CN1045841A - 抗外物损坏的叶片和成型方法 - Google Patents

Abstract

一种改进的可增强抗外物损坏能力的燃气涡轮发动机叶片。这种叶片在叶片的尖端区包括一个后掠前缘部分，以增强抵抗由于外物体的冲击而引起的尖端弯曲。

还介绍了一种将已被外物体损坏而引起前缘尖端弯曲的叶片修理成这样的燃气涡轮发动机叶片的(成型)方法。

Description

本发明是关于燃气涡轮发动机的压缩机，具体地说，是关于抗外物损坏（F·O·D）能力得到改进的压缩机转子第一级叶片。

用于驱动飞行器的燃气涡轮发动机有时会吸入一些外来物，比如冰块，这可能会造成压缩机转子第一级叶片的损坏。曾经出现过的一种损坏是由于冰块的冲击使压缩机第一级转子叶片的前缘尖角区全部卷曲。已经观察到，吸入的冰块主要倾向于来到叶片尖和与叶片尖直接相邻的压缩机罩附近。

尖端卷曲型的叶片外物损坏会导致叶片空气动力性能的损失，和增加叶片的维修，因而是应该避免的。

已知用来增加抵抗外物损坏的一种办法是增加叶片的厚度。然而，这种方法对于在超音速进气流条件下工作的压缩机叶片是不可取的，因为在这种条件下工作的叶片，传统上都设计得相当薄以获得更有效的空气动力性能。如果为增强叶片抗外物损坏能力而将叶片制造得较厚，将会降低它的气功性能。

因此，本发明的一个目的是提供一种新的经改进的燃气涡轮发动机叶片。

本发明的另一目的是提供一种改进了抗外物损坏能力的燃气涡轮发动机叶片。

本发明的另一目的是提供一种抗外物损坏能力有所提高但对叶片的气动性能基本上无不利影响的燃气涡轮发动机叶片。

本发明的另一目的是提供一种修理叶片的方法，该方法可将因外物损坏而引起尖端卷曲的叶片修理成抗外物损坏能力有所改进的叶片。

本发明包括一燃气涡轮发动机叶片，叶片包括一叶面部分，叶面部分以根部、尖端、前缘和后缘为边界。根部和尖端在径向彼此隔开，前缘和后缘在轴向彼此隔开，前、后缘从根部延伸到尖端。该叶片包括有增加叶面部分抵抗外物损坏能力的结构，其中包括一个后掠式前缘。

本发明还包括对已被外物体损坏而造成其前缘尖端卷曲的燃气涡轮发动机叶片进行修理的方法。

被认为是本发明的新颖特点将在权利要求中叙述。在以下结合附图所做的详细描述中，将按照本发明的实施例，结合本发明进一步的目的和优点，对本发明作更为具体的说明。

图1是本发明的一个实施例的燃气涡轮发动机的压缩机部分的第一级的局部剖视图。

图2是普通压缩机第一级转子一部分的顶部透视图，示出了在一个叶片上已卷曲的叶片尖端。

图3是普通压缩机叶片的侧视简图，示出了叶片前缘尖端已卷曲的区域。

图4是图1所示的本发明的一个实施例的叶片的侧视简图。

图5A是图3中所示的普通叶片的简图，显示与一个相应的固有振动频率有关的三线振型。

图5B是沿图5A中5B-5B截面所示的叶片顶视图。

图6A是图4中所示的本发明的一种实施例的叶片侧视图，显示与一个相应的固有振动频率有关的三线振型。

图6B是沿图6A中6B-6B截面所示的叶片顶视图。

图7A-7D是按照本发明的实施例，利用某种修理方法使尖端卷曲的普通叶面部分成为具有后掠式前缘的叶面部分的立体图。

图1说明的是本发明的一个典型、最佳实施例的燃气涡轮发动机的压缩机的第一级10。第一级10包括一组环形间隔分布的普通可变入口导向叶片（IGVs）12。叶片IGVs12的径向内端和径向外端通常分别安装在内罩14和外罩16上，并能绕两个安装点形成的径向轴线旋转。每个IGV    12的径向外端有一根穿过外壳16的轴18，而轴18则与一根促动杠杆20固接在一起。杠杆20再与一弓形同心环22可转动地联接起来。叶片IGVs12是普通的叶片，通常随同心环22一同转动。

压缩机第一级10还包括一个第一级转子24，在典型实施例中，该转子24是一个整体叶片盘组件（即blisk）。该组件（blisk）24包括一组与转子盘28形成整体且环形间隔分布的叶面部分或叶片26。转子盘28通常通过一普通的弯曲联接件30联接到压缩机的第二级（未示出）并由一普通的涡轮（未示出）带动。虽然在最佳实施例中，叶面部分26与盘28是一整体件，但本发明也适用于固定在转子盘上且可拆卸的普通的叶面部分，例如装在转子盘上的普通轴向燕尾槽中。

在发动机工作时，空气32通过IGVs12被送到第一级转子24进行压缩。在一个实施例中，当转子24以大约42000转/分的速度转动时，空气32大体上是以大于1马赫的速度流经叶面部分26的全长。

图2示出的是具有普通第一级压缩机叶片34的转子盘28，其中有一叶片的前缘尖端被冰块之类的外物冲击形成了弯曲尖端36。该弯曲尖端36是不希望有的，因为它改变了叶片34的空气动力形态。

图3表示的是具有一前缘尖端部分或区域38（如斜线所示）的普通压缩机叶片34，它显示出某一具体叶片因冰块冲击而产生尖端弯曲的部位。尖端弯曲的量随部位而异，从前缘40向后到后缘41达到其间弦长的30%，从尖端42径向向内达到叶面部分径向间距的57%。

在试图解决尖端弯曲问题的研究中发现，按照本发明的一个实施例，加入一个如图3虚线所示的，比较小的后掠前缘部分44，可以提供为大大改善或增强抵抗因冰块之类的外物体引起的叶片尖端弯曲的办法。

图4更加详细具体地示出了部件叶面部分26与转子盘28是一整体的燃气涡轮发动机叶片。在图4所示的本发明的最佳实施例中，除了后掠前缘部分44外，叶面部分26与图3表示的普通叶面部分34相同。去掉图4中虚线所示的原叶面部分34就得到图4中叶片部分26。

叶面部分26在径向以彼此分开的根部46和尖端48为界，在轴向或横向以彼此隔开的前缘40和后缘41为界。前缘40和后缘41从根部46延伸到尖端48。后掠前缘部分44形成前缘40的第一部分或尖端部分，另有一个补充的部分或称第二前缘部分50从第一部分44延伸到根部46。

更准确地说，这前缘第二部分50是从根部46延伸到第一前缘点52，点52位于叶面部分26的中间跨度54的径向外侧。后掠前缘部分44从第一点52延伸到叶面尖端42上第二点56。

为了更充分地了解易产生尖端弯曲的压缩机叶片的型式和获得提高抗尖端弯曲所需要的后掠前缘部分44的最好形状和长度，需要研究通常可确定的各种固有振动频率的振型，以发现如图5A和图5B所示的叶片的振型。更准确地说，图5A显示了用于一个试验实施例的普通叶面部分34上出现的与大约12020赫兹的中间固有频率对应的三线振型58。

图5A所示的振型58包括三条通常已知的波线58a，58b和58c，它们都表示振动时的零线或无位移线。最接近前缘40的波线58a与叶面部分34的前缘和尖端形成一个相对小的三角形。该波形58a大体上相当于图2所示的叶片上已有的尖端弯曲线。

图5B是图5A所示叶面部分34的顶视图，显示叶面尖端42有一弦长C₁和在尖端42接近中央处有一最大横向厚度T。而且尖端42在出现波线58a的那点处有一厚度t₁，它大大小于最大厚度T。该厚度t₁约为0.024英吋，T/C₁的比率约为0.032，这表明叶面部分34是相对地薄的。

在研究了当叶片以42000转/分的速度旋转时冰物体对叶面34的尖端42的冲击过程的高速摄影后所做的计算表明，冰物体仅在叶片振动的四分之一周期到半周期间撞击了叶面部分34，从而引起了在这种振型下的有效能量转移。这个观察结果似乎证实了约1 1/2 克到3克重的相当小的冰物体，使相对厚度较薄的叶片出现大量损坏，即尖端弯曲，的机制。这种叶片尖端的最大厚度与弦长的比率约为0.032，且叶片具有在很薄前缘区附近出现一条波线58a的三线振型。

因此，后掠前缘部分44的长度和形状是以预定的标准选择出来的，以减少和在可能的情况下消除有着如图5A和5B所示振型的叶片的固有能量转移激发机制，否则这种机制会促进导致叶片尖端发生卷曲的外来物所具有能量的有效转移。

虽然如图3中区域38所示的已产生尖端弯曲的区域包括叶面部分34一个相当大的尖角区，但是研究发现，如果采用一相对小的后掠前缘部分44就能有效地减少由于吸入冰块而引起的叶片尖端弯曲，而在一个试验实施例中则能有效地消除这种弯曲，并且不致因此而造成叶片在空气动力性能方面产生不能接受的太大的损失。

更加具体地并参考图4虚线所示的原叶面部分34，按预定的标准，进行如下选择：沿轴向将前缘尖端42截短0.25英吋，即从径向的最外前缘尖端点60截至第二点56;沿径向叶面跨度从前缘尖端点60向内截短0.65英吋至第一前缘点52。在最佳实施例中，该后掠前缘部分44是拱形的，并在第一前缘点52处圆滑地过渡。这个0.25英吋的轴向截短量或在第一点52后面的第二点56的位置，如图4中所示的L，大约占第一部分弦长62长度的15%，此弦长62在径向平面内从前缘40延伸到后缘41。而这个径向平面是沿单一半径通过第一前缘点52延伸到后缘41的平面。从前缘尖端点60起的0.65英吋径向截短量占从前缘尖端点60到根部46这段前缘跨度长的30%左右。

该15%的轴向截短量约为图3所示的占尖端轴向长度30%左右的尖端弯曲区域的一半。30%的径向截短也约为图3所示占径向长度57%左右的尖端弯曲区域的一半。

而在一相类似叶片的另一实施例中，从前缘尖端点60沿径向向内的0.85英吋的径向截短量，约占从尖端点60开始的前缘跨度长度的40%左右。

在两个实施例中，其轴向和径向截短量都是利用例如迭代法进行预选的，以确定既能增强尖端抗弯能力又不会产生不允许的空气动力性能损失的尖端弯曲区38内的最小截短量。

虽然去掉了图3和图4中所示的，与图3中尖端弯曲区38所示的尖端弯曲范围相比相对较小的前缘区部分76，但试验表明，这已大大增加了叶片抵抗因吸入冰块而产生尖端弯曲的性能。特别是，虽然以前仅1 1/2 克到3克的冰块便足以使尖端产生很大的弯曲，但经改进的叶面部分26在受到重量约为8克，大小约有1英吋的冰块冲击时仍没有产生尖端弯曲，而1英吋大小的冰块已是能进入相邻两个入口导向叶片（IGVs）12之间的最大冰块了。由后掠前缘部分44引起的空气动力性能的损失是相当微小的，因而是允许的。

因此，除了和不包括后掠前缘44以外，对于相同的叶片34，其后掠前缘44可以选择在发生尖端弯曲的区域内延伸，并正如由试验所证实的，这样可大大增强尖端的抗弯特性。试验表明，对用于试验的实施例，同样叶片34的后掠前缘部分44的轴向和径向截短量仅需占叶片上尖端弯曲区域38的一半左右便可有效。

如图3所示，虚线表示的后掠前缘部分44仅占尖端弯曲区38的一部分。在本发明的最佳实施例中，后掠前缘部分44从第一前缘点52处开始延伸。其中点52至少位于从根部46到尖端42的前缘40的径向长度的60%处。这相当于40%的径向截短并包括位于轴向长度70%的30%的轴向截短。后掠前缘部分44最好有一个斜坡，其坡度从第一点52到尖端42处的第二点56逐步减少。虽然后掠前缘部分44的形状也可以是直的，但在这最佳实施例中，它是拱形的并有一个如上所述其坡度逐渐减小的斜坡。此外，在本发明的最佳实施例中，从根部46到第一点52的前缘第二部分50基本上是直的。然而，只要根据本发明的各种目的而利用后掠前缘部分44，在本发明的其它实施例中，其前缘第二部分50也可以是拱形的或其它任何可取的形状。

图6A表示的是按照本发明设计的具有后掠前缘部分44的叶面部分26上的一个三线振型64。该振型64类似于三线振型58并包括有三条波线64a，64b和64c。人们注意到，因前缘尖端的截短所产生的后掠前缘部分44，使叶面部分26上出现的振型与无后掠前缘部分44的普通叶面部分34上出现的振型有所不同。特别是，分别与图5A的普通叶面部分34的波线58a，58b和58c类似的波线64a、64b和64c都相应改变了位置。特别重要的是，最接近前缘部分44的波线64a，从前缘40上第三点66重新改变位置延伸到位于第二点56后面的叶片尖端48上的第四点68。波线64a和第三第四点66和68都已叠加在图4所示的叶面部分26上，以便于观察和比较它的其它特点。

在最佳实施例中，第三点66也是位于叶面部分26中间跨度54的径向外侧。按照最佳实施例，后掠前缘部分44的形状是向外凸的或有一个其坡度从第一点52到第二点56逐渐减少的斜坡，而波线64a是向外凹的并有一个坡度从第三点66到第4点68逐渐增加的斜坡。因此，前缘部分44和波线64a的形状一般是彼此相对的，并且通常是彼此倾斜对准的。

图6B是图6A的顶视图，并显示出波线64a出现在尖端48上第四点68处，该点位于横向厚度约为0.051英吋的t₂处，它比图5A和图5B中的波线58a更接近于最大厚度T。

因此，引入后掠前缘部分44使位于叶面部分26的波线64a后移到叶面厚度较大的位置。由于波线64a出现在叶片厚度较大的部位，叶片抗弯曲的能力因而增强了，同时也提高了尖端对因吸入外物而产生卷曲的抵抗能力。

图6B所示的尖端48有一小于类似弦长C₁的弦长C₂，最大厚度与该弦的比率T/C₂约为0.036。叶面部分26和34是相对地薄的，因为它们的尖端最大厚度与弦长的比率不大于0.04。这个比率大大低于用于高压涡轮第一级位置的典型的涡轮叶片的约0.126的T/C比率。典型的叶面部分26约为2.1英吋长，这进一步说明它是相当薄的，因而会产生本发明所要解决的尖端卷曲问题。

此外，与图6A所示振型64对应的振动频率已大大增加到大约17485赫兹，从而减少了一个振动周期的时间，所以使外物对以42000转/分的速度旋转的叶面部分26的冲击，将出现在没有后掠前缘部分44的情况下的，大于振动的1/4周期到1/2周期的时间。所以，因外物的冲击出现在多于一个振动周期的时间，因此转移到叶片去的能量就减少了。在外物于一个振动周期的整个时间内冲击叶面部分的最佳条件下，激发出三线振型64的趋势将会减少或消除。

由于本发明是在解决因外物引起的叶片尖端卷曲问题作出的发明，所以，本发明另一特点是提供一种改进的叶片形成方法，即通过修改因外物冲击产生前缘尖端卷曲的叶面部分，增加燃气涡轮发动机叶片尖端的抗卷曲能力。虽然，在普通的叶片盘组合件中，各个叶片是可以拆卸更换的，但是部件24（blisk）则不能拆卸和更换叶片，因为叶面部分26与转子盘28是一个整体。无论在哪一种情况下，都需要有一种既经济又不影响空气动力性能的叶片修理方法。

因此，按照本发明形成方法的一个实施例，它包括提供一个已损坏的燃气涡轮发动机叶片34，该叶片尖端的最大厚度T与弦长C的T/C比率不大于0.04，且具有如图5B和7A所示的前缘尖端卷曲部分36。在一种实施例中，该方法包括将整个尖端弯曲部分36沿着从前缘点72起到尖端点74止的分离线70去掉（利用包括切割在内的普通方法）的步骤，分离线70代表尖端弯曲部分36的底部。

然后，该方法可以包括一个最后成形的步骤。利用包括磨削在内的任何普通的办法，将在切除步骤中沿分离线70获得的前缘部分44磨削到空气动力学所要求的光滑凸表面，以获得图7B所示的最终叶片26。在这叶片中，点72成了第一点52，点74成了第二点56。

在另外一个实施例中，为减少叶片外形的变化，不必把整个尖端弯曲部分除去。办法是，在切除的第一步骤中利用包括切割或磨削在内的任何普通的办法，沿图7A虚线所示的分离线78，将前缘尖端弯曲部分36的第一部分76除去。沿分离线78除去的部分76是从前缘上的点80向后延伸到尖端42上的点82。（亦参看图4）图7C显示了经过除去步骤后获得的叶片26。

第二步骤包括将尖端弯曲部分36的第二部分84返回到原位置，即尖端弯曲前的位置。这第二部分84延伸至基线70，它是经过切除步骤之后留下的部分，如图7D所示。这一步可以通过将第二部分84向后弯曲到原位置来完成。根据从尖端弯曲部分36切除第一部分76所用方法的不同，分离线78可能形成如图7C所示那样很平的后掠前缘部分44，因此可能需要一额外的成形步骤将前缘部分44成形为空气动力学所要求的光滑外形，如图7D所示。这可以利用例如磨削的办法，除去前缘部分44的所有平直部位，以获得一个一般向外凸出且满足叶片原有的空气动力学上所要求的光滑前缘外形。如图7C和7D所示，点80变成了第一点52，而点82变成了第二点56。

该方法的进一步特征是，它没有要对前缘添加材料的任何步骤，即没有通过添加置换被切除了的第一部分78或整个尖端弯曲部分36的材料，使叶片恢复到原来没有弯曲时的形状的任何步骤。添加这材料，虽然会使叶片又成为原来的叶片，但这种叶片仍会产生尖端弯曲。切除了部分材料后虽使叶片的空气动力学性能有所下降，但却带来叶片尖端抗弯曲性能的增加，因此还是可接受的。

虽然易出现尖端弯曲的现有叶片可以通过比较少量地修改前缘尖端的形状，从而提高其尖端的抗弯曲性的方法来进行修理，但本发明同样也可使用在新叶片上。在新叶片设计中，这种后掠前缘部分44可以在开始设计时就设计入内，而且叶片也可以设计成具有如图3虚线所示的有一附加后缘部分86的形状，该部分加在叶片尖端的后缘，以补偿去掉的第一部分76。在某些应用中，这种设计可能是合适的，以保证叶面部分34的尖端区的弦长具有和没有使用后掠前缘部分44的叶片一样的弦长，从而保持了两相邻叶面部分34之间的流动通道的长度并满足了其它通常已确定的设计要求。

虽然在这里已叙述了被认为是本发明的优选实施例的内容，但对于熟悉本技术的人员从这里获得启示，而得到的本发明的其它修改方案将是显然易见的。因此，要求在权利要求中保护属于本发明的实质特征范围内的任何修改。

更准确地说和仅作为例子，后掠前缘部分44可以用于在受到各种外来物冲击时易于产生尖端弯曲的普通叶片中。虽然如上所述的凸面后掠前缘部分44是最合适的，例如，与外来物会在径向较高位置处冲击有凹形后掠前缘部分的叶片上较薄部位的情况相比，为保证外来物在径向较低位置上冲击叶面部分26上较厚的部位，也可选用其它形状的前缘部分44。后掠前缘部分的优选形状和长度可以根据叶片前缘尖端区可能存在的波线进行确定，以增加抗外物破坏的能力。

Claims (18)

1、一种燃气涡轮发动机叶片，它包括：一个以根部、尖端、前缘和后缘为边界的叶面部分，其中，根部和尖端径向相隔开，前缘和后缘轴向相隔开，并从根部延伸到尖端，该尖端有一弦长C和一最大厚度T，T/C的比率不大于0·04；还包括增加该叶面部分的尖端抗弯曲能力的结构，它包括一个该前缘的尖端部分，该尖端部分从第一前缘点开始后掠直到该尖端的第二点，其中的第一前缘点位于叶面部分中间跨度径向外侧的位置附近。

2、如权利要求1所述的叶片，其特征在于，该前缘部分有一斜坡，斜坡的坡度从第一点到第二点逐渐减小。

3、如权利要求1所述的叶片，其特征在于，该前缘部分圆滑地过渡到第一点处的前缘。

4、如权利要求1的叶片，其特征在于，它的第一点至少位于前缘长度从根部起径向向外的60%的位置上。

5、如权利要求1的叶片，其特征在于，它的第一点位于叶面部分的第一部分，该第一部分有一从前缘延伸到后缘的弦，还在于上述的第二点沿径向位于第一点的后面，在第一部分弦长的15%处左右。

6、如权利要求1的叶片，其特征在于，该叶面部分有一与某个固有振动频率对应的振型，该振型包括有一条从前缘上第三点延伸到尖端上第四点的波线，该第四点与第二点隔开并位于第二点的后面。

7、如权利要求6的叶片，其特征在于，该前缘尖端部分的外形线和该波线一般具有相反的形状。

8、如权利要求6的叶片，其特征在于：

该前缘部分的外形线和该波线通常具有相反的形状。

该前缘部分有一斜坡，斜坡坡度从第一点到第二点逐渐减少。

该第一点至少位于从根部径向向外至前缘长度的60%的位置上。

该第一点位于该叶面部分的第一部分，该第一部分有一从前缘到后缘的弦，该第二点在第一点的轴向的后面、约位于该第一部分弦长的15%处。

9、如权利要求8所述的叶片，其特征在于，该前缘部分的形状是拱形的，从根部到第一点的前缘基本上是直的。

10、如权利要求1所述的叶片，其特征在于，对于除了和不包括该后掠前缘以外的同样的叶片，该后掠前缘可选择在叶片上产生尖端弯曲的区域内延伸。

11、如权利要求10所述的叶片，其特征在于，同样叶片后掠前缘的轴向和径向截短量仅为叶片上产生尖端弯曲的区域的一半左右。

12、一种燃气涡轮发动机叶片的成形方法，该叶片有一叶面部分和为提高尖端的抗弯曲能力的结构（means），该成形方法包括如下步骤：

提供一个损坏的燃气涡轮发动机叶片，该叶片具有以一根部，尖端、前缘和后缘为边界的叶面部分，其中根部与尖端径向相隔开，前缘和后缘轴向相隔开，前后缘均从根部延伸到尖端，尖端有一弦长C和一最大厚度T，T/C的比率不大于0.04，叶面部分有一由外来物损坏引起的前缘尖端弯曲部分。

沿着从前缘上第一点向后到尖端上第二点的分离线，将前缘尖端弯曲部分去掉。

13、如权利要求12所述的方法，其特征还包括进一步将在截除步骤中沿分离线形成的前缘部分加工成空气动力学上所要求的光滑形状。

14、如权利要求12所述的方法，其特征在于，该第一点至少位于从叶片根部起径向向外至叶面部分的60%的位置上。

15、如权利要求14所述的方法，其特征在于，该第二点位于从第一点起沿轴向至弦长的15%位置左右，该弦通过第一点从叶面部分的前缘延伸到后缘。

16、如权利要求12所述的方法，其进一步的特征在于，它没有添加材料去补偿在截除步骤中除去的材料以使叶片恢复到弯曲前的原来形状的步骤。

17、如权利要求12所述的方法，其特征在于，在切除步骤中，沿分离线除去前缘尖端弯曲部分的第一部分，并且还包括将除去后留下来的尖端弯曲的第二部分恢复到原来位置的步骤。

18、如权利要求12所述的方法，还进一步包括将沿分离线形成的前缘部分加工成空气动力学所要求的光滑的凸面形状。

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