CN101776011A - 涡轮翼型件同步 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮翼型件同步。一种降低作用于涡轮发动机中的目标翼型件排上的运行应力的方法；其中目标翼型件排在各侧上由第一上游翼型件排和第一下游翼型件排邻接；第一上游翼型件排和第一下游翼型件排具有基本相同数量的相似的翼型件，且两者包括一排转子叶片和一排定子叶片其中之一，且目标翼型件排包括另一排；该方法包括以下步骤：将第一上游翼型件排的翼型件和第一下游翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第一上游翼型件排的至少90％的翼型件和第一下游翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。

Description

涡轮翼型件同步
技术领域
本申请涉及用于设计、组装和操作涡轮发动机的方法。更具体地，但不作为限制，本申请涉及用于相对于相邻排或邻近排中的翼型件的定位来定位一排中的翼型件从而获得某些运行益处的方法。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括压缩机、燃烧室和涡轮。压缩机和涡轮大体包括轴向地堆叠成级的翼型件排或叶片排。各个级大体包括一排沿周向隔开的固定的定子叶片，以及绕着中心轴线或轴旋转的一组沿周向隔开的转子叶片。一般，在运行中，压缩机转子中的转子叶片绕着轴旋转，以压缩空气流。在燃烧室中使用压缩空气的供应来燃烧燃料的供应。由于燃烧而产生的热气流膨胀而通过涡轮，这使得涡轮转子叶片绕着轴旋转。这样，包含在燃料中的能量就转换成旋转叶片的机械能，可使用机械能来使压缩机的转子叶片和发电机的线圈旋转来发电。在运行期间，由于极端温度、工作流体的速度以及转子叶片的旋转速度，贯穿压缩机和涡轮两者的定子叶片和转子叶片是应力很高的部件。
通常，在涡轮发动机的压缩机部分和涡轮部分两者中，邻近或相邻级的定子或转子叶片排构造有基本相同数量的沿周向隔开的叶片。在努力改进涡轮发动机的空气效率的过程中，已经进行了努力，以便相对于邻近或相邻排中的叶片的周向位置，使一排中的叶片的相对周向位置指标化(index)或“同步(clock)”。但是，虽然仅最低程度地或可忽略地改进了发动机空气效率，但是已经发现这样的传统的同步方法大体起增大在运行期间作用于翼型件上的机械应力的作用。当然，增大的运行应力可能会使叶片失效，这可能会对燃气涡轮发动机造成重大的损伤。增大的运行应力最低限度都会缩短翼型件的部件寿命，这会增加运行发动机的成本。
对能量的日益增加的需求使得设计更有效率的涡轮发动机的目标成为正在进行的且重要的目标。但是，使涡轮发动机更有效率的许多方法会在发动机的压缩机部分和涡轮部分的翼型件上施加额外的应力。也就是说，涡轮效率一般可通过几种方式来提高，包括更大的大小、更高的点火温度，以及/或者更大的旋转速度，所有这些都会在运行期间在翼型件上施加更大的应变。因此，需要降低涡轮翼型件上的应力的新方法和系统。降低作用于翼型件上的运行应力的、用于使涡轮翼型件同步的新方法或系统将会是迈向设计更有效率的涡轮发动机的重要的一步。
发明内容
因此本申请描述了一种降低作用于涡轮发动机中的目标翼型件排上的运行应力的方法；其中，目标翼型件排在各侧上由第一上游翼型件排和第一下游翼型件排邻接，第一上游翼型件排包括在目标翼型件排的上游方向上的第一排翼型件，且第一下游翼型件排包括在目标翼型件排的下游方向上的第一排翼型件；第一上游翼型件排和第一下游翼型件排具有基本相同数量的相似的翼型件，且两者包括一排转子叶片和一排定子叶片其中之一，且目标翼型件排包括另一排；该方法包括以下步骤：将第一上游翼型件排的翼型件和第一下游翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第一上游翼型件排的至少90％的翼型件和第一下游翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和75％桨距(pitch)之间的同步关系。
在一些实施例中，第一上游翼型件排由第二上游翼型件排邻接，第二上游翼型件排包括在目标翼型件排的上游方向上的第二排翼型件；第二上游翼型件排由第三上游翼型件排邻接，第三上游翼型件排包括在目标翼型件排的上游方向上的第三排翼型件；其中该方法进一步包括以下步骤：将第三上游排的翼型件和第一上游翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第三上游翼型件排的至少90％的翼型件和第一上游翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
在一些实施例中，该方法可进一步包括以下步骤：将第一上游翼型件排的翼型件和第一下游翼型件排的翼型件构造成使得第一上游翼型件排的至少90％的翼型件和第一下游翼型件排的翼型件的至少90％包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。
在一些实施例中，第一上游翼型件排包括压缩机的第十四级中的一排转子叶片；目标翼型件排包括该压缩机的第十四级中的一排定子叶片；且第一下游翼型件排包括该压缩机的第十五级中的一排转子叶片。
本申请进一步描述了(在已经使用了至少3个月且包括至少三个连续的轴向地堆叠的翼型件排的涡轮发动机中)修改涡轮发动机的运行以便降低作用于翼型件排中的一个或多个上的运行应力的方法，该方法包括以下步骤：(a)确认涡轮发动机是否具有一对翼型件排，即第一翼型件排和第二翼型件排，该第一翼型件排和第二翼型件排：彼此紧密邻近地驻留在涡轮发动机的压缩机或涡轮其中之一中；在运行期间，第一翼型件排和第二翼型件排它们之间基本没有相对运动；第一翼型件排和第二翼型件排相对于定位在第一翼型件排和第二翼型件排之间的第三翼型件排具有基本相同的相对运动；以及，第一翼型件排和第二翼型件排具有基本相同数量的形状相似的翼型件；和(b)将第一翼型件排的翼型件和第二翼型件排的翼型件构造成使得第一翼型件排的至少90％的翼型件和第二翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和74％桨距之间的同步关系。
在一些实施例中，该方法进一步包括以下步骤：将第一翼型件排的翼型件和第二翼型件排的翼型件构造成使得第一翼型件排的至少90％的翼型件和第二翼型件排的至少90％的翼型件包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。在一些实施例中，第一翼型件排包括压缩机的第十四级中的一排转子叶片；并且第二翼型件排包括该压缩机的第十五级中的一排转子叶片。
本申请进一步描述了(在包括对包含有至少三个连续的轴向地堆叠的翼型件排的燃气涡轮发动机进行组装的制造过程中)组装燃气涡轮发动机的翼型件排以便降低作用于翼型件排中的一个或多个上的运行应力的方法，该方法包括以下步骤：(a)确认具有一对翼型件排，即第一翼型件排和第二翼型件排的燃气涡轮发动机设计，该第一翼型件排和第二翼型件排：彼此紧密邻近地驻留在涡轮发动机的压缩机或涡轮其中之一中；在运行期间，第一翼型件排和第二翼型件排它们之间基本没有相对运动；第一翼型件排和第二翼型件排相对于定位在第一翼型件排和第二翼型件排之间的第三翼型件排具有基本相同的相对运动；以及第一翼型件排和第二翼型件排具有基本相同数量的形状相似的翼型件；和(b)对于系在步骤(a)中确认的燃气涡轮发动机设计的、被组装的燃气涡轮发动机的至少大部分，将第一翼型件排的翼型件和第二翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第一翼型件排的至少90％的翼型件和第二翼型件排的至少90％的翼型件包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
在一些实施例中，该方法进一步包括以下步骤(对于系在上述步骤(a)中确认的燃气涡轮发动机设计的、被组装的燃气涡轮发动机的基本全部)：将第一翼型件排的翼型件和第二翼型件排的翼型件的周向位置构造成使得第一翼型件排的基本全部翼型件和第二翼型件排的基本全部翼型件包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。在一些实施例中，第一翼型件排包括压缩机的第十四级中的一排转子叶片；并且第二翼型件排包括该压缩机的第十五级中的一排转子叶片。
在结合附图和所附权利要求书审阅对优选实施例的以下详细描述之后，本申请的这些和其它特征将变得显而易见。
附图说明
通过结合附图仔细研究本发明的示例性实施例的以下更加详细的描述，将更加完全地明白和理解本发明的这些和其它目的和优点。
图1是本申请的实施例可用于其中的一个示例性涡轮发动机的示意图；
图2是本申请的实施例可用于其中的燃气涡轮发动机中的压缩机的截面图；
图3是本申请的实施例可用于其中的燃气涡轮发动机中的涡轮的截面图；
图4是示出了一种示例性同步关系的相邻的翼型件排的示意图；
图5是示出了一种示例性同步关系的相邻的翼型件排的示意图；
图6是示出了一种示例性同步关系的相邻的翼型件排的示意图；以及
图7是示出了一种示例性同步关系的相邻的翼型件排的示意图；以及
图8是示出了根据本申请的示例性实施例的同步关系的相邻的翼型件排的示意图。
部件列表：
燃气涡轮发动机100
压缩机106
涡轮110
燃烧室112
压缩机118
压缩机转子叶片120
压缩机定子叶片122
涡轮124
涡轮转子叶片126
涡轮定子叶片128
翼型件130
第一翼型件排134
第二翼型件排136
第三翼型件排138
箭头140、142
前缘148、150、154、156、158、160、162、164、182、184、186
第一翼型件排171
第二翼型件排172
第三翼型件排173
第四翼型件排174
第五翼型件排175
具体实施方式
现在参看附图，图1示出了燃气涡轮发动机100的示意图。大体上，燃气涡轮发动机通过从由压缩空气流中的燃料的燃烧而产生的加压热气流中汲取能量来运行。如图1所示，燃气涡轮发动机100可构造有通过公共轴或转子以机械的方式联接到下游涡轮部分或涡轮110上的轴流式压缩机106；以及定位在压缩机106和涡轮110之间的燃烧室112。注意，下列发明可用于所有类型的涡轮发动机中，包括燃气涡轮发动机、蒸汽轮机发动机、航空发动机和其它发动机。另外，本文描述的发明可用于具有多轴和再热构造的涡轮发动机中，以及可用于具有变化的体系结构(例如，环形或罐形燃烧室构造)的燃烧室的燃气涡轮发动机的情况下。在下文中，将关于如图1所描绘的一个示例性燃气涡轮发动机来描述本发明。如本领域技术人员将理解的，此描述仅是示例性的，且不以任何方式进行限制。
图2示出了可用于燃气涡轮发动机中的一个示例性多级轴流式压缩机118的视图。如图所示，压缩机118可包括多个级。各个级可包括后面是一排压缩机定子叶片122的一排压缩机转子叶片120。因此，第一级可包括绕着中心轴旋转的一排压缩机转子叶片120，后面是在运行期间保持静止的一排压缩机定子叶片122。压缩机定子叶片122大体是彼此沿周向隔开的，且绕着旋转轴线而固定。压缩机转子叶片120绕着转子的轴线而沿周向隔开，且在运行期间绕着轴旋转。如本领域技术人员将理解的，压缩机转子叶片120构造成使得当绕着轴转动时，它们对流过压缩机118的空气或工作流体赋予动能。如本领域技术人员将理解的，压缩机118可具有除了图2中所示的级之外的许多其它级。各个另外的级可包括后面是多个沿周向隔开的压缩机定子叶片122的多个周向的间隔开的压缩机转子叶片120。
图3示出了可用于燃气涡轮发动机中的一个示例性涡轮124的局部视图。涡轮124可包括多个级。示出了三个示例性的级，但是涡轮124中可以存在更多或更少的级。第一级包括在运行期间绕着轴旋转的多个涡轮轮叶或涡轮转子叶片126，以及在运行期间保持静止的多个喷嘴或涡轮定子叶片128。涡轮定子叶片128大体上彼此沿周向隔开，且绕着旋转轴线而固定。涡轮转子叶片126可安装在涡轮叶轮(未示出)上，以绕着轴(未示出)旋转。还示出了涡轮124的第二级。第二级类似地包括后面是多个沿周向隔开的涡轮转子叶片126的多个沿周向隔开的涡轮定子叶片128，该涡轮转子叶片126也安装在涡轮叶轮上，以进行旋转。还示出了第三级，且其类似地包括多个沿周向隔开的涡轮定子叶片128和涡轮转子叶片126。将理解的是，涡轮定子叶片128和涡轮转子叶片126位于涡轮124的热气路径中。热气流通过热气路径的方向由箭头表明。如本领域技术人员将理解的，涡轮124可具有除了图3中所示的级之外的许多其它级。各个另外的级可包括后面是多个沿周向隔开的涡轮转子叶片126的多个周向的间隔开的涡轮定子叶片128。
注意，如本文所用，在没有另外的特殊性的情况下，对“转子叶片”的引用是对压缩机118或涡轮124中的任何一个的旋转叶片的引用，旋转叶片包括压缩机转子叶片120和涡轮转子叶片126两者。在没有另外的特殊性的情况下，对“定子叶片”的引用是对压缩机118或涡轮124中的任何一个的静止叶片的引用，静止叶片包括压缩机定子叶片122和涡轮定子叶片128两者。本文将使用用语“翼型件”来引用任何一种类型的叶片。因此，在没有另外的特殊性的情况下，用语“翼型件”包括所有类型的涡轮发动机叶片，包括压缩机转子叶片120、压缩机定子叶片122、涡轮转子叶片126和涡轮定子叶片128。
在使用中，轴流式压缩机118内的压缩机转子叶片120的旋转可压缩空气流。在燃烧室112中，当压缩空气与燃料混合且被点燃时，可释放能量。然后，可将来自燃烧室112的所得热气流引导到涡轮转子叶片126上，这可导致涡轮转子叶片126绕着轴旋转，从而将热气流的能量转换成使轴旋转的机械能。然后可使用轴的机械能来驱动压缩机转子叶片120的旋转，从而使得产生压缩空气的必要供应，而且还例如驱动发电机来产生电力。
通常，在燃气轮机压缩机106和涡轮110两者中，邻近的或相邻的翼型件130排可具有基本相同的构造，即具有围绕排的周边而类似地隔开的相同数量的大小类似的翼型件。当在这种情况下时，而且另外，当两排或更多排操作而使得各排(如例如在两排或更多排转子叶片之间，或者在两排或更多排定子叶片之间的情况)之间没有相对运动时，这些排中的翼型件可为“同步的”。如本文使用，用语“同步的”或“同步”指的是一排中的翼型件相对于邻近排中的翼型件的周位定位的固定的周向定位。
图4至7示出了可如何使翼型件130排同步的实例的简化示意图。这些图包括显示为并排的三排翼型件130。在图4至7中的外面两排翼型件130可各自表示一排转子叶片，而中间的排可表示一排定子叶片，或者，如本领域技术人员将理解的，外面的两排可表示一排定子叶片，而中间的排可表示一排转子叶片。如本领域技术人员将理解的，不管它们是定子叶片还是转子叶片，外面的两排在它们之间基本没有相对运动(即在运行期间两者均保持静止，或者两者均以相同的速度旋转)，而外面排两者相对于中间排具有基本相同的相对运动(即外面排两者旋转，同时中间排保持静止，或者，外面排两者保持静止，同时中间排旋转)。另外，如已经描述过的，为了使在外面的两排之间的同步最有效，外面的两排各自必须类似地构造。这样，可以假定图4至7中的外面的两排具有基本相同数量的翼型件，且可以假定在各排上的翼型件大小相似，且围绕各排的周边隔开。
为了图4至7中的实例，外面的第一排翼型件将被称为第一翼型件排134，中间的一排翼型件将被称为第二翼型件排136，而外面的另一排翼型件将被称为第三翼型件排138。第一翼型件排134和第三翼型件排138的相对运动由箭头140表明。可表示通过压缩机118或涡轮124中的任何一个的流的方向的流动方向，不管在什么情况下都由箭头142表示。注意，已经利用用语“第一”、“第二”和“第三”描述过在图4至7中使用的示例性翼型件排。此描述仅可应用于所示的排关于各图中的其它排的相对定位，且不表明相对于涡轮发动机中的其它翼型件排的整体定位。例如，其它翼型件排可定位在“第一翼型件排136”的上游(即第一翼型件排136不一定是涡轮发动机中的第一排翼型件)。
本文使用一排翼型件的“桨距”来指围绕特定排的周边的重复模式的量度。因此，可将桨距描述为例如特定排中的翼型件的前缘和同一排中的相邻翼型件中的任何一个的前缘之间的周向距离。例如，桨距还可描述特定排中的翼型件的后缘和同一排中的相邻翼型件中的任何一个的后缘之间的周向距离。将理解的是，为了使同步更加有效，两排大体上将具有相似的桨距量度。如图所示，第一翼型件排134和第三翼型件排138具有基本相同的桨距，已经在图4上的第三翼型件排138中将该桨距表示成距离144。还要注意的是，提供图4至7的同步实例，从而可描绘和理解描述邻近或相邻的翼型件排之间的各种同步关系的一致方法。大体上，如下面更加充分地描述的，将按桨距量度的百分比给出两排之间的同步关系。也就是说，桨距量度的百分比表明两排上的翼型件同步或偏移的距离。因此，桨距量度的百分比可描述例如特定排上的翼型件的前缘和第二排上的对应的翼型件的前缘彼此偏移的周向距离。
图4至7提供了外面的两排(即第一翼型件排134和第三翼型件排138)之间的不同同步关系的几个实例。在图4中，如将理解的，第三翼型件排138相对于第一翼型件排134偏移了大约0％桨距。因此，如图所示，第三翼型件排138中的翼型件130的周向位置落后于第一翼型件排134中的对应的翼型件130大约0％桨距量度的偏移，当然，这就意味着第三翼型件排138中的翼型件130保持与第一翼型件排134中的对应的翼型件130基本相同的周向位置。这样，第一翼型件排134中的翼型件130的前缘(其中一个用参考标号148标示)领先于第三翼型件排138中的对应的翼型件130的前缘(其用参考标号150标示)大约0％桨距量度的周向距离，这就意味着对应的翼型件的前缘占据基本相同的周向位置。
在图5中，如将理解的，第三翼型件排138相对于第一翼型件排134偏移了大约25％桨距。因此，如图所示，第三翼型件排138中的翼型件130的周向位置落后于(给定外面排的相对运动的方向的情况下)第一翼型件排134中的对应的翼型件130大约25％桨距量度的偏移。这样，第一翼型件排134中的翼型件130的前缘(其中一个用参考标号154标示)领先于第三翼型件排138中的对应的翼型件130的前缘(其用参考标号156标示)大约25％桨距量度的周向距离。
在图6中，如将理解的，第三翼型件排138相对于第一翼型件排134偏移了大约50％桨距。因此，如图所示，第三翼型件排138中的翼型件130的周向位置落后于(给定外面排的相对运动的方向的情况下)第一翼型件排134中的对应的翼型件130大约50％桨距量度的偏移。这样，第一翼型件排134中的翼型件130的前缘(其中一个用参考标号158标示)领先于第三翼型件排138中的对应的翼型件130的前缘(其用参考标号160标示)大约50％桨距量度的周向距离。
在图7中，如将理解的，第三翼型件排138相对于第一翼型件排134偏移了大约75％桨距。因此，如图所示，第三翼型件排138中的翼型件130的周向位置落后于(给定外面排的相对运动的方向的情况下)第一翼型件排134中的对应的翼型件130大约75％桨距量度的偏移。这样，第一翼型件排134中的翼型件130的前缘(其中一个用参考标号162标示)领先于第三翼型件排138中的对应的翼型件130的前缘(其用参考标号164标示)大约75％桨距量度的周向距离。
当然，可使翼型件130同步为不同于(即在第一翼型件排和第三翼型件排之间保持不同的偏移)以上所述的关系(即0％、25％、50％、75％桨距)。虽然以上所述的同步关系中的一些在本发明的某些实施例内(如下面更加详细地描述)，但它们也是示例性的，且意图使用于描述几个邻近或相邻的翼型件排之间的同步关系的方法清楚。本领域技术人员将理解，可使用其它方法来描述同步关系。本文使用的示例性方法不意图以任何方式进行限制。相反，重要的是邻近的翼型件之间的相对定位，即同步关系，如下面和权利要求书中所描绘的，而不是描述同步关系所采用的方法。
通过分析建模和实验数据，已经发现某些同步构造对压缩机118和涡轮124提供了某些运行优点。更具体地，已经发现，翼型件排在运行期间经历的机械或运行应力(其可包括翼型件(特别是定子叶片)的震动或摇动)，可受到相邻的和/或邻近的翼型件排的同步关系的显著影响。某些同步关系会增加作用于特定翼型件排上的运行应力，而其它同步关系则会降低作用于该排上的应力。另外，虽然图4-7仅显示了涉及3排翼型件的同步构造，但是已经发现，可使用跨越另外的排的同步关系，从而可实现另外的运行优点。
图8示出了根据本发明的示例性实施例的同步构造。图8包括并排显示的五排翼型件：第一翼型件排171、第二翼型件排172、第三翼型件排173、第四翼型件排174和第五翼型件排175。如本领域技术人员将理解的，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175可表示转子叶片，且在这几排转子叶片之间，第二翼型件排172和第四翼型件排174可表示定子叶片排。或者，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175也可表示定子叶片。在这种情况下，在定子叶片排之间，第二翼型件排172和第四翼型件排174可表示转子叶片。另外，如本领域技术人员将理解的，无论它们各自是定子叶片还是转子叶片，在运行期间，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175它们之间将基本没有相对运动(即如果它们是定子叶片，则所有排均保持静止，或者如果它们是转子叶片，则所有排均以相同的速度旋转)。而且，无论它们各自是定子叶片还是转子叶片，在运行期间，第二翼型件排172和第四翼型件排174它们之间将基本没有相对运动(即如果它们是定子叶片，则这两排均保持静止，或者如果它们是转子叶片，则这两排均以相同的速度旋转)。当然，鉴于此，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175相对于第二翼型件排172和第四翼型件排174将具有基本相同的相对运动(即或者是第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175旋转，同时第二翼型件排172和第四翼型件排174保持静止，或者是这三排保持静止，同时第二翼型件排172和第四翼型件排174旋转)。如本领域技术人员将理解的，图8中的翼型件排可位于涡轮发动机的压缩机118或涡轮124中。
另外，如已经描述过的，大体上，为了更有效地执行同步构造，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175可构造成基本相同。这样，图8的第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175大体可具有相同数量的翼型件或者基本相同数量的翼型件。各排上的翼型件还可为基本相同的大小，且基本围绕各排的周边相同地间隔开。
在图8中，根据本申请的一个示例性实施例，第三翼型件排173可相对于第一翼型件排171以大约50％桨距同步。因此，如图所示，第三翼型件排173中的翼型件的周向位置落后于(给定排的相对运动的方向的情况下)第一翼型件排171中的对应的翼型件大约50％桨距量度的偏移。这样，第一翼型件排171中的翼型件的前缘(其中一个用参考标号182标示)领先于第三翼型件排173中的对应的翼型件的前缘(其用参考标号184标示)大约50％桨距量度的周向距离。
连同其它优点一起，分析建模和实验数据已经证实，具有第一翼型件排171和第三翼型件排173之间所描绘的近似值(即50％桨距)的同步构造，提供了运行期间作用于第二翼型件排172的翼型件上的应力(包括机械应力，例如振动或摇动)的降低。也就是说，已经发现，可通过以与图8所示的方式相符的方式使两个相邻的翼型件排(即在特定排的各侧上的翼型件排)同步，来实现作用于该特定排的翼型件上的运行应力的显著降低，而且非常接近50％桨距值或者处于50％桨距值的同步构造在一些实施例和应用中提供了大约最大水平的应力消除。而且，已经确定，在50％桨距值的正或负10％内的同步值提供接近最大应力降低水平的应力降低。(如本文使用，50％桨距+/-10％是介于45％和55％桨距之间的桨距范围)。如本领域技术人员将理解的，连同其它优点一起，运行应力的降低可延长翼型件的部件寿命，从而允许涡轮以更加成本高效的方式运行。
在其中两个翼型件排(例如第一翼型件排171和第三翼型件排173)被同步的一些实施例中，第一翼型件排171可为一排压缩机转子叶片120，第二翼型件排172可为一排压缩机定子叶片122，而第三翼型件排173可为一排压缩机转子叶片120。更具体地，在本申请的一个示例性实施例中，第一翼型件排171可为压缩机的第十四级中的压缩机转子叶片120排，第二翼型件排172可为该压缩机的第十四级中的压缩机定子叶片122排，且第三翼型件排176可为该压缩机的第十五级中的压缩机转子叶片120排。在此示例性实施例的一些情况下，第十四级和第十五级可为由纽约斯卡奈塔第的通用电气公司制造的7F或9F燃气涡轮发动机的F级压缩机的第十四级和第十五级。另外，在此实例和一些实施例中，压缩机可具有总共17级翼型件，各个级具有后面是单独的定子叶片排的单独的转子叶片排。第十四级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片，且第十五级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片。最后，在一些实施例中，第十四级中的定子叶片排可具有总共132个定子叶片，且第十五级中的定子叶片排可具有总共130个定子叶片。已经通过实验数据和分析建模发现，对于图表中的以上所述的压缩机构造，如本文所描述和要求保护的那些的同步关系运行良好。
另外，在一个备选实施例中，第一翼型件排171可为压缩机的第十五级中的压缩机转子叶片120排，第二翼型件排172可为该压缩机的第十五级中的压缩机定子叶片122排，且第三翼型件排176可为该压缩机的第十六级中的压缩机转子叶片120排。在此示例性实施例的一些情况下，第十五级和第十六级可为由纽约斯卡奈塔第的通用电气公司制造的7F或9F燃气涡轮发动机的F级压缩机的第十五级和第十六级。另外，在此实例和一些实施例中，压缩机可具有总共17级翼型件，各个级具有后面是单独的定子叶片排的单独的转子叶片排。第十五级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片，而第十六级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片。最后，在一些实施例中，第十五级中的定子叶片排可具有总共130个定子叶片，且第十六级中的定子叶片排可具有总共132个定子叶片。已经通过实验数据和分析建模发现，对于该图表中的以上所述的压缩机构造，如本文所描述和要求保护的那些的同步关系运行良好。
分析建模和实验数据也已经证实，运行优点和应力降低可通过比以上所述的那些范围更宽的同步构造实现，虽然在一些实施例中，优点可能没有这么大。可在第一翼型件排171和第三翼型件排173之间的大约50％桨距+/-50％的同步构造内降低运行应力。(如本文使用，50％桨距+/-50％是介于25％和75％桨距之间的桨距范围)。如上所述，在偏移范围接近50％桨距水平时，可获得更好的结果。在大约50％桨距+/-30％的范围内(即介于35％和65％桨距之间的桨距范围)的偏移可比在此较窄的范围之外的值提供更明显的运行优点和应力降低。
图8还包括另外两排翼型件。第四翼型件排174和第五翼型件排175。以与上面针对第二翼型件排172所述的相同的方式，可通过使第五翼型件排175相对于第三翼型件排173同步来降低第四翼型件排174上的运行应力。在一些实施例中(其中，使两个翼型件排同步来发挥中间的翼型件排的优点)，中间的翼型件排可为一排定子叶片，且两个同步的翼型件排可为转子叶片排。在其它实施例中，中间的翼型件排可为一排转子叶片，且两个同步的翼型件排可为定子叶片排。翼型件排可为压缩机翼型件排或涡轮翼型件排。
另外，已经发现，可通过使不止两个相邻的翼型件排(即紧靠各侧的翼型件)同步来进一步降低作用于特定的一排翼型件上的运行应力。第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175可相对于彼此同步，从而使得在一些实施例中，位于第四翼型件排174的相对位置上的排可能会经历更加显著的运行应力降低。在这种情况下，第三翼型件排173可相对于第一翼型件排171以大约50％桨距同步，且第五翼型件排175可相对于第三翼型件排173以大约50％桨距同步。从而，如图所示，第一翼型件排171中的翼型件的前缘(见参考标号182)领先于第三翼型件排173中的对应的翼型件的前缘(见参考标号184)大约50％桨距量度的周向距离，且第三翼型件排173中的翼型件的前缘(见参考标号184)领先于第五翼型件排175中的对应的翼型件的前缘大约50％桨距量度的周向距离。可用于涉及三个同步的翼型件排的实施例的桨距值的范围与可用于涉及两个同步的翼型件排的实施例的桨距值的范围相同。也就是说，当第三翼型件排173相对于第一翼型件排171以大约50％桨距同步，且第五翼型件排175相对于第三翼型件排173以大约50％桨距同步时，可实现位于第四翼型件排174中的翼型件的大约最大应力消除。
也已经确定，在上述范围内的、对于第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175的其它同步构造，提供了明显和重要的运行好处，以及对第四翼型件排174的运行应力的降低。这样，介于45％和55％桨距之间，35％和65％桨距之间，或者25％和75％桨距之间的桨距范围都可用于变化的成功水平。另外，对于待实现的运行好处和应力降低，第一翼型件排171和第三翼型件排173之间以及第三翼型件排173和第五翼型件排175之间的同步关系不必是相同的(尽管它们可为大约相同的)。也就是说，在三排被同步的情况下，可实现运行好处和应力降低，只要第一翼型件排171和第三翼型件排173之间的同步关系在以上所述的范围中的一个内，同时第三翼型件排173和第五翼型件排175之间的同步关系在以上所述的范围中的一个内(尽管与第一翼型件排171和第三翼型件排173之间的同步关系不同)。简言之，只要两者均在最宽泛的桨距范围内——即介于25％和75％桨距之间——就将实现运行好处。在一些实施例中，以相同的桨距或接近相同的桨距使第一翼型件排171和第三翼型件排173以及第三翼型件排173和第五翼型件排175同步，可提高所实现的运行好处和应力降低。
在其中三个翼型件排被同步的一些实施例中，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175可为转子叶片排，且第二翼型件排172和第四翼型件排174可为定子叶片排。在其它实施例中，第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175可为定子叶片排，且第二翼型件排172和第四翼型件排174可为转子叶片排。在任何一种情况下，翼型件排可位于涡轮发动机的压缩机或涡轮中。作为另外的优点，还可降低作用于相对于彼此同步的翼型件排上的运行应力，该翼型件排可包括例如第一翼型件排171和第三翼型件排173，或者可包括第一翼型件排171、第三翼型件排173以及第五翼型件排175。
另外，在其中三个翼型件排(例如第一翼型件排171、第三翼型件排173和第五翼型件排175)被同步的一些实施例中，第一翼型件排171可为一排压缩机转子叶片120，第二翼型件排172可为一排压缩机定子叶片122，第三翼型件排173可为一排压缩机转子叶片120，第四翼型件排174可为一排压缩机定子叶片122，且第五翼型件排可为一排压缩机转子叶片120。更具体地，在本申请的一个示例性实施例中，第一翼型件排171可为压缩机的第十四级中的压缩机转子叶片120排，第二翼型件排172可为该压缩机的第十四级中的压缩机定子叶片122排，第三翼型件排176可为该压缩机的第十五级中的压缩机转子叶片120排，第四翼型件排174可为该压缩机的第十五级中的压缩机定子叶片122排，且第五翼型件排175可为该压缩机的第十六级中的压缩机转子叶片120排。在此示例性实施例的一些情况下，第十四级、第十五级和第十六级可为由纽约斯卡奈塔第的通用电气公司制造的7F或9F燃气涡轮发动机的F级压缩机的第十四级、第十五级和第十六级。另外，在此实例和一些实施例中，压缩机可具有总共17级翼型件，各个级具有后面是单独的定子叶片排的单独的转子叶片排。第十四级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片，第十五级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片，且第十六级中的转子叶片排可具有总共64个转子叶片。最后，在一些实施例中，第十四级中的定子叶片排可具有总共132个定子叶片，第十五级中的定子叶片排可具有总共130个定子叶片，且第十六级中的定子叶片排可具有总共132个定子叶片。已经通过实验数据和分析建模发现，对于图表中的以上所述的压缩机构造，如本文所描述和要求保护的那些的同步关系运行良好。
根据对本发明的优选实施例的以上描述，本领域技术人员将认识到改进、变化和修改。在本领域内的这样的改进、变化和修改意图由所附权利要求书覆盖。另外，应当显而易见的是，前述内容仅涉及本申请的所述实施例，且在不偏离由所附的权利要求书及其等效物限定的本申请的精神和范围的情况下，可在本文中进行许多变化和修改。

Claims (10)

1.一种降低作用于涡轮发动机(100)中的目标翼型件(130)排上的运行应力的方法；其中，所述目标翼型件(130)排在各侧上由第一上游翼型件(130)排和第一下游翼型件(130)排邻接，所述第一上游翼型件(130)排包括在所述目标翼型件(130)排的上游方向上的第一排翼型件(130)，且所述第一下游翼型件(130)排包括在所述目标翼型件(130)排的下游方向上的第一排翼型件(130)；所述第一上游翼型件(130)排和所述第一下游翼型件(130)排具有基本相同数量的相似的翼型件(130)，且两者包括一排转子叶片(120)、(126)和一排定子叶片(122)、(128)其中之一，且所述目标翼型件(130)排包括另一排；所述方法包括以下步骤：
将所述第一上游翼型件(130)排的翼型件(130)和第一下游翼型件(130)排的翼型件(130)的周向位置构造成使得所述第一上游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第一下游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述第一上游翼型件(130)排由第二上游翼型件(130)排邻接，所述第二上游翼型件(130)排包括在所述目标翼型件(130)排的上游方向上的第二排翼型件(130)；
所述第二上游翼型件(130)排由第三上游翼型件(130)排邻接，所述第三上游翼型件(130)排包括在所述目标翼型件(130)排的上游方向上的第三排翼型件(130)；
所述方法进一步包括以下步骤：将所述第三上游排的翼型件(130)和第一上游翼型件(130)排的翼型件(130)的周向位置构造成使得所述第三上游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第一上游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括以下步骤：将所述第一上游翼型件(130)排的翼型件(130)和第一下游翼型件(130)排的翼型件(130)构造成使得所述第一上游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第一下游翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：
所述第一上游翼型件(130)排包括压缩机(118)的第十四级中的一排转子叶片(120)；
所述目标翼型件(130)排包括所述压缩机(118)的所述第十四级中的一排定子叶片(122)；
所述第一下游翼型件(130)排包括所述压缩机(118)的第十五级中的一排转子叶片(120)。
5.在已经使用了至少3个月且包括至少三个连续的轴向地堆叠的翼型件(130)排的涡轮发动机(100)中；一种修改所述涡轮发动机(100)的运行以便降低作用于所述翼型件(130)排中的一个或多个上的运行应力的方法，所述方法包括以下步骤：
(a)确认所述涡轮发动机(100)是否具有一对翼型件(130)排，即第一翼型件(130)排和第二翼型件(130)排，所述第一翼型件(130)排和所述第二翼型件(130)排：彼此紧密邻近地驻留在所述涡轮发动机(100)的压缩机或涡轮其中之一中；在运行期间，在它们之间基本没有相对运动；相对于定位在所述第一翼型件(130)排和所述第二翼型件(130)排之间的第三翼型件(130)排具有基本相同的相对运动；并且具有基本相同数量的形状相似的翼型件(130)；和
(b)将所述第一翼型件(130)排的翼型件(130)和第二翼型件(130)排的翼型件(130)构造成使得所述第一翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括以下步骤：将所述第一翼型件(130)排的翼型件(130)和第二翼型件(130)排的翼型件(130)构造成使得所述第一翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：
所述第一翼型件(130)排包括压缩机(118)的第十四级中的一排转子叶片(120)；
所述第二翼型件(130)排包括所述压缩机(118)的第十五级中的一排转子叶片(120)。
8.在包括对包含至少三个连续的轴向地堆叠的翼型件(130)排的燃气涡轮发动机(100)进行组装的制造过程中，一种组装所述燃气涡轮发动机(100)的所述翼型件(130)排以便降低作用于所述翼型件(130)排中的一个或多个上的运行应力的方法，所述方法包括以下步骤：
(a)确认包括一对翼型件(130)排，即第一翼型件(130)排和第二翼型件(130)排的燃气涡轮发动机设计，所述第一翼型件(130)排和所述第二翼型件(130)排：彼此紧密邻近地驻留在所述涡轮发动机(100)的压缩机或涡轮其中之一中；在运行期间，在它们之间基本没有相对运动；相对于定位在所述第一翼型件(130)排和所述第二翼型件(130)排之间的第三翼型件(130)排具有基本相同的相对运动；并且具有基本相同数量的形状相似的翼型件(130)；以及
(b)对于系在步骤(a)中确认的所述燃气涡轮发动机设计的、被组装的所述燃气涡轮发动机(100)的至少大部分，将所述第一翼型件(130)排的翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的翼型件(130)的周向位置构造成使得第一翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的至少90％的翼型件(130)包括介于25％和75％桨距之间的同步关系。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法进一步包括以下步骤：对于系在步骤(a)中确认的所述燃气涡轮发动机设计的、被组装的所述燃气涡轮发动机(100)的基本全部，将所述第一翼型件(130)排的翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的翼型件(130)的周向位置构造成使得第一翼型件(130)排的基本全部翼型件(130)和所述第二翼型件(130)排的基本全部翼型件(130)包括介于45％和55％桨距之间的同步关系。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于：
所述第一翼型件(130)排包括压缩机(118)的第十四级中的一排转子叶片(120)；
所述第二翼型件(130)排包括所述压缩机(118)的第十五级中的一排转子叶片(120)。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103244201A (zh) * 2012-02-09 2013-08-14 通用电气公司 包括流动改进系统的涡轮机
CN105201873A (zh) * 2015-10-09 2015-12-30 常胜 一种多级高压离心式压缩机
CN109356666A (zh) * 2018-12-14 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴流式涡轮大小叶片组合叶栅的叶型设计方法

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100054929A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 General Electric Company Turbine airfoil clocking
US20130081402A1 (en) * 2011-10-03 2013-04-04 General Electric Company Turbomachine having a gas flow aeromechanic system and method
US20130205795A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-15 General Electric Company Turbomachine flow improvement system
US9365260B2 (en) 2012-04-18 2016-06-14 Shimano Inc. Bicycle hydraulic operating device
US20150227677A1 (en) * 2012-10-01 2015-08-13 United Technologies Corporation Gas Turbine Engine With First Turbine Vane Clocking
EP2824277B1 (de) * 2013-07-12 2016-03-23 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenstufe
US9435221B2 (en) * 2013-08-09 2016-09-06 General Electric Company Turbomachine airfoil positioning
JP7389574B2 (ja) * 2019-06-28 2023-11-30 三菱重工航空エンジン株式会社 航空機用ガスタービン

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN85105913A (zh) * 1984-10-11 1986-08-06 联合工艺公司 燃烧室/轮叶界面冷却方案
EP0756667B1 (en) * 1994-04-19 1998-06-24 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil clocking
EP1182339A2 (en) * 2000-08-16 2002-02-27 General Electric Company Clocked turbine airfoil cooling
US20020057966A1 (en) * 2000-10-27 2002-05-16 Andreas Fiala Blade row arrangement for turbo-engines and method of making same
US20060257238A1 (en) * 2005-05-10 2006-11-16 Mtu Aero Engines Gmbh Method for flow optimization in multi-stage turbine-type machines

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04284101A (ja) * 1991-03-11 1992-10-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械の翼列構成
US5681142A (en) 1993-12-20 1997-10-28 United Technologies Corporation Damping means for a stator assembly of a gas turbine engine
US6174129B1 (en) * 1999-01-07 2001-01-16 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine vane clocking mechanism and method of assembling a turbine having such a mechanism
US6554562B2 (en) * 2001-06-15 2003-04-29 Honeywell International, Inc. Combustor hot streak alignment for gas turbine engine
US6913441B2 (en) * 2003-09-04 2005-07-05 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade ring assembly and clocking method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN85105913A (zh) * 1984-10-11 1986-08-06 联合工艺公司 燃烧室/轮叶界面冷却方案
EP0756667B1 (en) * 1994-04-19 1998-06-24 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil clocking
EP1182339A2 (en) * 2000-08-16 2002-02-27 General Electric Company Clocked turbine airfoil cooling
US6402458B1 (en) * 2000-08-16 2002-06-11 General Electric Company Clock turbine airfoil cooling
US20020057966A1 (en) * 2000-10-27 2002-05-16 Andreas Fiala Blade row arrangement for turbo-engines and method of making same
US20060257238A1 (en) * 2005-05-10 2006-11-16 Mtu Aero Engines Gmbh Method for flow optimization in multi-stage turbine-type machines

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103244201A (zh) * 2012-02-09 2013-08-14 通用电气公司 包括流动改进系统的涡轮机
CN105201873A (zh) * 2015-10-09 2015-12-30 常胜 一种多级高压离心式压缩机
CN109356666A (zh) * 2018-12-14 2019-02-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种轴流式涡轮大小叶片组合叶栅的叶型设计方法

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