CN107636254A - 具有内部冷却通道的涡轮翼型件 - Google Patents

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CN107636254A CN201580079621.6A CN201580079621A CN107636254A CN 107636254 A CN107636254 A CN 107636254A CN 201580079621 A CN201580079621 A CN 201580079621A CN 107636254 A CN107636254 A CN 107636254A
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加里·B·梅里尔
小塞缪尔·R·米勒
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Abstract

公开了一种具有内部冷却系统(12)的涡轮翼型件(10)，该涡轮翼型件具有形成近壁冷却通道(16)的一个或多个囊状件(14)。囊状件(14)可以符合在内部冷却系统(12)内形成腔(18)的内表面(44)的形状。一个或多个间隔肋(56)可以从形成腔(18)的内表面(44)径向向内延伸，以将囊状件(14)保持在与内表面(44)隔开的位置，使得近壁冷却通道(16)形成在囊状件(14)和内表面(44)之间。近壁冷却通道(16)可以通过将处于第一可插入位置(22)的囊状件(14)插入腔(18)并将囊状件(14)膨胀到第二膨胀位置(24)而形成。在至少一个实施方式中，由囊状件(14)形成的腔室(26)可以是不包含作为冷却系统(12)的一部分的冷却流体的死区。

Description

具有内部冷却通道的涡轮翼型件
技术领域
本发明一般涉及燃气涡轮发动机，更具体地涉及燃气涡轮发动机中的翼型件的内部冷却系统。
背景技术
通常，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于将压缩空气与燃料混合并点燃混合物的燃烧室和用于产生动力的涡轮叶片组件。典型的涡轮燃烧室结构将涡轮静叶片和动叶片组件暴露在高温下。因此，涡轮静叶片和动叶片必须由能够承受这样高的温度的材料制成，或者必须包括冷却特征，以使部件能够在超过材料性能的环境中继续使用。涡轮发动机通常包括从壳体径向向内延伸的多排固定式的涡轮静叶片，并且包括多排可转动的涡轮动叶片，该涡轮动叶片附接到用于转动转子的转子组件。
通常，涡轮动叶片和静叶片暴露于加热翼型件的高温燃烧室气体。这些翼型件包括用于降低翼型件的温度的内部冷却系统。内部冷却系统之一被描述为近壁冷却系统。在近壁冷却系统中，内部冷却流被引向靠近待冷却的壁的附近。一些翼型件包括形成近壁冷却通道的四壁设计。冷却空气穿过近壁冷却通道以冷却外壁。然而，由于外壁和内壁之间的工作温度的显著差异，四壁设计具有固有的结构问题。由于外壁受到热气路径空气的影响，而内壁不会被热气路径空气接触并且几乎在冷却空气的温度下工作，因此，与内壁相比，外壁将在明显更高的温度下工作。内壁和外壁之间的工作温度的这种差异在壁中产生高的热应力并且可以极大地限制翼型件的使用寿命。此外，在通过熔模铸造形成的涡轮翼型件中形成多壁构造所需的复杂的芯部是具有挑战性的。因此，需要降低近壁冷却的燃气涡轮翼型件的外壁和内壁之间的热应力，并克服创建复杂冷却系统的挑战。
发明内容
本发明公开了一种具有内部冷却系统的涡轮翼型件，该内部冷却系统具有形成近壁冷却通道的一个或多个囊状件。囊状件可以符合在内部冷却系统内形成腔的内表面的形状。一个或多个间隔肋(standoff rib)可以从形成腔的内表面径向向内延伸，以将囊状件保持在与内表面隔开的位置，使得近壁冷却通道形成在囊状件和内表面之间。近壁冷却通道可以通过将囊状件插入到腔内处于第一可插入位置并且将囊状件膨胀到第二膨胀位置而形成。在至少一个实施方式中，由囊状件形成的腔室可以是不包含作为冷却系统的一部分的冷却流体的死区。
在至少一个实施方式中，涡轮翼型件可以由大致长形的中空翼型件形成，该中空翼型件由外壁形成，并且具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧和冷却系统，该冷却系统定位于大致长形的中空翼型件的内部并由一个或多个腔形成。涡轮翼型件可以包括定位于冷却系统的一个或多个腔内的一个或多个囊状件。囊状件可以在囊状件的外表面和形成冷却系统的腔的内表面之间形成一个或多个近壁冷却通道。囊状件可以由连续的非线性壁形成。在至少一个实施方式中，囊状件可以限定作为死区的内部腔室。囊状件可以限定不与冷却系统流体连通的密封的内部腔室，使得冷却流体不能在密封的内部腔室和冷却系统之间进行交换。在其他实施方式中，冷却系统可以构造成控制或限制冷却流体流入囊状件的内部腔室。
涡轮翼型件还可以包括从形成冷却系统的腔的内表面延伸并与囊状件接触的一个或多个间隔肋。特别地，至少一个囊状件的第一部分侧向地邻近囊状件的、与间隔肋的梢端接触的部分，囊状件的第一部分可以被定位成比间隔肋的梢端更靠近形成冷却系统的腔的内表面。囊状件的第二部分可以定位于间隔肋的与第一部分相反的一侧，其中，囊状件的第二部分侧向地邻近囊状件的、与间隔肋的梢端接触的部分，囊状件的第二部分可以位于比间隔肋的梢端更靠近到形成冷却系统的腔的内表面。在至少一个实施方式中，间隔肋可以包括从形成冷却系统的腔的内表面延伸并与囊状件接触的多个间隔肋。囊状件在两个相邻的间隔肋之间可以从第一间隔肋条的梢端朝向形成冷却系统的腔的内表面弯曲到最外侧点，并且可以从最外侧点远离形成冷却系统的腔的内表面弯曲到第二间隔肋的梢端。在具有多个间隔肋的涡轮翼型件的实施方式中，在多个间隔肋中的每个间隔肋之间延伸的囊状件可以从第一间隔肋的梢端朝向形成冷却系统的腔的内表面弯曲到最侧外点，并且可以从最外侧点远离形成冷却系统的腔的内表面弯曲到第二间隔肋的梢端。
在至少一个实施方式中，间隔肋可以被定位成引导近壁冷却通道内的冷却流体。多个间隔肋可以由沿翼展方向延伸的多个蛇形形状的肋形成，并且可以沿翼弦方向偏彼此移。多个间隔肋可以定位成与翼展延伸方向非平行且非正交，并且可以形成为沿翼弦方向延伸的排。
囊状件可以由与形成大致长形的中空翼型件的外壁的材料不同的材料形成。在至少一个实施方式中，囊状件可以由比形成大致长形的中空翼型件的外壁的材料具有更大塑性的材料形成。在至少一个实施方式中，囊状件可以由具有第一厚度的第一部分和具有第二厚度的第二部分形成，其中，第二部分的第二厚度大于第一部分的第一厚度。第一部分可以由具有渐变厚度的材料形成。
翼型件可以由如下方法形成，该方法包括定位由外壁形成的大致长形的中空翼型件，该中空翼型件具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧和冷却系统，该冷却系统定位于大致长形的中空翼型件的内部并由至少一个腔形成。该方法可以包括在冷却系统的腔内插入一个或多个囊状件，其中，囊状件在囊状件的外表面和形成冷却系统的腔的内表面之间形成至少一个近壁冷却通道。该方法还可以包括使囊状件在冷却系统内腔内从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置，其中，处于第二膨胀位置的囊状件的体积具有比处于第一可插入位置的囊状件的体积更大。
在至少一个实施例中，使囊状件在冷却系统中的腔内从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置可能导致囊状件在冷却系统中的腔内被锁定就位。使囊状件在冷却系统中的腔内从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置可包括在囊状件内施加压力以使囊状件从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置。在另一个实施例中，使囊状件在冷却系统中的腔内从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置可包括将位于囊状件的外表面与形成冷却腔的内表面之间的近壁冷却通道排空，以使囊状件从第一可插入位置膨胀到第二膨胀位置。使囊状件在冷却系统中的腔内从第一可插入位置扩展到第二膨胀位置还可包括对囊状件进行加热以使囊状件膨胀并使囊状件部分地围绕从形成腔的内表面延伸的至少一个间隔肋变形以将囊状件锁定在形成冷却系统的腔内。
该方法还可以包括用金属钎焊来预处理囊状件的外表面，使得在囊状件膨胀后，囊状件与接触囊状件的金属接合。预处理囊状件的外表面的步骤还可以包括用可以将囊状件的壁化学结合到肋表面的箔来预处理囊状件的外表面，以确保热传递所需的无缝且连续的接头。
内部冷却系统的优点在于，内部囊状件可以在非常简单的过程中产生，该过程比传统的熔模铸造更适合于复杂的冷却结构。
以下将更详细地描述这些实施方式和其他实施方式。
附图说明
附图并入并形成本说明的一部分，附图示出了本公开的发明的实施方式，并与说明书一起公开了本发明的原理。
图1是涡轮翼型件的立体图。
图2是沿图1中的截面线2-2截取的涡轮翼型件的截面图，其中，囊状件处于冷却系统的腔内的第一可插入位置。
图3是在沿图1中的截面线2-2截取的视图中截取的涡轮翼型件的一侧的局部截面图。
图4是如图2所示的处于冷却系统的腔内的第一可插入位置的囊状件的局部截面图。
图5是沿图1中的截面线2-2截取的涡轮翼型件的截面图，其中，囊状件处于冷却系统的腔内的第二膨胀位置。
图6是沿图1中的截面线6-6截取的涡轮翼型件的截面图，其具有在翼型件的平台中的冷却系统的腔内处于第一可插入位置的囊状件以及在翼型件的平台中的冷却系统的腔内处于第二膨胀位置的囊状件。
图7是沿图1中的截面线7-7截取的涡轮翼型件的截面图，其中，囊状件处于冷却系统的腔内的第二膨胀位置。
图8是沿图1中的截面线8-8截取的涡轮翼型件的截面图，涡轮翼型件例如为具有外端壁和内端壁的涡轮静叶片，其中，囊状件处于冷却系统的腔内的第一可插入位置。
图9是沿图1中的截面线9-9截取的涡轮翼型件的截面图，涡轮翼型件例如为具有外端壁和内端壁的涡轮静叶片，其中，囊状件处于冷却系统的腔内的第二膨胀位置。
图10是沿图1中的截面线10-10截取的涡轮翼型件的外壁的内表面的截面图，其具有沿翼展方向延伸的蛇形形状的间隔肋。
图11是沿图1中的截面线11-11截取的涡轮翼型件的外壁的内表面的截面图，其具有沿翼弦方向延伸的多排倾斜的间隔肋。
图12是沿图1中的截面线12-12截取的涡轮翼型件的外壁的内表面的截面图，其具有沿翼展方向延伸的蛇形形状的间隔肋，该间隔肋具有比图10中所示的蛇形形状的间隔肋更小、更密集的蛇形通道。
图13是图1的具有冷却系统的涡轮翼型件的梢端的详细视图，其中，冷却系统具有以虚线示出的间隔肋和囊状件。
图14是沿图13中的截面线14-14截取的翼型件梢端的截面图。
图15是沿图13中的截面线15-15截取的翼型件梢端的截面图。
图16是具有渐缩截面的处于第一可插入位置的可替代的囊状件的局部截面图。
图17是翼展方向截面具有线性锥度的囊状件的局部腔截面细节图。
图18是翼展方向截面具有非线性锥度的囊状件的局部截面细节图。
图19是示出借助于囊状件产生近壁冷却通道的方法的流程图。
具体实施方式
如图1-19所示，公开了具有内部冷却系统12的涡轮翼型件10，内部冷却系统12具有形成近壁冷却通道16的一个或多个囊状件14。囊状件14可以符合在内部冷却系统12内形成腔18的内表面16的形状。一个或多个间隔肋20可以从形成腔16的内表面16径向向内延伸，以将囊状件14保持在与内表面16隔开的位置，使得近壁冷却通道16形成在囊状件14和内表面16之间。近壁冷却通道16可以通过将处于第一可插入位置22的囊状件14插入腔16中并将囊状件14膨胀到第二膨胀位置24中而形成。在至少一个实施方式中，由囊状件14形成的腔室26可以是不包含作为冷却系统12的一部分的冷却流体的死区。
在至少一个实施方式中，涡轮翼型件10可以由大致长形的中空翼型件30形成，中空翼型件30由外壁32形成，并且具有前缘34、后缘36、压力侧38、吸力侧40和冷却系统12，该冷却系统12定位于大致长形的中空翼型件30的内部并由一个或多个腔18形成。翼型件30可以具有任何常规的形状和构造，或者可以具有至今尚未想到的形状和构造。翼型件30可以包括或可以不包括具有冷却系统12的平台48。一个或多个囊状件14可以定位于冷却系统12的腔18内。囊状件14可以在囊状件14的外表面42和形成冷却系统12的腔18的内表面44之间形成一个或多个近壁冷却通道16。
囊状件14可以由连续的非线性壁46形成。囊状件14可以由与形成大致长形的中空翼型件30的外壁32的材料不同的材料形成。囊状件14可以由与形成构成冷却系统12的至少一部分的腔18的内表面44的材料不同的材料形成。形成囊状件14的材料的塑性可以比形成大致长形的中空翼型件30的外壁32的材料或者形成构成冷却系统12的至少一部分的腔18的内表面44的材料的塑性更大。形成囊状件14的材料可以具有大的塑性变形范围，使得材料可以塑性变形而不破裂。在至少一个实施方式中，如图4所示，囊状件14可以由具有第一厚度的第一部分50和具有第二厚度的第二部分52构成，其中第二部分52的第二厚度大于第一部分50的第一厚度。在另一个实施方式中，如图16所示，囊状件14可以由第一部分50和第二部分52形成，其中第一部分50由具有渐变厚度的材料形成。该材料可以从第一厚度渐缩到比第一厚度更薄的第二厚度。第二部分52也可以是渐缩的。如图17所示，第一部分50的厚度可以线性地渐缩。可替代地，第一部分的厚度可以非线性地渐缩，如图18所示。
囊状件14可以限定作为死区的内部腔室26。特别地，囊状件14可以被密封并且不与冷却系统12流体连通。因此，来自冷却系统12的冷却流体不会流入囊状件14。囊状件14可限定不与冷却系统21流体连通的密封的内部腔室26，使得冷却流体不能在密封的内部腔室26和冷却系统12之间交换。
冷却系统12可以包括从形成冷却系统12的腔18的内表面44延伸并与囊状件14接触的一个或多个间隔肋20。间隔肋20可以具有一致的截面。间隔肋20还可以包括梢端58，梢端58构造成接触膨胀的囊状件14并防止囊状件14被刺穿。在至少一个实施方式中，间隔肋20可以包括附接到间隔肋20的梢端58的一个或多个保护构件96。在至少一个实施方式中，保护构件96可以是一个或多个侧臂98，如图2、图3和图5所示，侧臂98与间隔肋20形成T形，以将囊状件支撑在腔18的内表面44的内侧。保护构件96也可以是如图2、图3和图5所示的一个或多个球形部100，球形部100附接到梢端58以将囊状件支撑在腔18的内表面44的内侧。梢端58可以支撑囊状件14并且防止囊状件14与靠近间隔肋20的腔18的内表面44接触。梢端58可以使得囊状件14以非线性方式陷在间隔肋20周围。特别地，如图2所示，囊状件14的第一部分60可以被定位成比间隔肋20的梢端58更靠近形成冷却系统12的腔18的内表面44，第一部分60侧向地邻近囊状件14的、与间隔肋20的梢端58接触的部分64。囊状件14的第二部分62位于间隔肋20的与第一部分60相反的一侧，并且侧向地邻近囊状件14的、与间隔肋20的梢端58接触的部分64，囊状件14的该第二部分62被定位成比间隔肋20的梢端58更靠近形成冷却系统12的腔18的内表面44。
在至少一个实施方式中，冷却系统12可以包括从形成冷却系统12的腔18的内表面44延伸并与囊状件14接触的多个间隔肋20。囊状件14在两个相邻间隔肋20之间可以从第一间隔肋66的梢端58朝向形成冷却系统12的腔18的内表面44弯曲到最外侧点68，并且从最外侧点68远离形成冷却系统12的腔18的内表面44弯曲到第二间隔肋70的梢端58。对于多个间隔肋20，在多个间隔肋20中的每一者之间延伸的囊状件14可以从第一间隔肋66的梢端58朝向形成冷却系统12的腔18的内表面44弯曲到最外侧点68，并且可以从最外侧点68远离形成冷却系统12的腔18的内表面44弯曲到第二间隔肋70的梢端58。多个间隔肋20可以由多个蛇形肋20形成，如图10和12所示，多个蛇形肋20沿翼展方向72延伸并且沿翼弦方向彼此偏移。可替代地，如图11所示，多个间隔肋20可以与翼展延伸方向72不平行且不正交地定位，并且形成为沿翼弦方向75延伸的翼弦方向延伸的排74。蛇形肋20和形成翼弦方向延伸的排74的间隔肋20可以定位成分开得不太远，使得间隔肋20通过防止囊状件14抵靠内部冷却系统12的腔18的内表面44塌陷而支撑囊状件14并形成近壁冷却通道16。包括蛇形肋20和形成翼弦方向延伸的排74的间隔肋20在内的间隔肋20可构造成沿轴向方向或径向方向或沿这两个方向或沿混合方向转移近壁冷却通道16内的冷却流体。包括蛇形肋20和形成翼弦方向延伸的排74的间隔肋20在内的间隔肋20可构造成以任何期望的结构形成用于冷却流体流的近壁冷却通道16，冷却流体流为例如但不限于在通道16内的空气，用于涡轮翼型件10的有效冷却。如图15所示，间隔肋20可以包括一个或多个孔76，以允许冷却流体在近壁冷却通道16内交叉流动以增强热传递。另外的热传递特征，例如但不限于湍流器，可被应用于间隔肋20，以进一步优化冷却流体流。
如图13-15所示，大致长形的翼型件30可以包括由外壁32形成的梢端104。一个或多个间隔支撑部20可以从外壁32径向向内延伸并与压力侧38、吸力侧40或这两者分离，以形成近壁冷却通道16。如图15所示，囊状件14可以径向向外延伸并部分地延伸到近壁冷却通道16中。图13-15示出了从形成梢端104的外壁32径向向内延伸的多个间隔支撑部20。在翼型件30的梢端104处的近壁冷却通道16可以在压力侧38和吸力侧40之间延伸，并且每个近壁冷却通道16可以与翼弦方向延伸的近壁冷却通道16联接在一起，如图14和图15所示。使用图13所示的构造，如图4所示的处于第一可插入位置22的囊状件14可以穿过翼型件10的根部28插入就位，并且稍后一旦囊状件14已经膨胀到第二膨胀位置24，囊状件14附接到从形成梢端104的外壁32径向向内延伸的间隔支撑部20。在至少一些实施方式中，穿过翼型件10的根部将囊状件14插入可能需要在根部中开设主入口通道。为此，需要将密封板/插入件钎焊或扩散接合以根据功能调节或减小主入口。
涡轮翼型件10可以被构造成经超塑性变形以形成近壁冷却通道16的结构形状，而不会损坏翼型件或使翼型件扭曲。间隔肋20可以定位成控制囊状件膨胀。如图2和图4所示的处于第一可插入位置22的囊状件14可以穿过翼型件10的根部28或梢端104插入就位。内歧管106可以定位在穿过翼型件10的根部28或者梢端104的插入点处。内歧管106允许冷却流体流到近壁冷却通道16。
涡轮翼型件可以通过如图19所示的方法80形成，在步骤82处，定位由外壁32形成的大致长形的中空翼型件30，其中，该中空翼型件30具有前缘34、后缘36、压力侧38、吸力侧40和冷却系统12，该冷却系统12定位于大致长形的中空翼型件30的内部并由一个或多个腔18形成。方法80还可以包括在步骤84处将一个或多个囊状件14插入冷却系统12的腔18内，其中囊状件14在囊状件14的外表面42和形成冷却系统12的腔18的内表面44之间形成一个或多个近壁冷却通道16。方法80还可以包括在步骤86处使囊状件14在冷却系统12中的腔18内从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24。处于第二膨胀位置24的囊状件14可具有比处于第一可插入位置22的囊状件14的体积更大的体积。囊状件14可以通过经历显著变形从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24，使得形成囊状件14的材料可以塑性变形而不发生破裂。
在至少一个实施方式中，在步骤86处使囊状件14在冷却系统12的腔18内从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24可能导致囊状件14被锁定在冷却系统12的腔18内的适当位置。当囊状件14被锁定就位时，囊状件14的运动基本上受到限制。方法80还可以包括在步骤88处通过金属钎焊对囊状件14的外表面42进行预处理，使得囊状件14可以在囊状件14已经膨胀之后与接触囊状件14的金属接合。与囊状件14接触的金属可以是形成腔18的内表面44。在至少一个实施方式中，内表面44可以是形成大致长形的中空翼型件30的外壁32的内表面44。在其他实施方式中，腔18的内表面44可以是翼型件30的内部肋或其它部件的内表面44，这些部件例如但不限于平台48，如图6所示。方法80可以包括在步骤88处对囊状件14的外表面42进行预处理，用可以将囊状件壁14化学结合到肋表面的箔来预处理囊状件14的外表面42，以确保无缝且连续的接头，这可用于促进有效的热传递。
在步骤86处使囊状件14在冷却系统12的腔18内从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24包括在囊状件14内施加压力以使囊状件14从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24。在囊状件14内施加压力以使囊状件14膨胀的过程可以通过爆炸、吹塑成形或任何其它合适的方法实施。使用爆炸物在囊状件14内产生爆炸将瞬间地将囊状件形成到间隔肋20。在囊状件14内施加压力以使囊状件14膨胀的过程可包括使囊状件14超塑性地成形以接触支撑肋20。这种过程可能需要将囊状件12联接到压力系统(未示出)以用于加压，这可能需要定制的可膨胀互连以用于将囊状件联接到压力系统。在囊状件14已经膨胀之后，该可膨胀互连可以被截断，并且囊状件14被密封，以防止冷却系统12内的冷却流体流入形成在囊状件14内的内部腔室26中。在步骤86处使囊状件14在冷却系统12的腔18内从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24可以包括将囊状件14的外表面42和形成冷却系统10的腔18的内表面44之间的近壁冷却通道16抽空以使囊状件14从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24。在步骤86处使囊状件14在冷却系统10的腔18内从第一可插入位置22膨胀到第二膨胀位置24可包括在步骤90处加热囊状件14以使囊状件14膨胀并且使囊状件14部分地围绕从形成腔18的内表面44延伸的一个或多个间隔肋20变形以在形成冷却系统12的腔18内锁定囊状件14，以机械方式锁定、以化学方式锁定或通过这两种方式锁定囊状件14。
方法80还可以包括在步骤92处由诸如通过扩散接合而边缘接合的片材来形成囊状件14，边缘接合的片材被预成形为能够通过超塑性成形(SPF)进一步膨胀的敞开囊状件。囊状件14可以由具有大变形范围的任何材料形成，使得该材料可以塑性变形而不破裂。翼型件30的设计特征，例如但不限于形成翼型件30的外壁32，可以被构造成支撑翼型件30，从而使得囊状件14能够由强度较弱的材料形成，并且呈薄壁构型。由于囊状件14与形成翼型件30的外壁32相对隔离，所以囊状件14通常不会经历高的表面温度。因此，可以使用耐温性能低的材料。在至少一个实施方式中，囊状件14可以由以下材料形成，该材料诸如但不限于在高温片材成形工业中使用的材料，包括但不限于镍铬基超级合金和钛基合金，镍铬基超级合金例如但不限于INCONEL 718，钛基合金例如但不限于Ti6A14V。
大致长形的中空翼型件30可由合适的构造方法或任何合适的材料形成。在至少一个实施方式，大致长形的中空翼型件30可以通过铸造工艺形成有增强的表面特征，例如但不限于位于形成大致长形的中空翼型件30的外壁32的内表面上的、包括几何基座等的间隔肋20。大致长形的中空翼型件30可形成有敞开的近壁冷却通道16。间隔肋20的高度、宽度、几何形状和位置可根据所需的应用进行定制。保护构件96可以在制造过程中增加对使囊状件超塑性成形的更多控制。间隔肋20可以定位于内表面44上的任何位置。图10和图12所示的蛇形肋20和图11所示的形成翼弦方向延伸的排74的间隔肋20可以使用柔性模制加工来制造。图10和图12中所示的蛇形肋20和图11所示的形成翼弦方向延伸的排74的间隔肋20允许开发复杂的一系列不相容的非共形互锁，其被构造成有效地将囊状件14固定在冷却系统12的腔18内。
提供前述内容是为了说明、解释和描述本发明的实施方式。这些实施方式的修改和改编对于本领域技术人员将是显而易见的，并且可以在不脱离本发明的范围或主旨的情况下进行。

Claims (14)

1.一种涡轮翼型件(10)，其特征在于包括：
大致长形的中空翼型件(30)，大致长形的所述中空翼型件(30)由外壁(32)形成，并且具有前缘(34)、后缘(36)、压力侧(38)、吸力侧(40)和冷却系统(12)，所述冷却系统(12)定位于大致长形的所述中空翼型件(30)的内部并由至少一个腔(18)形成；
至少一个囊状件(14)，所述至少一个囊状件(14)定位于所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)内，其中，所述至少一个囊状件(14)在所述至少一个囊状件的外表面(42)与形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的内表面(44)之间形成至少一个近壁冷却通道(16)；
其中，所述至少一个囊状件(14)由连续的非线性壁形成。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)限定作为死区的内部腔室。
3.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其特征还在于包括至少一个间隔肋(56)，所述至少一个间隔肋(56)从形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)延伸，并且与所述至少一个囊状件(14)接触。
4.根据权利要求3所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)的第一部分(60)侧向地邻近所述至少一个囊状件(14)的、与所述至少一个间隔肋(56)的梢端(58)接触的部分，所述第一部分(60)被定位成比所述至少一个间隔肋(56)的所述梢端(58)更靠近形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)。
5.根据权利要求3所述的涡轮翼型件(10)，其特征还在于，所述至少一个囊状件(14)的第二部分位于所述至少一个间隔肋(56)的与所述第一部分(60)相反的一侧，其中，所述至少一个囊状件(14)的所述第二部分(62)侧向地邻近所述至少一个囊状件(14)的、与所述至少一个间隔肋(56)的梢端(58)接触的部分，所述第二部分(62)被定位成比所述至少一个间隔肋(56)的所述梢端(58)更靠近形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)。
6.根据权利要求3所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个间隔肋(56)包括从形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)延伸并与所述至少一个囊状件(14)接触的多个间隔肋(56)。
7.根据权利要求6所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)在相邻的两个间隔肋(56)之间从第一间隔肋(66)的梢端(58)朝向形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)弯曲到最外侧点，并且从所述最外侧点远离形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)弯曲到第二间隔肋(70)的梢端(58)。
8.根据权利要求7所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，在所述多个间隔肋(56)中的每一者之间延伸的所述至少一个囊状件(14)从第一间隔肋(66)的梢端(58)朝向形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)弯曲到最外侧点，并且从所述最外侧点远离形成所述冷却系统(12)的所述至少一个腔(18)的所述内表面(44)弯曲到第二间隔肋(70)的梢端(58)。
9.根据权利要求6所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述多个间隔肋(56)是沿翼展方向延伸并且沿翼弦方向彼此偏移的多个蛇形肋(56)。
10.根据权利要求6所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述多个间隔肋(56)定位成与翼展延伸方向(72)非平行且非正交，并且形成为沿翼弦方向延伸的排(74)。
11.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)由与形成大致长形的所述中空翼型件(30)的外壁(32)的材料不同的材料形成。
12.根据权利要求11所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)由比形成大致长形的所述中空翼型件(30)的外壁(32)的材料具有更大的塑性的材料形成。
13.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)由具有第一厚度的第一部分(60)和具有第二厚度的第二部分(62)形成，所述第二部分(62)的第二厚度大于所述第一部分(60)的第一厚度。
14.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个囊状件(14)由第一部分(60)和第二部分(62)形成，其中，所述第一部分(60)由具有渐变厚度的材料形成。
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