专利名称：向前倾斜的涡轮机喷嘴的制作方法
技术领域：
本发明总地涉及燃气涡轮发动机，且更特定地涉及飞行器涡扇发动机。
背景技术：
燃气涡轮发动机已发展为多种构造，用于为不同形式的商用和军用飞行器提供动力。典型的涡扇发动机包括串联流动连通的风扇、压缩机、燃烧器、高压涡轮机(HPT)和低压涡轮机(LPT)。
空气进入发动机且通过风扇和压缩机被加压且在燃烧器内与燃料混合，以产生热燃烧气体。在HPT中从燃烧气体中获取能量，HPT通过相互连接的轴驱动压缩机。在LPT中从燃烧气体中获取另外的能量，LPT通过第二轴驱动风扇。
风扇典型地布置在风扇舱内部，风扇舱限定了罩周围的大致环形的旁通道，罩围绕着核心发动机。通过风扇叶片加压的空气径向地分离，其内部部分被引导通过核心发动机的压缩机，其外部部分被引导通过旁通道且因此旁通过核心发动机。推进力由旁通过核心发动机的加压风扇空气和从核心发动机排放出的热燃烧气体产生。
涡扇发动机可以是低旁通或者高旁通的，取决于旁通过核心发动机的风扇空气的量。在飞行中驱动商用飞行器的现代涡扇飞行器发动机典型地是高旁通发动机，带有安装在风扇舱内部的相对地大的单级风扇叶片，且由多级LPT驱动。HPT内部可以具有单级或多级，且与多级LPT合作，用于最大化从燃烧气体中获取能量，以驱动风扇和压缩机。
在现代涡扇发动机中的压缩机典型地是多级轴向高压压缩机，它直接由HPT的转子或轴来驱动。且在一些构造中，多级轴向增压机或低压压缩机布置在风扇和高压压缩机之间，且连接到由LPT驱动的风扇轴或转子。
压缩机和涡轮机具有转子叶片的不同的级或排，转子叶片径向向外从由相应的转子或轴连接在一起的支撑转子筒或盘延伸。每个转子叶片的级或排典型地与上游定子轮叶的排或级合作。
定子轮叶和转子叶片具有相应的翼片构造，它们合作以在压缩机内加压空气且在涡轮机内膨胀燃烧气体以从中获取能量。每个翼片具有通常凹的压力侧和相对的通常凸的吸力侧，其在轴向相对的前缘和后缘之间的跨度内径向地延伸。
翼片的标称曲率由前缘和后缘之间延伸的弧(camber)线来表示。且凹的压力侧和凸的吸力侧被特别地构造为在翼片上提供希望的压力分布，以最大化压缩机内空气压缩的效率和涡轮机内气体膨胀的效率。
HPT和LPT的转子典型地在相同的方向上旋转，或共同旋转，且当流动流在它们的经过发动机的曲折路径内被转向时，压缩机和涡轮机内的轮叶和叶片的有角度的或扭转取向典型地在翼片排之间交替。
每个轮叶和叶片排具有相应的它内部的翼片的总数，这是在来自流动流的空气动力学载荷下有效地使流动流转向所要求的。每个排典型地具有围绕其圆周的相当大数量的翼片或多个翼片，这是由每级的空气动力学载荷要求和轴向经过每级的流动流的转向或涡流所规定的。
例如，单级高压(HP)涡轮机典型地具有相当大量的燃烧气体的出口涡流，例如大约25度。相应地，第一级低压(LP)涡轮机喷嘴具有带有相当大的曲率或弧的轮叶，以有效地使来自HPT的高涡流排放流转向。
在两级HPT中，第二级HP叶片典型地具有相应的弧和有角度的取向或相对发动机的轴向中心线轴线扭转，以在HPT出口实现几乎零涡流。相应地，第一级LP喷嘴轮叶将具有合适的弧和扭转，以有效地引导燃烧气体到第一级LP叶片。
目前使用的用于在飞行中驱动商用飞行器的现代涡扇发动机享有高的运行效率，原因是在多年的开发和在服务中的商业化使用中，在设计它的不同部件中的许多进步。因为发动机驱动飞行中的飞行器，发动机自身的尺寸和重量与最大的运行效率都是及其重要的设计目标。喷气燃料的费用连持续地增加，且进一步最大化涡扇发动机的效率和减少燃料消耗的需求在现代飞行器发动机设计中变得更加具挑战性。
因此，希望提供在其涡轮机级内具有进一步效率改善的涡扇飞行器发动机。
发明内容
涡轮机喷嘴包括连接到径向向外倾斜的外部和内部带的轮叶的排。每个轮叶具有弧和锐角扭转角，用于在轮叶的后缘排放的燃烧气体中引入涡流。后缘从内部带到外部带向前倾斜，以增加空气动力学效率。
根据优选的和典型的实施例，结合本发明的进一步的目的和优点，在如下的详细描述中结合附图对本发明更具体地进行了描述，各图为图1是安装到飞行器机翼上的飞行器涡扇燃气涡轮发动机的部分截面轴视图。
图2是图1中所图示的发动机的涡轮机部分的放大正视图。
图3是图2中所图示的涡轮机中典型的翼片的径向平面视图，且沿线3-3取出。
图4是图2中所图示的低压涡轮机中的第一级喷嘴和转子叶片的放大的正视图。
图5是图1中所图示的根据另一个实施例的高压和低压涡轮机轴向截面图，类似于图2。
具体实施例方式
图1中示意性地图示了安装到飞行器机翼12上的涡扇发动机10，用于为飞行器提供推进力。发动机包括串联流动连通的风扇14、低压或增压压缩机16、多级高压轴向压缩机18、环形燃烧器20、高压涡轮机(HPT)22和多级低压涡轮机(LPT)24。
高压压缩机18通过第一轴或转子26连接到HPT 22，且风扇14和增压压缩机16通过第二轴或转子28连接到LPT 24，其互相同心且围绕发动机的纵向或轴向中心线轴线30同轴。
风扇舱32围绕风扇14且从其后部延伸以在远端终止于大致环形的风扇出口或喷嘴34。核心罩36围绕压缩机16和18、燃烧器20、HPT 22和LPT 24，且具有环形核心出口或喷嘴38，其间隔设置在风扇34的出口的下游或后部。
风扇舱32通过常规风扇框架安装在核心罩36的外部，该框架在风扇舱32和核心罩36之间径向延伸，风扇舱和核心罩径向间隔开，以限定大致环形的旁通道40，旁通道40终止在核心出口38前部或上游的风扇出口34。
图1中所图示的基本涡扇发动机10在构造和运行上是常规的，只是被修改了且描述如下。在运行中，环境空气42进入风扇舱的入口且由风扇14内的风扇转子叶片的排加压。空气然后径向地分离为通过旁通道40的外部部分和通过低压和高压压缩机16和18的内部部分，压缩机16和18进一步加压空气，顺序地又到燃烧器20。在燃烧器中，燃料加入到加压空气中且被点燃以产生热燃烧气体44，在HPT 22和LPT 24中从热燃烧气体44中获取能量。
典型的发动机具有用于引导通过旁通道40的加压风扇空气42的高旁通比。单级风扇14对空气加压以通过风扇出口34为发动机产生大部分推进力。风扇空气的内部部分进一步在压缩机内被加压以产生热燃烧气体，热燃烧气体通过核心出口38排放以在驱动飞行中的飞行器时提供附加的推进力。
发动机对于轴向中心线轴线30是轴对称的，风扇叶片的全排从位于第二转子28前端的支撑转子盘径向向外延伸。低压和高压压缩机16和18包括相应的定子轮叶和转子叶片的排，通过这些排空气被顺续地加压到压缩机的最后级。增压压缩机16的转子叶片连接到第二轴28，而高压压缩机18的转子叶片连接到第一转子26。
图2更详细地图示了环形燃烧器20的排放端下游的发动机的涡轮机部分。HPT 22包括两排或级径向向外从支撑盘延伸的高压(HP)转子叶片46，支撑盘又连接到第一转子26。相应地，HPT 22也包括两个相应的涡轮机喷嘴，喷嘴具有径向地安装在外部和内部带之间的HP定子轮叶48的排。
HPT 22的叶片46和轮叶48具有这样的翼片构造，该翼片构造带有通常凹的压力侧和相对的通常凸的吸力侧，其在相对的前缘和后缘之间的弦内轴向延伸，且在跨过流道的跨度径向地延伸，燃烧气体44被引导轴向地在下游方向向后部通过该流道。
如图3所示，第二或最后级HP叶片46具有弓形的弧和有角度的取向，这由相对于轴向轴线30的锐角的第一扭转角A所表示，以实现在运行中从HP叶片46所排放的燃烧气体44中相应的非零或锐角存在的涡流。图3图示了物理扭转角A，它可以在叶片的吸力侧上在其后缘处测量，或可以相对于延伸通过叶片中心的平均弧线。
图3中所图示的HP叶片46的排在第一方向上旋转，该方向从发动机后部向前看是顺时针的，且HP叶片46排放带有绝对涡流角的燃烧气体，该角为非零且在一个例子中大约是15度。
图2图示了环形过渡通道50，它轴向地布置在HPT 22和LPT 24之间以提供在其间的燃烧气体的空气动力学有效过渡。通道50包括在径向向外倾斜的外部和内部带或平台54和56之间的跨度内径向地延伸的翼片或导流件52的排。导流件圆周地间隔开且在平台之间限定了流动通路，直接地从HPT 22的最后级叶片46和LPT 24的第一级引导燃烧气体通过该流动通路。过渡通道50构造为从HPT以相应的锐角涡流引导燃烧气体到LPT，同时增加涡轮机的效率。
在图1中示意性地图示了LPT 24，且在典型的实施例中包括七级，它与HPT 22的两级协同工作。图2更详细地图示了LPT 24的七级中的前三级，四个另外的级类似地构造且典型地在下游方向上增加了尺寸。
图2中所图示的LPT 24包括第一级低压(LP)涡轮机喷嘴58，它直接跟随过渡通道50与它流体连通。第一级LP喷嘴58包括第一级LP定子轮叶60的排，定子轮叶60径向地在环形外部和内部带62和64之间的跨度内延伸。第一级LP转子叶片66的排又直接跟随第一级LP喷嘴58，第一级LP转子叶片66固定地连接到第二转子28，如图1中所图示。
因为图2中所图示的LPT 24包括了七个典型的级，每个级包括相应的定子喷嘴，喷嘴具有在外部和内部带之间径向地延伸的轮叶60，外部和内部带合适地支撑在发动机的围绕壳体内。轮叶60典型地在下游方向上从级到级增加了径向跨度。
在LPT的每个喷嘴级后是相应的转子叶片66的排，其也典型地在下游方向上增加了径向尺寸。每排叶片66典型地从支撑转子盘径向向外延伸，七个级的七个盘合适地连接在一起，且进一步地连接到共同的第二转子28，以在运行中驱动风扇14。
如图3中所示，LP转子叶片66与HP转子叶片46相对定向，以使它们所连接到的第一和第二转子26和28反向旋转。HPT 22和LPT24内的转子的反向旋转允许了LPT自身和HPT内的空气动力学效率的相当大增加，这有益于增加图1中所图示的反向旋转涡扇飞行器发动机的总体效率。
燃烧气体通过涡轮机不同级的涡流或有角度的流动的方向通过在燃烧器下游的燃烧气体流道中不同翼片的相应的有角度的取向、轮廓和弧来实现。在燃烧气体沿流道行进时，涡流也受到燃烧气体的速度或马赫数影响，且是复杂的三维流，它具有轴向、切向和径向分量。
在图2中所图示的涡轮机中引入反向旋转是以过渡通道50和第一级LP喷嘴58的特定的构造和取向来补充的。特别地，第一级LP喷嘴58在径向高度上高于其中包括了第二级HP叶片46的HPT 22。
相应地，过渡通道50的径向高度和HPT 22和LPT 24之间的流动区域增加，当燃烧气体在HPT和LPT之间行进时用于维持和优选地增加燃烧气体的涡流。过渡通道50的径向高度和流动区域对燃烧气体涡流具有相反的效果，且如下所述被共同地构造为用于优选地增加涡流，以相应地增加涡轮机级的效率。
如图3所示的导流件52的每个具有锐角的第二扭转角B，且第一级LP轮叶60的每个具有锐角的第三扭转角C，在取向或方向上对应于第二级HP叶片46的第一扭转角A。
此外，第一级LP叶片66具有锐角的第四扭转角D，其取向与第一级LP轮叶60的扭转角C相对，用于实现第一和第二转子26和28的反向旋转。在图3中，第二级HP叶片46的相应的凸的吸力侧面朝上，以实现第一转子26从后部向前看的顺时针旋转。相应地，第一级LP叶片66的凸的吸力侧面朝下，以实现第二转子28从后部向前看的逆时针旋转。
在涡扇发动机中引入两个转子的反向旋转允许了第一级LP叶轮60在空气动力学上解除载荷或减少它们的载荷，因为需要的流动转向较小。相应地，两级HPT 22不需要以常规方式构造为实现来自它的大致零离开涡流，而是替换地修改为实现来自它的显著量的锐角涡流。
过渡通道50的导流件52具有锐角扭转角B，其选择为维持且优选地略微增加当燃烧气体流过过渡通道到第一级LP喷嘴58时燃烧气体的涡流。因为导流件52优选地是对称的以减小压力损失，它们具有受限制的能力以转向气流。
第一级LP轮叶60的扭转角C在方向上对应于导流件52的扭转，这要求相对小的空气动力学载荷和燃烧气体的转向以过渡到反向旋转的第一级LP叶片66。
因此，第一级LP轮叶60的曲率和弧可以相对于在具有HPT和LPT的共同旋转转子的涡扇发动机的第一级LP喷嘴相当大地减小。
而且，反向旋转的涡轮机也允许了涡轮机叶片个数的相当大减少。例如，与共同旋转构造相对，如图3所图示的第二级HP叶片46可以在反向旋转构造中相当大地减少总叶片数，其为第一级LP喷嘴58的总轮叶数的大约一半。
与相应的共同旋转构造相对，第一级LP轮叶60的总轮叶数可以在反向旋转的构造中相当大地减少。且导流件52的总数相当大地小于叶片和轮叶数，第二级HP叶片46的总数为导流件52总数的大约5倍。
例如在过渡通道50中可以有大约12个导流件52，第二级HP叶片46的个数为大约5倍，且相应排内第一级LP轮叶60和叶片62的个数为大约10倍。这些合作的部件中叶片、轮叶和导流件的特定个数通过涡扇发动机的意图的推力和效率要求来控制，但是可以获得第二级HP叶片46个数的大约10％的相当大减少，以及第一级LP轮叶60的个数大约15％到30％的相当大减少。
翼片的个数的减少相应地减小了发动机的复杂性、重量和成本，且在发动机中提供了附加的益处。然而，主要的益处是增加了空气动力学效率。
LPT转子的反向旋转允许了在第一级LP喷嘴58内效率相当大的增加，这又允许了包括其第二级叶片46的HPT 22的效率的相应的增加。因此HPT 22、过渡通道50和反向旋转的LPT 24的空气动力学合作提供了协同的效率增加，同时相应地减小了发动机的复杂性和重量。
图2中所图示的过渡通道50提供了用于引入中间框架68的方便的位置，该框架布置在HPT 22和LPT 24之间且这可以方便地用于支撑安装转子轴的轴承。中间框架68包括多个中空的支柱70，支柱的每个径向地延伸经过导流件52的相应的导流件，如在图3中另外地图示。
导流件52在支柱70处足够宽且具有一般地对称的轮廓，其从正好在其前缘后方的最大宽度到向第一级LP喷嘴58延伸的窄的后缘汇合。支柱70径向地为刚性的以支撑转子轴承，且是中空的用于承载一个或多个管72，管72用于方便地承载经过热的燃烧流道的常规流体。例如管72可以用于在不同的转子腔内引导冷却或吹扫空气到核心发动机。
支柱70可以位于导流件52的前端，导流件在轴向长度上延伸以桥接HPT和LPT之间的过渡，且图2中示出了高度的相当大的径向增加。
在图2和图3中图示的导流件52具有径向地在平台54、56之间延伸的前缘，在平台54、56之间限定了对每个流动通路的入口流动区域E。相应地，导流件52的每个也包括了径向地延伸的后缘，一个导流件的后缘垂直地与下一个导流件的相对侧一起限定了对导流件之间的每个通路的出口流动区域F。
如在图2中最好的所示，导流件52的后缘优选地布置为径向高度或标高高于导流件的前缘，且在径向跨度或高度上延伸，使得过渡通道的共同出口流动区域大于过渡通道的共同入口流动区域。以此方式，当燃烧气体经过过渡通道被引导且径向地膨胀时，在HPT 22和LPT 24之间引导的燃烧气体的涡流可以维持或略微增加。
通常增加过渡通道的半径减少了其中的燃烧气体的涡流，而增加经过过渡通道的流动区域增加通过该过渡通道的涡流。然而，不应该过分地增加经过过渡通道的区域，这将导致流动分离和涡轮机效率相当大的损失。
如图2所示，导流件52在它们的前缘处在外部和内部平台54、56之间具有径向跨度或高度G，且在后缘处在平台之间具有相应地径向跨度或高度H。导流件后缘的径向跨度H优选地小于或等于导流件前缘的径向跨度G，因为外部和内部平台54、56在后部方向上径向向外倾斜或有斜度。以此方式，径向发散过渡通道的出口区域的增加可以通过减小导流件的后缘的径向跨度来减小。
过渡通道50提供了高压和低压涡轮机之间的流道的半径的相当大增加，在图2中所图示的优选的实施例中，在内部平台56处导流件52的后缘在径向高度上高于在外部平台54处导流件前缘。相应地，第一级LP喷嘴58在更高的径向高度处布置在过渡通道下游，这定位了LP喷嘴58在高度上相当大大于包括最后级转子叶片46的HPT 22。
而且，前五级LPT 24的三个在图2中图示，前五级继续了这个在下游方向上增加其轮叶60和叶片66的径向高度的样式。沿LPT轮叶和叶片的流道的内部和外部边界在变平到最后两级前对于其前五级继续在径向高度上增加，以进一步提高LPT的效率。
在图2中所图示，由于在HPT 22和LPT 24之间高度相当大的径向增加和在图3中所图示的燃烧气体的大的离开涡流，第一级LP喷嘴58在涡轮机效率中起到了更大的作用，因为燃烧气体经历了相当的径向膨胀。因为LPT转子的反向旋转相当大减少了对第一级LP喷嘴58的转向的要求，对它的空气动力学载荷也被减小，这相应地允许了轮叶60的轴向宽度的减小，优选地在它们连接到径向外部带62处实现。
如图3和图4中所图示，轮叶60的每个包括通常凹的压力侧74和周向地相对的、通常凸的吸力侧76，其在带62、64之间的跨度内径向地延伸。两侧也在相对的前缘和后缘78、80之间的弦内轴向地延伸。
如图4所示，外部带62在下游方向上以锐角倾斜角J向外倾斜。相应地，内部带64也在下游方向上以锐角倾斜角K径向向外倾斜。外部带的倾斜优选地大于或多于内部带64的倾斜，以与从过渡通道的径向向外流道和LPT的要求一致，以膨胀燃烧气体来从中获取能量。
如上所述，当燃烧气体向下游流经流道时，燃烧气体的涡流或转向角受到布置在流道内的不同叶片、轮叶和导流件的影响，且受到流道三维构造的影响。当流道在半径和面积上增加时，燃烧气体经历了轴向和径向的膨胀，且燃烧气体的绝对涡流角度同时受到影响。通常地，较大的流道半径可以用于减小涡流，而流动区域的增加增加涡流，且因此必须获得平衡来得到所希望的涡流的量同时最大化涡轮机空气动力学效率。
如图3所图示，单个LP轮叶60具有相应的弓形压力侧和吸力侧，在单个LP轮叶60的前缘和后缘之间带有相应的量的弓形的弧。每个轮叶的有角度的取向通过相对于中心轴线30的锐角扭转角C被控制，这被选择用于最大化与下游第一级转子叶片66和它们的相应的扭转角D的合作。
图4中的假想线所图示了垂直或径向的线，表示了在用于共同旋转涡扇发动机的常规的第一级涡轮机喷嘴中的典型的后缘的垂直取向。倾斜的带62、64限定了喷嘴内燃烧气体流道的外侧边界，且具有发散比，其定义为指定为DL的在外部带62处的前缘和后缘78、80之间的径向跨度或高度的差异除以指定为L的在从前缘78到后缘80的不同的轴向位置处的带62、64之间的平均径向跨度或长度。
经过经验证明，发散比是低压涡轮机空气动力学效率的指示。在一个带垂直后缘的第一级涡轮机喷嘴的典型常规设计中，发散比为大约0.40。在常规共同旋转涡扇发动机中，该发散比的值与其中相应的低压涡轮机的特别的空气动力学效率相符合。
然而意图简单地放缩该带垂直后缘的常规第一级涡轮机喷嘴的尺寸导致用于以上披露的反向旋转涡扇发动机中的类似的发散比，不同之处是该发散比的值导致在LPT中过度的空气动力学损失，尽管只是对涡轮机喷嘴的尺寸放缩。
已经发现，经过过渡通道和第一级LP喷嘴58的流道的径向向外倾斜相当大的量享有燃烧气体相当大径向膨胀的益处，但是可以引入在第一级LP喷嘴中进一步的改进，以如以上指出的进一步增加不但是LPT而且还有HPT的空气动力学效率。
特定地，图4中所图示的轮叶的后缘80从内部带64以锐角的倾斜角T，例如大约为6度向前倾斜或斜置，这相应地影响了在倾斜的后缘80和向外倾斜的外部带62的连接处的倾斜的偏斜。如图4所图示的该简单的LP喷嘴的修改允许了外部带62处径向跨度差异DL相当大的减少，这相应地将与平均径向跨度长度L的发散比减小到相当大低于大约为0.4的常规值的数值。在用于另外地增加LPT的空气动力学效率的喷嘴的不同的实施例中，发散比可以小于或等于该数值0.4。
在图2中所图示的反向旋转的涡扇发动机的实施例中，发散比可以减小到大约0.2，这表示了该比值的大约50％的减小。相应地，LPT的空气动力学效率因为倾斜的第一级LP喷嘴58相当大地增加，且允许了合作的HPT的效率的相应增加。轮叶后缘80的向前倾斜可以用于相对于在内部带64处轮叶轴向投影宽度M相当大地减少在外部带62处轮叶60的轴向投影宽度N。
相应地，轮叶前缘78也可以从内部带64以另一个常规方式向前倾斜，后缘倾斜类似地与前缘倾斜符合或紧密地匹配。对于前缘78的给定的倾斜，后缘80的向前的倾斜减小了轴向宽度N且相应地减小了外部带62处的前缘和后缘之间的径向跨度差异DL，且相应地减小了基于轮叶60的平均径向跨度或长度的发散比。
当燃烧气体轴向地在轮叶之间流动时，向前倾斜的轮叶60较好地补充了燃烧气体44经过第一级LP喷嘴58的径向向外行程，且较好地补充了燃烧气体的径向膨胀。因为外部带62径向向外倾斜，向前倾斜的后缘80减小了后缘和外部带之间的斜角且补充了燃烧气体流线的轴向方向。
较窄的轮叶60相应地从喷嘴去除了的材料且减小了发动机的重量。另外，向前倾斜的后缘80增加了与第一级LP轮叶66的前缘的间距，用于减小此处的空气动力学顶端损失，也减小了下游叶片排的喷嘴尾流激励(wake excitation)。
然而，轮叶60的变窄相应地减小了第一级LP喷嘴的空气动力学载荷能力，这必须另外地解决。在给定的空气载荷量下，在常规的共同旋转涡扇发动机中使用如图4中所图示的向前倾斜的喷嘴要求轮叶60的个数的增加。然而，净效率增益是可能的，原因是向前倾斜的喷嘴轮叶的增加的空气动力学效率，尽管轮叶个数的增加和相关的轮叶重量的增加。
在图2中所图示的反向旋转的涡扇构造中，在HPT和LPT之间的改进的涡流的合作允许引入了较窄的向前倾斜的轮叶60，甚至轮叶数量被减少。计算机分析证实LPT作为组的空气动力学效率的相当大的增加，以及HPT效率的增加，这显著地增改善了反向旋转的涡扇发动机的性能。
图2和图3图示了过渡通道50的导流件52和第一级LP喷嘴58之间的构造的相当大的差异。在图4中，轮叶60清晰地图示为在前缘78和后缘80之间的轴向宽度上是窄的或细的，该宽度相当大地小于外部带62和内部带64之间的轮叶或流道的径向长度L。
HPT和LPT的叶片和轮叶虽然都设计为获取能量，但是考虑到它们在发动机内的相对位置，它们在尺寸和构造上是基本不同的，且它们各自连接到在相对高的转速下被驱动的压缩机18，与在相对低的转速下被驱动的风扇是相对的。第一级LP轮叶60必需是窄的以使它们用在LPT中，且在过渡通道50的后部端的快速地增加的半径中经历了相当大不同的流动分布。
轮叶60在内部带64处的轴向宽度M可以常规地对于意图的发动机的推力额定值来定尺寸且相应地相对于轮叶的径向跨度或长度L为窄的。相应地，轮叶后缘80的向前倾斜相当大地减小了外部带62附近的轮叶的轴向宽度N，产生了相应地在外部和内部带处都窄的轮叶。外部宽度N相当大地小于另外地在常规喷嘴中的宽度且可以仅略微大于内部宽度M或通常地等于内部宽度M。
在图4中所图示的典型的第一级喷嘴58具有内部带64，它在提供在此处的典型的弓形圆角的小距离内终止于紧邻轮叶后缘80的后部端。相应地，外部带62以从后缘80后部的轴向间距终止于后部端，外部带的后部端通常地与内部带64的后部端垂直地或径向地对齐。
这将外部和内部带的后部端紧邻下游第一级LP叶片66定位，以维持其间流道的连续性。然而轮叶60可以方便地在外部带62处向前倾斜以提供空气动力学效率的增加，如上所述。
而且，外部和内部带62、64具有相应的前端，前端从轮叶60向前开始，与轮叶具有无障碍的轴向间距，该间距小于外部和内部宽度N、M之间的轮叶的大约标称或平均轴向宽度。
图2中所图示的内部和外部带的短的向前延伸补充了过渡通道50的相应的长的外部和内部平台54、56，以维持其间流道的连续性。如图3中所示，导流件52具有构造在通道内的通常对称的流线轮廓，以有效地维持第二级HP叶片46和第一级LP轮叶60之间的燃烧气体的涡流，优选地带有略微的涡流的增加，如上所述。
因此，当与反向旋转的涡扇发动机组合使用时，图2中所图示的向前倾斜的第一级LP喷嘴58具有特定的益处。HPT 22首先引导燃烧气体到过渡通道50。过渡通道50然后引导燃烧气体到第一级LP喷嘴58。外部带62从外部平台54径向地向外倾斜，且内部带64从内部平台56径向地向外倾斜，以持续平滑的径向向外行程和燃烧气体的膨胀到LPT内。
两级HPT 22允许在来自HPT 22的燃烧气体中有意图的引入离开涡流，燃烧气体经过过渡通道到达第一级LP轮叶60时涡流略微增加。涡轮机元件的该组合，包括特别地向前倾斜的第一级LP喷嘴58，对于相当大地增加涡轮机级的效率是有效的，如以上指出。
在图5中所图示的是图1中所图示的反向旋转涡扇发动机的替换实施例，它包括修改过的LPT 24。LPT包括标号为82的第一级LP喷嘴，它享有参照图4的上述向前倾斜的轮叶60的优点，但是与HPT22组合，且第一级LP喷嘴82直接地布置在HPT和LPT内转子叶片46和66的相应级之间而在其间无过渡通道50或中间框架68。
在本实施例中，外部和内部带62、64轴向上比在以前的实施例长且开始于前端，前端向前地与轮叶60的排以轴向间隔S隔开，间隔S大于轮叶的标称或平均轴向宽度。例如在轮叶60前，带62、64的轴向间隔或延伸可以等于大约那些窄轮叶60的平均径向跨度或长度L。以此方式，两个带62、64的向前延伸在最后级HP叶片46和第一级LP轮叶60之间提供了无障碍的过渡通道。
在此实施例中，HPT 22包括单级HP转子叶片46，它与单级HP喷嘴轮叶48合作。第一级LP喷嘴82的径向外部和内部带62、64径向向外倾斜且相互发散，外部带具有比内部带大的倾斜角。LPT 24包括五级，只有最先的几级在图5中图示出，且该涡扇发动机的尺寸为不同的应用而确定。
然而，如上所述HPT和LPT内的转子的反向旋转允许了LPT和HPT的空气动力学效率的显著的增加，其原因大部分是由于使用了向前倾斜的第一级LP喷嘴82。
在以上披露的第一级LP喷嘴的不同实施例中，向前倾斜的后缘造成了需要权衡的代价。倾斜的后缘在相应的空气动力学载荷下减小了轮叶可用于转向流动的有效表面积。因此向前倾斜的喷嘴具有用于增加反向旋转涡扇发动机内涡轮机的空气动力学效率的最好的效用和最好的能力。
图2和图5图示了用在反向旋转涡轮机内的第一级LP喷嘴58、82的替换实施例，其用于有利于由HPT和相对低的弧的第一级LP轮叶60所提供的增加的涡流。涡轮机的反向旋转允许了第一级LP喷嘴的翼片的数量的相当大的减少，以及最后级HP叶片的翼片的数量的相当大的减少。向前倾斜的喷嘴设计限制了翼片的数量的减少，但是可以导致涡轮机效率和涡扇发动机自身的相当大的改进。
在常规的共同旋转的涡扇发动机中，向前倾斜的第一级LP喷嘴可以用于增加涡轮机的效率较小的量，而载荷区域损失，原因是由第一级LP喷嘴轮叶的数量的增加而相应地抵销较窄的轮叶。增加的翼片的个数增加了发动机的重量且在设计中要求不同竞争目标之间的权衡以确定在其中引入向前倾斜的第一级LP喷嘴的最后功效。
在双筒涡扇发动机中，HPT和下游LPT的性能如上所述清晰地相互关联且影响了发动机的总体性能。HPT和LPT的转子的反向旋转允许用于具有增加的空气动力学效率的涡扇发动机的新的构造。
特别地，第一级LP喷嘴明显地影响LPT的性能以及布置在其上游的HPT的性能。这些部件的设计的改进因第一级LP喷嘴自身，与其下游的LPT级结合以及与布置在其上游的HPT结合提供了效率的协同改进，LPT和HPT之间带有或不带有分开的过渡通道。
该协同也包括了发动机重量的显著降低，因为减少了涡轮机的翼片的个数。而且向前倾斜的第一级LP喷嘴也降低了发动机的总重量，这在较短的第一级LP喷嘴和下游的LPT级之间的接合点内不同的其它部件中降低发动机的重量上具有进一步的协同的影响。
虽然此处已经描述了被认为是本发明的优选的且典型的实施例，对那些本领域技术人员，通过此处的教示，其它本发明的修改应是显见的，且因此希望在后附的权利要求书中保护在本发明的实际精神和范围内的所有这样的修改。
因此，希望通过美国专利保护的是如以下的权利要求书中限定的且加以区别的本发明。
部件列表10 涡扇发动机12 机翼
14 风扇16 增压压缩机18 轴向压缩机20 环形燃烧器22 高压涡轮机(HPT)24 低压涡轮机(LPT)26 第一转子28 第二转子30 中心线轴线32 风扇舱34 风扇出口36 核心罩38 核心出口40 旁通道42 空气44 燃烧气体46 HP转子叶片48 HP定子轮叶50 过渡通道52 导流件54 外部平台56 内部平台58 第一级LP涡轮机喷嘴60 定子轮叶62 外部带64 内部带66 LP转子叶片68 中间框架70 中空支柱72 管74 压力侧76 吸力侧
78 前缘80 后缘82 第一级LP喷嘴
权利要求
1.一种涡轮机定子喷嘴(58、82)，其包括在相对端连接到外部和内部带(62、64)的窄的轮叶(60)的排；所述的轮叶(60)的每个具有凹的压力侧(74)和周向相对地凸的吸力侧(76)，其以在所述的带(62、64)之间的跨度径向地延伸且以在相对的前缘和后缘(78、80)之间的弦轴向地延伸；所述的内部带(64)在所述的前缘和后缘(78、80)之间向外倾斜且所述的外部带(62)相应地比所述的内部带(64)更倾斜，所述的轮叶(60)具有用于使燃烧气体(44)在所述的前缘和后缘之间转向的弧，且还具有锐角扭转角，以在所述的后缘(80)处排出的所述的燃烧气体(44)中赋予涡流；以及所述的后缘(80)从所述的内部带(64)向前倾斜，在所述的外部带(62)处具有倾斜的偏斜。
2.根据权利要求1所述的喷嘴，其中所述的倾斜的带(62、64)具有发散比，该发散比定义为在所述的外部带(62)处的所述的前缘和后缘(78、80)之间在径向跨度上的差异除以从所述的前缘(78)到所述的后缘(80)的所述的带之间的平均径向跨度，所述的比值为小于大约0.4。
3.根据权利要求2所述的喷嘴，其中所述的轮叶前缘(78)也从所述的内部带(64)向前倾斜，且所述的后缘倾斜符合所述的前缘倾斜。
4.根据权利要求3所述的喷嘴，其中所述的内部带(64)紧邻所述的轮叶的后缘(80)终止，且所述的外部带(62)以从所述后缘(80)后部的间距终止，垂直地与所述的内部带(64)对齐。
5.根据权利要求4所述的喷嘴，其中所述的轮叶(60)在所述的外部和内部带(62、64)是相应地的窄的。
6.一种涡扇发动机(10)，其包括由低压涡轮机(24)驱动的风扇(14)，和跟随所述的风扇(14)且由所述的低压涡轮机(24)之前与它反向旋转的高压涡轮机(22)驱动的压缩机(18)；所述的低压涡轮机(24)包括第一级定子喷嘴(58、82)，其包括在相对端连接到径向向外倾斜的外部和内部带(62、64)的轮叶(60)的排；所述的轮叶(60)的每个具有在其前缘和后缘(78、80)之间的弓形的弧，和锐角的扭转角，以在所述的高压涡轮机(22)和所述的低压涡轮机(24)之间引导的燃烧气体(44)中赋予涡流；以及所述的后缘(80)从所述的内部带(64)向前倾斜，在所述的外部带(62)处具有倾斜的偏斜。
7.根据权利要求6所述的发动机，其中所述的倾斜的带(62、64)具有发散比，该发散比定义为在所述的外部带(62)处的所述的前缘和后缘(78、80)之间的径向跨度的差异除以从所述的前缘(78)到所述的后缘(80)的所述的带之间的平均径向跨度，所述的比值为小于大约0.4。
8.根据权利要求7所述的发动机，其中所述的轮叶(60)在所述的前缘和后缘(78、80)之间在轴向宽度上是窄的，所述的宽度小于在所述的外部和内部带(62、64)之间的径向长度。
9.根据权利要求8所述的发动机，进一步包括具有导流件(52)的排的过渡通道(50)，其轴向地布置在所述的高压涡轮机(22)和所述的第一级喷嘴(58、82)之间，且其中所述的高压涡轮机在其中包括两级转子叶片(46)。
10.根据权利要求8所述的发动机，其中所述的第一级喷嘴(82)直接地布置在所述的高压涡轮机(22)和所述的低压涡轮机(24)内所述的转子叶片(46、66)的相应的级之间，且所述的高压涡轮机(22)在其中包括单级所述的转子叶片(46)。
全文摘要
涡轮机喷嘴(58)包括连接到径向向外倾斜的外部和内部带(62、64)的轮叶(60)的排。每个轮叶(60)具有弧和锐角的扭转角，以在轮叶(60)的后缘(80)排放的燃烧气体中引入涡流。后缘(80)从内部带(64)到外部带(62)向前倾斜，以增加空气动力学效率。
文档编号F01D9/02GK1877084SQ20061008879
公开日2006年12月13日 申请日期2006年6月6日 优先权日2005年6月6日
发明者R·J·奥尔兰多, T·O·莫尼兹, C·-P·李, D·G·彻里, R·J·比科克, W·L·克利福德, S·M·卡森 申请人:通用电气公司