CN102042040B - 涡轮翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮翼型件，具体而言，提供了一种翼型件(10)，并且该翼型件(10)包括压力面(12)和吸力面(11)。在该翼型件(10)的翼展方向局部部分处的压力和吸力面(12，11)的径向对应的表面特性被形成，来合作地将翼型件(10)的脊线CR和厚度分布曲线TR的其中至少一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。符号改变的数目沿着从翼展方向局部部分测得的翼型件(10)的径向尺寸而减少。

Description

涡轮翼型件
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮翼型件设计。
背景技术
传统的涡轮叶片设计使用弓形脊线(camberline)，该弓形脊线的曲率半径从前缘到后缘不断变化，但总是具有一种符号(sign)，以使得该弓形脊线为纯凹的。进一步地，对传统的涡轮叶片来说，沿着脊线的厚度分布也是弓形的，带有从前缘到后缘不断变化但总是为一种符号的曲率半径，以使得该厚度分布也为纯凹的。当气流在由柱面极坐标系框架中的脊线限定的平面中为二维的时，此类构造通过涡轮机导致能量提取和相对有效率的流。
经常观察到流实质上是三维的并且在平面外，并且在这些情况下涡轮叶片的纯凹形可比二维的情况效率更低。因此，对于流为三维处的提高的涡轮叶片效率的期望已将传统的翼型件形状推向薄的后缘、针对尾部负载且沿翼展方向倾斜与弯曲的定制的脊线，以强加径向压力梯度，从而调整通过通道的流的分布。
然而，机械约束常常限制了后缘厚度，并且在旋转期间，叶片的旋转需要使用径向叶片元件来避免高的弯曲负载，该径向叶片元件预防侵犯性的弯曲和倾斜。考虑到这些结果，已描述了端壁轮廓来调整在叶片根部端壁附近的辅助流形成，该端壁轮廓带有叶片通道内的凸出和弧口(gouge)并且往上游和下游延伸。不幸的是，端壁轮廓可导致制造和实施挑战，例如铸造弧口或对用于转子叶片的起伏的平台下摩擦减震器的需要。
发明内容
根据本发明的一方面，提供了一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，并且该翼型件包括压力面和吸力面，在该翼型件的翼展方向局部部分处形成压力面和吸力面的径向对应的表面特性，来合作地将该翼型件的脊线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，符号改变的数目沿着从翼展方向局部部分测得的翼型件的径向尺寸而减少。
根据本发明的另一方面，提供了一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，并且该翼型件包括压力面和吸力面，在该翼型件的翼展方向局部部分处形成压力和吸力面的径向对应的表面特性，来合作地将该翼型件的厚度分布曲线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，符号改变的数目沿着从翼展方向局部部分测得的翼型件的径向尺寸而减少。
根据本发明的又另一方面，提供了一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，并且该翼型件包括具有压力面特性的压力面和具有吸力面特性的吸力面，在该翼型件的翼展方向局部部分处形成压力面特性和吸力面特性，来合作地将该翼型件的脊线和该翼型件的厚度分布曲线的其中至少一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，符号改变的数目沿着从翼展方向局部部分测得的翼型件的径向尺寸减少至零。
从与图结合的下文的描述，这些和其它优点以及特征将变得更显而易见的。
附图说明
在本说明书所附的权利要求中，视为本发明的主题被特别地指出并且清楚地要求权利。从结合附图的下文的详细描述，本发明的前述和其它的特征以及优势是显而易见的，其中：
图1是翼型件的径向视图；
图2是图1的翼型件的厚度变化图的曲线图；
图3是翼型件的示意性三维径向视图；
图4是图3的翼型件的周围视图；
图5至8是增加的径向位置处的图5的翼型件的径向视图；并且
图9是翼型件的示意性三维径向视图。
经由参考图的示例，该详细描述连同优点和特性而非限制地解释了本发明的实施例。
部件清单：
10翼型件
11吸力面
12压力面
CR脊线
TR厚度分布曲线
20第一形貌
21鼻端部分
22尾部部分
23，24，25凹的区域
30第二形貌
40第三形貌
50第四形貌
100第二翼型件
200，300，400，500另外的形貌
CL弦长
具体实施方式
参考图1和2，提供了一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件10，并且该翼型件10包括吸力面11和压力面12。在翼型件10的翼展方向局部部分处，吸力面11和压力面12各自具有径向对应的表面特性，该表面特性合作地将相对于翼型件10的轴向弦(axialchord)的脊线CR和/或厚度分布曲线TR的其中至少一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。符号改变的数目沿着从翼展方向局部部分测得的翼型件10的径向尺寸而减少。在某些情况下，符号改变的数目减少至零。
对于仅在根部处具有端壁的翼型件10，脊线CR和/或厚度分布TR的凸起和凹入通常将位于靠近该翼型件10的根部的翼展的大约10％之内。对于那些在它们的末梢处具有端壁的翼型件，凸起和凹入通常将位于靠近该翼型件10的末梢的翼展的大约10％之内。对于那些在它们的根部和末梢处均具有端壁的翼型件，凸起和凹入可在各端壁的10％翼展之内实现。在某些情况下(例如参见图9)，脊线CR和/或厚度分布TR的凸起和凹入可延伸超出上文描述的范围。
参考图3，具有既为凸又为凹的脊线CR和/或厚度分布TR的翼型件10可包括在增加的径向位置处的变化的表面特性。在一个实施例中，翼型件10沿着翼型件10的径向尺寸分别具有至少第一、第二、第三和第四形貌(topography)20、30、40和50。如图4至8中所示，这些形貌分别对应于线5-5(形貌20，图5中所示)、6-6(形貌30，图6中所示)、7-7(形貌40，图7中所示)和8-8(形貌50，图8中所示)，该多条线各自切过图4的翼型件10的弦和翼展的周边视图。
在一个示范性实施例中，如图5中所示，在对应于形貌20的翼型件10的翼展方向局部部分处，吸力面11和压力面12的表面特性形成了分别接近翼型件10的前缘和后缘的相对不规则的鼻端部分21和相对不规则的尾部部分22。也就是，对应于形貌20的在翼型件10的翼展方向局部部分处的鼻端部分21特征在于在其喉部处的相对的凹进区域23和24，而尾部部分22的特征在于单个凹进区域25。
如图6至8中顺序所示，对应于翼型件10的形貌30、40和50的翼型件10的翼展方向部分具有特征，随着沿着该翼型件10的径向尺寸前进，这些特征变得较为不显著。例如，鼻端部分21和尾部部分22的对应形状变得更加光滑。也就是，在翼型件10的径向位置处，鼻端部分21可为相对球形，并且沿着翼型件10的径向尺寸变得较为不像球形。类似地，尾部部分22沿涡轮机级旋转的方向在翼型件10的径向位置处可为弯曲的，带有减少和/或最后在沿着翼型件10径向尺寸的方向上反向的曲线。最后，如图8中所示，符号改变的数目可沿着从对应于形貌20的翼展方向局部部分测得的翼型件10的径向尺寸减少至零。这样，对应于形貌50的翼型件10的翼展方向部分类似于相对普通的翼型件形状。
尽管图4至8一起图示了脊线CR和/或厚度分布曲线TR的其中至少一个的符号改变的数目减少至零，应理解的是这仅反映了示范性实施例并且可采用其它构成。例如，在一些情况下，符号改变的数目可仅减少至1个或更多。在其它情况下，翼型件的特定的弦位置处的某些形貌特性可沿着翼型件的径向尺寸而变得较为不显著，而不引起在该特定的弦位置处的翼型件的脊线CR和/或厚度分布TR改变符号。
如图9中所示，根据另一实施例的一种第二翼型件100可具有弦长CL，该弦长CL在两个或多个径向(或翼展方向)位置处是基本相同的，在这些位置处，表面特性合作地将脊线CR和/或厚度分布TR的其中至少一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。在此情况下，翼型件100的脊线CR和/或厚度分布TR的凸起和凹入延伸超出上文描述的范围。因而，随着进一步沿着径向尺寸前进，并非必定邻近根部或末梢的另外的形貌200、300、400和500变得较为不显著。
根据另外的方面，提供了一种形成翼型件的压力面和吸力面的方法，并且该方法包括分析在翼型件上流过的流体的三维流径，以及，根据该分析，设计在翼型件的翼展方向局部部分处的压力面和吸力面的径向对应的表面特性，从而合作地将翼型件的脊线和厚度分布曲线的其中至少一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。该方法还可包括根据该分析设计表面特性，从而合作地将脊线和厚度分布曲线的另一个限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。
根据该方法，设计还可包括沿着从翼展方向的局部部分测得的翼型件的径向尺寸改变表面特性，以使得符号改变的数目减少。在某些情况下，这些改变将导致符号改变的数目减少至一个或多个符号改变。在其它情况下，这些改变将导致符号改变的数目一直减少至零。
尽管本发明已结合仅仅有限数目的实施例来详细描述，但应容易理解的是本发明不限于此类公开实施例。相反，本发明可被修改来结合迄今尚未描述的但与本发明的精神和范围相称的任何数目的改变、变形、替代或等价装置。另外，尽管已描述了本发明的不同的实施例，但将理解的是本发明的各方面可仅包括某些已描述的实施例。相应地，本发明将不被视为由前述的描述限制，而仅由所附权利要求的范围来限制。

Claims (19)

1.一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，包括：
压力面；以及
吸力面，
在所述翼型件的翼展方向局部部分处的所述压力面和吸力面的径向对应的表面特性，其被形成来合作地将所述翼型件的脊线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，
所述符号改变的数目沿着从所述翼展方向局部部分测得的所述翼型件的径向尺寸而减少。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述表面特性形成接近所述翼型件的前缘的不规则的鼻端部分。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述不规则的鼻端部分的特征沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不显著。
4.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述不规则的鼻端部分在所述翼型件的径向位置处为球形，并且沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不像球形。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述表面特性形成接近所述翼型件的后缘的尾部部分。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述尾部部分的特征沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不显著。
7.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述尾部部分沿涡轮机级旋转的方向在所述翼型件的径向位置处弯曲，带有减小和/或最后在沿着所述翼型件的径向尺寸的方向上反向的曲线。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述表面特性合作地将所述翼型件的厚度分布曲线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的弦长在多个径向位置处是基本相同的，在所述径向位置处所述表面特性合作地将所述脊线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。
10.一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，包括：
压力面；以及
吸力面，
在所述翼型件的翼展方向局部部分处的所述压力面和吸力面的径向对应的表面特性，其被形成来合作地将所述翼型件的厚度分布曲线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，
所述符号改变的数目沿着从所述翼展方向局部部分测得的所述翼型件的径向尺寸而减少；
其中所述表面特性合作地限定具有带有至少两个符号改变的曲率半径的脊线。
11.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，所述表面特性形成接近所述翼型件的前缘的不规则的鼻端部分。
12.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述不规则的鼻端部分的特征沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不显著。
13.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述不规则的鼻端部分在所述翼型件的径向位置处为球形，并且沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不像球形。
14.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述表面特性形成接近所述翼型件的后缘的尾部部分。
15.根据权利要求14所述的翼型件，其特征在于，所述尾部部分的特征沿着所述翼型件的径向尺寸变得较为不显著。
16.根据权利要求14所述的翼型件，其特征在于，所述尾部部分沿涡轮机级旋转的方向在所述翼型件的径向位置处弯曲，带有减小和/或最后在沿着所述翼型件的径向尺寸的方向上反向的曲线。
17.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的弦长在多个径向位置处是基本相同的，在所述径向位置处所述径向对应的表面特性合作地将所述厚度分布曲线限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径。
18.一种用于在涡轮发动机中提取能量的翼型件，包括：
具有压力面特性的压力面；以及
具有吸力面特性的吸力面，
所述压力面特性和吸力面特性在所述翼型件的翼展方向局部部分处形成，从而合作地将所述翼型件的脊线和所述翼型件的厚度分布曲线均限定为具有带有至少两个符号改变的曲率半径，
所述符号改变的数目沿着从所述翼展方向局部部分测得的所述翼型件的径向尺寸减少至零。
19.根据权利要求18所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的弦长在所述翼展方向局部部分处和沿着所述径向尺寸与所述翼展方向局部部分隔开的另一翼展方向部分处是基本相同的。
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