CN104169530B - 涡轮机组件、对应冲击冷却管和燃气轮机发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机组件(10,10b‑10f)，包括具有空腔(14)的中空翼面(12)，具有冲击管(16,16a‑16f)、平台(20,20’)和冷却室(24,24’)，所述冲击管能够插入所述空腔(14)内并用于冲击冷却所述空腔(14)的内表面(18)，所述平台布置在所述中空翼面(12)的径向端(22,22’)，所述冷却室用于冷却所述平台(20,20’)，并相对于所述中空翼面(12)布置在所述平台(20,20’)的相对侧，其中，冷却室(24,24’)在第一径向端(26)处由平台(20,20’)限制，在相对的径向第二端(28)处由盖板(30,30’)限制，其中冲击管(16)由前部件(44)和后部件(46)形成。为了使翼面冷却供给温度最小以及增加冲击冷却效力，冲击管(16,16a‑16f)的前部件(44)在翼展方向(36)上从平台(20,20’)向盖板(30,30’)至少完全延伸穿过所述冷却室(24,24’)，冲击管(16,16a‑16f)的后部件(46)在翼展方向(36)上终止于平台(20,20’)。

Description

涡轮机组件、对应冲击冷却管和燃气轮机发动机
技术领域
本发明涉及一种翼面形状涡轮机组件，比如涡轮机转子叶片和定子轮叶。
背景技术
现代涡轮机通常在极高的温度下运行。温度对涡轮机叶片和/或定子轮叶的影响对涡轮机的有效运行是有害的，并且在极端情况下会导致叶片或轮叶的变形和可能的故障。为了克服该风险，高温涡轮机可包括结合了用于冷却目的的所谓冲击管的中空叶片或轮叶。
这些所谓的冲击管是在叶片或轮叶内沿径向延伸的中空管。空气被迫进入这些管，沿这些管行进，并经由合适的孔涌入所述管与中空叶片或轮叶的内表面之间的空隙。这产生了内部空气流，用于冷却叶片或轮叶。
通常，叶片和轮叶被制造为具有中空结构的精确铸件，冲击管插入中空结构中，用于冲击冷却该中空结构的冲击冷却区域。当在用于冲击冷却区域的冷却介质的温度对于有效冷却冲击冷却区域而言过高的情况下使用冷却原理时，会出现问题。
这在组合的平台和翼面冷却系统串联布置的冷却原理中是已知的。压缩机排放流在平台冷却中供给，然后进入翼面冷却系统。
本发明的第一目的是提供一种有利的翼面形状涡轮机组件，比如涡轮机转子叶片和定子轮叶。本发明的第二目的是提供一种用在这种组件中的有利的冲击管，用于冷却目的。本发明的第三目的是提供一种包括至少一个有利的涡轮机组件的燃气轮机发动机。
发明内容
相应地，本发明提供了一种涡轮机组件，包括具有至少空腔的基本中空翼面，具有至少冲击管、至少平台和至少冷却室，冲击管可以插入中空翼面的空腔内，并用于冲击冷却空腔的至少内表面，平台布置在中空翼面的径向端，冷却室用于至少冷却至少所述平台并相对于中空翼面布置在平台的相对侧，其中，冷却室的第一径向端由平台限制，且相对的径向第二端由至少盖板限制。
即，冲击管由前部件和后部件形成，其中，前部件朝向中空翼面的前缘安置，在从前缘向后缘的方向上观看时，后部件位于前部件下游，其中冲击管的前部件在翼展方向上从平台向盖板至少完全延伸穿过冷却室，其中冲击管的后部件在翼展方向上终止于平台。
由于创造性事项，压缩机排放流和平台冷却流被供给至翼面中。这允许显著提高翼面冷却效率，同时使性能损失最小。确切地说，与现有系统的状态相比，可以获得更低的冷却供给温度和减少的冷却流量。此外，还可以提高位于后缘区域中的支架区域的冷却效率，因为经由因组合的冷却流产生的高比率可以使传热系数最大。而且，在对冷却系统良好地控制情况下，可以独立地调节翼面和平台冷却。此外，空气动力学/性能损失最小。在使用这种涡轮机组件的情况下，可以使用转子叶片和定子轮叶的现有精确铸件的常规状态。因此，可以省略进行复杂且昂贵的铸造过程来重新构造和改变这些翼面。因此，可以有利地提供各个有效的涡轮机组件或涡轮机。
涡轮机组件用于指代提供用于涡轮机(比如燃气涡轮机)的组件，其中，该组件具有至少翼面。优选地，涡轮机组件包括具有周向布置的翼面的涡轮机叶栅和/或轮，和/或布置在翼面相对两端的外和内平台。在本文中，“基本中空翼面”指的是具有壳体的翼面，其中，壳体包围至少一个空腔。比如肋、轨道或隔板的结构不会妨碍“基本中空翼面”的定义，所述结构将翼面中的不同空腔彼此分开，并例如在翼面的翼展方向上延伸。优选地，翼面是中空的。特别地，在下面描述中称为翼面的基本中空翼面具有两个冷却区域，即位于翼面前缘的冲击冷却区域和位于后缘的现有针翅/支架(pin-fin/pedestal)冷却区域。这些区域可经由肋彼此隔开。
在本文中，冲击管是独立于翼面而构造的部件和/或是与翼面不同的另一部件和/或不与翼面一体形成的部件。短语“可以插入中空翼面的空腔内”意味着在涡轮机组件的组装过程期间，冲击管插入翼面的空腔中，尤其作为与翼面分开的分离部件。此外，短语“用于冲击冷却”意味着冲击管用于、准备、设计和/或实施成经由冲击过程调整冷却。特别地，空腔的内表面限定出面向冲击管外表面的表面。
平台用于指代涡轮机组件的界定空腔的至少一部分、尤其是翼面的空腔的区域。此外，平台布置在中空翼面的径向端，其中，径向端限定出相应地与涡轮机组件或芯轴的旋转轴线相距径向距离的末端。平台可以是翼面壳体的区域或附接至翼面的单独部件。平台可以是内平台和/或外平台，并优选地是外平台。而且，平台基本垂直于中空翼面的翼展方向取向。“基本垂直于”翼展方向的平台布置的范围还应当占据平台相对于翼展方向偏离约45°。优选地，平台垂直于翼展方向布置。中空翼面的翼展方向定义为基本垂直于、优选垂直于从翼面的前缘向后缘的方向延伸的方向，从翼面的前缘向后缘的方向还已知为中空翼面的翼弦方向。在下文中，该方向指代为轴向方向。
冷却室用于指代空腔，在空腔中，可以供给、存储和/或引导冷却介质以冷却空腔侧壁，尤其冷却平台之目的。在本文中，盖板用于指代板、盖、顶部或适于本领域技术人员的任何其它设备，其基本上覆盖冷却室。术语“基本覆盖”意味着盖板不会密封冷却室。因此，盖板可具有孔以给冷却介质提供进入冷却室的入口。优选地，盖板是冲击板。术语“限制”应当理解为“定界”、“终止”或“限界”。换言之，平台和盖板为冷却室定界。
冲击管的一部分限定出冲击管的从冲击管外部相对于冲击管的另一部分独立地供应冷却介质的一部分。从一部分到另一部分经由冲击管两部分之间的至少连接孔供应冷却介质不会妨碍“独立”的定义。
有利地，中空翼面包括单个空腔。但是本发明还可实现包括两个或更多个空腔的中空翼面，每个空腔容纳根据本发明的冲击管和/或是针翅/支架冷却区域的一部分。
如上所述，中空翼面包括后缘和前缘，前部件朝向中空翼面的前缘安置，在从前缘向后缘的方向上观看时，后部件位于前部件下游。这导致有效地冷却该区域，并且与现有系统的状态相比有利地使翼面冷却供给温度最小。低温压缩机排放流被直接供给到翼面前缘区域，在该区域，获得最高冷却效力。由于在整个冲击区域中和在前缘处由此增加的冲击冷却效力，所以与现有系统的状态相比，需要更少的冷却流。除了性能益处外，由于减少的交叉流动效应，前缘区域内冷却流的减少具有增加对下游冲击区域的冷却效力的效果。
而且，因为前部件朝向中空翼面的前缘安置，并且在从前缘向后缘的方向上观看时后部件位于前部件的下游，或者换言之，后部件比前部件更靠近中空翼面的后缘，所以平台冷却流被引导为对翼面的更下游区域提供冲击冷却。
前部件和后部件具有冲击孔。因此，来自冷却室、来自前部件和来自后部件的冷却介质汇合流可穿过非冲击针翅/支架冷却区域。针翅/支架冷却区域内的传热系数有利地因高组合流率而最大化。潜在地，汇合流可经由翼面后缘离开。因此，后缘具有出口孔，以允许汇合流离开中空翼面。因此，可以提供最有效的排出。因此，相对于现有系统的状态，可以使空气动力/性能损失最小。在这些系统中，彼此独立地执行对平台和翼面的冷却，平台和翼面之间没有任何流动连接。为了排放冷却介质，这些系统需要靠近平台的额外出口孔，相对于本发明，这导致尤其以不太有效率的方式排放更多的冷却介质。因此，在平台附近的现有技术冷却排放的这种状态会出现高损失。
在有利的实施例中，冲击管的前部件以密封的方式结束于盖板。因此，有效地避免了冲击管的前部件与冷却室之间的泄漏。术语“结束”应当理解为“终结”或“停止”。优选地，冲击管或前部件和后部件分别基本上完全延伸穿过中空翼面的翼展，导致有力地冷却翼面。但是还可设想的是，前部件和后部件中的至少一个仅延伸穿过中空翼面的翼展的一部分。
如上所述，冲击管由至少两个分离部件(前部件和后部件)形成，前部件朝向中空翼面的前缘安置，在从前缘向后缘的方向上观看时，后部件位于前部件下游。为了使用两个或更多个部件，冲击管允许部件的特性，比如材料、材料厚度或适用于本领域技术人员的任何其它特性，都专用于部件的冷却功能。经由该有利布置，前部件和由此新的未加热的压缩机排放流有效地用于直接冷却前缘，即翼面的需要最高冷却效力的区域。
但是还可设想的是，冲击管由三个分离部件形成，尤其为冲击管的前部件、中部件和后部件，其中，前部件在翼展方向上从平台向盖板至少完全延伸穿过冷却室，前部件可朝向中空翼面的前缘安置，中部件可相应地位于中空翼面或其空腔中间，和/或后部件可朝向中空翼面的后缘安置。
有利地，至少两个分离部分均大致完全延伸通过中空翼面的翼展，导致有效地冷却翼面。但是还可设想的是，至少两个分离部分中的至少一个仅延伸通过中空翼面的翼展的一部分。
而且，有利地，涡轮机组件具有至少另一平台。本文针对首先提及的平台所述的特征还可应用于至少另一平台。所述平台和所述至少另一平台布置在中空翼面的相对径向两端。此外，冲击管的前部件和后部件两者可终止于至少另一平台。因此，至少另一平台的冷却室或至少另一冷却室可实现为未阻挡空间，由此，与阻挡的冷却室相比，使用的冲击冷却介质的交叉流动速度可以维持较低，冲击冷却可以更有效。而且，在组装期间可以确保翼面内的部件的恰当布置。
特别地，冲击管的前部件和后部件两者在径向方向上终止成彼此平齐。在本文中，“彼此平齐”意味着各部件末端处于涡轮机组件和/或翼面和/或至少另一平台的相同径向高度处。
由此，前部件和后部件可延伸穿过至少另一平台，以提供部件和至少另一冷却室之间的流动连通。或者，前部件和后部件可由至少另一平台密封。在后一情况下，冷却室或至少另一冷却室可设有至少出口孔，以使冷却介质离开冷却室或至少另一冷却室。
此外，至少另一平台的至少另一冷却室用于冷却至少另一平台，并相对于中空翼面布置在至少另一平台的相对侧，其中，至少另一冷却室在第一径向端由至少另一平台限制，在相对的径向第二端由至少另一盖板限制。
优选地，冲击管的前部件相对于至少另一冷却室密封。由此，从平台侧进入前部件的压缩机排放流不受从至少另一平台侧进入前部件的冷却介质的相反流妨碍。至少另一平台密封地覆盖前部件，从而节省额外密封装置。后部件在其位于至少另一平台的第二径向端处具有用于与至少另一冷却室流动连通的孔。因此，足够的冷却介质可被供给到后部件。
或者，前部件可在翼展方向上从至少另一平台向至少另一盖板至少完全延伸穿过至少另一冷却室，从而确保将足够的冷却介质供给进前部件中。此外，冲击管的前部件会以密封方式结束于盖板和至少另一盖板，使得供给的冷却介质不会泄漏。
在替代实施例中，冲击管的前部件和后部件具有对应孔，以允许冷却介质在前部件和后部件之间流动连通。由于该构造，可以提供旁路，借助该旁路，可避免一部分冷却介质经由前部件的冲击孔排出。因此，低温的冷却介质可进入后部件，以有效冷却后部件。
为了提供具有良好冷却性能和冲击管在翼面中的满意对准的涡轮机组件，中空翼面包括位于中空翼面空腔的内表面的至少间隔件，以将冲击管保持成与中空翼面的所述表面相距预定距离。为了冲击管的简易构造及笔直就座，间隔件优选地实施为突起或锁定销或肋。
在另一有利实施例中，中空翼面是涡轮机叶片或轮叶，例如喷嘴导向轮叶。
在替代的或另一实施例中，一个盖板和/或一个冷却室可供给不止一个翼面，即定子轮叶可构造成包括例如两个或更多个翼面的区段。
根据创造性实施例，涡轮机组件由供给到所述冲击管的前部件的冷却介质第一流以及连续地首先供给至所述冷却室之后又供给至所述冲击管的后部件的冷却介质第二流冷却。有利地，与现有系统的状态相比，这导致翼面冷却供给温度最低，并由此导致在整个冲击区域范围内的更高的冲击冷却效力。第一流优选地直接来自压缩机排放流，第二流为花费的平台冷却流。术语“连续地”意味着第二流特别地和/或按一个接一个的顺序通过冷却室和后部件。
此外，涡轮机组件用于冷却基本中空翼面，其中，冷却介质第一流被直接供给至冲击管的前部件，冷却介质第二流被连续地首先供给至冷却室和/或至少另一冷却室，之后被供给至冲击管的后部件。
此外，前部件和后部件在轴向方向上并排布置，尤其在轴向方向上直接并排布置。因此，在冲击管的插入状态下，不同和专用的冷却特征可设置于前缘和朝向翼面的冲击区域的后缘取向的区域。
而且，本发明涉及一种燃气轮机发动机，包括多个涡轮机组件，其中，至少一个或所有涡轮机组件如前所说明地布置。
结合在附图中说明的示例性实施例的下列描述，本发明的上述特性、特征和优点以及实现上述特性、特征和优点的方式是清楚的，并且可以得到清楚地理解。
附图说明
参考附图描述本发明，附图中：
图1示出穿过具有插入的冲击管的涡轮机组件的横截面，冲击管由两个部件形成；
图2示出沿图1的线Ⅱ-Ⅱ的穿过具有插入的冲击管的翼面的横截面；
图3示出形成为一体部件的替代冲击管的透视图；
图4示出穿过具有另一替代实施的冲击管的替代涡轮机组件的横截面；
图5示出穿过具有另一替代实施的冲击管的第二替代涡轮机组件的横截面；
图6示出穿过具有另一替代实施的冲击管的第三替代涡轮机组件的横截面；
图7示出穿过具有另一替代实施的冲击管的第四替代涡轮机组件的横截面；以及
图8示出穿过具有另一替代实施的冲击管的第五替代涡轮机组件的横截面。
具体实施方式
在本描述中，为简单起见，仅提及轮叶，但是应理解，本发明可应用于涡轮机的叶片和轮叶两者。
图1示出涡轮机组件10的横截面。涡轮机组件10包括基本中空翼面12，中空翼面实施为轮叶，具有两个冷却区域，确切地说是冲击冷却区域70和针翅/支架冷却区域72。冲击冷却区域位于翼面12的前缘38，针翅/支架冷却区域位于翼面12的后缘40。在中空翼面12的彼此相对布置在翼面12上的两个径向端22、22’处，布置有平台和另一平台，在下文中称为外平台20和内平台20’。外平台20和内平台20’垂直于中空翼面12的翼展方向36取向。在未示出的涡轮机叶栅的周向方向上可布置若干翼面12，其中，所有翼面12经由外平台20和内平台20’彼此连接起来。
此外，冷却组件10包括冷却室，在下文中指代为第一冷却室24和另一第二冷却室24’。第一和第二冷却室24、24’用于冷却外平台20和内平台20’，并关于中空翼面12布置在外平台20和内平台20’的相对两侧。冷却室24、24’两者在第一径向端26、26’处由外平台20和内平台20’限制，而在相对的径向第二端28、28’处由盖板限制，盖板在下文中指代为第一盖板30和另一第二盖板30’。第一和第二盖板30、30’实施为冲击板，并具有冲击孔74，以给冷却介质52提供进入第一和第二冷却室24、24’的入口。
中空翼面12的壳体76在冲击冷却区域20中形成空腔14。冲击管16布置在空腔14内，在组装涡轮机组件10期间，冲击管插入空腔14中。冲击管16用于冲击冷却空腔14的内表面18，其中，内表面18面向冲击管16的外表面78。冲击管16具有第一部分32和第二部分34，其中，第一和第二部分32、34由分离部件44、46构成，使得冲击管16由两个分离部件44、46形成，即由前部件44和后部件46形成。或者，第一和第二部分可由具有隔壁的单件管构成(见图3)。在下文中，术语第一部分32或前部件44以及第二部分34或后部件46分别彼此等同地使用。
本发明中的“部件”可以是完整冲击管，所有壁都存在。特别地，其可以不是例如通过将四个壁组装到单个冲击管而由零件组装成单个冲击管的构造。根据本发明，一部件可以是完整管。
基体60以其纵向延伸部62(翼展延伸部)在翼面12的径向方向48上延伸。而且，冲击管16或第一部分32和第二部分34分别在翼展方向36上完全延伸穿过中空翼面12的翼展42，第一部分32在径向方向48上的长度64大于第二部分34。在中空翼面12的内表面18处，中空翼面包括许多间隔件80来保持冲击管16与该表面18相距预定距离。间隔件80实施为突起或肋，垂直于翼展方向36延伸(见图2，示出间隔件的顶视图)。
第一部分32和第二部分34分别在基体60或翼面12的轴向方向68或翼弦方向上并排布置。如图2中可看出，图2示出穿过具有插入的冲击管16的翼面12的横截面，前部件44朝向前缘38安置，更确切地是安置在前缘38处，在轴向方向68上观看时，后部件46位于前部件44下游，或者比前部件44更靠近后缘40。
冲击管16的第一部分32在翼展方向36上从外平台20向第一盖板30完全延伸穿过冷却室24。此外，冲击管16的第一部分32的第一径向或纵向端66以密封方式结束于第一盖板30，从而防止冷却介质52从第一部分32泄漏进第一冷却室24中。冲击管16的第一部分32和第二部分34两者延伸穿过内平台20’，并且它们的第二径向或纵向端66’终止于内平台20’，确切地说在径向方向48上彼此平齐。径向方向48关于以已知方式布置在涡轮机组件10中的未示出的心轴的旋转轴线限定。第一部分32的第二径向或纵向端66’经由密封装置(比如Lit)相对于第二冷却室24’密封。
在操作涡轮机组件10期间，冲击管16给冷却介质52(例如空气)提供流路82。来自未示出的压缩机的压缩机排放流84被供给到冲击管16的第一部分32，并经由第一和第二盖板30、30’的冲击孔74进入第一和第二冷却室24、24’中。然后，来自第一和第二冷却室24、24’的冷却介质52作为平台冷却流86被排放到冲击管16的第二部分34中。因此，涡轮机组件10由供给到冲击管16的第一部分32的冷却介质52第一流56冷却，并由连续地首先供给到第一和第二冷却室24、24’之后又供给至冲击管16的第二部分34的冷却介质52第二流58冷却。
为了从第一和第二部分32、34中排出冷却介质52以冷却空腔14的内表面18，第一和第二部分32、34包括冲击孔88(在图2至4中仅部分示出)。间接来自冷却室24、24’、直接来自第一部分32以及直接来自第二部分34的冷却介质52的排出流在冲击管16外表面78与空腔14内表面18之间的空间90中合并。合并流流向位于后缘40的针翅/支架冷却区域72，并经由后缘40中的出口孔54离开中空翼面12(见图2)。
在图3至8中示出冲击管16和涡轮机组件10的替代实施例。仍保持相同的构件、特征和功能原则上基本由相同的参考标号表示。然而，为了区分各实施例，字母“a”至“f”添加到图3至8的实施例的不同参考标号。下例描述基本上局限于与图1和2的实施例的不同之处，其中，关于仍保持相同参考标号的部件、特征和功能，可参考图1和2的实施例的描述。
图3示出具有基体60a的冲击管16a，用于插入未详细示出的涡轮机组件的基本中空翼面的空腔内，以冲击冷却空腔的内表面。冲击管16a的第一部分32a和第二部分34a彼此一体形成，或者由一个部件模制而成并经由隔壁或隔壁插件间隔开。在冲击管16a插入空腔的状态下，基体60a以其纵向延伸部62(翼展延伸部)在中空翼面的径向方向48上延伸(未示出，可参见图1)。第一部分32a和第二部分34a分别在基体60a或翼面的轴向方向68上并排布置。第一部分32a在径向方向48上的长度64大于第二部分34a。此外，第一部分32a和第二部分34a终止于基体60a的径向或纵向端66’，并彼此平齐。因此，基体60a在第一和第二部分32a、34a的径向或纵向端66、66’的构造方面不同。
图4示出穿过具有替代实施的冲击管16b的与图1和2类似形成的涡轮机组件10b的横截面。图4的实施例与图1和2的实施例的不同之处在于，冲击管16b的第一部分32b和第二部分34b具有对应孔50、50’，以允许冷却介质52在第一部分32b和第二部分34b之间的流动连通。因此，可提供旁路，借助该旁路，冷却介质52的一部分第一流56避免经由第一部分32b的冲击孔88排出。
在图5中示出穿过具有替代实施的冲击管16c的与图1和2类似形成的涡轮机组件10c的横截面。图5的实施例与图1和2的实施例的不同之处在于，冲击管16c的第一部分32c在翼展方向36上从第一或外平台20向第一盖板30完全延伸穿过第一冷却室24，并从第二或内平台20’向第二盖板30’完全延伸穿过第二冷却室24’。而且第一部分32c的径向或纵向端66、66’两者以密封方式结束于第一和第二盖板30、30’。涡轮机组件10c由从径向或纵向端66、66’供给至第一部分32c的冷却介质52第一流56冷却，并由连续地首先供给到第一和第二冷却室24、24’之后又供给至第二部分34c的第二流58冷却。
图6示出穿过具有替代实施的冲击管16d的与图1和2类似形成的涡轮机组件10d的横截面。图6的实施例与图1和2的实施例的不同之处在于，冲击管16d的第一部分32d在翼展方向36上从第二平台20’向第二盖板30’完全延伸穿过第二冷却室24’。因此，第一部分32d的第二径向或纵向端66’以密封方式结束于第二盖板30’。冲击管16d的第一部分32d和第二部分34d两者延伸穿过外平台20，并且它们的第一径向或纵向端66终止于外平台20，确切地说在径向方向48上彼此平齐。第一部分32d的第一径向或纵向端66经由密封装置相对于第一室24密封。
图7示出穿过具有替代实施的冲击管16e的与图1和2类似形成的涡轮机组件10e’的横截面。图7的实施例与图1和2的实施例的不同之处在于，冲击管16e的第一部分32e和第二部分34e终止于内平台20’的翼面侧，确切地说在径向方向48上彼此平齐。因此，它们的第二径向或纵向端66’不会延伸穿过内平台20’，内平台20’相应地密封第一和第二部分32e、34e或它们的第二径向或纵向端66’。因此，进入内平台20’的第二冷却室24’的冷却介质52不会被供给到第二部分34e。为了给冷却介质52提供离开第二冷却室24’的出口，设置了出口孔92。
在图8中示出穿过具有替代实施的冲击管16f的与图1和2类似形成的涡轮机组件10f的横截面。图8的实施例与图1和2的实施例的不同之处在于，冲击管16f的第一部分32f终止于内平台20’的翼面侧，因此，其第二径向或纵向端66’不会延伸穿过内平台20’，内平台20’相应地密封第一部分32f或其第二径向或纵向端66’。此外，第二部分34f终止于外平台20的翼面侧，因此，其第一径向或纵向端66不会延伸穿过外平台20，外平台20密封第二部分34f或其第一径向或纵向端66。因此，进入外平台20的第一冷却室24的冷却介质52不会被供给到第二部分34f。为了给冷却介质52提供离开第一冷却室24的出口，设置了出口孔92。
图5至8的冲击管16c、16d、16e、16f或它们的基体60c、60d、60e、60f的上述实施例均可实施为具有两个部分32c、32d、32e、32f、34c、34d、34e、34f的一体管，或者实施为具有两个分离部件44、46的设备。
应注意，“径向”方向指的是当涡轮机组件结合在具有旋转轴线(旋转部件绕其旋转)的燃气轮机发动机中时，垂直于该旋转轴线并径向于该旋转轴线的方向。
当两个分离冲击管插入中空轮叶(可单独安装)中时，本发明是特别有利的。而且，有利地，给分离的冲击管提供不同的冷却流体供给。特别地，对后冲击管的供给可设置成后冲击管还穿过平行于平台的冲击板，以冷却平台后侧。而且，特别地，对前冲击管的供给可设置成前冲击管不会穿过平行于平台的冲击板，以冷却平台后侧。特别地，前冲击管可开始和/或终止于由平台的冲击板和平台后侧表面构成的空腔中。
在另一实施例中，可以用多个后冲击管调换后冲击管。
尽管通过优选实施例详细说明和描述了本发明，但是本发明并不限于所公开的示例，在不脱离本发明的范围的情况下，本领域技术人员可以从中得出其它变型例。

Claims (11)

1.一种涡轮机组件(10,10b-10f)，包括具有空腔(14)的基本中空翼面(12)，具有至少冲击管(16,16a-16f)、至少平台(20,20’)和至少冷却室(24,24’)，所述冲击管能够插入所述中空翼面(12)的空腔(14)内并用于冲击冷却所述空腔(14)的至少内表面(18)，所述平台布置在所述中空翼面(12)的径向端(22,22’)，所述冷却室用于至少冷却所述平台(20,20’)并相对于所述中空翼面(12)布置在所述平台(20,20’)的相对侧，其中，所述冷却室(24,24’)在第一径向端(26,26’)处由所述平台(20,20’)限制，在相对的径向第二端(28,28’)处由至少盖板(30,30’)限制，其中所述冲击管(16,16a-16f)由均插入所述空腔(14)中的前部件(44)和后部件(46)形成，其中所述前部件(44)朝向所述中空翼面(12)的前缘(38)安置，在从所述前缘(38)向所述中空翼面(12)的后缘(40)的方向上观看时，所述后部件(46)位于所述前部件(44)下游，其中所述冲击管(16,16a-16f)的前部件(44)在翼展方向(36)上从所述平台(20,20’)向所述盖板(30,30’)至少完全延伸穿过所述冷却室(24,24’)，其中所述冲击管(16,16a-16f)的后部件(46)在翼展方向(36)上终止于所述平台(20,20’)。
2.如权利要求1所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(16,16a-16f)的前部件(44)以密封方式结束于所述盖板(30,30’)。
3.如上述权利要求任一项所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(16,16a-16f)基本上完全延伸穿过所述中空翼面(12)的翼展(42)。
4.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其特征在于至少另一平台(20’)，其中，所述平台(20)和所述至少另一平台(20’)布置在所述中空翼面(12)的相对径向两端(22,22’)，所述冲击管(16,16a,16b,16d,16e)的所述前部件(44)和所述后部件(46)两者终止于所述至少另一平台(20’)。
5.如权利要求4所述的涡轮机组件，其中所述冲击管(16,16a,16b,16d,16e)的所述前部件(44)和所述后部件(46)两者在径向方向(48)上彼此平齐。
6.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其中，所述后缘(40)具有出口孔(54)，以允许来自所述冷却室(24,24’)、来自所述冲击管(16,16a-16f)的前部件(44)和来自所述后部件(46)的冷却介质(52)的汇合流离开所述中空翼面(12)。
7.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其中，所述中空翼面(12)是涡轮机叶片。
8.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(16b)的前部件(44)和后部件(46)具有对应孔(50,50’)，以允许冷却介质(52)在所述前部件(44)和所述后部件(46)之间流动连通。
9.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，由供给至所述冲击管(16,16a-16f)的前部件(44)的冷却介质(52)第一流(56)以及连续地首先供给至所述冷却室(24,24’)之后又供给至所述冲击管(16,16a-16f)的后部件(46)的冷却介质(52)第二流(58)冷却。
10.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其中，所述前部件(44)和所述后部件(46)在轴向方向(68)上并排布置。
11.燃气轮机发动机，包括多个涡轮机组件(10,10b-10f)，其中，所述涡轮机组件(10,10b-10f)中的至少一个根据权利要求1-10任一项布置。
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