CN101858257A - 燃气涡轮机内部流径遮盖件 - Google Patents

燃气涡轮机内部流径遮盖件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及燃气涡轮机内部流径遮盖件，具体而言，提供了一种用于燃气涡轮机(200)的燃气涡轮机内部流径遮盖件(300)，燃气涡轮机设置了第一涡轮叶轮(205)和第二涡轮叶轮(210)。燃气涡轮机内部流径遮盖件(300)可包括具有第一表面(306)和第二表面(307)的主体(305)、设置在主体(305)的第一表面(306)上的侧部(310)以及设置在主体(305)的第二表面(307)上的接合对(301)。

Description

燃气涡轮机内部流径遮盖件
技术领域
本文公开的主题涉及燃气涡轮机，且更具体地涉及燃气涡轮机内部流径遮盖件。
背景技术
图1图示了一种现有技术的燃气涡轮机结构100。在典型的热气体段设计例如结构100中，包括翼型件槽101的涡轮叶轮105和110没有设计成承受涡轮机内的燃烧气体的高温。固定部件和旋转部件之间的间隙会造成该气体到达叶轮材料，并造成它们需要过量的维护。同样，较冷的空气被引入叶轮105，110之间的空腔115中，其使空腔115增压，防止热空气泄漏到空腔115中。典型地包括隔膜121以填充空腔115。引入较冷空气的过程被称为空腔吹扫(purging)。空腔吹扫实现了将加压空气泄漏到燃气涡轮机中的热气道内，从而降低了燃气涡轮机的效率。
当前的解决方案实现将空气引入转子叶轮之间的空腔的直接吹扫。其它解决方案实现中间叶轮，其携带将热气道从叶轮表面密封开的平台。为了在避免吸入的时候吹扫空腔，当前的解决方案由于压缩机空气的寄生使用可能招致发动机性能上的损失。另外，空腔垂直于主要流径排斥空气，导致在气体进入叶片或喷嘴排之前的混合损失。
发明内容
根据本发明的一个方面，在具有第一涡轮叶轮和第二涡轮叶轮的燃气涡轮机中提供了一种装置。该装置包括具有第一表面和第二表面的主体、设置在主体的第一表面上的侧部和设置在主体的第二表面上的接合对(mating pair)。
根据本发明的另一方面，提供了一种燃气涡轮机组件。该燃气涡轮机组件包括第一涡轮叶轮、第二涡轮叶轮以及设置在第一涡轮叶轮和第二涡轮叶轮之间的燃气涡轮机内部流径遮盖件。
根据本发明的又一方面，提供了一种燃气涡轮机。该燃气涡轮机包括第一涡轮叶轮、第二涡轮叶轮、设置在第一涡轮叶轮和第二涡轮叶轮之间的热段涡轮喷嘴以及设置在第一涡轮叶轮和第二涡轮叶轮之间的燃气涡轮机内部流径遮盖件。
从结合附图的下列描述，这些以及其它优点和特征将变得更加清楚。
附图说明
在说明书所附的权利要求中特别指出并明确要求保护被认为是本发明的主题。从以下结合附图的具体实施方式，本发明的前述及其它特征和优点是清楚的，其中：
图1图示了现有技术的燃气涡轮机结构的侧视图。
图2图示了包括示范性燃气涡轮机内部流径遮盖件的燃气涡轮机结构的侧视图。
图3图示了示范性燃气涡轮机内部流径遮盖件的侧透视图。
图4图示了燃气涡轮机内部流径遮盖件的底视图。
图5图示了燃气涡轮机内部流径遮盖件的下表面上的等格栅(isogrid)图案。
以下具体实施方式参照附图通过示例解释本发明的实施例以及优点和特征。
部件列表
100燃气涡轮机结构；101翼型件槽；105涡轮叶轮；110涡轮叶轮；115空腔；200燃气涡轮机结构；205涡轮叶轮；206母燕尾榫接合对；210涡轮叶轮；211母燕尾榫接合对；215空腔；220热段涡轮喷嘴；225减小的上空腔；300燃气涡轮机内部流径遮盖件；301公燕尾榫接合对；305主体；306第一(上)表面；307第二(下)表面；310侧部；315结构性支撑件；320等格栅图案；
具体实施方式
图2图示了一种燃气涡轮机结构200，其包括示范性燃气涡轮机内部流径遮盖件300。在示范性实施例中，结构200包括相邻的涡轮叶轮205，210，具有设置在涡轮叶轮205，210之间的空腔215。结构200还包括设置在涡轮叶轮205，210之间的燃气涡轮机内部流径遮盖件300。应该懂得在示范性实施例中，除去了传统的隔膜(参见图1中的隔膜121)。结构200还包括热段涡轮喷嘴220，该喷嘴220提供了如本文所述用于空腔吹扫的冷却空气。在燃气涡轮机内部流径遮盖件300布置在相邻的涡轮叶轮205，210之间的情况下，可极大地减少前述空腔吹扫，因为减小了直接暴露于热气道温度下的上空腔225。下空腔215不暴露于燃气涡轮机的热气流中，因为其受到燃气涡轮机内部流径遮盖件300的遮蔽。因为热段涡轮喷嘴220只吹扫上空腔225，所以需要较少的空腔吹扫并因而需要较少的冷却空气。因为不需要繁重的空腔吹扫，所以极大地减少了由吹扫流滋生的气体损失(aeroloss)，导致效率极大的提高。还应该懂得，不再装备通常装备在热段涡轮喷嘴220上的隔膜。
在示范性实施例中，涡轮叶轮205，210各包括公的和母的燕尾榫接合对206，211(翼型件槽)中的至少一个。如图所示，涡轮叶轮205，210包括母燕尾榫接合对206，211。图3图示了示范性燃气涡轮机内部流径遮盖件300的侧透视图。图3图示了燃气涡轮机内部流径遮盖件300包括相对应的公燕尾榫接合对301。在示范性实施例中，燕尾榫接合对301与相应涡轮叶轮205，210上的燕尾榫接合对206，211联接，从而将燃气涡轮机内部流径遮盖件300固定在涡轮叶轮205，210之间。在示范性实施例中，燃气涡轮机内部流径遮盖件300轴向地滑动就位，与邻近的涡轮叶轮205，210邻接。在示范性实施例中，燕尾榫接合对301设置在主体305的第二表面307上。
在示范性实施例中，燃气涡轮机内部流径遮盖件300包括具有第一(上)表面306的主体305，第一表面具有与上空腔225内的预期流径的轮廓相匹配的预定轮廓。在示范性实施例中，燃气涡轮机内部流径遮盖件300可具有许多面向此类流径的密封机构，以与任何密封结构相配合，从而防止燃烧气体绕过固定导叶。在示范性实施例中，可装备许多燃气涡轮机内部流径遮盖件300以形成环，该环在热段涡轮喷嘴220和燃气涡轮机内部流径遮盖件300的第一表面306之间产生环面(上空腔225)。在示范性实施例中，燃气涡轮机内部流径遮盖件300还可包括侧部310，该侧部310构造成当燃气涡轮机内部流径遮盖件300固定在涡轮叶轮205，210之间时接触涡轮叶轮205，210。侧部310与第一表面306毗邻，并且可垂直于第一表面306。在示范性实施例中，侧部310可垂直于第二(下)表面307，而且还可与燕尾榫接合对301共面。在示范性实施例中，侧部310构造成在涡轮叶轮205，210增加的速度下变形，从而在侧部310和涡轮叶轮205，210的叶片段之间形成密封。
在示范性实施例中，燃气涡轮机内部流径遮盖件300还可包括设置在主体305的第二表面307上的结构性支撑件315。结构性支撑件315构造成在径向方向上提供燃气涡轮机内部流径遮盖件300的所需刚度。应该懂得燃气涡轮机内部流径遮盖件300可使用合成材料、框架技术、普通材料(plain material)或其它结构化处理的任意组合来制造，以保证径向方向上的所需刚度。例如，在示范性实施例中，第二表面307可包括沿着第二表面307提供各向同性支撑的等格栅图案。图4图示了燃气涡轮机内部流径遮盖件300的底视图。图5图示了燃气涡轮机内部流径遮盖件300的下表面上的等格栅图案320。等格栅图案320保持燃气涡轮机内部流径遮盖件300的刚度，同时减少燃气涡轮机内部流径遮盖件300的总重量。同样涡轮叶轮205，210由燃气涡轮机内部流径遮盖件300而经历降低的重量。如上所述，侧部310构造成在旋转期间变形，但在下表面上具有等格栅图案320的主体305可保持刚度和更低的重量。同样，减少了对与相应涡轮叶轮205，210上的燕尾榫接合对206，211相联接的燕尾榫接合对301的负载要求。
本文所述的典型实施例消除或极大地减少了空腔吹扫，因为没有直接暴露于热气道温度下的叶轮空腔。另外，因为不需要繁重的吹扫，所以极大地减少了自所使用的吹扫流滋生的气体损失，导致极大的效率提高。因为涡轮叶轮205，210上的燕尾榫对206，211被遮盖，所以实现了成本优势，因为减少了涡轮长度。燃气涡轮机内部流径遮盖件300的存在还防止了级间泄漏。此外，燃气涡轮机内部流径遮盖件300的存在可导致更小的叶柄，更小的叶柄导致成本优势。在热段涡轮喷嘴220上完全消除隔膜也导致了成本优势，其同传统结构相比可由于减少的栓塞负载而导致更高的热段涡轮喷嘴寿命，减少的栓塞负载由于喷嘴段下受压力差影响的面积减少而导致成本优势。
虽然已经结合仅有限数量的实施例详细描述了本发明，但是应该懂得，本发明并不局限于此类公开的实施例。相反，可修改本发明以包含迄今尚未描述的但与本发明的精神和范围相称的许多变体、变型、替代装置或等效装置。另外，虽然已经描述了本发明的各种实施例，但是应该懂得，本发明的多个方面可仅包括其中一些所述实施例。因此，本发明不应被视为限于前面的描述，而只是受所附权利要求的范围限制。

Claims (10)

1.在具有第一涡轮叶轮(205)和第二涡轮叶轮(210)的燃气涡轮机(200)中，设置在所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)之间的一种装置，所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)具有翼型件槽，所述装置包括：
主体(305)，其具有第一表面(306)和第二表面(307)；
侧部(310)，其设置在所述主体(305)的所述第一表面(306)上；以及
接合对(301)，其设置在所述主体(305)的所述第二表面(307)上。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置还包括设置在所述第二表面(307)上的结构性支撑件(315)。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第一表面(306)包括匹配所述燃气涡轮机(200)内的热空气流径的预定轮廓。
4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述侧部(310)构造成接触所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)。
5.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述侧部(310)构造成在所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)的至少其中一个叶轮的旋转拉力下变形，从而产生抵靠所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)的至少其中一个叶轮的表面的密封。
6.根据权利要求4或5所述的装置，其特征在于，所述侧部(310)垂直且毗邻所述第一表面(306)。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述侧部(310)和所述接合对(301)共面。
8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述装置还包括所述第一表面(306)和所述第二表面(307)的至少其中一个表面上的等格栅图案(320)。
9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述第一涡轮叶轮(205)和所述第二涡轮叶轮(210)各包括第二接合对(206)，所述第二接合对(206)构造成联接到设置在所述主体(305)的第二表面(307)上的接合对(301)上。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述接合对(206，301)与所述翼型件槽共同定位。
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JP (1) JP5604148B2 (zh)
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103306748A (zh) * 2012-03-12 2013-09-18 通用电气公司 涡轮机级间密封件系统
US10337345B2 (en) 2015-02-20 2019-07-02 General Electric Company Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8845284B2 (en) 2010-07-02 2014-09-30 General Electric Company Apparatus and system for sealing a turbine rotor
US8511976B2 (en) * 2010-08-02 2013-08-20 General Electric Company Turbine seal system
US9217334B2 (en) 2011-10-26 2015-12-22 General Electric Company Turbine cover plate assembly
US20130186103A1 (en) * 2012-01-20 2013-07-25 General Electric Company Near flow path seal for a turbomachine
US8864453B2 (en) 2012-01-20 2014-10-21 General Electric Company Near flow path seal for a turbomachine
US20130189097A1 (en) * 2012-01-20 2013-07-25 General Electric Company Turbomachine including a blade tuning system
US9080456B2 (en) 2012-01-20 2015-07-14 General Electric Company Near flow path seal with axially flexible arms
US9151169B2 (en) * 2012-03-29 2015-10-06 General Electric Company Near-flow-path seal isolation dovetail
US20150071771A1 (en) * 2013-09-12 2015-03-12 General Electric Company Inter-stage seal for a turbomachine
US9404376B2 (en) 2013-10-28 2016-08-02 General Electric Company Sealing component for reducing secondary airflow in a turbine system
FR3015592B1 (fr) * 2013-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Rotor comportant une virole amelioree et procede de realisation
US9719363B2 (en) 2014-06-06 2017-08-01 United Technologies Corporation Segmented rim seal spacer for a gas turbine engine
US10648481B2 (en) * 2014-11-17 2020-05-12 United Technologies Corporation Fiber reinforced spacer for a gas turbine engine
CN106906839A (zh) * 2017-02-23 2017-06-30 天津大学 一种带裙板的组合式筒型基础及其施工方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4086378A (en) * 1975-02-20 1978-04-25 Mcdonnell Douglas Corporation Stiffened composite structural member and method of fabrication
US4379812A (en) * 1978-12-27 1983-04-12 Union Carbide Corporation Stress relieved metal/ceramic abradable seals and deformable metal substrate therefor
US4884950A (en) * 1988-09-06 1989-12-05 United Technologies Corporation Segmented interstage seal assembly
US5236302A (en) * 1991-10-30 1993-08-17 General Electric Company Turbine disk interstage seal system
US5630703A (en) * 1995-12-15 1997-05-20 General Electric Company Rotor disk post cooling system
EP0769093B1 (en) * 1992-09-24 1999-12-01 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
EP1079070A2 (de) * 1999-08-26 2001-02-28 Asea Brown Boveri Ag Wärmestaueinheit für eine Rotoranordnung
EP1211386A2 (en) * 2000-12-04 2002-06-05 General Electric Company Turbine interstage sealing ring
CN201116500Y (zh) * 2007-11-19 2008-09-17 浙江吉利汽车有限公司 进气歧管

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3056579A (en) * 1959-04-13 1962-10-02 Gen Electric Rotor construction
GB1236920A (en) * 1967-07-13 1971-06-23 Rolls Royce Bladed fluid flow machine
US3551068A (en) * 1968-10-25 1970-12-29 Westinghouse Electric Corp Rotor structure for an axial flow machine
DE2555911A1 (de) * 1975-12-12 1977-06-23 Motoren Turbinen Union Rotor fuer stroemungsmaschinen, insbesondere gasturbinenstrahltriebwerke
FR2404134A1 (fr) * 1977-09-23 1979-04-20 Snecma Rotor pour turbomachines
US4521496A (en) * 1980-07-24 1985-06-04 Sara Raymond V Stress relieved metal/ceramic abradable seals
GB2159895B (en) * 1984-06-04 1987-09-16 Gen Electric Stepped-tooth rotating labyrinth seal
GB2280478A (en) * 1993-07-31 1995-02-01 Rolls Royce Plc Gas turbine sealing assemblies.
ATE420272T1 (de) * 1999-12-20 2009-01-15 Sulzer Metco Ag Profilierte, als anstreifschicht verwendete oberfläche in strömungsmaschinen
FR2825748B1 (fr) * 2001-06-07 2003-11-07 Snecma Moteurs Agencement de rotor de turbomachine a deux disques aubages separes par une entretoise
US6899520B2 (en) * 2003-09-02 2005-05-31 General Electric Company Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines
FR2867223B1 (fr) * 2004-03-03 2006-07-28 Snecma Moteurs Turbomachine comme par exemple un turboreacteur pour avion
US7955694B2 (en) * 2006-06-21 2011-06-07 General Electric Company Strain tolerant coating for environmental protection

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4086378A (en) * 1975-02-20 1978-04-25 Mcdonnell Douglas Corporation Stiffened composite structural member and method of fabrication
US4379812A (en) * 1978-12-27 1983-04-12 Union Carbide Corporation Stress relieved metal/ceramic abradable seals and deformable metal substrate therefor
US4884950A (en) * 1988-09-06 1989-12-05 United Technologies Corporation Segmented interstage seal assembly
US5236302A (en) * 1991-10-30 1993-08-17 General Electric Company Turbine disk interstage seal system
EP0769093B1 (en) * 1992-09-24 1999-12-01 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with integrally cast cooling fluid nozzle
US5630703A (en) * 1995-12-15 1997-05-20 General Electric Company Rotor disk post cooling system
EP1079070A2 (de) * 1999-08-26 2001-02-28 Asea Brown Boveri Ag Wärmestaueinheit für eine Rotoranordnung
EP1211386A2 (en) * 2000-12-04 2002-06-05 General Electric Company Turbine interstage sealing ring
CN201116500Y (zh) * 2007-11-19 2008-09-17 浙江吉利汽车有限公司 进气歧管

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103306748A (zh) * 2012-03-12 2013-09-18 通用电气公司 涡轮机级间密封件系统
US9540940B2 (en) 2012-03-12 2017-01-10 General Electric Company Turbine interstage seal system
CN103306748B (zh) * 2012-03-12 2017-08-01 通用电气公司 涡轮机级间密封件系统
US10337345B2 (en) 2015-02-20 2019-07-02 General Electric Company Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly

Also Published As

Publication number Publication date
CN101858257B (zh) 2015-09-09
US8348603B2 (en) 2013-01-08
EP2236767A3 (en) 2014-04-23
JP5604148B2 (ja) 2014-10-08
EP2236767B1 (en) 2018-10-17
EP2236767A2 (en) 2010-10-06
US20100254805A1 (en) 2010-10-07
JP2010242757A (ja) 2010-10-28

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