CN100362213C - 涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓 - Google Patents

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Abstract

涡轮叶片(24)包括一个叶片翼面(36)，它具有顶部覆环(40)，其前缘和后缘(46，48)形成基本上根据分别在表I中所示的点12～20和1～11处的笛卡儿坐标的x和y值的前缘和后缘轮廓。x和y值为用英寸表示的距离，当用光滑的连续圆弧连接相应的点12～20和1～11时，x和y距离限定前缘和后缘的顶部覆环轮廓。95%跨度处的翼面轮廓由表II中的x、y和z笛卡儿坐标值限定，其沿着径向Z轴的x、y原点与表I的原点相同。顶部覆盖相对于翼面轮廓的前缘和后缘轮廓可使顶部覆环质量分布达到最优，这可延长叶片的蠕变寿命。通过使顶部覆环覆盖翼面喉部，可改善级的效率。

Description

涡轮叶片顶部覆环边缘轮廓
技术领域
本发明涉及具有翼面和由翼面所带的顶部覆环的涡轮叶片；特别是涉及由涡轮叶片的翼面所带的顶部覆环的前缘和后缘的轮廓。
背景技术
通常，涡轮叶片包括一个翼面，一个平台，一个柄和楔形榫。燕尾固定在涡轮叶轮的互补的槽中。经常，该翼面包括一个整体形成的顶部覆环。在工作过程中，包括翼面和顶部覆环的叶片围绕着发动机的中心线转动，而翼面和顶部覆环则位于热气体通道中。因为顶部覆环安装在翼面的顶部，因此在顶部覆环和翼面顶部之间的顶部覆环圆角区域中产生相当大的应力。特别是，因为顶部覆环质量相对于翼面不平衡，因此，在翼面与顶部覆环的相交处，在翼面的压力侧和负压侧之间产生相当大的圆角应力差别。这个质量不平衡对叶片的蠕变寿命有不利影响。即：现有叶片中的顶部覆环质量分布造成顶部覆环的负载很大和蠕变寿命降低。另外，一些现有顶部覆环不能覆盖翼面喉部，结果由于在顶部覆环上的流体泄漏，对级的效率有不利影响。美国专利No.6893216公开了上述涡轮叶片。
发明内容
根据本发明的优选实施例。提供了一种叶片顶部覆环，它的前缘和后缘轮廓可以优化顶部覆环质量分布，使顶部覆环圆角应力平衡，从而使蠕变寿命最长，并可保证覆盖翼面喉部，以改善级的效率。具体地说，顶部覆环的前缘(即大致面对涡轮热气体通道轴向上游的前缘)具有基本上根据在表I所给出的点12～20处的的笛卡儿坐标系的x和y坐标值的预定轮廓。其中x和y为以英寸表示的离原点的距离。当点12～20用光滑的连续圆弧连接时，该点限定前缘的顶部覆环轮廓。同样，顶部覆环的后缘具有基本根据在表I所给出的点1～11处的笛卡儿坐标系的x和y值的预定轮廓。其中，x和y为用英寸表示的离原点的距离。当点1～11用光滑的连续圆弧连接时，这些点限定后缘的顶部覆环轮廓。
另外，前缘和后缘轮廓与95％跨度处的翼面轮廓匹配，可延长顶部覆环的蠕变寿命和改善级效率。具体地是，叶片翼面具有95％跨度处(即在顶部覆环和翼面顶部的相交处的圆角区域沿径向向内)的翼面轮廓。95％跨度处的这个翼面轮廓截面可根据表II中所给出的x，y坐标值限定。其中，表II的x和y坐标值用英寸表示，并且其原点与表Ix和y坐标值的原点相同。这样，由前缘和后缘轮廓限定的顶部覆环的质量分布，相对于该翼面截面顶部处在95％跨度。
在使用中，翼面截面和顶部覆环受热，由于应力和温度作用，顶部覆环的前缘和后缘轮廓会改变。这样，为了制造的目的，由x和y坐标给出顶部覆环的冷态或室温轮廓。因为制造的顶部覆环可能与表I给出的名义的顶部覆环轮廓不同，因此在离与沿着名义轮廓的任何表面位置垂直的方向上的前缘和后缘中每一个边的名义轮廓±0.080英寸的距离，包括涂层的距离，限定了顶部覆环的前缘和后缘轮廓的包络面。顶部覆环可以耐受这种变化不会损伤机械和空气动力力学功能。
为了应用到类似的涡轮设计中，顶部覆环及其所附带的翼面截面的几何形状可按比例放大或缩小。因此，表I给出的前缘和后缘的名义顶部覆环轮廓的以英寸表示的x和y坐标，可为相同数值的函数。即：x和y坐标值可以乘以或除以相同的数值，以形成顶部覆环的比例放大或缩小的模型，同时保持轮廓形状。通过将表II的x、y和z坐标值乘以一个常数，可以使翼面的比例放大或缩小。
在一个优选实施例中，提供了一种包括具有顶部覆环的叶片翼面的涡轮叶片；所述顶部覆环具有前缘和后缘，所述前缘的轮廓基本上按照在表I中所给出的在点12～20处的笛卡儿坐标系的x和y值，其中x和y为以英寸表示的距离；当用光滑的连续圆弧连接时，这些x和y距离限定了前缘的顶部覆环轮廓。
在根据本发明的另一个优选实施例中，提供了一种包括具有顶部覆环的叶片翼面的涡轮叶片；所述顶部覆环具有前缘和后缘，所述后缘的轮廓基本上按照在表I中所给出的在点1～11处的笛卡儿坐标系的x和y值，其中x和y为以英寸表示的距离；当用光滑的连续圆弧连接时，这些x和y距离限定了后缘的顶部覆环轮廓。
在根据本发明的再一个优选实施例中，提供了一种包括具有顶部覆环的叶片翼面的涡轮叶片；所述顶部覆环具有前缘和后缘，所述前缘和后缘的轮廓基本上按照在表I中所给出的在点12～20和1～11处的笛卡儿坐标系的x和y值，其中x和y为以英寸表示的距离；当用光滑的连续圆弧连接时，这些x和y值限定了相应前缘和后缘的顶部覆环轮廓。
附图说明
图1为一个涡轮截面的示意图，其第三级涡轮叶片顶部覆环带有根据本发明的一个优选实施例的预定的前缘和后缘轮廓；
图2为从径向向内看的覆环的末端的放大图，它表示表I所示的点的位置；和
图3和图4为从叶片的翼面截面的端部上的顶部覆环的相对侧所取的放大的透视图。
具体实施方式
图1表示包括多个涡轮级的气体涡轮12的热气体通道10。图中表示了三个级。例如，第一级包括多个在圆周上彼此隔开的喷嘴14和叶片16。喷嘴在圆周上互相隔开，并围绕着转子轴线固定。第一级的叶片16安装在没有示出的涡轮转子叶轮上。涡轮12的第二级包括多个在圆周上彼此隔开的喷嘴18，和多个在圆周上隔开的、安装在转子上的叶片20。第三级包括多个在圆周上彼此隔开的喷嘴22，和安装在转子上的叶片24。喷嘴和叶片位于涡轮12的热气体通道10中，热气体通过热气体通道10的流动方向由箭头26表示。
第三级的每一个叶片24都带有一个平台30、一个柄32和没有示出的一个楔形榫。该楔形榫用于与在该转子的转子叶轮形成部上的也是没有示出的互补形状的匹配燕尾槽连接。每一个第三级的叶片24还包括一个翼面36(图2)。在沿着从平台至翼面顶部的翼面的任何一个横截面上的翼面轮廓如图2中的虚线所示。
每一个第三级的叶片24还带有一个顶部覆环40(图2)。最好，该顶部覆环40与叶片整体作出，并且每一个顶部覆环在相邻叶片的相邻顶部覆环的相对末端接合，以形成一个基本上为圆环形的圆环，或与在第三级叶片的位置上的热气体通道外接的覆环。如图2所示，第三级叶片24的顶部覆环40包括沿着其径向外表面的二个轴向隔开的密封42和44。该密封42和44形成二个在轴向隔开的，围绕着顶部覆环的连续的密封圈，以便与固定在涡轮壳体上的覆环46(图1)密封。又如图2所示，顶部覆环40分别包括作成一定形状的前缘46和后缘48。即：在热气体通道中，边缘46和48位于顶部覆环40的轴向互相相对面对的侧面上。图2中还表示了许多点1～20。应当注意，相对于沿着热气体通道10的热气体流动方向，点12～20沿着前缘46布置，而点1～11沿着顶部覆环40的后缘48布置。
为了分别限定前缘46和后缘48的形状，(即由这些边形成的轮廓)提供了在窨的一个唯一的点集或点的轨迹。具体地是，在x，y和z轴的笛卡儿坐标系中，x和y值在下面的表I中给出，并限定在各个位置上的前缘和后缘的轮廓。z轴与离发动机中心线的半径(即涡轮叶轮的回转轴线)一致。在表I中给出了用英寸表示的x和y坐标的值。当该值可以转换时，也可以使用其他尺寸单位。通过限定相对于x，y轴原点的，在选择的位置上的x和y坐标值，可以限定点1～20的位置。通过利用分别沿着前缘46和后缘48中每一条边的光滑的连续圆弧将x和y值连接起来时，可以限定每一个边的轮廓。
这些值代表在圆周的，非工作的或非热态(即冷态)下的前缘和后缘轮廓。更具体地说，顶部覆环具有前缘46，该前缘轮廓基本上是根据表I所示的点12～20处的x和y的笛卡儿坐标值限定的，其中x和y为用英寸表示的离原点的距离。当用光滑的连续圆弧连接点12～20时，点12～20形成前缘的顶部覆环的轮廓。同样，该顶部覆环的后缘48的轮廓基本上根据表I中所示的点1～11处的x和y的笛卡儿坐标值限定，其中x和y为离开同一个原点，用英寸表示的距离。当用光滑的连续圆弧连接点1～11时，点1～11形成后缘的顶部覆环的轮廓。通过在具有一个原点的x，y坐标系中，限定前缘和后缘的轮廓，可以形成沿着前缘和后缘的顶部覆环的的形状。
表I
    顶部覆环凹口点
    点号   X   Y
    1   1.255   0.953
    2   1.255   0.823
    3   0.971   0.321
    4   1.029   -0.270
    5   1.255   -0.821
    6   1.535   -1.347
    7   1.726   -1.831
    8   1.707   -1.961
    9   1.616   -2.018
    10   1.425   -2.089
    11   1.317   -2.145
    12   -0.806   -0.454
    13   -0.815   -0.117
    14   -0.859   0.411
    15   -1.053   0.893
    16   -1.218   1.133
    17   -1.143   1.349
    18   -0.867   1.796
    19   -0.806   2.320
    20   -0.646   2.378
*这个点集与整个顶部覆环的厚度是符合的。
为了使顶部覆环的质量分布与顶部覆环和翼面之间的圆角相关联，和最大限度地减小应力和延长蠕变寿命，可在95％跨度(即正好在顶部覆环和叶片24的翼面36的顶部相交处的圆角区域沿径向向内)处，相对于翼面36的轮廓限定顶部覆环的前缘和后缘的轮廓。(在100％跨度处的翼面是假想的，并位于圆角区域内)。翼面轮廓同样由在限定顶部覆环边缘的相同的x，y和z笛卡儿坐标系中的x和y的坐标值限定。翼面的x，y坐标系的原点(表II)，和限定顶部覆环的前缘和后缘轮廓的x，y坐标系的原点(表I)，沿着径向的Z轴，互相隔开一个5％跨度的距离。限定95％跨度处的翼面36的x，y和Z坐标值的表II在下面给出。这样，通过限定x，y和Z坐标值，可以限定如图2所示的95％跨度处的翼面截面轮廓。通过用光滑的连续圆弧连接x和y值，可以在空间，相对于顶部覆环限定95％跨度处的翼面轮廓。通过使用顶部覆环点的x，y坐标系的公共的Z轴原点和限定95％跨度处的翼面轮廓的点，可以限定相对于95％跨度处的翼面位置的顶部覆环的前缘和后缘的轮廓。顶部覆环点和翼面点的x，y值是在周围非工作或非热态(冷态)下的值。表II中给出的Z值为用英寸表示的优选的涡轮的值，并给出95％跨度处的翼面截面和发动机中心线(即回转轴线)之间的距离。离中心线的Z轴通过翼面和顶部覆环的x，y坐标系的原点。
表II
  X(95％)     Y(95％)     Z(95％)
  -1.1558     0.9794     44.153
  -1.0663     0.962     44.153
  -0.9704     0.9667     44.153
  -0.8746     0.9629     44.153
  -0.7797     0.9491     44.153
  -0.6865     0.926     44.153
  -0.596     0.8944     44.153
  -0.5085     0.855     44.153
  -0.4242     0.8091     44.153
  -0.3432     0.7577     44.153
  -0.2653     0.7017     44.153
  -0.1901     0.642     44.153
  -0.1174     0.5794     44.153
  -0.047     0.5142     44.153
  0.0213     0.4468     44.153
  0.0877     0.3775     44.153
  0.1524     0.3066     44.153
  0.2154     0.2343     44.153
  0.2772     0.1608     44.153
  0.3377     0.0863     44.153
  0.397     0.0108     44.153
  0.4553     -0.0654     44.153
  0.5126     -0.1424     44.153
  0.569     -0.22     44.153
  0.6247     -0.2982     44.153
  0.6796     -0.3769     44.153
    X(95％)     Y(95％)     Z(95％)
    0.7338     -0.4561     44.153
    0.7873     -0.5358     44.153
    0.8402     -0.6158     44.153
    0.8926     -0.6963     44.153
    0.9443     -0.7771     44.153
    0.9956     -0.8582     44.153
    1.0464     -0.9396     44.153
    1.0968     -1.0213     44.153
    1.1468     -1.1032     44.153
    1.1964     -1.1854     44.153
    1.2457     -1.2677     44.153
    1.2947     -1.3503     44.153
    1.3434     -1.4329     44.153
    1.3919     -1.5158     44.153
    1.4402     -1.5987     44.153
    1.4883     -1.6817     44.153
    1.5361     -1.765     44.153
    1.5834     -1.8485     44.153
    1.6582     -1.8464     44.153
    1.6264     -1.7588     44.153
    1.5815     -1.674     44.153
    1.5365     -1.5893     44.153
    1.4914     -1.5046     44.153
    1.4462     -1.4199     44.153
    1.4009     -1.3353     44.153
    1.3556     -1.2507     44.153
    1.3101     -1.1662     44.153
    1.2645     -1.0817     44.153
    1.2187     -0.9974     44.153
    1.1728     -0.9131     44.153
    1.1267     -0.8289     44.153
    1.0805     -0.7448     44.153
    1.034     -0.6608     44.153
    0.9874     -0.577     44.153
    0.9404     -0.4933     44.153
    0.8931     -0.4098     44.153
    0.8454     -0.3265     44.153
    0.7972     -0.2435     44.153
    0.7484     -0.1609     44.153
    0.699     -0.0786     44.153
    0.649     0.0033     44.153
    0.5983     0.0848     44.153
    0.5467     0.1657     44.153
    0.4943     0.2462     44.153
  X(95％)     Y(95％)     Z(95％)
  0.4409     0.3259     44.153
  0.3862     0.4047     44.153
  0.33     0.4825     44.153
  0.2719     0.5589     44.153
  0.2119     0.6338     44.153
  0.1497     0.7069     44.153
  0.0848     0.7776     44.153
  0.0168     0.8453     44.153
  -0.0548     0.9092     44.153
  -0.1302     0.9685     44.153
  -0.2096     1.0224     44.153
  -0.2929     1.07     44.153
  -0.3799     1.1105     44.153
  -0.4701     1.143     44.153
  -0.5631     1.1668     44.153
  -0.658     1.1808     44.153
  -0.7538     1.1837     44.153
  -0.8493     1.1743     44.153
  -0.9422     1.1508     44.153
  -1.0297     1.1117     44.153
  -1.1083     1.0569     44.153
通常典型的制造公差和涂层在顶部覆环和翼面的实际轮廓中都必需考虑。因此，在表I中给出的顶部覆环轮廓的值为名义的顶部覆环的值。因此，在上面的表I中给出的x，y值中要添加±通常的制造公差(即包括涂层厚度±值)。因此，在与沿着前缘和后缘的任何表面位置垂直的方向上的±0.080英寸的距离，限定沿着这个特定的顶部覆环设计的相应的前缘和后缘的顶部覆环边缘轮廓的包络面(即：在名义的冷态或室温下，实际的边缘轮廓上的测量点和以上在相同温度下在表I中给出的这些边缘轮廓的理想位置之间的变化范围)。该顶部覆环设计可以承受这个变化范围，而不会损伤机械和空气动力学功能；并被基本上根据表I所给出点12～20和1～11的笛卡儿坐标值的轮廓包围。
表I所给出的顶部覆环的几何尺寸可按比例放大或缩小，以便在其他类似的涡轮设计中使用。相应地，表I所给出的坐标值的比例也可以放大或缩小，使得顶部覆环的前缘和后缘的轮廓保持不变。表I的坐标的比例改变的形式可用表I的x和y坐标值乘以或除以相同的数值来表示。同样，表II给出的95％跨度处的翼面的x，y和z值可通过使x，y和z与一个常数相乘而按比例放大或缩小。
虽然结合目前认为是最实际和优选的实施例说明了本发明，但应理解，本发明不是仅局限于此。相反，它涵盖在所附权利要求书的精神和范围内的各种改变和等同的变化。
零件清单
热气体通道  10
气体涡轮    12
喷嘴        14，18，22
叶片        16，20，24
箭头        26
平台        30
柄          32
翼面        36
顶部覆环    40
密封        42，44
前缘和后缘  46，48

Claims (7)

1.一种包括具有顶部覆环(40)的叶片翼面(36)的涡轮叶片(24)；所述顶部覆环具有前缘和后缘(46，48)，所述前缘(46)的轮廓按照在表I中所给出的点12～20处的笛卡儿坐标系中的x和y值，其中x和y为以英寸表示的距离；当用光滑的连续圆弧连接时，这些x和y值限定了前缘的顶部覆环轮廓，叶片翼面(36)具有在根据表II所给出的x、y和z坐标值的95％跨度处的轮廓，其中，表II的x、y和z坐标值为用英寸表示，并且其沿着笛卡儿坐标系的Z轴的原点与表I的x、y坐标值的原点相同，所述后缘轮廓(48)按照在表I中所给出的点1～11处的笛卡儿坐标系中的x和y值被限定，其中x和y值为以英寸表示的距离；当用光滑的连续圆弧连接时，这些x和y值限定了后缘的顶部覆环轮廓。
2.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，在顶部覆环的整个厚度上，该前缘轮廓是一致的。
3.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，该前缘轮廓在与沿着前缘轮廓的任何位置垂直的方向，处于±0.080英寸内的包络面中。
4.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，表I中所给出的x和y值可作为同一数值的函数改变比例，以形成比例放大或缩小的前缘轮廓。
5.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，在顶部覆环的整个厚度上，后缘轮廓是一致的。
6.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，后缘轮廓在与沿着后缘轮廓的任何位置垂直的方向上，处于±0.080英寸内的包络面中。
7.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征为，表I中所给出的x和y值可作为同一数值的函数改变比例，以形成比例放大或缩小的后缘轮廓。
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