CN107084002A - 一种组件的热应力释放 - Google Patents

一种组件的热应力释放 Download PDF

Info

Publication number
CN107084002A
CN107084002A CN201710075031.7A CN201710075031A CN107084002A CN 107084002 A CN107084002 A CN 107084002A CN 201710075031 A CN201710075031 A CN 201710075031A CN 107084002 A CN107084002 A CN 107084002A
Authority
CN
China
Prior art keywords
side wall
hot side
cold
wall
sidewall
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201710075031.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107084002B (zh
Inventor
R.S.班克
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107084002A publication Critical patent/CN107084002A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107084002B publication Critical patent/CN107084002B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明公开一种用于燃气涡轮发动机的组件，所述组件包括热侧壁、多个连接壁和冷侧壁。所述热侧壁暴露于由所述燃气涡轮发动机限定的核心空气流道。所述冷侧壁与所述热侧壁隔开并穿过所述多个连接壁刚性连接到所述热侧壁。所述热侧壁、连接壁和冷侧壁共同限定冷却气腔。所述冷侧壁限定至少部分调适所述热侧壁和所述冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽，以减少所述组件运转期间组件内的热应力量。

Description

一种组件的热应力释放
技术领域
本发明主题大体上涉及一种燃气涡轮发动机的双壁组件。
背景技术
燃气涡轮发动机一般包括风扇以及互相流动连通设置的核心。此外，燃气涡轮发动机的核心一般包括按串行流动顺序的压缩机部分、燃烧部分、涡轮部分和排气部分。发动机运转时，空气从风扇进入压缩机的进气口，其中一个或多个轴流式压缩机逐步压缩空气，直至空气进入燃烧部分。燃料与压缩空气混合并在燃烧部分内燃烧，进而提高燃烧气体。燃烧气体从燃烧部分流入至涡轮部分。流经涡轮部分的燃烧气体推动涡轮部分，然后流经至排气部分进入大气(例如)。
涡轮部分通常包括多个按顺序设置的涡轮喷嘴和涡轮转子叶片的阶段。在至少特定燃气涡轮发动机中，涡轮喷嘴和/或涡轮转子叶片可经配置作为双壁机翼。更具体而言，机翼包括暴露于燃气涡轮发动机的热气体通道内的热温度的第一壁，以及与该第一壁隔开的第二内壁。该第二壁通常通过一个或多个连接构件刚性连接到该第一壁。
但是，运转期间，该第一壁的温度可能大体上高于该第二壁的温度。考虑到该第一和第二壁的温差，以及该第一和第二壁之间的刚性连接，该机翼内可能会生成非期望的热应力量。因此，能够更好地调适一对壁之间的温差的机翼或其他双壁组件将十分有用。此外，能够更好地调适一对壁之间的温差，以最小化组件内生成的热应力量的机翼或其他双壁组件将会特别有帮助。
发明内容
本发明的方面和优势将在下文的描述中加以阐明，或者与所描述有所不同，或通过实践本发明来获取。
在本发明的一个示例性实施例中，提供一种涡轮机的组件。该涡轮机部分限定核心空气流道。该组件包括暴露于核心空气流道的热侧壁和多个连接壁。该组件还包括与该侧壁隔开并穿过多个连接壁刚性连接到热侧壁的冷侧壁。热侧壁、连接壁和冷侧壁共同限定冷却气腔。该冷侧壁限定至少部分调适热侧壁和冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
其中，所述多个连接壁沿着所述翼展方向延伸，其中，由所述冷侧壁限定的所述热应力卸压槽被限定在两个相邻连接壁之间的大致等距位置上。
其中，所述机翼限定翼展方向，所述热侧壁和所述冷侧壁各自沿着所述机翼的所述翼展方向延伸，且其中，所述热应力卸压槽沿着与所述机翼的所述翼展方向垂直的方向延伸。
其中，所述冷侧壁进一步限定多个热应力卸压槽，其中，所述机翼限定翼展方向的高度，其中，所述冷侧壁沿着整个所述翼展方向的高度大致延伸，且其中，所述多个热应力卸压槽共同沿着整个所述翼展方向的高度大致延伸。
其中，所述热侧壁限定允许冷却气流从所述冷却气腔穿过所述热侧壁的多个冷却孔。
其中，所述冷侧壁进一步限定多个冲击孔，以允许冷却气流进入所述冷却气腔。
其中，所述组件为所述燃气涡轮发动机的护罩。
其中，所述冷侧壁进一步限定多个热应力卸压槽。
其中，所述热应力卸压槽限定宽度，且其中所述宽度小于或等于约0.025毫米。
在本发明的一个示例性方面中，提供一种制备燃气涡轮发动机的组件的方法。该燃气涡轮发动机部分限定核心空气流道。该方法包括形成暴露于核心空气流道的热侧壁，以及形成多个连接壁。该多个连接壁刚性连接到该热侧壁或与该热侧壁形成整体。该方法还包括采用增量制造工艺形成冷侧壁。该冷侧壁刚性连接到连接壁或与该连接壁形成整体。该冷侧壁与该热侧壁隔开并与该连接壁和热侧壁共同限定冷却气腔。该冷侧壁形成于限定至少部分调适该热侧壁和该冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
进一步地，形成多个连接壁包括采用增量制造工艺与所述冷侧壁成一体形成的所述多个连接壁。
在本发明的一个示例性实施例中，提供一种涡轮机。该涡轮机包括部分限定核心空气流道的涡轮部分。该涡轮机还包括一种组件。该组件包括暴露于核心空气流道的热侧壁和多个连接壁。该组件还包括与该侧壁隔开并穿过多个连接壁刚性连接到热侧壁的冷侧壁。热侧壁、连接壁和冷侧壁共同限定冷却气腔。该冷侧壁限定至少部分调适热侧壁和冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
参考以下具体说明和所附权利要求书可以更深入地了解本发明的这些以及其他特点、方面和优点。含在本说明书中并构成本说明书一部分的各附图图示出了本发明的实施例，并与描述一起用来解释本发明的原理。
附图说明
完整且可实施的本发明包括针对本领域的普通技术人员的在本说明书中阐述的最佳模式，可参考附图，其中：
图1是根据本发明主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的剖面示意图。
图2为图1的示例性燃气涡轮发动机的燃烧部分和涡轮部分的特写、侧视图。
图3为根据本发明的示例性实施例的转子叶片部分的透视图，示例性转子叶片部分经配置为图1的示例性燃气涡轮发动机的转子叶片级。
图4为图3的示例性转子叶片部分的顶部剖视图。
图5为图3的示例性转子叶片部分的内部的转子叶片部分的冷侧壁的平面图。
图6为根据本发明的另一示例性实施例，示例性转子叶片部分的内部的转子叶片部分的冷侧壁的平面图。
图7为根据本发明的又一示例性实施例，示例性转子叶片部分的内部的转子叶片部分的冷侧壁的平面图。
图8为制备燃气涡轮发动机的组件的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细阐述本发明的各实施例，附图中将图示本发明实施例的一个或多个实例。具体实施方式中使用数字和字母标识来指代附图中的特征。附图和描述中的类似指定用于参考本发明的类似部件。本文所使用术语“第一”、“第二”和“第三”可用于互换区分部件，并不旨在表示单个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指代相对于流体在流体通道内流动的相对方向。例如，“上游”指代流体流出的方向，以及“下游”指代流体流至的方向。
现在参考附图，其中，相同的数字表示各图的同一元件，图1是根据本发明的一示例性实施例的涡轮机的剖面示意图。更具体而言，对于图1的实施例，涡轮机经配置为燃气涡轮发动机，更确切地说为高旁通涡轮风扇喷射发动机12，此处称为“涡轮风扇发动机12”。如图1所示，涡轮风扇发动机12限定轴向A(延伸平行于用于参考的纵向中心线13)、径向R，以及围绕轴向A延伸的周向(未示出)。通常，涡轮风扇12包括风扇部分14和自风扇部分14下游设置的核心涡轮发动机16。
描述的示例性核心涡轮发动机16一般包括限定环形进气口20的大致管状外壳18。外壳18围绕和核心涡轮发动机16包括是按照串行流关系，压缩机部分包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧部分26；涡轮部分包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷射排放嘴部分32。高压(HP)轴或线轴34驱动HP涡轮28连接至HP压缩机24。低压(HP)轴或线轴36驱动LP涡轮30连接至LP压缩机22。相应地，LP轴36和HP轴34为各旋转组件，在操作涡轮风扇发动机12期间围绕轴向A旋转。
仍然参考图1的实施例，风扇部分14包括变距风扇38，其具有多个以间隔隔开的耦合至圆盘42的风扇叶片40。如图所描绘，风扇叶片40自轮盘42大体上沿着径向R向外延伸。各风扇叶片40相对于轮盘42凭借可操作地耦合至经配置的合适的变距机构44的风扇叶片40围绕纵摇轴P旋转，以共同一致地改变风扇叶片40的节距。风扇叶片40、轮盘42及变距机构44共同通过LP轴36穿过动力齿轮箱46围绕纵轴12旋转。动力齿轮箱46包括多个用于将相对于LP轴36的风扇38的旋转速度调整为更有效旋转风扇速度的齿轮。更具体而言，风扇部分包括围绕LP轴36穿过动力齿轮箱46的可旋转风扇轴。相应地，风扇轴可能被视为旋转组件，并且同样由一个或多个轴承支撑。
仍然参考图1的示例性实施例，圆盘42由可旋转的前轮毂48覆盖，其在空气动力下呈波状外形，以促进气流通过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇部分14包括环形风扇外壳或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或至少核心涡轮发动机16的一部分。示例性机舱50由多个周向隔开的出口导向叶片52相当的核心涡轮发动机16支撑。此外，机舱50的下游部分54在核心涡轮发动机16的外面部分上延伸，以便限定于其间的旁通气流通道56。
涡轮风扇发动机12运转期间，通气量58通过机舱50和/或风扇部分14的相关进气口60进入涡轮风扇12。当通气量58穿过风扇叶片40时，箭头62所示的第一空气部分58指向或路由至旁通气流通道56，以及箭头64所示的第二部分空气58指向或路由至核心空气流道37，更具体的是LP压缩机22。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常被称为旁通比率。第二部分空气64的压力在其穿过高压(HP)压缩机24并进入燃烧室26时增加，其中空气与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体66。
燃烧气体66通过HP涡轮28，其中来自燃烧气体66的一部分热量和/或动能通过耦合至外壳18的HP涡轮静子叶片68和耦合至HP轴或线轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级提取，因此引起HP轴或线轴34旋转，继而支持HP压缩机24的运转。然后燃烧气体66通过LP涡轮30，其中第二部分热量和动能通过耦合至外壳18的LP涡轮静子叶片72和耦合至LP轴或线轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧室气体66提取，因此引起LP轴或线轴36旋转，继而支持LP压缩机22的运转和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴部分32，以提供推进力。同时，第一部分空气62的压力在其被从涡轮风扇12的风扇喷嘴排气部分76排出之前，随着第一部分空气62通过旁通气流通道56而大幅增加，也提供推进力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气喷嘴部分32至少部分定义热气通道78，以将燃烧气体66路由通过核心涡轮发动机16。
然而，应理解，图1中所描绘的示例性涡轮风扇发动机12仅以示例示出，且在其他示例性实施例中，涡轮风扇发动机12可能具有其他合适的配置。也应理解，仍然在其他示例性实施例中，本发明的方面可能并入到任何其他合适的燃气涡轮发动机中。例如，在其他示例性实施例中，本发明的各方面可能并入至例如涡轮螺桨发动机、涡轮轴发动机或涡轮喷射发动机中。此外，仍然在其他实施例中，本发明的各方面可能并入至任何合适的涡轮机械中，包括但不限制蒸汽轮机、离心式压缩机和/或涡轮增压器。
现在参考图2，其为图1提供的涡轮风扇发动机12，具体是燃烧部分26和涡轮部分的HP涡轮28的特写剖视图。所述的燃烧部分大体上包括燃烧机79，其具有由内衬82和外衬84限定的燃烧室80，该燃烧室80沿着从前端86到后端88的轴向A大体延伸。多个燃料喷嘴90置放于燃烧室80的前端86，从燃烧部分为燃烧室80提供燃料和压缩空气的混合物。如上所述，燃料和空气混合物在燃烧室80内燃烧，以生成经由期间的燃烧气体流。
燃烧部分26的下游，HP涡轮28包括多个涡轮组件级，各涡轮组件级包括多个涡轮组件部分。更具体而言，对于所述的实施例，HP涡轮28包括多个涡轮喷嘴级，以及一个或多个涡轮转子叶片。具体言之，对于所述的实施例，HP涡轮28包括第一涡轮喷嘴级92和第二涡轮喷嘴级94，各自经配置引导经由期间的燃烧气体流。第一涡轮喷嘴级92包括沿着周向C(大约沿着轴向A延伸的方向；参见图3)隔开的多个涡轮喷嘴部分96。尤其是，第一涡轮喷嘴级92位于燃烧部分26的立即下游，并因此也被称为具有多个燃烧排放喷嘴部分的排放喷嘴级。此外，对于所述的示例性实施例，第二涡轮喷嘴级94也包括沿着周向C隔开的多个涡轮喷嘴部分98。
各涡轮喷嘴部分96、98形成第一和第二涡轮喷嘴级92、94，包括置于核心空气流道37内的涡轮喷嘴100，其暴露于并至少部分限定核心空气流道37。涡轮喷嘴100经配置作为机翼。涡轮喷嘴部分96、98也包括端壁，或者更具体而言，包括内端壁102和外端壁104。喷嘴100沿着从内端壁102到外端壁104的径向R大体延伸。涡轮喷嘴100、内端壁102，及外端壁104各自包括至少部分暴露于核心空气流道37的流道表面106。
位于第一涡轮喷嘴级92的立即下游和第二涡轮喷嘴级94的立即上游的HP涡轮28包括第一涡轮转子叶片级108。第一涡轮转子叶片级108包括沿着周向C隔开的多个涡轮转子叶片部分110和第一级转子轮盘112。多个涡轮转子叶片部分110被连接到第一级转子轮盘112，尽管未描绘，涡轮转子轮盘112反过来被连接到HP轴34(参见图1)。涡轮风扇发动机12还包括护罩113，其暴露于并至少部分限定核心空气流道37。该护罩113经配置形成与第一涡轮转子叶片级108的密封。
现在继续参考图3，其为多个涡轮转子叶片部分110其中之一的透视图，各多个涡轮转子叶片部分110包括涡轮转子叶片114、壁或平台116，以及基座118。转子叶片114也经配置作为机翼，并沿着翼展方向(更确切地说，安装时为沿着径向R)向外延伸，以限定翼展方向的高度S。具体地，转子叶片114沿着从平台116上的径向内端115到转子叶片114的尖端120的径向R延伸。应了解，转子叶片114的尖端120经配置形成具有护罩113的密封(参见图2)。
此外，涡轮转子叶片114限定机翼前缘122和相对的机翼后缘124，以及压力侧126和相对的吸入侧128。运转期间，燃烧部分中生成热燃烧气体并在涡轮转子叶片114的上方按下游方向D(参见图2)流动，涡轮转子叶片114由此提取能量以旋转支撑转子叶片114(其反过来旋转HP轴34)的转子轮盘112。
也正如所述，涡轮转子叶片114还包括一个或多个热管理功能，或具体言之，包括多个冷却孔130。对于所述的示例性转子叶片114，转子叶片114限定沿着位于机翼前缘122上的转子叶片114的翼展方向的高度S延伸的多个冷却孔130，沿着位于机翼后缘122上的转子叶片114的翼展方向的高度S延伸的多个冷却孔130，以及沿着位于压力侧126上的翼展方向的高度S延伸的多个其他冷却孔130。尽管未描绘，但是转子叶片114也包括沿着位于吸入侧128上转子叶片114的翼展方向的高度S延伸的多个冷却孔130。
现在继续参考图4，其为图3的示例性涡轮转子叶片114的剖视图，该转子叶片114经配置作为双壁机翼。更具体而言，涡轮转子叶片114大体上包括主体部分132和机翼后缘部分134。涡轮转子叶片114的主体部分132由两个大致平行的壁形成。例如，所述的示例性涡轮转子叶片114包括暴露于核心空气流道的热侧壁136和与热侧壁136隔开并置于涡轮转子叶片114内的冷侧壁138。转子叶片114还包括多个连接壁140，其具有穿过多个连接壁140刚性连接到热侧壁136的冷侧壁138。
正如所述，示例性涡轮转子叶片114限定核心腔142和多个冷却气腔144。热侧壁136、连接壁140和冷侧壁138共同限定多个冷却气腔144。
现在参考图5，其为图4所提供的沿图4中线5-5截取的转子叶片114的一部分的内视图。更具体而言，图5为从涡轮转子叶片114的核心腔142、从径向内端115到转子叶片114的尖端120的冷侧壁138的平面图，其中转子叶片114被连接到平台116。
正如所述，所述的示例性冷侧壁138还包括多个冲击孔146，其允许冷却气流从核心腔142进入冷却气腔144。尽管未描绘，但是在特定实施例中，冷却气流可能，此外或可选择地，从冷侧壁138周围例如通过底部或者从冷侧壁138的尖端被提供到冷却气腔144。因此，在特定实施例中，冷侧壁138可能不包括冲击孔146。尽管如此，在涡轮风扇发动机12运转期间，冷却气流可能通过例如转子叶片部分110的基座118(参见图3)被提供到核心腔142，并从核心腔142提供到一个或多个冷却气腔144。如上所述，热侧壁136还限定多个冷却孔130。热侧壁136限定的多个冷却孔130可能经配置允许冷却气腔144的冷却气流流动穿过热侧壁136，以提供沿着转子叶片114的外表面的冷却膜层。
应理解，在涡轮风扇发动机12运转期间，热侧壁136将暴露于核心空气流道内的相对较高温度。相比之下，冷侧壁138将暴露在核心腔142的一侧上和冷却气腔144的另一侧上。因此，运转期间，冷侧壁138的温度可能大体上低于热侧壁136的温度。此外，本发明的发明者已经发现当冷侧壁138穿过各种连接壁140刚性连接到热侧壁136时，冷侧壁138和热侧壁136之间的温差会导致热侧壁136或冷侧壁138的一者或两者中产生非预期的热应力量。为释放至少一些此热应力，冷侧壁138限定热应力卸压槽148。包含的卸压槽148允许冷侧壁138在组件中使用较少的应力至少部分调适热侧壁136和冷侧壁138之间的相对热膨胀。
对于图5的实施例，热侧壁136沿着转子叶片114的整个翼展方向的高度S延伸，冷侧壁138沿着转子叶片114的整个翼展方向的高度S至少部分大致延伸。例如，热侧壁136从转子叶片114的径向内端115延伸到转子叶片114的尖端120，以及冷侧壁138从转子叶片114的径向内端115大致延伸到转子叶片114的尖端120。但是，应理解，在其他实施例中，冷侧壁138(和冷却气腔144)可能不会从径向内端115完全延伸到转子叶片114的尖端120。
对于所述的实施例，冷侧壁138限定的热应力卸压槽148也按照平行于转子叶片114的翼展方向的高度S的方向(即沿着翼展方向/径向R)延伸。此外，对于所述的实施例，热应力卸压槽148沿着转子叶片114的整个翼展方向的高度S连续并大致延伸。更具体而言，对于所述的实施例，热应力卸压槽148限定高度152，该高度152大致等于转子叶片114的翼展方向的高度S。应理解，此处所使用的近似术语，如“大约”或“大体”指的是误差幅度在10％之内。
此外，也如图5所描绘，各连接壁140也按照平行于转子叶片114的翼展方向的高度S的方向(即沿着翼展方向/径向R)延伸。此外，对于所述的实施例，热应力卸压槽148由位于两个相邻连接壁140之间大致等距的位置上的冷侧壁138限定。
如前面所讨论的，冷侧壁138还限定多个冲击孔146，以为核心腔142和冷却气腔144之间提供气流连通。尽管冲击孔146具有穿过冷侧壁138的开口，但是冲击孔146并不具有有意义的热应力释放。此外，尽管热应力卸压槽148具有穿过冷侧壁138的开口，但是热应力卸压槽148并不提供核心腔142和冷却气腔144之间的实质的气流连通。例如，热应力卸压槽148按照与其延伸方向垂直的方向限定宽度150。在特定实施例中，热应力卸压槽148的宽度150可能小于约1mm。但是，优选地，热应力卸压槽148的宽度150可能小于约0.5mm，小于约0.25mm，或小于约0.1mm。例如，在特定的示例性实施例中，卸压槽148的宽度150可能小于或等于约0.025mm。
尤其是，对于所述的实施例，热应力卸压槽148沿着卸压槽148的整个长度152限定大体上恒定不变的宽度150。但是，在其他实施例中，冷侧壁138可能基于组件的预期的膨胀/热应力量相反限定卸压槽148的可变宽度150。
也应理解，在其他示例性实施例中，冷侧壁138可能限定任何其他合适的热应力卸压槽148。例如，现在参考图6，其为根据本发明的其他示例性实施例的具有冷侧壁138从涡轮转子叶片114的核心腔142的内视图/平面图。图6所述的涡轮转子叶片114可能按照与上述参考图5所述的示例性涡轮转子叶片114的实质上相同的方式配置。相应地，相同或类似编号可能指代相同或类似零件。
但是，对于图6的实施例，冷侧壁138进一步限定多个热应力卸压槽148。各多个热应力卸压槽按照平行于转子叶片114的翼展方向的高度S的方向对齐和延伸。此外，多个热应力卸压槽148沿着转子叶片114的翼展方向的高度S的方向共同大致延伸。更具体而言，各热应力卸压槽148限定长度152.且对齐的热应力卸压槽148的长度152的总和大致上等于转子叶片114的翼展方向的高度S。因此，尽管相邻的卸压槽148之间存在中断154，但是多个热应力卸压槽148可以仍然在涡轮风扇发动机12的运转期间提供所需的热应力释放量。尽管有多个卸压槽148，但是所述的卸压槽148可能在其他方面按照与上述冷侧壁138限定示例性卸压槽148的相同方式经配置。
此外，仍然在本发明的其他示例性实施例中，冷侧壁138可能限定任何其他合适的方式形成卸压槽148。例如，现在参考图7，其为根据本发明的又一示例性实施例的具有冷侧壁138从涡轮转子叶片114的核心腔142的内视图/平面图。图7所述的涡轮转子叶片114可能按照与上述参考图5所述的示例性涡轮转子叶片114的实质上相同的方式配置。相应地，相同或类似编号也可能指代相同或类似零件。
对于图7的实施例，冷侧壁138也限定多个热应力卸压槽148。但是，由图7的示例性冷侧壁138限定的一个或多个卸压槽148并不按照与转子叶片114的翼展方向的高度S平行的方向(即径向R)延伸，相反按照垂直于转子叶片114的翼展方向的高度S的方向延伸。对于所属的实施例，按照垂直于转子叶片114的翼展方向的高度S的方向延伸的热应力卸压槽148在相邻的连接壁140之间大致延伸(如虚影所示)。更具体而言，对于所述的实施例，相邻的连接壁140限定于其间的分隔距离156，且沿着与转子叶片114的翼展方向的高度S垂直的方向延伸的热应力卸压槽148的长度152大致上等于分隔距离156。
尤其是，图7的示例性实施例还包括限定角度158的一个或多个倾斜的热应力卸压槽148，其中角度158的方向与转子叶片114的翼展方向的高度S平行(即径向R)。角度158大于0°，但小于90°。具体地，对于所述的实施例，倾斜的热应力卸压槽148限定角度158，其中角度158的方向与转子叶片114的翼展方向的高度S平行(即径向R)，该角度大约为45°。尤其是，冷侧壁138限定的这些倾斜的热应力卸压槽148也在相邻的连接壁140之间大致延伸(如虚影所示)。
此外，图7的示例性实施例还包括具有在一个或两个终端上整体限定的卸压槽148的一个或多个热应力卸压槽148。具体地，图7的实施例包括第一卸压槽148A，其沿着与翼展方向的高度S平行的方向延伸，其中第二卸压槽148B在第一终端上整体限定，第三卸压槽148C在第二终端上整体限定。位于终端上的卸压槽148B、148C可能正交于第一卸压槽148A。此配置可最小化卸压槽148在冷侧壁138中生成和扩散裂纹的风险。
根据本发明的一个或多个实施例的包括限定热应力卸压槽的冷侧壁的燃气涡轮发动机的组件可能允许在燃气涡轮发动机运转期间包括较少热应力的组件。更具体而言，根据本发明的一个或多个实施例的包括限定热应力卸压槽的冷侧壁的燃气涡轮发动机的组件可能允许组件包括在特定组件中所需的双壁配置，由于冷侧壁和热侧壁之间不可避免的温差，因此无需包括组件内递增的热应力。
但是，应理解，参考上述图4至图7所述的冷侧壁138限定的各种示例性热应力卸压槽148仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，由冷侧壁138限定的热应力卸压槽148可能具有为组件提供热应力释放的其他合适的形状、大小或配置。例如，在其他实施例中，热应力卸压槽148可能限定曲折形状、曲线形状或任何其他合适的形状。此外或可选择地，卸压槽148可能限定穿过厚度的角度(即按照自核心腔142到冷却气腔144的方向，如图4所示)。
此外，鉴于上述益处，应理解，仍然在其他实施例中，按照此处所述的一个或多个实施例配置的包括冷侧壁138的组件可能被用于具有双壁配置的燃气涡轮发动机的任何其他组件代替。例如，在其他示例性实施例中，组件可能为燃气涡轮发动机的涡轮部分中的喷嘴级的喷嘴部分。例如，组件可能为喷嘴部分的喷嘴和/或喷嘴部分的端壁(即喷嘴100和端壁102、104)。此外或可选择地，组件可能为燃气涡轮发动机的护罩(如护罩113)或者为燃烧机的组件。
此外，如参考图8的示例性流程图进行的详细描述，组件的冷侧壁138可能采用增量制造工艺(也称为快速原型、快速制造和3D打印)形成。例如，在特定的示例性方面中，组件的冷侧壁138(限定热应力卸压槽148)可能采用选择性激光烧结(SLS)、直接金属激光烧结(DMLS)、电子光束溶解(EBM)扩散压合或选择性热烧结(SHS)形成。此外，在特定实施例中，连接壁140可能采用增量制造工艺与冷侧壁138形成整体。此外，仍然在其他实施例中，热侧壁136可能也采用增量制造工艺与连接壁140和冷侧壁138形成整体。根据一个或多个这些实施例形成的组件可允许冷侧壁138限定此处所述的相对细节。
现在参考图8，其为制备燃气涡轮发动机的组件的方法的流程图。燃气涡轮发动机可能按照上述参考图1所述的示例性涡轮风扇发动机12的实质上相同的方式配置。因此，示例性燃气涡轮发动机可能部分限定核心空气流道。
如图所描绘，示例性方法(200)包括在(202)处形成暴露于核心空气流道的热侧壁。此外，示例性方法(200)包括在(204)处形成多个连接壁。形成于(204)处的多个连接壁刚性连接到形成于(202)处的热侧壁或在该处与热侧壁形成整体。此外，图8的示例性方法(200)包括在(206)处采用增量制造工艺形成冷侧壁。形成于(206)处的冷侧壁刚性连接到形成于(204)处的连接壁或在该处与连接壁形成整体。该冷侧壁与该热侧壁隔开并与该连接壁和热侧壁共同限定冷却气腔。形成于(206)处的冷侧壁形限定至少部分调适该热侧壁和该冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
尤其是，在特定示例性实施例中，一个或多个连接壁和热侧壁采用增量制造工艺可能与冷侧壁形成整体。例如，在特定的示例性方面中，在(204)处形成多个连接壁可能包括采用增量制造工艺将多个连接壁与在(206)处形成的冷侧壁形成整体。此外，在特定的示例性方面中，在(202)处形成热侧壁可能进一步包括采用增量制造工艺将热侧壁和冷侧壁与连接壁形成整体。因此，在此实施例中，整个组件可能采用增量制造工艺形成整体。
根据此处所述的一个或多个示例性方面形成的燃气涡轮发动机的组件允许组件限定此处所述的特定示例性实施例的相对细节。例如，根据此处所描述的一个或多个示例性方面形成的燃气涡轮发动机的组件可能包括热应力卸压槽，以释放组件内由于组件的特定方面之间的相对温差产生的热应力，而无需改变经由的冷却气流模式。
本说明书使用了各种实例来揭示本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统并实施所涵盖的任何方法。本发明的可专利性范围由权利要求书界定，可能包括所属领域的一般技术人员想出的其他实例。如果此类其他示例与权利要求书的书面语言无不同，或者如果其包括与权利要求书的书面语言无实质不同的等效结构元素，则此类其他示例应被确定为在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于涡轮机的组件，所述涡轮机部分限定核心空气流道，所述组件包括：
热侧壁，所述热侧壁在安装在所述燃气涡轮发动机中时暴露于所述核心空气流道；
多个连接壁；以及
冷侧壁，所述冷侧壁与所述热侧壁隔开并通过所述多个连接壁连接到所述热侧壁，所述热侧壁、连接壁及冷侧壁共同限定冷却气腔，所述冷侧壁限定至少部分调适所述热侧壁和所述冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述组件为所述燃气涡轮发动机的涡轮部分的机翼。
3.根据权利要求2所述的组件，其中，所述机翼限定翼展方向，所述热侧壁和所述冷侧壁各自沿着所述机翼的所述翼展方向延伸，且其中，所述热应力卸压槽也沿着所述机翼的所述翼展方向延伸。
4.根据权利要求2所述的组件，其中，所述机翼限定翼展方向的高度S，其中，所述冷侧壁沿着整个所述翼展方向的高度S大致延伸，且其中，所述热应力卸压槽也沿着整个所述翼展方向的高度S大致延伸。
5.根据权利要求1所述的组件，其中，所述组件为所述燃气涡轮发动机的喷嘴级的喷嘴部分，且其中，所述热侧壁和冷侧壁形成所述喷嘴部分的端壁。
6.根据权利要求1所述的组件，其中，所述冷侧壁采用增量制造工艺形成。
7.根据权利要求1所述的组件，其中，所述热应力卸压槽限定宽度，且其中所述宽度小于约1毫米。
8.一种制备燃气涡轮发动机的组件的方法，所述燃气涡轮发动机部分限定核心空气流道，所述方法包括：
形成暴露于所述核心空气流道的热侧壁；
形成多个连接壁，所述多个连接壁刚性连接到所述热侧壁或与所述热侧壁形成整体；以及
形成冷侧壁，所述冷侧壁刚性连接到所述连接壁或与所述连接壁形成整体，所述冷侧壁与所述热侧壁隔开并与所述连接壁和所述热侧壁限定冷却气腔，所述冷侧壁形成以限定至少部分调适所述热侧壁和所述冷侧壁之间的相对热膨胀的热应力卸压槽。
9.根据权利要求8所述的方法，其中，形成所述冷侧壁包括采用增量制造工艺形成所述冷侧壁。
10.根据权利要求9所述的方法，其中，形成多个热侧壁包括采用增量制造工艺与所述冷侧壁和连接壁成一体形成的所述多个热侧壁。
CN201710075031.7A 2016-02-12 2017-02-10 一种涡轮机组件和制备方法 Active CN107084002B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/042674 2016-02-12
US15/042,674 US10415408B2 (en) 2016-02-12 2016-02-12 Thermal stress relief of a component

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107084002A true CN107084002A (zh) 2017-08-22
CN107084002B CN107084002B (zh) 2021-07-27

Family

ID=58016627

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710075031.7A Active CN107084002B (zh) 2016-02-12 2017-02-10 一种涡轮机组件和制备方法

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10415408B2 (zh)
EP (1) EP3205823A1 (zh)
JP (1) JP2017141823A (zh)
CN (1) CN107084002B (zh)
CA (1) CA2956978A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114420314A (zh) * 2021-12-20 2022-04-29 核工业西南物理研究院 用于聚变堆高剂量中子辐照和兆瓦级热负荷的第一壁结构

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10801351B2 (en) * 2018-04-17 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engine
US10845132B2 (en) 2018-11-05 2020-11-24 Hamilton Sundstrand Corporation Additively manufactured fin slots for thermal growth

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7527474B1 (en) * 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages
US20110236221A1 (en) * 2010-03-26 2011-09-29 Campbell Christian X Four-Wall Turbine Airfoil with Thermal Strain Control for Reduced Cycle Fatigue
US8147196B2 (en) * 2009-05-05 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with a compliant outer wall
US20120269648A1 (en) * 2011-04-22 2012-10-25 Ching-Pang Lee Serpentine cooling circuit with t-shaped partitions in a turbine airfoil
US20130280091A1 (en) * 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US20140126995A1 (en) * 2012-11-06 2014-05-08 General Electric Company Microchannel cooled turbine component and method of forming a microchannel cooled turbine component

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5702232A (en) 1994-12-13 1997-12-30 United Technologies Corporation Cooled airfoils for a gas turbine engine
DE50306044D1 (de) * 2003-09-05 2007-02-01 Siemens Ag Schaufel einer Turbine
US6981840B2 (en) * 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US20120026964A1 (en) * 2009-03-27 2012-02-02 Nokia Corporation System and method for signaling of interfering spatial layers with dedicated reference signal
US8638596B2 (en) * 2011-07-25 2014-01-28 Qualcomm Incorporated Non-volatile memory saving cell information in a non-volatile memory array
AU2011376745B2 (en) 2011-09-16 2015-07-09 Stryker European Holdings I, Llc Polyaxial locking hole arrangement
US9121286B2 (en) 2012-04-24 2015-09-01 United Technologies Corporation Airfoil having tapered buttress
US10460331B2 (en) * 2012-07-06 2019-10-29 Oracle International Corporation Method, medium, and system for service design and order fulfillment with technical catalog
US9289826B2 (en) 2012-09-17 2016-03-22 Honeywell International Inc. Turbine stator airfoil assemblies and methods for their manufacture
US20140216042A1 (en) 2012-09-28 2014-08-07 United Technologies Corporation Combustor component with cooling holes formed by additive manufacturing
JP2016502615A (ja) 2012-09-28 2016-01-28 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 付加製造によって製作された超冷却型タービンセクション構成要素
EP2863010A1 (de) * 2013-10-21 2015-04-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7527474B1 (en) * 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages
US8147196B2 (en) * 2009-05-05 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with a compliant outer wall
US20110236221A1 (en) * 2010-03-26 2011-09-29 Campbell Christian X Four-Wall Turbine Airfoil with Thermal Strain Control for Reduced Cycle Fatigue
US20120269648A1 (en) * 2011-04-22 2012-10-25 Ching-Pang Lee Serpentine cooling circuit with t-shaped partitions in a turbine airfoil
US20130280091A1 (en) * 2012-04-24 2013-10-24 Mark F. Zelesky Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US20140126995A1 (en) * 2012-11-06 2014-05-08 General Electric Company Microchannel cooled turbine component and method of forming a microchannel cooled turbine component

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114420314A (zh) * 2021-12-20 2022-04-29 核工业西南物理研究院 用于聚变堆高剂量中子辐照和兆瓦级热负荷的第一壁结构

Also Published As

Publication number Publication date
US20170234150A1 (en) 2017-08-17
CN107084002B (zh) 2021-07-27
JP2017141823A (ja) 2017-08-17
CA2956978A1 (en) 2017-08-12
US10415408B2 (en) 2019-09-17
EP3205823A1 (en) 2017-08-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11448076B2 (en) Engine component with cooling hole
CN107084000A (zh) 涡轮机流动路径表面的凸肋
US11021967B2 (en) Turbine engine component with a core tie hole
CN106958463B (zh) 具有冷却的喷嘴节段的燃气涡轮发动机
CN107083997A (zh) 涡轮部件级、燃气涡轮发动机及相关方法
CN107084003B (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼和其制造方法
US10648342B2 (en) Engine component with cooling hole
CN106988789A (zh) 具有膜冷却的发动机构件
CN106014645A (zh) 发动机构件
US10927682B2 (en) Engine component with non-diffusing section
CN107084406A (zh) 燃气涡轮发动机的燃烧部分或涡轮机部分的部件及相关方法
CN107448242A (zh) 带有膜孔的用于涡轮发动机的构件
CN107178425A (zh) 具有出风道的燃气涡轮发动机
CN106837430A (zh) 带有膜孔的燃气涡轮发动机
US20130028735A1 (en) Blade cooling and sealing system
CN107084002A (zh) 一种组件的热应力释放
US4231704A (en) Cooling fluid bleed for axis of turbine rotor
CN106969382A (zh) 用于燃气涡轮发动机的冷却的燃烧器
JP2017141828A (ja) ガスタービンエンジンのための構成部品冷却
CN107023391A (zh) 用于压缩机扩散槽口的系统及方法
CN108339941B (zh) 熔模铸造型芯、铸造翼型件的方法及涡轮叶片组件
EP3190261A1 (en) Stator rim structure for a turbine engine
CN109891055A (zh) 用于涡轮发动机的翼型件以及冷却的对应方法
CN110159355A (zh) 具有冷却孔的发动机构件
CN107762564A (zh) 带有多孔肋部的用于涡轮发动机的翼型件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant