CN1982653A

CN1982653A - 体现混合加载规则的翼面

Info

Publication number: CN1982653A
Application number: CNA2006101732924A
Authority: CN
Inventors: E·A·格拉弗; T·J·普赖斯纳
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 2005-12-16
Filing date: 2006-12-15
Publication date: 2007-06-20
Also published as: US20090317227A1; EP1798377A2; EP1798377A3; US7686567B2; JP2007224898A; EP1798377B1

Abstract

在此公开了一种以单一设计体现加载规则组合的高升程翼面，尤其要降低和控制在涡轮机应用上采用的翼面之间的流动通道内产生的总压力损失。混合加载的高升程翼面设计通过控制沿所述应用中翼面和端壁表面形成的边界层的扩展和相互作用而体现并表现出由后载翼面和前载翼面规则二者所具有的最佳总翼型和次级损失特性。混合加载的高升程翼面可以用于旋转和非旋转的涡轮机应用。

Description

体现混合加载规则的翼面

技术领域

本发明总体涉及翼面，更具体地涉及体现混合加载规则的高升程翼面设计。

背景技术

涡轮机应用中通常采用包含旋转和/或非旋转翼面的一个或多个部件，例如压缩机或涡轮。当测试这种涡轮机的翼面时，工程技术人员通常测量总压力损失以测定翼面的性能。引起成排的涡轮机翼面的总压力损失的三个众所周知的因素是沿翼面表面的边界层的特性、沿连接翼面的内径端壁和外径端壁的边界层的特性、以及翼面与端壁边界层的相互作用。目前工业实践认识到损失控制的重要性和影响，但仍然没有完全理解控制产生这些损失的潜在物理过程。

翼面的基本机理是使其中存在的流体介质转向。通过这种方式，翼面会将流体压力或压力载荷分布在其表面上。这种分布极大地取决于流体在由局部翼面几何形状确定的翼面表面附近的运动。因此，可以通过翼面设计影响翼面的压力加载。赞同将大部分压力加载放置在靠近翼面前缘的设计通常被称为前载翼面。同样，赞同将大部分压力加载放置在靠近翼面后缘的设计通常被称为后载翼面。载荷在翼面表面上的分布通常被称为翼面的加载规则，并且涡轮机行业的成员往往根据他们自身的经验和设计原理赞同与另一加载规则相比更优的一个加载规则。

例如，大多涡轮机应用采用装有翼面的涡轮和/或压缩机，所述翼面具有沿翼面的翼展从根部到顶部均匀分布的加载规则，这是行业内的一个标准实践。翼面可以相对定位以通过改变通道的工作介质流体面积满足设计要求，所述面积也就是通过沿从一个翼面的吸入侧到相邻翼面的压力侧最小距离线的翼面翼展的积分测得的两个翼面之间的最小(或喷口)面积。但是，仅仅重新定位翼面不会最终提高性能并降低由于连续使用具有标准加载规则的也就是后载或前载翼面而产生的损失。

总压力损失在翼展方向的分布可以分成两个不同区域，每个区域由单独机构控制。首先，在翼面远离端壁的中间部分附近的总压力损失被称为翼型损失，其极大地取决于翼面表面边界层的特性。已经披露前载翼面往往产生的翼型损失比后载翼面更小。同样，在翼面靠近端壁的根部和顶部附近的总压力损失被称为次级损失，其极大地取决于端壁边界层以及端壁边界层与翼面表面边界层的相互作用。已经披露后载翼面往往产生的次级损失比前载翼面更小。

另外，所关心的是由翼面产生的加载量。通常，翼面的载荷值可以被表达为本领域技术人员公知的被称为Zweifel载荷系数的无量钢载荷参数。Zweifel载荷系数是实际翼面载荷与理想翼面载荷的比值。

根据以下公式计算Zweifel载荷系数：

其中s是翼面节距方向的间距；

BX是翼面轴向翼弦长；

α1是相对于轴向平面的翼面入口流动角度；

α2是相对于轴向平面的翼面出口流动角度；

CX1是翼面入口轴向流动速度；以及

CX2是翼面出口轴线流动速度。

对于每排翼面给定的加载，可以通过调节翼面数目和/或翼面尺寸控制每个翼面的加载。例如，这两个参数中任何一个的减小会降低翼面的重量和成本，同时又增加了翼面加载。但是，增加翼面加载就增加翼面次级流动损失来说会将翼面推向不利的操作状态。例如，高升程翼面通常具有大于1.2的Zweifel载荷系数。但是，由于某些性能障碍而通常避免对涡轮机采用高升程翼面。已经观察到，采用高升程翼面的涡轮机会表现出翼面流动分离或不合乎要求的边界层变厚以及更大的次级损失。

现有技术的一种常规翼面设计通过采用具有混合加载规则的翼面获得达到1.16的Zweifel载荷系数。但是，为了获得大于1.16的Zweifel载荷系数，必须调节每个翼面的尺寸和/或必须改变翼面的数量。

因而，需要提供一种高升程翼面设计，与以前的混合加载翼面设计相比其通过提高翼面和端壁边界层二者的特性并通过使两个边界层之间的相互作用最小来降低总压力损失。

发明内容

根据本发明，一种叶片包括平台；凹形压力侧；凸形吸入侧以及翼面，所述翼面主要包括带有第一加载规则和与所述平台接合的连接件的根部；带有第二加载规则的中翼展部；带有第三加载规则的顶部，其中，所述第一加载规则、所述第二加载规则以及所述第三加载规则沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加载规则并且Zweifel载荷系数大约等于1.2或大于大约1.2。

根据本发明，一种翼片包括平台；凹形压力侧；凸形吸入侧以及翼面，所述翼面主要包括带有第一加载规则的根部，所述根部还包括接合所述平台的连接件；带有第二加载规则的中翼展部；带有第三加载规则的顶部；其中，所述第一加载规则、所述第二加载规则以及所述第三加载规则沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加载规则并且Zweifel载荷系数大约等于1.2或大于大约1.2。

根据本发明，一种使涡轮机应用中的气流转向的方法包括向涡轮机应用中的涡轮施加包括至少一个方向和速度的工作介质流体，其中所述流体的所述至少一个方向平行于所述涡轮的中心线并且所述涡轮包括多个混合加载翼面，它们被定位成降低所述涡轮遭受的压力损失；以及当所述流体穿过所述涡轮的所述多个混合加载翼面时使所述流体转向；其中，所述翼面包括带有第一加载规则的根部、带有第二加载规则的中翼展部、带有第三加载规则的顶部，其中所述第一加载规则、所述第二加载规则以及所述第三加载规则沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加载规则并且Zweifel载荷系数大约等于1.2或大于大约1.2。

在附图和以下描述中提出本发明一种或多种实施方式的细节。从描述和附图中以及从权利要求中将会了解到本发明的其他特征、目的和优点。

附图说明

图1表示采用两个体现本发明混合加载规则的旋转风扇叶片以及体现本发明混合加载规则的压缩机翼面和涡轮翼面的典型燃气轮发动机。

图2a是本发明翼面的示例性实施方式的三维侧视图。

图2b是图2a所示翼面的顶部的横截面图。

图2c是图2a所示翼面的中翼展部的横截面图。

图2d是图2a所示翼面的根部的横截面图。

图3a是翼面典型后载根部或顶部的吸入侧曲率曲线图，右侧示出了其横截面图。

图3b是翼面前载中翼展部的吸入侧曲率曲线图，右侧示出了其横截面图。

图4a是后载翼面典型压力分布的曲线图。

图4b是前载翼面典型压力分布的曲线图。

图5是现有技术后载翼面设计、现有技术前载翼面设计以及本发明混合加载翼面的总压力损失在翼展方向上分布的曲线。

在各个图中同一附图标记和符号表示同一构件。

具体实施方式

在此公开了一种以单一高升程设计体现加载规则组合的翼面，尤其要降低和控制在涡轮机应用上采用的翼面之间的工作介质流体通道内产生的总压力损失。将更详细描述的是，体现混合加载规则的高升程翼面表现出由后载翼面和前载翼面二者所具有的最有利的总压力损失特性。而且，这些混合加载规则能够更有利地影响翼面表面边界层在所述应用上的形成，以及翼面表面边界层与端壁边界层的相互作用。

本发明的高升程翼面设计(多种设计)采用在此描述的混合加载规则克服了这些性能障碍。体现本发明混合加载规则的高升程翼面设计(多种设计)将具有大约等于1.2或大于大约1.2的Zweifel载荷系数，但还不会像现有技术的翼面设计那样产生翼面流动分离或增加次级损失。

通常，翼面设计总是具有两个不同的表面，也就是压力侧和吸入侧，所述吸入侧在翼面的使用过程中引起工作介质流体的转向。本领域技术人员已知的是可以对翼面设计做出改变以按照所需应用提高和/或降低工作介质流体的转向。

在此描述的混合加载翼面设计组合了后载规则和前载规则，同时还采用了沿其翼展具有不同曲率分布的翼面表面。将进一步描述的是，翼面影响沿其表面形成的边界层特性的能力、以及影响翼面表面边界层和端壁边界层的相互作用、和具有后载和前载设计二者的优点这些方面都是所述这些曲率值的函数。因此本领域技术人员公知的是混合加载翼面的厚度可以变化；然而，翼面厚度的变化会导致翼面表面曲率的变化。同样，可以想到本发明混合翼面设计可以用在最初考虑的涡轮机应用之外。

现在总体参照图1，示出了燃气轮发动机100的典型组成。燃气轮发动机100可以包括旋转涡轮叶片组件120和固定涡轮翼片组件，所述旋转涡轮叶片组件包括多个带有混合加载翼面的叶片140，所述固定涡轮叶片组件包括多个带有混合加载翼面的翼片150。每个翼面具有根部、中翼展部、顶部、以及位于翼面上游端或其附近的前缘以及位于翼面下游端或其附近的后缘。对于固定涡轮发动机组件，每个翼片的根部和/或顶部将连接在内径和外径端壁二者上。对于旋转涡轮发动机组件，每个叶片的根部和/或顶部将连接在平台上并被构造成与发动机盘固定接合。叶片可以具有护罩，意思是叶片顶部连接在以与叶片本身相同速率旋转的外端壁的一部分上。叶片还可以露出，意思是叶片顶部不连接在外端壁上。在这种构造中，外端壁不旋转，并且在叶片顶部和端壁之间存在间隙。

现在参照图2a-2d，混合加载翼面可以包括根部12、中翼展部14、顶部16。沿翼片的翼展从根部12到顶部16的凹面18被称为压力侧20，而沿翼片的翼展从根部12到顶部16的凸面22被称为吸入侧24。现在特别参照混合加载翼面10，图2b表示翼面10的顶部16的横截面图，而图2c表示翼面10的中翼展部14的横截面图，类似地，图2d表示翼面10的根部12的横截面图。在图2b-2d的每一个中示出了轴向弦长26。轴向弦长被定义为翼面在包含发动机轴线的平面上突出的轴向长度。应该指出，对于翼面10的根部、中翼展部和顶部不需要轴线弦长26沿翼面的翼展保持恒定长度。

现在一同参照图3a-4b，现在将更详细地描述应用在本发明混合加载翼面设计的各种加载原理。图3a和4a分别表示翼面10的典型后载根部12或顶部16的横截面图以及后载部分的典型压力分布曲线。图3b和4b分别表示翼面10的前载中翼展部14的横截面图以及前载部分典型压力分布曲线。

当将图3a和3b所示的后载根部和顶部横截面图与前载中翼展部横截面图进行比较时，可以认识到每个部分的轴线弦长26可以或无需相等。在每个图中示出的吸入侧曲率曲线代表采用本领域技术人员已知的分别沿每部分吸入侧24的表面所取测量点的导数计算的曲率值。所述翼面部分定向在发动机安装参考系中，X轴与发动机的中心轴平行并且Y轴在发动机的节距方向或旋转轴上延伸。X轴单位矢量的正向是从发动前部指向发动机后部。Y轴单位矢量的正向从翼面压力侧指向翼面吸入侧。图3a和3b的坐标系采用在前提到的X和Y轴，X轴原点定位在翼面前缘点并且X和Y坐标与翼面轴向弦长得到标准化。对于正好远离前缘和后缘点的位置，翼面吸入侧和压力侧Y坐标值可以被定义为X坐标的函数，y＝f(x)。采用以下公式计算吸入侧和压力侧曲率：

其中y’是指翼面表面坐标在以上限定的参考系内的一阶导数，y”是指翼面表面坐标在以上限定的参考系内的二阶导数。翼面10后载根部和顶部12，16的吸入侧曲率曲线表示吸入侧24的最大曲率可以产生在轴向弦长26的中点附近或对其逼近。相比之下，翼面10前载中翼展部14的吸入侧曲率曲线表示吸入侧24的最大曲率可以产生在轴向弦长26的四分之一点附近或对其逼近。前载中翼展部的最大曲率位置总是在后载根部和顶部12，16最大曲率位置的上游。

根据混合加载翼面所指定的应用，最大曲率的位置可以根据由涡轮发动机产生的工作介质流体作用的叶片或翼片的速度而改变。本领域技术人员理解的是，速度通常以无量钢顶被表达成“马赫数(Machnumber)”，按目标速度与环境介质中的声速的比值计算。在本申请中，相关目标是工作介质流体。用于涡轮机应用的工作介质流体的一般操作速度可以包括大约Mach 0.1到大约Mach 2.0的范围。中等Mach操作范围可以包括大约Mach 0.1到大约Mach 1.0，而高Mach操作范围可以包括大约Mach 1.0到大约Mach 2.0。在过去，工作介质流体的操作范围可以从大约Mach 0.5变化到大约Mach 1.5。然而，不考虑Mach操作范围，大部分前载中翼展部的压力加载仍然位于大部分后载根部和顶部的压力加载的上游。

马赫数的增加促使工作介质流体有差别地沿翼面表面流动，由此影响翼面表面边界层并有可能提高翼面的翼型损失。如在前提到的那样，翼面相互重新定位不会最终提高性能并降低翼面的翼型损失。在此描述的混合加载翼面的最终设计取决于所要求的涡轮机应用的马赫数并且可以根据不同应用而变化。可以采用本领域技术人员公知的一种或多种方法测量叶片或翼片以确定是否叶片或翼片的翼面体现混合加载原则。可以想到的是，在此描述的混合加载翼面可以被用于各种涡轮机应用中并可以用于涡轮机之外的应用中，在这些应用中工作介质流体的速度小于大约Mach 0.1并大约Mach 2.0。

曲率在翼面10的后载根部和顶部12，16与翼面10的前载中翼展部14之间的不同分布在所述部分承受工作介质流体时产生不同的结果，如图4a和4b的样本压力分布曲线中所示的那样。应该指出，图4a和4b中所示的样本压力分布曲线代表单独沿后载翼面和前载翼面的压力分布。然而，可以依照图5中所示的翼展方向总压力损失分布曲线读取并解释图4a和4b的样本压力分布曲线。本领域技术人员将会立即认识和意识到混合加载翼面10与分别单独采用后载规则和前载规则相比所具有的明显的好处和优点。

现在特别参照图4a，样本压力分布曲线图制成常规后载翼面设计的标准静态压力[P/P0]与标准轴向弦长[X/BX]的对比。每个曲线图中的上线表示流过后载翼面设计的压力侧或更高压力表面的工作介质流体的标准压力，而每个曲线图中的下线表示流过后载翼面设计的吸入侧或更低压力表面的标准压力。负斜率值代表工作介质流体加速穿过后载翼面的表面，而正斜率值代表工作介质流体减速穿过后载翼面的表面。压力分布的斜率值表示流体加速或流体减速强度。

图4a的样本压力分布曲线表示当工作介质流体流过后载翼面的吸入侧时，流体初始在会聚流动通道内加速直至达到与流动通道喷口位置相对应的大致中部弦长区域。当流体通过该位置时，流动通道加宽并且流体开始随着其接近翼面后缘而减速。流体减速将导致翼面表面边界层在该压力梯度极为不利的区域内相当快速地加厚，这样增加了翼面的翼型损失。与工作介质流体流过吸入侧表面的方式相比，沿后载翼面的压力侧表面流过的流体在收缩流动通道内逐渐加速。

现在参照图4b，当工作介质流体沿前载翼面的压力侧流动时，气流从前缘到后缘逐渐加速。相比之下，当流体沿前载翼面的吸入侧从前缘流向后缘时，流体速度初始在前缘周围非常快速地提高并随后降低直至达到沿图4b的标准轴线弦长刻度[X/BX]大致为0.05。在该点，流体速度加速到大致0.30标准轴向位置并随后逐渐降低直至达到沿图4b的标准静态压力刻度[P/P0]大致为0.98的值。如在前提到的那样，流体的减速导致由于在不利压力梯度下翼面边界层的加厚而产生总压力损失，尽管减速的强度小于后载设计的减速强度。

现在参照图5，在翼面的一半翼展上示出了现有技术后载翼面、现有技术前载翼面以及在此描述的混合加载翼面实施方式的总压力损失在翼展方向的分布。当后载翼面和前载翼面相互比较时，很明显前载设计在中翼展区域比后载翼面具有更低的翼型损失。同样，后载翼面在接近端壁处比前载设计具有更低的次级损失。在此描述的混合加载翼面如图所示组合了后载和前载翼面在翼展方向总压力损失分布的正特性。混合加载翼面具有比后载翼面以及同样比前载翼面更低的翼面翼型损失。另外，混合加载翼面具有比前载翼面以同样比后载翼面更低的次级损失。混合加载设计将前载和后载翼面几何形状的最佳翼型损失和次级损失特征组成成一种设计。

再次参照图1，在此描述的混合加载翼面设计可以用于叶片和/或翼片以降低例如包含旋转和固定的涡轮机部件的燃气轮发动机所遭受的压力损失。

例如，燃气轮发动机100可包括旋转涡轮叶片组件120，其包括多个体现混合加载翼面设计并定位成降低涡轮发动机所遭受的压力损失的叶片140。具有方向和速度的工作介质流体平行于中心线110流过涡轮发动机100。当翼面与通过的工作介质流体相互作用时，混合加载翼面设计使沿翼面和端壁表面形成的边界层的扩展和相互作用降至最小。

在另一实例中，燃气轮发动机100可以包括固定的涡轮翼片组件130，其包括多个体现混合加载翼面设计并定位成降低涡轮发动机所遭受的压力损失的翼片150。具有方向和速度的工作介质流体平行于中心线110流过涡轮发动机100。当翼片翼面使流体转向时，混合翼面设计使沿翼面和端壁表面形成的边界层的扩展和相互作用降至最小。

将会理解到本发明并不局限于在此所描述和示出的示例，这些示例被视为仅是对实施本发明最佳方式的示例性说明，并且可以对这些实例的形式、尺寸、部件布置以及操作细节进行改进。而本发明意图包含处于由权利要求限定的本发明精神和范围内的所有这些改进。

Claims

1.一种叶片，包括：

平台；

凹形压力侧；

凸形吸入侧；以及

翼面，其包括：

包括第一加载规则和与所述平台接合的连接件的根部；

包括第二加载规则的中翼展部；

包括第三加载规则的顶部，

其中，所述第一加载规则、所述第二加载规则以及所述第三加载规则沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加载规则并且Zweifel载荷系数大约等于1.2或大于大约1.2。

2.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述翼展包括多个曲率分布并从所述根部延伸到所述顶部。

3.如权利要求2所述的叶片，其特征在于，所述根部、中翼展部和顶部每个都包括在所述翼面轴向弦长上多个位置处的多个曲率值。

4.如权利要求3所述的叶片，其特征在于，每个所述部分包括在所述多个所述曲率值内的最大曲率值。

5.如权利要求4所述的叶片，其特征在于，所述根部的所述最大曲率值在所述轴线弦长上定位在比所述中翼展部的所述最大曲率值更大的位置。

6.如权利要求4所述的叶片，其特征在于，所述顶部的所述最大曲率值在所述轴线弦长上定位在比所述中翼展部的所述最大曲率值更大的位置。

7.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，被布置成与所述中翼展部邻接的所述根部具有如图5所示的用于混合加载规则的总压力损失翼展方向分布。

8.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述第一加载规则和所述第三加载规则是后载规则。

9.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述第二加载规则是前载规则。

10.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述顶部连接在发动机护罩的外端壁上。

11.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述顶部不连接在发动机护罩的外端壁上。

12.一种翼片，包括：

平台；

凹形压力侧；

凸形吸入侧；以及

翼面，其包括：

包括第一加载规则的根部，所述根部还包括接合所述平台的连接件；

包括第二加载规则的中翼展部；

包括第三加载规则的顶部；以及

13.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，所述翼展包括多个曲率分布并从所述根部延伸到所述顶部。

14.如权利要求13所述的翼片，其特征在于，所述根部、中翼展部和顶部每个都包括在所述翼面轴向弦长上多个位置处的多个曲率值。

15.如权利要求14所述的翼片，其特征在于，每个所述部分包括在所述多个所述曲率值内的最大曲率值。

16.如权利要求15所述的翼片，其特征在于，所述根部的所述最大曲率值在所述轴线弦长上定位在比所述中翼展部的所述最大曲率值更大的位置。

17.如权利要求15所述的翼片，其特征在于，所述顶部的所述最大曲率值在所述轴线弦长上定位在比所述中翼展部的所述最大曲率值更大的位置。

18.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，被布置成与所述中翼展部邻接的所述根部具有如图5所示的用于混合加载规则的总压力损失翼展方向分布。

19.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，所述第一加载规则和所述第三加载规则是后载规则。

20.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，所述第二加载规则是前载规则。

21.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，所述顶部连接在发动机护罩的外端壁上。

22.如权利要求12所述的翼片，其特征在于，所述顶部不连接在发动机护罩的外端壁上。

23.一种使涡轮机应用中的气流转向的方法，所述方法包括：

向涡轮机应用中的涡轮施加包括至少一个方向和速度的工作介质流体，其中所述流体的所述至少一个方向平行于所述涡轮的中心线并且所述涡轮包括多个混合加载翼面，它们被定位成降低所述涡轮遭受的压力损失；以及

当所述流体穿过所述涡轮的所述多个混合加载翼面时使所述流体转向；

其中，所述翼面包括带有第一加载规则的根部、带有第二加载规则的中翼展部、带有第三加载规则的顶部，其中所述第一加载规则、所述第二加载规则以及所述第三加载规则沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加载规则并且Zweifel载荷系数大约等于1.2或大于大约1.2。

24.如权利要求23所述的方法，其特征在于，所述翼面是翼片的一体组成部分。

25.如权利要求23所述的方法，其特征在于，使所述流体转向包括：

将所述流体通向多个翼片的所述混合加载翼面；以及

通过所述混合加载翼面使所述流体转向。

26.如权利要求25所述的方法，其特征在于，所述速度包括大约Mach 0.1到大约Mach 2.0的范围。

27.如权利要求23所述的方法，其特征在于，所述翼面使叶片的一体组成部分。

28.如权利要求23所述的方法，其特征在于，使所述流体转向包括：

将所述流体通向多个叶片的所述混合加载翼面；

通过所述流体的所述速度使所述多个叶片旋转；以及

通过所述混合加载翼面使所述流体转向。

29.如权利要求28所述的方法，其特征在于，所述速度包括大约Mach 0.1到大约Mach 2.0的范围。