技术领域
[0001] 本
发明涉及
涡轮机,尤其是燃气涡轮
发动机的
转子叶片或导叶组件。具体而言,本发明涉及具有一个或多个可互换的元件或模
块的
涡轮机的模块化设计的叶片或导叶。此外,本发明适用于其它涡轮机部件,如,热障层、内平台、外平台、
翼型件载体等。
[0002] 此外,本发明涉及相对于涡轮机构件的制造、重新调节、连结和拆卸方法。
背景技术
[0003] EP2204537A2公开了一种用于
燃气轮机的导叶。该导叶由复合翼型件结构构成。复合翼型件结构可具有开口。导叶可包括翼梁。翼梁可具有本体,其可设置在开口内。间隔结构可设置在开口内。在一些非限制性
实施例中,冷却空气间隙可限定在本体与复合翼型件结构的内表面之间。
[0004] US 8,235,670 B2示出了一种陶瓷基质复合物(CMC)翼型件,其由压
力侧壁和吸入侧壁组装,由翼型件的前缘和
后缘处的互
锁接头连结,以形成渐缩的薄后缘。后缘比翼型件壁的组合厚度更薄。互锁接头中的一个或两个可形成为允许仅单个组装方向,如由燕尾接头列举。各个接头均包括一侧上的键,以及另一侧上的相应
键槽。各个键槽可具有斜面,其消除本来可由接头引起的翼型件外表面上的凹痕。
[0005] 根据US 2011/0142684 A1,转子叶片翼型件由第一过程使用第一材料形成。平台由第二过程使用可不同于第一材料的第二材料形成。平台围绕翼型件的柄组装。一个或多个销从平台延伸到柄中的孔中。平台可形成为两个部件,且围绕柄放置,包围柄。两个平台部件可连结到彼此上。作为备选,平台可使用具有比叶片或柄更好的可
铸造性的金属
合金围绕柄铸造,其可专用于耐热。销承载来自翼型件的下方区段的负载。
[0006] 根据US 2011/0142639 A1,涡轮翼型件从柄延伸。平台
支撑或包绕柄的第一部分。相对的齿从平台沿侧向延伸,以接合到盘中的相应
槽口中。相对的齿从柄的第二部分沿侧向延伸,其在平台下方延伸来接合盘中的其它槽口。因此,平台和柄经由其相应的齿独立地支承其自身的离心负载。平台可以以两个部分形成,两个部分在匹配端部处和/或经由穿过柄的销联结到彼此上。冷却剂通道可在销旁边穿过柄。
[0007] EP 2 189 626 B1描述了尤其用于燃气轮机的转子叶片组件,该转子叶片组件可紧固到叶片载体上,且在各个情况中包括叶片翼型件元件和平台元件,其中叶片排的平台元件形成连续的内护罩。就此叶片组件而言,延长服务寿命的机械断开通过叶片翼型元件和平台元件形成为单独元件和通过能够在多个情况中单独地紧固到叶片载体上来实现。
[0008] US 2011/268582 A1涉及叶片,其包括叶片翼型件,叶片翼型件在叶片的纵向方向上沿纵轴线延伸。在流动方向上由前缘和后缘界定的叶片翼型件在平台下方的下端处汇合到柄中,平台形成热气体通路的内壁,且在具有枞树形截面轮廓的常规叶根部分中终止,借助于该轮廓,叶片可通过插入对应轴向槽口(例如,见US 4,940,388的图1)中来紧固到叶片载体上,尤其是紧固在转子盘上。
[0009] 冷却通路在叶片翼型件内延伸,以利用冷却介质特别是冷却空气经由布置在柄上的给送孔来冷却叶片。类似于叶片翼型件,柄具有凹侧和凸侧。倾斜地向上延伸到叶片翼型件的内部中的给送孔通向柄的凸侧上的外侧空间。如图3中所示,增强元件形成为大面积高台,且从布置在中心平面左侧的给送孔的开口延伸而远超叶片的中心平台,以便增强元件相对于中心平面对称地形成,且还包围给送孔的口。
[0010] US 2013/0089431 A1中公开了用于涡轮系统的叶片翼型件。叶片翼型件包括第一本体,其具有限定叶片翼型件的空
气动力轮廓的第一部分且由第一材料形成的外表面。叶片翼型件还包括第二本体,其具有限定叶片翼型件的
空气动力轮廓的第二部分的外表面,第二本体联接到第一本体上,且由具有不同于第一材料的
温度稳定性的第二材料形成。在另一个实施例中,公开了一种用于涡轮系统的涡轮区段的
喷嘴。喷嘴包括具有限定空气动力轮廓的外表面的叶片翼型件,空气动力轮廓包括在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸入侧。叶片翼型件包括第一本体,其具有限定叶片翼型件的空气动力轮廓的第一部分且由第一材料形成的外表面。叶片翼型件还包括第二本体,其具有限定叶片翼型件的空气动力轮廓的第二部分的外表面,第二本体联接到第一本体上,且由具有不同于第一材料的温度稳定性的第二材料形成。
[0011] US 5,700,131示出了用于
燃气涡轮发动机的内部冷却的涡轮叶片,其在前缘和后缘处改变,以包括动态冷却空气径向通路,其具有根部处的入口,以及末梢处的排放口,以给送叶片翼型件表面中的多个沿径向间隔开的膜冷却孔。与在径向通路的内壁中沿径向间隔开的蛇线通路连通的补给孔补给损失到膜冷却孔的冷却空气。排放孔口尺寸确定成匹配回流裕度,以实现整个径向长度上的恒定的膜孔
覆盖。卡条可用于增大压降分布。还公知的是发动机的效率随涡轮压力比增大和涡轮重量增大而提高。增大涡轮的速度也增大叶片翼型件负载,且当然,涡轮的令人满意的运行保持在给定叶片翼型件负载内。叶片翼型件负载由涡轮的截面面积乘以涡轮的末梢速度的平方来规定。明显地,涡轮的转速显著影响负载。由本发明构想出的翼梁/壳构造给予涡轮发动机设计者减少任何给定发动机设计中所需的冷却空气量的选择。并且此外,允许设计者用迄今不可铸造或
锻造来限定叶片翼型件区段的表面轮廓的极高温度的材料制造壳。换言之,借助于本发明,壳可由铌或钼或其合金制成。此外,由于本发明的有效冷却方案,故壳部分可由陶瓷或更常规的材料制成,且仍提供了优点,因为将需要较少量的冷却空气。
[0012] EP 2 642 076示出了金属构件和CMC构件的连接系统,提供了涡轮叶片固持系统和旋转构件固持系统。连接系统包括
定位销、金属
泡沫套管、设置在金属构件中的第一孔口,以及设置在陶瓷基质复合构件中的第二孔口。第一孔口和第二孔口构造成在金属构件和陶瓷基质复合物构件接合时形成通孔。定位销和
金属泡沫套管可操作地布置在通孔内,以连接金属构件和陶瓷基质复合物构件。
[0013] US 8,366,398 B1示出了用于燃气涡轮发动机,尤其用于大型
框架工业燃气涡轮发动机的涡轮叶片或导叶,包括经由从壳和翼梁延伸的一定数目的钩固定到翼梁上的壳。图1示出了组装的叶片或导叶的断开区段的截面视图。叶片或导叶包括壳11,其具有带前缘和后缘的翼型形状,其中压力侧壁和吸入侧壁在两个边缘之间延伸以形成用于叶片或导叶的翼型件。壳11由耐高温材料(高于目前使用的镍超级合金)如钨(用于导叶)、钼或钶(用于叶片或导叶两者)制成,以便允许在较高涡轮入口温度下使用。这些耐高温材料也称为耐火材料。为了由这些材料中的一个形成薄壁壳,线EDC(
放电加工)过程用于从该材料的块切割壳。壳11和翼梁12两者具有一定数目的钩13,其沿翼型件的翼展(径向)方向延伸。来自壳的钩13与来自翼梁的钩13接合以将壳固定到翼梁上。翼梁12和翼梁钩13可由常规材料如镍超级合金使用熔模铸造过程和标准
金属加工过程(如果需要)制成。壳11和壳钩13形成为一件,且由于使用的材料来使用线EDM过程切割。来自壳11的钩13和翼梁12所有都形成为具有如图2中所见的倾斜
接触表面14,且大致平行于翼型件表面延伸。倾斜接触表面14倾斜,使得在相对的钩移离彼此时,接触力增大。倾斜接触表面14允许壳相对于翼梁转移,同时保持它们之间的紧密配合,且还保持紧密密封,因为冷却空气将沿相邻钩13之间形成的空间穿过。倾斜的接触表面14还允许壳11相对于翼梁12扭转,同时保持紧密配合。另外,钩14允许壳由于相邻钩之间的空间内的高冷却空气压力从翼梁突出,同时保持壳11与翼梁12之间的紧密配合。在图1的实施例中,翼梁12上的所有钩都朝后缘延伸。在另一个实施例中,前区域中的钩可朝前缘延伸,而后区域中的钩可朝后缘延伸。在另一个实施例中,压力侧和吸入侧上的一个钩可面向与翼梁的两个侧(P/S和S/S)壁上的其余的钩相反的方向。对于来自翼梁的钩的适当对准,将需要壳上的钩的类似布置。
发明内容
[0014] 由本发明解决的技术问题涉及将
外壳连结到涡轮机(尤其是燃气轮机)的转子叶片或导叶的翼型件的
内核结构上。此外,本发明解决组装或拆卸此转子叶片或导叶的问题。
[0015] -叶片或导叶的内核结构包括以下基本特征:-内核结构包括至少一个翼梁;
-内核结构由具有承载主负载的机械性质的金属本体制成;
-内核结构可由与外壳相同的材料制成,或可由不同材料制成;
-内核结构由一个或多个部分制成;
-内核结构可针对要求定制;
-内核结构可由陶瓷(优选CMC、MMC)制成;
-内核结构可由复合物制成;
-内核结构可通过铸造、
机械加工、锻造、粉末
冶金过程制成。
[0016] 外壳和(如果使用的)中间壳包括以下基本特征:-壳可由聚焦于高温下的抗
氧化和
腐蚀和疲劳强度的金属本体制成;
-壳可由SLM、铸造、机械加工、锻造、
粉末冶金过程制成;
-壳可预制为完整部件或包覆物;
-壳可由一个或多个部分制成;
-壳可通过组合具有不同性质或厚度的材料定制;
-壳可由多个层构成;
-壳可制造为内核的周向结构;
-壳可为平面的;
-壳可具有特定功能表面结构(内和/或外侧),以加强连结、空气动力、冷却方面、涂层粘合;
-壳可整体地或部分地冷却;
-壳可提供密封功能;
-壳可涂布(例如,TBC);
-壳可提供新空气动力轮廓。
[0017] 连结、制造、重新调节、分解过程包括以下基本特征:-外壳可通过使用磁脉冲
焊接、卷边、爆炸成型或
液压成型来收缩到翼型件的内核结构上;
-连结过程可由沿两个方向的热收缩协助;
-连结过程可通过在内核结构与外壳之间选择具有不同
热膨胀的材料来支持;外壳的低热膨胀引起在较高温度下壳与内核结构的强制配合;
-
铜焊过程可利用铜焊翼型件的
中间层的收缩过程;
-连结构件或模块可机械地固定到彼此上;
-组装的构件可通过在对核心结构的修整部进行小的冲击的情况下破坏外壳来拆卸;
内核结构可重复使用。出于此原因,外壳配备有限定的断裂点,以使拆卸容易。
[0018] 本发明例如使用施加到热暴露构件的金属表面上的TBC(热障涂层)层,且提出了将由陶瓷材料制成的至少一个板状耐热构件连结到所述TBC层上,这提供了陶瓷材料的连续表面来获得TBC上的耐热覆盖物,以在热暴露构件的热暴露期间降低TBC的温度
应力。所以,TBC用作热暴露构件的金属表面与至少一个板状耐热构件之间的层或中间层。
[0019] 以将高度多孔陶瓷板状耐热构件铜焊到金属基底上的方式直接提供的连结可仅在陶瓷材料的很有限的孔隙度范围中实现,其通过使用高于850℃的很高铜焊温度而特征为10体积%到90体积%之间的范围。
[0020] 通过将具有其它孔隙度范围的陶瓷材料铜焊到金属基底上的成功连结需要不同的铜焊策略。根据本发明,提出了使用具有两个功能的热障涂层(TBC层):首先,为了减小由陶瓷取得的热失配应力且因此允许具有从1体积%到90体积%的较宽孔隙度范围的陶瓷的铜焊,以及第二,在陶瓷板状耐热构件损失的情况下对热暴露构件增加剩余寿命时间。
[0021] 陶瓷板状耐热构件连结到热障涂层(TBC)的层的连续表面上可通过铜焊,使用
反应性空气铜焊或活性铜焊合金来执行。还有可能的是,板状耐热构件通过扩散铜焊连结到所述TBC层上,由此所述TBC层或板状耐热构件的陶瓷材料的至少一个表面
金属化。
[0022] 因此,本发明涉及一种施加或重新调节燃气轮机或涡轮机的铸造、机械加工、锻造的转子叶片或导叶的热暴露构件的金属表面的方法,特别是关于被施加流的外壳、翼型件子结构或翼梁、关于转子或
定子的锚定部件,以及附加的结构构件。施加或重新调节过程针对降低金属表面上的温度应力,且通过附接陶瓷插入件产生和/或通过配合涂层处理来满足。
[0023] 与此TBC层相对应的金属表面直接地或间接地施加,且提供了陶瓷材料的连续表面,其中由陶瓷材料制成的至少一个板状耐热构件连结到陶瓷材料的所述连续表面上,以获得所述层上的耐热覆盖物,以用于在热暴露构件的暴露期间降低其温度应力。
[0024] 板状耐热构件由铜焊连结到TBC层上,铜焊由反应性空气铜焊或活性铜焊合金构成;或板状耐热构件由扩散铜焊连结在此层上,且所述层或板状耐热构件的陶瓷材料的至少一个表面金属化;或板状耐热构件由陶瓷类型的
粘合剂连结在此层上。
[0025] 此外,多个单板状耐热构件连结在TBC层的表面上,使得板状耐热构件并排布置,以覆盖热障涂层的层的表面的至少一部分。
[0026] 大体上,板状耐热构件提供与具有空气动力功能的形状的热障涂层的层相反的表面。
[0027] 本发明的另一个目的在于提供一种用于使用熔融
焊料将耐热构件(优选分别由外周边界边缘限制的板状陶瓷瓷砖的形式)固定在热暴露构件的表面上的增强的方法,这允许了耐热构件以牢固且耐用的方式且特别是没有
热应力来紧固到表面上。
[0028] 根据通过使用熔融焊料而铜焊由热暴露构件的表面上的外周边界边缘限制的陶瓷瓷砖的表面的至少一部分,用于将耐热构件如陶瓷瓷砖例如相对于外壳固定在热暴露构件的表面上的有利方法,其特征为陶瓷瓷砖的表面的金属化,至少例外为边缘区域包括陶瓷瓷砖的外周边界边缘。在金属化步骤之后,陶瓷瓷砖的金属化表面铜焊到热暴露构件的表面上,其中陶瓷瓷砖的外周边界边缘保持从铜焊接头(相应地,焊料接头)排除。
[0029] 此外,提出了结合作为焊料的铜焊金属合金工作,其不会润湿耐热构件的陶瓷表面,除非此表面之前经历金属化。因此,对应于接头区域的铜焊区域(相应地,焊料区域)可由金属过程限定形状和尺寸,在此期间,金属层涂布在陶瓷瓷砖的表面的限定区域上。
[0030] 用于将板状耐热构件连结到TBC层的连续表面上的另一个备选方案可通过
水泥类型的粘合铜焊材料实现。
[0031] 涡轮机(例如,燃气轮机)的转子叶片或导叶的单个翼型件可完全以TBC层覆盖。此外,由陶瓷材料制成的耐热构件可附接到翼型件的前缘的区域中。优选由金属铜焊层、反应性空气铜焊或活性铜焊合金构成的接头层施加到陶瓷耐热构件与翼型件的TBC层之间。
[0032] 外壳可施加到周向组件中的翼型件内核结构(翼梁)上。外壳表示翼型件构造的空气动力轮廓,且为在冷却中具有变体的可互换模块,且/或设有与涡轮机的不同运行范围相对应的材料和/或复合物。
[0033] 本发明的最重要的方面中的一个提供了至少一个外壳,且根据运行要求,提供原转子叶片或导叶翼型件的模块化变型的至少一个中间壳。叶片翼型件核心结构的功能在于从叶片翼型件模型传送机械负载。为了保护翼型件核心结构以免受到高温和热
变形的影响,可引入外壳和中间壳。
[0034] 因此,中间壳在任何情况下都是可选的布置。可能需要其作为外壳与内核结构(翼梁)的不同热膨胀的补偿物。外壳大体上由
过盈配合连结到可选的中间壳或翼梁上,且中间壳也通过过盈配合连结到翼梁上。
[0035] 作为内核结构而提到的翼梁包括末梢盖,且包括冷却构造,其用于冷却翼梁自身,且可选用于向中间壳提供冷却介质。
[0036] 在被填充
流体的外壳被破坏的情况下,修理涉及仅替换破坏的叶片或导叶构件,而非替换整个叶片或导叶。模块化设计便于使用称为壳的多个材料,包括不相似的材料。因此,适合的材料可在壳构件内选择,以优化构件寿命,冷却空气使用、空气动力性能和成本。
[0037] 由被填充热气流的外壳还可包括设在凹口与外壳的径向端部和径向端部处的叶片翼型件的外周表面中的至少一者之间的
密封件。结果,如果外壳节段沿其径向
接口在外周表面处或附近铜焊或焊接以便封闭间隙,则可排除热气体渗入或冷却空气
泄漏。作为备选,间隙可填充有
顺应性插入件或其它密封件(绳密封件、
榫槽密封件、滑动燕尾部等),以防止热气体进入和转移穿过间隙。在所有情况下,可保持单个壳或壳构件的可互换性。
[0038] 单个壳构件的径向接口的间隙或凹槽可填充有陶瓷绳和/或
水泥混合物。备选方案由相对于翼梁或翼型件核心结构上的壳或壳构件的收缩过程构成。
[0039] 参看连结过程,外壳与内核结构之间的收缩过程可由沿周向方向的局部较深焊接步骤或由铜焊等来增强。为了在收缩步骤期间向连结元件提供某些弹性,外壳沿前缘和后缘在径向方向上分成两个或多个部分;因此,压力侧壁和吸入侧壁形成单独的元件。沿外壳的径向分离平面提供锁定元件。
[0040] 因此,外壳的厚度向内定制,以便在收缩过程期间实现可选的灵活性。此外,外壳可通过根据独立使用条件由不同材料性质或厚度定制。
[0041] 结合外壳的向内定制的表面,其可设置成翼梁或翼型件子结构的外表面包括与彼此对准的多个凹槽或凸起。凹槽和凸起形成相对于外壳的向内表面的一体力锁定连接。
[0042] 在前缘和后缘的区域中的组装部分的重叠引起的分开外壳的表面上的间断处,表面连续瓣片可设在压力侧部分上的前缘紧固器件之间。类似地,表面连续瓣片可设在压力侧部分上的后缘紧固器件之间。陶瓷填料可施加到连续瓣片之间,以在外壳上提供空气动力光滑表面。作为备选,陶瓷或CMC填料单独可填充和平滑化由紧固器件引起的凹痕。
[0043] 外壳可配备有限定的断裂点,以使拆卸过程容易。
[0044] 独立的元件或模块的组装由具有可脱开或永久固定的力闭合器件(力配合、形状配合布置)支承。此外,一个或多个机械
固定器件可插入连接区域中,其中机械固定器件为单独的部分,且它们铸造到具有力配合或形状配合布置的连接区域中。
[0045] 翼型件与平面之间的不同类型的密封是可能的:1."绳密封件",例如,在US 7,347,424 B2中描述。然而,在此情况下,存在泄漏损失;
2."刷密封件",另外在此情况下,将考虑泄漏损失;
3.用于确保100%密封而没有泄漏损失的耐温填料,同时避免了力传递,例如,借助于超塑性材料。
[0046] 根据涡轮机外壳和核心结构的独立运行状态,可包括附加的器件和/或插入件,其能够抵抗热和化学应力,其中提到的器件和插入件总体或部分可互换。
[0047] 此外,
绝热材料或热障涂层(TBC)大体上可施加到转子叶片或导叶组件的多个部分上。
[0048] 本发明的主要优点和特征如下:独立部分(尤其是外壳和(如果存在)中间壳和核心结构)的
热机械断开相比于一体设计改善叶片或导叶的寿命。
[0049] 在冷却和/或材料构造中具有不同变体的模块可选择成最佳地配合燃气轮机的不同运行范围。
[0050] 有可能向内核结构(翼梁)引入从叶片或导叶的根部到其末梢的延伸部。
[0051] 此外,有可能引入包括从叶片或导叶的根部到其末梢的延伸部的内翼梁,由此在柄的区域中,翼梁具有与相对形状配合元件的轮廓相对应的特定轮廓。
[0052] 叶片或导叶的柄的核心结构在翼型件的径向方向上由长形或相对细长形状的部分构成。长形部分在脚板安装部分的整个高度上延伸,其中具有长形部分的轴向扩张的两侧、齿的形状和柄下方结构的长形部分的底部的长形部分的脚侧端可形成为枞树形截面轮廓的最终部分。柄的子结构的长形部分的齿可与两件式脚板安装元件的凹口对准,以提供用于长形部分的齿的空间。具有相对的裂缝或
离合器的
角板安装元件在轴向方向上对应于柄下方结构的长形部分的延伸轮廓,以用于往复轴向联接。
[0053] 叶片或导叶翼型件包括一件式或多部件外壳,其以一种方式选择成优化构件寿命、冷却使用、空气动力性能,且提高抵抗高温应力和热变形的能力。
[0054] 尤其,外壳还可设有选择的绝热材料或热障涂层,但该措施不限于外壳。
[0055] 翼梁或核心结构具有多个通路,以经由叶片或导叶供应冷却介质。
[0056] 根据本发明的转子叶片或导叶基于
对流冷却,其中具有选择的
冲击冷却和/或泻流冷却区域。
[0057] 原则上,确保叶片或导叶的所有元件或模块的可互换性;确保了利用等同或(如果可用)较好替换部件修理和/或重新调节所有部件。
[0058] 多个元件/模块与彼此的连接可通过摩擦锁定器件产生,其可选与粘合或使用金属和/或陶瓷表面涂层组合,或通过以
螺栓或
铆钉的力闭合,或通过HT铜焊、活性铜焊、软焊、收缩。
[0059] 具体而言,外壳与核心结构之间的组装优选借助于收缩接头来实现。
[0060] 转子叶片或导叶的平台可由至少两个独立部分构成,其一方面主动地连接到翼型件上,且另一方面连接到外壳或壳节段上。
[0061] 转子叶片或导叶翼梁或翼型件子结构的模块化设计便于使用多个壳材料,包括与燃气轮机的不同运行范围相对应的不相似的材料。
[0062] 转子叶片或导叶的模块化组装由可替换或非可替换的元件构成,且此外,转子叶片或导叶的模块化组件包括可置换和非可置换的元件。
[0063] 本发明的前述和其它特征将从以下描述和
附图变得更清楚。
附图说明
[0064] 本发明将在更详细的示例性实施例中连同附图阐释。在附图中:图1示出了示出了转子叶片的轴向组件;
图2示出了根据图1的截面;
图3a,b示出了外壳(图3a)与翼梁(图3b)之间的组装解决方案;
图4a,b示出了外壳(图4a)与翼梁(图4b)之间的组装解决方案,其中外壳由两件或多件构成;
图5a,b示出了外壳(图5a)与翼梁之间的组装解决方案,其中外壳涉及向内的定制厚度。
具体实施方式
[0065] 图1中再现了根据本发明的示例性实施例的转子叶片100。转子叶片100包括叶片翼型件110,其在转子叶片的纵向方向上沿纵轴线111延伸。由前缘112和后缘113沿流动方向界定的叶片翼型件110在内平台115下方的下缘处合并到柄114中,内平台115形成热气体通路的内壁,柄终止于具有所谓的枞树形截面轮廓的叶片根部116,通过该轮廓,叶片100可通过插入对应的轴向槽口中来紧固到叶片载体上,尤其是转子盘上。
[0066] 内平台抵靠相邻叶片的平台来限定用于涡轮的气体通路内壁。叶片翼型件118的末梢处的外侧未示出的热障层又以所示方式与相邻部分协作来限定涡轮的气体通路的外壁。
[0067] 未示出的冷却通路出于冷却目的在叶片翼型件110内延伸,经由给送孔117供有冷却介质,特别是冷却空气,给送孔117布置在柄114上在侧部处(见图2)。柄114具有凹侧和凸侧。在图1中,凸侧面向观察者的视角。向上倾斜延伸到叶片翼型件110的内部中的给送孔117通向柄114的凸侧上的外侧空间。
[0068] 图2示出从图1的截面线II-II截取的截面。翼型件包括外壳组件220,230和椭圆形翼梁210,其从根部116到末梢240纵向地或沿径向方向延伸,其中向下延伸的第一部分221和第二部分212具有凸起213,凸起适于配合到具有与枞树形轮廓116相同的外轮廓的附接部214的互补间隙中。
[0069] 柄114可形成为具有内平台115,或平台115可单独形成且连结到其上,且沿周向方向突出,以抵靠转子盘(未示出)中的相邻转子叶片中的内平台。密封件(未示出)可安装在相邻转子叶片的平台之间,以最小化或消除独立转子叶片周围的泄漏。
[0070] 转子叶片100的末梢118可由可与翼梁210整体结合形成的盖240密封,或可为连结到翼梁210的顶端上的单独的件。外壳220在翼梁210的表面上在平台115与末梢240之间延伸。
[0071] 外壳220限定压力侧和吸入侧、前缘112和后缘113(见图1)。外壳220可制造成单个单元,或类似于翼梁210沿纵轴线111(图1)分开的多个部件。
[0072] 如图2中所示,冷却空气215还(见数字117)经由入口216、形成在最终互补部分214中的进入口处的中心开口进入且随后进入翼梁210中,且沿径向或准径向方向在直通路或内腔217中流动。
[0073] 根据图2,可提供中间壳230。可能需要中间壳230作为补偿外壳220和翼梁210的潜在不同热膨胀的补偿物,且/或作为翼梁的附加保护的冷却套。外壳220通过过盈配合连结到中间壳230上或大体上连结到翼梁210上,其中中间壳230也通过过盈配合连结到翼梁上。
[0074] 此外,中间壳230在外壳220破坏的情况下向翼梁210提供附加保护。基本上,中间壳230为可互换的模块,其在冷却和/或材料构造中具有适于燃气轮机的不同运行范围的变体。如果提供若干
叠加的壳,则它们可构造成具有或没有彼此之间的空间。
[0075] 图3示出了根据图3a的外壳220与根据图3b的翼梁210之间的组装260过程。翼梁210的表面提供多个冷却蛇线通路230。此外,翼梁本体210的内部可配备有其它冷却通路。
[0076] 根据图3的外壳表示不可缺少的实施例,且反映了转子叶片或导叶翼型件的空气动力轮廓。外壳220为可互换的、可消耗的、预制的,且可由单个部件或多件制成,且在冷却和/或材料构造中包括适于涡轮的不同运行范围的变体。外壳220连结到中间壳(见图2)或翼梁210上,且为了组装,优选使用收缩接头。
[0077] 图4示出了根据图4a的外壳220与根据图4b的翼梁210之间的组件的另一个实施例。翼梁210的表面提供多个冷却蛇线通路230。此外,翼梁本体210的内部按需要设有其它冷却通路。根据图4的外壳表示不可缺少的实施例,且反映转子叶片或导叶翼型件的空气动力轮廓。
[0078] 外壳220为可互换的、可消耗的、预制的,且可由单个部件或多件制成,且在冷却和/或材料构造中包括适于燃气轮机的不同运行范围的变体。外壳220连结到中间壳(见图2)或翼梁210上,且为了组装,可使用收缩接头或收缩配合连接。根据图4a的外壳220由两个联接的部件221(压力侧壁)和222(吸入侧)构成。各个部件221,222的多个固定键(未示出)沿外壳的前缘223和后缘224在相邻部件的相应键槽中互锁,以至少基于力锁定连接形成前缘和后缘接头。
[0079] 图5示出了根据图3a的外壳220与根据图4b的翼梁210之间的组件的另一个实施例。翼梁210的表面提供多个冷却蛇线通路230。此外,翼梁本体210的内部设有其它冷却通路。根据图5a的外壳220形成翼型件的空气动力轮廓。外壳220为可互换的、可消耗的、预制的,且可由单个部件或多件制成,且在冷却和/或材料构造中包括适于燃气轮机的不同运行范围的变体。外壳220连结到中间壳或翼梁210上,且为了组装可使用收缩接头或收缩配合连接。此外,外壳220的厚度定制225,以便在收缩过程期间实现可选的灵活性。此外,外壳220可根据独立运行状态由不同材料性质或厚度定制。
[0080] 参考标号列表:100 转子叶片
110 转子叶片翼型件
111 纵轴线
112 叶片翼型件的前缘
113 叶片翼型件的后缘
114 柄
115 内平台
116 叶根、根部
117 给送孔
118 叶片翼型件的末梢
200 转子叶片的实施例
210 翼梁
221 向下延伸的第一部分
212 向下延伸的第二部分
213 矩形部分
214 最终互补部分
215 冷却空气或冷却介质
216 入口
217 内腔
220 外壳
221 压力侧壁
222 吸入侧壁
223 前缘
224 后缘
225 定制区域
230 中间壳
240 末梢
250 冷却蛇线通路
260 组装。