涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法

摘要

本发明涉及涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法。本申请和得到的专利提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮轮叶。涡轮轮叶可包括平台、从平台沿径向向外延伸的翼型件，以及至少部分地限定在翼型件内的多个冷却通路。冷却通路中的至少一个可沿径向延伸到限定在翼型件的外表面中的、在涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。本申请和得到的专利进一步提供一种用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法。

说明书

技术领域

本申请和得到的专利大体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的处于高的运行温度的涡轮轮叶的方法。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，热的燃烧气体大体可从一个或多个燃烧器流过过渡件，以及沿着涡轮的热气路径流动。多个涡轮级典型地可沿着热气路径连续地设置，使得燃烧气体流过第一级喷嘴和轮叶，并且随后流过涡轮的后面的级的喷嘴和轮叶。照这样，喷嘴可将燃烧气体引导向相应的轮叶，使得轮叶旋转和驱动负载，诸如发电机等。燃烧气体可由包围轮叶的周向护罩容纳，周向护罩还可协助沿着热气路径引导燃烧气体。照这样，涡轮喷嘴、轮叶和护罩可经受沿着热气路径流动的燃烧气体引起的高温，这可在这些构件中形成热点和高的热应力。因为燃气涡轮发动机的效率取决于其运行温度，所以目前需要沿着热气路径定位的构件(诸如涡轮轮叶)能够经受住越来越高的温度，而不失效或减少使用寿命。

某些涡轮轮叶可包括限定在涡轮轮叶内以实现冷却目的的一个或多个通路。例如，冷却通路可限定在涡轮轮叶的翼型件、平台、柄部和/或尖部护罩内，这取决于轮叶的具体冷却需要，这可根据涡轮的级的不同而改变。根据某些构造，冷却通路可限定在涡轮轮叶的热气路径表面附近的区域内。照这样，冷却通路可运送冷却流体(诸如压缩机排气或抽取空气)通过涡轮轮叶的期望区域，以交换热，以便使该区域的温度保持在可接受的范围内。

根据一个已知构造，涡轮轮叶可包括多个长的笔直冷却通路，它们各自从涡轮轮叶的根部端沿径向延伸到尖部端。冷却通路可用各种方法形成，诸如钻孔。但是，通过钻孔形成的根部到尖部的冷却通路限于通过涡轮轮叶的笔直路径。因此，由于需要适应沿径向延伸通过其中的各个冷却通路的笔直视线，以及由于要保持最小壁厚，所以涡轮轮叶、特别是其翼型件部分的三维形状的变化可受到限制。此外，由于翼型件的空气动力学形状的原因，将笔直冷却通路布置在热气路径表面附近(诸如沿着翼型件的后缘布置)可为有挑战性的。另外，对于较长的涡轮轮叶，通过轮叶的整个长度冷却通路而钻孔可能是特别有挑战性且代价高昂的，因为通路的长度与直径的比大。

根据另一个已知构造，涡轮轮叶可包括多个冷却通路，它们各自具有彼此连接的两个笔直部分。特别地，第一部分可从涡轮轮叶的根部端延伸，而第二部分从涡轮轮叶的尖部端延伸到第一部分。冷却通路的两个笔直部分可在涡轮轮叶的平台内或别处相遇。根据又一个已知构造，涡轮轮叶可包括多个笔直的冷却通路，它们各自从涡轮轮叶的尖部端沿径向延伸到限定在涡轮轮叶的柄部内的冷却腔体。照这样，冷却通路比涡轮轮叶的长度更短。虽然这些构造可减少与根部到尖部的冷却通路相关联的一些挑战，但它们仍然可在很大程度上限制翼型件的三维形状，可限制期望区中的冷却效果，而且制造起来可能有挑战性且代价高昂。

因而期望有一种改进经涡轮轮叶，其具有用于冷却处于高的运行温度的涡轮轮叶的冷却通路构造。特别地，这种冷却通路构造可允许涡轮轮叶、特别是其翼型件部分具有各种复杂的三维形状或扭转，以实现改进的空气动力学。这种冷却通路构造还可允许最佳地布置冷却通路，以对翼型件的限制区段进行所意图的冷却，同时还最大程度地降低制造涡轮轮叶的成本和复杂性。最后，这种冷却通路构造可提高涡轮和整个燃气涡轮发动机的效率和性能。

发明内容

本申请和得到的专利因而提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮轮叶。涡轮轮叶可包括平台、从平台沿径向向外延伸的翼型件，以及至少部分地限定在翼型件内的多个冷却通路。冷却通路中的至少一个可沿径向延伸到限定在翼型件的外表面中的、在涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。

本申请和得到的专利进一步提供一种用于冷却在燃气涡轮发动机中使用的涡轮轮叶的方法。方法可包括以下步骤：使冷却流体流传送通过至少部分地限定在涡轮轮叶的翼型件内的多个冷却通路，其中，冷却通路中的至少一个可沿径向延伸到限定在翼型件的外表面中的、在涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。方法还可包括以下步骤：使冷却流体流通过冷却通路中的至少一个的出口排出，并且排到热气路径中。

本申请和得到的专利进一步提供一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机可包括压缩机、与压缩机处于连通的燃烧器，以及与燃烧器处于连通的涡轮。涡轮可包括布置成周向阵列的多个涡轮轮叶。各个涡轮轮叶可包括平台、从平台沿径向向外延伸的翼型件，以及至少部分地限定在翼型件内的多个冷却通路。冷却通路中的至少一个可沿径向延伸到限定在翼型件的外表面中的、在涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的涡轮轮叶，所述涡轮轮叶包括：

平台；

从所述平台沿径向向外延伸的翼型件；以及

至少部分地限定在所述翼型件内的多个冷却通路，其中，所述冷却通路中的至少一个沿径向延伸到限定在所述翼型件的外表面中的、在所述涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。

技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述涡轮轮叶进一步包括从所述平台沿径向向内延伸的柄部，其中，所述冷却通路中的所述至少一个从限定在所述柄部的外表面中的入口沿径向延伸。

技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述涡轮轮叶进一步包括从所述平台沿径向向内延伸的柄部，以及至少部分地限定在所述柄部内的冷却腔体，其中，所述冷却通路中的所述至少一个从所述冷却腔体沿径向延伸。

技术方案4. 根据技术方案3所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个在定位在所述平台内的接口处与所述冷却腔体处于连通。

技术方案5. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口限定在所述翼型件的压力侧表面中。

技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口限定在所述翼型件的吸力侧表面中。

技术方案7. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述冷却通路中的各个沿径向延伸到限定在所述翼型件的外表面中的、在所述涡轮轮叶的所述尖部端的径向内侧的出口。

技术方案8. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口在所述翼型件的所述外表面中限定在离所述平台达所述翼型件的径向长度的50%至70%之间的位置处。

技术方案9. 根据技术方案8所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述翼型件的从所述平台延伸所述翼型件的径向长度的70%至100%之间的部分是实心的。

技术方案10. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述翼型件的从所述冷却通路中的所述至少一个的出口沿径向向外延伸的部分是实心的。

技术方案11. 根据技术方案1所述的涡轮轮叶，其特征在于，所述涡轮轮叶进一步包括从所述翼型件沿径向向外延伸的尖部护罩，其中，所述尖部护罩是实心的。

技术方案12. 一种用于冷却在燃气涡轮发动机中使用的涡轮轮叶的方法，包括：

使冷却流体流传送通过至少部分地限定在所述涡轮轮叶的翼型件内的多个冷却通路，其中，所述冷却通路中的至少一个沿径向延伸到限定在所述翼型件的的外表面中的、在所述涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口；以及

使所述冷却流体流通过所述冷却通路中的所述至少一个的出口排出，并且排到热气路径中。

技术方案13. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，使所述冷却流体流通过所述冷却通路中的所述至少一个的出口排出包括使所述冷却流体流沿着所述翼型件的压力侧表面排出。

技术方案14. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，使所述冷却流体流通过所述冷却通路中的所述至少一个的出口排出包括使所述冷却流体流沿着所述翼型件的吸力侧表面排出。

技术方案15. 根据技术方案12所述的方法，其特征在于，使所述冷却流体流通过所述冷却通路中的所述至少一个的出口排出包括使所述冷却流体流在离所述涡轮轮叶的平台达所述翼型件的径向长度的50%至70%之间的位置处排出。

技术方案16. 一种燃气涡轮发动机，包括：

压缩机；

与所述压缩机处于连通的燃烧器；以及

与所述燃烧器处于连通的涡轮，所述涡轮包括布置成周向阵列的多个涡轮轮叶，所述涡轮轮叶中的各个包括：

平台；

从所述平台沿径向向外延伸的翼型件；以及

至少部分地限定在所述翼型件内的多个冷却通路，其中，所述冷却通路中的至少一个沿径向延伸到限定在所述翼型件的外表面中的、在所述涡轮轮叶的尖部端的径向内侧的出口。

技术方案17. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口限定在所述翼型件的压力侧表面中。

技术方案18. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口限定在所述翼型件的吸力侧表面中。

技术方案19. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述冷却通路中的所述至少一个的出口在所述翼型件的所述外表面中限定在离所述平台达所述翼型件的径向长度的50%至70%之间的位置处。

技术方案20. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件的从所述冷却通路中的所述至少一个的出口沿径向向外延伸的部分是实心的。

在审阅结合若干幅图和所附权利要求得到的以下描述之后，本申请和得到的专利的这些和其它特征与改进对本领域普通技术人员将变得显而易见。

附图说明

图1是包括压缩机、燃烧器和涡轮的燃气涡轮发动机的示意图。

图2是可在图1的燃气涡轮发动机中使用的涡轮的一部分的示意图，其显示多个涡轮级。

图3是可在图2的涡轮中使用的已知涡轮轮叶的正视平面图，其显示由虚线示出的多个冷却通路。

图4是图3的涡轮轮叶的俯视平面图。

图5是可在本文描述且可在图2的涡轮中使用的涡轮轮叶的一个实施例的正视平面图，其显示由虚线示出的多个冷却通路。

图6是图5的涡轮轮叶的俯视平面图。

图7是可在本文描述且可在图2的涡轮中使用的涡轮轮叶的另一个实施例的正视平面图，其显示由虚线示出的多个冷却通路和冷却腔体。

部件列表

10燃气涡轮发动机

15压缩机

20空气流

25燃烧器

30燃料流

35燃烧气体流

40涡轮

45轴

50外部负载

52涡轮级

54热气路径

56第一级

58第一级喷嘴

60第一级轮叶

62第一级护罩

64第二级

66第二级喷嘴

68第二级轮叶

70第二级护罩

72第三级

74第三级喷嘴

76第三级轮叶

78第三级护罩

80涡轮轮叶

82翼型件

84柄部

86平台

88尖部护罩

90尖部端

92根部端

94冷却通路

94a第一笔直部分

94b第二笔直部分

96入口

98出口

100涡轮轮叶

102翼型件

104柄部

106平台

108尖部护罩

110尖部端

112根部端

114冷却通路

116入口

118出口

120压力侧表面

122压力侧

124吸力侧表面

126吸力侧

200涡轮轮叶

202翼型件

204柄部

206平台

208尖部护罩

210尖部端

212根部端

214冷却通路

216冷却腔体

218出口

220压力侧表面

222压力侧

224吸力侧表面

226吸力侧。

具体实施方式

现在参照附图，其中相同标号在若干幅图中表示相同元件，图1显示可在本文使用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可包括压缩机15。压缩机15压缩进入的空气流20。压缩机15将压缩空气流20输送到燃烧器25。燃烧器25混合压缩空气流20与加压燃料流30，并且点燃该混合物，以产生燃烧气体流35。虽然仅显示了单个燃烧器25，但燃气涡轮发动机10可包括任何数量的燃烧器25。燃烧气体流35进而输送到涡轮40。燃烧气体流35驱动涡轮40，以便产生机械功。在涡轮40中产生的机械功通过轴45来驱动压缩机15和外部负载50，诸如发电机等。可在本文使用其它构造和其它构件。

燃气涡轮发动机10可使用天然气、各种类型的合成气和/或其它类型的燃料。燃气涡轮发动机10可为纽约斯克内克塔迪的通用电气公司提供的多个不同的燃气涡轮发动机中的任何一个，包括(但不限于)诸如7系列或9系列重型燃气涡轮发动机的那些等。燃气涡轮发动机10可具有不同的构造，并且可使用其它类型的构件。也可在本文使用其它类型的燃气涡轮发动机。也可在本文共同使用多个燃气涡轮发动机、其它类型的涡轮和其它类型的功率发生装备。虽然在本文显示了燃气涡轮发动机10，但本申请可应用于任何类型的涡轮机，诸如蒸汽涡轮发动机。

图2显示涡轮40的一部分的示意图，其包括定位在燃气涡轮发动机10的热气路径54中的多个级52。第一级56可包括多个沿周向间隔开的第一级喷嘴58和多个沿周向间隔开的第一级轮叶60。第一级56还可包括沿周向延伸且包围第一级轮叶60的第一级护罩62。第一级护罩62可包括以环形布置定位成彼此相邻的多个护罩。以类似的方式，第二级64可包括多个第二级喷嘴66、多个第二级轮叶68，以及包围第二级轮叶68的第二级护罩70。另外，第三级72可包括多个第三级喷嘴74、多个第三级轮叶76，以及包围第三级轮叶76的第三级护罩78。虽然显示了涡轮40的一部分包括三个级52，但涡轮40可包括任何多个级52。

图3和4显示可在涡轮40的一个级52中使用的已知涡轮轮叶80。例如，轮叶80可在涡轮40的第二级64或后面的级中使用。大体上描述，涡轮轮叶80可包括翼型件82、柄部84，以及设置在翼型件82和柄部84之间的平台86。如上面描述的那样，多个轮叶80可在涡轮40的级52内布置成周向阵列。照这样，各个轮叶80的翼型件82可相对于涡轮40的中心轴线沿径向延伸，而各个轮叶80的平台86则相对于涡轮40的中心轴线沿周向延伸。

如显示的那样，翼型件82可从平台86沿径向向外延伸到围绕轮叶80的尖部端90定位的尖部护罩88。在一些实施例中，尖部护罩88可与翼型件82一体地形成。柄部84可从平台86沿径向向内延伸到轮叶80的根部端92，使得平台86大体限定翼型件82和柄部84之间的接口。如显示的那样，平台86可形成为以便大体平行于涡轮40在其运行期间的中心轴线延伸。柄部84可形成为限定根部结构，诸如鸠尾榫，其构造成将轮叶80固定到涡轮40的涡轮盘上。在涡轮40的运行期间，燃烧气体流35沿着热气路径54行进，并且行进经过平台86，平台86和涡轮盘的外周边形成热气路径54的径向内边界。因此，燃烧气体流35被引导到轮叶80的翼型件82上，并且因而翼型件82的表面经受非常高的温度。

如图3和4中显示的那样，涡轮轮叶80可包括限定在轮叶80内的多个冷却通路94(通过虚线示出)。各个冷却通路94可包括第一笔直部分94a，其从限定在轮叶80的根部端92中的入口96延伸。各个冷却通路94还可包括第二笔直部分94b，其从第一笔直部分94a延伸到限定在轮叶80的尖部端90中的出口98。第一笔直部分94a和第二笔直部分94b可在轮叶80的平台86内的接口处相遇，如显示的那样。冷却通路94的部分94a、94b可由传统的STEM钻孔技术形成。在涡轮40的运行期间，冷却流体(诸如来自压缩机15的排气或抽取空气)可引导到入口96中，而且随后可传送通过冷却通路94，以及通过出口98离开轮叶80。因此，在冷却流体传送通过冷却通路94中，然后在轮叶80的尖部端90处引导到热气路径54中时，热可从轮叶80、特别是翼型件82的周围区域传递到冷却流体。

图5和6显示可在本文描述的涡轮轮叶100的一个实施例。涡轮轮叶100可在涡轮40的一个级52中使用，并且大体可按类似于上面描述的涡轮轮叶80的方式构造而成，但在下文描述结构和功能上的某些区别。例如，轮叶100可在涡轮40的第二级64或后面的级中使用。如显示的那样，轮叶100可包括翼型件102、柄部104，以及设置在翼型件102和柄部104之间的平台106。多个轮叶100可在涡轮40的级52内布置成周向阵列。照这样，各个轮叶100的翼型件102可相对于涡轮40的中心轴线沿径向延伸，而各个轮叶100的平台106则相对于涡轮40的中心轴线沿周向延伸。

如显示的那样，翼型件102可从平台106沿径向向外延伸到围绕轮叶100的尖部端110定位的尖部护罩108。在一些实施例中，尖部护罩108可与翼型件102一体地形成。柄部104可从平台106沿径向向内延伸到轮叶100的根部端112，使得平台106大体限定翼型件102和柄部104之间的接口。如显示的那样，平台106可形成为以便大体平行于涡轮40在其运行期间的中心轴线延伸。柄部104可形成为限定根部结构，诸如鸠尾榫，其构造成将轮叶80固定到涡轮40的涡轮盘上。在涡轮40的运行期间，燃烧气体流35沿着热气路径54行进，并且行进经过平台106，平台106和涡轮盘的外周边形成热气路径54的径向内边界。因此，燃烧气体流35被引导到轮叶100的翼型件102上，并且因而翼型件102的表面经受非常高的温度。

如图5和6中显示的那样，涡轮轮叶100可包括限定在轮叶100内的多个冷却通路114(通过虚线示出)。特别地，冷却通路114可至少部分地限定在轮叶100的翼型件102内。冷却通路114中的至少一个可从限定在轮叶100的根部端112中的入口116沿径向延伸到限定在翼型件102的外表面中的、在轮叶100的尖部端110的径向内侧的出口118。照这样，冷却通路114可在入口116处开始，而且可在出口118处终止。在一些实施例中，各个冷却通路114可从限定在轮叶100的根部端112中的相应的入口116沿径向延伸到限定在翼型件102的外表面中的、在轮叶100的尖部端110的径向内侧的相应的出口118。照这样，各个冷却通路114可在相应的入口116处开始，而且可在相应的出口118处终止。如显示的那样，冷却通路114的入口116可限定在轮叶100的柄部104中。在一些实施例中，冷却通路114的出口118中的至少一个可限定在翼型件102的压力侧表面120中，压力侧表面120对应于轮叶100的压力侧122。另外，在一些实施例中，冷却通路114的出口118中的至少一个可限定在翼型件102的吸力侧表面124中，吸力侧表面124对应于轮叶100的吸力侧126。根据一些实施例，轮叶100可包括至少一个冷却通路114，其沿径向延伸到限定在翼型件102的外表面中的、在轮叶100的尖部端110的径向内侧的相应的出口118，而且轮叶100还可包括至少一个冷却通路114，其沿径向延伸到限定在轮叶100的尖部端110中的相应的出口118。

如显示的那样，翼型件102的从冷却通路114的出口118沿径向向外延伸的部分可为实心的。在一些实施例中，如图5中显示的那样，冷却通路114的出口118可在翼型件102的外表面中限定在离平台106达翼型件102的径向长度的50%至70%之间的位置处，但其它位置是可行的。在这样的实施例中，翼型件102的从平台106延伸翼型件102的径向长度的70%至100%之间的部分可为实心，或者可以不是实心的。在一些实施例中，从翼型件102沿径向向外延伸的尖部护罩108可为实心的。冷却通路114可由传统的钻孔技术或其它制造方法形成。

在涡轮40的运行期间，冷却流体(诸如来自压缩机15的排气或抽取空气)可引导到入口116中，并且随后可传送通过冷却通路114。冷却流体可通过冷却通路114的出口118排出，并且排到热气路径54中。因此，在冷却流体传送通过冷却通路114，然后沿着翼型件102排到热气路径54中时，热可从轮叶100、特别是翼型件102的径向内侧部分的周围区域传递到冷却流体。

图7显示可在本文描述的涡轮轮叶200的另一个实施例。涡轮轮叶200可包括对应于上面关于涡轮轮叶100所描述的那些的各种特征，在图7中用相应的标号来标识这些特征，而且在下文不对其进行进一步描述。涡轮轮叶200可在涡轮40的一个级52中使用，并且可包括翼型件202、柄部204、平台206、尖部护罩208、尖部端210和根部端212。

如显示的那样，涡轮轮叶200可包括多个冷却通路214和限定在轮叶200内的至少一个冷却腔体216(通过虚线示出)。特别地，冷却通路214可至少部分地限定在轮叶200的翼型件202内，并且冷却腔体216可至少部分地限定在轮叶200的柄部204内。冷却通路214中的至少一个可从冷却腔体216沿径向延伸到限定在翼型件202的外表面中的、在轮叶200的尖部端210的径向内侧的出口218。照这样，冷却通路214可在冷却腔体216处开始，并且可在出口218处终止。在一些实施例中，各个冷却通路214可从冷却腔体216沿径向延伸到限定在翼型件202的外表面中的、在轮叶200的尖部端210的径向内侧的相应的出口218。照这样，各个冷却通路214可在冷却腔体216处开始，并且可在相应的出口218处终止。如显示的那样，冷却通路214可在定位在平台206内的接口处与冷却腔体216处于连通。在一些实施例中，冷却通路214的出口218中的至少一个可限定在翼型件202的压力侧表面220中，压力侧表面220对应于轮叶200的压力侧222。另外，在一些实施例中，冷却通路214的出口218中的至少一个可限定在翼型件202的吸力侧表面224中，吸力侧表面224对应于轮叶200的吸力侧226。根据一些实施例，轮叶200可包括至少一个冷却通路214，其沿径向延伸到限定在翼型件202的外表面中的、在轮叶100的尖部端210的径向内侧的相应的出口218，而且轮叶200还可包括至少一个冷却通路214，其沿径向延伸到限定在轮叶200的尖部端210中的相应的出口218。

在涡轮40的运行期间，冷却流体(诸如来自压缩机15的排气或抽取空气)可引导到冷却腔体216中，并且随后可传送通过冷却通路214。冷却流体可通过冷却通路214的出口218排出，并且排到热气路径54中。因此，在冷却流体传送通过冷却通路214，然后沿着翼型件202排到热气路径54中时，热可从轮叶200、特别是翼型件202的径向内侧部分的周围区域传递到冷却流体。

因而本文描述的实施例提供一种改进的涡轮轮叶，其包括构造成用于冷却处于高的运行温度的涡轮轮叶的冷却通路。如上面描述的那样，涡轮轮叶可包括至少部分地限定在翼型件内的多个冷却通路，其中，至少一个冷却通路沿径向延伸到限定在翼型件的外表面中的、在轮叶的尖部端的径向内侧的出口。因此，冷却通路可构造成引导冷却流体流通过翼型件的一部分，以及使冷却流体沿着翼型件排到热气路径中。照这样，冷却通路构造可允许涡轮轮叶、特别是翼型件具有各种复杂的三维形状或扭转，以实现改进的空气动力学。冷却通路构造还可允许最佳地布置冷却通路，以对翼型件的限制区段进行所意图的冷却，同时还最大程度地降低制造涡轮轮叶的成本和复杂性。最后，冷却通路构造可允许涡轮轮叶经受住高的运行温度，而不退化、失效或减少使用寿命，而且可提高涡轮和整个燃气涡轮发动机的效率和性能。

应当显而易见的是，前述仅涉及本申请和得到的专利的某些实施例。本领域普通技术人员可对本文作出许多改变和修改，而不偏离所附权利要求及其等效物限定的本发明的大体精神和范围。