静子级的变螺距叶片,包括非圆形内平台

摘要

本发明涉及一种静子级的变螺距叶片(8)，包括叶片的有效部分(43)，其每一侧都布置有径向内平台(13)和径向外平台，其中，叶片的有效部分(43)带有构成凸面的表面(64)和构成凹面的表面(62)，有效部分将平台(13)分成位于凸面一侧上的部分(13a)和位于凹面一侧上的部分(13b)。根据本发明，沿叶片旋转轴线方向(20)看去，部分(13a)带有叠加在圆(C1)上的外轮廓线(Ca)，在距圆(C1)一定距离且在其内则是平台(13)部分(13b)的外轮廓线(Cb)的至少一部分(Cb1)。

说明书

技术领域

本发明一般涉及带变螺距叶片的静子级，其中，这些叶片设计用来安装到压缩 机或涡轮类型的涡轮机的模块上。

本发明优选应用于例如，喷气涡轮或涡轮螺旋桨发动机类型的航空器涡轮机上。

背景技术

参照图1示，可以看见现有技术的已知设计的涡轮喷气发动机的高压压缩机的 一部分。压缩机1传统上包括多个静子级2a、2b、2c和移动轮(图中未示)。这些 部件以涡轮机轴线4为中心，设计成沿轴线方向交替布置，意使流过该高压压缩机 的主气流6穿过这些部件。

每个静子级2a、2b、2c包括多个叶片8，  称之为变螺距叶片。这些叶片8沿 圆周分布在轴线4周围，每个叶片8带有连接到压缩机外壳10上的头部，其中，该 头部习惯上包括经由中心销12延伸的径向外平台11。中心销12连接到可使叶片8 迎角得以被控制的系统14上，该系统安装在外壳10上。按已知方式，系统14能够 同时控制其所结合的静子级上所有叶片的迎角。

参照图2，可以看到叶片8还带有底部，该底部习惯上也包括由中心销16延伸 的径向内平台13。该销16插装在静子叶片环22内，该销的轴线与销12的轴线相 同，且该轴线同时也是叶片的轴线20，该叶片围绕该轴线枢转，以便改变其迎角。

叶片环一般都是由几个角度环扇形体构成，带有多个沿周向分布的孔口24，每 个孔口带有衬套26，用来安装中心销16。此外，这些孔口24分别向安装平台13 的其他孔口27打开。按照已知方式，除了安装衬套26和径向内平台13外，静子叶 片环22有助于内表面的构建，所述内表面划分气流6穿过的主气流。

每个衬套26带有插入到叶片环其中一个孔口24内的裙部28，该裙部形成中心 销底座30，叶片的中心销16就插入该底座内。在图2中，可以看到，中心销16由 构件32覆盖，优选与后者相联接，其作用是缓解裙部28内的滑动。此外，衬套26 带有与裙部相联的底部34，该底部相对于裙部向内径向布置。每个衬套的底部34 置于静子叶片环22的圆周槽36内，按已知方式制止该衬套的旋转。

实际上，每个底部34以沿圆周方向40彼此相对的两个端面和沿轴线方向50 彼此相对的两个端面为界，即图中标记46和48。称之为圆周端面的两个端面46、 48大体上是平的，且分别面向划分槽36的两个边缘，如图2所示。

该设计是这样的，端面46、48尽可能分别靠近两个相对的槽边缘，并沿轴线方 向50隔开。通常，在两个两个的彼此相对的部件之间仅保持工作间隙，以便使得底 部34固定在带孔口24的圆周槽36内。

按现有技术中的这种标准配置，当迎角控制系统14带动叶片8围绕旋转轴线 20转动，以将迎角调整到精确角度时，由于孔口30和围绕底部16的构件32之间 所作用的摩擦力，每个叶片的中心销16会趋于拉动衬套26随其旋转。

圆周端面46、48和槽36的边缘之间最初存在工作间隙，该工作间隙的消耗会 制止每个衬套26相对于叶片环22沿其轴线20的这种相对转动。当底部34的端面 46、48和这些槽边缘之间建立接触时，底部的相对转动便会被制止，而叶片8相对 于其衬套26和叶片环22的相对转动则继续，以便获得所需的螺距。

尽管静子级的这个组件60，包括叶片环22、衬套26和叶片8，在现有技术实 施例中很普遍，然而，其具有不容忽略的缺陷，即有关部件的严重磨损。尤其是， 槽的边缘会出现极速磨损，因为它们不断受到底部34的撞击；这种磨损的后果是， 每当迎角改变时，就会大大增加衬套的转动幅度，因此，也会对叶片环的其他部分 造成磨损，诸如，面对裙部28的那些部位，因为孔口24的磨损而导致范围扩大。

工作期间，每个叶片8会受到作用在其上的气动力合力引起的偏转。这种气动 力偏转的后果是在径向内平台13和叶片环22内其对应固定孔口27之间产生摩擦， 因为气动力偏转的幅度越大，固定孔口24的上述磨损会越大。

由于作用在叶片上的气动力合力的一致性，这种摩擦会出现在叶片有效部分43 的凹面62上的平台13部分上的面积中，即面向孔口部分的平台13的部分，该孔口 具有图3中的标记27。

环形截面平台13和固定孔口27壁之间这种摩擦的有害结果是叶片环22的 快速磨损，为此，必须经常更换叶片环。

这种摩擦的另一个后果就是增加了凹面侧叶片有效部分的底部的应力，这 会减少叶片的使用寿命，进而影响到发动机的使用寿命。

发明内容

为此，与现有技术实施例相比，本发明的目的是提供可至少部分解决上述缺陷 的方案。

为了实现这个目的，本发明的第一个目的就是用于涡轮机模块的静子级的变螺 距叶片，包括叶片的有效部分，其每一侧都布置有径向内平台和径向外平台，还包 括自所述径向外平台向外径向延伸的第一中心销，以及自所述径向内平台向内径向 延伸的第二中心销，其中，所述第一和第二中心销构成了公共的叶片旋转轴线，而 且，其中，叶片的所述有效部分带有构成凸面的第一表面和构成凹面的第二表面， 叶片的所述有效部分将所述径向内平台分成位于第一叶片表面一侧上的第一部分和 位于第二叶片表面一侧上的第二部分。根据本发明，沿叶片旋转轴线方向看去，径 向内平台的所述第一部分带有叠加在圆上的外轮廓线，距圆一定距离且在其内的是 径向内平台所述第二部分外轮廓线的至少一部分。

为此，本发明按原来方式设计成这样的，即其不再采用叶片径向内平台的惯常 圆形截面形状。实际上，平台的第二部分，即由于叶片气动力偏转而使其固定孔口 最易受到摩擦的部分，不再呈圆形，而是采用材料的外缘收缩。这种收缩可以使其 与固定平台的叶片环孔口局部地分离，目的是减少与该孔口的摩擦。为此，由于叶 片环通过其所支撑的径向内平台而承受更小的摩擦应力，其使用寿命得以增加。同 样，叶片应力程度则与新叶片的应力相同，从而使得叶片的使用寿命不再受到影响。

此外，材料的这种收缩是局部的，因此，在径向内平台周围不是全部应用，这 就使得圆形截面其余部分和固定平台的叶片环孔口之间可保持小间隙。这样，穿过 叶片的气动力流受到的影响会很小，因为所观察到的气动力循环现象微小。

与所述圆相分离的径向内平台的轮廓线部分优选地在100和140°之间的角度扇 面上延伸，以所述圆的中心为中心。

与所述圆相分离的径向内平台的轮廓线部分优选地位于距离对应于圆的直径的 7％的值和对应于所述圆的直径的1％的值之间的所述圆的最大径向距离处。

本发明的另一个目的是提供静子级组件，包括上述多个变螺距叶片，其中，所 述组件包括静子叶片环，该叶片环与所述每个叶片相结合，带有固定叶片径向内平 台的孔口，向划分叶片环所形成的主气流的内表面区域打开，以及固定叶片中心衬 套的孔口，其中，所述第二中心销就插入到该衬套内，这样，沿叶片的旋转轴线方 向看去，固定径向内平台的所述孔口带有叠加在同心圆上的内轮廓线，同心圆的直 径大于所述圆，在这个圆上，径向内平台所述第一部分的外轮廓线被重叠。

每个径向内平台还优选地形成划分主气流的所述内表面的一部分。

每个中心衬套优选地首先包括插装到叶片环所述衬套固定孔口内并构成第二中 心销底座的裙部，其次，包括与所述裙部相连的底部，其中，所述衬套，每个都沿 衬套轴线延伸，一个接一个地布置在所述叶片环圆周方向上。

每个中心衬套的底部优选地置于叶片环的圆周槽内，以沿叶片环轴向彼此隔开 的两个相对边缘为界。

本发明的另一个目的是用于涡轮机模块的变螺距叶片静子，包括上述的组件。

此外，本发明的另一个目的是包括上述至少一个静子级的涡轮机模块。在这方 面，该模块可以是压缩机，优选地高压压缩机或涡轮。

本发明的另一个目的是提供一种包括至少一个上述模块的涡轮机。

另外，本发明的最后目的是提供一种制造用于诸如上述涡轮机模块静子级的变 螺距叶片的方法，按照这种方法，所述径向内平台可从圆形截面形状中获得，在其 周缘加工，以便获得该平台的所述第二部分。自然地，根据本发明的叶片可根据任 何其他方法获得，只要不超出本发明的范围。为此，径向内平台可以加工成这样的， 即其最后形状可以直接获得，例如采用铸造，不涉及通过圆形截面的中间形状的任 何过渡。

下面，通过下面的非限定性的详细公开说明，本发明的其他优点和特性会显现 出来。

下面参照附图描述本发明，附图如下：

附图说明

-图1，前面已述，为根据现有技术已知实施例的航空器涡轮机高压压缩机的 纵向局部半剖面图；    

-图2，前面已述，为图1所示压缩机静子级的局部纵向放大半剖面图，示出 了静子叶片环上静子叶片底部的组件；

-图3，前面已述，为装配到图2所示静子级上的组件的局部透视图，其中， 所述组件包括静子叶片环和安装在后者之上的叶片(图示为一个叶片)；

-图4为根据本发明优选实施例的带变螺距叶片的静子级的组件局部透视图；

-图5为图4所示组件的局部放大透视图；

-图6为沿图5所示叶片旋转轴线的顶视图；以及

-图7为沿图6中II-VII线的剖面图。

具体实施方式

参照图4，该图示出了根据本发明优选实施例的组件160的一部分，其中，该 组件160是构成涡轮机模块的变螺距叶片静子级的组成部分。

该第一实施例设计用来取代前面所述的现有技术的组件60，因此，设计位于图 1所示高压压缩机静子级2a、2b、2c任何一个的内部。在这一方面，应该注意的是， 在沿图4的II-II线的截面上，该组件的形状与图2所示组件60的形状相同或相似。 此外，在这些附图中，带有相同附图标记的部件都是相同或相似的部件。

为此，组件160包括静子叶片环22，与现有技术的组件60所描述的静子叶片 环相同。尤其是，  固定孔口24、27有规律地分布在圆周方向或切线方向40上；孔 口27在内表面区域内打开，后者划定了由静子叶片环22形成的主气流66的界限， 而孔口24则在圆周槽(图4中未示)区域内打开，以沿轴向50彼此相对隔开的槽 的两个相对边缘为界。很明显，该环以涡轮机的轴线为中心。

组件160还安装有多个叶片根接受衬套(图中未示)，其类型如图2所示，衬套 的数量与静子级叶片数量相同，即，几十个。为此，安装在孔口24内的衬套26采 用一个接一个的形式，沿圆周方向40的整个长度上，即360°，并列排放。

最后，组件160带有多个变螺距叶片8，每个叶片与两个孔口24、27和置于孔 口24内的壳体相配合。

如前所述，每个叶片8包括叶片的有效部分43，其每一侧都布置有径向内平台 13和径向外平台11，同时还包括自平台11向外径向延伸的第一中心销12，以及自 平台13向内径向延伸的中心销(图中未示)，其中，这些第一和第二中心销构成了 公共叶片旋转轴线。

此外，叶片的有效部分43带有构成凸面64的第一表面和与第一表面相对且构 成凹面62的第二表面。叶片该有效部分43的底部将径向内平台13分隔成位于凸面 64一侧的第一部分13a和位于凹面62一侧的第二部分13b，如图5清楚所示。例如， 可以认为，在叶片有效部分的前缘68区域，第一和第二部分13a、13b以叶片有效 部分底部轮廓线70的延伸为界。不同于该区域，还可以由凹面62和凸面64来划分， 因为叶片有效部分的后缘远远延伸过平台13.此外，由于叶片有效部分延伸过平台， 孔口27在可能由叶片该有效部分覆盖的该部分区域带有稍许斜面72。

内平台13的第一部分13a和第二部分13b的上表面也构成了划分主气流66的 内表面的一部分，气流优选相对于轴线方向倾斜，并随着其向下游流动，且通常与 发动机轴线相分开。

图6示出了本发明的其中一个特征，所示为安装在叶片环22上的其中一个叶片 8，沿该叶片旋转轴线20的方向看去。在这个视图中，位于凸面一侧64上的平台 13的第一部分13a带有外轮廓线Ca，该线叠加在圆C1上，圆的中心对应于轴线20。 由于轮廓线Ca和圆C1的叠加，这两个部分由相同的圆弧线表示。

此外，平台13第二部分13b的外轮廓线Cb的至少一个部分Cb1距上述圆C1 的一定距离且在其内。在所示优选的实施例中，位于圆C1内的轮廓线的部分Cb1 仅对应于该轮廓线Cb的一部分，而在另一部分Cb2，其则叠加在圆C1上。如图6 所示，部分Cb2可以是从部分Ca轮廓线两端连续延伸的部分，而部分Cb1可在角 度扇面74上延伸，例如，大约120°，以圆C1的中心20为中心。例如，轮廓线Cb 的部分Cb1可以呈现以中心76为中心的圆弧形式，该中心76偏离于圆C1的中心 20。

因此，由上述几何定义所形成的平台13具有相当于圆弧形截面的圆柱形的一般 形状，而圆弧形截面的圆柱形在其第二部分13b的一部分中具有材料的外缘收缩， 这样，该部分比该平台13的其它部分更远离孔口27。

实际上，再参照图6，径向内平台13的固定孔口27带有叠加在同心圆C2上直 径大于上述圆C1的内轮廓线C’。结果，当在静止状态时，将轮廓线C’和轮廓线 Ca、Cb2部分分开的第一间隙则保持大致不变，例如约为0.5mm，且小于将轮廓线 C’与轮廓线部分Cb1隔开的第二变化间隙“j”。同样，如图7所示，该第二间隙“j” 也大致上在轮廓线Cb2两个汇合点附近与第一间隙相同，而后，当其接近轮廓线部 分Cb1中央部分，即到达其最大部分，例如，约1.75mm时，逐渐增加。

在这方面，该设计方案可以是这样的，与圆C1相分开的轮廓Cb的部分Cb1 位于距离对应于圆C1直径的7％的值和对应于该圆C1的直径的1％的值之间的该 圆的最大径向距离处。应该注意的是，很显然，径向距离必须理解为是圆C1和轮 廓线的Cb1之间沿着穿过圆C1中心20的直线的距离。

为此，在工作时，叶片8易受作用在其上的气动力合力造成的偏转，结果，使 得轮廓线Cb1更靠近孔口27，不会对叶片环22造成任何有害摩擦。

应该注意的是，优选地，形成轮廓线Ca、Cb的平台1 3的侧表面沿轴线20呈 圆柱形，正像(不论斜面72如何)形成轮廓线C’的固定孔口27的侧表面也沿轴线 20呈圆柱形一样。

很显然，所属领域技术人员可以对上面仅作为非限制性示例所介绍的本发明进 行多种修改。