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(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN107075955A(43)申请公布日2017.08.18(21)申请号201580060131.1(74)专利代理机构中国专利代理(香港)有限公司720(22)申请日2015.04.1701代理人佘鹏傅永霄(30)优先权数据PCT/US2014/0539782014.09.04US(51)Int.Cl.PCT/US2014/0539682014.09.04USF01D5/18(2006.01)F01D9/04(2006.01)(85)PCT国际申请进入国家阶段日2017.05.04(86)PCT国际申请的申请数据PCT/US2015/0262872015.04.17(87)PCT国际申请的公布数据WO2015/157780EN2015.10.15(71)申请人西门子公司地址德国慕尼黑(72)发明人李经邦J.Y.昂濮正翔C.迈尔斯权利要求书2页说明书8页附图16页(54)发明名称的肋(72)之间。具有在燃气涡轮机翼型件的后部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的包括散热肋的内部冷却系统(57)摘要公开了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件(10),其中,该翼型件(10)包括内部冷却系统(14),该内部冷却系统(14)具有一个或多个内部腔(16),该一个或多个内部腔(16)具有包含在后部冷却腔(76)内的插入件(18),以形成具有增强流动模式的近壁冷却通道。冷却流体在近壁冷却通道(20)中的流动可以通过多个冷却流体流控制器(22)来控制,该多个冷却流体流控制器(22)从形成大致细长的中空翼型件(26)的外壁(12)延伸。此外,可以通过一个或多个散热肋(152)在中弦区域(150)中提取热,该一个或多个散热肋(152)部分地在吸力侧(38)的内表面(144)和插入件(18)之间延伸。在至少一个实施例中,散热肋(152)可以沿大致弦向方向延伸,并且从翼型件(10)的内径(92)到外径(98)定位在冷却流体CN107075955A流控制器(22)和分隔前部、后部冷却腔(74、76)CN107075955A权利要求书1/2页1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼型件(10),其特征在于:大致细长的中空翼型件(26),其由外壁(12、13、24)形成,并且具有前缘(32)、后缘(34)、压力侧(36)、吸力侧(38)、处于第一端(42)处的内端壁(40)和处于第二端(46)处的外端壁(44)以及位于所述大致细长的中空翼型件(26)的内部方位的冷却系统(14),所述第二端(46)大致处于所述大致细长的中空翼型件(26)的与所述第一端(42)相反的一侧上;所述冷却系统(14)包括至少一个后部冷却腔(76),在所述后部冷却腔(76)中定位有插入件(18),所述插入件(18)形成压力侧近壁冷却通道(48)和吸力侧近壁冷却通道(50);其中,多个冷却流体流控制器(22)从形成所述大致细长的中空翼型件(26)的吸力侧(38)的外壁(12)的内表面(144)朝向所述插入件(18)延伸,其中,所述冷却流体流控制器(22)形成朝向所述后缘(34)向下游延伸的多个交替的曲折通道(52);以及至少一个散热肋(152),其部分地在所述吸力侧(38)的内表面(144)和所述插入件(18)之间延伸。2.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)大致沿弦向方向延伸,例如从所述前缘(32)到所述后缘(34)的方向。3.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)被附接到形成所述吸力侧(38)的外壁(12)的内表面(144),并且从所述吸力侧(38)的内表面(144)向内延伸。4.如权利要求3所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)至少部分地延伸到肋(72)上,所述肋(72)将所述至少一个后部冷却腔(76)与前部冷却腔(74)分开。5.如权利要求4所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述肋(72)从形成所述吸力侧(38)的外壁(12)的内表面(144)大致正交地延伸。6.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)具有正交于所述至少一个散热肋(152)的纵向轴线(158)所取的弯曲的外头部(156)的剖面轮廓。7.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)具有弯曲的上游端(160)和逐渐变细的下游端(162)。8.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)具有在大约0.3mm和大约1.6mm之间的间距。9.如权利要求1所述的涡轮机翼型件(10),其特征在于,所述至少一个散热肋(152)具有在大