CN109252899A - 涡轮机冲击冷却插入件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮机冷却冲击插入件。冲击插入件包括插入件本体，其具有内表面、与内表面间隔开的外表面，以及从内表面延伸至外表面的厚度。插入件本体限定从内表面或外表面中的一者延伸到插入件本体中的第一凹部。第一凹部具有直径。插入件本体进一步限定从第一凹部延伸穿过插入件本体的冲击孔口。冲击孔口具有长度和直径。插入件本体的厚度大于冲击孔口的长度，且第一凹部的直径大于冲击孔口的直径。

Description

涡轮机冲击冷却插入件
技术领域
本发明大体上涉及涡轮机。更具体地说，本发明涉及用于涡轮机的冲击冷却插入件。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段。压缩机区段逐步增大进入燃气涡轮发动机的空气的压力，并且将此压缩空气供应到燃烧区段。经压缩空气和燃料(例如，天然气)在燃烧区段内混合且在燃烧室中燃烧以生成高压和高温燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段流到其中它们经膨胀以发挥作用的涡轮区段中。例如，燃烧气体在涡轮区段中的膨胀可使连接到发电机的转子轴旋转以产生电力。
涡轮区段包括一个或多个涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴引导燃烧气体流动到一个或多个涡轮转子叶片上。一个或多个涡轮转子叶片又从燃烧气体提取动能和/或热能，从而驱动转子轴。一般来说，每个涡轮喷嘴包括内侧壁、外侧壁和在内侧壁与外侧壁之间延伸的一个或多个翼型件。由于一个或多个翼型件与燃烧气体直接接触，所以可能需要冷却所述翼型件。
在特定配置中，通过由翼型件界定的一个或多个内腔传送冷却空气。通常，此冷却空气是从压缩机区段渗出的压缩空气。但是，从压缩机区段渗出的空气减小了可用于燃烧的压缩空气体积，从而降低了燃气涡轮发动机的效率。
发明内容
本发明技术的各方面和优点将部分地在下面的描述中阐述，或者可以从所述描述显而易见，或者可以通过实践本发明技术来了解。
一方面，本发明涉及一种涡轮机的冲击插入件。冲击插入件包括插入件本体，其具有内表面、与内表面间隔开的外表面、以及从内表面延伸至外表面的厚度。插入件本体限定从内表面或外表面中的一者延伸到插入件本体中的第一凹部。第一凹部具有直径。插入件本体进一步限定从第一凹部延伸穿过插入件本体的冲击孔口。冲击孔口具有长度和直径。插入件本体的厚度大于冲击孔口的长度，且第一凹部的直径大于冲击孔口的直径。
另一方面，本发明针对一种包括涡轮机部件和定位在涡轮机部件内的冲击插入件的涡轮机。冲击插入件包括插入件本体，其具有内表面、与内表面间隔开的外表面、以及从内表面延伸至外表面的厚度。插入件本体限定从内表面或外表面中的一者延伸到插入件本体中的第一凹部。第一凹部具有直径。插入件本体进一步限定从第一凹部延伸穿过插入件本体的冲击孔口。冲击孔口具有长度和直径。插入件本体的厚度大于冲击孔口的长度，且第一凹部的直径大于冲击孔口的直径。
本发明技术方案1提供一种用于涡轮机的冲击插入件，包括：插入件本体，其包括内表面、与所述内表面间隔开的外表面，以及从所述内表面延伸至所述外表面的厚度，所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的一个延伸至所述插入件本体中的第一凹部，所述第一凹部具有直径，所述插入件本体还限定从所述第一凹部延伸穿过所述插入件本体的冲击孔口，所述冲击孔口具有长度和直径，其中，所述插入件本体的厚度大于所述冲击孔口的长度，以及所述第一凹部的直径大于所述冲击孔口的直径。
技术方案2：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述冲击孔口的长度小于或等于所述冲击孔口的直径。
技术方案3：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部的直径在比所述冲击孔口的直径大两倍到四倍之间。
技术方案4：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部的直径比所述冲击孔口的直径大至少三倍。
技术方案5：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部从所述内表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述外表面。
技术方案6：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部从所述外表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述内表面。
技术方案7：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的另一者延伸入所述插入件本体的第二凹部，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述第二凹部。
技术方案8：根据技术方案7所述的冲击插入件，其中所述第二凹部具有直径，所述第一凹部的直径与所述第二凹部的直径相同。
技术方案9：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部为从所述插入件本体的第一端延伸至与所述第一端间隔开的所述插入件本体的第二端的槽口。
技术方案10：根据技术方案1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部局部化至所述冲击孔口。
技术方案11提供一种涡轮机，其包括：涡轮机部件；以及定位在所述涡轮机部件内的冲击插入件，所述冲击插入件包括：插入件本体，其包括内表面、与所述内表面间隔开的外表面、以及从所述内表面延伸至所述外表面的厚度，所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的一个延伸至所述插入件本体中的第一凹部，所述第一凹部具有直径，所述插入件本体还限定从所述第一凹部延伸穿过所述插入件本体的冲击孔口，所述冲击孔口具有长度和直径，其中，所述插入件本体的厚度大于所述冲击孔口的长度，以及所述第一凹部的直径大于所述冲击孔口的直径。
技术方案12：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述冲击孔口的长度小于或等于所述冲击孔口的直径。
技术方案13：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部的直径在比所述冲击孔口的直径大两倍到四倍之间。
技术方案14：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部的直径比所述冲击孔口的直径大至少三倍。
技术方案15：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部从所述内表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述外表面。
技术方案16：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部从所述外表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述内表面。
技术方案17：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的另一者延伸入所述插入件本体的第二凹部，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述第二凹部。
技术方案18：根据技术方案17所述的涡轮机，其中所述第二凹部具有直径，所述第一凹部的直径与所述第二凹部的直径相同。
技术方案19：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部为从所述插入件本体的第一端延伸至与所述第一端间隔开的所述插入件本体的第二端的槽口。
技术方案20：根据技术方案11所述的涡轮机，其中所述第一凹部局部化至所述冲击孔口。
参考下面的描述和所附的权利要求书，本发明技术的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。并入到本说明书中并构成其部分的附图示出了本发明技术的实施例，并且与所述描述一起用来说明本发明技术的原理。
附图说明
本发明的完整和能够实施的公开，包括实施各种实施例的最佳模式，在参考附图的说明书中被阐述，在附图中：
图1是根据本发明的实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意图；
图2是根据本发明的实施例的示范性涡轮区段的横截面图；
图3是根据本发明的实施例的示范性喷嘴的透视图；
图4是根据本发明的实施例的大体上围绕图3中的线4-4截取的喷嘴的横截面图；
图5是根据本发明的实施例的定位在热气路径部件内的冲击插入件的实施例的透视图；
图6为根据本发明的实施例的冲击插入件的一个实施例的透视图；
图7为冲击插入件的一部分的横截面视图，示出了根据本发明的实施例的冲击孔口的一个实施例；
图8为冲击插入件的一部分的横截面视图，示出了根据本发明的实施例的冲击孔口的另一个实施例；
图9为冲击插入件的一部分的横截面视图，示出了根据本发明的实施例的冲击孔口的又一个实施例；
图10为根据本发明的实施例的冲击插入件的另一个实施例的透视图；
图11为根据本发明的实施例的冲击插入件的另一个实施例的透视图；以及
图12为根据本发明的实施例的冲击插入件的又一个实施例的横截面视图。
在本说明书和附图中参考标号的重复使用意在表示本发明技术的相同或相似特征或元件。
具体实施方式
现将详细参考本发明的当前实施例，在附图中说明当前实施例的一个或多个实例。详细描述中使用数字和字母标示来指代图中的特征。在附图和描述中相同或相似的标记用于指本发明技术的相同或相似部分。如本说明书中所使用，词语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个部件与另一部件，且并不在于表示个别部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流出的方向，而“下游”是指流体流向的方向。
每个实例通过对本发明技术进行说明而不是对本发明技术进行限制的方式提供。实际上，所述领域技术人员将清除，在不偏离本发明的范围或者精神的前提下可对本发明进行多种修改和变化。例如，说明或描述为一个实施例的部分的特征可用在另一实施例上以产生又一实施例。因此，本发明技术应涵盖所有在所附权利要求书和其等效物的范围内的修改和变化。
虽然本说明书中示出和描述了工业或陆基(land-based)燃气涡轮，但本说明书所示出和描述的本发明技术不限于陆基和/或工业燃气涡轮，除非权利要求中另外指明。例如，如本说明书中所描述的技术可用于任何类型的涡轮机中，包括但不限于航空燃气涡轮机(例如涡轮风扇等等)、蒸汽涡轮机和船用燃气涡轮机。
现在参考附图，其中在整个附图中相同标号指示相同组件，图1示意性地说明燃气涡轮发动机10。如图所示，燃气涡轮发动机10通常包括压缩机区段12，其具有设置在轴向压缩机16的上游端处的入口14。燃气涡轮发动机10还包括燃烧区段18，其具有定位在压缩机16下游的一个或多个燃烧器20。燃气涡轮发动机10还包括具有设置在燃烧区段18下游的涡轮24(例如，膨胀涡轮)的涡轮区段22。轴26沿着燃气涡轮发动机10的轴向中心线28轴向延伸穿过压缩机16和涡轮24。
图2是涡轮24的横截面侧视图。如所示出，涡轮24可包括多个涡轮级。例如，涡轮24可包括第一级30A、第二级30B和第三级30C。尽管如此，但是在备选实施例中，涡轮24可包括更多或更少涡轮级。
每个级30A到30C包括呈串行流次序的一行涡轮喷嘴32A、32B和32C，以及沿转子轴26(图1)轴向地间隔开的对应一行涡轮转子叶片34A、34B和34C。涡轮喷嘴32A到32C中的每一个在燃气涡轮10的操作期间相对于涡轮转子叶片34A到34C保持静止。涡轮喷嘴32B行、涡轮喷嘴32C行中的每一行分别连接到对应的隔板42B、42C。尽管在图2中未示出，但是涡轮喷嘴32A行还可连接到对应的隔板。第一涡轮防护罩44A、第二涡轮防护罩44B和第三涡轮防护罩44C沿圆周围封对应的涡轮叶片34A行到涡轮叶片34C行。外壳或壳体36沿圆周围绕具有涡轮喷嘴32A和涡轮转子叶片34A的级30A、具有涡轮喷嘴32B和涡轮转子叶片34B的级30B以及具有涡轮喷嘴32C和涡轮转子叶片34C的级30C。
如图1和2中所示，压缩机16向燃烧器20提供压缩空气38。压缩空气38在燃烧器20中与燃料(例如天然气)混合，并进行燃烧以产生燃烧气体40，所述燃烧气体40流入涡轮24。涡轮喷嘴32A到32C和涡轮转子叶片34A到34C从燃烧气体40提取动能和/或热能，从而驱动转子轴26。接着，燃烧气体40离开涡轮24和燃气涡轮发动机10。如下文将更详细地论述，压缩空气38的一部分可用作用于冷却涡轮24的各种部件的冷却介质，各种部件例如涡轮喷嘴32A到32C。
图3为第二级30B的涡轮喷嘴32B的透视图。其它涡轮喷嘴32A、32C包括类似于涡轮喷嘴32B的特征的特征。如图3中示出，涡轮喷嘴32B包括内侧壁46和与内侧壁46径向间隔开的外侧壁48。一对翼型件50从内侧壁46延伸到外侧壁48。在备选实施例中，涡轮喷嘴32B可具有仅一个翼型件50、三个翼型件50或更多翼型件50。
如图3中所说明，内侧壁46和外侧壁48包括各种表面。更确切地说，内侧壁46包括径向外表面52和从所述径向外表面52径向向内定位的径向内表面54。类似地，外侧壁48包括径向内表面56和从所述径向内表面56径向向外定向的径向外表面58。如图2和3中示出，外侧壁48的径向内表面56和内侧壁46的径向外表面52分别限定内径向流边界和外径向流边界以供燃烧气体40流动穿过涡轮24。内侧壁46还包括前表面60和定位在所述前表面60下游的后表面62。内侧壁46进一步包括第一圆周表面64和沿圆周与所述第一圆周表面64间隔开的第二圆周表面66。类似地，外侧壁48包括前表面68和定位在前表面68下游的后表面70。外侧壁48还包括第一圆周表面72和与第一圆周表面72间隔开的第二圆周表面74。
如上文提到，两个翼型件50从内侧壁46延伸到外侧壁48。如图3和4中所说明，每个翼型件50包括前边缘76，其被设置成接近于内侧壁46的前表面60和外侧壁48的前表面68。每个翼型件50还包括后边缘78，其被设置成接近于内侧壁46的后表面62和外侧壁48的后表面70。此外，每个翼型件50包括从前边缘76延伸到后边缘78的压力侧壁80和相对的抽吸侧壁82。
每个翼型件50可限定其中的一个或多个内腔。插入件可定位在内腔中的每一个中以向翼型件50的压力侧壁80和抽吸侧壁82提供压缩空气38(例如通过冲击冷却)。在图4中所说明的实施例中，每个翼型件50限定其中定位有前插入件88的前内腔84和其中定位有后插入件90的后内腔86。凸条92可分离前内腔84与后内腔86。但是，在替代实施例中，翼型件50可限定一个内腔、三个内腔，或四个或更多个内腔。此外，在某些实施例中，内腔中的一些也可能不包括插入件。
图5到10示出了冲击插入件100的实施例，所述冲击插入件100可定位在热气路径部件104限定的热气路径部件腔102中。例如，在一些实施例中，冲击插入件100可定位在喷嘴32B的翼型件50中的一个翼型件的前内腔86中，替代图4中所示前插入件90。在此实施例中，热气路径部件腔102可为前内腔86，且热气路径部件104可为喷嘴32B。在另外的实施例中，热气路径部件104可为其它喷嘴、涡轮防护罩44A到44C中的一个或转子叶片32A到32C中的一个。然而，热气路径部件104可为燃气涡轮发动机10中的任何合适的部件。因此，热气路径部件腔102可为燃气涡轮发动机10中的任何适合的腔。
热气路径部件104在图5中一般地示出为具有环形横截面。然而，热气路径部件104可为平板或具有任何合适的横截面和/或形状。
如图5到10中所示，冲击插入件100限定轴向方向A、径向方向R和圆周方向C。大体上，轴向方向A在冲击插入件100的顶端106与冲击插入件100的底端108之间延伸。此外，径向方向R从轴向方向A正交地向外延伸，且圆周方向C同心地围绕轴向方向A延伸。
尤其参看图5和6，冲击插入件100包括在其中限定插入件腔112的插入件本体110。就此而言，插入件本体110包括形成冲击插入件腔112的外边界的内表面114，以及与内表面110间隔开的外表面116。因此，插入件本体110具有在内表面114与外表面116之间延伸的插入件本体厚度118(图7)。在所示实施例中，冲击插入件100大体上具有环形截面。尽管如此，但在其它实施例中，冲击插入件100可具有任何适合的形状或构造(例如，平板)。
如上文所提及，冲击插入件100定位在热气路径部件104的热气路径部件腔102中。更确切地说，热气路径部件104的内表面120形成热气路径部件腔102的外边界。冲击插入件100定位在热气路径部件腔102内，使得插入件本体110的外表面116与热气路径部件104的内表面120间隔开。插入件本体110的外表面116与热气路径部件104的内表面120之间的间距可尺寸适于有利于内表面120的冲击冷却，这将在下文中详细论述。
如图6中所示，冲击插入件100限定多个冲击孔口122。在所示实施例中，冲击孔口116具有圆形截面。尽管如此，但在备选实施例中，冲击孔口122可具有任何适合的截面(例如，矩形、三角形、卵形、椭圆形、五边形、六边形、星形等)。此外，冲击插入件100可限定任何适合数量的冲击孔口122。
图7示出了图6中所示的冲击孔口122中的一个的横截面视图。如图所示，插入件本体110限定从外表面116沿径向延伸入插入件本体110的凹部124。在所示实施例中，凹部124是半球形。尽管如此，但在其它实施例中，凹部124可具有任何其它适合的形状。插入件本体110还限定冲击孔口122，其从凹部124经由插入件本体110沿径向延伸至内表面114。就此而言，冲击孔口122和凹部124流体地联接冲击插入件腔108和热气路径部件腔102。
在图7中所示的实施例中，凹部124局部化到(localized to)冲击孔口122。当凹部124局部化时，仅一个冲击孔口122从凹部124延伸且延伸穿过插入件本体110。
如图7中所示，冲击孔口122和凹部124可具有各种尺寸。如图所示，冲击孔口122具有在凹部124与内表面114之间延伸的长度126。冲击孔口122还具有直径128。类似地，凹部124具有直径130。在冲击孔口122和/或凹部124具有非圆形截面的实施例中，直径128,130是冲击孔口122和/或凹部124的最宽尺寸。
图7示出了冲击孔口122和凹部124的尺寸的一个实施例。更确切地说，插入件本体110的厚度118大于冲击孔口122的长度126。冲击孔口122的长度126与冲击孔口122的直径128之比可小于或等于一。就此而言，长度126可小于如图7中所示的直径128，或等于如图8中所示的直径128。此外，凹部124的直径130大于冲击孔口122的直径128。例如，在一些实施例中，凹部124的直径130可在比冲击孔口122的直径128大两倍到四倍之间。在一些实施例中，凹部124的直径130可比冲击孔口122的直径128大至少三倍。然而，在备选实施例中，冲击孔口122和凹部124可具有允许冲击孔口122向热气体路径部件104(图5)提供冲击冷却的任何适合的尺寸。
图8示出了冲击孔口122的另一个实施例的横截面视图。如图所示，插入件本体110限定从内表面114沿径向延伸到插入件本体110中的凹部124。插入件本体110还限定冲击孔口122，其从凹部124沿径向通过插入件本体110延伸到外内表面116。
图9示出了冲击孔口122的另一个实施例的横截面视图。如图所示，插入件本体110限定从内表面114沿径向延伸入插入件本体110的第一凹部124A，以及从外表面116沿径向延伸入插入件本体110的第二凹部124B。第一凹部124A具有直径130A，以及第二凹部124B具有直径130B。在所示实施例中，第一凹部124A和第二凹部124B的直径130A、130B相同。尽管如此，但在其它实施例中，直径130A、130B可为不同的。此外，第一凹部124A和第二凹部124B可具有进入插入件本体110的相同或不同深度。插入件本体110还限定冲击孔口122，其从第一凹部124A沿径向通过插入件本体110延伸到第二凹部124B。
图10示出了冲击插入件100的另一个实施例。类似于图6-9中所示的冲击插入件100的实施例，图10中所示的冲击插入件100的插入件本体110限定冲击孔口122和凹部124。然而，图10中的每个凹部124未局部化至一个冲击孔口122。作为替代，每个凹部124是从冲击插入件100的顶端106延伸至冲击插入件100的底端108、且从外表面114延伸到插入件本体110中的槽口。就此而言，多个冲击孔口122均从各个凹部124延伸穿过插入件本体110。例如，在所示实施例中，三个冲击孔口122从每个凹部124延伸穿过插入件本体110。尽管如此，但在其它实施例中，两个、四个、五个或更多冲击孔口122可从每个凹部124延伸穿过插入件本体110。在备选实施例中，凹部124可具有任何形状和/或构造。例如，如图11中所示，凹部124可仅部分地在冲击插入件100的顶端106与底端108之间延伸。此外，如图12中所示，凹部124可从内表面114延伸到插入件本体110中。
在一些实施例中，可通过增材制造形成冲击插入件100。如本说明书所使用的术语“增材制造”是指产生有用的三维物体并包括每次一个层地依序形成物体的形状的步骤的任何工艺。增材制造工艺包括三维印刷(three-dimensional printing，3DP)工艺、激光净成形制造(laser-net-shape manufacturing)、直接金属激光烧结(direct metal lasersintering，DMLS)、直接金属激光熔化(direct metal laser melting，DMLM)、等离子体转移弧(plasma transferred arc)、自由成型制造(freeform fabrication)等。特定类型的增材制造工艺使用能量束，例如电子束或例如激光束的电磁辐射，以烧结或熔化粉末材料。增材制造工艺通常将金属粉末材料或金属线用作原料。然而，冲击插入件100还可使用任何合适的制造过程来构造。
在操作中，冲击插入件100向热气路径部件104提供冲击冷却。更确切地说，冷却空气如从压缩机区段12放出的压缩空气38引导入冲击插入件腔112。冲击插入件腔112中的冷却空气然后流过冲击孔口122和对应凹部124，且穿过热气路径腔102，直到撞击热气路径部件104的内表面120。
凹部124改善冲击冷却有效性。更具体而言，冲击冷却有效性随插入件本体110的厚度118减小而增大。然而，如果插入件本体110的厚度118变得太薄，冲击插入件100可能变弱且不能经受处理和/或操作环境。就此而言，凹部124减小了冲击孔口122近侧的插入件本体110的厚度以改善冲击冷却，同时仍保持别处(elsewhere)的厚度足够的插入件本体110来经受处理和/或操作环境。
如上文所述，凹部124在保持足够强度的同时提供改善的冲击冷却。就此而言，相比于常规冲击插入件，冲击插入件100向热气路径部件104的内表面120提供了更大的冲击冷却。因此，相比于常规插入件，冲击插入件100从压缩机区段12(图1)转移更少压缩空气38，从而提高了燃气涡轮发动机10的效率。
本说明书使用实例来公开本发明技术，包括最佳模式，并且还使得所属领域的技术人员能够实践本发明技术，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何所并入的方法。本发明技术的可获专利的范围由权利要求书限定，并且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果其它此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例的等效结构要素与权利要求书的字面意义无显著差别，那么此类实例意图处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮机的冲击插入件，包括：
插入件本体，其包括内表面、与所述内表面间隔开的外表面，以及从所述内表面延伸至所述外表面的厚度，所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的一个延伸至所述插入件本体中的第一凹部，所述第一凹部具有直径，所述插入件本体还限定从所述第一凹部延伸穿过所述插入件本体的冲击孔口，所述冲击孔口具有长度和直径，
其中，所述插入件本体的厚度大于所述冲击孔口的长度，以及所述第一凹部的直径大于所述冲击孔口的直径。
2.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中所述冲击孔口的长度小于或等于所述冲击孔口的直径。
3.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部的直径在比所述冲击孔口的直径大两倍到四倍之间。
4.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部的直径比所述冲击孔口的直径大至少三倍。
5.根据权利要求1所述的冲击插入件，其中所述第一凹部从所述内表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述外表面。
6.一种涡轮机，其包括：
涡轮机部件；以及
定位在所述涡轮机部件内的冲击插入件，所述冲击插入件包括：
插入件本体，其包括内表面、与所述内表面间隔开的外表面、以及从所述内表面延伸至所述外表面的厚度，所述插入件本体限定从所述内表面或所述外表面中的一个延伸至所述插入件本体中的第一凹部，所述第一凹部具有直径，所述插入件本体还限定从所述第一凹部延伸穿过所述插入件本体的冲击孔口，所述冲击孔口具有长度和直径，
其中，所述插入件本体的厚度大于所述冲击孔口的长度，以及所述第一凹部的直径大于所述冲击孔口的直径。
7.根据权利要求6所述的涡轮机，其中所述冲击孔口的长度小于或等于所述冲击孔口的直径。
8.根据权利要求6所述的涡轮机，其中所述第一凹部的直径在比所述冲击孔口的直径大两倍到四倍之间。
9.根据权利要求6所述的涡轮机，其中所述第一凹部的直径比所述冲击孔口的直径大至少三倍。
10.根据权利要求6所述的涡轮机，其中所述第一凹部从所述内表面延伸至所述插入件本体中，所述冲击孔口从所述第一凹部延伸至所述外表面。
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