有关改进的涡轮叶片平台轮廓的方法和设备 【技术领域】
本申请主要涉及关于涡轮发动机中改进的流动通路组件的设备、方法和/或系统。更具体而言，但并非进行限制，本申请涉及与形成在涡轮叶片平台(platform)中用来传输增强的发动机性能的扇形区域或沟槽(trough)有关的设备、方法和系统。
背景技术
在旋转涡轮机如燃气涡轮发动机或喷气涡轮发动机的压缩机区段和涡轮区段以及蒸汽涡轮发动机的涡轮区段中，流动通道部分地由沿径向突出的翼型部表面以及翼型部自其(通常称为平台)延伸的表面所限定。在运行期间，由于主流或工作流体穿过涡轮的极限速度，发生了摩擦损失，尤其是在工作流体流过平台的表面区域时。非常希望的是，减少这些摩擦损失，且因此提高涡轮发动机的效率。
【发明内容】
本申请因此描述了一种用于涡轮发动机的引流组件，其包括：多个周向地间隔开的叶片，各个叶片均包括径向突出的翼型部，该翼型部具有从平台延伸的凹入的压力侧和凸起的吸力侧；以及多个流动通道，各个流动通道均由相邻叶片的翼型部和由相邻叶片的邻接平台形成的内壁所限定，该内壁形成流动通道的内部径向边界；其中，流动通道中的一者或多者的内壁包括用于降低在经过涡轮发动机的流(flow)和内壁之间的摩擦损失的装置。该用于降低摩擦损失的装置可包括非轴对称的沟槽，其定位在相邻的翼型部之间被构造成用以减少摩擦损失。各个沟槽均周向地定位在相邻叶片的翼型部之间；以及各个沟槽均可从位于翼型部前缘之间的区域延伸到位于翼型部后缘之间的区域。
在阅读优选实施例的如下详细描述并结合附图和所附权利要求，本申请的这些和其它特征将变得明显。
【附图说明】
通过仔细地研读本发明如下对示例性实施例并结合附图更为详细的描述，将更为全面地理解和懂得本发明的这些和其它的目的和优点，在附图中：
图1是本发明的一些实施例可在其中使用的示例性涡轮发动机的示意性示图；
图2是图1中燃气涡轮发动机的压缩机区段的截面图；
图3是图1中燃气涡轮发动机的涡轮区段的截面图；
图4是从一部分的引流组件的径向向外的位置观察的视图，本发明的一些实施例可在该引流组件中使用；
图5是从一部分的引流组件的径向向外的位置观察的视图，该引流组件具有根据本发明示例性实施例的形成有沟槽的平台；
图6是根据本发明示例性实施例的平台和翼型部的局部截面图；以及
图7是根据本发明示例性实施例的平台和翼型部地局部截面图。
【具体实施方式】
现在参看附图，图1显示了燃气涡轮发动机100的示意性示图。通常，燃气涡轮发动机通过从加压的热气流中获取能量来运行，该热气流通过在压缩空气流中燃烧燃料而生成。如图1中所示，燃气涡轮发动机100可构造成具有：轴向压缩机106，其通过公共轴或转子机械地联接到下游的涡轮区段或涡轮110；以及定位在压缩机106和涡轮110之间的燃烧器112。注意的是，下述发明可用于各种类型的涡轮发动机，包括燃气涡轮发动机、蒸汽涡轮发动机、航空发动机等。在下文中，本发明将相对于燃气涡轮发动机进行描述。此描述仅是示例性的，而非以任何方式进行限定。
图2显示了可用于燃气涡轮发动机的示例性多级轴向压缩机118的视图。如图所示，压缩机118可包括多个级。各个级均可包括一排压缩机转子叶片120，随后的是一排压缩机定子叶片122。因此，第一级可包括一排压缩机转子叶片120，其围绕中心轴旋转，随后的是一排压缩机定子叶片122，其在运行期间保持静止。压缩机定子叶片122通常一个与另一个周向地间隔开并且围绕旋转轴线固定。压缩机转子叶片120周向地间隔开并附接到轴上，当轴在运行期间旋转时，压缩机转子叶片120围绕其旋转。如本领域普通技术人员将懂得的那样，压缩机转子叶片120构造成使得在围绕轴转动时，它们施加动能到流经压缩机118的空气或工作流体上。除开在图2中所示的级之外，压缩机118可具有许多其它的级。附加的级可包括多个周向间隔开的压缩机转子叶片120，随后的是多个周向地间隔开的压缩机定子叶片122。
图3显示了可用于燃气涡轮发动机的示例性涡轮区段或涡轮124的局部视图。涡轮124也可包括多个级。尽管显示了三个示例性的级，但在涡轮124中可存在更多或更少的级。第一级包括在运行期间围绕轴旋转的多个涡轮轮叶或涡轮转子叶片126，以及在运行期间保持静止的多个喷嘴或涡轮定子叶片128。涡轮定子叶片128通常一个与另一个周向地间隔开且围绕旋转轴线固定。涡轮转子叶片126可安装在涡轮叶轮(未示出)上以便围绕轴(未示出)旋转。还显示了涡轮124的第二级。第二级类似地包括多个周向地间隔开的涡轮定子叶片128，随后的是多个周向地间隔开的涡轮转子叶片126，它们同样安装在涡轮叶轮上以便旋转。显示了第三级，其类似地包括多个涡轮定子叶片128和多个转子叶片126。将懂得的是，涡轮定子叶片128和涡轮转子叶片126置于涡轮124的热气通路中。经过热气通路的热气流方向由箭头指示。如本领域普通技术人员将懂得的那样，涡轮124除了图3中所示的级之外还可具有许多其它的级。各个附加的级均可包括一排涡轮定子叶片128，随后的是一排涡轮转子叶片126。
注意的是，如文中所用，对“转子叶片”的引用是对或压缩机118或涡轮124的旋转叶片的引用，而非进一步特指，其包括压缩机转子叶片120和涡轮转子叶片126二者。对“定子叶片”的引用是对或压缩机118或涡轮124的静止叶片的引用，而非进一步特指，其包括压缩机定子叶片122和涡轮定子叶片128二者。用语“涡轮叶片”或“叶片”在文中将用来指代两种类型中的任一类型的叶片。因此，用语“涡轮叶片”或“叶片”包括所有类型的涡轮发动机叶片，包括压缩机转子叶片120、压缩机定子叶片122、涡轮转子叶片126以及涡轮定子叶片128，而非进一步特指。
使用中，压缩机转子叶片120在轴向压缩机118内的旋转可压缩空气流。在燃烧器112中，当压缩空气与燃料相混合并被点燃时可释放能量。来自于燃烧器112的最终形成的热气流然后可引导经过涡轮转子叶片126，这可促使涡轮转子叶片126围绕轴旋转，因此将热气流的能量转化成旋转叶片的机械能且由于在轴中转子叶片之间的连接而转化成旋转轴的机械能。轴的机械能然后可用来驱动压缩机转子叶片120旋转，以便产生需要供给的压缩空气，以及还用来例如驱动发电机发电。
图4显示了一部分的引流组件150，根据常规设计，该引流组件150可用于旋转机器，例如在图1至图3中所示的压缩机106或涡轮110。通常，引流组件150具有多个叶片152，各个叶片均具有翼型部154和平台156。相邻叶片152的平台156在平台接合部158处与邻接的邻近平台156相邻接，相对于形成在相邻翼型部之间的流动通道而形成内部径向边界，或“内壁157”。通常，平台156构造成使得相邻平台156的径向高度在平台接合部158处相同，以便在接合部158处且沿着内壁保持相对平滑的表面。如本领域普通技术人员将懂得的那样，各个翼型部154均具有压力侧160、吸力侧162、前缘163以及后缘166。如图所示，在组件150中的邻近的翼型部154形成流体流动通道164，其包括大体上由邻接平台156(即内壁157)以及在一侧由翼型部154的压力侧160以及在另一侧由相邻翼型部154的吸力侧162所界定的容积。通常，平台156或以轴对称的方式或如本领域普通技术人员将懂得的那样以目的在于降低冲击损失的非轴对称的方式进行定形，该冲击损失通常发生在平台156的整个跨距上。
图5显示了根据本申请示例性实施例的引流组件150的一部分，通常，该引流组件150可用于例如在图1至图4中所示的压缩机106或涡轮110或其它类型的涡轮机中。如在图6和图7中进一步所示，根据本发明的示例性实施例，平台156可包括通常定位在相邻的翼型部154之间的非轴对称的洼部或沟槽170。已经发现的是，根据文中所述实施例构造成的沟槽对涡轮发动机提供了若干运行优点。如本领域普通技术人员将懂得的那样，在运行期间，由于工作流体经过涡轮的极限速度，发生摩擦损失，尤其是当工作流体流过平台156的表面区域时。然而，形成如文中所述那样具有期望的径向深度、周向定位、轮廓和/或轴向定位的沟槽，通过增加在翼型部之间的流体流动通道164的容积可减小粘性或摩擦损失。也就是说，增加沟槽170提供的经过流体流动通道164的容积导致减小了经过流体流动通道164的工作流体的速度，如本领域普通技术人员将懂得的那样，这减少了在平台156处的摩擦损失。减小摩擦损失容许涡轮发动机更为高效地运行。当然，这是非常理想的，且对于本申请的沟槽设计而言为很重要的益处。然而，如本领域普通技术人员将懂得的那样，利用根据本申请的沟槽设计还可实现其它运行益处，例如减小冲击损失、改进热特性、改进涡轮叶片的冷却特性等。
注意的是，本发明的沟槽170大体上相对于它们在两个相邻涡轮叶片152的翼型部154之间的相对定位进行描述。如所述那样，相邻涡轮叶片152的平台156在接合部158处相遇，以形成在一个涡轮叶片152的压力侧160和相邻的涡轮叶片152的吸力侧162之间延伸的大致平滑的轮廓或表面。在相邻翼型部154之间沿着平台156的表面的一定部位(point)为两个涡轮叶片152在此邻接的平台接合部158。根据本申请示例性实施例的沟槽170通常形成为连续的轮廓，其延伸越过相邻叶片152的邻接平台156，且总体上而言越过标记两个相邻叶片152的连结的接合部158(尽管这取决于涡轮叶片152和接合部150在它们之间的构造，但并非绝对要求)。因此，在本申请中意图相对于它们在邻接平台156(其一起形成内壁157)上的定位且尤其是相对于它们在两个翼型部154之间位于周向地支撑它们的邻接平台156之间的定位，而非相对于标记在两个相邻叶片152之间分离的平台接合部158来描述本发明的沟槽170，如所述那样，这可根据一些其它设计因素而变化。
一般而言，本发明的沟槽170包括形成在内壁157中的平滑地定形的伸长的碗状凹部。沟槽170的伸长轴线大体上平行于翼型部154伸展。进一步而言，沟槽170周向地定位在邻近涡轮叶片152的翼型部154之间，粗略地从翼型部154的在前缘163之间的区域延伸至在后缘166之间的区域。
更具体地说，相对于沟槽170的周向位置，沟槽170的第一侧可形成在内壁157上、翼型部154的压力侧160在此开始的近似位置或其附近。沟槽170可大体上与翼型部154的压力侧160在平台156处形成且近似地从压力侧160的前缘163延伸至压力侧160的后缘166的形状相适应。从该位置，沟槽170可周向地延伸至第二翼型部154吸力侧162处或其附近，该第二翼型部154越过流体流动通道164与第一翼型部154相对。沟槽170可大体上与翼型部154的吸力侧162在内壁157处形成的形状相适应。
对于其轴向定位，沟槽170大体上定位在位于相邻涡轮叶片152的前缘163之间的区域和位于相邻涡轮叶片152的后缘166之间的区域中。也就是说，沟槽170大体上可设置在一排涡轮叶片152内位于前缘163的轴向位置和后缘166的轴向位置之间。通常，在优选的实施例中，沟槽170的起始部位形成在内壁157中处于涡轮叶片152前缘163的轴向位置或其附近，并在下游方向上延伸至涡轮叶片152的后缘166的轴向位置。
关于其径向外形或深度，沟槽170大体上从位于其周界处的较浅深度沿径向向内倾斜至位于其中心附近的最大深度。在一些优选的实施例中，如上文所述那样，沟槽170的周界可近似地由第一涡轮叶片152翼型部的压力侧160、延伸在第一涡轮叶片152的前缘163和相邻第二涡轮叶片152的前缘163之间的线、第二涡轮叶片152的吸力侧162，以及延伸在第一涡轮叶片152的后缘166和第二涡轮叶片152的后缘166之间的线所限定。沟槽170的最大径向深度可根据整个涡轮组件的最佳性能和尺寸而变化。在一些优选的实施例中，沟槽170的最大径向深度可处在大约0.0002m至0.05m的范围内。更为优选的是，最大径向深度可处在大约0.0004m至0.025m的范围内。以及理想的是，最大径向深度可处在大约0.001m至0.01m的范围内。作为备选，在一些优选的实施例中，最大径向深度可相对于翼型部154的径向高度来描述。在此类情形中，沟槽170的最大径向深度可处在翼型部154径向高度的大约0.1％至5％之间的范围内。更为优选的是，沟槽170的最大径向深度可处在翼型部154径向高度的大约0.25％至2.5％之间的范围内。以及理想的是，沟槽170的最大径向深度可处在翼型部154径向高度的大约0.5％至1％之间的范围内。
图6和图7显示了根据本发明的沟槽170的轮廓形状的示例性实施例，其中图6显示了沟槽170的轴向位置而图7显示了该沟槽的周向位置。将懂得的是，图6是包括翼型部154和平台156的涡轮叶片152的侧视图。图6还包括沟槽170的截面图(注意的是，虚线显示了常规的轴对称平台的径向高度)。如图所示，沿轴向，沟槽170大体上从翼型部154的前缘163附近延伸至后缘166附近。也就是说，在上游的终端部位174处(其可位于与翼型部154的前缘163相同的轴向位置附近)，沟槽170可在下游方向上延伸，经过最大深度部位175，且终止在下游终端部位176处。如所示那样，从上游终端部位174，沟槽170大体上形成在径向向内方向上延伸的平滑凸起的弯曲部。在上游终端部位174和最大深度部位175之间的近似中间的部位处，沟槽170的轮廓形状可平滑地从凸起形状过渡至在径向向内方向上连续的凹入形状。在最大深度部位175处，平滑的凹入弯曲部可连续，尽管在该部位，沟槽在径向向外方向上延伸。在最大深度部位175和下游终端部位176之间的近似中间的部位处，沟槽170的轮廓形状可平滑地从凹入形状过渡至在径向向外方向上连续直至其到达下游终端部位176的凸起形状。
如在图6所示，最大深度部位175可定位成相比于下游终端部位176更加靠近上游终端部位174。在优选的实施例中，如果在上游终端部位174和最大深度部位175之间的轴向距离除以在上游终端部位174和下游终端部位176之间的轴向距离，则该值将处在0.1至0.9的范围内。更为优选的是，如果在上游终端部位174和最大深度部位175之间的轴向距离除以在上游终端部位174和下游终端部位176之间的轴向距离，则该值将处在0.25至0.75的范围内。
图7为向下游观察均包括翼型部154和平台156的相邻涡轮叶片152的视图。图7还包括沟槽170的截面图(注意的是，虚线显示了常规的轴对称平台的径向高度)。如图所示，沿周向，沟槽170(在图7中从右至左)大体上从压力侧160附近延伸至相邻翼型部154的吸力侧162附近。也就是说，在压力侧终端部位180(其可如翼型部154的压力侧160那样位于周向位置附近)处，沟槽170可朝向相邻的翼型部154延伸，经过第二最大深度部位182，并终止在吸力侧终端部位184处。如所示那样，从压力侧终端部位180，沟槽170通常形成在径向向内方向上延伸的平滑凸起的弯曲部。在压力侧终端部位180和第二最大深度部位182之间的近似中间的部位处，沟槽170的轮廓形状可从凸起形状平滑地过渡至在径向向内方向上连续的凹入形状。在第二最大深度部位182处，平滑凹入的弯曲部可连续，尽管在该部位处，沟槽在径向向外方向上延伸。在最大深度部位175和吸力侧终端部位184之间的近似中间的部位处，沟槽170的轮廓形状可从凹入形状平滑地过渡至在径向向外方向上连续直至其到达吸力侧终端部位184的凸起形状。
如在图7中所示，第二最大深度部位182可定位成相比于压力侧终端部位180更加靠近吸力侧终端部位184。在优选的实施例中，如果在吸力侧终端部位184和第二最大深度部位182之间的周向距离除以在吸力侧终端部位184和压力侧终端部位180之间的周向距离，则该值将处在0.1至0.6的范围内。更为优选的是，如果在吸力侧终端部位184和第二最大深度部位182之间的周向距离除以在吸力侧终端部位184和压力侧终端部位180之间的周向距离，则该值将处在0.2至0.5的范围内。
在一些实施例中，如也在图5中所示，隆起部或棱脊190可形成为沿着沟槽170的前缘。已经发现的是，如文中所述那样形成在此位置的棱脊进一步减小了在主流和内壁157之间的摩擦损失。前缘棱脊190可包括定位在翼型部154的压力侧160和沟槽170的前缘部分之间的伸长的凸起区域。在一些优选的实施例中，前缘棱脊190的伸长的轴线与沿轴向方向定向的线可形成在近似30°至60°之间的角。在一些优选的实施例中，前缘棱脊190的最大径向高度可处在大约0.00002m至0.05m的范围内。作为备选，在一些优选的实施例中，前缘棱脊190的最大径向高度可相对于翼型部154的径向高度来描述。在此类情形中，前缘棱脊190的最大径向高度可处在翼型部154径向高度的大约0.1％至5％之间的范围内。
根据本发明优选实施例的以上描述，本领域技术人员将会构思出许多改进、变化和修改。在本领域熟练技术范围内的此类改进、变化和修改意图由所附权利要求所覆盖。进一步而言，应当明白的是，以上所述仅涉及本申请所描述的实施例，并且在文中可作出多种变化和修改而不会背离本申请由所附权利要求及其等同方案所限定的精神和范围。