CN107849926A - 具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片 - Google Patents

具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN107849926A
CN107849926A CN201580081861.XA CN201580081861A CN107849926A CN 107849926 A CN107849926 A CN 107849926A CN 201580081861 A CN201580081861 A CN 201580081861A CN 107849926 A CN107849926 A CN 107849926A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cover
edge
radially
movable vane
airfoil
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201580081861.XA
Other languages
English (en)
Inventor
小尼古拉斯·F·马丁
安德鲁·S·洛豪斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN107849926A publication Critical patent/CN107849926A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

涡轮动叶片(10)包括沿径向的翼展方向延伸的大致长形的翼型件(32)以及联接至翼型件(32)的径向外尖端(24)的周向延伸的罩(70)。罩(70)包括轴向间隔开的上游边缘(72)和下游边缘(74)。罩(70)还包括邻接翼型件(32)的尖端(24)的径向内表面(76)和与径向内表面(76)大致相反的径向外表面(78)。径向内表面(76)和径向外表面(78)在上游边缘(72)和下游边缘(74)处连接。在周向横截面中，罩(70)具有由径向内表面(76)的轮廓和径向外表面(78)的轮廓限定的气动升力体(60，62)的形状。气动升力体(60，62)的形状构造成使得径向向内作用的升力(L)通过流过罩(70)的大致轴向流体流动(F)施加在罩(70)上。

Description

具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片
技术领域
本发明总体上涉及涡轮动叶片，并且具体涉及具有尖端罩的涡轮动叶片。
背景技术
通常，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于将压缩空气与燃料混合并点燃混合物的燃烧室以及用于产生动力的涡轮动叶片组件。燃烧室经常在可能超过2500华氏度的高温下运行。典型的涡轮燃烧室结构将涡轮动叶片组件暴露于这种高温下。因此，涡轮动叶片必须由能够承受这样高的温度的材料制成。
涡轮动叶片由联接至转子盘形件的根部部分和从联接至根部部分的平台向外延伸的长形翼型件形成。动叶片通常由与根部相对的尖端、前缘和后缘组成。涡轮动叶片的尖端通常具有尖端特征部以减小涡轮的气体路径中的定子区段与动叶片之间的间隙的尺寸，以防止尖端流动泄漏，尖端流动泄漏减少了由涡轮动叶片产生的转矩的量。如图1所示，一些涡轮动叶片包括附接至动叶片尖端的尖端罩。为了减少超尖端泄漏，带罩的动叶片通常包括用于形成紧密的尖端间隙的一个或多个周向刀缘。涡轮尖端罩也用于抑制动叶片的机械振动的目的，特别是用于抑制诸如在较低压力涡轮级中使用的具有高纵横比的动叶片的机械振动。
一些现代的尖端罩呈扇贝形，而不是全覆盖的尖端罩，以减少罩的重量并因此降低离心拉力载荷。通过形成扇贝形而去除的材料由图1中的阴影区域表示。通过形成扇贝形而去除材料增加了气动损失，从而降低了级效率。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于涡轮动叶片的改进的尖端罩。该目的通过独立权利要求的特征来实现。
根据本发明的第一方面，提供了一种用于涡轮发动机的动叶片。动叶片包括大致长形的翼型件和罩，大致长形的翼型件沿涡轮发动机的径向方向的翼展方向延伸，罩联接至翼型件的位于翼型件的径向外端处的尖端并且大致沿着涡轮发动机的周向方向延伸。罩包括在涡轮发动机的轴向方向上彼此间隔开的上游边缘和下游边缘。罩还包括与翼型件的尖端邻接的径向内表面和与径向内表面大致相反的径向外表面。径向内表面和径向外表面在上游边缘和下游边缘处连接。在周向横截面中，罩具有由径向内表面的轮廓和径向外表面的轮廓限定的气动升力体的形状。气动升力体的形状构造成使得径向向内作用的升力通过流过罩的大致轴向的流体流动而施加在罩上。
尖端罩气动地成形为在涡轮动叶片的旋转期间径向向内提供“升力”，该“升力”将抵消由于尖端罩的重量引起的离心拉力载荷。离心拉力载荷的这种补偿将允许具有较少扇贝形的尖端罩，并因此改善气动性能。
在一个实施方式中，为了提供期望的径向向内定向的升力，气动升力体包括翼型形状，该翼型形状包括由径向内表面的轮廓限定的吸力侧、由径向外表面的轮廓限定的压力侧、在上游边缘处限定的前缘和在下游边缘处限定的后缘。在一个实施方式中，在周向横截面中，径向内表面的轮廓比径向外表面的轮廓更凸出。在所示的实施方式中，罩的限定在径向内表面和径向外表面之间的径向厚度朝向上游边缘较大并且朝向下游边缘较小。特别地，可能优选的是，罩的上游边缘是圆的，而罩的下游边缘是尖锐的或尖的。
在一个实施方式中，气动升力体成形为使得径向外表面的轮廓包括基本上直的斜面，上游边缘定位在比下游边缘更径向向内的位置，其中径向内表面和径向外表面相对于彼此倾斜，在下游边缘处限定尖边，在上游边缘处限定圆边。该实施方式提供了基本气动的升力体，同时在翼型的尖端处保持锥形的流动路径。在另一实施方式中，刀缘密封件定位在罩的径向外表面上，刀缘密封件从罩的径向外表面径向向外延伸，以与包括蜂窝结构的定子部件形成紧密间隙。
在一个替代实施方式中，气动升力体是拱形的，其径向内表面的轮廓是大体凸形的，径向外表面的轮廓是大体凹形的，并且罩的下游边缘定位在比罩的上游边缘更加径向向外的位置，其中罩的下游边缘形成尖端间隙密封件，该尖端间隙密封件与定子组件形成紧密间隙。该实施方式取代了刀缘密封件，并且可以避免定子中对蜂窝结构的需要，由此降低了设计的成本和复杂性。该实施方式还可以允许在动叶片尖端上增加尖端罩区域。
在一个实施方式中，气动升力体在周向横截面中的形状沿周向方向变化。尖端罩形成动叶片的径向外端壁。使尖端罩的气动成形在周向方向上延长允许由尖端罩限定的外径流动路径形成端壁轮廓。形成端壁轮廓可以改进相邻动叶片之间的流动横截面的控制，从而改善气动性能。
为了提供有效的尖端间隙密封件，罩的下游边缘的径向高度沿着周向方向基本恒定。由于在周向方向上形成轮廓，罩的上游边缘的径向高度可以沿着周向方向变化。
在一个实施方式中，罩完全覆盖翼型件的尖端，其中下游边缘的轴向位置和上游边缘的轴向位置都沿着周向方向基本恒定。该实施方式提供了全覆盖式(或未呈扇贝形)的尖端罩。全覆盖式尖端罩可通过减少寄生泄漏来改善气动特性，改善气动特性提高了工作效率。
在替代实施方式中，为了进一步减小离心拉力载荷，罩的上游边缘和/或下游边缘沿周向方向呈扇贝形，由此减小罩的重量。在这种情况下，上游边缘的轴向位置和/或下游边缘的轴向位置分别在周向方向上变化。
在一个实施方式中，翼型件的尖端的轮廓与罩的径向内表面的轮廓匹配。
根据本发明的第二方面，提供了一种涡轮级。涡轮级包括周向的一排动叶片以及定子部件，周向的一排动叶片间隔开以在该周向的一排动叶片之间限定用于引导工作流体的相应的流动通道，定子部件围绕该周向的一排动叶片同轴布置。每个动叶片包括大致长形的翼型件以及罩，大致长形的翼型件从相应平台沿径向向外的翼展方向延伸，罩联接至翼型件的位于翼型件的径向外端处的尖端并且大致沿着周向方向延伸。每个动叶片的罩包括在轴向方向上彼此间隔开的上游边缘和下游边缘。每个罩还包括与翼型件的尖端邻接的径向内表面和与径向内表面大致相反的径向外表面，径向内表面和径向外表面在上游边缘处和下游边缘处连接。在周向横截面中，每个罩具有由径向内表面的轮廓和径向外表面的轮廓限定的气动升力体的形状。气动升力体的形状构造成使得径向向内作用的升力通过流过罩的工作流体的大致轴向的流动而施加在罩上。相邻动叶片的罩在周向上彼此邻接以限定罩环，其中，气动升力体在周向横截面中的形状在相邻的翼型件之间在周向方向上以周期性模式变化。
上述方面结合了至少两个发明特征：首先，尖端罩气动地成形以径向向内提供“升力”，这将抵消在涡轮动叶片旋转期间的离心拉力。离心拉力载荷的这种补偿将允许具有形成较少扇贝形的尖端罩，并因此改善气动性能。其次，尖端罩的气动成形在周向方向上延伸，从而允许由尖端罩限定的外径流动路径形成端壁轮廓。形成端壁轮廓允许改进对相邻动叶片之间的流动横截面的控制，从而改善气动性能。
附图说明
借助附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构造并且不限制本发明的范围。
图1是具有尖端罩的传统涡轮翼型件的立体图，
图2是具有一排带罩的涡轮动叶片的燃气涡轮发动机的立体图，其中可以结合本发明的实施方式，
图3是根据一个实施方式的带罩的动叶片的示意性径向俯视图，
图4是根据第一实施方式的沿着图3中的截面A-A的尖端罩的示意性周向截面图，该尖端罩限定了气动升力体，
图5是根据第二实施方式的沿着图3中的截面A-A的罩的示意性周向截面图，该罩限定了气动升力体，
图6示意性地示出了根据另一实施方式的在周向方向上间隔开的两个不同区段处的尖端罩的横截面形状的变化，
图7示出了沿着图3中的截面C-C截取的沿轴向观察的轴向视图，示意性地示出了根据本发明的一个方面的尖端罩的沿着周向方向的形状的周期性变化，以及
图8示意性地示出了根据另一实施方式的呈扇贝形的尖端罩在周向方向上的两个不同区段处的横截面形状的变化。
具体实施方式
在优选实施方式的以下详细描述中，参考构成本文一部分的附图，并且其中以说明而非限制的方式示出了可以实施本发明的具体的实施方式。应该理解，可以使用其它实施方式，并且可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下进行改变。
燃气涡轮发动机可以包括压缩机区段、燃烧室和涡轮区段。压缩机区段压缩周围的空气。燃烧室将压缩空气与燃料结合并点燃混合物，以产生包含热气体的燃烧产物，该热气体形成工作流体。工作流体行进至涡轮区段。周向的成排的静叶片和动叶片位于涡轮区段内，动叶片联接至转子。每对静叶片排和动叶片排在涡轮区段中形成一级。涡轮区段包括容纳静叶片、动叶片和转子的固定涡轮壳体。
现在参考图2，示出了燃气涡轮发动机64的涡轮区段的一部分，该部分包括可以结合本发明的实施方式的一排涡轮动叶片10。动叶片10在周向上彼此间隔开以在相邻的动叶片10之间限定相应的流动通道，以用于引导工作流体。动叶片10可围绕沿着涡轮发动机64的中心线11的旋转轴线旋转。每个动叶片10由大致长形的翼型件32形成，该翼型件32在涡轮发动机64中从转子盘形件沿径向方向的翼展方向延伸。翼型件32包括前缘34、后缘36、压力侧38、位于压力侧38的相反侧的吸力侧40、位于翼型件32的径向外端处的尖端24、平台48，该平台48在翼型件32的径向内端处联接至翼型件32，用于支撑翼型件32并用于将翼型件32联接至转子盘形件。动叶片10还包括被称为尖端罩的罩70，罩70联接至大致长形的翼型件32的尖端24。平台48形成径向内端壁，而罩70形成动叶片10的径向外端壁。
图3示出了根据一个实施方式的带罩的涡轮动叶片10的径向向内看的示意性俯视图。罩70包括径向外表面78和与径向外表面78大致相反的径向内表面76。翼型件32的尖端24(图3中未示出)邻接径向内表面76。曲线CA表示在翼型件32的尖端24处的中弧线，该中弧线被定义为与翼型件32的尖端24处的吸力侧40和压力侧38等距的曲线。线CH表示翼型件32的尖端弦，该尖端弦被限定为在翼型件32的尖端24处连接前缘34和后缘36的直线。
如图3所示，罩70沿着周向方向12延伸。相邻动叶片10的罩70在周向方向12上邻接以形成罩环。在一个实施方式中，刀缘密封件50可以设置在罩70上，从罩70的径向外表面78径向向外延伸。刀缘密封件50还在涡轮发动机64的周向方向上延伸，并且与涡轮发动机64的定子部件80相对地形成紧密的尖端间隙，从而减少了超尖端泄漏，其中，定子部件80围绕该周向的一排动叶片10同轴布置。在这种情况下，定子部件80可以包括蜂窝结构。
如图3所示，罩70包括相对于工作流体的大致轴向的流动限定的上游边缘72和下游边缘74，工作流体的轴向的流动如F所示。上游边缘72和下游边缘74由此在涡轮发动机中沿轴向间隔开。径向内表面76和径向外表面78在上游边缘72和下游边缘74处连接。在所示实施方式中，罩70完全覆盖翼型件32的尖端弦CH，并且此外，上游边缘72的轴向位置和下游边缘74的轴向位置沿周向方向12基本上恒定。也就是说，在该实施方式中，罩70是全覆盖的尖端罩，其上游边缘72和下游边缘74在周向方向12上基本上彼此平行地延伸。这与特别是在低压涡轮级中目前使用的扇贝形的尖端罩相反，在扇贝形的尖端罩中，上游边缘和下游边缘沿周向方向12具有显著扇贝形的轮廓，如图3中的轮廓72'和74'所示(在图1中也可见)。尖端罩形成扇贝形可能涉及从全覆盖的尖端罩去除材料，以减少由罩的重量引起的离心拉力载荷。然而，如上所述的显著扇贝形的尖端罩可能增加寄生尖端泄漏并且可能进一步使工作流体的外径流动路径的流线变形，增加了气动损失，从而降低了级效率。
本发明的实施方式提供了一种用于减小带罩的涡轮动叶片上的离心拉力载荷的创造性技术，而不必像上述扇贝形设计的情况那样显著减少尖端罩的重量。根据这些实施方式，上述技术效果是通过使罩70在周向横截面上成形为具有如由径向内表面76的轮廓和径向外表面的轮廓78限定的气动升力体的形状来实现的。气动升力体的形状可以以几种方式构造，如图4、5、6和8，每个形状的潜在的特征在于径向向内作用的气动升力L由流过罩70的工作流体的大致轴向的流动F施加在罩70上。在所示实施方式中，当动叶片10绕着轴线11旋转时，径向向内作用的气动升力抵消由罩70的重量引起的径向向外作用的离心拉力。这消除了对罩70的显著扇贝形设计的需要。例如，在一个实施方式中，本发明构思可以应用于全覆盖式尖端罩，该全覆盖式尖端罩进而会减少气动损失并提高级效率。
现在参考图4，示出了具有气动周向横截面形状的尖端罩的第一实施方式。图4中示出的视图是沿着图3中的截面A-A的示意性横截面。如可以理解的，截面A-A平行于相应翼型件的尖端弦CH并且径向地切穿罩70。在该实施方式中，气动升力体60由径向内表面76的轮廓和径向外表面78的轮廓限定。在涡轮发动机64的运行期间，工作流体在大致轴向的流动方向F上流动通过气动升力体60，在气动升力体60上施加气动力，该气动力可分解为相对于流动方向F的平行分量和垂直分量。如图4所示，气动升力体60构造成使得气动力的被称为升力L的垂直分量大体上径向向内指向发动机的中心线11。为此，气动升力体60包括翼型形状，其中吸力侧SS由径向内表面76的轮廓限定，压力侧PS由径向外表面78的轮廓限定，前缘LE限定在上游边缘72处并且后缘TE被限定在下游边缘74处。
在图4的实施方式中，径向外表面78的轮廓包括基本直的斜面，使得上游边缘72定位在比下游边缘74更径向向内的位置。此外，径向内表面76和径向外表面78相对于彼此倾斜，从而在下游边缘74处限定尖边并在上游边缘72处限定圆边。本实施方式提供了基本气动的升力体，同时在翼型件32的尖端24处保持锥形的流动路径。该形状的一个特征在于它涉及对翼型件32的尖端24的现有轮廓的最小修改或不修改。此外，在该实施方式中，刀缘密封件50可以布置成从径向外表面78径向向外延伸，以与可以包括蜂窝结构的定子部件80形成紧密间隙90。刀缘密封件50的轴向位置可被调节以提供最佳的密封位置。例如，可以基于如下考虑来确定最佳密封位置，例如，使由于罩70的改变的周向横截面形状而引起的动叶片中的机械不平衡最小化。在另一个实施方式中，罩70的周向横截面形状可以不是恒定的，而是可以沿着罩70的周向方向变化。在这种情况下，气动升力体60可以沿着截面A-A具有与例如沿着截面B-B不同的形状，截面B-B与平面A-A平行并周向地间隔开(见图3)。
参考图5，示出了具有气动周向横截面形状的尖端罩的第二实施方式。图5中所示的横截面沿着图3中的截面A-A。在这种情况下，径向内表面76的轮廓和径向外表面78的轮廓限定了具有拱形形状的气动升力体62。在这个示例中，径向内表面76的轮廓是大体凸形的，并且径向外表面78的轮廓是大体凹形的。该实施方式可要求翼型件32的尖端24的轮廓与罩70的径向内表面76的凸形轮廓匹配。应该注意的是，图5中的视图是示意性的，其中为了说明的目的而夸大了弧度。气动升力体62因此包括翼型形状，其中吸力侧SS由径向内表面76的轮廓限定，压力侧PS由径向外表面78的轮廓限定，前缘LE为限定在上游边缘72处并且后缘TE限定在下游边缘74处。气动升力体62的形状确保流过罩70的工作流体的轴向流动F施加指向发动机的中心线11的径向向内的气动升力L。
通常，如图4和图5的示例中所示，为了实现径向向内的升力L，在周向横截面中，径向内表面76的轮廓可以比径向内表面76的轮廓更凸。此外，罩70的限定在径向内表面76与径向外表面78之间的径向厚度t可以优选地朝向上游边缘72较大并且朝向下游边缘74较小，以限定圆的前缘和锋利的后缘。
在图5的实施方式中，罩70的下游边缘74定位在比罩70的上游边缘72更径向向外的位置，使得下游边缘74形成尖端间隙密封件，该尖端间隙密封件与定子部件82形成紧密间隙90。该实施方式可以省去刀缘密封件，并且因此可以避免定子对蜂窝结构的需要，由此降低了设计的成本和复杂性。在这种情况下，定子部件82可以包括例如具有陶瓷摩擦区域的光滑壁，或者可替换地，具有蜂窝结构，该蜂窝结构经由尖端间隙90与罩70的下游边缘74交界。
在另一个实施方式中，罩的横截面形状可以沿周向方向变化。特别地，如图6中示意性地示出的，可以沿着周向方向提供气动升力体的拱形(即，吸力侧和压力侧之间的不对称性)的变化。图6示出了分别沿着图3的截面A-A和B-B的、在两个不同的周向位置处的气动升力体62A、62B的形状。截面B-B沿着翼型件的尖端弦CH径向地切穿罩70。截面A-A平行于平面B-B，并与平面B-B在周向上间隔开。为了清楚起见，翼型件32未在图6中示出。在该实施方式中，罩70是全覆盖的尖端罩，使得上游边缘72和下游边缘74沿周向保持恒定的轴向位置。此外，由于罩70的下游边缘74被用作尖端间隙密封件，所以下游边缘的径向高度在周向方向上保持恒定，以有效地封闭尖端间隙。拱形的变化可以通过改变上游边缘72沿着周向方向的径向高度来实现。
在一个实施方式中，气动升力体62在周向横截面中的形状在相邻的翼型件32之间在周向方向上以周期性模式变化。该周期性变化在图7中示出的沿着图3中的截面C-C截取的轴向视图中示意性地示出。如所示出的，罩70的下游边缘74具有固定的径向高度，而上游边缘72的径向高度在周向相邻的翼型件32之间以周期性模式变化，图7只示出了翼型件32的前缘34。特别地，上游边缘72在周向方向12上的轮廓包括在相邻的翼型件32之间呈周期性模式的径向向内的峰R1和径向向外的谷R2。峰R1与翼型件32的尖端24径向对齐，而谷R2占据周向相邻的翼型件32之间的中间位置。使罩70的气动成形在周向方向上延伸允许由罩70限定的外径流动路径形成端壁轮廓。形成端壁轮廓允许改进对相邻的翼型件32之间的流动横截面的控制，使得改善气动性能。虚线96表示在没有形成本实施方式的端壁轮廓的情况下翼型件的尖端24的径向位置。
在一个实施方式中，与完全覆盖的尖端罩相比，罩可沿着周向方向在上游边缘和/或下游边缘处呈扇贝形。这在图3中示出，其中，扇贝形的上游边缘被表示为72A，扇贝形的下游边缘被表示为74A。在扇贝形的上游边缘72A的情况下，上游边缘72A的轴向位置在周向方向12上变化。同样地，对于扇贝形的下游边缘74A，下游边缘74A的轴向位置在周向方向12上变化。扇贝形的上游边缘和/或下游边缘可以为了减轻重量而形成，以进一步限制离心拉力载荷。然而，要注意的是，即使在扇贝形设计的情况下，由于通过由罩70的周向横截面形状提供的径向向内的气动升力来补偿离心拉力载荷，所以可以显著减小扇贝形的程度。
在另一个实施方式中，如图8示意性所示出的，拱形的周向变化可以延伸至扇贝形罩。在所示的实施方式中，罩70仅在上游边缘72A处呈扇贝形。图8示出了在分别沿着图3中的平行截面A-A和B-B的两个不同周向位置处的气动升力体62A、62B的形状，截面B-B沿着翼型件的尖端弦CH径向地切穿罩70。为了清楚起见，翼型件32未在图8中示出。如图所示，扇贝形的上游边缘72A的轴向位置在平面B-B和平面A-A之间变化。参考图3和图8，扇贝形的上游边缘72A的轴向位置可以在周向相邻的翼型件32之间以周期性模式变化。未呈扇贝形的下游边缘74的轴向位置保持基本恒定。另外，可以通过沿周向方向改变扇贝形的上游边缘72A的径向高度来实现端壁轮廓。下游边缘74的径向高度保持不变以保持有效的尖端间隙密封。
在其他实施方式中，代替或除了上游边缘72A是扇贝形的，下游边缘74A可以是扇贝形的。这将需要额外的拱形变化来保持下游边缘的固定半径。如图3所示，扇贝形的下游边缘74A将不再处于恒定的轴向位置，而是其轴向位置在相邻的翼型件32之间以周期性模式变化。
翼型件32的尖端24可以成型为与罩70的径向内表面76的轮廓匹配。在一个实施方式中，本发明的罩70可以例如使用陶瓷铸芯与翼型件32一体铸造。
尽管已经详细描述了具体的实施方式，但是本领域普通技术人员将认识到，根据本公开的总体教导可以对这些细节进行各种改型和替代。因此，所公开的具体布置仅意在说明而不是限制本发明的范围，本发明的范围将由所附权利要求以及所附权利要求的任何和所有等同物的全部范围给出。

Claims (20)

1.一种用于涡轮发动机(64)的动叶片(10)，包括：
大致长形的翼型件(32)，所述翼型件(32)沿着径向方向的翼展方向延伸，以及
罩(70)，所述罩(70)联接至所述翼型件(32)的位于所述翼型件(32)的径向外端处的尖端(24)并且大致沿着周向方向(12)延伸，所述罩(70)包括：
上游边缘(72)和下游边缘(74)，所述上游边缘(72)和所述下游边缘(74)在轴向方向(11)上彼此间隔开，
径向内表面(76)和径向外表面(78)，所述径向内表面(76)邻接所述翼型件(32)的所述尖端(24)，所述径向外表面(78)与所述径向内表面(76)大致相反，所述径向内表面(76)和所述径向外表面(78)在所述上游边缘(72)和所述下游边缘(74)处连接，
其中，在周向横截面中，所述罩(70)具有由所述径向内表面(76)的轮廓和所述径向外表面(78)的轮廓限定的气动升力体(60，62)的形状，所述气动升力体(60，62)的所述形状构造成使得径向向内作用的升力(L)通过流过所述罩(70)的大致轴向的流体流动(F)施加在所述罩(70)上。
2.根据权利要求1所述的动叶片(10)，其中，所述气动升力体(60，62)的形状包括翼型形状，所述翼型形状包括由所述径向内表面(76)的轮廓限定的吸力侧(SS)、由所述径向外表面(78)的轮廓限定的压力侧(PS)、在所述上游边缘(72)处限定的前缘(LE)和在所述下游边缘(74)处限定的后缘(TE)。
3.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片(10)，其中，在周向横截面中，所述径向内表面(76)的轮廓比所述径向外表面(78)的轮廓更凸出。
4.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片，其中，所述罩(70)的限定在所述径向内表面(76)和所述径向外表面(78)之间的径向厚度(t)朝向所述上游边缘(72)较大并且朝向所述下游边缘(74)较小。
5.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片，其中，所述气动升力体(60)成形为使得：
所述径向外表面(78)的所述轮廓包括基本直的斜面，所述上游边缘(72)定位在比所述下游边缘(74)更径向向内的位置，以及
所述径向内表面(76)和所述径向外表面(78)相对于彼此倾斜，从而在所述下游边缘(74)处限定尖边并在所述上游边缘(72)处限定圆边。
6.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片(10)，其中，刀缘密封件(50)定位在所述罩(70)的所述径向外表面(78)上，所述刀缘密封件(50)从所述罩(70)的所述径向外表面(78)径向向外延伸以与包括蜂窝结构的定子部件(80)形成紧密间隙(90)。
7.根据权利要求1至4中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述气动升力体(62)是拱形的，使得：
所述径向内表面(76)的所述轮廓是大体凸形的，并且所述径向外表面(78)的所述轮廓是大体凹形的，其中，所述罩(70)的所述下游边缘(74)定位在比所述罩(70)的所述上游边缘(72)更径向向外的位置，以及
其中，所述罩(70)的所述下游边缘(74)形成尖端间隙密封件，所述尖端间隙密封件与定子部件(82)形成紧密间隙(90)。
8.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述气动升力体(60，62)在周向横截面中的所述形状沿所述周向方向(12)变化。
9.根据权利要求7和8中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述罩(70)的所述下游边缘(74)的径向高度沿所述周向方向(12)基本恒定。
10.根据权利要求7至9中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述罩(70)的所述上游边缘(72)的径向高度沿所述周向方向(12)变化。
11.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片，其中，所述罩(70)完全覆盖所述翼型件(32)的所述尖端(24)，并且其中，所述下游边缘(74)的轴向位置和所述上游边缘(72)的轴向位置都沿所述周向方向(12)基本恒定。
12.根据权利要求1至10中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述罩(70)的所述上游边缘(72，72A)和/或所述下游边缘(74，74A)沿所述周向方向呈扇贝形，以及
其中，所述上游边缘(72,72A)的轴向位置和/或所述下游边缘(74,74A)的轴向位置分别在所述周向方向(12)上变化。
13.根据前述权利要求中任一项所述的动叶片(10)，其中，所述翼型件(32)的所述尖端(24)的轮廓与所述罩(70)的所述径向内表面(76)的轮廓匹配。
14.一种涡轮级，包括：
周向的一排动叶片(10)，所述周向的一排动叶片(10)间隔开以在所述周向的一排动叶片(10)之间限定用于引导工作流体的相应的流动通道，
定子部件(80，82)，所述定子部件(80，82)围绕所述周向的一排动叶片(10)同轴地布置，
其中，每个动叶片(10)包括从平台(48)沿径向向外的翼展方向延伸的大致长形的翼型件(32)，以及
罩(70)，所述罩(70)联接至所述翼型件(32)的位于所述翼型件(32)的径向外端处的尖端(24)并且大致沿着轴向方向(12)延伸，每个动叶片(10)的所述罩(70)包括：
上游边缘(72)和下游边缘(74)，所述上游边缘(72)和所述下游边缘(74)在轴向方向(11)上彼此间隔开，
径向内表面(76)和径向外表面(78)，所述径向内表面(76)邻接所述翼型件(32)的所述尖端(24)，所述径向外表面(78)与所述径向内表面(76)大致相反，所述径向内表面(76)和所述径向外表面(78)在所述上游边缘(72)和所述下游边缘(74)处连接，
其中，在周向横截面中，每个动叶片(10)的所述罩(70)具有由所述径向内表面(76)的轮廓和所述径向内表面(76)的轮廓限定的气动升力体(60，62)的形状，所述气动升力体(60，62)的所述形状构造成使得径向向内作用的升力(L)由所述工作流体流过所述罩(70)的大致轴向的流动(F)施加在所述罩(70)上，
其中，相邻的动叶片(10)的所述罩(70)沿周向彼此邻接以限定罩环，其中，所述气动升力体(60，62)在周向横截面中的形状在相邻的翼型件(32)之间在所述周向方向(12)上以周期性模式变化。
15.根据权利要求14所述的涡轮级，其中，在周向横截面中，所述气动升力体(62)是拱形的，使得：
所述径向内表面(76)的所述轮廓是大体凸形的，并且所述径向外表面(78)的所述轮廓是大体凹形的，其中，所述罩(70)的所述下游边缘(74)定位在比所述罩(70)的所述上游边缘(72)更径向向外的位置，以及
其中，所述罩(70)的所述下游边缘(74)形成尖端间隙密封件，所述尖端间隙密封件与所述定子部件(82)形成紧密间隙(90)。
16.根据权利要求15所述的涡轮级，其中，所述下游边缘(74)在相邻的翼型件(32)之间在所述周向方向(12)上具有恒定的径向高度。
17.根据权利要求15和16中任一项所述的涡轮级，其中，所述上游边缘(72)的径向高度在相邻的翼型件(32)之间在所述周向方向(12)上以周期性模式变化。
18.根据权利要求17所述的涡轮级，其中，所述上游边缘(72)在所述周向方向(12)上的轮廓包括在相邻的翼型件(32)之间呈周期性模式的径向向内的峰(R1)和径向向外的谷(R2)，所述峰(R1)与所述翼型件(32)的所述尖端(24)径向对齐。
19.根据权利要求15至18中任一项所述的涡轮级，其中，所述定子部件(82)包括光滑的壁，以及
其中，所述下游边缘(74)与所述光滑的壁形成紧密间隙(90)。
20.根据权利要求15至18中任一项所述的涡轮级，其中，所述定子部件(82)包括蜂窝结构，
并且其中，所述下游边缘(74)与所述蜂窝结构形成紧密的尖端间隙。
CN201580081861.XA 2015-07-24 2015-07-24 具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片 Pending CN107849926A (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2015/041928 WO2017018981A1 (en) 2015-07-24 2015-07-24 Turbine blade with contoured tip shroud

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN107849926A true CN107849926A (zh) 2018-03-27

Family

ID=53783386

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580081861.XA Pending CN107849926A (zh) 2015-07-24 2015-07-24 具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20180179901A1 (zh)
EP (1) EP3325775A1 (zh)
CN (1) CN107849926A (zh)
WO (1) WO2017018981A1 (zh)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10982554B2 (en) * 2016-10-28 2021-04-20 General Electric Company Tip shroud for a turbine engine
EP3759318A1 (en) * 2018-03-30 2021-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Endwall contouring for a conical endwall
DE102018215728A1 (de) 2018-09-17 2020-03-19 MTU Aero Engines AG Gasturbinen-Laufschaufel
DE102019202387A1 (de) 2019-02-21 2020-08-27 MTU Aero Engines AG Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe mit einzelnem Dichtelement
DE102019202388A1 (de) 2019-02-21 2020-08-27 MTU Aero Engines AG Deckbandlose Schaufel für eine schnelllaufende Turbinenstufe

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1507064A2 (en) * 2003-08-13 2005-02-16 General Electric Company Shaped tip shroud fillet for a turbine bucket
EP1559870A2 (en) * 2004-01-31 2005-08-03 United Technologies Corporation Rotor blade for a turbo machine
US20120224974A1 (en) * 2010-01-20 2012-09-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine rotor blade and turbo machine
EP2551459A2 (en) * 2011-07-28 2013-01-30 General Electric Company Cap for ceramic blade tip shroud

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0218060D0 (en) * 2002-08-03 2002-09-11 Alstom Switzerland Ltd Sealing arrangements
EP1591626A1 (de) * 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine
US9109455B2 (en) * 2012-01-20 2015-08-18 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud
US9291061B2 (en) * 2012-04-13 2016-03-22 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1507064A2 (en) * 2003-08-13 2005-02-16 General Electric Company Shaped tip shroud fillet for a turbine bucket
EP1559870A2 (en) * 2004-01-31 2005-08-03 United Technologies Corporation Rotor blade for a turbo machine
US20120224974A1 (en) * 2010-01-20 2012-09-06 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine rotor blade and turbo machine
EP2551459A2 (en) * 2011-07-28 2013-01-30 General Electric Company Cap for ceramic blade tip shroud

Also Published As

Publication number Publication date
WO2017018981A1 (en) 2017-02-02
US20180179901A1 (en) 2018-06-28
EP3325775A1 (en) 2018-05-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107849926A (zh) 具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片
US9670936B2 (en) Turbomachine stator internal shell with abradable material
CA2682489C (en) Wall of turbo machine and turbo machine
CN103946487B (zh) 径流式涡轮机
EP2241721B1 (en) Airfoil assembly, corresponding gas turbine engine assembly and method of influencing flow in a gas turbine engine
CN101131098B (zh) 相反尖端挡板翼片
JP2010156335A (ja) 改良型タービン翼プラットフォームの輪郭に関する方法および装置
CN108868897B (zh) 涡轮发动机翼型件的***件
JP6450529B2 (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
JP2007270837A (ja) 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械
JP6557478B2 (ja) タービンバケット及びタービンバケットの先端シュラウドをバランスさせるための方法
CN102639817A (zh) 涡轮动叶片及涡轮机
US20110097205A1 (en) Turbine airfoil-sidewall integration
CA3079084C (en) Compressor aerofoil
US20100111683A1 (en) Fluid flow machine
CN103883361B (zh) 涡轮叶片
US11085308B2 (en) Compressor aerofoil
CN104727856A (zh) 涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法
US20140154081A1 (en) Tear-drop shaped part-span shroud
EP2578815A2 (en) Exhaust gas diffuser
CN110662885B (zh) 轴流旋转机械
JP2011094614A (ja) ターボ機械効率等化システム
JP2019143629A (ja) 正圧側境界層膜に流体を送達するための出口孔を有するタービンロータブレード
CA3065122C (en) Compressor aerofoil
US11808168B2 (en) Turbine bucket with dual part span shrouds and aerodynamic features

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20180327

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication