CN115066558A

CN115066558A - 压缩机叶片

Info

Publication number: CN115066558A
Application number: CN202180013518.7A
Authority: CN
Inventors: 汉斯·莫滕松; 拉尔斯·艾尔布兰特
Original assignee: GKN Aerospace Sweden AB
Current assignee: GKN Aerospace Sweden AB
Priority date: 2020-02-11
Filing date: 2021-02-11
Publication date: 2022-09-16
Also published as: GB202001831D0; EP4103846A1; US20230051249A1; GB2592009B; GB2592009A; WO2021160762A1

Abstract

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片。具体地说，根据在多个平面中的空气动力稳定性和燃料经济性两者的预定要求，修改所述压缩机的叶片。

Description

压缩机叶片

技术领域

本发明涉及一种改进的压缩机叶片布置结构。具体地说，但并非排它性地是，本发明涉及一种用于低压压缩机(LPC)和/或高压压缩机(HPC)中的压缩机叶片。

背景技术

典型的燃气涡轮发动机包括一对压缩机，即第一上游低压压缩机和第二下游高压压缩机。这对压缩机对进入发动机的空气进行两级压缩，然后经压缩的气体被输送到燃烧器中，在燃烧器中引入燃料并且点燃混合物。燃气涡轮发动机的操作对于本领域技术人员来说是众所周知的。

对压缩机叶片的两个关键性能要求是在一个操作点(通常是发动机的巡航速度)处的高效率和在发动机的整个工作速度上的高稳定性。高效率是满足发动机比燃料消耗目标的关键，而高稳定性则是确保在各种飞行条件下安全操作的需要。这两个要求通常是明显冲突的，这意味着设计者需要牺牲效率以获得压缩机内部足够的稳定性(稳定性意味着气流和振动稳定性)。实际上，在确保发动机在所有发动机速度下的安全操作与实现最佳可能的燃料经济性之间做出了折衷。

燃气涡轮发动机操作和设计的一个问题是发动机以非常不同的速度操作。例如，在滑行或等待起飞时，发动机将以相对较低的速度操作，即压缩机的部分将以亚声速(远小于450ms^-1)运转。相反，在爬升或巡航期间，发动机速度明显更高，即压缩机的部分将以接近超音速(以或接近450ms^-1)的速度运转。

在压缩机叶片设计中实现折衷还经常需要对发动机进行其它修改。例如，叶片形状被设计用以满足效率目标，同时通过引入诸如可变导向静叶和放气等技术获得高稳定性。这些技术允许防止空气在低速下进入压缩机，以防止例如发动机失速。这些技术还允许构建出维持稳定性和实现接受的燃料消耗水平的发动机。

然而，尽管有效地允许发动机设计，但这两种技术都增加了发动机的重量和复杂性，这继而增加了产品成本并且增加了燃料消耗。

本发明的发明人已经建立了一种令人惊讶的压缩机叶片设计的替代方案，该方案允许同时实现效率和稳定性，并且进一步提供了在燃气涡轮发动机中省去可变导向静叶和放气布置结构的可能性。这可以显著改进发动机的维护计划。

发明内容

本文公开的发明方面在所附的权利要求书中阐述。

从本文描述的本发明的第一方面来看，提供了一种压缩机叶片，其用于压缩机，该压缩机包括多个叶片，每个叶片从中心毂径向延伸并且包括处在叶片的一侧上的压力表面和处在叶片相对侧上的吸力表面，其中压力表面和吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中叶片的压力表面和吸力表面的后缘由第三后缘表面联结。

本文描述的发明提供了一种压缩机叶片形状的新颖方案。策略是在设计点上以获得高效率为基础设计叶片的吸力侧，同时以获得高稳定性空气动力学为基础设计叶片的压力侧。这两个参数在叶片设计中同时实施，这在叶片设计中是违反直觉的。

在常规的叶片设计中，设计者必须选择一种折衷的叶片构造，这种构造要么在效率方面折衷，要么在叶片稳定性方面折衷，要么在两个方面都折衷。设计者已经在这些约束条件下实现了能够操作的叶片，但具有同时并且独立优化的完全优化叶片设计以前是不可能的。

本发明的发明人创造了一种违反直觉的并且固有的不同的叶片构造。根据这种同时独立优化叶片性能的策略，叶片的后缘，即在叶片的“下游”端连接压力表面的后缘和吸力表面的后缘的后缘表面变得比常规叶片更厚。这种较厚的叶片本来是不期望的，因为它会由于自后缘的涡流脱落而引入额外损失。

然而，根据本文描述的发明，发明人维持了较厚的后缘表面，并且克服了涡流产生的问题。具体地说，双优化叶片包括修改的后缘，在一个布置结构中，该后缘被成形为正弦图案，该正弦图案有利地控制所述脱落并且因此最小化损失。

实际上，压力表面是叶片旋转时“首先”面对流动的表面，而吸力表面是“面向后的”的表面。

因此，可以实现在巡航和其它操作条件下针对稳定性和效率都完全优化的叶片。

第三后缘表面是限定叶片的尾表面的表面。在常规的叶片中，吸力表面和压力表面的后缘是异型的或锥形的，以一起限定供两个表面会合的单个平滑表面。

根据本文描述的发明，第三后缘表面不是单条线或单个边缘，而是其本身具有在叶片毂到叶片的尖端之间并且从压力表面后缘到吸力表面后缘之间限定的边界的表面。

有利的是，压力表面和吸力表面的叶片轮廓可以在无折衷的情况下针对发动机的整体性能进行优化。因此，叶片的压力表面的表面轮廓可以根据在使用中提供预定空气动力稳定性的预定轮廓来成形。另外，同时，叶片的吸力表面的表面轮廓可以根据在使用中提供预定燃料效率的预定轮廓来成形。因此，可以在无折衷的情况下容纳这两种期望的轮廓。

为了清楚起见，如上文所提到的，压力表面总是在叶片旋转时“首先”面对流动的表面，而吸力表面是“面向后”的表面。

从前缘到吸力表面后缘测量得到的吸力表面的长度可以大于从前缘到压力表面后缘测量得到的压力表面的长度。这允许一个表面相对于另一个表面的更大曲率，并且允许独立地优化两个表面。

第三后缘表面可以具有在吸入侧的后缘与压力侧的后缘之间在周向方向上测量得到的均匀厚度。在这样的布置结构中，在周向方向测量得到的第三后表面(叶片的尾表面)的宽度沿叶片的径向范围大体上是恒定的。

压力表面的前缘可以与吸力表面的前缘平滑相交，以限定叶片的平滑弯曲的前缘表面。因此，撞击在叶片上的空气在叶片的两侧被平滑地分开，并且朝向吸力表面和压力表面的两个后缘。

从平滑的前缘延伸的压力表面可以有利地是具有曲率，以使空气在第一方向上离开压力表面后缘；并且从平滑的前缘延伸的吸力表面可以具有曲率，以使空气在第二方向上离开吸力表面后缘。实际上，离开叶片后部的空气可以包括两个不同的气流；由于压力表面和吸力表面的曲率，每个气流具有略有不同的方向。

如上文所描述，每个表面的曲率根据不同并且独立的操作要求来选择，这导致来自叶片的尾表面或后表面的气流的两个独立方向。

方向上的差异将取决于压力表面和吸力表面的必要气流曲率的差异，但可以根据发动机的操作特性以预定的角度分开。

有利地是，当沿叶片半径测量时，叶片的第三后缘表面的一部分在第一周向方向与第二相反周向方向之间交替。实际上，提供了第三后表面的蛇形轮廓。具体地说，与具有两个直的侧不同，第三表面的每侧从毂或靠近毂并且到叶片的尖端或靠近叶片的尖端左右波状起伏。

在一个示例中，当沿叶片半径测量时，第三后缘表面的一部分可以具有正弦轮廓。如本文所描述，正弦轮廓可根据在特定频率下脱落涡流所需的设计要求而具有预定的振幅和频率。

波状起伏或正弦形状可以沿叶片从毂到尖端是均匀的。替代地是且有利地是，第三后缘轮廓可以包括：

(i)从毂径向延伸的第一基本直的部分；以及

(ii)第二交替部分，其从第一部分和第二部分的相交处向叶片的尖端延伸。

因此，第三后表面可以被分为多个区，这些区具有从叶片的更靠近毂的部分到叶片的更靠近尖端的部分变化的不同的表面轮廓或几何形状。

第三表面的轮廓变化的位置可以根据设计要求进行选择。例如，第一部分和第二部分的相交处可以在从叶片的毂测量得到的预定半径处。

具体地是，预定半径可以对应于如下这样的半径，在该半径处，当压缩机在其正常巡航条件下操作时，叶片的前缘处的气流速度超过大约马赫1。术语“巡航”旨在指航空器在正常巡航速度和高度时发动机的操作状态。在此半径以上应用本发明的原因是，当进入流为超音速时，平衡巡航和部分速度操作点的设计挑战最大。实际上，在叶片上的进入气流超过马赫1(巡航时)的位置处开始叶片的波状起伏是有益的。

如上文所描述，轮廓的波状起伏可以基于发动机的预期操作条件来确定，并且可以用工业标准流体力学和有限元分析设备来确定。这将允许确定正弦或波状起伏轮廓的振幅和频率，以优化涡流阻尼效应。

在一个示例中，从沿着叶片径向向外经过的基准线测量，正弦形状的波状起伏轮廓在振幅上可以是均匀的。在另一示例中，从沿着叶片径向向外经过的基准线测量，波状起伏轮廓的振幅可以是不均匀的。

例如，沿叶片径向向外测量，波状起伏的频率可以是均匀的，或者沿叶片径向向外测量，波状起伏的频率可以是不均匀的。

在一个示例中，第三后缘的表面可以基本上是平坦的或平面的。在另一种布置结构中，表面可以全部或部分是凸形的和/或凹形的，以引起自该表面的三维涡流脱落和阻尼。

从另一方面来看，提供了一种制造如本文所描述的压缩机叶片的方法。

从本文描述的本发明的另一方面来看，提供了一种压缩机叶片，其用于压缩机，该压缩机包括多个叶片，每个叶片从中心毂径向延伸并且包括处在叶片的一侧上的压力表面和处在叶片的相对侧上的吸力表面，其中压力表面和吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中压力表面和吸力表面的后缘相交，以形成单个后缘，并且其中相交后缘的一部分具有沿叶片径向延伸的周向振荡轮廓。

从另一方面来看，提供了一种包括压缩机的燃气涡轮发动机，所述压缩机包括根据本文的公开的压缩机叶片。从另一方面来看，提供了一种包括一个或多个发动机的航空器，该发动机结合有本文所描述的叶片。

从另一方面来看，提供了一种制造叶片的方法，该叶片用于压缩机，该压缩机具有多个叶片，其中每个叶片被布置成从中心毂径向延伸，并且包括处在叶片的一侧上的压力表面和处在叶片的相对侧上的吸力表面，其中压力表面和吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中叶片的压力表面和吸力表面的后缘由第三后缘表面联结。

该制造方法可以使用常规的加工技术来实施，例如计算机数控加工中心，其可以加工复杂的三维形状，如叶片轮廓。

替代地是，叶片可以使用增材制造技术制造。

可以使用各种增材制造技术来产生轮廓并且应用本发明的表面修改。事实上，这些几何形状使得增材制造特别合适，因为可以产生复杂的内部几何形状和表面光洁度，而不需要通过研磨或抛光工具来获得。

术语增材制造旨在指一种技术，在这种技术中，叶片被逐层产生，直到完整的叶片或毂和叶片结构形成。

可方便使用的增材制造技术的示例包括粉末床技术，如电子束焊接、选择性激光熔化、选择性激光烧结或直接金属激光烧结。替代技术可以包括送丝工艺，例如电子束成形。

本发明的方面扩展到使用增材制造来形成本文所描述的结构的方法。

附图说明

现在将参照附图仅以举例说明的方式描述本发明的方面，在附图中：

图1示出了结合有根据本发明的压缩机的燃气涡轮发动机的剖视图；

图2示出了单个压缩机叶片的示意图；

图3示出了径向向内观察的压缩机叶片的两种构造；

图4示出了结合有优化的压力表面和吸力表面的压缩机叶片的尖端部分；

图5说明了如本文所描述的修改的压缩机叶片的涡流产生和脱落；

图6A至图6C示出了常规压缩机叶片和如本文所描述的修改的压缩机叶片的两个示例布置结构；

图7示出了在压缩机的轴向方向上观察的根据本文所描述的发明的压缩机叶片的替代性后缘轮廓；

图8示出了在压缩机的周向方向上观察的根据本文所描述的发明的压缩机叶片的替代性后缘轮廓；

图9A和图9B示出了管道的轮廓的透视图，图示了管道的几何形状；以及

图10A和图10B显示了示例混合功能，这些功能可用于将一个高效率的叶片与一个高稳定性的叶片组合起来。

虽然本教导易于具有各种修改和替代性形式，但是其具体实施例已经在附图中以举例说明的方式示出，并且将在本文中详细描述。然而，应当理解的是，附图和其详细描述并不意图将范围限制于所公开的特定形式，相反，范围将涵盖落入所附权利要求书所限定的精神和范围内的所有修改、等同例和替代性方案。

如在本说明书中所使用的，词语“包括”、“包含”以及类似的词语不应以排它性或穷尽性的意义来解释。换言之，它们旨在表示“包括但不限于”。

将认识到的是，本文描述的本发明各方面的特征可以方便地并且可互换地以任何合适的组合使用。还将认识到的是，本发明不仅涵盖个别实施例，而且涵盖在此讨论的实施例的组合。

具体实施方式

图1示出了燃气涡轮发动机1的剖视图，该燃气涡轮发动机1可以结合有如下文详细描述的根据本发明的压缩机叶片。

技术人员将理解燃气涡轮发动机的主要部件及其操作。总之，发动机1包括进气口2，该进气口2允许空气流入发动机到位于发动机上游端的风扇3。所有部件都容纳在发动机机舱4内。

该发动机包括风扇下游的旁路通道和包含压缩机、燃烧器和涡轮的中央发动机核心。发动机的核心由第一低压压缩机(LPC)5和第二高压压缩机(HPC)6构成。这种多级压缩机布置结构从周围压力和温度中吸收空气，并且将空气压缩到高温和高压。然后，经压缩的空气被输送到燃烧室7，在燃烧室7中燃料被喷射并且发生燃烧。

燃烧气体从燃烧室7的后部排出，并且首先撞击高压涡轮9，然后撞击第二低压涡轮10，之后通过核心喷嘴11离开发动机的后部。来自发动机的推力由两个气流产生：第一个气流来自风扇喷嘴8(接收来自风扇的推力)，第二个气流来自核心喷嘴11的废气。

本发明涉及既存在于低压压缩机5中也存在于高压压缩机6中的叶片。

每个压缩机包括一系列压缩机叶片行，每个系列通过毂联接到中心轴。通过调整接连的叶片的间距，可以提高沿压缩机的压缩比。正如精通压缩机设计的人所理解的那样。

图2是位于毂13上的单个压缩机叶片12的夸张示意图。每个叶片包括前缘14和后缘15。仅示出了单个叶片，但应理解的是，每个毂13包括多个周向定位并且径向延伸的叶片。

毂在箭头16所示的方向上旋转，并且空气撞击前缘14并且沿着压力表面17被引导朝向后缘15(叶片的相对侧称为叶片的吸力表面)。气流如箭头系列18所示。

当毂和叶片旋转时，每个叶片的远端19在围绕毂的周向路径中(并且在未示出的压缩机壳内)因此也旋转。叶片的尖端可以在亚超音速直到超音速或接近超音速的速度之间移动，这被称为跨音速。可以认识到，虽然叶片的每分钟转数(RPM)沿叶片的径向长度是均匀的，但瞬时切向旋转速度随着距离以最高旋转速度运转的叶片的尖端半径的增加而增加。

正如上面所讨论的，图2所示的示意图在叶片曲率方面被高度夸大了。事实上，叶片看起来几乎是直的。

叶片常规地是直的原因是，这种形状在高速时提供了最大的效率，因此在巡航期间提供最大的燃料经济性。这导致了优选的直叶片。相反，空气动力学稳定性的最佳设计是更弯曲的形状，特别是向后缘更弯曲的形状。这导致了优选的弯曲叶片。

通常，设计者必须在直形状与弯曲形状之间折衷并且选择合适的位置，以优化飞行期间的发动机操作。

然而，如本文所描述，本发明的发明人创造了一种构造，该构造受益于这两种布置结构，同时继续高效地操作。

这参考图3说明。

图3示出了当径向向内，即在图2中参考A所示的方向上观察叶片时的两个压缩机轮廓。

虚线轮廓指示高效率叶片轮廓，实线指示高空气动力学稳定性的叶片轮廓。如图所示，巡航的最佳设计是从毂向外延伸的大体上直的轮廓。如箭头B所示，用于稳定性的最佳设计是更弯曲的。在稳定性优化轮廓中，叶片C的从前缘14延伸到后缘15的部段基本上是直的，并且后缘轮廓是弯曲的，如图3中实线叶片的直且弯曲的轮廓所示。

如上文所讨论，发明人已经确定，可以将这两种轮廓组合以同时实现高稳定性和高效率两者的优点。这在图4中示出。

图4示出了混合压缩机叶片设计，其具有修改的尖端或后缘。具体地说，根据稳定性和效率的最佳轮廓来修改压力侧17和吸力侧20两者。

这是通过允许吸力侧轮廓遵循根据图3(虚线)所示轮廓的最佳形状来实现的。同时，叶片的相对压力侧设有根据最佳稳定性轮廓弯曲的轮廓(对应于图3所示的实线)。

这种构造已经被发现提供了一种优化的叶片设计，其能够在从滑行到巡航的广泛发动机速度范围内操作，并且提供改进的燃料效率。

此外，由于可以考虑空气动力学限制而不必因为效率要求而进行折衷，所以压缩机可以适合于以较低的速度操作而不会失速，并且这随后可以消除在过渡管道或压缩机入口内对放气阀的需要。这可以大大降低发动机核心的复杂性和重量，并且具有许多相关联的优点。

然而，也如图4所示，叶片后缘的轮廓不能具有压力侧和吸力侧的常规的尖锐或会聚的轮廓。相反，由于压力侧和吸力侧的不同轮廓，较厚的部分21用作叶片的远侧后缘。

图4说明了混合叶片表面如何终止在叶片的后缘处。实际上，在限定吸力表面的后缘的边缘与限定压力表面的后缘的边缘之间延伸的表面限定第三后缘表面或尖端21。如图所示，作为这两个轮廓的结果，形成较厚的尖端21。这个尖端形成了叶片的(第三)后缘。后缘表面从毂径向延伸到每个叶片的最远侧部分，并且在压力表面的后缘与吸力表面的后缘之间周向延伸。这个后缘轮廓在下面进一步描述。

为每个压缩机叶片提供针对空气动力学稳定性优化的压力表面和针对效率优化的吸力表面，提供了许多技术优势，包括、但不限于：

-不需要放气系统的可能性；

-不需要复杂可变静叶的可能性；

-燃料效率的改进

-可靠性改进，维护更简单；以及

-简化制造。

然而，发明人还确定，虽然混合叶片可以提供许多技术优势，但如图4所示的后缘的所得构造可能以涡流的形式产生有害的空气动力学效应。

图5示出了本文所描述的本发明的混合叶片的第一实施例。

参考图5，可以看到叶片上的气流。如上文所描述，后缘S_t的表面必须在吸力表面A的端部到压力表面B的端部之间延伸。这就产生了非常规的较厚的后缘表面S_t。

发明人已经确定，离开叶片后缘的高速空气产生涡流22，如图5所示。

后缘处涡流的产生，更具体地说是脱落，导致压缩机中的压力损失，这是不希望的，因为这有损于压缩机(因此也有损于发动机)效率。

然而，发明人已经确定了一种解决由后缘轮廓S_t所产生的技术问题的方法。解决涡流产生和脱落的问题进一步改进了本文所描述的叶片和压缩机的效率。因此，混合叶片表面和经修改的后缘的组合提供了比现有压缩机技术更大的技术优势。

现在将从参考图6A和图6B开始描述经修改的后缘。

图6A和图6B分别图示了常规压缩机叶片后缘和根据本文描述的本发明的后缘的一种布置结构。图6A和图6B所示的视图对应于从后部到尾部沿压缩机的轴向视图，即向前朝向空气入口观看的压缩机的下游端的视图。

如图6A所示，常规的压缩机叶片具有大致均匀的形状。也就是说，后缘从毂13径向向外朝向外壳23延伸。所示的尖端21在外部压缩机壳体的内表面与叶片的尖端之间具有径向空间。

在常规叶片中，压力表面P和吸力表面S的后缘在中心线PS_C处会聚，如图6A所示。这是在吸力表面与压力表面之间中间处的两个表面的急剧终止。

图6B示出了发明人已经确定的混合叶片的经修改的后缘的一种构造。如图所示，由于上述原因，后缘厚得多，并且没有图6A所示的会聚线PS_C。相反，后缘表面S_t被限定在压力表面P与吸力表面S的端部之间，如上文所描述。

为了解决表面S_t所产生的问题(如图5所示)，叶片的后缘设有交替的轮廓，该交替的轮廓在方向上在叶片的压力侧与叶片的吸力侧之间交替。实际上，可以为叶片的后缘提供波状起伏或蛇形形状。在一个示例中，轮廓可以是正弦形状。

在图6B中，替代性轮廓从毂一直延伸到尖端。然而，波状起伏可能更严重或集中在每个叶片的最径向部分处。

如图6B所示，为后缘提供波状起伏轮廓，会使压力表面和吸力表面的后缘产生相对应的波状起伏。这继而在气流方向上测量的每个表面上为涡流脱落创造了不同的起始位置。通过散开或分布涡流中每一个涡流的起始位置，涡流在离开叶片后缘时相互作用并且混合。这有利地是导致涡流以破坏性的方式掺混，从而减少涡流脱落对压力损失的影响。实际上，涡流被混合，以减少它们的影响，并且使它们返回到更正常的线性气流。实际上，能量在气流中重新分布。特别地是，涡流脱落发生在一个特定的频率下，但目前的布置结构用来抑制这一作用，并且能量被重新分布到其它频率。特定频率将根据速度而改变，并且本文所描述的正弦形状的影响在航空器巡航条件下提供最佳性能效果。

取决于特定的压缩机和发动机，交替的轮廓可以是任何合适的形状。

在一种布置结构中，如图6B所示，波状起伏轮廓可以沿着叶片的整个径向长度从毂13延伸到尖端21。于是，涡流脱落可以沿着该叶片的整个径向长度被抑制。

然而，已经确定了涡流的产生与空速有关，因此朝向叶片的尖端有更大的涡流产生。更具体地说，压力侧和吸力侧之间的差异在尖端处最大，这也意味着后缘厚度在尖端处最厚--因此，与毂相比，那里的涡流脱落应该最高。

在另一种布置结构中，该叶片的径向长度的仅一部分可以设有波状起伏后缘，如图6C所示。这里，只有该叶片后缘的最径向的阴影部分具有波状起伏构造。根部部分(朝向毂13)具有直的轮廓。

发明人已经确定波状起伏应该开始的点，即它们应该开始的叶片半径是最佳性能的特定位置r_b。这应该对应于气流变成跨音速所处的径向距离，即叶片上的空气达到马赫1所处的半径。

当涡流脱落轮廓应被引入时，即，波状起伏应开始时的半径r_vs是V_c接近或等于马赫1时所处的半径r_b。这是在航空器飞行的巡航模式下。V_c接近或等于马赫1所处的点可以通过空气动力学建模确定。

通过混合涡流，减小了后缘处的累积湍流，降低了总的压力损失。因此，与压缩机叶片的经修改的混合压力和吸气表面轮廓组合，可以为给定的发动机应用生产高度有利的叶片。

图7说明了本文描述的混合叶片的后缘的示例轮廓。

如图8所示，进一步的修改可以在纵向方向上应用于后缘。图8中的视图示出了叶片的侧部投影，其中，前缘14在左侧，后缘15在右侧。如图所示，后缘轮廓也可以从根部(靠近毂处)到每个叶片的径向远侧顶部修改，并且同时在该叶片的气流或弦向方向上修改。因此，可以生成包括波状起伏的复杂轮廓，例如在跨过叶片后缘的周向方向上和在后缘的弦向方向上的正弦轮廓。可以根据具体的发动机和压缩机特性来选择轮廓。在所示的示例中，需要涡流脱落的径向距离用半径r_b表示。

经修改的后缘在两个平面中的组合产生了复杂的后缘表面，这导致在径向和周向的许多不同位置涡流脱落。从本文的教导内容中可以认识到，可以使用给定发动机及其期望的操作特性的建模来优化精确的形状。

每个叶片可在径向和周向上设有相同的经修改的轮廓，但也应认识到，相邻叶片或叶片组可具有不同且不均匀的后缘轮廓。实际上，可以有利地是在叶片的后缘处产生几乎随机混合的涡流。由此，可以有利地是将压力损失最小化。实际上，涡流被掺混或混合，以在后缘后方产生更均匀的压力。

图9A和图9B示出了根据本文所描述的本发明的混合叶片的替代性实施例。在本实施例中，可以避免上面参考第一实施例描述的较厚的后缘。

具体地说，在该实施例中，在压力表面P的后缘与吸力表面S之间延伸的后缘的表面S_t合并。更具体地说，提供了压力表面的后缘与吸力表面的后缘的正常急剧会聚，该会聚本身在指示针对效率进行优化的吸力表面的末端的线A与针对稳定性进行优化的线B之间波状起伏(见图5A)。图9A中用虚线A和B图示了这一点。

同样，在后缘设计中引入波状起伏所处的径向距离为r_b。

图9B是图9A所示的叶片后缘的端视图。波状表面自距离毂的半径r_b处开始，并且具有针对稳定性进行优化的压力表面和针对效率进行优化的吸力侧。压力表面和吸力表面的后缘沿着所示的轮廓会聚。

图10A和10B图示了如何在“最佳效率”叶片与“最佳部分速度”叶片的理想形状之间的变形进行编程的示例数学正确描述。通过将这两个数学轮廓组合在一起并且在上述位置开始波状起伏，可以实现本发明的优点。

本文所描述的任何发明都可既用于高压压缩机叶片，也可以用于低压压缩机叶片。

Claims

1.一种用于压缩机的压缩机叶片，所述压缩机包括多个叶片，每个叶片从中心毂径向延伸并且包括处在所述叶片的一侧上的压力表面和处在所述叶片的相对侧上的吸力表面，其中所述压力表面和所述吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中所述叶片的所述压力表面和吸力表面的所述后缘由第三后缘表面联结。

2.根据权利要求1所述的压缩机叶片，其中，所述第三后缘表面具有在叶片的所述毂到所述叶片的尖端之间并且从所述压力表面的所述后缘到所述吸力表面的所述后缘之间限定的边界。

3.根据权利要求1或2所述的压缩机叶片，其中

所述叶片的所述压力表面的表面轮廓根据在使用中提供预定的空气动力学稳定性的预定轮廓来成形；并且

所述叶片的所述吸力表面的表面轮廓根据在使用中提供预定燃料效率的预定轮廓来成形。

4.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，从所述前缘到所述吸力表面后缘测量得到的所述吸力表面的长度大于从所述前缘到所述压力表面后缘测量得到的所述压力表面的长度。

5.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，所述第三后缘表面具有在所述吸入侧的所述后缘与所述压力侧的所述后缘之间在周向方向上测量得到的均匀厚度。

6.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，所述压力表面的所述前缘与所述吸力表面的所述前缘平滑相交，以限定所述叶片的平滑弯曲的前缘表面。

7.根据权利要求6所述的压缩机叶片，其中，从平滑的所述前缘延伸的所述压力表面具有曲率，以使空气在第一方向上离开所述压力表面后缘；并且从平滑的所述前缘延伸的所述吸力表面具有曲率，以使空气在第二方向上离开所述吸力表面后缘。

8.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，当沿所述叶片的半径测量时，所述叶片的所述第三后缘表面的一部分在第一周向方向与第二相反周向方向之间交替。

9.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，当沿所述叶片的半径测量时，所述第三后缘表面的一部分具有正弦轮廓。

10.根据权利要求8或9所述的压缩机叶片，其中，所述第三后缘轮廓包括：

第一基本直的部分，所述第一基本直的部分从所述毂径向延伸；以及

第二交替部分，所述第二交替部分从所述第一部分和第二部分的相交处向所述叶片的尖端延伸。

11.根据权利要求10所述的压缩机叶片，其中，所述第一部分和第二部分的相交处位于从所述叶片的所述毂测量得到的预定半径处。

12.根据权利要求11所述的压缩机叶片，其中，所述预定半径对应于如下这样的半径，在所述半径处，在操作所述压缩机的高功率模式下跨过所述叶片的所述压力表面的气流达到大约马赫1。

13.根据权利要求8至12中任一项所述的压缩机叶片，其中，从沿所述叶片径向经过的基准线测量，波状起伏轮廓在振幅上是均匀的。

14.根据权利要求8至12中任一项所述的压缩机叶片，其中，从沿所述叶片径向经过的基准线测量，波状起伏轮廓的振幅是不均匀的。

15.根据权利要求8至14中任一项所述的压缩机叶片，其中，波状起伏的频率沿着所述叶片是均匀的。

16.根据权利要求8至14中任一项所述的压缩机叶片，其中，波状起伏的频率沿所述叶片是不均匀的。

17.根据任一前述权利要求所述的压缩机叶片，其中，所述第三后缘表面基本上是平坦的。

18.一种用于压缩机的压缩机叶片，所述压缩机包括多个叶片，每个叶片从中心毂径向延伸并且包括处在所述叶片的一侧上的压力表面和处在所述叶片的相对侧上的吸力表面，其中所述压力表面和吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中所述压力表面和吸力表面的所述后缘相交，以形成单个后缘，并且其中相交的所述后缘的一部分具有沿所述叶片径向延伸的周向振荡轮廓。

19.一种包括压缩机的燃气涡轮发动机，所述压缩机包括根据任一前述权利要求的压缩机叶片。

20.一种航空器，包括一个或多个发动机，所述发动机结合有根据任一前述权利要求所述的叶片或压缩机。

21.一种制造用于压缩机的叶片的方法，所述压缩机具有多个叶片，其中每个叶片被布置成从中心毂径向延伸，并且包括处在所述叶片的一侧上的压力表面和处在所述叶片的相对侧上的吸力表面，其中所述压力表面和吸力表面从叶片的公共前缘延伸到吸力表面后缘和压力表面后缘，并且其中所述叶片的所述压力表面和吸力表面的所述后缘由第三后缘表面联结。