[发明专利]带有优化的内端壁的涡轮机压缩机转子

说明书

技术领域

本发明涉及涡轮机压缩机，特别是飞机的涡轮机压缩机，特别涉及到这种压缩机转子内主气流的内端壁。

背景技术

涡轮机压缩机通常包括几个连续压缩级，每个压缩级由转子和静子构成，转子包括叶片转盘，而静子包括环形布置的一排静叶片，用来整流和导向压缩机内流动的燃气流。

在燃气流相对于某些叶片的径向外部分为超音速的压缩机的情况下，特别是压缩机第一级转子叶片，即，其最上游压缩级，所带来的问题是，以超音速运行的叶片部分的径向范围取决于这些叶片的位移速度。

所引起的超音速冲击对压缩机的能量效率产生不利影响，进而对安装这些压缩机的涡轮机的能量效率产生影响。

发明内容

本发明的一个目的是针对这个问题而提出一种简单、经济和有效的解决方案。为此，该解决方案包括涡轮机压缩机的转子，包括安装叶片的转子轮盘，每个叶片都带有拱背面和拱腹面，其中，转子轮盘在径向外端装有构成涡轮机内主气流环形流动通道内端的壁，其中，该壁由多个角扇形区构成，每个扇形区划定在第一叶片的拱背面和第二叶片的拱腹面之间，第二叶片沿周向直接位于所述第一叶片之后，其中，每个所述扇形区包括沿轴向和周向为凸面的凸出部分，该凸出部分的顶端围绕所述转子轮盘的轴线径向位于相对于旋转虚曲面的外部，并穿过由所述内端壁分别与所述第一和第二叶片每个叶片前缘和所述每个叶片后缘相交而形成的四个点，其中，所述顶端沿周向与所述第一叶片拱背面相隔开，在所述顶端处测量，其间隔距离为所述叶片所述拱背和拱腹面之间周向距离的30％到70％之间的，其中，所述内端壁还包括，在所述凸出部分的上游，在轴向上，凹下的槽形部分。

根据本发明，所述槽形部分还沿周向呈凹面，且其底部呈大致点状。

上述虚曲面构成了参考表面，相对于该参考表面，可以确定内端壁的凸出部分。

一般沿发生该冲击的这些叶片径向外部的整个径向范围，内端壁每个扇形区的构成可降低沿转子轮盘固定的叶片气体流动引起的超音速的强度。

所述内端壁每个扇形区的凸出部分的凸面，在轴向和周向上，都会特别地限制燃气流沿划定所述扇形区的叶片的表面的断开的风险，其中，就性质而言，这种情况会降低转子效能。实际上，凸出部分在其顶端下游降低上述两个叶片之间流动的气流速度。凸出部分的凸面使得这种减速远离叶片表面，从而当其沿这些表面而影响气流时，可限制或防止这种减速的不利影响。

所述内端壁的每个扇形区的槽形部分使凸出部分上游的环形槽的径向部分得以增加，内端壁上该凸出部分顶端上游形成的梯度会更加突出，这有助于降低超音速冲击的强度，特别是，可降低沿拱背面的最大马赫数，拱背面划定了内端壁的所述扇形区，这适用于沿上述拱背面整个径向范围。

为此，一般来讲，本发明可使涡轮机压缩机转子的整个能量效能得以改善。

内端壁每个扇形区所述槽形部分沿周向的凹面，可大大降低转子级所允许气体速度的非期望增加，而这种非期望的速度增加是因槽形部分所造成的环形通道径向范围的增加所致。

为此，优选地，内端壁每个扇形区槽形部分的底部沿周向与所述第一叶片拱背面相隔开，在所述底部处测量时，其间隔距离是上述叶片所述拱背和拱腹面之间周向距离的30到70％之间。

此外，优选地，内端壁每个扇形区槽形部分底部位于相对于上述虚曲面的径向内部。

有利的是，内端壁的形状可是这样的，对于该端壁所述每个扇形区来讲，所述扇形区的凸出部分和槽形部分共用至少一个结合点，该结合点位于上述虚曲面上。

这种特性可使得内端壁每个扇形区槽形部分的底部和凸出部分的顶部之间大致凸起不再存在。实际上，优选地，该内端壁的每个扇形区在其槽形部分底部和其凸出部分顶端之间带有渐进的和连续的梯度，以便防止主气流出现任何中断。

在本发明的最佳实施例中，内端壁每个扇形区凸出部分的顶端在轴向上与所述壁的下游边缘相隔开，其间隔距离为该内端壁上游边缘和下游边缘之间轴向距离的20％到40％之间。

与之相比，有利的是，内端壁每个扇形区槽形部分底部与所述壁上游边缘轴向相隔开，其间隔距离为该壁上游边缘和下游边缘之间轴向距离的20％到40％之间。

这些有利特性可使该内端壁上游和下游边缘附近内端壁由于凸出部分和槽形部分而出现的变形得以限制，从而有效限制了这些上游和下游边缘附近气流的扰动，这种扰动会降低转子性能。

此外，优选地，内端壁每个扇形区凸出部分顶端和槽形部分底部与上述虚曲面径向相隔开，其间隔距离是在轮盘所支撑叶片的径向范围1％到5％之间。

该特性有助于尽可能地优化转子的性能。