涡轮发动机压缩机叶片的制作方法

本发明涉及涡轮发动机，更具体而言，涉及涡轮发动机压缩机叶片。

背景技术：

涡轮发动机，且具体而言，燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机而到达许多旋转涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于着陆及航海运动和发电，但最普遍地用于比如用于飞机，包括直升机的航空应用。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机往往用于发电。

用于飞机的燃气涡轮发动机由压缩机级组成，这些压缩机级设计有通过转子而旋转的多个叶片带和设置于叶片之间的静导叶带。压缩机级使空气压缩，然后，空气移动至燃烧器和涡轮。压缩机叶片设置成与护罩组件相邻，然而，小体积的空气经过叶片尖端与护罩之间的间隙。叶片对该间隙的敏感性能够降低压缩机的效率和总体性能。

技术实现要素：

在一个方面，用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型包括外表面，该外表面具有限定弦向(chord-wise)方向(或称翼弦方向)的前缘和后缘，以及限定展向(span-wise)方向(或称翼展方向)的根部和尖端。翼型进一步包括从大约75%的翼展至尖端的局部翼弦的减小、从50%的翼展至尖端而减小的前缘和后缘扫掠角(sweepangle)以及从50%的翼展至尖端而减小的前缘和后缘二面角(dihedralangle)。

在另一方面，用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型包括外表面，该外表面限定吸力侧和压力侧，沿弦向从前缘延伸至后缘且沿展向从根部延伸至尖端。翼型进一步包括导致充实度(solidity)的局部减小的从大约75%的翼展至尖端的局部翼弦的减小，和从50%的翼展至尖端减小的前缘和后缘二面。

在又一方面，提供了改进具有限定展向方向的根部及尖端和限定弦向方向的前缘和后缘的燃气涡轮发动机翼型的翼型性能的方法。该方法包括：从75%的翼展至尖端而减小翼弦；从50%的翼展至尖端而减小前缘和后缘扫掠；以及从50%的翼展至尖端而减小前缘和后缘二面。

具体而言，本发明还提供了以下的技术方案。

技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型，包括：

外表面，具有限定弦向方向的前缘和后缘以及限定展向方向的根部和尖端；

从大约75%的翼展至所述尖端的局部翼弦的减小；

从50%的翼展至所述尖端而减小的前缘和后缘扫掠角；以及

从50%的翼展至所述尖端而减小的前缘和后缘二面角。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型，其中，局部翼弦的减小导致从75%的翼展至所述尖端的充实度的减小。

技术方案3.根据技术方案2所述的翼型，其中，所述尖端处的充实度的减小为大约5%。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型，其中，从0%至50%的翼展的充实度大约恒定。

技术方案5.根据技术方案1所述的翼型，其中，从60%的翼展至所述尖端，所述前缘和后缘扫掠角为负的。

技术方案6.根据技术方案5所述的翼型，其中，所述前缘扫掠角以26-30度之间减小，并且，所述后缘扫掠角以32-36度之间减小。

技术方案7.根据技术方案1所述的翼型，其中，所述尖端处的所述前缘二面角为大约0度。

技术方案8.根据技术方案7所述的翼型，其中，在80%的翼展与所述尖端之间，所述前缘二面角为0-5度之间。

技术方案9.根据技术方案8所述的翼型，其中，从大约65%的翼展至所述尖端，所述后缘二面角为负的。

技术方案10.根据技术方案9所述的翼型，其中，在25%与50%的翼展之间，所述后缘二面角从增大改变成减小。

技术方案11.根据技术方案1所述的翼型，其中：

所述局部翼弦的减小导致所述尖端处的充实度的大约5%的减小，

从大约60%的翼展至所述尖端，所述前缘和后缘扫掠角为负的，

所述尖端处的所述前缘二面角为大约0度，并且，

从大约65%的翼展至所述尖端，所述后缘二面角为负的。

技术方案12.一种用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型，包括：

外表面，其限定了沿弦向从前缘延伸至后缘、并且沿展向从根部延伸至尖端的吸力侧和压力侧；

从75%的翼展至所述尖端的局部翼弦的减小，导致充实度的局部减小；以及

从50%的翼展至所述尖端而减小的前缘和后缘二面角。

技术方案13.根据技术方案12所述的翼型，其中，所述尖端处的局部充实度的减小为大约5%。

技术方案14.根据技术方案13所述的翼型，其中，在75%的翼展与所述尖端之间，局部充实度的减小大体上恒定。

技术方案15.根据技术方案12所述的翼型，其中，所述尖端处的所述前缘二面角为大约0度。

技术方案16.根据技术方案15所述的翼型，其中，在80%的翼展与所述尖端之间，所述前缘二面角在0-5度之间。

技术方案17.根据技术方案16所述的翼型，其中，从65%的翼展至所述尖端，所述后缘二面角为负的。

技术方案18.一种改进关于燃气涡轮发动机的翼型性能的方法，该燃气涡轮发动机包括翼型，该翼型具有限定展向方向的根部及尖端和限定弦向方向的前缘和后缘，所述方法包括：

从75%的翼展至所述尖端而减小翼弦，

从50%的翼展至所述尖端而减小前缘和后缘扫掠，以及

从50%的翼展至所述尖端而减小前缘和后缘二面。

技术方案19.根据技术方案18所述的方法，其中，从75%的翼展至所述尖端而减小所述翼弦，导致所述尖端处的充实度的5%的减小。

技术方案20.根据技术方案19所述的方法，其中，减小所述前缘和后缘扫掠角，使得从60%的翼展至所述尖端，具有对于所述前缘和后缘的负扫掠角。

技术方案21.根据技术方案20所述的方法，其中，减小所述前缘二面包括将所述前缘二面减小至所述尖端处的大约0度，并且减小所述后缘二面使得从65%的翼展至所述尖端具有对于所述后缘的负的二面角。

附图说明

在附图中：

图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。

图2是图1的压缩机区段的横截面图。

图3是图2的翼型的局部翼弦的减小的等距视图。

图4是图示作为图3的局部翼弦的减小的结果的局部充实度的减小的图表。

图5是图示图3的翼型的前缘扫掠角的图表。

图6是图示图3的翼型的后缘扫掠角的图表。

图7是图示图3的翼型的前缘二面的图表。

图8是图示图3的翼型的后缘二面的图表。

零部件清单

10　　　　发动机

12　　　　纵向轴线(中心线)

14　　　　前部

16　　　　后部

18　　　　风扇区段

20　风扇

22　压缩机区段

24　低压(lp)压缩机

26　　　　高压(hp)压缩机

28　　　　燃烧区段

30　燃烧器

32　涡轮区段

34　hp涡轮

36　lp涡轮

38　排气区段

40　风扇外壳

42　　　　风扇叶片

44　核心

46　　　　核心外壳

48　　　　hp轴/hp卷轴

50　lp轴/lp卷轴

52　压缩机级

54　压缩机级

56　压缩机叶片

58　　　　压缩机叶片

60　压缩机导叶(喷嘴)

62　压缩机导叶(喷嘴)

64　涡轮级

66　　　　涡轮级

68　涡轮叶片

70　涡轮叶片

72　涡轮导叶

74　涡轮导叶

76　　　　翼型

78　　　　平台

80　转子

84　外带

86　内带

88　密封件

90　主流空气流

100　　　前缘

102　　　后缘

104a-c　　翼弦

106　　　根部

108　　　尖端

110　　　翼展

112　　　节距

124　　　翼弦的局部减小

128　　　充实度

130　　　内区

132　　　过渡区

134　　　外区

148　　　前缘扫掠角

150　　　后掠区域

152　　　过渡区域

154　　　减小的区域

158　　　后缘扫掠角

190　　　后缘二面角

192　　　根部区域

194　　　尖端区域

200　　　后缘二面角

202　　　根部区域

204　　　中间区域

206　　　尖端区域。

具体实施方式

本发明的所描述的实施例针对涡轮压缩机翼型，涡轮压缩机翼型能够包括安装到转子的叶片。出于图示的目的，将关于用于飞机燃气涡轮发动机的压缩机叶片而描述本发明。将理解到，然而，本发明不限于如此，并且，能够具有比如其它移动应用及非移动工业、商业和住宅应用之类的非飞机应用中的普遍适用性。本发明还能够应用于涡轮发动机中的除了叶片之外的翼型，比如静止导叶。

如本文中所使用的，用语“前”或“上游”是指沿朝向发动机入口或与另一构件相比而相对地更接近于发动机入口的构件的方向移动。与“前”或“上游”联合而使用的用语“后”或“下游”是指相对于发动机中心线而朝向发动机的后方或出口的方向。

另外，如本文中所使用的，用语“径向”或“沿径向”是指在发动机的中心纵向轴线与发动机外圆周之间延伸的尺寸。

所有的方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上部、下部、向上、向下、左边、右边、横向、前面、后面、顶部、底部、上面、下面、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后部等)仅用于识别的目的，以帮助读者理解本发明，并且，不造成限制，具体地，关于本发明的位置、取向或使用的限制。连接参考(例如，附接、联接、连接以及联结)将被广义地解释，并且，能够包括一批元件之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另有指示。正因如此，连接参考不一定推断出两个元件直接地连接且彼此处于固定的关系。示范性的附图仅出于图示的目的，附图中反映出的尺寸、位置、顺序以及相对大小可能变化。

应当理解到，如本文中所使用，用语“二面”，或备选地，“二面角”和“扫掠”，或备选地，如本文中所使用的“扫掠角”，是翼型的设计(参见，例如，1963年9月的美国机械工程师协会学报的leroyh.smith,jr.等人的“轴流式涡轮机械中的扫掠和二面作用”)中所使用的常规用语。

图1是用于飞机的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14延伸至后部16的大体上沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10成向下游串流的关系地包括：风扇区段18，包括风扇20；压缩机区段22，包括增压或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26；燃烧区段28，包括燃烧器30；涡轮区段32，包括hp涡轮34和lp涡轮36；以及排气区段38。

风扇区段18包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30以及hp涡轮34形成发动机10的核心44，核心44生成燃气。核心44被核心外壳46围绕，核心外壳46能够与风扇外壳40联接。

围绕发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或卷轴(spool)48将hp涡轮34与hp压缩机26以驱动式连接。围绕发动机10的中心线12同轴地设置于更大直径的环形hp卷轴48内的lp轴或卷轴50将lp涡轮36与lp压缩机24和风扇20以驱动式连接。发动机10的安装到卷轴48、50中的任一个或两者上且与其一起旋转的部分，也被单独地或共同地称为转子51。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机卷轴52、54，其中，一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静压缩机导叶60、62而旋转，以使经过多级的流体流压缩或加压。多个压缩机叶片56、58能够设置成环，并且，能够相对于中心线12而沿径向向外从叶片平台延伸至叶片尖端，而对应的静压缩机导叶60、62定位于旋转叶片56、58的下游且与旋转叶片56、58相邻。注意到，仅出于图示的目的而选择图1中所示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量，并且，有可能是其它数量。一级压缩机的叶片56、58能够安装到盘53上，盘53安装到hp卷轴48和lp卷轴50中的对应的一个上，各级具有其自身的盘。导叶60、62以围绕转子51的周向布置而安装到核心外壳46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中，使一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静涡轮导叶72、74(也被称为喷嘴)而旋转，以从经过该级的流体流中提取动力。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70能够设置成环，并且，能够相对于中心线12而沿径向向外地从叶片平台延伸至叶片尖端，而对应的静涡轮导叶72、74定位于旋转叶片68、70的上游且与旋转叶片68、70相邻。注意到，仅出于图示的目的而选择图1中所示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量，并且，有可能是其它数量。

在运行中，旋转风扇20将环境空气供给至lp压缩机24，然后，lp压缩机24将加压的环境空气供给至hp压缩机26，hp压缩机26进一步使环境空气加压。使来自hp压缩机26的加压后的空气与燃烧器30中的燃料混合而点燃，从而生成燃气。由hp涡轮34从这些气体中提取一些动力，这些动力对hp压缩机26进行驱动。燃气排放至lp涡轮36中，lp涡轮36提取另外的动力，以对lp卷轴50进行驱动，从而使风扇20和lp压缩机24旋转。最后，废气从发动机10经由排气区段38而排放。

图2示出图1的hp压缩机区段26，hp压缩机区段26包括一个压缩机叶片58和两个压缩机导叶62，压缩机叶片58和压缩机导叶62两者都能够包括翼型76。导叶62的一个周向环和叶片58的一个周向环的各个组合能够包括压缩机级。叶片58安装到用于支撑叶片58的平台78。平台78安装到相对于发动机10的中心线12而旋转的环形转子80，使得多个叶片58能够设置成围绕转子80。

导叶62能够安装到核心外壳46，与叶片58类似地沿径向设置成围绕发动机中心线12，导叶62安装于外带84与内带86之间。密封件88能够设置成邻接于导叶62的与内带86相邻的径向内端，使得阻止空气流从导叶62的下游泄漏至导叶62的上游。导叶62不需要安装到内带86，但能够以导叶62与转子80之间的毂(hub)间隙而被悬臂式支撑。当应用于定子翼型或导叶时，这将针对具有毂间隙的利用悬臂支撑的导叶。在发动机运行的期间，主流空气流90沿从前至后的方向移动通过hp压缩机26，通过叶片58而移动且由导叶62引导。

看着图3，从后向前观察，平台78的示范性的区段包括三个翼型76。各个翼型76包括具有前缘100和后缘102的外表面，前缘100和后缘102限定翼弦104a-c，翼弦104a-c限定前缘100与后缘102之间的弦向距离。各个翼型76还具有根部106和尖端108，根部106和尖端108将翼展110限定为翼型76的展向方向。

翼型76能够进一步具有充实度。充实度能够由翼弦104a对给定的径向距离处的节距112之比限定，充实度=翼弦/间距(σ=c/s)，其中，s为节距或周向间距。因而，应当意识到，随着翼弦104a增大或减小，与翼弦104a成正比的充实度σ将相关于翼弦104a而增大或减小。随着间距增大，充实度将减小，彼此成反比。能够在沿着翼展110的任何径向距离处确定翼型76的充实度。例如，能够在翼展110的大约75%处确定翼弦104b，但出于确定充实度的目的，能够在任何径向距离处确定翼弦104b。

各个翼型76进一步具有从大约75%的翼展110至尖端108的局部翼弦124的减小。局部翼弦124的减小导致充实度的减小，充实度与翼弦成正比。备选地，局部充实度的减小不需要为减小的翼弦的结果，而是相关于因沿径向向外移动的更大圆周所导致的间距增大。

前缘100和后缘102能够具有减小的扫掠角，使得尖端108处的前缘100和后缘102的扫掠角为负的。另外，前缘100和后缘102的二面角能够减小，使得尖端108处的二面角为负的。

在图4中，图表图示了沿着翼型76的翼展110的充实度128。翼型76具有显示为内区130的从根部106至大约50%的翼展110的区域的大体上一致的充实度128，具有大约1.00或100%的归一化充实度值。从大约50%的翼展110至75%的翼展110，过渡区132包括从恒定的充实度至减小的充实度的过渡。在外区134处，从大约75%的翼展110至尖端108，局部翼弦124的减小导致充实度128的减小，具有尖端108处的大约0.05或5%的局部充实度减小。

扫掠(sweep)是由局部扫掠角表示的常规参数，局部扫掠角在翼型平均表面的平面上限定，与局部金属平均线角对准。局部扫掠角是径向方向和与翼型平均表面的平面内的翼型边缘或纵梁形状相切的局部之间的角。在美国专利no.5167489中详细地定义了扫掠角，并且，通过引用而将扫掠角结合于本文中。在本领域中普遍地使用的符号法则中，对于前掠(forwardsweep)，扫掠角表示为负值，并且，对于后掠(aftsweep)，扫掠角表示为正值。

现在，看着图5，关于前缘扫掠角148的图表图示图3的翼型76的前缘100的取向。翼型76的形状能够限定从根部106至大约30%的翼展110的后掠区域150、从大约30%的翼展110至60%的翼展110的过渡区域152以及从大约60%的翼展110至尖端108的负区域154。应当理解到，如所限定的区域150、152、154为示范性的，并且可预期合理的变型。在后掠区域150内，根部106处的前缘扫掠角148为正的且恒定的，具有大约7度至大约30%的翼展110的扫掠角148。过渡区域152包括在依然为正的同时，从恒定的扫掠角148至减小的扫掠角148的过渡。从50%的翼展110至尖端108，前缘扫掠角148减小，而预期在50%的翼展110的沿径向向内的部分，前缘扫掠角148能够减小。在负的区域154中，前缘扫掠角148减小且为负的，直到终止于具有大约负22度的负扫掠角148的尖端108处为止。从过渡区域152至尖端108，前缘扫掠角148能够减小大约26-30度之间。从60%的翼展110至尖端108，前缘扫掠角148能够为负的。

现在，翻到图6，另一图表图示了图3的翼型76的后缘扫掠角158，具有如图5中所图示的相同的区域150、152、154。根部106处的后缘扫掠角158初始为正的大约5度。在后掠区域150内，后缘扫掠角158增大。在过渡区域152中，后缘扫掠角158在依然为正的同时，从增大过渡至减小，直到在60%的翼展110处成为大约0度为止。从50%的翼展110至尖端108，后缘扫掠角158减小，而预期在50%的翼展的沿径向向内的部分，后缘扫掠能够减小。在负区域154内，后缘扫掠角158连续地减小且为负的，具有尖端108处为大约负29度的扫掠角158。从过渡区域152至尖端108的后缘扫掠角158能够减小大约32-36度。从60%的翼展110至尖端108，后缘扫掠角158能够为负的。

本文中所使用的“二面角”能够在翼型76上的任何位置处限定，比如前缘100和后缘102。翼型76上的位置处的负的二面角意味着，与翼型的该位置处的压力面正交的轴线朝向发动机中心线12而成角度。正的二面角远离发动机中心线12而沿相反的方向指向。应当进一步理解到，如本文中所使用的，正的二面角或距离处在与翼型76的旋转相反的方向上，并且，负的二面角或距离处在沿着翼型76的旋转方向的方向上。

看着图7，另一图表图示了翼型76的前缘二面角190，具有从根部106至60%的翼展110的根部区域192和从60%的翼展110至尖端108的尖端区域194。根部106处的前缘二面角190初始为正的。在根部区段192的期间，二面角190为正的，具有从根部106至大约40%的翼展110的增大的二面角190，其中，二面角190过渡至减小。从50%的翼展110至尖端108，前缘二面角190减小，而预期在50%的翼展的沿径向向内的部分，前缘二面能够减小。在尖端区域194内，二面角190连续地减小，具有80%的翼展110至尖端108之间的0-5度之间的二面角190，并且，具有尖端108处的大约0度的二面。备选地，预期并非连续地减小的二面角190。

现在，翻到图8，另一图表图示翼型76的后缘二面角200，具有从根部106至30%的翼展110的根部区域202、从30%的翼展110至大约65%的翼展110的中间区域204以及从大约65%的翼展110至尖端108的尖端区域206。在根部区域202内，后缘二面角200能够增大，具有根部106处的大约8度的正的二面角200。在中间区域204的期间，后缘二面角200在依然为正的同时，从增大过渡至减小。从50%的翼展110至尖端108，后缘二面角200减小，而预期在50%的翼展的沿径向向内的部分，前缘二面能够减小。在尖端区域206内，后缘二面角200连续地减小，并且，在大约65%的翼展110处，变成负的。尖端108处的后缘二面角200能够为大约负28度，并且，从大约65%的翼展110至尖端108，能够为负的。在40%的翼展110至尖端108之间，后缘二面角200的减小能够在45-50度之间，或从50%的翼展110至尖端108，后缘二面角200的减小能够为40-45度。

应当意识到，从75%的翼展110至尖端108的局部翼弦的减小导致尖端108处的大约5%的充实度的局部减小。从50%的翼展110起的前缘100和后缘102的减小的扫掠角148、158，以及从50%的翼展110至尖端108的减小的前缘和后缘二面角190、200，提供了对于尖端处的前缘的改进的空气流和对于尖端处的后缘的改进的效率，从而导致改进的总体翼型性能。

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