改进的第一级涡轮叶片

摘要

涡轮叶片具有基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的翼型轮廓，其中，X和Y值以英寸为单位，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与以英寸为单位的翼型件的高度相乘其可被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值为距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面平滑地彼此连接形成翼型形状。X和Y值还可以根据第一常数缩放，并且，Z值可以根据第二常数缩放。

说明书

相关申请的交叉引用

本申请要求于2018年8月21日提交的美国非临时专利申请号为16/107,363的优先权，通过引用将该专利的全部内容并入本文中。

技术领域

本发明总体上涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片，更具体而言，涉及第一级涡轮叶片的表面轮廓。

背景技术

燃气涡轮发动机通常包括通过轴向轴与多级涡轮联接的多级压气机。空气通过该压气机进入燃气涡轮发动机，当空气通过压气机的后续级时，其温度和压力增大。然后，被压缩的空气被引导至一个或多个燃烧室，在燃烧室里与燃料源混合形成易燃的混合物。该混合物在燃烧室里被点燃，形成热的燃烧气体流。这些气体被引导至涡轮中，使涡轮旋转，从而驱动压气机。燃气涡轮发动机的输出可以是来自涡轮的废气的机械推力或轴向轴旋转产生的轴功率，其中，该轴向轴可驱动发电机发电。

压气机和涡轮均包括多个转动叶片和固定叶片，其具有延伸至压缩空气流或热燃烧气流中的翼型件(airfoil)。每个叶片都具有一套特定的设计标准，必须要满足这些设计标准，以便为通过压气机和涡轮的通过流提供必要的功。然而，由于操作环境的严苛性(这在涡轮中尤其普遍)，优化翼型件性能是有益的。

发明内容

本发明公开了一种涡轮叶片，其具有用于燃气涡轮发动机的改进的翼型件构造。更具体而言，该涡轮叶片包括用于大型框架燃气涡轮发动机的第一级涡轮叶片。

在本发明的一实施例中，涡轮叶片包括叶片根部、自所述叶片根部延伸的平台、及自所述平台延伸的翼型件。所述翼型件具有翼型形状及基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与以英寸为单位的翼型件的高度相乘其可被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面彼此平滑地连接形成完整的翼型形状。

在本发明的一替代实施例中，公开了一种涡轮叶片，包括叶片根部、自所述叶片根部延伸的平台、及自所述平台延伸的翼型件，所述翼型件具有翼型形状。所述翼型件具有基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与以英寸为单位的翼型件的高度相乘其可被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面彼此平滑地连接形成完整的翼型形状。所述翼型形状处于沿正交于铸件表面任意表面位置的方向在+/-约0.033英寸内的外壳内。当考虑到施涂至铸造翼型件上的热障涂层时，这种可接受的轮廓外壳增加至约+0.063至-0.033英寸。

在本发明的另一实施例中，提供一种涡轮机，其包括沿发动机中心线定位的涡轮叶轮，该涡轮叶轮具有多个固定至其上的涡轮叶片，每个涡轮叶片包括叶片根部、自所述叶片根部沿径向向外延伸的平台、及自所述平台沿径向向外延伸的翼型件。所述翼型件具有翼型形状及基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与以英寸为单位的翼型件的高度相乘其可被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面彼此平滑地连接形成完整的翼型形状。

在本发明的还一实施例中，提供一种涡轮机，其包括沿发动机中心线定位的涡轮叶轮、及固定至其上的多个涡轮叶片，其中，每个涡轮叶片包括叶片根部、自所述叶片根部沿径向向外延伸的平台、及自所述平台沿径向向外延伸的翼型件。所述翼型件具有翼型形状及基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与以英寸为单位的翼型件的高度相乘其可被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面彼此平滑地连接形成完整的翼型形状，其中，铸件表面的翼型形状处于沿正交于任意表面位置的方向在+/-0.033英寸内的外壳内。

通过下文中的描述和权利要求书部分可以最好地理解本发明的这些和其它特征。

附图简要说明

下面将参照附图对本发明进行详细描述，附图中：

图1为燃气涡轮发动机的一部分的侧视图；

图2为根据本发明的包括翼型件的涡轮叶片铸件的立体图；

图3为根据本发明的包括翼型件的涡轮叶片的侧视图；

图4为根据本发明的包括翼型件的图3所示涡轮叶片的相对侧视图；

图5为根据本发明一实施例的涡轮叶片的仰视图；

图6为根据本发明的包括翼型件的涡轮叶片的俯视图；

图7为立体图，示出了由表1中的笛卡尔坐标形成的一系列翼型件截面。

具体实施方式

本发明旨在用于燃气涡轮发动机，例如，用于发电的燃气轮机。这样，无论制造商如何，本发明都能够在各种涡轮运行环境中使用。

如本领域技术人员将容易地理解的，这种燃气涡轮发动机围绕发动机中心线或轴向中心线轴周向地布置。该发动机包括压气机、燃烧段和涡轮，其中，该涡轮通过发动机轴联接至该压气机。如本领域中众所周知的，在压气机中被压缩的空气与燃料混合，该燃料在所述燃烧段中燃烧并在涡轮中膨胀。在压气机中被压缩的空气和在涡轮中膨胀的燃料混合物可被称为“热气流(hot gas stream flow)”。所述涡轮包括转子，该些转子响应于流体膨胀进行旋转，由此驱动所述压气机。所述涡轮包括位于交替行的旋转涡轮叶片、及静翼型件(通常被称为“静叶(vane)”)。

图1-图7示出了根据本发明实施例的涡轮叶片。首先参照图1，其示出了燃气涡轮发动机的一部分的截面图。发动机的该部分示出了旋转叶片1和固定翼型件5的交替级。参照图2-图4，根据本发明一实施例的涡轮叶片10在图2中以铸型示出，在图3和图4中以机加工配置示出。涡轮叶片10具有叶片根部12、自叶片根部12延伸的平台14、及自平台14延伸的翼型件16。翼型件16具有前缘18和相对的后缘20。沿着翼型件形状在前缘18和后缘20之间延伸的是压力侧面22和相对的吸力侧面24，其中，压力侧面22具有大致凹形的形状，吸力侧面24具有大致凸形的形状。翼型件16延伸至与平台14相对的翼型件末端26。

翼型件16具有基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称无涂层轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与翼型件的以英寸为单位的高度相乘其可以被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面，如图7所示。将各Z距离处的轮廓截面(如图6所示)彼此平滑地连接形成完整的翼型件形状。

本申请公开的涡轮叶片10优选是燃气涡轮发动机的第一级涡轮的一部分，并且具有约7.3英寸(从靠近平台14的中点至翼型件16的末端26测量所得)的翼型件高度。在本发明的一替代实施例中，涡轮叶片10还包括施加到翼型件16上的涂层。可将多种涂层施加到翼型件16上，以相对于翼型件在涡轮中所承受的温度改善翼型件性能。一种这样的可接受的涂层为金属MCrAlY，其具有施加至0.010英寸厚的扩散铝化物覆盖层，其中，热障涂层的最大厚度为额外的约0.020英寸厚。这样的可接受的涂层被施加至平台14与末端26之间的翼型件16的所有表面上。

图5和图6示出了涡轮叶片10的俯视图和仰视图。涡轮叶片10包括多个开口28，这些开口28自根部12至末端26大致沿径向延伸穿过翼型件16。这些开口可用于向涡轮叶片10的内部部分供应冷却流体流。如本领域技术人员所理解的，由于涡轮叶片的极高的操作温度，有必要对涡轮叶片的某些级进行冷却。可使用多种冷却流体来实现这种冷却。开口28被设计成与供冷部(如压缩空气、蒸汽或其它流体)流体连通，并向翼型件16提供该流体以降低涡轮叶片10的总有效温度。翼型件16具有足够的尺寸来整合各种内部冷却配置，例如，蛇形冷却和喷头冷却。

生成用于确定翼型件的轮廓的表1中所示的值，表1中示出的值保留到小数点后三位。表1中的这些值用于标称的无涂层翼型件。然而，存在典型的制造公差以及涂层，这可导致翼型件的轮廓与表1中的值不同。因此，在本发明的一替代实施例中，如上文所讨论的涡轮叶片10被提供成铸造叶片的翼型件形状处于沿正交于任意表面位置的方向在+/-0.033英寸内的外壳(envelope)内。也就是说，由于在翼型件铸造和涡轮叶片10机加工中所遇到的诸如制造变化等各种制造问题，翼型形状的确切位置可以变化+/-0.033英寸以上。但是，翼型件轮廓的这些变化仍然导致完全在在本发明的范围内的第一级涡轮叶片的期望性能内的翼型件。

本发明还可用于各种涡轮应用中。也就是说，翼型件16被设计成使得其轮廓大小可变以用于各种燃气涡轮发动机中。为了缩放翼型件16，将X和Y值乘以可大于或小于1.0的第一常数，并且将Z值乘以第二常数。典型地，将X和Y值乘以相同的常数，同时将Z值乘以第二常数，该第二常数可与第一常数不同。

除了缩放翼型件16外，在本发明的替代实施例中，也可以改变该翼型件的定向。更具体而言，该翼型件的方向可相对于自每个翼型件截面沿径向向外或沿Z值延伸的轴线旋转。该轴线可以是翼型件16的堆叠轴线。如本领域技术人员将理解的，旋转翼型件16的方向可重新配置叶片上的气动载荷，从而导致涡轮叶片10产生的功量的变化以及叶片上的机械应力的变化。

本发明的涡轮叶片10具有设计成具有许多独特特征的翼型件16。更具体而言，涡轮叶片10具有不同于现有技术中的涡轮叶片的压力侧削减后缘构造。此外，翼型件16具有比现有技术中的涡轮叶片薄的后缘20。即，与现有技术中的后缘厚度约为0.279英寸的叶片相比，翼型件16具有厚度约为0.093英寸的后缘20。与现有技术中的涡轮叶片相比，这种较薄的后缘与其它翼型件坐标结合产生在翼型件16的中跨具有较小压力损失的翼型件16。此外，由于优化了翼型件上的径向功分布，翼型件16的损失减少了约30％。

在本发明的一替代实施例中，公开了一种涡轮机，其具有沿发动机中心线定位的涡轮叶轮。该涡轮叶轮具有多个固定至该涡轮叶轮的涡轮叶片10，其中，每个涡轮叶片10具有叶片根部12、自叶片根部12延伸的平台14、及自该平台延伸的翼型件16。该翼型件具有前缘18和相对的后缘20。沿着翼型件形状在前缘18和后缘20之间延伸的是压力侧面22和相对的吸力侧面24，其中，压力侧面22具有大致凹形的形状，吸力侧面24具有大致凸形的形状。该翼型件延伸至与平台14相对定位的翼型件末端(或翼尖)26。

对于第一级涡轮叶片的该实施例，平台14的中点位于沿着距离发动机中心线(转子轴)的半径。为了限定翼型件的形状，该位置对应于无量纲Z值0.000。自该点测得的翼型件16的高度约为7.3英寸。

该翼型件具有基本根据表1所示的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称无涂层轮廓，其中，Z值为从0到1的无量纲值，通过将Z值与翼型件的以英寸为单位的高度相乘其可以被转换为以英寸为单位的Z距离。X和Y值是以英寸为单位的距离，当用平滑连续的弧线连接时，其在每个距离Z限定翼型件轮廓截面。将各Z距离处的轮廓截面彼此平滑地连接，形成完整的翼型形状。

在本发明的另一实施例中，如上文所讨论的涡轮机被提供成固定在该涡轮机内的涡轮叶片10的翼型形状处于沿正交于叶片铸件任意表面位置的方向在+/-0.033英寸内的外壳内。也就是说，由于在翼型件铸造和涡轮叶片10机加工中所遇到的诸如制造变化等各种制造问题，翼型件形状的确切位置可以变化0.033英寸以上。但是，翼型件轮廓的这些变化仍然提供完全在在本发明的范围内的第一级涡轮叶片的期望性能内的翼型件。当考虑到施涂至铸造翼型件上的高达0.030英寸厚的热障涂层时，这种可接受的轮廓外壳增加至约+0.063至-0.033英寸。

如上所述，虽然涡轮叶片10用在燃气涡轮发动机的涡轮段的第一级内，但其并不限于该功能。事实上，翼型件16的大小可变，使得翼型件16可在其它操作环境中使用。也就是说，X、Y和Z值可根据相同的常数进行缩放，以产生更大或更小的具有相同翼型形状的翼型件，但用于不同的燃气涡轮发动机中。表1中坐标的缩放版本将由表1中的X、Y和Z坐标值表示，将无量纲Z坐标值转换为英寸，然后乘以或除以一常数。

在下面的表1中给定的坐标值提供了用于本申请公开的翼型件的标称轮廓外壳。

表1

虽然已公开了本发明的优选实施例，但是，本领域技术人员将认识到某些修改将落入本发明的范围内。为此，应研究各权利要求以确定本发明的真正范围和内容。由于可在不脱离本发明的范围的情况下对本发明作出许多可能的实施例，因此，应理解，在本文中阐述的或在附图中示出的所有内容都应被解释为说明性的，而不是限制性的。

从前述内容可以看出，本发明可以很好地适于实现上述所有目的以及其它明显的且是结构固有的优点。

将理解的是，某些特征和子组合是有用的，并且可在不参考其它特征和子组合的情况下被采用。这是权利要求所预期的并且在权利要求的范围内。