CN106605040B - 用于制造涡轮组件的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于制造涡轮组件(10)的方法，该涡轮组件包括至少一个机翼单元(12)和至少一个入口表面(20)，该机翼单元包括具有用于冷却介质(18)的至少一个冷却通道的至少一个基本上中空的机翼(14)，其中至少一个冷却通道(16)在至少一个入口表面(20)处进入，并且涡轮组件(10)还包括至少一个盖板(22)，其至少部分地覆盖至少一个入口表面(20)。为了提供可靠的附接，该方法包括以下步骤：将具有一个单个的、连续的连接结构(24)的至少一个盖板(22)附接到至少一个机翼单元(12)。

Description

用于制造涡轮组件的方法

技术领域

本发明涉及一种用于制造涡轮组件的方法。本发明还涉及一种机翼形(airfoil-shaped)涡轮组件，诸如涡轮转子叶片(rotor blade)和定子导叶(stator vane)，以及涉及盖板作为密封板的用途。

背景技术

现代涡轮通常在极高的温度下操作。温度对涡轮叶片、定子导叶和周围部件的影响可能对涡轮的有效操作是有害的，并且在极端情况下可能导致这种部件的变形和可能的故障。为了克服这种风险，高温涡轮可以包括中空叶片或导叶，其包括用于冷却介质的冷却通道，以在涡轮组件的操作期间冷却叶片和导叶。

这种例如具有用于冷却通道的内部蛇形几何形状的叶片或导叶通常通过熔模铸造工艺制成，该工艺使用陶瓷芯来限定各种内部通道。在铸造之后，通过浸出工艺从叶片移除陶瓷芯。

冷却通道可以延伸穿到叶片根部的底部。为了控制通过叶片的冷却空气的流动或者密封从铸造过程剩余的冷却通道的未使用的开口，可以提供单独的盖板。该板必须保持附接到叶片上，因此使用了盖板的焊接。例如，离散点焊用于将盖板焊接到叶片。在这种情况下，焊接部位于在内部冷却通道的开口与盖板的周界之间存在足够的可用空间的位置处。这种附接导致几个缺点。例如，盖板与叶片之间的相对热膨胀可以不同，特别是在较薄的盖板将比叶片更快地响应的瞬变操作期间。这将在焊接部中建立弱化应力。由于焊接部是不连续的，它们可能具有不足的强度，导致焊接部失效和盖板的分离。此外，已知每个焊接部的热影响区周围的盖板的收缩导致了盖板从每个焊接部之间的叶片表面剥离。这产生了间隙，该间隙可允许显着水平的冷却空气无意地流入叶片内的冷却通道——这可能对发动机性能有害。

此外，在某些情况下，嵌入式内部冷却通道的相对尺寸和叶片外侧上的机加工根部的宽度结合在一起，留下不足的面积，从而当考虑公差的影响时不能沿盖板的周界进行常规的贯通焊接。

本发明的第一目的是提供一种用于制造涡轮组件的方法，利用该方法可以减轻上述缺点，特别是有助于盖板与机翼的牢固附接和/或冷却通道的可靠密封。

本发明的第二目的是提供一种有利的机翼形涡轮组件，诸如涡轮转子叶片和定子导叶。本发明的第三目的是提供在这种涡轮组件中的盖板用于密封目的的用途。

发明内容

相应地，本发明提供了一种用于制造涡轮组件的方法，该涡轮组件包括至少一个机翼单元和至少一个入口表面，该机翼单元包括具有用于冷却介质的至少一个冷却通道的至少一个基本上中空的机翼，其中至少一个冷却通道在至少一个入口表面处进入，并且涡轮组件还包括至少一个盖板，其至少部分地覆盖至少一个入口表面。

提供了该方法包括以下步骤：将具有一个单个的、连续的连接结构的至少一个盖板附接到至少一个机翼单元。

由于本发明的方法，提供了盖板到机翼单元的可靠附接以及(一个或多个)冷却通道的可靠密封。此外，可以最小化由盖板相对于机翼单元的不同的热生长引起的应力，例如沿着盖板的跨度。此外，在涡轮组件的操作期间通过离心力克服盖板从机翼的任何提升，这使得板主要抵靠入口表面而密封，从而减少泄漏冷却流。

即使在权利要求和说明书中以单数形式或以特定数字形式使用诸如机翼、通道、介质、表面、盖板、端部、孔口、孔隙、边界、组、平台或根部之类的术语，该专利(申请)的范围不应限于单数或特定数字形式。在本发明的范围内还应当具有多于一个或多个上述结构。

涡轮组件旨在表示为涡轮发动机(例如燃气涡轮)提供的组件，其中该组件具有至少一个机翼单元。涡轮组件可以是具有周向布置的机翼单元的涡轮叶栅或涡轮叶轮的一部分。机翼单元旨在表示如下单元，其包括至少一个机翼并且优选地另外的结构，例如根部部分和/或外平台和/或内平台。后两者将布置在(一个或多个)机翼的相对端部处和/或内平台将布置在机翼与根部部分之间。

在本文中，“基本上中空的机翼”是指具有壳体的机翼，其中该壳体包围至少一个空腔和/或冷却通道。类似于裂口的结构(其将机翼中的不同空腔/通道彼此分开并且例如在机翼的翼展方向上延伸)不妨碍“基本上中空的机翼”的定义。特别地，基本上中空的机翼(在下面的描述中称为机翼)具有两个冷却区域，在机翼的前缘处的通道冷却区域以及在后缘处的现有技术的扰流柱(pin-fin)/基座冷却区域。这些区域可以通过裂口彼此分离。

在本文中，机翼单元的入口表面是冷却通道根据冷却介质的流动方向开始或结束的表面。该表面优选具有至少一个孔隙，其提供用于来自(一个或多个)冷却通道的/在(一个或多个)冷却通道中的冷却介质的出口或入口。入口表面可以位于机翼单元的任何区域中，例如在根部部分处或在平台之一处或在机翼处。优选地，其位于根部处，特别是位于其径向端部处(位于涡轮组件或涡轮发动机中的机翼单元的安装状态中的端部，其径向最靠近涡轮组件或涡轮发动机的轴线)。冷却通道可以具有对于本领域技术人员来说可行的任何形状或分布，例如在机翼单元的翼展方向上在一个方向延伸，或者具有蜿蜒图案，或者具有变化/相反方向的蛇形图案。机翼单元的翼展方向被定义为基本上垂直于、优选垂直于从机翼的前缘到后缘的方向延伸的方向。

优选地，冷却介质在入口表面处进入机翼或冷却通道。在冷却通道作为开放冷却回路的实施例的情况下，没有冷却介质将在入口表面处离开冷却通道。在位于入口表面处的两个或更多个入口孔隙的情况下，冷却介质的各个流可以在机翼内部保持完全分离或在内部冷却回路中的某个点处结合到一个流。另一方面，如果冷却回路被实施为闭环类型，则冷却介质可能不会经由机翼离开，但更可能在其进入之处附近，即在根部部分或入口表面中的孔隙。在这种情况下，入口表面或其部分可以称为出口表面。

盖板旨在表示基本上平面的结构，该结构被实施为在涡轮组件的组装之后、至少在涡轮组件的操作状态下覆盖和/或密封入口表面的至少一部段。在这里，“基本上平面的”应当理解为板表面的和/或盖板的平面形状的小的不平坦不应当妨碍盖板被定义为平面的。此外，盖板可以具有特定选择的(一个或多个)结构或形状，例如洞、曲率、弯曲等，其可以影响冷却介质的流动特性和/或涡轮组件的空气动力特性。

在本文中，术语“附接”应当被理解为使用对于本领域技术人员来说可行的任何附接方法，其特别地提供盖板到机翼单元的可靠附接，即使在涡轮组件的旋转期间。这可以是使用粘合剂粘合(例如胶合)，特别是任何热粘合技术(例如焊接、铜焊等)的任何连接方法。根据优选的改进，该方法包括以下步骤：通过焊接而附接至少一个盖板。由此，可以便于进一步容易地制造特别牢固的附接。因此，连接结构优选地是单个的、连续的单向焊接部。

具有接触入口表面的相应的第三部分的分裂(两腿)铆钉将是可选择地实施的连接结构，特别是用于较大机翼或叶片。此外，可以在最终附接步骤之前预先将盖板预附接到机翼单元，以在例如焊接之前固定盖板。这可以例如通过胶合来完成。此外，可以通过盖板的可变形特征和机翼或其根部的对立特征的组合将盖板的中心部分附接到机翼的根部。

术语“连续”应当理解为没有间断或间隙。连续连接结构的连续性也可以通过几个子连接结构连续地连接在一起而在它们之间没有间断或间隙来实现。连接结构优选地基本上是单向的，其中基本上单向应当被理解为轻微不平坦，或弯曲直到与直线构造成10°的发散应当被理解为单向的。特别地，具有大于25°的角度的弯曲或方向改变的结构不被认为是单向的。

此外，提供了至少一个盖板包括至少一个端部、质心和边缘点，其中质心和边缘点的度量函数具有最大值，并且其中该最大值位于至少一个盖板的至少一个端部处，并且其中该方法包括以下步骤：以这样的方式附接至少一个盖板：使得至少一个端部相对于至少一个机翼单元是自由端，或者换言之，不附接到至少一个机翼单元。因此，盖板的端部能够自由地对外力作用，例如在涡轮组件的操作期间作用在盖板上的离心力。这减小了盖板中的应力，并且阻碍了盖板从机翼单元或其根部部分的入口表面剥离。端部到入口表面的附接在盖板的端部与机翼单元或其根部部分之间没有粘合剂粘合。度量函数应被理解为距离函数，进一步端部为盖板的边缘、缘、边界、拐角等。优选地，盖板包括两个相对布置的端部，连接结构基本上布置在两个相对端部之间的中间。因此，该结构在附接之后提供盖板的自由端。

有利地，该方法包括以下步骤：以这样的方式附接至少一个密封板：允许至少一个端部、优选为两个相对端部在涡轮组件的操作状态期间被气密地压紧到至少一个机翼单元或其根部部分。因此，盖板可以有效且可靠地执行其功能。当盖板或其结构的特征和尺寸被选择为由于在操作期间作用在盖板上的离心力而建立该紧密配合时，这特别可在操作上容易地完成。

这可以是特殊的预定形状或弯曲，其中盖板事先具有最终附接步骤或者盖板的特殊预附接。例如，在如(一个或多个)孔口或(一个或多个)特殊凹部中铣削的加工操作可以改善尺寸公差并使盖板更紧密地配合。换言之，制造过程对于凹部的形状不依赖于其自身的精密铸造。即使通常的做法是在附接过程期间对盖板的自由端施加压力，以便最小化引起该自由端远离的热的影响，还可以在附接步骤期间向盖板施加选定的或逐渐的压力，以影响盖板或其自由端与入口表面的配合程度。

此外，有利的是，该方法包括以下步骤：以使得连接结构延伸穿过质心的方式附接至少一个盖板。因此，盖板的附接可以相对于其尺寸以平衡方式实现。在本文中，措辞“延伸穿过”应当被理解为与连接结构的重叠于质心的一个点重合。此外，连接结构表示或优选为盖板的对称轴线。

此外，有利的是，至少一个盖板包括与冷却通道连通的至少两个孔口。因此，盖板可用于影响进入或离开机翼单元或其冷却通道的冷却介质的流动。盖板也可以称为孔口板。短语“与……连通”应当理解为孔口分别与冷却通道或其孔隙直接对准。取决于冷却介质的流动方向，孔口可以是用于冷却介质的出口或进入开口。此外，孔口可以具有对于本领域技术人员来说可行的任何形状，例如圆形、椭圆形、蛋形、矩形等。此外，该形状可以匹配于相应的和对应的冷却通道的孔隙的形状或尺寸。此外，盖板可以包括多于两个孔口。

在另一有利实施例中，该方法包括以下步骤：基本上在至少一个盖板的至少两个孔口之间的中间将至少一个盖板附接到至少一个机翼单元。因此，通过在盖板的该区域中形成连接结构，孔口的结构完整性不受成形过程的影响。中间应理解为孔口中点之间的距离的中点。短语“基本上位于中间”旨在表示连接结构的位置从中间点与严格中间位置的偏差为±10％应当理解为位于中间。换言之，连接结构可以沿着该长度从中点定位在盖板的长度的±10％内。

本发明的另一个目的是提供一种根据本发明的方法制造的涡轮组件。因此，涡轮组件包括至少一个机翼单元和至少一个入口表面，该机翼单元包括具有用于冷却介质的至少一个冷却通道的至少一个基本上中空的机翼，其中至少一个冷却通道在至少一个入口表面处进入，并且还包括至少部分地覆盖至少一个入口表面的至少一个盖板。

由于该原因，可以提供具有牢固地附接到机翼单元的盖板的涡轮组件，使得能够可靠地密封(一个或多个)冷却通道。此外，可以最小化由盖板相对于机翼单元的不同的热生长引起的应力，例如沿着盖板的跨度。此外，在涡轮组件的操作期间通过离心力克服盖板从机翼的任何提升，这使得该板主要抵靠入口表面而密封，从而减少泄漏冷却流。因此，涡轮组件可以可靠地操作并且是防故障的。

如上所述，至少一个机翼单元或优选地其根部部分包括与至少一个冷却通道连通的至少两个孔隙。有利地，连接结构延伸穿过基本上位于至少两个孔隙之间的中间的中点。因此，连接结构分别定位在机翼单元或其根部部分的区域中，其中附接所需的壁厚度足以适当地附接盖板。对于短语“基本上位于中间”的定义，参考上面提供的定义。此外，机翼或其根部部分可以包括多于两个孔隙。

根据本发明的另一实现，至少一个盖板包括至少一个边界、质心和边缘点，其中质心和边缘点的度量函数具有最大值，并且其中该度量函数的最大值位于至少一个盖板的至少一个边界上，并且其中至少一个边界是自由的或不连接到至少一个机翼单元。因此，盖板的边界能够自由地对外力作用，例如在涡轮组件的操作期间作用在盖板上的离心力。这减小了盖板中的应力，并且克服了盖板从机翼单元的入口表面或其根部部分的剥离，其可能由例如盖板的焊接所引起。

优选地，至少一个盖板包括两个相对的边界，其中当连接结构在两个相对的边界之间延伸时，可以提供稳定且紧密的附接。在本文中，“在……之间延伸”应当被理解为沿着从一个边界指向另一个边界的方向延伸和/或连接结构的一端更靠近第一边界，并且连接结构的相对端更靠近第二相对的边界。两个边界之间的连接结构的延伸部可以具有适于本领域技术人员适当附接的任何长度，例如边界之间的距离的25％、50％或100％。在本发明的优选实施例中，连接结构在两个相对的边界之间全部地延伸。换言之，连接结构在第一边界处开始并且在与第一边界相对布置的第二边界处结束。这确保了盖板与机翼单元的稳定连接。两个边界可以具有相同的长度，或者它们的长度可以彼此不同。优选地，它们具有相同的长度。

有利地，至少一个盖板包括第一组两个相对的边界和第二组两个相对的边界。所有四个边界可以具有相同的长度。有利地，第一组两个相对的边界比第二组两个相对的边界更短，从而提供盖板的预定安装定向，特别是相对于机翼单元或入口表面的形状。因此，盖板具有两个长边界和两个短边界。

根据本发明的另一实施例，连接结构基本上垂直于第二组两个相对的边界的相对的边界而延伸。这建立了盖板的平衡附接。此外，由于连接结构在第二组边界之间延伸，并且因此在两个长边界之间延伸，自由端——第一组的较短边界——可以具有更高的柔性，从而与在较短边界处提供自由端的附接相比，允许由于离心力的紧密配合。在连接结构的布置的范围中“基本上垂直于”相对的边界还应当指连接结构相对于边界偏差约30°。优选地，连接结构垂直于边界布置。

通常，盖板可以具有对于本领域技术人员来说可行的任何形状，例如矩形、三角形、圆形、椭圆形等。有利地，至少一个盖板具有基本上为四边形的形状，从而提供容易制造的盖板。优选地，至少一个盖板具有基本上矩形的形状。因此，盖板的形状与机翼单元或其根部部分的形状相匹配。在本文中，“基本上矩形”应当被理解为具有在80°-100°之间的角度的拐角。

如上所述，至少一个机翼单元包括与至少一个冷却通道连通的至少两个孔，并且至少一个盖板包括至少一个孔口。在本发明的另一实现中，提供了至少一个盖板的至少一个孔口与机翼单元的至少两个孔隙的至少一个孔隙连通。因此，孔口可用于引导或导引冷却介质通过孔隙进入或离开冷却通道。

此外，盖板可以包括与入口表面中的冷却通道的孔隙的数目相等的多个孔口。因此，盖板可以在连接结构的任一侧具有一个孔口，或甚至多于一个孔口，例如一个在另一个之上基本上平行于连接结构布置(连接孔口中点的线基本上平行于连接结构)，其中“基本平行的布置”旨在表示孔口相对于连接结构的布置与其严格平行布置偏差约30°。

此外，至少一个盖板的至少一个孔口具有比机翼单元的至少两个孔隙中的至少一个孔隙的直径更小的直径。这使得能够特别容易地影响冷却介质的流动。

在另一有利的实施例中，机翼单元是涡轮叶片或导叶，特别是涡轮叶片。

本发明还提供了盖板作为密封板的用途，其中盖板密封本发明涡轮的机翼单元的至少一个冷却通道，以防止冷却介质在涡轮组件的操作期间流入和/或流出至少一个冷却通道，特别是由于在涡轮组件的操作期间作用在至少一个密封板上的离心力所致。

由于该原因，提供了盖板与机翼单元的具有(一个或多个)冷却通道的可靠密封的密封附接。此外，由于例如焊接而导致的盖板从机翼单元的任何剥离被离心力克服，该离心力导致盖板主要抵靠入口表面而密封，从而减少泄漏冷却流。

结合以下结合附图解释的示例性实施例的描述，本发明的上述特性、特征和优点以及实现它们的方式是清楚且清楚地理解的。

附图说明

将参照附图描述本发明，其中：

图1示出了包括若干本发明的涡轮组件的燃气涡轮发动机的示意性截面图，

图2示出了图1的一个涡轮组件的透视图，该涡轮组件具有机翼单元和盖板，该机翼单元具有示出冷却通道的切除部分，

图3示出了沿着图2中的线III-III通过涡轮组件的根部部分的横截面，

图4示出了涡轮组件的底视图，示出了将盖板附接到根部部分的连接结构，

图5示出了具有用于图2所示的冷却通道的入口表面的涡轮组件的底视图，以及

图6示出了未附接到机翼单元的图2中的盖板。

具体实施方式

术语上游和下游是指通过发动机44的气流和/或工作气体流的流动方向，除非另有说明。如果使用且没有另外说明，术语轴向、径向和周向是参照发动机44的旋转轴线54而言的。

图1以截面图示出了燃气涡轮发动机44的示例。燃气涡轮发动机44以流动序列包括入口46、压缩机部段48、燃烧部段50和涡轮部段52，它们通常以流动序列并且通常沿纵向或旋转轴线54的方向布置。燃气涡轮发动机44还包括轴56，该轴56围绕旋转轴线54可旋转并且纵向延伸穿过燃气涡轮发动机44。轴56将涡轮部段52驱动地连接到压缩机部段48。

在燃气涡轮发动机44的操作中，通过空气入口46吸入的空气58被压缩机部分48压缩并且输送到燃烧部段或燃烧器部段50。燃烧器部段50包括燃烧器增压室60、由双壁罐64(未详细示出)限定的一个或多个燃烧室62和固定到每个燃烧室62的至少一个燃烧器66。(一个或多个)燃烧室62和(一个或多个)燃烧器66位于燃烧器增压室60内部。通过压缩机部分48的压缩空气进入扩散器68，并从扩散器68排放到燃烧器增压室60中，空气的一部分从该处进入燃烧器66并与气态或液态燃料混合。空气/燃料混合物然后被燃烧，并且来自燃烧的燃烧气体70或工作气体经由过渡管道72被引导到涡轮部段52。

涡轮部段52包括多个承载生产盘74的叶片或附接到轴56的涡轮叶轮。在本示例中，涡轮部段52包括四个盘74，每个盘承载涡轮组件10的环形阵列，每个涡轮组件包括具有实施为涡轮叶片的机翼14的机翼单元12(参见图2)。然而，承载叶片的生产盘74的数目可以不同，即只有一个生产盘74或多于四个生产盘74。此外，实施为具有机翼单元12的涡轮叶栅76的涡轮组件10设置在涡轮叶片42之间。每个涡轮叶栅76承载环形阵列的机翼单元12，每个机翼单元包括导叶形式的机翼14，其固定到燃气涡轮发动机44的定子78。在燃烧室62的出口与前涡轮叶片之间设置入口导叶或喷嘴导叶80。

来自燃烧室62的燃烧气体70进入涡轮部段52并驱动涡轮叶片，该涡轮叶片继而使轴56旋转。导叶80用于优化燃烧或工作气体70在涡轮叶片上的角度。压缩机部段48包括轴向序列的导叶级82和转子叶片级84，涡轮组件10分别包括机翼单元12或涡轮叶片或导叶。在涡轮组件10周围的周向方向86上，涡轮发动机44包括固定壳体88。

图2以透视图示出了具有机翼单元12和盖板22的燃气涡轮发动机44的涡轮组件10。机翼单元12包括实施为涡轮叶片的基本上中空的机翼14，具有两个冷却区域，具体为通道式冷却区域90和扰流柱(fin-pin)/基座冷却区域92。前者位于机翼14的前缘94处，后者位于机翼14的后缘96处。机翼14或其通道式冷却区域90分别包括用于冷却介质18的两个冷却通道16。冷却通道16在机翼14的翼展方向98上延伸并且由裂口100分开。此外，冷却通道16可以彼此流体连通或与机翼14的其他冷却特征流体连通，像是薄膜冷却孔、冲击装置等(未指定或示出)。

机翼单元12还包括平台102和根部部分104，其中平台102沿翼展方向98布置在机翼14与根部部分104之间。此外，机翼单元12可以包括在其尖端处实施为护罩的外平台，其在图2中未示出。此外，机翼基本上在其尖端处密封。机翼单元12或其根部部分104包括入口表面20，其中冷却介质18通过与冷却通道16连通的孔隙36在入口表面20处进入(参见图3，其示出沿着图2中的线III-III的横截面)。盖板22在入口表面20处附接到机翼单元12或其根部部分104，以部分地覆盖入口表面20或孔隙36。

这可以在图4中所见，图4示出了具有附接的盖板22的涡轮组件10的底视图，其中根部部分104的覆盖的孔隙36以虚线示出。盖板22具有基本上为四边形和矩形的形状，在该示例性实施例中，两个孔口32与机翼单元12的两个孔隙36或冷却通道16连通。盖板22的每个孔口32具有比机翼单元12的两个孔隙36的直径D更小的直径d。

盖板22分别通过一个单个的、连续的连接结构24附接到机翼单元12或其根部部分104。这通过将盖板22焊接到机翼单元12上来实现，从而形成一个单个的、连续的单向焊接部。

连接结构24或焊接部分别基本上位于盖板22的两个孔口32之间的中间34(还参见图6，其示出了盖板未附接到机翼单元12)，并且延伸通过基本上位于根部部分104的两个孔隙36之间的中间的中点38(还参见示图5，其示出了具有入口表面20的涡轮组件10的底视图)。因此，盖板22的孔口32和根部部分104的孔隙36布置成彼此对准并且彼此镜像对称，其中连接结构24是对称轴线。

由于盖板22的矩形形状，它包括四个边界40、40'、42、42'，其中两组相对的边界40、40'、42、42'，或者第一组两个相对的边界40、40'和第二组两个相对的边界42、42'被形成。第一组两个相对的边界40、40'比第二组两个相对的边界42、42'更短。连接结构24在两个相对的边界42、42'之间、特别是在第二组较长边界42、42'之间，并且基本上垂直于第二组两个相对的边界42、42'而全部地延伸。换言之，连接结构24可以从一个边界42(40)延伸到另一个相对的边界42'(42)；或者，连接结构24可以仅延伸相对的边界42、42'或40、42'之间的距离的一部分，而不必从一个到另一个相对的边界。连接结构24可以布置成沿着盖板22的最长维度或沿着盖板22的最短维度延伸，例如如图4所示。连接结构24可以大致垂直于如图4所示的边界42、42'，但是连接结构也可以与一个或两个边界的垂直方向成角度。

此外，盖板22具有质心28，并且连接结构24延伸穿过质心28(也参见图5)。此外，盖板22在一个端部26、26'处或者作为盖板22的一个边界40、40'的一部分具有多个边缘点30(为了更好的可展示性，仅为每个端部26、26'/边界40、40'标记一个边缘点30)。质心28和每个边缘点30的度量函数具有最大值，并且该最大值或所有最大值位于端部26、26'或边界40、40'处。

通过经由延伸穿过质心28的连接结构24而附接盖板22，具有边缘点30的端部26、26'或边界42、42'是自由的或不附接到机翼单元12或根部部分104。因此，在附接状态下，盖板22具有自由端部26、26'。在发动机44和涡轮组件10的操作期间，离心力作用在盖板22上。由于自由端26、26'，盖板22或端部26、26'能够被紧压到入口表面20。因此，盖板22密封冷却通道16，以防止在涡轮组件10的操作期间冷却介质18意外流入和/或流出冷却通道16。因此，盖板22用作密封板。

应当注意的是，术语“包括”并不排除其它要素或步骤，并且“一(a)”或“一个(an)”并不排除复数。此外，与不同的实施例相关联进行描述的要素可以被结合。还应当注意的是，在权利要求书中的附图标记不应当被理解为限制权利要求的范围。

尽管通过优选实施例详细说明及描述了本发明，但是本发明不限于所公开的实施例，并且本领域技术人员可以由此导出其他变化而不偏离本发明的范围。

Claims (14)

1.一种用于制造涡轮组件(10)的方法，所述涡轮组件(10)包括至少一个机翼单元(12)和至少一个入口表面(20)，所述机翼单元(12)包括具有用于冷却介质(18)的至少一个冷却通道(16)的至少一个中空的机翼(14)，其中所述至少一个冷却通道(16)在所述至少一个入口表面(20)处进入，并且所述涡轮组件(10)还包括至少一个盖板(22)，所述盖板(22)至少部分地覆盖所述至少一个入口表面(20)，

其特征在于以下步骤：

-利用一个单个的、连续的连接结构(24)将所述至少一个盖板(22)附接到所述至少一个机翼单元(12)；

其中所述至少一个盖板(22)包括至少一个端部(26，26')、质心(28)和边缘点(30)，其中所述质心(28)和所述边缘点(30)的度量函数具有最大值，并且其中所述最大值位于所述至少一个盖板(22)的所述至少一个端部(26，26')处，并且所述方法包括以下步骤：

-以使得所述至少一个端部(26，26')相对于所述至少一个机翼单元(12)为自由端的方式附接所述至少一个盖板(22)。

2.根据权利要求1所述的方法，其中所述至少一个盖板(22)包括质心(28)，并且其中所述方法包括以下步骤：

-以使得所述连接结构(24)延伸穿过所述质心(28)的方式附接所述至少一个盖板(22)。

3.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述方法包括以下步骤：

-通过焊接而附接所述至少一个盖板(22)。

4.根据权利要求1至2中任一项所述的方法，其中所述至少一个盖板(22)包括与所述冷却通道(16)连通的至少两个孔口(32)，其中所述方法包括以下步骤：

-在所述至少一个盖板(22)的所述至少两个孔口(32)之间的中间(34)，将所述至少一个盖板(22)附接到所述至少一个机翼单元(12)。

5.一种包括至少一个机翼单元(12)和至少一个入口表面(20)的涡轮组件(10)，所述机翼单元(12)包括具有用于冷却介质(18)的至少一个冷却通道(16)的至少一个中空的机翼(14)，其中所述至少一个冷却通道(16)在所述至少一个入口表面(20)处进入，并且所述涡轮组件(10)还包括至少部分地覆盖所述至少一个入口表面(20)的至少一个盖板(22)，根据权利要求1至4中任一项所述的方法而被制造；

其中所述至少一个盖板(22)包括至少一个边界(40，40')、质心(28)和边缘点(30)，其中所述质心(28)和所述边缘点(30)的度量函数具有最大值，并且其中所述度量函数的最大值位于所述至少一个盖板(22)的所述至少一个边界(40，40')上，并且其中所述至少一个边界(40)不附接到所述至少一个机翼单元(12)。

6.根据权利要求5所述的涡轮组件，其中所述至少一个机翼单元(12)包括与所述至少一个冷却通道(16)连通的至少两个孔隙(36)，并且其中所述连接结构(24)延伸穿过位于所述至少两个孔隙(36)之间的中间的中点(38)。

7.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个盖板(22)包括两个相对的边界(42，42')，其中所述连接结构(24)在所述两个相对的边界(42，42')之间延伸。

8.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个盖板(24)包括两个相对的边界(42，42')，其中所述连接结构(24)在所述两个相对的边界(42，42')之间全部地延伸。

9.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个盖板(24)包括第一组两个相对的边界(40，40')和第二组两个相对的边界(42，42')，其中所述第一组两个相对的边界(40，40')比所述第二组两个相对的边界(42，42')更短，和/或其中所述连接结构(24)垂直于所述第二组两个相对的边界(42，42')的相对边界而延伸。

10.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个盖板(22)具有四边形的形状。

11.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个盖板(22)具有矩形的形状。

12.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个机翼单元(12)包括与所述至少一个冷却通道(16)连通的至少两个孔隙(36)，并且其中所述至少一个盖板(22)包括与所述机翼单元(12)的所述至少两个孔隙(36)中的至少一个孔隙(36)连通的至少一个孔口(32)。

13.根据权利要求5至6中任一项所述的涡轮组件，其中所述至少一个机翼单元(12)包括与所述至少一个冷却通道(16)连通的至少两个孔隙(36)，并且其中所述至少一个盖板(22)包括至少一个孔口(32)，所述至少一个孔口(32)具有比所述机翼单元(12)的所述至少两个孔隙(36)中的至少一个孔隙(36)的直径(D)更小的直径(d)。

14.盖板(22)用作密封板的用途，其中所述盖板(22)密封根据权利要求5至13中任一项所述的涡轮组件(10)的机翼单元(12)的至少一个冷却通道(16)，以在所述涡轮组件(10)的操作期间，防止冷却介质(18)流入和/或流出所述至少一个冷却通道(16)。