具有应力消除腔的涡轮机部件的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种涡轮机部件，并且更具体而言，涉及一种在涡轮机中支承翼型件的平台。
【背景技术】
[0002]涡轮机及其各部分在操作期间持续地经受机械应力和/或热应力。例如，在燃气涡轮发动机中，当通过涡轮机的叶片(blade)和轮叶(vane)导引空气和热的燃烧气体通过涡轮机的各部段时，这些叶片和轮叶经受极高的操作温度和机械应力。一个这样的高应力区域是翼型件和所述翼型件从之延伸的相对应平台之间的接合部，特别是在后缘附近，即，平台中翼型件的后缘从之冒出(emerge)的区域。此外，由于翼型件上的机械负载，叶片经历较大的弯曲和振动应力。应力还由涡轮机的瞬态工况期间各部件内的不同加热和冷却速率造成。
[0003]由于这些应力，故障或裂缝在翼型件的后缘从平台冒出的区域中产生。这些故障或裂缝危及涡轮机部件的平台和翼型件的完整性，并且最终，导致涡轮机部件的可用寿命减少。因此，需要一种在翼型件的后缘和所附接平台之间的接合处具有低应力的涡轮机部件。
[0004]因此，本发明的目的在于提供一种技术，其用于减轻涡轮机部件中的应力，并且由此至少部分地消除上文提到的在翼型件的后缘从平台冒出的区域中产生裂缝的问题。
【发明内容】
[0005]所述目的通过提供根据本技术的权利要求1的涡轮机部件以及根据本技术的权利要求4的在涡轮机部件中形成应力消除腔的方法来实现。
[0006]根据本技术的第一方面，提供了一种涡轮机部件。所述涡轮机部件包含翼型件和平台。所述翼型件包含后缘。所述平台包括前缘面、后缘面和至少两个周向前面。所述平台还包括后缘区域、密封条槽和应力消除腔。所述后缘区域位于所述平台中，使得它支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽被设置在所述平台的周向前面中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台中，其中，所述密封条槽适于接收密封条的一部分，使得当所述涡轮机部件与另一涡轮机部件组装以形成涡轮机组件时，所述密封条的第二部分适于插入相邻平台的相对应的槽中，并且两个涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置且适于保持密封条。所述应力消除腔在所述平台内延伸到所述后缘区域中，并且是所述密封条槽的延伸部。此外，所述应力消除腔延伸到所述后缘区域中至所述后缘之下的位置。这有助于降低后缘下方的平台中的应力。
[0007]在所述涡轮机部件的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，所述应力消除腔有助于减小叶片的平台中的应力。在所述涡轮机部件的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，所述应力消除腔有助于减小轮叶的平台中的应力。
[0008]根据本技术的第二方面，提供了一种在涡轮机部件中形成应力消除腔的方法。所述涡轮机部件包括翼型件和平台。所述翼型件包含后缘。所述平台包括前缘面、后缘面和至少两个周向前面。所述平台还包括后缘区域和密封条槽。所述后缘区域位于所述平台中，使得它支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽被设置在所述平台的周向前面中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台中，其中，所述密封条槽适于接收密封条的一部分，使得当所述涡轮机部件与另一涡轮机部件组装以形成涡轮机组件时，所述密封条的第二部分适于插入相邻平台的相对应的槽中，并且两个涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置且适于保持密封条。在本技术的方法中，所述应力消除腔通过使所述密封条槽在所述平台内延伸到所述后缘区域中来形成。此外，使所述密封条槽延伸到所述后缘区域中至所述后缘之下的位置，以形成应力消除腔。因此，这样形成的应力消除腔有助于降低后缘下方的平台中的应力。
[0009]在所述方法的另一实施例中，通过从所述平台去除平台材料，使所述密封条槽延伸以形成应力消除腔。因此，所述方法可以被用在先前制造的涡轮机部件上。
[0010]在所述方法的另一实施例中，所述平台材料通过电火花加工(electricaldischarge machining)的过程来去除。这提供了去除平台材料的精确过程。此外，所述过程可被用于利用传统技术(例如，切削)将非常难以机加工的硬质金属或合金。
[0011 ] 在所述方法的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，所述方法可以在于叶片中形成应力消除腔中使用。
[0012]在所述方法的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，所述方法可以在于轮叶中形成应力消除腔中使用。
[0013]根据本技术的第三方面，提出了一种涡轮机组件。所述涡轮机组件包括彼此相邻定位的至少两个涡轮机部件以及在所述两个涡轮机部件之间延伸的密封条，其中，所述涡轮机部件中的每一个都包括具有后缘的翼型件和平台，所述平台包括:用于支承所述后缘的至少一部分的后缘区域；前缘面；后缘面；以及至少两个周向前面；以及设置在所述平台的所述周向前面中的一个处的密封条槽，其沿周向方向延伸到所述平台中，并且适于接收所述密封条的一部分；以及应力消除腔，其中，所述应力消除腔在所述平台内延伸到所述后缘区域中，其中，所述应力消除腔是所述密封条槽的延伸部，并且其中，所述密封条部分地延伸到涡轮机部件中的每一个的所述密封条槽中。
[0014]在所述涡轮机组件的一个实施例中，所述应力消除腔延伸到所述后缘区域中至后缘之下的位置。这有助于降低涡轮机组件的后缘下方的平台中的应力。
[0015]在所述涡轮机组件的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，应力消除腔有助于减小涡轮机组件的叶片的平台中的应力。
[0016]在所述涡轮机组件的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，应力消除腔有助于减小涡轮机组件的轮叶的平台中的应力。
[0017]本技术具有各种优点。所述应力消除腔使后缘区域变弱，从而导致平台在后缘区域中及其周围的弹性增加。作为结果，至少部分地消除了在后缘区域中及其周围产生裂缝或故障的问题，这进一步导致涡轮机部件的寿命增加。由于所述应力消除腔是通过延伸密封条槽形成，所以对形成所述应力消除腔而言不需要单独的附加操作。在密封条槽的制造期间能够容易地形成所述应力消除腔。
【附图说明】
[0018]下文中参考附图中所示的图示实施例进一步描述本技术，附图中:
[0019]图1是表示涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了密封条槽(seal stripslot)和后缘区域；
[0020]图2是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了所述后缘区域；
[0021]图3是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的顶视图的示意图，其描绘了所述后缘区域和所述密封条槽；
[0022]图4是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了应力消除腔；以及
[0023]图5是根据本技术的各方面的涡轮机组件的示意图。
【具体实施方式】
[0024]在下文中，详细描述本发明的上述和其他的特征。各种实施例参考附图来描述，其中，相同的附图标记自始至终被用于表示相同的元件。在以下描述中，为了解释的目的，阐述了许多具体细节，以便提供对一个或多个实施例的透彻理解。可注意到的是，图示的实施例意在解释而非限制本发明。可能显而易见的是，这样的实施例可在没有这些具体细节的情况下实施。
[0025]本发明的基本思想在于将应力消除腔集成于在涡轮机部件中支承翼型件的平台中。应力消除腔被形成在所述平台内。后缘从平台表面位于应力消除腔上方的部分冒出。因此，本技术的应力消除腔存在于翼型件的后缘从平台冒出的区域中。此外，应力消除腔是密封条槽的延伸部。这样的密封条槽一般存在于平台中，使得当涡轮机部件与优选为相似或相同架构的其他涡轮机部件组装以形成涡轮盘时，两个相邻涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置并且适于保持密封条。
[0026]参考图1至图5，可注意到的是，为了解释而非限制的目的，针对涡轮机部件1的示例性实施例阐明了本技术，其中，涡轮机部件1是涡轮机(未示出)的叶片。进一步可注意到的是，涡轮机部件1也可以是涡轮机的轮叶。
[0027]参考图1，其提供了表示涡轮机部件1的示例性实施例的示意图，该图描绘了密封条槽40和后缘区域25。涡轮机部件1包括平台20，翼型件10和根部50从所述平台20冒出沿相反的方向向外延伸。
[0028]翼型件10包括前缘12、后缘14以及各自连接翼型件10的前缘12和后缘14的两个侧面16。
[0029]平台20从根部50向外径向延伸，并且具有与翼型件10的前缘12相对应的前缘面22、与翼型件10的后缘14相对应且与前缘面22相对的后缘面24以及与翼型件10的侧面16相对应的一对大致平行的周向前面26。平台20还包含用于支承翼型件1