用于燃气涡轮发动机的端壁构造的制作方法

本发明的研发部分地由美国能源部授予的合同No. DE-FC26-05NT42644支持。因此，美国政府可在本发明中具有一定的权利。

技术领域

本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，且更具体地涉及用于在燃气涡轮发动机中的翼型组件的端壁构造。

背景技术：

燃气涡轮发动机通常包括压缩机区段、燃烧器和涡轮区段。压缩机区段压缩进入入口的环境空气。燃烧器将压缩空气与燃料结合并且点燃混合物从而形成限定工作流体的燃烧产品。工作流体行进到涡轮区段，在那里其膨胀以产生工作输出。涡轮区段内是成排的固定导叶，其将工作流体引导到联接于转子的成排旋转叶片。一排导叶和一排叶片构成的每一对在涡轮区段中形成级。

带有高性能要求的先进燃气涡轮试图在涡轮区段中尽可能多地减少气动损失。这相应地导致发动机的总体热效率和功率输出的改进。减少气动损失的一个可能的方式是在涡轮区段中结合叶片和导叶围带（shroud）上的端壁造型（contouring）。当被优化时，端壁造型能够导致二次流旋涡的影响的显著减少，其中二次流能够促成涡轮级中的损失。

技术实现要素：

根据本发明的方面，提供成型涡轮翼型组件，其包括由定位成周向地彼此邻近的平台形成的端壁和一排翼型，其一体地连结于端壁且横向间隔开以在其间限定流动通路，以便沿轴向方向疏导气体。翼型中的每一个均包括在相对的前边缘和后边缘之间沿弦向方向延伸的凹入压力侧和横向相对的凸出吸力侧，弦向方向大体沿轴向方向延伸。压力侧脊部与每一个翼型相关联且由细长峰部（crest）限定，该细长峰部从相关联的翼型的压力侧上的弦线中点的前方处的位置延伸且延伸至翼型的前边缘的轴向前方处的位置。

压力侧脊部能够在成对翼型之间周向地延伸到流动通路内。

相对于翼型的弦长度测量，压力侧脊部的细长峰部能够从每一个翼型的前边缘的上游大约15%延伸到下游大约10%。

压力侧脊部能够延伸到且限定端壁的前方边缘上的突起区域。

吸力侧脊部能够与每一个翼型相关联，且能够由位于翼型的前边缘的前方处的细长峰部限定，且对于每对翼型，槽部能够被限定在压力侧脊部和吸力侧脊部之间，该槽部具有伸长方向，其被对齐以引导流动进入每对翼型之间居中的流动通路。

端壁的上游边缘能够限定沿周向方向延伸的波状表面。

根据本发明的另一方面，提供成型涡轮翼型组件，其包括通过定位成周向地彼此邻近的平台形成的端壁和成排翼型，其另一体地联结到端壁且侧向间隔开以在其间限定流动通路用于沿轴向方向引导气体。翼型中的每一个包括在相对前边缘和后边缘之间沿弦向方向延伸的凹入压力侧和侧向相对的凸出吸力侧，弦向方向大体沿轴向方向延伸。槽部限定在端壁中，且定位在翼型的前边缘的前方处，以及延伸到至少与翼型的前边缘水平的轴向位置。槽部具有伸长方向，其对准成引导流动到在每对翼型之间居中的流动通路。

对于每对翼型，每一个槽部能够限定在压力侧脊部和吸力侧脊部之间，每一个压力侧脊部能够在相关联的翼型的前边缘前方从相关联的翼型的压力侧延伸，且吸力侧脊部能够具有细长峰部，其邻近相关联的翼型的吸力侧延伸且定位在翼型的前边缘的前方。

槽部能够从端壁的上游边缘延伸，且端壁的上游边缘能够限定沿周向方向延伸的波状表面。

邻近每一个翼型的吸力侧弦线中点位置的端壁能够包括弦线中点凸起，弦线中点凸起限定比邻近翼型的周向相对的压力侧弦线中点位置更高的高度。

连续的低高度通道能够限定为在邻近翼型处的压力侧弦线中点位置和弦线中点凸起之间沿周向方向延伸。

连续的低高度通道能够由具有无脊部和槽部的轴向范围的区域限定，且在邻近翼型处的压力侧弦线中点位置和弦线中点凸起之间周向地延伸。

根据本发明的又一方面，提供成型涡轮翼型组件，其包括通过邻近彼此周向定位的平台形成的端壁和成排翼型，所述翼型一体地连结到端壁且横向间隔开以在其间限定流动通路以便沿轴向方向疏导气体。翼型中的每一个均包括在相对的前边缘和后边缘之间沿弦向方向延伸的凹入压力侧和横向相对的凸出吸力侧，其中弦向方向大体沿轴向方向延伸。弦线中点凸起邻近每一个翼型的吸力侧弦线中点位置位于端壁上，弦线中点凸起限定比邻近翼型的周向相对的压力侧弦线中点位置更高的高度。

弦线中点凸起能够从每一个翼型的吸力侧横向地延伸到外部边缘，且凸起的高度能够在弦线中点凸起与翼型的吸力侧相交的位置处沿轴向前后方向降低。

连续的低高度通道能够限定为在邻近翼型处的压力侧弦线中点位置和弦线中点凸起之间沿周向方向延伸。

连续的低高度通道能够由具有无脊部和槽部的轴向范围的区域限定，且在邻近翼型处的压力侧弦线中点位置和弦线中点凸起之间周向地延伸。

弦线中点脊部在每一个翼型的吸力侧处能够是大体上半球形。

压力侧脊部能够与每一个翼型向相关联且由细长峰部限定，细长峰部从邻近翼型处压力侧弦线中点位置前方的位置延伸，且延伸至翼型的前边缘的轴向前方的位置处。

吸力侧脊部能够与每一个翼型相关联且由位于翼型的前边缘的前方处的细长峰部限定，且每一个压力侧脊部能够定位在邻近翼型的前边缘的周向位置之间的周向位置处。

对于每对翼型，槽部能够限定在压力侧脊部和吸力侧脊部之间，槽部具有伸长方向，其被对齐以引导流动进入每对翼型之间居中的流动通路。

附图说明

虽然本说明书达成了具体地指出且明确地要求保护本发明的权利要求的结论，但是相信结合附图从以下描述中将更好地理解本发明，附图中，同样的附图标记识别同样的元件，并且附图中：

图1是结合了根据本发明的方面形成的翼型组件的燃气涡轮发动机的局部横截面视图；

图2是根据本发明的方面的示例性成型端壁的平面视图；

图3是示出在图2的端壁上的一对翼型之间通过的示例性气体流的平面视图；

图4是示出在图2的端壁上的一对翼型之间通过的示例性气体流的透视下游视图；以及

图5A是从翼型的下游10%弦位置处截取的上游立视图，其示出吹扫流和与旋涡相关联的二次流的现有技术的混合；以及

图5B是从翼型的下游10%弦位置处截取的上游立视图，其示出由本发明的端壁造型提供的那样，吹扫流与和旋涡相关联的二次流分开。

具体实施方式

在优选实施例的以下详细描述中，参考形成其一部分的附图，且其中以说明的方式且不以限制的方式示出可在其中实践本发明的具体优选实施例。应当理解，可利用其它实施例，且可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出改变。

减少燃气涡轮发动机的涡轮区段中的气动损失的一个可能的方式是在涡轮区段中结合在导叶和/或叶片围带（shrouds）上的端壁造型。当优化后，端壁造型能够导致二次流旋涡的显著减少，二次流旋涡能够促成级中的高损失。此外，端壁造型能够帮助减少加载于零件中的热，这可允许减少零件的冷却要求以及改进零件寿命。然而，已经观察到，即使在端壁造型的情况下，实际涡轮效率仍然会低于针对端壁造型设计预测的效率。这种损失可以是由于与在邻近翼型之间的流动通路中产生的吹扫流和二次流之间的相互作用相关联的负面影响而产生的。

根据本发明的方面，提供用于端壁造型的构造以防止或者限制吹扫流和二次流的混合。端壁造型减轻了马蹄旋涡和端壁旋涡，且根据本发明的具体方面，将吹扫流作为靠近端壁的大致分离流动、与翼型的吸力侧间隔开且大体沿循翼型的吸力侧引导。

出于以下描述的目的，应当理解“轴向方向”指的是平行于转子28的旋转轴线A_R（图1）的方向，且“弦向方向”或“弦向尺寸”由具有从翼型34a、34b的前边缘42（图2）延伸到后边缘44的长度的弦线限定。术语“周向方向”、“周向地”和“横向地”指的是沿垂直于轴向方向的端壁30a延伸的方向。术语“上游”和“下游”参考通过流动路径20的热气体的流动方向描述，且能够分别对应于“前方”和“后方”的方向。术语“径向”和“高度（elevation）”指的是垂直于轴向方向和周向方向两者的方向。术语“弦线中点”指的是沿在翼型的前边缘和后边缘之间延伸的弦线的长度的大约50%的位置处，该长度沿从弦线到翼型表面的周向方向测量，且能够包括邻近翼型的压力侧或吸力侧中的任一者的最大曲率的轴向跨度。

图1图示能够结合本发明的方面的燃气涡轮发动机10的示例。发动机10包括压缩机区段12、燃烧器14和涡轮区段16。压缩机区段12压缩进入入口22的环境空气18。燃烧器14将压缩空气与燃料组合，并点燃混合物从而形成限定工作流体的燃烧产品。工作流体行进到涡轮区段16。在涡轮区段16内是成排的固定导叶24和联接到转子28的成排旋转叶片26，且成排导叶24和成排叶片26中的每一对均在涡轮区段16中形成级。导叶24和叶片26径向地延伸至延伸通过涡轮区段16的轴向流动路径20内。导叶24包括多个径向内部围带或平台30和径向外部围带或平台32，其与导叶24一体化且形成相应的内部端壁30a和外部端壁32a。工作流体膨胀通过涡轮区段16，并引起叶片26以及因此转子28旋转。转子28延伸到压缩机12内且通过压缩机12，且可向压缩机12提供功率以及向发生器(未示出)输出功率。

参考图2，以两个邻近的翼型结构描绘涡轮级的一部分，所述翼型结构包括第一翼型34a和第二翼型34b，其对于当前描述而言可被理解为与一排导叶24相关联的翼型。然而，应当理解，本文中示出的描述和构思也可以关于包括横向间隔开的翼型的一排叶片26来实现。

翼型34a、34b中的每一个均一体地附接于相应的径向内部端壁30a和径向外部端壁32a的平台30、32，在图2中仅示出端壁30a。可以理解，一个或多个翼型可附接于一对内部平台30和外部平台32，且端壁30a、32a是由多个周向邻近的平台30、32形成的连续周向结构。多个内部平台30在平台30的匹配面之间形成的连结部（由虚线33绘出）处定位成彼此邻近，如图3中可见的那样。进一步地，应当理解，翼型34a、34b作为形成导叶排24的所有翼型的代表被引用，且该排导叶24由围绕流动路径20的周向范围横向地间隔开的多个相同翼型34a、34b形成。

翼型34a、34b中的每一个均包括大体凹入的压力侧38和大体凸出的吸力侧40，压力侧38和吸力侧40中的每一个由径向延伸的翼展向尺寸和轴向延伸的弦向尺寸限定，弦向尺寸在前边缘42和后边缘44之间延伸。邻近翼型34a、34b在其间形成由径向内部端壁30a和径向外部端壁32a界定的流动通路46。在操作期间，工作流体轴向地向下游流动通过限定在翼型34a、34b之间的流动通路46。翼型34a、34b的形状适合于在工作流体通过流动路径20时从工作流体抽取能量。

在邻近翼型之间的流动路径的在先构造或基准构造中，诸如没有端壁造型的一种构造中，能够形成马蹄旋涡，其从翼型的前边缘和内部平台的连结部向下游延伸。基准构造可被理解为由具有名义上轴对称的高度（elevations）的平台30、32形成。在基准构造中产生的马蹄旋涡前进通过流动通路，其能够导致紊流的形成且能够降低级的气动效率。

根据本发明的方面，图2中图示的端壁30a已被构造成带有特定的3D轮廓，根据本发明的一个方面，其避免或减弱了马蹄旋涡的形成且因此改进了涡轮16的效率。如由基准构造描述的那样，3D轮廓由从名义上轴对称的端壁位移的具有共同高度的轮廓线绘出，并且其中，以“0”值绘出的轮廓线是能够对应于基准端壁的参考值。可以理解，3D轮廓由在所绘出的轮廓线之间的连续平滑表面高度过渡形成。

压力侧脊部48与每一个翼型34a、34b相关联，且在本文中具体参考翼型34b来描述。压力侧脊部48周向地延伸到该对翼型34a、34b之间的流动通路46内，且包括细长峰部50，其限定在上游位置51和下游位置53₁之间延伸的脊部48的最大高度，其中上游位置51在翼型34b的前边缘的轴向前方，且下游位置53₁在前边缘42的下游且在翼型34b的压力侧38上的弦线中点位置52的前方。相对于翼型34b的弦长测量，上游位置51在每一个翼型34b的前边缘42的上游大约15%处，且相对于翼型34b的弦长测量，下游位置53₁在每一个翼型34b的前边缘42的下游大约10%处。进一步地，峰部50具有沿压力侧38的轴向范围，其从限定前方位置的位置53₁延伸到后方位置53₂。压力侧脊部48成角度以引导气体的吹扫流54轴向地通过流动通路46。吹扫流54包括从定位在端壁30a的径向向内位置的吹扫腔55（图1）进入流动路径20内的吹扫空气或冷却空气。具体地，吹扫空气能够通过内部端壁30a和与旋转叶片26相关联的叶片平台59之间的间隙57（图3）从吹扫腔55径向地进入流动路径20内。

峰部50的伸长轴线A_E1以接近前边缘金属角度α的角度取向，角度α被描述为在轴向方向和正切于前边缘42处的中弧线的线49之间的角度。具体地，峰部50的伸长轴线A_E1以相对于前边缘金属角度大约10°的角度取向，如由伸长轴线A_E1和平行于线49的线49'之间的角度σ所指示的那样。压力侧脊部48延伸到且限定端壁30a的前方边缘56处的升起区域，且被构造成使翼型34b的上游的流动转向，以导引吹扫流54且实质上减少或消除在翼型34a、34b的前边缘42处且沿压力侧38延伸到流动通路46内的马蹄旋涡的形成。

参考图2，吸力侧脊部58与每一个翼型34a、34b相关联，且在本文中具体参考翼型34a来描述。吸力侧脊部58位于邻近翼型34a的吸力侧40处，且包括细长峰部60，其具有完全地位于前边缘42的轴向位置的前方的轴向范围。细长峰部60与前边缘42间隔开，且具有伸长轴线A_E2，其大体上平行于直接邻近细长峰部60的吸力侧40的一部分（即，能够与从峰部60延伸且垂直于伸长轴线A_E2的线相交的吸力侧40的一部分）延伸。峰部60的伸长轴线A_E2优选地以角度β取向，即，大于峰部50相对于轴向方向的角度。吸力侧脊部58延伸到端壁30a的前方边缘56，且被构造成使翼型34a的上游的流动转向以导引吹扫流54，且实质上减少或消除在前边缘42处且沿吸力侧40延伸到流动通路46内的马蹄旋涡的形成。

压力侧脊部48和吸力侧脊部58在其间限定槽部62。槽部62被形成为低高度通道，其从翼型34a、34b的前边缘42的上游开始，从内部端壁30a的前方边缘56延伸到流动通路46内，且引导邻近内部平台30a的吹扫流进入在翼型34a、34b之间横向居中的流动通路46内。如图4中可见的，前方边缘56被形成为带有不均匀或波状表面，其沿周向方向延伸，以将槽部62的入口定位在间隙57处，在该处，吹扫空气离开吹扫腔55。

参考图2中的翼型34a，弦线中点凸起64位于吸力侧40处，且在大约弦线中点位置66处轴向地居中。弦线中点凸起64从最大高度（由“2”的示例性幅值绘出）横向延伸到外部边缘68。沿与吸力侧40相交处延伸的弦线中点凸起64的高度沿轴向向前和向后方向减小。因此，弦线中点凸起64能够被描述为大体上半球形脊部或凸起，其从吸力侧40朝向翼型34b的相对压力侧38横向地延伸。

进一步地，弦线中点凸起64限定比邻近翼型32b的相对压力侧38上的弦线中点位置52的端壁更高的高度。具体地，如由与在大约“4”到“-4”的范围中的示例性幅值相关联的压力侧38的区域所绘出的那样，在没有脊部或槽部特征的情况下形成压力侧弦线中点位置52的前后区域，从而形成沿后方方向的连续下降的斜坡。额外地，这些低水平高度从压力侧38朝向相对翼型34a的吸力侧40横向延伸。也就是说，根据本发明的方面，在图2中能够看到，描绘幅值“0”的轮廓线和到“0”幅值轮廓线的任一侧的恒定高度轮廓从压力侧38上的位置延伸到邻近弦线中点凸起64的吸力侧40上的横向相对位置。所描述的低水平高度形成连续的低高度通道70，其在弦线中点凸起64和压力侧弦线中点位置52之间，例如至少在大约“4”到“-4”的范围的轮廓线的轴向跨度内沿周向方向延伸，且能够包括在大约“6”到“-6”的范围内延伸的轴向区域。

弦线中点凸起64限定弯曲表面，其要求流动速度在其越过凸起64时加速，并且带有在吸力侧40的弦线中点位置66处的压力的相关联的降低。根据本发明的方面，由凸起64形成的低压区域使二次旋涡加速远离吹扫流54，从而减少否则能够由吹扫流54和二次旋涡的混合导致的损失。

可注意到，端壁造型包括额外槽部，以促进旋涡流动的控制。具体地，上游吸力侧槽部74在弦线中点凸起64和吸力侧脊部58之间位于邻近吸力侧40处，下游吸力侧槽部76在弦线中点凸起64和后边缘44之间位于邻近吸力侧40处，且下游压力侧槽部78在低高度通道70和后边缘44之间位于邻近压力侧38处。可理解的是，额外描述的槽部74、76、78与脊部48、60、弦线中点凸起64和低高度通道70一起起作用，以实质上减少旋涡的形成，且避免或减少吹扫流54和包括二次旋涡的流动的混合。

如上所述，轮廓线幅值“0”能够对应于基准高度，即对应于无造型的端壁（平坦端壁）的高度，且用于轮廓线幅值的数字标志通用地标记在端壁30a上形成3D轮廓的相对高度。图2中由轮廓线绘出的幅值和具体说明的幅值的每一个整数值均可以对应于作为翼型跨度的百分比具体说明的高度的预定改变。例如，由“1”的幅值的改变绘出的高度的改变可以对应于等于在翼型跨度的0.5%和1.5%之间的高度改变。

如图3中能够看到的，邻近端壁流动的进入吹扫流54通过压力侧脊部48和吸力侧脊部58之间的槽部62（也参见图4）。从以上描述中，可理解压力侧脊部48定位在翼型34a的前边缘42的周向位置和邻近翼型34b的前边缘42之间的周向位置处，以引导流动居中地进入流动通路46内。如由吹扫流54a标记的那样，吹扫流离开槽部62，且进入在没有脊部或槽部的情况下形成的低高度通道70内。在低高度通道70的区域中，吹扫流（标记为54b）沿低高度通道70穿过通路46横向地（周向地）且轴向地流动。因此，实质上避免或减少了吹扫流54与二次旋涡的混合，且实质上减少了与混合相关联的损失以改进涡轮16的效率。

图5A和5B进一步图示本发明的方面。图5A基于CFD建模描绘流动，因为相信其存在于具有平坦端壁的现有技术流动通路46_P中。图5A中描绘的流动包括吹扫流54_P，其与包括旋涡的二次流72_P相互作用，其中，能够看出在吹扫流54_P和二次流72_P之间的交界区域74_P限定在流动之间的大致混合区域。相比之下，图5B基于CFD建模描绘流动，相信其通过当前3D端壁造型在流动通路46中形成，其中，如由具有减少的或最小的相互作用的旋涡区域74描绘的那样，吹扫流54与二次流72大致分离。因此，用于本发明的端壁造型的当前构造能够操作以在吹扫流54和诸如由二次旋涡形成的二次流之间形成分离，以减少通常与这两种流动的混合相关联的损失。

虽然已经图示和描述了本发明的具体实施例，但是对于本领域技术人员而言将显而易见的是，能够在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种其它改变和修改。因此，预期在所附权利要求中涵盖在本发明的范围内的所有这些改变和修改。