CN101457655A - 涡轮机多级涡轮的设计方法 - Google Patents

Abstract

一种涡轮机多级涡轮的设计方法，其中每个涡轮级包括静子叶栅和转子叶栅，每个叶栅由一排环形设置的叶片组成，其中，对于所有静子或转子叶栅，该方法包括同时修正各个叶栅的叶片形状，以对所述叶片后缘的尾流进行整流；然后，按如下方式使各个叶栅彼此之间构成角度，即静子或转子叶栅的尾流撞击位于下游的静子或转子叶栅的前缘，从而实现对整个涡轮同时进行多级气动力耦合。

Description

涡轮机多级涡轮的设计方法

技术领域

本发明涉及涡轮机(诸如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机)的多级涡轮的设计方法。

背景技术

涡轮发动机的涡轮包括多个级，每个涡轮级都由固定的静子叶栅和移动的转子叶栅组成。每个叶栅由环形设置的一排叶片组成，这些叶片整齐地分布在涡轮纵轴周围。转子叶栅的叶片由与涡轮轴相连的叶盘支撑，而静子叶栅的叶片则连接到涡轮的外壳体上。

叶栅的叶片基本上延伸穿过流动段的整个径向部分，而热燃气经由流动段流过涡轮。热燃气离开涡轮机的燃烧室并流过涡轮，从而将能量传输给转子叶栅，后者带动涡轮轴旋转。

为了改善涡轮的性能，已知的做法是，在两个连续的且由静子叶栅分开的转子叶栅之间或在两个连续的且由转子叶栅分开的静子叶栅之间，进行多级气动耦合(multistage aerodynamic coupling)。

多级气动耦合是，选择同类型的并具有相同数量的叶片或叶片数量是上游同类型叶片数的倍数的两个连续叶栅(即，两个转子叶栅或两个静子叶栅)，并按如下方式确定下游叶栅相对于上游叶栅的角度位置，即，上游叶栅叶片的后缘所形成的尾流(wakes)在一定容限范围内撞击下游叶栅的叶片前缘。

已经提出了许多有关如何设计涡轮机以获得该耦合的方法，然而，这些方法都是要利用复杂的计算，就时间而言，这些计算方法都非常昂贵，因而，无法满足传统的设计期限要求。此外，这些方法总是没有考虑涡轮流动段整个高度上的多级气动力耦合，即在叶栅叶片的整个径向范围内的多级气动力耦合。最后，目前已有的方法只能在一对同类型叶栅上应用，即在一个半涡轮级上(静子叶栅/转子叶栅/静子叶栅，或转子叶栅/静子叶栅/转子叶栅)应用，因此，为了设计所有的涡轮级，需要多次重复这些方法。这种方法存在一个重大缺陷：成对的叶栅按一定角度分布，且与其它成对叶栅的角度位置无关，然而，每个叶栅应该取决于上游叶栅的角度位置，并且应该影响位于下游叶栅的角度位置。同时应考虑涡轮流动段的整个高度。除非不得不依赖因计算时间长而昂贵的冗长重复过程，这种缺陷会导致涡轮布局形式无法进行多级气动力耦合优化。

发明内容

本发明的一个具体目的是提供一种解决这些问题的方案，这种解决方案简单，有效，而且成本低廉。

本发明提供了一种设计方法，该方法可以同时在涡轮所有转子叶栅或所有静子叶栅上进行多级气动力耦合，而且可以在涡轮流动段的基本上整个高度上进行耦合。

为此，本发明提出了一种涡轮机多级涡轮的设计方法，每个涡轮级包括静子叶栅和转子叶栅，每个叶栅由一排环形设置的叶片组成，每个静子或转子叶栅分别具有相同数量的叶片或者是位于上游的同类型叶栅的叶片数量的倍数，其中，对于所有的静子或转子叶栅，该方法包括：

a)同时修正各个叶栅的叶片形状，以在叶片的基本上整个径向范围内对所述叶片后缘的尾流进行整流；以及

b)按如下方式使各个叶栅彼此之间构成角度，即涡轮级n的静子或转子叶栅的尾流分别在一定角度容限范围内撞击下游涡轮级n+1的静子或转子叶栅前缘，从而实现对整个涡轮同时进行多级气动力耦合。

本发明同样适用于涡轮内的转子叶栅和静子叶栅，已对涡轮内给定类型的所有叶栅，以及在涡轮流动段的基本上整个高度上，即在叶片整个径向范围内，同时实现多级气动力耦合。为此，术语“叶栅”在本发明申请中既表示转子叶栅也表示静子叶栅。

本发明所提出的方法首先包括：同时修正或优化各个涡轮级的转子或静子叶片的形状，以便在叶片整个径向范围内对叶片后缘尾流进行整流。

术语“整流尾流”此处用来表示使尾流轮廓基本上变直，其中，这些轮廓是由轮廓流线和垂直于涡轮旋转轴的平面相交而成，涡轮旋转轴与叶栅叶片的前缘基本上对齐。叶片后缘的尾流的轮廓一般呈变形或波浪状，从而，即使其与后面涡轮级的同类型叶片的前缘也尽可能对齐，也无法使多级气动力耦合得以优化。本发明通过对涡轮中对要考虑的相同类型的各个叶栅，在进行角度修正或设定之前整流叶片尾流以解决该缺陷。

还有，本发明接着包括以如下方式确定叶栅彼此之间的角度位置，即，使涡轮级n的静子(或转子)叶片的尾流在一定容限范围内分别撞击下游涡轮级n+1的静子(或转子)叶片的前缘。

涡轮具有限定数量的涡轮级。第二涡轮级的转子或静子叶栅的位置相对于位于上游的第一涡轮级的同类型叶栅成一定角度，通过前述步骤所进行的尾流整流，使得这一步骤较容易实施。第二叶栅相对于第一叶栅的角度位置是确定的，以便第一叶栅叶片的尾流在一定角度容限范围内撞击第二叶栅的同类型叶片的前缘，该角度容限一般相当于该叶栅内两个相邻叶片之间间距的百分比。位于第二级下游的第三级内的相同类型叶栅的位置也依次以上述相同方式构成一定角度，依次类推，直到下游最后一个涡轮级。

在步骤a)中，还可以包括：

1)在叶片的基本上整个径向范围内，确定各个叶栅的叶片形状；

2)在叶片的基本上整个径向范围内，例如，通过在整个涡轮计算轴向对称流，确定各个叶栅的叶片周围的燃气平均流；

3)确定各个叶栅的叶片尾流是如何变化的；以及

4)验证涡轮级n的静子或转子叶片的尾流分别在给定角度容限范围内，基本上平行于对应下游n+1级的静子或转子叶片的前缘。

通过改变一个或多个参数来修正叶片的形状；所述参数可以选自如下参数：叶片的空间分布、叶片的弯曲度、叶片前缘和后缘的角度位置。一个叶栅的叶片形状可以与其它涡轮级的叶片的形状相同或不同。

叶片之间的平均气流可以通过在整个涡轮上以及叶片的整个径向范围内进行至少一次轴向对称流计算来确定，该计算可以基于径向平衡原理或欧拉定律。

此后，各个叶栅中叶片尾流的变化可以采用相应软件工具来进行分析，经验证，尾流基本上径向延伸并与位于下游的叶栅叶片的前缘平行。

如果验证结果不理想，本发明的该方法还可以进一步包括：

5)在叶片的整个径向范围内，修正各个叶栅的叶片形状；

6)例如，通过对每个叶栅进行二维或三维定常流计算，验证所修正的叶片的气动力特性；以及

7)重复步骤2)，3)和4)。

在修正叶栅叶片形状的同时，该方法优选为包括：保持所述叶栅的平均载荷分布，以使修正不会对涡轮性能带来任何直接影响。

在步骤6)中使用的定常流计算可以基于二维(2D)或三维(3D)纳维-斯托克斯方程，这些计算可以在一个或多个流线上验证每个叶片的特性。

上述步骤5)，6)和7)可以重复一次或多次，直到每个叶栅的叶片的尾流被充分整流，并基本上与直接位于下游的同类型叶栅叶片的前缘对准。

为了限制步骤5)，6)和7)构成的循环的重复次数，可以使用优化算法，作为步骤4)的结果的函数，在数据库的基础上，在步骤5)中推导出应用于叶栅的最佳形状变化。

本发明所提出的方法还可以包括：在步骤4)或7)之后，通过分析涡轮内的燃气性能(例如通过三维的定常流计算)来验证涡轮的气动力性能。

该步骤用于通过评估涡轮的综合气动力性能来验证对叶片所进行的形状修正情况，但没有考虑多级气动力耦合的影响，因为此时该气动力耦合还未被优化。该步骤可以通过至少一次基于三维的纳维-斯托克斯方程的定常流计算来进行。

在步骤b)中，该方法可以包括：

i)确认(例如通过使用至少一次非定常流计算方法)每个涡轮级n+1的静子(或转子)的叶栅相对于上游涡轮级n的静子(或转子)的叶栅的优选角度位置，以及相对于所述涡轮级n的叶栅叶片的尾流的优选角度位置；以及

ii)以如下方式从上游到下游使各叶栅彼此之间构成角度，即涡轮级n静子(或转子)叶栅的叶片所形成的尾流，在一定角度容限范围内撞击下游涡轮级n+1的静子(或转子)叶片的前缘。

本发明还提供了一种涡轮机多级涡轮的制造方法，其中，该方法包括：根据上述方法设计涡轮，然后制造所述涡轮，该涡轮具有由所述设计方法确定的叶栅。

本发明还提供了一种涡轮机，诸如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，其包括采用上述方法设计和制造的涡轮。

附图说明

下面参照附图，并结合非限制性示例，阅读如下说明，可以更好地理解本发明，而且本发明的其它特性、细节和优点也会更清楚地显现出来，附图如下：

- 图1为涡轮机的多级涡轮的俯视局部详细示意图；

- 图2为图1所示涡轮级的三个叶片的透视示意图，该图示出了这些叶片前缘处的尾流的轮廓；

- 图3为对应于图2的示意图，示出了叶片前缘处尾流的轮廓，所示为实施了本发明该尾流整流方法步骤后的叶片前缘尾流的轮廓；

- 图4为本发明该方法的各个步骤流程图。

具体实施方式

首先参照图1，该图非常清楚地示出了涡轮机(诸如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机)多级涡轮10的一部分，该涡轮10具有有限数量的涡轮级k，每个涡轮级都包括静子叶栅12和位于静子叶栅12下游的转子叶栅14。

每个静子叶栅12包括多个叶片16，这些叶片整齐地分布在涡轮纵轴18周围并由涡轮外壳(图中未示)支撑。每个转子叶栅14包括由轮盘支撑(图中未示)的叶片20，同样整齐地分布在涡轮纵轴18周围。

静子叶栅12和转子叶栅14所带的叶片16和20数量相同。在另一种实施例中，一个叶栅12，14中的叶片16，20的数量可以是位于其上游的同类型叶栅的叶片数量的倍数。因此，某个给定类型的叶栅都有有关叶片的编号px，其中x表示给定数量的叶片，而p表示等于1，2，3或更大的正整数。为了清晰起见，在所示示例中，每个转子叶栅14和静子叶栅12都包括四个叶片。

转子叶栅14围绕纵轴18按相同方向被带动旋转(如图中箭头22所示)。静子叶栅是固定的，其叶片可用来改变流经涡轮的气体流动方向。按照已知方式，每个叶片16，20都包括相对于涡轮流动段内气体流动的前缘和后缘。

在已有技术中，人们知道按如下方法将转子叶栅14彼此之间构成一定角度，即，上游转子叶栅的叶片20的尾流以一定的角度容限来撞击直接位于下游的转子叶栅的叶片20的前缘，即，通过一个静子叶栅与上游转子叶栅隔开。这种多级气动力耦合特别适合改善涡轮乃至涡轮机整体性能。这种耦合也可以在静子叶栅12上进行，与转子叶栅14的方式相同。

在图1所示示例中，箭头24和26分别表示涡轮级n的静子叶栅12的叶片16的后缘的尾流和转子叶栅14的叶片20的前缘的尾流，箭头28和30分别表示穿过位于下游的另一类型的叶栅并到达涡轮级n+1内的静子叶片16的前缘或转子叶片20的前缘的同一尾流。

这些尾流的前部的形状比较复杂，而且当尾流沿涡轮流动段向前推进时，尾流前部的形状会发生变化。当尾流前部到达叶片16，20的前缘时，其通常会呈现波浪状起伏或者变形的轮廓，如图2中曲线32所示。该曲线32是由尾流流线与垂直于涡轮轴线的平面相交而成，涡轮轴线与叶片16，20的前缘基本上对齐。

在已有技术中，多级气动力耦合可按如下方式将给定类型的叶片彼此之间构成一定角度来实现，即，曲线32所代表的尾流尽可能与叶片16，20的前缘对准。然而，在这种情况下，多级气动力耦合并不是最理想的，特别是因为大部分尾流(图2中阴影部分)与叶片前缘相距较远，因此，不会撞击该前缘。通常，角度容限规定了前缘的位置(如图中虚线34所示)，就该容限而言，人们认为其上游直接形成的尾流确实会撞击叶片的前缘。这些角度容限34以所要考虑的叶栅的两个邻近叶片16，20之间间距(pitch)的百分比来表示。例如，这个容限可以是两个邻近叶片间距的±15％。尾流的阴影部分位于这些容限34范围之外，因此，不会对多级气动力耦合产生作用。

本发明提出，在对静子叶栅12或转子叶栅14彼此构成角度之前，对叶片16，20后缘的尾流进行整流，从而使得上述问题得以解决。

图4为本发明该方法的非限制性实施示例的流程图。

该方法包括两个主要阶段36和38，分别如图4中虚线框所示；第一阶段36，是同时修改或优化涡轮中给定类型所有叶栅的叶片的形状，以便在基本上整个径向范围内对该叶片后缘的尾流进行整流；第二阶段，是确定要调整的叶栅彼此之间构成的角度，以便使得上述尾流在一定角度容限内撞击直接位于下游的叶片的前缘。

因而，第一阶段36的目的是整流尾流，从而使尾流前部与位于下游的叶片的前缘基本上平行。在图3所示示例中，对尾流的整流可以看作是将尾流前部轮廓展平开来，这些轮廓由曲线37所示，该曲线仅仅呈现稍许波浪状。

第二阶段38的将各个叶栅之间构成角度比较容易，其包括：在预定的角度位置容限内，对这些轮廓进行定位，以便确保叶片尾流和前缘之间的同轴度，从而获得经过优化的多级气动力耦合。图3中没有阴影部分，这意味着通过实施本发明所提出的方法，可促使尾流完全撞击叶片16和20的前缘。

更确切地说，本发明的该方法的第一阶段36包括：首先是(步骤40)，确定涡轮中同类型的每个叶栅的叶片形状。具有k涡轮级的涡轮拥有相同类型的k个叶栅，因而，这种形状的k个叶栅的叶片需要优化。一个涡轮级的叶片的形状可以与另一个涡轮级的叶片的形状不同，其可以由一个或多个参数确定，例如，可从叶片的空间分布、叶片的弯曲度或拱形、叶片前缘和后缘的角度位置、进气和出气的几何角度、轴向和方位叠层等中选择参数。这种形状在叶片的基本上整个径向范围内确定。

也可以应用一些在该方法中始终保持不变的几何参数。例如，这可适用于在每一叶栅上的平均载荷的分布，这种分布优选为保持恒定，以避免对涡轮效能产生不利影响，因为涡轮效率与每个涡轮级的载荷的这种分布密切相关。

实际上，多级气动力耦合可以在流动段的一定高度上进行，例如，相当于流动段高度的80％，即叶片径向尺寸的基本上80％。剩余20％相当于涡轮的流动段的内周边和外周边部分(每个部分分别占10％)，其中，气体的流动受到次级现象(高湍流区)的影响，而且很复杂。因此，这里很难实现多级气动力耦合。

此后，该方法包括(步骤42)：在叶片的基本上整个径向范围内确定要考虑的每个叶栅的各个叶片周围气体的流动轮廓。该步骤42在流动段的多个高度处和叶片的基本上整个径向范围内获得涡轮的综合三角测量。该步骤42还可以用来确定与各叶栅障碍、流线位置以及沿这些流线的流体粒子平均速度等相关的障碍物情况。可以根据径向平衡原理(principle of radial equilibrium)或欧拉定律(Euler’s theorem)，通过在整个涡轮上进行轴向对称流动计算来实施步骤42。本领域技术人员对这种计算都非常熟悉，下述出版物对这种计算方式给予了介绍：

·L.H.Smith，Jr.，《Joumal of Engineering for Power》(动力工程杂志)，1966年1月，“The radial-equilibrium equation of turbomachinery”(涡轮机械径向平衡方程)；

·R.A.Novak，《Transactions of the ASME》(美国机械工程师协会会报)，1967年10月，“Streamline curvature computing procedures for fluid-flow problems”(计算流体流动问题过程的流线曲率)。

接下来的步骤44包括：确定每个叶栅的叶片所形成的尾流是如何表现的。该步骤44可以通过使用相应的公用程序来进行，该程序用于分析尾流位置的变化。该公用程序可以计算从每个叶栅一直到位于下游的同类型叶栅，以及在涡轮流动段整个高度上或在基本上整个高度上(例如，上述情况下该高度的80％)，流体粒子在尾流中的平均路径。特别是，这种公用程序利用了步骤42中计算的平均流的流体粒子的速度，以及叶片的形状，从而能够确定平均流的流体粒子的空间位置在涡轮中作为时间函数是如何变化的(上述次级现象所影响的区域忽略不计)。

接着，在步骤46中，验证尾流是否得到充分整流，即，这些尾流轮廓在叶片的基本上整个径向范围内是否与位于下游的叶片前缘基本上平行。

如果步骤46的验证不理想，那么，实施附加步骤48，即改进和优化叶片形状。这个步骤会产生每个叶栅的各叶片的新的几何定义(步骤40)。

而后，经过优化的叶片的气动力特性就可以在随后的步骤50中通过一个或多个流线来进行验证。该验证可以通过基于二维或三维的纳维-斯托克斯方程(Navier-Stokes equations)的定常流动计算方法(steady flow calculations)来进行，该纳维-斯托克斯方程是本领域技术人员所熟知的。该步骤50可以快速验证对叶片的几何修正。

然后，重复步骤42和步骤44，同样在步骤46期间进行验证，以检查是否达到所要求的结果还是仍需进一步改进。

由步骤40、50、42、44、46和48构成的循环可以进行一次或多次(如果需要的话)，直到步骤46得出的结果为肯定为止。该循环可以自动进行，从而能够在每个步骤48中，根据步骤46的结果确定对叶片要进行的几何修正。这种自动化可以使用优化算法来实现，该优化算法用来限定该循环的重复次数，以获得对尾流整流所期望的收敛(convergence)。科学文献对各种优化算法进行了介绍。例如，如下参考文献介绍了其中一个优化算法：

·Milagros Vau Griken，“Optimization for learning and learning for optimization”(优化学习和学习优化)，Univerité Paul Sabatier，Laboratoire MIP(UMR 5640)(保尔.萨巴梯埃大学，MIP实验室(UMR 5640))，2005年4月；

上述步骤是基于相对简单的计算方法，所以，就计算时间而言，与已有技术中目前使用的设计方法相比，重复进行不会导致费用过高。

当步骤46的结果为肯定时，检查涡轮的综合性能，不考虑多级气动力耦合(步骤52)。为此，可以使用至少一次基于三维的纳维-斯托克斯方程的定常流动计算方法。而后，本发明的该方法的第一阶段就告以结束。该第一阶段仅用来全面说明尾流中所包含的流体粒子的空间-时间途径。这个阶段主要给出了平均流动数据，这些数据足以在流动段的基本上整个高度上对尾流进行整流。

第二阶段38具体包括：确定尾流中流体粒子的具体空间-时间途径，而后，按如下方式将同类型叶栅彼此之间构成角度，即在涡轮中同类型的所有叶栅上实现多级气动力耦合。

第二阶段38可以在涡轮中同类型的两个或多个连续叶栅上进行，而且可以选择在整个涡轮上进行。

该阶段包括：首先明确第二涡轮级的叶栅相对于其上游第一涡轮级的叶栅的优选角度位置，而且特别是相对于该上游级叶栅的叶片所形成的尾流的优选角度位置。这可以在所考虑的一对叶栅上采用至少一个非定常流动计算方法来进行，同样，本领域技术人员非常熟悉这种算法。目前已有几种非定常计算方法。下面所参考的出版物中介绍了其中一种计算方法：

·G.A.Gerolymos和V.C.Chapin，“Generalized expression of chorochronicperiodicity in turbomachinery blade-row interaction”，《Rech.Aerosp.》，Vol.1991_5，No.5，1991，第69-73页；以及

.G.A.Gerolymos，G.J.Michon和J.Neubauer，“Analysis and application ofchorochronic periodicity in turbomachinery rotor/stator interaction computations”，《Prop.Power》，Vol.18，2002，第1139-1152页.

一旦进行了这种确认，就可以设定第二叶栅相对于上游叶栅的角度，然后，对位于下游的涡轮级3，4......k的叶栅进行上述步骤54的操作。

一旦进行了涡轮中给定类型的叶栅的多级气动力耦合，该方法就可以重复执行，以对涡轮中其它类型的叶栅进行耦合。

在另一个实施例中，可以从上游到下游交替进行一个类型的两个叶栅的角度设定和另一个类型的两个叶栅的角度设定。

最后，验证涡轮的综合性能(步骤56)，这次需考虑多级气动力耦合。为此，可以在同类型的至少两个连续叶栅上进行至少一次非定常流动计算方法，而且，可能的话，可以在整个涡轮上进行。最后一步是用来验证本方法的第二阶段38。

Claims (11)

1.一种涡轮机多级涡轮的设计方法，每个涡轮级包括静子叶栅和转子叶栅，每个叶栅由一排环形设置的叶片组成，每个静子或转子叶栅分别具有相同数量的叶片或者是位于上游的同类型叶栅的叶片数量的倍数，其中，对于所有的静子或转子叶栅，该方法包括：

a)同时修正各个叶栅的叶片形状，以在叶片的基本上整个径向范围内对所述叶片后缘的尾流进行整流；以及

b)按如下方式使各个叶栅彼此之间构成角度，即涡轮级n的静子或转子叶栅的尾流分别在一定角度容限范围内撞击位于下游涡轮级n+1的静子或转子叶栅的前缘，从而实现对整个涡轮同时进行多级气动力耦合。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，在步骤a)中，还包括：

1)在叶片的基本上整个径向范围内，确定各个叶栅的叶片形状；

2)在叶片的基本上整个径向范围内，确定各个叶栅的叶片周围的燃气平均流；

3)确定各个叶栅的叶片尾流是如何变化的；以及

4)验证涡轮级n的静子或转子叶片的尾流分别在给定角度容限范围内，基本上平行于对应下游n+1级的静子或转子叶片的前缘。

3.根据权利要求2所述的方法，其中，当步骤4)的验证结果为否定时，该方法进一步包括：

5)在叶片的整个径向范围内，修正各个叶栅的叶片形状；

6)验证所修正的叶片的气动力特性；以及

7)重复步骤2)，3)和4)。

4.根据权利要求3所述的方法，其中，在步骤5)中对叶片形状的修正可由优化算法来确定。

5.根据权利要求4所述的方法，其中，步骤5)，6)和7)重复一次或多次，直至步骤7)的验证结果为肯定的结果。

6.根据权利要求4所述的方法，其中，通过改变一个或多个参数来修正各个叶栅的叶片形状；所述参数选自如下参数：叶片的空间分布、叶片的弯曲度、叶片前缘和后缘的角度位置。

7.根据权利要求4所述的方法，其中，在修正叶栅的叶片形状时，该方法包括保持叶栅的平均载荷分布。

8.根据权利要求3所述的方法，其中，在步骤4)或7)之后，该方法包括：通过分析涡轮内的燃气变化来验证涡轮的气动力性能。

9.根据权利要求1所述的方法，其中，在步骤b)中，还包括：

i)确认每个涡轮级n+1的静子或转子的叶栅相对于上游涡轮级n的静子或转子的叶栅的优选角度位置，以及相对于所述涡轮级n的叶栅叶片的尾流的优选角度位置；以及

ii)以如下方式从上游到下游使各叶栅彼此之间构成角度，即涡轮级n静子或转子叶栅的叶片所形成的尾流，在一定角度容限范围内撞击下游涡轮级n+1的静子或转子叶片的前缘。

10.一种涡轮机多级涡轮的制造方法，其中，该方法包括：根据权利要求1所述的方法设计涡轮，然后，制造该涡轮。

11.一种涡轮机，诸如飞机涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机，其包括了根据权利要求10所述的方法制造的涡轮。

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