渦輪葉片的製作方法

2023-05-22 21:06:21 2

渦輪發動機，且特別是燃氣或燃燒渦輪發動機，是從經過發動機到多個旋轉渦輪葉片上的燃燒氣體流提取能量的旋轉發動機。燃氣渦輪發動機用於陸地和海上移動和發電，但最常用於航空應用，諸如用於飛行器，包括直升機。在飛行器中，燃氣渦輪發動機用於飛行器的推進。在陸地應用中，渦輪發動機通常用於發電。

用於飛行器的燃氣渦輪發動機設計成在高溫下操作，以最大化發動機效率，所以某些發動機構件(諸如高壓渦輪和低壓渦輪)的冷卻可能是有益的。通常，冷卻通過將較冷的空氣從高壓和/或低壓壓縮機導送至需要冷卻的發動機構件來實現。高壓渦輪中的溫度為大約1000℃到2000℃，且來自壓縮機的冷卻空氣為大約500℃到700℃。儘管壓縮機空氣為高溫，但其相對於渦輪空氣較冷，且可用於冷卻渦輪。

當代渦輪葉片大體上包括用於將冷卻空氣發送穿過葉片來冷卻葉片的不同部分的一個或更多個內部冷卻迴路，且可包括用於冷卻葉片的不同部分(諸如葉片的前緣、後緣和末梢)的專用冷卻迴路。

技術實現要素：

在一方面，本發明涉及一種具有界定內部的外表面的翼型件。翼型件限定壓力側和吸力側，它們在前緣與後緣之間沿軸向延伸，且在根部與末梢之間沿徑向延伸。翼型件還包括跨越內部且在外表面的壓力側與吸力側之間延伸以限定第一延伸方向的結構肋條、在第二延伸方向上位於外表面附近且沿外表面延伸的壁，其中壁至少部分地限定鄰近外表面的近壁冷卻通路，以及在鄰近第一和第二延伸方向的接合處的位置處設在結構肋條與壁之間的熱應力減小結構。

在另一方面，本發明涉及一種用於具有渦輪轉子盤的燃氣渦輪發動機的葉片。葉片包括燕尾部，其具有至少一個冷卻空氣入口通路，且構造成安裝到渦輪轉子盤上。葉片還包括從翼型件沿徑向延伸且具有界定內部的外表面的翼型件。翼型件還限定在前緣與後緣之間沿軸向延伸且在根部與末梢之間沿徑向延伸的壓力側和吸力側，其中根部鄰近燕尾部。葉片還包括流體地聯接到冷卻空氣入口通路上且位於內部內的至少一個冷卻迴路，且具有沿外表面形成第一組近壁冷卻通路的第一內壁，以將冷卻迴路與內部的其餘部分分開，以及設在第一內壁與分隔壁之間的腔，使得近壁冷卻通路不由第一結構肋條形成。

在另一方面，本發明涉及一種用於燃氣渦輪發動機的翼型件，其具有界定內部且限定壓力側和與壓力側相對的吸力側的周緣壁、在壓力側與吸力側之間跨越內部的結構肋條，以及位於內部內且通過熱應力減小結構與結構肋條分開的內壁。

本發明的第一技術方案提供了一種用於燃氣渦輪發動機的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其界定內部且限定在前緣與後緣之間沿軸向延伸且在根部與末梢之間沿徑向延伸的壓力側和吸力側；結構肋條，其跨越所述內部且在所述外表面的所述壓力側與所述吸力側之間延伸來限定第一延伸方向；壁，其沿第二延伸方向位於所述外表面附近且沿所述外表面延伸，其中所述壁至少部分地限定鄰近所述外表面的近壁冷卻通路；以及熱應力減小結構，其在鄰近第一和第二延伸方向的接合處的位置處設在所述結構肋條與所述壁之間。

本發明的第二技術方案是在第一技術方案中，所述熱應力減小結構包括在所述接合處的結構肋條與所述壁之間的間隙。

本發明的第三技術方案是在第二技術方案中，所述間隙小於或等於所述結構肋條或壁中的至少一者的截面厚度。

本發明的第四技術方案是在第三技術方案中，所述間隙小於或等於所述結構肋條和所述壁的截面厚度中較小一者的截面厚度。

本發明的第五技術方案是在第三技術方案中，所述間隙鄰近所述吸力側。

本發明的第六技術方案是在第五技術方案中，所述間隙鄰近所述前緣。

本發明的第七技術方案是在第六技術方案中，所述翼型件為用於渦輪轉子盤的第一級的葉片。

本發明的第八技術方案是在第一技術方案中，所述熱應力減小結構鄰近所述吸力側。

本發明的第九技術方案是在第八技術方案中，所述熱應力減小結構鄰近所述前緣。

本發明的第十技術方案是在第一技術方案中，所述翼型件為用於渦輪或壓縮機的葉片或導葉中的至少一者的翼型件。

本發明的第十一技術方案提供了一種用於具有渦輪轉子盤的燃氣渦輪發動機的葉片，所述葉片包括：燕尾部，其具有至少一個冷卻空氣入口通路且構造成安裝到所述渦輪轉子盤上；翼型件，其從所述燕尾部沿徑向延伸且具有外表面，所述外表面界定內部且限定在前緣與後緣之間沿軸向延伸且在根部與末梢之間沿徑向延伸的壓力側和吸力側，其中所述根部鄰近所述燕尾部；至少一個冷卻迴路，其流體地聯接到所述冷卻空氣入口通路上且位於所述內部內，且具有形成沿所述外表面的第一組近壁冷卻通路的第一內壁，以及在所述外表面的所述壓力側與所述吸力側之間延伸來將所述冷卻迴路與所述內部的其餘部分分開的第一結構肋條；以及腔，其設在所述第一內壁與所述第一結構肋條之間，使得所述僅壁冷卻通路不由所述第一結構肋條形成。

本發明的第十二技術方案是在第十一技術方案中，所述腔處的所述第一內壁的厚度小於或等於所述腔處的所述第一結構肋條的厚度。

本發明的第十三技術方案是在第十二技術方案中，所述腔處的所述第一內壁的厚度小於或等於所述腔處的所述外表面的厚度。

本發明的第十四技術方案是在第十三技術方案中，所述第一內壁、第一結構肋條和外表面的厚度在所述腔處具有相等厚度。

本發明的第十五技術方案是在第十一技術方案中，所述腔鄰近所述吸力側。

本發明的第十六技術方案是在第十一技術方案中，所述腔鄰近所述前緣。

本發明的第十七技術方案是在第十一技術方案中，包括限定第二組近壁冷卻通路的第二內壁，其中所述第一組近壁冷卻通路在所述壓力側和所述吸力側中的一者上，且所述第二組近壁冷卻通路在所述壓力側和所述吸力側中的另一者上，且第二腔位於所述第二內壁與所述第一結構肋條之間。

本發明的第十八技術方案是在第十一技術方案中，包括第二結構肋條，其不同於所述第一結構肋條在所述第一組近壁冷卻通路的相對側上在所述壓力側與所述吸力側之間延伸，且第二腔位於所述第一組近壁冷卻通路與所述第二結構肋條之間。

本發明的第十九技術方案是在第十一技術方案中，所述葉片為用於所述渦輪轉子盤的第一級的葉片。

本發明的第二十技術方案提供了一種用於燃氣渦輪發動機的翼型件，具有界定內部且限定壓力側和與所述壓力側相對的吸力側的周緣壁、在所述壓力側與所述吸力側之間跨越所述內部的結構肋條，以及位於所述內部內且通過熱應力減小結構與所述結構肋條分開的內壁。

附圖說明

在附圖中：

圖1為用於飛行器的燃氣渦輪發動機的示意性截面圖。

圖2為包括附接到根部上的翼型件的圖1的發動機的渦輪葉片的透視圖。

圖3為圖2的翼型件的截面視圖。

圖4為示出具有多個熱應力減小結構的一個或更多個內部通路的圖3的截面翼型件的示圖。

圖5為沒有熱應力減小結構的圖4的翼型件的截面圖。

零件列表

10 燃氣渦輪發動機

12 縱軸線(中心線)

14 前部

16 後部

18 風扇區段

20 風扇

22 壓縮機區段

24 低壓(LP)壓縮機

26 高壓(HP)壓縮機

28 燃燒區段

30 燃燒器

32 渦輪區段

34 HP渦輪

36 LP渦輪

38 排氣區段

40 風扇殼

42 風扇葉片

44 核心

46 核心殼

48 HP軸/HP轉軸

50 LP軸/LP轉軸

52 壓縮機級

54 壓縮機級

56 壓縮機葉片

58 壓縮機葉片

60 壓縮機導葉(噴嘴)

62 壓縮機導葉(噴嘴)

64 渦輪級

66 渦輪級

68 渦輪葉片

70 渦輪葉片

72 渦輪導葉

74 渦輪導葉

76 燕尾部

78 翼型件

80 末梢

82 根部

84 平臺

88 第一入口通路

90 第二入口通路

92 第三入口通路

92a 前側入口

92b 後側入口

94 通路出口

96 內部

98 壓力側壁

100 吸力側壁

102 前緣

104 後緣

120 第一內部通路

122 第一結構肋條

124 第一肋條軸線

126 第一壁

130 第一壁軸線

132 近壁冷卻通路

136 第一接合處

140 腔

142 第二壁

143 第二接合處

144 第二壁軸線

145 內腔

146 第二結構肋條

147 衝擊開口

148 第二肋條軸線

150 前緣冷卻通路

152 第三接合處

154 第四接合處

156 第三腔

158 第四腔

160 第二內部通路

162 第三壁

164 第四壁

166 第三壁軸線

168 第四壁軸線

170 第五接合處

172 第六接合處

174 第五腔

176 第六腔

180 內部通路

220 第一內部通路

222 第一結構肋條

224 第一肋條軸線

226 第一壁

230 第一壁軸線

232 近壁冷卻通路

236 第一接合處

240 加厚壁

242 第二壁

243 第二接合處

244 第二壁軸線

245 加厚壁

246 第二結構肋條

247 衝擊開口

248 第二肋條軸線

250 前緣冷卻通路

252 第三接合處

254 第四接合處

256 加厚壁

258 加厚壁

260 第二內部通路

262 第三壁

264 第四壁

266 第三壁軸線

268 第四壁軸線

270 第五接合處

272 第六接合處

274 加厚壁

276 加厚壁

280 內部通路。

具體實施方式

描述的實施例針對渦輪葉片，且具體針對冷卻渦輪葉片。出於圖示的目的，將參照用於飛行器燃氣渦輪發動機的渦輪葉片描述本發明。然而，將理解的是，本發明並未如此受限，且可在諸如其它移動應用和非移動工業、商業和住宅應用的非飛行器應用中具有普通應用。

圖1為用於飛行器的燃氣渦輪發動機10的示意性截面圖。發動機10具有從前14向後16延伸的大體上縱向延伸的軸線或中心線12。發動機10包括成下遊串流關係：包括風扇20的風扇區段18、包括增壓器或低壓(LP)壓縮機24和高壓(HP)壓縮機26的壓縮機區段22、包括燃燒器30的燃燒區段28、包括HP渦輪34和LP渦輪36的渦輪區段32，以及排氣區段38。

風扇區段18包括包繞風扇20的風扇殼40。風扇20包括圍繞中心線12沿徑向設置的風扇葉片42形式的多個翼型件。HP壓縮機26、燃燒器30和HP渦輪34形成發動機10的核心44，其生成燃燒氣體。核心44由核心殼46包繞，核心殼46可與風扇殼40聯接。

圍繞發動機10的中心線12同軸地設置的HP軸或轉軸48將HP渦輪34傳動地連接到HP壓縮機26上。圍繞發動機10的中心線12同軸地設置在更大直徑環形HP轉軸48內的LP軸或轉軸50將LP渦輪36傳動地連接到LP壓縮機24和風扇20上。

LP壓縮機24和HP壓縮機26分別包括多個壓縮機級52,54，其中一組壓縮機葉片56,58形式的旋轉翼型件關於對應的一組的壓縮機導葉60,62(也稱為噴嘴)形式的靜止翼型件旋轉，以壓縮或加壓經過級的流體流。在單個壓縮機級52,54中，多個壓縮機葉片56,58可成環提供，且可關於中心線12從葉片平臺到葉片末梢沿徑向向外延伸，同時對應的靜止壓縮機導葉60,62定位在旋轉葉片56,58下遊且鄰近於旋轉葉片56,58。將注意的是，圖1中所示的葉片、導葉和壓縮機級的數目僅為了示範性目的選擇，且其它數目是可能的。

HP渦輪34和LP渦輪36分別包括多個渦輪級64,66，其中一組渦輪葉片68,70形式的旋轉翼型件關於對應一組渦輪導葉72,74(也稱為噴嘴)形式的靜止翼型件旋轉，以從經過級的流體流提取能量。在單個渦輪級64,66中，多個渦輪葉片68,70可成環提供，且可關於中心線12從葉片平臺到葉片末梢沿徑向向外延伸，同時對應的靜止渦輪導葉72,74定位在旋轉葉片68,70上遊且鄰近於旋轉葉片68,70。將注意的是，圖1中所示的葉片、導葉和渦輪級的數目僅為了示範性目的選擇，且其它數目是可能的。

在操作中，旋轉風扇20將環境空氣供應至LP壓縮機24，LP壓縮機24然後將加壓的環境空氣供應至HP壓縮機26，HP壓縮機26進一步加壓環境空氣。來自HP壓縮機26的加壓的空氣在燃燒器30中與燃料混合且點燃，由此生成燃燒氣體。一些功由HP渦輪34從這些氣體提取，HP渦輪34驅動HP壓縮機26。燃燒氣體排放到LP渦輪36中，其提取附加功來驅動LP壓縮機24，且排出氣體最終經由排氣區段38從發動機10排放。LP渦輪36的驅動會驅動LP轉軸50旋轉風扇20和LP壓縮機24。

由風扇20供應的環境空氣中的一些可繞過發動機核心44，且用於發動機10的部分(尤其是熱部分)的冷卻，且/或用於對飛行器的其它方面冷卻或供能。在渦輪發動機的背景下，發動機的熱部分一般在燃燒器30下遊，尤其是渦輪區段32，其中HP渦輪34為最熱部分，因為其直接在燃燒區段28的下遊。其它冷卻流體源可為但不限於從LP壓縮機24或HP壓縮機26排放的流體。

圖2為圖1中的發動機10的渦輪葉片68中的一個的形式的發動機構件的透視圖。渦輪葉片68包括燕尾部76和翼型件78。翼型件78包括末梢80和根部82。根部82還包括在根部82處與翼型件78整體結合的平臺84，這有助於沿徑向容納渦輪空氣流。燕尾部76可構造成安裝到發動機10上的渦輪轉子盤上。燕尾部76包括至少一個入口通路，示例性地示為第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，各自延伸穿過燕尾部76，以提供在多個通路出口94處與翼型件78的內部流體連通。應當認識到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88,90,92收納在燕尾部76的本體內。

轉到圖3，以截面視圖顯示的翼型件78具有由限定壓力側的凹形壓力側壁98和限定吸力側的凸形吸力側壁100限定的內部96，凹形壓力側壁98和凸形吸力側壁100連結在一起來限定具有前緣102和後緣104的翼型件形狀。翼型件78沿一個方向旋轉，使得壓力側壁98跟隨吸力側壁100。因此，如圖3中所示，翼型件78將朝頁面頂部向上旋轉。

翼型件78包括多個內部通路，其可布置成形成專用於冷卻葉片的特定部分的冷卻迴路。冷卻通路包括在翼型件78的末梢80與根部82之間延伸的一個或更多個冷卻通路。圖4中示出的通路和對應的冷卻迴路最佳地列舉了限定在一個或更多個內部通路或冷卻迴路內的一個或更多個熱應力減小結構。內部通路的布局、放置、形狀和尺寸是示例性的，且不應當看作是限制本發明。

第一內部通路120可在限定在翼型件78的內部96內的根部82與末梢80之間沿徑向延伸。第一內部通路120包括中空通道，其可接收來自至少一個入口通路88,90,92的流動冷卻流體。第一內部通路120可由跨越內部96且在翼型件78的壓力側壁98與吸力側壁100之間延伸的第一結構肋條122至少部分地限定。第一結構肋條122還可限定示為以截面示出的第一結構肋條122的縱向方向限定的肋條軸線124的第一延伸方向。

第一內部通路120可由一個或更多個內壁進一步限定。設置在第一內部通路120與吸力側壁100之間的第一壁126可將第二延伸方向限定為由以截面示出的第一壁126的縱向曲線限定的第一壁軸線130。第一壁126還可至少部分地限定一個或更多個近壁冷卻通路132，其設置在第一內部通路120與翼型件78的外部之間，示為鄰近於吸力側壁100。作為備選，第一壁126和近壁冷卻通路132可鄰近於壓力側壁98。近壁冷卻通路132可與第一內部通路120流體連通，使得其組合可限定翼型件78的內部96內的冷卻迴路。

肋條軸線124可在第一接合處136與第一壁軸線130相交。熱應力減小結構在鄰近於接合處136和吸力側壁100的位置處設在結構肋條122與第一壁126之間。熱應力減小結構還可限定為設在結構肋條122與第一壁126之間的第一腔140。如圖所示，腔140限定弓形的基本半圓形形狀，其至少部分地限定第一內部通路120，且設置在結構肋條122與第一壁126之間。

與第一壁126相對，部分地限定第一內部通路120的第二壁142還限定鄰近於壓力側壁98的一個或更多個近壁冷卻通路132。彎曲的第二壁軸線144由第二壁142的截面的弓形形狀沿縱向限定。類似於第一接合處136，第二壁軸線144可在第二接合處143與第一肋條軸線124相交。示為第二腔145的應力減小結構設在結構肋條122與第二壁142之間。

除第一結構肋條122之外，翼型件78的內部96可包括附加的結構肋條。第二結構肋條146設置在前緣102附近，且鄰近於前緣冷卻通路148。第二結構肋條146跨越壓力側壁98與吸力側壁100之間的內部96，以進一步限定與第一結構肋條122相對的第一內部通路120。第二結構肋條146還限定第二肋條軸線148，其沿縱向穿過第二結構肋條146的截面限定。第二結構肋條146可包括一個或更多個衝擊開口147，其沿第二結構肋條146關於圖1的縱向發動機軸線12徑向地設置。衝擊開口147將第一內部通路120流體地聯接到前緣通路148上。

第二結構肋條146可鄰近於第一壁126和第二壁142，使得兩個附加接合處152,154可分別限定在第二肋條軸線148與第一壁軸線130和第二壁軸線144之間的交點處。類似於第一接合處136，第三接合處152和第四接合處154分別鄰近於示為腔156,158的兩個附加熱應力減小結構。腔156,158分別設置在第二肋條146與第一壁126和第二壁142之間。

第二內部通路160限定在翼型件78的內部96內，由第一結構肋條122部分地限定且鄰近於第一結構肋條122，且定位成關於第一結構肋條122與第一內部通路120相對。第二內部通路160可包括在根部82與末梢80之間沿徑向延伸的中空通道，其可接收來自至少一個入口通路88,90,92的冷卻流體流。第二內部通路160由分別位於鄰近於吸力側壁100和壓力側壁98的第三壁162和第四壁164限定。第三壁162和第四壁164各自分別限定在吸力側壁100與壓力側壁98之間的一個或更多個近壁冷卻通路132。第三壁162限定第三壁軸線166，且第四壁164限定第四壁軸線168，各條軸線均沿縱向穿過壁162,164的大體上弓形截面限定。第三壁軸線166可在第五接合處170與第一肋條軸線124相交，且第四壁軸線168可在第六接合處172與第一肋條軸線124相交。示為第五腔174的熱應力減小結構限定在第三壁162與第一結構肋條122之間，鄰近於第五接合處170。類似地，示為第六腔174的另一個熱應力減小結構限定在第一結構肋條122與第四壁164之間，鄰近於第六接合處172。

翼型件78可包括附加的內部通路180，其可或可不包括熱應力減小結構、近壁冷卻、或其它的熱應力減小結構。這些內部通路180可在末梢80與根部82之間延伸，且可與附加的內部通路流體連通，諸如第一內部通路120或第二內部通路160，以及與其它附加通路180流體連通，它們的組合可限定冷卻迴路。

熱應力減小結構包括一個或更多個腔140, 156, 158, 174, 176，其儘管示為基本半圓形形狀，但可具有任何適合的形狀。半圓形形狀消除了尖角，尖角比半圓形或圓形轉角更快受到熱應力衝擊。腔還可為設置在相鄰的結構肋條或壁中的一個或更多個之間或至少部分地由其限定。如圖所示的間隙或腔的形狀是示例性的，且可基本為四邊形、橢圓形、圓形、唯一形狀或其它形狀，使得熱應力減小結構限定在一個或更多個結構肋條或壁之間。間隙或腔可包括小於或等於結構肋條或壁中的至少一者的截面厚度的厚度。此外，間隙或腔可包括等於翼型件78的外表面(諸如壓力側壁98或吸力側壁100)的厚度的厚度。

應當認識到的是，熱應力減小結構、肋條或內壁的數目、位置和定向是示例性的。翼型件78可取決於肋條和內壁的數目和放置而包括熱應力減小結構。還將認識到的是，儘管圖4示出了各個相鄰肋條與內壁之間的腔，但一些近壁冷卻通路可由一個或更多個肋條和內壁的組合限定，而沒有鄰近肋條和內壁設置的熱應力減小結構。

還應當認識到的是，近壁冷卻通路儘管示為是相當大的，但可能是非常小的，使得近壁冷卻通路相比於附圖中所示的截面面積具有小得多的截面面積。

轉到圖5，示出沒有熱應力減小結構的翼型件78的內部結構的圖2的翼型件78的示例性截面相比於圖4最佳地示出了鄰近於肋條的內壁和內壁結構的增大厚度。圖5的翼型件78可基本類似於圖4的翼型件78，且相似的結構將以增加一百的相似標號表示。應當認識到的是，圖5的翼型件78為圖4的翼型件78解決的問題的實例。

如可認識到的是，圖4的腔140, 145, 156, 158, 174, 176已經由圖5中的相應結構肋條222,246之間的壁226, 242, 262, 264的延伸部替換。因此，腔140, 145, 156, 158, 174, 176現在包括圖5中的多個加厚的壁區域240, 245, 256, 258, 274, 276。加厚的壁區域240, 245, 256, 258, 274, 276限定熱可處於翼型件78的內部96內的更大的容積。當熱聚集在加厚壁區域240, 245, 256, 258, 274, 276時，翼型件78未由在翼型件78內經過的冷卻流體充分冷卻。過量的熱可在操作期間引起翼型件78的破壞或故障。此外，翼型件78的部分的增大厚度可阻止或防止操作期間翼型件78的自然彎曲，這可進一步導致破壞或故障。因此，圖4中所示的熱應力減小結構提供了對翼型件78內的通路或冷卻迴路的有效冷卻，以其它方式加厚的壁可發展成引入設置鄰近於結構肋條的近壁冷卻通路。

如可認識到的那樣，翼型件78的內部96可包括由在壓力側壁98與吸力側壁100之間延伸的至少一個結構肋條限定的多個通路。此外，至少一個內壁可限定多個近壁冷卻通路132，使得至少一個熱應力減小結構(諸如腔140)可設在結構肋條與壁之間。翼型件78可包括多個熱應力減小結構，其各自可與至少一個近壁冷卻通路132相關聯。

還應當認識到的是，熱應力減小結構可鄰近於壓力側壁98、吸力側壁100、前緣102或後緣104。相對於翼型件78的徑向長度，熱應力減小結構可沿通路、肋條或與其相關聯的壁的整個長度延伸，或僅沿翼型件78的長度部分地延伸，使得熱應力減小結構置於沿相關聯的通路或冷卻迴路的徑向長度的有利的點或長度處。

還應當認識到的是，限定近壁冷卻通路的內壁還限定雙壁結構，包括內壁與壓力側壁、吸力側壁、前緣和後緣中的至少一者。熱應力減小結構提供從可在肋條與內壁、外壁或雙壁結構之間的接合處形成的過大壁厚度的減小。

還應當認識到的是，熱應力減小結構可向翼型件78的內部結構提供熱減輕，其中內壁、肋條、結構或其組合的厚度可保持較大量的熱或防止對較厚區域的有效冷卻。此外，熱應力減小結構可促進翼型件78的自然彎曲，尤其是在操作應力期間，其中過大的剛度可引起翼型件78的破裂或故障。

關於本文公開的發明的系統、方法和其它裝置的各種實施例提供改善的厚度減小來作為渦輪葉片的內部的熱應力減小結構。在所述系統的一些實施例的實踐中可實現的一個優點在於，一個或更多個近壁冷卻通路或迴路可與一個或更多個熱應力減小結構組合來使用，以結合近壁冷卻迴路而不會不必要地增大內部結構的厚度，且允許翼型件的適當彎曲。實施的近壁冷卻迴路和熱應力減小結構提供了翼型件的內部內的最佳冷卻和空氣流管理，以便保持升高溫度、提高的發動機效率和壽命下的有效發動機操作。儘管按照渦輪葉片形式的翼型件描述了特定實施例，但描述同樣適用於燃氣渦輪發動機內的任何翼型件，包括但不限於渦輪導葉、壓縮機葉片和壓縮機導葉。

本書面描述使用了實例來公開本發明，包括最佳模式，且使本領域的任何技術人員能夠實踐本發明，包括製作和使用任何裝置或系統，以及執行任何併入的方法。本發明的專利範圍由權利要求限定，且可包括本領域的技術人員想到的其它實例。如果此類其它實施例具有並非不同於權利要求的書面語言的結構元件，或如果它們包括與權利要求的書面語言無實質差別的等同結構元件，則期望此類其它實例在權利要求的範圍內。