CN101960094B - 具有非轴对称平台的叶片 - Google Patents

Abstract

用于涡轮机叶轮的叶片(10)，该叶片包括机翼和位于所述机翼的一端的至少一个平台，所述叶片(10)能够与多个基本上相同的叶片布置，以形成环，所述平台表面具有分别沿着吸力面和压力面的吸力面轮廓(80)和压力面轮廓(85)。在所述叶片中，所述压力面轮廓(85)具有轴向地位于所述机翼上游半个部分的压力面凹槽部分(I)。由于这种结构，提高了叶片的效率。

Description

具有非轴对称平台的叶片

本发明涉及用于涡轮机叶轮的叶片，其包括形成有压力面、吸力面、后缘和前缘的机翼，该叶片还包括由所述机翼的一端沿与机翼的纵向球面垂直的方向突出的平台，所述叶片适于与多个基本上相同的叶片布置，以形成围绕环形轴的环，并由确定沿此处向上游的方向和向下游的方向，其中，所述机翼在该环中基本上呈放射状排列，位于相邻两个叶片各自机翼之间的平台表面的邻接部分确定一个机翼间表面，所述平台表面具有分别沿着吸力面和压力面的吸力面轮廓和压力面轮廓。

围绕共同的轴连接这种叶片可以构成叶轮，叶轮的轴就是所述环的轴。该叶轮可以是活动的，从而接收来自喷流的能量，或者向穿过该叶轮的喷流传递能量；该叶轮也可以是固定的，在这种情况下，它的作用是导引喷流。

所述叶片可以是其本身单独的部件，或者与其它的叶片组合从而形成例如分配扇轮(distributor sector)或多叶片圆盘。

通常，涡轮机包括多个叶片级，每个都形成轮形或叶轮，沿着穿过涡轮机的流体通路(可以存在多个通路，特别是双路式涡轮喷气动机的情况)接连地设置。每个叶轮的能力直接关系到涡轮机的效率，因而特别是该叶轮上的每个叶片有效地与喷流接触，即：不会不必要地损失能量。应该说明的是，也就是说，在航空涡轮机中，例如涡轮喷气飞机或涡轮螺旋浆飞机，喷流速度可能很大，即超声速的：对于设置在这种喷流中的叶片，使叶片周围喷流的流动性质最优化是很关键的。

在所述叶片中，所述机翼的形状当然必须最优化，从而有效地引导机翼所在区的喷流，或者向喷流接收或传递最大的能量而不因受热损耗能量。

但是，尽管机翼的形状很重要，但发现机翼侧面的平台的表面形状也对通过该叶片的喷流的流动性质起关键作用。因此，作为一个实例，在涡轮机的低压涡轮级中，在所述表面上损耗的能量可以达到该级产生的总损耗的30％。

为了简明，在下文中，平台表面是指位于机翼侧面的平台的表面，不重复该平面位于哪个侧面。

图1和2表示了围绕前文描述的叶片的喷流通道。

图1显示了三个相同的叶片10，它们是图2显示的叶轮100的一部分。各个叶片10设计为与其它相同的叶片10组装而形成叶轮100。该叶轮主要包括安装在转盘20上的叶轮10。在该叶轮100中，叶片10以轴向对称的方式安装在轮子的轴A周围。整体上，喷流沿着轴A从轮子的上游侧流动到下游侧。

每个叶片10包括机翼50、平台60，在前文已描述的转子叶片的特定情况下，还包括用于将叶片固定在转盘上的根部66。所述平台60沿与机翼50的纵向球面垂直的方向突出，其包括在机翼侧面的平台表面62。由于叶片10彼此正对组装，它们的平台成对连接，从而产生一个基本上连续的表面，该所谓“机翼间”表面70从一个机翼的压力面56延伸到相邻的机翼的吸力面58。所述平台表面62通过连接表面18(基本上为半径逐渐减少的连接圆角)与机翼50的外表面连接。

还应该说明的是，在图1-3表示的实施例中，平台60的表面62为旋转表面，即，其区域基本上为绕该叶轮的轴A旋转的表面的一部分。此处，绕轴旋转的表面是指通过使曲线围绕该轴旋转所形成的表面。对用于涡轮机叶轮的叶片平台表面而言，这种形状是常规的。

在流动中，当喷流达到机翼50的前缘时，则分成两半，部分经过所述机翼50的压力面56一侧，部分经过所述吸力面58一侧。图3示意性地表示了在机翼间延伸的“机翼间通道”30中如何建立压力场。

图3为与并排安装在叶轮中的两个叶片10和10’的机翼各自的轴垂直的截面图。更具体地，图3表示通常可以观测到的靠近在第一机翼的吸力面58和第二机翼的压力面56’之间的机翼间表面70的压力场。

图3包括对应于比较高压力的等压曲线40和对应于比较低压力的等压曲线42，在涡轮机的运行过程中在喷流中观测这些压力。由于压力更靠近压力面，在两个机翼的压力面和吸力面之间产生了巨大的压力梯度J。在这种压力梯度J的作用下，在机翼的根部产生了向“机翼间”通道30的横向流动，由此偏转的粒子被推向机翼50的吸力面。这样，在“机翼间”通道30中，即，靠近吸力面产生了不受流动的主要方向导向的二级流动，该二级流动会产生涡流。

为了尽量限制在靠近机翼间表面处引起的不必要的能量损耗，美国专利7,220,100提出了一种机翼间表面形状，主要包括位于与机翼的压力面直接相邻的凸起斜面和位于与机翼的吸力面直接相邻的凹入区域，每个这些区域均基本上位于机翼弦的中点。尽管有这些进展，但在两个机翼之间的空间仍存在许多能量损耗涡流，因此，需要提供一种进一步减少在该空间形成的偏转涡流的叶片形状。

美国专利6,283,713提出了另一种机翼间表面的形状，一方面包括与叶片的吸力面相邻的凸起区域和与叶片的压力面相邻的凹入区域，这两个区域具有很大的尺寸使得它们延及机翼弦的大部分长度。根据一种可选择方案，该叶片包括在后缘的凸起和凹陷，分别位于吸力面和压力面的侧面。但是，这些机翼间表面构型不能有效地解决靠近该表面的不必要的能量损耗问题。

本发明的第一个目的是提供一种如前文所描述的叶片，该叶片在当喷流与叶片相互作用时使不必要的能量损耗最小化，并且该叶片还由于比较容易制造而生产成本低。

该目的通过如下方案实现：压力表面轮廓(pressure surface profile)(85)具有轴向地位于机翼下游半个部分的压力面凹槽部分，优选轴向地位于机翼的60％-100％之间。实际上，所述压力面凹槽部分的存在能够进一步提高叶片的效率，并且能够通过稳定靠近叶片的下游部分的流动减少损耗性涡流。在机翼的下游半个部分的所述压力面凹槽部分，所述平台表面具有基本上朝压力面反向延伸的凹陷。

首先，应该说明的是，在上文和下文中“轴向地”是指沿着环形轴A的轴向位置。

而且，相对于机翼轴向地定义的位置还可以相当于相对于沿靠近叶片平台的机翼的横截面的轴A的延长定义。实际上，由于机翼在环中呈放射状排列，其沿轴A的延长，或横截面的延展是基本上相同的。

例如，机翼的横截面可以是图1表示的在平面(P)中的截面，并由图3中的轮廓72和72’表示。该截面由机翼上游最高点(靠近平台表面)的线46轴向延伸到相应的机翼下游最低点的线48，确定了由上游到下游相对于机翼0-100％之间的范围。

最后，很重要的是，在本申请中，指出一个元件轴向地位于一个区间，而没有进一步的详述，是指基本部分、主要部分(该元件的约90％或95％)包含在该区间中，可能有很小部分(最多5-10％)位于其外部。相反地，指出一个元件主要位于一个区间仅仅是指该元件的至少50％位于该区间。

本发明的主要优点是由于上面所述的平台表面的特殊形状使得机翼之间靠近机翼间表面的偏转涡流显著减少。该机翼间表面具有比较简单的、空气动力学上有效的形状，并且其生产成本还是合理的，在铸造生产中不会产生任何特殊的问题。

在本文件中，使用的各种实例有具有平台的叶片，所述平台位于相对于机翼的中心侧面，为径向，而不是在外侧。对此应说明的是，本发明同样地涉及一种叶片，其包括位于机翼头部(即，位于与环的中心径向相反的一端)的平台，和一种叶片，其包括位于机翼的根部(即，位于环的内部的一端)的平台。还可以是同时包括这两种平台的叶片，并且至少一个平台被设置包括具有上述特征的平台表面。

此外，本发明涉及任何能够组装到涡轮机中的叶片，特别是组装到航空涡轮机中。本发明的叶片表现出在涡轮级特别有用，尤其是低压涡轮的涡轮级。

根据所述叶片的一种实施方式，大部分机翼间表面是移动基于所述吸力面轮廓和压力面轮廓的线段而形成的。这种形状平台的生产特别简单，即，通过铸造。

根据一种实施方式，在所述叶片中，所述吸力面轮廓具有轴向地位于机翼的上游半个部分的所谓的“吸力面”凹槽部分，和轴向地位于机翼的下游半个部分的所谓的“吸力面”凸起部分。这种特殊的平台表面形状会使机翼之间靠近机翼间表面的偏转涡流显著减少。

实际上，在吸力面轮廓上存在吸力面凹槽部分和吸力面凸起部分，使得在靠近吸力面，在机翼的上游部分(轴向地)，喷流速度降低而压力增大；反过来，在凸起部分的下游，喷流速度增大而压力降低从而限制了喷流分离。这使得机翼间通道中的压力梯度降低，偏转能量损耗涡流减少。

根据一种实施方式，所述吸力面凸起部分位于机翼的下游半个部分。

根据一种实施方式，组装到环中的叶片的平台表面的分别邻近机翼的上游和下游的部分与环形轴垂直，确定了上游中央圈和下游中央圈，这两个圈确定了与环形轴同轴的锥体，所述吸力面凹槽部分相对于所述锥体凹陷，并且所述吸力面凸起部分相对于所述锥体凸出。

图1中表示出了上游中央圈14和下游中央圈15。这些圈位于与环的轴垂直的平面中，是表示在这些平面中的平台表面的部分，机翼的上游和下游并与其靠近。锥体16为穿过两个共轴的圈14和15的锥体，并且如果两个圈具有相同的半径则锥体所述可以变成圆柱体。用于限定机翼的基本上横向部分的平面P作为附图标记使用，以基本上垂直的方式延伸到锥体16的法线进入机翼内部。

当吸力面轮廓的第一凹入部分和凸起部分相对于所述锥体凹陷或突出时，其效果最显著。

根据一种实施方式，所述平台表面具有相对于所述环形轴的旋转区域，该旋转区域靠近机翼的后缘。在机翼的后缘存在旋转区域能够在后缘及其下游获得高度层流流动。此外，该旋转区域能够使对于叶片的这个部分的工具制造成本最小化，从而降低叶片的成本。

根据一种实施方式，所述压力面轮廓具有主要轴向地位于机翼的上游半个部分的压力面凸起部分。该压力面凸起部分的存在使该处的流动速度增大，并降低靠近压力面的压力。从而进一步降低了机翼间通道中的压力梯度和偏转损耗涡流。

有利地，所述压力面凸起部分轴向地延伸超过机翼的四分之三，以在凸起上增大流动速度，从而使在喷流中导致的效果最大化。

根据一种实施方式，所述平台表面还包括在机翼压力面的一侧轴向地位于机翼的约75％的旋转区域。更具体地，该区域可以延伸超过上述机翼的50％-90％。因此非常容易制作出相应于该区域的制备工具的部分，从而相当于降低了叶片的制造成本。

上述实施方式能够保持设备的卓越效率，同时由于存在上述旋转区域，降低了该设备的生产成本。

最后，在本发明的叶片中，至少一个所述凹槽部分或凸起部分可以连续或延伸到所述机翼间表面的上游或下游。本发明的第二个目的是提供一种高性能涡轮机分配扇轮，其制造成本仍应合理。通过提供包括至少一个上述叶片的涡轮机分配扇轮实现了上述目的。

本发明的第三个目的是提供一种高性能叶轮，其制造成本仍应合理。通过提供包括多个上述叶片的叶轮实现了上述目的。

本发明的第四个目的是提供一种高性能涡轮机，其制造成本仍应合理。通过提供包括至少一个上述叶轮的涡轮机实现了上述目的。

通过下面对非限定性的由实施例所表示的实施方式进行详细的描述，可以更好地理解本发明，并且其优点会更明显。结合下面的附图进行描述，其中：

图1为以相对于安装在叶轮中的位置排列的三个已知叶片的透视图，上文已经描述过；

图2为包括图1的叶片的叶轮的透视图，上文已经描述过；

图3为与图1表示的两个叶片的机翼的轴垂直的截面图，显示了隔开两个机翼的空间的压力场，上文已经描述过；

图4为与图3的截面图相似的截面图，但是两个机翼均为本发明的叶片的部分；

图5为与两个本发明的叶片的机翼的轴垂直的截面图；

图6为本发明的叶片的局部侧视图，在本发明的叶片中，轮廓曲线分别沿着吸力面和沿着压力面；

图7为本发明的叶片的两个空气动力学的机翼的截面图，通过轮廓线表示机翼间表面的形状；以及

图8为两个本发明的叶片间的机翼间通道的基本上与环的轴垂直的截面图。

应说明的是，为了简明，如果一个元件以相同或稍微不同的形式出现在不同的图中，在不同的图中对其使用相同的编号，并且仅在第一次提及时对该元件进行描述。

结合图4，我们现在将描述本发明的叶片对所述机翼间通道中的压力场产生的作用。

本发明定义了一种使靠近机翼间表面的偏转涡流现象最小化的平台表面形状，从而提高了叶片的效率，并进而提高了叶轮的效率。通过比较图3和4可以显示本发明的特殊形状的叶片对机翼间通道30中的压力场的相关效果。

而在图3中，高压区域和低压区域40、42彼此比较靠近；在图4中，可以看出它们彼此远离。因此，充分降低了压力梯度，同样降低了微粒由压力面向吸力面转移从而引起偏转涡流的倾向。

结合图5-8，我们现在将描述本发明的叶片的排列。

图8呈现了两个与环形轴垂直邻接的叶片的截面。根据本发明，该截面形成了压力面和吸力面之间的线段65。沿着图5中呈现的两个吸力面轮廓80和压力面轮廓85移动该线段65，将形成机翼间表面70，或者至少是它的大部分。它的大部分是指优选至少该表面的四分之三。当然，该线段的端点向同一个方向移动，例如沿着压力面和吸力面的两个轮廓由叶片的上游到下游移动。

图8表示与位于图5中表示出的线段DE的方向一致的线段65。在这种特定的情况下，相对于轴A的角α则为90°。一般地，该线段形成的角α仅仅优选地相对于轴A在90°±30°(即60°-120°)之间变化。

图5表示了分别沿着两个机翼的纵向轴的两个叶片10和10′的截面72和72′。如图6所示，截面72(与相同的截面72′一样)是机翼50与平面P的相交处，被设定靠近叶片10的平台60，与该平台的距离足以使该截面实际上为机翼50的截面，而未表示出机翼50与平台60之间的连接表面18。

图5还表示了本发明的叶片的平台表面62的轮廓80和85。

轮廓80和85为上文提到的吸力面轮廓和压力面轮廓，分别位于沿着吸力面和压力面。换句话说，它们是分别以与吸力面和压力面基本恒定的距离在平台表面移动的曲线。

优选地，这些轮廓位于靠近机翼，并要么完全面向机翼，或者在机翼与平台表面62之间的连接区域之外。当所述轮廓被描述为离机翼一定的距离，是指它们具有的形状(凹槽和凸起)形成于所述机翼间通道的内部，而不是仅在其一侧。在这种设计中，与轮廓的凹槽和凸起相对应的形貌的效果增强。

图6表示位置靠近其平台60的叶片一部分的侧视图部分(图5中的符号VI)。该图表示机翼的中央圈上游14和下游15的通过点，以及穿过这两个圈的锥体16的截面17。

所述吸力面轮廓80首先包括吸力面凹槽，凹入部分F轴向地延伸到机翼72的上游半个部分之内。轮廓80的这一部分相对于锥体的截面17位于与喷流一侧相反的一侧，即，相对于所述锥体凹陷或者在锥体的表面。此外，轮廓80包括吸力面凸起部分，凸起部分G轴向地延伸到机翼72的下游半部之内。轮廓80的这部分相对于锥体的截面17在喷流的一侧，从而相对于所述锥体凸出。

因此，机翼间表面70的吸力面轮廓80首先表示出了吸力面凹槽部分F和吸力面凸起部分G。更具体地，所述吸力面凹槽部分(F)轴向地位于所述机翼的0-40％之间，吸力面凸起部分轴向地位于所述机翼的40-80％之间。

有利地，第一凹槽部分(F)的基点(即，最靠近轴的点)位于离所述机翼(50)上游部12％-35％之间，优选为机翼的15％-25％之间。

所述压力面轮廓具有相对倒置的构型，具有主要轴向地位于机翼72的截面的上游半个部分的压力面凸起部分H，以及轴向地位于机翼72的截面的下游半个部分的压力面凹槽部分I。不同的凹槽部分或凸起部分分别相对于锥体16凹陷或凸出。

所述压力面凸起部分轴向地位于所述机翼的0-50％之间(甚至是机翼的0-60％之间)，并且所述压力面凹槽部分轴向地位于机翼的下游60-100％之间。

在另一种实施方式中，压力面轮廓在其下游半个部分不具有最低点，相对于所述锥体基本上完全位于机翼的一侧。该变体用图6中的点画线19表示。在该实施方式中，压力面轮廓实际上相对于锥体16由喷流的一侧延伸，因为它主要由凸起部分H形成，轴向地延伸超过机翼的四分之三(更具体地，在所述凸起部分的轴A上的投影延长到大于机翼的横截面的轴A上的投影的延长的四分之三)。

在该实施方式中，所述压力面轮廓则不具有凹槽部分，凸起部分直接连接在后缘的轮廓的部分(一般为旋转部分)。

还应说明的是，轮廓80和85以基本上与所述锥体相切结束，靠近所述后缘。这是因为平台表面62包括向所述后缘延伸靠近的旋转区域44′。

图7用轮廓线表示在图5中已经表示出的两个轮廓线72和72′之间的机翼间表面70的形状。因此，靠近吸力面58，所述机翼间表面70具有对应于吸力面轮廓80的第一凹槽部分F的第一凹槽或第一凹陷F1，位于所述机翼间通道的上游，以及对应于所述吸力面轮廓的吸力面凸起部分G的第一最高点G1，位于所述机翼间通道30的下游。而且，靠近压力面56′，具有对应于所述压力面轮廓85的压力面凸起部分H的第二最高点H1，位于所述机翼间通道的上游，以及对应于所述压力面轮廓85的压力面凸起部分I的第二最低点I1，位于所述机翼间通道30的下游。

所述第一最高点G1和第二最低点I1基本上位于后缘的上游，以排列出靠近后者的旋转区域44′。

在图7中，机翼间表面(相对于与上述锥体垂直的方向)的局部终点基本上正对所述机翼的壁放置。应该说明的是，这种排列不是强制性的，因为所述终点可以偏移机翼的壁，或者甚至可能通过凸出或下陷侧翼与其分离。

最后，应该说明的是，图8中出现的点画线表示旋转表面的形状穿过线段DE的中部。因此，相对于该旋转表面，点D和E的径向偏移分别远离和朝向中心(图中为向上和向下)，分别对应于吸力面轮廓的吸力面凹槽部分，在E点，和压力面轮廓的压力面凸起部分，在D点。

Claims (18)

1.一种用于涡轮机叶轮(100)的叶片(10)，该叶片包括

形成有压力面(56)、吸力面(58)、后缘(54)和前缘(52)的机翼(50)，

该叶片还包括

由所述机翼的一端沿与机翼的纵向球面垂直的方向突出的平台(60)，

所述叶片(10)适于与多个基本上相同的叶片布置，以形成围绕环轴线(A)的环，并确定沿此处向上游的方向和向下游的方向，所述机翼在该环中基本上呈放射状排列，

位于相邻两个所述叶片(10，10’)各自机翼(50)之间的平台表面(62)的邻接部分确定一个机翼间表面，

所述平台表面(60)具有分别沿着所述吸力面(58)和所述压力面(56)的吸力面轮廓(80)和压力面轮廓(85)，所述吸力面轮廓(80)和所述压力面轮廓(85)分别以与所述吸力面和所述压力面基本恒定的距离形成在所述平台表面上，

所述叶片的特征在于，所述压力面轮廓(85)具有轴向地位于所述机翼下游半个部分的压力面凹槽部分(I)，

大部分所述机翼间表面的形状是通过以平行于所述环轴线的方向从上游到下游移动线段产生，所述线段在所述吸力面轮廓(80)上具有第一端点和在所述压力面轮廓(85)上具有第二端点，并且所述线段相对于所述环轴线形成夹角，该夹角为60-120°。

2.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述吸力面轮廓(80)具有轴向地位于所述机翼(50)上游半个部分的吸力面凹槽部分(F)和轴向地位于所述吸力面凹槽部分下游的吸力面凸起部分(G)。

3.根据权利要求2所述的叶片，其中，所述吸力面凹槽部分(F)轴向地位于所述机翼(50)的0-40％之间。

4.根据权利要求3所述的叶片，其中，所述吸力面凹槽部分(F)位于所述机翼(50)的12％-35％之间。

5.根据权利要求2所述的叶片，其中，所述吸力面凸起部分轴向地位于所述机翼(50)的40％-80％之间。

6.根据权利要求2所述的叶片，其中，被组装成环的叶片的平台表面分别接近所述机翼的上游和下游的部分与环轴线(A)垂直并限定了上游中央圈(14)和下游中央圈(15)，这两个圈限定了与所述环轴线(A)同轴的锥体(16)，所述吸力面凹槽部分(F)相对于所述锥体凹陷，并且所述吸力面凸起部分(G)相对于所述锥体凸出。

7.根据权利要求6所述的叶片，其中，所述压力面凹槽部分(I)相对于所述锥体(16)凹陷。

8.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述压力面轮廓(85)还具有轴向地主要位于所述机翼(50)上游半个部分的压力面凸起部分(H)。

9.根据权利要求6所述的叶片，其中，所述压力面轮廓(85)还具有轴向地主要位于所述机翼(50)上游半个部分的压力面凸起部分(H)，并且该压力面凸起部分(H)相对于所述锥体(16)凸出。

10.根据权利要求8所述的叶片，其中，所述压力面凸起部分轴向地延伸超过所述机翼(50)的四分之三。

11.根据权利要求8所述的叶片，其中，所述压力面凸起部分轴向地位于所述机翼的0-50％之间。

12.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述凹槽部分向所述机翼间表面(70)的下游延伸。

13.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述平台表面(62)还包括相对于所述环轴线(A)的旋转区域(44)，该旋转区域接近所述机翼的压力面轴向地位于所述机翼的约75％。

14.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述平台表面(62)具有相对于所述环轴线(A)的旋转区域(44)，其位置接近所述机翼(50)的后缘(54，54’)。

15.根据权利要求1所述的叶片，其中，所述平台位于所述机翼(50)的头部，与所述涡轮机叶轮的中心径向相反。

16.一种涡轮机喷嘴部件，其包括至少一个权利要求1—15中任一项所述的叶片。

17.一种叶轮，其包括多个权利要求1—15中任一项所述的叶片。

18.一种涡轮机，其包括至少一个权利要求17所述的叶轮。