具有修正前缘的涡轮发动机翼型件的制作方法

具有修正前缘的涡轮发动机翼型件


背景技术：

1.涡轮发动机且尤其是燃气或燃烧涡轮发动机为从加压的燃烧气体流提取能量的旋转式发动机，其中，加压的燃烧气体流经过发动机传送到多个旋转涡轮叶片上。
2.用于航空器的燃气涡轮发动机可在入口附近积冰，该冰可在操作期间脱离。可有益的是限制在发动机内的具体构件上可积冰的量，或者减慢积冰的速度。


技术实现要素：

3.在一个方面，涡轮发动机可包括成轴向流动布置以限定发动机中心线的风扇区段、压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段，其中，风扇区段和压缩机区段中的至少一者具有带有前缘的翼型件，以及多个肋条（riblet）可布置在前缘上以减少积冰。
4.在另一方面，用于涡轮发动机的入口导向翼片可包括具有前缘的翼型件，并且多个肋条可提供在前缘上。
5.在又一方面，一种阻滞冰形成在涡轮发动机的翼型件上的方法可包括使空气经过涡轮发动机流过翼型件前缘上的肋条。
6.具体地，本发明还提供了以下技术方案。
7.技术方案1. 一种涡轮发动机，包括成轴向流动布置以限定发动机中心线的风扇区段、压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段，其中，所述风扇区段和压缩机区段中的至少一者具有带有前缘的翼型件，以及多个肋条布置在所述前缘上以减少积冰。
8.技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条沿着整个的所述前缘提供。
9.技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条连续地提供在所述前缘上。
10.技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，多个隔开的凹槽提供在所述前缘中并且在所述隔开的凹槽之间的材料限定所述肋条。
11.技术方案5. 根据技术方案4所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件包括外部涂层并且所述凹槽形成在所述涂层中。
12.技术方案6. 根据技术方案4所述的涡轮发动机，其特征在于，所述凹槽为0.001英寸至0.003英寸深。
13.技术方案7. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，多个隔开的突起提供在所述前缘上并且所述突起形成所述肋条。
14.技术方案8. 根据技术方案7所述的涡轮发动机，其特征在于，所述突起从所述翼型件的外表面延伸。
15.技术方案9. 根据技术方案8所述的涡轮发动机，其特征在于，所述突起在所述外表面上方延伸0.001英寸至0.003英寸。
16.技术方案10. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条取向成相对于所述发动机中心线成一角度。
17.技术方案11. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述角度为零度并且所述肋条平行于所述发动机中心线。
18.技术方案12. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述角度为90度并且所述肋条垂直于所述发动机中心线。
19.技术方案13. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，全部的所述肋条不是以相同的角度取向。
20.技术方案14. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条布置成组，其中，每组均以相同的角度取向。
21.技术方案15. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述组的其中之一具有以零度取向的肋条以及所述组的其中另一个具有以90度取向的肋条。
22.技术方案16. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件为下述构件的其中至少之一：压缩机入口导向翼片、所述压缩机的非旋转翼片、所述压缩机的旋转叶片、所述风扇的旋转叶片、风扇支柱、风扇出口导向翼片。
23.技术方案17. 根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件为非旋转的。
24.技术方案18. 一种用于涡轮发动机的入口导向翼片，包括具有前缘的翼型件，以及多个肋条提供在所述前缘上。
25.技术方案19. 根据技术方案18所述的入口导向翼片，其特征在于，所述肋条取向成相对于所述发动机中心线成一角度。
26.技术方案20. 根据技术方案19所述的入口导向翼片，其特征在于，所述角度为零度并且所述肋条平行于所述发动机中心线。
27.技术方案21. 根据技术方案19所述的入口导向翼片，其特征在于，所述角度为90度并且所述肋条垂直于所述发动机中心线。
28.技术方案22. 根据技术方案19所述的入口导向翼片，其特征在于，全部的所述肋条不是以相同的角度取向。
29.技术方案23. 根据技术方案22所述的入口导向翼片，其特征在于，所述肋条布置成组，其中，每组均以相同的角度取向。
30.技术方案24. 根据技术方案23所述的入口导向翼片，其特征在于，所述组的其中之一具有以零度取向的肋条以及所述组的其中另一个具有以90度取向的肋条。
31.技术方案25. 一种阻滞冰形成在涡轮发动机的翼型件上的方法，所述方法包括使空气经过所述涡轮发动机流过所述翼型件的前缘上的肋条。
32.技术方案26. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述空气平行于所述肋条中的至少一些流动。
33.技术方案27. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述空气垂直于所述肋条中的至少一些流动。
34.技术方案28. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述空气平行于所述肋条中的至少一些并且垂直于所述肋条中的至少一些流动。
35.技术方案29. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述翼型件在所述空气的流动期间是不旋转的。
36.技术方案30. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述翼型件在所述空气的流动期间是旋转的。
附图说明
37.在附图中：图1为用于航空器的涡轮发动机的示意性截面图。
38.图2为根据文中所述各个方面在图1的涡轮发动机中包括具有肋条的入口导向翼片的lp压缩机的一部分的截面视图。
39.图3为根据本公开内容的第一方面在图2的lp压缩机中包括肋条的入口导向翼片的侧视图。
40.图4为在第一构型中图3的肋条的轴向视图。
41.图5为在第二构型中图3的肋条的轴向视图。
42.图6为在第三构型中图3的肋条的轴向视图。
43.图7为根据本公开内容的第二方面在图2的lp压缩机中包括肋条的入口导向翼片的侧视图。
44.图8为根据本公开内容的第三方面在图2的lp压缩机中包括肋条的入口导向翼片的侧视图。
具体实施方式
45.本发明的所述实施例涉及减少涡轮发动机中的积冰。为例示目的，本发明将关于用于航空器涡轮发动机的入口导向翼片进行描述。然而，将应理解，本公开内容并不受此限制并且可在发动机（包括旋转和非旋转翼型件）内以及在非航空器应用（例如，其它的机动应用和非机动工业、商业和住宅应用）中具有普遍适用性。
46.如文中所用，用语“前”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上运动，或者一构件相比于另一构件相对更靠近发动机入口。结合“前”或“上游”使用的用语“后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或者相比于另一构件相对更靠近发动机出口。
47.另外，如文中所用，用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和发动机外周边之间延伸的维度。
48.所有方向含义（例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶、底、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等）仅是用于标识目的以帮助读者理解本发明，而不是产生限制（尤其是关于本发明的位置、取向或用途）。连接含义（例如，附接、联接、连接，以及连结）应广义地解释并且可包括在一系列元件之间的中间部件以及元件之间的相对运动，但另有说明除外。因此，连接含义并非必然地表示两个元件是直接相连并相对于彼此固定的。示例性图仅是用于例示目的并且在所附于此的图中反映的维度、位置、次序和相对大小可变化。
49.图1为用于航空器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14向后16延伸的大体纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以向下游串行流动关系地包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压（lp）压缩机24以及高压（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；以及排出
区段38。
50.风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括关于中心线12径向地设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30以及hp涡轮34形成发动机10的核心（core）44，其产生燃烧气体。核心44由核心壳体46围绕，该核心壳体可与风扇壳体40联接。
51.关于发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或管轴（spool）48将hp涡轮34驱动地连接至hp压缩机26。lp轴或管轴50在较大直径的环形hp管轴48内关于发动机10的中心线12同轴地设置，并且将lp涡轮36驱动地连接至lp压缩机24和风扇20。管轴48、50围绕发动机中心线是可旋转的，并且联接至可共同地限定转子51的多个可旋转元件。
52.lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静止压缩机翼片60、62旋转以压缩经过该级传送的流体流或对其加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可提供成环并且可相对于中心线12径向地向外延伸，从叶片平台至叶片末端，而对应的静止压缩机翼片60、62定位在旋转叶片56、58的上游并且与其邻近。注意的是，图1中所示叶片、翼片以及压缩机级的数目仅是为例示目的而选择，并且其它数目也是可行的。
53.用于压缩机级的叶片56、58可装设至盘61（或与其构成整体），该盘装设至hp和lp管轴48、50中对应的一个。用于压缩机级的翼片60、62可按周向布置装设至核心壳体46。
54.hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静止涡轮翼片72、74（也称为喷嘴）旋转以从经过该级传送的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可提供成环并且可相对于中心线12径向地向外延伸，而对应的静止涡轮翼片72、74定位在旋转叶片68、70的上游并且与其邻近。注意的是，图1中所示叶片、翼片以及涡轮级的数目仅是为例示目的而选择，并且其它数目也是可行的。
55.用于涡轮级的叶片68、70可装设至盘71，该盘装设至hp和lp管轴48、50中对应的一个。用于压缩机级的翼片72、74可按周向布置装设至核心壳体46。
56.与转子部分互补，发动机10的固定部分例如在压缩机和涡轮区段22、32中的静止翼片60、62、72、74也单个地或共同地称为定子63。因此，定子63可指代在整个发动机10中的非旋转元件的结合。
57.在操作中，离开风扇区段18的空气流分离，使得空气流的一部分导送到lp压缩机24中，该lp压缩机随后将加压空气76供给至hp压缩机26，该hp压缩机进一步地对空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，从而生成燃烧气体。通过hp涡轮34，从这些气体提取一些功，其驱动hp压缩机26。燃烧气体排放到lp涡轮36中，该lp涡轮提取附加功以驱动lp压缩机24，并且排出气体经由排出区段38最终从发动机10排放。lp涡轮36的驱动驱动lp管轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。
58.加压空气流76的一部分可从压缩机区段22汲取作为泄放空气77。泄放空气77可从加压空气流76汲取并且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著地提高。因此，由泄放空气77提供的冷却为在升高的温度环境中此类发动机构件的操作所需要。
59.剩余部分的空气流78绕过lp压缩机24和发动机核心44并且经由固定翼片排且更具体为出口导向翼片组件80（包括多个翼型导向翼片82）在风扇排出侧84处离开发动机组
件10。更具体地，周向成排的径向延伸翼型导向翼片82用来邻近风扇区段18以对空气流78施加些许方向控制。
60.由风扇20供给的一些空气可绕过发动机核心44并且用于冷却发动机10的部分、尤其是热部分，和/或用于冷却航空器的其它方面或对其提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常在燃烧器30、尤其是涡轮区段32的下游，其中，hp涡轮34因为其直接在燃烧区段28下游而为最热部分。冷却流体的其它来源可为（但不限于）从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。
61.图2显示图1中的lp压缩机24的一部分。在此示为入口导向翼片100的翼型件在内带101和外带102之间延伸并且具有前缘103和后缘104，该翼型件可包含在压缩机24中邻近lp压缩机级52中的叶片56。肋条110可提供在入口导向翼片100的前缘103处，并且设想的是，肋条110可包括多个肋条110。如将在文中所述，布置在前缘103处的肋条110的分布可为连续的或者具有离散的群组，包括在肋条110的邻近群组中使用相同或不同的取向。此外，肋条110的任何群组或取向可采用预定的模式形成或者具有沿着前缘103的随机分布；还设想的是，肋条110也可沿着前缘103下游的入口导向翼片100的至少一部分布置。
62.将应理解，尽管示为入口导向翼片100，但在非限制性实例中，翼型件也可包括任何非旋转翼片60、62、72、74，或者发动机10内的任何旋转叶片56、58、68、70，或者风扇20的旋转叶片42，或者发动机10内的风扇支柱或风扇出口导向翼片。
63.图3显示入口导向翼片100的侧视图。肋条110可在由虚线111表示的方向111上连续地提供在整个前缘103上，并且肋条110的方向111可形成与发动机中心线12的角度112。角度112显示为零度，使得肋条110与中心线12平行；然而，本公开内容并不如此受限而是角度112可选择为有利地在入口导向翼片100中使用的任何角度。
64.图4显示在第一构型中图3的肋条110的轴向视图。具有矩形轮廓的多个隔开凹槽113可提供在前缘103中，如图所示，该前缘具有进入入口导向翼片100中的深度114。将应理解，凹槽113可具有任何期望的几何轮廓，例如在非限制性实例中的正方形的、三角形的，或者近圆形的。还构想到在非限制性实例中，凹槽113的深度114可在0.001英寸至0.003英寸深之间，并且进一步地，在隔开凹槽113之间的材料（例如，在翼片100中使用的金属）可限定肋条110。
65.图5显示用于肋条110的第二构型。涂层115可提供在入口导向翼片100的前缘103的至少一部分上，并且涂层115可为抗氧化涂层、热障涂层，或者在翼型件例如入口导向翼片100的环境中有用的任何材料的任何其它涂层。凹槽113可形成为具有三角形轮廓并且带有进入涂层115中的深度114，从而保持如图所示的前缘103的表面的完整性。深度114设想为处于进入涂层115中的0.001英寸至0.003英寸之间，并且在隔开的凹槽113之间的涂层材料可按类似于图4的方式限定肋条110。
66.图6显示用于肋条110的第三构型。具有近圆形轮廓的多个隔开的突起116可提供在入口导向翼片100的前缘103上。突起116可在远离前缘103的周向方向上延伸，具有使得突起116可形成肋条110的高度117。
67.将应理解，用于肋条110的任何构型，例如图4至图6中所示的凹槽113或突起116，可具有根据需要的任何几何轮廓以便沿着前缘103使用。
68.图7显示根据本公开内容的第二方面具有肋条110的入口导向翼片100。肋条110可
在方向111上沿着前缘103提供以形成可垂直于发动机中心线12的角度112。备选地，在非限制性实例中，肋条110的方向111可平行于前缘103，使得角度112可相对于发动机中心线12不是精确的90度，或者可根据需要为0度至90度之间的任何角度。尽管沿着整个前缘103显示，但也设想的是，肋条110可覆盖小于前缘103整体的一部分，并且进一步地，肋条110还可在前缘103的一部分或整体上形成为离散的、隔开的组。
69.图8显示根据本公开内容的第三方面具有肋条110的入口导向翼片100。设想的是，第一组肋条121可形成在翼片100的一部分上，该部分具有与发动机中心线12形成第一角度141的第一方向131，如图所示。此外，第二组肋条122可形成为具有与发动机中心线12形成第二角度142的第二方向132。前缘103可如图所示以交替的第一和第二组121、122而具有肋条的连续覆盖；设想的是在非限制性实例中相对于发动机中心线12，第一角度可为零度而第二角度可为90度。其它的角度度量构思成用于第一和第二角度141、142，其中，第一角度141可不同于第二角度142。此外，在本公开内容中构思出其它的组合和群组，包括具有许多肋条方向的许多组，并且利用肋条110覆盖前缘103的一部分或整体。
70.在操作中，移动经过涡轮发动机10的空气可在发动机中心线12（图3）的方向上流过入口导向翼片100。空气可携带水滴或冰粒，其可积累在前缘103上；当空气继续流过翼片100时，沿着前缘103的积冰可脱离并且撞击下游的发动机构件，例如叶片56或翼片60（图1）。阻滞冰形成在翼型件例如涡轮发动机10的入口导向翼片100上的方法可包括使空气经过发动机10流过前缘103上的肋条110。空气可在与发动机中心线12的相同方向上流动并且平行于所有肋条110（图3）、垂直于所有肋条110（图7），或者平行于第一组肋条121而且还垂直于第二组肋条122（图8）流动。此外，翼型件可为固定的（如在翼片100中），或者翼型件可旋转（如在叶片56中），而空气流动经过发动机10。
71.肋条110，或第一和第二组的肋条121、122，可限制冰沿着前缘103累积，使得当脱离时，所释放冰粒的大小可小于从涡轮发动机中的传统翼型件中所释放的那些。可认识到的是，在颗粒大小方面的此种降低可限制或防止对于可经历与所述冰粒碰撞的下游构件的损害。此外，限制冰被收集在发动机构件上的量可减轻对发动机10所增加的重量，以及改善围绕肋条110已附加至其上的翼型件的局部空气流，这可提高发动机效率。
72.将应理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可适用于涡轮喷气发动机以及涡轮轴发动机。
73.本书面描述采用实例来公开包括最佳方式的本发明，并且还使得本领域普通技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有与权利要求的字面语言并无不同的结构元件或者如果此类其它实例包括与权利要求的字面语言并无实质差异的同等结构元件，则认为它们处在权利要求的范围内。
74.零件标号列表10发动机12中心线14前16后
18风扇区段20风扇22压缩机区段24lp压缩机26hp压缩机28燃烧区段30燃烧器32涡轮区段34hp涡轮36lp涡轮38排出区段40风扇壳体42风扇叶片44核心46核心壳体48hp管轴50lp管轴51转子52lp压缩机级54hp压缩机级56lp压缩机叶片58hp压缩机叶片60lp压缩机翼片61盘62hp压缩机翼片63定子64hp涡轮级66lp涡轮级68hp涡轮叶片70lp涡轮叶片71盘72hp涡轮翼片74lp涡轮翼片76加压的环境空气77泄放空气78空气流80出口导向翼片组件82翼型导向翼片84风扇排出侧
100 入口导向翼片101 内带102 外带103 前缘104 后缘110 肋条111 方向112 角度113 凹槽114 深度115 涂层116 突起117 高度121 第一组122 第二组131 第一方向132 第二方向141 第一角度142 第二角度

技术特征：
1.一种涡轮发动机，包括成轴向流动布置以限定发动机中心线的风扇区段、压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段，其中，所述风扇区段和压缩机区段中的至少一者具有翼型件，所述翼型件具有从前缘延伸至后缘的外表面，以及多个肋条沿着所述翼型件的前缘的外表面在第一方向上延伸一长度地、连续地提供，所述第一方向相对于所述涡轮发动机的中心线成一角度，所述多个肋条中的每个肋条沿着所述第一方向由所述外表面中的隔开的多个凹槽限定，所述多个凹槽具有在垂直于所述第一方向的第二方向上的深度，所述多个肋条中的每个肋条的长度大于所述多个凹槽的深度，所述多个肋条暴露于环境空气，所述多个肋条构造成沿着所述翼型件的前缘减少积冰。2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条沿着整个的所述前缘提供。3.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件包括外部涂层并且所述肋条形成在所述涂层中。4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，多个隔开的突起提供在所述前缘上并且所述突起形成所述肋条。5.根据权利要求4所述的涡轮发动机，其特征在于，所述突起从所述翼型件的外表面延伸。6.根据权利要求5所述的涡轮发动机，其特征在于，所述突起在所述外表面上方延伸0.001英寸至0.003英寸。7.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述肋条取向成相对于所述发动机中心线成一角度。8.根据权利要求7所述的涡轮发动机，其特征在于，所述角度为零度并且所述肋条平行于所述发动机中心线。9.根据权利要求7所述的涡轮发动机，其特征在于，所述角度为90度并且所述肋条垂直于所述发动机中心线。10.根据权利要求7所述的涡轮发动机，其特征在于，全部的所述肋条不是以相同的角度取向。

技术总结
本发明涉及具有修正前缘的涡轮发动机翼型件。具体地，一种涡轮发动机可包括成轴向流动布置的风扇区段、压缩机区段、燃烧区段以及涡轮区段。风扇区段和压缩机区段中的至少一者可包括具有前缘的翼型件，以及多个肋条可布置在前缘上。在前缘上。在前缘上。


技术研发人员：N.贾因 A.J.亚达夫 K.布杜穆鲁 N.J.克雷
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2018.03.28
技术公布日：2023/6/6