CN1580497A - 涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓 - Google Patents

涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓 Download PDF

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Abstract

一种涡轮叶片(20)包括具有一个顶部覆盖(40)的叶片翼面(36)，其前缘和后缘分别在表I中所示的点1－7和8－15处，确定基本上按照笛卡儿坐标的x和y值的前缘和后缘轮廓(46，48)。该x和y值为用英寸表示的距离。当用光滑的连续弧连接相应的点1－7和8－15时，该x和y值确定该前缘和后缘的顶部覆环轮廓。在92％翼展处的翼面轮廓(38)由表II中的，沿着径向z轴的x，y原点与表I的原点相同的笛卡儿坐标值x，y和z确定。相对于该翼面轮廓的该顶部覆环前缘和后缘轮廓的质量分布为最优的，可最大限度地延长该叶片的蠕变寿命。通过形成覆盖该翼面喉部的一个顶部覆环，还可改善级的效率。

Description

涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓
技术领域
本发明涉及具有一个翼面和该翼面所带有的一个顶部覆环的涡轮叶片；尤其涉及涡轮叶片的翼面所支承的顶部覆环的前缘和后缘轮廓。
背景技术
涡轮叶片一般包括一个翼面，一个平台，柄部和榫。该榫固定在涡轮飞轮的一个互补的槽中。该翼面通常包括一个整体形成的顶部覆环。工作过程中，包括该翼面和顶部覆环的该叶片围绕着发动机的中心线转动，并且该翼面和该顶部覆环设置在热气体通道中。因为该顶部覆环安装在该翼面的顶部，因此在该顶部覆环和该翼面顶部之间的顶部覆环倒角区域中应力很大。特别是，因为顶部覆环相对于该翼面的质量不平衡，因此在与该顶部覆环的相交处，在该翼面的压力侧和负压侧之间，倒角应力相差很大。这个质量不平衡对该叶片的蠕变寿命有负面影响。即：在现有叶片中的顶部覆环质量分布使顶部覆环倒角受到很大的负荷作用，蠕变寿命降低。另外，一些现有的顶部覆环不覆盖该翼面喉部，结果由于在该顶部覆环上的流量泄漏，对级的效率有负面影响。
发明概述
根据本发明的一个优选实施例，提供了一和具有前缘和后缘轮廓的叶片顶部覆环。该前缘和后缘轮廓使顶部覆环的质量分布为最优，以平衡顶部覆环倒角的应力，使蠕变寿命最大，并保证覆盖该翼面喉部，以改善级的效率。具体地是，该顶部覆环的前缘(即一般为面对该涡轮的热气体通道的轴向上游的边缘)，在表I所示的点1-7处，具有基本上按照笛卡儿坐标系中的x和y坐标值的预先确定的轮廓。其中，x和y为用英寸表示的离原点的距离。当用光滑的连续弧连接点1-7时，这些点确定该前缘顶部覆环的轮廓。同样，在表I所示的点8-15中，该顶部覆环的后缘的预先确定的轮廓基本上按照该坐标系的x和y值。其中，x和y为用英寸表示的离原点的距离。当用光滑的连续弧连接点8-15时，这些点确定该后缘的顶部覆环轮廓。
另外，该前缘和后缘轮廓是参照该翼面轮廓(例如在92％翼展处)确定的。通过互相参照该顶部覆环轮廓的前缘后缘和该翼面，可使顶部覆环的蠕变寿命最大，并改善级的效率。具体地说，该叶片翼面具有在该顶部覆环和该翼面的顶部的相交处，倒角区域径向向内的92％翼展处的翼面轮廓。在92％距度处的这个翼面轮廓是根据表II中所示的x，y和z坐标值确定的，其中，表II中的x和y坐标值用英寸表示，并且其原点与表I中的x，y坐标值的原点相同。表II中所示的z值为0.92翼展处的无量钢形式。为了将该z值转换为用英寸表示的z坐标值，可将表II中给出的无量钢z值乘以该翼面的高度。建立了如下定义的一个基准U。z＝0位于沿着该基准U的半径2.221英寸和离转子中心线26.321英寸处。z＝1.00位于沿着该基准U的半径11.122英寸处。z＝0.92位于离该基准U为10.410英寸处。这样，由表I中的前缘和后缘轮廓确定的该顶部覆环的质量相对于92％翼展处的该翼面分布。为了确定该顶部覆环的前后缘轮廓的对该翼面的参考基准可以不是92％翼展。
因为在使用中该翼面截面和顶部覆盖受热，因此，该顶部覆环的前缘和后缘轮廓会由于应力和温度作用而改变。这样，为了制造的目的，用该x和y坐标给出该顶部覆环的冷的或室温下的轮廓。因为制造的顶部覆环可能与表I给出的名义顶部覆环的轮廓不同，因此在与沿着该名义轮廓的任何表面位置垂直的方面上的、该前缘和后缘中的每一个缘上的，离该名义轮廓±0.160英寸，并且包括涂层的距离，确定该顶部覆环的前缘和后缘轮廓的包络面。该顶部覆环可以耐受这个改变，不会损害其机械的和空气动力学性能。
为了引入到相似的涡轮设计中，该顶部覆环及其所附的翼面截面的几何形状可以比例放大或减小。因此，表I给出的前缘和后缘的名义顶部覆环轮廓的用英寸表示的x和y坐标可以为同一个数值的函数。即：用英寸表示的x，y坐标值可以乘以或除以同一个数值，以提供该顶部覆环的轮廓的比例放大或缩小的形式，同时保持轮廓形状。同样，通过将表II的x，y和z坐标值乘以一个常数，可以使该翼面比例放大或缩小。
在根据本发明的一个优选实施例中提供了一个涡轮叶片，它包括具有一个顶部覆环的叶片翼面；所述顶部覆环具有前缘和后缘，所述前缘的轮廓基本上按照在表I所给出的点1-7处笛卡儿坐标系中的x和y值，其中，x和y为用英寸表示的距离，当用光滑的连续的圆弧连接时，该x和y确定该前缘的顶部覆环轮廓。
在本发明的另一个优选实施例中提供了一种涡轮叶片，包括具有一个顶部覆环的叶片翼面，所述顶部覆环具有前缘和后缘，所述后缘轮廓48基本上按照在表I所示的点8-15处的笛卡儿坐标系中的x和y值限定；其中，该x和y值为用英寸表示的距离，当这些点用光滑的连续圆弧连接时，限定该顶部覆环为后缘轮廓。
在根据本发明的再一个优选实施例中提供了一种涡轮叶片包括具有一个顶部覆环的叶片翼面，该顶部覆环的前缘和后缘基本上限定了按照分别在表I中所给出的点1-7和8-15处的笛卡儿坐标系的x和y值的各自的前缘和后缘轮廓，其中，该x和y值为用英寸表示的距离。当用光滑的连续圆弧连接相应的点1-7和8-15时，该x和y值限定该顶部覆环的前缘和后缘的轮廓。
附图简述
图1为根据本发明的一个优选实施例的涡轮截面的示意图，该截面具有带有预先确定的前缘和后缘轮廓的第二级涡轮叶片的顶部覆环；
图2为沿径向向内看时的该覆环的放大的末端视图，它表示表1中所示的点的位置；
图3为第二级涡轮叶片的放大的侧视图；
图4为图3所示叶片的部分放大的正视图；和
图5为通过该叶片翼面的一个翼面轮廓横截面的有代表性的横截面图。
发明详述
现在参见附图，图1表示包括多个涡轮级的一个燃气涡轮12的一个热气体通道10。图中表示了三个级。例如，第一级包括多个沿圆周彼此间隔的喷嘴14和叶片16。该喷嘴沿圆周彼此间隔，并围绕着转子轴线固定。该第一级的叶片16安装在涡轮的转子飞轮17上。涡轮12的第二级包括多个沿圆周彼此间隔的喷嘴18，和安装在一个转子飞轮21上的多个沿圆周彼此间隔的叶片20。第三级包括多个沿圆周彼此间隔的喷嘴22和安装在该转子上的叶片24。该喷嘴和叶片处在该涡轮12的热气体通道中，通过该热气体通道10的热气体流动的方向用箭头26表示。
图3表示第二级的第一个叶片20都带有一个平台30，一个柄部32和一个与形成该转子一部分的转子飞轮21上的一个互补形状的配合燕尾槽连接的榫34。每一个第二级的叶片20都包括一个翼面36，该翼面的沿着从该平台至该翼面顶部的任何横截面上的翼面轮廓如图4中的轮廓截面示意性地所示那样。
每一个第二级叶片20还带有一个顶部覆环40(图2)。该顶部覆环40最好与该叶片整体作出，并且每一个顶部覆环在相邻叶片的靠近顶部覆盖的相对端接合，以形成一个基本上为环形的圆环，或与在该第二级叶片的轴向位置上的该热气体通道外接的覆环。如图2所示，每一个第二级叶片20的该顶部覆环40包括一个沿着其径向外表面的密封42。该密封42形成围绕该顶部覆环的一个连续密封圈，用于与固定在该涡轮壳体上的覆环46(图1)密封。如图2所示，该顶部覆环40分别包括作成一定形状的前缘46和后缘48。即：该前缘46和后缘48位于该热气体通道中的该顶部覆环40的轴向相对的面对侧面上。又如图2所示，在圆圈内有许多标有1-15的点。注意，相对于沿着该热气体通道10的热气体流动方向，点1-7沿着该顶部覆环40的前缘46设置，而点8-15则沿着该顶部覆环40的后缘48设置。
为了分别确定前缘46和后缘48的形状，即由这些缘形成的轮廓，提供了在空间的唯一的一个点集或点轨迹。具体地说，在笛卡儿坐标系x，y和z轴中，x和y的值由下面的表I给出，并确定在各个位置上的该前缘和后缘的轮廓。该z轴与发动机中心线的半径，即该涡轮转子的回转轴线一致。在表I中，x和y坐标值用英寸表示，但当该值可以转换时，也可用其他的尺寸单位表示。通过在相对于x，y轴的原点的选择位置上，确定x和y坐标值，可以确定标有1-15的点的位置。通过利用沿着前缘46和后缘48中每一个缘的光滑连续圆弧连接该x和y值，可以确定每一个缘的轮廓。
这些值代表在周围的非工作或非热条件下(即冷条件下)该前缘和后缘的轮廓。更具体地说，该顶部覆环的前缘46形成基本上按照在表I所示的点1-7处的x和y的笛卡儿坐标值的前缘轮廓，其中，该x和y值为沿着z轴距离原点的用英寸表示的距离。当点1-7用光滑的连续弧连接时，点1-7确定该前缘的顶部覆环轮廓。同样，该顶部覆环的后缘48形成基本上按照表I所示的点8-15处的x和y的笛卡儿坐标值的后缘轮廓，其中，x和y为距离该同一个原点的用英寸表示的距离。当点8-15用光滑的连续弧连接时，点8-15确定该后缘的顶部覆环的轮廓。通过在具有一个原点的x，y坐标系中确定该前缘和后缘轮廓，可以确定沿着该前缘和后缘的该顶部覆环的形状。
表I如下：
表I
       限定顶部覆环轮廓的点
    尺寸用英寸表示
   点        X       Y
   1     -0.314     1.710
   2     -0.635     1.480
   3     -0.734     1.401
   4     -0.839     1.284
   5     -0.776     1.116
   6     -0.263     0.000
   7     -0.263     -0.577
   8     0.477     -0.716
   9     0.603     -0.736
   10     0.751     -0.759
   11     0.776     -0.622
   12     0.746     -0.456
   13     0.630     -0.028
   14     0.273      0.785
   15     0.314      1.710
为了使该顶部覆环的质量分布与该顶部覆环和该翼面之间的倒角相关连，和最大限度减小应力与延长蠕变寿命，可相对于翼面36的轮廓(例如在叶片20的翼面36的顶部覆环和顶部的相交处，该倒角区域径向向内的92％翼展处)确定该顶部覆环的前缘和后缘轮廓。(100％翼展处的翼面是假想的，并在该倒角区域内)。该翼面轮廓同样由确定该顶部覆环前后缘的同一个x，y和z笛卡儿坐标系中的x和y坐标值确定。翼面(表II)x，y坐标系的原点，和确定该覆环的前缘和后缘轮廓(表I)的x，y坐标系的原点，彼此隔开沿着径向z轴的8％翼展的距离。下面给出确定该翼面36的x，y和z坐标值的表II。这样，通过确定x，y和z的坐标值，可以确定在92％翼展处的该翼面截面的轮廓。利用光滑的连续圆弧连接x和y值，可在空间相对于该顶部覆环确定92％翼展处的该翼面的轮廓。利用该顶部覆环点的x，y坐标系的一个公共z轴原点，和确定92％翼展处的该翼面轮廓的点，可以确定相对于92％翼展处的该翼面轮廓位置的该顶部覆环的前缘和后缘轮廓。为了确定这个关系，可以利用其他的百分数翼展，所用的92％翼展只是示例性的。该顶部覆环点和该翼面点的x，y值是在周围的，非工作或非热的条件(冷条件)下的。表II中给出的z值是非量钢形式。为了将该z值转换为用英寸表示的z坐标值，表II的z值要乘以该翼面的高度。完整翼面轮廓可在2003年6月13日提出申请的序号为——的申请中找到(代理人文件839-1460(文件134765))，在本文中引用供参考。离开中心线的z轴通过该翼面和该顶部覆环的x，y坐标系的原点。
在第二级涡轮叶片的这个优选实施例中，有92个空气冷却的叶片翼面。为了参考，如图3所示，建立了通过该叶片的柄部部分的一个基准U。在该第二级叶片的该优选实施例中，该基准U距发动机或转子中心线24.100英寸。该翼面截面在z＝0％翼展处开始，而该截面距离基准U为2.221英寸(距离发动机中心体26.321英寸)。该翼面截面在z＝100％翼展处结束，该截面距离基准U为11.122英寸(距离发动机中心线35.222英寸)。与x，y平面垂直延伸的该径向z-轴的位置，相对于该叶片的柄部32中的预先确定的参考平面确定。参见图3可看出，该z轴位于距离沿着x轴的向前叶片柄脚68的前部边缘66的1.866英寸处，并且在与该叶片的柄部垂直的方向上，距离密封销72(图4)的外侧边缘70的0.517英寸处。该榫相对于转子轴线成15.5°偏斜角度。在图4中，相应的销72，73的外侧边缘之间的距离为1.153英寸。该z轴的位置确定坐标x＝0和y＝0。销72和73的直径为0.224英寸。在0.92或92％翼展处的表II的z值相应于离基准U的距离为10.410英寸(离发动机中心线34.510英寸)。
表II
  X   Y   Z′   X   Y   Z′   X   Y   Z′
-0.815  1.203  0.92  0.308 -0.119   0.92  0.367  0.129  0.92
-0.812  1.158  0.92  0.331 -0.157   0.92  0.346  0.168  0.92
-0.783  1.126  0.92  0.354 -0.196   0.92  0.325  0.208  0.92
-0.740  1.112  0.92  0.377 -0.234   0.92  0.304  0.247  0.92
-0.697  1.100  0.92  0.400 -0.273   0.92  0.282  0.287  0.92
-0.655  1.086  0.92  0.424 -0.311   0.92  0.260  0.326  0.92
-0.613  1.070  0.92  0.447 -0.349   0.92  0.239  0.365  0.92
-0.573  1.050  0.92  0.470 -0.387   0.92  0.216  0.404  0.92
-0.534  1.028  0.92  0.494 -0.425   0.92  0.194  0.442  0.92
-0.497  1.003  0.92  0.517 -0.463   0.92  0.171  0.481  0.92
-0.462  0.975  0.92  0.541 -0.501   0.92  0.148  0.519  0.92
-0.428  0.946  0.92  0.565 -0.539   0.92  0.125  0.558  0.92
-0.396  0.915  0.92  0.589 -0.577   0.92  0.101  0.596  0.92
-0.365  0.883  0.92  0.613 -0.614   0.92  0.077  0.633  0.92
-0.335  0.849  0.92  0.637 -0.652   0.92  0.053  0.671  0.92
-0.305  0.815  0.92  0.661 -0.690   0.92  0.028  0.708  0.92
-0.277  0.781  0.92  0.685 -0.728   0.92  0.003  0.745  0.92
-0.249  0.746  0.92  0.715 -0.761   0.92 -0.022  0.782  0.92
-0.222  0.710  0.92  0.757 -0.757   0.92 -0.048  0.819  0.92
-0.195  0.674  0.92  0.774 -0.718   0.92 -0.075  0.855  0.92
-0.169  0.638  0.92  0.758 -0.676   0.92 -0.102  0.891  0.92
-0.143  0.602  0.92  0.739 -0.636   0.92 -0.129  0.926  0.92
-0.118  0.565  0.92  0.720 -0.595   0.92 -0.157  0.961  0.92
-0.093  0.528  0.92  0.701 -0.554   0.92 -0.186  0.995  0.92
-0.068  0.490  0.92  0.683 -0.514   0.92 -0.216  1.028  0.92
-0.044  0.453  0.92  0.664 -0.473   0.92 -0.247  1.061  0.92
-0.019  0.415  0.92  0.645 -0.433   0.92 -0.278  1.092  0.92
-0.005  0.377  0.92  0.626 -0.392   0.92 -0.311  1.123  0.92
-0.029  0.340  0.92  0.607 -0.352   0.92 -0.345  1.152  0.92
-0.052  0.302  0.92  0.587 -0.311   0.92 -0.380  1.179  0.92
-0.076  0.264  0.92  0.568 -0.271   0.92 -0.417  1.204  0.92
-0.099  0.226  0.92  0.548 -0.231   0.92 -0.456  1.227  0.92
-0.123  0.187  0.92  0.529 -0.191   0.92 -0.496  1.247  0.92
-0.146  0.149  0.92  0.509 -0.151   0.92 -0.538  1.263  0.92
-0.169  0.111  0.92  0.489 -0.110   0.92 -0.581  1.276  0.92
-0.193  0.073  0.92  0.469 -0.070   0.92 -0.625  1.284  0.92
-0.216  0.034  0.92  0.449 -0.030   0.92 -0.669  1.286  0.92
-0.239 -0.004  0.92  0.428  0.010   0.92 -0.714  1.281  0.92
-0.262 -0.042  0.92  0.408  0.049   0.92 -0.756  1.266  0.92
-0.285 -0.081  0.92  0.387  0.089   0.92 -0.792  1.240  0.92
在该项部覆环和该翼面的实际轮廓中，必需考虑通常的制造公差和涂层。因此，表I中给出的该顶部覆环轮廓的值是对于名义顶部覆环的。因此，在表I给出的x，y值中要加上包括涂层厚度的±通常制造公差(即±值)。这样，在与沿着该前缘和后缘的任何表面位置垂直的方向上，±0.160英寸的距离确定沿着这个具体的顶部覆环的相应的前缘和后缘的顶部覆环的边缘轮廓的包络面，即确定在名义冷态的或室温下，实际前缘和后缘轮廓上的测量点，和在相同温度下。上述表I给出的这些前缘和后缘轮廓的理想位置之间的变化范围。该顶部覆盖的设计可耐受这个变化范围，不会损害机械的和空气动力学性能，并且被基本上按照表I所示的点1-7和8-15的笛卡儿坐标值的轮廓包围。
为了在其他类似的涡轮设计中使用，上述表I中所述的该顶部覆环的几何形状可以比例放大或缩小。结果，表I所示的坐标值的比例可以放大或缩小，使该顶部覆环的前缘和后缘轮廓保持不变。表I的坐标比例变化形式可用表I的x和y坐标值乘以或除以相同的数来代表。同样，通过将x，y和z值乘以一个常数，表II给出的92％翼展处的翼面的x，y和z值的比例可以放大或缩小。
虽然已结合目前认为最实际和优选的实施例说明了本发明，但应理解，本发明不是仅限于所述的实施例。相反，在所附权利要求书的精神和范围内，要覆盖各种改进和等同的改变。
                          零件清单
热气体通道        10
燃气涡轮          12
喷嘴              14，18，22
叶片              16，20，24
涡轮转子飞轮      17
转子飞轮          21
箭头              26
平台              30
柄部              32
榫                34
翼面              36
轮廓截面          38
顶部覆环          40
密封              42
前缘和后缘        46，48
点                1-15
向前边缘          66
向前的叶片柄脚    68
外边缘            70
密封销            72

Claims (10)

1.一种涡轮叶片(20)，包括具有一个顶部覆环(40)的叶片翼面(36)；所述顶部覆环具有前缘和后缘(46，48)，所述前缘(46)的轮廓基本上按照表I所给出的点1-7处的笛卡儿坐标系中的x和y值，其中，x和y为用英寸表示的距离，当用光滑连续的圆弧连接时，该x和y限定该前缘的顶部覆环轮廓。
2.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，该叶片翼面(36)具有按照表II中所给出的x，y和z坐标值的在92％翼展处的轮廓(38)，其中，表II中的x，y坐标值用英寸表示，并且沿着笛卡儿坐标系的z-轴的原点与表I中的x，y坐标值的原点相同；其中，该z值为无量钢的，并且通过将该z值乘以用英寸表示的该翼面高度可转换为用英寸表示的z距离。
3.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，在该顶部覆环的整个厚度上，该前缘轮廓是一致的。
4.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，在与沿着该前缘轮廓的任何位置垂直的方向上该前缘轮廓处于±0.160英寸内的一个包络面内。
5.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，在表I中所给出的x和y值作为该相同数值的函数可按比例改变，以形成比例放大或缩小的前缘轮廓。
6.一种涡轮叶片(20)，包括具有一个顶部覆环(40)的叶片翼面(36)，所述顶部覆环具有前缘和后缘(46，48)，所述后缘轮廓(48)基本上按照在表I所给出的点8-15处的笛卡儿坐标系中的x和y值限定；其中，该x和y值为用英寸表示的距离，当这些点用光滑连续圆弧连接时，限定该顶部覆环的后缘轮廓。
7.如权利要求6所述的涡轮叶片，其特征为，该叶片翼面(36)具有在按照在表II中所给出的x，y和z坐标值的92％翼展处的轮廓(38)，其中，该表II中的x和y坐标值用英寸表示，并且沿着笛卡儿坐标系的z轴x，y原点与表I中的x，y坐标值的原点相同；其中，该z值为无量钢的，并通过将该z值乘以用英寸表示的该翼面高度可转换为用英寸表示的z距离。
8.如权利要求6所述的涡轮叶片，其特征为，在该顶部覆环的整个厚度上，该后缘轮廓是一致的。
9.如权利要求6所述的涡轮叶片，其特征为，在与沿着该后缘轮廓的任何位置垂直的方向上该后缘轮廓处于±0.160英寸内的一个包络面内。
10.如权利要求6所述的涡轮叶片，其特征为，在表I中所给出的该x和y值作为该相同数值的函数可按比例改变。以形成比例放大或缩小的后缘轮廓。
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