0的后缘14的至少一部分的后缘区域25。在后缘区域25中，平台20内大致处于后缘14之下的位置通过附图标记28来表示。
[0030]如本文所用的在本技术中，术语“后缘区域”包括平台20的位于在平台20的处于翼型件10的后缘14与平台20相遇的位置及其周围的表面上延伸的区域之下的三维部分。
[0031]平台20还包括密封条槽40，其设置在平台20的周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。密封条槽40适于接收密封条(未示出)的一部分，使得当涡轮机部件1与优选为相似或相同架构的其他涡轮机部件组装以形成例如涡轮盘之类的涡轮机组件(未示出)时，两个相邻涡轮机部件1的两个密封条槽40处于相对的位置并且适于保持密封条。
[0032]图2是表示涡轮机部件1的示例性实施例的底视图的示意图，其描绘了相对于翼型件10的前缘12、后缘14和侧面16以及相对于平台20的前缘面22、后缘面24和周向前面26的后缘区域25。还描绘了后缘14之下的位置28。
[0033]图3是表示涡轮机部件1的示例性实施例的顶视图的示意图，其描绘了相对于翼型件10的前缘12、后缘14和侧面16以及相对于平台20的前缘面22、后缘面24和周向前面26的后缘区域25。平台20包含密封条槽40，其设置在平台20的周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。平台20可具有超过一个这样的密封条槽40，其中每一个通常可存在于平台20的周向前面26中的一个上。一般而言，平台20在周向前面26中的每一个上包含一个这样的密封条槽40。
[0034]结合图1参考图4，其描绘了根据本技术的各方面的涡轮机部件1的示例性实施例。涡轮机部件1包括应力消除腔30。应力消除腔30在平台20内延伸到后缘区域25中，并且是密封条槽40的延伸部42。换言之，应力消除腔30在平台20内从密封条槽40延伸到后缘区域25中。应力消除腔30改进了平台在后缘区域25及其周围的柔性，并且至少部分地消除了由热应变和/或机械应变造成的裂缝或故障的形成。
[0035]在涡轮机部件1的一个示例性实施例中，应力消除腔30延伸到后缘区域25中一直到后缘14之下的位置28。
[0036]结合图3，图5示意性地表示涡轮机组件90。涡轮机组件90包括彼此相邻定位的至少两个涡轮机部件1以及在两个涡轮机部件1之间延伸的密封条44。两个涡轮机部件1中的每一个都包括具有后缘14的翼型件10和平台20。涡轮机部件1可以是涡轮机的叶片或轮叶。平台20包括后缘区域25、前缘面22、后缘面24、至少两个周向前面26、密封条槽40以及应力消除腔30。密封条槽40被设置在平台20的两个周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。密封条槽40适于接收密封条44的一部分(未示出)。应力消除腔30在平台20内延伸到后缘区域25中。应力消除腔30是密封条槽40的延伸部42。密封条44部分地延伸到涡轮机部件1中的每一个的密封条槽40中。
[0037]结合图2和图3参考图5，在涡轮机组件90的一个实施例中，应力消除腔30延伸到后缘区域25中至后缘14之下的位置28。
[0038]在本技术的再一个实施例中，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。所述平台包含后缘区域和密封条槽。所述后缘区域支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽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。在本技术的方法中，通过使密封条槽穿过平台延伸到后缘区域中来形成应力消除腔。所述涡轮机部件可以是涡轮机的叶片或轮叶。
[0039]在所述方法的一个实施例中，使密封条槽延伸到后缘区域中至后缘之下的位置，以形成应力消除腔。
[0040]在所述方法的一个示例性实施例中，密封条槽的用于在平台中形成应力消除腔的延伸部可以在铸造涡轮机部件时预先形成。
[0041]可替代地，在另一示例性实施例中，通过对至少包含平台和密封条槽的涡轮机部件的平台进行机加工，可以使密封条槽延伸以在平台中形成应力消除腔。在此实施例中，密封条槽的延伸通过从平台去除平台材料来实现。所述平台材料是组成涡轮机部件的平台的材料，例如金属合金。存在可用于去除所述平台材料的各种技术，例如铣削、钻削等。
[0042]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的过程来去除。所述电火花加工或放电加工可包括但不限于使用成形电极(shaped electrode)的放电加工、线切割放电加工(wire electro-discharge machining)等。电火花加工的技术是减材制造过程，由此，使用放电来获得期望的形状。电火花加工的技术在机加工技术的领域中一般是已知的，并且因此，为了简洁起见，本文不再提供该技术的详细描述。
[0043]虽然已参考特定实施例详细描述了本发明，但应当理解的是，本技术并不限于那些确切的实施例。相反，根据描述了用于实践本发明的示例性模式的本公开，许多修改和变型将呈现于本领域技术人员，而不脱离本发明的范围和精神。因此，本发明的范围由所附权利要求而不是由前面的描述来指定。落入权利要求的含义和等同范围内的所有改变、修改和变型都应被认为落入它们的范围内。
【主权项】
1.一种涡轮机部件(1)，包括: 具有后缘(14)的翼型件(10)，以及 平台(20)，其包括: 后缘区域(25)，其用于支承所述后缘(14)的至少一部分， 前缘面(22)、后缘面(24)和至少两个周向前面(26)， 密封条槽(40)，其设置在所述平台(20)的所述周向前面(26)中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台(20)中，其中，所述密封条槽(40)适于接收密封条的一部分，以及应力消除腔(30)，其中，所述应力消除腔(30)在所述平台(20)内延伸到所述后缘区域(25)中，并且其中，所述应力消除腔(30)是所述密封条槽(40)的延伸部(42)，并且其中，所述应力消除腔(30)延伸到所述后缘区域(25)中至所述后缘(14)之下的位置(28)。2.根据权利要求1所述的涡轮机部件(1)，其特征在于，所述涡轮机部件(1)是叶片。3.根据权利要求1或2所述的涡轮机部件(1)，其特征在于，所述涡轮机部件(1)是轮叶。4.一种在涡轮机部件(1)中形成应力消除腔(30)的方法，其中，所述涡轮机部件(1)包括: 具有后缘(14)的翼型件(10)， 平台(20)，其包括: 后缘区域(25)，其用于支承所述后缘(14)的至少一部分， 前缘面(22)、后缘面(24)和至少两个周向前面(26)，以及 密封条槽(40)，其设置在所述平台(20)的所述周向前面(26)中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台(20)中，其中，所述密封条槽(40)适于接收密封条(44)的一部分，所述方法包括使所述密封条槽(40)延伸，以形成所述应力消除腔(30)，使得所述应力消除腔(30)在所述平台(20)内延伸到所述后缘区域(25)中，其中，使所述密封条槽(40)延伸到所述后缘区域(25)中至所述后缘(14)之下的位置(28)，以形成所述应力消除腔(30) ο5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过从所述平台(20)去除平台材料，使所述密封条槽(40)延伸以形成所述应力消除腔(30)。6.根据权利要求4或5中任一项所述的方法，其特征在于，所述平台材料通过电火花加工的过程来去除。7.根据权利要求4至6中任一项所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件(1)是叶片。8.根据权利要求4至6中任一项所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件(1)是轮叶。
【专利摘要】一种具有应力消除腔的涡轮机部件。提供了一种具有应力消除腔(30)的涡轮机部件(1)。所述涡轮机部件包含翼型件(10)和平台(20)。所述翼型件包含后缘(28)。所述平台包含后缘区域(25)、密封条槽(40)和应力消除腔(30)。后缘区域(25)支承后缘(28)的至少一部分。应力消除腔(30)在所述平台内延伸到后缘区域(25)中，并且是所述密封条槽(40)的延伸部。
【IPC分类】F01D11/00
【公开号】CN105283639
【申请号】CN201480017011
【发明人】A·赫格马克, J·西雅托
【申请人】西门子公司
【公开日】2016年1月27日
【申请日】2014年2月10日
【公告号】EP2781697A1, EP2917501A1, US20160017716, WO2014146827A1