CN108026773A - 具有流动移位特征部的带有部分密封的径向通路的涡轮翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮翼型件(10)，包括定位在翼型件本体(12)的内部部分(11)中、位于一对相邻分隔壁(24)之间并具有径向延伸的长形主体(28)的流动移位元件(26A‑26B、26A’‑26B’)。主体(28)与压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)间隔开并还与相邻分隔壁(24)中的一者或两者间隔开，由此主体(28)与压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，主体(28)与压力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，相邻分隔壁(24)中的相应一者与主体(28)之间限定中央通道(76)。中央通道(76)在径向范围上连接至近壁通路(72、74)。中央通道(76)中定位有延伸成部分地跨越主体(28)与相邻的相应分隔壁(24)之间的中央通道(76)的一个或更多个径向肋部(64)。

Description

具有流动移位特征部的带有部分密封的径向通路的涡轮翼 型件
技术领域
本发明总体上针对的是涡轮翼型件，并且更特别地针对的是具有用于引导冷却流体穿过翼型件的内部冷却通道的涡轮翼型件。
背景技术
在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部段中被加压，并且然后与燃料混合并在燃烧器部段中燃烧以产生热的燃烧气体。热的燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，能量在该涡轮部段处被提取以向压缩机部段供以动力并产生有用功，比如使发电机转动以产生电力。热的燃烧气体行进穿过位于涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排固定的翼型件即轮叶、随后的一排旋转的翼型件即涡轮叶片，其中，涡轮叶片从热的燃烧气体提取能量以提供输出功率。由于翼型件即轮叶和涡轮叶片直接暴露于热的燃烧气体，因此它们通常设置有内部冷却通道，内部冷却通道将冷却流体比如压缩机排气引导穿过翼型件。
一种类型的翼型件从翼型件的根端部处的径向内平台延伸至径向向外部分，并且该翼型件包括在沿着径向方向的翼展方向上延伸并且从翼型件的前缘沿轴向延伸至后缘的相反的压力侧壁和吸力侧壁。冷却通道在翼型件内在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却流体沿径向方向引导穿过翼型件。冷却通道将热从压力侧壁和吸力侧壁移除，从而避免这些部件过热。
发明内容
简言之，本发明的各个方面提供了一种具有流动移位特征部的带有部分地密封的径向通路的内部冷却的涡轮翼型件。
本发明的实施方式提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括由在沿着径向方向的翼展方向上延伸的外壁形成的大致中空的翼型件本体。外壁包括在前缘和后缘处连结的压力侧壁和吸力侧壁。限定有在压力侧壁与吸力侧壁之间大致居中地延伸的弦向轴线。
根据本发明的第一方面，涡轮翼型件包括定位在翼型件本体的内部部分中且将压力侧壁与吸力侧壁连接的径向延伸的多个分隔壁。分隔壁沿着弦向轴线间隔开。一对相邻分隔壁之间的空间中定位有流动移位元件。流动移位元件包括径向延伸的长形主体，该径向延伸的长形主体与压力侧壁和吸力侧壁间隔开并且还与相邻分隔壁中的一个或两个分隔壁间隔开，由此在主体和压力侧壁之间限定第一近壁通路，在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路，并且在主体与相邻分隔壁中的相应的一个分隔壁之间限定中央通道。中央通道在径向范围上连接至第一近壁通路和第二近壁通路。中央通道中定位有一个或更多个径向肋部，所述一个或更多个径向肋部延伸成部分地穿过位于主体与相邻的相应分隔壁之间的中央通道。
根据本发明的第二方面，涡轮翼型件包括形成在翼型件本体的内部部分中的径向延伸的多个冷却剂通路。至少一个冷却剂通路由与压力侧壁相邻的第一近壁通路、与吸力侧壁相邻的第二近壁通路以及中央通道形成，该中央通道横向于弦向轴线延伸且在径向范围上连接至第一近壁通路和第二近壁通路。中央通道的沿着弦向轴线的宽度在所述径向范围上被部分地密封。
附图说明
借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选构型而非限制本发明的范围。
图1是穿过具有近壁冷却通路的涡轮翼型件的截面图；
图2是根据一个实施方式的涡轮翼型件的示例的立体图；
图3是根据第一实施方式的沿着图2的截面III-III穿过涡轮翼型件的截面图；
图4和图5分别是沿着图3中的截面线IV-IV和V-V的截面图；以及
图6是根据第二实施方式的穿过涡轮翼型件的截面图。
具体实施方式
在对优选实施方式的以下详细描述中，参照了构成本发明的一部分的附图，并且在附图中，通过说明性方式而非限制性方式示出了可以实践本发明的特定实施方式。应当理解的是，可以利用其他实施方式，并且可以在不背离本发明的主旨和范围的情况下做出改变。
本发明的各个方面涉及内部冷却的涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，供应至涡轮翼型件中的内部冷却通道的冷却剂通常包括从压缩机部段转移的空气。在许多涡轮翼型件中，冷却通道在翼型件内在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却空气沿交替的径向方向引导穿过翼型件以形成蛇形冷却路径。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却空气的体积最小化，基于热传递速率实现高的冷却效率是重要的设计考虑因素。由于可用的冷却空气减少，因此将翼型件冷却可能会变得非常困难。例如，除了能够从翼型件运载出较少的热之外，较低的冷却剂流量还可能会使得难以产生高到足以满足冷却要求的内部马赫数。如图1中所示，解决该问题的一种方式在于，通过提供一个或更多个流动移位元件F来减小径向冷却通路的流动横截面，其中，所述一个或更多个流动移位元件F使冷却剂流从翼型件的中央朝向热的压力侧壁PS和吸力侧壁SS移位，从而形成与热的压力侧壁PS和吸力侧壁SS相邻的相应近壁冷却通路NP和近壁冷却通路NS。为了避免高热应力，近壁冷却通路NP和NS可以在径向范围上由相应的连接通路R连接。本发明的发明人已经注意到，尤其对于在旋转的涡轮叶片，冷却剂流可以从吸力侧SS经由连接通路R转移至压力侧PS，从而产生流动的不均匀分布。此外，在包括旋转叶片和固定轮叶的任何涡轮翼型件中，沿径向流过连接通路R的冷却剂可能会极大地浪费在不暴露于热气体并且不需要大量冷却的壁上，这可能不是优选的，尤其是在低的冷却剂流量设计的情况下可能不是优选的。本发明的实施方式提供了一种翼型件设计，该设计可以减轻上述状况中的一种或更多种状况，同时还避免高热应力。
现在参照图2，示出了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所示，翼型件10为用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而，应当指出的是，本发明的各个方面还可以被并入到燃气涡轮发动机中的固定轮叶中。涡轮翼型件10可以包括由外壁14形成的、适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的、大致长形的中空翼型件本体12。外壁14在沿着涡轮发动机的径向方向的翼展方向上延伸，并且包括大致凹形的压力侧壁16以及大致凸形的吸力侧壁18。压力侧壁16和吸力侧壁18在前缘20和后缘22处连结。如所示，大致长形的中空翼型件本体12可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘(未示出)。大致中空的翼型件本体12在径向方向上由径向外端面或翼型件梢部52以及联接至平台58的径向内端面54界定。在其他实施方式中，涡轮翼型件10可以为固定的涡轮轮叶，该固定的涡轮轮叶具有联接至涡轮发动机的涡轮部段的内径部的径向内端面以及联接至涡轮发动机的涡轮部段的外径部的径向外端面。如本领域技术人员已知的，可以在涡轮翼型件10的暴露于热气体的外表面上设置热障涂层(TBC)。
参照图3，限定有在压力侧壁16与吸力侧壁18之间大致居中地延伸的弦向轴线30。如所示，大致中空的长形翼型件本体12包括内部部分11，在内部部分11内定位有沿弦向、即沿着弦向轴线30间隔开的多个分隔壁24。分隔壁24沿径向延伸，并且还可以线性地延伸跨越弦向轴线30，从而将压力侧壁16与吸力侧壁18连接以限定形成内部冷却通路的径向腔41至48。冷却流体比如来自压缩机部段(未示出)的空气流过内部冷却通路41至48并且经由分别沿着前缘20和后缘22定位的排放孔27和29(参见图2)离开翼型件本体12。排放孔27提供沿着前缘20的膜冷却。尽管图中未示出，但可以在包括压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20和翼型件梢部52上的任何位置的多个位置处设置膜冷却孔。然而，本发明的实施方式使用低的冷却剂流量来提供增强的热传递系数，这使得可以将膜冷却仅限制于前缘20，如图2中所示。
根据所示的实施方式，提供了一个或更多个流动移位元件26A、26B，其中每个流动移位元件均定位在一对相邻分隔壁24之间的空间中。每个流动移位元件26A、26B均包括主体28，该主体28与压力侧壁16和吸力侧壁18间隔开，并且还与相邻分隔壁24间隔开。在所示的实施方式中，主体28沿着径向方向是中空且长形的(参见图4)以在主体内限定相应的长形径向腔T1、T2。在所示的实施方式中，腔T1、T2中的每个腔均为闲置的腔(inactive)，该闲置的腔不引导冷却流但用于占据翼型件的中央处的流动横截面的一部分，以使冷却剂流朝向第一近壁通路72和第二近壁通路74移位。在本示例中，闲置的腔T1、T2各自从第一端部沿径向延伸至第二端部。第一端部(未示出)可以位于例如根部56处并且可以被封闭，而第二端部可以位于翼型件本体12的内部部分11中，与翼型梢部52间隔开而终止，以限定间隙50(参见图4)。在所示的示例中，第二端部由梢部帽39封闭。在另一实施方式中，例如，在固定的涡轮轮叶的情况下，与具有闲置的腔不同，中空长形主体28中的一个或更多个中空长形主体可以限定次级冷却通路，次级冷却通路与相邻径向腔43-46脱离流体连通。次级冷却通路例如可以在涡轮发动机的涡轮部段的内径部与外径部之间输送冷却流体。在其他实施方式中，流动移位元件26A、26B中的一个或更多个流动移位元件可以具有呈实心本体结构而没有任何腔的主体28。与实心本体结构相比，主体28的中空结构可以提供减小的热应力。
第一近壁通路72沿径向延伸并且限定在主体28与压力侧壁16之间。第二近壁通路74沿径向延伸并且限定在主体28与吸力侧壁18之间。第一近壁通路72和第二近壁通路74在径向范围上由相应的中央通道76连接，中央通道76沿径向延伸并且限定在主体28与相邻分隔壁24中的相应的一个分隔壁之间。在径向流动横截面中，第一近壁通路72和第二近壁通路74分别沿着压力侧壁16和吸力侧壁18大致沿长度方向延伸，并且沿宽度方向分别在主体28与压力侧壁16或吸力侧壁18之间延伸。在所示的示例中，近壁通路72、74的长度方向可以大致平行于弦向轴线30延伸，而近壁通路72、74的宽度方向可以大致垂直于弦向轴线30延伸。在径向流动横截面中，中央通道76具有从第一近壁通路72延伸至第二近壁通路74的长度方向以及从主体28延伸至相邻的相应分隔壁24的宽度方向。在所示的示例中，中央通道76的长度方向横向于弦向轴线30，而中央通道76的宽度方向大致平行于弦向轴线30。为了实现低的冷却剂流量并同时提供对热的外壁14的高效近壁冷却，第一近壁通路72、第二近壁通路74和中央通道76中的一者或更多者可以呈长度尺寸大于宽度尺寸的长形。
与图1相比，在图3中所示的实施方式中，中央通道76中可以定位有一个或更多个径向肋部64，所述一个或更多个径向肋部64延伸成部分地跨越位于主体28与相邻的相应分隔壁24之间的中央通道76的宽度。径向肋部64中的一个或更多个径向肋部可以在径向范围上连接至主体28并且与相邻的相应分隔壁24间隔开。替代性地或此外，径向肋部64中的一个或更多个径向肋部可以在径向范围上连接至相邻的相应分隔壁24并且与主体28间隔开。在图3中所示的实施方式中，每个中央通道76中均定位有在相应的中央通道76的长度方向上间隔开的多个径向肋部64，在这种情况下，中央通道76的长度方向横向于弦向轴线30。径向肋部64沿中央通道76的宽度方向延伸，并且还可以沿径向、例如在中央通道76的大致整个径向范围上延伸(参见图4)，在这种情况下，中央通道76的宽度方向大致平行于弦向轴线30。在所示的实施方式中，相继的径向肋部64交替地连接至主体28或相邻的相应分隔壁24，但不连接至主体28和相邻的相应分隔壁24两者。相继的径向肋部64沿着中央通道76的长度以交错方式布置，并且沿中央通道76的宽度方向部分地重叠。在这种情况下，可以在大致平行于弦向轴线30的方向上重叠。由此可以实现搭叠状(ship lap)密封构型。在该构型中，由于径向肋部64中的每个径向肋部均延伸成部分地跨越相应的中央通道76的宽度，因此中央通道76没有被完全阻塞。即，允许冷却流体沿径向穿过中央通道76以及近壁通路72、74。然而，这种构型降低了冷却流体经由中央通道76转移至第一近壁通路72和第二近壁通路74以及从第一近壁通路72和第二近壁通路74转移的可能性，而例如在旋转的涡轮叶片中可能发生冷却流体经由中央通道76转移至第一近壁通路72和第二近壁通路74以及从第一近壁通路72和第二近壁通路74转移。这改进了设计的稳健性，从而确保冷却流体保持在其预期位置。
径向肋部64中的每个径向肋部均可以从第一端部92延伸至第二端部94，第一端部92和第二端部94可以分别与相应的中央通道76的径向内端部和径向外端部对准。如图4中所示，阻流元件66作为另一特征部可以定位成在径向肋部64的端部92、94中的一者或两者处、尤其是在如图4中所示的相应的中央通道76的相对于冷却剂流60的上游端部处覆盖中央通道76。阻流元件66可以延伸成大致或完全跨越中央通道76的在一个或更多个径向肋部64的相应径向端部92、94处的流动横截面。阻流元件66可以例如由阻流肋部构成，阻流肋部延伸成完全或部分地跨越中央通道76的在径向端部92、94处的宽度，并且阻流肋部还沿中央通道76的长度方向延伸。根据本发明的实施方式，为了避免由于不同的热膨胀引起的热应力，代替具有连接至主体28和相邻分隔壁24两者的单个肋部，阻流元件66可以包括多个重叠肋部，所述多个重叠肋部在径向端部92、94处组合起来延伸跨越中央通道76的整个宽度。在图4中所示的示例性实施方式中，每个阻流元件66均由沿径向方向交错布置的一对重叠肋部66a、66b构成，重叠肋部66a、66b分别延伸成部分地跨越中央通道76的宽度W。肋部66a连接至主体28并且与相邻的相应分隔壁24以形成有紧间隙的方式间隔开，而肋部66b连接至相邻的相应分隔壁24并且与主体28以形成有紧间隙的方式间隔开。重叠肋部66a、6bb可以在端部92或94处组合起来延伸跨越中央通道的整个宽度W以覆盖中央通道76。在其他实施方式中，可以使用肋部66a或66b中的仅一个肋部作为阻流元件66，该仅一个肋部连接至主体28或者相邻的相应分隔壁24并且与主体28和相邻的相应分隔壁24中的另一者形成有紧间隙。此外，如图5中所示，阻流元件66(或者肋部66a至66b)可以沿中央通道76的长度方向延伸跨越中央通道76的长度L的全部或部分长度，在这种情况下中央通道76的长度L横向于弦向轴线30。还可以将阻流元件66构造成由沿着中央通道76的长度方向重叠的多个部件构成，并且所述多个部件可以组合起来覆盖中央通道76的整个长度L。如图4中所示，由于阻流元件66，可以防止冷却流体60从径向内端部或径向外端部进入相应的中央通道76，从而有效地使几乎全部冷却流体如由虚线箭头60示意性地示出的那样朝向第一近壁通路72和第二近壁通路74移位。一旦冷却流体处于第一近壁通路72和第二近壁通路74中，径向肋部64就将防止冷却流体转移至第一近壁通路72和第二近壁通路74以及从第一近壁通路72和第二近壁通路74转移。使冷却流体全部或至少相当数量地朝向关注区域、即压力侧壁16和吸力侧壁18并避开不太需要冷却的区域移位的能力允许进一步减少冷却剂流。参照图5，作为另一变型，阻流元件66可以如短划线所示的那样在沿着中央通道76的长度的方向上定轮廓成将冷却流体特定地导引远离中央通道76并且朝向近壁通路72、74。
返回参照图3，流动移位元件26A、26B中的每个流动移位元件的主体28均可以延伸跨越弦向轴线30，使得第一近壁通路72和第二近壁通路74定位在弦向轴线30的相反侧。在所示的实施方式中，主体28包括分别面向压力侧壁16和吸力侧壁18的相反的第一侧壁82和第二侧壁84。第一侧壁82和第二侧壁84可以沿大致垂直于弦向轴线30的方向间隔开。在所示的实施方式中，第一侧壁82大致平行于压力侧壁16，并且第二侧壁84大致平行于吸力侧壁18。主体28还包括前端壁86和后端壁88，前端壁86和后端壁88可以在第一侧壁82与第二侧壁84之间延伸并且可以沿着弦向轴线30间隔开。如所示，连接肋部32、34可以分别联接至第一侧壁82和第二侧壁84。径向肋部64各自延伸成部分地跨越位于主体28的前端壁86或后端壁88与相邻的相应分隔壁24之间的中央通道76。在替代性实施方式中，主体28可以具有例如三角形、圆形、椭圆形、长圆形、多边形或者任何其他形状的形状或外轮廓。
在所示的实施方式中，一对连接肋部32、34将主体28分别连接至压力侧壁16和吸力侧壁18。因此，在每个流动移位元件26A、26B的弦向上的相反侧限定有一对相邻径向腔43至44、45至46。在该示例中，在第一流动移位元件26A的弦向上的相反侧限定有第一对相邻径向腔43至44。同样地，在第二流动移位元件26B的弦向上的相反侧限定有第二对相邻径向腔45至46。每个径向腔43至46均由相应的第一近壁通路72和第二近壁通路74以及将相应的第一近壁通路72和第二近壁通路74连接的相应的中央通道76形成。中央通道76中的每个中央通道均可以由如前面所述的一个或更多个径向肋部64部分地密封。
如所示，径向腔43至46中的每个径向腔均包括由一对相应的近壁通路72、74以及相应的中央通道76限定的C形流动横截面。此外，如所示，位于每个流动移位元件26A、26B的沿弦向的相反侧的一对相邻径向腔具有对称地相对的流动横截面。在所示的示例中，第一对相邻径向腔43、44各自具有呈对称地相对构型的C形流动横截面。即，径向腔44的流动横截面对应于径向腔43的流动横截面的关于大致垂直于弦向轴线30的镜向轴线的镜像。相同的描述适用于第二对相邻径向腔45、46。应当指出的是，该上下文中的术语“对称地相对”并不意在限于流动横截面的精确的尺寸对称性，精确的尺寸对称性尤其在高度轮廓化翼型件中通常不能实现。相反，如本文中使用的术语“对称地相对”是指形成流动横截面的元件(即，在该示例中为近壁通路72、74和中央通道76)的对称地相对的相对几何形状。
相邻径向腔中的具有对称地相对的流动横截面的一对相邻径向腔43至44或45至46可以沿相反的径向方向引导冷却流体，并且可以经由相应的弦向连接通路流体地连接以形成蛇形冷却路径。在本示例中，如图4中所示，相邻径向腔43至45之间的弦向连接通路可以由流动移位元件26A与翼型件本体12的径向端面之间的间隙50限定，在这种情况下，翼型件本体12的径向端面为翼型件梢部52。同样地，相邻径向腔45至46之间的弦向连接通路可以由第二流动移位元件26B与翼型件本体12的径向端面52、54中的一个径向端面之间的间隙限定。中空翼型件本体12的内部部分11中的间隙50与一对相邻径向腔43至44或45至46的对称地相对的流动横截面配合，确保了在弦向连接通路处从蛇形冷却路径中的上游径向腔至下游径向腔的均匀的流动转向。间隙50还减小了流动移位元件26A、26B所经受的由于相对于相对热的压力侧壁16和吸力侧壁18的不同热膨胀而引起的应力，并且还提供了对翼型件本体12的径向端面52的对流搁架冷却。
所示的实施方式可以结合各种不同的冷却方案来使用。例如，在一个实施方式中，第一对相邻径向腔43至44可以形成沿翼型件的向前方向延伸的第一蛇形冷却路径的一部分，而第二对相邻径向腔45至46可以形成沿翼型件的向后方向延伸的第二蛇形冷却路径的一部分。在替代性实施方式中，径向腔43至46可以由相应的弦向连接通路顺次地连接，以形成沿翼型件的向前方向或向后方向延伸的单个蛇形冷却路径。在又一实施方式中，上述蛇形冷却方案可以与其他冷却方案比如冲击冷却结合，以便最终将冷却流体分别导引至前缘径向腔41和/或后缘径向腔48，冷却流体可以从前缘径向腔41和/或后缘径向腔48经由沿着翼型件本体12的前缘20和后缘22定位的孔27和29(参见图2)从翼型件本体12排出。然而，应当指出的是，所使用的特定冷却方案对于本发明的各个方面不是核心方面。
参照图6，本发明的各个方面可以应用于具有内部冲击冷却特征部的替代性构型，该替代性构型如果不可以代替全部上述蛇形冷却方案的话至少可以代替上述蛇形冷却方案的至少一部分。所示出的构型可以包括一个或更多个流体移位元件26A’、26B’，这些流动移位元件被实施为将冷却流体的目标冲击提供至最需要冷却的区域、即压力侧壁16和吸力侧壁18的冲击结构。流动移位元件26A’、26B’的结构特征以及径向腔43至46的组合形状可以与图3中所示的流动移位元件26A、26B很大程度地类似，并且将不再进一步描述。然而，与图3的实施方式不同，本实施方式的中空长形流动移位元件26A’、26B’在这些长形流动移位元件内限定了接纳冷却剂流体的相应的冷却剂腔C1、C2。在这种情况下，冷却剂腔C1、C2例如可以在根部56处敞开，以经由递送从压缩机部段(未示出)转移的空气的冷却流体供应通路接纳冷却流体。冷却剂腔C1、C2的相反的径向端部可以位于翼型件本体12的内部部分11内并且可以是封闭的。如所示，可以形成有穿过主体28中的每个主体的多个冲击开口25，所述多个冲击开口25将相应的冷却剂腔C1、C2与第一近壁通路72和第二近壁通路74连接。冲击开口25将流入冷却剂腔64中的冷却流体引导成冲击在压力侧壁16和吸力侧壁18上。特别地，冲击开口可以形成在主体的分别面向压力侧壁16和吸力侧壁18的相反的第一侧壁82和第二侧壁84上。冲击开口25可以沿弦向方向和径向方向间隔开以在侧壁82、84中的每个侧壁上形成冲击阵列。
在操作中，冷却流体沿径向流过冷却剂腔C1、C2，并且经由冲击开口25排出，以特别地冲击在热的压力侧壁16的内表面以及吸力侧壁18的内表面上，以为这些表面提供冲击冷却。冲击后，冷却流体流过相邻的C形径向腔43至44或45至46，以提供对相邻热壁的对流冷却，其中相邻热壁不仅包括压力侧壁16和吸力侧壁18，而且还包括分隔壁24。特别地，主体28使冷却流体从翼型件的中央朝向径向腔43至44和45至46的近壁通路72和74移位。可以在中央通道76中定位一个或更多个径向肋部64，以按照前述方式部分地密封中央通道。包括的径向肋部防止例如可能在旋转的涡轮叶片中发生的、冷却流体经由中央通道76转移至第一近壁通路72和第二近壁通路74以及从第一近壁通路72和第二近壁通路74转移。此外，每个中央通道76均可以在肋部64的一个或两个径向端部处由相应的阻流元件66以前述方式覆盖，以防止冷却流体从径向内端部和/或径向外端部进入相应的中央通道76。
C形径向腔43至44或45至46可以通过由相应的冷却剂腔C1、C2与翼型件梢部52之间的间隙限定的相应的弦向连接通路流体地连接。翼型件梢部52可以设置有排放孔，冷却剂流体可以经由该排放孔从翼型件10排出，从而在翼型件梢部52的暴露于热气体的外表面上提供膜冷却。前述冲击冷却特征部可以与其他蛇形冷却方案和/或冲击冷却方案和/或任何其他冷却方案结合，以便最终将冷却流体分别导引至前缘径向腔41和后缘径向腔48，冷却流体可以从前缘径向腔41和后缘径向腔48经由沿着翼型件本体12的前缘20和后缘22定位的孔27和29(参见图2)从翼型件本体12排出。再次地，所使用的特定冷却方案对于本发明的各个方面不是核心方面。
在优选实施方式中，流动移位元件26A至26B或26A’至26B’以及径向肋部64可以使用不需要如在插入件情况下的后制造组装的任何制造技术与翼型件本体12一体地制造。在一个示例中，流动移位元件26可以与翼型件本体12例如由陶瓷铸芯一体地铸造。其他制造技术可以包括例如增材制造工艺比如3D打印。这允许本发明的设计被用于包括3D轮廓化叶片和轮叶的高度轮廓化翼型件。
尽管已经详细描述了具体定实施方式，但本领域普通技术人员将认识到，可以根据本公开的总体教示来研发对这些细节的各种修改和替代。因此，所公开的特定结构仅意在是说明性的而不是限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求及其任何及所有等同物的全部范围给出。

Claims (20)

1.一种涡轮翼型件(10)，包括：
大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在沿着径向方向的翼展方向上延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处连结的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，其中，限定有在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间大致居中地延伸的弦向轴线(30)，
径向延伸的多个分隔壁(24)，所述分隔壁(24)定位在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中并且将所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)连接，所述分隔壁(24)沿着所述弦向轴线(30)间隔开，以及
流动移位元件(26A-26B、26A’-26B’)，所述流动移位元件(26A-26B、26A’-26B’)定位在一对相邻的分隔壁(24)之间的空间中并且包括径向延伸的长形的主体(28)，所述主体(28)与所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)间隔开并且与所述相邻的分隔壁(24)中的一个或两个分隔壁间隔开，由此在所述主体(28)与所述压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，在所述主体(28)与所述吸力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，并且在所述主体(28)与所述相邻的分隔壁(24)中的相应的一个分隔壁之间限定中央通道(76)，所述中央通道(76)在径向范围上连接至所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)，
其中，所述中央通道(76)中定位有一个或更多个径向肋部(64)，所述一个或更多个径向肋部(64)延伸成部分地跨越位于所述主体(28)与相邻的相应分隔壁(24)之间的所述中央通道(76)。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个径向肋部(64)中的至少一个径向肋部在径向范围上连接至所述主体(28)并且与所述相邻的相应分隔壁(24)间隔开。
3.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个径向肋部(64)中的至少一个径向肋部在径向范围上连接至所述相邻的相应分隔壁(24)并且与所述主体(28)间隔开。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个径向肋部(64)包括在所述中央通道(76)的长度方向上间隔开的多个径向肋部(64)，其中，相继的径向肋部(64)交替地连接至所述主体(28)或所述相邻的相应分隔壁(24)，并且其中，相继的径向肋部(64)沿着所述中央通道(76)的宽度方向部分地重叠。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个径向肋部(64)在所述中央通道(76)的大致整个径向范围上延伸。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，定位有阻流元件(66)以在所述一个或更多个径向肋部(64)的径向端部(92、94)处覆盖所述中央通道(76)。
7.根据权利要求6所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述阻流元件(66)包括多个重叠部件(66a、66b)，所述多个重叠部件(66a、66b)在所述径向端部(92、94)处组合起来延伸跨越所述中央通道(76)的流动横截面。
8.根据权利要求7所述的涡轮翼型件，其中，所述阻流元件(66)沿着所述中央通道(76)的长度方向定轮廓成将冷却流体流导引朝向所述近壁通路(72、74)，所述中央通道(76)的长度方向横向于所述弦向轴线(30)。
9.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，
其中，所述流动移位元件(26A-26B、26A’-26B’)还包括第一连接肋部(32)和第二连接肋部(34)，所述第一连接肋部(32)和所述第二连接肋部(34)将所述主体(28)分别连接至所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，
其中，在所述流动移位元件(26A-26B、26A’-26B’)的弦向上的相反侧限定一对相邻的径向腔(43-44、45-46)，
其中，所述径向腔(43-46)中的每个径向腔均由相应的第一近壁通路(72)和第二近壁通路(74)以及相应的中央通道(76)形成，所述相应的中央通道(76)将所述相应的第一近壁通路(72)和第二近壁通路(74)连接，并且在所述相应的中央通道(76)中定位有所述一个或更多个径向肋部(64)中的至少一个径向肋部。
10.根据权利要求9所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一对相邻的径向腔(43-44、45-46)借助于由所述流动移位元件(26A-26B、26A’-26B’)与所述翼型件本体(12)的径向端面(52)之间的间隙(50)限定的弦向连接通路流体地连接。
11.根据权利要求10所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一对相邻的径向腔(43-44、45-46)沿相反的径向方向引导冷却流体以形成蛇形冷却路径。
12.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)是中空的，所述主体(28)内限定有长形径向腔(T1-T2)，所述长形径向腔(T1-T2)为闲置的腔(T1-T2)。
13.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)是中空的，所述主体(28)内限定有长形径向腔(C1-C2)，所述长形径向腔(C1-C2)为接纳冷却流体的冷却剂腔(C1-C2)，并且其中，形成有穿过所述主体(28)的多个冲击开口(25)，所述多个冲击开口(25)将所述冷却剂腔(C1-C2)与所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)连接，以将流入所述冷却剂腔(C1-C2)中的所述冷却流体引导成冲击在所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)上。
14.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)包括：
相反的第一侧壁(82)和第二侧壁(84)，所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别面向所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，以及
前端壁(86)和后端壁(88)，所述前端壁(86)和所述后端壁(88)在所述第一侧壁(82)与所述第二侧壁(84)之间延伸，
其中，所述一个或更多个径向肋部(64)延伸成部分地跨越位于所述主体(28)的所述前端壁(86)和/或所述后端壁(88)与所述相邻的相应分隔壁(24)之间的所述中央通道(76)。
15.根据权利要求14所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别大致平行于所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)。
16.一种涡轮翼型件(10)，包括：
大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在沿着径向方向的翼展方向上延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处连结的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，其中，限定有在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间大致居中地延伸的弦向轴线(30)，
其中，所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中形成有径向延伸的多个冷却剂通路(43-46)，其中，至少一个冷却剂通路(43-46)由与所述压力侧壁(16)相邻的第一近壁通路(72)、与所述吸力侧壁(18)相邻的第二近壁通路(74)以及中央通道(76)形成，所述中央通道(76)横向于所述弦向轴线(30)延伸并且在径向范围上连接至所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)，并且
其中，所述中央通道(76)的沿着所述弦向轴线(30)的宽度在所述径向范围上被部分地密封。
17.根据权利要求16所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一近壁通路(72)和/或所述第二近壁通路(74)具有大致平行于所述弦向轴线(30)的长形尺寸。
18.根据权利要求16所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述中央通道(76)由定位在所述中央通道(76)中的一个或更多个径向肋部(64)密封，所述一个或更多个径向肋部(64)延伸成部分地跨越所述中央通道(76)的所述宽度。
19.根据权利要求18所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个径向肋部(64)包括多个径向肋部(64)，所述多个径向肋部(64)横向于所述弦向轴线(30)间隔开并且以交错方式布置以沿所述中央通道(76)的宽度方向部分地重叠。
20.根据权利要求18所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述中央通道(76)在所述一个或更多个径向肋部(64)的径向端部(92、94)处被覆盖。
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