CN109209511A - 具有扇形流动表面的翼型件组件 - Google Patents

具有扇形流动表面的翼型件组件 Download PDF

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Abstract

本发明提供了用于涡轮发动机中的压缩机或涡轮的级，所述级包括从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，其中，每个平台可包括前部边缘和后部边缘；每个翼型件可包括前缘和后缘。所述平台中的至少一个可具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括凸起和槽。

Description

具有扇形流动表面的翼型件组件
技术领域
本申请涉及具有扇形流动表面的翼型件组件。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从通过发动机到众多旋转涡轮叶片上的加压燃烧气体流提取能量的旋转发动机。
用于飞行器的燃气涡轮发动机可包括设计成具有从流动表面延伸的多个翼型件的多个级(stages)，所述流动表面可以为扇形(scalloped)。所述扇形可重新引导气流通过所述级移动，提高发动机的操作效率。
发明内容
在一方面，一种用于涡轮发动机中的压缩机或涡轮中的至少一个的级，所述级可包括从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，其中，所述翼型件周向地间隔开以限定中间的流动通道。每个平台可具有前部边缘和后部边缘；每个翼型件可具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向地延伸，限定弦向方向，且所述外壁在根部和尖端之间径向延伸，限定展向方向，所述根部邻近所述平台和所述平台的前部边缘后方的前缘。所述平台中的至少一个可具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括邻近所述压力侧的凸起和邻近所述吸力侧的槽，所述凸起可具有在所述前部边缘前方延伸的部分和定位在所述前部边缘后方并与所述压力侧间隔开以限定所述凸起和所述压力侧之间的凸起流动通道的局部最高点，所述槽可邻近所述吸力侧的至少一部分延伸，所述槽的前部部分位于所述前缘前面。
在另一方面，一种用于涡轮发动机中的涡轮的级，所述级可包括：从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，所述翼型件周向地间隔开以限定中间的流动通道。每个平台可具有前部边缘、后部边缘和所述前部边缘前方的腔；每个翼型件可具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向延伸，限定弦向方向，且所述外壁在根部和尖端之间径向延伸，限定展向方向，所述根部邻近所述平台和所述平台的前部边缘后方的前缘。所述平台中的至少一些可具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括邻近所述压力侧的凸起和邻近所述吸力侧的槽，所述凸起可具有延伸到所述腔中的部分和定位在所述前部边缘后方并与所述吸力侧间隔开以限定所述凸起和所述压力侧之间的凸起流动通道的局部最高点，所述槽可沿所述吸力侧的至少一部分延伸并进入所述腔中，所述槽的一部分定位在所述前缘的前方。
技术方案1一种用于压缩机或涡轮中的至少一个的级，所述级包括：从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，所述翼型件周向地间隔开以限定中间的流动通道；每个平台具有前部边缘和后部边缘；每个翼型件具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向延伸，限定弦向方向，且所述外壁在根部和尖端之间径向延伸，限定展向方向，所述根部邻近所述平台和所述平台的前部边缘后方的前缘；以及所述平台中的至少一个具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括邻近所述压力侧的凸起和邻近所述吸力侧的槽，所述凸起具有在所述前部边缘前方延伸的部分和定位在所述前部边缘后方并与所述压力侧间隔开以限定所述凸起和所述压力侧之间的凸起流动通道的局部最高点，且所述槽邻近所述吸力侧的至少一部分延伸，所述槽的前部部分位于所述前缘的前面。
技术方案2根据技术方案1所述的级，还包括倒角，所述倒角在所述压力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述压力侧和所述凸起之间。
技术方案3根据技术方案2所述的级，其中，所述倒角在所述吸力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述吸力侧和所述槽之间。
技术方案4根据技术方案3所述的级，其中，所述倒角围绕所述外壁的周界延伸。
技术方案5根据技术方案1所述的级，其中，所述槽的前部部分在所述翼型件的最大厚度点的前方。
技术方案6根据技术方案1所述的级，其中，所述槽的最大深度小于所述凸起的最大高度。
技术方案7根据技术方案1所述的级，其中，所述局部最高点在所述前缘的后方。
技术方案8根据技术方案1所述的级，其中，所述凸起在所述后缘之前终止。
技术方案9根据技术方案8所述的级，其中，所述槽在所述后缘之前终止。
技术方案10根据技术方案1所述的级，其中，所述槽具有至少一个局部最低点。
技术方案11根据技术方案1所述的级，其中，所述平台包括在所述前部边缘前方的腔。
技术方案12根据技术方案11所述的级，其中，所述凸起和所述槽的前部部分延伸到所述腔中。
技术方案13根据技术方案12所述的级，其中：所述槽的前部部分在所述翼型件的最大厚度点的前方；所述槽的最大深度小于所述凸起的最大高度；以及所述局部最高点在所述前缘的后方。
技术方案14根据技术方案13所述的级，其中，所述凸起在所述后缘之前终止，所述槽延伸到所述后缘。
技术方案15根据技术方案14所述的级，其中，所述槽具有在所述槽下方延伸的至少一个局部最低点。
技术方案16根据技术方案13所述的级，还包括倒角，所述倒角将所述外壁连接到所述平台，且在所述凸起和所述压力侧之间，围绕所述前缘，以及在所述槽和所述吸力侧之间延伸。
技术方案17根据技术方案1所述的级，其中，所述翼型件是静止轮叶。
技术方案18根据技术方案17所述的级，其中，所述级是涡轮级。
技术方案19根据技术方案1所述的级，还包括邻近所述压力侧的多个凸起。
技术方案20根据技术方案19所述的级，还包括邻近所述吸力侧的多个槽。
技术方案21根据技术方案1所述的级，还包括在所述后部边缘的后方延伸的第二凸起。
技术方案22根据技术方案21所述的级，还包括在所述后部边缘的后方延伸的第二槽。
技术方案23根据技术方案1所述的级，其中，所述前部边缘包括在前向方向上延伸的突出部分。
技术方案24根据技术方案1所述的级，其中，所述后部边缘包括在后向方向上延伸的尾部部分。
技术方案25一种用于涡轮发动机中的涡轮的级，所述级包括：从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，所述翼型件周向地间隔开以限定中间的流动通道；每个平台具有前部边缘、后部边缘和所述前部边缘前方的腔；每个翼型件具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向延伸，限定弦向方向，且所述外壁在根部和尖端之间径向延伸，限定展向方向，所述根部邻近所述平台和所述平台的前部边缘后方的前缘；以及所述平台中的至少一些具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括邻近所述压力侧的凸起和邻近所述吸力侧的槽，所述凸起具有延伸到所述腔中的部分和定位在所述前部边缘后方并与所述吸力侧间隔开以限定所述凸起和所述压力侧之间的凸起流动通道的局部最高点，且所述槽沿所述吸力侧的至少一部分延伸并进入所述腔中，所述槽的一部分定位在所述前缘的前方。
技术方案26根据技术方案25所述的级，其中，所述槽的局部最低点在所述翼型件的最大厚度点的前方。
技术方案27根据技术方案26所述的级，其中，所述槽的任何部分都不在所述翼型件的最大厚度点的后方延伸。
技术方案28根据技术方案25所述的级，还包括倒角，所述倒角在所述压力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述压力侧和所述凸起之间。
技术方案29根据技术方案28所述的级，其中，所述倒角在所述吸力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述吸力侧和所述槽之间。
技术方案30根据技术方案29所述的级，其中，所述倒角围绕所述外壁的周界延伸。
技术方案31根据技术方案25所述的级，其中，所述槽的最大深度小于所述凸起的最大高度。
技术方案32根据技术方案25所述的级，其中，所述局部最高点在所述前缘的后方。
技术方案33根据技术方案25所述的级，其中，所述凸起在所述后缘之前终止。
技术方案34根据技术方案25所述的级，其中，所述槽具有至少一个局部最低点。
技术方案35根据技术方案25所述的级，还包括邻近所述压力侧的多个凸起。
技术方案36根据技术方案35所述的级，还包括邻近所述吸力侧的多个槽。
技术方案37根据技术方案25所述的级，还包括在所述后部边缘的后方延伸的第二凸起。
技术方案38根据技术方案37所述的级，还包括在所述后部边缘的后方延伸的第二槽。
技术方案39根据技术方案25所述的级，其中，所述前部边缘包括在前向方向上延伸的突出部分。
技术方案40根据技术方案25所述的级，其中，所述后部边缘包括在后向方向上延伸的尾部部分。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的横截面示意图，其包括根据本说明书中描述的各方面的翼型件组件。
图2是根据本申请的第一实施例的图1的翼型件组件的等距视图。
图3是以第一构造的图2的一排翼型件组件的等距视图。
图4是以第二构造的图2的一排翼型件组件的等距视图。
图5A是根据本申请的第二实施例的图1的翼型件组件的前部等距视图。
图5B是图5A的翼型件组件的轴向前视图。
图5C是图5A的翼型件组件的径向俯视图。
图6是图5A的翼型件组件的后部等距视图。
图7是根据第三实施例的图1的一排翼型件组件的等距视图。
图8是图7的翼型件组件的径向俯视图。
具体实施方式
所描述的本申请的实施例涉及在涡轮发动机的级中的流动表面。出于说明的目的，将关于飞行器涡轮发动机的涡轮来描述本申请。然而，应当理解，本申请不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用为例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。
如本说明书所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前部”或“上游”结合使用的术语“后部”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本说明书所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本申请，并且具体地关于位置、取向或本申请的用途并不产生限制。除非另外指明，否则连接参考(例如，附接、耦合、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，联接参考不一定推断出两个元件直接联接且彼此成固定关系。示例性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的横截面示意图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线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，其包括升压器或低压(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包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯部44，其产生燃烧气体。芯部44由芯部外壳46环绕，所述芯部外壳46可与风扇外壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34联接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36联接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50可围绕发动机中心线旋转且连接到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62旋转以使通过所述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可以成环提供，且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，所述盘61安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成周向布置安装到核心外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静态涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可相对于中心线12径向地向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮机的级的叶片68、70能够安装到盘71，所述盘71安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成周向布置安装到芯部外壳46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流被分离以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著提高。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机芯部44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶总成80退出发动机总成10，所述出口导叶组件在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周径向延伸的翼型导叶82以对空气流78施加一些方向性控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机芯部44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其正好在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
参考图2，翼型件组件100可包括翼型件，翼型件在本说明书中图示为从所示的平台120径向延伸的HP涡轮轮叶72。应理解，尽管以轮叶72示出，但翼型件组件100可包括发动机10内的任何旋转或非旋转翼型件，包括压缩机区段22或涡轮区段32中的任何一个或多个涡轮叶片56、58、68、70或轮叶60、62、72、74。
轮叶72可具有外壁102，外壁102限定压力侧104和与压力侧104相对的吸力侧106。轮叶72可在根部108和尖端110之间径向延伸，在前缘112和后缘114之间轴向延伸，最大厚度点116可定位在前缘112和后缘114之间。此外，倒角118可提供在根部108处外壁102和平台120之间的附加连接，且根据需要可围绕外壁102或其一部分的周界延伸。
平台120可包括前部边缘122、后部边缘124和流动表面126。在组装好时，根部108可邻近平台120，轮叶72的前缘112位于平台120的前部边缘122的后方。流动表面126可具有扇形几何形状，其中，轮廓线图示可邻近压力侧104形成具有局部最高点130的凸起128，可形成邻近吸力侧106的至少一部分延伸的具有局部最低点134的槽132。倒角118可定位在吸力侧106和槽132之间，且如所示的还定位在压力侧104和凸起128之间。平台120还可包括在前部边缘122的前方的腔136，在非限制性实施例中，凸起128和槽132可至少部分地延伸到腔136中。应理解，根据需要，流动表面126可包括一个以上凸起128或槽132。
图3示出具有第一构造的环形排140的翼型件组件100的级的一部分，例如HP涡轮级64(图1)。轮叶72可周向地间隔开以限定中间的流动通道142。级64中的平台120中的至少一些可包括扇形流动表面126，其中，每一个平台中的凸起128包括在前部边缘122的前方延伸的凸起部分144。凸起128的局部最高点130可定位在平台120的前部边缘122的后方，且还可以在轮叶72的前缘112的后方，以在每个流动通道142中的凸起128和压力侧104之间限定凸起流动通道146。凸起128还可沿压力侧104延伸，并在轮叶72的后缘114之前终止。
槽132可包括前部部分148，前部部分可定位在轮叶72的最大厚度点前方并延伸到腔136中。槽132可包括至少一个局部最低点134；考虑了槽132的最大深度可小于凸起128的最大高度。
槽132可沿吸力侧106延伸到轮叶72的后缘114；在另一非限制性实施例中，槽132可终止，使得槽132的任何一部分都不在轮叶72的最大厚度点116的后方延伸。
操作中，当空气流过发动机10中的级时，从叶片例如HP涡轮叶片70流动的空气可被引导到轮叶72，移动到槽132中，并沿着吸力侧106移动，还通过凸起流动通道146移动，并保持邻近压力侧104。
图4示出以第二构造的HP涡轮级64，其中，轮叶72可从平台120延伸，不使用任何倒角将外壁102连接至平台120。局部最高点130可与压力侧104间隔开，以限定凸起流动通道146，凸起128可在轮叶72的后缘114之前终止。槽132还可包括至少一个局部最低点134；在非限制性实施例中，局部最低点134可定位在最大厚度点116前方并邻近轮叶72的吸力侧106，而如所示的，前部部分148可在前缘112前方形成附加的局部最低点。类似于图3，当空气流过发动机10中的一级时，在操作期间流过一排翼型件140的空气可被引导到槽132和凸起流动通道146中。
在涡轮发动机10的操作期间，可在流动通道142中形成二次流动旋涡，这可能中断通过级的期望气流。如本申请中描述的扇形流动表面126的一个益处可以是二次流动旋涡的降低，带来发动机效率的提高。此外，在发动机操作期间，清洗气流可离开在毂或壳体表面46(图1)处的前部腔。在这种情况下，可认识到，例如凸起128和槽132延伸到腔136中的各个方面可沿吸力侧106引导气流(图2)，使气流保持靠近轮叶72，这可提高由轮叶72所做的功，还降低可能由清洗气流引起的混合损失。还可认识到，提高的功和降低的混合损失也可提高发动机效率。
涡轮发动机10还可包括根据本申请的第二实施例的另一个翼型件组件200。翼型件组件200类似于翼型件组件100；因此，相似部分将用相似的编号加100来标识，同时应理解，除非另外指出，否则对第一实施例的相似部分的描述适用于第二实施例。
转向图5A，翼型件组件200可包括翼型件(例如具有外壁202、前缘212和后缘214的轮叶172)，以及具有前部边缘222、后部边缘224和流动表面226的平台220。流动表面226可以是扇形的，如所示的，至少一个凸起228具有局部最高点230。前部边缘222可被成形或弯曲成包括如图5B所示的在径向(R)方向上的高度差异，在一个实施例中，前部局部最低点250可位于前缘212的前方。此外，前部边缘222还可被成形或弯曲成具有如图5C所示的在轴向(A)方向的前-后差异，其中，突出部分252可在前缘212前方延伸。
翼型件组件200还可包括倒角218，还考虑了倒角218可与扇形流动表面226为整体。在这种情况下，倒角218可设置在扇形流动表面226之上，并弯曲成沿流动表面226的轮廓。倒角218还可以成形为无缝地弯曲到外壁202和流动表面226，倒角218在切向方向与外壁202和流动表面226匹配。
如图6中所示的，平台220也可以靠近后部边缘224被成形或者弯曲。考虑了流动表面226可包括槽232，其局部最低点234邻近轮叶172的吸力侧206定位。此外，后部边缘224可包括在径向(R)方向上的高度差异以及前-后差异，后部局部最低点254类似于图5B所示的，后部部分256在后部方向上类似于图5C所示的延伸。
涡轮发动机10还可包括根据本申请的第三实施例的另一个翼型件组件300。如同以前一样，翼型件组件300类似于翼型件组件100；因此，相似部分将用相似的编号加100来标识，同时应理解，除非另外指出，否则对第一实施例的相似部分的描述适用于第三实施例。
图7示出具有翼型件组件300的一个环形排240的级的一部分，例如HP涡轮级64(图1)。翼型件组件300可包括翼型件(例如轮叶272)以及具有如图7所示的前部边缘322和流动表面326的平台320。流动表面326可形成具有多个凸起328以及多个槽332的扇形，每个凸起328具有局部最高点330，每个槽332具有局部最低点334。
以如图8所示的径向方向观察时，考虑了凸起328和槽332可形成交替的或“棋盘格”图案。第一槽332A可位于轮叶272前方，第一凸起328A可位于相邻轮叶272前方及之间，如图所示。此外，第二槽332B可邻近轮叶272的吸力侧306定位，第三槽332C可邻近后部边缘324定位。而且，第二凸起328B和第三凸起328C可分别邻近第二槽332B和第三槽332C定位，以在流动表面326中形成棋盘状图案。还考虑了可沿流动表面326使用凸起328和槽332的任何期望的组合和定位。操作中，通过使用和定位凸起328和槽332的棋盘格图案，流过翼型件组件300的空气可被引导到平台320的不同部分。
可认识到，本说明书中描述的扇形流动表面的使用，包括例如轴向可变或径向可变的平台边缘的各方面以及凸起和槽沿流动表面的策略定位可控制各级中的局部气压，以定制围绕翼型件的局部气流，提高由翼型件所做的功，降低翼型件之间的二次流动旋涡，提高发动机效率，并降低燃料消耗。
应理解，如本说明书中使用的轮廓线可划分沿着平台在局部最高点和局部最低点之间的不同流动表面高度的区域，并旨在在沿着平台的不同方位提供高度的示例性变化。流动表面的高度在轮廓线之间的区域中可变化，或者具有连续的变化率或者不连续的变化率。图示的没有轮廓线的区域不应当局限于意味着流动表面高度在该区域不变化，原因是出于图示清楚的目的，某些轮廓线已被省略。
在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要彼此组合或替代使用。一个特征未在所有实施例中说明并不意味着被解释为它不能这样，而是为了简化描述才这样。因此，必要时可以混合和匹配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。此外，本说明书中图示的凸起、局部最高点、槽和局部最低点旨在显示沿平台的示例性位置，要理解高度、深度、形状、轮廓和方位的组合也被考虑用在本申请中。本发明涵盖本说明书所描述的特征的所有组合或排列。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机和涡轴发动机。
此书面说明书使用实施例来公开本发明，包括最佳模式，且还使得所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统且执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实施例。如果此类其它实施例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种用于压缩机或涡轮中的至少一个的级，所述级包括：
从对应平台径向延伸的环形排的翼型件，所述翼型件周向地间隔开以限定中间的流动通道；
每个平台具有前部边缘和后部边缘；
每个翼型件具有限定压力侧和与所述压力侧相对的吸力侧的外壁，所述外壁在前缘和后缘之间轴向延伸，限定弦向方向，且所述外壁在根部和尖端之间径向延伸，限定展向方向，所述根部邻近所述平台和所述平台的前部边缘后方的前缘；以及
所述平台中的至少一个具有扇形流动表面，所述扇形流动表面包括邻近所述压力侧的凸起和邻近所述吸力侧的槽，
所述凸起具有在所述前部边缘前方延伸的部分和定位在所述前部边缘后方并与所述压力侧间隔开以限定所述凸起和所述压力侧之间的凸起流动通道的局部最高点，且
所述槽邻近所述吸力侧的至少一部分延伸，所述槽的前部部分位于所述前缘的前面。
2.根据权利要求1所述的级，还包括倒角，所述倒角在所述压力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述压力侧和所述凸起之间。
3.根据权利要求2所述的级，其中，所述倒角在所述吸力侧和所述平台之间延伸，并定位在所述吸力侧和所述槽之间。
4.根据权利要求1所述的级，其中，所述槽的前部部分在所述翼型件的最大厚度点的前方。
5.根据权利要求1所述的级，其中，所述槽的最大深度小于所述凸起的最大高度。
6.根据权利要求1所述的级，其中，所述凸起在所述后缘之前终止。
7.根据权利要求1所述的级，其中，所述平台包括在所述前部边缘前方的腔，所述凸起和所述槽的前部部分延伸到所述腔中。
8.根据权利要求1所述的级，还包括邻近所述压力侧的多个凸起。
9.根据权利要求19所述的级，还包括邻近所述吸力侧的多个槽。
10.根据权利要求1所述的级，其中，所述前部边缘包括在前向方向上延伸的突出部分，所述后部边缘包括在后向方向上延伸的尾部部分。
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