CN104508247A - 带有优选的孔对准的旋转涡轮构件 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮翼型(22)包括：凹形压力侧壁(50)和凸形吸力侧壁(52)，其在前缘(54)和后缘(56)处连接在一起，且在根部(53)和顶端(55)之间延伸；内部肋(72)，其在压力侧壁(50)和吸力侧壁(52)之间延伸；以及形成在肋(72)中的交叉孔(84)，交叉孔(84)具有带有主轴线(M)的非圆形截面形状，该主轴线(M)限定截面形状的最大尺寸；其中，交叉孔(84)的主轴线(M)位于带有肋(72)的平面内，且不平行于假想的曲线侧向中心线(S)，其限定位于压力侧壁和吸力侧壁(50,52)之间中途处的点的轨迹。交叉孔(84)的定向使由交叉孔(84)的存在所导致的应力集中最小化。

Description

带有优选的孔对准的旋转涡轮构件
背景技术
本发明大体涉及燃气涡轮发动机构件，且更特别地涉及用于在旋转发动机构件中的孔的放置的器械和方法。
一种典型的燃气涡轮发动机包括多个高速旋转部件，例如由轴互连到一个或多个涡轮的一个或多个压缩器。旋转构件经历在其中生成应力的大的离心力。
这种旋转构件经常包括诸如孔和其他非连续特征的机械特征。如在本领域中已知地，这些特征中的每一个产生增加构件中的局部应力的应力集中。
尤其地，一些诸如旋转的高压力涡轮(“HPT”)叶片的“热区段”构件在极其高温的环境下操作。为了确保足够的使用寿命，叶片是中空的且设有冷却剂流，诸如从压缩器抽取(流出)的空气。该冷却剂流循环通过中空翼型的内部冷却剂路径，典型地包括内部交叉孔，且然后通过多个冷却孔排放。HPT前缘交叉孔由作为铸造过程的部分的陶瓷核心形成。HPT前缘交叉孔典型地沿着用于制造核心的核心模具的分模线定向，以便降低制造复杂度。对于在交叉孔中使应力最小化来说，结果可不是最佳的。
因此，存在对于合并孔的旋转涡轮构件的需要，在该旋转涡轮构件中，由于包含孔而导致的附加应力最小化。
发明内容
该需要通过本发明解决，本发明提供具有优选地关于由操作中的构件所经历的应力场对准的非圆形孔的涡轮发动机旋转构件。
根据本发明的一个方面，涡轮翼型包括：凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，其在前缘和后缘处连接在一起，且在根部和顶端之间延伸；在压力侧壁和吸力侧壁之间延伸的内部肋；以及形成在肋中的交叉孔，交叉孔具有带有限定截面形状的最大尺寸的主轴线的非圆形截面形状；其中，交叉孔的主轴线位于带有肋的平面中且不平行于假想的曲线侧向中心线，该假想的曲线侧向中心线限定位于在压力侧壁和吸力侧壁之间中途处的点的轨迹。
根据本发明的另一方面，提供一种用于制成如下类型的涡轮翼型的方法，所述类型的涡轮翼型包括：凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁，其在前缘和后缘处连接在一起，且在根部和顶端之间延伸；在压力侧壁和吸力侧壁之间延伸的内部肋，以及形成在肋中的交叉孔，交叉孔具有带有限定截面形状的最大尺寸的主轴线的非圆形截面形状。方法包括：确定在翼型的操作期间环绕交叉孔的局部应力场的主要方向；以及定向交叉孔，使得其主轴线平行于局部应力场的主要方向。
附图说明
通过参考结合附图的以下描述，可最佳地理解本发明，在附图中：
图1是燃气涡轮发动机的涡轮区段的一部分的示意性截面视图，其合并根据本发明的方面构造的翼型；
图2是沿着图1中的线2-2截取的涡轮叶片的截面视图；
图3是沿着图2中的线3-3截取的涡轮叶片的截面视图；以及
图4是图3的一部分的放大视图。
具体实施方式
参考附图，其中，贯穿各个视图相同的附图标记指示相同的元件，图1描绘了高压涡轮10的一部分，其为已知类型的燃气涡轮发动机的部分。所示涡轮是两级构型，然而高压涡轮可为单级或者多级，每级都包括喷嘴和叶片行。高压涡轮10的功能是从来自上游燃烧室(未示出)的高温、加压的燃烧气体抽取能量，且以已知的方式将能量转变成机械功。高压涡轮10通过轴驱动上游压缩器(未示出)，以便供应加压空气到燃烧室。
在所示示例中，发动机是涡轮风扇发动机，且低压涡轮可位于高压涡轮10的下游以及联接到风扇。然而，在本文中所述的原理同样可适用于涡轮螺桨发动机、涡轮喷气发动机以及涡轮轴发动机，以及用于其他车辆或在静止应用中的涡轮发动机。
高压涡轮10包括第一级喷嘴12，其包括支承在拱形分段的第一级外侧带16与拱形分段的第一级内侧带18之间的多个周向间隔开的翼形中空第一级导叶14。第一级导叶14、第一级外侧带16和第一级内侧带18配置到共同形成完整的360°组件的多个周向邻接的喷嘴节段内。第一级外侧带和内侧带16和18分别限定外侧和内侧径向流动路径边界，用于热气体流流动通过第一级喷嘴12。第一级导叶14构造成以便将燃烧气体最佳地引导到第一级转子20。
第一级转子20包括成排的翼形第一级涡轮叶片22，其从围绕发动机的中心线轴线旋转的第一级盘24朝外延伸。分段的拱形第一级罩26配置成以便紧密地环绕第一级涡轮叶片22且因此限定用于热气体流流动通过第一级转子20的外侧径向流动路径边界。
第二级喷嘴28定位在第一级转子20的下游，且包括多个周向间隔开的翼形中空第二级导叶30，其支承在拱形分段的第二级外侧带32和拱形分段的第二级内侧带34之间。第二级导叶30、第二级外侧带32和第二级内侧带34配置到共同形成完整的360°组件的多个周向邻接的喷嘴节段内。第二级外侧和内侧带32和34分别地限定外侧和内侧径向流动路径边界，其用于热气体流流动通过第二级涡轮喷嘴34。第二级导叶30构造成以便将燃烧气体最佳地引导到第二级转子38。
第二级转子38包括径向成排的翼形第二级涡轮叶片40，其从围绕发动机的中心线轴线旋转的第二级盘42径向朝外延伸。分段的拱形第二级罩44配置成以便紧密地环绕第二级涡轮叶片40，且因此限定用于热气体流流动通过第二级转子38的外侧径向流动路径边界。
在图2中示出第一级涡轮叶片22中的一个，简单地称为涡轮叶片。虽然使用旋转翼型来说明本发明，但是本发明的原理可适用于具有在其中形成的一个或多个冷却孔的任意涡轮翼型，例如静止涡轮导叶。
中空涡轮叶片22具有在前缘54和后缘56处连接在一起的凹形压力侧壁50和凸形吸力侧壁52。压力侧壁50和吸力侧壁52共同限定涡轮叶片22的外部表面58。涡轮叶片22从根部53延伸到顶端55且可采用适用于从燃烧气体流吸收能量的任意构型。涡轮叶片22可形成为合适的超级合金的整体铸件，该超级合金诸如为基于镍的超级合金，其在燃气涡轮发动机的高操作温度下具有可接受的强度。铸造这种叶片的方法在本领域中是已知的。
涡轮叶片22具有内部冷却构型，其从前缘54到后缘56分别包括第一、第二、第三、第四、第五和第六径向延伸的腔60、62、64、66、68和70。第一和第二腔60和62通过第一肋72分离，第三腔64与第二腔62通过第二肋74分离，第四腔66与第三腔64通过第三肋76分离，第五腔68与第四腔66通过第四肋78分离，以及第六腔70与第五腔68通过第五肋80分离。如目前为止所述的导叶的内部冷却构型仅作为示例使用。本发明的原理可适用于宽泛种类的冷却配置。
在操作中，腔60、62、64、66、68和70通过入口通道(未示出)接收冷却剂(通常为从压缩器流出的相对冷的压缩空气的一部分)。冷却剂可串联或全部并联地进入每个腔60、62、64、66、68和70。冷却剂行进通过腔60、62、64、66、68和70以提供涡轮叶片22的对流和/或冲击冷却。冷却剂然后通过一个或多个薄膜冷却孔82、后缘孔、狭槽或其他开口离开涡轮叶片22。薄膜冷却孔82可根据特定应用所需配置在多个行或排中。
涡轮叶片22在内部结构中的一个或多个位置处合并交叉孔。在所示示例中，第一肋72利用单个纵向行的交叉孔84穿孔。交叉孔84通过第一腹板(web)72沿法向或者垂直方向延伸。这种孔可称为“前缘交叉孔”。
交叉孔84构造成与已知实践一致的冲击孔。即，其直径和地点选定成使得在操作中，每一个交叉孔84将在相对表面处排出高速空气射流，在该情形中抵靠靠近前缘54的内侧壁。
在操作中，旋转涡轮叶片22经历气体负载和离心负载两者。离心负载生成沿径向朝外方向(即，应力线穿过旋转轴线)作用的应力场。该方向通过在图3和4中的箭头“R”说明。应当注意到涡轮叶片22合并侧向弯曲部或者“倾斜部”。这可通过观察假想的侧向中心线“S”而看出来。侧向分模线S限定位于在压力侧壁和吸力侧壁50和52之间中途处的点的轨迹，且对应于核心模具分模线的地点。侧向分模线S是曲线的且不置于径向线上。
如已经熟知地，机械部件中孔或其他急剧的过渡部的存在将引起在其中的应力集中，且局部应力将比缺少孔的相同部件而言显著更高。在现有技术中，前缘交叉孔是典型地高内部集中应力的地点，以及在操作期间可能分裂的地点。
如在图3和4中最佳可见地，交叉孔84具有非圆形截面形状，尤其地，每一个交叉孔84具有大体细长或椭圆形状。在所示示例中，其形状是具有主轴线“M”和短轴线“N”的椭圆。主轴线M限定交叉孔84的截面形状的最大尺寸。
现有技术交叉孔因为通过使用诸如椭圆的非圆形形状(与圆形孔相比)获得了一些应力集中因素的减少。然而，为了降低制造复杂度和费用，现有技术椭圆交叉孔不与应力场的主要方向对准。
在本发明的涡轮叶片22中，每一个交叉孔84关于环绕交叉孔64的局部应力场的主要方向最佳地定向，以降低在交叉孔84中集中的应力，即，其中交叉孔84的主轴线M平行于局部应力场。在所示示例中，对于大部分交叉孔84，这意味着使交叉孔84在主轴线M平行于径向方向R的情况下径向定向。对于最低的交叉孔，应力场是不完全径向的，因此最佳的孔定向是偏离径向方向R大约15度。对于每个具体的交叉孔84的最佳定向可通过分析方法确定，诸如已知的有限元分析技术。
本文中描述的孔定向导致在潜在的有寿命限制的地点处更低的集中应力，从而导致改进的耐用性。就减少的报废率以及意外的发动机移除(“UER”)来说，这可具有商业上的优势。
本发明的原理不受限于涡轮叶片或其他涡轮翼型。相同的原理可用于确定在任意旋转构件(诸如，转子盘、轴、级间密封件、叶轮等)中非圆形孔的定向。
前文已经描述了用于燃气涡轮发动机的旋转涡轮构件。虽然已经描述了本发明的具体实施例，但是对于本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可对本发明做出各种修改。因此，本发明的优选实施例以及用于实践本发明的最佳模式的在先描述仅为了说明的目的而不是限制的目的而提供。

Claims (9)

1. 一种涡轮翼型(22)，包括：
凹形压力侧壁(50)和凸形吸力侧壁(52)，其在前缘(54)和后缘(56)处连接在一起，且在根部(53)和顶端(55)之间延伸；
内部肋(72)，其在所述压力侧壁(50)和所述吸力侧壁(52)之间延伸；以及
形成在所述肋(72)中的交叉孔(84)，所述交叉孔(84)具有带有主轴线(M)的非圆形截面形状，所述主轴线(M)限定所述截面形状的最大尺寸；其中，所述交叉孔(84)的主轴线(M)位于带有所述肋(72)的平面内且不平行于假想的曲线侧向中心线(S)，其限定了位于所述压力侧壁和吸力侧壁(50,52)之间中途处的点的轨迹。
2. 根据权利要求1所述的涡轮翼型(22)，其特征在于，包括在所述根部(53)和所述顶端(55)之间配置在所述肋(72)中的多个交叉孔(84)，其中，大多数交叉孔(84)的主轴线(M)不平行于所述侧向中心线(S)。
3. 根据权利要求2所述的涡轮翼型(22)，其特征在于，所述交叉孔(84)的大多数主轴线(M)彼此平行。
4. 根据权利要求1所述的涡轮翼型(22)，其特征在于，所述交叉孔(84)具有椭圆截面形状，其带有垂直于所述主轴线(M)的短轴线(N)。
5. 根据权利要求1所述的涡轮翼型(22)，其特征在于，多个间隔开的肋(72)在所述压力侧壁(50)和所述吸力侧壁(52)之间延伸，以便限定在所述前缘(54)和所述后缘(56)之间的多个径向延伸的腔。
6. 一种方法，用于制成如下类型的涡轮翼型(22)，所述类型的涡轮翼型(22)包括：凹形压力侧壁(50)和凸形吸力侧壁(52)，其在前缘(54)和后缘(56)处连接在一起以及在根部(53)和顶端(55)之间延伸；在所述压力侧壁(50)和所述吸力侧壁(52)之间延伸的内部肋(72)，以及形成在所述肋(72)中的交叉孔(84)，所述交叉孔(84)具有带有主轴线(M)的非圆形截面形状，所述主轴线(M)限定所述截面形状的最大尺寸，所述方法包括：
确定在所述翼型(22)的操作期间环绕所述交叉孔(84)的局部应力场的主要方向；以及
定向所述交叉孔(84)，使得其主轴线(M)平行于所述局部应力场的主要方向。
7. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述交叉孔(84)的主轴线(M)不平行于假想的曲线侧向中心线(S)，所述侧向中心线(S)限定位于所述翼型(22)的压力侧壁和吸力侧壁(50,52)之间中途处的点的轨迹。
8. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，多个交叉孔(84)在所述根部(53)和所述顶端(55)之间配置在所述肋(72)中，所述方法还包括：
确定在所述翼型(22)的操作期间环绕每个交叉孔(84)的局部应力场的主要方向；以及
定向每个交叉孔(84)，使得其主轴线(M)平行于对于交叉孔(84)的局部应力场的主要方向。
9. 根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述交叉孔(84)的大多数主轴线彼此平行定向。
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