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CN102802866A - 具有带嵌入的冷却通路的构建表面的翼型件 - Google Patents

具有带嵌入的冷却通路的构建表面的翼型件 Download PDF

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CN102802866A CN2011800139589A CN201180013958A CN102802866A CN 102802866 A CN102802866 A CN 102802866A CN 2011800139589 A CN2011800139589 A CN 2011800139589A CN 201180013958 A CN201180013958 A CN 201180013958A CN 102802866 A CN102802866 A CN 102802866A
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M.芒施
G.S.阿扎德
J.Y.乌姆
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Abstract

一种燃气涡轮发动机中的部件，包括翼型件(10A)，该翼型件从与翼型件(10A)相关联的平台(16A)径向向外地延伸。翼型件(10A)包括相反的压力侧壁(20A)和吸力侧壁(22A)，压力侧壁和吸力侧壁在限定于翼型件的前缘(24A)处的第一位置和限定于翼型件(10A)的与前缘(24A)对置的后缘(26A)处的第二位置会聚。该部件包括构建表面(54)和至少一个冷却通路(46a-46d)，其中该构建表面靠近前缘(24A)位于压力侧壁(20A)和平台(16A)之间的相交处；至少一个冷却通路在压力侧壁(20A)和平台(16A)之间的相交处至少部分地位于构建表面(54)内。至少一个冷却通路(46a-46d)与翼型件(10A)内的主冷却通道(38)流体连通，并具有位于平台(16A)处的出口(52a-52d)，用于将直接来自主冷却通道(38A)的冷却流体提供至平台(16A)。

Description

具有带嵌入的冷却通路的构建表面的翼型件
技术领域
本发明涉及涡轮发动机，更具体涉及设置在部件的侧壁中的冷却通路，侧壁例如燃气涡轮发动机中的翼型件(airfoil)的侧壁。
背景技术
在诸如燃气涡轮发动机的涡轮机械中，空气在压缩机部中被压缩，之后与燃料混合并在燃烧室部中燃烧，从而产生了热燃气。热燃气在发动机的涡轮部内膨胀，其中在涡轮部中能量被提取以驱动压缩机部并产生有用功，例如转动发电机以产生电力。热燃气移动通过涡轮部内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排静止的翼型件即导叶，该静止的翼型件之后设置有一排旋转的翼型件即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热燃气提取能量以用于驱动压缩机部和提供输出动力。由于翼型件(即，导叶和涡轮叶片)直接地暴露于热燃气，因此它们一般地设置有内部冷却通道，该内部冷却通道给送诸如压缩机引气的冷却流体通过翼型件并通过围绕其表面的薄膜冷却孔。
一种典型的翼型件从根端处的径向内平台延伸至翼型件的径向外部，并包括从翼型件的前缘轴向地延伸至后缘的相反的压力侧壁和吸力侧壁。冷却通道在压力侧壁和吸力侧壁之间延伸在翼型件内。
使用一段时间后，发现翼型件与平台相交的区域中靠近翼型件前缘附近的位置的区域缺乏充分的冷却。因此，这些区域由于过热和氧化容易被损坏，因而需要修理/更换。
发明内容
根据本发明的第一个实施例，提供了一种维修燃气涡轮发动机的翼型件的方法。靠近翼型件的前缘在翼型件和与该翼型件相关联的平台之间的相交处构建一表面，其中该表面通过将高耐热材料施加至表面而构建成。至少一个冷却通路至少部分地形成在翼型件和平台之间的相交处的构建表面内。至少一个冷却通路与翼型件内的主冷却通道流体连通，并具有位于平台处的出口，用于将直接来自主冷却通道的冷却流体提供至平台。
根据本发明的第二实施例，提供了一种燃气涡轮发动机中的部件。该部件包括翼型件，所述翼型件从与翼型件相关联的平台径向向外延伸。翼型件包括压力侧壁和与压力侧壁相反的吸力侧壁。压力侧壁和吸力侧壁在第一位置和第二位置处会聚，其中第一位置限定在翼型件的前缘处，第二位置限定在与翼型件的前缘对置的后缘处。所述部件包括构建表面(built-upsurface)和至少一个冷却通路，其中构建表面靠近前缘位于压力侧壁和平台之间的相交处，至少一个冷却通路在压力侧壁和平台之间的相交处至少部分地位于构建表面内。至少一个冷却通路与翼型件内的主冷却通道流体连通，并具有位于平台处的出口，用于将直接来自主冷却通道的冷却流体提供至平台。
附图说明
尽管说明书所附的权利要求书具体地指出并清楚地保护了本发明，不过相信，结合附图阅读以下说明将更好地理解本发明，附图中相同的附图标记表示相同的元件，其中：
图1为包括多个根据本发明实施例的翼型件的发动机的涡轮部的一部分的透视图；
图2为示出了图1所示的翼型件中的一个的一部分的放大透视图；
图3为图2所示的翼型件的部分的剖视图；
图4为示出了根据本发明另一个实施例的翼型件的一部分的放大透视图；
图5为根据本发明再一个实施例的翼型件的一部分的剖视图；以及
图6为示出了根据本发明再一个实施例的用于维修翼型件的步骤的流程图。
具体实施方式
在以下的优选实施例的详细说明中，参考形成说明书一部分的附图，并且其中通过示意的方式而不是限制的方式示出了可以实现本发明的具体优选实施例。应当理解，可以采用其它的实施例，并且所做出的这些改变没有偏离本发明的精神和范围。
参考图1，示出了示例性的第一翼型件10A和第二翼型件10B，即静叶片。翼型件10A、10B在周向方向上邻接到一起，并形成了绕着涡轮发动机中的涡轮转子(未示出)周向延伸的翼型件排12的部分。常规的燃烧室组件(未示出)中产生的热燃气HG排入使用翼型件10A、10B的涡轮部13中。诸如翼型件排12的静叶片排将热燃气HG导向旋转的涡轮叶片排(未示出)，致使涡轮叶片旋转，并致使涡轮转子相应地旋转。
翼型件10A、10B中的每个从对应的径向内罩或平台16A、16B径向向外延伸，并在其根端14A、14B处一体地连结至对应的径向内罩或平台16A、16B。平台16A、16B从壳体结构(未示出)径向向外悬挂。尽管这里示出为成对的翼型件10A、10B共享平台16A、16B，不过要注明的是，更多的或更少的翼型件10A、10B可以与每个平台16A、16B相关联。翼型件10A、10B中的每个在其末端18A、18B处一体地连结至径向外罩19，该外罩19可以包括一个或多个件或部分19A、19B，部分19A、19B中的每个可以与一个或多个翼型件10A、10B相关联。
如图1所示，翼型件10A、10B中的每个包括大致凹形的压力侧壁20A、20B和相反的大致凸形的吸力侧壁22A、22B。每个翼型件10A、10B的压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B在第一位置处和第二位置处会聚，其中第一位置限定在各自的翼型件10A、10B的前缘24A、24B处，第二位置限定在与前缘24A、24B对置的后缘26A(第二翼型件10B的后缘没有示出)处。压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B沿弦向C即大致发动机的轴向延伸在翼型件10A、10B的对置的前缘24A、24B和后缘26A之间。前缘24A、24B和后缘26A沿翼展方向(in span)从翼型件10A、10B的根端14A、14B径向地延伸至翼型件10A、10B的末端18A、18B。
翼型件10A、10B绕着涡轮转子悬挂在周向排12中，并彼此周向或横向间隔开以限定了其间的流动通路30，该流动路径30用于在发动机运行期间引导燃气HG通过涡轮部13。每个流动路径30由一个翼型件的压力侧壁和相邻翼型件的吸力侧壁限定和界定，其中一个翼型件的压力侧壁例如第一翼型件10A的压力侧壁20A，相邻翼型件的吸力侧壁例如第二翼型件10B的吸力侧壁22B。流动路径30还径向地限定在内平台和外罩19之间，内平台例如平台16A和16B。
热燃气HG在发动机运行期间流动通过对应的流动路径30，并被单个翼型件10A、10B分流。例如，燃气HG沿圆周方向在第一和第二翼型件10A、10B的前缘24A、24B处被分流，并且沿着翼型件10A、10B的相反的压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B形成了相应的边界层。由于燃气HG在翼型件前缘24A、24B与平台16A、16B相交的地方即根端14A、14B处被分开，因此，燃气HG也沿着单个平台16A、16B形成了边界层。分流的燃气HG沿着平台16A、16B流动，其可以引起成对的反转的马蹄形漩涡36a、36b(见图1），该马蹄形漩涡36a、36b沿着每个翼型件10A、10B的相反的压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B轴向向下地流动通过流动路径30。这些马蹄形旋涡36a、36b在边界层中产生了紊流，并且向着翼型件10A、10B的翼展中间区域径向向外迁移，其产生了压力损失并降低了涡轮效率。关于马蹄形旋涡36a、36b的其它详细说明可以参见美国专利No.7134842，该美国专利的全部公开内容通过引用由此引入本文。
另外参照图3，每个翼型件10A、10B为中空的，并且包括主要的内部冷却通道38A、38B，该冷却通道38A、38B从各自的平台16A、16B径向向外地定位在相反的压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B之间。翼型件10A、10B包括冷却空气入口40A、40B(见图1)，该入口40A、40B延伸通过它们的末端18A、18B并通过外罩19。例如为压缩机引气的冷却空气经由冷却空气入口40A、40B进入翼型件10A、10B的冷却通道38A、38B。
冷却空气中的部分通过几行薄膜冷却孔42A、42B(见图1)从每个翼型件10A、10B排出，其中薄膜冷却孔42A、42B位于各自的翼型件10A、10B的压力侧壁20A、20B和吸力侧壁22A、22B上的期望的区域中。薄膜冷却孔42A、42B可以集中在翼型件10A、10B的前缘24A、24B附近，不过每个翼型件10A、10B还可以包括接近它的后缘26A的一行或多行后缘冷却孔(未示出)和/或前缘24A、24B和后缘26A之间的压力侧壁20A、20B和/或吸力侧壁22A、22B中的一行或多行冷却孔(未示出)。
参照图2和图3，第一翼型件10A的主冷却通道38A中的一部分冷却空气通过多个主要的冷却通路46从第一翼型件10A的主冷却通道38A直接排出，这里示出为通过接近翼型件10A的前缘24A的四个主要的冷却通路46a-46d。主要的冷却通路46a-46d形成在第一翼型件10A的压力侧壁20A中并且穿过构建表面54，这里将详细讨论该构建表面54。主要的冷却通路46a-46d将冷却空气从主冷却通道38A直接排放至平台16A，为平台16A提供冷却。要注意的是，可以设置另外的或更少的主要的冷却通路46a-46d，并且也可以仅使用单个的主要的冷却通路46以实现本发明的这个方面。还要注意的是，如果需要的话，第二翼型件10B也可以包括形成在其中的一个或多个主要的冷却通路(未示出)。
如图3所示，主要的冷却通路46a-46d沿圆周方向向着平台16A和16B之间的间隙G从主冷却通道38A径向向内地延伸穿过形成在第一翼型件10A上的构建表面54。构建表面54靠近翼型件前缘24A形成在翼型件压力侧壁20A和平台16A之间的相交区域56处，该相交区域56限定在翼型件10A的根端14A处，见图2。以下将讨论关于构建表面54的其它细部。
主要的冷却通路46a-46d各自包括与第一翼型件10A中的主冷却通道38A流体连通的入口50a-50d和位于平台16A处接近间隙G的出口52a-52d。要注意的是，出口52a-52d可以靠近构建表面54与平台16A的径向外表面55A并拢的位置形成在构建表面54中，如图2和图3所示。主要的冷却通路46a-46d的入口50a-50d各自定位成靠近翼型件的前缘24A，并且冷却通路46a-46d分散开使得它的出口52a-52d将冷却流提供至平台16A上的间隔开的位置。
要注意的是，至少一个主要的冷却通路46a-46d的出口52a-52d可以与燃气涡轮发动机运行期间热燃气HG通过燃气涡轮发动机的流动方向偏离一角度，以避免或减少热燃气HG吸入冷却通道46a-48d中。在所示的实施例中，第四个主要的冷却通道46d的出口52d与热燃气HG的流动偏离一角度。
如图2所示，构建表面54可以包括例如用于在平台16A上形成非轴对称外形的高耐热的焊接材料，不过也可以使用其它的合适材料。构建表面54可以包括从平台16A的径向外表面55A径向向外延伸的凸起部或凸出部。构建表面54增大了可以形成冷却通路46a-46d的区域，并且允许冷却通路46a-46d径向向内延伸，以沿向着平台16A的方向释放冷却流体，其可以在平台16A上提供薄膜冷却。
实施例中所示出的构建表面54包括靠近翼型件的前缘24A位于压力侧上的径向最外侧表面70。构建表面54沿向前、向后和周向中的每个方向远离径向最外侧表面70高度减小，图2中最清楚地示出。构建表面54沿向前的方向延伸至翼型件10A的前缘24A之前的位置，在该位置处构建表面54与平台16A的表面55A并拢，例如平台16A的前缘72A附近的位置，见图1和图2。构建表面54沿向后的方向延伸至翼型件的前缘24A和后缘26A之间的位置，在该位置处构建表面54与平台16A的表面的55A并拢。此外，构建表面54沿周向方向向着间隙G延伸至翼型件10A的压力侧壁20A和间隙G之间的位置，在该位置处构建表面54与平台16A的表面55A并拢。
实施例中所示的构建表面54的大部分定位成靠近翼型件10A的前缘24A，并沿着翼型件10A的压力侧壁20A位于第一翼型件10A的压力侧壁20A和平台16A之间的相交处56。然而，实施例中所示的构建表面54的一部分围绕翼型件10A的前缘24A延伸至吸力侧22A，在该位置构建表面54高度降低并且与平台16A的表面55A并拢。要注意的是，构建表面54的具体构造可以取决于翼型件10A、10B定位在其中的发动机以及对热燃气HG的流动的期望影响。
构建表面54优选地构造和定位成减小马蹄形旋涡36a、36b的强度，并因而提高发动机的效率。关于构建表面(其中没有形成冷却通路)的构造和位置以及其对热燃气HG的流动的影响的其它细节可以参见美国专利No.7134842。
来自冷却通路46a-46d的冷却流体当通过冷却通路46a-46d时为构建材料54和平台16A提供了直接对流冷却，并且当离开冷却通路出口52a-52d时也为平台16A的外表面55A和构建表面54提供了薄膜冷却。
如上所述，冷却通路46a-46d直接从主冷却通道38A为平台16A提供了冷却流体，即冷却流体在输送至平台16A之前，不需要穿过与翼型件10A或平台16A相关联的或位于翼型件10A内或平台16A内的其它冷却流体回路或通路。因此，通过冷却通路46a-46d为平台16A提供的冷却流体的量确信比现有技术的翼型件增大，在现有技术的翼型件中，输送至平台的冷却流体穿过这样的其它冷却回路或通路。冷却通路46a-46d可以附加地设置或替代现有的冷却通道结构，例如美国专利No.5344283中描述的冷却通道结构，该美国专利的全部公开内容通过引用并入本文中。
根据本发明各方面的构建表面54和冷却通路46通过将冷却流体从主冷却通道38A直接供给至靠近翼型件10A的前缘24A位置的平台16A的径向外表面55A，确信提供了比现有技术好的优点。因为供给至平台16A的冷却流体直接地来自主冷却通道38A，因此相比平台冷却系统中提供的冷却流体，确信可以提供较低温度下的较大流量的冷却流体，其中，平台冷却系统通过平台内的多个位置分配冷却流体。因此，确信可以为靠近翼型件10A前缘24A的平台16A的径向外表面55A提供充分的冷却，使得延长了根据本发明的翼型件/平台组件的寿命。
本文所描述的本发明的各方面可以在修理/更换损坏的翼型件/平台组件的修理过程期间实施，例如美国专利No.5344283所示出的翼型件，在靠近翼型件10A前缘24A的平台16A在发动机运行期间由于过热和氧化而开始损坏/损毁的情形中。可替代地，本文所描述的翼型件/平台组件可以设置为发动机中的新部件。
要注意的是，与第一翼型件10A相关联的平台16A从与第二翼型件10B相关联的平台16B沿径向稍微偏移，如图3所示。这可能由装配翼型件排12时遇到的公差问题所导致。不过，因为图3所示的平台16A比平台16B径向向外延伸得更远，因此，冷却通路46a-46d中流出的冷却流体可以流过与第一翼型件10A相关联的平台16A的径向外表面55A，流至与第二翼型件10B相关联的平台16B的径向外表面55B以冷却平台16B。要注意的是，与第二翼型件10B相关联的平台16B可以比与第一翼型件10A相关联的平台16A稍微多地径向向外延伸。在这个情况中，冷却通路46a-46d中流出的冷却流体可以流过与第一翼型件10A相关联的平台16A的径向外表面55A，并接触与第二翼型件10B相关联的平台16B的边缘，其中冷却流体能够径向向内地流入间隙G中。
现在参照图4，示出了根据另一个实施例的翼型件10'，其中与参照图1-3所描述的结构相似的结构包括右上角标有(')标记的相同的附图标记。根据该实施例的多个次要冷却通路60中的每个包括与主要的冷却通路46'流体连通的入口62，该主要的冷却通路46'与翼型件10A'的主冷却通道(该实施例中未示出)连通。也就是说，根据该实施例的次要的冷却通路60从主要的冷却通道46'分支并分散开，以从其出口64为平台16A'的间隔开的位置提供冷却流体。要注意的是，根据该实施例的至少一个冷却通路46'、60的出口64可以偏离燃气涡轮发动机运行期间通过燃气涡轮发动机的热燃气的流动方向一角度，以避免或减少热燃气吸入冷却通路46'、60中。
现在参照图5，示出了根据再一个实施例的第一翼型件10A″，其中与参照图1-3所描述的结构相似的结构包括右上角标有两个('')标记的相同的附图标记。在该实施例中，位于第一翼型件10A″的压力侧壁20A″和平台16A″之间的相交处56″的构建表面54″沿圆周方向一直延伸至平台16A″和相邻的16B″之间形成的间隙G″。因此，在该实施例中，通过一个或多个主要的冷却通路46″(以及，可选地，一个或多个次要的冷却通路(该实施例中未示出))输送的冷却流体能够经由出口52″一直输送到平台16A″的周边，其中，冷却通路46″至少部分地穿过构建表面54″而形成，出口52″通向平台16A″和相邻的平台16B″之间的间隙G″。这在一些发动机中是希望的，因为在一些发动机中发现接近间隙G″的平台16A″的部分易由过热和氧化而导致损坏。
现在参照图6，将描述一种维修翼型件的方法100，翼型件例如为以上参照图1-3所描述的翼型件10A。
步骤102，靠近翼型件10A的前缘24A在翼型件10A的压力侧壁20A和与翼型件10A相关联的平台16A之间的相交处56构建翼型件10A的表面。该表面通过将诸如焊接材料之类的高耐热材料施加到表面来构建。该材料例如可以通过使用激光焊接而施加。构建表面54可以是例如以上参照图1-3所描述或以上参照图5所描述的那样。
步骤104，在翼型件的压力侧壁20A和平台16A之间的相交处56，一个或多个主要的冷却通路46至少部分地形成在构建表面54内。主要的冷却通路46例如可以通过钻出穿过构建表面54的相应的孔而形成。主要的冷却通路46与翼型件10A内的主冷却通道38A直接地流体连通，并且每个具有位于平台16A处的出口52，为平台16A提供直接来自主冷却通道38A的冷却流体。如上所述，主冷却通道38A可以从翼型件前缘24A和翼型件10A的后缘26A之间的平台16A径向向外地定位。主要的冷却通路46可以向着平台16A和相邻的平台16B之间的间隙G沿圆周方向从主冷却通道38A径向向内地延伸穿过构建表面54至平台16A处的出口52。
步骤106，在选择性的步骤中，至少一个次要的冷却通路60至少部分地形成在构建表面54内。次要的冷却通路60具有与主要的冷却通路46连通的入口62，如以上参照图4所描述的。次要的冷却通道60具有位于平台16A处的与主要的冷却通道46的出口52间隔开的出口64，以将来自主冷却通道38A的冷却流体提供至平台16A。
尽管本文所描述的冷却通路46、46'、60和构建表面54描述为形成在静叶片中，例如翼型件10A、10B，不过这些特征也能够应用到旋转涡轮叶片而没有偏离本发明的精神和范围。
此外，如上所述，本文所描述的冷却通路46、46'、60和构建表面54可以形成为修理/更换方法的部分，或者可以实施在新的翼型件设计中。此外，冷却通路46、46'、60和构建表面54可以通过其它的方法形成，而不是通过本文所描述的方法形成。例如，构建表面54可以施加为平台16A的全部或部分上的基本平的层，并可以机械加工以形成本文所描述的凸起部或突出部轮廓。
尽管已经示出和描述了本发明的具体实施例，但是在不偏离本发明的精神和范围的情况下，做出各种其它的改进和变型对本领域技术人员将是显而易见的。因此，权利要求意图覆盖在本发明范围内的所有这些改变和变型。

Claims (20)

1.一种维修燃气涡轮发动机的翼型件的方法，包括：
靠近翼型件的前缘在翼型件和与该翼型件相关联的平台之间的相交处构建一表面，其中该表面通过将高耐热材料施加至表面而构建成；和
在翼型件和平台之间的相交处至少部分地在构建表面内形成至少一个冷却通路，所述至少一个冷却通路与翼型件内的主冷却通道流体连通并具有位于平台处的出口，以将直接来自主冷却通道的冷却流体提供至平台。
2.根据权利要求1的方法，其中构建一表面的步骤包括在表面处形成凸出部，该凸出部包括靠近翼型件前缘位于翼型件压力侧壁和平台之间的相交处的径向最外侧表面，其中凸出部沿远离径向最外侧表面的向前、向后和圆周方向中的每个方向高度降低。
3.根据权利要求2的方法，其中凸出部沿向前的方向延伸至翼型件前缘之前的位置，并沿向后的方向延伸至该翼型件前缘和翼型件的后缘之间的位置。
4.根据权利要求2的方法，其中凸出部沿圆周方向延伸至翼型件压力侧壁与相邻翼型件的吸力侧壁之间的位置。
5.根据权利要求4的方法，其中凸出部沿圆周方向延伸至翼型件的平台与相邻翼型件的平台之间形成的间隙。
6.根据权利要求5的方法，其中至少一个冷却通路的出口通向翼型件的平台与相邻翼型件的平台之间的间隙。
7.根据权利要求2的方法，其中凸出部自翼型件压力侧壁围绕靠近平台的翼型件前缘延伸至与翼型件压力侧壁相反的翼型件的吸力侧壁。
8.根据权利要求1的方法，其中主冷却通道从该翼型件前缘和翼型件的后缘之间的平台径向向外地定位。
9.根据权利要求8的方法，其中形成至少一个冷却通路的步骤包括形成从翼型件内的主冷却通道径向向内地延伸至平台处的出口的至少一个冷却通路。
10.根据权利要求1的方法，其中形成至少一个冷却通路的步骤包括形成主要的冷却通路，并且另外还包括：
至少部分地在构建表面内形成至少一个次要的冷却通路，该至少一个次要的冷却通路具有：
与主要的冷却通路连通的入口；和
位于平台处与主要的冷却通路的出口间隔开的出口，用于将来自主冷却通道的冷却流体提供至平台。
11.根据权利要求1的方法，其中形成至少一个冷却通路的步骤包括形成多个冷却通路，所述冷却通路具有靠近翼型件前缘与主冷却通道连通的入口，其中冷却通路分散开以在平台处限定了彼此间隔开的出口，用于将直接来自主冷却通道的冷却流体提供至平台。
12.根据权利要求11的方法，其中至少一个冷却通路的出口偏离燃气涡轮发动机运行期间通过燃气涡轮发动机的热燃气的流动方向一角度。
13.一种燃气涡轮发动机中的部件，包括：
翼型件，该翼型件从与所述翼型件相关联的平台径向向外地延伸，所述翼型件包括压力侧壁和与所述压力侧壁相反的吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁在第一位置和第二位置处会聚，其中第一位置限定在所述翼型件的前缘处，第二位置限定在与所述翼型件的前缘相反的所述翼型件的后缘处；
构建表面，该构建表面靠近所述翼型件前缘位于所述翼型件压力侧壁和所述平台之间的相交处；和
至少一个冷却通路，所述至少一个冷却通路在所述翼型件压力侧壁和所述平台之间的所述相交处至少部分地位于所述构建表面内，所述至少一个冷却通路与所述翼型件内的主冷却通道流体连通，并具有位于所述平台处的出口，用于将直接来自所述主冷却通道的冷却流体提供至所述平台。
14.根据权利要求13的部件，其中所述构建表面包括凸出部，所述凸出部包括靠近所述翼型件前缘位于所述翼型件压力侧壁和所述平台之间的所述相交处的径向最外侧表面，其中所述凸出部沿远离所述径向最外侧表面的向前、向后和圆周方向中的每个方向高度降低。
15.根据权利要求14的部件，其中：
所述凸出部沿向前的方向延伸至所述翼型件前缘之前的位置；
所述凸出部沿向后的方向延伸至所述翼型件前缘和所述翼型件后缘之间的位置；并且
所述凸出部沿圆周方向延伸至所述翼型件压力侧壁与相邻翼型件的吸力侧壁之间的位置。
16.根据权利要求15的部件，其中所述凸出部沿圆周方向延伸至所述翼型件的所述平台和相邻翼型件的平台之间形成的间隙，并且其中所述至少一个冷却通路的所述出口通向所述翼型件的所述平台和相邻翼型件的平台之间的间隙。
17.根据权利要求13的部件，其中所述主冷却通道从所述翼型件前缘和所述翼型件后缘之间的所述平台径向向外定位。
18.根据权利要求17的部件，其中所述至少一个冷却通路从所述翼型件内的所述主冷却通道径向向内地延伸至所述平台的所述出口。
19.根据权利要求13的部件，其中所述至少一个冷却通路包括主要的冷却通路，并且另外包括:
至少部分地位于所述构建表面内的至少一个次要的冷却通路，所述至少一个次要的冷却通路具有：
与所述主要的冷却通路流体连通的入口；和
位于所述平台处与所述主要的冷却通路的所述出口间隔开的出口，用于将来自所述主冷却通道的冷却流体提供至所述平台。
20.根据权利要求19的部件，其中至少一个所述冷却通路的所述出口偏离燃气涡轮发动机运行期间通过燃气涡轮发动机的热燃气的流动方向一角度。
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