时，沿着轴向A)从叶片平台92上的机翼基架98向外延伸至机翼尖端100的透视图。运转期间，热燃烧气体在燃烧室中生成并在由此提取能量的涡轮机翼90上向下游D流动，以旋转支持HP涡轮转子叶片88的转子轮盘96。转子轮盘96可能反过来旋转轴或线轴(如HP轴 34，未示出)，以为例如压缩机提供动力。例如来自涡轮风扇发动机12的压缩机段的压缩空气102的一部分可能被引导至HP涡轮转子叶片88，以在运转期间进行冷却。 [0040] 机翼90包括横向定距隔开大体上凹陷压力侧壁104和凸起吸入侧壁106。压力和吸入侧壁104、106沿着翼展方向S从机翼基架98向外延伸至机翼尖端100。侧壁104、106也大体上沿着翼弦方向C(安装在燃气涡轮发动机中时，沿着轴向A)从机翼前缘108延伸朝向相对的机翼后缘110。图绘的示例性机翼90为中空，并具有横向间隔的压力和吸入侧壁104、106，或在机翼前缘和机翼后缘108、110之间横向分开，以限定内部冷却气腔112或其中的电路。运转期间，冷却气腔112可能从例如压缩机部分循环加压冷却空气102，并喷射此冷却空气 102到作为薄膜冷却的机翼90的热侧面上。 [0041] 图绘的示例性涡轮机翼90宽度W增加或从机翼前缘108横向增加至由此至尾部的最大宽度，然后聚集成相对薄或锋利的机翼后缘110。内部冷却气腔112的大小因此随着机翼90的宽度W而异，且相对薄，其中机翼后缘110立即向前，对于图绘的实施例，两个侧壁104、106整体连接在一起，并形成机翼90的薄机翼后缘部分114(位于后面或自机翼90的主体部分116的下游D，主体部分116由压力侧壁104和吸入侧壁106同时限定)。该压力侧壁104和吸入侧壁106的一者或两者限定机翼后缘冷却通道118，其从冷却气腔112大体上延伸至机翼后缘110。更具体而言，对于所描绘的实施例，压力侧壁104和吸入侧壁106的一者或两者限定多个机翼后缘冷却通道118，多个机翼后缘冷却通道118沿着机翼90的翼展方向S隔开。各多个机翼后缘冷却通道118经配置冷却机翼90的机翼后缘110。 [0042] 现在继续参考图4和图5，提供了一个或多个机翼后缘冷却通道118的特写图。具体而言，图4提供了多个翼展方向定距隔开的机翼后缘冷却通道118中的三者的特写图，以及图5提供了多个机翼后缘冷却通道118的其中一者沿着图4的线5-5的特写、侧面剖视图。如图所描绘，该机翼后缘冷却通道118各自沿着翼弦方向C大致延伸至机翼后缘110。此外，机翼后缘冷却通道118沿着翼展方向S隔开并与冷却气腔112流动连通，以排出运转期间产生的冷却空气102。 [0043] 各机翼后缘冷却通道118包括进气口120、内部122和机翼后缘冷却槽124(连续流动关系)。通过此实施例，冷却空气102可能流动通过机翼后缘冷却通道118的内部122到机翼后缘冷却槽124。机翼后缘冷却槽124有时被称为压力侧排放槽，其始于内部122的下游端128上的突破口126，在图示的实施例中，其偏离翼展方向。此类配置可能允许冷却空气102流动通过多个机翼后缘冷却通道118进行分散，且更加有效地冷却翼展方向S的机翼90的机翼后缘110。但是，应理解，在其他实施例中，冷却通道118可能不包括机翼后缘冷却槽124，相反冷却通道118可能直接延伸至机翼后缘110。通过此实施例，机翼后缘冷却通道118可能反而被称为机翼后缘喷射孔。此外，尽管在图绘的实施例中，机翼后缘冷却通道118各自沿着翼弦方向C大致延伸，但是在其他实施例中，冷却通道118可能反而具有任何其他合适的方向，并且可能限定相对于翼弦方向C的角度。 [0044] 另外，对于在图绘的实施例中，压力侧壁104和吸入侧壁106的一者或两者包括多个压降元件130，其部分延伸至各机翼后缘冷却通道118内，以减少流经冷却气腔112的冷却空气量102。更具体而言，对于在图绘的实施例中，吸入侧壁106包括多个压降元件130，其部分延伸至各机翼后缘冷却通道118内(参见图5)。各压降元件130经配置为半圆形突出物，其部分延伸至机翼后缘冷却通道118内。半圆形突出物可能各自大体上大小相同。但是，应理解，尽管各多个压降元件130具有图绘实施例的大体上一致的大小和形状，但是在其他示例性实施例中，压降元件130的大小和/或形状在任何合适的方式下会有所不同。也应理解，此处使用的“部分延伸至...内”指的是压降元件130从一个壁延伸至冷却通道118内，而不是穿过冷却通道118。例如，在图绘实施例中，压降元件130从吸入侧壁106延伸至冷却通道118，但未与压力侧壁104连接。 [0045] 现在具体参考图5，各冷却孔30的内部122包括限定在压力侧壁104和吸入侧壁106之间的高度132。如图所描绘，各机翼后缘冷却通道118的高度对于各自通道118的内部122大体上是恒定不变的。此外，除多个压降元件130部分延伸至机翼后缘冷却通道118内外，机翼后缘冷却通道118的内部122限定大体上恒定不变的流动截面积(即在平面内限定与各自冷却通道118的中心线垂直的区域)。例如，图绘的示例性机翼后缘冷却通道118限定多个压降元件130在上游方向上紧挨的第一流动截面积A1，例如贴近机翼后缘冷却通道118的进气口120。此外，机翼后缘冷却通道118限定多个压降元件130在下游方向上紧挨的第二流动截面积A2和在上游方向上紧挨的机翼后缘冷却槽124。对于图绘的实施例，第一流动截面积A1大体上与第二流动截面积A2相同。此外，尽管未在图中标出，但是机翼后缘冷却通道118的内部122限定相邻压降元件130之间的各种中间流动截面积。各中间流动截面积大体上与第一和第二流动截面积A1、A2相同。应理解，此处所使用的近似术语，如“大约”或“大体”指的是误差幅度在5％之内。 [0046] 在机翼后缘冷却通道118的内部122内，机翼后缘冷却通道118限定主要计量段134。主要计量段134指的是给出的机翼后缘冷却通道118的最小流动截面积。对于图绘实施例，多个压降元件130之一位于主要计量段134上，且至少部分限定主要计量段134。尤其是，对于图绘实施例，机翼后缘冷却通道118的内部122内的各多个压降元件130大体上具有相同的大小，且机翼后缘冷却通道118的内部122限定大体上恒定不变的流动截面积(保存为压降元件130)。贴近进气口120的压降元件130(即上游压降元件)位于主要计量段134上并对其至少部分限定。 [0047] 尽管示例性机翼后缘冷却通道118可能大体上在各多个压降元件130上限定相同的截面积，下游压降元件130不被视为主要计量段(由于截面积为减小)。但是，下游压降元件130可能仍然通过影响冷却空气102流经的压降来协助控制冷却气流经由的流动。相应地，此配置可能进一步降低冷却空气102流动其间的流速，且无需另外减小主要计量段134的截面积。更具体而言，通过包括除主要计量段134外，还包括其的一个或多个压降元件130下游，主要计量段134可能包括易于精确制造的更大开口。 [0048] 但是，应理解，在其他示例性实施例中，机翼后缘冷却通道118可能具有任何合适的配置。例如，尽管对于图绘的实施例，机翼后缘冷却通道118的内部122各自限定大致一致的高度132(以及截面积)，但是在其他示例性实施例中，机翼后缘冷却通道118的内部122的高度132可能有所不同，且可能沿着其中的长度例如分离或聚集。此外，在其他示例性实施例中，机翼后缘冷却通道118可能限定任何合适的截面形状。例如，在图绘的实施例中，机翼后缘冷却通道可能限定圆形截面形状，或者可能限定正方形或矩形截面形状，或任何其他合适的截面形状。 [0049] 也应理解，压降元件130在其他示例性实施例中在大小、形状和/或数量上可能有所不同。例如，在其他实施例中，压降元件130的一者或两者可能不具有圆形、半圆形形状，且各机翼后缘冷却通道可能仅包括两个压降元件，或者可能包括四个或多个压降元件。在上述一个或多个实施例中，机翼后缘冷却通道118中的主要计量段134可能未在上游压降元件130上限定，相反是在中间或下游压降元件130之一上限定。此外，在特定实施例中，多个压降元件130可能被设定大小，以便各自压降元件130上的局部有效截面积允许两个或多个压降元件130作为同等的计量段。例如，两个单独的压降元件130可能分别通过机翼后缘冷却通道118提供大约一半的总体压力损失。通过提供经配置的两个或多个压降元件130以产生压降，计量功能经分配至多个单一的截面积，因此便更可进行制造(如可能允许更少的限制性的大小限制)，且也可能变化更具强固性。 [0050] 仍然参考图5，如前所述，压力侧壁104和吸入侧壁106共同限定机翼90的主体部分116。此外，对于图绘的实施例，压力侧壁104和吸入侧壁106两者共同限定机翼90的机翼后缘部分114。机翼后缘部分114与主体部分116单独形成。对于附属管路136上描绘的实施例，单独形成的机翼后缘部分114可连接至主体部分116(也参见图4)。例如，在特定的示例性实施例中，机翼90的主体部分116通过铸造机翼90的主体部分116至少形成部分，且机翼90的机翼后缘部分114可能采用增量制造工艺形成(也称为快速原型、快速制造和3D打印)。例如，在特定的示例性实施例中，机翼90的机翼后缘部分114可能采用选择性激光烧结(SLS)、直接金属激光烧结(DMLS)、电子光束溶解(EBM)扩散压合或选择性热烧结(SHS)制造。此示例性制造工艺可能允许包括在机翼90的示例性机翼后缘部分114中描述的相对细节的机翼 90。但是，或者，机翼后缘部分114可能直接构造(如刻印)在现有突出部140上。 [0051] 但是，应理解，在其他示例性实施例中，机翼后缘部分114可能反而以任何其他合适的方式制造。例如，现在参考图6，其为根据本发明的另一示例性实施例的机翼后缘部分114的机翼后缘冷却通道118的特写、侧面剖视图。图6中示例性实施例的机翼90的配置方式可能与图5中所描绘的示例性机翼90大致相同。相应地，相同或类似编号可能指代相同或类似零件。 [0052] 但是，如图所描绘，图6的示例性机翼90的压力侧壁104和吸入侧壁106不共同限定示例性机翼90的机翼后缘部分114。相反，如附属管路138所表明，压力侧壁104限定机翼90的单独形成的机翼后缘部分114。通过此示例性实施例，吸入侧壁106包括沿着翼展方向S和沿着翼弦方向C延伸到可能被连接的机翼后缘部分114(由压力侧壁104的一部分限定)的突出部140。限定机翼后缘部分114的压力侧壁104的单独形成部分可能采用增量制造工艺形成，并且在机翼后缘部分114被连接至机翼90的主体部分116时，可能包括多个部分延伸至机翼后缘冷却通道118的多个压降元件130。尤其是，对于图绘实施例，机翼后缘冷却通道118由压力侧壁104和吸入侧壁106(更确切地说是吸入侧壁106的突出部140)共同限定。 [0053] 对于图绘的实施例，单独形成的机翼后缘部分114可能在构造(如“刻印”)机翼后缘部分后被连接。但是，或者，机翼后缘部分114可能直接构造(如刻印)在现有突出部140上。尽管如此，应理解，吸入侧壁106的突出部140可能与吸入侧壁106铸造并机械加工成所需的最终限定(如最终所需厚度等)，和/或可能进行一些其他机械加工步骤以，如制备用于接合或刻印其上的突出部的表面。 [0054] 但是，应理解，仍然在其他示例性实施例中，机翼后缘部分114可能以任何其他合适的方式制造。例如，现在参考图7，其为根据本发明的另一示例性实施例的机翼后缘部分114的机翼后缘冷却通道118的特写、侧面剖视图。图7中示例性实施例的机翼90的配置方式可能与图5中所描绘的示例性机翼90大致相同。相应地，相同或类似编号可能指代相同或类似零件。 [0055] 对于图7的示例性机翼90，吸入侧壁106限定机翼90的单独形成的机翼后缘部分114(如附属管路144所表明)。通过此示例性实施例，压力侧壁104包括沿着翼展方向S和沿着翼弦方向C延伸到可能被连接的机翼后缘部分114(由吸入侧壁106的一部分限定)的突出部142。限定机翼后缘部分114的吸入侧壁106的单独形成部分可能采用增量制造工艺形成，并且在机翼后缘部分114被连接至机翼90的主体部分116时，可能包括多个部分延伸至机翼后缘冷却通道118的多个压降元件130。尤其是，对于图绘实施例，机翼后缘冷却通道118可能由吸入侧壁106和压力侧壁104(更确切地说是压力侧壁104的突出部142)共同限定。相应地，如上述实施例所述，单独形成的机翼后缘部分114可能被完全构造，然后被连接至主体部分116。或者，机翼后缘部分114可能在压力侧壁104的突出部142上直接构造(如刻印)。 [0056] 现在参考图8，提供的为制造燃气涡轮发动机的涡轮机翼的示例性方法(200)的流程图。示例性方法(200)可被用于如上述参考图2到图7所述制造一个或多个示例性涡轮机翼。相应地，在特定示例性方面中，示例性机翼限定机翼前缘、机翼后缘和跨距。 [0057] 示例性方法(200)包括在(202)处形成机翼的主体部分，其从机翼的机翼前缘延伸朝向机翼的机翼后缘。主体部分限定领近机翼的机翼后缘的冷却气腔。此外，示例性方法(200)包括采用增量制造工艺在(204)形成机翼的机翼后缘部分。机翼后缘部分与机翼的主体部分形成整体或与其连接，且至少部分限定机翼后缘冷却通道。机翼后缘冷却通道从由主体部分限定的冷却气腔大体上延伸至机翼的机翼后缘。机翼后缘另外形成，这样机翼后缘部分包括多个压降元件，其部分延伸至机翼后缘冷却通道内，以减少流经冷却气腔的冷却空气量。 [0058] 对于图绘的示例性方面，在(202)处形成机翼的主体部分包括通过铸造机翼的主体部分形成机翼的主体部分。通过此示例性方面，机翼后缘部分可能在(204)处单独形成，但与机翼的主体部分连接。相应地，通过此示例性方面，示例性方法(200)进一步包括在(206)处，连接机翼的机翼后缘部分到机翼的主体部分。在(206)处连接机翼后缘部分到主体部分可能包括通过连接、钎接、扩散、结合等进行连接。但是，在其他示例性方面中，在(202)处形成的机翼的主体部分可能包括采用增量制造工艺形成机翼的主体部分。通过此示例性方面，机翼后缘部分可能在(204)处整体形成具有机翼的主体部分。 [0059] 此外，在特定示例性方面中，机翼可能包括压力侧壁和吸入侧壁。压力侧壁和吸入侧壁共同限定机翼的主体部分。如在图4至图7的各种示例性实施例中所讨论的，在特定示例性方面中，在(204)处形成机翼的机翼后缘部分可能包括形成机翼的机翼后缘部分以近包括压力侧壁一部分和吸入侧壁一部分(参见图4)。但是，在其他示例性方面中，在(204)处形成机翼的机翼后缘部分可能反而包括形成机翼的机翼后缘部分以近包括压力侧壁或吸入侧壁之一的一部分(参见图6和图7)。在此示例性方面中，在(202)处形成机翼的主体部分可能包括形成沿着机翼的跨距延伸的延伸部分，以容纳机翼后缘部分。此示例性方面可能进一步包括连接机翼的机翼后缘部分到机翼的主体部分，或更只体而言，连接机翼的机翼后缘部分到机翼的主题部分的延伸部分。此外，通过此示例性方面，机翼后缘部分可能限定具有机翼的主体部分延长的机翼后缘冷却通道。 [0060] 本说明书使用了各种实例来揭示本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统并实施所涵盖的任何方法。本发明的可专利性范围由权利要求书界定，可能包括所属领域的大体技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也属于权利要求书的范围。