涡轮转子叶片的制作方法

文档序号:10576361
涡轮转子叶片的制作方法
【专利摘要】本发明涉及涡轮转子叶片。具体而言,一种涡轮转子叶片(40)包括末梢部分(46),其具有压力末梢壁(62)和吸力末梢壁(64)、末梢前缘(68)和末梢后缘(70)。还包括至少部分地由压力末梢壁和吸力末梢壁限定的鸣声腔(80)。还包括由吸力末梢壁限定的至少一个孔(90),该至少一个孔构造成将冷却流放出鸣声腔到热气体通路中以减小鸣声腔内的压力。还包括主体(42),其具有分别从涡轮转子叶片的根部部分延伸至末梢部分的吸力侧壁(50)和压力侧壁(48)。
【专利说明】
涡轮转子叶片
技术领域
[0001]本文公开的主题涉及涡轮系统,并且更具体地涉及具有其末梢部分的增强冷却的涡轮转子叶片。
【背景技术】
[0002]在燃气涡轮发动机中,在压缩机中加压的空气用于在燃烧器中燃烧燃料来生成热的燃烧气体的流,因此,这样的气体向下游流过一个或多个涡轮以便可从其获得能量。根据这样的涡轮,大体上,沿周向间隔开的成排的涡轮转子叶片从支承转子盘沿径向向外延伸。各个叶片通常包括燕尾部,其允许转子盘中的对应燕尾槽中的叶片的组装和拆卸,以及翼型件,其从燕尾部沿径向向外延伸且与穿过发动机的工作流体流相互作用。
[0003]翼型件具有大体上凹形的压力侧和大体上凸形的吸力侧,它们在对应的前缘与后缘之间沿轴向延伸且在根部与末梢之间沿径向延伸。由于涡轮叶片沉浸在热的燃烧气体中,故需要有效冷却来确保有用的零件寿命。通常,叶片翼型件是中空的,且设置成与压缩机流动连通,以便从其放出的加压空气的一部分被接收用于冷却翼型件。翼型件冷却相当复杂,且可使用各种形式的内部冷却通道和特征来应用。然而,翼型件末梢由于它们直接位于涡轮护罩附近且由流过末梢间隙的热燃烧气体加热而特别难以冷却。因此,在叶片的翼型件内引导的空气的一部分通常通过末梢排放以用于其冷却。
[0004]叶片的末梢部分通常包括冷却空气排放至其的凹穴。在末梢处通常包括嵌条部分以加强该区域中的末梢泄漏涡流来减小泄漏流。冷却这些嵌条需要冷却流的高供给压力,从而降低了总体系统效率。

【发明内容】

[0005]根据本发明的一个方面,一种祸轮转子叶片包括末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘。还包括至少部分地由压力末梢壁与吸力末梢壁限定的鸣声腔(squealer cavity)。还包括由吸力末梢壁限定的至少一个孔,该至少一个孔构造成将冷却流放出鸣声腔到热气体通路中以减小鸣声腔内的压力。还包括主体,其具有分别从涡轮转子叶片的根部部分延伸至末梢部分的吸力侧壁和压力侧壁。
[0006]根据本发明的另一个方面,一种涡轮系统的涡轮区段包括形成多个涡轮级的多个涡轮转子叶片,其中该多个涡轮转子叶片中的各个均包括主体,其具有前缘、后缘、吸力侧壁和压力侧壁。还包括该多个涡轮转子叶片中的至少一个的末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘。还包括鸣声腔,其至少部分地由压力末梢壁和吸力末梢壁限定。还包括由吸力末梢壁限定的至少一个孔,该至少一个孔构造成将冷却流放出鸣声腔到热气体通路中以减小鸣声腔内的压力。
[0007]根据本发明的还有另一个方面,一种燃气涡轮发动机包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段。涡轮区段包括末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘。涡轮区段还包括鸣声腔,其至少部分地由压力末梢壁和吸力侧末梢壁限定。涡轮区段还包括多个孔,其由吸力末梢壁限定且位于末梢前缘附近,该多个孔构造成将冷却流放出鸣声腔到热气体通路中以减小鸣声腔内的压力。
[0008]技术方案1.一种祸轮转子叶片,包括:
末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘;
至少部分地由所述压力末梢壁和所述吸力末梢壁限定的鸣声腔;
由所述吸力末梢壁限定的至少一个孔,所述至少一个孔构造成将冷却流放出所述鸣声腔到热气体通路中以减小所述鸣声腔内的压力;以及
主体,其具有分别从所述涡轮转子叶片的根部部分延伸至所述末梢部分的吸力侧壁和压力侧壁。
[0009]技术方案2.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述至少一个孔位于所述末梢前缘附近。
[0010]技术方案3.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述至少一个孔包括多个孔。
[0011]技术方案4.根据技术方案3所述的涡轮转子叶片,其中,所述多个孔布置成多排。
[0012]技术方案5.根据技术方案3所述的涡轮转子叶片,其中,所述多个孔布置成单排。
[0013]技术方案6.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述至少一个孔包括选自由圆形、方形、矩形和椭圆形组成的组的几何形状。
[0014]技术方案7.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述吸力末梢壁和所述压力末梢壁分别完全延伸至所述末梢后缘。
[0015]技术方案8.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述吸力末梢壁朝所述末梢后缘部分地延伸。
[0016]技术方案9.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述涡轮转子叶片还包括将所述末梢部分与所述主体分开的末梢板。
[0017]技术方案10.根据技术方案I所述的涡轮转子叶片,其中,所述冷却流被传送通过所述主体,且在通过所述吸力末梢壁的所述至少一个孔部分地排出之前被排入所述鸣声腔中。
[0018]技术方案11.一种涡轮系统的涡轮区段,包括:
形成多个涡轮级的多个涡轮转子叶片,其中所述多个涡轮转子叶片中的各个均包括主体,其具有前缘、后缘、吸力侧壁和压力侧壁;
所述多个涡轮转子叶片中的至少一个的末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘;
至少部分地由所述压力末梢壁和所述吸力末梢壁限定的鸣声腔;以及由所述吸力末梢壁限定的至少一个孔,所述至少一个孔构造成将冷却流放出所述鸣声腔到热气体通路中以减小所述鸣声腔内的压力。
[0019]技术方案12.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述至少一个孔位于所述末梢前缘附近。
[0020]技术方案13.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述至少一个孔包括多个孔。
[0021]技术方案14.根据技术方案13所述的涡轮区段,其中,所述多个孔布置成多排。
[0022]技术方案15.根据技术方案13所述的涡轮区段,其中,所述多个孔布置成单排。
[0023]技术方案16.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述至少一个孔包括选自由圆形、方形、矩形和椭圆形组成的组的几何形状。
[0024]技术方案17.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述吸力末梢壁和所述压力末梢壁分别完全延伸至所述末梢后缘。
[0025]技术方案18.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述吸力末梢壁朝所述末梢后缘部分地延伸。
[0026]技术方案19.根据技术方案11所述的涡轮区段,其中,所述涡轮区段还包括将所述末梢部分与所述主体分开的末梢板。
[0027]技术方案20.—种燃气涡轮发动机,包括:
压缩机区段;
燃烧区段;以及涡轮区段,其包括:
末梢部分,其具有压力末梢壁和吸力末梢壁、末梢前缘和末梢后缘;
至少部分地由所述压力末梢壁和所述吸力末梢壁限定的鸣声腔;以及由所述吸力末梢壁限定且位于所述末梢前缘附近的多个孔,所述多个孔构造成将冷却流放出所述鸣声腔到热气体通路中以减小所述鸣声腔内的压力。
[0028]这些及其它优点和特征将从结合附图的以下描述变得更清楚。
【附图说明】
[0029]认作是本发明的主题在说明书的结尾的权利要求中具体指出且明确要求保护。本发明的前述及其它特征和优点从结合附图的以下详细描述中清楚,在附图中:
图1为燃气涡轮发动机的示意性图示;
图2为根据本发明的一个方面的燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片的透视图;
图3为根据本发明的另一个方面的涡轮转子叶片的透视图;
图4为根据本发明的另一个方面的涡轮转子叶片的透视图;
图5为图4的区段V的放大视图,示出了多个孔;
图6为根据本发明的另一个方面的涡轮转子叶片的透视图;以及图7为示出吸力末梢壁的仿形区域的涡轮转子叶片的透视图。
[0030]详细描述通过参照附图举例阐释了本发明的实施例,以及优点和特征。
[0031]零件清单
10燃气涡轮发动机 12压缩机区段 14燃烧器组件 18燃烧室 24涡轮 26-28多个级 30压缩机/涡轮轴 40转子叶片 42主体部分 46末梢部分 48压力侧壁 50吸力侧壁 52前缘 54后缘 56多个出口孔 60末梢板 62压力末梢壁 64吸力末梢壁 68前缘 70后缘 80鸣声腔 82末梢嵌条 90多个孔。
【具体实施方式】
[0032]参看图1,示意性地示出了根据本发明的示例性实施例构造的涡轮系统,诸如燃气涡轮发动机10。燃气涡轮发动机10包括压缩机区段12,以及以筒环形阵列布置的多个燃烧器组件,其中一个在14处指出。燃烧器组件构造成接收来自燃料供应(未示出)的燃料和来自压缩机区段12的压缩空气。燃料和压缩空气进入燃烧室18中,且被点燃以形成用于驱动涡轮24的高温、高压的燃烧产物或空气流。涡轮24包括多个级26-28,其通过压缩机/涡轮轴30 (也称为转子)可操作地连接到压缩机12。
[0033]在操作中,空气流入压缩机12中,且被压缩成高压气体。该高压气体被供应至燃烧器组件14,且在燃烧室18中与燃料相混合,例如,天然气、燃料油、过程气体和/或合成气体(合成气)。燃料/空气或可燃混合物点燃以形成高压、高温的燃烧气流,其被引导至涡轮24,且从热能转换成机械旋转能。
[0034]现在继续参照图1来参看图2,示出了涡轮转子叶片40(也称为〃涡轮轮叶〃、〃涡轮叶片翼型件〃等)的一部分的透视图。将认识到的是,涡轮转子叶片40可位于涡轮24的任何级中。在一个实施例中,涡轮转子叶片40位于涡轮24的示出的第一级(S卩,级26)内。尽管仅示出了三级,但将认识到的是,可存在更多或更少的级。在任何情况下,涡轮转子叶片40包括从根部部分(未示出)延伸到末梢部分46的主体部分42。涡轮转子叶片40的主体部分42包括压力侧壁48和吸力侧壁50,其中涡轮转子叶片40的几何形状构造成在流体流过涡轮转子叶片40时提供涡轮24的旋转力。如图所示,吸力侧壁50为凸形,且压力侧壁48为凹形。主体部分42还包括前缘52和后缘54。尽管以下描述主要集中于燃气涡轮,但所论述的构想不限于燃气涡轮发动机,且可应用于使用涡轮叶片的任何旋转机械。
[0035]压力侧壁48和吸力侧壁50在涡轮转子叶片40的整个径向跨度上沿周向方向间隔开,以限定用于将冷却空气引导穿过涡轮转子叶片40来用于其冷却的至少一个内部流动室或通道。冷却空气通常以任何常规方式从压缩机区段12放出。涡轮翼型件叶片40的内部可具有任何构造,例如,包括其中具有各种紊流器的蛇形流动通道,以用于提高冷却空气有效性,其中冷却空气通过位于涡轮转子叶片40的末梢部分46处且更具体在鸣声腔80附近的至少一个、但通常多个出口孔56排放,这将在下文结合末梢部分46详细描述。
[0036]末梢部分46包括设置在压力侧壁48和吸力侧壁50的径向外端的顶上的末梢板60,其中末梢板60界定内部冷却腔。末梢板60可整体结合到涡轮转子叶片40上,或可焊接就位。压力末梢壁62和吸力末梢壁64可形成在末梢板60上。大体上,压力末梢壁62从末梢板60沿径向向外延伸,且从末梢前缘68沿轴向延伸至末梢后缘70。大体上,压力末梢壁62和吸力末梢壁64与末梢板60形成大约90°的角度,但这可变化。例如,压力末梢壁62和/或吸力末梢壁64之间的角度关系可与末梢板60成除90°之外的角度,诸如在如图7中所示的吸力表面上的末梢小翼或末梢嵌条82的情况下。在所示实施例中,吸力末梢壁64以一种方式凸出,使得角度基于仿形凸起不是直角。尽管示为在翼型件的吸力侧上,但将认识到的是,作为备选方案,或成组合,压力末梢壁62可包括引起其以除90°之外的角度来成角度定向的特征。不管压力末梢壁62和吸力末梢壁64的确切构造,压力末梢壁62的通路邻近或接近压力侧壁48的末端(即,在沿压力侧壁48的末梢板60的外周处或附近)。
[0037]类似地,吸力末梢壁64大体上从末梢板60沿径向向外延伸,且从末梢前缘68沿轴向延伸至末梢后缘70。然而,如图3中所示,吸力末梢壁64可从末梢前缘68仅部分地延伸至末梢后缘70。吸力末梢壁64的通路邻近或接近吸力侧壁50的末端(S卩,在沿吸力侧壁50的末梢板60的外周处或附近)。压力末梢壁62和/或吸力末梢壁64的高度和宽度可取决于整个涡轮组件的最佳性能和尺寸变化。如图所示,压力末梢壁62和/或吸力末梢壁64可大致为矩形的截面形状,但其它形状也是可能的。
[0038]压力末梢壁62和吸力末梢壁64大体上形成本文中称为的鸣声腔80。鸣声腔80可包括形成在末梢部分46内的任何沿径向向内延伸的凹部或腔。大体上,鸣声腔80具有与涡轮转子叶片40类似的形状或形式,但其它形状是可能的,且通常由压力末梢壁62、吸力末梢壁64和本文中描述为末梢板60的内径向底板界定。
[0039]如上文所述,在一个实施例中,如图7中所示,涡轮转子叶片40的末梢部分46包括沿吸力末梢壁64定位的小翼或嵌条区域82。嵌条区域82可位于沿吸力末梢壁64的长度的任何位置。该至少一个嵌条区域82提供多个益处。一个益处与外扩区域相关联,末梢区域泄漏减小,从而改善涡轮区段24的效率。这归因于涡轮转子叶片40的末梢部分46附近的末梢泄漏涡流的削弱,其趋于在该区域阻止流动。
[°04°] 为了有效冷却末梢部分46,冷却空气传送通过主体部分42,且通过多个出口孔56排出到鸣声腔80中。为了减小鸣声腔80内的压力,从而减小将冷却空气有效提供至鸣声腔80所需的供给压力,包括了至少一个、但通常多个孔90。该多个孔90由吸力末梢壁64限定,以形成穿过吸力末梢壁64的气道。该多个孔90构造成将冷却空气放出鸣声腔到热气体通路中,以减小鸣声腔80内的压力。
[0041 ]在图2和图3的示出的实施例中,该多个孔90位于吸力末梢壁64的末梢前缘68附近。具体而言,该多个孔90定位得相比末梢后缘70更接近末梢前缘68。此定位基于末梢前缘68附近存在的较高压力而有益。末梢前缘68附近的该较高压力提出了保持所需的冷却流穿过接近前缘68的孔(在主体42中)的挑战。对于轮叶的根部处的给定供给压力,减小该区域中的腔压力(即,下沉压力)是期望的,这确保了前缘附近的翼型件的总体冷却。然而,作为备选或除将该多个孔90定位在末梢前缘68附近之外,该多个孔90可如图4-图6中所示定位在吸力末梢壁64的中点附近,或邻近吸力末梢壁64的末梢后缘70。
[0042]该多个孔90可由任何适合的几何形状形成。例如,可使用如图2、图3和图6中所示的方形或矩形,以及如图4和图5中所示的圆形。将理解的是,所示和上文提到的几何形状并不限制可使用的形状。例如,可使用椭圆。不管孔的确切形状,可构想出的是,孔的截面形状可贯穿孔的长度保持恒定,或可随长度变化。此外,如图所示,该多个孔90可成角度延伸穿过吸力末梢壁64,以增强冷却空气通过孔散逸到热气体通路中的趋势。孔90的成角度是指以一种方式对准孔90,使得流出孔的冷却流与流过翼型件的吸力表面的热气体平稳地混入口 ο
[0043 ] 该多个孔90可如图2、图3和图6中所示布置成单排,或如图4和图5中所示布置成多排。不管该多个孔90的确切几何形状或穿过吸力末梢壁64的孔的布置,在操作中,该多个孔90构造成将从主体部分42接收的鸣声腔80的冷却空气放出到热气体通路中,以减小鸣声腔80内的压力。该放出通过吸力末梢壁64进行。
[0044]有利地,上文所述的实施例削弱末梢泄漏涡流以减少末梢泄漏流,从而减少直接影响总体涡轮系统效率的损失。通过使鸣声凹穴冷却空气通过吸力侧鸣声壁上的孔90放出到热气体侧,实现了腔中的压力减小,因为其与较低压力吸力侧主流处于空气动力接触,这有助于保持轮叶末梢冷却回路的相对较低的供给压力。换言之,其有助于改善冷却流供应的回流裕度。
[0045]尽管已经仅结合了有限数目的实施例详细描述了本发明,但将容易理解的是,本发明不限于此公开实施例。相反,本发明可改为结合迄今并未描述但与本发明的精神和范围相当的任何数目的变型、改型、替换或等同布置。此外,尽管已经描述了本发明的各种实施例,但将理解的是,本发明的方面可包括所述实施例中的仅一些。因此,本发明不应看作是由前述描述限制,而是仅由所附权利要求的范围限制。
【主权项】
1.一种涡轮转子叶片(40),包括: 末梢部分(46),其具有压力末梢壁(62)和吸力末梢壁(64)、末梢前缘(68)和末梢后缘(70); 至少部分地由所述压力末梢壁和所述吸力末梢壁限定的鸣声腔(80); 由所述吸力末梢壁限定的至少一个孔(90),所述至少一个孔构造成将冷却流放出所述鸣声腔到热气体通路中以减小所述鸣声腔内的压力;以及 主体(42),其具有分别从所述涡轮转子叶片的根部部分延伸至所述末梢部分的吸力侧壁(50)和压力侧壁(48)。2.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述至少一个孔(90)位于所述末梢前缘(68)附近。3.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述至少一个孔(90)包括多个孔。4.根据权利要求3所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述多个孔(90)布置成多排。5.根据权利要求3所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述多个孔(90)布置成单排。6.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述至少一个孔(90)包括选自由圆形、方形、矩形和椭圆形组成的组的几何形状。7.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述吸力末梢壁(64)和所述压力末梢壁(62)分别完全延伸至所述末梢后缘(70)。8.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述吸力末梢壁(64)朝所述末梢后缘(70)部分地延伸。9.根据权利要求1所述的涡轮转子叶片,其特征在于,所述涡轮转子叶片还包括将所述末梢部分(46)与所述主体(42)分开的末梢板(60)。10.—种涡轮系统(10)的涡轮区段(24),包括: 形成多个涡轮级(26-28)的多个涡轮转子叶片(40),其中所述多个涡轮转子叶片中的各个均包括主体(42),其具有前缘(52)、后缘(54)、吸力侧壁(50)和压力侧壁(48); 所述多个涡轮转子叶片中的至少一个的末梢部分(46),其具有压力末梢壁(62)和吸力末梢壁(64)、末梢前缘(68)和末梢后缘(70); 至少部分地由所述压力末梢壁和所述吸力末梢壁限定的鸣声腔(80);以及由所述吸力末梢壁限定的至少一个孔(90),所述至少一个孔构造成将冷却流放出所述鸣声腔到热气体通路中以减小所述鸣声腔内的压力。
【文档编号】F01D5/14GK105937410SQ201610122788
【公开日】2016年9月14日
【申请日】2016年3月4日
【发明人】R.舒罕, S.S.贾伊斯瓦尔
【申请人】通用电气公司
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