CN111919013B

CN111919013B - 具有结合波浪形配合面的端壁造型的涡轮级平台

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Publication number: CN111919013B
Application number: CN201880092149.3A
Authority: CN
Inventors: R·古斯塔夫森; 王理申; F·塔雷米
Original assignee: Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Current assignee: Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Priority date: 2018-03-30
Filing date: 2018-03-30
Publication date: 2022-11-15
Anticipated expiration: 2038-03-30
Also published as: WO2019190539A1; JP2021525327A; CN111919013A; JP7250813B2; US20210017862A1; US11739644B2; EP3755885A1

Abstract

涡轮级（100）包括相应地从第一平台（12a）和第二平台（12b）延伸的第一翼型件（10a）和第二翼型件（10b），该第一平台（12a）和第二平台（12b）为流动通道形成端壁（40）。该端壁（40）具有关于该涡轮级的轴线轴对称的名义表面（60）。该端壁（40）还包括相对于该轴线非轴对称的至少一个造型区域（42、46）。该至少一个造型区域（42、46）从第一平台（12a）跨越平台拼合线（30）延伸到第二平台（12b）。该端壁（40）的整体最大高程变化ΔEW是该翼型件（10a、10b）在该端壁（40）上的轴向弦长L的至少3%。在平台（12a、12b）的配合面（26、28）处的最大高程变化ΔMF处于15‑60%ΔEW的范围内。

Description

具有结合波浪形配合面的端壁造型的涡轮级平台

技术领域

本发明涉及燃气涡轮发动机，并且特别是涉及具有非轴对称造型（contoured）端壁的固定涡轮轮叶和旋转涡轮叶片。

背景技术

在例如燃气涡轮发动机之类的涡轮机中，空气在压缩机部段中被加压，并且随后与燃料混合并在燃烧器部段中燃烧，以产生热燃烧气体。包括热燃烧气体的工作介质在发动机的涡轮部段内膨胀，在那里能量被提取以为压缩机部段供能并产生有用功，例如使发电机转动来发电。该工作介质行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可包括一排固定轮叶，继之以一排旋转叶片，其中，这些叶片从该热燃烧气体提取能量以便提供输出。

每个旋转叶片通常包括附接件，其适于装配在槽、平台和翼型件中的一者中。当叶片被安装在轮毂中时，平台彼此协作，以部分地限定环形工作介质流动路径的径向内部边界。翼型件跨越该流动路径，使得翼型件末梢紧密靠近固定部件，例如涡轮环段。该环段外接叶片阵列，以部分地限定该流动路径的径向外部边界。可替代地，叶片可具有径向外部平台或围罩，其部分地限定该流动路径的径向外部边界。该径向内部平台和该径向外部平台（如果存在）限定了流动路径端壁。

每个固定轮叶通常具有径向内部和外部的平台，其部分地限定径向内部和外部的流动路径边界。翼型件从该内部平台到该外部平台跨越该流动路径。该轮叶的径向内部和外部的平台也限定了流动路径端壁。

在发动机操作期间，工作介质流体的流流过涡轮流动路径。在这些端壁附近，流体流动被称为马蹄涡的涡流结构支配。该涡流由于端壁边界层而形成，该端壁边界层当流体接近翼型件时与端壁分离。分离的流体重新组织成该马蹄涡。存在与该涡流相关联的高效率损失。该损失被称为“二次”或“端壁”损失。

为了解决二次损失，已知为叶片和轮叶端壁设置非轴对称造型表面。造型端壁表面可能会存在机械方面的挑战，特别是在相邻平台的配合面处。

发明内容

简言之，本发明的各方面涉及端壁的造型上的改进，以在实现性能收益的同时实现制造可行性。

根据本发明的一个方面，提供了一种涡轮级。所述涡轮级包括第一翼型件和第二翼型件，所述第一翼型件从第一平台延伸，所述第二翼型件与所述第一翼型件周向隔开并且从第二平台延伸。工作介质的流动通道被限定在所述第一翼型件和所述第二翼型件之间，所述第一平台和所述第二平台为所述流动通道限定了端壁。所述第一平台和所述第二平台包括沿平台拼合线接合的相应配合面。所述端壁具有关于所述涡轮级的轴线轴对称的名义表面。所述端壁还包括相对于所述轴线非轴对称的至少一个造型区域。所述至少一个造型区域从所述第一平台跨越所述平台拼合线延伸到所述第二平台。所述端壁的整体最大高程变化ΔEW是所述翼型件在所述端壁上的轴向弦长L的至少3%。在任何所述配合面处的最大高程变化ΔMF处于15-60% ΔEW的范围内。

附图说明

借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了特定构造并且不限制本发明的范围。

图1图示了根据本发明的各方面的造型端壁的形貌；以及

图2是放大（未按比例绘制）的示意图，其图示了如沿轴向方向投影的沿图1中的剖面P-P、Q-Q和R-R的高程上的变化。

具体实施方式

在下面对优选实施例的详细描述中，参考了形成本文的一部分的附图，并且在附图中，作为图示而非作为限制示出了其中可实践本发明的特定实施例。要理解的是，可利用其他实施例，并且可作出改变，而不脱离本发明的精神和范围。

在说明书和附图中，方向轴A、R和C相应地表示燃气涡轮发动机的轴向方向、径向方向和周向方向。

在说明书和权利要求中，范围被理解为包括所述的边界值。例如，用语“在X-Y之间”被理解为包括X和Y的值。

现在参考图1，其根据本发明的各方面图示了涡轮级100的一部分。涡轮级100包括彼此周向隔开定位的翼型件10的阵列。在图1中，描绘了两个周向相邻的翼型件10，即第一翼型件10a和第二翼型件10b。翼型件10a、10b中的每一个相应地包括在前缘18和后缘20之间延伸的大致凹形的压力侧表面14和大致凸形的吸力侧表面16。第一翼型件10a和第二翼型件10b从相应的第一平台12a和第二平台12b沿径向方向R延伸。在翼型件10a、10b之间限定了用于工作介质的流动通道50。平台12a、12b形成端壁40，其限定了流动通道50的径向边界。端壁40可位于翼型件10a、10b的轮毂侧或内径（称为内端壁）处，或者位于翼型件10a、10b的末梢侧或外径（称为外端壁）处。翼型件10可属于一排固定涡轮轮叶或旋转涡轮叶片。

每个平台12a、12b都包括上游边缘22和轴向相对的下游边缘24。每个平台12a、12b还包括周向相对的第一配合面26和第二配合面28，它们各自从上游边缘22延伸到下游边缘24。第一平台12a的第一配合面26与第二平台12b的第二配合面28对准并接合。配合面26、28的交界面限定了平台拼合线30。端壁40是通过平台12的周向级联形成的环形结构。端壁40具有关于该涡轮级的轴线轴对称的名义表面（nominal surface）60。在一个实施例中，端壁40的名义表面60可限定圆柱形表面。在另一个实施例中，端壁40的名义表面60可限定锥形表面（即，形成锥体的一部分）。

为了解决由于马蹄涡的形成而引起的二次损失，端壁40可包括关于涡轮轴线非轴对称的一个或多个造型区域。例如，造型区域可包括处于相邻翼型件10a、10b之间的流动通道50中的端壁40上的凸出部或丘42或者凹陷部或谷46。

凸出部42是指端壁40的相对于名义表面60进入到流动通道50中的高起部。在本说明书的上下文中，凸出部42可被说成具有正高程。凸出部42可包括峰44，其限定了最大正高程点。从该峰44起，凸出部42可朝向名义表面60倾斜，然后合并到名义表面60（处于零高程处）上。因此，凸出部或丘42被理解为包括围绕（并包括）峰44的正高程的连续区域。凸出部42例如可包括凸表面。在图1中，凸出部42被示出为从端壁40的轴对称的名义表面60起具有共同高程的正等值线。

凹陷部46是指端壁40的相对于名义表面60远离流动通道50的高起部。在本说明书的上下文中，凹陷部46可被说成具有负高程。凹陷部46可包括底部点48，其限定了最大负高程点。从底部点48起，凹陷部46可朝向名义表面60倾斜，然后合并到名义表面60（处于零高程处）中。因此，凹陷部或谷46被理解为包括围绕（并包括）底部点48的负高程的连续区域。凹陷部46例如可包括凹表面。在图1中，凹陷部46被示出为从端壁40的轴对称的名义表面60起具有共同高程的负等值线。

为了提高的性能收益，可在端壁40的大范围上设置包括凸出部42或凹陷部46的造型区域。在这样的情况下，每个凸出部42或凹陷部46可由位于第一平台12a上的第一部分和位于第二平台12b上的第二部分形成。因此，凸出部42或凹陷部46作为整体从第一平台12a跨越平台拼合线30延伸到第二平台12b。在这样的情况下，配合面26、28中的每一个可沿轴向方向A在上游边缘22和下游边缘24之间具有波浪形造型（即，连续变化的高程）。

本发明人已认识到，涡轮级100的气动效率部分地取决于造型端壁40上的最大高程变化。本发明人还认识到，在配合面26、28处所产生的高程上的变化可能会构成机械和热传递方面的挑战，因此尽管具有理论上的性能收益，但波浪形配合面在实践中可能难以实现。例如，波浪形配合面将需要配合面密封的波浪形设计，这将增加复杂性，同时还增加泄漏。实现波浪形配合面的另一种解决方案可能是将阻尼销（damper pin）（用于旋转叶片）以一定角度或以减小的半径安装，这将会使平台更厚，从而增加部件的质量。

本发明的各方面提供了一种造型端壁形状，其允许以最低的气动效率成本（或成本气动效率比，cost to the aerodynamic efficiency）实现解决上述技术问题中的一个或多个的可实现的机械和热设计。在一个实施例中，这通过如下方式来实现，即将端壁40设计成使得：a）端壁40的整体最大高程变化ΔEW为翼型件10a、10b在所述端壁40上的轴向弦长L的至少3%；以及b）任何所述配合面26、28处的最大高程变化ΔMF处于15-60% ΔEW的范围内。该轴向弦长L可被限定为端壁40上的前缘18和后缘20之间在轴向方向A上的距离。特征a）确保了实现显著的气动性能收益。特征b）确保了配合面变化受到约束，以限制波度，从而实现可行的设计，但仍足够高，来以最低的效率成本（或成本效率比，cost toefficiency）维持性能收益。

在第一示例性实施例中，端壁40可仅包括一个造型区域，其包括如图1中所示的凸出部42（但不包括凹陷部46）。图2示出了从上游边缘22到下游边缘24的包括凸出部42的剖面P-P中的高程变化。在该第一示例中，端壁40的整体最大高程变化ΔEW₁等于凸出部42的峰44相对于名义表面60的高程或高度h。峰44的高程或高度h垂直于名义表面60测量。

在第二示例性实施例中，端壁40可仅包括一个造型区域，其包括如图1中所示的凹陷部46（但不包括凸出部42）。图2示出了从上游边缘22到下游边缘24的包括凹陷部46的剖面Q-Q中的高程变化。在该第二示例中，端壁40的整体最大高程变化ΔEW₂等于凹陷部46的底部点48相对于名义表面60的高程或深度d。在与峰44的高度h相反的意义上，凹陷部46的高程或深度d垂直于名义表面60测量。

在第三示例性实施例中，端壁40可包括多个造型区域，其包括具有凸出部42的第一造型区域和具有凹陷部46的第二造型区域，如图1中所示。在这样的情况下，端壁40的整体最大高程变化ΔEW等于凸出部42的峰44与凹陷部46的底部点48之间的相对于名义表面60的高程差。如从图2看到的，在第三示例中，ΔEW₃等于峰44的高度h和底部点48的深度d之和。通常，在具有如下造型端壁40的实施例中，即：该端壁40具有至少一个凸出部42和至少一个凹陷部46，端壁40的最大高程变化ΔEW整体上特别是可为轴向弦长L的至少5%，以实现显著更高的气动效率。

如上所述，本发明的各方面提供了一种在维持机械可行性的同时最大化造型端壁的气动性能收益的方法。这可通过如下方式来实现，即：根据端壁的整体最大高程变化，来约束配合面处的最大高程变化。图2中示出了从上游边缘22到下游边缘24的包括配合面的剖面R-R中的高程变化。配合面26、28处的最大高程变化ΔMF被限定为相对于名义表面60的配合面26、28处的最大高程点72与最小高程点72之间的高程差。根据一个实施例，在任何配合面26、28处的最大高程变化ΔMF处于15-60% ΔEW的范围内。在一些实施例中，在任何配合面26、28处的最大高程变化ΔMF可处于30-45% ΔEW的范围内。上述约束可被结合到计算机模型中，该模型例如利用样条函数或正弦函数等来生成端壁40的三维形状。

虽然已详细地描述了特定实施例，但是本领域普通技术人员将理解，可根据本公开的整体教导来形成那些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的特定布置结构仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求及其任何和所有等同形式的全部范围给出。

Claims

1.一种涡轮级（100），包括：

第一翼型件（10a）和第二翼型件（10b），所述第一翼型件（10a）从第一平台（12a）延伸，所述第二翼型件（10b）与所述第一翼型件（10a）周向隔开并且从第二平台（12b）延伸，

其中，工作介质的流动通道（50）被限定在所述第一翼型件（10a）和所述第二翼型件（10b）之间，所述第一平台（12a）和所述第二平台（12b）为所述流动通道（50）限定了端壁（40），

其中，所述第一平台（12a）和所述第二平台（12b）包括沿平台拼合线（30）接合的相应配合面（26、28），

其中，所述端壁（40）具有关于所述涡轮级的轴线轴对称的名义表面（60），所述端壁（40）还包括相对于所述轴线非轴对称的至少一个造型区域（42、46），所述至少一个造型区域（42、46）从所述第一平台（12a）跨越所述平台拼合线（30）延伸到所述第二平台（12b），

其中，所述端壁（40）的整体最大高程变化ΔEW是所述翼型件（10a、10b）在所述端壁（40）上的轴向弦长L的至少3%，并且

其中，在任何所述配合面（26、28）处的最大高程变化ΔMF处于15-60% ΔEW的范围内。

2.根据权利要求1所述的涡轮级（100），

其中，所述至少一个造型区域包括凸出部（42），以及

其中，所述端壁（40）的所述整体最大高程变化ΔEW由所述凸出部（42）的峰（44）相对于所述名义表面（60）的高度h限定。

3.根据权利要求1所述的涡轮级（100），

其中，所述至少一个造型区域包括凹陷部（46），以及

其中，所述端壁（40）的所述整体最大高程变化ΔEW被限定为所述凹陷部（46）的底部点（48）相对于所述名义表面（60）的深度d。

4.根据权利要求1所述的涡轮级（100），

其中，所述至少一个造型区域包括：包括凸出部（42）的第一区域；以及包括凹陷部（46）的第二区域，

其中，所述端壁（40）的所述整体最大高程变化ΔEW被限定为相对于所述名义表面（60）的所述凸出部（42）的峰（44）与所述凹陷部（46）的底部点（48）之间的高程差。

5.根据权利要求4所述的涡轮级（100），其中，所述端壁（40）的所述整体最大高程变化ΔEW是所述翼型件（10a、10b）在所述端壁（40）上的所述轴向弦长L的至少5%。

6.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮级（100），其中，在任何所述配合面（26、28）处的所述最大高程变化ΔMF处于30-45% ΔEW的范围内。

7.根据权利要求1-5中任一项所述的涡轮级（100），

其中，所述翼型件（10a、10b）属于一排旋转叶片，并且

其中，所述端壁（40）是位于所述翼型件（10a、10b）的轮毂侧处的内端壁。

8.根据权利要求1-5中任一项所述的涡轮级（100），

其中，所述翼型件（10a、10b）属于一排固定轮叶，并且

9.根据权利要求1-5中任一项所述的涡轮级（100），

其中，所述翼型件（10a、10b）属于一排固定轮叶，并且

其中，所述端壁（40）是位于所述翼型件（10a、10b）的末梢侧处的外端壁。