专利名称：故障保险气膜冷却壁的制作方法
按照由美国陆军部签订的DAAH 10-98-C-0023号合同，美国政府可持有本发明的某些权利。
背景技术：
本发明总的涉及燃气轮机，更具体地说，涉及其中的冷却。
在燃气轮机中，空气在压气机内被加压，而后在燃烧室中与燃料混合，以产生经涡轮流向下流的热燃烧气体。高压涡轮(HPT)首先自燃烧室接收热燃烧气体，从中吸取能量，经其间相应的驱动轴对压气机提供动力。低压涡轮(LPT)在HPT的后方，自燃烧气体吸取额外的能量，在涡扇式燃气轮机飞机发动机应用中通常对风扇提供动力。在工业和船用发动机应用中，LPT抑或可用来驱动一根外部驱动轴。
为确保发动机有适当长的使用寿命，在运转期间，通常通过混合部分的用于冷却的压缩空气来对直接遭遇热燃烧气体的各个燃烧室和涡轮部件进行冷却。燃气轮机中的冷却是深奥而复什的，按照需要冷却的互不联系的涡轮部件的要求。它采用各种形式的孔，以引导冷却空气。
例如，气膜冷却孔在燃气轮机中是公知的，它们具有各种构形，通常倾斜地穿过受冷却的壁，其进入用以接收压缩冷却空气，出口用以排出这些空气，以产生一空气薄膜或过界层，将该壁跟流过该壁的热燃烧气体进行热隔离。经过这些孔引导的空气造成该部件壁的内部对流冷却，而在该壁外表面上形成的气膜起到一种隔热屏障的作用。
此外，在发动机各部件的选定区内采用热障涂层(TBC)，以产生附加的隔热作用来限制受保护的底层金属或基层壁的温度，这是公知的。
燃烧室衬套的涡轮各部件由各种超耐热合金材料制成，它们在燃气轮机中经受的高工作温度下具有持续的强度。发动机在其中产生的燃烧气体的温度最高时，工作效率最高，但该温度却受到沿着该热燃烧气体流道适当冷却发动机所有部件的能力的限制。
由于发动在各种不同的功率大小范围内运转的，包括稳态运转和温度相应变化的瞬态运转，这使燃气轮机中的冷却结构更加复杂同时，燃气温度随位置而变化，与传入发动机不同形状部件的变化的传热负荷相对应。
例如，涡扇式燃气轮机中一般的燃烧室包括一环形流水型罩，若干汽化器间隔分布在该罩的圆周周围，燃料喷射器安装在环内的相应空气旋流器内。自各汽化器排出燃料和空气混合物并加以点燃，以产生热燃烧气体，该燃烧气体相应影响该燃烧室周围的温度变化。因此，每一汽化器产生一局部的热燃烧气体层，减少了燃烧室出口端沿圆周的燃烧气体温度变化，不过这种燃烧气体温度沿圆周的变化依然是存在的。
因此，尽管这些部件通常以较低的燃烧气体温度工作，必须将发动机各部件设计成能对预期的最热燃烧气体温度进行适当的冷却。这样，燃气轮机的总效率受制于对各部件提供正常的冷却空气量的需求，虽然对冷却空气的需求是变化的。
因此，希望提供一种燃气轮机中冷却性能改善的流道壁。
本发明详细说明
图1中表示的是示例性涡扇式燃气轮机10的一部分，它围绕一纵轴线或轴线或中心轴线是轴对称的。该发动机包括在运转期间对空气14加压的多级轴流式压气机。排出的压缩空气然后被导至的尾部表示的一环形燃烧室，它包含径向内、外燃烧室衬套16，它和在上游流线型罩端连接在一起(未示)。该燃烧室流线型罩包含一排汽化器(未示)，在运转期间将燃料与压力空气混合，以产生热燃烧气体。
这些燃烧气体经高、低压涡轮被导至下游，在通常的涡扇式飞机发动机应用中，这些涡轮分别被用于对压气机和上游风扇(未示)提供动力。
该高压涡轮包含一配置在燃烧室出口处的高压涡轮定子喷嘴20。在图2中更详细地表示了喷嘴20的一示例性实施例，其中包含支撑一排喷嘴定子叶片26的径向内、外环24，22。
各叶片具有翼面形状，其相反的压力侧和负压侧在前、后缘之间轴向延伸。该翼面通常是空心的。经该内、外环接收一部分压缩空气14，以便将冷却空气引向其内。该冷却空气也被用来以任何合适的方式冷却内、外环。
如图1中所示，燃烧气体由喷嘴20引至下游，以驱动自HPT中的支承盘向外径向延伸的一排第一级转子叶片28。涡轮叶片28在图3中有更详细的表示，它具有在前、后缘之间延伸的相应的相反压力侧和反压侧，并且通常是空心的，以在运转期间接收另一部分压缩空气14，供冷却叶片之用。
图1还表示一个包围转子叶片28顶部的罩30，以便在该罩和叶片顶部之间形成窄的径向间隙。图4更详细地表示配置在叶片顶部上方的涡轮罩30的示例形式，该涡轮罩利用压缩压气14的另一部分以任何合适的方式来冷却。
图1所示的第一级转子叶片28自热燃烧气体吸取能量以转动该支承盘，从而对压气机提供动力。燃烧气体然后排入下游第二级涡轮喷嘴32，然后以任何合适的方式流到一些附加的涡轮级(未示)。
如图1中所示，热燃烧气体是在燃烧室中产生的，并受燃烧室衬套的约束，以便经各涡轮部件流到下游。每一下游涡轮部件包含一些薄壁，在运转期间燃烧气体沿这些壁流动，因此必须这些壁不受燃烧气体加热。
各涡轮壁部件由在提高燃气轮机温度的情况下具有高强度的各种超耐热合金制成。然后，在运转期间为确保在持续的发动机运转中的适当寿命，仍需对各涡轮壁进行适当的冷却。
图1-5表示燃气轮机的这些示例性部件，所有这些部件可包含普通气膜冷却孔34的各种型式的排列。气膜冷却孔具有各种构形，通常为圆柱形小孔，以约20°至45°的小倾斜角穿过这些壁，直径范围为约0.25-1.0mm。
例如，图1中所示的燃烧室衬套具有各种排列的气膜冷却孔34，以产生冷却空气附面层，保护衬套暴露的表面不受可能流过的热燃烧气体损害。在图1和2中，涡轮喷嘴叶片26中的内、外环24，22可包含各种型式的气膜冷却孔34，为沿暴露于热燃烧气体的内、外带的表面提供空气隔热层。
图3表示转子叶片28在暴露的叶片压力侧和负压侧以及在叶尖内可如需要包含各种排列的气膜冷却孔34。图4表示在涡轮罩30内采用附加的气膜冷却孔34，以保护在运转期间热燃烧气体沿罩流动的暴露表面。
气膜孔通过使冷却空气流过各部件的相应壁来进行冷却，冷却了金属部件的内部及其空气侧。从气膜冷却孔排出的空气在热燃烧气体流过的部件的暴露外表面上，产生空气薄膜或附面层。这样空气薄膜提供了一隔热的附面层，额外地保护各涡轮壁不受热燃烧气体侵袭。
如上所述，按照满足所流过的燃烧气体流的预期的热负荷的需要，在各涡轮部件中有选择地采用气膜冷却孔。由于在运转期间热负荷发生变化，包含了稳态和瞬态值，各气膜冷却孔通常相对于所有可能工况下预期的最高燃烧气体温度具有充分的冷却能力。因此，相对于小于最高燃烧气体温度工况，便提供了过多的冷却空气，这降低了发动机的总效率。
通过进一步修正气膜冷却的应用以减少所需的空气量可获得发动机效率进一步提高，而不增加涡轮部件的不希望的局部高温。
按照本发明，通常采用普通气膜冷却孔34的上面所公开的燃气轮机各部件中的任一部件可被修改成采用有选择的冷却，以减少对冷却空气的需求。图5表示一示例性燃气轮机流道壁36，看成是喷嘴内环24的一部分，它包含按本发明示例性实施例改进的冷却结构。如下文进一步说明的，流道壁36可合并在运转时热燃烧气体流过的发动机各部件的任何一个内。
在图6中更详细地表示了示例性涡轮流道壁36。按它要用在燃气轮机各部件中的需要，壁本身可具有任何适当的厚度，并且通常一般由通常在燃气轮机中所见的普通的超耐热合金金属制成，该壁具有在运转期间热燃烧气体18流过的外表面38和可由压气体沿其产生冷却空气14的相反内表面40。
该壁包含多个倾斜的故障保险气膜冷却孔42，在内外表面之间延伸。该故障保险孔42跟也用于该发动机的一般气膜冷却孔34在构形方面可以是相同的，并且可以按约20°-40°的任何适当的角度值倾斜，其内径处在和气膜冷却孔34相同的范围内。各故障保险孔42包含一个在壁内表面40处的敞开进口44，以接收冷却空气14，还包含一个配置在外表面38处的相反出口46。
按照本发明，流道壁36还包含一层连结于壁外表面38的热障涂层(TBC)48，以便沿外表面盖住或赌塞这些故障保险孔42。该热障涂层可具有在燃气轮机中所看到的任何普通的成份，如可以是氧化钇稳定氧化锆(YSE)或ZrO2Y2O3，可按通常方法涂在涡轮各部件上，如图2中所示采用等离子蒸气沉积或空气等离子喷涂。
这样，隔热涂层48在运转期间对热燃烧气体18形成隔热，还封闭故障保险孔42的出口端，从而起到仅在其进口端44散通的盲孔作用。
如图6中所示，每一盲孔42最好在其进口和出口端之间是空心的，基本上不被堵塞，仅在孔出口处被赌塞或盖住。这样，该壁由于盲孔42本身而增加了内表面面积，盲孔对壁提供了内部冷却，而热障涂层48使外表面隔热。此外，最明显的，热障涂层封闭了盲孔，阻止冷却空气经盲孔排出，这相应地减少了在运转期间所需要的冷却空气量。
在采用图5和6中所示的故障气膜冷却孔42的方法中，在运转期间燃烧气体18沿热障涂层48流动，而冷却空气14沿流道壁的内表面40流动以冷却其内表面，还经其进口流入盲孔42。然后，在运转期间，热燃烧气体18的局部区域可能超出热障涂层的耐温能力，最终使其剥落，其中热障冷层的鳞片50在剥落作用下会脱落，并挪至故障保险孔42的最初封闭的出口46。
敞开的故障保险孔此时可按气膜冷却孔通常的方式工作，并允许气膜冷却空气流流过其间，对壁加强冷却，包括沿剥落附近的壁外表面38形成冷却空气膜。
因此，这些故障保险气膜冷却孔可处在热障涂层剥落的高危区内，且不允许冷却空气流过这些孔，除非该热障涂层已被剥落所冲蚀，使孔出口端敞通。发动机的效率固无须在正常运转期间使气膜冷却空气流流过故障保险孔42而可提高，而且在热障涂层剥落的情况下，这些故障保险孔会敞通，以提供额外的气膜冷却来补偿被冲蚀的热障涂层造成的损失。
涡轮流道壁此时由于敞通的故障保险孔而获得加强的冷却，以减少其过早故障的危险，但付出了采用额外冷却空气的代价，这会使发动机效率下降。然而，在正常保养运转期间，具有暴露故障保险孔的失效的热障涂层的涡轮部件可按需要修理或更换，以使发动机在实际工作中能连续工作。
在图6所示的示例性实施例中，连结涂层52最初包封故障保险孔区域内的壁外表面38，以增强热障涂层与其连结。连结涂层52一般比较薄，可具有和所希望的热障涂层的特殊成份一起使用的任何普通成份。例如，该连接涂层可包括铝化铂(PtAl)。
如图6中的放大视图所示，各故障保险孔42具有约0.25-1mm的较大直径，当被暴露时用作气膜冷却孔。连结涂层52较薄，而孔出口46按一般的构形突破连结涂层。热障涂层48明显比连结涂层厚，并跨过孔出口46，以封闭该出口而使故障保险孔成为一盲通道，仅在其进口44处是敞通的。
在该优选实施例中，孔出口46应利用连结涂层或热障涂层来堵塞得最少，使热障涂层的剥落能迅速将孔出口敞通，以排出冷却空气。不希望热障涂层过度堵塞故障保险孔的出口端。过度堵塞在热涂层局部超温工作而剥落时会阻止其除去赌塞。
上述故障保险孔42可用于所述各种燃气轮机流道部件中，以有选择地局部增强其冷却。不同的部件具有不同的冷却需要，各部件通常具有一个或多个承受最高工作温度的局部区域。因此，这些故障保险孔相应于最高工作温度或热障涂层有最高剥落危险的区域可有选择地设置。
由于运转温度能提高效率，因此热障涂层正在愈来愈多地应用于热气轮机中。热障涂层可与普通的气膜冷却孔一起使用，或不与其一起使用，但无论在哪一个例子中，现在可采用故障保险气膜冷却孔，以便万一在运转期间热故障涂层剥落的情况下也能提高性能。因此当热障涂层剥离时该故障保险孔不会盖住，而备用的气膜冷却此时会启动，以补偿由热障涂层先前引起的冷却损失。
在图2、5和6中所示的以上示例性实施例中，流道壁36为采用故障保险气膜冷却孔42的涡轮喷嘴内环24或相应外环22的任一种形式。在这些环中，可单独采用故障保险孔，在这些图中所示的实施例中，可附加另一种在通道壁内延伸的通常敞通的气膜冷却孔34型式。
通常封闭的故障保险孔42可与通常敞通的气膜冷却孔34结合成任何需要的型式。在正常运转期间，热障涂层会封闭故障保险孔42，并可沿着包含敞通的气膜冷却孔34的涡轮壁部分伸展，这些冷却孔34会通过涂于其上的热障涂层。
在图1中，流道壁的一种为具有选定的故障保险孔42型式的燃烧室衬套16的结构形式，这些孔由热障涂层48封盖，最好，附加另一种穿通其间的敞通气膜冷却孔34的型式。如上所述，燃烧室遭受来自其相应气化器的热流，而故障保险孔42和覆盖的热障涂层沿轴向可与相应的气化器对准，以便沿该热流的轴向流通提供额外的保护。
在图2和3中，定子叶片26和转子叶片28为中空的翼面，通常包含垂直的气膜冷却孔34。而且，两种翼面还可包含在任何需要的部位并成所需的选定型式，由热障涂层48覆盖的故障保险孔42，以便在由燃烧气体引起的最大热负荷的区域内提供额外的保护。
此外，图3中所示的叶光尤其承受在运转期间流过的燃烧气体流产生的高热负荷，因此，其中可包含由热障涂层48覆盖的故障保险孔42。
在图4中，涡轮罩30还可包含由热障涂层48覆盖的故障保险孔42，选定带或不带可设置于其上的垂直气膜冷却孔34的型式。
上述各实施例在采用较薄的流道壁方面是相同的，这些流道壁具有在运转期间燃烧气体流过的外表面和提供自压气机流出的冷却空气的内表面。故障保险气膜冷却孔42按照其在发动机中的特定应用的需要可具有使任何普通的构形成为各种结构形式的流道壁。并单由热障涂层覆盖以封闭其出口端。
因此，在运转期间热障涂层提供了隔热，以保护相应的通道壁不受热燃烧气体的侵害而无需在选定的部位流过气膜冷却空气流。仅在热障涂层由于局部过热而剥落的情况下，这些故障保险气膜冷却孔才会完全敞通，供冷却空气流流过，并形成保护性的冷却空气附面层，以代替由热障涂层剥落失去的隔热作用。因此，下面的流道壁得到保护，并确保发动机有效工作直到下一次保养中将受害部件修理或更换。
虽然本文已说明了被认为是本发明的优选和示例性的实施例，然而本发明的其他各种修改，按照本文的说明，对于业内行家是显而易见的。因此在所附权利要求书中，希望确保所有这些修改均落在本发明的实际行动和范围内。
权利要求
1.一种约束热燃烧气体(18)的涡轮流道壁(36)，包括相反的内、外表面(40，38)；多个在内、外表面之间伸展的倾斜的故障保险气膜冷却孔(42)，每孔包含一个用以接收冷却空气的在所述内表面上的敞通进口(44)，和一个在所述外表面(38)上的出口(46)；和一层连接于所述外表面并以堵塞方式覆盖其上所述孔的热障涂层。
2.按权利要求1的壁，其特征在于还包括一层将所述热障涂层连接于其上的覆盖所述外表面(38)的连接涂层(52)。
3.按权利要求2的壁，其特征在于所述孔出口(46)突破所述连结涂层(52)，所述热障涂层(48)跨过所述孔出口。
4.按权利要求3的壁，其特征在于所述盲孔在所述进口(44)和出口(46)之间是中空的。
5.按权利要求4的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的且附加另一种穿通其间的敞通气膜冷却孔(34)型式的燃烧室衬套(16)的结构型式。
6.按权利要求4的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的且附加另一种穿通其间的敞通气膜冷却孔(34)型式的涡轮喷嘴环(22，24)的结构形式。
7.按权利要求4的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的且附加另一种穿通其间的敞通气膜冷却孔(34)型式的翼面(26，28)的结构型式。
8.按权利要求4的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的且附加另一种穿通其间的敞通气膜冷却孔(34)型式的涡轮罩(30)的结构型式。
9.采用按权利要求4所述的涡轮流道壁(36)的方法，包括如下步骤引导冷却空气(16)流过所述的内表面(40)并流入所述盲孔(42)；使所述热障涂层超过耐热能力，引起其剥落，以使所述孔出口(46)敞通，并允许气膜冷却空气流流过所述敞通孔。
10.按权利要求9的方法，其特征在于还包括采用所述故障气膜冷却孔(42)和在相反两端敞通的附加气膜冷却孔(34)，两者协同工作。
11.一种约束热燃烧气体(18)的涡轮流道壁(36)，包括相反的内、外表面(40，38)，多个在内、外表面间延伸的气膜冷却孔，和一层连结于所述外表面并将其上的所述孔覆盖成盲孔的热障涂层(48)。
12.按权利要求11所述的壁，其特征在于各所述盲孔(42)包含一在所述内表面(40)上用以接收冷却空气的敞通进口(44)，和一处在所述外表面(38)上由所述热障涂层封闭的出口(46)。
13.按权利要求12所述的壁，其特征在于各所述盲孔在所述进口(44)和出口(46)之间是中空的。
14.按权利要求13所述的壁，其特征在于还包括一层覆盖所述外表面(38)的用以将所述热障涂层连结其上的连结涂层(52)。
15.按权利要求14所述的壁，其特征在于所述孔出口(46)突破所述连结涂层(52)，而所述热障涂层(48)跨过所述孔出口。
16.按权利要求14所述的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的燃烧室衬套(16)的结构形式。
17.按权利要求14所述的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的涡轮喷嘴(24)的结构形式。
18.按权利要求14所述的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的翼面(26，28)的结构形式。
19.按权利要求14所述的壁，其特征在于将该壁制成具有所述盲孔(42)型式的涡轮罩(30)的结构形式。
20.采用按权利要求14所述的涡轮流道壁(36)的方法，包括如下步骤引导所述热燃气气体流过所述热障涂层(48)；引导冷却空气(16)流过所述内表面(40)并流入所述盲孔(42)；使所述热障涂层超过耐热能力，引起其剥落，以使所述孔出口(46)敞通，并允许气膜冷却空气流流过所述敞通孔。
全文摘要
提供一种约束燃气轮机(10)中热燃烧气体(18)的流道壁(36)。该壁包括相反的内、外表面(40，36)和多个在它们之间延伸的冷却孔(42)。一热障涂层(48)连结于该外表面，并将其上的孔覆盖成盲孔。
文档编号F01D5/18GK1467366SQ03123130
公开日2004年1月14日 申请日期2003年4月17日 优先权日2002年6月17日
发明者V·A·巴里, V A 巴里, T·E·德马彻, 德马彻 申请人:通用电气公司