专利名称：翼型件隔热罩的制作方法
技术领域：
本文公开的主题涉及涡轮翼型件，并且更具体而言涉及翼型件隔热罩。
背景技术：
翼型件(即导叶和叶片)典型地设置在燃气涡轮的热气路径中。叶片(其也可称 为“轮叶”或“转子”)可包括安装到叶轮、盘或转子上的翼型件，以绕着轴旋转。导叶(其 也可称为“喷嘴”或“定子”)可包括安装在壳体中的翼型件，壳体包围或覆盖叶片绕着其旋 转的轴。典型地，叶片组沿着轴在特定位置处绕着叶轮安装。导叶组可安装在叶片组的上 游(相对于一般的流向)，例如以改进气体流动的效率。后面有叶片的导叶称为燃气涡轮的 级。压缩机中的级压缩例如将与燃料混合及点燃以被输送到燃气涡轮的入口的气体。燃气 涡轮可包括级，以便从点燃的气体和燃料中提取功。对压缩气体添加燃料可涉及对燃烧反 应贡献能量。然后这个燃烧反应的产物流过燃气涡轮。为了承受住燃烧产生的高温，需要 冷却涡轮中的翼型件。不足的冷却会在翼型件上导致不适当的应力，并且随着时间的过去， 这个应力会导致或引起翼型件的疲劳和故障。为了防止由于操作温度引起的燃气涡轮发动 机中的涡轮叶片的故障，已经将薄膜冷却结合到叶片设计中。在薄膜冷却中，冷空气从压缩 机级中放出，通过管道输送到涡轮叶片的内部腔室中，并且通过叶片壁中的小孔排出。这个 空气沿着涡轮叶片的外表面提供了薄的、冷的绝热覆层。薄膜冷却可为效率低的，因为它可 产生不均勻的冷却，因为靠近孔的地方比距孔更远的地方的薄膜温度更冷。因此，存在对翼 型件的改进的冷却的需要。
发明内容
根据本发明的一方面，对一种用于翼型件的隔热罩设备进行了描述。该隔热罩设 备可包括邻近翼型件的底层和联接到底层上的热层，其中，底层和热层与翼型件的轮廓匹 配。根据本发明的另一方面，对一种翼型件系统进行了描述。该翼型件系统可包括具 有前缘、冲击孔、后缘通道、压力侧和吸力侧的翼型件以及设置在翼型件之上的隔热罩。根据本发明的又一方面，公开了一种燃气涡轮。该燃气涡轮可包括压缩机区段、操 作地联接到压缩机区段上的燃烧区段、操作地联接到燃烧区段上的涡轮区段、设置在涡轮 区段中的翼型件和设置在翼型件上的多层隔热罩。根据结合附图得到的以下描述，这些和其它优点和特征将变得更加显而易见。
在说明书的结论部分处的权利要求书中特别地指出并且清楚地要求保护视为本 发明的主题。根据结合附图得到的以下详细描述，本发明的前述和其它特征以及优点是显 而易见的，在图中图1示出了示例性翼型件隔热罩可在其中实现的燃气涡轮系统。
图2示出了图1所示的涡轮。图3示出了示例性隔热罩的侧面透视图。图4示出了包括示 例性隔热罩的图2的翼型件。图5示出了具有示例性隔热罩的翼型件的俯视截面图。图6示出了在翼型件附近具有示例性隔热罩的翼型件的俯视截面图。图7示出了示例性隔热罩的截面图。图8示出了单独地显示的隔热罩的波纹层。图9示出了具有鸠尾榫附连布置的隔热罩的示例性实施例。参照附图，以实例的方式，详细描述阐明了本发明的实施例以及优点和特征。部件列表10燃气涡轮系统12发动机中心线16压缩机18燃烧区段20 涡轮26转子轴28热气流30涡轮导叶32涡轮叶片34翼型件36 外壁38 壳体41冲击孑L42 间隙43凹进表面44后缘冷却通道100隔热罩101波纹层102 底层103 外(热)层104结合层105壳体壁106 切口107波纹线108 第一组109 第二组110 壁111 前缘112 后缘
113鸠尾榫115顶部插塞116突出部117隔热罩鸠尾榫
具体实施例方式图1示出了可在其中实现示例性翼型件隔热罩的燃气涡轮系统10。参照燃气涡轮 来对本文所述的示例性翼型件隔热罩进行描述。在其它示例性实施例中，本文所述的翼型 件隔热罩可与诸如但不限于蒸汽涡轮和压缩机的其它系统(其中隔热罩保护为合乎需要 的)一起实现。示出了燃气涡轮系统10沿周向绕着发动机中心线12而设置。燃气涡轮系 统10可以连续流动关系包括压缩机16、燃烧区段18和涡轮20。燃烧区段18和涡轮20通 常称为涡轮发动机10的热区段。转子轴26将涡轮20操作地联接到压缩机16上。燃料在 燃烧区段18中燃烧，从而产生热气流28，该热气流28例如可在介于约3000至约3500度华 氏温度之间的范围中。热气流28被引导通过涡轮20，以便为燃气涡轮系统10提供动力。 图2示出了图1的涡轮20。涡轮20可包括涡轮导叶30和涡轮叶片32。可针对 导叶30来实现翼型件34，其中，翼型件34可设置在压缩机16的一部分中、燃烧区段18的 一部分中或涡轮的一部分中。导叶30具有暴露于热气流28的外壁36 (或前缘)。涡轮导 叶30可由从压缩机16的一个或多个级运送通过机器10的壳体38的空气冷却。此外，翼 型件34的外壁36可如现在所描述的那样安装有示例性的可用后即弃的隔热罩。图3示出了示例性隔热罩100的侧面透视图。在示例性实施例中，隔热罩100可为 构造成以便如上面所述的那样固定到翼型件34上的单个整体件。如本文进一步论述的那 样，隔热罩(虽然是单个整体件)可为多层设计。隔热罩100还可固定到需要热保护的燃 气涡轮系统10的其它部分上。在示例性实施例中，隔热罩100构造成以便以最小的停机时 间固定到燃气涡轮系统10上以及从燃气涡轮系统10上移除，因为隔热罩是翼型件34的模 块化部件，并且可如本文所述的那样被移除。在示例性实施例中，隔热罩100可通过摩擦固 定到翼型件上。因而，隔热罩100包括若干个摩擦件。在示例性实施例中，隔热罩100包括 构造成以便以机械的方式接合燃气涡轮系统10的壳体38的壳体壁105 (即上壁和下壁)。 壳体38可包括多种形状和曲率。因而，取决于壳体38的形状，壳体壁105可包括对应的形 状和曲率。隔热罩100可进一步包括设置在壳体壁105之间的壁110。壁110可定向成垂 直于壳体壁105。此外，壳体壁105包括切口 106，切口 106具有与翼型件34的曲率匹配的 曲率。切口 106进一步与壁110的曲率匹配。在示例性实施例中，壁110进一步包括前缘 111和后缘112。前缘111是最初以各种攻角接收热气流28的壁110的外凸部分。本领域 技术人员理解，前缘111覆盖翼型件34的前缘。图4示出了包括示例性隔热罩100的图2的翼型件34。如本文所述，通过壳体38 和壳体壁105之间以及翼型件34和壁110之间的摩擦力，隔热罩100以机械的方式固定到 翼型件34上。在其它示例性实施例中，可实现诸如但不限于螺栓的机械紧固件来将隔热罩 100固定到翼型件34上。在示例性实施例中，顶部插塞115可进一步固定到壳体38的一部 分上。顶部插塞115可包括设置在翼型件34附近的一组突出部116。当固定到翼型件34 上时，隔热罩100可固定到突出部116之上，从而增大隔热罩100和翼型件34之间的摩擦力。在示例性实施例中，在翼型件34和隔热罩上可包括若干个其它摩擦表面和装置，以协 助固定和移除隔热罩100。例如，配合鸠尾榫组可设置在翼型件34和隔热罩100上。如本文所 论述，隔热罩100可为在燃烧间隔时可在现场更换的。滑动式隔热罩100 覆盖翼型件34的内侧壁和外侧壁的前缘以及压力侧的大部分，并且直到吸力侧上的高拱 形点。可结合压力侧后缘突出部116来保持隔热罩100，压力侧后缘突出部116与喷嘴上的 凹部和吸力侧高拱形点上的销相互作用。虽然可实现任何类型的确定阻留装置，但是弯曲 的鸠尾榫组可覆盖翼型件34的内侧壁和/或外侧壁。然后翼型件34可与隔热罩100上的 相配鸠尾榫组匹配。鸠尾榫可沿喷嘴的方向弯曲，以允许获得可更换的隔热罩100的滑动 性质。此外，螺栓可置于翼型件34的前缘上的过渡件密封件(其与燃烧器18相互作用) 上方。因此，当燃烧器18的过渡件和衬套被移除时，隔热罩100可刚好在燃烧间隔时可更 换。图5示出了具有示例性隔热罩100的翼型件34的俯视截面图。图6示出了在翼型 件34附近具有示例性隔热罩100的翼型件34的俯视截面图。图5和6示出了隔热罩100 具有与翼型件34的轮廓匹配的轮廓。如图所示，翼型件34可包括沿着翼型件34的传统的 冲击孔41。如本文所论述的那样，可实现冲击孔41来获得隔热罩100的传统的冲击冷却。 翼型件34可进一步包括形成于翼型件34和隔热罩100之间的间隙42。间隙42可接收冷 却空气，以便流到冲击孔41，以进行薄膜冷却。如本文所进一步描述的那样，隔热罩100包 括波纹层101，冷却空气可流过波纹层101。翼型件34可进一步包括凹进表面43。凹进表 面43使得能够将隔热罩100固定到翼型件34上。翼型件34可进一步包括接收冷却空气 的后缘冷却通道44。如本文所进一步描述的那样，隔热罩100的波形表面101的一部分为 后缘冷却通道44提供流动通道。在示例性实施例中，隔热罩100包括多个层。如上面所论述的那样，隔热罩100包 括波纹层101，波纹层101沿着翼型件34产生一组空气流动通道，从而为冲击孔41和冷却 通道44提供若干个冷却空气流，冷却空气接收在间隙42中。隔热罩100还可包括外(热) 层103。外(热)层103是如本文所进一步描述的那样可喷在结合层上或与结合层固定在 一起的、对热气流具有热阻抗的材料(例如，隔热陶瓷涂层或阻热涂层(TBC))。波纹层101 保持喷嘴和隔热罩100之间的偏移，并且对隔热罩100增加刚性以及增加如本文所描述的 冷却空气通道组。图7示出了示例性隔热罩100的截面图。图7示出了与波纹层101机械接触的翼 型件34，翼型件34可包括刚性地联接到波纹层101上的底层102。在示例性实施例中，波 纹层101和底层102可为单个整体件。在示例性实施例中，底层102可为对隔热罩100提 供结构强度且为待施用的外(热)层103提供空气轮廓和平滑的非波纹表面两者的高温超 合金。图7进一步示出了外层(例如，在TBC上的喷涂层)103，外层103可包括设置在底层 102和外(热)层103之间的结合层104。图8示出了隔热罩100的波纹层101，且单独地显示了波纹层101，以便对波纹线 进行说明。为了说明的目的，未显示外层101和热(外)层103。在示例性实施例中，波纹 层101包括波纹区段。波纹区段可具有各种各样的型式。例如，如果在隔热罩100上存在 确定的高结构应力区域，则波纹线107的型式可更密集或间隔更紧密，而在确定的较低应 力区域中，波纹线107的密度可更低，或间隔得更开。另外，波纹线107的更低的密度和增加的间隔在隔热罩100中提供了增强的冷却，并且因此在翼型件34中提供了增强的冷却。 在示例性实施例中，冲击孔41布置成垂直于波纹线。示出了第一组波纹线108和第二组波 纹线109。如上所述，第一组波纹线108为冲击孔41接收空气流，而第二组波纹线109为后 缘冷却通道44接收空气流。在示出的实例中，第一组108垂直于第二组109而布置。在其 它示例性实施例中，设想了波纹线和波纹线组的多种其它构造。图9示出了具有鸠尾榫附连布置的隔热罩100的一个示例性实施例。为了说明性 目的，仅示出了隔热罩100的波纹层101和底层102。如本文所述，虽然可实现任何类型的 确定阻留装置，但是鸠尾榫113可覆盖翼型件34的内侧壁和/或外侧壁。翼型件34鸠尾 榫113可与隔热罩100上的配合隔热罩鸠尾榫117匹配。在示例性实施例中，隔热罩鸠尾 榫117可设置在底层102上，邻近波纹层101上的波纹。在其它示例性实施例中，隔热罩鸠 尾榫117可设置在波纹层101上。技术效果包括实现本文所述的隔热罩的翼型件的快速现场修理。可在燃烧间隔时 进行这种现场修理。可在其中实现示例性隔热罩的一个实例是在燃气涡轮的第一级(通常 称为SlN)上。燃气涡轮的第一级使燃烧器之后的流和热气流会聚和加速，并且因此使流成 锥形；在入口处比在出口处更宽。如上所示，隔热罩可在前缘上覆盖SlN以及翼型件的压力 侧的大部分，并且到达翼型件的吸力侧上的高拱形点。本文所述的隔热罩连同SlN允许SlN 系统为模块化/可更换的系统，而非如传统系统中那样的单部件设计。因此降低了维护成 本，并且可增加喷嘴的使用寿命；当隔热罩开始磨损时，可移除和更换隔热罩。
另外，隔热罩的多层构造打破了喷嘴的高温区段和喷嘴的结构性/载荷承载部分 之间的关联。如上所述，喷嘴的外壁包括高耐热性材料，然后该高耐热性材料固定到对隔热 罩提供空气流和结构的波纹层上。通过打破喷嘴的高温区段和喷嘴的结构性/载荷承载部 分之间的关联，减小了由于热梯度引起的相当大的应力。隔热罩的多层设计将冷却空气流 捕获在底层和翼型件以及传热高温层之间。这个冷却方法比薄膜冷却更加高效，因为冷却 剂空气捕获在两个层之间，而非与热气路径空气混合从而降低冷却效率(如当薄膜冷却空 气从孔出口向下游行进时薄膜冷却空气所做的那样)。对于相同的输出功率，SlN的冷却空 气的减少可用来降低燃烧温度，因此减少NOx的产生，并且提高燃气涡轮效率。隔热罩的多 层设计还允许翼型件中的无应变操作，并且通过允许从传热罩到底部金属的适度增长且通 过将冷却剂空气捕获在隔热罩和底部金属之间来大大地降低喷嘴结构性构件上的整体金 属温度。因而，对于喷嘴而言需要更少的冷却空气，从而有助于发动机的效率，并且减少NOx 的产生。虽然结合了仅有限数量的实施例来对本发明进行详细描述，但是应当容易地理 解，本发明不限于这种公开的实施例。相反，可对本发明作出修改，以结合此前未描述但与 本发明的精神和范围相称的任何数量的变型、改变、替代或等效布置。另外，虽然对本发明 的各种实施例进行了描述，但是将理解到，本发明的各方面可包括所述实施例中的仅一些。 因此，本发明不应视为由前述描述限定，而是仅由所附权利要求书的范围限定。
权利要求
1.一种用于翼型件(34)的隔热罩设备(100)，所述设备包括邻近所述翼型件(34)的底层(102)；以及邻近所述翼型件(34)的热层(103)，其中，所述热层(103)与所述翼型件(34)的轮廓匹配。
2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述底层(102)设置在所述翼型件(34) 和所述热层(103)之间。
3.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述设备进一步包括联接到所述底层 (102)上的波纹层(101)。
4.根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述波纹层(101)与所述翼型件(34)机 械接触。
5.根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述底层(10 和所述波纹层(101)是单 个整体件。
6.根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述波纹层(101)包括形成空气通道的一 组或多组波纹线(107)。
7.根据权利要求3所述的设备，其特征在于，所述波纹层包括用于结构完整性的第一 密度和第一间隔的波纹线(107)。
8.根据权利要求7所述的设备，其特征在于，所述波纹层(101)包括用于空气流的第二 密度和第二间隔的波纹线(107)。
9.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述热层(10 包括压力侧。
10.根据权利要求9所述的设备，其特征在于，所述热层(104)包括吸力侧。
全文摘要
本发明涉及一种翼型件隔热罩。示例性实施例包括一种用于燃气涡轮的多层模块化且可更换的隔热罩(100)。该隔热罩(100)设备可包括邻近翼型件(34)的底层(102)和联接到底层(102)上的热层(103)，其中，底层(102)和热层(103)与翼型件(34)的轮廓匹配。
文档编号F01D5/18GK102052093SQ20101055219
公开日2011年5月11日 申请日期2010年11月10日 优先权日2009年11月10日
发明者D·R·约翰斯, V·J·摩根 申请人:通用电气公司