具有冲击波衰减的涡轮发动机的制作方法

具有冲击波衰减的涡轮发动机
1.联邦政府资助的研究
2.本发明是在美国政府的支持下完成的。美国政府可拥有本发明的某些权利。
技术领域
3.本公开大体涉及涡轮发动机，并且更具体地，涉及被构造为衰减发动机内的冲击波的涡轮发动机。


背景技术：

4.涡轮发动机(特别是燃气或燃烧涡轮发动机)是从处理空气或工作空气中提取能量的旋转发动机，处理空气或工作空气通过多个压缩机级，通过燃烧器，然后通过多个涡轮级流过发动机。压缩机级和涡轮级包括轴向布置的成对旋转叶片和静止轮叶。
5.在发动机操作期间，叶片的旋转会在工作空气流轴向前进通过发动机时在工作空气流内引起流动扰动，例如冲击波。冲击波可以通过发动机传播并遇到位于其中的部件，从而产生对工作空气的轴向流动产生负面影响的压力扰动，这导致发动机的操作效率降低。


技术实现要素：

6.本公开的方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本公开的实践而获知。
7.在一个方面，本公开涉及一种操作具有发动机核心的涡轮发动机的方法，该发动机核心包括以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮，从而工作气流从压缩机穿过发动机核心到涡轮，以限定通过发动机核心的流动方向。该方法包括在流动方向上传播的工作气流中产生冲击波，以及将冲击波引导到涡轮发动机内的至少一个部件上的至少一个衰减结构上，以至少部分地衰减冲击波。
8.在另一方面，本公开涉及一种涡轮发动机。涡轮发动机包括：发动机核心，发动机核心具有以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮；流动路径，流动路径从压缩机延伸穿过发动机核心到涡轮，以限定通过发动机核心的工作气流的流动方向；可旋转的一组翼型件，该可旋转的一组翼型件在压缩机或涡轮中的一个中，从而该组翼型件的旋转形成具有冲击波的工作气流；以及流动路径中的至少一个部件，该至少一个部件包括具有至少一个衰减结构的外表面，衰减结构被构造为至少部分地衰减在其上流动的冲击波。
9.参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本公开的这些和其他特征、方面和优点。包含在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本公开的方面，并且与描述一起用于解释本公开的原理。
附图说明
10.在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
11.图1是根据本文描述的各个方面的包括涡轮中心框架形式的示例性部件的飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面图。
12.图2是图1的涡轮中心框架的示意横截面图。
13.图3是根据本文描述的各个方面的具有衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的翼型件的示意立体图。
14.图4是图3的翼型件的一部分沿线iv-iv的横截面视图。
15.图5是图3的翼型件的另一部分沿线v-v的横截面视图。
16.图6是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的一对翼型件的示意立体图。
17.图7是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
18.图8是图6的翼型件的一部分沿线viii-viii的横截面视图。
19.图9是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
20.图10是图8的翼型件的一部分沿线x-x的横截面视图。
21.图11是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
22.图12是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
23.图13是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
24.图14是根据本文描述的各个方面的具有另一衰减结构的可用于图1的涡轮中心框架中的另一翼型件的示意立体图。
具体实施方式
25.包括涡轮机械技术的发动机技术的最新趋势已经产生了涡轮叶片负载要求的增加，包括局部马赫数和随后产生的可压缩流动现象，例如工作气流中的冲击波和膨胀波。这种流动特征可以沿着发动机流动路径向下游传播，在下游部件中产生压力损失和降低效率。此外，一些冲击波会从下游部件反射并产生随后的空气动力学效应，这也会对系统性能产生负面影响。此外，一些发动机架构具有紧密联接的高压涡轮(hpt)和低压涡轮(lpt)，这会导致hpt和lpt之间的空气动力学或气动弹性相互作用增加。本公开的方面涉及通过使用可能暴露于流动路径中的冲击波或反射冲击波的发动机部件上的表面特征来减轻或衰减这种流动现象，包括冲击波。
26.出于说明的目的，一个示例性部件将以具有定位在高压涡轮和低压涡轮之间的涡轮中心框架的涡轮发动机的形式进行描述。在非限制性示例中，这种涡轮发动机可以是燃气涡轮发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机或涡轮风扇发动机的形式。然而，将理解的是，本文描述的本公开的方面不限于此，并且对其他涡轮发动机部件或在其他发动机系统内可具有普遍适用性。例如，本公开可适用于其他发动机或运载器中的系统，并可用于在工业、商业和住宅应用中提供益处。
27.如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“向前”是指在某物前面，“后”或“向后”是指在某物后面。例如，当用于流体流动方面时，前/向前可表示上游，而后/向后可表示下游。
28.此外，如本文所用，术语“冲击波”或“冲击”将广义地指在介质中行进或传播的快速或尖锐压力波形式的流动扰动。本文使用的这种冲击波可以比通过该介质的声速行进得更快或更慢。在一个示例中，可以通过本体以相对于介质中的声速的高速(例如，在非限制性示例中，大于声速的80％，或在声速的70％-150％之间)移动通过该介质来生成冲击波。在另一个示例中，冲击波可以由在静止本体上流动或流过静止本体的流体的超音速膨胀生成。在又一个示例中，冲击波可以指亚音速流体流内的压力波。
29.此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离公共中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和外发动机圆周之间延伸的射线的方向。此外，如本文所用，术语“组”或“一组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个元件。
30.所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，并且不应被解释为对实施例的限制，特别是对本文描述的本公开的方面的位置、取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接、联接、固定、连接、接合等)应被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件和元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断两个元件是直接连接的并且彼此具有固定关系。除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。
31.如在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言被应用于修饰任何可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生变化的定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在10％的范围内。
32.示例性附图仅用于说明的目的，并且所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
33.图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面图。发动机10具有从前方14延伸到后方16的大致纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括hp涡轮34和lp涡轮36；和排气区段38。
34.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径向设置的多个风扇叶片42。lp压缩机24、hp压缩机26、燃烧器30、hp涡轮34和lp涡轮36共同形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44被核心外壳46包围，核心外壳46可以与风扇外壳40联接。
35.围绕发动机10的中心线12同轴设置的hp轴或线轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。在较大直径的环形hp线轴48内围绕发动机10的中心线12同轴设置的lp轴或线轴50将lp涡轮36驱动地连接到lp压缩机24和风扇20。线轴48、50可绕发动机中心线旋转并联
接到多个可旋转元件，多个可旋转元件可共同限定转子51。
36.lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转以压缩或加压经过级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置在环中并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片末端，而对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转叶片56、58的上游并与其相邻。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅出于说明目的而被选择，并且其他数量也是可能的。
37.压缩机级的叶片56、58可安装到(或集成到)盘61，盘61安装到hp和lp线轴48、50中的对应一个。压缩机级的轮叶60、62可以以周向布置安装到核心外壳46。
38.hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从经过级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置在环中，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游并与其相邻。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅出于说明目的而被选择，其他数量也是可能的。
39.涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71，盘71安装到hp和lp线轴48、50中的对应一个。压缩机级的轮叶72、74可以以周向布置安装到核心外壳46。
40.作为转子部分的补充，发动机10的静止部分(例如压缩机和涡轮区段22、32中的静态轮叶60、62、72、74)也单独或统称为定子63。因此，定子63可以指遍及发动机10的非旋转元件的组合。
41.在操作中，离开风扇区段18的气流被分流，使得气流的一部分沿着延伸穿过核心44并限定流动方向76的流动路径75被引导。更具体地，气流沿着流动路径75移动到lp压缩机24中，lp压缩机24然后将加压空气供应到hp压缩机26，hp压缩机26进一步沿着流动路径75加压空气。来自hp压缩机26的加压空气在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体以形成工作气流。驱动hp压缩机26的hp涡轮34从这些气体中提取一些功。燃烧气体被排放到lp涡轮36中，lp涡轮36沿着流动路径75提取额外的功以驱动lp压缩机24，并且废气最终经由排气区段38从发动机10排出。lp涡轮36的驱动驱动lp线轴50以旋转风扇20和lp压缩机24。
42.加压气流的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可从加压气流中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流的温度显著增加到高于引气温度。引气77可用于降低燃烧器下游的核心部件的温度。
43.气流的剩余部分绕过lp压缩机24和发动机核心44并通过静止轮叶排(并且更具体地，风扇排气侧84处的包括多个翼型件导向轮叶82的出口导向轮叶组件80)离开发动机组件10。更具体地，在风扇区段18附近使用径向延伸的翼型件导向轮叶82的周向排以对气流施加一些方向控制。
44.此外，在操作期间，发动机核心44内的工作气流中会产生冲击波90。在一个示例中，一组翼型件(例如hp涡轮叶片68)的旋转可以使hp涡轮叶片68以足够的速度移动通过工作气流以产生冲击波90。在另一个非限制性示例中，冲击波90可以通过相邻hp涡轮轮叶72之间的超音速膨胀产生。在又一示例中，上游hp涡轮叶片68的旋转可以至少部分地形成工作气流，并且可以通过旋转hp涡轮叶片68，或通过相邻hp涡轮轮叶72之间的工作气流的超
音速膨胀等，或其任何组合在工作气流内形成或产生冲击波90。不管它如何形成，冲击波90可以沿着流动路径75传播或行进并且遇到发动机核心44内的其他部件，例如另一个hp涡轮叶片68、hp涡轮轮叶72、lp涡轮叶片70、lp涡轮轮叶74、核心外壳46等。冲击波90代表工作气流内的流动扰动，例如通过发动机核心44中的燃烧气体传播的压力的快速增加。
45.冲击波90的一部分还可以从发动机部件反射，以限定向上游(即与流动方向76相反)移动通过发动机核心44的反射部分91，如图所示。反射部分91可以向上游传播并且还遇到发动机核心44内的其他部件，包括hp涡轮叶片68、hp涡轮轮叶72、lp涡轮叶片70、lp涡轮轮叶74、核心外壳46等。冲击波90和反射部分91代表流动扰动，其可干扰通过发动机核心44的工作气流的正常或标准轴向流动。
46.为了视觉清晰，冲击波90和反射部分91在本文中用箭头示出。应当理解，这种箭头代表冲击波90和反射部分91的行进方向，如通常对于波现象所理解的那样。还应当理解的是，冲击波90和反射部分91可以遇到发动机核心44内的多个部件，包括从多个部件反射以形成额外的反射部分。出于视觉清晰的目的，将示出单个冲击波90和单个反射部分91，并且应当理解，在工作气流内可以存在多个冲击波90和反射部分91。
47.此外，为了说明的目的，可以遇到冲击波90或反射部分91的一个示例性部件将以设置在hp涡轮34和lp涡轮36之间的涡轮中心框架92的形式进行描述。应当理解，本公开不限于此，并且本公开的方面还可以应用于发动机10内的其他部件，包括hp涡轮34、lp涡轮36、核心外壳46或涡轮间管道或端壁等的部分。
48.涡轮中心框架(也称为涡轮中间框架)通常用在高压和低压涡轮之间的过渡管道中。这样的框架可以提供在进入低压涡轮之前离开高压涡轮的湍流气流的扩散或平滑。进入涡轮中心框架的气流可能具有不稳定的、三维的和不均匀的湍流运动。这些流动特性通常会导致高水平的混合和较差的性能。涡轮中心框架通常包括翼型件，以为了如上所述的扩散或平滑目的来分流、转动或加速气流。
49.图2更详细地示出了涡轮中心框架92。涡轮中心框架92是设置在hp涡轮34和lp涡轮36之间的过渡管道88的一部分。涡轮中心框架92可以从hp涡轮34后端处的入口93延伸到lp涡轮36前端处的出口94。
50.涡轮中心框架92包括一组翼型件95。该组翼型件95可用于例如通过扩散、平滑、加速或减少湍流来改变从hp涡轮34排出的流体流，从而提供进入lp涡轮36的更平滑的气流并从气流提取更多功，如上所述。
51.该组翼型件95被图示为在涡轮中心框架92内。在所示示例中，该组翼型件95中的一个示例性翼型件100可在涡轮中心框架92内的径向内壁97和径向外壁98之间延伸。翼型件100的翼展高度106和弦向长度107被示出以供参考。该组翼型件95可包括任何合适数量的静止或旋转翼型件。
52.冲击波90和反射部分91也示出在发动机核心44内。出于说明的目的，冲击波90将被描述为源自hp涡轮34的一部分，移动通过涡轮中心框架92，遇到该组翼型件95，并且从lp涡轮36的一部分反射以形成反射部分91。应当理解，冲击波90和反射部分91可以由核心44内的任何合适的发动机部件产生。
53.转向图3，示出了可用于涡轮中心框架92的示例性翼型件100。应当理解，本公开的方面可用于涡轮发动机10内的任何翼型件，包括涡轮发动机10内任何位置处的任何旋转或
非旋转翼型件。翼型件100具有从前缘102延伸到后缘103并限定压力侧104和吸力侧105的外壁101。至少一个衰减结构110可以与翼型件100一起设置并且被图示为位于压力侧104上。在所示的示例中，衰减结构110是沿着外壁的多个平面结构的形式，图示为六边形或“蜂窝”结构112。在一个示例中，蜂窝结构112可以由与外壁101相同的材料形成。替代地，与外壁101相比，蜂窝结构112可包括不同的材料。应当理解，衰减结构110可以位于翼型件100、径向内壁97或径向外壁98(图2)上的任何位置。在其中翼型件100是从平台延伸的叶片的形式的另一非限制性示例中，至少一个衰减结构可以位于叶片、平台或其组合上。在其中翼型件100是在内带和外带之间延伸的轮叶的形式的又一非限制性示例中，至少一个衰减结构可以设置在轮叶、内带、外带或其组合上。
54.第一组114蜂窝结构112被示出为靠近后缘103。第一组114蜂窝结构112包括第一面板116和第二面板118。与第二面板118相比，第一面板116可以更远地突出到流动路径75中，从而形成“凸起的”第一面板116。
55.此外，第二组120蜂窝结构112被示出为靠近后缘103。相邻蜂窝结构112之间的边界可形成凸出或突出到流动路径75中的凸起脊122。脊122在外壁101上可以是连续的或不连续的；也可以提供多个脊122。
56.应当理解，图3中所示的蜂窝结构112的布置是为了说明的目的而提供的，并不旨在限制本公开。多个蜂窝结构112可用在翼型件100的任何部分上，包括覆盖整个外壁101或其一部分。在一个非限制性示例中，压力侧104可以被多个第一面板116和第二面板118覆盖，而吸力侧105可以被多个凸起脊122覆盖。
57.图4以横截面示出了第一面板116和第二面板118。如图所示，第一面板116限定第一面板高度124并且第二面板118限定第二面板高度126。在所示的示例中，第一面板高度124大于第二面板高度126，使得第一面板116如上所述更远地突出到流动路径75中，尽管情况不必如此。在非限制性示例中，第一面板高度124或第二面板高度126可以在1mm至7mm之间，或在5mm至50mm之间，或在1cm至10cm之间。附加地或替代地，第一面板高度124或第二面板高度126可以相对于翼型件100的尺寸来设计。例如，在非限制性示例中，第一面板高度124或第二面板高度126中的任一个或两者可以在翼型件100的翼展高度106的0％至1％之间，或翼展高度106的0％至2％之间，或在翼型件100的弦向长度107的0％至10％之间。进一步设想第一面板高度124可以等于第二面板高度126。
58.图5以横截面视图示出了相邻蜂窝结构112之间的脊122。蜂窝结构112被示为设置在外壁101上并具有层高度128的层。脊122可以限定大于层高度128的脊高度130，如从外壁101测量的。在非限制性示例中，层高度128可以在1mm至5mm之间，或在5mm至50mm之间，或在1cm至10cm之间。在其他非限制性示例中，脊高度130可以在2mm至10mm之间，或在7mm至60mm之间，或在1cm至10cm之间。在非限制性示例中，还预期脊高度130可以相对于翼型件100的尺寸来确定尺寸、形成、设计等，包括在翼型件100的翼展高度106的0％至2％之间，或在翼型件100的弦向长度107的0％至2％之间。
59.在操作期间，冲击波90或反射部分91(图3)中的任一个或两者可沿流动路径75传播并沿外壁101或在外壁101上流动。冲击波可遇到突出到流动路径75中的至少一个衰减结构110，包括第一组114或第二组120蜂窝结构112中的任一个或两者的脊122、凸起的第一面板116或第二面板118。衰减结构110可被构造为至少部分地衰减冲击波90或在其上流动的
反射部分91。“衰减”(也称为“耗散”、“减弱”或“分散”)可包括吸收由冲击波90或反射部分91承载的能量、减小冲击波90或反射部分91的幅度、减少或防止冲击波90或反射部分91的反射、散射冲击波90或反射部分91等，或其组合。
60.当冲击波90或反射部分91遇到外壁101时，衰减结构110突出到流动路径75中的部分，例如脊122、凸起的第一面板118或第二面板120可用作可振动、共振等的弹性构件，以吸收由冲击波90或反射部分91承载的能量。这种能量转移使冲击波90或反射部分91幅度减小、减弱等，从而至少部分地衰减冲击波90或反射部分91。与提供入射表面波或流动中断的反弹的光滑或平面外壁相比，这种能量转移还可以减小或防止冲击波90或反射部分91从外壁101的反射。以此方式，衰减结构110可以是流动路径75内的发动机部件上的突出表面不规则的形式，并且被构造为衰减冲击波90或反射部分91。
61.现在参考图6，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的第一翼型件200a和第二翼型件200b。第一翼型件200a和第二翼型件200b类似于翼型件100。因此，相似部件将用增加100的相似数字标识并附加a或b，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100的相似部件的描述适用于第一翼型件200a和第二翼型件200b。
62.第一翼型件200a与第二翼型件200b周向间隔开。第一翼型件200a和第二翼型件200b具有相应的第一外壁201a和第二外壁201b。第一外壁201a从第一前缘202a延伸到第一后缘203a并限定第一压力侧204a和第一吸力侧205a。第二外壁201b从第二前缘202b延伸到第二后缘203b并限定第二压力侧204b和第二吸力侧205b。第一和第二翼型件200a、200b可以是从涡轮中心框架92的径向内壁97径向延伸到径向外壁98(图2；为了视觉清晰在图6中未示出)的静止轮叶的形式。
63.此外，至少一个衰减结构210可以设置在第一翼型件200a或第二翼型件200b中的至少一个上。在所示示例中，至少一个衰减结构210的形式为第一外壁201a上的第一组231缩放结构234和第二外壁201b上的第二组232缩放结构234，每个缩放结构都具有突出到流动路径75中的弯曲外表面233。在所示的示例中，第一组231和第二组232缩放结构234中的每一个都可以从相应的第一压力侧204a和第二压力侧204b突出到流动路径75中，尽管情况不必如此。
64.第一组231被示为在第一压力侧204a的一部分之上。第二组232被示为覆盖整个第二压力侧204b。将理解的是，可以在第一组231和第二组232中以任何模式或布置以及在第一外壁201a或第二外壁201b的任何部分(包括第一压力侧204a、第二压力侧204b、第一吸力侧205a或第二吸力侧205b)上使用任何数量的缩放结构234。此外，缩放结构234在图6的示例中示出，其中外表面233具有大致u形几何轮廓。应理解，缩放结构234的外表面233可具有任何合适的几何形状或尺寸，包括半球形、抛物线形、凹坑形、对称形、不对称形等，或其组合。
65.在操作期间，冲击波90或反射部分91可以沿着流动路径75在第一翼型件200a和第二翼型件200b之间传播。冲击波90可以沿着第一外壁201a或第二外壁201b移动或流动并遇到衰减结构210，即突出到流动路径75中的第一组231和第二组232缩放结构234中的任一个或两者。当冲击波90或反射部分91沿着缩放结构234移动时，每个缩放结构234的弯曲外表面233可沿着多个不同方向反射冲击波90或反射部分91的部分，从而散射或分散冲击波90或反射部分91。第一组231和第二组232缩放结构234因此可以被构造为至少部分地衰减如
上所述的冲击波90或反射部分91。
66.现在参考图7，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件300。翼型件300类似于翼型件100、200a、200b。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字来标识，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b的相似部件的描述适用于翼型件300。
67.翼型件300具有从前缘302延伸到后缘303并限定压力侧304和吸力侧305的外壁301。至少一个衰减结构310可以设置在外壁301上并且被图示为位于压力侧304上。一个区别在于衰减结构310是延伸到外壁301中的谐振腔335的形式。在所示示例中，沿压力侧304提供多个谐振腔335。预期的是，可以沿着外壁301的任何部分并以任何合适的布置或图案提供任何数量的谐振腔335。
68.图8以横截面示出了两个谐振腔335。每个谐振腔包括限定颈部容积337的颈部336，颈部336具有在外壁301上的流体地联接到流动路径75(图7)的开口338。室340位于外壁301内并且限定流体地联接到颈部336的室容积341。虽然室340和颈部336被图示为具有基本上矩形的几何轮廓，但可以利用任何合适的几何轮廓，包括圆形、弯曲、不对称或不规则的几何轮廓。
69.室容积341和颈部容积337的相对尺寸可以被选择或设计成衰减移动通过流动路径75的冲击波90的特定频率或频率范围。换句话说，谐振腔335可以限定亥姆霍兹谐振器，该谐振器可以被调谐以衰减在翼型件300上流动的声波，包括冲击波90。谐振腔335可以全部相同，或者它们可以在外壁301的不同部分处具有不同的室容积341和颈部容积337。在又一个示例(未示出)中，第一翼型件可以具有全部调谐到第一频率的第一组谐振腔，而第二翼型件可以具有全部调谐到第二频率的第二组谐振腔。
70.在操作中，冲击波90或反射部分91可以在翼型件300的外壁301上流动。谐振腔335内的空气可以响应于冲击波90或反射部分91的存在而谐振，从而从冲击波90或反射部分91中去除能量并且至少部分地消散冲击波90或反射部分91。还预期从冲击波90或反射部分91吸收的能量可经由谐振腔335内的空气的谐振释放回到流动路径75中，如本领域公知的。以这种方式，衰减结构310可以是提供冲击波90或反射部分91的减弱的谐振机构的形式。
71.现在参考图9，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件400。翼型件400与翼型件100、200a、200b、300类似。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字表示，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b、300的相似部件的描述适用于翼型件400。
72.翼型件400具有从前缘402延伸到后缘403并限定压力侧404和吸力侧405的外壁401。至少一个衰减结构410可以设置在外壁401上并且被图示为位于压力侧404上。一个不同之处在于衰减结构410是在外壁401上具有出口446的至少一个冷却孔445的形式。来自翼型件400内的冷却空气447被图示为在至少部分地与流动方向76相反的方向上离开出口446。换言之，衰减结构410的冷却孔445可以至少部分地在上游方向上引导冷却空气447。
73.图10示出了冷却孔445中的一个的横截面视图。冷却孔445沿着入口449和出口446之间的通道448延伸。入口449可以流体地联接到翼型件400内部的冷却空气源，包括引气77(图1)。如图所示，出口446可限定至少部分地与流动方向76反对准的出口中心线450。虽然通道448被图示为具有线性几何形状，但是应当理解，可以利用任何合适的几何轮廓，包括直线段或曲线段、计量通道、扩散段等，或其组合。
74.在操作期间，冲击波90或反射部分91可沿着流动方向76传播，并且传播到外壁401上或沿着外壁401传播。冷却空气447可以至少部分地与流动方向76相反地从冷却孔445流出，面对冲击波90或反射部分91。因此，冷却空气447可以去除能量或以其他方式扰乱冲击波90或反射部分91，从而消散或衰减冲击波90或反射部分91。以此方式，衰减结构410可利用流动中断来衰减冲击波90或反射部分91。
75.现在参考图11，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件500。翼型件500类似于翼型件100、200a、200b、300、400。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字来标识，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b、300、400的相似部件的描述适用于翼型件500。
76.翼型件500具有从前缘502延伸到后缘503并限定压力侧504和吸力侧505的外壁501。至少一个衰减结构510可以设置在外壁501上并且被图示为位于压力侧504上。一个区别在于衰减结构510是突出到流动路径75中的一组斜坡结构560的形式。该组斜坡结构560被图示在压力侧504上，并且还预期斜坡结构也可以位于吸力侧505上。
77.该组斜坡结构560中的每一个被示为在翼型件500的压力侧504上完全延伸，尽管情况不必如此。该组斜坡结构560可具有大致三角形或“锯齿”几何轮廓，其中表面562从外壁501延伸并突出到流动路径75中以形成如图所示的斜坡端部564。表面562和斜坡端部564可以相对于流动方向76定向，以面对如图所示逆着流动方向76行进的冲击波90的反射部分91。以此方式，衰减结构510可被布置成衰减在发动机10的操作期间沿流动路径产生的冲击波的反射部分。可以预期表面562和斜坡端部564可形成为具有多个取向，以衰减或减弱在沿着外壁501流动的同时在多个方向上移动的冲击波90或反射部分91。
78.现在参考图12，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件600。翼型件600类似于翼型件100、200a、200b、300、400、500。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字来标识，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b、300、400、500的相似部件的描述适用于翼型件600。
79.翼型件600具有从前缘602延伸到后缘603并限定压力侧604和吸力侧605的外壁601。至少一个衰减结构610可以设置在外壁601上并且被图示为位于压力侧604上。一个区别在于衰减结构610是突出到流动路径75中的一组弯曲结构670的形式。该组弯曲结构670在压力侧604上示出，并且还预期弯曲结构也可以位于吸力侧605上。
80.该组弯曲结构670中的每一个被示为在翼型件600的压力侧604上完全延伸，尽管情况不必如此。如图所示，该组弯曲结构670被示出为具有从外壁501延伸并突出到流动路径75中的半圆形外表面672。外表面672可限定远离翼型件外壁601延伸的最大宽度674。在非限制性示例中，最大宽度674可以在1mm至20mm之间，或在1cm至5cm之间。在非限制性示例中，还预期最大宽度674可以相对于翼型600的尺寸来选择、确定大小等，例如在类似于翼展高度106的翼展高度的0％至1％之间，或在类似于弦向长度107(图2)的弦向长度的0％至1％之间。当冲击波90或反射部分91在衰减结构610的弯曲部上移动时，这种布置可以提供冲击波90或反射部分91的衰减。
81.现在参考图13，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件700。翼型件700类似于翼型件100、200a、200b、300、400、500、600。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字标识，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b、300、400、500、600的
相似部件的描述适用于翼型件700。
82.翼型件700具有从前缘702延伸到后缘703并限定压力侧704和吸力侧705的外壁701。如图所示，外壁701在翼展方向s上延伸，并且还示出了用于涡轮中心框架92(图2)的周向方向c。
83.至少一个衰减结构710可以设置在外壁701上。一个区别在于衰减结构710是弓形壁部分775的形式。在所示的示例中，压力侧704和吸力侧705两者都沿如图所示的周向方向c形成弓形部分775。换句话说，当沿翼展方向s移动时，压力侧704和吸力侧705两者也至少部分地在周向方向c上延伸以形成弓形壁部分775。弓形壁部分775可以是凸的或凹的。
84.在操作期间，冲击波90或反射部分91可遇到弓形壁部分775，弓形壁部分775可起到扰乱、重定向或引入湍流到冲击波90或反射部分91的作用，从而衰减冲击波90或反射部分91。在一个示例中，弓形壁部分775可以在工作气流内产生局部压力梯度，使得当在弓形壁部分775上流动时冲击波90或反射部分91被扰乱。在另一个示例中，弓形壁部分775可以将入射冲击波90或反射部分91聚焦或以其他方式重定向为朝向流动路径75的良性区域，例如平台、端壁或其中入射冲击波可以具有减少的不良影响的其他区域。以这种方式，弓形壁部分775可以起到分散入射冲击波或朝向发动机10内的预定位置反射入射冲击波的作用。
85.现在参考图14，示出了可以在涡轮中心框架92中使用的另一个翼型件800。翼型件800类似于翼型件100、200a、200b、300、400、500、600、700。因此，相似部件将用进一步增加100的相似数字标识，应当理解，除非另有说明，否则翼型件100、200a、200b、300、400、500、600、700的相似部件的描述适用于翼型件800。
86.翼型件800具有从前缘802延伸到后缘803并限定压力侧804和吸力侧805的外壁801。如图所示，外壁801在翼展方向s上延伸，并且还示出了用于涡轮中心框架92(图2)的周向方向c。
87.至少一个衰减结构810可以设置在外壁801上。一个区别在于衰减结构810是位于压力侧804上的凸弓形部分880的形式。在所示示例中，凸弓形部分880在前缘802和后缘803之间完全延伸。凸弓形部分880在周向方向c上向外突出到流动路径75中。
88.在操作期间，冲击波90或反射部分91会遇到凸弓形部分880，凸弓形部分880可以起到扰乱、重定向或引入湍流到冲击波90或反射部分91的作用。例如，凸弓形部分880可以在工作气流内产生局部压力梯度，使得当在凸弓形部分880上流动时冲击波90或反射部分91被扰乱。在另一个示例中，凸弓形部分880可以在多个方向上重定向冲击波90或反射部分91，以便散射冲击波90或反射部分91。以此方式，突出到流动路径75中的衰减结构810可以至少部分地衰减、消散、分散或散射冲击波90或反射部分91。
89.参考图1-14，本公开的方面提供了操作涡轮发动机10的方法，该涡轮发动机10具有发动机核心44，发动机核心44具有以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮，例如lp压缩机24，hp压缩机26、燃烧器30、hp涡轮34和lp涡轮36(图1)，由此工作气流通过发动机核心44从压缩机24、26到涡轮34、36以限定通过发动机核心44的流动方向76。该方法包括在在流动方向76上传播的工作气流中产生冲击波90。在一个示例中，可以通过旋转压缩机或涡轮中的一个中的一组翼型件(例如lp压缩机叶片56、hp压缩机叶片58、hp涡轮叶片68或lp涡轮叶片70(图1))来形成冲击波90。附加地或替代地，冲击波90可以由工作气流通过相邻轮叶(包括hp涡轮轮叶72或lp涡轮轮叶74(图1))的超音速膨胀形成。该方法还包括将冲击波90引导
到发动机10内的至少一个部件(例如翼型件100、200a、200b、300、400、500、600、700、800)上的至少一个衰减结构110、210、310、410、510、610、710、810上，以至少部分地衰减冲击波90。该方法还可以包括在两个周向间隔开的翼型件(例如翼型件200a、200b(图6))之间引导冲击波90。该方法还可以包括将冲击波90的反射部分91引导到发动机10内的第二部件(例如翼型件100、200a、200b、300、400、500、600、700、800)上的第二衰减结构110、210、310、410、510、610、710、810上，以衰减反射部分91。该方法可以包括使冷却气流(例如冷却空气447)在与流动方向76(图9-10)相反的方向上从至少一个部件(例如翼型件400)的内部流到流动路径75中。
90.下面将描述一些特定的操作示例。应当理解，这样的示例旨在说明本公开的方面并且不以任何方式限制本公开。
91.在一个示例中，可以通过hp涡轮叶片的高速旋转产生冲击波。冲击波可以沿着流动路径传播，穿过涡轮中心框架，并且遇到lp涡轮轮叶形式的下游发动机部件，lp涡轮轮叶在压力侧和吸力侧上具有多个缩放结构形式的衰减结构。冲击波可以形成从lp涡轮轮叶的前缘向上游行进的反射部分，以及在lp涡轮轮叶上移动、向下游行进的传输部分。由于衰减结构，冲击波的传输部分的幅度可以减少50％。反射部分可以向上游行进，返回通过涡轮中心框架，并遇到涡轮中心框架中的翼型件形式的第二部件，该第二部件具有斜坡结构形式的第二组衰减结构，该斜坡结构具有面对反射部分的斜坡表面。冲击波的反射部分可以在斜坡结构上行进，该斜坡结构起到衰减冲击波的反射部分的作用。以这种方式，可以在发动机部件上利用衰减结构来衰减从上游和下游两个方向发出的冲击波。
92.在另一个示例中，基于在该位置最可能遇到的冲击波的类型，涡轮中心框架中的翼型件可以具有多种类型的衰减结构。更具体地，翼型件的压力侧以及翼型件根部处的平台可以包括多个谐振腔，该谐振腔被调谐以衰减来自下游行进冲击波的存在的特定谐波，而翼型件的吸力侧和与其相邻的平台部分可以包括多个凸起的面板，以衰减来自其他下游部件的反射冲击波。
93.本公开的方面可用于减轻冲击波对下游发动机部件的影响，包括通过使用局部表面特征或突起。冲击波可以通过上游叶片的旋转或通过通过上游喷嘴的超音速膨胀产生。不管冲击波是如何形成的，本文描述的衰减结构可以通过减少初级反射、减少谐波反射、从波前去除能量、使用表面或逆流冷却空气扰乱波前等来分散这种冲击波。
94.从本公开可以实现多种益处。一个优点是衰减结构的使用提供了工作气流内压力梯度的降低，以最小化上游波和下游波之间的损失和混合损失。另一个益处是冲击波梯度的分散或“涂抹”，以及降低了在流动路径中行进的冲击波的强度，这提供了从工作气流中提取的更多功和更长的部件操作寿命。另一个益处是降低了不稳定叶片负载的幅度，从而最小化由于冲击压力梯度而在翼型件表面上的不稳定损失。还有的另一个益处是经由衰减结构通过冲击波的扩散来减少冲击-尾流相互作用，使得上游行进的反射冲击波以较低的损失与下游行进的冲击波混合。
95.在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要组合使用或相互替代。没有在所有示例中说明的一个特征并不意味着被解释为其不能这样说明，而是为了描述的简洁而这样做。因此，不同方面的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新方面，无论新方面是否被明确描述。本文描述的特征的所有组合或排列均由本公开覆盖。
96.本书面描述使用示例来描述本文所描述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并的方法。本公开的方面的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
97.本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
98.1.一种操作具有发动机核心的涡轮发动机的方法，所述发动机核心包括以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮，从而工作气流从所述压缩机穿过所述发动机核心到所述涡轮，以限定通过所述发动机核心的流动方向，所述方法包括：在所述流动方向上传播的所述工作气流中产生冲击波；以及将所述冲击波引导到所述涡轮发动机内的至少一个部件上的至少一个衰减结构上，以至少部分地衰减所述冲击波。
99.2.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个部件包括翼型件、内带或外带中的至少一种。
100.3.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个衰减结构包括缩放结构、凸起面板、凸起脊、谐振腔或弓形表面部分中的至少一个。
101.4.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个部件包括具有外表面的翼型件，所述外表面限定压力侧和吸力侧并且在前缘和后缘之间延伸。
102.5.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个衰减结构位于所述翼型件的所述压力侧。
103.6.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个部件进一步包括具有所述翼型件的涡轮中心框架。
104.7.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括使冷却气流在与所述流动方向相反的方向上从所述至少一个部件的内部流到所述工作气流中。
105.8.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括将所述冲击波的反射部分引导到第二部件上的第二衰减结构上，以衰减所述反射部分。
106.9.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述第二衰减结构包括缩放结构、凸起面板、凸起脊、谐振腔或弓形表面部分中的一个。
107.10.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个衰减结构包括谐振腔，所述谐振腔在所述至少一个部件的外表面上具有入口并且与所述工作气流流体连通。
108.11.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述至少一个部件包括两个周向间隔开的翼型件，并且其中，所述引导进一步包括在所述两个周向间隔开的翼型件之间引导所述冲击波。
109.12.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述冲击波包括亚音速流内的压力波。
110.13.一种涡轮发动机，包括：发动机核心，所述发动机核心包括以轴向流动布置的压缩机、燃烧器和涡轮；流动路径，所述流动路径从所述压缩机延伸穿过所述发动机核心到所述涡轮，以限定通过所述发动机核心的工作气流的流动方向；可旋转的一组翼型件，所述可旋转的一组翼型件在所述压缩机或所述涡轮中的一个中，从而所述一组翼型件的旋转在所述工作气流中产生冲击波；以及所述流动路径中的至少一个部件，所述至少一个部件包
括具有至少一个衰减结构的外表面，所述衰减结构被构造为至少部分地衰减在其上流动的所述冲击波。
111.14.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述至少一个衰减结构包括缩放结构、凸起面板、凸起脊、谐振腔或弓形表面部分中的至少一个。
112.15.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述至少一个衰减结构从所述外表面突出到所述流动路径中。
113.16.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，进一步包括第二部件，所述第二部件包括被构造为衰减在其上流动的反射冲击波的第二衰减结构。
114.17.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述至少一个部件包括具有所述外表面的翼型件，所述外表面限定压力侧和吸力侧并且在前缘和后缘之间延伸。
115.18.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述至少一个衰减结构包括所述外表面中的弓形部分。
116.19.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述翼型件包括一组冷却孔，所述一组冷却孔具有至少部分地在与所述流动方向相反的方向上对准的对应出口。
117.20.根据任何前述条项所述的涡轮发动机，其中，所述至少一个衰减结构包括谐振腔，所述谐振腔在所述至少一个部件的外表面上具有入口并且流体地联接到所述流动路径。