用于涡轮机的第一级的叶片/盘应力降低的燕尾部回切的制作方法
【专利摘要】本发明涉及用于涡轮机的第一级的叶片/盘应力降低的燕尾部回切。具体而言，一种用于燃气涡轮的涡轮部分(8)包括具有多个燕尾槽(70)的第一级转子盘(50)和联接到第一级转子盘(50)的多个翼型件(54)。该多个翼型件(54)中的每一个包括径向中心线(90)和安装在该多个燕尾槽(70)中的对应一个中的叶片燕尾部(84)。该多个燕尾槽(70)和该多个翼型件(54)中的一个翼型件的叶片燕尾部(84)中的至少一者包括应力降低回切(104?106)，其与径向中心线(90)间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间。
【专利说明】
用于涡轮机的第一级的叶片/盘应力降低的燕尾部回切
技术领域
[0001]本文中公开的主题涉及燃气涡轮机的领域，且更特别地，涉及改变叶片和/或盘燕尾部以降低叶片和/或盘应力。
【背景技术】
[0002]燃气涡轮机包括压缩机部分、涡轮部分和燃烧器组件。燃烧器组件将来自压缩机部分的流体与燃料混合以形成易燃的混合物。易燃的混合物燃烧，从而形成沿着涡轮部分传送的热气体。涡轮部分将来自热气体的热能转换成机械旋转能。更具体而言，涡轮部分包括多个级，其中的每一级包括关联的转子盘和翼型件。来自压缩机的额外流体传送通过翼型件用于冷却目的。典型地，翼型件通过燕尾部和燕尾槽布置安装到转子盘。在操作期间，应力可在燕尾部和/或燕尾部狭缝处产生。应力是不期望的，且可导致疲劳，其可减少翼型件和/或转子盘的总体使用寿命。
【发明内容】
[0003]根据示例性实施例的一个方面，一种用于燃气涡轮的涡轮部分包括具有多个燕尾槽的第一级转子盘和联接到第一级转子盘的多个翼型件。该多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在该多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部。该多个燕尾槽和该多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切(backcut)，其与径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67)厘米之间。
[0004]根据示例性实施例的另一方面，一种涡轮机包括压缩机部分和操作地连接到压缩机部分的涡轮部分。涡轮部分包括具有多个燕尾槽的第一级转子盘和联接到第一级转子盘的多个翼型件。该多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在该多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部。燃烧器组件流体地连接到压缩机部分和涡轮部分。该多个燕尾槽和该多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切，其与径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67)厘米之间。
[0005]根据示例性实施例的还有另一方面，一种涡轮机系统包括压缩机部分和操作地连接到压缩机部分的涡轮部分。涡轮部分包括具有多个燕尾槽的第一级转子盘和联接到第一级转子盘的多个翼型件。该多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在该多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部。燃烧器组件流体地连接到压缩机部分和涡轮部分。进气系统流体地连接到压缩机部分，排气系统流体地连接到涡轮部分，且负载操作地连接到压缩机部分和涡轮部分中的一者。该多个燕尾槽和该多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切，其与径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.672)厘米之间。
[0006]技术方案1.一种用于燃气涡轮的涡轮部分，包括:
第一级转子盘，其包括多个燕尾槽；
联接到所述第一级转子盘的多个翼型件，所述多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在所述多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部，
其中，所述多个燕尾槽和所述多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切，其与所述径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间。
[0007]技术方案2.根据技术方案I所述的涡轮部分，其中，所述回切与所述径向中心线间隔大约2.133英寸(5.42厘米)。
[0008]技术方案3.根据技术方案I所述的涡轮部分，其中，所述回切在所述叶片燕尾部中形成。
[0009]技术方案4.根据技术方案I所述的涡轮部分，其中，所述回切包括在大约0.4°和大约3.0°之间的角度。
[0010]技术方案5.根据技术方案4所述的涡轮部分，其中，所述回切包括大约0.7°的角度。
[ΟΟ??]技术方案6.—种祸轮机，包括:
压缩机部分；
操作地连接到所述压缩机部分的涡轮部分，所述涡轮部分包括第一级转子盘和联接到所述第一级转子盘的多个翼型件，所述第一级转子盘包括多个燕尾槽，所述多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在所述多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部；以及流体地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分的燃烧器组件，
其中，所述多个燕尾槽和所述多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切，其与所述径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间。
[0012]技术方案7.根据技术方案6所述的涡轮机，其中，所述回切与所述径向中心线间隔大约2.133英寸。
[0013]技术方案8.根据技术方案6所述的涡轮机，其中，所述回切在所述叶片燕尾部中形成。
[0014]技术方案9.根据技术方案6所述的涡轮机，其中，所述回切包括在大约0.4°和大约3.0°之间的角度。
[0015]技术方案10.根据技术方案9所述的涡轮机，其中，所述回切包括大约0.7°的角度。
[0016]技术方案11.一种涡轮机系统，包括:
压缩机部分；
操作地连接到所述压缩机部分的涡轮部分，所述涡轮部分包括第一级转子盘和联接到所述第一级转子盘的多个翼型件，所述第一级转子盘包括多个燕尾槽，所述多个翼型件中的每一个包括径向中心线和安装在所述多个燕尾槽中的对应一个中的叶片燕尾部；
流体地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分的燃烧器组件；
流体地连接到所述压缩机部分的进气系统；
流体地连接到所述涡轮部分的排气系统；以及操作地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分中的一者的负载，
其中，所述多个燕尾槽和所述多个翼型件中的一个翼型件的叶片燕尾部中的至少一者包括应力降低回切，其与所述径向中心线间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67)厘米之间。
[0017]技术方案12.根据技术方案11所述的涡轮机系统，其中，所述回切与所述径向中心线间隔大约2.133英寸。
[0018]技术方案13.根据技术方案11所述的涡轮机系统，其中，所述回切在所述叶片燕尾部中形成。
[0019]技术方案14.根据技术方案11所述的涡轮机系统，其中，所述回切包括在大约
0.4°和大约3.0°之间的角度。
[0020]技术方案15.根据技术方案14所述的涡轮机系统，其中，所述回切包括大约0.7°的角度。
[0021]从结合附图的以下描述，这些和其他优点和特征将变得更显而易见。
【附图说明】
[0022]认为是本公开内容的主题在说明书的结论处的权利要求中特别地指出且明确地请求保护。本公开内容的前述和其他特征以及优点从结合附图的以下详细描述中显而易见，在附图中:
图1描绘了根据示例性实施例的燃气涡轮机的图解视图；
图2描绘了图1的涡轮机的第一级转子和翼型件的局部视图；
图3描绘了图2的翼型件的顶视图；
图4根据示例性实施例的方面描绘了图3的翼型件示出了回切的局部透视图；以及图5描绘了图3的翼型件的侧视图。
[0023]详细描述通过示例的方式参考附图连同优点和特征解释了本公开内容的实施例。
[0024]附图标记 2涡轮机系统 4涡轮机
6压缩机部分 8涡轮部分
10共同的压缩机/涡轮轴
18燃烧器组件
20燃烧器
30进气系统
32排气系统
34负载
40多个级
44第一级
46多个固定喷嘴
50转子盘
54多个导叶或翼型件 60本体 62第一或上游表面 64第二或下游表面 66外部外围边缘 70多个燕尾槽 73第一下游凹槽 74第二下游凹槽 75第三下游凹槽 76第一上游凹槽 77第二上游凹槽 78第三上游凹槽 80基部 82翼型件部分 84叶片燕尾部 90径向中心线 92第一下游突起部 93第二下游突起部 94第三下游突起部 96第一上游突起部 97第二上游突起部 98第三上游突起部 100材料移除区域 104第一回切 105第二回切 106第三回切。
【具体实施方式】
[0025]根据示例性实施例的涡轮机系统大体上在图1中以2示出。涡轮机系统2包括836MW的涡轮机4，其具有通过共同的压缩机/涡轮轴10操作地连接到涡轮部分8的压缩机部分
6。燃烧器组件18包括流体地连接压缩机部分6和涡轮部分8的至少一个燃烧器20。进气系统30流体地连接到压缩机部分6的入口(没有单独地标记)，且排气系统32流体地连接到涡轮部分8的出口(也没有单独地标记)ο此外，涡轮部分8操作地连接到负载34 ο然而应当理解，负载34还可连接到压缩机部分6。负载34可采用多种形式，其包括可机械地链接到涡轮机4和/或与涡轮机4流体地连接的系统。
[0026]在操作中，空气传送通过进气系统30到压缩机部分6中。进气系统30可通过例如降低湿度、改变温度等调节空气。空气通过压缩机部分6的多个级压缩，且传送到涡轮部分8和燃烧器组件18。空气在燃烧器20中与燃料、稀释剂等混合以形成易燃的混合物。易燃的混合物在燃烧器20中燃烧且作为热气体传送到涡轮部分8中。热气体沿着涡轮部分8的热气通路(不单独地标记)流动。
[0027]如下文将更全面地论述，涡轮部分8将来自热气体的热能和动能转换成机械旋转能，其可被利用来驱动负载34。负载34还可由传送穿过排气系统32的排气中夹带的热能驱动。额外的空气可从燃烧器部分6传送到涡轮部分8中作为冷却流体。涡轮部分8包括限定热气通路的多个级40 ο多个级40包括至少第一级44，其包括多个固定喷嘴46和支撑多个导叶或翼型件54的转子盘50。喷嘴46引导热气体沿着热气通路流到翼型件54中。热气体与翼型件54相互作用，从而引起转子盘50旋转。
[0028]如图2中所示，转子盘50包括本体60，其具有第一或上游表面62、第二或下游表面64和外部外围边缘66。转子盘50包括多个燕尾槽70，其延伸通过第一表面62和第二表面64且其在外部外围边缘66处暴露。每个燕尾槽70包括第一下游凹槽73、第二下游凹槽74和第三下游凹槽75。第一下游凹槽73布置在第二下游凹槽74的径向外侧，第二下游凹槽74继而布置在第三下游凹槽75的径向外侧。每个燕尾槽70还包括第一上游凹槽76、第二上游凹槽77和第三上游凹槽78。第一上游凹槽76布置在第二上游凹槽77的径向外侧，第二上游凹槽77继而布置在第三上游凹槽78的径向外侧。这里应当理解，用语“下游”指的是与转子盘50的旋转方向相反的方向，且用语“上游”指的是转子盘50的旋转方向。每个燕尾槽70接纳翼型件54中的对应一个。
[0029]根据图3-图5中示出的示例性实施例，每个翼型件54包括基部80，从基部80延伸出沿第一方向的翼型件部分82和沿第二相反方向的叶片燕尾部84。翼型件54还包括径向中心线90，其沿着转子盘50的径向轴线延伸穿过基部80的中点，如图4中所示。叶片燕尾部84配置成与燕尾槽70接合。更具体而言，叶片燕尾部84包括接纳在第一下游凹槽73中的第一下游突起部92、接纳在第二下游凹槽74中的第二下游突起部93和接纳在第三下游凹槽75中的第三下游突起部94。此外，叶片燕尾部84包括接纳在第一上游凹槽76中的第一上游突起部96、接纳在第二上游凹槽77中的第二上游突起部97和接纳在第三上游凹槽78中的第三上游突起部98。
[0030]根据示例性实施例的方面，叶片燕尾部84包括材料移除区域100。根据示例性实施例的方面，材料移除区域100沿着第一上游突起部、第二上游突起部和第三上游突起部96-98中的每一个的面朝外的表面(没有单独地标记)从距径向中心线90在大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间的位置延伸到叶片燕尾部84的轴向外部边缘(也没有单独地标记)，如图5中所示。根据示例性实施例的另一方面，材料移除区域100从距径向中心线90大约2.133英寸延伸到叶片燕尾部84的轴向外部边缘。然而应当理解，材料移除区域可存在于仅单个突起部或者其中两个突起部上。
[0031 ]进一步根据示例性实施例，叶片燕尾部84包括在第一上游突起部96处形成在材料移除区域100中的第一回切104、在第二上游突起部97处形成在材料移除区域100中的第二回切105和在第三上游突起部98处形成在材料移除区域100中的第三回切106。根据示例性实施例的方面，每个回切104-106以在大约0.4°和大约1.0°之间的角度形成。根据示例性实施例的另一方面，每个回切104-106以大约0.7°的角度形成。
[0032]进一步根据示例性实施例，每个回切104-106的特定位置和大小由翼型件和/或盘几何形状确定，以在转子盘50上的应力降低与增大总体使用寿命之间实现期望的平衡，和/或提供翼型件54的改进的空气动力学。为此，回切104-106增强总体疲劳寿命且促进叶片燕尾部84中的应力分布。回切104-106还增强转子盘50的总体疲劳寿命。具体而言，回切104-106增大每个翼型件54中的局部应力，从而降低转子盘50中的应力。以此方式，示例性实施例导致涡轮部分8的多个级40中的第一级的总体疲劳寿命提高。
[0033]这里，应当理解虽然描述为在叶片燕尾部84上，但是备选材料移除区域可提供在转子盘50上。还应当理解，回切可在新的、商业成品(COTS)构件上提供或作为维护行为的一部分在已经现场应用的构件中形成。还应当理解，取决于包括负载、环境温度等的各种状态和/或参数，836 MW涡轮机的输出可改变。此外，应当理解，根据示例性实施例的方面，本公开内容的回切可应用于通用电气9FA04 SlB叶片燕尾部。还应当理解9FA04涡轮机可随着时间以不同的名称提供。
[0034]本文中使用的术语仅用于描述特定实施例的目的，且不意在限制本公开内容。除非在上下文中清楚地另外指示，如本文中使用地那样，单数形式“一个”、“一种”和“该”意在也包括复数形式。还将理解，用语“包括”和/或“包含”当在该说明书中使用时指定所陈述的特征、整体、步骤、操作、元件和/或构件的存在，但是不排除一个或多个其他特征、整体、步骤、操作、元件构件和/或其组的存在或添加。
[0035]用语“大约”意在包括基于在提交本申请的时候与可用设备的特定量的测量相关联的误差程度。例如，“大约”可包括给定值的±8%或5%或2%的范围。
[0036]虽然已经结合仅有限数目的实施例详细描述了本公开内容，但是应当容易理解本公开内容不限于这样公开的实施例。相反，本公开内容可被修改以包括先前未描述但是与本公开内容的精神和范围相称的任何数目的变型、改变、替代或等同配置。另外，虽然已经描述了本公开内容的各种实施例，但是应当理解，一个或多个示例性实施例可仅包括所述示例性方面中的一些。因此，本公开内容不被视为由前述描述限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。
【主权项】
1.一种用于燃气涡轮的涡轮部分(8)，包括: 第一级转子盘(50)，其包括多个燕尾槽(70); 联接到所述第一级转子盘(50)的多个翼型件(54)，所述多个翼型件(54)中的每一个包括径向中心线(90)和安装在所述多个燕尾槽(70)中的对应一个中的叶片燕尾部(84)， 其中，所述多个燕尾槽(70)和所述多个翼型件(54)中的一个翼型件的叶片燕尾部(84)中的至少一者包括应力降低回切(104-106)，其与所述径向中心线(90)间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间。2.根据权利要求1所述的涡轮部分(8)，其特征在于，所述回切(104-106)与所述径向中心线(90)间隔大约2.133英寸(5.42厘米)。3.根据权利要求1所述的涡轮部分(8)，其特征在于，所述回切(104-106)在所述叶片燕尾部(84)中形成。4.根据权利要求1所述的涡轮部分(8)，其特征在于，所述回切(104-106)包括在大约0.4°和大约3.0°之间的角度。5.根据权利要求4所述的涡轮部分(8)，其特征在于，所述回切(104-106)包括大约0.7°的角度。6.—种祸轮机(4)，包括: 压缩机部分(6); 操作地连接到所述压缩机部分(6)的涡轮部分(8)，所述涡轮部分(8)包括第一级转子盘(50)和联接到所述第一级转子盘(50)的多个翼型件(54)，所述第一级转子盘(50)包括多个燕尾槽(70)，所述多个翼型件(54)中的每一个包括径向中心线(90)和安装在所述多个燕尾槽(70)中的对应一个中的叶片燕尾部(84);以及 流体地连接到所述压缩机部分(6)和所述涡轮部分(8)的燃烧器组件(18)， 其中，所述多个燕尾槽(70)和所述多个翼型件(54)中的一个翼型件的叶片燕尾部(84)中的至少一者包括应力降低回切(104-106)，其与所述径向中心线(90)间隔大约1.733英寸(4.402厘米)和大约2.233英寸(5.67厘米)之间。7.根据权利要求6所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述回切(104-106)与所述径向中心线(90)间隔大约2.133英寸。8.根据权利要求6所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述回切(104-106)在所述叶片燕尾部(84)中形成。9.根据权利要求6所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述回切(104-106)包括在大约0.4°和大约3.0°之间的角度。10.根据权利要求9所述的涡轮机(4)，其特征在于，所述回切(104-106)包括大约0.7°的角度。
【文档编号】F01D5/02GK106089309SQ201610276138
【公开日】2016年11月9日
【申请日】2016年4月29日 公开号201610276138.3, CN 106089309 A, CN 106089309A, CN 201610276138, CN-A-106089309, CN106089309 A, CN106089309A, CN201610276138, CN201610276138.3
【发明人】P.P.皮罗拉, W.P.吉芬, W.S.泽米蒂斯
【申请人】通用电气公司