CN1719002A - 涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

叶片具有翼片主体，该翼片主体具有内部冷却通道网和主体顶部空穴。至少一个板固定在该主体顶部空穴中，并具有内侧和外侧表面。在该外侧表面上形成有凹部，在该内侧表面上形成有相关的突出部。

Description

涡轮叶片

技术领域

本发明涉及涡轮机，具体涉及冷却的涡轮叶片。

背景技术

在设计和制造涡轮叶片时，控制热量是很重要的考虑。叶片通常具有冷却通道网。通常的通道网通过叶片平台接收冷却空气。冷却空气穿过翼片中的盘旋路径，至少部分冷却空气经翼片中的孔离开叶片。这些孔包括沿翼片的压力侧表面和吸气侧表面分布的洞(例如“膜洞”)和这些表面在前缘和后缘结合处的洞。其他的孔可以配置在叶片顶部。在普通的制造方法中，叶片的主要部分用铸造和加工方法形成。在铸造作业期间，利用牺牲芯来形成冷却通道网的至少主要部分。该芯在叶片顶部的适当支承部分与突出于铸件顶部的芯部分相关，在除去该芯时，留下相关的洞。因此，众所周知，这造成铸件具有顶部空穴，在该空穴中可以插入板，以便至少部分地堵塞由该芯留下的洞。这样便可以改变通过顶部的气流量和分布，从而达到要求的性能。在美国专利3533712、3885886、3982851、4010531、4073599和5564902中公开了这种结构的例子。在多个这种叶片中，该板在铸件顶部空穴内下齐平，留下叶片顶部空穴或者气室。

众所周知，该板由于受到热/机械疲劳两种疲劳作用和腐蚀的作用的组合而破裂。

发明内容

因此，本发明的一方面涉及一种具有翼片主体的叶片，该翼片主体具有内部冷却通道网和主体顶部空穴。至少一个板固定在该主体顶部空穴中并具有内侧和外侧表面。在该外侧表面上有凹部，在该内侧表面上有相关的突出部。

在各种实施中，该凹部的深度可为该板的邻近厚度的30％-200％，该突出部的高度可为该板的邻近厚度的30％-200％。该凹部的最大横向尺寸可不超过该板的邻近厚度的500％，而最小横向尺寸可不小于最大横向尺寸的50％。可存在多个彼此相反地结合的这种凹部和突出部。该凹部的中心可位于距离该板地等分线20％以内。该板可以是单一的板。该板可具有周缘，并可沿该周缘的至少90％焊接在翼片主体上。该板可以沿基本上整个周缘焊接在翼片主体上。该主体顶部空穴可经多个口与冷却通道网连通。该板可具有至少一个通孔。该板可下齐平地固定在该主体顶部空穴内，从而留下叶片顶部气室。该主体顶部空穴可具有不间断的周缘壁。

本发明的另一方面涉及一种制造叶片的方法。形成叶片主体，包括铸造步骤。形成板，包括在该板的第一表面上凹进多个凹处。将该板插入到主体的顶部空穴中。将该板固定到主体上。

在各种实施中，可在该板上钻出多个通孔。该凹进可形成多个从与第一表面相反的第二表面突出的突出部。该固定可包括沿板的周缘进行焊接。可将该叶片安装到燃气轮机上，代替原有的叶片，该原有的叶片没有该凹处。

本发明的另一方面涉及一种叶片，该叶片具有翼片主体，所述翼片主体具有内部冷却通道网和经多个口与冷却通道网连通的主体顶部空穴。至少一个板固定在主体顶部空穴中，与该顶部下齐平，从而留下邻近该顶部的叶片顶部空穴，并且至少部分地堵塞至少一些口。该板具有减轻周期性热应力的机构。

在各种实施中，该机构可包括多对对准的外侧表面凹处和内侧表面突出部。该主体可主要由镍基或者钴基超级合金构成。该板可基本上由镍基或者钴基超级合金构成。

本发明的另一方面涉及将燃气轮机叶片结构从第一结构再设计成再设计结构的方法。第一结构包括翼片主体，该翼片主体具有内部冷却通道网和经多个口与该冷却通道网连通的主体顶部空穴。板具有基本上平的内侧和外侧表面并固定在主体顶部空穴中，与顶部下齐平，从而留下邻近顶部的叶片顶部空穴，并至少部分地堵塞至少一些口。在一次或多次迭代(iteration)中，得到再设计的结构，该结构具有翼片主体，所述翼片主体具有内部冷却通道网和经多个口与该冷却通道网连通的主体顶部空穴。板具有内侧和外侧表面并固定在主体顶部空穴中，与该顶部下齐平，从而留下邻近该顶部的叶片顶部空穴，并至少部分地堵塞至少一些口。该板具有至少一个相对于第一结构有效提高抗热/机械疲劳性的表面增强部。

在各种实施中，表面增强部可包括凹处。再设计结构的翼片主体可相对于第一结构的翼片主体基本上不改变。

在附图和下面的说明中，说明了本发明一个或者多个实施例的细节。从这些说明和附图以及权利要求书，可以明显看出本发明的其他特征、目的和优点。

附图说明

图1是分解图，示出按本发明原理的涡轮叶片。

图2示出图1所示叶片顶部隔间的盖板。

图3示出图1所示叶片的顶部。

图4是图1所示叶片顶部的中间截面图。

图5示出现有技术的盖板。

在各个图中，相同的附图标记和名称表示相同的部件。

具体实施方式

图1示出涡轮叶片20，该叶片具有翼片22，该翼片沿内侧平台26上的近基的根部24到远端顶部28的长度延伸。并排组装多个这种叶片，其各自的内侧平台构成约束流路内侧部分的环。在例示性实施例中，叶片的主要部分由金属合金整体形成(例如形成为铸件)。该铸件具有顶部隔间30，在此隔间中可以将独立的盖板32(见图2)固定就位(见图3)。

该翼片从前缘40延伸到后缘42。该前缘和后缘将压力侧面和吸气侧面即表面44和46分开。为了冷却叶片，该叶片具有冷却通道网50(图4)，该通道网连接于平台上的口(未示出)。例示性的通道网包括一系列大体沿翼片长度方向延伸的空腔。最前面的空腔表示为前缘空腔，大体平行于该前缘延伸。最后的空腔表示为后缘空腔，大体平行于后缘延伸。这些空腔可以在一端或者两端和/或者沿其长度的若干位置上连接起来。该通道网还包括伸向压力表面44和吸气表面46的洞，以便进一步冷却这些表面，并使这些表面与外部高温隔离。在这些洞中包括后缘出口槽52(图3)。可以配置阵列式的后缘洞取代该槽，所述后缘洞在后缘空腔和靠近后缘的位置之间延伸。

在例示性的实施例中，叶片的主要部分用铸造方法和加工方法形成。该铸造法采用牺牲芯，以形成该通道网。例示性的铸造方法形成具有所述铸件顶部隔间30(图1)的最终铸件。该隔间具有周围的肩部53，该肩部具有与通道分隔壁58的外侧端部56相配合以形成铸件顶部隔间的底部的外侧表面54(图4)。该底部位于壁构件边缘60的下面，所述壁构件在所最终翼片的压力侧和吸气侧具有壁部分62和64(图3)。该底部从前缘到后缘具有一系列的孔70、72、74、76和78(图1)。这些孔可以由安装于外侧模具的用作支承的牺牲芯部分形成。这些孔与通道网相通。这些孔是从叶片损耗冷却空气的不希望有的通道。因此，最好用盖板32完全地或者部分地堵塞一些或全部这样的孔。

该盖板32具有内侧表面80和外侧表面82(图4)。该盖板的内侧表面80平放在肩部的外侧表面54和壁端部56上。该盖板的外表面82凹进地(下齐平地)位于比边缘60低高度H₁的位置上，从而留下叶片顶部空穴或者隔间90。在操作时，边缘60(经过下面说明的凹进)基本上紧邻邻近的罩的内部(例如具有约0.1英寸的间隙)。

首先形成盖板32(见图2)，该盖板包括具有第一部分100和第二部分102的周缘，所述的一部分100大体与翼片压力侧的轮廓相关，所述第二部分102大体与翼片吸气侧的轮廓相关。例示性的盖板材料是镍基超级合金(例如UNS N06625 0.03-0.05英寸厚)。部分100和102(受到下面说明的可能偏差的影响)的尺寸定为可以紧配合在顶部隔间中，靠近壁构件部分62和64的内表面。

以下述方式安装盖板32，即将它定位在铸件的隔间中，并沿整个或局部的周缘部分100和102，将该盖板焊接或者钎焊在铸件上。具体是，在例示的实施例中，该板沿其周缘绕整个360°激光焊接在铸件上。或者可以角焊(例如MIG或者TIG焊接)在整个周缘上或者局部周缘上。

图2还示出盖板32，该盖板包括一系列的通孔110、112、114、116和118，这些孔大体靠近翼片部分的中间，每个孔与隔间70、72、74、76和78中相关的一个隔间相通。这些例示性的通孔是钻孔形成的，具有圆筒形表面。这些通孔用于将空气引入到叶片顶部隔间，从而冷却该顶部，并从冷却通道网50排出脏物(例如灰尘)。

图2还示出盖板的外侧表面82，该表面包括多个凹进区域120、122和124。这些区域与内侧表面80上的相关突出部126、128和130是对准的(图4)。这些突出部比内侧表面80的其余平的部分高出高度H₂，很类似于在外侧表面82的其余部分的下面凹进凹部。这种成对的凹部/突出部均可通过使盖板32从外侧表面82向下凹进而形成(通过压凹工具)。如下所述，这些成对的凹部/突出部用于防止盖板发生破裂。

图5示出别样的类似的盖板200，该盖板没有成对的凹部/突出部。盖板200具有与第一盖板32的通孔类似地定位的通孔202、204、206、208和210。在操作中观察到了形成一个或者多个裂纹220的破裂模式。盖板32不均匀的冷却可能增加周期性的热冲击和由此产生的热/机械疲劳。这种疲劳与化学(例如氧化)和腐蚀作用相结合，形成裂纹220。突出部的存在易于局部地增加热量向流过通道网50的冷却气流的传递。对于该板外侧表面上的热传递，相关的凹部即便有影响也只是具有很低的影响。然而这种凹部具有结构上的优点(例如在诸如现场浇铸或沉积的突出部等方面与只有突出部的条件不同)。首先，该凹部降低了质量，因而降低了惯性力(例如离心力)。其次，成对的凹部/突出部的向内取向可以增加抵抗外力(例如离心力)的结构性刚性(例如在压缩条件下起拱的作用，而不是在张力条件下起悬链作用)。

可以按照特定的翼片结构和发动机操作参数定位该凹部和确定其尺寸，以便达到要求的减轻疲劳的作用。通常，这些凹部相对靠近原本会发生破裂的位置(例如承受高振幅温度和应力的区域，或者承受高周期性振幅温度和应力的区域)。例如，这些凹部通常相对更靠近翼片截面的等分线(例如从等分线到压力侧周缘部分或者吸气侧周缘部分距离的20％以内)。该位置也可以位于沿着冷却流路径的相对下游，因为在这些位置的冷却空气原本起较小的作用(例如朝着邻近的壁端部56之间空间的下游端部)。例示性的凹部深度和突出部高度是邻近的板厚度的30％-200％(例如约100％)。例示性的横向尺寸(即圆形截面的凹部/突出部的直径)在凹部的外侧表面和突出部的内侧表面上测量。例示性的最大横向凹部尺寸不超过邻近的板厚度的500％。凹部还可能是非圆形的，此时例示性的最小横向凹部尺寸不小于凹部最大横向尺寸的50％。

已经说明本发明的一个或者多个实施例。然而应当明白，在不超出本发明的精神和范围内可以进行各种改型。例如，很多细节是专用的。可以达到这样的程度，即本发明的原理可以应用于现有的各种应用，或者更具体说，可用作为现有叶片的改型，但是这些应用或者现有叶片的特征可能影响实施。因此其他实施例均在以下权利要求书的范围内。

Claims (21)

1.一种叶片，其包括：

翼片主体，其具有内部冷却通道网和主体顶部空穴；

至少一个板，其固定在主体顶部空穴中，并具有内侧表面和外侧表面；

其中，该至少一个板具有外侧表面上的凹部和内侧表面上的与该凹部相关的突出部。

2.如权利要求1所述的叶片，其特征在于：

该凹部的深度为该板的邻近厚度的30-200％；

该突出部的高度为该板的邻近厚度的30-200％。

3.如权利要求1所述的叶片，其特征在于：

该凹部的最大横向尺寸不超过该板的邻近厚度的500％；

该凹部的最小横向尺寸不小于所述最大横向尺寸的50％。

4.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，具有多个这样的凹部和多个这样的突出部，这些凹部和突出部彼此相反地结合。

5.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述凹部的中心位于距离该至少一个板的等分线20％以内。

6.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述至少一个板是单一的板。

7.如权利要求1所述的叶片，其特征在于：所述至少一个板具有周缘；

所述至少一个板沿所述周缘的至少90％焊接在翼片主体上。

8.如权利要求1所述的叶片，其特征在于：所述至少一个板具有周缘；

所述至少一个板沿基本上整个所述周缘焊接在翼片主体上。

9.如权利要求1所述的叶片，其特征在于：所述主体顶部空穴经多个口与冷却通道网连通；

所述至少一个板具有至少一个通孔；

所述至少一个板下齐平地固定在主体顶部空穴内，从而留下叶片顶部气室。

10.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述主体顶部空穴具有不间断的周缘壁。

11.一种制造叶片的方法，其包括：

形成叶片主体，包括铸造步骤；

形成板，包括在该板的第一表面上凹进多个凹处；

将该板插入到主体的顶部空穴中；

将该板固定到该主体上。

12.如权利要求11所述的方法，还包括在该板上钻出多个通孔。

13.如权利要求11所述的方法，其特征在于，该凹进形成多个从与第一表面相反的第二表面突出的突出部。

14.如权利要求11所述的方法，其特征在于，该固定包括沿该板的周缘进行焊接。

15.如权利要求11所述的方法，其特征在于，还包括：将叶片安装到燃气轮机上，代替原有的叶片，该原有的叶片没有所述多个凹处。

16.一种叶片，其包括：

翼片主体，其具有内部冷却通道网，并具有经多个口与该冷却通道网连通的主体顶部空穴；

至少一个板，固定在主体顶部空穴中，与该顶部下齐平，从而留下邻近该顶部的叶片顶部空穴，并且至少部分地堵塞多个口中的至少一些口，且具有减轻周期性热应力的机构。

17.如权利要求16所述的叶片，其特征在于，该机构包括多对对准的外侧表面凹部和内侧表面突出部。

18.如权利要求16所述的叶片，其特征在于：该主体主要由镍基或者钴基超级合金构成；该板基本上由镍基或者钴基超级合金构成。

19.一种将燃气轮机叶片结构从第一结构再设计成再设计结构的方法，该第一结构包括：

翼片主体，其具有内部冷却通道网，并具有经多个口与该冷却通道网连通的主体顶部空穴；

板，其具有基本上平的内侧和外侧表面并固定在主体顶部空穴中，与该顶部下齐平，从而留下邻近该顶部的叶片顶部空穴，并至少部分地堵塞多个口中的至少一些口；

该方法包括：

在一次或多次迭代中，得到再设计的结构，该结构包括：

翼片主体，其具有内部冷却通道网，并具有经多个口与该冷却通道网连通的主体顶部空穴；

板，其具有内侧和外侧表面并固定在该主体顶部空穴中，与该顶部下齐平，从而留下邻近该顶部的叶片顶部空穴并且至少部分地堵塞多个口中的至少一些口，具有至少一个相对于第一结构有效提高抗热/机械疲劳性的表面增强部。

20.如权利要求19所述的方法，其特征在于，该表面增强部包括凹处。

21.如权利要求19所述的方法，其特征在于，该再设计结构的翼片主体相对于第一结构的翼片主体基本上没有改变。

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