用于叶片盘应力减小(9E.04，2级)的叶片/盘燕尾后切口的制作方法

本申请和所得专利大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及修改的涡轮叶片燕尾部和/或盘燕尾槽口，其设计成使安装的涡轮叶片的负载路径围绕盘中的应力集中特征和/或涡轮叶片自身中的应力集中特征转向。

背景技术：

燃气涡轮盘可包括限定其间的燕尾槽口的、围绕盘的外周边的一定数量的沿周向间隔的燕尾部。燕尾槽口中的各个可将涡轮叶片沿轴向接收在其中。涡轮叶片可具有翼型件部分，以及具有与燕尾槽口互补的形状的叶片燕尾部。涡轮叶片可由空气冷却，该空气进入穿过盘中的冷却槽口和穿过形成在叶片的燕尾部分中的凹槽或槽口。典型地，冷却槽口可通过交替的燕尾部和燕尾槽口围绕其沿周向延伸。

叶片燕尾部与燕尾槽口之间的界面位置由于悬置的叶片负载和应力集中几何形状而潜在地为寿命有限的位置。在过去，燕尾后切口用于某些涡轮发动机中来减轻此类应力。然而，这些后切口本质上较小，并未优化成平衡盘上的应力减小、涡轮叶片上的应力减小，以及涡轮叶片的使用寿命。

因此，存在对改进的涡轮叶片和/或盘以及其间的相互作用的期望。此类改进的涡轮叶片和/或盘可针对改进的涡轮叶片寿命和改进的系统效率促进总体应力减小，而不消极地影响涡轮叶片的空气动力学性能。

技术实现要素：

本申请和所得专利因此提供了一种用于减小涡轮盘和涡轮叶片中的至少一个上的应力的方法。该方法可包括以下步骤：(a)确定关于基准线的用于燕尾后切口的开始线，(b)确定用于燕尾后切口的切割角，以及(c)根据开始线和切割角从叶片燕尾部或盘燕尾槽口中的至少一个除去材料来形成燕尾后切口。基准线可定位成离叶片燕尾部的前面大约2.886英寸(大约72.796毫米)，并且其中步骤(a)实践成使得对于燕尾部的压力侧，燕尾后切口的开始线在前方向上离基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

本申请和所得专利还提供了一种涡轮叶片。涡轮叶片可包括翼型件和叶片燕尾部，叶片燕尾部对应于涡轮盘中的燕尾槽口定形，叶片燕尾部具有压力侧和吸入侧，其中叶片燕尾部包括根据优化叶片几何形状确定尺寸和位置的燕尾后切口。沿燕尾轴线限定燕尾后切口的长度的燕尾后切口的开始线关于基准线确定，该基准线沿燕尾轴线的中心线定位成离叶片燕尾部的前面大约2.866英寸(大约72.796毫米)，并且其中对于燕尾部的压力侧，燕尾后切口的开始线在前方向上离基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

本申请和所得专利还提供一种涡轮转子，其包括与转子盘联接的一定数量的涡轮叶片，各个叶片包括翼型件和叶片燕尾部，并且转子盘包括对应于叶片燕尾部定形的一定数量的燕尾槽口，叶片燕尾部和燕尾槽口中的至少一个包括根据叶片和盘几何形状确定尺寸和位置的燕尾后切口。沿燕尾轴线限定燕尾后切口的长度的燕尾后切口的开始线关于基准线确定，该基准线沿燕尾轴线的中心线定位成离叶片燕尾部的前面2.866英寸(72.796毫米)，并且其中对于燕尾部的压力侧，燕尾后切口的开始线在前方向上离基准线至少2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案1. 一种用于减小涡轮盘和涡轮叶片中的至少一个上的应力的方法，其中多个涡轮叶片能够附接于所述盘，并且其中所述涡轮叶片中的各个包括能够接合在所述盘中的对应形状的燕尾槽口中的叶片燕尾部，所述叶片燕尾部具有压力侧和吸入侧，所述方法包括：

(a)确定关于基准线的用于燕尾后切口的开始线，所述开始线沿燕尾轴线限定所述燕尾后切口的长度；

(b)确定用于所述燕尾后切口的切割角；以及

(c)根据所述开始线和所述切割角从所述叶片燕尾部或所述盘燕尾槽口中的至少一个除去材料来形成所述燕尾后切口，其中所述开始线和所述切割角根据叶片和盘几何形状优化，以最大化所述盘上的应力减小、所述叶片上的应力减小、所述涡轮叶片的使用寿命以及保持或改进所述涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，其中所述基准线沿所述燕尾轴线的中心线定位成离所述叶片燕尾部的前面大约2.866英寸(大约72.796毫米)，并且其中步骤(a)实践成使得对于所述燕尾部的所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线在前方向上离所述基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案2. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧，所述燕尾后切口的所述开始线在后方向上离所述基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案3. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧或所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线离所述基准线至少大约2.646英寸(大约67.208毫米)。

技术方案4. 根据技术方案2所述的方法，其特征在于，步骤(b)实践成使得所述切割角对于所述压力侧后切口和所述吸入侧后切口中的各个而言最大为两度。

技术方案5. 根据技术方案2所述的方法，其特征在于，步骤(b)实践成使得所述切割角对于所述压力侧后切口和所述吸入侧后切口中的各个而言最大为1.3度。

技术方案6. 根据技术方案5所述的方法，其特征在于，所述开始线和所述切割角的优化通过执行关于所述叶片和盘几何形状的有限元分析来实践。

技术方案7. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，步骤(b)通过确定多个切割角以限定具有非平面表面的所述燕尾后切口来实践。

技术方案8. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，步骤(c)通过从所述叶片燕尾部除去材料来实践。

技术方案9. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，步骤(c)通过从所述盘燕尾槽口除去材料来实践。

技术方案10. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，步骤(c)通过从所述叶片燕尾部和从所述盘燕尾槽口除去材料来实践。

技术方案11. 根据技术方案10所述的方法，其特征在于，步骤(c)进一步实践成使得基于从所述叶片燕尾部和所述盘燕尾槽口除去的所述材料的得到的角不超过所述切割角。

技术方案12. 一种涡轮叶片，包括翼型件和叶片燕尾部，所述叶片燕尾部对应于涡轮盘中的燕尾槽口定形，所述叶片燕尾部具有压力侧和吸入侧，其中所述叶片燕尾部包括燕尾后切口，其根据叶片几何形状确定尺寸和位置，以最大化所述盘上的应力减小、所述叶片上的应力减小、所述涡轮叶片的使用寿命，以及保持或改进所述涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，其中沿燕尾轴线限定所述燕尾后切口的长度的所述燕尾后切口的开始线关于基准线确定，所述基准线沿所述燕尾轴线的中心线定位成离所述叶片燕尾部的前面大约2.866英寸(大约72.796毫米)，并且其中对于所述燕尾部的所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线在前方向上离所述基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案13. 根据技术方案12所述的涡轮叶片，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧，所述燕尾后切口的所述开始线在后方向上离所述基准线至少大约2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案14. 根据技术方案12所述的涡轮叶片，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧或所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线离所述基准线至少大约2.646英寸(大约67.208毫米)。

技术方案15. 根据技术方案13所述的涡轮叶片，其特征在于，用于所述压力侧后切口和所述吸入侧后切口中的各个的切割角最大为两度。

技术方案16. 根据技术方案13所述的涡轮叶片，其特征在于，用于所述压力侧后切口和所述吸入侧后切口中的各个的切割角最大为1.3度。

技术方案17. 根据技术方案12所述的涡轮叶片，其特征在于，所述燕尾后切口具有非平面表面。

技术方案18. 一种涡轮转子，包括与转子盘联接的多个涡轮叶片，各个叶片包括翼型件和叶片燕尾部，并且所述转子盘包括多个燕尾槽口，其对应于所述叶片燕尾部定形，所述叶片燕尾部具有压力侧和吸入侧，其中所述叶片燕尾部和所述燕尾槽口中的至少一个包括燕尾后切口，其根据叶片和盘几何形状确定尺寸和位置，以最大化所述转子盘上的应力减小、所述叶片上的应力减小、所述涡轮叶片的使用寿命以及保持或改进所述涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡，其中沿燕尾轴线限定所述燕尾后切口的长度的所述燕尾后切口的开始线关于基准线确定，所述基准线沿所述燕尾轴线的中心线定位成离所述叶片燕尾部的前面2.866英寸(72.796毫米)，并且其中对于所述燕尾部的所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线在前方向上离所述基准线至少2.566英寸(大约65.176毫米)。

技术方案19. 根据技术方案18所述的涡轮转子，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧，所述燕尾后切口的所述开始线在后方向上离所述基准线至少0.22英寸(5.59毫米)。

技术方案20. 根据技术方案18所述的涡轮转子，其特征在于，对于所述燕尾部的所述吸入侧或所述压力侧，所述燕尾后切口的所述开始线离所述基准线至少大约2.646英寸(大约67.208毫米)。

在审阅连同若干附图进行时的以下详细描述和所附权利要求时，本申请和所得专利的这些及其它特征和改进将对本领域技术人员而言变得显而易见。

附图说明

图1为示出压缩机、燃烧器、涡轮和负载的燃气涡轮发动机的示意图。

图2为具有附接的涡轮叶片的涡轮盘节段的透视图。

图3为图2的涡轮叶片的吸入侧的透视图。

图4为图2的涡轮叶片的压力侧的透视图。

图5为具有如可在本文中描述的涡轮叶片燕尾部的涡轮叶片的局部透视图。

图6为图5的涡轮叶片燕尾部的局部截面视图。

图7为如可在本文中描述的涡轮叶片燕尾部的备选实施例的局部透视图。

部件列表

10 燃气涡轮发动机

15 压缩机

20 空气

25 燃烧器

30 燃料

35 燃烧气体

40 涡轮

45 轴

50 负载

55 盘节段

60 叶片

65 燕尾槽

70 燕尾部

75 翼型件

100 叶片

105 翼型件

110 燕尾部

120 柄脚

130 后切口

140 槽口柄脚

145 前面

150 开始点

160 长度

170 切割角

200 叶片。

具体实施方式

现在参照附图，其中相似标记遍及若干视图表示相似元件，图1示出了如可在本文中使用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可包括压缩机15。压缩机15压缩空气20的进入流。压缩机15将空气20的压缩流输送至燃烧器25。燃烧器25使空气20的压缩流与燃料30的加压流混合，并且点燃混合物以产生燃烧气体流35。尽管仅示出了单个燃烧器25，但燃气涡轮发动机10可包括任何数量的燃烧器25。燃烧气体流35进而输送至涡轮40。燃烧气体流35驱动涡轮40以便产生机械功。涡轮40中产生的机械功经由轴45驱动压缩机15，以及外部负载50如发电机等。

燃气涡轮发动机10可使用天然气、各种类型的合成气、液体燃料和/或其它类型的燃料和它们的混和物。燃气涡轮发动机10可为由General Electric Company(Schenectady, New York)提供的一定数量的不同燃气涡轮发动机中的任一种，包括但不限于如7或9系列重型燃气涡轮发动机等的那些。燃气涡轮发动机10可具有不同构造，并且可使用其它类型的构件。其它类型的燃气涡轮发动机也可在本文中使用。多个燃气涡轮发动机、其它类型的涡轮和其它类型的发电装备也可在本文中一起使用。

图2为具有燃气涡轮叶片60的燃气涡轮盘节段55的实例的透视图。盘节段55可包括燕尾槽口65，其接收对应形状的叶片燕尾部70以将涡轮叶片60装固于盘55。图3和图4示出了包括翼型件75和叶片燕尾部70的涡轮叶片60的相对侧。图3示出了涡轮叶片60的压力侧，而图4示出了涡轮叶片12的吸入侧。燕尾槽口65典型地称为"轴向进入"槽口，其中叶片60的燕尾部70可沿大体上轴向方向插入到燕尾槽口65中，即，与盘55的轴线大体上平行但偏斜。

叶片燕尾部70与盘燕尾槽口65之间的界面表面可经受应力集中。应力集中特征的实例可为冷却槽口。如以上所述，涡轮叶片60和盘55的上游面或下游面可设有环形冷却槽口，该环形冷却槽口围绕其沿周向延伸并且穿过各个燕尾部70和燕尾槽口65的径向内部分。冷却空气(例如，压缩机排放空气等)可供应至冷却槽口，其进而将冷却空气供应到燕尾槽口65的径向内部分中，用于传送穿过叶片60的基部部分中的凹槽或槽口(未示出)，用于冷却叶片翼型件部分75的内部。

应力集中特征的第二实例可为叶片固持线槽口。叶片60和盘55的上游面或下游面可设有环形固持槽口，该环形固持槽口围绕其沿周向延伸，穿过各个燕尾部70和燕尾槽口65的径向内部分。叶片固持线可插入到固持线槽口中，其进而提供用于叶片的轴向固持。在这些实例中的任一个和在类似情形中，应力集中可潜在地为涡轮盘55和/或涡轮叶片60的寿命有限的位置。

图5和6示出了如可在本文中描述的涡轮叶片100的实例。叶片100可包括类似于以上所述的翼型件105和燕尾部110。燕尾部110可包括在燕尾部压力侧和燕尾部吸入侧上延伸的一个或更多个压力面或柄脚120。尽管本文中示出了一个柄脚120，但可使用任何数量的柄脚120。取决于涡轮种类以及叶片和盘的级，一个或更多个后切口130可在叶片燕尾部柄脚120的吸入侧后端部和压力侧前端部中的任一个或两者上制作。作为备选，后切口130还可在燕尾部槽口65中的一定数量的槽口柄脚140(见图2)中制作。后切口130可通过从柄脚120除去预定量的材料来形成。材料可使用任何适合的过程如磨削或铣削过程等除去。此外，这些过程可与用于形成叶片燕尾部110(和/或盘燕尾槽口65)的对应过程相同或类似。

待除去的材料的量和因此后切口130的尺寸可通过首先找出关于基准线M的用于燕尾后切口130的开始线150来确定，即，沿燕尾轴线限定燕尾后切口130的从其的长度160的开始线150。切割角170也可确定用于后切口130。开始线150和切割角170可根据叶片和盘几何形状优化，以便最大化涡轮盘55上的应力减小、涡轮叶片100的应力减小、涡轮叶片100的使用寿命，以及保持或改进涡轮叶片100的空气动力学性能之间的平衡。就此而言，如果燕尾后切口130过大，则后切口130可具有对涡轮叶片100的寿命的消极影响。如果燕尾后切口130太小，则尽管涡轮叶片100的寿命可最大化，但涡轮叶片与盘之间的界面中的应力集中可不最小化，使得盘可不受益于最大化寿命。

后切口130可为平面或非平面的。在该背景下，切割角170可限定为开始切割角。对于一些涡轮种类，切割角170可与开始线150有关，直到后切口130足够深而使得叶片燕尾部110的叶片加载面失去与盘燕尾槽口65的接触。一旦失去与盘燕尾槽口65的接触，则限定的包线(envelope)外的任何深度或形状的切割将是可接受的。如果叶片燕尾部110和盘燕尾槽口65包括一个或更多个柄脚120,140，则用于后切口130的开始线150和/或切割角170可对于一定数量的柄脚120,140中的各个而言单独确定。燕尾后切口130可形成在涡轮叶片100(和/或燕尾槽口65)的压力侧和吸入侧中的一个或两者中。

用于燕尾后切口130的开始线150和切割角170可通过执行关于叶片和盘的几何形状的有限元分析来确定。基于发动机数据的虚拟热和结构负载可施加于叶片100和盘55的有限元网格，以模拟发动机操作状态。无后切口的几何形状和一系列变化的后切口几何形状可使用有限元模型来分析。后切口几何形状与叶片和盘的应力之间的传递函数可从有限元分析推断出。预计的应力接着可使用专有材料数据与现场数据关联，以便预计用于各个后切口几何形状的叶片和盘寿命以及叶片空气动力学性能。最佳后切口几何形状和可接受的后切口几何形状范围可通过考虑叶片和盘寿命以及叶片空气动力学性能两者来确定。

用于各个燕尾后切口130的优化的开始线150和切割角170因此可通过使用有限元分析来确定，以便最大化涡轮盘上的应力减小、涡轮叶片上的应力减小、涡轮叶片的使用寿命以及保持或改进燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。尽管将描述特定大小，但本文中所述的涡轮叶片100不一定意指限于此类特定大小。最大燕尾后切口可通过从基准线W到所示开始线150的标称距离测量。通过有限元分析，确定了较大的燕尾后切口将导致牺牲燃气涡轮叶片的可接受的寿命。在描述最佳大小时，单独的值可确定用于叶片燕尾部110和/或盘燕尾槽口65的一定数量的柄脚120,140。

在该实例中，基准线M还可根据叶片或盘几何形状变化。基准线W可沿燕尾轴线的中心线S定位在离叶片或盘燕尾部的前面145的固定距离处。在该实例中，基准线M可离后切口130的开始线150大约2.646英寸(大约67.208毫米)。然而，基准线M可离开始线150或前面145范围从大约一英寸到大约3.5英寸(大约25到大约89毫米)或更大。其它长度可在本文中使用。基准线W提供用于定位优化的燕尾后切口开始线的用于各个涡轮种类的各个级的叶片和盘的可识别的参考点。在该实例中，后切口130可优化用于由General Electric Company(Schenectady, New York)提供的9E.04燃气涡轮发动机的第二级。

后切口130的长度160可为大约0.22英寸(大约5.588毫米)，即，从开始线150到前面145。然而，长度160可范围从大约0.15到大约0.3英寸(大约3.81到大约7.62毫米)。假定该范围，基准线W因此可定位成离燕尾部110的前面145大约2.866英寸(大约72.796毫米)，并且假定以上描述的后切口长度的范围，可离开始线150范围从大约2.716英寸到大约2.566英寸(大约68.986到大约65.176毫米)。(然而，这假设了基准线W的位置保持固定。不同的基准线W也可在本文中使用。)其它距离可在本文中使用。切割角170还可确定用于燕尾后切口130。在该实例中，切割角170可为大约1.3度。然而，切割角170可范围从大约0.7度到大约2.0度。其它切割角170可在本文中使用。其它适合的尺寸、形状和构造可在本文中使用。

图7示出了如可在本文中描述的涡轮叶片200的又一个实施例。在该实例中，涡轮叶片200可具有带两个柄脚120的燕尾部110。各个柄脚120上的后切口130的长度160因此可变化。后切口130的开始线150可在离如以上所述的基准线M的大致相同距离处，但具有可变后切口长度160。切割角170可为大约1.2度。其它大小和其它角可在本文中使用。

预期的是，燕尾后切口可在正常热气体路径检查过程期间形成为单元。利用该布置，叶片负载路径应当围绕盘中的高应力区域和/或叶片应力集中特征转向。包括关于基准线的优化的开始线和优化的切割角的卸压切口参数限定燕尾后切口，其最大化燃气涡轮盘中的应力减小、燃气涡轮叶片中的应力减小、燃气涡轮叶片的使用寿命以及保持或改进燃气涡轮叶片的空气动力学性能之间的平衡。减小的应力集中用于减少燃气涡轮盘中的受压，由此实现相当大的总体盘疲劳寿命益处。

应当显而易见的是，前文仅涉及本申请和所得专利的某些实施例。本领域技术人员可在本文中作出许多变化和改型，而不脱离如由以下权利要求及其等同物限定的本发明的大体精神和范围。