CN103026003B - 涡轮机翼面和用于热障涂层的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种包括翼面主体（10）的涡轮机翼面（1）。所述翼面（1）包括前缘（9）、尾缘（11）、削减部（14）、外表面，所述外表面包括从所述前缘（9）延伸到所述尾缘（11）的吸力侧（13）和从所述前缘（9）延伸到尾端（12）的压力侧（15）。所述压力侧（15）被定位成在所述翼面主体（10）上与所述吸力侧（13）相对。所述外表面的整个压力侧（15）涂覆有热障涂层（20），其厚度（22）朝着所述尾端（12）减小。

Description

涡轮机翼面和用于热障涂层的方法

技术领域

本发明涉及一种能够用在燃气涡轮机风标（或称导流片）或叶片中的涡轮机翼面。本发明进一步涉及一种用于涡轮机翼面的热障涂层的方法。

背景技术

燃气涡轮机的翼面典型地由基于镍或钴的超耐热合金制成，该超耐热合金显示出对存在于燃气涡轮机中的热的、腐蚀性的燃烧气体具有较高的抵抗力。然而，尽管这类超耐热合金具有相当高的耐腐蚀性和耐氧化性，但燃气涡轮机中燃烧气体的高温需要采取措施来进一步改进耐腐蚀性和/或耐氧化性。因此，燃气涡轮机叶片和风标的翼面典型地至少部分地涂覆有热障涂层系统，以延长对热和腐蚀性环境的抵抗力。另外，翼面主体典型地是中空的，以便允许冷却流体（典型地是来自压缩机的放气）流动通过翼面。存在于翼面主体的壁中的冷却孔允许一定量的冷却空气离开内部通路，以便在翼面表面上形成冷却膜，这进一步保护了超耐热合金材料和施加于其上的涂层免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，例如，入US 6,077,036、US 6,126,400、US 2009/0194356A1和WO 98/10174中所示。

尾缘损失是涡轮机械叶片装置的总损失的主要部分。特别地，厚的尾缘产生更高损失。为此，已研发出在尾缘处具有削减设计的冷却翼面。此设计通过将翼面的压力侧上的材料从尾缘朝向前缘切除几毫米而实现。此措施提供了非常薄的尾缘，这对叶片装置效率提供了较大改进。具有削减设计和热障涂层的翼面，例如，被公开在WO 98/10174A1中。然而，对效率的有益影响只有在尾缘的厚度相当小时才能实现。另一方面，对于具有热障涂层的叶片，铸造的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。另外，由于气体的流动速度在翼面的尾缘处最高，因而施加到尾缘的热障涂层容易受到高度腐蚀。

已知，对翼面选择性地提供热障涂层系统，特别是使得翼面的尾缘和翼面的相邻区域保持未被涂覆。选择性的涂层例如描述在US 6,126,400、US 6,077,036中，关于涂覆方法描述在US 2009/0104356A1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，不存在铸造翼面主体和施加于其上的涂层的较高组合厚度缺点的区域也未被保护以免受到温度和热的燃烧气体的影响。

WO 2008/043340 A1和US 2010/0014962 A1描述了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。从流动入口边缘开始，压力侧上的热障涂层的层厚沿着流动出口边缘的方向连续减小，其中优选地，没有热障涂层被涂覆到与流动出口边缘直接相邻的压力侧，使得在压力侧的一部分（其通常被提供有冷却空气出口）中，热障涂层的层厚近似为零。压力侧的靠近削减部的部分或者压力侧与吸力侧之间的气隙仍未被涂覆。

在US 6,126,400中，当从前缘朝向尾缘观察时，热障涂层仅覆盖大约一半的翼面。

在WO 99/48837中，提供了一种用于使燃气涡轮机的部件（由陶瓷基体复合材料制成）绝缘的陶瓷复合材料。

EP 1 544 414 A1公开了一种舱内冷却喷嘴对，其中中空风标对被整体地结合在涡轮机喷嘴的两个带箍之间。风标包括成排的尾缘出口。

在US 4,121,894中，公开了一种重修复的涡轮机风标或叶片。该重修复的涡轮机风标或叶片包括覆盖金属，该覆盖金属已通过等离子体喷涂工艺被添加到风标表面，且随后被再抛光，以符合对新风标规定的原始轮廓。覆盖金属能够被施加成累积高达千分之30至千分之40英寸的厚度，并且随着该覆盖层接近风标的尾缘而被边沿刨薄。这意味着，尾缘周围的区域没有被覆盖金属覆盖。

翼面的尾缘由于会发生相当大的空气动力学损失，因而需要尽可能薄。在冷却的风标上，尾缘的目标厚度必须包括两个铸造壁厚、一气隙和两个热障涂层厚。由于存在最小的铸造厚度，因而所有厚度的总和超过了总目标。以前，类似的部分会被留出来不进行涂覆，因而会承受更高的氧化。

发明内容

相对于提到的现有技术，本发明的第一个目的是要提供一种有利的翼面。第二个目的是要提供一种有利的涡轮机叶片或风标。本发明的第三个目的是要提供一种用于对涡轮机翼面进行热障涂覆的有利方法。

第一个目的通过如权利要求1所述的涡轮机翼面而得以解决。第二个目的通过如权利要求6所述的涡轮机风标或叶片而得以解决。第二个目的通过如权利要求7所述的对涡轮机翼面进行热障涂覆的方法而得以解决。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。所述翼面主体包括前缘、尾缘、削减部和外表面。所述外表面包括从所述前缘延伸到所述尾缘的吸力侧。所述外表面进一步包括压力侧。所述压力侧从所述前缘延伸到所述尾缘或延伸到尾端。如果在靠近所述尾缘处，所述压力侧与所述吸力侧之间不存在削减部或气隙，则所述尾端与所述尾缘相同。如果在所述压力侧与所述吸力侧之间包括削减部或气隙，则所述压力侧并不完全延伸到所述涡轮机翼面的尾缘。因此，在本发明的上下文中，所述压力侧的靠近所述尾缘的端部被称为尾端。换言之，所述压力侧沿弦线方向（其从所述前缘指向所述尾缘）位于所述削减部或气隙处的端部被称为尾端。

所述削减部可通过将所述翼面的压力侧上的材料从所述尾缘朝向所述前缘去除例如几毫米而实现。这提供了非常薄的尾缘，其能够对叶片装置效率提供大的改进。

所述压力侧被定位成在所述翼面主体上与所述吸力侧相对。在本发明的涡轮机翼面中，所述外表面的整个压力侧涂覆有热障涂层。所述热障涂层包括的厚度朝着所述尾端减小。例如，所述热障涂层可朝着所述尾端逐渐减小。使用逐渐减小的热障涂层可导致保持最小的铸造厚度。同时能够实现总的厚度目标。这具有如下优点：翼面的空气动力学效率被保持，并且涂层更加可靠。

优选地，所述热障涂层的厚度可朝着所述尾端连续地（例如线性地）减小。

本发明的涡轮机翼面包括位于所述压力侧与所述吸力侧之间的削减部或气隙。所述削减部或气隙能够位于所述尾缘与所述尾端之间。而且，所述外表面的整个吸力侧能够涂覆有热障涂层。

涡轮机风标典型地包括位于两个平台之间的翼面或翼面部分。涡轮机叶片典型地包括被连接到至少一个平台的翼面或翼面部分。风标或叶片可进一步包括根部。该根部被典型地连接到平台。

本发明的涡轮机风标或涡轮机叶片包括如前所述的涡轮机翼面。本发明的涡轮机风标或涡轮机叶片与本发明的涡轮机翼面具有相同的优点。

本发明的用于对涡轮机翼面进行热障涂覆的方法与包括翼面主体的涡轮机翼面有关。所述翼面主体包括：前缘、尾缘、削减部和外表面。所述外表面包括从所述前缘延伸到所述尾缘的吸力侧。所述外表面进一步包括从所述前缘延伸到尾端的压力侧。所述尾端被定义成如先前在针对本发明的涡轮机翼面的上下文中提及的那样。所述压力侧在所述翼面主体上与所述吸力侧相对。在本发明的方法中，所述外表面的从所述前缘延伸到所述尾端的整个压力侧涂覆有热障涂层，使得涂层厚度朝着所述尾端减小。例如，所述涂层厚度可朝着所述尾缘或所述尾端减小。优选地，所述涂层厚度能够朝着所述尾缘或尾端逐渐减小。

优选地，所述热障涂层的厚度可朝着所述尾端连续地（例如线性地）减小。

通常，能够利用本发明的方法来制造本发明的涡轮机翼面。本发明的方法与本发明的涡轮机翼面具有相同的优点。

根据下文结合附图对实施例所作的描述，本发明进一步的特征、性能和优点将变得清楚。所有提到的特征单独地或彼此的任何组合均是有利的。

附图说明

图1示意性地示出了燃气涡轮机。

图2以剖视图示意性地示出了涡轮机翼面。

图3以剖切透视图示意性地示出了本发明涡轮机翼面的一部分。

具体实施方式

图1示意性地示出了燃气涡轮机5。燃气涡轮机5包括旋转轴线和转子。转子包括轴107。沿着转子定位有具有壳体的吸入部分109、压缩机101、燃烧部分151、涡轮机105和具有壳体的排气部分190。

燃烧部分151与热气体流动通道连通，该热气体流动通道例如具有圆形横截面。涡轮机105包括多个涡轮机级。每一个涡轮机级包括数圈涡轮机叶片。沿着热气体在热气体流动通道中的流动方向，一圈涡轮机导向风标117之后是一圈涡轮机转子叶片115。涡轮机导向风标117被连接到定子的内壳。涡轮机转子叶片115被连接到转子。转子被连接到例如发电机。

在燃气涡轮机操作期间，空气通过压缩机101被吸入和压缩。压缩空气通往燃烧部分151并与燃料混合。空气和燃料的混合物然后被燃烧。得到的热的燃烧气体通过热气体流动通道流到涡轮机导向风标117和涡轮机转子叶片115，并且致动该转子。

穿过翼面117的翼面主体10的弦向横截面被示意性地示于图2中。图2所示的空气动力学轮廓包括吸力侧13和压力侧15。翼面117进一步包括前缘9和尾缘11。从前缘9延伸到尾缘11的点划线示出了该轮廓的弦线2。弦线方向3从前缘9朝着尾缘11前进。

图3以剖切透视图示意性地示出了本发明涡轮机翼面的一部分。削减部或气隙14位于翼面主体10的压力侧15与吸力侧13之间。吸力侧13从前缘9延伸到尾缘11。压力侧15从前缘9延伸到尾端12。尾端12限定了压力侧15沿弦线方向3的端部。

吸力侧13和压力侧15涂覆有热障涂层20。在压力侧15上，热障涂层20包括具有恒定厚度的部分21和具有递减涂层厚度的部分22。具有递减涂层厚度的部分22从具有恒定涂层厚度的部分21延伸到尾端12。具有递减涂层厚度的部分22中的涂层厚度朝着尾端12减小至最小涂层厚度。

涡轮机翼面在尾端12处的厚度由附图标记16标示。热障涂层20朝向尾端12的递减厚度具有的优点在于，压力侧15的靠近尾端12的部分涂覆有热障涂层，同时能够实现最小尾缘厚度16。这意味着，压力侧15的靠近尾端12的部分一定没有被留出来未进行涂覆，以便实现了翼面的最佳空气动力学特性。

图3所示的翼面1例如可以是燃气涡轮机5的涡轮机风标117或涡轮机叶片115。

具有递减涂层厚度的部分22中的热障涂层的厚度可朝着尾端12有利地连续（例如线性地）减小。

Claims (9)

1.一种包括翼面主体（10）的涡轮机翼面（1），该翼面主体（10）包括：前缘（9）；尾缘（11）；削减部（14）；外表面，所述外表面包括从所述前缘（9）延伸到所述尾缘（11）的吸力侧（13）以及从所述前缘（9）延伸到尾端（12）的压力侧（15），所述压力侧（15）被定位成在所述翼面主体（10）上与所述吸力侧（13）相对，

其特征在于，

所述外表面的整个压力侧（15）涂覆有热障涂层（20），其厚度（22）朝向所述尾端（12）减小。

2.如权利要求1所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述热障涂层（20）朝向所述尾端（12）逐渐减小。

3.如权利要求1或2所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述热障涂层（20）的所述厚度朝着所述尾端（12）线性地减小。

4.如权利要求1或2所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述削减部（14）位于所述尾缘（11）与所述尾端（12）之间。

5.如权利要求1或2所述的涡轮机翼面（1），其特征在于，

所述外表面的整个吸力侧（13）涂覆有热障涂层（20）。

6.一种涡轮机风标（117）或叶片（115），包括根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮机翼面（1）。

7.一种用于对涡轮机翼面（1）进行热障涂覆的方法，所述涡轮机翼面（1）包括翼面主体（10），所述翼面主体（10）包括：前缘（9）；尾缘（11）；削减部（14）；外表面，所述外表面包括从所述前缘（9）延伸到所述尾缘（11）的吸力侧（13）和从所述前缘（9）延伸到尾端（12）的压力侧（15），所述压力侧（15）被定位成在所述翼面主体（10）上与所述吸力侧（13）相对，

其特征在于，

利用热障涂层（20）来涂覆所述外表面的从所述前缘（9）延伸到所述尾端（12）的整个压力侧（15），使得涂层厚度朝着所述尾端（12）减小。

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，

使所述涂层厚度朝着所述尾端（12）逐渐减小。

9.如权利要求7或权利要求8所述的方法，其特征在于，

使所述热障涂层（20）的厚度（22）朝着所述尾端（12）线性地减小。