CN106948869A - 带有具有冷却空气转向喷嘴的导叶的燃气涡轮发动机 - Google Patents

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D.E.德默斯
T.F.胡珀
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T.T.丹尼斯
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Abstract

一种通过具有导叶组件(102)来使诸如转子盘(53)的燃气涡轮发动机(10)的热部分冷却的设备及方法，该导叶组件(102)具有冷却空气通道(140)和限定管道(122)的位于冷却空气通道内的流量控制插入件(120)。转向喷嘴(126)安装至导叶(60、62)，并且，具有带有入口(125)和出口(134)的转向通道(128)，转向喷嘴(126)流体联接至流量控制插入件出口(138)。

Description

带有具有冷却空气转向喷嘴的导叶的燃气涡轮发动机
背景技术
涡轮发动机(且具体地，燃气或燃烧涡轮发动机)是从经过发动机而到达大量涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于陆地及航海运动和发电，但最普遍地用于航空应用，诸如用于飞机(包括直升机)。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行，以使发动机推力最大化，所以，诸如高压涡轮和低压涡轮的某些发动机构件的冷却可能是必要的。典型地，通过将更冷的空气从高压压缩机和/或低压压缩机用导管输送至要求冷却的发动机构件而完成冷却。在使涡轮冷却时，可以使冷却空气经过涡轮导叶的内部。
一个冷却的方法是，将压缩机空气发送穿过涡轮导叶的内部，在该处冷却空气能够然后传递到转子中，以使转子的诸如在上面安装有叶片的旋转盘的部分冷却。为了避免效率损失，理想的是，退出导叶且进入转子的冷却空气定向成与转子的旋转方向大体上对准且与旋转盘的速度匹配。
发明内容
在一个方面，本发明的实施例涉及一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶组件，导叶组件包括导叶，导叶具有翼型件主体，翼型件主体从前缘轴向地延伸至后缘，并且，从根部径向地延伸至尖端。导叶包括冷却空气通道，冷却空气通道径向地延伸穿过翼型件主体，并且，具有在尖端处的入口和在根部处的出口。流量控制插入件位于冷却空气通道内，并且，限定管道，管道具有与冷却空气通道入口相对应的入口和与冷却空气通道出口相对应的出口。转向喷嘴安装至导叶，并且，具有带有入口和出口的转向通道，转向喷嘴入口流体联接至流量控制插入件出口。转向通道是这样的而使得自转向通道出口起的转向通道中心线相对于与旋转轴线垂直的平面形成第一锐角。
在另一方面，实施例涉及一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶的转向喷嘴，其中，转向喷嘴包括带有入口和出口的转向通道，并且，转向通道局部地转向经过至少80度的平滑转角。转向通道在平滑转角的下游具有减小的横截面区域，其中，在转向喷嘴安装至导叶时，转向通道使大体上径向于旋转轴线的退出导叶的流转向至大体上切向于通过使径向线围绕旋转轴线的旋转而限定的平面的流。
本发明的第一技术方案提供了一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶组件，所述导叶组件包括：导叶，其具有从前缘轴向地延伸至后缘且从根部径向地延伸至尖端的翼型件主体；冷却空气通道，其径向地延伸穿过所述翼型件主体，且具有在所述尖端处的入口和在所述根部处的出口；流量控制插入件，其设置于所述冷却空气通道内，且限定具有与冷却空气通道入口相对应的入口和与冷却空气通道出口相对应的出口的管道；以及转向喷嘴，其安装至所述导叶，且具有带有入口和出口的转向通道，转向喷嘴入口流体地联接至流量控制插入件出口，并且所述转向通道如此使得自转向通道出口起的转向通道中心线相对于与所述旋转轴线大体上垂直的平面而形成第一锐角。
本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述转向通道中心线与所述转向通道入口处的从所述旋转轴线延伸的大体上径向的线对准。
本发明的第三技术方案是在第二技术方案中，所述转向通道中心线相对于所述径向线而形成第二锐角。
本发明的第四技术方案是在第三技术方案中，所述第二锐角相对于所述旋转方向而成零度。
本发明的第五技术方案是在第三技术方案中，所述转向喷嘴定向成使得所述转向通道中心线沿所述旋转轴线的旋转方向延伸穿过所述转向通道出口。
本发明的第六技术方案是在第五技术方案中，所述转向喷嘴包括减小的横截面区域部分，以在冷却空气经过所述转向通道时加速所述冷却空气。
本发明的第七技术方案是在第一技术方案中，所述转向通道入口容纳于所述管道出口内。
本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，所述导叶包括在所述根部处的内部平台，并且，所述转向喷嘴安装至所述内部平台。
本发明的第九技术方案是在第八技术方案中，所述转向喷嘴包括抵接所述内部平台的肩状部，并且，所述肩状部紧固至所述内部平台。
本发明的第十技术方案是在第九技术方案中，所述内部平台具有流体地联接至所述管道出口的开口，所述转向通道具有容纳于所述内部平台开口内的位于所述肩状部上方的插入部分，并且，所述肩状部起插入止挡部的作用，并且，所述转向喷嘴包括从所述转向通道伸出的旋转止挡部，以将所述转向喷嘴的旋转位置相对于所述导叶而固定，由此，通过将所述插入部分插入至所述内部平台开口中直至所述肩状部抵接所述平台，然后，使所述转向喷嘴旋转，直至所述旋转止挡部止挡旋转，从而将所述转向喷嘴安装至所述导叶。
本发明的第十一技术方案是在第十技术方案中，还包括将所述肩状部紧固至所述内部平台的金属接头，并且，所述插入部分具有将冷却空气从所述转向通道向所述金属接头供给的多个孔。
本发明的第十二技术方案是在第一技术方案中，所述转向喷嘴包括从所述转向通道延伸的多个翅片，以将热传导远离所述转向通道。
本发明的第十三技术方案是在第一技术方案中，所述转向喷嘴包括从所述转向通道伸出的旋转止挡部，以将所述转向喷嘴的旋转位置相对于所述导叶而固定。
本发明的第十四技术方案是在第一技术方案中，所述转向通道转向穿过至少45度角。
本发明的第十五技术方案是在第十四技术方案中，所述转向通道转向穿过至少90度角。
本发明的第十六技术方案是在第十四技术方案中，所述转向通道从所述转向通道入口处的相对于所述旋转轴线而径向定向的大部分转向至所述转向通道出口处的与垂直于所述旋转轴线的平面平行的大部分。
本发明的第十七技术方案是在第十六技术方案中，所述转向通道包括减小的横截面区域，以使经过所述转向通道的所述冷却空气加速。
本发明的第十八技术方案是在第十七技术方案中，所述减小的横截面区域包括所述转向通道出口附近的连续地减小的横截面区域。
本发明的第十九技术方案是在第十八技术方案中，所述连续地减小的横截面区域使所述冷却空气加速至在发动机运行旋转速度的20%内的所述转向通道出口处的速度。
本发明的第二十技术方案是在第十九技术方案中，所述流量控制插入件包括具有多个冲击开口的冲击插入件，以从所述管道供给冷却空气。
本发明的第二十一技术方案提供了一种用于具有旋转轴线的燃气涡轮发动机的导叶的转向喷嘴，所述转向喷嘴包括带有入口和出口的转向通道，所述转向通道局部地转向穿过至少45度的平滑转角，并且，所述转向通道在所述平滑转角的下游具有减小的横截面区域，其中，在所述转向喷嘴安装至所述导叶时，所述转向通道使大体上径向于所述旋转轴线的退出所述导叶的流转向至大体上切向于通过使径向线围绕旋转轴线的旋转而限定的平面的流。
本发明的第二十二技术方案是在第二十一技术方案中，所述减小的横截面区域包括位于所述转向通道出口附近或位于所述转向通道出口处的连续地减小的横截面区域。
本发明的第二十三技术方案是在第二十二技术方案中，所述连续地减小的横截面区域使所述冷却空气加速至在发动机运行旋转速度的20%内的所述转向通道出口处的速度。
本发明的第二十四技术方案是在第二十一技术方案中，还包括肩状部，该肩状部位于所述平滑转角的上游，并且，起插入止挡部的作用。
本发明的第二十五技术方案是在第二十四技术方案中，还包括在所述肩状部的上游经过所述转向通道的孔。
本发明的第二十六技术方案是在第二十一技术方案中，还包括从所述转向通道延伸的多个翅片，以将热传导远离所述转向通道。
本发明的第二十七技术方案是在第二十六技术方案中，所述多个翅片向所述平滑转角的上游延伸。
本发明的第二十八技术方案是在第二十一技术方案中，还包括从所述转向通道伸出的旋转止挡部。
本发明的第二十九技术方案是在第二十八技术方案中，所述旋转止挡部位于所述平滑转角的下游。
附图说明
在附图中：
图1是根据本发明的第一实施例的用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面图。
图2是导叶组件的透视图。
图3是包括转向喷嘴的图2的导叶组件的内侧透视图。
图4是图2和图3的导叶组件的分解图。
图5是图3和图4中所示出的转向喷嘴的透视图。
图6是沿着图3的线V-V截取的导叶组件的放大横截面图。
图7是将发动机中心线、与所述中心线垂直的平面和组装转向喷嘴的关系及角一起图示的示意图。
零件列表
10 发动机
12 中心线
14 前部
16 后部
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压压缩机
26 高压压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 高压涡轮
36 低压涡轮
38 排气区段
40 风扇外壳
42 风扇叶片
44 核心
46 核心外壳
48 高压轴/转轴
50 低压轴/转轴
51 转子
52 压缩机级
53 盘
54 压缩机级
56 旋转叶片
58 旋转叶片
60 导叶
62 导叶
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
102 导叶组件
106 前缘
108 后缘
110 径向线
111 衬套
112 根部
114 尖端
116 内部平台
118 上板
120 流量控制插入件(插入件)
122 插入件管道
124 插入件管道入口
125 转向喷嘴入口
126 转向喷嘴
128 转向通道
129 加速部分
130 肩状部
131 转角
132 翅片
134 出口
136 插入部分
138 内部平台开口
140 管道通道
142 多个孔
144 插入件壁
146 任选的开口
148 减小的横截面区域
150 旋转止挡部
152 部分
154 部分
155 平面
156 吹扫空气流。
具体实施方式
本发明的所描述的实施例针对与构件冷却有关，具体地，与燃气涡轮发动机中的构件冷却有关，且更具体地，与燃气涡轮发动机的涡轮区段的冷却构件有关的系统、方法及其他装置。出于图示的目的，将关于飞行器燃气涡轮发动机而描述本发明。然而，将理解到，本发明不限于此，并且，可以具有诸如其他移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用的非飞机应用中的普遍适用性。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有从前部14到后部16大体上纵向地延伸的轴线或发动机中心线12。按照向下游按顺序流动的关系，发动机10包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕发动机中心线12径向地安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃气。核心44被核心外壳46环绕，核心外壳46能够与风扇外壳40联接。
围绕发动机10的发动机中心线12同轴地安置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。在更大直径的环形HP转轴48内围绕发动机10的发动机中心线12同轴地安置的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接至LP压缩机24和风扇20。发动机10的安装至转轴48、50中的任一个或两者并与其一起旋转的部分也单独地或共同地被称为转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中，一组压缩机叶片58相对于对应的一组静压缩机导叶60、62而旋转，以使经过该级的流体流压缩或增压。在单个压缩机级54中，多个压缩机叶片58能够设置成环，并且，能够相对于发动机中心线12而从叶片平台至叶片尖端径向地向外延伸，而对应的静压缩机导叶62定位于旋转叶片58的下游，并且邻近于旋转叶片58。注意到，图1中所示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于图示的目的而选择，且有可能是其他数量。压缩机级的叶片58能够安装至盘53，盘53安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个，其中各级具有其自身的盘53。导叶62以围绕转子51的周向布置安装至核心外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，使一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)而旋转，以从经过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64中，多个涡轮叶片68能够设置成环，并且，能够相对于发动机中心线12而从叶片平台至叶片尖端径向地向外延伸，而对应的静涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游，并且邻近于旋转叶片68、70。注意到，图1中所示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于图示的目的而选择，且有可能是其他数量。
在运行中，旋转风扇20将环境空气供给至LP压缩机24，然后，LP压缩机24将增压后的环境空气供给至HP压缩机26，HP压缩机26使环境空气进一步增压。使来自HP压缩机26的增压后的空气与燃料在燃烧器30中混合且点燃，由此生成燃气。由HP涡轮34从这些气体提取一些功，这些功驱动HP压缩机26。燃气排放至LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功，以驱动LP压缩机24，并且，废气最后经由排气区段38而从发动机10排放。LP涡轮36的传动驱动LP转轴50使风扇20和LP压缩机24旋转。
风扇20所供给的环境空气中的一些能够绕开发动机核心44，并且，用于使发动机10的部分(尤其是热部分)冷却，且/或用于使飞行器的其他方面冷却或给飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常位于燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32的下游，其中由于HP涡轮34位于燃烧区段28的正下游，因而HP涡轮34是最热的部分。其他冷却流体来源能够是从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体，但不限于此。
参考图2，将更详细地描述包括导叶62的导叶组件102。导叶62成形为翼型件主体，其中，导叶62具有前缘106和后缘108。导叶62从根部112沿着径向线110径向地跨越至尖端114，其中，根部112安装至内部平台116，并且，尖端114安装至上板118。诸如冲击插入件的流量控制插入件120(此后，将简称为插入件)位于导叶62内，并且限定管道122，管道122具有位于导叶62的尖端处的入口124。
参考图3，着眼于导叶组件102的内侧，示出转向喷嘴126安装至内部平台116。转向喷嘴126包括转向通道128和肩状部130，肩状部130抵接内部平台116，且借助于焊接、钎焊、锡焊等而使用金属接头来紧固至内部平台116。多个翅片132在肩状部130下方从转向通道128径向地延伸，以传导热远离转向通道128。转向通道128终止于出口134中。
图4是来自图3的导叶组件102的分解图，并且图示转向通道128进一步包括插入部分136，插入部分136具有肩状部130上方的转向通道入口125(图5)，转向通道入口125容纳于管道出口内，该管道出口图示为内部平台开口138，其中，肩状部130起插入止挡部的作用。该插入部分136将转向通道128流体地联接至插入件管道122。
导叶进一步包括冷却空气通道或管道通道140，插入件120放置于该通道中，使得插入件管道122被导叶的管道通道140包围。插入件120包括沿着插入件壁144定位的多个孔142(或冲击开口)。在将导叶组件102完全地组装时，冲击开口提供管道122与管道通道140之间的流体连接。
如图2-4中所图示，示出一对导叶62，这对导叶62在其间共同地限定间隙，该间隙被称为喷嘴。同样地，虽然导叶组件102示出为包含导叶62、内部平台116、外部平台115、插入件120以及转向喷嘴126，但导叶组件102可能包括更少或更多的构件。
现在，参考图5，将描述转向喷嘴126的细节。转向喷嘴126限定转向通道128，转向通道128具有入口125和出口134，带有转角131。转向喷嘴126具有带有插入部分136和加速部分129的肘状形状，其中转角131位于插入部分136至加速部分129的过渡处。入口125位于插入部分136中，并且，出口134位于第二部分中。对于转向喷嘴126，虽然图示为肘状形状，但有可能是其他形状。
位于入口125与出口134之间的肩状部130还起作用为通过针对插入部分136而设置停止点，从而对转向喷嘴126的插入部分136的插入进行限制。如图所示，肩状部130位于转弯131的上游的插入部分136上。任选的开口146能够设置于肩状部130上方，这允许对导叶62的内部，尤其是转向喷嘴126与导叶62的接合点的进一步冷却。
减小的横截面区域148设置于转向通道128中。如图所示，加速部分129包括减小的横截面区域148。然而，减小的横截面区域148可能位于沿着转向通道128的任何位置，其中它在出口134附近最有效。横截面区域148图示为具有连续地减小的横截面区域。然而，减小的横截面区域148可能是连续的或间断的，包括单个减小的横截面区域或一系列的减小的横截面区域。
旋转止挡部150从转向通道128伸出，以将转向喷嘴126的旋转位置相对于导叶62而固定。在通过插入部分136的插入直至肩状部130抵接导叶62或内部平台116而将转向喷嘴126安装至导叶62时，视情况而定，然后使转向喷嘴126旋转至某一位置，直至旋转止挡部150抵接可能是内部平台116的一部分的另一结构部分，以对转向喷嘴126的旋转进行限制。在此意义上，旋转止挡部还将出口134的位置相对于转子51，包括相对于发动机中心线12和从发动机中心线12垂直地延伸的径向线110而固定。转向通道从沿着部分152的径向定向的大部分转向至沿着部分154的与垂直于旋转轴线的平面155平行的大部分。
参考图6，转向通道128具有转向通道中心线，转向通道中心线具有与转角131的下游相比而不同的上游的定向。吹扫空气流156是冷却空气，其穿过插入件管道122而沿着部分152行进至转向喷嘴126中，并且，沿着部分154在转向喷嘴出口134处退出。在转角131的上游，转向通道中心线的部分152与径向线110大体上对准。在转向通道中心线部分152与径向线110之间形成角β。转向通道128可定向成使得该角是零度。在大多数情况下，角β将是小于10度的小的锐角。
参考图7，转向通道中心线的部分154相对于与发动机中心线12垂直的平面155而形成角α，发动机中心线12也是发动机的旋转轴线。该角是锐角α。预期到，角α将相对小的，小于10度。在大多数情况下，对于给出的实现方案，理想的是，角α实践中尽量接近于零。角α越接近于零，退出出口134的吹扫空气流156就越接近于与平面155相切。
在运行中，转向喷嘴126以这样的方式实现退出导叶62的吹扫空气流156的转向，以降低与转弯相关联的压力损失。转弯的量相对于径向线110而大体上为90度，并且，预期处于80度与90度之间。平滑转弯131帮助吹扫空气流156的转向而不造成显著的压力损失，以及对冷却空气的最低限度的加热。转角131不是锐角拐角，而是，转角131包括为吹扫空气流156的转向作准备的平滑弧状过渡，而不造成与拐角相关联的压力损失。
转向喷嘴126还使退出出口134的吹扫空气流156对准，使得吹扫空气流156与平面155基本上相切。随着退出的吹扫空气流156变得越接近于与平面155相切，就存在旋转空气的总温度另外的越大的下降，进入的吹扫空气射流的速度越是与旋转空气的速度匹配，就生成越小的摩擦流体损失(阻力)。
转向喷嘴126还将退出的吹扫空气流156沿盘53的旋转方向指引，而减小的横截面区域148使吹扫空气流156相对于转子51的盘53的旋转速度而加速。吹扫空气流156的速度更接近于盘53的旋转速度还提高效率，因为，吹扫空气流156不创建盘53必须驱动穿过的空气流，这减小旋转盘53上的阻力。在示范性的实施例中，退出喷嘴的冷却空气的速度应当高达允许使摩擦力或阻力最小化且使冷却空气温度最小化的设计约束。退出喷嘴的空气在其冲击转子的点处的速度应当尽可能接近于转子速度。
在生产中，能够通过仍然将减少出现于与插入部分的交界面的空气泄漏，降低吹扫空气退出喷嘴时的压力损失，且使与急转弯和高损失的开口/出口相关联的冷却空气的加热最小化的手段，来铸造或3D打印或生产出转向喷嘴。在转向喷嘴位于适当的位置时，转向喷嘴自动定心，因为，转向喷嘴将与插入件孔对准，且关键在于，转向喷嘴设计成符合现有的喷嘴特征。
如上所述，转向喷嘴是如下的单独的工件：在组装至包括冲击插入件的导叶区段时，降低随着将吹扫空气从插入件腔发送至轮空间腔的压力损失，而转化为从转向喷嘴出口流出的更高的吹扫空气速度。这是一个益处，因为，使吹扫空气转向时的高的压力下降典型地与急转弯和障碍物相关联，急转弯和障碍物迫使吹扫空气再循环或“擦洗”内部插入件/吹扫喷嘴热表面，导致吹扫空气的温度上升，这继而对转子系统不利且缩短转子寿命。
转向喷嘴的另一益处包括为选择吹扫空气矢量方向的充分的灵活性作准备，典型地通过赋予相对于转子平面而尽可能多的切向分量而实现该灵活性，使得轮空间腔中的摩擦损失最小化。
转向喷嘴还允许以出现于附件的插入部分与交界的冲击插入件之间的交界面的最低限度的泄漏将空气从插入件腔传递至轮空间腔。
应当意识到，转向喷嘴的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而同样地可应用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且，还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统和执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且，可以包括本领域技术人员所想到的其他示例。如果这样的其他示例具有并非与权利要求的字面语言不同的结构元件，或如果这些示例包括与权利要求的字面语言无实质的差异的等效的结构元件，则这些示例旨在属于权利要求的范围内。

Claims (9)

1.一种用于具有旋转轴线(12)的燃气涡轮发动机(10)的导叶(60、62)的转向喷嘴(126)，所述转向喷嘴(126)包括带有入口(125)和出口(134)的转向通道(128)，所述转向通道(128)局部地转向穿过至少45度的平滑转角，并且所述转向通道(128)在所述平滑转角(131)的下游具有减小的横截面区域(148)，其中在所述转向喷嘴(126)安装至所述导叶(60、62)时，所述转向通道(128)使大体上径向于所述旋转轴线(12)的退出所述导叶(60、62)的流转向至大体上切向于通过使径向线(110)围绕旋转轴线(12)旋转而限定的平面(155)的流(156)。
2.根据权利要求1所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，所述减小的横截面区域(148)包括位于转向通道出口(134)附近或位于所述转向通道出口(134)处的连续地减小的横截面区域(148)。
3.根据权利要求2所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，所述连续地减小的横截面区域(148)使冷却空气(156)加速至在发动机(10)运行旋转速度的20%内的所述转向通道出口(134)处的速度。
4.根据权利要求1所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，还包括肩状部(130)，该肩状部(130)位于所述平滑转角(131)的上游，并且它起插入止挡部(130)的作用。
5.根据权利要求4所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，还包括在所述肩状部(130)的上游经过所述转向通道(128)的孔(146)。
6.根据权利要求1所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，还包括从所述转向通道(128)延伸的多个翅片(132)，以传导热远离所述转向通道(128)。
7.根据权利要求6所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，所述多个翅片(132)向所述平滑转角(131)的上游延伸。
8.根据权利要求1所述的转向喷嘴(126)，其特征在于，还包括从所述转向通道(128)伸出的旋转止挡部(150)。
9. 根据权利要求8所述的转向喷嘴(126) ，其特征在于，所述旋转止挡部(150)位于所述平滑转角(131)的下游。
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