CN106133276A

CN106133276A - 涡轮翼面

Info

Publication number: CN106133276A
Application number: CN201480076712.XA
Authority: CN
Inventors: 梁北震
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2014-03-05
Filing date: 2014-03-05
Publication date: 2016-11-16
Anticipated expiration: 2034-03-05
Also published as: EP3114322A1; US9631499B2; JP2017518451A; WO2015134005A1; WO2015134005A8; EP3114322B1; CN106133276B; JP6203423B2; US20160362986A1

Abstract

带有冷却系统（10）的燃气涡轮发动机的涡轮翼面（12）被公开，其中，该翼面（12）具有弓形构造。翼面（12）可以构造成使得前缘（16）或后缘（18）或二者都可以具有比前缘和后缘（16、18）的外端部在上游更远地定位的中段。冷却系统（10）的一个或多个冷却通道（28）可以具有接近翼面（12）的端部的横截面面积，比在翼展中心位置处的大。一个或多个冷却通道（28）可以具有一个或多个拐角阻流器（30），该拐角阻流器（30）在冷却通道（28）中在翼弦方向上延伸，并且从拐角（54）朝向中心线轴线（34）延伸，由此降低冷却通道（28）的横截面面积。拐角阻流器（30）可以定位在冷却系统（10）内以维持通过翼面（12）的冷却流体流在期望的设计参数内。

Description

涡轮翼面

技术领域

本发明总地指向涡轮翼面，并且特别地指向在中空涡轮静叶中的冷却系统。

背景技术

典型地，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机，用于将压缩空气与燃料混合并点燃该混合物的燃烧室，以及用于产生功率的涡轮叶片组件。燃烧室经常在可能超过2,260华氏度的高温下操作。典型的涡轮燃烧室构造将涡轮静叶组件暴露于这些高温，如在图1和图3中所示。这样一来，涡轮静叶必须由能够承受这样的高温的材料制成。此外，涡轮静叶经常包括冷却系统，该冷却系统用于延长静叶寿命并降低由于过度的温度所导致的失效的可能性。

典型地，涡轮静叶由翼面形成，该翼面在内侧端部处具有内径（ID）平台，并且在外侧端部处具有外径（OD）平台。静叶通常地包括前缘和后缘，具有大部分涡轮静叶的内部结构，典型地包括形成冷却系统的错综复杂的冷却通道迷宫。在静叶中的冷却通道典型地从涡轮发动机的压缩机接收空气，并且通过静叶传递该空气。冷却通道经常包括设计成将涡轮静叶的全部结构（aspect）维持在相对均匀的温度下的多个流动路径。向在ID和OD处具有大的横截面流面积的涡轮静叶提供充足的冷却被证明是具有挑战性的。

发明内容

用于燃气涡轮发动机的涡轮翼面的冷却系统被公开，其中，涡轮翼面具有弓形构造。涡轮翼面可以构造成使得前缘或后缘或二者都具有前缘和后缘的外端部，该外端部在上游方向上比中段更远地定位。冷却系统的一个或多个冷却通道可以具有横截面面积接近翼面的端部比在翼展中心（midspan）位置处的大。一个或多个冷却通道可以具有一个或多个拐角阻流器，该拐角阻流器在冷却通道中在翼弦方向（chordwise）上延伸，并且从拐角朝向中心线轴线延伸，由此降低冷却通道的横截面面积。拐角阻流器可以定位在冷却系统内以维持通过翼面的冷却流体流在期望的设计参数内。

涡轮翼面可以由大致细长的中空翼面形成，其包括外壁，具有前缘、后缘、压力侧、吸入侧、在翼面的第一端部处的内径平台以及在与第一端部相对的第二端部处的外径平台，以及定位在大致细长的中空翼面的内部结构内的冷却系统。冷却系统的一个或多个冷却通道可以具有横截面面积接近翼面的端部比在翼展中心位置处的大。冷却系统还可以包括一个或多个拐角阻流器，其从在形成至少一个冷却通道的内部表面的拐角处的第一端部朝向在翼展延伸方向上定位更靠近所述至少一个冷却通道的中点的第二端部延伸，并且其从在内表面处的基底向定位更靠近该至少一个冷却通道的中心线轴线的尖端对角地延伸。

拐角阻流器的一个或多个可以从具有较大的横截面面积的第一端部向定位更靠近该冷却通道的中点的具有较小的横截面面积的第二端部渐细。拐角阻流器的基底可以与形成冷却通道的内部表面接触，从拐角阻流器的第一端部至该至少一个拐角阻流器的第二端部。在从尖端开始的在从基底到尖端的长度的25%以内的拐角阻流器的横截面面积可以大于从基底开始的在从基底到尖端的长度的25%以内的拐角阻流器的横截面面积。在至少一个实施例中，拐角阻流器可以具有圆形尖端或其他适当的构造。

在至少一个实施例中，冷却系统可以包括两个拐角阻流器，由此，第一拐角阻流器从在冷却通道的吸入侧上的第一拐角延伸，并且第二拐角阻流器从在冷却通道的吸入侧上的第二拐角延伸。冷却系统还可以包括两个拐角阻流器，由此第一拐角阻流器从在冷却通道的吸入侧上的第一拐角延伸，并且从第一内部肋板延伸，该第一内部肋板从压力侧向吸入侧延伸，并且第二拐角阻流器从在冷却通道的压力侧上的第一拐角延伸，并且从第一内部肋板延伸。冷却系统还可以包括四个拐角阻流器，由此第一拐角阻流器从在冷却通道的吸入侧上的第一拐角延伸，第二拐角阻流器从在冷却通道的吸入侧上的第二拐角延伸，第三拐角阻流器从在冷却通道的压力侧上的第一拐角延伸，并且第四拐角阻流器从在冷却通道的压力侧上的第二拐角延伸。一个或多个拐角阻流器可以径向地向内或径向地向外延伸。特别地，拐角阻流器的第一端部可以定位在外径平台处。拐角阻流器的第一端部可以定位在内径平台处。冷却系统还可以包括前缘冷却通道，其在外径平台处带有入口并且在内径平台处带有出口。冷却系统的冷却通道还可以包括中翼弦（mid-chord）蛇形冷却通道，其从外径平台延伸至内径平台，带有在翼弦方向上延伸的冷却通道支路。

翼面可以具有弓形的外部形状。特别地，翼面的后缘可以在上游方向上在后缘和外径平台的交叉点处以及在后缘和内径平台的交叉点处定位比在内径平台和外径平台之间的位置处远。类似地，翼面的前缘可以在上游方向上在前缘和外径平台的交叉点处以及在前缘和内径平台的交叉点处定位比在内径平台和外径平台之间的位置处远。

冷却系统的优点是，冷却系统非常良好地工作以冷却典型地具有冷却通道的弓形翼面，当与在翼展中心区域之外的内侧或外侧端部处的冷却通道的部分比较时，该冷却通道在翼展中心区域中具有减小的体积。

冷却系统的另一个优点是，一个或多个拐角阻流器的使用避免通道流马赫数（Mach number）的急剧降低，该急剧降低可以引起冷却流扩散，或在一些情况中，可以引起在蛇形流内的流分离。

还有冷却系统的另一个优点是，通过将一个或多个拐角阻流器结合至蛇形冷却通道的内部或外部部分或两者中（在这里，蛇形通道流面积变得过大以至于不能维持通过流通道马赫数），能够消除在内径平台和外径平台处的低质量通量的扩散问题。

冷却系统的另一个优点是，在本文中所描述的拐角阻流器的布置可以消除通常在低质量通量流通道中发现的冷却流分配不均，并且代替地朝向该翼面壁的内侧推动冷却空气，并且提高流通道的通过流速度，由此提高通道热传递的增强。

冷却系统的又一个优点是，拐角阻流器的大小可以定制以实现在全部或部分冷却通道内的恒定的冷却流通道横截面面积。

这个发明的另一个优点是，蛇形冷却通道比传统的钻径向孔的冷却设计产生更高的冷却效率等级。

还有这个发明的另一个优点是，三程的蛇形冷却通道对于叶片较低翼展产生更低的并且更均匀的叶片截面质量平均温度，其改善叶片蠕变寿命能力。

下面更详细地描述这些和其他实施例。

附图说明

结合至说明书中并形成说明书的一部分的所附附图图示当前公开的发明的实施例，并且其与说明书一起公开本发明的原理。

图1是在燃气涡轮发动机中可用的传统静叶的侧视图。

图2是在燃气涡轮发动机中可用的弓形静叶的侧视图。

图3是在燃气涡轮发动机中可用的图1的传统静叶的正视图。

图4是在燃气涡轮发动机中可用的图2的弓形静叶的正视图。

图5是图2的弓形静叶的透视图。

图6是沿在图5中的截面线6-6截取的图2的弓形静叶的横截面视图。

图7是沿在图5中的截面线7-7截取的图2的弓形静叶的横截面视图。

图8是沿在图5中的截面线8-8截取的图2的弓形静叶的横截面视图。

图9是在涡轮静叶内的冷却系统的示意图。

图10是沿在图5中的截面线9-9截取的涡轮静叶的横截面视图。

图11是沿在图10中的截面线11-11截取的涡轮静叶的横截面视图。

图12是沿在图11中的截面线13-13截取的在涡轮静叶内的冷却通道的横截面视图。

具体实施方式

如在图1-12中所示，公开了用于燃气涡轮发动机的涡轮翼面12的冷却系统10，其中，该涡轮翼面12具有弓形构造。涡轮翼面12可以构造成使得前缘16或后缘18或二者都可以具有外端部24、26，该外端部24、26比前缘和后缘16、18的中段20在上游方向22上更远地定位，如在图2、图4和图5中所示。如在图6-8、图10和图11中所示，冷却系统10的一个或多个冷却通道28可以具有接近翼面12的端部24、26的横截面面积，比在翼展中心位置20处的大。一个或多个冷却通道28可以具有一个或多个拐角阻流器30，该拐角阻流器30在冷却通道10中在翼弦方向上延伸并且从拐角32朝向中心线轴线34延伸，由此减少冷却通道28的横截面面积。拐角阻流器30可以定位在冷却系统10内以维持通过翼面12的冷却流体流在期望的设计参数内。

在至少一个实施例中，如在图2、图4、图5和图10中所示，涡轮翼面12可以由大致细长的中空翼面36形成，该中空翼面36由外壁38形成，并且具有前缘16，后缘18，压力侧40，吸入侧42，在涡轮翼面12的第一端部24处的内径平台44以及在与第一端部24相对的第二端部26处的外径平台48，以及定位在大致细长的中空翼面36的内部结构内的冷却系统10。冷却系统10的一个或多个冷却通道28可以具有接近翼面36的端部24、26的横截面面积，比在翼展中心位置20处的大。在至少一个实施例中，形成冷却通道28的壁可以一起更紧密地定位在翼面的翼展中心位置20中。一个或多个拐角阻流器30可以从在形成冷却通道28的内表面56的拐角54处的第一端部52朝向第二端部58延伸，第二端部58在翼展延伸方向62上定位更靠近冷却通道28的中点60，并且该一个或多个拐角阻流器30从在内表面56处的基底64向定位更靠近冷却通道28的中心线轴线34的尖端66对角地延伸。

如在图10和图11中所示，拐角阻流器30可以从具有较大的横截面面积的第一端部52向具有较小的横截面面积的第二端部58渐细，第二端部58定位更靠近冷却通道28的中点60。拐角阻流器30的基底64可以从拐角阻流器30的第一端部52至拐角阻流器30的第二端部58与形成冷却通道28的内表面56接触。如在图12中所示，从尖端66开始的在从基底64到尖端66的长度的25%内的拐角阻流器30的横截面积68可以大于从基底64开始的在从基底64到尖端66的长度的25%内的拐角阻流器30的横截面面积70。在至少一个实施例中，拐角阻流器30可以具有圆形尖端66或其他适当的形状。如在图6和图8中所示，冷却系统10可以包括两个拐角阻流器30。第一拐角阻流器72可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角74延伸，并且第二拐角阻流器76可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第二拐角78延伸。如在图8中所示，冷却系统10可以包括两个拐角阻流器30。第一拐角阻流器80可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角82延伸，并且可以从第一内部肋板84延伸，第一内部肋板84从压力侧40延伸至吸入侧42。第二拐角阻流器86可以从在冷却通道28的压力侧40上的第一拐角88延伸，并且可以从第一内部肋板84延伸。在又一个实施例中，如在图6和图12中所示，冷却系统10可以包括四个拐角阻流器30。第一拐角阻流器90可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角92延伸。第二拐角阻流器94可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第二拐角96延伸。第三拐角阻流器98可以从在冷却通道28的压力侧40上的第一拐角100延伸，并且第四拐角阻流器102可以从在冷却通道28的压力侧40上的第二拐角104延伸。在至少一个实施例中，拐角阻流器30的第一端部24可以定位在外径平台48处。拐角阻流器30的第一端部24可以定位在内径平台44处。

如在图6-8和图10中所示，冷却系统10可以包括前缘冷却通道106，其带有在外径平台48处的入口108以及在内径平台44处的出口110。冷却系统10还可以包括从外径平台48延伸至内径平台44的中翼弦蛇形冷却通道112，其带有在翼弦方向上延伸的冷却通道支路114。在至少一个实施例中，中翼弦蛇形冷却通道112可以是三程的蛇形冷却通道112，如在图9和图10中所示。入口108可以定位在外径平台48处。中翼弦蛇形冷却通道112可以包括在外径平台48处的最后支路118的端部116处的出口110。中翼弦蛇形冷却通道112还可以在外径平台48至内径平台44之间在翼弦方向上延伸的中翼弦蛇形冷却通道112的最后的支路118中包括多个排出出口120。在中翼弦蛇形冷却通道112的最后的支路118中的排出出口120可以与后缘冷却通道122连通。后缘冷却通道122可以包括一个或多个排出出口124。在至少一个实施例中，后缘冷却通道122可以包括在外径平台48至内径平台44之间在翼弦方向上延伸的多个排出出口124。后缘冷却通道122还可以包括从压力侧40向吸入侧42延伸的一个或多个针肋（pin fin）150。

如在图10中所示，冷却系统10可以包括内侧的冲击腔室128，其与前缘冷却通道106流体连通。特别地，前缘冷却通道106的出口110可以将冷却流体排出至内侧的冲击腔室128中。内侧的冲击腔室128可以由定位在前缘冷却通道106的内侧的冲击肋板136形成。在至少一个实施例中，内侧的冲击腔室128可以定位在内径平台44的内侧。在至少一个实施例中，内侧的冲击腔室128可以是级间密封壳体（ISSH）。来自ISSH的空气可以用于清洁前部和后部的边缘空腔和垫面间隙。

中翼弦蛇形冷却通道112的第一支路130可以将冷却流体排出至内侧转弯127中。中翼弦蛇形冷却通道112的第二支路134的入口132可以与内侧转弯127连通，使得内侧转弯127供应冷却流体至第二支路134。

前缘冷却通道106还可以包括前缘冲击腔室138，其由定位在前缘冷却通道106内的一个或多个冲击板140形成，以提供冲击冷却至形成前缘16的外壁38的内表面142。冲击板140可以在前缘冷却通道106内在翼展方向（spanwise）上延伸。在至少一个实施例中，冲击板140可以从内径平台44向外径平台48在翼展方向上延伸。冲击板140可以包括一个或多个冲击孔144。在至少一个实施例中，冲击板140可以包括从内径平台44向外径平台48在翼弦方向上延伸的多个冲击孔144。

在至少一个实施例中，冷却系统10可以包括三程中翼弦蛇形冷却通道112，其由第一、第二和第三支路130、134、146形成。第一支路130可以包括从内径平台44延伸的两个拐角阻流器30。第一拐角阻流器80可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角82延伸，并且可以从第一内部肋板84延伸，第一内部肋板84从压力侧40向吸入侧42延伸。第二拐角阻流器86可以从在冷却通道28的压力侧40上的第一拐角88延伸，并且可以从第一内部肋板84延伸。第二支路134可以包括从内径平台44延伸的两个拐角阻流器30。第一拐角阻流器72可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角74延伸。第二拐角阻流器76可以从在冷却通道28的第二支路134的吸入侧42上的第二拐角78延伸。第二支路134还可以包括在外径平台48处的四个拐角阻流器30。特别地，第一拐角阻流器90可以从在冷却通道28的第三支路146的吸入侧42上的第一拐角92延伸。第二拐角阻流器94可以从在冷却通道28的第三支路146的吸入侧42上的第二拐角96延伸。第三拐角阻流器98可以从在冷却通道28的第三支路146的压力侧40上的第一拐角100延伸。第四拐角阻流器102可以从在冷却通道28的第三支路146的压力侧40上的第二拐角104延伸。在第二支路134中在外径平台48处的第一、第二、第三和第四拐角阻流器90、94、98和102可以每一个从基底64朝向中心线轴线34延伸至尖端66。如此，第一和第四拐角阻流器90、102可以与彼此对齐，并且第二和第三拐角阻流器94、98可以与彼此对齐。第三支路146可以包括从内径平台44延伸的两个拐角阻流器30。第一拐角阻流器72可以从在冷却通道28的吸入侧42上的第一拐角74延伸。第二拐角阻流器76可以从在冷却通道28的第三支路146的吸入侧42上的第二拐角78延伸。

冷却系统还可以包括一个或多个分离条（trip strip）158，如在图12中所示。分离条158可以具有任意适当的构造，并且以任意样式或对齐方式使用。分离条158可以由任意适当的材料形成，并且可以定位在一个或多个冷却通道28中。

翼面12可以具有弓形形状，如在图2、图4和图5中所示。如此，翼面36的后缘18可以在上游方向22上在后缘18和外径平台48的交叉点148处以及在后缘18和内径平台44的交叉点150处定位比在内径平台44和外径平台44之间的位置23远。类似地，翼面36的前缘16可以在上游方向22上在前缘16和外径平台48的交叉点152处以及在前缘16和内径平台44的交叉点154处定位比在内径平台44和外径平台48之间的位置23远。

在使用期间，冷却流体可以从冷却流体供应源通过前缘冷却通道106的入口108流入冷却系统10中。至少部分冷却流体可以流动通过冲击板140进入前缘冲击腔室138中。冷却流体可以流动通过前缘冷却通道106，并且可以通过出口110排出进入内侧冲击腔室128中。冷却流体还可以在外径平台48处进入中翼弦蛇形冷却通道112的第一支路130中，并且流动通过至内侧转弯127并且进入第二支路134中，在这里，冷却流体在第二支路134中径向向外流动。冷却流体可以流动进入外侧转弯156中并进入第三支路146中。冷却流体可以径向向内流动至内径平台44，并且通过排出出口120进入后缘冷却通道122中。冷却流体可以接触针肋150，并且可以在后缘16中通过排出出口124排出。

对于三程中翼弦蛇形冷却通道112，第一支路130的横截面面积可以从外径平台48朝向翼展中心区域移动收缩。如此，冷却流从外径平台48向翼展中心区域加速，其产生正的通道流马赫数。第一支路130的横截面面积从翼展中心区域向内径平台44移动扩大。如此，冷却流从翼展中心区域向外径平台48降速，其产生负的通道流马赫数。对于中翼弦蛇形冷却通道112的第二支路134，通道流马赫数将朝向翼展中心区域移动增加，并且然后由于流收缩以及然后流扩散而从翼展中心区域向外径平台48移动降低。在翼展中心区域和外径平台48之间的第二支路134中，马赫数可以在短的距离中从0.15降低至0.05。因此，0.10的负的马赫数被创建用于短的通道流距离。通道流马赫数的这个急剧降低可以引起冷却流扩散，或在一些情况中，将引起在蛇形流通道112内的流分离。

在内径平台和外径平台44、48处的低质量通量的扩散问题能够通过将一个或多个拐角阻流器30接合至蛇形冷却通道112的内部或外部部分或两者中来解决，在这里，蛇形通道流面积变得过大以至于不能维持通过流通道马赫数。如在图6-8、图10和图11中所示，中翼弦蛇形冷却通道112的第二支路134包括多个拐角阻流器30。拐角阻流器30的一个或多个可以包括从外径平台48朝向翼展中心区域的或从内径平台44朝向翼展中心区域的渐细的横截面面积。拐角阻流器30可以具有从基底64向尖端66移动的增加的横截面面积。如此，拐角阻流器30可以显得在基底64处是窄的并且在尖端66处较宽。

在至少一个实施例中，如在图6-8、图10和图12中所示，冷却系统10可以包括在冷却通道28的每个拐角处的四个拐角阻流器30。拐角阻流器30可以传导热量远离翼面36，由此降低在内部肋板84和外部壁38的接合处的热梯度。此外，在至少一个实施例中，拐角阻流器30可以不附接至外径平台或内径平台44、48，并且因此，第一端部52可以相对于彼此自由移动。在冷却通道28的中间的尖端66处的拐角阻流器30的较大的横截面面积可以朝向翼面热的外壁38引导冷却流体，由此获得冷却流体的更好的利用。可以定制拐角阻流器30的大小以在全部或部分冷却通道28内实现恒定的冷却流通道横截面面积。在本文中阐述的冷却系统10消除了上面所讨论的扩散问题，并且在翼面外径平台48和内径平台44处创建了高的通过流通道速度，因此产生高速率的内部对流热量传递系数以及总的冷却性能的改进。拐角阻流器30还在冷却通道28内以及在中翼弦蛇形冷却通道112内创建更多的内部对流表面面积。因为拐角阻流器30的大小能够沿着冷却通道28变化，所以当需要时，冷却系统10可以适于未来增加以添加更多的冷却能力。

在至少一个实施例中，带有拐角阻流器30的冷却系统10的构造可以通过使用打印零件制造技术构建。因为拐角阻流器30不是处于平行于翼面内部肋板的相同方向上，所以经由陶瓷芯模生产用于在本文中公开的这个复杂的冷却几何形状的陶瓷芯是不可能的。利用打印零件制造技术，能够打印陶瓷芯并且然后用于创建具有冷却系统10的翼面12，冷却系统10带有拐角阻流器30。替代地，具有冷却系统10的翼面12能够由一种或多种金属打印，该冷却系统10带有拐角阻流器30。

与冷却通道28内的内部肋板84不同，拐角阻流器30可以定位处于不同的角度。不存在需求以将内部肋板84倒角三度至五度，或将内部肋板84排列成平行以能够拉动芯模。本文中描述的拐角阻流器30的布置可以消除通常在低质量通量流通道中发现的冷却流分配不均，并且代替地，其朝向翼面壁的内侧推动冷却空气并且提高流通道通过流速度，由此提高通道热量传递的增强。

为了图示、解释和描述本发明的实施例的目的提供上述内容。对这些实施例的修改和改变对于本领域技术人员将是明显的，并且可以在不脱离这个发明的范围和精神的情况下作出。

Claims

1.一种涡轮翼面（12），其特征在于：

由外壁（38）形成的大致细长的中空翼面（36），并且具有前缘（16），后缘（18），压力侧（40），吸入侧（42），在翼面（36）的第一端部（46）处的内径平台（44）以及在与所述第一端部（46）相对的第二端部（50）处的外径平台（48），以及定位在所述大致细长的中空翼面（36）的内部结构内的冷却系统（10）；

所述冷却系统（10）的至少一个冷却通道（28）具有横截面面积接近所述翼面（36）的端部比在翼展中心位置处的大；以及

至少一个拐角阻流器（30），所述至少一个拐角阻流器（30）从在形成所述至少一个冷却通道（28）的内部表面（56）的拐角（54）处的第一端部（52）朝向第二端部（58）延伸，所述第二端部（58）在翼展延伸方向上定位更靠近所述至少一个冷却通道（28）的中点（60），并且所述至少一个拐角阻流器（30）从在所述内部表面（56）处的基底（64）对角地延伸到定位更靠近所述至少一个冷却通道（28）的中心线轴线（34）的尖端（66）。

2.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）从具有较大的横截面面积的所述第一端部（52）向具有较小的横截面面积的所述第二端部（58）渐细，所述第二端部（58）定位更靠近所述至少一个冷却通道（28）的所述中点（60）。

3.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）的所述基底（64）从所述至少一个拐角阻流器（30）的第一端部（52）至所述至少一个拐角阻流器（30）的第二端部（58）与形成所述至少一个冷却通道（28）的所述内部表面（56）接触。

4.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，在从所述尖端（66）开始的从所述基底（64）到所述尖端（66）的长度的25%内的所述至少一个拐角阻流器（30）的横截面面积大于在从所述基底（64）开始的从所述基底（64）到所述尖端（66）的长度的25%内的所述至少一个拐角阻流器（30）的横截面面积。

5.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）具有圆形尖端（66）。

6.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）包括两个拐角阻流器（30），其中，第一拐角（72）阻流器从在所述至少一个冷却通道（28）的所述吸入侧（42）上的第一拐角（74）延伸，并且第二拐角阻流器（76）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述吸入侧（42）上的第二拐角（78）延伸。

7.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）包括两个拐角阻流器（30），其中，第一拐角阻流器（80）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述吸入侧（42）上的第一拐角（82）延伸，并且从第一内部肋板（84）延伸，所述第一内部肋板（84）从所述压力侧（40）延伸至所述吸入侧（42），并且第二拐角阻流器（86）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述压力侧（40）上的第一拐角（88）延伸，并且从所述第一内部肋板（84）延伸。

8.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）包括四个拐角阻流器（30），其中，第一拐角阻流器（90）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述吸入侧（42）上的第一拐角（92）延伸，第二拐角阻流器（94）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述吸入侧（42）上的第二拐角（96）延伸，第三拐角阻流器（98）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述压力侧（40）上的第一拐角（100）延伸，并且第四拐角阻流器（102）从在所述至少一个冷却通道（28）的所述压力侧（40）上的第二拐角（104）延伸。

9.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）的所述第一端部（52）定位在所述外径平台（48）处。

10.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述至少一个拐角阻流器（30）的所述第一端部（52）定位在所述内径平台（44）处。

11.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述冷却系统（10）的所述至少一个冷却通道（28）包括前缘冷却通道（106），所述前缘冷却通道（106）在所述外径平台（48）处带有入口（108），并且在所述内径平台（44）处带有出口（110）。

12.如权利要求11所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述冷却系统（10）的所述至少一个冷却通道（28）包括中翼弦蛇形冷却通道（112），所述中翼弦蛇形冷却通道（112）从所述外径平台（48）延伸至所述内径平台（44），带有在翼弦方向上延伸的冷却通道支路（114）。

13.如权利要求1所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述翼面（36）的所述后缘（18）在上游方向上在所述后缘（18）和所述外径平台（48）的交叉点（148）处以及在所述后缘（18）和所述内径平台（44）的交叉点（150）处定位比在所述内径平台（44）和所述外径平台（48）之间的位置远。

14.如权利要求13所述的涡轮翼面（12），其特征在于，所述翼面（36）的所述前缘（16）在上游方向上在所述前缘（16）和所述外径平台（48）的交叉点（152）处以及在所述前缘（16）和所述内径平台（44）的交叉点（154）处定位比在所述内径平台（44）和所述外径平台（48）之间的位置远。