用于制造涡轮机成形机翼的方法技术

根据该方法，从参考机翼开始形成涡轮机机翼，局部地减少在后缘处两个区域(25、26)中的金属出口角，该两个区域在使用中基本上对应于边界层中次要流的峰值位置。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术涉及用于制造涡轮机机翼的方法。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术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。 根据本专利技术，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专利技术，附图示出了本专利技术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专利技术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总体上表示轴向润轮机（示意性地且部分地示出），该轴向润轮 机构成航空发动机（未不出）的一部分并且具有相对于该轴向润轮机的轴线（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。 根据本专利技术，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 贝Ij，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专利技术机翼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： 1)右边的曲线图示出了用于标准机翼和用于本专利技术机翼20的金属出口角（S卩，由 后缘的几何体限定的出口角）（在横坐标轴上）根据机翼空间高度（纵坐标轴）的变化； 2)左边的曲线图通过实验性尝试或通过计算机程序模拟而获得并且示出了源自 标准机翼的后缘的气体流出角与源自本专利技术机翼20的后缘23的流出角（在横坐标轴上） 根据机翼空间（idmensional，流形空间）高度（在纵坐标轴上）变化的对比，。 用参考字母（a)表示的曲线涉及本专利技术的机翼20,而用参考字母（b)表示的曲线 涉及标准机翼。 根据本专利技术，相对于标准机翼的金属出口角修改了金属出口角从而在两个区域 25、26减小金属出口角，该两个区域靠近存在有边界层的端壁14、15并且基本对应于边界 层中的次要流的峰值位置。 通常，对应于次要流峰值的区域25、26分别处于机翼高度的75%与90%之间和 10%与25%之间的范围。 在图4的右侧图表中示出的实例中，金属出口角相对于标准机翼金属出口角的减 小小于2°。 在后缘23处的金属出口角的减小和因此气体流出角的减小对应于出口角的局部 打开并且因此对应于优先出口通路的产生并对应于主要气流的局部加速。实际上，这个 优先出口通路趋向于朝向后缘23携带走次要流并且因此限制了次要流沿着端壁14、15的 形成。 如在图4中右边的曲线图中和在图3中可看到的，在机翼20的后缘23的剩余区 域中，金属出口角相对于标准机翼的金属出口角增加，从而基本上恢复了标准机翼金属出 口角的相同平均值。 因此，机翼20的后缘23具有波浪形趋势或蛇形趋势（图3):换言之，在减小了金 属出口角的两个区域中，凹入部面向与剩余区域的凹入部相反的方向上。 通过采用这种几何体，S卩，设计如上指出的金属出口角，在图4的左边图表中可注 意到的是，涉及源自后缘的气体流出角的曲线（a)相对于曲线（b)具有较少数量的隆起。隆 起的这种减少源于因机翼20上的次要流的原因的损失的减少。 次要流损失的减少从图5中是显而易见的。 沿着纵坐标轴表示了机翼20的空间高度以及标准机翼的空间高度，而沿着横坐 标轴表示了损失的值。 在区域25、26附近，S卩，在次要流的峰值处（在机翼高度的10%和90%处），曲线 (a)相对于曲线（b)减少了损失，而在机翼高度的一半处，涉及两种构造的损失非常接近。 因此，对于流体动力领域的技术人员而言，所提出的成形方式的优势是显而易见 的。 特别地，所提出的解决方案不仅能够减少端壁处的载荷，而且减少了气体沿着压 力面从叶片间通道的跨距中点向端壁14、15移动的趋势。 特别地，通过局部地打开机翼后缘，即，减小金属出口角，在叶片间通道高度的本文档来自技高网...

【技术保护点】
用于制造涡轮机机翼的方法，所述方法从参考机翼开始，其特征在于，所述方法包括：a)相对于所述参考机翼的金属出口角，在后缘处两个区域(25、26)中局部地减小金属出口角，两个所述区域在使用中基本上对应于边界层中次要流的峰值位置；b)相对于所述参考机翼的所述金属出口角，增大在所述后缘的剩余区域中的金属出口角，从而基本上恢复所述参考机翼的所述金属出口角的相同平均值。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2011.11.03 IT TO2011A0010091. 用于制造涡轮机机翼的方法，所述方法从参考机翼开始，其特征在于，所述方法包 括： a) 相对于所述参考机翼的金属出口角，在后缘处两个区域（25、26)中局部地减小金属 出口角，两个所述区域在使用中基本上对应于边界层中次要流的峰值位置； b) 相对于所述参考机翼的所述金属出口角，增大在所述后缘的剩余区域中的金属出口 角，从而基本上恢复所述参考机翼的所述金属出口角的相同平均值。2. 根据权利要求1所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：弗朗切斯科·贝尔蒂尼，
申请(专利权)人：GE亚飞欧有限责任公司，
类型：发明
国别省市：意大利;IT