具有局部壁厚控制的涡轮翼型件的制作方法
【专利摘要】一种用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件，包括：具有外表面(58)的外周壁，外周壁包围内部空间，且包括在前缘(54)处和在后缘(56)处连结在一起的凹形压力侧壁(50)和凸形吸力侧壁(52)；其中外周壁具有结合局部加厚的壁部分(Z1,Z2,Z3)的不同的壁厚；以及具有定形的扩散出口的膜冷却孔(74)，其穿过局部加厚的壁部分(Z1,Z2,Z3)内的外周壁。
【专利说明】具有局部壁厚控制的涡轮翼型件
【技术领域】
[0001]本发明大体上涉及一种燃气涡轮发动机翼型件，并且更具体地涉及用于冷却中空涡轮翼型件的设备及方法。
【背景技术】
[0002]典型的燃气涡轮发动机包括涡轮机核芯，其具有成串流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。核芯可以以已知方式操作来生成主气流。高压涡轮(或"HPT")包括从主气流获得能量的一个或多个级。各个级包括成排的静止导叶或喷嘴，其将气流引导至由旋转盘承载的下游成排的叶片或轮叶。这些构件在极高温度的环境中操作。为了确保足够的使用寿命，导叶和叶片为中空的，且设有冷却剂流，如来自从压缩机获取(流出)的空气。该冷却剂流经过中空翼型件的内部冷却剂通路循环，且然后经过多个冷却孔排出。
[0003]已经发现是有效的一个类型的冷却孔为定形或扩散的孔，其包括圆形计量部分和用作扩散部的外扩部分。定形的扩散孔可轴向地或与气流平行(由图1中的箭头"G"指出)定向，或它们可关于划向发动机中心线的径向线成各种角垂直地定向。利用HPT翼型件的最近经验已显示了由于制造工艺变化引起的减小的翼型件铸造壁厚可减小扩散孔的有效性。这可通过增大对于整个翼型件的壁厚来针对，但这导致非期望的重量增加。
[0004]因此，所需的是一种具有扩散孔的涡轮翼型件，其有效地执行而没有过度的重量增加。
【发明内容】
[0005]该需要由本发明解决，本发明提供了具有扩散孔的涡轮翼型件。翼型件的壁厚在扩散孔的位置处局部地增大。
[0006]根据本发明的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件包括:具有外表面的外周壁，外周壁包围内部空间，且包括在前缘处和后缘处连结在一起的凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁；其中外周壁具有结合局部加厚的壁部分的不同的壁厚；以及具有定形的扩散出口的膜冷却孔，其穿过局部加厚的壁部分的外周壁。
[0007]根据本发明的另一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片包括:具有根部和末梢的翼型件，翼型件由具有外表面的外周壁限定，外周壁包围内部空间，且包括在前缘处和在后缘处连结在一起的凹形压力侧壁和凸形吸力侧壁；其中外周壁的厚度从根部处的最大值渐缩至末梢处的最小值；其中外周壁包括根部处的第一局部加厚部分和末梢处的第二局部加厚部分，第一局部加厚部分和第二局部加厚部分具有相等的厚度；以及分别具有定形的扩散出口的第一膜冷却孔和第二膜冷却孔，第一膜冷却孔穿过第一局部加厚部分内的外周壁，且第二膜冷却孔穿过第二局部加厚部分内的外周壁。
【专利附图】
【附图说明】
[0008]本发明可通过结合附图参照以下描述来最佳地理解，在附图中: 图1为燃气涡轮发动机的涡轮区段的一部分的示意性横截面视图，结合了根据本发明的方面构造的翼型件；
图2为沿图1中的线2-2截取的横截面视图；
图3为沿图2中的线3-3截取的视图；
图4为沿图3中的线4-4截取的视图；
图5为沿图2中的线5-5截取的视图；
图6为沿图1中的线6-6截取的视图；以及图7为沿图1中的线7-7截取的视图。
【具体实施方式】
[0009]参看其中相同参考标号在各种视图中始终表示相同元件的附图，图1绘出了为已知类型的燃气涡轮发动机的一部分的高压涡轮10的一部分。所示的涡轮为两级构造，然而，高压涡轮可为单级或多级，它们分别包括喷嘴和叶片排。高压涡轮10的功能在于从来自上游燃烧器(未示出)的高温加压燃烧气体获得能量，且将能量以已知方式转换成机械功。高压涡轮10通过轴驱动上游压缩机(未示出)，以便将加压空气供应至燃烧器。
[0010]在所示的示例中，发动机为涡扇发动机，且低压涡轮将位于高压涡轮10的下游，且联接到风扇上。然而，本文所述的原理同样适用于涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机以及涡轮轴发动机，以及用于其它车辆或静止应用的涡轮发动机。
[0011]高压涡轮10包括第一级喷嘴12，其包括多个沿周向间隔开的翼型件形状中空第一级导叶14，其支承在弓形分段的第一级外带16和弓形分段的第一级内带18之间。第一级导叶14、第一级外带16和第一级内带18布置成多个沿周向邻接的喷嘴节段，它们共同形成完整的360°组件。第一级外带16和内带18分别限定外径向流路边界和内径向流路边界，以用于热气流流过第一级喷嘴12。第一级导叶14构造成将燃烧气体最佳地引导到第一级转子20。
[0012]第一级转子20包括从第一级盘24向外延伸的翼型件形状的第一级涡轮叶片22的阵列，第一级盘24围绕发动机的中心轴线旋转。分段的弓形第一级护罩26布置成以便接近地包绕第一级涡轮叶片22，且从而限定用于流过第一级转子20的热气流的外径向流路边界。
[0013]第二级喷嘴28定位在第一级转子20的下游，且包括多个沿周向间隔开的翼型件形状中空第二级导叶30，其支承在弓形分段的第二级外带32与弓形分段的第二级内带34之间。第二级导叶30、第二级外带32和第二级内带34布置成共同地形成整个360°组件的多个沿周向邻接的喷嘴节段。第二级外带32和内带34分别限定外径向流路边界和内径向流路边界，以用于热气流流过第二级涡轮喷嘴34。第二级导叶30构造成以便将燃烧气体最佳地引导至第二级转子38。
[0014]第二级转子38包括翼型件形状的第二级涡轮叶片40的径向阵列，其从第二级盘42沿径向向外延伸，第二级盘42围绕发动机的中心轴线旋转。分段的弓形第二级护罩44布置成以便紧密地包绕第二级涡轮叶片40，且从而限定用于流过第二级转子38的热气流的外径向流路边界。
[0015]图2中示出了第二级导叶30中的一个的横截面视图。尽管静止翼型件用于示出本发明，但本发明的原理适用于具有形成在其中的一个或多个冷却孔的任何涡轮翼型件，例如，旋转涡轮叶片。中空导叶30具有包绕导叶30的内部空间的外周壁。外周壁包括在前缘54处和在后缘56处连结在一起的凹形压力侧壁50和凸形吸力侧壁52。压力侧壁50和吸力侧壁52共同限定导叶30的外表面58。导叶30可采用适用于将流从第一级涡轮叶片22再引导至第二级涡轮叶片40的任何构造。导叶30可形成为适合的超级合金如镍基超级合金的一件式铸件，其在燃气涡轮发动机中的操作的升高温度下具有可接受的强度。
[0016]其它制造方法是已知的，如，一次性核芯模铸和直接金属激光烧结(DMLS)或直接金属激光熔化(DMLM)，其可用于产生导叶30。相比于常规铸造，该方法可在实施选择性加厚时允许在产生更紧密的构件中的额外的灵活性。一次性核芯模铸工艺的示例在授予Wang等人的美国专利7，487，819中描述，该专利的公开内容通过引用结合本文中。DMLS是已知的制造工艺，其使用构件的三维信息例如三维计算机模型来制造金属构件。三维信息转换成多个片，各个片均针对片的预定高度限定构件的横截面。然后，构件一片接一片地或一层接一层地〃建立"，直到结束。构件的各层均通过使用激光熔化金属粉末来形成。
[0017]导叶30具有内部冷却构造，其包括从前缘54到后缘56的分别第一、第二、第三和第四沿径向延伸的腔60，62, 64和66。第一腔60和第二腔62由在压力侧壁50与吸力侧壁52之间延伸的第一肋68分开，第三腔64由在压力侧壁50与吸力侧壁52之间延伸的第二肋70与第二腔62分开，且第四腔66由在压力侧壁50与吸力侧壁52之间延伸的第三肋72与第三腔64分开。如迄今描述的导叶的内部冷却构造仅用作示例。本发明的原理可适用于多种冷却构造。
[0018]在操作中，腔60，62，64和66经过入口通路(未示出)接收冷却剂(通常，从压缩机流出的相对冷却的压缩空气的一部分)。冷却剂可进入串接的或它们所有并行的各个腔60，62，64和66中。冷却剂行进穿过腔60，62，64和66，以提供导叶30的对流和/或冲击冷却。冷却剂然后经过一个或多个膜冷却孔74离开导叶30。如本领域中公知的那样，膜冷却孔74可按特定应用的需要布置成各种排或阵列。冷却剂喷射角与翼型件外表面58的局部切线通常分开15到35度。
[0019]具体而言，膜冷却孔构造74包括定形的扩散出口。这些孔74中的一个在图3和4中详细示出。冷却孔74包括上游部分76 (也称为计量部分)和下游部分78。参看图4，上游部分76限定与导叶30的中空内部连通的通道，以及与导叶30的凸形外表面58连通的下游部分78 ;因此，参看图3和4，翼型件内部中的冷却空气在燃气涡轮的操作期间被迫穿过上游部分76至下游部分78，且如箭头80所示离开外表面58上的孔74的开口。上游部分76的横截面大致为圆筒形或圆形。如图所示，下游部分78的横截面大致为梯形，但其它类型的外扩扩散部形状也是可能的。如图3和4中所示，下游部分78在冷却空气流80的方向上沿径向向外外扩，且在冷却空气向下游行进时增大横截面面积。增大的横截面面积用作扩散部，其减小冷却空气流80的速度，且从而引起空气流80依附在外表面58上用于最佳冷却，而非与外表面58分开。
[0020]若干参数关于冷却孔74的性能。一个此类参数为〃吹胀比(blowing rat1) 〃，其为局部流路与冷却气体参数的比率。
[0021]另一个临界参数为比率L’ /D，或〃覆盖的〃扩散部长度〃L’ 〃除以膜孔76的圆形或计量区段的直径"D"。此外，适合的计量长度"L"必须保持以向离开膜孔的冷却剂提供方向性。计量长度还用于确保使用的冷却剂的适合水平，从而维持发动机的性能。为了最佳冷却孔效率，期望的是将L’ /D比率定制成冷却剂流和自由流流动的特定条件，两者趋于通过翼型件上的位置变化。给定固定孔直径D，变化的唯一参数是距离L’。
[0022]该距离可通过改变壁厚"T"影响。局部更厚的壁将允许扩散部分制造成从外部气体侧表面进入壁中更深。这允许充分的覆盖长度，而不包括计量长度L。在现有技术的翼型件中，壁(例如，侧壁50和52，见图2)的厚度"T"将通常在导叶的情况下对于整个翼型件是恒定的(或趋于恒定的)，或通常对于叶片上的很大的径向和弦向(轴向)范围为恒定的。通常，包含更小的标称壁厚的翼型件的区域对于厚度变化更敏感。结果，没有足够的壁厚来维持最佳L’/D比率，或相反，不足的计量长度L可存在。翼型件的壁厚T可一致地增大，但这将导致非期望的重量增加。
[0023]在本发明中，局部壁厚选择成适用于冷却孔74的最佳性能。厚度按需要局部地且有选择地增大，导致了显著更小的重量增加。如图2中所示，吸力侧壁52可具有大于标称壁厚T的厚度〃T’"，其中T’足以导致期望的L’/D比率。这里，第一腔60的整个凸形壁已经加厚，同时对于翼型件58的凹形或压力侧保持更典型的壁厚。
[0024]翼型件的更小区域可结合选择性的加厚。其示例可在区Zl的翼型件的凸形或吸力侧上看到。这里，实施了仅第一腔60的吸力侧上的局部壁加厚。这导致了比加厚整个凸形或吸力侧更小的重量增加。
[0025]选择性加厚的另一种方法包括提供从外周壁的内表面突出的一个或多个不连续元件，如，如区Z2(图2和5中标为61)所见的翼型件的冷却剂侧上的局部凸起、凸出或隆起。这允许了甚至更小的重量增加，同时保持了最佳的冷却有效性。凸起由于加强的内部对流热传递而具有增强冷却剂侧热传递的额外优点。这有助于偏移由热质中的局部增大引起的潜在增大的温度梯度。由于现在可获得增大的膜有效性，故温度梯度进一步减小。
[0026]局部弦向渐缩还可用于使翼型件壁从增大的厚度T’平稳过渡至远离如区Z3中所见的冷却孔74的标称厚度T (图2中所见)。作为另一个备选方案，壁厚可在冷却孔74存在的情况是对于整个腔为增大的大小T’，且在冷却孔不存在的情况下是标称厚度T。为了实施所示示例的该备选方案，第一腔60和第二腔62将具有增大的壁厚T’，而第三腔64和第四腔66将具有标称壁厚T。
[0027]如上文所述，本发明的原理还可应用于旋转翼型件。例如，图6中示出了第一级涡轮叶片22中的一个的横截面视图。中空叶片22包括根部100和末梢102 (见图1)。外周壁包绕叶片22的内部空间。外周壁包括在前缘154处和在后缘156处连结在一起的凹形压力侧壁150和凸形吸力侧壁152。压力侧壁150和吸力侧壁152共同限定叶片22的外表面158。叶片22可采用适用于从经过的燃烧气流获得能量的任何构造。叶片22可由适合的合金以上文所述的方式构成。
[0028]图6以横截面示出了接近根部100的涡轮叶片22。涡轮叶片22具有内部冷却构造，其分别包括从前缘154到后缘156的第一、第二、第三、第四和第五沿径向延伸的腔160，162，164，166和167。第一腔160和第二腔162由在压力侧壁150与吸力侧壁152之间延伸的第一肋168分开，第三腔164由在压力侧壁150与吸力侧壁152之间延伸的第二肋170与第二腔162分开，第四腔166由在压力侧壁150与吸力侧壁152之间延伸的第三肋172与第三腔164分开，且第五腔167由在压力侧壁150与吸力侧壁152之间延伸的第四肋169与第四腔166分开。如迄今描述的叶片的内部冷却构造仅用作示例。
[0029]涡轮叶片22包括与上文所述的冷却孔74相同的一个或多个扩散类型的膜冷却孔，其分别包括上游计量部分和发散下游部分。
[0030]涡轮叶片22在操作中旋转，且因此受到离心负载以及空气动力负载和热负载。为了减小这些负载，已知的是通过使外周壁从根部100向末梢102渐缩来减小叶片22的径向外部的质量。换言之，在图6中看到的接近根部100的标称壁厚"TR"大于图7中看到的接近末梢102的标称壁厚〃TT〃。大体上，标称壁厚在根部100处最大，且在末梢102处最小。该可选特征在本文中可称为壁厚的"径向渐缩"。上文所述的本发明的局部或选择性加厚原理可应用于具有带此类径向渐缩的壁的涡轮叶片上。
[0031]例如，如图6中所示，示例性沿径向延伸的冷却孔174的排位于第四腔166和第五腔167中。外周壁的局部壁厚选择成适用于冷却孔174的最佳性能。限定第四腔的压力侧壁150的部分可具有厚度"TR"，其等于或大于标称壁厚TR，其中TR’足以导致期望的L’ /D比率(见区Ζ4)。在第五腔167(见区Ζ5)中，压力侧壁150局部沿弦向渐缩，在冷却孔174处具有增大的厚度TR’，且从增大的厚度TR’向下平稳过渡到远离冷却孔174的标称厚度TR。将注意的是，当实施弦向渐缩时，壁部分的最厚区段可出现在壁部分的长度内的任何位置(即，在其端部处的标称厚度，且在中心部分局部加厚)。
[0032]局部或选择性厚度增加独立于径向渐缩而在涡轮叶片22的径向跨度上始终保持。例如，如图7中所示，限定第四腔166的吸力侧壁152的部分可具有厚度"ΤΤ’ "，其大于标称壁厚ΤΤ，其中ΤΤ’足以导致期望的L’ /D比率，且可等于TR’，即使标称壁厚TT大致小于标称壁厚TR。在第五腔167中，吸力侧壁152在局部沿弦向渐缩，在冷却孔174处具有增大的厚度ΤΤ’，且从增大的厚度ΤΤ’向下平稳过渡至远离冷却孔174的标称厚度ΤΤ。
[0033]换言之，包绕各个冷却孔174的局部加厚的壁部分可在末梢102处比标称厚度更厚得多，但在根部100处仅略厚于(或可能等于)标称厚度。正如导叶30那样，局部增加的壁厚可通过不连续突出元件、弦向渐缩壁和/或特定壁部分的加厚的组合来提供。
[0034]本发明局部增大翼型件的壁厚，使得在预计铸造变化下的最小壁条件将仍允许适合的扩散孔几何形状L’，同时保持计量长度。壁厚适当确定尺寸以优化L’ /D的标准，同时保持适当的计量长度，导致具有最大冷却效率的冷却孔。该构想提供了所需的厚度，同时最大程度减小了对于整个翼型件的重量增加。
[0035]前文已经描述了用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件。尽管已经描述了本发明的特定实施例，但本领域的技术人员将清楚的是，可制作出其各种改型，而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明的优选实施例和实施本发明的最佳模式的以上描述提供成仅用于例示的目的，且不用于限制目的。
【权利要求】
1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件(30)，包括: 具有外表面(58)的外周壁,所述外周壁包围内部空间，且包括在前缘(54)处和在后缘(56)处连结在一起的凹形压力侧壁(50)和凸形吸力侧壁(52)； 其中所述外周壁具有结合局部加厚的壁部分(Z1，Z2，Z3)的不同的壁厚；以及 具有定形的扩散出口的膜冷却孔(74)，其穿过所述局部加厚的壁部分(Z1，Z2，Z3)内的外周壁。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(30)，其特征在于，所述膜冷却孔(74)包括与所述翼型件(30)的内部空间连通的上游计量部分(76)，以及与所述翼型件(30)的外表面连通的发散下游部分(78)。
3.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(30)，其特征在于，所述局部加厚的壁部分(Z1，Z2，Z3)由从所述外周壁的内表面突出的不连续元件￠1)限定。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(30)，其特征在于，所述外周壁具有结合相对较小的厚度和相对较大的厚度两者的渐缩部分，且所述局部加厚的壁部分由相对较大的厚度限定。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(30)，其特征在于，所述局部加厚的壁部分由所述侧壁(50，52)中的一个限定，其比另一个侧壁(50，52)更厚。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述涡轮翼型件还包括在所述压力侧壁(50)与所述吸力侧壁(52)之间延伸的肋(68，70，72)，其中所述肋(68，70，72)和邻近所述肋出8，70，72)的所述侧壁(50，52)的部分协作来限定所述内部空间内的两个或更多个腔出0，62，64，66)，且其中所述侧壁(50，52)的一部分限定所述局部加厚的壁部分(Zl, Z2, Z3)。
7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述翼型件(30)为涡轮导叶的一部分，且在弓形外带(32)与弓形内带(34)之间延伸。
8.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述翼型件为具有根部(100)和末梢(102)的涡轮叶片(22)的一部分，且所述外周壁的厚度从所述根部(100)处的最大值渐缩至所述末梢(102)处的最小值。
9.根据权利要求8所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述外周壁包括所述根部(100)处的第一局部加厚部分(Z4，Z5)和所述末梢(102)处的第二局部加厚部分(Z4，Z5)，所述第一局部加厚部分和所述第二局部加厚部分具有相等的厚度。
10.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片(22)，包括: 具有根部(100)和末梢(102)的翼型件，所述翼型件由具有外表面(158)的外周壁限定，所述外周壁包围内部空间，且包括在前缘(154)处和在后缘(156)处连结在一起的凹形压力侧壁(150)和凸形吸力侧壁(152)； 其中所述外周壁的厚度从所述根部(100)处的最大值渐缩至所述末梢(102)处的最小值； 其中所述外周壁包括所述根部(100)处的第一局部加厚部分(Z4，Z5)和所述末梢(102)处的第二局部加厚部分(Z4，Z5)，所述第一局部加厚部分(Z4)和所述第二局部加厚部分(Z5)具有相等的厚度；以及 第一膜冷却孔和第二膜冷却孔(174)，其分别具有定形的扩散出口，所述第一膜冷却孔(174)穿过所述第一局部加厚部分(Z4，Z5)内的外周壁，且所述第二膜冷却孔(174)穿过所述第二局部加厚部分(Z4，Z5)的外周壁。
11.根据权利要求10所述的涡轮叶片(22)，其特征在于，所述膜冷却孔(174)包括与所述涡轮叶片(22)的内部空间连通的上计量部分(76)和与所述涡轮叶片(22)的外表面连通的发散下游部分(78)。
12.根据权利要求10所述的涡轮叶片(22)，其特征在于，所述外周壁具有结合相对较小的厚度和相对较大的厚度两者的渐缩部分，且所述局部加厚的壁部分由所述相对较大的厚度限定。
13.根据权利要求10所述的涡轮叶片(22)，其特征在于，所述局部加厚的壁部分由所述侧壁(150，152)中的一个限定，其比另一个侧壁(150，152)更厚。
14.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片还包括在所述压力侧壁(150)与所述吸力侧壁(152)之间延伸的肋(168，170，172，169)，其中所述肋(168，170, 172，169)和邻近所述肋(168，170, 172，169)的所述侧壁(150，152)的部分协作来限定所述内部空间内的两个或更多个腔(160，162，164，166，67)，且其中所述侧壁(150, 152)的一部分限定所述局部加厚的壁部分(Z4，Z5)。
【文档编号】F01D5/18GK104246138SQ201380021404
【公开日】2014年12月24日 申请日期:2013年4月23日 优先权日:2012年4月23日
【发明者】M. 塞格利奧 C., C. 鲍尔 R., M. 莫尔特 S., E. 斯特格米勒 M. 申请人:通用电气公司