涡轮转子叶片中的内部冷却构造的制作方法

本申请涉及燃气涡轮发动机中叶片的内部冷却通道和构造。更具体地而非作为限制，本申请涉及形成在涡轮转子叶片的外部径向末端(tip)附近的内部冷却通道和结构构造。

背景技术：

将应理解，燃烧或燃气涡轮发动机（“燃气涡轮”）包括在其中成列的叶片轴向地叠置成级的压缩机和涡轮区段。每个级均包括固定的一列环向隔开的定子叶片，以及围绕中心涡轮轴线或轴旋转的一列转子叶片。在操作中，一般而言，压缩机转子叶片围绕轴旋转，并且与定子叶片一致地作用来压缩空气流。供给的压缩空气然后在燃烧器中用来燃烧供给的燃料。由燃烧产生的热膨胀气体（也即，工作流体）流经由发动机的涡轮区段膨胀。穿过涡轮的工作流体流通过定子叶片再次引导到转子叶片上由此引起旋转。转子叶片连接至中心轴，使得转子叶片的旋转致使轴旋转。这样，包含在燃料中的能量转换成旋转轴的机械能，该机械能例如可用来旋转压缩机的转子叶片以致于产生燃烧所需的压缩空气的供给，以及用来旋转发电机的线圈以致于生成电力。在操作期间，由于热气体路径的极端温度、工作流体的速度以及发动机的旋转速度，涡轮内的叶片在极端的机械和热负载下变得经受高度应力。

设计高效且成本合算的燃气涡轮是一项持续且重要的目标。尽管已知有若干策略用于提高燃气涡轮的效率，但其保持为有挑战性的目标，因为此类替代方案（例如，包括增大发动机的尺寸、提高经过热气体路径的温度，以及提高转子叶片的旋转速度）通常使附加的应变置于叶片和已经受高度应力的其它热气体路径构成部件上。因此，减小置于涡轮叶片上的操作应力或容许涡轮叶片更好地耐受这些应力以便发动机可更为高效地操作的改进设备、方法或系统仍然是对于技术改进的重要方面。

用于减轻叶片上应力的一个策略是通过在操作期间对它们主动地冷却。此种冷却可容许叶片更好地耐受更高的点火温度和机械应力，这可延长叶片的寿命和通常使得发动机更为成本合算和高效地操作。在操作期间冷却叶片的一种方式是通过使用内部冷却通道或回路。一般来讲，这包括传送来源于压缩机的相对冷却的供给压缩空气经过内部冷却通道。如将认识到那样，由于众多原因，在设计和制造这些内部冷却通道时要求非常谨慎。

第一，冷却空气的使用降低了发动机的效率。具体地，来自压缩机的经转向用于冷却目的的空气为否则可在燃烧过程中使用的空气。因此，此种空气的使用必然地减少了燃烧可用的空气，且因此降低了总体效率。这要求冷却通道高度有效以便最小化用于冷却的空气用量。第二，较新的涡轮叶片设计要求侵略性地成型的空气动力学构造，其较薄并且更加弯曲或扭曲。这些新型的叶片构造给予另一优质到紧凑且高效的通道上。这些新型设计也产生空间约束，其阻碍或限制使用常规方式来制造传统的冷却通道构造。第三，内部冷却通道必须构造成促进重量轻的转子叶片，同时仍提供足够结实的结构用于耐受极端加载。也就是说，尽管冷却通道设计为减轻叶片总体重量的有效方式（其提升效率并且降低机械负载），但叶片仍必须保持非常有回弹力的。因此，冷却通道必须设计成移除材料和重量，同时仍促进结构的回弹性。内部布置也必须避免应力集中或冷却不足的区域（或“热点”），其可不利地影响部件寿命。第四，冷却构造也必须设计成以便排出的冷却剂促进表面冷却和高效的空气动力学操作。具体地，由于冷却通道典型地在冷却剂循环经过内部冷却通道后将其排出到工作流体流路中，另一设计考虑因素涉及使用排出的冷却剂用于表面冷却以及最小化与其相关联的空气动力学损失。排出的冷却剂常常预期在其释放之后用以对叶片的外表面或区域提供冷却，并且这必须与内部冷却策略相结合而且考虑空气动力学性能。

如将认识到那样，根据这些及其它标准，在涡轮叶片内的内部冷却构造的设计包括许多复杂的、常常竞争性的考虑因素。使这些以优化或增强一个或更多个期望的性能标准（同时仍足够地促进结构稳健性、部件寿命持久性、成本合算的发动机操作，以及冷却剂的有效使用）的方式平衡的新颖设计代表了显著的技术进步。

技术实现要素：

本申请因此描述了一种涡轮转子叶片，其包括限定在凹入压力面和侧向相对的凸起吸力面之间的翼型件，以及包括用于接收和引导冷却剂经过转子叶片内部的冷却通道的冷却构造。冷却通道可包括流体地连接部段，在其中：供给部段径向地延伸穿过翼型件；出口部段相对于工作流体经过涡轮的流动方向以浅角度（或小角度）排出来自转子叶片的冷却剂；以及肘管部段将供给部段连接至出口部段并且定位在翼型件的外侧末端附近。肘管部段可构造成用于适应供给部段和出口部段之间的方向变化。

具体地，本发明至少公开了以下技术方案。

技术方案1.一种用于在燃气涡轮的涡轮中使用的转子叶片，所述转子叶片包括：

限定在凹入压力面和侧向相对的凸起吸力面之间的翼型件，其中，所述压力面和所述吸力面轴向地在相对的前缘和后缘之间以及径向地在外侧末端和内侧端部之间延伸，所述内侧端部附接至构造成将所述转子叶片联接至转子盘的根部；

冷却构造，所述冷却构造包括用于接收和引导冷却剂穿过所述转子叶片的内部的多个冷却通道，所述冷却通道均包括流体地连接的相继的部段，其中：

供给部段径向地延伸穿过所述翼型件；

出口部段相对于穿过所述涡轮的工作流体的流动方向以浅角度从所述转子叶片排出所述冷却剂；以及

肘管部段将所述供给部段连接至所述出口部段并且定位在所述翼型件的外侧末端附近，所述肘管部段构造成适应在所述供给部段和所述出口部段之间的方向变化。

技术方案2.根据技术方案1所述的转子叶片，其特征在于，末端护罩连接至所述翼型件的外侧末端，所述末端护罩包括由所述翼型件的外侧末端支承的轴向和环向延伸的大致平面构件；

其中，所述出口部段在连接至所述肘管部段的上游端和在其处出口端口形成在所述转子叶片的出口表面上的下游端之间延伸；

其中，每个所述冷却通道的出口端口均包括在所述末端护罩附近和内侧的位置；以及

其中，所述翼型件的后半部限定为所述翼型件的轴向中间之后的翼型部分。

技术方案3.根据技术方案2所述的转子叶片，其特征在于：

每个所述冷却通道的出口端口均形成为穿过所述转子叶片的目标表面区域；以及

每个所述冷却通道的肘管部段均定位成以便通过所述转子叶片的目标内部区域；

所述转子叶片还包括构造成在所述翼型件的表面和所述末端护罩的内侧表面之间平滑地过渡的内侧圆角区域，所述内侧圆角区域包括分别对应于所述翼型件的压力面和吸力面的压力面内侧圆角区域和吸力面内侧圆角区域。

技术方案4.根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述出口部段的目标表面区域包括在所述翼型件的外侧末端附近的所述翼型件的吸力面；以及

其中，所述目标内部区域包括在所述翼型件的吸力面附近的所述翼型件的内部区域。

技术方案5.根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述出口部段的目标表面区域包括在所述翼型件的外侧末端附近的所述翼型件的吸力面的后半部；以及

其中，所述目标内部区域包括在所述翼型件的吸力面的后半部附近的所述翼型件的内部区域。

技术方案6.根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述出口部段的目标表面区域包括对应于所述吸力面内侧圆角区域的表面区域；以及

其中，所述目标内部区域包括所述吸力面内侧圆角区域。

技术方案7.根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述出口部段的目标表面区域包括对应于所述吸力面内侧圆角区域的表面区域的后半部；以及

其中，所述目标内部区域包括所述吸力面内侧圆角区域的后半部。

技术方案8.根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述出口部段的目标表面区域包括下列部分中的至少之一：在所述翼型件的外侧末端附近的所述翼型件的吸力面的后半部；以及与所述吸力面内侧圆角区域对应的表面区域的后半部；以及

其中，所述目标内部区域包括下列部分中的至少之一：在所述翼型件的外侧末端附近的所述翼型件的吸力面的后半部附近的所述翼型件的内部区域；以及所述吸力面内侧圆角区域的后半部。

技术方案9.根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，每个所述冷却通道的供给部段均包括形成为穿过所述转子叶片的根部的上游端，以及流体地连接至所述肘管区段的下游端，所述供给部段在所述上游端处流体地连接至冷却剂源；以及

其中，所述供给部段包括形成为穿过所述翼型件的径向定向的线性通路。

技术方案10.根据技术方案9所述的转子叶片，其特征在于，相对于在每个所述冷却通道内的所述冷却剂的预期流动方向，所述供给部段相对于所述肘管部段处于上游，以及所述肘管部段相对于所述出口部段处于上游。

技术方案11.根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，经过所述肘管部段的方向改变包括在60度至120度之间。

技术方案12.根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，经过所述肘管部段的方向改变包括在80度至100度之间。

技术方案13.根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，经过所述肘管部段的方向改变包括90度。

技术方案14.根据技术方案12所述的转子叶片，其特征在于，沿着所述肘管区段的长度的曲率半径为经过所述肘管区段的截面流动面积的直径的至少两倍。

技术方案15.根据技术方案14所述的转子叶片，其特征在于，所述冷却通道的供给部段在穿过所述翼型件的径向方向上相对于彼此近似平行地延伸并且在所述翼型件的后半部内聚集；以及

其中，所述出口端口包括沿着下列部分中至少之一形成的列：在所述翼型件的外侧末端附近的所述翼型件的吸力面的后半部；以及与所述吸力面内侧圆角区域对应的所述表面区域的后半部。

技术方案16.根据技术方案15所述的转子叶片，其特征在于，所述冷却通道的供给部段沿着所述翼型件的弧线规则地隔开；以及

其中，所述出口端口的列近似平行于所述末端护罩。

技术方案17.根据技术方案14所述的转子叶片，其特征在于：

对于每个所述出口部段的排出方向包括从所述出口部段排出的流体沿其行进的方向；

轴向基准线包括平行于所述涡轮的中心轴线并且朝向穿过所述涡轮的所述工作流体的流动方向指向的基准线；

排出角度为形成在每个所述输出部段的排出方向和所述轴向基准线之间的基准角度，所述排出角度包括切向排出角度和径向排出角度，所述切向排出角度表示在所述排出方向和所述轴向基准线之间的切向倾斜，以及所述径向排出角度表示在所述排出方向和所述轴向基准线之间的径向倾斜；以及

其中，对于每个所述出口部段：

所述切向排出角度包括在+/-30度之间的范围；以及

所述径向排出角度包括在+/-30度之间的范围。

技术方案18.根据技术方案17所述的转子叶片，其特征在于，对于每个所述出口部段：

所述切向排出角度包括在+/-10度之间的范围；以及

所述径向排出角度包括在+/-10度之间的范围。

技术方案19.根据技术方案14所述的转子叶片，其特征在于：

对于每个所述出口部段的排出方向包括从所述出口部段排出的流体沿其行进的方向；

轴向基准线包括平行于所述涡轮的中心轴线并且朝向穿过所述涡轮的所述工作流体的流动方向指向的基准线；以及

对于每个所述出口部段，所述排出方向近似平行于所述轴向基准线。

技术方案20.一种在涡轮中具有转子叶片列的燃气涡轮，所述转子叶片列包括多个转子叶片，所述转子叶片均包括：

限定在凹入压力面和侧向相对的凸起吸力面之间的翼型件，其中，所述压力面和所述吸力面轴向地在相对的前缘和后缘以及径向地在外侧末端和内侧端部之间延伸，所述内侧端部附接至构造成将所述转子叶片联接至转子盘的根部；

末端护罩连接至所述翼型件的外侧末端，所述末端护罩包括由所述翼型件的外侧末端支承的轴向和环向延伸的大致平面构件；

冷却构造，所述冷却构造包括用于接收和引导冷却剂穿过所述转子叶片的内部的多个冷却通道，所述冷却通道均包括流体地连接的相继的部段，其中：

供给部段径向地延伸穿过所述翼型件；

出口部段近似地平行于穿过所述涡轮的工作流体的流动方向从所述转子叶片排出所述冷却剂，每个所述出口部段延伸穿过形成在所述翼型件的压力面和所述末端护罩之间的内侧圆角区域；以及

肘管部段将所述供给部段连接至所述出口部段并且定位在所述翼型件的外侧末端附近，所述肘管部段构造成适应在所述供给部段和所述出口部段之间的在80度至100度之间的方向变化。

当结合附图和所附权利要求研读下文对优选实施例的详细描述时，本申请的这些及其它特征将变得明显。

附图说明

通过结合附图仔细地研究下文对本发明的示例性实施例更为详细的描述，本发明的这些及其它特征将被更为全面地理解和体会，附图中：

图1为根据本申请的方面和实施例的可包括涡轮叶片的示例性燃气涡轮的示意图；

图2为图1的燃气涡轮的压缩机区段的截面图；

图3为图1的燃气涡轮的涡轮区段的截面图；

图4为根据本申请的方面和实施例的可包括内部冷却构造和结构布置的示例性涡轮转子叶片的侧视图；

图5为沿着图4的视准线5-5的截面图；

图6为沿着图4的视准线6-6的截面图；

图7为沿着图4的视准线7-7的截面图；

图8为根据本申请的方面和实施例的可包括末端护罩和构造的示例性涡轮转子叶片的透视图；

图9为图8的末端护罩的放大透视图；

图10为根据本申请的方面和实施例的可包括末端护罩和构造的涡轮转子叶片的已安装布置的外侧透视图；

图11为根据本申请的方面和实施例的可包括构造的末端护罩的外侧轮廓；

图12为根据本申请的实施例的包括内部冷却构造的末端护罩和翼型件的局部透明的透视图；

图13为图12的冷却构造的出口端口的透视图；

图14为根据本申请的方面和实施例的包括内部冷却构造的末端护罩和翼型件的局部透明的外侧透视图；以及

图15为根据本申请的实施例的包括内部冷却构造的末端护罩和翼型件的局部透明的侧视图。

具体实施方式

本申请的方面和优点在下文于以下描述中部分地阐述，或者可根据该描述是显而易见的，或者可通过实施本发明而懂得。现在将详细地参照本发明的当前实施例，其一个或更多实例在附图中例示。详细描述使用数字标记来指代图中的特征。附图和描述中的相同或类似标记可用来指代本发明的实施例的相同或类似部分。如将认识到那样，每个实例均通过解释本发明而非对本发明限制的方式提供。事实上，本领域技术人员将清楚的是，在本发明中可作出修正和变型而不脱离其范围或实质。例如，显示或描述为一个实施例的一部分的特征可在另一实施例上使用以产生又一个实施例。本发明旨在涵盖此类修正和变型落在所附权利要求及其等同方案的范围内。应当理解，文中所提及的范围和极限包括位于规定极限内的所有子范围，包括极限本身，但另有说明除外。另外，某些用语已选定用来描述本发明以及其构成子系统和部件。在可能的范围内，这些用语基于对本技术领域常见的术语来选择。还有，将应认识到的是，此类用语常常得到不同的解释。例如，文中可称作为单一构件的部分可在别处称作为由多个构件组成，或者可在文中称作为包括多个构件的部分可在别处称作为单一构件。在理解本发明的范围时，不仅应关注所用的具体术语而且还应关注附随的描述和上下文，以及结构、构造、功能，和/或对所参照和描述的构件的使用，包括在其中使用语与若干幅图相关的方式，当然还有术语在所附权利要求中的准确使用。另外，尽管以下描述相对于某些类型的燃气涡轮或涡轮发动机来提供，但本申请的技术也可不受限制地适用于如相关技术领域的普通技术人员将应理解那样的其它范畴的涡轮发动机。因此，应当理解，除非另有说明，文中对用语“燃气涡轮”的使用广义地且带有限制地意指本发明适用于各种类型的涡轮发动机。

在给定燃气涡轮如何操作的性质的情况下，若干用语在描述其功能的某些方面证明为特别有效的。除非另外特别说明，这些用语及其定义如下。如将应理解那样，此类用语可用在描述或主张燃气涡轮或其主要子系统（也即，压缩机、燃烧器或涡轮）中的一个以及用以描述或主张用于在其中使用的构件或子构件。在后一情形中，术语应理解为描述将在燃气涡轮发动机或主要子系统内的适当装备和/或功能上的那些构件。

因此，用语“前”和“后”是指相对于燃气涡轮的定向并且更具体为发动机的压缩机和涡轮区段的相对定位的方向。因此，如文中所用，用语“前”是指压缩机端而“后”是指涡轮端。应当理解，这些用语中的每一个均可用来表示沿着发动机的中心轴线的移动方向或相对位置。如上文所述，这些用语可用来描述燃气涡轮或其主要子系统中之一的属性，以及用于定位在其内的构件或子构件。因此，例如，当构件例如转子叶片描述或主张为具有“前面”时，其可理解为是指沿由燃气涡轮的定向（也即，燃烧器和涡轮子系统的定位）所限定的向前方向定向的面。除非另有说明，此种假定也适用于以下描述性用语。

用语“下游”和“上游”在文中用来表示在指定导管或流路内相对于穿过其移动的流动的方向（下文称为“流动方向”）的位置。因此，用语“下游”是指流体流经指定导管的方向，而“上游”是指与其相反的方向。这些用语可解释为有关本领域技术人员所理解那样在给定正常或预期操作情况下经过导管的流动方向。如将认识到那样，在燃气涡轮的压缩机和涡轮区段内，工作流体向下游引导并且经过环形成型的工作流体流路，其典型地围绕燃气发动机的中心和公共轴线限定。因此，在发动机的压缩机和涡轮区段内，用语“流动方向”如文中所用是指一种基准方向，表示工作流体在预期或正常的操作条件期间流动经过发动机的工作流体流路的理想化或一般化方向。因此，在压缩机和涡轮区段内，“流动方向”术语是指平行于燃气涡轮的中心轴线并且定向成向下游或向后方向上的流动。

因此，例如，工作流体经过燃气涡轮的工作流体流路的流动可描述为开始作为空气沿流动方向经由压缩机加压，当与燃料一起燃烧时在燃烧器中成为燃烧气体，并且最后沿流动方向随着其通过涡轮而膨胀。同样，工作流体的流动可描述为在朝向燃气涡轮的前端或上游端的在前或上游位置开始，总体上沿向下游或向后方向移动，并且最后终止于朝向燃气涡轮的后端或下游端的在后或下游位置。

当燃气涡轮的许多构件例如压缩机和涡轮转子叶片在操作期间旋转时，用语“旋转前”和“旋转后”可用于描绘子构件或子区域根据预期的旋转在发动机内的相对定位。因此，如将认识到那样，这些用语可区分根据旋转的方向（在下文称为“旋转方向”）在压缩机或涡轮内的位置。如文中所用，此种旋转方向可理解为在给定正常或预期的燃气涡轮操作情况下对于构件的期望旋转方向。

此外，给定燃气涡轮的构造尤其是压缩机和涡轮区段关于公共轴或转子的布置以及圆柱形构造对于许多燃烧器类型是常见的情况下，描述相对于轴线的位置的用语可在文中规则地使用。在这方面，应当理解，用语“径向”是指垂直于轴线的运动或位置。与此相关的是，可能需要描述距中心轴线的相对距离。在此类情形中，例如，如果第一构件相对于第二构件保持更加靠近中心轴线，则第一构件将描述为在第二构件的“径向内部”或“内侧”。另一方面，如果第一构件保持距中心轴线更远，则第一构件将描述为在第二构件的“径向外部”或“外侧”。如文中所用，用语“轴向”是指平行于轴线的运动或位置，而用语“环向”是指围绕轴线的运动或位置。除非另有说明或根据上下文清楚明显，这些用语应解释为有关燃气涡轮的压缩机和/或涡轮区段的中心轴线由延伸穿过每一者的转子所限定，即使这些用语在描述或主张在其中运行的非整体构件例如转子或定子叶片的属性。当另有说明时，这些用语可相对于燃气涡轮内的某些构件或子系统的纵向轴线使用，举例而言，例如，常规的圆柱形或“筒形（can）”燃烧器典型地围绕其布置的纵向轴线。

最后，用语“转子叶片”在没有进一步特指的情况下是指压缩机或涡轮的旋转叶片，且因此可包括压缩机转子叶片和涡轮转子叶片二者。用语“定子叶片”在没有进一步特指的情况下是指压缩机或涡轮的固定叶片，且因此可包括压缩机定子叶片和涡轮定子叶片二者。用语“叶片”可用于总体地指代二者中任一类型的叶片。因此，在没有进一步特指的情况下，用语“叶片”包含所有类型的涡轮发动机叶片，包括压缩机转子叶片、压缩机定子叶片、涡轮转子叶片、涡轮定子叶片等。

作为背景技术，现在特别地参照附图，图1至图3显示根据本发明或本发明可在其中使用的示例性燃气涡轮。本领域技术人员将应理解的是，本发明可不限于这种类型的使用。如所说明的那样，本发明可用于燃气涡轮中，例如在动力生成和飞机中使用的发动机、蒸汽涡轮发动机，以及本领域普通技术人员将认识到的其它类型的旋转发动机。因此，除非另有说明，所提供的实例并非意指限制性的。图1为燃气涡轮10的示意图。一般来讲，燃气涡轮通过从由燃料在压缩空气流中燃烧产生的加压热气流中提取能量来操作。如图1中所示，燃气涡轮10可构造成具有通过公共轴或转子机械地联接至下游涡轮区段或涡轮12的轴向压缩机11，以及定位在压缩机11和涡轮12之间的燃烧器13。如图1中所示，燃气涡轮可围绕公共的中心轴线19形成。

图2显示可在图1的燃气涡轮中使用的示例性多级轴向压缩机11的视图。如图所示，压缩机11可具有多个级，其中的每个级均包括一列压缩机转子叶片14和一列压缩机定子叶片15。因此，第一级可包括一列压缩机转子叶片14，其围绕中心轴旋转，接着是一列压缩机定子叶片15，其在操作期间保持固定。图3显示可在图1的燃气涡轮中使用的示例性涡轮区段或涡轮12的局部视图。涡轮12也可包括多个级。虽然显示的是三个示例性的级，但可存在更多或更少的级。每个级均可包括多个涡轮喷嘴或定子叶片17，其在操作期间保持固定，接着是多个涡轮轮叶或转子叶片16，其在操作期间围绕轴旋转。涡轮定子叶片17通常环向地彼此隔开并且围绕旋转轴线固定至外部壳体。涡轮转子叶片16可安装在涡轮叶轮（wheel）或转子盘（未示出）上以便围绕中心轴线旋转。应当理解，涡轮定子叶片17和涡轮转子叶片16位于经过涡轮12的热气体路径或工作流体流路中。燃烧气体或工作流体在工作流体流路内流动的方向由箭头表示。

在用于燃气涡轮10的操作的一个实例中，压缩机转子叶片14在轴向压缩机11内的旋转可压缩空气流。在燃烧器13中，当压缩空气与燃料混合并被点燃时，可释放能量。由燃烧器13所产生的热气体或工作流体流然后经引导越过涡轮转子叶片16，其促使涡轮转子叶片16围绕轴旋转。这样，工作流体流的能量转化成旋转叶片的机械能，且在给定在转子叶片和轴之间连接的情况下转化成旋转轴的机械能。轴的机械能然后可用于驱动压缩机转子叶片14的旋转，使得产生压缩空气的必要供给，并且还用于驱动例如发动机来发电。

为背景技术目的，图4至图7提供根据本发明的方面或本发明的方面可在其中实施的涡轮转子叶片16的视图。如将认识到那样，这些图提供成显示转子叶片的共同构造和描绘在此类叶片内的构件和区域之间的空间关系以便随后参照，同时还描述几何形状约束以及影响其内部和外部设计的其它标准。尽管该实例的叶片是转子叶片，但应当理解，除非另有说明，本发明还可应用于燃气涡轮内其它类型的叶片。如上文所说明，对此类构件的描述可包括基于燃气涡轮发动机的定向和功能导出含义的术语，并且更具体地，工作流体流路且因此应当在该上下文中理解，也即此种描述设想转子叶片已适当地安装并且正在发动机内的预期或正常条件下操作。

转子叶片16，如图所示，可包括构造成用于附接至转子盘的根部21。根部21例如可包括榫接部22，其构造成用于安装在转子盘的周边中的对应榫接槽中。根部21还可包括在榫接部22和平台24之间延伸的柄部23。如图所示，平台24总体上形成在根部21和翼型件25之间的接合处，其为拦截穿过涡轮12的工作流体流并且引起期望旋转的、转子叶片16的主动（或有效）构件。平台24可限定翼型件25的内侧端部。平台还可限定穿过涡轮12的工作流体流路的内侧边界的区段。

转子叶片的翼型件25可典型地包括凹入压力面26和环向地或侧向地相对的凸起吸力面27。压力面26和吸力面27可分别轴向地延伸在相对的前缘28和后缘29之间，并且在径向方向上延伸在可限定在与平台24的接合处的内侧端部和外侧末端31之间。翼型件25可包括弯曲或成轮廓的形状，其设计成用于促进期望的空气动力学性能。如图4和图5中所示，翼型件25的形状可随着其在平台24和外侧末端31之间延伸而逐渐地渐缩。渐缩可包括收窄在翼型件25的前缘28和后缘29之间距离的轴向渐缩，如图4中所示，以及减小限定在吸力面26和压力面27之间的翼型件25的厚度的环向渐缩，如图5中所示。如图6和图7中所示，翼型件25的成轮廓形状还可包括关于翼型件25的纵向轴线随着其从平台24延伸的扭曲。如将认识到那样，扭曲可包含为以便在内侧端部和外侧末端31之间逐渐地改变对于翼型件25的交错角（或翼差角，staggerangle）。

为描述性目的，如图4中所示，转子叶片16的翼型件25还可描述为包括限定至轴向中线32的各侧的前缘区段或半部（half）和后缘区段或半部。根据其在文中的使用，轴向中线32可通过在平台24和外侧末端31之间连接翼型件25的弧线35的中点34来形成。另外，翼型件25可描述为包括限定翼型件25的径向中线33的内侧和外侧的两个径向叠置区段。因此，如文中所用，翼型件25的内侧区段或半部在平台24和径向中线33之间延伸，而外侧区段或半部在径向中线33和外侧末端31之间延伸。最后，翼型件25可描述为包括压力面区段或半部和吸力面区段或半部，如将认识到那样，它们限定至翼型件25的弧线35的各侧和翼型件25的对应面26、27。

转子叶片16还可包括具有一个或更多个冷却通道37的内部冷却构造36，在操作期间冷却剂循环经过该冷却通道。此类冷却通道37可从通向穿过转子叶片16的根部21形成的供给源的连接部沿径向向外延伸。冷却通道37可为线性的、弯曲的或者它们的组合，并且可包括冷却剂经由其从转子叶片16排出并进入工作流体流路中的一个或更多个出口或表面端口。

图8至图11显示根据本发明或本发明可在其中使用的具有末端护罩41的涡轮转子叶片16。如将认识到那样，图8为包括末端护罩41的示例性涡轮转子叶片16的透视图，而图9为末端护罩41部分的放大视图。图10提供了带有末端护罩的转子叶片16的示例性已安装布置从外侧透视的侧面图（profile）。最后，图11提供了可用于描绘在接下来讨论的末端护罩内的不同区域的末端护罩41的放大外侧侧视图。

如图所示，末端护罩41可定位在翼型件25的外侧端部处或附近。末端护罩41可包括轴向和环向地延伸的平坦板或平面构件，该平坦板或平面构件由翼型件25朝向其中心支承。为描述性目的，末端护罩41可包括内侧表面45、外侧表面44，以及边缘46。如图所示，内侧表面45横跨末端护罩41的窄径向厚度与外侧表面44相对，而边缘46连接内侧表面45至外侧表面44并且如文中所用，限定末端护罩41的周边或外侧轮廓。

密封围栏（rail）42可沿着末端护罩41的外侧表面44定位。一般来讲，如图所示，密封围栏42为翅片状突出部，其从末端护罩41的外侧表面44沿径向向外延伸。密封围栏42可在转子叶片16的旋转的方向或“旋转方向”上在末端护罩41的相对两端之间环向地延伸。如将认识到那样，密封围栏42可用于阻止工作流体穿过典型地存在于末端护罩41和围绕的固定构件之间的径向间隙的泄漏，该围绕的固定构件限定经过涡轮的工作流体流路的外侧边界。根据常规设计，密封围栏42可径向地延伸到横跨该间隙与其相对的耐磨损的固定蜂窝结构（honeycomb）护罩中。密封围栏42可延伸横跨末端护罩41的外侧表面44的基本上整个环向长度。如文中所用，末端护罩41的环向长度是指末端护罩41在旋转方向50上的长度。为描述性目的，密封围栏42可包括相对的围栏面，在其中前面56对应于燃气涡轮的向前方向，以及后面57与向后方向相对应。如将认识到那样，前面56因此面朝或面向工作流体的流动方向，而后面57则远离其面向。密封围栏42的前面56和后面57中的每个均可布置成以便相对于末端护罩41的外侧表面44形成陡斜角度。

尽管其它构造也是可能的，但密封围栏42可具有近似矩形轮廓。密封围栏42的前面56和后面57可沿着环向窄边缘连接，该环向窄边缘如文中所用，包括：相对且近似平行的外侧和内侧边缘，以及相对且近似平行的旋转前缘和旋转后缘。具体地，密封围栏42的内侧边缘可限定在密封围栏42和末端护罩41的外侧表面44之间的对接面处。如将认识到那样，在给定圆角区域为结构性目的形成在密封围栏42和末端护罩41之间的情况下，内侧边缘有些不明显且因此未采用数字标识符特别地标出。密封围栏42的外侧边缘59远离末端护罩41的外侧表面44径向地偏移。如将认识到那样，这种径向偏移通常代表密封围栏42的径向高度。如所指出的那样，密封围栏42的旋转前缘62刚好从悬于翼型件25的吸力面27之上的末端护罩41的边缘46径向地突出。因为这样，旋转前缘62是指在操作期间随着转子叶片16旋转而“引导”密封围栏42的构件。在密封围栏42的相对端部，旋转后缘63刚好从悬于翼型件25的压力面26之上的末端护罩41的边缘46径向地突出。在给定此种布置的情况下，旋转后缘63是指在操作期间随着转子叶片16旋转而“跟随”密封围栏42的构件。

切削齿43可设置在密封围栏42上。如将认识到那样，切削齿43可提供成在固定护罩的耐磨损涂层或蜂窝结构中切削稍宽于密封围栏42的宽度的沟槽。如将认识到那样，蜂窝结构可提供成增强密封稳定性，以及切削齿43的使用可通过清洁这种较宽路径来减小固定部件和旋转部件之间的溢出和摩擦。切削齿43通常为沿着密封围栏42的环向长度具有增大宽度的区域。更具体地，切削齿43可包括密封围栏42的轴向加宽的环向区段。这种轴向加宽区域可在末端护罩41的外侧表面44和密封围栏42的外侧边缘之间径向地延伸。切削齿43可定位在密封围栏42的中心或中间区域附近。如下文所提供，切削齿43可设置在末端护罩41的外侧表面44的翼型部分内。切削齿43可具有近似矩形轮廓，但其它轮廓也是可能的。

末端护罩41可包括圆角区域48，49，它们构造成提供在末端护罩41和翼型件25的发散表面之间的平滑表面过渡以及在末端护罩41和密封围栏42之间的平滑表面过渡。因此，末端护罩41的构造可包括外侧圆角区域48，其形成在末端护罩41的外侧表面44和密封围栏42的前面56和后面57之间。末端护罩41还可包括内侧圆角区域49，其形成在末端护罩41的内侧表面45与翼型件25的压力和吸力面26、27之间。如将认识到那样，内侧圆角区域49可更为具体地描述为包括：压力内侧圆角区域，其为形成在翼型件25的压力面26和末端护罩41的内侧表面45之间的部分；以及吸力内侧圆角区域，其为形成在翼型件25的吸力面27和末端护罩41的内侧表面45之间的部分。外侧圆角区域48可更为具体地描述为包括：前外侧圆角区域，其为形成在密封围栏42的前面56和末端护罩41的外侧表面44之间的部分；以及后外侧圆角区域，其为形成在密封围栏42的后面57和末端护罩41的外侧表面44之间的部分。如所图示那样，这些圆角区域49、48中的每个均可构造成在形成急剧或陡斜角度过渡之间的若干平面表面之间提供平滑弯曲过渡。如将认识到那样，此类圆角区域可改善空气动力学性能以及扩散否则将出现在那些区域中的应力集中。即便如此，由于末端护罩41的悬垂或悬臂式外伸负载以及发动机的旋转速度，这些区域保持经受高度应力。如将认识到那样，在没有足够冷却的情况下，在这些区域中的应力为构件使用寿命的显著限制。

现在具体地参看图10，末端护罩41可构造成包括接触对接面，在其中接触表面或边缘在操作期间接合形成在相邻转子叶片的末端护罩41上的同样表面或边缘。如将认识到那样，这可实行，例如，用以减小泄漏或有害振动。图10提供了末端护罩41在涡轮转子叶片上当它们可能看起来处于组装状态时的外侧视图。如所指出那样，相对于旋转方向50，末端护罩41的边缘46为描述性目的可包括旋转前接触边缘52和旋转后接触边缘53。因此，如图所示，在旋转前位置的末端护罩41可构造成具有旋转后接触边缘53，其接触或紧密邻近在相对于旋转前位置的旋转后位置的末端护罩41的旋转前接触边缘52。尽管在相邻末端护罩41之间的这种接触区域一般来讲可称为接触对接面，但在给定为示例性构造的轮廓情况下，它也可称为“z形凹口”对接面。其它构造也是可能的。在形成接触对接面时，末端护罩41的边缘46可构造成具有带凹口区段，其旨在以预定方式协同地接触或接合相邻且相同构造的末端护罩41。

现在具体地参看图11，末端护罩41的外侧轮廓可具有扇贝（或扇形，scallop）形状。尽管其它构造是可能的，但示例性的扇贝形状为在减少泄漏同时还最小化重量方面很好地实行的一种。无论轮廓如何，应当理解，构成末端护罩41的区域或部分在给定它们相对于密封围栏42和/或下方翼型件25轮廓的位置情况下是可描述的。因此，如文中所用，末端护罩41的翼型部分65为限定在经由末端护罩41沿径向突出的翼型件25的轮廓内的部分。末端护罩41的压力部分66为从翼型件25的压力面26悬臂式外伸并且悬于该压力面之上的部分，而末端护罩41的吸力部分67为从翼型件25的吸力面27悬臂式外伸并且悬于该吸力面之上的部分。最后，末端护罩41的前部部分68为从密封围栏42沿向前方向延伸以便悬于翼型件25的前缘28之上的部分，而末端护罩41的后部部分69为从密封围栏42沿向后方向延伸以便悬于翼型件25的后缘29之上的部分。

现在参看图12至图15，根据本发明的方面和示例性实施例提供了若干内部冷却构造。如将认识到那样，这些实例参照和根据文中已提供的系统、构件和相关原理尤其是关于前图所讨论的那些来描述。

如图所示，本发明可包括用于燃气涡轮转子叶片的内部冷却构造。如将看到那样，此类冷却构造可包括一个或更多个内部冷却通道用于接收和引导冷却剂例如从压缩机泄放的压缩空气穿过转子叶片的内部。根据当前构造，内部冷却构造36提供为具有形成在转子叶片内的冷却通道中的一个或更多个，其中的每一个均可包括延伸穿过根部、翼型件和/或末端护罩的部分的流体地连接且相继的区段或部段。如在下文提供并且参看该若干幅图，这些部段可包括供给部段72、肘管部段73，以及出口部段74。

如图所示，供给部段72可形成冷却通道的上游端，且因此可延伸穿过转子叶片16的根部21以便将冷却构造36连接至冷却剂源。冷却构造36可包括冷却构造中的若干个，并且这些中的每一个均可包括沿径向向外延伸穿过翼型件25的离散且分离的供给部段72。根据示例性的构造，如图12至图15中所示，供给部段72中的每一个均可构造为穿过翼型件25的内部形成的径向定向的冷却剂通路（passageway）。供给部段72可为线性的，但其它构造也是可能的。在下游端，供给部段72中的每一个均可流体地连接至肘管部段73中的一个。

根据当前构造，肘管部段73为经由其实现急剧方向改变的冷却通道的区段。如图所示，肘管部段73可将供给部段72连接至出口部段74，同时适应在二者之间发生的方向改变。如图所示，这种方向改变可为急剧或急转的改变。根据示例性实施例，经由肘管部段73发生的方向改变可包括近似90度的角度。更具体地，根据其它实施例，经由肘管73的方向改变可包括在一数值范围内的角度。例如，肘管部段73可包括在60度至120度之间的方向改变。根据其它实施例，肘管部段73构造成实现在80度至100度之间的方向改变。在形成这种方向改变时，肘管部段73可构造成以便曲率为急转的而非逐渐的。如将认识到那样，肘管部段73的急转曲率可通过使穿越肘管部段73的长度的曲率半径与肘管部段73的截面流动面积的直径相关来描述。根据优选的实施例，该曲率半径为截面流动面积的直径的至少两倍。

如将讨论那样，肘管部段73可构造成发生在转子叶片16的目标内部区域内。这种目标内部区域可为意指经由移动穿过肘管部段73的冷却剂来对流地冷却的区域。如将认识到那样，经由肘管部段73的方向改变可引起在冷却剂流中可提高其有效性的湍流流动。根据某些优选实施例，肘管部段72定位在其内的目标内部区域包括在末端护罩41附近的翼型件25的内部区域或在翼型件25和末端护罩41之间的内侧圆角区域49。根据其它的优选实施例，目标内部区域为吸力面内侧圆角区域49。在某些优选的实施例中，目标内部区域限于翼型件25的后半部。还更优选地，目标内部区域包括吸力面内侧圆角区域49的后半部。

如图12至图15中所示，出口部段74为在肘管部段73和形成在转子叶片16的外表面上的出口端口75之间延伸的冷却通道的部分。因此，出口部段74为在冷却通道内流动的冷却剂经由其排出至工作流体流路的区段。出口部段74可包括连接至肘管部段73的上游端，以及构造为出口端口75的下游端。如图所示，在肘管部段73和出口端口75之间，出口部段74可沿着线性路径延伸，但其它构造也是可能的。在冷却通道中的任何一个内，出口部段74和肘管部段73以及供给部段72的截面流动面积可近似相同，但其它构造也是可能的。如将认识到那样，由于出口端口75形成在转子叶片16的外表面上，故出口部段74容许本发明的冷却通道与经过涡轮12的工作流体流路流体地连通。

根据优选的实施例，出口部段74的出口端口75可形成在预定的目标表面区域上。一般来讲，这些目标表面区域可包括已在文中讨论的翼型件25和/或末端护罩41的若干表面区域中的任何一个。因此，根据示例性实施例，用于冷却构造36的目标表面区域可包括下列部分中的一个或更多个：翼型件25的压力面26；翼型件25的吸力面27；对应于内侧圆角区域49的表面区域；对应于外侧圆角区域48的表面区域；末端护罩41的内侧表面45；以及末端护罩41的边缘46。根据优选的实施例，出口端口75形成在刚好末端护罩41的内侧和翼型件25的吸力面27上。如图所示，优选的位置还可包括内侧圆角区域49的外表面区域和/或翼型件25的吸力面27的外侧区域（也即，末端护罩41附近的翼型件25的吸力面27的区域）。如图所示，根据优选的实施例，出口端口75可沿着翼型件25的吸力面27的内侧圆角区域49的后部分排列成列。出口端口75的列可形成在刚好内侧并且近似地平行于末端护罩41。

根据其它优选实施例，肘管部段73可形成为以便穿过预选的目标内部区域对分或延伸。这些目标内部区域可包括末端护罩41和内侧圆角区域49附近或邻接其的翼型件25的外侧区域。也就是说，根据优选的实施例，肘管部段73形成在刚好末端护罩41的内侧。如将认识到那样，定位在该位置的目标内部区域可包括吸力内侧圆角区域49和/或翼型件25的吸力面27的外侧内部区域。

本发明的冷却构造36可包括延伸穿过转子叶片16的冷却通道中的多个。这些可在翼型件25内居中（位于中间位置）或者可朝向翼型件25的吸力面27偏移。冷却通道还可在翼型件25的后轴向半部中成组（或聚集），如文中所用，该后轴向半部是指翼型件25的轴向中线32的后部。根据优选的实施例，可具有多个供给部段72以及如图所示，这些供给部段可在穿过翼型件25的径向方向上相对于彼此近似平行地延伸。如图所示，这些供给部段72可定位在翼型件25的后半部内。根据优选的实施例，供给部段72可沿着翼型件25的弧线35规则地隔开。另外，供给部段72的截面流动面积以及连接的肘管和出口部段73、74的截面流动面积可随着冷却通道定位成更靠近翼型件25的后缘29而减小。如将认识到那样，在冷却通道之中的这种变窄可随着其朝向后缘29延伸而与翼型件25的变窄相配合地（或按比例地）一致。

如所说明那样，冷却通道中的每个的供给部段72可径向地延伸至在翼型件25中靠近或紧密邻近末端护罩41或翼型件25的外径向端的位置。供给部段72中的每个均可与肘管部段73中相应的一个连接，如所声称那样，该肘管部段使经过冷却通道的流动方向弯曲近似90度。如图所示，肘管部段73可构造成使冷却通道转向以便经过出口部段74的流动方向与经过涡轮12的工作流体的流动方向近似地对齐。如将认识到那样，经过涡轮12的流动方向相对于密封围栏42的长轴线大体上垂直，并且依方向而定以便压力面26为翼型件25的上游面。从肘管部段73，每个冷却通道均可包括将其连接至出口端口75中之一的出口部段74。根据优选的实施例，出口端口75可形成在翼型件25的吸力面27上或者翼型件25和末端护罩41之间的吸力面内侧圆角区域49上。如在图13中最清楚地所示，冷却构造36可包括布置为沿着吸力面27的后半部隔开的一列的出口端口75。

如所说明那样，出口端口75可用于排出流经冷却通道中每一个的冷却剂。根据常规设计，径向定向的冷却通道典型地构造成继续穿过末端护罩以便连接至定位在末端护罩的外侧表面上的出口端口。对于这种布置，从出口端口排出的冷却剂沿基本上垂直于穿过涡轮的流动方向的方向排出。如将认识到那样，冷却剂以此方式的释放造成显著的空气动力学混合损耗。也就是说，排出的冷却剂通常扰乱和妨碍工作流体经过涡轮流路的流动，这不利地影响空气动力学性能并且最终地影响发动机的效率。

根据本发明的构造，如上所述，所包含的肘管部段73使冷却通道中的每一个弯曲或转向以便自其排出的冷却剂相对于穿过涡轮12的工作流体的流动方向以浅角度或小角度释放，或者根据某些优选实施例为与其平行地释放。也就是说，根据优选的实施例，肘管部段73可构造成使得自其延伸的出口部段74在与穿过涡轮12的流动方向紧密地对齐或者在该流动方向的优选角度范围内的方向内如此进行。

为了更具体地地描述这种角度关系，可能有用的是引入若干用语（包括“排出方向”、“轴向基准线”以及“排出角度”）并且限定这些用语将如何在文中使用。如在图14和图15中所示，排出方向79表示出口部段74沿其指向以便排出从该出口部段离开的冷却流体的方向。因此，排出方向79为从出口部段74排出的流体如果没有其它方式作用的话将行进的方向。排出方向79可进一步地理解为近似于一基准线的延续，在此情况下该基准线由出口部段74的中心纵向轴线限定。如文中所用，轴向基准线80为按照经过涡轮13的工作流体流的总体方向并在该方向上对齐的基准线。因此，轴向基准线80可假定为基本上平行于穿过涡轮12的中心轴线19并沿下游方向引导的线。最后，如文中所用，排出角度81、82为在出口部段74中之一的排出方向79和轴向基准线80之间的基准角度。如将认识到那样，排出角度81、82可在切向和径向上限定。也就是说，排出角度81、82可描述排出方向79相对于轴向基准线80切向地或径向地倾斜的程度（或度数）。因此，如图14中所示，切向排出角度81反映在排出方向79和轴向基准线80之间的切向倾斜或角度，而如图15中所示，径向排出角度82反映在排出方向79和轴向基准线80之间产生的径向倾斜或角度。

如所说明那样，本冷却构造36可构造成使得排出角度81、82相对较浅。如将认识到那样，排出角度81、82的具体大小是可变化的，因为最佳的角度值或范围可取决于若干因素，例如末端护罩或翼型件的构造，或者取决于设计标准，例如转子叶片冷却要求和策略。另外，尽管本构造的冷却性能可采用特定值或在某些优选范围内优化或增强，但应当理解，性能益处可在用于排出角度81、82的宽广值范围内获得。就此而言，申请人已确定当结合常见转子叶片构造使用时特别有利的若干优选实施例，并且现在将公开这些实施例。关于切向排出角度81（如图14中所示），出口部段74的示例性构造包括在相对于轴向基准线80处于大约+/-30度范围内的切向排出角度81。根据某些优选实施例，出口部段74形成为使得切向排出角度81在相对于轴向基准线80处于大约+/-10度的范围内。还有的其它优选实施例包括具有接近0度的切向排出角度81的出口部段74，也即，排出方向79近似平行于轴向基准线80。关于径向排出角度82（如图15中所示），出口部段74的示例性构造包括在相对于轴向基准线80处于大约+/-30度范围内的径向排出角度82。根据某些优选实施例，出口部段74形成为使得径向排出角度82在相对于轴向基准线80处于大约+/-10度的范围内。还有的其它优选实施例包括具有接近0度的径向排出角度82的出口部段74，也即，排出方向79近似平行于轴向基准线80。

如将认识到那样，冷却剂相对于下游轴向方向（如文中所述）以此种浅角度的排出可减小空气动力学混合损耗。这归因于对工作流体的流动破坏最小化的事实。另外，冷却剂以文中所述方式的释放可通过使排出的冷却剂与工作流体流更为平稳地混合来降低次级涡流的强度。这可改善总体效率和性能。另外，排出角度81、82和冷却通道及相对于其的出口端口75的建议位置（穿过关于吸力面27后部的翼型区域和在该区域上以及在末端护罩41和吸力面内侧圆角区域49附近）可解决难以冷却区域中的冷却要求，并且还改善或减小作用在翼型件25的该区域上的总体扭转力。

作为本领域技术人员将认识到，上文关于若干示例性实施例描述的许多不同的特征和构造还可选择性地应用以形成本发明的其它可能的实施例。为了简洁起见和考虑本领域技术人员的能力，所有可能的重复都未详细地提供或讨论，但由下文的若干权利要求或以其它方式所包含的所有组合以及可能的实施例旨在作为本申请的一部分。此外，根据本发明的若干示例性实施例的以上描述，本领域技术人员将领会到改进、变化和修正。在本领域内的此类改进、变化和修正旨在由所附权利要求涵盖。另外，应明白的是，前文仅涉及本申请所描述的实施例并且可在不脱离由所附权利要求及其等同方案所限定的本申请的实质和范围的情况下做出许多改变和修正。