涡轮叶片的制作方法

涡轮发动机而且特别地燃气涡轮发动机或燃气涡轮发动机是旋转式发动机，它从通过发动机传送到多个旋转的涡轮叶片的燃烧气体流抽取能量。燃气涡轮发动机已经用于陆地和航海移动和功率生产，但最常用于诸如航空器的航空应用，包括直升机。在航空器中，燃气涡轮发动机用于推进航空器。在陆地应用中，涡轮发动机常常用来产生功率。

背景技术：

用于航空器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以最大程度地提高发动机效率，使得冷却某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)可为有益的。典型地，通过将较冷的空气从高压和/或低压压缩机引导到需要冷却的发动机构件来完成冷却。高压涡轮中的温度大约为1000℃至1360℃，并且来自压缩机的冷却空气大约为500℃至700℃。虽然压缩机空气的温度高，但它比涡轮空气更冷，而且可用来冷却涡轮。

当代涡轮叶片一般包括一个或多个内部冷却回路，以发送冷却空气通过叶片来冷却叶片的不同部分，而且当代涡轮叶片可包括专有冷却回路，以冷却叶片的不同部分，诸如叶片的前缘、后缘和末梢。

技术实现要素：

一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件具有外表面，外表面限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸。翼型件包括位于翼型件内的冷却回路，其包括：供应通道，其从根部延伸向末梢，并且在根部处流通地联接到鸠尾件入口通道上；销组通道，其与供应通道处于流体连通，并且在根部和末梢之间延伸，多个销位于销组通道内，并且在功能上将销组通道分成至少第一和第二子回路；以及至少第一和第二冷却通道，其流通地联接到第一和第二子回路中对应的一个上，并且布置在销组通道的相反的侧。冷却空气入口通道沿第一径向方向行进通过供应通道，通过子回路沿与第一径向方向相反的第二径向方向返回，然后沿第一径向方向流过第一和第二冷却通道。

一种用于燃气涡轮发动机的叶片，燃气涡轮发动机具有涡轮转子盘。叶片包括：鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道，并且构造成安装到涡轮转子盘上；以及翼型件，其从鸠尾件沿径向延伸，并且具有外表面，外表面限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿轴向在前缘和后缘之间延伸，并且沿径向在根部和末梢之间延伸，根部在鸠尾件附近。叶片包括前缘冷却回路，其位于翼型件内，在前缘附近，并且包括供应通道，供应通道从根部延伸向末梢，并且在根部处流通地联接到鸠尾件入口通道上；销组通道，其与供应通道处于流体连通，并且在根部和末梢之间延伸，多个销位于销组通道内；以及至少第一和第二冷却通道，其在销组通道的相的侧流通地联接到销组通道上。供应通道、销组通道和第一和第二冷却通道位于供应通道和外表面之间，以共同在外表面附近限定近表面冷却区。来自入口通道的冷却空气沿从根部到末梢的第一径向方向行进通过供应通道，通过销组沿与第一径向方向相反的第二径向方向返回，然后沿第一径向方向流过第一和第二冷却通道。

一种燃气涡轮发动机的叶片具有翼型件，翼型件限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿弦向在前缘和后缘之间延伸，并且沿翼展在根部和末梢之间延伸。近壁冷却回路包括在压力侧和吸力侧中的一个附近的销组通道，销组通道在根部和末梢之间延伸，多个销位于销组通道内，并且在功能上将销组通道分成至少第一和第二子回路，并且至少第一和第二冷却通道流通地联接到第一和第二子回路中对应的一个上，并且布置在销组通道的相反的侧，销组通道和第一和第二冷却通道紧邻压力侧和吸力侧中的一个。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：

外表面，其限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间沿轴向延伸，并且在根部和末梢之间沿径向延伸；以及

位于所述翼型件内的冷却回路，其包括：

供应通道，其从所述根部延伸向所述末梢，并且在所述根部处流通地联接到所述冷却空气入口通道上，

销组通道，其与所述供应通道处于流体连通，并且在所述根部和所述末梢之间延伸，多个销位于所述销组通道内，并且在功能上将所述销组通道分成至少第一子回路和第二子回路，

至少第一冷却通道和第二冷却通道，其流通地联接到所述第一子回路和所述第二子回路中对应的一个上，并且布置在所述销组通道的相反的侧；

其中，来自所述冷却空气入口通道的冷却空气沿第一径向方向行进通过所述供应通道，通过所述子回路沿与所述第一径向方向相反的第二径向方向返回，然后沿所述第一径向方向流过所述第一冷却通道和所述第二冷却通道。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述销组通道和所述第一冷却通道和所述第二冷却通道位于所述供应通道和所述外表面之间。

技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述销组通道和所述第一冷却通道和所述第二冷却通道位于所述外表面附近，以限定近表面冷却区。

技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述近表面冷却区位于所述压力侧和所述吸力侧中的至少一个附近。

技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述近表面冷却区位于所述吸力侧附近。

技术方案6. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述近表面冷却区位于所述前缘附近。

技术方案7. 根据技术方案6所述的翼型件，其特征在于，所述冷却回路进一步包括前缘冷却通道，所述前缘冷却通道流通地联接到所述供应通道上，并且沿着所述前缘延伸。

技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述前缘冷却通道在所述第一冷却通道和所述第二冷却通道中的一个附近。

技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步包括多个膜孔，它们从所述第一通道和所述第二通道延伸到所述外表面。

技术方案10. 根据技术方案9所述的翼型件，其特征在于，所述销组通道没有延伸到所述外表面的膜孔。

技术方案11. 一种用于燃气涡轮发动机的叶片，所述燃气涡轮发动机具有涡轮转子盘，所述叶片包括：

鸠尾件，其具有至少一个冷却空气入口通道，并且构造成安装到所述涡轮转子盘上；

翼型件，其从所述鸠尾件沿径向延伸，并且具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之前沿轴向延伸，并且在根部和末梢之间沿径向延伸，所述根部在所述鸠尾件附近；以及

前缘冷却回路，其位于所述翼型件内，在所述前缘附近，并且包括：

供应通道，其从所述根部延伸向所述末梢，并且在所述根部处流通地联接到所述冷却空气入口通道上，

销组通道，其与所述供应通道处于流体连通，并且在所述根部和所述末梢之间延伸，多个销位于所述销组通道内，以及

至少第一冷却通道和第二冷却通道，其流通地联接到所述销组通道上，并且布置在所述销组通道的相反的侧；

其中，所述销组通道和第一冷却通道和第二冷却通道限定近表面冷却区，并且位于所述供应通道和所述外表面之间，在所述外表面附近，并且来自所述冷却空气入口通道的冷却空气沿从根部到末梢的第一径向方向行进通过所述供应通道，通过所述销组沿与所述第一径向方向相反的第二径向方向返回，然后沿所述第一径向方向流过所述第一冷却通道和所述第二冷却通道。

技术方案12. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述叶片进一步包括前缘冷却通道，所述前缘冷却通道流通地联接到所述供应通道上，并且沿着所述前缘延伸，而且位于所述供应通道和所述前缘之间。

技术方案13. 根据技术方案12所述的叶片，其特征在于，所述近表面冷却区位于所述压力侧和所述吸力侧中的至少一个附近。

技术方案14. 根据技术方案13所述的叶片，其特征在于，所述近表面冷却区位于所述吸力侧附近。

技术方案15. 根据技术方案14所述的叶片，其特征在于，所述供应通道在所述压力侧附近。

技术方案16. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述叶片进一步包括多个膜孔，它们从所述第一通道和所述第二通道延伸到所述外表面。

技术方案17. 根据技术方案16所述的叶片，其特征在于，所述销组通道没有延伸到所述外表面的膜孔。

技术方案18. 根据技术方案11所述的叶片，其特征在于，所述鸠尾件包括第二冷却空气入口通道，并且进一步包括后缘冷却回路，其具有流通地联接到所述第二冷却空气入口通道上的第二供应通道；以及至少一个第二近表面冷却通道，所述至少一个第二近表面冷却通道流通地联接到所述第二供应通道上，并且位于所述外表面附近。

技术方案19. 根据技术方案18所述的叶片，其特征在于，所述鸠尾件包括第三冷却空气入口通道，并且所述叶片进一步包括中弦冷却回路，所述中弦冷却回路沿弦向位于所述前缘和后缘冷却回路之间，并且具有流通地联接到所述第三冷却空气入口通道上的第三供应通道；以及至少一个第三近表面冷却通道，所述至少一个第三近表面冷却通道流通地联接到所述第三供应通道上，并且位于所述外表面附近。

技术方案20. 根据技术方案19所述的叶片，其特征在于，所述第三近表面冷却通道位于所述压力侧和所述吸力侧中的与所述前缘回路的所述近表面冷却区相反的一个附近。

技术方案21. 一种用于燃气涡轮发动机的叶片，所述燃气涡轮发动机具有翼型件，所述翼型件限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧沿弦向在前缘和后缘之间延伸，并且沿翼展在根部和末梢之间延伸，近壁冷却回路包括在所述压力侧和所述吸力侧中的一个附近的销组通道，所述销组通道在所述根部和所述末梢之间延伸，多个销位于所述销组通道内，并且在功能上将所述销组通道分成至少第一子回路和第二子回路，并且至少第一和第二冷却通道流通地联接到所述第一子回路和所述第二子回路中对应的一个上，并且布置在所述销组通道的相反的侧，所述销组通道和所述第一冷却通道和所述第二冷却通道在所述压力侧和所述吸力侧中的一个附近。

附图说明

在图中：

图1是用于航空器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的发动机的涡轮叶片的透视图，涡轮叶片包括附连到根部上的翼型件。

图3是图2的翼型件的横截面图。

图4是图3的翼型件的横截面图，其示出在内部内限定冷却回路的通道。

图5是图4的前缘冷却回路的特写视图。

图6是图4的叶片的流图。

部件列表

10发动机

12中心线

14前部

16后部

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24低压(LP)压缩机

26高压(HP)压缩机

28燃烧区段

30燃烧器

32涡轮区段

34HP涡轮

36LP涡轮

38排气区段

40风扇壳

42风扇叶片

44核心

46核心壳

48HP轴/轴杆

50LP轴/轴杆

52压缩机级

54压缩机级

56压缩机叶片

58压缩机叶片

60压缩机导叶(喷嘴)

62压缩机导叶(喷嘴)

64涡轮级

66涡轮级

68涡轮叶片

70涡轮叶片

72涡轮导叶(喷嘴)

74涡轮导叶(喷嘴)

76鸠尾件

78翼型件

80末梢

82根部

84平台

88第一入口通道

90第二入口通道

92第三入口通道

92a前侧入口

92b后侧入口

94通道出口

96内部

98压力侧壁

100吸力侧壁

102前缘

104后缘

120前缘冷却回路

122中弦冷却回路

124后缘冷却回路

124a第一冷却回路

124b第二冷却回路

130供应通道

132返回通道

134出口通道

136膜孔

140供应通道

142后缘通道

144入口

146销

148槽口

160中间供应通道

162中间气室通道

164中间返回通道

166近壁冷却孔眼

168管道

170销组

172孔眼气室

180供应通道

182近壁冷却回路

186销组通道

188销

190返回通道

190a第一返回通道

190b第二返回通道

194前缘通道

196冲击开口

198壁

200第一子回路

202第二子回路

204第三子回路

206第四子回路

208末梢冷却通道

210上转弯部

212下转弯部

214上转弯部

216下转弯部

218上转弯部

220下转弯部

222末梢端。

具体实施方式

本发明的描述的实施例涉及涡轮叶片，并且特别涉及冷却涡轮叶片。为了说明，将关于航空器燃气涡轮发动机的涡轮叶片来描述本发明。但将理解的是，本发明不受此限制，而是可一般适用于非航空器应用，诸如其它移动应用和非移动的工业、商业和住宅应用。本发明还可适用于涡轮发动机中除了叶片之外的翼型件，诸如固定导叶。

图1是航空器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有大体纵向延伸的轴线或从前部14延伸到后部16的中心线12。发动机10包括呈下游连续流关系的：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，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包括风扇壳40，风扇壳40包围风扇20。风扇20包括多个风扇叶片42，它们围绕中心线12沿径向设置。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被核心壳46包围，核心壳46可与风扇壳40联接。

HP轴或轴杆48围绕发动机10的中心线12同轴地设置，HP轴或轴杆48传动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26上。LP轴或轴杆50在较大直径的环形HP轴杆48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置，LP轴或轴杆50传动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20上。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中成组的呈压缩机叶片56,58的形式的翼型件相对于成对应的组的呈压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)的形式的静态翼型件旋转，以对传送通过级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可设置成环形，并且可相对于中心线12沿径向向外从叶片平台延伸到叶片末梢，同时对应的静态压缩机导叶60,62定位在旋转的叶片56,58的下游和附近。要注意的是，选择图1中显示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅仅是为了说明，而且其它数量是可行的。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中成组的呈涡轮叶片68,70的形式的翼型件相对于成对应的组的呈涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)的形式的静态翼型件旋转，以从传送通过级的流体流中抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可设置成环形，并且可相对于中心线12沿径向向外从叶片平台延伸到叶片末梢，同时对应的静态涡轮导叶72,74定位在旋转的叶片68,70的上游和附近。要注意的是，选择图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅仅是为了说明书，而且其它数量是可行的。

在运行中，旋转的风扇20将周围空气供应给LP压缩机24，然后LP压缩机24将加压的周围空气供应给HP压缩机26，HP压缩机26进一步对周围空气加压。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中抽取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取额外的功来驱动LP压缩机24，并且排气最终通过排气区段38从发动机10中排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP轴杆50使风扇20和LP压缩机24旋转。

风扇20供应的一些周围空气可绕过发动机核心44，并且用来冷却发动机10的一部分，尤其是热的部分，并且/或者用来冷却航空器的其它方面或者对其提供功率。在涡轮发动机的语境中，发动机的热的部分通常是在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，HP涡轮34是最热的部分，因为它直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为(但不限于)从LP压缩机24或HP压缩机26中排出的流体。

图2是呈图1的发动机10的一个涡轮叶片68的形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括鸠尾件76和翼型件78。翼型件78从末梢80延伸到根部82。鸠尾件76进一步包括平台84，平台84在根部82处与翼型件78成一体，这有助于沿径向约束涡轮空气流。鸠尾件76可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。鸠尾件76包括至少一个入口通道，其示例性地显示为第一入口通道88、第二入口通道90和第三入口通道92，它们各自延伸通过鸠尾件76，以允许在通道出口94处与翼型件78进行内部流体连通。应当理解，在横截面中显示鸠尾件76，使得入口通道88,90,92容纳在鸠尾件76的本体内。

转到图3，翼型件78(以横截面显示)具有内部96，其由凹形压力侧壁98(限定压力侧)和凸形吸力侧壁100(限定吸力侧)限定，凹形压力侧壁98和凸形吸力侧壁100连结在一起而限定具有前缘102和后缘104的翼型件形状。翼型件78沿使得压力侧壁98跟随吸力侧壁100的方向旋转。因而，如图3中显示的那样，翼型件78将向上朝页面的顶部旋转。

翼型件78包括多个内部通道，它们可布置成形成冷却回路，冷却回路用作近表面冷却通道，近表面冷却通道专门用来冷却叶片68的沿着叶片的外表面的特定部分。在图4中示出通道和对应的冷却回路，图4是翼型件78的横截面图。应当理解，所显示的翼型件78内的各个单独的通道的相应的几何构造是示例性的，它们各自描绘冷却回路的一个或多个元件，并且不应使冷却回路局限于所显示的几何构造、尺寸或位置。

冷却回路可由沿径向在翼型件78内延伸的一个或多个通道限定。应当理解，通道可包括一个或多个膜孔，它们可在特定通道和翼型件78的外表面之间提供流体连通，从而沿着翼型件78的外表面提供冷却流体膜。

如示出的那样，翼型件78设有三个冷却回路：前缘冷却回路120、中弦冷却回路122和后缘冷却回路124，它们可进一步联接到第一近表面冷却通道、第二近表面冷却通道和第三近表面冷却通道上。可通过入口通道88,90,92(分别穿过鸠尾件76)对冷却回路120,122,124供应流冷却流体。后缘冷却回路124如示出的那样进一步包括第一冷却回路124a和第二冷却回路124b，通常从第三入口通道92对它们进行供给。第一冷却回路124a和第二冷却回路124b可进一步包括第一近壁冷却通道。

从后缘冷却回路124开始，第一冷却回路124a和第二冷却回路124b可共同从第三入口通道92得到供给，其中第三入口通道92可从一个入口在鸠尾件76内分成两个入口。在备选实施例中，第四入口通道(未显示)可用来对第一冷却回路124a或第二冷却回路124b中的一个进行供给，而第三入口通道92则对另一个进行供给。第二冷却回路124b设置在后缘104附近，并且第一冷却回路124a沿向后方向沿弦向设置在第二冷却回路124b的前面。

第一冷却回路124a包括供应通道130，它与第三入口通道92处于流体连通，并且沿从根部到末梢的方向延伸。供应通道130流通地联接到返回通道132上，返回通道132沿从末梢到根部的方向延伸，返回通道132流通地联接到出口通道134上，出口通道134沿从根部到末梢的方向延伸。

第二冷却回路124b包括供应通道140，供应通道140与第三入口通道92处于流体连通，并且沿从根部到末梢的方向延伸。供应通道140流通地与后缘通道142连通，后缘通道142从根部延伸到末梢。在一个示例中，后缘通道142可通过一个或多个入口144联接到供应通道140上，一个或多个入口144沿径向沿着翼型件78延伸，设置在供应通道140和后缘通道142之间。后缘通道142可设置有一排或多排销或销组146，它们设置在后缘通道142内。后缘通道142可进一步包括一个或多个槽口，它们与后缘通道142处于流体连通且在翼型件78的外部。

中弦冷却回路122相对于前缘冷却回路120和后缘冷却回路124的位置设置在翼型件78的弦中处。中弦冷却回路122可流通地联接到第二入口通道90上，从而接收来自第二入口通道90的冷却流体流。中弦冷却回路122包括供应通道160，供应通道160流通地联接到第二入口通道90上，并且沿从根部到末梢的方向延伸。供应通道160可位于吸力侧壁100附近，或者可在压力侧壁98附近，或者不在压力侧壁98附近也不在吸力侧壁100附近。

中间供应通道160流通地联接到沿从末梢到根部的方向延伸的中间气室通道162上。中间气室通道162进一步联接到中间返回通道164上，中间返回通道164设置在中间供应通道160和中间气室通道162两者和前缘冷却回路120之间。除了中间返回通道164之外，中间气室通道162进一步流通地联接到第二近表面冷却通道166上，第二近表面冷却通道166位于压力侧压力侧壁98和中间气室通道162之间。近表面冷却通道166包括管道168，管道168具有设置在管道168内的多个销或销组170。近表面冷却通道166进一步与孔眼(mesh)气室172处于流体连通，孔眼气室172相对于中间气室通道162流通地联接到管道168上的地方，位于管道168的相反的端部上。

前缘冷却回路120可包括供应通道180、第三近表面冷却通道182或近表面冷却区和前缘冷却通道194。供应通道180沿根部到末梢的方向延伸，在出口94处流通地联接到第一入口通道88上，以将冷却空气供应到近表面冷却通道182和前缘通道194。近表面冷却通道182可进一步限定近表面冷却区，近表面冷却区包括用于翼型件78的外表面(诸如压力侧壁98或吸力侧壁100)附近的冷却流体流的区域。

示例性地示出近表面冷却通道182在供应通道180和吸力侧壁100之间，同时在吸力侧壁100附近。在这个构造中，近表面冷却通道182冷却翼型件78的沿着吸力侧壁100的壁部分。备选地，近表面冷却通道182可定位在压力侧壁98附近，在压力侧壁98和供应通道180之间。类似地，虽然示出了供应通道180在压力侧壁98附近，但供应通道180可备选地定位在吸力侧壁100附近。

近表面冷却通道182包括沿从末梢到根部的方向延伸的销组通道186，并且可具有设置在销组通道186内的多个销或销组188。近表面冷却通道182进一步包括至少一个返回通道190，图4中示出了两个返回通道190位于销组通道186的相反的端部上。返回通道190在根部82附近流通地联接到销组通道186上，并且沿根部到末梢的方向延伸。应当理解，返回通道190可被诸如设置在其中的多个扰流器扰动。

前缘冷却回路120具有前缘通道194，前缘通道194位于前缘102附近，并且沿根部到末梢的方向延伸。前缘通道194通过冲击开口196与供应通道180处于流体连通，冲击开口196限定在供应通道180和前缘通道194之间的壁198中。前缘通道194可进一步在近表面冷却通道182的一个返回通道190附近。

应当理解，图3中示出的几何构造是本文公开的冷却回路的一个实现的示例且不应将其理解为限制性的。冷却回路包括多个通道、壁、管道、销组等，冷却回路应当理解为翼型件78内的冷却回路的一个示例性实现，而且结合本文公开的位置、尺寸和几何构造是为了有利于理解冷却回路的有创造性的概念。例如，虽然显示了近壁冷却回路182在翼型件78的吸力侧壁100上，但近壁冷却回路182可备选地位于压力侧壁98上。类似地，任何示出的近壁冷却回路都可如示出的那样位于相反的侧。近壁冷却回路的数量可增加且位于两侧上。此外，由翼型件78的横截面轮廓内的通道限定的抽象形状是示例性的，并且可为任何形状、几何构造，与别个不同或相反。

转到图5，图4的前缘冷却回路120的特写视图最佳地示出了限定前缘冷却回路120的冷却通道。供应通道180与销组通道186处于流体连通。设置在销组通道186内的多个销188可编组成销组，使得销组限定子回路。第一子回路200、第二子回路202、第三子回路204和第四子回路206可进一步由销组限定。应当理解，示出的子回路是示例性的，并且设置在销组通道186内的销可将销组通道186分成两个或更多个子回路。此外，子回路200,202,204,206在流体方面彼此分开，而是可容许在子回路200,202,204,206之间沿着它们的径向长度有冷却流体流。

返回通道190可进一步限定为第一和第二冷却通道，它们分别被示为第一返回通道190a和第二返回通道190b。子回路可进一步与第一返回通道190a和第二返回通道190b处于流体连通。在图5中示出的示例性布局中，第一子回路200和第二子回路202可与第一返回通道190a处于流体连通，并且第三子回路204和第四子回路206可与第二返回通道190b处于流体连通。应当理解，所描述的流径是示例性的，并且冷却流体流可在子回路200,202,204,206之中传送，而且传送到第一返回通道190a和第二返回通道190b。

销组通道186和第一和第二冷却通道可共同设置在供应通道180和翼型件78的外表面之间，从而限定近表面冷却区。因而，近表面冷却区可在压力侧壁98或吸力侧壁100中的至少一个附近。备选地，近表面冷却区可位于前缘102附近。

图6是图4的翼型件78的冷却回路120,122,124的流图。以虚线示意性地显示翼型件78，以示出冷却回路120,122,124在翼型件78内的一般构造。翼型件78限定翼型件腔体，翼型件腔体沿弦向方向和从根部到末梢的翼展方向从前缘102延伸到后缘104，并且翼型件腔体可由内壁分成独特的管道或通道，以形成冷却回路120,122,124，冷却回路引导冷却流体流通过翼型件78。末梢冷却通道208设置在翼型件78的末梢80上方，末梢冷却通道208可沿基本弦向方向从前缘102附近延伸向后缘104。末梢冷却通道208对冷却回路120,122,124提供公共通道，以排出冷却流体，使得供给到冷却回路120,122,124中的冷却流体可最终从翼型件78排出，如果不通过一个或多个膜孔136排出的话。

可用来自第三入口通道92的冷却流体流供给后缘冷却回路124。第三入口通道92可进一步单独地供应第一冷却回路124a和第二冷却回路124b，这可通过将来自第三冷却入口92的冷却流体流分到前侧入口92a和后侧入口92b中来完成。

第一冷却回路124a被示为从前侧入口92a得到供给，第一冷却回路124a沿根部到末梢的方向接收供应通道130内的冷却流体流。在上转弯部218处，可从供应通道130将冷却流体提供给返回通道132，从而冷却流体沿末梢到根部的方向移动。然后可从返回通道132将冷却流体在下转弯部220处提供给出口通道134，冷却流体从根部移动到末梢。在出口通道134内，冷却流体可通过膜孔136排出，以沿着翼型件78的外表面提供冷却膜。因而，由第一冷却回路124a限定的流径可为基本曲折的，在末梢80和根部82之间迂回。

第二冷却回路124b被示为从后侧入口92b得到供给，可沿根部到末梢的方向对第二冷却回路124b提供供应通道140中的流冷却流体。沿着供应通道140，冷却流体可通过来自供应通道140的一个或多个入口144流到后缘通道142中，后缘通道142可包括一个或多个销146。不流到后缘通道142中的冷却流体可从供应通道的末梢端222排出翼型件78的后缘104。

后缘通道142内的冷却空气可通过膜孔136从翼型件78排出，或者可备选地通过后缘104通过槽口148排出。

中弦冷却回路122沿弦向设置在前缘冷却回路120和后缘冷却回路124之间，可用来自第二入口通道90的冷却流体流供给中弦冷却回路122。中弦冷却回路122接收来自第二入口通道90的供应通道160内的冷却流体，冷却流体从根部移动到末梢。中弦冷却回路122进一步包括上转弯部214，在那里，供应通道160流通地与中间气室通道162连通。中间气室通道162进一步通过来自中间气室通道162的管道168与近表面冷却通道166处于流体连通。冷却空气流可移动通过近表面冷却通道166到达孔眼气室172，近表面冷却通道166可包括一个或多个销或销组170，在孔眼气室172中，冷却流体可通过膜孔136排出，以沿着翼型件78的外表面产生冷却膜。

中弦冷却回路122可进一步包括下转弯部216，从而从中间气室通道162对中间返回通道164提供冷却流体。从中间返回通道164，膜孔136可从中弦冷却回路122排出冷却流体，以沿着翼型件78的外表面提供冷却膜。由于中间返回通道164可在吸力侧壁98和压力侧壁100之间延伸，所以膜孔136可对翼型件78的外表面提供冷却流体流。

可用来自鸠尾件76内的第一入口通道88的冷却流体供给前缘冷却回路120。前缘冷却回路120接收供应通道180内从根部移动到末梢(包括第一径向方向)的冷却流体。供应通道180通过冲击开口196流通地与前缘通道194连通，在冲击开口196中，膜孔136可沿着翼型件78的前缘102排出冷却流体，以产生冷却膜。

前缘冷却回路120可进一步包括在末梢80附近的至少一个上转弯部210，从而从供应通道180对销组通道186提供冷却流体。在上转弯部210处，冷却流体可从供应通道180流到销组通道186中。冷却流体在销组通道186内沿末梢到根部方向(包括与第一径向方向相反的第二径向方向)行进，销组通道186包括多个销188。销组通道186内的销188进一步将销组通道186分成子回路200,202,204,206。冷却流体流在子回路200,202,204,206内沿末梢到根部的方向移动。在根部82附近，前缘冷却回路120可进一步包括至少一个下转弯部212，其示例性地示为两个下转弯部212，从而从销组通道186对第一返回通道190a和第二返回通道190b提供冷却流体。冷却流体在返回通道190a,190b内沿根部到末梢的方向(是第一径向方向)流动，并且可通过膜孔136排出冷却流体，以沿着翼型件78的外表面形成冷却膜，或者可将冷却流体排到末梢冷却通道208。

应当理解，冷却回路120,122,124如图4中示出的那样是翼型件78内的冷却回路的一个示例性实现，并且不应理解为受特定几何构造、通道、销组、膜孔等的限制。应当进一步理解的是，示出了冷却回路120,122,124,124a,124b大体从前缘102朝后缘104移动，或者从后缘104朝前缘102移动，该说明仅仅是冷却回路本身的示例性描绘。特定通道、管道、入口或孔眼可相对于翼型件78沿任何方向流动，诸如沿前缘102或后缘104的方向、末梢80或根部82方向，或者朝向翼型件78的压力侧壁98或吸力侧壁100，或者它们的任何组合。

本文公开的系统、方法和其它装置的各种实施例对涡轮叶片的近表面冷却区或冷却回路提供改进的冷却有效性。实践所描述的系统的一些实施例时可实现的一个优点在于，叶片的冷却回路可用于叶片的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一个，而且更优选地在两个侧壁上使用，同时对膜孔提供空气，以便在翼型件的外表面上产生冷却膜。所实现的冷却回路在翼型件内提供最佳冷却和空气流管理，以便在升高的温度下保持有效的发动机运行，从而提高发动机效率和寿命。

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，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。