CN1500969A - 用于减少压缩机翼尖上的气流量的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型(42)，包括前缘(48)、后缘(50)、翼尖(54)、在翼根(52)和翼尖之间沿径向跨距延伸的第一侧壁(46)，以及在前缘和后缘处与第一侧壁相连的第二侧壁(44)，其中第一侧壁形成了所述翼型的第一侧面，第二侧壁在翼根和翼尖之间沿径向跨距延伸，因而第二侧壁形成了翼型的第二侧面。该翼型还包括从第一侧壁和第二侧壁的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)，其中该翼肋构造成可减少穿过翼尖的气流泄漏。

Description

用于减少压缩机翼尖上的气流量的方法和装置
技术领域
本申请大体上涉及燃气涡轮发动机的转子叶片，更具体地涉及用于减少转子叶尖上的尖端泄漏的方法和装置。
背景技术
燃气涡轮发动机的转子叶片通常包括具有前缘、后缘、压力面和吸力面的翼型。压力面和吸力面在翼型的前缘和后缘处相连，并径向地跨在翼型根部和翼型尖端之间。翼根至少部分地形成了内流动通道，而固定外壳则至少部分地形成了外流动通道。更具体地说，固定外壳处于翼尖的径向外部，使得在罩盖和翼尖之间形成了间隙。
例如，至少在一些已知的压缩机中使用了这种叶片，在压缩机的装配过程中，形成于罩盖和翼尖之间的间隙大小在压缩机运转期间因旋转的翼尖和固定的外壳而存在不同的增长。更具体地说，在发动机运转期间，该间隙可能因翼尖受到侵蚀或机动载荷而增大。随着时间的流逝，间隙增大的压缩机的持续运转会引起翼尖到外壳的流动干扰。此外，作为在运转叶片的相对侧面上产生的固有压力差的结果，增大的间隙可能会使空气不合乎需要地穿过翼尖而从翼型的压力面流向翼型的吸力面。这种不合乎需要的空气流动被称为寄生流动或翼尖泄漏，并且会对压缩机的工作效率造成不利的影响。
为了有助于减少翼尖泄漏，至少一些已知的压缩机的旋转叶片包括有旋转翼尖罩盖，其与翼尖相连以便于减小叶片和外壳之间的径向间隙。虽然翼尖罩盖也可有助于减少翼尖泄漏，但是这种结构还会在相邻翼尖之间引入复杂的接口件，并增加转子结构的整体重量。至少一些其它已知的压缩机的转子叶片采用了与翼尖相连的小翼，以便有助于阻止翼尖泄漏。然而，由于在将小翼连接到翼型上所存在的设计困难和非常接近固定外壳的原因，已知的小翼设计在使用中受到了限制。
发明内容
在一个方面，本发明提供了一种用于制造燃气涡轮发动机的转子叶片的方法。该方法包括：形成包括有第一侧壁和第二侧壁的翼型，各侧壁在翼根和翼尖之间沿径向跨距延伸，其中第一和第二侧壁在前缘和后缘处相连；以及形成从翼型的第一侧壁和翼型的第二侧壁中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋，使得该翼肋有助于减少穿过翼尖的气流泄漏。
在本发明的另一方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型。该翼型包括前缘、后缘、翼尖、在翼根和翼尖之间沿径向跨距延伸的第一侧壁，以及在前缘和后缘处与第一侧壁相连的第二侧壁，其中第一侧壁形成了所述翼型的第一侧面，第二侧壁在翼根和翼尖之间沿径向跨距延伸，使得第二侧壁形成了所述翼型的第二侧面。该翼型还包括从第一侧壁和第二侧壁的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋，其中该翼肋构造成可减少穿过翼尖的气流泄漏。
在另外一个方面，本发明提供了一种包括有多个转子叶片的燃气涡轮发动机。各转子叶片均包括具有前缘、后缘、第一侧壁、第二侧壁和至少一条翼肋的翼型。翼型的第一和第二侧壁在前缘和后缘处轴向相连，各侧壁均从叶根径向地延伸到翼尖。翼肋从翼型的第一侧壁和翼型的第二侧壁的至少其中之一上向外延伸出来。第一侧壁形成了翼型的压力面，而第二侧壁形成了翼型的吸力面。翼肋有助于减少穿过翼尖而从翼型的压力面流向翼型的吸力面的空气。
附图说明
图1是燃气涡轮发动机的示意性图示；
图2是可用于图1所示燃气涡轮发动机的转子叶片的透视图；
图3是图2所示转子叶片的从该转子叶片的另一侧看去的局部放大的透视图；和
图4是可用于图1所示燃气涡轮发动机的转子叶片的另一实施例的透视图。
图中各标号的说明见下表。
    10     燃气涡轮发动机     50     后缘
    12     风扇组件     52     翼根
    14     高压压缩机     54     翼尖
    16     燃烧室     70     翼肋
    18     高压涡轮     74     翼肋根部
    20     低压涡轮     76     翼肋的径向高度
    22     增压器     78     翼肋外缘的径向高度
    24     风扇叶片     80     外缘
    26     转子轮盘     84     翼肋边缘
    28     进气端     86     翼肋边缘
    30     排气端     90     翼肋侧壁
    40     转子叶片     92     翼肋侧壁
    42     翼型     94     对称平面
    43     燕尾部分     100     距离
    44     侧壁     102     距离
    46     侧壁     200     转子叶片
    48     前缘     202     翼肋
具体实施方式
图1是燃气涡轮发动机10的示意图，其包括风扇组件12、高压压缩机14和燃烧室16。发动机10还包括高压涡轮18、低压涡轮20和增压器22。风扇组件12包括风扇叶片24的阵列，其从转子轮盘26中径向向外延伸。发动机10具有进气端28和排气端30。在一个实施例中，燃气涡轮发动机是可从美国俄亥俄州辛辛那提市的通用电气公司中得到的GE90。
在操作中，穿过风扇组件12的气流和压缩空气被供应到高压压缩机14中。该高压气体被传送到燃烧室16中。来自燃烧室16的气流(图1中未示出)驱动涡轮18和20，涡轮20则驱动风扇组件12。
图2是可用于燃气涡轮发动机如燃气涡轮发动机10(图1中所示)的转子叶片40的局部透视图。图3是图2所示转子叶片的从该转子叶片40的另一侧看去的局部放大的透视图。在一个实施例中，多个转子叶片40形成了燃气涡轮发动机10的高压压缩级(未示出)。各转子叶片40均包括翼型42和整体式的燕尾部分43，燕尾部分43用于将翼型42以已知的方式安装在转子轮盘(未示出)上。或者，叶片40可从转子轮盘(未示出)上径向向外延伸，这样多个叶片40就形成了叶盘(未示出)。
各翼型42均包括具有一定轮廓的第一侧壁44和具有一定轮廓的第二侧壁46。第一侧壁44是凸起的并形成了翼型42的吸力面，而第二侧壁46是下凹的并形成了翼型42的压力面。侧壁44和46在翼型42的前缘48处和轴向间隔开的后缘50处相连。更具体地说，翼型后缘50在弦向上与翼型前缘48间隔开并位于其下游。第一侧壁44和第二侧壁46在从处于燕尾部分43附近的叶根52到翼尖54上沿跨距纵向地或径向地向外延伸。
翼肋70从第二侧壁46中向外延伸出。在另一实施例中，翼肋70从第一侧壁44中向外延伸出。在又一实施例中，第一翼肋70从第二侧壁46中向外延伸出，而第二翼肋70从第一侧壁44中向外延伸出。因此，翼肋70的轮廓与侧壁46相符，并因此顺应在侧壁46上延伸穿过的气流流线。在该代表性实施例中，翼肋70沿翼弦方向延伸穿过侧壁46。或者，翼肋70可相对于侧壁46在非翼弦方向上排列。更具体地说，在该代表性实施例中，翼肋70在翼型的前缘48和后缘50之间沿弦向延伸。或者，翼肋70仅延伸到翼型的前缘48和后缘50的其中之一上。在另一实施例中，翼肋70只在翼型的前缘48和后缘50之间部分地沿侧壁46延伸，并且不延伸至前缘48或后缘50中的任一个上。
翼肋70具有截头圆锥形的截面轮廓，使得翼肋70的根部74的径向高度76大于翼肋70的外缘80的径向高度78。在该代表性实施例中，高度76和高度78沿着翼肋70在第一边缘84和第二边缘86之间基本上保持恒定。在另一实施例中，根部高度74和外缘高度78的至少其中之一在翼肋边缘84和86之间是变化的。可根据叶片40的工作和性能特征来可变化地选择翼肋70的几何结构，包括翼肋70相对于叶片40的相对位置、大小及长度。
翼肋70还包括径向的外侧壁90和径向的内侧壁92。径向的外侧壁90处于翼尖54和径向的内侧壁92之间，而径向的内侧壁92则处于径向的外侧壁90和翼根52之间。各翼肋的侧壁90和92在翼肋根部74和翼肋外缘80之间具有一定的轮廓。在该代表性实施例中，翼肋70关于对称面94对称，因此翼肋的侧壁90和92是相同的。在另一实施例中，侧壁90和92各不相同且不均等。
翼肋外缘80从侧壁46上延伸到气流内一段距离100，翼肋的对称面94位于从翼尖54朝向翼根52为径向距离102的位置处。可根据叶片40的工作和性能特征来可变化地选择距离100和102。
在操作过程中，翼肋70对翼型的压力面44和吸力面46之间的气流连通提供了限制。更具体地说，在操作过程中由于翼尖54和固定罩盖(未示出)之间的间隙(未示出)变宽，因此自然趋向是高压压力面的气流朝向翼尖54流动。然而，由于翼肋70向外延伸到气流中，因此翼肋70将流向翼尖54的空气沿预期的方向向下游引导，因而防止了翼尖54上的翼尖泄漏，并有助于提高压缩机的效率。
此外，翼肋70还在翼尖54附近提供了弦向刚度。更具体地说，翼肋70有助于为叶片40提供结构支撑，使得可通过各翼肋70的几何结构来减少由相邻叶尖54可能引起的弦向弯曲模式的振动。另外，由于翼肋70处于离翼尖54为径向距离102的位置处，因此翼肋70不会与固定罩盖相接触。
图4是可用于燃气涡轮发动机10(图1所示)的转子叶片200的另一实施例的透视图。转子叶片200基本上类似于转子叶片40(图2和3所示)，在图4中采用与图2和3所使用的相同标号来标示转子叶片200中的与转子叶片40中相同的部件。具体地说，在一个实施例中，转子叶片200与转子叶片40基本上相同，不同之处是转子叶片200包括除翼肋70之外的第二翼肋202。更具体地说，在该代表性实施例中，翼肋202和翼肋70相同，但其在侧壁44上而不是在侧壁46上延伸。
翼肋202从第一侧壁44上向外延伸出，其轮廓与侧壁44相符，因此顺应延伸穿过侧壁44的气流流线。在一个代表性实施例中，翼肋202沿弦向延伸穿过侧壁44。或者，翼肋202可相对于侧壁44在非翼弦方向上排列。更具体地说，在该代表性实施例中，翼肋202在翼型的前缘48和后缘50之间沿弦向延伸。或者，翼肋202仅延伸到翼型的前缘48和后缘50的其中之一上。在另一实施例中，翼肋202只在翼型的前缘48和后缘50之间部分地沿侧壁44延伸，并且不延伸至前缘48或后缘50中的任一个上。
可根据叶片40的工作和性能特征来可变化地选择翼肋202的几何结构，包括翼肋202相对于叶片40的相对位置、大小及长度。翼肋202处于离翼尖54为径向距离210的位置处。在该代表性实施例中，径向距离210大致等于第一翼肋的径向距离102(图3所示)。在另一实施例中，径向距离210不等于第一翼肋的径向距离102。
上述转子叶片的成本效率高且非常可靠。这种转子叶片包括从至少一个翼型侧壁上向外延伸出的翼肋。该翼肋有助于限制在翼肋的径向上方和径向下方的气流相通。因此，它有助于减少翼尖泄漏，并可促进提高压缩机的效率。此外，翼肋有助于为叶片提供额外的结构支撑。结果，设置翼肋能够以成本效率高且可靠的方式来提高叶片的空气动力学性能，同时为叶片提供了空气动力学的稳定性。
在上文中详细地描述了叶片组件的代表性实施例。这种叶片组件并不限于本文所描述的具体实施例，相反，可以单独地使用本文所介绍的各组件中的部件，也可单独地使用与这里所述不同的其它部件。各转子叶片的部件也可与其它转子叶片部件相结合地使用。
虽然已经针对不同的具体实施例介绍了本发明，然而本领域的技术人员可以认识到，在权利要求的精神和范围内，可通过改进的方式来实施本发明。

Claims (13)

1.一种用于制造燃气涡轮发动机(10)的转子叶片(40)的方法，所述方法包括：
形成包括有第一侧壁(46)和第二侧壁(44)的翼型(42)，各所述侧壁在翼根(52)和翼尖(54)之间沿径向跨距延伸，其中所述第一和第二侧壁在前缘(48)和后缘(50)处相连；和
形成从所述翼型的第一侧壁和所述翼型的第二侧壁中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)，使得所述翼肋有助于减少穿过所述翼尖的气流泄漏。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成从所述翼型的第一侧壁(46)和所述翼型的第二侧壁(44)中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)包括：
形成第一翼肋，其从所述翼型的第一侧壁上向外延伸出，并处于离所述翼尖(54)为第一径向距离(100)的位置处；和
形成第二翼肋，其从所述翼型的第二侧壁上向外延伸出，并处于离所述翼尖为第二径向距离的位置处，其中所述第一径向距离大致等于所述第二径向距离。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成从所述翼型的第一侧壁(46)和所述翼型的第二侧壁(44)中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)包括：形成沿翼弦方向从所述翼型前缘(48)和所述翼型后缘(50)的至少其中之一上延伸出的翼肋。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成从所述翼型的第一侧壁(46)和所述翼型的第二侧壁(44)中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)包括：形成沿翼弦方向在所述翼型前缘(48)和所述翼型后缘(50)之间延伸的翼肋。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，形成从所述翼型的第一侧壁(46)和所述翼型的第二侧壁(44)中的至少其中之一上向外延伸出来的翼肋(70)包括：形成具有截头圆锥形截面轮廓的翼肋，其有助于为所述翼型提供结构支撑。
6.一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型(42)，所述翼型包括：
前缘(48)；
后缘(50)；
翼尖(54)；
在翼根和所述翼尖之间沿径向跨距延伸的第一侧壁(46)，所述第一侧壁形成了所述翼型的第一侧面；
在所述前缘和所述后缘处与所述第一侧壁相连的第二侧壁(44)，所述第二侧壁在所述翼根和所述翼尖之间沿径向跨距延伸，所述第二侧壁形成了所述翼型的第二侧面；和
翼肋(70)，其从所述第一侧壁和所述第二侧壁的至少其中之一上向外延伸出，所述翼肋构造成可减少穿过所述翼尖的气流泄漏。
7.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，所述翼型的第一侧壁和所述第二侧壁的至少其中之一是下凹的，另一所述侧壁是凸起的，所述翼肋沿弦向从所述翼型前缘朝向所述翼型后缘延伸。
8.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，所述翼肋(70)沿弦向从所述翼型后缘(50)朝向所述翼型前缘(48)延伸。
9.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，所述翼肋(70)距所述翼尖(54)为径向距离(100)。
10.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，所述翼肋(70)还被构造成可为所述翼型提供结构支撑。
11.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，所述翼肋(70)包括基部、外缘(80)和在它们之间延伸的主体，所述主体呈截头圆锥形，使得所述基部的径向高度(76)大于所述外缘的高度(78)。
12.根据权利要求6所述的翼型(42)，其特征在于，第一翼肋(70)从所述第一侧壁(46)上向外延伸出，第二翼肋从所述第二侧壁(44)上向外延伸出。
13.根据权利要求12所述的翼型(42)，其特征在于，所述第一翼肋(70)距所述翼尖(54)为第一径向距离(102)，所述第二翼肋距所述翼尖为第二径向距离，所述第一径向距离大致等于所述第二径向距离。
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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103184889A (zh) * 2011-12-28 2013-07-03 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮转子叶片、转动组件以及涡轮发动机
CN103291376A (zh) * 2012-03-01 2013-09-11 通用电气公司 具有末端泄漏流引导件的旋转涡轮机构件
CN103883361B (zh) * 2012-12-20 2016-05-04 中航商用航空发动机有限责任公司 涡轮叶片
CN110067774A (zh) * 2019-04-16 2019-07-30 中国航发湖南动力机械研究所 组合叶轮及燃气涡轮发动机的压气机
CN111219362A (zh) * 2018-11-27 2020-06-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 轴流压气机叶片、轴流压气机及燃气轮机
CN111263846A (zh) * 2017-10-26 2020-06-09 西门子股份公司 压气机翼型
CN114576202A (zh) * 2022-02-28 2022-06-03 北京航空航天大学 一种叶片结构、压气机及压气机控制方法

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6779979B1 (en) * 2003-04-23 2004-08-24 General Electric Company Methods and apparatus for structurally supporting airfoil tips
US7320575B2 (en) * 2004-09-28 2008-01-22 General Electric Company Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades
EP1801422B1 (de) * 2005-12-22 2013-06-12 Ziehl-Abegg AG Ventilator und Ventilatorflügel
EP2093378A1 (en) * 2008-02-25 2009-08-26 ALSTOM Technology Ltd Upgrading method for a blade by retrofitting a winglet, and correspondingly upgraded blade
US8033790B2 (en) * 2008-09-26 2011-10-11 Siemens Energy, Inc. Multiple piece turbine engine airfoil with a structural spar
US8591195B2 (en) 2010-05-28 2013-11-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade with pressure side stiffening rib
US9115594B2 (en) * 2010-12-28 2015-08-25 Rolls-Royce Corporation Compressor casing treatment for gas turbine engine
US10087764B2 (en) 2012-03-08 2018-10-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil for gas turbine engine
EP2987956A1 (en) * 2014-08-18 2016-02-24 Siemens Aktiengesellschaft Compressor aerofoil
CN107407290B (zh) 2015-04-08 2019-07-26 雷顿股份公司 风扇叶片及相关方法
FR3087828B1 (fr) * 2018-10-26 2021-01-08 Safran Helicopter Engines Aubage mobile de turbomachine
US20240011407A1 (en) * 2022-07-07 2024-01-11 General Electric Company Turbine engine with a rotating blade having a fin

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1424672A (en) * 1919-07-23 1922-08-01 George A Ogrissek Propeller
US2265788A (en) * 1940-11-02 1941-12-09 Sr Frank Wolf Propeller
US2965180A (en) * 1954-12-20 1960-12-20 American Radiator & Standard Propeller fan wheel
US3012709A (en) * 1955-05-18 1961-12-12 Daimler Benz Ag Blade for axial compressors
GB840543A (en) * 1956-01-16 1960-07-06 Vickers Electrical Co Ltd Improvements in turbine blading
DE1108374B (de) * 1960-02-23 1961-06-08 M A N Turbomotoren G M B H Einrichtung zur Vermeidung von Sekundaerstroemungen in Schaufelkanaelen von Stroemungsmaschinen
BE638547A (zh) * 1962-10-29 1900-01-01
US3706512A (en) * 1970-11-16 1972-12-19 United Aircraft Canada Compressor blades
DE2135287A1 (de) * 1971-07-15 1973-01-25 Wilhelm Prof Dr Ing Dettmering Lauf- und leitradgitter fuer turbomaschinen
US3771922A (en) * 1972-10-30 1973-11-13 Mc Donnell Douglas Corp Stabilized rotary blades
DE2405050A1 (de) * 1974-02-02 1975-08-07 Motoren Turbinen Union Laufschaufeln fuer turbomaschinen
SU595520A1 (ru) * 1975-06-09 1978-02-28 Институт Горной Механики И Технической Кибернетики Им. М.М.Федорова Рабоча лопатка осевой турбомашины
US4108573A (en) * 1977-01-26 1978-08-22 Westinghouse Electric Corp. Vibratory tuning of rotatable blades for elastic fluid machines
US4589824A (en) 1977-10-21 1986-05-20 United Technologies Corporation Rotor blade having a tip cap end closure
US5288209A (en) * 1991-12-19 1994-02-22 General Electric Company Automatic adaptive sculptured machining
US5261789A (en) 1992-08-25 1993-11-16 General Electric Company Tip cooled blade
DE19850732A1 (de) * 1998-11-04 2000-05-11 Asea Brown Boveri Axialturbine
DE19913269A1 (de) * 1999-03-24 2000-09-28 Asea Brown Boveri Turbinenschaufel
US6179556B1 (en) 1999-06-01 2001-01-30 General Electric Company Turbine blade tip with offset squealer
US6164914A (en) 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
US6382913B1 (en) 2001-02-09 2002-05-07 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures
GB2373548B (en) * 2001-03-21 2004-06-09 Rolls Royce Plc Gas turbine engine aerofoils

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103184889A (zh) * 2011-12-28 2013-07-03 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮转子叶片、转动组件以及涡轮发动机
CN103291376A (zh) * 2012-03-01 2013-09-11 通用电气公司 具有末端泄漏流引导件的旋转涡轮机构件
CN103883361B (zh) * 2012-12-20 2016-05-04 中航商用航空发动机有限责任公司 涡轮叶片
CN111263846A (zh) * 2017-10-26 2020-06-09 西门子股份公司 压气机翼型
CN111219362A (zh) * 2018-11-27 2020-06-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 轴流压气机叶片、轴流压气机及燃气轮机
CN110067774A (zh) * 2019-04-16 2019-07-30 中国航发湖南动力机械研究所 组合叶轮及燃气涡轮发动机的压气机
CN114576202A (zh) * 2022-02-28 2022-06-03 北京航空航天大学 一种叶片结构、压气机及压气机控制方法
CN114576202B (zh) * 2022-02-28 2022-12-06 北京航空航天大学 一种叶片结构、压气机及压气机控制方法

Also Published As

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