CN101220755A - 涡轮机叶片设备 - Google Patents

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CN101220755A CNA2008100028980A CN200810002898A CN101220755A CN 101220755 A CN101220755 A CN 101220755A CN A2008100028980 A CNA2008100028980 A CN A2008100028980A CN 200810002898 A CN200810002898 A CN 200810002898A CN 101220755 A CN101220755 A CN 101220755A
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A·S·佩克
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General Electric Co
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Abstract

披露一种燃气涡轮机翼面(100)。燃气涡轮机翼面(100)包括根部区段(110)、附接在根部区段(110)上的分开的延伸区段(120)；以及布置在根部区段(110)和延伸区段(120)之间的结合部(130)，结合部(130)包括机械互锁和冶金粘合(230)中的至少一种。

Description

涡轮机叶片设备
技术领域
本发明总体涉及涡轮机叶片，并且特别是涉及涡轮机叶片构造。
背景技术
例如用于发电和飞行器推动的许多燃气涡轮机采用通过单晶铸造过程来制造的涡轮机叶片。单晶铸造过程的优点在于它可以改善涡轮机叶片对于涡轮机操作中所遇到的低循环疲劳的抗力。
在发电涡轮机中，希望的是涡轮机叶片或翼面的跨度或长度可以增加每个叶片的功输出，以便用于增加的发电需求。对于增加的涡轮机环形面积或机械速度来说，用于增加的输出的具有竞争力的优值是AN2，其中A表示涡轮机环形面积，并且N表示涡轮机速度。翼面宽度可以通过在铸造生产过程中变化到较大容量铸造来延长。增加铸造容积将同样增加与单晶处理相关的问题。这些问题包括另外的收缩、开发努力和成本以及现有设备的能力限制。
因此，在本领域中需要一种克服这些缺陷的涡轮机翼面配置。
发明内容
本发明的实施例包括燃气涡轮机翼面。燃气涡轮机翼面包括根部区段、附接在根部区段上的分开的延伸区段以及布置在根部区段和延伸区段之间的结合部，结合部包括机械互锁件或冶金粘合(bond)中的至少一种。
本发明的另一实施例包括组装燃气涡轮机翼面的方法。该方法包括将粘合剂施加在至少一个突出部和凹口上，该突出部和凹口各自相对布置在各自的翼面的根部区段和翼面的分开的延伸区段上。该方法还包括相对于延伸区段定位根部区段，将突出部、凹口和粘合剂暴露于能够激发粘合剂的物质，并且在根部区段和延伸区段之间形成冶金粘合。
本发明的另一实施例包括燃气涡轮机，包括引导气流的壳体、转子以及多个燃气涡轮机翼面。多个燃气涡轮机翼面的至少一个包括与转子机械连接的根部区段以及附接在根部区段上的分开的延伸区段。
附图说明
参考示例性附图，其中类似的元件在附图中类似地标示。
图1表示按照本发明实施例的涡轮机的端部透视图；
图2表示按照本发明实施例的翼面的端部透视图；
图3表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；
图4表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；
图5表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；
图6表示按照本发明实施例的翼面突出部的顶部透视图；
图7表示按照本发明实施例的翼面突出部的顶部透视图；
图8表示按照本发明实施例组装涡轮机翼面的方法的流程图。
部件列表
燃气涡轮机50、转子65、壳体66、翼面100、根部区段110、延伸区段120、结合区段130、尖端150、覆盖物175、突出部210、分叉突出部211、城堡形突出部212、凹口220、冶金粘合230、第一部分240、第二部分250、方向线275、方向线280、方向线280、方向线285、部分横跨覆盖物310、覆盖物311、重叠凸唇320、重叠凸唇321、凹口330、插入边缘350、保持边缘351、流程图800、施加步骤810、定位步骤820、暴露步骤830、形成步骤840。
具体实施方式
本发明实施例提供通过冶金粘合来增强的机械互锁锥形结合部，以便提供将翼面截面相互结合的冗余负载路径。由于沿着结合部的长度逐渐引入负载，锥形结合部的几何形状提供改善的负载传递效率。锥形结合部对于冶金粘合施加压缩和剪切负载，以便改善结合部整体性。另外，结合部将平衡结构和制造需求。
本发明实施例将为翼面提供增加的长度，以便增加性能。另一实施例将提供修改损坏翼面的能力，例如翼面尖端失效。另一实施例将提供如下的翼面，该翼面结合了多种材料性能，以便采取“设计-材料能力”原理来克服例如振动的失调尖端模式以及叶片尖端-壳体摩擦情况。
现在参考图1，表示燃气涡轮机50的端部透视图。在实施例中，燃气涡轮机50是飞行器发动机的燃气涡轮机。燃气涡轮机50包括多个翼面(其中的一个实例表示在图2中)。气体流入壳体66，并且气流通过壳体66引导以便作用在多个翼面100上。翼面100提供将与气体膨胀相关的能量转换成转子65的转动。转子65可转动地布置在燃气涡轮机50的中心附近，其方式是本领域普通技术人员将能理解的。
现在参考图2，表示涡轮机50的翼面100的端部透视图。翼面100包括与转子65(图1所示)机械连接的根部区段110(这里还称为根部)以及经由结合区段130(这里还称为结合部)附接在根部区段110上的分开的延伸区段120(这里还称为延伸部)。将延伸部120附接在根部110上可使得翼面100长度超过单晶铸造所实现的长度。
延伸部120可被选择成与根部100不同的材料以及不同的材料结构中的至少一种。对于应用要求的不同材料性能的选择公知为“设计-材料能力”。在实施例中，根部100可包括抵抗低循环疲劳的单晶材料结构，并且延伸部120可包括定向固化或柱形颗粒材料结构，以便增强蠕变的抗力。在另一实施例中，延伸部120将包括不同材料，使得振动响应失调，这公知为振动的尖端模式。在另一实施例中，延伸部120将包括不同于根部110的低密度材料，以便减小延伸部120的质量。将理解到翼面100的尖端150处的质量减小将减小延伸部120响应转子65转动而产生的离心力。
现在参考图3，表示结合区段130的放大端视图。互锁突出部210布置在根部110上，并且互锁凹口220布置在延伸部120内。将理解到互锁突出部210和互锁凹口220的几何形状是互补的，使得凹口220的几何形状与突出部210匹配，如图3所示。凹口220和突出部的互补几何形状提供将延伸部120附接在根部110上的机械互锁。在实施例中，结合区段130还包括将延伸区段120附接在根部区段110上的冶金粘合230。使用与机械互锁相结合的冶金粘合230提供冗余负载路径。即，冶金粘合230和机械互锁各自提供将延伸部120连接在根部110上以及在延伸部120和根部110之间任何负载传递的措施。在实施例中，冶金粘合230是铜焊结合部，包括适当的铜焊材料，例如铜焊膏和铜焊箔。在另一实施例中，冶金粘合230是瞬时液相粘合、扩散粘合以及例如压力箔片铜焊结合部的混合粘合中的至少一种，扩散粘合包括用于增加结构结合部的压力增加。
虽然将实施例描述成具有包括突出部210的翼面根部110以及包括凹口220的翼面延伸部120，将理解到该实施例的范围不局限于此，并且该实施例还可适用于其它结合配置，例如包括凹口220的翼面根部220以及包括突出部210的翼面延伸部120。
在实施例中，结合部130的突出部210和凹口220各自包括第一部分240和第二部分250。突出部210的第一部分240和凹口220的第一部分240各自包括锥形角度，如图3的θ所示。
翼面的厚度可以通过方向线280来限定。锥形角度θ包括后角，使得突出部210和凹口220的第一部分240的厚度随着朝着突出部210和凹口220的第一部分240并离开突出部210和凹口220的第二部分250的位移或距离增加而减小。为了响应通过延伸部120施加在根部110上的方向线275所示方向上的离心力，锥形后角θ使得突出部210、凹口220的第一部分240和冶金粘合230之间将产生压缩力和剪切力中的至少一种。将理解到作为材料的强度性能，压缩力和剪切力中的一种或两种相对于张力来说是优选的，以便增强结合部强度。因此，图3所示的锥形后角θ的使用将增加结合区段130对于离心力施加的响应的整体性。考虑到大约10度的锥形后角将提供最佳的结合部整体性。如这里使用那样，术语“大约”表示包括适用于应用要求的制造和设计误差的偏差量。
在实施例中，突出部210和凹入部220的第二部分250的厚度(相对于方向线280来限定)大于或高于突出部210和凹口220的第一部分240的厚度。因此，突出部210的第二部分250的厚度将提供机械互锁，以便防止突出部210与根部110分开。突出部210和凹口220的第一部分240的锥形以及突出部210和凹口220的第二部分250的厚度与冶金粘合230相结合，以便提供冗余负载路径，由此增加根部110和延伸部120之间的结合部130的整体性。
现在参考图4，表示包括分叉突出部211的结合部130的实施例。分叉突出部211用来增加柔性。为了响应相对于根部110在通过方向线285所示的方向上施加在延伸部120上的组装力，分叉突出部211的第二部分250将压缩，使其安装在凹口220的第一部分240内，并且随后在凹口220的第二部分250内膨胀。在分叉部分211的第二部分250在凹口220的第二部分250内膨胀之后，将提供所述的机械互锁，以便将延伸部120附接在根部110上。在实施例中，分叉突出部211的插入边缘350将包括使其有助于分叉突出部211的第二部分250压缩的几何形状。在实施例中，插入边缘350包括导前角度。在实施例中，一组保持边缘351的几何形状构造成使其在延伸部210附接在根部110之后防止分叉突出部211的第二部分250的压缩。在实施例中，该组保持边缘351将包括接合凹口220的相应表面的特征。在另一实施例中，该组保持边缘351将包括后角，以便与凹口220的相应表面接合，从而在延伸部210附接在根部110之后防止分叉突出部211的第二部分250压缩。
在实施例中，根部110和延伸部120之一将包括部分横跨覆盖物310。部分横跨覆盖物310构造成在两个相邻翼面100之间提供支承。在当前翼面100中，覆盖物175通常布置在翼面100的尖端150处，如图2所示。考虑到在翼面100的总体长度或跨度增加时，为了增加燃气涡轮机50的环形面积，由于延伸部120的过大离心负载，变得不太适用于将覆盖物310布置在翼面100的尖端150处。因此，部分横跨覆盖物310靠近翼面100的结合部130布置。在实施例中部分横跨覆盖物310靠近结合部布置在翼面100的延伸部120上。考虑到将造成压缩负载以响应靠近翼面100的部分横跨覆盖物310的接合。这种压缩负载用来引入有利的应力状态，以便增加冶金粘合130的强度，并且提供增加的摩擦负载，从而加强机械负载路径。还考虑到结合部几何形状的适当选择与压缩应力状态的相结合将为结合部130提供超过母体合金强度的强度。
在实施例中，根部110和延伸部120中的至少一种包括重叠凸唇320。重叠凸唇320包括用来减小结合部130处的气流中断。在实施例中，重叠凸唇320从延伸部120延伸到靠近结合部130布置在根部110上的互补凹口330内。考虑到在包括靠近重叠凸唇320布置的部分横跨覆盖物320的实施例中，叶片之间(翼面100之间)的负载将是压缩的，并且因此有助于保持重叠凸唇320有利地密封在互补凹口330内。
现在参考图5，描述翼面100的可选择实施例。图5所示的翼面100包括布置在翼面100的根部110上的覆盖物311。在实施例中，重叠凸唇321从根部120延伸到靠近结合部130布置在延伸部120上的互补凹口331内。
虽然描述了具有靠近结合部130布置的覆盖物310、311的实施例，将理解到实施例的范围不局限于此，并且实施例可适用于具有沿着根部110和延伸部120之一的其它地方布置的覆盖物310、311的翼面100。另外，虽然描述了具有从根部和延伸部之一延伸到根部和延伸部中另一个的两个互补凹口内的覆盖物凸唇的实施例，将理解到实施例的范围不局限于此，并且实施例还可适用于具有可选择构造的翼面100，例如相对布置在每个根部和延伸部上的一个覆盖凸唇和一个凹口。
现在参考图6，表示突出部210的顶部透视图。在实施例中，突出部210是单个大弦宽(进入图2、3和4的页面平面)突出部210。单个大弦宽突出部210横跨几乎翼面100的整个宽度。如这里使用那样，术语“几乎整个宽度”描述了具有适当结构的单个突出部210，以便在根部110和延伸部120之间提供足够结合强度。希望的是利用单个大弦宽突出部210，以便为冶金粘合230提供增加的表面面积。
现在参考图7，表示可选择突出部配置的顶部透视图。可选择突出部配置包括一组城堡形互锁突出部212。希望的是采用城堡形互锁突出部212来减小将根部110连接在延伸部120上所需的组装力。还希望的是定位城堡形互锁突出部212和相应的城堡形互锁凹口，以便在根部110和延伸部120之间提供定向对准和保持。
因此，现在参考图3、4和8描述根部110和延伸部120的组装。图8表示组装涡轮机翼面100的方法的概括流程800。延伸部120和根部110首先通过例如铜焊膏或铜焊箔的粘合剂将施加810在突出部210和凹口220中的至少一个上来组装，突出部210、212和凹口220各自相对地布置在翼面100的根部110和翼面100的分开延伸部120上。通过相对于延伸部120定位820根部110来机械组装，使得突出部210和凹口220的互补几何形状配合在一起。组装过程另外包括将突出部210、凹口220和粘合剂暴露830于能够激发粘合剂的物质，并且在根部110和延伸部120之间形成840冶金粘合230。
在实施例中，定位820包括相对于延伸部120对准根部110，以确保其相互之间适当定位，并且通过方向线285如图3所示将压缩径向组装力施加在延伸部120和根部110上，以便相对于延伸部120定位根部110。
在另一实施例中，定位820包括相对于凹口220对准突出部210、212，并且在图3和4页面的平面内将切向组装力施加在根部110和延伸部120上。为了响应切向组装力的施加，突出部210、211将在凹口220内相对于凹口220滑动。因此，切向组装力的施加将被控制，以便相对于延伸部120适当定位根部110。
在实施例中，将根部110、延伸部120和粘合剂暴露于激发物质包括施加热量以便熔化铜焊箔和铜焊膏中的至少一种。
在实施例中，组装方法还包括相对于根部110在方向285上将压缩径向预负载施加在延伸部120上，以便增加根部110和延伸部120之间的冶金粘合230。压缩径向预负载可在暴露于激发物质的同时施加。施加的径向预负载的适当量是根部110和延伸部120的材料的函数，并且将少于例如锻制粘合的其它组装方法所需的量。
组装方法的实施例还包括在定位820之前冷却，这里指的是在突出部210上施加冷却，以便造成突出部210的第二部分250的尺寸变小，并且允许减小量的组装力，以便将突出部210定位在凹口220内，并由此相对于延伸部120定位根部110。在实施例中，组装方法还包括在定位820之前加热凹口220，造成凹口220的第一部分240的尺寸变大，由此允许减小量的组装力，以便将突出部210定位在凹口220内。
虽然描述了包括结合部130以便附接延伸部120从而增加翼面100的总体长度的实施例，将理解到实施例的范围不局限于此，并且实施例还可适用于包括结合部130的其它翼面。例如，结合部130可用来修复在使用中变得损坏的翼面100。针对布置在翼面100的延伸部120上的尖端150(如图2所示)的损坏，结合部130可允许损坏尖端150更换，而不需要更换整个翼面100。另外，不包括结合部130的损坏翼面100可被调整，以便结合突出部210，从而允许延伸部120的随后附接，例如更换损坏的尖端150。翼面100可经由电子放电加工(EDM)、加工、磨削以及其它适当方法中的至少一种来调整以便修复，从而去除损坏部分并且结合突出部210。在可选择实施例中，损坏翼面100可被调整，以便结合凹口220，从而允许包括突出部210的延伸部120的随后附接。
虽然描述了在结合区段130处具有特定曲率的涡轮机翼面100的实施例，将理解到实施例的范围不局限于此，并且该实施例将适用于在结合区段130处具有例如直线区段的其它几何形状的其它翼面。另外，虽然描述了具有示例性突出部和凹口几何形状的实施例，将理解到实施例的范围不局限于此，该实施例还可适用于包括具有可选择几何形状的突出部和凹口的涡轮机翼面。
如上所述，本发明的某些实施例可包括某些下面的优点：构造具有增加整体长度的涡轮机翼面的能力；构造采用多种材料的涡轮机翼面的能力，每种材料对于特定应用要求来说是最佳的；以及修复损坏翼面的能力。
虽然参考示例性实施例描述了本发明，本领域普通技术人员将理解到可以进行多种变化，并且可以对于其元件进行等同替代，而不偏离本发明的范围。另外，可以进行多种调整来将特定情况或材料适用于本发明的教导，而不偏离其基本范围。因此，所打算的是本发明不局限于这里作为实施本发明的最佳或唯一模式描述的特定实施例，而是本发明将包括落入所附权利要求的范围的所有实施例。同样，在附图和说明书中，披露了本发明的示例性实施例，并且虽然采用了特定术语，除了只用于通用和描述目的之外别无它义，并不为了限制目的，本发明的范围因此不受其限制。此外，术语第一、第二等使用不表示任何顺序或者重要性，相反术语第一、第二等用来相互区分元件。另外，术语一、一个等使用不表示数量受到限制，而是表示具有至少一个所述物品。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮机翼面(100)，包括：
根部区段(110)；
附接在根部区段(110)上的分开的延伸区段(120)；以及
布置在根部区段(110)和延伸区段(120)之间的结合部(130)，结合部(130)包括机械互锁和冶金粘合(230)中的至少一种。
2.如权利要求1所述的燃气涡轮机翼面(100)，其特征在于：
至少一个延伸区段(120)和根部区段(110)包括部分横跨覆盖物(310)。
3.如权利要求1所述的燃气涡轮机翼面(100)，其特征在于：
冶金粘合(230)包括铜焊粘合合、瞬时液相粘合、扩散粘合和混合粘合中的至少一种。
4.如权利要求1所述的燃气涡轮机翼面(100)，还包括：
包括第一部分(240)和第二部分(250)的突出部(210)，第二部分(250)大于第一部分(240)，突出部(210)布置在根部区段(110)和延伸区段(120)之一上；以及
包括第一部分(240)和第二部分(250)的凹口(220)，第二部分(250)大于第一部分(240)，凹口(220)布置在根部区段(110)和延伸区段(120)的另一个内，并且具有与突出部(210)的几何形状互补的几何形状。
5.如权利要求4所述的燃气涡轮机翼面(100)，其特征在于：
突出部(210)的第一部分(240)和凹口(220)的第一部分(240)各自包括锥形；
突出部(210)的第一部分(240)的厚度随着离开突出部(210)的第二部分(250)的距离增加而减小；以及
凹口(220)的第一部分(240)的厚度随着离开凹口(220)的第二部分(250)的距离增加而减小。
6.一种组装燃气涡轮机翼面(100)的方法，包括：
将粘合剂施加(810)在至少一个突出部(210)和凹口(220)(330)上，突出部(20)和凹口(220)(330)各自相对地布置在各自的翼面(100)的根部区段(110)和翼面(100)的分开的延伸区段(120)上；
相对于压缩区段(120)定位(820)根部区段(110)；
将突出部(210)、凹口(220)(330)和粘合剂暴露(830)于能够激发粘合剂的物质；以及
在根部区段(110)和延伸区段(120)之间形成(840)冶金粘合(230)。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，暴露(830)包括：
将热量施加在突出部(210)、凹口(220)以及铜焊箔和铜焊膏的至少一种上，以便熔化铜焊箔和铜焊膏中的至少一种。
8.一种燃气涡轮机(50)，包括：
引导气流的壳体(66)；
转子(65)；以及
多个燃气涡轮机翼面(100)，多个燃气涡轮机翼面(100)的至少一个包括：
与转子(65)机械连接的根部区段(110)；以及
附接在根部区段(110)上的分开的延伸区段(120)。
9.如权利要求8所述的燃气涡轮机(50)，至少一个涡轮机翼面(100)还包括：
将延伸区段(120)附接在根部区段(110)上的冶金粘合(230)和机械互锁中的至少一种；
包括第一部分(240)和第二部分(250)的突出部(210)，第二部分(250)大于第一部分(240)，突出部(210)布置在根部区段(110)和延伸区段(120)之一上；以及
包括第一部分(240)和第二部分(250)的凹口(220)，第二部分(250)大于第一部分(240)，凹口(220)布置在根部区段(110)和延伸区段(120)的另一个内，并且具有与突出部(210)的几何形状互补的几何形状。
10.如权利要求9所述的燃气涡轮机，其特征在于：
突出部(210)的第一部分(240)和凹口(220)的第一部分(240)各自包括锥形角度。
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