用于制造渦輪機成形機翼的方法
【專利摘要】根據該方法，從參考機翼開始形成渦輪機機翼，局部地減少在后緣處兩個區域(25、26)中的金屬出口角，該兩個區域在使用中基本上對應于邊界層中次要流的峰值位置。
【專利說明】用于制造渦輪機成形機翼的方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及用于制造渦輪機機翼的方法。
【背景技術】
[0002] 眾所周知，在渦輪機葉片裝置中，沿著每個機翼的高度，由主要氣流施加的載荷 (該載荷與壓力面和吸力面之間的壓力差成比例）變化通常作為在機翼兩個相對的端部處 的載荷狀態之間的線性插值趨勢被利用。
[0003] 近來，已提出并采用了具有拋物線趨勢而不是線性趨勢的載荷分布，從而減少葉 片裝置的端壁附近和徑向端部附近的載荷（并因此降低壓力面與吸力面之間的壓力差）。
[0004] 事實上，這趨向于限制端壁處邊界層中的次要流損失，因為壓力面與吸力面之間 的葉片間通道中的壓力差越高，邊界層和對應的次要流損失就變得越高。
[0005] 在圖1中指出了在葉片間通道中次要流產生現象的示意圖。次要流基本上由兩個 鄰近葉片的壓力面與吸力面之間的壓力差產生并且在端壁附近在周向方向上沿著邊界層 流動；因此，次要流在內部葉片通道中正交于主要氣流的方向。在周向方向上的這些流產生 也沿著兩個鄰近葉片的壓力面及吸力面的流，該流再一次正交于主要氣流的方向。
[0006] 如上文所提及的，已試圖通過減少在壓力面與吸力面之間的壓力差來限制在渦輪 機葉片裝置中的次要流損失；事實上，這趨向于減少導致產生在葉片間通道中靠近端壁的 邊界層內側在周向方向上的流的推動力。
[0007] 涉及非軸對稱類型的"側壁等高線"技術（即涉及非圓形端壁）的各種提議也已 具有相同的目標和關注點。
【發明內容】
[0008] 本發明的目標是提供一種用于制造渦輪機機翼的方法，該方法通過一種解決方案 簡單地且廉價地使上文指出的問題能夠被解決，可將該解決方案另外地或替代地用于上文 指出的已知構造。
[0009] 根據本發明，提供了如由權利要求1所限定的一種用于制造渦輪機機翼的方法。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0010] 現將參照附圖描述本發明，附圖示出了本發明的實施方式的非限制性實例，在附 圖中：
[0011]-圖1是示出了在渦輪機級的葉片間通道中次要流產生現象的示意圖；
[0012] -圖2在沿著子午面的剖面中部分地示出了渦輪機級；
[0013] -圖3部分地示出了通過本發明的方法制成的渦輪機的機翼的優選實施方式；
[0014] -圖4示出了涉及圖3的機翼出口角與標準機翼出口角比較的兩個圖表；
[0015] -圖5是示出了沿著整個輪廓高度圖3的機翼損失與標準機翼損失之間的比較的 曲線圖。
【具體實施方式】
[0016] 在圖2中，標號1總體上表示軸向潤輪機（示意性地且部分地示出），該軸向潤輪 機構成航空發動機（未不出）的一部分并且具有相對于該軸向潤輪機的軸線（未指出）的 軸對稱性。
[0017] 渦輪機1包括一系列同軸的級，其中的僅一個級在圖1中以標號10表示并且包括 定子11和布置在定子11下游的轉子12。
[0018] 定子11進而包括彼此面向的外部環形端壁14以及內部環形端壁15,并且在該外 部環形端壁與該內部環形端壁之間徑向地界定環形管道18,該環形管道適于輸送膨脹的氣 流并且具有在氣流的前進方向上漸增的平均直徑。
[0019] 端壁14、15支撐一排葉片或機翼20 (僅示出了一個葉片或機翼），這些葉片或機翼 是圍繞渦輪機軸線彼此等角距的、容納在管道18中并且相對于渦輪機的軸線周向地界定 了多個管嘴或葉片間通道。
[0020] 類似地，轉子12包括彼此面向的外部環形端壁14a以及內部環形端壁15a，并且在 該外部環形端壁與該內部環形端壁之間徑向地界定環形管道18a，該環形管道構成管道18 的延伸部以輸送膨脹氣流并具有漸增的平均直徑。轉子12還包括一排葉片或機翼20a(僅 示出了一個葉片或機翼），這些葉片或機翼徑向地布置在端壁14a、15a之間從而是圍繞渦 輪機的軸線彼此等角距的、容納在管道18a中并且相對于渦輪機的軸線周向地界定了多個 管嘴或葉片間通道。
[0021] 根據本發明，沿著相同機翼的高度遵循相對于拋物線法則更復雜的載荷變化法 貝Ij，優化了機翼20、20a的后緣23處的出口角以使次要流最小化。
[0022] 特別地，在設計階段，可將四次多項式法則應用于沿著機翼20高度的載荷變化： 這個法則使得可獲得局部壓力分布以及端壁14、15附近載荷的減少，該局部壓力分布對抗 次要流在正交于主要氣流方向的方向上沿著機翼20側部的運動。
[0023] 施加的載荷變化對應于由本發明機翼20的后緣23 (圖3)限定的金屬出口角相對 于參考幾何體或構造的變化；采用標準機翼幾何體作為參考構造，在該標準機翼幾何體中， 載荷變化（并且因此壓力面與吸力面之間的與載荷成比例的壓力差變化）是拋物線類型。
[0024] 圖4包括示出了機翼20相對于標準機翼的不同的兩個曲線圖：
[0025] 1)右邊的曲線圖示出了用于標準機翼和用于本發明機翼20的金屬出口角（S卩，由 后緣的幾何體限定的出口角）（在橫坐標軸上）根據機翼空間高度（縱坐標軸）的變化；
[0026] 2)左邊的曲線圖通過實驗性嘗試或通過計算機程序模擬而獲得并且示出了源自 標準機翼的后緣的氣體流出角與源自本發明機翼20的后緣23的流出角（在橫坐標軸上） 根據機翼空間（idmensional，流形空間）高度（在縱坐標軸上）變化的對比，。
[0027] 用參考字母（a)表示的曲線涉及本發明的機翼20,而用參考字母（b)表示的曲線 涉及標準機翼。
[0028] 根據本發明，相對于標準機翼的金屬出口角修改了金屬出口角從而在兩個區域 25、26減小金屬出口角，該兩個區域靠近存在有邊界層的端壁14、15并且基本對應于邊界 層中的次要流的峰值位置。
[0029] 通常，對應于次要流峰值的區域25、26分別處于機翼高度的75%與90%之間和 10%與25%之間的范圍。
[0030] 在圖4的右側圖表中示出的實例中，金屬出口角相對于標準機翼金屬出口角的減 小小于2°。
[0031] 在后緣23處的金屬出口角的減小和因此氣體流出角的減小對應于出口角的局部 "打開"并且因此對應于優先出口通路的產生并對應于主要氣流的局部加速。實際上，這個 優先出口通路趨向于朝向后緣23攜帶走次要流并且因此限制了次要流沿著端壁14、15的 形成。
[0032] 如在圖4中右邊的曲線圖中和在圖3中可看到的，在機翼20的后緣23的剩余區 域中，金屬出口角相對于標準機翼的金屬出口角增加，從而基本上恢復了標準機翼金屬出 口角的相同平均值。
[0033] 因此，機翼20的后緣23具有波浪形趨勢或蛇形趨勢（圖3):換言之，在減小了金 屬出口角的兩個區域中，凹入部面向與剩余區域的凹入部相反的方向上。
[0034] 通過采用這種幾何體，S卩，設計如上指出的金屬出口角，在圖4的左邊圖表中可注 意到的是，涉及源自后緣的氣體流出角的曲線（a)相對于曲線（b)具有較少數量的隆起。隆 起的這種減少源于因機翼20上的次要流的原因的損失的減少。
[0035] 次要流損失的減少從圖5中是顯而易見的。
[0036] 沿著縱坐標軸表示了機翼20的空間高度以及標準機翼的空間高度，而沿著橫坐 標軸表示了損失的值。
[0037] 在區域25、26附近，S卩，在次要流的峰值處（在機翼高度的10%和90%處），曲線 (a)相對于曲線（b)減少了損失，而在機翼高度的一半處，涉及兩種構造的損失非常接近。
[0038] 因此，對于流體動力領域的技術人員而言，所提出的成形方式的優勢是顯而易見 的。
[0039] 特別地，所提出的解決方案不僅能夠減少端壁處的載荷，而且減少了氣體沿著壓 力面從葉片間通道的跨距中點向端壁14、15移動的趨勢。
[0040] 特別地，通過局部地"打開"機翼后緣，即，減小金屬出口角，在葉片間通道高度的 10%至25%之間和75%至90%之間的區域中獲得兩個主要積極效果。
[0041] 如上文所提及的，第一效果涉及促使（encourage)更多氣體穿過區域25、26的事 實，在該區域中已實施了角的打開。因此，在壓力面上形成兩個優先逸出通路，這對抗了氣 體朝向端壁14、15移動的趨勢以及產生不理想的次要流的趨勢。
[0042] 第二積極效果涉及在壓力面上在區域25、26中獲得局部壓力降低的事實，這也對 抗流在徑向方向上的產生。
[0043] 次要流損失在低壓渦輪機（LPT)模塊的性能上具有大約30%的影響并且要求保 護的解決方案可使其次要流的強度降低大約20% :利用這種方式，在用于應用該方案的模 塊的具體燃料消耗的影響處于相同級別的情況下，渦輪機模塊的性能可提高大約〇. 1 %的 值。
[0044] 與獲得上述優勢有效地相關的參數是"喉角（throat angle，收縮角）"，S卩，由垂直 于兩個鄰近葉片之間喉部（throat)剖面的線構成的角，因為該喉角對于從葉片間通道排 出氣體的流出角具有直接影響。為了簡化并且方便在附圖中觀察，在其他幾何特征相對于 標準機翼相同的情況下，將喉角唯一地與已經用于本處理中的金屬出口角關聯。換言之，由 于這些角的絕對值改變但其趨勢是類似的，所以表示"收縮角"或"金屬出口角"是類似的。
[0045] 最后，從上文顯而易見的是，在不背離本發明如在所附的權利要求中限定的保護 范圍的情況下，可以對制造所描述的機翼的方法做出變化和修改。
[0046] 特別地，在邊界層處金屬出口角的減小可以應用于定子葉片和轉子葉片兩者，即， 在機翼20a的后緣23a處。
[0047] 此外，機翼20、20a的前緣22、22a也可為波浪形或蛇形的（根據堆放機翼剖面的 位置）。
[〇〇48] 進一步地，可采用其中載荷在徑向端部之間沿著高度線性變化（而不具有拋物線 趨勢）的葉片作為標準機翼。
【權利要求】
1. 用于制造渦輪機機翼的方法，所述方法從參考機翼開始，其特征在于，所述方法包 括： a) 相對于所述參考機翼的金屬出口角，在后緣處兩個區域（25、26)中局部地減小金屬 出口角，兩個所述區域在使用中基本上對應于邊界層中次要流的峰值位置； b) 相對于所述參考機翼的所述金屬出口角，增大在所述后緣的剩余區域中的金屬出口 角，從而基本上恢復所述參考機翼的所述金屬出口角的相同平均值。
2. 根據權利要求1所述的方法，其特征在于，兩個所述區域（25、26)分別位于所述機翼 的高度的75%至90%之間和10%至25%之間的范圍中。
3. 根據權利要求2所述的方法，其特征在于，所述金屬出口角的所述減少小于或等于 2° 〇
4. 根據前述權利要求的任一項所述的方法，其特征在于，所述參考機翼通過這樣的機 翼來限定，在該機翼中，載荷沿著該機翼的高度以線性法則或拋物線法則改變。
5. 根據前述權利要求的任一項所述的方法，其特征在于，所述載荷沿著所述機翼的所 述高度以四次多項式法則改變。
6. 根據前述權利要求的任一項所述的方法獲得的機翼。
【文檔編號】F01D5/14GK104066933SQ201280053931
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2012年11月2日 優先權日:2011年11月3日
【發明者】弗朗切斯科·貝爾蒂尼 申請人:Ge亞飛歐有限責任公司