轴流涡轮机及涡轮叶片制造技术

涡轮叶片用于改善叶根流场和叶尖流场，在横轴为喉宽比纵轴为相对叶高的坐标系中，其喉宽比分布曲线呈C型，从叶中到叶尖的部分具有第一喉宽变化率s1，喉宽变化率为喉宽的变化量/相对叶高的变化量，数值上为导数的倒数，从叶中到叶根的部分具有第二喉宽变化率s2，以叶中的喉宽比为基准，存在变化趋势：从叶根到叶中喉宽逐渐减小，叶中到叶尖喉宽逐渐增大，且叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言变化的幅度更大，即|s1|>|s2|；或者从叶根到叶尖喉宽逐渐增大，但叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言增加的幅度更大，即s1>s2。一种轴流涡轮机包括前述涡轮叶片。轮机包括前述涡轮叶片。轮机包括前述涡轮叶片。

【技术实现步骤摘要】
轴流涡轮机及涡轮叶片


[0001]本技术涉及燃气轮机的轴流涡轮机及涡轮叶片。

技术介绍

[0002]燃气轮机广泛应用在能源电力、航空航天等国民经济领域和国防军事领域。当前能源利用存在效率低、污染重的问题，因此，燃气轮机气动设计方法和涡轮气动性能对节约能源有着重要意义。现代涡轮朝着高参数、高性能、高可靠性方向发展，对涡轮叶栅气动设计方法提出了更高的要求。采用先进流型和先进叶栅设计方法是提高涡轮效率、改善其气动性能的一个非常重要的手段。
[0003]公布号为CN103541774A、专利技术名称为“涡轮叶片设计方法”的专利技术专利申请公开一种涡轮叶片设计方法，使设计出来的叶片符合叶片的气动参数如进汽角、出汽角、安装角、喉节比、重叠度、最佳相对栅距范围等的要求。该涡轮叶片设计方法的叶型采用参数化造型方法，根据气动参数自动生成的叶型，通过四种调整方式，使叶型的特征参数在设计范围内可任意组合，达到各截面叶型的几何参数与气动参数完全匹配，避免冲角损失，提高叶片级效率。
[0004]在轴流涡轮中，转子叶根处转速较低，通流能力差，从而涡轮级气动性能较差。为了改善根部流动状况从而提高涡轮级做功能力，在涡轮气动设计中常希望涡轮级根部通过更多的流量。许多研究学者通过控制流量沿径向的重新分配，让更多的流量通过涡轮级下半部分，与此同时，由于设计过程中，整体流量不发生改变，顶部通过的流量必然减小。此时，顶部流动状态可能存在恶化。

技术实现思路

[0005]本技术提供一种涡轮叶片，其可以改善叶根流场和叶尖流场。
>[0006]本技术的另一目的在于提供一种轴流涡轮机，其包括前述涡轮叶片。
[0007]根据本技术的涡轮叶片，在横轴为喉宽比纵轴为相对叶高的坐标系中，喉宽比分布曲线呈C型，从叶中到叶尖的部分具有第一喉宽变化率s1，喉宽变化率为喉宽的变化量/相对叶高的变化量，数值上为导数的倒数，从叶中到叶根的部分具有第二喉宽变化率s2，以叶中的喉宽比为基准，存在变化趋势：从叶根到叶中喉宽逐渐减小，叶中到叶尖喉宽逐渐增大，且叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言变化的幅度更大，即|s1|>|s2|；或者从叶根到叶尖喉宽逐渐增大，但叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言增加的幅度更大，即s1>s2。
[0008]在一个或多个实施方式中，在相对叶高为0.05，0.15，0.25，0.35，0.45， 0.55，0.65，0.75，0.85，0.95的位置，喉宽比为以下数组之一的
±
10％范围进行选取：
[0009]0.0992，0.0976，0.0965，0.0957，0.0958，0.0971，0.0992，0.1022， 0.1061，0.1105；
[0010]0.0970，0.0959，0.0951，0.0949，0.0957，0.0973，0.1000，0.1036， 0.1079，
0.1126；
[0011]0.0935，0.0932，0.0933，0.0939，0.0953，0.0976，0.1010，0.1054， 0.1105，0.1162；
[0012]0.0920，0.0921，0.0923，0.0932，0.0948，0.0975，0.1014，0.1063， 0.1120，0.1183。
[0013]在一个或多个实施方式中，在相对叶高为0.05的位置，喉宽比的选择范围为0.0920到0.0992；在相对叶高为0.55的位置，喉宽比的选择范围为0.0971 到0.0976；在相对叶高为0.95的位置，喉宽比的选择范围为0.1105到0.1183。
[0014]根据本技术的轴流涡轮机，包括转子，所述转子的动叶为任一项所述的涡轮叶片。
[0015]根据本技术的轴流涡轮机，包括静子，所述静子的静叶为任一项所述的涡轮叶片。
[0016]喉宽C型分布的设计，同时增大叶根和叶尖的喉部面积，减小叶中的喉部面积以保证总流量不变，显著改善下游叶片排叶根和叶尖流场，且叶中损失并不会增大。
附图说明
[0017]本技术的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：
[0018]图1是涡轮叶片的翼型的示意图。
[0019]图2是喉宽比分布曲线的多个示例。
[0020]图3是出口密流径向分布的曲线。
[0021]图4是转折角径向分布的曲线。
[0022]图5是能量损失径向分布的曲线。
具体实施方式
[0023]下面结合具体实施例和附图对本技术作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本技术，但是本技术显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本技术内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本技术的保护范围。
[0024]需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本技术实际要求的保护范围构成限制。
[0025]如图1所示，涡轮叶片的翼型或叶型包括前缘1、吸力侧型线2、压力侧型线3、尾缘4。前缘1是翼型在前侧最凸出的点，尾缘4是翼型在后侧最凸出的点或者吸力侧型线2、压力侧型线3在后侧的交点。喉宽5为涡轮机中一排叶片的相邻叶片中一个叶片的尾缘到另一个叶片的吸力面的最短距离。喉宽沿叶高的径向分布决定了流量的径向分配。叶高或者径向高度是叶片的叶根到叶尖的距离。后述实施方式即将揭示一种喉宽沿叶高呈C型分布的涡轮叶片。
[0026]图2给出了五种叶型的喉宽比沿径向或者叶高的分布，表1给出了不同叶高喉宽比的具体数据，其中叶型1到叶型4的喉宽比大致呈C型，叶型5作为对比例给出，其喉宽比曲线
呈直线型。喉宽比定义为选定位置处局部喉部面积与该叶片总喉部面积的比值，在图2和表1中，局部喉部是选定位置处相对叶高
±
0.05范围的喉部，但不以此为限。
[0027]表1
[0028][0029]对于叶型1到叶型4，以叶中的喉宽比为基准，叶尖的喉宽比相对于叶根的喉宽比而言显增加的幅度更大。叶型1到叶型4中的每一个的喉宽比分布曲线都是光滑曲线，从叶中到叶尖或叶根的喉宽比均为渐变，以叶中的喉宽比为基准，叶尖的喉宽比相对于叶根的喉宽比而言增加的幅度更大。
[0030]喉宽沿叶高的变化趋势存在两种方式：一、从叶根到叶中喉宽逐渐减小，叶中到叶尖喉宽逐渐增大，且叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言变化的幅度更大，即|s1|>|s2|，例如叶型1和叶型2；二、从叶根到叶尖喉宽逐渐增大，但叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言增加的幅度更大，即s1>s2，例如叶型3和叶型4。具有前述喉宽分布的涡轮可以提升效率。
[0031]图3为叶型2和叶型5的出口密流径向分布，与叶型5(本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.涡轮叶片，其特征在于，在横轴为喉宽比纵轴为相对叶高的坐标系中，喉宽比分布曲线呈C型，从叶中到叶尖的部分具有第一喉宽变化率s1，喉宽变化率为喉宽的变化量/相对叶高的变化量，数值上为导数的倒数，从叶中到叶根的部分具有第二喉宽变化率s2，以叶中的喉宽比为基准，存在变化趋势：从叶根到叶中喉宽逐渐减小，叶中到叶尖喉宽逐渐增大，且叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言变化的幅度更大，即|s1|>|s2|；或者从叶根到叶尖喉宽逐渐增大，但叶中到叶尖相比于叶根到叶中喉宽比而言增加的幅度更大，即s1>s2。2.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，在相对叶高为0.05，0.15，0.25，0.35，0.45，0.55，0.65，0.75，0.85，0.95的位置，喉宽比为以下数组之一的
±
10％范围进行选取：0.0992，0.0976，0.0965，0.0957，0.0958，0.0971，0.0992，0.1022，0.1061，0.11...

【专利技术属性】
技术研发人员：孟凡妍，侯伟涛，申晓慧，付少林，
申请(专利权)人：中国航发商用航空发动机有限责任公司，
类型：新型
国别省市：