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涡轮 叶片的锥形末梢覆环内圆角

阅读：257发布：2020-05-13

专利汇可以提供涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种涡轮叶片 (20)具有一个沿按照表I所示坐标值X和Y、偏移值1、偏移值2和Rho的名义轮廓的翼面末梢(33)和末梢覆板(42)的交叉线的锥形内圆角 (40)。形状参数即偏移值1、偏移值2和Rho用于确定内圆角的在其特定X和Y 位置上的形状以形成适应高的局部应力的内圆角形状。内圆角形状可以是与每个X、Y位置上的形状参数比D1/(D1+D2)的值有关的抛物线、椭圆或双曲线，上述的D1是由偏移值O1和O2确定的边缘点(56，58)之间的弦线(60)的中点(59)与内圆角表面上的突肩点(62)之间的距离，而D2是突肩点(62)与翼面末梢与末梢覆板的交叉线上的顶点位置(52)之间的距离。，下面是涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角专利的具体信息内容。

权利要求

1. 一种涡轮叶片(20)，它具有一个翼面(36)、一个翼面末梢(33)、一个末梢覆板(42)和一个在上述翼面末梢与上述末梢覆板的交叉线附近的内圆角，该内圆角的名义轮廓符合表I列出的X和Y坐标值、偏移值1、偏移值2和Rho值，其特征在于，以英寸表示的X和Y值界定在翼面末梢与末梢覆板的交叉线附近的不连续的顶点位置，偏移值1和2分别是在每个沿翼面表面和末梢覆板下表面投影的相应X、Y位置上垂直于翼面表面和末梢覆板下表面的以英寸表示的距离，上述两偏移线彼此相交(54)，使得从上述的两偏移线的交点分别在该末梢覆板下表面和翼面表面上的法向投影界定了边缘点(56.58)，当在相应的末梢覆板和翼面附近相连接时，上述边缘点便界定了该内圆角的边缘，上述的Rho是在每个顶点位置(52)上的无量纲形状参数比id="icf0001" file="C2004100566720002C1.gif" wi="27" he="16" top= "112" left = "70" img-content="drawing" img-format="tif" orientation="portrait" inline="no"/>其中D1是沿上述内圆角边缘点(56、58)之间的弦线(60)的中点(59)与上述内圆角的表面上的突肩点(62)之间的距离，D2是上述突肩点与顶点位置之间的距离，上述的在每个X、Y位置上的上述末梢覆板和上述翼面上的上述内圆角边缘点由一条按照该形状参数Rho穿过上述突肩点的平滑连续弧线来连接，以便在每个顶点位置上界定一个轮廓区段，每个顶点位置上的上述轮廓区段互相平滑连接，以构成名义的内圆角轮廓。
2. 根据权利要求1的涡轮叶片，其特征在于，上述的内圓角（40) 包含有表I所给出的从每个相应的顶点位置（52)分别至沿末梢覆板和翼面的上迷边缘点（56、 58)的以英寸表示的线性距离A和B。
3. 根据权利要求1的一种涡轮叶片，其特征在于构成第二级涡轮的一部分。
4. 根据权利要求1的涡轮叶片，其特征在于，上述的内圓角轮廓处于沿垂直于任何内圆角表面位置的方向上土 0.160英寸的包络面内。
5. 根据权利要求1的涡轮叶片，其特征在于，上述的X和Y距离和偏移值1和2可作为同一常数或数值的函数而按比例改变以形成按比例放大或缩小的内圆角轮廓。
6. 根据权利要求1的涡轮叶片，其特征在于，上述内圓角包含表I所给出的从每个相应的顶点位置分别至沿末梢覆板和翼面的上述边缘点的以英寸表示的线性距离A和B,上述的内圓角轮廓处于沿垂直于任何内圓角表面位置的方向上土 0.160英寸的包络面内。
7.根据权利要求1的涡轮叶片，其特征在于，上述的X和Y值组成具有Z轴的笛卡儿坐标系统，上述的叶片翼面具有一个翼面形状，该翼面具有符合表II所给出的笛卡儿坐标X、 Y和Z值的名义轮廓，其中Z值位于翼面的92%翼展上，并且其中，表II中的X和Y值是当用平滑而连续的弧线连接时是以英寸表示的距离，它界定在92%翼展处的翼面轮廓区段（39),内圓角和翼面轮廓的X、 Y和Z笛卡儿坐标是一致的。表 I

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表 II

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说明书全文

涡轮 叶片的锥形末梢覆环内圆角技术领域本发明涉及一种在涡轮叶片的翼面末梢与叶片末梢覆板之间的可变锥形内圆角，尤其涉及在形状和尺寸上可提高涡轮叶片的零件寿会、性能和制造工艺的锥形内圆角。背景技术涡轮叶片通常具有翼面、座、柄部和沿该叶片径向内端的榫头，并且常常具有位于翼面末梢与相邻叶片的末梢覆板成机械接合的末梢覆板。普通涡轮叶片的末梢覆板和翼面一般具有预定尺寸的简单内圓角形状，该内圆角通常在末梢覆板和翼面末梢的交叉点附近具有恒定的半径，就是说，由于在翼面末梢与末梢覆板交叉点附近采用了内圓角，该覆板内圆角具有大致均匀的半径。上述内圓角可减小翼面与末梢覆板之间的应力集中。虽然采用恒定半径的内圆角可减小应力，但是发现，在翼面与末梢覆板之间的内圓角区内及其附近的各个部位或点上局部存在高的应力，并且发现，这种局部高应力会使叶片寿命显著缩短。因此，虽然釆用恒定半径的内圆角降低了应力，但是在重要区域的局部高应力依然存在。这类应力可缩短末梢覆板的蠕变寿命而导致叶片的过早破坏。虽然，单个什片破坏便要使涡轮脱离主机以便进行修理。这是一种耗费工时且费钱的停机作业，要使用户以及涡轮生产厂承担由于非生产性的劳动力开支、零件修理费用、停机工时损失以及涡轮复位所造成的更高的成本。因此，必需按规格改制叶片翼面末梢与末梢覆板之间的内圆角以使包括沿内圆角的高的局部应力在内的应力更加均匀地分布，并减小内圓角区的质量以延长末梢覆板的蠕变寿命。发明内容根据本发明，提供了一种涡轮叶片，该叶片具有翼面、翼面末梢、末梢覆板和上述翼面末梢与末梢覆板的交叉点附近的内圓角，该内圆角具有一个按表I列出的X和Y坐标值、偏移值1、偏移值2和Rho 值的名义轮廓，其中，X和Y (英寸）确定了翼面末梢与末梢覆板的交叉点附近的不连续的顶点 位置，偏移值1和偏移值2分别是在每个沿翼面表面和末梢覆4反下表面投影的相应的X和Y位置上垂直于翼面表面和末梢覆板下表面的距离，上述两个偏移值彼此相交，其交点分别在末梢覆板下表面和翼面表面上的法向投影便界定了边缘点，当，;玄边缘点沿相应的末梢覆板和翼面被连接时便界定了内圆角的边缘。Rho是每个顶点位置上的无量纲形状参数比Dl-,其中Dl是沿内圆角边缘点之间的弦线中点与内圓角表面Dl +D2上的突肩点之间的距离，D2是突肩点与顶点位置之间的距离，内圓角在每个X、 Y位置上的末梢覆板和翼面上的边缘点由一条按形状参数 Rho穿过突肩点的平滑连续弧线连接之而界定每个顶点位置上的轮廓区段，将每个顶点位置上的轮廓区段彼此平滑地相连接便形成名义的内圓角轮廓u 附图说明图1简单示出通过一种多级燃气涡轮的热燃气通道，并示出具有按本发明优选实施例的末梢覆板锥形内圆角的第二级涡轮叶片翼面；图2和3是图1的第二级涡轮叶片的沿大致的圆周方向看去的相反的侧向正视图；图4是图3所示涡轮叶片的局部放大的前视图；图5是大致沿图3的5-5线切取的翼面和末梢覆板的剖视图；图6是涡轮叶片末梢的末梢覆板锥形内圆角的放大侧视图；图7和8是大致沿图5的7-7线切取的通过翼面和末梢覆板的剖视图；和图9是沿径向向内看去的末梢覆板端视图，示出下文的表I中所列的X、 Y和Z坐标的位置。具体实施方式下面参看附图尤其是图1，图中示出一种多级燃气涡轮（图中示出3级）12的热燃气通道，总的以标号10表示，例如，第一级涡轮具有多个沿圆周隔开安装的导向叶片14和涡轮叶片16，导向叶片14彼此沿圓周隔开并围绕 转子轴线而安装固定。当然，第一级涡轮叶片16 通过转子轮盘19安装在涡轮转子17上。图1中示出第二级涡轮12，它具有多个沿圓周隔开的导向叶片18和多个沿圓周隔开并通过转子轮盘21安装在涡轮转子17上的涡轮叶片20。图中示出的第三级涡轮也具有多个沿圆周隔开的导向叶片22和通过转子轮盘23安装在涡轮转子17上的涡轮叶片24。从图l可以看出，上述的导向叶片和涡轮叶tt 都处于热燃气通道10内。箭头26示出热燃气流过热燃气通道10的流动方向。第二级涡轮的每个涡轮叶片20具有一个座20、一个柄部32和一个大致地或者说接近于沿轴向引入的用于与转子轮盘上形状互补匹配的燕尾榫槽（未示出）相连接的燕尾槽头21。还可以看出每个涡轮叶片20具有一个叶片翼面36 (例如图2所示）。因此，每个涡轮叶片20 按翼面形状而言从翼面根部31至叶片末梢33的任何横截面上都有一个翼面轮廓-下面参看图2~6，涡轮叶片20具有一个位于翼面末梢33与末梢覆板42之间的内圓角40。如图2、 3和8所示，末梢覆板42具有一个沿圆周方向延伸并带有用于与固定护罩形成密封的切齿44的末梢覆板密封件44。上述内圆角40沿翼面末梢与末梢覆板之间的交叉线延伸。按照本发明，上述内圆角40在末梢覆板与翼面末梢之间的交叉点附近的尺寸和形状设计要使该内圆角的蠕变量最小，并且使与交叉点附近的局部应力部位有关的内圓角质量也最小。这就是说，按照交叉点附近的每个部位的应力分析上述内圓角的形状向着末梢覆板或翼面偏压，以便适应高的局部应力，并使每个上述部位的内圓角质量减至最小。在本发明的一个优选实施例中，末梢覆板内圓角40由X、 Y坐标系统中在末梢覆板与翼面末梢的交叉点附近的15个点P1~P15 (见图 9)界定。在每个X、 Y位置中，内圆角的形状由3个参数即偏移值1 (01 )、偏移值2 (02)和Rho来确定。用这3个参数确定变化的锥形内圆角40，可使末梢覆板具有最长的蠕变寿命，同时又保持叶片的质量最小化。具体地，参看图9，图中示出X、 Y 坐标系统，在图9中，X轴在 Y-O沿水平方向延伸，Y轴在X = 0沿垂直方向延伸，X、 Y轴在原点48相交。该原点48沿翼面的层叠轴线沿径向方向延伸。上述的X、 Y坐标系统和原点采用与2003年6月13日提出的未决 专利 申请No. 10/460205 (代理人文件，No. 839 - 1460 ) ; ( GE文件.134755 )(其内容纳入本文作为参考）中所规定的相同的X、 Y坐标系统。图9还示出多个在翼面36与末梢覆板42下表面的交叉点附近的位置，并以字母P加上所规定位置的编号来标注，在图7中，标号52标出交叉点的顶点位置。在下面的表I中，由表中列出的X、 Y坐标确定P1〜P15位置。锥形内圓角40在每个X、 Y位置上的形状取决于3个参数：偏移值1 、偏移值2和Rho。图7所示的和以01标注的偏移值1是在标以 P的并沿翼面表面投影的每个X、 Y位置上从翼面36沿法线方向延伸的距离（英寸）u偏移值02是在标以P并沿末梢覆板下表面投影的每个X、 Y位置上沿法线方向延伸的距离（英寸）。上述的偏移值01和 02通过在末梢覆板与翼面末梢的交叉点附近每个位置上按迭代法的有限之应力分析来确定，从而使应力沿内圓角的分布更均匀，并使叶片内圓角区的质量最小。如图7所示，偏移值Ol和02在点54处相:之. 从交点54在末梢覆板和翼面上的法向投影分别得出边缘点56和58, 在相应的末梢覆板和翼面相连接时上述边缘点56和58界定了上述内圓角的边缘。DlRho是每个位置P上的无量纲形状参数比。Rho--,Dl+D2式中Dl是边缘点56与58之间的弦线60的中点59与内圆角40表面上的突肩点61之间的距离（见图8) ， D2是突肩点62与顶点位置52 之间的距离„因此，使用通过按形状参数Rho决定的突肩点62的光滑连续弧线连接由偏移值1和2界定的边缘点56和58,就可以确定应力最小的每个顶点位置P上的内圆角轮廓区段。可以看出，内圆角的表面形状，即在每个位置P上的内圆角轮廓区段64彼此圆滑地连接而形成在末梢覆板与翼面末梢的交叉点附近的名义内圆角轮廓。从图8可以看出，内圓角表面64的形状可根据Rho值而变化。例如，Rho值小时，其锥形表面便很平坦，Rho值大时其锥形很尖削。当Rho值为0.5 时，得出具有抛物线形状的锥形内圓角，Rho值为0~0.5时，具有椭圆形状，Rho值为0.5~ 1.0时，具有双曲线形状。表I列出X、 Y坐标值以及偏移值l (01)、偏移值2(02) 、 Dl、 D2和Rho等参数。表 I

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表I中的A和B值是边缘点至偏移01与偏移02的交点的距离表1中的Z值是翼面的高度。Z'是转动轴线与翼面末梢之间的距离.，垂直于X-Y平面延伸的径向X轴的位置相对于叶片的柄部34上预定的基准面来确定。具体参看图3和4， Z轴位于距前叶根68的前側面 66 (图3 )的沿X轴上1.866英寸处，并且距密封销72的外側70 (图 4)沿垂直于柄部的方向0.517英寸处。请注意，两相应的密封销72. 73的外側之间的距离为1.153英寸（图4),因此，Z轴的位置也确定坐标X = 0, Y-0u在Z轴上Z = 0的位置（图3)位于距涡轮叶片安装在轮盘上时的转子中心线24.1英寸处。上述密封销72和73的直径为0.224英寸。还要明白，表I给出的确定内圓角40的表面形状的值是用于名义内圆角的，因此，应当在从表I确定的内圆角表面形状64上添加上士通常的制造公差即包括任何涂层厚度的土值。所以，沿内圓角40的沿垂直于任何表面位置的方向的士0.160英寸的距离便界定这个具体的内圓角40的内圓角形状包络面，就是说，界定了上述表I给出的内圆角的理想轮廓与通常冷态或者说室温下的内圆角轮廓之间的变化范围，内圓角的轮廓符合上述变化范围而不削弱其力学的和气动学的功能，同时又保持沿内圓角区所需的均匀应力分布。另外，表I界定了翼面末梢与末梢覆板的交叉点附近的内圓角轮廓。可用任何数值的X、 Y位置来界定这个轮廓，因此，由表I的值所界定的内圓角轮廓包括居于给定的X、 Y位置中间的内圓角轮廓，也包括当表I界定的轮廓被在表I的给定位置之间延伸的平滑曲线连接时用较少X、 Y位置界定的内圓角形状。另外，还要明白，按上述表I所确定的内圆角可以在几何上按比例放大或按比例缩小用于其他涡轮的其他类似的内圆角设计。例如，偏移值01和02以及X、 Y坐标值可以通过由一个常数乘以或除以这些值而按比例放大或按比例缩小而产生一个按比例放大或按比例缩小的内圓角40的改型。由于Rho值是无量纲的值，故不能乘以或除以上述的常数。还应当明白，内圓角还可以相对于翼面来界定，因为用于界定内圆角的笛卡儿坐标系统与界定上述翼面的坐标系统是通用的。因此，内圓角可相对于每个第二级涡轮叶片翼面36的刚好在内圓角径向向内的92%翼展上的翼面轮廓来界定。笛卡儿坐标系统X、 Y、 Z值（其中 X、 Y值由表1I给出）界定涡轮叶片翼面在92%翼展上的轮廓。在92 Q/o翼展上的Z坐标值最好为10.410英寸，Z-O值最好在距转子中心线沿径向Z轴24.1英寸处。表II列出X、 Y坐标轴的坐标值，但若将该值适当地转换，也可用其他的尺寸单位。笛卡儿坐标系统中，X、 Y和 Z轴是呈正交关系的，X轴平行于涡轮转子轴线即其转动轴线，正的X 坐标值沿轴向向后亦即向涡轮排气端延伸，正的Y坐标值沿转子转动方向切向向后延伸，正的Z坐标值沿径向向个朝着叶片末梢.以平滑而连续的弧线连接X值和Y值，便可固定92 %翼展上的轮廓截面39。采用用于内圆角各点的X、 Y坐标系统的通用Z轴原点和限定92%翼展上的翼面轮廓的点，就可根据92%翼展上的翼面轮廓来界定内圆角的表面形状。上述采用的92%翼展仅仅是示例性的，也可以用其他百分数的翼展来界定上述关系。上述的值是代表内圓角的.而92%翼展上的翼面轮廓是在常温下的非工作的或者说非热状态下的，并且是对未涂层的表面的。与内圆角一样，翼面的真实轮廓必须考虑通常的制造公差以及表面涂层。因此，表II给出的92%翼展上的轮廓的值是对名义翼面而言的。所以显然要对下面表II给出的X和Y值加上士通常的制造公差即包括任何涂层厚度的土值。因此，沿92%翼展上的翼面轮廓的垂直于任何表面位置的方向的士0.160英寸的距离便界定了翼面轮廓包络面. 即在正常冷态或者说室温下对真实翼面表面的测量点与同一温度下由表II给出的各点的理想位置之间的变化范围。92%翼展上的叶片翼面符合上述变化范围而不会降低力学的和气动学的功能。因此，通过使用与界定内圆角40所用的相同笛卡儿坐标系统界定 92%翼展上的翼面轮廓便可确定内圓角与翼面之间的关系。表 II

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虽然上面已结合目前认为是最实用的和优选的实施例说明了本发明，但是，应当理解，本发明不限于所述的实施例，而是相反，本发明要包括符合所附权利要求的精神和范围的各种改型和等同的结构方案。10 热燃气通道 44 切齿12 燃气涡轮 P1~P5 翼面末梢与末梢覆板交叉线上的点14、 18、 22 导向叶片 48 原点16、 20、 24 涡轮叶片 54 交叉点17 涡轮转子 56、 58 边缘点19 转子轮盘 59 弦线中点21、 23 转子轮盘 60 弦线26 气流方向 62 突肩点30 座 52 顶点位置32 柄部 64 内圆角表面33 叶片末梢 66 前側面34 燕尾榫头 68 前叶根31 翼面根部 70 外侧36 叶片的翼面 72、 73 密封销39 翼面轮廓截面 40 内圆角 42 末梢覆板 44 密封件

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涡轮叶片的锥形末梢覆环内圆角

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