CN104066933A - 用于制造涡轮机成形机翼的方法 - Google Patents

Abstract

根据该方法，从参考机翼开始形成涡轮机机翼，局部地减少在后缘处两个区域(25、26)中的金属出口角，该两个区域在使用中基本上对应于边界层中次要流的峰值位置。

Description

用于制造涡轮机成形机翼的方法

技术领域

本发明涉及用于制造涡轮机机翼的方法。

背景技术

众所周知，在涡轮机叶片装置中，沿着每个机翼的高度，由主要气流施加的载荷(该载荷与压力面和吸力面之间的压力差成比例)变化通常作为在机翼两个相对的端部处的载荷状态之间的线性插值趋势被利用。

近来，已提出并采用了具有抛物线趋势而不是线性趋势的载荷分布，从而减少叶片装置的端壁附近和径向端部附近的载荷(并因此降低压力面与吸力面之间的压力差)。

事实上，这趋向于限制端壁处边界层中的次要流损失，因为压力面与吸力面之间的叶片间通道中的压力差越高，边界层和对应的次要流损失就变得越高。

在图1中指出了在叶片间通道中次要流产生现象的示意图。次要流基本上由两个邻近叶片的压力面与吸力面之间的压力差产生并且在端壁附近在周向方向上沿着边界层流动；因此，次要流在内部叶片通道中正交于主要气流的方向。在周向方向上的这些流产生也沿着两个邻近叶片的压力面及吸力面的流，该流再一次正交于主要气流的方向。

如上文所提及的，已试图通过减少在压力面与吸力面之间的压力差来限制在涡轮机叶片装置中的次要流损失；事实上，这趋向于减少导致产生在叶片间通道中靠近端壁的边界层内侧在周向方向上的流的推动力。

涉及非轴对称类型的“侧壁等高线”技术(即涉及非圆形端壁)的各种提议也已具有相同的目标和关注点。

发明内容

本发明的目标是提供一种用于制造涡轮机机翼的方法，该方法通过一种解决方案简单地且廉价地使上文指出的问题能够被解决，可将该解决方案另外地或替代地用于上文指出的已知构造。

根据本发明，提供了如由权利要求1所限定的一种用于制造涡轮机机翼的方法。

附图说明

现将参照附图描述本发明，附图示出了本发明的实施方式的非限制性实例，在附图中：

-图1是示出了在涡轮机级的叶片间通道中次要流产生现象的示意图；

-图2在沿着子午面的剖面中部分地示出了涡轮机级；

-图3部分地示出了通过本发明的方法制成的涡轮机的机翼的优选实施方式；

-图4示出了涉及图3的机翼出口角与标准机翼出口角比较的两个图表；

-图5是示出了沿着整个轮廓高度图3的机翼损失与标准机翼损失之间的比较的曲线图。

具体实施方式

在图2中，标号1总体上表示轴向涡轮机(示意性地且部分地示出)，该轴向涡轮机构成航空发动机(未示出)的一部分并且具有相对于该轴向涡轮机的轴线(未指出)的轴对称性。

涡轮机1包括一系列同轴的级，其中的仅一个级在图1中以标号10表示并且包括定子11和布置在定子11下游的转子12。

定子11进而包括彼此面向的外部环形端壁14以及内部环形端壁15，并且在该外部环形端壁与该内部环形端壁之间径向地界定环形管道18，该环形管道适于输送膨胀的气流并且具有在气流的前进方向上渐增的平均直径。

端壁14、15支撑一排叶片或机翼20(仅示出了一个叶片或机翼)，这些叶片或机翼是围绕涡轮机轴线彼此等角距的、容纳在管道18中并且相对于涡轮机的轴线周向地界定了多个管嘴或叶片间通道。

类似地，转子12包括彼此面向的外部环形端壁14a以及内部环形端壁15a，并且在该外部环形端壁与该内部环形端壁之间径向地界定环形管道18a，该环形管道构成管道18的延伸部以输送膨胀气流并具有渐增的平均直径。转子12还包括一排叶片或机翼20a(仅示出了一个叶片或机翼)，这些叶片或机翼径向地布置在端壁14a、15a之间从而是围绕涡轮机的轴线彼此等角距的、容纳在管道18a中并且相对于涡轮机的轴线周向地界定了多个管嘴或叶片间通道。

根据本发明，沿着相同机翼的高度遵循相对于抛物线法则更复杂的载荷变化法则，优化了机翼20、20a的后缘23处的出口角以使次要流最小化。

特别地，在设计阶段，可将四次多项式法则应用于沿着机翼20高度的载荷变化：这个法则使得可获得局部压力分布以及端壁14、15附近载荷的减少，该局部压力分布对抗次要流在正交于主要气流方向的方向上沿着机翼20侧部的运动。

施加的载荷变化对应于由本发明机翼20的后缘23(图3)限定的金属出口角相对于参考几何体或构造的变化；采用标准机翼几何体作为参考构造，在该标准机翼几何体中，载荷变化(并且因此压力面与吸力面之间的与载荷成比例的压力差变化)是抛物线类型。

图4包括示出了机翼20相对于标准机翼的不同的两个曲线图：

1)右边的曲线图示出了用于标准机翼和用于本发明机翼20的金属出口角(即，由后缘的几何体限定的出口角)(在横坐标轴上)根据机翼空间高度(纵坐标轴)的变化；

2)左边的曲线图通过实验性尝试或通过计算机程序模拟而获得并且示出了源自标准机翼的后缘的气体流出角与源自本发明机翼20的后缘23的流出角(在横坐标轴上)根据机翼空间(idmensional，流形空间)高度(在纵坐标轴上)变化的对比，。

用参考字母(a)表示的曲线涉及本发明的机翼20，而用参考字母(b)表示的曲线涉及标准机翼。

根据本发明，相对于标准机翼的金属出口角修改了金属出口角从而在两个区域25、26减小金属出口角，该两个区域靠近存在有边界层的端壁14、15并且基本对应于边界层中的次要流的峰值位置。

通常，对应于次要流峰值的区域25、26分别处于机翼高度的75％与90％之间和10％与25％之间的范围。

在图4的右侧图表中示出的实例中，金属出口角相对于标准机翼金属出口角的减小小于2°。

在后缘23处的金属出口角的减小和因此气体流出角的减小对应于出口角的局部“打开”并且因此对应于优先出口通路的产生并对应于主要气流的局部加速。实际上，这个优先出口通路趋向于朝向后缘23携带走次要流并且因此限制了次要流沿着端壁14、15的形成。

如在图4中右边的曲线图中和在图3中可看到的，在机翼20的后缘23的剩余区域中，金属出口角相对于标准机翼的金属出口角增加，从而基本上恢复了标准机翼金属出口角的相同平均值。

因此，机翼20的后缘23具有波浪形趋势或蛇形趋势(图3)：换言之，在减小了金属出口角的两个区域中，凹入部面向与剩余区域的凹入部相反的方向上。

通过采用这种几何体，即，设计如上指出的金属出口角，在图4的左边图表中可注意到的是，涉及源自后缘的气体流出角的曲线(a)相对于曲线(b)具有较少数量的隆起。隆起的这种减少源于因机翼20上的次要流的原因的损失的减少。

次要流损失的减少从图5中是显而易见的。

沿着纵坐标轴表示了机翼20的空间高度以及标准机翼的空间高度，而沿着横坐标轴表示了损失的值。

在区域25、26附近，即，在次要流的峰值处(在机翼高度的10％和90％处)，曲线(a)相对于曲线(b)减少了损失，而在机翼高度的一半处，涉及两种构造的损失非常接近。

因此，对于流体动力领域的技术人员而言，所提出的成形方式的优势是显而易见的。

特别地，所提出的解决方案不仅能够减少端壁处的载荷，而且减少了气体沿着压力面从叶片间通道的跨距中点向端壁14、15移动的趋势。

特别地，通过局部地“打开”机翼后缘，即，减小金属出口角，在叶片间通道高度的10％至25％之间和75％至90％之间的区域中获得两个主要积极效果。

如上文所提及的，第一效果涉及促使(encourage)更多气体穿过区域25、26的事实，在该区域中已实施了角的打开。因此，在压力面上形成两个优先逸出通路，这对抗了气体朝向端壁14、15移动的趋势以及产生不理想的次要流的趋势。

第二积极效果涉及在压力面上在区域25、26中获得局部压力降低的事实，这也对抗流在径向方向上的产生。

次要流损失在低压涡轮机(LPT)模块的性能上具有大约30％的影响并且要求保护的解决方案可使其次要流的强度降低大约20％：利用这种方式，在用于应用该方案的模块的具体燃料消耗的影响处于相同级别的情况下，涡轮机模块的性能可提高大约0.1％的值。

与获得上述优势有效地相关的参数是“喉角(throat angle，收缩角)”，即，由垂直于两个邻近叶片之间喉部(throat)剖面的线构成的角，因为该喉角对于从叶片间通道排出气体的流出角具有直接影响。为了简化并且方便在附图中观察，在其他几何特征相对于标准机翼相同的情况下，将喉角唯一地与已经用于本处理中的金属出口角关联。换言之，由于这些角的绝对值改变但其趋势是类似的，所以表示“收缩角”或“金属出口角”是类似的。

最后，从上文显而易见的是，在不背离本发明如在所附的权利要求中限定的保护范围的情况下，可以对制造所描述的机翼的方法做出变化和修改。

特别地，在边界层处金属出口角的减小可以应用于定子叶片和转子叶片两者，即，在机翼20a的后缘23a处。

此外，机翼20、20a的前缘22、22a也可为波浪形或蛇形的(根据堆放机翼剖面的位置)。

进一步地，可采用其中载荷在径向端部之间沿着高度线性变化(而不具有抛物线趋势)的叶片作为标准机翼。

Claims (6)

1.用于制造涡轮机机翼的方法，所述方法从参考机翼开始，其特征在于，所述方法包括：

a)相对于所述参考机翼的金属出口角，在后缘处两个区域(25、26)中局部地减小金属出口角，两个所述区域在使用中基本上对应于边界层中次要流的峰值位置；

b)相对于所述参考机翼的所述金属出口角，增大在所述后缘的剩余区域中的金属出口角，从而基本上恢复所述参考机翼的所述金属出口角的相同平均值。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，两个所述区域(25、26)分别位于所述机翼的高度的75％至90％之间和10％至25％之间的范围中。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述金属出口角的所述减少小于或等于2°。

4.根据前述权利要求的任一项所述的方法，其特征在于，所述参考机翼通过这样的机翼来限定，在该机翼中，载荷沿着该机翼的高度以线性法则或抛物线法则改变。

5.根据前述权利要求的任一项所述的方法，其特征在于，所述载荷沿着所述机翼的所述高度以四次多项式法则改变。

6.根据前述权利要求的任一项所述的方法获得的机翼。