CN107035422B - 带中跨护罩的涡轮转子叶片 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮(10)的转子叶片(16)，其构造用于在一排相同构造的转子叶片内使用。转子叶片(16)还可包括：限定在压力面(26)与吸入面(27)之间的翼型件(25)；以及包括从翼型件(25)延伸的压力翼(76)和吸入翼(77)的中跨护罩(75)。中跨护罩(75)的压力翼(76)和吸入翼(77)可构造成以便协作地形成一排相同构造的转子叶片(16)内的转子叶片(16)中的安装的相邻转子叶片之间的界面(85)。压力翼(76)和吸入翼(77)中的一个可命名为第一翼，并且第一翼可包括挖中空穿过第一翼的第一表面的室(98)。第一翼的第一表面可包括以下中的一个：形成在第一翼的远端处的周向面(106,107)；以及第一翼的接触面(86,87)。

Description

带中跨护罩的涡轮转子叶片
技术领域
本申请大体上涉及关于燃机或燃气涡轮发动机中的转子叶片的设计、制造和使用的设备、方法和/或系统。更具体而言但不经由限制，本申请涉及关于具有中跨护罩的涡轮转子叶片的设备和组件。
背景技术
在燃机或燃气涡轮发动机(下文中为"燃气涡轮")中，公知的是在压缩机中加压的空气用于在燃烧器中燃烧燃料来生成热燃烧气流，因此气体向下游流动穿过一个或更多个涡轮，以使能量可从其抽取。根据此类发动机，大体上，成排的周向间隔的转子叶片从支承转子盘沿径向向外延伸。各个转子叶片典型地包括容许转子盘中的对应燕尾槽中的叶片的组装和拆卸的燕尾部，以及从燕尾部沿径向向外延伸并且与穿过发动机的工作流体流相互作用的翼型件。翼型件具有凹形压力侧和凸形吸入侧，它们在对应的前缘与后缘之间沿轴向延伸，并且在根部与末端之间沿径向延伸。将理解的是，叶片末端与径向外静止表面紧密地间隔，用于最小化在涡轮叶片之间向下游流动的燃烧气体的在其间的泄漏。
翼型件的末端处的护罩或"末端护罩"通常在后级或转子叶片上实施，以提供末端处的接触点，管理轮叶振动频率，实现缓冲源，并且减小工作流体的末端上的泄漏。给定后级中的转子叶片的长度，末端护罩的缓冲作用对耐用性而言提供了显著的益处。然而，考虑到末端护罩加至组件的重量和其它设计标准(包括耐受暴露于高温和极端机械负载的几千小时的操作)，完全利用益处为困难的。因此，尽管大末端护罩由于它们密封气体路径的有效方式和它们在相邻转子叶片之间形成的稳定连接而为合乎需要的，但将认识到的是，此类护罩由于转子叶片上，特别是翼型件的基部处的增大的拉负载而为麻烦的，因为其必须支承叶片的整个负载。
解决这一切的一种方式在于在翼型件上将护罩定位得较低。即是说，替代将护罩添加至翼型件的末端，护罩定位在中间径向区域附近。如本文中使用的，此类护罩将称为"中跨护罩"。在该较低(即，更内侧)半径处，护罩的质量对转子叶片引起降低水平的应力。然而，关于常规中跨护罩的设计和使用的若干问题由本发明人辨识。这些问题包括关于此类中跨护罩的质量以及减轻与其相关的重量以便最小化对翼型件导致的操作应力的问题。即是说，在重量可减轻同时仍满足结构要求的程度上，转子叶片的寿命可延长。
如将认识到的，根据这些和其它标准，带护罩的转子叶片的设计包括许多复杂的通常竞争的考虑。以优化或提高一个或更多个期望的性能标准的方式平衡这些考虑同时仍适当地促进结构稳健性、零件寿命长寿、可制造性和/或成本有效的发动机操作的新颖设计代表了有经济价值的技术。
发明内容
因此，本申请描述了一种用于燃气涡轮的转子叶片，其构造用于在一排相同构造的转子叶片内使用。转子叶片还可包括：限定在凹形压力面和沿侧向相对的凸形吸入面之间的翼型件；以及包括从翼型件的压力面延伸的压力翼和从翼型件的吸入面延伸的吸入翼的中跨护罩。中跨护罩的压力翼和吸入翼可构造成以便协作地形成一排相同构造的转子叶片内的转子叶片中的安装的相邻转子叶片之间的界面。压力翼和吸入翼中的一个可命名为第一翼，并且第一翼可包括挖中空穿过第一翼的第一表面的室。第一翼的第一表面可包括以下中的一个：形成在第一翼的远端处的周向面；以及第一翼的接触面。
本发明可进一步描述一种制造用于在燃气涡轮的涡轮中使用的转子叶片的方法。转子叶片可包括：限定在凹形压力面和沿侧向相对的凸形吸入面之间的翼型件；以及包括从翼型件的压力面延伸的压力翼和从翼型件的吸入面延伸的吸入翼的中跨护罩。该方法可包括以下步骤：选择压力翼和吸入翼中的一个作为第一翼；选择第一翼内的目标内部区域用于除去以形成中空室，内部区域按照最小弯曲负载标准选择；选择室形成穿过其的第一翼上的目标表面，目标表面包括以下中的至少一个：形成在第一翼的远端处的周向面；以及第一翼的接触面；以及经由穿过目标表面的机加工过程形成室。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮的转子叶片，所述转子叶片构造用于在附接于转子盘并且绕着转子盘沿周向间隔的一排相同构造的转子叶片内使用，所述转子叶片还包括：
翼型件，其限定在凹形压力面和沿侧向相对的凸形吸入面之间，其中所述压力面和所述吸入面在相对的前缘与后缘之间沿轴向延伸，并且在外侧末端与内侧端之间沿径向延伸，所述翼型件的所述内侧端附接于构造用于将所述转子叶片连接于所述转子盘的根部；以及
中跨护罩，其包括从所述翼型件的所述压力面延伸的压力翼和从所述翼型件的所述吸入面延伸的吸入翼；
其中：
所述压力翼和所述吸入翼中的一个命名为第一翼；并且
所述第一翼包括挖中空穿过所述第一翼的第一表面的室；并且
所述第一表面包括以下中的一个：形成在所述第一翼的远端处的周向面；以及所述第一翼的接触面。
技术方案2. 根据技术方案1所述的转子叶片，其特征在于，假定适当安装在其中，所述转子叶片能够根据所述燃气涡轮的定向特征来描述；并且
其中所述燃气涡轮的所述定向特征包括：
按照延伸穿过压缩机和涡轮中的一个或两者的所述燃气涡轮的中心轴线限定的相对径向、轴向和周向定位；
关于包括所述压缩机的所述燃气涡轮的前端和包括所述涡轮的所述燃气涡轮的后端限定的前方向和后方向；
关于穿过限定穿过所述压缩机和所述涡轮的工作流体流动路径的工作流体的预期流动方向限定的流动方向，所述流动方向包括平行于所述燃气涡轮的所述中心轴线并且沿所述后方向瞄准的基准线；以及
关于在所述燃气涡轮的操作期间的所述转子叶片的预期旋转方向限定的旋转方向。
技术方案3. 根据技术方案2所述的转子叶片，其特征在于，所述中跨护罩的所述压力翼和所述吸入翼构造成以便协作地形成所述一排相同构造的转子叶片内的所述转子叶片中的安装的相邻转子叶片之间的界面；
其中所述界面的外侧轮廓包括如从外径向视角观看的所述界面的轮廓；
其中：
所述压力翼包括挖中空穿过所述第一表面的所述室；并且
所述吸入翼包括挖中空穿过所述第一表面的所述室；
其中所述转子叶片包括构造用于在所述涡轮中使用的转子叶片；并且
其中所述中跨护罩包括设置在所述翼型件上的位置范围内的护罩，所述位置范围限定在所述翼型件的径向高度的25%处的内侧边界与所述翼型件的所述径向高度的85%处的外侧边界之间。
技术方案4. 根据技术方案3所述的转子叶片，其特征在于，所述界面形成在所述压力翼和所述吸入翼的沿周向且沿径向的重叠区段之间，在其内，所述压力翼包括关于所述吸入翼的前位置；并且
其中：
所述压力翼包括面朝所述前方向的前面和面朝所述后方向的后面；并且
所述吸入翼包括面朝所述前方向的前面和面朝所述后方向的后面。
技术方案5. 根据技术方案4所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼的所述远端处的所述周向面命名为压力翼周向面；
所述吸入翼的所述远端处的所述周向面命名为吸入翼周向面；
所述压力翼的所述接触面命名为压力翼接触面；并且
所述吸入翼的所述接触面命名为吸入翼接触面。
技术方案6. 根据技术方案5所述的转子叶片，其特征在于，
所述压力翼周向面：
在所述压力翼的所述前面和所述后面之间跨越；并且
包括背对所述旋转方向的平面表面；并且
所述吸入翼周向面：
在所述吸入翼的所述前面和所述后面之间跨越；并且
包括面朝所述旋转方向的平面表面；
其中所述压力翼的所述室挖中空穿过所述压力翼周向面；并且
其中所述吸入翼的所述室挖中空穿过所述吸入翼周向面。
技术方案7. 根据技术方案6所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼包括附连于其用于包围所述压力翼的所述室的非集成盖板；并且
所述吸入翼包括附连于其用于包围所述吸入翼的所述室的非集成盖板。
技术方案8. 根据技术方案6所述的转子叶片，其特征在于，在所述周向面处：
所述压力翼的所述室包括通向所述工作流体流动路径的口；并且
所述吸入翼的所述室包括通向所述工作流体流动路径的口。
技术方案9. 根据技术方案5所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼接触面设置在所述压力翼的所述后面上，并且所述压力翼的所述室挖中空穿过所述压力翼接触面；
所述吸入翼接触面设置在所述吸入翼的所述前面上，并且所述吸入翼的所述室挖中空穿过所述吸入翼接触面；
其中所述压力翼的所述室挖中空穿过所述压力翼的所述后面；并且
其中所述吸入翼的所述室挖中空穿过所述吸入翼的所述前面。
技术方案10. 根据技术方案9所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼包括附连于所述压力翼用于包围所述室的非集成盖板；并且
所述吸入翼包括附连于所述吸入翼用于包围所述室的非集成盖板。
技术方案11. 根据技术方案10所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼的所述非集成盖板包括所述压力翼接触面的磨损垫；并且
所述吸入翼的所述非集成盖板包括所述吸入翼接触面的磨损垫。
技术方案12. 根据技术方案10所述的转子叶片，其特征在于，所述界面构造成使得：
按所述外侧轮廓，所述压力翼的所述后面包括V形缺口构造，其中所述后面的两个线性边缘节段关于彼此倾斜，使得90°到160°之间的角形成在其间的连接点处；
关于到所述翼型件的距离，所述压力翼的所述后面的所述线性边缘节段包括远边缘节段和近边缘节段；
按所述外侧轮廓，所述吸入翼的所述前面包括V形缺口构造，其中所述前面的两个线性边缘节段关于彼此倾斜，使得90°到160°之间的角形成在其间的连接点处；并且
关于到所述翼型件的距离，所述吸入翼的所述前面的所述线性边缘节段包括远边缘节段和近边缘节段。
技术方案13. 根据技术方案12所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼的基准弯曲平面包括延伸穿过所述后面的所述连接点的弯曲平面，其由相对于所述压力翼的所述远边缘节段垂直地指向的基准力引起；
所述吸入翼的基准弯曲平面包括延伸穿过所述吸入翼的所述连接点的弯曲平面，其由相对于所述吸入翼的所述远边缘节段垂直地指向的基准力引起；并且
其中：
所述压力翼的所述室包括最接近所述压力翼的所述弯曲平面的从其偏移固定距离的边缘；并且
所述吸入翼的所述室包括最接近所述吸入翼的所述弯曲平面的从其偏移固定距离的边缘。
技术方案14. 根据技术方案13所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼的所述室沿平行于所述压力翼的所述弯曲平面的轴线从所述压力翼的所述后面延伸；并且
所述吸入翼的所述室沿平行于所述吸入翼的所述弯曲平面的轴线从所述吸入翼的所述后面延伸。
技术方案15. 根据技术方案9所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼的基准弯曲平面包括仅在填角区域外延伸的弯曲平面，所述填角区域在所述翼型件的所述压力翼和所述压力面之间平滑过渡；
所述吸入翼的基准弯曲平面包括仅在填角区域外延伸的弯曲平面，所述填角区域在所述翼型件的所述吸入翼和所述吸入面之间平滑过渡；并且
其中：
所述压力翼的所述室包括最接近所述压力翼的所述弯曲平面的从其偏移并且平行于其的边缘；并且
所述吸入翼的所述室包括最接近所述吸入翼的所述弯曲平面的从其偏移并且平行于其的边缘。
技术方案16. 一种制造用于在燃气涡轮的涡轮中使用的转子叶片的方法，其中所述转子叶片包括：限定在凹形压力面和沿侧向相对的凸形吸入面之间的翼型件；以及包括从所述翼型件的所述压力面延伸的压力翼和从所述翼型件的所述吸入面延伸的吸入翼的中跨护罩；所述方法包括以下步骤：
将所述压力翼和所述吸入翼中的一个选择为第一翼；
选择所述第一翼内的目标内部区域用于除去以形成中空室，所述内部区域按照最小弯曲负载标准选择；
选择所述室形成穿过其的所述第一翼上的目标表面，所述目标表面包括以下中的至少一个：形成在所述第一翼的远端处的周向面；以及所述第一翼的接触面；以及
经由穿过所述目标表面的机加工过程形成所述室。
技术方案17. 根据技术方案16所述的方法，其特征在于，所述压力翼和所述吸入翼中的各个选择为所述第一翼，使得所述室形成在各个中。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其特征在于：
所述压力翼包括关于一旦安装到所述涡轮中，各个面对的方向命名的前面和后面，其中所述后面包括所述压力翼的所述接触面；
所述吸入翼包括关于一旦安装在所述涡轮中，各个面对的方向命名的前面和后面，其中所述前面包括所述吸入翼的所述接触面；
所述压力翼的所述周向面在所述压力翼的所述前面和所述后面之间跨越，并且包括一旦安装在所述涡轮中，背对所述涡轮的旋转方向的平面表面；并且
所述吸入翼的所述周向面在所述吸入翼的所述前面和所述后面之间跨越，并且包括一旦安装在所述涡轮中，面朝所述涡轮的所述旋转方向的平面表面。
技术方案19. 根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述目标表面包括所述第一翼的所述周向面。
技术方案20. 根据技术方案18所述的方法，其特征在于，所述目标表面包括所述第一翼的所述接触面；
还包括将盖板附连于所述第一翼的所述目标表面以包围形成在其中的所述室的步骤。
本申请的这些及其它特征将在审阅结合附图进行时的优选实施例的以下详细描述和所附权利要求时变得显而易见。
附图说明
通过仔细研究连同附图进行的本发明的示例性实施例的以下更详细的描述，将更完整地理解和认识到本发明的这些和其它特征，在该附图中：
图1为根据本申请的可能方面和实施例的可包括涡轮叶片的示例性燃气涡轮的示意图；
图2为图1的燃气涡轮的压缩机区段的截面视图；
图3为图1的燃气涡轮的涡轮区段的截面视图；
图4为根据本申请的可能方面和实施例的包括内部冷却构造和结构布置的示例性涡轮转子叶片的侧视图；
图5为沿图4的视线5-5的截面视图；
图6为沿图4的视线6-6的截面视图；
图7为沿图4的视线7-7的截面视图；
图8为根据本申请的可能方面和实施例的包括构造的示例性涡轮转子叶片的透视图；
图9为根据本申请的可能方面和实施例的包括中跨护罩和构造的示例性转子叶片的透视图；
图10为根据本申请的可能方面和实施例的具有中跨护罩的转子叶片的示例性安装布置的透视图；
图11为根据本申请的可能方面和实施例的具有中跨护罩的转子叶片的示例性安装布置的外侧图；
图12为根据本申请的可能方面和实施例的具有中跨护罩的翼型件的透视图；
图13为根据本申请的可能方面和实施例的具有形成界面的中跨护罩的转子叶片的示例性安装布置的透视图；
图14为根据本申请的可能方面和实施例的具有形成界面的中跨护罩的转子叶片的示例性安装布置的外侧轮廓视图；
图15为根据本申请的可能方面和实施例的具有中跨护罩的示例性转子叶片的透视图；
图16为图15的转子叶片的外侧轮廓；
图17为根据本发明的实施例的具有中跨护罩的示例性转子叶片的透视图；
图18为图17的转子叶片的外侧轮廓；以及
图19为根据本发明的实施例的制造方法。
部件列表
10 燃气涡轮
11 轴向压缩机
12 涡轮
13 燃烧器
14 压缩机转子叶片
15 压缩机定子叶片
16 涡轮转子叶片
17 涡轮定子叶片
21 根部
22 燕尾部
24 平台
25 翼型件
26 压力面
27 吸入面
28 前缘
29 后缘
31 外侧末端
32 轴向中线
33 径向中线
35 弧线
36 内部冷却构造
37 冷却通道
41 末端护罩
45 内侧表面
44 外侧表面
46 边缘
42 密封轨道
43 刀齿
75 中跨护罩
76 压力翼
77 吸入翼
85 界面
86 压力翼接触面
87 吸入翼接触面
88 间隙
92 前面
93 后面
91 非集成垫
98 室
99 非集成盖板
106 压力翼周向面
107 吸入翼周向面
111 连接点
112 角
114 近边缘
115 远边缘
129 基准弯曲平面
131 偏移。
具体实施方式
本申请的方面和优点在下面在以下描述中阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标号可用于表示本发明的实施例的相似或类似的部分。如将认识到的，各个实例经由阐释本发明提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一个实施例上以产生又一个实施例。意图是，本发明覆盖归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。将理解的是，本文中提到的范围和极限包括位于规定极限内的所有子范围(包括极限它们自身)，除非另外陈述。此外，某些用语选择成描述本发明及其构件子系统和部分。在可能的程度上，这些用语基于技术领域中常见的术语来选择。更进一步，将认识到的是，此类用语通常经受不同的诠释。例如，可在本文中称为单个构件的事物可在别处称为由多个固件构成，或者，可在本文中称为包括多个构件的事物可在别处称为单个构件。在理解本发明的范围时，应当不仅注意使用的特定术语，而且注意所附描述和上下文，以及引用和描述的构件的结构、构造、功能和/或使用，包括用语涉及若干图的方式以及当然所附权利要求中的术语的准确使用。此外，尽管以下实例关于某些类型的燃气涡轮或涡轮发动机提出，但本申请的技术还可适用于(而不限于)其它种类的涡轮发动机，如相关技术领域中的技术人员将理解的。因此，应当理解的是，除非另外陈述，否则用语"燃气涡轮"在本文中的使用旨在宽泛地，并且将本发明的适用性限于各种类型的涡轮发动机。
给定燃气涡轮如何操作的性质，若干用语在描述它们的功能的某些方面时证明是特别有用的。这些用语和它们的定义如下，除非另外明确地陈述。
用语"前"和"后"是指关于燃气涡轮的定向的方向，并且更具体而言，发动机的压缩机区段和涡轮区段的相对定位。因此，如本文中使用的，用语"前"是指压缩机端，而"后"是指涡轮端。将认识到的是，这些用语中的各个可用于指示沿发动机的中心轴线的移动方向或相对位置。
用语"下游"和"上游"在本文中用于指示关于移动穿过其的流动的方向(下文中为"流动方向")的指定导管或流动路径内的位置。因此，用语"下游"是指流体流动穿过指定导管的方向，而"上游"是指与之相反的方向。关于本领域技术人员将理解到的内容，这些用语可解释为在给定正常或预计操作中穿过导管的流动方向。如将认识到的，在燃气涡轮的压缩机和涡轮区段内，工作流体引导穿过环形形状的工作流体流动路径并且容纳在其内，该环形形状的工作流体流动路径绕着发动机的中心轴线限定。在此类情况下，用语"流动方向"可表示代表穿过发动机的工作流体流动路径的工作流体的理想化的预期流动方向的基准方向。该基准方向可理解为平行于燃气涡轮的中心轴线并且沿下游或后方向定向的方向。
因此，例如，穿过燃气涡轮的工作流体流动路径的工作流体流可描述为开始为沿预期流动方向穿过压缩机加压的空气，在与燃料一起燃烧时变为燃烧器中的燃烧气体，并且最后在其穿过涡轮时沿预期流动方向膨胀。作为备选，工作流体流可描述为朝燃气涡轮的前端或上游端在前或上游位置处开始，大体上沿下游或后方向移动，并且最后朝燃气涡轮的后或下游端终止于后或下游位置处。
在燃气涡轮的许多构件(如，压缩机和涡轮转子叶片)在操作期间旋转时，用语旋转前方和旋转后方可用于叙述关于发动机内的旋转的子构件或子区域的定位。因此，如将认识到的，这些用语可按压缩机或涡轮内的旋转的方向(下文为"旋转方向")区分位置。给定燃气涡轮的正常或预计操作，旋转方向可理解为用于构件的预期旋转方向。
此外，给定燃气涡轮的构造，特别是绕着共同的轴或转子的压缩机和涡轮区段的布置，以及许多燃烧器类型共有的圆柱构造，描述关于轴线的位置的用语可在本文中有规则地使用。在该方面，将认识到的是，用语"径向"是指垂直于轴线的移动或位置。与此相关，可需要描述离中心轴线的相对距离。在此类情况下，例如，如果第一构件驻留成比第二构件更接近中心轴线，则第一构件将描述为在第二构件的"径向内侧"或"内侧"。在另一方面，如果第一构件驻留成更远离中心轴线，则第一构件将描述为在第二构件的"径向外侧"或"外侧"。如本文中使用的，用语"轴向的"是指平行于轴线的移动或位置，而用语"周向的"是指围绕轴线的移动或位置。除非另外陈述或根据上下文显而易见，否则描述关于轴线的位置的这些用语应当解释为关于发动机的压缩机和涡轮区段的中心轴线，如由延伸穿过各个的转子限定的。然而，用语还可关于燃气涡轮内的某些构件或子系统的纵轴线使用，如例如，常规圆柱形或"筒形"燃烧器典型地围绕其布置的纵轴线。
最后，用语"转子叶片"在无另外的特殊性的情况下表示压缩机或涡轮的旋转叶片，并且因此可包括压缩机转子叶片和涡轮转子叶片两者。用语"定子叶片"在无另外的特殊性的情况下是指压缩机或涡轮的静止叶片，并且因此可包括压缩机定子叶片和涡轮定子叶片两者。用语"叶片"可用于大体上表示任一类型的叶片。因此，在无另外的特殊性的情况下，用语"叶片"包括所有类型的涡轮发动机叶片，包括压缩机转子叶片、压缩机定子叶片、涡轮转子叶片、涡轮定子叶片等。
经由背景，现在具体参照附图，图1至3示出了根据本发明或本发明可在其内使用的示例性燃气涡轮。本领域技术人员将理解的是，本发明可不限于该类型的使用。如陈述的，本发明可用于燃气涡轮，如用于发电和飞机中的发动机、蒸汽涡轮发动机以及其它类型的旋转发动机中，如本领域技术人员将认识到的。因此，提供的实例不意在限制，除非另外陈述。图1为燃气涡轮10的示意图。大体上，燃气涡轮通过从由压缩空气流中的燃料的燃烧产生的加压热气流抽取能量而操作。如图1中所示，燃气涡轮10可构造有轴向压缩机11和燃烧器13，轴向压缩机11由公共轴或转子机械地联接于下游的涡轮区段或涡轮12，燃烧器13定位在压缩机11与涡轮12之间。如图1中所示，燃气涡轮可绕着公共中心轴线19形成。
图2示出了可用于图1的燃气涡轮中的示例性多级轴向压缩机11的视图。如所示，压缩机11可具有多个级，其中各个包括一排压缩机转子叶片14，以及一排压缩机定子叶片15。因此，第一级可包括绕着中心轴旋转的一排压缩机转子叶片14，后接在操作期间保持静止的一排压缩机定子叶片15。图3示出了可用于图1的燃气涡轮中的示例性涡轮区段或涡轮12的局部视图。涡轮12也可包括多个级。示出了三个示例性级，但更多或更少的级可存在。各个级可包括在操作期间保持静止的多个涡轮喷嘴或定子叶片17，后接在操作期间绕着轴旋转的多个涡轮轮叶或转子叶片16。涡轮定子叶片17大体上沿周向与彼此间隔，并且绕着旋转轴线固定于外壳。涡轮转子叶片16可安装在涡轮轮或转子盘(未示出)上用于绕着中心轴线旋转。将认识到的是，涡轮定子叶片17和涡轮转子叶片16位于穿过涡轮12的热气体路径或工作流体流动路径中。工作流体流动路径内的燃烧气体或工作流体的流动方向由箭头指示。
在用于燃气涡轮10的操作的一个实例中，压缩机转子叶片14在轴向压缩机11内的旋转可压缩空气流。在燃烧器13中，当压缩空气与燃料混合并且点燃时，可释放能量。来自燃烧器13的所得的热气体或工作流体的流接着在涡轮转子叶片16之上引导，这引起涡轮转子叶片16绕着轴旋转。以该方式，工作流体流的能量转换成旋转叶片和旋转轴(给定转子叶片与轴之间的连接)的机械能。轴的机械能接着可用于驱动压缩机转子叶片14的旋转，使得产生压缩空气的必要供应，并且例如还使发电机发电。
出于背景的目的，图4至7提供了根据本发明的方面或本发明的方面可在其内实践的涡轮转子叶片16的视图。如将认识到的，这些图提供成示出转子叶片的共有构造，以便叙述这些叶片内的构件和区域之间的空间关系用于随后参照，同时还描述了影响其内部和外部设计的几何约束和其它标准。尽管该实例的叶片是转子叶片，但将认识到的是，除非另外陈述，否则本发明也可应用于燃气涡轮内的其它类型的叶片。
如所示，转子叶片16可包括用于附接于转子盘的根部21。例如，根部21可包括构造用于安装在转子盘的外周中的对应燕尾槽中的燕尾部22。根部21还可包括柄23，其在燕尾部22与平台24之间延伸。如所示，平台24形成根部21和翼型件25的接合部，其为截断穿过涡轮12的工作流体流并且引起旋转的转子叶片16的有效构件。平台24可限定翼型件25的内侧端，以及穿过涡轮12的工作流体流动路径的内侧边界的区段。
转子叶片的翼型件25可包括凹形压力面26和沿周向或侧向相对的凸形吸入面27。压力面26和吸入面27可分别在相对的前缘28与后缘29之间沿轴向延伸。压力面26和吸入面27还可从内侧端(即，平台24)到翼型件25的外侧末端31沿径向方向延伸。翼型件25可包括在平台24与外侧末端31之间延伸的弯曲或定轮廓形状。如图4和5中所示，翼型件25的形状可在其在平台24与外侧末端31之间延伸时逐渐地成锥形。成锥形可包括如图4中所示的使翼型件25的前缘28与后缘29之间的距离缩小的轴向成锥形，以及如图5中所示的减小如限定在吸入面26与压力面27之间的翼型件25的厚度的周向成锥形。如图6和7中所示，翼型件25的定轮廓形状还可包括在其从平台24延伸时绕着翼型件25的纵轴线的扭转。扭转典型地构造成以便在内侧端与外侧末端31之间逐渐地改变用于翼型件25的交错角。
出于描述目的，如图4中所示，转子叶片16的翼型件25还可描述为包括限定至轴向中线32的各侧的前缘区段或半部以及后缘区段或半部。根据本文中的其使用，轴向中线32可通过连接平台24与外侧末端31之间的翼型件25的弧线35的中点34来形成。此外，翼型件25可描述为包括限定在翼型件25的径向中线33内侧和外侧的两个沿径向堆叠的区段。因此，如本文中使用的，翼型件25的内侧区段或半部在平台24与径向中线33之间延伸，而外侧区段或半部在径向中线33与外侧末端31之间延伸。最后，翼型件25可描述为包括压力面区段半部和吸入面区段或半部，它们如将认识到的，限定至翼型件25的弧线35的各侧和翼型件25的对应面26,27。
转子叶片16还可包括具有一个或更多个冷却通道37的内部冷却构造36，冷却剂在操作期间循环穿过一个或更多个冷却通道37。冷却通道37可从形成穿过转子叶片16的根部21的至供应源的连接部沿径向向外延伸。冷却通道37可为线性的、弯曲的或它们的组合，并且可包括一个或更多个出口或表面端口，通过其，冷却剂从转子叶片16排出并且到工作流体流动路径中。
图8提供了包括末端护罩41的示例性涡轮转子叶片16的透视图。如所示，末端护罩41可定位在翼型件25的外侧端附近或处。末端护罩41可包括沿轴向和沿周向延伸的平板或平面构件，其朝其中心由翼型件25支承。出于描述目的，末端护罩41可包括内侧表面45、外侧表面44和边缘46。如所示，内侧表面45横跨末端护罩41的窄径向厚度与外侧表面44相对，而边缘46将内侧表面45连接于外侧表面44，并且如本文中使用的，限定末端护罩41的外周轮廓或形状。
密封轨道42可沿末端护罩41的外侧表面44定位。大体上，如所示，密封轨道42为翅片状凸起，其从末端护罩41的外侧表面44沿径向向外延伸。密封轨道42可沿转子叶片16的旋转的方向或"旋转方向"在末端护罩41的相对端之间沿周向延伸。如将认识到的，密封轨道42可用于阻止穿过径向间隙的工作流体的泄漏，该径向间隙存在于末端护罩41与限定穿过涡轮的工作流体流动路径的外侧边界的包绕的静止构件之间。在一些常规设计中，密封轨道42可沿径向延伸到横跨该间隙与其相对的可磨耗的静止蜂窝式护罩中。密封轨道42可延伸横跨末端护罩41的外侧表面44的大致整个周向长度。如本文中使用的，末端护罩41的周向长度是沿旋转方向50的末端护罩41的长度。刀齿43可设置在密封轨道42上。如将认识到的，刀齿43可提供用于在比密封轨道42的宽度略宽的静止护罩的可磨耗的涂层或蜂窝中切割凹槽。末端护罩41可包括填角区域，其构造成提供末端护罩41和翼型件25的发散表面之间的平滑表面过渡，以及末端护罩41与密封轨道42之间的那些平滑表面过渡。(如将认识到的，相似的填角区域可包括在下文论述的中跨护罩与翼型件25之间。)
图9至11提供了根据本发明或本发明的方面可在其内实践的具有中跨护罩的示例性涡轮转子叶片的视图。图9示出了其中翼型件25包括示例性中跨护罩75的转子叶片16的透视图。如将认识到的，中跨护罩75与刚刚论述的末端护罩41构件共有某些特征和性质。例如，类似于末端护罩41，中跨护罩75可构造成在一排安装的转子叶片16内的相邻翼型件25之间跨越。但如将认识到的，不同于末端护罩41，中跨护罩75并未定位在翼型件25的外侧末端31处或附近。作为替代，如所示，中跨护罩75沿径向与翼型件25的中间区域重合。因此，中跨护罩75可定位在翼型件25的径向中线33附近。根据本文中使用的另一个定义，中跨护罩75可宽泛地限定为定位在翼型件25的外侧末端41内侧和平台24外侧的护罩。根据本文中使用的另一个定义，中跨护罩75还可限定为设置在翼型件25的径向范围内的护罩。因此，根据某些实施例，该径向范围可限定为在翼型件25的径向高度的近似25%的内侧边界与翼型件25的径向高度的近似85%的外侧边界之间。根据其它更具体的实施例，中跨护罩75的位置范围限定为在翼型件25的径向高度的近似33%的内侧边界与翼型件25的径向高度的近似66%的外侧边界之间。
根据本构造，中跨护罩75可包括从翼型件25的侧部延伸的翼状凸起。这些翼状凸起中的各个可根据凸起从其延伸的翼型件25的面26,27来提到。因此，出于本文中的描述目的，中跨跨度75称为包括从翼型件25的压力面26伸出的压力翼76，以及从翼型件25的吸入面27伸出的吸入翼77。如所示，翼76,77中的各个可构造为沿轴向和沿周向伸出的构件，其相比于翼型件25的径向高度在径向维度上相对细，由此使它们类似于"翼"。但作为"翼"的该名称不旨在以本文中未陈述的方式限制。如下文将更详细所述，中跨护罩75的翼76,77中的各个可构造成与定位在其旁边并且在相同叶片排内的、相似构造的相邻转子叶片的翼76,77中的相对的一个在功能上协作。该功能协作可包括机械接合以及产生改进组件的空气动力性能的构造两者。
图10提供了具有中跨护罩75的转子叶片16在它们可布置在示例性安装条件中时的透视图，而图11提供了相同组件的俯视图。如所示，中跨护罩75可构造成以便联结或接合邻近于它们的转子叶片16的其它中跨护罩75。因此，在成排的转子叶片16内，如所示，从第一转子叶片16的压力面26延伸的压力翼76可构造成与吸入翼77协作，吸入翼77从驻留于第一转子叶片16的一侧的第二转子叶片16的吸入面27延伸。类似地，从第一转子叶片16的吸入面27延伸的吸入翼77可构造成与压力翼76协作，压力翼76从驻留于第一转子叶片16的另一侧的第三转子叶片16的压力面26延伸。以该方式，中跨护罩75可用于在操作期间产生相邻转子叶片16的翼型件25之间的接触点。该接触点可出现在中跨护罩与护罩界面(下文中为"界面85")之间，横跨其，压力翼接触面86和吸入翼接触面87可接合彼此。该接触可为间断或恒定的，并且可取决于燃气涡轮的操作模式。如将认识到的，以该方式联结转子叶片16的翼型件25可完成来增大组件的自然频率和缓冲操作振动，这可减小转子叶片16上的总体机械应力并且延长使用寿命。
现在具体参照图12至14，提出了具有中跨护罩的转子叶片16的若干构造，其根据本发明的某些方面，并且/或者本发明的示例性实施例可在其内使用。如将认识到的，这些实例参照并且鉴于本文中已经提供的构件和相关构思，特别是关于前述附图论述的那些来描述。如之前，中跨护罩75可包括从翼型件25的压力面26延伸的压力翼76和从翼型件25的吸入面27延伸的吸入翼77。中跨护罩75的压力翼76和吸入翼77可构造成以便一旦此类叶片并排安装在转子盘上就协作地形成相同设计的相邻转子叶片之间的界面85。如将认识到的，界面85可包括设置在压力翼76上的压力翼接触面86，以及设置在吸入翼77上的吸入翼接触面87。界面85可包括横跨间隙88彼此相对的接触面86,87。一旦安装转子叶片，则界面85的间隙88可改变距离。即是说，如图14中所示，间隙88可在冷构造或冷状态中较宽，这在发动机未操作时。在其它条件中，例如，当发动机以一能力(即，热状态)操作时，如图11中所示，间隙88可大致闭合，以使接触面86,87在一起。
根据本发明，在冷状态中，间隙88可为宽的，并且界面85的接触面86,87之间的相对对准和位置可包括预定偏移。如本文中提供的，该预定偏移可构造成使得在操作条件使间隙88闭合时，实现接触面86,87之间的合乎需要对准。即是说，界面85包括接触面86,87之间的预定偏移，其构造用于在预期操作条件导致使间隙88闭合时，使压力翼接触面86相对于吸入翼接触面87合乎需要地对准。
出于描述目的，燃气涡轮包括限定穿过定位在前端处的压缩机和定位在后端处的涡轮的工作流体流动路径。如将认识到的，该定向可用于限定燃气涡轮和其构件区段内的前方向和后方向。此外，给定正常操作，如本文中使用的，用语"流动方向"(如由箭头89指示)是指穿过工作流体流动路径的工作流体流的大体方向。因此，在压缩机和涡轮区段内，用语流动方向可理解为理想化的基准方向，其限定为平行于燃气涡轮的中心轴线并且沿后方向定向。如提到的，用语"旋转方向"(如由箭头90指示)是指在发动机的压缩机或涡轮区段内的正常操作条件期间的用于转子叶片的预期旋转方向。最后，除非另外陈述，否则将理解的是，本发明可连同构造用于在燃气涡轮的压缩机或涡轮区段中使用的转子叶片使用。如所示，一个优选实施例包括连同特别地构造用于发动机的涡轮区段的转子叶片使用。
给定以上定义，将认识到的是，压力翼76和吸入翼77均可描述为包括前面92和后面93。如所示，各个的前面92面朝燃气涡轮的前端(或沿上游方向)，并且各个的后面93面朝燃气涡轮的后端(或沿下游方向)。如所示，界面85可形成在压力翼76和吸入翼77的周向重叠区段之间。在该周向重叠内，根据优选实施例，压力翼76定位在吸入翼77前方。如将认识到的，在此类情况中，压力翼接触面86形成在压力翼76的后面93上，并且吸入翼接触面87形成在吸入翼77的前面92上。
因此，如图13和14中所示，压力翼接触面86可构造为附连于压力翼76的后面93的非集成垫91。以类似方式，吸入翼接触面87也可构造为附连于吸入翼77的前面92的非集成垫91。非集成垫91附连于其的压力翼76的后面93可构造为大致平的表面。非集成垫91附连于其的吸入翼77的前面92也可构造为大致平的表面。在此类情况中，非集成垫91因此可形成关于各个非集成垫所附接的包绕表面的升高的接触表面。认为其它构造是可能的，压力翼76的后面93的非集成垫91可包括恒定厚度，使得在附连于其时，压力翼接触面86形成为大致平的表面。类似地，吸入翼77的前面92的非集成垫91可包括恒定厚度，使得在附连于其时，吸入翼接触面87形成为大致平的表面。
现在大体上参照图15至19，提出了若干中跨护罩构造和关于其的制造方法，它们根据本发明的示例性实施例。如将认识到的，这些实例参照并且鉴于本文中已经提供的系统和相关构思，特别是关于前述附图论述的那些来描述。
本发明可包括具有带室的构造的中跨护罩，其中中空凹穴或室形成为减轻中跨护罩的重量，同时仍保持结构性能和稳健性。这些室可经由硬钎焊或焊接就位的预成型盖板包围。作为备选，室可保持开启。根据示例性实施例，此类室可策略性地定位成以便减小施加于中跨填角区域、接触面和翼型件的操作应力，而不大体上通过受影响的区域和转子叶片降低总体刚度和结构性能。如下文所述，中空室可经由常规机加工过程来形成，该常规机加工过程包括电化学、化学或机械过程。根据某些优选实施例，中空室可形成穿过若干中跨护罩表面中的任一个，该若干中跨护罩表面在本文中具体描述。这些中跨护罩表面包括中跨护罩的接触面，以及周向面，其如将描述的，可形成在中跨护罩的压力翼和吸入翼的外端或远端处。
更具体而言，本发明可涉及特定中跨内部区域的挖中空或去核，以便除去死料。本构造可这样做，以减轻转子叶片的总体重量，同时使其它更多结构上显著的区完好，如，中跨护罩填角区域或翼型件内的某些区内的那些。例如，根据本构造，中跨护罩可包括中空室，其定位成邻近于中跨护罩接触面的磨损垫且由其包围。该中空部分可最优地限于接触面附近的区，以使其不在结构上影响中跨护罩的前面的性能。即是说，本发明可通过识别承载相对最小弯曲负载的区域来优化中空部分的位置。根据其它示例性实施例，可发现此类"死料"区域仅在形成于具有特定构造的中跨护罩内的特定弯曲平面外并且成与其间隔的关系。如下文所述，该弯曲平面可关于可在某些中跨护罩构造上发现的特定类型的"V形缺口"边缘轮廓来限定。以该方式，可保持弯曲刚度，同时质量除去并且应力水平降低。
如将认识到的，保持结构完整性的重量减轻可实现显著的性能益处。例如，重量减轻可仅仅减小在操作期间作用于转子叶片上的总体拉力，并且由此延长特别是翼型件上的某些寿命有限的位置处的蠕变寿命。本构造的分析示出了对此类关键区的多达40%的蠕变寿命改进。作为备选，重量减轻可通过增大中跨护罩的总体尺寸来补偿。例如，这可实现增大接触面的尺寸，并且由此减小在操作期间在此类接触面之间出现的应力集中。此外，本发明的构造可允许减小中跨护罩中的填角尺寸，这可提高总体空气动力性能。此外，如下文提供的，本发明可实现有效的构造方法。即是说，本文中所述的特征中的许多个可经由成本有效且高效的过程构造，该成本有效且高效的过程将在下文更详细描述。例如，本方法可实现以使用高度高效的机加工过程的修改的寿命延长中跨护罩来改造现有的转子叶片。
现在具体参照图15至18，中跨护罩75可包括从翼型件25的压力面26延伸的压力翼76，以及从翼型件25的吸入面27延伸的吸入翼77。如之前，压力翼76和吸入翼77可构造成以便协作地形成一排相同构造的转子叶片(即，具有相同构造的转子叶片)内的安装的相邻转子叶片之间的界面85。
根据本发明的实施例，压力翼76和吸入翼77中的至少一个可包括挖中空穿过一个或更多个预定表面区域的一个或更多个室98。如下文进一步限定的，预定表面区域可包括：周向面106,107(其如本文中使用的，为形成在翼中的各个的外端或远端处的表面区或面)；或接触面86,87中的一个。根据其它示例性实施例，压力翼76和吸入翼77两者可包括挖中空穿过这些预定表面中的一个或更多个的室98中的一个或更多个。
更具体而言，压力翼76和/或吸入翼77的远端可构造成包括周向面向的表面或面，其将在本文中称为各个翼的周向面106,107。压力翼76的周向面在本文中命名为"压力翼周向面106"，而吸入翼77的周向面在本文中命名为"吸入翼周向面107"。如指示的，压力翼周向面106在压力翼76的前面92和后面93之间跨越。如所示，压力翼周向面106可构造为背对旋转方向90的平面表面。吸入翼周向面107在吸入翼77的前面92和后面93之间跨越。如所示，吸入翼周向面107可包括面朝旋转方向90的平面表面。此外，如上文所述，压力翼76和吸入翼77均可包括接触面。如上文已经限定的，压力翼76的接触面可命名为压力翼接触面86，而吸入翼77的接触面可命名为吸入翼接触面87。
根据某些示例性实施例，室98中的一个或更多个可开孔穿过周向面106,107，并且包括在压力翼76和/或吸入翼77内。如图15和16中所示，本构造可包括形成在压力翼76和吸入翼77中的各个中的室98。压力翼76的室98可挖中空穿过压力翼周向面106。吸入翼77的室98可挖中空穿过吸入翼周向面107。在此类情况下，如图15中所示，压力翼76可包括附连于其用于包围室98的非集成盖板99。类似地，吸入翼77可包括附连于其用于包围室98的非集成盖板99。盖板99中的各个可构造用于覆盖在挖空或形成过程期间形成穿过护罩翼的表面的室98的开口或口。盖板99可经由常规方法，如焊接、硬钎焊或机械配合附连。如将认识到的，盖板可布置和附接成以使压力翼76的表面保持为连续、光滑且空气动力的。根据备选实施例，如图16中所示，压力翼76的室98和吸入翼77的室98可保持开启，即，口在室98形成之后未被包围，使得室98与工作流体流动路径流体地连通。
根据备选实施例，如图17和18中所示，室98中的一个或更多个可分别挖中空到压力翼76和/或吸入翼77的接触面86,87中。更具体而言，根据示例性实施例，双室98可形成穿过压力翼接触面86(其如已经陈述的，可设置在压力翼76的后面93上)。如进一步所示，示例性实施例可包括挖中空到吸入翼接触面87(其如已经陈述的，可设置在吸入翼77的前面92上)中的双室98。根据优选实施例，在此类情况中，压力翼76可包括非集成盖板99，非集成盖板99附连于压力翼接触面86用于包围形成穿过其的室98。类似地，吸入翼77可包括非集成盖板99，非集成盖板99附连于吸入翼接触面87用于包围形成穿过其的室98。在任一情况中，盖板99可构造为接触磨损垫，并且以该能力起作用。
参照如图16和18中所示的翼76,77的外侧轮廓，翼76,77可构造成使得压力翼76的后面93和吸入翼77的前面92均包括类似"V"的缺口轮廓，其将在下文中称为"V形缺口"构造。关于压力翼76的后面93，如按外侧轮廓示出的，V形缺口构造可包括限定后面的两个近似线性的边缘或节段。这些线性边缘可关于彼此倾斜，并且因此可描述为在连接点111处连接并且在其间形成角112。形成在连接点111处的角112可在近似90°到160°之间，但其它构造也是可能的。如进一步所示，关于线性边缘中的各个离翼型件25驻留的距离，压力翼76的后面93的线性边缘可命名为近边缘114和远边缘115。如将认识到的，给定该命名，远边缘115为包括压力翼接触面86的边缘。类似地，仍参照外侧轮廓，吸入翼77的前面92可包括V形缺口构造。在该情况下，V形缺口构造包括前面92的两个近似线性边缘节段，其连接在连接点111处以便在其间形成角112。如之前，形成在连接点111处的角112可在近似90°到160°之间。如所示，关于线性边缘节段中的各个离翼型件25驻留的距离，吸入翼77的前面92的线性边缘节段可命名为近边缘114和远边缘115。如将认识到的，远边缘115为包括吸入翼接触面87的边缘。
给定这些命名并且假定相对于接触面86,87垂直地施加(如可在操作期间横跨界面85发生的)的基准力(如由图16和18中的箭头119指示的)，可限定与对应连接点111相交的用于压力翼76和吸入翼77的基准弯曲平面129。根据优选实施例，压力翼76和/或吸入翼77内的一个或更多个室98的位置和形状可关于对应的基准弯曲平面129的位置和定向来构造。更具体而言，压力翼76的一个或更多个室98可从压力翼76的基准弯曲平面129偏移(如由偏移距离131指示的)。如所示，偏移131使得一个或更多个室98驻留在压力翼76的外部分上，即，从弯曲平面129的偏移朝压力翼76的远端或周向面107。类似地，吸入翼77的一个或更多个室98可从吸入翼77的基准弯曲平面129偏移(如由偏移距离131指示的)。如所示，偏移131使得一个或更多个室98驻留在吸入翼77的外部分上，即，从弯曲平面129的偏移朝吸入翼76的远端或周向面107。此外，如所示，压力翼76或吸入翼77中的任一个的一个或更多个室98可形成为具有平行于弯曲平面129的轴线。在此类情况下，例如，最接近弯曲平面129的室98的边缘可平行于弯曲平面129(并且从其偏移了偏移距离131)。根据其它实施例，相同的所示弯曲平面129可根据在操作期间作用于翼76,77上的离心力来代表预计弯曲平面。如将认识到的，此类离心力可将应力集中在翼76,77的弯曲平面区域中，该弯曲平面区域仅出现在连接翼76,77的下侧或内侧表面和各个连接翼从其延伸的翼型件25表面的填角区域外。
现在具体参照图19，本发明可包括用于制造包括上文论述的构造的带中跨护罩的转子叶片的方法。除了别的方面以外，本发明描述了使用简单且成本有效的机加工过程用于经由带室的构造的制造显著地改进转子叶片的性能。如将认识到的，制造方法实现关于新转子叶片和改造应用两者的使用。
如所示，示例性方法200可大体上包括以下步骤：选择压力翼和吸入翼中的至少一个作为第一翼(步骤202)；按照最小弯曲负载标准选择所选第一翼内的目标内部区域用于挖中空，以形成室中的一个或更多个(步骤204)；选择一个或更多个室形成穿过其的所选第一翼上的目标表面，目标表面包括形成在第一翼的远端处的周向面或接触面(步骤206)；以及最后经由穿过目标表面的机加工过程形成一个或更多个室(步骤208)。根据备选实施例，如将认识到的，压力翼和吸入翼中的各个可选择成使得在前述步骤的每次重复中，一个或更多个室形成在各个翼中。方法200还可包括将盖板99附连于第一翼的目标表面以包围形成穿过其的一个或更多个室的步骤(步骤210)。此外，如上文论述的，选择目标内部区域的步骤可包括以下步骤：a)给定相对于第一翼的接触表面垂直地指向的基准力，确定第一翼内的弯曲平面；以及b)选择从弯曲平面偏移(其中偏移朝对应的周向面)的内部区域作为目标内部区域。将认识到的是，给定上文公开的教导，特别是关于室的特征的图15至18的那些(如可在所附权利要求中提供的)，另外的步骤可对本领域技术人员而言为显而易见的。
如本领域技术人员将认识到的，上文关于若干示例性实施例描述的许多不同特征和构造可进一步选择性地应用来形成本发明的其它可能的实施例。为了简洁起见并且考虑到本领域技术人员的能力，所有可能的重复未提供或详细论述，但是以下的若干实施例或另外的实施例包含的所有组合和可能实施例旨在为本申请的一部分。此外，本领域技术人员将从本发明的若干示例性实施例的以上描述察觉改进、变化和改型。本领域的技术内的此类改进、变化和改型也旨在由所附权利要求覆盖。此外，将显而易见的是，前文仅涉及本申请的描述的实施例，并且可在本文中作出许多变化和改型，而不脱离如由以下权利要求和其等同物限定的本申请的精神和范围。

Claims (12)

1.一种用于燃气涡轮(10)的转子叶片，所述转子叶片(16)构造用于在附接于转子盘并且绕着转子盘沿周向间隔的一排相同构造的转子叶片(16)内使用，所述转子叶片(16)还包括：
翼型件(25)，其限定在凹形压力面(26)和沿侧向相对的凸形吸入面(27)之间，其中所述压力面(26)和所述吸入面(27)在相对的前缘(28)与后缘(29)之间沿轴向延伸，并且在外侧末端(31)与内侧端之间沿径向延伸，所述翼型件(25)的所述内侧端附接于构造用于将所述转子叶片(16)连接于所述转子盘的根部(21)；以及
中跨护罩(75)，其包括从所述翼型件(25)的所述压力面(26)延伸的压力翼(76)和从所述翼型件(25)的所述吸入面(27)延伸的吸入翼(77)；
其中：
所述中跨护罩(75)的所述压力翼(76)和所述吸入翼(77)构造成以便协作地形成安装的相邻转子叶片之间的界面(85)，所述界面(85)形成在所述压力翼(76)和所述吸入翼(77)的沿周向且沿径向的重叠区段之间，在其内，所述压力翼(76)包括关于所述吸入翼(77)的前位置；
所述压力翼(76)和所述吸入翼(77)中的各个包括面朝前方向的前面(92)和面朝后方向的后面(93)；
所述压力翼(76)的远端处的周向面为压力翼周向面(106)，其在所述压力翼(76)的所述前面(92)和所述后面(93)之间跨越，并包括背对所述转子叶片(16)的旋转方向的平面表面；
所述吸入翼(77)的远端处的周向面为吸入翼周向面(107)，其在所述吸入翼(77)的所述前面(92)和所述后面(93)之间跨越，并包括面朝所述旋转方向的平面表面；并且
所述压力翼(76)和所述吸入翼(77)中的各个包括挖中空穿过其表面的室(98)，其中所述压力翼(76)的所述室(98)挖中空穿过所述压力翼周向面(106)，所述吸入翼(77)的所述室(98)挖中空穿过所述吸入翼周向面(107)。
2.根据权利要求1所述的转子叶片，其特征在于，所述转子叶片(16)能够根据所述燃气涡轮(10)的定向特征来描述；并且
其中所述燃气涡轮(10)的所述定向特征包括：
按照延伸穿过压缩机(11)和涡轮(12)中的一个或两者的所述燃气涡轮(10)的中心轴线限定的相对径向、轴向和周向定位；
关于包括所述压缩机(11)的所述燃气涡轮(10)的前端和包括所述涡轮(12)的所述燃气涡轮(10)的后端限定的所述前方向和所述后方向；
关于穿过限定穿过所述压缩机(11)和所述涡轮(12)的工作流体流动路径的工作流体的预期流动方向限定的流动方向，所述流动方向包括平行于所述燃气涡轮的所述中心轴线并且沿所述后方向瞄准的基准线；以及
关于在所述燃气涡轮(10)的操作期间的所述转子叶片(16)的预期旋转方向限定的所述旋转方向。
3.根据权利要求2所述的转子叶片，其特征在于，所述界面(85)的外侧轮廓包括从外径向视角观看的所述界面(85)的轮廓；
其中所述转子叶片(16)包括构造用于在所述涡轮(12)中使用的转子叶片；并且
其中所述中跨护罩(75)包括设置在所述翼型件(25)上的位置范围内的护罩，所述位置范围限定在所述翼型件(25)的径向高度的25%处的内侧边界与所述翼型件(25)的所述径向高度的85%处的外侧边界之间。
4.根据权利要求1所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)包括附连于其用于包围所述压力翼(76)的所述室(98)的非集成盖板(99)；并且
所述吸入翼(77)包括附连于其用于包围所述吸入翼(77)的所述室(98)的非集成盖板(99)。
5.根据权利要求2所述的转子叶片，其特征在于，在所述周向面处：
所述压力翼(76)的所述室(98)包括通向所述工作流体流动路径的口；并且
所述吸入翼(77)的所述室(98)包括通向所述工作流体流动路径的口。
6.根据权利要求1所述的转子叶片，其特征在于：所述压力翼(76)的接触面为设置在所述压力翼(76)的所述后面(93)上的压力翼接触面(86)，并且所述压力翼(76)的所述室(98)挖中空穿过所述压力翼接触面(86)；
所述吸入翼(77)的接触面为设置在所述吸入翼(77)的所述前面(92)上的吸入翼接触面(87)，并且所述吸入翼(77)的所述室(98)挖中空穿过所述吸入翼接触面(87)；
其中所述压力翼(76)的所述室(98)挖中空穿过所述压力翼(76)的所述后面(93)；并且
其中所述吸入翼(77)的所述室(98)挖中空穿过所述吸入翼(77)的所述前面(92)。
7.根据权利要求6所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)包括附连于所述压力翼(76)用于包围所述室(98)的非集成盖板(99)；并且
所述吸入翼(77)包括附连于所述吸入翼(77)用于包围所述室(98)的非集成盖板(99)。
8.根据权利要求7所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)的所述非集成盖板(99)包括所述压力翼接触面(86)的磨损垫；并且
所述吸入翼(77)的所述非集成盖板(99)包括所述吸入翼接触面(87)的磨损垫。
9.根据权利要求7所述的转子叶片，其特征在于，所述界面构造成使得：
按外侧轮廓，所述压力翼(76)的所述后面(93)包括V形缺口构造，其中所述后面(93)的两个线性边缘节段关于彼此倾斜，使得90°到160°之间的角形成在其间的连接点(111)处；
关于到所述翼型件(25)的距离，所述压力翼(76)的所述后面(93)的所述线性边缘节段包括远边缘(115)节段和近边缘(114)节段；
按外侧轮廓，所述吸入翼(77)的所述前面(92)包括V形缺口构造，其中所述前面(92)的两个线性边缘节段关于彼此倾斜，使得90°到160°之间的角形成在其间的连接点(111)处；并且
关于到所述翼型件(25)的距离，所述吸入翼(77)的所述前面(92)的所述线性边缘节段包括远边缘(115)节段和近边缘(114)节段。
10.根据权利要求9所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)的基准弯曲平面(129)包括延伸穿过所述后面(93)的所述连接点(111)的弯曲平面，其由相对于所述压力翼(76)的所述远边缘(115)节段垂直地指向的基准力引起；
所述吸入翼(77)的基准弯曲平面(129)包括延伸穿过所述吸入翼(77)的所述连接点(111)的弯曲平面，其由相对于所述吸入翼(77)的所述远边缘(115)节段垂直地指向的基准力引起；并且
其中：
所述压力翼(76)的所述室(98)包括最接近所述压力翼(76)的所述基准弯曲平面(129)的从其偏移固定距离的边缘；并且
所述吸入翼(77)的所述室(98)包括最接近所述吸入翼(77)的所述基准弯曲平面(129)的从其偏移固定距离的边缘。
11.根据权利要求10所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)的所述室(98)沿平行于所述压力翼(76)的所述基准弯曲平面(129)的轴线从所述压力翼(76)的所述后面(93)延伸；并且
所述吸入翼(77)的所述室(98)沿平行于所述吸入翼(77)的所述基准弯曲平面(129)的轴线从所述吸入翼(77)的所述前面(92)延伸。
12.根据权利要求10所述的转子叶片，其特征在于：
所述压力翼(76)的基准弯曲平面(129)包括仅在填角区域外延伸的弯曲平面，所述填角区域在所述翼型件(25)的所述压力翼(76)和所述压力面(26)之间平滑过渡；
所述吸入翼(77)的基准弯曲平面(129)包括仅在填角区域外延伸的弯曲平面，所述填角区域在所述翼型件(25)的所述吸入翼(77)和所述吸入面(27)之间平滑过渡；并且
其中：
所述压力翼(76)的所述室(98)包括最接近所述压力翼(76)的所述弯曲平面(129)的从其偏移并且平行于其的边缘；并且
所述吸入翼(77)的所述室(98)包括最接近所述吸入翼(77)的所述弯曲平面(129)的从其偏移并且平行于其的边缘。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10221699B2 (en) 2015-12-28 2019-03-05 General Electric Company Shrouded turbine rotor blades
US10190417B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric endwall contour and profile
US10125623B2 (en) 2016-02-09 2018-11-13 General Electric Company Turbine nozzle profile
US10001014B2 (en) 2016-02-09 2018-06-19 General Electric Company Turbine bucket profile
US10190421B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having tip shroud fillet, tip shroud cross-drilled apertures and profile
US10221710B2 (en) 2016-02-09 2019-03-05 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC) and profile
US10161255B2 (en) 2016-02-09 2018-12-25 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US10196908B2 (en) * 2016-02-09 2019-02-05 General Electric Company Turbine bucket having part-span connector and profile
US10156149B2 (en) 2016-02-09 2018-12-18 General Electric Company Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile
JP7020977B2 (ja) * 2018-03-28 2022-02-16 三菱重工業株式会社 回転機械
CN113382849B (zh) * 2018-12-11 2023-06-23 通用电气公司 用于制造纤维增强聚合物复合梁、特别是用于风力涡轮转子叶片的翼梁式梁的方法
US11371358B2 (en) * 2020-02-19 2022-06-28 General Electric Company Turbine damper
US11624287B2 (en) * 2020-02-21 2023-04-11 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite component having low density core and method of making
US11536144B2 (en) 2020-09-30 2022-12-27 General Electric Company Rotor blade damping structures
US11739645B2 (en) 2020-09-30 2023-08-29 General Electric Company Vibrational dampening elements

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005127264A (ja) * 2003-10-27 2005-05-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 機械駆動用タービンの動翼群および機械駆動用タービン
JP2007187053A (ja) * 2006-01-12 2007-07-26 Hitachi Ltd タービン動翼

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1033197A (fr) 1951-02-27 1953-07-08 Rateau Soc Amortisseurs de vibrations pour aubages mobiles de turbo-machines
US4257741A (en) * 1978-11-02 1981-03-24 General Electric Company Turbine engine blade with airfoil projection
EP0036044B1 (de) 1980-03-13 1984-12-27 BBC Aktiengesellschaft Brown, Boveri & Cie. Dämpfungselement für Turbinenschaufeln
US6568908B2 (en) 2000-02-11 2003-05-27 Hitachi, Ltd. Steam turbine
US8182228B2 (en) * 2007-08-16 2012-05-22 General Electric Company Turbine blade having midspan shroud with recessed wear pad and methods for manufacture
US8540488B2 (en) 2009-12-14 2013-09-24 Siemens Energy, Inc. Turbine blade damping device with controlled loading
US8523525B2 (en) 2010-02-05 2013-09-03 Siemens Energy, Inc. Snubber assembly for turbine blades
US8684692B2 (en) * 2010-02-05 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Cooled snubber structure for turbine blades
US8790082B2 (en) * 2010-08-02 2014-07-29 Siemens Energy, Inc. Gas turbine blade with intra-span snubber
US9328619B2 (en) * 2012-10-29 2016-05-03 General Electric Company Blade having a hollow part span shroud
US9435212B2 (en) * 2013-11-08 2016-09-06 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with laterally extending snubber having internal cooling system
US10132169B2 (en) 2015-12-28 2018-11-20 General Electric Company Shrouded turbine rotor blades
US10221699B2 (en) 2015-12-28 2019-03-05 General Electric Company Shrouded turbine rotor blades
US20170183971A1 (en) 2015-12-28 2017-06-29 General Electric Company Tip shrouded turbine rotor blades

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2005127264A (ja) * 2003-10-27 2005-05-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 機械駆動用タービンの動翼群および機械駆動用タービン
JP2007187053A (ja) * 2006-01-12 2007-07-26 Hitachi Ltd タービン動翼

Also Published As

Publication number Publication date
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US20170183972A1 (en) 2017-06-29
CN107035422A (zh) 2017-08-11
JP6916617B2 (ja) 2021-08-11
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