[发明专利]径向流动涡轮及其制造方法

说明书

本发明涉及一种径向流动涡轮及其制造方法。

二次大战后，径向流动式涡轮由于其高效率、成本低及制造容易从而得到愈益广泛的应用，例如用于航空飞行器的辅助动力装置的燃气轮机、汽车涡轮增压用的膨胀涡轮(透平式膨胀机)以及低温空气分离装置和气体液化器中的膨胀涡轮。在低温装置中的膨胀涡轮通常是连续工作且处理大流量流体的。输给低温装置的能量消耗是成本中的主要部份，因此对于低温装置的膨胀涡轮，其效率略有提高就会在经济上产生很大的效益。

在径向涡轮中的主要损失可分为：喷管通道损失；转子冲角损失；转子通道损失；转子排气损失；轮盘摩擦损失。径向涡轮各部份的损失可以通过在三个主要部件间(进口导向喷管、叶轮及出口扩散器)的涡轮气体通道内布置壁面静压孔来测量其静压而测定。现场试验数据的分析业已表明：喷管损失是涡轮各项损失中的一个重要部份。因此，组成径向流动式涡轮喷管的导叶的气动力结构在改善涡轮效率方面具有很大的潜力。

Kirschner、Robertson及Carter在1971年7月美国国家航空和宇宙航行局(NASA)的Lewis研究中心研究报告CR-7288中提出了一种径向喷管导叶的界定方法，报告的名称为“应用于布雷顿旋转装置中的先进涡轮的设计”(The Design of an Advanced Turbine forBrayton Rotating Unit Application)。在该报告中，导叶的中弧线是根据指定了该导叶上的载荷分布而形成的，再把6％厚的NACA-63翼型的厚度分布叠加于该中弧线上，该导叶几何面上的速度就可算出来，依此该导叶在几何尺寸上再稍作调整，直至得到可以接受的速度分布为止。

1983年2月28日美国“北方研究及工程公司”给能源部递交的标号为DOE/ET/15426/T25的报告中叙述了设计径向喷管导叶的另一种方法，该报告的名称为“改进的高效小型蒸汽涡轮的研制”。按该设计过程的要求，压力及温度、对着径向喷管的流动角度这些进口流动条件以及出口流动角及速度这些下游流动条件是经选择的。气动力的理想表面速度分布也是经选择的，依此用名叫BLADE的计算机程序来计算能产生预定速度分布的，在轴座标下的导叶几何尺寸，再用数学方法把轴座标转换成径向座标(极座标)。

本发明提供了另一种设计并制造具有创新特点的径向喷管导叶及径向喷管的方法，本发明还提供了一种具有新颖的径向喷管组件并具有比以往的径向流动涡轮的效率要高的径向流动涡轮。

本发明是针对一种装有绕轴旋转的叶轮的径向流动式涡轮的，该叶轮是被径向喷管组件所环绕，而该喷管组件包括了一族导叶，这些导叶的尾缘是以均匀的间距安排在同一圆周上，并且在相邻导叶间形成了一个最小宽度或称喉道。每个导叶在其喉道下游大约一个喉道宽度处有一吸力表面，该吸力表面相对于上述圆的半径的角度α比β角要小2至7度，β角的定义是cosβ＝喉道宽度/上述间距。从喉道的下游到尾缘处，吸力表面的角度(不超过1.5度)要比角β大。

该导叶吸力表面亦可由具有以下特征的光滑曲线来说明：该光滑曲线的曲率半径从喉道到尾缘处减至原曲率半径的约1/4到1/12，更为理想的是该曲率半径从喉道到尾缘的20％距离的下游处减至原曲率半径的约1/1.5至1/4，而在喉道到尾缘的其余的80％距离再继续减少至20％距离处的曲率半径的1/K，这里1＜K＜1.5。

根据本发明还提供一种加工制造径向涡轮的方法，该径向涡轮包括了一绕轴旋转的转子及围绕该转子的一个径向喷管，该喷管具有一族导叶，每一导叶有一尾缘及一吸力表面，所述的方法包括有：

(a)把上述各导叶安排成其尾缘落在同一圆上，且各尾缘间具有相同的圆周间距，并且相邻两导叶之间的最小宽度构成了一个喉道；以及

(b)把每个导叶的吸力表面做成在喉道开始的下游约一个喉道宽度的距离内，其吸力表面相对于上述圆半径的角度要比β角小约2°到7°，其中cosβ＝喉道宽度/尾缘圆周间距，而在其后到尾缘的距离之内的吸力表面角度比β角大，但约大1.5°以内的范围。

根据本发明还提供另外一种加工制造径向涡轮的方法，该径向涡轮包括了一绕轴旋转的转子及围绕该转子的一个径向喷管，该喷管具有一族导叶，每一导叶有一尾缘及一吸力表面，所述的方法包括有：

(a)把上述各导叶的尾缘安排成落在同一圆上，各尾缘间具有相同的圆周间距，且相邻两导叶间的最小宽度构成一喉道；以及