在冷却剂通道的转弯部开口处具有应力减小球根状突起的叶片的制作方法

本发明涉及涡轮翼型件，更具体地，本发明涉及中空涡轮翼型件，例如转子或定子叶片，其具有内部沟槽，以用于诸如空气的流体穿过以冷却翼型件。

背景技术：

燃烧或燃气涡轮发动机(在下文中称为“燃气涡轮”)包括压缩机、燃烧器和涡轮。本领域中众所周知的是，在压缩机中压缩的空气与燃料混合，并且在燃烧器中点火，然后膨胀通过涡轮以做功。涡轮内的部件，特别是沿周向排列的转子和定子叶片，经受不利的环境，该不利的环境的特征是膨胀通过的燃烧产物的极高的温度和压力。为了经受住重复的热循环以及该环境的极端温度和机械应力，翼型件必须具有强健的结构并且必须被主动地冷却。

应当理解，涡轮转子和定子叶片通常包含形成冷却系统的内部通道或回路，通常为从压缩机排出的空气的冷却剂循环通过该冷却系统。这样的冷却回路通常由内部肋部形成，该内部肋部提供用于翼型件所需的结构支撑，并且包括多个流动路径布置，以将翼型件保持在可接受的温度分布内。穿过这些冷却回路的空气通过形成在翼型件的前缘、后缘、吸力侧和压力侧上的膜冷却孔口排出。

应当理解，燃气涡轮的效率随着点火温度上升而增加。由此，对于使得涡轮叶片能够承受永远更高的温度的技术进步存在恒定的需求。这些进步有时候包括能够承受较高温度的新型材料，但是通常仅仅只是涉及改进翼型件的内部构造，以便加强叶片结构和冷却能力。然而，因为使用冷却剂降低了发动机的效率，所以太过于依赖增加的冷却剂使用水平的布置形式仅仅是以效率低下作为交换的。因此，仍然继续需要提供内部翼型件构造的新型的翼型件布置形式和提高冷却剂效率的冷却剂循环。

使得内部冷却的翼型件的布置形式进一步复杂化的考虑是在翼型件的内部和外部结构之间操作期间出现的温差。也就是，因为它们暴露于热气体路径，所以翼型件的外壁在操作期间通常停留在比许多内部肋部高得多的温度下，这些内部肋部例如可以具有限定到其每一侧上的冷却剂流过通道。事实上，通用的翼型件构造包括“四壁”布置形式，其中长的肋部与压力和吸力侧的外壁平行地延伸。已知的是，通过在四壁布置形式中形成的近壁流动通道可以实现高的冷却效率。近壁流动通道的难点在于，外壁比内壁经历显著高的热膨胀水平。这种不平衡的发展导致在内部肋部连接的部位处出现应力，这可能导致低的循环疲劳，可能缩短叶片的使用寿命。

技术实现要素：

本发明的第一个方面提供一种叶片，其包括翼型件，所述翼型件由凹入的压力侧外壁和凸起的吸力侧外壁限定，所述压力侧外壁和吸力侧外壁沿着前缘和后缘连接，并且在所述压力侧外壁和吸力侧外壁之间形成径向延伸的腔室，以用于接纳冷却剂流，所述叶片还包括：肋部构造，所述肋部构造包括：肋部，所述肋部将所述径向延伸的腔室分隔成第一通道和相邻的第二通道，所述第一通道处于所述肋部的第一侧部上，所述第二通道处于所述肋部的相对的第二侧部上，每个通道在所述径向延伸的腔室的端部处由所述径向延伸的腔室的端部构件封闭，和转弯部开口，所述转弯部开口限定在所述肋部的端部中，冷却剂经由所述转弯部开口在所述径向延伸的腔室的端部构件内、在所述第一通道和所述第二通道之间穿过；以及球根状突起，所述球根状突起沿着所述肋部的端部延伸，并且在所述转弯部开口的相对的径向延伸的侧部上延伸。

基于上述第一方面，本发明还提供以下技术方案：

技术方案1：根据第一方面的叶片，所述球根状突起以u形形状延伸，所述u形形状的开口端部面向所述径向延伸的腔室的端部构件。

技术方案2：根据技术方案1的叶片，所述球根状突起仅仅沿着所述u形形状延伸，并且终止于所述径向延伸的腔室的端部构件中。

技术方案3：根据技术方案1的叶片，所述u形形状的第一端部相对于所述u形形状的第二端部是倾斜的。

技术方案4：根据第一方面的叶片，所述球根状突起进一步沿所述径向延伸的腔室的端部构件在所述转弯部开口的相对的径向延伸的侧部之间延伸。

技术方案5：根据第一方面的叶片，所述肋部沿着其长度具有第一厚度，所述球根状突起具有比所述第一厚度大的第二厚度。

技术方案6：根据权利要求1所述的叶片，所述肋部包括弯曲弯弧线肋部，所述弯曲弯弧线肋部在每个端部处联接到在圆角处的选择的外壁，所述弯曲弯弧线肋部将所述第一通道限定为所述选择的外壁和所述弯曲弯弧线肋部之间的外部通道，并且将所述第二通道限定为与所述外部通道相邻的内部通道，

其中所述转弯部开口通过所述球根状突起与所述圆角间隔开。

技术方案7：根据技术方案6的叶片，所述弯曲弯弧线肋部具有波浪状轮廓。

技术方案8：根据技术方案6的叶片，所述球根状突起包括朝向所述内部通道延伸的部分。

技术方案9：根据第一方面的叶片，所述球根状突起具有由多于一个的曲率半径限定的横截面。

技术方案10：根据第一方面的叶片，所述叶片包括涡轮转子叶片和涡轮定子叶片之一。

本发明的第二个方面提供一种涡轮转子叶片，其包括翼型件，所述翼型件由凹入的压力侧外壁和凸起的吸力侧外壁限定，所述压力侧外壁和吸力侧外壁沿着前缘和后缘连接，并且在所述压力侧外壁和吸力侧外壁之间形成径向延伸的腔室，以用于接纳冷却剂流，所述涡轮转子叶片还包括：肋部构造，所述肋部构造包括：肋部，所述肋部将所述径向延伸的腔室分隔成第一通道和相邻的第二通道，所述第一通道处于所述肋部的第一侧部上，所述第二通道处于所述肋部的相对的第二侧部上，每个通道在所述径向延伸的腔室的端部处由所述径向延伸的腔室的端部构件封闭，和转弯部开口，所述转弯部开口限定在所述肋部的端部中，冷却剂经由所述转弯部开口在所述径向延伸的腔室的端部构件内、在所述第一通道和所述第二通道之间穿过；以及球根状突起，所述球根状突起沿着所述肋部的端部延伸，并且在所述转弯部开口的相对的径向延伸的侧部上延伸。

基于上述第二方面，本发明还提供以下技术方案：

技术方案11：根据第二方面的涡轮转子叶片，所述球根状突起以u形形状延伸，所述u形形状的开口端部面向所述径向延伸的腔室的端部构件。

技术方案12：根据技术方案11的涡轮转子叶片，所述球根状突起仅仅沿所述u形形状延伸，并且终止于所述径向延伸的腔室的端部构件中。

技术方案13：根据技术方案11的涡轮转子叶片，所述u形形状的第一端部相对于所述u形形状的第二端部是倾斜的。

技术方案14：根据第二方面的涡轮转子叶片，所述球根状突起进一步沿所述径向延伸的腔室的端部构件在所述转弯部开口的相对的径向延伸的侧部之间延伸。

技术方案15：根据第二方面的涡轮转子叶片，所述肋部沿其长度具有第一厚度，所述球根状突起具有比所述第一厚度大的第二厚度。

技术方案16：根据第二方面的涡轮转子叶片，所述肋部包括弯曲弯弧线肋部，所述弯曲弯弧线肋部在每个端部处联接到在圆角处的选择的外壁，所述弯曲弯弧线肋部将所述第一通道限定为所述选择的外壁和所述弯曲弯弧线肋部之间的外部通道，并且将所述第二通道限定为与所述外部通道相邻的内部通道，

其中所述转弯部开口通过所述球根状突起与所述圆角间隔开。

技术方案17：根据技术方案16的涡轮转子叶片，所述球根状突起包括朝向所述内部通道延伸的部分。

技术方案18：根据第二方面的涡轮转子叶片，所述球根状突起具有由多于一个的曲率半径限定的横截面。

本发明的示例性的方面是用以解决本文所述的问题和/或没有讨论的其它问题的布置形式。

附图说明

结合示出了本发明各个实施例的附图，从以下本发明各方面的详细描述中，本发明的这些和其它特征将会更加容易理解，其中：

图1为可用于本申请某些实施例的示例性的涡轮发动机的示意图。

图2为图1的燃烧涡轮发动机的压缩机部段的横截面图。

图3为图1的燃烧涡轮发动机的涡轮部段的横截面图。

图4为可用于本发明实施例的涡轮转子叶片的透视图。

图5为根据常规布置形式的涡轮转子叶片的横截面图，其具有内壁或肋部构造。

图6为根据常规布置形式的涡轮转子叶片的横截面图，其具有肋部构造。

图7示出了沿图4中的线ee截取的常规肋部构造的放大横截面透视图。

图8示出了沿图4中的线dd部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图9示出了沿图4中的线aa部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图10示出了沿图4中的线ee截取的根据本发明实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图11示出了沿图4中的线ff部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图12示出了沿图4中的线ff部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造和球根状突起的另一个放大横截面透视图。

图13示出了沿图4中的线bb部分地截取的根据本发明可选择的实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图14示出了可以用于本文所述的任何实施例的球根状突起的实施例的放大横截面图。

图15示出了沿图4中的线bb部分地截取的根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图16示出了沿图4中的线dd部分地截取的根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图17示出了沿图4中的线ee部分地截取的根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

图18示出了沿图4中的线dd部分地截取的根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起的放大横截面透视图。

要注意的是，本发明的附图未按比例绘制。附图旨在示出本发明的仅仅典型的方面，因此不应当认为是限制本发明的范围。在附图中，相同的附图标记在附图之间表示相同的元件。

具体实施方式

首先，为了清楚地描述本发明，在参考和描述相关的燃气涡轮中的机器部件时需要选择某些术语。由此，可能的话，将会以与所接受的意义相一致的方式使用和采用通用的工业术语。除非另外声明，否则这样的术语应当给出与本申请的内容和所附权利要求的范围相一致的宽泛解释。本领域普通技术人员将会理解，通常特定的部件可能涉及使用若干不同的或重叠的术语。本文中可以作为单个部件描述的部分可以包括在由多个部件构成的其它内容中并在该内容中被参考。作为另外一种选择，本文中可以作为包括多个部件描述的部分可以在别的地方作为单个部件。

此外，若干描述性术语可以在本文中有规律地使用，并且应当证明有助于在该部分开始时限定这些术语。除非另外声明，否则这些术语及其定义如下。如在此所用的，“下游”和“上游”是表示相对于流体流方向的术语，该流体流为例如穿过涡轮发动机的工作流体，或者例如穿过燃烧器的空气流，或者穿过涡轮部件系统之一的冷却剂。术语“下游”对应于流体流的方向，术语“上游”指的是与流动相反的方向。在没有进一步规定的情况下，术语“前”和“后”涉及方向，其中“前”指的是发动机的前部或压缩机端部，“后”指的是发动机的后部或涡轮端部。通常需要描述相对于中心轴线处于不同径向位置处的部件。术语“径向”指的是与轴线垂直的运动或位置。在例如这样的情况下，如果第一部件设置成比第二部件靠近轴线，那么在本文中描述为第一部件在第二部件的“径向内侧”或“内部”。另一方面，如果第一部件设置成比第二部件远离轴线，那么在本文中可以描述为第一部件在第二部件的“径向外侧”或“外部”。术语“轴向”指的是与轴线平行的运动或位置。最后，术语“周向”指的是围绕轴线的运动或位置。应当理解，这样的术语可以相对于涡轮的中心轴线应用。

经由背景技术，现在参考附图，图1-3示出了可以用于本申请实施例的示例性的燃烧涡轮发动机。本领域技术人员应当理解，本发明并不限于这种特定类型的使用。本发明可以用于燃烧涡轮发动机，例如在发电、航空中使用的发动机，以及其它发动机或涡轮增压设备。所提供的例子并非限制性的，除了另外声明。

图1为燃烧涡轮发动机10的示意图。一般来讲，燃烧涡轮发动机通过从燃料在压缩空气流中燃烧所产生的加压热气体流中提取能量来进行操作。如图1所示，燃烧涡轮发动机10可以构造有轴向压缩机11和燃烧器12，该轴向压缩机通过通用轴或转子机械地联接到下游涡轮部段或涡轮13，该燃烧器定位在压缩机11和涡轮13之间。

图2示出了示例性的多级轴向压缩机11的视图，其可以用于图1的燃烧涡轮发动机。如图所示，压缩机11可以包括多个级。每个级可以包括一排压缩机转子叶片14，之后是一排压缩机定子叶片15。因此，第一级可以包括绕中心轴旋转的一排压缩机转子叶片14，之后是在操作期间保持静止的一排压缩机定子叶片15。

图3示出了示例性的涡轮部段或涡轮13的部分视图，其可以用于图1的燃烧涡轮发动机。涡轮13可以包括多个级。示出了三个示例性的级，但是在涡轮13中可以具有更多的或更少的级。第一级包括在操作期间绕轴旋转的多个涡轮叶片或涡轮转子叶片16以及在操作期间保持静止的多个喷嘴或涡轮定子叶片17。涡轮定子叶片17整体上绕旋转轴线沿周向彼此间隔开并固定。涡轮转子叶片16可以安装在涡轮的轮(未示出)上，以便绕轴(未示出)旋转。还示出了涡轮13的第二级。第二级相似地包括多个沿周向间隔开的涡轮定子叶片17，之后是多个沿周向间隔开的涡轮转子叶片16，涡轮转子叶片也安装在涡轮的轮上进行旋转。还示出了第三级，相似地包括多个涡轮定子叶片17和转子叶片16。应当理解，涡轮定子叶片17和涡轮转子叶片16处于涡轮13的热气体路径中。热气体通过热气体路径的流动方向由箭头表示。本领域技术人员将会理解，涡轮13可以具有比图3所示的级更多或者在某些情况下更少的级。每个另外的级可以包括一排涡轮定子叶片17，之后是一排涡轮转子叶片16。

在一个操作例子中，压缩机转子叶片14在轴向压缩机11内的旋转可以压缩空气流。在燃烧器12中，当压缩空气与燃料混合并点火时，可以释放能量。然后，所得到的来自燃烧器12的热气体流(可以被称为工作流体)被引导到涡轮转子叶片16上，工作流体流引起涡轮转子叶片16绕轴的旋转。从而，工作流体流的能量转换成旋转叶片的机械能，并且由于转子叶片和轴之间的连接，旋转轴进行旋转。然后，轴的机械能用来驱动压缩机转子叶片14的旋转，从而产生压缩空气的必要供应，并且另外例如发电机进行发电。

图4为可用于本发明实施例的涡轮转子叶片16的侧透视图。涡轮转子叶片16包括根部21，转子叶片16通过该根部附接到转子盘。根部21可以包括榫型件(未示出)，该榫型件被构造成安装在转子盘的周边中的对应榫型件狭槽中。根部21还可以包括在榫型件和平台24之间延伸的柄，该平台设置在翼型件25和根部21的连接部处并且限定了通过涡轮13的流动路径的内部边界的一部分。应当理解，翼型件25是转子叶片16的主动部件，该主动部件拦截工作流体流并且引起转子盘旋转。虽然该例子的叶片是涡轮转子叶片16，然而应当理解，本发明也可以应用于涡轮发动机10中其它类型的叶片，包括涡轮定子叶片17(轮叶)。可以看到，转子叶片16的翼型件25包括凹入的压力侧(ps)外壁26和沿周向或侧向相对的凸起的吸力侧(ss)外壁27，它们分别在相对的前缘和后缘28、29之间延伸。侧壁26和27也沿径向方向从平台24延伸到外侧末端31。(应当理解，本发明的应用可以不限于涡轮转子叶片，而是也可以应用于定子叶片(轮叶)。在本文所述的若干实施例中，转子叶片的使用仅仅是示例性的，除非另外声明。)图4还包括多个横截面指示线aa、bb、dd、ee和ff，在本文中为了描述本发明的内部肋部构造和教导，将会参考这些指示线。

图5和6示出了可以在具有常规布置形式的转子叶片翼型件25中找到的两种示例性内壁构造，可以例如沿着图4中的线bb观察到。如所指出的那样，翼型件25的外表面可以由较薄的压力侧(ps)外壁26和吸力侧(ss)外壁27限定，压力侧(ps)外壁26和吸力侧(ss)外壁27可以经由多个径向延伸的且相交肋部60连接。肋部60被构造成用以为翼型件25提供结构支撑，同时还限定了多个径向延伸的且基本上分开的流动通道40。通常，肋部60径向地延伸，以便在翼型件25的大部分径向高度上划分流动通道40，但是流动通道可以沿着翼型件的周边连接以限定冷却回路。也就是，流动通道40可以在翼型件25的外侧或内侧边缘处流体地连通，并且经由可以定位在它们之间的多个较小的交叉通道44或喷射孔口(后者未示出)进行连通。这样，某些流动通道40一起可以形成卷绕或螺线型冷却回路。另外，可以具有膜冷却端口(未示出)，其提供出口，冷却剂通过该出口从流动通道40释放到翼型件25的外表面上。

肋部60可以包括两种不同的类型，于是如本文所提供的，其可以进一步细分。每个肋部60将径向延伸的腔室至少分隔成处于肋部的一侧上的第一通道40和处于肋部的相对侧上的第二通道40。一些肋部60可以形成多于两个的通道40。第一种类型的弯弧线肋部62通常是长肋部，其与翼型件的弯弧线平行地或大致平行地延伸，翼型件的弯弧线是从前缘28伸展到后缘29的基准线，连接压力侧外壁26和吸力侧外壁27之间的中点。如同通常的情况，图5和6的图示常规构造包括两个弯弧线肋部62：压力侧弯弧线肋部63，其也可以被称为压力侧外壁，其设置成使其相对于压力侧外壁26偏移并靠近压力侧外壁；以及吸力侧弯弧线肋部64，其也可以被称为吸力侧外壁，其设置成使其相对于吸力侧外壁27偏移并靠近吸力侧外壁。如上所述，这些类型的布置形式通常由于普遍的四个主壁而被称为具有“四壁”构造，包括两个外壁26、27和两个弯弧线肋部63、64。应当理解，外壁26、27和弯弧线肋部62可以利用任何现在已知的或今后发展出的技术来形成，例如经由铸造或增量制造为一体的部件。

第二种类型的肋部在本文中被称为横向肋部66。横向肋部66是较短的肋部，其示出为连接四壁构造的壁和内部肋部。如所指出的那样，四个壁可以通过多个横向肋部66连接，这些横向肋部可以根据其与哪个壁连接而进一步进行分类。如在此所用的，将压力侧外壁26连接到压力侧弯弧线肋部63的横向肋部66被称为压力侧横向肋部67。将吸力侧外壁27连接到吸力侧弯弧线肋部64的横向肋部66被称为吸力侧横向肋部68。将压力侧弯弧线肋部63连接到吸力侧弯弧线肋部64的横向肋部66被称为中心横向肋部69。最后，在前缘28附近连接压力侧外壁26和吸力侧外壁27的横向肋部66被称为前缘横向肋部70。在图5和6中，前缘横向肋部70还连接到压力侧弯弧线肋部63的前缘端部和吸力侧弯弧线肋部64的前缘端部。

当前缘横向肋部70联接压力侧外壁26和吸力侧外壁27时，其还形成在本文中被称为前缘通道42的通道40。前缘通道42可以具有与如本文所述的其它通道40类似的功能。如图所示，作为一种选择且如本文所述，交叉通道44可以允许冷却剂通过和/或从前缘通道42传递到紧接着的后中心通道46。交叉端口44可以包括以沿径向间隔开的关系定位在通道40、42之间的其任何数量。

一般来讲，翼型件25中的任何内部构造的目的都是为了提供有效的近壁冷却，其中冷却空气在与翼型件25的外壁26、27相邻的沟槽中流动。应当理解，近壁冷却是有利的，原因在于冷却空气靠近翼型件的热的外表面，并且由于通过限制穿过窄沟槽的流动实现的高流速而使得所得的热传递系数较高。然而，由于翼型件25中经历的不同水平的热膨胀，而使得这样的布置形式易于经受低循环疲劳，最终可能缩短转子叶片的使用寿命。例如，在操作中，吸力侧外壁27的热膨胀比吸力侧弯弧线肋部64多。该不同的膨胀趋于增大翼型件25的弯弧线的长度，由此在这些结构中的每一个以及连接它们的那些结构之间产生应力。此外，压力侧外壁26也比较冷的压力侧弯弧线肋部63热膨胀的更多。在这种情况下，该差异导致翼型件25的弯弧线的长度减小，由此在这些结构中的每一个以及连接它们的那些结构之间产生应力。翼型件中的反向的力在一种情况下趋于减小而在另一种情况下趋于增大翼型件弯弧线，可能导致应力集中。在翼型件的特定结构构造下这些力呈现其自身的各种方式，以及这些力然后被平衡和补偿的方式，变成转子叶片16的部件寿命的重要决定因素。

更具体地，在通常情形下，在暴露于热气体路径的高温以使其热膨胀时，吸力侧外壁27趋于在其曲率顶点处向外弯曲。应当理解，为内壁的吸力侧弯弧线肋部64没有经历相同水平的热膨胀，因此不具有向外弯曲的相同趋势。也就是，弯弧线肋部64和横向肋部66及其连接点抵抗外壁27的热膨胀。

常规的布置形式(图5中示出了其一个例子)具有弯弧线肋部62，该弯弧线肋部形成有刚性几何结构，该刚性几何结构不提供或者几乎不提供顺从性。由此导致的阻力和应力集中可能是较大的。使该问题变严重的是，用来将弯弧线肋部62连接到外壁27的横向肋部66可能形成有线性轮廓，并且通常相对于其所连接的壁成直角地取向。既然如此，当受热的结构以显著不同的速率膨胀时，横向肋部66操作成基本上紧紧保持外壁27和弯弧线肋部64之间的“冷”空间关系。没有或者几乎没有“弹性”状态阻止了在结构的某些区域中集中的应力的消除。不同的热膨胀导致缩短部件寿命的低循环疲劳问题。

在过去已经评估了多个不同的内部翼型件冷却系统和肋部构造，并且已经进行了尝试来解决该问题。一种这样的方法处理过冷的外壁26、27，从而减小温差，并由此减小热膨胀差异。但是应当理解，这种典型实现的方式增加了循环通过翼型件的冷却剂的量。因为冷却剂通常是从压缩机排出的空气，其增加的使用对发动机的效率具有负面的影响，因此使优选地要避免的方案。其它方案已经提出使用改进的制造方法和/或更加复杂的内部冷却结构，其使用相同量的冷却剂，但是用起来更加有效。虽然这些方案已经证明在一定程度上是有效的，但是每个都带来了额外的发动机操作成本或部件制造成本，并且没有根据操作期间翼型件如何热膨胀来直接应对根本问题，该根本问题在于常规布置的几何结构缺陷。如图6中的一个例子所示，另一个方法采用某些弯曲或起泡或正弦或波浪状的内部肋部(下文中称为“波浪状肋部”)，其缓解通常在涡轮叶片的翼型件中出现的不平衡的热应力。这些结构降低了翼型件25的内部结构的刚度，以便提供目标柔性，通过该目标柔性分散应力集中，并且应变散布到能够较佳地承受应变的其它结构区域中。这可以包括例如将应力卸载到使应变在较大面积上散布的区域，或者可能卸载到针对压缩载荷卸载拉伸应力的结构，这通常是更加优选的。这样，可以避免使得寿命缩短的应力集中和应变。

然而，尽管存在上述布置形式，但是在某些通道40之间的转弯部处仍然可能产生高应力区域。具体地，多壁涡轮叶片冷却布置形式在翼型件26的外壁26、27附近通常使用较小的通道40，以便使用较少的冷却流，但是仍然保持充分的速度以进行有效的冷却。叶片内部通道40的其余部分通常是低冷却效果区域。这些低冷却效果区域或者通过“近壁冷却”通道与高热负荷区域屏蔽，或者设置成面向叶片上的非常低热负荷的表面(无论是通过外部流动特性还是因为施加的膜)。图7示出了沿着图4的线ee在弯弧线肋部62之间的转弯部78(如所示的2)的放大横截面透视图。如图6和7所示，弯弧线肋部62可以将翼型件25中的径向延伸的腔室分隔成处于其与外壁26、27之一(如图7所示的27)相邻的一侧上的外部通道80以及处于其相对侧上的内部通道82。如图7所示，转弯部78每个都包括转弯部开口84，该转弯部开口处于由未到达径向延伸的腔室的端部构件88的弯弧线肋部62形成的每个肋部62的端部86中。在一个例子中，冷却剂可以从外部通道80越过每个弯弧线肋部62的端部86而传递到内部通道82中。端部86可以时倒圆的，也就是具有单一曲率半径，以帮助通道80、82之间的冷却剂流动。转弯部78由于复杂的交接几何结构而趋于具有较高的应力集中。具体地，弯弧线肋部62的端部86与圆角94相接触的地方观察到高应力，其中转弯部开口84的径向延伸的侧部90例如由另一个肋部60或一个外壁26、27形成。

图8-18提供根据本发明实施例的具有内壁或肋部构造的涡轮转子叶片的横截面图。如上所述，肋部的构造通常用作结构支撑件以及分隔件，该分隔件将中空的翼型件25分隔成基本上分开的径向延伸的流动通道40，该流动通道可以根据期望相互连接以形成冷却回路。这些流动通道40及其形成的回路用来将冷却剂流以特定的方式引导穿过翼型件25，使得其使用是定向的且更加有效的。尽管本文提供的例子示出为其可以用于涡轮转子叶片16，但是应当理解，相同的概念也可以用于涡轮定子叶片17。

图8-10示出了根据本发明实施例的肋部构造的一个实施例。图8示出了沿图4中的线dd部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造的放大横截面透视图，也就是朝向端部构件88沿径向向外看的视图。图9示出了沿图4中的线aa部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造的放大横截面透视图，也就是沿径向向内看的视图。图10示出了沿图4中的线ee部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造的放大横截面透视图，也就是在部分长度横截面处向后看的视图。

如图所示，肋部构造可以提供肋部160，该肋部将径向延伸的腔室分隔成处于肋部160的第一侧部110上的第一通道180和处于肋部160的相对的第二侧部112上的相邻的第二通道182。尽管本发明的教导可以应用于任何肋部，但是本发明的教导大部分示出为应用于弯弧线肋部162。更具体地，肋部160包括弯曲弯弧线肋部162，该弯曲弯弧线肋部在每个弯曲端部处联接到在圆角192(图8)处的选择的外壁26、27(如所示的26)。如图8所示，弯曲弯弧线肋部162还可以联接到相邻的肋部60，例如圆角194处的相邻的弯弧线肋部62。如图所示，在弯曲弯弧线肋部162联接到外壁26、27的地方，肋部162限定了第一通道180和第二通道182，该第一通道作为选择的外壁26和弯曲弯弧线肋部162之间的外部通道，该第二通道作为与外部通道相邻的内部通道。可以理解，每个通道180、182在径向延伸的腔室的端部处由径向延伸的腔室的端部构件188封闭。虽然图8-10示出了翼型件25的沿径向向外的末端端部31(图4)，但是类似的结构可以设置在翼型件25的沿径向向内的根部端部21(图4)处。

肋部构造还包括在肋部162的端部186中限定的转弯部178，冷却剂在径向延伸的腔室的端部构件188内、在第一通道180和第二通道182之间穿过该转弯部。转弯部178大致包括在肋部162的端部186中的空隙，以在通道180、182和端部构件188(图8和10)之间形成转弯部开口184，冷却剂可以在通道180、182之间穿过该转弯部开口。转弯部开口184包括径向延伸的侧部190，该侧部由与讨论中的肋部联接的相邻的肋部60、62和/或外壁26、27形成。尽管本文所述的本发明的教导包括具有波浪状轮廓的弯弧线肋部162，但是本发明实际上也能够应用于任何肋部，直的(图5)或弯曲的，并且也能够应用于具有肋部构造的任何位置处。

如图8-10所示，与常规的转弯部开口78(图7)相比之下，肋部构造包括球根状突起200，该球根状突起沿着肋部162的端部186延伸，并且处于转弯部开口178的相对于的径向延伸的侧部190上。如图8中最佳地观察到的，球根状突起200可以以u形形状延伸，其中u形形状的开口端部面向径向延伸的腔室的端部构件188，也就是沿径向面向外。也就是，球根状突起200沿着转弯部开口184的一个径向延伸的侧部190、越过肋部162的端部186、并且沿着u形形状中相对的径向延伸的侧部190沿径向延伸。在这里，如图8中最佳地示出，球根状突起200仅仅沿着u形形状延伸，并且终止于径向延伸的腔室的端部构件188中。球根状突起200被称为“球根状”是因为其大致是圆的并且从肋部162隆起。也就是，肋部162沿着其长度具有第一厚度t1，球根状突起200具有比第一厚度大的第二厚度t2。除了常规的简单倒圆的肋部62(图7)的端部86(图7)之外，球根状突起200还进一步从肋部162的端部186沿选择的方向突出。

球根状突起200用来使通常处于u形形状(图7)的底部角部处的应力传递到球根状突起200中并朝向内部通道182传递。这样，转弯部开口178通过球根状突起200与圆角194间隔开，减小了其中的应力。

图11-18示出了本发明的多个替代形式或可选择的实施例。

图11和12示出了沿图4中的线ff部分地截取的根据本发明实施例的肋部构造的放大横截面透视图，也就是从翼型件25的根部端部21(图4)沿径向向外看的视图。图11是更多的特写视图，图12是远看的视图。图11和12示出了球根状突起204设置在翼型件25的内侧根部端部21(图4)处，例如在平台24(图4)内或附近。另外，球根状突起204定位在肋部160中，该肋部是在弯弧线肋部62之间跨越的横向肋部166。因此，通过转弯部开口284联接的通道280和282均是内部通道。在这里，径向延伸的侧壁190是弯弧线肋部62的一部分，球根状突起204可以比图8-10中更远离弯弧线肋部62的圆角192以及外壁26、27。球根状突起204将应力传递到突起中，而不是使其位于横向肋部166和弯弧线肋部62之间的圆角194(图11)中。

图13示出了根据本发明可选择的实施例的包括球根状突起206的肋部构造的放大横截面透视图，图14示出了可以用于本文所述的任何实施例的球根状突起200的实施例的放大横截面透视图。图13的横截面是沿图4中的线bb部分地截取的，也就是沿径向向内看。图10、13和14示出了能够应用于本文所述的球根状突起的任何实施例的可选择的实施例。在这里，与常规的倒圆的端部86(图7)相比之下，球根状突起(在图10、13和14中标记为200)包括朝向一个通道延伸的部分202。图14示出了球根状突起可以具有由提供了部分202的多于一个的曲率半径r1、r2限定的横截面。在图10和13所示的例子中，部分202朝向其延伸的通道是内部通道182，该内部通道使应力向内传递到突起200、206和部分202中。也就是，部分202有助于散布应力，并且有助于冷却剂从一个通道180、182流动到另一个通道。

图15和16示出了根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起208的放大横截面透视图。图15是沿图4中的线bb部分地截取的，也就是沿径向向内看，图16是沿图4中的线dd部分地截取的，也就是沿径向向外看。在该实施例中，球根状突起208为u形的，但是u形形状的第一端部208a相对于u形形状的第二端部208b倾斜。也就是，端部208a、208b在其长度的某些部分处不是平行的。在所示的例子中，与以垂直角度(除了任何圆角曲率之外)大致与端部构件88接触的端部208b相比，端部208a是倾斜的，使得其还大致不以垂直角度接触径向延伸的腔室的端部构件188。

图17和18示出了根据本发明另一个可选择的实施例的肋部构造和球根状突起210的放大横截面透视图。图17是沿图4中的线ee部分地截取的，也就是在部分长度横截面处向后看，图18是沿图4中的线dd部分地截取的，也就是沿径向向外看。在该实施例中，球根状突起210进一步沿着径向延伸的腔室的端部构件188(程度210a)在转弯部开口284的相对的径向延伸的侧部190之间延伸。这样，球根状突起210(具有程度210a)绕转弯部开口284是连续的，并且用来额外将应力从端部构件188传递出去而传递到突起中。图18示出了另一个实施例，其中u形形状的一个侧部210b相对于另一个侧部210c倾斜。侧部210b不垂直地接触端部构件188，而侧部210a大致垂直地接触端部构件188(除了圆角曲率和程度210a之外)。

本文所述的球根状突起从外到内和从内到外保护转弯部开口，使得转弯部附近的应力集中的冲击较小，这允许更加复杂的多壁肋部构造。例如，通过使转弯部开口的轮廓形成为将转弯部与这些高应力屏蔽，球根状突起应对沿着内部通道表面出现的高弯弧线肋部应力。虽然在本文中已经描述了具体实施例，但是要强调的是，任何实施例可以单独地使用或者以任何组合一起使用，并且可以用于翼型件的任一个端部处。

本文所用的术语仅仅用于描述特定的实施例，而并不用于限制本发明。如在此所用的，单数形式“一”、“该”和“所述”同样将包括复数形式，除非文中以另外的方式清楚地限定。还应当理解，在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”是表明存在所述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是并不排除存在或增加一个或多个其它的特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其群组。术语“可选择的”或“可选择地”指的是，接下来描述的事件或情形可能出现或者可能不出现，并且该描述包括所述事件或情形出现的例子以及不出现的例子。

如本文说明书和权利要求中所用的，大约化的语言可以用来修改任何数量上的表示，这允许能够进行改变，而不会导致相关的基本功能的变化。因此，由诸如“大约”、“大致”和“基本上”的术语修改的值并不限于所指定的精确值。至少在某些情况下，大约化的语言可以对应于测量该值的仪器的精度。在这里和整个说明书和权利要求，范围限制可以是组合的和/或互换的，这样的范围被认为包括其中所含有的所有的子范围，除非文本或语言另外表明。应用于特定范围值的“大约”应用于两个值，并且除非另外根据测量该值的仪器的精度，否则可以表示所述值的+/-10％。

对应的结构、材料、动作以及所有装置或步骤的等同形式加上以下权利要求中的功能元素，都用来包括用于与其它权利要求所述的元件结合执行该功能的任何结构、材料或动作，如权利要求中特别要求保护的。本发明的说明书是为了图示和说明的目的，而不是穷举性的，也不是用来将本发明限制为所公开的形式。在不脱离本发明的范围和精神的情况下，许多修改和变型对于本领域普通技术人员而言将是明显的。本文所选择和描述的实施例是为了最好地解释本发明的原理及其实际应用，是为了使得本领域普通技术人员能够以多个实施例理解本发明，并且在适合设想的具体应用的情况下进行各种修改。