CN102373963A

CN102373963A - 空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型

Info

Publication number: CN102373963A
Application number: CN2011102357378A
Authority: CN
Inventors: D.J.扎维林斯基; J.M.马库莱克; M.斯莱特
Original assignee: Hamilton Sundstrand Corp
Current assignee: Hamilton Sundstrand Corp
Priority date: 2010-08-17
Filing date: 2011-08-17
Publication date: 2012-03-14
Anticipated expiration: 2031-08-17
Also published as: CN102373963B; US8672620B2; US20120045320A1

Abstract

本发明涉及空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型，具体地，一种用于空气涡轮启动器的翼片剖面包括翼型，其限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被一组X坐标和Y坐标限定。

Description

空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型

技术领域

本公开涉及用于启动气体涡轮发动机的空气涡轮启动器，并且更具体地涉及其空气动力学流径。

背景技术

许多相对大型的涡轮发动机，包括涡轮风扇发动机，可使用空气涡轮启动器（ATS）来引发气体涡轮发动机的旋转。ATS通常安装在附件齿轮箱上，附件齿轮箱进而安装在发动机或机身上。因此，ATS一直安装在飞机内，即使可能只在每次飞行循环开始时进行大约片刻的主动操作，以及在发动机维护活动期间偶尔操作。

ATS通常包括涡轮段，其联接到壳体中的输出段。涡轮段联接到高压流体源，例如压缩空气，以通过齿轮系统驱动输出段。因而，当高压流体源冲击在涡轮段上时，输出段对气体涡轮发动机提供动力。

发明内容

根据本公开一个示例性方面的一种用于空气涡轮启动器的翼片剖面包括翼型，其限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放。所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

根据本公开一个示例性方面的一种涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸。所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面。所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放。所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

根据本公开一个示例性方面的一种涡轮入口壳体组件包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸。所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状朝向入口壳体延伸以限定入口流径。

根据本公开一个示例性方面的一种空气涡轮启动器包括涡轮转子上游的涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面。所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放。所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

根据本公开一个示例性方面的一种组装空气涡轮启动器的方法包括固定涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸到入口壳体中，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状朝向所述入口壳体延伸以限定入口流径，所述入口壳体至少部分地围绕涡轮转子，所述入口壳体限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由所述中心穹顶形状限定。

附图说明

本领域技术人员将从所公开的非限制性实施例的以下详细描述中明白各种特征。该详细描述的附图可简要介绍如下：

图1是用于通过附件齿轮箱引发较大涡轮旋转的空气涡轮启动器（ATS）的总体示意图；

图2是ATS的侧视剖面图；

图3是涡轮转子的侧视图；

图4是涡轮转子的前侧视图；

图5是ATS的入口壳体组件的剖面侧视图；

图6是涡轮转子轴的转子叶片的透视图；

图7-10是涡轮转子的转子叶片的轮廓剖面图；

图11是ATS的入口壳体组件的剖面侧视图；

图12是ATS的入口壳体组件的喷嘴的透视图；

图13是喷嘴的前视图；

图14是喷嘴的侧视图；

图15-19是喷嘴的喷嘴翼片的轮廓剖面图；

图20是入口壳体的剖面侧视图；

图21是入口壳体组件的入口流径的示意图；

图22是入口壳体组件的的喷嘴的剖面图；并且

图23是根据替代尺寸实施例的入口壳体的剖面侧视图，其中，流径由表XI中的坐标限定。

具体实施方式

图1示意性地示出了示例性空气涡轮启动器（ATS）20，其用于通过附件齿轮箱24引发较大气体涡轮22（例如涡轮风扇发动机）的旋转。应当意识到，本申请不限于与特定类型的旋转机器一同使用。因此，虽然本申请出于便于说明的目的而被表示和描述为在空气涡轮启动器中实施，但应当意识到，其也可在许多其他机器中实施，包括但不限于气体涡轮发动机、辅助动力单元、涡轮增压器、机械增压器、空气循环机、交流发电机、电动机、发电机、集成恒速驱动发电机以及各种类型的具有可被紧密控制的界面的齿轮箱。

ATS 20通常包括壳体组件30，壳体组件30至少包括涡轮段32和输出段34（图2）。涡轮段32包括具有多个涡轮叶片38的涡轮叶轮36、毂40、以及涡轮转子轴42（图3和图4）。涡轮叶轮36的涡轮叶片38位于入口壳体组件44的下游，入口壳体组件44包括入口壳体46，入口壳体46包含喷嘴48（图5）。喷嘴48包括多个翼片50，其引导压缩空气流从入口52通过入口流径54。经过翼片50的压缩空气流驱动涡轮叶轮36，然后通过出口56排出。

涡轮叶轮36被压缩空气流驱动，使得涡轮转子轴42可通过诸如行星齿轮系统的齿轮系统60（示意性示出）机械地驱动启动器输出轴58。ATS 20由此传递相对高的负载通过齿轮系统60，以将来自压缩空气的气动能转换为机械能，以例如使气体涡轮22旋转启动。

涡轮叶轮36的涡轮叶片38和喷嘴48的翼片50（其二者在本文中均被定义为翼型）可用计算流体动力学（CFD）分析软件来限定，并且被优化成满足特定空气涡轮启动器的特定性能要求。设计ATS时必须知道的一些关键的发动机特性是：发动机芯部惯性（发动机中实际上由ATS旋转的部分）、作为速度的函数的发动机芯部曳力矩、作为速度的函数的其他曳力矩（例如来自安装有齿轮箱的附件）、以及启动所允许的最大时间。对于外界启动温度条件的范围，需要这些参数的值。从这些，ATS启动器的优选内齿轮比以及，使用CFD工具，效率最高的最优翼型形状，可对于每个具体ATS被确定。取决于原始要求的值，翼型形状将会是不同的，并且将被优化成在启动器的设计速度时表现为具有最高效率。

翼型形状的特性可从一个翼型形状到另一个发生改变，并且可包括但不限于曲率、最大厚度、轴向弦长、扭度、从根部到尖端的锥度、前缘半径、后缘半径、前缘和后缘从根部到尖端的平直度，等。可以直接按比例扩大或按比例缩小翼型形状来满足一组不同的发动机启动要求，然而，如果整个流径几何形状（包括转子叶片38、翼片50以及入口流径54）没有也使用相同的比例因子按比例缩放，则ATS的输出性能可能不会适当地成比例。

翼型的形状可由一组剖面来在尺寸上限定，所述一组剖面位于逐渐增大的径向位置，例如从翼型的根部剖面下面开始并延伸超过翼型的尖端。当被从根部到尖端的连续平滑表面连接时，例如使用诸如Unigraphics的实体建模软件来产生翼型的形状。实体模型可被制造者直接用于制造翼型。可通过在例如沿每个叶片剖面的边界的笛卡尔坐标中的一组点来限定另外的尺寸限制，用于检查目的。笛卡尔坐标系统通常定向为使得X是切向方向，Y是轴向方向，并且Z是径向方向。

图4示出了涡轮叶片38的剖面，其包括本文所指明的创造性翼型轮廓。每个涡轮叶片38可大致被分成根部区域72、内侧区域74、主区域76以及尖端区域78。根部、内侧、主和尖端区域72-78限定了涡轮叶片38的跨度并且限定了旋转轴线A和远侧叶片尖端80之间的叶片半径R。应当理解，当被平滑表面连接时，可在本文限定的任意剖面中间限定出替代的或者另外的剖面。也就是说，翼型部分可使用实体模型制造，该实体模型可替代地或另外地被描述为具有限定在叶片尖端之上和叶片根部之下的另外的剖面。因此，剖面72-78是翼型的跨度的代表，但是可提供另外的限制，具有不落入该跨度内但可通过实体模型限定的剖面。相同的方法适用于多个翼片。涡轮叶片38限定了前缘82和后缘84，其限定涡轮叶片38的弦（图6）。

由于在给出所描述的具体叶片翼型剖面的适当语言描述上存在难度，在表I-1、表II-1、表III-1和表IV-1中示出了翼型剖面的一个非限制性实施例的坐标，其代表在根部区域72（图7）、内侧区域74（图8）、主区域76（图9）和尖端区域78（图10）中截取的剖面。翼型剖面的另一个非限制性实施例在表I-2、表II-2、表III-2和表IV-2中示出。

表 I-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE001

表 I-2

表 II-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE003

表 II-2

表 III-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE005

表 III-2

表 IV-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE007

表 IV-2

在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮叶片直径尺寸Dd为5.91英寸（150 mm），具有在表I-1、表II-1、表III-1和表IV-1中示出的并分别在2.39英寸（61 mm）的根部尺寸Dr、2.56英寸（57 mm）的内侧尺寸Di、2.73英寸（69 mm）的主尺寸Dm以及2.90英寸（75 mm）的尖端尺寸Dt处截取的翼型剖面。

在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮叶片直径尺寸Dd为5.21英寸（132 mm），具有在表I-2、表II-2、表III-2和表IV-2中示出的并分别在2.12英寸（54 mm）的根部尺寸Dr、2.27英寸（58 mm）的内侧尺寸Di、2.42英寸（61 mm）的主尺寸Dm以及2.57英寸（65 mm）的尖端尺寸Dt处截取的翼型剖面。

应当理解，这些代表性剖面是一个公开的非限制性实施例的，并且当被连续平滑表面连接时可由此限定其他区域以及中间区域剖面。

图5示出了位于涡轮叶片36上游的涡轮入口壳体组件44（图11）的总体透视图。入口壳体组件44包括入口壳体46，入口壳体46包含喷嘴48（图12-14）。也就是说，入口壳体组件44限定了进入涡轮叶片36的入口流径54。

参见图11，涡轮喷嘴48包括具有多个涡轮翼片50的中心穹顶形状86，多个涡轮翼片50沿径向从中心穹顶形状86朝向入口壳体46延伸，并在入口流径54中。

图13示出了涡轮翼片50的代表性剖面，其包括本文指明的翼型剖面。涡轮翼片50可大致被分成根部区域90、内侧区域92、主区域94、外侧区域96以及尖端区域98。根部、内侧、主、外侧和尖端区域90-98限定了翼片50的跨度。如上述涡轮叶片那样，检查剖面限定了翼片的径向跨度，但是实体模型可包括另外的、超过用于限定根部区域90和尖端区域98的跨度的剖面，并且限定旋转轴线A和远侧翼片尖端100之间的翼片半径V。应当理解，当被平滑表面连接时，可在本文限定的任意剖面中间限定出各种替代的或者另外的剖面。翼片50限定了前缘102和后缘104，其限定翼片50的弦。

由于在给出所描述的具体翼片翼型剖面的适当语言描述上存在难度，在表V-1、表VI-1、表VII-1、表VIII-1和表IX-1中示出了翼片翼型剖面的一个非限制性实施例的坐标，其代表在根部区域90（图15）、内侧区域92（图16）、主区域94（图17）、外侧区域96（图18）和尖端区域98（图19）中截取的剖面，如同上面关于每个叶片所描述的。

翼片翼型剖面的另一个非限制性实施例在表V-2、表VI-2、表VII-2、表VIII-2和表IX-2中示出，其代表在根部区域90（图15）、内侧区域92（图16）、主区域94（图17）、外侧区域96（图18）和尖端区域98（图19）中截取的剖面。

表 V-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE009

表 V-2

表 VI-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE011

表 VI-2

表 VII-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE013

表 VII-2

表 VIII-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE015

表 VIII-2

表 IX-1

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE017

表 IX-2

在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮翼片半径尺寸Vr为约3.0英寸（76 mm），具有在表V-1、表VI-1、表VII-1和表VIII-1中示出的并分别在2.21英寸（56 mm）的根部尺寸Vr、2.4英寸（60 mm）的内侧尺寸Vi、2.5英寸（64 mm）的主尺寸Vm、2.6英寸（67 mm）的外侧尺寸Vo以及2.8英寸（71 mm）的尖端尺寸Vt处截取的翼型剖面。

在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮翼片半径尺寸Vd为约2.61英寸（66 mm），具有在表V-2、表VI-2、表VII-2和表VIII-2中示出的并分别在1.95英寸（50 mm）的根部尺寸Vr、2.1英寸（53 mm）的内侧尺寸Vi、2.2英寸（56 mm）的主尺寸Vm、2.32英寸（59 mm）的外侧尺寸Vo以及2.46英寸（62 mm）的尖端尺寸Vt处截取的翼型剖面。

参见图20，入口流径54被限定在入口壳体46和多个翼片50上游的中心穹顶形状86之间（图21）。如果入口流径转向过于急剧，则空气流可从入口壳体表面分离，这导致再循环和损失能量。

入口流径54的形状例如使用计算流体动力学（CFD）分析软件来限定并且被优化成满足可应用的ATS的特定性能要求。该优化导致入口流径将空气流均匀地分布到通向喷嘴翼片50的环形进口。在经优化的入口流径54的情况下，入口空气从圆柱形入口导管到环形喷嘴入口的分布使得由于空气沿入口流径的再循环或流干扰而引起的能量损失最小化。应当理解，可替代地或另外地考虑另外的约束（例如ATS的轴向长度的限制），以便优化入口流径。相同的过程可用于产生经独特优化的入口流径以满足不同的启动器性能要求，或者入口流径形状可按比例放大或按比例缩小以满足不同的启动器性能要求。

入口流径54形状的特性可从一个ATS到另一个发生改变，并且可包括但不限于入口导管直径、径向高度、轴向长度、限定曲线的曲率半径，等。入口流径内和外表面的形状在尺寸上被一组点限定，通过所述一组点，绘制平滑曲线，一个用于内流径，一个用于外流径。然后，通过使内流径曲线和外流径曲线绕空气入口的中心线旋转来完成三维限定。内和外流径曲线可各自被一组切弧和线限定，然后绕入口中心线旋转以产生流径表面。应当理解，流径曲线可被一组笛卡尔坐标限定，通过所述一组笛卡尔坐标，绘制平滑曲线。入口流径54的外流径曲线110由截面上的多个弓形表面限定。关于入口流径54，多个弓形表面可包括第一凸弓形表面112、第二凸弓形表面114、第三凸弓形表面116、第一凹弓形表面118、第二凹弓形表面120和第三凹弓形表面122的组合。多个弓形表面被限定在入口直径尺寸ID和出口直径尺寸OD之间，其沿入口流径长度IL延伸。

在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，在3.4英寸（86 m）的入口直径尺寸ID和5.9英寸（150 mm）的出口直径尺寸OD之间，第一凸弓形表面112限定了0.6英寸（15 mm）的半径尺寸I-1，第二凸弓形表面114限定了1.5英寸（38 mm）的尺寸I-2，第三凸弓形表面116限定了4.3英寸（109 mm）的半径尺寸I-3，第一凹弓形表面118限定了5.5英寸（140 mm）的半径尺寸I-4，第二凹弓形表面120限定了2.3英寸（58 mm）的半径尺寸I-5，并且第三凹弓形表面122限定了0.9英寸（23 mm）的半径尺寸I-6，其沿流径长度IL延伸，流径长度IL在所公开的非限制性实施例中是约2.9英寸（74 mm）。应当理解，每个半径尺寸的起点可移位以提供每个半径尺寸之间的平滑界面。

在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，入口流径54的外流径曲线110（图23）被表XI的坐标限定：

表 XI

Figure 2011102357378100002DEST_PATH_IMAGE019

应当理解，表XI提供了略微不同的尺寸方案，其没有使用曲线和线，而是使用多个点以及通过这些点的曲线拟合，不过最终结果仍是在上面通过凸和凹表面描述的概念中的类似形状。

入口流径54的内流径曲线108由中心穹顶形状86限定。由于在给出所描述的具体中心穹顶形状86的适当语言描述上存在难度，在表X-1中示出了中心穹顶形状86（图22）的一个非限制性尺寸实施例的坐标。中心穹顶形状86（图22）的另一个非限制性尺寸实施例在表X-2中示出。

表 X-1

表 X-2

由于在发动机启动后，ATS为非功能性重量，因此希望最大化ATS的效率以降低ATS的重量和尺寸并且提高飞机有效负载（收费载重）。当经优化的叶片轮廓与经优化的喷嘴翼片轮廓和经优化的入口流径形状匹配时出现最大效率。

作为经优化的空气动力学性能的结果，ATS的经优化的力矩输出性能导致ATS的尺寸减小，以促进启动器重量减小，这是因为经优化的转子将会是对于ATS中的给定齿轮比而言最小的转子。这提供了更小且重量更低的涡轮容积特征以及其他外部部件（例如管道和导管）的降低的封装空间，由此进一步降低发动机总重量。

还应意识到，在遍及几幅附图中，相同的附图标记表示对应或类似的元件。还应当理解，虽然在所示实施例中公开了具体的部件布置，但其他布置也将由此获益。

前述描述为示例性的而非被其中的限制而限定。本文公开了各种非限制性实施例，但是本领域普通技术人员可认识到按照上述教导的各种修改和变化将会落入所附权利要求的范围内。因此，应理解在所附权利要求的范围内，本公开可不同于所具体描述的来实施。为此，应研究所附权利要求以确定真实的范围和内容。

Claims

1.一种用于空气涡轮启动器的翼片剖面，包括：

翼型，其限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

2.如权利要求1所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述翼型包括：

根部区域；

在所述根部区域外侧的内侧区域；

在所述内侧区域外侧的主区域；

在所述内侧区域外侧的外侧区域；以及

在所述外侧区域外侧的尖端区域。

3.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述根部区域由表V限定并由期望因子按比例缩放。

4.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述内侧区域由表VI限定并由期望因子按比例缩放。

5.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述主区域由表VII限定并由期望因子按比例缩放。

6.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述外侧区域由表VIII限定并由期望因子按比例缩放。

7.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述尖端区域由表IX限定并由期望因子按比例缩放。

8.如权利要求2所述的用于空气涡轮启动器的翼片剖面，其中，所述根部区域由表V限定并由期望因子按比例缩放，所述内侧区域由表VI限定并由期望因子按比例缩放，所述主区域由表VII限定并由期望因子按比例缩放，所述外侧区域由表VIII限定并由期望因子按比例缩放，并且所述尖端区域由表IV限定并由期望因子按比例缩放。

9.一种涡轮喷嘴，包括：

具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

10.如权利要求9所述的涡轮喷嘴，其中，所述中心穹顶形状的包括所述中心穹顶形状中心线的剖面由表X限定并由期望因子按比例缩放。

11.一种涡轮入口壳体组件，包括：

入口壳体；和

具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状朝向所述入口壳体延伸以限定入口流径。

12.如权利要求11所述的涡轮入口壳体组件，其中，所述多个涡轮翼片的每一个限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

13.如权利要求9所述的涡轮入口壳体组件，其中，所述翼型包括：

根部区域；

在所述根部区域外侧的内侧区域；

在所述内侧区域外侧的主区域；

在所述内侧区域外侧的外侧区域；以及

在所述外侧区域外侧的尖端区域。

14.如权利要求13所述的涡轮入口壳体组件，其中，所述根部区域由表V限定并由期望因子按比例缩放，所述内侧区域由表VI限定并由期望因子按比例缩放，所述主区域由表VII限定并由期望因子按比例缩放，所述外侧区域由表VIII限定并由期望因子按比例缩放，并且所述尖端区域由表IV限定并由期望因子按比例缩放。

15.一种空气涡轮启动器，包括：

涡轮转子；和

所述涡轮转子上游的涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。

16.一种组装空气涡轮启动器的方法，包括：

固定涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸到入口壳体中，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状朝向所述入口壳体延伸以限定入口流径，所述入口壳体至少部分地围绕涡轮转子，所述入口壳体限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由所述中心穹顶形状限定。

17.如权利要求16所述的方法，其中，所述多个涡轮翼片的每一个限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被表V、表VI、表VII、表VIII或表IX的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是切向方向，所述Y坐标是轴向方向，并且所述Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的径向方向。