CN115176070A

CN115176070A - 涡轮机部件或部件的组合件

Info

Publication number: CN115176070A
Application number: CN202180016546.4A
Authority: CN
Inventors: 威廉·亨利·约瑟夫·里埃拉; 加布里埃尔·杰克斯·维克托·蒙丁
Original assignee: Safran SA
Current assignee: Safran SA
Priority date: 2020-01-23
Filing date: 2021-01-19
Publication date: 2022-10-11
Also published as: FR3106614B1; US20230138043A1; FR3106614A1; WO2021148751A1; EP4093945A1

Abstract

用于涡轮机的部件或部件的组合件，该部件或部件的组合件包括至少第一叶片和第二叶片(3I，3E)、以及平台(2)，叶片从该平台延伸。平台(2)在第一叶片(3I)的压力面与第二叶片(3E)的吸力面之间具有非轴对称表面，该非轴对称表面限定至少一个翅部(4)。该部件的特征在于，翅部的横截面是不对称的。

Description

涡轮机部件或部件的组合件

技术领域

本发明涉及一种涡轮机部件，该涡轮机部件包括叶片和具有非轴对称表面的平台。

背景技术

不断改进设备(特别是航空设备，例如涡轮喷气发动机的涡轮机转子或定子(即从毂形成的组合件，叶片附接到该组合件并且径向地延伸，如在图1中所看到的))的性能的必要性，导致目前在流道(即叶片之间的所有流体流动通道(换言之，叶片间截面))处获得具有局部非轴对称表面(即沿着垂直于旋转轴线的平面的截面不是圆形的)的毂。更确切地，如果毂在区域的半径根据该半径与竖直轴线(竖直轴线垂直于毂的旋转轴线)形成的角度而变化，则毂的表面是局部非轴对称的。相反地，如果无论毂在区域的半径与竖直轴线(竖直轴线垂直于毂的旋转轴线)形成的角度如何，该半径都是恒定的，则毂的表面是局部不对称的。非轴对称流道限定了在三维空间(毂的“切片部”)中具有总体环形形状的表面。

图2示出了进入流201对穿过流202的影响。该穿过流202由叶片的经受压力的面(压力侧)和经受吸力的面(吸力侧)之间的压力梯度产生。该穿过流202冲击叶片的吸力侧。特别地，在毂和压缩机的叶片装置之间的联接处，在叶片上发生边界层的“角区分离”203(“角区流”)。该角区分离203产生压力损失。因此，翅部的目的是通过对穿过流202进行引导来减小叶片上的这些角区分离效应203。

由于叶片上的这些不期望的角区分离203，压缩机的性能和运行能力降低。这种影响随着“节距”(两个叶片之间的间距“s”与叶片的弦长“c”之间的比)的增大而增大。

为了使未来的发动机更轻、更紧凑，减少了压缩机级的叶片的数量，从而增大了两个叶片之间的间距；此外，减小了叶片的弦，以使得叶片在轴向上更紧凑。因此，“节距”变得更大，通道的影响对于这些构造变得更成问题。

专利申请W02015092306A1是已知的，在该专利申请中，在涡轮机的壳体或毂上增加翅部。

这些翅部具有大致三角形的横截面，并且使得能够在涡轮机的运行点范围内优化涡轮机的性能。然而，获得性能被优化的运行点范围的拓宽将是有利的。当到达叶片的流的攻角较大时，即当到达的上游流的攻角大于标称情况的攻角时，这将特别有利于改善涡轮机的性能。

期望具有可用的新型翅部，从而使得能够纠正这些问题，以在涡轮机的效率方面提高性能，从而具有宽的涡轮机运行范围。

发明内容

在该范围内，本发明解决了获得涡轮机翅部的技术问题，该涡轮机翅部使得能够改善用于大范围运行的涡轮机的性能。

根据第一方面，提出了涡轮机部件或部件的组合件，涡轮机部件或部件的组合件包括至少第一叶片和第二叶片、以及平台，叶片从该平台延伸。

平台在第一叶片的压力侧与第二叶片的吸力侧之间具有非轴对称表面，非轴对称表面限定至少一个翅部。该部件的特征在于，翅部的横截面是不对称的。

在一个实施例中，翅部的横截面包括在背部边缘处接合的两个斜面，被定向成朝向第一叶片的压力侧的面具有比被定向成朝向第二叶片的吸力侧的面更陡的斜率。

在一个实施例中，翅部的横截面在被定向成朝向第一叶片的压力侧的面的拐点处的第一切线和表面在第一切线与表面的交点处的第二切线相交，同时形成第一角。翅部的横截面在被定向成朝向第二叶片的吸力侧的面的拐点处的第三切线和表面在第三切线与表面的交点处的第四切线相交，同时形成第二角。第一角小于第二角。

在一个实施例中，第一角介于90°至130°之间，第二角小于160°。

在一个实施例中，翅部的纵向截面包括：第一部分，在第一部分中，背部边缘与表面之间的距离是递增的；以及第二部分，在第二部分中，该距离是递减的。纵向截面在第一部分的中间高度点处的切线与表面相交，同时形成第四角，特别地，第四角介于90°至160°之间。纵向截面在第二部分的中间高度点处的切线与表面相交，同时形成第五角，特别地，第五角介于90°至160°之间。

在一个实施例中，翅部的前部位置位于叶片的弦的相对长度的-10％至50％之间，叶片的弦从叶片的前缘延伸到后缘。翅部的前部位置与第二叶片的吸力侧之间的距离介于第一叶片的压力侧与第二叶片的吸力侧之间的距离的5％至95％之间。

在一个实施例中，翅部的弦在翅部的前部位置处的切线和叶片的弦在叶片的前部位置处的切线相交，同时形成第六角，第六角介于-10°至+10°之间。

在一个实施例中，翅部的长度介于叶片的弦的长度的5％至120％之间。

在一个实施例中，翅部的宽度介于第一叶片的压力侧与第二叶片的吸力侧之间的距离的1％至40％之间。

在一个实施例中，平台具有环形形状，沿着该平台规则地布置有多个叶片。

在一个实施例中，平台包括在每对连续的叶片之间的相同的非轴对称表面。

另一个方面涉及一种压缩机叶轮或矫直器，该压缩机叶轮或矫直器包括以上描述的部件或部件的组合件。

另一个方面涉及一种涡轮机，该涡轮机包括以上描述的部件或部件的组合件。

另一个方面涉及一种飞行器，该飞行器包括以上描述的涡轮机。

附图说明

通过完全是说明性的且非限制性的并且必须参照附图来阅读的以下说明，本发明的其它特征和优点将显现：

之前已描述的图1示出了涡轮机的示例。

之前已描述的图2示出了由涡轮机的叶片上的流引起的角区分离和穿过流。

图3和图4示出了翅部构造的两个示例。

图5示出了根据本发明的翅部的横截面。

图6示出了具有所谓的对称轮廓的翅部和具有所谓的不对称轮廓的翅部。

图7-a和图7-b示出了根据本发明的翅部对穿过涡流的影响。

图8以方位方向视图示出了根据本发明的翅部的高度作为轴向方向的函数。

图9示出了可以布置根据本发明的翅部的前部位置的区域。

图10示出了根据本发明的翅部相对于相邻的叶片的方向。

具体实施方式

参照图3，本涡轮机部件1(或部件的组合件，如果部件不是单体件)具有至少两个连续的叶片3E、3I以及平台2，叶片3E、3I从平台延伸。在此，术语平台在广义上被解释为并且通常表示涡轮机的如下的任何元件：叶片3E、3I可能安装在该元件上(同时在该元件上径向地延伸)，并且该元件具有内壁/外壁，空气抵靠内壁/外壁流通。

特别地，平台2可以是单体件(并且因此支撑部件1的全部叶片)或者由多个基本构件形成，多个基本构件各自支撑单个叶片3E、3I(叶片的“根部”)以构成由图3示出的类型的叶片。特别地，在有利的实施例中，平台2可以包括用于叶片3E、3I中的每一个叶片的平台的一部分，这将在以下进行描述。平台2可以界定部件1的径向内壁(气体围绕径向内壁穿过)，同时限定毂，和/或界定部件1的径向外壁(气体在径向外壁内部穿过，叶片3I、3E朝向中心延伸)，同时限定部件1的壳体。应当注意，同一部件可以同时包含这两种类型的平台2。

应当理解，如所解释的，部件1可以有多种类型，特别是转子级(DMA(表示“DisqueAubagéMonobloc[一体式的叶片盘]”)，或叶轮，这取决于组合件是否是一体的)或特别地在次级流的入口处的定子级(固定的矫直器，或者具有可移动叶片VSV“可变定子叶片，Variable Stator Vane”的定子级)，定子级包括用于对流进行矫直的固定叶片(OGV(或“出口引导叶片，Outlet Guide Vane”)矫直器)，参见已经介绍的图1。

为此，在本说明书的下文中，我们将使用OGV级的示例，但是本领域技术人员将知道如何转用到其他类型的部件1(例如，风扇或低压压缩机级)。

平台表面

本部件1以部件1的平台2的表面S的特定(非轴对称)几何形状为特征，该表面的几何形状的建模的有利示例在图3和图4中观察到。表面S在两个叶片3E、3I之间延伸(在图3和图5中的每一个图中，两个叶片中仅一个叶片是可见的，以更好地观察表面S。然而在每种情况下都能观察到缺失的叶片的轮廓)，两个叶片横向地限定了表面。

表面S实际上是更大的表面的一部分，该更大的表面限定了围绕部件1的大致环面的形状。假定(但不限于)在部件1的圆周内有周期性(即，如果叶片3E、3I相同且均匀地分布)，则壁包括在每对叶片3E、3I之间复制的多个相同表面。

因此，在图4中可以看到的表面S’是曲面S的复制。

在一个实施例中，平台2包括多个基本构件，每个基本构件是对叶片3E、3I进行支撑的根部，根部与叶片一起形成叶片。因此，这些叶片根部中的每一个叶片根部(在本说明书的下文中被称为“平台部分”)在叶片3E、3I的两侧延伸，因此表面S包括与两个不同的叶片根部相关联的并列的表面。因此，部件1是至少两个并列的叶片的组合件(叶片/叶片根部组合件)。这些被称为“集成的”平台，而不是“施加的”(即独立于叶片的)平台(因此表面S可以由单个元件构成)。应当理解，本发明不限于平台2的任何特定结构。

表面S在上游由第一外平面、即“分离平面”PS限定，在下游由第二端部平面、即“连接平面”PR限定，分离平面和连接平面各自限定轴对称的、连续的且具有连续导数的轮廓(与平面PR和PS中的每一个和部件1的整个表面之间的相交部对应的曲线是闭合的并形成环)。表面S具有大致平行四边形的形状，并且在两个端部平面PS、PR和一对连续的叶片的两个叶片3E、3I之间连续地延伸。该对叶片的叶片中的一个叶片是第一叶片3I或压力侧叶片。实际上，第一叶片或压力侧叶片将第一叶片或压力侧叶片的压力侧呈现给表面S。

另一个叶片是第二叶片3E或吸力侧叶片。实际上，第二叶片或吸力侧叶片将第二叶片或吸力侧叶片的吸力侧呈现给表面S。每个“第二叶片”3E是相邻表面的“第一叶片”3I，例如在图4中的表面S'(因为每个叶片3E、3I具有压力侧和截面侧)。

翅部的横截面的轮廓

本部件的非轴对称表面S的显著之处在于，该非轴对称表面限定了具有不对称横截面(沿着横向平面截取的截面)的至少一个翅部4。横向平面是指在如下切线处的特定平面，该切线是翅部4的弦在该弦的取得截面的点处的切线。在图5中示出了该翅部的横截面。

不对称横截面是指横截面本身没有对称的平面或轴线。

有利地，翅部4在翅部的弦的长度的至少50％上具有不对称横截面。更特别地，在靠近翅部的前缘的区域或靠近翅部的后缘的区域中，翅部可能不具有该不对称横截面。

具有不对称横截面的该翅部使得能够阻挡穿过流并且减少翅部尾流的产生。有利地，翅部的横截面(特别是翅部的横截面的轮廓)具有在背部边缘AD处接合的两个斜面F1和F2，面F1具有比面F2更陡的斜率，面F1被定向成朝向第一叶片3I的压力侧，面F2被定向成朝向第二叶片3E的吸力侧。

这两个斜面F1和F2在背部边缘AD处以一角度或通过切线连接接合。两个面本身在流道(表面S的其余部分)处以一角度或通过切线连接连接。因此，面表示了翅部的、在侧面或面与表面S的连接点和背侧边缘AD之间延伸的整个侧面。面的斜率不一定是恒定的，并且可以在面与表面之间的连接点和背部边缘AD之间变化。

如果面A的平均斜率比面B的平均斜率更大，则面A比面B更陡，平均斜率被给出为：背部边缘AD的高度与如下距离的比，所述距离为背部边缘AD在毂上的投影和毂的在面连接到表面S处的点之间的距离。

用于被定向成朝向第一叶片3I的压力侧的部分的该陡的面F1和用于被定向成朝向第二叶片3E的吸力侧的部分的该圆的(arrondie)面F2使得当在叶片之间穿过的空气流较多时翅部4对入射的变化更加稳健并且限制损失。

图6示出了以虚线表示的具有对称轮廓P1的翅部和以连续线表示的具有不对称轮廓P2的翅部之间的差异。

穿过流对角区边界层的影响在图7-a中示出。方位压力梯度产生从第一叶片3I的压力侧朝向第二叶片3E的吸力侧的流(穿过涡流P+，P-)。在这样的情况下，穿过流使毂的边界层变形，这具有使边界层在叶片3I的压力侧变薄以及使边界层在叶片3E的吸力侧变厚的效果。在该图中，这种变厚在圆圈EP中示出。还示出了理论边界层CL_理论和在穿过涡流影响下的实际边界层CL_实际1。这导致了流体在少量移动下的积聚、对源自主流的扰动更敏感、并且更有可能分离。

图7-b示出了同样的现象，这次在叶片3I和3E之间增加了翅部。建立了新的压力梯度，穿过涡流(P+，P-)具有较小的幅度。该翅部还提供了相对于没有翅部的情况(CL_实际l)使叶片3E(CL_实际2)的角区边界层变薄的优点。因此，该边界层更能抵抗分离，产生更少的损失。

因此，所提出的翅部使得压力侧到吸力侧的流尽可能多地被限制，以减小角区边界层的尺寸。因此，翅部在第一叶片3I的压力侧上的陡的斜率阻挡了该流。

另一方面，必须限制经过翅部上方的边界层的分离的风险。实际上，该侧上的陡的斜率将显著地增大损失，并且将消除由翅部4带来的益处。由于翅部在第二叶片3E的吸力侧上的缓的斜率，在该部件1(或部件的组合件)上存在的翅部4使得能够提供这种折衷。

在图5中，d₁表示翅部的轮廓在如下的面的拐点A处的第一切线：该面被定向成朝向第一叶片3I的压力侧。d₂表示表面S在第一切线d₁与表面S的交点处的第二切线。θ₁表示第一切线d₁与第二切线d₂之间的第一角。d₁’表示翅部的轮廓在如下的面的拐点处的第三切线：该面被定向成朝向第二叶片3E的吸力侧。d₂’表示表面在第三切线d₁’与表面S的交点处的第四切线。θ₄表示第三切线d₁’与第四切线d₂’之间的第二角。第一角θ₁小于第二角θ₄。有利地，第一角θ₁介于90°至130°之间，第二角θ4小于160°。

面的拐点是面的凹性发生反转的点。因此，面的凹性从“凸出”类型转变到“凹入”(或相反)类型。该拐点是面的轮廓的导数改变符号的点。在面由仿射函数表示的情况下，面在该面的所有点处的切线都是相同的，因此在这种情况下，拐点是面的点中的任何一个点。

翅部的尺寸和位置

翅部的轴向位置和翅部的尺寸被限定，以限制由于翅部的存在而产生的压力损失。

每个翅部4还可以具有斜切的端部，如在图2和图3中可以看到。图8示出了翅部4的纵向截面；在该图8中，翅部具有两个斜切的端部。该横截面通过一截面示出，该截面穿过翅部的背部边缘AD和对翅部和叶片进行支撑的定子或转子的旋转轴线。因此，在该图中示出了作为轴向方向的函数的、翅部4的背部边缘AD相对于表面S的高度h。该横截面具有两个部分；在第一部分中，横截面的轮廓是整体递增的，在第二部分中，横截面的轮廓是整体递减的。对于每个部分，中间高度点被限定为横截面的如下的点：在该点处，翅部4的高度等于翅部4的最大高度的一半。存在两个中间高度点，两个中间高度点分别与第一部分和第二部分相关联。d₃表示横截面在第一部分的中间高度点处的切线。该切线d₃与表面S交叉，同时形成被表示为θ_BA的第四角。d₄表示横截面在第二部分的中间高度点处的切线。该切线d₄与表面S交叉，同时形成被表示为θ_BF的第五角。有利地，第四角和第五角介于90°至160°之间。

翅部4的宽度介于第一叶片3I的压力侧与第二叶片3E的吸力侧之间的距离的1％至40％之间。在此考虑的宽度是翅部4的基部的最大宽度(除了在前斜切部和后斜切部之外，最大宽度是大致恒定的)。优选地，该宽度和第一叶片3I的压力侧与第二叶片3E的吸力侧之间的距离沿着在图3和图4中可见的、平行于端部平面PS、PR的平面来计算。

翅部4的长度介于相邻的叶片(3E或3I)的弦的长度的5％至120％之间。翅部的该长度提供了使由翅部4产生的尾流最小化的优点。

叶片的弦是从叶片的前缘延伸到后缘的线。

特别地，翅部4的定位是由翅部的上游端部点限定的，翅部的上游端部点是表面S上的前部位置，翅部4从该前部位置延伸(特别地通过跟随叶片3I、3E的平均弧形表面)。

翅部4的前部位置在图9的参照系中由坐标X_BA和Y_BA限定。这些坐标分别是翅部的前部位置的轴向坐标和方位坐标。

第一坐标X_BA表示以相对长度表示的沿着叶片3I、3E的弦的(轴向)位置，叶片的弦从叶片3I、3E的前缘BA延伸到后缘BF(换言之，X_BA＝0对应于与叶片3I、3E的前缘BA对齐，X_BA＝1对应于与叶片3I、3E的后缘BF对齐)。因此，这使得能够限定翅部4的前部位置的端部位置X_ups和X_dws。优选地，轴向前部位置位于叶片3I、3E的弦的相对长度的-10％至50％之间(即，X_BA被包含在[-0.1；0.5]中)。

应当注意，翅部4不一定介于叶片3I、3E的前缘BA和后缘BF之间，并且可以在后缘BF的下游或前缘BA的上游轴向地延伸。

第二坐标Y_BA表示以相对长度表示的沿着通道宽度的(方位)位置，通道宽度从第二叶片3E的吸力侧延伸到第一叶片3I的压力侧(换言之，Y_BA＝0对应于在第二叶片3E的吸力侧上的点，Y_BA＝1对应于在第一叶片3I的压力侧上的点)。这使得能够限定方位前部位置相对于第一叶片3I的弦和第二叶片3E的弦的距离D1和D2。优选地，方位前部位置位于距第二叶片3E的吸力侧一距离处，该距离介于通道宽度的5％至95％之间(即，Y_BA被包括在[0.05；0.95]中)。

图10示出了翅部4的弦在翅部的前部位置处的切线d₃，以及叶片的弦在叶片(3E或3I)的前部位置处的切线d₃’。

有利地，两个切线交叉，同时形成介于-10°至+10°之间的第六角。

不同的叶片通常被布置成使得多个叶片的弦在多个叶片的前部位置处的切线是平行的。因此，第六角a可以基于第一叶片3I或第二叶片3E来计算。有利地，第六角a是基于最靠近翅部的叶片来计算的，以避免入射不匹配。在默认情况下，第六角是基于第二叶片3E计算的。

流道上可能存在一个、两个或三个翅部4。图3示出了具有一个翅部4的解决方案，图4具有两个翅部，但应当理解本发明不限于这种情况。

优选地，每个翅部4具有与第一叶片3I和第二叶片3E的平均弧形表面的平均线对应的迹线(例如轨迹)。通常，所有的叶片具有相同的平均弧形表面，这就是为什么所有的翅部4和叶片3I、3E具有相似的曲率，但是应当理解本发明不限于这种情况。

部件1或部件组合件(如果部件不是一体的)可以形成压缩机叶轮或矫直器。有利地，叶轮由部件组合件构成，同样地，矫直器环由部件组合件构成。有利地，压缩机矫直器由单体件构成。

Claims

1.一种涡轮机部件或部件的组合件，所述涡轮机部件或部件的组合件包括：

-至少第一叶片和第二叶片(3I，3E)，以及

-平台(2)，所述叶片(3I，3E)从所述平台延伸，

-所述平台(2)在所述第一叶片(3I)的压力侧与所述第二叶片(3E)的吸力侧之间具有非轴对称表面(S)，所述非轴对称表面限定至少一个翅部(4)，

-所述部件的特征在于，所述翅部(4)的横截面是不对称的。

2.根据权利要求1所述的部件，其中，所述翅部(4)在所述翅部(4)的弦的长度的至少50％上具有不对称的横截面。

3.根据权利要求1或2所述的部件，其中，所述翅部(4)的横截面包括在背部边缘(AD)处接合的两个斜面(F1，F2)，被定向成朝向所述第一叶片(3I)的压力侧的一个面(F1)具有比被定向成朝向所述第二叶片(3E)的吸力侧的面(F2)更陡的斜率。

4.根据权利要求3所述的部件，其中，

-所述翅部(4)的横截面在被定向成朝向所述第一叶片(3I)的压力侧的所述面(F1)的拐点(A)处的第一切线(d₁)和

-所述表面(S)在所述第一切线(d₁)与所述表面(S)的交点处的第二切线(d2)相交，同时形成第一角(θ₁)，

-所述翅部的横截面在被定向成朝向所述第二叶片(3E)的吸力侧的所述面(F2)的拐点(A’)处的第三切线(d₁’)和

-所述表面(S)在所述第三切线(d₁’)与所述表面(S)的交点处的第四切线(d₂’)相交，同时形成第二角(θ₄)；

-所述第一角(θ₁)小于所述第二角(θ₄)。

5.根据权利要求4所述的部件，其中，所述第一角(θ₁)介于90°至130°之间，所述第二角(θ₄)小于160°。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的部件，其中，所述翅部(4)的纵向截面包括：

-第一部分，其中，所述背部边缘(AD)与所述表面(S)之间的距离(h)是递增的，以及

-第二部分，其中，所述距离(h)是递减的，

-所述纵向截面在所述第一部分的中间高度点处的切线(d₃)与所述表面(S)相交，同时形成第四角(θ_BA)，特别地，所述第四角介于90°至160°之间；

-所述纵向截面在所述第二部分的中间高度点处的切线(d₄)与所述表面(S)相交，同时形成第五角(θ_BF)，特别地，所述第五角介于90°至160°之间。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的部件，其中，

-所述翅部(4)的前部位置位于叶片(3I，3E)弦的相对长度的-10％至50％之间，所述叶片弦从所述叶片(3I，3E)的前缘(BA)延伸到后缘(BF)，并且

-所述翅部(4)的前部位置与所述第二叶片(3E)的吸力侧之间的距离介于所述第一叶片(3I)的压力侧与所述第二叶片(3E)的吸力侧之间的距离的5％至95％之间。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的部件，其中，

-所述翅部(4)的弦在所述翅部的前部位置处的切线和

-所述叶片(3I，3E)的弦在所述叶片的前部位置处的切线

相交，同时形成第六角(a)，所述第六角介于-10°至+10°之间。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的部件，其中，所述翅部(4)的长度介于所述叶片(3I，3E)的弦的长度的5％至120％之间。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的部件，其中，所述翅部(4)的宽度介于所述第一叶片(3I)的压力侧与所述第二叶片(3E)的吸力侧之间的距离的1％至40％之间。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的部件或部件的组合件，其中，所述平台(2)具有环形形状，沿着所述平台规则地布置有多个叶片(3I，3E)。

12.根据权利要求11所述的部件或部件的组合件，其中，所述平台(2)包括在每对连续的叶片(3I，3E)之间的相同的非轴对称表面(S)。

13.根据权利要求12所述的部件或部件的组合件，所述部件或部件的组合件是压缩机叶轮或矫直器。

14.一种涡轮机，所述涡轮机包括根据前述权利要求中任一项所述的部件(1)或部件的组合件。

15.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求14所述的涡轮机。