动叶平台的冲击冷却的制作方法

本发明涉及具有翼型的涡轮机构件，并且更具体地，涉及具有翼型的涡轮机构件的平台的冷却，尤其是燃气涡轮发动机中的静叶平台或动叶平台。

背景技术：

有效使用冷却空气来用于冷却燃气涡轮构件是燃气涡轮发动机设计中的持续挑战和重要的关注领域。例如，为了冷却具有翼型的涡轮机构件的不同部分，如静叶或动叶，传统设计使用了各种方式，包括薄膜冷却和冷却流体循环通过静叶或动叶的不同部分。然而，传统设计在有效冷却涡轮机的静叶或动叶的所有部分方面是无效率的，例如，传统设计不能冷却静叶和/或动叶平台的某些部分。

涡轮静叶一般包括内平台和外平台，而涡轮动叶通常仅具有一个平台并且可选地具有护罩。当被安装在燃气涡轮发动机中时，涡轮静叶的内平台通常被连接至或被固定至朝向涡轮的旋转轴线被定位的固定涡轮构件，如涡轮静叶承载环或定子。多个涡轮静叶可以被固定至给定涡轮静叶承载环。类似地，涡轮静叶的外平台被固定至涡轮的朝向涡轮的外壳体的另一固定构件。类似地，涡轮动叶的平台被固定至安装在涡轮的主轴上的旋转碟或旋转盘。多个涡轮动叶被固定至给定的旋转盘。为了围绕给定的涡轮静叶承载环或给定的旋转盘而被适当布置，涡轮静叶或涡轮动叶的平台通常轴向延伸超过平台的支撑翼型所需的区域，从而形成靠近翼型的前缘和/或后缘的平台悬伸。这种平台悬伸显著存在于燃气涡轮的导流静叶中。通常，在燃气轮机中，具有翼型的涡轮机构件中的任意平台具有一个或多个平台悬伸。

us4,573,865公开了一种诸如用作涡轮护罩组件的多冲击冷却结构。该结构包括多个挡板，这些挡板限定待冷却元件，如护罩、多个腔。冲击冷却空气通过一个挡板中的孔而被引导，来仅在护罩的第一腔中的部分上进行冲击。然后，冷却空气被引导来对护罩在第二腔中的部分上进行冲击。

在本说明书中，已经使用燃气轮机的涡轮静叶作为具有翼型的涡轮构件的示例，然而，可以注意到的是，出于本技术的目的，具有翼型的涡轮机构件的示例还包括燃气涡轮的动叶。在传统设计中，这种具有翼型的涡轮机构件(下文中也称“静叶”或“涡轮机构件”)的平台的某些区域被冷却，例如，平台的由具有腔的翼型直接覆盖的区域(冷却流体通过该腔流动到翼型中)以及因此平台的与腔室邻接的区域通过冷却流体流来冷却。然而，平台的翼型正下方或正上方的区域附近的平台悬伸无法受到有效冷却，并且因此容易在在涡轮运行时的高运行温度下以及来自燃烧器部的热气的腐蚀作用下发生故障。因此，需要提供一种技术来冷却平台悬伸，尤其是冷却平台悬伸在燃气轮机中的热气路径中或朝向热气路径的侧面。

技术实现要素：

因此，本公开的目的在于提供如下技术，其中平台悬伸得以有效冷却。期望冷却的是，平台悬伸在燃气轮机中的热气路径中的侧面或者朝向热气路径的侧面。

上述目的通过根据本技术的权利要求1的涡轮机构件和根据权利要求13的涡轮机构件的阵列实现。本技术的优选实施例在从属权利要求中提供。权利要求1的特征可以与权利要求1的从属权利要求的特征进行组合，并且从属权利要求的特征可以组合在一起。类似地，权利要求13的特征可以与权利要求13的从属权利要求的特征进行组合，并且从属权利要求的特征可以组合在一起。

在本技术的一个方面，提出一种涡轮机构件，特别是用于燃气涡轮发动机的动叶或静叶。涡轮机构件包括翼型和第一平台。第一平台沿周向和轴向两者延伸。翼型具有压力侧和吸入侧，压力侧和吸入侧在后缘和前缘处相接。第一平台包括一个翼型侧、该翼型侧的相对侧以及第一平台腔，翼型从翼型侧径向延伸，第一平台腔被定位在第一平台的第一悬伸区域中。第一平台腔在第一平台内延伸，并且包括沿翼型侧的翼型侧腔壁和多个冲击板。第一平台腔沿周向和轴向延伸。冲击板在第一平台腔内沿轴向方向被连续地布置。每个冲击板包括翼型侧部件、流输入侧部件和中央板。

翼型侧部件朝第一平台腔的翼型侧腔壁延伸并且被连接至第一平台腔的翼型侧腔壁。流输入侧部件向与第一平台腔的翼型侧腔壁相反的方向延伸。中央板在翼型侧部件与流输入侧部件之间，并且被翼型侧部件和流输入侧部件悬置在第一平台腔中。沿周向和轴向延伸的中央板沿翼型侧腔壁而被悬置，从而使冲击板在第一平台腔内沿径向方向限定对应于冲击板的翼型侧区段和流输入侧区段。中央板具有冲击孔，从而使进入第一平台腔的冷却空气作为冲击射流在第一平台腔内从一个冲击板的流输入侧区段通过冲击孔流动至该冲击板的翼型侧区段，并且因此沿第一平台的翼型侧来冷却翼型侧腔壁，进而使得第一平台的翼型侧被冷却。随后，来自该冲击板的翼型侧区段的冷却空气流动至后续的冲击板的流输入侧区段。

从后续的冲击板的流输入侧区段，冷却空气作为冲击射流通过该后续的冲击板的冲击孔朝第一平台腔的翼型侧腔壁流动，从而冷却第一平台的翼型侧，并且从翼型侧流动至随后的后续冲击板的流输入侧区段。

在涡轮机构件中，特别是在第一平台腔中，由于冲击板串联布置，在第一平台腔的对应于串联布置的冲击板中的每个冲击板的部分中，即流输入侧区段和翼型侧区段中，创建对应于每个冲击板的两个空气袋。流输入侧区段和翼型侧区段通过创建流输入侧区段和翼型侧区段的冲击板的冲击孔流体连通。作为所有冲击板的最终结果，一系列流输入侧区段和翼型侧区段被创建，即，例如，第一冲击板的流输入侧区段被流体连接至第一冲击板的翼型侧区段，第一冲击板的翼型侧区段转而被流体连接至第二冲击板的流输入侧区段，第二冲击板的流输入侧区段转而被流体连接至第二冲击板的翼型侧区段，第二冲击板的翼型侧区段转而被流体连接至第三冲击板的流输入侧区段，以此类推。由于连续流经如此布置在第一平台腔中的冲击板的冷却空气的流动效应，相对于对应于给定冲击板的冲击射流的强横流的发展被最小化，并且因此冲击射流能够到达第一平台腔的翼型侧腔壁，并且为第一平台的第一悬伸区域内的翼型侧提供有效冷却。此外，冲击孔的尺寸可以针对不同的冲击板而被单独控制，并且因此可以控制由不同冲击板产生的冲击射流的参数，如冲击射流的速度，并且由此可以针对不同的冲击板局部地实现不同程度的冷却。

此外，由于所有冷却空气单独且连续地穿过每个冲击板的冲击孔，整个体积的冷却空气被用于连续冷却翼型侧的由不同冲击板创建的第一平台的第一悬伸区域内的每个不同部分，并且因此冷却第一平台的第一悬伸区域内的翼型侧所需要的冷却空气更少。

在涡轮机构件的实施例中，第一平台腔包括沿第一平台的相对侧的相对侧腔壁，并且被布置在第一平台腔内的冲击板的流输入侧部件被连接至相对侧腔壁。

在涡轮机构件的另一实施例中，第一平台包括被定位在第一平台的第二悬伸区域中的附加第一平台腔。附加第一平台腔在第一平台内沿周向和轴向延伸，并且包括沿翼型侧的翼型侧腔壁、以及与被布置在第一平台腔中的冲击板类似地被布置的多个冲击板。因此，向第一平台的第二悬伸区域提供冷却。

在涡轮机构件的另一实施例中，附加第一平台腔包括沿第一平台的相对侧的相对侧腔壁，并且被布置在附加第一平台腔内的多个冲击板中的每个冲击板的流输入侧部件被连接至该相对侧腔壁。

在涡轮机构件的另一实施例中，当从前缘朝后缘观察时，第一平台的第一悬伸区域在后缘的下游，并且可选地，第一平台的第二悬伸区域在前缘的上游。在涡轮机构件的另一实施例中，当从后缘朝向前缘观察时，第一平台的第一悬伸区域在前缘的下游，并且可选地，第一平台的第二悬伸区域在前缘的上游。

在涡轮机构件的另一实施例中，例如，当涡轮机构件是涡轮静叶时，涡轮机构件包括第二平台。第二平台沿周向和轴向延伸。第二平台包括翼型侧、翼型侧的相对侧以及第二平台腔，径向延伸的翼型延伸至翼型侧，第二平台腔被定位在第二平台的第一悬伸区域中。第二平台腔在第二平台内沿周向和轴向延伸，并且包括沿翼型侧的翼型侧腔壁以及与被布置在第一平台的第一平台腔中的冲击板类似地被布置的多个冲击板。因此，向第二平台(如涡轮静叶的外平台)提供了冷却。

在涡轮机构件的另一实施例中，第二平台腔包括沿第二平台的相对侧的相对侧腔壁，并且被布置在第二平台腔内的冲击板的流输入侧部件被连接至该相对侧墙壁。

在涡轮机构件的另一实施例中，第二平台包括被定位在第二平台的第二悬伸区域中的附加第二平台腔。附加第二平台腔在第二平台内沿周向和轴向延伸，并且包括沿翼型侧的翼型侧腔壁以及与被布置在第二平台腔中的冲击板类似地被布置的多个冲击板。

在涡轮机构件的另一实施例中，附加第二平台腔包括沿第二平台的相对侧的相对侧腔壁，并且被布置在附加第二平台腔内的冲击板中的每个冲击板的流输入侧部件被连接至该相对侧腔壁。

在涡轮机构件的另一实施例中，当从前缘朝后缘观察时，第二平台的第一悬伸区域在后缘的下游，并且可选地，第二平台的第二悬伸区域在前缘的上游。

在涡轮机构件的另一实施例中，当从后缘朝向前缘观察时，第二平台的第一悬伸区域在前缘的下游，并且可选地，第二平台的第二悬伸区域在前缘的上游。

本技术的另一方面提出一种涡轮机构件的阵列，例如，用于燃气轮机的涡轮静叶或涡轮动叶。阵列包括多个涡轮机构件，多个涡轮机构件具有翼型和涡轮机构件承载环。具有翼型的涡轮机构件中的每个涡轮机构件被沿周向布置在涡轮机构件承载环上。具有翼型的多个涡轮机构件包括根据上文所述的本技术方面的至少一个涡轮机构件。

在阵列的一个实施例中，具有翼型的涡轮机构件是用于燃气涡轮发动机的动叶，并且涡轮机构件承载环是用于燃气涡轮发动机的转子盘。

在阵列的另一实施例中，具有翼型的涡轮机构件是燃气涡轮发动机的静叶，并且涡轮机构件承载环是燃气涡轮发动机的静叶承载环。

附图说明

通过参考以下结合附图对本技术的实施例的描述，本技术的上述属性和其它特征以及优点和其实施方式将变得更加明显，并且本技术本身将更好地被理解，在附图中：

图1以截面图示出示例性涡轮发动机的部分，并且其中将包括本技术的涡轮机构件的示例性实施例；

图2以截面图示意性地示出图1所示涡轮发动机的区段的示例性实施例，并且其中将包括本技术的涡轮机构件的示例性实施例；

图3以截面图示意性地示出图2所示涡轮发动机的区段的示例性实施例，并且其中包括本技术的涡轮机构件的示例性实施例；

图4示意性地示出根据本技术的具有第一平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例；

图5示意性地示出根据本技术的具有附加第一平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例；

图6示意性地示出具有第一平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例，与图4所示的第一平台腔相比，该第一平台腔具有另一形状；

图7示意性地示出具有第一平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例，与图6所示的第一平台腔相比，该第一平台腔具有另一形状；

图8示意性地示出当沿径向方向观察时，涡轮机构件的第一平台的示例性实施例的横截面图；

图9示意性地示出当沿径向方向观察时，涡轮机构件的第一平台的另一示例性实施例的横截面图；

图10示意性地示出了根据本技术的具有第二平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例；

图11示意性地示出了根据本技术的具有附加第二平台腔的涡轮机构件的另一示例性实施例；

图12示意性地示出当沿径向方向观察时，涡轮机构件的第二平台的示例性实施例的横截面图；

图13示意性地示出当沿径向方向观察时，涡轮机构件的第二平台的另一示例性实施例的横截面图；

图14示意性地示出图3所示涡轮机构件的示例性实施例的第一平台腔内的冷却空气流；

图15示意性地示出图3所示涡轮机构件的示例性实施例的第一平台腔内冲击板的布置的示例性实施例；

图16示意性地示出来自图15所示的第一平台腔内冲击板的布置的一个冲击板的示例性实施例；

图17示意性地示出冲击板的另一示例性实施例；

图18示意性地示出图10中所示涡轮机构件的示例性实施例的第二平台腔中的冲击板和第二平台腔内的冷却空气流的布置；

图19示意性地示出涡轮机构件的阵列；以及

图20示意性地示出根据本技术各方面的阵列的涡轮机构件的第一平台。

具体实施方式

在下文中，本技术的上述及其它特征将被详细描述。各种实施例被参照附图描述，在附图中，使用相同的附图标记表示相同的元件。在以下描述中，为了说明的目的，给出了大量具体细节以便提供对一个或多个实施例的全面理解。应当注意的是，示出的实施例旨在说明，而非限定本发明。显而易见的是，这些实施例可以在没有这些具体细节的情况下实施。

图1以截面图示出燃气涡轮发动机10的示例。燃气涡轮发动机10按流动顺序包括入口12、压气机或压气机部14、燃烧器部16及涡轮部18，这些构件总体上按流动顺序并且总体上围绕旋转轴线20并沿旋转轴线20的方向而被布置。燃气涡轮发动机10进一步包括轴22，轴22可以围绕旋转轴线20旋转并且纵向延伸穿过燃气涡轮发动机10。轴22驱动地将涡轮部18连接至压气机部14。

在燃气涡轮发动机10的运行中，通过进气口12吸入的空气24由压气机部14压缩并且被输送至燃烧部或燃烧器部16。燃烧器部16包括燃烧器增压部26、沿纵向轴线35延伸的一个或多个燃烧室28及被固定至每个燃烧室28的至少一个燃烧器30。燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器增压部26内部。穿过压气机14的压缩空气进入散流器32并从散流器32排出到燃烧器增压部26中，部分空气从燃烧器增压部26进入燃烧器30并与气态燃料或液体燃料混合。之后，空气/燃料混合物燃烧，并且来自燃烧的燃烧气体34或工作气体经由过渡管17穿过燃烧室28而被引导至涡轮部18。过渡管17的内表面55限定热气路径的一部分。

该示例性燃气涡轮发动机10具有管状燃烧装置部装置16，其由燃烧器罐19环状阵列构成，每个燃烧器罐19具有燃烧器30和燃烧室28，过渡管17具有与燃烧室28交界的大体圆形入口及环形段形式的出口。过渡管出口的环形阵列形成用于将燃烧气体引导至涡轮18的环。

涡轮部18包括附接至轴22的多个动叶承载盘36。在该示例中，两个盘36分别承载涡轮动叶38的环形阵列。然而，动叶承载盘的数目可以不同，即，仅有一个盘或多于两个盘。此外，被固定至燃气涡轮发动机10的定子42的导流静叶40被设置在涡轮动叶38的环形阵列的级之间。导流静叶44被设置在燃烧室28的出口与前涡轮动叶38的入口之间，并且导流静叶44将工作气体流转向至涡轮动叶38上。

来自燃烧室28的燃烧气体34进入涡轮部18并驱动涡轮动叶38，涡轮动叶38转而使轴22旋转。导流静叶40、44(下文中也称静叶40、44)用于优化燃烧或工作气体34在涡轮动叶38上的角度。

涡轮部18驱动压气机部14。压气机部14包括轴向串联的静叶级46和转子动叶级48。转子动叶级48包括支撑动叶环形阵列的转子盘。压气机部14还包括壳体50，壳体5包围转子级并支撑静叶级48。导流静叶级包括径向延伸静叶的环形阵列，径向延伸静叶被安装至壳体50。静叶被设置为在给定发动机运行点以最优角度向动叶提供气流。一些导流静叶级具有可变静叶，在可变静叶中，静叶围绕其自身纵向轴线的角度可以根据在不同发动机运行条件下可能发生的气流特征来调节。

壳体50限定压气机14的通路56的径向外表面52。通路56的径向内表面54至少部分由转子的转子鼓53限定，转子鼓53部分由动叶48的环形阵列限定。

本技术结合上述具有单个轴或线轴的示例性涡轮发动机而被描述，该轴或线轴连接单个多级压气机及单个一级或多级涡轮。然而，应当理解的是，本技术同样适用于两轴发动机或三轴发动机，并且可以被用于工业、航空或海洋应用。此外，管状燃烧装置部装置16也用于示例性目的，并且应当理解的是，本技术同样适用于环式燃烧室和罐式燃烧室。

除非另有说明，否则术语“上游”和“下游”是指流经发动机的气流和/或工作气体34的流方向。术语“朝前”和“朝后”是指流经发动机的总体气体流。除非另有说明，否则术语“轴向”、“轴向地”、“轴向方向”、“径向”、“径向地”、“径向方向”、“周向”、“周向地”和“周向方向”是相对于发动机的旋转轴线20而言。短语第一元件“沿”第二元件以及类似短语表示第一元件与第二元件以相同的方向行进或延伸或被布置，即，例如，进一步解释就是，如果第二元件是在笛卡尔坐标系中沿x-z坐标延伸的表面或侧面，则第一元件“沿”第二元件意味着第一元件也沿x-z坐标延伸，不过，在x坐标和/或z坐标中，第一元件可以从第二元件移开一段距离。简单地说，第一元件“沿”第二元件可以被理解为第一元件以下述尺寸延伸使得与第二元件平行或大体平行：例如，第一元件与第二元件可以形成0度-20度之间的角度。

图2提供了图1中的区域“a”的更详细视图，并且给出了可以在涡轮部18中实施本技术的示例性位置，示例性位置包括燃烧器16与涡轮部18的接合点。在图2中，部分示意性地示出具有翼型的涡轮机构件，例如，入口导流静叶44、涡轮动叶38和导流静叶40。在燃气涡轮发动机10中，入口导流静叶44被固定至静叶承载环70，静叶承载环70可以是定子42的一部分，并且涡轮动叶38被固定至动叶承载盘36。出于说明的目的，下文中已经使用入口导流静叶44，但涡轮机的技术领域的技术人员可以理解的是，本技术也适用于涡轮动叶38和导流静叶40。

入口导流静叶44(下文中也被称为“静叶44”)具有从内平台61延伸的翼型110，翼型110朝旋转轴线20而被布置，反过来又适于被连接至静叶承载环70，或在静叶44被安装在燃气涡轮发动机10内时连接至静叶承载环70。翼型110具有前缘58和后缘60。翼型110覆盖内平台61的一部分91，即，内平台61位于翼型110正下方的部分，然而，内平台61的一个或多个其它部分62、63延伸超过内平台61位于翼型110的正下方、或者与翼型110直接接触的部分91，并且由此形成在后缘60下游的第一悬伸62和在前缘58上游的第二悬伸63。类似地，涡轮动叶38具有平台39，并且导流静叶40具有内平台71，并且平台39和内平台71中的一个或两个可以具有一个或多个悬伸(未示出)。涡轮动叶38可在另一端具有隔热罩37。

传统上，冷却空气从内部冷却通道(未示出)并通过平台61、39、71被馈送到静叶40、涡轮动叶38和导流静叶40的翼型110中，例如，冷却空气通过平台61下方的空间77，并且继而通过部分91而被馈送到静叶44的翼型110中，不过，为简单起见，未在图2中示出。

静叶44还具有外平台64，翼型110延伸至外平台64。翼型110覆盖外平台64的一部分94，即，外平台64位于翼型110正上方或与翼型110直接接触的部分，然而，外平台64的一个或多个其它部分65、66延伸超过外平台64的部分94，并且由此形成在后缘60下游的第一悬伸65和在前缘58上游的第二悬伸66。类似地，导流静叶40具有外平台72，并且可以在外平台72中具有类似的悬伸。

本技术在静叶44的一个或多个悬伸62、63、65、66中被实施，或者在涡轮动叶38和导流静叶40的平台39、71、72的类似悬伸(未示出)中被实施。

图3结合图4至图9示意性地示出根据本技术的一个方面的涡轮机构件100的示例性实施例。涡轮机构件100在静叶44的一个或多个悬伸62、63、65、66中被实施，或者在图2的涡轮动叶38和导流静叶40的平台39、71、72的类似悬伸(未示出)中被实施。

如图4结合图3所示，涡轮机构件100、尤其是用于燃气涡轮发动机10的动叶或静叶包括翼型110和沿轴向和周向延伸的第一平台120，即，第一平台120沿图4中由轴线98所表示的轴向方向和图4中由轴线97所示的周向方向延伸，轴线97与轴线98和轴线99互相垂直，其中轴线99表示径向方向。翼型110包括大体凹入侧(也称压力侧114)和大体凸出侧(也称吸入侧116)。压力侧114和吸入侧116在后缘112和前缘118处相接。第一平台120类似于图2中静叶44的内平台61。

第一平台120总体上具有沿径向方向99的两侧，即，翼型侧122和相对侧124，翼型110从翼型侧122径向延伸，相对侧124朝静叶承载环70或动叶承载盘36而被定位，即，当涡轮机构件100(下文中也被称为“构件100”)被安装在燃气涡轮发动机10(下文中也被称为“燃气轮机10”)中时，相对侧124朝向旋转轴线20。构件100包括被定位在第一平台120的第一悬伸区域128中的第一平台腔125。第一悬伸区域128可以被理解为图2中静叶44的任意悬伸62、63、65、66，但是出于本示例性实施例的目的，图3中的第一悬伸区域128类似于图2的悬伸62，即，当从前缘118朝后缘112观察时，第一悬伸区域128存在于后缘112的下游。然而，在图4中，第一悬伸区域128类似于图2的悬伸63，即，当从后缘112朝前缘118观察时，第一悬伸区域128存在于前缘118的下游。如图4、图6和图7所示，第一平台腔125可以具有不同的构造，例如，第一平台腔125可以具有如图4所示的矩形横截面，矩形横截面具有四个壁，即，沿侧面122的一个壁、沿侧面124的另一壁，也被称为相对侧腔壁127(也在图3中示出)以及这两个壁之间的两个侧壁；或者第一平台腔125可以具有如图6所示的半矩形横截面，半矩形横截面具有三个壁，即，沿侧面122的一个壁及两个侧壁；或者第一平台腔125可以仅具有沿侧面122的一个壁，如图7所示。

如图3、图4、图6和图7所示，图3的第一平台腔125在第一平台120内沿轴向延伸(即，沿轴线98)并且沿周向(即，沿轴线97)延伸，并且包括沿翼型侧122的翼型侧腔壁126。多个冲击板80被布置在第一平台腔125内(图4、图6和图7中未示出)。冲击板80沿轴向方向(即，沿轴线98)而被连续地布置，并且每个冲击板80在第一平台腔125内沿轴向方向98和周向方向97延伸。冷却空气或任意其它冷却流体通过冷却流体通道75而被馈送到第一平台腔125中，冷却流体通道75转而接收来自冷却通路77的冷却空气或其它冷却流体，如图3所示。冲击板80的结构和通过冲击板80的冷却空气流已经在下文中特别参考图3和图14至图18进行了解释。

如图5所示，第一平台120还可以包括附加第一平台腔135，附加第一平台腔135被定位在第一平台120的第二悬伸区域129中。第一平台120的第二悬伸区域129可以被理解为如图2所示的静叶44的内平台61的第二悬伸63。如图5结合图4所示，当第一悬伸区域128存在于前缘118的上游时(如图4所示)，第二悬伸区域129存在于后缘112的下游(如图5所示)。换言之，在第一平台120中可以仅存在一个平台腔125，并且当从前缘118朝后缘112观察时，平台腔125可以存在于后缘112的下游或前缘的上游，或者平台腔125可以具有两个腔125、135，当从前缘118朝后缘112观察时，其中一个腔存在于后缘112的下游，并且另一个腔存在于前缘118的上游。附加第一平台腔135在第一平台120内沿周向和轴向延伸，并且包括沿翼型侧122的翼型侧腔壁136以及多个冲击板80，该多个冲击板80与被布置在第一平台腔125中的冲击板80类似地被布置。附加第一平台腔135可以包括沿第一平台120的相对侧124的相对侧腔壁137。

图8和图9示意性地示出第一平台腔125和附加第一平台腔135相对于翼型110的位置。如图8所示，在构件100的示例性实施例中，当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第一平台120的第一悬伸区域128在后缘112的下游，第一平台腔125存在于第一悬伸区域128中，并且当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第一平台120的第二悬伸区域129(当存在时)在前缘118的上游，附加第一平台腔135位于第二悬伸区域129中。在构件100的替代实施例中，如图9所示，当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第一平台120的第一悬伸区域128在前缘118的上游，第一平台腔125存在于第一悬伸区域128中，并且当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第一平台120的第二悬伸区域129(当存在时)在后缘112的下游，附加第一平台腔135位于第二悬伸区域129中。

如图10所示，涡轮机构件100还可包括周向且轴向延伸的第二平台140。第二平台140包括翼型侧142、翼型侧142的相对侧144以及第二平台腔145，径向延伸的翼型110延伸至翼型侧142，第二平台腔145被定位在第二平台140的第一悬伸区域148中。第二平台140的第一悬伸区域148可以被理解为如图2所示的静叶44的外平台64的第一悬伸65。第二平台腔145在第二平台140内沿轴向和周向延伸，并且包括沿翼型侧142的翼型侧腔壁146以及多个冲击板80，该多个冲击板80与被布置在第一平台120的第一平台腔125中的冲击板80类似地被布置。

如图11所示，第二平台140还可以包括附加第二平台腔155，附加第二平台腔155被定位在在第二平台140的第二悬伸区域149中。第二平台140的第二悬伸区域149可以被理解如图2所示的静叶44的外平台64的第二悬伸66。附加第二平台腔155在第二平台140内沿周向和轴向延伸，并且包括沿翼型侧142的翼型侧腔壁156、以及多个冲击板80，该多个冲击板80与被布置在第一平台腔125中的冲击板80类似地被布置。附加第二平台腔155可以包括沿第二平台140的相对侧144的相对侧腔壁157。

图12和图13示意性地示出第二平台腔145和附加第二平台腔155相对于翼型110的位置。如图12所示，在构件100的示例性实施例中，当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第二平台140的第一悬伸区域148在后缘112的下游，第二平台腔145存在于第一悬伸区域148中，并且当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第二平台140的第二悬伸区域149(当存在时)在前缘118的上游，附加第二平台腔155位于第二悬伸区域149中。在构件100的替代实施例中，如图13所示，当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第二平台140的第一悬伸区域148在前缘118的上游，第二平台腔145存在于第一悬伸区域148中，并且当从前缘118沿后缘112的方向观察时，第二平台140的第二悬伸区域149(当存在时)在后缘112的下游，附加第二平台腔155位于第二悬伸区域149中。

下文中解释了冲击板80和腔125、135、145、155内的冷却空气流。腔125、135、145、155内的冷却空气流已经用由附图标记9标记的箭头描绘。

如图3和图14所示，构件100进一步包括多个冲击板80。冲击板80在第一平台腔125内沿轴向方向(即，沿图4的轴线98)被连续地布置。可以注意到，图3和图14示出构件100的横截面图，构件100具有被串联布置并且跨越第一平台腔125的不同部分的三个冲击板80。然而，图3和图14中描绘的三个冲击板80仅用于示例性目的，并且构件100可以包括多于或少于三个的冲击板80。

如图15至图17结合图3和图14所示，每个冲击板80包括翼型侧部件86、流输入侧部件87和中央板82，中央板82在结构上位于翼型侧部件86和流输入侧部件87之间。翼型侧部件86朝第一平台腔125的翼型侧腔壁126延伸并且被连接至第一平台腔125的翼型侧腔壁126。当不存在相对侧腔壁127时，流输入侧部件87朝与第一平台腔125的翼型侧腔壁126相反的方向延伸，并且可以被连接至相对侧腔壁127或者被连接至静叶承载环70的一部分。中央板82被翼型侧部件86和流输入侧部件87悬置在第一平台腔125中，从而使中央板82沿翼型侧腔壁126延伸。部件86和87可以分别被连接或者被接合或者被固定地附接至壁126和壁127，并且甚至可以通过过盈配合而被连接或者被定位。

由于部件86被附接至壁126，并且部件87被附接至壁127或静叶承载环70的一部分，部件86和部件87之间的中央板82被悬置在第一平台腔125中。再次参见图14和图15，示出了第一平台腔125内的中央板82的空间布置。由于中央板82被悬置在第一平台腔125(下文中也被称为“腔125”)中，并且部件86和部件87分别被连接至壁126和壁127或静叶承载环70的一部分，每个冲击板80划分腔125的部分，并且因此在腔125内沿径向方向99限定翼型侧区段6或隔室6、以及流输入侧区段7或隔室7。换言之，每个冲击板80创建一个区段6和一个区段7，并且被认为是对应于创建该区段6和该区段7的冲击板80。

中央板82具有如图16和图17所示的冲击孔84。在中央板82中，冲击孔84被定位为阵列85。如图16所示，阵列85可以跨越中央板82在部件86与部件87之间的整个区域。替代地，阵列85可以不跨越中央板82的整个跨度并且跨越可以限于中央板82的一部分，例如，中央板82的区域88。如图14所示，进入第一平台腔125的冷却空气作为冲击射流在第一平台腔125内从一个冲击板80的流输入侧区段7通过冲击孔84流动至该冲击板的翼型侧区段6，并且继而从该冲击板80的翼型侧区段6流动至后续的冲击板80的流输入侧区段7。冷却空气作为冲击射流从后续的冲击板80的流输入侧区段7流经该后续的冲击板80的冲击孔84朝第一平台腔125的翼型侧腔壁146流动，并且从翼型侧腔壁146流动至随后的后续冲击板80的流输入侧区段7，以此类推。

类似地，对于布置在附加第一平台腔135中的冲击板80，冲击板80的翼型侧部件86朝附加第一平台腔135的翼型侧腔壁136延伸并且被连接至附加第一平台腔135的翼型侧腔壁136；并且流输入侧部件87朝与附加第一平台腔135的翼型侧腔壁136相反的方向延伸，并且被连接至相对侧腔壁137或静叶承载环70的一部分。如针对布置在第一平台腔125中的冲击板80所解释的那样，冲击板80被类似地布置在附加第一平台腔135中，并且类似地创建区段6和7，并且具有与上文中针对图14所解释的冷却空气的流方向相似的冷却空气的流方向，即，对于相应的冲击板80，冷却空气从区段7朝区段6流动。

图18示意性地示出被布置在第二平台腔145中的冲击板80。冲击板80在第二平台腔145内沿轴向方向98被连续地布置，其中翼型侧部件86朝第二平台腔145的翼型侧腔壁146延伸并且被连接至第二平台腔145的翼型侧腔壁146，并且流输入侧部件87朝相对侧腔壁147延伸并且被连接至相对侧腔壁147，或者当相对侧腔壁147不存在时，流输入侧部件87被连接至定子42的另一固定部件。由于部件86被附接至壁146并且部件87被附接至壁147，部件86和部件87之间的中央板82被悬置在第二平台腔145中，并且由于中央板82被悬置在第二平台腔145(下文中也称“腔145”)中，并且部件86和部件87分别被连接至壁146和壁147，每个冲击板80划分腔145的部分，并且因此在腔145内沿径向方向99限定类似于上文参考图3和图14解释的区段6、7的区段6和区段7。腔室145内的冷却空气流类似于上文参考图3和图14解释的冷却空气流。

类似地，对于布置在附加第二平台腔155中的冲击板80，冲击板80的翼型侧部件86朝附加第二平台腔155的翼型侧腔壁156延伸并且被连接至附加第二平台腔155的翼型侧腔壁156；并且流输入侧部件87朝相对侧腔壁157延伸并且被连接至相对侧腔壁157。如针对被布置在第一平台腔125中的冲击板80所解释的那样，冲击板80被类似地布置在附加第二平台腔155中，并且类似地创建区段6和7，并且具有与上文中针对图14所解释的冷却空气的流方向相似的冷却空气的流方向，即，对于相应的冲击板80，冷却空气从区段7朝区段6流动。

此外，参考图18，已经解释了构件100的另一实施例。构件100包括被定位在翼型侧腔壁146上的紊流器68的阵列67。构件100还可以包括被定位在翼型侧腔壁136、146和156上的紊流器68的阵列67。当冷却空气经过具有紊流器68的翼型侧腔壁126、136、146、156时，紊流器68增加冷却空气中的紊流。图18中所示的紊流器68为肋状。然而，可以注意到的是，在本技术的范围内，紊流器68完全可以具有各种不同形状，例如但不限于，分裂肋状(即分开的肋状)、楔形、分裂楔形、扰流柱形(即，单个圆柱形突起)、圆锥形，截锥形、球形圆顶形、四面体形、截头四面体形、金字塔形和截头金字塔形。

图18示出紊流器68被限制在翼型侧腔壁146的部分79上，而翼型侧腔壁146的另一部分78上没有紊流器68，然而，紊流器68可以存在于腔145内翼型侧腔壁126的整个跨度上。

在构件100的示例性实施例中，腔125、135、145、155中的一个或多个完全被限制在悬伸区域128、129、148、149，分别不延伸至平台120、140在翼型110正下方或正上方的部分。优点在于：通过平台120、140在翼型110正上方或正下方的部分而被引导至翼型腔的冷却空气不受进入到腔125、135、145、155中的冷却空气流影响。流经腔125、135、145、155后的冷却空气直接从平台120、140以热气流路径离开或者进入到如图3所示的轮缘密封腔73中。

现在参考图19和图20，其描述了本技术的另一方面，根据该方面，示出诸如涡轮静叶44、40或者涡轮动叶38的涡轮机构件的阵列300。阵列300包括：多个涡轮机构件，例如涡轮静叶44、40或者涡轮动叶38；以及涡轮机构件承载环，例如诸如静叶承载环70或者动叶承载盘36。涡轮静叶44、40或者涡轮动叶38被分别沿周向布置在静叶承载环70或者动叶承载盘36上，以形成绕旋转轴线20的圆形阵列。根据上述参考图2至图17所示的本技术的方面，多个涡轮静叶44、40或者涡轮动叶38包括至少一个涡轮机构件110。

本冷却装置的一个优点在于它是紧凑的并且可以提供薄的冲击冷却装置。换言之，本发明冷却装置较薄、或者在垂直于被冷却表面或者壁126的平面的方向上具有相对较小的厚度。这在诸如部件(如限定气洗表面的壁126)的厚度对于最小化空气动力损失非常重要的动叶或者静叶的应用中尤其有用。壁126和127之间的厚度或者距离可以在保持足够冲击冷却的同时被最小化。因此，对于图14中所示的平台120，动叶的空气动力不会受到损害，重量增加最小化，并且周围发动机架构不会受到影响，因此，叶片可以适配在所提供的既有空间中并且可以进行被改造。

本发明装置的另一优点在于：从中央板82到冷却壁126的距离可以是用于冲击冷却射流的最大冲击冷却效果的最佳距离。中央板82可以被定位为比壁127更靠近壁126，冲击射流撞击在壁126上。在其它示例中，中央板82可以被定位为比壁126更靠近壁127。因此，壁126可以被最佳地冷却。然后，对于本发明的许多不同应用，可以是定制冷却装置。为了实现最佳冷却，冲击射流的有效性可以取决于冷却流体的压力、冲击孔的尺寸以及从中央板82上的冲击孔到诸如壁126的目标表面的距离。

此外，与其它中央板82中的一个或多个中央板相比，每个连续的冲击板80可以使其中央板82位于与冷却壁126不同距离处。每个中央板82的不同距离可以取决于许多因素，例如，紧邻每个中央板82的冷却空气9的压力和/或壁126的温度和/或冷却空气9的温度。例如，相对于冷却流9的方向，第一中央板82与冷却壁26相距第一距离，并且下游中央板82与冷却壁126相距第二距离；第二距离小于第一距离。此外，在第一中央板82之后，每个连续中央板82可以比其紧邻的上游中央板更靠近冷却壁126。在另一示例中，与冷却壁126的第二距离大于第一距离。此外，在第一中央板82之后，每个连续中央板82可以比其紧邻的上游中央板更远离冷却壁126。

此外，两个壁126、127可以不平行并且可以会聚或者发散，从而使翼型侧部件86和流输入侧部件87具有不同长度。因此，在两个壁126、127会聚或者发散的情况下，中央板82可以平行于冷却壁126但不平行于壁127。替代地，中央板126可以相对于冷却壁126会聚或发散。

应当理解的是，可以顺序设置或连续设置两个、三个或更多个冲击板80以利用和再利用冷却空气9。

在本公开中，诸如“径向”、“内”、“外”、“周向”、“下方”、“下”之类的朝向术语将相对于涡轮轴线(即，旋转轴线20)而被采用。“内”表示径向内部或者更靠近旋转轴线20，而“外”表示径向外部或者远离旋转轴线20。

虽然参照特定实施例已经对本技术进行了描述，但应当理解的是，本技术并不限于这些精确实施例。相反地，鉴于描述用于实践本发明的示例性模式的本公开，对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明范围和主旨的情况下，许多修改和变型将是显而易见的。因此，本发明的范围由所附的权利要求书而非由上文的描述指示。权利要求书等同物的含义和范围内的所有变化、修改和变型均应视为落入其范围内。