用于燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片的制作方法

专利名称：用于燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片、包含这种叶片的涡轮转子，以及包含这种转子的燃气涡轮发动机。
背景技术：
燃气涡轮发动机的涡轮的操作依赖于燃气和涡轮之间的能量传递。阻碍涡轮发出全部功效的损耗部分地由流过涡轮转子叶片叶尖的工作流体的泄漏流量引起。
在具有无护罩式转子叶片的涡轮中，流经涡轮的一部分工作流体会从叶片翼型的压力面穿过其叶尖和固定护罩或机匣之间的间隙而运动到吸力面上。这种泄漏是由于在翼型的压力面和吸力面之间存在压力差而发生的。这种泄漏流量还会在大部分翼展上形成气流扰动，这也会导致涡轮效率的损耗。
通过控制叶尖上的空气或燃气的泄漏流量，可以提高每级转子的效率。一种方法是在转子叶尖上施加护罩。当将转子叶片组装在可携带其的转子轮盘中时，这些护罩形成了连续的环，其可防止叶尖处的从翼型压力面到吸力面的泄漏流量。虽然仍然存在穿过机匣和旋转护罩之间的间隙的轴向泄漏，然而空气动力学损耗方面的不利情形得到了显著的降低，这通常还通过在护罩顶部上设置迷宫式密封来增强。
然而，旋转护罩具有重量较大的缺点。结果，可能需要限制翼型叶片的速度，以实现可以接受的叶片应力。然而这将会对提高空气动力学负载产生一定的影响，这也将导致效率下降，抵消了护罩的某些益处。
如果为了有助于达到较高的热效率而使涡轮叶片在非常高的温度下工作，那么护罩环的使用会变得非常困难。这些温度受到涡轮叶片材料的限制。必须对这些部件进行冷却以达到可接受的部件寿命，部件寿命与材料温度、应力和材料性能有关。
现在已经有大量的冷却系统应用于现代的燃气涡轮叶片中。例如，在Cohen H，Rogers G F C，Saravanamuttoo H I H，1981，“燃气涡轮原理”，p232-235，Longman以及Rolls-Royce plc，1986，“喷气式发动机”，p86-88，Renault Printing Co Ltd.冲介绍了这种冷却系统。所提供的冷却越充分，所致的材料温度越低，从而对于给定的部件寿命来说可允许的叶片应力越大。利用从上游压缩机系统中流出的穿过最后一个压缩机与第一涡轮之间的燃烧室的相对较冷的流体，就可实现冷却。这些空气被引入到涡轮叶片中，在涡轮叶片中通过内部的对流冷却和外部冷却的组合来进行冷却。然而，这种冷却有不利的方面。它的使用会损害机器的整体效率，因此涡轮的设计者会尽力去减少所使用的冷却空气量。所有这些设计方面的限制通常会导致第一级涡轮的转子叶片是无护罩的，这是因为无法容易地调节由护罩环所引起的额外重量和更高的应力。然而，一直在寻求能够减少叶尖泄漏流量在空气动力学方面所引起的显著障碍的方法。
文献US5525038公开了一种用于减少叶尖泄漏损耗的叶片翼型设计。在该文献中，翼型吸力面的叶尖区域具有弓形的弧面。该弧面的弓形朝向转子叶片的叶尖具有逐渐增加的曲率，从而垂直于吸力面弧面的径向分量朝向叶尖逐渐变大。还应注意的是，翼型在叶尖区域具有从前缘一直弦向地延伸到后缘的弧面。另外，无论是切向和/或轴向的，上述叶尖的所有偏斜存在于整个叶尖区域中。
在叶片设计中需要注意的叶片的一个特别区域是后缘。后缘最好保持为很薄，以减少空气动力学损耗，但因此很难对其进行冷却，从而不得不减小抗张应力。通过从后缘的上游喷射空气膜至翼型表面上，并在翼型的主体中从较大的径向通道中钻出冷却孔到后缘中，就可以实现冷却。因此，在文献US5525038中所公开的翼型具有某些缺点首先，无法在弯曲的后缘中容易地加工出冷却孔。理想上说，这应当在一次操作中完成以降低成本，但这要求所有孔处于同一平面，即构成叶片的翼型截面的后缘必须处于一个平面。弯曲的后缘(带有逐渐增大的曲率)需要通过多次操作来加工出孔，这导致了显著的额外成本。其次，偏斜的叶尖将会引起叶片中的额外的弯曲应力。在叶片的主体中，这些方面通常可以通过在具体设计中进行改变来调整，例如局部地增加壁厚。然而，在后缘区域中无法这样做，因此在后缘区域中将存在更大的应力。这将导致部件的寿命缩短，或者需要额外的冷却，这将损害发动机的性能。

发明内容
因此，本发明所要解决的技术问题是提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片，其可避免上述现有技术中的缺点，但仍能提供较低的叶尖泄漏损耗。另外，其可以使制造成本保持较低，并且可靠性较高。
这一问题通过具有下述特征的用于燃气涡轮发动机的涡轮转子叶片来解决。在下文中还介绍了本发明的优选实施例。
本发明提供了一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片，该叶片包括叶根和从中伸出来的翼型，该翼型具有前缘和后缘、大体上凹入的压力面和大体上凸出的吸力面，其特征在于，翼型形状在截面上沿着其长度而变化，使得-后部的吸力面的弦向凸曲率朝向叶尖的方向减小；-靠近中间的吸力面的凸曲率朝向叶尖的方向增大；-翼型截面的交错(stagger)朝向叶尖的方向增大；和-后缘是直线。
用语“凹入”和“凸出”在本文中指的是弦向方向。交错的增大优选导致了压力面上的弦向凸曲率。这具有空气动力学的结果，即提高了压力面上的速度，降低了会导致叶尖泄漏的局部静压力，从而进一步减少了泄漏。
后缘的直线最好是径向的，然而根据设计的空气动力学和机械学方面的具体情况，该直线可以偏斜一定的径向和/或切向角度。
可以消除叶尖截面中的后部吸力面的弦向凸曲率，以便提供平坦的背面，或者其甚至可倒过来而变成凹入的。
翼型的下部优选具有最小40％跨距到最大80％跨距的径向范围。叶尖截面优选在几何形状和空气动力学上能平滑地融入到翼型的下部中。翼型在叶尖截面和下部之间的融合优选使得空气动力学负载可在径向上远离叶尖而均匀地重新分布。
翼型截面的后缘部分优选成形为使其在二维平面图中类似，这样，设于后缘中的一排弦向冷却孔将处于同一径向几何平面上，使得它们能在一次操作中加工出来。翼型叶尖截面相对于下基部的较大交错将导致翼型叶尖截面的前/中部分在朝向吸力面的方向上切向地偏斜。与文献US5525038中所公开的装置不同，该偏斜被限制在叶尖的有限部分内，而后缘保持平直。这样，在叶尖截面中，在径向方向上只有吸力面的前/中部分是凹入的，而且在径向方向上只有压力面的前部是凸出的。
本发明还提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮转子，其包含有多个根据本发明的涡轮叶片。本发明还提供了一种包含有本发明涡轮转子的燃气涡轮发动机。


通过参考下述详细描述并结合附图，可以容易地得到并更好地理解本发明的全面内容及其优点。在附图中图1是两个根据现有技术的转子叶片的中跨翼型截面的马赫数分布(标准出口)的图；图2是用于图1所示叶片的中跨截面轮廓形状的示意图；
图3和4是图1和2所示叶片的完整翼型形状的轴测图；图5是涡轮级效率相对于叶片跨距百分比形式的叶尖游隙或间隙的百分比损耗图，其通过计算流体动力学(CFD)来得出；图6是图3和4所示翼型的用CFD计算得出的叶尖马赫数分布图；图7是两个大升力翼型的轴测图，这两个翼型已被重新堆叠以产生偏斜；图8与图5相同，但增加了图7所示翼型的比较结果；图9是图3和7所示翼型在90％跨距处所计算出的马赫数分布图；图10是中跨处的相应图；图11是传统叶片和图12所示的重新设计的叶片的计算出来的2D马赫数分布图；图12是将传统的后载式翼型的叶尖截面和根据本发明叶片的相应截面进行比较的图；图13是从根据本发明的一个优选实施例的转子叶片的前方看去的轴测图；图14是根据本发明翼型的通过CFD计算出的叶尖马赫数分布图；图15是通过CFD计算出的相对于叶尖间隙的转子损耗的比较图；和图16是图13所示转子叶片的平面图，其显示了5％跨距处的径向上等距隔开的连续翼型截面。
图中各标号的含义如下1吸力面；2压力面；3叶根；4叶尖；5后缘。
具体实施例方式
在详细介绍根据本发明的涡轮转子叶片的几何结构之前，介绍一下这些结构如何工作、尤其是其如何影响涡轮转子的空气动力特性是很有用的。首先来考虑基本的涡轮空气动力学特性，然后介绍利用空气动力学的方式从叶尖上卸载的优点，最后介绍本发明的详细情况。
本发明的涡轮叶片具有“大升力”的空气动力学设计，图1是用于比较两个转子叶片的中跨翼型截面的马赫数分布(标准化出口)的图，这两个转子叶片具有彼此相同的轴向弦长以及相同的入口和出口流动条件。这两个翼型的不同之处如下a)传统的(低)升力翼型的特征在于，从后部吸力面上的马赫数点到后缘的流动只有很小的扩散(称为“背面扩散”)。
b)大升力翼型具有比传统翼型高约36％的升力，其通过以相同的比例增加轮廓节距以减少约30％的翼型数量来实现。此时背面扩散就会大很多，从而显著地增大了马赫数峰值。
图2比较了中跨截面的轮廓形状。在图3和图4中以轴测图分别显示了传统的和大升力的这两个叶片的完整翼型形状。显然，大升力叶片的节距增大了。这两个翼型均明显具有凸出的弯曲吸力面1(在弦向方向上)，马赫数峰值点的位置与表面曲率的局部最大位置重合。每个叶片都具有凹入的压力面2、叶根端3和叶尖4。这两个翼型都以相同的方式径向堆叠在穿过后缘环中心的直线5上。
利用计算流体动力学(CFD)在叶尖间隙的范围内对这两个翼型周围的流动进行计算。图5显示了结果，其形式为预测的转子损耗(表示为涡轮级效率的百分比)与叶尖间隙(表示为转子跨距的百分比)的关系。应当注意的是，这些预测通常不用来给出效率的绝对值，但仍然表示了不同几何形状之间的定性差异。
在文章“通过3D翼型设计来减少叶尖间隙损耗”，Staubach J B，Sharma O P，Stetson G M，ASME 96-TA-13，November，1998(参考文献3)中给出了在1％间隙/跨距、约2％涡轮级效率的条件下，涡轮转子叶片的叶尖泄漏损耗交换率的典型值。图5所示的用于传统叶片的数值稍微低于此，其证明了CFD最适合用于定性预测，而不是绝对精确的。
图5还显示了在零叶尖间隙处，这两个翼型具有几乎相同的损耗(给定所用CFD编码的精度)。然而很明显，在任何给定的叶尖间隙下，大升力翼型具有比传统翼型明显更大的泄漏损耗。其原因如图6所示。图6比较了传统翼型和大升力翼型在靠近叶尖的90％跨距处的计算出来的马赫数分布。由于在吸力面上的燃气流速更高，因此大升力翼型的高得多的空气动力学载荷引起了更大的叶尖泄漏，以及更大的混合损耗。
参考文献3显示了如何使如文献US5525038所示的叶尖偏斜以减少叶尖泄漏损耗。为了表现这一点，已经将大升力翼型如参考文献3中所介绍的那样堆叠起来，并再次用CFD来计算所得的流场。图7显示了重新堆叠的大升力翼型的轴测图。偏斜是纯切向的，从约60％跨距处开始，堆叠轴线的曲线在形状上为抛物线形，相对于垂直方向的最大角度(40°)位于叶尖处。
图8与图5相同(转子损耗以涡轮级效率的百分比相对于间隙/跨距的百分比来表示)，但增加了偏斜转子叶尖的结果。可以看到，叶尖泄漏损耗降低，但是零间隙处的损耗更高，这意味着只有在较大的叶尖间隙处才是真正有利的。
通过对平直的和偏斜的叶尖翼型在90％跨距处(图9)和中跨处(图10)的计算出的翼型马赫数分布进行比较，就可以理解其中的原因。图9显示了叶尖偏斜如何为叶尖截面的所需吸力面分流载荷；这导致了叶尖泄漏损耗降低。然而，如在图10中的中跨处所见，载荷已经沿着跨距重新分布。这里更高的表面速度导致了轮廓(潮湿区域)损耗增加，虽然在靠近叶尖处这些损耗有所降低，然而在零间隙处的总体效果是损耗增大。
图9也是值得注意的，因为图中所示的叶尖偏斜只是使翼型吸力面的前/中部分的负荷得到卸载。这是仅使翼型叶尖偏斜而保留翼型形状不变的缺点之一。后部吸力面上的速度分布未受到较大的影响，这限制了能够实现的叶尖处空气动力学负荷的降低。
现在来看图12，根据本发明，叶尖处的2D翼型截面经过了重新设计，从而显著地改变了速度分布。与后载式不同，当作为2D空气动力学截面来分析时，负荷前移。这在图11中可以看出，在该图中对原有叶尖截面和重新设计的叶尖截面在90％跨距处计算得出的2D马赫数分布进行了比较。所示的重新设计的轮廓是一个极端的例子，其中负载已经移动到了翼型的前部。更普遍的是，负载将移动到中间区域。翼型在叶片下部处、即从轮毂中径向延伸到中跨部分周围处的设计仍保持为显著的后载形式。叶尖截面的2D升力分布上的变化通过减小后部吸力面上的弦向凸曲率并增大前/中区域中的该曲率来实现。后部吸力面可以变成平坦的或甚至是凹入的，以便局部地减小升力。作为叶尖截面表面曲率的变化的结果，截面的交错增大了。在这里，交错定义为涡轮中心线与穿过翼型的前缘环及后缘环的中心而作出的直线之间的角度。这样，如图12所示，当与后缘重合起来观察时，重新设计的翼型的前部相对于原有设计在吸力面的方向上有所移动。
现在将重新设计的升力前移的叶尖截面与下部中的后载式翼型堆叠起来以得到如图13中的轴测图所示的翼型。与原有大升力翼型一样，这种堆叠处于穿过后缘的径向线上。从图中可以看出，由于具有径向上平直的后缘5，因此翼型交错在跨距上的逐渐增大会导致在翼型前部中存在局部的叶尖偏斜。这种局部的叶尖偏斜具有使空气动力学负载在翼型前部中从叶尖径向向下地至下方翼型截面上进行重新分布的效果。应当记住，叶尖截面的2D设计有意地将升力向前移动到翼型的中/前区域，在这里局部偏斜具有最佳的效果。升力从叶尖区域径向向内地重新分布类似于使整个叶尖偏斜所产生的分布，并导致在下方翼型截面中存在增大的升力。由于在吸力面的前/中部分中存在额外的升力，因此可以看出，将这些下方截面设计成明显的后载形式将会部分地补偿该额外的升力。
图14显示了由CFD计算出的与原有大升力设计相比所得的叶尖马赫数分布。可以看出，与未变化的翼型相比，沿着大部分吸力面的马赫数已经降低。这便导致了较低的叶尖泄漏流量和较少的混合。后部压力面上的马赫数已经提高，也就是说，局部静压力已经下降。这也将具有减少叶尖泄漏的效果。对于重新设计的轮廓而言，升力在吸力面上的紧邻前缘之后有很小的增加。其原因是在这里作为一个示例而显示了一个极端化的前载式设计。然而这不是本发明的固有特征。比较图11和图14可以看到，如预期的那样，2D设计中的前部吸力面上的大升力已经被3D效果所消除(径向重新分布)。
图15显示了CFD预测的转子损耗相对于叶尖间隙的变化，其重复了图8的结果，但增加了由重新设计的叶尖所致的效果。从图中可以看出，在零叶尖间隙处，损耗高于未变化的大升力翼型的损耗，并且非常类似于完全偏斜叶尖的损耗。在零叶尖间隙处损耗大于原有轮廓的原因与完全偏斜叶尖的原因非常类似。与未变化的大升力翼型相比，因叶尖泄漏所致的损耗下降了很多。这种改进比这里分析的完全偏斜的翼型更好。而且，对于较大的间隙(2％跨距)而言，损耗接近小升力翼型的损耗。因大升力所导致的增大损耗几乎被消除。
图16显示了从径向上方看去的一些2D翼型截面的重叠图。可以看到，在后缘区域中翼型的形状几乎重合。这意味着后缘冷却孔的加工可以在一次操作中容易地完成，这便降低了制造的成本，而且在这一关键的后缘区域中不存在额外的弯曲应力。
权利要求
1.一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片，所述叶片包括叶根(3)和从中伸出来的翼型，所述翼型具有前缘和后缘(5)、大体上凹入的压力面(2)和大体上凸出的吸力面(1)，其特征在于，所述翼型的形状在截面上沿着其长度而变化，使得-后部的吸力面(1)的弦向凸曲率朝向所述叶尖(4)的方向减小；-靠近中间的吸力面的凸曲率朝向所述叶尖(4)的方向增大；-所述翼型截面的交错朝向所述叶尖(4)的方向增大；和-所述后缘(5)是直线。
2.根据权利要求1所述的转子叶片，其特征在于，所述交错的增加导致了所述压力面(2)上的弦向凸曲率。
3.根据权利要求1或2所述的转子叶片，其特征在于，所述后缘(5)的直线在使用中相对于所述叶片的旋转轴线径向地延伸。
4.根据权利要求1或2所述的转子叶片，其特征在于，所述后缘(5)的直线相对于所述叶片的旋转轴线以与径向呈一定角度而延伸。
5.根据上述权利要求中任一项所述的转子叶片，其特征在于，在所述叶尖截面上消除了所述后部吸力面(1)的弦向凸曲率，从而提供了平坦的背面。
6.根据权利要求1到4中任一项所述的转子叶片，其特征在于，所述后部吸力面(1)的弦向凸曲率在所述叶尖截面上倒过来，从而提供了凹入的背面。
7.根据上述权利要求中任一项所述的转子叶片，其特征在于，所述翼型的下部具有最小40％跨距到最大80％跨距的径向范围。
8.根据上述权利要求中任一项所述的转子叶片，其特征在于，所述叶尖截面在几何形状和空气动力学特性上平滑地融入到所述翼型的下部中。
9.根据上述权利要求中任一项所述的转子叶片，其特征在于，所述翼型截面的后缘区域成形为使其在二维平面图中类似，并且包括有设于所述后缘中的处于同一径向几何平面内的一排弦向冷却孔。
10.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮转子，其包括有多个根据上述权利要求中任一项所述的转子叶片。
11.一种燃气涡轮发动机，其包括有根据权利要求10所述的涡轮转子。
12.一种基本上如上所述并如图13所示的转子叶片。
全文摘要
一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片，该叶片包括叶根(3)和从中伸出来的翼型，该翼型具有前缘和后缘(5)、大体上凹入的压力面(2)和大体上凸出的吸力面(1)。叶片的翼型形状在截面上沿着其长度而变化，使得后部的吸力面的弦向凸曲率朝向叶尖(4)的方向减小；靠近中间的吸力面的凸曲率朝向叶尖的方向增大；翼型截面的交错朝向叶尖的方向增大；以及后缘(5)是直线。
文档编号F01D5/14GK1607317SQ20041008805
公开日2005年4月20日 申请日期2004年10月15日 优先权日2003年10月15日
发明者N·W·哈维 申请人:阿尔斯托姆科技有限公司