CN106801624A - 涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

一种涡轮叶片。一种发动机(10)包括翼型件(78)，其具有从发动机(10)的纵轴线(12)沿径向延伸的至少一个内部冷却回路。冷却回路由延伸跨过翼型件(78)的内部(96)的至少一个肋条(122)和限定内部通路(120)的至少一个内壁(126)来限定。内壁(126)还限定一个或更多个近壁冷却通路(132)。热应力减小结构(140)设在肋条(122)与内壁(126)之间，提供了肋条(122)与内壁(126)之间的接合处(136)的高效冷却。

Description

涡轮叶片

背景技术

涡轮发动机，且特别是燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和发电，但最常用于航空应用，诸如用于飞行器，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发电。

用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机效率，所以某些发动机构件(诸如高压涡轮和低压涡轮)的冷却可能是有益的。通常，冷却通过将较冷的空气从高压和/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空气为大约500℃到700℃。尽管压缩机空气为高温，但其相对于涡轮空气较冷，且可用于冷却涡轮。

当代涡轮叶片大体上包括用于将冷却空气发送穿过叶片来冷却叶片的不同部分的一个或更多个内部冷却回路，且可包括用于冷却叶片的不同部分(诸如叶片的前缘、后缘和末梢)的专用冷却回路。

发明内容

在一方面，本发明涉及一种具有界定内部的外表面的翼型件。翼型件限定压力侧和吸力侧，它们在前缘与后缘之间沿轴向延伸，且在根部与末梢之间沿径向延伸。翼型件还包括跨越内部且在外表面的压力侧与吸力侧之间延伸以限定第一延伸方向的结构肋条、在第二延伸方向上位于外表面附近且沿外表面延伸的壁，其中壁至少部分地限定邻近外表面的近壁冷却通路，以及在邻近第一和第二延伸方向的接合处的位置处设在结构肋条与壁之间的热应力减小结构。

在另一方面，本发明涉及一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的叶片。叶片包括燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路，且构造成安装到涡轮转子盘上。叶片还包括从翼型件沿径向延伸且具有界定内部的外表面的翼型件。翼型件还限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中根部邻近燕尾部。叶片还包括流体地联接到冷却空气入口通路上且位于内部内的至少一个冷却回路，且具有沿外表面形成第一组近壁冷却通路的第一内壁，以将冷却回路与内部的其余部分分开，以及设在第一内壁与分隔壁之间的腔，使得近壁冷却通路不由第一结构肋条形成。

在另一方面，本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其具有界定内部且限定压力侧和与压力侧相对的吸力侧的周缘壁、在压力侧与吸力侧之间跨越内部的结构肋条，以及位于内部内且通过热应力减小结构与结构肋条分开的内壁。

本发明的第一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外表面，其界定内部且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧；结构肋条，其跨越所述内部且在所述外表面的所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来限定第一延伸方向；壁，其沿第二延伸方向位于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邻近所述外表面的近壁冷却通路；以及热应力减小结构，其在邻近第一和第二延伸方向的接合处的位置处设在所述结构肋条与所述壁之间。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述热应力减小结构包括在所述接合处的结构肋条与所述壁之间的间隙。

本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，所述间隙小于或等于所述结构肋条或壁中的至少一者的截面厚度。

本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，所述间隙小于或等于所述结构肋条和所述壁的截面厚度中较小一者的截面厚度。

本发明的第五技术方案是在第三技术方案中，所述间隙邻近所述吸力侧。

本发明的第六技术方案是在第五技术方案中，所述间隙邻近所述前缘。

本发明的第七技术方案是在第六技术方案中，所述翼型件为用于涡轮转子盘的第一级的叶片。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，所述热应力减小结构邻近所述吸力侧。

本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，所述热应力减小结构邻近所述前缘。

本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，所述翼型件为用于涡轮或压缩机的叶片或导叶中的至少一者的翼型件。

本发明的第十一技术方案提供了一种用于具有涡轮转子盘的燃气涡轮发动机的叶片，所述叶片包括：燕尾部，其具有至少一个冷却空气入口通路且构造成安装到所述涡轮转子盘上；翼型件，其从所述燕尾部沿径向延伸且具有外表面，所述外表面界定内部且限定在前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸的压力侧和吸力侧，其中所述根部邻近所述燕尾部；至少一个冷却回路，其流体地联接到所述冷却空气入口通路上且位于所述内部内，且具有形成沿所述外表面的第一组近壁冷却通路的第一内壁，以及在所述外表面的所述压力侧与所述吸力侧之间延伸来将所述冷却回路与所述内部的其余部分分开的第一结构肋条；以及腔，其设在所述第一内壁与所述第一结构肋条之间，使得所述仅壁冷却通路不由所述第一结构肋条形成。

本发明的第十二技术方案是在第十一技术方案中，所述腔处的所述第一内壁的厚度小于或等于所述腔处的所述第一结构肋条的厚度。

本发明的第十三技术方案是在第十二技术方案中，所述腔处的所述第一内壁的厚度小于或等于所述腔处的所述外表面的厚度。

本发明的第十四技术方案是在第十三技术方案中，所述第一内壁、第一结构肋条和外表面的厚度在所述腔处具有相等厚度。

本发明的第十五技术方案是在第十一技术方案中，所述腔邻近所述吸力侧。

本发明的第十六技术方案是在第十一技术方案中，所述腔邻近所述前缘。

本发明的第十七技术方案是在第十一技术方案中，包括限定第二组近壁冷却通路的第二内壁，其中所述第一组近壁冷却通路在所述压力侧和所述吸力侧中的一者上，且所述第二组近壁冷却通路在所述压力侧和所述吸力侧中的另一者上，且第二腔位于所述第二内壁与所述第一结构肋条之间。

本发明的第十八技术方案是在第十一技术方案中，包括第二结构肋条，其不同于所述第一结构肋条在所述第一组近壁冷却通路的相对侧上在所述压力侧与所述吸力侧之间延伸，且第二腔位于所述第一组近壁冷却通路与所述第二结构肋条之间。

本发明的第十九技术方案是在第十一技术方案中，所述叶片为用于所述涡轮转子盘的第一级的叶片。

本发明的第二十技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，具有界定内部且限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的周缘壁、在所述压力侧与所述吸力侧之间跨越所述内部的结构肋条，以及位于所述内部内且通过热应力减小结构与所述结构肋条分开的内壁。

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为包括附接到根部上的翼型件的图1的发动机的涡轮叶片的透视图。

图3为图2的翼型件的截面视图。

图4为示出具有多个热应力减小结构的一个或更多个内部通路的图3的截面翼型件的示图。

图5为没有热应力减小结构的图4的翼型件的截面图。

零件列表

10 燃气涡轮发动机

12 纵轴线(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(LP)压缩机

26 高压(HP)压缩机

28 燃烧区段

30 燃烧器

32 涡轮区段

34 HP涡轮

36 LP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轴/HP转轴

50 LP轴/LP转轴

52 压缩机级

54 压缩机级

56 压缩机叶片

58 压缩机叶片

60 压缩机导叶(喷嘴)

62 压缩机导叶(喷嘴)

64 涡轮级

66 涡轮级

68 涡轮叶片

70 涡轮叶片

72 涡轮导叶

74 涡轮导叶

76 燕尾部

78 翼型件

80 末梢

82 根部

84 平台

88 第一入口通路

90 第二入口通路

92 第三入口通路

92a 前侧入口

92b 后侧入口

94 通路出口

96 内部

98 压力侧壁

100 吸力侧壁

102 前缘

104 后缘

120 第一内部通路

122 第一结构肋条

124 第一肋条轴线

126 第一壁

130 第一壁轴线

132 近壁冷却通路

136 第一接合处

140 腔

142 第二壁

143 第二接合处

144 第二壁轴线

145 内腔

146 第二结构肋条

147 冲击开口

148 第二肋条轴线

150 前缘冷却通路

152 第三接合处

154 第四接合处

156 第三腔

158 第四腔

160 第二内部通路

162 第三壁

164 第四壁

166 第三壁轴线

168 第四壁轴线

170 第五接合处

172 第六接合处

174 第五腔

176 第六腔

180 内部通路

220 第一内部通路

222 第一结构肋条

224 第一肋条轴线

226 第一壁

230 第一壁轴线

232 近壁冷却通路

236 第一接合处

240 加厚壁

242 第二壁

243 第二接合处

244 第二壁轴线

245 加厚壁

246 第二结构肋条

247 冲击开口

248 第二肋条轴线

250 前缘冷却通路

252 第三接合处

254 第四接合处

256 加厚壁

258 加厚壁

260 第二内部通路

262 第三壁

264 第四壁

266 第三壁轴线

268 第四壁轴线

270 第五接合处

272 第六接合处

274 加厚壁

276 加厚壁

280 内部通路。

具体实施方式

描述的实施例针对涡轮叶片，且具体针对冷却涡轮叶片。出于图示的目的，将参照用于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，本发明并未如此受限，且可在诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用的非飞行器应用中具有普通应用。

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14向后16延伸的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(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沿径向设置的风扇叶片42形式的多个翼型件。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上。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在更大直径环形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上。

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形式的旋转翼型件关于对应的一组的压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以压缩或加压经过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58下游且邻近于旋转叶片56,58。将注意的是，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形式的旋转翼型件关于对应一组涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)形式的静止翼型件旋转，以从经过级的流体流提取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可成环提供，且可关于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游且邻近于旋转叶片68,70。将注意的是，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24然后将加压的环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压环境空气。来自HP压缩机26的加压的空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体提取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，其提取附加功来驱动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的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20和LP压缩机24。

由风扇20供应的环境空气中的一些可绕过发动机核心44，且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，且/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，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。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

图2为图1中的发动机10的涡轮叶片68中的一个的形式的发动机构件的透视图。涡轮叶片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还包括在根部82处与翼型件78整体结合的平台84，这有助于沿径向容纳涡轮空气流。燕尾部76可构造成安装到发动机10上的涡轮转子盘上。燕尾部76包括至少一个入口通路，示例性地示为第一入口通路88、第二入口通路90和第三入口通路92，各自延伸穿过燕尾部76，以提供在多个通路出口94处与翼型件78的内部流体连通。应当认识到的是，燕尾部76以截面示出，使得入口通路88,90,92收纳在燕尾部76的本体内。

转到图3，以截面视图显示的翼型件78具有由限定压力侧的凹形压力侧壁98和限定吸力侧的凸形吸力侧壁100限定的内部96，凹形压力侧壁98和凸形吸力侧壁100连结在一起来限定具有前缘102和后缘104的翼型件形状。翼型件78沿一个方向旋转，使得压力侧壁98跟随吸力侧壁100。因此，如图3中所示，翼型件78将朝页面顶部向上旋转。

翼型件78包括多个内部通路，其可布置成形成专用于冷却叶片的特定部分的冷却回路。冷却通路包括在翼型件78的末梢80与根部82之间延伸的一个或更多个冷却通路。图4中示出的通路和对应的冷却回路最佳地列举了限定在一个或更多个内部通路或冷却回路内的一个或更多个热应力减小结构。内部通路的布局、放置、形状和尺寸是示例性的，且不应当看作是限制本发明。

第一内部通路120可在限定在翼型件78的内部96内的根部82与末梢80之间沿径向延伸。第一内部通路120包括中空通道，其可接收来自至少一个入口通路88,90,92的流动冷却流体。第一内部通路120可由跨越内部96且在翼型件78的压力侧壁98与吸力侧壁100之间延伸的第一结构肋条122至少部分地限定。第一结构肋条122还可限定示为以截面示出的第一结构肋条122的纵向方向限定的肋条轴线124的第一延伸方向。

第一内部通路120可由一个或更多个内壁进一步限定。设置在第一内部通路120与吸力侧壁100之间的第一壁126可将第二延伸方向限定为由以截面示出的第一壁126的纵向曲线限定的第一壁轴线130。第一壁126还可至少部分地限定一个或更多个近壁冷却通路132，其设置在第一内部通路120与翼型件78的外部之间，示为邻近于吸力侧壁100。作为备选，第一壁126和近壁冷却通路132可邻近于压力侧壁98。近壁冷却通路132可与第一内部通路120流体连通，使得其组合可限定翼型件78的内部96内的冷却回路。

肋条轴线124可在第一接合处136与第一壁轴线130相交。热应力减小结构在邻近于接合处136和吸力侧壁100的位置处设在结构肋条122与第一壁126之间。热应力减小结构还可限定为设在结构肋条122与第一壁126之间的第一腔140。如图所示，腔140限定弓形的基本半圆形形状，其至少部分地限定第一内部通路120，且设置在结构肋条122与第一壁126之间。

与第一壁126相对，部分地限定第一内部通路120的第二壁142还限定邻近于压力侧壁98的一个或更多个近壁冷却通路132。弯曲的第二壁轴线144由第二壁142的截面的弓形形状沿纵向限定。类似于第一接合处136，第二壁轴线144可在第二接合处143与第一肋条轴线124相交。示为第二腔145的应力减小结构设在结构肋条122与第二壁142之间。

除第一结构肋条122之外，翼型件78的内部96可包括附加的结构肋条。第二结构肋条146设置在前缘102附近，且邻近于前缘冷却通路148。第二结构肋条146跨越压力侧壁98与吸力侧壁100之间的内部96，以进一步限定与第一结构肋条122相对的第一内部通路120。第二结构肋条146还限定第二肋条轴线148，其沿纵向穿过第二结构肋条146的截面限定。第二结构肋条146可包括一个或更多个冲击开口147，其沿第二结构肋条146关于图1的纵向发动机轴线12径向地设置。冲击开口147将第一内部通路120流体地联接到前缘通路148上。

第二结构肋条146可邻近于第一壁126和第二壁142，使得两个附加接合处152,154可分别限定在第二肋条轴线148与第一壁轴线130和第二壁轴线144之间的交点处。类似于第一接合处136，第三接合处152和第四接合处154分别邻近于示为腔156,158的两个附加热应力减小结构。腔156,158分别设置在第二肋条146与第一壁126和第二壁142之间。

第二内部通路160限定在翼型件78的内部96内，由第一结构肋条122部分地限定且邻近于第一结构肋条122，且定位成关于第一结构肋条122与第一内部通路120相对。第二内部通路160可包括在根部82与末梢80之间沿径向延伸的中空通道，其可接收来自至少一个入口通路88,90,92的冷却流体流。第二内部通路160由分别位于邻近于吸力侧壁100和压力侧壁98的第三壁162和第四壁164限定。第三壁162和第四壁164各自分别限定在吸力侧壁100与压力侧壁98之间的一个或更多个近壁冷却通路132。第三壁162限定第三壁轴线166，且第四壁164限定第四壁轴线168，各条轴线均沿纵向穿过壁162,164的大体上弓形截面限定。第三壁轴线166可在第五接合处170与第一肋条轴线124相交，且第四壁轴线168可在第六接合处172与第一肋条轴线124相交。示为第五腔174的热应力减小结构限定在第三壁162与第一结构肋条122之间，邻近于第五接合处170。类似地，示为第六腔174的另一个热应力减小结构限定在第一结构肋条122与第四壁164之间，邻近于第六接合处172。

翼型件78可包括附加的内部通路180，其可或可不包括热应力减小结构、近壁冷却、或其它的热应力减小结构。这些内部通路180可在末梢80与根部82之间延伸，且可与附加的内部通路流体连通，诸如第一内部通路120或第二内部通路160，以及与其它附加通路180流体连通，它们的组合可限定冷却回路。

热应力减小结构包括一个或更多个腔140, 156, 158, 174, 176，其尽管示为基本半圆形形状，但可具有任何适合的形状。半圆形形状消除了尖角，尖角比半圆形或圆形转角更快受到热应力冲击。腔还可为设置在相邻的结构肋条或壁中的一个或更多个之间或至少部分地由其限定。如图所示的间隙或腔的形状是示例性的，且可基本为四边形、椭圆形、圆形、唯一形状或其它形状，使得热应力减小结构限定在一个或更多个结构肋条或壁之间。间隙或腔可包括小于或等于结构肋条或壁中的至少一者的截面厚度的厚度。此外，间隙或腔可包括等于翼型件78的外表面(诸如压力侧壁98或吸力侧壁100)的厚度的厚度。

应当认识到的是，热应力减小结构、肋条或内壁的数目、位置和定向是示例性的。翼型件78可取决于肋条和内壁的数目和放置而包括热应力减小结构。还将认识到的是，尽管图4示出了各个相邻肋条与内壁之间的腔，但一些近壁冷却通路可由一个或更多个肋条和内壁的组合限定，而没有邻近肋条和内壁设置的热应力减小结构。

还应当认识到的是，近壁冷却通路尽管示为是相当大的，但可能是非常小的，使得近壁冷却通路相比于附图中所示的截面面积具有小得多的截面面积。

转到图5，示出没有热应力减小结构的翼型件78的内部结构的图2的翼型件78的示例性截面相比于图4最佳地示出了邻近于肋条的内壁和内壁结构的增大厚度。图5的翼型件78可基本类似于图4的翼型件78，且相似的结构将以增加一百的相似标号表示。应当认识到的是，图5的翼型件78为图4的翼型件78解决的问题的实例。

如可认识到的是，图4的腔140, 145, 156, 158, 174, 176已经由图5中的相应结构肋条222,246之间的壁226, 242, 262, 264的延伸部替换。因此，腔140, 145, 156,158, 174, 176现在包括图5中的多个加厚的壁区域240, 245, 256, 258, 274, 276。加厚的壁区域240, 245, 256, 258, 274, 276限定热可处于翼型件78的内部96内的更大的容积。当热聚集在加厚壁区域240, 245, 256, 258, 274, 276时，翼型件78未由在翼型件78内经过的冷却流体充分冷却。过量的热可在操作期间引起翼型件78的破坏或故障。此外，翼型件78的部分的增大厚度可阻止或防止操作期间翼型件78的自然弯曲，这可进一步导致破坏或故障。因此，图4中所示的热应力减小结构提供了对翼型件78内的通路或冷却回路的有效冷却，以其它方式加厚的壁可发展成引入设置邻近于结构肋条的近壁冷却通路。

如可认识到的那样，翼型件78的内部96可包括由在压力侧壁98与吸力侧壁100之间延伸的至少一个结构肋条限定的多个通路。此外，至少一个内壁可限定多个近壁冷却通路132，使得至少一个热应力减小结构(诸如腔140)可设在结构肋条与壁之间。翼型件78可包括多个热应力减小结构，其各自可与至少一个近壁冷却通路132相关联。

还应当认识到的是，热应力减小结构可邻近于压力侧壁98、吸力侧壁100、前缘102或后缘104。相对于翼型件78的径向长度，热应力减小结构可沿通路、肋条或与其相关联的壁的整个长度延伸，或仅沿翼型件78的长度部分地延伸，使得热应力减小结构置于沿相关联的通路或冷却回路的径向长度的有利的点或长度处。

还应当认识到的是，限定近壁冷却通路的内壁还限定双壁结构，包括内壁与压力侧壁、吸力侧壁、前缘和后缘中的至少一者。热应力减小结构提供从可在肋条与内壁、外壁或双壁结构之间的接合处形成的过大壁厚度的减小。

还应当认识到的是，热应力减小结构可向翼型件78的内部结构提供热减轻，其中内壁、肋条、结构或其组合的厚度可保持较大量的热或防止对较厚区域的有效冷却。此外，热应力减小结构可促进翼型件78的自然弯曲，尤其是在操作应力期间，其中过大的刚度可引起翼型件78的破裂或故障。

关于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改善的厚度减小来作为涡轮叶片的内部的热应力减小结构。在所述系统的一些实施例的实践中可实现的一个优点在于，一个或更多个近壁冷却通路或回路可与一个或更多个热应力减小结构组合来使用，以结合近壁冷却回路而不会不必要地增大内部结构的厚度，且允许翼型件的适当弯曲。实施的近壁冷却回路和热应力减小结构提供了翼型件的内部内的最佳冷却和空气流管理，以便保持升高温度、提高的发动机效率和寿命下的有效发动机操作。尽管按照涡轮叶片形式的翼型件描述了特定实施例，但描述同样适用于燃气涡轮发动机内的任何翼型件，包括但不限于涡轮导叶、压缩机叶片和压缩机导叶。

本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件(78)，所述翼型件(78)包括：

外表面，其界定内部(96)且限定在前缘(102)与后缘(104)之间沿轴向延伸且在根部(82)与末梢(80)之间沿径向延伸的压力侧(98)和吸力侧(100)；

结构肋条(122)，其跨越所述内部(96)且在所述外表面的所述压力侧(98)与所述吸力侧(100)之间延伸来限定第一延伸方向；

壁(126)，其沿第二延伸方向位于所述外表面附近且沿所述外表面延伸，其中所述壁(126)至少部分地限定邻近所述外表面的近壁冷却通路(132)；以及

热应力减小结构(140)，其在邻近第一和第二延伸方向的接合处(136)的位置处设在所述结构肋条(122)与所述壁(126)之间。

2.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述热应力减小结构(140)包括在所述接合处(136)的结构肋条(122)与所述壁(126)之间的间隙。

3.根据权利要求2所述的翼型件(78)，其特征在于，所述间隙小于或等于所述结构肋条(122)或壁(126)中的至少一者的截面厚度。

4.根据权利要求3所述的翼型件(78)，其特征在于，所述间隙小于或等于所述结构肋条(122)和所述壁(126)的截面厚度中较小一者的截面厚度。

5.根据权利要求3所述的翼型件(78)，其特征在于，所述间隙邻近所述吸力侧(100)。

6.根据权利要求5所述的翼型件(78)，其特征在于，所述间隙邻近所述前缘(102)。

7.根据权利要求6所述的翼型件(78)，其特征在于，所述翼型件(78)为用于涡轮转子盘(48)的第一级(64)的叶片(68)。

8.根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述热应力减小结构(140)邻近所述吸力侧(100)。

9.根据权利要求8所述的翼型件(78)，其特征在于，所述热应力减小结构(140)邻近所述前缘(102)。

10. 根据权利要求1所述的翼型件(78)，其特征在于，所述翼型件(78)为用于涡轮(22)或压缩机(32)的叶片(56, 58, 68, 70)或导叶(60, 62, 72, 74)中的至少一者的翼型件(78)。