[发明专利]燃气涡轮构件和其组装方法

说明书

提供一种燃气涡轮构件。燃气涡轮构件包括翼型件，其具有前边缘(222、230)、后边缘(224、232)、从前边缘延伸到后边缘的吸力侧(226、234)和从前边缘延伸到后边缘的、与吸力侧相反的压力侧(228、236)。燃气涡轮构件还包括隔热涂层(240)，其应用于翼型件压力侧，使得未涂覆边界(278)限定在压力侧上，在后边缘处。

技术领域

此公开的领域大体涉及燃气涡轮构件，更具体而言，涉及用于燃气涡轮构件的隔热涂层。

背景技术

至少一些已知的燃气涡轮组装包括压缩机、燃烧器以及涡轮。气体流入压缩机且被压缩。压缩气体然后排入燃烧器，与燃料混合，以及点燃而产生燃烧气体。燃烧气体被从燃烧器引导通过涡轮，由此驱动涡轮，涡轮又可对联接到涡轮上的发电机提供功率。

已知的燃气涡轮构件(例如，涡轮定子构件)可在较高温度的运行循环期间易于变形和/或破裂。为了减少暴露于较高温度的影响，已知将隔热涂层应用于至少一些已知燃气涡轮构件，由此改进构件的可用寿命。但是，隔热涂层可改变构件的几何结构，这可不利地影响燃气涡轮组件的整体运行效率。因而，这种涂层的可用性可受到限制。

发明内容

在一个方面，提供一种燃气涡轮构件。燃气涡轮构件包括翼型件，其具有前边缘、后边缘、从前边缘延伸到后边缘的吸力侧以及从前边缘延伸到后边缘的、与吸力侧相反的压力侧。燃气涡轮构件还包括隔热涂层，其应用于翼型件压力侧，使得未涂覆边界限定在压力侧上，在后边缘处。

在另一个方面，提供一种组装燃气涡轮构件的方法。方法包括提供翼型件，其具有前边缘、后边缘、从前边缘延伸到后边缘的吸力侧以及从前边缘延伸到后边缘的、与吸力侧相反的压力侧。方法还包括将隔热涂层应用于翼型件，使得隔热涂层在翼型件的压力侧上以及使得未涂覆边界限定在压力侧上，在后边缘处。

在另一个方面，提供一种燃气涡轮构件。燃气涡轮构件包括第一翼型件，具有第一前边缘、第一后边缘、从第一前边缘延伸到第一后边缘的第一吸力侧以及从第一前边缘延伸到第一后边缘的、与第一吸力侧相反的第一压力侧。燃气涡轮构件还包括第二翼型件，其具有第二前边缘、第二后边缘、从第二前边缘延伸到第二后边缘的第二吸力侧以及从第二前边缘延伸到第二后边缘的、与第二吸力侧相反的第二压力侧。燃气涡轮构件还包括隔热涂层，其应用于第二翼型件的第二压力侧。隔热涂层不应用于第一翼型件的第一压力侧。

技术方案1. 一种燃气涡轮构件，包括：

翼型件，其包括前边缘、后边缘、从所述前边缘延伸到所述后边缘的吸力侧以及从所述前边缘延伸到所述后边缘的、与所述吸力侧相反的压力侧；以及

隔热涂层，其应用于所述翼型件压力侧，使得未涂覆边界限定在所述压力侧上，在所述后边缘处。

技术方案2. 根据技术方案1所述的燃气涡轮构件，其特征在于，所述隔热涂层应用在所述翼型件前边缘上。

技术方案3. 根据技术方案2所述的燃气涡轮构件，其特征在于，所述隔热涂层不应用于所述翼型件吸力侧。

技术方案4. 根据技术方案3所述的燃气涡轮构件，其特征在于，所述构件包括内侧壁和外侧壁，使得所述翼型件从所述内侧壁延伸到所述外侧壁，所述隔热涂层应用于所述内侧壁和所述外侧壁中的至少一个。

技术方案5. 根据技术方案4所述的燃气涡轮构件，其特征在于，所述隔热涂层应用于所述内侧壁而不应用于所述外侧壁。

技术方案6. 根据技术方案4所述的燃气涡轮构件，其特征在于，所述隔热涂层应用于所述外侧壁而不应用于所述内侧壁。

技术方案7. 一种组装燃气涡轮构件的方法，所述方法包括：

提供翼型件，其具有前边缘、后边缘、从所述前边缘延伸到所述后边缘的吸力侧以及从所述前边缘延伸到所述后边缘的、与所述吸力侧相反的压力侧；以及