CN106979177A - 涡轮压缩机导叶 - Google Patents

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E.A.法尔克
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A.T.塔诺夫斯基
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Abstract

本发明涉及涡轮压缩机导叶。具体而言，一种压缩机导叶(62)可包括四个泄漏控制结构中的至少一个，包括：导叶(62)的根部(128)附近的前缘轴向叠置(160)、向前延伸且具有倒圆的几何形状的内带(86)的内平台(132)的一部分(150)、沿前缘(120)且在根部(128)附近与翼型件本体的负反角(210)形状，以及根部(128)附近的导叶(62)的后缘(122)的至少一部分的后缘轴向叠置(170)。这些泄漏控制结构提高涡轮(10)的操作效率，其中效率一般由于从压缩机(22)的较高压力的级到较低压力的级的泄漏流(96)而降低。

Description

涡轮压缩机导叶
技术领域
涡轮发动机且特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体的流获得能量的旋转发动机。燃气涡轮发动机用于陆地和海上移动和发电，但最常用于航空应用，例如飞行器，包括直升机。在飞行器中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推进。在陆地应用中，涡轮发动机通常用于发电。
背景技术
用于飞行器的燃气涡轮发动机包括压缩机级，其设计成具有由转子旋转的叶片的多个带，以及设置在叶片之间的静止导叶的带。压缩机级压缩空气，空气然后移动至燃烧器和涡轮。压缩机导叶设置在密封件附近，限制至压缩机的上游区域的空气流泄漏(其可降低系统的效率)。然而，密封件趋于允许少量空气向前泄漏。泄漏在压缩机内生成熵，降低了效率。
发明内容
一种用于燃气涡轮发动机的压缩机导叶组件包括导叶，导叶具有从前缘沿翼弦方向延伸至后缘且从根部沿翼展方向延伸至末梢的翼型件本体，以及固定至根部的内平台。导叶组件具有以下四个泄漏流控制结构中的至少一个：(1)内平台的一部分，其在根部处从前缘向前延伸得小于翼型件本体的翼展的15%，(2)翼型件本体的根部处的前缘处的负反角，(3)在后缘从根部沿径向延伸时向后延伸的后缘轴向叠置，以及(4)在前缘从根部沿径向延伸时向后延伸的前缘轴向叠置。
一种控制围绕燃气涡轮发动机压缩机导叶组件的密封泄漏流的方法，压缩机导叶组件包括具有固定至内平台的根部的导叶，该方法包括沿内平台空气动力地引导泄漏流。
技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的压缩机导叶组件，包括：
导叶，其具有从前缘沿翼弦方向延伸至后缘且从根部沿翼展方向延伸至末梢的翼型件本体；以及
固定至所述根部的内平台；
其中所述导叶组件具有四个泄漏流控制结构中的至少一个，包括：
所述内平台的一部分，其在所述根部处从所述前缘向前延伸得小于所述翼型件本体的翼展的15%，
所述翼型件本体的根部处的所述前缘处的负反角，
在所述后缘从所述根部沿径向延伸时向后延伸的后缘轴向叠置，
在所述前缘从所述根部沿径向延伸时向后延伸的前缘轴向叠置。
技术方案2. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述后缘轴向叠置的最后部点超过后缘翼展的35%且低于65%。
技术方案3. 根据技术方案2所述的压缩机导叶组件，其中，所述后缘轴向叠置的最后部点在所述根部处的后缘后方在轴向翼弦的4%到10%之间。
技术方案4. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述前缘轴向叠置的最后部点沿径向在前缘翼展的65%内。
技术方案5. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述压缩机导叶组件具有所述四个泄漏流控制结构中的任意两个。
技术方案6. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述压缩机导叶组件具有所述四个泄漏流控制结构中的任意三个。
技术方案7. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述压缩机导叶组件具有所述四个泄漏流控制结构中的全部四个。
技术方案8. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述根部处的所述后缘处的轴向叠置的角度从0到40%翼展大于5度。
技术方案9. 根据技术方案8所述的压缩机导叶组件，其中，所述根部处的所述后缘处的轴向叠置的角度从0到20%翼展大于10度。
技术方案10. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述根部处的所述前缘处的轴向叠置的角度从0到50%翼展大于5度且为正。
技术方案11. 根据技术方案10所述的压缩机组件，其中，所述根部处的所述前缘处的轴向叠置的角度从0到20%翼展大于10度。
技术方案12. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述内平台的部分小于所述翼型件本体的翼展的10%。
技术方案13. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述翼型件具有从所述前缘延伸到所述后缘的所述根部处的负反角。
技术方案14. 根据技术方案1所述的压缩机导叶组件，其中，所述前缘负反角从所述根部沿所述翼型件本体翼展的至少20%延伸。
技术方案15. 根据技术方案14所述压缩机导叶组件，其中，所述前缘反角从所述根部在所述翼展的大约50%中保持为负。
技术方案16. 根据技术方案15所述的压缩机导叶组件，其中，所述前缘负反角具有大于5度的最大量值。
技术方案17. 根据技术方案16所述的压缩机导叶组件，其中，所述根部前缘负反角具有大于10度的量值。
技术方案18. 根据技术方案17所述的压缩机导叶组件，其中，所述前缘负反角初始地变为从所述根部延伸的更大负值。
技术方案19. 一种控制围绕燃气涡轮发动机压缩机导叶组件的密封泄漏流的方法，所述压缩机导叶组件包括具有固定至内平台的根部的导叶，所述方法包括沿所述内平台空气动力地引导泄漏流。
技术方案20. 根据技术方案19所述的方法，其中，空气动力地引导所述泄漏流将所述泄漏流的不利效率影响最大限度地减少至绝热级效率的1到2个点之间。
技术方案21. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述空气动力地引导所述泄漏流包括四个空气动力影响中的任一个，包括：
将所述泄漏流在所述导叶的前缘前方的轴向行进限制为小于导叶翼展的15%，
通过所述根部处的所述导叶的前缘后方的轴向叠置捕获所述泄漏流的至少一部分，
利用所述根部处的所述导叶的前缘上的负反角朝所述内平台引导所述泄漏流，以及
利用后缘轴向叠置稳定所述根部处的流以最大限度地减少局部根部后缘流分离。
技术方案22. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述方法包括所述四个空气动力影响中的任意两个。
技术方案23. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述方法包括所述四个空气动力影响中的任意三个。
技术方案24. 根据技术方案19所述的方法，其中，所述方法包括所述四个空气动力影响中的全部四个。
附图说明
在附图中：
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2为图1的压缩机区段的截面视图。
图3为图2的一个压缩机导叶的示意图。
图4为图3的导叶的前缘和后缘以及前倒圆平台悬垂部分的轴向叠置的示意图。
图5为示出沿导叶的翼展的后缘轴向叠置的位置的图表。
图6为示出沿导叶翼展的图5的后缘轴向叠置的角度的图表。
图7为示出沿导叶的翼展的前缘轴向叠置的位置的图表。
图8为示出沿导叶的翼展的图7的前缘轴向叠置的角度的图表。
图9为示出导叶反角的图3的压缩机导叶的顶视图。
图10为示出图9的反角的图3的导叶的底部透视图。
图11为示出沿图9的导叶的翼展的前缘反角的图表。
具体实施方式
本发明的描述的实施例针对压缩机导叶。出于说明的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的压缩机导叶描述本发明。然而，将理解的是，本发明并未如此受限，且可在非飞行器应用中具有普遍应用，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。其还可应用于涡轮发动机中除静止导叶外的翼型件，诸如可变导叶。
图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向延伸的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44由核心壳46包绕，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接至HP压缩机26。围绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的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。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机转轴52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静止压缩机导叶60、62旋转以压缩或加压穿过级的流体流。多个压缩机叶片56、58可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58下游和附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静止涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转以从穿过级的流体流获得能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环，且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢沿径向向外延伸，同时对应的静止涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70上游和附近。将注意的是，图1中所示的叶片、导叶和涡轮级的数目仅为了说明性目的选择，且其它数目是可能的。
在操作中，旋转风扇20将空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合且点燃，从而生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体获得，HP涡轮34驱动HP压缩机26。HP涡轮流出气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36获取额外的功来驱动LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。
由风扇20供应的一些环境空气可旁通发动机核心44且用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，和/或用于对飞行器的其它方面冷却或供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分一般在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2示出了包括多个压缩机叶片58和压缩机导叶62的图1的HP压缩机区段26。叶片58的一个环和导叶62的一个环的各个组合可包括压缩机级。各个叶片58安装至转子80，转子80用于支撑叶片58，转子80进一步安装至盘82。转子80相对于发动机10的中心线12为环形，使得多个叶片58可围绕转子80设置。转子80可围绕中心线12旋转，使得叶片58围绕中心线12沿径向延伸。
导叶62可安装至核心壳46，其类似于叶片58围绕发动机中心线12沿径向设置。导叶62可在外带84处安装至核心壳46，且可安装至与外带84相对的内带86。密封件88可在内带86附近安装至盘82，使得阻碍空气流泄漏从导叶62的下游移动到导叶62的上游。主流空气流90在从前到后的方向上移动穿过HP压缩机26。因此，主流空气流90可分别对于导叶62的后方和前方的位置相对于导叶62限定下游区域106和上游区域108。在密封件88防止大部分上游空气流泄漏的情况下，一些主流空气流90可在与主流空气流90相反的方向上泄漏穿过密封件。
空气流通路可相对于主流空气流90限定在导叶62的下游区域106与导叶62的上游区域108之间。下游区域106相对于压缩机区段26的上游区域108具有较高压力。在92处，导叶62的下游区域106中的压缩空气可在密封件88附近在内带86与转子80之间移动。在94处，压缩空气流92可泄漏穿过密封件88，朝上游区域108移动。在96处，来自94的流可泄漏回上游区域108中，且必须与主流空气流90再整合。
泄漏流96通过允许压缩空气从导叶62的下游区域106行进至导叶62的上游区域108而降低发动机10的效率。当泄漏流96再进入导叶62的上游区域108时，其包括较小速度，且与主流空气流90较弱地再整合，进一步降低压缩机区段26的总体压力。旋转结构80、88的摩擦引起的泄漏流96以外的风阻能量的温差以及静压与动压之间的压差降低了效率。
现在转到图3，示出了用于将导叶62安装在压缩机级内的导叶组件98的视图。导叶组件98可包括导叶62、下部部件100、摩擦元件102和多个密封齿104。导叶62可包括翼型件本体，其具有翼弦、曲面和对翼型件常见的其它元件。下部部件100可为中空部件，安装至内带86的径向内表面。密封件88包括安装至下部部件100的摩擦元件102，以及设置在摩擦元件102附近的多个密封齿104。密封齿104与转子80和叶片58的盘82一起旋转。密封齿104可与摩擦元件102略微间隔开，使得空间110设置在密封齿104的径向范围与摩擦元件102之间。摩擦元件102和密封齿104的组合限定迷宫式密封件，以阻碍泄漏空气流。然而，空间110可允许一定量的空气在密封齿104与摩擦元件102之间流动。
导叶62还可包括分别在上游区域108和下游区域106附近的前缘120和后缘122。导叶62还可限定在翼弦方向上在前缘120与后缘122之间延伸的轴向翼弦124。导叶62的末梢126和根部128分别在外带84和内带86附近，进一步限定在翼展方向上从根部128到末梢126延伸的翼展130。内带86还可包括内平台132和下部部件100。导叶62可在根部128附近安装至平台132。中线134限定为穿过翼展130的中点的轴向翼弦124。
平台132可包括鼻部140和尾部142，分别相对于主流空气流90设置在导叶62的前部和后部。鼻部140还可包括具有倒圆表面的圆形或弓形几何形状。
现在转到图4，内平台132的弓形鼻部140可在根部128处关于前缘120向前延伸一部分150。例如，部分150的长度可相对于导叶62的翼展方向长度限定。例如，鼻部140的部分150的长度可小于翼型件导叶62的翼展方向长度的15%。
前缘120还可包括在根部128附近关于前缘120的至少一部分的前缘轴向叠置160。前缘叠置160从根部128延伸，包括在由前缘120限定的纵轴线162从根部128延伸时的角偏差。前缘轴向叠置160还可限定第一角度α作为纵轴线162相对于在根部128处从发动机中心线12沿径向延伸穿过前缘120的径向轴线166的角度。前缘120处的导叶62相对于由前缘轴向叠置160限定的上游区域108具有凹形形状，使得根部128和末梢126处的前缘120相对于径向轴线166大致正交且与其相交。
后缘122还可包括关于根部128附近的后缘122的至少一部分的后缘轴向叠置170。类似于前缘轴向叠置160，后缘轴向叠置170可从根部128延伸，包括类似于前缘120的后缘122的角偏移，使得第二角度β限定在后缘轴向叠置轴线174与从发动机中心线12延伸的径向轴线176之间。后缘122可相对于下游区域106限定凸形形状，使得根部128和末梢126处的后缘122沿径向对准。
第一角度α和第二角度β可相同或相似，使得前缘轴向叠置160和后缘轴向叠置170可几何地相同或相似。角度α、β可在根部128处大于5度。
此外，对于导叶62的紧凑设计，末梢126处和根部128处的前缘120和后缘122可大致正交，使得限定在前缘120、后缘122、末梢126和根部128之间的相交处的一组四个交叉点设置成相对于彼此径向对准。
鼻部140的弓形倒圆的形状允许泄漏流96围绕弓形表面转向，且具有回到主流空气流90中的较平滑的过渡，沿平台132和根部128附近的导叶62的区域穿过。
应当认识到的是，前缘轴向叠置趋于减小根部前缘附近的导叶62的升力，这有助于保持高吸力侧静压，减小泄漏流吸到该吸力侧上的趋势。还应当认识到的是，后缘轴向叠置使导叶62的中线134在根部128和末梢126下游进一步移动。
转到图5，第一图表示出了由两个定子(翼型件A和翼型件B，以轴向方式沿压缩机区段，代表两个潜在的级)代表的后缘轴向叠置的几何形状。翼型件A和翼型件B是示例性翼型件，且应当理解的是，如图表中所示的翼型件的变型也可在本公开内容的范围内构想出。后缘轴向叠置在向后方向上移动，由基于根部处的翼弦方向的距离确定的轴向根部翼弦的百分比代表。后缘122的轴向位置首先在向后的方向上移动，且过渡至由后缘轴向叠置的负值代表的前轴向位置。后缘122的最大向后位置可超过翼展的大约35%且低于大约65%，且可在根部128处的后缘122后方在轴向翼弦的4%到10%之间。
在图6中，第二图表示出了与图5相同的两个定子，示出了图4的后缘122的轴向叠置角度β。后缘轴向叠置包括正角度，限定了正斜率，直到翼型件A和翼型件B的翼展的50%到60%之间。根部处的后缘轴向叠置从翼展的0%到40%可大于5度，或在翼展的0%到20%大于10度，或两者。此外，后缘的角度和斜率可在级之间不同。
转到图7，第三图表示出了翼型件A和翼型件B的前缘轴向叠置的示例性几何形状。对于前缘120的轴向位置，前缘轴向叠置在向后的方向上移动，由基于根部处的翼弦方向距离确定的轴向根部翼弦的百分比代表，且过渡至由后缘轴向叠置的负值代表的前轴向位置。前缘120的最大向后位置位于翼展的大约20%到65%之间，在不同导叶62之间变化。前缘轴向叠置的最后部点可沿径向在前缘翼展的65%内。
转到图8，第四图表示出了对于翼型件A和B如图4中的第一角度α限定的前缘轴向叠置的角度α。如可认识到的那样，翼型件的角度最初具有由正角度限定的正斜率。根部处的前缘轴向叠置角度可从0%到50%翼展大于5度且为正，或从翼展的0%到20%大于10度，或两者。类似于图6，根部128附近的正斜率趋于最大程度减小与泄漏流相关联的空气动力损失。应当理解的是，移动穿过压缩机区段的翼型件的根部128处的前缘120的初始正斜率趋于保持平台132附近的泄漏流，且防止泄漏流与主流的流动90互混，这将另外降低效率。此外，可构想出的是，前缘的角度和斜率可在级之间不同。
转到图9，图3的导叶62的顶视图最佳示出了导叶62的反角翼型件形状210。图9示出了在根部128、中线134和末梢126处截取的翼型件导叶62的三个截面。应当理解的是，图9的顶视图为相对于发动机中心线12的径向视图。导叶62的翼型件形状限定沿导叶62的翼展130的压力侧212和吸力侧214。负反角限定在根部128与中线134之间，示为中线134定位在根部128下方。正反角从中线134到末梢126限定，示为末梢126定位在中线134上方。
应当认识到的是，尽管导叶62示为对于前缘120延伸到后缘122在根部128处具有负反角，但导叶62可仅对于前缘120在根部128处具有负反角，而在后缘122处没有或具有不同的反角。此外，尽管反角示为对于前缘120和后缘122两者是一致的，但边缘120、122处的反角可不同于彼此。
转到图10，导叶62的透视图示出了图9的翼型件的反角形状，且为相对于发动机中心线12略微沿径向向外看的孤立的导叶62的底部透视图，平台为了说明性目的除去。前缘轴线220和后缘轴线222可分别沿前缘120和后缘122限定在根部128处。前缘负反角224和后缘负反角226可分别限定在前缘轴线220和后缘轴线222与前缘径向轴线166和后缘径向轴线176之间。
转到图11，图表示出了示例性翼型件(翼型件A和翼型件B，其可为图9和图10的导叶62)的前缘机械反角。如可理解到的那样，翼型件A和翼型件B包括在0%翼展处的根部128附近的负前缘反角，在根部128处具有前缘负反角224。前缘负反角从根部沿翼型件本体翼展的至少20%延伸。负反角形状减小局部大迎角和由级间密封泄漏流96引起的二次流效果，也提高了效率和失速裕度。前缘负反角224在从根部的翼展的大约50%内保持为负。此外，前缘负反角具有大于5度的最大量值，且可在根部128处具有大于10度的量值。
应当认识到的是，在根部128附近在压力侧方向上限定导叶62的曲形的反角在根部128和平台132附近引导和保持泄漏流96。因此，防止了泄漏流96沿径向向外转移，在该处，其可与主流空气流90互混，趋于降低发动机效率。负反角还使泄漏流在主流空气流90的方向上转向。这趋于升高前缘根部128附近的静压，趋于减少总体泄漏流96。因此，阻止了泄漏流96沿径向向外移动来与主流空气流90主动地混合，减小了由泄漏流96生成的压力损失和湍流，提高了效率。
泄漏流96还可通过对于压缩机导叶组件控制密封泄漏流的方法来控制，其可包括沿内平台引导泄漏流。引导泄漏流的方法可包括以下空气动力影响中的至少一者：(1)将导叶的前缘的前部中的泄漏流的向前移动限制为小于导叶翼展的百分之十五，(2)通过导叶的前缘的前轴向叠置捕获泄漏流的至少一部分，(3)利用根部处的导叶的前缘上的负反角朝内平台引导泄漏流，以及(4)利用后缘轴向叠置稳定根部处的流以最大限度地减小局部根部后缘流分离。空气动力地引导泄漏流和改善翼型件的根部流最大限度地减小泄漏流的不利效率影响。对效率的影响可为绝热级效率的1.5个点，同时可构想出绝热效率影响可在1到2个点之间。应当理解的是，该方法可实施使用该方法的四个空气动力影响中的一个或多个，包括四个空气动力影响的任何组合。
涡轮发动机中的泄漏流的传统解决方案聚焦于限制泄漏流或防止从导叶62的下游到上游的泄漏流96，然而这些解决方案通常增加总体系统刚性，增加系统的总体复杂性，或不能适当地防止泄漏流降低系统压力。本文所述的方法采用了不同途径来控制泄漏流96且逐渐地将泄漏流96整合回主流空气流90。因此，最大限度地减少了与主流空气流90的干涉，且也最大限度地减少了典型的压力损失。
应当认识到的是，导叶组件可包括翼形形状的导叶。导叶可包括一个或多个泄漏控制结构，其包括根部附近的前缘处的轴向叠置、根部附近的后缘处的轴向叠置、沿前缘与翼型件本体的负反角形状，以及由内带限定的平台的弓形悬垂部分，使得改善了结合至级间密封件空隙泄漏引起的空气动力性能。减轻了泄漏流与主流空气流之间的流相互作用以最大限度地减少跨过与密封件泄漏相关联的导叶翼型件的压力损失。
本文所述的改善的三维特征提供了改善的空气动力性能，提高了泄漏流到主流空气流中的整合，且减小了迎角和穿过压缩机的二次流损失。因此，提高了发动机的总体效率和失速裕度。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1. 一种用于燃气涡轮发动机(10)的压缩机导叶组件(98)，包括：
导叶(62)，其具有从前缘(120)沿翼弦方向延伸至后缘(122)且从根部(128)沿翼展方向延伸至末梢(126)的翼型件本体；以及
固定至所述根部(128)的内平台(132)；
其中所述导叶组件(98)具有四个泄漏流控制结构中的至少一个，包括：
所述内平台(132)的一部分(150)，其在所述根部(128)处从所述前缘(120)向前延伸得小于所述翼型件本体的翼展(130)的15%，
所述翼型件本体的根部(128)处的所述前缘(120)处的负反角(210)，
在所述后缘(122)从所述根部(128)沿径向延伸时向后(16)延伸的后缘轴向叠置(170)，
在所述前缘(120)从所述根部(128)沿径向延伸时向后(16)延伸的前缘轴向叠置(160)。
2.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述后缘轴向叠置(170)的最后部点超过后缘翼展(130)的35%且低于65%。
3.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述前缘轴向叠置(160)的最后部点沿径向在前缘翼展(130)的65%内。
4.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述压缩机导叶组件(98)具有所述四个泄漏流控制结构中的任意两个。
5.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述压缩机导叶组件(98)具有所述四个泄漏流控制结构中的任意三个。
6.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述压缩机导叶组件(98)具有所述四个泄漏流控制结构中的全部四个。
7.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述根部(128)处的所述后缘(122)处的轴向叠置(170)的角度(β)从0到40%翼展(130)大于5度。
8.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述根部(128)处的所述前缘(120)处的轴向叠置(160)的角度(α)从0到50%翼展(130)大于5度且为正。
9.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述内平台(132)的部分(150)小于所述翼型件本体的翼展(130)的10%。
10.根据权利要求1所述的压缩机导叶组件(98)，其特征在于，所述前缘负反角(210)从所述根部(128)沿所述翼型件本体翼展(130)的至少20%延伸。
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