CN117988935A - 具有流动表面的翼型件组件 - Google Patents

Abstract

一种涡轮发动机级包括在内带和外带之间延伸的多个翼型件。多个翼型件中的每个翼型件可具有限定压力侧和吸力侧的外壁，其中外壁在前缘和后缘之间延伸。中间流动通道限定在多个翼型件中的两个相邻翼型件之间。

Description

具有流动表面的翼型件组件

技术领域

本公开大体上涉及涡轮发动机翼型件组件，并且更具体地涉及具有轮廓流动表面的翼型件组件。

背景技术

涡轮发动机，特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。

涡轮发动机可以串联流动布置包括前风扇组件、后风扇组件、用于压缩流过发动机的空气的压缩机、用于将燃料与压缩空气混合以使得混合物能够被点燃的燃烧器、和涡轮机。压缩机、燃烧器和涡轮有时统称为核心。

涡轮发动机包括利用翼型件的数个部件。作为非限制性示例，翼型件可位于发动机涡轮、压缩机或风扇中。静止翼型件通常被称为轮叶，而旋转翼型件通常被称为叶片。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：

图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2是可用于图1的涡轮发动机中的示例性翼型件组件的示意性侧视图，示出了基线流动表面。

图3是根据本文描述的各个方面的可用于图1的涡轮发动机中的涡轮发动机级的立体图。

图4是图3的涡轮发动机级的底视图，示出了根据本文描述的各个方面的具有凸出部和槽部的轮廓流动表面。

图5是图3的涡轮发动机级的底视图，示出了沿着轮廓流动表面的气流。

图6是图3的涡轮发动机级的示意性周向视图，示出了相对于图2的基线流动表面的凸出部和槽部。

图7是图3的涡轮发动机级沿图5的线VII-VII截取的示意性周向视图，并示出了槽部。

图8是图3的涡轮发动机级沿图5的线VIII-VIII截取的示意性周向视图，并示出了凸出部。

具体实施方式

本公开的所描述的实施例涉及涡轮发动机的级中的流动表面。为了说明的目的，本公开将关于燃气涡轮发动机的涡轮区段进行描述。应当理解，本公开不限于此，并且可以在发动机内(包括压缩机)以及非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。

涡轮发动机中的流动路径部件之间的间隙或空腔通常包含对高温敏感的材料，并且用较冷的空气吹扫此类空腔是有益的。空腔吹扫压力由气体流动路径中的内带或外带静压设定。这些间隙受到流动路径中的压力变化的影响，例如从流动路径障碍物(例如翼型件)的前缘发出的弓形波。弓形波会产生局部高压，从而导致热气体吸入到包含温度敏感材料的空腔中。

弓形波强度和传播通常由流动路径接近速度和翼型件前缘直径驱动。接近速度和前缘直径通常是为了最佳空气动力学性能而设计的，因此，对于给定的空气动力学设计，通常会评估其他方法来减少弓形波传播。

本公开的各个方面通过放置在翼型件前缘前方的平台中的降低的流动路径区域或槽部以及靠近前缘并且稍微延伸到中间流动通道中的升高的流动路径区域或凸出部来提供减少的压力变化以及来自翼型件前缘的弓形波的向前传播。弓形波减轻可包括通过定位在翼型件前缘之间的凸出部来局部升高进入气体流的流动路径。这种凸出部通过将径向流线曲率转移到主流中而增加靠近凸出部或凸出部上游的局部压力。弓形波减轻还可以包括通过槽部局部地压低靠近前缘的流动路径。这种槽部通过使径向流线远离主流而降低靠近槽部或槽部上游的静态压力。这种效应的组合抵消了弓形波引入的周向压力梯度。

本公开的各个方面还提供减少或消除热气体吸入到流动路径部件之间的空腔中，并且因此允许减少流动路径轴向长度，从而导致重量减轻和更低的摩擦损失。本公开的各个方面进一步提供维持或减少通过流动通道的空气动力学损失，以及减少流动通道中的次级流发展。

如本文所使用的，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，并且术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“前方”是指在某物前面，“后”或“后方”是指在某物后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可以表示上游，而后/后方可以表示下游。

另外，如本文所使用的，术语“径向”或“径向地”指的是远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所使用的，术语“组”或一“组”元件可以是任意数量的元件，包括仅一个。

所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前方、后方等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不应被解释为对实施例的限制，特别是对于本文描述的本公开的各个方面的位置、取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接和接合)应被广义地解释并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。因此，连接参考不一定推断两个元件直接连接并且彼此之间具有固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。

图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大致纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32、以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕中心线12径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44被核心壳体46围绕，核心壳体46可与风扇壳体40联接。

绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。绕发动机10的中心线12同轴设置在较大直径环形HP线轴48内的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50能够绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，这些元件可共同限定转子51。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转以压缩或加压通过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，从叶片平台到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游且邻近旋转叶片56、58。应当注意的是，选择图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅用于说明目的，并且其他数量也是可能的。

用于压缩机级的叶片56、58可安装到(或集成到)盘61，盘61安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶60、62可以以周向布置安装到核心壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转以从流过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设置成环并且可相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近旋转叶片68、70。应当注意的是，选择图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅用于说明目的，并且其他数量也是可能的。

用于涡轮级的叶片68、70可安装到盘71，盘71安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶72、74可以以周向布置安装到核心壳体46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60、62、72、74，也单独或共同称为定子63。因此，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。通过驱动HP压缩机26的HP涡轮34从这些气体中提取一些功。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功来驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。

加压气流76的一部分可以从压缩机区段22抽取作为引气77。引气77可以从加压气流76抽取并且提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著升高。因此，由引气77提供的冷却对于在高温环境下操作此类发动机部件是必要的。

气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44并通过静止轮叶排，并且更具体地出口导向轮叶组件80在风扇排气侧84离开发动机组件10，出口导向轮叶组件80包括多个翼型件导向轮叶82。更具体地，邻近风扇区段18使用周向排的径向延伸的翼型件导向轮叶82以对气流78施加一些方向控制。

由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44并用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为其提供动力。在涡轮发动机的上下文中，发动机的热部分通常位于燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。冷却流体的其他源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。

转向图2，示出了可用于涡轮发动机10(图1)中的一种示例性翼型件组件100。如图所示，翼型件组件100包括在内带104和外带106之间径向延伸的翼型件102，但情况不一定如此。在一些实施方式中，翼型件组件100可包括从单个平台径向延伸的可旋转叶片。应当理解，翼型件组件100可包括发动机10内的任何旋转或非旋转翼型件，包括压缩机区段22或涡轮区段32中的叶片56、58、68、70或轮叶60、62、72、74中的任何一个或多个。

内带104或外带106中的至少一个可包括平台。在所示的示例中，内带104和外带106中的每一个限定基线平台120。每个基线平台120可在前边缘121和后边缘122之间轴向延伸。轴向方向A表示在前边缘121和后边缘122之间。周向方向C也表示为绕发动机中心线12。

翼型件102包括限定压力侧111和吸力侧112的外壁110，并且还在前缘113和后缘114之间延伸。还应当理解的是，翼展方向可在内带104和外带106之间沿着前缘113限定，弦向方向可在前缘113与后缘114之间限定。弦向方向可与轴向方向A对准或不对准。

在所示的示例中，基线平台120限定轴对称基线表面124(本文中“基线表面124”)。如本文所使用的，“轴对称”表面或轮廓将指代在周向方向C上具有恒定表面高度或形貌的几何表面轮廓。应当理解，这样的轴对称表面可以包括表面高度的轴向变化，例如沿着轴向方向A。如图所示，基线表面124通常从前边缘121上升到后边缘122，但情况不一定如此。

当组装时，翼型件102的前缘113可定位在基线平台120的前边缘121的后方。在操作期间，工作气流90进入翼型件组件200并沿着基线表面124流动。在非限制性示例中，工作气流90可包括压缩气流或燃烧气体流。

在工作气流90是热/燃烧气体流的示例中，弓形波可以靠近前缘113产生并且在基线表面124上形成周向压力梯度。这样的压力梯度可以导致流从翼型件102分离以及来自工作气流90的对应空气动力学损失。这样的压力梯度还可导致热气体吸入到邻近前边缘121的上游空腔或间隙中，例如翼型件组件100与上游燃烧器衬里、平台或其他发动机部件之间的间隙。

转向图3，示出了可用于涡轮发动机10中的另一个翼型件组件200。翼型件组件200与翼型件组件100类似；因此，相似部分将用相似数字加100来标识，应当理解的是，除非另有说明，否则翼型件组件100的相似部分的描述适用于翼型件组件200。

翼型件组件200包括涡轮发动机级201，涡轮发动机级201具有在内带204和外带206之间径向延伸的多个翼型件202。每个翼型件202包括限定压力侧211和吸力侧212的外壁210，并且也在前缘213和后缘214之间延伸(图4中可见)。内带204和外带206中的每一个均包括与平台220类似的平台220。平台220包括前边缘221和后边缘222。

示出了翼型件202的展向长度216。如图所示，展向长度216限定为沿着前缘213在内带204和外带206之间。在翼型件组件包括在根部和尖端之间从平台延伸的可旋转叶片的另一个示例性实施方式中，展向长度216可限定在根部和尖端之间。

与翼型件组件100相比的一个区别是平台220包括具有非轴对称表面轮廓的轮廓流动表面224。如本文所使用的，“非轴对称”表面轮廓将指的是在周向方向C上具有变化的表面高度或形貌的几何表面轮廓。

一些示例性轮廓线230示出了轮廓流动表面224相对于图2的基线表面124的形貌。应当理解，本文所使用的轮廓线230在局部最大值和局部最小值之间划分沿着平台的不同流动表面高度的区域，并且被提供以指示在沿着平台220的不同位置处的高度的示例性变化。流动表面的高度可以在轮廓线之间的区域中变化，包括以连续或非连续的变化率变化。区域中缺少图示的轮廓线不应被限制为意味着流动表面高度在该区域中不变化，因为为了图示的清楚起见可能已经省略了某些轮廓线。

在所示的示例中，在内带204的轮廓流动表面224上示出了凸出部240和槽部250。可以提供任何数量的凸出部240或槽部250。应当理解，轮廓流动表面224和轮廓线230可以设置在内带204或外带206中的任一者或两者上。此外，虽然图3未示出，但应当理解，可以在翼型件202和平台220之间设置圆角或其他表面界面特征。在一种示例性实施方式中，至少一个凸出部240和至少一个槽部250可在形成圆角之前形成在轮廓流动表面224中，使得圆角可根据需要并入任何相交的凸出部240或槽部250中。

可以想到的是，平台220的前边缘221可以具有轴对称的几何轮廓，使得没有凸出部240或槽部250延伸到前边缘221。以这种方式，每个凸出部240和槽部250可以定位在平台220的前边缘221的后方。

图4是涡轮发动机级201的底视图，示出了翼型件202和具有轮廓流动表面224的外带206。示出了轴向方向A和周向方向C。应当理解，本公开的各个方面也可以应用于内带204(图3)。

示例性轮廓线230被示出为具有指示表面高度相对于基线表面124的变化的数值。本文所使用的“0”轮廓将指与基线表面124在该轮廓的该位置处相对应的表面高度。负轮廓表示槽部、波谷等，其中表面高度低于基线表面124。正轮廓表示凸出部、突起等，其中表面高度高于基线表面124。

翼型件间隔距离218可限定在两个相邻翼型件202之间。翼型件组件200可共同形成环形排，其中翼型件102周向间隔开以限定中间流动通道225。如图所示，凸出部240可位于对应的中间流动通道225内，并且槽部250可定位成靠近翼型件202的对应的前缘213。

槽部250可沿着压力侧211的至少一部分延伸。凸出部可沿着压力侧211的至少一部分延伸。如图所示，凸出部240在中间流动通道225内周向延伸并邻接两个相邻翼型件102中的每个翼型件。在这种情况下，单个翼型件202可具有沿着压力侧211和吸力侧212的至少一部分延伸的凸出部240。在一些示例性实施方式中，凸出部240可终止于平台220上而不接触相邻翼型件202中的任一个或两个。

凸出部240可具有局部最大值245，并且槽部250可具有局部最小值255。局部最大值245可位于局部最小值255的后方。局部最大值245可位于中间流动通道225内并与外壁210间隔开。

局部最小值255可以被定位成靠近前缘213。例如，局部最小值255可以邻接前缘213，或者定位在前缘213的前方。在一些示例中，局部最小值255可以与前缘213间隔开翼型件间隔距离218的0-20％。还可以想到的是，槽部250的一部分可以从压力侧211延伸到吸力侧212或从压力侧211环绕前缘213延伸到吸力侧212，但情况不一定如此。在一些示例中，局部最小值255可终止于前缘213处，而不延伸至吸力侧212。在一些示例中，槽部250可终止于前缘213处，而不延伸至吸力侧212。以这种方式，槽部250可偏向压力侧211。

另外，凸出部240可限定第一周向宽度241和第一轴向宽度243。槽部250可限定第二周向宽度251和第二轴向宽度253。槽部250的第二周向宽度251可小于凸出部的第一周向宽度241。另外，槽部250的第二轴向宽度253可小于凸出部240的第一轴向宽度243。

图5示出了涡轮发动机级201的附加细节。示出了喉部260，其指示两个相邻翼型件202之间的最小横截面流动区域。凸出部240或槽部250中的至少一者可定位在喉部260的前方。如图所示，凸出部240和槽部250均位于喉部260的前方。以这种方式，轮廓流动表面224可具有定位在喉部260上游的平台220的前部区域中的局部轮廓，以将气流引导到中间流动通道225中。

另外，每个翼型件202还可沿着轴向方向A在前缘213和后缘214之间限定轴向弦215。可以想到的是，凸出部240或槽部250中的至少一个可以在相对于轴向弦215的预定轴向位置处终止于平台220上。在一种示例性实施方式中，凸出部240和槽部250可以在轴向弦215的25-40％之间终止于平台220上。

一些示例性工作气流90被示出为移动通过涡轮发动机级201。此外，一些示例性弓形波95被示出为位于每个翼型件202的前缘213的前方。应当理解，弓形波95在邻近每个前缘213的工作气流90中形成局部压力增加。还应当理解，所示的弓形波95代表一种示例性几何轮廓，并且每个弓形波95的几何轮廓可以在涡轮发动机级201的不同区域中变化。

凸出部240和槽部250可被形成、选择、布置等以调整或抵消由弓形波95引起的局部压力差。现在参考图6，涡轮发动机级201的示意性周向视图示出了平台220，其具有相对于基线表面124的轮廓流动表面224，并且具有视觉上重叠的多个表面特征。翼型件202、内带204、外带206和平台220用实线示出。

平台220的具有凸出部240和槽部250的部分均以虚线示出。凸出部240和槽部250的区域中的基线表面124用实线示出。可以想到的是，凸出部240或槽部250中的任一者或两者可以相对于轴向方向A在前缘213的后方沿着平台220延伸。

图7示出了涡轮发动机级201在图5的位置VII-VII处的示意性周向视图。为了视觉清楚起见，省略了外带206(图6)。应当理解，本公开的各个方面可应用于外带206或内带204。

轮廓流动表面224以实线示出并且包括槽部250。基线表面124以虚线指示以供参考。局部最小值255可限定相对于基线表面124的槽部深度256。如图所示，槽部深度256被限定为与基线表面124正交，使得局部最小值255表示槽部250与基线表面124的最大偏差。

槽部深度256可与展向长度216(图3)或翼型件间隔距离218(图4)中的任一者或两者成比例。例如，在非限制性示例中，槽部深度256可以是展向长度216的1-10％，或者是展向长度216的5-10％，或者是展向长度216的3-8％，或者是翼型件间隔距离218的1-10％，或者是翼型件间隔距离218的5-9％，或者是翼型件间隔距离218的3-7％。

图8示出了涡轮发动机级201在图5的位置VIII-VIII处的示意性周向视图。为了视觉清楚起见，省略了外带206(图5)。应当理解，本公开的各个方面可应用于外带206或内带204。

轮廓流动表面224以实线示出并且包括凸出部240。基线表面124以虚线指示以供参考。局部最大值245可限定相对于基线表面124的凸出部高度246。如图所示，凸出部高度246被限定为与基线表面124正交，使得局部最大值245表示凸出部240与基线表面124的最大偏差。

凸出部高度246可与展向长度216(图3)或翼型件间隔距离218(图6)中的任一者或两者成比例。例如，在非限制性示例中，凸出部高度246可以是展向长度216的1-20％，或者是展向长度216的10-20％，或者是展向长度216的2-5％，或者是展向长度216的3-3.7％，或者是翼型件间隔距离218的1-15％，或者是翼型件间隔距离218的3-6％，或者是翼型件间隔距离218的4.6-6.8％。还可以想到的是，凸出部高度246可以小于槽部深度256(图4)。

一般参考图3-8，在操作期间，工作气流90可流向涡轮发动机级201，其中弓形波95可形成周向压力梯度，其具有在每个翼型件202的前缘213处的局部较高的空气压力和在翼型件202之间的局部较低的空气压力。工作气流90的一部分可以流入槽部250并且至少沿着翼型件202的压力侧211流动。工作气流90的另一部分可以围绕凸出部240流动并且被引导向相邻翼型件202的相邻外壁210。槽部250可在前缘213前方形成局部较小的空气压力，因为沿着轮廓流动表面224的流线远离穿过翼型件组件200的中心流线偏斜。凸出部240可在翼型件202之间形成局部较大的空气压力，因为沿着轮廓流动表面224的流线朝向穿过翼型件200的中心流线偏斜。以这种方式，凸出部240和槽部250可抵消在操作期间由弓形波形成的周向压力梯度。

本公开的各个方面提供了多种益处，包括控制级中的局部空气压力以调整翼型件周围的局部气流。使用本文所述的间隔开的凸出部和槽部可以引导工作气流在每个中间流动通道的上游端附近更靠近每个翼型件，这可以增加由翼型件提取的功并且减少沿着流动路径的次级流涡流。各个方面进一步提供了在操作期间增加的发动机效率和燃料消耗的减少。

使用如本文所述定位在翼型件前缘前方并与凸出部间隔开的槽部额外地提供了由于上游弓形波导致的周向压力梯度的减小。在一个示例中，与轴对称平台流动表面相比，本文描述的轮廓流动表面可以使周向压力梯度减小50％。此外，轮廓流动表面的各个方面可以防止热气体吸入到平台的前边缘上游的间隙或空腔中。

在尚未描述的范围内，各种实施例的不同特征和结构可以根据需要组合使用或彼此替代使用。一个特征没有在所有实施例中示出并不意味着解释为其不能如此示出，而是为了描述的简洁而这样做。因此，不同实施例的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新实施例，无论新实施例是否被明确描述。另外，本文所示的凸出部、局部最大值、槽部和局部最小值旨在示出沿着平台的示例性位置，并且应当理解，高度、深度、形状、轮廓和位置的组合预期用于本公开中。本文所描述的特征的所有组合或排列均由本公开内容覆盖。

应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和增压器区段/涡轮的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在落入权利要求的范围内。

本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：

一种用于压缩机或涡轮中的至少一个的涡轮发动机级，所述涡轮发动机级包括：多个翼型件，所述多个翼型件在内带和外带之间延伸，所述多个翼型件中的每个翼型件均具有限定压力侧和吸力侧的外壁，其中所述外壁在前缘和后缘之间延伸；和中间流动通道，所述中间流动通道限定在所述多个翼型件中的两个相邻翼型件之间；其中所述内带或所述外带中的至少一个包括沿着轴向方向在前边缘和后边缘之间延伸的平台，其中所述平台具有轮廓流动表面，所述轮廓流动表面包括：槽部，所述槽部沿着所述压力侧的至少一部分延伸并且具有靠近所述前缘的局部最小值；和凸出部，所述凸出部具有局部最大值并且沿着所述吸力侧的至少一部分延伸；其中所述凸出部和所述槽部中的每一个均定位在所述平台的所述前边缘的后方。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述局部最大值与所述外壁间隔开。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述局部最大值位于所述局部最小值的后方。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述凸出部限定第一轴向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一轴向宽度的第二轴向宽度。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述凸出部限定第一周向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一周向宽度的第二周向宽度。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述槽部的一部分围绕所述前缘从所述压力侧延伸到所述吸力侧。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，进一步包括限定在所述中间流动通道中的喉部，其中所述凸出部和所述槽部中的每一个均位于所述喉部的前方。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述凸出部在所述中间流动通道内周向延伸。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述凸出部邻接所述两个相邻翼型件中的每一个。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，进一步包括：轴对称基线表面，所述轴对称基线表面沿着所述平台限定在所述前边缘和所述后边缘之间；翼型件间隔距离，所述翼型件间隔距离周向限定在所述多个翼型件中的所述两个相邻翼型件的对应的前缘之间；和展向长度，所述展向长度沿着所述两个相邻翼型件中的一个限定在所述内带和所述外带之间。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述局部最小值与所述前缘间隔开所述翼型件间隔距离的0-20％。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述局部最小值限定相对于所述轴对称基线表面的槽部深度，并且所述局部最大值限定相对于所述轴对称基线表面的凸出部高度。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述槽部深度或所述凸出部高度中的至少一个是所述展向长度的1-20％。

根据任何前述条项所述的涡轮发动机级，其中所述凸出部高度是所述展向长度的2-5％，并且所述槽部深度是所述展向长度的3-8％。

一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括：翼型件，所述翼型件具有限定压力侧和吸力侧并在前缘和后缘之间延伸的外壁；和平台，所述平台沿着轴向方向在前边缘和后边缘之间延伸，所述翼型件从所述平台径向延伸，其中所述前缘定位在所述平台的所述前边缘的后方，并且其中所述平台具有轮廓流动表面，所述轮廓流动表面包括：槽部，所述槽部沿着所述压力侧的至少一部分延伸并且具有靠近所述前缘的局部最小值；和凸出部，所述凸出部具有局部最大值并且沿着所述吸力侧的至少一部分延伸；其中所述凸出部和所述槽部中的每一个均定位在所述平台的所述前边缘的后方。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述槽部的一部分围绕所述前缘延伸到所述吸力侧。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述局部最大值与所述翼型件的所述外壁间隔开。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述局部最大值位于所述局部最小值的后方。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述凸出部限定第一轴向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一轴向宽度的第二轴向宽度。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述凸出部限定第一周向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一周向宽度的第二周向宽度。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，进一步包括沿着所述前缘限定在所述翼型件的根部和尖端之间的展向长度。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述槽部深度或所述凸出部高度中的至少一个是所述展向长度的1-20％。

根据任何前述条项所述的翼型件组件，其中所述凸出部高度是所述展向长度的2-5％，并且所述槽部深度是所述展向长度的3-8％。

Claims (10)

1.一种用于压缩机或涡轮中的至少一个的涡轮发动机级，其特征在于，所述涡轮发动机级包括：

多个翼型件，所述多个翼型件在内带和外带之间延伸，所述多个翼型件中的每个翼型件均具有限定压力侧和吸力侧的外壁，其中所述外壁在前缘和后缘之间延伸；和

中间流动通道，所述中间流动通道限定在所述多个翼型件中的两个相邻翼型件之间；

其中所述内带或所述外带中的至少一个包括沿着轴向方向在前边缘和后边缘之间延伸的平台，其中所述平台具有轮廓流动表面，所述轮廓流动表面包括：

槽部，所述槽部沿着所述压力侧的至少一部分延伸并且具有靠近所述前缘的局部最小值；和

凸出部，所述凸出部具有局部最大值并且沿着所述吸力侧的至少一部分延伸；

其中所述凸出部和所述槽部中的每一个均定位在所述平台的所述前边缘的后方。

2.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述局部最大值与所述外壁间隔开。

3.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述局部最大值位于所述局部最小值的后方。

4.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述凸出部限定第一轴向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一轴向宽度的第二轴向宽度。

5.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述凸出部限定第一周向宽度，并且所述槽部限定小于所述第一周向宽度的第二周向宽度。

6.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述槽部的一部分围绕所述前缘从所述压力侧延伸到所述吸力侧。

7.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，进一步包括限定在所述中间流动通道中的喉部，其中所述凸出部和所述槽部中的每一个均位于所述喉部的前方。

8.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述凸出部在所述中间流动通道内周向延伸。

9.根据权利要求8所述的涡轮发动机级，其特征在于，其中所述凸出部邻接所述两个相邻翼型件中的每一个。

10.根据权利要求1所述的涡轮发动机级，其特征在于，进一步包括：

轴对称基线表面，所述轴对称基线表面沿着所述平台限定在所述前边缘和所述后边缘之间；

翼型件间隔距离，所述翼型件间隔距离周向限定在所述多个翼型件中的所述两个相邻翼型件的对应的前缘之间；和

展向长度，所述展向长度沿着所述两个相邻翼型件中的一个限定在所述内带和所述外带之间。