CN101438029A - 用于减少叶片/盘应力的叶片/盘燕尾背切 - Google Patents

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Abstract

燃气涡轮盘上的叶片负荷路径可被转移，以提供盘疲劳寿命的显著改善。多个燃气涡轮叶片连接到燃气涡轮盘，其中每个燃气涡轮叶片都包括可接合到燃气涡轮盘内的相应形状的燕尾槽内的叶片燕尾。为了减少燃气涡轮盘应力，根据叶片和/或盘几何确定优化的材料去除区域，以最大化燃气涡轮盘上的应力减少、燃气涡轮叶片的有用寿命、保持或改善燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。从该材料去除区域去除材料影响该最大化的平衡。

Description

用于减少叶片/盘应力的叶片/盘燕尾背切
技术领域
本发明涉及燃气涡轮技术，更特别涉及改进的叶片和/或盘燕尾(diskand/or dovetail)，该燕尾设计用于转移在安装有叶片的盘上的应力集中特征(stress concentrating feature)和/或该叶片自身的应力集中特征附近叶片负荷路径。
背景技术
某些燃气涡轮盘包括多个圆周地间隔的燕尾，在这些燕尾之间限定燕尾槽。每个燕尾槽沿轴向接收叶片，该叶片形成有翼面部分和叶片燕尾，该叶片燕尾具有与燕尾槽互补的形状。
叶片可被穿过盘中的冷却槽和穿过叶片的燕尾部分内形成的沟或槽进入的空气冷却。典型地，冷却槽穿过交替的燕尾和燕尾槽圆周地延伸360°。
已发现，由于悬垂叶片负荷和应力集中几何，叶片燕尾和燕尾槽之间的界面位置是潜在地寿命受限的位置。在过去，燕尾背切被用在某些涡轮发动机中以释放应力。但是这些背切实质上较小且不涉及这里要所述的问题。而且，位置和去除的材料量没有被优化以最大化盘上的应力减轻、叶片上的应力减轻和叶片的有效寿命之间的平衡。
发明内容
在本发明的典型实施例中，一方法减少了涡轮叶片或转子盘中的至少一个上的应力。多个涡轮叶片可连接到该盘，且其中每个所述涡轮叶片都包括可接合到所述盘内具有相应形状的燕尾槽内的叶片燕尾。该方法包括步骤：(a)确定燕尾背切相对于基准线的起始点，该起始点限定燕尾背切沿燕尾轴线的长度；(b)确定该燕尾背切的切除角；和(c)根据该起始点和切除角，从叶片燕尾或盘燕尾中的至少一个去除材料，以形成燕尾背切。起始点和切除角根据叶片和盘几何而被优化，以最大化盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。另外，其中基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离，且执行步骤(a)以使得对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
在本发明的另一典型实施例中，涡轮叶片包括翼面和叶片燕尾，其中叶片燕尾的形状对应于涡轮盘内的燕尾槽。叶片燕尾包括燕尾背切，该燕尾背切根据叶片几何而被确定尺寸和定位，以最大化转子盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。该燕尾背切的起始点，其限定该燕尾背切沿燕尾轴线的长度，被相对于一基准线而确定，，该基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离。对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
在本发明的又一典型实施例中，涡轮转子包括多个与转子盘结合的涡轮叶片，每个叶片包括翼面和叶片燕尾，且转子盘包括多个形状与叶片燕尾相对应的燕尾槽。叶片燕尾和燕尾槽中的至少一个根据叶片和盘几何而被确定尺寸和定位，以最大化转子盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。该燕尾背切的起始点，其限定该燕尾背切沿燕尾轴线的长度，被相对于一基准线而确定，，该基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离。对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
附图说明
图1是具有连接的燃气涡轮叶片的示例性燃气涡轮盘部分的透视图；
图2是示例性燃气涡轮叶片的压力侧的透视图；
图3是示例性燃气涡轮叶片的吸力侧的透视图；
图4-7示出了其中将要去除材料的叶片或盘燕尾区域的特写视图；
图8和9示出了第一类型的第一涡轮级内的1级叶片或盘的材料去除区域；
图10和11示出了第二类型的第一涡轮级内的1级叶片或盘的材料区域区域；
图12显示了第一涡轮级内的2级叶片或盘的材料去除区域；
图13和14示出了第二涡轮级内的1级叶片或盘的材料去除区域；
图15显示了第二涡轮级内的2级叶片或盘的压力侧的材料去除区域；
图16显示了第二涡轮级内的2级叶片或盘的吸力侧的材料去除区域；
图17和18示出了第三涡轮级内的1级叶片或盘的材料去除区域；
图19显示了第三涡轮级内的2级叶片或盘的压力侧的材料去除区域；
图20显示了第三涡轮级内的2级叶片或盘的吸力侧的材料去除区域；
图21-27示出了每一涡轮级的每一级叶片或盘的基准线W的确定。
具体实施方式
图1是其中紧固有燃气涡轮叶片12的示例性燃气涡轮盘部分10的透视图。燃气涡轮盘10包括燕尾槽14，该燕尾槽14接收相应形状的叶片燕尾16以安装燃气涡轮叶片12到该盘10。图2和3显示了燃气涡轮叶片12的底部的相对侧，其包括翼面18和叶片燕尾16。图2示出了燃气涡轮12的所谓的压力侧，图3示出了燃气涡轮叶片12的所谓的吸力侧。
燕尾槽14通常称为“轴向进入”槽，叶片12的燕尾16沿大致轴向，即大致平行于而不是倾斜与盘10的轴线，插入到燕尾槽14内。
燃气涡轮盘应力集中特征的一例子是冷却槽。叶片和盘10的上游或下游面可设置有环形冷却槽，其圆周地延伸整360°，穿过每个燕尾16和燕尾槽14的径向内部。将认识到，当叶片安装在转子盘10上时，冷却空气(如压缩机排放空气)供应到冷却槽，该冷却槽则供应冷却空气到燕尾槽14的径向内部中，以穿过通过叶片12的基部开口的沟或槽(未示出)，以冷却叶片翼面部分18的内部。
燃气涡轮盘应力集中特征的第二例子是叶片保持线槽。叶片12和盘10可的上游或下游面可设置有环形保持槽，其圆周地延伸整360°，穿过每个燕尾16和燕尾槽14的径向内部。应认识到，当叶片安装在转子盘10上时，叶片保持线被插入到保持线槽中，该保持线槽则为叶片提供轴向保持力。
这里描述的特征通常应用于任意翼面和盘界面。图1-3所示的结构仅是不同级涡轮的许多不同盘和叶片设计的代表。例如，包括不同尺寸和构造的盘和叶片的至少三级燃气涡轮由General Electric Company of Schenectady，New York制造，包括例如GE’s6FA(以及6FA+e)，7FA+e和9FA+e涡轮。每个涡轮在该涡轮内还包括多级，其具有各种叶片和盘几何。
已披露叶片燕尾16和盘燕尾槽14之间的接触表面遭受应力集中，其为涡轮盘10和/或涡轮叶片12的潜在地寿命受限区域。希望减轻这样的应力集中，以最大化盘和/或叶片的寿命，而不会对燃气涡轮叶片的空气动力学性能或寿命产生负面的影响。
参考图4-7，燃气涡轮叶片燕尾16包括燕尾压力侧上的多个压力面或凸起20和燕尾吸力侧上的多个压力面或凸起20。依赖于涡轮级以及叶片和盘级，可在叶片燕尾凸起20或盘燕尾凸起21的吸力侧后端和压力侧前端其中的任一或两者上形成背切22(参见图1)。参考图6和7，背切22通过从叶片燕尾16或盘燕尾槽14的压力面去除材料而形成。该材料可使用任意合适的工艺去除，例如磨削工艺或铣削工艺等，其可与用于形成叶片燕尾16或盘燕尾槽14的工艺相同或类似。
要去除的材料量和由此的背切22的尺寸是通过下述过程确定的：首先确定燕尾背切相对于基准线的起始点，该起始点限定背切沿燕尾轴线的长度。切除角也被确定，用于燕尾背切，图6和7所示的示例性角度是最大3°。起始点和切除角根据叶片和盘几何而被优化，以最大化燃气涡轮盘10上的应力减少、燃气涡轮叶片12上的应力减少、燃气涡轮叶片12的有用寿命和保持或改善燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。同样，如果燕尾背切22太大，背切将对涡轮叶片12的寿命具有负面影响。如果燕尾背切太小，尽管涡轮叶片的寿命将最大化，但是涡轮叶片和盘之间的界面处的应力集中将不会被最小化，且该盘将不会受益于最大化的寿命。
背切22可以是平面或如图6的虚线所示，背切22’可替换地为非平面。在本文中，切除角被定义为起始切除角。对于一些涡轮级，该切除角从起始点相关(pertinent)，直至背切22、22’足够深使得叶片燕尾16的叶片负荷面不与盘燕尾槽14接触。一旦不与盘槽14接触，包络线外的任意形状或深度的切除都是可接受的。
如上所述，如果叶片燕尾16和盘燕尾槽14包括多个凸起20，燕尾背切的起始点和/或切除角可对于多个凸起的每一个而被分别确定。在相关环境中，如上所述，燕尾背切可形成在涡轮叶片和/或盘的压力侧和吸力侧中的一个或两者中。
燕尾背切的起始点和切除角的优化是通过对叶片和盘几何进行有限元分析而确定的。基于发动机数据的虚拟热和结构负荷作用于叶片和盘有限元网格以模拟发动机运行状况。利用该有限元模型对非背切几何和一系列各种背切几何分析。从该有限元分析中推断背切几何以及叶片和盘应力之间的转换函数。预测的应力然后被利用适当的材料数据相互关联到场数据，以预测对于每个背切几何而言的叶片和盘寿命以及叶片空气动力学性能。通过考虑叶片和盘寿命以及叶片空气动力学性能两者，可以确定最佳背切几何和可接受的背切几何范围。
基准线W也根据叶片或盘几何变化。基准线W被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片或盘燕尾的前面相距一定距离。图21-27示出了对于每个上述General Electric涡轮级和对于每个叶片和盘层的基准线W定义。例如，图21示出了对于第一类型(6FA)的第一涡轮级内的1级叶片和盘的基准线W定义，其中基准线W被定位为沿燕尾轴线的中心线(基准S)与的叶片和盘燕尾的前面相距1.704英寸。图22示出了第二类型(6FA+e)的第一涡轮级内的1级叶片和盘的基准线W定义，其中基准线W被定位为沿燕尾轴线的中心线(基准S)与叶片和盘燕尾的前面相距1.698英寸。图23示出了第二类型第一涡轮级2级叶片和盘的基准线W定义，其中基准线W定位为沿燕尾轴线的中心线(基准S)与叶片和盘燕尾的前面相距1.936英寸。图24显示了第二涡轮级(7FA+e)中的1级叶片和盘的尺寸为2.470英寸，图25显示了第二涡轮级的2级叶片和盘的尺寸为2.817英寸。图26显示了第三涡轮级(9FA+e)的1级叶片和盘的尺寸为2.964英寸，图27显示了第三涡轮级2级叶片和盘的尺寸为3.379英寸。基准线W为每个涡轮级的每级叶片和盘提供可确认的参考点，以定位最佳燕尾背切起始点。
每个涡轮级在各级的叶片和盘处的最佳起始点和切除角的细节将参考图8-20予以描述。如所述，每个燕尾背切的最佳起始点和切除角已通过使用有限元分析确定，以最大化燃气涡轮盘上的应力减小、燃气涡轮叶片上的应力减小、燃气涡轮叶片的有用寿命、保持和改善燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。尽管将要描述特定的尺寸，但是本发明不是必须要限定于这些特定尺寸。最大燕尾背切通过测量从基准线W到所示的起始点的名义距离而测得。通过有限元分析，已确定较大的燕尾背切将导致牺牲燃气涡轮叶片的有效使用寿命。在描述优化的尺寸时，可确定叶片燕尾16和/或盘燕尾槽14的多个凸起20的单独数值。
图8和9示出了包括三组燕尾凸起的第一类型第一涡轮级的1级叶片和盘的数值，三组燕尾凸起通过凸起组之间的大致宽度来标识，其中对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线W沿向后方向至少1.649英寸，对于中等凸起而言从基准线W沿向后方向至少1.552英寸，且对于窄凸起而言从基准线沿向后方向至少1.519英寸。切除角最大3°。
图10和11示出了包括三组燕尾凸起的第二类型第一涡轮级的1级叶片和盘的数值，三组燕尾凸起通过凸起组之间的大致宽度来标识，其中对于宽凸起和中等凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线W沿向后方向至少1.549英寸，对于窄凸起而言从基准线沿向后方向至少1.466英寸。切除角最大3°。包括三组燕尾凸起的第二类型第一涡轮级的2级叶片和盘在图12中示出，该三组燕尾凸起通过凸起组之间的大致宽度来标识，其中对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线W沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言从基准线沿向后方向至少1.654英寸。切除角最大5°。
图13和14示出了包括三组燕尾凸起的第二涡轮级的1级叶片和盘的数值，燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少1.945英寸，切除角最大3°。对于包括三组燕尾凸起的第二涡轮级中的2级叶片和盘的压力侧，三组燕尾凸起通过凸起组之间的大致宽度来标识，图5示出了对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线W沿向前方向至少1.574英寸，对于中等凸起而言从基准线沿向前方向至少1.400英寸，对于窄凸起而言从基准线沿向前方向至少1.226英寸。切除角最大为5°。对于包括三组燕尾凸起的第二涡轮级中的2级叶片和盘的吸力侧，如图16所示，燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少1.725英寸，且切除角最大5°。
图17和18示出了包括三组燕尾凸起的第三涡轮级的1级叶片和盘，其中燕尾背切的起始点为从基准线W沿向后方向至少1.839英寸。切除角最大3°。包括三组燕尾凸起的第三涡轮级中的2级叶片的压力侧在图19中示出。燕尾背切的起始点为从基准线W沿向前方向至少1.848英寸，且切除角最大5°。包括三组燕尾凸起的第三涡轮级中的2级叶片和盘的吸力侧在图20中示出。燕尾背切的起始点为从基准线W沿向后方向至少2.153英寸，且切除角最大5°。
预期燕尾背切可在常规热气路检查过程中形成为一单元。由于该设置，叶片负荷路径在盘和/或叶片应力集中特征中的高应力区域附近被转移。减缓切割参数包括，相对于基准线的优化的起始点和优化的切除角，该减缓切割参数限定燕尾背切，其最大化燃气涡轮盘中的应力减少、燃气涡轮叶片中的应力减少、燃气涡轮叶片的有用寿命、保持或改善燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。减少的应力集中可以降低燃气涡轮盘的损坏，由此实现显著提高盘的总疲劳寿命。
虽然本发明结合当前认为的最实际和优选的实施例予以描述，但是应理解，本发明不限于披露的实施例，相反，本发明要覆盖包括在权利要求的精神和范围内的各种修改和等效布置。

Claims (12)

1.一种减少涡轮叶片或转子盘中的至少一个上的应力的方法，其中多个涡轮叶片可连接到该盘，且其中每个所述涡轮叶片都包括可接合到所述盘内具有相应形状的燕尾槽内的叶片燕尾，该叶片燕尾包括宽凸起、中等凸起和窄凸起三种凸起，该方法包括步骤：
(a)确定燕尾背切相对于基准线的起始点，该起始点限定燕尾背切沿燕尾轴线的长度；
(b)确定该燕尾背切的切除角；和
(c)根据该起始点和切除角，从叶片燕尾或盘燕尾中的至少一个去除材料，以形成燕尾背切，
其中起始点和切除角根据叶片和盘几何而被优化，以最大化盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，
其中基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离，且执行步骤(a)以使得对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
2.如权利要求1所述的方法，其中步骤(b)被执行以使得所述切除角最大为5°。
3.如权利要求2所述的方法，其中通过在所述叶片和盘几何上执行有限元分析来优化所述起始点和切除角。
4.如权利要求1所述的方法，其中通过确定多个切除角来执行步骤(b)，以限定具有非平面表面的燕尾背切。
5.如权利要求1所述的方法，其中通过从所述叶片燕尾去除材料来执行步骤(c)。
6.如权利要求1所述的方法，其中通过从所述盘燕尾槽去除材料来执行步骤(c)。
7.如权利要求1所述的方法，其中通过从所述叶片燕尾和从所述盘燕尾槽去除材料来执行步骤(c)。
8.如权利要求7所述的方法，其中还执行步骤(c)以使得基于从所述叶片燕尾和盘燕尾槽去除材料得到的角度不超过所述切除角。
9.一种涡轮叶片，包括翼面和叶片燕尾，所述叶片燕尾的形状对应于涡轮盘内的燕尾槽，该叶片燕尾包括宽凸起、中等凸起和窄凸起三种凸起，
该叶片燕尾包括燕尾背切，该燕尾背切根据叶片几何而被确定尺寸和定位，以最大化转子盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，
其中该燕尾背切的起始点，其限定该燕尾背切沿燕尾轴线的长度，被相对于一基准线而确定，，该基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离，
其中对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
10.如权利要求9所述的涡轮叶片，其中所述燕尾背切的切除角最大为5°。
11.如权利要求9所述的涡轮叶片，其中所述燕尾背切具有非平面表面。
12.一种涡轮转子，包括多个与转子盘结合的涡轮叶片，每个叶片包括翼面和叶片燕尾，且转子盘包括多个形状与叶片燕尾相对应的燕尾槽，该叶片燕尾包括宽凸起、中等凸起和窄凸起三种凸起，
其中所述叶片燕尾和燕尾槽中的至少一个根据叶片和盘几何而被确定尺寸和定位，以最大化转子盘上的应力减少、叶片上的应力减少、涡轮叶片的有用寿命、保持或改善涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，
其中该燕尾背切的起始点，其限定该燕尾背切沿燕尾轴线的长度，被相对于一基准线而确定，该基准线被定位为沿燕尾轴线的中心线与叶片燕尾的前面相距一固定距离，和
其中对于宽凸起而言燕尾背切的起始点为从基准线沿向后方向至少0.923英寸，对于中等凸起而言为从基准线沿向后方向至少1.654英寸。
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