CN103975128A

CN103975128A - 具有最佳化翼片元件角度的燃气轮机

Info

Publication number: CN103975128A
Application number: CN201280060353.XA
Authority: CN
Inventors: A.J.玛兰德拉; 李经邦; B.J.布朗; E.穆诺兹
Original assignee: Siemens Energy Inc
Current assignee: Siemens Energy Inc
Priority date: 2011-10-06
Filing date: 2012-10-05
Publication date: 2014-08-06
Anticipated expiration: 2032-10-05
Also published as: US20130089415A1; CN103975128B; WO2013103409A3; US8864457B2; EP2764213A2; WO2013103409A2

Abstract

一种用于在燃气涡轮发动机中安装的涡轮机翼片组件。该翼片组件包括端壁和从端壁径向向外延伸的翼片。该翼片包括形成按弦距间隔的翼片前缘和后缘的压力和吸力侧壁。在压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有翼片中线。中线和在前缘和后缘处平行于发动机轴线的直线之间的角度形成气流入口角α和出口角β。翼片入口和出口角基本上与表1、3、5、7之一所列的成对入口角值α和出口角值β一致。

Description

具有最佳化翼片元件角度的燃气轮机

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2011年10月6日提交的名称为"具有最佳化翼片元件角度的燃气轮机"的美国临时专利申请61/543,850的权益，其全部公开内容通过引用结合在此。

技术领域

本发明涉及用于某级燃气轮机的涡轮机导叶和轮叶，更具体地说，涉及第三和第四级涡轮机导叶和轮叶的翼片构造。

背景技术

在涡轮机中(例如燃气涡轮发动机)，空气在压缩机中增压，然后在燃烧室中与燃料混合并燃烧，以产生高温燃烧气体。高温燃烧气体在涡轮段内膨胀，能量从涡轮段提取，以驱动压缩机并产生有用功，例如转动发电机来发电。高温燃烧气体穿过一系列涡轮机级。涡轮机级可包括一排静止导叶，后面是一排涡轮机旋转轮叶，涡轮机轮叶从高温燃烧气体提取驱动压缩机的能量，并且还可提供输出功率。

涡轮机的总功输出量分配到各级中。静止导叶用于加速气流，并使气流转向，送入下游转动轮叶中，以产生驱动上游压缩机的扭矩。气流在各片转动轮叶中的旋转在轮叶上产生反作用力，从而产生扭矩。从气流至转盘的功转换与发动机效率直接相关，功在每级的分布可通过针对每级的导叶和轮叶设计进行控制。

发明内容

根据本发明的一个方面，提供一种用于安装在具有纵轴的燃气涡轮发动机中的涡轮机翼片组件。所述涡轮机翼片组件包括形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁径向向外延伸的翼片。翼片具有外壁，外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在按弦距间隔的翼片前缘和后缘处接合。在压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有沿弦向延伸的翼片中线。在翼片的前缘和后缘处形成有翼片入口和出口角，翼片入口和出口角基本上与表1、3、5、7之一所列的成对入口角值α和出口角值β一致。入口和出口角值一般地定义为在X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面中与纵轴平行的线和翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸，每对入口和出口角值相对于距端壁的距离(与Z值对应，Z值以从端壁算起的翼片总跨度的百分比表示)来定义。每对翼片入口和出口角之间的预定差值由表中的Δ值定义，任何一对翼片入口和出口角之间的差值与表中的Δ值的偏差至多为5％。

根据本发明的另一个方面，提供具有纵轴的燃气涡轮发动机中的第三和第四级导叶和轮叶的翼片组件。每个翼片组件包括形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁径向向外延伸的翼片。翼片具有外壁，外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在按弦距间隔的翼片前缘和后缘处接合。在压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有沿弦向延伸的翼片中线。在翼片的前缘和后缘处形成有翼片入口和出口角，翼片入口和出口角基本上与一对入口角值α和出口角值β一致，入口和出口角值一般地定义为在X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面中与纵轴平行的线和翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸。每对入口和出口角值相对于距端壁的距离(与Z值对应，Z值以从端壁算起的翼片总跨度的百分比表示)来定义，其中：

b)第三级导叶的成对入口角值α和出口角值β在表1中列出；

b)第三级轮叶的成对入口角值α和出口角值β在表3中列出；

c)第四级导叶的成对入口角值α和出口角值β在表5中列出；

d)第四级轮叶的成对入口角值α和出口角值β在表7中列出；并且

其中，每对翼片入口和出口角之间的预定差值由所述表中的Δ值定义，任何一对翼片入口和出口角之间的差值与相应表中的Δ值的偏差至多为5％。

根据本发明的另一个方面，提供一种用于安装在具有纵轴的燃气涡轮发动机中的涡轮机翼片组件。所述涡轮机翼片组件包括形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁径向向外延伸的翼片。翼片具有外壁，外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在按弦距间隔的翼片前缘和后缘处接合。在压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有沿弦向延伸的翼片中线。在翼片的后缘处形成有翼片出口角，翼片出口角基本上与表1、3、5、7之一所列的出口角值β一致，出口角值一般地定义为在X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面中与纵轴平行的线和翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸。每个出口角值相对于距端壁的距离(与Z值对应，Z值以从端壁算起的翼片总跨度的百分比表示)来定义，其中，每个翼片出口角与表中列出的相应值的偏差在约1％范围之内。

附图说明

虽然本说明书所附的权利要求书具体、明确地提出了本发明的权利要求，但是通过参照附图做出的以下说明，能够更好地理解本发明，在附图中，相似的参考数字标示相似的元件。

图1是燃气涡轮发动机的涡轮段的横截面图；

图2是根据本发明的多个方面构成的第三级导叶组件的立面侧视图；

图3是图2所示的导叶组件的透视图；

图4是图2所示的导叶组件的翼片的平面截面图；

图5是沿图2所示的导叶组件的翼片的翼展形成的入口和出口角的示意图；

图6是根据本发明的多个方面构成的第三级轮叶组件的立面侧视图；

图7是图6所示的轮叶组件的透视图；

图8是图6所示的轮叶组件的翼片的平面截面图；

图9是沿图6所示的轮叶组件的翼片的翼展形成的入口和出口角的示意图；

图10是根据本发明的多个方面构成的第四级导叶组件的立面侧视图；

图11是图10所示的导叶组件的透视图；

图12是图10所示的导叶组件的翼片的平面截面图；

图13是沿图10所示的导叶组件的翼片的翼展形成的入口和出口角的示意图；

图14是根据本发明的多个方面构成的第四级轮叶组件的立面侧视图；

图15是图14所示的轮叶组件的透视图；

图16是图14所示的轮叶组件的翼片的平面截面图；和

图17是沿图14所示的轮叶组件的翼片的翼展形成的入口和出口角的示意图。

具体实施方式

在以下优选实施例的详细说明中，将参照构成本说明书的一部分的附图以示例性方式而非限定性方式说明可实施本发明的具体优选实施例。应理解，也可以利用其它实施例，并且在不脱离本发明的精神和范围的前提下做出各种变化。

请参考图1，其中示出了燃气涡轮发动机的涡轮段12。涡轮段12包括交替布置的多排静止导叶和转动轮叶，这些叶片径向延伸至贯穿整个涡轮段12的轴向流路13中。特别是，涡轮段12包括由第一排静止导叶14和第一排转动轮叶16形成的第一级、由第二排静止导叶18和第二排转动轮叶20形成的第二级、由第三排静止导叶22和第三排转动轮叶24形成的第三级、以及由第四排静止导叶26和第四排转动轮叶28形成的第四级。

在燃气涡轮发动机工作过程中，发动机的压缩机(未示出)向燃烧室(未示出)输送压缩空气，在燃烧室中，空气与燃料混合，混合气体点燃，产生燃烧产物，燃烧产物包括形成工作流体的高温工作气体。工作流体穿过涡轮段12的各级，在其中膨胀，并使轮叶16、20、24、28旋转。涡轮段12的总体功输出量分配到所有级中，其中，静止导叶14、18、22、26用于加速气流，并使气流转向并流入各片下游轮叶16、20、24、28，在支撑轮叶16、20、24、28的转子30上产生扭矩，绕发动机的纵轴32产生转动输出，从而驱动上游压缩机。

在各片转动轮叶16、20、24、28上发生的气流旋转在轮叶16、20、24、28上产生反作用力，从而产生输出扭矩。在各级间分配的功可通过由各片导叶14、18、22、26和各片轮叶16、20、24、28引起的流动方向的角度变化来控制，功的分配对发动机的效率有影响。根据本发明的一个方面，提供一种第三和第四级导叶22、26和轮叶24、28的设计，以优化或改善流过第三和第四级的气流的角度变化。具体而言，如下所述，第三和第四级22、26和轮叶24、28的设计能使入口和出口气流角度发生径向变化，以产生流入涡轮段12的下游的排气扩压器34的气流的最佳化流量剖面。流过涡轮段12的第三和第四级的气流的最佳化流量剖面有利于减小流出第四级导叶26的气流的平均马赫数，并相应地提高发动机效率，因为流量损失通常与马赫数的平方成正比。

请参考图2-5，其中示出了第三级导叶22的构造。具体而言，请首先参考图2和图3，其中所示的第三级导叶翼片结构36包括三片翼片或导叶22，它们可被支撑为跨流路13径向延伸。请再参考图4，每片导叶22包括外壁，外壁包括总体上内凹的压力侧壁38、以及相对的总体上外凸的吸力侧壁40。侧壁38、40在内径端壁42和外径端壁44之间径向延伸，并在每片导叶22的前缘46和后缘48之间沿弦向总体上轴向延伸。端壁42、44位于导叶22的对端，并布置在构成边界(即，内外边界)的位置，形成工作流体的一部分流路13。相对的径向内配合面45a、47a和径向外配合面45b、47b由翼片结构36的相应内径和外径端壁42、44形成。

图4是处于翼展S_V3(图2)的50％左右处的径向位置的一片导叶22沿具有彼此正交的X、Y和Z轴的直角坐标系(图3)的Z轴方向的横截面，其中，Z轴垂直延伸至与从发动机的纵轴32算起的半径正交的平面(即，与包含X和Y轴的平面正交)，并大体上与导叶22的翼片的翼展S_V3平行。请注意，此处所示的配合面45a、47a和45b、47b以相对于纵轴32的方向呈一定角度的方向延伸。

图4所示的横截面处于X-Y平面。如图4所示，导叶22限定翼片中线C_V3，翼片中线C_V3包括位于压力和吸力侧壁38、40之间的中央或中间位置的弦向延伸线。在前缘46处，与前缘46邻接的压力和吸力侧壁38、40的每个表面的叶片金属件角度用于把进入气流导向至导叶22，并形成翼片前缘(LE)或入口角α。翼片入口角α定义为平行于纵轴32的直线32_P与前缘46处的翼片中线C_V3的延长线之间的角度，即，与翼片前缘46处的线C_V3相切的角度。

在后缘48处，与后缘48邻接的压力和吸力侧壁38、40的表面的叶片金属件角度用于导引从导叶22流出的气体，并形成翼片后缘(TE)或出口角β。翼片出口角β定义为平行于纵轴32的直线32_P与后缘48处的翼片中线C_V3的延长线之间的角度，即，与翼片后缘48处的线C_V3相切的角度。

导叶22的翼片的入口角α和出口角β在下面的表1中说明。Z坐标位置表示为导叶22的总翼展的百分比。入口角α和出口角β的值在沿导叶22的翼展按10％递增量间隔的选定Z位置定义，其中，0％位于与内端壁42相邻的位置，100％位于与外端壁44相邻的位置。入口角α和出口角β还在图5中以图形方式示出。

表1

表1还说明了任何给定翼展位置处的每对翼片入口和出口角之间的预定差值，该值由Δ值定义，表示为前缘或入口角α与后缘或出口角β之间的差的绝对值。Δ值代表从第三级导叶22的入口至出口发生的气流的转动量。入口角α是参照从第二排轮叶20流入的气流的方向选择的，而出口角β优选选择为能够提供流入第三级轮叶24的预定方向。

请注意，由于多种原因(例如制造公差或其它原因)，在任何给定翼展位置S_V3，任何一对翼片入口角α与出口角β之间的差值可能不同于表1中所列的Δ值。具体而言，在任何给定翼展位置S_V3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表1中所列的Δ值的偏差一般至多为5％。更优选的是，在任何给定翼展位置S_V3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表1中所列的Δ值的偏差至多为3％。最优的是，在任何给定翼展位置S_V3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表1中所列的Δ值的偏差至多为1％。换言之，气流转动量可能稍稍不同于给定的预定Δ值，其偏差在一定的百分比范围之内，例如5％至1％。但是，导叶22的翼片的最佳构造应是与给出的预定Δ值偏差最小的构造。

表2(在本说明书的结尾处)说明了导叶22的翼片的各个段，这些段大体位于表1中所标明的选定Z位置或展向位置。应说明的是，表2的说明仅包括构成入口和出口角α、β的前缘和后缘翼片部分的示例性而非限定性的说明。

表2中所述的导叶22的翼片的各部分是参照上述的直角坐标系给出的，即，该直角坐标系具有相互正交的X、Y和Z轴(图3)，Z轴垂直延伸至与从涡轮转子的中心线算起的半径正交的平面(即，垂直于包含X和Y值的平面)，并大体上平行于导叶22的翼片的翼展S_V3。表2中的Z坐标值的原点或零值位于与导叶22的翼片的径向最内侧空气动力段处的X,Y平面重合的径向位置，即，与内端壁42相邻，并且Z坐标值表示为导叶22的总翼展的百分比。X轴平行于纵轴32，Y轴沿发动机的圆周方向延伸。导叶22的翼片的前缘段和后缘段的示例性轮廓由处于与X,Y平面正交的Z方向的选定位置的点位置N的X和Y坐标值定义。在每个选定的径向Z位置的每个前缘和后缘剖面通过使用平滑、连续的弧线来连接各个点位置N的X和Y值来确定。类似地，在距离Z之间的各个表面位置的表面轮廓彼此平滑地连接起来，从而构成翼片的前缘段和后缘段。

在每个Z位置的前缘段50由连续的数据点N＝1至N＝30描述，这些数据点把前缘段50定义为从吸力侧壁40绕前缘46并沿压力侧壁38的一部分延伸。

每个Z位置的后缘段52按两部分描述。具体而言，后缘段52的第一部分沿吸力侧壁40由数据点N＝31至N＝40描述，后缘段52的第二部分沿压力侧壁38由数据点N＝41至N＝60描述。请注意，数据点N＝31和N＝60具有相同的X和Y坐标值，以保证表2所示数据的连续性，并且它们都位于或靠近导叶22的后缘48。

请参考图6-9，其中示出了第三级轮叶24的构造。具体而言，请首先参考图6和图7，其中所示的第三级轮叶翼片结构56包括一片翼片或轮叶24，它可被支撑为跨流路13径向延伸。请再参考图8，每片轮叶24包括外壁，外壁包括总体上内凹的压力侧壁58、以及相对的总体上外凸的吸力侧壁60。侧壁58、60从内径端壁62至叶尖64向外径向延伸，并在每片轮叶24的前缘66和后缘68之间沿弦向总体上轴向延伸。叶根由从端壁62向内径向延伸的燕尾榫65形成，用于把轮叶24安装至转子30上。端壁62位于构成边界(即，内边界)的位置，形成工作流体的流路13的一部分。

图8是处于翼展S_B3(图6)的50％左右处的径向位置的一片轮叶24沿具有彼此正交的X、Y和Z轴的直角坐标系(图7)的Z轴方向的横截面，其中，Z轴垂直延伸至与从发动机的纵轴32算起的半径正交的平面(即，与包含X和Y轴的平面正交)，并大体上与导叶24的翼片的翼展S_B3平行。请注意，此处所示的燕尾榫65的中央纵轴线67以相对于纵轴32的方向呈一定角度的方向延伸。

图8所示的横截面处于X-Y平面。如图8所示，轮叶24限定翼片中线C_B3，翼片中线C_B3包括位于压力和吸力侧壁58、60之间的中央或中间位置的弦向延伸线。在前缘66处，与前缘66邻接的压力和吸力侧壁58、60的每个表面的叶片金属件角度用于把进入气流导向至轮叶24，并形成翼片前缘(LE)或入口角α。翼片入口角α定义为平行于纵轴32的直线32_P与前缘66处的翼片中线C_B3的延长线之间的角度，即，与翼片前缘66处的线C_B3相切的角度。

在后缘68处，与后缘68邻接的压力和吸力侧壁58、60的表面的叶片金属件角度用于导引从轮叶24流出的气体，并形成翼片后缘(TE)或出口角β。翼片出口角β定义为平行于纵轴32的直线32_P与后缘68处的翼片中线C_B3的延长线之间的角度，即，与翼片后缘68处的线C_B3相切的角度。

轮叶24的翼片的入口角α和出口角β在下面的表3中说明。Z坐标位置表示为轮叶24的总翼展的百分比。入口角α和出口角β的值在沿轮叶24的翼展按10％递增量间隔的选定位置定义，其中，0％位于与内端壁62相邻的位置，100％位于与叶尖64相邻的位置。入口角α和出口角β还在图9中以图形方式示出。

表3

表3还说明了任何给定翼展位置处的每对翼片入口和出口角之间的预定差值，该值由Δ值定义，表示为前缘或入口角α与后缘或出口角β之间的差的绝对值。Δ值代表前缘66和后缘68之间的气流的方向变化，可以理解的是，从工作气体提取的功的量与气流的入口角α和出口角β之间的差值相关。例如，增大Δ值可增加从气流提取的功的量。

请注意，由于多种原因(例如制造公差或其它原因)，在任何给定翼展位置S_B3，任何一对翼片入口角α与出口角β之间的差值可能不同于表3中所列的Δ值。具体而言，在任何给定翼展位置S_B3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表3中所列的Δ值的偏差一般至多为5％。更优选的是，在任何给定翼展位置S_B3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表3中所列的Δ值的偏差至多为3％。最优的是，在任何给定翼展位置S_B3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表3中所列的Δ值的偏差至多为1％。换言之，气流转动量可能稍稍不同于给定的预定Δ值，其偏差在一定的百分比范围之内，例如5％至1％。但是，轮叶24的翼片的最佳构造应是与给出的预定Δ值偏差最小的构造。

表4(在本说明书的尾部)说明了轮叶24的翼片的各个段，这些段大体位于表3中所标明的选定Z位置或展向位置。应说明的是，表4的说明仅包括构成入口和出口角α、β的前缘和后缘翼片部分的示例性而非限定性的说明。

表4中所述的轮叶24的翼片的各部分是参照上述的直角坐标系给出的，即，该直角坐标系具有相互正交的X、Y和Z轴(图7)，Z轴垂直延伸至与从涡轮转子的中心线算起的半径正交的平面(即，垂直于包含X和Y值的平面)，并大体上平行于轮叶24的翼片的翼展S_B3。表4中的Z坐标值的原点或零值位于与轮叶24的翼片的径向最内侧空气动力段处的X,Y平面重合的径向位置，即，与内端壁62相邻，并且Z坐标值表示为轮叶24的总翼展的百分比。X轴平行于纵轴32，Y轴沿发动机的圆周方向延伸。轮叶24的翼片的前缘段和后缘段的示例性轮廓由处于与X,Y平面正交的Z方向的选定位置的点位置N的X和Y坐标值定义。在每个选定的径向Z位置的每个前缘和后缘剖面通过使用平滑、连续的弧线来连接各个点位置N的X和Y值来确定。类似地，在距离Z之间的各个表面位置的表面轮廓彼此平滑地连接起来，从而构成翼片的前缘段和后缘段。

在每个Z位置的前缘段70由连续的数据点N＝1至N＝30描述，这些数据点把前缘段70定义为从压力侧壁58绕前缘66并沿吸力侧壁60的一部分延伸。

每个Z位置的后缘段72按两部分描述。具体而言，后缘段72的第一部分沿压力侧壁58由数据点N＝31至N＝40描述，后缘段52的第二部分沿吸力侧壁60由数据点N＝41至N＝60描述。请注意，数据点N＝31和N＝60具有相同的X和Y坐标值，以保证表4所示数据的连续性，并且它们都位于或靠近轮叶24的后缘68。

请参考图10-13，其中示出了第四级导叶26的构造。具体而言，请首先参考图10和图11，其中所示的第四级导叶翼片结构76包括四片翼片或导叶26，它们可被支撑为跨流路13径向延伸。请再参考图12，每片导叶26包括外壁，外壁包括总体上内凹的压力侧壁78、以及相对的总体上外凸的吸力侧壁80。侧壁78、80在内径端壁82和外径端壁84之间径向延伸，并在每片导叶26的前缘86和后缘88之间沿弦向总体上轴向延伸。端壁82、84位于导叶26的对端，并布置在构成边界(即，内外边界)的位置，形成工作流体的一部分流路13。相对的径向内配合面85a、87a和径向外配合面85b、87b由翼片结构76的相应内径和外径端壁82、84形成。

图12是处于翼展S_V4(图10)的50％左右处的径向位置的一片导叶26沿具有彼此正交的X、Y和Z轴的直角坐标系(图11)的Z轴方向的横截面，其中，Z轴垂直延伸至与从发动机的纵轴32算起的半径正交的平面(即，与包含X和Y轴的平面正交)，并大体上与导叶26的翼片的翼展S_V4平行。请注意，此处所示的配合面85a、87a和85b、87b以相对于纵轴32的方向呈一定角度的方向延伸。

图12所示的横截面处于X-Y平面。如图12所示，导叶26限定翼片中线C_V4，翼片中线C_V4包括位于压力和吸力侧壁78、80之间的中央或中间位置的弦向延伸线。在前缘86处，与前缘86邻接的压力和吸力侧壁78、80的每个表面的叶片金属件角度用于把进入气流导向至导叶26，并形成翼片前缘(LE)或入口角α。翼片入口角α定义为平行于纵轴32的直线32_P与前缘86处的翼片中线C_V4的延长线之间的角度，即，与翼片前缘86处的线C_V4相切的角度。

在后缘88处，与后缘88邻接的压力和吸力侧壁78、80的表面的叶片金属件角度用于导引从导叶26流出的气体，并形成翼片后缘(TE)或出口角β。翼片出口角β定义为平行于纵轴32的直线32_P与后缘88处的翼片中线C_V4的延长线之间的角度，即，与翼片后缘88处的线C_V4相切的角度。

导叶26的翼片的入口角α和出口角β在下面的表5中说明。Z坐标位置表示为导叶26的总翼展的百分比。入口角α和出口角β的值在沿导叶26的翼展按10％递增量间隔的选定Z位置定义，其中，0％位于与内端壁82相邻的位置，100％位于与外端壁84相邻的位置。入口角α和出口角β还在图13中以图形方式示出。

表5

表5还说明了任何给定翼展位置处的每对翼片入口和出口角之间的预定差值，该值由Δ值定义，表示为前缘或入口角α与后缘或出口角β之间的差的绝对值。Δ值代表从第四级导叶26的入口至出口发生的气流的转动量。入口角α是参照从第三排轮叶24流入的气流的方向选择的，而出口角β优选选择为能够提供流入第四级轮叶28的预定方向。

请注意，由于多种原因(例如制造公差或其它原因)，在任何给定翼展位置S_V4，任何一对翼片入口角α与出口角β之间的差值可能不同于表5中所列的Δ值。具体而言，在任何给定翼展位置S_V4，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表5中所列的Δ值的偏差一般至多为5％。更优选的是，在任何给定翼展位置S_V4，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表5中所列的Δ值的偏差至多为3％。最优的是，在任何给定翼展位置S_V4，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表5中所列的Δ值的偏差至多为1％。换言之，气流转动量可能稍稍不同于给定的预定Δ值，其偏差在一定的百分比范围之内，例如5％至1％。但是，导叶26的翼片的最佳构造应是与给出的预定Δ值偏差最小的构造。

表6(在本说明书的结尾处)说明了导叶26的翼片的各个段，这些段大体位于表5中所标明的选定Z位置或展向位置。应说明的是，表6的说明仅包括构成入口和出口角α、β的前缘和后缘翼片部分的示例性而非限定性的说明。

表6中所述的导叶26的翼片的各部分是参照上述的直角坐标系给出的，即，该直角坐标系具有相互正交的X、Y和Z轴(图11)，Z轴垂直延伸至与从涡轮转子的中心线算起的半径正交的平面(即，垂直于包含X和Y值的平面)，并大体上平行于导叶26的翼片的翼展S_V4。表6中的Z坐标值的原点或零值位于与导叶26的翼片的径向最内侧空气动力段处的X,Y平面重合的径向位置，即，与内端壁82相邻，并且Z坐标值表示为导叶26的总翼展的百分比，并表示为轮叶28的总翼展的百分比。X轴平行于纵轴32，Y轴沿发动机的圆周方向延伸。导叶26的翼片的前缘段和后缘段的示例性轮廓由处于与X,Y平面正交的Z方向的选定位置的点位置N的X和Y坐标值定义。在每个选定的径向Z位置的每个前缘和后缘剖面通过使用平滑、连续的弧线来连接各个点位置N的X和Y值来确定。类似地，在距离Z之间的各个表面位置的表面轮廓彼此平滑地连接起来，从而构成翼片的前缘段和后缘段。

在每个Z位置的前缘段90由连续的数据点N＝1至N＝30描述，这些数据点把前缘段90定义为从吸力侧壁80绕前缘86并沿压力侧壁78的一部分延伸。

每个Z位置的后缘段92按两部分描述。具体而言，后缘段92的第一部分沿吸力侧壁80由数据点N＝31至N＝40描述，后缘段92的第二部分沿压力侧壁78由数据点N＝41至N＝60描述。请注意，数据点N＝31和N＝60具有相同的X和Y坐标值，以保证表6所示数据的连续性，并且它们都位于或靠近导叶26的后缘88。

请参考图14-17，其中示出了第四级轮叶28的构造。具体而言，请首先参考图14和图15，其中所示的第四级轮叶翼片结构96包括一片翼片或轮叶28，它可被支撑为跨流路13径向延伸。请再参考图16，每片轮叶28包括外壁，外壁包括总体上内凹的压力侧壁98、以及相对的总体上外凸的吸力侧壁100。侧壁98、100从内径端壁102至叶尖104向外径向延伸，并在每片轮叶28的前缘106和后缘108之间沿弦向总体上轴向延伸。叶根由从端壁102向内径向延伸的燕尾榫105形成，用于把轮叶28安装至转子30上。端壁102位于构成边界(即，内边界)的位置，形成工作流体的流路13的一部分。

图16是处于翼展S_B4(图14)的50％左右处的径向位置的一片轮叶28沿具有彼此正交的X、Y和Z轴的直角坐标系(图15)的Z轴方向的横截面，其中，Z轴垂直延伸至与从发动机的纵轴32算起的半径正交的平面(即，与包含X和Y轴的平面正交)，并大体上与导叶28的翼片的翼展S_B4平行。请注意，此处所示的燕尾榫105的中央纵轴线107以相对于纵轴32的方向呈一定角度的方向延伸。

图16所示的横截面处于X-Y平面。如图16所示，轮叶28限定翼片中线C_B4，翼片中线C_B3包括位于压力和吸力侧壁98、100之间的中央或中间位置的弦向延伸线。在前缘106处，与前缘106邻接的压力和吸力侧壁98、100的每个表面的叶片金属件角度用于把进入气流导向至轮叶28，并形成翼片前缘(LE)或入口角α。翼片入口角α定义为平行于纵轴32的直线32_P与前缘106处的翼片中线C_B4的延长线之间的角度，即，与翼片前缘106处的线C_B4相切的角度。

在后缘108处，与后缘108邻接的压力和吸力侧壁98、100的表面的叶片金属件角度用于导引从轮叶28流出的气体，并形成翼片后缘(TE)或出口角β。翼片出口角β定义为平行于纵轴32的直线32_P与后缘108处的翼片中线C_B4的延长线之间的角度，即，与翼片后缘108处的线C_B4相切的角度。

轮叶28的翼片的入口角α和出口角β在下面的表7中说明。Z坐标位置表示为轮叶28的总翼展的百分比。入口角α和出口角β的值在沿轮叶28的翼展按10％递增量间隔的选定位置定义，其中，0％位于与内端壁102相邻的位置，100％位于与叶尖104相邻的位置。入口角α和出口角β还在图17中以图形方式示出。

表7

表7还说明了任何给定翼展位置处的每对翼片入口和出口角之间的预定差值，该值由Δ值定义，表示为前缘或入口角α与后缘或出口角β之间的差的绝对值。Δ值代表前缘106和后缘108之间的气流的方向变化，可以理解的是，从工作气体提取的功的量与气流的入口角α和出口角β之间的差值相关。例如，增大Δ值可增加从气流提取的功的量。

请注意，由于多种原因(例如制造公差或其它原因)，在任何给定翼展位置S_B4，任何一对翼片入口角α与出口角β之间的差值可能不同于表7中所列的Δ值。具体而言，在任何给定翼展位置S_B4，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表7中所列的Δ值的偏差一般至多为5％。更优选的是，在任何给定翼展位置S_B4，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表7中所列的Δ值的偏差至多为3％。最优的是，在任何给定翼展位置S_B3，翼片入口角α与出口角β之间的差值与表7中所列的Δ值的偏差至多为1％。换言之，气流转动量可能稍稍不同于给定的预定Δ值，其偏差在一定的百分比范围之内，例如5％至1％。但是，轮叶28的翼片的最佳构造应是与给出的预定Δ值偏差最小的构造。

表8(在本说明书的结尾处)说明了轮叶28的翼片的各个段，这些段大体位于表7中所标明的选定Z位置或展向位置。应说明的是，表8的说明仅包括构成入口和出口角α、β的前缘和后缘翼片部分的示例性而非限定性的说明。

表8中所述的轮叶28的翼片的各部分是参照上述的直角坐标系给出的，即，该直角坐标系具有相互正交的X、Y和Z轴(图7)，Z轴垂直延伸至与从涡轮转子的中心线算起的半径正交的平面(即，垂直于包含X和Y值的平面)，并大体上平行于轮叶28的翼片的翼展S_B4。表8中的Z坐标值的原点或零值位于与轮叶28的翼片的径向最内侧空气动力段处的X,Y平面重合的径向位置，即，与内端壁102相邻。X轴平行于纵轴32，Y轴沿发动机的圆周方向延伸。轮叶28的翼片的前缘段和后缘段的示例性轮廓由处于与X,Y平面正交的Z方向的选定位置的点位置N的X和Y坐标值定义。在每个选定的径向Z位置的每个前缘和后缘剖面通过使用平滑、连续的弧线来连接各个点位置N的X和Y值来确定。类似地，在距离Z之间的各个表面位置的表面轮廓彼此平滑地连接起来，从而构成翼片的前缘段和后缘段。

在每个Z位置的前缘段110由连续的数据点N＝1至N＝30描述，这些数据点把前缘段106定义为从压力侧壁98绕前缘106并沿吸力侧壁100的一部分延伸。

每个Z位置的后缘段112按两部分描述。具体而言，后缘段112的第一部分沿压力侧壁98由数据点N＝31至N＝40描述，后缘段112的第二部分沿吸力侧壁100由数据点N＝41至N＝60描述。请注意，数据点N＝31和N＝60具有相同的X和Y坐标值，以保证表8所示数据的连续性，并且它们都位于或靠近轮叶28的后缘108。

表2、4、6、8

下表2、4、6、8中给出的表列值以毫米为单位，代表在环境、非工作或非高温状态下的前缘段和后缘段的轮廓，并且针对无涂层的翼片。符号规定Z值为正值，X和Y坐标值的正负值相对于坐标系的原点而定，与直角坐标系的典型情况一样。

表2、4、6、8中给出的值是为了确定导叶22、轮叶24、导叶26、以及轮叶28的翼片的前缘和后缘轮廓而产生并示出的。而且，导叶22、轮叶24、导叶26、以及轮叶28的翼片的实际轮廓通常还要考虑典型制造公差和涂层。因此，表2、4、6、8中给出的翼片轮廓值与无涂层翼片的标称尺寸值对应。所以，应理解，典型制造公差(即，正负值)和涂层厚度是下面的表2、4、6、8中给出的X和Y值的附加值。因此，在与沿翼片的前缘和后缘纵剖面方向的任何表面位置正交的方向的约±1％最大翼片高度的距离限定本文所述的翼片的前缘和后缘纵剖面的翼片轮廓包络。

下面的表2、4、6、8中给出的坐标值以毫米为单位，提供了第三级导叶22、第三级轮叶24、第四级导叶26、以及第四级轮叶28的前缘和后缘纵剖面的示例性、非限定性、优选的标称轮廓包络。而且，对于每片翼片，100％翼展处的平均Z值可近似为以下值：第三级导叶22＝1145毫米；第三级轮叶24＝1191.7毫米；第四级导叶26＝1268.5毫米；第四级轮叶28＝1366.9毫米。

表2

表4

表6

表8

可以理解的是，上表2、4、6、8中所揭示的导叶22、轮叶24、导叶26和轮叶28的翼片的前缘和后缘段可在几何上按比例缩放，以用于其它相似的涡轮机设计。因此，表2、4、6、8中列出的坐标值可按比例缩放，使翼片轮廓形状保持不变。表2、4、6、8中的坐标在缩放时，可以把X、Y和Z坐标值乘以或除以相同的常数或数值。

可以相信，采用所述的平均角度变化量构造的导叶22、轮叶24、导叶26和轮叶28能够改善或优化工作气体从涡轮段12至扩压器34的流动，并改善气流流过涡轮机的第三和第四级的马赫数。具体而言，第三和第四级的翼片角度设计能够改善第三和第四级的马赫数之间的平衡，这能够提高这些级中的性能，因为流量损失通常与马赫数的平方成正比。

虽然在上文中本发明是通过具体实施例来说明的，但是本领域技术人员能够理解，在不脱离本发明的精神和范围的前提下，能够做出各种其它的变化和修饰。因此，在本发明的范围之内做出的所有此类变化和修饰都应涵盖在所附权利要求限定的范围之内。

Claims

1.一种用于安装在具有纵轴的燃气涡轮发动机中的涡轮机翼片组件，包括形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁向外径向延伸的翼片，所述翼片具有外壁，该外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁在所述翼片的按弦距间隔的前缘和后缘处接合在一起，在所述压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有沿弦向延伸的翼片中线，在所述翼片的前缘和后缘处形成有翼片入口角和出口角，所述翼片入口角和出口角基本上与表1、3、5、7之一所列的成对入口角值α和出口角值β一致，其中，所述入口和出口角值一般地定义为平行于纵轴的直线与处于X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面的翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸，其中，每对入口和出口角值相对于距所述端壁的距离定义，所述距离与Z值对应，Z值以从所述端壁算起的所述翼片的总翼展的百分比表示，每对所述翼片入口和出口角之间的预定差值由所述表中的Δ值定义，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与所述表中的Δ值的偏差至多为5％。

2.如权利要求1所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第三级导叶的翼片，定义所述翼片入口和出口角的所述表是表1。

3.如权利要求1所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第三级轮叶的翼片，定义所述翼片入口和出口角的所述表是表3。

4.如权利要求1所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第四级导叶的翼片，定义所述翼片入口和出口角的所述表是表5。

5.如权利要求1所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第四级轮叶的翼片，定义所述翼片入口和出口角的所述表是表7。

6.如权利要求1所述的涡轮机翼片组件，包括所述翼片组件中的四个，依次包括用于具有表1所定义的翼片入口和出口角的第三级导叶的翼片、用于具有表3所定义的翼片入口和出口角的第三级轮叶的翼片、用于具有表5所定义的翼片入口和出口角的第四级导叶的翼片、以及用于具有表7所定义的翼片入口和出口角的第四级轮叶的翼片。

7.如权利要求6所述的涡轮机翼片组件，其中，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与相应的表中给出的所述Δ值的偏差至多为3％。

8.如权利要求6所述的涡轮机翼片组件，其中，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与相应的表中给出的所述Δ值的偏差至多为1％。

9.一种具有纵轴的燃气涡轮发动机中的第三和第四级导叶和轮叶的翼片组件，每个翼片组件包括：

形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁向外径向延伸的翼片，所述翼片具有外壁，该外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁在按弦距间隔的翼片前缘和后缘处接合在一起，在所述压力侧壁和吸力侧壁之间的中央位置形成有按弦向延伸的翼片中线，在所述翼片的前缘和后缘处形成有翼片入口和出口角，所述翼片入口和出口角基本上与成对的入口角值α和出口角值β一致，其中，所述入口和出口角值一般地定义为平行于纵轴的直线与处于X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面的翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸，其中，每对入口和出口角值相对于距所述端壁的距离定义，所述距离与Z值对应，Z值以从所述端壁算起的所述翼片的总翼展的百分比表示，其中：

a)所述第三级导叶的成对入口角值α和出口角值β在表1中列出；

b)所述第三级轮叶的成对入口角值α和出口角值β在表3中列出；

c)所述第四级导叶的成对入口角值α和出口角值β在表5中列出；

d)所述第四级轮叶的成对入口角值α和出口角值β在表7中列出；并且

其中，每对所述翼片入口和出口角之间的预定差值由所述表中的Δ值定义，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与相应表中的Δ值的偏差至多为5％。

10.如权利要求9所述的涡轮机翼片组件，其中，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与相应的表中给出的所述Δ值的偏差至多为3％。

11.如权利要求9所述的涡轮机翼片组件，其中，任何一对所述翼片入口和出口角之间的差值与相应的表中给出的所述Δ值的偏差至多为1％。

12.一种用于安装在具有纵轴的燃气涡轮发动机中的涡轮机翼片组件，包括形成轴向延伸的高温工作气体通路的内边界的端壁、以及从端壁向外径向延伸的翼片，所述翼片具有外壁，该外壁包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁在按弦距间隔的翼片前缘和后缘处接合在一起，在所述压力和吸力侧壁之间的中央位置形成有沿弦向延伸的翼片中线，在所述翼片的后缘处形成有翼片出口角，该翼片出口角基本上与表1、3、5、7之一所列的出口角值β一致，其中，所述出口角值一般地定义为平行于纵轴的直线与处于X、Y、Z直角坐标系的X-Y平面的翼片中线之间的角度，其中，Z是垂直于X-Y平面并相对于纵轴径向延伸的尺寸，其中，每个所述出口角值相对于距所述端壁的距离定义，所述距离与Z值对应，Z值以从所述端壁算起的所述翼片的总翼展的百分比表示，每个所述翼片出口角与所述表所列的相应值的偏差在约1％范围之内。

13.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第三级导叶的翼片，定义所述翼片出口角的所述表是表1。

14.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第三级轮叶的翼片，定义所述翼片出口角的所述表是表3。

15.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第四级导叶的翼片，定义所述翼片出口角的所述表是表5。

16.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，其中，所述翼片包括用于涡轮发动机中的第四级轮叶的翼片，定义所述翼片出口角的所述表是表7。

17.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，包括所述翼片组件中的四个，依次包括用于具有表1所定义的翼片出口角的第三级导叶的翼片、用于具有表3所定义的翼片出口角的第三级轮叶的翼片、用于具有表5所定义的翼片出口角的第四级导叶的翼片、以及用于具有表7所定义的翼片出口角的第四级轮叶的翼片。

18.如权利要求12所述的涡轮机翼片组件，包括所述翼片组件中的至少两个，依次包括用于具有表3所定义的翼片出口角的第三级轮叶的翼片、以及用于具有表5所定义的翼片出口角的第四级导叶的翼片。