涡轮叶片、制造涡轮叶片的方法和整修涡轮叶片的方法与流程

1.本公开涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片，并且特别涉及涡轮叶片末梢。


背景技术：

2.在涡轮机（诸如燃气涡轮发动机）中，空气在压缩机部段中加压，并且然后与燃料混合，并且在燃烧器部段中燃烧，以生成热燃烧气体。热燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在那里能量被提取以产生有用功，诸如转动发电机来产生电力。热燃烧气体行进穿过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可包括一排固定翼型件，即涡轮动叶片，后面是一排旋转翼型件，即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热燃烧气体中提取能量以提供输出功率。
3.通常，涡轮叶片包括从平台沿翼展方向径向向外延伸的翼型件。翼型件由界定翼型件内部的外壁构成，翼型件内部可以具有一个或多个内部冷却通道。涡轮叶片还包括从平台径向向内延伸的附接结构（称为根部），用于将叶片安装在转子盘上。涡轮叶片的径向外部末梢可设有末梢特征，以减小叶片和周围静止护罩之间的间隙尺寸，该间隙被称为环段。末梢特征（通常称为振鸣末梢）被设计成最小化叶片末梢和环段之间的工作流体的泄漏。
4.振鸣末梢通常包括从末梢帽径向向外延伸的末梢导轨。因此，位于离翼型件内部冷却通道一定距离处的末梢导轨难以通过传导来冷却。典型地，振鸣末梢通过在压力侧表面和/或翼型件的末梢帽上钻冷却孔来冷却。


技术实现要素：

5.简而言之，本发明的各方面提供了一种具有改进的末梢冷却的涡轮叶片。
6.根据第一方面，提供了一种涡轮叶片。该涡轮叶片包括翼型件部段，该翼型件部段从翼型件部段的第一端处的平台沿翼展方向延伸至第二端处的末梢底板。穿过末梢底板形成至少一个冷却孔。该至少一个冷却孔流体连接到翼型件部段的内部冷却剂腔。涡轮叶片还包括增材制造的末梢帽，其经由直接在翼型件部段的末梢底板上逐层沉积材料而形成。末梢帽包括从末梢底板向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨。所述至少一个振鸣末梢导轨包括形成在其中的嵌入式冷却通道。嵌入式冷却通道与所述至少一个冷却孔对准并且流体连接到所述至少冷却孔，该冷却孔穿过翼型件部段的末梢底板形成。嵌入式冷却通道包括位于所述至少一个振鸣末梢导轨的侧面和顶面中的至少一者上的一个或多个出口。
7.根据第二方面，提供了一种制造涡轮叶片的方法。该方法包括形成翼型件部段，该翼型件部段从翼型件部段的第一端处的平台沿翼展方向延伸至第二端处的末梢底板。该方法还包括穿过末梢底板形成至少一个冷却孔，该至少一个冷却孔流体连接到翼型件部段的内部冷却剂腔。该方法还包括在翼型件部段的末梢底板之上形成末梢帽，该末梢帽包括从末梢底板向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨。经由直接在末梢底板上逐层沉积材料来增材形成末梢帽，使得所述至少一个振鸣末梢导轨包括形成在其中的嵌入式冷却通道。嵌入式冷却通道与所述至少一个冷却孔对准并流体连接到该冷却孔，该冷却孔穿过翼型件部段的
末梢底板形成。嵌入式冷却通道包括位于所述至少一个振鸣末梢导轨的侧面和顶面中的至少一者上的一个或多个出口。
8.根据第三方面，提供了一种整修涡轮叶片的方法。该方法包括从涡轮叶片的末梢部段去除材料至指定深度，以限定涡轮叶片的翼型件部段的末梢底板。该方法还包括穿过末梢底板钻出至少一个冷却孔，所述至少一个冷却孔流体连接到翼型件部段的内部冷却剂腔。该方法还包括在末梢底板之上形成末梢帽，该末梢帽包括从末梢底板向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨。经由直接在末梢底板上逐层沉积材料来增材形成末梢帽，使得所述至少一个振鸣末梢导轨包括形成在其中的嵌入式冷却通道。嵌入式冷却通道与所述至少一个冷却孔对准并流体连接到所述至少一个冷却孔，所述至少一个冷却孔穿过翼型件部段的末梢底板形成。嵌入式冷却通道包括位于所述至少一个振鸣末梢导轨的侧面和顶面中的至少一者上的一个或多个出口。
附图说明
9.借助附图更详细地示出了本公开。附图示出了优选的配置，并且不限制本公开的范围。
10.图1是涡轮叶片的透视图；图2是沿图1中截面ii-ii的横截面图；图3是根据第一实施例，沿轴向方向观察的涡轮叶片末梢部段的横截面图；图4是沿图3中iii-iii截面的横截面图；图5和5a示出了根据第一实施例的涡轮叶片的末梢部段的透视图；图6是根据第二实施例，沿轴向方向观察的涡轮叶片末梢部段的横截面图；以及图7是沿图6中截面vii
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vii的横截面图。
具体实施方式
11.在本说明书中：a）在涡轮级的一排涡轮叶片中，径向和轴向方向相对于涡轮叶片的旋转轴线来定义；b）弦向方向被理解为大致从翼型件前缘到翼型件后缘的方向，或反之亦然；c）横向方向被理解为大致从翼型件压力侧到翼型件吸力侧的方向，或反之亦然，即，横向于弦向方向。
12.本发明的各方面涉及一种可用于燃气涡轮发动机的涡轮级的涡轮叶片。涡轮级包括可绕轴线旋转的一排周向涡轮叶片。图1图示了单个涡轮叶片1。叶片1包括大致中空的翼型件部段10，翼型件部段10从叶片平台6沿径向方向沿翼展方向延伸，并进入热气路径流体流中。根部8从平台6径向向内延伸，并且可以包括例如用于将叶片1联接到转子盘（未示出）的常规杉树形状。翼型件部段10包括外壁12，该外壁12由大致凹入的压力侧壁14和大致凸出的吸力侧壁16形成，该压力侧壁14和吸力侧壁16在前缘18和后缘20处结合在一起，从而限定中弧线29。翼型件部段10从径向内端处的平台6延伸到径向外端处的末梢部段26，并且可采取适合于从热气流中提取能量并引起转子盘旋转的任何构型。
13.如图2所示，压力侧壁14包括暴露于热气路径流体的横向外表面14a和面向翼型件内部的横向内表面14b。吸力侧壁16包括暴露于热气路径流体的横向外表面16a和面向翼型件内部的横向内表面16b。中空翼型件部段10的内部可包括至少一个内部冷却剂腔28，其被
限定在压力侧壁14的横向内表面14b和吸力侧壁16的横向内表面16b之间。内部冷却剂腔28可形成涡轮叶片1的内部冷却系统的一部分。内部冷却系统可接收冷却剂，诸如从压缩机部段（未示出）转移的空气，其可经由通常设置在叶片根部8中的冷却剂供应通道进入内部冷却剂腔28。在内部冷却剂腔28内，冷却剂可沿大致径向方向流动，在经由外部孔口17、19、37、38排放到热气路径中之前，从压力侧壁14和吸力侧壁16的内表面14b、16b吸收热量（见图1和2）。
14.特别是在高压涡轮级中，末梢部段26可形成为所谓的“振鸣末梢”。联合参考图1和图2，末梢部段26可以包括在外壁12的径向外端处设置在外壁12之上的末梢底板30和从末梢底板30径向向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨。在这种情况下，提供了压力侧振鸣末梢导轨42和吸力侧振鸣末梢导轨44，它们横向地间隔开，以在它们之间限定叶片末梢腔46。
15.参见图2，压力侧振鸣末梢导轨42包括与压力侧壁14齐平的第一横向侧面42a、面向叶片末梢腔46的第二横向侧面42b、以及位于压力侧振鸣末梢导轨42的径向外部末梢的径向向外面向的顶面42c。吸力侧振鸣末梢导轨44包括与吸力侧壁16平齐的第一横向侧面44a、面向叶片末梢腔46的第二横向侧面44b、以及位于吸力侧振鸣末梢导轨44的径向外部末梢处的径向向外面向的顶面44c。末梢部段26可另外包括多个冷却孔37、38，冷却孔37、38将内部冷却剂腔28与暴露于热气路径流体的末梢底板30的外表面流体连接。在所示的示例中，冷却孔37穿过压力侧壁14形成，通向外表面14a，而冷却孔38穿过末梢底板30形成，通向叶片末梢腔46。
16.振鸣末梢导轨42、44通常设计为涡轮叶片中的牺牲特征，以保持与静止环段90的小末梢间隙g，从而提高涡轮效率，并在瞬态发动机操作期间在末梢摩擦环段90的情况下保护末梢底板30下方的翼型件内部冷却系统。通过末梢间隙g从压力侧到吸力侧的叶片末梢泄漏流f
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不仅会导致气流转向和扭矩生成减少，而且还会生成额外的涡流和总压力损失。因此，期望减少叶片末梢附近的叶片末梢泄漏流f
l
和总压力损失。
17.此外，如从图2所看到的，叶片底板30通常从叶片内部冷却系统接收对流冷却。振鸣末梢导轨42、44远离叶片的内部冷却系统延伸，因此在末梢底板30和振鸣末梢导轨42、44之间可能存在显著的温度梯度。此外，由于振鸣末梢导轨42、44经受与环段90的摩擦，所以在振鸣末梢导轨42、44的顶面42c、44c上通常不施加热障涂层。结果，在发动机操作期间，严重的氧化可能导致振鸣末梢导轨42、44，这会导致振鸣末梢的显著损失，并且可能加宽顶部间隙g，从而降低涡轮效率。
18.传统上，涡轮叶片1（包括平台6、根部8、翼型件部段10和末梢部段26）通常经由铸造工艺一体形成，这可能会限制提供给末梢部段26的冷却量。
19.本发明的各方面解决了至少一些上述与减少叶片末梢泄漏流和提供改善的末梢冷却相关的技术问题。这些方面通过提供一种涡轮叶片来实现，该涡轮叶片具有增材制造的“振鸣”末梢，该末梢具有嵌入式冷却通道。所提出的冷却设计可允许振鸣末梢设计经受住极端的操作温度，同时减少末梢冷却所需的冷却剂消耗。
20.根据本发明的方面（例如，见图3-7），涡轮叶片1包括翼型件部段10，翼型件部段10从翼型件部段10的第一端处的平台6（类似于图1）沿翼展方向延伸至第二端处的末梢底板30。例如，如图3和图6所示，末梢底板30从压力侧壁14横向延伸到吸力侧壁16，并且沿弦向从涡轮叶片的前缘18延伸到后缘20。至少一个、但通常是若干个冷却孔32可以穿过末梢底
板30形成。一个或多个冷却孔32可具有直接位于压力侧壁14或吸力侧壁16上的出口36。一个或多个冷却孔32流体连接到翼型件部段10的内部冷却剂腔28。叶片1还包括末梢帽40，该末梢帽40通过直接在翼型件部段10的末梢底板30上逐层沉积材料的增材制造而形成。末梢帽40包括从末梢底板30径向向外延伸的至少一个振鸣末梢导轨42、44。振鸣末梢导轨42、44可进一步在涡轮叶片的前缘18和后缘20之间沿弦向延伸。在所示的实施例中，提供了一对振鸣末梢导轨，即压力侧振鸣末梢导轨42和吸力侧振鸣末梢导轨44。振鸣末梢导轨42、44是增材地形成的，以便具有形成在其中的一个或多个嵌入式冷却通道50。一个或多个嵌入式冷却通道50中的每一者都与穿过翼型件部段10的末梢底板30形成的相应冷却孔32对准并流体连接。所述一个或多个嵌入式冷却通道50中的每一者都包括一个或多个出口54、56，出口54、56位于相应振鸣末梢导轨42、44的横向侧面42a、44b和/或径向向外面向的顶面42c、44c。
21.所提出的冷却设计可通过将背侧冷却放置成最靠近最高热传递区域的来解决上述热传递问题。另外，在需要最大热保护的区域中，冷却空气的膜覆盖范围可以是有意的和受控的。使得能够提高热性能的物理特征是振鸣末梢导轨内的嵌入式冷却通道或微通道，它们形成半中空的振鸣末梢导轨。这些嵌入式冷却通道可以被隔离，以便减轻由于末梢导轨破裂的风险而导致的大规模冷却故障。通过结合成形的扩散器几何形状，可以在嵌入式冷却通道的出口处进一步提高膜覆盖范围。
22.现参考图3-5，图示了本发明涡轮叶片1的第一实施例。涡轮叶片1包括由外壁12构成的翼型件部段10，外壁12包括大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16（见图5）。翼型件部段10包括位于翼型件部段10的径向最外末梢处的末梢底板30。翼型件部段10可以例如通过铸造形成。多个冷却孔32穿过末梢底板30形成。如图4所示，冷却孔32可沿弦向彼此间隔开地布置。每个冷却孔32可具有位于面向内部冷却剂腔28的内壁表面14b、16b上的入口34，以及位于末梢底板30的径向外表面30a上的出口36。每个冷却孔的出口36可直接位于压力侧壁14或吸力侧壁16上。穿过末梢底板30的冷却孔32可例如通过钻孔工艺形成，诸如放电加工（edm）等。
23.可经由增材制造工艺，诸如选择性激光熔化（slm）等，在翼型件部段10上形成末梢帽40。特别地，末梢帽40可通过直接在翼型件部段10的末梢底板30上逐层沉积材料来形成。增材制造的末梢帽40可包括压力侧振鸣末梢导轨42和吸力侧振鸣末梢导轨44。振鸣末梢导轨42、44中的每一者都设有多个嵌入式冷却通道50。嵌入式冷却通道50沿弦向间隔开，并形成连接到翼型件核心的隔离冷却回路。每个嵌入式冷却通道50包括入口52，该入口52定位在穿过末梢底板30形成的相应冷却孔32的出口36之上。每个嵌入式冷却通道50可具有多个出口54。单入口多出口冷却设计（诸如本示例中的设计）可更好地利用可用的冷却空气（更高的热效率），并整体降低叶片末梢的冷却空气消耗。
24.在第一个实施例中，每个嵌入式冷却通道50包括位于相应振鸣末梢导轨的侧面上、沿弦向隔开的两个或更多个出口54，如图4和图5最佳所见。具体而言，在所示的示例中，压力侧振鸣末梢导轨42上的嵌入式冷却通道50具有一对出口54，该对出口54位于压力侧振鸣末梢导轨42的第一侧面42a上、与翼型件部段的压力侧壁14齐平。吸力侧振鸣末梢导轨44上的嵌入式冷却通道50具有一对出口54，该对出口54位于吸力侧振鸣末梢导轨44的面向叶片末梢腔46的第二侧面44b上。这对出口54可以位于入口52的两侧（如图所示）上，或者可以
两者都位于入口52的同一侧上。
25.在另一变型中，所述嵌入式冷却通道中的一个或多个可设有位于振鸣末梢导轨顶表面上的出口，替代或补充具有位于振鸣末梢导轨横向侧面上的出口。作为示例，参照图6和7示出了第二实施例。根据该实施例，涡轮叶片1可包括翼型件部段10，该翼型件部段10具有与结合第一实施例描述的相似的设计和制造。末梢帽40可经由增材制造工艺（诸如例如选择性激光熔化（slm）等）形成在翼型件部段10之上。特别地，末梢帽40可通过直接在翼型件部段10的末梢底板30上逐层沉积材料来形成。如图所示，增材制造的末梢帽40可包括压力侧振鸣末梢导轨42和吸力侧振鸣末梢导轨44。振鸣末梢导轨42、44中的每一者都设有多个嵌入式冷却通道50。嵌入式冷却通道50沿弦向间隔开，并形成连接到翼型件核心的隔离冷却回路。每个嵌入式冷却通道50包括入口52，该入口52定位在穿过末梢底板30的相应冷却孔32的出口36之上，并且设有多个出口54、56。在本示例中，每个嵌入式冷却通道50设有四个出口，即形成在相应振鸣末梢导轨42、44的横向侧面42a、44b上的第一对弦向间隔出口54，以及形成在相应振鸣末梢导轨42、44的顶面42c、44c上的第二对弦向间隔出口56。
26.使用如第二实施例中所述的单入口多出口冷却通道可导致使用最少的冷却剂流的对流传热的更宽覆盖范围，从而提高涡轮机效率。位于顶面42c、44c上的出口56可确保沿着振鸣末梢导轨42、44的径向高度改善对流冷却。位于横向侧面42a、44b上的出口54（其离顶面42c、44c处于一段距离）可确保在瞬态发动机操作期间在出口56由于振鸣末梢壁42、44摩擦环形段而堵塞的情况下，叶片末梢继续被冷却。因此，可提供对叶片末梢的有效冷却，以实现更长的叶片寿命。
27.本技术通过在已形成的叶片翼型件顶部上打印完整末梢特征的过程，为叶片末梢冷却方案的设计提供了自由度。本技术的一个方面可涉及一种用于修复或整修涡轮叶片的方法，例如，通过常规铸造制造的叶片。根据上述实施例和变型中的任一者，该过程可包括从用过的叶片的末梢部分去除材料至特定深度，以限定翼型件部段的末梢底板，并且随后通过直接在翼型件部段的末梢底板上进行增材制造来形成末梢帽。铸造部分和增材制造部分之间的界面可以用作冷却空气源和嵌入式微通道之间的接头。
28.虽然已对特定实施例进行了详细描述，但本领域普通技术人员将会意识到，根据本发明的总体教导，可对这些细节进行各种修改和替代。因此，所公开的特定布置仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求及其任何和所有等同方式的全部广度给出。