ガスタービンエンジンの翼を修理する方法であって、高耐熱性材料を用いて、前記翼と前記翼に係合されたプラットフォームとの間の交点で、前記翼の前縁部に隣接する表面を肉盛するステップと、前記翼と前記プラットフォームとの間の前記交点で少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部に、少なくとも1つの冷却通路を形成するステップと、を有し、前記少なくとも1つの冷却通路は、前記翼の内部で主冷却路と連通し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口を前記プラットフォームに有している方法。前記表面を肉盛するステップは、前記表面に突出部を形成するステップからなり、前記突出部は、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の交点で前記翼の前縁部に隣接する半径方向の最も外側にある表面を備え、前記半径方向の最も外側にある表面から離れた前方向、後方向、および、円周方向のそれぞれで高さが減少する、請求項1に記載の方法。前記突出部は、前記翼の前縁部より前の場所まで前記前方向に延在し、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間の場所まで前記後方向に延在する、請求項2に記載の方法。前記突出部は、前記翼の圧力側壁と隣接する翼の吸引側壁との間の場所まで前記円周方向に延在する、請求項2に記載の方法。前記突出部は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間に形成されているギャップまで前記円周方向に延在する、請求項4に記載の方法。前記少なくとも1つの冷却通路の前記出口は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間の前記ギャップへ開口している、請求項5に記載の方法。前記突出部は、前記翼の圧力側壁から、前記プラットフォームに隣接する前記翼の前縁部の周りで、前記翼の圧力側壁の反対側にある前記翼の吸引側壁まで延在する、請求項2に記載の方法。前記主冷却路は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間で前記プラットフォームから半径方向外側に位置している、請求項1に記載の方法。少なくとも1つの冷却通路を形成するステップは、前記翼の内部の前記主冷却路から前記プラットフォームでの前記出口まで半径方向内側に延在する少なくとも1つの冷却通路を形成するステップを備える、請求項8に記載の方法。少なくとも1つの冷却通路を形成するステップは、1次冷却通路を形成するステップを備え、前記方法は、少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部に少なくとも1つの2次冷却通路を形成するステップをさらに備え、前記少なくとも1つの2次冷却通路は、前記1次冷却通路と連通している入口と、前記1次冷却通路の前記出口から離間した前記プラットフォームにあり、前記主冷却路から前記プラットフォームへ冷却流体を供給するための出口と、を有している、請求項1に記載の方法。少なくとも1つの冷却通路を形成するステップは、前記翼の前縁部に隣接した、前記主冷却路と連通している複数の入口を有する複数の冷却通路を形成するステップを備え、前記複数の冷却通路は、前記プラットフォームで互いに離間し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給する複数の出口を画定するために扇形に広がる、請求項1に記載の方法。前記複数の冷却通路のうちの少なくとも1つの冷却通路の前記出口は、前記ガスタービンエンジンの動作中に前記ガスタービンエンジンを通過する熱ガス流の方向から離れた角度をなす、請求項11に記載の方法。ガスタービンエンジン内のコンポーネントであって、翼に係合されたプラットフォームから半径方向外側に延在し、圧力側壁と前記圧力側壁の反対側の吸引側壁とを備え、前記圧力側壁および前記吸引側壁は、前記翼の前縁部に画定された第1の場所と、前記翼の前縁部の反対側の前記翼の後縁部に画定された第2の場所とに集まる、翼と、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の交点で前記翼の前縁部に隣接する肉盛された表面と、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の前記交点で少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部にある少なくとも1つの冷却通路と、を備え、前記少なくとも1つの冷却通路は、前記翼の内部で主冷却路と流体連通し、前記主冷却路から前記プラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口を前記プラットフォームに有しているコンポーネント。前記肉盛された表面は1つの突出部を備え、前記突出部は、前記翼の圧力側壁と前記プラットフォームとの間の前記交点で前記翼の前縁部に隣接する半径方向の最も外側にある表面を備え、さらに前記突出部は、前記半径方向の最も外側にある表面から離れた前方向、後方向、および、円周方向のそれぞれで高さが減少する、請求項13に記載のコンポーネント。前記突出部は、前記翼の前縁部より前の場所まで前記前方向に延在し、前記突出部は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間の場所まで前記後方向に延在し、前記突出部は、前記翼の圧力側壁と隣接する翼の吸引側壁との間の場所まで前記円周方向に延在する、請求項14に記載のコンポーネント。前記突出部は、前記翼の前記プラットフォームと隣接する翼のプラットフォームとの間に形成されているギャップまで前記円周方向に延在し、前記少なくとも1つの冷却通路の前記出口は、前記翼の前記プラットフォームと前記隣接する翼の前記プラットフォームとの間の前記ギャップへ開口している、請求項15に記載のコンポーネント。前記主冷却路は、前記翼の前縁部と前記翼の後縁部との間で前記プラットフォームから半径方向外側に位置している、請求項13に記載のコンポーネント。前記少なくとも1つの冷却通路は、前記翼の内部の前記主冷却路から前記プラットフォームでの前記出口まで半径方向内側に延在する、請求項17に記載のコンポーネント。前記少なくとも1つの冷却通路は、1次冷却通路を備え、前記コンポーネントは、少なくとも部分的に前記肉盛された表面の内部にある少なくとも1つの2次冷却通路をさらに備え、前記少なくとも1つの2次冷却通路は、前記1次冷却通路と連通している入口と、前記1次冷却通路の前記出口から離間した前記プラットフォームにあり、前記主冷却路から前記プラットフォームへ冷却流体を供給するための出口と、を有している、請求項13に記載のコンポーネント。前記複数の冷却通路のうちの少なくとも1つの冷却通路の前記出口は、前記ガスタービンエンジンの動作中に前記ガスタービンエンジンを通過する熱ガス流の方向から離れた角度をなす、請求項19に記載のコンポーネント。使用期間後に、複数の翼がプラットフォームと交差する複数の翼前縁部付近の複数の場所に隣接する複数のエリアは、適切な冷却に欠けることが判明した。したがって、これらの複数のエリアは、過熱および酸化のために、複数の修理/交換手順が必要とされる程に破損されやすい。本発明の第1の実施形態によれば、ガスタービンエンジンの翼を修理する方法が提供される。表面は、高耐熱性材料を用いて、翼と翼に係合されたプラットフォームとの間の交点で翼の前縁部に隣接して肉盛される。少なくとも1つの冷却通路が翼とプラットフォームとの間の交点で少なくとも部分的に肉盛面部の内部に形成される。少なくとも1つの冷却通路は、翼の内部で主冷却路と流体連通し、主冷却路からプラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口をプラットフォームに有している。本発明の第2の実施形態によれば、コンポーネントがガスタービンエンジン内に提供される。このコンポーネントは、翼に係合されたプラットフォームから半径方向外側に延在する翼を含む。翼は、圧力側壁と、圧力側壁の反対側の吸引側壁とを含む。圧力側壁および吸引側壁は、翼の前縁部に画定された第1の場所と、前縁部の反対側の翼の後縁部に画定された第2の場所とに集まる。このコンポーネントは、圧力側壁とプラットフォームとの間の交点で前縁部に隣接する肉盛面部と、圧力側壁とプラットフォームとの間の交点で少なくとも部分的に肉盛面部の内部にある少なくとも1つの冷却通路とを含む。少なくとも1つの冷却通路は、翼の内部で主冷却路と流体連通し、主冷却路からプラットフォームへ直接的に冷却流体を供給するための出口をプラットフォームに有している。以下の複数の好ましい実施形態の詳細な説明では、好ましい実施形態の一部を形成し、一例として、限定されることなく、発明が実施されることがある特定の好ましい実施形態が示された複数の添付図面が参照される。他の複数の実施形態が利用されてもよいこと、かつ、複数の変更が本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく行われてもよいことが理解されるべきである。図1を参照すると、第1および第2の例示的翼10A、10B、すなわち、複数の静止翼が示される。翼10A、10Bは、円周方向で一体に隣接し、タービンエンジン内でタービンロータ図示せずの周りの円周に延在する複数の翼の列12の一部を形成する。従来型の燃焼器組立体図示せず内で作られた高温の燃焼ガスHGは、複数の翼10A、10Bが利用されるタービンセクション13の中へ放出される。複数の翼の列12のような複数の静止翼の複数の列は、高温の燃焼ガスHGを複数の回転タービンブレード図示せずの複数の列に向かって案内し、これらの複数のブレードは、回転させられ、タービンロータの対応する回転を引き起こす。個々の複数の翼10A、10Bは、翼の根元端部14A、14Bから対応する半径方向内側シュラウドまたはプラットフォーム16A、16Bまで半径方向外側に延在し、根元端部14A、14Bと一体的に接合される。複数のプラットフォーム16A、16Bは、ケーシング構造体図示せずから半径方向外側へ吊される。複数の翼10A、10Bの複数のペアがここではプラットフォーム16A、16Bを共有するものとして示されるが、追加の、または、より少数の複数の翼10A、10Bが個々のプラットフォーム16A、16Bに関連付けられてもよいことに注意を要する。個々の複数の翼10A、10Bは、これらの複数の翼の先端部18A、18Bで半径方向外側シュラウド19へ一体的に接合され、この外側シュラウド19は、1つずつが複数の翼10A、10Bのうちの1個以上に関連付けられることができる1個以上の部分品またはセクション19A、19Bを含むことができる。図1に示されるように、個々の翼10A、10Bは、ほぼ凹型の圧力側壁20A、20Bと反対側のほぼ凸型の吸引側壁22A、22Bとを含む。個々の翼10A、10Bの複数の圧力側壁20A、20Bおよび複数の吸引側壁22A、22Bは、前縁部24A、24Bに画定された第1の場所と、対応する翼10A、10Bの前縁部24A、24Bの反対側にある後縁部26A第2の翼10Bの後縁部は、図示されないに画定された第2の場所とに集まる。複数の圧力側壁20A、20Bおよび複数の吸引側壁22A、22Bは、複数の翼10A、10Bの反対側の複数の前縁部24A、24Bと複数の後縁部26Aとの間で弦方向Cに、すなわち、エンジンのほぼ軸方向に延在する。複数の前縁部24A、24Bおよび複数の後縁部26Aは、複数の翼10A、10Bの複数の根元端部14A、14Bから複数の先端部18A、18Bまでのスパンで放射状に延在する。複数の翼10A、10Bは、タービンロータの周りの円周列12内に吊され、エンジン動作中にタービンセクション13を通じて燃焼ガスHGを運ぶ複数の流れ通路30を翼間に画定するために互いに円周方向または側方に離間している。個々の流れ通路30は、1つの翼の圧力側壁、たとえば、第1の翼10Aの圧力側壁20Aと、隣接する翼の吸引側壁、たとえば、第2の翼10Bの吸引側壁22Bとによって画定され、境界が定められる。複数の流れ通路30は、内側プラットフォーム、たとえば、複数のプラットフォーム16Aおよび16Bと外側シュラウド19との間に放射状にさらに画定される。高温の燃焼ガスHGは、エンジンの動作中に対応する複数の流れ通路30の中を流れ、個別の複数の翼10A、10Bによって分岐される。たとえば、燃焼ガスHGは、複数の第1の翼10Aおよび複数の第2の翼10Bの複数の前縁部24A、24Bで円周方向に分岐され、複数の翼10A、10Bの反対側の複数の圧力側壁20A、20Bおよび複数の吸引側壁22A、22Bに沿って対応する複数の境界層を形成する。燃焼ガスHGは、翼と複数のプラットフォーム16A、16Bとの複数の交点、すなわち、複数の根元端部14A、14Bにある複数の翼前縁部24A、24Bで分岐されるので、燃焼ガスHGは、個別の複数のプラットフォーム16A、16Bに沿って複数の境界層をさらに形成する。分岐された燃焼ガスHGは、複数のプラットフォーム16A、16Bに沿って流れ、この流れは、個々の翼10A、10Bの反対側の複数の圧力側壁20A、20Bおよび複数の吸引側壁22A、22Bに沿って複数の流れ通路30の中を軸方向下流に流れる逆回転する複数の馬蹄形渦36a、36b図1を参照のことのペアを生じることがある。これらの複数の馬蹄形渦36a、36bは、複数の境界層の中に乱流を作り出し、複数の翼10A、10Bの中央スパン領域に向かって半径方向外側へ移動し、圧力損失を生み出し、タービン効率を低下させる。馬蹄形渦36a、36bに関するさらなる詳細は、米国特許第7134842号に見出すことができ、この米国特許の開示内容全体は、ここで参照によってここに組み込まれる。図3をさらに参照すると、個々の翼10A、10Bは、中空であり、かつ、主内部冷却路38A、38Bを含み、この主内部冷却路は、反対側の複数の圧力側壁20A、20Bと複数の吸引側壁22A、22Bとの間の対応する複数のプラットフォーム16A、16Bから半径方向外側に位置している。複数の翼10A、10Bは、翼の複数の先端部18A、18Bを通り、外側シュラウド19を通って延在する複数の冷却空気入口40A、40B図1を参照のことを含む。冷却空気、たとえば、圧縮機抽気は、複数の冷却空気入口40A、40Bを介して複数の翼10A、10Bの複数の冷却路38A、38Bに入る。冷却空気の複数の部分は、対応する複数の翼10A、10Bの複数の圧力側壁20A、20Bおよび複数の吸引側壁22A、22B上の望ましいエリアに位置している複数の膜冷却孔42A、42Bの複数の列図1を参照のことを介して個々の翼10A、10Bから放出される。複数の膜冷却孔42A、42Bは、複数の翼10A、10Bの複数の前縁部24A、24Bの付近に集中されることがあるが、個々の翼10A、10Bは、翼の複数の後縁部26Aに近接した複数の後縁部冷却孔図示せずの1つ以上の列、および/または、複数の前縁部24A、24Bと複数の後縁部26Aとの間の複数の圧力側壁20A、20Bおよび/または複数の吸引側壁22A、22B内の複数の冷却孔図示せずの1つ以上の列とをさらに含むことができる。図2および3を参照すると、第1の翼10Aの主冷却路38A内の冷却空気の一部分は、翼10Aの前縁部24Aに近接した、第1から第4の1次冷却通路46a~46dとして図示されているように、複数の1次冷却通路46を介して第1の翼10Aの主冷却路38Aから直接的に放出される。1次冷却通路46a~46dは、第1の翼10Aの圧力側壁20A内に、かつ、肉盛面部54を介して形成され、この肉盛面部54は、ここに詳細に記載される。1次冷却通路46a~46dは、プラットフォーム16Aを冷却するために、主冷却路38Aからプラットフォーム16Aへ直接的に冷却空気を放出する。追加の、または、より少数の1次冷却通路46a~46dが設けられることがあることと、単一の1次冷却通路46だけが本発明のこの態様を実施するために利用されることがあることとに注意を要する。第2の翼10Bは、必要に応じて、この翼内に形成される1つ以上の1次冷却通路図示せずを含むこともあることにさらに注意を要する。図3に示されるように、1次冷却通路46a~46dは、第1の翼10Aに形成された肉盛面部54を通じて主冷却路38Aから複数のプラットフォーム16Aと16Bとの間のギャップGへ向かって円周方向に半径方向内側へ延在する。図2を参照すると、肉盛面部54は、翼圧力側壁20Aとプラットフォーム16Aとの間の交点56で翼前縁部24Aに隣接して形成され、この交点56は、翼10Aの根元端部14Aに画定される。肉盛面部54と関連したさらなる詳細は、後述されることになる。1次冷却通路46a~46dは、第1の翼10A内の主冷却路38Aと流体連通した入口50a~50dと、ギャップGに近接したプラットフォーム16Aでの出口52a~52dとを個々に含む。複数の出口52a~52dは、図2および3に示されるように、肉盛面部54がプラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aと一緒になる場所に隣接する肉盛面部54に形成されてもよいことに注意を要する。複数の1次冷却通路46a~46dの複数の入口50a~50dは、翼前縁部24Aに隣接して個々に位置し、複数の冷却通路46a~46dは、これらの冷却通路の出口52a~52dが冷却流体をプラットフォーム16Aで離間した場所に供給するように扇形に広がる。複数の1次冷却通路46a~46dのうちの少なくとも1つの出口52a~52dは、複数の冷却通路46a~46dへの高温の燃焼ガスHG取り込みを回避または低減するために、ガスタービンエンジンの動作中にガスタービンエンジンの中を通過する高温の燃焼ガスHGの流れの方向から離れた角度をなしてもよいことに注意を要する。図示された実施形態では、第4の1次冷却通路46dの出口52dは、高温の燃焼ガスHGの流れから離れた角度をなす。図2に示されるように、肉盛面部54は、たとえば、プラットフォーム16Aに非軸対称輪郭を形成するために用いられた高耐熱性溶接材料を備えることがあるが、他の適当な材料が使用されてもよい。肉盛面部54は、プラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aから半径方向外側へ延在する隆起部または突出部を備えることができる。肉盛面部54は、複数の冷却通路46a~46dが形成されることがあるエリアを増大し、プラットフォーム16Aへ向かう方向に冷却流体を放出するために複数の冷却通路46a~46dが半径方向内側へ延在することを可能にさせ、このことが、プラットフォーム16Aを膜冷却することがある。図示された実施形態における肉盛面部54は、翼前縁部24Aに隣接する圧力側面上の最も半径方向外側にある表面70を備える。肉盛面部54は、図2に最も明瞭に示されるように、最も半径方向外側にある表面70から離れた前方向、後ろ方向、および、円周方向のそれぞれにおいて高さが減少する。肉盛面部54は、図1および2を参照すると、翼10Aの前縁部24Aより前の場所まで前方向に延在し、この場所で、肉盛面部54は、プラットフォーム16Aの前縁部72Aに隣接する場所のようなプラットフォーム16Aの表面55Aと一緒になる。肉盛面部54は、翼前縁部24Aと後縁部26Aとの間の場所まで後方向に延在し、この場所で、肉盛面部54は、プラットフォーム16Aの表面55Aと一緒になる。さらに、肉盛面部54は、翼10Aの圧力側壁20AとギャップGとの間の場所までギャップGへ向かって円周方向に延在し、この場所で、肉盛面部54は、プラットフォーム16Aの表面55Aと一緒になる。図示された実施形態における肉盛面部54の大半は、翼10Aの前縁部24Aに隣接して、かつ、第1の翼10Aの圧力側壁20Aとプラットフォーム16Aとの間の交点56でこの翼の圧力側壁20Aに沿って位置している。しかし、図示された実施形態における肉盛面部54の一部分は、翼10Aの前縁部24Aの周りで吸引側面22Aまで延在し、この場所で、肉盛面部54は、高さが減少し、プラットフォーム16Aの表面55Aと一緒になる。肉盛面部54の特有の構成は、複数の翼10A、10Bが位置しているエンジンと、高温の燃焼ガスHGの流れへの望ましい効果とに依存してもよいことに注意を要する。肉盛面部54は、好ましく構成され、そして、複数の馬蹄形渦36a、36bの強さを低減するように配設されることによって、エンジンの効率が改善される。冷却通路が内部に形成されていない複数の肉盛面部の構成および位置と、高温の燃焼ガスHGの流れおよび複数の馬蹄形渦36a、36bへのこれらの複数の肉盛面部の影響とに関連したさらなる詳細は、米国特許第7134842号に見出すことができる。複数の冷却通路46a~46dからの冷却流体は、複数の冷却通路46a~46を通過する間に肉盛材料54およびプラットフォーム16Aへの直接的対流冷却を行い、複数の冷却通路出口52a~52dを出るときに、プラットフォーム16Aの外側表面55Aおよび肉盛面部54への膜冷却をさらに行う。前述の通り、複数の冷却通路46a~46dは、主冷却路38Aからプラットフォーム16Aへ直接的に、すなわち、プラットフォーム16Aへ供給される前に冷却流体に翼10Aまたはプラットフォーム16Aに係合されるか、または、翼10Aまたはプラットフォーム16Aの内部にある他の冷却流体回路もしくは経路を横切らせることを必要とすることなく、冷却流体を供給する。このようにして、複数の冷却通路46a~46dを通ってプラットフォーム16Aに供給される冷却流体の量は、プラットフォームに供給される冷却流体がこのような他の複数の冷却回路または経路を横切る従来技術の翼より増大されると考えられる。複数の冷却通路46a~46dは、たとえば、開示内容全体がここで参照によってここに組み込まれた米国特許第5344283号に記載されるように、既存の冷却路構造体に加えて、または、代えて設けられることができる。本発明の態様による肉盛面部54および冷却通路46は、翼10Aの前縁部24Aに隣接する場所で、主冷却路38Aからプラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aまで直接的に冷却流体を供給することにより、従来技術を上回る利点を提供すると考えられる。プラットフォーム16Aに供給された冷却流体は、主冷却路38Aから直接的にもたらされるので、プラットフォームの内部の複数の場所を通して冷却流体を分配するプラットフォーム冷却システムにおいて供給されるより低温でより大量の冷却流体の流れが供給されることができると考えられる。このようにして、翼10Aの前縁部24Aに隣接するプラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aの適切な冷却は、本発明による翼/プラットフォーム組立体の寿命が増加すると考えられる程度に行われると考えられる。ここに記載された本発明の態様は、翼10Aの前縁部24Aに隣接するプラットフォーム16Aが過熱および酸化のためエンジン動作中に破損/破壊されている状況では、米国特許第5344283号に示された翼のような破損した翼/プラットフォーム組立体を修理/交換するために修理プロセスの間に実行されることができる。代替的に、ここに記載された翼/プラットフォーム組立体は、エンジン内の新しいコンポーネントとして提供されることができる。第1の翼10Aに係合されたプラットフォーム16Aは、図3に示されるように、半径方向で第2の翼10Bに係合されたプラットフォーム16Bから僅かにオフセットされることに注意を要する。これは、列または複数の翼12を組み立てる際に直面する寸法公差問題に起因する。しかし、図3に示されたプラットフォーム16Aは、プラットフォーム16Bよりさらに半径方向外側に延在するので、複数の冷却通路46a~46dから流れ出る冷却流体は、プラットフォーム16Bを冷却するために、第2の翼10Bに係合されたプラットフォーム16Bの半径方向外側表面55Bまで第1の翼10Aに係合されたプラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aを流れることができる。第2の翼10Bに係合されたプラットフォーム16Bは、第1の翼10Aに係合されたプラットフォーム16Bより僅かに大きく半径方向外側に延在してもよいことに注意を要する。この場合、複数の冷却通路46a~46dから流れ出る冷却流体は、第1の翼10Aに係合されたプラットフォーム16Aの半径方向外側表面55Aを流れ、第2の翼10Bに係合されたプラットフォーム16Bの縁部と接触することができ、冷却流体は、ギャップGの中へ半径方向内側に流れることもあり得る。次に図4を参照すると、別の実施形態による翼10’が示され、ここでは、図1~3を参照して記載された構造に類似した構造がプライム’記号が後に続く同じ符号を含む。本実施形態による個々の複数の2次冷却通路60は、1次冷却通路46’と流体連通する入口62を含み、1次冷却通路46’は、翼10A’の主冷却路本実施形態では図示せずと連通する。すなわち、本実施形態による複数の2次冷却通路60は、1次冷却通路46’から分岐され、2次冷却通路の出口64からプラットフォーム16A’の離間した場所に冷却流体を供給するために扇形に広がる。本実施形態による複数の冷却通路46’、60のうちの少なくとも1つの出口64は、複数の冷却通路46’、60の中への高温の燃焼ガス取り込みを回避または低減するために、ガスタービンエンジンの動作中にガスタービンエンジンを通過する高温の燃焼ガスの流れの方向から離れた角度をなすことがあることに注意を要する。次に図5を参照すると、さらに別の実施形態による第1の翼10A’’が示され、ここでは、図1~3を参照して前述された構造に類似した構造が二重プライム’’記号が後に続く同じ符号を含む。本実施形態では、第1の翼10A’’の圧力側壁20A’’とプラットフォーム16A’’との間の交点56’’に位置している肉盛面部54’’は、プラットフォーム16A’’と隣接するプラットフォーム16B’’との間に形成されたギャップG’’までの至るところで円周方向に延在する。このようにして、本実施形態では、肉盛面部54’’を介して少なくとも部分的に形成された1つ以上の1次冷却通路46’’そして、場合によっては、1つ以上の2次冷却通路本実施形態では図示されずによって届けられた冷却流体は、プラットフォーム16A’’と隣接するプラットフォーム16B’’との間でギャップG’’の中に開口する出口52’’を介してプラットフォーム16A’’の円周縁部までの至るところに届けることが可能である。このことは、ある種のエンジンにおいてギャップG’’に近接したプラットフォーム16A’’の一部分が過熱および酸化によって破損を引き起こされる傾向があることが判明したので、ある種のエンジンでは望ましいことになる。次に図6を参照すると、図1から3を参照して前述された翼10Aのような翼を修理する方法100が記載される。ステップ102で、翼10Aの表面は、翼10Aの圧力側壁20Aと翼10Aに係合されたプラットフォーム16Aとの間の交点56で翼10Aの前縁部24Aに隣接して肉盛される。表面は、溶接材料のような高耐熱性材料を表面に用いることにより肉盛される。材料は、たとえば、レーザー溶接を使用して肉盛されることがある。肉盛面部54は、たとえば、図1~3を参照して前述された通りとすることができ、または、図5を参照して前述された通りとすることができる。ステップ104では、1つ以上の1次冷却通路46が翼圧力側壁20Aとプラットフォーム16Aとの間の交点56で少なくとも部分的に肉盛面部54の内部に形成される。複数の1次冷却通路46は、たとえば、肉盛面部54を貫通して対応するボアを穿孔することにより形成されることができる。複数の1次冷却通路46は、翼10Aの内部の主冷却路38Aと直接連通し、個々の1次冷却通路は、冷却流体を主冷却路38Aからプラットフォーム16Aへ直接的に供給するための出口52をプラットフォーム16Aに有している。前述のように、主冷却路38Aは、翼前縁部24Aと翼10Aの後縁部26Aとの間でプラットフォーム16Aから半径方向外側に位置することができる。複数の1次冷却通路46は、主冷却路38Aから半径方向内側に、そして、プラットフォーム16Aと隣接するプラットフォーム16Bとの間のギャップGへ向かう円周方向に、肉盛面部54を介してプラットフォーム16Aでの出口52まで延在することができる。ステップ106で、選択的ステップにおいて、少なくとも1つの2次冷却通路60が少なくとも部分的に肉盛面部54の内部に形成される。複数の2次冷却通路60は、図4に関して前述されたように、1次冷却通路46と連通した入口62を有している。複数の2次冷却通路60は、1次冷却通路46の出口52から離間したプラットフォーム16Aに、主冷却路38Aからプラットフォーム16Aに冷却流体を供給するための出口64を有している。ここに記載された複数の冷却通路46、46’、60と肉盛面部54とは、複数の静止翼、たとえば、複数の翼10A、10Bに形成されるものとして説明されているが、これらの特色は、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、複数の回転タービンブレードにも適用できる。さらに、前述の通り、ここに記載された複数の冷却通路46、46’、60と肉盛面部54とは、修理/交換プロセスの一部として形成されることができ、または、新しい翼設計において実施されることができる。さらに、複数の冷却通路46、46’、60と肉盛面部54とは、ここに記載された1つのプロセス以外の他の複数のプロセスによって形成されることができる。たとえば、肉盛面部54は、プラットフォーム16Aの全部または一部の上に実質的に一様な層として肉盛されることができ、そして、ここに記載された輪郭をもつ隆起部または突出部を形成するために加工されることができる。本発明の特有の実施形態が例示され、説明されているが、様々な他の変更および変形が発明の趣旨および範囲から逸脱することなく行われ得ることが当業者には明白であろう。したがって、本発明の範囲に含まれるこのようなあらゆる変更および変形を、添付の請求項において網羅することが意図されている。