CN109416050B - 具有分流器叶片的轴流式压缩机 - Google Patents

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Abstract

一种可变循环压缩机包括：轴流式压缩机、压缩机下游的流动路径，以及至少一个可变循环装置，其能够操作成改变下游流动路径的阻塞流动能力。压缩机包括：转子，该转子具有至少一个转子级，其包括限定转子流动路径表面的可旋转盘和从流动路径表面向外延伸的轴流式转子翼型件的阵列；至少一个定子级，其包括限定定子流动路径表面的壁，和远离定子流动路径表面延伸的轴流式定子翼型件的阵列。至少一个级包括与对应级的转子翼型件或定子翼型件交替的分流器翼型件。分流器翼型件的翼弦尺寸和分流器翼型件的翼展尺寸中的至少一个小于至少一个级的翼型件的对应尺寸。

Description

具有分流器叶片的轴流式压缩机
关于联邦资助的研究和开发的声明
美国政府可依照空军部授予的合同no.FA8650-15-D-2501享有本发明的某些权利。
技术领域
本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及此类发动机的压缩机。
背景技术
燃气涡轮发动机包括成串流连通的压缩机、燃烧器以及涡轮。涡轮机械地联接于压缩机，并且三个构件限定涡轮机械芯部。芯部能够以已知的方式操作，以生成热的加压燃烧气体流，以操作发动机并且执行有用的功，如提供推进推力或机械功。一种常见类型的压缩机为具有多个转子级的轴流式压缩机，该多个转子级均包括具有一排轴流式翼型件(被称为压缩机叶片)的盘。
在一些应用中合乎需要的是，提供可变循环发动机，具体而言，其中压缩机下游的阻塞流动能力可改变，以便降低压缩机的操作线的发动机。
关于可变循环发动机的一个问题在于，在压缩机在较低的操作线上操作时，压缩机特别易受后级中的空气动力学阻塞。在压缩机低操作线操作条件期间，压缩机的后级朝向空气动力学阻塞移动，导致显著低的整体压缩机性能和绝热效率水平。因此，可在低操作线操作期间提高压缩机效率的任何空气动力学设计或特征将为有益的。用以在低操作线阻塞操作期间提高压缩机效率的一种空气动力学设计途径在于降低后级转子中的坚固性水平，提供空气动力学阻塞缓解。然而，降低的坚固性可引起非合乎需要的毂气流分离。
发明内容
该问题由并入分流器翼型件的可变循环压缩机解决。
根据本发明的一个方面，一种可变循环压缩机包括：轴流式压缩机、下游流动路径，以及至少一个可变循环装置，其能够操作成改变下游流动路径的阻塞流动能力。压缩机包括：转子，该转子具有至少一个转子级，其包括限定转子流动路径表面的可旋转盘和从流动路径表面向外延伸的轴流式转子翼型件的阵列；至少一个定子级，其具有限定定子流动路径表面的壁，和远离定子流动路径表面延伸的轴流式定子翼型件的阵列。转子级或定子级中的至少一个包括从其流动路径表面中的至少一个延伸的翼型形分流器翼型件的阵列，分流器翼型件与对应级的转子翼型件或定子翼型件交替，其中分流器翼型件的翼弦尺寸和分流器翼型件的翼展尺寸中的至少一个小于至少一个级的翼型件的对应尺寸。
根据本发明的另一方面，一种操作可变循环压缩机的方法包括：使用并入至少一排分流器翼型件的轴流式压缩机来生成流体流；以及在压缩机操作期间，使用至少一个可变循环装置来改变压缩机下游的流动路径的阻塞流动能力，由此使压缩机的操作线从标称位置移动至少5％。
附图说明
本发明可通过参照连同附图进行的以下描述最好地理解，在该附图中：
图1为并入如本文中描述的压缩机转子设备的燃气涡轮发动机的示意性半截面视图；
图2为示意性压缩机图；
图3为压缩机设备的转子的部分的透视图。
图4为压缩机设备的转子的部分的俯视平面图。
图5为压缩机设备的转子的部分的后视立视图
图6为沿着图4的线6-6截取的侧视图；
图7为沿着图4的线7-7截取的侧视图；
图8为备选压缩机设备的转子的部分的透视图；
图9为压缩机设备的定子的部分的透视图；
图10为图8中示出的定子导叶的侧视图；以及
图11为图8中示出的分流器导叶的侧视图。
具体实施方式
参照附图，其中相同的附图标记遍及各个视图表示相同的元件，图1示出大体上标记为10的燃气涡轮发动机。发动机10具有纵向中心线轴线11，并且包括成轴流顺序的风扇12、低压压缩机或“增压器”14、高压压缩机(“HPC”)16、燃烧器18、高压涡轮(“HPT”)20，以及低压涡轮(“LPT”) 22。共同地，HPC 16、燃烧器18以及HPT 20限定发动机10的芯部24。HPT20和HPC 16由外轴26互相连接。共同地，风扇12、增压器14以及LPT22限定发动机10的低压系统。风扇12、增压器14以及LPT 22由内轴28互相连接。
在操作中，来自HPC 16的加压空气在燃烧器18中与燃料混合并焚烧，生成燃烧气体。一些功由HPT 20从这些气体抽取，HPT 20经由外轴26驱动压缩机16。燃烧气体的剩余部分从芯部24排放到LPT 22中。LPT 22从燃烧气体抽取功，并且通过内轴28驱动风扇12和增压器14。风扇12操作成生成加压的风扇空气流。风扇流的第一部分(“芯部流”)进入增压器14和芯部24，并且风扇流的第二部分(“旁通流”)通过包绕芯部24的旁通管道30排放。虽然示出的实例为高旁通涡轮风扇发动机，但是本发明的原理同样适用于其它类型的发动机(如低旁通涡轮风扇、涡轮喷气发动机，以及涡轮轴)以及其它类型的轴流式压缩机。
注意的是，如本文中使用的，用语“轴向”和“纵向”两者是指平行于中心线轴线11的方向，而“径向”是指垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向和切向方向相互垂直的方向。如本文中使用的，用语“向前”或“前”是指穿过或围绕构件的气流中相对上游的地点，并且用语“向后”或“后”是指穿过或围绕构件的气流中相对下游的地点。该流的方向由图1中的箭头“F”示出。这些方向用语仅用于描述的方便，并且不要求由此描述的结构的特定方位。
HPC 16构造用于轴向流体流，即，大体上平行于中心线轴线11的流体流。这与离心式压缩机或混流式压缩机形成对比。HPC 16包括许多级，该许多级中的各个包括转子，该转子包括安装至旋转盘34的一排翼型件或叶片32(示意性地示出)，和一排固定翼型件或导叶36(示意性地示出)。导叶36用于在气流进入下游排的叶片32之前使离开上游排的叶片32的气流转动。
图2为简化的压缩机图，其示出HPC 16的操作特性。压缩机图示出相对于入口气流(根据海平面标准日条件校正)绘制的总压力比。失速线例如通过台架试验凭实验确定，并且表示HPC 16的稳定操作的极限。HPC 16的操作特性由HPC 16下游的流动路径的阻塞流动能力控制。
标准或标称操作线代表在发动机10的正常操作期间的压缩机图上的操作点的轨迹，不具有可变循环方面。HPC 16沿着标称操作线的操作点由燃料流率确定，该燃料流率为可控参数。
为了适应各种操作要求，可能的是，改变HPC 16的操作特性，并且因此使操作线从压缩机图上的标称位置移动。例如，在图2中，第二操作线(“低操作线”)示为定位成低于标称操作线。
为了实现它的目的，发动机10可并入至少一个可变循环装置。如本文中使用的，用语“可变循环”是指能够操作成改变HPC 16下游的阻塞流动能力的构件的任何装置或组合。
例如，能够操作成改变HPC 16的最后一级下游的出口流动区域的任何装置将具有移动压缩机图的标称操作线的作用，并且将因此被认为是“可变循环装置”。在图2中示出的实例中，HPC 16将在可变循环装置启用时沿着第二操作线操作。
将理解的是，与标称操作线的某一偏差将在某些情况下被预期，即使没有刻意的行动。然而，如本文中使用的，用语“可变循环”暗示操作线从标称位置刻意地移动并且移动达显著量。例如，使用可变循环装置，操作线可从其标称地点移动或偏移(例如，降低)达大约5％或更多。
可变循环装置的非限制性实例包括：可变区域涡轮喷嘴、可变高压压缩机旁通系统、可变高压压缩机排气系统、具有可变压力比的风扇、可变涡轮旁通系统、具有可变压降的燃烧器、具有可变温升的燃烧器，或具有可变机械功率抽取的高压转轴。多个发动机架构和构造可用于实现可变循环能力。在图1中示出的实例中，发动机10并入可变涡轮喷嘴41(示意性地示出)。
图3-7示出适合于包含在HPC16中的示例性转子38的部分。作为实例，转子38可并入到HPC16的后半部中的级中的一个或更多个，特别地，最后或最后部的级中。
转子38包括具有腹板(web)42和缘边44的盘40。将理解的是，整个盘40为环形结构，其安装用于绕着中心线轴线11的旋转。缘边44具有前端46和后端48。环形流动路径表面50在前端46与后端48之间延伸。
如图5中看出的，流动路径表面50描绘为回转体(即，轴对称)。可选地，流动路径表面50可具有非轴对称的表面轮廓(未示出)。
压缩机叶片52的阵列从流动路径表面50延伸。各个压缩机叶片52从流动路径表面50处的根部54延伸至末端56，并且包括在前缘62和后缘64处连结于凸形吸入侧60的凹形压力侧58。如图6中最佳地看到的，各个压缩机叶片52具有翼展(或翼展尺寸)“S1”和翼弦(或翼弦尺寸)“C1”，该翼展限定为从根部54至末端56的径向距离，该翼弦限定为连接前缘62和后缘64的假想直线的长度。取决于压缩机叶片52的具体设计，其翼弦C1可沿着翼展S1在不同地点处为不同的。出于本发明的目的，相关测量结果为根部54处的翼弦C1。
压缩机叶片52围绕流动路径表面50的周边均匀地间隔开。相邻的压缩机叶片52之间的平均周向间距“s”(见图5)限定为s=2πr/Z，其中“r”为压缩机叶片52的指定半径(例如，在根部54处)，并且“Z”为压缩机叶片52的数量。称为“坚固性”的无量纲参数限定为c/s，其中“c”等于如以上描述的叶片翼弦。在示出的实例中，压缩机叶片52可具有间距，其显著大于将在现有技术中预期的间距，导致叶片坚固性显著小于将在现有技术中预期的。后级转子中的降低的坚固性水平提供空气动力阻塞缓解，导致在低操作线阻塞操作期间的提高压缩机效率。
降低的叶片坚固性的空气动力学不利副作用在于增加相邻的压缩机叶片52之间的转子通路流动区域。通过流动区域的转子通路中的该增加提高空气动力学加载水平，并且继而倾向于在根部54附近的内侧部分处引起压缩机叶片52的吸入侧60上的非合乎需要的流动分离，也被称为“毂流动分离”。为了减少或防止毂流动分离，转子38可设有分流器，或者“分流”。在示出的实例中，分流器叶片152的阵列从流动路径表面50延伸。一个分流器叶片152设置在每对压缩机叶片52之间。沿周向方向，分流器叶片152可中途地定位在两个相邻的压缩机叶片52之间或在两个相邻的压缩机叶片52之间沿周向偏置。换句话说，压缩机叶片52和分流器叶片152围绕流动路径表面50的周边交替。各个分流器叶片152从流动路径表面50处的根部154延伸至末端156，并且包括在前缘162和后缘164处连结于凸形吸入侧160的凹形压力侧158。如图7中最佳地看到的，各个分流器叶片152具有翼展(或翼展尺寸)“S2”和翼弦(或翼弦杆尺寸)“C2”，该翼展限定为从根部154至末端156的径向距离，该翼弦限定为连接前缘162和后缘164的假想直线的长度。取决于分流器叶片152的特定设计，其翼弦C2可沿着翼展S2在不同地点处为不同的。出于本发明的目的，相关测量结果为根部154处的翼弦C2。
分流器叶片152实现通过转子通路的大部分的降低的坚固性，并且起作用以局部地增加转子38的毂坚固性，并且由此防止从压缩机叶片52的以上提及的流动分离。类似的作用可通过简单地增加压缩机叶片52的数量，并且因此减小叶片与叶片的间距来获得。增加的坚固性的非合乎需要的副作用为在低操作线操作期间的减少阻塞缓解，以及较高的低效率。因此，分流器叶片152的尺寸和它们的位置可选择成防止流动分离，同时使它们的表面区域最小化。分流器叶片152定位成以使它们的后缘164相对于缘边44处于与压缩机叶片52的后缘64近似相同的轴向位置。这可在图4中看到。分流器叶片152的翼展S2和/或翼弦C2可为某一分数，其小于压缩机叶片52的对应翼展S1和翼弦C1的单位。这些可被称为“部分翼展”和/或“部分翼弦”分流器叶片。例如，翼展S2可等于或小于翼展S1。优选地，为了减小摩擦损失，翼展S2为翼展S1的50％或更小。更优选地，为了最小的摩擦损失，翼展S2为翼展S1的30％或更小。作为另一实例，翼弦C2可等于或小于翼弦C1。优选地，为了最小的摩擦损失，翼弦C2为翼弦C1的80％或更小。
盘40、压缩机叶片52以及分流器叶片152可由能够耐受操作中的预期应力和环境条件的任何材料构成。已知合适合金的非限制性实例包括铁、镍以及钛合金。在图3-7中，盘40、压缩机叶片52以及分流器叶片152描绘为集成的、单一的或单片的整体。该类型的结构可被称为“叶片盘”或“整体叶盘”。本发明的原理同样适用于由单独的构件(未示出)建立的转子。
图8-11示出适合于包含在HPC 16中的示例性定子结构的部分。作为实例，定子结构可并入到HPC 16的后半部中的级中的一个或更多个，特别地，最后或最后部的级中。定子结构包括若干排气流形压缩机定子导叶252。这些气流形压缩机定子导叶分别由内带244和壳体270界定。出于本文献的目的，压缩机定子导叶252可全部被称为“定子翼型件”。
内带244限定在前端246与后端248之间延伸的环形内部流动路径表面250。壳体270限定在前端274与后端276之间延伸的环形外部流动路径表面272。
定子导叶252在内部流动路径表面250与外部流动路径表面272之间延伸。各个定子导叶252从内部流动路径表面250处的根部254延伸至外部流动路径表面272处的末端256，并且包括在前缘262和后缘264处连结于凸形吸入侧260的凹形压力侧258。如图10中最佳地看到的，各个定子导叶252具有翼展(或翼展尺寸)“S3”和翼弦(或翼弦尺寸)“C3”，该翼展限定为从根部254至末端256的径向距离，该翼弦限定为连接前缘262和后缘264的假想直线的长度。取决于定子导叶252的特定设计，其翼弦C3可沿着翼展S3在不同地点处为不同的。出于本发明的目的，相关测量结果将为根部254或末端256处的翼弦C3。定子导叶285围绕内部流动路径表面250的周边均匀地间隔开。定子导叶252具有如以上描述地限定的平均周向间距“s”(见图9)。称为“坚固性”的无量纲参数限定为c/s，其中“c”等于如以上描述的导叶翼弦。在示出的实例中，定子导叶252可具有间距，其显著大于将在现有技术中预期的间距，导致导叶坚固性显著小于将在现有技术中预期的。
如图8和图9中看到的，内部流动路径表面250和外部流动路径表面272描绘为回转体(即，轴对称结构)。可选地，内部流动路径表面250或外部流动路径表面272中的任一个或两者可具有非轴对称的表面轮廓(未示出)。
在操作中，在根部254附近的内侧部分处以及在后部地点处存在定子导叶252的吸入侧260上的非合乎需要的流动分离的可能性，也被称为“毂流动分离”。其还倾向于在末端256附近的外侧部分处以及在后部地点处引起定子导叶252的吸入侧260上的非合乎需要的流动分离，也被称为“壳体流动分离”。大体上，这两种情况可被称为“端壁分离”。
为了克服该不利的副作用，内部流动路径表面250和外部流动路径表面272中的一个或两者可设有分流器导叶的阵列。在图8中示出的实例中，分流器导叶352的阵列从外部流动路径表面272沿径向向内延伸。一个分流器导叶352设置在每对定子导叶252之间。沿周向方向，分流器导叶352可中途地定位在两个相邻的定子导叶252之间或在两个相邻的定子导叶252之间沿周向偏置。换句话说，定子导叶252和分流器导叶352围绕外部流动路径表面272的周边交替。各个分流器导叶352从外部流动路径表面272处的根部354延伸至末端356，并且包括在前缘362和后缘364处连结于凸形吸入侧360的凹形压力侧358。如图11中最佳地看到的，各个分流器导叶352具有翼展(或翼展尺寸)“S4”和翼弦(或翼弦尺寸)“C4”，该翼展限定为从根部354至末端356的径向距离，该翼弦限定为连接前缘362和后缘364的假想直线的长度。取决于分流器导叶352的特定设计，其翼弦C4可沿着翼展S4在不同地点处为不同的。出于本发明的目的，相关测量结果为根部354处的翼弦C4。
分流器导叶352起作用以局部地增加定子的毂坚固性，并且由此防止从定子导叶252的以上提及的流动分离。类似的作用可通过简单地增加定子导叶252的数量，并且因此减少导叶与导叶的间距来获得。增加的坚固性的非合乎需要的副作用为在低操作线操作期间的减少阻塞缓解，以及较高的低效率。因此，分流器导叶352的尺寸和它们的位置可选择成防止流动分离，同时使它们的表面区域最小化。分流器导叶352定位成以使它们的后缘364相对于外部流动路径表面272处于与定子导叶252的后缘264近似相同的轴向位置。这可在图8中看到。分流器导叶352的翼展S4和/或翼弦C4可为某一分数，其小于定子导叶252的对应翼展S3和翼弦C3的单位。这些可被称为“部分翼展”和/或“部分翼弦”分流器导叶。例如，翼展S4可等于或小于翼展S4。优选地，为了减小摩擦损失，翼展S4为翼展S3的50％或更小。更优选地，为了最小的摩擦损失，翼展S4为翼展S3的30％或更小。作为另一实例，翼弦C4可等于或小于翼弦C3。优选地，为了最小的摩擦损失，翼弦C4为翼弦C3的80％或更少。
图9示出从内部流动路径表面250沿径向向外延伸的分流器导叶552的阵列。一个分流器导叶552设置在每对定子导叶552之间。除了它们从内部流动路径表面250延伸的事实之外，分流器导叶552可在它们的形状、相对于定子导叶252的周向位置，以及它们的翼展和翼弦尺寸方面与以上描述的分流器导叶552相同。如以上提到的，分流器导叶可以可选地并入在内部流动路径表面250，或外部流动路径表面272，或两者处。
具有带分流器翼型件(分流器叶片和/或分流器导叶)的本文中描述的压缩机设备的可变循环发动机具有优于现有技术的若干优点。其局部地增加端壁坚固性水平，局部地降低端壁空气动力学加载水平，并且抑制邻近端壁的翼型件部分想要分离的趋势。
以上描述的部分翼展分流转子构思降低整体转子坚固性水平，同时，同时地管理转子翼型件毂由于降低的坚固性而想要分离的趋势，并且通过在低操作线操作期间压缩机效率增加而提供可变循环益处。
分流压缩机的使用实现较高总压力比热力循环，这将产生降低的发动机燃料焚烧水平。其改进可变循环涡轮发动机性能，并且实现在较宽泛的范围和飞行状态下的更高效的操作。构思实施起来为非侵入性的。
前述内容描述具有分流压缩机的燃气涡轮发动机。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以除其中此类特征和/或步骤中的至少一些互斥的组合之外的任何组合来组合。
本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的各个特征可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替换，除非明确另外指出。因此，除非明确另外指出，否则公开的各个特征仅为普通的一系列等同或类似特征的一个实例。
本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明延伸至本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征中的任何新颖特征或任何新颖组合，或者延伸至如此公开的任何方法或过程的步骤中的任何新颖步骤或任何新颖组合。

Claims (22)

1.一种可变循环压缩机设备，其包括：
轴流式压缩机，其排放到下游流动路径中；
至少一个可变循环装置，其能够操作成改变所述下游流动路径的阻塞流动能力，由此使所述压缩机的操作线从标称位置移动至少5％；
其中所述压缩机包括：
转子，其包括至少一个转子级，所述至少一个转子级包括限定转子流动路径表面的可旋转盘和从所述流动路径表面向外延伸的轴流式转子翼型件的阵列；
至少一个定子级，其包括限定定子流动路径表面的壁，和远离所述定子流动路径表面延伸的轴流式定子翼型件的阵列；并且
其中所述转子级或定子级中的至少一个包括从其所述流动路径表面中的至少一个延伸的翼型形分流器翼型件的阵列，所述分流器翼型件与对应级的所述转子翼型件或定子翼型件交替，其中所述分流器翼型件的翼弦尺寸和所述分流器翼型件的翼展尺寸中的至少一个小于所述至少一个级的所述翼型件的对应尺寸。
2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述下游流动路径包括：
燃烧器；以及
涡轮，其机械地联接于所述压缩机。
3.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述流动路径表面中的至少一个不为回转体。
4.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，各个分流器翼型件位于两个相邻的转子或定子翼型件的近似中间。
5.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件定位成使得它们的后缘相对于对应的流动路径表面处于与所述转子翼型件或定子翼型件的所述后缘近似相同的轴向位置。
6.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件的所述翼展尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件的所述翼展尺寸的50％或更小。
7.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件的所述翼展尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件的所述翼展尺寸的30％或更小。
8.根据权利要求6所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸的80％或更小。
9.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述分流器翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸的80％或更小。
10.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述压缩机包括多个定子级和转子级，并且所述分流器翼型件并入到位于所述压缩机的后半部中的所述级中的一个或更多个中。
11.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，所述至少一个级为所述压缩机的最后部转子级或定子级。
12.一种操作轴流式压缩机的方法，其包括：
驱动所述压缩机，以便生成流体流，所述流体流排放到下游流动路径中，其中所述压缩机包括至少一排分流器翼型件；以及
在压缩机操作期间，使用至少一个可变循环装置来改变所述下游流动路径的阻塞流动能力，由此使所述压缩机的操作线从标称位置移动至少5％。
13.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述下游流动路径包括：
燃烧器；以及
涡轮，其机械地联接于所述压缩机。
14.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述可变循环装置用于相对于所述标称位置降低所述压缩机操作线。
15.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述压缩机包括：
转子，其包括至少一个转子级，所述至少一个转子级包括限定转子流动路径表面的可旋转盘和从所述流动路径表面向外延伸的轴流式转子翼型件的阵列；
至少一个定子级，其包括限定定子流动路径表面的壁，和远离所述定子流动路径表面延伸的轴流式定子翼型件的阵列；并且
其中所述转子级或定子级中的至少一个包括从其所述流动路径表面中的至少一个延伸的翼型形分流器翼型件的阵列，所述分流器翼型件与对应级的所述转子翼型件或定子翼型件交替，其中所述分流器翼型件的翼弦尺寸和所述分流器翼型件的翼展尺寸中的至少一个小于所述至少一个级的所述翼型件的对应尺寸。
16.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，各个分流器翼型件位于两个相邻的转子或定子翼型件的近似中间。
17.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述分流器翼型件定位成使得它们的后缘相对于对应的流动路径表面处于与所述转子翼型件或定子翼型件的所述后缘近似相同的轴向位置。
18.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述分流器翼型件的所述翼展尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件的所述翼展尺寸的50％或更小。
19.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述分流器翼型件的所述翼展尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件的所述翼展尺寸的30％或更小。
20.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，所述分流器翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸的80％或更小。
21.根据权利要求15所述的方法，其特征在于，所述分流器翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸为对应的转子翼型件或定子翼型件在其根部处的所述翼弦尺寸的80％或更小。
22.根据权利要求12所述的方法，其特征在于，所述压缩机包括多个定子级和转子级，并且所述分流器翼型件并入到位于所述压缩机的后半部中的所述级中的一个或更多个中。
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