压气机翼型件的制作方法

本发明涉及压气机翼型件，特别是压气机翼型件的尖端的构造，以使空气动力损耗最小化。压气机翼型件是转子叶片或定子叶片。

背景技术：

燃气涡轮引擎的压气机包括转子部件，该转子部件包括转子叶片和转子鼓，以及包括定子叶片和定子壳体的定子部件。如众所周知的，压气机围绕旋转轴线布置有多个交替的转子叶片级和定子叶片级，并且每个级包括翼型件。压气机的效率受到其转子和定子部件之间的运行间隙或径向尖端间隙的影响。转子叶片和定子壳体之间、以及定子叶片和转子鼓之间的径向间隙或空隙被设置为尽可能小，以最小化工作气体的过尖端泄漏，但足够大以避免可能损坏部件的显著摩擦。

压气机翼型件的压力侧和吸入侧之间的压力差使得空气通过尖端间隙泄漏。过尖端泄漏流导致在压气机级的尖端间隙区域中的大量损耗和阻塞，并且这对压气机的稳定性和效率是有害的。

在燃气涡轮引擎中，压气机由涡轮机驱动。类似于压气机，涡轮机包括多个交替的转子叶片级和定子叶片级。来自燃烧器的热工作气体冲击安装到涡轮转子盘的涡轮叶片，并迫使转子盘旋转，从而驱动压气机。迫使压气机叶片旋转并将空气吸入引擎并压缩它。因此，涡轮机和压气机之间存在根本区别，涡轮机叶片从热工作气体中提取能量，而压气机将能量传递给空气流。从每个涡轮叶片级的上游侧到下游侧，工作气体流的压力随着功从工作气体中提取而降低，而对于压气机级，随着功被输入到空气流，压力跨过每个级而增加。

已经在许多包括小翼的叶片尖端构造中解决了涡轮机中的过尖端泄漏的减少。本质上，小翼是从涡轮叶片的尖端沿节距方向延伸以外悬于于叶片的压力和/或吸入表面的外悬部。涡轮小翼被设计成减小从压力侧到吸入侧和在叶片尖端上的压力差。叶片尖端上的这种压力差将被称为尖端负载。这些涡轮叶片小翼被具体地设计成适应从叶片的前缘到后缘发生的工作气体压力的下降。这些涡轮小翼的示例包括EP2093378、US2010/0135813、US7632062、US8414265和US2005/0232771。涡轮叶片小翼可以被设计成使到叶片中的热传递最小化。在EP2725195A1中，小翼被设计成使过尖端泄漏涡流远离叶片的吸入表面，从而防止额外的热气体冲击叶片材料并增加叶片材料的温度。

本发明涉及一种仅适用于压气机翼型件的小翼的构造。小翼对压气机翼型件和涡轮机叶片的影响在本质上是根本不同的，因为压气机的效率受角区分离的限制，而对于涡轮机小翼被设计成减少尖端负载并减少热传递。申请人已经发现，将涡轮机小翼应用于压气机叶片实际上可以通过增加翼型件尖端附近的角区分离的尺寸或引起翼型件尖端附近的角区分离而降低效率。因此，本发明不仅解决了过尖端泄漏质量流量的减少，而且重要的是解决了压气机翼型件所独有的分离。

技术实现要素：

本发明的一个目的是减少压气机翼型件的过尖端泄漏。另一个目的是最小化空气动力学分离，特别是在压气机翼型件的下游部分。本发明的另一个目的是针对相同的间隙尺寸减小跨越尖端间隙的压力差。另一个目的是减少端壁区域中的堵塞。另一个目的是改进压气机效率。本发明的优点是减少压气机中的过尖端泄漏，其中在下游方向上，并且通常从压气机翼型件的前缘到后缘的跨压气机的压力增加。

为了这些和其他目的和优点，提供了一种压气机翼型件，包括具有吸入表面的吸入表面壁和具有压力表面的压力表面壁，吸入表面壁和压力表面壁在前缘和后缘处相遇，并且限定具有尖端表面的尖端，翼型件具有最大厚度Tmax，平均弧线被定义为穿过前缘和后缘，压气机翼型件还包括在所述尖端处的小翼，并且小翼从吸入表面延伸，小翼具有外悬部W，该外悬部W具有在0.1Tmax至1.5Tmax的范围内的从吸入表面的垂直延伸，小翼具有从前缘起在平均弧线的长度的50％内出现的最大外悬部Wmax。

小翼可以具有前部分和后部分。小翼的前部分位于或朝向翼型件的前缘。小翼的后部分位于或朝向翼型件的后缘。

小翼的前部分可以具有在0.2T至1.5T范围内的外悬部W。

小翼的前部分可以具有融出部分，其沿着吸入表面在平均弧线长度的5％至40％的范围内的距离延伸，并且位于最大外悬部Wmax和后部分之间。

小翼的前部分可以具有融入部分，该融入部分在前缘和从最大外悬部Wmax起直到平均弧线的长度的2％之间的范围内的任何位置处开始。

小翼的前部分可以具有恒定的外悬部，其沿着吸入表面延伸直到弧线的长度的65％。

小翼的后缘部分可以具有距吸入表面-0.5T至1T距离的外悬部。

吸入表面可以具有径向延伸，并且小翼可以具有径向延伸S，其中S在吸入表面的径向延伸的1-15％的范围内。S可以是吸入表面的径向延伸的大约1-3％。

小翼可以限定径向外表面并且可以与尖端表面连续并形成尖端表面的一部分。

小翼可以包括沿着小翼的吸入表面边缘延伸的吸入肋。

吸入肋的宽度Wrib可以在翼型件的最大厚度的Tmax的5％至75％的范围内。

吸入肋的宽度Wrib可以是翼型件的最大厚度Tmax的大约25％。

小翼可以包括沿着小翼的压力表面边缘延伸的压力肋，并且压力肋和吸入肋在它们之间限定前间隙和后间隙。

肋高度可以从尖端表面的其余部分起直到平均弧线的长度的4％。

附图说明

通过参考下面结合附图对本发明的实施例的描述，本发明的上述属性和其它特征和优点以及获得它们的方式将变得更加明显，并且本发明本身将被更好地理解，其中

图1以剖视图示出了涡轮引擎的一部分，并且其中结合了本发明，

图2示出了结合了本发明的涡轮引擎的压气机的一部分的放大图，

图3A是朝向压气机翼型件的一部分的前缘的视图，该压气机翼型件具有外悬于吸入表面的一般化小翼，

图3B是朝向压气机翼型件的一部分的吸入表面的视图，该压气机翼型件具有外悬于吸入表面的一般化小翼，

图4是没有小翼的压气机翼型件的尖端的径向视图，

图5是沿翼型件的平均弧线(x轴)的标准化的过尖端泄漏驱动力(y轴)的图形表示，

图6是在压气机的转子级的一部分上径向向内看的视图，并且示出了环形阵列的翼型件的三个周向相邻的翼型件的尖端表面。翼型件包括根据本发明的示例性小翼构造，

图7-10是在翼型件的尖端上径向向内观察的视图，其示出了根据本发明的替代小翼构造，

图11A-11C示出了在小翼和壳体的区域中的翼型件的横截面轮廓的三个示例，

图12是在翼型件的尖端上径向向内看的视图，其示出了根据本发明的具有空腔的替代小翼构造，

图13是在翼型件的尖端上径向向内看的视图，示出了根据本发明的具有空腔的另一种替代小翼构造，

图14A和14B示出了分别以没有当前小翼(基准)和具有当前小翼在设计点操作的翼型件的叶毂下游附近的无尺寸损耗的出口等值线图，

图15是基准翼型件和具有根据本发明的小翼的小翼的本压气机翼型件的、并且如参考图14A，14B所示和描述的相对空气动力损耗的图形表示，

图16A，16B和16C分别是不具有小翼(基准)、具有过大的小翼的压气机翼型件和具有小翼的本发明的压气机翼型件的吸入表面的视图，并且示出了围绕吸入表面的压缩气流的流线。

具体实施方式

图1以截面图示出了燃气涡轮引擎10的示例。燃气涡轮引擎10以流动顺序包括入口12，压气机段14，燃烧器段16和涡轮段18，它们通常按照流动顺序、并通常绕着纵向或旋转轴20并沿着纵向或旋转轴20的方向布置。燃气涡轮引擎10还包括可围绕旋转轴线20旋转、并且纵向延伸通过燃气涡轮引擎10的轴22。轴22将涡轮段18驱动地连接到压气机段14。

在燃气涡轮引擎10的操作中，通过空气入口12吸入的空气24被压气机段14压缩、并且输送到燃烧段或燃烧器段16。燃烧器段16包括燃烧器室26、一个或多个燃烧室28和固定到每个燃烧室28的至少一个燃烧器30。燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器室26内。通过压气机14的压缩空气进入扩散器32，并从扩散器32排放到燃烧器室26中，一部分空气从燃烧器室26进入燃烧器30并与气态或液态燃料融合。空气/燃料融合物然后被燃烧，并且所产生的燃烧气体34或来自燃烧的工作气体被引导通过燃烧室28到达涡轮段18。

涡轮段18包括附接到轴22的多个叶片承载盘36。在本示例中，两个盘36各承载涡轮叶片38的环形阵列。然而，叶片承载盘的数量可以不同，即只有一个盘或多于两个盘。另外，固定到燃气涡轮引擎10的定子42的导流叶片40设置在涡轮叶片38的环形阵列的级之间。在燃烧室28的出口和前涡轮叶片38之间，设置入口导流叶片44，并且入口导流叶片44将工作气体流转向到涡轮叶片38上。

来自燃烧室28的燃烧气体进入涡轮段18并驱动涡轮叶片38，涡轮叶片38进而使轴22旋转。导流叶片40、44用于优化涡轮叶片38上的燃烧或工作气体的角度。

涡轮段18驱动压气机段14。压气机段14包括轴向系列的叶片级46和转子叶片级48。转子叶片级48包括支撑环形叶片阵列的转子盘。压气机段14还包括围绕转子级并支撑叶片级48的壳体50。导流叶片级包括安装到壳体50的径向延伸的叶片的环形阵列。叶片被设置成为在给定的引擎操作点处以对于叶片的最佳角度提供气流。导流叶片级中的一些具有可变叶片，其中叶片关于其自身纵向轴线的角度可根据在不同引擎操作条件下发生的空气流动特性来调整。

壳体50限定压气机14的通道56的径向外表面52。通道56的径向内表面54至少部分地由转子的转子鼓53限定，转子的转子鼓53部分地由环形叶片阵列48限定，并将在下面更详细地描述。

在操作中，空气被吸入入口并通过压气机14。跨越压气机的每个级，空气被进一步压缩。因此，当空气通过每个级时，空气的压力增加，并且特别地，从压气机的每个翼型的前缘到后缘的压力增加。应当注意，对于涡轮机，当来自燃烧器的工作气体冲击并驱动涡轮机时，能量被从工作气体中提取。该能量提取意味着穿过涡轮机的每个级(特别是转子级)，工作气体的压力减小。因此，涡轮机和压气机之间存在根本区别，涡轮机叶片从热工作气体中提取能量，而压气机将能量传递给空气流。这些不同的压力方案在不同的压气机的压气机翼型件和涡轮机的涡轮机翼型件中的每一个周围产生不同的流动特性，并且特别是在翼型件尖端周围和翼型件尖端上的流体流动特性。

参照上述示例性涡轮引擎描述本发明，所述涡轮引擎具有连接单个多级压气机和单个、一级或多级涡轮的单个轴或管。然而，应当理解，本发明同样适用于两轴或三轴引擎，并且可以用于工业、航空或海洋应用。术语转子或转子组件旨在包括旋转部件，包括转子叶片和转子鼓。术语定子或定子组件旨在包括固定或非旋转部件，包括定子叶片和定子壳体。因此，术语转子到定子旨在将旋转部件与固定部件相关联，例如旋转叶片、固定壳体或旋转壳体以及固定叶片或叶片。旋转部件可以在固定部件的径向内侧或径向外侧。术语翼型件旨在表示旋转叶片或固定叶片的翼型件部分。

术语上游和下游是指通过引擎的气流和/或工作气体流的流动方向，除非另有说明。术语向前和向后是指通过引擎的气体的一般流动。术语轴向、径向和周向是参照引擎的旋转轴线20做出的。

本发明还适用于具有注入到入口12中的水的任何燃气涡轮机。水可以是液体或蒸汽的形式。因此，空气流24也可以包含水。然而，术语空气将始终用于描述仅仅是空气以及描述含水的空气。

参考图2，涡轮引擎10的压气机14包括交替排的定子导流叶片46和可旋转的转子叶片48，它们每个都沿大体径向方向延伸进入或穿过通道56。

转子叶片级49包括支撑环形阵列的叶片48的转子盘68。转子叶片48安装在如这里所示的相邻盘68之间，但是每个环形阵列的转子叶片48可以另外安装在单个盘68上。每种情况下，叶片48包括安装脚或根部72，安装在脚部72上的平台74以及具有前缘76、后缘78和叶尖80的翼型件70。翼型件70安装在平台74上，并从其径向向外延伸并朝向壳体50的表面52，以限定叶尖间隙或叶片间隙82。

通道56的径向内表面54至少部分地由叶片48和压气机盘68的平台74限定。在上述替代布置中，其中压气机叶片48安装到单个盘中，相邻盘之间的轴向空间可以通过环84桥接，环84可以是环形的或周向分段的。环84被夹紧在轴向相邻的叶片排48之间并且面向导流叶片46的尖端80。此外，作为另一替代布置，单独的节段或环可以附接在压气机盘的外部，这里示出为与平台的径向向内表面接合。

图2示出了两种不同类型的导流叶片，可变几何形状导流叶片46V和固定几何形状导流叶片46F。可变几何形状导流叶片46V通过常规的可旋转安装件60安装到壳体50或定子。导流叶片包括翼型件62，前缘64，后缘66和尖端80。可旋转安装件60如可变定子叶片的操作一样在本领域中是公知的，因此不需要进一步描述。

导流叶片46从壳体50朝向通道56的径向内表面54径向向内延伸，以在其间限定叶尖间隙或叶片间隙83。

总的来说，叶尖间隙或叶片间隙82和叶片尖端隙或叶片间隙83在本文中被称为“尖端间隙”。术语“尖端间隙”在本文中用于指翼型件部分的尖端表面与转子鼓表面或定子壳体表面之间的距离，通常为径向距离。术语翼型件适用于转子叶片和定子叶片两者，并且本发明适用于任一类型的翼型件。

现在参考图3A，3B和图4，图3A，3B是具有示意性和一般化小翼的压气机翼型件70、62的一部分的视图，图4是通过压气机翼型件的示意性径向截面。压气机翼型件70包括在前缘76和后缘78处相遇的吸入表面壁88和压力表面壁90。吸入表面壁88具有吸入表面89，并且压力表面壁90具有压力表面91。术语吸入侧是指吸入表面的区域以及与吸入表面相邻的区域，并且术语压力侧指的是压力表面的区域以及与压力表面相邻的区域。在图4中，翼型件70的尖端80形成尖端表面86。尖端间隙82、83分别由尖端表面86和径向面向表面52、54限定。尖端间隙的径向延伸从尖端表面86和径向面向表面52、54限定。应当理解，尖端间隙82、83的径向延伸可以在非操作和操作之间以及在引擎操作期间变化。

在图4中，翼型件70具有由通过前缘76和后缘78的弧线限定的、并且位于翼型件的吸入表面和压力表面之间的中间的平均弧线108。弧线108的长度被定义为沿着尖端表面86从前缘76到后缘78的长度。翼型件70具有弦线109，弦线109由从前缘76到后缘78的直线以及其相关联的长度或“弦长”109限定。由固定和旋转叶片构成的压气机，其中旋转叶片沿着具有与弧线的切线垂直的向量相反的分量的方向旋转。

在压气机中，旋转方向从叶片的凸侧(吸入表面89)朝向凹侧(压力表面91)，而在涡轮机中是相反的。当压气机翼型件被迫通过空气流时，在压力侧形成高压空气，在吸入侧形成相对低压的空气。所产生的压力差使得一部分空气流在尖端80上从压力侧流到吸入侧。对于相同的间隙尺寸，跨过尖端间隙的压力差的减小可以减少泄漏流以及其对在统称为端壁区域的径向内表面或外表面54、52的区域中的损耗和阻塞的影响。

在靠近尖端间隙的吸入表面89上引入小翼进一步减小了跨间隙的压力差。小翼垂直于吸入表面延伸到周向相邻的翼型件70之间的通道58中。节距P是周向相邻的翼型件70的对应部分之间的距离，并且节距的“方向”在旋转或圆周方向上。

小翼100的设计可以分为对抗两个关键的损耗机理，由叶片尖端负载的减小引起的第一损耗机理，这减少了通过间隙的泄漏流以及其对损耗和阻塞的有害影响，以及由在靠近端壁52、54的吸入表面上产生角区分离而引起的第二损耗机理。参见图4，压气机翼型件的吸入侧可以分成两个区域，其中可以存在不同的流动状态。第一区域R1朝向前缘76定位，并且是由于正压力梯度而加速气流的区域。第二区域R2是由负压力梯度引起的减速流的区域。区域R1比区域R2具有更大的跨越尖端间隙的平均压力差，并且因此相对更多地有助于总体泄漏质量流量，如图5所示。减小区域R1中的跨间隙的压力差是减少总泄漏质量流量的关键。然而，由于区域R2中的负的且不利的压力梯度，该区域特别容易发生分离。

根据每个翼型件的具体几何形状及其在压气机内的位置，区域R1从前缘76延伸一距离，该距离落在弧线108长度的5-60％范围之间并包括在该长度的5-60％中。区域R2覆盖弧线108的长度剩余部分。

现在参考如图6所描绘的本发明的示例性实施例，其是压气机的径向内部视图，并且示出了转子级的翼型件的环形阵列的三个周向相邻的翼型件70。流动通道58被限定在周向相邻的翼型件70的压力表面91和吸入表面89之间以及平台74和壳体52之间。喉部平面72是流动通道58的最小区域。在该示例中的喉部平面72示出在一个翼型件的前缘76处，但是在其他示例中，喉部可以是沿着弧线的任何地方并且包括在相对的翼型件的后缘78处。

术语前缘和后缘旨在表示包括相应的几何边缘并且围绕几何边缘的平均弧线的长度的大约2％的区域，并且将包括空气动力学边缘。应当注意，空气动力学边缘或停滞点可以根据操作条件和沿着翼型件的径向高度而变化。

压气机和涡轮机翼型件通过以下来区分：涡轮机由来自燃烧器的热膨胀气体驱动，而压气机吸入引擎并压缩环境空气。许多结构差异之一是压气机翼型件在压力表面和吸入表面之间具有比涡轮机翼型件更薄的截面轮廓，特别是相对于它们各自的节距P。可以通过其最大厚度T与节距P的比率区分压气机翼型件和涡轮机翼型件。对于压气机翼型件Tmax/弧线长度可以在0.025和1.0之间。将压气机翼型件与涡轮机翼型件进行区分的另一种方式是借助于其最大厚度Tmax与其弦线109的长度的比率。对于本压气机翼型件70，Tmax/弦长关系可以高达0.1或10％，尽管更通常高达0.05或5％，并且特别常见于0.02和0.03之间或2％和3％之间。相比之下，涡轮叶片，特别是具有内部冷却通道的涡轮叶片，Tmax/弦长关系高于10％，并且通常将超过12％。

压气机翼型件70还包括位于尖端80处的小翼100，小翼100从吸入表面89沿垂直于吸入表面89的方向延伸。小翼100具有两个主要部分，即前部101和后部102。前部101被设计成解决总泄漏减小\翼型件尖端。后部102被设计成用于解决在下游进一步发生的流动分离。

前部101本身由前部分104、具有最大外悬部Wmax的中间区域105和后部分106三个部分构成。中间区域105具有恒定的外悬部W，在这种情况下，外悬部W是最大外悬部Wmax。在该示例中，引导部分104在垂直方向上从吸入表面89延伸距离0.6Tmax，但是对于一些最有利的结果，这个外悬部可以在0.6Tmax和1.0Tmax之间的任何值并且包括0.6Tmax和1.0Tmax，以及在0.1Tmax到1.5Tmax之间的任何值并且包括0.1Tmax和1.5Tmax，以获得至少一些益处。对于特别有助于实现目标的另一个范围的外悬部，特别是Wmax可以在1.05Tmax和1.99Tmax之间。因此，外悬部可以在0.1Tmax和1.99Tmax之间。

小翼100具有从前缘76起在平均弧线108的长度的60％内出现的最大外悬部Wmax。最大外悬部W应当位于最大尖端厚度Tmax位置的平均弧线的长度的10％之内。最大外悬部的延伸决定了压力差的下降。

在该示例性小翼100中，小翼100的前部分104具有融入部分104，其延伸大约平均弧线108的长度的10％的距离，并且位于中间部分105和前缘76之间。在其他示例中，小翼100的前部分104具有融入部分104，其在前缘76和最大翼型件厚度Tmax位置之间的范围内延伸一段距离。融入部分104可以在前缘76和从最大翼型件厚度Tmax位置起直到平均弧线108的长度的2％之间的范围内的任何位置处开始。

小翼100的前部分101具有融出部分106，其延伸大约平均弧线108的长度的20％的距离，并且位于中间部分105(特别是最大外悬部Wmax位置)和后缘78之间。融出部分105使小翼外悬部从中间部分105到后缘部分102平滑地融合，从而当前部分101过渡到后缘部分102时使任何空气动力学干扰最小化。

在图6所示的小翼100的示例性实施例中，中间部分105具有恒定的外悬部。这里，恒定外悬部沿着吸入表面89延伸大约为弧线108的长度的45％。在其他示例中，恒定外悬部可以延伸到弧线108的长度的0％和65％之间并包括该长度的0％和65％。小翼100在易于角区分离的后部分102减小到零外悬部，或者换句话说，在尖端80处采取“原始”翼型件形状的形式。如稍后将描述的，后部分102可以形成吸入表面的外悬部或从吸入表面朝向压力表面凹陷。

现在参考图7-10，其示出了根据本发明的替代小翼100构造。

图7中的翼型件具有小翼构造，其中对第一机理的有益效果大于对第二机理的有益效果，因此与没有小翼的压气机翼型件相比，小翼减少了整体损耗和阻塞。小翼的前部分101具有为最大翼型件厚度Tmax的大约1倍的第一最大外悬部Wmax。第一最大外悬部Wmax位置位于从前缘76起弧线108的长度的大约20％处。外悬部100从前缘76处的零外悬部向最大外悬部Wmax位置融合或逐渐增加。从最大外悬部Wmax位置，外悬部减小到在前部分101和后部分102之间的最小外悬部Wmin位置。最小外悬部Wmin大约为0.25T。在该实施例中，最小外悬部Wmin位置位于从前缘76起的弧线108的长度的大约55％处。从最小外悬部Wmin位置，外悬部100融合或逐渐增加到第二最大外悬部Wmax，大约是最大翼型件厚度Tmax的0.75倍，即0.75T。第二最大外悬部Wmax位置位于从前缘76起的弧线108的长度的大约80％处。在后缘78处，外悬部急剧但平滑地减小到零。

在图7中的翼型件70的修改中，第一最大外悬部Wmax位置可以位于从前缘76起的弧线108的长度的大约10％至30％处。第二最大外悬部Wmax位置可以位于从前缘76起的弧线108的长度的大约70％至90％处。第一最大外悬部Wmax可以在0.2T和1.5T之间。第二最大外悬部Wmax可以在0.1T和1T之间。第一最大外悬部Wmax大于第二最大外悬部Wmax。最小外悬部Wmin可以在0.2T和0.5T之间并且包括0.2T和0.5T。

图8中的翼型件具有小翼构造，其中前部分101类似于图7小翼，并且将不再描述。在图8的小翼构造中，从最小外悬部Wmin位置起，外悬部100保持恒定的外悬部W。这里，最小外悬部Wmin和恒定外悬部W大约为0.25T。

本翼型件的另一示例在图9A和9B中示出，其中在前部分101处的小翼构造也与图7小翼类似，并将不再描述。在图9A，9B的小翼构造中，后部102是负的，也就是说，存在从吸入表面89朝向压力表面91的凹部或后退部110。后退部110延伸或具有大约0.5T的负“外悬部”W，并且可以距离吸入表面89高达0.5T。凹部110的径向深度D是平均弧线的长度的大约2％。凹部可以由如虚线所示的平滑的S形轮廓限定，例如包括两个融合半径而不是锐利的半径凹部110。

在图10中，小翼的前部分101具有大约为最大翼型件厚度Tmax的1.5倍的最大外悬部Wmax。第一最大外悬部Wmax位置位于从前缘76起的弧线108的长度的大约10％处。外悬部100从前缘76处的零外悬部到最大外悬部Wmax位置融合或逐渐增加。从最大外悬部Wmax位置，外悬部减小到在前部分101和后部分102之间的最小外悬部Wmin位置。最小外悬部Wmin大约为0T。在该实施例中，最小外悬部Wmin位置位于从前缘76起大约为弧线108的长度的45％处。从最小外悬部Wmin位置到后缘78，后部分102中的外悬部100保持大约为零。

图8-10都为增加泄漏流量而交换了角区分离尺寸的减少，即图9的小翼将具有最小的角区分离，但也具有最大的尖端泄漏流(仍小于原始叶片)，而图8将具有最大的角区分离，但也具有最小的尖端泄漏流。哪种设计是最佳的将取决于各个压气机叶片设计。

因此，总的来说，后部分102可以具有范围在最大翼型件厚度的-0.5T和1T之间的外悬部。小翼在前部分101和后部分102之间融合的点可以是从最大翼型件厚度Tmax位置起、并在其下游的平均弧线108的长度的5％至40％的任何地方。

图11A-11C示出了在小翼100和壳体50的区域中的翼型件70的横截面轮廓的三个示例。在所有三个和任何其他示例中，小翼100沿着径向或吸入表面89的翼展方向延伸距离S。小翼100的径向延伸在尖端表面86处开始并且形成尖端表面的一部分。距离S可以高达吸入表面86的径向或翼展尺寸的15％。吸入表面的径向延伸是从从平台74到尖端表面86测量的。在图6实施例中，小翼100的径向延伸S为1-3％，其中最大外悬部Wmax存在于小翼100的前部分101中。在图7和图8的实施例中，小翼100的径向延伸S为1-3％，其中最大外悬部Wmax存在于小翼100的后部分102中。在其他示例中，小翼100的径向延伸S可以高达15％。

在图11A中，在沿着吸入表面89朝向尖端表面86的方向上的径向或翼展轮廓包括从吸入表面89融合到小翼的大致恒定厚度的部分114的第一半径112，以及然后是到尖端表面86的第二半径116。在图11B中，轮廓包括从吸入表面89到尖端表面86的单个半径118。在图11C中，径向或翼展方向轮廓包括第一半径120，其从吸入表面89融合到径向倾斜表面122，以及然后融合到尖端表面86中的第二半径124。对于任何翼型件，小翼可以沿着其长度具有这些轮廓中的任何一个或多个。特别是在小翼具有凹部的情况下，例如图9A，随着小翼从外悬部融合到凹部中，径向轮廓可以从图11A中所示的轮廓变化到图11B中所示的轮廓。

尖端间隙82、83保持尽可能小，并且通常对于常规翼型件，允许在翼型件尖端与壳体或鼓之间进行一定量的摩擦，并且实际上可以进行设计来实现。然而，小翼100的存在和翼型件尖端的增厚以及因此翼型件尖端区域的相关联的增加可能导致不可接受的尖端摩擦。为了减轻这个潜在的问题，一些翼型件材料被从尖端表面86去除。材料去除的两个示例在图12和图13中示出。它们在其他方面类似于图6的实施例。

图12A是在翼型件70的尖端表面86上径向向内看的视图，图12B是图12A中所示的BB截面。除了在小翼100的吸入表面边缘128处的相对薄的材料带或吸入肋130之外，材料已经从翼型件的尖端从压力表面91朝向吸入表面89移除。吸入肋130的宽度Wrib是翼型件的最大厚度Tmax的25％。在该示例中，吸入肋130具有恒定的宽度，但是在其他示例中，吸入肋130的宽度可以在Tmax的5％和70％之间变化。在前缘76和后缘78处，吸入肋130是翼型件的整个宽度，特别是在从每个相应边缘76、78起的弧线108的长度的2％内。因此，仅在从前缘76起的平均弧线108的长度的2％和98％之间的区域中去除材料。在其它示例中，吸入肋130的宽度Wrib在原始翼型件Tmax的最大厚度的15-35％内。吸入肋130大体上遵循小翼的吸入表面上的边缘128的轮廓。

在图13中，翼型件70大致类似于图12A和12B的翼型件，并且相同的附图标记表示相似的特征。这里，压力肋132形成在小翼100的压力表面91的边缘129处。肋的尖端间隙保持与原始叶片的尖端间隙相同。压力肋132的宽度Wrib在该示例中与吸入肋130相同，但也可以是与吸入肋130不同的宽度，但在原始翼型件Tmax的最大厚度的15-35％内。在该示例中，沿着压力肋132的边缘129的宽度和延伸受到吸入肋130的尺寸的限制，并且在吸入肋和压力肋之间存在前间隙134和后间隙136。因此，在压力表面的边缘129处形成两个间隙134、136，一个在前缘76附近，另一个在后缘78附近。压力肋132遵循小翼的压力表面上的边缘129的轮廓。

在图12和图13的示例中，去除的材料的深度或径向或翼展方向延伸Drib是平均弧线108的长度的0.5％，但深度在平均弧线108的长度的0.25％和4％之间的范围内将有益于防止不期望的尖端摩擦。因此，吸入和/或压力肋130、132的高度在从尖端表面86的其余部分起的平均弧线的长度的0.25和4％的范围内。

图14A和14B示出了分别在基准翼型件和具有小翼100的本压气机翼型件70的设计点处操作的、定子叶片排下游的叶毂附近的无尺寸损耗的出口等值线。图15是基准面翼型件和具有如参考图6特别描述的小翼100的本压气机翼型件70的相对空气动力损耗的图示。

基准翼型件由实线140表示，小翼翼型件70由虚线142表示。高损耗区域对应于接近X的值，低损耗区域对应于接近零的值。这些结果在低速研究设施的嵌入级中测量。在图15中，损耗随后已经是在最接近叶毂的质量流的10％的翼展(径向)方向上的质量平均。然后将该值相对于翼型件节距作图以显示其如何围绕环形变化。没有小翼的基准翼型件由实线140表示，小翼翼型件70由虚线142表示。小翼100的存在可以看到在X处的通道中的显著减少的损耗。在尾流区域，损耗在区域Y中稍微增加。这是由于所讨论的引起或激起角区分离的第二损耗机理。可以清楚地看到，通过添加小翼100已经大大减少了总损耗。在接近失速操作点处也进行了实验，并且这些显示出与在设计操作点处发现的类似的益处。

图16A，16B和16C分别是不具有小翼(基准叶片)的压气机叶片、具有过大的小翼的叶片以及具有小翼100的本压气机翼型件(在这种情况下为叶片)的尖端80附近的吸入表面89的视图，并且示出了围绕吸入表面89的压缩气流的流线。翼型件的前缘76在图的右手侧，而后缘在左手侧。当叶片表面附近的流体突然和快速地移动到主流中时发生角区分离。由于角区分离发生的区域中损耗的更大增加，角区分离是明显的。

对于图16A中的基准叶片，在没有任何小翼的情况下，尖端上的泄漏流吹离吸入表面边界层，并进入翼型件之间的通道。这意味着在端壁(壳体或转子毂)附近的低动量流体被来自压气机气流的主流的较高动量流体替代。这可以通过吸入表面流线从前缘76朝向后缘78朝向叶片尖端向叶片上方运动看出。这种高动量流体能够承受该区域中的不利的压力梯度，并且不发生分离。

参考图16B中的翼型件，添加全弦和过大的小翼阻止了尖端上的泄漏流更新端壁附近的边界层。这反映在平行于叶片的尖端行进的流线144中。低动量流体不会被过尖端泄漏驱动离开叶片表面，它没有能量承受区域Y中的不利压力梯度(见图15)并且与吸入表面分离。这通过流线146朝向过大的小翼卷起来示出。由于这种角区分离所导致的空气动力损耗远远超过由于过大的小翼而导致的尖端泄漏流减少所获得的任何益处。

在图16C中示出了当前描述的小翼100。由于该小翼100的有效设计，角区分离148的尺寸已经从图16B的过大的小翼显著减小。这个较小的角区分离148由卷起的流线的小得多的区域示出。在这种情况下，从尖端泄漏流量的减小获得的益处远远超过该小角区分离148的负面影响。

目前描述的小翼100适用于任何压气机翼型件，无论是在固定壳体或端壁内旋转的转子叶片还是具有紧邻的旋转鼓或端壁的固定压气机叶片。

虽然已经针对优选实施例详细地说明和描述了本发明，但是本发明不限于这些公开的示例，并且本领域技术人员在实践要求保护的发明时可以推导出其他变型。例如，小翼构造不限于图11A-11C中所示的径向轮廓中的任何一个，并且可以具有包括图11A-11C中所示的轮廓中的任何一个或多个的变化轮廓。类似地，小翼构造不限于图7-10中所示的轮廓中的任何一个，并且可以具有图7-10中所示的任何组合或中间构造。

本发明还可应用于作为叶片盘的压气机叶盘，其中叶片与盘一体地形成，如本领域中公知的。应当理解，叶盘的修复可涉及叶盘的叶片的移除和更换，并且根据本发明的具有小翼的单个压气机叶片或翼型件在固定到叶盘之前，与叶盘本身一样也被认为在本发明的范围内。

本发明还适用于轴向过程压气机，例如在抽气站中的压气机。