技术领域
[0001] 本
发明总体上涉及用于涡轮机
转子叶片的
倒角，并且更为确切地说，涉及在转子叶片与尖端护罩之间使用的圆锥倒角。
背景技术
[0002] 至少一些已知的涡轮机转子叶片包括
翼型、平台、柄、沿着所述柄的径向内端部延伸的燕尾
榫以及在所述翼型的尖端处形成的尖端护罩。在至少一些已知的翼型上，整体式尖端护罩包括在所述翼型的径向外端上以定义热燃烧气体必须流动通过的通道的一部分。已知的尖端护罩和翼型典型地包括倒角，所述倒角在尖端护罩与翼型的相交处具有预定的尺寸和形状。
[0003] 在操作过程中，尖端护罩受压迫，这是由于在转子转动过程中有离心
力和机械力诱导到它们上。将这些倒角成形以便减小翼型与尖端护罩之间的
应力集中，但由于倒角所产生的拖曳力和阻碍，已知的倒角还可能降低发动机效率。虽然应力可以通过使用恒定半径的倒角减小，但是这种倒角设计可能是无效的并不利地影响发动机性能。因此，已产生对具有定制形状的倒角的需要，所述形状具有更符合空
气动力学的轮廓并且提高发动机效率。
发明内容
[0004] 一方面，本发明提供一种涡轮机转子叶片。所述涡轮机转子叶片包括翼型、翼型尖端、尖端护罩以及沿着所述翼型尖端与所述尖端护罩的相交处延伸的倒角(fillet)。所述倒角定义在所述相交处附近可变化的倒角轮廓，以便促进所述相交处附近的改进的
空气动力学气流。
[0005] 另一方面，本发明提供一种包括涡轮机转子叶片的
燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机包括涡轮机转子叶片，所述涡轮机转子叶片包括翼型、翼型尖端、尖端护罩以及沿着所述翼型尖端与所述尖端护罩的相交处延伸的倒角。所述倒角定义在所述相交处附近可变化的倒角轮廓，以便促进所述相交处附近的改进的
空气动力学气流。
附图说明
[0006] 图1示出示例性燃气涡轮发动机的示意图。
[0007] 图2示出示例性热气体路径的示意性图示，所述热气体路径可以定义在如图1所示的燃气涡轮发动机中。
[0008] 图3示出示例性涡轮机转子叶片的透视图。
[0009] 图4示出可以用于图3所示的转子叶片的示例性空气动力学倒角的放大透视图。
[0010] 图5示出图4所示的空气动力学倒角的放大透视图。
[0011] 图6是翼型轮廓剖面和倒角的径向向外剖面图，所述图沿着线6-6取得并示出了在表I中所列出的X、Y和Z坐标的
位置。
[0012] 图7是穿过图6示出的翼型、倒角以及尖端护罩的示例性剖面图。
具体实施方式
[0013] 通常与翼型的径向外端处的涡轮机转子叶片整体式形成的尖端护罩（包括倒角）提供
覆盖所述翼型的尖端的表面积。在操作过程中，尖端护罩在相反端配合周向紧邻的转子叶片的尖端护罩，这样使得形成实质上包围热气体路径的大体上环形环或护罩。这种环形环包括扩大的燃烧以促进改进发动机效率。倒角将尖端护罩接合到翼型上，并提供对所述尖端护罩的
支撑，以防止其从所述翼型的尖端脱离。
[0014] 通常，就发动机性能而言，需要具有相对较大的尖端护罩，每个尖端护罩大体上延伸越过翼型的整个径向外端。相反地，希望倒角维持较小的且
流线型的，以便引导热空气流动越过所述翼型。考虑到这些竞争性部件，即，使最大可
能量的空气转向穿过翼型的较大的尖端 护罩配或对（versus）空气动力学转子叶片以提高发动机效率，本
说明书描述了更具空气动力学的倒角，所述倒角使燃烧气体的流动成流线型，同时使得尖端护罩能够充分地包括热气流。
[0015] 图1是示例性燃气涡轮发动机12的示意图，所述燃气涡轮发动机包括
压缩机15、
燃烧室16和涡轮机22，它们从进气侧19延伸直到排气侧21，所有这些联接成
串联流动安排。发动机12包括
中轴线23，并且热气体路径20定义为从进气侧19到排气侧21。
[0016] 在操作中，空气流动到进气侧19中，并按路线发送至压缩器15。压缩的空气从压缩器15导引到燃烧室16，其中它与
燃料混合并点燃以产生燃烧气体。所述燃烧气体经由热气体路径20从燃烧室16导引到涡轮机22，其中涡轮机将
热能转
化成机械能，以便驱动压缩机15和/或另一个负载（未示出）。
[0017] 图2是示例性热气体路径20的示意图，所述热气体路径定义在用于涡轮发动机12的涡轮机22的多级25中。示出了三级25。第一级25a包括多个周向隔开的轮叶或
喷嘴24和转子叶片26。第一级轮叶24彼此围绕轴线23（在图1中示出）环圆周或者说周向隔开。第一级转子叶片26围绕第一级转子圆盘27周向隔开以便围绕轴线23转动。图2还示出了涡轮机22的第二级25b。第二级25b包括多个周向隔开的轮叶28，和联接到第二级转子圆盘29上的多个周向隔开的转子叶片30。图2还示出了第三级25c，并且所述第三级包括多个周向隔开的轮叶32和转子叶片34，所述转子叶片联接到第三级转子圆盘31上。应了解，轮叶24、28和32以及转子叶片26、30和34各自
定位在涡轮机22的热气体路径20中。穿
过热气体路径20的气流方向由箭头36指示。
[0018] 图3示出示例性涡轮机转子叶片38的透视图。转子叶片38包括平台40、柄42、
燕尾榫44、尖端护罩48和倒角50。燕尾榫44将叶片38联接到转子圆盘27、29或31（全部在图2中示出）。叶片38还包括翼型46，所述翼型在平台40与尖端护罩48之间径向延伸。翼 型46具有前缘52、
后缘54、压力侧53和相反吸力侧55。压力测53从前缘52延伸到后缘54，并形成翼型46的凹外表面。吸力测55从前缘52延伸到后缘54，并形成翼型46的凸外表面。
[0019] 在示例性
实施例中，倒角50定义并延伸在翼型46与尖端护罩48之间。更为确切地说，倒角50在翼型46的尖端49与尖端护罩48之间形成的相交处之内延伸。倒角50提供对翼型46和尖端护罩48的结构支撑，并如下更详细描述地成形，以便促进热气流成流线型穿过翼型46。在示例性实施例中，倒角50被设定尺寸、并相对于尖端护罩48与翼型尖端49的相交处进行定向，以便促进燃烧气体穿过涡轮机12的空气动力学流动（aerodynamic flow）（在图2中示出）。倒角50的空气动力学形状促进减少涡轮机22的特定燃料消耗，并促进提高发动机12的效率。在替代实施例中，尖端护罩48包括密封
导轨56，所述导轨周向地延伸，并包括刀齿57以促进与固定的壳体（未示出）的密封。尖端护罩48还分别包括前缘52和后缘54。
[0020] 在操作过程中，热燃烧气体流动越过翼型46的压力测53与吸力侧55，以便诱导转子叶片38的转动。确切地说，热气体流动越过翼型46的压力测53与吸力侧55诱导转子叶片26、30和34围绕每一个各自的转子圆盘27、29和31（在图2中示出）转动，这样使得膨胀的热气体的能量转化成机械能。在示例性实施例中，转子叶片38和倒角50可以是第二级转子叶片（如叶片30）、和/或第三级转子叶片（如叶片34）。
[0021] 图4示出从翼型46的压力侧53取得的示例性空气动力学倒角50的放大透视图。图5示出了从翼型46的吸力侧55取得的倒角50的放大透视图。在倒角50与翼型46在压力测53与吸力侧55上的相交处形成的倒角50的边缘是通过相交线58来定义。在倒角50与尖端护罩48的相交处处形成的倒角50的边缘是由相交线59来定义。将倒角50设定尺寸以便沿着线59大体上延伸越过尖端护罩48的全部径向内表面60。这种倒角的设定尺寸是基于机械应力要求与空气动力 学效率要求。
[0022] 图6是翼型46和倒角50的一部分的剖面图，所述图沿着线6-6取得、并示出了在下表I中列出的X、Y和Z坐标的示例性位置。图7是穿过翼型46、尖端护罩48和倒角50的部分剖面图。在示例性实施例中，倒角50通过尖端护罩48与翼型尖端49的相交处（在图3中示出）周围的X，Y
坐标系中的十三个点（P1-P13）来定义，这示出为翼型轮廓47。在图6中示出为虚线的相交线59示出了倒角50与尖端护罩48的相交处。在每个X，Y位置处，倒角50的定向是通过三个参数：偏移量1（O1）、偏移量2（O2）和Rho来确定。通过使用这些参数定义可变化的圆锥倒角50，促进了倒角50的空气动力学效率的最大化，而叶片38（在图3中示出）的
质量维持为最小值。
[0023] 图6示出了X，Y坐标系，其中X轴沿着中轴线23（轴向地）在Y=0上
水平延伸，Y轴横穿发动机12（径向地）在X=0上横向延伸，并且Z轴在垂直于X轴与Y轴的翼型46的方向上径向延伸。X、Y和Z轴在原点62相交。原点62定位在坐标（37，0）处，这样使得X=0定位在发动机12的进气侧19（在图1中示出）处。在图6中还示出的是在翼型轮廓47与尖端护罩48的径向内表面60的相交处周围的多个位置（无倒角50），所述多个位置并由字母P、接着是定义所述位置的数字
指定。将翼型轮廓47与尖端护罩48的相交处指定为
顶点位置64，其中每个点P1-P13包括顶点位置64。在下表I中，位置P1-P13由如在所述表中所列的X、Y和Z坐标来定义。
[0024] 倒角50的定向和形状在每个X，Y和Z位置处取决于下面的三个参数的：偏移量1（O1）、偏移量2（O2）和Rho。偏移量1指定为O1并是法线，所述法线具有在指定为P的每个X，Y和Z位置（顶点位置64）处从翼型46沿着尖端护罩48的径向内表面60到沿着相交线59定义的边缘点61的、以英寸测量的直线距离。偏移量2指定为O2并是法线，所述法线具有在指定为P的每个X，Y和Z位置（顶点位置64）处从尖端护罩48沿着翼型46的表面53和55到沿着相交 线58定义的边缘点63的直线距离。示出为边缘点61的相交线59定义或界定O1的边缘，并且示出为边缘点63的相交线58定义或界定O2的边缘。线58和线59分别定义或界定偏移量O2和偏移量O1的边缘，这样使得倒角50定义/界定在相交线58和59之间所包括的区域之内。边缘点61和边缘点63分别连接在尖端护罩48和翼型46上，这样使得定义了倒角的边缘58和边缘59。偏移量O1和偏移量O2由在尖端护罩48与翼型尖端49的相交处附近/周围的每个P位置处的
迭代过程（iterative process）确定，从而在倒角50周围产生更具空气动力学的流动。
[0025] Rho是在每个位置P处的无量纲形状参数比率。在示例性实施例中，Rho定义为下面的比率：
[0026] 方程（1）
[0027] 其中，如图7所示，D1代表定义在弦70的中点69与肩点72之间的距离，所述弦在具体的P位置（顶点64）的边缘点61与边缘点63之间延伸，所述肩点定义在倒角表面74上，并且D2是定义在肩点72与相同P位置（顶点位置64）之间的距离。通过用延伸穿过肩点72的平滑的连续弧连接每个P点的边缘点61与边缘点63，并且依据形状参数Rho，定义了每个P位置（顶点64）的倒角轮廓，所述倒角轮廓提供了燃烧气体穿过涡轮机22（在图1和图2中示出）的更具空气动力学的流动。倒角的表面形状（即，在每个位置P处的倒角轮廓74）彼此平滑地接合以便形成翼型尖端49与尖端护罩48的相交处附近或周围的标称倒角轮廓74。应理解，倒角表面74的形状可以取决于Rho的值而变化。例如，较小的Rho值产生非常平坦的圆锥面，而较大的Rho值产生非常尖的圆锥面。因此，Rho值确定圆锥表面的形状，在Rho等于0.5处，所述表面具有抛物线形状，Rho大于0.0并小于0.5时为椭圆形，并且Rho大于0.5并小于1.0时为双曲线形状。
[0028] X、Y和Z坐标值以及参数O1、O2、D1、D2和Rho在表I中给出 如下：
[0029] 表I
[0030]点 X Y Z 偏移量1 偏移量2 D1 D2 Rho
1 38.361 1.969 61.329 0.495 0.547 0.144 0.233 0.38
2 39.163 1.900 61.533 1.103 1.107 0.315 0.413 0.43
3 39.833 1.408 61.715 1.085 1.081 0.305 0.397 0.43
4 40.371 0.762 61.861 0.954 0.948 0.259 0.348 0.43
5 40.837 0.055 61.983 0.564 0.561 0.156 0.202 0.44
6 41.264 -0.679 62.087 0.257 0.361 0.087 0.113 0.44
7 41.662 -1.430 62.174 0.273 0.198 0.064 0.086 0.42
8 41.559 -1.494 62.147 0.435 0.334 0.111 0.187 0.37
9 41.080 -0.795 62.039 0.718 0.673 0.208 0.331 0.39
10 40.584 -0.108 61.919 1.172 1.145 0.346 0.552 0.39
11 40.075 0.566 61.789 1.303 1.299 0.392 0.612 0.39
12 39.511 1.191 61.638 1.019 1.015 0.305 0.476 0.39
13 38.805 1.621 61.451 0.606 0.661 0.193 0.288 0.40
[0031] 在表I中，Z值是定义在X轴（在图1中示出的发动机中线23）与翼型尖端49之间的距离。还应了解，在表I中给出的确定倒角50的表面构型的值是用于标称倒角。因此，如从表I所确定的，将±典型的制造公差（即，±包括任何涂层厚度的值）加到倒角表面74上。因此，在垂直于沿着倒角50的任何表面位置的方向上的±0.05英寸的距离定义了针对这个特定的倒角50的倒角轮廓包络线（fillet profile envelope），即，在如由上面的表I给出的倒角50的理想构型与在标称冷或室温下的倒角50构型之间的一个变化范围。倒角50在这个变化范围内一致，这样使得可保留倒角50周围所需的空气动力学流动。
[0032] 此外，表I定义翼型尖端49与尖端护罩48的相交处附近或周围的倒角50轮廓。任何数量的X，Y和Z位置可以用于定义这个轮廓。因此，当由表I定义的轮廓通过延伸在表I的给定的位置之间的平滑曲线连接时，由表I的值定义的轮廓包围所给定的X，Y和Z位置的 中间的倒角轮廓以及使用更少的X，Y和Z位置定义的轮廓。
[0033] 而且，应了解倒角50可以在几何上放大或缩小，以便在其他涡轮机中用于其他类似的倒角设计。例如，偏移量O1和偏移量O2，以及X、Y和Z坐标值可以通过根据用于产生放大或缩小形式的倒角50的倍数来
修改O1、O2、X、Y和Z值来进行缩放。因为Rho是无量纲值（non-dimensional value），修改O1、O2、X、Y和Z值将不改变Rho值。
[0034] 还应了解倒角50可以相对于翼型46进行定义，这是因为用于定义倒角50并定义上面识别的翼型46的笛卡尔坐标系（Cartesian coordinate system）是共用的。因此，倒角50可以相对于翼型轮廓47的形状、在正好径向向倒角50内部的翼型46的7.5%的跨度下来定义。在下表II中给出的X、Y和Z值的笛卡尔坐标系定义了7.5%跨度下的翼型46的轮廓47。Z坐标值在97.560.45处，Z=0值在X轴、中线23（在图1中示出）处。在示例性实施例中，翼型尖端49与尖端护罩48的相交处在100%跨度下位于沿着Z轴离中线23有62.02英寸处。表II中列出了X、Y和Z坐标的按英寸计的值，但在适当转换所述值时，也可以使用其他量纲单位。笛卡尔坐标系具有
正交关系的X、Y和Z轴，并且X轴处于与发动机中线23平行，这样使得正的X坐标值是轴向朝向尾部，即发动机12的排气侧21（在图1中示出）。Y轴垂直于X轴横向延伸横跨发动机12，这样使得点P1-P5和点P11-P13（在图6中示出）具有正的Y坐标值。Z轴垂直于X轴与Y轴设置，并且正的Z坐标值径向向外朝向尖端护罩48。
[0035] 在示例性实施例中，通过用平滑的连续弧连接X值和Y值定义了7.5%跨度下的翼型46的轮廓剖面47。通过使用X、Y和Z坐标系共用的原点62，所述坐标系用于在表I中定义的倒角50的点和在表II中定义的7.5%跨度下的翼型轮廓47的点，相对于7.5%跨度下的翼型轮廓
47定义了倒角表面74的构型。其他百分数跨度可以用来定义这个关系，并且所用的7.5%跨度仅是示例性的。这些值代表在常温、非 操作或非热条件下在7.5%跨度下的倒角50和翼型轮廓47，并且是用于未涂覆表面。此外，如以下所述，表I的尺寸可以放大以考虑发动机尺寸、制造公差、涂层厚度、或操作公差。
[0036] 对于倒角50，存在典型的制造公差以及涂层，这必须考虑在翼型轮廓47之内。因此，在表II中给出的用于7.5%跨度下的剖面47的值是用于标称翼型46。因此，应了解将典型的制造公差（即，±包括任何涂层厚度在内的值）加到在下表II中给出的X值和Y值上。因此，在垂直于沿着7.5%跨度下的翼型轮廓47的任何表面位置方向上的±0.05英寸的距离定义了翼型轮廓包络线，即，在标称冷或室温下在实际翼型表面上所测量的点与如在相同的
温度下在下表II中给出的这些点的理想位置之间的一个变化范围。在这个变化范围之内的翼型46保留所需的穿过转子叶片38（在图3中示出）的空气动力学流动。
[0037] 表II
[0038]
[0039]
[0040]
[0041] 因此，通过定义97.5%跨度下的翼型轮廓47并使用与用来定义倒角50相同的笛卡尔坐标系，建立了倒角50与翼型46之间的关系，这样使得倒角50提供穿过涡轮机的空气的空气动力学流动。
[0042] 在翼型与尖端护罩之间定义的倒角（如上面的倒角50）不仅提供对尖端护罩的支撑以防止其从所述翼型的尖端脱离，而且还促进热燃烧气体穿过燃气涡轮发动机的涡轮机的空气动力学流动。如上所述，就发动机性能而言，需要具有相对较大的尖端护罩，各尖端护罩大体上延伸越过所述翼型的整个径向外端。相反地，需要倒角维持较小的和流线型的，以便引导热气流越过所述翼型。考虑到这些竞争性部件，即，使最大可能量的空气转向穿过翼型的较大的尖端护罩对（versus）提高发动机效率的空气动力学转子叶片，以上所述的空气动力学倒角使燃烧气体的流动成流线型，同时使得尖端护罩能够充分地包括热气流。
[0043] 根据本发明的倒角有效地平衡了这些竞争性目标，这样使得可以满足发动机性能目标。也就是说，本发明的倒角的形状提供了这样的轮廓，所述轮廓有效地引导热气流穿过涡轮机，同时通过尖端护罩促进了热气体的容纳。此外，根据本发明的倒角形状提供了其他操作效率，包括（例如）当与其他常规倒角形状相比时的阶段气流效率、增强的空气动力学、减少的
热应力以及减小的机械应力。如所属领域的普通技术人员应了解的，根据本发明的倒角形状的效力可以通过
计算流体动力学（CFD）、传统流体动力学分析、欧拉和纳维-斯托克斯方程（Euler and Navier-Stokes equations）、流动检测（例如，在
风洞（wind tunnels）中）、尖端护罩的改进、其组合和其他设计流程和实践来验证。这些测定方法仅仅是示例性的且不旨在以任何方式限制本发明。
[0044] 尽管本发明的不同实施例的具体特征可能在一些附图中而未在 其他附图中图示，但这仅仅是出于方便的考量。根据本发明的原则，附图中的任何特征可结合其它任何附图中的任何特征进行参考和/或提出权利主张。
[0045] 本说明书使用了多个实例来公开本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统，以及实施所并入的任何方法。本发明的
专利范围由
权利要求书界定，并可包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也应在权利要求书的范围内。
