CN111566317A - 燃气涡轮动叶和用于制造动叶的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种燃气涡轮动叶(1)，具有铸造的金属的翼型件(2)，翼型件(2)包括主壁，该主壁限定至少一个内腔(9)，翼型件(2)具有第一侧壁(3)和第二侧壁(4)，该第一侧壁(3)和第二侧壁(4)在前缘(5)和后缘(6)处彼此联接，翼型件(2)沿径向方向从动叶根部(7)延伸到动叶尖端(8)，并且限定从在动叶根部(7)处为0％到在动叶尖端(8)处为100％的径向跨度，其中翼型件(2)具有与径向跨度相关的、由连接连接前缘(5)和后缘(6)的直线限定的弦长，以及与径向跨度相关的、金属面积与总横截面面积的实积比，其特征在于，翼型件(2)的机加工区中跨度从80％到85％的多个实积比低于35％，特别是该区中的所有实积比低于35％。

Description

燃气涡轮动叶和用于制造动叶的方法
技术领域
本发明涉及一种燃气涡轮动叶，具有铸造的金属的翼型件，该翼型件包括主壁，该主壁限定至少一个内腔，该翼型件具有第一侧壁和第二侧壁，该第一侧壁和第二侧壁在前缘和后缘处彼此联接，该翼型件沿径向方向从动叶根部延伸到动叶尖端，并且限定从在动叶根部处为0％到在动叶尖端处为100％的径向跨度，其中翼型件具有与径向跨度相关的、由连接前缘和后缘的直线限定的弦长，以及与径向跨度相关的、金属面积与总横截面积的实积比。
背景技术
燃气涡轮发动机中的转动燃气涡轮动叶的设计就效率而言非常重要，其中通过燃气涡轮发动机的气流与动叶相互作用。为了实现更高的功率输出、效率和经济吸引力，新一代的工业燃气涡轮的动叶趋于越来越大，这些动叶在50Hz或60Hz的固定频率下转动。由于空气动力学、机械完整性和制造的竞争需求，所以这是个挑战。
为了获得令人满意的空气动力学性能，动叶的尖端段的节弦比需要保持在1.0左右。节弦比被定义为：
2π[(rt 2+rh 2)/2]0.5/c
其中rt是从发动机中心线到动叶尖端的外半径，rh是从发动机中心线到动叶根部的内半径，并且c是弦长。
因此，考虑到空气动力学性能，与较小的动叶相比较，对于较高的动叶，理想的尖端弦长实际上会增加。
然而，这与机械完整性的需求背道而驰，其中拉伸载荷会随转速和质量而增加，而转速和质量分别与跨度和弦长成比例。为了在动叶的整个跨度上将拉伸载荷维持在某个恒定可接受水平，需要复合增加从翼型件的尖端到根部移动的横截面面积。对于给定翼型件跨度、尖端处的横截面面积、以及必须在整个跨度上保持的拉伸应力极限，翼型件的根部处金属的最小所需横截面然后通过积分方程确定。
燃气涡轮动叶通常借助于在陶瓷芯周围熔模铸造镍基超级合金来制造，一旦被移除，这些镍基超级合金便提供了用于冷却空气和/或减轻的重量的内腔。壁厚、陶瓷芯厚和后缘厚度的限制与零件尺寸和重量相关。比如，必须在尖端处满足最小壁厚约3mm，然后相对于跨度以1％的速率增加，同时沿着翼型件向下移动，以进行长度约为一米的经济铸造。这些锥度要求可能导致翼型件的上部跨度的壁厚和截面面积超过满足拉伸应力极限所需的壁厚和截面面积，从而增加了不必要的重量，这对于翼型件的下部跨度而言是个挑战。
通常用于较小翼型件的先进铸造工艺(诸如定向凝固或单晶)可以在一定程度上改善尺寸限制，但对于非常大的翼型件而言不太经济。
关于壁厚、芯厚和后缘厚度的最小尺寸(来自传统铸造工艺)将与空气动力学所需的最小尖端弦长相结合，以在动叶的尖端处提供理论上最小的横截面面积。如果不采取进一步措施来减小上段的质量，则大动叶的下段在根部处的绝对截面面积将呈指数增长。铸造过程的这种附加渐缩会由于过度阻塞而对空气动力学造成不利影响，由于高应力而对机械完整性造成不利影响，并且由于需要更大的转子、机壳和轴承来支撑整个动叶质量的增加而对经济造成不利影响。
总而言之，传统制造工艺限制了在空气动力学、机械和经济上同时可接受的翼型件跨度。
由动叶扫过的单位为平方米[m2]的环形面积(A)乘以每分钟转数[1/min2]的转动速度的平方(N2)定义的AN2可以用作动叶相对尺寸的度量。迄今为止，由于上述空气动力学、机械完整性和制造的竞争需求，所以尚无已知的正在运转的燃气涡轮动叶的值超过7.0e7m2/min2。已知燃气涡轮动叶恰好落在6.0e7至6.8e7m2/min2的范围内。达到约为6.0e7m2/min2的值的这种动叶可以使用定向凝固的合金并且省略冷却，使用中空尖端护罩和在整个跨度上钻出的冷却孔的复杂组合，或者使用传统铸造翼型件并且限制跨度和排气温度。然而，所有这些设计都依赖于尖端带护罩的配置，这种配置需要更高的翼型件计数以及后缘损耗。此外，缺乏冷却或冷却量最小限制了这些涡轮可能的最大排气温度，因此对蒸汽循环效率和升级潜力造成不利影响。
发明内容
在这种背景下，本发明的目的是提供一种上述类型的燃气涡轮动叶，使得燃气涡轮发动机能够以更高的功率输出、效率和经济吸引力来运行。
为了解决该目的，本发明提供了上述类型的燃气涡轮动叶，其特征在于，翼型件的机加工区中跨度从80％至85％的实积比低于35％，特别是所述区中的所有实积比低于35％，其中机加工区优选地专门在跨度从16％至100％的范围内延伸。
由于尖端弦长由空气动力学设置，并且壁厚和芯厚分别由铸造和传热准则设置，所以限定本发明的燃气涡轮动叶的另一方式是通过观察实积比，即，金属面积与总横截面面积的比例。该比例可以被认为是动叶作为结构的效率的度量。理想的独立式动叶的尖端处的密实度接近零，其中薄壁逐渐消失，以便减少下段上的拉力载荷，而尖端处的弦长较大，以获得良好的性能。旨在用于燃气涡轮发动机最后一排的经冷却的独立式动叶的理想根部段具有超过70％的高密实度。这是因为需要大量金属来支撑上段的拉力载荷，并且仅需要很小的芯通道就可以通过足够量的冷却空气以减轻蠕变破坏。因为尖端处的拉力载荷由于跨度小而并不那么关键，所以前级翼型件在其整个跨度内维持更适度的密实度，并且根部段需要更充分地冷却以抵抗氧化。
从制造的角度来看，轮毂附近的高密实度不是一个挑战，但是由于铸造期间上述壁厚要求，所以尖端附近的低密实度是一个挑战。本发明通过局部应用尖端加工来实施，以实现跨度从80％到85％实积比低于35％，然后恢复到传统密实度水平，诸如无论如何都需要厚壁才能承受其上方的翼型件的拉力载荷的翼型件的下半部分的50％至75％。因此，以特定且有针对性的方式应用翼型件机加工，以将经济型铸件转变成在空气动力学和机械上都最佳的翼型件。由于采用了这种动叶尖端配置，所以可以设计AN2大于7.0e7m2/min2的动叶。
优选地，跨度从75％到90％的实积比低于35％，特别是该区中的所有实积比低于35％。动叶尖端的这种配置产生的结果甚至更好。
根据本发明的一个方面，从主壁的外表面延伸到内腔的主壁壁厚在跨度从85％至100％的区中是恒定的。因此，可以在该区中对最小壁厚进行调整。
从主壁的外表面延伸到内腔的主壁壁厚优选地相对于从60％到0％的跨度以1％或更大的速率增加，以便满足拉伸应力要求。
有利地，从主壁的外表面延伸到内腔的、在动叶尖端处的主壁壁厚在1mm至2mm的范围内。
根据本发明的一个方面，在跨度从50％到70％的区中的弦长、特别是在跨度从50％到90％的区中的弦长短于跨度为100％处的弦长，特别是该区中的所有弦长短于跨度为100％处的弦长。这可能归功于由于实积比较低，所以使上部跨度的拉力载荷最小。
优选地，后缘厚度在跨度从60％到80％的区中最薄，特别是在跨度从68％到72％的区中最薄。
有利地，在跨度为100％处的后缘厚度位于2.5mm至4.0mm的范围内。
机加工区优选地以给定径向高度沿着翼型件的整个周向延伸。
有利地，翼型件的外表面在从动叶根部开始的部分跨度上处于铸态，特别是在跨度从0％到5％的区域中处于铸态。
为了解决上述目的，本发明还提供一种用于制造这种燃气涡轮动叶的方法，该方法包括以下步骤：铸造中空的翼型件，并且仅在跨度从16％到100％的区内对铸造的翼型件的外表面进行机加工，以便减小主壁的壁厚和/或所述区中的后缘厚度。
机加工优选地通过铣削、磨削、EDM或ECM完成，特别是在一个单铣削、磨削、EDM或ECM操作期间。
本发明还提出一种根据本发明的燃气涡轮动叶在燃气涡轮的最后一个涡轮级中(即，在最下游的涡轮级中)的用途。这样就有可能实现大于7.0e7m2/min2的AN2值。
附图说明
在以下参照附图对根据本发明的燃气涡轮动叶的实施例的描述的背景下，本发明的其他特征和优点将变得显而易见。在附图中：
图1是根据本发明的实施例的燃气涡轮动叶的透视图；
图2是动叶的正视图；
图3是图2的动叶的正视图并示出了机加工区域和铸态区域；
图4是沿图1和图2中的线IV-IV的动叶的截面图；
图5是沿着图1和图2中的线V-V的动叶的截面图；
图6是示出了图1至图4所示的动叶以及具有铸态设计的现有技术的动叶的关于径向跨度的实积比的曲线图；
图7是示出了图1至图4所示的动叶以及具有铸态设计的所述现有技术的动叶的关于径向跨度的壁厚/尖端壁厚的比例的曲线图；
图8是示出了图1至图4所示的动叶、没有芯的现有技术的独立式动叶、以及现有技术的带护套的动叶的关于弦长/尖端弦长的比例的径向跨度的曲线图；以及
图9是示出了图1至图4所示的动叶以及具有铸态设计的所述现有技术的动叶的径向跨度与尖端后缘宽度/后缘宽度的比例有关的曲线图。
具体实施方式
图1和图2示出了根据本发明的实施例的燃气涡轮动叶1的不同视图。燃气涡轮动叶1包括具有主壁的金属的翼型件2，翼型件2具有第一侧壁3和第二侧壁4，该第一侧壁3和第二侧壁4在前缘5和后缘6处彼此联接。翼型件2沿径向方向从动叶根部7延伸到动叶尖端8，翼型件2限定从在动叶根部7处为0％到在动叶尖端8处为100％的径向跨度s，翼型件2具有与径向跨度相关的、由连接前缘5和后缘6的直线限定的弦长c，并且具有与径向跨度相关的、金属面积与总横截面面积的实积比rs。另外，主壁限定了三个内腔9，这些内腔9由各自在第一侧壁3和第二侧壁4之间延伸的分隔壁10彼此隔开。
燃气涡轮动叶1是铸造产品，而铸造的翼型件2的主壁的外表面仅在如图3所示的跨度s从16％到100％的区内优选通过铣削进行机加工。因此，翼型件2可以细分为从动叶根部7径向向外延伸的铸态区域11、可进行机加工或可不进行机加工的后续过渡区域12、以及后续机加工区域13。为了减小主壁的壁厚以及机加工区中的后缘厚度，或者为了获得图4至图9所示的结果，进行机加工。
图4和图5示出了跨度为约58％(图4)和跨度为100％(图5)的翼型件2的横截面视图。通过比较可以看出，跨度为58％处的壁厚t比跨度为100％处的壁厚t要厚得多。在当前情况下，跨度为58％处的壁厚约为4mm，而跨度为100％处的壁厚约为1mm。
图6示出了动叶1和具有由附图标记14表示的铸态设计的现有技术的动叶关于径向跨度s的实积比rs。在跨度s从90％到75％，动叶1的实积比rs低于35％，以便减小下段上的拉力载荷，然后在需要更厚的壁来承受翼型件上段所施加的拉力载荷的翼型件2的下半部分中恢复到传统水平50％到75％。
图7示出了动叶1和具有铸态设计的所述现有技术的动叶14关于径向跨度s的壁厚/尖端壁厚的比例。动叶1的壁厚t在跨度从100％到85％没有锥度，然后在跨度低于60％锥度大于1％。这导致翼型件在动叶尖端8处具有薄壁，然后相对厚度的增加比传统铸造工艺中的实际相对厚度的增加更多。应当指出，由于包装和空气动力学约束，所以两个动叶1和14的绝对壁厚在跨度为0％相似，但是壁厚的相对增加对于机械和铸造准则而言至关重要。根据本发明的动叶1的壁厚利用传统铸造通常不可能实现，而是通过在上部跨度区域中使用自适应翼型件机加工来实现，即，考虑到相对于径向跨度s可变的壁厚减少，通过移除一定量的材料来实现。
通过由于薄壁和低实积比而最大程度地减小上部跨度中的拉力载荷，还可以减小翼型件2的弦长，其中该弦长实际上比尖端弦长小，直到跨度为50％为止。图8在这种背景下示出了动叶1、现有技术的独立式动叶14和现有技术的带护套的动叶16关于弦长/尖端弦长的比例的径向跨度。因为恒定节弦比1:1在空气动力学上是理想的，所以理想弦长应当在沿着翼型件2向下移动的同时减小。然而，这通常不太可能，因为需要附加金属来满足铸造要求并且支撑翼型件2的上段的拉力载荷。跨度从70％到100％的翼型件2的极低的实积比rs使得弦长c能够在跨度从70％到50％缩短弦长。仅因为翼型件在该区域没有芯，所以现有技术的独立式动叶15才可以在跨度低于40％时获得较低的尖端弦倍数。
图9示出了动叶1和具有铸态设计的所述现有技术的动叶14的关于尖端后缘宽度/后缘宽度的比例的径向跨度。根据典型的锥度要求，具有铸态设计的现有技术的动叶14的后缘厚度连续增加。动叶1的后缘厚度d由于机加工过程而在跨度约为70％时最薄。通过减少后缘损耗，这提供了其他空气动力学优势。动叶尖端8处的绝对后缘厚度介于2.5mm与3.5mm之间。
所有这些特征都在AN2大于7.0e7m2/min2的翼型件2中组合。
应当指出，所描述的根据本发明的燃气涡轮动叶的实施例不限制本发明。相反，在不脱离所附权利要求限定的保护范围的情况下，可以进行修改。

Claims (13)

1.一种燃气涡轮动叶(1)，具有一个铸造的金属的翼型件(2)，所述翼型件(2)包括一个主壁，所述主壁限定至少一个内腔(9)，所述翼型件(2)具有一个第一侧壁(3)和一个第二侧壁(4)，所述第一侧壁(3)和所述第二侧壁(4)在前缘(5)和后缘(6)处彼此联接，所述翼型件(2)沿径向方向从一个动叶根部(7)延伸到一个动叶尖端(8)，并且限定从在所述动叶根部(7)处为0％到在所述动叶尖端(8)处为100％的径向跨度，其中所述翼型件(2)具有与径向跨度相关的、由连接所述前缘(5)和所述后缘(6)的一条直线限定的一个弦长，并且具有与径向跨度相关的、金属面积与总横截面面积的实积比，
其特征在于，
所述翼型件(2)的一个机加工的区中跨度从80％到85％的多个实积比低于35％，特别是所述区中的所有实积比低于35％。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
跨度从75％到90％的多个实积比低于35％，特别是所述区中的所有实积比低于35％。
3.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
在跨度从85％到100％的一个区中，所述主壁从所述主壁的一个外表面延伸到所述内腔(9)的壁厚是恒定的。
4.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
所述主壁从所述主壁的一个外表面延伸到所述内腔(9)的壁厚相对于从60％到0％的跨度以1％或更大的比率增加。
5.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
所述主壁在所述动叶尖端处的、从所述主壁的一个外表面延伸到所述内腔(9)的壁厚在1mm至2mm的范围内。
6.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
在跨度从50％到70％的一个区中的多个弦长、特别是在跨度从50％到90％的一个区中的多个弦长短于跨度为100％处的弦长，特别是所述区中的所有弦长短于跨度为100％处的弦长。
7.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
后缘厚度在跨度从60％到80％的一个区中是最薄的，特别是在跨度从68％到72％的一个区中是最薄的。
8.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
在跨度为100％处的所述后缘厚度位于2.5mm至4.0mm的范围内。
9.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
所述机加工的区在一个给定径向高度处沿着所述翼型件的整个周向延伸。
10.根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)，
其特征在于，
所述翼型件的外表面在从所述动叶根部开始的一个部分跨度上处于铸态，特别是至少在跨度从0％到5％的一个区域中处于铸态。
11.一种用于制造根据前述权利要求中任一项所述的燃气涡轮动叶(1)的方法，
包括以下步骤：铸造一个中空的翼型件(2)，并且仅在跨度从16％到100％的一个区内对铸造的所述翼型件(2)的一个外表面进行机加工，以便减小所述主壁的壁厚和/或所述区中的后缘厚度。
12.根据权利要求11所述的方法，
其特征在于，
所述机加工通过铣削、磨削、EDM或ECM完成。
13.一种根据权利要求1至10中任一项所述的燃气涡轮动叶在一个燃气涡轮的最后一个涡轮级中的用途。
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