具有翼型件的燃气涡轮发动机制造技术

一种涡轮发动机，包括压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段。在燃烧区段中燃烧的燃料驱动涡轮区段中的翼型件的级，以驱动压缩机区段。翼型件可以在后缘附近或后缘处包括几何形状，其中线性部分设置在压力侧和第一弯曲部分之间，以减少翼型件的尾流中生成的冲击。以减少翼型件的尾流中生成的冲击。以减少翼型件的尾流中生成的冲击。

【技术实现步骤摘要】
具有翼型件的燃气涡轮发动机
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本申请是2022年6月8日提交的题为“具有翼型件的燃气涡轮发动机”的美国申请第17/835,091号的延续并要求其优先权，该申请的全部内容通过引用明确并入本文。


[0003]本主题大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地，涉及用于燃气涡轮发动机中的翼型件的结构，以在超音速流条件期间减少翼型件的后缘附近的冲击和相关损失。

技术介绍

[0004]燃气涡轮发动机通常包括风扇和涡轮机。涡轮机通常包括入口、一个或多个压缩机、燃烧器和至少一个涡轮。压缩机压缩空气，该空气被引导至燃烧器，在燃烧器中该空气与燃料混合并被点燃，以生成热燃烧气体来驱动涡轮。涡轮和压缩机利用一组翼型件从涡轮中的燃烧气体提取能量，并在压缩机处压缩空气。
附图说明
[0005]在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
[0006]图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
[0007]图2是根据本公开的示例性实施例的图1的燃气涡轮发动机的涡轮叶片形式的翼型件的立体图。
[0008]图3是根据本公开的示例性实施例的图2的涡轮叶片的后缘的示意横截面。
[0009]图4是根据本公开的示例性实施例的涡轮叶片的替代后缘的示意横截面。
[0010]图5是根据本公开的示例性实施例的涡轮叶片的另一个替代后缘的示意横截面。
[0011]图6是根据本公开的示例性实施例的涡轮叶片的又一个替代后缘的示意横截面。
[0012]图7是根据本公开的示例性实施例的涡轮叶片的又一个替代后缘的示意横截面。
[0013]图8是示出根据本公开的示例性实施例的减少沿翼型件的尾流损失和冲击强度的方法的流程图。
[0014]图9是示出根据本公开的示例性实施例的形成用于涡轮发动机的翼型件的方法的另一个流程图。
具体实施方式
[0015]本文公开的方面涉及燃气涡轮发动机内使用的翼型件的后缘结构，并且更具体地，涉及用于例如在超音速流速期间减少尾流和冲击的后缘几何形状。为了说明的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮的涡轮叶片来描述本公开。然而，应当理解，本文公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机和涡轮的发动机内，以及在非飞行器应用(例如其他移动应用和非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。
[0016]本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
[0017]如本文所用，术语“第一”、“第二”、“第三”和“第四”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
[0018]术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
[0019]如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。
[0020]术语“流体”可以是气体或液体，或多相。术语“流体连通”是指流体能够在指定区域之间建立连接。
[0021]本文使用的术语“虚拟”涉及物理上不存在的特征或元件。“虚拟”特征或元件是用于限定相关物理元件或与那些虚拟特征或元件相关的物理元件的结构的那些特征或元件。
[0022]此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿着在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的射线的方向。
[0023]所有方向引用(例如，径向、轴向、上游、下游、前向、后向等)仅用于识别目的以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本文描述的本公开的方面的位置、取向或用途的限制。除非另有说明，否则连接引用(例如，联接、连接和接合)将被广义地解释并且可以包括元件集合之间的中间结构元件以及元件之间的相对移动。因此，连接引用不一定推断两个元件直接连接并且彼此具有固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
[0024]除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任意数量的元件，包括仅一个。
[0025]如本文在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“大致”和“基本上”的术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点的1％、2％、4％、5％、10％、15％或20％的裕度内。在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
[0026]在本公开的某些示例性实施例中，提供了限定中心线和周向方向的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机通常可以包括涡轮机和转子组件。转子组件可以由涡轮机驱动。涡轮机、转子组件或两者可以相对于燃气涡轮发动机的中心线限定基本上环形的流动路径。燃气涡轮发动机包括翼型件，作为非限制性示例，定位在流动路径内的涡轮叶片，其具有后缘几何形状以减少冲击。本文所述的翼型件可以是绕中心线周向设置或绕中心线的一部分部
分设置的多个翼型件。
[0027]现在将详细参考翼型件，尤其是翼型件的后缘几何形状，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。专利技术人的实践以如下方式进行：设计翼型件，利用后缘几何形状修改翼型件以满足减少沿翼型件的后缘的冲击和尾流损失，然后计算各种尾流和冲击强度以确定哪种几何形状产生较小的冲击强度或尾流损失。
[0028]图1是用于飞行器的发动机10的示意横截面图，发动机10可以是例如燃气涡轮发动机。发动机10具有从前部14延伸到后部16的大致纵向延伸的轴线或发动机中心线12。发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
[0029]风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕发动机中心线12本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：处于串行流动布置的压缩机区段、燃烧区段和涡轮区段；以及翼型件，所述翼型件包括界定内部的外壁，所述外壁包括：前缘结构，所述前缘结构限定前缘线；后缘结构，所述后缘结构与所述前缘结构间隔开并限定后缘线，其中，弧线限定在所述前缘线和所述后缘线之间；压力侧，所述压力侧在所述前缘结构和所述后缘结构之间延伸；吸力侧，所述吸力侧在所述前缘结构和所述后缘结构之间延伸；其中，所述后缘结构包括：线性部分，所述线性部分从所述压力侧朝向所述后缘线延伸；第一弯曲部分，所述第一弯曲部分在所述线性部分和所述后缘线之间延伸；以及第二弯曲部分，所述第二弯曲部分在所述吸力侧和所述后缘线之间延伸。2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述线性部分布置成与所述压力侧相切。3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述线性部分布置成与所述第一弯曲部分相切。4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括限定在所述第二弯曲部分和所述压力侧与所述线性部分相遇的接合部之间的虚拟直径；其中，所述虚拟直径限定具有第一中心点的第一虚拟圆；其中，限定在所述第一弯曲部分和所述第二弯曲部分在所述后缘线处相遇的地方的曲率半径限定具有第二中心点的第二虚拟圆；其中，虚拟线由所述第一中心点和所述第二中心点限定；其中，切线被限定为与所述弧线相切并且从所述第一中心点延伸，其中，所述切线相对于所述虚拟线以一定...

【专利技术属性】
技术研发人员：拉萨克里希南，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：