专利名称：涡轮装置和燃气涡轮发动机的制作方法
技术领域：
本发明涉及涡轮机特别是燃气涡轮发动机的涡轮装置。
背景技术：
在传统的燃气涡轮发动机中，气体(例如大气空气)在发动机的压缩机区段中被压缩，随后流动到燃烧区段，在燃烧区段中，燃料被添加、混合和燃烧。现在高能量的燃烧气体于是被引导至涡轮区段，能量在该涡轮区段被取出并被应用于产生轴的旋转运动。涡轮区段包括多行交替的不旋转的定子导流片和可运动的转子叶片。每一行定子导流片将燃烧气体以优选的进入角引导至下游行的转子叶片。这些成行的转子叶片然后将执行旋转运动，从而引起至少一个轴回转，该轴可驱动位于压缩机区段内的转子和/或发电机。
燃气涡轮发动机的涡轮区段的已知喷嘴导流片组件可包括沿圆周延伸的一组成角度分隔开的翼面。内外平台构件与翼面分离，并且每个平台构件可包括内外表层(skin)。表层可具有翼面成型孔口，翼面突出穿过这些孔口。内表层用于限定穿过组件的气体流的相应边界。由于在涡轮区段内可能出现高温，因而外表层可被提供有大量的冲击冷却孔口。通过使高压冷却流体流过这些孔口并冲击内表层，可提供内表层的有效冷却。与此类似的喷嘴导流片被限定在专利US 4，300, 868中。
进行冷却的原因是因为在涡轮流动管道中具有非常高的温度。暴露于热气体的平台的表面承受剧烈的热效应。为了冷却平台，具有穿孔的壁元件可被布置在平台的背离热气体的表面前方。冷却空气经由壁元件中的孔而进入，并冲到平台的背离热气体的表面。这实现了平台材料的有效冲击冷却。
除平台之外，一般还要冷却翼面，例如通过将冷却空气注入到翼面的中空内部来进行冷却。
一圈导流片可通过多个导流片节段而被布置。包括内平台、外平台和至少一个翼面的节段可被铸造成单一件。用于冲击的板作为分离工件可随后被装配到铸造节段。
替代性地，根据US 6，632，070B1，平台也可包括若干工件。平台可具有所谓的分离区域，其可被实现成分离部件。分离区域可被布置有多个冷却凹窝，它们由具有冲击冷却开口的冲击冷却片覆盖，从而使得冷却空气的射流能够冲到冷却凹窝的表面。
根据美国专利US 5，743，798A，冲击板可靠置在喷嘴节段的台阶上。对于每个翼面，似乎需要分离的喷嘴节段。对每个喷嘴节段提供多个冲击板，以便单独被放置在多个隔间中。隔间通过内部横杆被分开，内部横杆具有彼此流体连通的开口。翼面流体入口或流体出口的边沿被升高，从而使得入口突出在冲击板上方，并且使得小的通孔穿过边沿，以便允许冲击流体从隔间进入到中空翼面。显然，这需要装配大量的小段冲击板。
本发明的一个目的是要提供用于涡轮喷嘴节段的冷却特征，从而使得可靠地进行翼面和平台的冷却。此外，额外的目标是要具有易于装配的相当简单的设计。发明内容
本发明试图减少或减轻这些缺点。
此目标通过独立权利要求来实现的。从属权利要求描述了本发明的有利的改进和修改。
根据本发明，提供了一种涡轮装置:包括第一平台、第二平台、多个翼面以及冲击板。所述多个翼面中的每一个在所述第一平台或护罩与所述第二平台或护罩之间延伸，所述第一平台和所述第二平台形成主流体路径的一个区段。特别地，本发明可涉及涡轮导流片组件或涡轮导流片节段，其中形成环形管道的多个节段包括一组翼面，热的工作流体穿过管道与平台和翼面接触。根据本发明，第二平台具有与所述主流体路径相对的表面，该表面具有多个凹部，所述凹部由凸起的边缘或凸缘围绕，所述边缘对可安装的冲击板提供支撑。所述边缘被形成为第一封闭环圈和第二封闭环圈，所述第一封闭环圈围绕所述多个凹部中的第一凹部并进一步围绕所述多个翼面中第一翼面的第一孔口，所述第二封闭环圈围绕所述多个凹部中的第二凹部并进一步围绕所述多个翼面中第二翼面的第二孔口，从而使得，所述边缘的一部分在所述第一凹部与所述第二凹部之间限定了用于阻挡冷却流体的连续屏障，并且使得，所述屏障形成用于所述冲击板的中心区域的配合表面。
所述屏障可被视为是流动阻挡器或窜流阻挡器或流体屏障，用于完全阻挡可能以其他方式沿着所述第二平台的表面而发生的冷却流体流。因而，所述屏障将所述第一凹部和所述第二凹部彼此分离。
“封闭环圈”指的是在边缘中不存在孔口、通道或切口。
当被装配时，所述冲击板可被安装在所述边缘的顶上。所述边缘可具有平坦表面，其中所述平坦表面被定位在圆柱形面(cylindrical plane)中，以便形成用于所述冲击板的配合表面。
因而，所述边缘可与配合的冲击板连续接触。所述边缘可以是齐平的。
所述冲击板可被布置成使得所述多个凹部的表面在操作期间经由冲击冷却而被冷却。所述冲击板可提供多个小孔，冷却流体(特别是冷却空气)能够穿过这多个小孔，从而使得它们将沿基本上垂直的方向来冲击到相对的表面。
所述冲击板可特别被设定尺寸成使得单件式冲击板可覆盖所述第一凹部和所述第二凹部。
如前所限定的，所述涡轮装置可特别地为多翼面节段，例如每段上具有两个翼面。换言之，所述第一平台、所述第二平台和所述多个翼面可被建造成单一件式涡轮喷嘴导流片节段。
在这类多导流片节段上，尤其是当平台冲击流体进一步用于额外地从内部冷却翼面时，每一翼面的流动分离通常难以控制或预测。这通过本发明的具有屏障的涡轮装置而被改善，所述屏障限制了提供到第一凹部的冲击流体以使其连续流动到第一翼面的孔口中，但不允许通往第二翼面的孔口的窜流。
本发明对于下述构造尤其有利，在这些构造中，翼面内的翼面冲击管不具有独立的冷却流体源，和/或不存在将经由冲击板提供的冷却流体在冲击待冷却表面之后排放到主流体路径中的额外通道。
根据本发明，所述屏障形成了用于所述冲击板的中心区域的配合表面。因而，所述屏障能够用作所述冲击板的额外支撑，由此避免所述冲击板的塌陷。考虑到一旦装配到所述涡轮装置则可能随后遵循圆柱体节段形式的所述冲击板的基本平坦长方体形状，所述冲击板的中心区域可以是在长方体的两个相对端之间的基本一半长度距离处的区域。
应注意，所述冲击板可以基本上是平坦的，例如由金属板片形成，但这不应意味着不能存在类似肋的延伸部。其可以是局部挤压的锯齿部，例如使其更具刚性。刚性肋与完全平坦的冲击板相比可能会略微改变冲击高度。
在一个进一步的优选实施例中，所述第一凹部可包括用于冷却所述第一翼面的内部的至少一个第一孔口，和/或所述第二凹部可包括用于冷却所述第二翼面的内部的至少一个第二孔口。所述第一孔口可具有升高的第一边沿，所述第一边沿被配置成具有的高度小于所述边缘的高度，和/或所述第二孔口可具有升高的第二边沿，所述第二边沿被配置成具有的高度小于所述边缘的高度。所述高度可被定义成从相应的凹部的表面分别距所述边沿或边缘的定表面的距离，所述距离沿垂直于所述凹部的表面的方向进行测量。一旦被装配到燃气涡轮发动机中，所述高度代表沿旋转轴线方向得到的径向距离。
利用此特征，冲击的冷却流体可持续流动到中空翼面的内部用于冷却这些翼面。另外，所述冲击板可提供与翼面的孔口相对的孔，其具有的直径大于冲击孔，从而进一步，非冲击流体也能够被提供到翼面的内部。因而，直接提供到翼面的冷却流体与冲击的冷却流体将混合。
如前所述，所述涡轮装置特别是环形的涡轮喷嘴导流片装置。所述第一平台可被配置成基本上是一段第一圆柱体的形式，所述第二平台可被配置成基本上是一段第二圆柱体的形式，所述第二圆柱体与所述第一圆柱体围绕轴线同轴布置。所述第一和第二平台可各自具有轴向尺寸和圆周尺寸或膨胀部，即，它们沿轴向方向和圆周方向跨越。
所述第一和第二平台甚至皆可形成多段截锥形锥体。这些锥体可被同轴地布置。
平台甚至可以不具有平坦的表面，但两个平台可显示出会聚区段然后是沿轴向方向的发散区段。在其他实施方式中，两个平台可沿轴向方向连续发散。所有这些实施方式可被视为落入本发明的范围，即使在下文中或许仅仅解释了这些构造中最简单的一只构造。
所述冲击板将靠置在其上的边缘可特别地包括沿圆周方向的第一升高部、沿圆周方向的第二升高部、沿轴向方向的第三升高部和沿轴向方向的第四升高部，所有升高部形成了用于所述冲击板的边界区域的配合表面。对于边界区域，指的是所述冲击板的最大表面上的矩形区域，其起始于所述冲击板的窄端面并沿该表面持续一个短的距离。
在一个优选实施例中，所述屏障可基本上指向轴向方向并形成用于所述冲击板的中心区域的配合表面。一旦所述冲击板被装配到所述第二平台，则所述屏障将阻挡从一个凹部到另一个凹部的冲击流体流。特别地，所述屏障可包括弯曲部，所述弯曲部基本上平行于所述第一翼面和/或所述第二翼面的定向。
在一个实施例中，所述第二平台可包括沿所述第二平台的第一轴向端方向的第一凸缘和沿所述第二平台的第二轴向端方向的第二凸缘，所述屏障基本上横跨在所述第一凸缘与所述第二凸缘之间。另外，所述冲击板可占据两个凸缘之间的所有空间。
如已先前所示，除了控制冷却流体流，所述边缘可对所述冲击板提供支撑。在一个优选实施例中，所述边缘可对所述冲击板提供唯一支撑。在所述凹部的将与所述冲击板接触的区域中可不存在另外的肋。换言之，所述边缘被配置成使得所述冲击板一旦装配到所述第二平台，则相对于所述凹部被连续升高，以便除了在支撑边缘处外，形成用于冲击冷却的增压腔。
本发明还涉及一种完整的涡轮喷嘴，其包括多个本发明的涡轮装置。此外，本发明涉及燃气涡轮发动机的完整的涡轮区段，其至少包括具有多个本发明涡轮装置的涡轮喷嘴。另外，本发明还涉及一种燃气涡轮发动机，特别是固定不动的工业用燃气涡轮发动机，其包括具有如前所述的多个涡轮装置的至少一个导流片环。
在一个优选实施例中，在这种燃气涡轮发动机操作期间，由所述第一凹部和相对的冲击板限定的第一空间或增压腔可与所述第一翼面的中空主体流体连通，由所述第二凹部和所述相对的冲击板限定的第二空间可与所述第二翼面的中空主体流体连通。
该流体连通将被实现为使得，在操作期间，经由一个冲击板的孔引导至所述第一凹部的冲击冷却流体连续流动到所述第一翼面的中空主体。
所述第一空间和/或所述第二空间可基本上不具有通过所述第二平台进入到所述主流体路径的通道，从而使得全部量的冲击冷却流体将最终进入到所述第一翼面的中空主体。
应再次提到的是，在一个优选实施例中，单一冲击板将覆盖所述第一凹部和相邻的第二凹部。
即使是针对可能为径向外平台的所述第二平台解释了大多数特征，但各特征可替代性地或附加地适用于径向内平台。
应注意，已参照不同主题描述了本发明的实施例。特别地，参照设备类型权利要求描述了一些实施例，参照方法类型权利要求描述了其他实施例。然而，本领域技术人员根据上文和下文的描述应知晓，除非另有说明，否则，除了属于一种类型主题的各特征的任一组合之外，与不同主题有关的各特征之间的任一组合，特别是设备类型权利要求的各特征与方法类型权利要求的各特征之间的任一组合，都应被视为已被本申请公开。
根据下文将描述的实施例，本发明上文限定的各方面以及进一步的各方面将变得清楚明了，并且参照这些实施例对本发明上文限定的各方面以及进一步的各方面进行解释。
现在将参照附图描述本发明的实施例，这仅仅是出于示例的目的，附图中: 图1是根据现有技术的两种不同类型的涡轮导流片组件的透视图； 图2示出了涡轮导流片组件的圆形排列； 图3示出了根据本发明的带有冲击板的涡轮导流片装置的透视图； 图4示出了根据本发明的不带冲击板的涡轮导流片装置的透视图。
附图中的图示是示意性的。要说明的是，对于不同附图中相似或相同的元件，将使用相同的附图标记。
一些特征以及特别是一些优点将针对装配好的燃气涡轮进行解释，但显而易见的是，各特征还能够应用于燃气涡轮的单个部件，但仅在装配好时以及操作期间表现出所述的优点。但是，当通过处于操作期间的燃气涡轮进行解释时，所有的细节都不应被局限于操作中的燃气涡轮。
下文将使用用语“内”和“外”、“上游”和“下游”，即使这些用语仅在装配好和/或正在操作的燃气涡轮中才有意义。考虑到具有旋转轴线(转子部分将围绕旋转轴线回转)的燃气涡轮，“内”指的是沿着朝向轴线的方向径向向内，“外”指的是沿着远离轴线的方向径向向外。“上游”或“前导”被用来相对于主流体流描述那些先于处于“下游”或“尾随”位置的部分被主流体冲击到的部分。当谈到涡轮区段时，轴向方向可与主流体流的下游方向一致。
具体实施方式
现在参照图1A，其引自美国专利公布US 7，360，769B2，示出了一个涡轮导流片装置100，该涡轮导流片装置包括两个翼面400、第一平台200和第二平台300。根据该图，它们看起来可能是通过铸造而被建造成一个单一件。
在操作期间，用于冷却的空气可被提供至翼面400的中空内部。冷却特征可存在于翼面400的内部。空气可经由多个冷却孔402而离开，其可对翼面400的外壳提供薄膜冷却。一部分空气还可在尾随边缘区域中从翼面排放。
图1B示出了与US 2010/0054932 Al所公开的不同类型的仅具有单一翼面400的涡轮导流片装置100。涡轮导流片装置100此外还包括第一平台200和第二平台300。第二平台300具有三个孔口 401，其为冷却空气提供通往翼面400的中空内部的入口。冷却流体流由箭头50表示。燃烧和加速的空气气体混合物的主流体流50由箭头40表示。
根据图1A和IB的涡轮装置100被构造成一段环形流体管道。图2示出了从轴向位置围绕燃气涡轮发动机的涡轮区段的轴线A布置的如图1B限定的多个这些节段。轴线A将垂直于图面。如将在图2中可见，属于径向向内平台的第一平台200和属于径向向外平台的第二平台好像是同心圆。多个涡轮装置100形成环形通道，主流体将经过该环形通道。
基于图1和图2的构造，在图3和图4中以透视图示出了根据本发明的作为涡轮装置的本发明的喷嘴导流片节段I。所示的喷嘴导流片节段I基于图1所公开的构造，被铸造为具有第一平台2、第二平台3和两个翼面，两个翼面为仅在图4A中由翼面形式的孔口8A表示的第一翼面4A和第二翼面4B。如前所述，喷嘴导流片节段I为涡轮导流片级的一个区段，其将被装配到完整的环形环，该完整的环形环类似于图2所示的环形环。
在图3中，喷嘴导流片节段I的构造被显示为具有附接的冲击板7，如装配好时所呈现的那样。图4示出了不具有附接的冲击板7的完全相同的喷嘴导流片节段I。因而，在下文中，所有描述适用于图3和图4。
主流体流由箭头40表示，因而，翼面4A和4B的前导边缘处于左侧(在附图中不可见)，翼面4B、4B的尾随边缘处于右侧(仅翼面4B的尾随边缘在附图中可见)。
在图4中由矢量a、c、r表示坐标。矢量a代表平行于装配的燃气涡轮的旋转轴线(在图2中由A表示)的轴向方向。代表径向方向的矢量r根据该旋转轴线而得到。矢量c代表正交于轴向方向和径向方向的圆周方向。
在下文中，将聚焦于第二平台3，其为径向外平台。附加地或替代性地，多数描述也可适用于属于径向内平台的第一平台2。
第二平台3包括第一凸缘15A和第二凸缘15B。这些凸缘15A和15B可限定用于冲击板7的轴向空间。
如图4所示，第二平台3的与主流体路径相对的表面包括第一凹部5A和第二凹部5B，凹部5A、5B由凸起的边缘6围绕。边缘6为可安装的冲击板7提供支撑。边缘6包括与凸缘15A、15B平行并相邻设置的区段。边缘6的其他部分将沿着第二平台3的两个圆周端。而且，屏障9将是边缘6的一部分，其为凹部5A和5B的分割壁并基本上形成凸缘15A和15B之间的轴向连接部。
边缘6被形成为围绕第一凹部5A并进一步围绕第一翼面4A的第一孔口 8A的第一封闭环圈，第一孔口 8A为冷却流体进入第一翼面4A的内部的入口。边缘6另外被形成为围绕第二凹部5A并进一步围绕第二翼面4B的第二孔口 SB的第二封闭环圈。每一个封闭环圈的一部分为凹部5A与5B之间的公共壁，即屏障9。屏障9特别不具有间隙、孔、凹部，但被构造成第一凹部5A与第二凹部5B之间的连续屏障9，用于阻挡以其他方式沿着凹部5A、5B的表面流动的冷却流体。
边缘6提供处于该边缘顶上的平坦边缘表面10，使得冲击板7将靠置在此平坦表面上。屏障9与边缘6的其他部分具有相同的径向高度。因此，屏障9从第二凹部5B上方的一个增压腔密封第一凹部5A上方的另一增压腔，从而阻挡冷却流体窜流。而且，屏障9在冲击板7的更为中心的区域中对冲击板7提供支撑。这提供了冲击板7的稳定性。
冲击板7的将与第二平台3直接接触的部分在图3中由虚线框示出，靠近冲击板7的边界的区段为边界区域13。经由屏障9的支撑区域由屏障接触区域18表示，其同样由虚线示出。
边缘6的第一封闭环圈包括一部分第一升高部6A、屏障9、一部分第二升高部6B和第四升高部6D。边缘6的第二封闭环圈包括一部分第一升高部6A、第三升高部6C、一部分第二升高部6B和屏障9。第一和第二升高部6A、6B为在圆周方向c上靠近凸缘15A和15B的脊部。第三和第四升高部6C、6D为在轴向方向a上沿着喷嘴导流片节段的圆周端的脊部。
应注意，从凹部5A、5B通过第二平台3或在两个相邻平台3之间进入到主流体路径不再存在其他通道。而且，应考虑到，没有冷却流体能够经由第二平台3的轴向端进入主流体路径。所有的冲击冷却流体在冲击凹部5A、5B的表面之后将持续其流动而进入翼面4A、4B的孔口 8A或8B。第一孔口 8A可由第一边沿12A构成，第二孔口 8B可由第二边沿12B构成。这些边沿12A、12B的径向高度小于边缘6或屏障9的径向高度，从而冲击板7将不再与边沿12A、12B物理接触。在边沿12A、12B与冲击板7之间将存在空间，从而冲击冷却流体能够越过边沿12A、12B而进入到孔口 8A、8B，并进一步进入翼面4A、4B的中空内部。
冲击板7可包括多个冲击孔16。另外，为了内部导流片的冷却，可专门设置较大的孔，如入口 17。因而，经由入口 17提供的冷却流体将与从凹部5A、5B的表面改变方向的冲击冷却流体混合。
应注意，可存在具有公共冷却空气源的单一冷却流体供应，其将影响所有的孔16和所有的入口 17。对于孔16和入口 17可不存在独立的冷却流体供应。任选地，可存在独立的冷却流体供应。
由于屏障阻挡平行于凹部5A、5B的表面的所有冷却流体，因而屏障9允许控制冷却流体的流体流。屏障9可特别位于由虚线所示的中心区域11中。此中心区域11基本在喷嘴导流片节段I的圆周长度的一半距离处的区域。其为圆周中间部分。
屏障9可以是完全笔直的，特别是在轴向方向上。在另一实施方式中，如图4所示，屏障9可基本为笔直区段，在下游(如从主流体流观察)随后是屏障9的弯曲部14。因而，屏障9可以是弯曲的，其可基本上对应于翼面4A、4B和孔口 8A、8B的形式。
利用涡轮喷嘴导流片节段，能够得以解决冲击板承受来自空气压力的负载以及由于高温而导致的物质特性的损失的问题。关于“负载”，冲击板通常在外侧上使空气处于高压，在靠近喷嘴的一侧上使空气处于低压。空气压力的不同可产生负载。用语“负载”关于来源于板的任一侧的压差而使用。由于力，在喷嘴的方向上可能出现板的弯曲，但此弯曲可通过本发明而被克服。关于“物质特性的损失”，其与高温造成的物质强度的减少有关。应注意，涡轮喷嘴和周围的部件由于燃烧气体而处于高温。因此，冲击板也处于更高的温度。冲击板的物质通常由于此更高的操作温度而更薄弱。
在没有本发明的情况下，冲击板当被较差地支撑在单个增压腔上方时可容易塌陷。在类似图3和图4所示的具有用于冷却翼面的平台冲击空气的多个导流片节段上，对每一个翼面的流动分离可能难以控制可/或预测。在现有技术构造中，导流片冲击管可具有独立的空气源。来自冲击板的冷却空气流动可直接排放到主气体流动。这允许通过设计对冲击板提供足够支撑。
根据依据图3和图4的优选实施例，作为喷嘴节段铸造上的翼面之间的中心支撑的屏障9可被实施成用于支撑冲击板7以及用于对各个翼面4A、4B提供供应的更为可控的流动分布。此设计允许更好的冲击板支撑和更为受控的流动分布。
即使在附图中未显示，本发明的实施例并不排除在第二平台3中存在薄膜冷却孔口，其将通过冲击板进入凹部5A、5B的少量空气转向，以便冷却平台3的主流体路径。
优选地，第一平台2、第二平台3和多个翼面4A、4B被建造成单一件涡轮导流片节段。此涡轮喷嘴导流片节段特别地可被铸造而成。多个这些涡轮喷嘴导流片节段将形成燃气涡轮流动路径的整个环。
权利要求
1.一种涡轮装置(I)，包括: 第一平台(2)； 第二平台(3)； 多个翼面(4A、4B)， 所述多个翼面(4A、4B)中的每一个在所述第一平台(2)与所述第二平台(3)之间延伸，所述第一平台和所述第二平台(3)形成主流体路径的一个区段； 冲击板(7); 其中所述第二平台(3)具有与所述主流体路径相对的表面，该表面具有多个凹部(5A、5B)，所述凹部(5A、5B)由凸起的边缘(6)围绕，所述边缘(6)为可安装的冲击板(7)提供了支撑， 其特征在于 所述边缘(6)被形成为: 第一封闭环圈，所述第一封闭环圈围绕所述多个凹部(5A、5B)中的第一凹部(5A)并进一步围绕所述多个翼面(4A、4B)中第一翼面(4A)的第一孔口(8A)，以及 第二封闭环圈，所述第二封闭环圈围绕所述多个凹部(5A、5B)中的第二凹部(5B)并进一步围绕所述多个翼面(4A、4B)中第二翼面(4B)的第二孔口(SB)， 从而使得，所述边缘(6)的一部分在所述第一凹部(5A)与所述第二凹部(5B)之间限定了用于阻挡冷却流体的连续屏障(9 )，并且 使得，所述屏障(9)形成用于所述冲击板(7)的中心区域(11)的配合表面。
2.根据权利要求1所述的涡轮装置(1)，其特征在于 所述边缘(6)具有平坦表面(10)，其中所述平坦表面(10)被定位在基本上圆柱形面中，以便形成用于所述冲击板(7)的配合表面。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述第一平台(2)、所述第二平台(3)和所述多个翼面(4A、4B)被建造成单件式涡轮喷嘴导流片节段。
4.根据前述权利要求任一项所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述第一凹部(5A)包括用于冷却所述第一翼面(4A)内部的至少一个第一孔口(8A)，和/或所述第二凹部(5B)包括用于冷却所述第二翼面(4B)内部的至少一个第二孔口(SB)。
5.根据权利要求4所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述第一孔口(8A)具有升高的第一边沿(12A)，所述第一边沿(12A)被配置成具有的高度小于所述边缘(6)的高度，和/或 所述第二孔口(8B)具有升高的第二边沿(12B)，所述第二边沿(12B)被配置成具有的高度小于所述边缘(6)的高度。
6.根据前述权利要求任一项所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述第一平台(2)被配置成基本上为一段第一圆柱体的形式，并且所述第二平台(3)被配置成基本上为一段第二圆柱体的形式，所述第二圆柱体与所述第一圆柱体围绕轴线(A)同轴布置，所述第一和第二平台(2、3)各自具有轴向尺寸和圆周尺寸。
7.根据权利要求6所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述边缘(6)包括沿圆周方向(c)的第一升高部(6A)、沿圆周方向(c)的第二升高部(6B)、沿轴向方向(a)的第三升高部(6C)和沿轴向方向(a)的第四升高部(6D)，所有升高部形成了用于所述冲击板(7)的边界区域(13)的配合表面。
8.根据权利要求6或7所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述屏障(9)基本上指向轴向方向(a)。
9.根据权利要求8所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述屏障(9)包括弯曲部(14)，所述弯曲部(14)基本上平行于所述第一翼面(4A)和/或所述第二翼面(4B)的定向。
10.根据权利要求6至9任一项所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述第二平台(3)包括沿所述第二平台(3)的第一轴向端方向的第一凸缘(15A)和沿所述第二平台(3)的第二轴向端方向的第二凸缘(15B)，所述屏障(9)基本上横跨在所述第一凸缘(15A)与所述第二凸缘(15B)之间。
11.根据前述权利要求任一项所述的涡轮装置(I)，其特征在于 所述边缘(6)为所述冲击板(7)提供唯一支撑。
12.一种燃气涡轮发动机，其特征在于 所述燃气涡轮发动机包括至少一个导流片环，所述导流片环包含多个根据权利要求1至11任一项所述的涡轮装置(1)，从而使得，所述涡轮装置(I)共同形成主流体流(40)的环形流体路径。
13.根据权利要求12所述的燃气 涡轮发动机，其特征在于 由所述第一凹部(5A)和相对的冲击板(7)限定的第一空间与所述第一翼面(4A)的中空主体流体连通，由所述第二凹部(5B)和相对的冲击板(7)限定的第二空间与所述第二翼面(4B)的中空主体流体连通。
14.根据权利要求12或13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于 所述第一空间和/或所述第二空间不具有通过所述第二平台(3)进入到所述主流体路径(40)的通道。
全文摘要
本发明涉及涡轮装置(1)或包括多个涡轮装置(1)的燃气涡轮发动机，所述涡轮装置(1)包括第一平台(2)、第二平台(3)、多个翼面(4A、4B)和冲击板(7)。所述多个翼面(4A、4B)中的每一个在第一平台(2)与第二平台(3)之间延伸，第一平台和第二平台(3)形成主流体路径的一个区段。第二平台(3)具有与主流体路径相对的表面，该表面具有多个凹部(5A、5B)，这些凹部(5A、5B)由凸起的边缘(6)围绕，所述边缘(6)为可安装的冲击板(7)提供支撑。根据本发明，所述边缘(6)被形成为第一封闭环圈和第二封闭环圈，第一封闭环圈围绕所述多个凹部(5A、5B)中的第一凹部(5A)并进一步围绕所述多个翼面(4A、4B)中第一翼面(4A)的第一孔口(8A)，第二封闭环圈围绕所述多个凹部(5A、5B)中的第二凹部(5B)并进一步围绕所述多个翼面(4A、4B)中第二翼面(4B)的第二孔口(8B)，从而使得，所述边缘(6)的一部分在所述第一凹部(5A)与所述第二凹部(5B)之间限定了用于阻挡冷却流体的连续屏障(9)，并且使得，所述屏障(9)形成用于所述冲击板(7)的中心区域(11)的配合表面。
文档编号F01D9/04GK103154438SQ201180047489
公开日2013年6月12日 申请日期2011年9月19日 优先权日2010年9月29日
发明者S.巴特, J.穆格莱斯通 申请人:西门子公司