阅读说明：本技术 具有后缘的涡轮发动机翼型件 (Turbine engine airfoil having trailing edge ) 是由 庞廷范 海伦·奥格巴辛·加布里乔尔格斯 扎卡里·丹尼尔·韦伯斯特 格里高利·特伦斯·加莱 史 于 2020-04-16 设计创作，主要内容包括：一种用于涡轮发动机的翼型件,可以包括外壁,该外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧,该外壁在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和末端之间延伸以限定跨度方向。多个出口和多个圆齿状部分可以延伸至后缘附近。(An airfoil for a turbine engine may include an outer wall bounding an interior and defining a pressure side and a suction side, the outer wall extending between a leading edge and a trailing edge to define a chordwise direction and between a root and a tip to define a span direction. The plurality of outlets and the plurality of scalloped portions may extend to near the trailing edge.)

具有后缘的涡轮发动机翼型件

技术领域

本公开大体涉及翼型件冷却装置，更具体地，涉及沿着翼型件后缘的冷却出口。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从经过发动机的加压燃烧气体流中提取能量并将能量传递到旋转涡轮叶片上。

涡轮发动机通常设计为在高温下工作，以提高发动机效率。在高温环境中为发动机部件(如翼型件)提供冷却措施是有益的，在高温环境中，这种冷却措施可以减少这些部件上的材料磨损，并在发动机操作期间提供更高的结构稳定性。

发明内容

在一个方面，本公开涉及一种涡轮发动机的翼型件，其包括：外壁，该外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，该外壁在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和末端之间延伸以限定跨度方向；多个出口，该多个出口延伸至后缘附近；以及多个非一致圆齿状部分，该多个非一致圆齿状部分沿着后缘延伸，其中至少一些非一致圆齿状部分介于相邻出口之间。

在另一方面，本公开涉及一种涡轮发动机的翼型件，其包括：外壁，该外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，该外壁在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和末端之间延伸以限定跨度方向；多个出口，该多个出口延伸至后缘附近；多个圆齿状部分，该多个圆齿状部分沿着后缘延伸，介于相邻出口之间；以及至少一个接触点，该至少一个接触点在多个圆齿状部分中的两个圆齿状部分之间。

在又一方面，本公开涉及一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法。该方法包括向翼型件的内部供应冷却空气，该翼型件具有沿着翼型件的后缘延伸的多个非一致圆齿状部分和多个出口，其中至少一些非一致圆齿状部分介于相邻出口之间；以及通过多个出口排出冷却空气。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的横截面示意图。

图2是可以在图1的涡轮发动机中使用的翼型件的立体图。

图3是图2的翼型件的第一区域的立体图，示出了根据本文描述的各个方面的具有多个圆齿状部分的后缘。

图4是图2的翼型件的第二区域的立体图，示出了根据本文描述的各个方面的具有另外的多个圆齿状部分的后缘。

具体实施方式

本公开的各个方面针对翼型件。为了便于描述，将在涡轮发动机的上下文中描述翼型件。将理解的是，本公开可以对任何翼型件(包括旋转或非旋转翼型件)以及位于涡轮发动机内任何位置(包括在涡轮区段或压缩机区段中)的翼型件具有普遍适用性。本发明还可以在非翼型发动机部件以及非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用中)具有一般适用性。

如本文中所使用的，术语“向前”或“上游”是指朝着发动机入口的方向移动，或者部件与另一个部件相比相对地靠近发动机入口。术语“向后”或“下游”与“向前”或“上游”一起使用，指的是朝着发动机的后部或出口的方向，或与另一个部件相比相对地靠近发动机出口的方向。

如本文所使用的，“一组”可以包括任意数量的分别描述的元件，包括仅一个元件。此外，本文中使用的术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵轴和外部发动机圆周之间延伸的尺寸。

所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左侧、右侧、侧面、前部、后部、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，以帮助读者理解本公开，并且不造成限制，尤其是在本公开的位置、方向或使用方面。除非另有说明，连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件和构件之间的相对运动。因此，连接参考不一定推断两个元件是直接连接的，并且彼此之间是固定关系。示例性附图仅用于说明目的，所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮机发动机10的示意性横截面图。发动机10具有通常纵向延伸的轴或中心线12，其从前部14延伸到后部16。发动机10包括具有下游串行流动关系的风扇区段18(包括风扇20)、压缩机区段22(包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26)、燃烧区段28(包括燃烧器30)、涡轮区段32(包括HP涡轮34和LP涡轮36)以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向地布置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34构成发动机10的芯44，其产生燃烧气体。芯44通过芯壳体46包围，芯壳体46可以与风扇壳体40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地布置的HP轴或线轴48驱动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26。LP轴或线轴50，其在较大直径的环形HP线轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地布置，驱动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50围绕发动机中心线可旋转并且联接到多个可旋转元件，这些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相对于相应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转，以压缩或加压通过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于中心线12径向地向外延伸，从叶片平台延伸到叶片末端，而相应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游和附近。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅用于说明目的而选择，并且可以选择其他数量。

压缩机级的叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，盘61安装到HP和LP线轴48、50的相应一个上。压缩机级的轮叶60、62可以以圆周布置安装到芯壳体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相对于相应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从通过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置成环，并且可以相对于中心线12径向地向外延伸，而相应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游和附近。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅用于说明目的而选择，并且可以选择其他数量。

涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71，盘71安装在HP和LP线轴48、50的相应一个上。压缩机级的轮叶72、74可以以圆周布置安装到芯壳体46。

作为转子部分的补充，发动机10的静止部分，例如压缩机和涡轮区段22、32之间的静态轮叶60、62、72、74，也单独或统称为定子63。因此，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，从风扇区段18流出的气流被分离，使得一部分气流被引导到LP压缩机24，LP压缩机24随后将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气进行加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并点火，从而产生燃烧气体。通过驱动HP压缩机26的HP涡轮34从这些气体中提取一些功。燃烧气体被排出到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功来驱动LP压缩机24，并且废气最终经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。

一部分加压气流76可以作为排出气体(bleedair)77从压缩机区段22抽出。排出气体77可从加压气流76中抽出，并提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著升高。因此，通过排出气体77提供的冷却对于在高温环境中操作此类发动机部件是必要的。

气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机芯44，并且在风扇排气侧84处通过固定轮叶排(更具体地，包括多个翼型导向轮叶82的出口导向轮叶组件80)离开发动机组件10。更具体地，在风扇区段18附近利用径向地延伸的翼型导向轮叶82的周向排来对气流78进行某种方向控制。

通过风扇20供应的一些空气可以绕过发动机芯44，并且用于冷却发动机10的部分(特别是热部分)，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面供能。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常位于燃烧器30的下游，特别是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。其他冷却液体来源可以是(但不限于)从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。

现在参考图2，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的翼型组件95。翼型组件95包括翼型件100，翼型件100在非限制性示例中可以是任何旋转或非旋转翼型件，例如风扇区段18、压缩机区段22或涡轮区段32中的叶片或轮叶。

翼型件100包括外壁103，外壁103界定内部104并限定压力侧106和吸力侧108。外壁103也在前缘110和后缘112之间轴向地延伸以限定弦向方向C，并且也在根部114和末端116之间径向地延伸以限定跨度方向S。

翼型组件95还可以包括平台118，平台118在根部114处联接到翼型件100。在一个示例中，翼型件100是从燕尾部119延伸的叶片形式，例如图1的HP涡轮叶片68。在这种情况下，平台118可以形成燕尾部119的至少一部分。在另一示例中，翼型件100可以是轮叶的形式，例如LP涡轮轮叶72，并且平台118可以形成联接到根部114的内带或外带(未示出)的至少一部分。

燕尾部119可以构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘71上。燕尾部119可以包括一组入口通道120，示例性地示为三个入口通道，其延伸穿过燕尾部119以提供与翼型件100的内部流体连通。应理解的是，燕尾部119以横截面示出，入口通道120位于燕尾部119的主体内。

多个出口130可以延伸至后缘112附近。出口130被示出为沿着后缘112延伸，并且还预期的是出口130可以延伸到后缘112的上游或位于后缘112的上游，例如在压力侧106或吸力侧108邻近后缘112。此外，在非限制性示例中，出口130被示出为圆形喷射孔，并且出口130还可以包括串联扩散器、扩散槽、排气槽、膜孔、喷射孔或通道。虽然图示为圆形，但在非限制性示例中，出口130也可以具有任何合适的几何轮廓，包括椭圆形、带圆角的方形或不对称/不规则形。

在另一非限制性示例中，出口130可以沿着后缘112居中。在又一示例中，出口130可以沿着后缘112在与跨度方向S不对齐的方向上延伸。在另一个示例中，出口130可以沿着后缘112在跨度方向S上延伸，并且被定位或偏置到更靠近压力侧106或吸力侧108的位置。

翼型件100可以进一步包括冷却空气回路125，该冷却空气回路125将一组入口通道120流体地联接到出口130。例如，冷却空气回路125可以包括入口通道120、翼型件100内的至少一个内部冷却通道128和出口130。通过至少一个入口通道120供应的冷却空气126可以流过冷却空气回路125(例如，至少一个内部冷却通道128)，并且形成通过出口130的出口气流127。将理解的是，内部冷却通道128以简化视图或示意图的形式示出，并且在非限制性示例中，内部冷却通道128可以具有任何合适的几何轮廓(包括线性的或曲线的)，以及恒定或变化的横截面面积，或至少一个分叉部分。此外，虽然示出了单个内部冷却通道128，但是可以提供多个内部冷却通道，包括翼型件100内的多个流体地联接的内部冷却通道。以这种方式，任何或所有入口通道120可以流体地联接到任何或所有出口130。

可以在外壁103中设置多个圆齿状部分140，并延伸至后缘112附近。圆齿状部分140中的至少一些圆齿状部分可以介于相邻出口130之间。在所示的示例中，每个圆齿状部分140定位在相邻出口130之间。在另一个示例(未示出)中，多个圆齿状部分可以定位在相邻出口之间。

圆齿状部分140可以沿着压力侧106和吸力侧108中的一个或两个延伸。此外，如图所示，多个圆齿状部分140可以从后缘112至少部分地在弦向方向C上延伸。在另一示例(未示出)中，第一跨度区域可以包括沿着后缘介于相邻出口之间的圆齿状部分，并且第二跨度区域可以包括沿着后缘的出口，圆齿状部分沿着压力侧106或吸力侧108定位并且不延伸到后缘112。应该理解的是，本文所使用的“介于”可以指设置在相邻出口130之间的圆齿状部分140的任何部分。换句话说，圆齿状部分140可以延伸到后缘112的上游，使得第一区域介于相邻出口130之间。在另一个示例中，整个圆齿状部分140可以定位在或者介于相邻出口130之间。

现在参考图3，翼型件100的第一部分101示出了多个出口130和圆齿状部分140。圆齿状部分140可以形成为离散部分，相邻圆齿状部分140之间具有空间。

多个圆齿状部分140可以进一步包括多个非一致圆齿状部分142。例如，多个非一致圆齿状部分142可以包括非一致长度、非一致宽度、非一致中心线或非一致几何轮廓中的至少一个。换句话说，在非限制性示例中，至少两个非一致圆齿状部分142的尺寸、总体大小、方向、形状或表面特征(例如，平滑与粗糙，或尖锐与圆滑)中的至少一个可以不同。

在图3的示例中，多个非一致圆齿状部分142包括但不限于长圆齿状部分150、短圆齿状部分151、第一倾斜圆齿状部分160、第二倾斜圆齿状部分161、平滑圆齿状部分170和尖锐圆齿状部分171、宽圆齿状部分180、窄圆齿状部分181和可变宽度圆齿状部分190。

长圆齿状部分150可以具有第一长度155。在所示的示例中，第一长度155在弦向方向C上延伸，并且还考虑使用其他方向，包括至少部分在跨度方向S上延伸。短圆齿状部分151可以具有小于第一长度155的第二长度157。例如，在非限制性示例中，第二长度157可以是第一长度155的预定分数，例如第一长度155的一半，或第一长度155的75％。

第一倾斜圆齿状部分160可以限定第一中心线165。在所示的示例中，第一中心线165在弦向方向C和跨度方向S的组合方向上延伸。第二倾斜圆齿状部分161可以限定第二中心线167，第二中心线167与第一倾斜圆齿状部分160的第一中心线165不对齐或不同。可以预期的是，第一中心线165和第二中心线167可以相差预定量，例如在非限制性示例中相差5-60度。

进一步预期，圆齿状部分140可以形成通过出口130的出口气流127(图2)。如图所示，通过第一出口131的第一出口气流方向127A在弦向方向C上，并且也沿着翼型件100的弧线107。由于第一圆齿状部分141和第二圆齿状部分142的不对称定位、成形或定向，通过第二出口132的第二出口气流方向127B与弧线107不对齐。还可以预期的是，两个出口气流127可以通过预定的角度差彼此不对准，例如在非限制性示例中的角度差在2到50度之间。以这种方式，由于圆齿状部分140的成形或定位，出口气流127(图2)可以沿着后缘112定制以具有各种方向。

平滑圆齿状部分170可以包括圆角175，该圆角175在平滑圆齿状部分170和外壁103之间提供圆形、弯曲或其他平滑过渡。尖锐圆齿状部分172可以包括相对于外壁103的尖锐边界或尖锐边缘177。尖锐边缘177的一些非限制性示例包括斜角、倒角、尖角或截断边缘。

转到图4，翼型件100的第二部分102示出有出口130和附加圆齿状部分140，其中至少一些圆齿状部分可以是非一致圆齿状部分142。

宽圆齿状部分180示出为具有第一宽度185，例如跨度上的宽度。窄圆齿状部分181示出为具有小于第一宽度185的第二宽度187。在所示的示例中，宽圆齿状部分180位于吸力侧106并且窄圆齿状部分181位于压力侧106。

所示的可变宽度圆齿状部分190示出为在第一位置193处具有第一宽度191，并且在第一位置193下游的第二位置194处具有第二宽度192。在所示示例中的第二宽度192小于第一宽度191。在非限制性示例中，可以预期的是其它可变宽度圆齿状部分(未示出)可以具有多个宽度，包括交替增大和减小的宽度、朝向后缘112连续增大的宽度或朝向后缘112连续减小的宽度。

还预期的是，相邻圆齿状部分140可以共享至少一个接触点200。在一个示例中，接触点200可以是相邻圆齿状部分140之间的单点接触的形式，并且位于相邻出口130之间的跨度上。在另一示例中，接触点200可以在两个或多个圆齿状部分140之间形成过渡表面202。过渡表面202可以在压力侧106和吸力侧108之间、在相邻出口130之间延伸穿过后缘112。过渡表面202也可以定位在后缘112的上游的压力侧106或吸力侧108，并且至少在跨度方向S方向上延伸。以这种方式，过渡表面202可以结合至少两个相邻邻近圆齿状部分140。

在另一示例(未示出)中，预期的是，圆齿状部分140可以用于修正、调整或定制翼型件喉部区域，该区域在本领域中也称为涡轮发动机10(图1)内的周向相邻翼型件之间的最小距离，如从第一翼型件后缘到第二翼型件的外壁进行测量的。可以理解的是，圆齿状部分140可以导致后缘112附近的翼型件厚度的变化，其也可以导致喉部区域中的至少跨度上的变化。由于通过可变喉部区域的修正气流，这种变化的或定制的喉部区域可以提供改进的整体发动机效率。

应该理解的是，圆齿状部分140的中心线、接触点、过渡表面、宽度和长度可以沿着后缘112变化，包括根据需要以重复图案或随机图案变化。在一个示例中，圆齿状部分140可以具有沿着后缘112的交替中心线。在另一示例中，圆齿状部分140可以具有较大和较小弦向长度的重复图案。在另一示例中，圆齿状部分140可以具有定制的或特制的(customizedor tailored)中心线、接触点、过渡表面、长度和宽度的组合，以形成存在于后缘112及围绕后缘112的气流。

此外，虽然翼型件100以非一致圆齿状部分142和接触点200的组合来示出，但是可以预期的是，涡轮发动机10(图1)内的翼型件可以包括非一致圆齿状部分142和接触点200的其中之一或两者。例如，翼型件可以包括沿着其后缘的多个一致形成和分布的圆齿状部分，在多个圆齿状部分中的至少两个圆齿状部分之间形成接触点或过渡表面。在另一个示例中，翼型件可以包括沿着其后缘的多个非一致圆齿状部分，而没有任何接触点或过渡表面。可以利用一致圆齿状部分、非一致圆齿状部分、接触点或过渡表面的任何组合，包括几何轮廓、宽度、长度、中心线等。

冷却涡轮发动机中的翼型件的方法包括向翼型件的内部供应冷却空气，该翼型件具有延伸至翼型件的后缘附近的多个非一致圆齿状部分(图2-4)和多个出口(图2)，至少一些圆齿状部分介于相邻出口之间。该方法进一步包括通过多个出口排出冷却空气。可选地，该方法可以包括经由多个非一致圆齿状部分限定通过多个出口中的至少一个出口的气流出口方向，如图3所示。

本公开的各个方面提供了各种益处，包括使用非一致圆齿状部分可以调整通过出口和后缘附近的局部气流，以提供翼型件冷却，混合后缘附近的局部气流，或吹扫可以位于后缘附近的停滞空气。此外，圆齿状部分可以提供比传统翼型件后缘更有效的薄后缘，这可以减轻翼型件的重量，改善翼型件的孔冷却并提高翼型件的空气动力性能。

应该理解的是，本公开设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，也适用于涡轮喷射发动机和涡轮轴发动机。

在尚未描述的范围内，各种实施例的不同特征和结构可以组合使用，或者根据需要相互替换。并非在所有实施例中都示出了那一个特征，这并不意味着它不能如此示出，而是为了描述的简洁性而进行的。因此，不同实施例的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新的实施例，无论是否明确描述了新的实施例。本公开涵盖本文描述特征的所有组合或排列。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域内的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本发明的可专利范围通过权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的文字语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有实质性不同的等效结构元件，则这些其他示例意在权利要求的范围内。

本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：外壁，该外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，该外壁在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和末端之间延伸以限定跨度方向；多个出口，该多个出口延伸至后缘附近；以及多个非一致圆齿状部分，该多个非一致圆齿状部分沿着后缘延伸，其中至少一些非一致圆齿状部分介于相邻出口之间。

2.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括非一致长度、非一致宽度、非一致中心线或非一致几何形状中的至少一个。

3.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括具有第一长度的长圆齿状部分和具有小于第一长度的第二长度的短圆齿状部分。

4.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括具有第一宽度的宽圆齿状部分和具有小于第一宽度的第二宽度的窄圆齿状部分。

5.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括可变宽度圆齿状部分，该可变宽度圆齿状部分在第一位置处具有第一宽度并在第二位置处具有第二宽度。

6.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括过渡表面，该过渡表面位于后缘的上游并且结合两个相邻圆齿状部分。

7.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括第一倾斜圆齿状部分，该第一倾斜圆齿状部分具有在跨度方向和弦向方向上延伸的第一中心线。

8.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括第二倾斜圆齿状部分，该第二倾斜圆齿状部分具有与第一中心线不对齐的第二中心线。

9.任何在前条项所述的翼型件，其中多个非一致圆齿状部分包括具有圆角的平滑圆齿状部分和具有尖锐边缘的尖锐圆齿状部分。

10.任何在前条项所述的翼型件，其中出口沿着后缘延伸，并且多个非一致圆齿状部分沿着压力侧或吸力侧中的至少一侧延伸。

11.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：外壁，该外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，该外壁在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和末端之间延伸以限定跨度方向；多个出口，该多个出口延伸至后缘附近；多个圆齿状部分，该多个圆齿状部分沿着后缘延伸，介于相邻出口之间；以及至少一个接触点，该至少一个接触点在多个圆齿状部分中的两个圆齿状部分之间。

12.任何在前条项所述的翼型件，其中第一圆齿状部分位于压力侧，并且第二圆齿状部分位于吸力侧。

13.任何在前条项所述的翼型件，其中至少一个接触点位于第一圆齿状部分和第二圆齿状部分之间的后缘处，并且位于相邻出口之间的跨度上。

14.任何在前条项所述的翼型件，其中第一圆齿状部分和第二圆齿状部分均位于压力侧或吸力侧中的一侧，并且至少一个接触点在第一圆齿状部分和第二圆齿状部分之间。

15.任何在前条项所述的翼型件，其中至少一个接触点位于后缘的上游。

16.任何在前条项所述的翼型件，其中至少一个接触点进一步包括在多个圆齿状部分中的两个圆齿状部分之间的过渡表面。

17.任何在前条项所述的翼型件，其中过渡表面在压力侧和吸力侧之间延伸穿过后缘。

18.任何在前条项所述的翼型件，其中过渡表面至少在跨度方向上延伸，并且位于压力侧或吸力侧中的一侧。

19.一种冷却涡轮发动机中的翼型件的方法，该方法包括向翼型件的内部供应冷却空气，该翼型件具有沿着翼型件的后缘延伸的多个非一致圆齿状部分和多个出口，其中至少一些非一致圆齿状部分介于相邻出口之间；以及通过多个出口排出冷却空气。

20.任何在前条项所述的方法，进一步包括经由多个非一致圆齿状部分限定通过多个出口中的至少一个出口的气流出口方向。