CN112943376A - 用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠 - Google Patents

用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠 Download PDF

Info

Publication number
CN112943376A
CN112943376A CN202011397049.7A CN202011397049A CN112943376A CN 112943376 A CN112943376 A CN 112943376A CN 202011397049 A CN202011397049 A CN 202011397049A CN 112943376 A CN112943376 A CN 112943376A
Authority
CN
China
Prior art keywords
damper
pin
stack
pins
turbomachine
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.)
Pending
Application number
CN202011397049.7A
Other languages
English (en)
Inventor
迈克尔·安东尼·旺德拉塞克
布莱恩·丹佛·波特
罗伯特·艾伦·布里廷厄姆
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 PLC
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 CN112943376A publication Critical patent/CN112943376A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/24—Three-dimensional ellipsoidal
    • F05D2250/241—Three-dimensional ellipsoidal spherical
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提供了阻尼器堆叠(70)、转子叶片(26，30)和涡轮机。转子叶片(26，30)包括主体，该主体包括柄部(38)和从柄部(38)径向向外延伸的翼片(36)。转子叶片(26，30)还包括限定在主体中的阻尼通道(60)，该阻尼通道(60)径向延伸穿过主体。转子叶片(26，30)还包括设置在阻尼通道(60)内的阻尼器堆叠(70)，该阻尼器堆叠(70)包括多个阻尼器销(72)，该多个阻尼器销(72)中的每个阻尼器销与相邻阻尼器销(72)接触。

Description

用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠
技术领域
本公开整体涉及用于涡轮机的转子叶片，并且更具体地，涉及在转子叶片内部使用的阻尼器堆叠。
背景技术
涡轮机用于各种工业和应用中以用于能量传递目的。例如，气体涡轮引擎通常包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。压缩机区段逐渐增加进入气体涡轮引擎的工作流体的压力，并且将该经压缩的工作流体供应到燃烧区段。经压缩的工作流体和燃料(例如，天然气)在燃烧区段内混合并在燃烧室中燃烧以产生高压和高温燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段流入涡轮区段，在该涡轮区段中燃烧气体膨胀以做功。例如，涡轮区段中燃烧气体的膨胀可使连接到例如发电机的转子轴旋转以产生电力。然后燃烧气体经由排气区段离开气体涡轮。
压缩机区段和涡轮区段通常包括通常以多个级布置的多个转子叶片。在引擎运行期间，可能将振动引入转子叶片中。例如，被压缩的工作流体或热燃烧气体或蒸汽的流动波动可导致转子叶片振动。涡轮机设计者的一个基本设计考虑是避免或最小化与转子叶片的自然频率的谐振和由强制响应和/或气动弹性不稳定性产生的动态应力，从而控制转子叶片的高周疲劳。
为了改善转子叶片的高周疲劳寿命，通常在平台下方和/或之间提供振动阻尼器，以在操作期间摩擦地耗散振动能量并减小振动的对应振幅。由振动阻尼器移除的振动能量的量是振动阻尼器的动态重量和反应负载的函数。
虽然已知的阻尼器在典型操作期间可能在很大程度上是足够的，但仍期望改善总体阻尼器有效性。例如，此类阻尼器设计在许多情况下的阻尼能力受限于相对于相邻转子叶片之间的相对运动的阻尼。此外，此类阻尼器设计在操作期间经受磨损，并且在许多情况下可由于此类磨损而在一段时间之后变得无效。
因此，本领域需要改善的阻尼器设计。具体地讲，不管相邻叶片之间的相对运动如何，提供单个转子叶片的绝对运动的阻尼的阻尼器设计将是有利的。此外，尽管在操作期间磨损，仍继续提供阻尼的阻尼器设计将是有利的。
发明内容
根据本公开的阻尼器堆叠、转子叶片和涡轮机的各方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过本技术的实践来学习。
根据一个实施方案，提供了一种用于涡轮机的转子叶片。转子叶片包括主体，该主体包括柄部和从柄部径向向外延伸的翼片。转子叶片还包括限定在主体中的阻尼通道，该阻尼通道径向延伸穿过主体。转子叶片还包括设置在阻尼通道内的阻尼器堆叠，该阻尼器堆叠包括多个阻尼器销，该多个阻尼器销中的每个阻尼器销与相邻阻尼器销接触。
根据另一个实施方案，提供了一种涡轮机。涡轮机包括压缩机区段、燃烧器区段、涡轮区段以及设置在压缩机区段或涡轮区段中的至少一者中的多个转子叶片。多个转子叶片中的每个转子叶片包括主体，该主体包括柄部和从柄部径向向外延伸的翼片。多个转子叶片中的每个转子叶片还包括限定在主体中的阻尼通道，该阻尼通道径向延伸穿过主体。多个转子叶片中的每个转子叶片还包括设置在阻尼通道内的阻尼器堆叠，该阻尼器堆叠包括多个阻尼器销，该多个阻尼器销中的每个阻尼器销与相邻阻尼器销接触。
参照以下描述和所附权利要求书，本发明的阻尼器堆叠、转子叶片和涡轮机的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成其一部分的附图示出了本技术的实施方案，并与描述一起用于解释本技术的原理。
附图说明
本说明书中参考附图阐述了涉及本领域的普通技术人员的本发明的阻尼器堆叠、转子叶片和涡轮机的完整且能够实现的公开内容，包括制造和使用本发明的系统和方法的最佳模式，其中：
图1示出了根据本公开的实施方案的涡轮机的示意图；
图2示出了根据本公开的实施方案的转子叶片的透视图；
图3是根据本公开的实施方案的转子叶片的一部分的大致沿切向方向的剖视图；
图4是根据本公开的实施方案的转子叶片的一部分的大致沿轴向方向的剖视图；
图5是根据本公开的其他实施方案的转子叶片的一部分的大致沿轴向方向的剖视图；
图6是根据本公开的又其他实施方案的转子叶片的一部分的大致沿轴向方向的剖视图；
图7是根据本公开的实施方案的阻尼器堆叠的透视图；
图8是根据本公开的实施方案的阻尼器堆叠的剖视图；
图9是根据本公开的其他实施方案的阻尼器堆叠的剖视图；并且
图10是根据本公开的又其他实施方案的阻尼器堆叠的剖视图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的阻尼器堆叠、转子叶片和涡轮机的实施方案，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例是通过解释本技术的方式提供的，而不是对本技术的限制。事实上，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离受权利要求书保护的本发明技术的范围或实质的情况下，可以在本发明技术中进行修改和变化。例如，作为一个实施方案的一部分示出或描述的特征可以用于另一个实施方案，以产生又一个实施方案。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。
具体实施方式使用数字和字母名称指代附图中的特征结构。附图和说明书中的相似或类似的名称已经用于指代本发明的相似或类似的部件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
现在参考附图，图1示出了涡轮机的一个实施方案的示意图，该涡轮机在例示的实施方案中是气体涡轮10。尽管本文示出并描述了工业或陆基气体涡轮，但除非在权利要求书中另外指明，否则本公开不限于陆基和/或工业气体涡轮。例如，如本文所述的本发明可用于任何类型的涡轮机，包括但不限于蒸汽涡轮、飞行器气体涡轮或船用气体涡轮。
如图所示，气体涡轮10通常包括入口区段12、设置在入口区段12下游的压缩机区段14、设置在压缩机区段14下游的燃烧器区段16内的多个燃烧器(未示出)、设置在燃烧器区段16下游的涡轮区段18以及设置在涡轮区段18下游的排气区段20。另外，气体涡轮10可包括一个或多个轴22，该一个或多个轴联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间。
压缩机区段14通常可包括多个转子盘24(示出了该多个转子盘中的一个转子盘)和从每个转子盘24径向向外延伸并且连接到每个转子盘的多个转子叶片26。每个转子盘24继而可联接到或形成轴22的延伸穿过压缩机区段14的一部分。
涡轮区段18通常可包括多个转子盘28(示出了该多个转子盘中的一个转子盘)和从每个转子盘28径向向外延伸并且互连到每个转子盘的多个转子叶片30。每个转子盘28继而可联接到或形成轴22的延伸穿过涡轮区段18的一部分。涡轮区段18还包括外部壳体31，该外部壳体周向围绕轴22的部分和转子叶片30，从而至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气体路径32。
在操作期间，工作流体诸如空气流过入口区段12并进入压缩机区段14，在该压缩机区段中空气逐渐被压缩，从而将加压空气提供给燃烧区段16的燃烧器。加压空气与燃料混合并在每个燃烧器内燃烧以产生燃烧气体34。燃烧气体34从燃烧器区段16流过热气体路径32，流入涡轮区段18，在该涡轮区段中能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递到转子叶片30，从而导致轴22旋转。然后，可将机械旋转能用于为压缩机区段14提供动力和/或用于发电。然后，离开涡轮区段18的燃烧气体34可以经由排气区段20从气体涡轮10排出。
图2示出了根据本公开的实施方案的转子叶片的一个实施方案。在所示的实施方案中，转子叶片是涡轮叶片或扇叶30，但是在另选的实施方案中，转子叶片可以是压缩机叶片或扇叶26。
转子叶片30可包括主体，该主体包括翼片36和柄部38。翼片36可从柄部38径向向外延伸并定位。柄部38可包括根部或燕尾部40，该根部或燕尾部可附接到转子盘28以有利于转子叶片30的旋转。
翼片36可具有大致空气动力学轮廓。例如，翼片36可具有外表面，该外表面限定各自在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧。柄部38的外表面可包括压力侧面、吸力侧面、前缘面和后缘面。
平台42通常可围绕主体。典型平台可定位在翼片36和柄部38之间的交汇处或过渡处，并且在大致轴向和切向方向上向外延伸，如图所示。
现在参见图3和图4，转子叶片30还可包括一个或多个护罩。例如，翼片36可在基部44(位于翼片36和柄部38之间的交汇处)和尖端46之间径向延伸。在一些实施方案中，尖端护罩50可设置在尖端46处，并且可在大致轴向和切向方向上从翼片36向外延伸。在一些实施方案中，一个或多个中跨护罩52可设置在尖端46和基部44之间，并且可在大致轴向和切向方向上从翼片36向外延伸。
一个或多个冷却通道54可被限定在主体中，诸如限定在翼片36中以及限定在柄部38中。每个冷却通道54可径向延伸穿过主体，诸如径向延伸穿过翼片36(如图所示)和/或柄部38。另外，一个或多个冷却通道54可被连接以形成冷却回路。图3示出了第一冷却回路56和第二冷却回路58，该第一冷却回路和该第二冷却回路中的每一者包括多个连接的冷却通道54。在操作期间，冷却介质可流过冷却通道54以冷却主体和转子叶片30。
现在参见图3至图6，一个或多个阻尼通道60可被限定在主体中并径向延伸穿过主体，诸如被限定在翼片36(如图所示)中以及被限定在柄部38中。在一些实施方案中，阻尼通道60可为冷却通道54中的一个冷却通道。在其他实施方案中，阻尼通道60可与冷却通道54分开且独立，使得冷却介质不流过阻尼通道60。
阻尼通道60可径向延伸穿过整个主体或仅其一部分并被径向限定穿过整个主体或仅其一部分。例如，如所讨论的，阻尼通道60的至少一部分(其可为整个阻尼通道)可延伸穿过翼片36并被限定穿过翼片。在一些实施方案中，如图4所示，阻尼通道60的延伸穿过翼片36并被限定穿过翼片的部分可从基部44延伸穿过尖端46。在其他实施方案中，如图5所示，阻尼通道60径向延伸穿过翼片36的仅一部分并且不延伸到尖端46。
在一些实施方案中，插塞62可在尖端46处或阻尼通道60中的另一位置处设置并配置在阻尼通道60内。插塞62可在尖端46处或阻尼通道60中的另一位置处例如被钎焊、焊接、螺纹接合或以其他方式紧固在适当位置。在其中阻尼通道60延伸穿过尖端46的实施方案中，插塞62可被设置成使得阻尼通道60在转子叶片30的外部不打开。
在一些实施方案中，如图4和图5所示，阻尼通道60是单个无阻碍通路。在其他实施方案中，如图6所示，阻尼通道60可被分割成一个或多个通道段。这可允许在给定阻尼通道60中利用多个独立阻尼器堆叠70(如本文所讨论的)。例如，静态插入件64可设置在阻尼通道60内。静态插入件64可在转子叶片30的铸造或其他形成期间设置在阻尼通道60中，或者可在转子叶片30形成之后插入阻尼通道60中，诸如通过将进入孔66钻入转子叶片30中并且将静态插入件64穿过进入孔66插入阻尼通道60中。在一些实施方案中，可以至少部分地穿过中跨护罩52形成进入孔66。
现在参见图3至图10，可在根据本公开的转子叶片30中设置一个或多个阻尼器堆叠70。每个阻尼器堆叠70可设置在阻尼通道60内。每个阻尼器堆叠70可包括多个阻尼器销72。每个阻尼器销72可与阻尼器堆叠70中的相邻阻尼器销72接触，并且还可与限定阻尼通道60的壁接触。
根据本公开的阻尼器堆叠70的使用有利地提供根据本公开的转子叶片30的改善的阻尼。例如，通过在各个转子叶片30内部设置此类阻尼器堆叠70，不管相邻叶片之间的相对运动如何，阻尼器堆叠70操作以使各个转子叶片30的绝对运动衰减。此类阻尼器堆叠70可例如使各个转子叶片30的绝对振动和/或弯曲运动有利地衰减。
此外，如所讨论的，根据本公开的阻尼器堆叠70有利地包括多个阻尼器销72，该多个阻尼器销以与阻尼通道60的纵向轴线成同轴关系端对端布置。阻尼器堆叠70的主阻尼是由于阻尼器堆叠70的销72之间的接触。此外，阻尼器销72接触限定阻尼通道60的侧壁，该阻尼通道还提供阻尼。
一个或多个阻尼器堆叠70可设置在阻尼通道60内。在一些实施方案中，如图3至图5所示，仅单个阻尼器堆叠70设置在阻尼通道60中。在其他实施方案中，如图6所示，多个阻尼器堆叠70可设置在阻尼通道60中。在图6所示的实施方案中，静态插入件64设置在多个阻尼器堆叠70中的相邻阻尼器堆叠70之间，从而将相邻阻尼器堆叠70划分成单独通道段。
现在参见附图7至图10，示出了根据本公开的阻尼器堆叠70的各种实施方案。如所讨论的，阻尼器堆叠70包括多个阻尼器销72。每个阻尼器销72具有长度73，该长度被限定在阻尼器销72的第一端74和第二端76之间。阻尼器销72可在阻尼通道60内被布置成纵向线性阵列，使得相邻阻尼器销72的相邻端74、76彼此接触。
例如，多个阻尼器销72可包括第一阻尼器销72′和第二阻尼器销72”，该第一阻尼器销和该第二阻尼器销中的每一者均在第一端74和第二端76之间延伸。第一阻尼器销72′的第一端74可接触第二阻尼器销72”的第二端76。在一些实施方案中，第一阻尼器销72′的第二端76可接触另一个相邻阻尼器销72，并且/或者第二阻尼器销72”的第一端74可接触另一个相邻阻尼器销72。
如所讨论的，相邻阻尼器销72之间的接触可提供用于阻尼转子叶片30的主阻尼机构。操作期间的离心力导致阻尼器销72尽管磨损也保持此类接触。因此，根据本公开的阻尼器堆叠70有利地继续提供阻尼，尽管在操作期间磨损。
相邻阻尼器销72的端部74、76可具有提供此类主阻尼的合适形状。在一些实施方案中，相邻阻尼器销72的相邻端74、76可具有互补球形形状。例如，如图8和图9所示，第一阻尼器销72′的第一端74可具有向外(凸形)球形形状，并且第二阻尼器销72”的第二端76可具有向内(凹形)球形形状，或反之亦然。在其他实施方案中，可利用提供合适阻尼的其他合适的互补形状，诸如圆锥形、穹顶形等。在其他实施方案中，相邻阻尼器销72的相邻端74、76可具有镜像形状。例如，如图10所示，第一阻尼器销72′的第一端74和第二阻尼器销72”的第二端76可为彼此邻接的平坦表面。可利用其他合适的端部74、76形状，前提条件是此类形状提供合适的主阻尼。
在如图所示的一些实施方案中，阻尼器销72可具有大致椭圆形或倒圆的横截面轮廓。另选地，可利用其他适当形状的横截面轮廓。横截面轮廓可为恒定的或者可沿阻尼器销72的长度73变化。此外，阻尼器销72可具有任何合适的横截面尺寸。此外，阻尼器销72可由任何合适的材料形成。对于阻尼器堆叠70中的多个阻尼器销72，形状、尺寸和/或材料可为相同的，或者对于阻尼器堆叠70内的阻尼器销72中的一个或多个阻尼器销可为变化的。
如所讨论的，多个阻尼器销72中的每个阻尼器销可具有长度73。在一些实施方案中，阻尼器堆叠70中阻尼器销72的长度73可为相同的。例如，如图8和图10所示，第一阻尼器销72′和第二阻尼器销72”的相应长度73可为相同的。在其他实施方案中，如图9所示，阻尼器堆叠70中的一个或多个阻尼器销72的长度73可不同于该堆叠中的其他阻尼器销72。例如，如图9所示，第一阻尼器销72′的长度73可不同于第二阻尼器销72”的长度73。
如所讨论的，在一些实施方案中，阻尼通道60是冷却通道54(即，与冷却介质源诸如压缩空气流体连通的通道)。因此，在例示的实施方案中，多个阻尼器销72中的每个阻尼器销具有中空横截面轮廓，使得限定穿过阻尼器销72和阻尼器堆叠70的内部通道78。在这些实施方案中，冷却介质可流过阻尼器堆叠70并且/或者围绕阻尼器堆叠流动并流经阻尼器堆叠。然而，应当理解，具有中空横截面轮廓的阻尼器销72和阻尼器堆叠70的使用不限于其中阻尼通道60是冷却通道54的实施方案。在其他实施方案中，此类阻尼器销72和阻尼器堆叠70可用于阻尼通道60中，该阻尼通道与冷却通道54分开且独立于冷却通道。此外，在其他实施方案中，根据本公开的阻尼器销72和阻尼器堆叠70可为实心的，使得没有限定穿过其中的内部通道，并且这些实心阻尼器销72和阻尼器堆叠70可用于作为或不作为冷却通道54的阻尼通道60中。
在一些实施方案中，线材(未示出)可延伸穿过阻尼器堆叠70的一个或多个阻尼器销72。例如，线材可延伸穿过内部通道78或穿过单独限定的内部通道，从而使通道78为空的。线材通常可将阻尼器销72接合在一起。在其他实施方案中，其他合适的部件可用于将阻尼器销72接合在一起，或者阻尼器销72可不接合在一起。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求书的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质差异的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求书的范围内。

Claims (11)

1.一种涡轮机，包括：
压缩机区段(14)；
燃烧器区段(16)；
涡轮区段(18)；
多个转子叶片(26，30)，所述多个转子叶片设置在所述压缩机区段(14)或所述涡轮区段(18)中的至少一者中，所述多个转子叶片(26，30)中的每个转子叶片包括：
主体，所述主体包括柄部(38)和从所述柄部(38)径向向外延伸的翼片(36)；
阻尼通道(60)，所述阻尼通道限定在所述主体中，所述阻尼通道(60)径向延伸穿过所述主体；和
阻尼器堆叠(70)，所述阻尼器堆叠设置在所述阻尼通道(60)内，所述阻尼器堆叠(70)包括多个阻尼器销(72)，所述多个阻尼器销(72)中的每个阻尼器销与相邻阻尼器销接触。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其中所述多个阻尼器销(72)包括第一阻尼器销(72′)和第二阻尼器销(72”)，其中所述多个阻尼器销(72)中的每个阻尼器销在第一端(74)与第二端(76)之间延伸，并且其中所述第一阻尼器销(72′)的所述第一端(74)接触所述第二阻尼器销(72”)的所述第二端(76)。
3.根据权利要求2所述的涡轮机，其中所述第一阻尼器销(72′)的所述第一端(74)具有向外球形形状，并且所述第二阻尼器销(72”)的所述第二端(76)具有向内球形形状。
4.根据权利要求2至3中任一项所述的涡轮机，其中所述多个阻尼器销(72)中的每个阻尼器销的长度(73)被限定在所述阻尼器销的所述第一端(74)和所述第二端(76)之间，并且其中所述第一阻尼器销(72′)的所述长度(73)不同于所述第二阻尼器销(72”)的所述长度(73)。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮机，其中所述多个阻尼器销(72)中的每个阻尼器销具有中空横截面轮廓。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮机，其中所述阻尼器堆叠(70)是多个阻尼器堆叠(70)，所述多个阻尼器堆叠(70)中的每个阻尼器堆叠设置在所述阻尼通道(60)内。
7.根据权利要求6所述的涡轮机，还包括静态插入件(64)，所述静态插入件设置在所述阻尼通道(60)内并设置在所述多个阻尼器堆叠(70)中的相邻阻尼器堆叠(70)之间。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮机，其中所述阻尼通道(60)径向延伸穿过所述翼片(36)的仅一部分。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的涡轮机，其中所述翼片(36)在基部(44)和尖端(46)之间径向延伸，其中所述阻尼通道(60)被限定穿过所述尖端(46)，并且其中插塞(62)在所述尖端(46)处设置在所述阻尼通道(60)内。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的涡轮机，其中所述多个转子叶片(30)设置在所述涡轮区段(18)中。
11.根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮机，其中所述涡轮机是气体涡轮(10)。
CN202011397049.7A 2019-12-10 2020-12-03 用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠 Pending CN112943376A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/708,999 2019-12-10
US16/708,999 US11187089B2 (en) 2019-12-10 2019-12-10 Damper stacks for turbomachine rotor blades

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112943376A true CN112943376A (zh) 2021-06-11

Family

ID=73597845

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011397049.7A Pending CN112943376A (zh) 2019-12-10 2020-12-03 用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11187089B2 (zh)
EP (1) EP3835548B1 (zh)
JP (1) JP2021092222A (zh)
CN (1) CN112943376A (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11634991B1 (en) 2022-01-12 2023-04-25 General Electric Company Vibration damping system for turbine nozzle or blade using elongated body and wire mesh member
US11572791B1 (en) * 2022-01-12 2023-02-07 General Electric Company Vibration damping system for turbine nozzle or blade using damper pins with wire mesh members 1HEREON
US11519276B1 (en) 2022-01-12 2022-12-06 General Electric Company Vibration damping system for turbine blade or nozzle, retention system therefor, and method of assembly
US20240035387A1 (en) * 2022-07-27 2024-02-01 General Electric Company Vibration damping system for turbine nozzle or blade using stacked plate members
US11976565B2 (en) 2022-07-27 2024-05-07 Ge Infrastructure Technology Llc Nested damper pin and vibration dampening system for turbine nozzle or blade
US12006831B1 (en) * 2023-06-29 2024-06-11 Ge Infrastructure Technology Llc Damper element with spring-suspended bearing member for vibration dampening system for turbine blade

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR981599A (fr) 1948-12-31 1951-05-28 Dispositif amortisseur de vibrations
US2999669A (en) 1958-11-21 1961-09-12 Westinghouse Electric Corp Damping apparatus
US5820343A (en) * 1995-07-31 1998-10-13 United Technologies Corporation Airfoil vibration damping device
US7121801B2 (en) * 2004-02-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device
US7762780B2 (en) * 2007-01-25 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies
US8267662B2 (en) 2007-12-13 2012-09-18 General Electric Company Monolithic and bi-metallic turbine blade dampers and method of manufacture
US8066479B2 (en) * 2010-04-05 2011-11-29 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Non-integral platform and damper for an airfoil
US8672626B2 (en) * 2010-04-21 2014-03-18 United Technologies Corporation Engine assembled seal
US8876478B2 (en) * 2010-11-17 2014-11-04 General Electric Company Turbine blade combined damper and sealing pin and related method
US9175570B2 (en) * 2012-04-24 2015-11-03 United Technologies Corporation Airfoil including member connected by articulated joint
US9309782B2 (en) * 2012-09-14 2016-04-12 General Electric Company Flat bottom damper pin for turbine blades
US9151165B2 (en) * 2012-10-22 2015-10-06 United Technologies Corporation Reversible blade damper
JP5705810B2 (ja) 2012-10-26 2015-04-22 三菱重工業株式会社 塔状構造物、及び、塔状構造物の施工方法
US9194238B2 (en) * 2012-11-28 2015-11-24 General Electric Company System for damping vibrations in a turbine
WO2014198277A1 (en) 2013-06-11 2014-12-18 Vestas Wind Systems A/S Wind turbine tower having a damper
EP3091181A1 (de) 2015-05-05 2016-11-09 MTU Aero Engines GmbH Schaufel für eine turbomaschine und zugehöriges herstellungsverfahren
US10443408B2 (en) * 2015-09-03 2019-10-15 General Electric Company Damper pin for a turbine blade
US20170067347A1 (en) * 2015-09-03 2017-03-09 General Electric Company Slotted damper pin for a turbine blade
US10385701B2 (en) * 2015-09-03 2019-08-20 General Electric Company Damper pin for a turbine blade
CN108474260B (zh) * 2016-01-12 2020-11-10 西门子股份公司 用于涡轮机动叶的柔性阻尼器
JP6802729B2 (ja) 2017-02-22 2020-12-16 三菱パワー株式会社 回転機械の翼のダンパ装置及び回転機械

Also Published As

Publication number Publication date
US11187089B2 (en) 2021-11-30
EP3835548B1 (en) 2023-05-10
EP3835548A1 (en) 2021-06-16
US20210172325A1 (en) 2021-06-10
JP2021092222A (ja) 2021-06-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3835548B1 (en) Rotor blade for a turbomachine and turbomachine
EP3835550B1 (en) Rotor blade for a turbomachine and turbomachine
US11199098B2 (en) Flared central cavity aft of airfoil leading edge
EP3415719B1 (en) Turbomachine blade cooling structure
US10301943B2 (en) Turbomachine rotor blade
US9957818B2 (en) Removably attachable snubber assembly
CN107304683B (zh) 具有可变槽分离的翼型件
CN108999647B (zh) 涡轮机转子叶片
WO2017184138A1 (en) Preloaded snubber assembly for turbine blades
EP3978727B1 (en) Rotor blade with damping structure
US11415010B1 (en) Turbine nozzle and gas turbine including the same
JP2016037963A (ja) タービンブレードのミッドスパンシュラウド組立体
EP3828386A1 (en) Turbomachine rotor blade having a variable elliptical trailing edge
EP3885533A1 (en) Rotor blade for a turbomachine and corresponding turbomachine
US11629601B2 (en) Turbomachine rotor blade with a cooling circuit having an offset rib

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
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20240108

Address after: Swiss Baden

Applicant after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Applicant before: General Electric Co.

TA01 Transfer of patent application right