CN108223020B - 带有具有前缘槽的构件的涡轮发动机组件 - Google Patents

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Abstract

一种用于涡轮发动机的组件包括限定空气流径的周向带、具有前缘且从带延伸到流径中的构件以及沿着前缘位于带的表面中的槽。

Description

带有具有前缘槽的构件的涡轮发动机组件
技术领域
涡轮发动机且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从通过一系列压缩机级、燃烧器和一系列涡轮级传送到发动机中的燃烧气体流中提取能量，其中各个压缩机级和涡轮级包括许多旋转叶片和固定导叶。涡轮发动机通常用于航空应用，诸如飞机的推进，而且还用于陆地应用，诸如发电。
背景技术
用于飞机的涡轮发动机使用主流流来驱动旋转涡轮叶片以产生推力。主流流由气体的燃烧推进，以提高由发动机产生的推力，主流流可在涡轮翼型件的前面形成头波。
用于飞机的涡轮发动机设计成在高温下工作，以最大程度地提高发动机效率。高压涡轮中的温度可为大约1000℃-2000℃，而且级中的各个导叶和叶片之间的间距可构造成防止头波进入到对高温敏感的区域中。
发明内容
一方面，一种用于涡轮发动机的组件包括沿径向间隔开的内带和外带，它们在带之间限定流径，其中内带和外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在上游边缘和下游边缘之间延伸的表面。组件进一步包括从内带和外带中的至少一个延伸到流径中且限定面对流径的前缘的构件，而且还包括沿着前缘位于内带和外带中的至少一个的表面中的槽。
另一方面，一种用于涡轮发动机的涡轮组件包括：外带、沿径向向内与外带间隔开的内带，并且外带和内带中的至少一个具有上游边缘和下游边缘，在上游边缘和下游边缘之间有表面延伸；具有外壁的导叶，外壁从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中根部紧邻平台的表面；以及至少沿着前缘位于上表面中的槽。
又一方面，一种控制来自燃气涡轮发动机中的翼型件的头波的上游广度的方法包括沿着翼型件的根部的至少一部分在翼型件的前缘处形成旋涡。
技术方案1. 一种用于涡轮发动机的组件，其包括：
周向带，其至少部分地限定空气流径，并且相对于所述空气流径具有上游边缘和下游边缘，其中在所述上游边缘和所述下游边缘之间有延伸表面；
构件，其从所述带延伸到所述流径中，并且限定面对所述流径的前缘；以及
沿着所述前缘位于所述周向带的所述表面中的槽。
技术方案2. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述构件是温度探测器、支柱、喷嘴、高温计、翼型件或其它仪表化探测器中的一个。
技术方案3. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述构件是翼型件，其具有压力侧和吸力侧，并且从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中所述根部和末梢中的一个紧邻所述带。
技术方案4. 根据技术方案3所述的组件，其特征在于，至少一个带包括沿径向间隔开的内带和外带，所述内带和外带限定所述内带和所述外带之间的流径，其中，所述内带和外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸的表面，并且所述根部紧邻所述内带或外带中的一个，而且所述末梢紧邻所述内带或外带中的另一个。
技术方案5. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在离所述根部达15%的翼展处不会向上游延伸超过所述槽。
技术方案6. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述槽围绕所述前缘延伸到所述吸力侧和所述压力侧的至少一部分。
技术方案7. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件是压缩机或涡轮中的至少一个中的导叶或叶片中的至少一个。
技术方案8. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在所述构件的紧邻所述表面的部分处不会向上游延伸超过所述槽。
技术方案9. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成在所述槽内产生旋涡。
技术方案10. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述槽具有随所述前缘的半径改变的深度。
技术方案11. 根据技术方案10所述的组件，其特征在于，所述深度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
技术方案12. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述槽具有随所述前缘的半径改变的宽度。
技术方案13. 根据技术方案12所述的组件，其特征在于，所述宽度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
技术方案14. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，从所述上游边缘到所述前缘的距离随所述前缘的半径改变。
技术方案15. 根据技术方案14所述的组件，其特征在于，所述距离介于所述前缘的半径的0.25倍和5.0倍之间。
技术方案16. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述组件进一步包括位于所述槽内的流增强器。
技术方案17. 根据技术方案16所述的组件，其特征在于，所述流增强器包括湍流器、快速返回湍流器、针状翅片、销组、旋涡生成器或人字纹中的至少一个。
技术方案18. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述组件进一步包括至少沿着所述前缘和所述槽的相交处定位的凹口。
技术方案19. 一种用于涡轮发动机的涡轮组件，包括：
外带；
沿径向向内与所述外带间隔开的内带；
所述外带和所述内带中的至少一个具有上游边缘和下游边缘，其中表面在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸；
导叶，其具有外壁，所述外壁限定压力侧和吸力侧，并且从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中所述根部紧邻所述表面；以及
至少沿着所述前缘位于所述表面中的槽。
技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在离所述根部达15%的翼展处不会向上游延伸超过所述槽。
技术方案21. 根据技术方案20所述的涡轮组件，其特征在于，所述槽具有随所述前缘的半径改变的深度。
技术方案22. 根据技术方案21所述的涡轮组件，其特征在于，所述深度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
技术方案23. 根据技术方案20所述的涡轮组件，其特征在于，所述槽具有随所述前缘的半径改变的宽度。
技术方案24. 根据技术方案23所述的组件，其特征在于，所述宽度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
技术方案25. 根据技术方案20所述的涡轮组件，其特征在于，从所述上游边缘到所述前缘的距离随所述前缘的半径改变。
技术方案26. 根据技术方案25所述的涡轮组件，其特征在于，所述距离介于所述前缘的半径的0.25倍和5.0倍之间。
技术方案27. 根据技术方案26所述的涡轮组件，其特征在于，所述槽围绕所述前缘延伸到所述吸力侧和所述压力侧的至少一部分。
技术方案28. 根据技术方案27所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件进一步包括位于所述槽内的流增强器。
技术方案29. 根据技术方案18所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件进一步包括至少沿着所述前缘和所述槽的相交处定位的凹口。
技术方案30. 一种控制来自燃气涡轮发动机中的具有压力侧和吸力侧的翼型件的头波的上游广度的方法，所述方法包括沿着所述翼型件的根部的至少一部分在所述翼型件的前缘处形成旋涡。
技术方案31. 根据技术方案30所述的方法，其特征在于，形成所述旋涡包括在所述翼型件的所述根部处的槽中形成所述旋涡。
技术方案32. 根据技术方案31所述的方法，其特征在于，形成所述旋涡包括形成足够强度的旋涡，使得对于离所述根部至少15%的翼展，所述头波不会向所述前缘上游延伸大于所述前缘的半径的距离。
技术方案33. 根据技术方案30所述的方法，其特征在于，所述旋涡围绕所述前缘从所述压力侧延伸到所述吸力侧。
附图说明
在图中：
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性截面图。
图2是图1中的涡轮发动机的高压涡轮组件的一部分的侧视图，其中级包括呈叶片的形式的旋转翼型件和呈导叶的形式的固定翼型件。
图3是图2的涡轮组件的特写侧视图。
图4是根据本发明的第一实施例的翼型件中的一个的透视图，翼型件中的一个已被简化成图2中的涡轮组件的空气动力学的楔形件。
图5是沿着线5-5截取的图4中的翼型件的一部分的侧视截面图。
图6是图4中的翼型件的俯视图。
图7是根据本发明的第二实施例的图2中的涡轮组件的翼型件中的一个的透视图。
图8是沿着线8-8截取的图7中的翼型件的一部分的侧视图。
部件列表
16后部
18风扇区段
20风扇
22压缩机区段
24LP压缩机
26HP压缩机
28燃烧区段
30燃烧器
32涡轮区段
34HP涡轮
36LP涡轮
38排气区段
40风扇壳
42风扇叶片
44核心
46核心壳
48HP轴
50LP轴
51转子
52HP压缩机级
54HP压缩机级
56LP压缩机叶片
58HP压缩机叶片
60LP压缩机导叶
61盘
62HP压缩机导叶
63定子
64HP涡轮级
66LP涡轮级
68HP涡轮叶片
70LP涡轮叶片
71盘
72HP涡轮导叶
74LP涡轮导叶
76加压的环境空气
77放气
78空气流
80出口导叶组件
82翼型件导叶
84风扇排气侧
99组件
100翼型件组件
104翼型件
106内带
108外带
110上游边缘
112下游边缘
114表面
116间距距离
120外壁
122压力侧
124吸力侧
126前缘
128后缘
130根部
132末梢
134有效半径
136距离
138间隙
200槽
202内壁
300流增强器
204槽深度
206槽宽度
250头波
252头波的广度
253头波的传统广度
210凹口
212凹入量。
具体实施方式
涡轮发动机中的流径构件之间的间隙或腔体典型地包含对高温敏感的材料，而且用较冷的空气吹扫这种腔体是有益的。腔体吹扫压力由气体流径中的内带或外带静压力设定。这些间隙会遭受流径中的压力变化，诸如从诸如翼型件的流径阻碍物的前缘发出的头波。头波产生局部高的压力，该压力可导致热气体进入到包含温度敏感材料的腔体中。
头波强度和散播由流径接近速度和翼型件前缘的直径驱动。典型地为了最佳空气动力学性能而设计接近速度和前缘直径，并且因此往往针对给定空气动力学设计评定减小头波散播的其它方法。
本发明设法通过在与内带或外带的接口处在翼型件的前缘周围布置槽来减小来自翼型件前缘或其它流径阻碍物的头波的向前散播。槽可在槽的边界内形成受控制的旋涡，并且抑制槽附近的头波。受抑制的头波可减少或消除热气体进入到在流径构件之间的腔体中，并且因此允许流径轴向长度减小，从而减轻重量和减小摩擦损耗。
本发明的描述的实施例涉及沿着涡轮发动机中的翼型件的前缘定位的用于翼型件的槽。为了说明的目的，将关于飞机涡轮发动机的涡轮区段中的导叶来描述本发明。但将理解的是，本发明不受此限制，而是可应用于位于压缩机区段和涡轮区段内的导叶或叶片，而且在导叶的情况下可应用于内带或外带。另外，本发明可一般地适用于发动机和非飞机应用，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和住宅应用。
如本文使用的，用语“前部”或“上游”指的是沿朝发动机入口的方向移动，或者构件比另一个构件相对更接近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的用语“后部”或“下游”指的是朝发动机的尾部或出口的方向，或者比另一个构件相对更接近发动机出口。
另外，如本文使用的，用语“径向”或“沿径向”指的是在发动机的中心纵向轴线和外部发动机周边之间延伸的维度。
所有的方向参照(例如径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖向、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等)仅仅用于标识目的，以协助读者理解本发明，而且尤其是不在本发明的位置、定向或用途方面形成限制。要宽泛地解释连接参照(例如，附连、联接、连接和连结)，而且它们可包括在一系列元件之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有规定。因而，连接参照不必表示两个元件直接连接和彼此固定。示例性附图仅仅是为了说明目的，而且所附的图中反映的维度、位置、顺序和相对大小可改变。
图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：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包括包围风扇20的风扇壳40。风扇20包括沿径向围绕中心线12设置的多个风扇叶片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，核心44产生燃烧气体。核心44由核心壳46包围，核心壳46可与风扇壳40联接。
HP轴杆或轴48围绕发动机10的中心线12同轴地设置，从而传动地将HP涡轮34连接到HP压缩机26上。LP轴杆或轴50围绕发动机10的中心线12同轴地设置在直径较大的环形HP轴48内，从而传动地将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20上。轴48、50可围绕发动机中心线旋转且联接到多个可旋转的元件上，多个可旋转的元件可共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中成组的压缩机叶片56、58相对于对应的成组的静态压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以对传送通过级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设置成环，并且可沿径向向外相对于中心线12从叶片平台延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60、62则定位在旋转叶片56、58的上游并邻近旋转叶片56、58。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅仅是为了说明目的，而且其它数量是可行的。
压缩机级的叶片56、58可安装到盘61上，盘61安装到HP和LP轴48、50中对应的一个上，其中各个级具有其本身的盘61。压缩机级的导叶60、62可按周向布置安装到核心壳46上。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中成组的涡轮叶片68、70相对于对应的成组的静态涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从传送通过级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环，并且可沿径向向外相对于中心线12延伸，而对应的静态涡轮导叶72、74则位于旋转叶片68、70的上游和并邻近旋转叶片68、70。注意，选择图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量仅仅是为了说明目的，而且其它数量是可行的。
涡轮级的叶片68、70可安装到盘71上，盘71安装到HP和LP轴48、50中对应的一个上，其中各个级具有专用盘71。压缩机级的导叶72、74可按周向布置安装到核心壳46上。
与转子部分互补，发动机10的固定部分，诸如压缩机区段22和涡轮区段32之中的静态导叶60、62、72、74，也被单独或共同地称为定子63。因而，定子63可指遍及发动机10的非旋转元件的组合。
在工作中，离开风扇区段18的空气流分流，使得空气流的一部分被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压空气76供应给HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体被排到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功来驱动LP压缩机24和风扇18，并且排气最终经由排气区段38从发动机10排出。驱动LP涡轮36会驱动LP轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可作为放气77被从压缩机区段22中抽出。放气77可从加压空气流76中被抽出且提供给需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著提高。因而，由放气77提供的冷却对于在升高的温度环境中工作的这种发动机构件是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，并且通过固定导叶排，且更具体而言通过风扇排气侧84处的出口导叶组件80(包括多个翼型件导叶82)，而离开发动机组件10。更特别地，在风扇区段18附近使用成周向排的沿径向延伸的翼型件静向导叶82，以对空气流78施加一些方向控制。
图2中示出了涡轮发动机的涡轮组件99的侧视图。涡轮组件99包括周向带，诸如内带106或外带108，其中，内带106与外带108沿径向向内间隔开，并且流径可限定在带106、108之间。带106、108可各自具有上游边缘110、下游边缘112以及在上游边缘110和下游边缘112之间延伸的表面114。在本文被示出为翼型件104的构件(例如，叶片68或导叶72)可从内带106和外带108中的至少一个延伸到流径中，而且还可具有面对流径的前缘。另外，在各个叶片68和相邻导叶72之间可构造间距距离116。应当理解，选择该叶片-导叶对仅仅是为了说明目的且不意于为限制性的。
进一步构想到的是，构件可包括温度探测器、支柱、喷嘴、高温计、其它仪表化探测器，或者可从带106、108中的任一个或它们两者延伸且具有面对流径的前缘的任何其它装置。
图3显示了导叶72和叶片68之间的接口的特写视图。间隙138可存在于该接口中，并且其它构件或材料(未显示)可位于间隙138内或其下方。
图4显示根据本发明的第一实施例的喷嘴翼型件104的简化的下半部的透视图。翼型件104包括压力侧122和吸力侧124。翼型件104可从前缘126延伸到后缘128而限定弦向方向，而且还从根部130延伸到末梢132而限定翼展方向，其中根部130紧邻带106、108中的至少一个的表面114。前缘126可具有有效半径134，并且定位成与内带106的上游边缘110相距轴向距离136，其中，距离136可随前缘126的半径134改变。距离136可大约介于前缘半径134的1.0倍和5.0倍之间。另外，槽200可位于表面114中，并且可具有至少沿着翼型件104的前缘126的内壁202。槽200还可围绕前缘126延伸到吸力侧124和压力侧122的至少一部分。另外，至少一个流增强器300可位于槽200内，而且在非限制性示例中可包括下者中的至少一个：湍流器、快速返回湍流器、钉状翅片、销组、旋涡生成器或人字纹。
图5中示出沿着线5-5截取的翼型件104的一部分的侧视截面图。在翼型件104的前缘126的根部130处，槽200可具有深度204和宽度206。深度204和宽度206中的任一个或它们两者可随前缘126的半径134改变。例如，深度204或宽度206可为半径134的至少0.5倍或者高达半径134的3.0倍，而且应当理解，提供这个示例是为了说明目的且不意于为限制性的。另外，虽然槽200被示出有恒定的深度204和宽度206，但构想到的是，槽200也可在轮廓上设置成随着它围绕压力侧或吸力侧延伸而具有渐缩的宽度206或深度206。在优选实施例中，槽200的内壁202可沿竖向与前缘126对齐，或者内壁可位于在前缘126的上游大约1.0倍半径134的距离处。另外，在前缘126的上游广度252处可形成被称为头波250的高压燃烧气体流，并且头波250可典型地如由笔直虚线所显示的那样沿竖向向上延伸。
转到图6，示出翼型件104的俯视图。槽200可围绕翼型件104的前缘126延伸到吸力侧124和压力侧122的至少一部分。
可选择槽200的尺寸，使得流向前缘126的空气可移动到槽200中，并且形成围绕前缘126从压力侧122延伸到吸力侧124的旋涡，如图4中显示的那样。图4和5中显示示例性空气流线F用于在表面114附近移动且在槽200中形成旋涡的空气。该旋涡可沿着从根部130的翼展的至少一部分延伸至翼型件104上，而且还可沿着压力侧122和吸力侧124的至少一部分围绕翼型件104延伸。此外，旋涡的形成可在根部130处将头波250的广度252限制为小于或等于槽200的宽度206，如由图5和6中的弯曲虚线显示的那样，而且还可在离根部130达15%的翼展处小于或等于槽200的宽度206，如图5中显示的那样。
在图7和8中，示出了根据本发明的第二实施例的来自图2的涡轮组件99中的翼型件104中的一个的一部分，其中针对第一实施例所描述的尺寸也适用于第二实施例。槽200可包含凹口210，凹口210至少位于翼型件104的前缘126的位置处，如在图7中看到的那样。显示了用于朝翼型件104的前缘126移动且移动到槽200中的空气的示例性空气流F。槽200的内壁202可在前缘126中凹入量212，从而形成如在图8中看到的凹口210。凹口210相当于在前缘126处的槽200内的下陷、凹角或腔体。另外，凹口210可以恒定深度204和宽度206围绕压力侧122和吸力侧124延伸，或者凹口210还可在轮廓上设置成具有变化的深度204和宽度206。
减小来自翼型件104的头波250的上游广度252的方法包括沿着翼型件104的根部130的至少一部分在翼型件104的前缘126处形成旋涡。旋涡可具有足够的强度，以对于如图5中显示的离根部130至少15%的翼展，将头波250的上游广度252限制为小于或等于槽200的宽度206的距离。
在翼型件104的根部130处引入槽200可用来抑制头波252散播；在一个示例中，与当前设计相比，头波250的广度252降低了66%。参照图3，可用冷却空气连续地吹扫间隙138，以保护位于间隙138下方的腔体内的任何温度敏感材料。减小头波散播可允许减小各个相邻导叶72和叶片68之间的间距距离116，同时仍然防止头波进入到间隙138中。可理解的是，减小间距距离116可允许减小涡轮组件99的轴向长度，这可降低总的发动机长度和重量、制造成本、发动机上的外部阻力以及发动机内用以进行冷却的材料量，而且还提高发动机的效率。
应当理解，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何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，以及执行任何合并的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域的技术人员想到的其它示例。如果这种其它示例具有不异于权利要求的文字语言的结构要素，或者如果它们包括相对于权利要求的文字语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (36)

1.一种用于具有发出燃烧气流的燃烧区段的涡轮发动机的组件，其包括：
至少一个周向带，其至少部分地限定所述燃烧气流沿其移动的空气流径，并且相对于所述空气流径具有上游边缘和下游边缘，其中表面在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸；
构件，其从所述至少一个周向带延伸到所述空气流径中，并且限定面对所述空气流径的前缘；以及
在所述前缘的上游延伸到所述至少一个周向带的所述表面中的无孔槽。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述构件是温度探测器、支柱、喷嘴、翼型件或其它仪表化探测器中的一个。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述构件是高温计。
4.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述构件是翼型件，其具有压力侧和吸力侧，并且从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中所述根部和末梢中的一个紧邻所述至少一个周向带。
5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述至少一个周向带包括沿径向间隔开的内带和外带，所述内带和外带限定所述内带和所述外带之间的流径，其中，所述内带和外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸的表面，并且所述根部紧邻所述内带或外带中的一个，而且所述末梢紧邻所述内带或外带中的另一个。
6.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述无孔槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在离所述根部高达15%的翼展处不会向上游延伸超过所述无孔槽。
7.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，所述无孔槽围绕所述前缘延伸到所述吸力侧和所述压力侧的至少一部分。
8.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述翼型件是压缩机或涡轮中的至少一个中的导叶或叶片中的至少一个。
9.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述无孔槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在所述构件的紧邻所述表面的部分处不会向上游延伸超过所述无孔槽。
10.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述无孔槽在大小上设置成在所述无孔槽内产生旋涡。
11.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述无孔槽具有随所述前缘的半径改变的深度。
12.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，所述深度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
13.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述无孔槽具有随所述前缘的半径改变的宽度。
14.根据权利要求13所述的组件，其特征在于，所述宽度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
15.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，从所述上游边缘到所述前缘的距离随所述前缘的半径改变。
16.根据权利要求15所述的组件，其特征在于，所述距离介于所述前缘的半径的0.25倍和5.0倍之间。
17.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述组件进一步包括位于所述无孔槽内的流增强器。
18.根据权利要求17所述的组件，其特征在于，所述流增强器包括针状翅片、销组、旋涡生成器或人字纹中的至少一个。
19.根据权利要求17所述的组件，其特征在于，所述流增强器包括湍流器。
20.根据权利要求17所述的组件，其特征在于，所述流增强器包括快速返回湍流器。
21.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述组件进一步包括至少沿着所述前缘和所述无孔槽的相交处定位的凹口。
22.一种用于具有发出燃烧气流的燃烧区段的涡轮发动机的涡轮组件，包括：
沿径向间隔开的内带和外带，它们在所述内带和所述外带之间限定流径，其中所述内带和所述外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸的表面；
翼型件，其从所述内带或所述外带中的一个延伸到所述流径中且限定面对所述流径的前缘，所述翼型件具有压力侧和吸力侧，并且从所述前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中所述根部紧邻所述内带或所述外带中的一个且所述末梢紧邻所述内带或所述外带中的另一个；以及
在所述前缘的上游延伸到所述内带或所述外带中的一个的所述表面中的无孔槽。
23.根据权利要求22所述的涡轮组件，其特征在于，所述无孔槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在离所述根部高达15%的翼展处不会向上游延伸超过所述无孔槽。
24.根据权利要求23所述的涡轮组件，其特征在于，所述无孔槽具有随所述前缘的半径改变的深度。
25.根据权利要求24所述的涡轮组件，其特征在于，所述深度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
26.根据权利要求23所述的涡轮组件，其特征在于，所述无孔槽具有随所述前缘的半径改变的宽度。
27.根据权利要求26所述的涡轮组件，其特征在于，所述宽度介于所述前缘的半径的0.25倍和3.5倍之间。
28.根据权利要求23所述的涡轮组件，其特征在于，从所述上游边缘到所述前缘的距离随所述前缘的半径改变。
29.根据权利要求28所述的涡轮组件，其特征在于，所述距离介于所述前缘的半径的0.25倍和5.0倍之间。
30.根据权利要求29所述的涡轮组件，其特征在于，所述无孔槽围绕所述前缘延伸到所述吸力侧和所述压力侧的至少一部分。
31.根据权利要求30所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件进一步包括位于所述无孔槽内的流增强器。
32.根据权利要求22所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件进一步包括至少沿着所述前缘和所述无孔槽的相交处定位的凹口。
33.一种控制来自燃气涡轮发动机中的具有压力侧和吸力侧的翼型件的头波的上游广度的方法，所述燃气涡轮发动机包括根据权利要求22所述的涡轮组件，所述方法包括沿着所述翼型件的根部的至少一部分在所述翼型件的前缘处形成旋涡。
34.根据权利要求33所述的方法，其特征在于，形成所述旋涡包括在所述翼型件的所述根部处的无孔槽中形成所述旋涡。
35.根据权利要求34所述的方法，其特征在于，形成所述旋涡包括形成足够强度的旋涡，使得对于离所述根部至少15%的翼展，所述头波不会向所述前缘上游延伸大于所述前缘的半径的距离。
36.根据权利要求33所述的方法，其特征在于，所述旋涡围绕所述前缘从所述压力侧延伸到所述吸力侧。
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