體現混合加載規則的翼面的製作方法
2023-06-19 19:25:51 2
專利名稱：體現混合加載規則的翼面的製作方法
技術領域：
本發明總體涉及翼面，更具體地涉及體現混合加載規則的高升程翼面設計。
背景技術：
渦輪機應用中通常採用包含旋轉和/或非旋轉翼面的一個或多個部件，例如壓縮機或渦輪。當測試這種渦輪機的翼面時，工程技術人員通常測量總壓力損失以測定翼面的性能。引起成排的渦輪機翼面的總壓力損失的三個眾所周知的因素是沿翼面表面的邊界層的特性、沿連接翼面的內徑端壁和外徑端壁的邊界層的特性、以及翼面與端壁邊界層的相互作用。目前工業實踐認識到損失控制的重要性和影響，但仍然沒有完全理解控制產生這些損失的潛在物理過程。
翼面的基本機理是使其中存在的流體介質轉向。通過這種方式，翼面會將流體壓力或壓力載荷分布在其表面上。這種分布極大地取決於流體在由局部翼面幾何形狀確定的翼面表面附近的運動。因此，可以通過翼面設計影響翼面的壓力加載。贊同將大部分壓力加載放置在靠近翼面前緣的設計通常被稱為前載翼面。同樣，贊同將大部分壓力加載放置在靠近翼面後緣的設計通常被稱為後載翼面。載荷在翼面表面上的分布通常被稱為翼面的加載規則，並且渦輪機行業的成員往往根據他們自身的經驗和設計原理贊同與另一加載規則相比更優的一個加載規則。
例如，大多渦輪機應用採用裝有翼面的渦輪和/或壓縮機，所述翼面具有沿翼面的翼展從根部到頂部均勻分布的加載規則，這是行業內的一個標準實踐。翼面可以相對定位以通過改變通道的工作介質流體面積滿足設計要求，所述面積也就是通過沿從一個翼面的吸入側到相鄰翼面的壓力側最小距離線的翼面翼展的積分測得的兩個翼面之間的最小(或噴口)面積。但是，僅僅重新定位翼面不會最終提高性能並降低由於連續使用具有標準加載規則的也就是後載或前載翼面而產生的損失。
總壓力損失在翼展方向的分布可以分成兩個不同區域，每個區域由單獨機構控制。首先，在翼面遠離端壁的中間部分附近的總壓力損失被稱為翼型損失，其極大地取決於翼面表面邊界層的特性。已經披露前載翼面往往產生的翼型損失比後載翼面更小。同樣，在翼面靠近端壁的根部和頂部附近的總壓力損失被稱為次級損失，其極大地取決於端壁邊界層以及端壁邊界層與翼面表面邊界層的相互作用。已經披露後載翼面往往產生的次級損失比前載翼面更小。
另外，所關心的是由翼面產生的加載量。通常，翼面的載荷值可以被表達為本領域技術人員公知的被稱為Zweifel載荷係數的無量鋼載荷參數。Zweifel載荷係數是實際翼面載荷與理想翼面載荷的比值。
根據以下公式計算Zweifel載荷係數 其中s是翼面節距方向的間距；BX是翼面軸向翼弦長；α1是相對於軸向平面的翼面入口流動角度；α2是相對於軸向平面的翼面出口流動角度；CX1是翼面入口軸向流動速度；以及CX2是翼面出口軸線流動速度。
對於每排翼面給定的加載，可以通過調節翼面數目和/或翼面尺寸控制每個翼面的加載。例如，這兩個參數中任何一個的減小會降低翼面的重量和成本，同時又增加了翼面加載。但是，增加翼面加載就增加翼面次級流動損失來說會將翼面推向不利的操作狀態。例如，高升程翼面通常具有大於1.2的Zweifel載荷係數。但是，由於某些性能障礙而通常避免對渦輪機採用高升程翼面。已經觀察到，採用高升程翼面的渦輪機會表現出翼面流動分離或不合乎要求的邊界層變厚以及更大的次級損失。
現有技術的一種常規翼面設計通過採用具有混合加載規則的翼面獲得達到1.16的Zweifel載荷係數。但是，為了獲得大於1.16的Zweifel載荷係數，必須調節每個翼面的尺寸和/或必須改變翼面的數量。
因而，需要提供一種高升程翼面設計，與以前的混合加載翼面設計相比其通過提高翼面和端壁邊界層二者的特性並通過使兩個邊界層之間的相互作用最小來降低總壓力損失。
發明內容
根據本發明，一種葉片包括平臺；凹形壓力側；凸形吸入側以及翼面，所述翼面主要包括帶有第一加載規則和與所述平臺接合的連接件的根部；帶有第二加載規則的中翼展部；帶有第三加載規則的頂部，其中，所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
根據本發明，一種翼片包括平臺；凹形壓力側；凸形吸入側以及翼面，所述翼面主要包括帶有第一加載規則的根部，所述根部還包括接合所述平臺的連接件；帶有第二加載規則的中翼展部；帶有第三加載規則的頂部；其中，所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
根據本發明，一種使渦輪機應用中的氣流轉向的方法包括向渦輪機應用中的渦輪施加包括至少一個方向和速度的工作介質流體，其中所述流體的所述至少一個方向平行於所述渦輪的中心線並且所述渦輪包括多個混合加載翼面，它們被定位成降低所述渦輪遭受的壓力損失；以及當所述流體穿過所述渦輪的所述多個混合加載翼面時使所述流體轉向；其中，所述翼面包括帶有第一加載規則的根部、帶有第二加載規則的中翼展部、帶有第三加載規則的頂部，其中所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
在附圖和以下描述中提出本發明一種或多種實施方式的細節。從描述和附圖中以及從權利要求中將會了解到本發明的其他特徵、目的和優點。
圖1表示採用兩個體現本發明混合加載規則的旋轉風扇葉片以及體現本發明混合加載規則的壓縮機翼面和渦輪翼面的典型燃氣輪發動機。
圖2a是本發明翼面的示例性實施方式的三維側視圖。
圖2b是圖2a所示翼面的頂部的橫截面圖。
圖2c是圖2a所示翼面的中翼展部的橫截面圖。
圖2d是圖2a所示翼面的根部的橫截面圖。
圖3a是翼面典型後載根部或頂部的吸入側曲率曲線圖，右側示出了其橫截面圖。
圖3b是翼面前載中翼展部的吸入側曲率曲線圖，右側示出了其橫截面圖。
圖4a是後載翼面典型壓力分布的曲線圖。
圖4b是前載翼面典型壓力分布的曲線圖。
圖5是現有技術後載翼面設計、現有技術前載翼面設計以及本發明混合加載翼面的總壓力損失在翼展方向上分布的曲線。
在各個圖中同一附圖標記和符號表示同一構件。
具體實施例方式
在此公開了一種以單一高升程設計體現加載規則組合的翼面，尤其要降低和控制在渦輪機應用上採用的翼面之間的工作介質流體通道內產生的總壓力損失。將更詳細描述的是，體現混合加載規則的高升程翼面表現出由後載翼面和前載翼面二者所具有的最有利的總壓力損失特性。而且，這些混合加載規則能夠更有利地影響翼面表面邊界層在所述應用上的形成，以及翼面表面邊界層與端壁邊界層的相互作用。
本發明的高升程翼面設計(多種設計)採用在此描述的混合加載規則克服了這些性能障礙。體現本發明混合加載規則的高升程翼面設計(多種設計)將具有大約等於1.2或大於大約1.2的Zweifel載荷係數，但還不會像現有技術的翼面設計那樣產生翼面流動分離或增加次級損失。
通常，翼面設計總是具有兩個不同的表面，也就是壓力側和吸入側，所述吸入側在翼面的使用過程中引起工作介質流體的轉向。本領域技術人員已知的是可以對翼面設計做出改變以按照所需應用提高和/或降低工作介質流體的轉向。
在此描述的混合加載翼面設計組合了後載規則和前載規則，同時還採用了沿其翼展具有不同曲率分布的翼面表面。將進一步描述的是，翼面影響沿其表面形成的邊界層特性的能力、以及影響翼面表面邊界層和端壁邊界層的相互作用、和具有後載和前載設計二者的優點這些方面都是所述這些曲率值的函數。因此本領域技術人員公知的是混合加載翼面的厚度可以變化；然而，翼面厚度的變化會導致翼面表面曲率的變化。同樣，可以想到本發明混合翼面設計可以用在最初考慮的渦輪機應用之外。
現在總體參照圖1，示出了燃氣輪發動機100的典型組成。燃氣輪發動機100可以包括旋轉渦輪葉片組件120和固定渦輪翼片組件，所述旋轉渦輪葉片組件包括多個帶有混合加載翼面的葉片140，所述固定渦輪葉片組件包括多個帶有混合加載翼面的翼片150。每個翼面具有根部、中翼展部、頂部、以及位於翼面上遊端或其附近的前緣以及位於翼面下遊端或其附近的後緣。對於固定渦輪發動機組件，每個翼片的根部和/或頂部將連接在內徑和外徑端壁二者上。對於旋轉渦輪發動機組件，每個葉片的根部和/或頂部將連接在平臺上並被構造成與發動機盤固定接合。葉片可以具有護罩，意思是葉片頂部連接在以與葉片本身相同速率旋轉的外端壁的一部分上。葉片還可以露出，意思是葉片頂部不連接在外端壁上。在這種構造中，外端壁不旋轉，並且在葉片頂部和端壁之間存在間隙。
現在參照圖2a-2d，混合加載翼面可以包括根部12、中翼展部14、頂部16。沿翼片的翼展從根部12到頂部16的凹面18被稱為壓力側20，而沿翼片的翼展從根部12到頂部16的凸面22被稱為吸入側24。現在特別參照混合加載翼面10，圖2b表示翼面10的頂部16的橫截面圖，而圖2c表示翼面10的中翼展部14的橫截面圖，類似地，圖2d表示翼面10的根部12的橫截面圖。在圖2b-2d的每一個中示出了軸向弦長26。軸向弦長被定義為翼面在包含發動機軸線的平面上突出的軸向長度。應該指出，對於翼面10的根部、中翼展部和頂部不需要軸線弦長26沿翼面的翼展保持恆定長度。
現在一同參照圖3a-4b，現在將更詳細地描述應用在本發明混合加載翼面設計的各種加載原理。圖3a和4a分別表示翼面10的典型後載根部12或頂部16的橫截面圖以及後載部分的典型壓力分布曲線。圖3b和4b分別表示翼面10的前載中翼展部14的橫截面圖以及前載部分典型壓力分布曲線。
當將圖3a和3b所示的後載根部和頂部橫截面圖與前載中翼展部橫截面圖進行比較時，可以認識到每個部分的軸線弦長26可以或無需相等。在每個圖中示出的吸入側曲率曲線代表採用本領域技術人員已知的分別沿每部分吸入側24的表面所取測量點的導數計算的曲率值。所述翼面部分定向在發動機安裝參考系中，X軸與發動機的中心軸平行並且Y軸在發動機的節距方向或旋轉軸上延伸。X軸單位矢量的正向是從發動前部指向發動機後部。Y軸單位矢量的正向從翼面壓力側指向翼面吸入側。圖3a和3b的坐標系採用在前提到的X和Y軸，X軸原點定位在翼面前緣點並且X和Y坐標與翼面軸向弦長得到標準化。對於正好遠離前緣和後緣點的位置，翼面吸入側和壓力側Y坐標值可以被定義為X坐標的函數，y＝f(x)。採用以下公式計算吸入側和壓力側曲率 其中y』是指翼面表面坐標在以上限定的參考系內的一階導數，y」是指翼面表面坐標在以上限定的參考系內的二階導數。翼面10後載根部和頂部12，16的吸入側曲率曲線表示吸入側24的最大曲率可以產生在軸向弦長26的中點附近或對其逼近。相比之下，翼面10前載中翼展部14的吸入側曲率曲線表示吸入側24的最大曲率可以產生在軸向弦長26的四分之一點附近或對其逼近。前載中翼展部的最大曲率位置總是在後載根部和頂部12，16最大曲率位置的上遊。
根據混合加載翼面所指定的應用，最大曲率的位置可以根據由渦輪發動機產生的工作介質流體作用的葉片或翼片的速度而改變。本領域技術人員理解的是，速度通常以無量鋼頂被表達成「馬赫數(Machnumber)」，按目標速度與環境介質中的聲速的比值計算。在本申請中，相關目標是工作介質流體。用於渦輪機應用的工作介質流體的一般操作速度可以包括大約Mach 0.1到大約Mach 2.0的範圍。中等Mach操作範圍可以包括大約Mach 0.1到大約Mach 1.0，而高Mach操作範圍可以包括大約Mach 1.0到大約Mach 2.0。在過去，工作介質流體的操作範圍可以從大約Mach 0.5變化到大約Mach 1.5。然而，不考慮Mach操作範圍，大部分前載中翼展部的壓力加載仍然位於大部分後載根部和頂部的壓力加載的上遊。
馬赫數的增加促使工作介質流體有差別地沿翼面表面流動，由此影響翼面表面邊界層並有可能提高翼面的翼型損失。如在前提到的那樣，翼面相互重新定位不會最終提高性能並降低翼面的翼型損失。在此描述的混合加載翼面的最終設計取決於所要求的渦輪機應用的馬赫數並且可以根據不同應用而變化。可以採用本領域技術人員公知的一種或多種方法測量葉片或翼片以確定是否葉片或翼片的翼面體現混合加載原則。可以想到的是，在此描述的混合加載翼面可以被用於各種渦輪機應用中並可以用於渦輪機之外的應用中，在這些應用中工作介質流體的速度小於大約Mach 0.1並大約Mach 2.0。
曲率在翼面10的後載根部和頂部12，16與翼面10的前載中翼展部14之間的不同分布在所述部分承受工作介質流體時產生不同的結果，如圖4a和4b的樣本壓力分布曲線中所示的那樣。應該指出，圖4a和4b中所示的樣本壓力分布曲線代表單獨沿後載翼面和前載翼面的壓力分布。然而，可以依照圖5中所示的翼展方向總壓力損失分布曲線讀取並解釋圖4a和4b的樣本壓力分布曲線。本領域技術人員將會立即認識和意識到混合加載翼面10與分別單獨採用後載規則和前載規則相比所具有的明顯的好處和優點。
現在特別參照圖4a，樣本壓力分布曲線圖製成常規後載翼面設計的標準靜態壓力[P/P0]與標準軸向弦長[X/BX]的對比。每個曲線圖中的上線表示流過後載翼面設計的壓力側或更高壓力表面的工作介質流體的標準壓力，而每個曲線圖中的下線表示流過後載翼面設計的吸入側或更低壓力表面的標準壓力。負斜率值代表工作介質流體加速穿過後載翼面的表面，而正斜率值代表工作介質流體減速穿過後載翼面的表面。壓力分布的斜率值表示流體加速或流體減速強度。
圖4a的樣本壓力分布曲線表示當工作介質流體流過後載翼面的吸入側時，流體初始在會聚流動通道內加速直至達到與流動通道噴口位置相對應的大致中部弦長區域。當流體通過該位置時，流動通道加寬並且流體開始隨著其接近翼面後緣而減速。流體減速將導致翼面表面邊界層在該壓力梯度極為不利的區域內相當快速地加厚，這樣增加了翼面的翼型損失。與工作介質流體流過吸入側表面的方式相比，沿後載翼面的壓力側表面流過的流體在收縮流動通道內逐漸加速。
現在參照圖4b，當工作介質流體沿前載翼面的壓力側流動時，氣流從前緣到後緣逐漸加速。相比之下，當流體沿前載翼面的吸入側從前緣流向後緣時，流體速度初始在前緣周圍非常快速地提高並隨後降低直至達到沿圖4b的標準軸線弦長刻度[X/BX]大致為0.05。在該點，流體速度加速到大致0.30標準軸向位置並隨後逐漸降低直至達到沿圖4b的標準靜態壓力刻度[P/P0]大致為0.98的值。如在前提到的那樣，流體的減速導致由於在不利壓力梯度下翼面邊界層的加厚而產生總壓力損失，儘管減速的強度小於後載設計的減速強度。
現在參照圖5，在翼面的一半翼展上示出了現有技術後載翼面、現有技術前載翼面以及在此描述的混合加載翼面實施方式的總壓力損失在翼展方向的分布。當後載翼面和前載翼面相互比較時，很明顯前載設計在中翼展區域比後載翼面具有更低的翼型損失。同樣，後載翼面在接近端壁處比前載設計具有更低的次級損失。在此描述的混合加載翼面如圖所示組合了後載和前載翼面在翼展方向總壓力損失分布的正特性。混合加載翼面具有比後載翼面以及同樣比前載翼面更低的翼面翼型損失。另外，混合加載翼面具有比前載翼面以同樣比後載翼面更低的次級損失。混合加載設計將前載和後載翼面幾何形狀的最佳翼型損失和次級損失特徵組成成一種設計。
再次參照圖1，在此描述的混合加載翼面設計可以用於葉片和/或翼片以降低例如包含旋轉和固定的渦輪機部件的燃氣輪發動機所遭受的壓力損失。
例如，燃氣輪發動機100可包括旋轉渦輪葉片組件120，其包括多個體現混合加載翼面設計並定位成降低渦輪發動機所遭受的壓力損失的葉片140。具有方向和速度的工作介質流體平行於中心線110流過渦輪發動機100。當翼面與通過的工作介質流體相互作用時，混合加載翼面設計使沿翼面和端壁表面形成的邊界層的擴展和相互作用降至最小。
在另一實例中，燃氣輪發動機100可以包括固定的渦輪翼片組件130，其包括多個體現混合加載翼面設計並定位成降低渦輪發動機所遭受的壓力損失的翼片150。具有方向和速度的工作介質流體平行於中心線110流過渦輪發動機100。當翼片翼面使流體轉向時，混合翼面設計使沿翼面和端壁表面形成的邊界層的擴展和相互作用降至最小。
將會理解到本發明並不局限於在此所描述和示出的示例，這些示例被視為僅是對實施本發明最佳方式的示例性說明，並且可以對這些實例的形式、尺寸、部件布置以及操作細節進行改進。而本發明意圖包含處於由權利要求限定的本發明精神和範圍內的所有這些改進。
權利要求
1.一種葉片，包括平臺；凹形壓力側；凸形吸入側；以及翼面，其包括包括第一加載規則和與所述平臺接合的連接件的根部；包括第二加載規則的中翼展部；包括第三加載規則的頂部，其中，所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
2.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述翼展包括多個曲率分布並從所述根部延伸到所述頂部。
3.如權利要求2所述的葉片，其特徵在於，所述根部、中翼展部和頂部每個都包括在所述翼面軸向弦長上多個位置處的多個曲率值。
4.如權利要求3所述的葉片，其特徵在於，每個所述部分包括在所述多個所述曲率值內的最大曲率值。
5.如權利要求4所述的葉片，其特徵在於，所述根部的所述最大曲率值在所述軸線弦長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.如權利要求4所述的葉片，其特徵在於，所述頂部的所述最大曲率值在所述軸線弦長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.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，被布置成與所述中翼展部鄰接的所述根部具有如圖5所示的用於混合加載規則的總壓力損失翼展方向分布。
8.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述第一加載規則和所述第三加載規則是後載規則。
9.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述第二加載規則是前載規則。
10.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述頂部連接在發動機護罩的外端壁上。
11.如權利要求1所述的葉片，其特徵在於，所述頂部不連接在發動機護罩的外端壁上。
12.一種翼片，包括平臺；凹形壓力側；凸形吸入側；以及翼面，其包括包括第一加載規則的根部，所述根部還包括接合所述平臺的連接件；包括第二加載規則的中翼展部；包括第三加載規則的頂部；以及其中，所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
13.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，所述翼展包括多個曲率分布並從所述根部延伸到所述頂部。
14.如權利要求13所述的翼片，其特徵在於，所述根部、中翼展部和頂部每個都包括在所述翼面軸向弦長上多個位置處的多個曲率值。
15.如權利要求14所述的翼片，其特徵在於，每個所述部分包括在所述多個所述曲率值內的最大曲率值。
16.如權利要求15所述的翼片，其特徵在於，所述根部的所述最大曲率值在所述軸線弦長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.如權利要求15所述的翼片，其特徵在於，所述頂部的所述最大曲率值在所述軸線弦長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.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，被布置成與所述中翼展部鄰接的所述根部具有如圖5所示的用於混合加載規則的總壓力損失翼展方向分布。
19.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，所述第一加載規則和所述第三加載規則是後載規則。
20.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，所述第二加載規則是前載規則。
21.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，所述頂部連接在發動機護罩的外端壁上。
22.如權利要求12所述的翼片，其特徵在於，所述頂部不連接在發動機護罩的外端壁上。
23.一種使渦輪機應用中的氣流轉向的方法，所述方法包括向渦輪機應用中的渦輪施加包括至少一個方向和速度的工作介質流體，其中所述流體的所述至少一個方向平行於所述渦輪的中心線並且所述渦輪包括多個混合加載翼面，它們被定位成降低所述渦輪遭受的壓力損失；以及當所述流體穿過所述渦輪的所述多個混合加載翼面時使所述流體轉向；其中，所述翼面包括帶有第一加載規則的根部、帶有第二加載規則的中翼展部、帶有第三加載規則的頂部，其中所述第一加載規則、所述第二加載規則以及所述第三加載規則沿所述翼面翼展的翼展方向分布包括混合加載規則並且Zweifel載荷係數大約等於1.2或大於大約1.2。
24.如權利要求23所述的方法，其特徵在於，所述翼面是翼片的一體組成部分。
25.如權利要求23所述的方法，其特徵在於，使所述流體轉向包括將所述流體通向多個翼片的所述混合加載翼面；以及通過所述混合加載翼面使所述流體轉向。
26.如權利要求25所述的方法，其特徵在於，所述速度包括大約Mach 0.1到大約Mach 2.0的範圍。
27.如權利要求23所述的方法，其特徵在於，所述翼面使葉片的一體組成部分。
28.如權利要求23所述的方法，其特徵在於，使所述流體轉向包括將所述流體通向多個葉片的所述混合加載翼面；通過所述流體的所述速度使所述多個葉片旋轉；以及通過所述混合加載翼面使所述流體轉向。
29.如權利要求28所述的方法，其特徵在於，所述速度包括大約Mach 0.1到大約Mach 2.0的範圍。
全文摘要
在此公開了一種以單一設計體現加載規則組合的高升程翼面，尤其要降低和控制在渦輪機應用上採用的翼面之間的流動通道內產生的總壓力損失。混合加載的高升程翼面設計通過控制沿所述應用中翼面和端壁表面形成的邊界層的擴展和相互作用而體現並表現出由後載翼面和前載翼面規則二者所具有的最佳總翼型和次級損失特性。混合加載的高升程翼面可以用於旋轉和非旋轉的渦輪機應用。
文檔編號F01D5/14GK1982653SQ20061017329
公開日2007年6月20日 申請日期2006年12月15日 優先權日2005年12月16日
發明者E·A·格拉弗, T·J·普賴斯納 申請人:聯合工藝公司