CN115190937A

CN115190937A - 用于飞行器涡轮发动机的轮叶

Info

Publication number: CN115190937A
Application number: CN202180016755.9A
Authority: CN
Inventors: 吉恩-菲利普·马拉特-德斯莫蒂尔斯; 彼得·沙玛·詹蒂; 埃里克·杰克奎斯·德尔夸涅; 爱德华·埃曼努埃尔·加罗; 托马斯·特萨西斯; 塞缪尔·劳伦特·诺埃尔·马修·朱格; 卢卡斯·杰弗里·德斯博伊斯
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2020-02-07
Filing date: 2021-01-28
Publication date: 2022-10-14
Anticipated expiration: 2041-01-28
Also published as: US11814982B2; EP4100624B1; CN115190937B; FR3107079A1; US20230057555A1; WO2021156559A1; FR3107079B1; EP4100624A1

Abstract

本公开是一种用于飞行器涡轮发动机的转子轮叶(10)，该轮叶包括在内部平台(19)和外部平台(20)之间延伸的叶片(16)，该外部平台承载至少一个突出的唇部(31，32)，该叶片具有下表面(16a)和上表面，并且外部平台在下表面和上表面的一侧包括侧边缘(21，22)，该侧边缘被构造成以形状配合的方式与相邻轮叶的互补的侧边缘(22，21)配合，这些侧边缘各自包括抗磨损涂层(36)，这些侧边缘中的一个侧边缘形成中空尖端(P)，该中空尖端包括用于接纳涂层的碗状部(38)并且还包括第一凹圆柱形表面部分(40)，该第一凹圆柱形表面部分的几何尺寸被优化以限制当涂覆涂层时出现裂纹的风险。

Description

用于飞行器涡轮发动机的轮叶

技术领域

本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的轮叶的一般领域。

背景技术

背景技术特别地包括文献FR-A1-3 077 600、US-B1-6,491,498、WO-A1-2014/118456、FR-A1-2 967 714和US-A1-2019/309638。

通常，涡轮发动机的轴向涡轮由一系列轴向级(沿气流的流动轴线)串联布置而构成。每个级包括形成转子的具有轮叶的可移动轮部和形成定子的叶片分配器。可移动轮部相对于对应的分配器旋转。

在本申请中，上游和下游相对于通过涡轮发动机的气流(从上游到下游)的法线方向来限定。涡轮发动机的主转子的旋转轴线被称为“涡轮发动机的轴线”。轴向方向对应于涡轮发动机的轴线的方向，径向方向是垂直于涡轮发动机的轴线并与该轴线相交的方向。类似地，轴向平面是包含涡轮发动机的轴线的平面，径向平面是垂直于该轴线的平面。形容词“内部”和“外部”参照径向方向来使用，使得元件的内部部分沿着径向方向比同一元件的外部部分更靠近涡轮发动机的轴线。轮叶的堆叠轴线是与涡轮发动机的轴线垂直的轴线，该轴线穿过轮叶的叶片的最内层部段(即最接近涡轮发动机的轴线的部段)的重心。通常，涡轮发动机的轮叶包括叶片，该叶片在轮叶的近端和远端(即，内端部和外端部)之间沿着轮叶的堆叠轴线延伸。

可移动轮部通常包括以轮部的旋转轴线为中心的环形盘，多个轮叶被附接到该环形盘。

图1中示出了轮叶的示例。文献FR-A1-2 985 759中描述了这种类型的轮叶。该轮叶10包括叶片16，该叶片在轮叶10的近端10A和远端10B之间沿着轮叶的堆叠轴线X延伸。在轮叶的近端10A处，轮叶包括平台19和根部12，该轮叶通过该根部附接到盘(未示出)。在轮叶的远端10B处，轮叶10具有后部14。当多个轮叶10被附接在盘上时，轮叶的后部14边缘对边缘地布置，以形成周向环，该周向环界定围绕轮部的旋转轴线A回转的表面。该环特别地具有以下功能：界定在叶片16之间流通的气流的流动管道的外表面，并且限制在轮叶10的远端10B的水平处的气体泄漏。

后部14包括平台20，该平台在外部界定在叶片16之间流动的气体的流动管道，并且具有相对的侧边缘21、22。平台20包括被称为“上游扰流板”的上游部分24和被称为“下游扰流板”的下游部分28。后部14还包括上游密封擦拭部31和下游密封擦拭部32，上游密封擦拭部和下游密封擦拭部从平台20的外表面径向向外延伸。这些擦拭部相对于轮部的旋转轴线具有大致周向或横向的取向。平台的侧边缘21、22中的每一个侧边缘在上游擦拭部31和下游擦拭部32之间具有大体上“Z”形的轮廓。

当多个轮叶10被附接在盘上时，上游擦拭部31和下游擦拭部32边缘对边缘地布置，以形成具有轴线A的旋转环形件，该环形件大体上包含在径向平面中。这种环形件的功能之一特别是限制轮叶10和围绕轮叶10的壳体(未示出)之间的间隙，以限制在该点处的气体泄漏。该壳体具有耐磨的环形涂层，该环形图层可以通过与轮叶的擦拭部摩擦而配合，以通过迷宫效应限制这些泄漏。

为了抑制轮叶10在运行期间受到的振动，轮叶10以围绕其堆叠轴线X的扭转应力安装在其盘上。后部14的几何形状使得每个轮叶10通过主要沿着上游擦拭部31的内弧部分的侧表面34和相邻轮叶10的上游擦拭部31的外弧部分的侧表面支承在相邻轮叶10上而受到扭转应力。侧表面34限定了轮叶间接触表面，并且是在涡轮发动机的运行期间显著摩擦的位置。为了防止磨损，侧表面34设置有由耐摩擦材料制成的涂层或插入物。例如，该耐摩擦材料可以是以名称钨铬钴(Stellite)销售的材料。这种抗磨损涂层36在图2中清楚可见。

通常，该抗磨损涂层36通过焊接，例如通过滴焊沉积在侧表面34上，该焊接涉及产生电弧以熔化材料。这通常是手动操作，因为

类型的合金在沉积期间呈液滴形式。

合金是具有高含量的铬(Cr)和钴(Co)的钢合金。

合金也可能含有少量的钨(W)或钼(Mo)以及少量的碳(C)。

合金是不可锻造的，并且必须浇铸或焊接到物体上，

合金形成物体的一部分或插入到物体中。

轮叶的外部平台的侧边缘被构造成以形状配合的方式与相邻轮叶的互补的侧边缘配合，并且每个侧边缘包括上述类型的抗磨损涂层。

在一个特定实施例中，侧边缘中的一个侧边缘形成中空尖端P，并且被构造成接纳来自相邻轮叶的侧边缘中的一个侧边缘的突出尖端。该中空尖端P包括用于接纳抗磨损涂层36的碗状部38。该中空尖端P还包括第一凹圆柱形表面段40，该第一凹圆柱形表面段被部分地形成在外部平台20中，并且被部分地形成在下壁中，该下壁从该平台突出并且连接到擦拭部31(图2)。

在该构型中，抗磨损涂层36的沉积是非常有问题的。实际上，在目前的技术中，通过焊接进行的

沉积操作会在靠近

的地方产生裂纹，这是不可接受的，并增加了轮叶的报废率。这是由于多个原因：涂层位于几何限制部中，使焊接操作困难(接近和降低的能见度)。此外，在几何限制区域中的非常局部的热输入会导致显著的局部约束。最后，焊接操作是手动的，这使得该焊接操作非常依赖于人为因素。

因此，这种类型的构型需要通过为轮叶的设计提供几何建议来限制在中空尖端沉积

时的裂纹的数量。这些建议应该使几何形状更坚固，而不会太大，以使轮叶优化。

本发明提出一种对该技术的改进，该改进为该问题提供了简单、有效且经济的解决方案。

发明内容

本发明提出了一种用于飞行器涡轮发动机的转子轮叶，该轮叶一旦固定到转子上就具有旋转轴线，并且具有堆叠轴线，并且包括在内部平台和外部平台之间沿着堆叠轴线延伸的叶片，外部平台支承至少一个突出的擦拭部，所述叶片包括内弧部和外弧部，并且所述外部平台在所述内弧部和所述外弧部的一侧包括侧边缘，该侧边缘被构造成以形状配合的方式与相邻轮叶的互补的侧边缘配合，这些侧边缘各自包括抗磨损涂层，这些侧边缘中的一个侧边缘形成中空尖端，该中空尖端包括用于接纳所述涂层的碗状部并且还包括第一凹圆柱形表面段，该第一凹圆柱形表面段被部分地形成在所述外部平台中并且被部分地形成在下壁中，该下壁从该平台突出并且被连接到所述至少一个擦拭部，该第一表面段沿着并围绕大体上平行于所述堆叠轴线的虚拟轴线延伸，

其特征在于：

-所述下壁具有沿着大体上垂直于所述虚拟轴线的方向测量的厚度，该厚度大于或等于2.5mm，以及

-所述第一表面段具有沿着所述虚拟轴线测量的高度，该高度等于下壁的厚度的至少150％。

因此，本发明提出了对位于轮叶的外部平台的中空尖端中的凹圆柱形表面段的几何参数的优化。在该表面段的水平处消除了突然的几何变化，从而使得能够降低在该区域中产生裂纹的风险。

沉积的模拟使得能够证实这些建议的有效性。实际上，通过对在抗磨损涂层的水平处的温度升高，然后迅速冷却进行模拟，我们可以看到在这些建议下，中空尖端中的约束在几何形状上少得多：约束平均减少35％。

根据本发明的轮叶可以包括以下特征中的一个或多个特征，一个或多个特征单独采用或彼此组合采用：

-所述第一表面段具有相对于所述虚拟轴线测量的半径，该半径大于或等于1.2mm；

--所述第一表面段具有沿着所述虚拟轴线测量的高度，该高度大于或等于3mm，

-所述中空尖端包括第二平面表面段，该第二平面表面段在所述至少一个擦拭部的相对侧上从所述第一表面段延伸，所述下壁被连接到至少一个擦拭部，所述第二段被部分地形成在所述外部平台中并且被部分地形成在所述下壁中，并且大体上平行于所述虚拟轴线延伸；

-所述外部平台包括第一表面和相对的第二表面，该第一表面被连接到所述叶片，所述下壁在该第二表面上突出，该下壁包括与所述叶片相对的头部表面，该头部表面从所述至少一个擦拭部延伸到第一圆角，该第一圆角将所述头部表面连接到所述第二表面；

-所述头部表面相对于所述第二表面倾斜小于或等于35°的角度；

-所述外部平台承载两个大体上平行的突出的擦拭部，所述下壁从擦拭部中的第一擦拭部延伸到距擦拭部中的第二擦拭部一距离处，从所述第一表面段并沿着所述第二表面段测量的下壁和所述第一圆角的累积距离是平台的下壁、所述第一圆角和所述第二表面到第二圆角的累积距离的至少40％，该第二圆角将该第二表面连接到第二擦拭部，这些距离是从所述第一表面段并沿着所述第二表面段测量的。

本发明还涉及一种用于飞行器涡轮发动机的转子轮部，该转子轮部包括盘，该盘在盘的周边上承载一环形排的如上所述的轮叶。

有利地，轮叶的侧边缘彼此嵌套并且包括彼此支承的抗磨损涂层，轮叶仅通过轮叶的涂层彼此支承。

本发明还涉及一种包括至少一个如上所述的轮叶或轮部的飞行器涡轮发动机。

附图说明

通过以下详细说明并且为了理解该说明对附图进行参照，本发明的其它特征和优点将变得显而易见，在附图中：

[图1]图1是用于飞行器涡轮发动机的涡轮轮部轮叶的示意性透视图，

[图2]图2是图1中的轮叶的一部分的放大示意性视图，

[图3a-图3d]图3a至图3d是转子轮叶的外部平台的示意性详细视图，

[图4]图4是根据本发明的实施例的转子轮叶的局部示意性透视图，

[图5a-图5d]图5a至图5d是图4中的轮叶的外部平台的细节的示意图。

具体实施方式

本发明适用于上文参照图1和图2所述的可移动轮部的轮叶10。

轮叶10包括至少一个叶片16，至少一个叶片在两个平台(分别为内部平台19和外部平台20)之间延伸。内部平台19被连接到叶片的径向内端部，外部平台20被连接到叶片的径向外端部并且包括抗磨损材料的涂层36。

图3a至图3d示出了平台20的侧边缘22的细节，该侧边缘22特别地包括中空尖端P，该中空尖端用于接纳相邻轮叶的侧边缘21的突出尖端。

在上文描述的图3a至图3d的元件在图3a至图3d中用相同的附图标记表示。

图3a至图3d示出了对于位于该中空尖端P中的抗磨损涂层36中出现裂纹相对关键的参数。该涂层36在图3a中用阴影区域Z1示意性地表示，并且位于该中空尖端P的碗状部38中。

发明人证明，中空尖端P的凹圆柱形表面段40的几何尺寸对于减少开裂的出现是重要的。该表面段40被部分地形成在外部平台20中，并且被部分地形成在下壁42中，该下壁从该平台突出并且连接到擦拭部31。该表面段40沿着并围绕大体上平行于堆叠轴线X的虚拟轴线Y延伸。

如图3a所示，表面段40必须具有相对于轴线Y测量的半径R，该半径大于或等于某个值。

如图3d所示，优选地，下壁42应当具有沿着大体上垂直于轴线Y的方向测量的厚度E，该厚度大于或等于某个值。

如图3b所示，表面段40必须具有沿着轴线Y测量的高度H，该高度为下壁42的厚度E的至少150％。

最后，有利地，如图3c所示，下文将解释的比率L1/L2必须大于或等于某个值。

图4和图5a至图5d示出了根据本发明的转子轮叶的实施例，其中上述参数被优化。

图4中的轮叶10包括上文参照图1和图2所述的特征。

图4和图5a使得能够示出沿着中空尖端P的边缘从擦拭部31延伸到距擦拭部32一距离处的下壁42。

该下壁42包括与叶片16相对的头部表面44，该头部表面从擦拭部31延伸并通过第一连接圆角46连接到外部平台20的表面20a，下壁42从该表面20a突出。该圆角46大体上全部围绕下壁的圆周延伸。

中空尖端P包括凹圆柱形表面段40，该凹圆柱形表面段被部分地形成在外部平台20中，并且被部分地形成在下壁42中。

在所示和优选的示例中：

-表面段40具有大于或等于1.2mm的半径R1(图5a)，以及

-表面段40具有大于或等于3mm的高度H1(图5b)。

此外，优选地，下壁42具有大于或等于2.5mm的厚度E1(图5d)。

中空尖端P包括第二平面表面段48，该第二平面表面段从第一表面段40延伸，并且被部分地形成在外部平台20中并且被部分地形成在下壁42中。该第二表面段48大体上平行于轴线Y延伸。

距离L1是从第一表面段40并沿着第二表面段48测量的下壁42和第一圆角46的累积距离。

距离L2是从平台20的下壁42、第一圆角46和第二表面20a到第二圆角50的累积距离，该第二圆角将该第二表面连接到位于距下壁42一距离处的擦拭部32(图5c)。

距离L1和L2是从第一表面段40并沿着第二表面段48测量的。优选地，比率L1/L2大于或等于40％。

此外，优选地，下壁42的头部表面44相对于表面20a倾斜小于或等于35°的角度α(图5c)。

Claims

1.一种用于飞行器涡轮发动机的转子轮叶(10)，该轮叶一旦固定到转子上就具有旋转轴线(A)，并且具有堆叠轴线(X)，并且包括在内部平台(19)和外部平台(20)之间沿着所述堆叠轴线延伸的叶片(16)，所述外部平台支承至少一个突出的擦拭部(31，32)，所述叶片包括内弧部(16a)和外弧部，并且所述外部平台在所述内弧部和所述外弧部的一侧包括侧边缘(21，22)，所述侧边缘被构造成以形状配合的方式与相邻轮叶的互补的侧边缘(22，21)配合，这些侧边缘各自包括抗磨损涂层(36)，这些侧边缘中的一个侧边缘形成中空尖端(P)，所述中空尖端包括用于接纳所述涂层的碗状部(38)并且还包括第一凹圆柱形表面段(40)，所述第一凹圆柱形表面段被部分地形成在所述外部平台(20)中并且被部分地形成在下壁(42)中，所述下壁从该平台突出并且被连接到所述至少一个擦拭部(31)，该第一表面段(40)沿着并围绕大体上平行于所述堆叠轴线(X)的虚拟轴线(Y)延伸，

其特征在于：

-所述下壁(42)具有沿着大体上垂直于所述虚拟轴线(Y)的方向测量的厚度(E1)，所述厚度大于或等于2.5mm，

-所述第一表面段(40)具有沿着所述虚拟轴线(Y)测量的高度(H1)，所述高度等于所述下壁(42)的所述厚度(E1)的至少150％。

2.根据前一项权利要求所述的轮叶(10)，其中，所述第一表面段(40)具有相对于所述虚拟轴线(Y)测量的半径(R1)，所述半径大于或等于1.2mm。

3.根据前述权利要求中任一项所述的轮叶(10)，其中，所述中空尖端(P)包括第二平面表面段(48)，所述第二平面表面段在所述至少一个擦拭部的相对侧上从所述第一表面段(42)延伸，所述下壁被连接到所述至少一个擦拭部，该第二段(48)被部分地形成在所述外部平台(20)中并且被部分地形成在所述下壁(42)中，并且大体上平行于所述虚拟轴线(Y)延伸。

4.根据前一项权利要求所述的轮叶(10)，其中，所述外部平台(20)包括第一表面和相对的第二表面(20a)，所述第一表面被连接到所述叶片，所述下壁(42)在所述第二表面上突出，该下壁包括与所述叶片(16)相对的头部表面(44)，所述头部表面从所述至少一个擦拭部(31)延伸到第一圆角(46)，所述第一圆角将所述头部表面(44)连接到所述第二表面(20a)。

5.根据前一项权利要求所述的轮叶(10)，其中，所述头部表面(44)相对于所述第二表面(20a)倾斜小于或等于35°的角度(α)。

6.根据权利要求4或5所述的轮叶(10)，其中，所述外部平台(20)承载两个大体上平行的突出的擦拭部(31，32)，所述下壁(42)从所述擦拭部中的第一擦拭部(31)延伸到距所述擦拭部中的第二擦拭部(32)一距离处，从所述第一表面段(40)并沿着所述第二表面段(48)测量的所述下壁(42)和所述第一圆角(46)的累积距离(L1)表示所述平台(20)的所述下壁(42)、所述第一圆角(46)和所述第二表面(20a)到第二圆角(50)的累积距离(L2)的至少40％，所述第二圆角将该第二表面(20a)连接到所述第二擦拭部(32)，这些距离(L1，L2)是从所述第一表面段(40)并沿着所述第二表面段(48)测量的。

7.一种用于飞行器涡轮发动机的转子轮部，所述转子轮部包括盘，所述盘在盘的周边上承载一环形排的根据前述权利要求中任一项所述的轮叶(10)。

8.根据前一项权利要求所述的轮部，其中，所述轮叶(10)的所述侧边缘(21，22)彼此嵌套并且包括彼此支承的抗磨损涂层(36)，所述轮叶仅通过所述轮叶的涂层彼此支承。

9.一种飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括至少一个根据权利要求1至6中任一项所述的轮叶(10)或一个根据权利要求7或8所述的轮部。