冷却翼型件、导向静叶及用于制造其的方法
【专利摘要】本发明涉及冷却翼型件、导向静叶及用于制造其的方法。具体而言，公开了一种冷却翼型件(61)，翼型件包括毂端(8)和末梢(9)，翼型件高度(h)限定在毂端(8)和末梢(9)之间。翼型件包括前缘(LE)、后缘(TE)、吸力侧(SS)和压力侧(PS)。翼型件(61)包括邻近毂端(8)并朝末梢(9)延伸的第一翼型件高度区段(H1)，且翼型件(61)包括邻近末梢(9)并朝毂端(8)延伸的第二翼型件高度区段(H2)。至少一个冷却通道(65，66，67)设置在翼型件(61)内并具有大体上沿翼型件高度(h)延伸的长度，其中冷却通道在第一冷却通道长度区段中直线延伸且在第二冷却通道长度区段中为弯曲的，其中设置在前缘(LE)侧上的冷却通道壁是凸形形状的且设置在后缘(TE)侧上的冷却通道壁是凹形形状的。此外，公开了一种用于铸造翼型件的方法。
【专利说明】
冷却翼型件、导向静叶及用于制造其的方法
技术领域
[0001]本公开内容涉及根据权利要求1所述的冷却翼型件。其还涉及一种包括前述类型的翼型件的导向静叶以及用于制造该翼型件和导向静叶的方法。
【背景技术】
[0002]在现代燃气涡轮发动机中，为了进一步提高效率，使翼型件的轮廓与发动机内的实际流对准的需求一直增加。因此一种需求是使翼型件的几何形状适于与扩散倾角(hadeang I e)相关的轴向扩散流。
[0003]从蒸汽涡轮技术中获知提供带有3-维弯曲的和进一步扭曲的几何形状的翼型件。文献US 2012/0076646公开了一种蒸汽涡轮导向静叶，其在轴向视图以及经向视图中中为弯曲的。经向视图中的弯曲集中在静叶末梢处，即，径向外侧部分，并以S形的方式在轴向视图中弯曲。然而，在努力调整所述空气动力学教导到燃气涡轮发动机的热气通路中的静叶时，关于提供沿着翼型件的长度和内部行进的内部冷却通道的需求出现了一些问题，即，延伸翼型件的毂端和末梢之间的长度。需要提供遵循前缘和后缘的几何形状的冷却通道。还需要提供从结构完整角度看来尽可能小的壁厚。壁的厚度(尤其是前缘和后缘处的壁厚)越小，在所述冷却通道中提供的冷却剂使用的效率越高。然而，这需要与小的壁厚相关的较高的制造精度。
[0004]在翼型件内制造所述冷却通道因此涉及一定的挑战。当制造带有内部冷却通道的翼型件时，通常仅可通过铸造过程获得带有小的制造公差的小壁厚。设置为产生外部翼型件几何形状的模具和设置为产生内部冷却通道的型芯之间不同的热膨胀在所述不同的热膨胀在越过型芯(即，越过将要制造的冷却通道)的方向上生效的情况下导致相当大的壁厚公差。
【发明内容】
[0005]本发明的一个目的在于提供一种用于燃气涡轮的冷却翼型件和导向静叶，其具有允许改善的空气动力学特性和冷却流体的高效使用两者的几何形状。
[0006]本发明的进一步的目的在于提供一种冷却翼型件和导向静叶，其可设有具有一定壁厚的限定冷却通道和形成翼型件的外部本体的壁，在考虑结构完整性和所需的刚度的情况下，所述壁厚尽可能小。
[0007]本发明的更进一步的目的在于提供一种冷却翼型件和导向静叶，其可制造得具有内部冷却通道的位置和尺寸的紧密公差。
[0008]在进一步的方面，需要一种用于制造具有所需的小公差的如描述的翼型件和导向静叶的方法，尤其是通过铸造。
[0009]这将通过权利要求1中描述的主题以及另外通过独立方法权利要求中描述的主题来实现。
[0010]无论是否详细提及，公开的主题的进一步的效果和优点将由于下文提供的公开内容变得显而易见。
[0011 ]公开了一种冷却翼型件，该翼型件包括毂端和末梢，翼型件高度限定在毂端和末梢之间。应当理解的是，涡轮翼型件意在用于发动机中的特定用途，其中翼型件的一端适于且专用于涡轮工作流体流通道的径向内端，或者，换句话说，面向转子或者毂，且因此形成翼型件的毂端，而另一端适于且专用于放置在工作流体流通道的径向外侧，即，在涡轮定子或壳体处，因此形成翼型件的末梢。对于本领域技术人员而言，毂端和末梢因此为清楚和无疑义的用语。翼型件还包括前缘、后缘、吸力侧和压力侧。应当理解的是，翼型件的压力侧由在前缘和后缘之间延伸的大致凹形的表面提供，而吸力侧由在前缘和后缘之间延伸的大致凸形的表面提供。翼型件包括邻近于毂端并朝着末梢延伸的第一翼型件高度区段，其中，在经向视图中，前缘和后缘至少沿着第一翼型件高度区段为直的，且翼型件包括邻近末梢并朝着毂端延伸的第二翼型件高度区段，其中，在经向视图中，翼型件沿着第二翼型件高度区段在前缘处是凹形形状的且在后缘处是凸形形状的。前缘和后缘的所述直区段和弯曲区段可在本公开内容的另一个方面相应地限定在前缘和后缘的毂侧区段上，以及相应地限定在前缘和后缘的末梢侧区段上。再次，由于翼型件的预期使用且翼型件外部形状定形和专用于以无疑义的方式和定向放置在涡轮的热气通路中，用语经向视图提供了清楚的教导。至少一个冷却通道设置在翼型件内并具有大体上沿翼型件高度延伸的长度。应当理解的是，可以提供许多冷却通道，它们可以串联设置以提供一个共同的冷却剂流通路。例如，其中一个通道可以在纵向端朝翼型件的外部开放以便接收冷却剂，且预期设置为与燃气涡轮冷却剂供应流体连通，而所述通道的另一纵向端与另一个冷却通道流体连通。冷却通道可在它们朝翼型件外表面开放的侧壁中设有开口。因此，冷却剂可从由此形成的冷却剂流通路排放和/或薄膜冷却空气可提供给翼型件。特别而言，在冷却剂流的方向上，最后的冷却剂通道可布置在后缘处并设有壁开口以便排放冷却剂且因此给后缘提供额外的冷却。该至少一个冷却通道至少在第一冷却通道长度区段中直线延伸，且在第二冷却通道长度区段中为弯曲的，其中设置在前缘侧上的冷却通道壁在翼型件的经向视图中为凸形形状的，且设置在后缘侧上的冷却通道壁在翼型件的经向视图中为凹形形状的。特别而言，第一冷却通道长度区段可设置在第一翼型件高度区段中，且第二冷却通道长度区段可设置在第二翼型件高度区段中。即，冷却通道且在特定实施例中所有的冷却通道遵循前缘和后缘的大致形状。换句话说，一个冷却通道或多个冷却通道在翼型件的前缘和/或后缘为直的翼型件区段中为直的，且在翼型件的前缘和后缘为弯曲的区域中为弯曲的。
[0012]在本文公开的主题的一个方面，直区段中的前缘和后缘并不需要直成不能够偏离微米范围内的精确直线。然而，前缘和/或后缘和/或冷却通道在相应的直区段中相比于弯曲区段中明显较不弯曲。在经向视图以及轴向视图中，如下面将详细描述的那样，直区段中或第一翼型件高度区段中的所述结构中的任一者的曲率半径例如可为弯曲区段或第二翼型件高度区段中的对应结构的曲率半径的至少5倍。
[0013]由于其特定的几何形状，所述翼型件可特别好地使用一种方法来制造，该方法包括提供模具，所述模具设置为在铸造过程中产生翼型件的至少外表面形状，提供至少一个型芯，所述型芯设置为在铸造过程中产生翼型件中的至少一个内部冷却通道，其中模具和型芯中的每一个包括毂端和末梢端，翼型件的长度在毂端和末梢端之间延伸。应当理解的是，毂端和末梢端与待制造的翼型件的端部相关，其继而与翼型件适于和预期用于的特定用途相关。模具包括模腔，其限定为当铸造构件时在其中引入材料的空间。当从待制造的翼型件或静叶的经向视图中观察时，模腔和型芯中的每一个包括邻近相应的毂端提供的直区段和邻近相应的末梢端提供的弯曲区段。应当理解的是，模腔的直区段和弯曲区段被认为是模具在铸造过程中提供直的或弯曲的限界壁的区段。该方法还包括将型芯放置在模腔内，将型芯的弯曲区段放置在模腔的弯曲区段内，将型芯的直区段放置在模腔的直区段内；以及将型芯在型芯末梢处以固定支承关系附接到模具，且将型芯在型芯毂端处以浮动支承关系附接到模具，使得型芯毂端能够相对于模具在毂端处沿着型芯的直区段的纵向方向移位，并相对于模具在越过型芯的直区段的纵向方向的任何方向上固定。结果，型芯响应于关于模具的不同热膨胀(如可在铸造过程期间发生的那样)将相对于模具在其为弯曲的区域中发生仅最小限度的移位，且在直区段中沿着型芯的纵向方向移位。在直区段中沿着纵向方向移位并不会导致尺寸变化，而移位沿着其变得有效的杠杆部在型芯的曲形或弯曲区段中很小，继而由于型芯和模具的不同热膨胀大大地限制了翼型件壁的尺寸公差。在应用此方法时，其继而需要翼型件的几何形状结合上述装置来描述，有可能制造具有翼型件壁的紧密公差的翼型件，其继而使得能够制造具有遵循翼型件的几何形状的冷却通道的弯曲翼型件，其中壁厚与直的翼型件一样薄。作为示例，冷却翼型件可在前缘处设有从2.5到2.9_的范围的壁厚，且在后缘处在从1.3到1.5_的范围中。
[0014]应当理解的是，本文提出的翼型件的几何形状和所公开的方法彼此密切相关。该方法允许相应地减少待提供在翼型件中的冷却通道的位置公差，或，与其密切相关联，翼型件壁厚，而另一方面翼型件的几何形状适于且良好适合用于制造的方法。
[0015]在翼型件的更特定的实施例中，在轴向视图中，翼型件在前缘处至少在第一翼型件高度区段中是直的。这进一步减小翼型件壁的尺寸公差。在甚至更特定的实施例中，在轴向视图中，翼型件在第二翼型件高度区段中是弯曲的，且特别地可在第二翼型件高度区段中在前缘处在吸力侧上是凹形弯曲的。
[0016]此外，翼型件可设置成使得，在轴向视图中，翼型件在后缘处在第一翼型件高度区段中是直的。这导致后缘处的翼型件壁精度的进一步改善。更特别而言，翼型件可特征为，在轴向视图中，翼型件在第二翼型件高度区段中是弯曲的，且特别而言可在第二翼型件高度区段中在后缘处在压力侧上为凹形弯曲的。
[0017]应当认识到，鉴于上述实施例，翼型件在轴向视图中在毂端附近是直的。这相比于例如US2012/0076646中描述的技术导致潜在的较低程度的空气动力学优化。然而，这使得能够提供具有内部冷却通道和具有精确铸造壁厚的翼型件。
[0018]根据本发明的进一步方面，翼型件可特征为其包括前缘附近的内部前缘冷却通道，其特征在于，前缘冷却通道至少大致遵循前缘的形状。其还可特征为，其包括后缘附近的内部后缘冷却通道，其中后缘冷却通道至少大致遵循后缘的形状。因此，冷却通道可设置在前缘和/或后缘处，其中壁厚沿着前缘和/或后缘至少基本恒定，且可以以小的公差制造，允许如上指出的小的壁厚。
[0019]在还有另一个方面，翼型件可特征为，第一翼型件高度区段覆盖从翼型件的毂端开始的翼型件总高度的40%或更多。即，直区段可包括与总翼型件高度的40%—样少，在此方面如本文描述的翼型件超出从US2012/0076646已知的技术限定。
[0020]根据本公开内容的另一个方面，所述尺寸可关于前缘和后缘的高度限定。在该方面，翼型件可在前缘处至少沿从翼型件毂端到翼型件末梢的前缘长度的40%直线定形。翼型件可在后缘处沿从翼型件毂端到翼型件末梢的后缘长度的40%直线定形。
[0021]还公开了一种冷却涡轮导向静叶，其包括如上所述的翼型件，和设置在末梢处的末梢平台或静叶径向外部平台，其中翼型件从末梢平台的热气侧延伸，且其中静叶末梢平台设有附接器件以用于将静叶固定到涡轮定子，附接器件与末梢平台的热气侧相对设置。
[0022]在静叶的更特定的实施例中，当相应地在翼型件或静叶的经向视图中观察时，前缘和后缘中的至少一者在翼型件末梢处与末梢平台的热气侧形成角度，其中所述角度为90° ±15°。翼型件于是特别好地适于定子倾角，且因此适于工作流体流。
[0023]在静叶的进一步的实施例中，静叶包括翼型件毂端处的径向内部或毂平台，毂平台包括毂平台热气侧，翼型件从此处延伸，前缘和后缘中的至少一者在翼型件末梢处与毂平台的热气侧形成角度，其中所述角度为90° ±15°。这改善了毂部处的工作流体流。
[0024]应当理解的是，相应地在翼型件和末梢平台或毂平台之间的过渡区域中可存在倒角和/或半径，这样，使得物理过渡可显得略微不同。形成在实际前缘和后缘与末梢平台和/或毂平台之间的上述角度对于本领域技术人员仍然是显而易见的。
[0025]在该方面，应当理解的是，上文公开的生产方法也可以用来制造导向静叶。
[0026]还描述了一种燃气涡轮发动机，其包括如上文所述的冷却导向静叶，其中导向静叶尤其是第三涡轮级和第四涡轮级中的至少一者的导向静叶。特别而言，在这些级中发现了大的倾角，且可发现考虑了工作流体流的发散的翼型件设计尤其有益。已经发现，相比于其中应用直翼型件的设计，级效率可提高达0.3个百分点。同时，由于上文公开的特定翼型件几何形状和制造方法，相比于全3维设计，翼型件的壁厚偏差可以减少达60%甚至更多。这继而允许更薄和更好地控制壁厚，因此增强了冷却效率，潜在地减少了冷却剂质量流，且因此进一步改善整体发动机效率。
[0027]应当理解的是，上文公开的特征和实施例可以彼此组合。还将认识到，在本公开内容的范围内可构想进一步的实施例且申请保护的主题对于本领域技术人员而言是明显和显而易见的。
【附图说明】
[0028]现在将借助于附图中示出的选择的示例性实施例更详细地说明本公开内容的主题。附图示出:
[0029]图1为膨胀涡轮的热气通路的一部分的经向视图；
[0030]图2为穿过冷却导向静叶的剖面；
[0031]图3为示出沿轴向方向的前缘和后缘的几何形状的图示；以及
[0032]图4为如本文描述的铸造过程或相应地用于铸造过程的模具的示意图。
[0033]应当理解的是，附图是高度示意性的，出于说明目的不需要的细节可能省略以便于理解和描述。还应当理解的是，附图仅示出选择的示意性实施例，且未示出的实施例仍可同样落在本文申请保护的主题的范围内。
[0034]参考标号列表
[0035]I涡轮
[0036]2壳体，定子
[0037]3转子轴
[0038]4主工作流体流方向
[0039]5运行叶片，旋转叶片
[0040]6导向静叶
[0041 ]7运行叶片，旋转叶片
[0042]8毂端
[0043]9末梢
[0044]11冷却剂供应流
[0045]12冷却剂排放流
[0046]21陶瓷模具
[0047]21a模腔
[0048]22型芯
[0049]23固定支承
[0050]24浮动支承[0051 ]25热移位方向
[0052]61翼型件
[0053]62静叶末梢平台
[0054]63静叶附接器件
[0055]64静叶毂部平台
[0056]65冷却通道
[0057]66冷却通道
[0058]67冷却通道
[0059]68后缘冷却剂排放槽
[0060]69冷却剂排放开口，冷却孔[0061 ]81模具的毂端
[0062]91模具的梢端
[0063]621静叶末梢平台热气侧
[0064]641静叶毂部平台热气侧
[0065]a角度
[0066]b角度
[0067]c角度
[0068]d角度
[0069]h翼型件高度
[0070]H毂部[0071 ]T末梢
[0072]LE前缘
[0073]TE后缘
[0074]PS压力侧
[0075]SS吸力侧
[0076]Hl第一翼型件区段，翼型件毂区段
[0077]H2第二翼型件区段，翼型件末梢区段
[0078]R径向方向。
【具体实施方式】
[0079]图1在纵向剖面(S卩，经向视图)中示出了布置在燃气涡轮发动机的膨胀涡轮I的一部分中的一些叶片和静叶的示意图。燃气涡轮发动机I相应地包括壳体2或定子，以及转子轴3。旋转涡轮叶片5和7固定地附接到转子轴3。热工作流体的流沿以4标记的大体方向流过涡轮，并膨胀，同时在旋转叶片5和7处做有用功。在每个叶片的上游，提供了静止的导向静叶，其将工作流体流以周向速度分量引导到旋转叶片。该实施例中所示的是导向静叶6，其作用为用于叶片7的导向静叶。导向静叶6包括翼型件61，其包括毂端或径向内端8，以及末梢或径向外端9。径向方向以R示出。毂端8面向转子轴3，而末梢9面向壳体2。导向静叶6固定地附接到壳体2。在其中布置了叶片和静叶的工作流体流通道强烈地发散。流因此不仅如4处表示地那样轴向地定向，而且还具有径向分量，尤其是在流通道的径向外侧。为了改善导向静叶6的空气动力性，翼型件61是弯曲的，使得，大体而言，翼型件在经向视图中在前缘LE处为凹形的，在后缘TE处为凸形的。曲率为特别选择的，使得前缘LE在翼型件毂端处与工作流体流通道的径向内壁形成角度a，且在翼型件末梢处与工作流体流通道的径向外壁形成角度C。同样，后缘TE处的翼型件61的几何形状选择成使得翼型件毂端与流通道的径向内壁形成角度b，且在其末梢处与流通道的径向内壁成角度d。流通道的径向内壁可由转子轴3或由静叶的毂平台的热气侧提供。流通道的径向外壁可由静叶末梢平台的热气侧提供。角度
a、b、c和d为90° ±15°。静叶6和翼型件61的几何形状将在下面更详细地描述。
[0080]图2在经向视图中示出了穿过示例性导向静叶6的剖面。静叶6包括翼型件61，其中所述翼型件包括毂端8和末梢9。根据燃气涡轮发动机中的预期布置，毂端8也可称为径向内端，且末梢9可称为径向外端。翼型件从毂端8到末梢9沿着高度h延伸。末梢平台62布置在翼型件61的末梢处。末梢平台62包括热气侧621。此外，器件63布置在末梢平台处以用于将导向静叶固定地附接到涡轮壳体。在毂端8处，提供了静叶毂部平台64。静叶毂部平台包括热气侧641。前缘LE至少在翼型件61的从毂端8且朝着末梢9延伸的第一区段Hl中为直的。在经向视图中，前缘LE在翼型件的从末梢9开始且朝着毂端8延伸的第二区域H2中是凹形弯曲的。同样，从经向视图中，后缘TE至少在翼型件61的第一区段Hl中为直的并在翼型件的邻近翼型件末梢9的第二区段中是凸形弯曲的。翼型件61的过渡区段可设置在第一区段Hl和第二区段H2之间。此外，冷却通道65、66、67设置在翼型件61中，并在末梢9和毂端8之间沿着翼型件61的高度h延伸。冷却通道65、66、67串联布置，且组合形成翼型件内部冷却剂管道。冷却剂11由前缘冷却通道65接收，其朝壳体开放并与燃气涡轮冷却系统流体连通，且被引导穿过前缘冷却通道65，穿过冷却通道66，且最终进入后缘冷却通道67。冷却剂通过后缘冷却槽68和冷却孔69从后缘冷却通道67排出作为冷却剂排放流12。在经向视图中，冷却剂通道65、66和67大致遵循翼型件61的几何形状，S卩，冷却通道在翼型件的第一区段中直线延伸，且在翼型件的第二区段中弯曲，而限定冷却通道的壁在冷却通道的前缘侧是凸形形状的，且在冷却通道的后缘侧是凹形形状的。
[0081 ] 参考图3，前缘LE和后缘TE的示例性几何形状在导向静叶的轴向视图中示出，即，沿着燃气涡轮转子轴线。前缘和后缘大体上在毂端8和末梢9之间延伸。所述径向方向R也以指向毂部的H和指向末梢的T示出。翼型件大体上还包括压力侧PS和吸力侧SS。前缘和后缘从毂端8开始且在第一区段Hl中直线延伸，并在翼型件的第二区段H2中为弯曲的。后缘TE为弯曲的使得其在翼型件的压力侧上为凹形的，而前缘LE为弯曲的使得其在翼型件的吸力侧上为凹形的。
[0082]显然的是，在经向视图以及轴向视图中，翼型件在开始于毂端8处的第一翼型件区段Hl中沿其径向延伸或高度延伸为直的。
[0083]现在关于图4描述一种用于通过铸造带有高精度壁厚相应地制造如上文所述的翼型件或静叶的方法。提供陶瓷模具21并将其定形为使得翼型件的外部几何形状可通过铸造来制造。模腔21a设置在模具21内作为在铸造过程期间预期接收熔化材料的空间，并被模具的壁限界。壁限定将通过铸造制造的部件的外部几何形状。型芯22设置为用于制造冷却通道。模腔21a和型芯22两者在末梢端91附近为弯曲的，且在毂端81附近为直的。型芯22邻近弯曲型芯区段在23处以固定支承关系支撑。其进一步邻近直的型芯区段在24处以浮动支承关系支撑。因此，在铸造过程期间，型芯22可以响应于不同的热膨胀沿着25处示出的箭头在模腔21a内移位。然而，所述移位沿着型芯22的纵向方向发生，且因此所制造的翼型件的壁厚不受影响。弯曲型芯区段的热膨胀被限制到低膨胀水平，且因此型芯移位在所制造的壁厚上的影响大大受限。这允许相应地如上文公开的翼型件或静叶以围绕冷却通道的翼型件壁的高精度厚度制造。
[0084]总而言之，翼型件的几何形状选择成使得获得空气动力学效率方面的益处，同时其可以使用一种方法制造而允许壁厚的高精度铸造，这继而允许提供的冷却剂的高效使用来冷却翼型件。
[0085]虽然借助于示例性实施例说明了本公开内容的主题，但应理解的是这些决非意在限制声明的发明的范围。将认识到，所附权利要求覆盖本文未详述或公开的实施例，且执行了本公开内容的教导的与以示例性模式公开的那些实施例偏离的实施例仍将被所附权利要求覆盖。
【主权项】
1.一种冷却翼型件(61)，所述翼型件包括毂端(8)和末梢(9)，翼型件高度(h)限定在所述毂端(8)和所述末梢(9)之间，所述翼型件包括前缘(LE)、后缘(TE)、吸力侧(SS)和压力侧(PS)， 其中所述翼型件(61)包括邻近所述毂端(8)并朝所述末梢(9)延伸的第一翼型件高度区段(Hl)，其中，在经向视图中，所述前缘(LE)和所述后缘(TE)沿着所述第一翼型件高度区段(Hl)为直的，且所述翼型件(61)包括邻近所述末梢(9)并朝所述毂端(8)延伸的第二翼型件高度区段(H2)，其中，在经向视图中，所述翼型件沿着所述第二翼型件高度区段(H2)在所述前缘(LE)处是凹形形状的且在所述后缘(TE)处是凸形形状的， 其特征在于，至少一个冷却通道(65，66，67)设置在所述翼型件(61)内并具有大体上沿所述翼型件高度延伸的长度，且其中所述冷却通道在第一冷却通道长度区段中直线延伸并在第二冷却通道长度区段中为弯曲的，其中设置在前缘侧上的冷却通道壁是凸形形状的且设置在后缘侧上的冷却通道壁是凹形形状的。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一冷却通道长度区段设置在所述第一翼型件高度区段(Hl)中，且所述第二冷却通道长度区段设置在所述第二翼型件高度区段(H2)中ο3.根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件，其特征在于，在轴向视图中，所述翼型件(61)在所述前缘(LE)处至少在所述第一翼型件高度区段(Hl)中是直的。4.根据前述权利要求所述的翼型件，其特征在于，在轴向视图中，所述翼型件(61)在所述第二翼型件高度区段中在所述前缘(LE)处是弯曲的，且在所述第二翼型件高度区段(H2)中在所述吸力侧(SS)上在所述前缘处是特别地凹形弯曲的。5.根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件，其特征在于，在轴向视图中，所述翼型件(61)在所述后缘(TE)处至少在所述第一翼型件高度区段(Hl)中是直的。6.根据前述权利要求所述的翼型件，其特征在于，在轴向视图中，所述翼型件(61)在所述后缘(TE)处在所述第二翼型件高度区段(H2)中是弯曲的，且在所述第二翼型件高度区段(H2)中在所述后缘(TE)处在所述压力侧(PS)上是特别地凹形弯曲的。7.根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括邻近所述前缘(LE)的内部前缘冷却通道(65)，特征为所述前缘冷却通道(65)至少大致遵循所述前缘(LE)的形状。8.根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件，其特征在于，翼型件包括邻近所述后缘(TE)的内部后缘冷却通道(67)，其中所述后缘冷却通道(67)至少大致遵循所述后缘(TE)的形状。9.根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件，其特征在于，所述第一翼型件高度区段(Hl)覆盖所述翼型件从所述翼型件的毂端(8)开始的总高度的40%或更多。10.—种冷却涡轮导向静叶(6)，其特征在于，所述冷却涡轮导向静叶包括根据前述权利要求中的任一项所述的翼型件(61)和设置在翼型件末梢(9)处的静叶末梢平台(62)，且所述翼型件(61)从所述末梢平台(62)的热气侧(621)延伸，所述静叶末梢平台(62)设有附接器件(63)以用于将所述静叶(6)固定到涡轮定子(2)，所述附接器件(63)与所述热气侧相对设置。11.根据前述权利要求所述的静叶，其特征在于，当在所述静叶的经向视图中观察时，所述前缘(LE)和所述后缘(TE)中的至少一者在所述翼型件末梢(9)处与所述末梢平台的热气侧(621)形成角度(c，d)，其中所述角度为90° ±15°。12.根据涉及静叶的前述权利要求中的任一项所述的静叶，其中所述静叶(6)包括所述翼型件毂端(8)处的毂平台(64)，所述毂平台(64)包括所述翼型件(61)从其延伸的毂平台热气侧(641)，其特征在于，当在所述静叶(6)的经向视图中观察时，所述前缘(LE)和所述后缘(TE)中的至少一者在所述翼型件末梢(9)处与所述毂平台(64)的热气侧形成角度(a，b)，其中所述角度为90° ±15°。13.—种用于制造根据涉及翼型件的前述权利要求中的任一项所述的翼型件的方法，所述方法包括: 提供模具(21)，所述模具设置为在铸造过程中产生所述翼型件的至少外表面形状； 提供至少一个型芯(22)，所述型芯(22)设置为在所述铸造过程中产生所述翼型件中的至少一个内部冷却通道(65，66，67)， 所述模具(21)和所述型芯(22)中的每一个包括毂端(81)和末梢端(91)，且翼型件长度在所述毂端和所述末梢端之间延伸， 所述模具的腔(21a)和所述型芯中的每一个包括邻近相应毂端提供的直区段和邻近相应末梢端提供的弯曲区段； 所述方法还包括将所述型芯(22)放置在模腔(21a)内； 将所述型芯的弯曲区段放置在所述模腔的弯曲区段内； 将所述型芯的直区段放置在所述模腔的直区段内； 其特征在于，将所述型芯(22)在型芯末梢端处以固定支承关系(23)附接到所述模具，且将所述型芯(22)在型芯毂端处以浮动支承关系(24)附接到所述模具，使得所述型芯毂端能够相对于所述模具沿着所述型芯的直区段的纵向方向(25)移位且相对于所述模具在越过所述型芯的直区段的纵向方向的任何方向上固定。14.根据前述权利要求所述的方法，其特征在于，使用所述方法来制造根据涉及静叶的前述权利要求中的任一项所述的静叶。15.—种燃气涡轮发动机(I)，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括根据涉及导向静叶的前述权利要求中的任一项所述的冷却导向静叶(6)，其中所述导向静叶(6)尤其是第三涡轮级或第四涡轮级中的至少一者的导向静叶。
【文档编号】B22C9/22GK106050321SQ201610394381
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年4月14日
【发明人】F·格斯巴奇, B·K·瓦德勒, I·布夫发特
【申请人】安萨尔多能源瑞士股份公司