CN101117896B - 转子叶片及其制造方法 - Google Patents

转子叶片及其制造方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101117896B
CN101117896B CN200710138166XA CN200710138166A CN101117896B CN 101117896 B CN101117896 B CN 101117896B CN 200710138166X A CN200710138166X A CN 200710138166XA CN 200710138166 A CN200710138166 A CN 200710138166A CN 101117896 B CN101117896 B CN 101117896B
Authority
CN
China
Prior art keywords
section thickness
district
increase
advanced
increase section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN200710138166XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN101117896A (zh
Inventor
B·诺尔顿
D·伯内特
F·波比
J·海沃德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101117896A publication Critical patent/CN101117896A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101117896B publication Critical patent/CN101117896B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making

Abstract

提供了转子叶片。转子叶片包括在叶片根和叶片尖端之间径向延伸的翼片和从叶片尖端延伸的尖端罩。尖端罩包括一对相对侧；在一对相对侧之间测量的周向宽度；相对于尖端罩的至少一些邻近的部分增加截面厚度的第一区，其邻近一对相对侧的第一侧且限定了形成了第一侧的部分的第一互锁表面；相对于尖端罩的至少一些邻近的部分增加截面厚度的第二区，其邻近一对相对侧的第二侧且限定了形成了第二侧的部分的第二互锁表面；和在第一增加截面厚度区和第二增加截面厚度区之间沿周向宽度延伸的中间部分，其包括相对于第一增加截面厚度区和第二增加截面厚度区的降低截面厚度。

Description

转子叶片及其制造方法
技术领域
本发明一般地涉涡轮发动机，且更特定地涉及与涡轮发动机一起使用的转子叶片。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括压缩机、燃烧器和至少一个涡轮机。压缩机压缩空气且空气然后被引导到燃烧器，在燃烧器内它与燃料混合且被点燃以生成燃气。燃气被引导到涡轮机，涡轮机从燃气中获取能量以驱动压缩机。燃气也产生有用功以推进飞行中的飞行器或驱动例如发电机的负载。
一些已知的涡轮机包括转子组件和定子组件。已知的转子组件包括多个从盘径向向外延伸的转子叶片。更特定地，每个转子叶片在邻近盘的平台和叶片尖端之间径向延伸。通过转子组件的燃气流在径向内部以转子叶片平台为边界且在径向外部以从每个叶片尖端延伸的罩为边界，罩有时也被称为尖端罩。至少一些已知的尖端罩可以具有可能导致转子组件在与例如定子组件的发动机的其他部件不同的频率下共振的重量。随着时间的过去，以这样的频率差异的连续的发动机运行可能导致转子组件和/或发动机的其他部件的损坏和/或故障。
发明内容
在一个方面中，提供了用于制造转子叶片的方法。所述方法包括：提供包括尖端罩的转子叶片，所述的尖端罩具有增加截面厚度区，该增加截面厚度区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加截面厚度，其中所述的增加截面厚度区越过大体上尖端罩的整个周向宽度延伸，所述的增加截面厚度区限定一对相对的互锁表面，其每个形成了一对相对尖端罩侧的相应侧的部分，用于互锁转子上的两个邻近的转子叶片的尖端罩；和移除所述的一对相对尖端罩侧之间的增加截面厚度区的部分以便于提高转子叶片的效率，其中所述的移除增加截面厚度区的部分包括：将所述的增加截面厚度区分为：邻近所述的一对相对尖端罩侧的第一侧并且限定第一互锁表面的第一增加截面厚度区；和邻近所述的一对相对尖端罩侧的第二侧并且限定第二互锁表面的第二增加截面厚度区；形成便于支承所述的第一增加截面厚度区的第一支承构件；和形成便于支承所述的第二增加截面厚度区的第二支承构件。
在另一个方面中，提出了转子叶片，其包括：在叶片根和叶片尖端之间径向延伸的翼片；和从所述的叶片尖端延伸的尖端罩，所述的尖端罩包括：一对相对侧；在所述的一对相对侧之间测量的周向宽度；增加截面厚度的第一区，所述增加截面厚度的第一区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第一区邻近所述的一对相对侧的第一侧且限定了形成所述的第一侧的部分的第一互锁表面；增加截面厚度的第二区，所述增加截面厚度的第二区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第二区邻近所述的一对相对侧的第二侧且限定了形成所述的第二侧的部分的第二互锁表面；在所述的增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区之间沿所述的周向宽度延伸的中间部分，所述的中间部分包括相对于所述增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区的降低截面厚度；和其中所述的尖端罩进一步包括便于支承所述的增加截面厚度的第一区且因此便于支承所述的第一互锁表面的第一支承构件，和便于支承所述的增加截面厚度的第二区且因此便于支承所述的第二互锁表面的第二支承构件。
在另一个方面中，提出了转子，其包括：转子盘；和多个从所述的转子盘延伸的周向分开的转子叶片，每个所述的转子叶片包括：在叶片根和叶片尖端之间径向延伸的翼片；和从所述的叶片尖端延伸的尖端罩，所述的尖端罩包括：一对相对侧；在所述的一对相对侧之间测量的周向宽度；增加截面厚度的第一区，所述增加截面厚度的第一区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第一区邻近所述的一对相对侧的第一侧且限定了形成所述的第一侧的部分的第一互锁表面；增加截面厚度的第二区，增加截面厚度的第二区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第二区邻近所述的一对相对侧的第二侧且限定了形成所述的第二侧的部分的第二互锁表面；在所述的增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区之间沿所述的周向宽度延伸的中间部分，所述的中间部分包括相对于所述增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区的降低截面厚度；和其中所述的尖端罩进一步包括便于支承所述的增加截面厚度的第一区且因此便于支承所述的第一互锁表面的第一支承构件，和便于支承所述的增加截面厚度的第二区且因此便于支承所述的第二互锁表面的第二支承构件。
附图说明
图1是典型的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图2是可以与燃气涡轮发动机，例如图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的典型的转子组件和典型的定子组件的部分剖开的截面视图。
图3是可以与燃气涡轮发动机，例如图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的典型的已知转子叶片的部分的透视图。
图4是图3中示出的转子叶片的顶视图。
图5是可以与燃气涡轮发动机，例如图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的典型的转子叶片的部分的透视图。
图6是图5中示出的转子叶片的顶视图。
图7是可以与燃气涡轮发动机，例如图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的转子叶片的另一个实施例的部分的透视图。
图8是图7中示出的转子叶片的顶视图。
图9是图示了制造转子叶片，例如但不限制于图5和图6中示出的转子叶片的典型方法的流程图。
图10是图示了制造转子叶片，例如但不限制于图7和图8中示出的转子叶片的典型方法的流程图。
具体实施方式
图1是典型的燃气涡轮发动机10的示意性图示，燃气涡轮发动机10包括风扇组件12、高压压缩机14和燃烧器16。发动机10也包括高压涡轮机18、低压涡轮机20和增压器22。风扇组件12包括从转子盘26径向向外延伸的风扇叶片24的阵列。发动机10具有进气侧28和排气侧30。燃气涡轮发动机10可以是任何燃气涡轮发动机。例如，燃气涡轮发动机10可以是但不限制于从General ElectricCompany，Cincinnati，Ohio获得的GE90。风扇组件12、增压器22和涡轮机20通过第一转子轴32联接，且压缩机14和涡轮机18通过第二转子轴34联接。
在运行中，空气流过风扇组件12且已压缩的空气通过增压器22被供给到高压压缩机14。高度压缩的空气输送到燃烧器16，在此它与燃料混合且被点燃以生成燃气。从燃烧器16引导燃气以驱动涡轮机18和20。涡轮机20通过轴32驱动风扇组件12和增压器22。涡轮机18通过轴34驱动压缩机14。
图2是可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用的典型的转子组件36和典型的定子组件38的部分剖开的截面视图。图3是可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用的典型的已知转子叶片50的部分的透视图。图4是图3中示出的已知的转子叶片50的顶视图。在典型的实施例中，转子组件36是涡轮机，例如但不限制于低压涡轮机20(在图1中示出)。然而，应注意到的是，在此描述和/或图示的典型的方法和叶片可以与任何转子组件一起使用。转子组件36包括多个由联接件42绕轴向中心轴线(未示出)结合的转子40。每个转子40包括转子盘43，转子盘43包括环形径向外边缘44、径向内毂46和在它们之间径向延伸的整体式辐板48。每个转子40也包括从外边缘44径向向外延伸的多个叶片50。一个或多个转子40的一个或多个叶片50可以与各边缘44整体地结合。此外，一个或多个转子40的一个或多个叶片50可以以已知的方式使用叶片燕尾榫(未示出)而可移除地结合到各边缘44，该燕尾榫安装在各边缘44的互补的槽(未示出)内。
转子叶片50每个包括前缘52、后缘54和在它们之间延伸的翼片56。每个翼片56包括吸力侧58和周向地相对的压力侧60。吸力侧58和压力侧60分别在分别轴向分开的前缘52和后缘54之间延伸，且在转子叶片尖端罩62和转子叶片根64之间的径向跨度内延伸。叶片弦在转子叶片后缘54和前缘52之间分别测量。转子叶片50与例如空气和/或燃气的原动流体或工作流体协作。当燃气从转子组件36的一级级流动时，平台67的外表面66限定了转子组件36的径向内流道表面，且每个叶片尖端罩62的径向内表面68限定了转子组件36的径向外流道表面。
在典型的实施例中，转子叶片50每个包括一个或多个邻近定子罩72旋转的转子密封齿70，且密封齿70通过由定子罩72和转子叶片尖端罩62限定的腔74。虽然每个叶片尖端罩62在图2和图3中图示为包括仅两个每个越过罩62(在图3中示出)的整个周向宽度从尖端罩62的凹入侧80延伸到相对的凸出侧82的密封齿70。应注意到的是，每个尖端罩62可以包括任何个数的每个越过在尖端罩凹入侧80和凸出侧82之间的罩62的周向宽度的任何部分延伸的密封齿70。此外，每个尖端罩62也包括一对相对互锁的表面76和78，它们便于将转子40内的邻近转子叶片50的罩62互锁。互锁表面76形成了每个尖端罩62的凹入侧80的部分或区，而互锁表面78形成了每个尖端罩62的凸出侧82的部分或区。在典型的实施例中，互锁表面76和78每个由尖端罩62的部分或区84限定，部分或区84在两个邻近的密封齿70之间越过尖端罩62的整个周向宽度在尖端罩凹入侧80和尖端罩凸出侧82之间延伸。尖端罩部分84具有相对于尖端罩62的邻近部分增加的截面厚度(在叶片50中截面厚度可变，但在此处未示出的其他已知叶片内不可变)。
图5是典型的转子叶片100的部分的透视图，叶片100可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用。图6是转子叶片100的顶视图。虽然转子叶片100可以是可以与任何合适类型的转子组件一起使用的任何类型的转子叶片，但在典型的实施例中，转子叶片100在此相对于但不限制于与转子组件36(在图2中示出)和燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用而描述和/或图示。转子叶片100包括前缘102、后缘104和在它们之间延伸的翼片106。每个翼片106包括吸力侧108和周向相对的压力侧110。吸力侧108和压力侧110分别在分别轴向分开的前缘102和后缘104之间延伸，且在转子叶片尖端罩112和转子叶片根(未示出)之间的径向跨度内延伸。叶片弦在转子叶片后缘104和前缘102之间分别测量。在典型的实施例中，转子叶片100构造为与例如但不限制于空气和/或燃气的原动流体或工作流体协作。例如，当燃气从转子组件36的一级级流动时，叶片平台67的外表面66(在图2中示出)限定了转子组件36的径向内流道表面，且叶片尖端罩112的径向内表面114限定了转子组件36的径向外流道表面。
在典型的实施中，转子叶片100包括两个密封齿116。然而，转子叶片100可以包括任何个数的密封齿116。此外，在典型的实施例中，罩112包括每个越过罩112的整个周向宽度从尖端罩112的凹入侧118延伸到相对的凸出侧120的密封齿116。替代地，罩112的每个密封齿116可以越过在尖端罩凹入侧118和尖端罩凸出侧120之间的罩112的周向宽度的任何部分延伸。在典型的实施例中，每个尖端罩112也包括一对相对的互锁表面122和124，它们便于将转子40的邻近转子叶片100的罩112互锁。互锁表面122形成了尖端罩凹入侧118的部分或区，而互锁表面124形成了尖端罩凸出侧120的部分或区。
在典型的实施例中，互锁表面122由尖端罩112的具有增加的截面厚度的部分或区126限定。虽然部分126在厚度上可变，但在替代实施例中，部分126不需要相对于尖端罩112的至少一些邻近的部分是可变。互锁表面124由尖端罩112的部分或区128限定，部分或区128也具有相对于尖端罩112的至少一些邻近的部分增加的截面厚度(该截面厚度在典型的实施例中是可变的，但在其他实施例中不需要是可变的)。尖端罩112的中间部分或区130越过在部分126和部分128之间的尖端罩112的周向宽度的部分延伸。中间部分130具有相对于部分126和部分128的降低的截面厚度(该截面厚度在典型的实施例中大体上是一致的，但在其他实施例中可以是可变的)。在典型的实施例中，每个部分126、128和130延伸越过在两个密封齿116之间的尖端罩112的周向宽度的部分。替代地，部分126、128和130可以每个具有任何合适的位置、定位和/或定向，和/或部分126、128和/或130作为组可以在尖端罩112上和/或相对于彼此具有任何合适的构造和/或布置。
在典型的实施例中，部分126包括支承构件134且部分128包括支承构件132。每个支承构件132和134分别支承每个相应部分128和126互锁表面122和124。在典型的实施例中，支承构件132从部分128的与互锁表面124相对的表面136延伸。类似地，在典型的实施例中，支承构件134从部分126的与互锁表面122相对的表面138延伸。然而，支承构件132和134可以每个在尖端罩112上且相对于各部分128和126具有任何合适的定位、位置和/或定向。此外，虽然对于每个部分128和126分别仅图示了一个支承构件132和134，但部分126和128可以每个包括任何个数的支承构件，每个支承构件在尖端罩112上具有任何合适的定位、位置和/或定向。用于部分126和128任一或二者的多个支承构件的组可以在尖端罩112上具有任何合适的构造和/或布置。
图7是可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用的转子叶片200的另一个典型的实施例的透视图。图8是转子叶片200的顶视图。虽然叶片200可以是可与任何合适类型的转子组件一起使用的任何类型的转子叶片，但在典型的实施例中，叶片200将在此关于但不限制于与转子组件36(在图2中示出)和燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用而描述和/或图示。转子叶片200包括前缘202、后缘204和在它们之间延伸的翼片206。每个翼片206包括吸力侧208和周向相对的压力侧210。吸力侧208和压力侧210分别在分别轴向分开的前缘202和后缘204之间延伸，且在转子叶片尖端罩212和转子叶片根(未示出)之间的径向跨度内延伸。叶片弦分别在转子叶片后缘204和前缘202之间测量。在典型的实施例中，转子叶片200构造为与例如但不限制于空气和/或燃气的原动流体或工作流体协作。例如，当燃气流过转子组件36的一级级时，叶片平台67(在图2中示出)的外表面66限定了转子组件36的径向内流道表面，且叶片尖端罩212的径向内表面214限定了转子组件36的径向外流道表面。
在典型的实施例中，转子叶片200包括两个密封齿216。然而，转子叶片200可以包括任何个数的密封齿216。此外，罩212在图7和图8中示出为包括密封齿216，密封齿216每个从尖端罩212的凹入侧218到相对的凸出侧220延伸了罩212的整个周向宽度，罩212的每个密封齿216可以越过在尖端罩凹入侧218和凸出侧220之间的罩212的周向宽度的任何部分延伸。每个尖端罩212也包括一对相对的互锁表面222和224，互锁表面222和224便于互锁转子40的邻近的转子叶片200的罩212。互锁表面222形成了尖端罩212的凹入侧218的部分或区，而互锁表面224形成了尖端罩212的凸出侧220的部分或区。在叶片200的典型的实施例中，互锁表面222由尖端罩212的部分或区226限定，部分或区226具有相对于尖端罩212的至少一些邻近部分增加的截面厚度(截面厚度在典型的实施例中是可变的，但在其他实施例中不需要是可变的)，且互锁表面224由尖端罩212的部分或区228限定，部分或区228也具有相对于尖端罩212的至少一些邻近部分增加的截面厚度(截面厚度在典型的实施例中是可变的，但在其他实施例中不需要是可变的)。尖端罩212的中间部分或区230越过部分226和228之间的尖端罩212的周向宽度的部分延伸。中间部分230具有相对于部分226和228的降低的截面厚度。
尖端罩212包括另一个部分232，部分232具有相对于尖端罩212的至少一些邻近的部分增加的截面厚度。部分232便于支承部分226和228且因此支承互锁表面222和224。部分232也增加了中间部分230的刚度和硬度，使得刚度有助于降低尖端罩212内的应力。在一些实施例中，部分232可以提供用于互锁表面222和224的比由相应的支承构件132和134(在图6中示出)提供的更多的支承，但与尖端罩112(在图5和图6中示出)相比可能增加尖端罩212的重量。部分232可以具有在尖端罩212上且相对于部分226和228的任何合适的定位、位置和/或定向。例如，在典型的实施例中，部分232延伸越过部分226和228之间的尖端罩212的周向宽度的部分，且更特定地从部分226延伸到部分228，使得部分232连接了部分226和228。在典型的实施例中，部分232将中间部分230分为一对相对的中间部分230a和230b。此外，在典型的实施例中，中间部分230a和230b的每个的截面厚度大体上是一致的，但在其他实施例中是可变的。虽然仅图示了一个部分232，但尖端罩212可以包括任何个数的部分232，每个部分232在尖端罩212上且相对于部分226和228具有任何合适的定位、位置和/或定向，将部分230分为任何个数的中间部分。多个部分232的组可以在尖端罩112上具有任何合适的构造和/或布置。
在典型的实施例中，部分226、228、230a、230b和232的每个越过在两个密封齿216之间的尖端罩212的周向宽度的部分延伸。然而，部分226、228、230a、230b和232可以每个具有任何合适的位置、定位和/或定向，和/或部分226、228、230a、230b和232作为组可以在尖端罩212上且相对于彼此具有任何合适的构造和/或布置。
图9是图示了制造可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用的转子叶片的方法300的典型实施例。虽然方法300可以用于制造任何转子叶片，但方法300将在此关于制造转子叶片100(在图5和图6中示出)来描述和/或图示。方法300包括提供302转子叶片50(在图2和图3中示出)，和移除304相对的尖端罩侧80和82(在图3中示出)之间的增加的截面厚度部分84(在图3中示出)的部分，以将部分84分为尖端罩部分126和128(在图5和图6中示出)。在一些实施例中，移除304区84的部分可以包括形成支承构件132和134(在图5和图6中示出)。移除304区84的部分可以使用任何合适的过程、方法、结构和/或装置进行，例如但不限制于使用常规机加工过程和/或非常规机加工过程。
图10是图示了制造可以与燃气涡轮发动机，例如但不限制于燃气涡轮发动机10(在图1中示出)一起使用的转子叶片的方法400的典型实施例。虽然方法400可以用于制造任何转子叶片，但方法400将在此关于制造转子叶片200(在图7和图8中示出)来描述和/或图示。方法400包括提供402转子叶片50(在图2和图3中示出)，和移除404相对的尖端罩侧80和82(在图3中示出)之间的增加的截面厚度部分84(在图3中示出)的部分，以形成尖端罩部分226、228和232(在图7和图8中示出)。移除404区84的部分可以使用任何合适的过程、方法、结构和/或装置进行，例如但不限制于使用常规机加工过程和/或非常规机加工过程。
在一些实施例中，与修改例如叶片50的已知叶片(在图2和图3中示出)不同，转子叶片100和/或200可以使用任何合适的过程、方法、结构和/或装置制造，例如但不限制于铸造、锻造和/或机加工。
在此描述和/或图示的方法和叶片便于降低转子叶片尖端罩的重量。同样，在此描述的方法和叶片可以便于转子组件在避免被其他部件激励的频率下共振。另外，对于在图5和图6中示出的典型的实施例，对于发动机组的重量降低估计为大约620克，且对于在图7和图8中示出的替代实施例，对于发动机组的重量降低估计为大约410克。此外，在此描述和/或图示的方法和叶片可以便于降低燃气涡轮发动机的总重量，使得更轻的尖端罩导致降低的叶片和盘重量。此重量节省使用由支承构件支承的相对的互锁表面的对来实现，同时维持了部件的耐久性。
虽然在此描述和/或图示的实施例关于燃气涡轮发动机描述和/或图示，且更特定地关于用于燃气涡轮发动机的涡轮机转子组件描述和/或图示，但在此描述和/或图示的实施例的实行一般地不是涡轮机转子，不是燃气涡轮发动机。而是在此描述和/或图示实施例可应用于用于任何转子组件的转子叶片。
在此详细地描述和/或图示了典型的实施例。实施例不限制于在此描述的特定的实施例，而是每个实施例的部件和步骤可以单独的和与其他在此描述的部件和步骤分开地利用。每个部件和每个步骤也可以结合其他部件和/或方法步骤使用。
当介绍在此描述的和/或图示的元件/部件/等时，冠词“a”、“an”、“the”、“所述的”和“至少一个”意图于意味着存在一个或多个元件/部件/等。术语“包括”、“包含”和“具有”意图于是包含性的且意味着可以存在与列出的元件/部件/等不同的另外的元件/部件/等。
虽然本发明已根据多种特定的实施例描述，但本领域技术人员将认识到本发明可以以在权利要求书的精神和范围内的修改来实行。
零件列表
Figure GSB00000826013600111
Figure GSB00000826013600121
Figure GSB00000826013600131

Claims (13)

1.一种用于制造转子叶片的方法，所述方法包括：
提供包括尖端罩的转子叶片，所述的尖端罩具有增加截面厚度区，该增加截面厚度区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加截面厚度，其中所述的增加截面厚度区越过大体上尖端罩的整个周向宽度延伸，所述的增加截面厚度区限定一对相对的互锁表面，其每个形成了一对相对尖端罩侧的相应侧的部分，用于互锁转子上的两个邻近的转子叶片的尖端罩；和
移除所述的一对相对尖端罩侧之间的增加截面厚度区的部分以便于提高转子叶片的效率，
其中所述的移除增加截面厚度区的部分包括：
将所述的增加截面厚度区分为：
邻近所述的一对相对尖端罩侧的第一侧并且限定第一互锁表面的第一增加截面厚度区；和
邻近所述的一对相对尖端罩侧的第二侧并且限定第二互锁表面的第二增加截面厚度区；
形成便于支承所述的第一增加截面厚度区的第一支承构件；和
形成便于支承所述的第二增加截面厚度区的第二支承构件。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述的移除增加截面厚度区的部分包括：
形成在所述的第一增加截面厚度区和所述的第二增加截面厚度区之间延伸的第三增加截面厚度区。
3.根据权利要求1所述的方法，其中所述的提供转子叶片包括提供如下所述的转子叶片：在转子叶片中，所述的尖端罩包括至少两个从其向外延伸的密封齿，其中所述的至少两个密封齿的每个沿所述的尖端罩周向宽度的至少部分延伸。
4.一种转子叶片(100)，其包括：
在叶片根和叶片尖端之间径向延伸的翼片(106)；和
从所述的叶片尖端延伸的尖端罩(112)，所述的尖端罩包括：
一对相对侧(118，120)；
在所述的一对相对侧之间测量的周向宽度；
增加截面厚度的第一区(126)，所述增加截面厚度的第一区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第一区邻近所述的一对相对侧的第一侧且限定了形成所述的第一侧的部分的第一互锁表面(122)；
增加截面厚度的第二区(128)，所述增加截面厚度的第二区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第二区邻近所述的一对相对侧的第二侧且限定了形成所述的第二侧的部分的第二互锁表面(124)；
在所述的增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区之间沿所述的周向宽度延伸的中间部分(130)，所述的中间部分包括相对于所述增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区的降低截面厚度；和
其中所述的尖端罩(112)进一步包括便于支承所述的增加截面厚度的第一区(126)且因此便于支承所述的第一互锁表面(122)的第一支承构件(132)，和便于支承所述的增加截面厚度的第二区(128)且因此便于支承所述的第二互锁表面(124)的第二支承构件(134)。
5.根据权利要求4所述的转子叶片(100)，其中所述的尖端罩(112)进一步包括增加截面厚度区的第三区，所述增加截面厚度区的第三区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第三区在所述的增加截面厚度的第一区(126)和所述的增加截面厚度的第二区(128)之间沿所述的尖端罩周向宽度延伸，使得所述的增加截面厚度的第三区连接了所述的增加截面厚度的第一区和所述的增加截面厚度的第二区。
6.根据权利要求5所述的转子叶片(100)，其中所述的增加截面厚度的第三区将所述的中间部分(130)分为一对相对的中间区。
7.根据权利要求4所述的转子叶片(100)，其中所述的一对相对尖端罩侧(118、120)的第一侧包括凸出形状，且所述的一对相对尖端罩侧的第二侧包括凹入形状。
8.根据权利要求4所述的转子叶片(100)，其中所述的尖端罩(112、212)包括至少两个从其向外延伸的密封齿(116)，其中所述的至少两个密封齿的每个沿所述的尖端罩周向宽度的至少部分延伸，且其中所述的增加截面厚度的第一区(126)、所述的增加截面厚度的第二区(128)和所述的中间部分(130)每个在所述的至少两个密封齿的邻近的对之间沿所述的尖端罩周向宽度延伸。
9.一种转子，其包括：
转子盘；和
多个从所述的转子盘延伸的周向分开的转子叶片(100)，每个所述的转子叶片包括：
在叶片根和叶片尖端之间径向延伸的翼片(106)；和
从所述的叶片尖端延伸的尖端罩(112)，所述的尖端罩包括：
一对相对侧(118，120)；
在所述的一对相对侧之间测量的周向宽度；
增加截面厚度的第一区(126)，所述增加截面厚度的第一区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第一区邻近所述的一对相对侧的第一侧且限定了形成所述的第一侧的部分的第一互锁表面(122)；
增加截面厚度的第二区(128)，增加截面厚度的第二区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度的第二区邻近所述的一对相对侧的第二侧且限定了形成所述的第二侧的部分的第二互锁表面(124)；
在所述的增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区之间沿所述的周向宽度延伸的中间部分(130)，所述的中间部分包括相对于所述增加截面厚度的第一区和增加截面厚度的第二区的降低截面厚度；和
其中所述的尖端罩(112)进一步包括便于支承所述的增加截面厚度的第一区(126)且因此便于支承所述的第一互锁表面(122)的第一支承构件(132)，和便于支承所述的增加截面厚度的第二区(128)且因此便于支承所述的第二互锁表面(124)的第二支承构件(134)。
10.根据权利要求9所述的转子，其中所述的尖端罩(112)进一步包括增加截面厚度区的第三区，所述增加截面厚度的第三区相对于至少一些与其邻近的部分具有增加的截面厚度，所述的增加截面厚度第三区在所述的增加截面厚度的第一区(126)和所述的增加截面厚度第二区(128)之间沿所述的尖端罩周向宽度延伸，使得所述的增加截面厚度的第三区连接了所述的增加截面厚度的第一区和所述的增加截面厚度的第二区。
11.根据权利要求10所述的转子，其中所述的增加截面厚度第三区将所述的中间部分(130)分为一对相对的中间部分。
12.根据权利要求9所述的转子，其中所述的一对相对尖端罩侧(118、120)的第一侧包括凸出形状，且所述的一对相对尖端罩侧的第二侧包括凹入形状。
13.根据权利要求9所述的转子叶片(100)，其中所述的尖端罩(112、212)包括至少两个从其向外延伸的密封齿(116)，其中所述的至少两个密封齿的每个沿所述的尖端罩周向宽度的至少部分延伸，且其中所述的增加截面厚度的第一区(126)、所述的增加截面厚度的第二区(128)和所述的中间部分(130)每个在所述的至少两个密封齿的邻近的对之间沿所述的尖端罩周向宽度延伸。
CN200710138166XA 2006-07-31 2007-07-31 转子叶片及其制造方法 Active CN101117896B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/461108 2006-07-31
US11/461,108 2006-07-31
US11/461,108 US7527477B2 (en) 2006-07-31 2006-07-31 Rotor blade and method of fabricating same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101117896A CN101117896A (zh) 2008-02-06
CN101117896B true CN101117896B (zh) 2013-01-23

Family

ID=38670006

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200710138166XA Active CN101117896B (zh) 2006-07-31 2007-07-31 转子叶片及其制造方法

Country Status (4)

Country Link
US (1) US7527477B2 (zh)
EP (1) EP1890008B1 (zh)
JP (1) JP5246840B2 (zh)
CN (1) CN101117896B (zh)

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7762779B2 (en) * 2006-08-03 2010-07-27 General Electric Company Turbine blade tip shroud
SE533002C2 (sv) 2008-10-20 2010-06-08 Bae Systems Haegglunds Ab Hjulupphängning för hjulfordon
ES2457846T3 (es) 2008-10-23 2014-04-29 Alstom Technology Ltd Paleta para una turbina de gas
DE102009030566A1 (de) * 2009-06-26 2010-12-30 Mtu Aero Engines Gmbh Deckbandsegment zur Anordnung an einer Schaufel
GB0911330D0 (en) * 2009-07-01 2009-08-12 Rolls Royce Plc Actuatable seal for aerofoil blade tip
US20130259691A1 (en) * 2009-07-17 2013-10-03 General Electric Company Perforated turbine bucket tip cover
DE102009036406A1 (de) * 2009-08-06 2011-02-10 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelblatt
EP2385215A1 (en) * 2010-05-05 2011-11-09 Alstom Technology Ltd Light weight shroud fin for a rotor blade
US8708639B2 (en) * 2010-10-11 2014-04-29 The Coca-Cola Company Turbine bucket shroud tail
FR2967714B1 (fr) 2010-11-22 2012-12-14 Snecma Aube mobile de turbomachine
RU2010150602A (ru) 2010-12-09 2012-06-20 Альстом Текнолоджи Лтд (Ch) Бандаж лопатки ротора
US20120195742A1 (en) * 2011-01-28 2012-08-02 Jain Sanjeev Kumar Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
US9163519B2 (en) 2011-07-28 2015-10-20 General Electric Company Cap for ceramic blade tip shroud
FR2985759B1 (fr) 2012-01-17 2014-03-07 Snecma Aube mobile de turbomachine
US10597756B2 (en) 2012-03-24 2020-03-24 General Electric Company Titanium aluminide intermetallic compositions
US9238977B2 (en) 2012-11-21 2016-01-19 General Electric Company Turbine shroud mounting and sealing arrangement
FR3001759B1 (fr) * 2013-02-07 2015-01-16 Snecma Rouge aubagee de turbomachine
US9683446B2 (en) 2013-03-07 2017-06-20 Rolls-Royce Energy Systems, Inc. Gas turbine engine shrouded blade
US20140271142A1 (en) 2013-03-14 2014-09-18 General Electric Company Turbine Shroud with Spline Seal
US20150089809A1 (en) * 2013-09-27 2015-04-02 General Electric Company Scaling to custom-sized turbomachine airfoil method
US10301967B2 (en) * 2013-10-21 2019-05-28 United Technologies Corporation Incident tolerant turbine vane gap flow discouragement
US9556741B2 (en) 2014-02-13 2017-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp Shrouded blade for a gas turbine engine
US9879550B2 (en) 2014-07-31 2018-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Outer shroud with gusset
WO2016033465A1 (en) * 2014-08-29 2016-03-03 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine blade tip shroud flow guiding features
DE112015003695T5 (de) * 2014-11-06 2017-05-18 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Dampfturbinenrotorblatt, Verfahren zum Herstellen eines Dampfturbinenrotorblatts, und Dampfturbine
EP3034790B1 (en) 2014-12-16 2020-06-24 Ansaldo Energia Switzerland AG Rotating blade for a gas turbine
PL3056677T3 (pl) 2015-02-12 2020-06-01 MTU Aero Engines AG Łopatka i maszyna przepływowa
US10648346B2 (en) * 2016-07-06 2020-05-12 General Electric Company Shroud configurations for turbine rotor blades
EP3269932A1 (en) * 2016-07-13 2018-01-17 MTU Aero Engines GmbH Shrouded gas turbine blade
US10526899B2 (en) 2017-02-14 2020-01-07 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud
US10400610B2 (en) * 2017-02-14 2019-09-03 General Electric Company Turbine blade having a tip shroud notch
KR102284235B1 (ko) 2017-02-23 2021-07-30 미츠비시 파워 가부시키가이샤 터빈 동익 및 가스 터빈
US10641108B2 (en) 2018-04-06 2020-05-05 United Technologies Corporation Turbine blade shroud for gas turbine engine with power turbine and method of manufacturing same
CN109057871A (zh) * 2018-04-20 2018-12-21 西门子（中国）有限公司 汽轮机叶冠及叶冠单元
US11053804B2 (en) * 2019-05-08 2021-07-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud interlock
RU195437U1 (ru) * 2019-10-07 2020-01-28 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Турбинная рабочая лопатка с несимметричной внутренней и внешней поверхностями бандажной полки
JP2021110291A (ja) 2020-01-10 2021-08-02 三菱重工業株式会社 動翼、及び軸流回転機械

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6241471B1 (en) * 1999-08-26 2001-06-05 General Electric Co. Turbine bucket tip shroud reinforcement
CN1643236A (zh) * 2001-10-04 2005-07-20 动力体系制造有限公司 透平叶片上具有凹坑的护壳
US7001152B2 (en) * 2003-10-09 2006-02-21 Pratt & Wiley Canada Corp. Shrouded turbine blades with locally increased contact faces

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2474095B1 (fr) 1980-01-17 1986-02-28 Rolls Royce Dispositif amortisseur de vibrations pour aubes mobiles de moteur a turbine a gaz
GB2251034B (en) 1990-12-20 1995-05-17 Rolls Royce Plc Shrouded aerofoils
US5820348A (en) 1996-09-17 1998-10-13 Fricke; J. Robert Damping system for vibrating members
US5906179A (en) 1997-06-27 1999-05-25 Siemens Canada Limited High efficiency, low solidity, low weight, axial flow fan
JP4106744B2 (ja) * 1998-06-10 2008-06-25 株式会社Ｉｈｉ タービンの動翼
US6893216B2 (en) * 2003-07-17 2005-05-17 General Electric Company Turbine bucket tip shroud edge profile
US6890150B2 (en) * 2003-08-12 2005-05-10 General Electric Company Center-located cutter teeth on shrouded turbine blades
US6926495B2 (en) * 2003-09-12 2005-08-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade tip clearance control device

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6241471B1 (en) * 1999-08-26 2001-06-05 General Electric Co. Turbine bucket tip shroud reinforcement
CN1643236A (zh) * 2001-10-04 2005-07-20 动力体系制造有限公司 透平叶片上具有凹坑的护壳
US7001152B2 (en) * 2003-10-09 2006-02-21 Pratt & Wiley Canada Corp. Shrouded turbine blades with locally increased contact faces

Also Published As

Publication number Publication date
US20080025841A1 (en) 2008-01-31
EP1890008B1 (en) 2014-05-28
US7527477B2 (en) 2009-05-05
EP1890008A2 (en) 2008-02-20
CN101117896A (zh) 2008-02-06
JP5246840B2 (ja) 2013-07-24
JP2008032013A (ja) 2008-02-14
EP1890008A3 (en) 2012-11-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101117896B (zh) 转子叶片及其制造方法
EP1965031B1 (en) Blade outer air seal assembly
US8834129B2 (en) Turbofan flow path trenches
US5435694A (en) Stress relieving mount for an axial blade
US8172514B2 (en) Rim seal for a gas turbine engine
US10344601B2 (en) Contoured flowpath surface
CA2547176C (en) Angled blade firtree retaining system
US9797262B2 (en) Split damped outer shroud for gas turbine engine stator arrays
CA2634431A1 (en) Rotary body for turbo machinery with mistuned blades
US20060280610A1 (en) Turbine blade and method of fabricating same
EP2204542A2 (en) Tilted turbine blade root configuration
GB2524152A (en) High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail
US20110110788A1 (en) Blade with 3d platform comprising an inter-blade bulb
US20100166562A1 (en) Turbine blade root configurations
EP2984290B1 (en) Integrally bladed rotor
CN103459777B (zh) 用于航空器涡轮机组的涡轮机级的密封圈,包括开狭槽的防旋转栓
US9657581B2 (en) Rotor for a turbomachine
CN204532439U (zh) 用于在涡轮发动机中使用的组件及旋转组件
US20180179901A1 (en) Turbine blade with contoured tip shroud
US10287989B2 (en) Seal support of titanium aluminide for a turbomachine
EP2738351A1 (en) Rotor blade with tear-drop shaped part-span shroud
US20080089789A1 (en) Airfoils for use with turbine assemblies and methods of assembling the same
JP2022545286A (ja) 減衰タービンブレードアセンブリ

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant