CN103089315B - 涡轮机的涡轮 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及并公开一种涡轮机的涡轮。所述涡轮包括：相对的端壁，所述相对的端壁界定通路，所述通路中可接收流体流以使流体流流过所述通路；以及喷嘴级，在所述喷嘴级，邻近的喷嘴延伸穿过所述相对的端壁之间的所述通路，从而以气动方式与所述流体流相互作用。所述邻近的喷嘴经配置以构成呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾的喉部分布。

Description

涡轮机的涡轮
技术领域
本发明涉及涡轮机，确切地说，涉及具有喉部分布的涡轮机，所述喉部分布呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾。
背景技术
燃气涡轮发动机等涡轮机可包括压缩机、燃烧室和涡轮。压缩机对进气进行压缩，并且燃烧室将压缩进气与燃料一起燃烧以生成高温流体。这些高温流体被导入涡轮，在涡轮中高温流体的能量被转化为可用于生成能量以及/或者发电的机械能。涡轮经形成以构成供高温流体通过的环形通路。
第一级涡轮在垂直于穿过通路的主流的方向上通常经历剧烈的二次流。这些二次流会不利地影响级效率。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供涡轮机的涡轮，并且所述涡轮包括：相对的端壁，所述相对的端壁界定通路，在所述通路中流体流可接收的流过所述通路；以及喷嘴级，在所述喷嘴级邻近的喷嘴延伸穿过相对的端壁之间的通路从而以气动方式与流体流相互作用。邻近的喷嘴经配置以构成呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾的喉部分布。
根据本发明的另一个方面，提供涡轮机，并且所述涡轮机包括：压缩机，所述压缩机经配置对进气进行压缩从而生成压缩进气；燃烧室，所述燃烧室与压缩机流体连通并且经配置将压缩进气与燃料一起燃烧以生成流体流；以及涡轮，所述涡轮设有通路并且与燃烧室流体连通使得流体流可被涡轮接收以流过通路。涡轮包括相对的端壁以及喷嘴级，在所述喷嘴级邻近的喷嘴延伸穿过相对的端壁之间的通路从而以气动方式与流体流相互作用，并且构成呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾的喉部分布。
根据本发明的又一个方面，提供涡轮机，并且所述涡轮机包括：压缩机，所述压缩机经配置以对进气进行压缩从而生成压缩进气；燃烧室，所述燃烧室与压缩机流体连通并且经配置将压缩进气与燃料一起燃烧以生成流体流；以及涡轮，所述涡轮设有通路并且与燃烧室流体连通使得流体流可被涡轮接收以流过通路。涡轮包括相对的环形端壁以及喷嘴级，在所述喷嘴级喷嘴的环形阵列延伸穿过相对的端壁之间的通路从而以气动方式与流体流相互作用，使得环形阵列的任何两个邻近的喷嘴构成呈现靠近端壁的端壁喉部不充分外倾以及远离端壁的节线喉部过分外倾的喉部分布。
通过以下结合附图进行的说明可以更加清楚地了解这些和其他优点以及特征。
附图说明
本专利申请文件中的权利要求书特别指出并明确主张了本发明。通过以下结合附图进行的详细说明可以清楚地了解本发明的上述和其他特征以及优点，在附图中：
图1是燃气涡轮发动机的示意图；
图2是图1的燃气涡轮发动机的第一级涡轮的喷嘴的的透视图；
图3是邻近的第一级喷嘴在第一级的透视图；
图4是邻近的第一级喷嘴在第一级的示意性径向视图；以及
图5是由邻近的第一级喷嘴构成的无量纲的喉部分布的图形示意。
具体实施方式通过参考附图以实例方式介绍本发明的各实施例以及优点和特征。
具体实施方式
参考图1到图4，根据本发明的各个方面，将涡轮机10设置为，例如，燃气涡轮发动机11。因此，涡轮机10可包括压缩机12、燃烧室13以及涡轮14。压缩机12对进气进行压缩，燃烧室13将压缩进气与燃料一起燃烧以生成高温流体等的流体流。这些示例性高温流体被导入涡轮14，在涡轮14中高温流体的能量被转化为可用于生成能量以及/或者发电的机械能。
涡轮14包括第一环形端壁20以及第二环形端壁30，所述第二环形端壁30围绕第一环形端壁20设置以构成环形通路40。环形通路40从靠近燃烧室13的上游部分41延伸到远离燃烧室13的下游部分42。高温流体从燃烧室13输出，并从上游部分41沿通路40通过涡轮14到达下游部分42。第一环形端壁20以及第二环形端壁30各自相应地包括朝向面21和面31的热气路径，所述面21和面31向内朝向环形通路40。
涡轮14包括一个或多个轴向级140，其中设置有轴向对齐的喷嘴以及叶片的相应的环形阵列。这些轴向级140包括第一轴向级141，其设置于涡轮14的前部、燃烧室13的后部的下游以及随后的轴向级142的上游。
第一轴向级141包括第一级喷嘴50的环形阵列，所述阵列的设置使得每一个喷嘴50从第一端壁20和第二端壁30中的至少一者或二者可伸长的跨过通路40，从而与高温流体流以气动方式相互作用。每一个喷嘴50可具有翼形形状51，所述翼形形状51具有前缘511以及相对于前缘511的后缘512、压力侧513以及吸入侧514。压力侧513在前缘511和后缘512之间延伸。吸入侧514相对于压力侧513并且也在前缘511和后缘512之间延伸。在第一轴向级141每一个喷嘴50设置成使得任何一个喷嘴50的压力侧513都朝向邻近的一个喷嘴50的吸入侧514。由于具有这种配置，随着高温流体朝向通路40流动，高温流体以气动方式与喷嘴50相互作用并且迫使高温流体与相对于涡轮14的中心线的角动量一起流动。
通常，第一涡轮级，例如第一轴向级141，在垂直于穿过通路40的主流的方向上经历剧烈的二次流。这些二次流会不利地影响级效率。然而根据各个方面，，向至少第一轴向级141的喷嘴50提供用于减少二次流的径向涡流以及堆叠分配。如图3和图4所示，第一轴向级141的任何两个邻近的喷嘴50构成喉部分布60，所述喉部分布60测量于邻近的喷嘴50之间的通路40的最窄的区域，所述邻近的喷嘴50呈现靠近第一端壁20和第二端壁30的端壁喉部径向不充分外倾以及远离第一端壁20和第二端壁30的节线喉部径向过分外倾。即，至少第一轴向级141的喷嘴50构成在第一端壁20和第二端壁30附近的径向区域呈现端壁喉部不充分外倾的喉部分布60。通过对比，至少第一轴向级141的喷嘴50构成在第一端壁20和第二端壁30之间的基本上中心地(即，沿节线)设置的径向区域呈现端壁喉部过分外倾的喉部分布60。
参考图5，喉部分布60的无量纲的表达式近似为：
y＝-3-07x3+0.0001x2-0.0067x+1.0299，
其中y是无量纲的喉部分布，x是相对的第一端壁20和第二端壁30之间的跨度位置，其中0％跨度表示第一端壁20以及100％跨度表示第二端壁30。该方程式以及基本上类似的方程式可通过求解y以确定在任何跨度位置(即，0％跨度位置、20％跨度位置等)由邻近的喷嘴50所构成的无量纲的喉部分布。
尽管仅结合有限数量的实施例来详细描述本发明，但应理解，本发明并不限于所揭示的此类实施例。相反，本发明可经修改以涵盖之前并未描述、但与本发明的精神和范围相符合的任意数量的变化、更改、替换或等效布置。此外，尽管已描述本发明的各种实施例，但应理解，本发明的各方面可仅包括所述实施例中的一些实施例。因此，本发明不应视为受前述说明限制，而是仅受所附权利要求书的范围限制。

Claims (20)

1.一种涡轮机的涡轮，包括：
相对的端壁，所述相对的端壁构成通路，所述通路中可接收流体流以使流体流流过所述通路；以及
喷嘴级，在所述喷嘴级，邻近的喷嘴延伸跨过所述相对的端壁之间的所述通路，从而与所述流体流以气动方式相互作用；
其特征在于，所述邻近的喷嘴经配置以构成呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾的喉部分布。
2.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述喷嘴级包括设置于随后的喷嘴级的上游的第一喷嘴级。
3.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述相对的端壁是环形的。
4.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述邻近的喷嘴以环形阵列设置。
5.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，在所述邻近的喷嘴之间的所述通路的最窄区域测量所述喉部分布。
6.根据权利要求1所述的涡轮，其特征在于，所述喉部分布的无量纲表达式为：
y＝-3-07x3+0.0001x2-0.0067x+1.0299，
其中y是无量纲的喉部分布，x是所述相对的端壁之间的跨度位置。
7.一种涡轮机，包括：
压缩机，所述压缩机经配置以对进气进行压缩，生成压缩进气；
燃烧室，所述燃烧室与所述压缩机流体连通，并且经配置将压缩进气与燃料一起燃烧以生成流体流；以及
涡轮，所述涡轮设有通路并且与所述燃烧室流体连通，使得所述流体流可被所述涡轮接收从而流过所述通路，
所述涡轮包括相对的端壁以及喷嘴级，在所述喷嘴级，邻近的喷嘴延伸穿过所述相对的端壁之间的所述通路，从而以气动方式与所述流体流相互作用，其特征在于，所述邻近的喷嘴构成呈现端壁喉部不充分外倾以及节线喉部过分外倾的喉部分布。
8.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述喷嘴级设置于所述涡轮的前部以及所述燃烧室的后部的下游。
9.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述喷嘴级包括设置于随后的喷嘴级的上游的第一喷嘴级。
10.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述相对的端壁是环形的。
11.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述邻近的喷嘴以环形阵列设置。
12.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，在所述邻近的喷嘴之间的所述通路的最窄区域测量所述喉部分布。
13.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述喉部分布的无量纲表达式为：
y＝-3-07x3+0.0001x2-0.0067x+1.0299，
其中y是无量纲的喉部分布，x是所述相对的端壁之间的跨度位置。
14.一种涡轮机，包括：
压缩机，所述压缩机经配置以对进气进行压缩，以生成压缩进气；
燃烧室，所述燃烧室与所述压缩机流体连通，并且经配置将压缩进气与燃料一起燃烧以生成流体流；以及
涡轮，所述涡轮设有通路并且与所述燃烧室流体连通，使得所述流体流可被所述涡轮接收从而流过所述通路，
所述涡轮包括相对的端壁以及喷嘴级，在所述喷嘴级喷嘴的环形阵列延伸穿过所述相对的端壁之间的所述通路从而以气动方式与所述流体流相互作用，其特征在于，所述环形阵列的任何两个邻近的喷嘴构成呈现靠近所述端壁的端壁喉部不充分外倾以及远离所述端壁的节线喉部过分外倾的喉部分布。
15.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，所述喷嘴级设置于所述涡轮的前部以及所述燃烧室的后部的下游。
16.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，所述喷嘴级包括设置于随后的喷嘴级的上游的第一喷嘴级。
17.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，所述相对的端壁是环形的。
18.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，所述邻近的喷嘴以环形阵列设置。
19.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，在所述邻近的喷嘴之间的所述通路的最窄区域测量所述喉部分布。
20.根据权利要求14所述的涡轮机，其特征在于，所述喉部分布的无量纲表达式为：
y＝-3-07x3+0.0001x2-0.0067x+1.0299，
其中y是无量纲的喉部分布，x是所述相对的端壁之间的跨度位置。
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9670784B2 (en) 2013-10-23 2017-06-06 General Electric Company Turbine bucket base having serpentine cooling passage with leading edge cooling
US9638041B2 (en) 2013-10-23 2017-05-02 General Electric Company Turbine bucket having non-axisymmetric base contour
US9551226B2 (en) 2013-10-23 2017-01-24 General Electric Company Turbine bucket with endwall contour and airfoil profile
US9347320B2 (en) * 2013-10-23 2016-05-24 General Electric Company Turbine bucket profile yielding improved throat
US9528379B2 (en) 2013-10-23 2016-12-27 General Electric Company Turbine bucket having serpentine core
US9797258B2 (en) 2013-10-23 2017-10-24 General Electric Company Turbine bucket including cooling passage with turn
US9376927B2 (en) 2013-10-23 2016-06-28 General Electric Company Turbine nozzle having non-axisymmetric endwall contour (EWC)
JP6396093B2 (ja) * 2014-06-26 2018-09-26 三菱重工業株式会社 タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン
KR101941807B1 (ko) * 2015-02-10 2019-01-23 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 터빈 및 가스 터빈
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
US10323528B2 (en) * 2015-07-01 2019-06-18 General Electric Company Bulged nozzle for control of secondary flow and optimal diffuser performance
US9988917B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Bulged nozzle for control of secondary flow and optimal diffuser performance
WO2017105260A1 (en) 2015-12-18 2017-06-22 General Electric Company Blade and corresponding turbomachine
US9963985B2 (en) 2015-12-18 2018-05-08 General Electric Company Turbomachine and turbine nozzle therefor
WO2017105259A1 (en) * 2015-12-18 2017-06-22 General Electric Company Vane and corresponding turbomachine
JP6971564B2 (ja) 2015-12-18 2021-11-24 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ターボ機械およびそのためのタービンノズル
US9957804B2 (en) 2015-12-18 2018-05-01 General Electric Company Turbomachine and turbine blade transfer
US11280199B2 (en) 2018-11-21 2022-03-22 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11181120B2 (en) 2018-11-21 2021-11-23 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US10859094B2 (en) * 2018-11-21 2020-12-08 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11608754B2 (en) 2021-07-14 2023-03-21 Doosan Enerbility Co., Ltd. Turbine nozzle assembly and gas turbine including the same
US11566525B1 (en) 2022-08-18 2023-01-31 General Electric Company Turbine blade airfoil profile

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2795373A (en) * 1950-03-03 1957-06-11 Rolls Royce Guide vane assemblies in annular fluid ducts
EP0251978A2 (en) * 1986-05-28 1988-01-07 United Technologies Corporation Stator vane

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US891383A (en) 1907-12-09 1908-06-23 Gen Electric Elastic-fluid turbine.
US2392673A (en) 1943-08-27 1946-01-08 Gen Electric Elastic fluid turbine
US3635585A (en) 1969-12-23 1972-01-18 Westinghouse Electric Corp Gas-cooled turbine blade
US4194869A (en) 1978-06-29 1980-03-25 United Technologies Corporation Stator vane cluster
DE3202855C1 (de) 1982-01-29 1983-03-31 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal
US5397215A (en) 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
GB2281356B (en) 1993-08-20 1997-01-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine turbine
US5326221A (en) * 1993-08-27 1994-07-05 General Electric Company Over-cambered stage design for steam turbines
US5375972A (en) 1993-09-16 1994-12-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine stator vane structure
US5581996A (en) 1995-08-16 1996-12-10 General Electric Company Method and apparatus for turbine cooling
JPH10184304A (ja) * 1996-12-27 1998-07-14 Toshiba Corp 軸流タービンのタービンノズルおよびタービン動翼
US5927946A (en) 1997-09-29 1999-07-27 General Electric Company Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling
JP2000045704A (ja) * 1998-07-31 2000-02-15 Toshiba Corp 蒸気タービン
US6077036A (en) 1998-08-20 2000-06-20 General Electric Company Bowed nozzle vane with selective TBC
GB9823840D0 (en) 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
GB0003676D0 (en) * 2000-02-17 2000-04-05 Abb Alstom Power Nv Aerofoils
US6561761B1 (en) 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
US6709223B2 (en) 2000-04-27 2004-03-23 The Toro Company Tracked compact utility loader
JP3912989B2 (ja) 2001-01-25 2007-05-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン
JP4373629B2 (ja) * 2001-08-31 2009-11-25 株式会社東芝 軸流タービン
DE10295864D2 (de) 2001-12-14 2004-11-04 Alstom Technology Ltd Baden Gasturbinenanordnung
GB2384276A (en) 2002-01-18 2003-07-23 Alstom Gas turbine low pressure stage
US6669445B2 (en) 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
US6969232B2 (en) 2002-10-23 2005-11-29 United Technologies Corporation Flow directing device
GB0319002D0 (en) 2003-05-13 2003-09-17 Alstom Switzerland Ltd Improvements in or relating to steam turbines
ITMI20040712A1 (it) 2004-04-09 2004-07-09 Nuovo Pignone Spa Rotore ed alevata efficenza per secondo stadio ri una turbina a gas
US7134842B2 (en) 2004-12-24 2006-11-14 General Electric Company Scalloped surface turbine stage
US7244104B2 (en) 2005-05-31 2007-07-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine
US7465152B2 (en) 2005-09-16 2008-12-16 General Electric Company Angel wing seals for turbine blades and methods for selecting stator, rotor and wing seal profiles
US8511978B2 (en) 2006-05-02 2013-08-20 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall depression and components of the array
US7887297B2 (en) 2006-05-02 2011-02-15 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall protrusion and components of the array
US7549844B2 (en) 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels
US7520728B2 (en) 2006-09-07 2009-04-21 Pratt & Whitney Canada Corp. HP turbine vane airfoil profile
US7845906B2 (en) 2007-01-24 2010-12-07 United Technologies Corporation Dual cut-back trailing edge for airfoils
US7740449B1 (en) 2007-01-26 2010-06-22 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for adjusting a flow capacity of an airfoil
US7632075B2 (en) 2007-02-15 2009-12-15 Siemens Energy, Inc. External profile for turbine blade airfoil
JP5283855B2 (ja) 2007-03-29 2013-09-04 株式会社Ｉｈｉ ターボ機械の壁、及びターボ機械
JP5291355B2 (ja) 2008-02-12 2013-09-18 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール
DE102008029605A1 (de) 2008-06-23 2009-12-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufeldeckband mit Durchlass
US8419356B2 (en) 2008-09-25 2013-04-16 Siemens Energy, Inc. Turbine seal assembly
US8459956B2 (en) 2008-12-24 2013-06-11 General Electric Company Curved platform turbine blade
US8105037B2 (en) 2009-04-06 2012-01-31 United Technologies Corporation Endwall with leading-edge hump
US8342797B2 (en) 2009-08-31 2013-01-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine airflow member
US9039375B2 (en) 2009-09-01 2015-05-26 General Electric Company Non-axisymmetric airfoil platform shaping
US8721291B2 (en) 2011-07-12 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Flow directing member for gas turbine engine

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2795373A (en) * 1950-03-03 1957-06-11 Rolls Royce Guide vane assemblies in annular fluid ducts
EP0251978A2 (en) * 1986-05-28 1988-01-07 United Technologies Corporation Stator vane

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