CN111699301B - 涡轮叶片的组件和相对应的制品 - Google Patents

Abstract

一种涡轮叶片（10）或轮叶的组件包括相应地从第一平台（14a）和第二平台（14b）翼展向延伸的第一翼型件（12a）和第二翼型件（12b）。该第一平台（14a）和第二平台（14b）相应地具有沿平台拼合线（80）接合的第一配合面（32）和第二配合面（34）。第一配合面（32）靠近第一翼型件（12a）的吸力侧（22），第二配合面（34）靠近第二翼型件（12b）的压力侧（20）。第一配合面（32）沿其后部部分（36）倒角或倒圆角。第一配合面（32）的倒角或倒圆角部分（36）位于第一翼型件（12a）和第二翼型件（12b）之间的流动路径中的如下区域中，即：其中，工作介质的平均速度（F）从第二平台（14b）指向第一平台（14a）。

Description

涡轮叶片的组件和相对应的制品

技术领域

本发明涉及用于燃气涡轮发动机的旋转涡轮叶片或固定涡轮轮叶，并且特别是涉及涡轮叶片或轮叶的平台。

背景技术

在例如燃气涡轮发动机之类的涡轮机中，空气在压缩机部段中被加压，并且随后与燃料混合并在燃烧器部段中燃烧，以产生热燃烧气体。包括热燃烧气体的工作介质在发动机的涡轮部段内膨胀，在那里能量被提取以为压缩机部段供能并产生有用功，例如使发电机转动来发电。该工作介质行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可包括一排固定轮叶，继之以一排旋转叶片，其中，这些叶片从该热燃烧气体提取能量以便提供输出。

涡轮叶片或轮叶单元通常包括从平台翼展向延伸的至少一个翼型件。在某些情况下，例如，在固定轮叶中，该翼型件可在两个平台之间延伸，该两个平台即外径平台和内径平台。每个平台在侧向相对的端部上具有一对配合面，该配合面从平台前缘延伸到平台后缘。该平台的每个配合面与周向相邻的叶片或轮叶单元的相对配合面接合，以形成一排涡轮叶片或轮叶的组件。这些平台为周向相邻的翼型件之间的工作介质的流动路径限定端壁。

涡轮叶片或轮叶单元例如可通过铸造来制造，该铸造可以可选地继之以后加工过程。制造差异（manufacturing variation）和加工公差可导致两个周向相邻的翼型件的平台的配合面的界面处的流动路径中的台阶，这可能会潜在地影响发动机性能。

发明内容

简言之，本发明的各方面提供了一种用于涡轮叶片和轮叶的倒角（chambered）的配合面。所描述的实施例可最小化制造差异对发动机性能的影响。

根据本发明的第一方面，提供了一种涡轮叶片或轮叶的组件。该组件包括从第一平台翼展向延伸的第一翼型件和从第二平台翼展向延伸的第二翼型件。该第一翼型件和第二翼型件中的每一个包括由压力侧和吸力侧形成的相应外壁，该压力侧和吸力侧在相应的翼型件前缘和相应的翼型件后缘处接合。该第一平台和第二平台中的每一个从相应的平台前缘延伸到相应的平台后缘。该第一平台包括靠近第一翼型件的吸力侧的第一配合面，并且该第二平台包括靠近第二翼型件的压力侧的第二配合面。该第一配合面沿在第一平台和第二平台的平台前缘和平台后缘之间延伸的平台拼合线面向该第二配合面。用于工作介质的流动路径被限定在第一翼型件的吸力侧和第二翼型件的压力侧之间。该第一配合面沿其后部部分倒角或倒圆角。该第一配合面的倒角或倒圆角部分位于流动路径中的如下区域中，即：其中，工作介质的平均速度从第二平台指向第一平台。

根据本发明的第二方面，提供了一种制品。该制品包括至少一个平台，其具有从该平台翼展向延伸的一个或多个翼型件。所述一个或多个翼型件中的每一个包括外壁，该外壁由在翼型件前缘和翼型件后缘处接合的压力侧和吸力侧形成。该平台从平台前缘延伸到平台后缘。该平台包括沿周向方向隔开的第一配合面和第二配合面。该第一配合面靠近所述翼型件中的一个的吸力侧，并且该第二配合面靠近相同翼型件或所述一个或多个翼型件中的不同翼型件的压力侧。该第一配合面和第二配合面在平台前缘和平台后缘之间延伸。该第一配合面沿其后部部分倒角或倒圆角。该第一配合面的倒角或倒圆角部分从平台后缘延伸到位于平台前缘和平台后缘之间的第一配合面上的第一中间点。

附图说明

借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了特定构造并且不限制本发明的范围。

图1是可用于燃气涡轮发动机中的涡轮叶片的透视图，其中，可结合本发明的实施例；

图2是沿燃气涡轮发动机的轴向方向观察的示意性剖视图，其图示了由制造差异引起的平台配合面（mat face）处的面向前的台阶；

图3是图示了本发明的一个实施例的一对涡轮叶片或轮叶的示意性径向顶视图；

图4是沿图3的剖面IV-IV的剖视图；

图5是沿图3的剖面V-V的剖视图；以及

图6是沿切线方向观察的剖视图，其图示了根据本发明的一个实施例的具有倒角或倒圆角部分的波浪形配合面。

具体实施方式

在下面对优选实施例的详细描述中，参考了形成本文的一部分的附图，并且在附图中，作为图示而非作为限制示出了其中可实践本发明的特定实施例。要理解的是，可利用其他实施例，并且可作出改变，而不脱离本发明的精神和范围。

在说明书和附图中，方向轴A、R和C相应地表示燃气涡轮发动机的轴向方向、径向方向和周向方向。

现在参考图1，其图示了涡轮叶片10，其中，可实施本发明的实施例。涡轮叶片10包括翼型件12，其相对于旋转轴线A从平台14沿翼展向径向向外延伸。叶片10还包括根部部分16，其从平台14径向向内延伸，并且被构造成将叶片10附接到转子盘（未示出）。翼型件12由外壁18形成，该外壁18界定了大致中空的翼型件内部。外壁18包括大致凹形的压力侧20和大致凸形的吸力侧22，它们在翼型件前缘24和翼型件后缘26处接合。平台14包括径向外表面15，其为工作介质的流动路径限定径向内边界。由此，平台14为该流动路径限定内径端壁。平台14从平台前缘28延伸到平台后缘30。平台14还包括在圆周或周向（pitch-wise）方向C上隔开的第一配合面32和第二配合面34。配合面32和34中的每一个从平台前缘28延伸到平台后缘30，其中第一配合面32靠近翼型件12的吸力侧22，并且第二配合面34靠近翼型件12的压力侧20。配合面32和34从平台14的径向外表面15径向向内延伸，并与周向相邻平台的对应相对的配合面接合，以形成一排涡轮叶片的组件。

图2示意性地图示了一排涡轮叶片10的组件100的一部分。组件100包括：第一叶片10a，其具有从第一平台14a延伸的第一翼型件12a；以及周向相邻的第二叶片10b，其具有从第二平台14b延伸的第二翼型件12b。第一平台14a具有靠近第一翼型件12a的吸力侧22的第一配合面32。第二平台具有靠近第二翼型件12b的压力侧20的第二配合面34。第一配合面32和第二配合面34面向彼此并且被配合面间隙G分隔。在所示示例中，第一配合面32的径向厚度t_a在制造公差内大于设计配合厚度t，而第二配合面34的径向厚度t_b在该制造公差内小于该设计配合厚度t。这样的制造差异可导致两个周向相邻的叶片的平台的配合面的界面处的流动路径中的台阶。

已经观察到，至少在周向相邻的叶片之间的流动路径的某些区域中，工作介质的平均速度并非是纯粹轴向的，而是也具有周向分量，即从一个平台指向周向相邻的平台。在图2中所示的示例中，工作介质在给定剖面处的平均速度F具有从第二平台14b指向第一平台14a的分量，由此在配合面32、34的界面处限定面向前的台阶。通常，当下游平台（相对于平均速度F的方向）的配合面比上游平台的配合面更远地延伸到流动路径中时，可以说形成了面向前的台阶。本发明的发明人已认识到，如图2的示例中所示，尤其是面向前的台阶可能由于平台配合面处的流动分离和涡流形成而引起气动损失和传热问题。本发明的实施例至少解决上述技术问题。特别地，图3-5中所示的实施例旨在沿平台中的一个的配合面的一部分提供倒角和/或圆角，相对于工作介质的平均速度的方向，该部分相对于周向相邻的平台处于下游位置。

图3图示了根据本发明的一个实施例的涡轮叶片10的组件100的一部分。每个叶片10可包括从平台14延伸的一个或多个翼型件12。在所示示例中，第一翼型件12a从第一平台14a翼展向延伸，并且第二翼型件12b从与第一平台14a周向相邻的第二平台14b翼展向延伸。翼型件12a、12b中的每一个包括由压力侧20和吸力侧22形成的相应外壁18，该压力侧20和吸力侧22在相应的翼型件前缘24和相应的翼型件后缘26处接合。第一平台14a和第二平台14b中的每一个从相应的平台前缘28延伸到相应的平台后缘30。平台14a和14b中的每一个还包括在圆周或周向方向C上隔开的一对配合面32、34。该对配合面包括：第一配合面32，其靠近相应翼型件12a或12b的吸力侧22；以及第二配合面34，其靠近相应翼型件12a或12b的压力侧20。第一平台14a的第一配合面32沿在平台前缘28和后缘30之间延伸的平台拼合线80平行于并面向第二平台14b的第二配合面34。用于工作介质的流动路径被限定在第一翼型件12a的吸力侧22和第二翼型件12b的压力侧20之间。该工作介质沿大致轴向的方向从平台前缘28流动到平台后缘30，其中该平均速度在方向上变化，如出于说明的目的可通过方向箭头F表示的那样。

已经观察到，尤其是朝向配合面32、34之间的界面的后端，平均速度F通常从第二平台14b指向第一平台14a，其中流马赫数在平台后缘30附近最高。在本实施例中，继续参考图3，如图4中所示，第一平台14a的第一配合面32可沿其后部部分36倒角或倒圆角。特别地，第一配合面32可被倒角或倒圆角到一定程度，使得倒角或倒圆角部分36位于流动路径中的如下区域中，即：其中，工作介质的平均速度F从第二平台14b指向第一平台14a。第二平台14b的第二配合面34沿其如下范围可未倒角（unchamfered）且未倒圆角（unfilleted），即：该范围与第一平台14a的第一配合面32的倒角或倒圆角部分36直接相对定位。

特别地，如图3中所示，第一平台14a的第一配合面32的倒角或倒圆角部分36从第一平台14a的平台后缘30延伸到第一平台14a的第一配合面32上的第一中间点42。该第一中间点42位于第一平台14a的平台前缘28和平台后缘30之间。例如，第一中间点42的位置可基于对第一配合面32上的拐点82的确定。在示例性实施例中，这样的点82可通过如下方式来确定，即：首先确定平行于第一配合面32的线32'与翼型件中的一个的中弧线（mean camberline）40的相切点90，并且将所述点90沿周向方向C投影在第一配合面32上，以在第一配合面32上定位点82，如图3中所示。第一配合面32上的第一中间点42可位于点82处或点82后部。在其他实施例中，第一配合面32上的倒角或倒圆角部分36的范围可通过其他手段来确定，包括例如考虑发动机操作期间的流速。

如图4中所示，在一个实施例中，第一平台14a的第一配合面32的倒角部分包括倒角表面50，该倒角表面50以倒角角度α₁从第一倒角边缘52径向延伸到第二倒角边缘54，相对于径向方向R，该倒角角度α₁可为例如但不限于30度至70度，特别是大约40度至50度。在一个替代实施例中，类似的技术效果可通过如下方式实现，即：提供圆角，该圆角包括在边缘52、54之间延伸的具有预定半径r₁的圆形表面50'（以虚线示出）。倒角或倒圆角表面50、50'的径向高度t₁可取决于制造过程的公差。在一些实施例中，倒角高度t₁可范围从叶片/轮叶组件的间距距离（pitch distance）的0.5%至2%。下游平台14a的配合面32上的倒角或倒圆角表面50、50'可减少配合面32、34的界面处的流动分离和涡流形成，从而最小化可能潜在地由于制造差异而由面向前的台阶引起的气动损失和传热问题。参考图3，第二平台14b的第一配合面32可在后部部分处设置有类似的倒角或倒圆角部分36，而第一平台14a的第二配合面34可沿第二配合面34的如下范围设置有相对应的未倒角且未倒圆角部分，即：该范围与第一配合面32的倒角或倒圆角部分36周向直接相对定位。

在另一实施例中，如图3和图5中所示，第二平台14b的第二配合面34可沿其前部部分38倒角或倒圆角。该实施例可适用于如下构造，即：其中，工作介质的平均速度F在配合面32、34的界面的前部部分处具有从第一平台14a指向第二平台14b的周向分量。因此，第二平台14b的第二配合面34可被倒角或倒圆角到一定程度，使得倒角或倒圆角部分38位于流动路径中的如下区域中，即：其中，工作介质的平均速度F从第一平台14a指向第二平台14b。第一平台14a的第一配合面32沿其如下范围可未倒角且未倒圆角，即：该范围与第二平台14b的第二配合面34的倒角或倒圆角部分38直接相对定位。例如，在第二配合面34上具有倒角（或倒圆角）部分38的选择可取决于叶片几何形状和发动机流参数的组合。例如，在一些构造中，流动路径中的平均速度在前部部分中可以是基本上轴向的，由此可消除对第二配合面34的前部部分进行倒角或倒圆角的需要。

在如图3中所示的图示实施例中，第二平台14b的第二配合面34的倒角或倒圆角部分38在第二平台14b的平台前缘28和第二平台14b的第二配合面38上的第二中间点44之间延伸。该第二中间点44位于第二平台14b的平台前缘28和平台后缘30之间。第二配合面34的倒角或倒圆角部分38可一直延伸到第二平台14b的平台前缘28，或者可在距其一定距离处中途停止。例如，第二中间点44的位置可基于对第二配合面34上的拐点84的确定。在示例性实施例中，这样的点84可通过如下方式来确定，即：首先确定平行于第二配合面34的线34'与翼型件12中的一个的中弧线40的相切点90，并且将该点90沿周向方向C投影在第二配合面34上，以在第二配合面34上定位点84，如图3中所示。第二配合面34上的第二中间点44可位于点84处或点84前部。在其他实施例中，第二配合面34上的倒角或倒圆角部分38的范围可通过其他手段来确定，包括例如考虑发动机操作期间的流速。

如图5中所示，在一个实施例中，第二平台14b的第二配合面34的倒角部分包括倒角表面60，该倒角表面60以倒角角度α₂从第一倒角边缘62径向延伸到第二倒角边缘64，相对于径向方向R，该倒角角度α₂可为例如但不限于30度至70度，特别是大约40度至50度。在一个替代实施例中，类似的技术效果可通过如下方式实现，即：提供圆角，该圆角包括在边缘62、64之间延伸的具有预定半径r₂的圆形表面60'（以虚线示出）。倒角或倒圆角表面60、60'的径向高度t₂可取决于制造过程的公差。在一些实施例中，倒角高度t₂可范围从叶片/轮叶组件的间距距离的0.5%至2%。下游平台14b的配合面34上的倒角或倒圆角表面60、60'可减少配合面32、34的界面处的流动分离和涡流形成，从而最小化可能潜在地由于制造差异而由面向前的台阶引起的气动损失和传热问题。参考图3，第一平台14a的第二配合面34可在前部部分处设置有类似的倒角或倒圆角部分38，而第二平台14b的第一配合面32可沿第一配合面32的如下范围设置有相对应的未倒角且未倒圆角部分，即：该范围与第二配合面34的倒角或倒圆角部分38周向直接相对定位。

在再一实施例中，平台14a、14b可限定面向流动路径的轮廓化（contoured）的端壁，该端壁关于发动机轴线是非轴对称的。特别地，非轴对称的端壁可包括形成在该端壁上的一个或多个丘48和/或谷46，如图3中的虚线所示。丘可被定义为如下轮廓，即其中，端壁相对于端壁的标称半径延伸到流动路径中，而谷可被定义为如下轮廓，即其中，端壁相对于端壁的标称半径远离流动路径延伸。在一个实施例中，至少一个丘48和/或谷46可越过平台拼合线80延伸，如图3中所示。在这样的情况下，与未端壁轮廓化的构造中相比，由标准公差造成的制造差异可导致更陡峭的面向前的台阶。在下游平台处设置倒角对轮廓化的端壁而言尤其有利，以最大化端壁的轮廓化所提供的空气动力学益处。如图6中所示，由于非轴对称的端壁轮廓化，在从平台前缘28到平台后缘30的方向上，第一配合面32和/或第二配合面34可具有波浪形轮廓70。根据一个实施例，第一配合面32和第二配合面34的相应的倒角或倒圆角部分36、38可具有遵循所述波浪形轮廓70的相应倒角表面50/50'、60/60'，也就是说，第一倒角/圆角边缘52、62平行于相应的第二倒角/圆角边缘54、64，如图6中所示。

上述实施例涉及旋转涡轮叶片的内径平台，其中，第一平台14a和第二平台14b为工作介质的流动路径限定内径端壁。在替代实施例中，本发明的各方面可应用于固定涡轮轮叶的内径或外径平台，其中，所述平台可为工作介质的流动路径限定内径或外径端壁。

虽然已详细地描述了特定实施例，但是本领域普通技术人员将理解，可根据本公开的整体教导来形成那些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的特定布置结构仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同形式的全部范围给出。

Claims (7)

1.一种涡轮叶片（10）或轮叶的组件（100），包括：

从第一平台（14a）翼展向延伸的第一翼型件（12a）和从第二平台（14b）翼展向延伸的第二翼型件（12b），

其中，所述第一翼型件（12a）和所述第二翼型件（12b）中的每一个包括由压力侧（20）和吸力侧（22）形成的相应外壁（18），所述压力侧（20）和所述吸力侧（22）在相应的翼型件前缘（24）和相应的翼型件后缘（26）处接合，

其中，所述第一平台（14a）和所述第二平台（14b）中的每一个从相应的平台前缘（28）延伸到相应的平台后缘（30），

其中，所述第一平台（14a）包括靠近所述第一翼型件（12a）的所述吸力侧（22）的第一配合面（32），并且所述第二平台（14b）包括靠近所述第二翼型件（12b）的所述压力侧（20）的第二配合面（34），所述第一配合面（32）沿在所述第一平台（14a）和所述第二平台（14b）的所述平台前缘（28）和所述平台后缘（30）之间延伸的平台拼合线（80）面向所述第二配合面（34），

其中，用于工作介质的流动路径被限定在所述第一翼型件（12a）的所述吸力侧（22）和所述第二翼型件（12b）的所述压力侧（20）之间，

其中，所述第一配合面（32）沿其后部部分倒角或倒圆角，所述第一配合面（32）的倒角或倒圆角部分（36）位于所述流动路径中的如下区域中，即：其中，所述工作介质的平均速度（F）从所述第二平台（14b）指向所述第一平台（14a），

其中，所述第一平台（14a）和所述第二平台（14b）限定面向所述流动路径的轮廓化的端壁，所述轮廓化的端壁关于涡轮叶片（10）或轮叶的所述组件的中心轴线（A）是非轴对称的，

其中，所述轮廓化的端壁包括越过所述平台拼合线（80）延伸的至少一个谷（46）或丘（48），

其中，所述第一配合面（32）和所述第二配合面（34）在从相应的平台前缘（28）到相应的平台后缘（30）的方向上具有波浪形轮廓（70），

其中，所述第一配合面（32）和/或所述第二配合面（34）的所述倒角或倒圆角部分（36、38）具有遵循所述波浪形轮廓（70）的相应倒角或倒圆角表面（50、60），

其中，所述第一配合面（32）和所述第二配合面（34）的所述倒角或倒圆角表面（50、60）从第一倒角或圆角边缘（52、62）径向延伸到第二倒角或圆角边缘（54、64），以及

其中，所述第一倒角或圆角边缘（52、62）平行于所述第二倒角或圆角边缘（54、64）。

2.根据权利要求1所述的组件（100），其特征在于，所述第一配合面（32）的所述倒角或倒圆角部分（36）从所述第一平台（14a）的所述平台后缘（30）延伸到位于所述第一平台（14a）的所述平台前缘（28）和所述平台后缘（30）之间的所述第一配合面（32）上的第一中间点（42）。

3.根据权利要求2所述的组件（100），其特征在于，所述第一中间点（42）位于平行于所述第一配合面（32）的线（32'）与所述翼型件（12a、12b）的中弧线（40）的如沿涡轮叶片（10）或轮叶的所述组件的周向方向（C）投影在所述第一配合面（32）上的相切点（82）处或所述相切点（82）的后部。

4.根据前述权利要求中任一项所述的组件（100），其特征在于，第二配合面（34）沿其前部部分（38）倒角或倒圆角，所述第二配合面（34）的倒角或倒圆角部分（38）位于所述流动路径中的如下区域中，即：其中，所述工作介质的平均速度（F）从所述第一平台（14a）指向所述第二平台（14b）。

5.根据权利要求4所述的组件（100），其特征在于，所述第二配合面（34）的所述倒角或倒圆角部分（38）在所述第二平台（14b）的所述平台前缘（28）和所述第二配合面（34）上的第二中间点（44）之间延伸，所述第二中间点（44）位于所述第二平台（14b）的所述平台前缘（28）和所述平台后缘（30）之间。

6.根据权利要求5所述的组件（100），其特征在于，所述第二中间点（44）位于平行于所述第二配合面（34）的线（34'）与所述翼型件（12a、12b）的中弧线（40）的如沿涡轮叶片（10）或轮叶的所述组件的周向方向（C）投影在所述第二配合面（34）上的相切点（84）处或所述相切点（84）的前部。

7.根据前述权利要求中任一项所述的组件（100），其特征在于，所述组件是涡轮叶片或涡轮轮叶的组件，其中，所述第一平台和所述第二平台为所述流动路径限定内径端壁或外径端壁。