CN114060098A - 包括空气制动元件的涡轮叶片及其使用方法 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮叶片，该涡轮叶片包括：翼型部分，翼型部分在前缘和后缘之间延伸；基部，基部定位在翼型部分下方，基部包括定位在翼型部分下方的向外延伸的翼，以及定位在向外延伸的翼和翼型部分之间并从基部向外延伸的空气制动特征，其中，空气制动特征在结构上被构造成干扰穿过涡轮叶片的轴向气流。

Description

包括空气制动元件的涡轮叶片及其使用方法
技术领域
本公开涉及涡轮转子。更具体地，本公开涉及导致涡轮转子中的不平衡的气动力。
背景技术
涡轮发动机用于多种应用。例如，涡轮发动机可用于驱动发电机以产生电力，并且可 用于向运载器(例如飞行器)提供推进力。涡轮发动机通常包括涡轮组件，涡轮组件包括涡轮轴和涡轮叶片，涡轮叶片将流过涡轮发动机的气体的轴向运动转化为涡轮轴的旋转移动。转子组件定位在至少部分地包围涡轮组件的外壳内。然而，外壳和涡轮组件之间的径向未对准会导致通过涡轮发动机的气体的不均匀流动。气体的不均匀流动对涡轮叶片施加不均匀的力并且会引起转子涡动，导致涡轮发动机部件的退化和/或故障。这些不均匀的力有时被称为奥尔福德(Alford)力。
发明内容
因此，需要改进的涡轮发动机，其能够减小和/或消除由于转子组件与外壳的径向未对 准而导致的涡轮叶片上的气体的不均匀流动。本公开的实施例涉及涡轮叶片，该涡轮叶片 包括选择性地暴露于流过涡轮发动机的气体的空气制动(aero-brake)特征。例如，在一些 实施例中，空气制动特征在涡轮叶片最靠近外壳的旋转位置处暴露于轴向气流，部分地干 扰通过涡轮发动机的气流。空气制动特征可在涡轮叶片距外壳最远的旋转位置处定位在定 子平台的内侧。通过选择性地暴露空气制动特征并选择性地干扰轴向气流，空气制动特征 可在离散的旋转位置处引入局部气动损失。局部气动损失可以抵消气体的不均匀流动，从 而减少作用在涡轮叶片上的不均匀力并减少引起转子涡动的可能性。换句话说，通过选择 性地干扰轴向气流，空气制动特征可以在离散的旋转位置处(例如在否则将具有相对高的 轴向速度气流的旋转位置处)降低气流的轴向速度。以此方式，空气制动特征可帮助减小 涡轮叶片上的气体的不均匀流动，从而减小作用在涡轮叶片上的不均匀力。
在一个实施例中，一种涡轮叶片，包括：翼型部分，翼型部分在前缘和后缘之间延伸； 基部，基部定位在翼型部分下方，基部包括定位在翼型部分下方的向外延伸的翼，以及定 位在向外延伸的翼和翼型部分之间并从基部向外延伸的空气制动特征，其中，空气制动特 征在结构上被构造成干扰穿过涡轮叶片的轴向气流。
在另一个实施例中，一种涡轮发动机，包括：外壳；一个或多个定子，一个或多个定子联接到外壳并从外壳向内延伸，一个或多个定子中的每一个限定在轴向方向上延伸的平台；一个或多个涡轮叶片，一个或多个涡轮叶片包括：翼型部分，翼型部分在前缘和后缘 之间延伸；向外延伸的翼，向外延伸的翼从翼型部分向内定位；以及空气制动特征，空气 制动特征定位在向外延伸的翼和翼型部分之间，其中，一个或多个涡轮叶片和外壳在外壳 的第一部分处限定第一叶片间隙，以及在外壳的第二部分处限定第二叶片间隙，第一叶片 间隙大于第二叶片间隙，并且当一个或多个涡轮叶片定位在外壳的第二部分处时，一个或 多个涡轮叶片的空气制动特征定位在一个或多个定子的平台的外侧。
在又一个实施例中，一种用于操作涡轮发动机的方法，该方法包括：使气体通过定子 的平台到达涡轮组件，从而使涡轮组件旋转，其中，涡轮组件包括联接到涡轮轴的一个或 多个涡轮叶片，一个或多个涡轮叶片包括翼型部分和从翼型部分向外延伸的空气制动特征， 其中，空气制动特征在第一旋转位置处从定子的平台向外延伸，并且空气制动特征在不同 于第一旋转位置的第二旋转位置处从定子的平台向内定位。
本公开中公开的技术的附加特征和优点将在随后的详细描述中阐述，并且部分地本领 域技术人员从描述中容易明白或者通过实践如本公开中描述的技术而认识到，包括随后的 详细描述、权利要求以及附图。
附图说明
当结合以下附图阅读时，可以最好地理解本公开的具体实施例的以下详细描述，其中 相似结构用相似附图标记表示，并且其中：
图1示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的涡轮发动机的截面图；
图2示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的包括空气制动特征的 图1的涡轮发动机的涡轮叶片的侧视图；
图3示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图2的空气制动特征 的放大侧视图；
图4示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的空气制动特征的立体 图；
图5A示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图1的涡轮发动机 的截面图，其中涡轮组件与外壳对准；
图5B示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图1的涡轮发动机 的另一截面图，其中涡轮组件偏离外壳；
图6示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图3的涡轮叶片和空 气制动特征在与外壳具有标称间隙的旋转位置处的侧视图；
图7A示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图3的涡轮叶片和 空气制动特征在与外壳具有高间隙的旋转位置处的侧视图；
图7B示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图7A的区域7B的 放大视图；
图8A示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图3的涡轮叶片和 空气制动特征在与外壳具有低间隙的旋转位置处的侧视图；
图8B示意性地描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的图8A的区域8B的 放大视图；
图9A描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的在涡轮叶片和外壳之间的标 称间隙位置处穿过示例涡轮发动机的气体的速度；和
图9B描绘了根据本文示出和描述的一个或多个实施例的在涡轮叶片和外壳之间的减 小间隙位置处穿过示例涡轮发动机的气体的速度。
现在将更详细地参考各种实施例，其一些实施例在附图中示出。只要可能，在整个附 图中将使用相同附图标记来指代相同或相似部件。
具体实施方式
本公开的实施例涉及涡轮叶片，该涡轮叶片包括选择性地暴露于流过涡轮发动机的气 体的空气制动特征。例如，在一些实施例中，空气制动特征在涡轮叶片最靠近外壳的旋转 位置处暴露于轴向气流，部分地干扰通过涡轮发动机的气流。空气制动特征可在涡轮叶片 距外壳最远的旋转位置处定位在定子的内侧。通过选择性地暴露空气制动特征并选择性地 干扰轴向气流，空气制动特征可在离散的旋转位置处引入局部气动损失。局部气动损失可 以抵消气体的不均匀流动，从而减少作用在涡轮叶片上的不均匀力并减少引起转子涡动的 可能性。现在将参考附图描述这些和其他实施例。
现在参考图1，示意性地描绘了涡轮发动机10的截面图。如图1所示，涡轮发动机10限定轴向方向A和径向方向R。在实施例中，涡轮发动机10包括风扇区段14和风扇区段14后方(例如，在轴向方向A上向后)的核心发动机16。
示例性核心发动机16通常包括限定环形入口20的外壳18。在一些实施例中，外壳18 至少部分地包围包括增压器或低压(LP)压缩机22和/或高压(HP)压缩机24的压缩机 区段。在一些实施例中，外壳18进一步至少部分地包围：燃烧器或燃烧区段26；涡轮区 段，其包括高压(HP)涡轮组件100和/或低压(LP)涡轮组件100’；以及喷射排气喷嘴 区段32。在一些实施例中，高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮组件100驱动地连接到HP 压缩机24。在一些实施例中，低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮组件100’驱动地连接到 LP压缩机22。
在图1所示的实施例中，风扇区段14可包括可变螺距风扇38，可变螺距风扇38具有联接到盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40在径向方向R上从盘42向外延 伸。在一些实施例中，借助于风扇叶片40被可操作地联接到合适的致动构件44，每个风 扇叶片40可相对于盘42绕螺距轴线P旋转，该致动构件44被构造成共同地改变风扇叶 片40的螺距。风扇叶片40、盘42和致动构件44通过LP涡轮轴36跨动力齿轮箱46一 起可绕轴向方向A旋转。在一些实施例中，动力齿轮箱46包括用于降低LP涡轮轴36的 转速的多个齿轮。
仍然参考图1的示例性实施例，在一些实施例中，盘42被可旋转的前毂48覆盖，该前毂48在空气动力学上被成型为促进气流通过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段 14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或核心发动机16的至少一部分。 应当理解，外机舱50可以被构造为由多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心发动 机16被支撑。此外，外机舱50的后区段54可在核心发动机16的外部上延伸，以在其间 限定旁路气流通道56。
在涡轮发动机10的操作期间，一定量空气58通过外机舱50和/或风扇区段14的相关 入口60进入涡轮发动机10。当一定量空气58穿过风扇叶片40时，第一部分空气62被引导或导向到旁路气流通道56中，并且第二部分空气64被引导或导向到LP压缩机22中。 第一部分空气62和第二部分空气64之间的比通常称为旁通比。然后，当第二部分空气64 被导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，第二部分空气64的压力增加， 在燃烧区段26中第二部分空气64与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导向通过HP涡轮组件100，在HP涡轮组件100中，来自燃烧气体66 的一部分热能和/或动能经由联接到外壳18的HP定子160和联接到HP涡轮轴34的HP 涡轮转子叶片102的连续级被提取，因此使HP轴或线轴34旋转，从而支持HP压缩机24 的操作。然后，燃烧气体66被导向通过LP涡轮组件100’，在LP涡轮组件100’中，经由 联接到外壳18的LP定子160’和联接到LP涡轮轴36的LP涡轮转子叶片102’的连续级从 燃烧气体66提取第二部分热能和动能，因此使LP轴或线轴36旋转，从而支持LP压缩机 22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被导向通过核心发动机16的喷射排气喷嘴区段32以提供推进推力。 同时，随着第一部分空气62在从涡轮发动机10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被导向通过旁路气流通道56，第一部分空气62的压力显著增加，也提供推进推力。HP涡轮组件100、LP涡轮组件100’和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定用于将燃烧气体66导向通 过核心发动机16的热气路径78。
应当理解，图1中描绘的示例性涡轮风扇涡轮发动机10仅作为示例，并且在其他示例性实施例中，涡轮发动机10可以具有任何其他合适的构造。例如，应当理解，在其他示 例性实施例中，涡轮发动机10可以替代地被构造为任何其他合适的涡轮发动机，例如涡轮 螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、内燃机等。
参考图2，示意性地描绘了涡轮叶片102的侧视图。图2中描绘的涡轮叶片102可以是HP涡轮叶片102(图1)或LP涡轮叶片102’(图1)，并且在本文描述的实施例中， 涡轮发动机10的HP涡轮叶片102(图1)和LP涡轮叶片102’(图1)中的任一个或两者 可以包括参考图2描述和描绘的特征。类似地，在本文描述的实施例中，LP压缩机22(图 1)或HP压缩机24(图1)中的任一个或两者的风扇叶片可包括参考图2描述和描绘的特 征。
在实施例中，涡轮叶片102定位在一个或多个定子160之间。图2中描绘的定子160可以是HP定子160(图1)或LP定子160’(图1)，并且在本文描述的实施例中，涡轮 发动机10的HP定子160(图1)和LP定子160’(图1)中的任一个或两者可以包括参考 图2描述和描绘的特征。在实施例中，定子160联接到外壳18。例如，在一些实施例中， 定子160包括联接到外壳18并从外壳18向内延伸的定子轮叶164。在实施例中，定子160 还包括在轴向方向上延伸的平台162。
涡轮叶片102包括例如在轴向方向A上在前缘106和后缘108之间延伸的翼型部分104。涡轮叶片102还包括定位在翼型部分104下方的基部110。当组装到涡轮发动机10 时，基部110在径向方向R上定位在翼型部分104的内侧。基部110通常包括定位在翼型 部分104下方/内侧的向外延伸的翼。在图3所示的实施例中，基部110包括定位在翼型部 分104下方/内侧的向前延伸的翼112和定位在翼型部分104下方/内侧的向后延伸的翼114， 向前延伸的翼112在轴向方向A上定位在向后延伸的翼114的前方。
参照图2和图3，涡轮叶片102还包括定位在向外延伸的翼和翼型部分104之间的空气制动特征120。例如，在图2所示的实施例中，空气制动特征120在径向方向R上定位 在翼型部分104和向前延伸的翼112之间，并且在径向方向R上定位在翼型部分104和向 后延伸的翼114之间。在实施例中，空气制动特征120在结构上被构造成扰乱穿过涡轮叶 片102的气流，如本文更详细地描述的。虽然在图2和图3所示的实施例中，空气制动特 征120在轴向方向A上定位在翼型部分104的前缘106的前方，但是应当理解这仅是示 例。在一些实施例中，涡轮叶片102可包括空气制动特征120，该空气制动特征120在径 向方向R上定位在翼型部分104和向前延伸的翼112之间和/或翼型部分104和向后延伸 的翼114之间的涡轮叶片102的任何轴向位置处。在一些实施例中，空气制动特征120可 以定位在翼型部分104的后缘108和向后延伸的翼114之间，并且可以在轴向方向A上定 位在后缘108的后方。在一些实施例中，空气制动特征120是涡轮叶片102上的轴向离散 特征。如本文所用，术语“轴向离散”是指空气制动特征120使涡轮叶片102关于在轴向 方向A上将涡轮叶片102二等分的中心线不对称。
在一些实施例中，空气制动特征120限定从涡轮叶片102的基部110向外延伸的空气 制动轴线122。例如，在一些实施例中，空气制动特征120限定从基部110向外延伸的峰124，并且峰124限定空气制动轴线122。在一些实施例中，空气制动轴线122横向于翼型 部分104的前缘106和后缘108中的至少一个定向。例如，在图3和图4所示的实施例中， 空气制动轴线122从基部110向外延伸并从基部110向上延伸。换言之，在图3和图4所 示的实施例中，空气制动轴线122从基部110轴向向外(例如，在轴向方向A上)和径向 向外(例如，在径向方向R上)延伸。
在一些实施例中，空气制动特征120关于空气制动轴线122是不对称的。例如并参考 图4，空气制动特征120的立体图被孤立地示出。在实施例中，空气制动特征120限定前导面126和与前导面126相对定向的后继面128。在一些实施例中，前导面126和后继面 128中的至少一个限定凹入表面，而前导面126和后继面128中的另一个不包括凹入表面。 例如，在图4所示的实施例中，空气制动特征120的前导面126限定凹入表面，而后继面 128不包括凹入表面。然而，在一些实施例中，空气制动特征120关于空气制动轴线122 对称。
在一些实施例中并且如图4所示，空气制动特征120包括一个或多个峰124。例如，在图4所示的实施例中，空气制动特征120限定峰124，峰124形成延伸穿过基部110的 蛇形形状。
在实施例中，空气制动特征120有助于局部干扰穿过涡轮叶片102(图2)的气流。通过局部干扰穿过涡轮叶片102(图2)的气流，可以选择性地引入局部阻力损失，并且局部 阻力损失可以帮助抵消例如作为涡轮与外壳18(图2)未对准的结果的作用在涡轮叶片102 上的不均匀力。
例如，参考图5A，描绘了涡轮发动机10的前截面图。图5A中描绘的前截面图示出了包括HP涡轮轴34和HP涡轮叶片102的HP涡轮组件100的截面图，然而，应当理解， 在本文所述的实施例中，包括LP涡轮轴36和LP涡轮叶片102’的LP涡轮组件100’可以 包括类似的构造。在实施例中，HP涡轮轴34限定涡轮组件轴线140并且外壳18限定在 轴向方向上延伸的外壳轴线142。在图5A描绘的示例中，涡轮组件轴线140与外壳轴线 142对准。例如，图5A描绘了围绕HP涡轮轴34定位的四个示例涡轮叶片102，并且每 个示例涡轮叶片102限定在涡轮叶片102和外壳18之间评估的叶片间隙bc。特别地，如 图5A所示，四个涡轮叶片102限定叶片间隙bc1、bc2、bc3和bc4。因为涡轮组件轴线140 与外壳轴线142对准，所以HP涡轮轴34与外壳18大致同心，并且每个叶片间隙bc1-bc4大致相同。
然而，涡轮组件轴线140可能不与外壳轴线142完美对准，例如，由于制造公差、发动机磨损、不平衡、轴承间隙等。例如并参考图5B，描绘了HP涡轮组件100的另一视图， 其中HP涡轮轴34的涡轮组件轴线140偏离外壳18的外壳轴线142。在图5B描绘的示例 中，与涡轮叶片102具有叶片间隙bc1、bc3和bc4的外壳18的部分处相比，涡轮组件轴线 140在涡轮叶片102具有叶片间隙bc2的外壳18外的部分处被定位成更靠近外壳18。从另 一个角度来看，涡轮组件轴线140偏离外壳轴线142，并且叶片间隙bc1-bc4不相同。在图 5B所示的示例中，bc4>bc1>bc2并且bc4>bc3>bc2。
不受理论的束缚，当气体在轴向方向A上穿过涡轮发动机10时，气体的轴向速度受外壳18与涡轮叶片102和/或HP涡轮轴34之间的间隙的影响，例如由于伯努利(Bernoulli)效应。作为示例，穿过涡轮发动机10的气体可以在带有叶片间隙bc1的涡轮叶片102处具 有速度v1、在带有叶片间隙bc2的涡轮叶片102处具有速度v2、在带有叶片间隙bc3的涡 轮叶片102处具有速度v3，并且在带有叶片间隙bc4的涡轮叶片102处具有速度v4。在图 5B所示的例子中，作为伯努利效应的结果，v2>v1>v4并且v2>v3>v4。
因为穿过涡轮发动机10的气体具有不同的轴向速度v1-v4，所以穿过涡轮发动机10的 气体在涡轮叶片102上施加不同的力。例如，穿过涡轮发动机10的气体可以在具有叶片间隙bc1的涡轮叶片102上施加力f1，在具有叶片间隙bc2的涡轮叶片102上施加力f2，在 具有叶片间隙bc3的涡轮叶片102上施加力f3，并且在具有叶片间隙bc4的涡轮叶片102上 施加力f4。在图5B所示的示例中，作为伯努利效应的结果，f2>f1>f4并且f2>f3>f4。不一致 的力会降级涡轮发动机10的部件和性能，并且会引入转子涡动，这会导致涡轮叶片102的 故障和/或转子不稳定。
参考图5B和图6，描绘了具有叶片间隙bc1或叶片间隙bc3的涡轮叶片102的侧视图。因为定子160联接到外壳18，所以外壳18和涡轮叶片102之间的对准通常在径向方向R 上对应于定子160和涡轮叶片102之间的对准。换言之，每个定子160从外壳18径向向 内延伸，因此，涡轮叶片102相对于定子160的径向位置与涡轮叶片102和外壳18之间 的间隙有关。在实施例中，在涡轮叶片102与外壳18具有相对较高间隙的位置处，涡轮叶 片102的部件可定位在定子160的对应部件的径向内侧。然而，在涡轮叶片102与外壳18 具有相对较低间隙的位置处，涡轮叶片102的部件可定位在定子160的对应部件的径向外 侧。
例如，在涡轮叶片102具有标称叶片间隙(例如，bc1或bc3)的外壳18的部分处，涡轮叶片102的空气制动特征120在径向方向R上与一个或多个定子160的平台162对准或 定位在其内侧。因为空气制动特征120与一个或多个定子160的平台162对准或定位在其 内侧，所以空气制动特征120可对在轴向方向A上通过涡轮发动机10的气流提供最小干 扰或不干扰。
参考图5B、7A和7B，描绘了具有叶片间隙bc4的涡轮叶片102的侧视图。在实施例中，与涡轮叶片102更靠近外壳18并且具有更小的间隙(例如，bc1、bc3)的外壳18的部 分处相比，涡轮叶片102的部分可在涡轮叶片102具有大叶片间隙(例如，bc4)的外壳18 的部分处定位在定子160的对应部分的径向内侧。特别地，在涡轮叶片102具有大叶片间 隙(例如，bc4)的外壳18的部分处，涡轮叶片102的空气制动特征120在径向方向R上 定位在一个或多个定子160的平台162的内侧。由于空气制动特征120定位在一个或多个 定子160的平台162的内侧，因此空气制动特征120可对在轴向方向A上通过涡轮发动机 10的气流提供最小干扰或不干扰。
参考图5B、8A和8B，描绘了具有叶片间隙bc2的涡轮叶片102的侧视图。在实施例中，与涡轮叶片102更远离外壳18并且具有更大的间隙(例如，bc1、bc3、bc4)的外壳18 的部分处相比，涡轮叶片102的部分可在涡轮叶片102具有小叶片间隙(例如，bc2)的外 壳18的部分处定位在定子160的对应部分的径向外侧。特别地，在涡轮叶片102具有小 叶片间隙(例如，bc2)的外壳18的部分处，涡轮叶片102的空气制动特征120在径向方 向R上定位在一个或多个定子160的平台162的外侧。由于空气制动特征120定位在一个 或多个定子160的平台162的外侧，因此空气制动特征120至少部分地干扰在轴向方向A 上通过涡轮发动机10的气流。以此方式，空气制动特征120在涡轮叶片102具有小叶片 间隙(例如，bc2)的位置处从定子160的平台162向外延伸，并且在涡轮叶片102具有较 大叶片间隙(例如，bc1、bc3、bc4)的位置处从定子160的平台向内缩回。
因此，空气制动特征120可在外壳18的具有标称或大叶片间隙(例如，图6、7A)的部分处提供对通过涡轮发动机10的气流的最小干扰或不干扰，同时在外壳18的具有相对小叶片间隙(例如，图8A)的部分处至少部分地干扰通过涡轮发动机10的气流。在涡轮 叶片102具有相对小叶片间隙(例如，bc2，图5B)的外壳18的部分处干扰通过涡轮发动 机10的气流可引入阻力，该阻力至少部分地抵消在涡轮叶片102具有相对小叶片间隙(例 如，bc2，图5B)的外壳18的部分处的气体的增加的速度。通过至少部分地抵消在涡轮叶 片102具有相对小叶片间隙(例如，bc2，图5B)的外壳18的部分处的气体的增加的速度， 作用在涡轮叶片102上的力可以局部减少。这样，由于外壳18和涡轮轴34、36(图5B) 之间的径向未对准而增加的作用在涡轮叶片102上的力可以通过空气制动特征120局部减 小。
参考图1、2、9A和9B，描绘了通过涡轮组件100、100’的气体的轴向速度，示出了选择性暴露空气制动特征120的影响。特别地，图9A和9B描绘了在前缘106处评估的穿过 涡轮叶片102、102’的气体的轴向速度，其中气体的轴向速度描绘为在径向方向上从基部 110向外延伸的涡轮叶片102、102’的百分比跨度的函数。图9A描绘了在涡轮叶片102、 102’和外壳18之间的标称间隙(例如，bc1、bc3，图5B)的位置处穿过涡轮叶片102、102’ 的气体的轴向速度。线1002描绘了包括空气制动特征120的涡轮叶片102、102’的轴向速 度分布，并且线1004描绘了不包括空气制动特征120的涡轮叶片的轴向速度分布。如图 9A所示，由于空气制动特征120与一个或多个定子160的平台162对准或定位在其内侧， 因此空气制动特征120可提供对在轴向方向A上通过涡轮组件100、100’的气流的最小干 扰或不干扰。因此，在涡轮叶片102、102’相对于外壳18具有标称间隙的位置处，与不包 括空气制动特征120的涡轮叶片相比，空气制动特征120对通过涡轮组件100、100’的气 体的轴向速度具有最小的影响。
相比之下，图9B描绘了在涡轮叶片102、102’和外壳18之间的减小间隙(例如，bc2，图5B)的位置处穿过涡轮叶片102、102’的气体的轴向速度。特别地，图9B描绘了穿过涡 轮叶片102、102’的轴向速度分布，该涡轮叶片102、102’具有比图9A中描绘的涡轮叶片 102、102’小约0.381毫米的间隙。线1006描绘了包括空气制动特征120的涡轮叶片102、 102’的轴向速度分布，并且线1008描绘了不包括空气制动特征120的涡轮叶片的轴向速度 分布。如图9B所示，由于空气制动特征120暴露并定位在一个或多个定子160的平台162 的外侧，因此空气制动特征120可能会扰乱在轴向方向A上在基部110附近通过涡轮组件 100、100’的气流。因此，与不包括空气制动特征120的涡轮叶片相比，空气制动特征120 可以局部地减小在具有涡轮叶片102、102’和外壳之间的减小间隙(例如，bc2，图5B)的 位置处穿过涡轮组件100、100’的气体的轴向速度。通过局部减小穿过涡轮组件100、100’ 的气体的轴向速度，空气制动特征可以减小由于伯努利效应导致的穿过涡轮组件100、100’ 的气体的增加的轴向速度的影响。
因此，现在应该理解，本公开的实施例涉及涡轮叶片，该涡轮叶片包括选择性地暴露 于流过涡轮发动机的气体的空气制动特征。例如，在一些实施例中，空气制动特征在涡轮 叶片最靠近外壳的旋转位置处暴露于轴向气流，部分地干扰通过涡轮发动机的气流。空气 制动特征可在涡轮叶片最远离外壳的旋转位置处从定子平台向内定位。通过选择性地暴露 空气制动特征并选择性地干扰轴向气流，空气制动特征可在离散的旋转位置处引入局部气 动损失。局部气动损失可以抵消气体的不均匀流动，从而减小作用在涡轮叶片上的不均匀 力并减少引起转子涡动的可能性。
本实施例的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种涡轮叶片，包括：翼型部分，所述翼型部分在前缘和后缘之间延伸；基部，所述基部定位在所述翼型部分下方，所述基部包括定位在所述翼型部分下方的向外延伸的翼， 以及定位在所述向外延伸的翼和所述翼型部分之间并从所述基部向外延伸的离散的空气 制动特征，其中，所述空气制动特征在结构上被构造成干扰穿过所述涡轮叶片的轴向气流。
2.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述空气制动特征限定从所述基部向外 延伸的空气制动轴线，并且其中，所述空气制动特征关于所述空气制动轴线不对称。
3.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述空气制动特征限定从所述基部向外 延伸的峰，其中，所述峰限定横向于所述翼型部分的所述前缘和所述后缘中的至少一个而 定向的空气制动轴线。
4.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述空气制动轴线从所述基部向外延伸 并从所述基部向上延伸。
5.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述空气制动特征限定前导面和与所述 前导面相对定向的后继面，其中，所述前导面和所述后继面中的至少一个限定凹入表面。
6.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述前导面包括所述凹入表面。
7.根据任何前述条项所述的涡轮叶片，其中，所述空气制动特征限定一个或多个峰， 所述一个或多个峰限定延伸穿过所述基部的蛇形形状。
8.一种涡轮发动机，包括：外壳；一个或多个定子，所述一个或多个定子联接到所述 外壳并从所述外壳向内延伸，所述一个或多个定子中的每一个限定在轴向方向上延伸的平 台；一个或多个涡轮叶片，所述一个或多个涡轮叶片包括：翼型部分，所述翼型部分在前 缘和后缘之间延伸；向外延伸的翼，所述向外延伸的翼从所述翼型部分向内定位；以及空 气制动特征，所述空气制动特征定位在所述向外延伸的翼和所述翼型部分之间，其中，所 述一个或多个涡轮叶片和所述外壳在所述外壳的第一部分处限定第一叶片间隙，以及在所 述外壳的第二部分处限定第二叶片间隙，所述第一叶片间隙大于所述第二叶片间隙，并且 当所述一个或多个涡轮叶片定位在所述外壳的所述第二部分处时，所述一个或多个涡轮叶 片的所述空气制动特征定位在所述一个或多个定子的所述平台的外侧。
9.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，当所述一个或多个涡轮叶片定位在所 述外壳的所述第一部分处时，所述一个或多个涡轮叶片的所述空气制动特征定位在所述一 个或多个定子的所述平台的内侧。
10.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述空气制动特征在结构上被构造成 干扰穿过所述一个或多个涡轮叶片的气流。
11.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，进一步包括涡轮组件，所述涡轮组件包括在 所述轴向方向上延伸并限定涡轮组件轴线的涡轮轴，其中，所述一个或多个涡轮叶片联接 到所述涡轮轴。
12.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述涡轮组件轴线定位成与所述外壳 的所述第一部分相比，更靠近所述外壳的所述第二部分。
13.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述空气制动特征限定从所述一个或 多个涡轮叶片向外延伸的空气制动轴线，并且其中，所述空气制动特征关于所述空气制动 轴线不对称。
14.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述空气制动轴线从所述一个或多个 涡轮叶片轴向且径向向外延伸。
15.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述空气制动特征限定前导面和与所 述前导面相对定向的后继面，其中，所述前导面和所述后继面中的至少一个限定凹入表面。
16.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述前导面包括所述凹入表面。
17.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述空气制动特征限定一个或多个峰， 所述一个或多个峰限定延伸穿过所述一个或多个涡轮叶片的蛇形形状。
18.一种操作涡轮发动机的方法，所述方法包括使气体通过定子的平台到达涡轮组件， 从而使所述涡轮组件旋转，其中，所述涡轮组件包括联接到涡轮轴的一个或多个涡轮叶片， 所述一个或多个涡轮叶片包括翼型部分和从所述翼型部分向外延伸的空气制动特征，其中， 所述空气制动特征在第一旋转位置处从所述定子的所述平台向外延伸，并且所述空气制动 特征在不同于所述第一旋转位置的第二旋转位置处从所述定子的所述平台向内定位。
19.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括在所述第一旋转位置处利用所述空气 制动特征来干扰气体的流动。
20.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述一个或多个涡轮叶片被定位成在所述第 一旋转位置处更靠近所述涡轮发动机的外壳。
已经通过参考具体实施例详细描述了本公开的主题，应当注意，即使在本描述随附的 每个附图中示出了特定元件的情况下，本公开中描述的各种细节不应被视为暗示这些细节 涉及作为本公开中描述的各种实施例的基本部件的元件。相反，所附权利要求应被视为本 公开的广度和本公开中描述的各种实施例的对应范围的唯一表示。此外，对于本领域技术 人员来说显而易见的是，在不脱离所要求保护的主题的精神和范围的情况下，可以对所描 述的实施例进行各种修改和变化。因此，本说明书旨在涵盖各种所描述的实施例的修改和 变化，前提是这些修改和变化落入所附权利要求及其等同物的范围内。
应注意，本文中以特定方式“在结构上被构造”以体现特定性质或以特定方式起作用 的本公开的部件的叙述是结构叙述，与预期用途的叙述相对。更具体地，本文对部件“在结构上被构造”的方式的引用表示部件的现有物理条件，并且因此被视为对部件结构特性的明确叙述。
应注意，诸如“优选地”、“通常”和“典型地”的术语在本文中使用时并不用于限 制所要求保护的发明的范围或暗示某些特征对要求保护的发明的结构或功能是关键的、必不可少的，或甚至重要的。相反，这些术语仅旨在标识本公开的实施例的特定方面或强调在本公开的特定实施例中可能使用或可能不使用的替代或附加特征。
为了描述和限定本发明的目的，应注意，术语“基本上”和“大约”在本文中用于表示可归因于任何定量比较、值、测量或其他表示的不确定性的固有程度。术语“基本上” 和“大约”在本文中也用于表示定量表示可能与所述参考不同而不会导致所讨论主题的基 本功能发生变化的程度。
应注意，以下权利要求中的一项或多项使用术语“其中”作为过渡短语。为了限定本 发明，需要注意的是，该术语在权利要求中作为开放式过渡短语引入，用于引入对结构的 一系列特性的叙述，并应以相似方式解释为更常用的开放式序言术语“包括”。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片，其特征在于，包括：
翼型部分，所述翼型部分在前缘和后缘之间延伸；
基部，所述基部定位在所述翼型部分下方，所述基部包括：
向外延伸的翼，所述向外延伸的翼定位在所述翼型部分下方；以及
轴向离散的空气制动特征，所述轴向离散的空气制动特征定位在所述向外延伸的翼和所述翼型部分之间并从所述基部向外延伸，其中，所述轴向离散的空气制动特征在结构上被构造成干扰穿过所述涡轮叶片的轴向气流。
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述轴向离散的空气制动特征限定从所述基部向外延伸的空气制动轴线，并且其中，所述轴向离散的空气制动特征关于所述空气制动轴线不对称。
3.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述轴向离散的空气制动特征限定从所述基部向外延伸的峰，其中，所述峰限定横向于所述翼型部分的所述前缘和所述后缘中的至少一个而定向的空气制动轴线。
4.根据权利要求3所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述空气制动轴线从所述基部向外延伸并从所述基部向上延伸。
5.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述轴向离散的空气制动特征限定前导面和与所述前导面相对定向的后继面，其中，所述前导面和所述后继面中的至少一个限定凹入表面。
6.根据权利要求5所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述前导面包括所述凹入表面。
7.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，其中，所述轴向离散的空气制动特征限定一个或多个峰，所述一个或多个峰限定延伸穿过所述基部的蛇形形状。
8.一种涡轮发动机，其特征在于，包括：
外壳；
一个或多个定子，所述一个或多个定子联接到所述外壳并从所述外壳向内延伸，所述一个或多个定子中的每一个限定在轴向方向上延伸的平台；
一个或多个涡轮叶片，所述一个或多个涡轮叶片包括：
翼型部分，所述翼型部分在前缘和后缘之间延伸；
向外延伸的翼，所述向外延伸的翼从所述翼型部分向内定位；和
空气制动特征，所述空气制动特征定位在所述向外延伸的翼和所述翼型部分之间；其中：
所述一个或多个涡轮叶片和所述外壳在所述外壳的第一部分处限定第一叶片间隙，以及在所述外壳的第二部分处限定第二叶片间隙；
所述第一叶片间隙大于所述第二叶片间隙；并且
当所述一个或多个涡轮叶片定位在所述外壳的所述第二部分处时，所述一个或多个涡轮叶片的所述空气制动特征定位在所述一个或多个定子的所述平台的外侧。
9.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于，其中，当所述一个或多个涡轮叶片定位在所述外壳的所述第一部分处时，所述一个或多个涡轮叶片的所述空气制动特征定位在所述一个或多个定子的所述平台的内侧。
10.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于，其中，所述空气制动特征在结构上被构造成干扰穿过所述一个或多个涡轮叶片的气流。
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Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2586974A2 (en) * 2011-10-26 2013-05-01 General Electric Company Turbine bucket with platform leading edge scallop for performance and secondary flow, corresponding turbine wheel and method of controlling secondary purge air flow
CN103216277A (zh) * 2012-01-24 2013-07-24 通用电气公司 可翻新的级间成角密封件
US20140147250A1 (en) * 2012-11-29 2014-05-29 Ching-Pang Lee Turbine blade angel wing with pumping features
US20170226884A1 (en) * 2016-02-10 2017-08-10 General Electric Company Gas turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
US20190063235A1 (en) * 2017-08-23 2019-02-28 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Turbine blade, turbine, and gas turbine having the same
CN110300838A (zh) * 2017-02-16 2019-10-01 通用电气公司 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN110366631A (zh) * 2017-03-09 2019-10-22 通用电气公司 包含分流器的涡轮翼型件布置

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2119027A (en) * 1982-04-24 1983-11-09 Rolls Royce Turbine assembly for a gas turbine engine
US7195454B2 (en) * 2004-12-02 2007-03-27 General Electric Company Bullnose step turbine nozzle
US7244104B2 (en) * 2005-05-31 2007-07-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine
US7465152B2 (en) 2005-09-16 2008-12-16 General Electric Company Angel wing seals for turbine blades and methods for selecting stator, rotor and wing seal profiles
GB0808206D0 (en) 2008-05-07 2008-06-11 Rolls Royce Plc A blade arrangement
US8083475B2 (en) * 2009-01-13 2011-12-27 General Electric Company Turbine bucket angel wing compression seal
US8647064B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 General Electric Company Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly
US8721291B2 (en) 2011-07-12 2014-05-13 Siemens Energy, Inc. Flow directing member for gas turbine engine
US8967973B2 (en) * 2011-10-26 2015-03-03 General Electric Company Turbine bucket platform shaping for gas temperature control and related method
US9598967B2 (en) * 2012-12-18 2017-03-21 United Technologies Corporation Airfoil member and composite platform having contoured endwall
US9039357B2 (en) * 2013-01-23 2015-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine
EP2759675A1 (en) * 2013-01-28 2014-07-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal
ES2925599T3 (es) 2013-04-09 2022-10-18 MTU Aero Engines AG Cascada de álabes para una turbomáquina y método de fabricación asociado
US10619484B2 (en) * 2015-01-22 2020-04-14 General Electric Company Turbine bucket cooling
US10815808B2 (en) * 2015-01-22 2020-10-27 General Electric Company Turbine bucket cooling
US10590774B2 (en) * 2015-01-22 2020-03-17 General Electric Company Turbine bucket for control of wheelspace purge air
US10544695B2 (en) * 2015-01-22 2020-01-28 General Electric Company Turbine bucket for control of wheelspace purge air
US10030523B2 (en) 2015-02-13 2018-07-24 United Technologies Corporation Article having cooling passage with undulating profile
US20160258295A1 (en) * 2015-03-02 2016-09-08 General Electric Company Turbine bucket platform for controlling incursion losses
FR3034129B1 (fr) 2015-03-27 2019-05-17 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbine a conception amelioree pour turbomachine d'aeronef
US9631509B1 (en) * 2015-11-20 2017-04-25 Siemens Energy, Inc. Rim seal arrangement having pumping feature
JP6745233B2 (ja) * 2017-02-28 2020-08-26 三菱重工業株式会社 タービン及びガスタービン
DE102018206601A1 (de) * 2018-04-27 2019-10-31 MTU Aero Engines AG Schaufel, Schaufelsegment und Baugruppe für eine Turbomaschine und Turbomaschine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2586974A2 (en) * 2011-10-26 2013-05-01 General Electric Company Turbine bucket with platform leading edge scallop for performance and secondary flow, corresponding turbine wheel and method of controlling secondary purge air flow
CN103216277A (zh) * 2012-01-24 2013-07-24 通用电气公司 可翻新的级间成角密封件
US20140147250A1 (en) * 2012-11-29 2014-05-29 Ching-Pang Lee Turbine blade angel wing with pumping features
US20170226884A1 (en) * 2016-02-10 2017-08-10 General Electric Company Gas turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
CN110300838A (zh) * 2017-02-16 2019-10-01 通用电气公司 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN110366631A (zh) * 2017-03-09 2019-10-22 通用电气公司 包含分流器的涡轮翼型件布置
US20190063235A1 (en) * 2017-08-23 2019-02-28 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Turbine blade, turbine, and gas turbine having the same

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