CN103422905B - 涡轮及用于减小涡轮中的冲击损失的方法 - Google Patents

涡轮及用于减小涡轮中的冲击损失的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种涡轮及用于减小涡轮中的冲击损失的方法。涡轮(10)包括转子(12)和周向地包绕转子(12)的至少一部分的外壳(14)。转子(12)和外壳(14)至少部分地限定穿过涡轮(10)的气体路径(16)。末级旋转叶片(40)围绕转子(12)周向地布置，并且包括从转子(12)径向向外的下游扫掠部分(42)。用于减小涡轮(10)中的冲击损失的方法包括除去围绕转子(12)周向地布置的末级旋转叶片(40)，以及由具有从转子(12)径向向外的下游扫掠部分(42)的旋转叶片替换末级旋转叶片(40)。

Description

涡轮及用于减小涡轮中的冲击损失的方法
联邦政府研究申明
本发明利用在由能源部授予的合同No.DE-FC26-05NT42643下的政府支持完成。政府具有本发明中的某些权利。
技术领域
本公开大体涉及涡轮及用于减少涡轮中的冲击损失的方法。
背景技术
涡轮广泛地使用在多种航空、工业和发电应用中以执行工作。每个涡轮大体包括交替的周边地安装的定子导叶级和轴向地安装的旋转叶片级。定子导叶可附接于静止构件(诸如包绕涡轮的外壳)，而旋转叶片可附接于沿涡轮的轴向中心线定位的转子。定子导叶和旋转叶片均具有翼型形状，其具有凹入的压力侧、凸出的吸入侧，以及前缘和后缘。另外，常规旋转叶片机械地堆叠，使得每个区段的重心与翼型件毂重心轴向地和/或切向地重合。压缩工作流体(诸如蒸汽、燃烧气体或空气)沿气体路径流过涡轮。定子导叶加速和引导压缩工作流体到随后旋转叶片级上，以将运动给予旋转叶片，因此使转子转动和执行工作。
各种状态可影响涡轮的最大功率输出。例如，较冷的周围温度大体增大横跨涡轮的压缩工作流体的压差。当横跨涡轮的压缩工作流体的压差增大时，在旋转叶片的吸入侧上面的压缩工作流体的速度增大，从而在旋转叶片的后缘处形成相当大的冲击波和对应的冲击损失。在足够的压差下，旋转叶片的后缘处的冲击波和对应的冲击损失可阻止旋转叶片增大从压缩工作流体提取的功的量。在足够的压差下，冲击波变成与后缘相切，从而形成被称为极限负载的状态。强冲击现在从一个翼型件的后缘行进至相邻翼型件的前缘。当达到最大切向力时，产生的冲击损失可阻止旋转叶片增大从压缩工作流体提取的功的量。如果压力比增大到超过极限负载，则损失的急剧增大出现。因此，涡轮的最大功率输出可被较冷周围温度限制。
已经开发各种系统和方法来减小横跨旋转叶片的冲击损失。例如，翼型件的几何形状和气体路径的尺寸直接影响压缩工作流体的速度，并且因此影响横跨旋转叶片的冲击损失。然而，翼型件的几何形状可仅在一定程度上减小冲击损失。另外，气体路径的尺寸大体被其它设计限制约束，并且大体在涡轮的制造之后固定。因此，改进的涡轮和用于减小涡轮中的冲击损失的方法将在存在流动和因此马赫数的增大的情况下尤其对于提高性能而言为有用的。
发明内容
本发明的方面和优点在下列描述中在下面阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。
本发明的一个实施例为一种涡轮，其包括转子和周向地包绕转子的至少一部分的外壳。转子和外壳至少部分地限定穿过涡轮的气体路径。末级旋转叶片围绕转子周向地布置，并且包括从转子径向向外的下游扫掠部分。
本发明的另一个实施例为一种涡轮，其包括转子、围绕转子周向地布置的第一级旋转叶片，以及在第一级旋转叶片下游的定子导叶级。末级旋转叶片位于定子导叶级下游，并且包括从转子径向向外的下游扫掠部分。
本发明还可包括一种用于减小涡轮中的冲击损失的方法。该方法包括除去围绕转子周向地布置的末级旋转叶片，以及由具有从转子径向向外的下游扫掠部分的旋转叶片替换末级旋转叶片。
一种涡轮，其包括：a.转子；b.外壳，其周向地包绕转子的至少一部分，其中，转子和外壳至少部分地限定穿过涡轮的气体路径；c.末级旋转叶片，其围绕转子周向地布置，其中，末级旋转叶片包括从转子径向向外的下游扫掠部分。
优选地，末级旋转叶片的下游扫掠部分从末级旋转叶片的至少50%径向向外。
优选地，末级旋转叶片的下游扫掠部分从末级旋转叶片的至少90%径向向外。
优选地，末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有在毂重心的轴向下游的重心。
优选地，末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有转子处的前缘和在前缘的轴向下游的至少60%处的重心。
优选地，转子具有外表面；末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有轴向长度、径向末端，从转子的外表面径向地延伸至径向末端的前缘；并且径向末端处的前缘位于常规重心堆叠前缘末端的轴向下游的至少5%处。
优选地，转子具有外表面；末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有轴向长度、径向末端，以及从转子的外表面径向地延伸至径向末端的前缘；并且径向末端处的前缘位于常规重心堆叠前缘末端的轴向下游的至少10%处。
一种用于减小涡轮中的冲击损失的方法，其包括：a.除去围绕转子周向地布置的末级旋转叶片；b.由具有从转子径向向外的下游扫掠部分的旋转叶片替换末级旋转叶片。
优选地，该方法还包括由具有从末级旋转叶片的至少90%径向向外的下游扫掠部分的旋转叶片替换末级旋转叶片。
优选地，该方法还包括由具有轴向长度和重心的旋转叶片替换末级旋转叶片，并且重心位于毂重心的轴向下游。
优选地，该方法还包括由具有轴向长度、径向末端和从转子的外表面径向地延伸至径向末端的前缘的旋转叶片替换末级旋转叶片，并且径向末端处的前缘位于常规重心堆叠前缘末端的轴向下游的至少5%处。
本领域技术人员在审阅说明书之后将更好地认识到这些实施例及其它实施例的特征和方面。
附图说明
本发明的完整且能够实现的公开(包括对本领域技术人员而言的其最佳模式)在说明书的剩余部分中被更特别地阐述(包括参考附图)，在该附图中：
图1为根据本发明的第一实施例的示例性涡轮的简化侧视截面图；
图2为根据本发明的第二实施例的示例性涡轮的简化侧视截面图；
图3为根据本发明的第三实施例的示例性涡轮的简化侧视截面图；以及
图4为每个轴向位置处的旋转叶片的吸入表面上的等熵马赫数的示例性曲线图。
部件列表
10涡轮
12转子
14外壳
16气体路径
18轴向中心线
20转子轮
22转子隔离件
24螺栓
26压缩工作流体
30旋转叶片
32定子导叶
40末级旋转叶片
42下游扫掠部分
50转子的外表面
52轴向长度
54径向末端
56前缘
60COG上游叶片
62COG毂
64COG末级叶片
66末级叶片的COG
70马赫曲线
72最大马赫
80马赫曲线
82最大马赫。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的实施例，在附图中示出本发明的一个或更多个实例。详细描述使用数字和字母标记来指示图中的特征。图和描述中的同样或相似的标记用于指示本发明的同样或相似的部件。如在本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个构件区分开，并且不意图表示单独构件的位置或重要性。另外，用语"上游"和"下游"指的是构件在流体通路中的相对位置。例如，如果流体从构件A流动至构件B，则构件A位于构件B上游。相反地，如果构件B从构件A接收流体流，则构件B位于构件A下游。
每个实例以说明本发明而不是限制本发明的方式提供。事实上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，在不背离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出修改和变化。例如，示出或描述为一个实施例的一部分的特征可使用在另一个实施例上，以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
本发明的各种实施例包括涡轮和用于减小涡轮中的冲击损失方法。涡轮大体包括交替的附接于外壳的定子导叶级和围绕转子周向地布置的旋转叶片级。定子导叶、旋转叶片、外壳和转子大体限定穿过涡轮的气体路径。末级旋转叶片包括有效地增大涡轮出口环形面积的下游扫掠部分。因此，下游扫掠部分可减小涡轮中的冲击强度和对应的冲击损失。虽然将出于说明的目的在并入到燃气涡轮中的涡轮的背景下大体描述本发明的示例性实施例，但是本领域技术人员将容易认识到本发明的实施例可应用于任何涡轮，除非在权利要求中明确地叙述。
图1至3提供了根据本发明的各种实施例的示例性涡轮10的简化侧视截面图。如图1至3所示，涡轮10大体包括转子12和外壳14，外壳14至少部分地限定气体路径16。转子12与涡轮10的轴向中心线18大体对齐，并且可连接于发电机、压缩机或另一个机器以产生功。转子12可包括转子轮20和由螺栓24连接在一起以一致地旋转的转子隔离件22的交替区段。外壳14周向地包绕转子12的至少一部分以容纳流过气体路径16的压缩工作流体26。压缩工作流体26可包括例如燃烧气体、压缩空气、饱和蒸汽、非饱和蒸汽或它们的组合。
如图1至3所示，涡轮10还包括在转子与外壳之间径向地延伸的交替的旋转叶片30级和定子导叶32级。旋转叶片30围绕转子12周向地布置，并且可使用各种器件连接于转子轮20。相反，定子导叶32可围绕与转子隔离件22相对的外壳14的内侧周边地布置。如本领域中已知的，旋转叶片30和定子导叶32大体具有翼型形状，其具有凹入的压力侧、凸出的吸入侧，以及前缘和后缘。如图1至3所示，压缩的工作流体26沿气体路径16从左到右流过涡轮10。当压缩工作流体26越过旋转叶片30的第一级时，压缩工作流体膨胀，从而使旋转叶片30、转子轮20、转子隔离件22、螺栓24和转子12旋转。接着，压缩工作流体26横跨定子导叶32的下一级流动，该下一级加速和重新引导压缩工作流体26至旋转叶片30的下一级，并且该过程重复用于后面的级。在图1至3中示出的示例性实施例中，涡轮10具有在三级旋转叶片30之间的两级定子导叶32；然而，本领域技术人员将容易认识到旋转叶片30和定子导叶32的级数不限制本发明，除非在权利要求中明确地叙述。
如图1至3所示，涡轮10包括具有从转子12径向向外的下游扫掠部分42的末级旋转叶片40。如在本文中使用的，用语"末"指的是在涡轮10内侧的所有其它级旋转叶片30下游的旋转叶片40级。因此，涡轮10可具有多级旋转叶片30；然而，涡轮10可仅具有在涡轮10内侧的所有其它级旋转叶片30下游的单个末级旋转叶片40。另外，如在本文中使用的，用语"下游扫掠"指的是在旋转叶片40从转子12径向向外延伸时在气体路径16的下游方向上的旋转叶片40的逐渐弯曲或阶梯变化。下游扫掠部分42的位置和大小可根据各种量度以及涡轮10的特别设计需要而变化，并且本发明的实施例不受限于下游扫掠部分42的特定位置和/或大小，除非在权利要求中明确地叙述。
末级旋转叶片40可在从转子12径向向外的任何点处开始向下游扫掠。例如，在图1中示出的特别实施例中，下游扫掠部分42在沿旋转叶片40的径向长度的近似90%处开始。相反，在图2和图3中示出的实施例中，下游扫掠部分42分别在沿旋转叶片40的径向长度的近似50%和25%处开始。由于下游扫掠部分42事实上增大气体路径16的有效涡轮出口环形面积，故更靠近转子12开始下游扫掠部分42导致气体路径16的有效环形面积的较大实际增大。计算流体动力模型指出气体路径16的较大有效环形面积导致横跨下游扫掠部分42的较低压缩工作流体26马赫数，从而产生横跨旋转叶片40的冲击波和冲击损失的对应减小。
下游扫掠部分42中的下游扫掠量为对本发明的范围内的各种实施例而言独特的又一个变量。例如，在图1至3中示出的实施例中，转子12可具有外表面50，并且末级中的每个旋转叶片40可具有轴向长度52、径向末端54，以及从转子12的外表面50径向地延伸至径向末端54的前缘56。下游扫掠部分42的开始点和曲率确定下游扫掠部分42中的下游扫掠量。例如，在图1中示出的实施例中，其中下游扫掠部分42在沿旋转叶片40的径向长度的近似90%处开始，径向末端54处的前缘56可位于常规重心堆叠的末端区段前缘的轴向下游的近似5%处。相比之下，图2和图3中示出的下游扫掠部分42更靠近转子的外表面50开始。因此，如图2和图3所示，径向末端54处的前缘56可位于常规堆叠前缘的轴向下游的近似10%、15%或更多处。
下游扫掠部分42的下游扫掠的位置、长度和/或量还可影响旋转叶片40的重心的位置。例如，如在图1中最佳地看到的，末级旋转叶片40上游的旋转叶片30常规地径向地对齐，以便每个旋转叶片30的重心60与翼型件的毂62或最下区段的重心重合。相反，如图1所示，末级旋转叶片40的下游扫掠部分42使轴向毂重心点66下游的旋转叶片40的重心64转移。在图2和图3中，其中下游扫掠部分42更靠近转子12开始，并且因此更长，旋转叶片40的重心64可位于点下游的60%、70%处，或者进一步沿旋转叶片40的轴向长度52。
计算流体动力学指出图1至3中示出的实施例中的下游扫掠部分42可具有对流过气体路径16的压缩工作流体26的一个或更多个影响。例如，图4提供了与图1中示出的末级旋转叶片40相比的、横跨末级中的常规旋转叶片30的轴向长度52的压缩工作流体26的示例性马赫数曲线。如示出的，常规旋转叶片30的马赫曲线70指出与旋转叶片30的后缘近似重合的最大马赫72。后缘处的该最大马赫72导致近似正交于后缘的冲击波和对应的冲击损失。相反，图1中示出的具有下游扫掠部分42的旋转叶片40的马赫曲线80指出在旋转叶片40的后缘的进一步上游的减小的最大马赫82。减小的最大马赫82导致与常规旋转叶片30相比的较小冲击波和对应的较小冲击损失。另外，最大马赫82远离旋转叶片40的后缘转移导致相对于后缘倾斜的冲击波，从而进一步减小相关的冲击损失。
关于图1至3示出和描述的各种实施例可在计划或非计划的停机期间并入到新涡轮10设计中或者并入到现有涡轮10设计中，以减小涡轮10中的冲击损失。例如，对于现有涡轮10设计而言，末级中的常规旋转叶片30可被除去并且由具有如图1至3所示的下游扫掠部分42的旋转叶片40替换。下游扫掠的位置、长度和量可根据修改的涡轮10的特别位置和预期环境条件具体地定制。因此，现有涡轮10可适当地改型成适应穿过涡轮10的较高压缩工作流体26速度。
该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (13)

1.一种涡轮，其包括：
a.转子；
b.外壳，其周向地包绕所述转子的至少一部分，其中，所述转子和所述外壳至少部分地限定穿过所述涡轮的气体路径；
c.末级旋转叶片，其围绕所述转子周向地布置，其中，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片包括沿所述旋转叶片的径向翼展限定的下游扫掠部分，其中所述下游扫掠部分从沿着自所述转子径向向外的翼展限定的点延伸到所述旋转叶片的顶端，其中所述旋转叶片的径向长度沿着所述旋转叶片的弦线从所述旋转叶片的前缘部分到所述旋转叶片的后缘部分连续地增加。
2.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片的所述下游扫掠部分延伸跨过所述旋转叶片的翼展的至少50%。
3.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片的所述下游扫掠部分始于一点，该点是从所述转子起的所述旋转叶片的翼展的至少90%。
4.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有在毂重心的轴向下游的重心。
5.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有所述转子处的前缘和在所述前缘的轴向下游的所述旋转叶片的带长的至少60%处的重心。
6.一种涡轮，其包括：
a.转子；
b.第一级旋转叶片，其围绕所述转子周向地布置；
c.定子导叶级，其位于所述第一级旋转叶片的下游；
d.在所述定子导叶级的下游的末级旋转叶片，其中，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片包括沿所述旋转叶片的径向翼展限定的下游扫掠部分，其中所述下游扫掠部分从沿着自所述转子径向向外的翼展限定的点延伸到所述旋转叶片的顶端，其中所述旋转叶片的径向长度沿着所述旋转叶片的弦线从所述旋转叶片的前缘部分到所述旋转叶片的后缘部分连续地增加。
7.根据权利要求6所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片的所述下游扫掠部分延伸跨过所述旋转叶片的翼展的至少50%。
8.根据权利要求6所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片的所述下游扫掠部分始于一点，该点是从所述转子起的所述旋转叶片的翼展的至少90%。
9.根据权利要求6所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有在毂重心的轴向下游的重心。
10.根据权利要求6所述的涡轮，其特征在于，所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片具有所述转子处的前缘和在所述前缘的轴向下游的所述旋转叶片的带长的至少60%处的重心。
11.一种用于减小涡轮中的冲击损失的方法，其包括：
a.除去围绕转子周向地布置的末级旋转叶片；
b.由具有从所述转子径向向外的下游扫掠部分的旋转叶片替换所述末级旋转叶片，其中所述下游扫掠部分从沿着自所述转子径向向外的翼展限定的点延伸到所述旋转叶片的顶端，其中所述旋转叶片的径向长度沿着所述旋转叶片的弦线从所述旋转叶片的前缘部分到所述旋转叶片的后缘部分连续地增加。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，还包括由具有下游扫掠部分的旋转叶片替换所述末级旋转叶片，其中所述末级旋转叶片中的每个旋转叶片的所述下游扫掠部分始于一点，该点是从所述转子起的所述旋转叶片的翼展的至少90%。
13.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，还包括由具有轴向长度和重心的旋转叶片替换所述末级旋转叶片，并且所述重心位于毂重心的轴向下游。
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