[发明专利]用于制造涡轮机成形机翼的方法

说明书

技术领域

本发明涉及用于制造涡轮机机翼的方法。

背景技术

众所周知，在涡轮机叶片装置中，沿着每个机翼的高度，由主要气流施加的载荷(该载荷与压力面和吸力面之间的压力差成比例)变化通常作为在机翼两个相对的端部处的载荷状态之间的线性插值趋势被利用。

近来，已提出并采用了具有抛物线趋势而不是线性趋势的载荷分布，从而减少叶片装置的端壁附近和径向端部附近的载荷(并因此降低压力面与吸力面之间的压力差)。

事实上，这趋向于限制端壁处边界层中的次要流损失，因为压力面与吸力面之间的叶片间通道中的压力差越高，边界层和对应的次要流损失就变得越高。

在图1中指出了在叶片间通道中次要流产生现象的示意图。次要流基本上由两个邻近叶片的压力面与吸力面之间的压力差产生并且在端壁附近在周向方向上沿着边界层流动；因此，次要流在内部叶片通道中正交于主要气流的方向。在周向方向上的这些流产生也沿着两个邻近叶片的压力面及吸力面的流，该流再一次正交于主要气流的方向。

如上文所提及的，已试图通过减少在压力面与吸力面之间的压力差来限制在涡轮机叶片装置中的次要流损失；事实上，这趋向于减少导致产生在叶片间通道中靠近端壁的边界层内侧在周向方向上的流的推动力。

涉及非轴对称类型的“侧壁等高线”技术(即涉及非圆形端壁)的各种提议也已具有相同的目标和关注点。

发明内容

本发明的目标是提供一种用于制造涡轮机机翼的方法，该方法通过一种解决方案简单地且廉价地使上文指出的问题能够被解决，可将该解决方案另外地或替代地用于上文指出的已知构造。

根据本发明，提供了如由权利要求1所限定的一种用于制造涡轮机机翼的方法。

附图说明

现将参照附图描述本发明，附图示出了本发明的实施方式的非限制性实例，在附图中：

-图1是示出了在涡轮机级的叶片间通道中次要流产生现象的示意图；

-图2在沿着子午面的剖面中部分地示出了涡轮机级；

-图3部分地示出了通过本发明的方法制成的涡轮机的机翼的优选实施方式；

-图4示出了涉及图3的机翼出口角与标准机翼出口角比较的两个图表；

-图5是示出了沿着整个轮廓高度图3的机翼损失与标准机翼损失之间的比较的曲线图。

具体实施方式

在图2中，标号1总体上表示轴向涡轮机(示意性地且部分地示出)，该轴向涡轮机构成航空发动机(未示出)的一部分并且具有相对于该轴向涡轮机的轴线(未指出)的轴对称性。

涡轮机1包括一系列同轴的级，其中的仅一个级在图1中以标号10表示并且包括定子11和布置在定子11下游的转子12。

定子11进而包括彼此面向的外部环形端壁14以及内部环形端壁15，并且在该外部环形端壁与该内部环形端壁之间径向地界定环形管道18，该环形管道适于输送膨胀的气流并且具有在气流的前进方向上渐增的平均直径。

端壁14、15支撑一排叶片或机翼20(仅示出了一个叶片或机翼)，这些叶片或机翼是围绕涡轮机轴线彼此等角距的、容纳在管道18中并且相对于涡轮机的轴线周向地界定了多个管嘴或叶片间通道。

类似地，转子12包括彼此面向的外部环形端壁14a以及内部环形端壁15a，并且在该外部环形端壁与该内部环形端壁之间径向地界定环形管道18a，该环形管道构成管道18的延伸部以输送膨胀气流并具有渐增的平均直径。转子12还包括一排叶片或机翼20a(仅示出了一个叶片或机翼)，这些叶片或机翼径向地布置在端壁14a、15a之间从而是围绕涡轮机的轴线彼此等角距的、容纳在管道18a中并且相对于涡轮机的轴线周向地界定了多个管嘴或叶片间通道。

根据本发明，沿着相同机翼的高度遵循相对于抛物线法则更复杂的载荷变化法则，优化了机翼20、20a的后缘23处的出口角以使次要流最小化。

特别地，在设计阶段，可将四次多项式法则应用于沿着机翼20高度的载荷变化：这个法则使得可获得局部压力分布以及端壁14、15附近载荷的减少，该局部压力分布对抗次要流在正交于主要气流方向的方向上沿着机翼20侧部的运动。

施加的载荷变化对应于由本发明机翼20的后缘23(图3)限定的金属出口角相对于参考几何体或构造的变化；采用标准机翼几何体作为参考构造，在该标准机翼几何体中，载荷变化(并且因此压力面与吸力面之间的与载荷成比例的压力差变化)是抛物线类型。

图4包括示出了机翼20相对于标准机翼的不同的两个曲线图：