涡轮机翼面和用于热障涂层的方法技术

本发明专利技术公开了一种包括翼面主体（10）的涡轮机翼面（1）。所述翼面（1）包括前缘（9）、尾缘（11）、削减部（14）、外表面，所述外表面包括从所述前缘（9）延伸到所述尾缘（11）的吸力侧（13）和从所述前缘（9）延伸到尾端（12）的压力侧（15）。所述压力侧（15）被定位成在所述翼面主体（10）上与所述吸力侧（13）相对。所述外表面的整个压力侧（15）涂覆有热障涂层（20），其厚度（22）朝着所述尾端（12）减小。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及一种能够用在燃气涡轮机风标(或称导流片)或叶片中的涡轮机翼面。本专利技术进一步涉及一种用于涡轮机翼面的热障涂层的方法。
技术介绍
燃气涡轮机的翼面典型地由基于镍或钴的超耐热合金制成，该超耐热合金显示出对存在于燃气涡轮机中的热的、腐蚀性的燃烧气体具有较高的抵抗力。然而，尽管这类超耐热合金具有相当高的耐腐蚀性和耐氧化性，但燃气涡轮机中燃烧气体的高温需要采取措施来进一步改进耐腐蚀性和/或耐氧化性。因此，燃气涡轮机叶片和风标的翼面典型地至少部分地涂覆有热障涂层系统，以延长对热和腐蚀性环境的抵抗力。另外，翼面主体典型地是中空的，以便允许冷却流体(典型地是来自压缩机的放气)流动通过翼面。存在于翼面主体的壁中的冷却孔允许一定量的冷却空气离开内部通路，以便在翼面表面上形成冷却膜，这进一步保护了超耐热合金材料和施加于其上的涂层免受热和腐蚀性环境的影响。特别地，冷却孔存在于翼面的尾缘，例如，入US 6，077，036、US 6，126，400、US 2009/0194356A1和WO 98/10174 中所示。尾缘损失是涡轮机械叶片装置的总损失的主要部分。特别地，厚的尾缘产生更高损失。为此，已研发出在尾缘处具有削减设计的冷却翼面。此设计通过将翼面的压力侧上的材料从尾缘朝向前缘切除几毫米而实现。此措施提供了非常薄的尾缘，这对叶片装置效率提供了较大改进。具有削减设计和热障涂层的翼面，例如，被公开在WO 98/10174A1中。然而，对效率的有益影响只有在尾缘的厚度相当小时才能实现。另一方面，对于具有热障涂层的叶片，铸造的翼面主体壁和所施加的热障涂层系统的组合厚度超过设计的最佳厚度。另夕卜，由于气体的流动速度在翼面的尾缘处最高，因而施加到尾缘的热障涂层容易受到高度腐蚀。已知，对翼面选择性地提供热障涂层系统，特别是使得翼面的尾缘和翼面的相邻区域保持未被涂覆。选择性的涂层例如描述在US 6，126，400、US 6，077，036中，关于涂覆方法描述在US 2009/0104356A1中描述。然而，在US 6，077，036中，翼面的压力侧完全未涂覆，这意味着，不存在铸造翼面主体和施加于其上的涂层的较高组合厚度缺点的区域也未被保护以免受到温度和热的燃烧气体的影响。WO 2008/043340 Al和US 2010/0014962 Al描述了具有热障涂层的涡轮机翼面，热障涂层的厚度在翼面表面上变化。从流动入口边缘开始，压力侧上的热障涂层的层厚沿着流动出口边缘的方向连续减小，其中优选地，没有热障涂层被涂覆到与流动出口边缘直接相邻的压力侧，使得在压力侧的一部分(其通常被提供有冷却空气出口)中，热障涂层的层厚近似为零。压力侧的靠近削减部的部分或者压力侧与吸力侧之间的气隙仍未被涂覆。在US 6，126,400中，当从前缘朝向尾缘观察时，热障涂层仅覆盖大约一半的翼面。在WO 99/48837中，提供了一种用于使燃气涡轮机的部件(由陶瓷基体复合材料制成)绝缘的陶瓷复合材料。EP I 544 414 Al公开了一种舱内冷却喷嘴对，其中中空风标对被整体地结合在涡轮机喷嘴的两个带箍之间。风标包括成排的尾缘出口。在US 4，121，894中，公开了一种重修复的涡轮机风标或叶片。该重修复的涡轮机风标或叶片包括覆盖金属，该覆盖金属已通过等离子体喷涂工艺被添加到风标表面，且随后被再抛光，以符合对新风标规定的原始轮廓。覆盖金属能够被施加成累积高达千分之30至千分之40英寸的厚度，并且随着该覆盖层接近风标的尾缘而被边沿刨薄。这意味着，尾缘周围的区域没有被覆盖金属覆盖。翼面的尾缘由于会发生相当大的空气动力学损失，因而需要尽可能薄。在冷却的风标上，尾缘的目标厚度必须包括两个铸造壁厚、一气隙和两个热障涂层厚。由于存在最小的铸造厚度，因而所有厚度的总和超过了总目标。以前，类似的部分会被留出来不进行涂覆，因而会承受更高的氧化。
技术实现思路
相对于提到的现有技术，本专利技术的第一个目的是要提供一种有利的翼面。第二个目的是要提供一种有利的涡轮机叶片或风标。本专利技术的第三个目的是要提供一种用于对涡轮机翼面进行热障涂覆的有利方法。第一个目的通过如权利要求1所述的涡轮机翼面而得以解决。第二个目的通过如权利要求6所述的涡轮机风标或叶片而得以解决。第二个目的通过如权利要求7所述的对涡轮机翼面进行热障涂覆的方法而得以解决。各从属权利要求包含本专利技术进一步的改进。本专利技术的涡轮机翼面包括翼面主体。所述翼面主体包括前缘、尾缘、削减部和外表面。所述外表面包括从所述前缘延伸到所述尾缘的吸力侧。所述外表面进一步包括压力侦U。所述压力侧从所述前缘延伸到所述尾缘或延伸到尾端。如果在靠近所述尾缘处，所述压力侧与所述吸力侧之间不存在削减部或气隙，则所述尾端与所述尾缘相同。如果在所述压力侧与所述吸力侧之间包括削减部或气隙，则所述压力侧并不完全延伸到所述涡轮机翼面的尾缘。因此，在本专利技术的上下文中，所述压力侧的靠近所述尾缘的端部被称为尾端。换言之，所述压力侧沿弦线方向(其从所述前缘指向所述尾缘)位于所述削减部或气隙处的端部被称为尾端。所述削减部可通过将所述翼面的压力侧上的材料从所述尾缘朝向所述前缘去除例如几毫米而实现。这提供了非常薄的尾缘，其能够对叶片装置效率提供大的改进。所述压力侧被定位成在所述翼面主体上与所述吸力侧相对。在本专利技术的涡轮机翼面中，所述外表面的整个压力侧涂覆有热障涂层。所述热障涂层包括的厚度朝着所述尾端减小。例如，所述热障涂层可朝着所述尾端逐渐减小。使用逐渐减小的热障涂层可导致保持最小的铸造厚度。同时能够实现总的厚度目标。这具有如下优点翼面的空气动力学效率被保持，并且涂层更加可靠。优选地，所述热障涂层的厚度可朝着所述尾端连续地(例如线性地)减小。本专利技术的涡轮机翼面包括位于所述压力侧与所述吸力侧之间的削减部或气隙。所述削减部或气隙能够位于所述尾缘与所述尾端之间。而且，所述外表面的整个吸力侧能够涂覆有热障涂层。涡轮机风标典型地包括位于两个平台之间的翼面或翼面部分。涡轮机叶片典型地包括被连接到至少一个平台的翼面或翼面部分。风标或叶片可进一步包括根部。该根部被典型地连接到平台。本专利技术的涡轮机风标或涡轮机叶片包括如前所述的涡轮机翼面。本专利技术的涡轮机风标或涡轮机叶片与本专利技术的涡轮机翼面具有相同的优点。本专利技术的用于对涡轮机翼面进行热障涂覆的方法与包括翼面主体的涡轮机翼面有关。所述翼面主体包括前缘、尾缘、削减部和外表面。所述外表面包括从所述前缘延伸到所述尾缘的吸力侧。所述外表面进一步包括从所述前缘延伸到尾端的压力侧。所述尾端被定义成如先前在针对本专利技术的涡轮机翼面的上下文中提及的那样。所述压力侧在所述翼面主体上与所述吸力侧相对。在本专利技术的方法中，所述外表面的从所述前缘延伸到所述尾端的整个压力侧涂覆有热障涂层，使得涂层厚度朝着所述尾端减小。例如，所述涂层厚度可朝着所述尾缘或所述尾端减小。优选地，所述涂层厚度能够朝着所述尾缘或尾端逐渐减小。优选地，所述热障涂层的厚度可朝着所述尾端连续地(例如线性地)减小。通常，能够利用本专利技术的方法来制造本专利技术的涡轮机翼面。本专利技术的方法与本专利技术的涡轮机翼面具有相同的优点。根据下文结合附图对实施例所作的描述，本专利技术进一步的特征、性能和优点将变得清楚。所有提到的特征单独地或彼此的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2010.08.05 EP 10171964.91.一种包括翼面主体(10)的涡轮机翼面(1)，该翼面主体(10)包括前缘(9);尾缘(11)；削减部(14);外表面,所述外表面包括从所述前缘(9)延伸到所述尾缘(11)的吸力侧(13)以及从所述前缘(9)延伸到尾端(12)的压力侧(15)，所述压力侧(15)被定位成在所述翼面主体(10)上与所述吸力侧(13)相对， 其特征在于， 所述外表面的整个压力侧(15)涂覆有热障涂层(20)，其厚度(22)朝向所述尾端(12)减小。2.如权利要求1所述的涡轮机翼面(I)，其特征在于， 所述热障涂层(20)朝向所述尾端(12)逐渐减小。3.如权利要求1或2所述的涡轮机翼面(I)，其特征在于， 所述热障涂层(20)的所述厚度朝着所述尾端(12)线性地减小。4.如权利要求1至3中任一项所述的涡轮机翼面(I)，其特征在于， 所述削减部(14)位于所述尾缘(9)与所述尾端(12)之间。5.如权利要求1至4中任一项所述的涡...

【专利技术属性】
技术研发人员：S巴特，S查尔顿，
申请(专利权)人：西门子公司，
类型：
国别省市：