CN113833571A - 具有成组的偏转器的涡轮发动机构件 - Google Patents

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Abstract

一种用于涡轮发动机的限定主空气流路径的翼型件组件，该翼型件组件包括：平台，翼型件，其从平台延伸并且延伸到主空气流路径的至少部分中；副空气流路径，其包括来自主空气流路径的空气；以及偏转器，其设于副空气流路径内。

Description

具有成组的偏转器的涡轮发动机构件
技术领域
本公开大体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及通过涡轮发动机的气体流。
关于由联邦政府赞助的研究或开发的声明
引起本申请的项目已按照拨款协议No. CS2-LPA-GAM-2018/2019-01而收到来自根据欧盟的地平线2020研究及创新计划的清洁天空2共同事业的资金。
背景技术
涡轮发动机以及特别地燃气或燃烧涡轮发动机是如下的旋转发动机：从通过发动机而传递到大量压缩机和涡轮级上的燃烧的气流提取能量，其中各级典型地包括互补的成组的旋转叶片和静止导叶。
在操作期间，叶片的旋转以导致下者的方式将工作空气流驱动到下游导叶：产生工作空气流的切向于上游叶片的旋转方向并且与该旋转方向相反的分量。该相反或切向的流可能负面地影响涡轮发动机的效率。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的限定主空气流路径的翼型件组件，该翼型件组件包括：平台；翼型件，其从平台延伸并且延伸到主空气流路径的至少部分中，翼型件具有界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，外壁在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部与尖端之间径向地延伸以限定展向方向，其中根部邻近平台；包括来自主空气流路径的空气的副空气流路径，其由平台的至少部分形成；以及偏转器，其设于平台上且在副空气流路径内。
在另一方面，本公开涉及一种操作具有在压缩机区段或涡轮区段中具有上游的成组的翼型件和下游的成组的翼型件的至少一个级的涡轮发动机的方法，该方法包括：使上游的成组的翼型件沿第一旋转方向旋转，以生成以与第一旋转方向相反的切向速度分量离开上游的翼型件的退出空气流；以及在退出空气流到达下游的成组的翼型件之前，使退出空气流的至少部分偏转，以具有与第一旋转方向一致的切向速度分量。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意横截面图。
图2是包括反向旋转式区段的图1的另一涡轮发动机的示意横截面图。
图3是包括翼型件的图2的涡轮发动机的透视图。
图4是图3的翼型件的横截面视图。
图5是包括主空气流路径和具有成组的偏转器的副空气流路径的图2的涡轮发动机的透视图。
图6是包括主空气流路径和具有示例性的成组的偏转器的副空气流路径的图2的涡轮发动机的透视图。
具体实施方式
本文中所描述的本公开的方面涉及一种限定主空气流路径的翼型件组件。翼型件组件能够包括翼型件，翼型件联接到至少部分地限定副空气流路径的平台。主空气流路径能够包括经过被包括在翼型件组件内的成组的翼型件并且被其改变方向的主空气流或工作空气流。副空气流路径能够包括从主空气流分支的副空气流。位于副空气流路径的部分中的偏转器能够被提供来对副空气流的至少部分进行改变方向。出于图示的目的，本公开将关于用于飞行器涡轮发动机的涡轮中的涡轮叶片而描述。然而，将理解，本文中所描述的本公开的方面并非如此受限，并且可以在发动机(包括压缩机)内以及在非飞行器应用(诸如，其它移动应用和非移动工业应用、商业应用以及住宅应用)中具有普遍适用性。
为了抵消与被包括在翼型件组件内的成组的翼型件的旋转相关联的风阻损失的影响，偏转器能够对副空气流进行改变方向。具体地，偏转器能够对进入副空气流路径的副空气流的切向分量进行改变方向，以致于该切向分量沿与位于偏转器上游的成组的翼型件的旋转方向相同的方向。这导致风阻损失的减小，并且在一些情况下导致涡轮发动机的功率输出的增大。
虽然将描述“成组的”各种元件，但将理解，“组”能够包括任何数量的相应的元件，包括仅一个元件。如本文中所使用的，术语“上游”指与流体流方向相反的方向，并且术语“下游”指沿与流体流相同的方向的方向。术语“前”或“前部”意指位于某物前面，并且“后”或“后部”意指位于某物后面。例如，当在流体流方面使用时，前/前部能够意指上游，并且后/后部能够意指下游。
另外，如本文中所使用的，术语“径向”或“径向地”指远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的总体情境下，径向指沿着在发动机的中心纵向轴线与外发动机圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文中所使用的，术语“组”或“成组的”元件能够是任何数量的元件，包括仅一个。
所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上部、下部、向上、向下、左边、右边、侧向、前面、背面、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前部、后部等等)都仅出于标示目的而使用，以帮助读者理解本公开，并且不产生对本文中所描述的本公开的方面的特别地关于位置、取向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且能够包括一批元件之间的中间部件和在元件之间的相对移动，除非另外指示。照此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接并且彼此处于固定关系。示例性的附图仅出于图示目的，并且附图中所反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可能变化。
图1是用于飞行器的涡轮发动机10的示意横截面图。涡轮发动机10具有从前部14延伸到后部16的大体上纵向地延伸的轴线或发动机中心线12。涡轮发动机10按下游串行流关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排出区段38。
风扇区段18包括包围风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕发动机中心线12径向地设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成涡轮发动机10的发动机核心44，该发动机核心生成燃烧气体。发动机核心44被核心外壳46包围，该核心外壳能够与风扇外壳40联接。
围绕涡轮发动机10的发动机中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48使HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。LP轴或转轴50(其在较大直径的环形HP转轴48内围绕涡轮发动机10的发动机中心线12同轴地设置)使LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。HP转轴48和LP转轴50可围绕发动机中心线12旋转，并且联接到能够共同地限定转子的多个可旋转元件。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中成组的压缩机叶片56、58相对于对应的成组的静态压缩机导叶60、62(也被称为喷嘴)而旋转，以使穿过该级的流体流压缩或增压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58能够设成环，并且能够相对于发动机中心线12而从叶片平台径向向外地延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机导叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游并且定位成邻近于旋转叶片56、58。值得注意的是，图1中所示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明性目的而选择，并且其它数量是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58能够安装到盘61，盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个，其中各级具有其自身的盘61。用于压缩机的级的导叶60、62能够以周向布置安装到核心外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中成组的涡轮叶片68、70相对于对应的成组的静态涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)而旋转，以从穿过该级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70能够设成环，并且能够相对于发动机中心线12而从叶片平台径向向外地延伸到叶片尖端，而对应的静态涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游并且定位成邻近于旋转叶片68、70。值得注意的是，图1中所示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明性目的而选择，并且其它数量是可能的。
用于涡轮的级的叶片68、70能够安装到盘71，盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个，其中各级具有专用盘71。用于压缩机的级的导叶72、74能够以周向布置安装到核心外壳46。
互补于转子部分，涡轮发动机10的静止部分(诸如，压缩机区段22和涡轮区段32中的静态导叶60、62、72、74)也被单独地或共同地称为定子63。照此，定子63能够指整个涡轮发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流被划分，以致于空气流的部分被导引到LP压缩机24中，LP压缩机然后将经增压的空气流76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步使空气增压。来自HP压缩机26的经增压的空气流76与燃烧器30中的燃料混合并且点火，由此生成燃烧气体。一些功通过HP涡轮34从这些气体提取，该HP涡轮驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮提取额外的功，以驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排出区段38来从涡轮发动机10排放。LP涡轮36的驱动对LP转轴50进行驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
经增压的空气流76的部分能够作为引气(bleed air)77而从压缩机区段22抽吸。引气77能够从经增压的空气流76抽吸并且提供给要求冷却的发动机构件。进入燃烧器30的经增压的空气流76的温度显著提高。照此，由例如引气77提供的冷却对于在温度升高的环境中操作这样的发动机构件而言是必要的。
空气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，并且在风扇排出侧84处通过静止导叶排(并且更特别地，包括多个翼型件引导导叶82的出口引导导叶组件80)退出涡轮发动机10。更具体地，径向地延伸的翼型件引导导叶82的周向排邻近风扇区段18地被利用来施加对空气流78的一些方向控制。
由风扇20供应的空气中的一些能够绕过发动机核心44，并且被用于冷却涡轮发动机10的部分(尤其是热部分)和/或用于冷却飞行器的其它方面或给飞行器的其它方面提供动力。在涡轮发动机的情境下，发动机的热部分通常在燃烧器30(尤其是涡轮区段32)的下游，其中由于HP涡轮34径直地在燃烧区段28的下游，因而HP涡轮34是最热的部分。其它冷却流体源能够是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
考虑的是，齿轮传动部分或齿轮箱能够被包括在涡轮发动机10的至少部分内。齿轮传动部分能够构造成使涡轮发动机10的一个或多个部分以期望的旋转速度旋转。例如，LP转轴50能够是分节段的，以致于LP转轴50的连接到LP涡轮36的部分充当对LP转轴的齿轮箱的输入。LP转轴50的剩余部分能够充当来自LP转轴的齿轮箱的输出并且操作性地联接到风扇20和LP压缩机24。LP转轴的齿轮箱能够构造成提供LP涡轮36、LP压缩机24以及风扇20之间的齿轮减速。照此，LP压缩机24和风扇20能够以第一旋转速度旋转，而LP涡轮能够以与第一旋转速度不同的第二旋转速度旋转。将意识到，这是非限制性的示例，并且齿轮传动部分能够被应用于涡轮发动机10的任何合适的部分。
图2是用于飞行器的涡轮发动机110的示意横截面图，涡轮发动机110能够是反向旋转式涡轮发动机。涡轮发动机110类似于涡轮发动机10，因此，相似部分将用增大100的相似标号标示，其中理解到，除非另外指出，否则涡轮发动机10的相似部分的描述适用于涡轮发动机110。涡轮发动机110包括反向旋转式LP压缩机124、HP压缩机126、HP涡轮134以及反向旋转式LP涡轮136。
反向旋转式LP压缩机124能够包括第一组压缩机翼型件160和第二组压缩机翼型件156。第一组压缩机翼型件160和第二组压缩机翼型件156中的每个能够安装于成对的转子盘145的相应的转子盘上。第一组压缩机翼型件160和第二组压缩机翼型件156能够构造成围绕纵向轴线112旋转。备选地，第一组压缩机翼型件160或第二组压缩机翼型件156中的一个或多个能够是静态的。
反向旋转式LP涡轮136包括从核心外壳146径向向内地定位的外转子155。外转子155能够具有大体上截头锥形的形状。外转子155能够包括第一组涡轮翼型件174。所述第一组涡轮翼型件174能够从外转子155朝向纵向轴线112径向向内地延伸。第一组涡轮翼型件174不同于静态涡轮导叶74(图1)，因为，第一组涡轮翼型件174能够是由周向地布置的多个叶片构成的第一组旋转叶片。
反向旋转式LP涡轮136进一步包括至少部分地由外转子155约束的内转子/定子157。内转子/定子157能够取决于特定发动机构造而静止或旋转。如通过示例的方式而图示的，内转子/定子157相对于外转子155基本上同轴地布置，并且布置于外转子155的径向内部。内转子/定子157包括周向地布置的第二组涡轮翼型件170，其中第二组涡轮翼型件170中的每个翼型件远离纵向轴线112而径向向外地延伸。第二组涡轮翼型件170能够是由周向地布置的多个叶片构成的第一组旋转叶片。备选地，第二组涡轮翼型件170能够是静止的。
第一组翼型件174和第二组翼型件170限定多个涡轮级166。虽然图示为具有五个级，但应当理解，考虑任何数量的级，并且所示出的级出于说明性目的，并且不旨在为限制性的。
作为非限制性示例，图3是图示为从平台202延伸的翼型件200的发动机构件的示例的透视图，其中燕尾形件(dovetail)204从平台202悬垂。如图2中所示出的，翼型件200能够是涡轮发动机110的压缩机区段122或涡轮区段132中的旋转叶片。备选地，考虑的是，翼型件200能够是图2的涡轮发动机110的压缩机区段122或涡轮区段132中的静止导叶。尽管图示为用于涡轮发动机110的发动机构件，仍将意识到，发动机构件能够应用于图1的涡轮发动机10的任何合适的部分。
翼型件200从尖端206延伸到根部208，以限定展向方向。翼型件200包括周界外壁210，周界外壁能够在功能上被划分成由前缘216和后缘218划界的压力侧212和吸力侧214。在前缘与后缘之间延伸的线大体上限定弦向方向，该弦向方向可以平行或可以不平行于发动机的旋转轴线。
翼型件200在根部208处安装到平台202。平台能够是环绕纵向轴线112的整体延伸的环形带。平台壁220限定平台202。平台壁220能够进一步被限定为上表面。平台220的下表面能够与上表面相反。下表面能够限定成相对于纵向轴线112在上表面的径向内部。
成组的冷却孔222能够如所图示的那样形成于该构件的任何壁(包括外壁210或平台壁202)中。成组的冷却孔222可能被引用为单个冷却孔或多个冷却孔。成组的冷却孔222能够通过非限制性示例的方式位于邻近前缘216、后缘218，并且位于平台202中在翼型件200的压力侧212上。应当理解，成组的冷却孔222的位置仅出于说明性目的，并且不旨在为限制性的。
燕尾形件204能够从平台202在翼型件200的对面延伸，并且能够构造成安装到涡轮发动机110的压缩机区段122或涡轮区段132中的平台、盘或转子中的任何一个或多个。燕尾形件204能够包括成组的入口通路224，其图示为三个入口通路224。考虑的是，入口通路224流体地联接到成组的冷却孔222，以提供用于冷却平台202的冷却流体流(C)。在另一个非限制性示例中，入口通路224能够向翼型件200的内部提供冷却流体流(C)，以便冷却翼型件200。应当意识到，燕尾形件204以横截面示出，以致于入口通路224容纳于燕尾形件204的主体内。
应当理解，虽然本文中的描述与翼型件有关，但该描述能够在要求经由冷却孔来进行冷却(诸如，膜冷却)的其它发动机构件中具有相等的适用性。涡轮发动机110的发动机构件中的一个或多个包括膜冷却式基底或壁，在膜冷却式基底或壁中可以进一步在本文中提供本公开的膜冷却孔或孔。具有壁的发动机构件的一些非限制性示例能够包括叶片、导叶或喷嘴、燃烧器偏转器、燃烧器衬套或护罩组件。其中使用膜冷却的其它非限制性示例包括涡轮过渡导管和排出喷嘴。
图4是以旋转速度U旋转的图3的翼型件200的示意图。在涡轮发动机110的操作期间，翼型件200的上游的工作流体(轴向地穿过涡轮发动机的空气流)将流动到前缘216中或环绕前缘216流动，并且沿着外壁210跟随翼型件200的轮廓。工作流体然后将以退出速度V流过后缘218。退出速度V能够至少包括与旋转速度U恰好相反的切向速度分量VT。
图5是图2的涡轮发动机110的翼型件组件230的透视图。尽管图示为涡轮发动机110，仍将意识到，翼型件组件230的在本文中描述的方面能够应用于涡轮发动机10或任何其它涡轮发动机。将进一步意识到，翼型件组件能够包括具有在图3-4中描述的翼型件200的方面的一个或多个翼型件。
如所图示的，翼型件组件230包括定位于涡轮发动机110的主空气流路径内的第一翼型件232和第二翼型件234。如本文中所使用的，主空气流路径能够限定为涡轮发动机110的包括轴向地穿过涡轮发动机110的工作流体的部分。具体地，主空气流路径能够图示为主空气流270。第一翼型件232和第二翼型件234可以(但并非必要)各自包括翼型件200(图3)的方面。第一翼型件232和第二翼型件234能够是成组的周向地布置的翼型件中的一个翼型件。第一翼型件232和第二翼型件234能够彼此完全相同。备选地，第一翼型件232能够比第二翼型件234比第二翼型件234更大或具有与第二翼型件234不同的横截面。第一翼型件232和第二翼型件234两者能够围绕纵向轴线112旋转。照此，第一翼型件232能够沿第一方向旋转，而第二翼型件234能够沿与第一方向相反的第二方向旋转。照此，第一翼型件232和第二翼型件234能够反向地旋转。备选地，第一翼型件232和第二翼型件234中的至少一个能够是静止的。
第一翼型件232和第二翼型件234能够分别联接到第一环形平台236和第二环形平台238。第一环形平台236和第二环形平台238能够分别形成第一转子和第二转子的至少部分。照此，第一组翼型件232和第二组翼型件234能够限定第一组叶片和第二组叶片。第一环形平台236和第二环形平台238能够各自包括平台202(图3)的方面。如所图示的，第一环形平台236能够包括下游边缘239，并且第二环形平台238能够包括上游边缘240。上游边缘240能够位于下游边缘239的轴向上游。另外，上游边缘240能够设置于下游边缘239的径向内部。第一环形平台236和第二环形平台238能够围绕纵向轴线112沿相反方向或以不同速率旋转。尽管限定为第一环形平台236和第二环形平台238或第一转子和第二转子，仍将意识到，第一平台236或第二平台238中的任一个(而非两者)能够是静止的。
副空气流路径242能够被包括在翼型件组件230中。副空气流路径242能够被限定为翼型件组件230的其中存在副空气流272的部分。副空气流路径242能够是环形的，以致于该副空气流路径围绕纵向轴线112的整体周向地延伸。备选地，副空气流路径242能够是分节段的，以致于多个离散的副空气流路径242围绕纵向轴线112周向地隔开。副空气流路径242能够被用于冷却翼型件组件230的各种构件，诸如但不限于第二环形平台238。
副空气流路径242能够由平台入口244、第一腔246、第二腔248、平台通路250以及出口腔252限定。平台入口244能够位于下游边缘239和上游边缘240两者下游。平台入口244能够流体地联接到副空气流路径242，以致于副空气流272能够通过平台入口244流动到第一腔246中，然后流动到第二腔248中，流过平台通路250并且最终从出口腔252出来并且流动到第二环形平台238的下游部分。第一腔246和第二腔248能够被限定为第一环形平台236与第二环形平台238之间的至少部分。第一腔246和第二腔248能够至少部分地由下游边缘239与上游边缘240之间的空间限定。
第二环形平台238能够包括或承载成组的偏转器254，所述成组的偏转器从第二环形平台238的上表面径向向外地伸出，并且伸入到副空气流路径242的至少部分中。具体地，成组的偏转器254能够从第二环形平台238的位于相对于纵向轴线112比第一环形平台236的下游边缘239更径向内部的部分伸出。而且，将意识到，成组的偏转器254的至少部分能够在第一环形平台236的下游边缘239的轴向前部。成组的偏转器254能够定位于平台入口244的下游和第一腔246上游。成组的偏转器254能够在第二环形平台238上围绕纵向轴线112周向地延伸。每个偏转器254能够包括翼型件横截面。换而言之，成组的偏转器254中的每个偏转器能够是拱曲的，其中凸侧限定为吸力侧，而凹侧在凸侧对面并且限定为压力侧。偏转器254中的每个的压力侧能够沿与第二翼型件234的压力侧相同的周向方向对准。另外或备选地，偏转器254中的一个或多个能够定位成使得对应的偏转器254的压力侧在第二翼型件234的压力侧对面。成组的偏转器254能够各自包括前缘256、后缘258、根部260以及尖端262。成组的偏转器254能够在根部260与尖端262之间径向地延伸，其中根部260邻近第二环形平台238。考虑的是，前缘256能够定位于第二环形平台238的上游边缘240处或其附近。成组的偏转器254能够伸入到副空气流路径242的至少部分中，以致于成组的偏转器减小副空气流路径242的横截面面积的部分，以限定减小的横截面面积。照此，平台入口244的局部横截面面积能够大于减小的横截面面积。备选地，平台入口244的局部横截面面积能够小于减小的横截面面积。
在涡轮发动机110的操作中，第一环形平台236以及因此第一翼型件232能够围绕纵向轴线沿第一方向旋转并且具有第一旋转速度U1。第二环形平台238以及因此第二翼型件234能够与第一环形平台236相对地旋转并且具有第二旋转速度U2。第一翼型件232和第二翼型件234两者能够在主空气流路径内旋转，以致于工作流体或主空气流270在前缘216上流动并且流动朝向每个相应的翼型件的后缘218。通过第一环形平台236的旋转和主空气流272的至少部分的改变方向，产生相反的切向速度VT。切向速度VT可能引起主空气流272的部分作为副空气流272而沿与切向速度VT相同的方向流动到副空气流路径242中。这继而可能形成抵抗第一环形平台236的旋转的阻力。然而，成组的偏转器254将副空气流272的部分在平台入口244附近改变方向，以形成沿与第一旋转速度U1相同的方向的经改变方向的速度。照此，成组的偏转器254能够形成副空气流272的至少部分的转弯部(turn)，以致于副空气流272的至少部分能够改变方向成沿与第一旋转速度U1相同的方向。
将限定成沿与切向速度VT相同的方向的副空气流272的部分改变方向成沿与第一旋转速度U1相同的方向减小否则将存在的风阻损失。例如，在不存在成组的偏转器254的常规涡轮发动机中，副空气流272将沿与切向速度VT相同的方向。照此，副空气流272将与第一环形平台236的旋转恰好相反。照此，将经历风阻损失。然而，如本文中所描述的成组的偏转器254将限定成沿切向速度VT的相同方向的副空气流272的部分改变方向成使得副空气流272的部分沿与第一旋转速度U1相同的方向，因此消除在常规涡轮发动机中经历的风阻损失的影响。这继而提高涡轮发动机110的总效率。
图6是图2的涡轮发动机110的示例翼型件组件330的透视图。翼型件组件330类似于翼型件组件230，因此，相似部分将用增大100的相似标号标示，其中理解到，除非另外指出，否则翼型件组件230的相似部分的描述适用于翼型件组件330。尽管图示为涡轮发动机110，仍将意识到，翼型件组件330的在本文中描述的方面能够应用于涡轮发动机10或任何其它涡轮发动机。将进一步意识到，翼型件组件能够包括具有在图3-4中描述的翼型件200的方面的一个或多个翼型件。
上游边缘340能够分别比第一环形平台236和第二环形平台338的下游边缘239更大程度径向地朝向纵向轴线112。备选地，上游边缘340能够在与下游边缘239相同的径向高度处。成组的偏转器354能够在第二环形平台338上从上游边缘340地设置。成组的偏转器354的至少部分能够设置于上游边缘340上游。具体地，每个对应的偏转器354的前缘356能够设置于上游边缘340上游。另外，前缘356能够比第二环形平台的上表面更大程度径向地朝向纵向轴线112地设置，而尖端362能够在相同的径向高度处或在第二环形平台的上表面的径向外部处。如所图示的，限定为斜面的表面能够使尖端362和前缘356联结。该斜面能够从尖端362线状地或非线状地下倾到前缘356。该斜面能够跟随穿过副空气流路径342的至少部分的空气流的流线。该斜面能够进一步限定成面向上游。偏转器354能够包括设置于上游边缘340下游的后缘358。后缘358能够包括能够沿与第二旋转速度U2相反的方向弯曲的弯曲部分。另外或备选地，该弯曲部分能够限定为面向下游的倾斜表面。该倾斜表面能够从偏转器354的根部360延伸到在后缘358处的第二环形平台338的底壁。该倾斜表面能够是线状或非线状的。该弯曲部分能够完全地抵靠第二环形平台338的下表面地设置。该弯曲部分能够形成用于冷却进入平台入口344的空气流的转弯部。
本公开的益处包括在应用于反向旋转式涡轮发动机时的第二环形平台的旋转速度的提高的效率。设置于第二环形平台上的偏转器定位成使得偏转器将工作空气流的至少部分沿与在后缘处退出第二翼型件的工作空气流相同的方向定向。照此，偏转器能够除了由成组的第二翼型件产生的推力之外还提供沿第二环形平台的旋转速度的方向的额外的推力。传统的反向旋转式涡轮发动机不使用如本文中所公开的偏转器，并且因此主要依赖于由安装到第二环形平台的翼型件产生的推力来生成推力。照此，本公开允许反向旋转式涡轮发动机的提高的效率。
尽管在诸如涡轮发动机110之类的反向旋转式涡轮发动机的方面描述，仍将意识到，本公开能够应用于诸如涡轮发动机10之类的非反向旋转式涡轮发动机。照此，第二环形平台以及因此第二翼型件能够是静止的。在任一种情况下，本公开能够提供另外的益处。这些益处能够包括第一环形平台由于由主空气流路径内的工作空气流产生的切向速度而经历的阻力的减小。成组的偏转器能够对工作空气流的切向速度进行改变方向，以致于工作空气流在其进入副空气流路径时沿与第一环形平台的旋转速度相同的方向。常规涡轮发动机不对退出联接到第一环形平台的成组的翼型件的位于主空气流路径内的工作空气流的切向速度进行改变方向。照此，由于副空气流沿与相反的切向速度相同的方向进入副空气流路径的事实而经历风阻损失。在实施如本文中所描述的偏转器的情况下，通过将沿与切向速度相同的方向的副空气流的部分改变方向成与第一环形平台的旋转速度相同的方向而避免风阻损失。避免风阻损失导致总涡轮发动机效率的提高。
在尚未描述的范围内，能够如期望那样将各种方面的不同的特征和结构彼此组合或替代地使用。未在所有示例中图示的那一个特征不旨在被解释为该特征不能如此图示，而是为了使描述简洁而这么做。因而，能够如期望那样使不同方面的各种特征混合并且匹配，以无论是否明确地描述新方面都形成新方面。本公开涵盖本文中所描述的特征的所有组合或排列。
本书面描述使用示例来描述本文中所描述的本公开的方面(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何技术人员能够实践本公开的方面，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本公开的方面的可专利性范围由权利要求定义，并且能够包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于置换的范围内。
本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：
一种用于涡轮发动机的限定主空气流路径的翼型件组件，该翼型件组件包括：平台；翼型件，其从平台延伸并且延伸到主空气流路径的至少部分中，翼型件具有界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，外壁在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部与尖端之间径向地延伸以限定展向方向，其中根部邻近平台；包括来自主空气流路径的空气的副空气流路径，其由平台的至少部分形成；以及偏转器，其设于平台上且在副空气流路径内。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器在根部与尖端之间径向地延伸，其中根部邻近平台。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器减小副空气流路径在偏转器处的横截面面积的至少一个尺寸，以形成减小的横截面面积。
任何前述条款的翼型件组件，其中副空气流路径在平台入口处的局部横截面面积大于减小的横截面面积。
任何前述条款的翼型件组件，其中副空气流路径在平台入口处的局部横截面面积小于减小的横截面面积。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器形成用于从主空气流路径分支并且进入副空气流路径的由切向速度限定的副空气流的转弯部。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器是斜面。
任何前述条款的翼型件组件，其中斜面具有面向下游的倾斜表面。
任何前述条款的翼型件组件，其中倾斜表面跟随穿过副空气流路径的空气流的流线。
任何前述条款的翼型件组件，其中倾斜表面是线状的。
任何前述条款的翼型件组件，其中倾斜表面为非线状的。
任何前述条款的翼型件组件，其中翼型件是可旋转叶片。
任何前述条款的翼型件组件，其中翼型件为非可旋转导叶。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器包括沿与翼型件的压力侧相同的周向方向对准的压力侧。
一种用于涡轮发动机的限定主空气流路径的翼型件组件，该翼型件组件包括：平台，其具有第一表面和第二表面；翼型件，其从第一表面和第二表面中的一个延伸并且延伸到主空气流路径的至少部分中，翼型件具有界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，外壁在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部与尖端之间径向地延伸以限定展向方向，其中根部邻近第一表面和第二表面中的一个；包括来自主空气流路径的空气的副空气流路径，其由平台的至少部分形成；以及偏转器，其设于副空气流路径内。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器伸入到副空气流路径中。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器至少局部地减小副空气流路径在偏转器处的横截面面积，以限定减小的横截面面积。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器形成用于从主空气流路径分支并且进入副空气流路径的由切向速度限定的副空气流的转弯部。
任何前述条款的翼型件组件，其中偏转器包括沿与翼型件的压力侧相同的周向方向对准的压力侧。
一种操作具有在压缩机区段或涡轮区段中具有上游的成组的翼型件和下游的成组的翼型件的至少一个级的涡轮发动机的方法，该方法包括：使上游的成组的翼型件沿第一旋转方向旋转，以生成以与第一旋转方向相反的切向速度分量离开上游的翼型件的退出空气流；以及在退出空气流到达下游的成组的翼型件之前，使退出空气流的至少部分偏转，以具有与第一旋转方向一致的切向速度分量。
任何前述条款的方法，其中下游的成组的翼型件是静止的。
任何前述条款的方法，其中下游的成组的翼型件沿第二旋转方向旋转。
任何前述条款的方法，其中第二旋转方向与第一旋转方向相反。
任何前述条款的方法，其中沿第一旋转方向的第一旋转速度不同于沿第二旋转方向的第二旋转速度。
任何前述条款的方法，其中第一旋转速度大于第二旋转速度。

Claims (10)

1.一种用于涡轮发动机的限定主空气流路径的翼型件组件，包括：
平台；
翼型件，其从所述平台延伸并且延伸到所述主空气流路径的至少部分中，所述翼型件具有界定内部并且限定压力侧和吸力侧的外壁，所述外壁在前缘与后缘之间延伸以限定弦向方向，并且在根部与尖端之间径向地延伸以限定展向方向，其中所述根部邻近所述平台；
包括来自所述主空气流路径的空气的副空气流路径，其由所述平台的至少部分形成；以及
偏转器，其设于所述平台上且在所述副空气流路径内。
2.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述偏转器在根部与尖端之间径向地延伸，其中所述根部邻近所述平台。
3.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述偏转器减小所述副空气流路径在所述偏转器处的横截面面积的至少一个尺寸，以形成减小的横截面面积。
4.根据权利要求3所述的翼型件组件，其特征在于，所述副空气流路径在平台入口处的局部横截面面积大于所述减小的横截面面积。
5.根据权利要求3所述的翼型件组件，其特征在于，所述副空气流路径在平台入口处的局部横截面面积小于所述减小的横截面面积。
6.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述偏转器形成用于从所述主空气流路径分支并且进入所述副空气流路径的由切向速度限定的副空气流的转弯部。
7.根据权利要求1所述的翼型件组件，其特征在于，所述偏转器是斜面。
8.根据权利要求7所述的翼型件组件，其特征在于，所述斜面具有面向下游的倾斜表面。
9.根据权利要求8所述的翼型件组件，其特征在于，所述倾斜表面跟随穿过所述副空气流路径的空气流的流线。
10. 一种操作具有在压缩机区段或涡轮区段中具有上游的成组的翼型件和下游的成组的翼型件的至少一个级的涡轮发动机的方法，所述方法包括：
使所述上游的成组的翼型件沿第一旋转方向旋转，以生成以与所述第一旋转方向相反的切向速度分量离开所述上游的翼型件的退出空气流；以及
在所述退出空气流到达所述下游的成组的翼型件之前，使所述退出空气流的至少部分偏转，以具有与所述第一旋转方向一致的切向速度分量。
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