CN104343472A - 具有改进的密封的涡轮叶片和涡轮 - Google Patents

具有改进的密封的涡轮叶片和涡轮 Download PDF

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Abstract

本发明涉及具有改进的密封的涡轮叶片和涡轮。本公开涉及具有燃气涡轮叶片(1)和转子隔热罩(7)的涡轮，转子隔热罩(7)用于使热的工作介质流过其的空间区域与涡轮的转子布置内部的空间区域分开。转子隔热罩(7)包括：平台，其形成轴向隔热罩区段(14)，并且布置成大致平行于转子(6)的表面；以及在轴向隔热罩区段(14)的上游端处的径向隔热罩区段(15)，其沿远离轴向隔热罩区段(14)的表面的方向朝热气延伸。另外，涡轮包括由平台(2)的下游端和/或叶片足部(4)的下游端、径向隔热罩区段(15)界定的叶片后部腔体(16)。本公开进一步涉及针对此类涡轮设计的燃气涡轮叶片(1)和转子隔热罩(7)。

Description

具有改进的密封的涡轮叶片和涡轮
技术领域
本发明涉及燃气涡轮移动叶片，并且更特别地，涉及具有带有改进密封线的平台底切部(undercut)的燃气涡轮叶片。此外，本发明涉及用于屏蔽底切部的涡轮隔热罩，以及包括隔热罩-叶片组合的涡轮。
背景技术
燃气涡轮叶片暴露于高温燃烧气体，并且因此经受较高热应力。在本领域中已知用于冷却叶片和减小热应力的方法。典型地，从压缩机排出的高压空气从叶片根部底部部分引入到被空气冷却的叶片的内部中。在冷却轮轴部分、平台和翼型件之后，高压空气从设在叶片面处的小孔流出，或者从设在叶片末端部分处的小孔流出。此外，小孔可设在叶片的叶片后缘部分处，高压空气流过该小孔，以冷却叶片的后缘。可在平台表面上提供小孔，用于冷却。因此，高压空气降低移动叶片的金属温度。
经高度冷却的燃气涡轮叶片在热的翼型件和平台的相对较冷的轮轴部分的界面处经历高温失配。这些高温差在平台处产生热变形，该热变形与翼型件的那些热变形不一致。除了热应力之外，较大的离心力在运行期间作用在叶片上，从而使叶片中的应力增大。当翼型件被迫遵循轮轴和平台的移位时，在翼型件上、特别是在较薄后缘区域中出现较高热应力。这些较高热应力在瞬时发动机运行以及稳态、全速、全负载状况期间存在，并且可导致裂纹发生和传播。这些裂纹可潜在地最终导致构件的灾难性故障。
US 5947687公开了燃气涡轮移动叶片(图1-3)，其具有在涡轮叶片的平台的后侧上的凹槽，该凹槽设计成制止翼型件后缘和平台的附接点处的、在瞬时运行状况(即，涡轮开始和停止)期间发生的较高热应力。该凹槽沿着平台的整个长度，沿着涡轮的周边(典型地平行于涡轮的旋转平面)从叶片的压力侧(典型地具有凹形弯曲部)延伸到吸力侧(典型地具有凸形弯曲部)。在运行中，在平台的后缘和叶片下游的随后的导叶平台或隔热罩之间不存在有效密封。凹槽典型地开向间隙，该间隙被冷却空气吹扫，并且面向涡轮的热气路径。如果吹扫流被中断，或者热气侧上的压力分布不像预期的那样，则热气可通过间隙吸入，并且导致凹槽局部过热，以及潜在地使叶片足部以及涡轮转子过热。
在凹槽下方，涡轮叶片连接于转子。例如可利用具有渐缩形式的杉树件来进行机械连接，其中，拉销锯齿状边缘提供多个承受负载的面。为了将加压冷却空气供应到叶片，在叶片的足部下方或其间提供腔体。对于叶片的轴向下游端，例如可由搭叠件(即沿周向方向从一个叶片足部延伸超过相邻叶片足部的交迭件)闭合这些腔体。搭叠件使得难以组装和拆卸叶片、尤其是用于修理的单独叶片。另外，搭叠件具有有限的密封能力，因为交迭件实际上不具有机械灵活性。
例如从EP1079070已知的涡轮隔热罩是用于使热的工作介质流过其的空间区域与燃气涡轮的转子布置内部的优选可冷却的空间区域分开的装置。此类隔热罩布置具有至少两个转子盘，其沿轴向方向布置在彼此后面，可借助于至少一个连接区域固定地连接于彼此，并且至少在它们的径向周向边缘的区域中彼此分离开。隔热罩布置另外为片状设计，布置在两个邻近转子盘之间，并且具有两个连接边缘，在各种情况下，沿着该连接边缘，隔热罩可在邻近转子盘的周向边缘的区域中处于运行连接，并且该连接边缘覆盖在转子侧上在两个转子盘之间延伸的中间空间。隔热罩布置用来使设在燃气涡轮的内部中的热气通道成形(该热气通道在其直径处面向转子)，并且保护转子的结构部分免受过热。
已知的隔热罩设计和具有此类隔热罩的涡轮需要在平台下方吹扫叶片足部的轴向下游端。使用的吹扫空气对涡轮功率和效率具有有害影响。另外，任何机械缺陷或吹扫空气供应的变化可使局部吹扫不充分，从而导致叶片的下游端或保持叶片的转子盘的局部过热。
发明内容
本公开的目的是提出一种叶片、隔热罩和包括叶片-隔热罩布置的涡轮，该叶片-隔热罩布置避免叶片后缘部分中的较高应力，并且保证安全高效地冷却叶片足部的下游端以及保持叶片的转子盘。
根据一个实施例，一种燃气涡轮叶片包括：平台，其具有后缘侧、压力侧、吸力侧和前缘侧；连接于叶片平台的翼型件；以及形成于平台的后缘侧中的第一凹槽。第一凹槽在叶片压力侧和叶片吸力侧之间延伸。在轴向方向上，第一凹槽在翼型件的后缘的根部下方延伸。后缘的根部是翼型件的后缘与平台相交的位置(根部可在后缘和平台之间的过渡部处为圆形的，以降低局部应力)。叶片进一步包括形成于叶片平台的后缘侧中的后缘侧密封凹槽，该后缘侧密封凹槽比第一凹槽更接近面向翼型件的平台表面，其中，后缘侧密封凹槽在叶片压力侧和叶片吸力侧之间延伸，并且其中，后缘侧密封凹槽在轴向方向上的深度小于第一凹槽的深度。
已知不同类型的密封凹槽。密封凹槽是适合保持密封件的任何几何布置。其例如可为用于插入密封件的连续节口。其可由从表面延伸的倒角或凸脊、凸缘和倒角的组合形成。可由一个凹槽或多个凹槽保持密封件。对于例如像条形密封件的许多密封件类型，必须在其之间的间隙将被密封的两个部分上提供凹槽。
典型地，叶片进一步包括在平台下方(在背离翼型件的侧部)的足部。足部和平台还可为一个集成设计。
压力侧，相应地吸力侧是叶片的、即也是平台的在翼型件的压力侧，相应地吸力侧的侧部。
特别地，第一凹槽可具有进入到由叶片负载产生的应力线中的轴向深度。
更特别地，后缘密封凹槽可具有不进入到由叶片负载产生的应力线中的轴向深度。
根据又一个实施例，后缘侧密封凹槽可构造成保持条形密封件。
根据另一个实施例，叶片包括密封凹槽，该密封凹槽在平台的压力侧上和/或平台的吸力侧上延伸到平台的后缘，用于接收第一凹槽上方的主密封件。在平台的压力侧和/或吸力侧上的用于主密封件的密封凹槽可朝平台的前缘延伸。
根据仅仅另一个实施例，叶片包括在平台的压力侧和/或平台的吸力侧上的密封凹槽，用于接收后部密封件，该后部密封件从主密封凹槽沿径向向内在第一凹槽下方延伸。
根据又一个实施例，叶片包括下部密封凹槽，该下部密封凹槽在第一凹槽下方形成于叶片的足部的后缘侧中，用于接收下部密封件。下部密封凹槽在叶片压力侧和叶片吸力侧之间延伸。下部密封凹槽沿轴向方向延伸的深度小于第一凹槽的深度。
除了叶片之外，适合与上面描述的叶片组合组装涡轮的转子隔热罩是本公开的目的。此类涡轮具有至少两个转子盘，一个沿轴向方向布置在另一个的后面。叶片可附接于转子盘，并且隔热罩可布置成在两个涡轮级之间形成覆盖转子的环形结构。
用于使热的工作介质流过其的空间区域与燃气涡轮的转子布置内部的、冷却剂流过其的空间区域分开的燃气涡轮转子隔热罩包括平台，该平台形成轴向隔热罩区段，并且典型地布置成大致平行于转子的表面。根据一个实施例，转子隔热罩包括径向隔热罩区段，该径向隔热罩区段布置在轴向隔热罩区段的一端处，并且沿朝向热气侧的方向远离轴向区段延伸。
在该情况下，大致平行的方向可例如在高达30°或更高的范围中。典型地，其小于20°或小于10°。该限制用来区分轴向涡轮(其是本公开的目的)与径向涡轮。
根据一个实施例，轴向隔热罩区段和径向隔热罩区段之间的、沿远离轴向隔热罩区段的表面朝向热气侧的方向的角超过30°，优选超过60°。隔热罩的热气侧是隔热罩在安装和运行时较接近燃气涡轮的热气流的侧部。轴向隔热罩区段的热气侧典型地不直接暴露于热气，而是可被内部导叶平台保护而免受热气。典型地，利用冷却流体吹扫内部导叶平台和隔热罩之间的空间。
在该情况下，轴向延伸部是在安装在发动机中时隔热罩或叶片在平行于燃气涡轮的轴线的方向上的延伸部。径向延伸部是在安装在发动机中时隔热罩或叶片在垂直于燃气涡轮的轴线的方向上的延伸部。
根据另一个实施例，转子隔热罩的轴向隔热罩区段包括在轴向隔热罩区段的压力侧和/或轴向隔热罩区段的吸力侧上的、用于接收轴向平台密封件的密封凹槽。当安装在发动机中时，轴向热平台密封件用于密封相邻转子隔热罩的轴向隔热罩区段之间的间隙。
根据又一个实施例，径向罩区段包括在径向隔热罩区段的压力侧和/或径向隔热罩区段的吸力侧上的、用于接收径向隔热罩密封件的密封凹槽。利用径向隔热罩密封件，可在隔热罩的安装状态下密封相邻转子隔热罩的径向隔热罩区段之间的间隙。轴向和径向密封凹槽还可组合以形成从轴向隔热罩区段延伸到径向隔热罩区段用于接收一个组合密封件的密封凹槽。
除了叶片和隔热罩之外，公开了一种包括此类叶片和密封件的涡轮。此类涡轮具有燃气涡轮叶片，该燃气涡轮叶片包括：平台，其具有后缘侧、压力侧、吸力侧和前缘侧；连接于叶片平台的翼型件；以及形成于平台的后缘侧中的第一凹槽。在周向方向上，第一凹槽在压力侧和吸力侧之间延伸。在轴向方向上，第一凹槽在翼型件的后缘的根部下方延伸。翼型件的根部是翼型件的后缘与平台相交的位置。
另外，此类涡轮具有燃气涡轮转子隔热罩，其用于使热的工作介质流过其的空间区域与燃气涡轮的转子布置内部的、冷却剂在其中流动的空间区域分开。转子隔热罩包括平台，该平台形成轴向隔热罩区段。隔热罩区段可布置成大致平行于转子的表面，相对于转子的表面倾斜，或者可具有曲率，并且界定转子侧上的热气流径。
在该情况下，转子布置具有至少一个转子盘。典型地，转子布置具有两个转子盘，一个沿轴向方向布置在另一个的后面。
根据第一实施例，转子隔热罩包括径向隔热罩区段，其在轴向隔热罩区段的上游端处，并且沿远离轴向隔热罩区段的轴向延伸部的表面的方向延伸。叶片足部，相应地平台的下游端和径向隔热罩区段界定叶片后部腔体。可对该后部叶片腔体馈送腔体冷却剂。
因为后部叶片腔体在叶片平台下方延伸，所以密封来自相邻平台之间的冷却剂泄漏的密封件到平台上方的热气流(翼型件从平台延伸到其中)的密封长度减小。对应地，冷却剂消耗减少，因为流到后部叶片腔体中的冷却剂可用于冷却隔热罩，以及/或者吹扫隔热罩区域或其它下游构件。
根据一个实施例，径向隔热罩区段以超过30°(优选超过60°)的角，沿远离轴向隔热罩区段的轴向延伸部的表面的方向延伸。
在一个实施例中，叶片进一步包括后缘侧密封凹槽，该后缘侧密封凹槽形成于叶片平台的后缘侧中，比第一凹槽更接近面向翼型件的平台表面。后缘侧密封凹槽在压力侧和吸力侧之间延伸，并且后缘侧密封凹槽在轴向方向上的深度小于第一凹槽在轴向方向上的深度。
在又一个实施例中，涡轮包括布置在后缘侧密封凹槽和径向隔热罩区段之间的上部密封件。该密封件进一步界定后部叶片腔体，并且可减少腔体冷却剂泄漏到热气流径。
根据另一个实施例，涡轮的叶片包括用于在平台的压力侧和/或平台的吸力侧上接收后部密封件和接收在第一凹槽下方沿径向向内延伸的后部密封件的密封凹槽。后部密封件密封在朝向叶片后部腔体的下游端处形成于一个涡轮排的相邻叶片之间的空间。在运行期间利用冷却剂对该空间加压。在运行期间，可对叶片供应叶片冷却剂，并且可对隔热罩腔体供应来自该空间的腔体冷却剂。后部密封件减少通往叶片后部腔体的泄漏，从而在叶片的下游端处有效地产生两级密封。
后部密封件典型地是从平台向内延伸的弯曲密封件，其也被称为“佛罗里达式密封件”。在平台处，后部密封件可与平台的主密封件相切。密封件的向内端典型地在叶片足部的下游端处。
根据又一个实施例，叶片包括下部密封凹槽，该下部密封凹槽形成于平台的后缘侧中，或者在第一凹槽下方形成于叶片的足部的后缘侧中，用于接收下部密封件，以及布置在下部密封凹槽和径向隔热罩区段之间的下部密封件。该密封件使叶片后部腔体与轴向隔热罩区段的沿径向向内布置的隔热罩腔体分开。该下部密封件在朝向热气的来自叶片后部腔体的密封件中的任一个失效的情况下提供附加的保险装置。即使在此类失效之后，隔热罩腔体仍将被充分密封，以保证隔热罩的冷却。在此类失效的情况下，叶片后部腔体将被横跨下部密封件和后部密封件的增加的泄漏吹扫。对于该实施例，隔热罩可包括下部密封件凹槽，该下部密封件凹槽形成于轴向隔热罩区段的前部端中，或者形成于径向隔热罩区段的上游侧中，用于接收下部密封件。
公开的具有后部叶片腔体的涡轮允许使叶片的下游端与热气分开，以及减少泄漏。杉树件和转子在密封线下方。因为叶片足部的下游端可被单独的密封件密封，所以不需要搭叠件。因此容易地组装和拆卸单独的叶片是可能的。另外，翼型件后缘中的应力减小。
附图说明
将在附图的协助下在下面更详细地描述本公开及其性质和优点。参照附图：
图1显示排或涡轮叶片的俯视图；
图2以涡轮叶片的侧视图，以及保持叶片和隔热罩的转子的截面，以及面向隔热罩的导叶的截面显示涡轮的剖面。
图3以涡轮叶片的侧视图，以及保持叶片的转子的截面，以及隔热罩和后部叶片腔体的截面显示涡轮的剖面。
图4以涡轮叶片的侧视图，以及保持叶片的转子的截面，以及隔热罩、后部叶片腔体和后部密封件的截面显示涡轮的剖面。
图5显示具有附加的下部密封件的涡轮的剖面。
部件列表
1叶片
2平台
3翼型件
4足部
5杉树件
6转子
7转子隔热罩
8冷却剂进料
9前缘侧
10后缘侧
11第一凹槽
12后缘侧密封凹槽
13旋转轴线
14轴向隔热罩区段
15径向隔热罩区段
16叶片后部腔体
17主密封件
18后部密封件
19上部密封件
20径向隔热罩密封件
21轴向平台密封件
22下部密封件
23锁定板
24节流凸出部
25隔热罩腔体
26叶片冷却剂
27腔体冷却剂
28搭接件
29压力侧
30吸力侧
31标准叶片
32闭合叶片
33后部密封件
34导叶
35蜂巢。
具体实施方式
图1显示排或涡轮叶片的区段的俯视图。各个叶片1包括附接于平台2的翼型件3。翼型件具有前缘、后缘、凹形压力侧和凸形吸力侧。平台的对应的侧部是前缘侧9、后缘侧10、压力侧29和吸力侧30。叶片1的足部4在平台下方，用于将叶片固定于转子。在该图中，仅可看见足部4的后部端。
在图1的示例中，相邻叶片1的平台2的压力侧29和吸力侧30是沿着平台2的从前缘侧9朝后缘侧10的延伸部的笔直平行线，相应地为表面。但是，在平台2的后缘侧10处，一个叶片的平台延伸到相邻叶片的方向。对应的相邻叶片具有间隙，以允许平台2的后缘和下方的足部4(未显示)交迭，以形成所谓的搭叠件。所有的标准叶片31具有搭叠件28。仅一个闭合叶片32不具有搭叠件28，这可导致附加的泄漏。
图2以涡轮叶片1的侧视图显示涡轮的剖面，和保持叶片的转子6的截面以及隔热罩7的截面。涡轮导叶34(仅部分地显示)布置在隔热罩7上方和叶片2下游。为了减少导叶的隔热罩7和内部平台之间的间隙中的泄漏，蜂巢35可附接于面向隔热罩7的导叶34。
叶片1包括附接于平台2和足部4的翼型件3。足部4的部分可设计为用于将叶片固定在转子中的杉树件5。经由冷却剂进料8对叶片1供应冷却剂。冷却剂的部分供应到叶片1作为叶片冷却剂26，并且冷却剂的部分作为腔体冷却剂27而馈送到叶片下游的隔热罩腔体25。腔体冷却剂27的流量可由节流凸出部24控制。通往隔热罩腔体和隔热罩7上方的平台2下游的区域中的冷却剂8的不受控制的损失由搭叠件28限制。通往平台2上方的热气流径的冷却剂的损失由主密封件17限制，主密封件17密封相邻叶片1的平台2之间的间隙。在叶片的上游端处的不受控制的冷却剂流可由插置在相邻叶片1的足部4的从转子6延伸到平台2的内侧的前部端之间的锁定板限制。
腔体冷却剂27的损失由轴向平台密封件21限制，轴向平台密封件21密封相邻隔热罩7的轴向隔热罩区段14之间的间隙。
图3以涡轮叶片的侧视图和保持叶片的转子的截面以及隔热罩的截面来显示本公开的第一实施例。图3基于图2，但为了简单而省略了剖开的导叶区段。图3的叶片不具有搭叠件。
为了减小翼型件3的后缘中的应力，从平台2的后缘侧10切出第一凹槽11，相应地从足部4的后缘侧10切出。凹槽沿径向方向从杉树件5上方的位置延伸到平台2。在轴向方向上，凹槽从平台2的后缘侧10延伸到高达翼型件3的后缘上游的位置。因此，平台2的后缘侧10不刚性地连接于足部4，并且因此更柔性。因而，热延伸的差异导致翼型件后缘中的较低应力。
图3的隔热罩基于图2的隔热罩。其另外包括径向隔热罩区段15，径向隔热罩区段15在轴向隔热罩区段14的上游端处始于轴向隔热罩区段14的外表面，沿径向向外延伸。
为了保护平台2的后部端和叶片1的足部4，叶片后部腔体16布置在叶片1的下游。其朝向下游侧被隔热罩7的径向隔热罩区段15包封。为了控制朝向热气侧的泄漏(沿径向向外)，上部密封件19可布置在平台2的后缘侧10和径向隔热罩区段15的外部端之间。
如显示的，在该实施例中，径向隔热罩区段15可在其沿径向外部端处、在平行于叶片1的隔热罩2且与其成一直线的上游方向上具有弯折部。弯折部桥接隔热罩7和平台2的后缘侧10之间的间隙。另外，其可用于较好地保持上部密封件19。
图4显示基于图3的又一个改进。除了图3中显示的示例之外，该示例包括后部密封件33，后部密封件33布置在足部4的下游端处。后部密封件在平台下方从主密封件17沿径向向内延伸向杉树件5，以控制从叶片到隔热罩腔体25，以及特别地到叶片后部腔体16的泄漏。
图5显示基于图4的另一个示例。在该示例中，叶片后部腔体16通过下部密封件22与隔热罩腔体25分开，下部密封件22在足部4和隔热罩7之间延伸。在该示例中，其在轴向隔热罩区段14和叶片足部4之间延伸，但是其还可在径向隔热罩区段15和叶片足部4之间延伸。
典型地，隔热罩腔体25和叶片后部腔体16的设计压力实际上相等或彼此非常接近，例如它们的总压力的差异小于10%，或者甚至小于5%。两个腔体具有独立的冷却剂供应。对于此类设计，下部密封件22主要用作保险装置，以防密封叶片后部腔体16的其它密封件中的一个失效。
所有阐释的优点不只是限制于规定的组合，而是还可按其它组合使用，或者单独使用，而不背离本公开的范围。可选地能够设想到其它可能性，例如可从转子6将附加的冷却剂进料直接引导到隔热罩腔体25，或者从叶片1引导到叶片后部腔体。可预见附加或备选的冷却剂进料来自上游端或下游端，而不是使冷却剂穿过转子，例如穿过看见的叶片区域。
为了避免在运行期间由于离心力而引起的高局部应力，第一凹槽11还可具有比图中显示的更小的深度，使得其不延伸到由叶片负载引起的应力线中。此类第一凹槽还可用来减小热应力。
叶片后部腔体沿径向在隔热罩腔体外部的布置导致防失效设计。如果朝向热气侧的密封件中的一个(即，径向隔热罩密封件20或上部密封件19)失效，则横跨剩余密封件(即，后部密封件33和下部密封件22)的压差将增大，并且足够的冷却剂流将进入叶片后部腔体，以吹扫叶片后部腔体，并且从而避免吸入热气。

Claims (15)

1. 一种燃气涡轮叶片(1)，包括：平台(2)，其具有后缘侧(10)、压力侧(29)、吸力侧(30)和前缘侧(9)；连接于所述叶片平台(2)的翼型件(3)；以及形成于所述平台(2)的后缘侧(10)中的第一凹槽(11)，其中，所述第一凹槽(11)在所述压力侧(29)和所述吸力侧(30)之间延伸，并且其中，所述第一凹槽(11)在所述翼型件(3)的后缘的根部下方沿轴向方向延伸，
其特征在于，所述叶片(1)包括形成于所述叶片平台(2)的后缘侧(10)中的后缘侧密封凹槽(12)，所述后缘侧密封凹槽(12)比所述第一凹槽(11)更接近面向所述翼型件(3)的平台表面，其中，所述后缘侧密封凹槽(12)在所述压力侧(29)和所述吸力侧(30)之间延伸，并且其中，所述后缘侧密封凹槽(12)在轴向方向上的深度小于所述第一凹槽(11)的深度。
2. 根据权利要求1所述的燃气涡轮叶片(1)，其特征在于，所述第一凹槽(11)具有进入到由叶片负载产生的应力线中的轴向深度。
3. 根据权利要求1所述的燃气涡轮叶片(1)，其特征在于，所述后缘侧密封凹槽(12)构造成保持条形密封件。
4. 根据权利要求1所述的燃气涡轮叶片(1)，其特征在于，所述叶片(1)包括密封凹槽，所述密封凹槽在所述平台(3)的压力侧(29)和/或所述平台(3)的吸力侧(30)上延伸到所述平台(3)的后缘，用于在所述第一凹槽(11)上方接收主密封件(17)。
5. 根据权利要求1所述的燃气涡轮叶片(1)，其特征在于，所述叶片(1)包括在所述平台(3)的压力侧(29)和/或所述平台(3)的吸力侧(30)上的密封凹槽，用于在所述第一凹槽(11)下方接收沿径向向内延伸的后部密封件(33)。
6. 根据权利要求1所述的燃气涡轮叶片(1)，其特征在于，所述叶片(1)包括下部密封凹槽，所述下部密封凹槽在所述第一凹槽(11)下方形成于所述叶片(1)的足部(4)的后缘侧中，用于接收下部密封件(22)，其中，所述下部密封凹槽在所述压力侧(29)和所述吸力侧(30)之间延伸，并且其中，沿轴向方向延伸的所述下部密封凹槽的深度小于所述第一凹槽(11)的深度。
7. 一种用于使热的工作介质流过其的空间区域与燃气涡轮的转子(6)布置内部的、腔体冷却剂(27)流过其的空间区域分开的燃气涡轮转子隔热罩(7)，包括平台，所述平台形成轴向隔热罩区段(14)，并且布置成大致平行于转子(6)的表面，其特征在于，所述转子隔热罩(7)包括布置在所述轴向隔热罩区段(14)的一端处的径向隔热罩区段(15)，所述径向隔热罩区段(15)沿远离所述轴向隔热罩区段(14)的表面的方向朝所述热气侧延伸。
8. 根据权利要求7所述的燃气涡轮转子隔热罩(7)，其特征在于，径向隔热罩区段(15)以大于30°，优选为大于60°的角，沿远离所述轴向隔热罩区段(14)的表面的方向，朝所述热气侧延伸。
9. 根据权利要求7所述的燃气涡轮转子隔热罩(7)，其特征在于，所述轴向隔热罩区段(14)包括在所述轴向隔热罩区段(14)的压力侧(29)和/或所述轴向隔热罩区段(14)的吸力侧(30)上的密封凹槽，用于接收用于密封处于安装状态的相邻转子隔热罩(7)之间的间隙的轴向平台密封件(21)。
10. 根据权利要求7所述的燃气涡轮转子隔热罩(7)，其特征在于，所述径向罩区段(15)包括在所述径向隔热罩区段(15)的压力侧(29)和/或所述径向隔热罩区段(15)的吸力侧(30)上的密封凹槽，用于接收用于密封处于安装状态的相邻转子隔热罩(7)之间的间隙的径向隔热罩密封件(20)。
11. 一种带有叶片(1)的涡轮，包括：平台(2)，其具有后缘侧(10)、压力侧(29)、吸力侧(30)和前缘侧(9)；连接于所述叶片平台(2)的翼型件(3)；以及形成于所述平台(2)的后缘侧(10)中的第一凹槽(11)，其中，所述第一凹槽(11)在所述压力侧(29)和所述吸力侧(30)之间延伸，并且其中，所述第一凹槽(11)在所述翼型件(3)的后缘的根部下方沿轴向方向延伸，
(11)和转子隔热罩(7)，其用于使热的工作介质流过其的空间区域与所述涡轮的转子布置内部的空间区域分开，其中，所述转子隔热罩(7)包括平台，所述平台形成轴向隔热罩区段(14)，并且布置成大致平行于转子(6)的表面，其特征在于
所述转子隔热罩(7)包括在所述轴向隔热罩区段(14)的上游端处的径向隔热罩区段(15)，所述径向隔热罩区段(15)沿远离所述轴向隔热罩区段(14)的表面的方向朝所述热气延伸，
并且，叶片后部腔体(16)由所述平台(2)的下游端和/或所述叶片足部(4)的下游端以及所述径向隔热罩区段(15)界定。
12. 根据权利要求11所述的涡轮，其特征在于，所述叶片(1)包括形成于所述叶片平台(2)的后缘侧(10)中的后缘侧密封凹槽(12)，所述后缘侧密封凹槽(12)比所述第一凹槽(11)更接近面向所述翼型件(2)的平台表面，其中，所述后缘侧密封凹槽(12)在所述压力侧(29)和所述吸力侧(30)之间延伸，并且其中，所述后缘侧密封凹槽(12)在轴向方向上的深度小于所述第一凹槽(11)的深度。
13. 根据权利要求11所述的涡轮，其特征在于，所述涡轮包括布置在所述后缘侧密封凹槽(12)和所述径向隔热罩区段(15)之间的上部密封件(19)。
14. 根据权利要求11所述的涡轮，其特征在于，所述叶片(1)包括密封凹槽和后部密封件(33)，所述密封凹槽用于接收在所述平台(3)的压力侧(29)和/或所述平台(3)的吸力侧(30)上的后部密封件(33)，所述后部密封件(33)在所述第一凹槽(11)下方沿径向向内延伸，用于密封在朝向所述叶片后部腔体(16)的下游端处形成于一个涡轮排的相邻叶片(1)之间的空间。
15. 根据权利要求11所述的涡轮，其特征在于，所述叶片(1)包括下部密封凹槽和下部密封件(22)，所述下部密封凹槽形成于所述平台(2)的后缘侧中，或者在所述第一凹槽(11)下方形成于所述叶片(1)的足部(4)的后缘侧中，用于接收下部密封件(22)，所述下部密封件(22)布置在所述下部密封凹槽和所述径向隔热罩区段(15)之间，用于使所述叶片后部腔体(16)与沿径向布置在所述轴向隔热罩区段(14)内部的隔热罩腔体(25)分开。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106907181A (zh) * 2015-12-18 2017-06-30 通用电气公司 涡轮转子叶片中的内部冷却构造
CN110005476A (zh) * 2017-12-15 2019-07-12 安萨尔多能源瑞士股份公司 搭叠密封装置
CN113818933A (zh) * 2020-06-02 2021-12-21 通用电气公司 具有浮动级间密封件的涡轮发动机

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6554882B2 (ja) 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
EP3109402A1 (en) * 2015-06-26 2016-12-28 Alstom Technology Ltd Method for cooling a turboengine rotor, and turboengine rotor
US9845690B1 (en) * 2016-06-03 2017-12-19 General Electric Company System and method for sealing flow path components with front-loaded seal
JP6673482B2 (ja) 2016-07-25 2020-03-25 株式会社Ihi ガスタービン動翼のシール構造
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
FR3070716B1 (fr) * 2017-09-06 2020-10-02 Safran Aircraft Engines Languette d'etancheite de segments de stator
FR3070718B1 (fr) * 2017-09-06 2019-08-23 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine a secteurs d'anneau
US10655489B2 (en) 2018-01-04 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for assembling flow path components
US11248705B2 (en) 2018-06-19 2022-02-15 General Electric Company Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components
US11047248B2 (en) 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US11231175B2 (en) * 2018-06-19 2022-01-25 General Electric Company Integrated combustor nozzles with continuously curved liner segments
DE102019215220A1 (de) 2019-10-02 2021-04-08 MTU Aero Engines AG System mit einer Laufschaufel für eine Gasturbine mit einem einen Dichtungsabschnitt aufweisenden Schaufelfußschutzblech
US11566528B2 (en) 2019-12-20 2023-01-31 General Electric Company Rotor blade sealing structures
US11299992B2 (en) 2020-03-25 2022-04-12 General Electric Company Rotor blade damping structures

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5947687A (en) * 1995-03-17 1999-09-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
WO2008074633A1 (de) * 2006-12-19 2008-06-26 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschine, insbesondere gasturbine
EP2039886A1 (en) * 2007-09-24 2009-03-25 ALSTOM Technology Ltd Seal in gas turbine
CN202370590U (zh) * 2011-11-25 2012-08-08 中国航空动力机械研究所 涡轮叶片结构

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3551068A (en) 1968-10-25 1970-12-29 Westinghouse Electric Corp Rotor structure for an axial flow machine
US3974646A (en) 1974-06-11 1976-08-17 United Technologies Corporation Turbofan engine with augmented combustion chamber using vorbix principle
US5827047A (en) * 1996-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
JP2000230401A (ja) 1999-02-09 2000-08-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼
DE19940525A1 (de) 1999-08-26 2001-03-01 Asea Brown Boveri Wärmestaueinheit für eine Rotoranordnung
US6390775B1 (en) 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
EP1371814A1 (en) * 2002-06-11 2003-12-17 ALSTOM (Switzerland) Ltd Sealing arrangement for a rotor of a turbomachine
US6761536B1 (en) * 2003-01-31 2004-07-13 Power Systems Mfg, Llc Turbine blade platform trailing edge undercut
US6951447B2 (en) 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
WO2011054739A2 (en) 2009-11-07 2011-05-12 Alstom Technology Ltd Reheat burner injection system
EP2496884B1 (en) 2009-11-07 2016-12-28 General Electric Technology GmbH Reheat burner injection system

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5947687A (en) * 1995-03-17 1999-09-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade
WO2008074633A1 (de) * 2006-12-19 2008-06-26 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschine, insbesondere gasturbine
EP2039886A1 (en) * 2007-09-24 2009-03-25 ALSTOM Technology Ltd Seal in gas turbine
CN202370590U (zh) * 2011-11-25 2012-08-08 中国航空动力机械研究所 涡轮叶片结构

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106907181A (zh) * 2015-12-18 2017-06-30 通用电气公司 涡轮转子叶片中的内部冷却构造
CN106907181B (zh) * 2015-12-18 2021-07-09 通用电气公司 涡轮转子叶片中的内部冷却构造
CN110005476A (zh) * 2017-12-15 2019-07-12 安萨尔多能源瑞士股份公司 搭叠密封装置
CN113818933A (zh) * 2020-06-02 2021-12-21 通用电气公司 具有浮动级间密封件的涡轮发动机
US12031442B2 (en) 2020-06-02 2024-07-09 General Electric Company Turbine engine with a floating interstage seal

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Publication number Publication date
US20150037167A1 (en) 2015-02-05
JP2015031289A (ja) 2015-02-16
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US9816393B2 (en) 2017-11-14

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