[发明专利]带有具有前缘槽的构件的涡轮发动机组件

说明书

一种用于涡轮发动机的组件包括限定空气流径的周向带、具有前缘且从带延伸到流径中的构件以及沿着前缘位于带的表面中的槽。

技术领域

涡轮发动机且特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机是旋转发动机，其从通过一系列压缩机级、燃烧器和一系列涡轮级传送到发动机中的燃烧气体流中提取能量，其中各个压缩机级和涡轮级包括许多旋转叶片和固定导叶。涡轮发动机通常用于航空应用，诸如飞机的推进，而且还用于陆地应用，诸如发电。

背景技术

用于飞机的涡轮发动机使用主流流来驱动旋转涡轮叶片以产生推力。主流流由气体的燃烧推进，以提高由发动机产生的推力，主流流可在涡轮翼型件的前面形成头波。

用于飞机的涡轮发动机设计成在高温下工作，以最大程度地提高发动机效率。高压涡轮中的温度可为大约1000℃-2000℃，而且级中的各个导叶和叶片之间的间距可构造成防止头波进入到对高温敏感的区域中。

发明内容

一方面，一种用于涡轮发动机的组件包括沿径向间隔开的内带和外带，它们在带之间限定流径，其中内带和外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在上游边缘和下游边缘之间延伸的表面。组件进一步包括从内带和外带中的至少一个延伸到流径中且限定面对流径的前缘的构件，而且还包括沿着前缘位于内带和外带中的至少一个的表面中的槽。

另一方面，一种用于涡轮发动机的涡轮组件包括：外带、沿径向向内与外带间隔开的内带，并且外带和内带中的至少一个具有上游边缘和下游边缘，在上游边缘和下游边缘之间有表面延伸；具有外壁的导叶，外壁从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中根部紧邻平台的表面；以及至少沿着前缘位于上表面中的槽。

又一方面，一种控制来自燃气涡轮发动机中的翼型件的头波的上游广度的方法包括沿着翼型件的根部的至少一部分在翼型件的前缘处形成旋涡。

技术方案1. 一种用于涡轮发动机的组件，其包括：

周向带，其至少部分地限定空气流径，并且相对于所述空气流径具有上游边缘和下游边缘，其中在所述上游边缘和所述下游边缘之间有延伸表面；

构件，其从所述带延伸到所述流径中，并且限定面对所述流径的前缘；以及

沿着所述前缘位于所述周向带的所述表面中的槽。

技术方案2. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述构件是温度探测器、支柱、喷嘴、高温计、翼型件或其它仪表化探测器中的一个。

技术方案3. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述构件是翼型件，其具有压力侧和吸力侧，并且从前缘延伸到后缘而限定弦向方向，并且从根部延伸到末梢而限定翼展方向，其中所述根部和末梢中的一个紧邻所述带。

技术方案4. 根据技术方案3所述的组件，其特征在于，至少一个带包括沿径向间隔开的内带和外带，所述内带和外带限定所述内带和所述外带之间的流径，其中，所述内带和外带各自具有上游边缘、下游边缘以及在所述上游边缘和所述下游边缘之间延伸的表面，并且所述根部紧邻所述内带或外带中的一个，而且所述末梢紧邻所述内带或外带中的另一个。

技术方案5. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在离所述根部达15%的翼展处不会向上游延伸超过所述槽。

技术方案6. 根据技术方案2所述的组件，其特征在于，所述槽围绕所述前缘延伸到所述吸力侧和所述压力侧的至少一部分。

技术方案7. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件是压缩机或涡轮中的至少一个中的导叶或叶片中的至少一个。

技术方案8. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述槽在大小上设置成使得由所述前缘产生的头波在所述构件的紧邻所述表面的部分处不会向上游延伸超过所述槽。