[发明专利]涡轮机叶片设备

说明书

技术领域

本发明总体涉及涡轮机叶片，并且特别是涉及涡轮机叶片构造。

背景技术

例如用于发电和飞行器推动的许多燃气涡轮机采用通过单晶铸造过程来制造的涡轮机叶片。单晶铸造过程的优点在于它可以改善涡轮机叶片对于涡轮机操作中所遇到的低循环疲劳的抗力。

在发电涡轮机中，希望的是涡轮机叶片或翼面的跨度或长度可以增加每个叶片的功输出，以便用于增加的发电需求。对于增加的涡轮机环形面积或机械速度来说，用于增加的输出的具有竞争力的优值是AN²，其中A表示涡轮机环形面积，并且N表示涡轮机速度。翼面宽度可以通过在铸造生产过程中变化到较大容量铸造来延长。增加铸造容积将同样增加与单晶处理相关的问题。这些问题包括另外的收缩、开发努力和成本以及现有设备的能力限制。

因此，在本领域中需要一种克服这些缺陷的涡轮机翼面配置。

发明内容

本发明的实施例包括燃气涡轮机翼面。燃气涡轮机翼面包括根部区段、附接在根部区段上的分开的延伸区段以及布置在根部区段和延伸区段之间的结合部，结合部包括机械互锁件或冶金粘合(bond)中的至少一种。

本发明的另一实施例包括组装燃气涡轮机翼面的方法。该方法包括将粘合剂施加在至少一个突出部和凹口上，该突出部和凹口各自相对布置在各自的翼面的根部区段和翼面的分开的延伸区段上。该方法还包括相对于延伸区段定位根部区段，将突出部、凹口和粘合剂暴露于能够激发粘合剂的物质，并且在根部区段和延伸区段之间形成冶金粘合。

本发明的另一实施例包括燃气涡轮机，包括引导气流的壳体、转子以及多个燃气涡轮机翼面。多个燃气涡轮机翼面的至少一个包括与转子机械连接的根部区段以及附接在根部区段上的分开的延伸区段。

附图说明

参考示例性附图，其中类似的元件在附图中类似地标示。

图1表示按照本发明实施例的涡轮机的端部透视图；

图2表示按照本发明实施例的翼面的端部透视图；

图3表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；

图4表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；

图5表示按照本发明实施例的翼面结合部的放大端视图；

图6表示按照本发明实施例的翼面突出部的顶部透视图；

图7表示按照本发明实施例的翼面突出部的顶部透视图；

图8表示按照本发明实施例组装涡轮机翼面的方法的流程图。

部件列表

燃气涡轮机50、转子65、壳体66、翼面100、根部区段110、延伸区段120、结合区段130、尖端150、覆盖物175、突出部210、分叉突出部211、城堡形突出部212、凹口220、冶金粘合230、第一部分240、第二部分250、方向线275、方向线280、方向线280、方向线285、部分横跨覆盖物310、覆盖物311、重叠凸唇320、重叠凸唇321、凹口330、插入边缘350、保持边缘351、流程图800、施加步骤810、定位步骤820、暴露步骤830、形成步骤840。

具体实施方式

本发明实施例提供通过冶金粘合来增强的机械互锁锥形结合部，以便提供将翼面截面相互结合的冗余负载路径。由于沿着结合部的长度逐渐引入负载，锥形结合部的几何形状提供改善的负载传递效率。锥形结合部对于冶金粘合施加压缩和剪切负载，以便改善结合部整体性。另外，结合部将平衡结构和制造需求。

本发明实施例将为翼面提供增加的长度，以便增加性能。另一实施例将提供修改损坏翼面的能力，例如翼面尖端失效。另一实施例将提供如下的翼面，该翼面结合了多种材料性能，以便采取“设计-材料能力”原理来克服例如振动的失调尖端模式以及叶片尖端-壳体摩擦情况。

现在参考图1，表示燃气涡轮机50的端部透视图。在实施例中，燃气涡轮机50是飞行器发动机的燃气涡轮机。燃气涡轮机50包括多个翼面(其中的一个实例表示在图2中)。气体流入壳体66，并且气流通过壳体66引导以便作用在多个翼面100上。翼面100提供将与气体膨胀相关的能量转换成转子65的转动。转子65可转动地布置在燃气涡轮机50的中心附近，其方式是本领域普通技术人员将能理解的。

现在参考图2，表示涡轮机50的翼面100的端部透视图。翼面100包括与转子65(图1所示)机械连接的根部区段110(这里还称为根部)以及经由结合区段130(这里还称为结合部)附接在根部区段110上的分开的延伸区段120(这里还称为延伸部)。将延伸部120附接在根部110上可使得翼面100长度超过单晶铸造所实现的长度。