CN112020598A - 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)，该顶端部分沿第一方向Rb从主体部分(102)延伸。主体部分(102)由具有吸入面(89)的吸入面壁(88)和具有压力面(91)的压力面壁(90)限定。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)包括沿翼型的弧线(107)连续地延伸的顶端壁(106)，该弧线(107)从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)。肩部(104、105)被设置在吸入面壁(88)和压力面壁(90)中的每个壁上。过渡区域(108、109)沿朝向顶端壁(106)的方向从肩部(104、105)中的每个肩部渐缩。顶端壁(106)限定具有顶端表面(118)的凹入段(110)，该顶端表面的宽度wS从前缘(76)增加到最大宽度点，并且然后宽度wS一直减小到后缘(78)。

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。压气机被布置围绕旋转轴线，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中进行了图示顶端泄漏流，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，并且第二分量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。
图2中所示的US9399918B2(MTU航空发动机公司)描述了现有技术的示例，尽管该示例被配置为解决不同的问题，即动叶顶端振动应力。该文档描述了具有前缘6、后缘8和动叶顶端14的叶片2。动叶顶端14具有中间部段16、前部分部段18、前端部段20、后部分部段22和后端部段24。中间部段16被布置在前缘6和后缘8之间的中间。前部分部段18从中间部段16向上游延伸，并且过渡到形成前缘6的前端部段20中。后部分部段22从中间部段16向下游延伸，并且过渡到形成后缘8的后端部段24中。部分部段18、22相对于中间部段16渐缩。部分部段18、22在中间部段16的区域中具有最大的横向延伸部或宽度B，并且直接在端部段20、24处具有最小的横向延伸部或宽度B。中间部段16的横截面分别沿前缘6和后缘8的方向相对于压力侧壁10以及吸入侧壁12逐渐减小。端部段20、24相对于压力侧壁10和吸入侧壁12不是渐缩的。端部段20、24各自容纳压力侧壁10和吸入侧壁12的动叶轮廓，并且因此具有箭头状的形状，如在图1的描绘中的俯视图中所示。
图3示出了对图1的设计的修改的横截面。中间部段16和部分部段18、22的侧表面被配置为凹形表面44、46。凹形表面44、46直接从压力侧壁10和吸入侧壁12延伸，并且凹形表面44、46优选地具有恒定的半径。
然而，由于至少存在部段20、24的箭头状端形状，特别地，在由数字18和20指示的区域之间以及在由22和24指示的区域之间的过渡、以及沿径向方向在区域46和侧壁12(以及在区域44和侧壁10)之间的急剧过渡可以导致复杂的空气动力学相互作用和损失，而不导致顶端流泄漏的减少。
EP2514922A2(通用电气公司)公开了现有技术的另一个示例，该示例被配置为解决不同的问题，即动叶顶端摩擦和腐蚀。在该示例中，动叶顶端68沿动叶顶端68的长度具有恒定的厚度。尽管也许有效用于解决由于顶端摩擦所引起的动叶顶端损坏，但该解决方案可能不导致顶端流泄漏的减少，并且可能导致空气动力学损失。
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，而不导致空气动力学的进一步相互作用或损失。
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)可以包括顶端部分(100)，该顶端部分沿第一方向Rb从主体部分(102)延伸。主体部分(102)可以由具有吸入面(89)的吸入面壁(88)、具有压力面(91)的压力面壁(90)限定，借此吸入面壁(88)和压力面壁(90)在前缘(76)和后缘(78)处相接，并且压力面(91)和吸入面(89)在前缘(76)和后缘(78)之间沿第二方向Cb被间隔开距离wB，该第二方向Cb与第一方向Rb成直角。顶端部分(100)可以包括：沿翼型的弧线(107)连续地延伸的顶端壁(106)，该弧线(107)从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)。肩部(104、105)可以被设置在吸入面壁(88)和压力面壁(90)中的每个壁上。吸入面壁的肩部(105)可以在前缘(76)和后缘(78)之间延伸。压力面壁的肩部(104)可以在前缘(76)和后缘(78)之间延伸。过渡区域(108、109)可以沿朝向顶端壁(106)的方向从肩部(104、105)中的每个肩部渐缩，顶端部分(100)的横截面形状沿弧线(107)的整个范围变化。顶端壁(106)可以限定具有顶端表面(118)的凹入段(110)，该顶端表面的宽度wS从前缘(76)增加到最大宽度点，并且然后宽度wS一直减小到后缘(78)。
在操作中，本申请的翼型提供了一种通过减少顶端泄漏流来减少空气动力学损失产生的手段。上文定义的几何形状增加了顶端泄漏流的动量，这因此减少了顶端泄漏流(即，图1中的流4、5)和通过翼型的主流之间的混合。本公开的构型还起到减小顶端泄漏流角度和主流角度之间的不期望的失配的作用，由此进一步减小顶端泄漏流和主流的相互作用/混合。
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。
顶端部分(100)的顶端表面(118)的最大宽度点可以更靠近前缘(76)而不是后缘(78)。备选地，顶端部分(100)的顶端表面(118)的最大宽度点可以更靠近后缘(78)而不是前缘(76)。这些构型进一步减少了顶端泄漏流，并且因此进一步减少了空气动力学损失。
顶端部分(100)的顶端表面(118)的最大宽度点可以在沿前缘(76)和后缘(78)之间的弧线(107)的距离的0.1倍和0.9倍之间。这种构型可以进一步减少在特定位置处的顶端泄漏流。
凹入段(110)的顶端表面(118)的最大宽度点可以在沿前缘(76)和后缘(78)之间的弧线(107)的距离的0.1倍和0.3倍之间。备选地，凹入段(110)的顶端表面(118)的最大宽度点可以在沿后缘(78)和前缘(76)之间的弧线(107)的距离的0.1倍和0.3倍之间。这些构型可以进一步减少在特定位置处的顶端泄漏流。
顶端壁(106)可以限定从翼型前缘(76)延伸到翼型后缘(78)的顶端表面(118)；吸入面壁(88)的过渡区域(109)包括沿朝向压力面(91)的方向从肩部(104)延伸的凸形区域，并且在吸入侧拐点(121)处，过渡区域(109)弯曲以形成凹形区域，该凹形区域沿远离压力面(91)的方向朝向顶端表面(118)延伸；并且压力面壁(90)的过渡区域(108)包括沿朝向吸入面(89)的方向从肩部(105)延伸的凸形区域，并且在压力侧拐点(120)处，过渡区域(108)弯曲以形成凹形区域，该凹形区域沿远离吸入面(89)的方向朝向顶端表面(118)延伸。这种构型可以进一步减少跨越顶端表面(110)的顶端泄漏流。
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；以及由压力面(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。这种构型可以进一步减少跨越顶端表面(110)的顶端泄漏流。
距离wB可以在前缘(76)和后缘(78)之间的区域处具有最大值；压力面(91)和吸入面(89)之间的距离wB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wB的值从最大值朝向后缘(78)减小。
顶端壁(106)的宽度wS的值可以至少为距离wB的0.2倍，但不大于0.8倍。这种构型可以进一步减少在感兴趣的预定区域中跨越顶端表面(110)的顶端泄漏流。
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)限定了顶端间隙hg，该顶端间隙hg被限定在顶端表面(118)和壳体(50)之间。当发动机操作且压气机转子组件相对热时或至少当发动机不冷或不操作时，顶端间隙hg被限定。
肩部(104、105)可以被设置成与壳体(50)相隔距离h1；其中h1的值至少为hg，但不大于距离hg的10倍。这种构型可以允许控制跨越顶端表面(110)的顶端泄漏流。
从拐点线(122、123)到壳体(50)的距离h2的值可以至少为0.2h1，但不大于0.8h1。
针对从顶端表面(118)起的给定高度“h”，过渡区域(108、109)上的一个点到无过渡区域(108)的吸入面壁(88)或压力面壁(90)的距离“W”由下式定义：
Figure BDA0002740367920000051
其中α的值大于或等于1且优选地小于或等于5，并且优选地在1.5和3的范围内；并且其中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。
尺寸δ被定义为从吸入面(89)和/或压力面(91)到凹入段的顶端表面(118)的距离，并且由下式定义：
δ＝δmax·(sin(xπ/2))γ
其中γ≥0.5且≤2.0；Maxpos是凹入段(110)的顶端表面(118)的最大宽度减小点，并且最大宽度减小点出现在沿从前缘(76)到后缘(78)的弧线(107)的距离的0.2倍和0.8倍之间。请注意，Maxpos是最大宽度减小点，即，其中凹入段偏离基准轮廓的程度最大。
在横截面中，可以存在由肩部(104、105)以及吸入面壁(88)或压力面壁(90)中的另一个形成的平滑融合部(blend)(124)，并且过渡区域(108、109)与顶端表面(118)形成不连续的曲线(126)。
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°。
不连续的曲线(126)包括相交部(122)，该相交部具有在过渡区域(104、105)的切线(132)和顶端表面(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°，并且可以介于30°和90°之间。
因此，提供了一种用于压气机的翼型，这种翼型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，这继而相对于现有技术的示例减少了效率损失。
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、图3示出了如背景技术章节中所讨论的现有技术的示例；
图4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5示出了图4的涡轮发动机的压气机的一部分的放大图；
图6示出了根据本公开的翼型的示例的主体和顶端区域的一部分；
图7示出了图6中所示的翼型的顶端区域的一部分的端视图；
图8示出了如在图6、图7中的A-A处所指示的翼型的截面图；
图9是图6、图7、图8中所示的特征的相对尺寸的表格；
图10是根据本公开的翼型的示例的主体和顶端区域的相对宽度(δ)的图解表示，并且描绘了翼型的顶端区域上的径向向内视图；
图11是某些参数对顶端区域的宽度的影响的图解表示；以及
图12是如在图7中的A-A处所指示的翼型的压力侧的部分截面‘反向’图。
具体实施方式
图4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、压气机部14、燃烧器部16和涡轮部18，入口12、压气机部14、燃烧器部16和涡轮部18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)与翼型的平均翼弦的比。为免存疑，术语“翼弦”是指联结翼型的前缘和后缘的假想直线。因此，翼弦长度L是后缘和前缘上的点(在该点处翼弦与前缘相交)之间的距离。
涡轮翼型具有相对大的纵横比，这是因为涡轮翼型必须更广阔(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为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涡轮转子动叶的排气，来对涡轮转子动叶做功。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/或流体动力学特征和考虑趋于不同，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的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，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“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5，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，该定子导流静叶46和可旋转的转子动叶48各自沿大致径向方向(由箭头“R”指示)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也可以被称为动叶游隙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被夹持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5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，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表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构型，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5中所示，压气机翼型70包括根部部分72，该根部部分72通过主体部分102与顶端部分100间隔开。顶端部分100沿第一方向Rb从主体部分(102)延伸。当翼型70在压气机中的原位时，第一方向Rb对应于径向方向“R”。
图6示出了根据本公开的压气机翼型70的一部分的放大图。图7示出了翼型70的顶端区域的一部分的端视图。图8示出了翼型在沿翼型的弧线107的点A-A(例如，如在图6中所指示的)处的截面图。图9总结了如在图8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处和后缘78处相接。
如图8中所示，压力面91和吸入面89被间隔开距离wB，该距离wB在前缘76和后缘78之间变化。因此，压力面91和吸入面89沿第二方向Cb被间隔开距离wB，该第二方向与前缘76和后缘78之间的第一方向Rb成直角，该第二方向Cb是翼型厚度的方向。
因此，wB是在截面A-A处的压力壁90和吸入壁88之间的、在沿翼型的在前缘76和后缘78之间的弧线107的任何点处的距离。换句话说，wB是在沿翼型的从前缘延伸到后缘的弧线107的给定位置处的主体部分102的局部厚度。为免存疑，翼型的弧部可以由弧线107限定，该弧线在压力面91和吸入面89之间的中途处。
顶端部分100包括沿翼型的弧线107的整个范围连续地延伸的顶端壁106，该弧线107从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。顶端壁106限定凹入段(squealer)110的至少一部分。
在图7的示例中，顶端部分100还包括被设置在压力面壁90上的肩部105，其中肩部105在前缘76和后缘78之间连续地延伸。顶端部分100还包括过渡区域108，该过渡区域108沿朝向顶端壁106的方向从肩部105渐缩。当如图8中所示在沿第一方向Rb和第二方向Cb延伸的平面中以横截面观察时，可以最好地图示这些特征。
顶端部分100还包括被设置在吸入面壁88上的肩部104，其中该肩部104在前缘76和后缘78之间连续地延伸。顶端部分100还包括过渡区域109，该过渡区域109沿朝向顶端壁106的方向从肩部104渐缩。
因此，过渡区域108、109沿朝向顶端壁106的方向从肩部104、105中的每一个肩部渐缩。
过渡区域108、109沿弧线107的整个范围延伸。也就是说，过渡区域108、109从前缘76一直延伸到后缘78。
顶端壁106限定顶端表面118，该顶端表面从翼型前缘76延伸到翼型后缘78。
如图6中所示，压力面壁90的过渡区域108沿朝向吸入面89的方向从肩部105延伸，并且在压力侧拐点120处，过渡区域108弯曲以沿远离吸入面89的方向而朝向顶端表面118延伸。
吸入面壁88的过渡区域109沿朝向压力面91的方向从肩部104延伸，并且在吸入侧拐点121处，过渡区域109弯曲以沿远离压力面91的方向朝向顶端表面118延伸。
换句话说，并且当如图8中所示在沿第一方向Rb和第二方向Cb延伸的平面中以横截面观察时如最佳地示出的，吸入面壁88的过渡区域109包括沿朝向压力面91的方向从肩部104延伸的凸形区域，并且在吸入侧拐点121处，过渡区域109弯曲(即，改变方向)，以形成凹形区域，该凹形区域沿远离压力面91的方向朝向顶端表面118延伸。同样，压力面壁90的过渡区域108包括沿朝向吸入面89的方向从肩部105延伸的凸形区域，并且在压力侧拐点120处，过渡区域108弯曲(即，改变方向)，以形成凹形区域，该凹形区域沿远离吸入面89的方向朝向顶端表面118延伸。
如在图6、图7中以及在图8中的平面横截面图中最佳地示出，顶端部分100还包括由压力面91上的凸形部和凹形部之间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从前缘76连续地一直延伸到后缘78。
顶端部分100还包括由吸入面89上的凸形部和凹形部之间的曲率变化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连续地一直延伸到后缘78。
因此，图6至图9的示例图示了用于涡轮发动机的压气机翼型70，该压气机翼型具有被设置在吸入面壁88和压力面壁90两者上的肩部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和压力面壁90两者上。
当在沿第一方向Rb和第二方向Cb延伸的平面中观察时，包括过渡区域108、109的顶端部分100的横截面形状沿弧线107的整个范围而平滑地(即连续地，无中断)变化。
因此，顶端壁106限定了凹入段110的至少一部分，该凹入段的宽度wS沿弧线107的整个范围从前缘76连续地增加到最大宽度点，并且然后宽度wS连续地一直减小到后缘78。
因此，顶端壁106的(即，凹入段110的)顶端表面118的宽度wS可以沿顶端表面118的长度从前缘76增加，并且宽度wS可以沿顶端表面118的长度从后缘78增加。
换句话说，顶端壁106的顶端表面118的宽度wS沿顶端表面118的长度朝向前缘76减小，并且宽度wS可以沿顶端表面118的长度朝向后缘78减小。
如图6、图7中所示，顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以更靠近前缘76而不是后缘78。在备选示例中，顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以更靠近后缘78而不是前缘76。
顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以在沿前缘76和后缘78之间的弧线107的距离的0.1倍和0.9倍之间。在备选示例中，顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以在沿后缘78和前缘76之间的弧线107的距离的0.1倍和0.9倍之间。
顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以在沿前缘76和后缘78之间的弧线107的距离的0.1倍和0.3倍之间。在备选示例中，顶端部分100的顶端表面118的最大宽度点wS可以在沿后缘78和前缘76之间的弧线107的距离的0.1倍和0.3倍之间。
距离wB(在截面A-A处在沿翼型的在前缘和后缘之间的弧线107的任何点处压力壁90和吸入壁88之间的距离)可以在前缘76和后缘78之间的区域处具有最大值。
压力面91和吸入面89之间的距离wB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wB的值可以从最大值朝向后缘78减小。
凹入段宽度wS的值可以至少为压力面91和吸入面89之间的距离wB(该距离wB在主体部分102的相同截面A-A处测得)的0.2倍，但不大于0.8倍。
也就是说，顶端壁106的宽度wS的值至少为距离wB(该距离wB在前缘和后缘之间的弧线107上的相同截面处测得)的0.2倍，但不大于0.8倍。
距离wB的值可以沿顶端部分100的长度而变化，并且因此该距离wB可以相应地变化。
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8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被限定在顶端表面和壳体之间。
从拐点线122、123到壳体50的距离h2A的值为1.5hg到3.5hg。每个示例的相应的肩部104、105被设置成与壳体50相隔距离h1A，其中h1A的值为1.5h2A到2.7h2A。
针对从顶端表面起的给定高度“h”，过渡区域上的一个点的距离“wS”是从无过渡区域的吸入面壁或压力面壁中的任一者或两者而起的，并且由下式(方程式1)定义：
Figure BDA0002740367920000141
其中α的值大于或等于0(零)且优选地小于或等于5，并且优选地在1.5和3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。WB是翼型70的在翼型70的最径向向外处且在由h1A限定的顶端区域前面的宽度。WSA在0.2WB和0.8WB之间且包括0.2WB和0.8WB。
换句话说，W是在沿过渡区域108、109的表面在肩部104、105和顶端表面118之间移动时，在从顶端表面118起的给定高度h下在吸入面壁88的过渡区域108上的点到压力面壁90上的过渡区域109的点之间的横跨(即，最短)距离。
仅通过示例的方式，压力面91和吸入面89之间的距离wB可以在1mm至7mm的范围内。
通过进一步示例的方式，顶端间隙hg可以在0.2mm至1.5mm的范围内。通过进一步示例的方式，翼型的总高度(例如，主体部段102和顶端部分100的组合高度)可以在15mm至150mm的范围内。
现在参考图10和图11，顶端WsA的宽度在前缘76和后缘78之间变化。如先前所提到的，凹入段110的顶端表面118的最大宽度减小点Maxpos更靠近后缘78而不是前缘76。更准确地，凹入段110的顶端表面118的最大宽度减小点Maxpos在沿从前缘76到后缘78的弧线107的距离的0.2倍和0.8倍之间。
以下方程式(方程式2)给出了当在图10中观察时从吸入面88或压力面90到凹入段的顶端表面118的距离的尺寸δ。有效地，该尺寸δ给出了在前缘76和后缘78之间的任何位置处的凹入段的顶端表面118的宽度。
δ＝δmax·(sin(xπ/2))γ
根据前缘76(在图10中被参考为x1)或者根据后缘78(在图10中被参考为x2)，使用无量纲坐标x，并且该无量纲坐标x在每种情况下都一直到凹入段的顶端表面的最大宽度减小位置maxPos。应注意，δmax可以相对于压力面90和吸入面88处于不同的位置中，不过翼弦线107保持在凹入段的顶端表面118内。
在图11中看出了参数γ的影响，其中针对γ＝0.5、1.0和2.0绘制了x和尺寸δ之间的三种关系。γ在0.5和2.0之间且包括0.5和2.0。参数γ控制着前缘(或后缘)处的厚度和最大厚度位置处的厚度之间的过渡。γ>1将导致凹入段在过渡到最大厚度减小处之前遵循基准几何形状的时间更长。相反，在γ<1的情况下，这将导致前缘(或后缘)附近的厚度变化更快，并且然后逐渐变化一直到最大厚度减小位置。δmax在0.1和0.5之间且包括0.1和0.5。
对于当前的压气机动叶，凹入段110的顶端表面118的最大宽度点maxPos位于沿从前缘76到后缘78的弧线107的距离的0.2倍和0.8倍之间。在压气机动叶的优选实施例中，凹入段110的顶端表面118的最大宽度点maxPos位于沿从前缘76到后缘78的弧线107的距离的0.2倍和0.5倍之间。
一般来说，并且根据方程式1并参考图8，从拐点线122、123到壳体50的距离h2A的值至少为顶端间隙hg的1.5倍，但不大于3.5倍。换句话说，距离h1A的值至少为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相隔距离h1A，其中h1A的值至少为距离h2A的1.5倍，但不大于2.7倍。换句话说，距离h1A的值至少为1.5h2A，但不大于2.7h2A。
参考图8，图8是如在图7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(顶端部分100包括肩部105和过渡区域108)的截面轮廓进一步由分别具有压力面壁90(或吸入面壁88)和过渡区域108(和109)的相交部120、122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和压力面壁90(或吸入面壁88)的切线130之间的角度φ。该角度φ为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入压力壁或吸入壁的表面中。该平滑融合部确保了越过该区域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。
过渡区域108、109与顶端表面118形成不连续的曲线126。在所示的横截面中，顶端表面118优选地是直的。不连续的曲线126包括在过渡区域104、105和顶端表面118的相接处形成的相交部122。过渡区域104、105和顶端表面118的相应的切线132、134具有90°的角度θ。考虑到相交部122沿在前缘和后缘之间的翼型长度的范围，该相交部形成了锐的边缘。在其他示例中，角度θ可以介于30°和90°之间，这仍然提供了锐的边缘。因此，术语不连续的曲线126旨在意指存在锐的边缘。由于增加了顶端表面118上方的分离泡(separationbubble)的尺寸并因此减小了缩流断面(vena contracta)的尺寸，锐边缘或不连续的曲线126使过顶端泄漏最小化。
在压气机中操作时，本公开的压气机翼型的几何形状与现有技术的布置(例如，如图1、图2、图3中所示)在两个方面不同。
在图6至图11的两个示例中，通过减小跨越大部分的顶端壁106的总压力差，过渡区域108、109(过渡区域108、109形成凹入段110的顶端壁区域)中的凹凸形轮廓禁止初级流泄漏，并且因此由于顶端流所引起的损失是较低的。
这一点得以实现，是因为顶端部分100的几何形状(即，逐渐减小翼型的朝向顶端的厚度，以沿动叶的弧线107产生凹入段)增加了顶端泄漏流的动量，因此减少了顶端泄漏流(即，图1中的流4、5)和主流之间的混合。这还减小了顶端泄漏流角度和主流角度之间的不期望的失配。这减小了顶端泄漏流和主流的相互作用的强度，这继而相对于现有技术的示例减少了效率损失。
凹入段110比主体102的总宽度窄，这导致以下结果，即与顶端表面118具有与主体102相同横截面相比，跨越顶端表面118的压力差总体上更低。因此，跨越顶端表面118的次级泄漏流将小于例如如图1中所示的现有技术的示例中的次级泄漏流，并且因此所形成的初级顶端泄漏流涡流的强度较小，这是因为与现有技术的示例中的情况相比，馈送初级顶端泄漏流涡流的次级泄漏流较少。
附加地，由于翼型70的凹入段110窄于主体102的壁，因此与其中翼型顶端具有与主体相同的横截面的现有技术的示例(例如，如图1中所示)相比，该构型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，因此由凹入段110产生的相对于壳体50的摩擦力和空气动力将小于现有技术的示例中的摩擦力和空气动力。
因此，流过顶端表面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。次级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(的馈送)的相互作用于是减少。
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/或定子静叶被配置为减少顶端泄漏流，并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。
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。
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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)，沿一个第一方向Rb从一个主体部分(102)延伸；
所述主体部分(102)由以下各项限定：
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，并且
所述压力面(91)和所述吸入面(89)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间沿一个第二方向Cb被间隔开一段距离wB，所述第二方向Cb与所述第一方向Rb成直角，并且
所述顶端部分(100)包括：
沿所述翼型的一条弧线(107)连续地延伸的一个顶端壁(106)，所述弧线(107)从所述翼型前缘(76)延伸所述到所述翼型后缘(78)；并且参考一个横截面，
一个肩部(104、105)被设置在所述吸入面壁(88)和压力面壁(90)中的每个壁上；其中
所述吸入面壁的肩部(105)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间延伸；
所述压力面壁的肩部(104)在所述前缘(76)和所述后缘(78)之间延伸；并且
一个过渡区域(108、109)沿朝向所述顶端壁(106)的一个方向从所述肩部(104、105)中的每个肩部渐缩；
所述顶端部分(100)的横截面形状沿所述弧线(107)的整个范围变化；并且
所述顶端壁(106)限定具有一个顶端表面(118)的一个凹入段(110)，所述顶端表面的宽度wsA从所述前缘(76)增加到一个最大宽度点，并且然后宽度wsA一直减小到所述后缘(78)。
2.根据权利要求1所述的压气机翼型(70)，其中：
所述凹入段(110)的顶端表面(118)的最大宽度减小点(maxPos)位于沿从所述前缘(76)到所述后缘(78)的所述弧线(107)的所述距离的0.2倍和0.8倍之间。
3.根据权利要求2所述的压气机翼型(70)，其中：
所述凹入段(110)的顶端表面(118)的所述最大宽度减小点(maxPos)位于沿从所述前缘(76)到所述后缘(78)的所述弧线(107)的所述距离的0.2倍和0.5倍之间。
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：
所述吸入面壁(88)的所述过渡区域(109)包括沿朝向所述压力面(91)的一个方向从所述肩部(104)延伸的凸形区域，并且
在一个吸入侧拐点(121)处，
所述过渡区域(109)弯曲以形成一个凹形区域，所述凹形区域沿远离所述压力面(91)的一个方向朝向所述顶端表面(118)延伸；并且
所述压力面壁(90)的所述过渡区域(108)包括沿朝向所述吸入面(89)的一个方向从所述肩部(105)延伸的一个凸形区域，并且
在一个压力侧拐点(120)处，
所述过渡区域(108)弯曲以形成一个凹形区域，所述凹形区域沿远离所述吸入面(89)的一个方向朝向所述顶端表面(118)延伸。
5.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；以及
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。
6.根据前述权利要求中任一项所述的压气机翼型(70)，其中：
所述距离wB在所述前缘(76)和后缘(78)之间的一个区域处具有一个最大值；
所述压力面(91)和所述吸入面(89)之间的所述距离wB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wB的值从所述最大值朝向所述后缘(78)减小。
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)的所述宽度wS的值至少为所述距离wB的0.2倍，但不大于0.8倍。
8.一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(50)和一个根据权利要求1至7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)在操作期间限定了一个顶端间隙hg，所述顶端间隙hg被限定在所述顶端表面(118)和所述壳体(50)之间。
9.根据权利要求9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)相隔一段距离h1；其中
在操作期间h1的值至少为hg，但不大于所述距离hg的10倍。
10.根据权利要求9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)的一段距离h2的值至少为0.2h1，但不大于0.8h1。
11.根据权利要求9、10所述的压气机转子组件，其中：
针对从所述顶端表面(118)起的一个给定高度“h”，所述过渡区域(108、109)上的一个点到不具有所述过渡区域(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 FDA0002740367910000041
其中α的值大于或等于1且优选地小于或等于5，并且优选地在1.5和3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。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的压气机翼型(70)，其中：
尺寸δ被定义为从所述吸入面(89)和/或所述压力面(91)到所述凹入段的顶端表面(118)的距离，并且由下式定义：
δ＝δmax·(sin(xπ/2))γ
其中γ≥0.5且≤2.0；Maxpos是所述凹入段(110)的顶端表面(118)的所述最大宽度减小点，并且所述最大宽度减小点出现在沿从所述前缘(76)到所述后缘(78)的所述弧线(107)的所述距离的0.2倍和0.8倍之间。
13.根据权利要求1至12中任一项所述的压气机翼型(70)，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)或压力面壁(90)中的另一个形成的平滑融合部(124)，并且
所述过渡区域(108、109)与所述顶端表面(118)形成一条不连续的曲线(126)。
14.根据权利要求13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°，并且能够小于或等于5°。
15.根据权利要求13至14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域(104、105)的一条切线(132)和所述顶端表面(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°，并且能够介于30°和90°之间。
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