CN114856713B - 翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法 - Google Patents

翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了用于涡轮叶片(100)的具有带槽梢端冷却系统(50)的翼型件(110)，该翼型件(110)在叶片梢端(113)处具有该带槽梢端冷却系统(50)，其中，带槽梢端冷却系统(50)包括：布置在带槽梢端(117)内的冷却通道(170)，其中，冷却通道(170)至少部分地朝向带槽梢端(117)的末端部(74)延伸；以及在带槽梢端(117)的侧表面(75、76)处的凹穴(172)，凹穴(172)向外敞开并至少部分地向内延伸穿过冷却通道(170)。凹穴(172)与冷却通道(170)相交并且凹穴(172)包括面向冷却通道(170)的冲击表面(70)，通过冷却通道(170)排出的冷却介质在通过凹穴(172)被向外排出之前冲击在冲击表面(70)上。

Description

翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机和制造方法
技术领域
本发明涉及用于涡轮叶片的具有带槽梢端冷却系统的翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机以及具有带槽梢端冷却系统的翼型件的制造方法。
背景技术
在运行期间，涡轮叶片的翼型件——特别地叶片梢端——暴露于高温。因此，叶片梢端包括冷却孔，冷却孔将冷却空气从叶片腔朝向叶片梢端的方向引导，或更准确地说，朝向带槽梢端的方向引导以降低其温度。
由于带槽梢端可以连续接触比如热气体的热燃烧产物，因此期望在翼型件的吸入侧表面和/或压力侧表面处对带槽梢端进行冷却。然而，由于带槽梢端布置成非常接近地面向定子表面，因此在燃气轮机的运行期间，带槽梢端与面向的定子表面之间可能发生不期望的接触事件——被称为摩擦事件。因此，冷却空气无法沿带槽梢端的径向向外的方向离开冷却孔。
EP 1764477 A1涉及具有翼型件的涡轮叶片。
因此，需要提供具有带槽梢端冷却系统的翼型件，即使在摩擦事件情况下，也可以为涡轮叶片的带槽梢端的提供有效冷却。
发明内容
本公开提供了根据本公开所附的独立权利要求的用于涡轮叶片的具有带槽梢端冷却系统的翼型件、涡轮叶片、涡轮叶片组件、燃气轮机以及具有带槽梢端冷却系统的翼型件的制造方法。本公开的有利实施方式在从属权利要求中提供。
根据本公开的一个方面公开了：用于涡轮叶片的具有带槽梢端冷却系统的翼型件具有吸入侧表面和压力侧表面，吸入侧表面与压力侧表面在前缘和后缘处相接，其中，翼型件包括设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统，其中，带槽梢端冷却系统包括：布置在带槽梢端内的冷却通道，其中，冷却通道至少部分地朝向带槽梢端的末端部延伸；以及设置在带槽梢端的侧表面处的凹穴，凹穴向外敞开并至少部分地向内延伸穿过冷却通道，并且其中，凹穴与冷却通道相交并且包括面向冷却通道的冲击表面，通过冷却通道排出的冷却介质在通过凹穴被向外排出之前冲击在冲击表面上。
具有带槽梢端冷却系统的翼型件的制造方法包括步骤A1、A2和A3。在步骤A1中，冷却通道的至少一部分被分配在翼型件的叶片梢端内。在步骤A2中，冷却通道的其余部分设置成使得冷却通道至少部分地在带槽梢端内朝向带槽梢端的末端部延伸。在步骤A3中，在带槽梢端的侧表面处设置有凹穴，使得凹穴与冷却通道相交，其中，凹穴包括面向冷却通道的冲击表面，使得通过冷却通道排出的冷却介质在通过凹穴被向外排出之前冲击在冲击表面上。
具有带槽梢端冷却系统的翼型件包括吸入侧表面和压力侧表面，其中，吸入侧表面与压力侧表面在前缘和后缘处相接。翼型件包括设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统。吸入侧表面、压力侧表面与前缘和后缘可以限定翼型件的内部空间。
带槽梢端冷却系统包括冷却通道，其中，冷却通道至少部分地在带槽梢端内延伸。冷却通道可以具有诸如环形、圆形、椭圆形、方形或矩形的任何横截面形状或几何形状。可以根据冷却通道的横截面形状或几何形状调整水力直径。水力直径可以是预置的水力直径。冷却通道可以包括入口，其中，入口可以定位在涡轮叶片的叶片腔中。带槽梢端也可以理解为带槽梢端轨道或凹槽轨道。
带槽梢端冷却系统还包括设置在带槽梢端的侧表面处的凹穴，凹穴向外敞开并至少部分地向内延伸穿过冷却通道。本文中描述的凹穴还可以是凹部、开口腔、槽、或孔，这些通常可以被理解为在带槽梢端的侧表面上的同时分配有带槽梢端的冷却通道处制造的经过加工、钻削或铣削的腔或凹部。
带槽梢端的凹穴与冷却通道相交并且包括面向冷却通道的冲击表面，通过冷却通道排出的冷却介质在通过凹穴被向外排出之前冲击在冲击表面上。冷却介质可以是冷却气体或冷却液体。冷却通道还可以包括出口，其中，出口与带槽梢端冷却系统的凹穴相交。冷却通道因此包括位于腔中的入口和可以将冷却介质引导至凹穴的出口，其中，冷却介质尤其冲击在冲击表面上。即，冷却介质进入入口，经过冷却通道，并在其对冲击表面进行冲击之前经由出口离开冷却通道，由此冷却带槽梢端然后离开凹穴。在冷却介质对冲击表面进行冲击期间，特别地，可以实现更高的热传递。
基于本文所公开的带槽梢端冷却系统，可以以简单而有效的方式实现冲击冷却。因此，在级效率基本上不变的情况下，同时在带槽梢端处可以实现较低的温度。在这种情境下，术语“不变”的意思是，通过使用或实现本文中所描述的带槽梢端冷却系统，级效率可以不受负面问题的影响或者相比于翼型件中的常规冷却孔可以是相当的。因此，可以实现翼型件的有效冷却，其中，级效率可以基本上保持恒定。即，基于本文中所描述的带槽梢端冷却系统，相比于常规冷却系统，可以利用相同量的冷却介质实现较低的温度。
根据本公开的另一方面，公开了包括具有本文中描述的带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片，其中，涡轮叶片在涡轮叶片中包括叶片腔，冷却介质通过该叶片腔进入冷却通道。
根据本公开的另一方面，公开了涡轮叶片组件。涡轮叶片组件包括本文中描述的多个涡轮叶片和转子盘，所述多个涡轮叶片联接、连接或附接至该转子盘。
根据本公开的另一方面，公开了包括本文中描述的涡轮叶片组件的燃气轮机。
本公开的其他实施方式为其他从属权利要求和以下描述的主题，参照附图。
根据实施方式，翼型件可以包括至少部分地处于翼型件的吸入侧表面和/或压力侧表面的多个带槽梢端冷却系统。因此，可以实现翼型件的有效冷却。
根据另一实施方式，翼型件可以包括至少在翼型件的吸入侧表面和/或压力侧表面处贯穿的多个带槽梢端冷却系统。特别地，在吸入侧表面的带槽梢端处可以实现较低的温度。
根据另一实施方式，凹穴包括比冷却通道的出口更大的空间扩展。因此，冷却可以以高效的方式实现并且凹穴可以容易地实现或设置在带槽梢端的侧表面处。
根据另一实施方式，凹穴至少部分地具有矩形、半圆形、椭圆形或圆形形状，其中，冲击表面与冷却通道相对。因此，冷却可以以高效的方式实现并且凹穴可以容易地实现或设置在带槽梢端的侧表面处。
根据另一实施方式，凹穴设置在带槽梢端的外侧表面处，该凹穴向翼型件的外部敞开。带槽梢端的外侧表面可以与翼型件的吸入侧表面在同一侧上。
根据另一实施方式，凹穴设置在带槽梢端的内侧表面处，该凹穴向翼型件的内部敞开。带槽梢端的内侧表面可以定位在与带槽梢端的外侧表面相反的位置，带槽梢端的外侧表面被相应地指定为吸入侧表面或压力侧表面。带槽梢端的内侧表面与外侧表面在它们之间共同具有带槽梢端的末端部。
根据另一实施方式，凹穴与冷却通道的交叉部分定位成远离凹穴的边界。例如，凹穴与冷却通道的交叉部分可以定位在凹穴的中央。替代性地，交叉部分可以位于凹穴内的任何位置或者交叉部分可以至少部分地位于凹穴内。
根据另一实施方式，冷却通道相对于吸入侧表面和/或压力侧表面倾斜地延伸。因此，冷却通道可以相应地在带槽梢端和叶片梢端中容易地实现。
根据另一实施方式，冷却通道沿径向向外的方向延伸直至带槽梢端的末端部以向外部敞开，其中，冷却通道至少部分地延伸穿过凹穴，并且其中，冲击表面至少部分地包括构造成密封冷却通道的密封元件。换句话说，冷却通道可以是敞开的并且带槽梢端的末端部可以包括冷却通道的开口。
根据另一实施方式，冷却通道可以是从位于叶片腔中的入口延伸至出口的通孔，其中，冷却通道的开口位于带槽梢端的末端部。冷却通道可以至少部分地与凹穴交叉并相交。冷却通道还可以完全穿过凹穴并与凹穴相交。
密封元件可以是锁定元件、闭合元件或塞。冲击表面可以至少部分地包括密封元件的底表面。密封元件可以包括材料或材料合成物，材料或材料合成物在冷却介质对冲击表面进行冲击期间可以具有类似或更高的热传递。
根据另一实施方式，密封元件被硬焊或熔接到带槽梢端的末端部中。因此，密封元件可以容易地实现，引入或插入到带槽梢端冷却系统的冷却通道中。
根据另一实施方式，密封元件包括非弹性端部，其中，非弹性端部包括单个固定装置或彼此间隔开的多个固定装置(例如，两个、三个或四个固定装置)。因此，密封元件可以以简单的方式机械地实现，引入或插入到带槽梢端冷却系统的冷却通道中，并且随后与冷却通道锁定(例如，通过与凹穴互锁)。
根据另一实施方式，带槽梢端的末端部至少部分地被加工。例如，带槽梢端的末端部可以被钻穿以使得可以便于插入密封元件。
根据另一实施方式，带槽梢端冷却系统可以借助于增材制造进行制造。因此，带槽梢端冷却系统可以布置在叶片梢端上，使其相应的冷却通道彼此对准。替代性地，具有叶片梢端的带槽梢端冷却系统可以借助于增材制造进行制造，其中，对相应的冷却通道的校准以及对叶片梢端的调整可以是不必要的。
还公开了本文中描述的关于具有带槽梢端冷却系统的翼型件的特征，以用于具有带槽梢端冷却系统的相应的翼型件的制造方法，反之亦然。
附图说明
为了更完整地理解本发明及其优点，现在参照以下描述并结合附图。下面使用示例性实施方式对本发明进行更详细的解释，示例性实施方式在附图的示意图中进行了说明，在附图中：
图1示出了根据本专利申请的涡轮叶片组件的实施方式的示意图，其中，包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片的实施方式可以被并入；
图2示出了根据本专利申请的包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片的实施方式的示意性横截面图；
图3示出了根据本专利申请的具有设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意性横截面图；
图4示出了根据本专利申请的用于涡轮叶片的具有设置在吸入侧的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意图；
图5示出了根据本专利申请的具有设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意性横截面图；
图6示出了根据本专利申请的带槽梢端冷却系统的凹穴的实施方式的示意性横截面图；
图7A至图7D示出了根据本专利申请的各种凹穴形式的实施方式的示意性三维图；
图8A至图8B示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的实施方式的示意性横截面图，其中，带槽梢端的末端部被密封元件密封；
图9A至图9B示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的另一实施方式的示意性横截面图，其中，带槽梢端的末端部被密封元件密封；
图10A示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的另一实施方式的示意性横截面图，其中，冷却通道的凹穴被密封元件密封；
图10B示出了从箭头表示的方向V观察的基于图10A的带槽梢端冷却系统的示意性平面图；
图11示出了燃气轮机的实施方式的一部分的示意性截面图，其中，包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片的实施方式可以被并入；
图12示出了根据本专利申请的制造方法的实施方式的示意性流程图；以及
图13示出了根据本专利申请的制造方法的另一实施方式的示意性流程图。
除非另有说明，在附图中相同的附图标记表示相同的元件。
具体实施方式
图1示出了根据本专利申请的涡轮叶片组件的实施方式的示意图，其中，包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片的实施方式可以被并入。
参照图1，涡轮叶片组件180包括转子盘140，转子盘140绕轴150同轴地布置并且一体地连接至轴150使得当转子盘140被推动以旋转的方式移动时，轴150因此被推动绕着它们的共同的旋转轴线旋转。涡轮叶片组件180还包括围绕转子盘140的外周的多个涡轮叶片100。每个叶片从连接至转子盘140的根部130延伸。涡轮叶片100可以包括在根部130侧部上的平台120。每个平台120基本上可以平行于转子盘140的外周。在平台120上布置有翼型件110。翼型件可以包括侧表面上的可以是凸面的吸入侧表面111。翼型件110可以包括可以为凹表面的压力侧表面112。翼型件可以包括与根部130相反的叶片梢端113。翼型件还可以包括前缘114和后缘115。吸入侧表面111与压力侧表面112在前缘114和后缘115处相接。
涡轮叶片组件180包括附接至转子盘140的多个涡轮叶片100。
图2示出了根据本专利申请的包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片的实施方式的示意性横截面图。
图2是由图1的虚线双箭头和周向方向限定的切割平面的示意性横截面图。涡轮叶片100特别地包括翼型件110、翼型件110内的叶片腔160以及平台120。叶片梢端113可以包括带槽梢端117，其中，叶片梢端113和带槽梢端117面向定子表面118。在这种情境下，需要注意的是，带槽梢端117可以是翼型件110的延伸部并且可以具有在前缘114和后缘115处相接的吸入侧表面111和压力侧表面112。带槽梢端117可以包括带槽梢端冷却系统50。
如图2中所示，定子表面118与带槽梢端117之间的径向间隙y2可以小于定子表面118与叶片梢端113的没有带槽梢端117的一部分之间的径向间隙y1。
图3示出了根据本专利申请的具有设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意性横截面图。
用于涡轮叶片100的具有带槽梢端冷却系统50的翼型件110可以设置在叶片梢端113处，其中，带槽梢端冷却系统50可以包括布置在带槽梢端117内的具有水力直径d的冷却通道170，其中，冷却通道170至少部分地朝向带槽梢端117的末端部74延伸。即，图3的冷却通道170可以在带槽梢端117内延伸直至带槽梢端117的末端部74或者其可以在到达末端部74之前终止。
如图3中所示，在带槽梢端117的外侧表面75处设置有凹穴172，该凹穴172在外侧表面75处敞开并至少部分地向内延伸穿过冷却通道。换句话说，冷却通道170和凹穴172可以包括公共交叉部分80，使得凹穴172与冷却通道170相交。凹穴172包括面向冷却通道170的冲击表面70，通过冷却通道170排出的冷却介质在被通过凹穴172向外排出之前冲击在冲击表面70上。
吸入侧SS上的带槽梢端117和压力侧PS上的带槽梢端117可以围绕叶片梢端113。吸入侧SS上的带槽梢端117可以包括外侧表面75和内侧表面76，其中，内侧表面76可以与外侧表面75相反并且两个侧表面75、76在两者之间共同具有带槽梢端117的末端部74。
冷却通道可以包括位于叶片腔160中的入口173。冷却通道170还可以包括出口174，其中，出口174与带槽梢端117的凹穴172相交。出口174可以将冷却介质引导至凹穴172，其中，冷却介质尤其冲击在冲击表面70上。即，冷却介质可以进入入口173，经过冷却通道170，并在其对冲击表面70进行冲击之前经由出口174离开冷却通道，由此冷却带槽梢端117然后离开凹穴172。在冷却介质冲击冲击表面70期间，特别地，可能发生更高的热传递。
在图3中，凹穴172设置在带槽梢端117的外侧表面75处，凹穴172向翼型件110的外部敞开。
凹穴172可以包括高度h，该高度h定义为凹穴172的底表面175与凹穴172的冲击表面70之间的距离。凹穴172的底表面175也可以理解为包括冷却通道170的出口174和/或冷却通道170与凹穴172的交叉部分80的表面。高度h可以比水力直径d大1倍与3倍之间。优选地，高度h可以比水力直径d大1倍与2.5倍之间。最优选地，高度可以比水力直径d大1倍与2倍之间。冷却通道170可以相对于翼型件110的吸入侧SS表面111和/或压力侧PS表面112倾斜地延伸。
涡轮叶片100在涡轮叶片100中包括叶片腔160，冷却介质通过该叶片腔160进入冷却通道170。
图4示出了根据本专利申请的用于涡轮叶片的具有设置在吸入侧的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意图。
图4的翼型件包括至少部分地处于翼型件110的吸入侧表面SS的多个带槽梢端冷却系统50。因此，可以实现带槽梢端117的有效冷却。
图5示出了根据本专利申请的具有设置在叶片梢端处的带槽梢端冷却系统的翼型件的实施方式的示意性横截面图。
图5基于图3，不同之处在于，凹穴172设置在带槽梢端的内侧表面76处，向翼型件110的内部敞开。换句话说，冷却介质可以首先离开吸入侧表面111的相反侧上的凹穴172。
图6示出了根据本专利申请的带槽梢端冷却系统的凹穴的实施方式的示意性横截面图。
图6是沿着图3的虚线A-A的横截面。图6是设置在带槽梢端117的吸入侧SS上的凹穴172的示意性俯视图。凹穴172可以是具有与凹穴172的开口177相反的后表面176的凹部、开口腔、槽或孔。冷却通道170与凹穴172的底表面175相交。即，凹穴172的底表面175与冷却通道170的出口174可以共同具有交叉部分80。从凹穴172的开口177向后表面176方向延伸的侧表面178可以限定凹穴172的深度t。侧表面178之间的距离为凹穴172的宽度b。宽度b也可以定义为凹穴172的两个侧表面之间的距离，这两个侧表面在基本上平行于凹穴172的延伸部的方向上面向彼此，该延伸部平行于带槽梢端117的末端部74延伸。在这种情境下，应该理解的是，与本文中描述的凹穴的其他几何形式有关的相应尺寸也应该包括在内。
为了提供充足的冲击表面70并且由此获得良好的热传递比率，宽度b可以比水力直径d大3倍至8倍。优选地，宽度b可以比水力直径d大3倍至7倍之间。最优选地，宽度b可以比水力直径d大3倍至6倍之间。
开口177与后表面176之间的距离为凹穴172的深度t。为了提供充足的冲击表面70并且由此获得良好的热传递比率，深度t可以比水力直径d大2倍与5倍之间。优选地，深度t可以比水力直径d大2倍与4.5倍之间。最优选地，深度t可以比水力直径d大2倍与4倍之间。
凹穴172的后表面176与冷却通道170的出口174之间的最短距离可以定义为距离t1。
凹穴172的开口177与冷却通道170的出口174之间的最短距离可以定义为距离t2。
距离t1和距离t2可以至少大于水力直径d。优选地，距离t1和/或距离t2可以比水力直径d大1.5倍。最优选地，距离t1和/或距离t2可以比水力直径大至少两倍。
为了在冲击表面70处实现高效的冲击冷却，可以实施相对于水力直径d的凹穴172的优选或最优选的尺寸范围的组合。优选地，凹穴172可以具有比冷却通道170的出口174更大的空间扩展。
图7A至图7D示出了根据本专利申请的各种凹穴形式的示例性实施方式的示意性三维图。凹穴形式不限于这些示例。
如图7A中所示，凹穴172至少部分地具有半圆形形状。如图7B中所示，凹穴172至少部分地具有矩形形状。如图7C中所示，凹穴172至少部分地具有椭圆形形状。如图7D中所示，凹穴172至少部分地具有圆形形状。优选地，凹穴172可以具有比冷却通道170的出口174更大的空间扩展。
在这种情境下，应该理解的是，与本文中描述的凹穴的其他几何形式有关的相应尺寸也应该包括在内。
图8A至图8B示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的示例性实施方式的示意性横截面图，其中，带槽梢端的末端部被密封元件密封。
冷却通道170沿径向向外的方向R延伸直至带槽梢端117的末端部74以向外部敞开，其中，冷却通道170至少部分地延伸穿过凹穴172，并且其中，冲击表面70至少部分地包括构造成在带槽梢端117的末端部74处密封冷却通道170的密封元件90。
在图8A中，密封元件90包括非弹性端部92，其中，非弹性端部92包括单个固定装置93。密封元件90可以是锁定元件、闭合元件或塞。在这种情境下，术语非弹性是指具有单个固定装置的对应端部可以在如图8A中的箭头所示的一个方向上以不可逆的方式进行弯曲。
如图8A中所示，带槽梢端117的末端部74可以至少部分地被加工(通过虚线圈表示)。例如，末端部74可以被钻穿以使得可以便于插入密封元件90。
如图8B中所示，密封元件90的弯曲的非弹性端部92的底表面91可以至少部分地用作冲击表面70。
替代性地或另外地，密封元件90可以被硬焊或熔接到带槽梢端117的末端部74中。密封元件90也可以是弯曲的导线塞，该导线塞可以弯曲到带槽梢端117的末端部74中。
图9A至图9B示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的另一实施方式的示意性横截面图，其中，带槽梢端的末端部被密封元件密封。
在图9A中，密封元件90包括非弹性端部92，其中，非弹性端部92包括彼此间隔开的两个固定装置93、94。
在这种情境下，术语非弹性是指具有两个固定装置93、94的对应端部92可以在如图9A中的两个箭头所示的两个相反的方向上以不可逆的方式进行弯曲。
图8A和图8B以及图9A和图9B图示了密封元件90，该密封元件90可以借助于形状配合形式锁定的互锁来封闭带槽梢端117的末端部74。其他封闭方法可以是硬焊或熔接密封元件90以形成粘合性结合或材料封闭。另外，在熔接的情况下，带槽梢端117的末端部74可以单独地通过熔接封闭而不使用密封件90。
如图9A中所示，带槽梢端117的末端部74可以至少部分地被加工(通过虚线圈表示)。例如，末端部74可以被钻穿以使得可以便于插入密封元件。
如图9B中所示，弯曲的非弹性端部92的底表面91可以至少部分地用作冲击表面70。
图10A示出了根据本专利申请的具有冷却通道的带槽梢端冷却系统的另一实施方式的示意性横截面图，其中，冷却通道的凹穴被密封元件密封。
在图10A中，密封元件90可以是插入到凹穴172中的塞插入件95。塞插入件95可以与凹穴172的后表面176、侧表面178和上表面179直接接触，使得冷却介质仅经由开口177离开凹穴172。凹穴172的上表面179面向凹穴172的下表面175。
图10B示出了从箭头表示的方向V观察的基于图10A的带槽梢端冷却系统的示意性平面图。
图11示出了燃气轮机的实施方式的一部分的示意性截面图，其中，包括具有带槽梢端冷却系统的翼型件的涡轮叶片组件的实施方式可以被并入。
如图11中所示，燃气轮机10可以包括本文中描述的涡轮叶片组件180。
图12示出了根据本专利申请的制造方法的实施方式的示意性流程图。
具有带槽梢端冷却系统50的翼型件110的制造方法M1包括步骤A1、步骤A2和步骤A3。
在步骤A1中，冷却通道170的至少一部分被分配在翼型件110的叶片梢端113内。
在步骤A2中，冷却通道170的其余部分设置成使得冷却通道170至少部分地在带槽梢端117内朝向带槽梢端117的末端部74延伸。
并且在步骤A3中，设置有在带槽梢端117的侧表面75、76处的凹穴172，使得凹穴172与冷却通道170相交，其中，凹穴172包括面向冷却通道170的冲击表面70，使得通过冷却通道170排出的冷却介质在通过凹穴172被向外排出之前冲击在冲击表面70上。
图13示出了根据本专利申请的制造方法的另一实施方式的示意性流程图。
在本文中描述的制造方法的替代性实施方式中，步骤A2和步骤A3借助于增材制造进行并且制造方法还包括步骤A4，其中，在步骤A2和步骤A3中制造的带槽梢端117与在步骤A1中制造的叶片梢端113对准以提供带槽梢端冷却系统50。
在另一替代性实施方式中，具有叶片梢端113的带槽梢端冷却系统50可以借助于增材制造进行制造，其中，对相应的冷却通道170的校准以及对叶片梢端113的调整可以是不必要的。
还公开了关于具有带槽梢端冷却系统的翼型件的在本文中描述的特征，以用于具有带槽梢端冷却系统的相应的翼型件的制造方法，反之亦然。
尽管本文中已经说明和描述了特定的实施方式，但将被本领域的至少具备普通技术的人员理解的是，存在各种替代和/或等同的实施方式。应该理解的是，示例性实施方式或各示例性实施方式仅是示例，并非意在以任何方式限制范围、适用性或构型。相反，前述内容和详细描述将为本领域技术人员提供用于实现至少一个示例性实施方式的便捷路线图，应当理解的是，可以对示例性实施方式中描述的元件的功能及布置进行各种改变而不脱离由所附权利要求及其合法等同物所阐述的范围。通常，该申请意在涵盖本文中讨论的特定实施方式的任何修改或变型。
附图标记清单
10 燃气轮机
50 带槽梢端冷却系统
70 冲击表面
74 带槽梢端的末端部
75 带槽梢端的外侧表面
76 带槽梢端的内侧表面
80 交叉部分
90 密封元件
91 密封元件的底表面
92 非弹性端部
93、94 固定装置
95 塞插入件
100 涡轮叶片
110 翼型件
111 吸入侧表面
112 压力侧表面
113 叶片梢端
114 前缘
115 后缘
117 带槽梢端
118 定子表面
120 平台
140 转子盘
150 轴
160 叶片腔
170 冷却通道
171 塞
172 凹穴
173 入口
174 出口
175 底表面
176 后表面
177 开口
178 侧表面
179 上表面
180 涡轮叶片组件
b 宽度
d 水力直径
h 高度
t 深度
t1、t2 距离
y1、y2 径向间隙
R 径向向外的方向
SS 吸入侧
PS 压力侧
V 方向

Claims (20)

1.一种用于涡轮叶片的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，所述翼型件具有吸入侧表面和压力侧表面，所述吸入侧表面与所述压力侧表面在前缘和后缘处相接，其中，所述翼型件包括设置在叶片梢端处的所述带槽梢端冷却系统，所述带槽梢端冷却系统包括：
-冷却通道，所述冷却通道布置在带槽梢端内，其中，所述冷却通道至少部分地朝向所述带槽梢端的末端部延伸，以及
-凹穴，所述凹穴设置在所述带槽梢端的侧表面处，并且包括：朝向所述带槽梢端的侧表面敞开的开口；空间，所述空间从所述开口向内延伸至与所述开口相反的后表面并且所述空间至少部分地穿过所述冷却通道；以及侧表面，所述凹穴的侧表面面向彼此并且从所述开口延伸至所述后表面，并且
-其中，所述凹穴与所述冷却通道相交并且所述凹穴包括面向所述冷却通道的冲击表面，通过所述冷却通道排出的冷却介质在通过所述凹穴被向外排出之前冲击在所述冲击表面上。
2.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述凹穴具有比所述冷却通道的出口(174)更大的空间扩展。
3.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述凹穴至少部分地具有矩形形状、半圆形形状、椭圆形形状或圆形形状，并且其中，所述冲击表面定位成与所述冷却通道相对。
4.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述凹穴设置在所述带槽梢端的外侧表面处，所述凹穴向所述翼型件的外部敞开。
5.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述凹穴设置在所述带槽梢端的内侧表面处，所述凹穴向所述翼型件的内部敞开。
6.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述凹穴与所述冷却通道的交叉部分定位成远离所述凹穴的边界。
7.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述冷却通道相对于所述吸入侧表面和/或所述压力侧表面倾斜地延伸。
8.根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述冷却通道延伸直至所述带槽梢端的末端部以便敞开，其中，所述冷却通道至少部分地延伸穿过所述凹穴，并且其中，所述冲击表面至少部分地包括构造成密封所述冷却通道的密封元件。
9.根据权利要求8所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述密封元件被硬焊或熔接到所述带槽梢端的末端部中。
10.根据权利要求8所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，其中，所述密封元件包括非弹性端部，所述非弹性端部具有将所述密封元件与所述凹穴锁定的单个固定装置或彼此间隔开的多个固定装置。
11.一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括根据权利要求1所述的具有带槽梢端冷却系统的翼型件，
所述涡轮叶片在所述涡轮叶片中包括叶片腔，所述冷却介质通过所述叶片腔进入所述冷却通道。
12.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其中，所述凹穴具有比所述冷却通道的出口(174)更大的空间扩展。
13.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其中，所述凹穴至少部分地具有矩形、半圆形、椭圆形或圆形形状，并且其中，所述冲击表面定位成与所述冷却通道相对。
14.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其中，所述凹穴设置在所述带槽梢端的外侧表面处，所述凹穴向所述翼型件的外部敞开。
15.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其中，所述凹穴设置在所述带槽梢端的内侧表面处，所述凹穴向所述翼型件的内部敞开。
16.根据权利要求11所述的涡轮叶片，其中，所述凹穴与所述冷却通道的交叉部分定位成远离所述凹穴的边界。
17.一种涡轮叶片组件，所述涡轮叶片组件包括：
-多个根据权利要求11所述的涡轮叶片；以及
-转子盘，所述多个涡轮叶片联接至所述转子盘。
18.一种燃气轮机，所述燃气轮机包括根据权利要求17所述的涡轮叶片组件。
19.一种具有带槽梢端冷却系统的翼型件的制造方法，所述方法包括下述步骤：
A1)将冷却通道的至少一部分分配在所述翼型件的叶片梢端内；
A2)将所述冷却通道的其余部分设置成使得所述冷却通道至少部分地在带槽梢端内朝向所述带槽梢端的末端部延伸；以及
A3)在所述带槽梢端的侧表面处设置凹穴，所述凹穴包括：朝向所述带槽梢端的侧表面敞开的开口；空间，所述空间从所述开口向内延伸至与所述开口相反的后表面并且所述空间至少部分地穿过所述冷却通道；以及侧表面，所述凹穴的侧表面面向彼此并且从所述开口延伸至所述后表面，其中，所述凹穴与所述冷却通道相交，并且所述凹穴包括面向所述冷却通道的冲击表面，使得通过所述冷却通道排出的冷却介质在通过所述凹穴被向外排出之前冲击在所述冲击表面上。
20.根据权利要求19所述的制造方法，其中，步骤A2)和步骤A3)借助于增材制造进行，并且其中，所述制造方法还包括下述步骤：A4)将在步骤A2)和步骤A3)中制造的所述带槽梢端与在步骤A1)中制造的所述叶片梢端对准以提供所述带槽梢端冷却系统。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102020202891A1 (de) * 2020-03-06 2021-09-09 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelspitze, Turbinenschaufel und Verfahren
KR102507408B1 (ko) 2022-11-11 2023-03-08 터보파워텍(주) 3d프린팅에 의한 가스터빈 블레이드의 에어포일 수리 공정

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102042039A (zh) * 2009-10-21 2011-05-04 通用电气公司 涡轮和涡轮叶片翼片
CN104271885A (zh) * 2012-05-09 2015-01-07 西门子能量股份有限公司 具有由多个部件和对流冷却孔形成的倒角凹槽梢部的涡轮叶片
CN104685160A (zh) * 2012-08-03 2015-06-03 通用电气公司 转子叶片
CN107208485A (zh) * 2015-01-22 2017-09-26 西门子能源有限公司 具有弦向延伸的带槽梢端冷却通道的涡轮翼型件冷却系统
CN107762566A (zh) * 2016-08-16 2018-03-06 通用电气公司 带有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件
CN109083686A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 涡轮机叶片冷却结构和相关方法
CN114585802A (zh) * 2019-10-28 2022-06-03 西门子能源全球两合公司 涡轮叶片、制造涡轮叶片的方法和整修涡轮叶片的方法

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4487550A (en) * 1983-01-27 1984-12-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooled turbine blade tip closure
US5192192A (en) * 1990-11-28 1993-03-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine engine foil cap
US5282721A (en) * 1991-09-30 1994-02-01 United Technologies Corporation Passive clearance system for turbine blades
US6494678B1 (en) * 2001-05-31 2002-12-17 General Electric Company Film cooled blade tip
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6971851B2 (en) * 2003-03-12 2005-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Multi-metered film cooled blade tip
US6916150B2 (en) * 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
US7249934B2 (en) * 2005-08-31 2007-07-31 General Electric Company Pattern cooled turbine airfoil
EP1764477B1 (en) 2005-09-14 2008-07-02 General Electric Company Fluted tip turbine blade
US7704045B1 (en) * 2007-05-02 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling notches
US7845908B1 (en) * 2007-11-19 2010-12-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow tip rail cooling
US7997865B1 (en) * 2008-09-18 2011-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip rail cooling and sealing
US8092178B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
US8172507B2 (en) * 2009-05-12 2012-05-08 Siemens Energy, Inc. Gas turbine blade with double impingement cooled single suction side tip rail
US8157505B2 (en) * 2009-05-12 2012-04-17 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with single tip rail with a mid-positioned deflector portion
US8066485B1 (en) * 2009-05-15 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling
US8366394B1 (en) * 2010-10-21 2013-02-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip rail cooling channel
US9249670B2 (en) * 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
US9186757B2 (en) * 2012-05-09 2015-11-17 Siemens Energy, Inc. Method of providing a turbine blade tip repair
US9297262B2 (en) * 2012-05-24 2016-03-29 General Electric Company Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
US9470096B2 (en) * 2012-07-26 2016-10-18 General Electric Company Turbine bucket with notched squealer tip
GB201223193D0 (en) * 2012-12-21 2013-02-06 Rolls Royce Plc Turbine blade
US9856739B2 (en) * 2013-09-18 2018-01-02 Honeywell International Inc. Turbine blades with tip portions having converging cooling holes
US9879544B2 (en) * 2013-10-16 2018-01-30 Honeywell International Inc. Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes
EP3068975B1 (en) * 2013-11-11 2020-11-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine component and corresponding methods of manufacturing
DE102013224998A1 (de) * 2013-12-05 2015-06-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbinenrotorschaufel einer Gasturbine und Verfahren zur Kühlung einer Schaufelspitze einer Turbinenrotorschaufel einer Gasturbine
EP3043025A1 (de) * 2015-01-09 2016-07-13 Siemens Aktiengesellschaft Filmgekühltes Gasturbinenbauteil
US10001019B2 (en) * 2015-03-04 2018-06-19 General Electric Company Turbine rotor blade
US20170058680A1 (en) * 2015-09-02 2017-03-02 General Electric Company Configurations for turbine rotor blade tips
US10436038B2 (en) * 2015-12-07 2019-10-08 General Electric Company Turbine engine with an airfoil having a tip shelf outlet
US10731481B2 (en) * 2016-11-01 2020-08-04 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with ceramic matrix composite material construction
US10400608B2 (en) * 2016-11-23 2019-09-03 General Electric Company Cooling structure for a turbine component
US10619487B2 (en) * 2017-01-31 2020-04-14 General Electric Comapny Cooling assembly for a turbine assembly
US10711618B2 (en) * 2017-05-25 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Turbine component with tip film cooling and method of cooling
US10830057B2 (en) * 2017-05-31 2020-11-10 General Electric Company Airfoil with tip rail cooling
US10753207B2 (en) * 2017-07-13 2020-08-25 General Electric Company Airfoil with tip rail cooling
US10605098B2 (en) * 2017-07-13 2020-03-31 General Electric Company Blade with tip rail cooling
US10774658B2 (en) * 2017-07-28 2020-09-15 General Electric Company Interior cooling configurations in turbine blades and methods of manufacture relating thereto
WO2019035802A1 (en) * 2017-08-14 2019-02-21 Siemens Aktiengesellschaft TURBINE DAWN AND CORRESPONDING SERVICE METHOD
US10738644B2 (en) * 2017-08-30 2020-08-11 General Electric Company Turbine blade and method of forming blade tip for eliminating turbine blade tip wear in rubbing
US11015453B2 (en) * 2017-11-22 2021-05-25 General Electric Company Engine component with non-diffusing section
KR102021139B1 (ko) * 2018-04-04 2019-10-18 두산중공업 주식회사 스퀼러 팁을 구비한 터빈 블레이드
US20190338650A1 (en) * 2018-05-07 2019-11-07 Rolls-Royce Corporation Turbine blade squealer tip including internal squealer tip cooling channel
KR102153066B1 (ko) * 2018-10-01 2020-09-07 두산중공업 주식회사 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11208902B2 (en) * 2018-12-03 2021-12-28 General Electric Company Tip rail cooling insert for turbine blade tip cooling system and related method
US10982553B2 (en) * 2018-12-03 2021-04-20 General Electric Company Tip rail with cooling structure using three dimensional unit cells

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102042039A (zh) * 2009-10-21 2011-05-04 通用电气公司 涡轮和涡轮叶片翼片
CN104271885A (zh) * 2012-05-09 2015-01-07 西门子能量股份有限公司 具有由多个部件和对流冷却孔形成的倒角凹槽梢部的涡轮叶片
CN104685160A (zh) * 2012-08-03 2015-06-03 通用电气公司 转子叶片
CN107208485A (zh) * 2015-01-22 2017-09-26 西门子能源有限公司 具有弦向延伸的带槽梢端冷却通道的涡轮翼型件冷却系统
CN107762566A (zh) * 2016-08-16 2018-03-06 通用电气公司 带有多孔末梢的用于涡轮发动机的翼型件
CN109083686A (zh) * 2017-06-13 2018-12-25 通用电气公司 涡轮机叶片冷却结构和相关方法
CN114585802A (zh) * 2019-10-28 2022-06-03 西门子能源全球两合公司 涡轮叶片、制造涡轮叶片的方法和整修涡轮叶片的方法

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