涡轮叶片及相应的维修方法
技术领域
本发明涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片，并且特别是涉及涡轮叶片末梢（blade tip）。
背景技术
在例如燃气涡轮发动机之类的涡轮机中，空气在压缩机部段中被加压，并且随后与燃料混合并在燃烧器部段中燃烧，以产生热燃烧气体。该热燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在那里能量被提取以为压缩机部段供能并产生有用功，例如使发电机转动来发电。该热燃烧气体行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。一个涡轮级可包括一排静止的翼型件，即静叶，继之以一排旋转的翼型件，即涡轮叶片，其中，这些涡轮叶片从该热燃烧气体提取能量，以便提供输出功率。
通常，涡轮叶片由处于一端处的根部以及细长部分形成，该细长部分形成从耦接到该根部的平台向外延伸的翼型件。该翼型件包括处于径向向外端部处的末梢、前缘和后缘。涡轮叶片的末梢通常具有末梢特征，以减小涡轮的气体路径中的环段和叶片之间的间隙的尺寸，以防止末梢流泄漏，该末梢流泄漏减少了涡轮叶片所产生的扭矩的量。所述末梢特征通常被称为凹槽末梢（squealer tip），并且经常被结合到叶片的末梢上，以帮助减少涡轮级之间的压力损失。这些特征被设计成最小化叶片末梢和环段之间的泄漏。
发明内容
简言之，本发明的各方面提供了一种涡轮叶片，其具有用于控制泄漏流的改进的叶片末梢设计。
根据本发明的第一方面，提供了一种涡轮叶片。所述涡轮叶片包括翼型件，所述翼型件包括外壁，所述外壁由在前缘和后缘处联接的压力侧壁和吸力侧壁形成。所述叶片包括处于第一径向端部处的叶片末梢和处于与所述第一径向端部相对的第二径向端部处的叶片根部，所述叶片根部用于支撑所述叶片并且用于将所述叶片耦接到盘。所述叶片末梢包括设置在所述翼型件的所述外壁之上的末梢盖。所述末梢盖包括压力侧边缘和吸力侧边缘，以及由与所述末梢盖的所述吸力侧边缘相邻的径向向内的台阶形成的凹口。所述凹口由径向延伸的台阶壁和径向面向外的平台限定。所述台阶壁从所述末梢盖的所述吸力侧边缘径向向内延伸到所述平台，由此所述平台相对于所述末梢盖的径向外表面径向向内定位。所述凹口在从所述前缘到所述后缘的方向上沿所述吸力侧壁的至少一部分延伸。
根据本发明的第二方面，提供了一种用于维修涡轮叶片以改善泄漏流控制的方法。所述涡轮叶片包括翼型件，所述翼型件包括外壁，所述外壁由在前缘和后缘处联接的压力侧壁和吸力侧壁形成。所述叶片包括处于第一径向端部处的叶片末梢和处于与所述第一径向端部相对的第二径向端部处的叶片根部，所述叶片根部用于支撑所述叶片并且用于将所述叶片耦接到盘。所述叶片末梢包括末梢盖，其设置在所述翼型件的所述外壁之上，并且具有压力侧边缘和吸力侧边缘。用于维修涡轮叶片的所述方法包括加工凹口，所述凹口形成与所述末梢盖的所述吸力侧边缘相邻的径向向内的台阶。所述凹口由径向延伸的台阶壁和径向面向外的平台限定。所述台阶壁从所述末梢盖的所述吸力侧边缘径向向内延伸到所述平台，由此所述平台相对于所述末梢盖的径向外表面径向向内定位。所述凹口在从所述前缘到所述后缘的方向上沿所述吸力侧壁的至少一部分延伸。
附图说明
借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了特定构造并且不限制本发明的范围。
图1是具有已知类型的凹槽末梢的涡轮叶片的透视图；
图2是沿图1的剖面II-II的示意性剖视图；
图3是描绘了结合吸力侧凹口的根据本发明的实施例的叶片末梢的透视图；
图4、图5和图6分别是沿图3的剖面IV-IV、V-V和VI-VI的示意性剖视图；以及
图7和图8是图示了相对于基准凹槽末梢设计通过该吸力侧凹口形成的局部涡流在减小末梢涡流中的效果的示意图。
具体实施方式
在下面向优选实施例的详细描述中，参考了形成本文的一部分的附图，并且在附图中，作为图示而非作为限制示出了其中可实践本发明的特定实施例。要理解的是，可利用其他实施例，并且可作出改变，而不脱离本发明的精神和范围。
参考附图，其中相同的附图标记表示相同的元件，图1图示了涡轮叶片1。叶片1包括大致中空的翼型件10，该翼型件10从叶片平台6径向向外延伸并且延伸到热气体路径流体的流中。根部8从平台6径向向内延伸，并且可包括例如用于将叶片1耦接到转子盘（未示出）的常规的枞树形状。翼型件10包括外壁12，该外壁12由大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16形成，所述侧壁在限定弧线29的前缘18和后缘20处联接在一起。翼型件10从径向内端处的根部8延伸到径向外端处的末梢30，并且可采取适合于从热气流中提取能量并引起转子盘的旋转的任何构造。如图2中所示，中空翼型件10的内部可包括限定在压力侧壁14的内表面14a与吸力侧壁16的内表面16a之间的至少一个内腔28，以形成用于涡轮叶片1的内部冷却系统。该内部冷却系统可接收冷却剂，例如从压缩机部段（未示出）转移的空气，该冷却剂可经由通常设置在叶片根部8中的冷却剂供应通路进入内腔28。在内腔28内，该冷却剂可沿大致径向的方向流动，从而从压力和吸力侧壁14、16的内表面14a、16a吸收热，然后经由外部孔口17、19、37、38排入到热气体路径中。
特别是在高压涡轮级中，叶片末梢30可形成为所谓的“凹槽末梢”。共同参考图1-2，叶片末梢30可由末梢盖32和一对凹槽末梢壁形成，该末梢盖32在外壁12的径向外端处设置在外壁12之上，该对凹槽末梢壁即压力侧凹槽末梢壁34和吸力侧凹槽末梢壁36，它们各自从末梢盖32径向向外延伸。压力和吸力侧凹槽末梢壁34和36可基本上或完全地沿末梢盖32的周界延伸，以在压力侧凹槽末梢壁34的内表面34a和吸力侧凹槽末梢壁36的内表面36a之间限定末梢腔35。压力侧凹槽末梢壁34的外表面34b可与压力侧壁14的外表面14b对准，而吸力侧凹槽末梢壁36的外表面36b可与吸力侧壁16的外表面16b对准。叶片末梢30可另外包括多个冷却孔37、38，其将内腔28与叶片末梢30的暴露于热气体路径流体的外表面流体连接。在所示示例中，冷却孔37穿过压力侧凹槽末梢壁34形成，而冷却孔38穿过末梢盖32形成，从而通向末梢腔35。附加地或替代地，冷却孔可被设置在叶片末梢30处的其他位置处。
在操作中，涡轮叶片1的压力侧与吸力侧之间的压力差可通过旋转的叶片末梢30与周围的固定涡轮部件（未示出）之间的空隙将泄漏流FL从压力侧驱动到吸力侧。该泄漏流FL可导致涡轮转子的效率降低。这种效率损失存在两个主要原因：第一，末梢泄漏流FL不对叶片做功，从而减小了产生的功率；第二，末梢泄漏流FL当其离开间隙时可与气体路径流体的主流FM（其大致沿轴向方向）混合，从而卷成涡旋结构VT（参见图2）。称为末梢泄漏涡流的该涡旋结构VT会导致压力损失以及转子效率的进一步降低。将叶片末梢构造为具有一个或多个凹槽末梢壁34、36的凹槽（squealer）可缓解与末梢泄漏流相关的一些问题。通常，如图2中所示，凹槽末梢壁34、36具有矩形剖面，其中，该凹槽末梢壁的侧向相对的侧面基本上彼此平行。本发明的实施例旨在通过提供结合吸力侧凹口的新颖的叶片末梢几何构型来进一步改善末梢泄漏损失。
图3-6图示了本发明的示例性实施例。如所示，涡轮叶片1的叶片末梢30包括设置在翼型件外壁12之上的末梢盖32，该末梢盖32在弦向方向上从前缘18延伸到后缘20，并且在侧向方向上从末梢盖32的压力侧44延伸到吸力侧边缘46。该末梢盖具有面向翼型件内部冷却腔28的径向内表面32a，并且具有面向热气体路径的径向外部的外表面32b。与图1-2中所示的构造对比，本发明的图示实施例（如在图4-6中最佳地看到的）包括凹口50，该凹口50由与末梢盖32的吸力侧边缘46相邻的径向向内的台阶形成。凹口50由径向延伸的台阶壁52和径向面向外的架（shelf）或平台（land）54限定。台阶壁52从末梢盖32的吸力侧边缘46径向向内延伸，终止于平台54处。由此，平台54相对于末梢盖32的径向外表面32b径向向内定位。凹口50在从前缘18到后缘20的方向上沿吸力侧壁16的至少一部分延伸。凹口50可从处于前缘18处或附近的第一端58延伸到处于后缘20处或附近的第二端60。在所示实施例中，如图3中所示，凹口50在吸力侧壁16的弦向范围的主要部分上延伸。在其他实施例中，凹口50可覆盖吸力侧壁16的更小或更大的弦向范围，或者甚至一直从前缘18延伸到后缘20。
与传统观念相反，凹口50（与径向向外的凹槽末梢壁相反，具有径向向内的台阶）已被发现限制末梢泄漏流，并且由此，提高了转子效率。CFD分析已显示，与包括常规的凹槽构造的常规末梢设计相比，凹口50实际上引起末梢涡流强度的显著降低。图7和图8是示意图，它们分别图示了具有所示的吸力侧凹口的叶片末梢和具有基准凹槽末梢（类似于图2的构造）的叶片末梢的空气动力学效果。如图7中所示，通过凹口50形成的腔引起局部涡流VN，该局部涡流VN在吸力侧上形成屏障，以最小化泄漏流FL。由凹口50形成的涡流VN弱于末梢涡流VT，并且已被发现逆着末梢涡流VT旋转，从而随着它们在下游相互作用而进一步减弱末梢涡流VT。由凹口50产生的局部涡流VN还将泄漏流FL转向涡轮机壳体，从而减少与通路流的进一步相互作用，进而减少由于泄漏流与通路流的混合而引起的熵产。对图7（具有凹口）和图8（基准凹槽设计）中所示的末梢泄漏流FL的比较显示，吸力侧凹口50由于扩展的几何构型而减慢了流，从而导致相对于基准凹槽设计而言较弱的末梢涡流VT和较少的末梢泄漏质量流FL。上述结果已在图7和图8中的以灰度再现的图例中示意性地显示。末梢泄漏流的减少导致从热气体中提取的功率增加，从而提高了转子效率。
本发明的吸力侧凹口可在若干实施例中构造。在一个实施例中，平台54的侧向宽度W可从第一端58到第二端60连续地变化，如图3-6中所示。优选地，凹口50可被设计成使得平台54的侧向宽度W在第一端58和第二端60之间的位置处最大。例如，平台54的最大宽度的位置可位于凹口的第一端58和压力侧与吸力侧之间的峰值压力梯度的位置下游的10%轴向弦之间的任何位置。从所述位置，平台54的侧向宽度可朝向端部58、60逐渐减小，从而在第二端60处最小。凹口50的上述形状的一个益处在于，在凹口50内形成的涡流阻止末梢涡流，从而减少熵的产生，减小混合损失，并且允许更多的翼型件表面产生功。将会理解的是，凹口50可被优化成具有平台宽度的不同变化的其他形状。在再其他的实施例中，凹口50可形成为使得该平台的侧向宽度从第一端58到第二端60是恒定的，即，该平台可以是基本上矩形的。
在所示示例中，凹口50的台阶壁52平行于径向轴线40，并且正交于平台54。由此，平台54平行于末梢盖32的径向外表面32b。在各种其他实施例中，台阶壁52可不平行于径向轴线40和/或可不正交于平台54。在一个实施例中，台阶壁52的径向高度可处于翼型件翼展的1.5%至4%的范围内。然而，上述实施例是非限制性的。例如，在某些应用中，台阶壁52的径向高度可落入翼型件翼展的0.5%至10%的范围内。
上述吸力侧凹口的实施例可部分或完全地代替叶片末梢的“凹槽”构造。在所示实施例中，吸力侧凹口50代替吸力侧凹槽末梢壁36的一部分（参见图3）。如图3-6中所示，叶片末梢30可设有压力侧凹槽末梢壁34的可选特征，其与吸力侧凹口50结合，导致泄漏流控制的进一步改进。压力侧凹槽末梢壁34与末梢盖32的压力侧边缘44相邻地从末梢盖32径向向外延伸。压力侧凹槽末梢壁34可与压力侧壁14对准，从而在从前缘18到后缘20的方向上沿该压力侧壁14的至少一部分延伸。
压力侧凹槽末梢壁34分别包括侧向相对的第一和第二侧面34a和34b。在一个变体中，凹槽末梢壁34的几何构型可被构造成使得第一侧面34a和/或第二侧面34b相对于径向轴线40倾斜。在当前示例中，如图4-6中的弦向隔开的剖视图中所描绘的，压力侧凹槽末梢壁34的第一侧面34a和第二侧面34b以沿弦向方向独立地变化的相应角度定向，使得第一侧面34a和径向轴线40之间的第一角度α的弦向变化不同于第二侧面34b和径向轴线40之间的第二角度β的弦向变化。因此，内侧面34a和外侧面34b之间的角度在弦向方向上变化。例如，可优化可变地倾斜的凹槽几何构型，以在已识别出高末梢泄漏流的区域中提供更大的倾斜角。
在所描绘的示例中，第一侧面34a和第二侧面34b的弦向变化的倾斜度沿压力侧凹槽末梢壁34的整个轴向长度（从前缘到后缘）设置。在其他实施例中，第一侧面34a和第二侧面34b的这种可变的倾斜度可仅针对部分地沿压力侧凹槽末梢壁34的轴向长度延伸的指定部分设置。在再其他的实施例中，压力侧凹槽末梢壁34可具有不同的几何构型，例如具有矩形形状，其中侧面34a、34b彼此平行，而沿弦向方向具有可变或恒定的倾斜度。
尽管未示出，但是叶片末梢30还可包括设置在吸力侧凹口50和/或凹槽末梢壁34中的冷却孔或通道，该冷却孔或通道与翼型件内的内部冷却系统流体连通。所示的叶片末梢成形可通过控制末梢泄漏流的轨迹来高效地利用冷却流。因此，对末梢形状和冷却孔/通道位置的同时优化可利用末梢流轨迹的变化来冷却叶片末梢，从而允许减少冷却流，提高发动机效率并延长部件寿命。
本发明的各方面还可涉及一种用于维修叶片以改善泄漏流控制的方法，该方法包括加工如上所述的吸力侧凹口。
虽然已详细地描述了特定实施例，但是本领域普通技术人员将理解，可根据本公开的整体教导来形成那些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的特定布置结构仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同形式的全部范围给出。
