CN103348099B - 用于亚音速流的翼型和平台组件 - Google Patents

Abstract

组件，包括用于叶片转子的叶片（20）和平台，这种叶片连接这种平台形成叶片转子。由此所形成的平台表面具有在叶片前缘和下游叶片的60％之间的周向凹部（40）。叶片的骨架角度根据绕着转子轴线的位置变化的曲线称为骨架曲线（46），以及将表示骨架角度的这些点连成直线的曲线称为线性化骨架曲线，这些点表示分别地在从前缘开始所测量的10％和90％的叶片轴向范围的骨架角度。根据本发明，平台附近，位于线性化骨架曲线下方的骨架曲线的下降部分（44）轴向地延伸所述凹部的轴向范围的至少一半。

Description

用于亚音速流的翼型和平台组件

本发明涉及一种组件，该组件包括用于涡轮发动机叶轮的翼型以及翼型将要安装在其上的平台，以这样的方式布置通过这种方法所形成的组件：固定在平台上或多个组装在一起平台上的多个翼型可以形成叶轮。术语“平台”这里用于指限定叶轮两个相邻翼型之间所形成的叶片间通道的径向内侧面的部件。术语“平台表面”用于指面对叶片间通道的平台表面。平台表面也可以指共同考虑的叶轮的平台表面的组合件。

在已知的方式中，叶轮的翼型可以与转子盘一体地制造，以构成叶轮。通过这种方法所制造的联合了翼型和它们平台的部件称为单件叶轮。在另一个实施方式中，翼型独立于转子盘制造（即，它们构成不同的部件）。在这种情况下，翼型形成有各自的根部，该根部能够使翼型固定到转子盘，因此构成叶片。包括转子盘上叶片的组件因此构成叶轮。

本发明寻求翼型相对于平台表面的有利布置；可以在上述各种结构中提供这种布置，与平台和翼型是否构成或不构成不同的部件无关。

本发明更特别地寻求使上述组件用于制造（高压或低压）压气机，和特别地在涡轮发动机中或在直升飞机涡轮轴发动机中发现的多级压气机的叶轮。本发明也可以用于制造用于涡轮发动机的涡轮机（该涡轮机可以是高压或低压涡轮机）的叶片或叶轮。

涡轮发动机中压气机级的空气动力学效率（等于理想工作（即，与等熵转换有关的工作）和通常进行流体输送以获得压气机级的上游和下游端之间给定压力增加的工作的比率）不仅取决于翼型的形状，也取决于平台的形状。为了改善这种效率，已知的是改变一个或多个叶轮中平台表面，以局部地增加或减少流体流通过叶轮的流动截面。为此，并且在已知的方式中，通过在与翼型平齐的平台表面中布置周向凹部和/或周向凸出面积，改变平台。（术语“周向”这里用于指相对于凹部或凸出面积，实际上是旋转表面的凹部或凸出面积，自然地，翼型的邻近区域除外）。这种改变，称为“外形修整”用于改善叶轮，并且更通常地压气机级的空气动力学效率。术语“凹部”和“凸出面积”应该理解为相对于理论表面，该理论表面径向地限定通道内侧和从叶轮上游到下游线性地变化。

然而，尽管通过这种方式获得了叶轮效率的增加，但是这种改变通常也引起了对流体流的某些不期望的作用。具体地：

·它可以在叶轮出口处引起高压梯度；这种梯度对叶轮的运行有害，并且对特别地，多级压气机中特别地，涡轮发动机的总效率有害。

·它可以引起翼型周围，特别地在它们根部附近的速度分布的不均匀性；和

·最后，它可以导致叶轮压缩比率的改变（其中压缩比率等于叶轮上游和下游压力的比率）。

当观察到这种不期望的副作用时，通常地，通过改变位于所述叶轮下游的流体通道中的叶轮形状来补救。然而，这种改变不能保持通过改变所述叶轮的平台表面可能进行的效率改善。此外，不总是能够进行这种改变。

本发明的目的是通过提出一种组件而纠正这种缺陷，该组件包括用于涡轮发动机叶轮的翼型和翼型适于安装在其上的平台。

多个所述翼型适于被固定到所述平台或固定到多个组合在一起的所述平台，以形成叶轮，该叶轮具有轮轴线和限定沿着该轴线的上游和下游方向，翼型径向地布置在叶轮中。

在所述叶轮中，平台或组合在一起的平台具有在翼型之间的表面，其称为平台表面和径向地限定翼型之间所形成的气体流经通道的内侧。

平台表面具有周向凹部，该周向凹部在翼型上游端的翼型前缘直到在翼型下游端的不超过翼型轴向范围60％之间基本上轴向地延伸。

该组件使叶轮具有良好的空气动力学效率，在叶轮下游提供与在平台表面中缺少周向凹部的情况下将要发现的压力梯度相似的压力梯度，并且特别是在叶片根部附近，可以获得相对均匀的流体速度分布。

为了提出本发明所提供的方案，限定下面的要素：

平台“附近（区域）”涉及位于棱条上方的短距离的翼型部分（例如，小于翼型高度的20%），该棱条连接翼型与平台。骨架角度是在垂直于翼型的纵向方向的平面中翼型的中间结构相对于叶轮的轴线所形成的角度，骨架角度的符号以这样的方式选择：上游骨架角度（在翼型前缘的骨架角度）是正的。骨架曲线是根据沿着叶轮轴线的位置，在基本上平行于平台平面的截面平面中绘制的翼型的骨架角度变化的曲线。线性化骨架曲线是表示根据沿着叶轮轴线的位置，角度变化的曲线，该角度进行这些点之间的直线连接，这些点代表分别从翼型前缘开始的在10%和90%翼型轴向范围的骨架角度。因此，由线性化骨架曲线所表示的线性化骨架角度等于在从前缘开始的10%和90%翼型的轴向范围的骨架角度（不考虑可以受到特定布置的翼型的上游和下游端）。

根据本发明，通过下列事实达到上述目的：在如上所述的组件中，在平台附近，位于线性化骨架曲线下方的骨架曲线的降低部分轴向地延伸所述凹部的轴向范围的至少一半。

因此，本发明在于局部地改变翼型的形状，以使骨架曲线能够相对周向凹部的至少一半（因此在轴向重叠它的范围上）降低（其相当于“打开”骨架角度，在这个意义上，在所述截面中骨架角度与线性化骨架曲线比较减少了绝对值），这样使翼型适应平台中所提供的周向凹部引起的气流的改变。在平台附近对翼型进行的改变使得叶轮能够最佳地工作，考虑了周向凹部所构成的平台表面的改变。

翼型的轴向范围指在翼型根部和沿着叶轮轴线所测量的翼型前缘和后缘之间的距离。周向凹部不会轴向地延伸超过翼型的轴向范围的60%。

在本发明的组件中，因为绘制骨架角度变化的曲线，即“骨架”曲线在翼型的径向下部上所表示的下降部分，空气或气流被偏转，以在相对于周向凹部附近的叶片的参考框架中减慢速度。周向凹部所提供的通道的打开有利于叶片根部附近的扩散，当设置周向凹部之前重新设定该扩散值，这可以使得：

·在翼型的上游部分中，限制流体流速度的增加，由此减少冲击波损失（作为骨架角度打开的结果，特别地，在从0%到40%延伸的翼型径向范围的范围内）；和

·在翼型的下游部分中，通过局部地限制强加于流体上的偏转减少轮廓流偏移（在后缘附近的流的方向与下游骨架角度之间的偏移）。

本发明的组件可以受到下面的改进：

·周向凹部可以在翼型上游端的前缘和翼型下游端的仅仅40%翼型轴向范围之间基本上轴向地延伸；

·所述凹部的最深截面可以轴向地位于从翼型前缘开始的翼型轴向范围的15%到35%范围；

·平台表面可以具有轴向地位于翼型的下游一半的周向凸出面积；

·凸出面积的最突出的截面可以轴向地位于从翼型前缘开始的翼型轴向范围的50%到70%范围；

·在所述附近，骨架曲线可以具有位于线性化骨架角度曲线上方和轴向地位于所述降低部分的下游的升高部分。该升高部分可以轴向地位于基本上与所述凸出面积平齐，并且可以可能地轴向地延伸凸出面积的整个轴向范围。升高部分轴向地基本上与凸出部分平齐的事实意指无论是上游还是下游，（沿着叶轮的轴线）升高部分和凸出部分的界限差异小于10%。

·在从翼型前缘开始的轴向翼型范围的80%到100%范围内，优选地在60%到100%范围内，骨架曲线可以具有小于线性化骨架曲线的绝对值斜率的绝对值斜率。这种布置可以减少在翼型后缘的轮廓流差异。在实施方式中，骨架曲线特别地可以位于翼型的轴向范围的10%和90%之间的线性化骨架曲线下方；

·上游骨架角度可以是在翼型前缘的骨架角度；在翼型的径向下部四分之一中，在接近翼型根部时，上游骨架角度可以增加绝对值（也就是说翼型的上游角度关闭）。翼型前缘的这种构造有利于减少或排除平台表面中周向凹部所引起的不利作用。

本发明的第二目的是提供涡轮发动机叶片，其赋予由这种叶片所组成的叶轮良好的空气动力学效率，提供在叶轮下游的压力梯度，该压力梯度与平台表面中缺少周向凹部中所将要观察到的压力梯度相似，并且特别是在叶片根部附近，可以获得相对均匀的速度分布。

通过下列事实达到该目的：涡轮发动机叶片由上述组件构成，该组件包括与至少一个翼型一体所形成的平台。通常以这样一种方式布置这种叶片的平台，以至于它们限定整个叶片间表面，该整个叶片间表面径向地限定翼型之间存在的气流通道的内侧。

本发明的第三个目的是提供涡轮发动机叶轮，其具有良好的空气动力学效率，提供叶轮下游的压力梯度与平台表面中缺少周向凹部中所将要观察到的压力梯度相似，提供特别是在叶片根部附近，相对均匀的速度分布。

通过下列事实达到该目的：使用如上所述组件制造叶轮，并且特别地每个叶片包括与至少一个翼型一体制造的平台。单件叶轮构成这种叶轮的实施例。

最后，本发明可以有利地结合在包括如上所述至少一个叶轮的涡轮发动机中。

通过阅读下面作为非限制性实施例所给出的详细描述，可以更好地理解本发明，并且其优点可以更好地呈现。说明书参考了附图，其中：

·图1是本发明涡轮发动机的压气机级的示意性立体图。

·图2是形成图1中所示叶轮部件的本发明三个组件的示意性立体图。

·图3A和3B是表示组件的图，该组件包括连接翼型的平台和包括：

a)从周向方向所看到的组件的示意图；和

b)表示所述组件翼型的骨架曲线的图表。

其中图3A表示现有技术组件，图3B表示构成本发明第一实施方式的组件；

·图4是表示用于本发明组件的翼型的骨架曲线的两个变化形式的图表，分别地对应于第一实施方式和第二实施方式；

·图5是本发明组件的翼型的截面；和

·图6是绘制曲线的图表，表示本发明实施方式中从翼型上游的骨架角度变化。

在各个图中，相同或相似的元件给出了相同的附图标记。

图1表示涡轮发动机100中轴流压气机10的一部分。压气机10包括壳体12，其具有安装在其中的叶轮14。叶轮14本身包括转子盘16，该转子盘16具有以通常方式，以轴对称构造固定在其上的径向叶片18。叶轮布置为能够绕着壳体12内旋转轴线A转动。

图2更详细地表示了叶轮14上叶片18的布置，其表示叶轮14的一部分。

在叶轮14中，每个叶片18形成组件1，该组件1接合有翼型20，平台22和叶片根部24。因此，叶片平台22与翼型20制成一体。自然地，通过其它类型叶轮也可以实施本发明，其中翼型和平台构成不同的部件。

根部24用于固定叶片18到转子盘16上。

叶轮14内相连的平台22组成平台表面30，其限定了允许气体流过叶片间的叶片间通道的径向内侧。这个平台表面是大约旋转的表面-或至少它可以是近似的旋转表面。

叶片18以这种方式布置，这样当它们组装在一起以组成叶轮14时，叶片的平台限定翼型20之间所形成的整个平台表面30。因此，没有另外的部分形成平台表面30的一部分，或形成平台表面30的形状。为了能够使叶片18组装在一起，平台的叶轮的周向方向中侧面之一上的边缘32与位于相对于周向方向C的相对侧上平台的边缘34形状互补。

每个翼型20具有前缘26和后缘28，并且它在对每个翼型特定的径向方向B上径向地延伸。

在图2中，可以看到截面平面V，其构成了基本上平行于平台表面30的截面平面，并且它位于翼型20的根部附近。

图5是在垂直于翼型的纵向轴线的平面中涡轮发动机叶片的翼型120的截面。

该截面表示所述平面的翼型的中间结构122。中间结构是翼型的点集合，这些点距离翼型的两个侧面（它的压力侧和它的吸入侧）是等距离的。例如，所示的点M距离压力侧和距离吸入侧是相同的距离d。在点M的骨架角度α是在点Μ的中间结构的切线124与叶轮的轴线Α之间的角度。骨架角度α₀或上游骨架角度是在翼型120前缘的骨架角度。

图3Α和3Β分别表示在现有技术实施方式和在本发明实施方式中组件1（结合平台22和翼型20）。

图3Α：

图3Αa中所示的平台表面30沿着翼型20的轴线（即，沿着轴线Α）没有任何特定的改变。该平台表面由此是参考平台表面30_ref，其基本上是圆锥形。

在图3Αb)中，绘制了曲线，其表示根据沿着叶轮14的轴线的轴向位置，平面Α-Α（图3Αa中以一连串虚线中所标出的平面）中图3Αa)翼型的骨架角度变化。轴向位置根据相对于翼型20的轴向范围Ε的位置，以百分数标记。轴向范围Ε是沿着轴线Α在翼型20根部，前缘26和后缘28之间的距离（图3Αa）。图3Α中所示组件的翼型20是骨架曲线和线性化骨架重合类型的翼型，如图3Αb）中所示。

图3Β：

图3B表示本发明的实施方式。在这个实施方式中，已经沿着翼型20改变了平台表面30。

以相对于参考平台表面30_ref的相对方式径向地限定所进行的改变。该表面30_ref限定为接近平台表面30的基本上圆锥形表面，确定该参考表面30_ref，同时忽略周向凹部以及可能在沿着翼型20的各种轴向位置，突出于或缩回平台表面中（如果有，无论是周向还是其它的）任何其它局部改变。

也相对于翼型20的轴向范围Ε轴向地限定平台30和翼型20的表面改变。

改变平台表面30以具有周向凹部40（图3Βa）。术语凹部（或相反地超会聚的或凸出的表面）用于意指一部分平台表面，其径向地位于参考平台表面30_ref的内侧（或者分别地外侧），以及对应于局部被放大（或者分别地减少）的气流通道。

周向凹部40从翼型20的前缘26轴向地延伸达到（沿着轴线Α）的翼型的轴向范围Ε的60％。实际上，凹部40延伸几乎达到轴向范围Ε的60％。该凹部40中最深的（垂直于叶轮14的轴线）的轴向截面41轴向地位于轴向范围Ε的15％到35％的范围，特别地在轴向范围Ε的30％处。在上面句子中，“最深的”截面意指凹部40的截面中相对于参考平面30_ref，距离d₂是最大的凹部截面（参看图3Βa）。

而且，平台表面具有周向凸出面积42，其可以称作“超会聚的”，其轴向地位于翼型下游一半处。该凸出面积42的最突出截面43轴向地位于从翼型前缘开始的翼型的轴向范围的50％到70％的范围，并且特别地在轴向范围Ε的70％处。在上面句子中，“最突出的”截面意指周向面积42的截面，在该截面中距离参考平台表面30_ref的距离d₃是最大。

上述的改变40和42改进了叶轮14的效率。然而，与理论平台表面30_ref可能产生的流动比较，它们扰动平台表面附近的流体流动。在本发明中，为了补偿这些扰动，以图3Βb)和图4中所示方式改变翼型20的形状。

这种改变主要影响（以通常方式）翼型20的径向内部一半。在平行于平台表面和位于平台附近的翼型的截面平面（图2，平面V）中特别地可以看到这种改变。

这种改变如图4中所示，其中可以看到：

·如粗虚线，骨架曲线46表示本发明第一实施方式的翼型20的骨架角度α的变化（图3Β）；

·如细虚线，骨架曲线47表示本发明第二实施方式中翼型的骨架角度α的变化；和

·如连续线，翼型20的线性化骨架曲线45表示线性化骨架角度的变化，其与两个实施方式相同。

在这些不同曲线中，根据沿着翼型的轴向位置，绘制骨架角度α的变化，该轴向位置给作相对于翼型20的轴向范围Ε的百分比。

在两个实施方式中，平台表面的形状相同，并且如图3Β中所示。

根据本发明对翼型20所进行的改变在于下列事实：骨架角度曲线具有轴向地延伸不到周向凹部40的轴向范围的一半的降低部分。（术语“降低部分”用于意指位于线性化骨架角度曲线之下的一部分曲线：换而言之，在降低部分中，骨架角度绝对值低于线性化骨架角度，并且是开口更广）。这种降低部分在第一实施方式和第二实施方式中分别地标记为44和144。

在所示实施方式中，凹部40延伸面积40R，其占轴向范围Ε的0％到60％。在本发明中，曲线46具有降低部分44，其轴向地延伸面积44R，覆盖（从0％到60％）凹部40的面积40R的轴向范围的至少30％。因此，在第一实施方式中，面积44R延伸轴向范围Ε的大约10％到53％。

面积44R可以轴向地包括在凹部40所覆盖的面积40R内，或者它可以在下游方向延伸超过所述面积。在实施方式中，整个降低部分44位于凹部40内，并且面积44R包括在面积40R内。相反地，在第二实施方式中，下降部分144延伸翼型的几乎所有的径向范围，特别地它延伸翼型的10％到90％的径向范围。

而且，除了降低部分44外，图4中所示的骨架曲线46，其表示平台附近的翼型20的形状，也具有升高部分48。术语“升高部分”这里用于意指位于线性化骨架角度曲线45上方的一部分曲线。该升高部分48轴向地位于降低部分44的下游。在所示实施例中，凸出部分42延伸的面积42R位于轴向范围Ε的60％到100％范围，并且升高部分48延伸的面积48R位于轴向范围Ε的53％到90％范围。因此，翼型截面的凸出面积42和升高部分48轴向地位于基本上相同的位置。

通常，根据实施方式（参考图4），升高部分48可以开始于翼型上游端，在翼型的轴向范围的40％到60％的范围。在翼型下游端，它实际上可以继续到轴向范围Ε的约90％，在该点，曲线45,46和47相交成结构。这个升高部分48的存在寻求限制对由下降部分44所引起的流轮廓的偏移的可能影响。升高部分48优选地延伸翼型轴向范围的至少30％，优选地至少40％。

在第二实施方式中，并且不像第一实施方式，骨架曲线47没有从下降部分下游的升高部分。相反，骨架曲线保持在线性化骨架曲线的下方，下降部分144占翼型的几乎所有轴向范围（10％到90％范围）。接着在从翼型前缘开始的翼型的轴向范围的80％到100％范围，甚或在这个实施方式中在60％到100％的范围，骨架曲线47比线性化骨架曲线具有更小绝对值的斜率。

图6表示翼型的可能另外改变，其适于补偿由对平台30的表面进行改变所引起的不期望的作用。图6表示根据高度h的翼型的上游角度α₀的变化，该高度h表示为翼型的总高度的百分数和表示为从翼型的根部到翼型的端部测量的。

在这个实施方式中，在翼型的径向下半部，上游骨架角度α₀（图5）不同于正常方式中所用的上游骨架角度。在翼型的下半部中，对于以通常方式所用的典型上游骨架角度，用曲线80表示骨架角度的变化，并且对于本发明的实施方式中上游骨架角度，用曲线82表示骨架角度的变化。在叶片的上半部，这两条曲线重合形成曲线81。

在常规方式中，以这种方式布置翼型以至于上游骨架角度从翼型的顶端（h＝100％，h是距离翼型根部的径向距离）到翼型的根部（h＝0％）减少。相反，在本发明的这种改进中，在翼型下部四分之一和可能地达到从翼型根部延伸的翼型高度的40％，在接近翼型的根部时，上游骨架角度的绝对值增加（即，骨架角度变得更闭合）。这种改变寻求补偿由通道外形修整所引起的在翼型根部流速的局部增加。它也用于保护叶片免受任何喘振裕度。

本发明特别地适于将要在亚音速流中工作的叶片。

Claims (14)

1.一种包括翼型(20)和平台(22)的组件(1)，所述翼型(20)用于涡轮发动机叶轮和翼型被安装在平台(22)上或者适于被安装在平台(22)上；

多个所述翼型被固定或者适于被固定到所述平台或组装在一起的多个所述平台，以形成叶轮(14)，该叶轮具有叶轮轴线(Α)和限定沿着轴线的上游和下游方向，翼型径向地布置在叶轮中；

在所述叶轮中，平台(22)或者组装在一起的平台具有在翼型之间的表面(30)，该表面称作平台表面和径向地限定翼型之间所形成的气体流经通道的内侧；

所述平台表面具有周向凹部(40)，该周向凹部在翼型上游端的翼型前缘直到在翼型下游端的不超过从翼型前缘开始的翼型轴向范围60％之间轴向地延伸；

组件特征在于：

其中骨架曲线是表示在平行于平台平面的截面平面中，翼型的骨架角度(α)根据沿着叶轮轴线的位置变化的曲线；

并且其中线性化骨架曲线(45)是表示骨架角度根据沿着叶轮轴线的位置变化的曲线，该角度进行这些点之间的直线连接，这些点分别代表在从前缘开始的10％到90％的翼型轴向范围的骨架角度；

在平台附近，位于线性化骨架曲线(45)下方的骨架曲线的下降部分(44)轴向地延伸所述周向凹部的轴向范围(40R)的至少一半。

2.根据权利要求1所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中周向凹部在翼型上游端的前缘和从翼型前缘开始的在翼型下游端的翼型轴向范围的仅仅40％之间轴向地延伸。

3.根据权利要求1所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中所述周向凹部(40)的最深截面轴向地位于从翼型前缘开始的翼型轴向范围的15％到35％的范围。

4.根据权利要求1所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中所述平台表面具有轴向地位于下游翼型轴向范围一半中的周向凸出面积(42)。

5.根据权利要求4所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中所述周向凸出面积的最突出截面(43)轴向地位于从翼型前缘开始的翼型轴向范围的50％到70％的范围。

6.根据权利要求5所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中在所述平台附近，骨架曲线具有位于线性化骨架曲线上方和轴向地位于所述下降部分下游的升高部分(48)。

7.根据权利要求6所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中所述升高部分(48)轴向地位于所述周向凸出面积的水平，无论是上游还是下游，沿着叶轮的轴线的升高部分和周向凸出面积的界限差异小于10％。

8.根据权利要求1所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中在从翼型前缘开始的翼型轴向范围的80％到100％的范围，骨架曲线具有小于线性化骨架曲线的绝对值斜率的绝对值斜率。

9.根据权利要求1所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件，其中上游骨架角度是在翼型的前缘处的骨架角度；在从翼型根部延伸的翼型高度的四分之一中，所述上游骨架角度在接近翼型根部时绝对值增加。

10.由根据权利要求1至9中任一权利要求所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件所构成和具有与至少一个翼型一体所形成的平台的涡轮发动机叶片(18)。

11.用根据权利要求10所述的涡轮发动机叶片所形成的涡轮发动机叶轮(14)。

12.用根据至少一个权利要求1至9中任一权利要求所述的包括翼型(20)和平台(22)的组件所形成的涡轮发动机叶轮(14)。

13.涡轮发动机(100)，其包括至少一个根据权利要求11所述的叶轮。

14.涡轮发动机(100)，其包括至少一个根据权利要求12所述的叶轮。