专利名称：翼片的大圆角部的冲击冷却的制作方法
技术领域：
本发明一般地涉及涡轮机叶片，更特定地涉及带有大圆角部和相关联的冷却特征的涡轮机叶片。
背景技术：
目前的涡轮机叶片设计结构在叶片和相关联的平台之间的过渡处包括小的或无前缘圆角部。其结果是在这一区域发展出多个气路涡流，使得热气体陷于翼片的某些区域处，因此导致对这些区域严重的危害。
减轻该问题的一个方式是引入具有充足半径的大圆角部，使得气路涡流被充分的消除。另一方面，大圆角部倾向于增加金属并因此增加叶片质量。在流体区域该热质量的增加在离心负荷和热应力疲劳和蠕变方面产生负面影响。因此希望不仅充分地增加固角部半径，而且减少与较大圆角部相关的质量，并且也为这个区域提供适当的冷却。
发明内容
简要地说，根据本发明的一个方面，将相对大的圆角部的厚度最小化以减少其质量，前缘后的冲击腔向内径向延伸并在与圆角部的弯曲充分一致后向前弯曲。
根据本发明的另一个方面，当冲击腔向其径向内端延伸时变平并变宽，因此提供改进的圆角部的冷却。
根据本发明的另一个方面，冲击腔在其一个侧面被冲击肋限定，该冲击肋具有截面形状延长的冲击孔。
根据本发明的另一个方面，叶片前缘附近的冲击孔定向为使得它们的延长部分径向对齐，而那些邻近圆角部的冲击孔为使得它们的延长部分在横向对齐。
在下文描述的图中，描述优选的和替代的实施例；然而，不偏离本发明的实际精神和范围，可制造不同的其它修改和替代结构。
图1A和1B示意性描述了根据现有技术的涡轮机叶片的涡流模型。
图2是根据现有技术的涡轮机叶片的顶视图，示出了流经其附近的流线。
图3A示出了大圆角部和小圆角部叶片的气体温度下降的对比。
图3B示出了大圆角部和小圆角部叶片的绝热壁温度的对比。
图4A和4B为根据本发明的大圆角部叶片的剖面图。
图4C是图4B中沿CC线看去的截面图。
具体实施例方式
现在参考图1A和图1B，此处所示为本领域中的技术人员对由于热气体流过无圆角部的涡轮机叶片(即叶片部分与平台部分以大致垂直的角度相交)所产生的涡流结构的构想。这里可见由于出现层流分离，形成次级涡流使得热气体可陷于翼片的吸力侧，如图所示，且热气体可导致对这些区域严重的危害。
在图2中所示为经过如上所述具有小的圆角部或无圆角部的翼片附近的气体流线的计算机流体动力学仿真。这里再次存在次级涡流的证据，该次级涡流趋向于影响翼片的热负荷。
在解决以上讨论的问题的努力中，翼片被修改为包括具有充分半径的前缘圆角部。例如本叶片设计结构在叶片平台使用半径或偏移在0.080英寸或更小范围的前缘圆角部。根据本增加的圆角部尺寸的设计，提供的圆角部的半径可能大到达整个径向跨度尺寸的四分之一或大约3/8英寸或更大。这个修改被发现可改善翼片的流动特征，并因此充分地降低了圆角部区域的温度。例如在图3A中示出了不具有圆角部的翼片(在底部)和一个具有大圆角部的翼片(在顶部)的温度在三个等级上的颜色代码指示A、B和C。在这些翼片的每一个中，较冷的温度范围在底部以较深颜色的A显示，较热温度范围在顶部以较浅颜色的C显示。可辨认出，与不具有圆角部的翼片相比，流经修改的翼片(即具有圆角部)的气体温度有充分地更大的部分位于较冷的区域A。这是趋向于抑制端壁涡流的圆角部造成的结果。
类似的，在图3B中示出了不具有圆角部的翼片(在左侧示出)与一个具有圆角部的翼片(在右侧示出)的绝热壁温度的对比。在每个情况下，较深色的部分D指示了较冷的温度范围，较浅色的部分E显示了较热的温度范围。再次可看到具有圆角部的翼片的绝热壁温度比不具有圆角部的翼片的绝热壁温度有充分地下降。
虽然使用较大的圆角部成功地解决了以上讨论的次级涡流的问题，使用此大圆角部也可能引起其它与设计和使用翼片相关联的问题。通常地理解为引入较大的圆角部也增加了翼片内金属的量。在圆角部范围内质量充分的增加在离心负荷和热应力疲劳和蠕变方面产生负面影响。因此本发明通过减少较大的圆角部叶片的质量并提供各种被发现在冷却大圆角部前缘中有效的冷却特征来解决这一问题。
现在参考图4A和图4B，图中分别示出了涡轮机叶片11的正视图和侧视图，涡轮机叶片11具有用于将叶片11接附到例如盘之类的旋转构件的杉树状部分12，还具有翼片部分13，以及具有限定了x-x平面的前缘15和后缘20的平台14。翼片部分13具有压力侧(即凹入侧)和吸力侧(即凸出侧)，限定了大致垂直于x-x平面的Y1-Y1平面的前缘16，以及后缘17。在前缘16过渡到并接附在平台14的点处存在相对大半径的圆角部18，它如所示从平台14上的点25延伸到前缘16上的点30。距离D限定了Y1-Y1平面与平行于Y1-Y1平面并经过点25的Y2-Y2平面的偏移。在点25和点30之间延伸并形成了圆角部角θ的圆角部线F-F限定了圆角部18的范围。根据本发明，大圆角部18被参数D和θ所限定，偏移D在范围0.080″到0.375″之间，圆角部角θ在范围10°到60°之间。正是这个大半径圆角部克服了上面讨论的端壁涡流的问题。
在此类叶片中通常在前缘壁后面提供前缘腔19，平行于前缘腔19的是冷却剂供给腔21。通过一对经过杉树状部分12的径向通道22A和22B流上来的冷却空气的源供给冷却剂供给腔21。冷却剂供给腔21与前缘腔19通过多个冲击冷却通道23流体连接。在铸造过程中通过插入小陶瓷型芯棒并随后将型芯棒去除以留下冲击冷却通道23，这些冲击冷却通道23在最终形成冲击肋35中形成。这样冷却空气从径向通道22A和22B经过并进入冷却剂供给腔21。然后冷却空气经过冲击冷却通道23并进入前缘腔19，在此处冷却空气在通过膜孔被排出到叶片外侧之前冲击到前缘的内表面上。根据本发明的一个方面，前缘腔19向下朝平台14延伸入直接位于圆角部18后面的扩大的圆角部腔24。冷却剂供给腔21通过形成在冲击肋35下面部分的冲击孔26与圆角部腔24流体连接。
在运行中，冷却空气被引入到径向通道22A和22B，进入在冲击肋35背侧的冷却剂供给腔21，然后冷却空气的一部分经过冲击冷却通道23以冷却叶片的前缘16，冷却空气的一部分经过冲击孔26以冲击到圆角部18的内表面27上，然后流过形成在圆角部18上的膜冷却孔。
现在考虑本发明的一些特征，可以认识到径向通道22A与冲击肋35下面部分的冲击孔26径向对齐，使得流经径向通道22A的冷却空气直接冲击到通向冲击腔24的冲击孔26，在冲击腔24处，冷却空气冲击到圆角部的内表面27上，使得圆角部18的内壁27的有效冷却得以实现。
另一个趋向于提高冷却功能的特征是圆角部腔24在朝向其径向内端28变宽，如图4A中所示，且在朝向其径向内端也变平，如图4B中所示。也就是说，当圆角部腔24接近其内端28时，冲击肋35与圆角部内壁27之间的距离减小，以使得冲击孔26放置在距圆角部内壁27更近的位置处。通过将圆角部腔24制造的尽可能宽，大圆角部18的更宽的范围通过冲击被冷却，且可从大圆角部18中去除更多的金属，从而导致质量更小，在叶片和附加装置处的应力和蠕变损伤更小。
本发明的另一个特征在图4C中示出，其中位于冲击肋35的径向外部部分的冲击冷却通道23在形式上延长，延长部分大致在径向对齐，如图所示。然而，在冲击肋35的径向内部部分，冲击孔26如图所示在侧向方向延长，因此更有效的冷却大圆角部18的全部宽度。
延长的冲击冷却通道23和冲击孔26的形状通常可以是任何的扁圆形状，例如椭圆形状或赛道形状。可以使圆角部腔24的薄和宽达到的程度的限制性因素是由铸造过程中对型芯的几何约束。最小角半径和斜度角是型芯特征所需要的，该特征将规定在给定圆角部腔24宽度下的最小厚度。
参考在图中显示的优选和替代实施例已对本发明特别地给出了图示和论述，本技术领域中普通技术人员需要理解的是其中可实施不同的细节变化而不偏离权利要求书中所限定的发明的实际精神和范围。
权利要求
1.一种燃气涡轮发动机部件，其包括用于将部件安装在可旋转盘上的杉树状部分；连接到所述杉树状部分的平台，且该平台在前缘和后缘之间的第一平面中延伸；与所述平台通过圆角部互相连接的翼片，该圆角部在从所述的平台第一平面到沿大致垂直于所述第一平面的第二平面延伸的翼片的前缘以锐角延伸，所述圆角部具有内壁表面；布置在邻近所述圆角部内壁表面的冲击肋，以在其间共同地形成圆角部腔，所述冲击肋具有多个形成在其中的冲击孔；以及成形在所述杉树状部分中的、通常径向延伸的供给空气通道，用于导向冷却空气流至所述冲击肋的一侧，以通过所述多个冲击孔并冲击到所述的圆角部内壁表面。
2.如权利要求1中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述锐角在范围10°到60°范围。
3.如权利要求1中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述圆角部的范围被偏移距离所限定，该偏移距离由圆角部与所述第一平面交叉的第一点和圆角部与所述第二平面交叉的第二点之间的、沿平行于所述第一平面的平面测得的距离所限定，且进一步地其中偏移距离在范围0.080″到0.375″的范围。
4.如权利要求1中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的供给空气通道与所述冲击肋后侧的供给空气腔流体连接。
5.如权利要求4中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的供给空气腔与前缘腔通过多个冲击冷却通道相互之间流体连接。
6.如权利要求1中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的供给空气通道通常与所述的多个冲击孔径向对齐，以冲击到这些冲击孔上。
7.如权利要求1中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的多个冲击孔通常截面形状延长。
8.如权利要求7中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的延长形状通常横向于径向方向对齐。
9.如权利要求5中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的冲击冷却通道具有延长形式的截面形状。
10.如权利要求9中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的延长形状通常在径向方向对齐。
11.一种此类型的燃气涡轮发动机部件，其具有带有前缘、前缘腔、冲击肋和冷却剂供给腔的翼片，冷却剂供给腔通过冷却剂供给通道被供给以冷却剂空气且所述的冷却剂供给腔与所述的前缘腔通过多个形成在冲击肋中的冲击冷却通道相互之间流体连接；其中所述的翼片具有与前缘径向内端相互连接的圆角部，所述圆角部成形为当它径向向内延伸至平台时向前弯曲；以及进一步地其中所述的前缘腔和所述的冲击肋成形为当它们径向向内紧密接近所述的圆角部延伸时向前弯曲，且所述的冲击肋具有多个冲击孔，用于导向冷却空气流冲击到所述的圆角部上。
12.如权利要求11中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的翼片和所述的圆角部具有多个膜冷却孔，用于导向冷却剂空气流至其外表面。
13.如权利要求11中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的供给空气通道通常径向地与所述的多个冲击孔对齐，以冲击到冲击孔上。
14.如权利要求11中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的多个冲击孔通常截面形状延长。
15.如权利要求14中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的延长形状通常横向于径向方向对齐。
16.如权利要求15中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的冲击冷却通道具有延长形式的截面形状。
17.如权利要求16中所述的燃气涡轮发动机部件，其中所述的延长的冲击冷却通道通常在径向方向对齐。
全文摘要
燃气涡轮发动机叶片具有相对大的圆角部以改善流经它的空气流特征。圆角部具有薄壁并与冲击肋一起在其间限定了圆角部腔，提供冷却空气流经冲击肋上的冲击孔并冲击到圆角部的后表面。冲击孔的截面形状延长，其延长部分通常在径向方向的横向方向定位。
文档编号F01D5/18GK1763352SQ200510114139
公开日2006年4月26日 申请日期2005年10月18日 优先权日2004年10月18日
发明者F·J·昆哈, J·E·阿尔伯特, E·F·皮尔特拉斯基威斯 申请人:联合工艺公司