CN107709707A - 带罩涡轮机叶片 - Google Patents

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Abstract

提供了一种涡轮机部件(10)，该涡轮机部件(10)包括带有流调节器(70、70a、70b)的带罩翼型件(32)，该流调节器构造成将泄漏流动和冷却剂引导成与主要热气流对准。流调节器(70、70a、70b)位于径向上与翼型件的稍部相邻的罩基部(20)上并且包括定位成比罩基部(20)的径向外表面(25)在径向上更向内的倾斜的径向外表面(72)。倾斜的径向外表面(72)沿大致从翼型件(32)的吸力侧(40)至压力侧(38)的方向从第一边缘(74)延伸至第二边缘(76)，使得第一边缘(74)定位成比第二边缘(76)在径向上更向内。倾斜的径向外表面(72)上设置有多个冷却剂喷射孔(80)。冷却剂喷射孔(80)流体地连接至翼型件(32)的内部(81)。

Description

带罩涡轮机叶片
技术领域
本发明总体上涉及涡轮机部件，并且更具体地涉及带罩涡轮机翼型件。
背景技术
通常，燃气涡轮发动机包括：用于压缩空气的压缩机；用于将压缩空气与燃料混合并点燃混合物的燃烧器；以及用于产生动力的涡轮机叶片组件。燃烧器通常在可能超过2500华氏度的高温下运行。典型的涡轮机燃烧器构型将涡轮机叶片组件暴露于这些高温。因此，涡轮机叶片必须由能够承受这种高温的材料制成。
涡轮机叶片由位于一个端部处的根部以及形成叶片的长形部形成，叶片在涡轮机叶片的相反端部处从联接至根部的平台向外延伸。叶片通常由前缘、后缘、以及与根部段相反的梢部构成。涡轮机叶片的梢部通常具有梢部特征，用以减小涡轮机的气体路径中的环形区段与叶片之间的间隙的尺寸，从而防止梢部流泄漏，这减小了由涡轮机叶片产生的扭矩量。一些涡轮机叶片包括附接至梢部的外罩，如图1A所示。
如图1B所示，梢部泄漏损失基本上失去了提取功的机会并且还导致空气动力学二次损失。为了减少梢部上的泄漏，带罩叶片通常包括用于运行梢部紧密间隙的周向刀口。涡轮机稍部罩还用于叶片阻尼的目的。
一些现代的稍部罩是扇形而不是一个完整的环，以减少罩的重量并因此降低叶片牵拉载荷。由扇形件去除的材料由图1A中的阴影区域指示。由扇形件去除的材料对于涡轮机空气动力学效率是不利的，原因在于罩的覆盖范围现在减少了并且寄生泄漏使二次空气动力学效率提高和增大。
例如，如US 5,531,568A中所公开的，一些带罩叶片还采用内部冷却，并且在过去已经使用围栏从喷射的叶片冷却剂中提取功。
发明内容
提供了一种包括具有流调节器的带罩翼型件，该流调节器构造成将泄漏流和喷射的冷却剂流引导成与主要热气流对准。流调节器可以定位在与翼型件的梢部径向地相邻的罩基部的径向外表面上。流调节器包括倾斜的径向外表面，该倾斜的径向外表面定位成比罩基部的径向外表面在径向上更向内。该倾斜的径向外表面沿大致从翼型件的吸力侧至压力侧的方向从第一边缘延伸至第二边缘，使得第一边缘定位成比第二边缘在径向上更向内。该倾斜的径向外表面上设置有多个冷却剂喷射孔。所述多个冷却剂喷射孔流体地连接至翼型件的内部。
在一种实施方式中，翼型件呈大致长形并且具有前缘、后缘、压力侧、在与压力侧相反的一侧上的吸力侧、在翼型件的径向外端部处的梢部、以及联接翼型件的径向内端部的根部，该根部用于支承翼型件并用于将翼型件联接至转子盘。罩联接至翼型件的梢部。罩沿大致从压力侧朝向吸力侧的方向延伸并且在涡轮发动机中沿周向延伸。罩至少部分地由联接至翼型件的稍部的罩基部和从罩基部径向向外延伸的刀口密封件形成。
在一种实施方式中，第一边缘与大致长形的翼型件的吸力侧在大致长形的翼型件与罩的相交处大致对齐。
在一种实施方式中，流调节器的倾斜的径向外表面的第一边缘可以定位成比罩基部的径向外表面在径向上更向内。径向延伸的壁表面将流调节器的倾斜的径向外表面与罩基部的径向外表面连接。流调节器的倾斜的径向外表面与径向延伸的壁表面形成一角度。
在又一实施方式中，倾斜的径向外表面与径向延伸的壁表面的角度沿着第一边缘根据翼型件的轮廓变化。倾斜的径向外表面的角度可以沿着第一边缘变化，以在从翼型件轮廓的前缘朝向后缘的方向上逐渐变浅。
在一种实施方式中，第二边缘通常具有大致长形的翼型件的压力侧在大致长形的翼型件与罩的相交处的轮廓。流调节器的倾斜的径向外表面的第二边缘可以具有与罩基部的径向外表面相同的径向高度，并且该第二边缘形成流调节器的倾斜的径向外表面与罩基部的径向外表面之间的相交部。
在一种实施方式中，流调节器由限定罩基部的径向外表面上的质量减小的区域的切口形成。
罩基部具有在刀口密封件的上游延伸的上游部段和在刀口密封件的下游延伸的下游部段。在一种实施方式中，流调节器可以位于在罩基部的下游部段上。在替代性实施方式中，流调节器位于在罩基部的上游部段上。在优选的实施方式中，流调节器包括位于罩基部的下游部段上的下游流调节器和位于罩基部的上游部段上的上游流调节器。
流调节器的优点在于流调节器促进在罩腔中提取功。斜面也起到类似围栏的作用，以阻碍从翼型件的压力侧至吸力侧的泄漏流和冷却剂流。
流调节器的另一个优点在于流调节器将梢部上的泄漏流和喷射的冷却剂流对准以与主要气流匹配。最后，罩腔中喷射的冷却剂和梢部上的泄漏需要重新进入主要气体路径。本发明设计的特征不仅是提取功，而且还调节泄漏和冷却剂流，使得其在重新引入到主要气体路径中时导致减少的空气动力学损失。
流调节器的又一个优点在于流调节器导致罩的重量减轻。这导致减小的翼型件应力和用以承载罩负载所需的减少的翼型件部段，这导致减少的空气动力学轮廓损失，从而提高翼型件的空气动力学效率。减小的翼型件应力还提高了叶片的抗蠕变性。
流调节器的另一个优点在于，流调节器将稍部冷却流散布到用于稍部罩冷却的更宽的范围。在周向方向上，斜面局部地增大了在翼型件的罩处的流动区域，因此流速降低且压力增加。这导致罩上的压力表面促进了功提取。
下面更详细地描述这些及其它实施方式。
附图说明
借助于附图更详细地示出本发明。附图示出了优选的构型并且不限制本发明的范围。
图1A是具有外罩的常规涡轮机翼型件的立体图，
图1B是常规涡轮机翼型件与泄漏流和主要气流一起示出的立体图，
图2是具有带罩涡轮机翼型件的燃气涡轮发动机的立体图，其中，带罩涡轮机翼型件具有根据本发明的实施方式的至少一个流调节器，
图3是沿从涡轮机壳体朝向转子毂的方向观察的示出了带罩翼型件的俯视立体图，
图4是沿从涡轮机壳体朝向转子毂的方向观察的示出了具有根据一个实施方式的流调节器的带罩翼型件的俯视立体图，
图5是沿着图3中的截面V-V截取的视图，其示出了沿流的方向观看的上游流调节器，
图6是沿着图3中的截面VI-VI截取的视图，其示出了逆着流的方向观看的下游流调节器，以及
图7示出了CFD计算结果，该结果描绘了在具有根据本发明的实施方式的流调节器的带罩翼型件上的压力矢量和速度矢量的轮廓。
具体实施方式
在优选实施方式的以下详细描述中参照了附图，所述附图构成了描述的一部分，并且其中通过图解说明的方式示出了本发明可以实现的特定实施方式。应当理解的是，在不脱离本发明的精神和范围的情况下可以使用其它实施方式并且可以进行改变。
参照图2示出了涡轮发动机64，该涡轮发动机64包括其中可以结合有本发明的实施方式的涡轮机部件10。在所示出的实施方式中，涡轮机部件10是涡轮机叶片。涡轮机部件10由大致长形的翼型件32形成，该大致长形的翼型件32在涡轮发动机64中从转子盘沿大致径向方向延伸。翼型件32包括前缘34、后缘36、压力侧38、在与压力侧38相反的一侧上的吸力侧40、在翼型件32的第一径向外端部44处的梢部24、在翼型件32的第二径向内端部48处联接至翼型件32的根部46，根部46用于支承翼型件32并且将翼型件32联接至转子盘。涡轮机部件10可以包括一个或更多个被称为外罩的罩22，该罩22联接至大致长形的翼型件32的稍部24。罩22可以沿大致从压力侧38朝向吸力侧40的方向延伸并且可以在涡轮发动机64中沿周向延伸。罩22可以至少部分地由联接至大致长形的翼型件32的稍部24的罩基部20和从罩基部20径向向外延伸的刀口密封件50形成。刀口密封件50沿涡轮发动机64的周向方向延伸，并且与涡轮发动机64的定子上的蜂窝结构51形成稍部紧密间隙，从而减少稍部上的泄漏。
如图3所示，罩基部20可以具有相对于主要气流在刀口密封件50的上游延伸的上游部段52和相对于主要气流在刀口密封件50的下游延伸的下游部段54。主要气流指的是涡轮发动机64的驱动介质的流。罩基部20上设置有多个冷却剂通道80。冷却剂通道80通向罩基部20的径向外表面25并且将来自翼型件32的中空内部的冷却剂引导成对罩基部20的径向外表面25提供薄膜冷却。
通过通道80喷射的冷却剂连同稍部上的泄漏流一起最终进入主要气流。参照图4至图6，示出了流调节器70的示例性实施方式，该流调节器70对从罩基部20的外表面25喷射的冷却剂流连同稍部上的泄漏流一起进行调节，以促进更好的功提取和减少的空气动力学损失。如图所示，所示的流调节器70位于罩基部20的径向外表面25上。流调节器70定位成在径向上与翼型件32相邻。也就是说，流调节器70位于罩基部20的直接位于翼型件32的上方的部分上。
流调节器70包括倾斜的径向外表面72，该倾斜的径向外表面72定位成比罩盖基部20的径向外表面25在径向上更向内。如图5和图6所示，倾斜的径向外表面72大致沿从翼型件32的吸力侧40至压力侧38的方向从第一边缘74延伸至第二边缘76。斜面以使得第一边缘74定位成比第二边缘76在径向上更向内的方式定向。在流调节器70的倾斜的径向外表面72上设置有多个冷却剂喷射孔80。冷却剂喷射孔80流体地连接至翼型件32的内部81。
在所示出的实施方式中，流调节器70布置在罩基部20的上游部段52和下游部段54两者上即布置在刀口密封件50的两侧。因而，所示出的流调节器70具有第一部分即位于下游部段54上的下游流调节器70a和第二部分即位于上游部段52上的上游流调节器70b。在替代性实施方式中，流调节器70可以包括仅下游流调节器70a或仅上游流调节器70b。图5和图6分别示出了上游流调节器70b和下游流调节器70a的剖视图。
在一种实施方式中，倾斜的径向外表面72的第一边缘74与翼型件32的吸力侧40在大致长形的翼型件32与罩22的相交处大致对齐。也就是说，如图4中可见的，第一边缘74(图4中未示出)定位成在翼型件32的稍部24的吸力侧40的正上方并且大致遵循吸力侧40在翼型件的稍部24处的轮廓。第二边缘76(图4中未示出)通常可以具有翼型件32的压力侧38在翼型件32与罩22的相交处的轮廓。
如图5和图6所示，倾斜的径向外表面72的第一边缘74定位成比罩基部20的径向外表面25在径向上更向内。径向延伸的壁表面78将倾斜的径向外表面72与罩基部20的径向外表面25连接。对应地，径向延伸的壁表面78与翼型件32的吸力侧40对齐。在所示出的实施方式中，倾斜的径向外表面72的第二边缘76处于与罩基部20的径向外表面25相同的径向高度上，并且第二边缘76形成倾斜的径向外表面72与罩基部20的径向外表面25之间的相交部。
倾斜的径向外表面72与限定斜面梯度的径向延伸的壁表面78形成一角度。倾斜的径向外表面72与径向延伸的壁表面78的角度取向提供了围栏状结构，以阻碍稍部上的泄漏流和从孔80喷射的冷却剂从翼型件32的压力侧38流动至吸力侧40。这样的特征促进了罩腔中的功提取。
倾斜的径向外表面72与径向延伸的壁表面78形成的角度可以与翼型件32的轮廓相关。在所示出的实施方式中，斜面的角度沿着第一边缘的轮廓根据翼型件的轮廓变化。特别地，斜面的角度可以变化，以在从翼型件轮廓的前缘34朝向后缘36的方向上逐渐变浅。因此，如图5和图6中可见，上游流调节器70b处的斜面坡度通常比下游流调节器70a处的斜面坡度更陡。本发明的斜面的构型使喷射的冷却剂流和稍部上的泄漏流对齐以特别是当喷射的冷却剂流和稍部上的泄漏流朝向主要气体路径重新进入时与主要流相匹配。
在一个实施方式中，流调节器70由罩基部20的径向外表面25上的切口形成。切口限定罩基部20的质量减小的区域。这导致减小的翼型件应力和承载罩负载所需的减少的翼型件部段，这进而导致减少的空气动力学轮廓损失，从而提高翼型件32的空气动力学效率。减小的翼型件应力还提高了叶片的抗蠕变性。罩基部20质量减小的另一个优点在于刀口密封件50经受增强的接触。
在使用期间，主要流中的热气体可能穿过罩22与涡轮机定子之间的紧密间隙而形成泄漏流。同时，通常包括压缩机空气的翼型件冷却剂从翼型件32的内部81流动穿过罩22，并且从设置在流调节器70的倾斜的径向外表面72上的冷却剂孔80喷出。泄漏流和喷射的冷却剂流由流调节器70引导，以沿主要热气流的方向在带罩涡轮机翼型件32的下游上流动。在至少一个实施方式中，泄漏流和喷射出的冷却剂流撞击泄漏流调节器70的径向向外延伸的壁表面78并且被重新引导。在周向方向上，泄漏流调节器的径向外表面通过定向为斜面而局部地增加了在罩22处的流动区域，因此流速减小且静态压力增大，从而产生位于外罩22上的合成的压力表面用以促进功提取。该技术效果通过计算流体动力学计算来验证并且可以通过描绘如图7中所示的带罩翼型件上的压力矢量和速度矢量的轮廓来证明。在附图中，右部分91描绘了具有根据所示实施方式的流调节器的带罩翼型件的压力矢量和速度矢量的轮廓，而左侧部分描绘了不具有本发明的流调节器的基线配置。如图所示，图示91示出了与基线配置相比具有由于倾斜的流调节器提供的流动区域的增加而明显恢复的非常高的静态压力的相对较大的区域93。增大的静态压力恢复促进了功提取，从而提高了发动机效率和功率输出。
尽管已经详细描述了具体实施方式，但是本领域中的普通技术人员将会理解，根据本公开内容的总体教导可以开发对这些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的具体布置仅仅是说明性的，而并非限制本发明的范围，该范围由所附权利要求的整个覆盖范围以及其任何和所有的等同方案给出。

Claims (11)

1.一种涡轮机部件(10)，包括：
大致长形的翼型件(32)，所述翼型件(32)具有前缘(34)、后缘(36)、压力侧(38)、在与所述压力侧(38)相反的一侧上的吸力侧(40)、在所述翼型件(32)的径向外端部(44)处的稍部(24)、联接至所述翼型件(32)的径向内端部(48)的根部(46)，所述根部(46)用于将所述翼型件(32)联接至盘；
罩(22)，所述罩(22)联接至所述翼型件(32)的所述稍部(24)；
其中，所述罩(22)沿大致从所述压力侧(38)朝向所述吸力侧(40)的方向延伸并且在涡轮发动机(64)中沿周向延伸；
其中，所述罩(22)至少部分地由联接至所述翼型件(32)的所述稍部(24)的罩基部(20)和从所述罩基部(20)径向向外延伸的刀口密封件(50)形成；
流调节器(70、70a、70b)，所述流调节器(70、70a、70b)位于所述罩基部(20)的径向外部表面(25)上且在径向上与所述翼型件(32)的所述稍部(24)相邻，所述流调节器(70、70a、70b)包括：
倾斜的径向外表面(72)，所述倾斜的径向外表面(72)定位成比所述罩基部(20)的径向外表面(25)在径向上更向内，所述倾斜的径向外表面(72)沿大致从所述翼型件(32)的所述吸力侧(40)至所述压力侧(38)的方向从第一边缘(74)延伸至第二边缘(76)，使得所述第一边缘(74)定位成比所述第二边缘(76)在径向上更向内；
其中，所述倾斜的径向外表面(72)上设置有多个冷却剂喷射孔(80)，所述多个冷却剂喷射孔(80)流体地连接至所述翼型件(32)的内部(81)。
2.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述第一边缘(74)与大致长形的所述翼型件(32)的所述吸力侧(40)在大致长形的所述翼型件(32)与所述罩(22)的相交处大致对齐。
3.根据权利要求2所述的涡轮机部件(10)，
其中，所述倾斜的径向外表面(72)的所述第一边缘(74)定位成比所述罩基部(20)的所述径向外表面(25)在径向上更向内，
其中，径向延伸的壁表面(78)将所述倾斜的径向外表面(72)与所述罩基部(20)的所述径向外表面(25)连接，并且
其中，所述倾斜的径向外表面(72)与所述径向延伸的壁表面(78)形成一角度。
4.根据权利要求3所述的涡轮机部件(10)，其中，所述倾斜的径向外表面(72)与所述径向延伸的壁表面(78)所成的角度沿着所述第一边缘(74)根据所述翼型件(32)的轮廓变化。
5.根据权利要求4所述的涡轮机部件(10)，其中，所述倾斜的径向外表面(72)的角度沿着所述第一边缘(74)变化，以在从所述翼型件轮廓的前缘(34)朝向后缘(36)的方向上逐渐变浅。
6.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述第二边缘(76)大致具有所述大致长形的翼型件(32)的所述压力侧(38)在所述大致长形的翼型件(32)与所述罩(22)的相交处的轮廓。
7.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述倾斜的径向外表面(72)的所述第二边缘(76)具有与所述罩基部(20)的所述径向外表面(25)相同的径向高度并且形成所述罩基部(20)的所述径向外表面(25)与所述倾斜的径向外表面(72)之间的相交部。
8.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述流调节器(70、70a、70b)由限定所述罩基部(20)的所述径向外表面(25)上的质量减小的区域的切口形成。
9.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述罩基部(20)具有在所述刀口密封件(50)的上游延伸的上游部段(52)和在所述刀口密封件(50)的下游延伸的下游部段(54)，其中，所述流调节器(70、70a)位于所述罩基部(20)的所述下游部段(54)上。
10.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述罩基部(20)具有在所述刀口密封件(50)的上游延伸的上游部段(52)和在所述刀口密封件(50)的下游延伸的下游部段(54)，其中，所述流调节器(70、70b)位于所述罩基部(20)的所述上游部段(52)上。
11.根据权利要求1所述的涡轮机部件(10)，其中，所述罩基部(20)具有在所述刀口密封件(50)的上游延伸的上游部段(52)和在所述刀口密封件(50)的下游延伸的下游部段(54)，其中，所述流调节器(70)包括位于所述罩基部(20)的所述下游部段(54)上的下游流调节器(70a)和位于所述罩基部(20)的上游部段(52)上的上游流调节器(70b)。
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