CN103511355A - 用于压缩器的翼型形状 - Google Patents

用于压缩器的翼型形状 Download PDF

Info

Publication number
CN103511355A
CN103511355A CN201310242378.8A CN201310242378A CN103511355A CN 103511355 A CN103511355 A CN 103511355A CN 201310242378 A CN201310242378 A CN 201310242378A CN 103511355 A CN103511355 A CN 103511355A
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerofoil profile
goods
cartesian coordinate
coordinate value
height
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201310242378.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103511355B (zh
Inventor
M.J.麦基弗
G.刘
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN103511355A publication Critical patent/CN103511355A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103511355B publication Critical patent/CN103511355B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供用于压缩器的翼型形状，该翼型形状对应的制品具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使该无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。

Description

用于压缩器的翼型形状
相关申请
本申请与以下美国专利申请相关：申请号为13/526863，申请日为2012年6月19日；申请号为13/526893，申请日为2012年6月19日；申请号为13/526920，申请日为2012年6月19日；申请号为13/526832，申请日为2012年6月19日，上述申请均通过引用完整地被合并于本说明书中并且构成本申请的一部分。
技术领域
本发明总体上涉及一种用于涡轮机械中的翼型，并且更特别地涉及一种用于压缩器中的翼型轮廓或翼型形状。
背景技术
在涡轮机械中，应当在涡轮机械的流动路径的每一级满足许多系统要求以符合设计目标。这些设计目标包括但不限于改善总效率、减小振动响应和改善翼型负荷能力，例如，压缩器翼型轮廓应当实现压缩器中的特定级的热和机械操作要求，而且也应当满足部件寿命、可靠性和成本目标。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供一种制品，该制品具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的翼型形状。
所述制品包括翼型。
所述制品包括配置成用于与压缩器一起使用的出口引导轮叶。
所述翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
所述制品的高度为大约1英寸至大约15英寸。
根据本发明的另一方面，提供一种制品，该制品具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧笛卡尔坐标值的吸力侧标称翼型轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧翼型形状，X、Y和Z坐标值可根据上述某个数缩放以提供非缩放、放大和缩小翼型轮廓中的至少一种。
所述制品包括翼型。
所述制品包括配置成用于与压缩器一起使用的出口引导轮叶。
所述吸力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
所述制品的高度为大约1英寸至大约15英寸。
所述制品还包括具有大致根据所述可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧标称翼型轮廓的制品，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状，X、Y和Z值可根据所述数缩放以提供非缩放、放大和缩小翼型中的至少一种。
根据本发明的又一方面，提供一种具有多个出口引导轮叶的压缩器，出口引导轮叶的每一个包括具有吸力侧翼型形状的翼型，翼型具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧翼型形状。
所述吸力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
所述每个出口引导轮叶的高度为大约1英寸至大约15英寸。
所述压缩器还包括具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧标称翼型轮廓的多个出口引导轮叶的每一个，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以所述数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状。
所述压力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于压力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于压力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
通过回顾结合若干附图和附带的权利要求进行的以下详细描述，本领域的普通技术人员将可以理解本发明的这些和其它特征和改进。
附图说明
图1是通过多个级的压缩器流动路径的示意图并且示出根据本发明的一个方面的示例性压缩器级；
图2是根据本发明的一个方面的出口引导轮叶的透视图；以及
图3是根据本发明的一个方面的大体沿着图2中的线3-3获得的出口引导轮叶翼型的横截面图。
具体实施方式
下面将描述本发明的一个或多个具体方面/实施例。为了设法提供这些方面/实施例的简明描述，可能未在说明书中描述实际实现方式的所有特征。应当领会在任何这样的实际实现方式中，与任何工程或设计项目中一样，必须做出许多具体实施的决定以实现开发者的特定目标，例如符合可能在实现方式之间不同的机器相关、系统相关和商业相关限制。而且，应当领会这样的开发工作可能是复杂且耗时的，但是仍然是受益于本发明的普通技术人员能够进行设计、生产和制造的常规工作。
当介绍本发明的各实施例的要素时冠词“一”、“上述”和“所述”旨在表示有一个或以上的要素。术语“包括”、“包含”和“具有”旨在是包含性的并且表示可以有除了列出要素以外的附加要素。操作参数和/或环境条件的例子不排除所公开的实施例的其它参数/条件。另外，应当理解提及本发明的“一个实施例”、“一个方面”或“实施例”或“方面”不应当解释为排除也包含叙述特征的附加实施例或方面的存在。涡轮机械被限定为在转子和流体之间或反过来传递能量的一个或多个机器，包括但不限于燃气涡轮机、蒸汽涡轮机和压缩器。
现在参考附图，图1示出包括多个压缩器级的压缩器2的轴向压缩器流动路径1。压缩器2可以与燃气涡轮机结合或作为燃气涡轮机的一部分使用。仅仅作为一个非限定性例子，压缩器流动路径1可以包括大约十八个转子/定子级。然而，转子和定子级的实际数量是工程设计的选择，并且可以大于或小于所示的十八个级。应当理解任何数量的转子和定子级可以设在压缩器中，如本发明所体现的。十八个级仅仅是一个涡轮机/压缩器设计的示例，并且不旨在以任何其他方式限制本发明。
压缩器转子叶片22将动能施加到气流并且因此引起期望的压力升高。定子压缩器轮叶23的级紧跟转子叶片22。然而，在一些设计中定子轮叶可以在转子叶片之前。转子叶片和定子轮叶都使气流转向、减慢气流速度(在相应的翼型参考系中)并且使气流的静压力(static pressure)升高。典型地，多排转子/定子级布置在轴流式压缩器中以获得期望的排放-入口压力比(discharge to inlet pressure ratio)。每个转子叶片和定子轮叶包括翼型，并且这些翼型可以通过适当的附连结构固定到转子轮或定子罩，所述附连结构也被称为“根部”、“基部”或“鸠尾榫”(未显示)。另外，压缩器也可以包括入口引导轮叶(IGVS)21、可变定子轮叶(VSVS)25以及出口(或排出口)引导轮叶(EGVS)27。在一些应用中，VSVS25可以朝向压缩器的前部(或入口)定位。所有这些叶片和轮叶具有翼型，所述翼型作用于穿过压缩器流动路径1的介质(例如，空气)。
在图1中示出压缩器2的示例性级。压缩器2的一个级包括安装在转子轮51上的多个周向间隔转子叶片22和附连到静态压缩器罩59的多个周向间隔定子轮叶23。每个转子轮51可以附连到后驱动轴58，所述后驱动轴可以连接到发动机的涡轮机部段。转子叶片22和定子轮叶23位于压缩器2的流动路径1中。如本发明所体现，通过压缩器流动路径1的气流的方向由箭头60(图1)指示，并且在图示中大体上从左向右流动。本文中的压缩器2的转子叶片和定子轮叶仅仅是在本发明的范围内的压缩器2的级的示例。另外，每个入口引导轮叶21、转子叶片22、定子轮叶23、可变定子轮叶25和出口引导轮叶27可以被视为制品(article of manufacture)。此外，制品可以包括配置成用于与压缩器一起使用的出口引导轮叶。
图2中所示的出口引导轮叶27带有翼型200。每个出口引导轮叶27具有从翼型根部220到翼型尖端210的任何横截面处所得的翼型轮廓。参考图3，将领会每个出口引导轮叶27具有翼型200，如图所示。翼型200具有吸力侧(或表面)310和压力侧(或表面)320。吸力侧310相对于压力侧320位于翼型的相对侧。因此，每个出口引导轮叶27具有从翼型200的形状中的任何横截面处所得的翼型轮廓。翼型200也包括前缘330和后缘340，以及在前缘和后缘之间延伸的弦长350。翼型的根部对应于可缩放表1的最低无量纲Z值。翼型的尖端对应于可缩放表1的最高无量纲Z值。翼型可以延伸超出压缩器流动路径并且可以翻转以获得期望端壁间隙(endwallclearances)。仅仅作为非限定性例子，翼型200的高度可以为大约1英寸至大约15英寸或以上、大约2英寸至大约10英寸、或大约2英寸至大约5英寸。然而，可以根据需要在特定应用中使用任何特定翼型高度。
压缩器流动路径1需要满足空气动力学和机械叶片/轮叶负荷和效率的系统要求的翼型。例如，理想的是翼型设计成能够减小相应叶片和/或轮叶的振动响应或振动应力响应。诸如高强度合金、不腐蚀合金和/或不锈钢的材料可以用于叶片和/或轮叶中。为了限定每个叶片翼型和/或轮叶翼型的翼型形状，存在满足级要求并且可以被制造的空间中的点的唯一集合或轨迹。点的这些唯一轨迹满足级效率的要求并且由能够使涡轮机和压缩器以高效、安全、可靠和平稳的方式运转在空气动力学和机械负荷之间迭代获得(arrived atby iteration)。这些点是系统唯一和特定的。限定翼型轮廓的轨迹包括相对于参考原点坐标系具有X、Y和Z坐标的点的集合。在下面的可缩放表1中给出的X、Y和Z值的三维笛卡尔坐标系限定沿其长度的各位置处的出口引导轮叶翼型的轮廓。可缩放表1列出无涂层翼型的数据。坐标的包络/公差(envelope/tolerance)是在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦长350的大约+/-5％，或在垂直于任何翼型表面位置的方向上的大约+/-0.25英寸。然而，也可以在特定应用中根据需要使用在垂直于翼型表面位置的方向上的大约+/-0.15英寸至大约+/-0.25英寸、或大约+/-3％至大约+/-5％的公差。
点数据原点230可以根据需要是翼型的基部的吸力侧或压力侧的中点、翼型的基部的前缘或后缘、或任何其它合适的位置。X、Y和Z坐标的坐标值由可缩放表1中的无量纲单位描述，但是当适当地转换所述值时可以使用其它量纲单位。仅仅作为一个例子，通过X、Y和Z值乘以常数(例如100)，X、Y和Z的笛卡尔坐标值可以转换为量纲距离。用于将无量纲值转换为量纲距离的数可以是分数(例如1/2、1/4等)、小数(例如0.5、1.5、10.25等)、整数(例如1、2、10、100等)或带分数(例如11/2、101/4等)。量纲距离可以是任何合适的格式(例如英寸、英尺、毫米、厘米、米等)。仅仅作为一个非限定性例子，笛卡尔坐标系具有正交相关的X、Y和Z轴，并且X轴大体平行于压缩器转子中心线(即，旋转轴)定位，并且正X坐标值轴向向后，即朝着涡轮机的排气端。正Y坐标值在转子的旋转方向上切向地延伸，并且正Z坐标值径向向外朝着转子叶片尖端或定子轮叶基部。可缩放表1中的所有值在室温下给出并且未填充(unfilleted)。
通过限定在垂直于X、Y平面的Z方向(或高度)上的选定位置处的X和Y坐标值，在沿着翼型的长度的每个Z高度处的翼型的轮廓截面或翼型形状可以被确定。通过用平滑连续弧连接X和Y值，在每个Z高度处的每个轮廓截面被固定。通过使相邻轮廓截面彼此平滑地连接以形成翼型轮廓，确定每个Z高度之间的各表面位置的翼型轮廓。
翼型的轮廓以从零至四或以上的小数位生成并且显示在表1的值来确定。当翼型升温时，相关应力和温度将导致X、Y和Z的值发生变化。因此，表1中给出的翼型的轮廓的值表示自然环境、非操作或非热条件(例如室温)并且用于无涂层翼型。
在翼型的实际轮廓中必须考虑典型的制造公差以及可选涂层。每个部段与其它部段平滑地联接以形成完整的翼型形状。所以将领会包括任何涂层厚度的+/-典型制造公差(即+/-值)加入下面的表1中给出的X和Y值。因此，在垂直于沿着翼型轮廓的表面位置的方向上的弦长的大约+/-5％和/或+/-0.25英寸的距离用于限定该特定叶片翼型设计和压缩器的翼型轮廓包络，即在标称冷温或室温下实际翼型表面上的被测量点和在相同温度下如下面的表中给出的那些点的理想位置之间的变化范围。另外，在垂直于沿着翼型轮廓的翼型表面位置的方向上的弦长(chord length)的大约+/-5％的距离也可以限定该特定翼型设计的翼型轮廓包络。数据是可缩放的，并且几何形状涉及等于、高于和/或低于大约3,600RPM的所有空气动力学比例。出口引导轮叶翼型设计对于该变化范围是稳定的而不损害机械和空气动力学功能。
在下面的可缩放表1中给出的坐标值提供用于示例性级压缩器出口引导轮叶的标称轮廓(nominal profile)。
表1
Figure BDA00003367737200081
Figure BDA00003367737200091
Figure BDA00003367737200101
Figure BDA00003367737200111
Figure BDA00003367737200121
Figure BDA00003367737200141
Figure BDA00003367737200151
Figure BDA00003367737200171
Figure BDA00003367737200181
Figure BDA00003367737200191
Figure BDA00003367737200201
Figure BDA00003367737200211
Figure BDA00003367737200221
Figure BDA00003367737200231
Figure BDA00003367737200241
Figure BDA00003367737200261
Figure BDA00003367737200271
Figure BDA00003367737200281
也将领会在上面的可缩放表1中公开的翼型200可以几何地不缩放、放大或缩小以用于其它类似的涡轮机/压缩器设计。因此，表1中所述的坐标值可以不缩放、放大或缩小使得总体翼型轮廓形状保持不变。表1中的坐标缩放形式将由表1的X、Y和Z的坐标值表示，X、Y和Z的无量纲坐标值乘以或除以常数转换为英寸或mm[或任何合适的量纲系(dimensional system)]。常数可以是分数、小数、整数或带分数。
制品也可以具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧笛卡尔坐标值的吸力侧标称翼型轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离。X和Y坐标是当由平滑连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标。每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧翼型形状。X、Y和Z坐标值可根据某个数缩放以提供非缩放、放大或缩小翼型轮廓。
制品也可以具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧标称翼型轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离。X和Y是当由平滑连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标。每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状。X、Y和Z值可根据所述数缩放以提供非缩放、放大和缩小翼型中的至少一种。
制品可以是配置成用于与压缩器一起使用的翼型或出口引导轮叶。吸力侧翼型形状可以位于在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％或在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸内的包络中。
用于将无量纲值转换为量纲距离的数可以是分数、小数、整数或带分数。制品的高度可以在特定应用中根据需要为大约1英寸至大约15英寸或以上或任何合适的高度。
根据本发明的一个方面的压缩器2可以包括多个出口引导轮叶27。每个出口引导轮叶27包括具有吸力侧310翼型形状的翼型200，翼型200具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧310笛卡尔坐标值的标称轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离。用于将无量纲值转换为量纲距离的数可以是分数、小数、整数或带分数。X和Y是当由平滑连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标。每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧310翼型形状。
根据本发明的一个方面的压缩器2也可以具有多个出口引导轮叶27，所述多个出口引导轮叶具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧320标称翼型轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离。该数(其可以是用于吸力侧的相同数)可以是分数、小数、整数或带分数。X和Y是当由平滑连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状。
本发明中的重要术语是轮廓。轮廓是翼型表面上的被测量点和可缩放表1中列出的理想位置之间的变化的范围。具体制造的叶片上的实际轮廓可以不同于可缩放表1中的轮廓，并且设计对于该变化是稳定的，意味着机械和空气动力学功能不受损害。如上所述，在本文中使用大约+或-5％弦长和/或0.25英寸轮廓公差。X、Y和Z值全部是无量纲的。
以下是由本发明所体现的翼型轮廓的非限定性例子。在一些压缩器上，每个翼型轮廓部段(例如，每个Z高度处)可以由大致平滑连续弧连接。在其它压缩器上，翼型轮廓部段中的一些可以由大致平滑连续弧连接。本发明的实施例也可以由具有一个或多个级的压缩器使用，其中不具有由大致平滑连续弧连接的翼型轮廓部段。
本发明所公开的翼型形状提高了可靠性，并且针对机器状态和规范是特定的。翼型形状提供独特轮廓以实现：1)压缩器中的其它级之间的交互作用；2)空气动力学效率；以及3)标准化空气动力学和机械叶片或轮叶负荷。本发明所公开的点的轨迹允许燃气涡轮机和压缩器或任何其它合适的涡轮机/压缩器以高效、安全和平稳的方式运转。也如上所述，可以采用所公开的翼型的任何比例，只要在按比例的压缩器(scaled compressor)中保持：1)压缩器中的其它级之间的交互作用；2)空气动力学效率；以及3)标准化空气动力学和机械叶片负荷。
本发明中所述的翼型200因此改善压缩器2总效率。具体地，翼型200能够提供期望的涡轮机/压缩器效率递减率(ISO、热、冷、部分负荷等)。翼型200也满足所有空气力学、负荷和应力要求。
应当理解完成的制品、叶片或轮叶不必包括在上面列出的一个或多个表中限定的所有部段。在平台(或鸠尾榫)和/或尖端的近侧的翼型的部分可以不由翼型轮廓部段限定。应当考虑到在平台或尖端的近侧的翼型可能由于若干约束而变化。翼型包含大致由内和外流动路径壁之间限定的主轮廓部段。翼型的剩余部段可以部分地、至少部分地或完全地位于流动路径之外。这些剩余部段中的至少一些可以用于改善翼型在其径向内部分或外部分处的曲线拟合(curve fitting)。本领域读者将领会合适的圆角半径可以应用于制品、叶片或轮叶的平台和翼型部分之间。
本发明描述使用例子来公开包括实施本发明的最佳模式，并且也使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何包含本发明的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域的技术人员想到的其它例子。这样的其它例子旨在属于权利要求的范围内，只要它们没有与权利要求的文字描述相区别的结构元件，或者只要它们没有包括与权利要求的文字描述实质区别的等效结构元件。

Claims (20)

1.一种制品，其具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型轮廓，其中所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型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所述的制品，其特征在于，所述制品包括翼型。
3.根据权利要求1所述的制品，其特征在于，所述制品包括配置成用于与压缩器一起使用的出口引导轮叶。
4.根据权利要求1所述的制品，其特征在于，所述翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
5.根据权利要求1所述的制品，其特征在于，用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
6.根据权利要求1所述的制品，其特征在于，所述制品的高度为大约1英寸至大约15英寸。
7.一种制品，所述制品具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧笛卡尔坐标值的吸力侧标称翼型轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧翼型形状，X、Y和Z坐标值可根据所述数缩放以提供非缩放、放大和缩小翼型轮廓中的至少一种。
8.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，所述制品包括翼型。
9.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，所述制品包括配置成用于与压缩器一起使用的出口引导轮叶。
10.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，所述吸力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
11.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
12.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，所述制品的高度为大约1英寸至大约15英寸。
13.根据权利要求7所述的制品，其特征在于，所述制品还包括具有大致根据所述可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧标称翼型轮廓的制品，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状，X、Y和Z值可根据所述数缩放以提供非缩放、放大和缩小翼型中的至少一种。
14.一种包括多个出口引导轮叶的压缩器，所述每个出口引导轮叶包括具有吸力侧翼型形状的翼型，所述翼型具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的吸力侧笛卡尔坐标值的标称轮廓，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以某个数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的吸力侧翼型形状。
15.根据权利要求14所述的压缩器，其特征在于，所述吸力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于吸力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
16.根据权利要求14所述的压缩器，其特征在于，用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
17.根据权利要求14所述的压缩器，其特征在于，每个出口引导轮叶的高度为大约1英寸至大约15英寸。
18.根据权利要求14所述的压缩器，其特征在于，所述压缩器还包括具有大致根据可缩放表1中所述的X、Y和Z的压力侧笛卡尔坐标值的压力侧标称翼型轮廓的多个出口引导轮叶的每一个，其中X、Y和Z的笛卡尔坐标值是无量纲值，通过所述X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以所述数使所述无量纲值可转换为量纲距离，并且其中X和Y是当由连续弧连接时限定每个Z高度处的翼型轮廓部段的坐标，每个Z高度处的翼型轮廓部段彼此平滑地联接以形成完整的压力侧翼型形状。
19.根据权利要求18所述的压缩器，其特征在于，所述压力侧翼型形状位于在下列的至少一个内的包络中：
在垂直于压力侧翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％；以及
在垂直于压力侧翼型表面位置的方向上的+/-0.25英寸。
20.根据权利要求18所述的压缩器，其特征在于，用于将无量纲值转换为量纲距离的所述数是下列的至少一种：分数、小数、整数和带分数。
CN201310242378.8A 2012-06-19 2013-06-19 用于压缩器的翼型形状 Active CN103511355B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/526,941 US8961119B2 (en) 2012-06-19 2012-06-19 Airfoil shape for a compressor
US13/526941 2012-06-19

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103511355A true CN103511355A (zh) 2014-01-15
CN103511355B CN103511355B (zh) 2017-11-07

Family

ID=49756068

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310242378.8A Active CN103511355B (zh) 2012-06-19 2013-06-19 用于压缩器的翼型形状

Country Status (3)

Country Link
US (1) US8961119B2 (zh)
CN (1) CN103511355B (zh)
RU (1) RU2013127597A (zh)

Families Citing this family (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9045999B2 (en) * 2010-05-28 2015-06-02 General Electric Company Blade monitoring system
US9777744B2 (en) 2015-09-04 2017-10-03 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9759227B2 (en) 2015-09-04 2017-09-12 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9745994B2 (en) 2015-09-04 2017-08-29 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9759076B2 (en) 2015-09-04 2017-09-12 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9951790B2 (en) 2015-09-04 2018-04-24 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9957964B2 (en) 2015-09-04 2018-05-01 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9732761B2 (en) 2015-09-04 2017-08-15 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US10041370B2 (en) 2015-09-04 2018-08-07 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9938985B2 (en) 2015-09-04 2018-04-10 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9746000B2 (en) * 2015-09-04 2017-08-29 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9771948B2 (en) 2015-09-04 2017-09-26 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
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
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
US10415464B2 (en) 2016-09-21 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for thirteenth stage compressor rotor blade
US10422342B2 (en) 2016-09-21 2019-09-24 General Electric Company Airfoil shape for second stage compressor rotor blade
US10393144B2 (en) 2016-09-21 2019-08-27 General Electric Company Airfoil shape for tenth stage compressor rotor blade
US10415593B2 (en) 2016-09-21 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for inlet guide vane of a compressor
US10415594B2 (en) 2016-09-21 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for second stage compressor stator vane
US10415463B2 (en) 2016-09-21 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for third stage compressor rotor blade
US10415585B2 (en) 2016-09-21 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for fourth stage compressor rotor blade
US10287886B2 (en) 2016-09-22 2019-05-14 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor rotor blade
US10436214B2 (en) 2016-09-22 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for tenth stage compressor stator vane
US10436215B2 (en) 2016-09-22 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for fifth stage compressor rotor blade
US10415595B2 (en) 2016-09-22 2019-09-17 General Electric Company Airfoil shape for fifth stage compressor stator vane
US10443618B2 (en) 2016-09-22 2019-10-15 General Electric Company Airfoil shape for ninth stage compressor stator vane
US10443610B2 (en) 2016-09-22 2019-10-15 General Electric Company Airfoil shape for eleventh stage compressor rotor blade
US10422343B2 (en) 2016-09-22 2019-09-24 General Electric Company Airfoil shape for fourteenth stage compressor rotor blade
US10233759B2 (en) * 2016-09-22 2019-03-19 General Electric Company Airfoil shape for seventh stage compressor stator vane
US10087952B2 (en) 2016-09-23 2018-10-02 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor stator vane
US10443492B2 (en) 2016-09-27 2019-10-15 General Electric Company Airfoil shape for twelfth stage compressor rotor blade
US10443611B2 (en) 2016-09-27 2019-10-15 General Electric Company Airfoil shape for eighth stage compressor rotor blade
US10465710B2 (en) 2016-09-28 2019-11-05 General Electric Company Airfoil shape for thirteenth stage compressor stator vane
US10465709B2 (en) 2016-09-28 2019-11-05 General Electric Company Airfoil shape for eighth stage compressor stator vane
US10519972B2 (en) 2016-09-29 2019-12-31 General Electric Company Airfoil shape for sixth stage compressor rotor blade
US10519973B2 (en) 2016-09-29 2019-12-31 General Electric Company Airfoil shape for seventh stage compressor rotor blade
US10041503B2 (en) 2016-09-30 2018-08-07 General Electric Company Airfoil shape for ninth stage compressor rotor blade
US10288086B2 (en) 2016-10-04 2019-05-14 General Electric Company Airfoil shape for third stage compressor stator vane
US10066641B2 (en) 2016-10-05 2018-09-04 General Electric Company Airfoil shape for fourth stage compressor stator vane
US10132330B2 (en) 2016-10-05 2018-11-20 General Electric Company Airfoil shape for eleventh stage compressor stator vane
US10060443B2 (en) * 2016-10-18 2018-08-28 General Electric Company Airfoil shape for twelfth stage compressor stator vane
US10012239B2 (en) * 2016-10-18 2018-07-03 General Electric Company Airfoil shape for sixth stage compressor stator vane
US10408072B2 (en) * 2017-05-08 2019-09-10 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US10648338B2 (en) * 2018-09-28 2020-05-12 General Electric Company Airfoil shape for second stage compressor stator vane
US11377972B1 (en) * 2021-02-25 2022-07-05 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Airfoil profile
US11326620B1 (en) * 2021-04-30 2022-05-10 General Electric Company Compressor stator vane airfoils

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1769646A (zh) * 2004-09-21 2006-05-10 诺沃皮尼奥内有限公司 用于燃气轮机的第一阶段的转子叶片
CN101169123A (zh) * 2006-10-25 2008-04-30 通用电气公司 用于压缩机的翼型形状
CN101173688A (zh) * 2006-11-02 2008-05-07 通用电气公司 用于压缩机的翼片形状
US20080124219A1 (en) * 2006-11-28 2008-05-29 Kidikian John Turbine exhaust strut airfoil profile
CN102384103A (zh) * 2010-08-25 2012-03-21 诺沃皮尼奥内有限公司 用于压缩机的翼型件形状
CN102400955A (zh) * 2010-08-31 2012-04-04 通用电气公司 用于压缩机的翼型形状

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7186090B2 (en) 2004-08-05 2007-03-06 General Electric Company Air foil shape for a compressor blade
US7997861B2 (en) 2008-10-10 2011-08-16 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8038390B2 (en) 2008-10-10 2011-10-18 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8573945B2 (en) * 2009-11-13 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Compressor stator vane
US8491260B2 (en) 2010-08-31 2013-07-23 General Electric Company Airfoil shape for a compressor vane
US8186963B2 (en) 2010-08-31 2012-05-29 General Electric Company Airfoil shape for compressor inlet guide vane

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1769646A (zh) * 2004-09-21 2006-05-10 诺沃皮尼奥内有限公司 用于燃气轮机的第一阶段的转子叶片
CN101169123A (zh) * 2006-10-25 2008-04-30 通用电气公司 用于压缩机的翼型形状
CN101173688A (zh) * 2006-11-02 2008-05-07 通用电气公司 用于压缩机的翼片形状
US20080124219A1 (en) * 2006-11-28 2008-05-29 Kidikian John Turbine exhaust strut airfoil profile
CN102384103A (zh) * 2010-08-25 2012-03-21 诺沃皮尼奥内有限公司 用于压缩机的翼型件形状
CN102400955A (zh) * 2010-08-31 2012-04-04 通用电气公司 用于压缩机的翼型形状

Also Published As

Publication number Publication date
CN103511355B (zh) 2017-11-07
US8961119B2 (en) 2015-02-24
RU2013127597A (ru) 2014-12-27
US20130336780A1 (en) 2013-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103511355A (zh) 用于压缩器的翼型形状
CN103511343A (zh) 用于压缩器的翼型形状
CN103510997A (zh) 用于压缩器的翼型形状
CN103511341A (zh) 用于压缩器的翼型制品
US9175693B2 (en) Airfoil shape for a compressor
CN102384103B (zh) 用于压缩机的翼型件形状
CN102661289A (zh) 用于压缩机的翼型形状
CN101169126A (zh) 用于压缩机的翼片形状
CN103573653A (zh) 制品
CN102996184A (zh) 用于涡轮机叶片的翼型形状和包含该翼型形状的涡轮机
CN102410251A (zh) 用于压缩机进口导向轮叶的翼型件形状
US9732761B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9759076B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9745994B2 (en) Airfoil shape for a compressor
CN1542258A (zh) 用于透平叶片的内部核心轮廓
US9777744B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9759227B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9951790B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9938985B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9746000B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US10041370B2 (en) Airfoil shape for a compressor
CN115263812A (zh) 压缩机定子导叶翼型件
US10197066B2 (en) Compressor blade for a gas turbine engine
US9957964B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US9771948B2 (en) Airfoil shape for a compressor

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20231227

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right