CN110869584B - 压气机翼型 - Google Patents

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Abstract

一种用于涡轮发动机的压气机翼型(70)转子动叶。压气机翼型(70)包括：根部部分(72)，通过主体部(102)与顶端部分(100)间隔开。主体部(102)由以下限定：具有吸入面(89)的吸入面壁(88)和具有压力面(91)的压力面壁(90)。吸入面壁(88)和压力面壁(90)在前缘(76)和后缘(78)处相接。顶端部分(100)包括被设置在压力面壁(90)上的肩部(104)。顶端壁(106)从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)。压力面壁(90)的过渡区(108)从肩部(104)沿朝向顶端壁(106)的方向渐缩。顶端壁(106)包括由第一顶端壁区(112)限定的凹入段(110)，该第一顶端壁区从后缘(78)延伸到小翼(114)。

Description

压气机翼型
技术领域
本发明涉及一种压气机翼型。
特别地，本发明涉及用于涡轮发动机的一种压气机翼型转子动叶和/或压气机翼型定子静叶、和/或一种压气机转子组件。
背景技术
燃气涡轮发动机的压气机包括转子部件以及定子部件，转子部件包括转子动叶和转子鼓，定子部件包括定子静叶和定子壳体。压气机绕旋转轴线布置，并且具有多个交替的转子动叶级和定子静叶级，并且每个级包括翼型。
压气机的效率受到压气机转子部件和定子部件之间的运行游隙或径向顶端间隙的影响。转子动叶和定子壳体之间、以及定子静叶和转子鼓之间的径向间隙或游隙被设定为尽可能小，以最小化工作气体的过顶端泄漏，但该径向间隙或游隙也应足够大以避免会损坏部件的显著摩擦。翼型的压力侧和吸入侧之间的压力差导致工作气体通过顶端间隙泄漏。由于工作气体流在顶端间隙内的粘性相互作用，并且由于工作气体流与主流工作气体流(特别是在从顶端间隙离开时)的粘性相互作用，这样的工作气体流或过顶端泄漏产生了空气动力学损失。这一粘性相互作用导致压气机级的效率损失，并且随后降低燃气涡轮发动机的效率。
已经标识了至过顶端泄漏流的两个主要分量，这在图1中进行了图示，图1示出了在压气机中的原位的翼型2的顶端1的端视图，因此示出了顶端间隙区。第一泄漏分量“A”起源于顶端1处的翼型前缘 3附近，并形成顶端泄漏涡流4，且第二分量5由从压力侧6越过顶端1传递到吸入侧7的泄漏流所产生。该第二分量5离开顶端间隙，并馈入顶端泄漏涡流4中，由此更进一步地产生空气动力学损失。
因此，非常期望一种翼型设计，这种设计可以减少任一个顶端泄漏分量或两个顶端泄漏分量。
发明内容
根据本公开，提供了如所附权利要求中阐述的设备。本发明的其他特征将自从属权利要求以及后面的描述而变得清楚。
因此，可提供一种用于涡轮发动机的压气机翼型70，该压气机翼型70包括：根部部分72，该根部部分72通过主体部102与顶端部分100间隔开。主体部102可由以下所限定：具有吸入面89的吸入面壁88、具有压力面91的压力面壁90，借此吸入面壁88和压力面壁90在前缘76和后缘78处相接。顶端部分100可包括：肩部104，该肩部104 被设置在压力面壁90上、在前缘76和后缘78之间；顶端壁106，该顶端壁106从翼型前缘76延伸到翼型后缘78；压力面壁90的过渡区108，该过渡区从肩部104沿朝向顶端壁106的方向渐缩。顶端壁106可包括：凹入段110，该凹入段110由第一顶端壁区112限定，该第一顶端壁区从后缘78延伸到由第二顶端壁区116限定的小翼114，该第二顶端壁区的宽度相对于第一顶端壁区112而增加到顶端壁最宽点 (A-A)，然后宽度朝向前缘76减小。
限定凹入段110的第一顶端壁区112可沿着第一顶端壁区112的范围具有基本上恒定的宽度w1B。限定凹入段110的第一顶端壁区112沿着第一顶端壁区112的范围的至少一部分可具有基本上恒定的宽度w1B。
沿着凹入段的范围，主体102的压力面91和吸入面89 之间的距离为wbB，其中，凹入段宽度w1B的值可至少为0.1wbB，但不大于0.2wbB。
从前缘76到后缘78的弦线具有长度L；并且小翼114 从前缘76朝向后缘78延伸距离L1，其中L1的值可至少为0.25 L，但不大于0.65L。
小翼114的最宽点(A-A)与前缘76相隔距离L2，其中 L2的值可至少为0.4L1，但不大于0.6L1。
沿着小翼114的长度，小翼114可比在小翼114的对应区中压力面91和吸入面89之间的距离wbA窄。
沿着小翼114的长度，小翼114可在压力面91下方凹进。小翼114的最宽点(A-A)的宽度w3A可至少为0.8wbA，但不大于0.95wbA。
顶端壁106可限定从翼型前缘76延伸到翼型后缘78 的顶端面118。在小翼114的最宽点(A-A)处：压力面壁90 的过渡区108可从肩部104沿朝向吸入面89的方向延伸，并且在拐点120处，过渡区108可弯曲，以沿远离吸入面89 的方向朝向顶端面118延伸。
顶端部分100还可包括由压力面91上的曲率变化限定的拐点线122；拐点120被设置在拐点线122上。拐点线122 可在前缘76和后缘78之间延伸。
拐点线122被设置成与顶端面118相距一段距离h2A、h2B；并且肩部104被设置成与顶端面118相距一段距离h1A、h1B；其中距离h1A和h1B的值可至少为1.5h2A，但不大于2.7h2A。
拐点线122在小翼114的最宽点处被设置成与吸入面89 相距距离w2A；其中，w2A的值可至少为0.8w3A，但不大于0.95w3A。
压力面91和吸入面89被间隔开距离wbA、wbB。距离wbA、wbB的值可在主体最宽点(A-A)和前缘76之间减小。距离wbA、wbB的值可在主体最宽点(A-A)和后缘78之间减小。
还可提供一种用于涡轮发动机的压气机转子组件，该压气机转子组件包括壳体和根据本公开的压气机翼型，其中，壳体和压气机翼型70限定了顶端间隙hg，该顶端间隙hg被限定在顶端面118和壳体50之间。
从拐点线122到顶端面118的距离h2A、h2B的值可至少为1.5hg，但不大于3.5hg。
因此，提供了一种用于压气机的翼型，该翼型的厚度朝向翼型的顶端减小，以在翼型的吸入(即，凸形)侧上形成凹入段(squealer)。另外，小翼型的延伸部被设置在压力(即，凹形)侧上、在前缘附近。这些特征一起减少了顶端泄漏质量流，因此减小了泄漏流和主流之间的相互作用的强度，这继而相对于相关技术的示例减少了效率损失。
因此，本公开的压气机翼型提供了一种通过减少顶端泄漏流来控制损失的手段。
附图说明
现将参考附图来描述本公开的实施例，在附图中：
图1示出了如背景技术章节中所讨论的示例翼型顶端；
图2以截面图示出了涡轮发动机的一部分，并且本公开的翼型可被设置在该涡轮发动机中；
图3示出了图2的涡轮发动机的压气机的一部分的放大图；
图4示出了根据本公开的翼型的主体和顶端区的一部分；
图5a、图5b示出了如在图4中的A-A和B-B处所指示的翼型的截面图；
图6示出了图4中所示的翼型的顶端区的一部分的端视图；以及
图7是图5a、图5b、图6中所示的特征的相对尺寸的表格。
具体实施方式
图2以截面图示出了燃气涡轮发动机10的示例，该燃气涡轮发动机可包括本公开的翼型和压气机转子组件。
燃气涡轮发动机10包括呈流动串联的入口12、压气机部14、燃烧器部16和涡轮部18，它们总体上被布置成呈流动串联，并且总体上围绕纵向轴线或旋转轴线20并且沿纵向轴线或旋转轴线20的方向而被布置。燃气涡轮发动机10还包括轴22，该轴22可绕旋转轴线20旋转，并且纵向地延伸穿过燃气涡轮发动机10。轴22将涡轮部18 驱动地连接到压气机部14。
在燃气涡轮发动机10运行时，通过进气口12被吸入的空气24 被压气机部14压缩，并且被递送到燃烧部或燃烧器部16。燃烧器部 16包括燃烧器增压室26、一个或多个燃烧室28、以及被固定到每个燃烧室28的至少一个燃烧器30。
燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器增压室26内部。穿过压气机 14的压缩空气进入扩散器32，并且从扩散器32排放到燃烧器增压室 26中，一部分空气从该燃烧器增压室26进入燃烧器30，并与气态或液态燃料混合。然后，空气/燃料混合物燃烧，并且由燃烧所得的燃烧气体34或工作气体被引导通过燃烧室28到达涡轮部18。
涡轮部18包括附接到轴22的多个动叶承载盘36。另外，导流静叶40固定到燃气涡轮发动机10的定子42，并且安置在涡轮动叶38 的环形阵列的级之间。在燃烧室28的出口和靠前的涡轮动叶38之间，设置了入口导流静叶44，并且所述入口导流静叶使工作气体流转向到涡轮动叶38上。
来自燃烧室28的燃烧气体进入涡轮部18，并驱动涡轮动叶38，涡轮动叶38继而使轴22旋转。导流静叶40、44用于优化燃烧或工作气体在涡轮动叶38上的角度。
压气机翼型(也就是说，压气机转子动叶和压气机定子静叶)的纵横比小于涡轮翼型(也就是说，涡轮转子动叶和涡轮定子静叶)，其中纵横比被定义为翼型的跨度(即，宽度)与翼型的平均翼弦(即，从前缘到后缘的直线距离)的比。涡轮翼型具有相对大的纵横比，这是因为它们必须更广阔(即，更宽)，以容纳冷却通路和腔，而不需要冷却的压气机翼型则是相对窄的。
压气机翼型与涡轮翼型的不同之处还在于功能。例如，压气机转子动叶被配置成对经过该压气机转子动叶的空气做功，而涡轮转子动叶通过经过该涡轮转子动叶的排气，来对该涡轮转子动叶做功。因此，压气机翼型与涡轮翼型的区别在于几何形状、功能和它们所接触的工作流体。因此，对压气机翼型和涡轮翼型的空气动力学和/或流体动力学特征是不同的，并且对于压气机翼型和涡轮翼型的考虑也趋于不同，这是因为必须针对压气机翼型和涡轮翼型的不同应用以及在设置有它们的装置中的位置，来对它们进行配置。
涡轮部18驱动压气机部14。压气机部14包括轴向串联的静叶级 46和转子动叶级48。转子动叶级48包括转子盘，该转子盘支撑动叶的环形阵列。压气机部14还包括壳体50，该壳体50包围转子级并支撑静叶级48。导流静叶级包括径向延伸的静叶的环形阵列，径向延伸的静叶被安装到壳体50。这些静叶被设置成在给定的发动机操作点以最佳角度向动叶提供气流。导流静叶级中的一些导流静叶级具有可变静叶，其中可以根据在不同发动机操作条件下会发生的空气流特性，来调节静叶关于它们自己的纵向轴线的角度。
壳体50限定了压气机14的通路56的径向外表面52。通路56的径向内表面54至少部分地由转子的转子鼓53限定，该转子鼓部分地由动叶48的环形阵列限定，并且下文将更详细地进行描述。
参考以上示例性涡轮发动机来描述本公开的翼型，该涡轮发动机具有连接单个多级压气机和单个一级或多级涡轮的单个轴或筒管。然而，应了解，本公开的翼型同样可应用于两轴或三轴发动机，并且可以用于工业、航空或船舶应用。术语“转子”或“转子组件”旨在包括旋转的(即，可旋转的)部件，该旋转的部件包括转子动叶和转子鼓。术语“定子”或“定子组件”旨在包括固定的或非旋转的部件，该固定的或非旋转的部件包括定子静叶和定子壳体。相反地，术语“转子”旨在将旋转的部件与固定的部件相关，诸如旋转的动叶和固定的壳体，或者旋转的壳体和固定的动叶或静叶。旋转的部件可以在固定的部件的径向内侧或径向外侧。术语“翼型”旨在表示旋转的动叶或固定的静叶的翼型部分。
术语“轴向”、“径向”和“周向”是参考发动机的旋转轴线20 做出的。
参考图3，涡轮发动机10的压气机14包括交替排的定子导流静叶46和可旋转的转子动叶48，所述定子导流静叶46和可旋转的转子动叶48各自沿大致径向方向延伸进入或跨越通路56。
转子动叶级49包括支撑动叶的环形阵列的转子盘68。转子动叶 48被安装在相邻的盘68之间，但是转子动叶48的每个环形阵列可以以其他方式被安装在单个盘68上。在每种情况下，动叶48包括：安装脚或根部部分72、被安装在脚部部分72上的平台74、以及翼型70，该翼型70具有前缘76、后缘78和动叶顶端80。翼型70被安装在平台74上，并从该平台74径向向外朝向壳体50的表面52延伸，以限定动叶顶端间隙hg(该动叶顶端间隙hg也被称为动叶游隙82)。
通路56的径向内表面54至少部分地由压气机盘68和动叶48的平台74限定。在上文所提到的备选布置中，其中压气机动叶48被安装到单个盘中，相邻盘之间的轴向空间可通过环84桥接，该环可以是环形的或周向地分段的。环84被夹在轴向相邻的动叶排48之间，并且面向导流静叶46的顶端80。另外，作为另外的备选布置，单独的段或环可以附接在压气机盘的外部，此处被示为接合平台的径向向内表面。
图3示出了两种不同类型的导流静叶：可变几何形状的导流静叶 46V和固定几何形状的导流静叶46F。可变几何形状的导流静叶46V 经由常规的可旋转安装件60被安装到壳体50或定子。导流静叶包括翼型62、前缘64、后缘66和顶端80。如可变定子静叶的操作一样，可旋转安装件60在本领域中是众所周知的，且因此不需要进一步描述。导流静叶46从壳体50朝向通路56的径向内表面54径向向内延伸，以在导流静叶46和径向内表面54之间限定静叶顶端间隙或静叶游隙83。
总体来说，动叶顶端间隙或动叶游隙82和静叶顶端间隙或静叶游隙83在本文中被称为“顶端间隙hg”。术语“顶端间隙”在本文中用于指代翼型部分的顶端面和转子鼓表面或定子壳体表面之间的距离，该距离通常为径向距离。
虽然参考压气机动叶及动叶的顶端而对本公开的翼型进行了描述，但是翼型也可被设置为压气机定子静叶，例如与静叶46V和46F 类似。
本公开可涉及一种无护罩的压气机翼型，特别地可涉及一种压气机翼型的顶端的配置，用以最小化空气动力学损失。
压气机翼型70包括在前缘76和后缘78处相接的吸入面壁88和压力面壁90。吸入面壁88具有吸入面89，并且压力面壁90具有压力面91。
如图3中所示，压气机翼型70包括根部部分72，该根部部分72 通过主体部102与顶端部分100间隔开。
图4示出了根据本公开的压气机翼型70的一部分的放大图。图 5a、图5b示出了翼型如在图4中所指示的点A-A和B-B处的截面图。图6示出了翼型70的顶端区的一部分的端视图，并且图7总结了如在图5a、图5b、图6中所指示的各种尺寸之间的关系。
主体部102由凸形吸入面壁88和凹形压力面壁90限定，该凸形吸入面壁88具有吸入面89，该凹形压力面壁90具有压力面91。吸入面壁88和压力面壁90在前缘76和后缘78处相接。
如图5a、图5b中所示，压力面91和吸入面89被间隔开距离wb，该距离在截面A-A和B-B处分别被标识为wbA、wbB。压力面91和吸入面89之间的距离的值(即，值wb：wbA、wbB)在主体最宽点和前缘76之间减小。压力面91和吸入面89之间的距离的值(即，值wb、wbA、wbB)在主体最宽点和后缘78之间也减小。
吸入面壁88和压力面壁90各自从根部部分72延伸到顶端部分 100。
顶端部分100包括肩部104，该肩部104被设置在压力面壁90上、在前缘76和后缘78之间。肩部104在前缘76和后缘78之间延伸至少一部分路程。肩部104可在前缘76和后缘78之间延伸基本上整段路程。
顶端部分100还包括顶端壁106，该顶端壁106从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。顶端部分100还包括压力面壁90的过渡区108，该过渡区从肩部104沿朝向顶端壁106的方向渐缩，使得沿着肩部104 的长度，压气机翼型70在顶端壁106处比在压力面91和吸入面89 之间窄。
肩部104和过渡区108各自在图5a、图5b的截面图中被限定，并且各自沿着顶端部分100的至少一部分在前缘和后缘之间延伸。
在吸入面壁88上，顶端部分100的吸入面89不中断地延伸到顶端壁106。也就是说，吸入面壁89的轮廓连续地进入并且穿过顶端部分100到达顶端壁106。换句话说，在顶端部100中，吸入面89沿着某个方向朝向顶端壁106延伸，该方向与吸入面89在主体部102中的方向相同(即，具有相同的曲率)。也就是说，在顶端部100中，吸入面89从主体部102延伸，而没有朝向顶端壁106的方向的过渡和/或改变。
顶端壁106包括由第一顶端壁区112限定的凹入段110，该第一顶端壁区112从后缘78延伸到由第二顶端壁区116限定的小翼114，该第二顶端壁区116的宽度相对于第一顶端壁区112而增加到顶端壁最宽点(例如，在A-A处)，并且第二顶端壁区116的宽度随后朝向前缘76减小。
在一个示例中，限定凹入段110的第一顶端壁区112沿着第一顶端壁区112的范围具有基本上恒定的宽度w1B。
在另外的示例中，限定凹入段110的第一顶端壁区112具有沿着第一顶端壁区112的范围而变化的宽度w1B，该宽度朝向后缘78渐缩。
在另一个示例中，沿着凹入段110的范围，主体102的压力面91 和吸入面89之间的距离为wbB，凹入段宽度w1B的值可以是wbB 的至少约0.1倍，但不大于wbB的约0.2倍。值wbB沿着顶端部分 110的长度而变化，并且因此，w1B的值可沿着顶端部分110的长度而变化。
换句话说，在沿着凹入段的范围主体102的压力面91和吸入面 89之间的距离是wbB的情况下，凹入段宽度w1B的值可至少约为0.1 wbB，但不大于约0.2wbB。
如图4、图6中所指示，小翼114可从前缘76朝向后缘78延伸翼弦距离L1，其中L1的值可以是从前缘76到后缘78的翼弦长度L (即，弦线)的至少约0.25倍，但不大于该翼弦长度L的约0.65倍。
为了避免疑问，术语“翼弦”指代联结翼型70的前缘76和后缘78 的假想直线。因此，翼弦长度L是后缘78和前缘76上的点之间的距离，该点为翼弦与前缘相交的点。
因此，上文的翼弦距离L1(以及下文的L2)指代弦线L的子部。
换句话说，在从前缘76到后缘78的弦线具有长度L的情况下，小翼114从前缘76朝向后缘78延伸距离L1，其中L1的值可至少约为0.25L，但不大于约0.65L。
小翼114的最宽点(例如，在剖面A-A处)可与前缘76相隔距离L2，该距离是L1的至少约0.4倍，但不大于约0.6倍。
换句话说，小翼114的最宽点(例如，在剖面A-A处)可与前缘 76相隔翼弦距离L2，其中L2的值至少约为0.4L1，但不大于约0.6L1。
如图5a中所示，沿着小翼114的长度，小翼114比在小翼114 的对应区中压力面91和吸入面89之间的距离wbA窄。也就是说，沿着小翼114的长度，小翼在压力面91下方凹进。换句话说，沿着小翼114的长度，小翼不延伸超过压力面91的界限。
小翼114的最宽点(例如，在剖面A-A处)的宽度w3A可至少约为0.8wbA，但不大于约0.95wbA。
顶端壁106限定了顶端面118，该顶端面118从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。在小翼114的最宽点处，压力面壁90的过渡区108 从肩部104沿朝向吸入面89的方向延伸。如图5a、图5b中所示，在拐点120处，过渡区108然后弯曲以沿远离吸入面89的方向朝向顶端面118延伸。因此，小翼114外悬于过渡区108之上。换句话说，在小翼114的区中，过渡区108形成通道。也就是说，在小翼114的区中，过渡区108限定内凹特征，该内凹特征限定小翼114的外悬部。
顶端部分100还包括拐点线122，该拐点线122由压力面91上的曲率的变化所限定，并且就图5a、图5b的截面图来说与拐点120一起。拐点线122在前缘76和后缘78之间延伸。拐点120被设置在拐点线122上。换句话说，拐点线122由一系列曲率拐点120限定，所述一系列曲率拐点在顶端区100中的压力面壁90上从前缘76延伸到后缘78。
如图5a、图5b中所示，拐点线122可被设置成与顶端面的距离为h2A、h2B，并且肩部104可被设置成与顶端面118的距离为h1A、 h1B，该距离h1A、h1B是拐点线122距顶端面118的距离h2A的至少约1.5倍，但不大于约2.7倍。
换句话说，如图5a、图5b中所示，拐点线122可被设置成与顶端面的距离为h2A、h2B，并且肩部104可被设置成与顶端面118的距离为h1A、h1B，其中h1A、h1B的值可至少约为1.5h2A，但不大于约2.7h2A。
在小翼114的最宽点处的拐点线122可被设置成与吸入面89的距离为w2A，该距离是w3A的至少约0.8倍，但不大于约0.95倍。
换句话说，在小翼114的最宽点处的拐点线122可被设置成与吸入面89的距离为w2A，其中，w2A的值可至少约为0.8w3A，但不大于约0.95w3A。
参考用于涡轮发动机的压气机转子组件，该压气机转子组件包括根据本公开的压气机翼型，并且如上文所描述且在图5a、图5b中所示的，压气机转子组件包括壳体50和压气机翼型70，其中，壳体50 和压气机翼型70限定了顶端间隙hg，该顶端间隙hg被限定在顶端面和壳体之间。
在此类示例中，从拐点线122到顶端面的距离h2A、h2B的值是顶端间隙hg的至少约1.5倍，但不大于约3.5倍。换句话说，从拐点线122到顶端面的距离h2A、h2B的值可至少约为1.5hg，但不大于约3.5hg。也就是说，从拐点线122到顶端面的距离h2A、h2B的值可以是预定(即，期望的)顶端游隙间隙hg的至少约1.5倍，但不大于约3.5倍。
在压气机运行时，本公开的压气机翼型的几何形状与相关技术的布置在两个方面不同，该相关技术的布置例如如图1中所示。
由于小翼114侵入到空气流中，形成外悬小翼114的过渡区108 中的拐点部120(即，拐点线122)抑制了初级流泄漏，并且因此所形成的顶端流涡流的密度低于相关技术的顶端流涡流，该空气流沿着压力面91被径向地引导朝向顶端区100(或具有径向分量)。
凹入段110比主体102的总宽度窄，这导致以下结果，即与顶端面118具有与主体102相同横截面相比，跨越顶端面118的压力差更低。因此，跨越顶端面118的二次流将小于相关技术的示例中的二次流，并且所形成的初级流涡流的强度较小，因为与相关技术的示例中的情况相比，馈送它的二次流较少。
附加地，由于翼型70的小翼114是在主体102的壁的边界内(即，如图5a中所示，在主体壁88、90的表面下方凹进，并且不延伸超过主体壁88、90)，因此与相关技术的示例(其中小翼114延伸超过主体102的壁的边界)相比，该配置对运动的耐摩擦性较小。也就是说，由于本公开的小翼114具有相对小的表面积，由此产生的相对于壳体 50的摩擦力和空气动力将小于相关技术的示例中的摩擦力和空气动力。
因此，流过顶端面118的过顶端泄漏流的量得以减少，潜在的摩擦阻力也得以减少。过顶端泄漏流的量的减少是有益的，这是因为与过顶端泄漏涡旋(例如，过顶端泄漏涡旋的馈送)的相互作用减少。
因此，提供了一种用于涡轮发动机的压气机的翼型转子动叶和/ 或定子静叶，该翼型转子动叶和/或定子静叶被配置成减少顶端泄漏流，并因此降低泄漏流和与主流之间的相互作用的强度，这继而减少了总效率的损失。
如所描述的，翼型的厚度朝向翼型的顶端减小，以在翼型的吸入 (凸形)侧上形成凹入段，这减小了跨越顶端的压力差，并因此减少了二次泄漏流。小翼被设置在压力侧上的前缘附近，该小翼用于减少初级泄漏流。这些特征一起减少了顶端泄漏质量流，因此减小了泄漏流和主流之间的相互作用的强度，这继而减少了效率的损失。
因此，与已知的布置相比，本公开的压气机翼型导致压气机具有更高的效率。
读者的注意力涉及所有文件和文档，这些文件和文档与本申请有关的本说明书同时提交或者在与本申请有关的本说明书之前提交，并且与本发明书一起接受公众审查，并且所有此类文件和文档的内容均以引用的方式并入本文。
在本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和附图)中所公开的所有特征、和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤均可以以任何组合进行组合，除非其中此类特征和/或步骤的至少约一些是相互排斥的。
除非另有明确陈述，否则本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和附图)中所公开的每个特征，均可由达到相同、等同或类似目的的替代性特征代替。因此，除非另有明确陈述，否则所公开的每个特征仅是等同或类似特征的通用系列的一个示例。
本发明不限于前述(多个)实施例的细节。本发明扩展至在本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和附图)中所公开的特征中的任何一个新颖特征或者任何新颖组合，或者扩展至如此公开的任何方法或者过程中的任何一个新颖步骤或者任何新颖的步骤组合。

Claims (12)

1.一种用于涡轮发动机的压气机翼型(70)，所述压气机翼型(70)包括：
一个根部部分(72)，通过一个主体部(102)与一个顶端部分(100)间隔开；
所述主体部(102)由以下限定：
具有一个吸入面(89)的一个吸入面壁(88)，
具有一个压力面(91)的一个压力面壁(90)，借此
所述吸入面壁(88)和所述压力面壁(90)在一个前缘(76)和一个后缘(78)处相接，
所述顶端部分(100)在截面中包括：
一个肩部(104)，被设置在所述压力面壁(90)上、在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间；
一个顶端壁(106)，从所述翼型前缘(76)延伸到所述翼型后缘(78)；
所述压力面壁(90)的一个过渡区(108)，所述过渡区从所述肩部(104)沿朝向所述顶端壁(106)的方向渐缩，
所述顶端壁(106)包括：
一个凹入段(110)，由一个第一顶端壁区(112)限定，所述第一顶端壁区从所述后缘(78)延伸到由一个第二顶端壁区(116)限定的一个小翼(114)，所述第二顶端壁区的宽度相对于所述第一顶端壁区(112)增加到一个顶端壁最宽点(A-A)，并且第二顶端壁区的宽度继而朝向所述前缘(76)减小，
其特征在于，沿着所述小翼(114)的长度，所述小翼(114)比在小翼(114)的对应区中所述压力面(91)和所述吸入面(89)之间的一段距离wbA窄，
其中所述小翼(114)的所述最宽点(A-A)的宽度w3A至少为0.8wbA，但不大于0.95wbA，
其中所述顶端壁(106)限定从所述翼型前缘(76)延伸到所述翼型后缘(78)的一个顶端面(118)；以及
在所述小翼(114)的所述最宽点(A-A)处，所述压力面壁(90)的所述过渡区(108)从所述肩部(104)沿朝向所述吸入面(89)的方向延伸，并且
在一个拐点(120)处，所述过渡区(108)弯曲，以沿远离所述吸入面(89)的方向朝向所述顶端面(118)延伸。
2.根据权利要求1所述的压气机翼型(70)，其中，
限定所述凹入段(110)的所述第一顶端壁区(112)沿着所述第一顶端壁区(112)的范围具有恒定的宽度w1B。
3.根据权利要求1所述的压气机翼型(70)，其中，
沿着所述凹入段的范围，所述主体部(102)的所述压力面(91)和所述吸入面(89)之间的距离为wbB，所述凹入段宽度w1B的值至少为0.1wbB，但不大于0.2wbB。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的压气机翼型(70)，其中，
从所述前缘(76)到所述后缘(78)的一条弦线具有长度L；并且
所述小翼(114)从所述前缘(76)朝向所述后缘(78)延伸一段距离L1，
其中L1的值至少为0.25L，但不大于0.65L。
5.根据权利要求4所述的压气机翼型(70)，其中，
所述小翼(114)的所述最宽点(A-A)与所述前缘(76)相隔一段距离L2，
其中L2的值至少为0.4L1，但不大于0.6L1。
6.根据权利要求1-3和5中任一项所述的压气机翼型(70)，其中，
沿着所述小翼(114)的所述长度，所述小翼(114)在所述压力面(91)下方凹进。
7.根据权利要求1-3和5中任一项所述的压气机翼型(70)，其中，
所述顶端部分(100)还包括由所述压力面(91)上的曲率变化所限定的一条拐点线(122)；
所述拐点(120)被设置在所述拐点线(122)上；并且
所述拐点线(122)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间延伸。
8.根据权利要求7所述的压气机翼型(70)，其中，
所述拐点线(122)被设置成与所述顶端面(118)相距一段距离h2A、h2B；并且
所述肩部(104)被设置成与所述顶端面(118)相距一段距离h1A、h1B；
其中距离h1A和h1B的值至少为1.5h2A，但不大于2.7h2A。
9.根据权利要求7所述的压气机翼型(70)，其中，
所述拐点线(122)在所述小翼(114)的所述最宽点处被设置成与所述吸入面(89)相距一段距离w2A；
其中，w2A的值至少为0.8w3A，但不大于0.95w3A。
10.根据权利要求1-3、5和8-9中任一项所述的压气机翼型(70)，其中，
所述压力面(91)和所述吸入面(89)被间隔开一段距离wbA、wbB；并且
其中，
所述距离wbA、wbB的值在所述最宽点(A-A)和所述前缘(76)之间减小；并且
所述距离wbA、wbB的值在所述最宽点(A-A)和所述后缘(78)之间减小。
11.一种用于涡轮发动机的压气机转子组件，所述压气机转子组件包括一个壳体和一个根据权利要求1至10中任一项所述的压气机翼型，
其中所述壳体和所述压气机翼型(70)限定了一个顶端间隙hg，所述顶端间隙hg被限定在所述顶端面(118)和所述壳体(50)之间。
12.根据从属于权利要求8时的权利要求11所述的压气机转子组件，其中，
从所述拐点线(122)到所述顶端面(118)的所述距离h2A、h2B的值至少为1.5hg，但不大于3.5hg。
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