CN114483203A - 用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术 - Google Patents

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Abstract

本技术提出用于燃气涡轮机的轮叶。轮叶具有带压力壁侧部、吸力壁侧部、前缘侧部和后缘侧部的内护罩。密封单元设置在内护罩的下表面处并在内护罩的下表面处限定第一区域和第二区域。第一冲击单元布置在第一区域中并具有面向内护罩的第一冲击板从而限定其间的第一冲击腔室，其中第一冲击板接收冷却空气并发射冲击射流至第一冲击腔室中。第二冲击单元布置在第二区域中并包括面向内护罩的第二冲击板从而限定其间的第二冲击腔室。至少一个连接器流动通道将冷却空气从第一冲击腔室引导至第二区域。第二冲击板从连接器流动通道接收冷却空气并形成引导到第二冲击腔室中的冲击射流。

Description

用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术
技术领域
本发明涉及燃气涡轮机，具体地涉及燃气涡轮机轮叶的冷却，并且更具体地涉及用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术。
背景技术
燃气涡轮机轮叶也被称为喷嘴部，燃气涡轮机轮叶包括在内护罩与外护罩之间径向延伸的翼型件，内护罩和外护罩也被称为内平台和外平台。内护罩和外护罩限定了穿过涡轮机部段的热气体流动路径的一部分，并且内护罩和外护罩在涡轮机运行期间浸在热气体中。因此，对护罩的冷却是必要的。
图2示意性地图示了用于常规涡轮机轮叶44的内护罩100的常规冷却方案。在下文中也被称为轮叶44的涡轮机轮叶44在环形的热气体路径55中定位于从燃气涡轮机的燃烧室延伸的过渡管道17的下游，热气体路径55部分地由轮叶44的内护罩100和外护罩90限定。轮叶44的在护罩90、100之间延伸的翼型件60设置在热气体路径55中。外护罩90设置成朝向定子42的外壳体并且限定热气体路径55的径向外表面52，而内护罩100设置成径向向内朝向燃气涡轮机的中心轴线即旋转轴线并且限定热气体路径55的径向内表面54。
热气体或燃烧产物34从燃烧室经由过渡管道17流到热气体路径55中，因此，翼型件60以及护罩90、100的表面例如内护罩100的上表面100a浸在热气体34中。冷却空气5从压缩机被引导到轮叶44中以对轮叶44进行冷却。
图2示意性地描绘了第一流动通道9a，通过第一流动通道9a，冷却空气5的一部分5a被朝向内护罩100、特别是朝向内护罩100的下表面100b引导。在内护罩100的下表面100b处设置有也被称为轴向密封件70的密封单元70以保持第一区域R1中冷却空气5的适当压力，该第一区域R1在内护罩100的下表面100b处位于第二区域R2的轴向上游。密封单元70可以形成为绕燃气涡轮机的中心轴线延伸并且密封或阻止或限制冷却空气5a朝向第二区域R2流动的环形板。密封单元70被称为轴向密封件，因为密封单元70构造成阻挡冷却空气5在轴向方向上的流动。需要密封单元70以在第一区域R1中保持适当的压力，从而可以保持足够的冷却空气流通向轮叶44的不同部分。
图2还示意性地描绘了第二流动通道9b，通过第二流动通道9b，冷却空气5的一部分5b经由穿过叶片承载盘36形成的冷却空气通道36c被朝向位于轮叶44下游的涡轮机叶片38引导。在轮叶44与盘36之间设置有也被称为径向密封件的级间密封件80，比如迷宫式密封件80，并且该级间密封件80构造成阻挡冷却空气5沿径向方向在包括轮叶44的轮叶级与包括叶片38和叶片承载盘36的叶片级之间流动。
从图2可以看出，内护罩100的位于第二区域R2中的一部分未得到适当地冷却。
因此，本发明的目的是提供一种用于有效冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的机构或技术。优选地，期望该用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术增强冷却而不增加从压缩机抽取以用于这种冷却的冷却空气的量。
发明内容
上述目的中的一个或更多个目的通过根据本公开所附的独立权利要求的用于燃气涡轮机的涡轮机轮叶、用于燃气涡轮机的涡轮机轮叶组件或涡轮机轮叶级以及燃气涡轮机来实现。本技术的有利实施方式在从属权利要求中提供。独立权利要求的特征可以与从属于该独立权利要求的权利要求的特征组合，并且从属权利要求的特征可以彼此组合。
在本技术的第一方面，提出了一种用于燃气涡轮机的涡轮机轮叶。涡轮机轮叶包括内护罩、密封单元、第一冲击单元、第二冲击单元和至少一个连接器流动通道。
内护罩具有上表面和下表面。涡轮机轮叶可以包括从上表面延伸的翼型件。涡轮机轮叶还可以包括外护罩，并且翼型件可以在内护罩与外护罩之间径向延伸。
如在本公开中使用的“径向”方向可以理解为相对于燃气涡轮机的旋转轴线或中心轴线的径向方向。类似地，如在本公开中使用的诸如“径向内部”或“径向向内”的用语及类似用语可以理解为在径向方向上朝向燃气涡轮机的旋转轴线或中心轴线；其中，如在本公开中使用的诸如“径向外部”或“径向向外”的用语及类似用语可以理解为在径向方向上远离燃气涡轮机的旋转轴线或中心轴线。此外，径向距离可以理解为沿着径向方向测量的距离。
内护罩可以理解为相对于燃气涡轮机的旋转轴线的径向内护罩或径向内平台或简单地理解为内平台或下护罩或下平台。内护罩形成涡轮机的环形热气体流动路径的径向内表面。外护罩可以理解为相对于燃气涡轮机的旋转轴线的径向外护罩或径向外平台或简单地理解为外平台或上平台或上护罩。外护罩形成涡轮机的环形热气体流动路径的径向外表面。内护罩和外护罩限定或限制热气体流动路径，即限定或限制燃烧产物在燃气涡轮机的涡轮机部段中流动通过的气体流动路径的环形形状。
翼型件具有在前缘和后缘处会合的压力壁和吸力壁。内护罩可以包括压力壁侧部、吸力壁侧部、前缘侧部和后缘侧部。
内护罩的压力壁侧部、吸力壁侧部、前缘侧部和后缘侧部可以对应于翼型件的压力壁、吸力壁、前缘和后缘。
密封单元设置在内护罩的下表面处并且在涡轮机轮叶的下表面处限定第一区域和第二区域。密封单元将第一区域相对于第二区域密封，即阻挡或限制或阻止冷却空气从第一区域向第二区域的流动。
密封单元可以是轴向密封件并且可以密封或阻挡或限制或阻止冷却空气沿燃气涡轮机的轴向方向从第一区域向第二区域的流动。第一区域可以位于第二区域的轴向上游，并且第一区域和第二区域可以通过密封单元而彼此分开。
密封单元可以绕燃气涡轮机的中心轴线在周向方向上延伸。
密封单元可以设置在前缘侧部与后缘侧部之间、即设置成与前缘侧部和后缘侧部间隔开并且从内护罩的压力壁侧部延伸至吸力壁侧部。因此，密封单元在内护罩的下表面处限定了前缘侧部与密封单元之间的第一区域以及密封单元与后缘侧部之间的第二区域。
第一冲击单元布置在第一区域中并且包括面向内护罩的下表面的第一冲击板。第一冲击板与内护罩的下表面径向间隔开以在内护罩的下表面与第一冲击板之间限定第一冲击腔室。第一冲击单元可以布置成与内护罩的第一部分径向对准。第一冲击单元可以面向内护罩的第一部分的下表面并且与内护罩的第一部分的下表面在径向方向上间隔开。
第一冲击板可以包括多个冲击孔或第一冲击孔，即用于产生冲击射流的通孔。第一冲击板接收优选地来自压缩机的冷却空气，并且随后因冷却空气通过冲击孔而形成冲击射流，冲击射流被引导到第一冲击腔室中。
第二冲击单元布置在第二区域中并且包括面向内护罩的下表面的第二冲击板。第二冲击板与内护罩的下表面径向间隔开以在内护罩的下表面与第二冲击板之间限定第二冲击腔室。第二冲击单元可以布置成与内护罩的第二部分径向对准。第二冲击单元可以面向内护罩的第二部分的下表面并且与内护罩的第二部分的下表面在径向方向上间隔开。
内护罩的第一部分和第二部分可以理解为内护罩的在径向观察时由密封单元划分或区分或限制或限定的部位或部分。换言之，如果密封单元假想地沿径向方向延伸，则这种假想的延伸会将内护罩分成第一部分和第二部分。第一部分相对于热气体流动路径设置在第二部分的上游。
第一冲击板与内护罩的下表面、即目标冷却表面之间的距离可以在1mm(毫米)至4mm之间。
第二冲击板与内护罩的下表面、即目标冷却表面之间的距离可以在1mm(毫米)至4mm之间。
第一冲击单元和第二冲击单元可以彼此分开或者可以通过密封单元彼此间隔开。
至少一个连接器流动通道可以具有定位于第一冲击腔室处以便从第一冲击腔室接收冷却空气的入口以及定位于第二区域处以将冷却空气从第一冲击腔室引导至第二区域的出口。
连接器流动通道可以形成为管状结构或管路或中空管道或管或通孔。
第二冲击板可以包括多个冲击孔或第二冲击孔，即用于产生冲击射流的通孔。第二冲击板接收来自连接器流动通道的冷却空气，即在第一区域或第一冲击腔室处进入连接器流动通道的入口并在第二区域处从连接器流动通道的出口排出的冷却空气。第二冲击板随后因冷却空气通过冲击孔而形成冲击射流，冲击射流被引导到第二冲击腔室中。
因此，第一区域中的用于冲击到内护罩的下表面上的冷却空气随后被引导到第二区域中，然后以冲击射流的形式流动穿过第二冲击板进入第二冲击腔室中。因此，使用相同的冷却空气进行两次冲击冷却——首先于内护罩的下表面处在第一区域中进行冲击冷却，即冷却内护罩的第一部分，并且其后于内护罩的下表面处在第二区域中进行冲击冷却，即冷却内护罩的第二部分。
为了进一步解释，冷却空气按如下顺序流动：朝向第一冲击板流动，通过第一冲击孔并因此产生朝向内护罩进入到第一冲击腔室中的冲击射流，随后从第一冲击腔室流动穿过连接器流动通道进入第二区域中，然后朝向第二冲击板流动，随后通过第二冲击孔并因此产生朝向内护罩进入到第二冲击腔室中的冲击射流。
内护罩的下表面可以在第一区域中径向凹进并且因此可以包括第一冲击腔，并且第一冲击腔室可以包括第一冲击腔。
第一冲击板可以定位在第一冲击腔处或第一冲击腔内，从而使得布置紧凑。
内护罩的下表面可以在第二区域中径向凹进并且因此可以包括第二冲击腔，并且第二冲击腔室可以包括第二冲击腔。
第二冲击板可以定位在第二冲击腔处或第二冲击腔内，从而使得布置紧凑。
第一冲击腔和第二冲击腔可以由内护罩的介入部段或介入壁分开。内护罩的介入部段或介入壁可以从内护罩的下表面径向向内延伸。连接器流动通道延伸穿过内护罩的介入部段。换言之，连接器流动通道可以形成为内护罩的介入部段或介入壁中的通孔。
第二冲击板可以布置成与第二冲击腔的开口齐平。这使得布置更加紧凑。
第二冲击板可以布置在第二冲击腔内。这使得布置进一步紧凑。
连接器流动通道可以延伸穿过密封单元。
密封单元可以包括密封支承凸耳或构件和密封板中的至少一者。
密封支承凸耳可以从内护罩的下表面径向向内延伸。密封支承凸耳可以限定第一区域和第二区域。连接器流动通道可以延伸穿过密封支承凸耳。密封板可以被支承在密封支承凸耳处或固定至密封支承凸耳。连接器流动通道可以形成为穿过密封支承凸耳的通孔或者可以形成为***穿过形成在密封支承凸耳中的通孔的单独的管状结构或管。
密封板可以不具有穿过密封板而形成的任何连接器流动通道。替代性地且可选地，另外的连接器流动通道可以延伸穿过密封板。
密封板可以布置成从内护罩的下表面或从密封支承凸耳径向向内延伸。密封板可以限定第一区域和第二区域。连接器流动通道可以延伸穿过密封板。密封板可以被支承在内护罩的下表面处或固定至内护罩的下表面或固定至密封支承凸耳。连接器流动通道可以形成为穿过密封板的通孔，或者可以形成为***穿过形成在密封板中的通孔的单独的管状结构或管。
密封支承凸耳可以不具有穿过密封支承凸耳而形成的任何连接器流动通道。替代性地且可选地，另外的连接器流动通道可以延伸穿过密封支承凸耳。
连接器流动通道的宽度在密封支承凸耳的或密封板的沿着内护罩的周向方向测得的宽度的2％与40％之间，并且优选地在5％与15％之间。
如本公开中所使用的“周向”方向可以理解为相对于燃气涡轮机的旋转轴线或中心轴线的周向方向。
第二冲击单元可以包括布置在第二冲击板的径向内侧并且面向第二冲击板的盖板，即盖板可以布置在第二冲击板与燃气涡轮机的旋转轴线或中心轴线之间。盖板可以相对于径向方向与第二冲击板间隔开，并且因此可以在其间、即在第二冲击板与盖板之间限定出冷却空气接收腔室。
连接器流动通道的出口可以定位于冷却空气接收腔室处。
第一区域中的内护罩的下表面可以包括翼型件的基部开口。基部开口可以理解为翼型件的内部空间或腔的开口或理解为与翼型件的内部空间或腔流体连通的开口。第一冲击腔室和翼型件的基部开口相对于彼此不重叠或不连续或非流体连通。换言之，第一冲击腔室和翼型件的基部开口与彼此断开流体连接，使得在第一冲击腔室与翼型件的基部开口之间没有流动连接。
第二冲击板与内护罩的下表面的径向距离可以小于或等于第一冲击板与内护罩的下表面的径向距离。
第二冲击板的冲击孔的直径可以小于第一冲击板的冲击孔的直径。
内护罩可以包括至少一个护罩冷却孔或通道，所述至少一个护罩冷却孔或通道具有定位于第二冲击腔室处的入口和定位于内护罩的上表面或内护罩的侧表面处的出口。
在本技术的第二方面，提出了一种包括涡轮机轮叶的燃气涡轮机。涡轮机轮叶可以根据如上文所提出的本技术的第一方面。
燃气涡轮机可以包括相对于热空气流动方向位于涡轮机轮叶的下游的涡轮机叶片。燃气涡轮机还可以包括在涡轮机叶片与涡轮机轮叶之间延伸的级间密封件。级间密封件可以理解为在涡轮机叶片与涡轮机轮叶之间延伸的密封件，例如迷宫式密封件。
第二冲击单元可以定位在由涡轮机轮叶的内护罩、密封单元和级间密封件限定的空间内。级间密封件构造成在该空间的径向内侧处密封该空间。
第一冲击板可以构造成接收来自压缩机的最末一级或最后一级的冷却空气。
附图说明
通过参考结合附图所做出的对本技术的实施方式的以下描述，本技术的上述属性及其他特征和优点以及获得这些属性、特征和优点的方式将变得更加明显，并且本技术本身将得到更好的理解，在附图中：
图1示出了可以结合有本技术的涡轮机轮叶的示例性实施方式的燃气涡轮机的示例性实施方式的一部分的截面图；
图2示意性地图示了用于常规涡轮机轮叶的内护罩的常规冷却方案；
图3示意性地图示了用于本技术的涡轮机轮叶的内护罩的冷却方案；
图4示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的示例性实施方式的仰视图；
图5描绘了在图4的涡轮机轮叶的线I-I处的横截面图；
图6A至图6C示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的不同示例性实施方式的横截面图；
图7示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的内护罩内的冷却空气流动的示例性实施方式；
图8示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的又一示例性实施方式的横截面图，其描绘了第一冲击单元和第二冲击单元的示例性布置；
图9A至图9B示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的示例性实施方式的横截面图，其描绘了护罩冷却孔；
图10示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的示例性实施方式的底部截面图，其描绘了涡轮机轮叶的翼型件的基部开口以及本技术的涡轮机轮叶的第一冲击腔室和第二冲击腔室的相对定位；以及
图11A至图11C示意性地描绘了本技术的涡轮机轮叶的另外的示例性实施方式的横截面图。
具体实施方式
在下文中，详细描述了本技术的上述特征及其他特征。参照附图描述了各种实施方式，其中，相同的附图标记始终用于指代相同的元件。在以下描述中，出于解释的目的，阐述了许多具体细节，以提供对一个或更多个实施方式的透彻理解。可以注意到，所图示的实施方式意在解释而非限制本发明。可以明显看出，可以在没有这些具体细节的情况下实践这类实施方式。
图1以截面图示出了燃气涡轮机或燃气涡轮发动机10的示例。燃气涡轮机10按流动顺序可以包括入口12、压缩机或压缩机部段14、燃烧室部段16和涡轮机部段18，入口12、压缩机或压缩机部段14、燃烧室部段16和涡轮机部段18通常按流动顺序并且通常绕纵向轴线或旋转轴线20且沿纵向轴线或旋转轴线20的方向布置。燃气涡轮机10还可以包括轴22，轴22能够绕旋转轴线20旋转并且轴22纵向延伸穿过燃气涡轮机10。轴22可以将涡轮机部段18驱动地连接至压缩机部段14。
在燃气涡轮机10的运行中，通过空气入口12吸入的空气24被压缩机部段14压缩并被输送至燃烧部段或燃烧器部段16。燃烧器部段16可以包括燃烧器增压室26、一个或更多个燃烧腔室28以及固定至每个燃烧腔室28的至少一个燃烧器30。燃烧腔室28和燃烧器30可以位于燃烧器增压室26内部。通过压缩机14的压缩空气可以进入扩散器32并且可以从扩散器32排放到燃烧器增压室26中，一部分空气可以从燃烧器增压室26进入燃烧器30并与气体燃料或液体燃料混合。然后，空气/燃料混合物进行燃烧，并且由燃烧产生的燃烧气体34或工作气体通过燃烧腔室28经由过渡管道17被引导至涡轮机部段18。
该示例性燃气涡轮机10可以具有环管式燃烧室部段布置结构16，该环管式燃烧室部段布置结构16由各自具有燃烧器30和燃烧腔室28的燃烧室罐19的环形阵列构成，过渡管道17具有与燃烧腔室28接合的大致圆形的入口和呈环形段形式的出口。过渡管道出口的环形阵列可以形成用于将燃烧气体引导至涡轮机18的环状部。
涡轮机部段18可以包括附接至轴22的多个叶片承载盘36。在本示例中，描绘了各自承载涡轮机叶片38的环形阵列的两个盘36。然而，叶片承载盘的数目可以不同，即仅一个盘或多于两个盘。此外，在涡轮机叶片38的环形阵列的各级之间可以设置有固定至燃气涡轮机10的定子42的导向轮叶40。在燃烧腔室28的出口与前涡轮机叶片38之间可以设置有入口导向轮叶44，并且入口导向轮叶44使工作气体流转向到涡轮机叶片38上。
来自燃烧腔室28的燃烧气体进入涡轮机部段18并驱动涡轮机叶片38，涡轮机叶片38进而使轴22旋转。导向轮叶40、44用于优化燃烧气体或工作气体在涡轮机叶片38上的角度。
涡轮机部段18驱动压缩机部段14。压缩机部段14可以包括轴向的一系列的轮叶级46和转子叶片级48。转子叶片级48可以包括对呈环形阵列的叶片进行支承的转子盘。压缩机部段14还可以包括壳体50，壳体50围绕转子级并支承轮叶级48。导向轮叶级可以包括安装至壳体50的呈环形阵列的径向地延伸的轮叶。设置这些轮叶以在给定的发动机操作点处为叶片提供处于最佳角度的气体流。导向轮叶级中的一些导向轮叶级可以具有可变的轮叶，其中，轮叶绕其自身纵向轴线的角度可以根据在不同发动机运行工况下可能发生的气流特性来调节角度。壳体50可以限定压缩机14的通路56的径向外表面52。通路56的径向内表面54可以至少部分地由转子的转子鼓53限定，转子鼓53可以部分地由呈环形阵列的叶片48限定。
参照以上示例性燃气涡轮机描述本技术，该示例性燃气涡轮机具有连接单个的多级压缩机和单个的一级或更多级涡轮机的单个轴或线轴。然而，应当理解的是，本技术同样适用于具有两个或三个轴的发动机并且本技术可以用于工业、航空或船舶应用。
除非另有说明，否则术语“上游”和“下游”指的是空气流和/或工作气体流动通过燃气涡轮机的流动方向。术语“向前”和“向后”是指热气体通过燃气涡轮机的大体流动。除非另有说明，否则术语“轴向”、“径向”和“周向”是参照燃气涡轮机的旋转轴线20或中心轴线20定义的。
在本技术中，提出了涡轮机轮叶1，涡轮机轮叶1包括内护罩100和外护罩90并具有在内护罩100与外护罩90之间延伸的翼型件60，例如如图3、图4和图6A至图6C中所示。本技术的涡轮机轮叶1可以是上文所述的燃气涡轮机10的轮叶40、44。
图3示意性地图示了用于本技术的涡轮机轮叶1的内护罩的冷却方案，并且可以通过与图2比较来理解图3。关于图2提供的解释适用于图3。
图3结合图4、图6A、图6B和图6C示意性地图示了本技术的涡轮机轮叶1的内护罩100和冷却机构或方案。可以注意到，图6A、图6B和图6C以及其他附图比如图8、图9A和图9B中为冷却机构的示意性表示和描绘，例如冲击单元的尺寸以及冲击单元与冲击冷却的目标表面之间的距离相比轮叶的其他部分而言被夸大，以便于理解。
涡轮机轮叶1在下文中也被称为轮叶1或喷嘴部1或导向轮叶1或入口喷嘴部1或入口导向轮叶1，涡轮机轮叶1包括内护罩100、密封单元70、第一冲击单元110、第二冲击单元120和至少一个连接器流动通道130。
内护罩100具有上表面100a和下表面100b。涡轮机轮叶1可以包括从上表面100a延伸的翼型件60。涡轮机轮叶还可以包括外护罩90，并且翼型件60可以在内护罩100与外护罩90之间径向延伸。
内护罩100可以理解为相对于燃气涡轮机10的旋转轴线20的径向内护罩100。内护罩100形成涡轮机10的环形热气流动路径52的径向内表面54。外护罩90可以理解为相对于燃气涡轮机10的旋转轴线20的径向外护罩90。外护罩形成涡轮机10的环形热气体流动路径55的径向外表面54。内护罩100和外护罩90限定或限制热气体流动路径55，即限定或限制燃烧产物34在燃气涡轮机10的涡轮机部段18中流动通过的气体流动路径的环形形状。
内护罩100的上表面100a面向热气体路径55，而内护罩100的下表面100b面向燃气涡轮机10的旋转轴线20。内护罩100的上表面100a和下表面100b径向间隔开并且面向相反的方向。
如图4中所示，翼型件60具有在前缘66和后缘68处会合的压力壁62和吸力壁64。内护罩100可以包括压力壁侧部102、吸力壁侧部104、前缘侧部106和后缘侧部108。
内护罩100的压力壁侧部102、吸力壁侧部104、前缘侧部106和后缘侧部108可以对应于翼型件60的压力壁62、吸力壁64、前缘66和后缘68。
密封单元70设置在内护罩100的下表面100b处并且在涡轮机轮叶1的下表面100b处限定第一区域R1和第二区域R2。密封单元70就冷却空气5从第一区域R1向第二区域R2的流动而言将第一区域R1相对于第二区域R2密封。
涡轮机轮叶1和密封单元70可以被称为涡轮机轮叶布置结构。涡轮机轮叶布置结构还可以包括稍后进行解释的级间密封件。
密封单元70可以设置在前缘侧部106与后缘侧部108之间、即与前缘侧部106和后缘侧部108间隔开并且从内护罩100的压力壁侧部102延伸至吸力壁侧部104。因此，密封单元70在内护罩100的下表面100b处限定了前缘侧部106与密封单元70之间的第一区域R1以及密封单元70与后缘侧部108之间的第二区域R2。
更具体地，密封单元70在内护罩100的下表面100b处限定了位于前缘侧部106、压力壁侧部102、吸力壁侧部104与密封单元70之间的第一区域R1以及位于密封单元70、后缘侧部108、压力壁侧部102与吸力壁侧部104之间的第二区域R2。
第一区域R1和第二区域R2的上表面或界限可以由内护罩100的下表面100b限定。
从图6A至图6C可以看出，第一冲击单元110布置在第一区域R1中并且包括面向内护罩100的下表面100b的第一冲击板112。第一冲击板112与内护罩100的下表面100b径向间隔开。在第一区域R1中于内护罩100的下表面100b与第一冲击板112之间限定有第一冲击腔室110c。
第一冲击板112可以包括多个冲击孔112h或第一冲击孔112h，即用于产生冲击射流的通孔。第一冲击板112接收优选地来自压缩机部段14的冷却空气5并且随后因冷却空气5通过第一冲击孔112h而形成冲击射流。如此形成的冲击射流被发射到或喷射到或被引导到第一冲击腔室110c中。该冲击射流冲击在内护罩100的表面上，优选地冲击在内护罩100的下表面100b上，由此冷却内护罩100，即冷却内护罩100的第一部分，该第一部分对应于第一区域R1。
第二冲击单元120布置在第二区域R2中并且包括面向内护罩100的下表面100b的第二冲击板122。第二冲击板122与内护罩100的下表面100b径向间隔开。在内护罩100的下表面100b与第二冲击板122之间限定有第二冲击腔室120c。
第一冲击单元110和第二冲击单元120可以彼此分开或者可以通过密封单元70和/或通过内护罩100的介入部段101彼此间隔开。
至少一个连接器流动通道130可以具有定位于第一冲击腔室100c处以便从第一冲击腔室100c接收冷却空气5的入口132(图7中示出)以及定位于第二区域R2处以将冷却空气5从第一冲击腔室100c引导至第二区域R2的出口134(图7中示出)。
连接器流动通道130可以形成为管状结构或管或通孔或中空管路即管道。
第二冲击板122可以包括多个冲击孔122h或第二冲击孔122h，即用于产生冲击射流的通孔。第二冲击板122经由连接器流动通道130从第一冲击腔室110c接收冷却空气5。第二冲击板122随后因冷却空气5通过第二冲击孔122h而形成冲击射流。如此形成的冲击射流被发射到或喷射到或被引导到第二冲击腔室120c中。该冲击射流冲击在内护罩100的表面上，优选地冲击在内护罩100的下表面100b上，由此冷却内护罩100，即冷却内护罩100的第二部分，该第二部分对应于第二区域R2。
为了进一步解释，如图7中所示，冷却空气5按如下顺序流动：朝向第一冲击板112流动，然后通过第一冲击孔112h并因此产生朝向内护罩100喷射到第一冲击腔室110c中的冲击射流，随后流动到连接器流动通道130的入口132中并通过连接器流动通道130从第一冲击腔室110c流动到第二区域R2中，接着从连接器流动通道130的位于第二区域R2中的出口134流出，其后朝向第二冲击板122流动，并且通过第二冲击孔122h并因此产生朝向内护罩100喷射到第二冲击腔室120c中的冲击射流。
因此，如图3中示意性所示，冷却空气5的一部分5a用于在第一区域R1中的第一冲击腔室110c处冲击到内护罩100的下表面100b上并随后经由连接器流动通道130横跨密封单元70但不一定穿过密封单元70地被引导到第二区域R2中，然后以冲击射流的形式流动穿过第二冲击板120进入到第二冲击腔室120c中。由此，使用相同的冷却空气进行了两次冲击冷却——首先在第一区域R1中于内护罩100的下表面100b处进行冲击冷却，即冷却内护罩100的第一部分，并且其后在第二区域R2中于内护罩100的下表面100b处进行冲击冷却，即冷却内护罩100的第二部分。
由于内护罩100的下表面100b在第一区域R1和第二区域R2两者处均通过冲击冷却而被冷却，因此提高了冷却效率。此外，相同部分或体积的冷却空气用于第一区域R1和第二区域R2两者处的冲击冷却，因此不需要从压缩机抽取额外的冷却空气来对内护罩的与第二区域R2相对应的部分进行单独冷却。
图3还示意性地描绘了第二流动通道9b，通过第二流动通道9b，冷却空气5的一部分5b经由穿过叶片承载盘36形成的冷却空气通道36c被朝向位于轮叶1的下游的涡轮机叶片38引导。在轮叶1与叶片38之间设置有也被称为径向密封件的级间密封件80，比如迷宫式密封件80，并且该级间密封件80构造成阻挡冷却空气5沿径向方向在包括轮叶1的轮叶级与包括叶片38和叶片承载盘36的叶片级之间流动。
级间密封件80可以理解为在涡轮机叶片承载盘36与涡轮机轮叶1之间延伸的密封件，例如迷宫式密封件80。
第二冲击单元120可以定位在由涡轮机轮叶1的内护罩100、密封单元70和级间密封件80以及叶片38和盘36的平台限定的空间82内。
在下文中参照图5、图6A、图6B和图6C对轮叶1的不同示例性实施方式进行解释。
如图5、图6A至图6C中所示，第一冲击单元110可以形成为使得也被简称为第一腔室110c的第一冲击腔室110c具有经由第一冲击孔112h、优选地仅经由第一冲击孔112h的用于冷却空气的入口，即，第一冲击腔室110c除了第一冲击孔112h以外没有用于接收冷却空气的其他入口。然而，本技术不限于上述布置，并且第一冲击腔室110c可以具有除了第一冲击孔112h以外的入口。
第一冲击单元110可以形成为使得第一冲击腔室110c具有经由连接器流动通道130、优选地仅经由连接器流动通道130的入口132的用于冷却空气的出口，即，第一冲击腔室110c除了通过连接器流动通道130以外没有用于使冷却空气从第一腔室110c喷射出的其他出口。然而，本技术不限于上述布置，并且第一冲击腔室110c可以具有除了连接器流动通道130的入口132以外的出口，例如从第一冲击腔室110c延伸到热气体路径55中的冷却孔(未示出)。
如图5、图6A至图6C中所示，第二冲击单元120可以形成为使得也被简称为第二腔室120c的第二冲击腔室120c具有经由第二冲击孔122h、优选地仅经由第二冲击孔122h的用于冷却空气的入口，即，第二冲击腔室120c除了第二冲击孔122h以外没有用于接收冷却空气的其他入口。然而，本技术不限于上述布置，并且第二冲击腔室120c可以具有除了第二冲击孔122h以外的入口。
如图5、图6A至图6C中所示，第二冲击单元120可以包括布置在第二冲击板122的径向内侧并且面向第二冲击板122的盖板124，即，盖板124可以布置在第二冲击板122与燃气涡轮机10的旋转轴线20或中心轴线20之间。盖板124可以相对于径向方向与第二冲击板122间隔开，并且因此可以在其间、即第二冲击板122与盖板124之间限定出冷却空气接收腔室124c。
第二冲击腔室120c可以设置在冷却空气接收腔室124c的径向外侧并且与冷却空气接收腔室124c径向对准。第二冲击腔室120c和冷却空气接收腔室124c可以仅通过第二冲击孔122h而彼此流体连接。
冷却空气接收腔室124c可以形成为使得冷却空气接收腔室124c具有经由连接器流动通道130、优选地仅经由连接器流动通道130的用于冷却空气的入口，即，冷却空气接收腔室124c除了连接器流动通道130、特别是连接器流动通道130的出口134以外没有用于接收冷却空气的其他入口。然而，本技术不限于上述布置，并且冷却空气接收腔室124c可以具有除了连接器流动通道130的出口13以外的入口。
冷却空气接收腔室124c可以形成为使得冷却空气接收腔室124c具有经由第二冲击孔122h、优选地仅经由第二冲击孔122h的用于冷却空气的出口，即，冷却空气接收腔室124c除了第二冲击孔122h之外没有用于喷射冷却空气的其他出口。然而，本技术不限于上述布置，并且冷却空气接收腔室124c可以具有除了第二冲击孔122h以外的出口。
如图7中所示，连接器流动通道130的入口132可以定位于第一冲击腔室110c处，并且连接器流动通道130的出口134可以定位于冷却空气接收腔室124c处。
如图6B和图6C以及图7中示意性所示，内护罩100的下表面100b在第一区域R1中可以包括第一冲击腔C1。第一冲击腔室110c可以包括第一冲击腔C1。
第一冲击板112可以定位于第一冲击腔C1的开口C11处，如图7中所示。换言之，第一冲击板112可以形成为平坦片层或板状的或平面的，并且第一冲击板112可以与第一冲击腔C1的开口C11齐平，即完全覆盖或封闭或遮盖第一冲击腔C1的开口C11。除了流动穿过第一冲击孔112h的冷却空气之外，第一冲击板112可以将第一冲击腔C1的开口C11完全密封。替代性地，第一冲击板112可以定位在第一冲击腔C1外部，即与第一冲击腔C1的开口C11径向间隔开，如图6B和图6C中所示。第一冲击单元110可以包括侧板构件112s或侧部板构件112s，该侧板构件112s或侧部板构件112s在第一冲击板112与内护罩100的下表面100b之间径向延伸，从而将第一冲击腔C1与第一冲击腔室110c封围。除了流动穿过第一冲击孔112h的冷却空气之外，第一冲击板112和侧板构件112s可以将第一冲击腔C1的开口C11完全密封。
在另一实施方式(未示出)中，第一冲击板112可以定位在第一冲击腔C1内部或之内，即径向地位于内护罩100的下表面100b与第一冲击腔C1的开口C11之间。除了流动穿过第一冲击孔112h的冷却空气之外，第一冲击板112可以将设置在第一冲击板112与内护罩100的下表面100b之间的第一冲击腔C1的一部分或体积或空间完全密封。
如图6B和图6C以及图7中示意性所示，内护罩100的下表面100b在第二区域R2中可以包括第二冲击腔C2。第二冲击腔室120c可以包括第二冲击腔C2。
第二冲击板122可以定位在第二冲击腔C2处或第二冲击腔C2之内或外部。
如图6C中所示，第二冲击板122可以定位在第二冲击腔C2的开口C21处。换言之，第二冲击板122可以形成平坦片层或板状的或平面的，并且第二冲击板122可以与第二冲击腔C2的开口C21齐平，即完全覆盖或封闭或遮盖第二冲击腔C2的开口C21。除了流动穿过第二冲击孔122h的冷却空气之外，第二冲击板122可以将第二冲击腔C2的开口C21完全密封。
替代性地，如图6B中所示，第二冲击板122可以定位在第二冲击腔C2外部，即与第二冲击腔C2的开口C21径向间隔开。第二冲击单元120可以包括侧板构件122s或侧部板构件122s，该侧板构件122s或侧部板构件122s在第二冲击板122与内护罩100的下表面100b之间径向延伸，从而将第二冲击腔C2与第二冲击腔室120c封围。除了流动穿过第二冲击孔122h的冷却空气之外，第二冲击板122和侧板构件122s可以将第二冲击腔C2的开口C21完全密封。
在如图7中所示的另一实施方式中，第二冲击板122可以定位在第二冲击腔C2内部或之内，即径向地位于内护罩100的下表面100b与第二冲击腔C2的开口C21之间。除了流动穿过第二冲击孔122h的冷却空气之外，第二冲击板122可以将设置在第二冲击板122与内护罩100的下表面100b之间的第二冲击腔C2的一部分或体积或空间完全密封。
盖板124可以定位在第二冲击腔C2的开口C21处，如图7中所示。换言之，盖板124可以形成为平坦片层或板状的或平面的，并且盖板124可以与第二冲击腔C2的开口C21齐平，即完全覆盖或封闭或遮盖第二冲击腔C2的开口C21。
除了流动穿过第二冲击孔122h的冷却空气之外，盖板124可以将设置在第二冲击板122与内护罩100的盖板124之间的第二冲击腔C2的一部分或体积或空间完全密封。
如图4和图6A中所示，连接器流动通道130可以延伸穿过密封单元70，优选地轴向延伸穿过密封单元70。
密封单元70可以包括密封支承凸耳或构件或壁72和密封板74中的至少一者。
密封支承凸耳72可以从内护罩100的下表面100b径向向内延伸。密封支承凸耳72可以限定第一区域R1和第二区域R2。连接器流动通道130可以延伸穿过密封支承凸耳72。密封板74可以优选地在密封板74的径向外端部或侧部处支承在密封支承凸耳72处或固定至密封支承凸耳72。密封板74的径向内端部或侧部(未示出)可以由密封壳体(未示出)保持或支承。连接器流动通道130可以形成为穿过密封支承凸耳72的通孔，或者可以形成为***穿过形成在密封支承凸耳72中的通孔的单独的管状结构或管。
密封板74可以不具有穿过密封板74而形成的任何连接器流动通道。替代性地且可选地，另外的连接器流动通道(未示出)可以延伸穿过密封板74。
密封板74可以布置成从内护罩100的下表面100b或从密封支承凸耳72径向向内延伸。密封板74可以限定第一区域R1和第二区域R2。连接器流动通道130可以延伸穿过密封板74。密封板74可以优选地在密封板74的径向外端部或侧部处被支承在内护罩100的下表面100b处或固定至内护罩100的下表面100b或固定至密封支承凸耳72。密封板74的径向内端部或侧部(未示出)可以由密封壳体(未示出)保持或支承。连接器流动通道130可以形成为穿过密封板74的通孔，或者可以形成为***穿过形成在密封板74中的通孔的单独的管状结构或管。
密封支承凸耳72可以不具有穿过密封支承凸耳72形成的任何连接器流动通道。替代性地且可选地，另外的连接器流动通道(未示出)可以延伸穿过密封支承凸耳72。
如图5和图6B中所示，第一冲击腔C1和第二冲击腔C2可以由内护罩100的介入部段101或介入壁101分开。内护罩100的介入部段101或介入壁101可以从内护罩100的下表面100b径向向内延伸。连接器流动通道130可以延伸穿过内护罩100的介入部段101，优选地轴向延伸穿过内护罩100的介入部段101。换言之，连接器流动通道130可以形成为内护罩100的介入部段101或介入壁101中的通孔。替代性地，连接器流动通道130可以形成为***穿过形成在内护罩100的介入部段101或介入壁101中的通孔的单独的管状结构或管。
密封单元70、优选地密封支承凸耳72和密封板74中的至少一者、并且更优选地密封支承凸耳72和密封板74两者，可以与内护罩100的介入部段101或介入壁101在径向方向上对准。
参照图4，描绘了连接器流动通道130相对于密封支承凸耳的示例性尺寸或密封板的示例性尺寸或压力壁侧部102与吸力壁侧部104之间的间隔距离。如图4中所示，连接器流动通道130的宽度W1在密封支承凸耳72的或密封板74的沿着内护罩100的周向方向测得的宽度W2或者内护罩100的压力壁侧部102与吸力壁侧部104之间的沿着内护罩100的周向方向在下表面100b处测得的间隔距离W2的2％与40％之间、并且优选地在5％与15％之间。
可以注意到，尽管所有附图仅示出了一个连接器流动通道130，但是轮叶1可以包括(未示出)优选地轴向延伸的、在内护罩100的周向方向上彼此间隔开的多个连接器流动通道130。因此，冷却空气5以分布式方式被接收在第二区域R2处或冷却空气接收腔室124c处，由此实现了通过第二冲击板122形成更均匀的冲击射流。
参照图8，对本技术的轮叶1的另外的实施方式进行解释。
如图8的示例中所示，第二冲击板122距内护罩100的下表面100b的径向距离H2可以小于或等于第一冲击板112距内护罩100的下表面100b的径向距离H1。因此，可以形成用于在第二区域R2中冲击到内护罩100的下表面100b上的具有增大的力的冲击射流。
第二冲击板122的第二冲击孔122h的直径可以小于第一冲击板112的第一冲击孔112h的直径。
如图9A和图9B中所示，内护罩100可以包括至少一个护罩冷却孔100h，所述至少一个护罩冷却孔100h具有定位于第二冲击腔室120c处的入口100ha和定位于内护罩100的上表面100a或内护罩100的侧表面100s处的出口100hb。
来自护罩冷却孔100h的冷却空气可以喷射到热气体路径55中。护罩冷却孔100h的出口100hb可以定位于热气体路径55处。
如图9A中所示，内护罩100可以包括多个护罩冷却孔100h。护罩冷却孔100h中的至少一个护罩冷却孔的入口100ha可以定位于第二冲击腔室120c处，并且出口100hb可以定位在内护罩100的上表面100a处。护罩冷却孔100h中的至少一个护罩冷却孔的入口100ha可以定位在第二冲击腔室120c处，并且出口100hb可以定位在内护罩100的侧表面100s处。
如图9A中所示，护罩冷却孔100h可以是相对于内护罩100的下表面100b和上表面100a的直通孔，即护罩冷却孔100h可以径向对准或径向延伸。
如图9A中所示，护罩冷却孔100h可以是相对于内护罩100的下表面100b和侧表面100s的直通孔，即护罩冷却孔100h可以轴向对准或轴向延伸。
如图9B中所示，护罩冷却孔100h可以是相对于内护罩100的下表面100b和上表面100a的倾斜通孔，即护罩冷却孔100h可以相对于径向方向倾斜。
护罩冷却孔100h可以是相对于内护罩100的下表面100b和侧表面100s的倾斜通孔，即护罩冷却孔100h可以相对于径向方向倾斜。
参照图10，轮叶1可以形成为使得内护罩100的下表面100b在第一区域R1中可以包括翼型件60的基部开口61。基部开口61可以理解为翼型件60的内部空间或内腔的开口。翼型件60的内腔是由翼型形状封围的腔或空间，即由翼型件60的压力壁62、吸力壁64、前缘66和后缘68限定的空间或腔。
第一冲击腔室110c和翼型件60的基部开口61可以相对于彼此不重叠或不连续。换言之，第一冲击腔室110c和翼型件60的基部开口61与彼此断开流体连接，即引入到第一腔室110c中的冷却空气5不流入到翼型件60的基部开口61中。
上述燃气涡轮机轮叶1可以结合在燃气涡轮机10中、例如图1的燃气涡轮机10中。
轮叶1可以是入口导向轮叶44或涡轮机部段18的第一轮叶级的轮叶1。轮叶1可以直接位于过渡管道17的下游。
第一冲击板112可以构造成从压缩机部段14的最末一级或最后一级接收冷却空气5。
图11A至图11C描绘了本技术的另外的示例性实施方式。如在图11A、图11B和图11C中可以看出的，第一冲击板112和第二冲击板122分别布置成在第一区域R1中面向内护罩100的下表面100b以及在第二区域R2中面向内护罩100的下表面100b。第二冲击单元的盖板124也在第二区域R2中面向第二冲击板122布置。
如图11A中所示，第一冲击板112和盖板124可以彼此齐平。
换言之，内护罩100的上表面100a与第一冲击板112之间的距离可以和内护罩100的上表面100a与盖板124之间的距离相同。
第二冲击板122可以设置在内护罩100的下表面100b与盖板124之间。
在第二区域R2中内护罩100的下表面100b与盖板124之间的距离可以大于在第一区域R1中内护罩100的下表面100b与第一冲击板112之间的距离。
如图11B中所示，第一冲击板112和盖板124可以不彼此齐平。然而，可选地，第一冲击板112和第二冲击板122可以彼此齐平。
换言之，第一区域R1中的第一冲击板112与内护罩100的上表面100a和/或下表面100b之间的距离可以和第二区域R2中的第二冲击板122与内护罩100的上表面100a和/或下表面100b之间的距离相同。
第二冲击板122可以设置在内护罩100的下表面100b与盖板124之间。
连接器流动通道130可以偏斜地形成，即可以形成为从入口132朝向燃气涡轮机的旋转轴线倾斜至出口134。换言之，可以形成为从第一区域R1中的径向向外位置朝向第二区域R2中的径向向内位置倾斜。换言之，连接器流动通道130可以形成为倾斜成使得入口132设置在第一区域R1中的径向向外位置处而出口134设置在第二区域R2中的径向向内位置处。
如图11C中所示，第一冲击板112可以以阶梯式方式形成，即第一冲击板112的邻近于连接器流动通道130的入口132设置的第一部分可以形成为相对于第一冲击板112的远离于连接器流动通道130的入口132设置的第二部分设置在径向向内的位置处。第一部分可以设置在第二部分与连接器流动通道之间。
第一冲击板112的第一部分可以与盖板124齐平。
第一冲击板112的第二部分可以与第二冲击板122齐平。
附图标记列表
1 涡轮机轮叶
5 冷却空气
5a 冷却空气的第一部分
5b 冷却空气的第二部分
9a 第一流动通道
9b 第二流动通道
10 燃气涡轮机
12 入口
14 压缩机部段
16 燃烧室部段
17 过渡管道
18 涡轮机部段
19 燃烧室罐
20 纵向轴线或旋转轴线
22 轴
24 空气
26 燃烧器增压室
28 燃烧腔室
30 燃烧器
32 扩散器
34 燃烧气体或工作气体
36 叶片承载盘
36c 冷却空气通道
38 涡轮机叶片
40 导向轮叶
42 定子
44 入口导向轮叶
46 轮叶级
48 转子叶片级
50 壳体
52 径向外表面
53 转子鼓
54 径向内表面
55 热气体路径
56 通路
60 翼型件
61 翼型件的基部开口
62 压力壁
64 吸力壁
66 前缘
68 后缘
70 密封单元
72 密封支承凸耳
74 密封板
80 级间密封件
82 空间
90 外护罩
92 轮叶固定装置
100 内护罩
100a 上表面
100b 下表面
100h 护罩冷却孔
100ha 护罩冷却孔的入口
100hb 护罩冷却孔的出口
100s 内护罩的侧表面
101 内护罩的介入部段
102 压力壁侧部
104 吸力壁侧部
106 前缘侧部
108 后缘侧部
110 第一冲击单元
110c 第一冲击腔室
112 第一冲击板
112h 第一冲击冷却孔
112s 侧板
120 第二冲击单元
120c 第二冲击腔室
122 第二冲击板
122h 第二冲击冷却孔
122s 侧板
124 盖板
124c 冷却空气接收腔室
130 连接器流动通道
132 入口
134 出口
C1 第一冲击腔
C11 第一冲击腔的开口
C2 第二冲击腔
C21 第二冲击腔的开口
H2 第二冲击板与内护罩的距离
H1 第一冲击板与内护罩的距离
R1 第一区域
R2 第二区域
W1 连接器流动通道的宽度
W2 密封支承凸耳的宽度或密封板的宽度

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮机的涡轮机轮叶，所述涡轮机轮叶包括：
–内护罩，所述内护罩具有上表面和下表面；
–密封单元，所述密封单元设置在所述内护罩的所述下表面处并且在所述内护罩的所述下表面处限定第一区域和第二区域；
–第一冲击单元，所述第一冲击单元布置在所述第一区域中并且包括面向所述内护罩的第一冲击板，在所述内护罩与所述第一冲击板之间限定有第一冲击腔室，其中，所述第一冲击板构造成接收冷却空气并形成引导到所述第一冲击腔室中的冲击射流；
–第二冲击单元，所述第二冲击单元布置在所述第二区域中并且包括面向所述内护罩的第二冲击板，在所述内护罩与所述第二冲击板之间限定有第二冲击腔室；以及
–至少一个连接器流动通道，所述至少一个连接器流动通道构造成将冷却空气从所述第一冲击腔室引导至所述第二区域；
其中，所述第二冲击板构造成从所述连接器流动通道接收冷却空气并且形成引导到所述第二冲击腔室中的冲击射流。
2.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述内护罩包括位于所述内护罩的所述下表面处的处于所述第一区域的第一冲击腔，并且所述第一冲击腔室包括所述第一冲击腔。
3.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述内护罩包括位于所述内护罩的所述下表面处的处于所述第二区域的第二冲击腔，并且其中，所述第二冲击腔室包括所述第二冲击腔。
4.根据权利要求2所述的涡轮机轮叶，其中，所述第一冲击腔和所述第二冲击腔由所述内护罩的介入部段分开，并且其中，所述连接器流动通道延伸穿过所述内护罩的所述介入部段。
5.根据权利要求3所述的涡轮机轮叶，其中，所述第二冲击板布置成与所述第二冲击腔的开口齐平，或者其中，所述第二冲击板布置在所述第二冲击腔内。
6.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述连接器流动通道延伸穿过所述密封单元。
7.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述密封单元包括下述各者中的至少一者：
–密封支承凸耳，所述密封支承凸耳从所述内护罩的所述下表面径向向内延伸；以及
–密封板，所述密封板被支承在所述内护罩处并且从所述内护罩径向向内布置；
其中，所述连接器流动通道延伸穿过所述密封支承凸耳和所述密封板中的至少一者。
8.根据权利要求7所述的涡轮机轮叶，其中，所述连接器流动通道的宽度在所述密封支承凸耳或所述密封板的沿着所述内护罩的周向方向测得的宽度的2％与40％之间，并且优选地在5％与15％之间。
9.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述第二冲击单元包括盖板，所述盖板布置在所述第二冲击板的径向内侧并面向所述第二冲击板并且在所述盖板与所述第二冲击板之间限定出冷却空气接收腔室，并且其中，所述连接器流动通道的出口定位于所述冷却空气接收腔室处。
10.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述内护罩的所述下表面在所述第一区域中包括所述翼型件的基部开口，并且其中，所述第一冲击腔室和所述翼型件的所述基部开口不重叠。
11.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，
其中，所述第二冲击板与所述内护罩的所述下表面的径向距离小于或等于所述第一冲击板与所述内护罩的所述下表面的径向距离；并且/或者
其中，所述第二冲击板的第二冲击孔的直径小于所述第一冲击板的第一冲击孔的直径。
12.根据权利要求1所述的涡轮机轮叶，其中，所述内护罩包括至少一个护罩冷却孔，所述至少一个护罩冷却孔具有定位于所述第二冲击腔室处的入口和定位于所述内护罩的所述上表面或所述内护罩的侧表面处的出口。
13.一种包括涡轮机轮叶的燃气涡轮机，其中，所述涡轮机轮叶是根据权利要求1所述的。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮机，其中，所述内护罩包括位于所述内护罩的所述下表面处的处于所述第一区域的第一冲击腔，并且所述第一冲击腔室包括所述第一冲击腔。
15.根据权利要求13所述的燃气涡轮机，其中，所述内护罩包括位于所述内护罩的所述下表面处的处于所述第二区域的第二冲击腔，并且其中，所述第二冲击腔室包括所述第二冲击腔。
16.根据权利要求14所述的燃气涡轮机，其中，所述第一冲击腔和所述第二冲击腔由所述内护罩的介入部段分开，并且其中，所述连接器流动通道延伸穿过所述内护罩的所述介入部段。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮机，其中，所述第二冲击板布置成与所述第二冲击腔的开口齐平，或者其中，所述第二冲击板布置在所述第二冲击腔内。
18.根据权利要求13所述的燃气涡轮机，其中，所述连接器流动通道延伸穿过所述密封单元。
19.根据权利要求13所述的燃气涡轮机，包括：
–涡轮机叶片，所述涡轮机叶片位于所述涡轮机轮叶的下游并且安装在叶片承载盘上；以及
–级间密封件，所述级间密封件轴向设置在所述叶片承载盘与所述涡轮机轮叶之间；其中，所述第二冲击单元定位在由所述涡轮机轮叶的所述内护罩、所述密封单元和所述级间密封件限定的空间中，并且其中，所述级间密封件构造成在所述空间的径向内侧处密封所述空间。
20.根据权利要求13所述的燃气涡轮机，其中，所述第一冲击板构造成接收来自所述压缩机的最末一级的冷却空气。
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Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4573865A (en) * 1981-08-31 1986-03-04 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US4526226A (en) * 1981-08-31 1985-07-02 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
US5098257A (en) * 1990-09-10 1992-03-24 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures
ES2118638T3 (es) * 1994-10-31 1998-09-16 Westinghouse Electric Corp Alabe rotativo de turbina de gas con plataforma refrigerada.
JPH11257003A (ja) * 1998-03-06 1999-09-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd インピンジメント冷却装置
US6779597B2 (en) * 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US7097418B2 (en) * 2004-06-18 2006-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Double impingement vane platform cooling
US7740442B2 (en) * 2006-11-30 2010-06-22 General Electric Company Methods and system for cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies
US7690885B2 (en) * 2006-11-30 2010-04-06 General Electric Company Methods and system for shielding cooling air to facilitate cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies
CH699232A1 (de) * 2008-07-22 2010-01-29 Alstom Technology Ltd Gasturbine.
US8851845B2 (en) * 2010-11-17 2014-10-07 General Electric Company Turbomachine vane and method of cooling a turbomachine vane
EP2626519A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
US8814507B1 (en) * 2013-05-28 2014-08-26 Siemens Energy, Inc. Cooling system for three hook ring segment
US9683444B1 (en) * 2013-11-18 2017-06-20 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple wall impingement plate for sequential impingement cooling of a turbine hot part
US9657642B2 (en) * 2014-03-27 2017-05-23 Honeywell International Inc. Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
JP5676040B1 (ja) * 2014-06-30 2015-02-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法
EP3273002A1 (en) * 2016-07-18 2018-01-24 Siemens Aktiengesellschaft Impingement cooling of a blade platform
EP3306040B1 (en) * 2016-10-08 2019-12-11 Ansaldo Energia Switzerland AG Stator heat shield segment for a gas turbine power plant
KR101875683B1 (ko) 2017-04-04 2018-07-06 연세대학교 산학협력단 막냉각효율 향상을 위한 분절된 멀티캐비티 요철 내 냉각유로 삽입 및 림 충돌제트 냉각방식을 적용한 가스터빈 블레이드
US10989068B2 (en) * 2018-07-19 2021-04-27 General Electric Company Turbine shroud including plurality of cooling passages

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