CN110832168B - 用于冲击冷却的涡轮组件及组装方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种涡轮组件(10)以及一种组装此类组件的方法。涡轮组件(10)包括基本中空翼型(12)、冲击管(15)和冲击管套筒(200)。冲击管套筒(200)包括至少一个冲击管套筒段(201)，中空翼型(12)在其内表面(210)处具有纵向肋(211)，所述纵向肋从中空翼型(12)的前缘(16)朝向后缘(20)延伸。所述至少一个冲击管套筒段(201)中的第一冲击管套筒段(202)在第一冲击管套筒段(202)的表面(205)处提供带槽阻流器(204)，第一冲击管套筒段(202)被插入到中空翼型(12)中，使得中空翼型(12)的肋(211)与带槽阻流器(204)的对应槽(208)接合，并且使得第一冲击管套筒段(202)的表面(205)抵靠在肋(211)上。冲击管(15)被插入到中空翼型(12)中，使得所述至少一个冲击管套筒段(201)被布置在中空翼型(12)的内表面(210)和冲击管(15)的外表面(220)之间。

Description

用于冲击冷却的涡轮组件及组装方法

技术领域

本发明涉及一种翼型形状的涡轮组件，该涡轮组件诸如是涡轮的转子动叶和定子静叶，本发明还涉及对此类部件的冷却。本发明还涉及用于组装的相关方法。

背景技术

现代涡轮(特别是燃气涡轮)常常在非常高的温度下运行，从而允许高效的操作。温度对涡轮动叶和/或定子静叶的影响会不利于涡轮的高效操作，这是因为高温会导致涡轮部件损坏，这是由于转子动叶经历大的离心应力，并且转子动叶或定子静叶的材料在高温下强度较差。在极端情况下，这甚至可能导致动叶或静叶的变形，并且可能导致故障。为了克服这种风险，高温中空动叶或静叶可以与并入的冷却通道、插入件和底座一起使用，以达到冷却目的。所提到的特征用于冲击冷却和/或对流冷却。而且，薄膜冷却可用于保护动叶或静叶的表面。

内部冷却被设计成提供来自翼型的高效热传递，并且提供冷却空气在内部的流动。如果热传递效率改善，则需要较少的冷却空气来充分地冷却翼型。内部冷却通常包括用以改善热传递效率的结构，这些结构包括例如冲击管或底座(也被称为针翅)。因此，涡轮翼型内的内部冷却通常使用例如以下组合，即冲击冷却，然后是底座/针翅冷却区。冲击冷却可用于前缘，并且可以跨越翼型的相当大的一部分。通常朝向后缘来使用针翅/底座。底座将此类翼型的相对侧(压力侧和吸入侧)链接，以通过增加热传递面积和冷却空气流的湍流，来改善热传递。改善的热传递效率导致改善整体涡轮发动机效率。此外，每个冷却区的比例分配和配置常常是许多因素的平衡，这些因素诸如为材料温度、冷却流压降、耗冷量以及制造和成本约束。

不同冷却区的冷却要求可彼此不同。此类情形可以意味着，为满足一个区中的冷却要求，在其他区使用过度冷却，这导致整体效率降低。

在不改变铸件的情况下，当需要通过将薄膜冷却引入到现有的非薄膜冷却设计中来对设计进行升级时，会出现另外的问题。由于单馈送腔，薄膜冷却设计受到限制，从而使得难以充分地控制冷却流。在这种情况下，将需要多馈送冷却腔方法。在这方面，单馈送腔表示中空翼型中存在由一个供应通道供应的单个腔。相反地，多馈送冷却腔是若干个单独的冷却通路被并入于中空翼型中的一种设计。

所有冷却设计特征的一个问题是，在翼型的设计阶段中，就已经需要考虑制造或组装方面的局限性。

本发明的第一个目的是提供一种有利的翼型形状的涡轮组件，该涡轮组件例如涡轮转子动叶和定子静叶，并且可以利用该翼型形状的涡轮组件来减少上述缺点，并且特别地，可以实现高冷却效率。

本发明的第二个目的是提供用于组装此类翼型形状的涡轮组件的方法，通过所述方法，促进实现一种更具空气动力学效率的翼型和燃气涡轮部件。

发明内容

本发明试图减少这些局限性和缺点。

该目的通过独立权利要求实现。从属权利要求描述了本发明的有利发展和修改。

根据本发明，提供了一种涡轮组件，该涡轮组件包括基本中空翼型、冲击管和冲击管套筒。冲击管套筒包括至少一个冲击管套筒段。中空翼型在其内表面处具有纵向肋，纵向肋从中空翼型(12)的前缘朝向后缘延伸。在第一冲击管套筒段的表面处，至少一个冲击管套筒段中的第一冲击管套筒段提供带槽阻流器，第一冲击管套筒段被插入到中空翼型中，使得中空翼型的肋与带槽阻流器的对应的槽接合，并且使得第一冲击管套筒段的表面抵靠在肋上。冲击管被插入到中空翼型中，使得至少一个冲击管套筒段被布置在中空翼型的内表面和冲击管的外表面之间。

这种设计对于单馈送腔特别有用，以允许将整个冷却腔划分成子腔。带槽阻流器充当冷却流体流的屏障。

这种设计允许以简单的方式提供此类屏障。

术语“带槽阻流器”被认为是定义了用于流体流动的阻隔元件，其中该阻隔元件具有间隙或槽。带槽阻流器是断裂式阻流器。通常，槽将允许流体通过，但是当带槽阻流器与对应的肋接合时，流体流基本上受到阻隔。

当第一冲击管套筒段抵靠在肋上时，第一冲击管套筒段的表面远离中空翼型的内表面。结果，形成了单独的冷却腔，该冷却腔以第一冲击管套筒段的表面、中空翼型的内表面、两个邻近的肋、以及一个或两个阻流器为边界。然后，此类单独的冷却腔可以经由冲击管中存在的冲击孔被单独地馈送。然后，可以经由翼型壁上存在的薄膜冷却孔，将来自该腔的空气排出，或者可以将来自该腔的空气引导到翼型的后方区，以在该区中提供进一步冷却。

由于此类涡轮组件的组装非常简单，因此本发明是特别有利的。根据本发明，可按以下顺序来执行以下组装步骤：

(1)提供基本中空翼型；

(2)将第一冲击管套筒段插入到中空翼型的中心区中；

(3)沿中空翼型的对应的壁部的方向，将所插入的第一冲击管套筒段操纵到适当位置，使得中空翼型的肋与第一冲击管套筒段的带槽阻流器的对应的槽接合，并且使得第一冲击管套筒段的表面抵靠在中空翼型的肋上；

(4)可选地，如果将使用多于一个冲击管套筒段，则插入和操纵至少一个冲击管套筒段中的至少一个另外的冲击管套筒段，使得至少一个冲击管套筒段中的至少一个另外的冲击管套筒段抵靠在中空翼型的肋上；

(5)将冲击管插入到中空翼型中，使得至少一个冲击管套筒段被布置在中空翼型的内表面和冲击管的外表面之间。

由于步骤(3)和可选步骤(4)的缘故，翼型的壁的内表面用冲击管套筒段作内衬。

由于步骤(5)的缘故，冲击管可以被滑入到(多个)冲击管套筒段中，该冲击管已经通过步骤(3)和可选的步骤(4)被放置在翼型内部。

当操纵至少一个冲击管套筒段中的至少一个另外的冲击管套筒段时，这可包括以下步骤：推动至少一个冲击管套筒段中的至少一个另外的冲击管套筒段，只要该冲击管套筒段接触先前安装的第一冲击管套筒段即可。备选地，两个冲击管套筒段都可抵靠在彼此接触的位置中。

一方面，术语“套筒”用于指示冲击管套筒是与冲击管分开的部件，冲击管套筒与冲击管将在组装期间稍后被连接。另一方面，“套筒”还指示冲击管套筒具有与冲击管的表面配对的表面。这就是所谓的“适形(form fit)”连接。

“套筒”指示冲击管的扩大区与冲击管套筒紧密接触。优选地，冲击管的表面的大部分应被冲击管套筒覆盖。不过，术语“套筒”不应解释为套筒将完全闭合或环绕冲击管的整个周向。冲击管套筒可以是开放的，使得冲击管套筒可能不形成完整的椭圆形，而是仅仅为具有开放端的弯曲壁，优选地在冲击管套筒的后缘端处具有开放端。

在实施例中，肋可基本平行于从前缘延伸到后缘的方向延伸。附加地或备选地，肋可基本垂直于中空翼型的翼展方向延伸。因此，这些肋为所插入的冲击管套筒提供了稳定的基础。此外，这些肋提供了屏障，以在翼型的不同高度处形成不同的冷却腔。

优选地，翼型的每个壁上可存在介于3个和8个之间的肋，优选地为4个到6个。取决于翼型的高度，不同的数目可以是优选的。

因此，利用肋以及中空翼型和冲击管套筒的间隔开的表面，优选地，多个冲击冷却腔可被形成在中空翼型的内表面和至少一个冲击管套筒段的表面之间，每个冲击冷却腔由肋中的一个肋分开。结果是多个冷却腔和/或冷却流通路。

在实施例中，优选地，涡轮组件可以包括两个或更多个冲击管套筒段。特别地，类似于第一冲击管套筒段，在第二冲击管套筒段的表面处，至少一个冲击管套筒段中的第二冲击管套筒段可提供带槽阻流器，该第二冲击管套筒段被插入到中空翼型中，使得中空翼型的肋与带槽阻流器的对应槽接合，并且使得第二冲击管套筒段的表面抵靠在肋上。第一冲击管套筒段的带槽阻流器和第二冲击管套筒段的带槽阻流器可限定用于翼型的前缘的冲击冷却腔，这些冲击冷却腔通过阻流器与另外的剩余的冲击冷却腔分开。后面的腔可位于翼型的压力侧或吸入侧处。

术语“接合”也可被理解为第一部件的凹陷部配合到第二部件的突起，使得凹陷部和突起可以连接在一起。

在另外的实施例中，至少一个冲击管套筒段和冲击管可经由适形连接来联结。优选地，冲击管套筒段和冲击管的表面具有对应的表面，使得对应的表面可以直接地附接至彼此，而在表面之间没有间隙。因此，对应的表面可彼此紧密接触。

在优选实施例中，涡轮组件被配置成用于冲击冷却。特别地，第一冲击管套筒段可包括切口，其中，冲击管的冲击冷却孔被定位成与这些切口对准。结果，冲击冷却孔保持不受第一冲击管套筒段的阻隔，使得按照冲击射流的形式，通过冲击管的冲击冷却孔的空气可以撞击翼型的内表面。因此，切口为该区提供了足够大的开口，其中在冲击管中，存在冲击冷却孔或其他冷却流体通路孔。

在优选配置中，带槽阻流器可被布置为的带槽脊，该脊附接到第一冲击管套筒段，或作为第一冲击管套筒段的一部分，该脊也可以被称为带槽轮廓或带槽壁结构，特别地，带槽阻流器可被布置为第一冲击管套筒段的折叠式金属板切口。如果带槽脊是第一冲击管套筒段的一部分，则这意味着第一冲击管套筒段与脊一体地形成，使得这些部件是单一式部件。

在带槽脊被附接到第一冲击管套筒段的可选方案的情况中，带槽阻流器可被布置为附接到第一冲击管套筒段的断裂式密封元件，特别地，带槽阻流器可被配置为绳索密封元件。优选地，第一冲击管套筒段可包括紧固件，可经由这些紧固件来紧固密封元件。关于该配置，如果多个单独的密封元件附接到第一冲击管套筒段，则也可符合术语“断裂式密封元件”。

由于肋优选地垂直于翼展方向延伸，因此带槽阻流器可基本上沿第一冲击管套筒段的翼展方向延伸。

在另一个实施例中，中空翼型、冲击管和冲击管套筒可以是被联结或连接在一起的、用于涡轮组件的分开的部件，其中冲击管和冲击管套筒特别地是用于中空翼型的金属板插入件。

所讨论的涡轮组件可以是涡轮动叶或涡轮静叶，特别是燃气涡轮动叶或燃气涡轮静叶。中空翼型可以是此类涡轮动叶或涡轮静叶的翼型。

冲击管和/或冲击管套筒可基本完全延伸穿过中空翼型的跨度。

可通过以下步骤来结构化基本中空翼型：在前缘(“前”是关于翼型竖立到其中的热主流体路径的流动方向而言的，因此，“前”表示在主流体路径的上游)处具有前缘冷却区，在后缘(“后”表示在主流体路径的下游)处具有底座冷却区，使吸入侧具有吸入侧壁，以及使压力侧具有压力侧壁，其中底座冷却区包括在吸入侧壁和压力侧壁之间延伸的至少一个底座。

冲击管和冲击管套筒的给定特征可位于朝向翼型的前缘的区和/或翼型的中部区。后缘区可能太窄，因此可以更好地为后缘区提供底座冷却。

“涡轮组件”旨在表示为涡轮(比如燃气涡轮)提供的组件，其中，该组件至少具有一种翼型。涡轮组件可以是单个转子动叶或导流静叶，或者是围绕涡轮的旋转轴线被布置在周向的多个此类动叶或导流静叶。涡轮组件还可包括被布置在(多个)翼型的相对端处的外平台和内平台、或者被布置在(多个)翼型的相对端处的护罩和根部部分。在该上下文中，“基本中空翼型”表示具有壁的翼型，其中，该壁围住至少一个腔。将翼型中的不同腔彼此划分开的结构(比如肋、横杆或分隔件)不会妨碍“基本中空翼型”的定义。优选地，翼型通过单个腔而成中空的。在以下描述中，基本中空翼型也将被称为翼型。

可通过本领域技术人员可行的任何原理(比如简单的对流、薄膜冷却、冲击冷却、涡流冷却、紊流器/肋、窝状件/鼓泡状件，等)，来对冷却区或前缘冷却区进行冷却，根据本发明，冷却区或前缘冷却区将包括比如一个或若干个冲击管之类的结构。优选地，前缘冷却区是冲击冷却区，该冲击冷却区包括(至少)一个冲击管。后缘冷却区优选地被体现为底座(或)针翅冷却区。此外，压力侧的壁或吸入侧的壁是面向涡轮组件的外部或与包围涡轮组件的涡轮气体路径接触的壁。该壁还可具有内表面，该内表面可通过先前提到的冷却特征进行冷却。

此外，例如冲击管或冲击管套筒段的插入件旨在表示：相对翼型而言的独立的或独立地体现或制造的零件或部分，该插入件可在组装过程期间分别被插入到中空翼型或中空翼型的腔内。因此，在涡轮组件的组装状态下，插入件被布置在中空翼型或中空翼型的腔内部。插入件在翼型中的组装状态代表涡轮组件期望工作时的状态，并且特定地分别代表涡轮组件或涡轮的工作状态。

作为插入件的冲击管和/或冲击管套筒抵靠在肋上，并且可选地，通过对于本领域技术人员而言可行的任何手段，可以将插入件保持到翼型中的适当位置。例如，插入件可被铜焊、点焊或胶合到例如底座、翼型的壁或平台。此外，通过将冲击管压配合到冲击管套筒、并且进一步压配合入翼型的腔中，可将冲击管定位到翼型内部。也可能的是，插入件具有弹性性质，并且由于弹性变形和膨胀，使插入件自身保持到适当位置。

进一步地，冲击管和/或冲击管套筒被实施为板或金属板。因此，插入件的轮廓可以非常薄，并且重量轻。“板”旨在表示具有彼此平行延伸的至少两个表面的结构和/或基本上二维结构，该二维结构的宽度和长度是结构的深度的若干倍(大于10倍)。

根据实施例，冲击管和/或冲击管套筒具有基本沿着中空翼型的中弧线延伸的弯曲廓形。因此，冲击管的形状与翼型的形状匹配。

涡轮组件包括在底座冷却区中形成底座阵列或基床(bank)的多个底座。多个底座优选地沿翼展方向或沿翼弦方向成排地或一个接一个地布置。例如，可以以这样的方式布置这些排，使得这些排被布置成朝向彼此偏移。翼弦或顺流方向是从前缘朝向后缘的方向，并且翼展方向是垂直于翼弦方向的方向，或者是从内平台朝向外平台的方向。

壁或壁段旨在表示涡轮组件的区，该区限制了腔的至少一部分，特别地限制了翼型的腔的至少一部分。为了在操作期间提供进入中空翼型或中空翼型的腔的通道和/或供应冷却流体，壁段包括至少一个孔口。就尺寸而言，孔口和作为插入件的冲击管和/或冲击管套筒彼此匹配，以允许插入件的插入。

根据上文介绍的配置，可以提供一种涡轮组件，与目前工艺水平的系统相比，该涡轮组件具有提高的冷却效率。此外，现有的翼型结构可以用于组装涡轮组件。因此，通过使用此类涡轮组件，可使用常规的目前工艺水平的翼型，而无需对这些翼型进行昂贵的重建，特别地，无需修改翼型的铸件的芯。因此，可分别有利地提供高效的涡轮组件或涡轮。

如上文所述，孔口用于插入冲击管和冲击管套筒。因此，该孔口可以促进双重功能。短语“操纵到适当位置”旨在表示经由被动或主动机构对插入件起作用所进行的过程。

必须注意的是，已经参考不同的主题而对本发明的实施例进行描述。特别地，已经参考设备类型权利要求描述了一些实施例，而已经参考方法类型权利要求描述了其他实施例。然而，本领域技术人员将从以上和以下描述中得出，除非另有指出，否则除了属于一种类型的主题的特征的任何组合之外，与不同主题有关的特征之间(特别是设备类型权利要求的特征和方法类型权利要求的特征之间)的任何组合也被认为是与本申请一起公开的。

此外，已经参考燃气涡轮发动机公开了一些示例，并且将在以下章节中公开一些示例。本发明还可应用于任何类型的涡轮机械，例如压气机或蒸汽涡轮。此外，通用的概念甚至可以更普遍地被应用于任何类型的涡轮机械。该通用的概念可以应用于旋转部分(诸如，转子动叶)以及固定部分(诸如，导流静叶)。

从下文中待描述的实施例的示例中，本发明的上文所定义的方面和另外的方面是清楚的，并参考实施例的示例进行解释。

附图说明

现在参考附图仅通过示例来描述本发明的实施例，在附图中：

图1示出了包括若干个本发明的涡轮组件的燃气涡轮发动机的示意性截面图，

图2示出了涡轮组件的透视图，其中插入件被插入到图1的燃气涡轮发动机的导流静叶段的翼型中，

图3示出了在中等高度处穿过图2的翼型的横截面，该中等高度基本上平行于现有技术的涡轮组件的内平台或外平台，

图4以三维视图示出了从前缘到后缘穿过翼型的横截面，

图5示出了在中等高度处穿过图2的翼型的横截面，该中等高度基本上平行于根据本发明的涡轮组件的内平台或外平台，

图6示出了根据本发明的冲击管套筒段的成角度视图，

图7示出了根据本发明的将冲击管套筒与翼型壁接合的部的截面图，

图8至图12示出了翼型及该翼型的部件在不同执行步骤的截面图，以图示根据本发明的组装方法，

图13以三维视图图示了当连接到冲击管时的冲击管套筒，

图14至图16以三维视图图示了冲击管套筒的变形，其中焦点集中在阻流器上，

图17图示了图16的变形在安装于翼型中时的顶视图。

具体实施方式

如图1中所示，参考示例性燃气涡轮发动机68来描述本发明，该燃气涡轮发动机68具有连接单个多级压气机部72和单个一级或多级涡轮部76的单个轴80或筒管(spool)。然而，应了解的是，本发明同样可应用于两轴发动机或三轴发动机，并且可以用于工业、航空或船舶应用。

除非另有陈述，否则术语“上游”和“下游”指代穿过发动机68的主气体流或工作气体流的流动方向。如果使用，则术语“轴向”、“径向”和“周向”是相对于发动机68的旋转轴线78而言的。

图1以截面图示出了燃气涡轮发动机68的示例。燃气涡轮发动机68包括呈流动串联的入口70、压气机部72、燃烧部74和涡轮部76，这些部件大致被布置成呈流动串联，并且大致沿纵向或旋转轴线78的方向被布置。燃气涡轮发动机68还包括轴80，该轴可绕旋转轴线78旋转，并且纵向地延伸穿过燃气涡轮发动机68。轴80将涡轮部76的转子部件驱动地连接到压气机部72的转子部件。

在燃气涡轮发动机68运行时，通过进气口70被吸入的空气82被压气机部72压缩，并且被递送到燃烧部或燃烧器部74。在所示的示例中，燃烧器部74包括燃烧器增压室84、由双壁筒88限定的一个或多个燃烧室86、以及固定到每个燃烧室86的至少一个燃烧器90。燃烧室86和燃烧器90位于燃烧器增压室84内部。穿过压气机部72的压缩空气进入压气机扩散器92，并且从扩散器92排放到燃烧器增压室84中，一部分空气从该燃烧器增压室84进入燃烧器90，并与气态或液态燃料混合。然后，空气/燃料混合物被点燃或燃烧，并且生成的燃烧气体94或工作气体(或主流体)经由过渡管道96被引导到涡轮部76。

如所描绘的该示例性燃气涡轮发动机68具有环管(筒环形)燃烧器部布置98，该燃烧器部布置98由燃烧器筒88的环形阵列构成，每个燃烧器筒88具有燃烧器90和燃烧室86，过渡管道96具有大致圆形入口以及呈环形段形式的出口，该入口与燃烧室86对接。过渡管道出口的环形阵列形成环形部，以用于将燃烧气体引导到涡轮部76。

涡轮部76包括附接到轴80的一定数目的动叶承载盘100或涡轮叶轮102。在本示例中，涡轮部76包括两个盘100，每个盘都承载涡轮动叶的环形阵列，该环形阵列作为涡轮组件10，每个涡轮动叶包括翼型12。然而，取决于燃气涡轮发动机，动叶承载盘100的数目可以是不同的，即，可以是仅一个盘100，或者也可以是多于两个盘100。另外，涡轮叶栅104安置在涡轮动叶之间。每个涡轮叶栅104承载导流静叶的环形阵列，每个导流静叶包括呈导流静叶形式的翼型12，该导流静叶也是涡轮组件10的示例。导流静叶是燃气涡轮发动机68的定子106的元件，或者被固定到该定子106。在燃烧室86的出口和上游的涡轮动叶之间，设置了所谓的入口导流静叶或喷嘴导流静叶108，目的是使工作气体94的流转向到涡轮动叶上。

来自燃烧室86的燃烧气体94进入涡轮部76，并驱动涡轮动叶，涡轮动叶继而使轴80和连接到轴80的所有部件旋转。导流静叶108用于优化燃烧或工作气体94到涡轮动叶上的角度。涡轮部76驱动压气机部72。压气机部72包括导流静叶级110和转子动叶级112的轴向系列。转子动叶级112包括转子盘100，该转子盘支撑涡轮组件10，涡轮组件10具有翼型12或涡轮动叶的环形阵列。

压气机部72还包括固定壳体114，该固定壳体沿周向方向116包围转子级112，并支撑静叶级110。导流静叶级110包括径向延伸的涡轮组件10的环形阵列，涡轮组件具有被体现为安装到壳体114的静叶的翼型12。压气机部72中的静叶(比如涡轮部76中的静叶)被设置成：在给定的发动机操作点处，以最佳角度向动叶提供气流。导流静叶级110中的一些导流静叶级可具有可变静叶，其中根据在不同发动机操作条件下会发生的空气流特性，可以调节静叶围绕静叶自己的纵向轴线的角度。

壳体114限定了压气机部72的主流体通路120的径向外表面118。通路120的径向内表面122至少部分地由转子的转子鼓124限定，该转子鼓部分地由动叶的环形阵列限定。

图2示出了燃气涡轮发动机68的涡轮组件10的透视图，该涡轮组件被体现为静叶。涡轮组件10包括基本中空翼型12，翼型12具有两个冷却区，具体地是，被体现为冲击冷却区的前缘冷却区14、以及翅针或底座冷却区18。前缘冷却区14位于翼型12的前缘16处，且翅针或底座冷却区18位于后缘20处。在相对端126、126'处，翼型12在包括外平台128和内平台128'。沿涡轮叶栅104的周向方向116，可布置若干个翼型12，其中，所有翼型12均可以通过内平台128'和外平台128而彼此连接。翼型12的整个环及翼型12所连接的平台128、128'可由导流静叶段组装而成。所示的示例是具有两个翼型12的导流静叶段。

外平台128和内平台128'两者都包括壁段62，该壁段62基本平行于从前缘16延伸到后缘20的方向58(也被称为翼弦方向)，并且基本垂直于中空翼型12的翼展方向40延伸。壁段62具有翼型孔口66，该翼型孔66被布置成与翼型12的前缘冷却区14对准，并提供进入中空翼型12的通道(图2中仅示出壁段62的在外平台128中的翼型孔口62，但是内平台128'中也可存在孔口)。

翼型12还包括吸入侧26以及压力侧22，该吸入侧26具有吸入侧壁28，并且该压力侧22具有压力侧壁24。从后缘20开始，吸入侧壁28、前缘14和压力侧壁24形成中空翼型12的翼型边界130。翼型边界130包括作为中心区的腔132，该腔特别地散布遍及前缘冷却区14并且还可能延伸到中空翼型12的中部区。经由翼型孔口66，至少由冲击管代表的壁结构50可以位于腔132内部，以用于冷却目的。壁结构50沿翼展方向40完全延伸穿过中空翼型12的跨度60。冷却介质134(比如空气)可以通过外平台128中的插入孔口66进入壁结构50，并且冷却介质的一部分可以通过内平台128'中的插入孔口66离开翼型。

在冲击管和冲击冷却区的区域中，优选地在前缘附近，可存在薄膜冷却孔160，冷却空气可以经由薄膜冷却孔160而穿过翼型壁(例如，穿过压力侧壁24)，从而在翼型12的经热气冲刷的外表面上提供一些薄膜冷却效果。

底座边缘冷却区18包括底座30的阵列或多个底座30，底座30沿从前缘16朝向后缘20的方向58并且沿翼展方向40被布置成若干排或一个接一个地布置。此外，优选地以这样的方式，沿两个方向40和58对底座30的这些排进行布置，使得这些排被布置成朝向彼此偏移。

图3示出了在中等高度处穿过图2的翼型的横截面，该中等高度基本上平行于现有技术的涡轮组件的内平台128'或外平台128。

图中示出了翼型边界130、底座30和冲击管15。冲击管15提供冲击冷却区150，底座30提供底座冷却区152。

冲击管15包括冲击孔，冲击孔允许在操作期间产生撞击翼型边界130的内表面的冲击射流，如由图中的箭头所指示。

冲击管15可抵靠在纵向肋上，如图4中所描绘。

图4以三维视图示出了从前缘16到后缘20穿过翼型12的横截面。在该描绘中，移除了冲击管15。示出了底座30以及翼型12的内表面210，底座30和纵向肋211从该内表面210竖立。

肋211提供肋表面，一旦冲击管15被插入，冲击管15就可以抵靠到该肋表面上，就像图3中那样。因此在图3中，在冲击管15和翼型边界130之间的空间一方面仅示出了这两个壁之间的腔，但是另一方面可在所述肋中的一个肋上示出顶视图。

现在，图5示出了在中等高度处穿过图2的翼型的横截面，该中等高度基本上平行于根据本发明的涡轮组件的内平台或外平台。本发明的涡轮组件10是导流静叶，该导流静叶以截面图进行描绘。

涡轮组件10被配置为基本中空翼型12，该翼型12具有压力侧壁24和吸入侧壁28翼型。类似于关于图4讨论的配置，中空翼型12在中空翼型12的内表面210处具有纵向肋211，纵向肋211从中空翼型12的前缘16朝向后缘20延伸。“朝向”指示方向，但是肋211已经早得多地终止了，并且有可能终止在压力侧壁24和/或吸入侧壁28的中部区中。在图5中，仅示出了肋211中的一个肋，该肋在横截面的平面中或在横截面的平面下方。特别地，肋211没有切口、凹槽或凹口。

在图5的所描绘的配置中，冲击管15被放置到中空翼型12的腔132中。冲击管15不直接抵靠在肋211上，而是在冲击管15与肋211之间存在中间部件，即冲击管套筒200。冲击管套筒200遵循冲击管15的形状，使得冲击管套筒200的壁处于直接的且连续的面接触。图5的冲击管套筒200被分段成包括至少一个冲击管套筒段201。图5中示出了两个段：第一冲击管套筒段202和第二冲击管套筒段203。在其他实施例中，可存在多于两个段。

在图5的示例性实施例中，还指示了薄膜冷却孔160，薄膜冷却孔提供从翼型12的内腔到外部的通路，特别地，在翼型12的外部处提供薄膜冷却。

通过参考图5至图7，现在将通过对第一冲击管套筒段202有特定的观点，来解释特征中的一些特征。然而，将关于第一冲击管套筒段202解释的所有内容也将适用于第二冲击管套筒段203。图6示出了根据本发明的第一冲击管套筒段202的成角度视图，且图7示出了根据本发明的将第一冲击管套筒段202与翼型壁(比如压力侧壁24)接合的部的截面图。

在第一冲击管套筒段202的表面205处，第一冲击管套筒段202提供带槽阻流器204。在所示的示例中，带槽阻流器204包括两个瓣片，这两个瓣片被布置成与表面205成一定角度。

如图7中所突出显示的，第一冲击管套筒段202被插入到中空翼型12(特别是压力侧壁24)中，使得中空翼型12的肋211与带槽阻流器204的对应槽208接合，并且使得第一冲击管套筒段202的表面205抵靠在肋211上。

把焦点放回到图5，冲击管15然后被插入到中空翼型12中，使得(多个)冲击管套筒段201被布置在中空翼型12的内表面210和冲击管15的外表面220之间。中空翼型12的内表面210也可以是肋211的顶表面。因此，肋211的顶表面将经由支承表面212与第一冲击管套筒段202接触，这在图6中用虚线指示。

结果，图5示出的中空翼型12具有带有肋211的区，该区经由通过冲击管15进行的冲击冷却而被冷却。该区位于翼型12的前部和/或中部处。此外，翼型12包括在翼型12的后区中的底座冷却区18，以使用对流冷却。

在图5中，指示了两个冲击管套筒段201。现在参考图8至图12来示出如何用两个冲击管套筒段201来组装此类配置。同样的原则也将可应用于这些段中的多于两个段。

图8和图9图示了在如何将冲击管15组装成基本中空翼型12的实施例中的初始步骤。图10至图12示出了用于组装该单元的相继的方法步骤。

在图8中，示出了中空翼型12的截面图，图中示出了在翼型12的内表面210处的多个肋211中的一个肋。第一冲击管套筒段202被示为分开的部件。第一冲击管套筒段202包括带槽阻流器204，该带槽阻流器204被配置成与肋211相互作用。图9中从不同的观点示出了同一种情形。可以看出，肋211的尺寸与带槽阻流器204的槽的尺寸匹配。此外，两个相邻的肋211之间的距离与阻流器204中的单独阻流器的长度匹配。

由图8和图9中的箭头所指示的，第一冲击管套筒段202被推动并操纵到适当位置，使得肋211和阻流器204彼此相互作用，并且使得第一冲击管套筒段202将最终在如图10中所指示的位置中，使得第一冲击管套筒段202的表面205抵靠在肋211的脊表面中。

图10还图示了第二冲击管套筒段203如何被插入到翼型12中。如由箭头所指示，第二冲击管套筒段203被推动并操纵到适当位置，使得肋211和从第二冲击管套筒段203的表面206延伸的阻流器204彼此相互作用，并且如图11中所指示，使得第二冲击管套筒段203将最终与第一冲击管套筒段202一起形成公共冲击管套筒200。第二冲击管套筒段203的组装运动可使得最初第二冲击管套筒段203将移动到翼型12的邻近侧面(此处为压力侧壁24)，直到肋211和带槽阻流器204彼此接合。之后，通过使所接合的第二冲击管套筒段203滑入前缘16的方向，来使第二冲击管套筒段203移入前缘16的方向，直到第二冲击管套筒段203的所有表面部都将与肋211的脊处于支承接触。

在使多个冲击管套筒(此处为202和203)就位而使得形成整个冲击管套筒200之后，作为最后的步骤(见图12)，可以将冲击管15滑入冲击管套筒200中。结果是，冲击管15在翼型12内保持就位。

由于假定冲击管套筒200具有所并入的冲击孔，因此，在翼型12的壁、两个邻近的肋211和表面或结合的冲击管套筒200和冲击管15之间，形成冲击腔230。由于可以形成多个冲击腔230，因此可以以非常单独的方式来配置冷却。

例如，在翼型12的前缘处，前缘冲击冷却腔230A可以形成为例如在该部中具有大量的冲击冷却孔。

可以存在另外的冲击冷却腔230B，该冲击冷却腔230B经由带槽阻流器204与前缘冲击冷却腔230A分开。在示例中并且如图12中所示，另外的冲击冷却腔230B可以是半开放的，并且具有进入后缘20的方向的开口231。因此，另外的冲击冷却腔230B各自由5个壁封装，而缺少最后的壁，冷却流体可以经由该最后的壁被引导到底座冷却区18。

翼型12可具有(未示出)刺穿翼型12的壁的冷却孔。一个示例将是前缘16附近的薄膜冷却孔，类似于图2中在该处所示的薄膜冷却孔160。这意味着，在操作期间，将经由冲击管15的冲击孔，为前缘冲击冷却腔230A供应冷却流体，该冷却流体稍后将通过翼型12的壁中的薄膜冷却孔排出。附加地，经由冲击管15中存在的冲击孔，也将向另外的冲击冷却腔230B供应冷却流体(优选地，来自燃气涡轮发动机的压气机的空气)。然后，来自另外的冲击冷却腔230B的冷却流体可经由开口231排出。

使用包围冲击管和翼型孔口的周边的套筒提供至少以下优点。套筒改善了在冲击管的内半径和外半径(翼型关于旋转轴线而言的半径，即翼型的顶部和底部)处的密封性，从而最小化任何泄漏间隙，并使得更容易联结到翼型(例如，焊接或铜焊)。此外，该解决方案确保了阻隔结构全部都位于正确的位置中，从而为外套筒提供了基准。

本发明的意图是在现有的单冷却腔设计内形成多个冷却腔，而无需更换铸件或使用复杂的机加工操作，这两种操作将导致极高的成本操作。不管翼型的内表面上的几何特征(比如纵向肋)如何，部分形成以及组装都允许对冷却通道进行细分。该设计允许改善对冷却流分布的控制，在将高效的冷却方法(比如薄膜冷却)实施到现有的非薄膜冷却设计中，这是至关重要的特征。该解决方案实现了对不同冷却区之间的流分布大得多的控制，这对于冷却设计优化(即，控制薄膜冷却流和对流冷却区之间的流分布，后者特别朝向后缘)至关重要。以更高的翼型冷却效率来实施优化的设计的能力使得能够降低耗冷量，从而产生改善的发动机性能或降低的部件温度，这导致部件寿命/完整性提高。

到目前为止，本发明可以总结为，本发明涉及一种围绕冲击管15定位的外套筒，该外套筒为冲击管套筒200，通过阻隔或限制流动路径，该冲击管允许修改冲击管冷却通道中的冷却流分布，因此有助于控制冷却流到不同区(特别是薄膜冷却区)的分布。本发明使用一种冲击管组件，该冲击管组件包括标准冲击管(元件15)以及部分外套筒，即多个冲击管套筒段201。

如果升级到现有的翼型，则冲击管本身可类似于先前使用的标准形式，只是按比例缩放，以便考虑到冲击管套筒的壁厚。冲击管套筒用于通过增加离散流限制来控制冲击冷却通道中的流分布。冲击管套筒在外表面上具有轮廓结构，该轮廓结构被设计成与围绕纵向肋定位的冷却通道。冲击管套筒是部分的，以使得在翼型的孔口/开口的进入约束内，能够在纵向肋之间添加/组装阻隔结构。外套筒被设计成首先进行组装，从而允许将阻隔件配合在肋之间。然后，手动地或通过机器将冲击管推入或滑入到适当位置，因此将外套筒固定到适当位置。

在冲击管15的冲击孔的对应位置处，在冲击管套筒中可能需要切口区。这可以在图13中看出。

图13以三维视图图示了当连接到冲击管15时的第一冲击管套筒202，其中，在图13中，仅指示冲击管15的一个部。第一冲击管套筒202和冲击管15通过适形(form-fit)连接240而连接。

“适形”代表如下的配置，在这种配置中，第一冲击管套筒202遵循对应的冲击管15的表面形状。这两个部件具有配对和/或匹配的表面。这些表面彼此互锁。这些表面可无间隙地相互对应，这也由图13的图示指示。

在图13中，示出了示例性带槽阻流器204，其中多个阻隔元件被附接到冲击管套筒段201的表面205。在示例中，阻流器被布置成彼此排成一行。

在示例中，示出了三个切口209。这些切口209中的两个切口被定位成直接邻近于阻流器204的段。在远离阻流器204的位置指示了的一个附加的切口209。在冲击管套筒段201的壁中可存在附加的切口。

在邻近的冲击管15的壁上，存在多个冲击冷却孔221。这些孔位于邻近的冲击管15的壁上，使得冲击冷却孔221将位于所提到的切口209的区域中。结果，冷却流体将能够经由冲击冷却孔221穿过，并且进一步无阻隔地穿过冲击管套筒段201的壁，从而允许在翼型12的内表面210(元件210和12在图13中未示出，但在图5中示出)上实现冲击效果。

冲击冷却孔221将被优选地被定位成，使得冲击冷却孔221位于切口209的区域中、以及位于其中冲击管套筒段201远离翼型12的内表面210区域中(即，不在翼型12的肋211附近)。

因此，本发明设计将多个冲击管套筒段201和冲击管15加以组合，这允许在涡轮机械的操作期间对翼型12进行充分的冲击冷却。

图14至图16以三维视图图示了冲击管套筒的变形，其中焦点集中在阻流器上。图17图示了图16的变形在安装于翼型12中时的顶视图。

图14以示例性方式示出了已经示出的带槽阻流器204。作为已经示出的变形的一个变型，图中示出了两排带槽阻流器204，这些带槽阻流器204中的每个元件都具有邻近的切口209。

图14的带槽阻流器204优选地是薄金属板元件。带槽阻流器204可以是柔性的。

图15描绘了一个变形，其中与薄金属板元件相比，带槽阻流器是较厚的部件。带槽阻流器可被认为是带槽脊204A。带槽阻流器可被体现为长方体。带槽阻流器204A可以是刚性部件。

图16的变形也对应于图17中描绘的变形，图17示出了被配置为断裂式密封元件204B的带槽阻流器204。“断裂式”应表示密封元件被分裂成多段，但优选地相互对准。作为示例，可以使用绳索密封件。对于断裂式密封元件204B的每个单独的段，夹具241附接到冲击管套筒段201的表面，并且被配置成保持断裂式密封元件204B的段。

一旦安装好，密封元件204B的表面就将随后与翼型12的内表面配对接触。

需要注意的是，在大多数图中，仅示出了横截面或段。冲击管和/或冲击管套筒的尺寸可设计成满足翼型的内腔跨度的长度。替代地，冲击管和/或冲击管套筒可以仅在翼型的跨度的一部分上延伸。

此外，存在若干种设计，在这些设计中，多于一个冲击管被安装在翼型的腔内部，例如前冲击管以及用于翼型的中部的冲击管。本发明的设计也可以应用于多冲击管设计。

在上文已解释的所有不同设计选项均允许以下操作。加压的冷却介质将被提供给翼型的中空芯。冷却介质将沿着冲击管的内部行进，并且最终通过冲击管的孔(冲击孔)离开，而进入翼型壁和冲击管组件之间的子腔，因此进入冲击管和对应的套筒之间的子腔，并撞击翼型壁的内表面。优选地，在前缘区处，冷却介质还将经由存在于翼型壁中的薄膜冷却孔而穿过翼型壁。备选地，冷却介质还将沿后缘方向、主要沿翼弦方向行进穿过翼型壁和冲击管组件之间的通路。在后一种情况下，冷却介质可然后冷却后方的底座冷却区，并且最终冷却介质将经由翼型后缘处的槽或开口而排出。因此，冲击管组件包括冲击管和对应的套筒，该冲击管组件执行与现有技术的设计中的单独冲击管相同的功能。

应注意，术语“包括”不排除其他元件或步骤，并且“一个”或“一种”不排除多个。与不同的实施例相关联地描述的元件也可进行组合。还应注意的是，权利要求中的附图标记不应解释为限制权利要求的范围。

尽管通过优选实施例详细地图示和描述了本发明，但是本发明不受所公开的示例的限制，并且在不脱离本发明的范围的前提下，本领域技术人员可以由这些示例推导出其他变型。

Claims (17)

1.一种涡轮组件(10)，包括：

一个中空翼型(12)、一个冲击管(15)和一个冲击管套筒(200)，所述冲击管套筒(200)包括至少一个冲击管套筒段(201)，所述中空翼型(12)在所述中空翼型的内表面(210)处具有纵向的多个肋(211)，纵向的所述多个肋从所述中空翼型(12)的一个前缘(16)朝向一个后缘(20)延伸，

其中所述至少一个冲击管套筒段(201)中的一个第一冲击管套筒段(202)在所述第一冲击管套筒段(202)的一个表面(205)处提供一个带槽阻流器(204)，所述第一冲击管套筒段(202)被插入到所述中空翼型(12)中，使得所述中空翼型(12)的所述多个肋(211)与所述带槽阻流器(204)的对应的多个槽(208)接合，并且使得所述第一冲击管套筒段(202)的所述表面(205)抵靠在所述多个肋(211)上，

其中所述冲击管(15)被插入到所述中空翼型(12)中，使得所述至少一个冲击管套筒段(201)被布置在所述中空翼型(12)的所述内表面(210)和所述冲击管(15)的一个外表面(220)之间。

2.根据权利要求1所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

多个冲击冷却腔(230)被形成在所述中空翼型(12)的所述内表面(210)和所述至少一个冲击管套筒段(201)的多个表面(205、206)之间，每个冲击冷却腔由所述多个肋(211)中的一个肋分开。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述至少一个冲击管套筒段(201)中的一个第二冲击管套筒段(203)在所述第二冲击管套筒段(203)的一个表面(206)处提供一个带槽阻流器(204)，所述第二冲击管套筒段(203)被插入到所述中空翼型(12)中，使得所述中空翼型(12)的所述多个肋(211)与所述带槽阻流器(204)的对应的多个槽(208)接合，并且使得所述第二冲击管套筒段(203)的所述表面(206)抵靠在所述多个肋(211)上，

其中所述第一冲击管套筒段(202)的所述带槽阻流器(204)和所述第二冲击管套筒段(203)的所述带槽阻流器(204)限定用于所述翼型的一个前缘(16)的冲击冷却腔(230)，所述冲击冷却腔通过多个所述阻流器(204)与剩余的多个冲击冷却腔(230)分开。

4.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述至少一个冲击管套筒段(201)和所述冲击管(15)经由一种适形连接来联结。

5.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述第一冲击管套筒段(202)包括多个切口(209)，其中所述冲击管(15)的多个冲击冷却孔(221)被定位成与所述多个切口(209)对准。

6.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述带槽阻流器(204)被布置为一个带槽脊(204A)，所述带槽脊(204A)被附接到所述第一冲击管套筒段(202)或作为所述第一冲击管套筒段(202)的一部分。

7.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述带槽阻流器(204)被布置为被附接到所述第一冲击管套筒段(202)的多个断裂式密封元件(204B)。

8.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述带槽阻流器(204)沿所述第一冲击管套筒段(202)的翼展方向(40)延伸。

9.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述中空翼型(12)、所述冲击管(15)和所述冲击管套筒(200)是被联结在一起的、用于所述涡轮组件(10)的分开的部件。

10.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述中空翼型(12)是一个涡轮动叶或一个涡轮静叶。

11.根据权利要求6所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述带槽阻流器(204)被布置为所述第一冲击管套筒段(202)的折叠式金属板切口(209)。

12.根据权利要求7所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述带槽阻流器(204)被配置为多个绳索密封元件。

13.根据权利要求9所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述冲击管(15)和所述冲击管套筒(200)是用于所述中空翼型(12)的金属板插入件。

14.根据权利要求10所述的涡轮组件(10)，

其特征在于，

所述中空翼型(12)是一个燃气涡轮动叶或一个燃气涡轮静叶。

15.一种用于组装根据权利要求1至14中任一项所述的涡轮组件(10)的方法，其中所述方法至少包括以下步骤：

-提供所述中空翼型(12)；

-将所述第一冲击管套筒段(202)插入到所述中空翼型(12)的一个中心区(132)中；

-沿所述中空翼型(12)的一个对应的壁部的方向，将所插入的所述第一冲击管套筒段(202)操纵就位，使得所述中空翼型(12)的所述多个肋(211)与所述第一冲击管套筒段(202)的所述带槽阻流器(204)的对应的多个槽(208)接合，并且使得所述第一冲击管套筒段(202)的所述表面(205)抵靠在所述中空翼型(12)的所述多个肋(211)上；

-将所述冲击管(15)插入到所述中空翼型(12)中，使得所述至少一个冲击管套筒段(201)被布置在所述中空翼型(12)的所述内表面(210)和所述冲击管(15)的一个外表面(220)之间。

16.根据权利要求15所述的方法，

其特征在于，

将第一冲击管套筒段(202)插入到所述中空翼型(12)的一个中心区(132)中、以及将所述冲击管(15)插入到所述中空翼型(12)中的所述步骤通过以下来执行：通过从翼展方向(40)经由一个孔口将相应的部件带入所述中空翼型(12)中。

17.根据权利要求15至16中任一项所述的方法，还包括：

插入和操纵所述至少一个冲击管套筒段(201)中的至少一个另外的冲击管套筒段，使得所述至少一个冲击管套筒段(201)中的所述至少一个另外的冲击管套筒段的一个另外的表面(206)抵靠在所述中空翼型(12)的所述多个肋(211)上。

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