CN110177919B - 冷却涡轮翼型的适应性加工 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于加工通过铸造工艺生产的涡轮叶片或旋叶的翼型部分(12)的方法。翼型部分(12)具有限定翼型内部的外壁(18)，该翼型内部具有一个或多个内部冷却通道(28)。该方法涉及：接收与翼型部分(12)有关的设计数据，包括标称外部翼型形状(40N)和标称壁厚(TN)数据；通过确定目标外部翼型形状(40T)来生成加工路径，该目标外部翼型形状(40T)是通过配合该标称外部翼型形状(40N)而生成的，使得在随后加工的翼型部分中围绕一个或多个内部冷却通道(28)的外壁上的所有点处保持标称壁厚(TN)；以及根据所产生的加工路径加工通过铸造工艺产生的翼型部分(12)的外表面(18a)，来去除多余材料以符合所产生的目标外部翼型形状(40T)。

Description

冷却涡轮翼型的适应性加工
相关申请的交叉引用
本申请要求2017年1月13日提交的美国临时申请No.62/445,956的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
本发明总体上涉及制造涡轮翼型，并且具体地涉及对具有内部冷却通道的铸型涡轮翼型进行适应性加工的工艺。
背景技术
燃气涡轮翼型通常通过铸造、特别是熔模铸造来生产。冷却的涡轮翼型包括一个或多个内部冷却通道，这些内部冷却通道在熔模铸造工艺期间使用型芯成型。熔模铸造工艺限制了翼型的关键特征，例如外部壁厚、后缘厚度和形状等。例如，如图1示意性所示，在铸造工艺期间，例如由于金属零件的差异凝固/收缩，型芯可经受形变和/或位移(由虚线示出)。图1所示的实例示出了在前缘冷却通道LE和后缘冷却通道TE的情况下以扭转或旋转的形式的型芯形变，以及在中弦冷却通道MC的情况下以型芯位移的形式。型芯的形变可以导致冷却通道的形状和/或位置的变化，这可使铸型涡轮翼型的外壁的壁厚偏离铸造涡轮翼型的标称或目标壁厚。
诸如上述的铸造限制在一定程度上与部件的尺寸和重量相关。新一代的燃气涡轮发动机倾向于具有增大尺寸的涡轮翼型以实现更高的负载。由于这种工艺限制，通过熔模铸造生产所需的具有薄翼型的翼型几何形状可能是具有挑战性的。迄今为止，具有给定翼型尺寸和形状的这种铸造限制已经限制了可用的设计选择。
发明内容
简言之，本发明的各方面提供了用于适应性加工翼型的技术，该技术可以克服某些铸造工艺限制，特别是涉及型芯形变和/或位移的限制。
根据本发明的第一方面，提供了一种用于加工通过铸造工艺生产的涡轮叶片或旋叶的翼型部分的方法。翼型部分具有限定翼型内部的外壁，翼型内部具有一个或多个内部冷却通道。该方法包括接收关于翼型部分的设计数据，包括标称外部翼型形状和标称壁厚数据。该方法还包括通过确定目标外部翼型形状来产生加工路径。通过调整标称外部翼型形状来产生目标外部翼型形状，使得在随后加工的翼型部分中的围绕一个或多个内部冷却通道的外壁上的所有点处保持标称壁厚。然后，该方法包括根据所产生的加工路径加工由铸造工艺产生的翼型部分的外表面，以去除多余材料以符合所产生的目标外部翼型形状。
根据本发明的第二方面，提供了一种用于生成加工路径数据的CAD模块，该加工路径数据用于适应性地加工由铸造工艺生产的涡轮叶片或旋叶的翼型部分。该翼型部分包括限定翼型内部的外壁，翼型内部具有一个或多个内部冷却通道。该CAD模块被配置用于接收关于翼型部分的设计数据，包括标称外部翼型形状和标称壁厚数据。该CAD模块进一步被配置用于通过确定目标外部翼型形状来生成加工路径数据。该CAD模块被配置用于通过适配该标称外部翼型形状来产生目标外部翼型形状，使得在随后加工的翼型部分中的围绕一个或多个内部冷却通道的外壁上的所有点处保持标称壁厚。加工路径数据限定了用于加工通过铸造工艺产生的翼型部分的外表面的信息，以去除多余材料以符合所产生的目标外部翼型形状。
附图说明
借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的结构，并不限制本发明的范围。
图1是用于制造涡轮翼型的熔模铸造工艺中的型芯形变或位移的示意图；
图2是包括翼型部分的铸造涡轮叶片的透视图，其中，可以实现本发明的方面；
图3是沿图2中的截面III-III的截面图；
图4是示出表示翼型部分中内部冷却通道的测量位置周围的标称壁厚值的点的构造的示意图；
图5是示出标称外部翼型形状与表示标称壁厚值的所述点的最佳拟合对准的示意图；
图6是示出加工后符合翼型部分的最终外表面的目标外部翼型形状的示意图；以及
图7是示出根据本发明一方面的用于适应性地加工铸型翼型截面的系统的示意图。
具体实施方式
在以下对优选实施例的详细描述中，参考了构成其一部分的附图，并且其中通过示例而非限制的方式示出了可以实施本发明的具体实施例。应当理解，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以利用其他实施例并且可以进行改变。
本发明的实施例在涡轮叶片的背景下示出，涡轮叶片通常是可用于燃气涡轮发动机的低压涡轮级的大跨度叶片。应当注意，本发明的各方面可应用于具有翼型部分的其他涡轮部件，例如高压或低压涡轮级的旋转叶片或固定叶片。
现参照图2，示出了涡轮叶片10，其可以通过铸造工艺、例如熔模铸造工艺来生产。铸型涡轮叶片10包括翼型部分12，翼型部分12相对于旋转轴线(未示出)从平台14沿翼展方向径向向外延伸。叶片10还包括从平台14径向向内延伸的根部16，该根部16被配置用于将叶片10连接到转子盘(未示出)上。结合参照图1和图2，铸型翼型部分12由外壁18形成，外壁18限定了大致中空的翼型内部。外壁18包括大致凹形的压力侧20和大致凸形的吸入侧22，压力侧和吸入侧在前缘24和后缘26处连接。翼型内部包括一个或多个用于冷却流体径向流动的内部冷却通道28。内部冷却通道28可以限定在内部分隔壁30之间。外壁18包括配置成面向热气路径的外表面18a和面向内部冷却通道28的内表面18b。
内部冷却通道28在熔模铸造工艺期间通过铸造型芯成型。如上所述，在铸造工艺期间，例如，由于金属零件的差异凝固或收缩，型芯可能发生形变(例如，轧制、旋转)和/或位移。型芯的形变可以导致内部冷却通道28的形状和/或位置的变化，这可使外壁18的壁厚偏离其预期厚度。本发明的各方面至少解决了与型芯形变和/或位移相关的上述问题。
根据本发明的实施例，翼型部分的翼型的最终形状可以通过在铸造限制之外适应性地对翼型部分的外部(即，外壁18的外表面18a)进行后加工而形成。如这里参照图3-6所述，一种用于铸型翼型部分的适应性后加工的方法包括：接收关于翼型部分12的设计数据，包括标称外部翼型形状40N和标称壁厚TN数据；通过确定目标外部翼型形状40T来生成加工路径，该目标外部翼型形状40T是通过使标称外部翼型形状40N适配成使得在随后加工的翼型部分中围绕一个或多个内部冷却通道28的外壁18上的所有点处都保持标称壁厚TN而生成的；以及根据所述加工路径加工通过铸造工艺产生的翼型部分12的外表面18a，来去除多余材料以符合所产生的目标外部翼型形状40T。目标外部翼型形状40T适于解决在铸造工艺期间的型芯偏移(形变和/或位移)，并且基于以所述顺序优先考虑以下标准而生成：1)围绕内部冷却通道28的外壁18的标称壁厚，和2)标称翼型外部形状。
在第一预加工步骤中，在铸造工艺之后，进行三维(3-D)测量以确定单个铸型翼型部分的外部形状。3-D测量可以例如通过触觉坐标测量机探测，或激光扫描或摄影测量，及其任何组合，或通过另一其他测量技术来进行，以获得与铸型翼型部分的外部形状有关的3-D几何数据。在图4中由3-D表面40A表示的所测量的外部形状对应于图3所示的铸型翼型部分12的外表面18a。
下一步骤涉及关于所测量铸型翼型部分12的外部形状40A获得内部冷却通道28的冷却通道位置和形式的测量。如图3所示，冷却通道位置和形式的测量可以通过在沿着铸型翼型部分12的外壁18的多个点处获得实际壁厚测量(表示为TA)来进行。应当注意的是，尽管为了简单起见统一表示为TA，但是测量的实际壁厚对于外壁12上的不同点可以是不同的。壁厚测量可以使用超声或X射线或计算机断层摄影或涡流或任何其他已知技术来执行。例如，在使用超声进行测量的情况下，壁厚TA可以通过如下方式来测量，即，将信号发射器/探针放置在翼型部分12的外壁18的外表面18a上的一点处，并且确定到外壁18的内表面18b上的一点的距离，从该点接收到最强回波信号。如图4所示，通过在沿着外壁18的轴向(弦向)和径向范围的足够多的点处测量壁厚值，冷却通道(包括形状和位置)的3-D几何形状28m可以相对于所测量的铸型翼型部分的外部形状40A来确定。
仍参照图4，在随后的步骤中，围绕内部冷却通道的所测量的位置28m来构造点42，这些点表示从设计数据获得的标称壁厚(TN)值。也就是说，点42经构造与内部冷却通道的测量形状28m的周边上的各个点相距等于标称或设计壁厚TN的距离。点42可以沿着冷却通道的径向跨度构造。为了简单起见，标称厚度统一表示为TN。本领域技术人员将认识到，对于围绕内部冷却通道的不同点，标称厚度值可以在径向和轴向(弦向)方向上变化。
接下来，如图5所示，执行迭代最佳拟合操作以将3-D标称外部翼型形状40N(从设计数据获得)对准表示标称壁厚TN值的点42。在理想铸造工艺的情况下，代表标称壁厚值的所有点42将位于标称外部翼型形状40N上。在所示的例子中，由于在铸造工艺期间铸芯的角度取向以及相对位移的变化，在最佳拟合对准之后，至少一些点42偏离标称外部翼型形状40N。
接着，如图6所示，通过在最佳拟合对准之后调整标称外部翼型形状40N来产生目标外部翼型形状40T。如图6所示，表示在最佳拟合对准之后偏离标称外部翼型形状40N的标称壁厚值的点(即，位于标称外部翼型形状40N内侧或外侧的点)表示为42a，而在最佳拟合对准之后位于标称外部翼型形状40N(或在限定的公差内)上的表示标称厚度值的那些点被描绘为42b。目标外部翼型形状40T是通过调节3-D标称外部翼型形状40N而产生的3-D形式，使得偏离标称外部翼型形状40N的最佳拟合对准的点42a现在位于目标外部翼型形状40T上。因此，如图6所示，目标外部翼型形状40T符合表示标称壁厚值的所有点42a和42b。如上所述，目标外部翼型形状40T基于用于适配的优先准则来确定，即从设计数据获得的标称壁厚(TN)和标称外部翼型形状(40N)。
用于产生目标外部翼型形状40T的上述步骤可以通过如下所述的计算机辅助设计(CAD)来实现。在所示实施例中，CAD模块可适于约束目标外部翼型形状40T，使得目标外部翼型形状40T不延伸超过铸型翼型部分12的所测量的外部形状40A。
基于目标外部翼型形状40T，可以生成加工路径数据。加工路径数据限定了用于加工铸型翼型部分的外表面的信息，对应于测量形式40A，以去除多余材料以符合所产生的目标外部翼型形状40T。基于所产生的加工数据，外壁的外表面可以例如通过磨削或铣削来加工。然而，外壁加工可以通过其他方式进行，包括但不限于电化学加工(ECM)和放电加工(EDM)等。
在上述的实施例中，铸造工艺可被配置用于保证铸型翼型部分12(加工前)的实际壁厚(TA)大于从相应的翼型部分的设计数据获得的相对应的标称壁厚值(TN)。对于给定涡轮排的涡轮叶片或旋叶的后加工，每个单独翼型部分的加工可适于同时配合外部翼型表面和内部冷却通道的形式。因此，为了加工叶片或旋叶排的每个单独的翼型部分，产生了特定的加工路径。由于型芯形变在各个翼型之间变化，因此加工路径生成和加工执行可以针对各个单独的涡轮翼型进行调整。
本发明的另一方面涉及一种用于铸型翼型部分的适应性后加工的自动化系统。如图7所示，这样的系统50可以包括传感器模块52，如上所述，该传感器模块52包括用于执行铸型翼型部分的外部形状的3-D测量以及用于通过测量铸型翼型部分的实际壁厚值来测量冷却通道形式和位置。系统50还可以包括存储装置54，该存储装置54包含例如呈涡轮叶片或旋叶的3-D模型或CAD模型形式的设计数据。系统50还包括CAD模块，该CAD模块被配置为从传感器模块52接收测量数据62，并且从存储装置54接收设计数据64(例如，标称壁厚值、标称外部翼型形状)，以根据上述方法生成加工路径数据66。CAD模块可以是计算机辅助设计包的子组件。由CAD模块产生的加工路径数据66可以包括数控(NC)程序。系统50还包括用于基于加工数据66加工铸造涡轮翼型的外表面的加工装置。CAD模块可以为每个单独的铸造涡轮翼型自动设置、检查和修改NC程序。应当理解，CAD模块可以用计算机代码定义并用于操作计算机以执行上述方法。因此，该方法和包含适用于操作计算机以执行该方法的计算机代码的物品是单个发明构思的可独立识别的方面。
涉及薄翼型的适应性加工的上述实施例可以克服铸造工艺限制，因此使得可以生产不可铸造的几何形状，例如允许生产较薄的翼型、没有或具有低锥度的翼型、较薄的后缘。较薄的翼型外壁可以显著降低旋转涡轮叶片中的离心力载荷，特别是在低压涡轮级中。与通过铸造工艺优化减小壁厚相比，所示实施例还允许更具成本效益的生产方法。另一个优点是可以减轻铸造工艺公差和/或增加铸造壁厚，从而增加铸造产量并因此降低铸造成本。
虽然已经详细地描述了特定实施例，但是本领域的普通技术人员将理解，可以根据本公开的总体教导对这些细节进行各种修改和替换。因此，所公开的特定布置仅是说明性的，而不是对本发明的范围的限制，本发明的范围将由所附权利要求及其任何和所有等同物的全部范围给出。

Claims (11)

1.一种用于加工涡轮叶片或旋叶的翼型部分(12)的方法，所述涡轮叶片或旋叶是通过铸造工艺生产的，所述翼型部分(12)包括限定翼型内部的外壁(18)，所述翼型内部具有一个或多个内部冷却通道(28)，所述方法包括：
接收关于所述翼型部分(12)的设计数据，所述设计数据包括标称外部翼型形状(40N)数据和标称壁厚(TN)数据；
通过确定目标外部翼型形状(40T)来生成加工路径，所述目标外部翼型形状(40T)是通过适配所述标称外部翼型形状(40N)而生成的，其中，适配所述标称外部翼型形状使得在随后所加工的翼型部分中，在围绕所述一个或多个内部冷却通道(28)的所述外壁(18)上的所有点处都保持所述标称壁厚(TN)；以及
根据所述加工路径加工通过铸造工艺生产的所述翼型部分(12)的外表面(18a)，来去除多余材料以符合所生成的所述目标外部翼型形状(40T)，其中，确定所述目标外部翼型形状(40T)包括：
在铸造工艺之后，测量所述翼型部分(12)的三维外部形状(40A)；
相关于所测量的铸型翼型部分(12)的所述外部形状(40A),获得所述一个或多个内部冷却通道(28)的冷却通道位置和形状的测量，所述冷却通道位置和形状的测量通过获得沿着铸型翼型部分(12)的外壁(18)的多个点处的实际壁厚(TA)的测量来执行；
构造代表围绕所述一个或多个内部冷却通道(28)的测量位置(28m)的所述标称壁厚(TN)值的点(42)；
执行最佳拟合操作以将所述标称外部翼型形状(40N)与表示所述标称壁厚(TN)的值的所述点(42)对准；
通过在最佳拟合对准之后适配所述标称外部翼型形状(40N)来生成所述目标外部翼型形状(40T)，以符合表示仍与所述标称外部翼型形状(40N)的最佳拟合对准相偏离的所述标称壁厚的值的点(42a)。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括约束所述目标外部翼型形状(40T)，使得所述目标外部翼型形状(40T)不延伸超过铸型翼型部分(12)的所测量的所述外部形状(40A)。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述翼型部分(12)的三维外部形状(40A)的测量是通过触觉坐标测量机探测、或者激光扫描或摄影测量、或它们的组合来执行的。
4.根据权利要求1所述的方法，其中，所述实际壁厚(TA)的测量是使用超声或X射线、或计算机断层摄影、或涡流、或它们的组合来执行的。
5.根据权利要求4所述的方法，其中，在沿着所述铸型翼型部分(12)的翼展方向(径向)和弦方向的多个点处执行所述实际壁厚(TA)的测量。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，所述加工路径包括数控(NC)程序。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，对所述翼型部分(12)的外表面(18a)的加工是通过选自以下组的加工工艺来进行的，所述组由以下各项组成：磨削、铣削、电化学加工(ECM)以及放电加工(EDM)。
8.一种用于制造一排涡轮叶片或旋叶的方法，包括：
通过铸造工艺生产多个涡轮叶片或旋叶，每个叶片或旋叶包括具有一个或多个内部冷却通道的翼型部分(12)；
通过根据权利要求1至7中任一项所述的方法在所述铸造工艺之后加工每个翼型部分(12)的外表面(18a)，其中，用于所述加工的加工路径是特定针对每个单独叶片或旋叶的翼型部分(12)而生成的。
9.一种涡轮叶片或旋叶，包括翼型部分，其中，所述翼型部分(12)通过铸造工艺制造并且随后通过根据权利要求1至7中任一项所述的方法来加工。
10.一种用于生成加工路径数据的CAD模块(56)，所述加工路径数据用于适应性地加工通过铸造工艺生产的涡轮叶片或旋叶的翼型部分(12)，所述翼型部分(12)包括限定翼型内部的外壁，所述翼型内部具有一个或多个内部冷却通道(28)，其中：
所述CAD模块(56)被配置用于接收与所述翼型部分(12)有关的设计数据，所述设计数据包括标称外部翼型形状(40N)和标称壁厚(TN)数据；以及
所述CAD模块(56)被配置用于通过确定目标外部翼型形状(40T)来生成加工路径数据，其中，所述CAD模块(56)被配置用于通过适配所述标称外部翼型形状(40N)来生成所述目标外部翼型形状(40T)，其中，适配所述标称外部翼型形状使得在随后加工的翼型部分中，围绕所述一个或多个内部冷却通道(28)的所述外壁(18)上的所有点处都保持所述标称壁厚(TN)，
其中，所述加工路径数据限定用于加工通过铸造工艺产生的所述翼型部分(12)的外表面(18a)的信息，来去除多余材料以符合所生成的目标外部翼型形状(40T)其中：
所述CAD模块(56)被配置用于接收关于铸型翼型部分(12)的三维外部形状(40A)的测量数据；
所述CAD模块(56)被配置用于相关于所测量的所述铸型翼型部分(12)的外部形状(40A)，获得所述一个或多个内部冷却通道(28)的冷却通道位置和形状的测量，所述冷却通道位置和形状的测量是通过在沿着所述铸型翼型部分(12)的外壁(18)的多个点处获得实际壁厚(TA)的测量来执行的；
所述CAD模块(56)适于构造点(42)，所述点表示围绕所述一个或多个内部冷却通道(28)的所测量的位置(28m)的标称壁厚(TN)的值；
所述CAD模块(56)适于执行最佳拟合操作以将标称外部翼型形状(40N)与表示标称壁厚(TN)的值的所述点(42)对准；并且
所述CAD模块(56)适于通过在最佳拟合对准之后适配标称外部翼型形状(40N)来生成目标外部翼型形状(40T)，以符合表示仍然与所述标称外部翼型形状(40N)的最佳拟合对准偏离的所述标称壁厚(TN)的值的点(42a)。
11.根据权利要求10所述的CAD模块(56)，其中：
所述CAD模块(56)被配置用于约束目标外部翼型形状(40T)，使得目标外部翼型形状(40T)不延伸超过铸型翼型部分(12)的测量的外部形状(40A)。
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