CN100489277C - 燃气涡轮的转子叶片 - Google Patents
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Abstract
一种燃气涡轮(10)的转子叶片(40)包括一个包括在一个径向外表面(144)和一个径向内表面(142)的平台(62)。该平台径向内表面包括一个切口(140)和作出的一个清洗槽(160)。该清洗槽将冷却空气送至下游，以便于在发动机工作过程中，冷却该平台的一部分。翼面(60)从该平台的径向外表面沿径向伸出。一个柄部(64)从该平台的径向内表面沿径向伸出，和一个榫(66)从该柄部伸出，用于在该燃气涡轮发动机内连接该转子叶片。
Description
技术领域
本申请总的涉及燃气涡轮发动机，尤其，涉及冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和装置。
背景技术
至少一些己知的转子组件包括至少一排在圆周上隔开的转子叶片。每一个转子叶片包括一个翼面，该翼面又包括在前缘和后缘连接在一起的一个压力侧和一个负压侧。每一个翼面沿径向从一个转子叶片平台向外伸出。每一个转子叶片还包括一个从一个柄部沿径向向内伸出的榫。该柄部则在该平台和该榫之间延伸。该榫用于将该转子组件内的该转子叶片安装在一个转子圆盘或短轴上。己知的叶片是空心的，使得至少部分地由该翼面，平台，柄部和榫形成一个内部冷却空腔。
在运转中，因为该叶片的翼而部分比该榫部分暴露在更高的温度中，因此，在该翼面和该平台之间和/或该柄部与该平台之间可能产生温度不匹配。随着时间的推移，这种温度差和热应变可能在该叶片平台上引起大的压缩热应力。另外，如果一般来说该叶片平台制造时的刚度比翼面的刚度大，因为该翼面可以随着在该柄部和平台上引起的应力而移动，因此这种热应变可使该翼面产生热变形。另外，随着时间的推移，该平台工作温度的升高可以造成该平台的氧化，平台产生裂缝和/或平台蠕变偏移，这可能缩短该转子叶片的使用寿命。
为了便于减小高温的影响，在至少一些己知的转子叶片内，该平台的压力侧和/或负压侧片的至少一侧作出凹槽，以便于气流从在相邻的转子叶片之间形成的柄部空腔通过，以用于冷却一个相邻的在圆周上隔开的转子叶片的平台后缘。虽然这种槽的确可以降低一个相邻的转子叶片平台后缘的工作温度，但这种槽可以将在该槽片中形成的应力引入该转子叶片中。
发明概述
在一个方面中，提供了一种制造燃气涡轮发动机的转子叶片的方法。该方法包括提供一个转子叶片。该转子叶片包括一个翼面，一个平台，一个柄部和一个榫，其中，该柄部在该平台和该榫之间延伸，该平台在该翼面和该柄部之间延伸，该平台包括由二个相对的侧壁连接在一起的一个前缘和一个后缘。该方法还包括在该平台的一部分上作出一个切口，以便在工作过程中冷却该平台的后缘；还包括在该平台的一部分上作出一个清洗槽，以便将冷却空气向着该平台的后缘送至下游。
在另一个方面中，提供了一种燃气涡轮的转子叶片。该转子叶片包括一个平台，一个翼面，一个柄部和一个榫。该平台包括一个径向外表面和一个径向内表面。该平台的径向内表面包括一个切口和一个作出的清洗槽。该清洗槽将冷却空气送至下游。该切口便于在发动机工作过程中，冷却该平台的一部分。该翼面从该平台的径向外表面沿径向伸出。该柄部从该平台的径向内表面沿径向伸出，和该榫从该柄部伸出，用于在该燃气涡轮发动机内连接该转子叶片。
在又一个方面中提供了燃气涡轮发动机的一个转子组件。该转子组件包括一个转子轴和多个与该转子轴连接的在圆周上隔开的转子叶片。每一个转子叶片包括一个翼面，一个平台，一个柄部和一个榫。该翼面从该平台沿径向向外伸出，该平台包括一个径向外表面和一个径向内表面。该柄部从该平台沿径向向内伸出，和该榫部从该柄部伸出，用于将每一个转子叶片与该转子轴连接。该多个转子叶片中的至少是第一个转子叶片包括一个切口，和在该第一个转子叶片的平台的一部分内作出的一个清洗槽。该切口便于冷却该平台，而该清洗槽可将空气通过该柄部引向下游。
附图的简要说明
图1为一个示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2为可以与图1所示的燃气涡轮机一起使用的一个示例性转子叶轮片的透视图；
图3为图2所示的、和从该转子叶片的相反一端看的该转子叶片的透视图；
图4为图3所示的转子叶片的一部分的侧视图；和
图5为沿着5-5线所取的、图4所示的转子叶片的一部分的横截面图。
优选实施例详细说明
图1为与一台发电机16连接的一个示例性的燃气涡轮发动机10的示意图。在该示例性实施例中，燃气涡轮系统10包括一个压缩机12，一个涡轮14和安装在一个整体式转子或轴18上的发电机16。在另一个实施例中，轴18被分割成多个轴部分，其中，每一个轴部分与一个相邻的轴部分连接，形成轴18。压缩机12将压缩空气供给燃烧室20，在燃烧室20中，空气与通过气流22供给的燃料混合。在一个实施例中，发动机16为由通用电气公司(GreenVille，SouthCarolina)销售的6FA+e燃气涡轮发动机。
在运转中，空气流过压缩机12，而压缩空气则供给燃烧室20。从燃烧室20出来的燃烧气体28推动涡轮14。涡轮14使轴18、压缩机12和发电机16围绕纵轴线30转动。
图2和图3中的每一个图为可以在燃气涡轮发动机10(图1所示)中使用的一个示例性的转子叶片40的透视图。该图是从叶片40的相反一侧看的。图4为该转子叶片40的一部分的侧视图，图5和图中的每一个图为沿着相应的5-5和6-6线所取的该转子叶片40的一部分的横截面图。当叶片40连接在一个转子组件内时，如同涡轮14(图1所示)那样，则每一个转子叶片40与一个转子圆盘(没有示出)连接。该转子圆盘与转子轴(例如图1所示的轴18)可转动地连接。在另一个实施例中，叶片40安装在一个转子短轴内(没有示出)。在该示例性实施例中，叶片40相同，并且每一个叶片沿径向从该转子圆盘向外伸出，和包括一个翼面60，一个平台62，一个柄部64和一个榫66。
每一个翼面60包括第一个侧壁70和第二个侧壁72。第一个侧壁70为凸形的，并形成翼面60的负压侧；而第二个侧壁72为凹形的，并形成翼面60的压力侧。侧壁70和72在翼面60的前缘74和翼面60的轴向隔开的后缘76处连接在一起。更具体地说，翼面的后缘76在弦向隔开，并在翼面前缘74的下游。
第一和第二个侧壁70和72分别在纵向或径向，在跨度上从位于相邻的平台62的一个叶片根部78向外延伸至翼面的顶部80。翼面顶部80确定在叶片40内形成的一个内部冷却腔(没有示出)的径向外边界。更具体地说，该内部冷却腔的边界在侧壁70和72之间的翼面60内，并且穿过平台62和柄部64，并进入榫66中。
平台62在翼面60和柄部64之间延伸，使每一个翼面60沿径向，从每一个相应的平台62向外伸出。柄部64沿径向向内，从平台62延伸至榫66，而榫66沿径向向内从柄部64延伸，以便于将转子叶片40和44固定在转子圆盘上。平台62还包括一个上游侧或裙部90，和一个下游侧或裙部92；这二个裙部与压力侧边缘94和一个相反的负压侧边缘连接在一起。
柄部64包括一个基本上为凹形的侧壁120和一个基本上为凸形的侧壁122。该二个侧壁在柄部64的上游侧壁124和其下游侧壁126处连接在一起。因此，该柄部侧壁120相对于上游和下游侧壁124和126凹下去，使得当叶片40在转子组件内连接的，在相邻的转子叶片柄部64之间形成一个柄部空腔128。
在该示例性实施例中，向前的角翼(angle Wing)130和向后的角翼132中的每一个从相应的柄部侧面90和92向外伸出，以便于密封在转子组件内形成的向前和向后角翼缓冲器腔(没有示出)。另外，一个前盖板134也从相应的柄部侧面124和126向外伸出，以便在叶片40和转子圆盘之间进行密封。更具体地说，盖板134在榫66和向前角翼130之间，从柄部64向外伸出。
在该示例性实施例中，在平台62内形成一个平台切去或后缘凹下部分140。具体地是，平台切口140在一个平台径向内表面142和一个平台径向外表面144之间，在平台62内作出。更具体地说，该平台切口140是在平台压力侧边缘94和平台下游裙部92之间形成的界面150外的平台下游裙部92内作出的。因此，当相邻的转子叶片40在该转子组件内连接时，切口140有利于改善平台62的后缘冷却，使叶片40的低的循环疲劳寿命改善。
平台62还包括一个凹下部分或清洗槽160。更具体地说，槽160是在柄部上游和下游侧壁124和126之间，沿着平台负压侧边缘96的平台径向内表面142内形成。另外，当每一个转子叶片40在该转子组件内连接时，形成邻近槽160的一条槽166，用于放置一个阻尼器箱子168。
如下面更详细地所述那样，清洗槽160有利于引导从柄部空腔128出来的冷却空气，以便于增加供给至在一个在圆周上相邻的转子叶片40上作出的切口140的冷却空气量。
槽160总的尺寸，形状和相对于叶片40的位置根据保证适当的流至平台切口140的冷却流量所必需的流量要求而变化。清洗槽160相对于基准面W和下游裙部92的向后表面170的相对位置由经验确定。更具体地说，在该示例性实施例中，清洗槽160为该基准面W后面的距离D1和裙部表面170上游的距离D2。在该示例性实施例中，距离D1大约为0.765英寸，距离D2大约为0.48英寸。
为了便于使通向后缘切口140的冷却空气流量优化，清洗槽160的相对尺寸和形状也由经验确实。在该示例性实施例中，清洗槽160的横截面积基本上为椭圆形，并作出一个预先确定的曲率半径R1，使该清洗槽160的宽度为W1。在另一个实施例中，清洗槽160的横截面积不是椭圆形。更具体地说，在该示例性实施例中，清洗槽52的曲率半径R1大约为0.145英寸，清洗槽的宽度W1大约等于0.265英寸。
另外，清洗槽160相对于平台侧面94测量的深度为D3，它便于叶片40在该转子组件内连接时，保证适当的冷却空气量通过上述阻尼器销子168。在该示例性实施例中，深度D3大约等于0.169英寸。如技术上己知那样，该阻尼器销子168插入槽166内，以便于将相邻的转子叶片40连接在一起。更具体地说，当将该阻尼器销子168插入槽166内时，清洗槽160使得在槽160和该阻尼器销子168之间形成一个流动间隙180。在一个实施例中，间隙180的宽度为W5，它至少大约等于0.051英寸，能够使冷却空气进入清洗槽160和在该阻片器销子168周围流动。
在运转中，飞轮空间(Wheel Space)冷却流量进入第一个转子叶片的柄部空腔128中，并围绕该阻尼器销子168流动，和从该清洗槽160排出，以便于增加通至切口140的冷却流量。这样，可以降低平台62的工作温度，和减少引入叶片40的热应力。另外，加强冷却还可增加叶片40的抗疲劳能力。
另外，清洗槽160和切口140的组合可防止在平台62内或平台62和翼面60之间开始出现裂缝。因此，当相邻的转子叶片40在该转子组件内连接时，切口140和清洗槽160的组合可以改善平台62的后缘的冷却，使叶片40的低循环疲劳寿命改善。另外，因为切口140穿过叶片40的负载通道，引入平台下游裙部92的机械应力可以减小，因此可以延长转子叶片40的使用寿命。
上述的转子叶片提供了一种价格合理和很可靠的供给冷却空气，以降低转子叶片平台的工作温度的方法。更具体地说，清洗槽可以保证适当的冷却空气流量送至后缘平台切口，使该平台的工作温度降低。因而，平台氧化，平台裂缝和平台蠕变偏移也可减小。结果，该平台清洗槽可以延长转子组件的使用寿命，和价格合理与可靠地改善燃气涡轮发动机的工作效率。
以上详细说明了转子叶片和转子组件的示例性实施例。该转子叶片不是仅限于这里所述的具体实施例，而是每一个转子叶片的零件都可以与所述的其他零件独立和单独地使用。例如，每一个转子叶片零件可以与其他转子叶片综合使用，而不是仅限于这里所述的转子叶片40。另外，本发明可以结合许多其他叶片冷却结构来实现和使用。
虽然己利用各个具体实施例说明了本发明，但业内人士知道，在本申请权利要求书的精神和范围内，可对本发明作修改。
零件清单
10-燃气涡轮发动机
12-压缩机
14-涡轮
16-发电机
18-转子轴
20-燃烧室
22-气流
28-燃烧气体
30-纵向轴线
40-转子叶片
60-翼面
62-平台
64-柄部
66-榫
70-第一个侧壁
72-第二个侧壁
74-前缘
76-后缘
78-叶片根部
80-翼面顶部
90-上游侧或裙部
92-下游侧或裙部
94-压力侧边缘
96-负压侧边缘
120-凹形侧壁
122-凸形侧壁
124-上游侧壁
126-下游侧壁
128-柄部空腔
130-向前角翼
132-向后角翼
134-前盖板
140-凹下部分
142-径向内表面
144-径向外表面
150-界面
160-清洗槽
166-槽
168-阻尼器销子
W-基准面
170-后表面
D1-距离
D2-距离
R1-曲率半径
W1-宽度
D3-深度
180-间隙
W5-宽度
Claims (10)
1.一种燃气涡轮(10)的转子叶片(40)，所述转子叶片包括从平台的径向外表面沿径向延伸的一个翼面(60)、从平台的径向内表面沿径向延伸的一个柄部(64)、和从所述柄部伸出用于连接在该燃气涡轮发动机内所述转子叶片的一个榫(66)，
所述转子叶片还包括：
包括径向外表面(144)和径向内表面(142)的平台(62)；所述平台的径向内表面包括限定在所述径向外表面和所述径向内表面之间的一个切口(140)和一个在其内制出的清洗槽(160)，所述清洗槽用于使冷却空气自该处通向下游，所述切口则在发动机运转时便于冷却所述平台的一部分。
2.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述清洗槽(160)的横截面轮廓被制成椭圆形。
3.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述清洗槽(160)被制有一曲率半径(R1)。
4.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台(62)还包括由一对相对的侧壁(94和96)连接在一起的一个前缘(90)和一个后缘(92)；所述清洗槽(160)在所述平台的进气和后缘之间的所述平台侧壁中的至少一个侧壁内被制出。
5.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台(62)还包括一个负压侧(96)和一个压力侧(94)，所述清洗槽(160)在所述平台的负压侧的一部分内被制出。
6.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台(62)还包括一个负压侧(96)和一个压力侧(94)，所述平台切口(140)在所述平台压力侧的一部分内被制出。
7.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台的清洗槽(160)被作成自在一对沿圆周间隔的所述转子叶片之间限定的一个柄部空腔(128)，将冷却空气通至下游。
8.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述转子叶片被作成在包括多个其他转子叶片的转子组件(14)内被连接，所述平台清洗槽(160)被作成向着在沿圆周间隔的其他转子叶片中的至少一个叶片内被制出的一切口(140)的方向，将冷却空气通至下游。
9.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台清洗槽(160)被限定在所述平台径向内表面(142)内。
10.如权利要求1所述的转子叶片(40)，其特征为，所述平台切口(140)被限定在所述平台径向内表面(142)和外表面(144)之间。
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| US7147440B2 (en) * | 2003-10-31 | 2006-12-12 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
| US7597542B2 (en) * | 2005-08-30 | 2009-10-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for controlling contact within stator assemblies |
| US7513738B2 (en) * | 2006-02-15 | 2009-04-07 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
| US7985049B1 (en) | 2007-07-20 | 2011-07-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with impingement cooling |
| US7918265B2 (en) * | 2008-02-14 | 2011-04-05 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for as-cast seal on turbine blades |
| CH699998A1 (de) * | 2008-11-26 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufel für eine Gasturbine. |
| US8382436B2 (en) * | 2009-01-06 | 2013-02-26 | General Electric Company | Non-integral turbine blade platforms and systems |
| GB2486488A (en) | 2010-12-17 | 2012-06-20 | Ge Aviat Systems Ltd | Testing a transient voltage protection device |
| US8951014B2 (en) | 2011-03-15 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Turbine blade with mate face cooling air flow |
| US8876479B2 (en) | 2011-03-15 | 2014-11-04 | United Technologies Corporation | Damper pin |
| US8550783B2 (en) | 2011-04-01 | 2013-10-08 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade platform undercut |
| CN102182518B (zh) * | 2011-06-08 | 2013-09-04 | 河南科技大学 | 一种涡轮冷却叶片 |
| US20130039758A1 (en) * | 2011-08-09 | 2013-02-14 | General Electric Company | Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil |
| US9039382B2 (en) | 2011-11-29 | 2015-05-26 | General Electric Company | Blade skirt |
| US9151169B2 (en) | 2012-03-29 | 2015-10-06 | General Electric Company | Near-flow-path seal isolation dovetail |
| US9249669B2 (en) | 2012-04-05 | 2016-02-02 | General Electric Company | CMC blade with pressurized internal cavity for erosion control |
| JP5990639B2 (ja) * | 2012-05-08 | 2016-09-14 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | ガスタービンの軸ローター部分 |
| US9297262B2 (en) * | 2012-05-24 | 2016-03-29 | General Electric Company | Cooling structures in the tips of turbine rotor blades |
| US9228443B2 (en) * | 2012-10-31 | 2016-01-05 | Solar Turbines Incorporated | Turbine rotor assembly |
| WO2014189888A1 (en) * | 2013-05-21 | 2014-11-27 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine blades and corresponding gas turbine engine |
| US9856737B2 (en) * | 2014-03-27 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Blades and blade dampers for gas turbine engines |
| EP3070274A1 (en) * | 2015-03-20 | 2016-09-21 | Sulzer Turbo Services Venlo B.V. | Turbine blade assembly with cooled platform |
| US10519785B2 (en) * | 2017-02-14 | 2019-12-31 | General Electric Company | Turbine blades having damper pin slot features and methods of fabricating the same |
| CN107143381A (zh) * | 2017-06-06 | 2017-09-08 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种能够降低应力的燃气轮机透平第一级动叶片 |
Family Cites Families (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3369792A (en) | 1966-04-07 | 1968-02-20 | Gen Electric | Airfoil vane |
| GB1190771A (en) | 1966-04-13 | 1970-05-06 | English Electric Co Ltd | Improvements in or relating to Turbine and Compressor Blades |
| US4589824A (en) | 1977-10-21 | 1986-05-20 | United Technologies Corporation | Rotor blade having a tip cap end closure |
| US4236870A (en) | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Turbine blade |
| US4672727A (en) * | 1985-12-23 | 1987-06-16 | United Technologies Corporation | Method of fabricating film cooling slot in a hollow airfoil |
| US4726104A (en) | 1986-11-20 | 1988-02-23 | United Technologies Corporation | Methods for weld repairing hollow, air cooled turbine blades and vanes |
| JPS6463605A (en) | 1987-09-04 | 1989-03-09 | Hitachi Ltd | Gas turbine moving blade |
| FR2678318B1 (fr) | 1991-06-25 | 1993-09-10 | Snecma | Aube refroidie de distributeur de turbine. |
| FR2689176B1 (fr) | 1992-03-25 | 1995-07-13 | Snecma | Aube refrigeree de turbo-machine. |
| US5261789A (en) | 1992-08-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Tip cooled blade |
| JP3040656B2 (ja) * | 1994-05-12 | 2000-05-15 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼プラットホームの冷却装置 |
| US5503529A (en) | 1994-12-08 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having angled ejection slot |
| US5503527A (en) | 1994-12-19 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having tip slot |
| US5669759A (en) | 1995-02-03 | 1997-09-23 | United Technologies Corporation | Turbine airfoil with enhanced cooling |
| JP2961065B2 (ja) * | 1995-03-17 | 1999-10-12 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼 |
| FR2743391B1 (fr) | 1996-01-04 | 1998-02-06 | Snecma | Aube refrigeree de distributeur de turbine |
| US5800124A (en) | 1996-04-12 | 1998-09-01 | United Technologies Corporation | Cooled rotor assembly for a turbine engine |
| US5772397A (en) | 1996-05-08 | 1998-06-30 | Alliedsignal Inc. | Gas turbine airfoil with aft internal cooling |
| US6179556B1 (en) | 1999-06-01 | 2001-01-30 | General Electric Company | Turbine blade tip with offset squealer |
| US6174135B1 (en) | 1999-06-30 | 2001-01-16 | General Electric Company | Turbine blade trailing edge cooling openings and slots |
| US6164914A (en) | 1999-08-23 | 2000-12-26 | General Electric Company | Cool tip blade |
| JP2001152804A (ja) | 1999-11-19 | 2001-06-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン設備及びタービン翼 |
| US6299412B1 (en) | 1999-12-06 | 2001-10-09 | General Electric Company | Bowed compressor airfoil |
| US6390775B1 (en) * | 2000-12-27 | 2002-05-21 | General Electric Company | Gas turbine blade with platform undercut |
| US6382913B1 (en) | 2001-02-09 | 2002-05-07 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures |
| JP2004036510A (ja) * | 2002-07-04 | 2004-02-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼シュラウド |
-
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