CN100383364C - 涡轮机的流道密封和流线化结构 - Google Patents

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Abstract

通过涡轮机的流道(10)的根部区域包括用于使泄漏流和二次气体动力损失最小化的密封结构。入口和出口根部径向密封(42，44)设置在上游和下游喷嘴之间，位于流道的根部区域的径向内侧位置，以最小化径向泄漏流。为了最小化由于转子抽吸作用流入流道的入侵流以及由此产生的气体动力损失，在各叶片上的出口导流部(62)使流出的径向流沿一个主导的轴向方向转向。另外，上游叶片根部界限(74)和喷嘴根部界限(76)为流线型或者渐缩，以使在稳态运行时出现突出到流道中的隆起的可能性最小。附加的入口根部轴向翅片(70)设置在叶片上，以减小流量系数，并使泄漏流进一步减少。

Description

涡轮机的流道密封和流线化结构
技术领域
本发明涉及一种涡轮机的流道结构，该结构有利于沿着流道的流线化流动特性和密封，尤其涉及一种蒸汽轮机的流道结构，该结构用于最小化在蒸汽通路根部区域的泄漏流(leakage flow)和二次气体动力损失。
背景技术
沿着根部界限(radius)通过涡轮机的流道局部由喷嘴的内边(innerbands)或内环以及在转子的叶片根部沿着平台的流动表面限定。沿着根部界限流出该流道的任何流体流泄漏旁通叶片，并直接降低了涡轮级的功率输出。例如用于蒸汽轮机低压部分的典型喷嘴和叶片设计包括等于叶片根部直径的喷嘴根部直径，这导致在稳态流动工况下，非常可能出现面向上游的台阶，这扰乱了流道中的流体流的流线化特性。大的轮隙也增大了泄漏流的转子抽吸效应，由此增加了导致进一步气体动力损失的径向入侵流(intrusion flow)。尤其是，由转子抽吸效应导致的径向重入流动导致沿着流道的流体流分离，结果造成气体动力损失。因此，已经出现对涡轮机根部半径流道结构的需求，该结构通过最小化流道根部区域中的泄漏流和二次气体动力损失，并确保流道中的流体流的流线化基本上与流道的老化(degradation)无关。
发明内容
根据本发明的优选实施例，提供了一流道根部区域，该区域基本上最小化流道中的流体流的扰乱，最小化了泄漏流，并有利于流道中的流线化流动。尤其是，流道的根部区域包括喷嘴的内边及在叶片根部处的平台的表面。叶片平台形成叶片鸠尾榫的一部分。各叶片鸠尾榫包括入口根部侧径向密封和出口根部侧径向密封，在平台径向内侧并位于相邻喷嘴上的出口迷宫密封和入口迷宫密封的径向之下。这些密封减少了流入和流出转子叶轮和相邻喷嘴之间的轮隙的泄漏流。鸠尾榫一方面与转子叶轮、另一方面与喷嘴之间的轮隙减小，从而降低转子抽吸作用，由此使入侵流返回到流道中。
应该明白，结合的泄漏流在喷嘴与叶片之间流过以进入上游轮隙，在该处所述流体流与通过上游密封环的泄漏流结合，穿过轮孔到达下游轮隙。进入下游轮隙的泄漏流部分地排出到经过出口根部轴向密封的流体流道中。相邻出口根部轴向密封设置有出口导流部，该导流部通过减小入侵流的轴向分量而使流道扰动最小化，即与其径向流动分量相比，流入流道中的返回泄漏流具有相当大的或者主导的轴向流动分量。主导的轴向流动分量最小化了流道中流体流的扰动。随着密封件的密封能力随时间下降，导致更大的入侵流返回流体流道，出口导流部变得更加重要。出口导流部也用来最小化叶片与下一级喷嘴之间的轴向距离，有利于流道中的流动流线。
每个叶片还具有入口根部界限，该界限沿轴向向上游、并沿径向向内延伸，以便最小化或者消除在从上游喷嘴内边的后缘流出的流体的流道中出现的任何流道入口隆起。这样使在稳态工况下出现轴向向前面向的台阶的可能性最小化，这样的台阶会妨碍流道中的流体流。因此在上游侧的叶片入口根部直径小于下游侧的喷嘴出口根部直径。类似地，下游喷嘴入口根部圆角位于上游平台表面的后缘的径向内侧。这也同样地避免了在沿着流道流动的流体中出现扰动，并在叶片出口与喷嘴入口之间提供了一定的耐久性。
另外，在叶片平台的前缘设置有入口根部轴向密封翅片，该翅片使流量系数额外减小，进一步减少了泄漏流。所述轴向密封翅片也减小了喷嘴与叶片之间的轴向距离，以便改善在流道中的流道的流线化特性。
在根据本发明的优选实施例中，提供了一种涡轮机，该涡轮机包括：转子，该转子在沿着转子轴向间隔开的位置处具有转子叶轮，并且安装有多个沿圆周间隔开的叶片，所述转子可绕一轴线旋转；轴向间隔开的喷嘴圆周阵列，所述喷嘴圆周阵列具有沿圆周间隔开的翼片、及位于翼片相对端的内边和外边，所述轴向间隔开的叶片和喷嘴阵列形成至少一对轴向间隔开的涡轮级，所述叶片具有用于将叶片固定到转子叶轮上的鸠尾榫和沿着叶片的径向内端的平台，所述平台、翼片、内边和外边、以及叶片部分地限定出使流体流通过涡轮机的流道，在一个转子叶轮安装突起上的叶片鸠尾榫大体在轴向沿着平台的径向内侧的位置朝向一个喷嘴阵列延伸，所述一个喷嘴阵列中的喷嘴带有迷宫密封齿，所述迷宫密封齿与所述突起形成密封，以减少从流道流入所述一个转子叶轮与所述一个喷嘴阵列之间的轮隙中的泄漏流，所述喷嘴阵列在所述叶片的上游轴向间隔开；且叶片平台的前缘(70)在上游方向上向内径向展开，并且该前缘(70)位于上游喷嘴阵列的后缘的径向内侧。
在根据本发明的另一优选实施例中，提供了一种用于涡轮机流道的根部区域的流道的流线化结构，包括：转子，其可绕一轴线旋转，并且安装有多个沿圆周间隔开的叶片；轴向间隔开的喷嘴圆周阵列，其具有沿圆周间隔开的翼片，且在翼片的相对端的内边和外边在叶片下游轴向间隔开，所述叶片具有用于将叶片和转子相互固定的鸠尾榫、以及沿着其径向内端的平台，所述平台和所述内边部分地限定出使流体流通过涡轮机的流道的根部区域，所述叶片鸠尾榫包括沿着鸠尾榫下游侧的出口导流部，用于将来自鸠尾榫与喷嘴之间的轮隙的泄漏流沿一个主导的下游轴向方向引导到所述流道中。
在根据本发明的另一优选实施例中，提供了一种涡轮机，包括：转子，其可绕一轴线旋转，并且安装有多个沿圆周间隔开的叶片，所述叶片具有沿着其径向内端的平台；轴向间隔开的喷嘴圆周阵列，其具有沿圆周间隔开的翼片，在该翼片在其相对端带有内边和外边，所述平台、叶片、内边和外边、及翼片部分地限定出使流体流通过涡轮机的流道，喷嘴的阵列在叶片的上游轴向间隔开，并且叶片平台的前缘位于上游喷嘴阵列的后缘的径向内侧。
附图说明
图1是涡轮机的一部分的局部侧视图，示出了根据本发明优选实施例的通过该涡轮机的带有改进密封结构的流道的根部区域；
图2是放大的局部横截面图。
具体实施方式
现在参照附图，尤其是图1，其中示出了涡轮机12的流道的内部或根部区域，该区域由箭头指示，并由附图标记10来大体标识。高能流体，例如蒸汽，沿着流道10并在箭头方向流动。涡轮机12包括可绕水平轴会旋转的转子14以及多个轴向间隔开的转子叶轮16，每个转子叶轮承载多个沿圆周间隔开的叶片18，所述叶片18在叶片基部处安装于鸠尾榫20上，以与转子叶轮16形成榫连接。在图1中还示出了涡轮机的静止部件22，其包括轴向间隔开的喷嘴24的阵列。每个喷嘴24的阵列具有安装在内边或内环28与外边或外环29之间、沿圆周间隔开的静止翼片(airfoil)26。喷嘴也带有位于轴向相邻的叶片18的转子叶轮与鸠尾榫20之间的内腹板30。因此，每个喷嘴24和叶片18的下游阵列形成一个喷嘴级，在涡轮机的涡轮部分中有多个喷嘴级。传统上，密封环34设置在静止部件24，例如内腹板30与转子叶轮16之间的转子表面36之间，用于密封静止部件和旋转部件之间的泄漏流道。密封环部分34典型地带有多个随时间老化的迷宫密封齿38。
在图1中可以看到，流道10的根部区域包括内边28及在每个叶片18的基部处的平台40。在喷嘴的后缘出口部分与叶片的前缘入口部分之间必须具有间隙，并且在叶片的后缘部分与喷嘴的前缘部分之间也必须具有间隙。在旋转部件与静止部件之间的这些间隙为沿着流道10流动的流体提供泄漏流道，并且对流道10的根部区域中造成气体动力损失。
为了最小化泄漏流和二次气体动力损失，并为了确保沿着流道中的流体流的大体流线化，使之不被泄漏流所扰乱，根据本发明的优选实施例设置根部密封结构。该根部密封结构在每个叶片鸠尾榫20上包括入口根部径向密封突起42和出口根部径向密封突起44。每个径向根部密封由此包括轴向延伸的突起42或44，所述突起与迷宫密封齿和相邻的静止部件一起减少了围绕叶片的泄漏流。特别是，入口侧根部径向密封突起42与形成在上游喷嘴24的下游侧的迷宫密封齿46一起作用以封堵流入叶片鸠尾榫20与下游内腹板30之间的轮隙48的泄漏流，并由此形成入口根部径向密封，大体以附图标记43指代(图2)。类似地，在下游喷嘴的上游侧的迷宫密封齿50与出口侧根部径向突起44一起作用以形成出口侧根部径向密封，大体以附图标记45指代，用于减少流入鸠尾榫20与下游内腹板30之间的轮隙52的泄漏流。如附图所示，入口侧根部径向密封43和出口侧根部径向密封45分别位于流道10的根部区域的径向内侧。可以看到，迷宫密封齿46和50、出口和入口密封43和45在结构上为环形。而且，如图所示，轮隙48和52沿轴向最小化，以减小转子的抽吸作用。转子在轴向上的抽吸作用趋于产生径向流动，该径向流动侵入沿着流道的流体流，并导致不利的气体动力损失。
如图1所示，泄漏流道包括如箭头54示出的在上游密封环34与转子14之间的泄漏流。泄漏流54与在上游喷嘴与下游叶片之间由箭头56指示的的泄漏流结合，穿过轮孔58而流入转子叶轮16与内腹板30之间的轮隙52。抽吸作用导致该泄漏流的一部分如箭头60所示径向向外流入流道10中的流体中。这一径向向外流动导致流道扰动或者流道中的流体混乱，其结果造成气体动力损失。为了最小化这些损失，在每个叶片的后缘上设置一出口导流部62。该导流部62包括径向内表面64，其被成形并构造成使得径向向外的泄漏流沿主导的轴向方向进入流道10中的流体中，即减小侵入流道10的流动的径向分量。由此最小化径向向外泄漏流造成的流道扰动。而且这一点重要之处还在于，由于密封环34的能力随着迷宫密封齿38与转子表面36之间的接触而随时间老化，导致更大的泄漏流，由此产生更大的入侵流。还应该看到，鸠尾榫20的导流部62形成环绕转子轴的环面，并最小化叶片18的后缘与下一级喷嘴前缘之间的距离。后者改善了流体在流道10中的流线化特性。
如图2最佳地示出，在叶片的入口侧上有一朝上游轴向突出的前缘或翅片70，该翅片径向向内沿上游方向展开，以位于上游喷嘴34的内边28的下游边缘的径向内侧。叶片入口侧根部轴向密封翅片70另外提供减小的流量系数，这使泄漏流进一步减少。翅片70还减小了喷嘴与叶片之间的轴向距离，使流道10中的流体流线化特性得到改善。出口侧界限翅片(radiusfin)74在稳态运行工况下，使沿着流道10的流体流中出现向前面向的隆起的可能性最小。由此，应该看到，叶片入口根部直径小于喷嘴出口根部直径。
类似地，参照图2，喷嘴入口根部界限或前缘76形成轴向朝向上游且径向向内渐缩的表面，该渐缩表面终止于上游叶片的平台40的后缘径向内侧。因此，随着流体流从叶片的后缘过渡到下游内部喷嘴边的前缘，沿着流道10的流体中的流体流线得以保持。
尽管结合现今被认为是最实用的优选实施例对本发明加以描述，但应该明白，本发明不局限于所公开的实施例，相反，本发明旨在覆盖所附权利要求的精髓和保护范围中所包括的各种变形和等同装置。

Claims (9)

1.一种涡轮机，包括：
转子(14)，该转子具有沿着转子轴向间隔开的转子叶轮(16)，并且安装有多个沿圆周间隔开的叶片(18)，所述转子可绕一轴线旋转；
轴向间隔开的喷嘴(24)圆周阵列，所述喷嘴圆周阵列具有沿圆周间隔开的翼片(26)、以及位于翼片相对端的内边和外边(28，29)，所述轴向间隔开的叶片和所述喷嘴阵列形成至少一对轴向间隔开的涡轮级，所述喷嘴阵列在所述叶片的上游轴向间隔开，其中，喷嘴阵列之一的内边(28)具有包括迷宫密封齿(50)的前缘(76)；
所述叶片具有用于将叶片固定到转子叶轮上的鸠尾榫(20)和沿着叶片的径向内端的平台(40)，所述平台、所述翼片、所述内边和外边、以及所述叶片部分地限定出用于流体流过涡轮机的流道(10)，所述叶片平台(40)具有界限翅片(74)的前缘(70)，该前缘(70)被构造成使得在沿着用于流体流过涡轮机的流道的流体流中的向前面向的隆起最小；
在一个所述叶轮安装突起(42，44)上的所述叶片鸠尾榫大体在轴向上沿着所述平台的径向向内的位置朝一个所述喷嘴阵列延伸，所述一个喷嘴阵列中的所述喷嘴内边具有带有迷宫密封齿(46)的后缘，所述前缘和后缘的迷宫密封齿(46，50)与所述突起形成密封，以减少从所述流道流入所述一个转子叶轮与所述一个喷嘴阵列之间的轮隙中的泄漏，
叶片平台的前缘(70)在上游方向上向内径向展开，并且该前缘(70)位于上游喷嘴阵列的后缘的径向内侧。
2.如权利要求1所述的涡轮机，其中，所述突起(42)从鸠尾榫的上游侧伸出，位于迷宫密封齿(46)的径向之下。
3.如权利要求1所述的涡轮机，其中，所述突起(44)从鸠尾榫的下游侧、在迷宫密封齿(50)的径向向内位置处伸出。
4.如权利要求1所述的涡轮机，其中，所述突起(42)从鸠尾榫的上游侧伸出，并位于所述一个喷嘴阵列的迷宫密封齿(46)的径向之下，第二突起(44)从鸠尾榫的下游侧、在由下游下一级喷嘴阵列所承载的第二迷宫密封齿(50)的径向向内位置处伸出。
5.如权利要求1所述的涡轮机，还包括：
用于涡轮机流道的根部区域的流道流线化构型，该流道流线化构型特征在于：
所述平台和所述内边局部限定用于流体流过涡轮机的所述流道的根部区域；
所述叶片鸠尾榫包括沿着鸠尾榫下游侧的出口导流部(62)，用于将来自所述鸠尾榫与所述喷嘴之间的轮隙的泄漏流沿一个主导的下游轴向方向引导到所述流道中。
6.如权利要求5所述的涡轮机，其中，所述导流部(62)形成叶片平台的下游延伸部，以最小化叶片与喷嘴阵列之间的间隙。
7.如权利要求6所述的涡轮机，其中，下游喷嘴的前缘(76)位于叶片平台的所述下游延伸部的径向内侧。
8.如权利要求1所述的涡轮机，其中，所述叶片的叶片入口根部直径小于上游喷嘴阵列的喷嘴出口根部直径。
9.如权利要求1所述的涡轮机，其中，所述叶片包括叶片入口侧根部轴向上游密封翅片(70)，该翅片朝向喷嘴上游阵列突出，为流道中的流体提供流线化特性。
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Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10318852A1 (de) * 2003-04-25 2004-11-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Hauptgaskanal-Innendichtung einer Hochdruckturbine
US20060088409A1 (en) * 2004-10-21 2006-04-27 General Electric Company Grouped reaction nozzle tip shrouds with integrated seals
US7484358B2 (en) * 2005-06-17 2009-02-03 Gm Global Technology Operations, Inc. Continuous reforming of diesel fuel for NOx reduction
US7465152B2 (en) 2005-09-16 2008-12-16 General Electric Company Angel wing seals for turbine blades and methods for selecting stator, rotor and wing seal profiles
JP4764219B2 (ja) * 2006-03-17 2011-08-31 三菱重工業株式会社 ガスタービンのシール構造
EP2055901A1 (en) * 2007-10-31 2009-05-06 Siemens Aktiengesellschaft Guide bucket for a turbine of a thermal power plant having a foot section
US8167535B2 (en) * 2008-07-24 2012-05-01 General Electric Company System and method for providing supercritical cooling steam into a wheelspace of a turbine
US20100232939A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 General Electric Company Machine Seal Assembly
EP2423435A1 (en) 2010-08-30 2012-02-29 Siemens Aktiengesellschaft Blade for a turbo machine
RU2564741C2 (ru) * 2011-07-01 2015-10-10 Альстом Текнолоджи Лтд Лопатка турбины и ротор турбины
CN102269016A (zh) * 2011-07-09 2011-12-07 潍坊雷诺特动力设备有限公司 一种蒸汽动力装置的隔板汽封
US9097128B2 (en) * 2012-02-28 2015-08-04 General Electric Company Seals for rotary devices and methods of producing the same
US9057275B2 (en) * 2012-06-04 2015-06-16 Geneal Electric Company Nozzle diaphragm inducer
US9453417B2 (en) 2012-10-02 2016-09-27 General Electric Company Turbine intrusion loss reduction system
GB201220972D0 (en) 2012-11-22 2013-01-02 Rolls Royce Deutschland Aeroengine sealing arrangement
CN103899364B (zh) * 2012-12-26 2015-12-02 中航商用航空发动机有限责任公司 航空发动机高压涡轮的轮缘密封结构、高压涡轮及发动机
US9039357B2 (en) * 2013-01-23 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine
US9644483B2 (en) 2013-03-01 2017-05-09 General Electric Company Turbomachine bucket having flow interrupter and related turbomachine
JP5951534B2 (ja) * 2013-03-13 2016-07-13 株式会社東芝 蒸気タービン
US20150040567A1 (en) * 2013-08-08 2015-02-12 General Electric Company Systems and Methods for Reducing or Limiting One or More Flows Between a Hot Gas Path and a Wheel Space of a Turbine
US11021976B2 (en) * 2014-12-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance
US20170175752A1 (en) * 2015-12-21 2017-06-22 General Electric Company Thrust compensation system for fluid transport devices
US10443422B2 (en) 2016-02-10 2019-10-15 General Electric Company Gas turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
CN107605542B (zh) * 2016-07-11 2022-05-20 北京航空航天大学 一种高效低阻燃气轮机涡轮轮缘封严结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1057506A (zh) * 1990-05-14 1992-01-01 Gec阿尔斯托姆有限公司 能够减少二次损失的冲动式涡轮机级
US6131910A (en) * 1992-11-19 2000-10-17 General Electric Co. Brush seals and combined labyrinth and brush seals for rotary machines
US6152690A (en) * 1997-06-18 2000-11-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Sealing apparatus for gas turbine
US6189891B1 (en) * 1997-03-12 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine seal apparatus
WO2002025066A1 (en) * 2000-09-20 2002-03-28 General Electric Company Steam-type gas turbine subassembly and method for enhancing turbine performance

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2857132A (en) * 1952-02-19 1958-10-21 Gen Motors Corp Turbine wheel
NL192865A (zh) * 1953-12-02
GB1364511A (en) * 1971-08-11 1974-08-21 Mo Energeticheskij Institut Turbines
JPS5669402A (en) * 1979-11-09 1981-06-10 Hitachi Ltd Structure of blade train with shroud
FR2503247B1 (fr) * 1981-04-07 1985-06-14 Snecma Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine
JPS59208104A (ja) * 1983-05-12 1984-11-26 Toshiba Corp タ−ビン翼車
JPH03108801U (zh) * 1990-02-26 1991-11-08
RU2036312C1 (ru) * 1991-07-16 1995-05-27 Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" Уплотнительное устройство за компрессором турбореактивного двухконтурного двигателя
RU2039879C1 (ru) * 1993-04-09 1995-07-20 Иван Николаевич Алешков Двигательно-насосное устройство
FR2744761B1 (fr) * 1996-02-08 1998-03-13 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
US6036437A (en) * 1998-04-03 2000-03-14 General Electric Co. Bucket cover geometry for brush seal applications
US6168377B1 (en) * 1999-01-27 2001-01-02 General Electric Co. Method and apparatus for eliminating thermal bowing of steam turbine rotors
US6431827B1 (en) * 2000-12-21 2002-08-13 General Electric Company Bucket tip brush seals in steam turbines and methods of installation
US6589012B2 (en) * 2001-09-24 2003-07-08 General Electric Company Method and apparatus for eliminating thermal bowing using brush seals in the diaphragm packing area of steam turbines

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1057506A (zh) * 1990-05-14 1992-01-01 Gec阿尔斯托姆有限公司 能够减少二次损失的冲动式涡轮机级
US6131910A (en) * 1992-11-19 2000-10-17 General Electric Co. Brush seals and combined labyrinth and brush seals for rotary machines
US6189891B1 (en) * 1997-03-12 2001-02-20 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine seal apparatus
US6152690A (en) * 1997-06-18 2000-11-28 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Sealing apparatus for gas turbine
WO2002025066A1 (en) * 2000-09-20 2002-03-28 General Electric Company Steam-type gas turbine subassembly and method for enhancing turbine performance

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