CN103261700A - 具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片 - Google Patents

Abstract

本发明涉及涡轮机叶片，该涡轮机叶片的翼面在叶片根部和翼面顶端之间径向延伸，在前缘（2）和后缘（3）之间轴向延伸，并在压力面（4）和吸力面（5）之间切向延伸，所述叶片的轮廓由一系列形式为叶片节段的元件轮廓组成，所述叶片节段沿着称作积叠线的线彼此积叠，所述积叠线将所有所述节段的重心连接起来；特征在于所述翼面的所述积叠线在从所述叶片根部径向延伸的至少一个平面上的投影包括二次切向反转其弯曲方向，该反转位于所述翼面高度的最后30%中，所述投影面的朝向基本上垂直于所述叶片的弦。

Description

具有优化的积叠规律的涡轮发动机叶片

本发明的领域涉及热力学，具体涉及用于涡轮机压缩机的叶片。

沿着气体流动的方向从上游到下游，航空涡轮机通常由风扇，一个或多个压缩机级（例如低压压缩机和高压压缩机），燃烧室，一个或多个涡轮级（例如低压涡轮和高压涡轮），以及排气喷嘴组成。上述压缩机或多个压缩机制造为如下形式：多组转子叶片旋转穿过多组定子叶片，定子叶片称为导流叶片。转子叶片均匀设置于由涡轮机的转子所驱动的盘的***，并且它们的翼面在转子盘和封闭气流路径的外壳之间径向延伸。

每个转子叶片包括压力面和吸力面，在压力面上，气流路径的空气具有相对于在叶片翼面附近占优的平均压力而言增高的压力，在吸力面上，空气具有相对于该平均压力而言降低的压力。由此，在叶片的外部顶端形成空气回路，使得空气通过叶片和外壳之间的间隙从压力面到达吸力面。公知地，该空气回路沿着叶片的弦的整个长度发展，其形式为漩涡，称作叶顶间隙漩涡，该漩涡朝着叶片的后缘的下游传播。

该漩涡的存在扰乱位于压缩机更下游的级中的气流并产生损耗，这些损耗对压缩机的效率不利。因此，希望消除该漩涡，或者至少降低该漩涡所携带的空气的流量。

已经做了很多尝试来控制该漩涡，这些尝试包括对包围压缩机的外壳进行处理，或创造“沟槽”，即凹陷到外壳中的腔体。这些处理的其中一个例子在申请人的专利申请FR2940374中进行描述。所有这些处理的缺点是在制造涡轮机时产生额外的成本，并在某些操作点可能削弱压缩机的效率性能。

同样也已经提交了专利申请，试图降低该漩涡对压缩机或涡轮级的效率的影响，这些专利申请包括US2010/0054946或EP1953341。这些申请的计划是通过更改前缘的形状，即，沿着前缘更改位于叶片的根部和顶端之间的掠角来修改叶片的形状。除了美国专利申请公开的图12之外，这些申请未提供任何关于对元件轮廓沿叶片高度的积叠线进行改变的暗示。

此外，US6341942描述了沿着压缩机叶片高度的波动，这样做的目的是为了增加叶片的抗弯刚度而不增加其质量。尽管其暗示了一个波动可位于叶片上的高处位置，但是并未指明与其相关的反转弯曲的点的位置，更未指示在两次曲折情况下更低拐点的位置。此外，对本领域技术人员而言，通过凸显叶片的振动特性的问题，事先思考如何通过控制叶顶间隙漩涡来改善级的效率是没有任何好处。

本发明的目的是通过赋予叶片特殊的形状来尽量改善涡轮机的压缩机或涡轮级的效率，该特殊形状降低翼面的压力面和吸力面之间泄流的影响，而不需要修改压缩机外壳。

为此，本发明的一个主题是涡轮机叶片，该叶片的翼面在叶片根部和翼面顶端之间径向延伸，在前缘和后缘之间轴向延伸，并在压力面和吸力面之间切向延伸，所述叶片的轮廓由一系列元件轮廓组成，这些元件轮廓形式为叶片节段并沿着称作积叠线的线彼此积叠，其将所有节段的重心连接起来，特征在于该翼面的积叠线在从叶片根部径向延伸的至少一个平面上的投影包括两次切向反转其弯曲方向，该反转位于翼面的高度的最后30%中，投影面的朝向基本上垂直于叶片的弦。

这些积叠修改能够通过更好的气流引导来降低翼面所产生的叶顶间隙漩涡。

实际上，计算显示，如果反转的位置低于所述最后30%，本发明所提供的有益效果就不能再维持了。任何远离叶片顶端的波动可能具有的影响将会很小，因为这些波动对叶顶间隙漩涡的干扰程度较弱。

优选地，切向反转的两个点位于翼面高度的最后10%。

在另一具体实施方式中，叶片还包括轴向反转，投影面的朝向基本上平行于叶片的弦。

优选地，所述投影包括两次径向反转。

本发明还涉及用于涡轮机的压缩机或涡轮以及涡轮机，所述压缩机或涡轮包括至少一个由上述叶片组成的转子轮，所述涡轮机包括上述压缩机或涡轮。

在以下具体说明的过程中，能够更好地理解本发明，并且本发明的其它目的，细节，特征和优点会更加清晰，该具体的说明紧跟着本发明的若干实施方式，这些实施方式参考所附的示意图，以纯阐释、非限制性的实施例给出。

在说明书的剩余部分中，轴向和切向应理解为参照涡轮机的旋转轴，轴向与该旋转轴重合，切向的朝向是沿着涡轮机的圆周的切线。按照惯例，在说明书的剩余部分中，参照叶片而被称作轴向的方向基本上是在叶片的顶端与弦平行的线的方向，但是称作切向的方向基本上是在叶片的顶端与弦垂直的方向。

在这些附图中：

图1为现有技术压缩机的两个相邻叶片的透视图；

图2为本发明的第一实施方式的压缩机叶片的正视图；

图3为图2所示叶片的轮廓图；

图4和图5示出了根据第一实施方式，分别沿轴向和切向对叶片进行的沿着轮廓积叠的改变；

图6和图7示出了根据第二实施方式，分别沿轴向和切向对叶片进行的沿着轮廓积叠的改变；

图8提供了如何改善包括图2或3所示转子叶片的压缩机级的效率的实施例。

参照图1，其示出了现有技术航空涡轮机的压缩机中的两个叶片1，所述叶片在前缘2和后缘3之间延伸，并具有压力面4和吸力面5。所示的两个叶片并排设置，并引导将被压缩的空气流的主流10。归因于每个叶片1的压力面4上的增高的压力并且归因于吸力面5上的降低的压力，从压力面导向吸力面的泄流11在叶片的顶部、在叶片顶端和外壳之间的间隙处形成。由于该泄流在叶片1的弦的整个长度上发生，其形成为叶顶间隙漩涡12的形式，该叶顶间隙漩涡沿着弦的轴线向叶片的下游传播，由此削弱压缩机的效率。

图2和3示出了本发明的叶片1的翼面的分别从吸力面侧5观察的正视图，以及从后缘3观察的轮廓图。未示出通常位于图像底部的叶片根部。

翼面的形状可以定义为一系列的元件轮廓，形式为叶片分段，将被压缩的空气沿着这些元件轮廓流动，这些轮廓沿着称作积叠线的线彼此积叠，从翼面的根部开始并在顶部结束，并连接各个分段的重心。除了翼面的底部部分和顶部部分之间的元件轮廓的变化，叶片的形状可以一方面由沿着翼面的高度根据元件轮廓的位置应用至元件轮廓的旋转而限定，另一方面由赋予该积叠线的形状而限定。

在现有技术的叶片中，积叠线的弯曲在叶片1的翼面的根部和顶部之间变化很小，该弯曲通常在其上部（典型地，在高度的20%至100%范围内）具有凸出的形状，这意味着积叠线的弯曲方向得以维持。US2010/0054946的图12示出了叶片中反转弯曲，该反转位于叶片的高度的较低距离处，由于该低下的位置，该反转对叶顶间隙漩涡没有影响，或对该叶顶间隙漩涡对叶片所属级的效率的影响没有影响。

在本发明中，具体地，在图2和3所示的叶片中，该积叠线在轴向上有两个弯曲变化，并在切向上具有两个弯曲变化，这些变化在翼面的高度的最后10%发生。在所示的实施例中，积叠在轴向变化是有利的，弯曲的第一次变化（从根部向顶部前进时出现的）引起积叠朝着后缘偏移。在另一实施方式中（图6中示出），所述偏移可能是不利的，本发明期待只有一次弯曲变化，由此将积叠从一个已经朝着前缘高度偏移的位置朝后缘带回。就对积叠所做的切向修改而言，在图2和3中这是有利的，也就是说，在弯曲的第一变化中积叠线沿着吸力面的方向变形，接着在弯曲的第二变化中朝着压力面恢复。

现在参考图4和5，它们示出了本发明第一实施方式的叶片的积叠线的形状分别在基本轴向和切向定位的平面中沿着叶片高度的投影，这意味着这些平面平行于或垂直于叶片的弦。在该第一实施方式中，积叠线的弯曲变化仅在积叠线最后的10%出现（这些变化从零开始测量，零通常被视为位于叶片的根部，并朝着叶片的顶部测量，顶部的读数对应于100%）。图4示出了翼面的积叠线的轴向变形，即，其投影在平面上的形状，该平面径向地定向并平行于翼面的弦，其以两种结构示出了该变形，一种是根据现有技术（凸出线），另一种是根据本发明（线具有两次弯曲变化）。图5示出了相同的积叠线的切向变化，即，其投影在平面上的形状，该平面径向地定向并垂直于翼面的弦。

但是，现有技术的叶片在轴向上具有凸出的形状，即，叶片具有维持不变的弯曲；根据第一实施方式的翼面在第一次拐向后缘然后再拐返回至前缘之前，在其90%的高度以上维持与现有技术翼面相同的弯曲，最后，在翼面的顶部，其事实上返回至同现有技术叶片相同的水平。因此，在最后10%的翼面高度中发生两次翼面轴向弯曲。在切线方向遇到相同的现象，现有技术翼面在其大部分高度上（在任何情况下为其最后的80%）具有维持不变的弯曲。根据本发明第一实施方式的翼面在通过两此弯曲变化而不同于现有技术之前，在其90%的高度以上具有与现有技术翼面相同的形状，第一变化使其积叠线朝吸力面偏移，第二变化或多或少将该积叠线返回至与现有技术叶片的位置相同的位置。

以相同的方式，图6和7示出了本发明的第二实施方式，在这种情况下，积叠线的形状的变化在积叠线的高度的最后30%中发生。在第二实施方式中，积叠线的轴向变形仅有一次弯曲变化，该变化在最后30%的前面25%中比现有技术的变化更显著，在最后5%反转并朝现有技术积叠线返回。其本身的切向变形如同第一实施方式一样具有相同的两次弯曲变化。

在两个实施方式中，如同图5和7所示的那样，可以看到积叠线的切向变形在其靠近叶片顶端时以非常显著的方式变平，并且在顶部该积叠线的切线被包括在与圆柱体相切的平面中，在涡轮机转动时弦在叶片顶部描挥出该圆柱体。上述情况也适用于第一实施方式中的积叠线的轴向变形（参看图4）。

图8示出了相较于传统方式制造的压缩机级，本发明的压缩机级的性能的改进，该改进使用三维Navier-Stokes计算获得。两个曲线显示了现有技术的级（底部曲线）和本发明的级（顶部曲线）在相同速度获得的点。横坐标轴以每增量0.5kg/s为单位表示穿过所述级的空气的流量，纵坐标轴以每增量0.1点的比例表示不同测试点所获得的效率。最左边的点代表该级的位于喘振线上的点，最右边的点代表该级的位于操作线上的点，这在压缩机设计中先验采用。在两者之间，级穿过的点称作最大效率点，该点是当为整个压缩机定位操作线时所针对的点。

从空气动力学观点出发，使用三维计算代码对根据本发明的修改的叶片进行评估，这些代码能够解答Navier-Stokes方程。对于两个实施方式而言，限定的压缩机的效率，以0到100点的比例，通过给定的压力增加而应用至流体的实际功和需要为相同压力增加而提供的理想功（等熵转换）的比率，获得的结果可以提供如下：

对于在翼面高度的最后10%被修改的叶片，平均而言，在压缩机操作线（在图表中，该图标给出根据流量所获得的压力比）处，相对于现有技术，可以观察到对于每一级，效率增加0.15点。在喘振线上，所获得的改进相对于现有技术而言平均为大约0.30点。通过改变叶片相对于空气流的攻角而将操作线移近至喘振线，喘振边界线的该改进可以转换为操作线效率的改进。因此，本发明的叶片的贡献代表了相对于现有技术叶片而言相当可观的改进。

在高度的最后30%中被修改的叶片产生基本相同的结果。

与此相反，对叶片进行的修改在高度上超出最后30%不能提供显著的额外改进。原因可能在于叶片的波动离叶片顶部之间距离较大，这些波动对叶顶间隙漩涡的影响变得微不足道。

本发明参照压缩机叶片进行描述。在涡轮机叶片上可以获得相似的改进，在现有技术中，涡轮机叶片遇到相同的对叶顶间隙漩涡进行控制的问题。

Claims (7)

1.涡轮机叶片，该涡轮机叶片的翼面在叶片根部和翼面顶端之间径向延伸，在前缘（2）和后缘（3）之间轴向延伸，并在压力面（4）和吸力面（5）之间切向延伸，所述叶片的轮廓由一系列形式为叶片节段的元件轮廓组成，所述叶片节段沿着称作积叠线的线彼此积叠，所述积叠线将所有所述节段的重心连接起来；特征在于，所述翼面的所述积叠线在从所述叶片根部径向延伸的至少一个平面上的投影包括两次切向反转其弯曲方向，该反转位于所述翼面高度的最后30%中，所述投影面的朝向基本上垂直于所述叶片的弦。

2.如权利要求1所述的叶片，其中，切向反转的两个点位于所述翼面的高度的最后10%中。

3.如权利要求1和2任意一项所述的叶片，该叶片还包括轴向反转，所述投影面的朝向基本上平行于所述叶片的弦。

4.如权利要求3所述的叶片，其中，其中所述投影包括两次径向反转。

5.涡轮机压缩机，其包括由权利要求1至4任意一项所述的叶片组成的至少一个转子轮。

6.涡轮机涡轮，其包括由权利要求1至4任意一项所述的叶片组成的至少一个转子轮。

7.涡轮机，其包括分别由权利要求5和6所述的压缩机或涡轮。

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