CN102400955A - 用于压缩机的翼型形状 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于压缩机的翼型形状。具体而言，一种制件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓。X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段，Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

Description

用于压缩机的翼型形状

技术领域

本发明涉及翼型件，例如用于燃气涡轮的叶片或静叶(为了方便描述和理解在下文中为叶片或静叶)。具体而言，本发明涉及用于第4级转子静叶的压缩机翼型轮廓。

背景技术

在燃气涡轮中，应在燃气涡轮流动路径部段的各个级满足许多系统要求以满足设计目的。涡轮热气体路径需要压缩机翼型件转子静叶满足设计目的以及所需的效率、可靠性和负载要求。举例而言，并且并不限制本发明，压缩机转子的静叶应对于特定级实现热和机械操作要求。此外，举例而言，并且并不限制本发明，压缩机转子的静叶应对于特定级实现热和机械操作要求。

过去为了满足设计目的和所需要求做出的努力是在翼型件上提供涂层，但涂层可能不够牢靠或持久以提供设计目的和所需要求。因此，需要提供一种翼型件构造，其带有满足设计目的和所需要求的轮廓。

发明内容

在本发明的一实施例中，一种制件包括具有翼型形状的静叶翼型件，该翼型件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓(nominal profile)。X和Y为距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段。Z距离处轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

在根据本发明的另一实施例中，一种压缩机静叶包括静叶翼型件，该静叶翼型件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的未涂覆的标称翼型轮廓。X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段。Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。X距离和Y距离可作为常数的函数按比例缩放以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。

在本发明的进一步的实施例中，一种压缩机包括压缩机叶轮，该压缩机叶轮具有多个与转子静叶协作的叶片。其中每个静叶包括具有翼型形状的翼型件。该翼型件包括基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓。X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段。Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

在本发明的还进一步的实施例中，一种压缩机包括压缩机叶轮，该压缩机叶轮具有多个与转子静叶协作的叶片，并且其中每个静叶包括翼型件，该翼型件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的未涂覆标称翼型轮廓。X和Y为距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段。Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。X距离、Y距离和Z距离可作为常数的函数按比例缩放以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。

附图说明

图1是如由本发明所实施的压缩机的片段截面图，其示出压缩机的不同级；

图2是如由本发明所实施的压缩机的叶片的透视图；

图3是其侧立面图；

图4是如由本发明所实施的压缩机叶片的切向和后部透视图；

图5是如由本发明所实施的从叶片顶端沿径向向外观察的压缩机叶片的端视图；

图6是类似于图2的视图；以及

图7是大体上近似在图6中的线7-7上所截取的截面图。

具体实施方式

根据本发明的一实施例，一种制件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，并且，其中，X和Y为以英寸为单位的距离，当其由平滑连续的弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段，Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

根据本发明的一实施例，提供了一种用于燃气涡轮的静叶的翼型压缩机形状，其增强燃气涡轮的性能。此翼型形状还改进压缩机的各个级之间的相互作用并提供改进的空气动力学效率，同时减小级翼型件的热应力和机械应力。

如由本发明所实施的静叶翼型轮廓由独特的点轨迹限定以实现必需的效率和负载要求，从而得到改进的压缩机性能。这些独特的点轨迹限定标称翼型轮廓，并且由下文的表A中的X、Y和Z笛卡尔坐标指示。用于表A中所示的坐标值的点是相对于发动机中心线而言的，并且用于静叶翼型件的沿其长度的不同截面的冷的(即，室温)静叶。正X、正Y和正Z方向分别沿轴向朝向涡轮的排气端、沿切向在发动机旋转的方向上以及沿径向向外地朝向静止壳体。X、Y和Z坐标以距离尺寸给出，例如以英寸为单位，并且在每个Z位置处平滑地联接以形成平滑连续的翼型截面。X、Y平面中的每个限定的翼型部段在Z方向中与相邻翼型部段平滑地联接以形成完整的翼型形状。

应当理解，翼型件在使用期间升温，如本领域普通技术人员已知的那样。翼型轮廓将因此由于机械负载和温度而改变。因此，出于制造目的，冷的或室温轮廓由X、Y和Z坐标给出。在垂直于沿着标称轮廓的任何表面位置的方向上从标称轮廓加或减大约0.160英寸(+/-0.160”)的距离(并且其包括任何涂层)限定该静叶翼型件的轮廓包络，因为制造的静叶翼型轮廓可不同于由下文的表给出的标称翼型轮廓。翼型形状对于这种变化是牢靠的，不会有损静叶的机械功能和空气动力学功能。

如由本发明所实施的翼型件可被几何地按比例放大或按比例缩小以用于引入类似涡轮设计中。因此，标称翼型轮廓的X、Y和Z坐标可为常数的函数。即，X、Y和Z坐标值可乘以或除以相同的常数或数字以提供静叶翼型轮廓的“按比例放大”或“按比例缩小”形式，同时保持翼型部段形状，如由本发明所实施的那样。

现在参看图1，示出大体上标注为10的压缩机的一部分，其具有多个级，包括大体上标注为12的第一级。每个级包括多个周向间隔的定子叶片，以及安装于压缩机转子16上的转子叶片14。第一级压缩机定子叶片12彼此周向地间隔开，具有特定翼型形状或下文所规定轮廓的翼型件18。参看图2，该翼型形状或轮廓分别包括前缘20和后缘22。

现在参看图2至图7，其中每个翼型叶片具有由笛卡尔坐标系限定的翼型轮廓(对于X、Y和Z值)。该坐标值在下文的表A中以英寸表述。笛卡尔坐标系包括正交相关的X、Y和Z轴，其中Z轴沿着自压缩机转子的中心线的半径(即，垂直于包含X值和Y值的平面)延伸。Z距离在径向最外部的空气动力学部段处的X、Y平面中开始于零。X轴平行于压缩机转子中心线，即，旋转轴线。通过在垂直于X、Y平面的Z方向上限定选定位置处的X和Y坐标值，可确定翼型件20的轮廓。通过利用平滑连续弧线连接X值和Y值，确定在各距离Z处的各轮廓部段。距离Z之间的各表面位置处的表面轮廓彼此平滑地连接以形成翼型件。在下文的表A中给出的列表值以英寸为单位，并且代表在周围非操作或非热条件下的翼型轮廓并用于未涂覆的翼型件。符号法则沿径向向内的方向指定正值Z，并且对于X坐标值和Y坐标值为正值和负值，如通常在笛卡尔坐标系中使用的那样。

为了限定静叶翼型件的翼型形状，提供了独特的点集或点轨迹。这样独特的点集或点轨迹满足级要求从而可制造该级。这样独特的点轨迹还满足级效率和减小的热应力与机械应力的预期要求。通过空气动力学负载与机械负载之间的迭代来得到点轨迹，从而使压缩机能以高效、安全和平稳的方式运行。

如由本发明所实施的轨迹限定静叶翼型轮廓并且可包括相对于发动机的旋转轴线的点集。举例而言，可提供点集来限定静叶翼型轮廓。此外，如由本发明所实施的静叶翼型轮廓可包括用于压缩机的第4级转子静叶的静叶。

在下文的表A中给出的X、Y和Z值的笛卡尔坐标系沿着静叶翼型件的长度在不同位置处限定静叶翼型件的轮廓。X、Y和Z坐标的坐标值以英寸表述，但在适当地转换这些值时，也可使用其它尺寸单位。这些值排除了平台的圆角区域。笛卡尔坐标系具有正交相关的X、Y和Z轴。X轴平行于压缩机转子中心线，例如旋转轴线。正X坐标值沿轴向朝向后部，例如压缩机的排气端。朝向后部的正Y坐标值在转子的旋转方向上切向地延伸。正Z坐标值沿径向向外地朝向压缩机的静止壳体。

产生了表A的值并且显示到小数点后三位以用于确定翼型件的轮廓。具有典型的制造公差以及涂层，在翼型件的实际轮廓中应考虑这些。因此，所给出的轮廓值用于标称翼型件。因此，应当理解，+/-典型制造公差，例如，+/-一定值(包括任何涂层厚度)，被添加至X值和Y值。因此，在垂直于沿着翼型轮廓的任何表面位置的方向上的大约+/-0.160英寸的距离限定对于静叶翼型设计和压缩机的翼型轮廓包络。换言之，在垂直于沿着翼型轮廓的任何表面位置的方向上的大约+/-0.160英寸的距离限定这样的变化范围，该变化范围介于标称低温或室温下位于实际翼型表面上的测量点以及那些点在相同温度下的理想位置之间，如由本发明所实施的那样。如由本发明所实施的静叶翼型设计对于这种变化范围是牢靠的，不会有损机械功能和空气动力学功能。

在下文的表A中给出的坐标值提供对于示例性S1级转子的标称轮廓包络。

表A

在该示例性实施例中，如由本发明所实施的那样，对于例如级压缩机静叶而言，具有许多未冷却的翼型件。仅出于参考的目的，建立了点0，点0通过翼型件与平台沿着堆叠轴线的交点。

还应当理解，在上文的表A中所公开的示例性翼型件可被几何地按比例放大或按比例缩小以用在其它类似压缩机设计中。因此，表A中所述的坐标值可对该表A按比例放大或缩小，而翼型轮廓形状保持不变。表A中的坐标的按比例缩放形式将由表A的X、Y和Z坐标值乘以或除以常数而表示。

特别地，如由本发明所实施的那样，由表A所限定的翼型件可应用于涡轮的压缩机中，例如(但不限于)通用电气(General Electric)的“7FA+e”压缩机。此外，如由本发明所实施的静叶翼型轮廓可包括压缩机的第4级转子静叶。该压缩机只是说明翼型件的预期应用，如由本发明所实施的那样。此外，还构思到，如由本发明所实施的表A的翼型件还可用作GE框架F类涡轮中的转子静叶，以及GE的框架6和框架9涡轮，给定翼型件的按比例缩放，如由本发明所实施的那样。

翼型件赋予动能给气流并因此引起跨过压缩机的预期流。翼型件使流体流转向，减缓流体流速度(在参考的相应翼型框架中)，以及导致流体流的静态压力的升高。如由本发明所实施的那样，翼型件的构造(以及其与周围翼型件的相互作用)(包括其外围表面)提供级气流效率、增强的空气力学、级到级的平稳层流、降低的热应力、增强的级相互关系以使气流有效地经过不同级，以及降低的机械应力，以及本发明的其它预期方面。通常，很多排翼型件级，例如(但不限于)转子/转子翼型件被堆叠以实现预期的排放比入口压力的比率。翼型件可通过适当的附连构造(通常被称作“根部”、“基部”或“榫状部”)固定到轮或壳体上。

可通过不同手段来确定翼型件的构造以及与周围翼型件的任何相互作用(如由本发明所实施的那样)，其提供本发明的预期方面的流体流动态和层流。增强了来自之前/上游翼型件(与该翼型件相交，如由本发明所实施的那样)以及经由该翼型件的构造流经翼型件和围绕翼型件(如由本发明所实施的那样)的流体流。特别地，增强了来自翼型件的流体动态和层流，如由本发明所实施的那样。具有来自任何之前/上游翼型件的平稳过渡流体流以及到相邻/下游翼型件的平稳过渡流体流。此外，增强流从该翼型件(如由本发明所实施的那样)前进到相邻/下游翼型件，这是由于增强的离开翼型件(如由本发明所实施的那样)的层状流体流。因此，翼型件的构造(如由本发明所实施的那样)有助于防止包括翼型件(如由本发明所实施的那样)的单元中的不稳定流体流。

举例而言，但并不限制本发明，翼型件构造(带有或不带有流体流相互作用)可由下列项确定：计算建模，流体动力学(CFD)；传统流体动力学分析；欧拉和纳维-斯托克斯(Navier-Stokes)方程式；对于转移函数，算法，制造：手动定位，流试验(例如在风洞中)和翼型件的改进；原位测试；建模：应用科学原理来设计或开发翼型件、机械、设备或制造工艺；翼型件流试验和改进；其组合，以及其它设计过程和实践。这些确定方法只是示例性的，并且不意图以任何方式限制本发明。

如上文所述，与具有类似应用的其它类似翼型件相比，如由本发明所实施的翼型件构造(以及其与周围翼型件的相互作用)(包括其外围表面)提供级气流效率、增强的空气力学、级到级的平稳层流、降低的热应力、增强的级相互关系以使气流有效地经过不同级，以及降低的机械应力，以及本发明的其它预期方面。当然，其它这样的优点处于本发明的范围内。

虽然在本文中描述了各种实施例，但从说明书应当理解，可由本领域技术人员在其中作出元件的各种组合、变型或改进，并且其处于本发明的范围内。

Claims (8)

1.一种制件，所述物件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，并且，其中，X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段，Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

2.根据权利要求1所述的制件，其特征在于，所述翼型形状包括翼型件。

3.根据权利要求2所述的制件，其特征在于，所述翼型形状位于在垂直于任何物件表面位置的方向上处于±0.160英寸的包络内。

4.根据权利要求1所述的制件，其特征在于，所述翼型形状包括转子叶片。

5.一种压缩机，所述压缩机包括具有多个叶片的压缩机叶轮，所述叶片中的每一个与多个转子静叶协作，所述多个转子静叶包括具有翼型形状的翼型件，所述翼型形状具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中，X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段，Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

6.一种压缩机，所述压缩机包括具有多个静叶的压缩机叶轮，所述多个转子静叶包括翼型件，所述翼型件具有基本上根据表A中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的未涂覆的标称翼型轮廓，其中，X和Y为以英寸为单位的距离，其在由平滑连续弧线连接时，在以英寸为单位的每个距离Z处限定翼型轮廓部段，Z距离处的轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状，X距离和Y距离可作为相同常数或数字的函数按比例缩放以提供按比例放大的静叶翼型件和按比例缩小的翼型件的其中至少一种。

7.根据权利要求6所述的压缩机，其特征在于，所述多个转子叶片包括第4级转子静叶。

8.根据权利要求6所述的压缩机，其特征在于，所述翼型形状位于在垂直于任何翼型件表面位置的方向上处于±0.160英寸的包络内。

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