CN104514581A - 工程化涡轮机翼型件的方法 - Google Patents

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CN104514581A CN201410505076.XA CN201410505076A CN104514581A CN 104514581 A CN104514581 A CN 104514581A CN 201410505076 A CN201410505076 A CN 201410505076A CN 104514581 A CN104514581 A CN 104514581A
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J.A.科特罗内奧
C.D.霍菲尔
A.穆杰兹诺维奇
V.Y.奧斯特罗夫斯基
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Abstract

本发明提供一种工程化涡轮机翼型件的方法，该方法可以包括提供主翼型件构造，该主翼型件构造相对于其旋转轴线具有预设外径和内径。可以使该主翼型件构造径向地缩放成定制尺寸的涡轮机翼型件，该定制尺寸的涡轮机翼型件具有与主翼型件构造的预设外径不同的外径和/或与主翼型件构造的预设内径不同的内径。随后可以执行通过改变部分跨度护罩和尖端护罩中的至少一个的参数来调谐定制尺寸的涡轮机翼型件的频率。还可以执行轴向缩放。可以在涡轮机中采用定制尺寸的涡轮机翼型件而不执行轮箱测试，并且可以展示出与主翼型件构造基本类似的操作特性。

Description

工程化涡轮机翼型件的方法
技术领域
本发明总体涉及涡轮机翼型件(turbomachine airfoil)。更具体地，本发明涉及以减少对进一步的空气动力学测试和机械测试(例如轮箱测试)的需要这样的方式缩放涡轮机翼型件的方法。
背景技术
传统的涡轮机频繁地用于转换功率。例如，在蒸汽涡轮系统中，蒸汽被迫跨过联接到蒸汽涡轮系统的转子的成组的蒸汽涡轮叶片。蒸汽作用在叶片上的力造成那些叶片(以及所联接的转子的主体)旋转。在一些情况下，转子联接到电动机器(例如发电机)的驱动轴。其它的涡轮机，例如喷气发动机、压缩机等基于类似的原理工作。
涡轮机的转子典型地包括多级旋转叶片(rotating blades)以及多级对应的静止轮叶(stationary vanes)，所述多级对应的静止轮叶定位成轴向地邻近多个旋转叶片中的每一组。更具体地，每一级都可以包括围绕转子定位的叶片的周向布置以及定位成轴向地邻近叶片的一行对应的轮叶。涡轮机的操作效率至少部分地取决于相应的叶片以及/或者对应的轮叶的级的构造。对于涡轮机而言，旋转叶片通常被称为斗叶(bucket)并且静止轮叶被称为喷嘴(nozzle)。例如，在低压(LP)蒸汽涡轮系统中，操作效率可以取决于斗叶以及对应的喷嘴的构造，并且尤其取决于末级斗叶(Last Stage Bucket；简称LSB)的构造。这样一来，多个斗叶以及对应的喷嘴的每一级都可以在考虑到多个空气动力学和/或机械因素(例如，蒸汽压力和温度、流量、叶片高度、叶片重量等)的情况下被工程化(be engineered)，以保证可靠性和最佳操作效率。
对在涡轮机操作中使用的斗叶和喷嘴的级的工程化、制造、测试和调谐(tuning)的过程可能是昂贵和耗时的。考虑到该实际情况，制造商通常对涡轮机的特定斗叶和/或喷嘴的预设数量的径向尺寸进行工程化以制造和销售，并且客户限于采用那些预先选定的尺寸中的一种。例如，制造商可以决定制造三种径向尺寸的LSB以用于蒸汽涡轮系统的LP蒸汽涡轮部段、或者两种径向尺寸的特定的压缩机的叶片/轮叶级。一旦由制造商工程化，预定数量的径向尺寸中的每一种都可以使其多个斗叶以及对应的喷嘴的级接受测试，以保证正确和安全的操作并且为涡轮机提供最大的操作效率。例如，斗叶/喷嘴可以接受测试和调谐以避免基于频率的扰动。
当需要适应客户的独特系统的涡轮机的最佳尺寸与预设径向尺寸中的一种不匹配时，客户必须选择小于或大于最佳尺寸的预设尺寸。因此，损失了性能和/或效率。更具体地，由于特定涡轮机的其它级围绕斗叶和/或喷嘴的选定尺寸被工程化以适应客户的其它需求，因此难以使性能和效率最优。预设径向尺寸的定制通常不在考虑范围，原因是需要斗叶的重复测试(其中的一些被称为“轮箱测试(wheel boxtesting)”)，这是高成本并且非常耗时的。
发明内容
本发明的第一方面包括一种工程化涡轮机翼型件的方法，该方法包括：提供主翼型件构造(master airfoil configuration)，该主翼型件构造相对于其旋转轴线具有预设外径和预设内径；以及使主翼型件构造径向地缩放成具有以下中的至少一个的定制尺寸的涡轮机翼型件：与主翼型件构造的预设外径不同的外径和与主翼型件构造的预设内径不同的内径。
其中，所述主翼型件构造具有已知的操作特性并且所述定制尺寸的涡轮机翼型件具有基本类似的操作特性。
所述方法还包括通过改变部分跨度护罩(part span shroud)和尖端护罩(tip shroud)中的至少一个的参数来调谐所述定制尺寸的涡轮机翼型件的频率。
其中，所述部分跨度护罩的参数包括其径向位置。
其中，所述尖端护罩的参数包括其重量。
其中，所述方法还包括在所述定制尺寸的涡轮机翼型件中保持来自主翼型件构造的节距-轴向宽度比(pitch-to-axial width ratio)的同时，使所述主翼型件构造轴向地缩放成所述定制尺寸的涡轮机翼型件。
其中，所述涡轮机是低压(LP)蒸汽涡轮部段。
其中，所述定制尺寸的涡轮机翼型件是所述LP蒸汽涡轮部段的末级斗叶。
其中，所述定制尺寸的涡轮机翼型件选自包括以下的组：低压蒸汽涡轮斗叶、低压蒸汽涡轮喷嘴、压缩机叶片和压缩机轮叶。
其中，所述定制尺寸的涡轮机翼型件包括涡轮机斗叶和涡轮机喷嘴中的至少一种。
其中，所述主翼型件构造为多种不同尺寸的应用供应多个外径。
所述方法还包括在所述涡轮机中采用所述定制尺寸的涡轮机翼型件而不执行轮箱测试。
本发明的第二方面包括一种工程化涡轮机翼型件的方法，该方法包括：提供主翼型件构造，该主翼型件构造相对于其旋转轴线具有预设外径和预设内径；使主翼型件构造径向地缩放成具有以下中的至少一个的定制尺寸的涡轮机翼型件：与主翼型件构造的预设外径不同的外径和与主翼型件构造的预设内径不同的内径；在定制尺寸的涡轮机翼型件中保持主翼型件构造的节距-轴向宽度比的同时使主翼型件构造轴向地缩放成定制尺寸的涡轮机翼型件；通过改变部分跨度护罩和尖端护罩中的至少一个的参数来调谐定制尺寸的涡轮机翼型件的频率；以及在涡轮机中采用定制尺寸的涡轮机翼型件而不执行轮箱测试，其中主翼型件构造具有已知的操作特性并且定制尺寸的涡轮机翼型件具有基本类似的操作特性。
其中，所述部分跨度护罩的参数包括其径向位置。
其中，所述尖端护罩的参数包括其重量。
其中，所述涡轮机是低压(LP)蒸汽涡轮部段。
其中，所述定制尺寸的涡轮机翼型件是所述LP蒸汽涡轮部段的末级斗叶。
其中，所述定制尺寸的涡轮机翼型件包括涡轮机斗叶和涡轮机喷嘴中的至少一种。
其中，所述主翼型件构造为多个不同尺寸的应用供应多个外径。
附图说明
通过下文结合示出了本发明的各个实施例的附图对本发明的各个方面的详细描述，本发明的这些和其它的特征将更加易于被理解，在附图中：
图1示出了根据本发明的实施例的说明性斗叶和/或喷嘴的主翼型件构造的前透视图。
图2示出了根据本发明的实施例的基于图1的主翼型件构造的较小的定制尺寸的涡轮机翼型件构造的前透视图。
图3示出了根据本发明的实施例的基于图1的主翼型件构造的较大的定制尺寸的涡轮机翼型件构造的前透视图。
图4示出了根据本发明的实施例的说明性斗叶和/或喷嘴的主翼型件构造的侧透视图。
图5示出了根据本发明的实施例的基于图4的主翼型件构造的较小的定制尺寸的涡轮机翼型件构造的侧透视图。
图6示出了根据本发明的实施例的基于图4的主翼型件构造的较大的定制尺寸的涡轮机翼型件构造的侧透视图。
图7示出了根据本发明的实施例的多个定制尺寸的涡轮机翼型件的透视图。
图8示出了根据本发明的实施例的基于单个主翼型件构造的涡轮机的不同级中的定制尺寸的涡轮机翼型件构造的横截面图。
应当注意到，本发明的附图不必成比例。附图旨在仅示出本发明的典型方面，并且因此不应当被认为对本发明的范围构成限制。在附图中，相似的附图标记在附图之间表示相似的元件。
具体实施方式
如本发明中所讨论的，本发明的多方面总体涉及工程化涡轮机翼型件的方法。本发明的多方面能够适用于涡轮机的所有变型，例如但不限于：低压(LP)蒸汽涡轮部段、高压(HP)蒸汽涡轮部段、中压(IP)蒸汽涡轮部段、压缩机、喷气发动机等。在LP蒸汽涡轮部段方面，可以发现本发明的教导对LP蒸汽涡轮部段的末级斗叶或喷嘴特别适用。由于这些形式的涡轮机中的每一种的操作和功能都是众所周知的，因此为了简洁起见并不提供其特定功能以及部件的细节。如本发明中所使用的，术语“翼型件”包括涡轮机内的斗叶或喷嘴或叶片或轮叶，例如定制尺寸的(custom-sized)涡轮机翼型件可以包括低压蒸汽涡轮斗叶、低压蒸汽涡轮喷嘴、压缩机轮叶、压缩机叶片等。
参照图1，根据本发明的实施例的方法可以包括提供主翼型件构造100，该主翼型件构造100具有包括相对于其旋转轴线的预设外径ORM和预设内径IRM的预设几何形状和尺寸。应当理解，该旋转轴线将是翼型件在涡轮机中联接到其上的转子的旋转轴线(未示出但由旋转轴线A表示)。如本发明中所使用的，术语“径向(radial)”和/或“径向地(radially)”指的是物体沿半径的相对位置/方向，该半径与翼型件联接到其上的转子的旋转轴线A基本垂直。(注意，旋转轴线A以虚线示出以表示转子和实际旋转轴线由于附图限制而未被示出。应当理解，翼型件100、200、300使用传统的转子轮联接到转子)。如本发明中所使用的外径是从旋转轴线A到尖端部段的外部延伸部(即，延伸至尖端护罩120的翼型件端部所处的位置)的距离，并且如本发明中所使用的内径是从旋转轴线A到根部部段(即，翼型件开始从与转子的连接部延伸的位置)的距离。
主翼型件构造100可以呈涡轮机工业中现在已知或后来开发的多种形式中的任何形式以用于提供理想、基础的翼型件。主翼型件100已被测试和/或模型化成使得操作特性是已知的。测试可以包括任何现在已知或后来开发的测试，例如航空力学、流量、尺寸公差、频率调谐、空气动力学性能等。具体而言，某些测试被称为“轮箱测试”，以保证可以采用正确的频率调谐。轮箱测试例如可以包括将其上具有应变计的翼型件安装到转子上并且在操作速度下对该翼型件调谐(通常通过撞击翼型件的空气射流)以确定固有频率。也可以采用其它形式的轮箱测试。测试可以在任何以及所有的开发阶段中执行：模型、原型和/或产品等。操作特性可以包括但不限于：多种负载下的流量、多种负载下的应力、多种负载下的频率、期望膨胀/收缩等。在任何情况下，主翼型件构造100都代表理想的翼型件，其它的翼型件可以从该理想的翼型件分段或模型化。主翼型件构造100的尺寸还能够具有足够大的半径比(外径除以内径)，以为多个不同尺寸的应用(即，该主翼型件构造100能够适用的特定涡轮机)供应多个外径。即，该主翼型件构造100被构造成允许对大范围的不同尺寸的应用分段并且/或者缩放。此外，主翼型件构造100可以用于产生用于特定涡轮机内的多个级的翼型件。
在一个实施例中，主翼型件构造100可以包括部分跨度护罩110，以用于通过已知的方式与构造基本相同的周向相邻的翼型件的部分跨度护罩相匹配。部分跨度护罩110用于在需要时提供稳定性是本领域内众所周知的，例如在低压蒸汽涡轮部段的末级斗叶中。部分跨度护罩110还可以径向地定位成调谐涡轮机翼型件的频率，如本发明中将更详细地描述的。此外，在实施例中，主翼型件构造100可以包括位于其外部径向延伸部处的尖端护罩120。尖端护罩120用于在需要是提供稳定性是本领域内众所周知的，例如在低压蒸汽涡轮部段的末级斗叶中。如本领域内众所周知的，尖端护罩120可以通过已知的方式与构造基本相同的周向相邻的翼型件的相同的尖端护罩相配合。尖端护罩120的质量和/或体积可以被修改成有助于涡轮机翼型件的频率调谐，如将在本发明中更详细地描述的。
参照图2和3，根据本发明的实施例的方法还可以包括使主翼型件构造100径向地缩放成具有以下中的至少一个的定制尺寸的涡轮机翼型件200或300：与主翼型件构造100的预设外径ORM(图1)不同的外径(分别是ORS、ORL)、和与主翼型件构造100的预设内径IRM(图1)不同的内径(分别是IRS、IRL)。图2示出了已在外径处被缩放成比主翼型件构造100径向地短的定制尺寸的涡轮机翼型件200(即，ORS<ORM)，并且图3示出了已在外径处被径向地缩放成比主翼型件构造100长的定制尺寸的涡轮机翼型件300(即，ORL>ORM)。尽管难以图示，但是在图2中，定制尺寸的涡轮机翼型件200已缩放成在内径处比主翼型件构造100短(即，IRS<IRM)。类似地，在图3中，定制尺寸的涡轮机翼型件300已被径向地缩放成在较大的内径处比主翼型件构造100长(即，IRL>IRM)。应当理解，外径和内径不必沿相同方向缩放，即，外径和内径中的一个可以比主翼型件构造的相应半径小并且外径和内径中的另一个可以比主翼型件构造的相应半径大。
可以使用任何现在已知或后来开发的技术来执行径向缩放。径向缩放起到沿与其相应的转子大体垂直的方向缩短或延长主翼型件构造100的作用。应当理解，尽管与具有定制长度的主翼型件空气动力学地类似，但是径向缩放造成可能展示出不可接受的频率裕度的翼型件。
根据本发明的实施例并且与传统的翼型件构造相比，该方法还可以包括在通过改变部分跨度护罩210、310(分别是，图2至3)和尖端护罩220、320(分别是图2至3)中的至少一个的参数而调谐定制尺寸的涡轮机翼型件200、300的频率的情况下进行上述径向缩放。频率调谐是保证定制尺寸的涡轮机翼型件200、300的操作避免了其固有频率并且因此防止操作期间的不稳定性和潜在破坏。在一个实施例中，部分跨度护罩210、310的参数可以包括其径向位置。例如，部分跨度护罩210可以相对于主翼型件构造100的部分跨度护罩110的径向位置(或者由主翼型件构造100的径向缩放而产生的位置)径向向外或向内地移动，以调谐定制尺寸的涡轮机翼型件200。部分跨度护罩210、310的其它参数，例如重量、相对于翼型件200、300的旋转位置、连接机构等的修改也是可能的。在一个实施例中，可以改变的尖端护罩220、320(分别是图2至3)的参数包括其重量(即，质量)。例如，尖端护罩320可以具有比主翼型件构造100的尖端护罩120小的质量。尖端护罩220、320的其它参数，例如形状、相对于翼型件200、300的旋转位置等的修改也是可能的。应当理解，当部分跨度护罩和尖端护罩中的一个未被设置在翼型件上时，仅所提供的另一个可以被修改。
本发明中所描述的定制尺寸的涡轮机翼型件构造方法提供具有与主翼型件构造100基本类似的操作特性的定制尺寸的涡轮机翼型件200、300。因此，对例如轮箱测试的进一步的测试的需要减少和/或消除，允许涡轮机制造商提供定制尺寸的涡轮机翼型件200、300，而不存在目前本领域中不可避免的额外的工程化成本和时间限制。因此，该方法还可以包括在涡轮机中采用定制尺寸的涡轮机翼型件200、300而不执行轮箱测试。
在备选实施例中，该方法还可以包括使主翼型件构造100轴向地缩放成定制尺寸的涡轮机翼型件200、300。在定制尺寸的涡轮机翼型件200、300中保持来自主翼型件构造100的节距-轴向宽度比的同时执行该设置中的轴向缩放。如本发明中所使用的，术语“轴向(axial)”和/或“轴向地(axially)”指的是物体沿翼型件联接到其上的转子的旋转轴线的相对位置/方向。在图4-7中，为了描述轴向缩放的目的而分别示出特定半径(例如，根部半径，靠近如图所示的与转子的联接)处的轴向宽度WM、WS、WL、Wr。然而，应当强调，轴向缩放发生在定制尺寸的涡轮机翼型件200、300所有的横截面处，例如，尖端、节距半径(沿长度的一半)、根部以及其间的任何的点处。参照图7，如本发明中所使用的，“节距”P表示翼型件200、300之间的周向间隔，并且“轴向宽度”Wr表示在特定横截面处与涡轮机的转子的旋转轴线平行的长度。在一个例子中，对于恒定的翼型件的级的径向位置而言(即，根部径向位置不改变)，如果级内的翼型件的宽度分半，用于级的翼型件的数量将加倍，以提供足够的翼型件从而填充围绕转子的圆周并且保持与主翼型件构造相同的间距-轴向宽度。例如，如果主翼型件构造100具有10厘米的根部翼型件WM(图4)的轴向宽度并且其节距Pr(图7)是5厘米，则节距-轴向宽度比将是0.5。因此，在其中根部翼型件轴向宽度WS是5厘米的定制尺寸的涡轮机翼型件中，例如图5中的翼型件200，其节距(Pr)(图7)将是2.5cm，使得需要将翼型件200的数量加倍以在选定的根部半径处填充圆周。能够在定制尺寸的涡轮机翼型件200、300的多个横截面中的任何横截面处执行类似的计算。轴向缩放可以用于控制弯曲应力和/或频率调谐并且可以与径向缩放独立地使用。
如图8中所示，应当理解，本发明中所描述的方法能够适用于相同的涡轮机内的不同的级以及/或者每一级的使用相同的主翼型件构造的涡轮机的部段。通过该方式，相同的主翼型件构造能够用于产生具有用于多种不同尺寸的应用的基本类似的操作特性的定制尺寸的涡轮机翼型件，而不需要通常必需的测试的额外的花费和时间。
本发明中所使用的术语仅仅是为了描述特定实施例的目的并且不期望对本发明构成限制。如本发明中所使用的，除非上下文另有清楚说明，否则单数形式“一”、“一个”、“该”旨在也包括复数形式。还应当理解，当本说明书中使用术语“包括”和/或“包含”时，特别指存在所陈述的特征、整数、步骤、操作、元件、和/或部件，但是不排除存在或另有一个或多个其它的特征、整数、步骤、操作、元件、部件、和/或其组。
本书面描述使用例子对本发明进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它的例子。如果这种其它的例子具有与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这种其它的例子包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望这种其它的例子落入权利要求的范围内。

Claims (19)

1.一种工程化涡轮机翼型件的方法，其特征在于，所述方法包括：
提供主翼型件构造，所述主翼型件构造相对于其旋转轴线具有预设外径和预设内径；以及
使所述主翼型件构造径向地缩放成具有以下中的至少一个的定制尺寸的涡轮机翼型件：与所述主翼型件构造的预设外径不同的外径和与所述主翼型件构造的预设内径不同的内径。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述主翼型件构造具有已知的操作特性并且所述定制尺寸的涡轮机翼型件具有基本类似的操作特性。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括通过改变部分跨度护罩和尖端护罩中的至少一个的参数来调谐所述定制尺寸的涡轮机翼型件的频率。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述部分跨度护罩的参数包括其径向位置。
5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述尖端护罩的参数包括其重量。
6.根据权利要求1或5所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在所述定制尺寸的涡轮机翼型件中保持来自主翼型件构造的节距-轴向宽度比的同时，使所述主翼型件构造轴向地缩放成所述定制尺寸的涡轮机翼型件。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述涡轮机是低压(LP)蒸汽涡轮部段。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述定制尺寸的涡轮机翼型件是所述LP蒸汽涡轮部段的末级斗叶。
9.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述定制尺寸的涡轮机翼型件选自包括以下的组：低压蒸汽涡轮斗叶、低压蒸汽涡轮喷嘴、压缩机叶片和压缩机轮叶。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述定制尺寸的涡轮机翼型件包括涡轮机斗叶和涡轮机喷嘴中的至少一种。
11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述主翼型件构造为多种不同尺寸的应用供应多个外径。
12.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在所述涡轮机中采用所述定制尺寸的涡轮机翼型件而不执行轮箱测试。
13.一种工程化涡轮机翼型件的方法，其特征在于，所述方法包括：
提供主翼型件构造，所述主翼型件构造相对于其旋转轴线具有预设外径和预设内径；
使所述主翼型件构造径向地缩放成具有以下中的至少一个的定制尺寸的涡轮机翼型件：与所述主翼型件构造的预设外径不同的外径和与所述主翼型件构造的预设内径不同的内径；
在所述定制尺寸的涡轮机翼型件中保持来自主翼型件构造的节距-轴向宽度比的同时，使所述主翼型件构造轴向地缩放成所述定制尺寸的涡轮机翼型件；
通过改变部分跨度护罩和尖端护罩中的至少一个的参数来调谐所述定制尺寸的涡轮机翼型件的频率；以及
在所述涡轮机中采用所述定制尺寸的涡轮机翼型件而不执行轮箱测试，
其中所述主翼型件构造具有已知的操作特性并且所述定制尺寸的涡轮机翼型件具有基本类似的操作特性。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述部分跨度护罩的参数包括其径向位置。
15.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述尖端护罩的参数包括其重量。
16.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述涡轮机是低压(LP)蒸汽涡轮部段。
17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述定制尺寸的涡轮机翼型件是所述LP蒸汽涡轮部段的末级斗叶。
18.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述定制尺寸的涡轮机翼型件包括涡轮机斗叶和涡轮机喷嘴中的至少一种。
19.根据权利要求13所述的方法，其特征在于，所述主翼型件构造为多个不同尺寸的应用供应多个外径。
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