CN102953768A - 具有翼型芯形状的涡轮机构件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及具有翼型芯形状的涡轮机构件。更具体而言，一种涡轮机(2)构件包括具有翼型芯形状的涡轮定子喷嘴部件。该翼型芯形状包括基本上与表1中列出的X、Y和Z笛卡尔坐标值一致的标称轮廓(250)，并且其中，X和Y是当由平滑连续的弧线连接时在以英寸表示的每个距离Z处限定翼型轮廓区段(150-164)的以英寸表示的距离，Z距离处的轮廓区段(150-164)彼此平滑地连结而形成完整的翼型芯形状。

Description

具有翼型芯形状的涡轮机构件
技术领域
本文所公开的主题涉及涡轮机的领域，并且更特定而言，涉及具有翼型芯形状(airfoil core shape)的涡轮机构件。
背景技术
为了达到包括系统效率的总体提高在内的设计目标，对于涡轮机的每一级而言，都必须满足许多系统要求。特定而言，第三级喷嘴必须满足包括翼型负载和制造能力在内的系统要求。这些第三级喷嘴必须在基于涡轮机的运行条件的特定的一组边界条件内运行，同时维持符合设计规格的形状。
发明内容
根据示例性实施例的一个方面，涡轮机构件包括具有翼型芯形状的涡轮定子喷嘴部件。翼型芯形状包括基本上与表1中列出的X、Y和Z笛卡尔坐标值一致的标称轮廓，并且其中，X和Y是当由平滑连续的弧线连接时在以英寸表示的每个距离Z处限定翼型轮廓区段的以英寸表示的距离，Z距离处的轮廓区段彼此平滑地连结而形成完整的翼型芯形状。
根据示例性实施例的另一方面，涡轮机包括涡轮部和设置在涡轮部中的涡轮定子喷嘴部件。涡轮定子喷嘴部件包括翼型芯形状。翼型芯形状包括基本上与表1中列出的X、Y和Z笛卡尔坐标值一致的标称轮廓，并且其中，X和Y是当由平滑连续的弧线连接时在以英寸表示的每个距离Z处限定翼型轮廓区段的以英寸表示的距离，Z距离处的轮廓区段彼此平滑地连结而形成完整的翼型芯形状。
根据结合附图的以下描述，这些和其它的优点及特征将变得更加显而易见。
附图说明
作为说明书的结论，在权利要求书中特别地指明并清楚地主张了被视为本发明的主题。根据结合附图的以下详细描述，本发明的前述和其它的特征及优点是显而易见的，在附图中：
图1是根据示例性实施例的包括具有翼型芯形状的喷嘴组件的涡轮机的局部剖视图；
图2是图1的喷嘴组件的透视图；
图3是图2的喷嘴组件的喷嘴部件的透视图，示出了限定在多个区段处的翼型芯形状；
图4是图3的喷嘴组件的喷嘴部件的另一个透视图；
图5是图3的喷嘴部件在多个区段中的一个处截取的剖视图；以及
图6是图4中的多个区段中的一个的局部平面图，表示根据示例性实施例的方面的翼型芯形状的设计包络线(envelope)。
详细的描述参照附图以示例的方式解释了本发明的实施例，以及优点和特征。
附图标记：
2     涡轮机
4     涡轮部
6     涡轮壳体
8     轴向流动路径
16    喷嘴组件
18    喷嘴组件
20    喷嘴组件
22     转子叶片组件
24     转子叶片组件
26     转子叶片组件
30     第一涡轮级
32     第二涡轮级
34     第三涡轮级
36     基部
38     顶端或护罩部
40     第三级喷嘴部件
41     第三级喷嘴部件
42     第三级喷嘴部件
44     翼型芯形状
45     翼型芯形状
46     翼型芯形状
50     第一端
52     第二端
54     翼型部
58     前缘
60     后缘
62     吸入侧
64     压力侧
100    坐标系
105    X轴
110    Y轴
115    Z轴
150    区段
151    区段
152    区段
153    区段
154    区段
155    区段
156    区段
157    区段
158    区段
159    区段
160    区段
161    区段
162    区段
163    区段
164    区段
250    标称轮廓
260    公差
270    上限
280    下限
具体实施方式
如图1所示，根据示例性实施例构造的涡轮机2包括压缩机部(未显示)和涡轮部4。涡轮部4由涡轮壳体6包封且具有轴向流动路径8。涡轮部4包括多个喷嘴组件16、18和20。每个喷嘴组件16、18和20定位在对应的转子叶片组件22、24和26的上游。喷嘴组件16和转子组件22结合而建立第一涡轮级30；喷嘴组件18和转子组件24结合而形成第二涡轮级32；并且喷嘴组件20和转子组件26结合而形成第三涡轮级34。当然，应当理解，第一涡轮级30、第二涡轮级32和第三涡轮级34中的每一个包括附加的喷嘴和转子组件。还应当理解，涡轮部4包括共同构成例如9FB PP2燃气涡轮框架的附加的涡轮级。
如在图2中最佳显示的，第三涡轮级喷嘴组件20包括基部36和顶端或护罩部38，在它们之间延伸着多个第三级喷嘴部件40-42，每个喷嘴部件具有相关联的翼型芯形状44-46。由于每个喷嘴部件40-42类似地形成且包括基本上类似的翼型芯形状44-46，因而随后将在描述第三级喷嘴部件40和翼型芯形状44中参照图3和图4进行详细描述，并了解到喷嘴部件41-42和相关联的翼型芯形状45-46包括对应的结构/设计。第三级喷嘴部件40包括第一端50，其通过由翼型芯形状44限定的翼型部54延伸至第二端52。第三级喷嘴部件40还包括前缘58和后缘60，在它们之间延伸着吸入侧62和压力侧64。
根据示例性实施例的翼型芯形状44被构造成用于改善的涡轮性能。翼型芯形状44的X、Y和Z坐标或点的列表呈现在表1中，并且满足相邻级之间的相互作用、空气动力学效率的要求并提供了优于现有形状的改善的航空力学容限(margin)。此外，根据示例性实施例的特定翼型芯形状44满足对于流体动力学、负载和频率响应的系统要求。这些点通过在空气动力学和机械设计改进之间的迭代而达到，并且是允许涡轮机2以高效且平稳的方式运行的点的唯一轨迹。如在下文中将变得更充分明显的，翼型芯形状44表示为表1中所列的1920个点的集合。这1920个点表示15个翼型区段。表示翼型芯形状44的轮廓的X、Y和Z坐标在相对于冷发动机零件限定的坐标系中形成。冷中线轴线上的坐标系的原点为X＝0.0、Y＝0.0和Z＝0.0。Z坐标轴被定义为从Y坐标轴引出的径线；X坐标轴被定义为垂直于由Y-Z轴限定的平面。翼型区段垂直于Z坐标轴被切割。在每个区段处构成翼型芯轮廓形状44的X和Y点以英寸表示。区段平面的以英寸表示的径向Z值具有原点Z0。
然而，每个区段之间的径向距离变化，翼型芯形状44的总径向距离为15.0英寸。底部区段Z0和顶部区段Z1可能由于不包括在限定翼型芯形状44的X、Y和Z点中的浇铸特征而模糊。对于翼型芯形状44的每个翼型区段而言，1920个点全部取自标称冷温度或室温。每个翼型区段与相邻翼型区段平滑地连结而形成翼型芯形状44。
应当意识到，当喷嘴组件20在涡轮部4的运行期间加热时，翼型芯形状44可能由于应力和温度而变化。因此，在用于制造目的的冷温度或室温下提供X、Y和Z点。由于制造的翼型芯形状可能不同于表1中限定的标称翼型芯形状，因而与标称轮廓±0.100英寸的公差是允许的，并且因此限定了翼型芯形状44的总设计包络线。总设计对于该设计包络线是稳健的，而不削弱第三涡轮级34的机械或空气动力学性质。
还应当意识到，翼型芯形状44可以在几何上按比例放大或按比例缩小，以引入带有更小或更大框架尺寸的类似涡轮设计中。因此，以英寸表示的X、Y和Z坐标可乘以或除以相同的常数或数字/系数，以提供第三级喷嘴40的按比例放大或按比例缩小的型式，同时保持翼型芯轮廓形状和独特的性质。
如在图2中最佳显示的，用于根据示例性实施例的翼型芯形状44的坐标系大致在100处指出。如上文所讨论的，坐标系100相对于冷喷嘴而限定。坐标系100包括X轴105、Y轴110和Z轴115。坐标系100的原点在喷嘴部件40的第一端50处居中。X轴105沿涡轮机2的中线轴线(未单独标出)轴向地定向，并且Z轴115沿垂直于中线轴线的径线定向。X轴105、Y轴110和Z轴115的正方向由图2中的标记方位标识。
如在图3至图5中最佳显示的，翼型芯形状44包括多个区段150-164。区段150位于Z0处，并且翼型芯形状44延伸通过区段163，然后在位于Z1处的区段164处终止。如上文所讨论的，区段150-164垂直于Zc轴115被切割。构成每个区段的X和Y坐标在表1中以英寸呈现出。
图6示出翼型芯形状44的设计包络线。表1所列的X、Y和Z值示出翼型芯形状44的每个区段的每个点的理想点位置。然而，存在着归因于必须考虑在内的制造公差等的与理想点位置的变差。因此，建立了一种包络线，其指出可接受的外边界或与每个区段150-165的标称轮廓250的距离。因此，应当理解，每个X、Y和Z点包括公差或±值。考虑到加工能力，在翼型芯形状30的形成中允许±0.100英寸的公差260。公差260包括限定为与标称轮廓250有0.100英寸偏差的上限270和限定为与标称轮廓250有-0.100英寸偏差的下限280。设计包络线或公差260是稳健的，使得该变差不削弱第三级喷嘴部件40的机械和空气动力学性能。
不受示例性实施例的限制，相比用于第三级喷嘴部件40的此前的各种翼型芯形状，翼型芯形状44提供了增加的效率。此外且不受示例性实施例的限制，相比用于第三级喷嘴部件40的此前的各组翼型芯形状，结合常规或改进(类似于本文的改进)的其它翼型芯形状，本发明所实现的翼型芯形状44提供了增加的效率。除了以上提及的优点之外，这种增加的效率提供了带有所需燃料减少的功率输出，因此本质上减少了用于产生能量的排放。当然，其它这样的优点也在示例性实施例的范围内。
表1：
Figure BDA00001992362200081
Figure BDA00001992362200091
Figure BDA00001992362200101
Figure BDA00001992362200111
Figure BDA00001992362200121
Figure BDA00001992362200131
Figure BDA00001992362200141
Figure BDA00001992362200161
Figure BDA00001992362200171
Figure BDA00001992362200181
Figure BDA00001992362200191
Figure BDA00001992362200201
Figure BDA00001992362200211
Figure BDA00001992362200221
Figure BDA00001992362200231
Figure BDA00001992362200241
Figure BDA00001992362200251
Figure BDA00001992362200261
Figure BDA00001992362200281
在该点上，应当理解，表1中公开的点是示例性的，在不显著影响由示例性实施例的翼型芯形状获得的期望性质的一个或更多区段处与表1中的点的变差/偏差落入本发明的示例性实施例的范围内。
虽然已结合仅仅有限数量的实施例详细地描述了本发明，但是应当容易理解，本发明并不限于这种公开的实施例。而是，可以修改本发明，以并入迄今未描述但与本发明的精神和范围相当的任何数量的变型、更改、替换或等同布置。另外，虽然已经描述了本发明的各种实施例，但是将会理解，本发明的方面可以仅包括所描述实施例中的一些。因此，本发明不应被视为由前述描述限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。

Claims (5)

1.一种涡轮机(2)构件，包括：
      涡轮定子喷嘴部件，其具有翼型芯形状，所述翼型芯形状具有基本上与表1中列出的X、Y和Z笛卡尔坐标值一致的标称轮廓(250)，并且其中，X和Y是当由平滑连续的弧线连接时在以英寸表示的每个距离Z处限定翼型轮廓区段(150-164)的以英寸表示的距离，所述Z距离处的所述轮廓区段(150-164)彼此平滑地连结而形成完整的翼型芯形状。
2.根据权利要求1所述的涡轮机(2)构件，其特征在于，所述涡轮定子喷嘴部件包括第一端(50)，其通过翼型部(54)延伸至第二端(52)，所述翼型芯形状限定所述翼型部(54)。
3.根据权利要求1所述的涡轮机(2)构件，其特征在于，所述涡轮定子喷嘴部件形成喷嘴组件(16, 18, 20)的部分。
4.根据权利要求1所述的涡轮机(2)构件，其特征在于，涡轮定子喷嘴部件包括第三级喷嘴部件。
5.根据权利要求1所述的涡轮机(2)构件，其特征在于，所述标称轮廓(250)在垂直于任意所述翼型轮廓区段(150-164)的方向上位于+0.100英寸和-0.1000英寸内的包络线内。
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Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10221710B2 (en) * 2016-02-09 2019-03-05 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC) and profile
US10196908B2 (en) 2016-02-09 2019-02-05 General Electric Company Turbine bucket having part-span connector and profile
US10156149B2 (en) 2016-02-09 2018-12-18 General Electric Company Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile
US10190417B2 (en) * 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric endwall contour and profile
US10125623B2 (en) 2016-02-09 2018-11-13 General Electric Company Turbine nozzle profile
US10190421B2 (en) 2016-02-09 2019-01-29 General Electric Company Turbine bucket having tip shroud fillet, tip shroud cross-drilled apertures and profile
US10001014B2 (en) 2016-02-09 2018-06-19 General Electric Company Turbine bucket profile
US10161255B2 (en) 2016-02-09 2018-12-25 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
US10385698B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the sixth stage of a turbine
US10443392B2 (en) * 2016-07-13 2019-10-15 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the second stage of a turbine
US10443393B2 (en) * 2016-07-13 2019-10-15 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the seventh stage of a turbine
US10422227B2 (en) 2017-05-02 2019-09-24 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
US10352170B2 (en) 2017-05-02 2019-07-16 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
US10247007B2 (en) 2017-05-02 2019-04-02 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
US10415406B2 (en) 2017-05-03 2019-09-17 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US10280774B2 (en) 2017-05-03 2019-05-07 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US10408072B2 (en) * 2017-05-08 2019-09-10 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US10544692B2 (en) * 2017-05-11 2020-01-28 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of a turbine
US10533440B2 (en) 2017-05-15 2020-01-14 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US10436034B2 (en) * 2017-05-15 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
US10590782B1 (en) 2018-08-21 2020-03-17 Chromalloy Gas Turbine Llc Second stage turbine nozzle
US10808538B2 (en) 2018-10-31 2020-10-20 General Electric Company Airfoil shape for turbine rotor blades
US11346225B2 (en) 2018-10-31 2022-05-31 General Electric Company Airfoil shape for turbine nozzles
US10689993B2 (en) 2018-11-15 2020-06-23 General Electric Company Airfoil shape for turbine nozzles
US11384640B2 (en) 2018-11-26 2022-07-12 General Electric Company Airfoil shape and platform contour for turbine rotor blades
US11306735B2 (en) 2019-10-16 2022-04-19 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US11236624B2 (en) 2020-03-09 2022-02-01 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US11236623B2 (en) 2020-03-09 2022-02-01 General Electric Company Turbine nozzle airfoil and/or trailing edge profile
US11236622B2 (en) 2020-03-09 2022-02-01 General Electric Company Turbine nozzle airfoil and/or trailing edge profile
US11236628B1 (en) * 2020-12-16 2022-02-01 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US11459892B1 (en) * 2021-04-30 2022-10-04 General Electric Company Compressor stator vane airfoils

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101971A (zh) * 1986-05-01 1987-11-11 通用电气公司 用于燃气轮机中冷却系统的涡轮流喷嘴
CN1053658A (zh) * 1990-01-26 1991-08-07 西屋电气公司 汽轮机的自锁喷嘴组
US6503054B1 (en) * 2001-07-13 2003-01-07 General Electric Company Second-stage turbine nozzle airfoil
US20070183898A1 (en) * 2005-12-29 2007-08-09 Rolls-Royce Power Engineering Plc Airfoil for a second stage nozzle guide vane
US20100158878A1 (en) * 2008-12-23 2010-06-24 Alexandra Capela Target populations of oligodendrocyte precursor cells and methods of making and using same
US20100158678A1 (en) * 2008-12-22 2010-06-24 General Electric Company Airfoil shape for a turbine nozzle

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6461109B1 (en) 2001-07-13 2002-10-08 General Electric Company Third-stage turbine nozzle airfoil
US6887041B2 (en) 2003-03-03 2005-05-03 General Electric Company Airfoil shape for a turbine nozzle
US6866477B2 (en) 2003-07-31 2005-03-15 General Electric Company Airfoil shape for a turbine nozzle

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN87101971A (zh) * 1986-05-01 1987-11-11 通用电气公司 用于燃气轮机中冷却系统的涡轮流喷嘴
CN1053658A (zh) * 1990-01-26 1991-08-07 西屋电气公司 汽轮机的自锁喷嘴组
US6503054B1 (en) * 2001-07-13 2003-01-07 General Electric Company Second-stage turbine nozzle airfoil
US20070183898A1 (en) * 2005-12-29 2007-08-09 Rolls-Royce Power Engineering Plc Airfoil for a second stage nozzle guide vane
US20100158678A1 (en) * 2008-12-22 2010-06-24 General Electric Company Airfoil shape for a turbine nozzle
US20100158878A1 (en) * 2008-12-23 2010-06-24 Alexandra Capela Target populations of oligodendrocyte precursor cells and methods of making and using same

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