用于具有抗顫振器件的燃?xì)鉁u輪機(jī)的翼型部陣列的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的翼型部陣列。
【背景技術(shù)】
[0002]在用于航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)鉁u輪機(jī)的領(lǐng)域中，長(zhǎng)期以來認(rèn)識(shí)到對(duì)通過盡可能減小重量而提高性能的需要。終于，一方面這導(dǎo)致了翼型部陣列的結(jié)構(gòu)承受較高的空氣動(dòng)力載荷，另一方面導(dǎo)致翼型部陣列的結(jié)構(gòu)具有越來越小的厚度，并且因此不可避免地具有較低的剛度(抗撓剛度和抗扭剛度)。
[0003]已經(jīng)發(fā)現(xiàn)，翼型部的降低的剛性已不可避免地導(dǎo)致了渦輪機(jī)的結(jié)構(gòu)在某些功能條件下不穩(wěn)定。具體地，這種不穩(wěn)定性是由于對(duì)氣動(dòng)彈性現(xiàn)象的明顯敏感性，所述氣動(dòng)彈性現(xiàn)象源自于相同渦輪機(jī)級(jí)的翼型部之間的相互的氣動(dòng)作用，且隨之而來的是觸發(fā)振動(dòng)，該振動(dòng)對(duì)陣列施加應(yīng)力，從而導(dǎo)致它們進(jìn)入結(jié)構(gòu)性臨界條件，而且產(chǎn)生噪聲發(fā)射。
[0004]因而被稱為顫振的這種自感應(yīng)氣動(dòng)彈性振動(dòng)的現(xiàn)象會(huì)限定陣列設(shè)計(jì)中的限制條件。通常，能夠?qū)⒁硇筒恐瞥傻酶鼊傂砸宰钚』摤F(xiàn)象，但如以上說明的，不期望隨之增加它們的重量。
[0005]作為有利的替代方法，已知在陣列的設(shè)計(jì)中改變翼型部的一部分的特性以便與軸向?qū)ΨQ的標(biāo)準(zhǔn)配置不同。
[0006]換言之，每個(gè)陣列中的翼型部的幾何形狀和/或相對(duì)位置被確定成有意地使得第一組翼型部相對(duì)于第二組翼型部之間的臨界振動(dòng)模式的本征頻率“失諧”或“不和諧”，并且使得第一組的翼型部與第二組的翼型部交替以形成陣列。
[0007]用這種方法，可發(fā)現(xiàn)不同類型的相鄰翼型部之間的氣動(dòng)相互作用減小，從而致使整個(gè)陣列在振動(dòng)方面更穩(wěn)定。
[0008]在有意使本征頻率失諧的翼型部的已知方案中，氣動(dòng)效率通常下降。事實(shí)上，通過改變關(guān)于第一組的翼型部和第二組的翼型部之間的高壓力側(cè)和低壓力側(cè)上和/或前夾角和后夾角上的幾何結(jié)構(gòu)，各種葉片間通道中的出口流狀態(tài)(壓力、氣流方向等)相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)型軸向?qū)ΨQ情況中設(shè)計(jì)的徹底改變。
[0009]美國(guó)專利US4097192描述了旨在減少顫振而不削弱氣動(dòng)效率的渦輪轉(zhuǎn)子。在這種情況下，不改變翼型部之間的外部幾何形狀和間距，而是通過在第一組翼型部的徑向端部中形成凹槽并用完全實(shí)心的葉片制造第二組翼型部來達(dá)到失諧。
[0010]在該轉(zhuǎn)子中，上述徑向端部必須是自由的并且因此它們未通過任何外部環(huán)形臺(tái)彼此連接。然而，在一些應(yīng)用中，轉(zhuǎn)子具有與翼型部互相連接的外部環(huán)形臺(tái)是適宜的或者甚至是必要的，這是美國(guó)專利US4097192不能有效采用的方案。
[0011]此外，用于移除材料的機(jī)械加工和在翼型部的一部分的徑向端部處形成凹槽耗費(fèi)額外的生產(chǎn)時(shí)間和成本。
[0012]已知方案的另一缺點(diǎn)在于單獨(dú)生產(chǎn)具有不同幾何特征的第一組翼型部和第二組翼型部需要專用的存儲(chǔ)系統(tǒng)和處理系統(tǒng)以及不同的標(biāo)識(shí)碼。此外，在組裝階段，根據(jù)設(shè)計(jì)，提供將各個(gè)翼型部安裝于正確位置中的多個(gè)參考和定位系統(tǒng)是適宜的。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0013]本發(fā)明的目的是制造用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的翼型部陣列，這相對(duì)于美國(guó)專利US4097192中公開的技術(shù)方案構(gòu)成有效替代方法從而以相對(duì)簡(jiǎn)單和便宜的方式解決上述缺點(diǎn)。
[0014]根據(jù)本發(fā)明，提供如權(quán)利要求1所限定的用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的翼型部陣列和如權(quán)利要求7所限定的用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的翼型部陣列。
【附圖說明】
[0015]現(xiàn)在將參考附圖描述本發(fā)明，附圖中示出了一些非限制性實(shí)施例，其中:
[0016]圖1是根據(jù)本發(fā)明原理提供的用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的第一翼型部陣列的簡(jiǎn)化正視圖；
[0017]圖2是圖1第一陣列的區(qū)段的放大比例的立體圖；
[0018]圖3、3a和3b是圖2中區(qū)段的翼型部的截面，是分別沿著圖2的截面線II1-1I1、IIIa-1IIa和IIIb-1IIb相對(duì)于陣列的中心以某些半徑構(gòu)成的；
[0019]圖4和圖5分別類似于圖2和圖3，并且示出了根據(jù)本發(fā)明原理提供的用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的第二翼型部陣列的區(qū)段；
[0020]圖6類似于圖2，并且以放大比例示出了圖2的變形且為了清楚起見移去了部分；
[0021]圖7至圖10類似于圖2和圖3，并且示出了兩個(gè)其他變形；以及
[0022]圖11和圖12也類似于圖2和圖3，并且示出了根據(jù)本發(fā)明原理提供的用于燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)的第三翼型部陣列的區(qū)段。
【具體實(shí)施方式】
[0023]在圖1中，參考標(biāo)號(hào)I表示翼型部陣列，在示出的實(shí)例中所述翼型部陣列組成渦輪機(jī)級(jí)中的定子的部分，所述渦輪機(jī)級(jí)構(gòu)成燃?xì)鉁u輪機(jī)系統(tǒng)(未示出)的部分。
[0024]陣列I包括圍繞軸線Ia沿圓周方向并排地布置的多個(gè)區(qū)段2，該軸線Ia與渦輪機(jī)級(jí)的軸線一致。
[0025]根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選方面，區(qū)段2是相同的并且通過各個(gè)單片本體限定，所述單片本體中的每個(gè)例如通過在適宜的沖模中澆鑄而制成單件。如圖2所示，每個(gè)區(qū)段2包括至少兩個(gè)翼型部5a和5b，所述翼型部具有總的來說彼此不同的外部形狀，如在下文中將更好說明的。因此，在組裝階段中，每個(gè)區(qū)段2形成沿著定子的圓周重復(fù)的一種模件。在具體實(shí)例中，該模件總共包括六個(gè)翼型部。
[0026]每個(gè)模件或區(qū)段2進(jìn)一步包括內(nèi)部3和外部4，所述內(nèi)部和外部圍繞軸線Ia延伸成類似圓的弧并沿圓周方向擱置抵靠和/或分別連接至相鄰區(qū)段2的部分3和部分4，以便形成內(nèi)部環(huán)形臺(tái)3a和外部環(huán)形臺(tái)4a(圖1)，其通常由術(shù)語“端壁”表示。顯然臺(tái)3a和4a徑向界定環(huán)形通道5(圖1)，所述環(huán)形通道在渦輪機(jī)中引導(dǎo)氣流并容納翼型部5a和5b。
[0027]仍參考圖2，翼型部5a和5b沿著各自的方向6a和6b (所述方向基本上相對(duì)于軸線Ia為徑向)延伸，所述翼型部可為彎曲的或直的，布置在相同的軸向位置中且沿臺(tái)3a和4a具有恒定的間距，并且限定翼型部5a和5b的截面9a和9b堆疊的方向(圖3)。通過具有與理論氣流軌跡相對(duì)應(yīng)的彎曲截面表面而獲得這些截面。
[0028]通過各自的中心部分7a和7b以及各自的端部8a和8b構(gòu)成翼型部5a和5b，所述端部限定了將中心部分7a和7b結(jié)合到臺(tái)3a和4a的連接部分。一般由術(shù)語“中跨部”來表示中心部分7a和7b，并且按照慣例，中心部分沿徑向具有翼型部5a和5b的高度的20%至80%范圍內(nèi)的延伸部。
[0029]根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)方面，從圖3a和3b也可見，在相對(duì)于軸線Ia以任何給定半徑截取中心部分7a和7b時(shí)，截面9a的輪廓在幾何上(即在外形和尺寸上)與截面9b的輪廓相同。顯而易見，截面9a和9b在徑向上可變化，也就是可沿著方向6a和6b以逐漸并相互相同的方式在形狀和/或尺寸方面可有變化。
[0030]在圖2所示的實(shí)施方式中，方向6a和6b相同(在繞軸線I進(jìn)行了等于間距的旋轉(zhuǎn)之后)，即，它們具有相同的曲度，例如，兩者都是直的，并且相對(duì)于與軸線Ia正交的理想平面具有相同的傾斜度。因此，中心部分7a和7b沿圓周方向10以理想恒定距離布置并且不會(huì)軸向交錯(cuò)，即，它們具有沿圓周方向排列的各自的前緣和各自的后緣。
[0031]同時(shí)，兩個(gè)端部8a中的至少一個(gè)不同于相應(yīng)端部8b，如圖3可見的。因此，陣列I包括至少兩個(gè)系列或兩組翼型部5a和5b，它們僅在外徑向端和/或內(nèi)徑向端處在幾何外部形狀上不同。端部Sb的截面9b比端部8a的截面9a寬(在相對(duì)于軸線Ia的相同半徑處)。換言之，在相對(duì)于軸線Ia的任何給定半徑處，端部8a處的截面9a具有完全在截面9b的周界或輪廓內(nèi)延伸的周界或輪廓(在圍繞軸線Ia進(jìn)行了等于方向6a和6b之間的間距的旋轉(zhuǎn)之后)。因此，截面9a沿圓周方向10測(cè)量的尺寸Dl (圖3)，小于沿相同的方向10測(cè)量的截面9b的尺寸D2。此外，在端部8a處，高壓力側(cè)和低壓力側(cè)通過比端部8b處的相應(yīng)半徑Rb小的半徑Ra連接至前緣和后緣。
[0032]優(yōu)選地，當(dāng)從高壓力側(cè)和低壓力側(cè)前進(jìn)至臺(tái)的表面時(shí)，端部9b限定復(fù)合圓角，即，具有可變曲率的半徑。
[0033]根據(jù)本發(fā)明的另一方面，根據(jù)沿圓周方向有規(guī)律地重復(fù)的序列或圖案布置翼型部5a和5b。在圖2的具體實(shí)例中，通過單個(gè)翼型部5a和單個(gè)翼型部5b的交替限定該圖案。
[0034]在圖7和圖8的變形中，通過一對(duì)翼型部5a和單個(gè)翼型部5b的交替限定圖案。
[0035]在圖9和圖10的變形中，通過一組三個(gè)翼型部5a和一組三個(gè)翼型部5b的交替限定圖案。顯然，設(shè)計(jì)階段中所選擇的圖案可不同于通過實(shí)例表示的圖案。
[0036]端部8b相對(duì)于端部8a的不同寬度有意地使翼型部5a和5b的本征頻率失諧，同時(shí)仍保持中心部分7a和7b不變從而獲得通過設(shè)計(jì)確定的氣動(dòng)效率。
[0037]具體地，為了保持高氣動(dòng)效率，擾動(dòng)通道5的中心處的氣動(dòng)狀態(tài)的因數(shù)不起作用是重要的。通常，通道5的中心處的氣流不會(huì)因二次流的影響和損耗而受到擾動(dòng)，所述二次流在臺(tái)3a和4a附近的邊界層中形成且明顯影響通道5的位于其徑向端部處的區(qū)域。此外，在沿著中心部分7a和7b的每個(gè)給定半徑(即，至少在通道5的徑向尺寸的20%與80%之間)處，氣流遇到相同入口角和出口角以及翼型部的高壓力側(cè)和低壓力側(cè)的相同輪廓，因此沒有帶來干擾。
[0038]同時(shí)，端部Sb相對(duì)于端部8a的幾何變化(形狀和/或尺寸)僅適度地改變氣動(dòng)效率，如在已受由于二次流的其他損耗影響的區(qū)域中實(shí)現(xiàn)的。
[0039]圖4和圖5示出了區(qū)段13，在可能的情況下用針對(duì)區(qū)段2所用的相同的參考標(biāo)號(hào)標(biāo)明其組成部分，但用翼型部5c替代翼型部5b，該翼型部5c沿著具有與方向6a不同曲率的方向6c延伸。雖然如此，針對(duì)任何給定半徑，甚至在端部8a和Sc處，截面9a與截面9c相同。
[0040]換言之，在相對(duì)于軸線Ia以任何半徑截取翼型部5a和5c時(shí)，截面9a與相應(yīng)截面9c相同，但由于曲率的原因，翼型部5a和5c的總體外部形狀是不同的。如圖5可見，方向6a和6c的不同曲率導(dǎo)致截面9c相對(duì)于圖3的截面9b所示出的平移。因此，由于曲率的原因，翼型部5a和5c的一些區(qū)域在前緣之間和/或后緣之間將具有角間距的微小變化和/或在軸向方向上的微小交錯(cuò)。
[0041]圖6示出了一種變形，其中陣列I構(gòu)成轉(zhuǎn)子的部件而不是定子的部件。具體地，對(duì)于每個(gè)翼型部5a和5b，陣列I包括固定在相應(yīng)座部中的相關(guān)根部16，所述相應(yīng)座部設(shè)置在轂17的圓周中