用于翼面的高阶成形的弯曲区域的制作方法
【专利摘要】一种具有局部化的二面角特征的涡轮机叶片具有高阶多项式成形的弯曲区域。
【专利说明】用于翼面的高阶成形的弯曲区域
【技术领域】
[0001]本公开总地涉及用于涡轮机的翼面，并且更具体地涉及结合局部化高阶二面角的翼面。
【背景技术】
[0002]涡轮机，诸如涡扇燃气涡轮发动机或陆基涡轮发电机，通常包括压缩机区段、燃烧室区段和涡轮区段。在工作期间，空气在压缩机区段中增压并且在燃烧室区段中与燃料混合以产生热的燃烧气体。热燃烧气体流过涡轮区段，涡轮区段从热燃烧气体提取能量以给压缩机区段提供动力，并且在涡轮发电机的情形中驱动涡轮动力轴。
[0003]许多涡轮机包括轴向流型的压缩机区段，其中已压缩的空气流平行于发动机中心线轴线。轴向流压缩机可以利用多个级以获得实现所需热力学循环目的所需的压力水平。典型的压缩机级由旋转翼面(称作转子叶片)的行以及固定翼面(称作定子叶片)的行构成。
[0004]轴向流压缩机区段的影响压缩机性能和稳定性的一个设计特征是尖端空隙流。小的间隙延伸在每个转子叶片翼面的尖端与每个压缩机级中的周围护罩之间。尖端空隙流定义为从转子叶片的高压侧(压力侧)至低压侧(吸力侧)在转子尖端与外侧护罩之间的流体流。尖端空隙流减小了压缩机区段维持压力上升的能力，增大了损耗并且可以对失速裕度具有负面影响(即，压缩机区段不再能够维持压力增大以使得燃气涡轮发动机失速的点)。
[0005]在翼面及其边界层与端壁边界层和尖端泄漏流相互作用的区域中的翼面尖端处，空气动力学负载趋向于比在翼面翼展中点处更高。高的空气动力学负载导致更高的转向偏差、更大的损耗以及边界层分离的可能性增大。在转子尖端上的边界层的大量(bulk)分离是压缩机失速的一种机制。
【发明内容】
[0006]在一个非限制的公开的实施例中，一种涡轮机叶片具有:沿着顺翼展方向堆叠分布在根部和尖端区域之间延伸的翼面，翼面包括延伸在前缘与后缘之间的弦线；以及顺翼展方向堆叠分布的二面角特征，其中二面角特征通常局限在顺翼展方向堆叠分布的端部处，二面角特征由翼面的顺翼展方向堆叠分布的弯曲区域进一步限定，弯曲区域的形状由高阶多项式限定。
[0007]在任意以上示例的另一实施例中，高阶多项式由具有多项式项A* (Z-Zblend)n的多项式限定，其中，A是常数，Z是顺翼展方向堆叠分布区段的径向位置，Zblmd是顺翼展方向堆叠分布的混合点的径向位置，以及η是多项式的阶数。
[0008]在任意以上示例的另一实施例中，高阶多项式由Ay’ =A*(Z_Zblend)n所限定。
[0009]在任意以上示例的另一实施例中，η大于或等于2.1。
[0010]在任意以上示例的另一实施例中，η大于或等于3。
[0011]在任意以上示例的另一实施例中，弯曲区域是翼面的区域，在该区域顺翼面的翼展方向堆叠分布从径向翼面堆叠线偏离。
[0012]在任意以上示例的另一实施例中，翼面具有混合点,在该混合点弯曲区域初始地从径向翼面堆叠线偏离。
[0013]在任意以上示例的另一实施例中，混合点至少在翼展的70%处。
[0014]在任意以上示例的另一实施例中，混合点至少在翼展的80%处。
[0015]在任意以上示例的另一实施例中，二面角在15度至35度的范围内。
[0016]在任意以上示例的另一实施例中，翼面是转子叶片。
[0017]在任意以上示例的另一实施例中，翼面是在燃气涡轮发动机的压缩机区段中的转子叶片。
[0018]在任意以上示例的另一实施例中，翼面是定子叶片。
[0019]在任意以上示例的另一实施例中，翼面是在燃气涡轮发动机的压缩机区段中的定子叶片。
[0020]在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布从翼面的根部延伸至尖端，并且其中顺翼展方向堆叠分布是穿过翼面的多个堆叠平面区段的每一个的质心的曲线。
[0021 ] 在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布的端部是所述翼面的尖端区域。
[0022]在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布的端部是所述翼面的根部区域。
[0023]在第二非限制的公开的实施例中，一种涡轮机具有:多个翼面，其中，翼面的每一个沿着顺翼展方向堆叠分布在根部和尖端区域之间延伸，翼面包括在前缘和后缘之间延伸的弦线；以及二面角特征，其中二面角特征通常局部化在顺翼展方向堆叠分布的端部处，二面角特征由翼面的顺翼展方向堆叠分布的弯曲区域进一步限定，弯曲区域的形状由高阶多项式限定。
[0024]在任意以上示例的另一实施例中，高阶多项式由包括多项式项A*(Z_Zblend)n的多项式限定，其中，A是常数，Z是顺翼展方向堆叠分布区段的径向位置，Zblmd是顺翼展方向堆叠分布的混合点的径向位置，以及η是多项式的阶数。
[0025]在任意以上示例的另一实施例中，高阶多项式由Ay’ =A*(Z_Zblend)n限定。
[0026]在任意以上示例的另一实施例中，η大于或等于2.1。
[0027]在任意以上示例的另一实施例中，η大于或等于3。
[0028]在任意以上示例的另一实施例中，弯曲区域是翼面的区域，在该区域顺翼展方向堆叠分布从径向翼面堆叠线偏离。
[0029]在任意以上示例的另一实施例中，涡轮叶片具有混合点，在该混合点弯曲区域初始地从径向翼面堆叠线偏离。
[0030]在任意以上示例的另一实施例中，混合点至少在翼展的70%处。
[0031]在任意以上示例的另一实施例中，混合点至少在翼展的80%处。
[0032]在任意以上示例的另一实施例中，二面角在15度至35度的范围内。
[0033]在任意以上示例的另一个实施例中，涡轮机是齿轮传动涡扇。
[0034]在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布从翼面的根部延伸至尖端，并且其中顺翼展方向堆叠分布是穿过翼面的多个堆叠平面区段的每一个的质心的曲线。
[0035]在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布的端部是所述翼面的尖端区域。
[0036]在任意以上示例的另一实施例中，顺翼展方向堆叠分布的端部是所述翼面的根部区域。
[0037]从以下说明书和附图可以最佳地理解本发明的这些和其他特征，以下是简要说明。
【专利附图】
【附图说明】
[0038]图1是示例燃气涡轮发动机的截面图。
[0039]图2示出了如图1所示示例燃气涡轮发动机的压缩机区段的一部分。
[0040]图3示出了根据本公开的翼面的示意图。
[0041]图4示出了如图3所示示例翼面的另一视图。
[0042]图5示出了翼面叶片的平视图。
[0043]图6示出了翼面叶片的线框图。
[0044]图7示出了包括高阶多项式弯曲区域的翼面顺翼展方向堆叠分布。
[0045]图8示出了涉及多个示例翼面的尖端偏转和混合点的曲线图。
【具体实施方式】
[0046]图1示出了示例燃气涡轮发动机10，其包括风扇12、压缩机区段14、燃烧室区段16以及涡轮区段18。燃气涡轮发动机10被限定围绕发动机中心线轴线A，各个发动机区段围绕轴线A旋转。空气由风扇12吸入燃气涡轮发动机10中并且流过压缩机区段14以对空气流增压。燃料与增压空气混合并在燃烧室16内燃烧。燃烧气体排出穿过涡轮区段18，涡轮区段从其提取能量以用于向压缩机区段14和风扇12提供动力。当然，该视图是高度示意性的。在所示示例中，燃气涡轮发动机10是涡扇燃气涡轮发动机。然而应该理解的是，本公开内所示的特征和说明并不限于涡扇燃气涡轮发动机。即，本公开能适用于任何轴向流涡轮机。在替代示例中，在此所述的特征也能够结合在诸如燃气涡轮发电机的陆基涡轮机中。一些涡轮机不包括风扇区段。
[0047]图2示意性示出了燃气涡轮发动机10的压缩机区段14的一部分。在一个示例中，压缩机区段14是轴向流压缩机。压缩机区段14包括多个压缩级，包括转子叶片30和定子叶片32的交替行。转子叶片30以已知的方式围绕发动机中心线轴线A旋转以增大传递穿过压缩机区段14的空气流的速度和压力水平。固定的定子叶片32将空气流的速度转换为压力，并且沿所需方向将空气流转向以为下一组转子叶片30准备空气流。转子叶片30部分地容纳在护罩组件34 (即外侧箱体)中。间隙36延伸在每个转子叶片30的尖端38与护罩34之间以为旋转的转子叶片30提供空隙。
[0048]图3和图4示出了示例转子叶片30，其包括位于尖端38处用于减小翼面的空气动力学负载的设计元件。转子叶片30包括具有前缘42和后缘44的翼面40。翼面40的弦46延伸在前缘42和后缘44之间。翼面40的翼展48延伸在转子叶片30的根部50与尖端38之间。转子叶片30的根部50与平台52相邻，平台以已知的方式将转子叶片30连接至旋转的鼓或盘(未示出)。翼面40也包括二面角特征，下面将更详细地描述。通常，二面角特征是指翼面40的顺翼展方向堆叠分布的弯曲区域。
[0049]转子叶片30的翼面40也包括吸力面54和相对的压力面56。吸力面54通常是凸起表面而压力面56通常是凹入表面。吸力面54和压力面56常规地设计成当空气流F从上游方向UP传递至下游方向DN时对空气流F增压。空气流F沿具有轴线分量的方向流动，该轴线分量平行于燃气涡轮发动机10的纵向中心线轴线A。转子叶片30围绕发动机中心线轴线A旋转。
[0050]图5示出了如图4所示的翼面30的平面区段400。翼面平面区段400由前缘312、后缘314、吸力侧340和压力侧350构成。弦线310从翼面平面区段400的前缘312延伸至后缘314。在弦线310和轴线方向X之间测量弦线角360。翼面平面区段400具有质心320(诸如重量的中心)，其是该平面区段的质量的中心。采用向量F示出了在翼面平面区段400的前缘312处入射空气的方向。
[0051]翼面平面区段400可以通过其质心320的三维位置在空间中定位。传统的坐标系统用于定位翼面平面区段400，在这里例如X平行于旋转轴线，z是相对于X的径向方向，而y是沿旋转的周缘的切线方向。第二坐标系统相对于翼面平面区段400限定以使得X和y方向围绕z轴线旋转所述弦线角360，以使得新的y’方向垂直于弦线310并且新的x’方向平行于弦线310。该第二坐标系统x’、y’、z’称作旋转坐标系统。替代地，x、y、z坐标系统也可以围绕z轴线以在入口空气方向F和X轴线之间的角度而旋转以形成旋转坐标系统。二面角弯曲区域应用到在旋转坐标系统中的翼面顺翼展方向的堆叠(stacking)分布。
[0052]图6示出了翼面40的线框视图，翼面40由诸如图5所示区段400的多个翼面平面区段构成。翼面平面区段400的质心420在空间中沿着顺翼展方向堆叠分布48而“堆叠”或定位，以限定翼面40的三维形状。通过沿着从中心(hub) 420至尖端430的笔直径向线堆叠翼面平面区段的质心420而构成了不具有二面角的径向翼面。为了引入二面角，沿正交于弦线410的y，方向转移翼面平面区段400的质心420的堆叠位置。正二面角将翼面平面区段400移位朝向翼面吸力侧340并且远离翼面压力侧350。正二面角可以替代地限定为翼面尖端的吸力侧340与外侧护罩34形成了钝角。
[0053]参照图6和图7，二面角D用于量化加至翼面40的二面角的量。二面角D描述了沿y’方向翼面尖端平面区段430相对于翼面尖端之下区段的空间关系。在位于旋转坐标平面y’-Z中的两个向量之间测量二面角D。第一向量是从堆叠分布尖端38突出的径向向量450。第二向量是正切于顺翼展方向堆叠分布48的尖端38的线460。两个向量突入y’ _z平面示出在图7中，并且在图5中描述了该平面与翼面平面区段400的关系。
[0054]翼面40包括相对于翼面40的尖端38而局部化的二面角D (参见图7)。本公开中使用的术语“局部化”意在限定限制到在顺翼展方向堆叠分布48的特定径向部分的二面角弯曲区域。尽管关于转子叶片翼面40而在此公开了二面角D和二面角堆叠形状，但是应该理解的是燃气涡轮发动机10的其他部件，诸如定子叶片翼面，可以从关于翼面40所示的那些类似的空气动力学改进获益。尽管在此关于翼面尖端公开了局部化的二面角分布，但是应该理解的是相同的局部化高阶二面角分布可以应用于翼面根部并且在翼面空气动力学负载中产生相同的减少。
[0055]继续参照图3至图6，图7示出了转子叶片顺翼展方向堆叠分布48 (在y’-ζ坐标系统中)。所示的转子叶片顺翼展方向堆叠分布48包括从参考线120偏离的弯曲区域110以在尖端38处形成二面角D。参考线120指示如果翼面40的笔直区域130延伸至翼面40的尖端38则顺翼展方向堆叠分布48将位于何处。弯曲区域110开始于混合点112并且沿着曲线116延伸至尖端38。曲线116的形状由高阶多项式(即具有多于两个阶数的多项式)限定。借由示例的方式，弯曲区域的形状由包括项A*(Z-Zblmd)n的多项式限定，在更具体示例中，弯曲区域的形状由Ay’=A*(Z-Zblmd)n限定，其中，Ay’是顺翼展方向堆叠分布在弦线法线(y’ )方向上的位移(参见图5)，A是常数，Z是顺翼展方向堆叠分布48区段的径向位置，Zblmd是混合点的径向位置以及η是二面角的阶数。在一个示例中，η彡2.1。在另一示例中，2〈η〈2.1。在另一示例中，曲线116的形状由三阶或更高阶多项式限定。
[0056]通过使用高阶多项式限定曲线116，混合点112可以转移更靠近尖端38和/或可以减小尖端偏转114，而同时实现与由二阶多项式限定的曲线116相同的二面角D。替代地，尖端偏转114可以维持并且可以获得更高的二面角D。因此，限定了弯曲区域116的形状的闻阶多项式允许对于特定~■面角D的尖端位移114可以减小。减小尖端位移114提供了关于以下方面的优点:易于制造，最小化根部应力和/或限制了轴向位移，有助于实现间隙约束。
[0057]在包括具有二面角D的尖端38的任何给定翼面40中，有三个因素影响二面角D:混合点112，尖端偏转114，以及弯曲区域110中曲线116的形状。沿着翼展线48朝向100%翼展转移混合点112、增大限定了曲线116的多项式的阶数、或者增大尖端偏转114均将增大二面角D。
[0058]继续参照图1至图7，图8示出了在旋转坐标系统(y’ -Z)中根据翼展百分比的顺翼展方向堆叠分布的曲线图。使用在弯曲区域110中二阶多项式成形曲线116以及大约8度的二面角D的现有技术翼面210具有相对高的尖端偏转114以及接近70%翼展的混合点212。也示出了不具有二面角D (大约O度)并且不具有弯曲区域的参考径向翼面240。
[0059]示例翼面220，其曲线116具有高阶(阶数n，其中η大于或等于2.1)多项式形状，具有与现有技术翼面210相同的尖端偏转114，该翼面220具有急剧增大的大约27度的尖端二面角D以及沿着翼展线48比现有技术叶片210朝向尖端转移显著更远的混合点222。以类似方式，如现有技术翼面210 —样保持大约8度尖端二面角D、但是包括对于弯曲区域110的更高阶多项式形状116的翼面230具有显著小于现有技术翼面尖端偏移的尖端偏转114。如同示例翼面220 —样，示例翼面230具有沿着翼展线48比现有技术210显著更靠近尖端38的混合点232。在示例叶片220、230的每一个中，包括更高阶曲线116已经允许达到期望的二面角D所需的尖端偏转114减小。
[0060]在另一示例中，使用顺翼展方向堆叠分布48的高阶成形多项式弯曲区域116的翼面40，混合点可以是至少80%翼展。在其他示例中，不引起过量尖端偏转114而获得了在15至35度范围内的最大二面角D。在弯曲区域110中使用二阶多项式曲线116的类似系统对于相同尖端偏转实现了小于10度的二面角D。
[0061]应该进一步理解的是，根据以上说明设计的翼面可以结合到新设计的涡轮机或者现有的涡轮机中，并且在每一个中产生相同的优点。
[0062]应该进一步理解的是，上述概念的任一个可以单独使用，或者与上述其他概念的任一个或全部组合使用。
[0063]尽管已经公开了本发明的实施例，但是本领域普通技术人员将认识的是，特定修改将落入本发明的范围内。为此，应该研究以下权利要求以确定本发明的真实范围和内容。
【权利要求】
1.一种涡轮机叶片，包括: 翼面，其沿着顺翼展方向堆叠分布在根部和尖端区域之间延伸，所述翼面包括延伸在前缘和后缘之间的弦线；以及 所述顺翼展方向堆叠分布的二面角特征，其中，所述二面角特征通常局部化在所述顺翼展方向堆叠分布的端部处，所述二面角特征由所述翼面的顺翼展方向堆叠分布的弯曲区域进一步限定，所述弯曲区域的形状由高阶多项式限定。
2.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述高阶多项式由包括多项式项A* (Z-Zblmd)n的多项式限定，其中，A是常数，Z是顺翼展方向堆叠分布区段的径向位置，Zblmd是所述顺翼展方向堆叠分布的混合点的径向位置，以及η是所述多项式的阶数。
3.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中，所述高阶多项式由Ay’=A*(Z-Zblmd)Ig定。
4.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中，η大于或等于2.1。
5.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中，η大于或等于3。
6.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述弯曲区域是所述翼面的区域，在所述区域所述翼面的顺翼展方向堆叠分布从径向翼面堆叠线偏离。
7.根据权利要求6所述的涡轮机叶片，其中，所述翼面进一步包括混合点，在所述混合点所述弯曲区域初始地从所述径向翼面堆叠线偏离位置所在的。
8.根据权利要求7所述的涡轮机叶片，其中，所述混合点至少在所述翼展的70%处。
9.根据权利要求8所述的涡轮机叶片，其中，所述混合点至少在所述翼展的80%处。
10.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述二面角在15度至35度的范围内。
11.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述翼面是转子叶片。
12.根据权利要求11所述的涡轮机叶片，其中，所述翼面是在燃气涡轮发动机的压缩机区段中的转子叶片。
13.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述翼面是定子叶片。
14.根据权利要求13所述的涡轮机叶片，其中，所述翼面是在燃气涡轮发动机的压缩机区段中的定子叶片。
15.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述顺翼展方向堆叠分布从所述翼面的根部延伸至尖端，并且其中所述顺翼展方向堆叠分布是穿过所述翼面的多个堆叠平面区段的每一个的质心的曲线。
16.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述顺翼展方向堆叠分布的所述端部是所述翼面的尖端区域。
17.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中，所述顺翼展方向堆叠分布的所述端部是所述翼面的根部区域。
18.—种润轮机,包括: 多个翼面，其中，所述翼面的每一个沿着在根部和尖端区域之间的顺翼展方向堆叠分布延伸，所述翼面包括从前缘延伸到后缘的弦线；以及 所述顺翼展方向堆叠分布的二面角特征，其中，所述二面角特征通常局部化在所述顺翼展方向堆叠分布的端部处，所述二面角特征由所述翼面的顺翼展方向堆叠分布的弯曲区域进一步限定，所述弯曲区域的形状由高阶多项式限定。
19.根据权利要求18所述的涡轮机，其中，所述高阶多项式由包括多项式项A*(Z_Zblmd)n的多项式限定，其中，A是常数，Z是所述顺翼展方向堆叠分布区段的径向位置，Zblend是所述顺翼展方向堆叠分布的混合点的径向位置，以及η是所述多项式的阶数。
20.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述高阶多项式由Ay’=A*(Z-Zblmd)n限定。
21.根据权利要求20所述的涡轮机，其中，η大于或等于2.1。
22.根据权利要求20所述的涡轮机，其中，η大于或等于3。
23.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述弯曲区域是所述翼面的区域，在所述区域顺翼展方向堆叠分布从径向翼面堆叠线偏离。
24.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述涡轮翼面进一步包括混合点，在所述混合点所述弯曲区域初始地从所述径向翼面堆叠线偏离。
25.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述混合点至少在所述翼展的70%处。
26.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述混合点至少在所述翼展的80%处。
27.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述二面角在15度至35度的范围内。
28.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述涡轮机是齿轮传动涡扇。
29.根据权利要求19所述的涡轮机，其中，所述顺翼展方向堆叠分布从所述翼面的根部延伸至尖端，并且其中所述顺翼展方向堆叠分布是穿过所述翼面的多个堆叠平面区段的每一个的质心的曲线。
30.根据权利要求18所述的涡轮机，其中，所述顺翼展方向堆叠分布的所述端部是所述翼面的尖端区域。
31.根据权利要求18所述的涡轮机，其中，所述顺翼展方向堆叠分布的所述端部是所述翼面的根部区域。
【文档编号】F02K3/04GK104136757SQ201380011408
【公开日】2014年11月5日 申请日期:2013年2月16日 优先权日:2012年2月29日
【发明者】J.C.斯特拉恰 申请人:联合工艺公司