专利名称：涡轮级的制作方法
技术领域：
本发明总体涉及轴流式燃气轮机和轴流式蒸汽轮机，其中，具有一排或多排不旋 转叶片(vane)和旋转导叶(blade)的大致径向延伸的翼型。更具体地，本发明涉及连接到 翼型径向端的端壁的构造，其具有改进的空气动力学性能。在本说明书中，术语“节距方向”用于表示在两个毗邻翼型或者叶片或者导叶之间 的周向方向。此外，术语“端壁”被宽泛地定义为翼型的径向端处的、并且翼型从其径向延 伸的任何表面。端壁因此包括但是不限于翼型平台(platform)和罩(shroud)。
背景技术：
通过涡轮机的理想流动称为“一次流动”，其中，一次流动和实际流动之间的差别 称为“二次流动”。二次流动在很大程度上表示对轴流式涡轮机效率具有大的影响的损失。在涡轮叶栅中二次流动的形成开始于与翼型前缘相互作用的端壁边界层。当流动 冲击翼型的前缘时，滞止压力的径向变化引起沿着翼型的滞止线朝向端壁的流动。当所述 流动到达端壁时，它在本地沿着端壁向上游流动。在来临的边界层与该流动相遇的地方，产 生分离，并在翼型的前缘周围形成所谓的马蹄涡。该涡的强度依赖于前缘的厚度和径向静 压梯度沿前缘的变化，其尤其与端壁边界层厚度和质量有关。当压力侧涡腿进入流动通道且朝着吸力侧行进时，其受到翼型到翼型压力梯度的 影响。产生的沿着端壁的横过通道的流动将涡流运动强加在叶栅中。这些涡流通常被称为 通道涡，包括在其核心内的马蹄涡。这些涡可出现在具有弯曲形状和边界层的任何流动槽 内。叶栅中的该二次流动的强度依赖于多个其它因素，该其它因素包括偏转量和来临的边 界层的形状。端壁涡的形成对涡轮机效率产生负面影响，最高占到典型的高压涡轮机总损耗的 35%。该额外损失产生的关键原因是叶栅下游发展的通道涡。因为该涡在下游几乎都混合 了，所以该涡中存储的动能损失了而不能进一步使用。作为远离吸力表面接近通道涡的中 心存在的的高损失核心，通道涡可被容易地检测到。除了损失产生外，二次流动扰动叶栅下游的出口流动分布。因为低动量边界层流 体远比靠近端壁的主流动偏斜得更厉害，所以经历相同的导叶到导叶的压力梯度但是更小 的冲量，因此引起接近端壁的出口流动的过偏转。更加远离端壁处，通道涡的旋转开始起作 用并且因此发生较少的偏转，由于通道涡在相反方向驱动流体，这导致所谓的欠偏转。该叶栅之后的不均勻流场是后面叶栅中额外损失的原因。这部分是由于靠近端壁 的过偏转的流动引起了下一导叶排中的更多二次流动。随着通道涡从端壁升起且尺寸变大，流动槽受到二次流动越来越多的影响。公知 的是，如果通道涡更加靠近端壁是有益的，因为这增加了未被扰动的一次流动的区域。推断 出这一点的一种方法是通过测量峰值径向螺旋性(度)。翼型设计已经发展为通过优化翼型的三维形状减少二次流动，最近通过端壁轮廓 修整(contouring)来减少二次流动。被称为切向端壁轮廓修整(TEWC)的该技术，涉及调整端壁表面以减少二次流动，从而形成修正的翼型面压力外形(轮廓)。美国专利申请US 2007/0059177A 1描述了这种端壁非轴对称轮廓。该方案包括 在很多轴向位置处形成周向延伸的正弦曲线，其中，连续正弦曲线上相应的点通过样条曲 线连接，使得端壁的曲率是平滑的。另外一种可选择的方案是提供具有栅栏的端壁，该栅栏使涡升高离开端壁且进入 主流动，这具有使涡冲走的效果。栅栏，其一个例子在ASME Turbo Expo 2000 "Secondary flow measurements in aturinepassage with end wall flow modification(具有端壁流 动修正的涡轮通道中的二次流动测量)”2000-GT-0212中进行了描述，其具有前缘，该前缘 位于连接压力侧翼型和吸力侧翼型的前缘的线的中心。尽管这种壁可减少空气动力学的损 失，但是实际问题会由于需要对栅栏进行冷却而产生。减少二次流动效应的替代方法是使用非轴对称造型以减少横向流动来代替调整 压力外形。例如，EP 1995410 Al，提供了一种方案，在该方案中，涡轮级叶栅的端壁包括第 一突起，该第一突起具有脊，该脊从涡轮导叶的后缘朝下游侧向下延伸、开始平缓且最后陡 峭、并且沿着毗邻的涡轮导叶的吸力侧。但是，这种布置受到限制，因为需要下游轴向空间， 并且因此这样的方案并不总是适用的。
发明内容
本发明针对涡轮机中由二次流动引起的过偏转和欠偏转能力和/或减小的螺旋 性损失的问题，该二次流动由横向流动引起，该横向流动从翼型的压力面到毗邻翼型的吸 力面在节距方向上横过端壁表面流动。本发明试图通过独立权利要求的主题解决该问题。在从属权利要求中给出了有利 的实施方式。本发明的一方面基于下述原理一个或多个毗邻的槽(通路)在端壁中形成在毗 邻翼型间的流道中。每个槽在一次流动方向延伸，且可优选地设置于翼型压力面附近。每个 槽具有两个倾斜壁，配合槽的构造和位置，该壁构造成减少在槽中形成第二流动的可能性。在一个方面，提供一种涡轮级，该涡轮级包括周向分布的成排毗邻翼型，每个翼型 具有压力面、吸力面、和一个端壁，翼型从该端壁径向延伸，或者两个端壁，翼型在该两个端 壁之间延伸。涡轮级还包括流动通道，该流动通道由以下部分之间的区域限定第一翼型的 压力面；毗邻的第二翼型的吸力面；前缘线，该前缘线定义为在毗邻翼型的前缘之间延伸 的线；以及后缘线，该后缘线定义为在毗邻翼型的后缘之间延伸的线。该流动通道具有表 面，其在未被更改的模式中定义基准面。涡轮级在每个流动通道中具有一个、或两个、或更 多个毗邻的槽，该槽毗邻压力面，该槽更改了上述表面，且在一次流线的方向上从靠近前缘 线的点延伸到靠近后缘线的点。每个槽由相对于基准面倾斜的两个槽壁组成，从而具有一 个低点、两个高点、槽高度，其中，槽高度为在低点和最高的高点之间的径向距离。槽毗邻压 力面的定位减少了沿节距方向穿过流动流动通道的横向流动影响的范围，从而通过其减少 二次流动的影响。槽越靠近压力面，这种效果越显著。在该方式中，对空气动力学性能的任 何负面影响被减少的二次横向流动的益处所抵消。在另一方面，每个槽的高点不延伸超过基准面，从而减少了槽对一次流动的影响， 从而减少刮擦损失。在一个方面，每个槽的低点在节距方向上在每个槽的高点之间的大致中点，而在另一个方面，相对于基准面，更接近于压力面的每个槽壁的角度小于更接近于吸 力面的槽壁的(角度)。优选地，在一次流动方向上，槽高度沿一次流线方向在0.35-0. 55之间的相对槽 长度处增加到最大值，在该点槽高度开始减小。在槽长度的最后五分之一，减小的速率会趋 缓。在该方式中，槽深度提供了随着流动通道中速度分布变化的刮擦损失和横向流动出现 之间的平衡。在另一方面，每个连续毗邻的槽的槽高度，在从压力面到吸力面延伸的节距方向 毗邻，保持不变或者减小。优选地，Btt邻压力面的槽的槽高度至少两倍于在节距方向上离压 力面最远的槽的槽高度。在该方式中，槽被设置成在横向流动的影响最强处即毗邻压力面 处减少横向流动。 在另一方面，在每个流动通道中，每个毗邻的槽的延伸点相同，或者槽越靠近吸力 面，每个毗邻的槽的延伸点越远离前缘线，从而限定了毗邻吸力面没有槽的延伸区域。延伸 区域可以通常定义为这样的区域，在操作中，该区域构造成实质上没有由产生于压力面的 横向流动引起的二次流动涡。通过下面结合附图的描述，本发明的其它方面和优点将变得明显，其中，通过示例 和例子的形式，公开了本发明的实施方式。
通过例子的形式，参照附图，本发明的实施例将被更详细地介绍，在附图中图1是涡轮级的两个毗邻翼型的俯视图；图2是图1的毗邻翼型的立体图；图3是涡轮级的两个毗邻翼型的立体图，并且在端壁处具有本发明的示例性的 槽；图4是涡轮级的节距方向截面图，示出了示例性的实施例的毗邻翼型和端壁；图5和6分别是图4的V处和VI处的槽壁部分的放大图；图7是图3或4的槽的节距方向轮廓；图8是图3或4的槽的高度方向轮廓；图9是具有延伸区域的示例性实施例的立体图；图10是图9的俯视图，示出了二次流流线；以及图11-14是示例性实施例的示范性性能曲线图。
具体实施例方式现在参照附图，介绍本发明的优选实施例，其中，在整个附图中同样的附图标记用 于表示同样的元件。在下面的介绍中，为了解释的目的，很多阐明特定细节以提供对本发明 的全面的理解。然而，显然的是，没有这些特定细节，本发明也可以实施。图1和2分别示出涡轮级的两个毗邻翼型10的俯视图和立体图，其中，翼型10毗 邻而且周向成行设置。每个翼型10在一个或者两个径向端部一体地连接到相应的端壁12， 该端壁12部分显示为网格线。毗邻翼型10的压力面14和吸力面16之间的区域限定了流 动通道18，该流动通道进一步由在前缘线20和后缘线22之间延伸的区域限定，该前缘线
620定义为在毗邻翼型10的前缘21之间延伸的线，该后缘线22定义为在毗邻翼型10的后 缘23之间延伸的线。流动通道18具有与端壁12的表面共同的表面。在其未更改的形式 中，该表面定义了附图4中显示的基准面DR，其中“未更改的形式”表示在该表面未改变例 如未通过TEWC改变的情况下，流动通道表面所取的轮廓，因此形成在毗邻翼型10的压力面 14和吸力面16的基部之间延伸的面。附图1和2中的网格线代表未更改的表面，其包括一 次流线PFL和节距方向的部分A-D组成，该一次流线代表了不被二次流影响的理想流线。图3显示了应用于图1和2所示的涡轮级的示例性实施方式。其包含槽30，该槽 30在毗邻翼型10的一个或者两个径向端处形成在端壁12的通道表面中。槽30沿着一次 流线PFL的方向延伸，也就是，实质上沿着翼型10的压力面14的方向，从而导致槽30基本 上互相平行。延伸部是从靠近前缘线20的一点到靠近后缘线22的一点。每个槽30由两 个槽壁32组成，该槽壁32如在附图5和6中更详细地显示的那样，相对于基准面DR倾斜， 且相连接以限定槽30的相对于基准面DR的低点LP。图4显示了通过节距方向的部分A-D的示例性的横截面图，延伸在一个翼型10的 压力面14和另一个毗邻的翼型10的吸力面16之间。附图显示了形成在毗邻翼型10之间 的端壁12上的槽30。每个槽30具有两个槽壁32，一个靠近压力面14而另一个靠近吸力 面16。槽高度CH是径向高度，其是在槽的低点LP和最高的高点HP之间垂直于基准面DR 所测量得的高度。在本说明书中，“低”和“高”是相对于基准面DR而言的，其中，“低”指的 是从基准面DR向端壁12内负延伸，而“高”指的是在远离端壁12的方向上正延伸。该表 示与绝对位置无关。也就是说，即使高点HP在远离端壁12的方向延伸，高点HP，如附图7 所示，可能或者可能没有延伸到高于基准面DR高度。如图5和6所示，“槽壁角”θ是名义槽壁33相对于基准面DR的角度，其中，名义 槽壁33，没有曲率，接近于实际的槽壁32。例如，显示了图4的V处放大图的图5，显示了弓 形槽壁32的槽壁角θ。槽壁角θ被取为名义槽壁33的角度，其是名义槽壁32的平均角 度。在附图6显示的另外的例子中，图6是附图4的VI处的放大图，槽壁32显示为具有修 圆的端部，否则其为直线。在这种情况下，名义槽壁33相应于槽壁32的直线部分，而忽略 修圆的端部。槽30的目的是减少横向流动，因此减少二次流以及引起的损失。优选的槽高 度CH和槽30的优选数量取决于横向流动的程度，可使用公知技术估计，该技术例如在 Harvey, N. W. φ, 2000 ^^ "Nonaxisymmetric Turbine end Wall Design =Part I" ASME J. Turbomach. ，122, pp. 278-285, VX R, Hart land, J. C. φ, 2000 ^ ^ "Nonaxisymmetric Turbine End Wall Design =Part II” ASME122J. Turbomach.，122，pp. 286-293 中进行了描 述。随着槽高度CH和槽32的数量的增加，通道表面积域也增加，当没有二次流动时导致刮 擦损失增大。在刮擦损失的影响可能比槽32的有益效果更大的情况下，有利的是，最小化 槽高度CH和/或数量。因此，适合于涡轮级的具有最小横向流动的最简单形式的实施方式， 包括位于与压力面14毗邻的一个槽30，该位置是具有最显著的横向流动的区域。图4中详细示出的槽深度CH，随槽30的数量和横向流动的程度而变(函数)。如 果槽深度CH过大，将产生进一步的二次流动，从而导致额外的损失。如果槽深度CH过小， 槽限制横向流动的能力将受到限制。另外一个要考虑的是槽壁角Θ。如果太陡，可产生额 外的二次流动。因此，槽的设计是在至少这些因素之间的折衷，并且因此强烈依赖于翼型设计和操作条件。考虑了这些因素，通过使用公知技术的模拟，可得到最优的设计。在示例性的实施方式中，如图4所示，每个槽30的低点LP位于该槽的高点HP之 间的节距方向的中点。在示例性的实施方式中，在从压力面14到吸力面16的节距方向上，每个连续毗邻 的槽30的槽高度CH保持不变或者减小。在进一步的示例性实施方式中，如图4所示，毗邻 压力面14的槽30的槽高度CH是最远离压力面14的槽30的槽高度的至少两倍。由于横 向流动通常在靠近压力面14处最剧烈，所以槽30的益处在朝着负压面16减小。在另一个示例性实施例中，低点相对于压力面14更靠近吸力面16，吸力面16在图 7中表示为节距方向位置“1”，压力面14表示为“0”。这通常导致更靠近吸力面16的槽壁 32的槽壁角Θ比更靠近压力面14的槽壁32的槽壁角Θ更大。以这种方式，对于自压力 面14的横向流动，提供了到槽30的平滑过渡，这最小化了额外损失的形成，而通过更靠近 于吸力面16的槽壁32的更陡的槽壁角θ提升了对横向流动的抑制。更靠近负压面16的 槽壁32的槽壁角Θ通常小于90度，因为接近或者超过90度的角度可产生导致额外的损 失的额外涡。在示例性的实施方式中，如图7所示，槽壁32配置成使槽20不延伸超过基准面 DR，其中，“0”是基准面DR处的槽高度CH。通过这种方式，可以发现，在仍然保持好的横向 流动抑制性能的同时，一次流动的刮擦损失会进一步减少。通过涡轮叶栅，流动显著加速。与速度有平方关系的刮擦损失在最高速度区域最 明显。最高速度与在毗邻翼型10之间节距方向上所测量得的分离距离为最小的区域相对 应。在这样的区域中，如果限制槽高度CH以便使其比仅考虑预测的横向流动而所优化设计 的槽高度更小，则总效率可被优化。因此，在示例性的实施方式中，在从靠近前缘线20向后 缘线22延伸的一次流线PFL的方向上，槽高度在0. 35-0. 55之间的相对槽长度处增加到最 大，之后减小。在另一示例性实施方式中，在相对槽长度的最后五分之一中，减小并不那么 显著。相对槽长度是沿着槽30所测量的相对于槽30的总长度的长度点。附图8显示了这 些实施方式的一种构造的实施例，在该实施例中，可以发现，对于一组运行条件，不仅刮擦 损失可以减小，而且过偏转或欠偏转行为可以被轻微改进而不有害地影响螺旋性。图9显示了示例性实施方式，其中，靠近吸力面16的槽30比更接近压力面14的 槽30从离前缘线20更远处开始。也就是说，它们从前缘线20的延伸点更远。这导致毗邻 吸力面16靠近前缘线20的延伸区域ER的形成，该延伸区域ER不具有槽30。延伸区域ER 可由前缘线20的中点、沿着吸力面16的点和在吸力面16上的吸力面16和前缘线20连接 的点限定，如图9和10所示。这种设置在通过延伸区域ER的流动实质上没有二次流动时 是有益的，如图10所示，且因此在该区域的这种损失主要包括刮擦损失。在另一示例性实 施方式中，延伸区域ER是毗邻吸力面16靠近前缘线20的区域，该区域实质上没有二次流 动，如图10的流线FL所示。因为延伸区域ER的大小和形状并不仅取决于涡轮级构造，还 取决于运行条件，所以延伸区域ER的优选位置对于每个涡轮构造来说是唯一的。因此优选 地，延伸区域ER由通过公知的流动模拟方法所得到和确定的区域定义。图11-14示出由不同的示例性实施例结合所能得到的性能。改进包括如图11和 12所示的定子和转子的过偏转或欠偏转，以及如图13和14所示的定子和转子的螺旋性。尽管本发明在此以被认为是最实用的示例性实施例被示出和描述，但是本领域技术人员可以意识到，在不脱离其精神和实质特性的情况下，本发明可以以其它具体的形式 实施。在此公开的实施方式因此在各方面被认为是示例性的，而不是限制性的。本发明的 范围由随附权利要求而不是之前的描述来表示，并且在其内函和范围的所有改变和等同物 均意在被包含其内。
权利要求
一种涡轮级，其包括周向分布的成排毗邻翼型(10)，每个都具有压力面(14)吸力面(16)；和一个端壁，所述翼型从所述端壁径向延伸，或者两个端壁，所述翼型(10)在所述两个端壁之间延伸，所述涡轮级还包括流动通道(18)，所述流动通道由以下部分之间的区域限定第一翼型(10)的压力面(14)；毗邻的第二翼型(10)的吸力面(16)；前缘线(20)，所述前缘线定义为在毗邻的翼型(10)的所述前缘(21)之间延伸的线，以及后缘线(22)，所述后缘线定义为在毗邻的翼型(10)的所述后缘(23)之间延伸的线，其中，所述流动通道(18)具有定义的基准面(DR)，所述基准面在毗邻的翼型(10)的压力面(14)的基部和吸力面(16)的基部之间延伸，所述涡轮级的特征在于槽(30)，所述槽位于流动通道(18)中，毗邻压力面(14)并且在压力面(14)的方向上从靠近前缘线(20)的点延伸到靠近后缘线(22)的点，所述槽(30)包括两个倾斜且连接的槽壁(32)，相对于基准面(DR)，所述槽壁形成有在连接处的低点(LP)、两个高点(HP)和槽高度(CH)，其中，所述槽高度定义为在所述低点(LP)和最高的所述高点(HP)之间的径向距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮级，其特征在于，每个流动通道(18)包括至少两个毗邻 的槽(30)。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮级，其特征在于，所述槽(30)或者每个槽(30)的所 述高点(HP)不延伸超过所述基准面(DR)。
4.根据权利要求1至3中任何一项权利要求所述的涡轮级，其特征在于，在每个流动 通道(18)中，所述槽(30)或者每个槽(30)的所述低点(LP)，在节距方向上在每个槽(30) 的所述高点(HP)之间的大致中点。
5.根据权利要求1至4中任何一项权利要求所述的涡轮级，其特征在于，在每个流动通 道(18)中，相对于所述基准面(DR)，更接近于所述压力面(14)的所述槽壁(32)或者每个 槽壁(32)的角度(Θ)小于更接近于所述吸力面(16)的所述槽壁(32)或者每个槽壁(32) 的角度( )。
6.根据权利要求1至5中任何一项权利要求所述的涡轮级，其特征在于，在每个流动通 道(18)中，槽高度(CH)在一次流动方向上在沿从所述前缘线(20)到所述后缘线(22)的 方向在0. 35-0. 55之间所测量得的相对槽长度处增加到最大值，在所述点处，所述槽高度 (CH)减小。
7.根据权利要求2所述的涡轮级或者当权利要求3至6引用权利要求2时的权利要 求3至6中任何一项权利要求所述的涡轮级，其特征在于，在从所述压力面(14)到所述吸 力面(16)的节距方向上，每个连续毗邻的槽(30)的槽高度(CH)保持不变或者减小。
8.根据权利要求7所述的涡轮级，其特征在于，在每个流动通道(18)中，Btt邻所述压力面(14)的所述槽(30)的槽高度(CH)至少两倍于在节距方向上离所述压力面(14)最远的 槽(30)的槽高度(CH)。
9.根据权利要求2所述的涡轮级或者当权利要求3至8引用权利要求2时的权利要 求3至8任何一项权利要求所述的涡轮级，其特征在于，在每个流动通道(18)中，在从所述 压力面(14)到所述吸力面(16)的节距方向上，每个连续毗邻的槽(30)从和前缘线(20) 相同或者比前缘线(20)更远的点延伸，从而形成延伸区域(ER)，所述延伸区域毗邻吸力面 (16)，没有槽(30)。
10.根据权利要求9所述的涡轮级，其特征在于，所述延伸区域(ER)是这样的区域，即 在操作中，包括实质上没有二次流动涡的区域，所述二次流动涡是由产生于压力面(14)的 横向流动所引起的。
全文摘要
本发明涉及一种涡轮级，所述涡轮级包含周向分布的成排毗邻翼型(10)，在翼型(10)之间具有流动通道(18)。流动通道(18)具有表面，在其未被更改的形式中限定基准面(DR)。槽(30)位于流动通道(18)中，在翼型(10)压力面(14)的方向上从靠近前缘线(20)的点到靠近后缘线(22)的点之间延伸。槽(30)由相对于基准面(DR)倾斜的两个槽壁(32)组成。相对于基准面(DR)，槽具有低点(LP)，两个高点(HP)，和槽高度(CH)，所述槽高度是在低点(LP)和最高的高点(HP)之间测量的。槽(30)提供了减少二次流动损失的手段。
文档编号F01D9/02GK101922311SQ20101023359
公开日2010年12月22日 申请日期2010年6月2日 优先权日2009年6月2日
发明者B·梅格里, S·哈瓦克恰恩, T·莫库利斯 申请人:阿尔斯托姆科技有限公司