专利名称：抑制横向流动的涡轮机转子叶片末梢的制作方法
技术领域：
本发明一般地涉及用于抑制涡轮机翼型件末梢上的横向流动的装置、方法和/或
系统。更具体地，但并非以限制的方式，本发明涉及与包括抑制叶片的横向流动的叶顶凹槽
(squealer tip)和/或横脊或肋的涡轮机叶片末梢相关的装置、方法和/或系统。
背景技术：
众所周知，在燃气涡轮发动机中，空气在压縮机中进行压縮，然后用于在燃烧室中 燃烧燃料以产生的热的燃烧气流，随之这种燃气向下游流过一个或多个涡轮，以便可以从 中提取能量。根据这种涡轮机，通常，多排圆周地隔开的转子叶片从支撑转子盘向外径向地 延伸。典型地，各叶片包括允许在转子盘中相应的鸠尾槽内装配和拆卸叶片的鸠尾榫，以及 从鸡尾榫径向地向外延伸的翼型件。 翼型件具有通常内凹的压力侧以及通常外凸的吸力侧，它们在对应的前缘和后缘 之间轴向地延伸，并在根部与末梢之间径向地延伸。将会理解，叶片末梢与径向的外涡轮机 护罩隔开很近，以使得它们之间在涡轮机叶片间向下游流动的燃烧气的泄漏最小。发动机 的最大效率通过使末梢间隙或缝隙最小从而防止泄漏而获得，但是此策略在某种程度上受 到转子叶片和涡轮机护罩之间不同的热力以及机械膨胀和收縮速率以及避免在运行期间 使末梢摩擦到护罩的不期望情况的动机的限制。 此外，由于涡轮机叶片沉浸在热的燃烧气中，为了保证有用的部件寿命，需要有效 的冷却。典型地，叶片翼型件是中空的，并且布置成与压縮机呈流连通，以便接收从压縮机 吹来的一部分压縮空气，用于冷却该翼型件。翼型件冷却是非常复杂的，并且可使用各种形 式的内部冷却通道和特征，以及穿过翼型件的外壁用来排出冷却空气的冷却孔而采用。但 是，冷却翼型件末梢尤其困难，因为它们定位成直接与涡轮机护罩相邻，并且被流经末梢间 隙的热燃烧气加热。因此，典型地，在叶片的翼型件内引导的一部分空气通过末梢排出用于 末梢的冷却。 将会意识到，为了避免泄漏和增加冷却效果，传统的叶片末梢设计包括若干不同 的几何形状和结构。示例性专利包括授权给Butts等的美国专利NO. 5， 261， 789，授权给 Bunker的美国专利No. 6， 179， 556，授权给Mayer等的美国专利No. 6， 190， 129，以及授权给 Lee的美国专利No. 6， 059， 530。然而，常规的叶片末梢设计均具有某些缺点，包括充分减少 泄漏和/或允许有效的末梢冷却方面的常规缺陷，有效的末梢冷却使损害效率的压縮机旁 路空气的使用最小化。仍然寻求改善接近末梢区域的压力分布以进一步减少总的末梢泄漏 流动，并从而增加涡轮机效率。结果，将非常需要改变末梢区域附近的压力分布，并另外减 少总的末梢泄漏流动，从而提高涡轮发动机的整体效率的涡轮机叶片末梢设计。而且，也期 望这样的叶片末梢，其增强在叶片末梢处排出的冷却空气的冷却特性，以及增强涡轮机叶 片的整体气动性能。
发明内容
本发明因而描述了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机转子叶片，其包括翼型件和 用来将翼型件沿着径向轴线安装到位于涡轮机护罩内的转子盘上的鸠尾榫，该翼型件包 括压力侧壁和吸力侧壁，其在前缘和后缘处连接在一起，压力侧壁和吸力侧壁从根部延伸 到顶板(tipplate);压力末梢壁，其从顶板径向向外地延伸，从前缘向后缘穿过，使得该压 力末梢壁位于大致靠近压力侧壁的末端处；吸力末梢壁，其从顶板径向向外地延伸，从前缘 向后缘穿过，使得该吸力末梢壁位于大致靠近吸力侧壁的末端处；以及大体上在压力末梢 壁和吸力末梢壁之间延伸的一根或多根末梢肋。 当结合附图和权利要求书时，在查看优选实施例的以下具体实施方式
后，本发明 的这些以及其它的特征将变得明显。
结合附图，通过仔细研究本发明的示例性实施例的以下更为详尽的描述，本发明 的这些以及其它目的和优点将被更完整地理解，附图中 图1为在涡轮机护罩内安装在转子盘中的示例性燃气涡轮发动机转子叶片的局 部等轴剖面图，且叶片具有根据本发明的一个示例性实施例的末梢；以及图2为如图1中所示的叶片末梢的等轴图。部件列表10涡轮12燃气14轴向中心线轴线16转子盘18涡轮机转子叶片20涡轮机护罩22鸡尾榫24翼型件26平台28压力侧壁30吸力侧壁32前缘34后缘36内根部38叶片末梢44薄膜冷却孔46后缘排放孔48顶板50压力末梢壁52吸力末梢壁60末梢弦中心线
62末梢肋
66纵向肋轴线
具体实施例方式
现在参考附图，其中所有附图中相同的数字表示相同的部件，图l描绘了燃气涡 轮机的涡轮10的一部分。涡轮10直接安装在燃烧器(未示出)的下游，用于接收来自燃烧 器的热燃烧气12。关于轴向中心线轴线14轴对称的涡轮10包括转子盘16和沿圆周方向 分开的沿着径向轴线从转子盘16径向向外地延伸的多个转子叶片18(示出了其中之一)。 环形的涡轮机护罩20合适地连接到静止的定子壳(未示出)上，并环绕叶片18以在两者 之间提供相对小的间隙或缝隙，从而限制运转期间穿过其中的燃烧气12的泄漏。
各叶片18通常包括鸠尾榫22，该鸠尾榫可具有任何常规的形式，例如构造成用于 安装在位于转子盘16的周界中的对应鸠尾槽内的轴向鸠尾榫。中空的翼型件24整体连接 到鸠尾榫22上，并且径向或纵向向外地从鸠尾榫延伸。叶片18也包括布置在翼型件24和 鸠尾榫22的连接处的整体平台26，用于限定燃烧气12的径向内部流道的一部分。将会意 识到叶片18可以以任何常规方式形成，并且典型地是整体铸件。 将会看到翼型件24优选地包括通常内凹的压力侧壁28以及周向或侧向相对的、 通常外凸的吸力侧壁30，它们分别在相对的前缘32和后缘34之间沿轴向延伸。侧壁28和 30也在平台26处在径向内根部36和径向外部末梢或叶片末梢38之间沿着径向方向延伸， 这一点将在与图2相关的讨论中以更多细节描述。此外，压力和吸力侧壁28和30在圆周 方向上在翼型件24的整个径向跨度内间隔开，以限定至少一个内部的流通腔或流道，用于 将冷却空气引导通过翼型件24以对其进行冷却。典型地，冷却空气以任何常规方式从压縮 机(未示出)吹出。 翼型件24的内部可具有任何结构，例如在其中包括带有各种湍流器的蛇形流道 以增强冷却效率，且冷却空气通过穿过翼型件24的许多孔(例如常规的薄膜冷却孔44和 后缘排放孔46)排放。 如图2中所示，根据本发明的一个示例性实施例，叶片末梢38通常包括布置于压 力和吸力侧壁28和30的径向外端顶部的顶板48，此处顶板48限定内部冷却通道的边界。 顶板48可集成到转子叶片18上或者可焊接就位。压力末梢壁50和吸力末梢壁52可形成 在顶板48上。通常，压力末梢壁50从顶板48径向向外地延伸(即，与顶板48形成大约90 度的角度)，并且从前缘32向后缘34延伸。(注意，在某些实施例中，压力末梢壁50可与 顶板48形成70度到110度之间的角度。)压力末梢壁50的路径靠近压力侧壁28的末端 或在其附近(即，沿着压力侧壁28在顶板48的外围处或在其附近)。 类似地，吸力末梢壁52从顶板48径向向外地延伸(即，与顶板48形成大约90度 的角度)，并且从前缘32向后缘34延伸。(注意，在某些实施例中，吸力末梢壁52可与顶 板48形成70度到110度之间的角度。)吸力末梢壁52的路径靠近吸力侧壁30的末端或 在其附近(即，沿着吸力侧壁30在顶板48的外围处或在其附近)。 与本发明的示例性实施例一致，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52的高度和宽 度可根据整个涡轮机组件的最佳性能和尺寸而变化。如本领域普通技术人员将会理解的， 压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52的高度和宽度可按照它们与翼型件24的径向长度相比的相对尺寸来描述。在优选的实施例中，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52的高度可处 于翼型件24的径向高度的O. 1%到10%之间的范围内。(因此，换句话说，如果"HA"代表 翼型件的近似径向高度，而"HW"代表压力末梢壁50或吸力末梢壁52的近似径向高度，那 么HW/HA的比值将会是处于大约0. 001和0. 100之间的值。)更为优选的，压力末梢壁50 和/或吸力末梢壁52的高度可处于翼型件24的径向高度的1%至5%之间的范围内。此 外，在优选的实施例中，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52的宽度可处于翼型件24的径 向高度的0. 1%至5. 0%之间的范围内。更为优选地，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52 的宽度可处于翼型件24的径向高度的0. 5%至2. 5%之间的范围内。此外，根据某些备选 实施例，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52可以连续或间断的方式延伸，或者可沿着其路 径在高度和宽度上变化。如图所示，压力末梢壁50和/或吸力末梢壁52的形状可为近似 矩形；也可以为别的形状。 在图2中也描绘了末梢弦中心线60。如图所示，末梢弦中心线60为一根参考线， 其从前缘32处向后缘34延伸，连接压力末梢壁50和吸力末梢壁52之间的近似中点。根 据本发明的示例性实施例，可在叶片末梢38上形成一根或多根末梢肋62。如此处所用，末 梢肋62包括从顶板48径向地延伸的狭窄的伸长凸起(即，与顶板48形成大约90度的角 度)，并横跨顶板48从压力末梢侧壁50到吸力末梢壁52。(注意，在某些实施例中，末梢肋 62可与顶板48形成70度与110度之间的角度)。在某些实施例中，本发明通常提供如下 末梢肋62，其构造成使得延伸通过每根末梢肋62的纵向轴线与末梢弦中心线60形成角度
e，该角度e落入以下范围内。优选地，角度e处于大约60度到120度的范围内，更为优
选地，处于大约70度到110度的范围内，且最好地处于大约80度到100度的范围内。
末梢肋62的数目可根据最佳性能而变化。在某些实施例中，末梢肋62将从前缘 32向后缘34大致均匀地隔开。然而，最佳性能可能指示末梢肋62的间隔是不规则的。末 梢肋62的高度和宽度可根据最佳性能和整个涡轮机组件的尺寸而变化。在优选的实施例 中，末梢肋62的高度可处于翼型件24的径向高度的大约0. 1%到10%之间的范围内。更 为优选地，末梢肋62的高度可处于翼型件24的径向高度的大约1. 0%到5%之间的范围 内。在优选的实施例中，末梢肋62的宽度可处于翼型件24的径向高度的大约O. 1%到5% 之间的范围内。更为优选地，末梢肋62的宽度可处于翼型件24的径向高度的大约0.5%到 2. 5%之间的范围内。在特定的叶片末梢38上，每根末梢肋62的高度和宽度可大致相同， 尽管它们也可根据最佳性能而变化。此外，特定的末梢肋62在其从压力末梢壁50和吸力 末梢壁52延伸时可以是连续的或者间断的。根据某些备选实施例和最佳性能，特定的末梢 肋62也可沿着其路径在高度和宽度上变化。如图所示，末梢肋62形状可为大致矩形；也可 为别的形状，例如具有圆边的末梢肋。此外，在优选的实施例中，末梢肋62可径向延伸超过 压力末梢壁50或吸力末梢壁52或其二者的高度。 此外，如图所示，末梢肋62是直的。在某些实施例(未示出)中，末梢肋62的形
状可为弓形的。在此类实施例中，末梢肋62的内凹侧面优选地将在肋的上游侧。 本发明可以与任何合适的制造方法一起采用。压力末梢壁50，吸力末梢壁52，以
及末梢肋62例如可通过电子束焊接法，或通过将材料物理汽相沉积到叶片末梢上，或者通
过钎焊材料而与叶片末梢或整个叶片进行整体铸造来形成。本发明可用任何合适的材料制
造，包括贱金属或相异金属或陶瓷材料，例如耐磨的TBC。
在使用中，发现根据以上讨论的若干实施例的压力末梢壁50、吸力末梢壁52，以 及一根或多根末梢肋62的结构通过在它们之间产生流动阻力而抑制了燃烧气通过涡轮护 罩20和叶片末梢38之间的缝隙的流动。当然，由于经过叶片末梢泄漏的流没有施加原动 力到叶片表面上，且相应地没有对发动机提供功，因而提高了涡轮机的效率。此外，已经发 现根据本发明的实施例的结构可以增强常规系统(其典型地包括通过位于叶片末梢38上 的冷却孔释放冷却空气)提供给叶片末梢区域的冷却特性。并且，已经发现根据本发明的 实施例的结构通常提高了转子叶片的气动性能。 从对本发明优选实施例的以上描述，本领域技术人员将会认识到改善、变化以及 改进。本领域内的此类改善、变化以及改进意在由所附权利要求书涵盖。此外，应该明显的 是前述仅涉及所描述的本发明的实施例，而在不背离所附权利要求书及其等价物所限定的 本发明的精神和范围的情况下，可做出大量的变化和改进。
权利要求
一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机转子叶片(18)，所述涡轮机转子叶片(18)包括翼型件(24)和用来沿着径向轴线将所述翼型件(24)安装到涡轮机护罩(20)内的转子盘(16)上的鸠尾榫(22)，所述翼型件(24)包括在前缘(32)和后缘(34)处连接在一起的压力侧壁(28)和吸力侧壁(30)，所述压力侧壁(28)和吸力侧壁(30)从根部(36)向顶板(48)延伸；压力末梢壁(50)，其从所述顶板(48)径向向外地延伸，从所述前缘(32)向所述后缘(34)穿过，使得所述压力末梢壁(50)位于大致靠近所述压力侧壁(28)的末端处；吸力末梢壁(52)，其从所述顶板(48)径向向外地延伸，从所述前缘(32)向所述后缘(34)穿过，使得所述吸力末梢壁(52)位于大致靠近所述吸力侧壁(30)的末端处；以及大体上在所述压力末梢壁(50)和所述吸力末梢壁(52)之间延伸的一根或多根末梢肋(62)。
2. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于 所述压力末梢壁(50)与所述顶板(48)形成在70度和110度之间的角度； 所述吸力末梢壁(52)与所述顶板(48)形成在70度和110度之间的角度； 所述压力末梢壁(50)与吸力末梢壁(52)在所述前缘(32)到所述后缘(34)之间是连续的；以及各所述末梢肋(62)包括从所述顶板(48)径向地延伸的狭窄的伸长凸起，并且大体上 穿越所述顶板(48)从所述压力末梢侧壁(50)到所述吸力末梢壁(52)。
3. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于"HW"代表所述吸力末梢壁(52)的近似径向高度和所述压力末梢壁(50)的近似径向高 度中的至少一个；"HA"代表所述翼型件(24)的近似径向高度；以及 比值HW/HA包括在大约0. 001到0. 1范围内的值。
4. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于"WW"代表所述吸力末梢壁(52)的近似宽度和所述压力末梢壁(50)的近似宽度中的至 少一个；"HA"代表所述翼型件(24)的近似径向高度；以及 比值丽/HA包括在大约0. 001到0. 05范围内的值。
5. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于末梢弦中心线(60)包括参考线，所述参考线从所述前缘(32)向所述后缘(34)延伸， 连接所述压力末梢壁(50)和所述吸力末梢壁(52)之间的近似中点；各所述末梢肋(62)构造成使得延伸通过各所述末梢肋(62)的纵向轴线(66)与所述 末梢弦中心线形成角度；以及各角度落入大约60度到120度的范围内；以及各所述末梢肋(62)包括从所述压力末梢壁(50)到所述吸力末梢壁(52)的连续肋。
6. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于末梢中心线(60)包括参考线，所述参考线从所述前缘(32)向所述后缘(34)延伸，连 接所述压力末梢壁(50)和所述吸力末梢壁(52)之间的近似中点；各所述末梢肋(62)构造成使得延伸通过各所述末梢肋(62)的纵向轴线(66)与所述末梢弦中心线(60)形成角度；以及各角度落入大约80度到IOO度的范围内。
7. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于 各所述末梢肋(62)与所述顶板(48)形成在70度和110度之间的角度； 所述末梢肋(62)从所述前缘(32)到所述后缘(34)大致均匀地隔开；以及 所述末梢肋(62)的高度和宽度与所述压力末梢壁(50)和所述吸力末梢壁(52)的高度和宽度大致相等。
8. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于 "HR"代表所述末梢肋(62)的近似径向高度； "HA"代表所述翼型件(24)的近似径向高度；以及比值HR/HA包括在大约0. 001到0. 100范围内的值。
9. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于 "WR"代表所述末梢肋(62)近似宽度中的至少一个； "HA"代表所述翼型件(24)的近似径向高度；以及比值WR/HA包括大约0. 001到0. 05范围内的值。
10. 根据权利要求1所述的涡轮机转子叶片(18)，其特征在于一根或多根所述末梢肋(62)的形状为弓形，并且该弓形末梢肋(62)的内凹侧面向所 述涡轮机转子叶片(18)的所述前缘(32);以及一根或多根所述末梢肋(62)包括耐磨损的TBC材料。
全文摘要
本发明涉及抑制横向流动的涡轮机转子叶片末梢，具体而言，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机转子叶片，其包括翼型件和用来沿着径向轴线将翼型件安装到涡轮机护罩内的转子盘上的鸠尾榫，翼型件包括在前缘和后缘处连接在一起的压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁从根部向顶板延伸；压力末梢壁，其从顶板径向向外地延伸，从前缘向后缘穿过，使得压力末梢壁位于大致靠近压力侧壁的末端处；吸力末梢壁，其从顶板径向向外地延伸，从前缘向后缘穿过，使得吸力末梢壁位于大致靠近吸力侧壁的末端处；以及大体在压力末梢壁和吸力末梢壁之间延伸的一根或多根末梢肋。
文档编号F01D5/20GK101769171SQ20091021590
公开日2010年7月7日 申请日期2009年12月24日 优先权日2008年12月26日
发明者A·哈特曼 申请人:通用电气公司