涡轮机叶片或轮叶的冲击冷却的制作方法
【专利摘要】本发明涉及涡轮机组件(10)，包括：基本中空翼面(12)；至少一个壁区段(14，14’)，所述壁区段布置在中空翼面(12)的基本垂直于中空翼面(12)的翼展方向(18)取向的一侧(16，16’)，并具有位于所述至少一个壁区段(14，14’)中的提供接近中空翼面(12)的入口的至少插入孔(20)；和至少冲击管(22，22a)，所述至少冲击管经由壁区段(14，14’)中的插入孔(20)插入中空翼面(12)中，以安置在中空翼面(12)内，并沿中空翼面(12)的至少翼展方向(18)延伸。根据本发明，在冲击管(22，22a)在中空翼面(12)中的组装状态下，冲击管(22，22a)的至少突起部分(24，24a)沿基本垂直于翼展方向(18)取向的方向(26)在壁区段(14，14’)的插入孔(20)的边缘(28)范围内延伸，其中，所述突起部分(24，24a)与壁区段(14，14’)的至少一部分(30)重叠，冲击管(22，22a)的重叠部分(76)邻近所述突起部分(24，24a)布置，所述重叠部分抵接壁区段(14，14’)的插入孔(20)的边缘(28)，所述突起部分(24，24a)和所述重叠部分(76)由一个部件彼此一体地形成。
【专利说明】涡轮机叶片或轮叶的冲击冷却
【技术领域】
[0001]本发明涉及翼面形状的涡轮机组件，比如涡轮机转子叶片和定子轮叶。本发明还涉及一种用于将冲击管组装进这种组件中的方法。
【背景技术】
[0002]现代涡轮机通常在极高的温度下运行。温度对涡轮机叶片和/或定子轮叶的影响对涡轮机的有效运行是有害的，并且在极端情况下会导致叶片或轮叶的变形和可能的故障。为了克服该风险，高温涡轮机可包括结合了用于冷却目的的所谓冲击管的中空叶片或轮叶。
[0003]这些所谓的冲击管是在叶片或轮叶内沿径向延伸的中空管。空气被迫进入这些管，沿这些管行进，并经由合适的孔涌入所述管与中空叶片或轮叶的内表面之间的空隙。这产生了内部空气流，用于冷却叶片或轮叶。
[0004]通常，叶片和轮叶通过铸造而具有中空结构。冲击管可从一端或另一端插入中空结构中，并通常与中空结构焊接在一起，以固定到位。当冲击冷却区域的尺寸以及由此具有最高冷却效率的翼面区域的尺寸分别受限于开口(冲击管经由该开口插入翼面或叶片或轮叶中)的尺寸时，会发生问题。
[0005]从EP1380725A2已知以不同的盒或壳状体实施冲击管。这些体均具有大约但不大于开口的尺寸，以将所述体插入叶片或轮叶的室中，并继而插入通过所述开口。
[0006]US4798515A公开了一种涡轮机组件，包括基本中空翼面和壁区段(固定的耳轴支撑部分)，壁区段布置在中空翼面的基本上垂直于中空翼面的翼展方向取向的一侧。插入孔凹进所述壁区段中，提供接近中空翼面的入口。
[0007]涡轮机组件的冲击管经由耳轴定位在中空翼面中。冲击管的向外展开的弹性部分支持配合或压配合进耳轴的入口孔中。耳轴通过耳轴安装部分匹配壁区段(即固定的耳轴支撑部分)而安置在中空翼面内。
[0008]本发明的第一目的是提供一种用于将冲击管组装进翼面形状涡轮机组件(比如涡轮机转子叶片和定子轮叶)的中空翼面中的方法，其可以减少上述缺点，尤其促进空气动力学更有效的翼面和燃气涡轮机部件。
[0009]本发明的第二目的是提供一种有利的翼面形状涡轮机组件，比如涡轮机转子叶片和定子轮叶。本发明的第三目的是提供了一种用在这种组件中的用于冷却目的的有利冲击管。
【发明内容】
[0010]相应地，本发明提供了一种涡轮机组件，包括:基本中空翼面；至少壁区段，所述至少壁区段布置在中空翼面的基本垂直于中空壁面的翼展方向取向的一侧，并具有位于所述至少一个壁区段中的提供接近中空翼面的入口的至少插入孔；和至少冲击管所述至少冲击管经由插入孔插入中空翼面中，以安置在中空翼面内，并在中空翼面的至少翼展方向上延伸。
[0011 ] S卩，在冲击管在翼面中的组装状态下，冲击管的至少突起部分在基本垂直于翼展方向取向的方向上在壁区段的插入孔的边缘范围内延伸，其中，所述突起部分与壁区段的至少一部分重叠，冲击管的重叠部分邻近所述突起部分布置，并抵接插入孔的边缘，所述突起部分和所述重叠部分由一个部件彼此一体地形成。由于创造性事项，翼面的冲击冷却区域的尺寸可有利地和明显地增加。因此，可以扩大具有最高冷却效率的翼面区域。而且，壁区段的插入孔的尺寸不会限制组件的冷却区域。因此，在构造涡轮机组件的各部件(比如翼面的壳体、内或外平台和/或插入孔本身)时可以有更大的自由度。在使用这种涡轮机组件的情况下，可以使用现有翼面的常规状态，而不必复杂地且昂贵地重新构造这些翼面。仅需要例如减小针翅/支架(pin fin/pedestal)冷却区域的尺寸,这可简单地通过稍微修改翼面铸件的核心而完成。因此，可以有利地提供各个有效的涡轮机组件或涡轮机。此外，由于突起部分和重叠部分的实施例的一体设计，冲击管可防损耗地(loss-proof)布置在翼面中。
[0012]涡轮机组件用于指代提供用于涡轮机(比如燃气涡轮机)的组件，其中，该组件具有至少翼面。优选地，涡轮机组件包括具有周向布置的翼面的涡轮机叶栅和/或轮，和/或布置在翼面相对两端的外和内平台。在本文中，“基本中空翼面”指的是具有壳体的翼面，其中，壳体包围至少一个空腔。比如肋、轨道或隔板的结构不会妨碍“基本中空翼面”的定义，所述所述结构将翼面中的不同空腔彼此分开，并例如在翼面的翼展方向上延伸。优选地，翼面是中空的。特别地，在下面描述中称为翼面的基本中空翼面具有两个冷却区域，即位于翼面前缘的冲击冷却区域和位于后缘的现有针翅/支架冷却区域。这些区域可经由肋彼此隔开。壁区段用于指代涡轮机组件的界定空腔的至少一部分、尤其是翼面的空腔的区域。壁区段可以是翼面的壳体的区域，或者优选地，是内平台和/或外平台的区域。根据内平台和外平台的实施例，可使用具有多种不同平台和位于平台中的插入孔的相同类型的翼面构造。
[0013]“基本垂直于”翼展方向的一侧的布置范围还应当占据壁区段的该侧相对于翼展方向偏离约30°。优选地，所述侧布置成垂直于翼展方向。中空翼面的翼展方向定义为基本垂直于、优选垂直于从翼面的前缘到后缘的方向延伸的方向。“插入孔”用于指代开口、切口和/或孔，尤其是通孔，插入孔用于、准备用于、设计用于和/或实施用于将至少冲击管插入各个翼面或其空腔中。因此，例如，插入孔和冲击管在尺寸、材料属性等方面彼此匹配，以允许插入冲击管。
[0014]冲击管在翼面中的组装状态表示涡轮机组件用于工作时的状态，尤其表示涡轮机组件或涡轮机各自的工作状态。突起部分指的是冲击管的从冲击管的主要部分突出的部分。主要部分优选地限定冲击管的尤其在翼展方向上的主要范围。此外，插入孔的边缘用于指代末端、边界、机械止动件和/或对插入孔的限制。而且，术语“邻近”应当理解为毗连、接壤和/或邻接。重叠部分用于指代在突起部分的翼展范围内沿翼展方向延伸的结构。优选地，重叠部分沿轴向抵接所述边缘和/或沿翼展方向在插入孔的整个翼展范围内延伸。总体而言，还可行的是，重叠部分仅在插入孔的翼展的一部分范围内延伸。在本文中，词语“一体地形成”用于指代突起部分和重叠部分由一个部件模制而成。
[0015]有利地，中空翼面包括单个空腔。但是本发明还可实现包括两个或更多个空腔的中空翼面，每个空腔容纳根据本发明的冲击管和/或是针翅/支架冷却区域的一部分。[0016]如上所述，中空翼面包括后缘和前缘。在优选的实施例中，冲击管的突起部分在朝向后缘取向的方向上延伸。这导致有效地使用空腔的自由空间，并直接冷却该区域。此外，突起部分可具有通孔。因此，经由冲击管被引导的冷却介质可易于导向非冲击的针翅/支架冷却区域。
[0017]优选地，冲击管大致完全延伸通过中空翼面的翼展，导致有力地冷却翼面。而且，有利地，冲击管具有抵接插入孔的边缘的阶梯轮廓。阶梯轮廓用于指代冲击管的具有至少一个台阶的结构。阶梯轮廓优选地由突起部分的壁区段和重叠部分的壁区段构成。根据创造性实施例，易于提供冲击管与插入孔的对准。此外，阶梯轮廓保证防损耗地定位冲击管。冲击管的朝向前缘取向的前部分还可具有与中空翼面的前缘的内表面大致相同的轮廓和/或突起部分还可具有与中空翼面的后缘的内表面大致相同的轮廓。
[0018]在另一有利实施例中，冲击管由至少两个分离部分形成。根据创造性解决方案，使用两个或更多个部分的冲击管，尤其是可独立地组装部分会允许翼面有更大的空腔，即使有小的插入孔也如此。这通过避免安装不当而增加了翼面的空气动力学效率，并由此增加了涡轮机的效率。而且，至少两个分离部分由后部和前部形成，其中，特别地，后部朝向中空翼面的后缘安置，前部朝向中空翼面的前缘安置。此外，突起部分布置在后部，并朝向后缘取向。通过该有利的布置，空腔的自由空间有效地用于借助突起部分直接冷却该区域。
[0019]但是还可设想的是，冲击管由三个分离部分形成，尤其为冲击管的前部、中部和后部，其中，前部可朝向中空翼面的前缘安置，中部可位于各个中空翼面或其空腔的中间，和/或后部可朝向中空翼面的后缘安置。在组装所述部分时的顺序可以是首先后部，接着是中部，第三是前部。组装中部和前部的顺序还可颠倒成先前部后中部。
[0020]有利地，至少两个分离部分均大致完全延伸通过中空翼面的翼展，导致有效地冷却翼面。但是还可设想的是，至少两个分离部分中的至少一个仅延伸通过中空翼面的翼展的一部分。
[0021 ] 在有利的实施例中，如部将后部在中空翼面中锁定到位，从而防止后部从中空翼面脱离。因此，可以在没有高建设性的努力的情况下完成后部在翼面中的对准。该锁定过程可经由本领域技术人员可用的任何机构调节，例如经由布置在前部和后部之间的锁定构件、粘合力和/或优选地经由压配合和/或形状配合。因此，不需要任何额外的部件来将后部紧固到位。因此，可以节省用于部分和组件的成本。在具有多于两个分离部分的实施例中，前部可用于将所有其它部分锁定到位。
[0022]优选地，经由冲击管的阶梯轮廓与插入孔的边缘之间的形状配合完成锁定过程，从而在翼面中恰当地对准后部。
[0023]为了提供具有良好冷却属性和冲击管在翼面中的满意对准的涡轮机组件，中空翼面包括位于中空翼面的内表面的至少间隔件，以将冲击管保持成与中空翼面的所述表面相距预定距离。为了冲击管的简易构造及笔直就座，间隔件优选地实施为突起或锁定销或肋。
[0024]在另一有利实施例中，中空翼面是涡轮机叶片或轮叶，例如喷嘴导向轮叶。
[0025]本发明还提供了具有基体的冲击管，基体部分地位于涡轮机组件的具有至少壁区段的基本中空翼面内。冲击管或基体分别包括至少突起部分，其中，突起部分形成阶梯台。阶梯轮廓优选地实现成抵接壁区段的插入孔的边缘，以在中空翼面中的组装状态下在阶梯轮廓与插入孔的边缘之间确立形状配合。因此，可易于提供冲击管与插入孔的对准。在本文中，“基体”用于指代大致具有冲击管的形状和/或形式的结构。
[0026]根据本发明的冲击管可用在现有翼面中，以增加它们的冷却效率。因此，在使用创造性冲击管的情况下，不需要重新构造这种翼面的常规壳体，以在限制接近翼面空腔的构造中采用常规壳体。因此，尤其可以减少成本和建设性的努力，因为冲击管是低成本物件。
[0027]本发明还提供了一种用于将冲击管组装进涡轮机组件的基本中空翼面中的方法。所述方法包括以下步骤:
[0028]-将冲击管经由壁区段的插入孔插入中空翼面中，其中，所述壁区段布置在中空翼面的基本垂直于中空翼面的翼展方向取向的一侧，
[0029]-将冲击管的至少突起部分调整到位，使得突起部分沿基本垂直于翼展方向取向的方向在壁区段的插入孔的边缘范围内延伸，其中，突起部分与壁区段的至少一部分重叠，冲击管的重叠部分邻近突起部分布置，并抵接壁区段的插入孔的边缘，突起部分和重叠部分由一个部件彼此一体地形成。
[0030]由于该创造性方法，插入孔的尺寸不会限制组件的冷却区域。因此，翼面的冲击冷却区域的尺寸可有利地和明显地增加。因此，可扩大具有最高冷却效率的翼面区域。因此，在构造涡轮机组件的各部件时可以有更大的自由度。结果，可以有利地组装并由此提供各个有效的涡轮机组件或涡轮机。此外，由于突起部分与重叠部分的一体设计，冲击管可防损耗地布置或保持在翼面中。
[0031]术语“调整到位”用于指代经由被动或主动机构调节的过程。被动机构可以具有例如冲击管本身或冲击管材料的特征，比如柔性或弹性。另外，主动机构可以例如使用突起部分的用于突起部分的延伸和由此定位的主动部件，比如弹簧，和/或使用用于定位的外力。
[0032]有利地，冲击管包括至少后部和前部，在将后部调整到位后，将前部经由壁区段的插入孔邻近后部而插入中空翼面中，并在中空翼面中调整到位。本发明基于这样的认识，通过使用两个或更多个部分冲击管可避免对插入孔的插入空间的限制；其中，每个部分可独立组装进中空翼面中。每个部分在中空翼面中独立地滑动，即在中空翼面的空腔中独立地滑动，然后移入它们的恰当地点或位置。
[0033]优选地，经由前部将后部的位置在中空翼面中锁定到位，从而防止后部从中空翼面脱离。特别地，经由压配合和/或形状配合将后部的位置在中空翼面中锁定到位，导致在翼面中恰当地对准后部。如果优选地经由冲击管的阶梯轮廓与插入孔的边缘之间的形状配合促进该锁定，则可获得有利的防损耗布置。
[0034]根据创造性方法，特别地，可以提供涡轮机组件，其中，冲击管由两个分离部分形成。此外，两个分离部分经由壁区段中的插入孔定位在基本中空翼面中，所述壁区段布置在中空翼面的基本垂直于中空翼面的翼展方向取向的一侧，其中，在组装状态，冲击管或两个分离部分之一或后部的突起部分沿基本垂直于翼展方向取向的方向在壁区段的插入孔的边缘范围内延伸，其中，突起部分与壁区段的至少一部分重叠，冲击管的重叠部分邻近突起部分布置，并抵接插入孔的边缘，突起部分和重叠部分由一个部件彼此一体地形成。
【专利附图】
【附图说明】
[0035]下面参考附图描述本发明，附图中:
[0036]图1示出具有插入翼面中的冲击管的涡轮机组件的透视图；[0037]图2示出从图1向下看的具有插入孔的外平台和翼面的顶视图；
[0038]图3示出沿图2的线II1-1II截取的横截面，示出由两个部分形成的图1的插入的冲击管；
[0039]图4a示出用于将图1和3的冲击管的两个部分组装进中空翼面的空腔内的方法的处于插入后部分期间的第一图；
[0040]图4b示出图4a方法的处于插入前部分期间的第二图；以及
[0041]图5示出穿过具有替代实施的冲击管的翼面的横截面。
【具体实施方式】
[0042]在本描述中，为简单起见，仅提及轮叶，但是应理解，本发明可应用于涡轮机的叶片和轮叶两者。
[0043]图1示出涡轮机组件10的透视图。涡轮机组件10包括基本中空翼面12，中空翼面实施为轮叶，具有两个冷却区域，确切地说是冲击冷却区域58和针翅/支架冷却区域60。冲击冷却区域位于前缘34，针翅/支架冷却区域位于翼面12的后缘32。两个壁区段14、14’布置在中空翼面12的两侧16、16’，其中，两侧16、16’基本上垂直于中空翼面12的翼展方向18取向，并位于翼面12的相对两端62、62’。壁区段14、14’是内平台48和外平台50的区域46。每个壁区段14、14’具有插入孔20，插入孔布置成与翼面12的冲击冷却区域58对准，并提供接近中空翼面12的入口(图1仅示出壁区段14的插入孔)。在未示出的涡轮机叶栅的周向方向上可布置有若干翼面12，其中，所有翼面12经由内平台48和外平台50彼此连接起来。
[0044]中空翼面12的壳体64形成位于冲击冷却区域58中的空腔66。冲击管22经由插入孔20插入空腔66内，以用于冷却的目的。因此，冲击管22以冲击管22在中空翼面12中的组装状态安置在中空翼面12内。冲击管22沿翼展方向18完全延伸通过中空翼面12的翼展38，并实施为基体56。此外，在涡轮机组件10运行期间，冲击管22为冷却介质(比如空气)提供流路68。在中空翼面12的内表面54上，中空翼面包括许多间隔件52，以保持冲击管22与该表面54相距预定距离。间隔件52实施为突起或肋，突起或肋垂直于翼展方向18延伸。
[0045]如图2所示，其示出外平台48的顶视图，下方的翼面12以虚线示出，插入孔20与翼面12的空腔66对准。然而,空腔66在方向26上大于插入孔20,方向26相对于翼展方向18垂直取向。为了插入还占据空腔66的区域70(未与插入孔20对准)的冲击管22，冲击管22由两个分离部分42、44形成，如从图3的详细图示可看出。两个部分42、44由朝向中空翼面12的后缘32安置的后部42和朝向前缘34安置的前部44形成。两个部分42、44完全延伸通过中空翼面12的翼展38，并与内平台48和外平台50的外表面72平齐。
[0046]在冲击管22或两个部分42、44各自的组装状态，冲击管22或后部42的突起部分24分别沿方向26在插入孔20的边缘28范围内延伸，突起部分24与壁区段14、14’的部分30重叠。因此，突起部分24沿朝向后缘32取向的方向36延伸。这尤其由从图2的插入孔20延伸到图3的插入孔20的虚线示出。如果绘制，则右线会延伸通过突起部分24。冲击管22的重叠部分76邻近突起部分24布置。该重叠部分76抵接插入孔20的边缘28，并沿翼展方向18在插入孔20的整个翼展范围内延伸。突起部分24和重叠部分76由一个部件彼此一体地模制形成。冲击管22具有且突起部分24形成有阶梯台40，阶梯台抵接插入孔20的边缘28。在组装状态，IU 44将后部42在中空翼面12中锁定到位，从而防止后部42从翼面12脱离。该锁定机构经由冲击管22的阶梯台40与插入孔20的边缘28之间的压配合和形状配合而调节。
[0047]参见图4a和4b，说明将冲击管22组装在涡轮机组件10的中空翼面12中的方法。在第一组装步骤，将冲击管22的后部42经由壁区段14的插入孔20插入中空翼面12中(I )。在随后的第二组装步骤中，将冲击管22或后部42的突起部分24调整到位，使得突起部分24沿基本垂直于翼展方向18取向的方向26在壁区段14、14’的插入孔20的边缘28范围内延伸，其中，突起部分24与壁区段14、14’的至少部分30重叠，冲击管22的重叠部分76邻近突起部分24布置，并抵接插入孔20的边缘28，突起部分24和重叠部分76由一个部件彼此一体地形成(II )。可例如通过手动施加力来执行所述调整。后部42的移动由阶梯台40与插入孔20的边缘28的接触限制(图4A)。
[0048]在第三组装步骤，将前部44经由壁区段14的插入孔20在朝向翼面12的后缘34取向的一侧邻近后部42而插入中空翼面12中。之后，将后部44在中空翼面12中调整到位(111)(图4B)。在最终和第四组装步骤中，经由前部44将后部42的位置在中空翼面12中锁定到位，从而防止后部42从中空翼面12脱离(IV )，其中，锁定机构经由冲击管22的阶梯台40与插入孔20的边缘28之间的压配合和形状配合而调节。从图3可看出组装状态。
[0049]或者，后部42和前部44的彼此面向的壁可实施成具有连通孔(未示出)。此外，还可全部省略这些壁，使得它们在组装位置互锁，以形成单个内部空腔(见图5)。
[0050]在图5中，示出冲击管22的替代实施例。仍保持相同的部件、特征和功能原则上基本由相同的参考标号表示。然而，为了区分实施例，字母“a”添加到图5的实施例的不同参考标号。下例描述基本上局限于与图1至4的实施例的不同之处，其中，关于仍保持相同参考标号的部件、特征和功能，可参考图1至4的实施例的描述。
[0051]图5示出穿过具有替代实施的冲击管22a的翼面12 (与图1至4类似地形成)的横截面。图5的实施例与根据图1至4的实施例的不同之处在于，冲击管22a实施为单件74。为了允许经由壁区段14的插入孔20将单件冲击管22a插入中空翼面12中，冲击管22a具有由柔性材料形成的突起部分24a。或者，整个冲击管可由柔性材料形成。因此，在将冲击管22a插入穿过插入孔20之后，突起部分24a经由其自身强度(因柔性材料的弹性属性)调整到位(未详细示出)。因此，在组装状态，突起部分24a沿垂直于翼展方向18取向的方向26在插入孔20的边缘28范围内延伸，其中，突起部分24a与壁区段14、14’的一部分30重叠。此外，邻近突起部分24a，重叠部分76抵接插入孔20的边缘28。突起部分24a和重叠部分76由一个部件彼此一体地形成。
[0052]总体而言，还可由柔性或弹性材料实施插入孔的边缘或者具有插入孔的壁区段的整个区域。
[0053]另一种方式是将冲击管实施为可膨胀的单件，其中，所述单件在原处膨胀成如图5所示形状。这可使用例如流体、压缩空气或更优选地液体来维持。例如，液体可填充进冲击管的双壁壳体中，以用于膨胀。另外，液体可利用任何适合方法(比如聚合或辐射(UV、IR等))固化，以使壳体稳定。而且，还可用形状记忆材料制造壳体，其中，在膨胀之后可移除用于膨胀的工具(机械装置、流体、气体、液体)。或者，膨胀的单件可以利用本领域技术人员可用的任何方法(比如胶合或焊接)保持在位。
【权利要求】
1.一种涡轮机组件(10)，包括:基本中空翼面(12);至少一个壁区段(14，14’)，所述壁区段布置在中空翼面(12)的基本垂直于中空翼面(12)的翼展方向(18)取向的一侧(16，16’)，并具有位于所述至少一个壁区段(14，14’)中的提供接近中空翼面(12)的入口的至少插入孔(20);和至少冲击管(22，22a)，所述至少冲击管经由插入孔(20)插入中空翼面(12)中，以安置在中空翼面(12)内，并沿中空翼面(12)的至少翼展方向(18)延伸，其中，在冲击管(22，22a)在中空翼面(12)中的组装状态下，冲击管(22，22a)的至少突起部分(24，24a)沿基本垂直于翼展方向(18)取向的方向(26)在壁区段(14，14’ )的插入孔(20)的边缘(28)范围内延伸，其中，所述突起部分(24，24a)与壁区段(14，14’)的至少一部分(30)重叠，冲击管(22，22a)的重叠部分(76)邻近所述突起部分(24，24a)布置，所述重叠部分抵接壁区段(14，14’ )的插入孔(20)的边缘(28)，所述突起部分(24，24a)和所述重叠部分(76)由一个部件彼此一体地形成。
2.如权利要求1所述的涡轮机组件，其中，所述中空翼面(12)包括后缘(32)和前缘(34)，其中，冲击管(22，22a)的突起部分(24，24a)在朝向后缘(32)取向的方向(36)上延伸。
3.如权利要求1或2所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(22，22a)基本上完全延伸通过中空翼面(12)的翼展(38)。
4.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(22，22a)具有阶梯轮廓(40)，所述阶梯轮廓抵接壁区段(14，14，)的插入孔(20)的边缘(28)。
5.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(22)由至少两个分离部分(42，44)形成，尤其由后部(42)和前部(44)形成，特别地，所述后部(42)朝向中空翼面(12)的后缘(32)安置，所述前部(44)朝向中空翼面(12)的前缘(34)安置。
6.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述冲击管(22)由至少两个分离部分(42，44)形成，每个分离部分基本上完全延伸通过中空翼面(12)的翼展(38)。
7.如权利要求5或6所述的涡轮机组件，其中，所述前部(44)将所述后部(42)在中空翼面(12)中锁定到位，从而防止后部(42)从中空翼面(12)脱离。
8.如权利要求5-7任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述前部(44)经由冲击管(22)的阶梯轮廓(40)与壁区段(14，14’)的插入孔(20)的边缘(28)之间的压配合和/或形状配合，尤其经由形状配合将后部(42)在中空翼面(12)中锁定到位。
9.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，具有位于壁区段(14，14’)中的至少插入孔(20)的所述壁区段(14，14，)是外平台(48)和/或内平台(50)的区域(46)。
10.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述中空翼面(12)包括位于中空翼面(12)的内表面(54)的至少间隔件(52)，以将冲击管(22，22a)保持成与中空翼面(12)的所述表面(54)相距预定距离，所述间隔件尤其实施为突起或锁定销或肋。
11.如以上权利要求任一顶所述的涡轮机组件，其中，所述中空翼面(12)是涡轮机叶片或轮叶。
12.将冲击管(22，22a)组装进涡轮机组件(10)的基本中空翼面(12)中的方法，所述方法包括以下步骤: -将冲击管(22，22a)经由壁区段(14，14’ )的插入孔(20)插入中空翼面(12)中，其中，所述壁区段(14，14’ )布置在中空翼面(12)的基本垂直于中空翼面(12)的翼展方向(18)取向的一侧(16，16，)( I )， -将冲击管(22，22a)的至少突起部分(24，24a)调整到位，使得突起部分(24，24a)沿基本垂直于翼展方向(18)取向的方向(26)在壁区段(14，14’)的插入孔(20)的边缘(28)范围内延伸，其中，突起部分(24，24a)与壁区段(14，14’ )的至少一部分(30)重叠，冲击管(22，22a)的重叠部分(76)邻近突起部分(24，24a)布置，并抵接壁区段(14，14，)的插入孔(20)的边缘(28)，突起部分(24，24a)和重叠部分(76)由一个部件彼此一体地形成(II )。
13.如权利要求12所述的将冲击管(22)组装进涡轮机组件(10)的中空翼面(12)中的方法，其中，冲击管(22)包括至少后部(42)和前部(44)，在将后部(42)调整到位后(II),将前部(44)经由壁区段(14，14’)的插入孔(20)邻近后部(42)而插入中空翼面(12)中，并在中空翼面(12)中调整到位(III)。
14.如权利要求13所述的将冲击管(22)组装进涡轮机组件(10)的中空翼面(12)中的方法，其中，经由前部(44)将后部(42)的位置在中空翼面(12)中锁定到位，从而防止后部(42)从中空翼面(12)脱离，特别地，经由压配合和/或形状配合将后部(42)的位置在中空翼面(12)中锁定到 位(IV)。
【文档编号】F01D5/18GK103608546SQ201280030567
【公开日】2014年2月26日 申请日期:2012年6月11日 优先权日:2011年6月27日
【发明者】J.马格莱斯托恩 申请人:西门子公司