[发明专利]涡轮发动机压缩机叶片

说明书

本发明涉及涡轮发动机压缩机叶片。用于燃气涡轮发动机[10]的叶片[68]的翼型[76]具有前缘[100]与后缘[102]之间的翼弦[104a‑c]和根部[106]与尖端[108]之间的翼展[110]。翼型[76]能够进一步包括从大约75%的翼展至尖端[108]的局部翼弦[124]的减小，局部充实度[128]减小大约5%。翼型[76]能够具有从50%的翼展至尖端[108]的前缘[100]和后缘[102]的减小的扫掠角[148、158]，并且，能够具有从50%的翼展至尖端[108]的减小的前缘和后缘二面角[190、200]。

技术领域

本发明涉及涡轮发动机，更具体而言，涉及涡轮发动机压缩机叶片。

背景技术

涡轮发动机，且具体而言，燃气或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机而到达许多旋转涡轮叶片上的燃气流提取能量的旋转式发动机。燃气涡轮发动机已用于着陆及航海运动和发电，但最普遍地用于比如用于飞机，包括直升机的航空应用。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞机的推进。在陆地应用中，涡轮发动机往往用于发电。

用于飞机的燃气涡轮发动机由压缩机级组成，这些压缩机级设计有通过转子而旋转的多个叶片带和设置于叶片之间的静导叶带。压缩机级使空气压缩，然后，空气移动至燃烧器和涡轮。压缩机叶片设置成与护罩组件相邻，然而，小体积的空气经过叶片尖端与护罩之间的间隙。叶片对该间隙的敏感性能够降低压缩机的效率和总体性能。

发明内容

在一个方面，用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型包括外表面，该外表面具有限定弦向(chord-wise)方向(或称翼弦方向)的前缘和后缘，以及限定展向(span-wise)方向(或称翼展方向)的根部和尖端。翼型进一步包括从大约75%的翼展至尖端的局部翼弦的减小、从50%的翼展至尖端而减小的前缘和后缘扫掠角(sweep angle)以及从50%的翼展至尖端而减小的前缘和后缘二面角(dihedral angle)。

在另一方面，用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型包括外表面，该外表面限定吸力侧和压力侧，沿弦向从前缘延伸至后缘且沿展向从根部延伸至尖端。翼型进一步包括导致充实度(solidity)的局部减小的从大约75%的翼展至尖端的局部翼弦的减小，和从50%的翼展至尖端减小的前缘和后缘二面。

在又一方面，提供了改进具有限定展向方向的根部及尖端和限定弦向方向的前缘和后缘的燃气涡轮发动机翼型的翼型性能的方法。该方法包括：从75%的翼展至尖端而减小翼弦；从50%的翼展至尖端而减小前缘和后缘扫掠；以及从50%的翼展至尖端而减小前缘和后缘二面。

具体而言，本发明还提供了以下的技术方案。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的压缩机叶片的翼型，包括：

外表面，具有限定弦向方向的前缘和后缘以及限定展向方向的根部和尖端；

从大约75%的翼展至所述尖端的局部翼弦的减小；

从50%的翼展至所述尖端而减小的前缘和后缘扫掠角；以及

从50%的翼展至所述尖端而减小的前缘和后缘二面角。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型，其中，局部翼弦的减小导致从75%的翼展至所述尖端的充实度的减小。

技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型，其中，所述尖端处的充实度的减小为大约5%。

技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型，其中，从0%至50%的翼展的充实度大约恒定。

技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型，其中，从60%的翼展至所述尖端，所述前缘和后缘扫掠角为负的。

技术方案6. 根据技术方案5所述的翼型，其中，所述前缘扫掠角以26-30度之间减小，并且，所述后缘扫掠角以32-36度之间减小。