CN114320481A - 具有双部分跨度护罩和空气动力学特征的涡轮机桨叶 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种桨叶(120，220)，包括一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)和一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)。桨叶(120，220)还包括燕尾部(234)、翼型(224)和设置在翼型(224)和燕尾部(234)之间的平台(236)。翼型(224)包括在前缘和后缘(226，228)之间延伸的压力侧壁和相对抽吸侧壁。径向内侧部分跨度护罩(238，240)从翼型(224)向外延伸，使得径向内侧部分跨度护罩中的每一者与前缘间隔一定距离并且与后缘间隔一定距离。径向外侧部分跨度护罩(242，244)从翼型(224)向外延伸，使得径向外侧部分跨度护罩(242，244)中的每一者与前缘间隔一定距离并且与后缘间隔一定距离，并且使得径向内侧部分跨度护罩(238，240)位于径向外侧部分跨度护罩(242，244)与平台之间。翼型(224)和燕尾部中的至少一者包括有助于桨叶的模态形状调整的至少一个空气动力学特征。

Description

具有双部分跨度护罩和空气动力学特征的涡轮机桨叶
背景技术
本公开的领域整体涉及旋转机器，并且更具体地讲，涉及与旋转机器一起使用的桨叶。
至少一些已知的旋转机器包括联接到转子轴的至少一个转子组件。转子组件包括多个周向间隔开的桨片或桨叶，这些桨片或桨叶朝向固定壳体径向向外延伸，从而限定通过旋转机器的流动路径的一部分。多个固定叶片以周向阵列联接到壳体，使得固定叶片径向向内延伸到流动路径中。固定叶片和旋转桨叶被布置成交替排，使得叶片排和紧靠下游的桨片或桨叶排形成旋转机器的“级”。叶片将流引向下游桨叶排，其中桨叶从流中提取能量，由此产生驱动转子和/或附接负载(例如，发电机)所需的动力。例如但不限于，转子组件可以是蒸汽涡轮机的一部分，或燃气涡轮发动机的压缩机或涡轮机区段的一部分。
至少一些已知的桨片或桨叶在其高速旋转时可能受到振动和/或轴向扭转。例如，至少一些已知的桨叶可能特别容易受到非同步振动的影响，该非同步振动可与旋转机器操作期间的非整体振动或抖振相关联。此类桨片的操作寿命周期可至少部分地受旋转机器操作期间引起的振动应力所产生的疲劳的限制。
为了便于减小振动应力的影响，在一些级中，至少一些桨片或桨叶可包括部分跨度护罩，该部分跨度护罩沿着每个翼型的压力侧和抽吸侧延伸，介于翼型的尖端和根部区段之间。在转子操作期间，相邻桨片相互接触并且沿部分跨度护罩滑动。尽管此类护罩增强了相邻桨片之间的联接，但取决于桨片的形状和尺寸，护罩可能仅提供有限的益处。因此，其他已知的桨片被制造为具有中空尖端腔体，这减小了翼型的整体重量。或者，其他已知的桨片被制造为具有形成在桨片尖端部分或桨片燕尾部部分中的一系列孔。尽管此类翼型的减小质量减少了在转子操作期间对此类桨片引起的力，但取决于载荷要求和/或机械和/或航空机械性能限制，形成具有减小重量的桨片的益处可能是有限的。因此，需要一种通过改进的振动阻尼和/或改进的蠕变寿命而增强性能的桨叶设计。
发明内容
在一个方面，提供了一种用于与旋转机器一起使用的桨叶。桨叶包括燕尾部、翼型、一对径向内侧部分跨度护罩、一对径向外侧部分跨度护罩，以及在翼型和燕尾部之间延伸的平台。翼型从平台径向向外延伸到尖端。翼型包括压力侧和相对的抽吸侧。压力侧和抽吸侧各自从前缘延伸到后缘。所述径向内侧部分跨度护罩中的第一者在平台上方的第一径向高度处从翼型抽吸侧向外延伸。径向内侧部分跨度护罩中的第二者在平台上方的第一径向高度处从翼型压力侧向外延伸。径向外侧部分跨度护罩中的第一者在平台上方的第二径向高度处从翼型抽吸侧向外延伸。径向外侧部分跨度护罩中的第二者在平台上方的第二径向高度处从翼型压力侧向外延伸，其中第二径向高度大于第一径向高度。该对径向内侧部分跨度护罩和一对径向外侧部分跨度护罩中的每一者仅部分地在翼型前缘和后缘之间延伸。翼型还包括有助于模态形状调整的至少一个内部空气动力学特征。
另一方面，提供了一种用于与涡轮机一起使用的转子轮。转子轮包括围绕转子轮的外周边周间隔开的桨叶排、一对径向内侧部分跨度护罩和一对径向外侧部分跨度护罩。桨叶中的每一者包括用于将桨叶中的每一者联接到转子轮的燕尾部。桨叶各自还包括翼型以及在翼型和燕尾部之间延伸的平台。翼型包括压力侧和沿前缘和后缘联接到压力侧的相对抽吸侧。该对径向内侧部分跨度护罩以镜像取向从翼型向外延伸，使得径向内侧部分跨度护罩中的每一者与前缘间隔一定距离并且与翼型后缘间隔一定距离。该对径向外侧部分跨度护罩以镜像取向从翼型向外延伸，使得径向外侧部分跨度护罩中的每一者与翼型前缘间隔一定距离并且与翼型后缘间隔一定距离，并且使得该对径向内侧部分跨度护罩位于该对径向外侧部分跨度护罩与平台之间。翼型和燕尾部中的至少一者包括有助于桨叶中的每一者的模态形状调整的至少一个空气动力学特征。
在另一方面，提供了一种涡轮机桨叶。涡轮机桨叶包括用于将桨叶联接到涡轮机的燕尾部、翼型、一对径向内侧部分跨度护罩、一对径向外侧部分跨度护罩，以及在翼型和燕尾部之间延伸的平台。翼型从平台径向向外延伸到尖端。翼型包括沿前缘和后缘联接在一起的压力侧和相对抽吸侧。该对径向内侧部分跨度护罩从翼型向外延伸，使得径向内侧部分跨度护罩中的每一者的前缘与翼型前缘间隔一定距离，并且使得径向内侧部分跨度护罩中的每一者的后缘与翼型后缘间隔一定距离。该对径向外侧部分跨度护罩从翼型向外延伸，使得径向外侧部分跨度护罩中的每一者的前缘与翼型前缘间隔一定距离，并且使得径向内侧部分跨度护罩中的每一者的后缘与翼型后缘间隔一定距离。该对径向内侧部分跨度护罩位于该对径向外侧部分跨度护罩与平台之间。翼型还包括至少一个尖端盲孔，该至少一个尖端盲孔从翼型的尖端朝向燕尾部延伸；以及至少一个中空尖端腔体，该至少一个中空尖端腔体在翼型内部形成在径向外侧部分跨度护罩和翼型尖端之间。
附图说明
图1是示例性旋转机械的示意图；
图2是可与图1所示的旋转机器一起使用的示例性桨叶的前视图；并且
图3是图2所示的桨叶的侧视图并且示出桨叶的示例性内部配置。
具体实施方式
本文描述的实施方案克服了已知旋转部件的至少一些缺点。实施方案包括旋转部件，该旋转部件包括燕尾部、翼型、一对径向内侧部分跨度护罩、一对径向外侧部分跨度护罩，以及在翼型和燕尾部之间延伸的平台。翼型从平台径向向外延伸到尖端。翼型包括压力侧和相对的抽吸侧。压力侧和抽吸侧各自从前缘延伸到后缘。所述径向内侧部分跨度护罩中的第一者在平台上方的第一径向高度处从翼型抽吸侧向外延伸。径向内侧部分跨度护罩中的第二者在平台上方的第一径向高度处从翼型压力侧向外延伸。径向外侧部分跨度护罩中的第一者在平台上方的第二径向高度处从翼型抽吸侧向外延伸。径向外侧部分跨度护罩中的第二者在平台上方的第二径向高度处从翼型压力侧向外延伸，其中第二径向高度大于第一径向高度。该对径向内侧部分跨度护罩和一对径向外侧部分跨度护罩中的每一者仅部分地在翼型前缘和后缘之间延伸。翼型还包括有助于模态形状调整的至少一个内部空气动力学特征。
除非另外指示，否则如本文所使用的近似语言，诸如“大体地”、“基本上”和“约”指示如本领域普通技术人员将认识到的，如此修饰的术语可以仅适用于近似程度，而不是绝对或完美程度。因此，由一个或多个术语(诸如“约”、“大约”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。除此之外，除非另外指示，否则术语“第一”、“第二”等在本文中仅用作标记，并且不旨在对这些术语所涉及的项目施加顺序、位置或分级要求。此外，例如，对“第二”项目的引用不要求或排除存在例如“第一”或较低编号的项目或者“第三”或更高编号的项目。如本文所用，术语“上游”是指旋转机器的前端或入口端，并且术语“下游”是指旋转机器的下游端或排出口端。
图1是示例性旋转机器110的示意图。在示例性实施方案中，旋转机器110为燃气涡轮发动机。例如，在一个实施方案中，机器100是从通用电气公司商购获得的燃气涡轮发动机。另选地，旋转机器110可以是任何其他涡轮发动机和/或旋转机器，包括但不限于蒸汽涡轮发动机、燃气涡轮风扇飞机发动机、其他飞机发动机、风力涡轮机、压缩机和/或泵。在示例性实施方案中，燃气涡轮机110包括转子组件112，该转子组件包括轴114和多个轴向间隔的转子轮118。
多个旋转桨叶或桨片120联接到每个转子轮118，使得每个桨叶120从每个相应转子轮118径向向外延伸。更具体地，桨叶120以周向围绕每个轮118延伸的排进行布置。多个固定叶片122围绕轴118周向延伸，使得每个固定叶片122排处于一对轴向相邻的桨叶120排之间。例如，涡轮机110包括多个级，该多个级包括从转子轮118延伸的固定叶片122排和旋转桨片120排。
压缩机124联接在进气区段123的下游，并且多个燃烧器126围绕转子组件112周向联接，使得每个燃烧器126与压缩机124流动连通。排气区段130联接在涡轮机110的下游。涡轮机110经由轴114可旋转地联接到压缩机124。
在操作期间，处于大气压力的空气由压缩机124压缩并且向下游递送到燃烧器126。通过向空气中添加燃料并且燃烧所得的空气/燃料混合物来加热离开压缩机的空气。然后，由燃烧级中的燃料的燃烧产生的气流膨胀通过涡轮机110，从而递送其能量中的一些以驱动涡轮机110和负载(诸如发电机)。
为了产生所需的驱动转矩，涡轮机110包括一个或多个级。每个级包括固定叶片122排和安装在转子轮118上的旋转桨片120排。固定叶片122将来自燃烧级的进入气体引导到旋转桨片120上，由此驱动转子轮118和转子轴114。
图2是可与旋转机器110(如图1所示)一起使用的示例性桨叶220的前视图。图3是桨叶220的侧视图并且示出桨叶的示例性内部配置222。尽管旋转机器110被描述为燃气涡轮发动机，但应该理解桨叶220可与其他电动涡轮机器一起使用，包括但不限于蒸汽涡轮发动机、压缩机和/或风扇。在示例性实施方案中，每个周向排中的桨叶220是相同的。在另选实施方案中，每排中的至少一个桨叶220可不同于该排中的剩余桨叶220。
桨叶220包括翼型部分或翼型224，其形成有前缘226和相对的后缘228。压力侧壁230和抽吸侧壁232从前缘226延伸到后缘228。燕尾部234使得桨叶220能够联接到涡轮转子轮118(如图1所示)。燕尾部234和翼型224由平台236分开，该平台可包括“天使翼”密封件(未示出)。
在示例性实施方案中，翼型224包括一对径向内侧部分跨度护罩238和240，其以镜像关系远离翼型224的向外延伸。更具体地说，部分跨度护罩238从翼型压力侧壁230向外延伸，并且部分跨度护罩240从翼型抽吸侧232向外延伸。在示例性实施方案中，护罩238和240基本上周向对准，使得每一者从翼型224以相同的径向跨度Si向外延伸。另选地，护罩238和240可在不同的径向跨度Si位置处从翼型224向外延伸。此外，在示例性实施方案中，护罩238和240基本上相同并且相对于翼型224呈镜像关系。在另选实施方案中，护罩238和240的形状或尺寸可彼此不同地设置。
此外，在示例性实施方案中，翼型224还包括一对径向外侧部分跨度护罩242和244。护罩242和244以镜像关系从翼型224周向向外延伸，使得外部部分跨度护罩242从翼型抽吸侧壁232向外延伸，并且外部部分跨度护罩244从翼型压力侧壁230向外延伸。在示例性实施方案中，护罩242和244基本上周向对准，使得每一者从翼型224以相同的径向跨度Si向外延伸。另选地，护罩242和244可在不同的径向跨度So位置处从翼型224向外延伸。在每个实施方案中，径向外侧部分跨度护罩242和244各自从径向内侧部分跨度护罩238和240径向向外定位，并且各自从桨叶220的尖端246径向向内。此外，尽管在示例性实施方案中，护罩242和244基本上相同并且相对于翼型224呈镜像关系，但另选地，护罩242和244可为不同的。
在示例性实施方案中，径向内侧部分跨度护罩238和240位于如从平台236测量的翼型224的径向跨度Si的约20％至约60％的范围内，并且径向外侧部分跨度护罩242和244位于翼型224的径向跨度SO的约60％至90％之间。此外，内部部分跨度护罩238和240与外部部分跨度护罩242和244之间的最小径向距离约为翼型224的径向长度R1的10％。
在示例性实施方案中，内部和外部部分跨度护罩238和240以及242和244分别具有翼型横截面形状，其弦长比介于约1.05和1.2之间。另选地，其他部分跨度护罩238和240和/或242和244可具有任何其他空气动力学横截面形状和/或任何其他弦长比，其使得翼型224能够如本文所述地起作用。例如，每个部分跨度护罩238和240和/或242和244的后缘245可以部分跨度护罩的弦长的约10％至约90％之间的距离与桨叶220的后缘228间隔开。此外，并且例如，部分跨度护罩可具有为翼型宽度的约20-75％的长度(即，在前缘226和后缘228之间测量的距离)。
内部和外部部分跨度护罩238和240以及242和244分别有助于通过增强阻尼和模态形状修改而针对桨叶220实现空气动力学益处。例如，护罩238和240以及242和244有助于桨叶220以增加的频率和振动能力、高弦桨叶和/或不需要阻尼销的短柄桨叶操作。此外，护罩238和240、242和244的使用有助于减少桨叶220内的颤振的可能性，同时通过消除通常与至少一些已知桨叶一起使用的桨片尖端护罩来提高桨叶220内的蠕变寿命。
如图3中最佳可见，在示例性实施方案中，桨叶220包括在压力侧壁230和抽吸侧壁232之间形成在翼型224内的中空区域300。中空区域300可具有使得桨叶220能够如本文所述起作用的任何尺寸或形状。更具体地说，在每个实施方案中，区域300从尖端246径向向内以及从径向外侧部分跨度护罩242和244径向向外限定。此外，在示例性实施方案中，中空区域300由一对中空腔体302和304形成，这些中空腔体各自具有类似于尖端区域246中的翼型224的轮廓的成形轮廓。另选地，区域300可由任何数量的腔体形成，包括单个腔体，这使得桨叶220能够如本文所述起作用。此外，在其他实施方案中，腔体302和304可以间隔得更远，和/或腔体302和/或304可以具有使得桨叶220能够如本文所述起作用的任何其他形状。此外，中空区域300可包括分别在压力侧壁230和抽吸侧壁232之间延伸的结构连接器(未示出)。在另一个实施方案中，中空区域300可包含用于桨叶220的内部阻尼器(未示出)的至少一部分。在另一个实施方案中，腔体302和/或304可包括尖端芯，该芯包括位于桨片尖端246处的顶表面。
中空区域300有助于通过模态形状修改以及通过减少翼型224的质量来针对桨叶220实现空气动力学益处。更具体地说，区域300减小了桨叶220的总重量，并且因此，区域300的形状和位置可以被可变地选择以促进模态形状修改。因此，区域300有助于以增加的频率和振动能力实现桨叶220的操作。
此外，在示例性实施方案中，桨叶220还包括邻近桨叶尖端区域246形成的多个孔350。更具体地，在示例性实施方案中，孔350从腔体302和304径向向内延伸。在示例性实施方案中，孔350的尺寸相同并且每个孔从相应的腔体302或304延伸通过燕尾部234。另选地，至少一个孔350的尺寸可与剩余孔350不同地设置。此外，在另选实施方案中，至少一个孔350可仅部分地从相应腔体302和/或304朝向燕尾部234延伸。例如，在一些实施方案中，至少一个孔350从腔体302或304延伸穿过翼型224达到深度D，该深度D不同于其他孔350的深度D。
在示例性实施方案中，相邻孔350之间的间距S在孔350之间为基本均匀的。另选地，孔350可以使得桨叶220能够如本文所述起作用的任何相对间距S间隔开。因此，孔350可以被布置成可在桨叶220上变化的组。此外，在示例性实施方案中，每个孔350形成为在其整个长度L上具有基本恒定的直径d。另选地，孔350可形成为在其整个长度L上具有向内渐缩、向外扩展或变化的直径。因此，孔350沿其长度L的取向也可改变。在示例性实施方案中，每个孔350的长度L从相应的腔体302或304延伸通过燕尾部234。更具体地说，在示例性实施方案中，孔350在燕尾部234内从燕尾部234的下表面235朝向平台236向内渐缩，并且然后彼此基本上平行地延伸通过翼型224到每个相应的腔体302或304中。
孔350的间距S、取向、深度D、直径d和数量可由多个因素确定，这些因素包括但不限于涡轮应用、期望的桨叶模态形状调整和/或桨叶220的质量和/或重量考虑。此外，制造考虑方面可能是因素，诸如但不限于电子放电加工限制。此外，保持最小壁厚度也可以是选择孔350的数量、位置、尺寸和取向的因素。在每个实施方案中，孔350有助于减小桨叶220的重量和质量，这继而有助于减小桨叶220在涡轮机操作期间承受的力。此外，因为孔350延伸通过燕尾部234和翼型224，所以空气流可被引导通过孔350以提供沿翼型尖端246的流喷射。
孔350有助于减小在操作期间对桨叶220引起的力的影响。更具体地说，孔减小桨叶220的重量和质量，从而减小可引起力的材料量。因为孔350延伸通过桨叶220并进入尖端区域236，所以有利于减小整个桨叶220的应力水平，使得与已知的桨叶相比，桨叶220可以更薄的厚度制造。
此外，为了进一步减小对桨叶220引起的应力的影响，在示例性实施方案中，桨叶220还包括多个桨片尖端盲孔400。在示例性实施方案中，孔400从翼型尖端246朝向燕尾部234径向向内延伸。更具体地，在示例性实施方案中，孔400延伸达深度D，该深度D被选择为确保孔400从径向外侧部分跨度护罩242和244径向向外终止。在示例性实施方案中，孔400的尺寸被相同地设置。另选地，至少一个孔400的尺寸可与剩余孔400不同地设置。此外，在另选实施方案中，至少一个孔400可径向延伸通过翼型224达到深度D，该深度D不同于其他孔400的深度D。
在示例性实施方案中，相邻孔400之间的间距S为基本均匀的。另选地，孔400可以使得桨叶220能够如本文所述起作用的任何相对间距S间隔开。此外，在示例性实施方案中，每个孔400形成为在其整个长度L上具有基本恒定的直径d。另选地，孔400可形成为沿其长度L具有向内渐缩、向外扩展或变化的直径。因此，孔400沿其长度L的取向也可改变。
通常，孔400限定在桨叶220的外部尖端端部。更具体地，在示例性实施方案中，孔400限定在翼型后缘228和中空腔体302和304之间。另选地，孔400的间距S、取向、深度D、直径d和数量可由多个因素确定，这些因素包括但不限于涡轮应用、期望的桨叶模态形状调整和/或桨叶220的质量和/或重量考虑。此外，制造考虑方面可能是因素，诸如但不限于电子放电加工限制。此外，保持最小壁厚度也可以是选择孔400的数量、位置、尺寸和取向的因素。在每个实施方案中，孔400有助于减小桨叶220的重量和质量，这继而有助于减小桨叶220在涡轮机操作期间承受的力。
此外，为了进一步减小对桨叶220引起的应力的影响，在示例性实施方案中，桨叶220还包括多个燕尾部盲孔440。在一些实施方案中，桨叶220可以不包括孔440和/或孔350。在其他实施方案中，取决于操作环境，桨叶220可以不包括孔440或孔400。在示例性实施方案中，孔440从桨叶下表面235通过平台236径向向外延伸穿过燕尾部234。在示例性实施方案中，孔440的尺寸被相同地设置。另选地，至少一个孔440的尺寸可与剩余孔440不同地设置。此外，在另选实施方案中，至少一个孔440可从平台236径向向内延伸仅部分地通过燕尾部234。在另外的替代实施方案中，至少一个孔可从表面235径向向外延伸仅部分地通过燕尾部234。
在示例性实施方案中，相邻孔440之间的间距S为基本均匀的。另选地，孔440可以使得桨叶220能够如本文所述起作用的任何相对间距S间隔开。此外，在示例性实施方案中，每个孔440形成为具有通过燕尾部234的基本恒定的直径d。另选地，孔440可形成为沿其长度L具有向内渐缩、向外扩展或变化的直径。因此，孔440沿其长度L的取向也可改变。
通常，孔440在燕尾部中限定在燕尾部234的前缘侧壁442与孔350之间或孔350与燕尾部234的后缘侧壁444之间。另选地，孔440的间距S、取向、深度D、直径d和数量可由多个因素确定，这些因素包括但不限于涡轮应用、期望的桨叶模态形状调整和/或桨叶220的质量和/或重量考虑。此外，制造考虑方面可能是因素，诸如但不限于电子放电加工限制。此外，保持最小壁厚度也可以是选择孔440的数量、位置、尺寸和取向的因素。在每个实施方案中，孔440有助于减小桨叶220的重量和质量，这继而有助于减小桨叶220在涡轮机操作期间承受的力。
选择孔350、400、440以及腔体302和304的间距S、尺寸、位置和取向以有助于减小整个桨叶220中的局部应力集中。此外，孔350、400、440以及腔体302和304有助于减小桨叶220的质量，并且因此减小桨叶220在操作期间承受的力。因此，在促进涡轮性能提高的同时，模态成形得到增强。此外，通过孔350的流喷射有助于在涡轮机操作期间稳定尖端加载。
旋转部件的上述实施方案克服了已知旋转部件的至少一些缺点。具体地说，在示例性实施方案中，旋转部件(即桨叶)包括有助于增强振动阻尼和模态形状调整的双部分跨度护罩。此外，旋转部件还包括至少一个其他空气动力学特征，该空气动力学特征包括至少一个中空尖端腔体、至少一个桨片尖端盲孔和至少一个燕尾部盲孔中的一者。双部分跨度护罩和至少一个附加空气动力学特征的组合有助于减小桨叶的质量和重量，以及在操作期间实现期望的空气动力学、机械和航空机械性能特征。此外，桨叶翼型中的孔实现沿着翼型尖端的流喷射，其有助于稳定尖端加载。
上面详细描述了用于涡轮发动机的旋转部件装置的示例性实施方案。旋转部件不限于本文所述的具体实施方案，而是系统的部件可以独立地并且与本文所述的其他部件分开利用。例如，旋转部件也可以与其他旋转机器和方法结合使用，并且不限于仅通过如本文描述的蒸汽涡轮发动机组件进行的实践。而是，示例性实施方案可以结合许多其他旋转机械应用来实施和使用。
尽管本发明的各种实施方案的具体特征可能在一些附图中示出而在其他附图中未示出，但这仅是为了方便。此外，在以上描述中对“一个实施方案”的引用不旨在被解释为排除也包含所述特征的附加实施方案的存在。根据本发明的原理，可以结合任何其他附图的任何特征来引用和/或要求保护附图的任何特征。
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。如果此类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，则此类其他示例预期在权利要求书的范围内。

Claims (14)

1.一种用于与涡轮机(110)一起使用的桨叶(120，220)，所述桨叶(120，220)包括：
燕尾部(234)，所述燕尾部用于将所述桨叶(120，220)联接到所述涡轮机(110)的转子轮(118)；
平台(236)，所述平台联接到所述燕尾部(234)；
翼型(224)，所述翼型从所述平台(236)径向向外延伸到尖端(246)；
一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)；
一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)；并且
其中所述翼型(224)包括压力侧壁(230)和相对的抽吸侧壁(232)，所述压力侧壁和抽吸侧壁(230，232)各自从前缘(226)延伸到后缘(228)；
其中所述径向内侧部分跨度护罩(238，240)的第一者(240)在所述平台(236)上方的第一径向高度(Si)处从所述翼型(224)的所述抽吸侧壁(232)向外延伸，并且所述径向内侧部分跨度护罩(238，240)的第二者(238)在所述平台(236)上方的所述第一径向高度(Si)处从所述翼型(224)的所述压力侧壁(230)向外延伸；
其中所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)的第一者(242)在所述平台(236)上方的第二径向高度(So)处从所述翼型(224)的所述抽吸侧壁(232)向外延伸，并且所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)的第二者(244)在所述平台(236)上方的所述第二径向高度(So)处从所述翼型(224)的所述压力侧壁(230)向外延伸，其中所述第二径向高度(So)大于所述第一径向高度(Si)；
其中所述一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)和所述一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)中的每一者仅部分地在所述翼型(224)的所述前缘和后缘(226，228)之间延伸；并且
其中所述翼型(224)还包括有助于模态形状调整的至少一个内部空气动力学特征。
2.根据权利要求1所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个内部空气动力学特征包括限定在所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)和所述翼型(224)的所述尖端(246)之间的至少一个中空尖端腔体(302.304)。
3.根据权利要求2所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个中空尖端腔体(302，304)包括各自成型为具有与所述翼型(224)的形状基本上匹配的轮廓的一对中空尖端腔体(302，304)。
4.根据权利要求2所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个内部空气动力学特征还包括至少一个尖端盲孔(400)，所述至少一个尖端盲孔从所述翼型(224)的所述尖端(246)径向向内延伸朝向所述平台(236)。
5.根据权利要求4所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个尖端盲孔(400)设置在所述至少一个中空尖端腔体(302，304)和所述翼型(224)的所述后缘(228)之间。
6.根据权利要求4所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个尖端盲孔(400)从所述一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)径向向外终止。
7.根据权利要求4所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个尖端盲孔(400)包括各自从所述翼型(224)的所述尖端(246)径向向内延伸的多个尖端盲孔(400)，所述多个尖端盲孔(400)有助于减小所述翼型(224)的总重量和质量。
8.根据权利要求2所述的桨叶(120，220)，还包括从所述燕尾部(234)的下表面(235)朝向所述翼型(224)的所述尖端(246)延伸的至少一个燕尾部盲孔(440)。
9.根据权利要求8所述的桨叶(120，220)，其中所述至少一个燕尾部盲孔(440)包括从所述燕尾部(234)的所述下表面(235)径向向外延伸的多个燕尾部盲孔(440)，其中所述多个燕尾部盲孔(440)中的至少第一燕尾部盲孔仅延伸到所述桨叶(120，220)的所述平台(236)。
10.根据权利要求9所述的桨叶(120，220)，其中所述多个燕尾部盲孔(440)中的至少第二燕尾部盲孔从所述燕尾部(234)的所述下表面(235)延伸到所述翼型(224)的所述尖端(246)以在所述尖端(246)处实现流喷射。
11.一种用于与涡轮机(110)一起使用的转子轮(118)，所述转子轮(118)包括：
桨叶(120，220)排，所述桨叶排围绕所述转子轮(118)的外周边周向间隔开，所述桨叶(120，220)中的每一者如在权利要求1至10中的任一项中限定的。
12.一种涡轮机桨叶(120，220)，包括：
燕尾部(234)，所述燕尾部用于将所述桨叶(120，220)联接到涡轮转子轮(118)；
平台(236)，所述平台联接到所述燕尾部(234)；
翼型(224)，所述翼型从所述平台(236)径向向外延伸到尖端(246)；
一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)；
一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)；并且
其中所述翼型(244)包括沿着前缘(226)和后缘(228)联接在一起的压力侧壁(230)和相对的抽吸侧壁(232)；
其中所述一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)从所述翼型(244)向外延伸，使得所述一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)中的每一者的前缘与所述翼型(224)的所述前缘(226)间隔一定距离，并且使得所述一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)中的每一者的后缘与所述翼型(224)的所述后缘(228)间隔一定距离；
其中所述一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)从所述翼型(224)向外延伸，使得所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)中的每一者的前缘与所述翼型(224)的所述前缘间隔一定距离，并且使得所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)中的每一者的后缘与所述翼型(224)的所述后缘(228)间隔一定距离；
其中所述一对径向内侧部分跨度护罩(238，240)定位在所述一对径向外侧部分跨度护罩(242，244)和所述平台(236)之间；
其中所述翼型(224)还包括以下中的至少一者：尖端盲孔(400)，所述尖端盲孔从所述翼型(224)的所述尖端(246)朝向所述燕尾部延伸；以及至少一个中空尖端腔体(302，304)，所述至少一个中空尖端腔体在所述翼型(224)内部形成在所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)和所述翼型(224)的所述尖端(246)之间。
13.根据权利要求12所述的涡轮机桨叶(120，220)，其中所述燕尾部(234)包括从所述燕尾部(234)的下表面(235)延伸到所述平台(236)的至少一个燕尾部盲孔(440)，以及从所述燕尾部(234)的所述下表面(235)延伸到所述翼型(224)的所述尖端(246)以促进沿着所述尖端(246)的流喷射的至少一个燕尾部盲孔(440)。
14.根据权利要求12所述的涡轮机桨叶(120，220)，其中所述翼型(224)包括以下两者：所述尖端盲孔(400)，所述尖端盲孔从所述翼型(224)的所述尖端(246)朝向所述燕尾部(224)延伸；以及所述至少一个中空尖端腔体(302，304)，所述至少一个中空尖端腔体在所述翼型(224)内部形成在所述径向外侧部分跨度护罩(242，244)和所述翼型(224)的所述尖端(246)之间。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3653110A (en) 1970-01-05 1972-04-04 North American Rockwell Method of fabricating hollow blades
FR2695163B1 (fr) * 1992-09-02 1994-10-28 Snecma Aube creuse pour turbomachine et son procédé de fabrication.
US6039542A (en) * 1997-12-24 2000-03-21 General Electric Company Panel damped hybrid blade
US6761534B1 (en) * 1999-04-05 2004-07-13 General Electric Company Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US6634863B1 (en) * 2000-11-27 2003-10-21 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk assembly
US20040136831A1 (en) 2003-01-09 2004-07-15 Barb Kevin J. Weight reduced steam turbine blade
US20140255207A1 (en) * 2012-12-21 2014-09-11 General Electric Company Turbine rotor blades having mid-span shrouds
US9822647B2 (en) * 2014-01-29 2017-11-21 General Electric Company High chord bucket with dual part span shrouds and curved dovetail
EP2942481B1 (en) 2014-05-07 2019-03-27 Rolls-Royce Corporation Rotor for a gas turbine engine
ES2779500B2 (es) 2019-02-15 2021-08-05 Univ Valencia Microscopio para medidas cuantitativas del frente de onda, modulo y kit para microscopio, metodo y programa de ordenador para la reconstruccion computacional del frente de onda
US11168569B1 (en) 2020-04-17 2021-11-09 General Electric Company Blades having tip pockets

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