CN105283639B - 具有应力消除腔的涡轮机部件 - Google Patents

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Abstract

一种具有应力消除腔的涡轮机部件。提供了一种具有应力消除腔(30)的涡轮机部件(1)。所述涡轮机部件包含翼型件(10)和平台(20)。所述翼型件包含后缘(28)。所述平台包含后缘区域(25)、密封条槽(40)和应力消除腔(30)。后缘区域(25)支承后缘(28)的至少一部分。应力消除腔(30)在所述平台内延伸到后缘区域(25)中，并且是所述密封条槽(40)的延伸部。

Description

具有应力消除腔的涡轮机部件
技术领域
本发明涉及一种涡轮机部件，并且更具体而言，涉及一种在涡轮机中支承翼型件的平台。
背景技术
涡轮机及其各部分在操作期间持续地经受机械应力和/或热应力。例如，在燃气涡轮发动机中，当通过涡轮机的叶片(blade)和轮叶(vane)导引空气和热的燃烧气体通过涡轮机的各部段时，这些叶片和轮叶经受极高的操作温度和机械应力。一个这样的高应力区域是翼型件和所述翼型件从之延伸的相对应平台之间的接合部，特别是在后缘附近，即，平台中翼型件的后缘从之冒出(emerge)的区域。此外，由于翼型件上的机械负载，叶片经历较大的弯曲和振动应力。应力还由涡轮机的瞬态工况期间各部件内的不同加热和冷却速率造成。
由于这些应力，故障或裂缝在翼型件的后缘从平台冒出的区域中产生。这些故障或裂缝危及涡轮机部件的平台和翼型件的完整性，并且最终，导致涡轮机部件的可用寿命减少。因此，需要一种在翼型件的后缘和所附接平台之间的接合处具有低应力的涡轮机部件。
因此，本发明的目的在于提供一种技术，其用于减轻涡轮机部件中的应力，并且由此至少部分地消除上文提到的在翼型件的后缘从平台冒出的区域中产生裂缝的问题。
发明内容
所述目的通过提供如下所述的涡轮机部件以及在涡轮机部件中形成应力消除腔的方法来实现。
根据本技术的第一方面，提供了一种涡轮机部件。所述涡轮机部件包含翼型件和平台。所述翼型件包含后缘。所述平台包括前缘面、后缘面和至少两个周向前面。所述平台还包括后缘区域、密封条槽和应力消除腔。所述后缘区域位于所述平台中，使得它支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽被设置在所述平台的周向前面中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台中，其中，所述密封条槽适于接收密封条的一部分，使得当所述涡轮机部件与另一涡轮机部件组装以形成涡轮机组件时，所述密封条的第二部分适于插入相邻平台的相对应的槽中，并且两个涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置且适于保持密封条。所述应力消除腔在所述平台内延伸到所述后缘区域中，并且是所述密封条槽的延伸部。此外，所述应力消除腔延伸到所述后缘区域中至所述后缘之下的位置。这有助于降低后缘下方的平台中的应力。
在所述涡轮机部件的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，所述应力消除腔有助于减小叶片的平台中的应力。在所述涡轮机部件的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，所述应力消除腔有助于减小轮叶的平台中的应力。
根据本技术的第二方面，提供了一种在涡轮机部件中形成应力消除腔的方法。所述涡轮机部件包括翼型件和平台。所述翼型件包含后缘。所述平台包括前缘面、后缘面和至少两个周向前面。所述平台还包括后缘区域和密封条槽。所述后缘区域位于所述平台中，使得它支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽被设置在所述平台的周向前面中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台中，其中，所述密封条槽适于接收密封条的一部分，使得当所述涡轮机部件与另一涡轮机部件组装以形成涡轮机组件时，所述密封条的第二部分适于插入相邻平台的相对应的槽中，并且两个涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置且适于保持密封条。在本技术的方法中，所述应力消除腔通过使所述密封条槽在所述平台内延伸到所述后缘区域中来形成。此外，使所述密封条槽延伸到所述后缘区域中至所述后缘之下的位置，以形成应力消除腔。因此，这样形成的应力消除腔有助于降低后缘下方的平台中的应力。
在所述方法的另一实施例中，通过从所述平台去除平台材料，使所述密封条槽延伸以形成应力消除腔。因此，所述方法可以被用在先前制造的涡轮机部件上。
在所述方法的另一实施例中，所述平台材料通过电火花加工(electricaldischarge machining)的过程来去除。这提供了去除平台材料的精确过程。此外，所述过程可被用于利用传统技术(例如，切削)将非常难以机加工的硬质金属或合金。
在所述方法的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，所述方法可以在于叶片中形成应力消除腔中使用。
在所述方法的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，所述方法可以在于轮叶中形成应力消除腔中使用。
根据本技术的第三方面，提出了一种涡轮机组件。所述涡轮机组件包括彼此相邻定位的至少两个涡轮机部件以及在所述两个涡轮机部件之间延伸的密封条，其中，所述涡轮机部件中的每一个都包括具有后缘的翼型件和平台，所述平台包括：用于支承所述后缘的至少一部分的后缘区域；前缘面；后缘面；以及至少两个周向前面；以及设置在所述平台的所述周向前面中的一个处的密封条槽，其沿周向方向延伸到所述平台中，并且适于接收所述密封条的一部分；以及应力消除腔，其中，所述应力消除腔在所述平台内延伸到所述后缘区域中，其中，所述应力消除腔是所述密封条槽的延伸部，并且其中，所述密封条部分地延伸到涡轮机部件中的每一个的所述密封条槽中。
在所述涡轮机组件的一个实施例中，所述应力消除腔延伸到所述后缘区域中至后缘之下的位置。这有助于降低涡轮机组件的后缘下方的平台中的应力。
在所述涡轮机组件的另一实施例中，所述涡轮机部件是叶片。因此，应力消除腔有助于减小涡轮机组件的叶片的平台中的应力。
在所述涡轮机组件的另一实施例中，所述涡轮机部件是轮叶。因此，应力消除腔有助于减小涡轮机组件的轮叶的平台中的应力。
本技术具有各种优点。所述应力消除腔使后缘区域变弱，从而导致平台在后缘区域中及其周围的弹性增加。作为结果，至少部分地消除了在后缘区域中及其周围产生裂缝或故障的问题，这进一步导致涡轮机部件的寿命增加。由于所述应力消除腔是通过延伸密封条槽形成，所以对形成所述应力消除腔而言不需要单独的附加操作。在密封条槽的制造期间能够容易地形成所述应力消除腔。
附图说明
下文中参考附图中所示的图示实施例进一步描述本技术，附图中：
图1是表示涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了密封条槽(seal stripslot)和后缘区域；
图2是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了所述后缘区域；
图3是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的顶视图的示意图，其描绘了所述后缘区域和所述密封条槽；
图4是表示所述涡轮机部件的示例性实施例的示意图，其描绘了应力消除腔；以及
图5是根据本技术的各方面的涡轮机组件的示意图。
具体实施方式
在下文中，详细描述本发明的上述和其他的特征。各种实施例参考附图来描述，其中，相同的附图标记自始至终被用于表示相同的元件。在以下描述中，为了解释的目的，阐述了许多具体细节，以便提供对一个或多个实施例的透彻理解。可注意到的是，图示的实施例意在解释而非限制本发明。可能显而易见的是，这样的实施例可在没有这些具体细节的情况下实施。
本发明的基本思想在于将应力消除腔集成于在涡轮机部件中支承翼型件的平台中。应力消除腔被形成在所述平台内。后缘从平台表面位于应力消除腔上方的部分冒出。因此，本技术的应力消除腔存在于翼型件的后缘从平台冒出的区域中。此外，应力消除腔是密封条槽的延伸部。这样的密封条槽一般存在于平台中，使得当涡轮机部件与优选为相似或相同架构的其他涡轮机部件组装以形成涡轮盘时，两个相邻涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置并且适于保持密封条。
参考图1至图5，可注意到的是，为了解释而非限制的目的，针对涡轮机部件1的示例性实施例阐明了本技术，其中，涡轮机部件1是涡轮机(未示出)的叶片。进一步可注意到的是，涡轮机部件1也可以是涡轮机的轮叶。
参考图1，其提供了表示涡轮机部件1的示例性实施例的示意图，该图描绘了密封条槽40和后缘区域25。涡轮机部件1包括平台20，翼型件10和根部50从所述平台20冒出沿相反的方向向外延伸。
翼型件10包括前缘12、后缘14以及各自连接翼型件10的前缘12和后缘14的两个侧面16。
平台20从根部50向外径向延伸，并且具有与翼型件10的前缘12相对应的前缘面22、与翼型件10的后缘14相对应且与前缘面22相对的后缘面24以及与翼型件10的侧面16相对应的一对大致平行的周向前面26。平台20还包含用于支承翼型件10的后缘14的至少一部分的后缘区域25。在后缘区域25中，平台20内大致处于后缘14之下的位置通过附图标记28来表示。
如本文所用的在本技术中，术语“后缘区域”包括平台20的位于在平台20的处于翼型件10的后缘14与平台20相遇的位置及其周围的表面上延伸的区域之下的三维部分。
平台20还包括密封条槽40，其设置在平台20的周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。密封条槽40适于接收密封条(未示出)的一部分，使得当涡轮机部件1与优选为相似或相同架构的其他涡轮机部件组装以形成例如涡轮盘之类的涡轮机组件(未示出)时，两个相邻涡轮机部件1的两个密封条槽40处于相对的位置并且适于保持密封条。
图2是表示涡轮机部件1的示例性实施例的底视图的示意图，其描绘了相对于翼型件10的前缘12、后缘14和侧面16以及相对于平台20的前缘面22、后缘面24和周向前面26的后缘区域25。还描绘了后缘14之下的位置28。
图3是表示涡轮机部件1的示例性实施例的顶视图的示意图，其描绘了相对于翼型件10的前缘12、后缘14和侧面16以及相对于平台20的前缘面22、后缘面24和周向前面26的后缘区域25。平台20包含密封条槽40，其设置在平台20的周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。平台20可具有超过一个这样的密封条槽40，其中每一个通常可存在于平台20的周向前面26中的一个上。一般而言，平台20在周向前面26中的每一个上包含一个这样的密封条槽40。
结合图1参考图4，其描绘了根据本技术的各方面的涡轮机部件1的示例性实施例。涡轮机部件1包括应力消除腔30。应力消除腔30在平台20内延伸到后缘区域25中，并且是密封条槽40的延伸部42。换言之，应力消除腔30在平台20内从密封条槽40延伸到后缘区域25中。应力消除腔30改进了平台在后缘区域25及其周围的柔性，并且至少部分地消除了由热应变和/或机械应变造成的裂缝或故障的形成。
在涡轮机部件1的一个示例性实施例中，应力消除腔30延伸到后缘区域25中一直到后缘14之下的位置28。
结合图3，图5示意性地表示涡轮机组件90。涡轮机组件90包括彼此相邻定位的至少两个涡轮机部件1以及在两个涡轮机部件1之间延伸的密封条44。两个涡轮机部件1中的每一个都包括具有后缘14的翼型件10和平台20。涡轮机部件1可以是涡轮机的叶片或轮叶。平台20包括后缘区域25、前缘面22、后缘面24、至少两个周向前面26、密封条槽40以及应力消除腔30。密封条槽40被设置在平台20的两个周向前面26中的一个处，并且沿周向方向延伸到平台20中。密封条槽40适于接收密封条44的一部分(未示出)。应力消除腔30在平台20内延伸到后缘区域25中。应力消除腔30是密封条槽40的延伸部42。密封条44部分地延伸到涡轮机部件1中的每一个的密封条槽40中。
结合图2和图3参考图5，在涡轮机组件90的一个实施例中，应力消除腔30延伸到后缘区域25中至后缘14之下的位置28。
在本技术的再一个实施例中，提供了一种在涡轮机部件中形成应力消除腔的方法。所述涡轮机部件包括翼型件和平台。所述翼型件包含后缘。所述平台包含后缘区域和密封条槽。所述后缘区域支承所述后缘的至少一部分。所述密封条槽使得当涡轮机部件与优选为相似或相同架构的其他涡轮机部件组装以形成涡轮盘时，两个相邻涡轮机部件的两个密封条槽处于相对的位置并且适于保持密封条。在本技术的方法中，通过使密封条槽穿过平台延伸到后缘区域中来形成应力消除腔。所述涡轮机部件可以是涡轮机的叶片或轮叶。
在所述方法的一个实施例中，使密封条槽延伸到后缘区域中至后缘之下的位置，以形成应力消除腔。
在所述方法的一个示例性实施例中，密封条槽的用于在平台中形成应力消除腔的延伸部可以在铸造涡轮机部件时预先形成。
可替代地，在另一示例性实施例中，通过对至少包含平台和密封条槽的涡轮机部件的平台进行机加工，可以使密封条槽延伸以在平台中形成应力消除腔。在此实施例中，密封条槽的延伸通过从平台去除平台材料来实现。所述平台材料是组成涡轮机部件的平台的材料，例如金属合金。存在可用于去除所述平台材料的各种技术，例如铣削、钻削等。
在所述方法的另一实施例中，所述平台材料通过电火花加工的过程来去除。所述电火花加工或放电加工可包括但不限于使用成形电极(shaped electrode)的放电加工、线切割放电加工(wire electro-discharge machining)等。电火花加工的技术是减材制造过程，由此，使用放电来获得期望的形状。电火花加工的技术在机加工技术的领域中一般是已知的，并且因此，为了简洁起见，本文不再提供该技术的详细描述。
虽然已参考特定实施例详细描述了本发明，但应当理解的是，本技术并不限于那些确切的实施例。相反，根据描述了用于实践本发明的示例性模式的本公开，许多修改和变型将呈现于本领域技术人员，而不脱离本发明的范围和精神。因此，本发明的范围由所附权利要求而不是由前面的描述来指定。落入权利要求的含义和等同范围内的所有改变、修改和变型都应被认为落入它们的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮机部件（1），包括：
具有后缘（14）的翼型件（10），以及
平台（20），其包括：
后缘区域（25），其用于支承所述后缘（14）的至少一部分，
前缘面（22）、后缘面（24）和至少两个周向前面（26），
密封条槽（40），其设置在所述平台（20）的所述周向前面（26）中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台（20）中，其中，所述密封条槽（40）适于接收密封条的一部分，以及
应力消除腔（30），其中，所述应力消除腔（30）在所述平台（20）内延伸到所述后缘区域（25）中，并且其中，所述应力消除腔（30）是所述密封条槽（40）的延伸部（42），并且其中，所述应力消除腔（30）延伸到所述后缘区域（25）中至所述后缘（14）之下的位置（28）。
2.根据权利要求1所述的涡轮机部件（1），其特征在于，所述涡轮机部件（1）是叶片。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮机部件（1），其特征在于，所述涡轮机部件（1）是轮叶。
4.一种在涡轮机部件（1）中形成应力消除腔（30）的方法，其中，所述涡轮机部件（1）包括：
具有后缘（14）的翼型件（10），
平台（20），其包括：
后缘区域（25），其用于支承所述后缘（14）的至少一部分，
前缘面（22）、后缘面（24）和至少两个周向前面（26），以及
密封条槽（40），其设置在所述平台（20）的所述周向前面（26）中的一个处，并且沿周向方向延伸到所述平台（20）中，其中，所述密封条槽（40）适于接收密封条（44）的一部分，
所述方法包括使所述密封条槽（40）延伸，以形成所述应力消除腔（30），使得所述应力消除腔（30）在所述平台（20）内延伸到所述后缘区域（25）中，其中，使所述密封条槽（40）延伸到所述后缘区域（25）中至所述后缘（14）之下的位置（28），以形成所述应力消除腔（30）。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过从所述平台（20）去除平台材料，使所述密封条槽（40）延伸以形成所述应力消除腔（30）。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述平台材料通过电火花加工的过程来去除。
7.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件（1）是叶片。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件（1）是叶片。
9.根据权利要求4或5所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件（1）是轮叶。
10.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述涡轮机部件（1）是轮叶。
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Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10030530B2 (en) * 2014-07-31 2018-07-24 United Technologies Corporation Reversible blade rotor seal
US10036263B2 (en) * 2014-10-22 2018-07-31 United Technologies Corporation Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine
US10941671B2 (en) 2017-03-23 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine engine component incorporating a seal slot
CN107143381A (zh) * 2017-06-06 2017-09-08 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种能够降低应力的燃气轮机透平第一级动叶片
US10323520B2 (en) * 2017-06-13 2019-06-18 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine rotor blade
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
US10907491B2 (en) * 2017-11-30 2021-02-02 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same
US11111802B2 (en) * 2019-05-01 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Seal for a gas turbine engine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1867837A2 (en) * 2006-06-13 2007-12-19 General Electric Company Bucket vibration damper system
EP1956196A2 (en) * 2007-01-19 2008-08-13 United Technologies Corporation Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds
EP2110513A2 (en) * 2008-04-16 2009-10-21 United Technologies Corporation Reduced weight blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6210111B1 (en) * 1998-12-21 2001-04-03 United Technologies Corporation Turbine blade with platform cooling
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
CH699998A1 (de) 2008-11-26 2010-05-31 Alstom Technology Ltd Leitschaufel für eine Gasturbine.
US8096757B2 (en) 2009-01-02 2012-01-17 General Electric Company Methods and apparatus for reducing nozzle stress
US8684664B2 (en) * 2010-09-30 2014-04-01 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8584512B2 (en) * 2010-12-13 2013-11-19 Pcc Airfoils, Inc. Method and apparatus for inspecting airfoils
US8550783B2 (en) * 2011-04-01 2013-10-08 Alstom Technology Ltd. Turbine blade platform undercut

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1867837A2 (en) * 2006-06-13 2007-12-19 General Electric Company Bucket vibration damper system
EP1956196A2 (en) * 2007-01-19 2008-08-13 United Technologies Corporation Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds
EP2110513A2 (en) * 2008-04-16 2009-10-21 United Technologies Corporation Reduced weight blade for a gas turbine engine

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