CN103291371B - 具有吹扫槽的凹凸式表面涡轮级及涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

本发明涉及具有吹扫槽的凹凸式表面涡轮级。一种涡轮级包括一排翼型件，该排翼型件连结到对应的平台上，以在该排翼型件和平台之间限定流道。各个翼型件包括相对的压力侧和吸力侧，并且压力侧和吸力侧在相对的前缘和后缘之间一致地延伸。各个平台具有凹凸式流表面，该流表面包括在平台的融合区域中沿切向开始的吹扫槽。吹扫槽沿轴向延伸向前缘后面的翼型件的吸力侧，以引导吹扫流。

Description

具有吹扫槽的凹凸式表面涡轮级及涡轮叶片

技术领域

本公开大体涉及燃气涡轮发动机、任何涡轮机，并且更具体而言，涉及其中的涡轮。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中被加压，并且在燃烧器中与燃料混合，以产生热的燃烧气体。涡轮级从燃烧气体中抽取能量，以对压缩机提供功率，同时还在涡轮风扇航空器发动机应用中对上游风扇提供功率，或者对航海和工业应用的外部传动轴提供功率。

高压涡轮(HPT)紧接着燃烧器，并且包括固定的涡轮喷嘴，涡轮喷嘴将燃烧气体排到从支承转子盘沿径向向外延伸的一排旋转的第一级涡轮转子叶片中。HPT可包括一级或多级转子叶片和对应的涡轮喷嘴。

在HPT后面的是低压涡轮(LPT)，低压涡轮典型地包括多级转子叶片和对应的涡轮喷嘴。

各个涡轮喷嘴包括一排定子导叶，该排定子导叶具有呈支承导叶的弓形带的形式的径向外端壁和内端壁。对应地，涡轮转子叶片包括整体地连结到径向内端壁或平台上的翼型件，该径向内端壁或平台又由对应的鸠尾支承，鸠尾允许单独的叶片安装在形成于支承转子盘的周缘中的鸠尾槽口中。环形护罩在各个涡轮级中包围转子翼型件的径向外部末端。

定子导叶和转子叶片具有包括大体凹形压力侧和大体凸形吸力侧的对应的翼型件，大体凹形压力侧和大体凸形吸力侧在相对的前缘和后缘之间沿轴向一致地延伸。相邻导叶和相邻叶片在它们之间形成由径向内端壁和外端壁界定的对应的流道。

在运行期间，燃烧气体从燃烧器中排出，并且作为核心流沿轴向向下游流过限定在定子导叶和转子叶片之间的相应的流道。另外，来自存在于翼型件前缘的上游的吹扫腔的吹扫空气作为吹扫流排出，吹扫流防止在主气体路径下方吸入热的核心流，并且潜在地对平台和翼型件提供冷却作用。导叶和叶片的空气动力学外形以及它们之间的对应的流道精确地构造成最大程度地提高从燃烧气体中抽取能量，燃烧气体又使转子旋转，叶片从转子延伸。

将导叶和叶片翼型件的复杂的三维(3D)构造定制成最大程度地提高运行效率，并且该构造在沿着翼型件在翼展上沿径向改变以及在前缘和后缘之间沿着翼型件的弦沿轴向改变。因此，燃烧气体和吹扫空气在翼型件表面上以及在对应的流道内的速度和压力分布也改变。

燃烧气体流路径中的不合需要的压力损失因此对应于涡轮空气动力性和整体涡轮效率的不合需要的降低。例如，燃烧气体在导叶和叶片之间的流道中进入对应的成排的导叶和叶片，并且必然在翼型件的相应的前缘处分流。另外，吹扫空气流和核心流的混合可导致涡轮效率低下。

入射燃烧气体的停滞点的轨迹沿着各个翼型件的前缘延伸，并且对应的边界层沿着各个翼型件的压力侧和吸力侧以及沿着各个径向外端壁和内端壁形成，压力侧和吸力侧以及径向外端壁和内端壁共同界定各个流道的四侧。在边界层中，燃烧气体的局部速度沿着端壁和翼型件表面从零变成燃烧气体的不受约束的速度，在不受约束的速度下，边界层终止。

可能由于多种原因而发生涡轮损失，例如，二次流、冲击损失机制和混合损失。涡轮压力损失的一个普遍原因在于，随着燃烧气体在翼型件前缘周围移动时分流而产生的马蹄形旋涡的形成。总压力梯度在翼型件的前缘和端壁的汇合部处的边界层流中受到影响。翼型件前缘处的这个压力梯度形成一对反向旋转的马蹄形旋涡，旋涡在各个翼型件的相对的侧在端壁附近向下游移动。两个旋涡沿着各个翼型件的相对的压力侧和吸力侧向后移动，并且由于沿着压力侧和吸力侧的压差和速度分布而有不同的表现。例如，计算分析表明，吸力侧旋涡朝向翼型件后缘而转移远离端壁，并且然后在翼型件后缘之后与向后流到翼型件后缘的压力侧旋涡相互作用。

压力侧和吸力侧旋涡的相互作用在翼型件的翼展中部区域附近出现，并且产生总的压力损失和涡轮效率的对应的降低。这些旋涡也会产生湍流，而且使对端壁的不合需要的加热增加。

由于马蹄形旋涡形成于涡轮转子叶片和它们的整体根部平台的汇合部处，以及形成于喷嘴定子导叶和它们的外部带和内部带的汇合部处，所以使涡轮效率产生对应的损失，以及额外地加热对应的端壁构件。

类似地，在叶片的压力侧和吸力侧之间的跨越通道的压力梯度会引起二次流结构和旋涡，二次流结构和旋涡会改变叶片的期望的空气动力性，从而引起涡轮效率损失，以及可能加热端壁以及甚至叶片。

在涡轮叶片的前缘处，并且更具体而言，在前缘和前缘吹扫腔的汇合部处，二次流结构和来自前缘吹扫腔的吹扫流的混合会引起混合损失。另外，二次流结构导致吹扫流与主核心流混合，从而引起在平台远处的吹扫流的轨迹。这些二次流结构在涡轮叶片连结叶片端壁结构所处的区域中引起高热集中。

因此，合乎需要的是提供一种改进的涡轮级，其用于降低马蹄形旋涡和二次流旋涡影响，以及提高空气动力学负荷，同时控制热分布和效率，或者改进效率和热负荷，同时保持空气动力学负荷和/或扭矩的产生。

发明内容

根据一个示例性实施例，公开一种具有吹扫槽的凹凸式(scalloped)表面涡轮级。该涡轮级包括一排翼型件，该排翼型件整体地连结到对应的平台上，并且沿横向间隔开，以在该排翼型件和平台之间限定用于引导气体的相应的流道。各个流道具有宽度。所述翼型件中的各个包括凹形压力侧和沿横向相对的凸形吸力侧，凹形压力侧和凸形吸力侧在相对的前缘和后缘之间一致地延伸。所述平台中的至少一些具有凹凸式流表面，流表面包括吹扫槽，吹扫槽沿切向延伸到融合区域和平台的吹扫腔壁的至少一部分中，并且沿轴向延伸向前缘后面的翼型件的吸力侧，以引导吹扫流。

根据另一个示例性实施例，公开一种具有吹扫槽的凹凸式表面涡轮级。该涡轮级包括一排翼型件，该排翼型件整体地连结到对应的平台上，并且沿横向间隔开，以在该排翼型件和平台之间限定用于引导气体的相应的流道。各个流道具有限定的宽度。所述翼型件中的各个包括凹形压力侧和沿横向相对的凸形吸力侧，凹形压力侧和凸形吸力侧在相对的前缘和后缘之间一致地延伸。所述平台中的至少一些具有：凹凸式流表面，该流表面包括吹扫槽，吹扫槽沿切向延伸到融合区域和平台的吹扫腔壁的至少一部分中；连接所述前缘后面的所述压力侧的隆起；以及连接所述吹扫槽和所述相应的翼型件的所述前缘后面的所述吸力侧的凹部(bowl)。吹扫槽沿轴向延伸向翼型件的吸力侧，以与凹部融合，以及引导吹扫流。

根据又一个示例性实施例，公开一种具有吹扫槽的凹凸式表面涡轮级。该涡轮级包括涡轮叶片。涡轮叶片包括翼型件，该翼型件整体地连结到平台上，并且具有沿横向相对的压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿轴向相对的前缘和后缘之间一致地延伸。平台包括吹扫槽，吹扫槽沿切向延伸到融合区域和平台的吹扫腔壁的至少一部分中。吹扫槽沿轴向延伸向前缘后面的翼型件的吸力侧，以引导吹扫流。

在参照附图阅读以下详细描述和所附权利要求之后，本公开的其它目标和优点将变得显而易见。在审阅结合若干幅图和所附权利要求所得到的以下详细描述之后，本申请的这些和其它特征与改进对本领域普通技术人员将变得显而易见。

附图说明

当参照附图来阅读以下详细描述时，本公开的以上和其它特征、方面与优点将变得更好理解，在附图中，相同符号在所有图中表示相同部件，其中：

图1是根据实施例的在涡轮级排中的示例性涡轮叶片的从前到后的立视图；

图2是通过在图1中示出的根据实施例的叶片且沿着图1的线2-2得到的平面截面图；

图3是根据实施例的、图1中示出的叶片的吸力侧的等距视图；

图4是根据实施例的、图1中示出的叶片的压力侧的等距视图；

图5是根据实施例的、图1中示出的叶片的从后到前的等距视图；

图6是根据另一个实施例的、在涡轮级排中的示例性涡轮叶片的从前到后的立视图；以及

图7是通过在图6中示出的根据实施例的叶片且沿着图6的线7-7得到的平面截面图。

具体实施方式

参照附图，其中，相同参考标号在各图中表示相同元件，在图1中示出两个示例性第一级涡轮转子叶片10，它们在燃气涡轮发动机的对应的涡轮级中沿周向彼此连接成其完整的排。如上面表明的那样，燃烧气体12在传统燃烧器(未显示)中形成，并且沿轴向下游方向通过成排的涡轮叶片10作为核心流13而排出。涡轮叶片10从燃烧气体12中抽取能量，以对其上安装有叶片10的支承转子盘(未显示)提供功率。

涡轮级包括完整的一排叶片10，其中，各个叶片10具有在根部端处整体地连结到对应的径向内端壁或平台16上的对应的翼型件14。各个平台16又整体地连结到对应的轴向进入式鸠尾18上，鸠尾18在传统上构造成在转子盘的周缘中支承对应的涡轮叶片10。

各个翼型件14包括大体凹形压力侧20和沿周向或横向相对的、大体凸形吸力侧22，压力侧20和吸力侧22分别在相对的前缘24和后缘26之间一致地沿轴向延伸。两个缘24、26在从根部到翼型件14的末端的翼展中沿径向延伸。

如图1和2中显示的那样，各个翼型件14可为空心的，并且包括由相对的压力侧20和吸力侧22界定的内部冷却回路28。冷却回路28可具有任何传统的构造，以及包括延伸通过平台16和鸠尾18的入口通道，以接收从发动机的压缩机(未显示)中放出的冷却空气30。

冷却空气30典型地通过位于翼型件14的压力侧20和吸力侧22的期望位置上的若干排膜冷却孔32从各个翼型件14中排出，并且典型地集中在翼型件14的前缘24附近。各个翼型件14典型地还包括一排后缘冷却孔34，该排后缘冷却孔34在翼型件14的薄后缘26前面不远处通过翼型件14的压力侧20而显现出来。

在图1和2中示出的示例性涡轮叶片10可具有任何传统构造的翼型件14、平台16和鸠尾18，以在运行期间从燃烧气体12中抽取能量。如上面表明的那样，平台16整体地连结到翼型件14的根部端上，并且为燃烧气体12或核心流13限定径向内部流边界。

叶片10成排地安装在转子盘的周缘周围，其中，相邻翼型件14沿周向或横向间隔开，以在它们之间限定流道36，流道36具有限定在相邻前缘24(如图2中最佳地显示的那样)之间的通道宽度“x”， 以在运行期间在下游方向上沿轴向引导燃烧气体12和来自吹扫流腔(未显示)的吹扫空气的吹扫流15。

因此在图1和2中示出的涡轮级中的各个翼型件间流道36由一个翼型件14的压力侧20、下一个相邻翼型件14的吸力侧22、相邻平台16的对应的压力侧部分20和吸力侧部分22，以及包围完整的一排涡轮叶片10中的翼型件14的径向外部末端端的径向外部涡轮护罩(未显示)限定和界定。

如上面在背景部分中表明的那样，燃烧气体12在运行期间作为核心流13流过对应的流道36，并且必定被单独的翼型件14分流。高速的燃烧气体在对应的翼型件前缘24处沿周向分流，在对应的翼型件前缘24处有停滞压力，并且沿着翼型件14的相对的压力侧20和吸力侧22形成对应的边界层。此外，随着气体在翼型件前缘24周围在翼型件前缘24与平台16的接合部处分流，燃烧气体12也沿着单独的叶片平台16形成边界层。

另外，吹扫空气作为吹扫流15通过对应的流道36从存在于翼型件14上游的吹扫流腔中流出。最大程度地减少吹扫流15作为一定百分比的核心流13而喷射会提高翼型件14下游的静压力。这个作用有助于将后缘26冲击转移到上游，从而减小翼型件14中的后缘损失。

沿着叶片平台16的分流核心流13会引起一对反向旋转的马蹄形旋涡，旋涡沿着各个翼型件14的相对的压力侧20和吸力侧22沿轴向向下游流过流道36。这些马蹄形旋涡在边界层中产生湍流，并且朝翼型件14的翼展中部区域沿径向向外转移，而且产生总压力损失，以及降低涡轮效率。马蹄形旋涡由于吹扫腔和吹扫流15的存在(其改变跨越通道的静压力梯度)而受到激励。

图1中示出的示例性涡轮转子级可具有任何传统构造，诸如专门设计成第一级HPT转子的那个，以从燃烧气体12中抽取能量，以用典型的方式对压缩机提供功率。如示出的那样，入射燃烧气体12沿着翼型件前缘24分流，以作为核心流13在下游方向上沿轴向流过对应的流道36，同时入射吹扫空气流经平台16的台肩区域或融合区域40，其中，融合区域40被限定为吹扫腔壁41和平台16表面之间的范围。吹扫空气与核心流13一起流动，并且与核心流13混合，以作为吹扫流15在下游方向上沿轴向流过对应的流道36。

压力侧20的凹形轮廓和吸力侧22的凸形轮廓特别地构造成用于实现不同的速度和压力分布，以最大程度地提高从燃烧气体12中抽取的能量。平台16限定径向内端壁，径向内端壁界定燃烧气体12，其中，气体也被周围的涡轮护罩(未显示)在径向外侧界定。

在示出的构造中，平台16和前缘24的汇合部处的入射燃烧气体12会产生马蹄形旋涡，马蹄形旋涡由于吹扫流15改变跨越通道的静压力梯度而受到激励。燃烧气体12沿着翼型件14的相对的压力20和吸力侧22前进通过流道36。如上面表明的那样，这些旋涡产生湍流，降低涡轮级的空气动力学效率，以及提高平台16的热传递加热。

因此，起初在图1中示出的平台16特别地构造有凹凸式的或有外形的流表面，该流表面最大程度地减少吹扫流15与核心流13的混合，以最大程度地减少损失，并且界定燃烧气体12，以降低马蹄形旋涡的强度。在图1中用名义上轴对称的平台的共同立视图的等斜线(isocline)大体显示凹凸式平台16的第一示例性构造。图2在平面图中更详细地示出图1的等斜线。在图6和7中大体显示凹凸式平台16的第二示例性构造，图6和图7分别在平面图中示出名义上轴对称的平台的共同立视图的等斜线，以及等斜线的更详细的图示。

更具体地参照图1和2，现代计算流体动力学已经用来研究和限定平台16的特定3D外形，以削弱马蹄形旋涡，以及最大程度地减少吹扫流15与核心流13的混合和吸入到吹扫腔中，同时对应地改进涡轮空气动力学效率。图1和2中示出的凹凸式平台16包括构造成延伸到融合区域40和平台16的吹扫腔壁41的至少一部分中的凹坑或吹扫槽38，凹坑或吹扫槽38相对于传统平台的名义轴对称平台表面(其限定基准零(θ)表面)具有较低的高度(-)，并且在其中形成下陷或槽，下陷或槽会改变融合区域40和壁腔41的至少一部分。在示出的实施例中，吹扫槽38沿切向在融合区域40中形成，并且延伸到吹扫壁腔41中，而大致在相邻翼型件14的前缘24之间的通道36宽度“x”的中间具有最大深度位置，可沿横向方向延伸通道38宽度“x”的大约60%。在备选实施例中，吹扫槽38可沿切向形成于融合区域40中，并且延伸到吹扫壁腔41的至少一部分中，并且在相邻翼型件14的前缘24之间的通道36宽度“x”的-10%至60%之间的任何位置处具有最大深度，其中，从第一翼型件14的前缘24朝第一翼型件14的吸力侧22开始且延伸向压力侧20处的相邻的第二翼型件14的前缘24而测量这种度量。在实施例中，吹扫槽38可沿横向方向延伸通道38宽度“x”的大约60%。在又一个实施例中，吹扫槽38可基本沿切向形成于融合区域40中，并且延伸到吹扫壁腔41的至少一部分中，而且如前面描述的那样，吹扫槽38在相邻翼型件14的前缘24之间的通道36宽度“x”的-10%至60%之间的任何位置处具有最大深度，并且吹扫槽38位于沿轴向在前缘24的下游且在形成于前缘24之间的通道36内的位置处。

吹扫槽38构造成改变融合区域40和翼型件14的吹扫腔壁41的至少一部分，以使吹扫流15容易进入到核心流13中。更具体而言，吹扫槽38构造成使吹扫流15的轨迹保持在吸力侧22上较靠近平台16，以最大程度地减少热的核心流13后续在翼型件14的压力侧20上进行气流下洗(downwash)而回填流体。吹扫槽38和吹扫流15用来改变会激励马蹄形旋涡的跨越通道的静压力梯度。

另外，吹扫槽38的存在允许操纵翼型件14的前缘24处的运行热轮廓。这是因为对吹扫流15的改变可改变或导致对流混合和/或热传递的减少，对流混合和/或热传递通常可使核心流13接触端壁。本公开的这方面允许通过减少吹扫流15与核心流13的混合来操纵热轮廓。因而，可实现且可优化期望的热分布，从而使所需的冷却减少。

在实施例中，除了吹扫槽38之外，可包括可选的局部凸起或隆起46，凸起或隆起46相对于名义轴对称基准表面(θ)向上升高(+)到流道36中。另外，在又一个实施例中，除了吹扫槽38之外，可包括整体圆凿(gouge)或凹部48，圆凿或凹部48相对于名义轴对称平台表面(θ)具有较低的高度(-)，以在其中形成下陷。在另外的另一个实施例中，除了吹扫槽38之外，可包括隆起46和凹部48。

要注意的是，针对特定的发动机设计和通过其中的质量流率来选择翼型件14的具体大小和间隔。翼型件14的弓形侧壁典型地在它们之间沿周向限定流道36，流道36沿轴向下游方向从前缘24到后缘26而会聚。

一个翼型件14的后缘26典型地沿着其垂直相交部在相邻翼型件14的吸力侧22的弦线中点附近形成最小流动面积的喉部。针对特定的发动机应用预先选择流道36的流动面积(包括其喉部的最小流动面积)，并且流道36的流动面积因此由平台16所限定的径向内端壁，以及涡轮护罩(未示出)所限定的径向外端壁两者控制。

因此基准平台表面可被方便地限定为由涡轮级的周边周围的圆弧限定的传统的轴对称表面，并且可用作图2示出零基准高度。在包括吹扫槽38、隆起46和凹部48的实施例中，隆起46在高度上从零基准平面或表面向外升高(+)，而吹扫槽38和凹部48在深度上延伸到基准平面或表面的下方(-)。照这样，槽38、隆起46和凹部48可相对于彼此互补和偏移，以保持各个流道36的期望的或给定的流动面积。

优选特别地定位图1和2中示出的吹扫槽38、隆起46和凹部48，以降低马蹄形旋涡的强度，从而最大程度地减少二次流引起的损失，最大程度地减少来自前缘吹扫腔的吹扫流15与主核心流13的混合，最大程度地减少热的核心流被吸入到吹扫腔中，以及改变激励马蹄形旋涡的跨越通道的静压力梯度，所有这些都会改进涡轮空气动力学效率。在示出的实施例中，吹扫槽38构造成在吸力侧22处处于前缘24附近的位置，并且形成为延伸到平台16的台肩或融合区域40上。隆起46构造成在前缘24的下游或后面的位置处直接连接翼型件压力侧20。凹部48构造成直接连接吹扫槽38和前缘24后面的翼型件吸力侧22。

通过使用吹扫槽38，吹扫流15容易进入到核心流13中，其中，在吹扫流15在吸力侧22上升离平台16时，吹扫流15的轨迹保持较靠近平台16。这最大程度地减少热的核心流13后续在压力侧20上的气流下洗。结果是较少混合的流体流离开流道36。

通过将前缘隆起46和凹部48结合到包括吹扫槽38的实施例中，进入的马蹄形旋涡可被隆起46周围的燃烧气体12的流线型曲率抵销。对应地，在流道36中，马蹄形旋涡沿径向向外转移可早早地被凹部48中断。

如前面回避的那样，吹扫槽38能够改变翼型件的根部处的局部停滞点，将吹扫流导引到核心流中从而控制所进行的混合量，以及控制吹扫流的轨迹及其后续与马蹄形旋涡的吸力侧分支的合并。

当包括时，隆起46和凹部48能够降低燃烧气体12的流加速度，提高局部静压力，改变气体压力的梯度，减少旋涡扩张，以及在马蹄形旋涡向下游行进通过流道36时减少它们的重新定向。这些联合作用会限制马蹄形旋涡沿着翼型件吸力侧22沿径向向外转移的能力，以及降低旋涡强度，并且继而提高涡轮级的整体效率。

如上面表明的那样，图2是平台16的平面图，其具有相对于基准零表面的相等高度的等斜线。图3在等距视图中示出平台16，插入的表面梯度线用以强调在各个平台16的前部端和后部端之间且沿周向或横向在相邻翼型件14之间的平台16的变化的3D外形。

由于平台16在各个翼型件14的两个侧延伸，典型地在前缘24前面以及在后缘26后面有少量延伸，所以吹扫槽38、升高的隆起46和下陷的凹部48将以优选的方式平缓地彼此过渡，以最大程度地减少吹扫流15的混合，以及降低马蹄形旋涡的强度。优选地，随着隆起46沿着压力侧20向后且沿横向延伸以沿着吸力侧22连结凹部48，隆起46在高度或海拔上有所减小，并且吹扫槽38朝吹扫腔延伸到平台16的融合区域40中。凹部48在前缘24和后缘26之间沿着吸力侧22延伸，例如在前缘24附近开始，以及与吹扫槽38融合，并且朝后缘26在翼型件14的大致中间终止。

图2-4最佳地示出吹扫槽38构造成沿横向偏心使得在前缘24前面的吸力侧22处有最大深度，以便延伸到平台16的融合区域40中。吹扫槽38在前缘24后面进一步融合到凹部48中。

图2和4最佳地示出隆起46居中使得在前缘24后面的翼型件14的压力侧20处有最大高度，并且在前缘24后面且朝向后缘26，以及沿横向或周向从一个翼型件14的压力侧20朝向下一个相邻翼型件14的吸力侧22在高度上减小。

图2和5最佳地示出凹部48居中使得在吸力侧22处在各个翼型件的最大横向厚度附近在其凸出区域中有最大深度，并且在前缘24后面融合到吹扫槽38中，同时朝向后缘26以及沿横向或周向从一个翼型件14的吸力侧22朝下一个相邻翼型件14的压力侧20(在该处，凹部48与升高的隆起46融合)在深度上减小。

图4示意性地示出入射燃烧气体12，其具有对应的边界层，在该处，燃烧气体12的速度直接在平台16的流表面处为零，并且快速提高到自由流速度。边界层的厚度范围为翼型件14的径向高度或翼展的大约2%至大约15%。另外，示出在吹扫槽38上的入射吹扫流15。平台凹凸从而包括的吹扫槽38和可选的隆起46与凹部48的幅度可较小，以特别地最大程度地减少二次流引起的损失，最大程度地减少吹扫流15与核心流13的混合，以及降低马蹄形旋涡的强度，以提高涡轮空气动力学效率。

图2和4中显示的吹扫槽38具有可随吹扫流水平缩放的最大深度。图2和4中显示的隆起46具有大体等于在燃烧气体12首先被引导到平台16上时燃烧气体12的进入边界层的厚度的最大高度。对应地，凹部48具有小于隆起46的大致最大高度的最大深度。在图2中，等斜线相对于基准零表面标有任意数字，其中，隆起46在高度上增加到大约+6的示例性幅度，凹部48在深度上增加到大约-5的最大深度，而吹扫槽38与凹部48融合，并且融合到平台16的融合区域40上，而且具有大约-3的最大深度。

这些示例性数字仅表示凹凸式平台16的变化的外形。将针对各个特定的设计来确定吹扫槽38、隆起46和凹部48的实际幅度，其中，对于高度范围为5 cm至大约7.5 cm的涡轮翼型件，吹扫槽38的最大深度的范围为10密耳至45密耳，而凹部的范围为大约37密耳至大约64密耳，而隆起46的高度的范围为大约40密耳(1 mm)至大约450密耳(11.4 mm)。

图2和4还示出吹扫槽38沿切向相对于吹扫腔(并且更具体而言在平台16的融合区域40中)为大体半球形，并且沿横向从其最大深度的原点开始为大体凹形，该原点直接定位在平台16的融合区域40中，并且在翼型件14的前缘24和吸力侧22之间延伸穿过平台16的融合区域40。吹扫槽38朝后缘26向后延伸，以平缓地融合或过渡到凹部48(当其存在时)中。隆起46相对于翼型件14的压力侧20为大体半球形，并且向前朝向前缘24以及沿向后方向朝向后缘26为大体凸形。在翼型件排的前缘24之间沿周向延伸的轴向平面中，在图4中示出的示例性实施例中，隆起46在其凸形前部部分和后部部分之间在截面上是圆锥形的，对此，计算流分析预测旋涡强度和转移有显著降低。图2和5中示出的示例性凹部48沿横向从其最大深度的原点开始为大体凹形，该原点直接定位在各个翼型件14的吸力侧上，并且与吹扫槽38融合。凹部48如隆起46那样为大体半球形，但为凹形而在翼型件吸力侧22上居中。

图2和4示出翼型件吸力侧22上的吹扫槽38和凹部48以及翼型件压力侧20上的升高的隆起46之间的过渡。更具体而言，构造在压力侧20上在前缘24后面的隆起46沿着压力侧20的较长范围逐渐减小到后缘26。隆起46到后缘26的逐渐过渡形成在高度上减小的隆起46的凸脊延伸部。

对应地，吹扫槽38和凹部48在深度上朝翼型件14的前缘24逐渐增加，并且增加到融合区域40上，以形成用于吹扫流15的入口。吹扫槽38和下陷凹部48沿着后缘26后面的吸力侧22的较长范围逐渐与升高的隆起46融合，如图2和3中最佳地示出的那样。

图2和5示出吹扫槽38融合到凹部48中，凹部48在深度上沿着吸力侧22从其峰值深度减小，峰值深度从平台的融合区域40附近向后缘26延伸到翼型件凸出部附近的吹扫槽38。隆起46沿着压力侧20在前缘24后面从其峰值高度到后缘26而在高度上持续减小。隆起46和凹部48两者在后缘26周围融合在一起，并且在后缘26之间的对应的流道36中在零基准高度处在横向或周向上终止。

图2和4示出优选在前缘24前面起始或开始且过渡到凹部48中的吹扫槽38以及优选在前缘24后面起始或开始的隆起46沿着它们之间的零高度外形在它们之间形成或限定轴向弓形槽沟或通道42。槽沟式通道42在相邻翼型件14之间沿着单独的平台16沿轴向延伸，槽沟式通道42在前缘24前面开始，并且在后缘26处或者在后缘26后面终止，如在平台16的可用表面空间内期望的那样。

零高度外形可为隆起46和凹部48之间的单个线，或者宽度适当的地带。在该地带实施例中，凸形隆起46优选通过与该地带具有凹形过渡的弯曲区域与该地带的一侧融合。吹扫槽38和凹形凹部48优选通过与该地带具有凸形过渡的另一个弯曲区域与该地带的另一侧融合。

由于图中示出的示例性涡轮级构造成涡轮转子级，所以单独的平台16整体地连结到各个翼型件14的根部上，其中，对应的鸠尾18(图2)在根部下方，平台16共同限定用于燃烧气体流12的径向内边界或端壁。因此各个平台16在轴向分离线56处连接相邻平台，分离线56使翼型件间凹部48在前缘24和后缘26之间沿轴向分叉或分开成互补的第一凹部部分52和第二凹部部分54。在图2中最佳地示出了这一点，其中，平台16具有从翼型件14的相对的压力侧20和吸力侧22延伸的部分。隆起46主要设置在平台16的压力侧20上。平台16的吸力侧部分22包括第一凹部部分52，第一凹部部分52在平台16表面的大部分上面延伸，并且延伸到吹扫腔的融合区域40中，以形成吹扫槽38。

但是，第一凹部部分52被来自与下一个相邻平台16的压力侧20上的隆起46整体地形成的互补的第二凹部部分54的轴向分离线56中断。一个平台16上的第一凹部部分52与下一个相邻平台16上的第二凹部部分54互补，并且共同限定单个完整的融合的吹扫槽38和凹部48，凹部48沿着下一个相邻翼型件14的压力侧20从一个翼型件14的吸力侧22延伸到隆起46及其凸脊。

轴向分离线56中断整个涡轮排级的周向连续性，并且容许以传统的方式(诸如通过铸造)单独地加工各个涡轮叶片。可用传统的方式铸造涡轮叶片(其包括其翼型件14、平台16和鸠尾18)的整体构造，而且在可行的情况下，也可在涡轮叶片中整体地铸造其凹凸式特征。

备选地，可用名义轴对称平台铸造平台16，使得局部升高材料用于隆起46，然后可使用传统放电加工(EDM)或电化学加工(ECM)来加工隆起46，以对凹凸式平台16形成3D外形，包括吹扫槽38、隆起46和凹部48的最终外形。

由于图2中示出的翼型件14的吸力侧22上的凹部部分48的梯度线大体沿周向延伸，所以可将3D凹部外形改变成沿周向方向线性地改变的2D外形，以较容易地容许使用传统铸模半部来对其进行铸造，如期望的话。

在图2和4中示出的凹凸式平台16的显著特征为吹扫槽38，吹扫槽38设置成延伸到吹扫腔的融合区域40中，并且向后延伸，以与凹部48融合。优选地，各个吹扫槽38构造成在相邻翼型件14的前缘24之间，以及更具体而言在翼型件的前缘24和吸力侧22之间，沿横向延伸。在备选实施例中，吹扫槽38可构造成沿横向在翼型件的前缘24前面延伸，以及在横向位置上延伸到相邻翼型件14的隆起46的减小的面的前面不远处，延伸到翼型件的吸力侧22(如目前描述的那样)。吹扫槽38迅速与在吸力侧22的大部分上面延伸的对应的凹部48融合。

吹扫槽38使吹扫流15和核心流13的混合减少，从而最大程度地减少核心流13后续在压力侧20上进行气流下洗而回填流体，以及削弱形成在它们的开端处的马蹄形旋涡。吹扫槽38另外改变对马蹄形旋涡提供能量的跨越通道的静压力梯度。构造成直接位于前缘24后面的升高的隆起46对马蹄形旋涡提供额外的削弱。优选地，各个隆起46大部分从前缘24后面延伸，以及沿着压力侧20在向后方向上延伸到后缘26。

针对各个设计应用来选择各个翼型件14的外形及其扭转或角位置，使得翼型件14的前缘24典型地首先接收燃烧气体12(以与轴向中心线轴线成斜角的方式)和吹扫流15，从而在其在吸力侧22上上升离开平台16时，使其保持接近平台16表面。燃烧气体12(其作为核心流13)和吹扫流15在流过翼型件14之间的流道36时转弯。进入的燃烧气体12的自然停滞点可对准前缘24本身，或者紧邻前缘而对准在翼型件14的压力侧20和吸力侧22中的任一个上。

因此，对于各个特定的设计应用，吹扫槽38或隆起46中的至少一个可居中在翼型件14的前缘区域附近的自然停滞点处。这样定位的吹扫槽38、隆起46和互补的凹部48被特别地引入到涡轮转子叶片10的径向内部平台16中，以使它们彼此协同地协作，以减少吹扫流15与核心流13的混合，以及改变将马蹄形旋涡推向翼型件吸力侧22的跨越通道的静压力梯度，从而降低马蹄形旋涡的强度，马蹄形旋涡在前缘24周围扩张和缠绕，并且向下游流过流道36。

二次流、旋涡强度和经改变的压力梯度引起的损失的减小的组合会减少旋涡朝翼型件吸力侧22转移，以及减少旋涡沿着翼型件14翼展转移的趋势，以对应地降低涡轮空气动力学效率的损失。

在图6和7中描绘了另一个示例性实施例。这些图中的各个分别类似于上面论述的图1和2中的那个。但是，除了吹扫槽38、隆起46和凹部48之外，在示出的图6和7中的各个中，后缘凸脊50构造成位于翼型件14的后缘26处。类似于前面论述的隆起46，后缘凸脊50是隆起的或凹凸式的平台，其从限定径向内端壁的平台16向上升高(+)到流道36中。另外要注意的是，在图6和7的示出的实施例中，吹扫槽38构造成在前缘24处，以及更具体而言在通道36宽度“x”(如前面描述的那样)的大约0%处具有最大深度，并且延伸到融合区域41中，以及延伸到吹扫腔壁41的至少一部分上。应当理解，在备选实施例中，预计如图2-6中描述的那样构造的吹扫槽38与所描述的后缘凸脊50结合。

在图6和7中描绘的实施例中，显示了后缘凸脊50呈具有吹扫槽38、隆起46和凹部48的构造。但是，在另一个实施例中，仅存在吹扫槽38和后缘凸脊50。在另外的示例性实施例中，后缘凸脊50与隆起46构形或凹部48构形中的一个联接。就此而言，本公开不受限制，因为针对特定的运行和设计参数(诸如质量流率等)来选择所采用的凹凸式表面的组合。

类似于关于隆起46的论述，后缘凸脊50升高到流道36中。如由后缘26附近的外形线显示的那样，在图7中，后缘凸脊50的坡度比隆起46的坡度更陡。但是，在其它示例性实施例中，坡度可类似于或小于隆起46的坡度。

另外，在示例性实施例中，最接近后缘26的后缘凸脊50的结构具有最陡的坡度，而随着与后缘26的距离沿着平台16增加，坡度减小且变得更平缓，从而对平台16表面提供更平缓和平稳的过渡。

后缘凸脊50的存在可改变翼型件14在端壁附近的负荷。这个改变可使升力提高，马蹄形和二次流结构得到改变，冲击结构和附带损失有所改变，以及热传递得到改变。

通过将后缘凸脊50融合到翼型件14的后缘26和平台16中，可实现翼型件14的空气动力学效率的提高，并且从而在整体上提高涡轮的空气动力学效率。也就是说，后缘凸脊50可用来增加形成翼型件14的翼型件的空气动力学负荷面积。通过添加可支承负荷的面积，可提高涡轮的运行性能，从而可从涡轮中抽取更多功。换句话说，这个实施例包括的后缘凸脊50可用来延长翼型件14在端壁附近的弧线。因而，可支承超过后缘26的额外的负荷。这个额外负荷的空气动力学作用用来使翼型件14过度弯曲，其中，端壁负荷在翼型件14的中间通道附近减小但在后缘26附近增大。因而，在端壁附近，速度较低，转向得到加强，并且主涡轮流转移向翼展中部部分。这个有效的过度弯曲的结果是减少表面摩擦和二次流。因而，在不改变整个翼型件14的情况下，在涡轮中实现过度弯曲。

另外，后缘凸脊50的存在允许操纵翼型件14的后缘26处的运行热轮廓。这是因为对二次流的改变(如上面论述的那样)可改变对流混合和/或热传递或导致对流混合和/或热传递减少，对流混合和/或热传递通常可使热的核心流13接触端壁。翼型件14的后缘26可为高温集中位置，从而限制叶片10和端壁在后缘26处的结构性能。包括后缘凸脊40允许操纵热轮廓。因而，可实现和可优化期望的热分布，从而使所需的冷却减少。

不管是否与隆起46和/或凹部48结合起来使用，确定与吹扫槽38的结合的后缘凸脊50的形状和凹凸式外形，以优化翼型件14和涡轮的性能。例如，针对空气动力学性能或耐用性中的任一个或两者来优化后缘凸脊50的形状，这取决于期望的性能参数和特性。

如图6和7中显示的那样，后缘凸脊50直接连接翼型件14的后缘26。另外，在这些图中显示的实施例中，后缘凸脊50连接翼型件吸力侧22和压力侧20两者。在另一个实施例中，后缘凸脊50如显示的那样连接后缘26且从后缘26延伸，并且连接压力侧20或吸力侧22中的仅一个，这取决于设计和运行参数。在另一个备选实施例中，后缘凸脊50如显示的那样连接后缘26且从后缘26延伸，但不连接压力侧20或吸力侧22中的任一个。

在另一个示例性实施例中，额外的凹部和/或隆起(未显示)可在表面16上定位在后缘凸脊50下游的某个点处。在这种实施例中，凹部和/或隆起可协助抑制旋涡，或者以别的方式优化本公开的各种实施例的运行和性能参数。

在图6和7中显示的实施例中，后缘凸脊50的最大高度(即，在平台16上方的正(+)位移)在后缘26处，并且随着后缘凸脊50延伸远离翼型件14表面，后缘凸脊50的高度减小。后缘凸脊50平缓地过渡到表面16中，以便实现高效的结构和热负荷分布。在其中存在隆起46和凹部48凹凸式表面中的任一个或两者、吹扫槽28和后缘凸脊50的实施例中，如针对设计和性能目的而优化的那样，后缘凸脊50平缓地过渡到这些表面和基准表面。

在实施例中，当包括的是后缘凸脊50和隆起46时，后缘凸脊50的最大高度可匹配隆起46的最大高度，隆起46具有大体等于燃烧气体12的进入边界层的厚度(参见前面的论述)的最大高度。但构想到的是，基于变化的运行参数，后缘凸脊50的高度可高于或低于隆起46的高度。

在示例性实施例中，如同吹扫槽38、隆起46和凹部48一样，后缘凸脊50通过适于提供所需的结构完整性和性能的圆角型结构来连结翼型件14的根部端和后缘26。

如前面论述的那样，在实施例中，平台16整体地连结到各个翼型件14的根部上。如上面描述的那样，具有吹扫槽38和后缘凸脊50的实施例的制造可类似于前面描述的制造方法。也就是说，可用传统的方式铸造涡轮叶片的整体构造，包括其翼型件14、平台16和鸠尾18，而且在可行的情况下，可在涡轮叶片中整体地铸造凹凸式平台，包括至少吹扫槽38和后缘凸脊50。备选地，可用名义轴对称平台铸造平台16，使得局部升高的材料用于后缘凸脊50，然后可使用传统的放电加工(EDM)或电化学加工(ECM)来加工后缘凸脊50，以形成凹凸式平台的3D外形，包括凸脊的最终外形。当然，可采用所有其它已知的和使用的制造方法，因为本公开的各种实施例在这方面不受限制。

在示例性实施例中，后缘凸脊50的定向使其遵从翼型件形状的中弧线。但是，本实施例在这方面不受限制，因为后缘凸脊50的定向和整体形状及其外形被优化，使得期望的运行和性能参数得到实现。执行这种优化在本领域技术人员的能力之内。

上面已经公开了用于涡轮转子的凹凸式平台，但是凹凸式平台也可应用于涡轮喷嘴。在涡轮喷嘴中，涡轮导叶整体地安装在径向外端壁和内端壁或带中，端壁或带典型地为围绕中心线轴线而轴对称的圆形轮廓。内部带和外部带两者都可以类似于上面公开的方式凹凸，以降低在涡轮喷嘴导叶的相对的端部处产生的对应的二次旋涡的不利影响，以及在提高空气动力学负荷和效率的同时提供有益的热分布。

凹凸式平台16因此可用于提高任何类型的涡轮发动机以及任何类型的涡轮翼型件的空气动力学效率。另外的示例包括涡轮转子叶盘，其中，翼型件与转子盘的周缘一起整体地形成。低压涡轮叶片可包括整体的外部护罩，其中，也可引入凹凸式平台。另外，蒸汽涡轮叶片和导叶在其对应的根部端处也可包括凹凸式平台。另外，在其它类似的应用(诸如泵、送风机、涡轮等)中可采用各种实施例能。本文公开的实施例在这方面不受限制。

现代计算机流体动态分析现在容许估计凹凸式平台16的各种排列，以最大程度地减少吹扫流15和核心流13的混合，同时减少旋涡，以提高涡轮效率。吹扫槽38、隆起46、凹部48和尾部凸脊50的具体外形将随具体设计而改变，但延伸到吹扫腔的融合区域40中的吹扫槽38、在翼型件压力侧20上在前缘24处的升高的隆起46、沿着吸力侧22与吹扫槽38融合的下陷凹部48，以及在翼型件后缘26处的后缘凸脊50的形式将保持相似，以特别地降低吹扫流15与核心流13混合的不利影响，以及在燃烧气体12在翼型件前缘24上面分流时产生旋涡、空气动力学负荷减小和不合需要的热分布的影响。

在各种实施例中，吹扫槽38、隆起46、凹部48和尾部凸脊50分别通过圆角结构彼此融合以及与翼型件14融合，如本文描述的那样。例如，吹扫槽38和凹部48将彼此融合，以及吹扫槽38和隆起46通过圆角彼此融合，而后缘凸脊50和凹部48彼此融合。应当理解，可如需要的那样优化整体外形、融合和圆角结构。

虽然已经在本文中描述了认为是本公开的优选和示例性的实施例，但根据本文的教导，其它改变对本领域技术人员应当是显而易见的，并且因此，意欲在所附权利要求中保护落在本公开的真实精神和范围内的所有这样的改变。

Claims (10)

1.一种涡轮级，包括：

成排的翼型件，其整体地连结到对应的平台上，并且沿横向间隔开，以在所述成排的翼型件和所述平台之间限定用于引导气体的相应的流道，各个流道具有宽度；

所述翼型件中的各个包括凹形压力侧，以及沿横向相对的凸形吸力侧，所述凹形压力侧和所述凸形吸力侧在相对的前缘和后缘之间一致地延伸；以及

所述平台中的至少一些具有凹凸式流表面，所述流表面包括吹扫槽，所述吹扫槽沿切向相对于吹扫腔延伸到融合区域和所述平台的吹扫腔壁的至少一部分中，所述融合区域被限定为吹扫腔壁和平台表面之间的范围，并且从靠近第一翼型件的前缘沿轴向延伸向所述第一翼型件的吸力侧并延伸向邻近的第二翼型件的前缘，以引导吹扫流。

2.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述吹扫槽构造成沿横向在形成于相邻的翼型件的前缘之间的通道的宽度的-10%至60%的位置处具有最大深度，其中，这样来测量这种度量：从第一翼型件的前缘开始，沿横向延伸向所述第一翼型件的凸形吸力侧，以及延伸向在相邻的第二翼型件的凹形压力侧处的所述相邻的第二翼型件的前缘。

3.根据权利要求2所述的涡轮级，其特征在于，所述吹扫槽构造成在沿轴向在所述前缘的下游且在形成于所述前缘之间的所述通道内的位置处具有最大深度。

4.根据权利要求2所述的涡轮级，其特征在于，所述吹扫槽构造成沿横向在相邻翼型件的前缘之间的大致中间的位置处具有最大深度。

5.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述吹扫槽构造成沿轴向在所述翼型件的所述前缘前面的位置处具有最大深度。

6.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述平台中的至少一些包括隆起，所述隆起沿着所述翼型件的一部分延伸，并且联接到所述至少一些平台上，所述隆起连接各个相应的翼型件的所述前缘后面的所述压力侧与相应的平台。

7.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述平台中的至少一些包括凹部，所述凹部沿着所述翼型件的一部分延伸，并且联接到所述至少一些平台上，所述凹部连接所述吹扫槽和各个相应的翼型件的所述前缘后面的所述吸力侧与相应的平台。

8.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述平台中的至少一些包括后缘凸脊结构，所述后缘凸脊结构沿着所述翼型件的一部分延伸，并且联接到所述至少一些平台上，所述后缘凸脊结构连接各个相应的翼型件的所述压力侧、所述吸力侧和所述后缘与相应的平台。

9.一种涡轮叶片，包括：

翼型件，其整体地连结到平台上，并且具有在沿轴向相对的前缘和后缘之间一致地延伸的沿横向相对的压力侧和吸力侧；以及

所述平台包括吹扫槽，所述吹扫槽沿切向延伸到融合区域和所述平台的吹扫腔壁的至少一部分中，所述融合区域被限定为吹扫腔壁和平台表面之间的范围，所述吹扫槽从靠近翼型件的前缘沿轴向延伸向所述翼型件的所述吸力侧，以引导吹扫流。

10.根据权利要求9所述的叶片，其特征在于，进一步包括连接所述前缘后面的所述压力侧的隆起、连接所述吹扫槽和所述前缘后面的所述吸力侧的第一凹部部分，以及第二凹部部分，所述第二凹部部分在所述压力侧上与所述隆起整体地形成，并且与所述第一凹部部分互补。