CN111263846A - 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)。压气机翼型(70)包括顶端部分(100)，该顶端部分包括从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)的顶端壁(106)。顶端壁(106)限定在前缘(76)和后缘(78)之间延伸的凹入段(110)。肩部(104、105)被设置在吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的一个上，并且在前缘(76)和后缘(78)之间延伸。过渡区(108)从肩部(104)沿朝向顶端壁(106)的方向渐缩。吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的另一个朝向顶端壁(106)延伸。

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，本发明涉及一种用于涡轮发动机的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的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，以使得工作气体的过顶端泄漏最小化，但该径向间隙或游隙也足够大，以避免可能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处的翼型的前缘3附近，并且第一泄漏分量“A”形成顶端泄漏涡流4，而第二分量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，并且馈入顶端泄漏涡流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由从属权利要求以及后面的描述而变得清楚。
因此，可以提供一种用于涡轮发动机的压气机翼型(70)。压气机翼型(70)可以包括从主体部分(102)延伸的顶端部分(100)。主体部分(102)可以由以下所限定：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)可以包括：顶端壁(106)，该顶端壁从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)；顶端壁(106)限定凹入段(110)并且具有顶端面。吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的一个可以朝向顶端壁(106)延伸，使得相应的吸入面(89)或压力面(90)延伸到顶端壁(106)。肩部(104、105)可以被设置在吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的另一个上，其中肩部(104、105)在前缘(76)和后缘(78)之间延伸。过渡区(108、109)可以从肩部(104、105)沿到顶端壁(106)的方向渐缩。在横截面中，存在由肩部以及吸入面壁或压力面壁中的另一个所形成的平滑融合部，并且过渡区与顶端面形成不连续的曲线。
优选地，平滑融合部(124)包括相交部(120)，该相交部具有被限定在肩部的切线(128)和吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的另一个的切线(130)之间的角度φ，其中该角度φ优选地为0°，并且可以小于或等于5°。
优选地，不连续的曲线(126)包括相交部(122)，该相交部具有在过渡区(104、105)的切线(132)和顶端面(118)的切线(134)之间的角度θ，每条切线在相交部(122)处，该角度θ优选地为90°，并且可以在45°和90°之间。
肩部(104)可以被设置在吸入面壁(88)上；并且压力面(91)延伸到顶端壁(106)。
顶端壁(106)可以限定顶端面(118)，该顶端面从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)。吸入面壁(88)的过渡区(109)可以从肩部(104)沿朝向压力面(91)的方向延伸，并且在吸入侧拐点(121)处，过渡区(109)可以弯曲，以沿远离压力面(91)的方向朝向顶端面(118)延伸。
顶端部分(100)还可以包括：由吸入面(89)上的曲率变化限定的吸入面拐点线(123)；并且吸入侧拐点(121)被设置在压力侧拐点线(123)上；吸入侧拐点线(123)在后缘(78)和前缘(76)之间延伸。
肩部(105)可以被设置在压力面壁(90)上。吸入面(89)可以延伸到顶端壁(106)。
顶端壁(106)可以限定顶端面(118)，该顶端面从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)。压力面壁(90)的过渡区(108)可以从肩部(105)沿朝向吸入面(89)的方向延伸，并且在压力侧拐点(120)处，过渡区(108)可以弯曲，以沿远离吸入面(89)的方向朝向顶端面(118)延伸。
顶端部分(100)还可以包括：由压力面(91)上的曲率变化限定的压力面拐点线(122)；压力侧拐点(120)被设置在压力侧拐点线(122)上；压力侧拐点线(122)在前缘(76)和后缘(78)之间延伸。
压力面(91)和吸入面(89)被间隔开距离wA；距离wA在前缘(76)和后缘(78)之间的区处具有最大值；压力面(91)和吸入面(89)之间的距离wA的值从最大值朝向前缘(76)减小；并且压力面(91)和吸入面(89)之间的距离wA的值从最大值朝向后缘(78)减小。
顶端壁(106)的宽度wSA可以从前缘(76)沿着顶端壁的长度增加；并且顶端壁的宽度wSA可以从后缘(78)沿着顶端壁的长度增加。
顶端壁(106)的宽度wSA的值可以为距离wA的至少0.3倍，但不大于0.6倍。
还可以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(50)和根据本公开的压气机翼型(70)，其中壳体(50)和压气机翼型(70)限定顶端间隙hg，该顶端间隙被限定在顶端面(118)和壳体(50)之间。当发动机运行并且压气机转子组件相对热时、或至少当发动机不冷或不运行时，顶端间隙hg被限定。
还可以提供根据本公开的压气机转子组件，其中：从拐点线(122、123)到壳体(50)的距离h2A的值为至少1.5hg，但不大于3.5hg。
肩部(104、105)可以被设置成与壳体(50)相距一段距离h1A；其中h1A的值可以为距离h2A的至少1.5倍，但不大于2.7倍。
针对从顶端面起的给定高度“h”，过渡区上的点到无过渡区的吸入面壁或压力面壁的距离“W”由下式定义：
Figure BDA0002465167260000041
其中α的值大于或等于1，并且优选地小于或等于5，并且优选地在1.5和3之间的范围内；其中β的值大于1，优选地小于或等于5，并且优选地在1和2之间。
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渐进地减小，以形成凹入段(squealer)。相对于相关技术的示例，这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，继而减少了效率损失。
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示例，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以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示例的主体和顶端区的一部分；
图5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6示出了如在图5中的A-A处所指示的翼型的截面图；
图7是图6中所示的特征的相对尺寸的表格；
图8示出了根据本公开的翼型的备选示例的主体和顶端区的一部分；
图9示出了图8中所示的翼型的顶端区的一部分的端视图；以及
图10示出了如在图9中的A-A处所指示的翼型的截面图；
图11是图10中所示的特征的相对尺寸的表格；
图12示出了根据图10的顶端部分几何形状的多种可能轮廓的图形表示；
图13示出了根据图10的顶端部分几何形状的多种可能轮廓的图形表示；
图14示出了如在图5中的A-A处所指示的翼型的截面图。
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以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、压气机段14、燃烧器段16和涡轮段18，它们总体上被布置成呈流动串联，并且总体上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，该轴可以绕旋转轴线20旋转，并且纵向地延伸穿过燃气涡轮发动机10。轴22将涡轮段18驱动地连接到压气机段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被压气机段14压缩，并且被递送到燃烧段或燃烧器段16。燃烧器段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进入燃烧器30，并且与气态燃料或液态燃料混合。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到达涡轮段18。
涡轮段18包括被附接到轴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，并且该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段18，并且驱动涡轮动叶38，该涡轮动叶继而使轴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，而无需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这些压气机转子动叶的空气做功，而涡轮转子动叶通过经过这些涡轮转子动叶的排气，来对这些涡轮转子动叶做功。因此，压气机翼型与涡轮翼型的区别在于几何形状、功能和它们所暴露的工作流体。因此，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压气机翼型和涡轮翼型的装置中的位置，来对压气机翼型和涡轮翼型进行配置。
涡轮段18驱动压气机段14。压气机段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。压气机段14还包括壳体50，该壳体包围转子级并且支撑静叶级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运行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运行条件下会发生的空气流特性，针对角度来调节静叶关于静叶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以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，这些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，这些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“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，定子导流静叶和可旋转的转子动叶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，并且从该平台径向向外朝向壳体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，相邻的盘之间的轴向空间可以通过环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。如可变定子静叶的运行一样，可旋转安装件60在本领域中是众所周知的，并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的表面和转子鼓面或定子壳体面之间的距离，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，但是翼型也可以被设置为压气机定子静叶，例如与静叶46V和46F类似。
本公开可以涉及一种无护罩的压气机翼型，并且特别地可以涉及一种压气机翼型的顶端的配置，用以使空气动力学损失最小化。
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，该根部部分通过主体部分102与顶端部分100间隔开。
图4示出了根据本公开的一个示例的压气机翼型70的一部分的放大图。图5示出了翼型70的顶端区的一部分的端视图。图6示出了翼型在沿着翼型的翼弦线的点A-A(例如，如图4中所指示)处的截面图。图7总结了如在图6中所指示的各种尺寸之间的关系。
主体部分102由凸形吸入面壁88和凹形压力面壁90限定，该凸形吸入面壁具有吸入面89，该凹形压力面壁具有压力面91。吸入面壁88和压力面壁90在前缘76处和在后缘78处相接。
顶端部分100包括顶端壁106，该顶端壁从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。顶端壁106限定凹入段110。
在图4的示例中，顶端部分100还包括肩部105，该肩部被设置在压力面壁90上，其中肩部105在前缘76和后缘78之间延伸。顶端部分100还包括过渡区108，该过渡区从肩部105沿朝向顶端壁106的方向渐缩。
吸入面壁88一路朝向顶端壁106延伸，使得吸入面89一路延伸到顶端壁106。也就是说，在顶端段100中，吸入面89沿与吸入面89在主体部分102中的方向相同(即，具有相同的曲率)的方向朝向顶端壁106延伸。也就是说，吸入面89从主体部分102延伸，而没有朝向顶端壁106的方向的过渡和/或改变。换句话说，存在压力侧肩部105，但在本示例中，此类肩部未被设置为吸入面89的一部分。
顶端壁106限定顶端面118，该顶端面从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。
如图6中所示，压力面壁90的过渡区108从肩部105沿朝向吸入面89的方向延伸，并且在压力侧拐点120处，过渡区108弯曲以沿远离吸入面89的方向朝向顶端面118延伸。
如图4、图5中最佳地示出，顶端部分100还包括由压力面91上的曲率变化所限定的压力面拐点线122，压力侧拐点120被设置在压力侧拐点线122上，压力侧拐点线122从前缘76一路延伸到后缘78。
图8示出了根据本公开的备选示例的压气机翼型70的一部分的放大图。图9示出了图8的翼型70的顶端区的一部分的端视图。图10示出了翼型在沿着翼型的翼弦线的点A-A(例如，如图8、图9中所指示)处的截面图。图11总结了如在图10中所指示的各种尺寸之间的关系。
用相同的附图标记来标识为图4至图7的示例所共有的特征。图4至图7和图8至图11的示例除了以下之外均是相同的，即，图4至图7示例的顶端壁106和凹入段110被设置为朝向吸入侧88，而图8至图11示例的顶端壁106和凹入段110被设置为朝向压力侧90。
在图8的示例中，顶端部分100包括肩部104，该肩部被设置在吸入面壁88上，其中肩部104在前缘76和后缘78之间延伸。顶端部分100还包括过渡区109，该过渡区从肩部104沿朝向顶端壁106的方向渐缩。
压力面壁90一路朝向顶端壁106延伸，使得压力面91一路延伸到顶端壁106。也就是说，在顶端段100中，压力面91沿与压力面91在主体部分102中的方向相同(即，具有相同的曲率)的方向朝向顶端壁106延伸。也就是说，压力面91从主体部分102延伸，而没有朝向顶端壁106的方向的过渡和/或改变。换句话说，存在吸入侧肩部104，但此类肩部未被设置为压力面91的一部分。
如图10中所示，吸入面壁88的过渡区109从肩部104沿朝向压力面91的方向延伸，并且在吸入侧拐点121处，过渡区109弯曲以沿远离压力面91的方向朝向顶端面118延伸。
如图8、图9中最佳地示出，顶端部分100还包括由吸入面89上的曲率变化所限定的吸入面拐点线123，吸入侧拐点121被设置在吸入侧拐点线123上，吸入侧拐点线123从前缘76一路延伸到后缘78。
因此，图4至图7和图8至图11的示例图示了用于涡轮发动机的压气机翼型70，该压气机翼型具有仅被设置在吸入面壁88或压力面壁90中的一个壁上的肩部104、105，其中肩部104、105在前缘76和后缘78之间延伸。因此，肩部104、105被设置在吸入面壁88或压力面壁90中的一个壁上，而非被设置在吸入面壁88或压力面壁90两者上。
在两个示例中，过渡区108、109从肩部104、105沿朝向顶端壁106的方向渐缩，并且吸入面壁88或压力面壁90中的另一个壁(即，没有肩部104、105的那个壁)一路朝向顶端壁106延伸，如在上文的每个示例中所描述的，使得没有肩部的相关联的吸入面或压力面一路延伸到顶端壁106。
如图6、图10中所示，压力面91和吸入面89被间隔开距离wA，该距离在前缘76和后缘78之间变化。因此，wA是在沿着翼型的翼弦线(翼弦线在前缘和后缘之间)的任何点处在剖面A-A处的压力壁90和吸入壁88之间的距离。换句话说，wA是主体部分102在沿着翼型的翼弦(翼弦从前缘延伸到后缘)的给定位置处的局部厚度。
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。
距离wA可以在前缘76和后缘78之间的区处具有最大值。
压力面91和吸入面89之间的距离wA的值可以从最大值朝向前缘76减小。
压力面91和吸入面89之间的距离wA的值可以从最大值朝向后缘78减小。
顶端壁106(即凹入段110)的宽度wSA可以从前缘76沿着顶端壁106的长度增加，并且顶端壁106的宽度wSA可以从后缘78沿着顶端壁106的长度增加。
换句话说，顶端壁106的宽度wSA可以沿着顶端壁106的长度朝向前缘76减小，并且顶端壁106的宽度wSA可以沿着顶端壁106的长度朝向后缘78减小。
凹入段宽度wSA的值可以为压力面91和吸入面89之间的距离wA的至少0.3倍，但不大于0.6倍，该距离wA是在主体部分102的同一剖面A-A处测得。
也就是说，顶端壁106的宽度wSA的值为距离wA的至少0.3倍，但不大于0.6倍，该距离wA是在前缘和后缘之间的翼弦上的同一剖面处测得。
距离wA的值可以沿着顶端部分100的长度而变化，并且因此距离wSA可以相应地变化。
参考用于涡轮发动机的压气机转子组件，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限定了被限定在顶端面和壳体之间的顶端间隙hg，其中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6、图10中所示。
在此类示例中，从拐点线122、123到壳体50的距离h2A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、123到壳体50的距离h2A的值为至少1.5hg，但不大于3.5hg。
每个示例的相应肩部104、105被设置成与壳体50相距一段距离h1A，其中h1A的值为距离h2A的至少1.5倍，但不大于2.7倍。换句话说，距离h1A的值为至少1.5h2A，但不大于2.7h2A。
针对从顶端面118起的给定高度(距离)“h”，在壁88、90中的一个壁上的过渡区108、109上的点到无过渡区108、109的相对壁的距离“W”由(等式1)定义：
Figure BDA0002465167260000121
换句话说，W是如下距离，该距离是：当沿着肩部104和顶端面118之间的过渡区108的表面移动时，在距顶端面118的给定高度h处，在来自吸入面壁88或压力面壁90中的一个壁(无过渡区108、109)的点到过渡区108、109上的点之间的横跨(即，最短)距离。
因此，“h”是肩部104和顶端面118之间的距离。
在等式1中，引入了因子α和β，并且在图7(和图11)中所示的表格中给出了范围。因子α等于或大于1，并且优选地小于或等于5。因子α的优选范围在1.5和3之间并且包括1.5和3。特别有利地，该范围使得空气动力学损失最小化。因子β等于或大于1，并且优选地小于或等于5。因子β的优选范围在1和2之间并且包括1和2。特别有利地，并且特别是当因子α在1和2之间并且包括1和2时，该范围使得空气动力学损失最小化。
图12示出了根据图10和等式1的顶端部分100的几何形状的多种可能轮廓的图形表示，等式1考虑到图11中给出的顶端部分100的值。类似地，图10实施例也可以应用于图6中所示的轮廓和图7的值。特别地，此处β＝1，并且产生了两个轮廓(分别为肩部104或109和过渡部分108或109的轮廓)，其中α＝1.5和2。
图13示出了根据图10和等式1的顶端部分100的几何形状的多种可能轮廓的图形表示，等式1考虑到图11中给出的顶端部分100的值。类似地，图10实施例也可以应用于图6中所示的轮廓和图7的值。特别地，此处α＝2，并且产生了两个轮廓(分别为肩部104或109和过渡部分108或109的轮廓)，其中β＝1和2。
总体而言，并且根据等式1并且参考图10(和图6)，从拐点线122、123到壳体50的距离h2A的值为顶端间隙hg的至少1.5倍，但不大于3.5倍。换句话说，距离h1A的值为至少1.5h2A，但不大于2.7h2A。每个示例的相应肩部104、105被设置成与壳体50相距一段距离h1A，其中h1A的值为距离h2A的至少1.5倍，但不大于2.7倍。换句话说，距离h1A的值为至少1.5h2A，但不大于2.7h2A。
图14是如在图5中的A-A处所指示的翼型的截面图。如可以看出，当前的顶端部分100(该顶端部分100包括肩部105和过渡区108)的截面轮廓进一步由相交部120、122分别与压力面壁90(或吸入面壁88)和过渡区108(和109)限定。在所示的横截面中，存在由肩部104、105和压力面壁90(或吸入面壁88)形成的平滑融合部(blend)124。平滑融合部124包括相交部120，该相交部具有被限定在肩部104、105的切线128和130与压力面壁90(或吸入面壁88)之间的角度φ。角度φ是0°(即，切线128、130重合)，但角度φ可以高达5°。因此，在角度φ是0°的情况下，肩部的表面完全平滑地融合到压力壁或吸入壁的表面中。该平滑融合部确保了越过该区的空气具有最小的空气动力学干扰。高达5°的角度φ导致对空气流的不可接受的干扰水平。
过渡区108、109与顶端面118形成不连续的曲线126。在所示的横截面中，顶端面118优选地是笔直的。不连续的曲线126包括在过渡区104、105和顶端面118的相接处形成的相交部122。过渡区104、105和顶端面118的相应切线132、134具有90°的角度θ。考虑到相交部122沿着在前缘和后缘之间的翼型长度的范围，该相交部形成尖锐的边缘。在其他示例中，角度θ可以在45°和90°之间，这仍然提供了尖锐的边缘。因此，术语“不连续的曲线”126旨在意指存在尖锐的边缘。由于在尖锐的边缘上方的空气流中导致湍流，以使得湍流增加了顶端面118上方的静压力，因此尖锐的边缘或不连续的曲线126使过顶端泄漏最小化。顶端面118上方的静压力的增加抑制了过顶端泄漏，并且因此改进了翼型的效率。
图7和图11中针对等式1给出的值在图14的上文所述的几何形状内产生了顶端轮廓。
在压气机中运行时，本公开的压气机翼型的几何形状与相关技术的布置(例如，如图1中所示)在两个方面不同。
在图4至图7和图8至图11的两个示例中，通过降低跨越顶端壁106的前缘76的压力差，在形成凹入段110的顶端壁区的过渡区108、109中的拐点120、121(即，拐点线122、123)抑制了初级流泄漏，并且因此由于顶端流所引起的损失较低。
凹入段110比主体102的总宽度窄，这导致以下结果，即相较于顶端面118与主体102具有相同横截面，跨越顶端面118的压力差就整体而言更低。因此，跨越顶端面118的二次泄漏流将小于相关技术的示例中的二次泄漏流，并且所形成的初级顶端泄漏流涡流的强度因此较小，这是因为与相关技术的示例中的情况相比，馈送它的二次泄漏流较少。
附加地，由于翼型70的凹入段110比主体102的壁窄，因此与相关技术的示例(其中翼型顶端具有与主体相同横截面(例如，如图1中所示))相比，该配置对运动的耐摩擦性较小。也就是说，由于本公开的凹入段110具有相对小的表面积，由此由该凹入段110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。二次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流(例如，过顶端泄漏涡流的馈送)的相互作用由此减少。
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，并且因此降低泄漏流和主流之间的相互作用的强度，这继而减少了总效率损失。
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(如图4至图7中所示)或翼型的压力(凹形)侧(如图8至图11中所示)上形成凹入段部，该凹入段部从翼型的前缘朝向后缘延伸。该布置减小了顶端两端的压力差，并且因此减少了二次泄漏流。该布置(尤其是在前缘附近)用于减少初级泄漏流，并且因此减少了顶端泄漏质量流，由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使得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，均可以由达到相同、等同或类似目的的备选特征代替。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 (15)

1.一种用于一个涡轮发动机的压气机翼型(70)，所述压气机翼型(70)包括：
一个顶端部分(100)，所述顶端部分从一个主体部分(102)延伸；所述主体部分(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)包括：
一个顶端壁(106)，所述顶端壁从所述翼型前缘(76)延伸到所述翼型后缘(78)；
所述顶端壁(106)限定一个凹入段(110)，并且具有一个顶端面(118)；并且
所述吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的一个朝向所述顶端壁(106)延伸，使得相应的所述吸入面(89)或所述压力面(90)延伸到所述顶端壁(106)；
一个肩部(104、105)被设置在所述吸入面壁(88)或所述压力面壁(90)中的另一个上；
其中所述肩部(104、105)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间延伸；并且
一个过渡区(108、109)从所述肩部(104、105)沿朝着所述顶端壁(106)的方向渐缩，
其中在横截面中，存在由所述肩部(104、105)以及所述吸入面壁(88)或所述压力面壁(90)中的另一个所形成的一个平滑融合部(124)，并且
所述过渡区(108、109)与所述顶端面(118)形成一条不连续的曲线(126)。
2.根据权利要求1所述的压气机翼型(70)，其中
所述平滑融合部(124)包括一个相交部(120)，所述相交部具有被限定在所述肩部的一条切线(128)和所述吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的另一个的一条切线(130)之间的一个角度φ，其中所述角度φ优选地为0°，并且可以小于或等于5°。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的压气机翼型(70)，其中
所述不连续的曲线(126)包括一个相交部(122)，所述相交部具有在所述过渡区(104、105)的一条切线(132)和所述顶端面(118)的一条切线(134)之间的一个角度θ，每条切线在所述相交部(122)处，所述角度θ优选地为90°，并且可以在45°和90°之间。
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：
所述顶端面(118)从所述翼型前缘(76)延伸到所述翼型后缘(78)；
所述吸入面壁(88)的所述过渡区(109)从所述肩部(104)沿朝向所述压力面(91)的方向延伸，并且
在一个吸入侧拐点(121)处，所述过渡区(109)弯曲以沿远离所述压力面(91)的方向朝向所述顶端面(118)延伸。
5.根据权利要求1至4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：
由所述吸入面(89)上的曲率变化限定的一条吸入面拐点线(123)；并且
所述吸入侧拐点(121)被设置在所述压力侧拐点线(123)上；
所述吸入侧拐点线(123)在所述后缘(78)和所述前缘(76)之间延伸。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的压气机翼型(70)，其中
所述肩部(105)被设置在所述压力面壁(90)上；并且
所述吸入面(89)延伸到所述顶端壁(106)。
7.根据权利要求6所述的压气机翼型(70)，其中：
所述顶端壁(106)限定一个顶端面(118)，所述顶端面从所述翼型前缘(76)延伸到所述翼型后缘(78)；
所述压力面壁(90)的所述过渡区(108)从所述肩部(105)沿朝向所述吸入面(89)的方向延伸，并且
在一个压力侧拐点(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。
8.根据权利要求6或权利要求7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)上的曲率变化限定的一条压力面拐点线(122)；
所述压力侧拐点(120)被设置在所述压力侧拐点线(122)上；
所述压力侧拐点线(122)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间延伸。
9.根据前述权利要求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)被间隔开距离wA；
所述距离wA在所述前缘(76)和后缘(78)之间的一个区处具有最大值；
所述压力面(91)和所述吸入面(89)之间的所述距离wA的值从所述最大值朝向所述前缘(76)减小；并且
所述压力面(91)和所述吸入面(89)之间的所述距离wA的值从所述最大值朝向所述后缘(78)减小。
10.根据前述权利要求中任一项所述的压气机翼型(70)，其中：
所述顶端壁(106)的宽度wSA从所述前缘(76)沿着所述顶端壁的长度增加；并且
所述顶端壁(106)的宽度wSA从所述后缘(78)沿着所述顶端壁的长度增加。
11.根据权利要求9或权利要求10所述的压气机翼型(70)，其中
所述顶端壁(106)的所述宽度wSA的值为所述距离wA的至少0.3倍，但不大于0.6倍。
12.一种用于一个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(50)和根据权利要求1至11中任一项所述的压气机翼型(70)，其中
所述壳体(50)和所述压气机翼型(70)限定顶端间隙hg，所述顶端间隙被限定在所述顶端面(118)和所述壳体(50)之间。
13.根据从属于权利要求9至11中任一项时的权利要求11所述的压气机转子组件，其中：
从所述拐点线(122、123)到所述壳体(50)的所述距离h2A的值为至少1.5hg，但不大于3.5hg。
14.根据权利要求13所述的压气机转子组件，其中：
所述肩部(104、105)被设置成与所述壳体(50)相距一段距离h1A；其中h1A的值为距离h2A的至少1.5倍，但不大于2.7倍。
15.根据权利要求14所述的压气机转子组件，其中：
针对从所述顶端面(118)起的一个给定高度“h”，所述过渡区(108、109)上的一个点到无所述过渡区(108)的所述吸入面壁(88)或压力面壁(90)的所述距离“W”由下式定义：
Figure FDA0002465167250000041
其中α的值大于或等于1，并且优选地小于或等于5，并且优选地在1.5和3之间的范围内，
其中β的值大于1，优选地小于或等于5，并且优选地在1和2之间。
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