CN104948236A - 用于涡轮机的动叶翼型件 - Google Patents

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CN104948236A
CN104948236A CN201510138661.5A CN201510138661A CN104948236A CN 104948236 A CN104948236 A CN 104948236A CN 201510138661 A CN201510138661 A CN 201510138661A CN 104948236 A CN104948236 A CN 104948236A
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N.里斯陶
A.J.弗里蒙斯基
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Abstract

本发明涉及用于涡轮机的动叶翼型件。具体而言，一种涡轮机动叶翼型件包括根部端、与根部端间隔开的末梢端，以及在根部端与末梢端之间延伸的翼型件表面。翼型件表面包括限定自然叶片轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧。翼型件表面包括具有部分翼展护罩区的叶片翼展区。第一部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到压力侧的外侧，且第二部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到吸力侧的外侧。涡轮机动叶翼型件包括部分翼展护罩区中的自然叶片轮廓的中断。

Description

用于涡轮机的动叶翼型件
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮机领域，并且更具体地涉及用于涡轮机的动叶翼型件。
背景技术
涡轮机包括压缩机部分和燃烧器组件，压缩机部分经由公共压缩机/涡轮轴联结到涡轮部分。入口空气流朝压缩机部分穿过进气口。在压缩机部分中，入口空气流朝压缩机组件通过一定数目的连续级而被压缩。在燃烧器组件中，压缩的空气流与燃料混合来形成可燃混合物。可燃混合物在燃烧器组件中燃烧来形成热气体。热气体沿涡轮部分的热气体通路引导穿过过渡件。热气体穿过一定数目的涡轮级沿热气体通路膨胀，从而作用于安装在轮体上的涡轮动叶翼型件上以产生功，功例如输出来对发电机供能。在一些情况下，末级动叶翼型件设有部分翼展护罩来提供机械阻尼。
发明内容
根据示例性实施例的方面，一种涡轮机动叶翼型件包括根部端、与根部端间隔开的末梢端，以及在根部端与末梢端之间延伸的翼型件表面。翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧。翼型件包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区。第一部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到压力侧的外侧，且第二部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到吸力侧的外侧。涡轮机动叶翼型件包括部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
根据示例性实施例的另一个方面，一种涡轮机包括压缩机部分、操作地连接到压缩机部分的涡轮部分，和流体地连接到压缩机部分和涡轮部分的燃烧器组件。涡轮机动叶翼型件布置在压缩机部分和涡轮部分中的一者中。涡轮机动叶翼型件包括根部端、与根部端间隔开从而限定叶片翼展区的末梢端，和在根部端与末梢端之间延伸的翼型件表面。翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧。翼型件包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区。第一部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到压力侧的外侧。第二部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到吸力侧的外侧。涡轮机动叶翼型件包括部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
根据示例性实施例的又一个方面，一种涡轮机系统包括压缩机部分、流体地连接到压缩机部分的空气入口系统、操作地连接到压缩机部分的涡轮部分、流体地连接到压缩机部分和涡轮部分的燃烧器组件，和连接到压缩机部分和涡轮部分中的一者的从动构件。涡轮机动叶翼型件布置在压缩机部分和涡轮部分中的一者中。涡轮机动叶翼型件包括根部端、与根部端间隔开的末梢端，和在根部端与末梢端之间延伸的翼型件表面。翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧。翼型件包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区。第一部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到压力侧的外侧，且第二部分翼展护罩在部分翼展护罩区中突出到吸力侧的外侧。涡轮机动叶翼型件包括部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
技术方案1：一种涡轮机动叶翼型件，包括：
根部端；
末梢端，其与所述根部端间隔开；
翼型件表面，其在所述根部端与所述末梢端之间延伸，所述翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧，所述翼型件表面包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区；
第一部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述压力侧的外侧；
第二部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述吸力侧的外侧；
其中，所述涡轮机动叶翼型件包括所述部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
技术方案2：根据技术方案1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约25%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约25%的位置之间。
技术方案3：根据技术方案2所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约15%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约15%的位置之间。
技术方案4：根据技术方案3所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约10%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的达到大约10%的位置之间。
技术方案5：根据技术方案2所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述第一和第二部分翼展护罩中的各个布置在所述中心线外侧，朝所述翼型件表面的压力侧和吸力侧中的对应一者的末梢端。
技术方案6：根据技术方案1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括限定在所述上游边缘与所述下游边缘之间的弦长，其中，所述自然动叶轮廓的中断包括所述部分翼展护罩区中的所述弦长的变化。
技术方案7：根据技术方案6所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述弦长的变化包括所述部分翼展护罩区中的弦长的增大。
技术方案8：根据技术方案1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，：所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓中的变化。
技术方案9：根据技术方案8所述的涡轮机动叶，其特征在于，所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓的变化包括所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的各个的自然动叶翼型件轮廓的变化。
技术方案10：根据技术方案1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断在所述部分翼展护罩区中形成大约0.5与大约0.8之间的Zweifel负载系数。
技术方案11：一种涡轮机，包括：
压缩机部分；
涡轮部分，其操作地连接到所述压缩机部分；
燃烧器组件，其流体地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分；和
涡轮机动叶翼型件，其布置在所述压缩机部分和所述涡轮部分中的一者中，所述涡轮机动叶翼型件包括：
   根部端；
   末梢端，其与所述根部端间隔开，从而限定叶片翼展区；
   翼型件表面，其在所述根部端与所述末梢端之间延伸，所述翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧，所述翼型件表面包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区；
   第一部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述压力侧的外侧；
   第二部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述吸力侧的外侧；
   其中，所述涡轮机动叶翼型件包括所述部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
技术方案12：根据技术方案11所述的涡轮机，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线的外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约25%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约25%的位置之间。
技术方案13：根据技术方案12所述的涡轮机，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线的外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约15%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约15%的位置之间。
技术方案14：根据技术方案11所述的涡轮机，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线的外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约10%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的达到大约10%的位置之间。
技术方案15：根据技术方案11所述的涡轮机，其特征在于，所述翼型件表面包括限定在所述上游边缘与所述下游边缘之间的弦长，其中，所述自然动叶轮廓的中断包括所述部分翼展护罩区中的所述弦长的变化。
技术方案16：根据技术方案11所述的涡轮机，其特征在于，还包括： 所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓中的变化。
技术方案17：一种涡轮机系统，包括：
压缩机部分；
空气入口系统，其流体地连接到所述压缩机部分；
涡轮部分，其操作地连接到所述压缩机部分；
燃烧器组件，其流体地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分；
从动构件，其操作地连接到所述压缩机部分和所述涡轮部分中的一者；和
涡轮机动叶翼型件，其布置在所述压缩机部分和所述涡轮部分中的一者中，所述涡轮机动叶翼型件包括：
   根部端；
   末梢端，其与所述根部端间隔开；
   在所述根部端与所述末梢端之间延伸的翼型件表面，所述翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧，所述翼型件表面包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区；
   第一部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述压力侧的外侧；
   第二部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述吸力侧的外侧；
   其中，所述涡轮机动叶翼型件包括所述部分翼展护罩区中的所述自然动叶轮廓的中断。
技术方案18：根据技术方案17所述的涡轮机系统，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线的外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约25%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约25%的位置之间。
技术方案19：根据技术方案17所述的涡轮机系统，其特征在于，所述翼型件表面包括限定在所述上游边缘与所述下游边缘之间的弦长，其中，所述自然动叶轮廓的中断包括所述部分翼展护罩区中的所述弦长的变化。
技术方案20：根据技术方案17所述的涡轮机系统，其特征在于，还包括：所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓中的变化。
这些及其它优点和特征将连同附图从以下描述中变得清楚。
附图说明
认作是本发明的主题在说明书的结束部分处的权利要求中特别指出且明确提出。本发明的前述及其它特征和优点将从连同附图的以下详细描述中清楚，在附图中：
图1为根据示例性实施例的包括涡轮机动叶的涡轮机的示意图，该涡轮机动叶具有动叶翼型件；
图2为根据示例性实施例的一个方面的图1的涡轮机动叶的局部透视图；
图3为图2的涡轮机动叶的局部侧视图；
图4为根据示例性实施例的另一个方面的图1的涡轮机动叶的局部截面平面视图；
图5为图4的涡轮机动叶的局部后视图；并且
图6为示出根据示例性实施例的动叶翼型件的局部翼展区处的Zweifel负载系数的图表。
详细描述通过参照附图举例阐释了本发明的实施例，以及优点和特征。
部件列表
2 涡轮机系统
4 涡轮机
6 压缩机部分
8 涡轮部分
10 轴
12 燃烧器组件
14 燃烧器
18 空气入口系统
20 从动构件
30 多个动叶
33 末级动叶
36 动叶翼型件
44 根部端
46 末梢端
47 叶片翼展
50 翼型件表面
54 吸力侧
56 压力侧
59 前缘或上游边缘
60 后缘或下游边缘
63 自然动叶边缘轮廓
64 自然动叶翼型件轮廓
70 中心线
73 叶片翼展区
90 第一部分翼展护罩
92 第二部分翼展护罩
100 部分翼展护罩区
104 第一部分
106 第二部分
116 第一边缘中断
118 第二边缘中断
134 第一翼型件中断
135 第二翼型件中断。
具体实施方式
根据示例性实施例的涡轮机系统大体上在图1中2处指出。涡轮机系统2包括涡轮机4，涡轮机4具有通过轴10操作地连接到涡轮部分8的压缩机部分6。压缩机部分6还经由包括至少一个燃烧器14的燃烧器组件12流体地连接到涡轮部分8。涡轮机系统2还示为包括空气入口系统18，其将空气流输送至压缩机部分6的入口(未单独标出)。空气入口系统18可在引入压缩机部分6中之前调节空气流。涡轮机系统2还示为包括从动构件20，从动构件20操作地连接到涡轮部分8。从动构件20可采取发电机、泵或其它机械负载的形式。涡轮部分8仍进一步示为包括可旋转地安装在壳体(未单独标出)内的多个动叶30。动叶30布置在一定数目的级中，且包括末级动叶33。
空气进入空气入口系统18，且流至压缩机部分6。空气被压缩且传递至燃烧器组件12。空气的一部分穿入涡轮部分8中来用于冷却。在燃烧器组件12中，空气与燃料和或稀释剂混合来形成可燃混合物。可燃混合物燃烧来形成热气体，热气体从燃烧器组件12经由过渡件(未示出)传递至涡轮部分8。热气体通过涡轮部分8而膨胀，在此时，动叶30将热能转换成驱动从动构件20的机械能。热气体穿过末级动叶33，且朝排气系统(也未示出)行进。
如图2-4中最佳所示，末级动叶33包括从根部端44延伸至末梢端46以限定叶片翼展47的动叶翼型件36。动叶翼型件36包括具有吸力侧54和压力侧56的翼型件表面50。翼型件表面50还包括前缘或上游边缘59，以及后缘或下游边缘60。翼型件表面50包括自然动叶边缘轮廓63和自然动叶翼型件轮廓64。自然动叶边缘轮廓63为假想线或表面，其沿上游边缘59或下游边缘60在根部端44与末梢端46之间遵循自然发展地延伸，从而限定了传统叶片充实度。自然动叶翼型件轮廓64界定了翼型件50的传统翼型件轮廓。
翼型件表面50还包括中心线70，其在与根部端44和末梢端46等距间隔开的位置处在上游边缘59与下游边缘60之间延伸。翼型件表面50还示为包括叶片翼展区73，其代表叶片翼展47的一部分。叶片翼展区73从叶片翼展47的大约25-30%的位置延伸至叶片翼展47的大约90-95%。第一部分翼展护罩90安装于压力侧56且突出到压力侧56外。第二部分翼展护罩92安装于吸力侧54且突出到吸力侧54外。第一和第二部分翼展护罩90和92与相邻动叶上的部分翼展护罩连结，以提供用于末级动叶33的机械阻尼。第一和第二部分翼展护罩可取决于期望的阻尼和空气动力性能而在中心线70处、在中心线70的径向内侧或在中心线70的径向外侧安装到翼型件表面50。
根据示例性实施例，第一部分翼展护罩90和第二部分翼展护罩92安装到部分翼展护罩区100中的翼型件表面50。部分翼展护罩区100包括第一部分104和第二部分106，第一部分104在中心线70的径向内侧朝根部端44延伸，第二部分106在中心线70的径向外侧朝末梢端46延伸。根据示例性实施例的一个方面，第一部分104在中心线70的径向内侧朝根部端44延伸直到叶片翼展区73的25%，且第二部分106在中心线70的径向外侧朝末梢端46延伸直到叶片翼展区73的25%。根据示例性实施例的另一个方面，第一部分104在中心线70的径向内侧朝根部端44延伸直到叶片翼展区73的15%，且第二部分106在中心线70的径向外侧朝末梢端46延伸直到叶片翼展区73的15%。根据示例性实施例的又一个方面，第一部分104在中心线70的径向内侧朝根部端44延伸直到叶片翼展区73的10%，且第二部分106在中心线70的径向外侧朝末梢端46延伸直到叶片翼展区73的10%。根据示例性实施例的另一个方面，翼型件表面50包括第一边缘中断116和第二边缘中断118。第一边缘中断116形成在部分翼展护罩区100内的上游边缘59中，且第二边缘中断118形成在部分翼展护罩区100内的下游边缘60中。这里，应当理解的是，用语"中断"描述了仅存在于部分翼展护罩区100中的自然动叶边缘轮廓63的有意设计的偏差。
根据示例性实施例的一个方面，第一和第二中断116和118构成了部分翼展护罩区100中的翼型件表面50的弦长的变化。在所示的示例性实施例中，弦长的变化构成了部分翼展护罩区100中的翼型件表面50的弦长的增大。当然，应当理解的是，弦长变化可为弦长的减小或一个边缘的减小和相反边缘的增大，这可导致长度没有实际净变化，同时仍实现下文所述的期望结果。第一和第二边缘中断116和118产生了部分翼展护罩区100中的翼型件表面50的Zweifel负载系数的变化。具体而言，如图6中所示，第一和第二边缘中断116和118设计成在部分翼展护罩区100中形成大约0.5与大约0.8之间的不可压缩的Zweifel负载系数或数，以便减小部分翼展护罩区100中的效率损失。
根据图4和6中所示的示例性实施例的另一个方面，翼型件表面50包括第一翼型件中断134和第二翼型件中断135。第一翼型件中断134形成在部分翼展护罩区100内的吸力侧54中，且第二翼型件中断135形成在部分翼展护罩区100内的压力侧56中。以类似于上文所述的方式，应当理解的是，"中断"描述了仅存在于部分翼展护罩区100中的自然动叶翼型件轮廓64的有意设计的偏差。根据示例性实施例的一个方面，第一和第二翼型件中断134和135构成部分翼展护罩区100中的翼型件表面50的翼型件轮廓的变化。第一和第二翼型件中断134和135产生部分翼展护罩区100中的翼型件表面50的升力轮廓的重新分布，以改善动叶翼型件34和第一和第二部分翼展护罩90和92的空气动力性能。
这里，应当理解的是，示例性实施例描述了一种涡轮机动叶，其具有自然动叶轮廓中的特别设计的中断，该中断设计为实现特定位置处的期望的Zweifel负载系数。特定的Zweifel负载系数范围减小由特定位置处的动叶经历的峰值马赫数。通过减小峰值马赫数，增强了动叶负载特征，从而导致动叶性能的提高，或相反，部分翼展护罩区处的效率损失的降低。还应当理解的是，尽管示为在上游边缘和下游边缘二者中，但中断可仅形成在一个或另一个边缘处。另外，尽管描述为布置在动叶的压力和吸力侧两者中，但中断可布置在一侧或另一侧中。此外，尽管结合了布置在最终/末涡轮级中的动叶示出并描述，但示例性实施例可用在布置在末级上游的级中。
尽管已经关于仅有限数目的实施例详细描述了本发明，但应当容易理解的是，本发明不限于此类公开实施例。相反，本发明可改变来结合迄今并未描述但其与本发明的精神和范围相当的任何数目的变型、改型、置换或等同布置。此外，尽管已经描述了本发明的各种实施例，但将理解的是，本发明的方面可仅包括一些描述的实施例。因此，不应将本发明看作是由前述描述限制，且仅由所附权利要求的范围限制。

Claims (10)

1. 一种涡轮机动叶翼型件，包括：
根部端；
末梢端，其与所述根部端间隔开；
翼型件表面，其在所述根部端与所述末梢端之间延伸，所述翼型件表面包括限定自然动叶轮廓的上游边缘、下游边缘、压力侧和吸力侧，所述翼型件表面包括限定部分翼展护罩区的叶片翼展区；
第一部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述压力侧的外侧；
第二部分翼展护罩，其在所述部分翼展护罩区中突出到所述吸力侧的外侧；
其中，所述涡轮机动叶翼型件包括所述部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断。
2. 根据权利要求1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约25%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约25%的位置之间。
3. 根据权利要求2所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约15%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的大约15%的位置之间。
4. 根据权利要求3所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括在所述上游边缘与所述下游边缘之间延伸的中心线，所述中心线与所述根部端和所述末梢端大致等距，其中，所述部分翼展护罩区限定在在所述中心线外侧朝所述末梢端直到所述叶片翼展区的大约10%和在所述中心线的径向内侧朝所述根部端直到所述叶片翼展区的达到大约10%的位置之间。
5. 根据权利要求2所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述第一和第二部分翼展护罩中的各个布置在所述中心线外侧，朝所述翼型件表面的压力侧和吸力侧中的对应一者的末梢端。
6. 根据权利要求1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述翼型件表面包括限定在所述上游边缘与所述下游边缘之间的弦长，其中，所述自然动叶轮廓的中断包括所述部分翼展护罩区中的所述弦长的变化。
7. 根据权利要求6所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述弦长的变化包括所述部分翼展护罩区中的弦长的增大。
8. 根据权利要求1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，：所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓中的变化。
9. 根据权利要求8所述的涡轮机动叶，其特征在于，所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者的自然动叶翼型件轮廓的变化包括所述部分翼展护罩区中的所述压力侧和所述吸力侧中的各个的自然动叶翼型件轮廓的变化。
10. 根据权利要求1所述的涡轮机动叶翼型件，其特征在于，所述部分翼展护罩区中的自然动叶轮廓的中断在所述部分翼展护罩区中形成大约0.5与大约0.8之间的Zweifel负载系数。
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