CN110953021A - 用于涡轮机的叶片结构 - Google Patents

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Abstract

本发明题为“用于涡轮机的叶片结构”。本发明提供了一种叶片，所述叶片具有：翼型件，所述翼型件包括：在第一径向端部处的根部区域；在与所述第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域；以及所述根部区域与所述尖端区域之间的中跨区域；和至少一个端壁，所述至少一个端壁沿着所述吸力侧、所述压力侧、所述后缘和所述前缘与所述翼型件的所述根部区域或所述尖端区域连接，其中所述中跨区域包括相对于所述根部区域的轴向宽度和所述尖端区域的轴向宽度减小的轴向宽度，以及在所述中跨区域处的相对于所述根部区域和所述尖端区域减小的开口‑间距比。

Description

用于涡轮机的叶片结构
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮机。更具体地，本文公开的主题涉及任何类型的涡轮机内的部件，包括但不限于燃气和/或蒸汽涡轮。
背景技术
一些飞机和/或发电厂系统(例如某些喷气式飞机，或核能、简单循环和联合循环发电厂系统)在其设计和操作中采用涡轮(也称为涡轮机)。这些涡轮中的一些采用在操作期间暴露于流体流的翼型件(例如，固定或旋转的涡轮叶片)。这些翼型件被配置成与流体流空气动力学地相互作用并且从这些流体流产生轴动力(例如，创建推力、将动能转换为机械能、将热能转换为机械能等)作为发电的一部分。由于这种相互作用和转换，因此这些翼型件的空气动力学特性和损失将影响系统和涡轮操作、性能、推力、效率和动力。
发明内容
本发明的第一方面包括适于放置在涡轮机的流动路径内的叶片结构，该叶片结构包括：翼型件，该翼型件包括：吸力侧；与吸力侧相对的压力侧；在压力侧与吸力侧之间的前缘；与前缘相对的并且在压力侧与吸力侧之间的后缘；在第一径向端部处的根部区域；在与第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域；以及根部区域与尖端区域之间的中跨区域；和至少一个端壁，该至少一个端壁沿着吸力侧、压力侧、后缘和前缘与翼型件的根部区域或尖端区域连接，其中中跨区域包括相对于根部区域的轴向宽度和尖端区域的轴向宽度减小的轴向宽度，并且翼型件在中跨区域处的叶片开口-间距比大于翼型件在根部区域和尖端区域处的叶片开口-间距比，以便与根部区域和尖端区域相比使流动路径内的流体流朝向翼型件的中跨区域集中，并且其中中跨区域在根部区域和尖端区域之间创建轴向宽度差异相对于根部区域和尖端区域减小了跨中跨区域的流体流动剖面损失。
本发明的第二方面包括在涡轮机的流动路径内的静态喷嘴部分，该静态喷嘴部分包括：一组静态喷嘴，该组静态喷嘴包括至少一个喷嘴，喷嘴具有：翼型件，该翼型件包括：吸力侧；与吸力侧相对的压力侧；在压力侧与吸力侧之间的前缘；与前缘相对的并且在压力侧与吸力侧之间的后缘；在第一径向端部处的根部区域；在与第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域；以及根部区域与尖端区域之间的中跨区域；和至少一个端壁，该至少一个端壁沿着吸力侧、压力侧、后缘和前缘与翼型件的根部区域或尖端区域连接，其中翼型件的前缘与至少一个端壁之间的交叉角介于约10度与约35度之间，其中中跨区域包括相对于根部区域的轴向宽度和尖端区域的轴向宽度减小的轴向宽度，并且翼型件在中跨区域处的叶片开口-间距比大于翼型件在根部区域和尖端区域处的叶片开口-间距比，以便与根部区域和尖端区域相比使流动路径内的流体流朝向翼型件的中跨区域集中，并且其中中跨区域在根部区域和尖端区域之间创建轴向宽度差异相对于根部区域和尖端区域减小了跨中跨区域的流体流动剖面损失。
本发明的第三方面包括在涡轮机的流动路径内的涡轮部分，该涡轮部分包括：一组可旋转叶片，该组可旋转叶片包括至少一个叶片结构，该叶片结构具有：翼型件，该翼型件包括：吸力侧；与吸力侧相对的压力侧；在压力侧与吸力侧之间的前缘；与前缘相对的并且在压力侧与吸力侧之间的后缘；在第一径向端部处的根部区域；在与第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域；以及根部区域与尖端区域之间的中跨区域；和至少一个端壁，该至少一个端壁沿着吸力侧、压力侧、后缘和前缘与翼型件的根部区域或尖端区域连接，其中翼型件的前缘与至少一个端壁之间的交叉角介于约2.5度与约20度之间，其中中跨区域包括相对于根部区域的轴向宽度和尖端区域的轴向宽度减小的轴向宽度，并且翼型件在中跨区域处的叶片开口-间距比大于翼型件在根部区域和尖端区域处的叶片开口-间距比，以便与根部区域和尖端区域相比使流动路径内的流体流朝向翼型件的中跨区域集中，并且其中中跨区域在根部区域和尖端区域之间创建轴向宽度差异相对于根部区域和尖端区域减小了跨中跨区域的流体流动剖面损失。
附图说明
从结合描绘本公开的各种实施方案的附图的对本发明的各个方面的以下详细描述，将更容易理解本发明的这些和其他特征，其中：
图1示出了根据本公开的实施方案的涡轮的一部分的三维局部剖切透视图。
图2示出了根据本公开的各种实施方案的包括翼型件和端壁的涡轮喷嘴的示意性三维描绘。
图3示出了根据本公开的各种实施方案的包括翼型件和端壁的涡轮喷嘴的二维侧视图。
图4示出了根据本公开的实施方案的两个翼型件的中跨区域的剖切透视图。
图5示出了根据本公开的实施方案的两个翼型件的根部区域或尖端区域的剖切透视图。
图6示出了根据本公开的各种实施方案的包括翼型件和端壁的旋转涡轮叶片的示意性三维描绘。
图7示出了根据本公开的各种实施方案的包括翼型件和端壁的旋转涡轮叶片的二维侧视图。
图8示出了示出根据本公开的实施方案的多轴发电厂系统的部分的示意性框图。
图9示出了示出根据本公开的实施方案的单轴联合循环发电厂系统的部分的示意性框图。
应当注意，本公开的附图未必按比例绘制。附图旨在仅描绘本公开的典型方面，并且因此不应当被视为限制本公开的范围。应当理解，在附图之间类似地编号的元件可以如参照彼此描述的那样是基本上类似的。另外，在参考图1至图9示出和描述的实施方案中，相似的编号可以表示相似的元件。为清楚起见，已经省略了对这些元件的冗余解释。最后，应当理解，图1至图9的部件以及其随附的描述可以应用于本文描述的任何实施方案。
具体实施方式
如本文所提到的，本发明的各个方面涉及用于涡轮机的叶片结构。本发明的特定方面包括叶片结构，这些叶片结构在其中跨区域中具有相对于叶片的根部区域和尖端区域减小的轴向宽度。
与常规的涡轮喷嘴相比，本发明的方面包括具有中跨区域的叶片结构(例如，用于引导诸如气体或蒸汽的工作流体的静态喷嘴或可旋转叶片)，该中跨区域相对于定位在相对端壁附近的根部区域和尖端区域具有减小的轴向宽度和更大的叶片开口-间距比。翼型件上的叶片开口-间距比的差异将控制附近气流以使操作流体朝向翼型件的中跨区域集中。气流中的集中可以增强叶片结构(以及相关的涡轮级和涡轮机)的性能、效率和/或耐久性。使流体流从叶片结构的根部区域或尖端区域转向将在叶片的相对有效的中跨区域处提供更多流量，并且在翼型件的端壁附近提供通过高二次损失区域的更少流量。
如本文所用，术语“轴向”和/或“轴向地”是指物体沿着轴线A的相对位置/方向，该轴线基本上平行于涡轮机(特别是转子部分)的旋转轴线。如本文进一步使用的，术语“径向”和/或“径向地”是指物体沿着轴线(r)的相对位置/方向，该方向基本上垂直于轴线A并且仅在一个位置处与轴线A相交。附加地，术语“圆周”和/或“周向地”是指物体沿着圆周的相对位置/方向，该圆周围绕轴线A但在任何位置都不与轴线A相交。另外，术语前缘是指相对于系统的流体流主要定向在上游的表面，并且术语后缘是指相对于系统的流体流主要定向在下游的表面。除了上述之外，应当注意，在适用情况下，方向“r”表示径向方向，方向“A”表示轴向方向，并且方向“Y”表示圆周方向。
在以下描述中，参考形成其一部分的附图，并且其中通过图示的方式示出了可以实践本教导的具体实施方案。足够详细地描述了这些实施方案以使得本领域技术人员能够实践本教导，并且应当理解，可以利用其他实施方案并且可以在不脱离本教导的范围的情况下进行改变。因此，以下描述仅是示例性的。
参考附图，图1示出了根据本发明的各种实施方案的涡轮10(例如，蒸汽涡轮)的透视局部剖切视图。涡轮10的视图可以表示高压(HP)、中压(IP)或低压(LP)涡轮，并且应当理解，本公开的实施方案可以特别适用于HP和IP涡轮。涡轮10包括转子12，该转子包括旋转轴14和多个轴向间隔的转子轮18。多个旋转叶片20机械地联接到每个转子轮18。更具体地，叶片20以周向围绕每个转子轮18延伸的排进行布置。静态喷嘴部分21被示为包括周向围绕轴14的多个固定喷嘴22，并且喷嘴22轴向地定位在叶片20的相邻排之间。固定喷嘴22与叶片20配合以形成涡轮10的级，并且限定通过涡轮10的流动路径的一部分。如图所示，静态喷嘴部分21至少部分地围绕转子12(在该剖切视图中示出)。
应当理解，所示的涡轮10是包括轴向居中的入口嘴的双流涡轮10，该入口嘴供给两组涡轮级。应当理解，各种教导可以应用于轴向涡轮，例如轴向入口燃气涡轮，其从第一轴向端部引入燃烧气体并且在气体已经在涡轮上执行机械功之后将燃烧气体引出到第二轴向端部。在操作期间，诸如蒸汽24的操作流体进入涡轮10的入口26并且被引导通过固定喷嘴22。喷嘴22引导蒸汽24抵靠叶片20。蒸汽24穿过剩余级，从而在叶片20上施加力，进而致使轴14旋转。涡轮10的至少一个端部可以轴向地远离旋转轴12延伸，并且可以附接到负载或机械(未示出)，诸如但不限于发电机和/或另一个涡轮。
在一个实施方案中，涡轮10可以包括五个级。该五个级称为L0、L1、L2、L3和L4。级L4是第一级并且是五个级中的最小级(在径向方向上)。级L3是第二级并且是轴向方向上的下一个级。级L2是第三级并且被示为在五个级的中间。级L1是第四级和倒数第二级。级L0是最后级并且是最大的(在径向方向上)。应当理解，五个级仅作为一个示例示出，并且每个涡轮可以具有多于或少于五个级。而且，如本文将描述的，本发明的教导不需要多级涡轮。在其他实施方案中，涡轮10可以包括用于产生推力的飞机发动机或工业燃气涡轮。
转到图2和图3，根据各种实施方案示出了叶片结构(或简称结构)200的示意性三维描绘。结构200可以表示适于放置在设备(例如，涡轮10(图1))的流动路径(FP)内的静态或可旋转叶片。在图2的示例中，结构200可以是包括在涡轮(例如，涡轮10)的级中的固定喷嘴的环带中的静态喷嘴。也就是说，在涡轮(例如，涡轮10)的操作期间，结构200可以保持固定以便将工作流体(例如，气体或蒸汽)的流引导到一个或多个可移动叶片(例如，叶片20)，从而致使这些可移动叶片发起转子轴(例如，轴14)的旋转。应当理解，结构200被配置成与多个类似或不同的喷嘴(例如，叶片结构200或其他喷嘴)联接(经由紧固件、焊接、狭槽/凹槽等机械联接)以形成涡轮级中的喷嘴环带。
涡轮结构200包括翼型件202，该翼型件具有吸力侧表面204，以及与吸力侧表面204相对的压力侧表面206(在图2中部分模糊，在图3中不可见)。结构200可还包括压力侧表面206与吸力侧表面204之间的前缘208，以及与前缘208相对的并且在压力侧表面206与吸力侧表面204之间的后缘210。翼型件202可以具有中空内部(未示出)，并且因此翼型件202可以由波状壁形成，波状壁在其中封闭中空内部。术语“轴向宽度”可以指从一个参考点(例如，前缘208)沿轴线A直接通过翼型件202到另一个参考点(例如，吸力侧表面204的一部分)的距离。在一些情况下，轴向宽度可以指压力侧表面206上的一个位置与相对于翼型件202的对应位置之间沿轴线A的轴向距离。例如，轴向宽度可以被测量为沿着轴线A从前缘208到与翼型件202的后缘210切向对准的点的距离。
如图所示，结构200可以包括与翼型件202连接的至少一个端壁212(示出两个)。结构200可以沿着吸力侧表面204、压力侧表面206、后缘210和前缘208与翼型件202连接。在各种实施方案中，圆角214将翼型件202连接到每个端壁212。圆角214可以经由从初始结构进行机械加工而形成，并且在一些情况下，可以借助于焊接、钎焊等形成圆角214。
参照图1至图3，在各种实施方案中，结构200可以定位在第一级(L4)或第二级(L3)内。在特定实施方案中，结构200可以定位在第二级喷嘴(L3)中，并且跨越结构200的集中流动剖面减小第二级(L3)内或从第二级(L3)至后续级的入射流体流。在各种实施方案中，涡轮10可以包括仅在涡轮10的第二级(L3)，或仅在涡轮10的第一级(L4)和第二级(L3)中的一组叶片结构200。
与常规部件相比，结构200的翼型件202可以在中跨区域M中具有与翼型件202在根部区域R和尖端区域T中的轴向宽度相比减小的轴向宽度。翼型件202在每个区域R、M、T中的各种轴向宽度在翼型件202上产生轴向宽度差异。翼型件202在结构200的中跨区域M中的减小的轴向宽度和轴向宽度差异减小了跨中跨区域M的流体流动剖面损失。比质量流量可以被计算为流体密度乘以轴向方向A上的流体速度。与其他部件相比，本公开的实施方案中特有的结构细节可以保持穿过翼型件202的流体的流体速度，并且因此进一步保持流动路径FP中的比质量流量。除了这些物理特性之外，结构200的翼型件202可以包括用于控制流动路径FP内的流体的流动剖面的其他特征。
翼型件202的每个区域R、M、T可以具有对应的径向长度或跨度。每个区域R、M、T的径向长度可能以米(m)、端壁212之间的翼型件202的整个径向跨度的百分比、和/或适于表达翼型件的尺寸的其他单位来测量。中跨区域M可以占据例如翼型件202的在端壁212之间的径向跨度的约百分之七十。相比之下，根部区域R和尖端区域T各自可以占据例如翼型件202的径向跨度的约百分之十五。在八十毫米(mm)叶片的示例中，根部区域R和尖端区域T可各自具有约十二mm的垂直长度，并且中跨区域M可以具有约五十四mm的垂直长度。
如图2和图3所示，叶片开口D可以相对于翼型件202上的径向位置变化。叶片开口D，也称为“喉部”，是指一个翼型件202的后缘与另一个翼型件202的吸力侧表面204之间的最小通道距离。叶片开口D的尺寸可以跨翼型件202在每个区域R、M、T中变化，并且在圆角214附近的根部区域R和尖端区域T中最小。叶片开口D的尺寸可以在翼型件202的中跨区域M中是最大的。图2还表示翼型件间距P，其表示从一个翼型件202到另一个翼型件的跨流动路径FP的圆周距离。叶片开口D的变化尺寸致使翼型件202的叶片开口-间距比在中跨区域202内是最大的，并且因此大于根部区域R和尖端区域T处的叶片开口-间距比。根据示例性实施方案，翼型件的叶片开口-间距比在中跨区域M中可以是至少约0.32，但在根部和/或尖端区域R、T中最多为约0.24。在任何情况下，跨翼型件202上的叶片开口-间距比的这些差异可以使流体流从结构200的根部区域R和尖端区域T朝向中跨区域M集中，这在一些涡轮机应用中可能是期望的。
将流体流引导到中跨区域M将减少所讨论的叶片排的剖面和二次损失。因此最小化了到下一个叶片排上的入射损失。与结构200的实施方案相关联的流体流动剖面可以被称为受控流动剖面。在这种上下文中，受控流动是指结构200使结构200的根部区域R或尖端区域T附近的气流朝向中跨区域M转向的能力。翼型件202的实施方案控制流动路径FP中的气流剖面以减小根部区域R或尖端区域T附近的流体量。
转到图4和图5，示出了两个翼型件202的局部视图以展示其结构在各个区域中的差异。每个视图被示为在轴向方向r和切向方向Y的平面中。图4示出了两个翼型件202的跨中跨区域M的一部分，而图5示出了相同两个翼型件202的在根部区域R或尖端区域T处的一部分。翼型件202的每个区域R、M、T可以仅基于它们的轴向宽度彼此区分，并且可以形成为翼型件202的连续部分而其间没有联接部件。翼型件202的根部区域R和尖端区域T各自可以具有从前缘208到后缘210的第一轴向宽度WR,T。中跨区域M可以具有小于第一轴向宽度WM的第二轴向宽度WM。轴向宽度WR,T、WM的差异可以在根部或尖端区域R、T和中跨区域M中的翼型件202上的相同两个参考点之间产生轴向宽度差异。在操作期间，相对于根部和尖端区域R、T，轴向宽度差异减小跨中跨区域R的流体流动剖面损失。与根部和尖端区域R、T相比，中跨区域M的减小的轴向宽度还增加其中流体F可以流动的可用空闲空间。第二轴向宽度WR,T可以在第一轴向宽度WM的约百分之七十到约百分之九十五的范围内。
如本文中还讨论的，翼型件202的结构使流体流从结构200的相对端朝向翼型件202的中跨区域M集中。图4示出了由中跨区域M中的叶片开口D1和间距P1限定的叶片开口-间距比。图5示出了由根部或尖端区域R、T中的叶片开口D2和间距P2限定的叶片开口-间距比。如图所示，中跨区域M中的叶片开口-间距比大于根部或尖端区域R、T中的叶片开口-间距比，并且因此将流动路径FP内的大部分流体流集中到中跨区域M。这种效果在一些涡轮机应用中可能是期望的，例如，以防止入射流体流抵靠下游喷嘴或叶片。翼型件202的叶片开口D1、D2与间距P1、P2的比例可以被选择为使得流动路径FP中的总流体流F的至少百分之五十跨翼型件202的中跨区域M行进。
参考图2至图5中的每一个，翼型件202在中跨区域202处的轴向宽度可以从根部区域R或尖端区域T到中跨区域M连续减少。因此，中跨区域M包括翼型件202的最短轴向宽度，从而致使根部区域R和尖端区域T在翼型件202上具有更大的轴向宽度。翼型件202的轴向宽度可以沿着弧形形状从端到端变化，使得弧形剖面的顶点S位于根部区域R与尖端区域T之间的中跨区域M内，如图2最佳所示。根据一个实施方案，前缘208可以呈现从根部区域R到尖端区域T的弧形剖面。表示前缘208与径向轴线r之间的弧形位移的角度β(仅图2)可以具有预定值，例如，在约1度与约5度之间。在一个示例中，用于静态喷嘴的结构200中的角度β相对于径向轴线r可以是约3.75度，而用于旋转叶片的结构200中的角度β相对于径向轴线r可以是约2.00度。角度β可以在实施方式之间变化，例如，以相对于根部区域R和尖端区域T调整跨中跨区域M的流体流的集中。后缘210的剖面可以是基本上非弧形的，或者另外可以具有从径向轴线r的减小的角位移。如图所示，后缘可以基本上沿直线从根部区域R、中跨区域M和尖端区域T延伸，而不会影响翼型件202的每个区域中的轴向宽度WM、WR,T的差异。
翼型件202在每个区域R、M、T中的结构可以包括用于控制流动路径FP中的流体的附加特征。例如，翼型件202的根部区域R中的间距-轴向宽度比可以是用于在流体跨翼型件202流动时进一步使流体朝向中跨区域M集中的结构。根据一个示例，根部区域R中的间距P2与轴向宽度WR,T的比率可以在约0.7与约1.3之间。根部区域R的这些特性继而可以影响到端壁212的圆角214的尺寸和形状。例如，每个圆角214可以具有圆角半径FR，其等于根部区域R或尖端区域T处的叶片开口D乘以0.233。圆角214的这些特性进一步使操作流体在流动路径FP中朝向翼型件202的中跨区域M转向。
还示出了图4和图5中的每个翼型件202的剖切透视图，以便在本公开的实施方案中更好地示出结构200的角度配置。在翼型件设计中，后表面偏转(BSD)通常是指吸力侧表面204在喉部(例如，该喉部近似定位在吸力侧表面204的中点处)处的定向与近似在后缘210的位置处的定向之间的角度位移。翼型件202的BSD在图6中表示为角度φ。中跨区域M的BSD在图6中被示为φ1，并且根部区域R或尖端区域T的BSD在图7中被示为φ2。中跨区域M处的BSD φ1可以明显小于根部区域R或尖端区域T处的BSD。例如，吸力侧表面204的BSD φ1可以在约31°与约34°之间。相比之下，翼型件202的根部区域R或尖端区域T处的BSD φ2可以例如在约33°与约37°之间。
结构200(图2至图5)的特性可以包括翼型件202在中跨区域M与根部区域R或尖端区域T之间的其他结构差异。另一个角度θ1(有时称为背板角度)表示吸力侧表面204的定向与后缘210处的切向轴线Y之间的位移，在该后缘处吸力侧表面204和压力侧表面206混合在一起。角度θ可以显著小于本文其他地方讨论的BSD φ，因为吸力侧表面204和压力侧表面206会聚并且在后缘210处相交。翼型件202的中跨区域M中的角度θ可以显著小于常规翼型件中的该角度。具体地，角度θ1在中跨区域M中的范围可以是约0.8°至约5°，相比之下在根部区域R或尖端区域T处的范围在约3°与约6°之间，如通过θ2所示。
返回图2和图3，结构200可以包括在涡轮机的静态喷嘴部分中，或者可替代地包括在涡轮机的涡轮部分中作为可旋转叶片结构的一部分。在一个示例中，结构200被示为静态喷嘴部分的一部分。这里，端壁212可以包括安装在轴14(图1)上的内端壁230，以及安装在涡轮机壳体(未示出)的内部上的外端壁232。内端壁230和外端壁232可以适于在其间垂直地封闭流动路径FP，并且用于机械联接到结构200。结构200可以沿着圆角214接合到端壁230、232，其中圆角214的尺寸基于其中使用结构200的流动路径FP的特性来选择。每个端壁230、232可以被构造成包括其中具有结构200和翼型件202的一组(即，一个或多个)静态喷嘴。
现在参考图6和图7，结构200和翼型件202可也作为旋转叶片的一部分包括在涡轮机的涡轮部分中。这里，结构200的翼型件202可以在根部鸠尾榫240与护罩242之间径向延伸。翼型件202可以定位在根部鸠尾榫240与护罩242之间的流动路径FP内。翼型件202可以包括本文其他地方关于静态喷嘴部分中的部署所讨论的结构特征。具体地，翼型件202包括具有其相应轴向宽度的根部区域R、中跨区域M和尖端区域T。因此，可替代地，图4和图5可以被视为如图6和图7所示的翼型件202的局部透视图。根部区域R和尖端区域T被示为具有比翼型件202的中跨区域M处的轴向宽度更大的轴向宽度。以旋转叶片形式的结构200可还沿前缘208具有弧形剖面，其中该弧形剖面的顶点S在中跨区域R内。翼型件202可还包括被配置用于旋转叶片结构的特征，但除非另有说明，否则可包括图2和3所示的相同结构特征。此类特征可以包括例如根部区域R、中跨区域M和尖端区域T的相对尺寸和/或测量值，涡轮机的第二级(L3(图1))内的放置，和/或本文讨论的其他结构特征。例如，翼型件202的前缘208可以从根部鸠尾榫240和护罩242部分地径向且非垂直地向外延伸。翼型件202的这种配置可以致使吸力侧表面204在根部鸠尾榫240附近具有比压力侧表面206更大的长度，同时致使吸力侧表面204在护罩242附近具有比压力侧表面206更小的长度。
应当理解，在各种实施方案中，其他轴向宽度以及各种其他翼型件参数(例如，壁顶点位置、叶片间距、宽度、各种表面的长度和/或面积之间的纵横比等)是可能的。本文给出的此类参数的任何示例值仅是对根据本公开的许多可能实施方案中的若干实施方案的说明。
转到图8，示出了多轴联合循环发电厂900的部分的示意图。联合循环发电厂900可以包括例如可操作地连接到发电机970的燃气涡轮980。发电机970和燃气涡轮980可以通过轴915机械地联接，该轴可以在燃气涡轮980的驱动轴(未示出)与发电机970之间传递能量。在图5中还示出了可操作地连接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992的热交换器986。热交换器986可以经由常规导管(编号省略)流体连接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992。燃气涡轮980和/或蒸汽涡轮992可以包括如参考图2至图7和/或本文描述的其他实施方案示出和描述的一个或多个叶片结构200。热交换器986可以是常规热回收蒸汽发生器(HRSG)，诸如在常规联合循环动力系统中使用的那些。如在发电领域中已知的，热交换器986可以使用来自燃气涡轮980的热排气与水供应的组合以产生供给到蒸汽涡轮992的蒸汽。蒸汽涡轮992可以任选地联接到第二发电机系统970(经由第二轴915)。应当理解，发电机970和轴915可以具有本领域已知的任何尺寸或类型，并且可以取决于其应用或其连接到的系统而不同。发电机和轴的共同编号是为了清楚起见，并且不一定表明这些发电机或轴是相同的。在另一个实施方案中，如图8所示，单轴联合循环发电厂990可以包括经由单个轴915联接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992两者的单个发电机970。蒸汽涡轮992和/或燃气涡轮980可以包括参考图2至图7和/或本文描述的其他实施方案示出和描述的一个或多个结构200。
本公开的装置和设备不限于任何一个特定的发动机、涡轮、喷气发动机、发电机、发电系统或其他系统，并且可以与其他飞机系统、发电系统和/或系统(例如，联合循环、简单循环、核反应堆等)一起使用。附加地，本发明的装置可以与本文未描述的其他系统一起使用，这些系统可以受益于本文所述的装置和设备的提高的效率。
在各种实施方案中，被描述为彼此“联接”的部件可以沿着一个或多个接口接合。在一些实施方案中，这些接口可以包括不同部件之间的接合部，并且在其他情况下，这些接口可以包括牢固和/或整体形成的互连。也就是说，在一些情况下，可以同时形成彼此“联接”的部件以限定单个连续构件。然而，在其他实施方案中，这些联接的部件可以形成为单独的构件，并且随后通过已知的过程(例如，紧固、超声焊接、粘结)接合。
本文使用的术语仅用于描述特定示例性实施方案的目的并且不旨为限制性的。如本文所用，单数形式“一”、“一个”和“该”可以旨在也包括复数形式，除非上下文另有明确说明。术语“包括”、“包含”、“含有”和“具有”是包括性的，并且因此指定存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但不排除存在或者添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其组。除非特别标识为执行顺序，否则本文描述的方法步骤、过程和操作不应当被解释为必须要求它们以所讨论或示出的特定顺序执行。还应当理解，可以采用另外的或替代的步骤。
在元件或层被称为“开启”、“接合”、“连接到”或“联接到”另一个元件或层的情况下，它可直接位于其上、接合到、连接到或联接到其他元件或层，或者可存在居间元件或层。相比之下，当元件被称为“直接位于其上”、“直接接合到”、“直接连接到”或“直接联接到”另一个元件或层时，可不存在居间元件或层。用于描述元件之间关系的其他词语应以类似的方式解释(例如，“在…之间”与“直接在…之间”，“相邻”与“直接相邻”等)。如本文所用，术语“和/或”包括一个或多个相关联的所列项目的任何和所有组合。
为便于描述，在本文中可以使用空间相对术语，诸如“内”、“外”、“下方”、“下面”、“下”、“上面”、“上”等，以描述一个元件或特征与另一个元件或特征的关系，如图所示。除了图中描绘的定向之外，空间相对术语可以旨在涵盖使用或操作中的设备的不同定向。例如，如果图中的设备被翻转，则被描述为在其他元件或特征“下面”或“下方”的元件将被定向在其他元件或特征“上方”。因此，示例性术语“下面”可以包括上方和下方的定向。设备可能以其他方式定向(旋转90度或以其他定向)，并且相应地解释本文使用的空间相对描述符。
已经出于示出和描述的目的呈现了本发明的各个方面的前述描述。其不旨在穷举或将本发明限制于所公开的精确形式，并且显然，许多修改和变化是可能的。对于本领域技术人员来说可能显而易见的此类修改和变化包括在由所附权利要求书限定的本发明的范围内。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求书的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例旨在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种适于放置在涡轮机的流动路径内的叶片结构(200)，所述叶片结构(200)包括：
翼型件(202)，所述翼型件包括：吸力侧(204)；与所述吸力侧(204)相对的压力侧(206)；在所述压力侧(206)与所述吸力侧(204)之间的前缘(208)；与所述前缘(208)相对的并且在所述压力侧(206)与所述吸力侧(204)之间的后缘(210)；在第一径向端部处的根部区域(R)；在与所述第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域(T)；以及所述根部区域(R)与所述尖端区域(T)之间的中跨区域(M)；和
至少一个端壁(212)，所述至少一个端壁沿着所述吸力侧(204)、所述压力侧(206)、所述后缘(210)和所述前缘(208)与所述翼型件(202)的所述根部区域(R)或所述尖端区域(T)连接，
其中所述中跨区域(M)包括相对于所述根部区域的轴向宽度和所述尖端区域的轴向宽度减小的轴向宽度，并且所述翼型件(202)在所述中跨区域(202)处的叶片开口-间距比大于所述翼型件(202)在所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)处的叶片开口-间距比，以便与所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)相比使所述流动路径内的流体流朝向所述翼型件(202)的所述中跨区域(M)集中，并且其中所述中跨区域(M)在所述根部区域和所述尖端区域之间创建轴向宽度差异相对于所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)减小了跨所述中跨区域(M)的流体流动剖面损失。
2.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述翼型件(202)在所述中跨区域(M)处的叶片开口-间距比至少为约0.32，并且其中所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)处的叶片开口-间距比最多为约0.24。
3.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述中跨区域(M)中的轴向宽度介于所述翼型件(202)在所述根部区域(R)或所述尖端区域(T)处的轴向宽度的约百分之七十与约百分之九十五之间。
4.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述翼型件(202)的叶片开口与所述翼型件(202)的所述后缘(210)之间的所述吸力侧(204)表面的后表面偏转(BSD)在所述翼型件(202)的所述根部区域或所述尖端区域处介于约33°与约37°之间，并且在所述翼型件(202)的所述中跨区域(M)处介于约31°与约33°之间。
5.根据权利要求4所述的叶片结构(200)，其中在所述后缘(210)的混合点处的所述吸力侧(204)表面与所述吸力侧(204)表面的切线之间的角度介于约0.8°与约5°之间。
6.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述翼型件(202)的所述前缘(208)包括在所述根部区域(R)与所述尖端区域(T)之间的弧形剖面，并且其中所述弧形剖面的顶点位于所述翼型件(202)的所述中跨区域(202)内。
7.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，还包括将所述至少一个端壁(212)的表面连接到所述翼型件(202)的表面的圆角(214)，其中所述圆角(214)的半径等于所述根部或尖端处的所述叶片开口乘以0.233。
8.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述翼型件(202)在所述中跨区域(M)处的叶片开口-间距比与在所述根部区域(R)或所述尖端区域(T)处的叶片开口-间距比之间的差异使所述流动路径内的大部分流体流体积朝向所述翼型件(202)的所述中跨区域(M)集中。
9.根据权利要求1所述的叶片结构(200)，其中所述翼型件(202)在所述根部区域内的间距-轴向宽度比介于约0.7与约1.3之间。
10.一种在涡轮机的流动路径内的静态喷嘴(210)部分，所述静态喷嘴(210)部分包括：
一组静态喷嘴(22)，所述一组静态喷嘴(22)包括至少一个喷嘴(210)，所述喷嘴具有：
翼型件(202)，所述翼型件包括：吸力侧(204)；与所述吸力侧(204)相对的压力侧(206)；在所述压力侧(206)与所述吸力侧(204)之间的前缘(208)；与所述前缘(208)相对的并且在所述压力侧(206)与所述吸力侧(204)之间的后缘(210)；在第一径向端部处的根部区域(R)；在与所述第一径向端部相对的第二径向端部处的尖端区域(T)；以及所述根部区域与所述尖端区域之间的中跨区域(M)；和
至少一个端壁(212)，所述至少一个端壁沿着所述吸力侧(204)、所述压力侧(206)、所述后缘(210)和所述前缘(208)与所述翼型件(202)的所述根部区域(R)或所述尖端区域(T)连接，其中所述翼型件(202)的所述前缘(208)与所述至少一个端壁(212)之间的交叉角介于约10度与约35度之间，
其中所述中跨区域(M)包括相对于所述根部区域(R)的轴向宽度和所述尖端区域(T)的轴向宽度减小的轴向宽度，并且所述翼型件(202)在所述中跨区域(M)处的叶片开口-间距比大于所述翼型件(202)在所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)处的叶片开口-间距比，以便与所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)相比使所述流动路径内的流体流朝向所述翼型件(202)的所述中跨区域(M)集中，并且其中所述中跨区域(M)在所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)之间创建轴向宽度差异相对于所述根部区域(R)和所述尖端区域(T)减小了跨所述中跨区域(M)的流体流动剖面损失。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3358134B1 (en) 2017-02-02 2021-07-14 General Electric Company Steam turbine with rotor blade
US11220910B2 (en) * 2019-07-26 2022-01-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor stator
US20230003132A1 (en) * 2021-07-02 2023-01-05 General Electric Company Frangible airfoil
DE102022109455A1 (de) * 2022-04-19 2023-10-19 MTU Aero Engines AG Leit- und laufschaufelkranz für ein mantelstromtriebwerk

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9417406D0 (en) 1994-08-30 1994-10-19 Gec Alsthom Ltd Turbine blade
JP3621216B2 (ja) 1996-12-05 2005-02-16 株式会社東芝 タービンノズル
US6508630B2 (en) * 2001-03-30 2003-01-21 General Electric Company Twisted stator vane
US6589010B2 (en) * 2001-08-27 2003-07-08 General Electric Company Method for controlling coolant flow in airfoil, flow control structure and airfoil incorporating the same
JP4373629B2 (ja) * 2001-08-31 2009-11-25 株式会社東芝 軸流タービン
JP2005315178A (ja) 2004-04-28 2005-11-10 Toshiba Corp 軸流タービン
US7220103B2 (en) * 2004-10-18 2007-05-22 United Technologies Corporation Impingement cooling of large fillet of an airfoil
JP4724034B2 (ja) 2005-03-31 2011-07-13 株式会社東芝 軸流タービン
GB0701866D0 (en) * 2007-01-31 2007-03-14 Rolls Royce Plc Tone noise reduction in turbomachines
US8057187B2 (en) * 2008-09-08 2011-11-15 General Electric Company Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine
US8602727B2 (en) * 2010-07-22 2013-12-10 General Electric Company Turbine nozzle segment having arcuate concave leading edge
EP2476862B1 (en) * 2011-01-13 2013-11-20 Alstom Technology Ltd Vane for an axial flow turbomachine and corresponding turbomachine
GB201108001D0 (en) * 2011-05-13 2011-06-29 Rolls Royce Plc A method of reducing asymmetric fluid flow effect in a passage
EP3023585B1 (en) 2014-11-21 2017-05-31 General Electric Technology GmbH Turbine arrangement
JP6421091B2 (ja) 2015-07-30 2018-11-07 三菱日立パワーシステムズ株式会社 軸流圧縮機、それを備えたガスタービン、及び軸流圧縮機の静翼
EP3358134B1 (en) 2017-02-02 2021-07-14 General Electric Company Steam turbine with rotor blade

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