CN115263806A - 压缩机转子叶片翼型件 - Google Patents

压缩机转子叶片翼型件 Download PDF

Info

Publication number
CN115263806A
CN115263806A CN202210479055.XA CN202210479055A CN115263806A CN 115263806 A CN115263806 A CN 115263806A CN 202210479055 A CN202210479055 A CN 202210479055A CN 115263806 A CN115263806 A CN 115263806A
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil
rotor blade
stage
values
compressor section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210479055.XA
Other languages
English (en)
Inventor
P·G·代维诺斯
L·A·舒勒
M·J·杜特卡
V·S·P·查鲁瓦迪
C·L·哈伯特
T·E·德约里斯
M·E·布洛姆
J·P·拉蒂默
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN115263806A publication Critical patent/CN115263806A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3217—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the first stage of a compressor or a low pressure compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3218—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for an intermediate stage of a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3219—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the last stage of a compressor or a high pressure compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供了一种转子叶片(44)，该转子叶片包括具有翼型形状(150)的翼型件(100)。该翼型形状(150)具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离。当由平滑连续的弧连接时，该X值和Y值在每个Z值处限定翼型轮廓截面。Z值处的该翼型轮廓截面彼此平滑地接合，以形成完整的翼型形状(150)。

Description

压缩机转子叶片翼型件
技术领域
本公开涉及一种用于设置在陆基气体涡轮系统的压缩机区段的级内的压缩机转子叶片的翼型件，并且更具体地，涉及一种限定压缩机转子叶片的翼型件的轮廓的形状。
背景技术
一些简单循环或联合循环发电厂系统在其设计和操作中采用涡轮机。通常，涡轮机采用翼型件(例如，定子导叶或喷嘴和转子叶片)，翼型件在操作期间暴露于流体流。这些翼型件被配置为与流体流进行空气动力学相互作用并且作为发电的一部分将能量传递到这些流体流或从这些流体流传递能量。例如，翼型件可用于压缩流体，产生推力，将动能转换为机械能和/或将热能转换为机械能。由于这种相互作用和转换，这些翼型件的空气动力学特性可能导致对系统和涡轮操作、性能、推力、效率和动力具有影响的损失。
发明内容
根据本公开的转子叶片和涡轮机的各方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过本技术的实践来学习。
根据一个实施方案，提供了一种转子叶片。转子叶片包括具有翼型形状的翼型件。该翼型形状具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离。当由平滑连续的弧连接时，该X值和Y值在每个Z值处限定翼型轮廓截面。Z值处的该翼型轮廓截面彼此平滑地接合，以形成完整的翼型形状。
翼型形状(例如，图3和图4中的翼型形状150)具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓。表I-IV中的每一者在相应的Z位置处限定翼型件(例如，图3和图4中的翼型件100)的多个翼型轮廓截面。对于在每个Z位置处的翼型件的每个翼型轮廓截面，由X坐标和Y坐标限定的点通过平滑连续的弧连接在一起，从而限定该翼型轮廓截面的形状。此外，沿Z方向的相邻翼型轮廓截面通过平滑连续的表面连接在一起。因此，限定了完整的翼型形状。有利地，与传统的翼型设计相比，这种翼型形状倾向于提供翼型件的改进的空气动力学效率。
根据另一个实施方案，提供了转子叶片。转子叶片包括翼型件，该翼型件具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的抽吸侧笛卡尔坐标值的标称抽吸侧轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离。当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定抽吸侧轮廓截面。在Z值处的抽吸侧轮廓区段彼此平滑地接合，以形成完整的翼型抽吸侧形状。
根据又一个实施方案，提供了一种涡轮机。涡轮机包括压缩机区段、在压缩机区段下游的涡轮区段以及在压缩机区段下游和涡轮区段上游的燃烧区段。转子叶片设置在压缩机区段或涡轮区段中的一者内。转子叶片包括翼型件，该翼型件具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的抽吸侧笛卡尔坐标值的标称抽吸侧轮廓。X、Y和Z的笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的笛卡尔坐标值乘以翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离。当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定抽吸侧轮廓截面。在Z值处的抽吸侧轮廓区段彼此平滑地接合，以形成完整的翼型抽吸侧形状。
参照以下描述和所附权利要求书，本发明的转子叶片和涡轮机的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成其一部分的附图示出了本技术的实施方案，并与描述一起用于解释本技术的原理。
附图说明
本说明书中参考附图阐述了涉及本领域的普通技术人员的本发明的转子叶片和涡轮机的完整且能够实现的公开内容，包括制造和使用本发明的系统和方法的最佳模式，其中：
图1是根据本公开的实施方案的涡轮机的示意图；
图2示出了根据本公开的实施方案的压缩机区段的剖面侧视图；
图3示出了根据本公开的实施方案的转子叶片的透视图；
图4示出了根据本公开的实施方案的从沿图3中所示的线4-4截取的翼型件的翼型轮廓截面；
图5示出了根据本公开的实施方案的属于设置在压缩机区段的特定级内的转子叶片上的翼型件的交错角分布的曲线图；
图6示出了根据本公开的实施方案的属于设置在压缩机区段的特定级内的转子叶片上的翼型件的交错角分布的曲线图；
图7示出了根据本公开的实施方案的属于设置在压缩机区段的特定级内的转子叶片上的翼型件的交错角分布的曲线图；并且
图8示出了根据本公开的实施方案的属于设置在压缩机区段的特定级内的转子叶片上的翼型件的交错角分布的曲线图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的转子叶片和涡轮机的实施方案，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例是通过解释本发明技术的方式提供的，而不是对本技术的限制。事实上，对于本领域的技术人员显而易见的是，在不脱离受权利要求书保护的本发明技术的范围或实质的情况下，可以在本发明技术中进行修改和变化。例如，作为一个实施方案的一部分示出或描述的特征可以用于另一个实施方案，以产生又一个实施方案。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求书及其等同物的范围内的这些修改和变化。
具体实施方式使用数字和字母名称指代附图中的特征结构。附图和说明书中的相似或类似的名称已经用于指代本发明的相似或类似的部件。如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
如本文所用，术语“上游”(或“向上”)和“下游”(或“向下”)是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，并且“下游”是指流体向其流动的方向。术语“径向地”是指基本垂直于特定部件的轴向中心线的相对方向，术语“轴向地”是指与特定部件的轴向中心线基本平行和/或同轴对准的相对方向，并且术语“周向地”是指围绕特定部件的轴向中心线延伸的相对方向。近似术语，诸如“大体”、“基本上”或“约”包括在大于或小于指定值的百分之十内的值。当在角度或方向的上下文中使用时，此类术语包括在大于或小于所述角度或方向的十度内。例如，“大体竖直”包括沿任何方向(例如，顺时针或逆时针)在竖直的十度内的方向。
现在参考附图，图1示出了涡轮机的一个实施方案的示意图，该涡轮机在所示实施方案中是气体涡轮10。尽管本文示出并描述了工业或陆基气体涡轮，但除非在权利要求书中另外指明，否则本公开不限于陆基和/或工业气体涡轮。例如，如本文所述的本发明可用于任何类型的涡轮机，包括但不限于蒸汽涡轮、飞行器气体涡轮或船用气体涡轮。
如图所示，气体涡轮10通常包括入口区段12、设置在入口区段12下游的压缩机区段14、设置在压缩机区段14下游的燃烧器区段16内的多个燃烧器(未示出)、设置在燃烧器区段16下游的涡轮区段18以及设置在涡轮区段18下游的排气区段20。另外，气体涡轮10可包括联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间的一个或多个轴22。
多级轴流式压缩机区段或压缩机区段14一般可包括多个转子盘24(示出了其中一个)以及从每个转子盘24径向向外延伸并且连接到每个转子盘的多个转子叶片44。每个转子盘24继而可联接到或者形成延伸穿过压缩机区段14的轴22的一部分。压缩机区段14还可以包括围绕轴22周向布置的一个或多个定子导叶50。定子导叶50可以固定到围绕转子叶片44周向延伸的静态壳体或压缩机壳体48。
涡轮区段18一般可包括多个转子盘28(示出了其中一个)以及从每个转子盘28径向向外延伸并且互连到每个转子盘的多个转子叶片30。每个转子盘28继而可联接到或形成延伸穿过涡轮区段18的轴22的一部分。涡轮区段18还包括涡轮壳体33，该涡轮壳体周向围绕轴22的部分和转子叶片30，从而至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气体路径32。涡轮壳体33可以被配置为支撑从涡轮壳体33的内圆周径向向内延伸的固定喷嘴29的多个级。
在操作期间，工作流体诸如空气流过入口区段12并进入压缩机区段14，在该处空气逐渐被压缩，从而将加压空气提供给压缩机区段16的燃烧器。加压空气与燃料混合并在每个燃烧器内燃烧以产生燃烧气体34。燃烧气体34从燃烧器区段16流过热气体路径32，流入涡轮区段18，在该涡轮区段中能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递到转子叶片30，从而导致轴22旋转。然后，机械旋转能可用于为压缩机区段14供电和/或发电。然后，离开涡轮区段18的燃烧气体34可经由排气区段20从气体涡轮10排出。
图2示出了根据本公开的实施方案的图1的气体轮10的压缩机区段14的实施方案的剖面侧视图，该压缩机区段被示出为多级轴流式压缩机区段14。如图1和图2所示，气体涡轮10可限定圆柱坐标系。圆柱坐标系可限定基本平行于和/或沿着气体涡轮10的轴向中心线23的轴向方向A(例如，下游方向)、垂直于轴向中心线23的径向方向R以及围绕轴向中心线23延伸的周向方向C。
在操作中，空气15可沿着轴向方向A通过入口区段12进入压缩机区段14，并且可在多级轴流式压缩机区段14中被加压。压缩空气然后可与燃料混合以在燃烧器区段16内燃烧，以驱动涡轮区段18，其使轴22沿周向方向C旋转，并且因此使多级轴流式压缩机区段14旋转。轴22的旋转还使得多级轴流式压缩机区段14内的一个或多个转子叶片44(例如，压缩机转子叶片)吸入并加压由入口区段12接收的空气。
多级轴流式压缩机区段14可包括具有多个转子盘24的转子组件46。转子叶片44可从转子盘24径向向外延伸。整个转子组件46(例如，转子盘24和转子叶片44)可在气体涡轮10的操作期间沿周向方向C旋转。转子组件46可被压缩机壳体48包围。压缩机壳体可以是静态的或静止的，使得转子组件46相对于压缩机壳体48旋转。定子导叶50(例如，可变定子导叶和/或固定定子导叶)可从压缩机壳体48径向向内延伸。如图2所示，定子导叶50的一个或多个级可以是可变定子导叶51，使得定子导叶50的角度可以被选择性地致动(例如，通过控制器200)。例如，在图2所示的实施方案中，压缩机区段14的前三级可包括可变定子导叶51。在许多实施方案中，如图所示，转子叶片44和定子导叶50可以交替方式布置，使得大部分转子叶片44在轴向方向A上设置在两个定子导叶50之间。
在一些实施方案中，压缩机区段14的压缩机壳体48或入口区段12可具有一组或多组入口导向导叶52(IGV)(例如，可变IGV定子导叶)。入口导向导叶52可安装到压缩机壳体48，在周向方向C上彼此间隔开，并且能够操作以控制进入压缩机区段14的空气15的量。另外，压缩机区段14的出口56可具有一组出口导向导叶58(OGV)。OGV 58可安装到压缩机壳体48，在周向方向C上彼此间隔开，并且能够操作以控制离开压缩机区段14的空气15的量。
在示例性实施方案中，如图2所示，可变定子导叶51、IGV 52和OGV可各自被配置为通过围绕旋转轴线(例如，径向定向的导叶轴)旋转导叶51、52、58来改变其相对于气流(例如，空气流)的导叶角度。然而，每个可变定子导叶51(包括IGV 52和OGV 58)可以相对于转子叶片44以其他方式静止。在某些实施方案中，可变定子导叶51、IGV 52和OGV 58可联接到致动器19(例如，电驱动、气动驱动或液压驱动)。致动器19可以与控制器200可操作地通信(例如，电通信)。控制器可操作以选择性地改变导叶角度。在其他实施方案中，所有的定子导叶50可以是固定的，使得定子导叶50被配置为保持在固定的角度位置(例如，导叶角度不变)。
压缩机区段14可包括以串行流动顺序布置的多个排或级，诸如2至30、2至25、2至20、2至14或2至10个排或级，或其间的任何特定数量或范围。每个级可包括围绕轴向中心线23周向间隔开的多个转子叶片44和围绕轴向中心线23周向间隔开的多个定子导叶50。在每个级中，多级轴流式压缩机区段14可包括2至1000、5至500或10至100个周向布置的转子叶片44，以及2至1000、5至500或10至100个周向布置的定子导叶50。具体地，多级轴流式压缩机区段14的例示实施方案包括14级(例如，S1-S14)。
应当理解，每个级具有设置在第一轴向位置处的一组转子叶片44和沿着压缩机区段14的长度设置在第二轴向位置处的一组定子导叶50。换句话讲，每个级具有彼此轴向偏移的转子叶片44和定子导叶50，使得压缩机区段14具有沿着压缩机区段14的长度逐个设置的转子叶片44和定子导叶50的交替布置。每组转子叶片44围绕轴22沿周向方向C延伸(例如，以间隔布置方式)，并且每组定子导叶50在压缩机壳体48内沿周向方向C延伸(例如，以间隔布置方式)。
虽然压缩机区段14可包括比所示更多或更少的级，但图2示出了压缩机区段14的实施方案具有以串行流动顺序布置并且标识如下的十四个级：第一级S1、第二级S2、第三级S3、第四级S4、第五级S5、第六级S6、第七级S7、第八级S8、第九级S9、第十级S10、第十一级S11、第十二级S12、第十三级S13和第十四级S14。在某些实施方案中，每个级可包括转子叶片44和定子导叶50(例如，固定定子导叶50和/或可变定子导叶51)。如本文所用，设置在压缩机区段14的区段S1-S14中的一个区段内的转子叶片44可按照在其内设置该转子叶片的级来指称，例如“第一级压缩机转子叶片”、“第二级压缩机转子叶片”、“第三级压缩机转子叶片”等。
在使用中，转子叶片44可围绕压缩机壳体48和定子导叶50周向旋转。转子叶片44的旋转可导致空气进入入口区段12。然后在空气穿过压缩机区段14的各个级(例如，第一级S1至第十四级S14)并在多级轴流式压缩机区段14下游沿轴向方向38移动时，空气被压缩。压缩空气然后可通过多级轴流式压缩机区段14的出口56离开。如上所述，出口56可具有一组出口导向导叶58(OGV)。离开压缩机区段14的压缩空气可与燃料混合，被引导至燃烧器区段16，被引导至涡轮区段18，或气体涡轮10中的其他地方。
下面的表I到IV每个都包含描述相应翼型形状(或表面轮廓)的坐标数据。在示例性实施方案中，由表I至表IV中的每一者限定的翼型形状描述了压缩机区段14的转子叶片44和/或定子导叶50。在某些实施方案中，由表I至表IV中的每一者限定的翼型形状描述了压缩机区段14的IGV 52和/或OGV 58。
IGV 52、转子叶片44和定子导叶50的级(例如，S1-S14)以及压缩机区段14的OGV58可出于参考目的而分组成压缩机区段14的一个或多个区段或部分。出于分组的目的，压缩机区段14的部分可根据百分比来表达，诸如压缩机区段14在轴向方向或下游方向上从入口(例如，压缩机区段14的0％)到出口(例如，压缩机区段14的100％)的百分比。以此方式，压缩机区段14可以按照串行流动顺序包括初级60、中级62和后级64。具体地，初级60可包括压缩机区段14的约0％至约25％(例如，从IGV 52至约第四级S4)。中级62可包括压缩机区段14的约25％至约75％(例如，从约第五级S5至约第十一级S11)。后级64可包括从约75％至约100％的压缩机区段14(例如，从约第十二级S12至OGV 58)。
因此，表I内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的初级60内的翼型件100的翼型形状。表II至III中的每一者内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的中级62内的翼型件100的翼型形状。表IV内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的后级64内的翼型件100的翼型形状。
例如，在示例性实施方案中，表I内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的第四级S4内的转子叶片44上的翼型件100的翼型形状。表II内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的第五级S5内的转子叶片44上的翼型件100的翼型形状。表III内包含的笛卡尔坐标数据可对应于设置在压缩机区段14的第十级S10内的转子叶片44上的翼型件100的翼型形状。表IV内包含的笛卡尔坐标据可以对应于设置在压缩机区段14的第十四级S7内的转子叶片44上的翼型件100的翼型形状。
然而，在各种其他实施方案中，表I至IV中的每一者可包含翼型件100的翼型形状的笛卡尔坐标数据，翼型件可设置在压缩机区段14的任何级S1-S14中的转子叶片44或定子叶片50上。因此，除非在权利要求中特别指出，否则由表I至表IV中的每一者限定的翼型形状不应限于压缩机区段14的任何特定级。
图3示出了根据本公开的实施方案的转子叶片44的透视图，该转子叶片可结合在压缩机区段14的任何级(例如，S1至S14)中。
如图所示，转子叶片44包括限定翼型形状150的翼型件100。翼型件100包括压力侧表面或轮廓102和相对的抽吸侧表面或轮廓104。压力侧表面102和抽吸侧表面104在翼型件100的前缘106和后缘108处相交或交汇。弦线110在前缘106与后缘108之间延伸，使得压力侧表面102和抽吸侧表面104可以说是在前缘106与后缘108之间沿弦或弦向延伸。前缘106和后缘108可分别描述为抽吸侧表面104和压力侧表面102之间的分界线或交线。换句话讲，抽吸侧表面104和压力侧表面102沿着前缘106和后缘108彼此联接在一起，从而限定沿着翼型件100在长度方向上逐渐变化的翼型形状的横截面。
在操作中，转子叶片44围绕轴向中心线23旋转，从而在工作流体(诸如空气15)上施加扭矩，因此当工作流体在其通往燃烧器26的途中横穿多级轴流式压缩机区段14的各个级S1至S14时，增加流体的能量水平。转子叶片44可邻近(例如，上游和/或下游)一个或多个固定定子导叶50。定子导叶50在转子叶片44旋转期间减慢工作流体，从而将工作流体流的移动的周向分量转换成压力。因此，转子叶片44的连续旋转产生压缩工作流体的连续流，其适于经由燃烧器26燃烧。
如图3所示，翼型件100包括与转子叶片44的基部或平台114交汇并从该基部或平台径向向外延伸的根部或第一端112。翼型件100径向终止于翼型件100的第二端或径向尖端116处。压力侧表面102和抽吸侧表面104可以说是在根部112和/或平台114与翼型件100的径向尖端116之间沿翼展或沿翼展方向118延伸。换句话讲，每个转子叶片44包括具有相对的压力侧表面102和抽吸侧表面104的翼型件100，该相对的压力侧表面和抽吸侧表面在相对的前缘106与后缘108之间沿弦或弦向110延伸，并且在翼型件100的根部112与径向尖端116之间沿翼展或翼展方向118延伸。
在特定构型中，翼型件100可包括形成于平台114与靠近根部112的翼型件100之间的角部72。角部72可包括可经由常规MIG焊接、TIG焊接、钎焊等形成的焊接或钎焊角部，并且可以包括可由于角部72的存在而减少流体动力学损失的轮廓。在特定实施方案中，平台114、翼型件100和角部72可形成为单个部件，诸如通过铸造和/或机加工和/或增材制造(诸如3D打印)和/或现在已知或后来开发和/或发现的任何其他合适的技术。
在各种实施方式中，转子叶片44包括安装部分74(诸如燕尾接头)，该安装部分被形成为将转子叶片44连接和/或固定到转子盘24。例如，安装部分74可以包括T形结构、钩、一个或多个侧向突出部、一个或多个侧向狭槽或其任意组合。安装部分74(例如，燕尾接头)可被配置为沿轴向方向A、径向方向R和/或周向方向C安装到转子组件46或压缩机壳体48中(例如，安装到轴向狭槽或开口、径向狭槽或开口和/或周向狭槽或开口中)。
本公开中的重要术语是“轮廓”。轮廓是翼型表面上的测量点与表I至表IV中任一表中列出的理想位置之间的变化范围。制造的涡轮转子叶片上的实际轮廓将不同于表I至表IV中的轮廓，并且该设计对这种变化具有鲁棒性，这意味着机械和空气动力学功能不会受到损害。如上所述，本文使用了+5％或-5％的轮廓公差。X值、Y值和Z值都是相对于翼型件高度的无量纲值。
转子叶片44的翼型件100在平台114或根部112和径向尖端116之间截取的任何横截面(诸如图4所示的横截面)处具有标称轮廓。“标称轮廓”是翼型表面上的测量点与表I至表IV中列出的理想位置之间的变化范围。制造的压缩机叶片上的实际轮廓可不同于表I至表IV中的轮廓(例如，由于制造公差)，并且该设计对这种变化具有鲁棒性，这意味着机械和空气动力学功能不会受到损害。
表I至表IV中的每一者中提供的X、Y和Z的笛卡尔坐标值是能够通过缩放系数缩放的无量纲值，如以任何给定的距离单位(例如，英寸)测量的。例如，表I至表IV中的每一者中的X值、Y值和Z值以无量纲单位列出，并且因此当通过缩放系数适当地缩放这些值时，可以使用各种量纲单位。仅作为一个示例，通过将X值、Y值和Z值乘以缩放系数，可以将X、Y和Z的笛卡尔坐标值转换成量纲距离。缩放系数可以基本上等于1、大于1或小于1。例如，通过将X值、Y值和Z值乘以缩放系数，可以将X、Y和Z的笛卡尔坐标值转换成量纲距离。用于将无量纲值转换为量纲距离的缩放系数可以是分数(例如，1/2、1/4等)、小数(例如，0.5、1.5、10.25等)、整数(例如，1、2、10、100等)或带分数(例如，11/2、101/4等)。缩放系数可以是任何合适格式(例如，英寸、英尺、毫米、厘米等)的量纲距离。在各种实施方案中，缩放系数可以在约0.01英寸和约10英寸之间，诸如在约0.1英寸和约10英寸之间，诸如在约0.1英寸和约5英寸之间，诸如在约0.1英寸和约3英寸之间，诸如在约0.1英寸和约2英寸之间。
在各种实施方案中，表I至表IV中的每一者中的X值、Y值和Z值可以作为同一缩放系数(例如，常数或数字)的函数进行缩放，以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。在一些实施方案中，缩放系数对于表I至表IV中的每一者可以是不同的，使得表I至表IV中的每一者都具有唯一的缩放系数。以此方式，表I至表IV中的每一者都定义了相应的X、Y和Z坐标值之间的关系，而没有指定各种翼型件100实施方案的测量单位(例如，量纲单位)。因此，虽然不同的缩放系数可应用于表I至表IV中的每一者的相应的X、Y和Z坐标值，以限定翼型件100的不同实施方案，但是不管特定的缩放系数如何，翼型件100的每个实施方案都被认为是由表I至表IV的相应X、Y和Z坐标值限定的。例如，表I至表IV中的X、Y和Z坐标值可各自限定翼型件100的实施方案，该翼型件以1∶1英寸的缩放系数形成，或以1∶2英寸的缩放系数形成，或以1∶1cm的缩放系数形成。可以理解，根据特定实施方案的设计考虑，任何缩放系数可以与表I至表IV中的任一者的X、Y和Z坐标值一起使用。
气体涡轮热气体路径需要满足空气动力学和机械叶片负载和效率的系统要求的翼型件。为了限定每个压缩机转子叶片翼型件的翼型形状，在空间中存在满足级要求并且可以制造的唯一的点集或点轨迹。这种唯一的点轨迹满足级效率的要求，并通过空气动力学负载和机械负载之间的迭代实现，从而使涡轮机能够以高效、安全和平稳的方式运行。这些点是唯一的并且对系统具有特异性。
限定压缩机转子叶片翼型形状的轨迹包括一组相对于参考原点坐标系具有X、Y和Z维度的点。在下面的表I至表IV的每一者中给出的X值、Y值和Z值的笛卡尔坐标系限定了属于一个或多个压缩机转子叶片或压缩机定子导叶的翼型件在沿其高度(或沿翼展方向118)的不同位置处的翼型形状(其包括不同的翼型轮廓截面)。
表I至表IV中的每一者都列出了在低温或室温下无涂层翼型件的数据。坐标的包络/公差在垂直于任何翼型表面位置的方向上大约为+/-5％，以及/或者在垂直于任何翼型表面位置的方向上大约为弦110的+/-5％。换句话讲，如本公开所体现的翼型布局对于该变化范围是稳健的，而不会损害机械和空气动力学功能。如本文所用，当用于短语“基本上根据表I中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值”时，近似术语“基本上”指的是坐标的包络/公差(例如，在垂直于任何翼型表面位置的方向上的+/-5％，以及/或者在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦110的大约+/-5％)。
点数据原点76被限定在翼型件100的基部114处。例如，点数据原点76可以限定在翼型件100的根部112处。例如，在一些实施方案中，点数据原点76可限定在堆叠轴线(例如，径向延伸轴线)和压缩空气流动路径(例如，沿着翼型表面的空气流动路径)的交汇处的翼型件100的根部112处。在下面的表I至表IV中呈现的实施方案中，点数据原点76被限定在过渡线或交线78处，该过渡线或交线被限定在角部72和翼型件100之间。点数据原点76对应于等于0的无量纲Z值。
如上所述，笛卡尔坐标系具有正交相关(例如，相互正交)的X轴、Y轴和Z轴，并且X轴大致平行于轴22的轴向中心线23，即旋转轴线，并且正X坐标值轴向朝向气体涡轮10的后部，即排气端。正Y坐标值在从抽吸侧表面104朝向压力侧表面102延伸，并且正Z坐标值从基部114朝向径向尖端116径向向外。表I至表IV中的所有值都是在室温下给出的，并且不包括角部72或涂层(未示出)。
通过在垂直于X、Y平面的Z方向上的选定位置处限定X坐标值和Y坐标值，转子叶片44的翼型件100的翼型轮廓截面160可被限定在沿着翼型件100的长度的每个Z距离处。通过用平滑连续的弧连接X值和Y值，可以固定每个距离Z处的翼型件100的每个翼型轮廓截面。完整的翼型形状150可以通过将相邻轮廓区段彼此平滑地连接来确定。
表I至表IV的值被生成并显示到三个小数位，以用于确定翼型件100的翼型形状150。当转子叶片44在气体涡轮10的操作期间加热时，表面应力和温度将导致X值、Y值和Z值的变化。因此，表I至表IV中给出的各种翼型轮廓截面的值限定“标称”翼型轮廓，即，在环境、非操作或非热条件(例如，室温)下未涂覆翼型件的轮廓。
在翼型件100的实际轮廓中，必须考虑典型的制造公差和涂层。每个横截面与其他横截面平滑地接合以形成完整的翼型形状。因此，应当理解，+/-典型制造公差(即+/-值)包括任何涂层厚度对于下面的表I至表IV中给出的X值和Y值是附加的。因此，在垂直于沿翼型轮廓的任何表面位置的方向上的+/-5％的距离限定了该特定转子叶片44翼型设计的翼型轮廓包络，即，在标称低温或室温下实际翼型表面上的测量点与在相同温度下这些点的理想位置(如下面的表I至表IV中的每一者中给出的)之间的变化范围。表I至表IV中的每一者中提供的数据是可缩放的(即，通过均匀的几何缩放系数)，并且几何形状涉及等于、高于和/或低于大约3000RPM的所有空气动力学比例。转子叶片44的翼型件100的设计对这一变化范围是稳健的，而不会损害机械和空气动力学功能。
翼型件100可包括沿翼展方向118的各种翼型轮廓截面。翼型轮廓截面中的每个翼型轮廓截面可沿Z方向“堆叠”在彼此的顶部上，使得当用平滑连续的弧连接时，可确定完整的翼型形状150。例如，对于表I至表IV中的每一者中的共同笛卡尔坐标值Z，每个翼型轮廓截面对应于X、Y和Z的笛卡尔坐标值。此外，对于表I至表IV中的每一者中的Z的相邻笛卡尔坐标值，相邻翼型轮廓截面对应于X、Y和Z的笛卡尔坐标值。
例如，图4示出了根据本公开的实施方案的沿着图3中所示的线4-4截取的翼型件100的翼型轮廓截面160，其可代表在任何翼展方向位置处的翼型件100的翼型轮廓截面。应当理解，翼型件100的翼型形状150可在每个翼展方向位置(或在每个Z值)处改变或变化。以此方式，不同的翼型轮廓截面160可在沿着翼型件100的翼展方向118的每个位置处(或在每个Z值处)被限定。当翼型件100的每个翼展方向位置(例如，每个Z值)处的翼型轮廓截面160用平滑连续的线连接在一起时，可限定或获得翼型件100的完整的翼型形状150。
在下面的表I至表IV中的每一者中给出的笛卡尔坐标系的X值、Y值和Z值在沿着相应翼型件100的翼展方向118的各个位置处限定相应的翼型件100的相应抽吸侧表面或轮廓104和压力侧表面或轮廓102。例如，点120在图4所示的翼型轮廓截面160的Z值(图3所示的线4-4)处限定第一对抽吸侧X值和Y值，而点122在相同的Z值处限定第二对压力侧X值和Y值。
通过在垂直于X-Y平面的Z方向上的选定位置处限定X坐标值和Y坐标值，可以在选定Z值位置中的每个选定Z值位置处获得翼型件100的翼型轮廓截面160(例如，通过用平滑连续的弧将给定Z值处的每个X坐标值和Y坐标值连接到该相同Z值的相邻X坐标值和Y坐标值)。在每个Z值或位置，抽吸侧轮廓104可接合到压力侧轮廓或表面102，如图4所示，以限定翼型轮廓截面160。翼型件100的翼型形状150可通过用平滑连续的弧将相邻的(例如，“堆叠的”)翼型轮廓截面160彼此平滑连接来确定。
下面的表I至表IV中的每一者中的值都是计算机生成的，并且显示为三位小数位。然而，表I至表IV中的某些值可能显示为少于三个小数位(例如，0、1或2个小数位)，因为这些值被四舍五入为有效数字，所以另外的小数位将仅示出尾随的零或其组合。因此，在某些实施方案中，具有小于3个小数位的任何值可以被示出为尾随零到1、2或3个小数位。此外，在一些实施方案中并且考虑到制造约束，用于形成翼型件100的实际值可被认为有效到少于三个小数位，以用于确定翼型件100的翼型形状150。
如将理解的，存在可在翼型形状150中考虑的典型的制造公差。因此，表I至表IV的每一者中给出的X值、Y值和Z值是针对标称翼型件的翼型形状150的。因此，应当理解，加或减典型的制造公差(例如，土5％)可应用于这些X值、Y值和Z值，并且具有基本上与这些值一致的轮廓的翼型件100包括这样的公差。
如前所述，根据表I至表IV中的任何一者中的值并且在以上解释的公差内，翼型件100还可被涂覆以用于在翼型件100制造之后防止腐蚀、侵蚀、磨损和氧化。例如，涂层区域可以包括一个或多个耐腐蚀层、耐侵蚀层、耐磨层、防氧化层或抗氧化层，或者它们的任意组合。例如，在翼型件以英寸为单位测量的实施方案中，可提供平均厚度t为0.008英寸(0.20mm)，在0.001英寸和0.1英寸之间(在0.025mm和2.5mm之间)，或在0.0001英寸和0.5英寸之间或更大(在0.0025mm和12.7mm之间或更大)的抗腐蚀涂层。例如，在某些实施方案中，涂层可沿第一抽吸部分、第一压力部分或两者使表I至表IV中任一者中的抽吸侧的X值和Y值增加不大于约3.5mm。应当理解，可以提供附加的抗氧化涂层，诸如外涂层。表I至表IV中的每一者中提供的值不包括翼型件100的涂覆区域或涂层。换句话讲，这些值对应于翼型件100的裸露表面。涂覆区域可包括在翼型件100的裸露表面上的一个或多个涂覆层、表面处理或其组合。
下面的表I至表IV各自包含翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该翼型件可以结合到气体涡轮10的压缩机区段14或涡轮区段18中的一者中。例如，在许多实施方案中，下面的表I至表IV各自包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的初级60、中级62或后级64中的一者中(诸如在级S1-S14中的任一者中)。
在示例性实施方案中，下面的表I包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的初级60中。具体地，下面的表I包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的第四级S4中。
表I
Figure BDA0003625752910000151
Figure BDA0003625752910000161
Figure BDA0003625752910000171
Figure BDA0003625752910000181
Figure BDA0003625752910000191
Figure BDA0003625752910000201
Figure BDA0003625752910000211
Figure BDA0003625752910000221
Figure BDA0003625752910000231
Figure BDA0003625752910000241
Figure BDA0003625752910000251
在示例性实施方案中，下面的表II包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的中级62中。具体地，下面的表II包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的第五级S5中。
表II
Figure BDA0003625752910000261
Figure BDA0003625752910000271
Figure BDA0003625752910000281
Figure BDA0003625752910000291
Figure BDA0003625752910000301
Figure BDA0003625752910000311
Figure BDA0003625752910000321
Figure BDA0003625752910000331
Figure BDA0003625752910000341
Figure BDA0003625752910000351
Figure BDA0003625752910000361
在示例性实施方案中，下面的表III包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的中级60中。具体地，下面的表III包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的第十级S10中。
表III
Figure BDA0003625752910000371
Figure BDA0003625752910000381
Figure BDA0003625752910000391
Figure BDA0003625752910000401
Figure BDA0003625752910000411
Figure BDA0003625752910000421
Figure BDA0003625752910000431
Figure BDA0003625752910000441
Figure BDA0003625752910000451
Figure BDA0003625752910000461
Figure BDA0003625752910000471
在示例性实施方案中，下面的表IV包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的后级64中。具体地，下面的表IV包含转子叶片44的翼型件100的翼型形状150的笛卡尔坐标数据，该转子叶片设置在压缩机区段14的第十四级S14中。
表IV
Figure BDA0003625752910000481
Figure BDA0003625752910000491
Figure BDA0003625752910000501
Figure BDA0003625752910000511
Figure BDA0003625752910000521
Figure BDA0003625752910000531
Figure BDA0003625752910000541
Figure BDA0003625752910000551
Figure BDA0003625752910000561
Figure BDA0003625752910000571
Figure BDA0003625752910000581
Figure BDA0003625752910000591
Figure BDA0003625752910000601
Figure BDA0003625752910000611
还应当理解，在上述表I至表IV中的任一者中公开的翼型件100可以在几何上按比例放大或缩小，以用于其他类似的气体涡轮设计。因此，表I至表IV中任一者中列出的坐标值可以按比例放大或缩小，使得翼型轮廓形状保持不变。表I至表IV中的任一者中的坐标的缩放版本将由X、Y和Z坐标值表示，其中X、Y和Z无量纲坐标值被转换成距离单位(例如，英寸)，乘以或除以常数(例如，缩放系数)。
如图4所示，每个翼型件100可限定在弦线110和气体涡轮10的轴向方向A之间测量的交错角α(alpha)。具体地，交错角α可在翼型件100的弦线110与气体涡轮10的轴向中心线23(或旋转轴线)之间在翼型件100的后缘108处测量。本文公开的每个翼型件100的交错角α可有利地根据相应的交错角分布沿着翼展方向118(或径向方向R)变化。交错角分布可以是给定翼型件100在沿翼型件100的每个翼展方向位置(或径向位置)的交错角α的集合。
在许多实施方案中，转子叶片44的每个级S1-S14可包括唯一的交错角分布，使得转子叶片44的级S1-S14的共同利用将产生高效的压缩机区段14。例如，第一级S1内的转子叶片44的翼型件100中的每个翼型件可具有第一交错角分布，第二级S2内的转子叶片44的翼型件100中的每个翼型件可具有第二交错角分布，对于压缩机区段14的每个级(S1-S14)依此类推。
类似地，定子导叶50的每个级S1-S14可包括唯一的交错角分布，使得定子导叶50的级S1-S14的共同利用将产生高效的压缩机区段14。例如，第一级S1内的定子导叶50的翼型件100中的每个翼型件可具有第一交错角分布，第二级S2内的定子导叶50的翼型件100中的每个翼型件可具有第二交错角分布，对于压缩机区段14的每个级(S1-S14)依此类推。
根据本公开的实施方案，图5至图8各自示出了交错角分布的曲线图，其可属于压缩机区段14的特定级(例如，S1-S14)内的一个或多个翼型件100。曲线图中的每个曲线图可以是无量纲单位。具体地，y轴可以是沿着翼展方向118的百分比(例如，0％翼展代表内径，并且100％翼展代表外径)。例如，对于转子叶片44，0％翼展可代表翼型件100的基部，并且100％翼展可代表翼型件100的尖端。对于定子导叶50，0％翼展可代表翼型件100的尖端，并且100％翼展可代表翼型件100的基部。X轴可以是特定翼展方向位置处的交错角和中间翼展交错角(例如，在约50％翼展处)之间的比率。
交错角分布中的每个交错角分布在其所属的相应翼型件100的15％翼展和85％翼展之间的范围内绘制(例如，0％-15％翼展点和85％-100％翼展点被省略)。当在压缩机区段14内的转子叶片44和/或定子导叶50上的翼型件100中实施时，每个交错角分布在与现有设计相比时有利地提高了翼型件100(以及整个压缩机区段14)的空气动力学效率。
具体而言，图5是交错角分布的曲线图，其在属于第四级S4内的转子叶片44(即，第四级转子叶片)的翼型件100的翼展的15％到85％的范围内绘制。在一些实施方案中，压缩机区段14的第四级S4内的所有转子叶片44可以包括具有根据图5的交错分布的翼型件100。图5中所示的交错角分布根据下面的表V中的点绘制。
表V
Figure BDA0003625752910000631
图6是交错角分布的曲线图，其在属于第五级S5内的转子叶片44(即，第五级转子叶片)的翼型件100的翼展的15％到85％的范围内绘制。在一些实施方案中，压缩机区段14的第五级S5内的所有转子叶片44可以包括具有根据图6的交错分布的翼型件100。图6中所示的交错角分布根据下面的表VI中的点绘制。
表VI
Figure BDA0003625752910000632
图7是交错角分布的曲线图，其在属于第十级S10内的转子叶片44(即，第十级转子叶片)的翼型件100的翼展的15％到85％的范围内绘制。在一些实施方案中，压缩机区段14的第十级S10内的所有转子叶片44可以包括具有根据图7的交错分布的翼型件100。图7中所示的交错角分布根据下面的表VII中的点绘制。
表VII
Figure BDA0003625752910000641
图8是交错角分布的曲线图，其在属于第十四级S14内的转子叶片44(即，第十四级转子叶片)的翼型件100的翼展的15％到85％的范围内绘制。在一些实施方案中，压缩机区段14的第十四级S14内的所有转子叶片44可以包括具有根据图8的交错分布的翼型件100。图8中所示的交错角分布根据下面的表VIII中的点绘制。
表VIII
Figure BDA0003625752910000642
所公开的翼型形状优化了机器条件和规格，并且是机器条件和规格所特有的。其提供独特的轮廓以实现：1)压缩机区段14中的其他级之间的相互作用；2)空气动力学效率；以及3)归一化的空气动力学和机械叶片负载。表I至表IV中任一者中限定的公开的点的轨迹允许气体涡轮10或任何其他合适的涡轮以高效、安全和平稳的方式运行。还如所提到的那样，所公开的翼型件100可适于任何比例，只要：1)压缩机区段14中的其他级之间的相互作用；2)空气动力学效率；以及3)归一化的空气动力学和机械叶片负载保持在按比例缩放的涡轮中。
因此，本文所述的翼型件100提高了气体涡轮10的整体效率。翼型件100还满足所有空气动力学和应力要求。例如，转子叶片44的翼型件100因此具有特定的形状，以便以有效且成本有效的方式满足空气动力学、机械和热传递要求。
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。如果这些其他示例包括与权利要求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的字面语言没有实质差异的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。
本发明的其他方面由以下条款的主题提供：
一种转子叶片，所述转子叶片包括具有翼型形状的翼型件，所述翼型形状具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是相对于所述翼型件的基部处的点数据原点定义的，其中X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值乘以所述翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离；并且其中当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定翼型轮廓截面，Z值处的所述翼型轮廓截面彼此平滑地接合以形成完整的翼型形状。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述翼型件包括根据表V、表VI、表VII或表VIII中的一者的交错角分布，所述交错角分布中的每个交错角在所述翼型件的弦线和所述翼型件的旋转轴线之间测量。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片形成涡轮机的压缩机区段的中级的一部分。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片设置在涡轮机的压缩机区段的初级或所述涡轮机的所述压缩机区段的后级中的一者中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片是第四级压缩机转子叶片、第五级压缩机转子叶片、第十级压缩机转子叶片或第十四级压缩机转子叶片中的一者。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述翼型形状位于在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％内的包络中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述缩放系数在约0.01英寸和约10英寸之间。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述X值、Y值和Z值作为相同常数或数字的函数是可缩放的，以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。
一种转子叶片，所述转子叶片包括具有标称抽吸侧轮廓的翼型件，所述标称抽吸侧轮廓基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的抽吸侧笛卡尔坐标值，X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是相对于所述翼型件的基部处的点数据原点定义的，其中X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值乘以所述翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离；并且其中当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定抽吸侧轮廓截面，所述Z值处的所述抽吸侧轮廓截面彼此平滑地接合以形成完整的翼型抽吸侧形状。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述翼型件包括根据表V、表VI、表VII或表VIII中的一者的交错角分布，所述交错角分布中的每个交错角在所述翼型件的弦线和所述翼型件的旋转轴线之间测量。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片形成涡轮机的压缩机区段的中级的一部分。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片设置在涡轮机的压缩机区段的初级或所述涡轮机的所述压缩机区段的后级中的一者中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片是第四级压缩机转子叶片、第五级压缩机转子叶片、第十级压缩机转子叶片或第十四级压缩机转子叶片中的一者。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述标称抽吸侧轮廓位于在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％内的包络中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述缩放系数在约0.01英寸和约10英寸之间。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述X值、Y值和Z值作为相同常数或数字的函数是可缩放的，以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。
一种涡轮机，包括：压缩机区段；涡轮区段，所述涡轮区段在所述压缩机区段下游；燃烧区段，所述燃烧区段在所述压缩机区段的下游和所述涡轮区段的上游；和两个或更多个转子叶片，所述两个或更多个转子叶片设置在所述涡轮机的所述压缩机区段内，所述两个或更多个转子叶片中的每个转子叶片包括具有翼型形状的翼型件，所述翼型形状具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称轮廓，X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是相对于所述翼型件的基部处的点数据原点定义的，其中X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值乘以所述翼型件的以距离单位表示的高度而转换成以距离单位表示的量纲距离；并且其中当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定翼型轮廓截面，Z值处的所述翼型轮廓截面彼此平滑地接合以形成完整的翼型形状。
根据这些条款中的一项或多项所述的涡轮机，其中所述翼型件包括根据表V、表VI、表VII或表VIII中的一者的交错角分布，所述交错角分布中的每个交错角在所述翼型件的弦线和所述翼型件的旋转轴线之间测量。
根据这些条款中的一项或多项所述的涡轮机，其中所述两个或更多个转子叶片各自形成涡轮机的压缩机区段的中级的一部分。
根据这些条款中的一项或多项所述的涡轮机，其中所述两个或更多个转子叶片中的每个转子叶片设置在涡轮机的压缩机区段的初级或所述涡轮机的所述压缩机区段的后级中的一者中。
一种转子叶片，所述转子叶片包括具有翼型形状的翼型件，所述翼型形状具有标称轮廓，其中所述翼型件包括根据表V、表VI、表VII或表VIII中的一者的交错角分布，所述交错角分布中的每个交错角在所述翼型件的弦线和所述翼型件的旋转轴线之间测量。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片形成涡轮机的压缩机区段的中级的一部分。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片设置在涡轮机的压缩机区段的初级或所述涡轮机的所述压缩机区段的后级中的一者中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述转子叶片是第四级压缩机转子叶片、第五级压缩机转子叶片、第十级压缩机转子叶片或第十四级压缩机转子叶片中的一者。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述翼型形状位于在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦长的+/-5％内的包络中。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述缩放系数在约0.01英寸和约10英寸之间。
根据这些条款中的一项或多项所述的转子叶片，其中所述标称轮廓基本上根据表I中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值来限定，X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是相对于所述翼型件的基部处的点数据原点定义的，其中X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值乘以所述翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离；并且其中当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定翼型轮廓截面，Z值处的所述翼型轮廓截面彼此平滑地接合以形成完整的翼型形状，其中所述X值、Y值和Z值作为相同常数或数字的函数是可缩放的，以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。

Claims (12)

1.一种转子叶片(44)，所述转子叶片包括：
翼型件，所述翼型件具有抽吸侧(104)和压力侧(102)以及由所述抽吸侧(104)和所述压力侧(102)限定的横截面翼型形状(150)，所述翼型形状(150)具有基本上根据表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的笛卡尔坐标值的标称抽吸侧轮廓(104)和/或标称压力侧轮廓(102)，X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是相对于所述翼型件(100)的基部(114)处的点数据原点(76)定义的，其中X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值是从0％到100％的无量纲值，其能够通过将X、Y和Z的所述笛卡尔坐标值乘以所述翼型件的以距离单位表示的缩放系数而转换成以距离单位表示的量纲距离；并且其中当由平滑连续的弧连接时，X值和Y值在每个Z值处限定标称抽吸侧轮廓截面和/或压力侧轮廓截面(104，102)，Z值处的所述标称抽吸侧轮廓截面和/或压力侧轮廓截面(104，102)彼此平滑地接合以形成所述翼型形状(150)的完整的抽吸侧和/或完整的压力侧。
2.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述翼型件(100)包括根据表V、表VI、表VII或表VIII中的一者的交错角分布，所述交错角分布中的每个交错角在所述翼型件(100)的弦线(110)和所述翼型件(100)的旋转轴线之间测量。
3.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述翼型件(100)具有所述标称抽吸侧轮廓(104)，所述标称抽吸侧轮廓由表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的所述抽吸侧笛卡尔坐标值限定。
4.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述翼型件(100)具有所述标称抽吸侧轮廓(104)和所述标称压力侧轮廓(102)，所述标称抽吸侧轮廓和所述标称压力侧轮廓由表I、表II、表III或表IV中的一者中列出的X、Y和Z的所述抽吸侧笛卡尔坐标值和压力侧笛卡尔坐标值限定。
5.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述转子叶片(44)形成涡轮机(10)的压缩机区段(14)的中级(62)的一部分。
6.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述转子叶片(44)设置在涡轮机(10)的压缩机区段(14)的初级(60)或所述涡轮机(10)的所述压缩机区段(14)的后级(64)中的一者中。
7.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述转子叶片(44)是第四级压缩机转子叶片、第五级压缩机转子叶片、第十级压缩机转子叶片或第十四级压缩机转子叶片中的一者。
8.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述翼型形状(150)位于在垂直于任何翼型表面位置的方向上的弦长(110)的+/-5％内的包络中。
9.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述缩放系数在约0.01英寸和约10英寸之间。
10.根据权利要求1所述的转子叶片(44)，其中所述X值、Y值和Z值作为相同常数或数字的函数是可缩放的，以提供按比例放大或按比例缩小的翼型件。
11.一种涡轮机(10)，所述涡轮机包括：
压缩机区段(14)；
涡轮区段(18)，所述涡轮区段在所述压缩机区段(14)下游；
燃烧区段(16)，所述燃烧区段在所述压缩机区段(14)的下游和所述涡轮区段(18)的上游；和
两个或更多个转子叶片(44)，所述两个或更多个转子叶片设置在所述涡轮机(10)的所述压缩机区段(14)内，所述两个或更多个转子叶片中的每个转子叶片(44)根据权利要求1至10中任一项限定。
12.根据权利要求11所述的涡轮机(10)，其中所述两个或更多个转子叶片(44)各自形成所述压缩机区段(14)的单个级的一部分。
CN202210479055.XA 2021-04-30 2022-04-29 压缩机转子叶片翼型件 Pending CN115263806A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/244,992 2021-04-30
US17/244,992 US11401816B1 (en) 2021-04-30 2021-04-30 Compressor rotor blade airfoils

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115263806A true CN115263806A (zh) 2022-11-01

Family

ID=81326103

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210479055.XA Pending CN115263806A (zh) 2021-04-30 2022-04-29 压缩机转子叶片翼型件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11401816B1 (zh)
EP (1) EP4083380A1 (zh)
CN (1) CN115263806A (zh)

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5980209A (en) 1997-06-27 1999-11-09 General Electric Co. Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
US6503054B1 (en) * 2001-07-13 2003-01-07 General Electric Company Second-stage turbine nozzle airfoil
US6685434B1 (en) * 2002-09-17 2004-02-03 General Electric Company Second stage turbine bucket airfoil
US6779980B1 (en) * 2003-03-13 2004-08-24 General Electric Company Airfoil shape for a turbine bucket
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
US7063509B2 (en) * 2003-09-05 2006-06-20 General Electric Company Conical tip shroud fillet for a turbine bucket
US7186090B2 (en) * 2004-08-05 2007-03-06 General Electric Company Air foil shape for a compressor blade
US7249933B2 (en) * 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
US20060216144A1 (en) * 2005-03-28 2006-09-28 Sullivan Michael A First and second stage turbine airfoil shapes
US7534093B2 (en) * 2006-10-25 2009-05-19 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8807950B2 (en) * 2011-11-28 2014-08-19 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
US9017019B2 (en) 2012-06-19 2015-04-28 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9175693B2 (en) * 2012-06-19 2015-11-03 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9145777B2 (en) * 2012-07-24 2015-09-29 General Electric Company Article of manufacture
WO2015178974A2 (en) * 2014-02-19 2015-11-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9963985B2 (en) 2015-12-18 2018-05-08 General Electric Company Turbomachine and turbine nozzle therefor
US9957805B2 (en) * 2015-12-18 2018-05-01 General Electric Company Turbomachine and turbine blade therefor
US10087952B2 (en) * 2016-09-23 2018-10-02 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor stator vane
US10533440B2 (en) * 2017-05-15 2020-01-14 General Electric Company Turbine nozzle airfoil profile
WO2019012102A1 (en) * 2017-07-14 2019-01-17 Siemens Aktiengesellschaft COMPRESSOR BLADE AND AXIAL COMPRESSOR COMPRISING SAID BLADE

Also Published As

Publication number Publication date
US11401816B1 (en) 2022-08-02
EP4083380A1 (en) 2022-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20180328196A1 (en) Turbine Nozzle Airfoil Profile
US10415406B2 (en) Turbine nozzle airfoil profile
US11293454B1 (en) Compressor stator vane airfoils
US10408072B2 (en) Turbine nozzle airfoil profile
US11326620B1 (en) Compressor stator vane airfoils
US11643933B1 (en) Compressor stator vane airfoils
US11459892B1 (en) Compressor stator vane airfoils
US11306735B2 (en) Turbine nozzle airfoil profile
US11643932B2 (en) Compressor rotor blade airfoils
WO2024073341A1 (en) Compressor stator vane airfoils
CN115263805A (zh) 压缩机转子叶片翼型件
CN115596705A (zh) 压缩机转子叶片翼型件
CN115263811A (zh) 压缩机定子导叶翼型件
US11480062B1 (en) Compressor stator vane airfoils
US11519273B1 (en) Compressor rotor blade airfoils
US12129770B1 (en) Compressor stator vane airfoils
CN115263806A (zh) 压缩机转子叶片翼型件
US12044140B1 (en) Compressor stator vane airfoil
US12018585B2 (en) Compressor rotor blade airfoils
EP4083379A1 (en) Compressor stator vane airfoil
CN115263803A (zh) 压缩机转子叶片翼型件
EP4083386A1 (en) Compressor stator vane airfoil
US10954797B1 (en) Turbine rotor blade airfoil profile

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20240103

Address after: Swiss Baden

Applicant after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Applicant before: General Electric Co.

SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination