CN103321686B - 凹凸表面涡轮级 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种凹凸表面涡轮级。涡轮级包括一列翼型件，其连结于对应平台以在其间限定流动通路。每个翼型件包括相对的压力侧和吸入侧，并且沿相对的前缘与后缘之间的翼弦延伸。平台中的至少一些具有凹凸流动表面，其包括在相应翼型件的前缘后面与压力侧邻接的凸起部和在相应翼型件的前缘后面与吸入侧邻接的碗状部。凸起部构造成具有位于其相应流动通路内的最大高度，并且其中，凸起部沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向翼型件的压力侧并朝向与下一个相邻的翼型件的吸入侧邻接的碗状部侧向地减小高度。

Description

凹凸表面涡轮级
技术领域
本公开大体涉及燃气涡轮发动机、任何涡轮机，并且更具体地，涉及其中的涡轮。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压，并且在燃烧器中与燃料混合用于产生热燃烧气体。涡轮级从燃烧气体提取能量以向压缩机提供动力，同时在涡轮风扇飞行器发动机应用中还向上游风扇提供动力，或者对于船舶和工业应用而言向外部驱动轴提供动力。
高压涡轮(HPT)紧接地跟随燃烧器并且包括静止涡轮喷嘴，其将燃烧气体排出到从支承转子盘径向向外延伸的一列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。
跟随HPT的是低压涡轮(LPT)，其典型地包括多级转子叶片和对应的涡轮喷嘴。
每个涡轮喷嘴包括一列定子导叶，其具有支承导叶的呈弓形带形式的径向外端壁和内端壁。对应地，涡轮转子叶片包括集成地连结于径向内端壁或平台的翼型件，该径向内端壁或平台进而由对应的燕尾件支承，该燕尾件提供将单独的叶片安装在形成在支承转子盘的周边中的燕尾槽中。环形护罩环绕每个涡轮级中的转子翼型件的径向外末端。
定子导叶和转子叶片具有对应的翼型件，其包括沿相对的前缘与后缘之间的翼弦轴向地延伸的大体凹入的压力侧和大体凸出的吸入侧。相邻的导叶与相邻的叶片之间形成有由径向内端壁和外端壁界定的对应的流动通路。
在操作期间，燃烧气体从燃烧器排出，并且作为核心流向下游轴向地流经限定在定子导叶与转子叶片之间的相应流动通路。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，该吹扫流防止在主气体路径下方摄入热核心流并潜在地向平台和翼型件提供冷却效果。导叶和叶片的空气动力学外形和其间对应的流动通路精确地构造用于最大化从燃烧气体的能量提取，这进而使叶片从其延伸的转子旋转。
导叶和叶片翼型件的复杂的三维(3D)构型是为了最大化操作效率而定制的，并且其跨度(span)沿翼型件径向地以及沿翼型件在前缘与后缘之间的翼弦轴向地变化。因此，燃烧气体和吹扫空气在翼型件表面上面以及在对应的流动通路内的速率和压力分布也变化。
因此，燃烧气体流动路径中的不合乎需要的压力损失与涡轮空气动力特性和总涡轮效率的不合乎需要的降低对应。例如，燃烧气体在对应的导叶和叶片列之间的流动通路中进入对应的导叶和叶片列，并且在翼型件的相应前缘处必要地分开。
入射的燃烧气体的滞点轨迹沿每个翼型件的前缘延伸，并且对应的边界层沿每个翼型件的压力侧和吸入侧以及沿共同界定每个流动通路的四个面的每个径向外端壁和内端壁形成。在边界层中，燃烧气体的局部速率沿端壁和翼型件表面从零变化到在边界层终止的地方的燃烧气体的不受约束的速率。
涡轮损失可从各种源(例如，二次流、冲击损失机制和混合损失)出现。在涡轮叶片的前缘处，二次流结构导致混合损失。涡轮压力损失的一个共同源为在燃烧气体在围绕翼型件前缘的它们的行进中分开时产生的马蹄形涡旋(horseshoevortice)的形成。这些二次流结构导致涡轮叶片在其中连结叶片端壁结构的区中的高度热集中。总压力梯度在翼型件的前缘与端壁的接合部处在边界层流中被实现。翼型件前缘处的该压力梯度形成在端壁附近在每个翼型件的相对侧向下游行进的一对反向旋转的马蹄形涡旋。两个涡旋沿每个翼型件的相对的压力侧和吸入侧向后行进，并且由于沿其的不同压力和速率分布而不同地表现。例如，计算分析指出，吸入侧涡旋朝向翼型件后缘远离端壁转移，并且接着在翼型件后缘之后与在其后面流动的压力侧涡旋相互作用。因为马蹄形涡旋形成在涡轮转子叶片与它们的集成根部平台的接合部处以及在喷嘴定子导叶与它们的外带和内带的接合部处，所以形成对应的涡轮效率损失，以及对应的端壁构件的附加加热。
压力侧涡旋与吸入侧涡旋的相互作用典型地出现在翼型件的中跨区域附近，并且形成总压力损失和涡轮效率的对应降低。叶片的压力侧与吸入侧之间的交叉通路压力梯度引起附加的二次流结构和涡旋，诸如改变叶片的期望空气动力特性的角部涡旋，从而引起涡轮效率的损失以及端壁和甚至叶片的可能的附加加热。
角部涡旋在翼型件与端壁平台之间的角部接合部处被诱发。角部涡旋可导致穿过叶片列的空气的翻滚(over-turn)。角部涡旋本身不生成翻滚，但是翻滚为减小该涡旋的机制的假象(artifact)。下游翼型件必须处理上游翼型件的翻滚空气。就其本身而言，翻滚将导致增大的损失。
因此，期望提供改进的涡轮级，其用于减小马蹄形涡旋和二次流涡旋影响，并且在控制热分布和效率的同时增大空气动力学负载，或者在维持空气动力学负载和/或扭矩生成的同时提高效率和热负载。
发明内容
根据一个示例性实施例，公开了一种涡轮级，该涡轮级包括一列翼型件，其集成地连结于对应平台并侧向地间隔开，以在其间限定用于引导气体的相应流动通路。每个流动通路具有宽度，并且翼型件中的每一个包括沿相对的前缘与后缘之间的翼弦延伸的凹入压力侧和侧向相对的凸出吸入侧。平台中的至少一些具有凹凸流动表面，其包括与压力侧邻接的凸起部和在相应翼型件的前缘后面与吸入侧邻接的碗状部。凸起部构造成具有位于其相应流动通路内的最大高度，并且其中，凸起部沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向翼型件的压力侧并朝向与下一个相邻的翼型件的吸入侧邻接的碗状部侧向地减小高度。
根据另一个示例性实施例，公开了一种涡轮级，该涡轮级包括一列翼型件，其集成地连结于对应平台并侧向地间隔开，以在其间限定用于引导气体的相应流动通路。每个流动通路具有限定的宽度，并且翼型件中的每一个包括沿相对的前缘与后缘之间的翼弦延伸的凹入压力侧和侧向相对的凸出吸入侧。平台中的至少一些具有凹凸流动表面，其包括沿翼型件的一部分延伸并联接于至少一些平台的凸起部。凸起部利用相应平台与每个相应翼型件的压力侧邻接，并且碗状部沿翼型件的一部分延伸并且联接于至少一些平台。碗状部利用相应平台在每个相应翼型件的前缘后面与吸入侧邻接。凸起部构造成具有位于其相应流动通路内的最大高度，并且其中，凸起部沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向翼型件的压力侧并朝向与下一个相邻的翼型件的吸入侧邻接的碗状部侧向地减小高度。
根据又一个示例性实施例，公开了一种涡轮叶片，该涡轮叶片包括翼型件，其集成地连结于平台，并且具有沿轴向相对的前缘与后缘之间的翼弦延伸的侧向相对的压力侧和吸入侧。平台包括与压力侧邻接的凸起部、在前缘后面与吸入侧邻接的第一碗状部分以及第二碗状部分，该第二碗状部分在压力侧与凸起部集成地形成并且与第一碗状部分互补，以与其在相邻的叶片上限定共同的碗状部。凸起部构造成具有位于其相应流动通路内的最大高度，并且其中，凸起部沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向翼型件的压力侧并朝向与下一个相邻的翼型件的吸入侧邻接的碗状部侧向地减小高度。
本公开的其它目的和优点将在参考附图阅读下列详细描述和所附权利要求之后变得显而易见。在审阅结合若干附图和所附权利要求进行时的下列详细描述之后，本申请的这些和其它的特征和改进对本领域技术人员而言将变得显而易见。
附图说明
当参照附图阅读下列详细描述时，本公开的以上和其它的特征、方面和优点将变得更好理解，在该附图中，同样的标记在所有附图中表示同样的部件，其中：
图1为根据实施例的涡轮级列中的示例性涡轮叶片的前对后立体图；
图2为根据实施例的穿过图1中示出的叶片并沿图1的线2-2截取的平面截面图；
图3为根据实施例的图1中示出的叶片的后对前立体图；
图4为根据实施例的涡轮级列中的示例性涡轮叶片的前对后立体图；
图5为根据实施例的穿过图3中示出的叶片并沿图4的线5-5截取的平面截面图；
图6为根据实施例的包括其凹凸平台的图1中示出的叶片的压力侧的立体图；以及
图7为根据另一个实施例的叶片的后对前立体图。
部件列表
10转子叶片
12燃烧气体
13核心流
14翼型件
15一对反向旋转的马蹄形涡旋
16平台/端壁
17角部涡旋
18轴向进入燕尾件
19吹扫流
20压力侧
22吸入侧
24前缘
26后缘
28内部冷却回路
30冷却空气
32膜冷却孔列
34后缘冷却孔列
36流动通路
38凸起部
40碗状部
42槽形通道
50后缘脊部
52第一碗状部分
54第二碗状部分
56轴向分割线。
具体实施方式
参考附图，其中，相同的附图标记在所有各个视图中表示相同的元件，在图1中示出两个示例性第一级涡轮转子叶片10，其在燃气涡轮发动机的对应涡轮级中的其完整列中周向地彼此邻接。如以上指示的，燃烧气体12形成在常规燃烧器(未示出)中，并且作为核心流13通过一列涡轮叶片10沿轴向下游方向排出。涡轮叶片10从燃烧气体12提取能量，用于为叶片10安装在其上的支承转子盘(未示出)提供动力。
涡轮级包括完整的一列叶片10，其中，每个叶片10具有在根端处集成地连结于对应的径向内端壁或平台16的对应翼型件14。每个平台16进而集成地连结于对应轴向进入燕尾件18，其常规地构造用于将对应涡轮叶片10支承在转子盘的周边中。
每个翼型件14分别包括沿相对的前缘24与后缘26之间的翼弦轴向地延伸的大体凹入的压力侧20和周向或侧向相对的、大体凸出的吸入侧22。两个边缘24，26在从翼型件14的根部到末端的跨度中径向地延伸。
如在图1、图2中的平面截面图和图3中的后对前立体图中大体示出的，每个翼型件14可为中空的，并且包括由相对的压力侧20和吸入侧22界定的内部冷却回路28。冷却回路28可具有任何常规构型，并且包括延伸穿过平台16的入口通道和用于接收从发动机的压缩机(未示出)渗出的冷却空气30的燕尾件18。
冷却空气30典型地从每个翼型件14排出穿过按需位于翼型件14的压力侧20和吸入侧22上的若干列膜冷却孔32，并且典型地集中在翼型件14的前缘24附近。每个翼型件14还典型地包括刚好在翼型件14的薄后缘26之前通过翼型件14的压力侧20露出的一列后缘冷却孔34。
图1和图2中示出的示例性涡轮叶片10可具有翼型件14、平台16和燕尾件18的任何常规构型，用于在操作期间从燃烧气体12提取能量。如以上指示的，平台16集成地连结于翼型件14的根端，并且限定用于燃烧气体12或核心流13的径向内流动边界。
叶片10围绕转子盘的周边成一列安装，其中，相邻翼型件14周向或侧向地间隔开以在其间限定具有通路宽度“x”的流动通路36，其限定在相邻前缘24(如在图2中最佳地示出的)之间，用于在操作期间沿下游方向轴向地引导燃烧气体12和来自吹扫流动腔(未示出)的吹扫空气的吹扫流。
因此，图1-3中示出的涡轮级中的每个翼型件间流动通路36由一个翼型件14的压力侧20、下一个相邻翼型件14的吸入侧22、相邻平台16的对应的压力侧部分20和吸入侧部分22以及环绕完整的一列涡轮叶片10中的翼型件14的径向外末端的径向外涡轮护罩(未示出)限定和界定。
如以上在背景技术部分中指示的，燃烧气体12在操作期间作为核心流13流经对应的流动通路36，并且被单独的翼型件14必要地分开。高速燃烧气体在对应的翼型件前缘24处利用此处的滞止压力(stagnationpressure)并利用沿翼型件14的相对的压力侧20和吸入侧22的对应边界层的形成而周向地分开。此外，当气体在翼型件前缘24与平台16的接点处围绕翼型件前缘24分开时，燃烧气体12还沿单独的叶片平台16形成边界层。
沿叶片平台16的分开的核心流13导致一对反向旋转的马蹄形涡旋15，其沿每个翼型件14的相对的压力侧20和吸入侧22向下游轴向地流经流动通路36。这些马蹄形涡旋15在边界层中形成紊流，并且朝向翼型件14的中跨区域径向向外转移并且形成总压力的损失并且降低涡轮效率。马蹄形涡旋15通过吹扫腔和修改交叉通路静压力梯度的吹扫流19的存在而被赋能。另外，在翼型件14中的每一个与平台16之间的角部接合部处诱发的角部涡旋17导致穿过对应的流动通路26的空气的翻滚。如以上在背景技术部分中指示的，下游翼型件14必须响应离开上游翼型件14的翻滚空气。就其本身而言，翻滚空气将导致增加的压力损失。
图1-3中示出的示例性涡轮转子级可具有任何常规构型，诸如特别地设计为用于从燃烧气体12提取能量以按典型方式为压缩机提供动力的第一级HPT转子的构型。如示出的，入射的燃烧气体12沿翼型件前缘24分开，以沿下游方向作为核心流13轴向地流经对应的流动通路36。
压力侧20的凹入轮廓和吸入侧22的凸出轮廓特别地构造用于实现不同的速率和压力分布，用于最大化从燃烧气体12的能量提取。平台16限定限制燃烧气体12的径向内端壁，其中，气体还被周围的涡轮护罩(未示出)径向向外限制。
在示出的构型中，平台16与前缘24的接合部处的入射燃烧气体12经受通过吹扫流19对交叉通路静压力梯度的修改而激起(fuel)的马蹄形涡旋15和角部涡旋17。燃烧气体12沿翼型件14的相对的压力侧20和吸入侧22前进穿过流动通路36。如以上指示的，这些涡旋形成紊流和翻滚，降低涡轮级的空气动力学效率，并且增加平台16的热传递加热。在实施例中，上游翼型件14可包括外形修整成减小角部涡旋17的强度的端壁，但是与未进行端壁外形修整的翼型件将产生的翻滚相比，导致穿过叶片列的空气的增加的翻滚。角部涡旋17不产生翻滚，而是为端壁外形修整成减小角部涡旋17的结果。下游翼型件14必须响应离开上游翼型件14的翻滚空气以防止发生压力损失。因此，下游导叶上的附加端壁外形修整使其能响应来自上游翼型件14的翻滚空气并作为系统工作以产生最佳性能。
最初在图1-3中示出的平台16特别地构造有凹凸或起伏(contoured)的流动表面，其通过减小引起翻滚的角部涡旋17的强度并减小交叉通路压力梯度而最小化或减小二次流的强度。凹凸平台16的第一示例性构型在图1中以离名义上轴对称的平台的共同高程的等斜线大体示出。图2以平面图更详细地示出图1的等斜线。凹凸平台16的可选构型在图4中以离图5中示出的名义上轴对称的平台的共同高程的等斜线大体示出。
更特别地参考图1-3，现代计算流体力学用于研究和限定平台16的特定3D外形，用于最小化二次流，同时对应地提高涡轮空气动力学效率。图1-3中示出的凹凸平台16包括与翼型件14的压力侧20邻接的凹凸部或凸起部38。凸起部38构造成相对于名义上轴对称的参考表面(θ)向上上升(+)到流动通路36中。相对于名义上轴对称的平台表面具有较低高程(-)的集成沟或碗状部40与局部凸起部38协作以在其中形成凹陷部。在实施例中，凸起部38进一步构造成具有位于其相应流动通路36内的最大高度，并且其中，凸起部38沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向翼型件14的压力侧20并朝向与下一个相邻的翼型件14的吸入侧22邻接的碗状部40侧向地减小高度。
注意，翼型件14的特定尺寸和间隔选定用于特定发动机设计和穿过其的质量流率。翼型件14的弓形侧壁典型地在其间周向地限定从前缘24至后缘26沿轴向下游方向会聚的流动通路36。
一个翼型件14的后缘26典型地在相邻的翼型件14的吸入侧22的中间翼弦附近形成沿其垂直相交部的最小流动面积的喉部。流动通路36的流动面积(包括其喉部的最小流动面积)预先选定用于给定的发动机应用，并且因此被由平台16限定的径向内端壁以及由涡轮护罩(未示出)限定的径向外端壁两者控制。
因此，参考平台表面可方便地限定为由围绕涡轮级的圆周的圆弧限定的常规轴对称表面，并且可用作图2中示出的零参考高程。因此，凸起部38在高程方面从零参考平面或表面向外上升(+)，而碗状部40在深度方面在参考平面或表面下方延伸(-)。以该方式，凸起部和碗状部可彼此补充并偏置，用于维持用于每个流动通路的期望或给定流动面积。
图1-3中示出的凸起部38和碗状部40优选地特别地定位，用于减小马蹄形涡旋的强度、最小化由于二次流而产生的损失、转移冲击相互作用以及修改给马蹄形涡旋和角部涡旋赋能的交叉通路静压力梯度，这些全部提高涡轮空气动力学效率。在示出的实施例中，凸起部38构造成在前缘24下游或后面的位置处与翼型件压力侧20直接邻接。在可选实施例中，凸起部38构造成在前缘24上游或前面的位置处与翼型件压力侧20直接邻接。如先前描述的，在任一例子中，凸起部38构造成具有位于其相应流动通路36内的最大高度。因此，凸起部38沿向前和向后的方向减小高度，并且在压力侧20和与相应翼型件14的吸入侧22邻接的碗状部40之间侧向地减小高度。碗状部40构造成在前缘24下游或后面的位置处与翼型件吸入侧22邻接。
通过如描述地构造凸起部38，进入的角部涡旋和马蹄形涡旋可以以围绕凸起部38的燃烧气体的局部流线曲率偏置，并且由于角部涡旋而引起的翻滚空气可最小化。对应地，马蹄形涡旋的径向向外转移可在流动通路36中被碗状部40提早中断。
对于减小燃烧气体12的流动加速度、增大局部静压力、改变气体压力的梯度、减小涡旋扩展、减小角部涡旋17(其引起翻滚)的强度，以及在马蹄形涡旋向下游行进穿过流动通路36时减少马蹄形涡旋的再定向而言，凸起部38和碗状部40为有效的。这些组合的效果限制马蹄形涡旋沿翼型件吸入侧22径向向外转移的能力，减小涡旋强度并且最小化翻滚，由此提高涡轮级的总效率。
如以上指示的，图2为平台16的平面图，其具有相对于零参考表面的相等高程的等斜线，以强调平台16在每个平台16的前端与后端之间以及在相邻的翼型件14之间周向或侧向地变化的3D外形。如以上进一步指示的，图5为根据另一个实施例的平台16的相似平面图，其具有相对于零参考表面的相等高程的等斜线，以强调平台16在每个平台16的前端与后端之间以及在相邻的翼型件14之间周向或侧向地变化的3D外形。
因为平台16典型地以在前缘24前面和在后缘26后面的小延伸部在每个翼型件14的两侧延伸，所以升高的凸起部38和凹陷的碗状部40将以优选方式关于彼此平滑地过渡，以减小马蹄形涡旋和角部涡旋的强度并响应翻滚的空气流。凸起部38在其沿压力侧20向后且侧向地延伸以沿吸入侧22与碗状部40连结时减小高度或高程。在实施例中，碗状部40在前缘24与后缘26之间沿吸入侧22延伸，例如在前缘24后面起始并在后缘26附近终止。
图1-5示出了在位于翼型件压力侧20的升高的凸起部38与位于翼型件吸入侧22的碗状部40之间的过渡的实施例。更具体地，在图1-3中示出的实施例中，凸起部38构造有在压力侧20位于流动通路36内的最大高度，并且沿向前方向快速地减小高度并且相比之下沿至后缘26的压力侧20的较长长度沿向后方向逐渐地减小高度。凸起部38至后缘26的逐渐过渡形成凸起部38的高程减小的延伸。另外，凸起部38从位于流动通路36内的最大高度沿一个方向朝向翼型件的压力侧20并沿相反方向朝向碗状部40侧向地减小高度。在实施例中，图2示出凸起部38沿压力侧20从其在流动通路36内的峰值高度连续地减小高度至后缘26。另外，凸起部38朝向一个翼型件14的压力侧20并朝向下一个相邻的翼型件14的吸入侧22侧向或周向地减小高度。如在图2中最佳示出的，凸起部38构造成在离前缘24的距离“y”处具有最大高程，其中，“y”跨越从翼型件14的翼弦长度的大约-20%到大约30%。
图4和图5最佳地示出可选实施例，其中，凸起部38构造成在压力侧具有最大高度，并且沿向前方向快速地减小高度并且沿向后方向沿压力侧20的相当大长度并朝向后缘26逐渐地减小高度，以便在后缘26处，与沿向后方向快速地减小高度的图2中示出的实施例相比，沿向后方向沿压力侧20的更大的长度基本上维持其高度。另外，与先前描述的实施例相似，凸起部38从一个翼型件14的压力侧20朝向下一个相邻的翼型件14的吸入侧22侧向或周向地减小高度。
图1-5最佳地示出碗状部40构造有在前缘后面在吸入侧22的最大深度。在实施例中，碗状部40在翼型件在其隆起区域中的最大侧向厚度附近在吸入侧22具有最大深度，并且在碗状部40与升高的凸起部38之间的短过渡区域中与升高的凸起部38快速地混合，并且相比之下沿吸入侧在后缘26后面的更长长度与升高的凸起部38逐渐地混合。凸起部38和碗状部40两者混合在一起，并且在零参考高程处在后缘26之间对应的流动通路36中侧向或周向地终止。
图6示意性地示出具有对应边界层的入射的燃烧气体12，在该对应边界层中，燃烧气体12的速率在平台16的流动表面处直接为零，并且快速地增大至自由流速率。边界层的厚度从翼型件14的径向高度或跨度的大约2%变化到大约15%。包括凸起部38和碗状部40的平台凹凸部的大小可为相对小的，以特别地最小化翼型件之间的马蹄形涡旋的强度和空气流的翻滚，由此提高涡轮空气动力学效率。
如图1-5中示出的凸起部38优选地具有最大高度，当燃烧气体12首先在平台16上面被引导时，该最大高度大体等于燃烧气体12的进入边界层的厚度。对应地，碗状部40具有小于凸起部38的大约最大高度的最大深度。在图2和图5中，从零参考表面利用任意标记标识等斜线，其中，凸起部38的高度增大到大约+6的示例性大小，其中，碗状部40的深度增大到大约-5的最大深度。
这些示例性标记仅代表凹凸平台16的变化的外形。凸起部38和碗状部40的实际大小将确定用于每个特别设计。在实施例中，对于高度从5cm变化到大约7.5cm的涡轮翼型件而言，碗状部的最大深度从大约37密耳变化到大约64密耳，并且凸起部38的高度从大约40密耳(1mm)变化到大约450密耳(11.4mm)。
图1-5还示出实施例，其中，凸起部38大体为侧向半球形的，并且既朝向前缘24向前地又朝向后缘26沿向后方向大体凸出。在于翼型件列的前缘24之间周向地延伸的轴向平面中，在计算流分析针对其预测涡旋强度和转移的显著减小的示例性实施例中，凸起部38在其凸出的前部与后部之间的区段中为锥形的。图1-5中示出的示例性碗状部40从其直接抵接每个翼型件14的吸入侧定位的最大深度的原点大体侧向地凹入。碗状部40(与凸起部38一样)为大体半球形的，但是凹入的中心位于翼型件吸入侧22。
凹凸平台16(包括凸起部38和碗状部40)应当优选地以高达例如大约50密耳(1.3mm)的常规尺寸的适当小圆角连结翼型件14的根端。在又一个实施例中，圆角可从叶片的跨度的大约0.1%到大约50%。设想，圆角应当优化用于设计、性能和经历的结构负载。这在本领域技术人员的知识内。
凸起部38和碗状部40可在前缘24后面或在前缘25前面开始或起始，并且沿其间的零高程等高线在其间侧向地形成或限定轴向弓形凹槽(flute)或通道42。槽形通道42在前缘24附近起始并在后缘26处终止的相邻翼型件14之间沿单独的平台16轴向地延伸，或者在平台16的可用表面空间内按需在后缘26后面轴向地延伸。
零高程等高线可为单条线，或凸起部38与碗状部40之间的适当宽度的环岸(land)。在环岸实施例中，凸出的凸起部38优选地通过弯折区域与环岸的一侧混合，该弯折区域与环岸凹入地过渡。凹入的碗状部40优选地通过另一个弯折区域与环岸的另一侧混合，该弯折区域与环岸凸出地过渡。
因为图中示出的示例性涡轮级构造为涡轮转子级，所以单独的平台16集成地连结于每个翼型件14的根部，其中，对应燕尾件18(图1)位于其下方，其中，平台16共同地限定用于燃烧气体流12的径向内边界或端壁。因此，每个平台16在轴向分割线56处与相邻的平台邻接，其中，分割线56使翼型件间碗状部48在前缘24与后缘26之间轴向地分叉或分开为互补的第一碗状部分52和第二碗状部分54。这在图2和图5中最佳地示出，其中，平台16具有从翼型件14的相对的压力侧20和吸入侧22延伸的部分。凸起部38主要配置在平台16的压力侧20。平台16的吸入侧部分22包括在大部分的平台16表面上面延伸的第一碗状部分52。
然而，第一碗状部分52被轴向分割线56从在下一个相邻的平台16的压力侧20与凸起部38集成地形成的互补的第二碗状部分54中断。一个平台16上的第一碗状部分52与下一个相邻的平台16上的第二碗状部分54互补，并且共同地限定单个碗状部40，单个碗状部40沿下一个相邻的翼型件14的压力侧20从一个翼型件14的吸入侧22延伸到凸起部38及其脊部。
轴向分割线56中断整个涡轮列级的周向连续性，并且容许以诸如通过铸造的常规方式单独制造每个涡轮叶片。包括其翼型件14、平台16和燕尾件18的涡轮叶片的总构型可以以常规方式铸造，并且其凹凸特征在可行的情况下还可集成地铸造在其中。
可选地，平台16可铸造有带有用于凸起部38的局部升高的材料的名义上轴对称的平台，接着可利用常规放电加工(EDM)或电化加工(ECM)加工该名义上轴对称的平台，用于形成凹凸平台16的3D外形，其包括凸起部38和碗状部40的最终外形。
因为如图2和图4所示的碗状部分48在翼型件14的吸入侧22的梯度线大体周向地延伸，所以3D碗状部外形可改变为沿周向方向线性地变化的2D外形，用于更容易地容许其按需利用常规铸模半部铸造。
图1-5中示出的凹凸平台的显著特征为局部升高的凸起部38，其设置成具有落入在流动通路36内的最大高度，并且其中，最大深度不与翼型件14的压力侧相邻或邻接，用于响应来自上游翼型件的空气的翻滚并减弱马蹄形涡旋。优选地，每个凸起部38大部分沿压力侧20从前缘24的前面或后面延伸至后缘26，并且与在大部分的吸入侧22上面延伸的对应碗状部40侧向地混合。
在实施例中，凸起部38定心在前缘24后面的入射燃烧气体12的自然滞点上。在可选实施例中，凸起部38定心在前缘24前面的入射燃烧气体12的自然滞点上。每个翼型件的外形及其扭转或角位置选定用于每种设计应用，以使翼型件的前缘22首先典型地与轴向中心轴线成斜角接收燃烧气体，其中，燃烧气体12在它们流经翼型件14之间的弯曲流动通路36时转向。进入燃烧气体12的自然滞点可在翼型件14的压力侧20或吸入侧22以及在前缘前面或后面与前缘24紧密相邻地对齐。
因此，对于每种特别设计应用而言，凸起部38可定心在自然滞点处。如此定位的凸起部38和互补的碗状部40特别地引入在涡轮转子叶片的径向内平台16中，以利用协同彼此协作，用于减小其间的空气的翻滚以及马蹄形涡旋的强度，该马蹄形涡旋围绕前缘24展开和缠绕，并且向下游流经流动通路36。
凹凸平台16减小局部流动加速度，并且改变朝向翼型件吸入侧22驱动马蹄形涡旋15和二次流结构15的压力梯度。减小的涡旋强度和改变的压力梯度的组合减少涡旋15和17朝向翼型件吸入侧22的转移，并且减小涡旋沿翼型件跨度转移的趋势用于对应地减小涡轮效率中的压力损失。还注意，在实施例中，翼型件14可为对称翼型件，并且不受限于具有如图所示的凹入和凸出的表面。
在图7中描绘与图1-6中示出的实施例相似的另一个示例性实施例。然而，在示出的图7中，后缘脊部50定位在翼型件14的后缘26处。与先前讨论的凸起部38相似，后缘脊部50为从限定径向内端壁的平台16向上上升(+)到流动通路36中的凸起或凹凸平台。
在图7中描绘的实施例中，在具有凸起部38和碗状部40的构型中示出后缘脊部50。本公开在该方面不被限制，这是因为使用的凹凸表面的组合选定用于诸如质量流率等的特别操作和设计参数。
与关于凸起部38的讨论相似，后缘脊部50上升到流动通路36中。如与后缘26相邻的等高线示出的，在图7中，脊部50的斜度比凸起部38的斜度更陡。然而，在其它示例性实施例中，斜度可与凸起部38的斜度相似或小于凸起部38的斜度。
此外，在示例性实施例中，脊部50最接近后缘26的结构具有最陡斜度，而当沿平台16离后缘26的距离增大时，斜度减小并且变得更加平缓，从而提供至平台16表面的更平缓且平滑的过渡。
后缘脊部的存在可修改翼型件在端壁附近的负载。该修改可导致增大的升程(lift)、马蹄形和二次流结构的改变、冲击结构和伴随的损失的变化以及热传递的修改。
通过将后缘脊部50混合到翼型件14的后缘26和平台16中，可实现翼型件14和因此作为一个整体的涡轮的空气动力学效率的提高。也就是说，后缘脊部50可用于增大形成翼型件14的、用于翼型件的空气动力学负载的面积。通过增加可支承负载的面积，可提高涡轮的操作性能，从而导致从涡轮提取更多功。
换言之，该实施例的后缘脊部50可用于延长翼型件14在端壁附近的弧线。因此，可支承超出后缘26的附加负载。该附加负载的空气动力学效果用于翼型件14的超弧形化(overcambering)，其中，端壁负载在翼型件14的中间通路附近减小，但是在后缘26附近增大。因此，端壁附近速率较慢，翻滚加强，并且主涡轮流朝中跨区段移位。
该有效超弧形的结果是表皮摩擦和二次流的减小。因此，在不修改整个翼型件14的情况下在涡轮中实现超弧形化效果。
另外，后缘脊部50的存在允许操纵翼型件14的后缘26处的操作热分布。这是因为二次流的修改(以上讨论)可改变通常可使流中的热核心与端壁接触的对流混合和/或热传递或者引起其减少。翼型件14的后缘26可为高温集中的位置，从而限制叶片和端壁在后缘26处的结构性能。本公开的该方面允许经由后缘脊部50操纵热分布。因此，期望的热分布可被获得并且可被优化，从而导致所需冷却的减少。
后缘脊部50的形状和凹凸外形(不论是否结合凸起部38和碗状部40使用)被确定以优化叶片20和涡轮的性能。例如，脊部50的形状取决于期望的性能参数和特性优化用于空气动力学性能或耐久性或两者。
如图7所示，后缘脊部与翼型件14的后缘26直接邻接。此外，在这些图中示出的实施例中，后缘脊部50与翼型件吸入侧22和压力侧20两者邻接。在另一个实施例中，取决于设计和操作参数，后缘脊部50如示出地与后缘26邻接并且从其延伸，并且仅与压力侧20或吸入侧22中的一个邻接。在又一个可选实施例中，后缘脊部50如示出地与后缘26邻接并且从其延伸，但是不与压力侧20或吸入侧22中的任一个邻接。
在又一个示例性实施例中，附加碗状部和/或凸起部(未示出)在脊部50下游的某一点处定位在表面16上。在这种实施例中，碗状部和/或凸起部可有助于涡旋抑制，或者另外优化本公开的各种实施例的操作和性能参数。
在图7中示出的实施例中，后缘脊部50的最大高度(即，在平台16上方的正(+)位移)位于后缘26处，并且脊部50的高度在脊部50远离翼型件14表面延伸时减小。脊部50平滑地过渡到表面16中以便实现有效的结构和热负荷分布。在存在凸起部38和碗状部40凹凸表面的实施例中，脊部50如出于设计和性能目的优化地平滑地过渡到这些表面和参考表面。
在实施例中，后缘脊部50的最大高度与凸起部38的最大高度匹配，凸起部38具有大体等于燃烧气体12的进入边界层的厚度的最大高度(见先前讨论)。然而，设想，基于变化的操作参数，脊部50的高度可以高于或低于凸起部38的高度。
在示例性实施例中，如同凸起部38和碗状部40一样，后缘脊部50利用适合于提供需要的结构完整性和性能的圆角型结构连结翼型件14的根端和后缘26。
如先前讨论的，在实施例中，平台16集成地连结于每个翼型件的根部。具有如上所述的后缘脊部50的实施例的制造可与先前讨论的制造方法相似。也就是说，包括其翼型件、平台和燕尾件的涡轮叶片的总构型可以以常规方式铸造，并且包括脊部50的凹凸平台在可行的情况下可集成地铸造在其中。可选地，平台可铸造有带有用于脊部的局部升高的材料的名义上轴对称的平台，接着可利用常规放电加工(EDM)或电化加工(ECM)加工该名义上轴对称的平台，用于形成凹凸平台的3D外形，其包括脊部的最终外形。当然，可使用所有其它已知和用过的制造方法，这是因为本公开的各种实施例在该方面不被限制。
在示例性实施例中，脊部50的方位使得其跟随用于翼型件形状的平均弧线。然而，本公开在该方面不被限制，这是因为脊部50的方位和总形状及其外形将被优化，使得实现期望的操作和性能参数。执行这种优化完全在技术人员的能力内。
以上公开用于涡轮转子的凹凸平台，但是该凹凸平台还可应用于涡轮喷嘴。在涡轮喷嘴中，涡轮导叶集成地安装在径向外和内端壁或带中，该径向外和内端壁或带典型地为围绕中心轴线的轴对称圆形轮廓。内带和外带两者可以以与以上公开的方式相似的方式为凹凸的，用于在提供有益的热分布的同时，减小在涡轮喷嘴导叶的相对端部处产生的对应二次涡旋的不利影响并提高空气动力学负载和效率。
因此，凹凸平台可用于加强任何类型的涡轮发动机的空气动力学效率，并且用于任何类型的涡轮翼型件。另外的实例包括涡轮转子叶盘(blisk)，其中，翼型件与转子盘的周边集成地形成。低压涡轮叶片可包括凹凸平台也可引入其中的集成外护罩。此外，蒸汽涡轮叶片和导叶还可包括在其对应根端处的凹凸平台。另外，各种实施例可使用在诸如泵、鼓风机、涡轮等的其它相似应用中。本公开的实施例在该方面不被限制。
现代计算机流体力学分析现在允许评估凹凸平台的用于减小涡旋以提高涡轮效率的各种排列。凸起部、脊部和碗状部的特定外形将根据特定设计变化，但是在前缘后面的翼型件压力侧的升高的凸起部的形式、与凸起部混合的沿吸入侧凹陷的碗状部以及在翼型件后缘处的脊部将保持相似，用于特别地减小在燃烧气体在翼型件前缘上面分开时产生的涡旋、减小的空气动力学负载以及不合乎需要的热分布的不利影响。
在各种实施例中，凸起部、碗状部和脊部经由如文中所述的圆角结构分别彼此混合和与翼型件混合。例如，凸起部和碗状部将利用圆角彼此混合，而后缘脊部和碗状部彼此混合。当然，总外形、混合和圆角结构可按需优化。
虽然已经在本文中描述被认为是本公开的优选且示例性的实施例的内容，但是本公开的其它改型对本领域技术人员而言从本文中的教导应当为显而易见的，并且因此，期望在所附权利要求中保护落入在本公开的真实精神和范围内的所有这种改型。

Claims (10)

1.一种涡轮级，其包括：
一列翼型件(14)，其集成地连结于对应平台(16)并且侧向地间隔开，以在其间限定用于引导气体(12，19)的相应流动通路(36)，每个流动通路(36)具有宽度(x)；
所述翼型件(14)中的每一个包括沿相对的前缘(24)与后缘(26)之间的翼弦延伸的凹入压力侧(20)和侧向相对的凸出吸入侧(22)；以及
所述平台(16)中的至少一些具有凹凸流动表面，其包括在所述前缘(24)后面与所述压力侧(20)邻接的凸起部(38)和在相应翼型件(14)的所述前缘(24)后面与所述吸入侧(22)邻接的碗状部(40)，
其中，所述凸起部(38)构造成具有位于其相应流动通路(36)内的最大高度，并且其中，所述凸起部(38)沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向所述翼型件(14)的凹入压力侧(20)并朝向与下一个相邻的翼型件(14)的所述凸出吸入侧(22)邻接的所述碗状部(40)侧向地减小高度；以及
其中，所述碗状部构造成具有位于其相应流动通路内并且与所述相应翼型件的吸入侧直接地邻接的最大深度。
2.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述平台(16)中的至少一些包括沿所述翼型件(14)的一部分延伸并联接于所述至少一些平台(16)的后缘脊部结构(50)，所述后缘脊部结构(50)利用相应平台(16)与每个相应翼型件(14)的所述压力侧(20)、所述吸入侧(22)和所述后缘(26)邻接。
3.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述凸起部(28)和所述碗状部(40)在所述后缘(26)之间在所述流动通路(26)中侧向地终止。
4.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述凸起部(38)构造成具有在所述前缘(24)后面的最大高度。
5.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述凸起部(38)构造成具有在所述前缘(24)前面的最大高度。
6.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述凸起部(38)沿向前方向快速地减小高度，并且沿相对于所述后缘(26)的向后方向逐渐地减小高度。
7.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，所述凸起部(38)构造成具有在所述前缘(24)后面的最大高度，并且所述碗状部(40)构造成具有在所述翼型件(14)的最大厚度附近与所述翼型件(14)的凸出吸入侧(22)邻接的最大深度。
8.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，包括所述凸起部(38)和所述碗状部(40)的下游翼型件(14)构造成接收来自上游翼型件(14)的翻滚空气并最小化在所述翼型件(14)周围的涡旋形成。
9.一种涡轮叶片(10)，其包括：
翼型件(14)，其集成地连结于平台(16)，并且具有沿轴向相对的前缘(24)与后缘(26)之间的翼弦延伸的侧向相对的压力侧(20)和吸入侧(22)；以及
所述平台(16)，其包括与所述压力侧(20)邻接的凸起部(38)、在所述前缘(24)后面与所述吸入侧(22)邻接的第一碗状部分(52)，以及第二碗状部分(54)，所述第二碗状部分(54)在所述压力侧(20)与所述凸起部(38)集成地形成，并且与所述第一碗状部分(52)互补，以与其在相邻的叶片(10)上限定共同的碗状部(40)，
其中，所述凸起部(38)构造成具有位于其相应流动通路(36)内的最大高度，并且其中，所述凸起部(38)沿向前和向后的方向减小高度，并且朝向所述翼型件(14)的压力侧(20)并朝向与下一个相邻的翼型件(14)的所述吸入侧(22)邻接的所述碗状部(40)侧向地减小高度；以及
其中，所述第一碗状部分构造成具有与所述翼型件的吸入侧邻接的最大深度并且沿向前和向后的方向以及朝向与其相应翼型件的压力侧邻接的凸起部侧向地减小深度。
10.根据权利要求9所述的叶片(10)，其特征在于，所述平台(16)还包括沿所述翼型件(14)的一部分延伸并联接于所述平台(16)的后缘脊部结构(50)，所述后缘脊部结构(50)利用所述平台(16)与所述翼型件(14)的所述压力侧(20)、所述吸入侧(22)和所述后缘(26)邻接。
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