CN106795772B - 用于涡轮叶片或导叶的冷却概念 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮机组件(10，10a，10b)，包括具有至少一个主腔(14)的基本中空的翼型(12)，翼型具有可插在中空翼型(12)的主腔(14)的内侧、且用于主腔(14)的至少内表面(18)的冲击冷却的至少一个冲击管(16，16b)，翼型具有布置在中空翼型(12)的径向端部(22，22')处的至少一个平台(20，20')，并且翼型具有用于至少一个平台(20，20')的冷却的、且在至少一个平台(20，20')的相反位置处相对于中空翼型(12)布置的至少一个冷却室(24，24')，并且其中至少一个冷却室(24，24')在第一径向端部(26，26')处由平台(20，20')的至少一个壁段(28，28')来限制、并且在相反的径向第二端部(30，30')处由至少一个盖板(32，32')来限制，并且其中冲击管(16，16b)在翼展方向(34)上从平台(20，20')至少完整地穿过冷却室(24，24')延伸到盖板(32，32')。为了使翼型冷却给送温度最小化并增加冲击冷却效能，冲击管(16，16b)约束主腔(14)的子腔(36)，并且其中至少一个平台(20，20')的至少一个壁段(28，28')包括至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')，用于冷却介质(40)从至少一个平台(20，20')的至少一个冷却室(24，24')通过至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')进入到中空翼型(12)的子腔(36)内。

Description

用于涡轮叶片或导叶的冷却概念

技术领域

本发明涉及诸如涡轮转子叶片和定子导叶等的翼型状涡轮机组件和在这样的组成部件中使用的用于冷却目的的冲击管。

背景技术

现代的涡轮机经常在极高的温度下操作。温度对涡轮叶片和/或定子导叶的影响可能对涡轮机的高效操作有害，并且在极端情形下可能导致叶片或导叶的扭曲和可能的故障。为了克服该风险，高温涡轮机可以包括结合有用于冷却目的的被称作冲击管的中空叶片或导叶。

这些所谓的冲击管是在叶片或导叶内径向地走向的中空管。空气被迫进入并沿着这些管，并且通过合适的孔涌入管与中空叶片或导叶的内部表面之间的空隙内。这创建了用于冷却叶片或导叶的内部空气流动。

正常情况下，叶片和导叶被制成具有中空结构的精密铸件，冲击管被插在中空结构中，用于中空结构的冲击冷却区的冲击冷却。当使用冷却概念时，出现用于冲击冷却区的冷却介质的温度对于冲击冷却区的高效冷却来说太高的问题。

这从如下的冷却概念已知，其中组合平台和翼型冷却系统顺次布置。压气机排放流在平台冷却中给送并且接着传到翼型冷却系统内。所有的冷却流动通过翼型排放。在没有薄膜冷却的情况下，所有的流动可以通过翼型后缘排放。

该技术问题涉及组合平台和翼型冷却系统。利用这样的系统的主要缺点之一是由平台冷却的热拾取产生的被供给至翼型部的升高的冷却空气温度。冷却空气温度的增加可能是50℃的量级。当发动机显著地升速(up-rate)时，通过平台冷却所产生的冷却剂温度上升可能是限制在翼型内获得所要求的冷却水平的能力的重要的因素。在这样的状况下，可能要求对冷却的显著的重新设计或对冷却给送系统的改变，牵涉到相当大量的开发和生产时间及成本。冷却给送系统到现有技术的独立翼型/平台系统改变可能具有增加的空气动力学/性能损耗的缺点，这是因为更多的冷却空气以不太高效的方式在气体路径中(即以不期望的轨迹在平台区域附近)排放。

本发明的第一目的是提供诸如涡轮转子叶片和定子导叶等的有利的翼型状涡轮机组件，其可以减轻上面描述的缺陷，并且尤其提供与现有技术的系统相比实施容易且便宜的涡轮机组件。本发明的第二目的是提供包括至少一个有利的涡轮机组件的燃气涡轮发动机。

这些目的可以通过根据独立权利要求的主题的涡轮机组件和燃气涡轮发动机来解决。

发明内容

因此，本发明提供了一种涡轮机组件，包括具有至少一个主腔的基本中空的翼型，翼型具有可插在中空翼型的主腔的内侧、且用于主腔的至少内表面的冲击冷却的至少一个冲击管，翼型具有布置在中空翼型的径向端部处的至少一个平台，并且翼型具有至少一个冷却室，至少一个冷却室用于至少一个平台的冷却、且在至少一个平台的相反位置处相对于中空翼型布置，并且其中至少一个冷却室在第一径向端部处由平台的至少一个壁段来限制、并且在相反的径向第二端部处由至少一个盖板来限制，并且其中冲击管在翼展方向上从平台至少完整地穿过冷却室延伸到盖板。

提供的是，冲击管约束主腔的子腔，并且其中至少一个平台的至少一个壁段包括至少一个进入孔，用于冷却介质从至少一个平台的至少一个冷却室通过至少一个进入孔进入到中空翼型的子腔内。

归因于本发明的主题，压气机排放流和平台冷却流两者被给送到翼型内，这在冷却效能和使气体路径次级流动空气动力学损耗最小化方面具有显著的优点。这允许在单个设计内组合两个基础冷却给送系统(组合的且独立的)的优点，在使性能损耗最小化的同时允许了翼型冷却效率的显著提高。具体地，与现有技术的系统相比，可以获得较低的冷却给送温度和降低的冷却流动，尤其是在平台的边缘处，在该处在具有分离的平台冷却的系统中潜在地引起由平台附近的冷却喷射产生的高损耗。

此外，也可以提高后缘区域中的柱座(pedestal)区域的冷却效率，因为热传递系数可以通过由组合的冷却流动产生的高速率而最大化。此外，翼型和平台冷却可以独立地调节，提供了两个冷却系统的良好控制。另外，可以使空气动力学/性能损耗最小化。通过这样的涡轮机组件的使用，可以使用转子叶片和定子导叶的传统现有技术的精密铸件。因此，该设计可以以低成本改装到现有的组合冷却给送系统内，因为不要求对铸造进行改变。因而，可以省略这些翼型的复杂且昂贵的重建和对铸造工艺进行的改变。此外，该新设计比已知的多个给送冲击管更便宜、容易地实施且更容易地制造。结果，可以有利地分别提供高效的涡轮机组件或燃气涡轮发动机。

即使在权利要求书和说明书中以单数或以具体数字的形式使用了像翼型、腔、子腔、冲击管、表面、平台、室、壁段、板、孔、冷却介质或段这样的术语，但本专利(申请)的范围不应该限制成单数或具体数字的形式。具有超过一个或多个上面提到的结构也应该处于本发明的范围内。

涡轮机组件旨在意味着为像燃气涡轮发动机一样的涡轮机提供的组件，其中该组件拥有至少一个翼型。优选地，涡轮机组件具有涡轮机级联和/或涡轮机轮，其具有周向布置的翼型和/或布置在翼型的相反的端部处的外和内平台。在该上下文中，“基本中空的翼型”意味着具有壳体的翼型，其中壳体包围至少一个主腔。将翼型中的不同腔相互分开并且例如在翼型的翼展方向上延伸的像肋、轨或分隔部一样的结构不妨碍“基本中空的翼型”的限定。优选地，翼型是中空的。特别是，基本中空的翼型(下文中称为翼型)具有两个冷却区域、在翼型的前缘处的冲击冷却区域和在后缘处的现有技术扰流柱(pin-fin/pedestal)冷却区域。这些区域可以通过肋相互分离。

在该上下文中，冲击管是独立于翼型构造的零件、和/或不是翼型的另一个零件和/或不与翼型一体形成的零件。短语“可插在中空翼型的主腔的内侧”旨在意味着冲击管在涡轮机组件的组装过程期间，尤其是作为与翼型分离的零件被插入翼型的主腔内。翼型冷却一般经由冷却冲击管来供给，冷却冲击管穿过平台的一个孔而插入翼型内，或者在具有两个相反布置的平台的构造的情况中，冲击管穿过在平台内的两个这样的孔而插入。此外，短语“用于冲击冷却”旨在意味着冲击管旨在、目的是、设计成和/或实施为经由冲击过程来调谐冷却。主腔的内表面特别地限定了面对冲击管的外表面的表面。

平台旨在意味着涡轮机组件的限定翼型的腔、并且特别是主腔的至少一个部分的区域。此外，平台布置在中空翼型的径向端部处，其中径向端部限定了分别与涡轮机组件的旋转轴线或主轴相距一径向距离布置的端部。平台可以是翼型的壳体的区域或者是附接至翼型的分离零件。平台可以是内平台和/或外平台，并且优选是外平台。此外，平台基本垂直于中空翼型的翼展方向定向。在平台的布置的范围中，“基本垂直”于翼展方向也应该理解为在平台相对于翼展方向大约45°的发散范围内。优选地，平台垂直于翼展方向布置。中空翼型的翼展方向被限定为基本垂直、优选垂直于从翼型的前缘到后缘的方向延伸的方向，从翼型的前缘到后缘的方向也称为中空翼型的翼弦方向。在下文中该方向被称为轴向方向。

冷却室旨在意味着可以在其中供给、存储和/或引导冷却介质的腔，用于腔的侧壁、并且尤其是平台的冷却的目的。平台的壁段应该被理解为将平台的冷却室与翼型的主腔分离、并且在径向方向或在翼展方向上约束主腔的壁。它基本垂直、优选垂直于翼型的翼展方向延伸。

在该上下文中，盖板旨在意味着基本覆盖冷却室的板、盖子、顶部或对于本技术领域人员来说合适的任何其他装置。术语“基本覆盖”旨在意味着盖板没有将冷却室气密密封。因此，盖板可以具有孔以提供冷却介质进入冷却室内的访问。优选地，盖板是冲击板。术语“限制”应该理解为“接界”、“终止”或“限定”。换言之，平台和盖板接界冷却室。此外，盖板基本平行于平台的壁段布置，并且优选平行于平台的壁段布置。

在该上下文中，冲击管“约束”主腔的子腔的术语应该理解为“使子腔与主腔分离”，或者“将主腔的收容了冲击管的部分与没有冲击管或任何其他插入件的子腔分开”。因此，子腔是允许冷却介质基本从前缘侧到后缘自由地流动通过子腔的基本自由的空间。进入孔旨在意味着提供了用于冷却介质从平台的至少一个冷却室进入到中空翼型的子腔内的通道的孔、口、间隙或孔口。

有利地，中空翼型包括单个腔。但是本发明也可以实现为包括两个或更多腔的中空翼型，其中的每一个腔容纳有根据本发明的冲击管和/或是扰流柱冷却区域的一部分。在该上下文中，位于其最靠近后缘的位置的冲击管可以是将子腔与收容了冲击管的主腔约束/分离的冲击管。

如上面所指出的，中空翼型包括前缘和后缘。在优选实施例中，冲击管位于朝向中空翼型的前缘的位置处。这造成该区域的高效冷却，并且有利地相对于现有技术的系统使翼型冷却给送温度最小化。低温压气机排放流被直接给送至要求最高冷却效能的翼型前缘区域。归因于遍及整个冲击区域和在前缘处的如此增加的冲击冷却效能，与现有技术的系统相比将要求较少冷却流动。除了性能益处之外，在前缘区域内的冷却流动上的这种减少归因于减小的横向流动效应而具有增加了在下游冲击区域上的冷却效能的效果。此外，子腔在从前缘至后缘的方向上观察位于冲击管的下游，或者换言之，位于比冲击管更朝向中空翼型的后缘的位置处。因此，平台冷却流被导向成在翼型的更下游的区域处提供冷却。

冲击管设置有冲击孔。结果，来自冲击管的、平台的冷却室的、和来自子腔的冷却介质的合并流可以通过非冲击的扰流柱冷却区域。在扰流柱冷却区域内的热传递系数因为由组合的冷却流动产生的高流动速率而被有利地最大化。潜在地，合并流可以通过翼型后缘离开。故而，后缘具有离开孔以允许合并流离开中空翼型。归因于此，可以提供最有效的喷射。因而，空气动力学/性能损耗可以相对于现有技术的系统而被最小化。在这些现有技术的系统中，平台和翼型的冷却以平台与翼型之间没有流动连接的状态而彼此独立地执行。对于冷却介质的排放，这些系统需要在平台附近的另外的离开孔，这造成更多冷却介质的排放、尤其是以相对于本发明的构造不太高效的方式。因此，利用这样现有技术的在平台附近的冷却喷射高损耗会出现高损耗。

在本发明的优选改进中，提供了至少一个平台的至少一个壁段中的至少一个进入孔由用于控制冷却介质到子腔内的流动的孔板覆盖。该附加的孔板允许平台冷却系统的更大的控制。虽然平台冷却流系统可以很大程度上通过平台冷却系统的盖板中的孔来控制(假设泄漏被最小化)，但是在一些情况中，必要的约束可能会显著地阻碍在用于平台冷却的盖板中的冲击孔阵列的限定，其中一般要求良好的孔覆盖率。这是因为冲击冷却孔的大小和数量可能必须被显著地最小化，这可以急剧地降低总体平台冷却效能。附加的孔板消除了该限制，允许更均匀的平台冷却分布；当平台、盖板/冲击板附近的泄漏流动高时，它还可以提供附加的流动控制。

“孔板”旨在意味着具有单个孔或孔的阵列的板，这些孔在分布、大小或形状上选择性地进行选择，以有目的地影响通过其的冷却介质的流动。在该上下文中，术语“覆盖”应该理解为“位于…上面”、“位于…中”或者“位于…下面”。因此，孔板的轴向延伸可以具有与进入孔相同的大小或间隙，或者它可以在轴向上比进入孔宽。后一解决方案将通过孔板定位在进入孔的缘或平台的壁段而另外地提供紧固可能性。

本发明的另一实现提供的是，至少一个平台的至少一个壁段中的至少一个进入孔是插入孔，冲击管从至少一个平台的至少一个冷却室穿过插入孔延伸至中空翼型的主腔。换言之，提供用于冷却介质从平台的冷却室到子腔的通道的进入孔和用于冲击管的插入孔是平台的壁段中的相同的间隙。或者冲击管以如下方式位于涡轮机组件或平台和主腔中，使得在平台的壁段中的插入孔的后方(在从前缘到后缘的方向上)留有间隙。结果，分离的孔的进一步机加工可以省略，节省了制造工作、成本和时间。此外，现有技术的冷却系统可以快速地改装成新设计。

根据本发明的可选实施例，提供了至少一个平台的至少一个壁段中的至少一个进入孔是与插入孔分离的进入孔，冲击管从至少一个平台的至少一个冷却室穿过插入孔延伸至中空翼型的主腔。这具有与现有技术的系统相比实施更便宜且更容易的优点。此外，通过和包括与冲击孔的插入孔相距有间隙的构造相比，通过添加仅一个较小的孔，壁段具有更大的稳定性。此外，与穿过平台的壁段中的附加孔/进入孔相比，可以使用标准的冲击管设计(即，完全匹配平台中的插入孔)。这还确保了冲击管在插入孔中的正确定位。

因此，这里描述的多给送翼型冷却系统通过将冲击管平台插入孔细分或者通过使用穿过平台的附加流动路径而使用在平台内的多个冷却入口。

此外，当涡轮机组件拥有至少一个另一平台时是有利的。在本文中针对第一次提到的平台所描述的特征也可以应用于至少一个另一平台。该平台和该至少一个另一平台布置在中空翼型的相反的径向端部处。此外，冲击管可以在平台或优选在至少一个另一平台处终止。归因于此，冷却室或至少一个另一平台的至少一个另一冷却室可以被实现为不受阻的空间，因而与受阻的冷却室相比，所使用的冲击冷却介质的横向流动的速度可以被维持较低，并且冲击冷却可以更有效。此外，可以确保组装期间该部分在翼型内侧的正确布置。

在有利的实施例中，冲击管以气密密封的方式在盖板处结束。因此，冲击管与冷却室之间的泄漏被有效地防止。术语“结束”应该理解为“终结”或“停止”。优选地，冲击管实质上完整地穿过中空翼型的跨度延伸，造成了翼型的有力冷却。但也可以设想到的是，冲击管将仅延伸穿过中空翼型的跨度的一部分。

此外，至少一个另一平台的至少一个另一冷却室用于冷却至少一个另一平台，并且在至少一个另一平台的相反的位置处相对于中空翼型布置，并且其中至少一个另一冷却室在第一径向端部处由来自至少一个另一平台的至少一个另一壁段来限制，并在相反的径向第二端部处由至少一个另一盖板来限制。优选地，另一平台的至少一个另一壁段包括至少一个另一进入孔，用于冷却介质从另一平台的至少一个另一冷却室穿过至少一个另一孔进入到中空翼型的子腔内。因此，冷却可以通过将其从两个相反侧给送到子腔内而尤其高效地执行。

优选地，冲击管相对于至少一个另一冷却室被密封。归因于此，从平台的一侧进入冲击管的压气机排放流未受到来自至少一个另一平台的一侧、从冲击管进入的冷却介质的相反流动妨碍。至少一个另一平台以气密密封的方式覆盖冲击管，因此节省了附加的密封部件。

可选地，可能的是，冲击管在翼展方向上从至少一个另一平台至少完整地穿过至少一个另一冷却室延伸到至少一个另一盖板，因而确保了冷却介质到冲击管内的充分的给送。此外，冲击管可以在盖板和至少一个另一盖板两处以气密密封的方式结束，提供了冷却介质的无泄漏给送。

一般情况下，将可能的是，冲击管由至少两个分离的零件形成。为了使用两个或更多的零件，冲击管允许零件的特性(像材料、材料厚度或对于本领域技术人员来说合适的任何其他特性)被定制以满足零件的冷却功能。此外，至少两个分离的零件由前零件和后零件形成，其中特别地，前零件位于朝向中空翼型的前缘的位置处，并且后零件在从前缘到后缘的方向上观察位于前零件的下游，或者换言之，位于比前零件更朝向中空翼型的后缘的位置处。通过该有利的布置，前零件并因此是新鲜的未加热的压气机排放流被高效地用于前缘(翼型的要求最高冷却效能的区域)的直接冷却。子腔可以位于后零件后方。

但也可以设想到的是，冲击管由三个分离的零件形成，特别是作为冲击管的前、中和后零件，其中在翼展方向上从平台至少完整地穿过冷却室延伸到盖板的前零件可以位于朝向中空翼型的前缘的位置处，中间零件可以分别位于中空翼型或其腔的中间，和/或后零件可以位于朝向中空翼型的后缘的位置处。

例如，分离的零件中的每一个实质上完整地穿过中空翼型的跨度延伸，造成了翼型的有效冷却。但也可以想到的是，分离的零件中的至少一个可以仅穿过中空翼型的跨度的一部分延伸。

在可选实施例中，冲击管具有至少一个连通孔，以允许冷却介质在冲击管与子腔之间的流动连通。归因于该构造，提供了旁路，借助于该旁路冷却介质的一部分可以避免通过冲击管的冲击孔喷射。因而，具有低温的冷却介质可以进入子腔用于后者的高效冷却。可以有多个连通孔。

为了提供具有良好的冷却性质和令人满意的冲击管在翼型中的对准的涡轮机组件，中空翼型在中空翼型的腔的内表面包括至少一个间隔件，以将冲击管保持处于与中空翼型的所述表面相距预定距离。间隔件优选地实施为容易构造的突起、锁定销或肋和冲击管的立座。

在另一有利实施例中，中空翼型是涡轮叶片或导叶，例如喷嘴引导导叶。

在可选或另一实施例中，一个盖板和/或一个冷却室可以给送超过一个的翼型，即，定子导叶被构造为包括例如两个或更多翼型的段。

在本发明的另一有利实施例中，提供了至少一个平台的至少一个冷却室的至少一个盖板由冲击管分成至少两个部分。因此，盖板的性质(像冲击孔的阵列的图案或盖板的厚度)可以关于其与冲击管或进入孔或像孔板一样的附加特征有关的位置而具体地选择。

根据本发明的实施例，涡轮机组件通过被给送至冲击管的冷却介质的第一流、并且通过首先被给送至至少一个冷却室并此后穿过至少一个进入孔被给送至串联的子腔的冷却介质的第二流来冷却。有利地，与现有技术的系统相比，这使翼型冷却给送温度最小化并因此造成遍及整个冲击区域的较高冲击冷却效能。第一流优选从压气机排放流直接取得，并且第二流从用过的平台冷却流取得。术语“串联”旨在意味着第二流特定地和/或按时间顺序地一个接着一个地通过冷却室和子腔。

因此，冷的压气机排放空气经由冲击管被直接给送到翼型冲击冷却区域内。平台冷却流被给送通过盖/冲击板，并接着通过朝向冲击管的后部的进入孔/孔或者附加进入孔进入翼型子腔。来自两个冷却系统的流动在翼型内被组合朝向后缘。

此外，涡轮机组件用于基本中空的翼型的冷却，其中冷却介质的第一流被直接给送至冲击管，并且冷却介质的第二流被给送至至少一个冷却室和/或至少一个另一冷却室，并且此后至串联的子腔。

本发明进一步提供一种燃气涡轮发动机，包括多个涡轮机组件，其中涡轮机组件中的至少一个如之前说明的那样来布置。

归因于本发明的主题，压气机排放流和平台冷却流两者被给送到翼型内，这在冷却效能和使气体路径次级流动空气动力学损耗最小化方面具有显著的优点。这允许在单个设计内组合两个基础冷却给送系统(组合的且独立的)的优点，在使性能损耗最小化的同时允许翼型冷却效率的显著提高。具体地，与现有技术的系统相比，可以获得较低的冷却给送温度和降低的冷却流动，尤其是在具有分离的平台冷却的系统中潜在地引起由平台附近的冷却喷射产生的高损耗的平台的边缘处。

此外，也可以提高后缘区域中的柱座区域的冷却效率，因为热传递系数可以通过由组合的冷却流动产生的高速率而最大化。此外，翼型和平台冷却可以独立地调节，提供了两个冷却系统的良好控制。另外，可以使空气动力学/性能损耗最小化。利用这样的涡轮机组件的使用，可以使用转子叶片和定子导叶的传统现有技术的精密铸件。因此，该设计可以以低成本改装到现有的组合冷却给送系统内，因为不要求对铸造进行改变。因而，可以省略这些翼型的复杂且昂贵的重建和对铸造工艺进行的改变。此外，该新设计比已知的多个给送冲击管实施更便宜更容易，并且更容易制造。结果，可以有利地分别提供高效的涡轮机组件或燃气涡轮发动机。

该发明的上述特性、特征和优点和获得它们的方式结合与附图有关地说明的示例性实施例的以下描述是清楚的，并且可清楚地理解。

附图说明

将参照附图来描述本发明，其中：

图1示出包括若干本发明的涡轮机组件的燃气涡轮发动机的示意截面图，

图2示出涡轮机组件的透视图，冲击管被插入图1的燃气涡轮发动机的在平台的壁段中具有进入孔的翼型内，

图3示出沿着图2中的线III-III截取的穿过涡轮机组件的横截面，

图4示出沿着图3中的线IV-IV截取的穿过翼型的横截面，

图5示出沿着图3中的线V-V截取的穿过翼型的横截面，

图6示出穿过具有可选地实施的进入孔的第一可选涡轮机组件的横截面，

图7示出沿着图6中的线VII-VII截取的穿过翼型的横截面，

图8示出沿着图6中的线VIII-VIII截取的穿过翼型的横截面，和

图9示出穿过具有可选地实施的冲击管的第二可选涡轮机组件的横截面。

具体实施方式

在本描述中，为了简单起见，将仅参考翼型，但应理解的是，本发明适用于燃气涡轮发动机的叶片和导叶两者。术语“上游”和“下游”是指通过发动机64的空气流动和/或工作气体流动的流动方向，除非另有指示。如果使用，则术语“轴向”、“径向”和“周向”是参照发动机64的转动轴线74进行的。

图1以截面图示出燃气涡轮发动机64的示例。燃气涡轮发动机64按照流动顺序包括入口66、压气机部68、燃烧部70和涡轮机部72，它们大体按照流动顺序布置，并且大体在纵向或转动轴线74的方向上。燃气涡轮发动机64进一步包括可围绕转动轴线74转动、并且纵向地延伸穿过燃气涡轮发动机64的轴76。轴76将涡轮机部72驱动地连接至压气机部68。

在燃气涡轮发动机64的操作中，通过空气入口66被吸入的空气78由压气机部68压缩、并且被输送至燃烧部或燃烧器部70。燃烧器部70包括燃烧器增压室80、由双壁筒84限定的一个或多个燃烧室82和固定至各燃烧室82的至少一个燃烧器86。燃烧室82和燃烧器86位于燃烧器增压室80的内侧。通过了压气机部68的压缩空气进入扩散器88、并且被从扩散器88排放到燃烧器增压室80内，从此处空气的一部分进入燃烧器86、并与气体或液体燃料混合。空气/燃料混合物接着被燃烧、并且来自燃烧的燃烧气体90或工作气体经由过渡管道92被沿通道引导至涡轮机部72。

涡轮机部72包括附接至轴76的多个叶片承载盘94或涡轮机轮。在本示例中，涡轮机部72包括两个盘94，各盘承载涡轮机组件10的环形阵列，涡轮机组件10各包括实施为涡轮叶片的基本中空的翼型12。然而，叶片承载盘94的数量可以不同、即仅一个盘94或超过两个盘94。另外，涡轮机级联96布置在涡轮叶片之间。各涡轮机级联96承载涡轮机组件10的环形阵列，涡轮机组件10各包括固定至燃气涡轮发动机64的定子98的、呈引导导叶形式的基本中空的翼型12。在燃烧室82的出口与前列涡轮叶片之间，设置了入口引导导叶或喷嘴引导导叶100。

来自燃烧室82的燃烧气体90进入涡轮机部62并驱动涡轮叶片，涡轮叶片进而使轴76转动。引导导叶100用于优化燃烧或工作气体90到涡轮叶片上的角度。压气机部68包括具有各自包括翼型12或涡轮叶片或导叶100的涡轮机组件10的引导导叶级102和转子叶片级104的轴向系列。在围绕涡轮机组件10的周向方向106上，涡轮发动机64包括固定不动的壳体108。

图2以透视图示出燃气涡轮发动机64的涡轮机组件10。涡轮机组件10包括实施为喷嘴引导导叶100的基本中空的翼型12，其具有两个冷却区域，具体是冲击冷却区域110和扰流柱冷却区域112。前者位于翼型12的前缘42处并且后者位于后缘44处。在中空翼型12的朝向彼此相反地布置在翼型12上的两个径向端部22、22'处，布置了一平台和另一平台，下文中称为外平台20和内平台20'。径向定位利用径向方向限定，径向方向进而相对于以已知方式布置在燃气涡轮发动机64中的轴76的旋转轴线而限定。外和内平台20、20'两者都包括基本垂直翼型12的翼展方向34而定向的壁段28、28'。各壁段28、28'具有提供对翼型12访问的插入孔48(图2中仅可以看到壁段28的插入孔)。在未示出的涡轮机轮的周向方向106上可以布置若干翼型12，其中所有翼型12通过内和外平台20、20'相互连接。

如可以在示出了沿着图2中的线III-III截取的涡轮机组件10的横截面的图3中看到的，外平台20和内平台20'各包括至少一个冷却室24、24'，下文中称为第一冷却室24和另一第二冷却室24'。第一和第二冷却室24、24'用于外和内平台20、20'的冷却，并且相对于中空翼型12布置在外和内平台20、20'或其壁段28、28'的相反位置上。平台20、20'的壁段28、28'是将平台20、20'的冷却室24、24'与翼型12的主腔14(见下面)分离的壁。因此壁段28、28'在径向方向上约束主腔14。壁段28、28'基本垂直于翼型12、优选地垂直于翼型12的翼展方向34延伸。

冷却室24、24'两者在第一径向端部26、26'处由外或内平台20、20'的壁段28、28'来限制，并且在相反的径向第二端部30、30'处由盖板(下文中称为第一盖板32和另一第二盖板32')来限制。第一和第二盖板32、32'实施为冲击板，并具有冲击孔116以提供冷却介质40到第一和第二冷却室24、24'内的访问。

翼型12的壳体114包括或形成在翼展方向上跨越翼型12的主腔14，其中腔14分别位于前缘42的区域或冲击冷却区域110中。布置在主腔14的内侧的是冲击管16，其在涡轮机组件10的组装期间经由插入孔48被插入主腔14的内侧，用于冷却目的。冲击管16用于主腔14的内表面18的冲击冷却，其中内表面18面对冲击管16的外表面118。冲击管16在翼展方向34上从盖板32完整地穿过冷却室24延伸到第一平台20，并且它在翼展方向18上沿着翼型12的主腔14的整个跨度50延伸。

此外，冲击管16以气密密封的方式在第一盖板32处结束，因此防止冷却介质40从冲击管16到第一冷却室24内的泄漏。在相反的径向端部，冲击管16在内平台20'的另一壁段28'处结束或终止(未具体示出)，或者经由像盖子一样的密封部件相对于第二冷却室24'被密封。因此，防止冷却介质40从内平台20'的冷却室24'进入到冲击管16内。

所插入的冲击管16位于朝向前缘42的位置或更精确地位于前缘42处，或者被以使得约束主腔14的子腔36的方式插入主腔14的内侧。在从前缘42到后缘44的轴向方向120上观察子腔36位于冲击管16的下游或者与冲击管16相比更朝向后缘44。

此外，外和内平台20、20'的壁段28、28'各包括进入孔38、38'，用于冷却介质40从平台20、20'的冷却室24、24'通过进入孔38、38'而进入到中空翼型12的子腔36内。壁段28、28'中的进入孔38、38'是如下的插入孔48的一部分或间隙，在组装期间，冲击管16插入穿过该部分或间隙，或者从冷却室24穿过该部分或间隙延伸到主腔14。为了控制冷却介质40到子腔36内的流动，壁段28、28'中的进入孔38、38'被用具有孔122的孔板46覆盖，这可以在示出了沿着图3中的线IV-IV截取的穿过翼型12的横截面的图4中看出。沿着图3中的线V-V截取的穿过翼型14的横截面被示出在图5中。

此外，为了允许沿冲击管16行进的冷却介质40离开冲击管16，冲击管具有连通孔52，以允许冷却介质40在冲击管16与子腔36之间的流体连通。

在涡轮机组件10的操作期间，冲击管16提供了用于冷却介质40(例如空气)的流动路径124。压气机排放流作为冷却介质40的第一流60被从压气机部68给送至冲击管16，并且作为第二流62经由第一和第二盖板32、32'的冲击孔116被给送到第一和第二冷却室24、24'内。来自第一和第二冷却室24、24'的冷却介质40的第二流62接着被排放到子腔36内作为平台冷却流。因此，涡轮机组件10通过被给送至冲击管16的冷却介质40的第一流60、并且通过首先被给送至第一和第二冷却室24、24'并此后被给送至串联的子腔36的冷却介质40的第二流62来冷却。

为了从冲击管16喷射冷却介质40以冷却主腔14的内表面18，冲击管包括未具体示出的冲击孔。来自冷却室24、24'和来自冲击管16的冷却介质40的喷射流在冲击管16的外表面118与主腔14的内表面18之间的空间中、以及在子腔36中合并。该合并流流动至位于后缘44处的扰流柱冷却区域112，并且通过后缘44中的离开孔54(仍参见图2)离开中空翼型12。

可以通过冲击管16在至少两个部分56、58中将平台20的冷却室24的盖板32分开，以选取影响冷却介质40流的流动模式的选定的性质。

在图6至图9中，示出了涡轮机组件10和冲击管16的可选实施例。同样的组成部件、特征和功能原则上实质上用相同的附图标记来表示。然而，为了在实施例之间进行区分，在图6至图9中的实施例的不同参考标记上添加了字母“a”和“b”。以下描述实质上局限于与图1至图5中的实施例的差异，其中对于同样的组成部件、特征和功能，可以参考图1至图5中的实施例的描述。

在图6中示出了穿过可选地实施的涡轮机组件10a的横截面。来自图6的实施例相对于根据图1至图5的实施例的不同之处在于，图6示出了具有分离地实施的进入孔38a、38a'的涡轮机组件10a。内和外平台20、20'的壁段28、28'中的进入孔38a、38a'是与插入孔48分离的进入孔38a、38'，冲击管16穿过插入孔48被插入，或在组装状态中冲击管16从平台20的冷却室24穿过插入孔48延伸至中空翼型12的主腔14。分离的进入孔30的布置被示出在示出了沿着图6中的线VII-VII截取的穿过翼型的横截面的图7中。沿着图6中的线VIII-VIII截取的穿过翼型14的横截面被示出在图8中。

在图9中示出了穿过与图1至图5中类似地形成的具有可选地实施的冲击管16b的涡轮机组件10b的横截面。来自图9的实施例相对于根据图1至图5的实施例的不同之处在于，冲击管16b在翼展方向34上从第一平台或外平台20完整地穿过第一冷却室24延伸到第一盖板32、并且从第二平台或内平台20'完整地穿过第二冷却室24'延伸到第二盖板32'。此外，冲击管16b以气密密封的方式在第一和第二盖板32、32'处的其径向或纵向端部两者处结束。

也可以是，冲击管在翼展方向上从第二平台完整地穿过第二冷却室延伸到第二盖板。因此，冲击管以气密密封的方式在第二盖板处在冲击管的第二径向或纵向端部处结束。冲击管穿过内平台延伸并在外平台处在冲击管的第一径向或纵向端部处终止。冲击管的第一径向或纵向端部在外平台的壁段处或经由密封部件相对于第一冷却室而密封(未示出)。

一般情况下，也可以仅为内或外平台的壁段中的一个提供进入孔，以允许冷却介质从冷却室在子腔中的流动连通。因而，进入其中一个平台的一个冷却室的冷却介质不被给送至子腔。为了提供用于冷却介质离开相应的冷却室的出口，可以设置离开孔以将冷却介质直接给送到相应的平台(未示出)的边缘处的气体路径内。

此外，还可行的是，将冷却介质的第一流从第一平台提供至冲击管，并且将冷却介质的第二流从另一平台(未示出)经由冷却室给送至子腔。为了提供用于冷却介质离开不与子腔流动连通(进入孔)的冷却室的出口，可以设置离开孔以将冷却介质直接给送到相应的平台(未示出)的边缘处的气体路径内。

虽然通过优选实施例详细图示并描述了本发明，但本发明不受所公开的示例的限制，并且可以本领域技术人员可以在不脱离本发明的范围的情况下从其中导出其他变型。

Claims (13)

1.一种涡轮机组件(10，10a，10b)，包括具有至少一个主腔(14)的基本中空的翼型(12)，所述翼型具有至少一个冲击管(16，16b)，所述至少一个冲击管能够插在所述中空翼型(12)的所述主腔(14)的内侧、且用于所述主腔(14)的至少内表面(18)的冲击冷却，所述翼型具有至少一个平台(20，20')，所述至少一个平台布置在所述中空翼型(12)的径向端部(22，22')处，并且所述翼型具有至少一个冷却室(24，24')，所述至少一个冷却室用于所述至少一个平台(20，20')的冷却、且在所述至少一个平台(20，20')的相反位置处相对于所述中空翼型(12)布置，并且其中所述至少一个冷却室(24，24')在第一径向端部(26，26')处由所述平台(20，20')的至少一个壁段(28，28')来限制、并且在相反的第二径向端部(30，30')处由至少一个盖板(32，32')来限制，并且其中所述冲击管(16，16b)在翼展方向(34)上从所述平台(20，20')完整地穿过所述冷却室(24，24')延伸到所述盖板(32，32')，其特征在于，所述冲击管(16，16b)约束所述主腔(14)的子腔(36)，并且其中所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个壁段(28，28')包括至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')，用于冷却介质(40)从所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个冷却室(24，24')通过所述至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')进入到所述中空翼型(12)的所述子腔(36)内；

其中所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个壁段(28，28')中的所述至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')由用于控制所述冷却介质(40)到所述子腔(36)内的流动的孔板(46)覆盖。

2.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其中所述中空翼型(12)包括前缘(42)和后缘(44)，并且其中所述冲击管(16，16b)位于朝向所述中空翼型(12)的所述前缘(42)的位置处，并且在从所述前缘(42)至所述后缘(44)的方向上观察所述主腔(14)的所述子腔(36)位于所述冲击管(16，16b)的下游。

3.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其中所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个壁段(28，28')中的所述至少一个进入孔(38，38')是插入孔(48)，所述冲击管(16，16b)从所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个冷却室(24，24')穿过所述插入孔(48)延伸至所述中空翼型(12)的所述主腔(14)。

4.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个壁段(28，28')中的所述至少一个进入孔(38a，38a')是与插入孔(48)分离的进入孔(38a，38a')，所述冲击管(16，16b)从所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个冷却室(24，24')穿过所述插入孔(48)延伸至所述中空翼型(12)的所述主腔(14)。

5.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述冲击管(16，16b)以气密密封的方式在所述盖板(32，32')处结束。

6.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述冲击管(16，16b)实质上完整地延伸穿过所述中空翼型(12)的跨度(50)。

7.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其特征在于，还包括至少一个另一平台(20')，其中所述平台(20)和所述至少一个另一平台(20')布置在所述中空翼型(12)的相反的径向端部(22，22')处，并且其中所述至少一个另一平台(20')包括至少一个另一壁段(28')，所述至少一个另一壁段包括至少一个另一进入孔(38'，38a')，用于冷却介质(40)从所述另一平台(20')的至少一个另一冷却室(24')穿过所述至少一个另一进入孔(38'，38a')进入到所述中空翼型(12)的所述子腔(36)内。

8.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述冲击管(16，16b)具有至少一个连通孔(52)，以允许冷却介质(40)在所述冲击管(16，16b)与所述子腔(36)之间的流动连通。

9.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述中空翼型(12)是涡轮叶片或导叶。

10.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述中空翼型(12)包括后缘(44)，并且其中所述后缘(44)具有离开孔(54)，以允许来自所述至少一个冷却室(24，24')的、来自所述冲击管(16，16b)的、和来自所述子腔(36)的冷却介质(40)的合并流离开所述中空翼型(12)。

11.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其中所述至少一个平台(20，20')的所述至少一个冷却室(24，24')的所述至少一个盖板(32，32')由所述冲击管(16，16')分成至少两个部分(56，58)，所述至少两个部分(56，58)用以选取影响冷却介质(40)流的流动模式的选定的性质。

12.根据权利要求1至3中的任一项所述的涡轮机组件，其通过被给送至所述冲击管(16，16b)的冷却介质(40)的第一流(60)、并且通过首先被给送至所述至少一个冷却室(24、24')并此后穿过所述至少一个进入孔(38，38'；38a，38a')被给送至串联的所述子腔(36)的冷却介质(40)的第二流(62)来冷却。

13.一种燃气涡轮发动机(64)，包括多个涡轮机组件(10，10a，10b)，其中所述涡轮机组件(10，10a，10b)中的至少一个根据权利要求1至12中的任一项所述的涡轮机组件布置。