[0001] 涡轮发动机以及更具体而言燃气或燃烧涡轮发动机由压缩系统、燃烧器以及涡轮系统组成。涡轮系统由许多固定喷嘴和旋转叶片从来自燃烧器的热气流抽取能量，以驱动压缩系统以及其它发动机构件。航空涡扇发动机为一种类型的燃气涡轮发动机，其大体上由风扇、增压器、压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮组成。高压涡轮提供用于压缩机的扭矩，同时低压涡轮提供扭矩以驱动风扇和增压器，产生用于飞行器的推力。

[0002] 燃气涡轮发动机包括多个翼型件形状的元件(通常作为使流体流移动或导引穿过发动机的旋转叶片和固定导叶)。翼型件形状的元件可具有在发动机操作期间在它们的表面上的不均匀的压力分布。由于特定叶片排中的翼型件元件的数量减少，故沿着翼型件的吸入侧经过的空气的边界层可由于增加的叶片加载而倾向于分离。因此，合乎需要的是，最小化边界层分离以维持发动机高效率，同时也最小化叶片的数量以使发动机重量下降(对航空应用而言为重要的)。发明内容

[0003] 在一个方面中，本发明的实施例涉及一种用于涡轮发动机的翼型件，该翼型件包括外壁，该外壁界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，该压力侧壁和该吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向。翼型件还包括设置在外壁中的至少一个放出入口、设置在内部中并且与至少一个放出入口流体连通并且向末端开启的至少一个通道，以及设置在至少一个通道内的至少一个流动控制装置。

[0004] 在另一个方面中，实施例涉及一种涡轮发动机，该涡轮发动机包括能够绕着发动机中心线旋转的转子，以及绕着转子呈周向布置的多个翼型件。翼型件包括外壁，该外壁界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，该压力侧壁和该吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向。翼型件还包括设置在外壁中的至少一个放出入口，和设置在内部中并且与至少一个放出入口流体连通的至少一个通道。放出入口和通道提供了10-40％的Zweifel加载系数的增大，其对应于用于多个翼型件的硬度的减小。

[0005] 在又一个方面中，实施例涉及一种减少沿着用于涡轮发动机的涡轮叶片的气流分离的方法。该方法包括使空气在涡轮叶片之上流动以生成Zweifel加载系数在10-40％之间的增大，以及将来自涡轮叶片的吸入侧的流体流放出到涡轮叶片的内部中。

[0006] 技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：外壁，其界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向；
至少一个放出入口，其设置在所述外壁中；以及
至少一个通道，其设置在所述内部中，与所述至少一个放出入口流体连通并且向所述末端开启。

[0007] 技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述通道还包括设置在所述末端中的至少一个出口。

[0008] 技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括末端护罩，其具有设置在所述末端护罩上的一个或更多个末端隔板，以限定末端腔。

[0009] 技术方案4. 根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述出口设置在所述末端腔内和在两个隔板之间。

[0010] 技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括设置在所述至少一个通道内的至少一个流动控制装置。

[0011] 技术方案6. 根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个流动控制装置包括止回阀、球阀、垫片、弹簧阀、闸阀、针阀、优先阀、逻辑阀、加速阀、减速阀、离心止回阀、压力阀、温度阀、比例流量控制阀、非比例流量控制阀或蝶阀中的一个。

[0012] 技术方案7. 根据技术方案6所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个通道还包括出口腔，并且所述流动控制装置设置在所述出口腔中。

[0013] 技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述流动控制装置为离心止回阀。

[0014] 技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件，其特征在于，所述止回阀由从所述至少一个放出开口提供的流体压力促动。

[0015] 技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个放出入口设置在所述吸入侧上。

[0016] 技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括涡轮叶片。

[0017] 技术方案12. 根据技术方案11所述的翼型件，其特征在于，所述涡轮叶片为非冷却低压涡轮叶片。

[0018] 技术方案13. 一种涡轮发动机，其包括：转子，其能够绕着发动机中心线旋转；以及
多个翼型件，其绕着所述转子呈周向布置，所述翼型件包括：
外壁，其界定内部并且限定压力侧壁和吸入侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁在前缘与后缘之间延伸以限定翼弦方向并且在根部与末端之间延伸以限定翼展方向，至少一个放出入口，其设置在所述外壁中，以及
至少一个通道，其设置在所述内部中，并且与所述至少一个放出入口流体连通；
其中所述放出入口和通道提供了在10-40％之间的Zweifel加载系数的增大，所述增大对应于用于所述多个翼型件的硬度的10-40％的减小。

[0019] 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Zweifel加载系数在20-30%之间增大。

[0020] 技术方案15. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括至少一个出口，其设置在所述末端中并且与所述至少一个通道流体连通。

[0021] 技术方案16. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括设置在所述至少一个通道内的至少一个流动控制装置。

[0022] 技术方案17. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述至少一个放出入口设置在所述吸入侧上。

[0023] 技术方案18. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述翼型件包括涡轮叶片。

[0024] 技术方案19. 根据技术方案18所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮叶片为非冷却低压涡轮叶片。

[0025] 技术方案20. 一种减少沿着用于涡轮发动机的涡轮叶片的气流分离的方法，所述方法包括：使空气在所述涡轮叶片之上流动，以生成Zweifel加载系数在10-40％之间的增大；以及
将来自所述涡轮叶片的吸入侧的流体流放出到所述涡轮叶片的内部中。

[0026] 技术方案21. 根据技术方案20所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将所述流体流导引穿过所述涡轮叶片的所述内部内的通道至所述涡轮叶片的末端。

[0027] 技术方案22. 根据技术方案21所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将来自所述通道的所述流体流排出穿过所述涡轮叶片的所述末端中的出口。

[0028] 技术方案23. 根据技术方案22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括以流动控制装置计量穿过所述通道的所述流体流。

[0029] 技术方案24. 根据技术方案23所述的方法，其特征在于，计量所述流体流还包括基于所述涡轮叶片的转速来促动所述流动控制装置。

[0030] 技术方案25. 根据技术方案24所述的方法，其特征在于，计量所述流体流还包括基于所述流体的压力或所述流动控制装置上游和下游的压力的差异来促动所述流动控制装置。附图说明

[0031] 在附图中：图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性截面图。

[0032] 图2为图1的燃气涡轮发动机的翼型件的透视图。

[0033] 图3为图2的翼型件的截面视图。

[0034] 图4为具有放出入口的图2的翼型件的侧视图。

[0035] 图5为在翼型件的末端中具有放出出口的图4的翼型件的俯视图。

[0036] 图6为具有带流动控制装置的内部通道的图2的翼型件的侧视图。

[0037] 图7为图6的流动控制装置的放大视图。

[0038] 图8为可设置在图6的内部通道中的备选的流动控制装置。

[0039] 图9为示出针对图2的翼型件减少气流分离的方法的流程图。

[0040] 部件列表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
24 LP压缩机
26 HP压缩机
28燃烧区段
30燃烧器
32涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38排气区段
40风扇壳体
42风扇叶片
44芯部
46芯部壳体
48 HP转轴
50 LP转轴
52 HP压缩机级
53转子
54 HP压缩机级
56 LP压缩机叶片
58 HP压缩机叶片
59盘
60 LP压缩机导叶
61盘
62 HP压缩机导叶
63定子
64 HP涡轮级
66 LP涡轮级
68 HP涡轮叶片
70 LP涡轮叶片
71盘
72 HP涡轮导叶
73盘
74 LP涡轮导叶
76加压周围空气
77放出空气
78气流
80出口导叶组件
82翼型件导叶
84风扇排气侧
90翼型件
92平台
94燕尾部
96末端
98根部
110压力侧壁
112吸入侧壁
114前缘
116后缘
118外壁
120内部
130放出入口
132通道
140末端护罩
142末端隔板
143密封带
144末端腔
146出口
160流动控制装置
162出口腔
164入口
166出口
168通路
170阀
172基部
174偏压部件
176阀球
178壁
180压力补偿可变流量阀
182阀部件
184孔口
186腔
188开口
190空气流
192出口通路
200方法
202步骤
204步骤
206步骤
208步骤
212步骤。

[0041] 本发明的描述的实施例涉及最小化用于沿着发动机中的翼型件经过的气流的边界层分离。出于图示的目的，将关于用于飞行器燃气涡轮发动机的涡轮来描述本发明。然而，将理解的是，本发明不限于此，并且可在包括压缩机的发动机内以及非飞行器应用(如其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中具有普遍适用性。

[0042] 如本文中使用的，用语“向前”或“上游”是指沿朝向发动机入口的方向移动，或者构件与另一构件相比相对更靠近发动机入口。连同“向前”或“上游”使用的用语“向后”或“下游”是指相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。

[0043] 此外，如本文中使用的，用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外发动机圆周之间延伸的尺寸。

[0044] 所有方向参照(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向后等)仅出于识别的目的使用，以帮助读者理解本发明，并且不产生限制，特别是关于本发明的位置、定向或使用。连接参照(例如，附接、联接、连接以及连结)将宽泛地解释，并且可包括元件的集合之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另外指出。就此而言，连接参照不一定意味着两个元件直接连接，并且彼此处于固定关系。示例性附图仅出于图示的目的，并且反映在附于其的图中的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化。

[0045] 图1为用于飞行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延伸至后16的大体上沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段
38。

[0046] 风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕着中心线12沿径向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形成生成燃烧气体的发动机10的芯部44。芯部44由可与风扇壳体40联接的芯部壳体46包绕。

[0047] 绕着发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接于HP压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。

[0048] 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关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以以环提供，并且可关于中心线
12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，同时对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。

[0049] 用于压缩机的级的叶片56,58可安装于盘59，盘59安装于HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘59,61。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装于芯部壳体46。

[0050] 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关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮导叶72,74可以以环提供，并且可关于中心线12沿径向向外延伸，同时对应的旋转叶片68,70定位在静止涡轮导叶72,74下游并且邻近于其，并且也可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。

[0051] 用于涡轮的级的叶片68,70可安装于盘71，盘71安装于HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自身的盘71,73。用于压缩机的级的导叶72,74可以以周向布置安装于芯部壳体46。

[0052] 安装于转轴48,50中的任一个或两者并且与其一起旋转的发动机10的部分还被独立地或共同地称为转子53。包括安装于芯部壳体46的部分的发动机10的固定部分还被独立地或共同地称为定子63。

[0053] 在操作中，离开风扇区段18的气流分开，使得气流的一部分引导到LP压缩机24中，LP压缩机24接着将加压周围空气76供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步使周围空气加压。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，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取附加的功以驱动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的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。

[0054] 气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机芯部44并且通过固定导叶排离开发动机组件10，并且更具体而言，离开在风扇排气侧84处包括多个翼型件导叶82的出口导叶组件80。更具体而言，沿径向延伸的翼型件导叶82的圆周排邻近风扇区段18用于施加气流78的一些方向控制。

[0055] 由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机芯部44，并且用于发动机10的部分，尤其是热部分的冷却，并且/或者用于冷却飞行器的其它方面或者向其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常为燃烧器30和燃烧器30下游的构件，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34为最热部分，因为HP涡轮34直接在燃烧区段28下游。冷却流体的其它源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。该流体可为放出空气77，放出空气77可包括从LP压缩机24或HP压缩机26抽吸的空气，其作为用于涡轮区段32的冷却源绕过燃烧器30。这为共同发动机构造，不意味着为限制的。

[0056] 图2为可为来自图1的发动机10的叶片或导叶的翼型件90的透视图。翼型件90安装于联接于燕尾部94的平台92。翼型件90从末端96延伸至根部98，限定翼展方向。平台92可在根部98处与翼型件90集成，这有助于沿径向容纳发动机气流。燕尾部94可构造成安装于发动机10上的转子51或盘59,61,71,73。应当认识到的是，燕尾部94以截面示出，但可包括安装于环形转子或盘的环形元件。就此而言，翼型件90可为旋转或非旋转元件。

[0057] 转向图3，以截面示出的翼型件90具有凹形的压力侧壁110和凸形的吸入侧壁112，其中前缘114和后缘116在其间限定翼弦方向。压力侧壁110和吸入侧壁112限定界定内部120的外壁118。作为叶片68的翼型件90例如沿一方向旋转，使得压力侧壁110跟随吸入侧壁
112。因此，如图3中示出的，翼型件90将朝向页面的顶部向上旋转。作为固定导叶72，翼型件
90将不旋转。

[0058] 现在转向图4，示出吸入侧112的翼型件90的侧视图包括多个放出入口130。放出入口130可为卵形或椭圆形形状，然而，设想出任何形状，如圆形、四边形、独特形、几何形状或其它形状。尽管仅示出六个放出入口130，但应当理解的是，至少一个或任何数量的放出入口130可设置在翼型件90上。多个通道132设置在翼型件90的内部120内。放出入口130提供翼型件90的外部与通道132之间的流体连通。通道132可为弧形的、线性的或它们的组合，从放出入口130朝向末端96延伸。在一个特定实例中，翼型件90可为涡轮叶片。又一实例可为提供用于通道132的内部空间的非冷却的涡轮叶片。非冷却的涡轮叶片当前通常在低压涡轮中发现。

[0059] 末端96还包括末端护罩140。末端护罩140可安装于末端96的端部，或者可与翼型件90集成。末端护罩140可包括从护罩140延伸的一个或更多个末端隔板142，经常被称为密封齿。末端隔板142用作翼型件90的护罩140与密封带143之间的密封件。密封带143在一个实例中可由蜂窝结构的金属板制成并且附接于发动机的壳体，以最小化翼型件末端泄漏。末端隔板142与彼此间隔，在它们之间限定末端腔144。在利用多于两个末端隔板142的实例中，多个末端腔144可限定在相邻的末端隔板142之间。末端腔144的加压可增加由末端隔板
142产生的密封的效力，以通过减少末端泄漏来提高发动机效率。尽管图4示出了包括末端护罩140，但应当理解的是，翼型件90可不包括末端护罩140。

[0060] 对应于许多放出入口130和通道132的多个出口146可设置在末端96处，末端96具有在末端隔板142之间的末端腔144内间隔的出口146。因此，通道132提供用于吸入侧112处的翼型件90的外部至翼型件90的末端96的流体连通。应当理解的是，设想的是，出口146可设置在末端腔144外侧，或者甚至在末端隔板142上。此外，通道132可合并成较少数量的通道132，使得存在比入口130少的出口46。相反地，通道132可分叉成较大数量的通道132，使得存在比出口146少的入口130。

[0061] 现在参照图5，翼型件90的末端96的俯视图示出了设置在末端腔144内的末端96上的出口146。出口146可与放出入口130互补成形和成图案。作为备选，出口146可不类似于放出入口130成形，或者可以以备选方式成图案。此外，尽管示出的是，各个放出入口130包括一个互补通道132和一个互补出口146，但设想的是，可存在比放出入口130更多或更少的通道132和出口146。例如，一个放出入口130可流体地联接于多于一个通道132，其在多于一个出口146处排出。在另一实例中，两个或更多个放出入口130可供给联接于一个出口146的一个通道132。就此而言，设想出任何数量的放出入口130、通道132以及出口146。此外，通道132不需要将流体排出到末端腔144中，而是可在最后隔板142后面或最前隔板142前面排出。

[0062] 现在参照图6，通道132还可包括流动控制装置160。流动控制装置160可设置在邻近于末端96的通道132的端部处，尽管设想的是，流动控制装置160可沿着通道132定位在任何地方。流动控制装置160可与翼型件90或与通道132集成。作为备选，流动控制装置160可为独立单元，其可设置在通道132中的出口腔162中。在一个实例中，流动控制装置160可螺纹连接到出口腔162中。此类安装将便于维持或替换，而不是维修整个翼型件90。流动控制装置160可为能够操作成计量或可选择地容许穿过通道132的流体流的任何装置，如阀或其它流动控制装置。阀的实例可包括但不限于止回阀、离心阀、离心止回阀、球阀、垫片、弹簧阀、闸阀、针阀、优先阀、逻辑阀、加速阀、减速阀、压力阀、温度阀、比例和非比例流动控制阀，或蝶阀。其它流动控制装置的实例可包括但不限于流量调节器、线性可变差分变换器、差压系统、压力补偿可变流量阀、温度补偿可变流量阀、需求补偿流量控制器、分流器、组合器、旋转分隔器，或螺线管。应当认识到的，如示出的图6为示例性的，并且尽管仅示出单个放出入口130、通道132以及流动控制装置160，但设想出具有互补的流动控制装置160的任何数量的通道132。

[0063] 现在转向图7，图6的区段VII的放大视图示出了作为螺纹连接在翼型件90内的单独单元的示例性流动控制装置160。流动控制装置160包括入口164，其与通道132互补确定大小并且将通道132流体地联接于流动控制装置160。出口166设置成邻近末端96并且与入口164相对。出口166可确定大小成具有比入口164更大的截面面积，使得在入口164与出口166之间的通路168限定增大的截面面积。相反地，流动控制装置160的出口166可具有比入口164更小的流动区域，其具有朝向出口166的会聚的截面面积。此外，入口164和出口166流动区域可为同样的。流动通路168不需要减小或增大截面面积，但可为可变的。例如，此类可变截面面积可包括会聚-发散、发散-会聚、发散-会聚-发散、会聚-发散-会聚，或它们的任何组合。此外，流动控制装置160的入口164可在截面面积上比通道132更大或更小阀170可安装在通路168内，用于选择性地开启和闭合通路168，以容许或防止穿过流动控制装置160的流体流。基部172可沿着出口166安装。偏压部件174(如弹簧)可在一个端部处安装于基部172，具有定位成与基部172相对的阀球176。阀球176可相对于偏压部件174移动，以选择性地开启或闭合通路168。如果通路168包括从入口164朝向出口166的增大的截面面积，如在图7中看见的，则阀球176的促动可操作成计量穿过流动控制装置160的流体流。此类计量可包括完全地闭合流动控制装置160，或允许穿过流动控制装置160的流体的可变流率。就此而言，放出入口130中抽吸的流体的流率可由流动控制装置160控制。流动控制装置160的此类控制或促动可在一个实例中通过翼型件90(操作为旋转叶片)的转速完成。用于发动机10的增大的转速可引起球176远离发散壁178沿径向向外加载，使偏压部件
174收缩并且使阀170流动区域开启。转速越大，阀球176远离壁178移动越远，以容许穿过流动控制装置160的更大的流率。在发动机10的转速变慢时，偏压部件174强迫阀球176朝向入口164返回，以闭合流动控制装置160或减小其流动区域。作为备选，阀170可由通过放出入口130提供至阀170的流体压力促动。此类压力可基于发动机加压气流76内的空气压力来确定。在另一实例中，流动通路168的壁178可朝向出口166会聚，使得出口166具有比入口164更小的截面面积。

[0064] 现在参照图8，另一流动控制装置160可备选地包括压力补偿可变流量阀180。压力补偿可变流量阀180包括在流动控制装置160中设置在孔口184内的滑动部件182。腔186在孔口184内限定在滑动部件182后面。滑动部件182的促动增大或减小腔186的体积，这继而可减小或增大腔186内的压力。就此而言，穿过通道132提供的空气的压力可作用在滑动部件182之上。由通道132提供的空气压力越大，滑动部件182将后退到腔186中越远。滑动部件182的促动可选择性地开启或闭合流动控制装置160中的开口188，容许预定的空气流190进入可提供至出口166的出口通路192。作为备选，滑动部件182可由翼型件90的转速促动，并且滑动部件182的位置可由翼型件90的转速和腔186的压力确定。翼型件90的转速越大，滑动部件182上的离心力越大，该离心力可用于选择性地开启或闭合开口188，以增大或减小穿过流动控制装置160的空气流率190。

[0065] 应当认识到的是，提供至或穿过阀170,180的流率可基于设计的发动机速度特别地定制，或者可调节成基于由壁178的角度或定向、偏压部件174的弹簧常数，或入口164或出口166的截面面积来增大通路168的截面面积的速率而放出预定量的空气。

[0066] 应当认识到的是，放出入口130、通道132、出口146以及流动控制装置160可用于减少用于沿着翼型件90的吸入侧112的气流的边界层分离。在操作期间，沿着吸入侧112经过的空气流可具有用于气流的边界层分离。边界层分离的倾向随着特定翼型件排中的翼型件计数减小，或者硬度减小而增加。尽管合乎需要的是最小化叶片计数或硬度以最小化发动机重量，但减小的叶片计数所得的气流边界层分离降低了发动机效率。

[0067] 为了容许减小的叶片计数或减小的叶片硬度，同时提供与常规硬度的叶片排相似的效率，设置在翼型件90的吸入侧壁112上的放出入口130放掉沿着吸入侧112流动的流体的一部分并且将穿过通道132的放出的空气提供至末端腔144，以使末端护罩140处的迷宫密封件加压。作为备选，放出的流体可在护罩140处的迷宫密封件后面或其前面排出。流体在放出入口130处的放出强迫边界层保持附接在吸入侧112处，维持更高的效率，该效率否则可以以更小的叶片计数或硬度损失。

[0068] 此外，流动控制装置160操作成控制放出空气抽吸到放出入口130中的速率。因此，放出空气在吸入侧112处从边界层抽吸的速率可优化，以仅抽吸气体的所需部分，以保持边界层附接于吸入侧，而不抽吸过量的气体，该过量的气体否则可影响发动机的效率。

[0069] Zweifel数或Zweifel加载系数提供用于比较叶片排中的翼型件上的加载的方法。Zweifel数被评估，以估计给定特定叶片排的加载水平的边界层分离的可能性。Zweifel水平Z为翼型件轮廓周围的压力分布如何密切符合等于沿着压力侧壁110的停滞压力的理想静压力和沿着吸入侧壁112的出口静压力的测量结果。就此而言，理想压力限定具有Zweifel数=1.0的叶片加载。合乎需要的是设计具有更高的加载和Zweifel数的涡轮叶片排，因为更高的加载容许更少的叶片生成等同量的功。就此而言，更少的叶片提供用于减少重量。合乎需要的是在翼型件90上维持适当附接的吸入侧112边界层。随着叶片加载和Zweifel数增加，分离的倾向也增加。为了防止分离，放出入口130可沿着翼型件90的吸入侧抽吸空气流的一部分，强迫边界层保持附接。放出入口130和抽吸穿过放出入口130的流率可修改成限定Zweifel数在10-40%之间的增加。

[0070] 此外，翼型件90还可限定用于翼型件90(如全部叶片排或导叶的定子的排)的整个周向布置的硬度。硬度可由给予的径向距离处的翼型件翼弦(从前缘114延伸至后缘116)与间距(也称为节距)之比限定，为硬度=翼弦/间距(σ=C/S)，其中σ为硬度，C为翼弦，并且S为节距或圆周间距。因此，应当认识到的是，随着翼弦增大或减小，与翼弦成正比的硬度σ将随翼弦相应增大或减小。随着间距增大，硬度将减少，彼此成反比。因此，在某一叶片排中利用更少数量的翼型件90将导致减小的硬度。

[0071] 每级的功输出为涡轮设计中的另一个重要参数。涡轮级由使流切向地转向和加速的上游喷嘴限定，随后由绕着发动机中心线12旋转并且将流朝向轴向方向向后转向的下游叶片限定。由涡轮级产生的所有功由叶片产生。旋转叶片从流动穿过叶片排的流体抽取能量，将热和动能转变成呈旋转轴和扭矩形式的机械能。增加每个涡轮级的功输出为合乎需要的，因为这允许级的总数的减小，减小发动机重量。然而，随着每级的功增加，各个叶片排将更高度地加载，具有更大的吸入侧边界层分离的倾向。此类分离导致发动机效率的降低。

[0072] 以特定周向布置的如描述的翼型件90(如转子叶片排或定子导叶排)可为任何数量的翼型件90。通过利用吸入侧放出开口130，叶片排硬度可减小10-40％，而不具有所得的吸入侧边界层分离。在一个实例中，这可对应于维持叶片翼弦的涡轮叶片的数量的10-40％减小。

[0073] 在一个实例中，具有放出入口130、顶部通道、流动控制装置160或它们的任何数量或组合的低压涡轮转子叶片，可理解的是，具有Zweifel数在10-40％之间的增大、具有在10-40％之间的硬度减小、具有组织在低压涡轮转子上的任何数量的翼型件90的翼型件90可导致减小的整体发动机重量，同时维持发动机效率。此外，在操作期间，发动机转子可以以任何转速旋转，对于该任何转速，流动控制装置160可修改成优化流体在放出入口130处放出的速率。

[0074] 应当理解的是，如列出的Zweifel数、硬度以及翼型件计数为示例性的，并且如描述的特定值可随特定发动机增大或减小。例如，具有更大直径的发动机10将必要地要求比具有更小直径的发动机10更大的叶片计数。就此而言，Zweifel数和硬度可改变本发明的相应的特定需要。

[0075] 现在参照图9，减少沿着用于涡轮发动机的涡轮叶片的气流分离的方法200包括在202处使空气在涡轮叶片之上流动，以生成Zweifel数在10-40％之间的增大。空气流可在压力侧110和吸入侧112两者之上沿后方向移动，生成根据特定的叶片排和翼型件设计的期望的Zweifel系数。在204处，方法200还包括将来自涡轮叶片的吸入侧112的流体流放出到涡轮叶片的内部中。流体流可在翼型件90的吸入侧112中放出穿过放出入口130，如图4中示出的，并且提供至设置在翼型件90的内部内的通道132。就此而言，放出的气体可提供待达到的更高Zweifel数，同时防止在翼型件90的吸入侧112处的气流的边界层分离。

[0076] 可选地，在206处，流体流可导引穿过叶片的内部内的通道132至末端96。在末端96处，流体流可排出例如到末端腔144中，以使由末端护罩140和隔板142限定的迷宫密封件加压。从206，可选地，在208处，流体流可用涡轮叶片的内部内的流动控制装置160计量。就此而言，流动控制装置160可用于容许预定量的流体在放出入口130处放掉，以在翼型件的吸入侧112处维持附接的边界层流。流动控制装置160可调节成将适合量的气体通过放出入口130放出，以防止边界层分离，而不是放出过量的气体以消极地影响发动机效率。此类调节可通过使壁178修改成控制通路168的可变截面面积，或修改偏压部件174的弹簧常数以及修改入口164或出口166的截面面积来完成。

[0077] 此外，在212处，流体流可以可选地排出穿过涡轮叶片的末端96处的出口146。该排出流可用于使迷宫密封件加压，该迷宫密封件在末端96处由末端护罩140、隔板142以及限定在其间的末端腔144产生。

[0078] 应当理解的是，如本文中描述的本发明提供用于维持气体沿翼型件的吸入侧的附接边界层流。在减小以周向布置的许多翼型件的计数以减小系统重量时，整体的硬度减小，这可导致沿翼型件的气流分离。将放出入口设在翼型件的吸入侧上防止了气流分离，维持发动机效率，同时容许减小的发动机重量。作为备选，独立叶片排的功输出可在改变或维持的Zweifel数和叶片计数的情况下增大。这可为合乎需要的，以容许所需叶片排的总数的减小。增大完成的功和产生的扭矩增加了吸入侧边界层分离的倾向。然而，放出开口130和通道132提供流的一部分在翼型件90的吸入侧112之上的放出，以保持边界层附接，维持更高效率。因此，对于需要大量涡轮级的涡轮设计，本发明允许涡轮级的数量的减小，以减小发动机重量，同时维持相似的发动机效率。

[0079] 应当认识到的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也能够应用于涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、发电或机器操作燃气涡轮、涡轮机以及涡轮发动机。

[0080] 该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利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。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例具有与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。