CN108026775B - 具有流动移位特征件的内部冷却的涡轮翼型件 - Google Patents

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Abstract

涡轮翼型件(10)在大致中空的翼型件本体(12)的内部部分(11)中包括占据一对相邻的分隔壁(24)之间的空间的流动移位元件(26)。流动移位元件(26)包括在沿径向方向的纵长方向上延伸的长形主体(28)以及分别将主体(28)连接至翼型件(10)的压力侧部和吸力侧部(16、18)的一对连接肋部(32、34)。在流动移位元件(26)的弦向上相反的两侧上限定了通流截面对称地相对的一对相邻的径向流动通路(43‑44、45‑46)。径向流动通路(43‑44、45‑46)沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由限定在内部部分(11)中、流动移位元件(26)与翼型件本体(12)的径向端面(52)之间的弦向通路(50a、50c)顺次地连接，以形成蛇形冷却路径(60a、60b)。

Description

具有流动移位特征件的内部冷却的涡轮翼型件
技术领域
本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及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，空气在压缩机部分中被加压，然后在燃烧器部分中与燃料混合并燃烧，以产生热的燃烧气体。热的燃烧气体在发动机的涡轮部分内膨胀，能量在该涡轮部分被提取以向压缩机部分提供动力并产生有用功，比如使得发电机转动而产生电力。热的燃烧气体行进穿过位于涡轮部分内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排固定的翼型件、即轮叶，随后是一排旋转的翼型件、即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热的燃烧气体提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件即轮叶和涡轮叶片直接暴露于热的燃烧气体，因此这些翼型件通常设置有内部冷却通道，这些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翼型件的径向外部分并且包括相对的压力侧壁和吸力侧壁，相对的压力侧壁和吸力侧壁在沿着径向方向的翼展方向上延伸并且从翼型件的前缘轴向地延伸至翼型件的后缘。冷却通道在翼型件的内部在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却流体沿交替的径向方向引导穿过翼型件。冷却通道将热量从压力侧壁和吸力侧壁去除，并且由此避免这些部件的过热。
发明内容
简言之，本发明的方面提供了一种具有带流动移位特征件的内部冷却通道的涡轮翼型件。
本发明的实施方式提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括大致中空的翼型件本体，该大致中空的翼型件本体由在沿着径向方向的翼展方向上延伸的外壁形成。外壁包括在前缘和后缘处接合的压力侧部和吸力侧部。在压力侧部与吸力侧部之间限定有大致居中地延伸的弦向轴线。
根据本发明的第一方面，涡轮翼型件包括多个径向延伸的分隔壁，所述分隔壁定位在翼型件本体的内部部分中并且连接压力侧部和吸力侧部。分隔壁沿着弦向轴线间隔开。流动移位元件定位成占据一对相邻的分隔壁之间的空间。流动移位元件包括长形的主体和一对连接肋部，该长形的主体在沿着径向方向的纵长方向上延伸，所述一对连接肋部分别将主体沿着径向范围连接至压力侧部和吸力侧部。在流动移位元件的弦向上相反的两侧上限定了通流截面对称地相对的一对相邻的径向流动通路。所述一对相邻的径向流动通路沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由限定在内部部分中并且在流动移位元件与翼型件本体的径向端面之间的弦向流动通路顺次地流体连接，以形成蛇形冷却路径。
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一个或更多个蛇形冷却路径，每个蛇形冷却路径均包括如下的至少一对相邻的径向流动通路：所述一对相邻的径向流动通路具有取向对称相对的相应的C形通流截面。每个径向流动通路均由与吸力侧部相邻的第一近壁冷却通路、与压力侧部相邻的第二近壁冷却通路以及沿着径向范围连接至第一近壁冷却通路和第二近壁冷却通路的中央冷却通道形成。所述一对相邻径向流动通路沿径向相反的方向引导冷却流体并且通过限定在中空的翼型件本体的内部部分中的弦向流动通路顺次地流体连接。
根据本发明的第三方面，涡轮翼型件包括多个在弦向上间隔开的分隔壁，所述分隔壁定位在翼型件本体的内部部分中，所述分隔壁各自沿径向方向延伸并且还沿着连接压力侧部和吸力侧部的大致直的轮廓延伸越过弦向轴线。流动移位元件定位成占据一对相邻分隔壁之间的空间。流动移位元件包括长形的主体和一对连接肋部，该长形的主体在沿着径向方向的纵长方向上延伸，所述一对连接肋部分别将主体沿着径向范围连接至压力侧部和吸力侧部。在流动移位元件的弦向上相反的两侧上限定了一对相邻的径向流动通路。每个径向流动通路均由近壁冷却通路和连接所述近壁冷却通路的中央冷却通道形成，所述近壁冷却通路限定在主体与压力侧部和吸力侧部中的每一者之间，该中央冷却通道限定在主体与相邻分隔壁中的相应一个分隔壁之间。所述一对相邻径向流动通路沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由限定在内部部分中并且在流动移位元件与翼型件本体的径向端面之间的弦向流动通路顺次地流体连接，以形成蛇形冷却路径。
附图说明
借助附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构型并且不限制本发明的范围。
图1是根据一个实施方式的涡轮翼型件的示例的立体图；
图2是图示了本发明的方面的沿着图1的截面II-II穿过涡轮翼型件的横截面图；以及
图3是图示了穿过根据实施方式的翼型件的示例性蛇形流动方案的流动示意图。
具体实施方式
在以下对优选实施方式的详细描述中，参照了形成该优选实施方式的一部分的附图，并且在附图中通过说明的方式而非限制的方式示出了本发明可以被实践的具体实施方式。应当理解的是，可以利用其他实施方式，并且可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下作出改变。
本发明的各方面涉及一种内部冷却的涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，供给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分转移的空气。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。许多涡轮叶片和轮叶都包括两壁式结构，该两壁式结构包括在前缘和后缘处接合的压力侧壁和吸力侧壁。内部通路和冷却回路通过利用以直线的方式连接压力侧壁和吸力侧壁的内分隔壁或肋而形成。本发明的发明人已经注意到，尽管上述设计提供了较低的热应力水平，但上述设计由于其简单的向前或向后流动的蛇形冷却通路和相对较大的横截面流动面积而可能因增加的冷却剂流量对热效率造成限制。
本文中图示的实施方式提供了一种具有下述内部冷却通路的涡轮翼型件：该内部冷却通路在不会损害用以承受发动机操作期间经受的热机械载荷的结构完整性的情况下提供了更高的热效率。可以通过降低冷却剂流量来提高热效率。根据图示的实施方式，上述方面通过提供至少一个流动移位元件以减小冷却剂的径向流动的横截面流动面积而由此增强对流热传递来实现。在典型的两壁式涡轮翼型件中，径向流动通路中的大部分流动都保持朝向压力侧壁与吸力侧壁之间的通流截面的中心，并且因此未充分用于对流冷却。本发明的实施方式涉及设置一个或更多个流动移位元件，所述一个或更多个流动移位元件用来使径向流动通路中的流动朝向热的压力侧壁和吸力侧壁移动，同时还由于通流截面的变窄而使目标的壁速度增加。
现在参照图1，图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所图示的，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而应当指出的是，本发明的方面可以附加地结合到燃气涡轮发动机中的固定的轮叶中。翼型件10可以包括适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的由外壁14形成的大致长形的中空翼型件本体12。外壁14在翼展方向上沿着涡轮发动机的径向方向延伸并且包括大致凹形的压力侧部16和大致凸形的吸力侧部18。压力侧部16和吸力侧部18在前缘20和后缘22处接合。如所图示的，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和联接至平台58的径向内端面54界定。在其他实施方式中，翼型件10可以是固定的涡轮轮叶，该固定的涡轮轮叶具有联接至涡轮发动机的涡轮部分的内径的径向内端面以及联接至涡轮发动机的涡轮部分的外径的径向外端面。
参照图2，限定了在压力侧部16与吸力侧部18之间大致居中地延伸的弦向轴线30。如所图示的，大致中空的长形翼型件本体12包括内部部分11，内部部分11可以经由穿过根部56的一个或更多个冷却流体供给通道(未示出)接收冷却流体，比如来自压缩机部分(未示出)的空气。在内部部分11中定位有沿弦向、即沿着弦向轴线30间隔开的多个分隔壁24。分隔壁24径向地延伸，并且还延伸越过弦向轴线30而连接压力侧部16和吸力侧部18，以限定径向腔室或流动通路41至47。冷却流体穿过流动通路41至47，并且经由分别沿着前缘20和后缘22定位的排放孔27和29离开翼型件本体12。排放孔27提供沿着前缘20的膜冷却(参见图1)。尽管附图中未示出，但可以在包括压力侧部16、吸力侧部18、前缘20和翼型件梢部52上的任何位置在内的多个位置处设置膜冷却孔。然而，本发明的实施方式使用较少的冷却剂流来提供增强的对流热传递，这使得可以将膜冷却仅限制于前缘20，如图1中所示。
根据图示的实施方式，可以在翼型件本体12的内部部分11中设置一个或更多个流动移位元件26。每个流动移位元件26均占据一对相邻的分隔壁24之间的空间并且包括长形的主体28，该主体28在纵长方向上沿着径向方向延伸。在图示的实施方式中，每个主体28是中空的且在内限定相应的闲置的(inactive)腔室T1、T2。闲置的腔室可以不具有穿过该闲置的腔室的任何流体流。例如，闲置的腔室T1、T2中的每个闲置的腔室均可以是如下的死空间：其不包括任何作用的(active)流体流，而是用来减小冷却流体的径向流动的横截面面积并且还用来使冷却流体朝向压力侧部16和吸力侧部18移位。闲置的腔室T1、T2中的每个闲置的腔室均径向地延伸并与外壁14隔离开。在其他实施方式(未示出)中，一个或更多个主体28可以具有不带有任何腔室的实心体结构。与实心体结构相比，内部结合有闲置的腔室T1、T2的主体28的大致中空的结构可以提供减小的热应力。一对连接肋部32、34分别将主体28沿着径向范围连接至压力侧部16和吸力侧部18。在优选的实施方式中，流动移位元件26可以使用不需要如在插入件的情况下进行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12一体地铸造，例如由陶瓷铸芯铸造。其他制造技术例如可以包括增材制造工艺，比如3D印刷。这允许本发明的设计被用于高度轮廓化的翼型件，包括3D轮廓化叶片和轮叶。
主体28可以延伸越过弦向轴线30并与压力侧部16和吸力侧部18间隔开。在图示的实施方式中，主体28包括分别面向压力侧部16和吸力侧部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。主体28还包括可以在第一侧壁82与第二侧壁84之间延伸并且可以沿着弦向轴线30间隔开的前端壁86和后端壁88。在替代性实施方式中，主体28例如可以具有三角形、圆形、椭圆形、长圆形、多边形或者任何其他形状或外轮廓。在图示的实施方式中，连接肋部32、34分别联接至相反的第一侧壁82和第二侧壁84。包括主体28和连接肋部32、34的每个流动移位元件26均沿径向方向延伸并且径向端部中的一个径向端部终止于中空翼型件本体12的内部部分11内而未到达(short of)径向端面、在这种情况下为翼型件梢部52，以限定间隙。在图示的示例中，闲置的腔室T1、T2各自从位于根部56中的第一端部36径向向外延伸至位于翼型件本体12的内部部分11中的第二端部38，而在未到达翼型件梢部52处终止。由此在翼型件本体12的内部部分11中、在翼型件梢部52与相应的闲置的腔室T1、T2之间形成间隙51(参见图3)。闲置的腔室T1、T2中的每个闲置的腔室的端部36、38中的至少一个端部可以被封闭或盖住，以确保没有流体流动穿过闲置的腔室T1、T2。在一个实施方式中，闲置的腔室T1、T2可以在位于根部56处的第一端部36处封闭，而在第二端部38处敞开。闲置的腔室T1、T2与相邻流动通路之间的压力差防止冷却流体穿过敞开的第二端部38被吸入。保持第二端部38敞开可以有益于减小流动移位元件26的梢部处的内应力并且对流动移位元件26的梢部处进行加强。在其他实施方式中，闲置的腔室T1、T2可以在第二端部38处被盖住或部分地盖住而在第一端部36处被封闭。
如图2中所示，在相邻的分隔壁24之间、在每个流动移位元件26的沿着弦向轴线30的相反的两侧部上限定了一对相邻的径向流动通路。例如，在第一流动移位元件26的弦向上相反的两侧上限定了第一对相邻的径向流动通路43、44，而在第二流动移位元件26的弦向上相反的两侧上限定了第二对相邻的径向流动通路45、46。径向流动通路43至46中的每个径向流动通路均由与压力侧部16相邻的第一近壁冷却通路72、与吸力侧部18的第二近壁冷却通路74以及连接第一近壁冷却通路72和第二近壁冷却通路74的中央冷却通道76形成。设置连接近壁冷却通路72和近壁冷却通路74的中央冷却通道76提供了减小的应力水平，特别是对于旋转翼型件比如涡轮叶片更是如此。在图示的实施方式中，第一近壁冷却通路72被限定在压力侧部16与主体28的第一侧壁82之间。第二近壁冷却通路74被限定在吸力侧部18与主体28的第二侧壁84之间。中央冷却通道76被限定在主体28的相应的端壁86、88与相邻的分隔壁24中的相应一个分隔壁之间。第一近壁冷却通路72和第二近壁冷却通路74以及中央冷却通道76沿着径向方向延伸，中央冷却通道76沿着径向范围连接至第一近壁冷却通路72和第二近壁冷却通路74。
为了提供对热的外壁14的有效的近壁冷却，第一近壁冷却通路72和第二近壁冷却通路74中的一者或更多者可以具有大致平行于弦向轴线30的长形尺寸。也就是说，近壁冷却通路72、74中的一者或更多者的大致平行于弦向轴线30的长度尺寸可以比大致垂直于弦向轴线30的宽度尺寸更大。此外，中央冷却通道76中的一个或更多个中央冷却通道可以具有大致垂直于弦向轴线30的长形尺寸。也就是说，中央冷却通道76中的一个或更多个中央冷却通道的大致垂直于弦向轴线30的长度尺寸可以比大致平行于弦向轴线30的宽度尺寸更大。为此，主体28可以成形为使得第一侧壁82和相反的第二侧壁84分别大致平行于压力侧部16和吸力侧部18。在图示的实施方式中，中央冷却通道76横向地延伸越过弦向轴线30，使得第一近壁冷却通路72和第二近壁冷却通路74位于弦向轴线30的相反两侧。所图示的实施方式使得即使对于低冷却剂流量也可以实现较高的马赫数。
如所示出的，流动通路43至46中的每个流动通路均包括由一对相应的近壁冷却通路72、74以及相应的中央冷却通道76限定的C形通流截面。此外，如所示出的，位于每个流动移位元件26的弦向上相反的两侧上的一对相邻的径向流动通路具有对称地相对的通流截面。在示出的示例中，第一对径向流动通路43、44分别具有对称地相对构型的C形通流截面。也就是说，径向流动通路44的通流截面对应于径向流动通路43的通流截面关于与弦向轴线30大致垂直的镜像轴线的镜像图像。相同的描述也适用于第二对径向流动通路45、46。应当指出的是，术语“对称地相对”在上下文中并不意味着限于通流截面的精确的尺寸对称，这通常不能实现尤其在高度轮廓化的翼型件中更是如此。如本文中使用的术语“对称地相对”而是指元件的形成通流截面的对称相对的相对几何结构(即，该示例中的近壁冷却通路72、74和中央冷却通道76)。具有对称相对的通流截面的一对流动通路43至44或一对流动通路45至46中的流动通路沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由相应的弦向流动通路50a、50c流体地连接以形成蛇形冷却路径，如参照图3所图示的。弦向流动通路50a、50c可以限定在中空的翼型件本体12的内部部分11内并且位于流动移位元件26与径向端面、在此情况下为翼型件梢部52之间。在图3中图示的示例中，每个弦向流动通路50a、50c均大致平行于弦向轴线30延伸，并且由翼型件梢部52与相应的闲置的腔室T1、T2之间的间隙51限定。
现在参照图3，图3图示了结合本发明的方面的示例性冷却方案。所图示的冷却方案包括两个独立且相反地指向的蛇形冷却路径，即第一蛇形冷却路径60a和第二蛇形冷却路径60b。第一蛇形冷却路径60a开始于径向流动通路44处，径向流动通路44从可以位于涡轮翼型件10的根部56处的相应的冷却流体供给装置接收冷却流体，其中，该冷却流体供给装置可以位于涡轮翼型件10的根部56处。然后，冷却流体沿交替的径向方向流动通过径向流动通路44、43和42。径向流动通路44、43和42经由相应的弦向流动通路50a、50b顺次地(inseries)连接，以形成沿着弦向轴线30沿从后向前的方向延伸的蛇形路径60a。冷却剂流体从径向流动通路42经由冲击开口23进入径向腔室41，并且然后经由外壁上的排放孔27排出到热气体路径中，排放孔27共同形成用于冷却涡轮翼型件10的前缘20的喷头。第二蛇形冷却路径60b开始于径向流动通路45处，该径向流动通路45从可以位于涡轮翼型件10的根部56处的相应的冷却流体供给装置接收冷却流体。然后，冷却流体沿交替的径向方向流动通过径向流动通路45、46和47。径向流动通路45、46和47经由相应的弦向流动通路50c、50d顺次地连接，以形成沿着弦向轴线30沿从前向后的方向延伸的蛇形路径60b。如本领域技术人员已知的，径向腔室47可以在冷却流体经由沿着后缘22定位的排放孔29排放到热气体路径中之前结合有例如包括扰流器或销翅片或其组合在内的后缘冷却特征件49(图2)。
与一对相邻的径向流动通路43至44或一对相邻的径向流动通路45至46的对称相对的通流截面协作的中空的翼型件本体12的内部部分11中的间隙51确保了在相应的蛇形冷却路径60a、60b中于弦向通路50a、50c处从上游的径向流动通路44或45到相应的下游的径向流动通路43或46的均匀的流动转向。间隙51还使流动移位元件26由于相对于相对较热的压力侧壁16和吸力侧壁18的热膨胀不同所经受的机械应力减小，并且还提供了对翼型件本体12的径向端面52的对流搁置冷却。弦向流动通路50b和50d例如可以位于中空翼型件本体12的内部部分11中或者位于平台58处。为了在铸造期间制造支承，闲置的腔室T1、T2可以经由芯连结件连结至相邻的作用的径向流动通路。因此，可以穿过主体28中的每个主体形成多个跨越孔25，所述多个跨越孔25将相应的闲置的腔室T1、T2连接至各自相邻的径向流动通路43、46。在使用其他制造技术比如3-D印刷来形成闲置的腔室T1、T2或者主体28是不具有腔室的实心主体的其他实施方式中，可以省去跨越孔25。
返回参照图2，在图示的实施方式中，分隔壁24中的每个分隔壁均是沿着连接压力侧部16和吸力侧部18的直的轮廓延伸越过弦向轴线30的直的肋部。在闲置的腔室T1与T2之间设置分隔壁24确保了径向流动通路43至46中的每个径向流动通路都具有C形通流截面，其中，相应的第一对相邻的流动通路43至44和第二对相邻的流动通路45至46被限定在每个流动移位元件26的相反两侧并且具有对称相对的通流截面。闲置的腔室T1、T2之间不存在分隔壁24将导致相邻径向流动通路的通流截面的形状不同(即不是对称地相对的)。例如，在示出的实施方式中，闲置的腔室T1与T2之间不存在分隔壁24将使得在蛇形冷却路径中形成从C形通流截面到I形通流截面的过渡部分，这可能会使得在位于该过渡部分下游的径向流动通路中出现不均匀的流动。
所图示的实施方式提供了具有由分隔壁24隔开的两个闲置的腔室T1、T2的构型。本发明的方面不限于所图示的实施方式，并且能够适用于具有一个或更多个流动移位元件26的翼型件，所述一个或更多个流动移位元件26各自具有限定相应的闲置的腔室T1、T2……的相应的主体28。例如，在一个实施方式中，可以在翼型件内部11内布置多个(例如多于两个)流动移位元件26，使得具有闲置的腔室T1、T2……的主体28与分隔壁24沿着弦向轴线30交替地布置，从而限定出根据本文中描述的发明构思的一个或更多个蛇形冷却路径。类似的布置可以设计成具有如下的流动移位元件26：该流动移位元件26具有不带有任何腔室的实心主体28。
由本发明提供的对流热传递可以通过本领域技术人员已知的附加特征件来进一步促进。例如，可以在热的外壁14的位于蛇形冷却路径的径向流动通路中的内表面上形成扰流器特征件，比如扰流器肋。例如，扰流器肋可以构造成防止蛇形冷却路径的上游端处的过冷。特别地，扰流器肋的数目和尺寸可以沿着冷却路径改变，比如通过设置增加的扰流器总数，以及通过在下游方向上设置更大的扰流器肋，以增加在冷却路径的下游方向上的扰流器肋在冷却空气升温时的热传递效果，从而使得变热的冷却空气能够从下游方向上的外壁移除足够量的热量。附加地，可以设置流动引导件，特别是在C形径向流动通路中设置流动引导件，这优化了这些流动通路以及目标壁的热传递中的流动分布。此外，可以在蛇形冷却路径中结合补充材料给送装置。另外，可以在沿着蛇形冷却路径的不同位置处设置膜冷却孔以用于局部冷却。
可以设想结合本发明的方面的替代性实施方式。例如，与上述实施方式不同，具有闲置的腔室T1、T2的主体28可以从翼型件梢部52径向向内延伸并且在未到达翼型件本体12的径向内端面54处终止。在这种情况下，一对对称相对的C形径向流动通路可以通过在闲置的腔室T1、T2与径向内端面54之间限定的弦向流动通路流体地连接。在又一实施方式中，闲置的腔室T1和T2可以在径向上错开，使得一个闲置的腔室T1在未到达翼型件梢部52处终止，而另一个闲置的腔室T2在未到达径向内端面54处终止，以在闲置的腔室T1与翼型件梢部52之间以及闲置的腔室T2与径向内端面54之间限定相应的弦向通路。在这种情况下，示例性冷却方案可以包括单个蛇形冷却路径，该蛇形冷却路径可以沿从前向后的方向或从后向前的方向延伸，其中，径向流动通路43至46中的所有径向流动通路可以顺次地流体连接。类似的方案可以设计成具有如下的流动移位元件26：该流动移位元件26具有不带有任何腔室的实心主体28。
尽管已经详细描述了具体实施方式，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改型和替代方案。因此，所公开的特定布置仅是说明性的而不意在限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求及其任何和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)处接合的压力侧部(16)和吸力侧部(18)，其中，在所述压力侧部(16)与所述吸力侧部(18)之间限定有大致居中地延伸的弦向轴线(30)，
多个径向延伸的分隔壁(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部(16)和所述吸力侧部(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(26)，所述流动移位元件(26)定位成占据一对相邻的分隔壁(24)之间的空间并且包括长形的主体(28)和一对连接肋部(32、34)，所述长形的主体(28)在沿着所述径向方向的纵长方向上延伸，所述一对连接肋部(32、34)分别将所述主体(28)沿着径向范围连接至所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)，由此在所述流动移位元件(26)的弦向上相反的两侧限定了通流截面对称地相对的一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)，
其中，所述一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由弦向流动通路(50a、50c)顺次地流体连接以形成蛇形冷却路径(60a、60b)，所述弦向流动通路(50a、50c)限定在所述内部部分(11)中并且在所述流动移位元件(26)与所述翼型件本体(12)的径向端面(52)之间。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)是中空的并且限定有闲置的腔室(T1、T2)，所述闲置的腔室(T1、T2)与所述外壁(14)隔开并且从第一端部(36)沿径向方向延伸至第二端部(38)，并且所述闲置的腔室(T1、T2)的所述第二端部(38)在未到达所述翼型件本体(12)的所述径向端面(52)处终止，以限定形成所述弦向流动通路(50a、50c)的间隙(51)。
3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述闲置的腔室(T1、T2)在所述第一端部(36)处封闭。
4.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述径向端面包括径向外侧的翼型件梢部(52)，并且其中，所述闲置的腔室(T1、T2)的所述第一端部(36)位于所述涡轮翼型件(10)的根部部分(56)处。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，每个径向流动通路(43-44、45-46)均由近壁冷却通路(72、74)和连接所述近壁冷却通路(72、74)的中央冷却通道(76)形成，所述近壁冷却通路(72、74)限定在所述主体(28)与所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)中的每一者之间，所述中央冷却通道(76)限定在所述主体(28)与所述相邻的分隔壁(24)中的相应一个分隔壁之间。
6.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(10)，其中，每个径向流动通路(43-44、45-46)均具有由相应的近壁冷却通路(72、74)和相应的中央冷却通道(76)限定的C形通流截面。
7.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述近壁冷却通路(72、74)定位在所述弦向轴线(30)的相反两侧。
8.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述近壁冷却通路(72、74)中的一者或更多者具有大致平行于所述弦向轴线(30)的长形尺寸，并且其中，所述中央冷却通道(76)具有大致垂直于所述弦向轴线(30)的长形尺寸。
9.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)，相反的所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别面向所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)，以及
在所述第一侧壁(82)与所述第二侧壁(84)之间延伸的前端壁(86)和后端壁(88)，
其中，所述蛇形冷却路径(60a、60b)中的流动沿着所述端壁(86、88)顺序地通过。
10.根据权利要求9所述的涡轮翼型件(10)，其中，相反的所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别大致平行于所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)。
11.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(26)与所述翼型件本体一体地制造。
12.根据权利要求1所述的翼型件(10)，其中，所述相邻的分隔壁(24)中的每个分隔壁均沿着连接所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)的大致直的轮廓延伸越过所述弦向轴线(30)。
13.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，包括各自包含相应的主体(28)的多个流动移位元件(26)，所述流动移位元件(26)布置成使得所述主体(28)与所述分隔壁(24)沿着所述弦向轴线(30)交替。
14.根据权利要求13所述的涡轮翼型件(10)，其中，位于第一流动移位元件(26)的弦向上相反的两侧上的第一对相邻的径向流动通路(43、44)形成沿着所述弦向轴线(30)的从后向前的蛇形冷却路径(60a)，并且位于第二流动移位元件(26)的弦向上相反的两侧上的第二对相邻的径向流动通路(45、46)形成沿着所述弦向轴线(30)的从前向后的蛇形冷却路径(60b)。
15.一种涡轮翼型件(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，所述外壁包括在前缘(20)和后缘(22)处接合的压力侧部(16)和吸力侧部(18)，其中，在所述压力侧部(16)与所述吸力侧部(18)之间限定有大致居中地延伸的弦向轴线(30)，
其中，在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中形成有一个或更多个蛇形冷却路径(60a、60b)，所述一个或更多个蛇形冷却路径(60a、60b)中的每个蛇形冷却路径均包括具有取向对称相对的相应的C形通流截面的至少一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)，
其中，每个径向流动通路(43-44、45-46)均由与所述压力侧部(16)相邻的第一近壁冷却通路(72)、与所述吸力侧部(18)相邻的第二近壁冷却通路(74)以及沿着径向范围连接至所述第一近壁冷却通路(72)和所述第二近壁冷却通路(74)的中央冷却通道(76)形成，以及
其中，所述一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)沿径向相反的方向引导冷却流体并且通过弦向流动通路(50a、50c)顺次地流体连接，所述弦向流动通路(50a、50c)限定在所述中空的翼型件本体(12)的所述内部部分(11)中。
16.根据权利要求15所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)形成在闲置的腔室(T1、T2)的弦向上相反的两侧上，其中，所述闲置的腔室(T1、T2)与所述外壁(14)隔开并且在径向端部(36、38)之间径向地延伸，所述径向端部中的一个径向端部(38)在所述内部部分(11)内于未到达所述翼型件本体(12)的径向端面(52)处终止，以限定间隙(51)，所述间隙(51)形成连接所述一对径向流动通路(43-44、45-46)的所述弦向流动通路(50a、50c)。
17.根据权利要求15所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述中央冷却通道(76)延伸越过所述弦向轴线(30)。
18.根据权利要求15所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一个或更多个蛇形冷却路径(60a、60b)包括沿着所述弦向轴线(30)沿从后向前的方向延伸的第一蛇形冷却路径(60a)和沿着所述弦向轴线(30)沿从前向后的方向延伸的第二蛇形冷却路径(60b)。
19.一种涡轮翼型件(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)形成并且在径向外端部处由翼型件梢部(52)定界，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处接合的压力侧部(16)和吸力侧部(18)，其中，在所述压力侧部(16)与所述吸力侧部(18)之间限定有大致居中地延伸的弦向轴线(30)，
多个弦向上间隔开的分隔壁(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，所述分隔壁(24)各自沿径向方向延伸并且还沿着连接所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)的大致直的轮廓延伸越过所述弦向轴线(30)，以及
流动移位元件(26)，所述流动移位元件(26)定位成占据一对相邻的分隔壁(24)之间的空间并且包括长形的主体(28)和一对连接肋部(32、34)，所述长形的主体(28)在沿着所述径向方向的纵长方向上延伸，所述一对连接肋部(32、34)分别将所述主体(28)沿着径向范围连接至所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)，
其中，在所述流动移位元件(26)的弦向上相反的两侧上限定了一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)，
其中，每个径向流动通路(43-46)均由近壁冷却通路(72、74)和连接所述近壁冷却通路(72、74)的中央冷却通道(76)形成，所述近壁冷却通路(72、74)限定在所述主体(28)与所述压力侧部(16)和所述吸力侧部(18)中的每一者之间，所述中央冷却通道(76)限定在所述主体(28)与所述相邻的分隔壁(24)中的相应一个分隔壁之间，以及
其中，所述一对相邻的径向流动通路(43-44、45-46)沿相反的径向方向引导冷却流体并且经由弦向流动通路(50a、50c)顺次地流体连接，以形成蛇形冷却路径(60a、60b)，所述弦向流动通路(50a、50c)限定在所述内部部分(11)中并且在所述流动移位元件(26)与所述翼型件梢部(52)之间。
20.根据权利要求19所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)是中空的并且限定有闲置的腔室(T1、T2)，所述闲置的腔室(T1、T2)与所述外壁(14)隔开并且从第一端部(36)沿径向方向延伸至第二端部(38)，并且所述闲置的腔室(T1、T2)的所述第二端部(38)在未到达所述翼型件本体(12)的径向端面(52)处终止，以限定形成所述弦向流动通路(50a、50c)的间隙(51)。
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