燃气涡轮叶片的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种燃气涡轮叶片，其包括翼型件，该翼型件沿径向方向从叶片根部延伸到叶片末端，限定翼展，该翼展的范围为叶片根部处的0%到叶片末端处的100%，并且该翼型件沿轴向方向从前缘延伸到后缘，该前缘和后缘限制具有轴向弦长的弦，该轴向弦长由取决于翼展的、连接翼型件的前缘和后缘的直线的轴向长度限定。大体上，根据本发明的燃气涡轮叶片不约束于燃气涡轮:涡轮机的转子叶片或导叶在法律上落在本发明内。
【背景技术】
[0002]燃气涡轮发动机中的转子叶片的设计在传送通过燃气涡轮发动机的气体流与尤其是燃气涡轮布置的至少一个涡轮的叶片相互作用的效率方面是至关重要的。
[0003]旋转的燃气涡轮叶片必须满足多个材料标准和设计标准，其考虑在运行期间作用到旋转叶片上的高机械应力和热应力。由于作用到旋转叶片上的巨大离心力，以及叶片必须经受住的巨大热负载，故叶片的设计工作的主要任务是通过在旋转叶片的翼型件内部提供冷却通道来组合:应当避免运行期间的叶片振动的高硬度和主动冷却以增强负载容量的可能性。考虑到前面的要求，为了改进涡轮空气动力学效率，始终在寻找最佳翼型件形状。
[0004]旋转叶片布置成排，其沿轴向方向与固定导叶排交错。包括一排固定导叶和一排旋转叶片(沿下游方向跟随)的每一对排直接形成所谓的级。所有涡轮级都按顺序编号，开始是涡轮的入口开口处的第一级，其包括第一排固定导叶，后面是第一排旋转叶片。
[0005]燃气涡轮的正常运行显示，例如第一级的固定导叶是以不利的方式作用到在下游方向上的后面的旋转叶片上的振动的激励源。因此涡轮开发的目的是减少此类激励源，以及/或者提高用以减小和/或避免到布置在第一级中的导叶下游的旋转叶片上的振动传递和激励的脱离机构的可能性。
[0006]明显干涉将意味着改变激励源本身，但认为改变第一级中的导叶是昂贵的，并且将引起许多开发工作。改变叶片的径向长度(即，从叶片根部延伸到叶片末端的翼型件的翼展)的提议对通过涡轮的流径的环面将具有影响，这将导致对开发计划的较大影响，该开发计划鉴于此是不利的。另一种通过减小末端弦的轴向弦长来减小旋转叶片的末端质量的方法(涉及连接叶片末端的区域中的翼型件的前缘和后缘的直线)导致空气动力学惩罚，并且此外无法实现旋转叶片的共振振动行为的期望频率转移。最后鉴于可能改变杨氏模量而想到改变叶片材料，但由于与常规地铸造且定向地固化的材料相关联的低循环疲劳限制，故放弃了该构想。
[0007]期望影响尤其是布置在涡轮的第一级内的旋转叶片的振动行为和涡轮空气动力学效率的所有方法都显示了问题的复杂性。还认为在设计旋转叶片的翼型件的增强的形状时重新分配主要质量是困难的，因为尤其是前面的级的旋转叶片是主动冷却式构件，该主动冷却式构件是包含许多用于冷却目的的冷却通道的中空本体。为了满足目标寿命，必须彻底冷却旋转叶片的薄金属壁。还认为增大旋转叶片的柄长的方面影响旋转叶片本身的振动行为，但不认为这是有利的，因为该方法将导致转子在杉树区域处受限制，在该杉树区域中，经由转子开孔提供冷却空气供应，以使还将必须调节转子外形。
[0008]文献US 5，525，038公开了一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片，其经优化，以减少通过末端间隙的末端泄漏。转子叶片提供形成于末端区域处的显著成弓形的表面，其从转子叶片的吸力侧的前缘延伸到后缘。沿着转子叶片的翼型件的翼展的轮廓横截面并未显著地变化，至少沿着转子叶片的整个翼展的翼型件的轴向弦长保持不变。
[0009]如在涡轮中设定的，轴向弦长限定为叶片突出到平行于涡轮轴线的线上的长度。这可在例如 David Gordon Wilson 的 “The Design of High-Efficiency Turbomachineryand Gas Turbines (高效涡轮机和燃气涡轮的设计)”(第487-492页，马萨诸塞州剑桥市麻省理工学院出版社出版，1984年，1991年第5次印刷)中看到。特别参照第487页的第二幅图。
【发明内容】
[0010]本发明的目的在于提供一种燃气涡轮发动机转子叶片，其包括翼型件，该翼型件沿径向方向从叶片根部延伸到叶片末端，限定翼展，该翼展的范围为叶片根部处的0%到叶片末端处的100%，并且该翼型件沿轴向方向从前缘延伸到后缘，该前缘和后缘限制具有轴向弦长的弦，该轴向弦长由取决于翼展的、连接翼型件的前缘和后缘的直线的轴向长度限定，该翼展提供增强的振动行为，使得在第一级和后面的级的旋转叶片处不发生共振激励。
[0011]该目的由独立权利要求1中的特征实现。本发明可有利地由从属权利要求中和尤其是参照了优选实施例的以下描述中公开的特征修改。
[0012]根据本发明认识到，通过使轴向弦长至少在翼展区域中从80%翼展增大到100%翼展，可对旋转叶片的共振振动行为施加显著影响，而不使旋转叶片的翼型件的空气动力学属性退化。轴向弦长的增大直接与翼型件末端的区域中的质量的增大结合，这影响机械属性，特别是旋转叶片的本征频率。
[0013]在本发明的优选实施例中，燃气涡轮叶片的翼型件的轴向弦长至少从70%翼展连续增大到100%翼展。有利地，轴向弦长随翼展增大而增大相对于所谓的叠线或多或少地对称，该叠线是在轴向弦长的50%±5%的轴向位置处在翼型件的压力侧处的表面上的、从0%翼展延伸到100%翼展的线。
[0014]发明的燃气涡轮叶片考虑到其轴向弦长而提供至少在50%土 10%翼展和70%土 10%翼展之间的范围中的最小值，即，在0%翼展和50%土 10%翼展之间的燃气涡轮叶片的翼型件形成有提供从0%翼展到50%± 10%翼展的减小的轴向弦长的常规形状。此外，弦长朝末端增大。
[0015]发明的燃气涡轮叶片的最佳实施例提供从50%翼展增大到100%翼展的轴向弦长，并且在50%翼展处提供最小轴向弦长。
[0016]在翼型件的修整中间区域到翼型件末端(即，100%翼展)之间的范围中的轴向弦长的轴向增大的范围在翼型件的修整中间区域中的轴向弦长的5%±5%和15%土 10%之间。
[0017]由于轴向弦长沿着涡轮叶片的翼型件的径向上部分增大，故可对涡轮叶片的本征频率施加影响，使得可修改本征频率的量，以使可最小化或者甚至排除共振激励。
[0018]为了还增大燃气涡轮叶片的本征频率与由第一级中的固定导叶引起的激励频率之间的差，进一步提出附加地使前缘和后缘在翼型件的径向上区域中弯曲。优选地，前缘和后缘的弯曲取决于叠线的曲率，该叠线在前面已经阐明，该叠线是在轴向弦长的50%+5%的轴向位置处在翼型件的压力侧处的表面上的、从0%翼展延伸到100%翼展的线。叠线在50%±10%翼展和100%翼展之间的翼展区域中弯曲，使得叠线在100%翼展处环绕与定向成正交于径向方向的虚平面的角α，并且其中，角α位于由叠线和径向方向限定的平面内，使得角α适用于:12.5° ±2.5°彡α彡25° ±5°。
[0019]为了完整，应当提到的是，叠线可在5%±5%翼展和50%±10%翼展之间保持笔直。
[0020]优选地，叠线在50%+10%翼展和100%翼展之间的翼展区域内提供曲率，该曲率由单一半径限定。
[0021]在又一个优选实施例中，旋转叶片提供涉及5%±5%翼展处的翼展与轴向弦长的展弦比，其范围为1.6至2.1。在叶片具有沿着前缘和后缘的不同翼展尺寸的情况下，前面的展弦比涉及沿着后缘的翼展尺寸。
【附图说明】
[0022]随后应基于示例性实施例结合附图来更详细地阐明本发明。在附图中，
图1在左手边显示图表，其示出例如在燃气涡轮的前一级中的导叶和叶片的共振频率行为，
图2a、2b、2c是表示本发明的涡轮叶片的增强实施例的三个侧视图，以及图3a、3b是本发明的涡轮叶片的透视图和沿竖向堆叠的翼型件横截面的俯视图。
[0023]部件列表 I翼型件
2叶片根部 3叶片末端 4护罩 5叶片足部 6轴向弦长 7吸力侧 8流方向 9前缘 10后缘 11压力侧 12叠线 13平面 s翼展
B共振激励范围。
【具体实施方式】
[0024]图1在左手边显示图表，其示出在燃气涡轮的第一级中的导叶和叶片的共振频率行为。沿着图表的横坐标，指示了表示发动机速度的值。沿着图表的纵坐标，指示了振动频率。虚线框B指示取决于发动机速度的激励源，其中燃气涡轮的叶片的共振激励可发生。
[0025]在图1的右手边，示出了燃气涡轮的转子叶片的三个不同的实施例a)、b)、c)。各个情形中的上图显示转子叶片的侧视图，而对应的下图以透视正视图显示叶片。
[0026]情形a)显示通常在燃气涡轮中使用的转子叶片，并且代表现有技术。公共转子叶片提供翼型件1，翼型件I沿径向从叶片根部2延伸到叶片末端3。叶片根部2包括护罩4和用于固定目的的在转子布置内部的杉树形叶片足部5。如可从情形a)中的上部简图中