CN102762817A - 涡轮机翼面 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种能够用在燃气涡轮机导流片或叶片中的涡轮机翼面。提供的涡轮机翼面（1）包括：铸造的翼面主体（13），其具有前缘（3）、尾缘（5）和外表面，该外表面包括从前缘（3）延伸到尾缘（5）的吸入侧（7）和从前缘（3）延伸到尾缘（5）且在翼面主体（13）上被定位成与吸入侧（7）相对的压力侧（9）；存在于涂覆表面区域（30）中的热障涂层系统（21）；以及不存在热障涂层系统（21）的未涂覆表面区域（29），未涂覆表面区域（29）在吸入侧（7）上从尾缘（5）朝所述前缘（3）延伸到分界线，该分界线位于吸入侧（7）上且在前缘（3）与尾缘（5）之间。铸造的翼面主体（13）包括外表面中沿所述分界线延伸的台阶（27）。

Description

涡轮机翼面

技术领域

本发明涉及一种能够用在燃气涡轮机导流片或叶片中的涡轮机翼面（或称翼型，airfoil）。

背景技术

燃气涡轮机的翼面典型地由镍基或钴基超合金制成，镍基或钴基超合金显示出对存在于燃气涡轮机中的热和腐蚀燃烧气体的较高抵抗性。然而，尽管这种超合金具有相当高的抗腐蚀性和抗氧化性，燃气涡轮机中燃烧气体的高温仍然需要采取措施来进一步改进抗腐蚀性和/或抗氧化性。因此，燃气涡轮机叶片和导流片的翼面典型地至少部分地涂覆有热障涂层系统，以增强对热和腐蚀性环境的抵抗性。另外，翼面主体典型地是中空的，从而允许冷却流体（典型地为来自压缩机的排气）流过翼面。存在于翼面主体的壁中的冷却孔允许确定量的冷却空气离开内部通路，从而在翼面表面上形成冷却膜，这进一步保护超合金材料和施加于其上的涂层不受热和腐蚀性环境的影响。特别地，冷却孔存在于翼面的尾缘处，例如在US 6, 077, 036、US 6, 126, 400、US 2009/0194356 A1和WO 98/10174中所示。

尾缘损失是涡轮机械叶片装置总损失的一大部分。特别地，厚的尾缘导致较高的损失。为此，已研发出在尾缘处具有裁切设计的冷却翼面。该设计通过在翼面的压力侧上从尾缘朝向前缘去除若干毫米的材料实现。该措施提供了非常薄的尾缘，其能够对叶片效率提供较大改进。具有裁切设计和热障涂层的翼面例如在WO 98/10174 A1和EP 1 245 786 A2中公开。然而，只有尾缘的厚度相当小时才能实现效率的有益效果。另一方面，对于具有热障涂层的叶片，铸造翼面主体壁和所施加的热障涂层系统的组合厚度超过设计的最佳厚度。例外，由于气体的流动速度在翼面的尾缘处最高，则施加到尾缘的热障涂层易于受到高水平的腐蚀。

对翼面选择性地提供热障涂层系统是已知的，特别地，这使得翼面的尾缘和翼面的相邻区域保持未涂覆。选择性涂层例如在US 6,126,400、US 6,077,036、WO 2005/108746A1中描述，有关涂覆方法在US 2009/0104356 A1中描述。

然而，在US 6,077,036中，翼面的压力侧完全未涂覆，这意味着，未受铸造翼面主体和施加于其上的涂层的较高组合厚度影响的那些区域对温度和热燃烧气体仍然不受保护。

WO 2008/043340 A1描述了一种具有热障涂层的涡轮机翼面，热障涂层的厚度在翼面表面上变化。然而，类似于WO 98/101741中的情况，尾缘被充分涂覆，从而使得不能获得叶片装置效率的有益效果。EP 1 544 414 A1示出了一种具有热障涂层的涡轮机翼面，热障涂层的厚度在翼面表面上变化，其中尾缘并未被充分涂覆。在US 6,126,400中，热障涂层仅覆盖大约一半的翼面，如从前缘朝尾缘观察所看到的。

在US 2009/0104356 A1中，掩蔽尾缘的方法将在涂层中产生不利影响叶片空气动力学的步骤。

发明内容

针对提到的现有技术，本发明的目的是要提供一种改进的翼面和一种改进的涡轮机叶片或导流片。

这些目的通过权利要求1所述的涡轮机翼面和权利要求9所述的涡轮机导流片或叶片而得以实现。各从属权利要求包含本发明进一步的改进。

本发明的涡轮机翼面包括翼面主体，其具有前缘、尾缘和外表面。外表面包括从前缘延伸到尾缘的吸入侧和从前缘延伸到尾缘且在翼面主体上被定位成与吸入侧相对的压力侧。涡轮机翼面进一步包括存在于涂覆表面区域中的热障涂层系统，以及不存在热障涂层系统的未涂覆表面区域。该未涂覆表面区域在吸入侧上从尾缘朝向前缘延伸到分界线，该分界线位于吸入侧上且在前缘与尾缘之间，特别地，其比靠近前缘更靠近尾缘。该分界线例如可主要沿着翼面主体的径向方向延伸。翼面主体包括位于外表面中的台阶。该台阶沿着分界线延伸。特别地，该台阶可被形成为使得未涂覆表面区域中的表面高于典型地铸造而成的翼面主体在涂覆表面区域中的表面，即，当沿着未涂覆翼面主体的吸入侧表面从前缘朝尾缘看时，与不带这种台阶的吸入侧表面相比，台阶导致距翼面主体剖面的弦线的距离增大。台阶的高度优选等于热障涂层系统的厚度。

“更高”是相对于位于翼面内的点或平面而言的，“更高”的外表面比第二外表面距该点或平面具有更大的距离。因此不更高的表面与“更高”的表面相比可被视为凹陷部。

本发明允许制造其上没有施加热障涂层系统的非常薄的尾缘，与此同时最小化或甚至避免了涂覆表面区域与未涂覆表面区域之间分界处的台阶。该台阶通过位于翼面主体的表面中的台阶而被最小化或者避免掉。通过选择台阶的高度以使其匹配待施加的热障涂层系统的厚度从而形成涂覆表面区域，在涂覆区域中施加涂层的表面能够被制成为匹配未涂覆表面区域的表面。这允许制造局部涂覆的翼面的最终表面，其与涂覆表面区域中以及未涂覆表面区域中的设计界定匹配。而且，由于在尾缘处没有热障涂层，不会发生因尾缘处的热障涂层的高水平腐蚀引起的对翼面寿命的不利影响。

热障涂层系统特别地可包括热障涂层和结合层，该结合层位于热障涂层与翼面主体的外表面之间。典型的结合层为铝氧化物成形材料，特别地其被称为MCrAlY涂层，其中M代表钴和/或镍，Cr代表铬，Al代表铝，Y代表钇和/或一种或多种稀有土族元素。在涂层系统包括结合层的情况下，台阶的高度优选地对应于结合层和热障涂层的组合厚度。

此外，本发明的涡轮机翼面优选是中空的，并在尾缘处包括至少一个冷却开口，冷却开口特别地可由裁切（cutback）设计来实现。通过这种方式，如果中空的翼面主体包括厚度在未涂覆表面区域中比在涂覆表面区域中小的壁，则尾缘能够被制得特别薄。壁区域的厚度特别地能够在分界线的一侧或两侧上的小过渡区域范围内减小。这避免了在翼面主体的内表面处且在外表面的台阶的位置处或靠近外表面的台阶的位置具有台阶。

本发明的涡轮机叶片，特别是燃气涡轮机导流片或叶片，包括本发明的涡轮机翼面。使用本发明的翼面允许制造高效的涡轮机叶片装置。

附图说明

根据下文结合附图对实施例的描述，本发明进一步的特征、性能和优点将变得清楚。

图1示意性地示出了本发明的翼面的结构。

图2示出了图1中所示的翼面的后缘。

图3示出了图2的细节。

具体实施方式

本发明的涡轮机翼面可以是涡轮机叶片或涡轮机导流片的一部分。涡轮机叶片被固定到涡轮机的转子并与转子一起旋转。它们适于接收来自由燃烧系统产生的流动燃烧气体的动量。涡轮机导流片被固定到涡轮机壳体，并形成用于在燃烧气体上进行引导的喷嘴，以便优化对转子叶片的动量传递。本发明的涡轮机翼面通常能够用在涡轮机叶片中以及用在涡轮机导流片中。

图1示出了本发明的翼面1。其包括铸造翼面主体13、前缘3和尾缘5，流动的燃烧气体在前缘3到达翼面1（前缘3为上游边缘），然后气体在尾缘5离开翼面1（尾缘5为下游边缘）。翼面1的外表面由凸出的吸入侧7和不太凸出且典型为凹入的压力侧9形成，压力侧9与吸入侧7相对形成。吸入侧7和压力侧9从前缘3延伸到尾缘5，并由翼面主体壁的外表面形成，即由示为远离翼面主体的内部的壁的表面形成。

翼面主体13是中空的，并在本实施例中包括多个内腔11A至11E，以允许来自涡轮发动机的压缩机的冷却流体，典型地为排气，从中流过并冷却翼面主体13。而且，确定量的冷却流体被允许通过存在于翼面主体13的壁中的冷却孔朝向其外表面离开内腔11A至11E，从而在表面上形成冷却流体膜。注意，连接内腔11A至11E和翼面主体13的外部的冷却孔未在附图中示出。最靠近尾缘5的内腔11E包括狭缝15，其允许冷却流体离开靠近尾缘5的该腔。狭缝15由翼面1的压力侧9中的裁切形成。这可用作减少由于尾缘5处的阻塞引起的损失，因而增大涡轮机械叶片装置的效率。损失减少效应由尾缘因裁切设计引起的减小厚度而造成。

为了进一步减少尾缘5的厚度，翼面主体13的壁17的厚度在翼面的吸入侧7邻接尾缘5的区域中被减少，如图2中可见。图2示出了翼面1的尾缘5和相邻的翼面区域。由此可知，吸入侧7包括薄的翼面区域19，其从尾缘5朝向前缘3延伸遍布翼面剖面的确定长度。

翼面主体13由抗高温的镍基或钴基超合金形成，并涂覆有减少翼面主体13的腐蚀的热障涂层系统，该腐蚀总是因在燃气涡轮机的操作中沿着翼面1流动的热、腐蚀性燃烧气体而发生。热障涂层系统21最佳在图3中可见，图3示出了图2中在常规翼面主体壁17与薄翼面区域19之间的过渡区域中的细节。热障涂层系统21包括例如氧化锆的实际热障涂层23和结合层25，实际热障涂层23通过氧化钇至少部分地稳定，结合层25位于制成翼面主体13的超合金材料的表面与热障涂层23之间。结合层典型地为氧化铝成形材料，特别为MCrAlY涂层。

翼面主体壁17的确定最小壁厚对于将这种热障涂层系统21施加到翼面主体13是必须的，从而涂覆壁的特征在于最小壁厚。然而，该最小壁厚比薄翼面区域19的所需厚度更厚。因此，没有热障涂层系统21施加到薄翼面区域19，从而，薄翼面区域19与未涂覆翼面区域29重合，其从尾缘5延伸到位于尾缘5与前缘3之间的分界线，特别地相对靠近前缘3更靠近尾缘5。典型地，未涂覆表面区域不会延伸超过尾缘5与前缘3之间距离的10至30%。然而，未涂覆表面区域29延伸遍布的精确距离取决于实际的翼面设计。

边界线主要沿着翼面主体13的径向方向延伸，即沿着从叶片或导流片的根部朝向叶片或导流片的尖端的方向延伸。该方向垂直于附图中所示的空气动力学剖面的平面。然而，分界线无需为直线，而且能够略微弯曲，从而，分界线距尾缘5的距离随着吸入侧表面上的径向位置而变化。

根据图2的实施例，未涂覆表面区域仅存在于吸入侧7上并靠近尾缘5。

分界线由铸造翼面主体13的外表面中的台阶27限定。在本实施例中，台阶27的高度h对应于热障涂层系统21的厚度，并被设计为使得薄翼面区域19的表面33高于翼面主体13在待涂覆表面区域中的表面28。

在热障涂层系统21施加到铸造翼面主体13的表面之前，吸入侧7在台阶27与尾缘5之间被掩蔽，以防止涂料粘附到薄翼面区域19，其将变成未涂覆翼面区域29。在热障涂层系统21已被施加到铸造翼面主体13的外表面并且掩蔽体已从未涂覆区域的表面31去除之后，热障涂层系统21的表面与未涂覆表面区域29的表面33平滑地对齐。因而，在翼面吸入侧7的涂覆表面区域30与未涂覆表面区域29之间不会存在将导致损失的台阶。另外，由于分界线与尾缘5之间的薄翼面区域19没有热障涂层，因而不仅实现非常薄的尾缘5，而且避免了由于燃烧气体在尾缘5处的高速而引起的涂层腐蚀。

为了避免翼面主体13的壁17中的薄弱区，常规翼面主体壁17与薄翼面区域19之间的过渡并非实现为台阶形式，而是实现为下述区域形式，常规壁17的厚度从正常厚度逐渐减小到薄翼面区域19的厚度。在此情形下，请注意，热障涂层系统21的厚度以及台阶27的高度h在附图中被夸大，以便增加其可见性。

出于例示目的，已参照本发明的示例性实施例描述了本发明。然而，来自所示实施例的变化也是可以的。例如，额外的未涂覆表面区域可存在于翼面的吸入侧和/或压力侧上。另外，热障涂层系统可偏离于所述实施例中所使用的热障涂层系统。而且，尽管所述翼面具有五个用于允许冷却流体从中流过的内腔，但内腔的数量可大于五或者小于五。

Claims (10)

1. 一种涡轮机翼面（1），包括：

· 翼面主体（13），其具有前缘（3）、尾缘（5）和外表面，所述外表面包括从所述前缘（3）延伸到所述尾缘（5）的吸入侧（7）和从所述前缘（3）延伸到所述尾缘（5）且在所述翼面主体（13）上被定位成与所述吸入侧（7）相对的压力侧（9），

· 热障涂层系统（21），其存在于涂覆表面区域（30）中，以及

· 未涂覆表面区域（29），其中不存在热障涂层系统（21），所述未涂覆表面区域（29）在所述翼面主体（13）的所述外表面的所述吸入侧（7）上从所述尾缘（5）朝向所述前缘（3）延伸到分界线，所述分界线位于所述吸入侧（7）上且在所述前缘（3）与所述尾缘（5）之间，

其特征在于，

所述翼面主体（13）包括沿所述分界线延伸的位于所述外表面中台阶（27）。

2. 根据权利要求1所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述台阶（27）被形成为使得所述未涂覆表面区域（29）的表面（33）高于所述涂覆表面区域（30）中所述翼面主体（13）的表面。

3. 根据权利要求2所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述台阶（27）的高度等于所述热障涂层系统（21）的厚度。

4. 根据权利要求1至3中任一项所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述热障涂层系统（21）包括热障涂层（23）和结合层（25），该结合层（25）位于所述热障涂层（23）与所述翼面主体（13）的外表面（28）之间。

5. 根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述分界线比靠近所述前缘（3）更靠近所述尾缘（15）。

6. 根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述翼面主体（13）是中空的，并且在所述尾缘（5）处存在至少一个冷却开口（15）。

7. 根据权利要求6所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述中空的翼面主体（13）包括壁（17,19），该壁的厚度在所述未涂覆表面区域（29）中比在涂覆表面区域（30）中小。

8. 根据权利要求6或权利要求7所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述壁（17,19）的厚度在所述分界线的一侧或两侧上的小区域范围上逐渐减小。

9. 根据权利要求1至8中任一项所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述分界线主要沿所述翼面主体（13）的径向方向延伸。

10. 一种涡轮机导流片或叶片，其包括权利要求1至9中任一项所述的涡轮机翼面（1）。

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