航空器涡轮机的涡轮的移动叶片的内部冷却由于在压力侧壁和吸入侧壁中的每一个上的冷却的不均质性而效率被限制。为了针对该问题，提出一种包括用于使叶片的翼型部件(34)冷却的回路(50)的叶片，在此冷却回路中，串联地相互连接的腔使得空气流沿着压力侧腔(52、56)中的压力侧壁(40)径向地朝向外侧流动，并且沿着吸入侧腔(54)中的吸入侧壁(42)径向地朝向内侧流动，吸入侧腔通过翼型部件的内壁(58)与压力侧腔隔开。以此方式，科里奥利效应的力使空气流朝向压力侧壁和吸入侧壁中的每一个偏转，从而阻止不均质性。
1.一种用于航空器涡轮机涡轮的叶片(30)，包括：叶片根部(32)和翼型部件(34)，所述叶片根部限定所述叶片的径向内端部；所述翼型部件从所述叶片根部径向地朝向外侧延伸并且具有压力侧壁(40)和吸入侧壁(42)，所述吸入侧壁在所述翼型部件的前缘(44)和后缘(46)处连接至所述压力侧壁，所述翼型部件包括至少一个内部冷却回路(50；50'；50a)，其中，所述内部冷却回路包括多个腔，所述多个腔串联地相互连接且分布为：-沿所述吸入侧壁(42)径向地延伸的至少一个腔(54；54，54'；54，116)，在下文称为“吸入侧腔”，和-沿所述压力侧壁(40)径向地延伸的腔(52，56；52'，56'；52，114，56)，在下文称为“压力侧腔”，数目等于所述吸入侧腔的数目加一，其中：
-所述吸入侧腔或每个吸入侧腔(54；54，54'；54，116)通过所述翼型部件的在所述压力侧壁(40)与所述吸入侧壁(42)之间延伸的第一内壁(58)与所述压力侧腔(52，56；52'，56'；
-每个压力侧腔(52，56；52，56，52'，56'；52，114，56)具有空气入口部分(60，62)和空气出口部分(64，66)，所述压力侧腔的空气出口部分相对于该相同的压力侧腔的空气入口部分径向地布置成朝向外侧，-所述吸入侧腔或每个吸入侧腔(54；54，54'；54，116)包括空气入口部分(68)和空气出口部分(70)，所述吸入侧腔的空气入口部分连接至所述压力侧腔中的一个(52；52，52'；52，
114)的空气出口部分(64)，所述吸入侧腔的空气出口部分连接至所述压力侧腔中的另一个(56；56，56'；114，56)的空气入口部分，所述吸入侧腔的空气出口部分(70)相对于该相同的吸入侧腔的空气入口部分(68)径向布置成朝向内侧，-所述压力侧腔(52；52，52'；52)中的一个的空气入口部分(60)连接至冷却空气供给装置，-所述至少一个吸入侧腔(54；54，54'；54，116)布置成面向所述压力侧腔(52，56；52，
56，52'，56'；52，114，56)中的两个，并且通过所述翼型部件的第一内壁(58)与所述压力侧腔中的两个隔开，并且-所述至少一个吸入侧腔包括至少一个第一导向板(80)，所述至少一个第一导向板从所述吸入侧壁(42)突起在所述翼型部件的第一内壁(58)的方向上延伸，其特征在于，所述第一导向板(80)具有凹面，所述凹面径向地定向成朝向外侧，朝向所述至少一个吸入侧腔的侧壁(78；113，78；120，78)，所述至少一个吸入侧腔的所述侧壁与和所述至少一个吸入侧腔的空气出口部分(70)连接的所述压力侧腔布置在相同侧上。
2.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述第一导向板(80)连接至所述翼型部件的第一内壁(58)。
3.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述第一导向板(80)在距所述翼型部件的第一内壁(58)一距离处结束。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，每个压力侧腔(52，56；52，56，52'，
56'；52，114，56)通过所述翼型部件的第二内壁(59；59，59'，113；59，118)与至少另一个相邻的压力侧腔隔开，所述第二内壁连结所述压力侧壁(40)至所述翼型部件的第一内壁(58)。
5.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，所述第一导向板(80)包括径向外端部(82)和径向内端部(84)，所述径向外端部在所述至少一个吸入侧腔(54；54，54'；54，116)的空气入口部分(68)中延伸，所述第一导向板的径向内端部连接至所述吸入侧腔的侧壁(78；113，78；120，78)，所述吸入侧腔的所述侧壁与和所述至少一个吸入侧腔的空气出口部分连接的所述压力侧腔(56；56，56'；114，56)布置在相同侧上，所述第一导向板设置有空气通口(86)。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，所述至少一个吸入侧腔(54；54，54'；
54，116)包括至少一个第二导向板(90)，所述至少一个第二导向板从所述吸入侧壁(42)突起且在所述翼型部件的第一内壁(58)的方向上延伸并且在距所述第一内壁一距离处结束，并且所述至少一个第二导向板构造为具有径向地定向成朝向外侧的顶点(92)的倒V。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，所述冷却回路的压力侧腔(56；56，
56'；56)中的一个的空气出口部分(66)通过空气出口端口与所述叶片的外侧连通，所述空气出口端口形成在：-所述压力侧壁(40)，和
8.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片，其中，所述翼型部件包括另一内部冷却回路(50')，其中，所述另一内部冷却回路(50')包括多个腔，所述多个腔串联地相互连接且分布为：-沿所述吸入侧壁(42)径向地延伸的至少一个另一吸入侧腔(54')，和
-沿所述压力侧壁(40)径向地延伸的另一压力侧腔(52'，56')，数目等于所述另一吸入侧腔的数目加一，并且其中：
-所述另一吸入侧腔或每个另一吸入侧腔(54')通过所述翼型部件的在所述压力侧壁(40)与所述吸入侧壁(42)之间延伸的第一内壁(58)与所述另一压力侧腔(52'，56')中的至少一个隔开，-每个另一压力侧腔(52'，56')具有空气入口部分和空气出口部分，所述另一压力侧腔的空气出口部分相对于该相同的另一压力侧腔的空气入口部分径向地布置成朝向外侧，-所述另一吸入侧腔或每个另一吸入侧腔(54')包括空气入口部分和空气出口部分，所述另一吸入侧腔的空气入口部分连接至所述另一压力侧腔中的一个(52')的空气出口部分，所述另一吸入侧腔的空气出口部分连接至所述另一压力侧腔中的另一个(56')的空气入口部分，所述另一吸入侧腔的空气出口部分相对于该相同的另一吸入侧腔的所述空气入口部分径向地布置成朝向内侧，-所述另一压力侧腔中的一个(52')的所述空气入口部分连接至冷却空气供给装置，-所述至少一个另一吸入侧腔(54')布置成面向所述另一压力侧腔(52'，56')中的两个，并且通过所述翼型部件的第一内壁(58)与所述另一压力侧腔中的两个隔开，并且-所述至少一个另一吸入侧腔(54')包括至少一个第一导向板，所述至少一个第一导向板从所述吸入侧壁(42)突起在所述翼型部件的第一内壁(58)的方向上延伸，其中，所述第一导向板具有凹面，所述凹面径向地定向成朝向外侧，朝向所述至少一个另一吸入侧腔的侧壁(78)，所述至少一个另一吸入侧腔的所述侧壁与和所述至少一个另一吸入侧腔的空气出口部分连接的所述另一压力侧腔布置在相同侧上。
9.一种航空器涡轮机涡轮，其特征在于，其包括装配有根据权利要求1至8中任一项所述的叶片(30)的至少一个旋转盘。
10.一种航空器涡轮机，其特征在于，其包括至少一个根据权利要求9所述的涡轮。
含有改进了均质性的冷却回路的涡轮机涡轮叶片
技术领域
[0001] 本发明涉及航空器涡轮机的领域，更具体地涉及这种涡轮机内的涡轮的移动叶片的冷却。
背景技术
[0002] 在用于推进航空器的涡轮机内，涡轮叶片经受来自燃烧室的燃烧气体的强热。
[0003] 为了保护这些叶片免于这种高温，已知的是通过设置在叶片的翼型部件内侧的由腔形成的冷却回路来使叶片冷却。这些冷却回路通常供给有在涡轮机的压缩机级摄入的相对新鲜的空气。
[0004] 尽管如此，航空器发动机的性能的持续改进导致这些燃烧气体的温度增高。仅由形成叶片的材料和涂层产生的改进不能使温度增高被抵消。
[0005] 因此，理想的是，改进叶片的冷却回路的性能。
[0006] 在其调查工作期间，申请人尤其发现：已知的冷却回路的缺点在于对叶片的压力侧壁和吸入侧壁中每一个上的冷却的不均质性。
[0007] 申请人已确认这种不均质性的起因，如现将参照图1进行说明的。
[0008] 图1描绘了已知类型的涡轮机涡轮叶片的翼型部件10，沿叶片的作为与翼型部件的跨度的或长度的方向正交的平面的这一横面的横截面看到，此横面相对于叶片安装在涡轮机涡轮时的发动机轴线，与径向方向合并。
[0009] 翼型部件10包括内部冷却回路12，内部冷却回路12由沿径向方向延伸的三个腔形成，三个腔布置在压力侧壁14与吸入侧壁16之间且串联地相互连接，以使来自第一腔18的入口部分的冷却空气流能够流动至第二腔20并随后流动至第三腔22的出口部分。第一腔18的入口部分连接至集成在叶片的根部的空气供给机构并因而布置在第一腔的径向内端部。第三腔22的出口部分通常形成为接近此腔的径向外端部，且具有形成在界定出此腔的径向外端部的压力侧壁和/或吸入侧壁和/或底壁中的端口的大体形状。
[0010] 因此，在第一和第三腔18、22中，空气沿径向方向朝向外侧流动，然而，在第二腔20中，空气沿径向方向朝向内侧流动。
[0011] 由于由围绕发动机轴线旋转的叶片引发的科里奥利效应(科里奥利效应)的力，申请人意识到：在第一和第三腔18、22中流动的空气沿压力侧壁14的方向偏转至吸入侧壁16的损伤，然而，相反的情形在第二腔20中出现。
发明内容
[0012] 本发明的目的是对该问题特别带来一种简单节约且高效的解决方案。
[0013] 为此，本发明提供一种用于航空器涡轮机涡轮的叶片，包括：叶片根部和翼型部件，所述叶片根部限定所述叶片的径向内端部；所述翼型部件从所述叶片根部径向地朝向外侧延伸并且具有压力侧壁和吸入侧壁，所述吸入侧壁在所述翼型部件的前缘和后缘处连接至所述压力侧壁，所述翼型部件包括至少一个内部冷却回路。
[0014] 所述内部冷却回路包括多个腔，所述多个腔串联地相互连接且分布为：
[0015] -沿所述吸入侧壁径向地延伸的至少一个腔，在下文称为“吸入侧腔”，以及[0016] -沿所述压力侧壁径向地延伸腔，在下文称为“压力侧腔”，并且数目等于所述吸入侧腔的数目加一。
[0017] 此外，所述吸入侧腔或每个吸入侧腔通过所述翼型部件的在所述压力侧壁与所述吸入侧壁之间延伸的第一内壁与所述压力侧腔中的至少一个隔开。
[0018] 每个压力侧腔具有空气入口部分和空气出口部分，所述压力侧腔的空气出口部分相对于该相同的压力侧腔的空气入口部分径向地布置于外侧。
[0019] 所述吸入侧腔或每个吸入侧腔包括空气入口部分和空气出口部分，该吸入侧腔的空气入口部分连接至所述压力侧腔中的一个的空气出口部分，该空气出口部分连接至所述压力侧腔中的另一个的空气入口部分，所述吸入侧腔的空气出口部分相对于该相同的吸入侧腔的空气入口部分径向布置成朝向内侧。
[0020] 最后，所述压力侧腔中的一个的空气入口部分连接至冷却空气供给装置。
[0021] 因此，本发明使沿压力侧壁流动的空气通过科里奥利效应的力能够偏转成压力侧壁的方向以及使沿吸入侧壁流动的空气通过科里奥利效应的力能够偏转成该吸入侧壁的方向。
[0022] 本发明因此使得能够显著地提高由翼型部件的冷却回路提供的冷却均质性。
[0023] 此外，所述至少一个吸入侧腔布置成面向所述压力侧腔中的两个，所述至少一个吸入侧腔通过所述翼型部件的第一内壁与所述压力侧腔中的两个隔开，并且所述至少一个吸入侧腔包括至少一个导向板，所述至少一个导向板从所述吸入侧壁突起在所述翼型部件的第一内壁的方向上延伸。
[0024] 根据本发明，所述第一导向板具有凹面，所述凹面径向地定向成朝向外侧，朝向所述至少一个吸入侧腔的与和该至少一个吸入侧腔的空气出口部分连接的所述压力侧腔布置在相同侧上的侧壁。
[0025] 该第一导向板使空气流的一部分能够定向成朝向与冷却回路内的空气所遵循的主路径间隔开的区域。
[0026] 优选地，所述第一导向板连接至所述翼型部件的第一内壁。
[0027] 替代性地，所述第一导向板可以在距所述翼型部件的第一内壁一距离处结束。
[0028] 优选地，每个压力侧腔通过翼型部件的第二内壁与至少另一相邻的压力侧腔彼此隔开，第二内壁将压力侧壁连结至翼型部件的第一内壁。
[0029] 有利地，所述第一导向板包括径向外端部和径向内端部，所述径向外端部在所述至少一个吸入侧腔的空气入口部分中延伸，所述第一导向板的径向内端部连接至所述吸入侧腔的侧壁，所述侧壁与和该至少一个吸入侧腔的空气出口部分连接的所述压力侧腔布置在相同侧上，所述第一导向板设置有空气通口。
[0030] 导向板因此使空气流的一部分能够定向成吸入侧壁的径向外区域的方向，该区域相对于此腔的空气入口偏移。
[0031] 优选地，所述至少一个吸入侧腔包括至少一个第二导向板，所述至少一个第二导向板从所述吸入侧壁突起且在所述翼型部件的第一内壁的方向上延伸并且在距所述第一内壁一距离处结束，并且所述至少一个第二导向板构造为具有径向地定向成朝向外侧的顶点的倒V。
[0032] 该导向板使空气流的一部分能够定向为所述腔的区域的方向。
[0033] 优选地，所述冷却回路的压力侧腔中的一个的空气出口部分通过空气出口端口与所述叶片的外侧连通，所述空气出口端口形成在：
[0034] -所述压力侧壁，和
[0035] -界定出所述压力侧腔的径向外端部的底壁
[0036] 中的至少一个中。
[0037] 这些出口端口优选地布置在压力侧壁的相对热的区域中。
[0038] 优选地，所述翼型部件包括与所述内部冷却回路类似的另一内部冷却回路。
[0039] 本发明还涉及一种航空器涡轮机涡轮，其包括装配有以上所述类型的叶片的至少一个旋转盘。
[0040] 本发明还涉及一种航空器涡轮机，其包括至少一个以上所述类型的涡轮。
附图说明
[0041] 根据阅读以下以非限制性示例的方式并参照附图给出的描述，将更好地理解本发明，本发明的其他细节、优点和特征会清楚，在附图中：
[0042] 图1是已经描述的已知类型的航空器涡轮机涡轮叶片的示意横截面图；
[0043] 图2是根据本发明的优选实施例的航空器涡轮机涡轮叶片的示意透视图；
[0044] 图3至图5是分别沿着图2的平面III-III、IV-IV和V-V观察的图2的叶片的翼型部件的示意横截面图；
[0045] 图6是从翼型部件的内部冷却回路的吸入侧腔的内侧观察的图2的叶片的翼型部件的吸入侧壁展开为平面的局部示意图；
[0046] 图7是类似于图4的视图，示出了本发明的可替代性的实施例；
[0047] 图8是类似于图4的视图，示出了本发明的另一可替代性的实施例；
[0048] 在这些附图通篇中，相同的标记可以指示相同或类似的元件。
具体实施方式
[0049] 图2示出根据本发明的优选实施例的用于航空器涡轮机涡轮的叶片30，通常包括叶片根部32，在叶片根部32的相反侧上在叶片的顶部35结束的翼型部件34连接至叶片根部。叶片根部包括用于使叶片由滑入配合以已知方式保持在转子盘中的径向内部。此外，叶片根部通过空气动力平台36连接至翼型部件，空气动力平台36用于在内部界定出涡轮内的主流流量通道。
[0050] 在本说明书中，方向X是与叶片30安装在涡轮机涡轮内的转子盘上时的发动机轴线的方向相对应的方向。方向Z是相对于方向X的径向方向，其与叶片的长度或跨度的方向合并。方向Y使得三个方向X、Y和Z形成正交的参考坐标系。在平行于方向X和Y的情况下，平面称为横向的。
[0051] 如在图3至图5所示，示出了分别沿着图2的平面III-III、IV-IV和V-V的横截面，翼型部件通常包括压力侧壁40和吸入侧壁42，压力侧壁和吸入侧壁在翼型部件的前缘44和后缘46处连接至彼此。
[0052] 翼型部件34包括内部冷却回路50，内部冷却回路由相互连接且各自径向延伸的三个腔形成，内部冷却回路沿着翼型部件的跨度的方向。
[0053] 可以在图4中看到，这三个腔分布为第一腔52、第二腔54和第三腔56。第二腔54沿吸入侧壁42延伸，并且方便起见，下文中称为“吸入侧腔”。相反，第一和第三腔52、56沿压力侧壁40延伸，并且在下文中称为“压力侧腔”。在示出的示例中，因此存在冷却回路的两个压力侧腔52、56，然而，该冷却回路包括单个吸入侧腔54。
[0054] 吸入侧腔54通过翼型部件的第一内壁58与压力侧腔52和56隔开，第一内壁58在压力侧壁与吸入侧壁40和42之间距这些壁中的每一个一距离处延伸。压力侧腔52和56通过翼型部件的第二内壁59彼此隔开，第二内壁将压力侧壁40连结至翼型部件的第一内壁58。
[0055] 此外，每个压力侧腔52、56具有空气入口部分60、62(图5)和空气出口部分64、66(图3)，布置成使得每个压力侧腔的空气出口部分64、66相对于此相同的压力侧腔的空气入口部分60、62径向定位成外侧，如由图2的与图3和图5分别对应的平面III-III和V-V的相对位置示出。在示出的示例中，每个压力侧腔52、56的空气入口部分60、62形成此腔的径向内端区域，然而，压力侧腔52的空气出口部分64形成此腔的径向外端区域。
[0056] 此外，吸入侧腔54包括连接至压力侧腔52的空气出口部分64的空气入口部分68，吸入侧腔54包括连接至另一压力侧腔56的空气入口部分62的空气出口部分70。吸入侧腔的空气出口部分70相对于此相同的吸入侧腔的空气入口部分68径向布置成朝向内侧，如由图2的与图5和图3分别对应的平面V-V和III-III的相对位置示出的。在示出的示例中，吸入侧腔54的空气出口部分70形成此腔的径向内端区域，然而，吸入侧腔的空气入口部分68形成此腔的径向外端区域。
[0057] 压力侧腔52的空气入口部分60(图5)连接至集成在叶片30的根部32中的冷却空气供给装置。该冷却空气供给装置不能在附图中看到并且对本领域的技术人员而言是已知类型。
[0058] 因此，串联的三个腔52、54、56的相互连接使冷却空气流从压力侧腔52的连接至冷却空气供给装置的空气入口60流动至另一压力侧腔56的出口部分66。
[0059] 此外，压力侧腔56通过形成在压力侧壁中的空气出口端口(其在附图中不能看到)与叶片的外侧连通。可以在界定出压力侧腔56的径向外端部的底壁中形成压力侧腔的附加的空气出口端口。在本说明书的术语中，压力侧腔56的“空气出口部分”66对应于此腔的面向上述的空气出口端口延伸的部分。
[0060] 除了以上描述的本发明特有的冷却回路50以外，翼型部件34还含有前缘的冷却腔72，该冷却腔72沿翼型部件的前缘44延伸且由翼型部件的第三内壁74界定，第三内壁在一侧上连接至压力侧壁40且在另一侧上连接至吸入侧壁42。前缘的冷却腔72例如通过空气出口端口(这些端口在附图中不能看见)与叶片的外侧连通，空气出口端口通过压力侧壁和吸入侧壁设置。
[0061] 前缘的冷却腔72的空气供给优选地通过将此腔连接至冷却空气供给装置设置，此冷却空气供给装置以通常称为“直接供给”的本身已知的方式集成至叶片30的根部32。该装置与供给冷却回路50的装置总体上不同。
[0062] 类似地，翼型部件34包括后缘的冷却腔76，冷却腔76沿翼型部件的后缘46延伸且由翼型部件的第四内壁78界定，第四内壁在一侧上连接至压力侧壁40且在另一侧上连接至吸入侧壁42。后缘的冷却腔76通过空气出口端口与叶片的外侧连通，此空气出口端口通过压力侧壁40设置且具有例如与横向面大致平行延伸的狭槽79(狭槽可以在图2中看到)的形状。
[0063] 后缘的冷却腔76的空气供给例如通过将此腔连接至冷却空气供给装置设置，此冷却空气供给装置以通常称为“直接供给”的本身已知的方式集成至叶片30的根部32。该装置优选地与供给冷却回路50的装置不同。
[0064] 另一方面，图6示出冷却回路50的优选特征，使冷却回路的效率能够优化。更精确地，图6示出从吸入侧腔54的内侧沿方向Y观察并展开为平面的吸入侧壁42。为了更好的理解操作，图6还示出压力侧腔52的出口部分64和压力侧腔56的入口部分62，为了制图方便起见，在吸入侧腔的上方和下方分别描绘出口部分和入口部分。应理解的是，这些部分实际上不是这样定位，而是面向此腔且在图6的平面的外侧。
[0065] 如图6所示，吸入侧腔54包括第一导向板80，第一导向板从吸入侧壁42突起在翼型部件的第一内壁58的方向上延伸，即，在降维Y的方向上延伸。在示出的示例中，第一导向板80连接至第一内壁58并且以径向地定向成朝向外侧的凹面以及沿第四内壁78的方向弯曲，第四内壁形成吸入侧腔54的在后缘46侧上，更通常地在与吸入侧腔的出口部分70相连接的压力侧腔56侧上，界定出此吸入侧腔的侧壁。替代性地，第一导向板80可以具有远离第一内壁58地延伸的自由端部。
[0066] 在示出的示例中，第一导向板80具有径向外端部件82，径向外端部件大致沿方向Z和Y延伸至吸入侧腔54的径向外端部，即，通常延伸至翼型部件的在径向方向上朝向外侧的封闭腔52、54、56、72、76的底壁83。径向外端部件82优选地在吸入侧腔54的空气入口部分68中延伸，因此，位于第三内壁74侧上。此外，第一导向板80具有径向内端部件84，径向内端部件大致沿方向X和Y延伸并且连接至第四内壁78。最后，第一导向板80包括空气端口86。
[0067] 如图6所示，吸入侧腔54包括从吸入侧壁42突起在翼型部件的第一内壁58的方向上延伸的第二导向板90。第二导向板90各自具有远离第一内壁58地延伸的自由端部。第二导向板90构造为倒V，其中，倒V具有径向定向成朝向外侧的顶点92，即，朝向在叶片的顶点35侧上界定出腔52、54、56、72和76的底壁83。第二导向板90的相应的顶点92有利地定中心在与径向方向Z平行的同一直线上。
[0068] 可以替代性地或附加地使用其他类型的导向板或干扰器。
[0069] 此外，关于压力侧腔52、56内的压力侧壁和/或关于腔52、54、56内的内壁58、74、78，可以设置类似于以上参照图6描述的一者的导向板或干扰器的布置。
[0070] 现将描述冷却回路50的操作。
[0071] 为实现这样，想到：包括含有转子旋转盘的涡轮的航空器涡轮机，该转子旋转盘承载以上描述的叶片30。实际上，此盘承载与叶片30类似的多个叶片。
[0072] 在操作中，冷却回路50供给有例如在涡轮机的压缩机级摄入的冷却空气。
[0073] 冷却空气通过压力侧腔52的空气入口部分60进入叶片30的此腔并且随后在此腔内径向地朝向外侧流动，即，沿从叶片根部32到叶片顶点35的方向流动。
[0074] 冷却空气随后穿过压力侧腔52的出口部分64以及随后穿过吸入侧腔54的入口部分68(图3的箭头100)，以及随后空气在该吸入侧腔54内径向地朝向内侧流动，即，沿从叶片顶点35到叶片根部32的方向(图6中的箭头102)流动。
[0075] 冷却空气随后穿过吸入侧腔54的出口部分70以及随后穿过压力侧腔56的入口部分62(图5的箭头104)，以及随后空气在该压力侧腔56内径向地朝向外侧流动。
[0076] 根据本发明的原理，在压力侧腔52和56中流动的空气因此径向地朝向外侧流动，然而，在吸入侧腔54中流动的空气径向地朝向内侧流动。因此，在压力侧腔52和56中流动的空气因转子的旋转通过科里奥利效应的力朝向压力侧壁40偏转，然而，在吸入侧腔54中流动的空气通过科里奥利效应的力朝向吸入侧壁42偏转。因此，使压力侧壁和吸入侧壁最佳且均质性地冷却。
[0077] 应注意的是，形成冷却回路50的不同腔之间的相继转换或连接大体定向为翼型部件的厚度的方向。
[0078] 具体地，在吸入侧腔54中流动的空气在此腔的径向外部分中通过第一导向板80(图6中的箭头106)部分地偏转为第四内壁78的方向，从而使吸入侧腔54的靠近此腔的径向外端部并且相对于压力侧腔52的空气出口64偏移的区域108的冷却优化。通过第一导向板80偏转的空气随后穿过空气端口86且径向地朝向内侧前进。
[0079] 此外，空气流102朝向吸入侧腔54的侧壁部分偏转，即，朝向翼型部件的第三内壁和第四内壁74和78(箭头110)部分偏转。这使得能够使吸入侧腔54的靠近此腔的径向内端部并且相对于压力侧腔56的空气入口62偏移的区域112的冷却优化。
[0080] 图7示出根据本发明的替代性实施例的叶片的翼型部件34a，该翼型部件与上述的叶片30的区别在于翼型部件34a包括两个冷却回路50和50'。这些冷却回路中的每一个类似于图3至图6中的冷却回路50。
[0081] 如图7所示，属于定位在前缘44侧上的冷却回路50的压力侧腔56和吸入侧腔54通过翼型部件的第五内壁113分别与属于定位在后缘46侧上的冷却回路50'的压力侧腔52'和吸入侧腔54'隔开，第五内壁将压力侧腔40连结至吸入侧腔42。
[0082] 此外，冷却回路50和50'中的每一个的压力侧腔52、52'的空气入口部分连接至集成在叶片30的根部32中的冷却空气供给装置。
[0083] 当然，与上述的示例相比，根据本发明的此冷却回路或每个冷却回路可以包括许多腔，只要压力侧腔的数目等于吸入侧腔的数目加一。
[0084] 因此，图8示出根据本发明的另一替代性实施例的叶片的翼型部件34b，该翼型部件与上述的叶片30的区别在于翼型部件34b包括冷却回路50a，而冷却回路包括串联地相互连接的两个吸入侧腔和三个压力侧腔。
[0085] 更精确地，在连接至冷却空气供给装置的压力侧腔52与通过上述的空气出口端口通向翼型部件的外侧的压力侧腔56之间定位有中间压力侧腔114。此外，在吸入侧腔54侧上定位有吸入侧腔116。
[0086] 压力侧腔114和56通过翼型部件的将压力侧壁40连结至第一内壁58的第五内壁118彼此隔开，然而，吸入侧腔54和116通过翼型部件的将第一内壁58连结至吸入侧壁42的第六内壁120彼此隔开。
[0087] 中间压力侧腔114的出口部分连接至吸入侧腔116的入口部分，吸入侧腔116的出口部分连接至压力侧腔56的入口部分。
[0088] 因此，冷却空气在压力侧腔52、114和56中的每一个中沿压力侧壁40径向地朝向外侧流动，在吸入侧腔54和116中的每一个中沿吸入侧壁42径向地朝向内侧流动。
