CN107923249B - 具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件 - Google Patents

Abstract

一种涡轮翼型件(10)，其包括冲击结构(26A、26B)，该冲击结构包括定位在翼型件本体(12)的内部部分(11)中的中空长形主体(28)。主体(28)在纵长方向上沿着径向方向延伸，并且主体内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)。主体(28)与翼型件本体(12)的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)间隔开并且可以与翼型件梢部(52)间隔开，以在其间限定相应的通路(72、74、77)。穿过主体(28)形成有多个冲击开口(25)，多个冲击开口将冷却剂腔室(64)与相应的通路(72、74、77)中的一个或更多个通路连接。冲击开口(25)将在冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击压力侧壁(16)和/或吸力侧壁(18)和/或翼型件梢部(52)。

Description

具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件

技术领域

本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及内部冷却式涡轮翼型件。

背景技术

在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部段中被加压，然后在燃烧器部段中与燃料混合并燃烧，以产生热的燃烧气体。热的燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在该涡轮部段中，能量被提取以向压缩机部段提供动力并产生有用功，从而使得发电机转动而产生电力。热的燃烧气体行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排静止的翼型件、即轮叶，其后续接的是一排旋转的翼型件、即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热的燃烧气体提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件、即轮叶和涡轮叶片直接暴露于热的燃烧气体，因此它们通常设置有内部冷却通道，这些冷却通道将冷却流体比如压缩机引气引导通过翼型件。

一种类型的翼型件从翼型件的根端部处的径向内部平台延伸至翼型件的径向外部部分并且包括相对的压力侧壁和吸力侧壁，相对的压力侧壁和吸力侧壁在翼展方向上沿着径向方向延伸并且从翼型件的前缘轴向地延伸至翼型件的后缘。冷却通道在翼型件内于压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却流体沿径向方向引导通过翼型件。冷却通道将热从压力侧壁和吸力侧壁去除，并且由此避免这些部件的过热。

发明内容

简言之，本发明的方面提供了一种具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件。

本发明的实施方式提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括大致中空的翼型件本体，该大致中空的翼型件本体由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁形成。外壁包括在前缘和后缘处被接合的压力侧壁和吸力侧壁。在压力侧壁与吸力侧壁之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线。

根据本发明的第一方面，涡轮翼型件包括冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁和吸力侧壁间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，并且在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路和第二近壁通路连接。冲击开口将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁。

根据本发明的第二方面，涡轮翼型件设置有冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁、吸力侧壁和翼型件梢部间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路，并且在主体与翼型件梢部之间限定梢部冷却通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路、第二近壁通路和梢部冷却通路连接，以用于将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁和/或翼型件梢部。

附图说明

借助附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构型并且不限制本发明的范围。

图1是根据一个实施方式的涡轮翼型件的示例的立体图；

图2是图示了本发明的方面的沿着图1的截面II-II穿过涡轮翼型件的截面图；

图3是沿着图2的截面III-III的示意性侧视截面图；以及

图4是沿着图2的截面IV-IV的示意性截面图。

具体实施方式

在以下对优选实施方式的详细描述中，参照了形成该优选实施方式的一部分的附图，并且在附图中通过说明的方式而非限制的方式示出了本发明可以被实践的具体实施方式。在附图中，相似的附图标记表示相似或大致类似的元件。

本发明的方面涉及一种内部冷却式涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，供给至涡轮翼型件中的内部冷却通路的冷却剂通常包括从压缩机部段转移的空气。在许多涡轮翼型件中，冷却通路在翼型件内于压力侧壁与吸力侧壁之间延伸并且可以将冷却剂空气沿交替的径向方向引导通过翼型件，以形成蛇形冷却路径。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积最小化，基于热传递速率实现高的冷却效率是重要的设计考虑因素。由于可利用的冷却剂空气减少，因此冷却翼型件可能会变得非常困难。例如，除了能够将较少的热带离翼型件之外，较少的冷却剂流还可能使得难以产生足够高的内部马赫数来满足冷却要求。解决该问题的一种方式是减小径向冷却通路的通流截面，从而使冷却剂流从翼型件的中央朝向热的压力侧壁和吸力侧壁移位。本发明的发明人已经注意到，在蛇形冷却方案中，当冷却剂保持在翼型件内相当长的时间时，冷却剂可能会升温。对于此原因，特别是对于较少的冷却剂流的情况，可能对翼型件的外壁上的热障涂层(TBC)有严重依赖。在TBC破裂的情况下，冷却剂的升温可能进一步增强，这可能对下游的蛇形通路产生不利影响。

图1至图4中图示的本发明的实施方式提供了一种具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件，该内部冲击冷却特征件即便不替换上面提及的蛇形冷却方案的全部也例如可以替换该蛇形冷却方案的至少一部分。使用冲击冷却特征件不仅提供了更高的局部热传递系数，而且由于其根本性质而减小了冷却剂必须在翼型件内行进的距离，由此可以缓解上面指出的状况中的一个或更多个状况。特别地，所图示的实施方式提供了一种创造性的冲击结构，该冲击结构向需要最大程度冷却的区域、即压力侧壁和吸力侧壁提供针对性的冲击冷却，由此提供了冷却剂空气的高效使用。所图示的实施方式还使得相对于蛇形设计可以增大热传递系数，以潜在地允许外壁上的较薄的TBC。

现在参照图1，图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所图示的，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而应当指出的是，本发明的方面可以附加地结合到燃气涡轮发动机中的静止的轮叶中。涡轮翼型件10可以包括由适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的外壁14形成的大致长形的中空翼型件本体12。外壁14在翼展方向上沿着涡轮发动机的径向方向延伸并且包括大致凹形的压力侧壁16和大致凸形的吸力侧壁18。压力侧壁16和吸力侧壁18在前缘20和后缘22处被接合。如所图示的，大致长形的中空翼型件本体12可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘(未示出)。大致中空的翼型件本体12在径向方向上由径向外端面或翼型件梢部52和联接至平台58的径向内端面54界定。在其他实施方式中，涡轮翼型件10可以是静止的涡轮轮叶，该静止的涡轮轮叶具有联接至涡轮发动机的涡轮部段的内径部的径向内端面以及联接至涡轮发动机的涡轮部段的外径部的径向外端面。如本领域技术人员已知的，可以在涡轮翼型件10的暴露于热气体的外表面上设置热障涂层(TBC)。

参照图2，在压力侧壁16与吸力侧壁18之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线30。如所图示的，大致中空的长形翼型件本体12包括内部部分11，在内部部分11内定位有沿弦向、即沿着弦向轴线30间隔开的多个分隔壁24。分隔壁24径向地延伸，并且还线状地延伸经过弦向轴线30而连接压力侧壁16和吸力侧壁18，以限定形成内部冷却通路的径向腔室41至47。来自压缩机部段(未示出)的冷却流体比如空气流动通过内部冷却通路41至47，并且经由分别沿着前缘20和后缘22定位的排放孔27和29离开翼型件本体12。排放孔27提供沿着前缘20的膜冷却(参见图1)。尽管附图中未示出，但可以在包括压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20和翼型件梢部52上的任何位置在内的多个位置处设置膜冷却孔。然而，本发明的实施方式使用较少的冷却剂流来提供增大的热传递系数，这使得可以将膜冷却仅限制于前缘20，如图1中所示。

根据图示的实施方式，可以在翼型件本体12的内部部分11中设置一个或更多个冲击结构26A、26B。每个冲击结构26A、26B均基本上包括中空的长形的主体28，主体28内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室64。主体28定位在一对相邻的分隔壁24之间。参照图2和图4，主体28与压力侧壁16和吸力侧壁18间隔开，使得：在主体28与压力侧壁16之间限定第一近壁通路72，并且在主体28与吸力侧壁18之间限定第二近壁通路74。在本实施方式中，如图3中所示，主体28还可以与翼型件梢部52间隔开以限定形成梢部冷却通路77的间隙50。穿过主体28形成有多个冲击开口25，所述多个冲击开口25将冷却剂腔室64与第一近壁通路72和第二近壁通路74连接。冲击开口25将在冷却剂腔室64中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁16和/或吸力侧壁18。附加地或替代性地，可以设置将腔室64中的冷却流体引导成冲击翼型件梢部52的一个或更多个冲击开口25。如图3中所示，每个冷却剂腔室64均是长形的，从而在接纳冷却流体60的敞开的第一端部36与封闭的第二端部38之间在纵长方向上沿径向方向延伸。在本实施方式中，第一端部36位于涡轮翼型件10的根部56处，而第二端部38位于翼型件本体12的内部11内。每个冷却剂腔室64的第一端部36均可以独立地联接至冷却流体供给，例如从压缩机部段转移的空气。第二端部38可以例如由梢部帽39覆盖。如所图示的，每个冷却剂腔室60的第二端部38均可以在未到达翼型件梢部52处终止，以限定间隙50。在冷却剂腔室64与翼型件梢部52之间设置间隙50可以用来减小冲击结构26A、26B由于相对于相对较热的压力侧壁16和吸力侧壁18的不同热膨胀而经受的机械应力，并且还提供翼型件梢部52的对流搁置冷却(convective shelf cooling)。在图示的实施方式中，梢部帽39也可以设置有用于提供对翼型件梢部52的冲击冷却的一个或更多个冲击开口25。

如图2中所示，每个冲击结构26A、26B均还可以包括一对连接器肋部32、34，所述一对连接器肋部32、34将主体28分别连接至压力侧壁16和吸力侧壁18。包括主体28和连接器肋部32、34的每个冲击结构26A、26B均在纵长方向上沿径向方向延伸。在优选的实施方式中，冲击结构26A、26B可以使用如在插入件的情况下不需要后制造组装的任何制造技术与翼型件本体12一体地制造。在一个示例中，冲击结构26A、26B可以与翼型件本体12一体地铸造，例如由陶瓷铸芯与翼型件本体12一体地铸造。其他制造技术例如可以包括增材制造工艺，比如3D印刷。这允许本发明的设计被用于高度轮廓化的翼型件，包括3D轮廓化叶片和轮叶。本发明的实施方式提供了由于不能将冲击插入件插入到涡轮叶片中而导致至今都没有实现的将冲击冷却的益处带到旋转的涡轮翼型件比如叶片的可能性。

主体28可以延伸经过弦向轴线30。在图示的实施方式中，主体28包括分别面向压力侧壁16和吸力侧壁18的第一侧壁82和相反的第二侧壁84。第一侧壁82和第二侧壁84可以沿大致垂直于弦向轴线30的方向间隔开。在示出的实施方式中，第一侧壁82大致平行于压力侧壁16，并且第二侧壁84大致平行于吸力侧壁18。主体28还包括可以在第一侧壁82与第二侧壁84之间延伸并且可以沿着弦向轴线30间隔开的前端壁86和后端壁88。连接器肋部32、34分别联接至第一侧壁82和第二侧壁84。在替代性实施方式中，主体28例如可以具有三角形、圆形、椭圆形、长圆形、多边形或者任何其他形状或外轮廓。

在图示的实施方式中，冲击开口25形成在分别面向压力侧壁16和吸力侧壁18的第一侧壁82和第二侧壁84上，以提供冷却流体对需要最大程度冷却的区域的针对性冲击。为此，如图2中所示，冲击开口25可以定向成使得冲击开口25各自的轴线与压力侧壁16或吸力侧壁18相交。此外，如图4中所示，冲击开口25可以具有定向成与径向方向成直角的轴线。在其他实施方式中，冲击开口25可以具有定向成相对于径向方向处于不同角度的轴线。在又一些实施方式中，冲击开口可以附加地设置在前端壁86和后端壁88上。侧壁82和84中的每个侧壁上的多个冲击开口25均可以沿弦向方向间隔开(图2)并且还沿径向方向间隔开(图3至图4)。特别地，如图3中所示，冲击开口25可以布置成沿着径向方向和弦向方向延伸的阵列。

如图2中所示，每个冲击结构26A、26B均将相继的分隔壁24之间的空间分成沿着弦向轴线30定位在相应的冲击结构26A、26B的相反两侧的一对相邻的径向腔室。例如，在第一冲击结构26A的相反两侧限定了第一对相邻的径向腔室43至44，而在第二冲击结构26B的相反两侧限定了第二对相邻的径向腔室45至46。径向腔室43至46中的每个径向腔室均具有C形通流截面并且由邻近于压力侧壁16的相应的第一近壁通路72、邻近于吸力侧壁18的相应的第二近壁通路74以及连接第一近壁通路72和第二近壁通路74的相应的中央通道76形成。连接近壁通路72、74的中央通道76的设置提供了减小的应力水平，特别是对于旋转翼型件比如涡轮叶片更是如此。在图示的实施方式中，第一近壁通路72被限定在压力侧壁16与主体28的第一侧壁82之间。第二近壁通路74被限定在吸力侧壁18与主体28的第二侧壁84之间。中央通道76被限定在主体28的相应的端壁86、88与相邻的分隔壁24中的相应一个分隔壁之间。第一近壁通路72和第二近壁通路74以及中央通道76沿着径向方向延伸，中央通道76在径向范围上连接至第一近壁通路72和第二近壁通路74。相邻的径向腔室43至44的C形通流截面相对于彼此对称地对置。也就是说，径向腔室44的通流截面对应于径向腔室43的通流截面关于与弦向轴线30大致垂直的镜像轴线的镜像。相同的描述也适用于相邻的径向腔室45至46。应当指出的是，术语“对称地对置”在上下文中并不意味着限于通流截面的精确的尺寸对称，这通常尤其不能在高度轮廓化的翼型件中实现。而是，如本文中使用的术语“对称地对置”是指形成通流截面的元件(即，该示例中的近壁通路72、74和中央通道76)的对称对置的相对几何结构。

图3以侧视截面图示意性地图示了第一冲击结构26A。冲击结构26A的冷却剂腔室64在根部56处敞开以接纳冷却流体60。相邻的径向腔室44可以在根部56处封闭。冷却流体60径向地流动通过冷却剂腔室64并通过冲击开口25排出，以特别地冲击热的压力侧壁16和吸力侧壁18的内表面并且还冲击翼型件梢部52，从而向这些表面提供冲击冷却。冲击后，冷却流体流动通过C形的径向腔室43和44，以提供不仅包括压力侧壁16和吸力侧壁18在内而且还包括分隔壁24在内的相邻热壁的对流冷却。特别地，冲击结构26A的主体28使冷却流体从翼型件的中央朝向径向腔室43和44的近壁通路72和74移位。C形的径向腔室43和44经由由冷却剂腔室64与翼型件梢部52之间的间隙50限定的弦向连接器通路流体地连接。通过间隙50的冷却剂流提供了对翼型件梢部52的搁置冷却。在一个实施方式中，翼型件梢部52可以设置有排放孔，冷却流体可以经由这些排放孔从翼型件10排出，从而为翼型件梢部52的暴露于热气体的外表面提供膜冷却。

类似的描述也适用于第二冲击结构26B。第二冲击结构26B的冷却剂腔室64也在根部56处敞开以接纳冷却流体。相邻的径向腔室45可以在根部56处封闭。冷却流体径向地流动通过第二冲击结构26B的冷却剂腔室64并且通过冲击开口25排出，以特别地冲击热的压力侧壁16和吸力侧壁18的内表面，从而向这些表面提供冲击冷却。冲击后，冷却流体流动通过C形的径向腔室45和46，以向相邻的热壁提供对流冷却。第二冲击结构26B的主体28使冷却流体从翼型件的中央朝向径向腔室45和46的近壁通路72和74移位。C形的径向腔室45和46可以经由由冷却剂腔室64与翼型件梢部52之间的间隙限定的弦向连接器通路流体地连接。在一个实施方式中，翼型件梢部52可以设置有排放孔，冷却剂流体可以经由这些排放孔从翼型件10排出，从而为翼型件梢部52的暴露于热气体的外表面提供膜冷却。

如所看到的，冲击结构26A、26B不仅提供了针对性的冲击冷却，而且在分隔壁24之间还占据了显著的空间，由此减小了相邻的径向腔室43至44和45至46的通流截面并且使冷却流体朝向压力侧壁16和吸力侧壁16移位。参照图2，为了提供对热的外壁14的有效近壁冷却，第一近壁通路72和第二近壁通路74中的一者或更多者可以具有大致平行于弦向轴线30的长形尺寸。也就是说，近壁通路72、74中的一者或更多者可以具有比大致垂直于弦向轴线30的宽度尺寸大的大致平行于弦向轴线30的长度尺寸。此外，中央通道76中的一个或更多个中央通道可以具有大致垂直于弦向轴线30的长形尺寸。也就是说，中央通道76中的一个或更多个中央通道可以各自具有比大致平行于弦向轴线30的宽度尺寸大的大致垂直于弦向轴线30的长度尺寸。在图示的实施方式中，中央通道76横向地延伸经过弦向轴线30，使得第一近壁通路72和第二近壁通路74位于弦向轴线30的相反两侧。所图示的实施方式使得即使对于低冷却剂流量也可以实现较高的内部马赫数。

尽管未在附图中明确示出，但本发明的冲击冷却特征件可以与许多不同的冷却方案结合使用。例如，参照图2，冷却流体可以从径向腔室43沿着与径向腔室43的径向内端部或径向外端部相邻的连接器通路、或者替代性地经由径向腔室43与42之间的居间分隔壁24上的冲击开口而沿着弦向轴线30沿向前方向流动到径向腔室42中。冷却剂流体可以从径向腔室42经由居间分隔壁24上的冲击开口进入径向腔室41中，并且然后经由前缘20处的喷头孔27(图1)排出到热气体路径中。同样地，例如，冷却流体可以从径向腔室46沿着与径向腔室46的径向内端部或径向外端部相邻的连接器通路、或者替代性地经由径向腔室46与47之间的居间分隔壁24上的冲击开口沿向后方向流动到径向腔室47中。如本领域技术人员已知的，径向腔室47可以在冷却流体经由沿着后缘22定位的排放孔(未示出)排放到热气体路径中之前结合有例如包括扰流器或销翅片或其组合在内的后缘冷却特征件49(图2)。应当指出的是，上面提到的冷却方案仅是示例性的，并且所使用的特定冷却方案对于本发明的方面不是核心问题。

尽管已经详细描述了具体实施方式，但本领域普通技术人员将认识到，可以根据本公开的总体教示来研发对这些细节的各种改型和替代方案。因此，所公开的特定布置意在仅是说明性的而不意在限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求及其任何和所有等同物的全部范围给出。

Claims (18)

1.一种涡轮翼型件(10)，包括：

大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处被接合的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，其中，在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线(30)，以及

冲击结构(26A、26B)，所述冲击结构(26A、26B)包括定位在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中并在纵长方向上沿着所述径向方向延伸的中空的长形的主体(28)，所述主体(28)内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)，

其中，所述主体(28)与所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)间隔开，使得：在所述主体(28)与所述压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，并且在所述主体(28)与所述吸力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，

其中，穿过所述主体(28)形成有多个冲击开口(25)，所述多个冲击开口(25)将所述冷却剂腔室(64)与所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)连接，以用于将在所述冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)，

其中，所述冲击结构(26A、26B)与所述翼型件本体(12)一体地制造，并且

其中，所述冲击结构(26A、26B)还包括将所述主体(28)分别连接至所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)的第一连接器肋部(32)和第二连接器肋部(34)，包括所述主体(28)以及所述第一连接器肋部(32)和所述第二连接器肋部(34)的所述冲击结构(26A、26B)在纵长方向上沿径向方向延伸。

2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冷却剂腔室(64)在第一端部(36)与第二端部(38)之间径向地延伸，其中，所述第一端部(36)是敞开的，从而连接至所述翼型件本体(12)外部的冷却流体供给，并且在所述第二端部(38)处设置有梢部盖(39)。

3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一端部(36)位于所述翼型件(10)的根部部分(56)处。

4.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第二端部(38)位于所述翼型件本体(12)的所述内部部分(11)中并且在未到达所述翼型件本体(12)的径向外梢部(52)处终止。

5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)沿着所述弦向轴线(30)间隔开。

6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)沿着所述径向方向间隔开。

7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)布置成沿着所述弦向方向和所述径向方向延伸的阵列。

8.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)包括：

第一侧壁(82)和第二侧壁(84)，所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别面向所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，以及

前端壁(86)和后端壁(88)，所述前端壁(86)和所述后端壁(88)在所述第一侧壁(82)与所述第二侧壁(84)之间延伸，

其中，所述冲击开口(25)布置在所述第一侧壁(82)和/或所述第二侧壁(84)上。

9.根据权利要求8所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)的所述第一侧壁(82)大致平行于所述压力侧壁(16)，并且所述主体(28)的所述第二侧壁(84)大致平行于所述吸力侧壁(18)。

10.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)定向成使得所述冲击开口(25)各自的轴线与所述压力侧壁(16)或所述吸力侧壁(18)相交。

11.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)中的每一者均具有大致平行于所述弦向轴线(30)的长形尺寸，所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)定位在所述弦向轴线(30)的相反两侧。

12.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击结构(26A、26B)定位在一对相邻的分隔壁(24)之间，所述一对相邻的分隔壁(24)径向地延伸并且还延伸经过所述弦向轴线(30)而连接所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，其中，在所述主体(28)与所述相邻的分隔壁(24)中的每个分隔壁之间均限定相应的中央通道(76)，所述中央通道(76)在径向范围上连接至所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)。

13.根据权利要求12所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述中央通道(76)横向地延伸经过所述弦向轴线(30)。

14.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，在所述冲击结构(26A、26B)的弦向上的相反两侧限定一对径向腔室(43-44、45-46)，

其中，所述一对径向腔室(43-44、45-46)具有处于对称对置取向的相应的C形通流截面，每个C形通流截面均由相应的第一近壁通路(72)和相应的第二近壁通路(74)以及连接所述相应的第一近壁通路(72)和所述相应的第二近壁通路(74)的相应的中央通道(76)形成，并且

其中，所述一对径向腔室(43-44、45-46)中的径向腔室通过在所述冲击结构(26A、26B)与所述翼型件本体(12)的径向外梢部(52)之间限定的弦向连接器通路(50)流体地连接。

15.一种涡轮翼型件(10)，包括：

大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处被接合的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，所述翼型件本体(12)在径向外端部处由翼型件梢部(52)界定，其中，在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线(30)，以及

冲击结构(26A、26B)，所述冲击结构(26A、26B)包括定位在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中并在纵长方向上沿着所述径向方向延伸的中空的长形的主体(28)，所述主体(28)内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)，

其中，所述主体(28)与所述压力侧壁(16)、所述吸力侧壁(18)和所述翼型件梢部(52)间隔开，使得：在所述主体(28)与所述压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，在所述主体(28)与所述吸力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，并且在所述主体(28)与所述翼型件梢部(52)之间限定梢部冷却通路(77)，

其中，穿过所述主体(28)形成有多个冲击开口(25)，所述多个冲击开口(25)将所述冷却剂腔室(64)与所述第一近壁通路(72)、所述第二近壁通路(74)和所述梢部冷却通路(77)连接，以用于将在所述冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)和/或所述翼型件梢部(52)，

其中，所述冲击结构(26A、26B)与所述翼型件本体(12)一体地制造，并且

其中，所述冲击结构(26A、26B)还包括将所述主体(28)分别连接至所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)的第一连接器肋部(32)和第二连接器肋部(34)，包括所述主体(28)以及所述第一连接器肋部(32)和所述第二连接器肋部(34)的所述冲击结构(26A、26B)在纵长方向上沿径向方向延伸。

16.根据权利要求15所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)包括分别面向所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)的第一侧壁(82)和第二侧壁(84)，其中，所述冲击开口(25)中的将所述冷却剂腔室(64)中的冷却流体引导成分别冲击所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)的一个或更多个冲击开口布置在所述第一侧壁(82)和/或所述第二侧壁(84)上。

17.根据权利要求16所述的涡轮翼型件(10)，其中，布置在所述第一侧壁(82)和/或所述第二侧壁(84)上的冲击开口(25)沿弦向方向和径向方向间隔开以形成冲击阵列。

18.根据权利要求15所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)包括定位在所述冷却剂腔室(64)的面向所述翼型件梢部(52)的径向外端部(38)处的梢部盖(39)，并且其中，所述冲击开口(25)中的将所述冷却剂腔室(64)中的冷却流体引导成冲击所述翼型件梢部(52)的一个或更多个冲击开口布置在所述梢部盖(39)处。

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