用于涡轮发动机中的叶片的翼型轮廓的制作方法

用于涡轮发动机中的叶片的翼型轮廓
1.相关申请的交叉引用
2.本技术要求于2021年11月30日提交的美国专利申请第17/537,818号的优先权，其全部内容通过引用并入本文。
技术领域
3.本公开大体涉及具有翼型轮廓的发动机部件，并且更具体地，涉及沿叶片的跨度长度具有变化转向的叶片。


背景技术：

4.涡轮发动机(特别是燃气或燃烧涡轮发动机)是从通过发动机并流过包括静止轮叶和旋转涡轮叶片的多个翼型件的燃烧气体流中提取能量的旋转发动机。
5.涡轮叶片可经受使其自身易于在翼型件的毂和尖端区段附近形成涡流结构的流态。由于允许旋转叶片尖端和静止壳体结构之间的相对移动所需的物理间隙，旋转叶片将由于叶片尖端上方的流泄漏而形成附加的涡流结构。这种涡流结构限制了传递到压缩机的功的量，并因此限制了发动机的总推力或功率能力。此外，控制上方尖端泄漏流和相关联的尖端涡流驱动损失对于无护罩叶片非常重要。为了控制这些涡流结构的形成和生长，局部叶片负载分布进行了独特的调整，以最小化这些结构产生的损失。
附图说明
6.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完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
7.图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
8.图2是来自图1的燃气涡轮发动机的一对叶片的顶视图。
9.图3是与图2相同的顶视图，示出了非引导转向角和交错角。
10.图4是在叶片的根部和尖端之间具有变化的非引导转向角和交错角的示例性叶片的立体图。
11.图5a是在尖端处的叶片的翼型轮廓的外形的顶视图。
12.图5b是在尖端处的根部的翼型轮廓的外形的顶视图。
13.图6是非引导转向角值与交错角值的曲线图。
14.图7是非引导转向角值和交错角值的比与跨度长度位置的曲线图。
15.图8是根据本文公开的形成具有多个叶片的涡轮盘的方法。
具体实施方式
16.本文所描述的本公开的方面大体涉及用于燃气涡轮发动机的翼型件，并且更具体地，涉及无护罩叶片翼型件。虽然集中于无护罩叶片，但应当理解，本文的公开内容不限于无护罩叶片，并且通常可以涉及发动机的任何部分中的翼型件。
17.有许多考虑因素决定涡轮叶片将被遮盖还是不被遮盖。拉力负载(应力)是考虑因素。尖端护罩增加了重量，这可能导致不必要的增加拉力负载。取决于制作叶片的材料，在一些情况下，某些材料无法承受拉力负载的增加。对于高度冷却的高压涡轮(hpt)翼型件，优选采用低翼型件数以将冷却流保持在最低限度。这周向地驱动尖端之间的高叶片到叶片的距离，其意味着长护罩。这可能导致尖端区段的应力问题。此外，hpt中的高温将要求具有护罩的叶片可能需要护罩结构内的内部冷却，从而增加成本和制造时间。此外，由于来自压缩机的较高寄生排放，护罩冷却流将导致较低的循环效率。
18.hpt中的无护罩叶片需要空气动力学和结构优化之间的平衡，以确保发动机的效率以及叶片的寿命。如本文所述的翼型轮廓由交错角和非引导转向(ugt)角限定，这两者都取决于叶片设计的坚固性。
19.管理峰值马赫数和峰值马赫数与翼型件后缘之间的吸力表面压力扩散需要精心设计的翼型轮廓。局部翼型负载可以在翼型件的根部或毂区域和与毂区域径向间隔开的尖端区域之间变化，在不同的跨度位置需要不同的翼型轮廓策略。随着坚固性的降低，将负载进一步分布到翼型件的前部，并在毂和尖端区域进行独特考虑，可以优化马赫数和吸力表面压力扩散的管理。翼型负载设计需要在峰值马赫数和吸力表面压力扩散之间取得平衡。高峰值马赫数会导致冲击损失，并且可能需要高水平的吸力表面压力扩散。大量扩散、高扩散率，尤其是两者的结合，导致吸力表面边界层的快速生长。在极端情况下，边界层可能会与翼型表面分离，从而导致非常高的损失。即使附着，过厚的吸力表面边界层也会与后缘尾流合并，从而产生高于必要的损失。在本文中将更详细地讨论，在毂区域处与较高ugt角联接的较低交错角控制通道涡流生长，而在尖端区域处与较低ugt角联接的较高交错角控制泄漏涡流强度。
20.毂通道涡流生长是通过通道的整体加速度、局部翼型负载和通道长度的函数。对于相同的轴向弦，较低交错角与翼型件的较小真实弦相关联。这意味着通道的流向长度更小，导致更小的表面区域，这减少了阻力和/或轮廓损失。
21.较高ugt意味着局部负载(压力分布)将朝向翼型件的后缘集中。由于毂边界层与前缘相互作用的速度缺陷，通道涡流开始。一旦涡流开始，它的生长将通过两个相邻翼型件的吸力侧和压力侧之间的压力差来增强。通过将高压差集中在翼型件的后部，可以最小化通道涡流的生长。
22.为毂列出的相同驱动机构也适用于尖端。然而，尖端还具有泄漏流的附加复杂性，其中来自压力侧的流在尖端上方迁移并与吸力侧上的流合并。对于泄漏区域(由给定轴向位置处的翼型件宽度驱动)，从前缘到后缘的泄漏流的分布将取决于跨尖端(由负载驱动)和阻力路径的压力梯度或压力变化量，阻力路径是流沿其行进的路径类型的描述符。由于泄漏流在沿吸力侧重新进入主流动路径时会产生强烈的涡流，因此会改变负载分布以最小化尖端泄漏涡流的独特生长和强度属性。与毂不同，尖端的负载分布趋向于将升力朝向前缘集中，其中由于前缘附近的高翼型件厚度，前缘处泄漏阻力高。减小朝向翼型件的较薄后弦区段的压力梯度可减少泄漏涡流强度的进一步累积。
23.为了说明的目的，本公开将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮进行描述。然而，应当理解，本文描述的本公开的方面不限于此，并且可以在包括压缩机、发电燃气涡轮的发动机内以及在非飞行器应用(诸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。
24.如本文所用，“高”和“低”是关于环境中的相对变化和/或相对于彼此的相对数值的描述符。
25.所有方向参考(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、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，并且不应被解释为限制，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，否则连接参考(例如，附接、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构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考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。除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。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，包括仅一个元件。
26.如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“约”、“大约”、“大致”和“基本上”的一个或多个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。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。
27.图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意横截面视图。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，其包括增压器或低压(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。
28.风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕中心线12径向设置的多个风扇叶片42。hp压缩机26、燃烧器30和hp涡轮34形成发动机10的核心44，其生成燃烧气体。核心44被核心壳体46包围，核心壳体46可以与风扇壳体40联接。
29.绕发动机10的中心线12同轴设置的hp轴或线轴48将hp涡轮34驱动地连接到hp压缩机26。绕发动机10的中心线12同轴设置在较大直径的环形hp线轴48内的lp轴或线轴50将lp涡轮36驱动地连接到lp压缩机24和风扇20。线轴48、50能够绕中心线12旋转并联接到多个可旋转元件，多个可旋转元件可以共同限定转子51。
30.lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转压缩机叶片56、58的上游并邻近旋转压缩机叶片56、58。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅被选择用于说明的目的，并且其他数量也是可能的。
31.用于压缩机级的压缩机叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，盘61安装到hp线
轴48和lp线轴50中的对应一个。用于压缩机级的静态压缩机轮叶60、62可以以周向布置安装到核心壳体46。
32.hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置成环，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转涡轮叶片68、70的上游并邻近旋转涡轮叶片68、70。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅被选择用于说明的目的，并且其他数量也是可能的。
33.用于涡轮级的涡轮叶片68、70可以安装到盘71，盘71安装到hp线轴48和lp线轴50中的对应一个。用于压缩机级的静态涡轮轮叶72、74可以以周向布置安装到核心壳体46。
34.作为转子部分的补充，发动机10的静止部分(例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60、62、72、74)也单独或统称为定子63。因此，定子63可以指代贯穿发动机10的非旋转元件的组合。
35.在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到lp压缩机24中，lp压缩机24然后将加压空气76供应到hp压缩机26，hp压缩机26进一步加压空气。来自hp压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合并点燃，从而生成燃烧气体。hp涡轮34从这些气体中提取一些功，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体被排放到lp涡轮36中，lp涡轮36提取额外功来驱动lp压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。lp涡轮36的驱动驱动lp线轴50以使风扇20和lp压缩机24旋转。
36.加压空气76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压空气76中抽出，并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气76的温度显著增加至高于引气77的温度。引气77可用于降低燃烧器下游的核心部件的温度。
37.气流78的剩余部分绕过lp压缩机24和发动机核心44，并在风扇排出侧84处通过静止轮叶排(并且更具体地，包括多个翼型件导向轮叶82的出口导向轮叶组件80)离开发动机10。更具体地，邻近风扇区段18使用周向的一排径向延伸的翼型件导向轮叶82，以对气流78施加一些方向控制。
38.由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44，并用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的上下文中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32的下游，其中hp涡轮34是最热的部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。其他冷却流体源可以是但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。
39.现在参考图2，示出了来自图1的发动机10的涡轮叶片68形式的发动机部件。能够绕中心线12旋转的多个周向隔开的翼型件92被示出为一对涡轮叶片90。或者，在非限制性示例中，发动机部件可以是轮叶、支柱、维修管、护罩或燃烧衬套，或可能需要或利用冷却通道的任何其他发动机部件。
40.翼型件92可以在尖端94和根部96之间径向延伸，尖端94和根部96在其间限定翼展方向。在本文公开的一个方面中，尖端94是如图所示的无护罩尖端。换言之，在尖端94处没有尖端导轨(rail)。翼型件92可以在根部96处安装到平台98。平台98有助于径向容纳涡轮发动机主流气流。此外，翼型件92可包括具有第一侧106和第二侧108的外壁104。外壁104进
一步在上游边缘110和下游边缘112之间延伸以在它们之间限定流向方向。应当理解，上游边缘110可以是翼型件92的前缘，并且下游边缘112可以是翼型件92的后缘。此外，如图所示，第一侧106可以是转向叶片的压力侧并且第二侧108可以是转向叶片的吸力侧。还可以进一步设想，翼型件92可以是非转向轮叶，作为非限制性示例，可以是框架整流罩。还进一步设想，第一侧106或第二侧108都不弯曲以形成压力侧和/或吸力侧。外壁104可以限定内部114，至少一个冷却导管116(以虚线示出为两个示例性冷却导管116)可以位于内部114中。
41.真实弦长(l)是沿在翼型件92的前缘110和后缘112之间延伸的直线测量的。轴向弦长(aw)限定为从翼型件92的最前点到最后点的轴向距离。绕中心线12周向布置的叶片数量可以变化。叶片数量影响间距(sp)，间距(sp)与布置相关联并且被限定为连续翼型件92之间的距离。轴向弦长(aw)和间距(sp)之间的比(aw/sp)被称为坚固性参数。考虑到轴向弦长(aw)保持不变，较高坚固性数通常与较高数量的叶片相关联，反之亦然。
42.在操作中，热气体流(h)(诸如燃烧器流)可以沿翼型件92的外壁104的外部118通过以限定加热表面。可以经由入口102将冷却流体流(c)提供给至少一个冷却导管116。冷却流体流(c)可以遍及内部114提供，并通过任何示例性冷却孔120作为冷却膜排出。面向冷却流体流(c)的任何表面都可以限定为冷却的表面。
43.驻点(sp)位于外部118上，其中热气体流(h)以90度角接触翼型件92，并且热气体流(h)的速度为零。在一些情况下，驻点(sp)与前缘110共线，但是应该理解，驻点(sp)可以沿前缘110在一定程度上变化。此外，在发动机的全部或一部分操作条件期间，驻点(sp)可以与前缘110的全部或一部分暂时或永久地不同。
44.转向图3，示出了一组涡轮叶片90，其中为了清楚起见去除了一些零件编号。该组涡轮叶片90包括连续的翼型件92，第一翼型件92a和第二翼型件92b，它们彼此间隔开以限定热气体流(h)流过的喉部122。喉部122具有限定为第一翼型件92a的后缘112和沿第二翼型件92b的第二侧108(例如吸力侧)的点124之间的最小距离的宽度(w)。第一线126可以延伸通过与第二侧108相切的点124。换言之，第一线126垂直于宽度(w)测量值。第二线128可以通过第二翼型件92b的后缘112与第二侧108相切地延伸。非引导转向(ugt)角(θ)限定为第一线126和第二线128之间的测量值。
45.轴向线130可以大致在平行于中心线12(图1)的5％内延伸，并且与第一翼型件92a的后缘112相交。弦线132在第一翼型件92a的前缘110和后缘112之间延伸。交错角(β)限定为轴向线130和弦线132之间的测量值。
46.虽然第一线126和第二线128被示为与第二翼型件92b相切，并且轴向线130和弦线132被示为与第一翼型件92a的后缘112相交，但应理解的是，这些测量值可应用于本文所述的所有翼型件92。
47.图4是根据本文公开的另一方面的翼型件192的立体图，翼型件192是翼型件92的变型。翼型件192与翼型件92基本类似，因此，相似部分将用增加100的相似数字标识。应当理解，除非另有说明，否则翼型件92的相似部分的描述适用于翼型件192。
48.翼型件192包括前缘210附近的沿压力侧206的拐点240。拐点240限定沿压力侧206朝向前缘210延伸的扩大部分242的起点。扩大部分242由拐点240、压力侧206、前缘210、第二侧208(例如吸力侧)和从第二侧208延伸回到拐点240的虚线244之间的外壁204界定。扩
大部分242可以使内部114中有更多空间用于冷却导管116(图2)。
49.此外，当增加翼型件192的尖端194处的交错角(β)时，扩大部分242可以增加驻点(sp)稳定性。入口流角是气流在进入翼型件192的前缘210处的平面时的轨迹。在不同的发动机操作条件下，涡轮转子可能加速或减速，入口流角可能会发生变化，这意味着驻点(sp)也会发生变化。如果压力侧太平，则如虚线244所示，入口流角的微小变化会导致驻点(sp)位置的大变化。这可能对冷却膜覆盖率和耐用性产生重大影响。扩大部分242可以在高度交错的尖端(如具有高交错角(β)的尖端194)中实施，用于最小化或消除驻点(sp)的任何移动。
50.翼型件192的尖端194和根部196之间的距离被限定为翼型件192的跨度长度(sl)。ugt角(θ)和交错角(β)可以沿跨度长度(sl)变化。分别位于根部196和尖端194处的第一线226r、226t可以延伸通过与第二侧208相切的点224。分别位于根部196和尖端194处的第二线228r、228t可以通过翼型件192的后缘212与第二侧208相切地延伸。如图所示，ugt角(θ)可以从根部196处的第一ugt角(θ1)变为尖端194处的第二ugt角(θ2)。分别位于根部196和尖端194处的轴向线230r、230t可以大致在平行于中心线12(图1)的5％内延伸，并与翼型件192的后缘212相交。分别位于根部196和尖端194处的弦线232r、232t可以在翼型件192的前缘210和后缘212之间延伸。交错角(β)可以从根部196处的第一交错角(β1)变为尖端194处的第二交错角(β2)。
51.ugt角(θ)可以沿从根部196朝向尖端194移动的跨度长度(sl)减小。作为非限制性示例，在跨度长度(sl)的0％处或在根部96处，ugt角(θ)可以是30
°
，在跨度长度(sl)的50％处，ugt角(θ)可以是23
°
，并且在跨度长度(sl)的100％处或尖端94处，ugt角(θ)可以是10
°
。
52.另一方面，交错角(β)可以沿从根部196朝向尖端194移动的跨度长度(sl)增加。作为非限制性示例，在跨度长度(sl)的0％处或在根部96处，交错角(β)为47
°
，在跨度长度(sl)的50％处，交错角(β)为53
°
，并且在跨度长度(sl)的100％处或尖端94处，交错角(β)为57
°
。
53.图5a是以实线示出的尖端194处的翼型件192的翼型轮廓250的外形的顶视图。虚线表示尖端194处的典型或已知的翼型轮廓252。可以看出，交错角(β2)相对于典型翼型轮廓252的交错角(β3)在尖端194处增加。此外，翼型轮廓250被拉长，使得尖端194处的真实弦长(l2)大于典型翼型轮廓252的真实弦长(l3)。
54.图5b是根部196处的翼型件192的翼型轮廓254的外形的顶视图。虚线表示根部196处的典型或已知的翼型轮廓256。可以看出，交错角(β1)相对于典型翼型轮廓256的交错角(β4)在尖端194处增加。拐点240并且进而扩大部分242相对于典型翼型轮廓256更明显。如本文先前所述，扩大部分242允许细长翼型轮廓具有用于停滞的稳定位置。
55.转向图6，示出了在不同跨度长度和不同叶片布置下的ugt角(θ)与交错角(β)的曲线图。该曲线图包括与不同跨度长度(sl)(包括0％、20％、50％、80％和100％)相关联的线。此外，该曲线图包括与不同叶片布置相关联的线，这些线由不同的坚固性值“e”、“f”和“g”表示。在曲线图上从左到右移动表示坚固性降低，使得值“e”大于值“f”，而值“f”大于值“g”。坚固性值“g”可以在0.4和0.6之间。与由坚固性值“e”表示的布置相比，坚固性值“g”还可以与围绕中心线12周向布置的较少数量的翼型件相关联。坚固性值“e”可以在0.6和0.8之间，并且坚固性值“f”可以在0.5和0.7之间。与值“e”的坚固性相比，ugt角(θ)和交错角
(β)通常在沿跨度长度(sl)的所有点处都较大，具有值c的坚固性。在控制尖端损失的同时优化效率需要考虑坚固性、交错角(β)和ugt角(θ)。
56.转向图7，示出了ugt角(θ)和交错角(β)的比(ugt/stagger)与跨度长度(sl)百分比的曲线图。还示出了不同的坚固性值“e”、“f”和“g”。已经发现，并且可以在曲线图中看到，无论坚固性值如何，所发生的关系都非常接近线性，并由线150示出。
57.所有不同的坚固性值“e”、“f”和“g”都落在上限线152和下限线154所示的界限内。这些界限之间的y截距可以变化0.2的值，或距线150为
±
0.1。该关系由以下方程式(1)表示。下面的方程式(2)描述了曲线图的上限线152。下面的方程式(3)描述了曲线图的下限线154。
58.(1) ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
0.1.
59.(2) ugt:s＝-0.48sl+0.73
60.(3) ugt:s＝-0.48sl+0.59
61.进一步设想上限线152和下限线154与线150隔开0.14或
±
0.07的值。此外，范围可以是距线150为0.10或
±
0.05的值。甚至进一步设想，上限线152和下限线154与线150隔开0.06或
±
0.03的值。应当理解，范围的变窄增加了翼型轮廓250的优化。在考虑坚固性时，方程式(1)能够共同调整交错角(β)和ugt角(θ)。在尖端94处优化交错角(β)提高了效率，同时降低了尖端损失。由于ugt和交错都与坚固性相关，具有类似的函数关系，因此ugt/stagger的比可以为任何选定的坚固性限定最佳3d翼型负载分布。对于无护罩叶片，最佳3d负载分布意味着最大程度地减轻叶片尖端处的泄漏损失和毂处的通道涡流损失。在检查图7表示的最佳构造时，若干趋势变得明显：
62.1)为了控制毂涡流生长，在叶片毂处ugt趋于高而交错趋于低。
63.2)为了控制尖端处的泄漏涡流强度，在叶片尖端处ugt趋于低而交错趋于高。
64.3)ugt和交错都高度依赖于坚固性，其中由于增加的间距和每翼型件升力要求，较低的坚固性设计往往需要在所有跨度处的更高水平的交错和ugt。
65.转向图8，示出了说明形成发动机部件的方法200的流程图。该方法包括在框203处形成能够绕中心线12旋转的涡轮盘71。在框205处形成本文所述的多个涡轮叶片68，其中第一侧106限定压力侧，第二侧108限定吸力侧。在框207处，形成多个叶片中的每一个，多个叶片中的每一个具有相对于跨度长度(sl)的百分比使用如本文所述的线性方程式(1)限定的非引导转向(ugt)与交错(s)比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
0.1。该方法还可以包括在框209处以0.4和0.8之间的坚固性将多个涡轮叶片68安装到涡轮盘71。
66.与本文所述的本公开相关联的益处包括，对于给定的坚固性水平，改进涡轮机效率并且进而改进整体燃料消耗率(sfc)。本文的公开内容能够实现比传统设计具有更高性能的低坚固性设计。由于要冷却的叶片数量减少，这会通过减少所需冷却流的量来产生更大的sfc增益。随着sfc的改进，较低坚固性可以降低初始和维修成本，因为零件数量较少。
67.如本文所述的冷却通道可以通过增材和先进的铸造制造技术生产。
68.应当理解，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，而是也适用于涡轮喷气发动机和陆基涡轮发动机。
69.在尚未描述的范围内，各个方面的不同特征和结构可以根据需要彼此组合或相互替代使用。没有在所有示例中示出的一个特征并不意味着被解释为其不能被如此示出，而
是为了描述的简洁而这样做。因此，可以根据需要混合和匹配不同方面的各种特征以形成新方面，无论新方面是否被明确描述。本文描述的特征的所有组合或排列都被本公开覆盖。
70.该书面描述使用示例来描述本文描述的本公开的方面，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的方面的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求书的范围内。
71.本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
72.一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括外壁，所述外壁界定内部、限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸，并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；其中所述翼型件具有相对于所述跨度长度(sl)的百分比使用如下线性方程式限定的非引导转向角与交错角比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
.1。
73.根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.07的范围。
74.根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.03的范围。
75.根据任何前述条项所述的翼型件，进一步包括沿所述压力侧的拐点。
76.根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述前缘的至少一部分包括在所述拐点处终止的扩大部分。
77.根据任何前述条项所述的翼型件，进一步包括所述内部中的冷却通道。
78.根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述尖端是无护罩的。
79.根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述翼型件是叶片。
80.一种用于涡轮发动机的发动机部件，所述发动机部件具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述发动机部件包括多个周向隔开的翼型件，所述多个周向隔开的翼型件能够绕限定轴向方向的中心线旋转，每个翼型件包括外壁，所述外壁界定内部、限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿弦向方向在前缘和后缘之间延伸以限定弦线，并且沿翼展方向在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；其中每个翼型件具有相对于所述跨度长度(sl)的百分比使用如下线性方程式限定的非引导转向角与交错角比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
.1。
81.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述多个翼型件具有0.4和0.8之间的坚固性。
82.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述多个翼型件包括彼此间隔开以限定具有宽度的喉部的连续的第一翼型件和第二翼型件，所述宽度被限定为所述第一翼型件的所述后缘和沿所述第二翼型件的所述吸力侧的点之间的最小距离。
83.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述非引导转向角是在所述点处与所述第二翼型件的所述吸力侧相切的第一线和沿所述吸力侧与所述第二翼型件的所述后缘相切的第二线之间的测量角。
84.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述交错是与所述后缘相交并平行
于所述中心线12延伸的轴向线和所述弦线之间的测量角。
85.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.07的范围。
86.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.03的范围。
87.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述多个翼型件中的至少一个包括沿所述压力侧的拐点。
88.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述前缘的至少一部分包括在所述拐点处终止的扩大部分。
89.根据任何前述条项所述的发动机部件，其中，所述尖端是无护罩的。
90.一种形成发动机部件的方法，所述方法包括：形成能够绕中心线旋转的涡轮盘；形成多个叶片，每个叶片包括具有第一侧和第二侧的壁，每一侧沿径向方向在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；以及形成所述多个叶片中的每一个，所述多个叶片中的每一个具有相对于所述跨度长度(sl)的百分比使用如下线性方程式限定的非引导转向(ugt)与交错(s)比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
0.07。
91.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括以0.4和0.8之间的坚固性将所述多个叶片安装到所述涡轮盘。

技术特征：
1.一种用于涡轮发动机的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部、限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸，并且在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；其中所述翼型件具有相对于所述跨度长度(sl)的百分比使用如下线性方程式限定的非引导转向角与交错角比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
.12.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.07的范围。3.根据权利要求1-2中任一项所述的翼型件，其特征在于，其中，所述线性方程式的y截距具有
±
0.03的范围。4.根据权利要求1-3中任一项所述的翼型件，其特征在于，进一步包括沿所述压力侧的拐点。5.根据权利要求1-4中任一项所述的翼型件，其特征在于，其中，所述前缘的至少一部分包括在所述拐点处终止的扩大部分。6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，进一步包括所述内部中的冷却通道。7.根据权利要求1-6中任一项所述的翼型件，其特征在于，其中，所述尖端是无护罩的。8.根据权利要求1-7中任一项所述的翼型件，其特征在于，其中，所述翼型件是叶片。9.一种用于涡轮发动机的发动机部件，其特征在于，所述发动机部件具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流，所述发动机部件包括：多个周向隔开的翼型件，所述多个周向隔开的翼型件能够绕限定轴向方向的中心线旋转，每个翼型件包括：外壁，所述外壁界定内部、限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿弦向方向在前缘和后缘之间延伸以限定弦线，并且沿翼展方向在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；其中每个翼型件具有相对于所述跨度长度(sl)的百分比使用如下线性方程式限定的非引导转向角与交错角比(ugt:s)：ugt:s＝-0.48sl+0.66
±
.110.根据权利要求9所述的发动机部件，其特征在于，其中，所述多个翼型件具有0.4和0.8之间的坚固性。

技术总结
一种用于具有分离成冷却气流和燃烧气流的工作气流的发动机部件的设备和方法，发动机部件包括能够绕限定轴向方向的中心线旋转的多个周向隔开的翼型件，每个翼型件包括外壁，外壁界定内部并且限定压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并且沿翼展方向在根部和尖端之间延伸以限定跨度长度；其中，每个翼型件具有相对于跨度长度的百分比限定的非引导转向角与交错角比。长度的百分比限定的非引导转向角与交错角比。长度的百分比限定的非引导转向角与交错角比。


技术研发人员：托马斯
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2022.10.20
技术公布日：2023/6/3