[发明专利]涡轮发动机叶片部件

说明书

公开了一种涡轮发动机叶片部件(1)，包括平台(10)和翼型件(20)。翼型件包括压力侧、吸入侧、前缘(23)和后缘(24)。翼型件(20)的上游区域(25)从前缘(23)沿朝后缘(24)的方向延伸，且翼型件(20)的下游区域(26)从后缘(24)沿朝前缘(23)的方向延伸。翼型件在上游区域中连接到平台上，且在下游区域中与平台断开，使得下游区域(26)从上游区域(25)悬臂伸出，由此间隙(5)形成在下游区域(26)中的翼型件的截面与面对所述截面的平台(10)的相对表面之间。提供了间隙(5)的密封。翼型件凹穴(29)设在翼型件(20)的下游区段(26)中。平台凹穴(11)设在平台(10)中。密封部件(30)设在凹穴(29,11)内且桥接间隙(5)。

技术领域

本公开内容涉及一种根据权利要求1的涡轮发动机叶片部件(turboengineblading member)。

背景技术

涡轮发动机叶片部件通常包括至少一个平台和至少一个翼型件。翼型件包括前缘、后缘，且沿翼展方向从至少一个平台延伸。翼型件在翼型件的至少一个翼展端处连接到平台。可为如下情况，即，翼型件在各个翼展端处连接到平台。还可为如下情况，即，叶片部件包括多于一个翼型件。叶片部件可整体地成型，或可被组装。例如，叶片部件可由至少一个翼型件部件和至少一个平台部件组装。在所述情况下，翼型件部件可包括在翼型件的翼展端处附接到翼型件的柱(post)或其它公连接特征(male connection feature)，且其收纳在平台部件的匹配的母连接特征内，且联锁在该处，例如，从文件US 5,797,725和文件US2009/0196761获知。

在上文所述方式组装的叶片部件中常见的是，柱或公固定特征沿翼展方向从翼型件的上游区域延伸，且呈现出至少基本上与上游区域中的翼型件的截面一致的截面。然而，相当常见的是，公固定特征的截面并未在翼型件的下游区域上延伸。因此，翼型件在上游区域中连接到平台，同时其在下游区域中与平台断开，且间隙形成在下游区域中的翼型件的截面与平台的相对表面之间。在此方面，上游区域理解为从前缘且向下游延伸一定距离的翼型件的任何区域，而下游区域从后缘且向上游延伸一定距离。上游和下游分别涉及翼型件的标称流动方向，其从前缘引导到后缘。下游区域可限定为翼型件的区段，其从后缘延伸至公固定特征的下游端。上游区域然后可限定为从前缘到达到公固定特征的下游端的区段。上游区域还可称为前缘区域。下游区域还可称为后缘区域。

提供与平台断开的下游区域中的翼型件具有某些优点。一方面，由于尖锐的转角或实际上尽可能小的半径分别通常设在前缘处的事实，故可能有挑战的是将固定特征和相关的联锁元件适当地设在后缘处，且同时在公固定特征的所述尖锐边缘处提供机械完整性。此外，可能证明有挑战性且昂贵的是，向母固定特征提供有对应的尖锐边缘或小半径。在涉及组装的叶片部件以及整体结合地成型的叶片部件的另一方面中，翼型件的截面与平台的相对表面之间的间隙允许了翼型件的下游区域与平台之间的一些位移。理解的是，由于一方面冷却和来自热工作流体流的热进入，故翼型件可在涡轮发动机操作期间呈现出显著高于平台的温度，这引起平台和翼型件的不同热引起的变形，且对应地，应力在翼型件与平台之间的界面处引起。由于后缘处的低材料强度，所述应力将证明在翼型件的下游区域中是最关键的。由于翼型件在下游区域中与平台断开，故翼型件的下游区域可相对于平台位移。因此，平台和翼型件的不同热膨胀不会在翼型件的下游区域中在平台与翼型件之间的界面处引起应力。然而，间隙由此形成在下游区域中的翼型件的截面与平台的相对表面之间。经由间隙从翼型件的压力侧到翼型件的吸入侧的泄漏流引起性能损失，且此外疑似增大下游或后缘区域中的翼型件的热负载。

发明内容