CN103696810A - 模块化叶片或导叶及具有这种叶片或导叶的燃气涡轮 - Google Patents

模块化叶片或导叶及具有这种叶片或导叶的燃气涡轮 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于燃气涡轮的模块化叶片或导叶，其包括以下模块化构件：平台元件(53)，其具有限定平台水平(56)的平面或轮廓表面和其中的贯通开口(66)，以及翼型件(32)，其延伸穿过平台元件(53)。

Description

模块化叶片或导叶及具有这种叶片或导叶的燃气涡轮
技术领域
本发明涉及燃气涡轮的技术。其指的是根据权利要求1的前序部分的模块化叶片或导叶。其进一步指的是具有这种叶片或导叶的燃气涡轮。 
背景技术
燃气涡轮中不断增大的热气温度要求使用特殊的材料和/或设计(例如冷却方案)以防止过度使用冷却空气。特殊材料和/或设计的使用借助于部件的主结构的嵌入件和/或插入件部分地完成。 
用于燃气涡轮发动机的翼型件的近壁冷却方案在文献US5720431中公开。公开的翼型件包括翼型件中弦区域中的双壁构造，其中，多个径向供给通道在内壁与外壁之间限定在翼型件的每一侧。径向延伸的中心供给腔限定在两个内壁之间。翼型件的后缘包括具有两个外壁的常规单壁构造，其中，两个外壁限定在其间的连续的后缘通道。 
不利地，该翼型件在后缘中的双壁构造之间的交界区域提供应力状态。另外，本领域中的经验教导这种近壁冷却方案的产出率在商业上不可行。 
文献WO2011058043A1提出在基材中使用插入件(特殊材料和/或设计)来满足燃气涡轮的热气路径中的特殊要求。作为该文献的图4的复制品的图1a示出了模块化涡轮叶片10，其中，由不同材料制成的附加部件与中心翼型件11接合，所述附加部件包括前缘13、后缘15和叶片末端12。为了减小热膨胀系数不同的构件之间的应力，缓冲层14可设置在前缘部件13与中心翼型件11之间。 
因此，叶片翼型件的特别加载区域可关于材料设计成与其余区域不同。中心翼型件11以及边缘13和15在它们的下端部处进入平台 16，平台16确定了热气通路的边界并且保护下方的叶根17。 
然而，该已知解决方案基于翼型件具有其根部和平台而其余单独元件具有单独安装器件的设计。与不同材料的区域之间的过渡部相关的不连续性暴露于在叶片翼型件的区域中占主导地位的极端温度条件。 
文献EP2189626A1公开了另一种模块化转子叶片布置20(尤其是用于燃气涡轮)，其可紧固在叶片载体上并且在任何情况下包括叶片翼型件元件21和平台元件22，其中，叶片排的平台元件形成连续的内围带。利用这种叶片布置，在整个使用期限内通过使叶片翼型件元件21和平台元件22形成为单独元件和在任何情况下能够单独地紧固在叶片载体上而实现机械分离。根据该布置的一个构造(见图1b)，叶片布置20包括空气动力学上有效的翼型件21、在底部处邻接翼型件21并被平台元件22遮蔽的柄部23，以及在底部处邻接柄部23的叶根24，其中，叶根24设置用于将翼型件元件21紧固在叶片载体上。叶片翼型件元件21可由以不同材料组成的不同区段构成。例如，前缘和后缘由与翼型件其余部分的材料不同的材料组成。 
平台元件22具有翼型件元件21延伸穿过其的贯通开口25。通过该手段，由不同材料组成的区段向下延伸到被平台元件22遮蔽的叶片翼型件元件的区域中。不同材料的区域之间的过渡部接着不暴露于在热气路径的区域中直接占主导地位的极端温度条件。平台-翼型件过渡区域中的应力水平显著地降低。 
发明内容
本发明的目的是提供一种模块化燃气涡轮叶片或导叶，其中，单独的构件以改进叶片或导叶的机械稳定性和完整性的方式布置，并且另外，本发明应当实现利用较少量的冷却介质的叶片或导叶的改进内部冷却。 
本发明的另一个目的是提供一种具有这种叶片或导叶的燃气涡轮。 
该目的和其它目的借助于独立权利要求的主题达到。有利的实施例在从属权利要求中给出。 
本发明的一个方面提供一种用于燃气涡轮的模块化叶片或导叶，其基本上包括以下模块化构件： 
平台元件，其具有限定平台水平的平面或轮廓表面和其中的贯通开口， 
翼型件，其延伸穿过平台元件， 
翼型件具有： 
承载结构，其沿着翼型件的纵向轴线延伸，具有用于紧固在燃气涡轮的叶片或导叶载体上的根部，具有末端部分，并且具有至少一个从翼型件的根部延伸到末端部分的内部通道； 
空气动力形外壳，其在承载结构上面以一距离延伸并且限定翼型件的外表面， 
纵向延伸间隙，其位于承载结构与外壳之间， 
承载结构中的许多通孔，其用于将冷却介质从内部通道引导到间隙中， 
其中 
平台元件的平台水平之下的区域中的第一接合部将外壳集成地接合于所述承载结构，并且 
至少一个在外壳与承载结构之间的附加接合部是形式配合接合部，其允许在外壳与承载结构之间在纵向方向上的相对移动。 
根据本发明的第一优选方面，外壳与承载结构之间的第一接合部是焊接接合部、硬钎焊接合部或固定器接合部。 
根据附加方面，该第一接合部是气密的。 
根据本发明的另一个方面，所述至少一个在外壳与承载结构之间的附加接合部包括配合到凹槽中的外壳的边缘，该凹槽形成在翼型件的末端处的构件中。 
优选地，凹槽形成在围带元件或末端帽中。 
在优选实施例中，所述附加接合部允许冷却介质从间隙泄漏到热气路径中。 
根据本发明的又一个方面，外壳通过根部与末端之间的承载结构的外表面上和外壳的内表面上的许多互补形式配合元件侧向地固定于承载结构。优选地，这些形式配合元件设计为燕尾接合部。 
在另一方面，该接合设计允许在外壳与承载结构之间在纵向方向上的相对移动，以补偿热膨胀和在旋转叶片的情况下由离心力引起的膨胀。并且在另一方面，该接合设计避免沿侧向方向的外壳变形，例如向内或向外弯曲。 
冷却介质(优选为冷却空气)被容许穿过承载结构的根部处的入口进入承载结构内部的一个或更多个冷却空气通道。该至少一个通道从翼型件的根部延伸到其末端，并且沿着该通道布置许多用于冷却空气的供给孔。来自内部通道的空气流过所述孔进入限定在承载结构的外表面与空气动力形外壳的内表面之间的间隙，以从内侧冷却外壳。优选地，为了有效冷却，离开供给孔的空气撞击到外壳的内表面上。 
根据本发明的附加方面，冷却空气沿着间隙朝向翼型件的末端流动，并且在末端处离开间隙进入热气路径。 
在间隙的以冷却空气施加的这些区域中，为了增强传热，承载结构的外表面和/或外壳的内表面装备有湍流器，例如肋或柱脚。 
另外，单独的湍流器设计成向外壳提供支撑，并且因此增加外壳的结构完整性。 
借助于本发明，形成模块化叶片或导叶布置，其与现有技术解决方案相比具有几个优点。 
根据本发明的叶片或导叶的制造是较不复杂且较有效的。承载结构具有易于铸造的简单笔直芯部。其外表面处的冷却特征可被铸造或容易地加工。这导致显著的成本节约。 
本发明的另一个重要特征是有效冷却。以低压力损失输送穿过笔直内部通道的冷却介质通过供给孔流出进入限定在承载结构与外壳 之间的间隙，并且以高对流冷却产出率经过间隙。 
另外，供给孔可用于冲击外壳的内壁，因此附加地增大冷却效果，所以提高了构件的寿命并且/或者减少了冷却介质的量。减少冷却介质的使用导致较高发动机性能。 
附图说明
经由实例，参考附图在下文中更完整地描述本公开的实施例，其中： 
图1a，1b示出了从现有技术（WO2011/058043和EP2189626）中已知的模块化燃气涡轮叶片；
图2示出了适合本发明的模块化涡轮叶片或导叶设计的俯视截面图；
图2a为根据本发明的模块化涡轮叶片或导叶设计的局部放大图；
图3示出了根据本发明的实施例的模块化叶片的侧视截面图；
图4a，b，c详细地示出了外壳的末端固定变型；
图5示出了根据本发明的模块化导叶的细节的侧视截面图；
图6a，b示出了根据本发明的模块化导叶的另一个细节的侧视截面图。
部件列表 
10涡轮叶片/导叶 
11翼型件 
12叶片末端 
13前缘 
14缓冲层 
15后缘 
16平台 
17根部 
20涡轮叶片 
21翼型件 
22平台元件 
23柄部 
24根部 
25通孔 
30叶片 
31导叶 
32翼型件 
33承载结构 
34外壳 
35根部 
36末端 
37 33与34之间的距离 
38 33的外表面 
39 34的内表面 
40 32的外轮廓 
41末端构件，例如帽 
42压力侧 
43吸入侧 
44前缘 
45后缘 
46 33中的内部通道 
47用于冷却介质的通孔 
48间隙 
49冷却介质 
50出口孔 
51 34的外边缘 
52 34的内边缘 
53平台 
54枞树 
55翼型件的纵向轴线 
56平台水平 
57燕尾件 
58湍流器 
59凹槽 
60肩部 
61焊缝 
62止挡杆 
63 33的重叠部分 
64 34的侧表面 
65 33的外侧表面 
66通孔 
67 66中的侧表面 
68密封件。 
具体实施方式
现在参考附图描述本发明的示例性实施例，其中，同样的附图标记在全文中用于表示同样的元件。在下列描述中，出于说明的目的，许多特定细节被阐述以提供本公开的全面理解。然而，本公开可在没有这些特定细节的情况下实践，并且不受限于本文中公开的示例性实施例。 
图2示出了根据本发明的模块化燃气涡轮叶片或导叶设计的俯视截面图。叶片30或导叶31的翼型件32包括沿纵向方向从根部35延伸到末端36的承载结构33，以及空气动力形外壳34，空气动力形外壳34在承载结构33的外表面38上面以一距离37延伸，并且限定翼型件32的外轮廓40。承载结构33可形成为单个单元，或者可由单独部分组装。在末端36处，翼型件32被帽41密封。 
外壳34限定了压力侧42、吸入侧43、前缘44和后缘45。取决于燃气涡轮的规格，外壳34可由与承载结构33相比不同的材料制成。 外壳34可由单个单元制成，或者可由多于一个单个部件(例如，两个附接于承载结构33的半外壳)组装。 
承载结构33包括从叶片或导叶载体中的储存器朝向翼型件末端36引导冷却空气流49的至少一个内部通道46。承载结构33的壁装备有使至少一个内部通道46与间隙48连接的许多孔47，间隙48限定在承载结构33的外表面38与外壳34的内表面39之间。冷却空气49从孔47流出到间隙48中。优选地，该空气49用于冲击到外壳34的内表面39上，以使其有效地冷却。在空气49通过外壳34中的出口孔50离开间隙48之前，其在沿着间隙48朝向出口孔50流动时实现外壳34的对流冷却。这些出口孔50可包括在压力侧42和/或吸入侧43和/或前缘44和/或后缘45处的薄膜冷却孔(film cooling hole)，或者这些出口孔50可为外壳34的外部边缘51或内部边缘52与承载结构33之间的间隙，如图4和图6更详细地示出的。 
图3示出了根据本发明的叶片30的侧视截面图。在平台53之下，承载结构33形成配合到涡轮机的叶片载体的互补枞树形凹槽中的枞树形部分54(未示出)。平台53单独地形成，并且借助于焊接、硬钎焊或如例如US5797725中描述的固定器连接接合到承载结构33。外壳34平行于轴线55从平台水平56之下的区段纵向地延伸到翼型件末端36。在平台水平56之下，外壳34通过适当的接合方法(诸如焊接、硬钎焊等)与承载结构33集成地接合。因此，在该区段中实现固定且气密的接合部。在翼型件末端36处，外壳34和承载结构33以允许热膨胀的补偿的方式连接。用于末端固定的优选实施例的细节在图4a-c中示出。 
另外，外壳34和承载结构33装备有正锁定元件以侧向地支撑外壳34。如图2所示，燕尾连接件57支撑外壳34并且防止其侧向变形，但是允许沿纵向轴线55的相对移动以补偿热膨胀和由离心力引起的膨胀。 
承载结构33的外表面38和/或外壳34的内表面39装备有湍流器 58(诸如肋)，用于增加外壳(34)与冷却介质49之间的传热。 
另外，单独湍流器58的高度可对应于间隙48的宽度37。这样做时，这些湍流器58充当机械止挡件(距离保持器)，并且防止外壳34向内变形，特别是在翼型件32的压力侧42处。 
图4a，b，c示出了用于翼型件末端36处的外壳34固定的优选实施例的细节，该固定允许外壳34与承载结构33之间的相对移动。如以上提到的，模块化叶片或导叶的单独构件暴露于热膨胀以及在旋转叶片的情况下暴露于离心力要求外壳37沿纵向方向以间距固定在一个端部处。 
在旋转叶片的情况下，外壳34的固定接合部必须承受离心力。由于该原因，故外壳34与承载结构33之间的固定接合部在根部区段35中实现，然而在翼型件末端36处，外壳34和承载结构33以允许相对移动的方式连接。由于该布置，故外壳37在叶片30的旋转期间经受张力，并且由此另外克服诸如弯曲的变形而稳定。 
根据图4a，外壳34终止于末端构件41的下侧处的凹槽59中。这种构件41可为例如末端帽或围带元件。凹槽59的深度和宽度定尺寸成使得冷却介质49的泄漏为可能的。凹槽49的轮廓可通过任何适当的加工方法加工。 
外壳34在翼型件末端36处的固定的可选实施例在图4b中示出。在末端36处，承载结构33拓宽到翼型件32的外轮廓，由此与外壳34的上边缘51重叠。在该重叠部分63的下侧处，肩部60加工成使得上边缘51配合到该肩部60中。在肩部60的外边缘处的环绕焊合部61将外壳34锁定在其位置。 
图4c示出了末端固定的另一个变型。在末端构件41(例如围带元件)的下侧处的肩部60被止挡杆62限制向外。 
图5和图6示出了根据本发明的导叶31的侧视截面图。图5示出了用于外壳34、承载结构33和平台53的外径固定的实例，而图6a和图6b公开了在导叶31的内径处的承载结构33、外壳34和平台 53的两种布置变型。 
在根据图5的实施例中，承载结构33朝向翼型件32的端部拓宽，由此与外壳34的外边缘51重叠。在重叠部分63的内侧处，肩部60加工成使得外壳34的边缘51和其侧表面64的一部分支承抵靠肩部60。通过适当的手段(诸如焊接、硬钎焊等)，外壳34集成地接合于承载结构33。在该固定接合部之外，承载结构33和外壳34以距离37布置，从而形成纵向间隙48。许多冷却孔47将冷却介质49从承载结构33内侧的内部通道46输送到间隙48中。为了高效冷却，冷却介质49的喷射流撞击外壳34的内表面39。承载结构33的外表面38上的湍流器58支持冷却介质49的湍流，因此增强了对流传热。单独的湍流器58可用作距离保持器，如关于图3提到的。 
承载结构33的重叠部分63包括外侧向表面65。平台53包括具有内表面67的贯通开口66。承载结构33的侧表面65和贯通开口66的内表面67被互补地设计。通过合适的方法(例如双金属铸造、焊接硬钎焊等)，平台53连接于翼型件32。 
根据图6a，外壳34的内边缘52配合到承载结构33的肩部60中。在承载结构33的重叠部分63的外侧表面65处，平台53连接于翼型件32。平台53的尺寸超过承载结构33的重叠部分63的尺寸，因此形成外壳34终止于其中的凹槽。翼型件外壳34与平台53之间的任选的密封件68防止热气从热气路径渗透到该凹槽中。 
根据图6b，承载结构33的重叠部分63与图6a的实例相比更宽，并且翼型件外壳34的内边缘52终止在凹槽59中，凹槽59加工到重叠部分63中。任选地，密封件68可布置成防止热气渗透到凹槽59中。平台53通过任何合适的方法连接于承载结构33的外侧表面65。 

Claims (14)

1.一种用于燃气涡轮的模块化叶片(30)或导叶(31)，其包括以下模块化构件：
平台元件(53)，其具有限定平台水平(56)的平面或轮廓表面和其中的贯通开口(66)，以及
翼型件(32)，其延伸穿过所述平台元件(53)，
其中，所述翼型件(32)具有：
承载结构(33)，其沿着所述翼型件(32)的纵向轴线(55)延伸，具有用于紧固在所述燃气涡轮的叶片或导叶载体上的根部(35)，具有末端部分(36)，并且具有至少一个从所述翼型件(32)的根部(35)延伸到所述末端部分(36)的内部通道(46)，
空气动力形外壳(34)，其在所述承载结构(33)上面以一距离(37)延伸并且限定所述翼型件(32)的外轮廓(40)，
纵向延伸间隙(48)，其限定在所述承载结构(33)与所述外壳(34)之间，
所述承载结构(33)中的许多通孔(47)，其用于将冷却介质(49)从所述内部通道(46)引导到所述间隙(48)中，
其特征在于：
外壳(34)通过所述平台元件(53)的平台水平(56)之下的区域中的第一接合部集成地接合于所述承载结构(33)，并且所述外壳(34)通过至少一个附加接合部接合于所述承载结构(33)，其中，所述至少一个附加接合部为形式配合接合部，其允许在外壳(34)与承载结构(33)之间在纵向方向上的相对移动。
2.根据权利要求1所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，外壳(34)与承载结构(33)之间的所述第一接合部为焊接接合部、硬钎焊接合部或固定器接合部。
3.根据权利要求1或2所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述外壳(34)与所述承载结构(33)之间的所述第一接合部是气密的。
4.根据权利要求1所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述至少一个附加接合部包括配合到凹槽(59)中的所述外壳(34)的边缘(51，52)，所述凹槽(59)形成在所述翼型件(32)的末端(36)处的构件(41)中。
5.根据权利要求4所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述末端构件(41)是围带元件或末端帽。
6.根据权利要求4或5所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述附加接合部允许所述冷却介质(49)的泄漏。
7.根据权利要求4所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述凹槽(59)加工在所述翼型件(32)的末端构件(41)中。
8.根据权利要求1所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述承载结构(33)的外表面(38)和所述外壳(34)的内表面(39)装备有许多互补形式配合元件，用于所述外壳(34)侧向固定于所述承载结构(33)。
9.根据权利要求8所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述互补形式配合元件设计为燕尾件。
10.根据权利要求1所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，引导到间隙(48)中的所述冷却介质(49)冲击所述外壳(34)的内表面(39)。
11.根据权利要求1所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述承载结构(33)的外表面(38)和/或所述外壳(34)的内表面(39)装备有用于增强传热的湍流器(58)。
12.根据权利要求11所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，所述湍流器(58)是肋或柱脚。
13.根据权利要求11或12所述的模块化叶片(30)或导叶(31)，其特征在于，单独的湍流器(58)设计成支撑所述外壳(34)。
14.一种具有模块化叶片(30)或导叶(31)的燃气涡轮，其特征在于，所述模块化叶片(30)或导叶(31)是根据权利要求1-13中的一项所述的叶片(30)或导叶(31)。
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