CN108779677B - 用于燃气轮机的包含一个或多个封装空洞的翼型 - Google Patents

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Abstract

本技术提出一种用于燃气轮机的翼型、具有翼型的压气机、用于涉及翼型的方法以及用于制造翼型的方法。翼型从平台延伸，并且包括在后缘和前缘处相交的凹入侧和凸出侧。翼型具有顶端。此外，翼型具有一个或多个空洞。一个或多个空洞中的每个空洞被完全地封装在翼型内，从而一个或多个空洞中的每个空洞不与翼型的外部流体连接。此外，一个或多个空洞的总体积在翼型的总体积的5％至30％之间。

Description

用于燃气轮机的包含一个或多个封装空洞的翼型
技术领域
本发明涉及燃气轮机，更具体地，涉及用于燃气轮机的翼型。
背景技术
当燃气轮机在给定运行阶段运行时，例如在空转阶段、起飞阶段、爬升阶段、巡航阶段等运行时，燃气轮机的压气机部中的翼型会根据燃气轮机的运行的阶段而遭受各种激励频率。翼型所遭受的激励频率总体上与涡轮的转速相关，而涡轮的转速又取决于涡轮的运行阶段。激励频率还可能取决于其它因素，如翼型周围的气流中的扰动。
翼型能够以不同的振动模式振动，例如以弯折模式、沿边模式、扭转模式、外倾模式等振动。翼型的给定振动模式的固有频率有时也被称为翼型的给定振动模式的振动模式频率。如果翼型经受与其给定振动模式的固有频率或振动模式频率相等的激励频率，翼型以及因此具有翼型的动叶容易因翼型中发生的共振而损坏。因此，在给定运行阶段的运行条件期间，防止翼型中的共振是重要的。
因此，在翼型中，期望将某些频率(即，固有频率或振动模式频率)调谐至非期望范围(即，在给定运行阶段的激励频率附近的频率)之外，以排除或至少降低在燃气轮机的给定阶段的振动模式频率与激励频率大体匹配的可能性，即，使翼型将会经受激励频率的次数减少，该激励频率与翼型的多个固有频率中的、在给定运转条件下的一个固有频率相等。
发明内容
因此，本公开的目的在于提供一种用于燃气轮机的翼型，其中翼型的某些部分的质量和刚度被控制，使得翼型的给定振动模式的固有频率或振动模式频率被调谐至非期望范围之外，即，调谐至涡轮的给定运行阶段的激励频率左右的频率之外。
上述目的通过本文所描述的翼型、本文所描述的用于燃气轮机的压气机、本文所描述的用于设计用于燃气轮机的翼型的方法以及本文所描述的用于制造用于燃气轮机的翼型的方法实现。本技术的有利实施例在本文的描述中提供。本文所描述的特征可以被组合在一起。
在本技术的第一方面，提出了一种用于燃气轮机或涡轮机的翼型。该翼型从平台延伸。该翼型包括：总体凹入侧(也被称为压力侧)，以及总体凸出侧(也被称为吸力侧)。凹入侧和凸出侧在一端的后缘处以及在另一端的前缘处相交。该翼型具有顶端。
此外，翼型具有一个或多个空洞。一个或多个空洞中的每个空洞被完全地封装在翼型内，从而一个或多个空洞中的每个空洞与翼型的外部没有流体连接，即，诸如空气、气体或冷却液的流体不能从翼型的外部流到翼型的空洞中。类似地，诸如空气、气体或冷却液的流体不能或不会从翼型的空洞流到翼型的外部。此外，一个或多个空洞的总体积，即，所有空洞(无论是一个空洞还是多个空洞)的总体积均在翼型的体积的5％至30％之间。翼型的体积是由凹入侧、凸出侧、前缘、后缘、顶端以及平台的表面限定的体积，翼型从平台的表面径向延伸。
对于翼型的给定振动模式，对应于翼型的给定振动模式的振动模式频率取决于翼型的挠曲部或挠曲区域的质量和刚度，挠曲部或挠曲区域即翼型中承受最大翘曲或弯折并且继而在给定振动模式下恢复形状的区域。对应于翼型的给定振动模式的振动模式频率还取决于翼型中翼型的挠曲区域周围的区域的质量和刚度。
改变翼型中挠曲区域或包围挠曲区域的区域的质量和刚度会改变翼型的给定振动模式的振动模式频率。通过在翼型中翼型的挠曲区域或在挠曲区域周围的区域中引入一个或多个空洞，来改变翼型中挠曲区域或挠曲区域周围的区域的质量和刚度，并且这转而改变(即，降低或提高)对于给定振动模式的振动模式频率。
因此，与翼型中不存在一个或多个空洞的情形相比，通过在翼型中相对于挠曲区域(即，在挠曲区域中或在挠曲区域外)具有一个或多个空洞，振动模式频率有所不同。如果是在没有一个或多个空洞的翼型中，振动模式频率会与在运行的特定阶段中运行的燃气轮机中翼型可能遭受的激励频率相同或大体相似，但是现在，在具有一个或多个空洞的翼型中，振动模式频率与在运行的特定阶段中运行的燃气轮机中翼型可能承受的激励频率不同。这样确保了当燃气轮机在运行的特定阶段运行时，翼型的给定振动模式出现的可能性降低。
在本技术的第二方面，提出了一种燃气轮机的压气机。压气机包括根据本技术的第一方面所提出的翼型。
在本技术的第三方面，提出了一种用于设计用于燃气轮机的翼型的方法。该方法包括：识别翼型中的挠曲部的步骤，其中挠曲部对应于翼型的预定振动模式、以及确定翼型的振动模式频率的步骤，其中振动模式频率对应于翼型的预定振动模式。该方法进一步包括确定翼型的外激励频率的步骤，其中外激励频率对应于燃气轮机的运行阶段。该方法最后包括通过在翼型中引入一个或多个空洞来改变翼型的振动模式频率的步骤，一个或多个空洞相对于挠曲部而被定位在翼型的内部，从而使改变后的翼型的振动模式频率区别于外激励频率。在该方法中，一个或多个空洞中的每个空洞被完全地封装在翼型内，从而一个或多个空洞中的每个空洞与翼型的外部没有流体连接，并且其中一个或多个空洞的总体积在翼型体积的5％至30％之间。通过在翼型中在挠曲区域或挠曲区域周围的区域中引入一个或多个空洞，来改变翼型中挠曲区域或挠曲区域周围的区域的质量和刚度，并且这转而改变(即，降低或提高)对于给定振动模式的振动模式频率。因此，该设计翼型的方法确保了当燃气轮机在运行的特定阶段运行时，翼型的给定振动模式出现的可能性降低。
在设计方法的一个实施例中，在改变振动模式频率的步骤中，在翼型的挠曲部中引入一个或多个空洞，以降低振动模式频率。在方法的另一实施例中，在改变振动模式频率的步骤中，在翼型的挠曲部的外部引入一个或多个空洞，以提高振动模式频率。在该方法中，翼型的预定振动模式是弯折模式、扭转模式、延展模式、外倾模式及其组合中的一种。
在本技术的第四方面，提出一种制造用于燃气轮机的翼型的方法。该方法包括根据本技术的第三方面的设计用于燃气轮机的翼型的步骤、以及根据所设计的翼型形成翼型的步骤。在该方法的一个实施例中，形成翼型的步骤包括增材制造技术。
附图说明
通过参考以下结合附图对本技术的实施例的描述，本技术的上述属性和其它特征及优点以及实现它们的方式将变得更加明显，并且将更好地理解本技术本身，在附图中：
图1示出部分涡轮发动机的截面图，其中包含本技术的翼型；
图2示意性地示出根据本技术的各方面的具有空洞的翼型的示例性实施例的前视图；
图3示意性地示出具有图2所示空洞的翼型的侧视图的横截面；
图4示意性地示出具有图2和图3所示空洞的翼型的顶视图的横截面；
图5示意性地示出具有多个空洞的翼型的另一示例性实施例；
图6示意性地示出具有多个空洞的翼型的另一示例性实施例，其示出确定翼型内每个空洞的位置的方案；
图7示意性地示出具有空洞的翼型的示例性实施例，其示出空洞的位置的方案；
图8示意性地示出具有空洞的翼型的另一示例性实施例，其示出空洞的位置的另一方案；
图9示意性地示出具有空洞的翼型的又另一示例性实施例，其示出空洞的位置的又另一方案；
图10示意性地示出具有空洞的图9所示翼型的替代示例性实施例，其示出与图9中所示位置的方案相对的空洞的位置的替代方案；
图11示意性地示出具有空洞的翼型的另一示例性实施例，其示出空洞的位置的另外的方案；
图12示意性地示出具有空洞的图11所示翼型的替代示例性实施例，其示出与图11所示的位置的方案相对的空洞的位置的替代方案；
图13示意性地示出具有空洞的翼型的又一个示例性实施例，其示出空洞的位置的另一方案；
图14是示出用于设计翼型的方法的流程图；
图15示意性地示出针对用于设计翼型的方法的翼型的示例性实施例的模型；
图16示意性地示出针对用于设计翼型的方法的翼型的另一示例性实施例的模型；以及
图17是根据本技术的各方面的示出用于制造具有空洞的翼型的方法的流程图。
具体实施方式
在下文中，将详细描述本技术的上述及其它特征。参照附图描述各种实施例，在附图中，使用相同的附图标记表示相同的元件。在以下描述中，为了说明的目的，阐述了大量具体细节以便提供对一个或多个实施例的全面理解。应当注意的是，示出的实施例旨在说明，而非限定本发明。显而易见的是，这些实施例可以在没有这些具体细节的情况下实施。
图1以截面图的方式示出燃气涡轮发动机10的示例。燃气涡轮发动机10按流动顺序包括入口12、压气机或压气机部14、燃烧装置部16以及涡轮部18，这些构件被大体按流动顺序布置，并且这些构件大体围绕纵向轴线或旋转轴线20并且沿纵向轴线或旋转轴线20的方向布置。燃气涡轮发动机10进一步包括轴22，轴22可以围绕旋转轴线20旋转并且纵向延伸穿过燃气涡轮发动机10。轴22将涡轮部18驱动地连接至压气机部14。
燃气涡轮发动机10在运行时，通过进气口12吸入的空气24由压气机部14压缩并被输送至燃烧部或燃烧器部16。燃烧器部16包括燃烧器增压部26、一个或多个燃烧室28以及固定至每个燃烧室28的至少一个燃烧器30。燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器增压部26的内部。穿过压气机14的压缩空气进入散流器32并从散流器32排出到燃烧器增压部26中，部分空气从燃烧器增压部26进入燃烧器30并与气态燃料或液体燃料混合。空气/燃料混合物继而燃烧，并且来自燃烧的燃烧气体34或工作气体经由过渡管17通过燃烧室28而被引导至涡轮部18。
该示例性燃气涡轮发动机10具有管状燃烧装置部布置16，其由燃烧器罐19的环状阵列构成，每个燃烧器罐19具有燃烧器30和燃烧室28，过渡管17具有与燃烧室28交界的大体圆形入口以及环形段形式的出口。过渡管出口的环形阵列形成用于将燃烧气体引导至涡轮18的环。
涡轮部18包括附接至轴22的多个动叶承载盘36。在该示例中，两个盘36分别承载涡轮动叶38的环形阵列。然而，动叶承载盘的数目可以不同，即，可以仅有一个盘，也可以多于两个盘。此外，固定至燃气涡轮发动机10的定子42的导流静叶40被设置在涡轮动叶38的环形阵列的级之间。导流静叶44被设置在燃烧室28的出口与前涡轮动叶38入口之间，并且导流静叶44将工作气体流转向到涡轮动叶38上。
来自燃烧室28的燃烧气体进入涡轮部18并驱动涡轮动叶38，涡轮动叶38转而使轴22旋转。导流静叶40、44用于优化燃烧气体或工作气体在涡轮动叶38上的角度。
涡轮部18驱动压气机部14。压气机部14包括轴向串联的静叶级46和转子动叶级48。转子动叶级48包括支撑动叶的环形阵列的转子盘。压气机部14还包括壳体50，壳体50包围转子级并支撑静叶级48。导流静叶级包括径向延伸静叶的环形阵列，径向延伸静叶被安装至壳体50。静叶被设置为在给定发动机运行点以最优角度为动叶提供气流。一些导流静叶级具有可变静叶，在可变静叶中，静叶围绕其自身纵向轴线的角度可以根据在不同发动机运行条件下可能出现的气流特征来调节。
壳体50限定压气机14的通路56的径向外表面52。通路56的径向内表面54至少部分由转子的转子鼓53限定，转子鼓53部分由动叶48的环形阵列限定。
本技术结合上述具有单个轴或线轴的示例性涡轮发动机描述，该单个轴或线轴连接单个多级压气机以及单个一级或多级涡轮。然而，应当理解的是，本技术同样适用于两轴发动机或三轴发动机，并且可以用于工业、航空或海洋应用。
除非另有说明，否则术语“上游”和“下游”是指流经发动机的气流和/或工作气体的流方向。术语“朝前”和“朝后”是指流经发动机的总体气体流。术语“轴向”、“径向”和“周向”是相对于发动机的旋转轴20而言。
图2、图3和图4示意性地示出根据本技术的各方面的具有空洞70的翼型1的示例性实施例的不同视图。图2至图4已经结合图1在下文中进行说明。翼型1从平台60延伸，并且更具体地，从平台60的侧面62延伸，平台60的侧面62在下文中被称为翼型侧62。从平台60的另一侧面64散出根68或固定部件68，平台60的另一侧面64在下文中被称为根侧64。根68或固定部件68可以用于将翼型1附接至压气机盘(图2至图4中未示出)，从而使翼型1形成压气机部14中压气机动叶48的一部分。本技术可以在平均弦/厚度纵横比通常大于8的翼型1中实施。作为替代方式，根68或固定部件68可以用于将翼型1附接至壳体50，从而使翼型1形成压气机部14中压气机静叶46的一部分。
翼型1包括总体凸出侧104以及总体凹入侧102，总体凸出侧104也称吸力侧104，总体凹入侧102也称压力侧102。凸出侧104和凹入侧102在一端的后缘108处以及在另一端的前缘106处相交。翼型1具有顶端110。翼型1还可以包括在翼型1顶端110处的护罩(未示出)。根据本技术，翼型1还具有一个或多个空洞70。一个或多个空洞70中的每个空洞被完全地封装在翼型1内，从而使一个或多个空洞70中的每个空洞与翼型的外部5不具有流体连接，即，诸如空气、气体或冷却液的流体不能或者不会从翼型1的外部流到翼型1件的空洞70中。类似地，诸如空气、气体或冷却液的流体不能或不会从翼型1的空洞70流到翼型的外部5。翼型1的外部5可以是紧靠翼型1的外部的空间，或者可以是与翼型1的外部5流体连接的通路(未示出)，诸如冷却通道或开口。
此外，一个或多个空洞70的总体积，即，所有空洞70(无论是一个空洞还是多个空洞)的总体积，均在翼型1的体积的5％至30％之间。翼型1的体积是由凹入侧102、凸出侧104、前缘106、后缘108、顶端110以及平台60的翼型侧62限定的体积，翼型从翼型侧62径向地延伸。翼型1的体积可以被理解为由翼型1封闭的空间，并且包括所有空洞70的总体积、和由翼型1的材料在形成翼型1时占据的体积、以及可能限定在翼型1内的任意其它通道或通路的总体积。翼型1的体积不包括平台60和根68的体积。翼型1可以由均质材料形成或者可以由复合材料形成。
应当注意的是，空洞70从翼型1的外部5是不可见的，并且空洞70在图2中已经示意性地示出为可见的仅仅是出于说明的目的。图2可以被理解为类似于凹入侧102的一部分已经被移除以示出空洞70，空洞70位于凸出侧104、凹入侧102、前缘106、后缘108、顶端110以及平台60的翼型侧62的内部，并且完全限制在由凸出侧104、凹入侧102、前缘106、后缘108、顶端110以及平台60的翼型侧62限定的空间内。
此外，空洞70从凸出侧104、凹入侧102、前缘106、后缘108、顶端110以及平台60的翼型侧62被物理地移除，并且不在这些构件处开放。图2和图3示出更理想的翼型1的空洞70的表示，并且如图2和图3所示，空洞70从凸出侧104、凹入侧102、前缘106、后缘108、顶端110以及平台60的翼型侧62的外表面被物理地移除。空洞70对翼型1中存在空洞70的部分的质量和刚度有直接影响，例如，如图2所示，空洞70朝向翼型1的中部并且朝向翼型的顶端110而存在，并且因此与相似翼型(未示出)中没有空洞70的对应部分相比，空洞70使翼型1中存在空洞70的部分的质量和刚度降低。此外，空洞70还影响翼型1中与存在空洞70的部分邻近的另一部分的物理属性(诸如，质量)，例如，如图2所示的、在翼型的存在空洞70的部分与平台60的翼型侧62之间的部分翼型1的物理属性(诸如，质量)。
图5示出翼型1的示例性实施例，其中空洞70至少包括第一空洞71和第二空洞72，并且也可以包括更多空洞。空洞71、72中的每个空洞可以被定位在翼型1的所关注的部分中。一个或多个空洞70的总体积，即，形成空洞70的所有空洞71、72的总体积，在翼型1的体积的5％至30％之间。
振动模式频率是翼型1的质量和刚度的函数，尤其是翼型1中经受最大挠曲的部分翼型1的质量和刚度的函数。质量和刚度由形成翼型1的材料的形状、体积、强度(模量)和密度限定。
在原来的实心金属翼型1中引入完全地封装的空洞70(即，例如空洞71、72)，同时不使用独立部件、连接技术或附加材料可以确保翼型1的均质性和结构完整性。没有流体流过封装的空洞70，并且由于空洞70中没有材料，翼型1中空洞70所在的部分的质量和刚度可以被降低，这转而改变翼型1的振动模式频率。
空洞70，例如空洞71、72，可以被选择性地成型、缩放并定位在翼型1内，以便通过将振动模式频率值移动至更高值或更低值，以避免与激励频率重合，来有利地影响翼型1的振动性能。如果期望通过降低翼型1的振动模式频率来避免翼型1的振动模式，则通过在挠曲部中包含空洞70来降低挠曲部(也称动态张紧部)的刚度。
替代地，如果期望通过提高或增加翼型1的振动模式频率来避免翼型1的振动模式，则通过在挠曲部的外侧部分或从挠曲部的突出部分中包含空洞70，来降低该外侧部分或突出部分或外侧部或突出部的质量，并且因此该外侧部分或突出部分的质量对挠曲部的影响被降低，进而使挠曲部更具刚性，并且由此提高振动模式频率。
空洞70的形状、比例(即，体积尺寸)和位置可以根据所涉及的振动模式不同而有所不同。空洞70(如空洞71、72)的形状，可以是球形、柱形、相对于平台60水平、垂直于平台60或相对于平台60倾斜，可以具有平行的侧面或呈锥形的侧面，并且可以边缘平直、弯曲或由样条曲线限定(例如，当遵循诸如凹入侧102的表面或凸出侧104的表面的翼型1表面的轮廓时)，或者可以是自由形，即，不规则几何形状。如图3和图4所示，空洞70可以被定位在远离外表面(如凹入侧102的表面或凸出侧104的表面)局部翼型部厚度的至少10％的位置。此外，一个或多个空洞70中的至少一个空洞可以包括支撑件(未示出)，支撑件连接翼型1的第一内部(未示出)和翼型1的第二内部(未示出)，其中翼型1的第一内部和第二内部邻近空洞70，并且其中支撑件被设置在空洞70中。支撑件可以被理解为从空洞70的一端延伸至空洞70的另一端的肋或接头或杆，并且肋或接头或杆以与翼型1的其余部分的材料相同的材料形成。在一个实施例中，空洞70可以具有多个这种支撑件，并且可以被可视化为空洞70的蜂窝结构。
图6示意性地示出具有多个空洞70(即，第一空洞71和第二空洞72)的翼型1的另一示例性实施例，并且示出用于确定翼型1内每个空洞71、72的位置的方案。每个空洞70具有形心，例如，第一空洞71的形心73，第二空洞72的形心74。该方案使用“径向距离”和“周向距离”来限定形心73、74在翼型1内的位置，并且因此限定空洞71、72在翼型1内的位置。空洞70的形心，例如空洞71、72的形心73或74，可以被理解为代表空洞70、71、72的所有点的平均位置的点。对于对称3D形空洞(例如球形空洞70、71、72)来说，形心73、74将是空洞70、71、72的几何中心。空洞70、71、72可以具有期望几何形状，例如但不限于，球形、平行六面体、锥形、柱形等。
径向距离“h”是从平台60的翼型侧62到空洞70的形心所测得的距离，例如，对于第一空洞71，第一径向距离h1是从平台60的翼型侧62到第一空洞71的形心73所测得的距离，并且对于第二空洞72，第二径向距离h2是从平台60的翼型侧62到第二空洞72的形心74所测得的距离。径向距离大体垂直于平台60的翼型侧62或垂直于旋转轴20而被测量。周向距离“c”是从测量所指定的前缘106或后缘108开始测量，并且大体垂直于径向方向(即，大体垂直于平台60)进行，直到空洞70的形心，例如，对于第一空洞71，第一周向距离c1可以从测量指定的前缘106或后缘108开始测量，直到第一空洞71的形心73，并且对于第二空洞72，第二周向距离c2可以从测量指定的前缘106或后缘108开始测量，直到第二空洞72的形心74。周向距离以大体与旋转轴20相切的方式而被测量。因此，可以从第一空洞71和/或第二空洞72的形心73、74的径向距离h1、h2和周向距离c1、c2，来确定第一空洞71和/或第二空洞72在翼型1内的位置。
在下文中，空洞70的形心的径向距离h用翼型1的高度“H”的百分比表示，翼型1的高度“H”被从平台60的翼型侧62开始测量，穿过正在用于测量径向距离的形心，直到翼型1的顶端110。例如，第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在下文中已经用翼型1的高度“H”的百分比表示，翼型1的高度“H”从平台60的翼型侧62开始测量，穿过第一空洞71的形心73，直到翼型1的顶端110。与第一径向距离h1的表示相关的高度H的测量大体垂直于平台60的翼型侧62进行，或者换言之，与第一径向距离h1的表示相关的高度H的测量沿第一径向距离h1进行。类似地，第二空洞72的形心74的第二径向距离h2在下文中已经用翼型1的高度“H”的百分比表示，翼型1的高度“H”从平台60的翼型侧62开始测量，穿过第二空洞72的形心74，直到翼型1的顶端110。与第二径向距离h2的表示相关的高度H的测量大体垂直于平台60的翼型侧62进行，或者换言之，与第二径向距离h2的表示相关的高度H的测量沿第二径向距离h2进行。
在下文中，空洞70的形心的周向距离c用翼型1的弦长“C”的百分比表示，翼型1的弦长“C”从翼型1的前缘106穿过正在用于测量径向距离的形心而测量到后缘108。例如，第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在下文中已经用翼型1的弦长“C”的百分比表示，翼型1的弦长“C”从翼型1的前缘106穿过第一空洞71的形心73而测量到后缘108。与第一周向距离c1的表示相关的弦长C的测量大体平行于平台60的翼型侧62进行，或者换言之，与第一周向距离c1的表示相关的弦长C的测量沿周向距离c1进行。类似地，第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在下文中已经用翼型1的弦长“C”的百分比表示，翼型1的弦长“C”从翼型1的前缘106穿过第二空洞72的形心74而测量到后缘108。与第二周向距离c2的表示相关的弦长C的测量大体平行于平台60的翼型侧62进行，或者换言之，与第二周向距离c2的表示相关的弦长的测量沿第二周向距离c2进行。
图7至图13示出本技术的翼型1的各种示例性实施例，其示出被封闭在翼型1内的第一空洞71和/或第二空洞72不同位置。应当注意的是，第一空洞71的位置已经通过限定第一空洞71的形心73的第一径向距离h1和第一周向距离c1来表示，不过为了简洁起见，图7至图13中未示出形心73。类似地，第二空洞72(如果有)的位置已经通过限定第二空洞72的形心74的第二径向距离h2和第二周向距离c2来表示，不过为了简洁起见，图7至图13中未示出形心74。
如图7所示，一个或多个空洞70至少包括第一空洞71，第一空洞71具有被定位在第一径向距离h1和从前缘106测量的第一周向距离c1处的形心73。第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在翼型1的高度H的60％至90％之间，高度H沿第一空洞71的形心73的第一径向距离h1测量，并且第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的30％至70％之间，弦长C沿第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量。
在振动模式1F下，即，第一弯折模式或第一摇摆模式下，翼型的弯折或振动在如图2所示的三维坐标系中可以被可视化为沿YZ平面，其中X轴是在平台60的翼型侧62上沿前缘106和后缘108延伸的方向，Y轴是在平台60的翼型侧62上延伸且垂直于X轴的方向，Z轴是同时垂直于X轴和Y轴两者的方向。对于1F模式，翼型1中的动态应力或应变集中在翼型1中平台60的翼型侧62的正上方。因此，通过引入如图7所示的第一空洞71，可以使挠曲部的外部的翼型1的突出区域或外部区域的质量(即，翼型1中平台60的翼型侧62正上方的区域的质量)降低，并且这转而使得翼型1的对应于1F模式振动模式频率提高。
在振动模式1E下，即，第一沿边模式，如前所述，翼型的弯折或振动在如图2所示的三维坐标系中可以被可视化为沿XZ平面。对于1E模式，翼型1中的动态应力或应变存在于翼型1中平台60的翼型侧62的正上方，朝向前缘106和后缘108倾斜，即，挠曲部。因此，通过引入如图7所示的第一空洞71，可以使挠曲部的外部的翼型1的突出区域或外部区域的质量降低，并且这转而使得翼型1的对应于1E模式振动模式频率提高。
此外，除第一空洞71外，翼型1可以包括第二空洞72。第二空洞72具有被定位在第二径向距离h2和从前缘106测量的第二周向距离c2处的形心74。第二空洞72的形心74的第二径向距离h2在翼型1的高度H的40％至60％之间，高度H沿第二空洞72的形心74的第二径向距离h2测量，并且第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长的30％至70％之间，弦长C沿第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量。引入第二空洞72有助于降低2F振动模式的振动模式频率，即，二阶弯折模式振动的振动模式频率。
如图8所示，一个或多个空洞70至少包括第一空洞71，第一空洞71具有被定位在第一径向距离h1和从前缘106测量的第一周向距离c1处形心73。第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在翼型1的高度H的5％至20％之间，高度H沿第一空洞71的形心73的第一径向距离h1测量，并且第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的30％至70％之间，弦长C沿第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量。
在振动模式1F下，即，第一弯折模式或第一摇摆模式，翼型的弯折或振动在如图2所示的三维坐标系中可以被可视化为沿YZ平面。如之前所提到的，对于1F模式，翼型1中的动态应力或应变集中在翼型1中平台60的翼型侧62的正上方，即，挠曲部。因此，通过引入如图8所示的第一空洞71，可以使翼型1的挠曲部的质量和刚度降低，并且这转而使得翼型1的对应于1F模式的振动模式频率降低。
此外，如图8所示，除第一空洞71外，翼型1可以包括第二空洞72。空洞72具有被定位在第二径向距离h2和从前缘106测量的第二周向距离c2处的形心74。第二空洞72的形心74的第二径向距离h2在翼型1的高度H的40％至60％之间，高度H沿第二空洞72的形心74的第二径向距离h2测量，并且第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长的30％至70％之间，弦长C沿第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量。引入第二空洞72有助于降低2F振动模式的振动模式频率，即，二阶弯折模式振动的振动模式频率。
如图9和图10所示，一个或多个空洞70至少包括第一空洞71，第一空洞71具有被定位在第一径向距离h1和从前缘106测量的第一周向距离c1处的形心73。第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在翼型1的高度H的5％至20％之间，高度H沿第一空洞71的形心73的第一径向距离h1测量，并且第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的10％至25％之间，弦长C沿如图9中翼型1的示例性实施例所示的第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量，或者替代地，第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的75％至90％之间，弦长C沿如图10中翼型1的示例性实施例所示的第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量。
此外，如图9和如10所示，除第一空洞71外，翼型1可以包括第二空洞72。第二空洞72具有被定位在第二径向距离h2和从前缘106测量的第二周向距离c2处的形心74。第二空洞72的形心74的第二径向距离h2在翼型1的高度H的5％至20％之间，高度H沿第二空洞72的形心74的第二径向距离h2测量，并且第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长C的75％至90％之间，弦长C沿如图9中翼型1的示例性实施例所示的第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量，或者替代地，第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长C的10％至25％之间。弦长C沿如图10中翼型1的示例性实施例所示的第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量。
应当注意的是，本公开所描述的周向距离c1和c2，例如关于图9和图10所述的周向距离c1和c2，已经被表示为从前缘106或后缘测量，例如，对于已经表示为从前缘106测量的图9和图10，本领域技术人员应当理解的是，对于图9和图10，周向距离c1和c2也可以被表示为从其它边缘(如后缘108)测量，例如从前缘106测量占75％至90％可以被表示为从后缘108测量占10％至25％。
在振动模式1E中，即，第一沿边模式，如之前所说明的，翼型1中的动态应力或应变存在于翼型1中平台60的翼型侧62的正上方，朝向前缘106和后缘108倾斜，即，挠曲部。因此，如图9和图10所示，通过引入第一空洞71，并且可选地引入第二空洞72，可以降低挠曲部的质量和刚度，并且这转而使得翼型1的对应于1E模式的振动模式频率降低。
如图11和图12所示，一个或多个空洞70至少包括第一空洞71，第一空洞71具有被定位在第一径向距离h1和从前缘106测量的第一周向距离c1处的形心73。第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在翼型1的高度H的80％至90％之间，高度H沿第一空洞71的形心73的第一径向距离h1测量，并且第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的10％至25％之间，弦长C沿如图11中翼型1的示例性实施例所示的第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量，或者替代地，第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的75％至90％之间，弦长C沿如图12中翼型1的示例性实施例所示的第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量。
此外，如图11和图12所示，除第一空洞71外，翼型1可以包括第二空洞72。第二空洞72具有被定位在第二径向距离h2和从前缘106测量的第二周向距离c2处的形心74。第二空洞72的形心74的第二径向距离h2在翼型1的高度H的80％至90％之间，高度H沿第二空洞72的形心74的第二径向距离h2测量，并且第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长C的75％至90％之间，弦长C沿如图11中翼型1的示例性实施例所示的第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量，或者替代地，第二空洞72的形心74的第二周向距离c2在翼型1的弦长C的10％至25％之间。弦长C沿如图12中翼型1的示例性实施例所示的第二空洞72的形心74的第二周向距离c2测量。
在振动模式1T下，即，第一扭转模式，翼型1的弯折或振动1可以被可视化为翼型1固定在平台60上，但从图2所示的三维坐标系的XY平面中观察，逐步朝顶端110扭曲。对于1T模式，翼型1的动态应力或应变集中在翼型1中平台60的翼型侧62的正上方，集中在前缘106和后缘108之间，即，挠曲部。因此，如图11和图12所示，通过引入第一空洞71，并且可选地引入第二空洞72，可以降低翼型1的挠曲部的外部区域的质量，并且这转而使得翼型1的对应于1T模式的振动模式频率提高。
如图13所示，一个或多个空洞70至少包括第一空洞71，第一空洞71具有被定位在第一径向距离h1和从前缘106测量的第一周向距离c1处形心73。第一空洞71的形心73的第一径向距离h1在翼型1的高度H的15％至40％之间，高度H沿第一空洞71的形心73的第一径向距离h1测量，并且第一空洞71的形心73的第一周向距离c1在翼型1的弦长C的40％至60％之间，弦长C沿第一空洞71的形心73的第一周向距离c1测量。
在振动模式1T中，即，第一扭转模式，翼型1中的挠曲部位于翼型1中平台60的翼型侧62的正上方，集中在前缘106和后缘108之间。因此，如图13所示，通过引入第一空洞71，可以降低翼型1的挠曲部的质量和刚度，并且这转而使得翼型1的对应于1T模式的振动模式频率降低。
应当注意的是，图7至图13所涉及的振动模式仅出于示例性目的，并且其它振动模式，例如外倾模式或二阶振动模式，或不同振动模式的组合可以以类似方式在本技术的范围内解决。
根据本技术的第二方面，如关于图2至图13描述的本技术的翼型1被包含在如图1所示的压气机14中。
图14是示出用于涉及翼型1的方法900的流程图。图15和图16示意性地示出针对用于涉及翼型1的方法900的翼型1的示例性实施例的模型。
方法900包括识别翼型1中的挠曲部75(在图15和图16中示出)的步骤500。挠曲部75对应于翼型1的预定振动模式。翼型1中的挠曲部75是翼型1中承受最大的翘曲或弯折并且继而在给定振动模式下恢复形状的部分或区域。方法900还包括确定翼型1的振动模式频率的步骤600。振动模式频率对应于翼型1的预定振动模式。翼型1的预定振动模式，可以是但不限于，弯折模式、扭转模式、延展模式、外倾模式及其组合中的一种。
方法900还包括确定翼型1的外激励频率的步骤700。外激励频率对应于燃气轮机10的运行阶段。方法900最后包括通过在翼型1中引入一个或多个空洞70、71、72来改变翼型1的振动模式频率的步骤800，一个或多个空洞70、71、72在翼型1中相对于挠曲部75而被定位在翼型1的内部，从而使改变后的翼型1的振动模式频率区别于外激励频率。
在方法900中，一个或多个空洞70、71、72中的每个空洞被完全地封装在翼型1内，并且可以理解为上文中结合图2至图13所说明的那样。因此，一个或多个空洞70、71、72中的每个空洞与翼型1的外部5没有流体连接，并且一个或多个空洞70、71、72的总体积在翼型1的体积的5％至30％之间。
如图15所示，在用于设计翼型1的方法900的一个实施例中，在步骤800中，在翼型1的挠曲部75中引入一个或多个空洞70、71、72，以降低振动模式频率。在方法900的另一实施例中，如图16所示，在用于设计翼型1的方法900的一个实施例中，在步骤800中，在翼型1的挠曲部75的外部引入一个或多个空洞70、71、72，以增加或提高振动模式频率。
图17是根据本技术的各方面的示出用于制造具有空洞70、71、72的翼型1的方法1000的流程图。方法1000包括设计用于燃气轮机10的翼型1步骤900。步骤900与上文中结合图14所说明的方法900相同。方法1000还包括根据步骤900中所设计的翼型1来形成翼型1的步骤950。在方法1000的一个实施例中，形成翼型1的步骤950包括增材制造技术，增材制造技术例如但不限于，激光烧结、选择性激光烧结等。
虽然参照特定实施例对本技术进行了描述，但应当理解，本技术并不限于这些精确实施例。相反地，鉴于描述用于实践本发明的示例性模式的本公开，对于本领域技术人员来说，在不脱离本发明范围和主旨的情况下，许多修改和变型将是显而易见的。因此，本发明的范围由所附的权利要求书而非由上文的描述指示。权利要求书等同物的含义和范围内的所有变化、修改和变型均应视为落入其范围内。
附图标记列表
1 翼型
5 翼型的外部
10 燃气轮机发动机
12 入口
14 压气机部
16 燃烧装置部或燃烧器部
17 过渡管
18 涡轮部
19 燃烧装置罐
20 纵向轴线或旋转轴线
22 轴
24 空气
26 燃烧器增压部
28 燃烧室
30 燃烧器
32 散流器
34 燃烧气体或工作气体
36 动叶承载盘
38 涡轮动叶
40 导流静叶
42 定子
44 入口导流静叶
46 静叶级
48 转子动叶级
50 壳体
52 径向外表面
53 转子鼓
54 径向内表面
56 通路
60 平台
62 平台的翼型侧
64 平台的根侧
68 根
70 空洞
71 第一空洞
72 第二空洞
73 第一空洞的形心
74 第二空洞的形心
75 挠曲部
102 凹入侧
104 凸出侧
106 前缘
108 后缘
110 顶端
500 识别翼型内的挠曲部的步骤
600 确定振动模式频率的步骤
700 确定外激励频率的步骤
800 改变振动模式频率的步骤
900 设计翼型的方法
950 形成翼型的步骤
1000 制造翼型的方法
c1 第一空洞的形心的周向距离
c2 第二空洞的形心的周向距离
C1、C2 翼型的弦长
h1 第一空洞的形心的径向距离
h2 第二空洞的形心的径向距离
H1、H2 翼型的高度

Claims (24)

1.一种用于燃气轮机(10)的翼型(1)，所述翼型(1)从一个平台(60)延伸并且包括：
-一个凸出侧(104)和一个凹入侧(102)、一个顶端(110)以及一个或多个空洞(70、71、72)，所述凸出侧(104)和所述凹入侧(102)在一个后缘(108)和一个前缘(106)处相交，
其中所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞被完全地封装在所述翼型(1)内，从而所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞与所述翼型(1)的外部(5)没有流体连接，并且所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞都被完全地封装到所述翼型(1)中，同时不使用独立部件、连接技术或附加材料，并且其中所述一个或多个空洞(70、71、72)的总体积在所述翼型(1)的体积的5％至30％之间。
2.根据权利要求1所述的翼型(1)，其中所述一个或多个空洞(70、71、72)至少包括第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从所述平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从所述前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的60％至90％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的30％至70％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
3.根据权利要求1所述的翼型(1)，其中所述一个或多个空洞(70、71、72)至少包括第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从所述平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从所述前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的5％至20％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的30％至70％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
4.根据权利要求2或3所述的翼型(1)，其中所述多个空洞(70、71、72)至少包括第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的40％至60％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的30％至70％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量。
5.根据权利要求1所述的翼型(1)，其中所述一个或多个空洞(70、71、72)至少包括第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从所述平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的5％至20％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的10％至25％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)测量。
6.根据权利要求5所述的翼型(1)，其中所述多个空洞(70、71、72)至少包括第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的5％至20％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的75％至90％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)和所述第二空洞(72)被定位在从所述前缘(106)和所述后缘(108)中选择的不同边缘处。
7.根据权利要求1所述的翼型(1)，其中所述一个或多个空洞(70、71、72)至少包括第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从所述平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的80％至90％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的10％至25％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
8.根据权利要求7所述的翼型(1)，其中所述多个空洞(70、71、72)至少包括第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的80％至90％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)而被测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的75％至90％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)和所述第二空洞(72)被定位在从所述前缘(106)和所述后缘(108)中选择的不同边缘处。
9.根据权利要求1所述的翼型(1)，其中所述一个或多个空洞(70、71、72)至少包括第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从所述平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从所述前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的15％至40％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的40％至60％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
10.一种用于燃气轮机(10)的压气机(14)，其中所述压气机(14)包括根据权利要求1至9中任一项所述的翼型(1)。
11.一种设计用于燃气轮机(10)的翼型(1)的方法(900)，所述方法(900)包括：
-识别所述翼型(1)中的一个挠曲部(75)的步骤(500)，其中所述挠曲部(75)对应于所述翼型(1)的一个预定振动模式；
-确定所述翼型(1)的一个振动模式频率的步骤(600)，其中所述振动模式频率对应于所述翼型(1)的所述预定振动模式；
-确定所述翼型(1)的一个外激励频率的步骤(700)，其中所述外激励频率对应于所述燃气轮机(10)的一个运行阶段；以及
-通过在所述翼型(1)中引入一个或多个空洞(70、71、72)来改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的步骤(800)，所述一个或多个空洞(70、71、72)相对于所述挠曲部(75)而被定位在所述翼型(1)的内部，从而使改变后的所述翼型(1)的所述振动模式频率区别于所述外激励频率，
-其中所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞被完全地封装在所述翼型(1)内，从而所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞与所述翼型(1)的外部(5)没有流体连接，并且所述一个或多个空洞(70、71、72)中的每个空洞都被完全地封装到所述翼型(1)中，同时不使用独立部件、连接技术或附加材料，并且其中所述一个或多个空洞(70、71、72)的总体积在所述翼型(1)的体积的5％至30％之间。
12.根据权利要求11所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)的所述挠曲部(75)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)，以降低所述振动模式频率。
13.根据权利要求11所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)的所述挠曲部(75)的外部引入所述一个或多个空洞(70、71、72)，以提高所述振动模式频率。
14.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中所述翼型(1)的所述预定振动模式是弯折模式、扭转模式、延展模式、外倾模式及其组合中的一种。
15.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)中的第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的60％至90％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的30％至70％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
16.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)中的第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的5％至20％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的30％至70％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
17.根据权利要求15所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述多个空洞(70、71、72)中的第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的40％至60％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)而被测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的30％至70％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量。
18.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)中的第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从前缘(106)或后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的5％至20％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的10％至25％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
19.根据权利要求18所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述多个空洞(70、71、72)中的第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的5％至20％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)而被测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的75％至90％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)和所述第二空洞(72)被定位在从所述前缘(106)和所述后缘(108)中选择的不同边缘处。
20.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)中的第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从前缘(106)或后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的80％至90％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的10％至25％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
21.根据权利要求20所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述多个空洞(70、71、72)中的第二空洞(72)，所述第二空洞(72)具有被定位在第二径向距离(h2)和第二周向距离(c2)处的一个形心(74)，所述第二径向距离(h2)从所述平台(60)而被测量，并且所述第二周向距离(c2)从所述前缘(106)或所述后缘(108)而被测量，并且
-其中所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)在所述翼型(1)的第二高度的80％至90％之间，所述第二高度沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二径向距离(h2)而被测量，并且所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)在所述翼型(1)的第二弦长的75％至90％之间，所述第二弦长沿所述第二空洞(72)的所述形心(74)的所述第二周向距离(c2)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)和所述第二空洞(72)被定位在从所述前缘(106)和所述后缘(108)中选择的不同边缘处。
22.根据权利要求11至13中任一项所述的方法(900)，其中在改变所述翼型(1)的所述振动模式频率的所述步骤(800)中，在所述翼型(1)中引入所述一个或多个空洞(70、71、72)中的第一空洞(71)，所述第一空洞(71)具有被定位在第一径向距离(h1)和第一周向距离(c1)处的一个形心(73)，所述第一径向距离(h1)从平台(60)而被测量，并且所述第一周向距离(c1)从前缘(106)而被测量，并且
-其中所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)在所述翼型(1)的第一高度的15％至40％之间，所述第一高度沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一径向距离(h1)而被测量，并且所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)在所述翼型(1)的第一弦长的40％至60％之间，所述第一弦长沿所述第一空洞(71)的所述形心(73)的所述第一周向距离(c1)而被测量。
23.一种制造用于燃气轮机(10)的翼型(1)的方法(1000)，所述方法(1000)包括：
-根据权利要求11至22中任一项所述的设计用于所述燃气轮机(10)的所述翼型(1)的方法(900)的步骤；以及
-根据所设计的所述翼型(1)，形成所述翼型(1)的步骤(950)。
24.根据权利要求23所述的方法(1000)，其中形成所述翼型(1)的所述步骤(950)包括增材制造技术。
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