涡轮喷嘴翼型
阅读：1021发布：2020-07-26
专利汇可以提供涡轮喷嘴翼型专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本文提出了一种易于制造的燃气 涡轮 引擎的涡轮 喷嘴 ，该涡轮喷嘴可防止燃气涡轮引擎工作时涡轮喷嘴的振动。该涡轮喷嘴包括沿着堆叠轴堆叠的 翼型 。翼型部件中吸 力 面上的高 曲率 部分沿着翼型的堆叠轴连续形成，该翼型可用一条从涡轮喷嘴的前面或后面看时朝向压力侧弯曲的抛物线描述。翼型部件中吸力面上的高曲率部分从一条直线开始在翼型堆叠轴的中心处弯曲程度最大，该直线与抛物线和涡轮喷嘴的内箍间的第一交点以及抛物线和涡轮喷嘴的外箍间的第二交点相连。最大曲率落在翼型堆叠轴的0.02-0.03倍的范围内。，下面是涡轮喷嘴翼型专利的具体信息内容。
技术领域
本发明涉及一种燃气轮机引擎的涡轮喷嘴，特别涉及一种带有弧形翼型 的涡轮喷嘴，该弧形喷嘴沿着翼型堆叠轴朝着压力侧呈一个抛物线的形状。
背景技术
一种传统的或发明的涡轮喷嘴被应用在一种燃气轮机引擎中，先依照该 引擎的简略构造对其作出说明。
图1是燃气轮机引擎1简略构造的剖面图。
该燃气轮机引擎1被用作例如飞机中的喷气发动机。它是一种喷射高温 高压的燃烧气体来产生推进力或旋转力的引擎。
该燃气轮机引擎1包括一个引擎外部圆筒3，和位于引擎外部圆筒3内 部的一个与引擎外部圆筒3整体共轴排列并用作基底的中空引擎外壳。引擎 外壳5中形成了一个环形引擎流动通道7。引擎外部圆筒3和引擎外壳5间 形成了一个环形旁路流动通道9。
引擎外壳5中的一个内部前端部分处(从气流方向看的一个逆流部分) 设置了一个前端支撑框架11A，该框架与引擎外壳5加工成一个整体，并且 插入引擎流动通道7中。引擎外壳5中的一个内部后端部分处设置了一个后 端支撑框架11B，该框架与引擎外壳5加工成一个整体，并且插入引擎流动 通道7中。该前端支撑框架11A和后端支撑框架11B通过轴承转动地支撑一 个低压涡轮轴13。此外，该前端支撑框架11A和后端支撑框架11B通过轴承 转动地支撑一个中空高压涡轮轴15，且该高压涡轮轴与低压涡轮轴13共轴。
低压涡轮轴13的前端上设置了一个风扇17，该风扇将空气送入引擎流 动通道7和旁路流动通道9中。
引擎流动通道7上游的一个位置上设置了一个低压压缩机19。该低压压 缩机用于将空气低压压缩并送往下游(从气流方向上看；图1的右侧)。
该低压压缩机19包括一个位于风扇17的下游并与低压涡轮轴13整体排 列的环形翼型支撑构件21。此外，在翼型支撑构件21的周围，沿着引擎流 动通道7设置了一排低压压缩的多级移动翼型23。最后，引擎外壳5内沿着 引擎流动通道7设置了一排低压压缩的多级固定翼型25，并且与低压压缩的 多级移动翼型23交错穿插。
引擎流动通道7中的低压压缩机19下游的一个位置上设置了一个高压压 缩机27。该高压压缩机27用于将由低压压缩机19低压压缩的空气高压压缩， 并送往下游。
该高压压缩机27包括一排高压压缩的多级移动翼型29，该高压压缩沿 着引擎流动通道7设置在高压涡轮轴15上。此外，引擎外壳5内沿着引擎流 动通道7设置了一排高压压缩的多级固定翼型31，并且与低压压缩的多级移 动翼型29交错穿插。
引擎流动通道7中高压压缩机27下游的一个位置上设置了一个环形燃烧 室33。该燃烧室33用于燃烧压缩空气内的燃料以产生高温高压燃气。
引擎流动通道7中的燃烧室33下游的一个位置上设置了一个高压涡轮 35。该高压涡轮35可以在来自燃烧室33中的高温高压燃气膨胀产生的力的 作用下转动地驱动高压涡轮轴15。
该高压涡轮35包括高压涡轮的一排多级移动翼型37，它们沿着引擎流 动通道7排列在高压涡轮轴15上，并且可在高温高压燃气的驱动下转动。此 外，高压涡轮的一排多级固定翼型39沿着引擎流动通道7设置在引擎外壳5 内，并与高压涡轮的多级移动翼型37交错穿插。
引擎流动通道7中的高压涡轮35的一个下游位置上设置了一个低压涡轮 41。该低压涡轮41可在来自燃烧室33的高温高压燃气的膨胀产生的作用力 的驱动下转动地驱动低压涡轮轴13。
该低压涡轮41包括低压涡轮的一排多级移动翼型43，它们沿着引擎流 动通道7排列在低压涡轮轴13上，并且可在高温高压燃气的驱动下转动。此 外，低压涡轮的一排多级固定翼型45沿着引擎流动通道7设置在引擎外壳5 内，并与低压涡轮的多级移动翼型43交错穿插。本技术领域的涡轮喷嘴或依 照本发明的涡轮喷嘴包括低压涡轮的固定翼型45。
涡轮喷嘴由环形排列的喷嘴翼型(定子叶片；此后也简称为“叶片”)构 成。更详细地说，涡轮喷嘴由多个定子叶片、一个环形内箍和外箍构成。为 了安装和维护时拆卸方便，
涡轮喷嘴通常是多个喷嘴子片，在本申请的说明中也称作涡轮喷嘴。
提高叶片的振动稳定性的方法有两种。
一种是提高翼型下部次序模式下的固有频率。另一种是将翼型的下部次 序模式的扭转中心放置到一个稳定的位置上。
通常，为了实现上述方法，需要改变翼型的形状，例如厚度、弦长等。
改变翼型的断面形状可能对其空气动力学性能产生很大影响。在一种高 效率涡轮机的近期设计方案中保留了一个小的边缘(设计边缘)，以改变翼型 的断面形状。因此，为了改变翼型的形状，可能需要重新设计空气动力学设 计图，同时也需要满足机械要求(例如机械长度)。因而，一些情况下改变翼 型的断面形状较为困难。
如专利文献1(日本公开专利申请No.H10-196303)中公开的那样，目 前已知一种将翼型堆叠起来而不是改变翼型断面形状的构造。在这种情况下， 翼型堆叠轴的中间部分向着翼型的压力侧突出，使得翼型弯曲。此处的堆叠 定义为将断面形状沿着堆叠轴堆叠起来，以构建翼型的形状。
专利文献1中公开的翼型没有给出曲线的详细特征(例如，弧线的形状 和弯曲的程度)。因此，曲线的一些特性无法提高燃气涡轮引擎1工作时叶片 的振动稳定性，并且可能使得制造涡轮喷嘴变得困难。
图1是燃气轮机引擎1简略构造的剖面图。
该燃气轮机引擎1被用作例如飞机中的喷气发动机。它是一种喷射高温 高压的燃烧气体来产生推进力或旋转力的引擎。
该燃气轮机引擎1包括一个引擎外部圆筒3，和位于引擎外部圆筒3内 部的一个与引擎外部圆筒3整体共轴排列并用作基底的中空引擎外壳。引擎 外壳5中形成了一个环形引擎流动通道7。引擎外部圆筒3和引擎外壳5间 形成了一个环形旁路流动通道9。
引擎外壳5中的一个内部前端部分处(从气流方向看的一个逆流部分) 设置了一个前端支撑框架11A，该框架与引擎外壳5加工成一个整体，并且 插入引擎流动通道7中。引擎外壳5中的一个内部后端部分处设置了一个后 端支撑框架11B，该框架与引擎外壳5加工成一个整体，并且插入引擎流动 通道7中。该前端支撑框架11A和后端支撑框架11B通过轴承转动地支撑一 个低压涡轮轴13。此外，该前端支撑框架11A和后端支撑框架11B通过轴承 转动地支撑一个中空高压涡轮轴15，且该高压涡轮轴与低压涡轮轴13共轴。
低压涡轮轴13的前端上设置了一个风扇17，该风扇将空气送入引擎流 动通道7和旁路流动通道9中。
引擎流动通道7上游的一个位置上设置了一个低压压缩机19。该低压压 缩机用于将空气低压压缩并送往下游(从气流方向上看；图1的右侧)。
该低压压缩机19包括一个位于风扇17的下游并与低压涡轮轴13整体排 列的环形翼型支撑构件21。此外，在翼型支撑构件21的周围，沿着引擎流 动通道7设置了一排低压压缩的多级移动翼型23。最后，引擎外壳5内沿着 引擎流动通道7设置了一排低压压缩的多级固定翼型25，并且与低压压缩的 多级移动翼型23交错穿插。
引擎流动通道7中的低压压缩机19下游的一个位置上设置了一个高压压 缩机27。该高压压缩机27用于将由低压压缩机19低压压缩的空气高压压缩， 并送往下游。
该高压压缩机27包括一排高压压缩的多级移动翼型29，该高压压缩沿 着引擎流动通道7设置在高压涡轮轴15上。此外，引擎外壳5内沿着引擎流 动通道7设置了一排高压压缩的多级固定翼型31，并且与低压压缩的多级移 动翼型29交错穿插。
引擎流动通道7中高压压缩机27下游的一个位置上设置了一个环形燃烧 室33。该燃烧室33用于燃烧压缩空气内的燃料以产生高温高压燃气。
引擎流动通道7中的燃烧室33下游的一个位置上设置了一个高压涡轮 35。该高压涡轮35可以在来自燃烧室33中的高温高压燃气膨胀产生的力的 作用下转动地驱动高压涡轮轴15。
该高压涡轮35包括高压涡轮的一排多级移动翼型37，它们沿着引擎流 动通道7排列在高压涡轮轴15上，并且可在高温高压燃气的驱动下转动。此 外，高压涡轮的一排多级固定翼型39沿着引擎流动通道7设置在引擎外壳5 内，并与高压涡轮的多级移动翼型37交错穿插。
引擎流动通道7中的高压涡轮35的一个下游位置上设置了一个低压涡轮 41。该低压涡轮41可在来自燃烧室33的高温高压燃气的膨胀产生的作用力 的驱动下转动地驱动低压涡轮轴13。
该低压涡轮41包括低压涡轮的一排多级移动翼型43，它们沿着引擎流 动通道7排列在低压涡轮轴13上，并且可在高温高压燃气的驱动下转动。此 外，低压涡轮的一排多级固定翼型45沿着引擎流动通道7设置在引擎外壳5 内，并与低压涡轮的多级移动翼型43交错穿插。本技术领域的涡轮喷嘴或依 照本发明的涡轮喷嘴包括低压涡轮的固定翼型45。
涡轮喷嘴由环形排列的喷嘴翼型(定子叶片；此后也简称为“叶片”)构 成。更详细地说，涡轮喷嘴由多个定子叶片、一个环形内箍和外箍构成。为 了安装和维护时拆卸方便，
涡轮喷嘴通常是多个喷嘴子片，在本申请的说明中也称作涡轮喷嘴。
提高叶片的振动稳定性的方法有两种。
一种是提高翼型下部次序模式下的固有频率。另一种是将翼型的下部次 序模式的扭转中心放置到一个稳定的位置上。
通常，为了实现上述方法，需要改变翼型的形状，例如厚度、弦长等。
改变翼型的断面形状可能对其空气动力学性能产生很大影响。在一种高 效率涡轮机的近期设计方案中保留了一个小的边缘(设计边缘)，以改变翼型 的断面形状。因此，为了改变翼型的形状，可能需要重新设计空气动力学设 计图，同时也需要满足机械要求(例如机械长度)。因而，一些情况下改变翼 型的断面形状较为困难。
如专利文献1(日本公开专利申请No.H10-196303)中公开的那样，目 前已知一种将翼型堆叠起来而不是改变翼型断面形状的构造。在这种情况下， 翼型堆叠轴的中间部分向着翼型的压力侧突出，使得翼型弯曲。此处的堆叠 定义为将断面形状沿着堆叠轴堆叠起来，以构建翼型的形状。
专利文献1中公开的翼型没有给出曲线的详细特征(例如，弧线的形状 和弯曲的程度)。因此，曲线的一些特性无法提高燃气涡轮引擎1工作时叶片 的振动稳定性，并且可能使得制造涡轮喷嘴变得困难。
发明内容
本发明的目的是解决上述问题。本发明的目的是提供一种简单的叶片再 设计方法，以防止燃气涡轮引擎工作时的振动。
为达到该目的，依照本发明的一个方面，提供了一种包括了沿着堆叠轴堆 叠的翼型的涡轮喷嘴。翼型部分中的吸力面上沿着翼型的堆叠轴连续形成的 高曲率部分(以下称为“高-C”)可由一条抛物线描述，沿着涡轮喷嘴的前方 或后方看，该抛物线向着翼型的压力侧弯曲。该高-C与涡轮喷嘴的一个内箍 和一个外箍形成两个交点，以此两个交点作端点形成一线段，上述翼型面上的 高曲率部分在此线段中点处弯曲程度最大。所述抛物线的最大曲率落在翼型 堆叠轴的0.02-0.03倍的范围内。
依照本发明，可提供一种简单的叶片再设计方法，以防止燃气涡轮引擎 工作时的振动。
附图说明
图1是一种燃气涡轮引擎简要构造的截面图。
图2是一种依照本发明的一种实施例的涡轮喷嘴的简要构造的透视图。
图3显示了涡轮喷嘴中的一个翼型的特征。
图4显示了涡轮喷嘴中的翼型的另一种特征。
图5显示了涡轮喷嘴中的翼型的振动分析结果。
图6显示了涡轮喷嘴中的翼型的振动分析结果。
为达到该目的，依照本发明的一个方面，提供了一种包括了沿着堆叠轴堆 叠的翼型的涡轮喷嘴。翼型部分中的吸力面上沿着翼型的堆叠轴连续形成的 高曲率部分(以下称为“高-C”)可由一条抛物线描述，沿着涡轮喷嘴的前方 或后方看，该抛物线向着翼型的压力侧弯曲。该高-C与涡轮喷嘴的一个内箍 和一个外箍形成两个交点，以此两个交点作端点形成一线段，上述翼型面上的 高曲率部分在此线段中点处弯曲程度最大。所述抛物线的最大曲率落在翼型 堆叠轴的0.02-0.03倍的范围内。
依照本发明，可提供一种简单的叶片再设计方法，以防止燃气涡轮引擎 工作时的振动。
附图说明
图1是一种燃气涡轮引擎简要构造的截面图。
图2是一种依照本发明的一种实施例的涡轮喷嘴的简要构造的透视图。
图3显示了涡轮喷嘴中的一个翼型的特征。
图4显示了涡轮喷嘴中的翼型的另一种特征。
图5显示了涡轮喷嘴中的翼型的振动分析结果。
图6显示了涡轮喷嘴中的翼型的振动分析结果。
具体实施方式
上述目标和进一步目标以及本发明的新特性将在接下来的详细说明中配 合附图予以说明，其中：
图2是一种依照本发明实施例的涡轮喷嘴45A的简要构造的透视图。
构成了图1中燃气涡轮引擎1中的低压涡轮45的定子叶片的涡轮喷嘴 中，涡轮喷嘴45A安置在最前端的位置上(靠近高压涡轮35)。图2的前侧 近似对应于燃气涡轮引擎1的前端，而图2的后侧近似对应于燃气涡轮引擎 1的后端。
燃气涡轮喷嘴45A包括多个翼型47。每个翼型47带有环形的内箍49和 外箍51。
燃气涡轮喷嘴45A呈近似扇形，如前述。多个这样的涡轮喷嘴45A联合 在一起构成一个环形的燃气涡轮喷嘴。
在环形燃气涡轮喷嘴中，一个环形内箍(多个内箍49的联合)位于内部， 一个环形外箍(多个外箍51的联合)位于外部，外箍与内箍隔离，并与大致 在相同平面内的外箍共轴。环形内箍和环形外箍间设置了多个翼型47，它们 与环形内箍和环形外箍形成一个整体。
翼型47的特性将在接下来的内容中详细描述。
图3和图4显示了翼型47的特性。
图3显示了图2中显示的一个翼型47从燃气涡轮引擎1的前面看过去的 形状(平行于低压涡轮轴13的旋转轴从燃气涡轮引擎1的前面看过去)。图 4显示了沿着图3中的IVA-IVB、IVC-IVD和IVE-IVF线作剖面而保持它们 之间的相对位置关系而得到的剖面的形状。
图3中，翼型47的高-C和外箍51间的交点P2通过一条直线与翼型47 的高-C和内箍49间的交点P4相连接。该直线定为x轴。穿过一个连接了交 点P2和交点P4的弧形的中心点P0并与x轴交成直角的直线定为y轴。
x轴定义为沿着翼型47的长度方向；y轴定义为翼型47的吸力侧-压力 侧方向；垂直于图3页面的方向定义为沿着翼型47的宽度方向。翼型47上 一个突出部分一侧(见图4)，即图3中的右侧，称为翼型47的吸力侧。翼 型47中一个凹入部分一侧(见图4)，即图3中的左侧，称为冀型的压力侧。
当从涡轮喷嘴的前面或后面看过去时(平行于低压涡轮轴13的旋转轴的 燃气涡轮引擎1的前面或后面)，图3中翼型47的高-C对应于下面说明的翼 型47的高-C(一组随着沿着翼型47堆叠轴上的位置变化的高-C)，这些高-C 沿着翼型47的堆叠轴逐渐形成。因为翼型47沿着堆叠轴堆叠起来，高-C为 一条抛物线，即向着翼型47的压力侧弯曲的弧线53(二次函数曲线；抛物 线)，如图3所示。图4中的高-C P6、P8、P10分别对应于图3中的高-C P6、 P8、P10。
弧线53上的高-C中，高-C P6的位置最靠近y轴上的压力侧(翼型47的 压力侧)。因为y轴穿过翼型47的堆叠轴的中心，弧线53在翼型47的堆叠 轴中心处朝向翼型47的压力侧弯曲程度最大。换句话说，翼型47的高-C在 翼型47堆叠轴的中心处朝向压力侧弯曲最大。
翼型47的高-C的最大曲率(高-C P6和图3中的中心点P0间的距离)的 值等于翼型47的堆叠轴的0.025倍(将交点P2与交点P4连接起来的扇形的 长度)。
假定“h”表示连接交点P2和交点P4的扇形的长度。此外，图3中的右 侧(吸力侧)对应于y轴的正向，而图3中的下侧(内箍49一侧)对应于x 轴的正向。这里，交点P2的坐标为(h/2，0)，交点P4的坐标为(h/2，0)，而高 -CP6的坐标为(0，-0.025h)。穿过这三个点的弧线53可由以下公式表示：
y＝(0.1/h)x2-0.025h
数值“0.025”可以在0.02-0.03的范围内变化。
涡轮喷嘴的翼型47，包括涡轮喷嘴45A的振动分析结果将在下面的内容 中说明。
翼型47的振动主要由下部次序振动模式引起。下部次序振动模式包括翼 型47沿着吸力侧-压力侧连接的方向振动的振动模式1，以及翼型47围绕沿 着翼型47的堆叠轴扩展的轴扭转振动的振动模式2。
对于振动的分析，必须得到振动模式1和2中的扭转中心的位置，并评 估翼型47相对于得到的扭转中心的位置的稳定性。特别地，从翼型47的固 有频率、带有涡轮喷嘴45A的燃气涡轮引擎工作时的燃气的流通速率以及翼 型47的代表长度(弦长)，可以得到一个无量纲量(换算速度)RV1。此RV1 量与从扭转中心的位置得到的容许换算速度RV2相比较。如果RV1值小于 RV2值，翼型47对于振动稳定。
无量纲量RV1可表示为：
RV1＝v/(f×d)
其中“v”表示穿过翼型47的流体的流动速率；“f”表示翼型47在振动 模式1和振动模式2下的固有频率；而“d”等于翼型47弦长的1/2。该弦长 对应于沿着图4中显示的翼型47的厚度的中心线CL1的长度。
无量纲量RV2可以依照以下文献2从振动模式中的扭转中心推导。(J. Panovsky，R.E.Keilb，“A Design Method to Prevent Low Pressure Turbine Blade Flutter”，Vol.122 January 2000，Journal of Engineering for Gas Turbine and Power， Transaction of ASME)。
图5和图6给出了涡轮喷嘴中翼型47的振动分析结果。
图5示出了翼型47的突出量与振动模式1和2中的换算速率的关系。图 5中，翼型47堆叠轴中心部分的曲率(图3中高-CP6和中心点P0间的距离) 被除以翼型47的堆叠轴(图3中交点P2和交点P4间的距离)，以显示沿着水 平轴的“突出量/跨距”的比率。此外，无量纲量RV1被除以无量纲量RV2， 以显示沿着垂直轴的“换算速度比率”。
如果图5中沿着水平轴的某值等于“0.00”，则翼型47不会弯曲。如果 水平轴上的某值为正，则翼型47不会向着压力侧弯曲。如果水平轴上的某值 为负，则翼型47向着吸力侧弯曲。如果垂直轴上的某值小于“1”，则翼型 47对于振动是稳定的。如果图5中垂直轴上的某值大于“1”，则翼型47对 于振动不稳定。
图5中，点画线表示振动模式1(一种与翼型47沿着吸力侧-压力侧方向 的弯曲相关的低级振动)中的分析结果。此外，实线表示振动模式2(一种 与翼型47的扭转相关的低级振动)中的分析结果。
由图5可见，翼型47的突出量越大，振动模式1和2下翼型47的稳定 性提升越大。如果“突出量/跨距”等于或大于“0.02”，振动模式2下的“换 算速率比率”则变成约“0.7”或更小。这对于在振动模式2下可靠地稳定翼 型47是十分有效的。
图6显示了突出量与振动模式1和2下翼型47的频率比的关系。图6 中，“突出量/跨距”用水平轴表示，如图5中类似。此外，振动模式1和2 下翼型47的固有频率被除以翼型47没有弯曲时的固有频率(突出量/跨度 ＝0)。得到的商在垂直轴上表示为“固有频率比率”。
翼型47的固有频率越大且固有频率比率越高，翼型47振动稳定性就越 高。因此，固有频率比率高出“1”越多，翼型47的振动稳定性越高。图6 中，虚线表示振动模式1下的分析结果，而实线表示振动模式2下的分析结 果。
由图6可见，翼型47的突出量越大，翼型47对于振动模式1和2的稳 定性提升越大。然而，如果“突出量/跨距”超过“0.03”，振动模式2下固有 频率的提升速率减慢。
依照涡轮喷嘴的实施例，翼型47的高-C为一条朝向翼型47压力侧弯曲 的抛物线。该高-C从一条直线开始在翼型堆叠轴的中心处弯曲程度最大，该 直线与抛物线和涡轮喷嘴的内箍间的第一交点以及抛物线和涡轮喷嘴的外箍 间的第二交点相连。最大曲率落在翼型堆叠轴曲率0.02-0.03倍的范围内。因 此，由图5和图6可见，燃气涡轮引擎1工作时，涡轮喷嘴的振动可以得到 抑制。
依照涡轮喷嘴的实施例，最大曲率设计为等于或小于0.03。因此，固有 频率比率的升高可以控制较缓慢，如图6所示。此外，可以防止最大曲率毫 无用处地升高。因此，避免因翼型47的高曲率带来的制造困难是可能的。换 句话说，带有翼型47的涡轮喷嘴很容易制造。
如果突出量/跨度的值设计为等于或接近“0.025”，抑制翼型47的振动并 保持与带有翼型47的涡轮喷嘴的制造的容易程度的最佳平衡是可能的。
在上述实施例中，构成了燃气涡轮引擎1中的低压涡轮的固定翼型45的 涡轮喷嘴中，举例说明了排列在最前端位置上(靠近高压涡轮35)的涡轮喷 嘴。或者，上述实施例可应用于其他涡轮喷嘴(包括高压涡轮喷嘴)，例如那 些构成了低压涡轮的固定翼型45中的中间级的涡轮喷嘴。此外，上述实施例 也可应用于装有一个或多个涡轮轴，如三个或多个轴的燃气涡轮引擎中。
依照本发明，可提供一种叶片的再设计方法，以抑制燃气涡轮引擎工作 时的振动。
虽然本发明参照了依照本发明的一些实施例作了说明，本发明并不局限 于上述实施例。依照上述说明，相关领域的技术人员很容易得出上述实施例 的改进和变体。以下声明限定了本发明的范围。
本公开涉及了2003年3月12日申请的日本专利申请号No.2003-065994 中包含的主题，该公开内容在这里作为参考整体编入。
图2是一种依照本发明实施例的涡轮喷嘴45A的简要构造的透视图。
构成了图1中燃气涡轮引擎1中的低压涡轮45的定子叶片的涡轮喷嘴 中，涡轮喷嘴45A安置在最前端的位置上(靠近高压涡轮35)。图2的前侧 近似对应于燃气涡轮引擎1的前端，而图2的后侧近似对应于燃气涡轮引擎 1的后端。
燃气涡轮喷嘴45A包括多个翼型47。每个翼型47带有环形的内箍49和 外箍51。
燃气涡轮喷嘴45A呈近似扇形，如前述。多个这样的涡轮喷嘴45A联合 在一起构成一个环形的燃气涡轮喷嘴。
在环形燃气涡轮喷嘴中，一个环形内箍(多个内箍49的联合)位于内部， 一个环形外箍(多个外箍51的联合)位于外部，外箍与内箍隔离，并与大致 在相同平面内的外箍共轴。环形内箍和环形外箍间设置了多个翼型47，它们 与环形内箍和环形外箍形成一个整体。
翼型47的特性将在接下来的内容中详细描述。
图3和图4显示了翼型47的特性。
图3显示了图2中显示的一个翼型47从燃气涡轮引擎1的前面看过去的 形状(平行于低压涡轮轴13的旋转轴从燃气涡轮引擎1的前面看过去)。图 4显示了沿着图3中的IVA-IVB、IVC-IVD和IVE-IVF线作剖面而保持它们 之间的相对位置关系而得到的剖面的形状。
图3中，翼型47的高-C和外箍51间的交点P2通过一条直线与翼型47 的高-C和内箍49间的交点P4相连接。该直线定为x轴。穿过一个连接了交 点P2和交点P4的弧形的中心点P0并与x轴交成直角的直线定为y轴。
x轴定义为沿着翼型47的长度方向；y轴定义为翼型47的吸力侧-压力 侧方向；垂直于图3页面的方向定义为沿着翼型47的宽度方向。翼型47上 一个突出部分一侧(见图4)，即图3中的右侧，称为翼型47的吸力侧。翼 型47中一个凹入部分一侧(见图4)，即图3中的左侧，称为冀型的压力侧。
当从涡轮喷嘴的前面或后面看过去时(平行于低压涡轮轴13的旋转轴的 燃气涡轮引擎1的前面或后面)，图3中翼型47的高-C对应于下面说明的翼 型47的高-C(一组随着沿着翼型47堆叠轴上的位置变化的高-C)，这些高-C 沿着翼型47的堆叠轴逐渐形成。因为翼型47沿着堆叠轴堆叠起来，高-C为 一条抛物线，即向着翼型47的压力侧弯曲的弧线53(二次函数曲线；抛物 线)，如图3所示。图4中的高-C P6、P8、P10分别对应于图3中的高-C P6、 P8、P10。
弧线53上的高-C中，高-C P6的位置最靠近y轴上的压力侧(翼型47的 压力侧)。因为y轴穿过翼型47的堆叠轴的中心，弧线53在翼型47的堆叠 轴中心处朝向翼型47的压力侧弯曲程度最大。换句话说，翼型47的高-C在 翼型47堆叠轴的中心处朝向压力侧弯曲最大。
翼型47的高-C的最大曲率(高-C P6和图3中的中心点P0间的距离)的 值等于翼型47的堆叠轴的0.025倍(将交点P2与交点P4连接起来的扇形的 长度)。
假定“h”表示连接交点P2和交点P4的扇形的长度。此外，图3中的右 侧(吸力侧)对应于y轴的正向，而图3中的下侧(内箍49一侧)对应于x 轴的正向。这里，交点P2的坐标为(h/2，0)，交点P4的坐标为(h/2，0)，而高 -CP6的坐标为(0，-0.025h)。穿过这三个点的弧线53可由以下公式表示：
y＝(0.1/h)x2-0.025h
数值“0.025”可以在0.02-0.03的范围内变化。
涡轮喷嘴的翼型47，包括涡轮喷嘴45A的振动分析结果将在下面的内容 中说明。
翼型47的振动主要由下部次序振动模式引起。下部次序振动模式包括翼 型47沿着吸力侧-压力侧连接的方向振动的振动模式1，以及翼型47围绕沿 着翼型47的堆叠轴扩展的轴扭转振动的振动模式2。
对于振动的分析，必须得到振动模式1和2中的扭转中心的位置，并评 估翼型47相对于得到的扭转中心的位置的稳定性。特别地，从翼型47的固 有频率、带有涡轮喷嘴45A的燃气涡轮引擎工作时的燃气的流通速率以及翼 型47的代表长度(弦长)，可以得到一个无量纲量(换算速度)RV1。此RV1 量与从扭转中心的位置得到的容许换算速度RV2相比较。如果RV1值小于 RV2值，翼型47对于振动稳定。
无量纲量RV1可表示为：
RV1＝v/(f×d)
其中“v”表示穿过翼型47的流体的流动速率；“f”表示翼型47在振动 模式1和振动模式2下的固有频率；而“d”等于翼型47弦长的1/2。该弦长 对应于沿着图4中显示的翼型47的厚度的中心线CL1的长度。
无量纲量RV2可以依照以下文献2从振动模式中的扭转中心推导。(J. Panovsky，R.E.Keilb，“A Design Method to Prevent Low Pressure Turbine Blade Flutter”，Vol.122 January 2000，Journal of Engineering for Gas Turbine and Power， Transaction of ASME)。
图5和图6给出了涡轮喷嘴中翼型47的振动分析结果。
图5示出了翼型47的突出量与振动模式1和2中的换算速率的关系。图 5中，翼型47堆叠轴中心部分的曲率(图3中高-CP6和中心点P0间的距离) 被除以翼型47的堆叠轴(图3中交点P2和交点P4间的距离)，以显示沿着水 平轴的“突出量/跨距”的比率。此外，无量纲量RV1被除以无量纲量RV2， 以显示沿着垂直轴的“换算速度比率”。
如果图5中沿着水平轴的某值等于“0.00”，则翼型47不会弯曲。如果 水平轴上的某值为正，则翼型47不会向着压力侧弯曲。如果水平轴上的某值 为负，则翼型47向着吸力侧弯曲。如果垂直轴上的某值小于“1”，则翼型 47对于振动是稳定的。如果图5中垂直轴上的某值大于“1”，则翼型47对 于振动不稳定。
图5中，点画线表示振动模式1(一种与翼型47沿着吸力侧-压力侧方向 的弯曲相关的低级振动)中的分析结果。此外，实线表示振动模式2(一种 与翼型47的扭转相关的低级振动)中的分析结果。
由图5可见，翼型47的突出量越大，振动模式1和2下翼型47的稳定 性提升越大。如果“突出量/跨距”等于或大于“0.02”，振动模式2下的“换 算速率比率”则变成约“0.7”或更小。这对于在振动模式2下可靠地稳定翼 型47是十分有效的。
图6显示了突出量与振动模式1和2下翼型47的频率比的关系。图6 中，“突出量/跨距”用水平轴表示，如图5中类似。此外，振动模式1和2 下翼型47的固有频率被除以翼型47没有弯曲时的固有频率(突出量/跨度 ＝0)。得到的商在垂直轴上表示为“固有频率比率”。
翼型47的固有频率越大且固有频率比率越高，翼型47振动稳定性就越 高。因此，固有频率比率高出“1”越多，翼型47的振动稳定性越高。图6 中，虚线表示振动模式1下的分析结果，而实线表示振动模式2下的分析结 果。
由图6可见，翼型47的突出量越大，翼型47对于振动模式1和2的稳 定性提升越大。然而，如果“突出量/跨距”超过“0.03”，振动模式2下固有 频率的提升速率减慢。
依照涡轮喷嘴的实施例，翼型47的高-C为一条朝向翼型47压力侧弯曲 的抛物线。该高-C从一条直线开始在翼型堆叠轴的中心处弯曲程度最大，该 直线与抛物线和涡轮喷嘴的内箍间的第一交点以及抛物线和涡轮喷嘴的外箍 间的第二交点相连。最大曲率落在翼型堆叠轴曲率0.02-0.03倍的范围内。因 此，由图5和图6可见，燃气涡轮引擎1工作时，涡轮喷嘴的振动可以得到 抑制。
依照涡轮喷嘴的实施例，最大曲率设计为等于或小于0.03。因此，固有 频率比率的升高可以控制较缓慢，如图6所示。此外，可以防止最大曲率毫 无用处地升高。因此，避免因翼型47的高曲率带来的制造困难是可能的。换 句话说，带有翼型47的涡轮喷嘴很容易制造。
如果突出量/跨度的值设计为等于或接近“0.025”，抑制翼型47的振动并 保持与带有翼型47的涡轮喷嘴的制造的容易程度的最佳平衡是可能的。
在上述实施例中，构成了燃气涡轮引擎1中的低压涡轮的固定翼型45的 涡轮喷嘴中，举例说明了排列在最前端位置上(靠近高压涡轮35)的涡轮喷 嘴。或者，上述实施例可应用于其他涡轮喷嘴(包括高压涡轮喷嘴)，例如那 些构成了低压涡轮的固定翼型45中的中间级的涡轮喷嘴。此外，上述实施例 也可应用于装有一个或多个涡轮轴，如三个或多个轴的燃气涡轮引擎中。
依照本发明，可提供一种叶片的再设计方法，以抑制燃气涡轮引擎工作 时的振动。
虽然本发明参照了依照本发明的一些实施例作了说明，本发明并不局限 于上述实施例。依照上述说明，相关领域的技术人员很容易得出上述实施例 的改进和变体。以下声明限定了本发明的范围。
本公开涉及了2003年3月12日申请的日本专利申请号No.2003-065994 中包含的主题，该公开内容在这里作为参考整体编入。
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