CN114096737A - 结合模态频率响应调谐的涡轮翼型件 - Google Patents

Abstract

一种涡轮翼型件（10）包括翼型件主体（12）以及位于翼型件主体（12）的内部部分中并沿其展向范围延伸的大致中空的流动位移元件（30）。流动位移元件（30）在其内限定非活动腔（40）。流动位移元件（30）与翼型件主体（12）的压力侧壁（20）和吸力侧壁（22）隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道（92）和第二近壁冷却流动通道（94）。流动位移元件（30）包括面向近壁冷却流动通道（92、94）的外表面（36）和面向非活动腔（40）的内表面（38）。面向非活动腔（40）的所述内表面（38）包括构造成影响涡轮翼型件（10）的质量和/或刚度的特征部（50），以由此产生涡轮翼型件（10）的预定模态频率响应。

Description

结合模态频率响应调谐的涡轮翼型件

技术领域

本公开涉及用于燃气涡轮发动机中的翼型件，并且特别是涉及具有调谐的模态频率响应的涡轮翼型件和用于形成这样的涡轮翼型件的方法。

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。该热燃烧气体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。该热燃烧气体行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。一个涡轮级可包括一排固定的翼型件，即轮叶，继之以一排旋转的翼型件，即涡轮叶片，其中，这些涡轮叶片从该热燃烧气体提取能量，以便提供输出功率。

涡轮翼型件的模态频率响应调谐涉及修改翼型件以将翼型件的固有振动频率移动到燃气涡轮发动机的操作速度范围之外，以避免共振。由于可用于引导设计远离共振的设计参数数量有限，因此涡轮翼型件的模态频率响应调谐可能是具有挑战性的。此外，当前可用的设计参数同时耦合到若干模态频率，这可能会导致设计折衷。

发明内容

简言之，本公开的各方面涉及通过修改内部流动位移元件的几何形状的涡轮翼型件的模态频率响应调谐。

根据第一方面，提供了一种涡轮翼型件。该涡轮翼型件包括由外壁形成的翼型件主体，该外壁包括在前缘和后缘处接合的压力侧壁和吸力侧壁。该涡轮翼型件还包括大致中空的流动位移元件，其位于翼型件主体的内部部分中并且沿其展向范围延伸。该流动位移元件在其内限定非活动腔。该流动位移元件与压力侧壁和吸力侧壁隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道和第二近壁冷却流动通道。该流动位移元件包括面向所述近壁冷却流动通道的外表面和面向非活动腔的内表面。该面向非活动腔的内表面包括构造成影响涡轮翼型件的质量和/或刚度的特征部，以由此产生涡轮翼型件的预定模态频率响应。

根据第二方面，提供了一种用于形成在涡轮发动机中使用的具有调谐模态频率响应的涡轮翼型件的方法。该方法包括获得涡轮翼型件的第一几何形状。该第一几何形状为涡轮翼型件的标称几何形状，其由以下各项限定：由外壁形成的翼型件主体，该外壁包括在前缘和后缘处接合的压力侧壁和吸力侧壁；以及大致中空的流动位移元件，其位于翼型件主体的内部部分中并且沿其展向范围延伸。该流动位移元件在其内限定非活动腔。该流动位移元件与压力侧壁和吸力侧壁隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道和第二近壁冷却流动通道。该流动位移元件包括面向所述近壁冷却流动通道的外表面和面向非活动腔的内表面。该方法包括确定与涡轮翼型件的第一几何形状相关联的第一固有频率，并且确定该第一固有频率是否发生在涡轮发动机的限定的操作速度范围内。该方法还包括确定涡轮翼型件的第二几何形状，该第二几何形状与该第一几何形状区别在于在流动位移元件的面向非活动腔的内表面上设置质量和/或刚度影响特征部。该第二几何形状与发生在涡轮发动机的限定的操作速度范围之外的第二固有频率相关联。该方法然后包括基于所确定的第二几何形状来制造涡轮翼型件。

附图说明

借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构造并且不限制本发明的范围。

图1是涡轮翼型件的透视图；

图2是沿图1的剖面II-II的剖视图；

图3是沿图2的剖面III-III的剖视图，其图示了内部流动位移元件的标称几何形状；

图4是对应于图3的视图的剖视图，其图示了根据一个实施例的内部流动位移元件的修改的几何形状；

图5是对应于图2的视图的剖视图，其图示了根据另外的实施例的内部流动位移元件的修改的几何形状；

图6是沿图5的剖面VI-VI的剖视图；

图7是对应于图6的视图的剖视图，其图示了根据再一实施例的内部流动位移元件的修改的几何形状；以及

图8是图示了根据一个实施例的用于制造翼型件的方法的流程图。

具体实施方式

在下面对各种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。

模态频率响应调谐可通过翼型件设计修改来实现，例如通过修改翼型件的弦、弯度、扭曲等、叶片柄部重新设计、内部肋定位等。所有这些设计方面都与发动机的热效率和/或空气动力学效率直接相关。本发明人认识到上述设计方面中的一个或多个的修改经常导致发动机的性能和/或机械完整性上的妥协。

本文所述的实施例消除了现有技术中面临的空气动力学效率、冷却剂减少和模态频率响应调谐之间的至少一些折衷，从而提供了允许上述类别中的每一种中的独立效率优化的设计策略。上述可通过如下方式来实现，即：在涡轮翼型件的内部流动位移元件中提供质量和/或刚度影响特征部，以调谐模态频率响应，而不改变内部冷却流动通道的几何形状和涡轮翼型件的外部形状。本文所述的概念可扩展到多级的叶片和轮叶，以提供显著的气动增益和涡轮整体效率的提高。

现在参考图1，其图示了示例性涡轮翼型件10。在该示例中，翼型件10是燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而，应当注意，本发明的各方面也可被结合到燃气涡轮发动机的固定轮叶中。所示的翼型件10包括由外壁18形成的翼型件主体12，该外壁18适于用在例如轴流式燃气涡轮发动机的涡轮部段中。外壁18沿涡轮发动机的径向方向展向延伸，并且包括大致凹形的压力侧壁20和大致凸形的吸力侧壁22。该压力侧壁20和吸力侧壁22在前缘24处和后缘26处接合。如所示，翼型件主体12从平台14朝向涡轮翼型件10的末端15径向向外延伸。根部部分16从平台14径向向内延伸，以用于将涡轮翼型件10耦接到转子盘（未示出）。在本说明书中，径向或展向方向被理解为从根部部分16朝向涡轮翼型件的末端15延伸的方向。

图2和图3是描绘涡轮翼型件10的标称或第一几何形状的剖视图。参考图2，涡轮翼型件10具有在压力侧壁20和吸力侧壁22之间从前缘24到后缘26居中延伸的弦轴线17。弦向方向可被定义为平行于弦轴线17的方向。如所示，翼型件主体12包括内部部分，该内部部分可经由穿过根部部分16形成的一个或多个冷却流体供应通路来接收冷却流体，例如来自压缩机部段（未示出）的空气。在本实施例中，涡轮翼型件10包括位于翼型件主体12的内部部分中的多个展向延伸的分隔壁28。分隔壁28连接压力侧壁20和吸力侧壁22，并且沿弦向方向隔开，以在它们之间限定径向冷却流动通道19。涡轮翼型件10包括至少一个流动位移元件30，其位于翼型件主体12的内部部分中并且沿其展向范围延伸。在所示示例中，流动位移元件30位于一对相邻的分隔壁28之间。流动位移元件30是大致中空的，从而在内部限定内腔40。流动位移元件30与压力侧壁20和吸力侧壁22隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道92和第二近壁冷却流动通道94。在所示实施例中，在流动位移元件30和相邻的分隔壁28之间形成连接通道96，该连接通道96连接近壁冷却流动通道92和94，以形成具有C形剖面的径向流道。

流动位移元件30可与翼型件主体一体地制造。在所示实施例中，涡轮翼型件10设置有一对连接器肋32、34，其沿展向范围将流动位移元件30相应地连接到压力侧壁20和吸力侧壁22。结果，在连接器肋32、34的两侧上形成具有对称相对的剖面的一对C形径向流道。在其他实施例中，附加地或替代地，可设置连接器肋以将流动位移元件30连接到分隔壁28中的一个或多个。

限定在流动位移元件30内的腔40是非活动腔（inactive cavity）。也就是说，腔40是不允许流体的任何主动流动的死空间。由此，流动位移元件30用于减小冷却流体的径向流动的剖面面积，并且使冷却流体朝向压力侧20和吸力侧22移位，即使大部分的冷却流体移动到近壁冷却流动通道92和94中。如图3中所示，非活动腔40从第一端42展向延伸到第二端44。在所示实施例中，第一端42位于末端15附近，并且第二端44位于根部部分16处。非活动腔40在第一端42处开放，并且在第二端44处封闭。近壁冷却流动通道92和94被连接到位于根部部分16处的冷却流体入口21。流动位移元件30包括面向近壁冷却流动通道92、94的外表面36和面向非活动腔40的内表面38。在图2和图3中所示的标称几何形状中，流动位移元件30的外表面36和内表面38大致彼此平行，使得流动位移元件30的限定在外表面36和内表面38之间的壁厚度t沿展向和弦向方向基本上恒定。

根据本公开，涡轮翼型件的模态频率响应可通过如下方式来调谐，即：修改涡轮翼型件的第一（标称）几何形状，以形成具有预定模态频率响应的第二（调适）几何形状。特别地，该第二几何形状可被确定为使得涡轮翼型件具有在涡轮发动机的限定的正常操作速度范围之外发生的固有（模态）频率。该第二几何形状与第一几何形状本质上区别在于在流动位移元件30的面向非活动腔40的内表面38上设置质量和/或刚度影响特征部50。参考图4-7图示了这样的质量和/或刚度影响特征部50的示例。

在图4中所示的调适几何形状的第一实施例中，质量和/或刚度影响特征部50通过如下方式来实现，即：为流动位移元件30的内表面38提供轮廓，使得流动位移元件30在与涡轮翼型件10的第一几何形状相关的一个或多个位置处具有改变的壁厚度t（参见图3）。图4中所示的视图图示了表面38的二维轮廓成型（contouring），由此流动位移元件30的壁厚度t在展向方向上变化。在一个替代实施例中，表面38可提供有二维轮廓成型，由此流动位移元件30的壁厚度t在弦向方向上变化。在再一替代实施例中，表面38可提供有三维轮廓成型，由此流动位移元件30的壁厚度t在展向和弦向方向两者上变化。流动位移元件30的壁厚度分布可被设计成定制涡轮翼型件10的刚度和质量两者，并且向上或向下驱动模态频率，以避免在涡轮发动机的限定的正常操作速度范围内的共振。在一个实施例中，流动位移元件的内表面38可通过确定各展向（和/或弦向）部段处的厚度t1、t2、t3来轮廓成型，以实现限定的模态频率响应，并且通过平滑的函数曲线接合这些部段。在其他实施例中，流动位移元件30的内表面38可三维轮廓成型，以限定一个或多个波峰（峰）、一个或多个波谷（谷）或者波峰和波谷的组合。

现在转向图5和图6，其图示了涡轮翼型件的调适几何形状的第二实施例，其采用多种不同类型的质量和/或刚度影响特征部50。这里描绘的第一类型的质量和/或刚度增强特征部50包括处于流动位移元件30的内表面38上的一个或多个弦向延伸的突起60。该弦向延伸的突起60对涡轮翼型件10的刚度比对其质量具有显著更高的影响，并且因此可被称为加强带（或刚性带）。在另一变体（未示出）中，质量和/或刚度影响特征部可包括一个或多个弦向延伸的凹陷或槽，其可用于降低涡轮翼型件的整体刚度。这里描绘的第二类型的质量和/或刚度影响特征部50包括位于流动位移元件30的内部处的一个或多个杆70。每个杆70在第一端72和第二端74之间延伸。每个杆70的第一端72和第二端74相应地在第一和第二位置处连接到流动位移元件30的内表面38。结果，杆70也对涡轮翼型件10的刚度比对其质量具有显著更高的影响，并且因此可被称为加强杆。如图5中所示，加强杆70可在流动位移元件30的内部中布置成弦向延伸的阵列。替代地或附加地，加强杆70可在流动位移元件30的内部中布置成展向延伸的阵列。在所示实施例中，加强杆70的第一端72和第二端74位于加强带60上。

参考图7，其图示了涡轮翼型件的调适几何形状的第三实施例。这里，质量和/或刚度影响特征部50包括位于流动位移元件30的内部处的一个或多个悬臂杆80。每个悬臂杆80从连接到流动位移元件30的内表面38的第一端82延伸到第二端84，该第二端84为自由端。在这种情况下，悬臂杆80对涡轮翼型件10的质量比对其刚度具有显著更高的影响。

在各种实施例中，诸如轮廓成型的内表面38、一个或多个加强带60、一个或多个加强杆70以及一个或多个悬臂杆80的不同类型的质量和/或刚度影响特征部50可单独采用或者作为两种或多种不同类型的特征部的组合采用，以在设计具有预定模态频率响应的涡轮翼型件时允许更大的灵活性。

图8是图示了根据一个实施例的用于制造涡轮翼型件的方法100的流程图。方法100的框102包括获得该涡轮翼型件的第一几何形状，该第一几何形状为该涡轮翼型件的标称几何形状。例如，可基于空气动力学和热传递考虑以及其他因素来获得涡轮翼型件的标称几何形状。为此，该标称几何形状可指定翼型件主体的外部几何形状和涡轮翼型件的冷却通道的内部几何形状等。参考图2-3图示了涡轮翼型件的标称几何形状的示例。方法100的框104包括确定与涡轮翼型件的第一几何形状相关联的对应于一个或多个振动模式的至少一个第一固有频率。方法100的框106涉及确定对于任何振动模式，上面确定的固有频率是否发生在涡轮发动机的限定的操作速度范围内，即确定是否满足共振条件。一般而言，期望在涡轮发动机的限定的速度范围内的所有速度下避免一个或多个强制响应驱动，例如燃烧器罐计数、上游轮叶计数等。如果确定了共振条件，则方法100的框108涉及确定涡轮翼型件10的第二（调适）几何形状。该第二几何形状与第一几何形状区别在于在流动位移元件30的面向非活动腔40的内表面38上设置质量和/或刚度影响特征部50。参考图4-7说明了调适几何形状的示例。第二（调适）几何形状被确定为使得对于任何振动模式，相关联的第二固有频率发生在涡轮发动机的限定的操作速度范围之外。方法100的框110涉及基于所确定的第二几何形状来制造涡轮翼型件10。

相对于涡轮翼型件的频率响应调谐的常规方法，上述方法提供了显著降低的复杂性，该常规方法通常在接受调谐改变之前将需要重新评估空气动力学和冷却性能。通过在面向非活动腔40的表面38上设置质量和/或刚度影响特征部50，可确保相对于涡轮翼型件10的第一几何形状，在涡轮翼型件10的第二几何形状中，近壁冷却流动通道92、94基本上不变。所描述的实施例不依赖于对翼型件几何形状的任何外部修改，例如弦、弯度、扭曲、根部的重新设计等，由此，相对于涡轮翼型件10的第一几何形状，在涡轮翼型件10的第二几何形状中，翼型件主体12的外部几何形状也可不变。因此，所描述的实施例消除了现有技术中所面临的空气动力学效率、冷却剂减少和模态频率响应调谐之间的至少一些折衷。

在一个示例性实施例中，流动位移元件30可与翼型件主体12一体地形成。在这种情况下，制造过程可能涉及不需要如在插入件的情况下的制造后组装的任何技术。在一个示例中，流动位移元件30可与翼型件主体12一体地铸造，例如由陶瓷铸芯铸造。例如，其他制造技术可包括增材制造工艺，例如3-D打印。这允许将本发明的设计用于高度轮廓成型的翼型件，包括3-D轮廓成型的叶片和轮叶。

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领会到，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，本发明的范围将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 (20)

1.一种涡轮翼型件（10），包括：

由外壁（18）形成的翼型件主体（12），所述外壁（18）包括在前缘（24）和后缘（26）处接合的压力侧壁（20）和吸力侧壁（22），

大致中空的流动位移元件（30），其位于所述翼型件主体（12）的内部部分中并且沿所述翼型件主体（12）的展向范围延伸，所述流动位移元件（30）在其内限定非活动腔（40），

其中，所述流动位移元件（30）与所述压力侧壁（20）和所述吸力侧壁（22）隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道（92）和第二近壁冷却流动通道（94），

其中，所述流动位移元件（30）包括面向所述近壁冷却流动通道（92、94）的外表面（36）和面向所述非活动腔（40）的内表面（38），

其中，面向所述非活动腔（40）的所述内表面（38）包括构造成影响所述涡轮翼型件（10）的质量和/或刚度的特征部（50），以由此产生所述涡轮翼型件（10）的预定模态频率响应。

2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件（10），其中，所述特征部（50）通过如下方式来实现，即：为所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）提供轮廓，使得所述流动位移元件（30）具有可变的壁厚度（t）。

3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件（10），其中，所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）提供有二维轮廓成型，其中，所述流动位移元件的所述壁厚度（t）沿展向方向和弦向方向中的一者变化。

4.根据权利要求2所述的涡轮翼型件（10），其中，所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）提供有三维轮廓成型，其中，所述流动位移元件的所述壁厚度（t）沿展向方向和弦向方向变化。

5.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述特征部（50）包括处于所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）上的一个或多个突起（60），每个突起（60）沿弦向范围延伸以形成加强带。

6.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述特征部（50）包括一个或多个加强杆（70），每个加强杆（70）在第一端（72）和第二端（74）之间延伸，每个加强杆（70）的所述第一端（72）和所述第二端（74）相应地在第一位置和第二位置处连接到所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）。

7.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述特征部（50）包括沿展向和/或弦向方向布置的加强杆（70）的阵列。

8.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述特征部（50）包括一个或多个悬臂杆（80），每个悬臂杆（80）从连接到所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）的第一端（82）延伸到第二端（84），所述第二端（84）为自由端。

9.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述流动位移元件（30）与所述翼型件主体（12）一体地形成。

10.根据权利要求9所述的涡轮翼型件（10），还包括一对连接器肋（32、34），所述连接器肋（32、34）沿展向范围相应地将所述流动位移元件（30）连接到所述压力侧壁（20）和所述吸力侧壁（22）。

11.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），还包括位于所述翼型件主体（12）的所述内部部分中并且连接所述压力侧壁（20）和所述吸力侧壁（22）的多个展向延伸的分隔壁（28），所述分隔壁（28）沿弦向方向隔开，其中，所述流动位移元件（30）被定位成占据一对所述相邻的分隔壁（28）之间的空间。

12.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述非活动腔（40）从第一端（42）展向延伸到第二端（44），所述非活动腔在所述第一端（42）处开放并且在所述第二端（44）处封闭。

13.根据权利要求12所述的涡轮翼型件（10），其中，所述非活动腔（40）的所述第一端（42）位于所述涡轮翼型件的末端（15）附近，并且所述非活动腔（40）的所述第二端（44）位于所述涡轮翼型件（10）的根部部分（16）处。

14.一种用于形成在涡轮发动机中使用的具有调谐模态频率响应的涡轮翼型件（10）的方法（100），所述方法包括：

获得（102）所述涡轮翼型件的第一几何形状，所述第一几何形状为所述涡轮翼型件的标称几何形状，其由以下各项限定：

由外壁（18）形成的翼型件主体（12），所述外壁（18）包括在前缘（24）和后缘（26）处接合的压力侧壁（20）和吸力侧壁（22），

大致中空的流动位移元件（30），其位于所述翼型件主体（12）的内部部分中并且沿所述翼型件主体（12）的展向范围延伸，所述流动位移元件（30）在其内限定非活动腔（40），

其中，所述流动位移元件（30）与所述压力侧壁（20）和所述吸力侧壁（22）隔开，以相应地限定第一近壁冷却流动通道（92）和第二近壁冷却流动通道（94），

其中，所述流动位移元件（30）包括面向所述近壁冷却流动通道（92、94）的外表面（36）和面向所述非活动腔（40）的内表面（38），

确定（104）与所述涡轮翼型件的所述第一几何形状相关联的第一固有频率，并且确定（106）所述第一固有频率是否发生在所述涡轮发动机的限定的操作速度范围内，

确定（108）所述涡轮翼型件（10）的第二几何形状，所述第二几何形状与所述第一几何形状区别在于在所述流动位移元件（30）的面向所述非活动腔（40）的所述内表面（38）上设置质量和/或刚度影响特征部（50），

使得所述第二几何形状与发生在所述涡轮发动机的所述限定的操作速度范围之外的第二固有频率相关联，以及

基于所确定的第二几何形状来制造（110）所述涡轮翼型件（10）。

15.根据权利要求14所述的方法（100），相对于所述涡轮翼型件（10）的所述第一几何形状，在所述涡轮翼型件（10）的所述第二几何形状中，所述近壁冷却流动通道（92、94）不变。

16.根据权利要求14和15中任一项所述的方法（100），其中，相对于所述涡轮翼型件（10）的所述第一几何形状，在所述涡轮翼型件（10）的所述第二几何形状中，所述翼型件主体（12）的外部几何形状不变。

17.根据权利要求14至16中任一项所述的方法（100），其中，所述质量和/或刚度影响特征部（50）通过如下方式来限定，即：对所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）轮廓成型，使得相对于所述涡轮翼型件（10）的所述第一几何形状，在所述涡轮翼型件（10）的所述第二几何形状中，所述流动位移元件（30）在一个或多个位置处具有改变的壁厚度（t）。

18.根据权利要求14至17中任一项所述的方法（100），其中，所述质量和/或刚度影响特征部（50）通过如下方式来限定，即：在所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）上设置一个或多个突起（60），每个突起（60）沿弦向范围延伸以形成加强带。

19.根据权利要求14至18中任一项所述的方法（100），其中，所述质量和/或刚度影响特征部（50）通过如下方式来限定，即：设置连接到所述流动位移元件（30）的所述内表面（38）的一个或多个杆（70、80）。

20.根据权利要求14至19中任一项所述的方法（100），包括与所述翼型件主体（12）一体地形成所述流动位移元件（30）。

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