CN101638996A - 分割式双动力喷嘴及相关方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及分割式双动力喷嘴及相关方法。具体而言，一种用于涡轮喷嘴的导叶双体(10)，包括：径向内圈(12)；径向外圈(14)；以及在内圈和外圈之间延伸的一对翼型件(16，18)。沿着经过该对翼型件之间的分割线(32)以大体轴向方向对内圈和外圈中的一者进行分割，并且将密封件(36)固定在分割线的正对的边缘之间或附近。

Description

分割式双动力喷嘴及相关方法
技术领域
本发明总体上涉及燃气轮机技术，且更具体而言，涉及涡轮喷嘴的制造或修复。
背景技术
涡轮喷嘴通常铸造成导叶双体(doublet)，即每段具有两个导叶或翼型件的弧形段，以降低铸造成本。然而，双体构造导致双体有些区域中的高应力/应变，这可能自身以裂缝的形式来表现。一旦裂缝扩大到临界尺寸，就必须在维护中将零件拆下并进行修复以防止其在涡轮中引起灾难性故障。
在更现代的燃气轮机喷嘴设计中，普遍的方案是采用单体构造，即每段一个翼型件，而不是双体构造。采用单体构造消除了双体构造中导致开裂的大部分应力/应变，但是一般而言，单体的制造要昂贵得多。
发明内容
在本发明的一个示例性但非限制性的实施例中，通过分割双体的内圈和外圈(即侧壁)中的一个或另一个来将在其它方面为常规的导叶双体涡轮喷嘴修改成为性能更加与单体喷嘴相似。
因此，在一个方面，本发明涉及一种用于涡轮喷嘴的导叶双体，包括：径向内圈；径向外圈；以及在内圈和外圈之间延伸的一对翼型件，其中，沿着经过该对翼型件之间的分割线在大体轴向的方向上对内圈和外圈中的一者进行分割；且其中，将密封件固定在分割线的正对的边缘之间或附近。
在另一个方面，本发明涉及一种修复涡轮喷嘴双体导叶以减少出现开裂并延长维护间隔的方法，其中，该双体导叶包括内圈和外圈，在其之间具有一对延伸的翼型件，该方法包括：a)从涡轮喷嘴组件拆下双体导叶；以及b)在该对翼型件之间从前端到后端对内圈和外圈中的一者进行分割，以及将密封件固定在分割线的正对的边缘之间或附近。
现在将关于鉴别如下的附图来描述本发明。
附图说明
图1是根据本发明的一个示例性但非限制性的实施例的涡轮喷嘴双体的透视图；
图2是图1所示双体的示意性仰视图；
图3是图2所示双体的一个变型的示意性仰视图；
图4是根据本发明的另一个示例性但非限制性的实施例的涡轮喷嘴双体的透视图；
图5是图4所示双体的示意性俯视图；以及
图6是图5所示双体的一个变型的示意性俯视图。
具体实施方式
首先参考图1和图2，用于燃气轮机喷嘴的双体喷嘴段(或简单而言，导叶双体)10包括径向内圈或侧壁12以及径向外圈或侧壁14。喷嘴双体基本上形成固定在环形隔板(diaphragm)中的多个此类喷嘴双体段的一个弧形段，使得导叶环绕涡轮转子(未示出)，转子上的多排叶片或翼型件以常规方式定位在静止喷嘴的相对侧上。
在该示例性实施例中，一对导叶或翼型件16、18在内圈12和外圈14之间沿径向延伸。翼型件具有相应的前缘20、22和相应的后缘24、26。如图1中所定向，喷嘴双体内圈12可视为具有前向端或前端28以及后向端或后端30，即空气沿着从端部28到端部30的方向流动。在如此理解定向的情况下，翼型件18可视为右手翼型件，而翼型件20可视为左手翼型件。
上述双体构造基本上为四杆连接装置(1inkage)，其在燃气轮机喷嘴的环境中产生如上所述的不期望的高应力，特别是在双体右手侧的翼型件18中。为了减轻翼型件18上趋于沿径向受热扩大的应力，已发现可通过释放翼型件上的应力来减少因此造成的开裂问题。在该示例性实施方式中，这可通过分割内圈12并因此拆开四杆连接装置来实现。具体而言，在翼型件16和18之间形成从前端28延伸到后端30的分割线32。在图1中的示例性构造中，其中外圈固定在防止外圈径向膨胀的保持环上，分割允许翼型件18在翼型件由于受热扩大而膨胀时沿径向向内推动内圈。虽然该运动不过是千分之几英寸，但是足以减轻热致应力。在优选的布置中，分割线32大致沿着翼型件16吸力侧37或翼型件18压力侧38的曲率延伸，以有利于切割工艺。
分割的内圈12可通过任意适当的技术实现，例如通过线切割放电加工或碳电极切割。如果分割线32以一定的角度进行切割和/或如果足够薄，则沿径向穿过内圈12的流动泄漏将无关紧要。然而，优选而言，可在限定分割线的正对的内圈边缘中切割侧凹口或凹槽34，并且可将柔性密封件如柔性编织金属线织物36塞入对齐的凹槽34中，以提供更结实的防漏密封件。也可采用其它密封件，例如金属片密封件，将密封件定位焊在适当位置使得发动机内的压力将沿分割线提供足够的密封而无需固结。
图3示出了内圈分割线的备选路径或形状。在这种情况下，分割线40由两个直线段42、44组成，段42大致平行于内圈或侧壁12的侧边缘46、48，而段44大致平行于内圈12的倾斜侧边缘50中的一者。在其它方面，图3所示的喷嘴双体与图1和图2所示的喷嘴双体大体相同。应当理解的是，在该分割线布置中，密封件36可由从分割线的相对端塞入的两个分离的密封条组成。密封条然后将在段42、44的交叉处汇合。
图4和图5示出了备选的喷嘴导叶双体构造，其中，对该双体的外圈进行分割。就本发明的目的而言，该双体在其它方面可视为与双体10相同，并且为了方便起见，使用类似的参考标号表示相应的元件、表面等，但增加前缀“1”。因此，双体导叶110包括径向内圈或侧壁112和径向外圈或侧壁114。
在该示例性实施例中，一对翼型件116、118在内圈112和外圈114之间沿径向延伸。翼型件具有相应的前缘120、122和相应的后缘124、126(图5)。如图4中所定向，喷嘴双体内圈112可视为具有前向端或前端128以及后向端或后端130，并且这里同样的是，空气沿着从端部128到端部130的方向流动。在该示例性实施例中，分割线132形成在外圈114中，在翼型件116和118之间从前端128延伸到后端130。在优选的布置中，分割线132大致沿着图1和图2中的分割线的曲率延伸。
分割线132的侧边缘也可与上述实施例一样具有凹口或凹槽，以容纳密封件36。
图6示出了其中分割线138由两个直线段140、142组成的变型，并且这里同样的是，密封件(在图6中未示出)可由在密封件线段140、142的接合处相接合的分离段组成。
为了进一步减少翼型件中的热致应力，翼型件的压力侧可涂覆有常规隔热涂层。这在右手翼型件18(或118)中特别有用，因为应力在每个双体的右手侧都较大。通过涂覆翼型件的高温侧，对翼型件进行冷却并因此趋于受热扩大的可能性较小。同样有利的是，通过例如沿一个或两个翼型件的后缘增设冷却开口52并在后缘孔(仅在图1中可见)的上游增设薄膜冷却孔54来更有效地冷却翼型件16、18、116或118。应当理解的是，开口位置和孔位置可按需改变以将效果最优化。这种冷却减少了翼型件和内圈及外圈或侧壁之间的温差。当然，涂层和冷却开口的组合连同分割线一起可用来加强降低应力并因此减少或至少延迟开裂的发生。
虽然已关于目前认为是最实用和优选的实施例描述了本发明，但是要理解本发明并不限于所公开的实施例，相反而言，本发明旨在涵盖包括在所附权利要求的精神和范围内的各种改型和等同装置。

Claims (10)

1.一种用于涡轮喷嘴的导叶双体(10)，包括：
径向内圈(12)；
径向外圈(14)；以及
在所述内圈和所述外圈之间延伸的一对翼型件(16，18)，其中，所述内圈和所述外圈中的一者以大体轴向方向沿着经过所述一对翼型件之间的分割线(32)被分割；且其中，密封件(36)固定在所述分割线的正对的边缘之间或附近。
2.根据权利要求1所述的导叶双体，其特征在于，所述分割线(32)形成在所述径向内圈中。
3.根据权利要求1的导叶双体，其特征在于，所述密封件(36)从所述径向内圈或外圈的前端(28)延伸到所述径向内圈或外圈的后端(30)。
4.根据权利要求2所述的导叶双体，其特征在于，所述密封件(36)从所述径向内圈的前端(28)延伸到所述径向内圈的后端(30)。
5.根据权利要求1所述的导叶双体，其特征在于，所述密封件(36)包括沿所述分割线(32)固定地附接的柔性编织金属密封件或金属片密封件。
6.根据权利要求1所述的导叶双体，其特征在于，所述翼型件(16，18)之一的压力侧(38)涂覆有隔热涂层。
7.根据权利要求4所述的导叶双体，其特征在于，所述翼型件(16，18)之一的压力侧(38)涂覆有隔热涂层。
8.根据权利要求6所述的导叶双体，其特征在于，沿着从前到后的方向，所述一对翼型件中右手边的一个翼型件(18)在其压力侧上涂覆有隔热涂层。
9.根据权利要求1所述的导叶双体，其特征在于，所述分割线(132)形成在所述径向外圈中。
10.一种修复涡轮喷嘴双体导叶(10)以减少开裂的出现并延长维护间隔的方法，其中，所述双体导叶包括具有在其之间延伸的一对翼型件(16，18)的内圈(12)和外圈(14)，所述方法包括：
a)从所述涡轮喷嘴组件拆下所述双体导叶(10)；以及
b)在所述一对翼型件之间从前端(28)到后端(30)对所述内圈(12)和所述外圈(14)中的一者进行分割。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075197A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 通用电气公司 用于气体温度控制的涡轮机桨叶平台成形及相关方法
CN103195584A (zh) * 2012-01-04 2013-07-10 通用电气公司 以部分负荷运行的涡轮
CN104220701A (zh) * 2012-03-29 2014-12-17 索拉透平公司 涡轮喷嘴
CN104685092A (zh) * 2012-10-05 2015-06-03 西门子公司 用于制造涡轮组件的方法
CN106468182A (zh) * 2015-08-18 2017-03-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的具有分离端壁的cmc喷嘴
CN106481365A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 通用电气公司 燃气涡轮构件和其组装方法

Families Citing this family (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110012240A1 (en) * 2009-07-15 2011-01-20 Chenglin Liu Multi-Connect Lead
US20110182726A1 (en) * 2010-01-25 2011-07-28 United Technologies Corporation As-cast shroud slots with pre-swirled leakage
US8449249B2 (en) * 2010-04-09 2013-05-28 Williams International Co., L.L.C. Turbine nozzle apparatus and associated method of manufacture
US20130011265A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 Alstom Technology Ltd. Chevron platform turbine vane
DE102011084125A1 (de) * 2011-10-07 2013-04-11 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelsegment und Strömungsmaschine
US20130142640A1 (en) * 2011-12-02 2013-06-06 David P. Houston Alternate shroud width to provide mistuning on compressor stator clusters
US20140023517A1 (en) * 2012-07-23 2014-01-23 General Electric Company Nozzle for turbine system
US9506362B2 (en) * 2013-11-20 2016-11-29 General Electric Company Steam turbine nozzle segment having transitional interface, and nozzle assembly and steam turbine including such nozzle segment
GB201408258D0 (en) * 2014-05-09 2014-06-25 British Sky Broadcasting Ltd Television display and remote control
JP5717904B1 (ja) * 2014-08-04 2015-05-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法
US10599324B2 (en) * 2015-12-31 2020-03-24 Microsoft Technology Licensing, Llc Hand gesture API using finite state machine and gesture language discrete values
US10633991B2 (en) 2016-01-15 2020-04-28 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Nozzle box assembly
KR101845695B1 (ko) * 2016-01-15 2018-04-06 두산중공업 주식회사 노즐 박스 어셈블리
FR3052486B1 (fr) * 2016-06-09 2020-03-13 Safran Aircraft Engines Secteur de distributeur pour turbomachine comprenant une plateforme separees en portions circonferentielles
FR3070718B1 (fr) * 2017-09-06 2019-08-23 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine a secteurs d'anneau
KR101937586B1 (ko) * 2017-09-12 2019-01-10 두산중공업 주식회사 베인 조립체, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
US11047248B2 (en) * 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US11156116B2 (en) * 2019-04-08 2021-10-26 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with reduced leakage feather seals
US11092022B2 (en) * 2019-11-04 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Vane with chevron face
US11492917B2 (en) 2020-02-18 2022-11-08 General Electric Company Nozzle with slash face(s) with swept surfaces joining at arc with peak aligned with stiffening member
US11359502B2 (en) 2020-02-18 2022-06-14 General Electric Company Nozzle with slash face(s) with swept surfaces with joining line aligned with stiffening member

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1330656A (fr) * 1962-08-08 1963-06-21 Bbc Brown Boveri & Cie Aubage à bande de recouvrement, pour turbines ou compresseurs
JPS6026103A (ja) * 1983-07-20 1985-02-09 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
US5441385A (en) * 1993-12-13 1995-08-15 Solar Turbines Incorporated Turbine nozzle/nozzle support structure
JPH1181911A (ja) * 1997-09-12 1999-03-26 Niigata Eng Co Ltd 軸流式タービンの静翼におけるシール装置
JPH11125102A (ja) * 1997-10-22 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼
US6099245A (en) * 1998-10-30 2000-08-08 General Electric Company Tandem airfoils
US6910854B2 (en) * 2002-10-08 2005-06-28 United Technologies Corporation Leak resistant vane cluster
EP1510654A1 (de) * 2003-08-25 2005-03-02 Siemens Aktiengesellschaft Einstückige Turbinenbeschaufelungseinheit und Verfahren zur Herstellung einer einstückigen Turbinenbeschaufelungseinheit
US7008178B2 (en) * 2003-12-17 2006-03-07 General Electric Company Inboard cooled nozzle doublet
US7101150B2 (en) * 2004-05-11 2006-09-05 Power Systems Mfg, Llc Fastened vane assembly
US7334306B2 (en) * 2004-06-02 2008-02-26 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a turbine nozzle assembly
US7329096B2 (en) * 2005-10-18 2008-02-12 General Electric Company Machine tooled diaphragm partitions and nozzles
US7341427B2 (en) * 2005-12-20 2008-03-11 General Electric Company Gas turbine nozzle segment and process therefor
FR2902843A1 (fr) * 2006-06-23 2007-12-28 Snecma Sa Secteur de redresseur de compresseur ou secteur de distributeur de turbomachine

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103075197A (zh) * 2011-10-26 2013-05-01 通用电气公司 用于气体温度控制的涡轮机桨叶平台成形及相关方法
CN103195584A (zh) * 2012-01-04 2013-07-10 通用电气公司 以部分负荷运行的涡轮
CN103195584B (zh) * 2012-01-04 2016-08-03 通用电气公司 以部分负荷运行的涡轮
CN104220701A (zh) * 2012-03-29 2014-12-17 索拉透平公司 涡轮喷嘴
CN104685092A (zh) * 2012-10-05 2015-06-03 西门子公司 用于制造涡轮组件的方法
CN104685092B (zh) * 2012-10-05 2017-06-30 西门子公司 用于制造涡轮组件的方法
US9919391B2 (en) 2012-10-05 2018-03-20 Siemens Aktiengesellschaft Method for manufacturing a turbine assembly
CN106468182A (zh) * 2015-08-18 2017-03-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的具有分离端壁的cmc喷嘴
CN106481365A (zh) * 2015-08-31 2017-03-08 通用电气公司 燃气涡轮构件和其组装方法
CN106481365B (zh) * 2015-08-31 2021-05-28 通用电气公司 燃气涡轮构件和其组装方法

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Publication number Publication date
JP2010038161A (ja) 2010-02-18
US8157515B2 (en) 2012-04-17
US20100028143A1 (en) 2010-02-04
DE102009026301A1 (de) 2010-02-18

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