CN101573510A - 在表面内具有倾斜延伸的凹槽的部件及运行涡轮机的方法 - Google Patents

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Abstract

热负荷部件可以通过主动冷却或设置绝热层而免受高的热负载。本发明通过将倾斜延伸的缝隙(19)设在部件(1、120、130)的表面(16)中来提高效率。

Description

在表面内具有倾斜延伸的凹槽的部件及运行涡轮机的方法
技术领域
本发明涉及一种在表面上具有倾斜延伸的凹槽的部件，以及一种用于运行涡轮机的方法。
背景技术
由介质溢流或绕流的部件，例如流体动力机械，如燃气轮机，在使用中不允许超过确定的温度，并且必须防止过高的热负载和/或被冷却。
在燃气轮机中，这通过施加特别是构造成多孔的陶瓷绝热层来实现，除了应用多孔的绝热层之外，还已知在燃气轮机叶片中使用薄膜冷却。
US 6,703,137B2公开了在涡轮叶片中垂直于表面延伸的凹槽，所述凹槽具有在粘结层上的外部绝热层。
发明内容
本发明的目的在于提出一种改善绝热的部件以及一种用于运行涡轮机的方法，所述方法实现了部件的有限冷却需求。
该目的通过一种具有沿流动方向倾斜延伸的凹槽的部件以及通过一种运行具有这种部件的涡轮机的方法来实现。
优选地，所述凹槽仅在一个层中延伸，这就是说，优选地设在一个层的内部。
如果设有多个，在此优选两个层，则所述凹槽仅设在最外层中。在用于燃气轮机的涡轮叶片的实例中，最外层是其中设有凹槽的陶瓷层。
在从属权利要求中列出了其他有利的改进方案，所述改进方案可以任意组合，以便获得其他优点。
附图说明
其示出了：
图1、2、3、4、5、6为实施例，
图7燃气轮机，
图8涡轮叶片的透视图，
图9燃烧室的透视图。
具体实施方式
图1以截面图示出了部件1.
部件1尤其在燃气轮机100中(图7)是涡轮工作叶片或者导向叶片120、130(图7、图8)或者是燃烧室部件155(图9)。
本发明仅示例性地借助于燃气轮机100的涡轮工作叶片或者导向叶片120、130来阐述，然而其可以用于被溢流或者绕流的每个任意组件，这就是说还在用于飞机的燃气轮机中、在蒸汽轮机或压缩机中。
部件1、120、130、155特别是由基底4构成，所述基底特别是在高温应用的情况下，如在燃气轮机中，由镍基合金或钴基合金组成。在蒸汽轮机中还应用铁基超合金。
在基底4上优选设有优选由合金MCrAIX制成的粘结层7，在粘结剂层上设有外部的陶瓷绝热层10。
凹槽19从部件120、130、155的表面16开始，并且可以设在实心部件120、130、155(仅由基底4构成的部件)中或者设在层7、10中(图1、图2、图3)。凹槽19还可以延伸穿过一个或多个层7、10(未示出)。
部件1被介质沿流动方向13溢流或绕流。优选地，凹槽19倾斜地沿流动方向13延伸(图1、图2)。但是，所述凹槽同样可以倾斜地反向于流动方向13延伸。
凹槽19为盲孔或者总是具有底部28。因此，其不被用作薄膜冷却孔。
凹槽19具有纵向方向22，该纵向方向22在凹槽19内从凹槽19的底部28延伸到部件的表面16，并且该纵向方向22以角度α倾斜于流动方向13或朝表面16延伸(图2)。
凹槽19的穿透深度d垂直于部件120、130的表面16，并且可以以单个层7、10的层厚度s的相对值和总层厚度的相对值来确定大小。
凹槽在层10或者层7、10中的穿透深度d优选以最外层的层厚度s的相对值来确定。穿透深度垂直于外表面16延伸。所述穿透深度优选为层厚度s的10％-120％，这就是说，在值为120％时，穿透深度穿过最外层10深入到基底4中，或者穿过一个位于下面的和/或位于下面的层7并且深入到基底4中。
优选地，穿透深度d在最外层10的层厚度s的10％和90％之间，这就是说，所述穿透深度仅在最外层10之内。特别优选地，穿透深度被应用为最外层10的层厚度的50％-80％(图3)。最外层优选为1-2mm厚并且具有1mm的穿透深度d来用于凹槽19。
优选地，凹槽19从部件的表面16开始具有相同的穿透深度d(图2)。穿透深度d优选为层厚度s的10％至120％。
角度α不等于90°(α≠90°，这就是说α＞90°或α＜90°)。相对于90°的差别如此选择，即该差别处于如在US6,703,137B2中已知的在制造垂直延伸的凹槽时给出的公差范围之外。
优选地，角度α＜80°或者具有＞100°的角度。优选地，角度α在20°和80°之间。
凹槽19优选地在部件1、120、130、155的表面16的平面中构造成长形的，这就是说，在表面16的平面中的长度l优选至少为穿透深度d的十倍(图3、图4)。凹槽19同样可以是弧形的(图4)。凹槽19还可以围绕部件120、130、155环绕地设置，即对于涡轮叶片120、130而言围绕叶身406。
凹槽19在角度β等于90°、小于或大于90°的情况下被溢流(图3、5)：0°＜β＜180°，特别是10°＜β＜170°。角度β通过流动方向13和横向方向25来确定，该横向方向为在表面16的高度上的凹槽19的棱边。
图2示出了另一实施例。基于图1，在基底4和/或还在层7、10中设有薄膜冷却孔418、419。该薄膜冷却孔418从部件的空腔优选延伸至凹槽19的穿透深度d的高度。该薄膜冷却孔418同样可以延伸至在此处设置有凹槽19或者在此处未设置有凹槽19的表面16(未示出)。同样还可以设有被遮盖的薄膜冷却孔419，其设在绝热层10之下并且在粘结层7之下。
该薄膜冷却孔418的宽度可以与在平面20的高度上的凹槽一样宽，还可以与凹槽19沿流动方向13的尺寸相比更细或更宽。
凹槽的横截面可以任意地构造。在图1和图2中，所述凹槽具有平行四边形的形状。在平行于所述表面16的截面中，凹槽19的棱边是在截面中平行延伸的棱边。
同样，凹槽19的宽度在表面16的区域中比在凹槽19的底部28的区域中的宽度更宽(图4)。
同样，凹槽19”的宽度在表面16上比在穿透深度d的高度上的底部28上的宽度更小。
纵向方向22总是通过线条形成，该线条在侧壁23、26的平面中延伸并且具有从凹槽19的底部28到凹槽19的表面16的最小距离。
凹槽19可以以不同的方式和方法被加工出来。在金属层7或金属基底4中，这可以以已知的机械方式和方法来实现。在陶瓷中且在陶瓷层的情况下，这优选通过激光(如在US 6,703,307B2中所阐述)或者电子辐射来实现。
凹槽19的作用在于使空气分子不移动，从而形成一种开放多孔性，其中通过在流动方向13上的倾斜位置，空气遗留在凹槽或缝隙19中。
图6以纵向截面图示例性地示出了燃气轮机100。燃气轮机100在内部具有围绕旋转轴线102可旋转地支承的、具有轴101的转子103，所述转子还称为涡轮动子。进气壳体104、压缩机105、例如复曲面的燃烧室110，特别是环形燃烧室，具有多个同轴设置的燃烧器107，以及涡轮108和排气壳体109依次沿着转子103布置。环形燃烧室110与例如环形的热气通道111相通。在那里四个相继连接的涡轮级112形成涡轮108。
每个涡轮级112例如由两个叶片环形成。在工作介质113的流动方向上观看，由工作叶片120形成的排列125在热气通道111中跟随着导向叶片列115。在此，导向叶片130固定在定子143的内部壳体138上，相反，排列125的工作叶片120例如借助涡轮叶轮盘133安装在转子103上。发电机或工作机(未示出)连接在转子103上。
当运行燃气轮机100时，由压缩机105通过进气壳体104来吸取空气135并且对其进行压缩。压缩机105在涡轮侧的端部提供的压缩空气输送至燃烧器107并且在那里与燃烧剂混合。然后该混合物在形成工作介质113的情况下在燃烧室110中燃烧。工作介质113从那里出来沿着热气通道111流过导向叶片130和工作叶片120。工作介质113在工作叶片120上传递扭矩地膨胀，从而工作叶片120驱动转子103并且所述转子驱动连接在其上的工作机。
当运行燃气轮机100时，承受热工作介质113的部件处于热负载之下。在工作介质113的流动方向上看的第一涡轮级112的导向叶片130和工作叶片120除了衬在环形燃烧室内的阻热元件外热负荷最大。为了承受在那里的温度，其可以借助冷却介质来冷却。
同样，部件的基底可以具有定向结构，这就是说，所述基底是单晶晶粒(SX结构)或者仅具有纵向取向的晶粒(DS结构)。例如铁基超合金、镍基超合金、或钴基超合金作为部件、特别是涡轮叶片120、130以及燃烧室110的部件的材料。这些类型的超合金例如在EP 1204776B 1、EP 1306454、EP 1319729A1、WO 99/67435或者WO00/44949中已知；这些文献关于合金的化学成分是本申请公开内容的一部分。
导向叶片130具有朝向涡轮108的内部壳体138的导向叶片叶根(在此未示出)以及位于导向叶片叶根对面的导向叶片头。所述导向叶片头面朝转子103并且固定在定子143的固定环140上。
图7以透视图示出了沿纵轴121延伸的流体机械的工作叶片120或导向叶片130。
流体机械可以是飞机或者用于发电的发电站的燃气轮机、蒸汽轮机或压缩机。
叶片120、130沿着纵轴121相继地具有固定区域400、邻接在其上的叶片台403和叶身406以及叶片顶端415。作为导向叶片130，叶片130在其叶片顶端415上具有另一平台(未示出)。
在固定区域400中形成叶根183，所述叶根用于将涡轮叶片120、130固定在轴或盘上(未示出)。叶根183例如构造为锤头。其构造方案例如冷杉树形叶根或燕尾形叶根也是可行的。叶片120、130具有入流棱409以及出流棱412以用于在叶身406上流过的介质。
在传统的叶片120、130中，在叶片120、130的全部区域400、403、406中例如应用实心金属材料，特别是超合金。这种超合金利用在EP 1204776B 1、EP 1306454、EP 1319729A1、WO 99/67435或者WO 00/44949中已知；这些文献关于合金的化学成分是本申请公开内容的一部分。叶片120、130在此可以通过浇铸法，借助于定向凝固，通过锻造法、通过铣削法或者其组合来制造。
具有单晶结构的工件作为机器的部件，其被用于在运行中承受高的机械、热和/或化学负载。制造这种类型的单晶工件通过定向的凝固熔融物来实现。在此涉及铸造方法，其中液态的金属合金凝固或者定向地凝固成单晶结构，这就是说凝固成单晶工件。在这种情况下，树枝状的晶体沿着热流取向，并且形成柱状晶粒结构(柱状，这就是说，在工件的全部长度上延伸的且在此按照通常的语言惯用语称为定向凝固的晶粒)或者单晶结构，这就是说，整个工件由一个唯一的晶体组成。在这种方法中，需要避免转变为球状(多晶)凝固，因为由于非定向的生长必然形成横向和纵向的晶界，这种晶界将定向凝固的或者单晶部件的良好特性破坏。
所述定向凝固的组织，在此不仅可以理解为没有晶界或者至多具有小角度晶界的单晶体，而且还可以理解为虽然具有纵向延伸的晶界但没有横向晶界的柱状晶体结构。后者所述的结晶结构还被称为定向凝固的组织(directionally solidified structure)。这种方法在US-PS6,024,792以及EP 0892090A1中已知；这些文献关于凝固方法是本申请公开内容的一部分。
同样叶片120、130具有防腐蚀或者氧化的涂层，例如(MCrAlX；M是下列至少一种元素：铁(Fe)、钴(Co)、镍(Ni)，X是一种活性元素并且代表钇(Y)和/或硅和/或至少一种稀土元素，或者铪(Hf))。这种合金在EP 0486489B1、EP 0786017B1、EP 0412397B1或者EP 1306454A1中已知，这些文献关于合金的化学成分是本申请公开内容的一部分。密度优选为理论密度的95％。在MCrAlX层(作为中间层或者作为最外层)上形成防护性的氧化铝层(TGO＝thermal grown oxide layer(热生长氧化层))。
优选为最外层的绝热层设在MCrAlX上，并且例如由ZrO2/Y2O3-ZrO2组成，这就是说，所述绝热层没有通过氧化钇和/或氧化钙和/或氧化镁部分地或全部地稳定。绝热层覆盖整个MCrAlX层。通过适合的涂层方法，例如电子束物理气相沉积(EB-PVD)在绝热层中产生柱状晶粒。可以考虑其他涂层方法，例如大气等离子喷镀(APS)、LPPS、VPS或CVD。绝热层可以具有多孔的、含围观缝隙或宏观缝隙的晶粒用于改善热冲击耐抗性。绝热层优选与MCrAlX层相比是更多孔的。
叶片120、130可以空心地或实心地构造。当叶片120、130要被冷却时，所述叶片是空心的并且必要时还具有薄膜冷却孔418(以虚线示出)。
图8示出了燃气轮机100的燃烧室110。燃烧室110例如构造为所谓的环形燃烧室，其中多个沿周向围绕旋转轴线102设置的燃烧器107通至一个共同的燃烧室腔154中并且产生火焰156。对此，燃烧室110总体地构造为围绕旋转轴线102定位的环形结构。
为了获得相对较高的效率，燃烧室110构造用于从约1000℃至1600℃的工作介质M的相对高的温度。为了还能够在该不利于材料的工作参数中实现相对长的使用寿命，燃烧室壁体153在朝向工作介质M的侧面上设置有由阻热元件155形成的内衬。
由于在燃烧室110内的高温，此外可以设置冷却系统用于阻热元件155或者用于其固定元件。阻热元件155例如是空心的并且具有必要时还通入燃烧室腔154中的冷却孔(未示出)。
每个由合金制成的阻热元件155在工作介质侧都构造有特别耐热的保护层(MCrAlX层和/或陶瓷层)或者由耐高温的材料(实心陶瓷块)制成。
该保护层可以类似于涡轮叶片那样，例如是MCrAlX：M是下列至少一种元素：铁(Fe)、钴(Co)、镍(Ni)，X是一种活性元素并且代表钇(Y)和/或硅和/或至少一种稀土元素，或者铪(Hf)。这种合金在EP 0486489B1、EP 0786017B1、EP 0412397B1或者EP1306454A1中已知，这些文献关于合金的化学成分是本申请公开内容的一部分。
在MCrAlX上例如还可以设有陶瓷绝热层并且其例如由ZrO2、Y2O3-ZrO2组成，这就是说，所述绝热层没有通过氧化钇和/或氧化钙和/或氧化镁部分地或全部地稳定。
通过适合的涂层方法，例如电子束物理气相沉积(EB-PVD)在绝热层中产生柱状晶粒。可以考虑其他涂层方法，例如大气等离子喷镀(APS)、LPPS、VPS或CVD。绝热层可以具有多孔的、含围观缝隙或宏观缝隙的晶粒用于改善热冲击耐抗性。
再修整(refurbishment)意味着，涡轮叶片120、130、阻热元件155在其已经被使用后必要时必须除去保护层(例如通过喷砂处理)。接着去除腐蚀层和/或氧化层或氧化物。必要时还可以修补在涡轮叶片120、130或阻热元件155中的缝隙。由此实现了给涡轮叶片120、130、阻热元件155重新涂层，以及重新使用涡轮叶片120、130或者阻热元件155。

Claims (16)

1.一种用于流体机械(100)的部件(120、130、155)，所述部件沿流动方向(13)被溢流，并且所述部件具有外表面(16)，在所述外表面(16)中设有一个特别是多个具有底部(28)的、未完全延伸穿过所述部件(120、130、155)的壁体的凹槽(19)，所述凹槽(19)具有纵向方向(22)，所述纵向方向从凹槽(19)的底部(28)起在凹槽(19)的内部延伸直至所述表面(16)，所述纵向方向(22)相对于所述表面(16)以一个角度(α)延伸，所述纵向方向(22)与所述外表面(16)形成一个角度(α)≠90°，特别是角度(α)＜85°或者角度(α)＞95°。
2.按权利要求1所述的部件，其中，所述凹槽(19)沿流动方向(13)延伸(α＜85°)，特别是(α)＜80°。
3.按权利要求1所述的部件，其中，所述凹槽(19)反向于流动方向(13)延伸(α＞95°)，特别是(α)＞100°。
4.按权利要求1、2或3所述的部件，其中，所述凹槽(19)设在实心材料中。
5.按权利要求1、2、3或4所述的部件，其中，所述凹槽(19)设在所述部件(120、130、155)上的至少一个层(7、10)中。
6.按权利要求5所述的部件，其中，所述凹槽(19)仅设在所述部件上的层(7、10)内。
7.按权利要求5所述的部件，其中，所述凹槽(19)仅设在所述部件(1、120、130、155)上的最外层(10)中。
8.按权利要求5、6或7所述的部件，其中，所述凹槽(19)设在所述部件(120、130、155)上的陶瓷层(10)中。
9.按前述权利要求中一项或多项所述的部件，其中，所述凹槽(19)在所述表面(16)的平面中横向于流动方向(13)构造成长形的。
10.按权利要求4、5、6、7或8所述的部件，其中，所述凹槽(19)垂直于所述表面(16)的穿透深度(d)为最外层(10)的层厚度(s)的10％至120％。
11.按权利要求10所述的部件，其中，所述穿透深度(d)在最外层(10)的层厚度(s)的10％到90％之间。
12.按权利要求10所述的部件，其中，所述穿透深度(d)为最外层(10)的层厚度(s)的50％到80％。
13.按前述权利要求中一项或多项所述的部件，其中，所述凹槽(19)在平行于所述表面(16)的垂线的截面中具有平行延伸的棱边，特别是呈平形四边形。
14.按权利要求1、5、6、7或8所述的部件，其中，所述部件(120、130、155)在具有凹槽(19)的所述表面(16)的区域中具有冷却孔(418、419)。
15.按前述权利要求中一项或多项所述的部件，构造为涡轮部件(120、130、155)，特别是构造为燃气轮机(100)的涡轮工作叶片或者导向叶片(120、130)。
16.一种运行涡轮机(100)的方法，其包括如权利要求1至15中一项或多项所述的涡轮部件(120、130、155)，其中介质沿流动方向(13)溢流过涡轮部件(120、130、155)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104797783A (zh) * 2012-11-16 2015-07-22 西门子公司 在孔周围的改变的表面
CN109442479A (zh) * 2018-09-19 2019-03-08 南京航空航天大学 一种燃烧室壁面的复合热防护结构及旋转爆震发动机

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9139897B2 (en) * 2010-12-30 2015-09-22 United Technologies Corporation Thermal barrier coatings and methods of application
EP2586985A1 (de) * 2011-10-25 2013-05-01 Siemens Aktiengesellschaft Oberfläche mit speziell ausgeformten Vertiefungen und Bauteil
EP2597259A1 (de) 2011-11-24 2013-05-29 Siemens Aktiengesellschaft Modifizierte Oberfläche um ein Loch
EP2602352A1 (de) * 2011-12-05 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil mit Filmkühlloch
WO2015036430A1 (de) * 2013-09-11 2015-03-19 Siemens Aktiengesellschaft Keilförmiges keramisches hitzeschild einer gasturbinenbrennkammer
WO2016039716A1 (en) * 2014-09-08 2016-03-17 Siemens Aktiengesellschaft Insulating system for surface of gas turbine engine component
US10995624B2 (en) * 2016-08-01 2021-05-04 General Electric Company Article for high temperature service
US11788421B2 (en) * 2017-06-27 2023-10-17 General Electric Company Slotted ceramic coatings for improved CMAS resistance and methods of forming the same

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3701536A (en) * 1970-05-19 1972-10-31 Garrett Corp Labyrinth seal
US3843278A (en) * 1973-06-04 1974-10-22 United Aircraft Corp Abradable seal construction
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
US4274806A (en) * 1979-06-18 1981-06-23 General Electric Company Staircase blade tip
US4726735A (en) * 1985-12-23 1988-02-23 United Technologies Corporation Film cooling slot with metered flow
US4764089A (en) * 1986-08-07 1988-08-16 Allied-Signal Inc. Abradable strain-tolerant ceramic coated turbine shroud
GB2244673B (en) * 1990-06-05 1993-09-01 Rolls Royce Plc A perforated sheet and a method of making the same
US5233828A (en) * 1990-11-15 1993-08-10 General Electric Company Combustor liner with circumferentially angled film cooling holes
US6102656A (en) * 1995-09-26 2000-08-15 United Technologies Corporation Segmented abradable ceramic coating
US5951892A (en) * 1996-12-10 1999-09-14 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method of making an abradable seal by laser cutting
EP0861927A1 (de) * 1997-02-24 1998-09-02 Sulzer Innotec Ag Verfahren zum Herstellen von einkristallinen Strukturen
US6142734A (en) * 1999-04-06 2000-11-07 General Electric Company Internally grooved turbine wall
US6573474B1 (en) * 2000-10-18 2003-06-03 Chromalloy Gas Turbine Corporation Process for drilling holes through a thermal barrier coating
US6846574B2 (en) * 2001-05-16 2005-01-25 Siemens Westinghouse Power Corporation Honeycomb structure thermal barrier coating
US6703137B2 (en) * 2001-08-02 2004-03-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Segmented thermal barrier coating and method of manufacturing the same
US6607355B2 (en) * 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US6726444B2 (en) * 2002-03-18 2004-04-27 General Electric Company Hybrid high temperature articles and method of making

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104797783A (zh) * 2012-11-16 2015-07-22 西门子公司 在孔周围的改变的表面
CN109442479A (zh) * 2018-09-19 2019-03-08 南京航空航天大学 一种燃烧室壁面的复合热防护结构及旋转爆震发动机
CN109442479B (zh) * 2018-09-19 2019-11-29 南京航空航天大学 一种燃烧室壁面的复合热防护结构及旋转爆震发动机

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