具有末梢上反角的压缩机翼型件的制作方法
【专利摘要】本发明描述一种用于压缩机的翼型件。翼型件具有根部、翼型件末梢、前缘、后缘，在前缘与后缘之间延伸的翼型件压力侧和吸力侧。翼型件具有内翼展区和外翼展区，且后缘具有上反角轮廓，使得后缘上反角角度在内翼展区和外翼展区的至少一部分中减小。
【专利说明】具有末梢上反角的压缩机翼型件
【技术领域】
[0001]本发明大致涉及喷气推进发动机，并且更具体地涉及其中使用的压缩机翼型件。【背景技术】
[0002]在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中加压，且在燃烧器中与燃料混合用于生成热燃烧气体。燃烧气体穿过涡轮级排出，涡轮级从其获得能量用于向压缩机供能且产生输出功率用于驱动示范涡轮风扇式飞行器发动机应用中的增压器(低压压缩机)和风扇。
[0003]多级轴流式压缩机包括在尺寸方面减小以加压级中的空气的协作的成排的定子导叶和转子叶片。压缩机导叶和叶片具有对应的翼型件，其通常随它们的尺寸从级到级减小而在构造方面变化，以用于最大化压缩机的性能。例如，压缩机的性能包括例如压缩效率、流动能力和失速裕度，这些所有都受导叶和叶片的构造影响。
[0004]更具体而言，当空气被穿过定子导叶和转子叶片压缩时，空气的流动分布或压力分布为复杂的三维流场，其围绕压缩机沿周向变化，沿导叶和叶片翼型件的翼展径向地变化，且沿翼型件的沿周向相对的压力侧和吸力侧轴向地变化。
[0005]翼型件压力侧为与相对的吸力侧协作的大致凹入的表面,吸力侧为大致凸出的表面，用于当空气在叶片之间沿其前缘与后缘之间的轴向下游方向流动时有效地加压空气。经历压缩的空气的压力分布从翼型件的径向内根部变化到翼型件的径向外末梢，径向外末梢在包围的压缩机壳体附近较近地间隔开，以提供与其的适合的径向间隙或空隙。
[0006]翼型件自身可以由压缩机转子以任何适合的方式支承，诸如，以整体叶盘构造与其一体地形成，或者各个转子翼型件可具有一体的平台和燕尾件用于将压缩机叶片安装在形成于压缩机转子的周边中的对应的燕尾槽中。
[0007]设计成压缩空气的轴流式压缩机叶片和混流式压缩机叶片通常具有转子或多个转子，转子在静止壳体内部旋转，且作用以升高行进穿过机器的流的总压力和温度。压缩机转子叶片在翼型件的本体上传递升力，翼型件自身显现为在翼型件的压力表面上的较高静压力和在翼型件的吸力表面上的较低静压力。通常，较小的间隙存在于压缩机转子的末梢与径向相邻的壳体流动通路之间。翼型件的压力侧与吸力侧之间的压力差驱动流穿过压缩机转子的末梢间隙。该末梢流可积累成涡流(vortex)，涡流趋于集中在周向相邻的叶片的压力侧表面上，从而导致压缩机末梢区中的较高水平的损耗和堵塞。当该堵塞传播越过压缩机转子末梢时，压缩机产生压力升高的能力减小，且有时可导致失速。
[0008]在本领域中，诸如周向沟槽的壳体处理有时已经用于控制或减少末梢泄漏且改善失速裕度，但具有相关联的效率损失。尽管这些方法用于降低末梢泄漏流水平，但它们不控制由其余的末梢流广生的损耗和堵塞。
[0009]因此，将合乎需要的是具有一种压缩机转子叶片，其具有带特定特征的翼型件，其可减少流动堵塞越过叶片通路的传播，从而有助于改善压缩机失速裕度。
【发明内容】
[0010]上文提到的一个或多个需求可通过本文公开的示范实施例来满足,示范实施例提供了一种用于压缩机的翼型件，翼型件包括根部、翼型件末梢、前缘、后缘，在前缘与后缘之间延伸的翼型件压力侧和吸力侧。翼型件具有内翼展区和外翼展区，且后缘具有上反角(dihedral)轮廓，使得后缘上反角角度在内翼展区和外翼展区的至少一部分中减小。在本发明的另一实施例中，后缘具有在外翼展区中的前掠角(forward sweep)。在本发明的另一实施例中，前缘具有上反角轮廓，使得前缘上反角角度在第一内翼展区中增大且在第一外翼展区中减小。在另一实施例中，前缘具有在第一外翼展区中的前掠角。
【专利附图】
【附图说明】
[0011]被认为是本发明的主题在说明书的结尾部分中被特别地指出并且清楚地主张权利。然而，本发明可通过参照结合附图的下列说明来被最好地理解，在附图中:
图1为根据本发明的方面构造的多级轴流式压缩机中的成排的压缩机转子叶片的局部截面侧视图。
[0012]图2为分离的图1所示的一个示范压缩机转子叶片的等距视图。
[0013]图3为根据本发明的方面的示范压缩机转子叶片的等距视图，其中叠加的网格用于几何图示目的。
[0014]图4为以度数绘出示范实施例中的图3所示的叶片的翼型件的径向翼展上的翼型件后缘上反角角度的图表。
[0015]图5为以度数绘出示范实施例中的图3所示的叶片的翼型件的径向翼展上的翼型件前缘上反角角度的图表。
[0016]图6为以度数绘出示范实施例中的图3所示的叶片的翼型件的径向翼展上的翼型件后缘掠角角度的图表。
[0017]图7为以度数绘出示范实施例中的图3所示的叶片的翼型件的径向翼展上的翼型件前缘掠角角度的图表。
[0018]图8为根据本发明的示范实施例的具有成排的压缩机转子翼型件的多级压缩机的示意性截面视图。
【具体实施方式】
[0019]参看附图，其中，相同的参考标号指示遍及各种视图的相同元件，图1为根据本发明的方面构造的多级轴流式压缩机中的成排的压缩机转子叶片的局部截面侧视图的一部分的示意性截面视图。图8为根据本发明的示例性实施例的多级压缩机100的示意性截面视图，多级压缩机100具有带翼型件10的成排的压缩机转子叶片104，如在本文中在下面所述的。
[0020]图8部分地图不且不出成排的压缩机转子级102,其包括压缩机叶片104,压缩机叶片104适合地安装于燃气涡轮发动机中的多级轴流式压缩机100的压缩机转子106。压缩机100具有与对应的压缩机转子叶片(示为R1、R2等)协作的若干定子导叶(示为S1、S2等)级，转子叶片沿下游(轴向)方向在尺寸方面减小，结果空气4在操作期间被压缩。转子106围绕发动机的轴向中心线轴线101轴对称，且支承环形外壳体18内的整排叶片104。较小的间隙19存在于压缩机转子叶片104的末梢12与径向相邻的壳体18之间。转子106还包括支承叶片的多个圆盘109中的一个。
[0021]各个压缩机转子叶片104包括沿径向轴线Z(在本文中称为“翼展”的方向，见图1)在转子的周边与壳体18的内表面之间延伸的翼型件10。翼型件可与转子106以叶盘构造(未示出)一体地形成，或可以以常规方式可移除地连结于转子106，诸如，例如使用图1、图2和图8所示的周向燕尾件9，或图3和图8所示的轴向燕尾件7。其它已知的燕尾件形式，诸如沿轴向成角度的燕尾件(未示出)构造可备选地用于支承转子中的叶片104。各个叶片104可包括一体的平台22，平台22限定用于被压缩的空气的内边界。在图1和图2所示的示范实施例中，一体的燕尾件9与叶片104成整体构造从平台22延伸，用于安装在转子106的周边中的互补燕尾槽中。在图1和图2所示的示范实施例中，燕尾件9为周向进入燕尾件，用于适合地安装在转子106的周边中。
[0022]压缩机翼型件10在图1和图2的优选实施例中图示出，且包括沿周向或沿侧向相对的压力侧5和吸力侧6。翼型件压力侧5大致为凹入的，且当翼型件在转子106顶上沿由Y轴线(见图1)表示的周向方向旋转时，在大致凸出的吸力侧6之前。轴向轴线X与压缩机中心线轴线101平行，且在空气穿过压缩机100的多级(见图8)经历压缩时表示空气4的大致下游的方向。
[0023]压力侧5和吸力侧6的对应表面在沿轴向或沿弦向相对的前缘20和后缘30处连结在一起，且沿翼展方向(图1中的Z轴线)从与平台连结处的径向内根部11延伸至径向外末梢12，径向外末梢12定位成离如图1所示的根部11有一定翼展方向距离。如图1和图8所示，翼型件末梢12设置成紧邻包围的壳体18的内表面，且在其间限定径向空隙或间隙19，空隙或间隙19在翼型件10的前缘20与后缘30之间延伸。翼型件压力侧5的大致凹入的构造和翼型件吸力侧6的大致凸出的构造被限定用于当空气4在压缩机100的各个级中的压缩机转子叶片104之间向下游流动时加压空气4。
[0024]在本发明的一个方面中，如下文详细描述的那样，翼型件10具有一定几何形状，其具有前缘20和后缘30的特定上反角特征，且翼型件末梢12附近的所得的几何形状用于在末梢附近沿翼型件10的压力侧5表面朝径向向内将相对较弱的空气流吸出翼型件末梢区。然后，该弱流与空气流4的主体相混合，而非在翼型件末梢区中增大从而引起低效率和潜在的失速。在本发明的另一方面中，某些特定掠角轮廓结合如下文详细描述的特定上反角特征用于前缘20和后缘30。在本文中所述的翼型件的特定特征从而有助于改善失速裕度且扩大翼型件的节流(throttle)范围。
[0025]如在此在下文中详细描述的特定翼型件特征中的一些对本发明的优点有贡献。例如，在末梢12处具有负上反角的前缘20处的上反角轮廓对末梢附近的叶片压力侧5表面上的径向凹入翼型件形状有贡献，这产生了朝发动机中心线101的径向速度分量。这还阻碍流朝叶片压力侧5表面上的叶片末梢12的离心。同样，末梢区附近的后缘30处的负上反角导致弱流对流离开临界末梢区。此外，引起该几何参数的高斜率的在前缘20和后缘30处的特定末梢上反角梯度导致后缘(例如，见图3)附近的卷曲叶片形状，从而延迟弱流的越过周向相邻的翼型件之间的转子通路的传播。此外，如本文所述的末梢区中的前掠角有助于减少非期望的末梢涡流的产生，且减少末梢区中的边界层流的累积。
[0026]图1至图3示出用于根据本发明的一个实施例的压缩机的翼型件10。它具有翼型件根部11、定位成离翼型件根部11有一定翼展方向距离的翼型件末梢12、从翼型件根部11延伸至翼型件末梢12的前缘20、从翼型件根部11延伸至翼型件末梢12的后缘30、在前缘20与后缘30之间延伸的翼型件压力侧5和吸力侧6。如图3所示，翼型件10前缘20具有在翼型件根部11与前缘上的第一高度地点41之间的第一内翼展区13 (示为“SI”)、和第一高度地点41与翼型件末梢12之间的第一外翼展区14(示为“S2”)。如在本文中之前所提到的那样，诸如，例如图5所示，前缘20具有特定的上反角轮廓，使得前缘上反角角度在第一内翼展区13中沿翼展方向增大，且在第一外翼展区中减小。如在本文中使用的用语“上反角”(或备选地，“上反角角度”)和“掠角”为翼型件的设计中的常规用语(例如，见Leroy
H.Smith, JR.等人的“Sweep and Dihedral Effects in Axial-Flow Turbomachinery，，，美国机械工程师学会学报，1963年9月)。如在本文中使用的上反角角度在图2中示为角度“B”来用于图示目的。尽管为了图示目的在翼型件10的后缘末梢处示出角度B，但角度B可存在于翼型件上的其它地点处，诸如，例如图4和图5中示出的那样用于前缘20和后缘30。
[0027]图5示出例如根据图3所示的翼型件10的本发明的一个实施例的示范翼型件前缘20上反角轮廓。应当注意到的是，翼型件末梢12处的前缘上反角角度为负的。在上下文中，负上反角为将具有用于翼型件10的压力侧5的翼展方向凹入形状的上反角。正上反角为将具有用于翼型件10的压力侧5的凸出形状的上反角。在一个示范实施例中，翼型件10具有前缘上反角角度轮廓(见图5)，其相对于翼展以大致恒定的变化速率减小。在优选示范实施例中，第一外翼展区14从翼展的大约80%延伸至翼型件末梢12。见图5。在另一示范实施例中，除图5所示的独特上反角轮廓之外，翼型件10前缘20具有在第一外翼展区中的前掠角。这在图7中示出。如在本文中所使用的那样(见图6和图7)，前掠角由掠角角度的负值表示，而后(或向后的)掠角由掠角角度的正值表示。掠角角度仅出于图示目的而在图1中示为角度“C”。尽管出于图示的目的而在翼型件10的后缘末梢处示出掠角角度C，但掠角角度C可存在于翼型件上的其它地点，诸如，例如图7和图6示出的那样用于前缘20和后缘30。空气动力掠角为由局部掠角角度表示的常规参数，局部掠角角度为进入空气的方向和在轴向方向和周向方向或切向方向两者上的翼型件表面定向的函数。掠角角度在美国专利N0.5，167，489中详细地限定，且通过引用并入本文中。在本文中使用的符号规定中，空气动力掠角角度对于前掠角表示为负值(_)，且对于后掠角表示为正值(+)。
[0028]在本发明的另一实施例中，翼型件10后缘30具有独特的上反角角度轮廓，诸如，例如图4所示。在图3所示的该实施例中，翼型件10具有在翼型件根部11与翼型件后缘30上的第二高度地点42之间的第二内翼展区15 (示为“S3”)、和在第二高度地点42与翼型件末梢12之间的第二外翼展区16(示为“S4”)。在该实施例中，后缘30具有上反角轮廓(见图4)，使得后缘上反角角度沿翼展方向在第二内翼展区15的一部分中减小，且在第二外翼展区16中减小。在一个实施例中，翼型件10具有后缘30，其中，翼型件末梢12处的后缘上反角角度具有负值。这在图2、图3和图4中示出。在图2和图3中可注意到的是，由于后缘末梢区附近的相对较大的负上反角角度，该区具有朝翼型件的压力侧5显著卷曲的形状。这将末梢流中的一些朝径向内侧方向引离末梢。在翼型件10的一些实施例中，在整个第二外翼展区16中的后缘30可具有为负的后缘上反角角度。在一些实施例中，第二外翼展区中的翼型件10后缘上反角角度相对于翼展以大致恒定的变化速率减小。例如，见图4。在翼型件10的优选实施例中，第二外翼展区16从翼展的大约70%延伸至翼型件末梢12。
[0029]在本发明的其它实施例中，翼型件10后缘30可具有在第二外翼展区中的前掠角，诸如，例如图6所示。与图4所示的上反角角度轮廓组合的图6所示的后缘30的前掠角提供了末梢处的加强的流动特征，且有助于改善失速裕度。在本发明的其它实施例中，前缘20和后缘30两者可具有上文所述(见图4和图5)的上反角特征。此外，前缘20和后缘30两者可具有诸如图6和图7所示的掠角特征。
[0030]在本发明的另一方面中，图8不出燃气润轮发动机的压缩机100。压缩机100具有转子级102，其具有围绕具有纵向中心线轴线101的转子转鼓106沿周向间隔开的转子叶片104。各个转子叶片具有翼型件10，如先前在本文中描述的，其中，后缘30具有上反角轮廓，使得后缘上反角角度在第二内翼展区15和第二外翼展区16的至少一部分中减小。在优选实施例中，翼型件末梢12处的后缘上反角角度具有负值。在另一实施例中，压缩机100具有翼型件，其中，后缘30具有在第二外翼展区中的前掠角。在另一实施例中，压缩机100具有翼型件，翼型件还具有前缘20，前缘20具有上反角轮廓，使得前缘在前缘的第一内翼展区13中具有增大的上反角角度，且在前缘的第一外翼展区中具有减小的上反角角度。在其它实施例中，翼型件前缘20具有在第一外翼展区中的前掠角。图8示出具有多级定子(S1、S2等)和多级转子106 (Rl、R2等)的压缩机100。压缩机100可具有转子级，转子级具有叶片104，叶片104可具有先前在本文中描述的后缘和前缘上反角和掠角特征中的一个或多个。
[0031]使用已知方法的分析，诸如Viscous 3-D CFD分析，用于将具有本发明的实施例的前述特征的翼型件与没有那些特征的基准翼型件相比较。分析已经示出在节流裕度方面的大于5%的改善，而本文所述的本发明的实施例的设计点效率没有损失。在具有常规叶片和翼型件的常规压缩机中，当压缩机朝失速节流时，堵塞累积在压力表面上的转子末梢附近，且沿切向越过转子通路传播。当整个通路宽度变得堵塞时，具有常规转子叶片/翼型件的常规压缩机产生压力增大的能力减小，且可导致失速。在具有和没有先前在本文中描述的本发明的实施例的情况下，在类似条件下运转的转子叶片/翼型件的比较示出本发明的前述特征引起堵塞区被沿径向吸至叶片的压力表面下。这增大了对节流的翼型件容限，从而增大本文所述的本发明的各种实施例的失速裕度。
[0032]本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够制作和使用本发明。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。
【权利要求】
1.一种用于压缩机的翼型件，包括: 翼型件根部、定位成离所述翼型件根部有一定翼展方向距离的翼型件末梢、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的前缘、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的后缘、在所述前缘与所述后缘之间延伸的翼型件压力侧和吸力侧； 在所述翼型件根部与所述翼型件前缘上的第一高度地点之间的第一内翼展区(“Si”)； 在所述第一高度地点与所述翼型件末梢之间的第一外翼展区(“S2”)；并且 其中，所述前缘具有上反角轮廓，使得所述前缘上反角角度在所述第一内翼展区中增大，且在所述第一外翼展区中减小。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，在所述翼型件末梢处的所述前缘上反角角度为负的。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一外翼展区处的所述前缘上反角角度相对于所述翼展以大致恒定的变化速率减小。
4.权利要求4缺失。
5.根据权利要求1所述的翼型件(10)，其特征在于，所述第一外翼展区从所述翼展的大约80%延伸至所述翼型件末梢。
6.根据权利要求1所述的翼型件(10)，其特征在于，所述前缘具有在所述第一外翼展区中的前掠角。
7.一种用于压缩机的翼型件(10)，包括: 翼型件根部、定位成离所述翼型件根部有一定翼展方向距离的翼型件末梢、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的前缘、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的后缘、在所述前缘与所述后缘之间延伸的翼型件压力侧和吸力侧； 在所述翼型件根部与所述翼型件后缘上的第二高度地点之间的第二内翼展区(“S3”)； 在所述第二高度地点与所述翼型件末梢之间的第二外翼展区(“S4”)；并且 其中，所述后缘具有上反角轮廓，使得所述后缘上反角角度在所述第二内翼展区和所述第二外翼展区的至少一部分中减小，且其中，所述翼型件末梢处的所述后缘上反角角度具有负值。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件末梢处的所述后缘上反角角度小于-10度。
9.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述整个第二外翼展区中的所述后缘具有负的后缘上反角角度。
10.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述第二外翼展区中的所述后缘上反角角度相对于所述翼展以大致恒定的变化速率减小。
11.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述第二外翼展区从所述翼展的大约70 %延伸至所述翼型件末梢。
12.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述后缘具有在所述第二外翼展区中的前掠角。
13.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，还包括前缘，所述前缘具有上反角轮廓，使得所述前缘具有在所述前缘的第一内翼展区中的增大的上反角角度、和在所述前缘的第一外翼展区中的减小的上反角角度。
14.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述前缘具有在所述第一外翼展区中的前掠角。
15.根据权利要求14所述的翼型件，其特征在于，所述后缘具有在所述第二外翼展区中的前掠角。
16.一种用于燃气涡轮发动机的压缩机，包括: 转子级，其具有围绕具有纵向中心线轴线的转子转鼓沿周向间隔开的多个转子叶片，各个转子叶片包括翼型件，翼型件具有翼型件根部、定位成离所述翼型件根部有一定翼展方向距离的翼型件末梢、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的前缘、从所述翼型件根部延伸至所述翼型件末梢的后缘、在所述前缘与所述后缘之间延伸的翼型件压力侧和吸力侧； 在所述翼型件根部与所述翼型件前缘上的第一高度地点之间的第一内翼展区(“Si”)、和在所述第一高度地点与所述翼型件末梢之间的第一外翼展区(“S2”)； 在所述翼型件根部与所述翼型件后缘上的第二高度地点之间的第二内翼展区(“S3”)、和在所述第二高度地点与所述翼型件末梢之间的第二外翼展区(“S4”)；并且 其中，所述后缘具有上反角轮廓，使得所述后缘上反角角度在所述第二内翼展区和所述第二外翼展区的至少一部分中减小，且其中，所述翼型件末梢处的所述后缘上反角角度具有负值。
17.根据权利要求16所述的压缩机，其特征在于，所述翼型件末梢处的所述后缘上反角角度小于-10度。
18.根据权利要求16所述的压缩机，其特征在于，所述后缘具有在所述第二外翼展区中的前掠角。
19.根据权利要求16所述的压缩机，其特征在于，还包括前缘，所述前缘具有上反角轮廓，使得所述前缘具有在所述前缘的第一内翼展区中的增大的上反角角度、和在所述前缘的第一外翼展区中的减小的上反角角度。
20.根据权利要求19所述的压缩机，其特征在于，所述前缘具有在所述第一外翼展区中的前掠角。
【文档编号】F04D29/32GK103459774SQ201280015099
【公开日】2013年12月18日 申请日期:2012年3月16日 优先权日:2011年3月25日
【发明者】A.布里泽-斯特林费罗, D.S.克拉克, B.F.比彻尔 申请人:通用电气公司