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本发明公开了一种适用于涡轮叶片尾缘部分的贯通式连续折板结构，包括设置于叶片内的U型冷却通道和叶片尾缘冷却腔，所述U型冷却通道位于叶片前缘和中部，叶片尾缘冷却腔位于叶片尾缘，U型冷却通道位与叶片尾缘冷却腔之间通过侧壁面隔开，侧壁面的底部设置有...
该专利属于南京航空航天大学所有，仅供学习研究参考，未经过南京航空航天大学授权不得商用。

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