CN105715309B - 燃气涡轮导叶 - Google Patents

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Abstract

本发明大体上涉及一种用于燃气涡轮的导叶，并且更具体地，其提供一种创新导叶，该创新导叶具有改进的柔性，导致了减小从导叶后缘到导叶平台的过渡部处的应力，而不干扰此类构件的冷却方案。本发明教导了通过在导叶平台上引入局限于导叶翼型件的后缘部分附近的材料削减部分来提高导叶平台的柔性。

Description

燃气涡轮导叶
技术领域
本发明大体上涉及一种用于燃气涡轮的导叶，并且更具体地，其提供一种创新导叶，该创新导叶具有改进的柔性，导致了减小从导叶后缘到导叶平台的过渡部处的应力，而不干扰此类构件的冷却方案。
背景技术
如公知的，用于燃气涡轮的标准构造构想出了刚性地连接于壳体的多个导叶，该壳体包绕由安装在其上的叶片引导的旋转轴。具体而言，各个导叶包括翼型件，该翼型件连接于导叶平台，该导叶平台继而固持到外壳体中。在热燃烧气体穿过壳体来驱动旋转轴时，导叶经历高温，并且出于此类原因，它们需要被冷却。典型地，冷却构造具有通过平台进入导叶至翼型件的冷却介质。为了使能量转换过程的效率最大化，翼型件区段为相对薄的。相比之下，它们附接于其的平台区段更厚，以便向翼型件提供适合的支承。
图1和图2示出了现有技术的设计，分别以透视和平面视图绘出了燃气涡轮导叶，燃气涡轮导叶大体上以附图标记100指示，并且包括具有后缘部分121的导叶翼型件12，以及包括钩部分210的导叶平台200。此外，导叶平台200包括楔形面压力侧202和与其相对的楔形面吸入侧201。
参照图3，示出了包封到虚线框C中的图1和图2的燃气涡轮导叶10的一部分的透视图。图3中不可见的是楔形面吸入侧，其与导叶平台200的楔形面压力侧202和翼型件12的前缘相对。
现在参照以下图4，为了保持导叶平台200的适当冷却，最大表面预期对于冲击冷却为可接近的，尤其是对于前级导叶。冷却介质流以箭头A指示。因此，导叶钩部分210转移到导叶平台200的上游端和下游端处的极限位置，因此形成开向冷却空气侧的腔。通过将下游侧钩部分210定位在最下游位置处，其几乎与翼型件12的后缘端121沿径向方向对齐。由于严格需要冷却来确保构件的寿命，故导叶平台200为必要地厚的以允许适当的内部冷却特征。因此，靠近翼型件后缘121的钩部分210导致了从翼型件后缘121到导叶平台200的过渡部处的非常刚性的结构。
此类非柔性结构引起局部的高应力。因此，需要大量的冷却空气来将寿命保持在对发动机性能具有消极影响的合理水平处。
参照图5，示出了前述技术问题的已知解决方案。为了提高导叶平台200的柔性，钩部分210向内转移，因此产生长的悬突物112。然而，并非所有涡轮构造允许此类设计，并且在任何情况下，该解决方案引起冷却区域可损害高负载部分的寿命的严重减少。
发明内容
本发明的目的在于通过提供大致如独立权利要求1中限定的燃气涡轮导叶来解决前述技术问题。
优选实施例在对应的从属权利要求中限定。
根据将仅为了示例性且非限制的目的在以下详细描述中描述的优选实施例，本解决方案教导了通过在导叶平台上引入局限于导叶翼型件的后缘部分附近的材料削减部分来提高导叶平台的柔性。
有利地，此类材料削减部分是局部修改，其可在不干扰平台和翼型件的冷却方案的情况下引入。
根据本发明的方面，该方面提供了一种燃气涡轮导叶，其包括导叶平台、连接于导叶平台的导叶翼型件，导叶翼型件包括导叶后缘，其中涡轮导叶还包括形成在导叶平台上并且局限于导叶后缘附近的材料削减部分。
根据本发明的又一个方面，导叶平台包括楔形面压力侧、楔形面吸入侧，以及从楔形面吸入侧延伸至楔形面压力侧的周向凹槽。
根据本发明的第一优选实施例，材料削减部分为形成在周向凹槽的基壁上的倒角。
根据本发明的第一实施例的又一个方面，倒角形成在基壁的自由端部分上。
根据本发明的第一实施例的又一个方面，倒角形成在基壁上以便沿其产生阶梯区域。
根据本发明的第一实施例的又一个方面，倒角具有包括在5到20mm的范围中的纵向程度。
根据本发明的第二优选实施例，材料削减部分为盲孔。
根据本发明的第二实施例的又一个方面，盲孔具有包括在5到20mm的范围中的所述导叶平台内的深度。
根据本发明的第二实施例的又一个方面，导叶平台包括沿楔形面延伸的密封槽口。
根据本发明的第二实施例的又一个方面，盲孔形成在导叶平台上作为密封槽口的末端延伸部。
附图说明
本发明的前述目的和伴随的优点中的许多个将变得更容易认识到，因为其通过参照连同附图进行时的以下详细描述而变得更好理解，其中：
图1和2分别示出了根据现有技术的燃气涡轮导叶的透视图和平面视图；
图3示出了包封到图1和2的虚线框C中的燃气涡轮导叶的一部分的透视图；
图4示出了图1的燃气涡轮导叶的顶部侧向截面视图；
图5示出了关于图3中所示的部分的不同设计的现有技术的燃气涡轮导叶的透视图；
图6示出了根据本发明的第一实施例的燃气涡轮导叶的一部分的透视图；
图7示出了根据本发明的第一优选实施例的变型的燃气涡轮导叶的一部分的透视图；
图8示出了根据本发明的第二优选实施例的燃气涡轮导叶的一部分的透视图；
图9示出了根据本发明的第二优选实施例的变型的燃气涡轮导叶的一部分的透视图。
具体实施方式
参照图6，示出了大体上以附图标记1表示的燃气涡轮导叶。为了清楚起见，图6仅示出了根据本发明的燃气涡轮导叶1的一部分，其对应于关于现有技术所示的部分，该部分为包封在绘出整个导叶的图1和2的虚线框C中的部分。
燃气涡轮导叶1包括导叶翼型件3，其包括导叶后缘32。前缘在图中不可见。导叶翼型件连接于导叶平台2。类似于关于现有技术的导叶的导叶平台包括楔形面压力侧21和与其相对的楔形面吸入侧(图中不可见)。
具体而言，导叶1包括形成在导叶平台2上局限于导叶后缘32附近的材料削减部分4。
根据第一示例性实施例，这里表示为非限制性实例，削减部分以倒角4形式获得。更具体而言，导叶平台2包括从平台的楔形面压力侧21延伸至楔形面吸入侧的周向凹槽6。有利地，倒角4形成在周向凹槽6的基壁61上。更具体而言，倒角位于基壁61的自由端部分611上。然而，倒角4还可沿周向凹槽6的基壁61定位。
接下来转到图7，示出了本发明的第一优选实施例的变型。具体而言，在该情况下，倒角4形成在基壁61上，以便沿其产生阶梯区域612。在两个实施例中，倒角4可通过加工构件或借助于本领域技术人员已知的任何其它适合的工艺来获得。作为优选，倒角4具有包括在5到20mm的范围中的纵向程度。
以此类方式，平台的修改保持在导叶平台2的后缘32附近，因此不干扰导叶的冷却方案，并且同时实现平台的刚性的显著减小。这导致了在操作期间由构件经历的较小机械应力。
现在参照以下图8，其以透视图示出了本发明的第二优选实施例。因此，材料削减部分以盲孔5形式获得，在导叶翼型件3的后缘32附近形成在导叶平台2上。
类似地，盲孔可通过加工构件或通过本领域技术人员已知的任何其它手段来获得。
作为优选，盲孔5可具有包括在5到20mm的范围中的导叶平台2中的深度。
如图所示，导叶平台2还包括位于导叶平台2的楔形面压力侧21上的密封槽口7。
参照最后的图9，示出本发明的第二优选实施例的变型。具体而言，有利地，盲孔5形成在导叶平台2上作为密封槽口7的末端延伸部。换言之，在该变型中，密封槽口7还朝导叶翼型件3的后缘32的近侧延伸。
尽管已经关于优选实施例完整描述了本发明，但明显的是，修改可引入在其范围内，而不认为应用由这些实施例限制，而是由以下权利要求的内容限制。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮导叶(1)，包括：
导叶平台(2)；
连接于所述导叶平台(2)的导叶翼型件(3)，所述导叶翼型件(3)包括导叶后缘(32)；
所述涡轮导叶(1)的特征在于其还包括形成在所述导叶平台(2)上并且局限于所述导叶后缘(32)附近的材料削减部分(4,5)。
2.根据前一权利要求所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述导叶平台(2)包括楔形面压力侧(21)、楔形面吸入侧，以及从所述楔形面压力侧(21)延伸至所述楔形面吸入侧的周向凹槽(6)。
3.根据前一权利要求所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述材料削减部分(4)为形成在所述周向凹槽(6)的基壁(61)上的倒角(4)。
4.根据前一权利要求所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述倒角(4)形成在所述基壁(61)的自由端部分(611)上。
5.根据权利要求3所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述倒角(4)形成在所述基壁(61)上，以便沿其产生阶梯区域(612)。
6.根据权利要求3至权利要求5中任一项所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述倒角(4)具有包括在5到20mm的范围中的深度。
7.根据权利要求1或权利要求2所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述材料削减部分(5)为盲孔(5)。
8.根据前一权利要求所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述盲孔(5)具有包括在5到20mm的范围中的所述导叶平台(2)内的深度。
9.根据权利要求2-5中任一项所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述导叶平台(2)包括沿所述楔形面压力侧(21)延伸的密封槽口(7)。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮导叶(1)，其特征在于，所述材料削减部分(5)为盲孔(5)，且所述盲孔(5)形成在所述导叶平台(2)上作为所述密封槽口(7)的末端延伸部。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3034799B1 (en) 2014-12-19 2018-02-07 Ansaldo Energia IP UK Limited Blading member for a fluid flow machine
US10683765B2 (en) * 2017-02-14 2020-06-16 General Electric Company Turbine blades having shank features and methods of fabricating the same
KR102048874B1 (ko) 2018-04-09 2019-11-26 두산중공업 주식회사 유연성이 향상된 터빈 베인

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2873088A (en) * 1953-05-21 1959-02-10 Gen Electric Lightweight rotor construction
GB1088874A (en) * 1965-03-03 1967-10-25 Rolls Royce Fluid flow machine
FR1520600A (fr) * 1967-02-27 1968-04-12 Snecma Perfectionnements aux turbo-machines à flux axial, et en particulier aux compresseurs axiaux à deux rotors imbriqués contrarotatifs
GB1513338A (en) * 1976-03-26 1978-06-07 Rolls Royce Rotor blade for a gas turbine engine
FR2503247B1 (fr) * 1981-04-07 1985-06-14 Snecma Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine
FR2679296B1 (fr) * 1991-07-17 1993-10-15 Snecma Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine.
US5256035A (en) * 1992-06-01 1993-10-26 United Technologies Corporation Rotor blade retention and sealing construction
JPH10325302A (ja) * 1997-05-26 1998-12-08 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 動翼の制振構造
US6273683B1 (en) * 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
JP2001152804A (ja) * 1999-11-19 2001-06-05 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン設備及びタービン翼
US6439851B1 (en) * 2000-12-21 2002-08-27 United Technologies Corporation Reduced stress rotor blade and disk assembly
US6761536B1 (en) * 2003-01-31 2004-07-13 Power Systems Mfg, Llc Turbine blade platform trailing edge undercut
US6857853B1 (en) * 2003-08-13 2005-02-22 General Electric Company Conical tip shroud fillet for a turbine bucket
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
US6951447B2 (en) * 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
EP1882085A4 (en) * 2005-05-12 2013-06-26 Gen Electric REAR YELLOW TAIL CUP FOR A FIN / OR A DISC, USEFUL TO REDUCE CONSTRAINTS ON THE FIN OR DISC (7FA + E, PHASE 2)
US8579590B2 (en) * 2006-05-18 2013-11-12 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Turbomachinery blade having a platform relief hole, platform cooling holes, and trailing edge cutback
US7597536B1 (en) * 2006-06-14 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with de-coupled platform
US7594799B2 (en) * 2006-09-13 2009-09-29 General Electric Company Undercut fillet radius for blade dovetails
US8047787B1 (en) * 2007-09-07 2011-11-01 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge root slot
US20090208339A1 (en) * 2008-02-15 2009-08-20 United Technologies Corporation Blade root stress relief
JP5490091B2 (ja) * 2008-03-28 2014-05-14 アルストム テクノロジー リミテッド ガスタービン用案内翼
US9650903B2 (en) * 2009-08-28 2017-05-16 United Technologies Corporation Combustor turbine interface for a gas turbine engine
EP2354460B1 (en) * 2010-02-03 2013-07-24 Alstom Technology Ltd Turbine Guide Vane
EP2383435A1 (en) * 2010-04-29 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane hollow inner rail
US9133855B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a turbo machine
RU2547542C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
US8951014B2 (en) * 2011-03-15 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade with mate face cooling air flow
US8876479B2 (en) * 2011-03-15 2014-11-04 United Technologies Corporation Damper pin
US8550783B2 (en) * 2011-04-01 2013-10-08 Alstom Technology Ltd. Turbine blade platform undercut
US20130011265A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 Alstom Technology Ltd. Chevron platform turbine vane
US9816387B2 (en) * 2014-09-09 2017-11-14 United Technologies Corporation Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine
US10731484B2 (en) * 2014-11-17 2020-08-04 General Electric Company BLISK rim face undercut
US20170074107A1 (en) * 2015-09-15 2017-03-16 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade disk stress reduction (9e.04, stage 2)
US10066488B2 (en) * 2015-12-01 2018-09-04 General Electric Company Turbomachine blade with generally radial cooling conduit to wheel space
US20170356297A1 (en) * 2016-06-13 2017-12-14 General Electric Company Lockwire Tab Backcut For Blade Stress Reduction (9E.04)

Also Published As

Publication number Publication date
US10221709B2 (en) 2019-03-05
EP3034798A1 (en) 2016-06-22
JP2016121684A (ja) 2016-07-07
US20160177760A1 (en) 2016-06-23
CN105715309A (zh) 2016-06-29
KR20160074423A (ko) 2016-06-28
EP3034798B1 (en) 2018-03-07

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