涡轮叶片的制作方法

涡轮发动机且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机流到多个涡轮叶片上的燃烧气体的流获得能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和功率产生，但最常用于航空应用，诸如飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于功率产生。

背景技术：

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作以最大限度增加发动机效率，所以某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是必需的。通常，冷却通过将较冷的流体从高压压缩机和/或低压压缩机导送至需要冷却的发动机构件来实现。高压涡轮中的温度为大约1000℃到2000℃，且来自压缩机的冷却流体为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温的，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

涡轮叶片大体上包括用于冷却空气的内部冷却通道，且可包括穿过翼型件主体和叶片的末梢的部分。图7中示出了用于冷却叶片末梢的一种现有技术设计。翼型件200用具有至少一个转角202的蛇形冷却通道冷却，转角202由在翼型件200的压力侧壁206和吸力侧壁208之间延伸的内壁204限定。翼型件200的末梢210用末梢通道212冷却。图8中示出了用于冷却叶片末梢的另一现有技术的设计。类似于图7中所示的现有技术设计，翼型件300用具有至少一个转角302的蛇形冷却通道冷却，转角302由在翼型件300的压力侧壁306与吸力侧壁308之间延伸的内壁304限定。这里，翼型件300的末梢310用压力侧壁306和吸力侧壁308上的外周末梢通道312冷却。

技术实现要素：

本发明涉及一种涡轮叶片。一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内，且具有位于末梢附近的至少一个末梢转角；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且包围该至少一个末梢转角以在该至少一个末梢转角的所有侧上形成该至少一个末梢转角与翼型件的外表面之间的冷却屏障。

另一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内且具有从根部朝末梢延伸的至少一个外腿部、从末梢朝根部延伸的返回腿部，以及连接外腿部和返回腿部且位于末梢附近的末梢转角；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且位于末梢转角与侧壁中的至少一个之间以对于末梢转角的整个范围形成侧壁中的所述至少一个与末梢转角之间的冷却屏障。

还有另一方面，本发明涉及一种涡轮叶片，该涡轮叶片具有：翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧和吸力侧以限定前缘和后缘；本体冷却通路，其位于翼型件内且具有从根部朝末梢延伸的至少一个外腿部、从末梢朝根部延伸的返回腿部，以及连接外腿部和返回腿部且位于末梢附近的末梢转角，其中末梢转角具有面对末梢的外侧；以及末梢冷却通道，其沿末梢延伸且在转角外侧与末梢之间延伸以形成其间的冷却屏障。

技术方案1. 一种涡轮叶片，包括：

翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧壁和吸力侧壁以限定前缘和后缘；

本体冷却通路，其位于所述翼型件内，且具有位于所述末梢附近的至少一个末梢转角；以及

末梢冷却通道，其沿所述末梢延伸且包围所述至少一个末梢转角以在所述至少一个末梢转角的所有侧上形成所述至少一个末梢转角与所述翼型件的外表面之间的冷却屏障。

技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述本体冷却通路还包括蛇形冷却通路。

技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述末梢冷却通道在所述至少一个末梢转角下游与所述本体冷却通路流体连通。

技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述末梢附近的多个末梢转角，其中所述末梢冷却通道包围所述末梢转角以在所述末梢转角的所有侧上形成所述末梢转角与所述翼型件的外表面之间的冷却屏障。

技术方案5. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述翼型件内的多个本体冷却通路，其中所述多个本体冷却通路中的各个均具有位于所述末梢附近的至少一个末梢转角。

技术方案6. 根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括后缘冷却通道，其具有沿所述后缘定位且流体地联接到所述末梢冷却通道的至少一个膜孔。

技术方案7. 一种涡轮叶片，包括：

翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧壁和吸力侧壁以限定前缘和后缘；

本体冷却通路，其位于所述翼型件内且具有从所述根部朝所述末梢延伸的至少一个外腿部、从所述末梢朝所述根部延伸的返回腿部，以及连接所述外腿部和所述返回腿部且位于所述末梢附近的末梢转角；以及

末梢冷却通道，其沿所述末梢延伸且位于所述末梢转角与所述侧壁中的至少一个之间以对于所述末梢转角的整个范围形成所述侧壁中的所述至少一个与所述末梢转角之间的冷却屏障。

技术方案8. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述末梢冷却通道对于所述末梢转角的整个范围还位于所述末梢转角与所述压力侧壁和吸力侧壁两者之间。

技术方案9. 根据技术方案8所述的涡轮叶片，其中，所述本体冷却通路还包括蛇形冷却通路。

技术方案10. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述末梢附近的多个末梢转角，其中所述末梢冷却通道位于所述末梢转角与所述侧壁中的至少一个之间以对于所述末梢转角的整个范围形成所述侧壁中的所述至少一个与所述末梢转角之间的冷却屏障。

技术方案11. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述翼型件内的多个本体冷却通道，其中所述本体冷却通路中的各个均具有位于所述末梢附近的末梢转角。

技术方案12. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括后缘冷却通道，其具有沿所述后缘定位且流体地联接至所述末梢冷却通道的至少一个膜孔。

技术方案13. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述本体冷却通路还包括蛇形冷却通路。

技术方案14. 根据技术方案13所述的涡轮叶片，其中，所述至少一个外腿部包括通过所述至少一个末梢转角连接至所述返回腿部的第一外腿部，以及从所述根部朝所述末梢延伸的第二外腿部，且所述蛇形冷却通路还包括连接所述返回腿部和位于所述根部附近的所述第二外腿部的根部转角。

技术方案15. 根据技术方案7所述的涡轮叶片，其中，所述末梢冷却通道在所述末梢转角下游与所述本体冷却通路流体连通。

技术方案16. 一种涡轮叶片，包括：

翼型件，其在根部与末梢之间延伸，且具有接合在一起的压力侧壁和吸力侧壁以限定前缘和后缘；

本体冷却通路，其位于所述翼型件内且具有从所述根部朝所述末梢延伸的至少一个外腿部、从所述末梢朝所述根部延伸的返回腿部，以及连接所述外腿部和所述返回腿部且位于所述末梢附近的末梢转角，其中所述末梢转角具有面对所述末梢的外侧；以及

末梢冷却通道，其沿所述末梢延伸且在转角外侧与所述末梢之间延伸以形成其间的冷却屏障。

技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述末梢附近的多个末梢转角，其中各个末梢转角均具有面对所述末梢的外侧，其中所述末梢冷却通道在各个末梢转角的外侧与所述末梢之间延伸以形成其间的冷却屏障。

技术方案18. 根据技术方案16所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括位于所述翼型件内的多个本体冷却通道，其中所述本体冷却通路中的各个均具有位于所述末梢附近的末梢转角。

技术方案19. 根据技术方案16所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片还包括后缘冷却通道，其具有沿所述后缘定位且流体地联接至所述末梢冷却通道的至少一个膜孔。

技术方案20. 根据技术方案16所述的涡轮叶片，其中，所述末梢冷却通道在所述末梢转角下游与所述本体冷却通路流体连通。

附图说明

在附图中：

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

图2为根据本发明的第一实施例的图1中的发动机的涡轮叶片形式的发动机构件的透视图。

图3为图2的叶片的冷却回路的流动图。

图4为图2的涡轮叶片的末梢区段的截面视图。

图5为示出根据本发明的第二实施例的涡轮叶片的备选末梢区段的截面视图。

图6为根据本发明的第三实施例的叶片的冷却回路的流动图。

图7为示出现有技术的涡轮叶片的末梢区段的截面视图。

图8为示出另一个现有技术的涡轮叶片的末梢区段的截面视图。

零件清单

10　　燃气涡轮发动机

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　　低压压缩机

26　　高压压缩机

28　　燃烧区段

30　　燃烧器

30a 　偏转器

30b 　燃烧器衬套

32　　涡轮区段

34　　高压涡轮

36　　低压涡轮

38　　排气区段

40　　风扇壳

42　　风扇叶片

44　　核心

46　　核心壳

48　　HP转轴

50　　LP转轴

52　　低压压缩机级

54　　高压压缩机级

56　　低压压缩机叶片

58　　高压压缩机叶片

60　　低压压缩机导叶

62　　高压压缩机导叶

64　　高压涡轮级

66　　低压涡轮级

68　　高压涡轮叶片

70　　低压涡轮叶片

72　　高压涡轮导叶

74　　低压涡轮导叶

76　　根部

78　　翼型件

80　　末梢

82　　基部

84　　叶片平台

86　　燕尾部

88　　压力侧壁

90　　吸力侧壁

92　　前缘

94　　后缘

96　　冷却回路

98　　本体冷却节段/蛇形冷却通路

100 　末梢转角

102　 第一腿部

104　 第二腿部

106 　根部转角

108　 第三腿部

110 　后缘冷却通道

112 　后缘膜孔

114　 后缘槽口

116　 前缘冷却通道

118　 前缘膜孔

120　 末梢冷却通道

122　 末梢膜孔

124　 末梢盖

126　 压力侧末梢轨道

128　 吸力侧末梢轨道

130　 内壁

132　 分隔物

134　 压力侧端壁

136　 吸力侧端壁

138　 末梢壁

140　 自由边缘

142　 压力侧

144　 吸力侧

146　 外侧

148　 分隔物

150　 内壁

152　　压力侧端壁

154　　末梢壁

156　　自由边缘

158　　压力侧

160　　吸力侧

162　　外侧

164　　蛇形本体冷却通路

166　　末梢转角

168　　第一外腿部

170　　第二返回腿部

172　　根部转角

174　　第三外腿部

200　　翼型件

202　　转角

204　　内壁

206　　压力侧壁

208　　吸力侧壁

210　　末梢

212　　末梢通道

300　　翼型件

302　　转角

304　　内壁

306　　压力侧壁

308　　吸力侧壁

310　　末梢

312　　末梢通道。

具体实施方式

本发明的详细实施例针对涡轮叶片，且具体针对冷却涡轮叶片。出于说明的目的，将参照飞行器燃气涡轮发动机的涡轮叶片描述本发明。然而，将理解的是，本发明并不如此受限，且可在非飞行器应用(诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串流关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。

HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接到HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接到LP压缩机24和风扇20。

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相对于对应组的静止压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，同时对应的静止压缩机导叶60、62在旋转叶片56、58下游且邻近其定位。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

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相对于对应组的静止涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，同时对应的静止涡轮导叶72、74在旋转叶片68、70上游且邻近其定位。要注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了示范性目的选择，且其它数目是可能的。

在操作中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机然后将加压环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机进一步加压环境空气。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，从而生成燃烧气体。一些功通过HP涡轮34从这些气体获得，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮获得额外功以驱动LP压缩机24，且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动将LP转轴50驱动以使风扇20和LP压缩机24旋转。

由风扇20供应的一些环境空气可旁通发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热的部分)的冷却，且/或用于冷却或驱动飞行器的其它方面。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30(尤其是涡轮区段32)下游，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

图2为图1的发动机10的其中一个涡轮叶片68的形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片68包括根部76和翼型件78。翼型件78包括末梢80和基部82。根部76还包括翼型件78的基部82处的平台84，其有助于沿径向容纳涡轮空气流，以及燕尾部86。翼型件78具有凹形压力侧壁88和凸形吸力侧壁90，其接合在一起以限定具有前缘92和后缘94的翼型件形状。叶片68沿一个方向旋转，使得压力侧壁88遵循吸力侧壁90。因此，如图2中所示，叶片68将旋转到页面中。

图3为图2的叶片68的冷却回路96的流动图。叶片68以虚线示意性地示出，以示出叶片68内的冷却回路96的总体构造。翼型件78限定翼型件腔，其沿弦向方向从前缘92延伸至后缘94，且沿翼展方向从末梢80延伸至基部82，且其可由内壁分成不同的通道或通路以形成冷却回路96。流动图中的线代表穿过翼型件78的冷却回路96的通道或通路。冷却回路96引导冷却流体的流穿过翼型件78。

冷却回路96包括本体冷却节段98，其中至少一个转角100在翼型件78的末梢80附近。所示的本体冷却节段98包括三程蛇形本体冷却通路。蛇形冷却通路98向前给送冷却流，即，沿从后缘94到前缘92的方向。蛇形冷却通路98包括从根部76延伸至末梢转角100的第一外腿部102、从末梢转角100延伸至根部76附近的根部转角106的第二返回腿部104，以及从根部转角106往回朝末梢80延伸的第三外腿部108。

冷却回路96还可包括后缘冷却通道110，其由来自蛇形冷却通路98中的第一腿部102的冲击给送。后缘通道110中的流通过一个或多个膜孔112、后缘槽口114或后缘孔流出。

冷却回路96还可包括前缘冷却通道116，其由来自蛇形冷却通路98中的第三腿部108的冲击给送。前缘通道116中的流通过一个或多个膜孔118或后缘孔流出至翼型件78的外表面。第三腿部108中的流也可通过一个或多个后缘孔流出至翼型件78的外表面。

冷却回路96还包括沿末梢80延伸的末梢冷却通道120。除冷却叶片末梢80外，末梢冷却通道120形成末梢转角100与翼型件78的至少一个外表面(诸如压力侧壁88和/或吸力侧壁90(图2))之间的冷却屏障。末梢冷却通道120可对于末梢转角100的一部分或末梢转角100的整个范围位于末梢转角100与压力侧壁88和/或末梢侧壁90中的至少一者之间以热隔离末梢转角100。在所示的图中，末梢冷却通道120对于末梢转角100的整个范围提供冷却屏障，即，对于接合腿部102、104的冷却通路98的部分。

末梢冷却通道120可由蛇形冷却通路98给送，更具体是由所示实施例中的蛇形冷却通路98的第三腿部108给送，其将末梢冷却通道120置于末梢转角100下游。末梢冷却通道120中的流沿从前缘到后缘的方向延伸，且通过一个或多个膜孔122流出，且还可给送到后缘冷却通道110中。

末梢冷却通道120为用于末梢转角100的热防尘罩，且使末梢转角100与翼型件78的外表面(诸如压力侧壁88和/或吸力侧壁90(图2))隔热。末梢冷却通道120的一部分可围绕末梢转角100模制或以其它方式形成为相对于翼型件78外的高温的隔热物，且通过减轻末梢转角灰尘累积的冲击来使末梢转角100与灰尘累积的效果热隔离。

在操作期间，冷却回路96从设在根部76中的一个或多个入口通路(未示出)接收冷却流体，且在穿过各个通路和通道98、110、116、120之后，冷却流体通过相关联的膜孔和槽口112、114、118、122流出翼型件78。在末梢转角100处，由冷却空气流承载的灰尘可累积。末梢冷却通道120热隔离末梢转角100，使得累积在末梢转角100处的任何灰尘可由冷却回路96忍受，而不会显著影响冷却回路96的冷却有效性。

图4为图2的涡轮叶片68的末梢区段的截面视图。叶片末梢80包括在压力侧壁88与吸力侧壁90之间延伸的末梢盖124，以及从末梢盖124延伸的压力侧末梢轨道126和吸力侧末梢轨道128。如图所示，末梢转角100邻近叶片末梢80，且由在翼型件78的压力侧壁88与吸力侧壁90之间延伸的内壁130限定。翼型件78可由末梢转角100至少部分地冷却，且叶片末梢80由末梢冷却通道120冷却。转角100与翼型件78的外表面隔离开，包括压力侧壁88和吸力侧壁90两者。在图4中所示的定向中，围绕末梢转角100移动的冷却空气流沿进入页面的方向行进。

在所示实施例中，末梢转角100嵌套在末梢冷却通道120内。末梢转角100和末梢冷却通道120由压力侧壁88与吸力侧壁90之间且沿弦向方向延伸的分隔物132分开。末梢冷却通道120在压力侧壁88与吸力侧壁90以及末梢盖124之间延伸。

所示的分隔物132包括由末梢壁138接合的压力侧端壁134和吸力侧端壁136。末梢壁138示为大体上平行于末梢盖124，而端壁134、136相对于末梢盖124偏斜，以限定末梢冷却通道120的大体上C形的截面。在其它实施例中，分隔物132可由额外或较少的壁构成，包括其中分隔物132由单个弯曲壁构成的实施例，诸如从侧壁88、90朝末梢盖124向上弯曲的壁。

为了嵌入整个末梢转角100，分别接合压力侧壁88和吸力侧壁90的压力侧端壁134和吸力侧端壁136可至少延伸至限定末梢转角100的内壁130的自由边缘140。当内壁130在自由边缘140上引导冷却空气流时，转角100处的冷却空气流因此通过位于侧壁88、90与端壁134、136之间的末梢冷却通道120的部分与压力侧壁88和吸力侧壁90热隔离。

末梢转角100具有压力侧142、吸力侧144和外侧146，外侧146大体上分别沿分隔物132的壁134、136、138限定。压力侧142大体上面对压力侧壁88，吸力侧144大体上面对吸力侧壁90，且外壁146大体上面对末梢80。在末梢转角100由末梢冷却通道120嵌套或包围的情况下，末梢冷却通道120形成末梢转角100与末梢转角100的所有侧142、144、146上的翼型件78的外表面之间的冷却屏障。

在所示实施例中，端壁134、136略微在限定末梢转角100的内壁130的自由边缘140下方延伸，其中末梢冷却通道120的最底部与自由边缘140大致对准，使得末梢冷却通道120包绕整个末梢转角100。通过将末梢冷却通道120对于末梢转角100的整个范围定位在末梢转角100的压力侧壁88和吸力侧壁90两者之间，限定末梢转角100的内壁130上方的整个开口区域与翼型件78的外表面热隔离，包括末梢转角100的压力侧142和吸力侧144。在其它实施例中，分隔物132的一部分可沿内壁130进一步延伸，使得末梢冷却通道120与内壁130之间存在重叠，以包绕末梢转角100的整个范围。

图5为示出根据本发明的第二实施例的涡轮叶片68'的备选末梢区段的截面视图。图5的涡轮叶片68'可大致类似于图2-图4的涡轮叶片68，且类似的元件以载有符号(')标记的相同参考标号表示。例如，穿过叶片68'的冷却回路可与图3中所示的冷却回路96相同或大致相似。

在第二实施例中，末梢转角100'可由沿翼型件78'的一些但并非整个外表面的末梢通道120'隔离，包括压力侧壁88'或吸力侧壁90'中的任一者。该设计可有效用于具有较薄末梢区段的较小涡轮叶片。在一种实施方式中，末梢转角100'可与末梢冷却通道120'成并排关系，以沿压力侧壁88'和吸力侧壁90'中的一者而非两者隔离末梢转角100'。

在所示实施例中，末梢通道120'沿压力侧壁88'隔离末梢转角100'。末梢转角100'和末梢冷却通道120'由压力侧壁88'与末梢盖124'之间且沿弦向方向延伸的分隔物148分开。末梢冷却通道120'也在压力侧壁88'与末梢盖124'之间延伸。末梢转角100'邻近叶片末梢80'，且由在吸力侧壁90'与分隔物148之间延伸的内壁150限定。在图5中所示的定向中，围绕末梢转角100'移动的冷却空气流沿进入页面的方向行进。

所示的分隔物148包括接合至末梢壁154的压力侧端壁152。压力侧端壁152示为大体上平行于末梢盖124'，而末梢壁154相对于末梢盖124'偏斜以限定末梢冷却通道120'的大体上梯形截面。

接合压力侧壁88'的压力侧端壁152可至少延伸至限定末梢转角100'的内壁150的自由边缘156。当内壁150在自由边缘156上引导冷却空气流时，转角100'处的冷却空气流因此通过位于侧壁88'与分隔物148之间的末梢冷却通道120'的部分与压力侧壁88'隔离开。累积在末梢转角100'处的任何灰尘可由冷却回路96(图3)忍受，而不会显著影响冷却回路96的有效性。

末梢转角100'具有压力侧158、吸力侧160和外侧162，其大体上分别沿末梢壁154、吸力侧壁90和末梢盖124'限定。压力侧158大体上面对压力侧壁88'，吸力侧160直接地面对吸力侧壁90'，且外壁146直接地面对末梢80'。在末梢转角100'与末梢冷却通道120'并排的情况下，末梢冷却通道120'形成末梢转角100'与压力侧158上的翼型件78'的外表面(而非吸力侧160和末梢转角100'的外侧162)之间的冷却屏障。

在所示实施例中，端壁152在限定末梢转角100'的内壁150的自由边缘156的略微下方延伸，其中末梢冷却通道120'的最底部与自由边缘156大致对准，使得末梢冷却通道120'与整个末梢转角100'沿压力侧壁88'共同延伸。通过将末梢冷却通道120'对于末梢转角100'的整个范围定位在末梢转角100'与压力侧壁88'之间，末梢转角100'的整个压力侧158与翼型件78'的外表面热隔离。在其它实施例中，分隔物148的一部分可沿内壁150进一步延伸，使得末梢冷却通道120'与内壁150之间存在重叠，以包绕末梢转角100'的压力侧158的整个范围。

要注意的是，尽管对于第二实施例示出的末梢通道120'对于末梢转角100'的整个范围沿压力侧壁88'隔离末梢转角100'，但本发明的其它实施例可对于末梢转角100'的整个范围沿吸力侧壁90'隔离末梢转角100'。此外，任一实施例还可对于末梢转角100'的整个范围沿末梢盖124'进一步隔离末梢转角100'。

在任何上述实施例中，要理解的是，尽管本体冷却节段98示为包括具有单个末梢转角的三程蛇形本体冷却通路，但具有至少一个末梢转角的其它本体冷却节段98可包括在冷却回路96中。在其它实施例中，本体冷却通路可包括多个转角，且末梢冷却通道可形成末梢转角与翼型件78的外部的至少一部分之间冷却屏障。例如，具有两个末梢转角的五程蛇形本体冷却通路可由末梢冷却通道以上文关于图4-图5所述的方式隔热。在另一个示例中，翼型件78的冷却回路96可包括多个本体冷却节段98，各个均具有由末梢冷却通道隔热的至少一个转角。

图6为根据本发明的第三实施例的叶片68''的冷却回路96''的流动图。图6的涡轮叶片68''可大致类似于图2-图5的涡轮叶片68、68'，且类似的元件以载有秒号('')标记的相同参考标号表示。例如，穿过叶片68''的末梢80''的截面可与图4或图5中所示的截面视图相同或大致相似。

在第三实施例中，冷却回路96''包括本体冷却节段98''，其中额外本体冷却通路164具有翼型件78''的末梢80''附近的至少一个转角166。所示的额外本体冷却通路164包括三程蛇形本体冷却通路。蛇形冷却通路164向后给送冷却流，即，沿从前缘92''到后缘94''的方向。蛇形冷却通路164包括从根部76''延伸至末梢转角166的第一外腿部168、从末梢转角166延伸至根部76''附近的根部转角172的第二返回腿部170，以及从根部转角172往回朝末梢80''延伸的第三外腿部174。这里，后缘冷却通道110''可由来自蛇形冷却通路164的冲击给送。蛇形冷却通路164中的流还可通过一个或多个膜孔和/或后缘孔流出至翼型件78''的外表面。

除冷却叶片末梢80''外，末梢冷却通道120''形成各个末梢转角100''、166与翼型件78''的至少一个外表面(诸如压力侧壁88''和/或吸力侧壁90''(图2))之间的冷却屏障。末梢冷却通道120''可对于末梢转角100''、166的一部分或末梢转角100''、166的整个范围位于末梢转角100''、166与压力侧壁88''和/或末梢侧壁90''中的至少一者之间以热隔离末梢转角100''、166。在所示的图中，末梢冷却通道120''对于末梢转角100''、166的整个范围提供冷却屏障，即，对于分别接合腿部102''、104''和腿部168、170的冷却通路98''、164的部分。

末梢冷却通道120''为用于末梢转角100''、166的热防尘罩，且使末梢转角100''、166与翼型件78''的外表面隔热。末梢冷却通道120''的一部分可围绕末梢转角100''、166模制或以其它方式形成为相对于翼型件78''外的高温的隔热物，且通过减轻末梢转角灰尘累积的冲击来使末梢转角100''、166与灰尘累积的效果热隔离。

在操作期间，冷却回路96''从设在根部76''中的一个或多个入口通路(未示出)接收冷却流体，且在穿过各个通路和通道98''、110''、116''、120''、164之后，冷却流体通过相关联的膜孔和槽口112''、114''、118''、122''流出翼型件78''。在末梢转角100''、166处，由冷却空气流携载的灰尘可累积。末梢冷却通道120''热隔离末梢转角100''、166，使得累积在末梢转角100''、166处的任何灰尘可由冷却回路96''忍受，而不会显著影响冷却回路96''的冷却有效性。

涉及本文公开的发明的系统、方法和其它装置的各种实施例提供了用于涡轮叶片的冷却回路的改善的冷却有效性和灰尘累积忍受力。所述系统的一些实施例的实践中可实现的一个优点在于，叶片的末梢冷却通道可用于在叶片的压力侧壁或吸力侧壁中的至少一者且更优选两个侧壁上对于末梢转角的整个范围热隔离冷却回路的至少一个末梢转角，使得累积在末梢转角处的灰尘可以忍受，而不会降低冷却回路的冷却有效性。这提供了发动机利用耐受灰尘的叶片在有尘环境中操作。灰尘累积在翼型件的热隔离区域中，以允许提高的灰尘累积忍受力，且因此提供了需要拆修之前的延长的操作。通过改善防尘，大体上可改善冷却的构件寿命。

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