CN1847623B - 具有月牙形斜坡的涡轮级 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮级，该涡轮级包括一组翼片(14)，所述翼片与相应的平台(16)相接合从而在它们之间限定出流道(30)。每个翼片(14)包括互相反的压力侧和负压侧(20，22)，每个翼片(14)在互相相反的前缘和后缘(24，26)之间的弦上延伸。每个平台(16)包括月牙形斜坡(32)，沿着压力侧(20)从前缘和后缘(24，26)向着翼片(14)的弦线中点的方向，所述斜坡(32)的高度增大。

Description

具有月牙形斜坡的涡轮级
按照NASA授予的合同号NAS3-01135，美国政府享有本发明的某些权益。
发明领域
本发明总体上涉及一种燃气轮机，更具体地说，本发明涉及一种该燃气轮机中的涡轮。
背景技术
在燃气轮机中，在压缩机中将空气压缩，在燃烧器中将空气与燃料混合，从而产生热的燃烧气体。涡轮级利用燃烧气体的能量驱动压缩机，涡轮级同时还驱动涡扇型航空发动机装置中的上游风扇，或者驱动船舶和工业装置的外部传动轴。
高压涡轮(HPT)直接设置在燃烧器之后，该高压涡轮包括固定的涡轮喷嘴，该喷嘴把燃烧气体喷入一组旋转的第一级涡轮转子叶片，该转子叶片从支承用转子叶轮向外径向延伸。HPT可以包括一个或多个转子叶片级和相应的涡轮喷嘴。
紧接在HPT之后的是低压涡轮(LPT)，该低压涡轮通常包括多个转子叶片级和相应的涡轮喷嘴。
每个涡轮喷嘴包括一组定子轮叶，该定子轮叶具有支承着定子轮叶的弓形带形式的径向外端壁和内端壁。相应地，涡轮转子叶片包括翼片，该翼片与径向的端壁或平台成一整体，所述径向的端壁或平台被相应的楔形榫依次支承，所述楔形榫把各个叶片安装在成于支承转子叶轮的周边的楔形槽内。特别地，在HPT的每个涡轮级中，环形覆环围绕着转子翼片的径向外端部。在LPT中，端部覆环通常与翼片端部整体形成。
定子轮叶和转子叶片具有相应的翼片，所述翼片包括在相反的前缘和后缘之间的弦上轴向延伸的大体凹形的压力侧和大体凸形的负压侧。相邻的轮叶和相邻的叶片形成位于它们之间由径向内、外端壁限定的相应流道。
在运行期间，燃烧气体从燃烧器中排出，并沿着轴向下游方向流过定子轮叶和转子叶片所限定的各个流道。轮叶和叶片以及它们之间相应的流道的空气动力学轮廓都需要进行精确的构型，从而使得从燃烧气体中利用的能量最大化，所述燃烧气体用于使转子旋转，该叶片从该转子处开始延伸。
对轮叶和叶片翼片的复合三维(3D)构型进行设计，从而使得运行效率最大化，并使沿翼片的径向跨距以及沿前缘和后缘之间翼片的弦的轴向跨距都变化。因此，翼片表面上的燃烧气体以及相应流道内的燃烧气体的速度和压力分布也变化。
燃烧气体流路内不期望的压力损失对应着不期望的整个涡轮效率的降低。例如，燃烧气体进入相应的轮叶组和叶片组之间的流道，必然被翼片的各个前缘分离开。
流入的燃烧气体的滞留位置沿每个翼片的前缘延伸，相应的边界层沿着每个翼片的压力侧和负压侧以及沿着每个径向外端壁和内端壁形成，所述压力侧和负压侧以及外端壁和内端壁共同界定每个流道的四侧边界。在边界层上，燃烧气体的局部速度从沿着端壁和翼片表面的零变化到边界层终止处燃烧气体的自由速度。
涡轮压力损失的一个共同原因是当燃烧气体绕翼片前缘运动而被分离时产生的马蹄形涡流。总体压力梯度受到翼片的前缘和端壁接合处的边界层流体的影响。翼片前缘处的该压力梯度形成一对反向旋转的马蹄形涡流，该马蹄形涡流在端壁附近的每个翼片的相反侧上向下游方向运动。
所述两个涡流在后部沿每个翼片的相反的压力侧和负压侧运动，由于沿每个翼片的相反的压力侧和负压侧上压力和速度分布的不同，所述两个涡流的表现也不同。例如，计算的分析显示，负压侧涡流离开端壁朝着翼片后缘移动，然后与随后流过翼片后缘的压力侧涡流发生相互作用。
压力侧和负压侧涡流的相互作用可以发生在翼片的中跨区域附近，从而导致总体压力损失，以及相应地降低涡轮效率。这些涡流还会产生紊流以及增大不期望的端壁发热。
由于马蹄形涡流形成于涡轮转子叶片和它们的整体根部平台的接合处，以及喷嘴定子轮叶和它们的内外带状部之间的接合处，因此产生了相应的涡轮效率损失，以及产生了相应的端壁部件的额外发热。
因此，需要提供一种改进的涡轮级以减小马蹄形涡流的影响。
发明概述
一种涡轮级，包括一组翼片，该组翼片与相应的平台接合从而限定它们之间的流道。每个翼片包括相反的压力侧和负压侧，每个翼片在相反的前缘和后缘之间的弦上延伸。每个平台包括一个月牙形斜坡，从前缘和后缘沿压力侧向着翼片的弦线中点的方向，该月牙形斜坡的高度增大。
附图简述
按照本发明优选的和示例性的实施例，根据如下详细的说明并结合附图，可以更好的描述本发明以及更多的目的和优点。
图1是低压涡轮级中示例性的涡轮叶片从前向后看的等距视图。
图2是通过图1所示叶片并沿线2-2的平面剖取的截面图，其包括平台表面的等倾线。
图3是图2所示叶片并沿线3-3剖取的径向截面图。
图4是与图2中叶片压力侧邻接的平台斜坡并沿线4-4剖取的侧面等距视图。
图5是从前缘透视看，与图4中翼片压力侧接合的平台斜坡的另一个等距视图。
图6是图5中平台斜坡的放大等距视图，为了使图6更清楚而去掉了翼片的外端部。
图7按照另一个实施例，像图1那样具有平台斜坡的LPT叶片的等距视图。
图8是通过图7所示叶片并沿线8-8剖取的平面截面图，
图9是图8所示叶片沿线9-9剖取的径向截面图。
具体实施方式
图1所示是两个示例性的第一级LPT涡轮转子叶片10，所述的两个整组转子叶片10在燃气轮机的相应涡轮级上沿圆周方向相互邻接。如上所述，在传统的燃烧器(未示出)内产生燃烧气体12，该燃烧气体12沿轴向下游方向排出，排出的燃烧气体首先流过HPT级，然后流过一组LPT叶片10，所述叶片10利用排出气体的能量来驱动支承转子叶轮(未示出)，其中叶片安装在所述转子叶轮上。
涡轮级包括一组完整的叶片，每个叶片具有相应的翼片14，在根部端处，每个叶片与相应的径向内端壁或平台16连接成一整体。另外，每个平台与相应的轴向入口楔形榫18连接成一整体，所述楔形榫18具有传统构型，用于支承转子叶轮周边上相应的涡轮叶片。
每个翼片包括大体上凹形的压力侧20和大体上凸形的负压侧22，所述负压侧22与所述压力侧20在圆周方向或横向上相反，所述负压侧22在相反的前缘和后缘24、26之间的弦上轴向延伸。所述前缘和后缘在从翼片的根部到端部之间的范围内径向延伸。
图1中示例性的叶片10被构型为用于低压涡轮，该低压涡轮的LPT翼片14在径向跨度上长于高压涡轮通常使用的短翼片。LPT翼片14通常是实心的，具有如图1和2所示从根部到端部的实心径向部分，而不具有内部空隙或通道，这是由于LPT翼片通常不是从内部进行冷却的，然而，HPT翼片为了从内部冷却通常是空心的。
如图1所示，每个翼片14包括端部覆环28，该端部覆环28与翼片末端部连接成一整体，沿着整组(full row)LPT转子叶片的方向，相邻的端部覆环形成完整的分段环形覆环。
在LPT构型中，平台16通常沿径向向外朝着端部覆环28倾斜，并且在后部从每个叶片的前缘24到后缘26倾斜。每个翼片的径向跨度或高度通常从前缘到后缘沿着倾斜平台的轴向下游方向增大。
图1和2中示例性的涡轮叶片可以具有翼片、平台和楔形榫的任何传统构型，从而在运行期间从燃烧气体12中获取能量。如上所述，平台16与翼片的根部端连接成一整体，并限定了燃烧气体12的径向内部流体边界。
叶片被沿着转子叶轮的周边安装成一组，相邻的翼片14在圆周或横向方向上被间隔开，从而在它们之间限定出流道30，在运行期间，该流道30用于引导燃烧气体12沿轴向下游方向流动。
因此，图1和2中涡轮级的每个内部流道30被以下部分限定构成并为边界：一个翼片的压力侧20、另一个相邻翼片的负压侧22、相邻平台16的压力侧和负压侧部分以及径向外端部覆环28、及位于整组(complete row)涡轮叶片上翼片的径向外端部上的径向外端部覆环28。
如上面背景技术部分所述，在运行期间，燃烧气体12流过相应的流道30，并且在需要时被各个翼片14所分离。高速燃烧气体在相应的翼片前缘24处被沿着圆周方向分离，并在该处产生滞留压力，且沿翼片的相反的压力侧和负压侧形成相应的边界层。
另外，由于燃烧气体在翼片前缘与平台的接合处会沿着翼片前缘被分离，所以燃烧气体也会沿着各个叶片平台16形成边界层。
因此，如图1所示，沿着叶片平台被分离的燃烧气流会产生一对反向旋转的马蹄形涡流，所述涡流沿每个翼片的相反的压力侧和负压侧并穿过流道向轴向下游流动。这些马蹄形涡流在边界层上形成紊流，并且朝着翼片中部区域径向向外移动，这样会导致总压力的损失和涡轮效率的降低。
图1中示例性的涡轮转子级可以具有任何传统的构型，例如，可以具体设计为第一级LPT转子，从而能按照通常的方式利用燃烧气体的能量来驱动风扇。如上面背景技术部分所述，流入的(incident)燃烧气体12沿着翼片前缘24分离，并穿过相应的流道30向轴向下游方向流动。
为了使从燃烧气体中获得的能量最大化，需要进行不同的速度和压力分配，因此需要对压力侧20的凹形面和负压侧22的凸形面采用特别的构型。另外，平台16限定了径向内端壁，该径向内端壁限制着燃烧气体，周围的端部覆环28还在径向向外方向上限制着燃烧气体。
在本构型中，在平台和前缘的接合处，流入的(incident)燃烧气体受马蹄形涡流的影响，所述马蹄形涡流沿着翼片的相反的压力侧和负压侧并穿过流道而流动(progress)。如上所述，这些涡流会产生紊流、降低涡轮级的空气动力效率以及增大平台的热传递。
因此，图1中的平台16首先被构型为具有倾斜的流动面，该倾斜的流动面对燃烧气体进行限制，从而减小马蹄形涡流的强度。图1中大体示出了倾斜平台的示例性构型，带有从标称(nominally)的轴对称的平台开始构成的等高等倾线。另外，图2所示是用平面图表示的更为详细的等倾线。
现代计算流体动力学已经被用于研究和确定平台的详细3D外形，从而减弱马蹄形涡流并相应地提高涡轮效率。图1和2中的每个平台16都包括一个局部的新月形或月牙形斜坡32，所述斜坡32相对于传统平台的标称轴对称参考外表面34向上(+)升入流道30中，所述参考外表面34用于确定零(θ)基准面。
需要注意的是，可以为了具体的发动机设计及其质量流率而选择翼片14的具体尺寸和间距。翼片的弓形侧壁通常在圆周方向上限定了它们之间的流道30，所述流道30沿着轴向下游方向从前缘到后缘会聚。
如图2所示，每个翼片都具有相对高度数的曲面，该曲面限定出相应的月牙形。由于平台斜坡32处于翼片压力侧20的大部分上，因此平台斜坡32具有月牙形的形状。另外，在翼片压力侧20的端部，等高线形成的等倾线也显示出相应的月牙形。
翼片后缘通常在其垂直交会处、靠近相邻翼片负压侧的中部形成具有最小流路面积的喉部。流道30的流路面积包括位于喉部的最小流路面积，对于给定的发动机装置，该流道30的流路面积被预先选定，因此，流道30的流路面积被平台16限定的径向内端壁和端部覆环28限定的径向外端壁所控制。
因此，可以方便地用传统的轴对称表面作为基准平台表面34，所述传统的轴对称表面由围绕涡轮级圆周的圆弧限定构成，基准平台表面34可以用作零基准高度，如图2所示。因此，平台斜坡32的高度(+)从基准平面或表面径向向外升高，并且在与根部端接合处局部地减小翼片的径向跨距。
如图2和3所示，随着与每个翼片压力侧的接近，平台斜坡32相对于标称外表面34的标高或高度在径向上增大。图2示出了在基准表面34之上具有相等高度(+)的等倾线，所述高度的量值线性增大，具有所标示的任意数值1-9。
图2中的每个斜坡32都包括位于翼片中部附近高度最大的高峰或顶峰36，所述高峰或顶峰36相应于最大值9，在一个示例性的实施例中可以是5.2mm。考虑到翼片14的LPT构型及其相对高的弯度，顶峰36位于与翼片弦线中点区域紧密邻近的位置，该顶峰36与相互相反的前缘和后缘相对，并且与翼片弦线中点的距离是正负10％的弦长。
在图2所示示例性的实施例中，平台斜坡32的等倾线显示，斜坡从顶峰36开始沿压力侧20基本上对称地分散开，并在相邻翼片之间沿着翼片的圆周区域朝着翼片的前缘和后缘24、26向外分散。
图2的顶视图和图3的径向截面图所示的平台16具有相应的轴向对分线38，该对分线38被其相应的圆周边沿所限定，所述圆周边沿在圆周方向上把相应的流道30分开，所述流道30形成于相邻的翼片14的相反的压力侧和负压侧之间。
因此，从每个翼片的压力侧20到相应的对分线38的圆周方向上，每个平台斜坡32的高度都在圆周方向上减小。因此，各个平台斜坡在平台外表面上提供了局部高度，所述平台外表面从平台的周边开始，向上平滑地与翼片压力侧融合在一起。
图2和图3还示出标称外表面34，斜坡32的高度从所述标称外表面34朝着压力侧20的方向而增加。所述标称外表面34可以是不具有斜坡的传统低压涡轮中的传统轴对称或圆柱表面。
图2极好地示出了平台斜坡32的月牙形形状或外形，所述平台斜坡32紧随着翼片压力侧20的月牙形或凹形轮廓。优选地，每个斜坡32在前缘和后缘24、26附近轴向终止，并在前缘和后缘24、26附近与标称外表面34融合在一起。
相应地，每个斜坡32也优选地在相应的轴向对分线38处或其附近沿圆周方向终止。通过这种方式，平台斜坡32的整体构型为月牙形，该月牙形在顶峰平面处的圆周方向上具有相对大的宽度，并且在朝着翼片的相反的前缘和后缘的轴向方向上减小其宽度，斜坡在翼片的前缘和后缘处终止并与平台的标称外表面融合在一起。
对沿着翼片压力侧的平台斜坡32的位置和构型进行优选，从而能有利地降低马蹄形涡流的强度和提高涡轮效率，这将在后面作进一步的解释。对于具体的LPT设计，可以对每个月牙形斜坡32采用具体的设计和构型，从而降低马蹄形涡流的不利影响。现代计算机分析技术可以对斜坡设计进行迭代计算，从而使其效果最大化。
图3是截取平台斜坡顶峰的径向截面图，图中显示，斜坡在从翼片压力侧20到斜坡终止的对分线38的外部圆周方向上优选是凹形的。图3还显示，在顶峰36和互相相反侧上前缘和后缘24、26之间的其它轴向位置处，斜坡的类似凹形截面，在那些位置上，那些截面的尺寸变小。
图3和4中的凹形斜坡32在外圆周上与平台平滑地融合在一起，该平台正是凹形斜坡开始延伸的地方，凹形斜坡沿着相应的弓形或凹形圆角40与相应的翼片压力侧20相接合。小的圆角40提供了每个平台斜坡和相应的翼片压力侧之间的平滑过渡，所述每个平台斜坡和相应的翼片压力侧之间的平滑过渡是沿着前缘和后缘24、26之间的斜坡的整个轴向范围延伸的。
如图4所示，沿着圆角40的轴向方向斜坡32也是凸形的，从前缘和后缘24、26到它们之间具有最大高度的顶峰36，斜坡32的高度是增大的。
图4-6是平台斜坡32的优选实施例，所述平台斜坡32与计算机生成的网格图相重叠，从而更好地表示斜坡的表面轮廓。图4表示中部顶峰的相反侧上斜坡大体对称的情形。图5和6表示斜坡32沿着翼片压力侧在相反的前缘和后缘融合和终止的情形。
图4-6是由计算机流体动力学分析得出的示例性实施例，平台斜坡32从其标称外表面的外周边到翼片压力侧上的圆角40之间的范围是平滑的，该范围即是前缘和后缘24、26之间的斜坡的整个范围。
图2还显示，平台斜坡32在平台前侧刚好没达到前缘24，并且在平台后侧刚好没达到后缘26。因此，斜坡的高度减小并且在前缘和后缘返回到标称外表面34。
图1中示例性的LPT叶片10具有较低的密实度，并且在整个圆周上具有比传统高密实度LPT较少的叶片数，从而能降低重量和成本。但是，较少的叶片数需要每个叶片从燃烧气体中取得更高的能量，因此需要每个翼片具有更大的弯度和更大的提升能力。
由于减少了叶片数量，叶片之间圆周方向上的间隔或间距变大，从而相应地增大了径向端壁的空气动力学影响，所述径向端壁由径向内平台16和径向外端部覆环28所限定。
在空气动力学设计中用传统的Zweifer值来表示翼片的提升能力。所述Zweifer值是如下参数的函数：相邻翼片之间圆周方向上的间隔、翼片的轴向宽度、翼片沿着前缘和后缘方向的径向高度以及在前缘和后缘处的流体进出的相对角度。
在当代传统的涡轮级中，Zweifer值等于1.0。由于涡轮叶片数量的减少，Zweifer值增加到高升力涡轮所需的1.25，以及增加到超高升力涡轮所需的1.35。涡轮级的低密实性和高Zweifer值增大了每个叶片平台的表面积，因此提高了整个涡轮效率产生的效果。
图2中实施例的涡轮级具有低密实性和大于1.0的高Zweifer值，并相应地具有大的叶片平台16。平台斜坡32可以带来在平台表面积的大部分到轴向对分线之间翼片压力侧上的空气动力学优势。
另外，每个平台还可以包括沿每个翼片负压侧22的浅的凹部或碗部42，从而与翼片相反侧提高的斜坡32互补。如图3所示，从靠近相应轴向对分线38的标称外表面34到翼片14的相应负压侧22，碗部42的深度B增大，所述翼片14位于具有最大高度的相应顶峰36后面。
优选地，各个叶片平台上的碗部42是半圆形的，且其中心位于压力侧20的相应顶峰36后面的负压侧20上。各个碗部42同样也在标称外表面34之前终止，或者与碗部相反侧的相应前缘和后缘24、26间隔开。
如图2所示，通过标称基准表面下面的四个增大深度(-)的等倾线来表示碗部，碗部的最大深度比顶峰最大高度的大约一半还小，在本实施例中，碗部的最大深度是大约-4，顶峰最大高度的一半是大约+9/2。换句话说，与斜坡高度相比，碗部相对较浅，在运行期间，碗部与斜坡互相配合从而减小马蹄形涡流的不利影响，尤其是在平台端壁处涡流的影响，从而相应地提高涡轮效率。
如图7-9所示是LPT级的替代实施例，其中涡轮叶片10的排列具有传统的密实性值，其Zweifer值为1.0。在本构型中，与前面所说的在前实施例相比，在各个叶片组中涡轮叶片的较高数量能相应地减小每个叶片的各平台16的表面积。因此，轴向对分线38位于接近各个翼片的相互相反的压力侧和负压侧的位置，减小了平台斜坡32所处表面的表面积。
图7-9中的第二实施例相应于图1-3的第一实施例，第二实施例的特点是，不同的涡轮级沿不同的方向旋转。图1所示的箭头表示涡轮级的顺时针转动，而图7所示的箭头表示涡轮级的逆时针转动，相应的翼片14互为镜像。
然而，这两个实施例的相似之处在于，它们都包括位于翼片压力侧20上大体对称的月牙形平台斜坡32。
但是，考虑到较小的平台，尤其是翼片负压侧上的较小平台，第一实施例中浅的碗部42没有被应用到第二实施例中。相对，图8和9显示，标称外表面34在平台的前端和后端沿前缘和后缘24、26延伸，并且进一步朝着相应的轴向对分线的方向沿着各个翼片的负压侧22充分延伸。
因此，平台16的整个负压侧具有传统的轴对称表面轮廓，升高的斜坡32被单独引入到翼片压力侧上，所述翼片位于朝着相应轴向对分线方向的平台的大部分可用表面积上。如图9所示，在翼片压力侧上，斜坡32的高度向着其顶峰36增大，在翼片另一面的负压侧上的平台的外表面具有传统的径向位置，所述外表面作为径向向外对斜坡进行测量的基准。
在上述第一实施例中，斜坡32在大体整个表面积上是平滑的，斜坡32在翼片压力侧上和相应的轴向对分线上沿圆周方向与圆角40融合在一起。这些斜坡还沿着平台标称外表面的相对的前端和后端与平台标称外表面沿轴向方向融合在一起。
但是，图7-9中的替代实施例显示，可以对平滑的斜坡32进行局部改进以提高其性能。例如，每个斜坡32还可以包括局部凸形的凸起44，该凸起44从顶峰36沿圆周方向向外朝着对分线延伸，并在前缘和后缘24、26之间轴向间隔。
图8和9中示例性的凸起44是对凹形斜坡32弯曲度的局部改进。凸起44位于斜坡32的轴向和圆周方向中部附近，凸起44在轴向和圆周方向上都具有凸形的形状，凸起44在其圆周上与凹形斜坡融合在一起。
局部的凸起44与升高的斜坡32互相配合，从而减小在运行期间马蹄形涡流产生的不利影响，从而相应地提高涡轮效率。
在上述示例性的实施例中，各个流道30被限定在一个翼片的压力侧和另一个相邻翼片的负压侧之间，并且在径向内端部被两个平台16的相应部分所限定，所述两个平台16在相应的轴向对分线38处邻接。
因此，无论是具有图8中的标称构型还是图2中浅的碗部构型，一个翼片的压力侧上的平台斜坡32与另一个平台的负压侧上的平台都相互配合工作。
与没有凸起或凹下特征的传统轴对称平台相比，如此改进的平台可以用来有利地减小马蹄形涡流的不利影响，在运行期间该马蹄形涡流沿着相应的平台形成。这些实施例中LPT叶片的共同点是翼片具有相对高的弯度，这样就允许沿着压力侧的大部分引入互补的月牙形斜坡32。斜坡的最大高度位于各个翼片弦线中点区域附近的位置，相应地，该斜坡在前部向着前缘并且在后部向着后缘的方向上都是大体对称的。
通过在相邻翼片之间采用升高的斜坡，沿着斜坡的燃烧气体的局部蒸汽线的弯曲度可以横向补偿引入的马蹄形涡流。因此，通过改进的平台外表面可以尽早地在流道处阻止马蹄形涡流的径向向外移动。
前面描述了LPT转子级的斜坡形平台，但是它也可以应用到涡轮喷嘴级上。在涡轮喷嘴中，涡轮轮叶被整体安装到径向外端壁和内端壁上，或者被整体安装到相对中心轴线通常具有轴对称圆形轮廓的内外带状部上。内外带状部或平台可以以与前述相似的方式倾斜，从而减小在涡轮喷嘴轮叶相对端处相应的马蹄形涡流产生的不利影响
因此，斜坡形平台可以用于任何类型的涡轮发动机和任何类型的涡轮翼片，从而提高空气动力学效率。更多的例子还包括涡轮转子叶轮中的翼片与转子叶轮的周边整体形成。由于LPT叶片通常包括整体的端部覆环，这些覆环或平台还可以包括月牙形斜坡，在所述斜坡处这些覆环或平台与各个翼片的末端接合在一起。
目前，现代计算机流体动力学分析技术允许对斜坡形平台的各种改变进行评估，从而减小马蹄形涡流以提高涡轮效率。月牙形斜坡的具体轮廓将作为具体设计的函数而变化，但是，当燃烧气体在翼片前缘处被分离时，为了特别地减小马蹄形涡流产生的不利影响，翼片压力侧上斜坡的形式保持为相似的形状。
尽管在本文中已描述了被认为是本发明优选的和示例性的实施例，但是根据本文的说明，本发明的其它改进对于本领域技术人员来说是显而易见的，因此，要求在所附权利要求书中所有这些改进都落在本发明的实际精神和范围内。
因此，美国专利证书要求保护的发明由我们主张的如下权利要求来限定和区分。

Claims (10)

1.一种低压涡轮级，包括：
一组实心翼片(14)，所述实心翼片与相应的平台(16)接合成一整体，并沿圆周方向间隔，从而在它们之间限定各自的流道(30)，用于引导燃烧气体(12)；
所述翼片(14)中的每一个包括一凹形的压力侧(20)和在圆周方向上相反的凸形负压侧(22)，所述压力侧(20)和负压侧(22)沿相反的前缘和后缘(24，26)之间的弦轴向延伸；以及
所述平台(16)中的每一个包括一月牙形斜坡(32)，所述月牙形斜坡(32)沿在所述前缘和后缘(24，26)之间延伸的相应的圆角(40)与所述压力侧(20)相邻接，所述斜坡(32)沿所述圆角(40)在轴向上是凸形的，并且所述斜坡(32)的高度从所述前缘和后缘(24，26)至所述翼片(14)弦线中点附近的最大高度顶峰(36)增大。
2.如权利要求1所述的低压涡轮级，其特征在于：
所述平台(16)包括轴向对分线(38)，所述对分线(38)在圆周方向上把相邻翼片(14)之间的所述流道(30)分开；以及
所述斜坡(32)的高度从所述压力侧(20)沿圆周方向向相应对分线(38)减小。
3.如权利要求2所述的低压涡轮级，其特征在于：
所述平台(16)中的每一个包括标称外表面(34)，所述斜坡(32)的高度从所述标称外表面(34)向所述压力侧(20)增大；以及
所述斜坡(32)在所述前缘和后缘(24，26)附近终止，并在所述前缘和后缘(24，26)附近与所述外表面(34)融合在一起。
4.如权利要求3所述的低压涡轮级，其特征在于所述斜坡(32)从所述顶峰(36)与前缘和后缘(24，26)之间的所述压力侧(20)沿圆周向外的方向是凹形的，并从所述顶峰(36)向所述前缘和后缘(24，26)是对称发散的。
5.如权利要求4所述的低压涡轮级，其特征在于所述斜坡(32)在所述前缘和后缘(24，26)之间从所述标称外表面(34)到所述圆角(40)是平滑的。
6.如权利要求4所述的低压涡轮级，其特征在于所述斜坡(32)中的每一个包括一凸形的凸起(44)，所述凸起(44)从所述顶峰(36)沿圆周方向向外延伸，并在所述前缘和后缘(24，26)之间被间隔开。
7.如权利要求4所述的低压涡轮级，其特征在于所述标称外表面(34)环绕所述前缘和后缘(24，26)并沿着所述顶峰(36)后面的所述翼片(14)的所述负压侧(22)延伸。
8.如权利要求4所述的低压涡轮级，其特征在于所述平台(16)中的每一个还包括一浅碗部(42)，该浅碗部的深度从所述标称外表面(34)到所述顶峰后面的所述翼片(14)的相应负压侧(22)增加。
9.如权利要求8所述的低压涡轮级，其特征在于所述碗部(42)为半圆形，且其中心位于所述压力侧(20)的相应顶峰(36)后面的所述负压侧(20)上，并在所述前缘和后缘(24，26)之前的标称外表面(34)处终止。
10.如权利要求4所述的低压涡轮级，其特征在于所述翼片(14)中的每一个还包括一端部覆环(28)，所述端部覆环(28)与翼面末端部连接成一整体，所述平台(16)从所述前缘(24)到所述后缘(26)朝所述覆环(28)向外倾斜。
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