CN109477392A - 通过非恒定肋具有减小阻力的部件和生产该部件的方法 - Google Patents

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Abstract

包括壁的部件，该壁包括第一区域(541)、第一区域(541)和第二区域(542)，肋的网络形成在第一区域(541)、第二区域(542)上以及也形成在过渡区域(54t)上，以便当空气流沿着所述壁流动时减小部件的阻力；在过渡区域(54t)上形成的肋的高度、宽度和间距沿着所述过渡区域(54t)变化，以便从在过渡区域的第一端处的形成在第一区域上的肋的高度、宽度和间距转变到在过渡区域(54t)的第二端处的形成在第二区域(542)上的肋的高度、宽度和间距，过渡区域(54t)包括中心部分，中心部分上的肋一方面包括分别与第一区域(54)上的肋的高度和宽度相等的高度和宽度，另一方面包括与第二区域(542)的肋的间距相等的间距。

Description

通过非恒定肋具有减小阻力的部件和生产该部件的方法
技术领域
本发明涉及一种用于航空器的涡轮机的部件，其适于减小由空气流沿着所述部件通过而产生的所述部件的阻力。
更具体地，本发明涉及一种包括肋的涡轮机叶片，或者涉及涡轮机的限定所述涡轮机内部的空气流路径的壁，该壁包括肋。
背景技术
为了减小用于航空器的涡轮机的次级流的整流器的叶片的阻力，已知在次级流的所述整流器的叶片的拱腹和/或拱背上形成肋的阵列。
肋是根据涡轮机的轴线在叶片的拱腹和拱背上延伸的纹道，使得所述纹道被定向成平行于空气流的方向。
肋可以有各种形状。根据垂直于涡轮机的轴线的横截面，肋可以例如具有三角形形状或方形形状。
肋通常具有1至100μm的数量级的高度和宽度。而且，两个相邻的肋可以间隔开0至50μm的距离。
根据第一种已知的解决方案，肋具有沿着拱腹和拱背恒定的形状。肋的形状还包括所述肋的宽度和高度。
该第一种已知的解决方案提供了使叶片上的肋容易制造的优点。
由于叶片轮廓的形状，沿着叶片的拱背和拱腹的空气流的流速不是恒定的。
现在，对于给定的形状，通过肋减小阻力取决于沿着形成有所述肋的壁流通的空气流的流速。
换句话说，某些形状的肋在空气流的流速低时有效地减小了阻力，而其他形状的肋在空气流的流速高时有效地减小了阻力。
因此，这种第一解决方案不能有效地减小叶片的阻力。
为了考虑沿着拱背和拱腹的空气流流速的变化，第二种已知的解决方案包括将拱腹和/或拱背分成至少两个区域，第一区域位于叶片前缘附近，而第二区域位于后缘附近，并在第一区域和第二区域上形成不同形状的肋。第一区域和第二区域上的肋形状是恒定的。
过渡区域位于第一区域和第二区域之间，以使得肋的形状在第一区域上的肋的形状和第二区域上的肋的形状之间变化。
这种第二解决方案提供的优点是能够根据空气流的流速沿着叶片的壁调整肋的形状。
然而，由于肋形状的变化，第二种已知的解决方案使肋的制造极大地复杂化。由于肋形状变化的过渡区域，制造尤其变得更加复杂。
文献US2011262705和FR2947313也是已知的。但是，这些文献中描述的解决方案并不令人满意。
因此，没有一种已知的解决方案能有效地减小阻力同时简化肋的制造方法。
发明内容
本发明的目的是提出一种解决方案，其通过使在壁上形成的肋的形状局部地适于空气流的流速而有效地减小由空气流相对于所述壁流通产生的阻力，同时使所述壁上的肋的制造方法易于实施。
为此目的，提供了一种用于航空器的涡轮机的部件，该部件包括壁，该壁包括第一区域、第二区域和位于第一区域和第二区域之间的过渡区域，
肋的阵列形成在第一区域、第二区域以及过渡区域上，
肋包括顶部、高度、宽度和与相邻的肋的顶部之间的距离相对应的间距；
形成在第一区域上的肋的高度、宽度和间距在第一区域上是恒定的；
形成在第二区域上的肋的高度、宽度和间距在第二区域上是恒定的；
形成在过渡区域上的肋的高度、宽度和间距沿着所述过渡区域变化，以便从过渡区域的第一端处的形成在第一区域上的肋的高度、宽度和间距转变到过渡区域的第二端处的形成在第二区域上的肋的高度、宽度和间距；
其特征在于，过渡区域包括位于第一端和第二端之间的中心部分，中心部分上的肋包括分别等于第一区域的肋的高度和宽度的高度和宽度以及等于第二区域的肋的间距的间距。
这样的部件由于肋而具有减小的阻力。
根据本发明的部件有利地通过单独地或以其任何技术上可能的组合使用的以下特征完成：
-在第一区域上形成的肋的间距和高度之间的比率等于在第二区域上形成的肋的间距和高度之间的比率；
-该部件是用于航空器的涡轮机的叶片，该叶片包括拱腹和拱背，该肋的阵列位于所述叶片的拱腹和/或拱背上；
-叶片包括前缘和后缘，第一区域从前缘延伸，第二区域从后缘延伸，第二区域的肋的高度、宽度和间距分别大于第一区域的肋的高度、宽度和间距；
-叶片包括径向轴线和垂直于径向轴线的轴线，在第一区域上形成的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度在第一区域上是恒定的，在第二区域上形成的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度大于或等于第一区域的肋的倾斜角度并且在第二区域上是恒定的，在过渡区域上形成的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度沿着过渡区域在过渡区域的第一端处的第一区域的肋的倾斜角度和过渡区域的第二端处的第二区域的肋的倾斜角度之间变化；
-第一区域的肋的倾斜角度在0°到15°之间，第二区域的肋的倾斜角度在0°到30°之间
-该部件是用于航空器的涡轮机的次级整流器的整流器叶片。
本发明还涉及一种用于航空器的涡轮机，该涡轮机包括根据前述特征中的任一个的部件。
本发明还涉及一种用于航空器的涡轮机，该涡轮机包括根据主要特征的部件，其中涡轮机包括主路径、次级路径、风扇和位于次级路径中的次级整流器，该部件是主路径和次级路径之间的分离罩，该分离罩位于风扇和次级整流器之间，肋位于分离罩的形成次级路径的内壁的部分上。
本发明还涉及一种用于减小由空气流沿着部件的壁的流通产生的所述部件的阻力的方法，所述方法包括以下步骤：
-在壁的第一区域上形成肋的阵列，肋包括顶部、高度、宽度和与相邻的肋的顶部之间的距离相对应的间距，第一区域的肋的高度、宽度和间距在整个第一区域上是恒定的；
-在壁的第二区域上形成肋的阵列，肋包括顶部、高度、宽度和与相邻的肋的顶部之间的距离相对应的间距，第二区域的肋的高度、宽度和间距在整个第二区域上是恒定的，第一区域的肋的间距和高度之间的比率等于第二区域的肋的间距和高度之间的比率；
-在位于第一区域和第二区域之间的过渡区域上形成肋的阵列，肋包括顶部、高度、宽度和与相邻的肋的顶部之间的距离相对应的间距，过渡区域的肋的高度、宽度和间距沿着所述过渡区域变化，以便从过渡区域的第一端处的第一区域的肋的高度、宽度和间距转变到过渡区域的第二端处的第二区域的肋的高度、宽度和间距，过渡区域包括位于第一端和第二端之间的中心部分，中心部分上的肋包括分别等于所述第一区域的肋的高度和宽度的高度和宽度以及等于所述第二区域的肋的间距的间距。
根据独立方面，本发明还涉及涡轮机的叶片，例如次级整流器的叶片，该叶片包括拱腹、拱背、前缘、后缘、顶部、底部、径向轴线和垂直于径向轴线的轴线，肋形成在拱腹和/或拱背的第一区域、第二区域和过渡区域上，过渡区域位于第一区域和第二区域之间，形成在第一区域上的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度在第一区域上是恒定的，形成在第二区域上的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度大于第一区域的肋的倾斜角度并且该倾斜角度在第二区域上是恒定的，形成在过渡区域上的肋具有相对于垂直于径向轴线的轴线的倾斜角度，该倾斜角度沿着所述过渡区域在过渡区域的第一端处的第一区域的肋的倾斜角度和过渡区域的第二端处的第二区域的肋的倾斜角度之间变化。
附图说明
本发明的其他特征、目的和优点将从以下附图中所示的不同实施例的以下描述中显现：
-图1示出了涡轮机的半视图的一部分；
-图2a示出了整流器叶片的透视图；
-图2b示出了图2a中所示的整流器叶片的剖视图；
-图3a示出了整流器叶片的拱背的一部分的正视图，在该整流器叶片上形成有肋，图3a中仅示出了肋的顶部；
-图3b示出了根据位于拱背的第一区域附近的轴线A-A的图3a的剖视图；
-图3c示出了根据位于拱背的过渡区域附近的轴线B-B的图3a的剖视图；
-图3d示出了根据位于第二区域附近的轴线C-C的图3a的剖视图；
-图4示出的示图示出了在第一区域和第二区域上的肋的形状的调整，以便优化沿叶片拱背的阻力减小；
-图5示出了根据一种变型的叶片拱背的上部的正视图，其中肋的倾斜度沿着所述拱背变化，图5中仅示出了肋的顶部；
-图6示出了根据本发明的用于减小部件的阻力的方法的可能实施方式。
具体实施方式
如图1所示，用于航空器的涡轮风扇发动机1具有根据纵向轴线Ω延伸的主方向，并且产生从在所述涡轮机1的输入端处进入的空气流2分开的两个空气流。
在涡轮机1的输入端处进入的空气流2首先由风扇3压缩。从风扇3离开后，空气流2被分成两个单独的流，即形成在涡轮机1的主路径11中流通的主流21的第一流和形成在所述涡轮机1的次级路径12中流通的次级流22的第二流。
主流21和次级流22的分离通过布置在风扇3的下游的分离罩4确保。分离罩4包括形成主路径的内壁的第一面和形成次级路径的内壁的第二面。
在下文中，主流21由低压压缩机CBP和高压压缩机CHP压缩，然后在燃烧室中与燃料一起燃烧。
次级流22本身被引导到位于次级路径12中的次级整流器5，以便相对于涡轮机1的轴线Ω整流所述次级流22并压缩所述次级流22。
如图2a和图2b所示，次级整流器5是由多个整流器叶片50形成的盘，该盘以涡轮机1的轴线Ω为中心。
每个整流器叶片50包括前缘51和后缘52，在涡轮机1的操作期间次级流22通过该前缘与整流器叶片50发生接触，次级空气流22通过该后缘从整流器叶片50排出。
整流器叶片50包括拱腹53和拱背54，拱腹和拱背各自形成在整流器叶片50的前缘51和后缘52之间延伸的壁。
整流器叶片50还包括顶部50a和底部50b。当所述叶片50安装在涡轮机1中时，顶部50a形成叶片50的相对于轴线Ω径向地定位在外侧的端部。当所述叶片50安装在涡轮机1中时，底部50b形成叶片50的相对于轴线Ω径向地定位在内侧的端部。顶部50a是平的并且平行于涡轮机的轴线Ω。
整流器叶片50还包括径向轴线θ，该径向轴线垂直于涡轮机1的轴线Ω并且垂直于整流器的轴线(其与涡轮机1的轴线Ω结合)。径向轴线θ形成整流器叶片50的伸长主轴线，并将顶部50a连接到底部50b。
在涡轮机1的操作期间，次级流22经由前缘51与整流器叶片50发生接触。次级流22通过分成两部分来绕过整流器叶片50，次级流22的一部分与拱腹53邻接，次级流22的另一部分与拱背54邻接。然后，次级流的这两个部分在整流器叶片50的后缘52处会合，次级流22在后缘处从整流器叶片50排出。
如图3a、图3b、图3c和图3d所示，在所述整流器叶片50的拱背54上形成肋6的阵列，以便限制由次级流22沿整流器叶片50的拱背54的流通产生的阻力。
肋6是定向成平行于次级空气流22的流动方向的纹道，并且因此根据包括根据涡轮机1的轴线Ω的分量的方向定向。肋6可以平行于轴线Ω。
肋6包括形成上端部的顶部S和形成下端部的基部B。
每个肋6包括与肋6的基部B和顶部S之间的距离对应的高度，以及与基部B的宽度对应的宽度。
肋6根据与肋6的顶部S和相邻肋6的顶部S之间的距离对应的间距而间隔开。
拱背54包括三个区域，每个区域包括不同形状的肋6的阵列。拱背54包括从前缘51延伸的第一区域541和从后缘52延伸的第二区域542。第一区域541和第二区域542由位于所述第一区域541和所述第二区域542之间的过渡区域54t分开。过渡区域54t优选地具有不大于叶片50的弦的长度的5％的长度。另外，第一区域541和过渡区域54t之间的边界优选地位于从前缘51开始的叶片50的弦的10％至40％之间，并且第二区域542和过渡区域54t之间的边界优选地位于从前缘51开始的弦的15％至45％之间。
叶片的弦对应于连接前缘和后缘的理论线。
如图3a和图3b所示，位于前缘51附近的第一区域541包括具有高度H1、间距E1和宽度L1的肋6。第一区域541的肋6的间距E1等于宽度L1，使得相邻的肋6的基部B接触。
肋6的形状(它们的高度H1、它们的间距E1和它们的宽度L1)沿着拱背54的第一区域541是恒定的。
如图3a和图3d所示，位于后缘52附近的第二区域542包括具有高度H2、间距E2和宽度L2的肋6。第二区域542的肋6的间距E2等于宽度L2，使得相邻的肋6的基部B接触。
肋6的形状(它们的高度H2、它们的间距E2和它们的宽度L2)沿着拱背54的第二区域542是恒定的。
如图4所示，在拱背54的第一区域541和第二区域542上形成的肋6的形状(它们的高度、它们的间距和它们的宽度)根据次级空气流22沿着拱背54的流速的变化而变化，以限制由次级空气流22的流动产生的最大阻力。
为此，在第一区域541上形成的肋6的形状适于获得与次级空气流22沿第一区域541的平均速度对应的次级空气流22的流速的最大阻力减小，以及在第二区域542上形成的肋6的形状适于获得与次级空气流22沿第二区域542的平均速度对应的次级空气流22的流速的最大阻力减小。
图4示出了由肋6获得的沿着叶片50的拱背54的阻力减小，x是拱背54的曲线横坐标，其中x在前缘51处等于0并且x在后缘52处等于1。
次级空气流22在后缘52附近的流速大于所述次级空气流22在前缘51附近的流速，形成在第二区域542上的肋6的高度H2和间距E2分别大于形成在第一区域541上的肋6的高度H1和间距E1。
为了确保沿着拱背54更好地减小阻力，比率E1/H1等于比率E2/H2。
而且，形成在第二区域542上的肋6的高度H2优选地等于形成在第一区域541上的肋6的高度H1的两倍，并且形成在第二区域542上的肋6的间距E2等于形成在第一区域541上的肋6的间距E1的两倍。实际上，对于次级整流器5的整流器叶片50，在后缘52附近形成的肋6的间距与在前缘51附近形成的肋6的间距之间的最佳比率是比率为2。
如图3a和图3c所示，位于第一区域541和第二区域542之间的过渡区域54t包括具有高度Ht、间距Et和宽度Lt的肋6。
过渡区域54t上的肋6的形状(高度Ht、间距Et和宽度Lt)沿着所述过渡区域54t变化，以便从过渡区域的位于第一区域541附近的第一端处的高度H1、间距E1和宽度L1转变到过渡区域54t的位于第二区域542附近的第二端处的高度H2、间距E2和宽度L2。
第一区域541和第二区域542之间的这种过渡区域54t通过限制次级流22的沿着所述过渡区域54t的边界层中的扰动而避免了过度摩擦现象。
而且，过渡区域54t包括位于其第一端和第二端之间的中心部分，在该中心部分上，肋6包括分别等于第一区域541的肋6的高度H1和宽度L1的高度Ht和宽度Lt以及等于第二区域542的肋6的间距E2的间距Et。
以这种方式，在过渡区域54t的中心部分上，相邻的肋6被分开使得在所述相邻的肋6的基部B之间存在空间Ep。事实上，肋6的宽度Lt小于间距Et，相邻的肋6被间隔开，或换言之不接触。该空间Ep允许在相邻的肋6之间存在平坦表面Sp。
在过渡区域54t的中心部分上的相邻肋6之间的这种空间Ep使得在拱背54上的肋6的制造更容易。事实上，这样的空间Ep例如通过允许更轻松地更换工具使得肋6的形状更容易过渡。
而且，具有这种肋6的这种过渡区域54t保持了对于第一区域541和第二区域542相同的间距/高度比。
肋6的阵列和可以形成在涡轮机1的具有空气沿着流动的壁的任何部件上，以减小所述部件的阻力。该部件可以形成例如涡轮机1的次级路径或主路径。
肋6可以根据两种可能的制造方法变型制造。
根据第一变型，在叶片50的模制期间形成肋6。为此，模制叶片50的模具包括有凹槽的内壁，该有凹槽的内壁形成待形成在所述叶片50上的肋6的凹入的印痕。
为了在模具的内壁上形成肋的这种印痕，可以机加工模具的壁。肋6之间的空间Ep(该空间也存在于模具内壁上的肋6的凹入的印痕上)通过使工具更换更容易而使模具内壁的机加工更容易，第一工具用于形成第一区域541的肋的印痕和过渡区域54t的肋6的印痕，比第一工具大的第二工具用于通过在过渡区域54t上形成的肋6的印痕上对齐而形成第二区域542的肋6的印痕。为了形成过渡区域54t的肋6的印痕，第一工具横向于所述第一工具的前进方向进行扫描，扫描的幅度沿过渡区域变化，以使过渡区域54t的肋6的形状变化。
根据第二变型，通过在叶片50上沉积聚合物材料的有凹槽的膜来形成肋6。膜的对应于肋6的纹道通过所述膜的压延形成。为了在膜上形成肋6，用于压延的圆柱体中的一个是有凹槽的，以便包括所述肋6的凹入的印痕。圆柱体的纹道可以通过机加工所述圆柱体而形成。这里同样地，相邻的肋6之间的空间Ep使得更容易机加工圆柱体上的肋6的印痕。
在所提出的实施例中，仅拱背54包括分成第一区域541、第二区域542和过渡区域54t的肋6的阵列。
然而，分成第一区域、第二区域和过渡区域的肋6的阵列可以仅形成在叶片50的拱腹53上。然而，在拱背54上形成肋6与拱腹53上形成肋6相比具有更多对阻力减小的影响。
拱背54和拱腹53可以同时包括分成第一区域、第二区域和过渡区域的肋6的阵列。
此外，在先前提出的实施例中，叶片50的形成有肋6的壁包括其上的肋6具有恒定的形状的两个区域和其上的肋具有变化的形状的一个过渡区域。
然而，可以增加其上的肋6具有恒定形状的区域的数量，以便最好地使肋6的形状适应空气流的流速。为此，必须仅具有一个过渡区域，其上的肋6的形状在肋6的形状恒定的每个区域之间变化。而且，在肋形状恒定的区域上形成的肋6的间距/高度比率必须对于肋形状恒定的每个所述区域是相等的。
而且，在前面提出的实施例中，形成肋6的部件是整流叶片50。
然而，可以在涡轮机1的位于次级路径12中的其他部件上形成如前所述的肋6(至少两个其上的肋6的形状恒定的区域，以及至少一个其上的肋6的形状从第一区域的肋6的形状变化到第二区域的肋6的形状的过渡区域)。
以这种方式，可以在主路径11和次级路径12之间的分离罩4上形成如前所述的肋6。更准确地说，肋6形成在分离罩4的形成次级路径12的内壁的表面上。
图3b、图3c和图3d中所示的肋6包括三角形形状的横截面。然而，肋6的其他形状也是可能的。肋6可以例如具有正方形或梯形形状的横截面。
最后，如图5所示，沿着拱背54和/或拱腹53的肋6相对于叶片50的顶部50a的倾斜度可以变化。更确切地说，第一区域541和第二区域542上的肋6的倾斜度在第一区域541和第二区域542上是不同的并且是恒定的。肋6的倾斜度沿着过渡区域54t在第一区域541的肋6的倾斜度以及第二区域542的肋6的倾斜度之间变化。
肋6相对于顶部50a的倾斜度的这种变化也导致肋6相对于涡轮机1的轴线Ω的倾斜度的变化。
实际上，在图3a-3d所示的实施例中，肋6沿着拱背54平行于顶部50a并且平行于涡轮机1的轴线Ω。
现在，在图5所示的变型中，形成在第一区域541上的肋6相对于轴线Ψ根据倾斜角度β1倾斜，该轴线是垂直于叶片50的径向轴线θ的轴线。轴线Ψ平行于顶部50a并且平行于轴线Ω。
形成在第二区域542上的肋6相对于轴线Ψ根据倾斜角度β2倾斜，该轴线是垂直于叶片50的径向轴线θ的轴线。倾斜角度β1小于或等于倾斜角度β2。倾斜角度β1沿第一区域541是恒定的，并且倾斜角度β2沿第二区域542是恒定的。优选地，当次级空气流22在其沿着所述叶片50流通期间趋于上升到叶片50的顶部50a时，倾斜角度β1严格小于倾斜角度β2。
在过渡区域54t上形成的肋具有相对于轴线Ψ的倾斜角度βt，其沿着所述过渡区域54t变化。倾斜角度βt从过渡区域54t的第一端处的倾斜角度β1变化到过渡区域54t的第二端处的倾斜角度β2。
肋6的这种倾斜以及在一些可能的变型中的倾斜度的这种变化使得肋6的取向适应于次级空气流22沿着叶片50的流动方向的变化，从而优化了阻力的减小。
事实上，当所述肋6平行于次级空气流22的流动方向时，肋6的阻力减小是最佳的。现在，次级空气流22可能倾向于在其沿着所述叶片50流通期间上升到叶片50的顶部50a。
根据可能的变型，形成在第一区域541上的肋6的倾斜角度β1在0°(如图5所示)到15°之间，并且形成在第二区域542上的肋6的倾斜角度β2在0°到30°之间。
而且，如图6所示，根据涡轮机部件的制造方法的可能实施方式，其中沿着所述部件的壁的空气流流通产生的阻力减小，所述方法包括以下步骤：
-100：在壁(例如叶片50的拱背54)的第一区域541上形成肋6的阵列，肋6包括顶部S、高度H1、宽度L1和对应于相邻的肋6的顶部S之间的距离的间距E1，第一区域541的肋6的高度H1、宽度L1和间距E1在整个第一区域541上是恒定的。
-200：在壁的第二区域542上形成肋6的阵列，肋6包括顶部S、高度H2、宽度L2和对应于相邻的肋6的顶部S之间的距离的间距E2，第二区域542的肋6的高度H2、宽度L2和间距E2在整个第二区域542上是恒定的。第一区域541的肋6的间距E1和高度H1之间的比率E1/H1等于第二区域542的肋6的间距E2和高度H2之间的比率E2/H2，以改善阻力的减小。
-300：在位于第一区域541和第二区域542之间的过渡区域54t上形成肋6的阵列，肋6包括顶部S、高度Ht、宽度Lt和对应于相邻的肋6的顶部S之间的距离的间距Et，过渡区域54t的肋6的高度Ht、宽度Lt和间距Et沿着所述过渡区域54t变化，以便从过渡区域54t的第一端处的第一区域541的肋6的高度H1、宽度L1和间距E1转变到过渡区域54t的第二端处的第二区域542的肋6的高度H2、宽度L2和间距E2。过渡区域54t包括位于第一端和第二端之间的中心部分，中心部分上的肋6包括分别等于第一区域541的肋6的高度H1和宽度L1的高度Ht和宽度Lt以及等于第二区域542的肋6的间距E2的间距Et。
肋的这三个形成步骤100、200和300可以以任何顺序进行。然而，在过渡区域54t上的肋6的形成步骤300优选地在第二步骤进行，即，在第一区域541上的肋6的形成步骤100之后进行，或者在第二区域542上的肋6的形成步骤200之后进行。因此，例如可以在第一区域541上、然后在过渡区域54t上、然后在第二区域542上形成肋6。另一个可能的示例包括在第二区域542上、然后在过渡区域54t上、然后在第一区域541上形成肋6。
而且，如前所述，肋的这三个形成步骤100、200和300可以通过在部件上沉积有凹槽的聚合物材料膜或者通过在包括有凹槽的内表面的模具中模制部件而同时进行。

Claims (11)

1.一种用于航空器的涡轮机部件(1)，包括壁，所述壁包括第一区域(541)、第二区域(542)和位于所述第一区域(541)和所述第二区域(542)之间的过渡区域(54t)，
肋(6)的阵列形成在所述第一区域(541)、所述第二区域(542)以及所述过渡区域(54t)上，
所述肋(6)包括顶部(S)、高度(H1，H2，Ht)、宽度(L1，L2，Lt)和与相邻的肋(6)的顶部(S)之间的距离相对应的间距(E1，E2，Et)；
所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)、宽度(L1)和间距(E1)在所述第一区域(541)上是恒定的；
所述第二区域(542)的肋(6)的高度(H2)、宽度(L2)和间距(E2)在所述第二区域(542)上是恒定的；
所述过渡区域(54t)的肋(6)的高度(Ht)、宽度(Lt)和间距(Et)沿着所述过渡区域(54t)变化，以便从所述过渡区域(54t)的第一端处的形成在所述第一区域(541)上的肋(6)的高度(H1)、宽度(L1)和间距(E1)转变到所述过渡区域(54t)的第二端处的形成在所述第二区域(542)上的肋(6)的高度(H2)、宽度(L2)和间距(E2)；
其特征在于，所述过渡区域(54t)包括位于所述第一端和所述第二端之间的中心部分，所述中心部分上的肋(6)包括分别等于所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)和宽度(L1)的高度(Ht)和宽度(Lt)以及等于所述第二区域(542)的肋(6)的间距(E2)的间距(Et)。
2.根据权利要求1所述的部件，其中，所述第一区域(541)的肋(6)的间距(E1)与高度(H1)之间的比率(E1/H1)等于所述第二区域(542)的肋(6)的间距(E2)与高度(H2)之间的比率(E2/H2)。
3.根据权利要求1或2所述的部件，其中，所述部件是用于航空器的涡轮机的叶片(50)，所述叶片(50)包括拱腹(53)和拱背(54)，所述肋(6)的阵列位于所述叶片(50)的拱腹(53)和/或拱背(54)上。
4.根据权利要求3所述的部件，其中，所述叶片(50)包括前缘(51)和后缘(52)，所述第一区域(541)从所述前缘(51)延伸以及所述第二区域(542)从所述后缘(52)延伸，所述第二区域(542)的肋(6)的高度(H2)、宽度(L2)和间距(E2)分别大于所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)、宽度(L1)和间距(E1)。
5.根据权利要求4所述的部件，其中，所述叶片(50)包括径向轴线(θ)和垂直于所述径向轴线(θ)的轴线(Ψ)，形成在所述第一区域(541)上的肋(6)具有相对于所述轴线(Ψ)的倾斜角度(β1)，所述倾斜角度在第一区域(541)上是恒定的，形成在所述第二区域(542)上的肋(6)具有相对于所述轴线(Ψ)的倾斜角度(β2)，所述第二区域(542)的肋(6)的倾斜角度(β2)大于或等于所述第一区域(541)的肋(6)的倾斜角度(β1)并且在所述第二区域(542)上是恒定的，形成在所述过渡区域(54t)上的肋(6)具有相对于所述轴线(Ψ)的倾斜角度(βt)，所述过渡区域(54t)的肋(6)的倾斜角度(βt)沿着所述过渡区域(54t)在所述过渡区域(54t)的第一端处的所述第一区域(541)的肋(6)的倾斜角度(β1)和所述过渡区域(54t)的第二端处的所述第二区域(542)的肋(6)的倾斜角度(β2)之间变化。
6.根据权利要求5所述的部件，其中，所述第一区域(541)的肋(6)的倾斜角度(β1)在0°到15°之间，以及所述第二区域(542)的肋(6)的倾斜角度(β2)在0°到30°之间。
7.根据权利要求3至6中任一项所述的部件，其中，所述部件是用于航空器的涡轮机(1)的次级整流器(5)的整流器叶片。
8.一种用于航空器的涡轮机(1)，包括根据权利要求1至7中任一项所述的部件。
9.根据权利要求8所述的用于航空器的涡轮机(1)，其中，所述涡轮机(1)包括主路径(11)、次级路径(12)、风扇(3)、位于所述次级路径(12)中的次级整流器(5)以及所述主路径(11)和所述次级路径(12)之间的分离罩(4)，所述分离罩位于所述风扇(3)和所述次级整流器(5)之间，所述分离罩(4)形成根据权利要求1或2所述的部件，所述肋(6)位于所述分离罩(4)的形成所述次级路径(12)的内壁的部分上。
10.一种涡轮机部件(1)的制造方法，所述方法包括以下步骤：
-(100)：在所述部件的壁的第一区域(541)上形成肋(6)的阵列，所述肋(6)包括顶部(S)、高度(H1)、宽度(L1)和与相邻的肋(6)的顶部(S)之间的距离相对应的间距(E1)，所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)、宽度(L1)和间距(E1)在整个所述第一区域(541)上是恒定的；
-(200)：在所述壁的第二区域(542)上形成肋(6)的阵列，所述肋(6)包括顶部(S)、高度(H2)、宽度(L2)和与相邻的肋(6)的顶部(S)之间的距离相对应的间距(E2)，所述第二区域(542)的肋(6)的高度(H2)、宽度(L2)和间距(E2)在整个所述第二区域(542)上是恒定的；
-(300)：在所述壁的位于所述第一区域(541)和所述第二区域(542)之间的过渡区域(54t)上形成肋(6)的阵列，所述肋(6)包括顶部(S)、高度(Ht)、宽度(Lt)和与相邻的肋(6)的顶部(S)之间的距离相应对的间距(Et)，所述过渡区域(54t)的肋(6)的高度(Ht)、宽度(Lt)和间距(Et)沿着所述过渡区域(54t)变化，以便从所述过渡区域(54t)的第一端处的所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)、宽度(L1)和间距(E1)转变到所述过渡区域(54t)的第二端处的所述第二区域(542)的肋(6)的高度(H2)、宽度(L2)和间距(E2)，所述过渡区域(54t)包括位于所述第一端和所述第二端之间的中心部分，所述中心部分上的肋(6)包括分别等于所述第一区域(541)的肋(6)的高度(H1)和宽度(L1)的高度(Ht)和宽度(Lt)以及等于所述第二区域(542)的肋(6)的间距(E2)的间距(Et)。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，所述第一区域(541)的肋(6)的间距(E1)与高度(H1)之间的比率(E1/H1)等于所述第二区域(542)的肋(6)的间距(E2)与高度(H2)之间的比率(E2/H2)。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102013013817A1 (de) * 2013-08-22 2015-02-26 Airbus Defence and Space GmbH Strukturbauteil mit einer Ribletoberfläche
FR3076540B1 (fr) * 2018-01-08 2021-04-16 Airbus Operations Sas Element aerodynamique d'un aeronef, pourvu d'un ensemble d'elements protuberants.
US10900509B2 (en) * 2019-01-07 2021-01-26 Rolls-Royce Corporation Surface modifications for improved film cooling
FR3108950B1 (fr) 2020-04-01 2022-03-11 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux pour un aeronef

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7153096B2 (en) * 2004-12-02 2006-12-26 Siemens Power Generation, Inc. Stacked laminate CMC turbine vane
CN102119049A (zh) * 2008-08-06 2011-07-06 唐纳森公司 具有槽纹闭合结构的z-介质、方法和装置
WO2012134044A1 (ko) * 2011-03-31 2012-10-04 삼성중공업 주식회사 풍력발전기 블레이드용 주름패널
CN102733859A (zh) * 2011-03-30 2012-10-17 通用电气公司 用于减小流体动力学结构的噪声的微结构
CN104411982A (zh) * 2012-07-06 2015-03-11 斯奈克玛 具有改进叶片轮廓的涡轮机引导叶片
CN105275501A (zh) * 2014-07-22 2016-01-27 航空技术空间股份有限公司 轴流式涡轮机组压缩机罩上的具有分支的叶片装置

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4930729A (en) * 1986-05-22 1990-06-05 Rolls-Royce Plc Control of fluid flow
US5133519A (en) * 1989-04-21 1992-07-28 Board Of Trustees Operating Michigan State University Drag reduction method and surface
FR2947313B1 (fr) * 2009-06-26 2015-02-20 Inst Francais Du Petrole Systeme et methode de reduction de trainee comportant des surfaces structurees de forme evolutive

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7153096B2 (en) * 2004-12-02 2006-12-26 Siemens Power Generation, Inc. Stacked laminate CMC turbine vane
CN102119049A (zh) * 2008-08-06 2011-07-06 唐纳森公司 具有槽纹闭合结构的z-介质、方法和装置
CN102733859A (zh) * 2011-03-30 2012-10-17 通用电气公司 用于减小流体动力学结构的噪声的微结构
WO2012134044A1 (ko) * 2011-03-31 2012-10-04 삼성중공업 주식회사 풍력발전기 블레이드용 주름패널
CN104411982A (zh) * 2012-07-06 2015-03-11 斯奈克玛 具有改进叶片轮廓的涡轮机引导叶片
CN105275501A (zh) * 2014-07-22 2016-01-27 航空技术空间股份有限公司 轴流式涡轮机组压缩机罩上的具有分支的叶片装置

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