CN110366631A - 包含分流器的涡轮翼型件布置 - Google Patents

Abstract

一种涡轮机械设备(10)，包括涡轮(22)，涡轮(22)包括：涡轮部件(36)，其限定至少一个弧形流动路径表面(40)；轴流式涡轮翼型件(46)的阵列，其从流动路径表面延伸，涡轮翼型件在其间限定空间；以及在涡轮翼型件之间的空间中，从至少一个流动路径表面延伸的多个分流器翼型件(146)，每个分流器翼型件具有在前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，其中分流器翼型件的厚度比小于涡轮翼型件的厚度比。

Description

包含分流器的涡轮翼型件布置

技术领域

本发明大体涉及燃气涡轮发动机中的涡轮，更具体地，涉及这种涡轮的转子和定子翼型件。

背景技术

燃气涡轮发动机包括串行流动连通的压缩机，燃烧器和涡轮。涡轮机械地联接到压缩机，并且三个部件限定涡轮机械核心。该核心可以以已知的方式操作以产生热的加压燃烧气体流，以操作发动机以及执行有用的工作，例如提供推进推力或机械功。一种常见类型的涡轮是具有一个或多个级的轴流式涡轮，每个级包括具有一排轴流式翼型件(称为涡轮叶片)的旋转盘。通常，这种类型的涡轮还包括与旋转翼型件交替的静止翼型件，称为涡轮轮叶。涡轮轮叶通常在其内端和外端由弧形端壁结构界定。

期望通过使给定叶片或轮叶排中使用的涡轮翼型件的总数最小化来减轻重量，改善转子性能并简化制造，从而减小所谓的“坚固性(solidity)”的参数。翼型件坚固性降低的一个问题是它会导致翼型件周围的二次流动增加，导致空气动力学性能损失。

发明内容

该问题通过涡轮解决，该涡轮在其叶片和/或轮叶排中包括分流器，以局部地增加高的二次流动区域中的坚固性。

根据本文描述的技术的一个方面，一种涡轮机械设备包括涡轮，该涡轮包括：涡轮部件，其限定弧形流动路径表面；从流动路径表面延伸的轴流式涡轮翼型件的阵列，涡轮翼型件在其间限定空间；和在涡轮翼型件之间的空间中，从流动路径表面延伸的多个分流器翼型件，每个分流器翼型件具有在前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，其中，分流器翼型件的厚度比小于涡轮翼型件的厚度比。

根据本文描述的技术的另一方面，一种涡轮设备包括：涡轮转子级，其包括能够围绕中心线轴线旋转的盘以及轴流式涡轮叶片的阵列，该盘限定转子流动路径表面，轴流式涡轮叶片的阵列从转子流动路径表面向外延伸，涡轮叶片在它们之间限定空间；涡轮喷嘴级，其包括限定定子流动路径表面的至少一个壁，以及远离定子流动路径表面延伸的轴流式涡轮轮叶的阵列，涡轮轮叶在其间限定空间；并且其中至少一个转子级或喷嘴级包括从其流动路径表面中的至少一个延伸的分流器翼型件的阵列，分流器翼型件设置在相应级的涡轮叶片或涡轮轮叶之间的空间中，其中分流器翼型件的厚度比小于相应的涡轮叶片或涡轮轮叶的厚度比。

附图说明

通过参考以下结合附图的描述可以最好地理解本发明，其中：

图1是燃气涡轮发动机的横截面示意图，该燃气涡轮发动机包括具有分流器的涡轮；

图2是适于包含在图1的发动机中的涡轮转子的一部分的正视图；

图3是图2的转子的俯视图；

图4是图2中所示的涡轮叶片的侧视图；

图5是图2中所示的分流器叶片的侧视图；

图6是适于包含在图1的发动机中的涡轮喷嘴组件的一部分的正视图；

图7是沿图6中的线7-7截取的视图；

图8是图6中所示的定子轮叶的侧视图；

图9是图6中所示的分流器轮叶的侧视图；和

图10是适合包含在图1的发动机中的替代涡轮喷嘴组件的一部分的正视图。

具体实施方式

参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1描绘了示例性燃气涡轮发动机10。虽然所示的示例是高旁通涡轮风扇发动机，但是本发明的原理也适用于其他类型的发动机，例如低旁通涡轮风扇，涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机等。发动机10具有纵向中心线或轴线11和静止核心壳体12，静止核心壳体12围绕轴线11同心地且同轴地设置。

应注意，如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均指平行于中心线轴线11的方向，而“径向”指的是垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向方向和切向方向相互垂直的方向。如本文所用，术语“向前”或“前”是指穿过或围绕部件的气流中相对上游的位置，术语“向后”或“后”是指穿过或围绕部件的气流中相对下游的位置。该流动的方向由图1中的箭头“F”表示。这些方向术语仅用于描述的方便，并且不需要由此描述的结构的特定取向。

发动机10具有以串行流动关系布置的风扇14，增压器16，压缩机18，燃烧器20，高压涡轮或“HPT”22，以及低压涡轮或“LPT”24。在操作中，来自压缩机18的加压空气与燃烧器20中的燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。通过高压涡轮22从这些气体中提取一些功，其经由外轴26驱动压缩机18。然后燃烧气体流入低压涡轮24，其经由内轴28驱动风扇14和增压器16。内轴28和外轴26可旋转地安装在轴承30中，轴承30本身安装在风扇框架32和涡轮后框架34中。

图2-5示出了适合包含在HPT 22或LPT 24中的示例性涡轮转子36的一部分。虽然将使用HPT 22作为示例来描述本发明的概念，但是应该理解，这些概念适用于燃气涡轮发动机中的任何涡轮。如本文所用，术语“涡轮”是指涡轮机械元件，其中流体流的动能被转换成旋转运动。

转子36包括盘38，盘38包括在前端42和后端44之间延伸的环形流动路径表面40。涡轮叶片46的阵列从流动路径表面40延伸。为了本发明的目的，涡轮叶片46构成“涡轮翼型件”。每个涡轮叶片46从流动路径表面40处的根部48延伸到尖端50，并且包括在前缘56和后缘58处连结到凸形吸力侧54的凹形压力侧52。相邻的涡轮叶片46在它们之间限定空间60。

涡轮叶片46围绕流动路径表面40的周边均匀地间隔开。相邻涡轮叶片46之间的平均周向间距“s”(参见图2)定义为s＝2πr/Z，其中“r”是涡轮叶片46的指定半径(例如在根部48处)并且“Z”是涡轮叶片46的数量。称为“坚固性”的无量纲参数定义为c/s，其中“c”等于叶片弦长，下面将详细描述。在所示的示例中，涡轮叶片46的间距可以显著大于现有技术中预期的间距，导致叶片坚固性显著小于现有技术中预期的。

如图4中最佳所示，每个涡轮叶片46具有跨度(或跨度尺寸)“S1”，其定义为从根部48到尖端50的径向距离。根据涡轮叶片46的具体设计，其跨度S1可以在不同的轴向位置处不同。出于参考目的，相关测量是前缘56处的跨度S1。每个涡轮叶片46具有弦长(或弦长尺寸)“C1”(图3)，其被定义为连接前缘56和后缘58的假想直线的长度。取决于涡轮叶片46的具体设计，其弦长C1可以在沿跨度S1的不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量是根部48(即与流动路径表面40相邻)处的弦长C1。

每个涡轮叶片46具有厚度“T1”，其定义为压力侧52和吸力侧54(参见图3)之间的距离。涡轮叶片46的“厚度比”定义为厚度T1的最大值除以弦长，表示为百分比。

分流器叶片146的阵列(图2)从流动路径表面40延伸。为了本发明的目的，分流器叶片构成“分流器翼型件”。一个或多个分流器叶片146可设置在涡轮叶片46之间的每个空间60中。在周向方向上，一个或多个分流器叶片146可以在两个相邻的涡轮叶片46之间均匀或不均匀地间隔开。每个分流器叶片146从流动路径表面40处的根部148延伸到尖端150，并且包括在前缘156和后缘158处连结到凸形吸力侧154的凹形压力侧152。在图2所示的示例中，分流器叶片146定位成使得它们的后缘158处于与涡轮叶片46的后缘58大致相同的轴向位置；然而，可以改变分流器叶片46的轴向位置以适应特定的应用。

如图5中最佳所示，每个分流器叶片146具有跨度(或跨度尺寸)“S2”，其定义为从根部148到尖端150的径向距离。根据分流器叶片146的具体设计，其跨度S2在不同的轴向位置可以是不同的。出于参考目的，相关测量是前缘156处的跨度S2。每个分流器叶片146具有弦长(或弦长尺寸)“C2”，其被定义为连接前缘156和后缘158的假想直线的长度。取决于分流器叶片146的具体设计，其弦长C2可以在沿着跨度S2的不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量是根部148(即，与流动路径表面40相邻)处的弦长C2。每个分流器叶片146具有厚度“T2”(图3)，其定义为压力侧152和吸力侧154之间的距离。分流器叶片146的“厚度比”定义为厚度T2的最大值除以弦长，表示为百分比。

分流器叶片146用于局部地增加转子36的毂坚固性，从而控制涡轮叶片46周围的不希望的二次流动。通过简单地增加涡轮叶片46的数量可以获得类似的效果，并因此减小叶片与叶片的间距。然而，这具有增加流动阻塞和空气动力学摩擦损失的不期望的副作用，这将表现为降低的空气动力学效率和增加的转子重量。因此，可以选择分流器叶片146的尺寸和它们的位置以控制二次流动，同时使它们的表面积最小化。

分流器叶片146的厚度应尽可能小，与结构上的，热方面的和气动弹性方面的考虑一致。通常，分流器叶片146的厚度比应小于涡轮叶片46的厚度比。作为一个示例，分流器叶片146可具有小于约5％的厚度比。作为另一个例子，分流器叶片146可以具有约2％的厚度比。出于比较目的，这基本上小于涡轮叶片46的厚度。例如，涡轮叶片46的厚度可为约30％至40％。发动机10内的其他涡轮叶片，例如在LPT 24中的其他涡轮叶片，可以是约5％至10％厚。

分流器叶片146的跨度S2和/或弦长C2可以等于涡轮叶片46的相应跨度S1和弦长C1。或者，分流器叶片146的跨度S2和/或弦长C2可以是小于涡轮叶片46的相应跨度S1和弦长C1的整体的一些分数。这些可以称为“部分跨度”和/或“部分弦长”分流器叶片。例如，跨度S2可以等于或小于跨度S1。优选地，为了减小摩擦损失，跨度S2是跨度S1的50％或更小。作为另一示例，弦长C2可以等于或小于弦长C1。优选地，对于最小摩擦损失，弦长C2是弦长C1的50％或更小。

盘38，涡轮叶片46和分流器叶片146可以由能够承受操作中的预期应力和环境条件的任何材料构成。已知合适合金的非限制性实例包括镍基和钴基合金。

操作环境可能超过金属合金的温度能力。因此，根据传统实践，涡轮叶片46可以通过为它们提供冷却剂流(例如压缩机引气)而被主动冷却。冷却剂被引导到涡轮叶片46的内部通道中并用于各种形式的冷却，例如传导冷却，冲击冷却和/或膜冷却。由于涡轮叶片46通常具有显著的厚度比，因此内部容积可用于结合主动冷却特征。

因为希望使分流器叶片146尽可能薄，所以可能没有可用于主动冷却特征的内部容积。然而，如果没有主动冷却，金属合金可能没有足够的高温性能。

这种情况可以通过由非金属耐高温材料制造全部或部分分流器叶片146来解决，非金属耐高温材料例如是陶瓷，更特别是陶瓷基质复合材料(“CMC”)。CMC密度低，耐高温。通常，市售的CMC材料包括陶瓷型纤维，例如SiC，其形式是涂有柔顺材料，例如氮化硼(BN)。这些纤维承载在陶瓷型基质中，其中一种形式是碳化硅(SiC)。CMC材料通常能够在没有主动冷却的高温气体环境中操作。

可选地，涡轮叶片46或盘38的全部或一部分可由上述高温材料制成。

在图2-5中，盘38，涡轮叶片46和分流器叶片146被描绘为由分离的部件构成的组件。本发明的原理同样适用于具有翼型件的转子，翼型件构造为整体的，一体的或整个的。这种类型的结构可以称为“叶片盘”或“叶盘”。

上述分流器概念也可以结合到发动机10内的涡轮定子元件中。例如，图6-9示出了适于包含在HPT 22或LPT 24中的涡轮喷嘴62的一部分。

涡轮喷嘴62包括一排气流形涡轮轮叶64，其分别通过内带66和外带68在内侧端和外侧端处形成边界。为了本发明的目的，涡轮轮叶64构成“定子翼型件”。

内带66限定了在前端72和后端74之间延伸的环形内部流动路径表面70。外带68限定了在前向78和后端80之间延伸的环形外部流动路径表面76。每个涡轮轮叶46从内部流动路径表面70处的根部82延伸到外部流动路径表面76处的尖端84，并且包括在前缘90和后缘92处连结到凸形吸力侧88的凹形压力侧86。相邻的涡轮轮叶46在它们之间限定空间92。

涡轮轮叶64围绕内部流动路径表面70的周边均匀地间隔开。涡轮轮叶64具有平均周向间距“s”和如上所述限定的坚固性(参见图6)。在所示的示例中，涡轮轮叶64的间距可以显著大于现有技术中预期的间距，导致轮叶坚固性显著小于现有技术中预期的。

如图8中最佳所示，每个涡轮轮叶64具有跨度(或跨度尺寸)“S3”，其定义为从根部82到尖端84的径向距离。根据涡轮轮叶64的具体设计，其跨度S3可以在不同的轴向位置处不同。出于参考目的，相关测量是前缘90处的跨度S3。每个涡轮轮叶64具有弦长(或弦长尺寸)“C3”，其被定义为连接前缘90和后缘92的假想直线的长度。取决于涡轮轮叶64的具体设计，其弦长C3可在沿着跨度S3的不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量将是根部82或尖端84(即与流动路径表面70或76相邻)处的弦长C3。

每个涡轮轮叶64具有厚度“T3”，其定义为压力侧86和吸力侧88之间的距离。涡轮轮叶64的“厚度比”被定义为厚度T3的最大值除以弦长，以百分比表示。

内部流动路径表面70和外部流动路径表面76中的一个或两个可设置有分流器轮叶的阵列。在图6所示的示例中，分流器轮叶164的阵列从外部流动路径表面76径向向内延伸。为了本发明的目的，分流器轮叶构成“分流器翼型件”。一个或多个分流器轮叶164设置在每对涡轮轮叶64之间。在周向方向上，一个或多个分流器轮叶164可以在两个相邻的涡轮轮叶64之间均匀或不均匀地间隔开。每个分流器轮叶164从外部流动路径表面76处的尖端184延伸到根部182，并且包括在前缘190和后缘192处连结到凸形吸力侧188的凹形压力侧186。在图6和7所示的示例中，分流器轮叶164定位成使得它们的后缘192处于与定子轮叶64的后缘92大致相同的轴向位置；然而，分流器轮叶164的轴向位置可以变化以适应特定的应用。

如图9中最佳所示，每个分流器轮叶164具有跨度(或跨度尺寸)“S4”和弦长(或弦长尺寸)“C4”，跨度(或跨度尺寸)“S4”定义为从根部182到尖端184的径向距离，弦长(或弦长尺寸)“C4”定义为连接前缘190和后缘192的假想直线的长度。取决于分流器轮叶164的具体设计，其弦长C4可以沿着跨度S4在不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量是尖端184(即相邻的流动路径表面76)处的弦长C4。每个分流器轮叶164具有厚度“T4”，其定义为压力侧186和吸力侧188之间的距离。分流器轮叶164的“厚度比”定义为厚度T2的最大值除以弦长，表示为百分比。

分流器轮叶164用于局部地增加喷嘴的坚固性，从而防止上述二次流动。通过简单地增加涡轮轮叶64的数量可以获得类似的效果，并因此减小轮叶到轮叶的间距。然而，这具有增加流动阻塞和空气动力学摩擦损失的不希望的副作用，这表现为降低的空气动力学效率和增加的喷嘴重量。因此，可以选择分流器轮叶164的尺寸和它们的位置以防止二次流动，同时使它们的表面积最小化。

分流器轮叶164的厚度应尽可能小，与结构上的，热方面的和气动弹性方面的考虑一致。通常，分流器轮叶164的厚度比应小于涡轮轮叶64的厚度比。作为一个示例，分流器轮叶164可具有小于约5％的厚度比。作为另一个例子，分流器轮叶164可以具有大约2％的厚度比。

分流器轮叶164的跨度S4和/或弦长S4可以等于涡轮轮叶64的相应跨度S3和弦长C3。或者，分流器轮叶164的跨度S4和/或弦长C4可以是小于涡轮轮叶64的相应跨度S3和弦长C3的整体的一些分数。这些可以称为“部分跨度”和/或“部分弦长”分流器轮叶。例如，跨度S4可以等于或小于跨度S3。优选地，为了减小摩擦损失，跨度S4是跨度S3的50％或更小。作为另一示例，弦长C4可以等于或小于弦长C3。优选地，对于最小摩擦损失，弦长C4是弦长C3的50％或更小。

全部或部分分流器轮叶164可包括耐高温材料，例如上面讨论的CMC材料。

图10示出了从内部流动路径表面70径向向外延伸的分流器轮叶264的阵列。除了它们从内部流动路径表面70延伸的事实之外，分流器轮叶264可以在它们的形状，相对于定子轮叶64的周向位置，它们的厚度，跨度和弦长尺寸，以及它们的材料成分方面与上述的分流器轮叶164相同。如上所述，分流器轮叶可以可选地结合在内部流动路径表面70或外部流动路径表面76或两者处。

这里描述的包括分流器叶片和/或分流器轮叶的涡轮设备局部地增加了端壁坚固性级别，以局部地增加高二次流区域中的坚固性，而不会由于感兴趣区域外的区域中的表面积而导致轮廓损失。

前面已经描述了涡轮设备。本说明书中公开的所有特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)，和/或如此公开的任何方法或处理的所有步骤，可以以任何组合进行组合，除了至少一些这样的特征和/或步骤是互斥的组合。

除非另外明确说明，否则本说明书中公开的每个特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)可以由用于相同，等同或类似目的的替代特征代替。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是一系列等效或类似特征的一个示例。

本发明不限于前述实施例的细节。本发明扩展到本说明书中公开的特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)中的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或如此公开的任何方法或处理的步骤的任何新颖的一个或任何新颖的组合。

Claims (20)

1.一种涡轮机械设备，其特征在于，包括：

涡轮，包括：

涡轮部件，所述涡轮部件限定弧形流动路径表面；

轴流式涡轮翼型件的阵列，所述涡轮翼型件从所述流动路径表面延伸，所述涡轮翼型件在其间限定空间；和

多个分流器翼型件，所述多个分流器翼型件从所述流动路径表面延伸，在所述涡轮翼型件之间的所述空间中，每个分流器翼型件具有在前缘和后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，其中所述分流器翼型件的厚度比小于所述涡轮翼型件的厚度比。

2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中所述涡轮翼型件包括金属合金，并且所述分流器翼型件包括非金属耐高温材料。

3.根据权利要求1或2所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件包括陶瓷基质复合材料。

4.根据前述权利要求中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的所述厚度比小于约5％。

5.根据前述权利要求中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的所述厚度比约为2％。

6.根据前述权利要求中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的弦长尺寸和所述分流器翼型件的跨度尺寸中的至少一个小于所述涡轮翼型件的相应尺寸。

7.根据权利要求6所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的所述跨度尺寸是所述涡轮翼型件的所述跨度尺寸的50％或更小。

8.根据权利要求6或7所述的设备，其特征在于，其中与所述流动路径表面相邻的所述分流器翼型件的所述弦长尺寸是与所述流动路径表面相邻的所述涡轮翼型件的所述弦长尺寸的50％或更小。

9.根据前述任一项权利要求所述的设备，其特征在于，进一步包括：

燃烧器，所述燃烧器设置在所述涡轮的上游，与所述涡轮流体流动连通；

压缩机，所述压缩机设置在所述燃烧器的上游，与所述燃烧器流体流动连通；并且

其中所述涡轮与所述压缩机以机械驱动关系连接。

10.一种涡轮设备，其特征在于，包括：

涡轮转子级，所述涡轮转子级包括能够绕着中心线轴线旋转的盘和轴流式涡轮叶片的阵列，所述盘限定转子流动路径表面，所述涡轮叶片从所述转子流动路径表面向外延伸，所述涡轮叶片在其间限定空间；

涡轮喷嘴级，所述涡轮喷嘴级包括限定定子流动路径表面的至少一个壁和轴流式涡轮轮叶的阵列，所述涡轮轮叶远离所述定子流动路径表面延伸，所述涡轮轮叶在其间限定空间；并且

其中至少一个所述转子级或所述喷嘴级包括从其至少一个所述流动路径表面延伸的分流器翼型件的阵列，所述分流器翼型件设置在所述相应级的所述涡轮叶片或所述涡轮轮叶之间的所述空间中，其中所述分流器翼型件的厚度比小于相应的所述涡轮叶片或所述涡轮轮叶的厚度比。

11.根据权利要求10所述的设备，其特征在于，其中所述涡轮叶片和轮叶包括金属合金，并且所述分流器翼型件包括非金属耐高温材料。

12.根据权利要求10或11所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件包括陶瓷基质复合材料。

13.根据权利要求10至12中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件具有小于约5％的厚度比。

14.根据权利要求10至13中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的所述厚度比小于约2％的厚度比。

15.根据权利要求10至14中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的弦长尺寸和所述分流器翼型件的跨度尺寸中的至少一个分别小于所述涡轮叶片或所述涡轮轮叶的相应尺寸。

16.根据权利要求10至15中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述分流器翼型件的所述跨度尺寸是相应的所述涡轮叶片或所述涡轮轮叶的所述跨度尺寸的50％或更小。

17.根据权利要求15所述的设备，其特征在于，与所述流动路径表面相邻的所述分流器翼型件的所述弦长尺寸是与相应的所述流动路径表面相邻的相应的转子或定子翼型件的所述弦长尺寸的50％或更小。

18.根据权利要求10至17中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述喷嘴级的所述至少一个壁相对于所述中心线轴线面向径向外侧，并且所述分流器翼型件从所述至少一个壁径向向外延伸。

19.根据权利要求10至18中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述喷嘴级的所述至少一个壁相对于所述中心线轴线面向径向内侧，并且所述分流器翼型件从所述至少一个壁径向向内延伸。

20.根据权利要求10至19中任一项所述的设备，其特征在于，其中所述空间中的至少一个具有位于其中的两个或更多个所述分流器翼型件。