本公开内容涉及一种根据权利要求1的涡轮发动机叶片部件(turboengine blading member)。
背景技术：
涡轮发动机叶片部件通常包括至少一个平台和至少一个翼型件。翼型件包括前缘、后缘，且沿翼展方向从至少一个平台延伸。翼型件在翼型件的至少一个翼展端处连接到平台。可为如下情况，即，翼型件在各个翼展端处连接到平台。还可为如下情况，即，叶片部件包括多于一个翼型件。叶片部件可整体地成型，或可被组装。例如，叶片部件可由至少一个翼型件部件和至少一个平台部件组装。在所述情况下，翼型件部件可包括在翼型件的翼展端处附接到翼型件的柱(post)或其它公连接特征(male connection feature)，且其收纳在平台部件的匹配的母连接特征内，且联锁在该处，例如，从文件US 5,797,725和文件US 2009/0196761获知。
在上文所述方式组装的叶片部件中常见的是，柱或公固定特征沿翼展方向从翼型件的上游区域延伸，且呈现出至少基本上与上游区域中的翼型件的截面一致的截面。然而，相当常见的是，公固定特征的截面并未在翼型件的下游区域上延伸。因此，翼型件在上游区域中连接到平台，同时其在下游区域中与平台断开，且间隙形成在下游区域中的翼型件的截面与平台的相对表面之间。在此方面，上游区域理解为从前缘且向下游延伸一定距离的翼型件的任何区域，而下游区域从后缘且向上游延伸一定距离。上游和下游分别涉及翼型件的标称流动方向，其从前缘引导到后缘。下游区域可限定为翼型件的区段，其从后缘延伸至公固定特征的下游端。上游区域然后可限定为从前缘到达到公固定特征的下游端的区段。上游区域还可称为前缘区域。下游区域还可称为后缘区域。
提供与平台断开的下游区域中的翼型件具有某些优点。一方面，由于尖锐的转角或实际上尽可能小的半径分别通常设在前缘处的事实，故可能有挑战的是将固定特征和相关的联锁元件适当地设在后缘处，且同时在公固定特征的所述尖锐边缘处提供机械完整性。此外，可能证明有挑战性且昂贵的是，向母固定特征提供有对应的尖锐边缘或小半径。在涉及组装的叶片部件以及整体结合地成型的叶片部件的另一方面中，翼型件的截面与平台的相对表面之间的间隙允许了翼型件的下游区域与平台之间的一些位移。理解的是，由于一方面冷却和来自热工作流体流的热进入，故翼型件可在涡轮发动机操作期间呈现出显著高于平台的温度，这引起平台和翼型件的不同热引起的变形，且对应地，应力在翼型件与平台之间的界面处引起。由于后缘处的低材料强度，所述应力将证明在翼型件的下游区域中是最关键的。由于翼型件在下游区域中与平台断开，故翼型件的下游区域可相对于平台位移。因此，平台和翼型件的不同热膨胀不会在翼型件的下游区域中在平台与翼型件之间的界面处引起应力。然而，间隙由此形成在下游区域中的翼型件的截面与平台的相对表面之间。经由间隙从翼型件的压力侧到翼型件的吸入侧的泄漏流引起性能损失，且此外疑似增大下游或后缘区域中的翼型件的热负载。
技术实现要素：
本公开内容的目的在于提出一种开头提到的类型的涡轮发动机叶片部件。一方面，将提出一种叶片部件，其中翼型件的后缘区域或下游区域与平台断开，以便避免翼型件的下游区域中的翼型件与平台之间的界面处的应力，同时阻止或至少显著地减少穿过形成在下游区域中的翼型件的截面与平台的相对表面之间的间隙的泄漏流。另一方面，应当提供用于所述间隙的密封布置(sealing arrangement)，其不会阻止翼型件的下游区域与平台之间的相对位移。又另一方面，密封布置应当能够抵挡涡轮发动机的热气体通路中的升高温度。在更具体的方面中，密封布置应当容易且廉价地制造。
这通过权利要求1中所述的主题实现。
因此，公开了一种包括至少一个平台和至少一个翼型件的涡轮发动机叶片部件。翼型件以技术人员熟悉的方式包括吸入侧、压力侧、前缘和后缘。翼型件的上游区域沿流向方向从前缘沿朝后缘的方向延伸，且翼型件的下游区域从后缘沿朝前缘的方向延伸。翼型件在上游区域中连接到平台上，且在下游区域中与平台断开，使得下游区域从上游区域悬臂伸出，且由此间隙形成在下游区域中的翼型件的截面与面对所述截面的平台的相对表面之间。在特定方面，可以说翼型件的下游区域是翼型件的悬臂区域，其浮动地设在平台附近。上游区域可限定为翼型件的区域，其中其延伸至平台且连接到平台，同时下游区域从翼型件的后缘延伸至上游区域。翼型件凹穴设在翼型件的下游区域中，且通向翼型件的截面。平台凹穴设在平台中，且通向与翼型件凹穴相对的平台的表面。翼型件凹穴和平台凹穴布置成具有相互面对的开口。密封部件设在凹穴内，且延伸到翼型件凹穴以及平台凹穴中，且从而桥接间隙。密封部件呈现出沿从翼型件的上游区域朝后缘的方向延伸的长度，以及沿从一个凹穴到另一个凹穴的方向延伸的宽度。因此，密封部件穿过间隙提供，且阻止穿过间隙从翼型件的压力侧到翼型件的吸入侧的流体流，同时不阻止翼型件的下游区域与平台之间的相对位移。
不论明确提出与否，公开的主题的其它效果和优点都将鉴于下文提供的公开内容变得清楚。
注意，在本公开内容的框架内，不定冠词“一个”或“一种”的使用绝不是规定单数，其也并未排除多个命名的部件或特征的存在。因此，将以“至少一个”或“一个或多个”的意义来阅读。
在特定实施例中，密封部件可浮动地或松弛地、且更具体地具有游隙地、且更具体地具有在至少在大体上定向于压力侧与吸入侧之间的方向上的游隙，设在翼型件凹穴和平台凹穴中。即，密封部件既不固定到翼型件，也不固定到平台。呈现出穿过间隙的一定长度和宽度的密封部件将取决于压力侧与吸入侧之间的压差来调整自身，且将凭借压差压入凹穴壁来实现密封效果。因此，密封效果取决于由于翼型件的压力侧与吸入侧之间的压差引起的压力负载，通过密封部件的刚性运动来促动。由于翼型件凹穴和平台凹穴以及密封部件的大小提供成使得密封部件以一定游隙收纳在平台凹穴和翼型件凹穴内，故泄漏通路在每个公差条件下分别密封在平台的相对位置与翼型件后缘或下游区域之间。达到那样的程度，密封部件的厚度沿一个方向在翼型件的压力侧与吸入侧之间延伸。所述厚度在收纳在平台凹穴内的密封部件的区段中，和/或在收纳在翼型件凹穴内的区段中可小于相应凹穴的宽度的区段中。
在涡轮发动机叶片部件的某些示例性实施例中，翼型件凹穴和平台凹穴中的各个呈现出沿从翼型件的上游区域朝后缘的方向延伸的长度，以及沿从翼型件的压力侧朝吸入侧的方向延伸的宽度，其中凹穴的长度大于凹穴的宽度。
在如本文所述的涡轮发动机叶片的某些实施例中，翼型件凹穴和平台凹穴中的各个呈现出沿从翼型件的压力侧到翼型件的吸入侧的方向延伸的宽度，以及一定深度，其中翼型件凹穴和平台凹穴中的各个的深度大于相应的凹穴的宽度。
在某些实施例中，翼型件凹穴和平台凹穴中的各个呈现出沿从翼型件的上游区域朝后缘的方向延伸的长度，以及一定深度，其中翼型件凹穴和平台凹穴中的各个的深度小于相应凹穴的长度。
凹穴的所述几何参数提供用于可被收纳的密封部件的几何形状的框架。例如，密封部件的宽度可小于翼型件凹穴和平台凹穴的深度加上间隙的最小预计宽度的总和。如果凹穴中的各个的宽度小于密封部件的宽度，则密封部件可因此安全地收纳在凹穴内，且可避免密封部件在凹穴内歪斜或倾斜或甚至失去密封部件的风险。
在如本文公开的叶片部件的某些实施例中，密封部件具有收纳在翼型件凹穴内的第一厚度，以及收纳在平台凹穴内的第二厚度，其中第一厚度和第二厚度中的各个小于在其中其被收纳的相应凹穴的宽度。这提供了凹穴内的密封部件沿压力侧与吸入侧之间的方向的游隙。由于所述游隙，故密封部件沿压力侧与吸入侧之间的压差方向自由位移，且因此适合于压差，且此外补偿平台与翼型件的悬臂伸出的下游区域之间沿翼型件的压力侧与翼型件的吸入侧之间的方向的相对位移。因此，提供了密封布置的优异的自支承能力。
技术人员将容易地认识到，由于后缘附近的翼型件的截面很窄的事实，故翼型件凹穴实际上不可在右边延伸至后缘，且因此简单地不提供空间以布置翼型件凹穴。因此，翼型件凹穴的下游端以一定距离设在后缘上游，且没有翼型件凹穴设在后缘附近。为了实现沿翼型件下游区域的整个范围在右边至后缘的密封效果，叶片部件提供成使得翼型件凹穴从翼型件凹穴的上游端延伸至翼型件凹穴的下游端，其中翼型件凹穴的下游端位于后缘上游。密封部件包括收纳在翼型件凹穴内的第一区段，以及位于翼型件凹穴外的第二区段。第二区段相比翼型件凹穴的下游端进一步向下游延伸。具体而言，密封部件的第二区段在右边延伸至后缘。在特定实施例中，密封部件的第一区段的长度可等于翼型件凹穴的长度。此外，翼型件可沿下游方向在右边延伸至平台的下游端，或甚至可设有在平台的下游端处的悬垂物(overhang)。密封部件可成型成使得收纳在平台凹穴内的密封部件的区段呈现出等于平台凹穴长度的长度。布置在平台凹穴外和翼型件凹穴外且设在间隙内的密封部件的区段因此可相比翼型件凹穴进一步向下游延伸，或相比平台凹穴进一步向下游延伸，且具体地相比翼型件凹穴和平台凹穴两者进一步向下游延伸。
翼型件可为冷却的翼型件，包括用于翼型件内的冷却剂的至少一个管。流体通道可设在翼型件内，且与翼型件的内部或设在其中的至少一个冷却管分别流体连通，且与间隙流体连通，以便允许从翼型件的内部至间隙的流体流。因此，冷却剂可设在间隙内，且用于减小密封部件的热负载。流体通道可在通向间隙的其出口处倾斜，使得从流体通道排出的流体流以朝翼型件的压力侧被引导的速度分量引导。这可用于添加附加的空气动力密封效果。
在另一情况下，涡轮发动机叶片部件可旨在实施在涡轮发动机中，使得冷却剂提供至平台的一侧，其与翼型件布置在其上的热流体相对侧相对。因此，平台包括翼型件布置在其上的热流体侧以及相对的冷流体侧。可提供流体通道，其从冷流体侧延伸至间隙，以便提供在冷流体侧与间隙之间的流体连通。因此，冷却剂可设在间隙内，且用于减小密封部件的热负载。流体通道可在通向间隙的其出口处倾斜，使得从贯穿通道(through channel)排出的流体流以朝翼型件的压力侧被引导的速度分量引导。这可用于添加附加的空气动力密封效果。
在又一个情况中，空气动力密封可用作独立的特征。达到那样的程度，公开了一种涡轮发动机叶片部件，其包括平台和翼型件。翼型件包括压力侧、吸入侧、前缘和后缘。翼型件的上游区域从前缘沿朝后缘的方向延伸，且翼型件的下游区域从后缘沿朝前缘的方向延伸。翼型件在上游区域中连接到平台。翼型件在下游区域中与平台断开，使得下游区域从上游区域悬臂伸出，由此间隙形成在下游区域中的翼型件的截面与面对所述截面的平台的相对表面之间。至少一个流体通道设在平台和翼型件中的至少一者中，且通向间隙。流体通道在通向间隙的其出口处倾斜，使得从流体通道排出的流体流以朝翼型件的压力侧引导的速度分量引导。因此，源自流体通道的流体流抵消从压力侧引导到吸入侧且穿过间隙的泄漏流。因此，泄漏流可显著地减小。设在翼型件中的流体通道可与设在翼型件内的冷却剂管流体连通。设在平台中的流体通道可提供成与平台的冷流体侧流体连通。达到那样的程度，源自流体通道的流体流可提供为冷却剂流，且用于减小位于间隙附近的构件的热负载。另一方面，公开了一种用于减小穿过间隙的泄漏流的方法，该间隙设在翼型件的后缘区域的截面与叶片部件中的平台的相对表面之间。理解的是，在此方面，叶片部件包括平台和翼型件，其中翼型件包括吸入侧、压力侧、前缘和后缘。翼型件在前缘或上游区域中连接到平台。翼型件的后缘或下游区域从前缘区域悬臂伸出，且与平台断开，使得间隙形成在下游区域中的翼型件的截面与面对所述截面的平台的相对表面之间。该方法包括以朝翼型件的压力侧引导的速度分量将流体排放到间隙中。该方法可包括将流体从平台的冷流体侧和设在翼型件内的冷却管中的至少一个供应至间隙。该方法还可包括将流体从涡轮发动机的冷却剂系统供应至间隙。
如开头表明那样，涡轮发动机叶片部件可为由至少一个平台部件和至少一个翼型件部件组装成的构造的叶片部件。
如开头表明那样，叶片部件可包括大量的至少两个翼型件。叶片部件可包括一个平台，或其可包括设在翼型件的各个翼展端处以便提供带肩部的叶片部件的平台。
还公开了一种包括上文公开类型的涡轮发动机叶片部件的涡轮发动机。
理解的是，上文公开的特征和实施例可与彼此组合。还将认识到的是，可想象出在本公开内容和要求保护的主题的范围内的其它实施例，其对于本领域的技术人员而言是明白且清楚的。
附图说明
现在借助于附图中所示的选择的示例性实施例来更详细阐释本公开内容的主题。在附图中：
图1示出了示例性叶片部件的平面视图；
图2示出了叶片部件的截面侧视图；
图3示出了更详细划出密封布置的图2的细节；
图4示出了更详细绘出平台和翼型件的下游区域的第一公差条件中的密封布置的动作模式的截面视图；
图5示出了更详细绘出平台和翼型件的下游区域的第二公差条件中的密封布置的动作模式的截面视图；
图6示出了更详细绘出平台和翼型件的下游区域的第三公差条件中的密封布置的动作模式的截面视图；以及
图7示出了更详细绘出平台和翼型件的下游区域的第四公差条件中的密封布置的动作模式的截面视图；
理解的是，附图是高度示意性的，且对于说明目的不需要的细节可被省略来易于理解和阐释。进一步理解的是，附图仅示出了选择的示范性实施例，且未示出的实施例可仍良好地处在本文中公开和/或要求保护的主题的范围内。
参考符号列表
1 涡轮发动机叶片部件
2 压力侧
3 吸入侧
4 标称流入方向
5 间隙
10 平台
11 平台凹穴
14 平台部件
15 翼型件部件
20 翼型件
21 公固定特征，柱
23 前缘
24 后缘
25 翼型件的上游或前缘区域
26 翼型件的下游或后缘区域
27 冷却剂管
28 冷却剂排放孔口，后缘排放孔口
29 翼型件凹穴
30 密封部件
40 联锁部件
b1 平台凹穴的宽度
b2 翼型件凹穴的宽度
l 密封部件的长度
t 密封部件的厚度
w 密封部件的宽度
A 接触线
B 接触线
D1 平台凹穴的深度
D2 翼型件凹穴的深度
L1 平台凹穴的长度
L2 翼型件凹穴的长度。
具体实施方式
图1绘出了涡轮发动机叶片部件1的部分的平面视图。叶片部件1包括平台10和翼型件20。翼型件20大体上附接到平台20，且以技术人员公知的方式从平台10的热流体侧延伸。在翼型件20的轮廓截面中，翼型件20呈现出前缘23和后缘24。此外，其包括其中翼型件的表面凹形成型的在2处表示的压力侧，以及其中翼型件的表面凸形成型的吸入侧3。当流体沿标称流入方向4向前流到前缘23且围绕翼型件流至后缘24时，压差在压力侧2与吸入侧3之间生成，导致从压力侧2到吸入侧3引导的翼型件上的力。然而，压差还导致穿过连接压力侧2和吸入侧3的任何间隙的泄漏流，例如，在翼型件的末梢上，或穿过任何其它间隙。所述泄漏导致性能变差，且此外可使设在所述间隙附近的构件暴露于加强的热负载。
此外，还注意到，多个翼型件可布置在一个平台上，使得叶片部件包括多个翼型件。此外，平台可附接到翼型件的末梢，使得叶片部件包括两个平台。
图2示出了沿图1的线II-II的区段。变得可见的是，叶片部件1是包括提供平台10的平台部件14和翼型件部件15的组装的叶片部件。翼型件部件15继而又包括翼型件20和公固定特征或柱21。柱21插入设在平台部件14中的匹配的收纳开口中。以本领域已知的方式，各个柱21和收纳开口均呈现出凹槽，其在翼型件组装时共同地形成联锁腔，联锁部件40形成在该联锁腔中。联锁部件40联锁平台部件14和翼型件部件15。出于若干原因，翼型件20的上游区域25经由柱21附接到平台，而翼型件20的下游区域26从上游区域25悬臂伸出，且与平台10断开。间隙5形成在下游区域26的截面与平台10的相对表面之间。因此，翼型件20的下游区域26可在平台10上浮动地位移。技术人员将认识到，翼型件20从其延伸的平台10的一侧在操作期间经历在升高温度下的涡轮发动机的工作流体。平台10的相对侧形成冷却流体仓室的部分。来自所述仓室的冷却流体可进入设在翼型件部件15中的冷却剂管27，且因此用于冷却翼型件20。来自管27的冷却流体例如可经由通向外的后缘排放孔口28和后缘24排出，且与冷却剂管27流体连接。如结合图1和关于其的细节变得清楚那样，压力梯度存在于从压力侧2到吸入侧3的间隙5上。因此，热工作流体流动穿过间隙5，且导致性能变差，且此外增加进入材料厚度较低的后缘24附近的区域中的间隙5附近的翼型件20中的热。用于间隙5的密封布置必须考虑后缘区域26在平台10上浮动，且因此后缘区域26和平台10的相对位置可变化。具体而言，后缘24可经历由于平台10和翼型件20的不同热膨胀引起的相对于平台10的相对位移。将认识到，在两个构件冷却时，来自热工作流体流的热摄入与冷却之间的关系可能并未在各个位置处完美平衡。此外，在瞬变操作状态下，可合理地假定翼型件20的温度比平台10的温度变化更快。此外，在如所示的组装叶片部件中，平台10和翼型件部件20可由不同材料制成，考虑了构件的不同热负载和机械负载，其中不同材料可呈现出不同的热膨胀梯度。如本文中公开的密封布置包括设在翼型件中且通向翼型件20的下游区域26的截面且与间隙5连通的翼型件凹穴29。在与翼型件凹穴29相对的平台10的表面中，提供了平台凹穴11，其通向所述表面且与间隙5连通。密封部件30延伸到且收纳在翼型件凹穴29以及平台凹穴11中，且桥接间隙5。密封部件30松弛地收纳在凹穴29和11内。因此，密封部件30阻止穿过5的泄漏流，但如下文将更详细提出，不会阻止至少在一定相对位移范围内的翼型件20的下游区域26与平台10之间的相对位移。凹穴11和29中的各个均具有上游端，其设在柱21的下游，且沿流向方向朝后缘24延伸一定长度。将认识到，流向方向是从前缘23引导到后缘24，且用语上游和下游是指所述流向方向。技术人员将认识到，在朝后缘24的下游方向上，翼型件20的材料强度减小。因此，不可能合理提供紧邻后缘24的翼型件凹穴。即是说，翼型件凹穴29实际上不可在右边延伸至后缘24。然而，为了密封后缘处的间隙，密封部件30可特殊成型。其它解释将凭借图3来变得更好认识，该图3更详细地绘出了凹穴29和11和密封部件30的密封布置。翼型件凹穴29从上游端延伸一定距离L2到下游方向中且朝后缘24。翼型件凹穴29进一步呈现出深度D2。平台凹穴11沿下游方向从其上游端延伸距离L1。平台凹穴11的深度是D1。密封部件30收纳在翼型件凹穴29中和平台凹穴11中。密封部件30从上游端向下游延伸长度l，以及桥接间隙5的宽度w。在其收纳在翼型件凹穴29内的区域中，翼型件凹穴29呈现出最多等于翼型件凹穴29的长度L2的长度。然而，在位于翼型件凹穴29外的区域中，密封部件30呈现出较高长度，且可向后延伸到后缘24，且原则上还可比翼型件20进一步向下游延伸。平台凹穴11的长度L1大于翼型件凹穴29的长度L2。此外，流体通道22设在翼型件20中，且通向翼型件凹穴29。如凭借结合图2的图3变得清楚那样，流体通道22与冷却剂管27流体连通。因此，通过流体通道22，冷却剂可排放到翼型件凹穴29中，且用于在操作期间冷却密封部件30。凭借图4至7和其描述变得更清楚的是，排入到间隙5中或排入到翼型件凹穴29中的流体还可分别用于或支持密封功能。
如上文所述，翼型件的下游区域可相对于平台位移，例如，由于不同的热膨胀。因此，翼型件凹穴20相对于平台凹穴11位移。图4示出了沿图2和3的线A-A的区段。图4绘出了翼型件的下游区域26相对于平台10朝吸入侧3最大地位移的情形。密封部件30的厚度t小于平台凹穴11的宽度b1，且小于翼型件凹穴29的宽度b2。如结合图3指出那样，密封部件30的宽度w小于翼型件凹穴29和平台凹穴11的组合深度加上间隙5的最小宽度。因此，密封部件30以一定游隙(play)松弛地收纳在凹穴11和29内。包括翼型件凹穴29和平台凹穴11、以及收纳在其中的密封部件30的密封布置因此能够适应翼型件的后缘或下游区域26相对于平台10的一定位移。由于在间隙5上变得有效的翼型件的压力侧2与吸入侧3之间的压差，密封部件30经历朝吸入侧3的刚性本体运动，且引起在A处与翼型件且在B处与平台进行线性接触。在线A和B处的密封部件30的接触压力与压力侧2与吸入侧3之间的压差成比例。因此，实现了自维持的密封布置。图5绘出了类似于图4的情形，其中间隙5的宽度大于图4中的，且可为设计所基于的最大值。如认识到那样，凹穴11和29内的游隙允许密封部件30适应不同的几何形状，且又分别与翼型件或其下游区域26和平台10在接触线A和B处进行线接触。
图6和7示出了当翼型件的下游区域26相对于平台10朝压力侧2最大位移时的情形。图6示出了具有翼型件的下游区域26与平台10之间的窄间隙5的情形，而图7示出了间隙5的宽度是最大值的情形。另外，变得容易清楚的是，密封部件30如何能够使其在凹穴29和11内的位置适应于翼型件的下游区域26和平台10的实际相对位置。
在图4至7中还看到流体通道22倾斜，使得从流体通道22排出的流体以朝压力侧2的速度分量排放。由于源自流体管22的冷却剂流相对于潜在的泄漏流的方向被引导，达到了另一空气动力密封效果。
将清楚的是，本文中公开的涡轮发动机叶片部件配备有密封布置，其以自支承(self-supporting)的方式作用来减小或甚至阻止穿过翼型件的悬臂下游区域与平台之间的间隙的泄漏流。
尽管借助于示例性实施例阐释了本公开内容的主题，但将理解的是，这些绝不旨在限制要求保护的发明的范围。将认识到的是，权利要求覆盖了本文并未明确示出或公开的实施例，且背离执行本公开内容的教导的示例性模式中公开的那些的实施例仍将由权利要求覆盖。