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Dokumentenidentifikation DE102006019946A1 08.11.2007
Titel Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das die Verluste im Bereich niedriger Reynolds-Zahlen verringern kann
Anmelder Honda Motor Co., Ltd., Tokyo, JP;
Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V., 51147 Köln, DE
Erfinder Sonoda, Toyotaka, Wako, Saitama, JP;
Olhofer, Markus, 63073 Offenbach, DE;
Hasenjaeger, Martina, 63073 Offenbach, DE;
Schreiber, Heinz-Adolf, 53757 Sankt Augustin, DE
Vertreter Weickmann & Weickmann, 81679 München
DE-Anmeldedatum 28.04.2006
DE-Aktenzeichen 102006019946
Offenlegungstag 08.11.2007
Veröffentlichungstag im Patentblatt 08.11.2007
IPC-Hauptklasse F04D 29/68(2006.01)A, F, I, 20070525, B, H, DE
IPC-Nebenklasse F04D 29/38(2006.01)A, L, I, 20070525, B, H, DE   
Zusammenfassung In einem transsonischen Bereich mit einer Reynolds-Zahl, welche nicht größer ist als eine kritische Reynolds-Zahl, hat eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an einem Bogenrücken eines Flügelprofils einen einzigen Überschall-Maximalwert innerhalb eines Bereichs von bis zu 6% an der Sehne von einer führenden Kante, oder ein Formfaktor hat einen Maximalwert in einem Bereich von 6 bis 15% an der Sehne von der führenden Kante aus, wobei der Wert in einem Bereich von 30 bis 60% annähernd konstant ist, und in einem Bereich stromabwärts von 60% der Sehne bis zu 2,5 ansteigen kann. Der Maximalwert der Geschwindigkeitsverteilung an dem Bogenrücken des Flügelprofils ist, verglichen mit durch die herkömmliche CDA-Philosophie ausgestalteten Flügelprofilen, bemerkenswert nahe an die führende Kante verschoben. Bei transsonischen Einlassströmungsbedingungen wird unmittelbar hinter der führenden Kante eine kleine Stoßwelle oder ein System schwacher Stoßwellen erzeugt, welche einen frühen Übergang der Grenzschicht von laminar zu turbulent unterstützen, so dass die turbulente Grenzschicht an dem hinteren Teil der Unterdruckfläche des Flügelprofils in einem bemerkenswert stabilen Zustand bleibt. Daher kann ein Druckverlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen drastisch verringert werden, während herkömmlicherweise der Druckverlust in einem Bereich hoher Reynolds-Zahlen niedrig gehalten wird. Ferner wird dieser Effekt der Verringerung des Druckverlusts im Bereich niedriger ...

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flügelprofil, welches zweckmäßig bei einer Schaufelkaskade eines Axialströmungskompressors für transsonische Geschwindigkeiten eines Flugzeugtriebwerks verwendet wird, und welches insbesondere eine starke Verringerung eines Druckverlusts in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen erreichen kann, die nicht größer sind als eine kritische Reynolds-Zahl, die einem Anfangspunkt entspricht, unterhalb dessen die Gesamtdruckverluste beträchtlich ansteigen.

Derzeit ist ein Flügelprofil mit gesteuerter Diffusion ("Controlled Diffusion Airfoil", CDA) als ein oft bei einer Schaufelkaskade (Rotorschaufel, Statorschaufel, Auslassleitschaufel) für einen Axialströmungskompressor verwendetes Flügelprofil bekannt. Bei diesem CDA wird eine maximale Strömungsgeschwindigkeit auf einem Bogenrücken in einem transsonischen Bereich über einen Teil der Unterdruckfläche von 10 bis 30% einer Sehne erzeugt, und es ist ein Konzept dieser Ausgestaltung, eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit bereitzustellen, wobei die Strömungsgeschwindigkeit ohne eine Stoßwelle von Überschallgeschwindigkeit zu Unterschallgeschwindigkeit verringert wird, so dass Stoßverluste ausgeschaltet werden und die Grenzschicht nicht aufgrund von Stoß-Grenzschicht-Interaktionen abgelöst wird.

Die japanische Patentanmeldungs-Offenlegungsschrift Nr. 2002-317797 offenbart ein Flügelprofil, bei welchem eine Oberfläche, deren Oberflächenrauigkeit an einer vorderen Hälfte eines Abschnitts von einer führenden Kante zu einem Bogenrücken größer ist als als an einer hinteren Hälfte, an dem Flügelprofil gebildet ist, um eine Erzeugung von Laminarströmungs-Ablösungsblasen und die Entwicklung einer turbulenten Grenzschicht in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen zu unterdrücken, sowie eine Verringerung einer Stoß-Materialzugabe zu verhindern, wodurch die Effizienz des Kompressors verbessert wird.

Weiterhin offenbart die japanische Patentanmeldungs-Offenlegungsschrift Nr. 2004-293335 ein Flügelprofil, bei dem ein Überschall-Abschnitt mit einer im Wesentlichen konstanten Strömungsgeschwindigkeit in einem Bereich stromabwärts eines ersten maximalen Werts der Strömungsgeschwindigkeit auf einem Bogenrücken eines Flügelprofils für einen Kompressor und innerhalb von 15% auf einer Sehne gebildet ist, so dass eine große erste Stoßwelle an einer Position erzeugt wird, an der die Strömungsgeschwindigkeit den ersten maximalen Wert annimmt, wodurch eine zweite Stoßwelle geschwächt wird, die an einer Position erzeugt wird, an der die Strömungsgeschwindigkeit eine im Wesentlichen konstante Überschallgeschwindigkeit wird, wodurch eine Ablösung der Grenzschicht aufgrund der zweiten Stoßwelle unterdrückt wird, um einen Druckverlust zu verringern.

Es ist bei einem Flugzeugtriebwerk sehr wichtig, das Gewicht zu verringern. Das Gewicht einer LP-Turbine ist für etwa ein Drittel des Tnebwerk-Gesamtgewichts verantwortlich, da diese aus mehreren Stufen besteht. Ein Ansatz zur Verringerung der Anzahl von Turbinen-Komponenten ist es, einen Stator eines Kompressors mit hoher Drehzahl als eine Auslassleitschaufel ("outlet guide vane", OGV) direkt hinter einem unter extrem hoher Last stehenden Turbinenrotor vorzusehen. Die Betriebs-Reynolds-Zahl ändert sich allerdings stark zwischen Startbedingungen und Bedingungen beim Fliegen mit Reisegeschwindigkeit. Demzufolge haben Flügelprofile der herkömmlichen CDA-Ausgestaltung für mittlere und hohe Reynolds-Zahlen Probleme unter den Bedingungen beim Fliegen mit Reisegeschwindigkeit in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen, welche kleiner sind als eine kritische Reynolds-Zahl. Die OGV-Verluste könnten sogar unterhalb einer bestimmten Reynolds-Zahl stark ansteigen, so dass keine ausreichende Leistungsfähigkeit des Flugzeugtriebwerks erreicht werden kann.

Gesamtdruckverluste von herkömmlichen Flugzeugtriebwerk-Kompressorschaufeln steigen weiterhin beim Fliegen mit Reisegeschwindigkeit in sehr großen Höhen (d.h. oberhalb von 40000–45000 Fuß), in denen die Schaufelsehnen-Reynolds-Zahl aufgrund der niedrigen Luftdichte sehr niedrig ist, stark an.

Die vorliegende Erfindung ist im Hinblick auf die obigen Umstände entwickelt worden, und hat die Aufgabe, einen Druckverlust eines Flügelprofils für einen Axialströmungskompressor in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen zu verringern, ohne in einem Bereich hoher Reynolds-Zahlen Leistungsfähigkeit zu verlieren.

Um die obige Aufgabe zu lösen, wird gemäß einem ersten Merkmal der vorliegenden Erfindung eine neue Art von Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor bereitgestellt, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, umfassend: eine innere Bogenfläche, welche derart ausgelegt ist, dass sie zwischen einer führenden Kante und einer nachlaufenden Kante einen Überdruck erzeugt, und einen Bogenrücken, welcher derart ausgelegt ist, dass er zwischen der führenden und der nachlaufenden Kante einen Unterdruck erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an der Seite des Bogenrückens einen einzelnen Überschall-Maximalwert innerhalb eines Bereichs von bis zu 6% an einer Sehne von der führenden Kante aus aufweist, wobei eine Position der führenden Kante durch 0% repräsentiert ist und eine Position der nachlaufenden Kante durch 100% repräsentiert ist.

Gemäß einem zweiten Merkmal der vorliegenden Erfindung ist zusätzlich zu dem ersten Merkmal ein Überschallbereich in der Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an der Seite des Bogenrückens innerhalb eines Bereichs von bis zu 15% an der Sehne von der führenden Kante aus begrenzt.

Gemäß einem dritten Merkmal der vorliegenden Erfindung weist zusätzlich zu dem ersten Merkmal eine Schaufel-Dickenverteilung an einem vorderen Abschnitt des Flügelprofils einen Wendepunkt auf.

Gemäß einem vierten Merkmal der vorliegenden Erfindung liegt zusätzlich zu dem dritten Merkmal der Wendepunkt in einem Bereich von 3 bis 20% an der Sehne von der führenden Kante aus.

Gemäß einem fünften Merkmal der vorliegenden Erfindung beträgt zusätzlich zu dem ersten Merkmal der Überschall-Maximalwert nicht mehr als Mach 1,3.

Gemäß einem sechsten Merkmal der vorliegenden Erfindung, ist zusätzlich zu einem von dem ersten bis fünften Merkmal das Flügelprofil wenigstens in einem Teil einer Spannweitenrichtung einer Auslassleitschaufel oder einer Statorschaufel oder einer Rotorschaufel eines Kompressors ausgebildet.

Gemäß einem siebten Merkmal der vorliegenden Erfindung wird ein Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, bereitgestellt, umfassend: eine innere Bogenfläche, welche derart ausgelegt ist, dass sie zwischen einer führenden Kante und einer nachlaufenden Kante einen Überdruck erzeugt, und einen Bogenrücken, welcher derart ausgelegt ist, dass er zwischen der führenden und der nachlaufenden Kante einen Unterdruck erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass ein Grenzschicht-Formfaktor an dem Bogenrücken einen Maximalwert in einem Berich von 6 bis 15% an einer Sehne von der führenden Kante aus annimmt, wobei eine Position der führenden Kante durch 0% repräsentiert ist, und die Position der nachlaufenden Kante durch 100% repräsentiert ist, wobei der Wert in einem Bereich von 30 bis 60% annähernd konstant ist, und in einem Bereich stromabwärts von 60% allmählich ansteigen kann.

Gemäß einem achten Merkmal der vorliegenden Erfindung ist zusätzlich zu dem siebten Merkmal ein Maximalwert des Formfaktors an der nachlaufenden Kante kleiner als 2,5.

Gemäß einem neunten Merkmal der vorliegenden Erfindung weist zusätzlich zu dem siebten Merkmal eine Schaufel-Dickenverteilung eines vorderen Abschnitts des Flügelprofils einen Wendepunkt auf.

Gemäß einem zehnten Merkmal der vorliegenden Erfindung liegt zusätzlich zu dem neunten Merkmal der Wendepunkt in einem Bereich von 3 bis 20% an der Sehne von der führenden Kante aus.

Gemäß einem elften Merkmal der vorliegenden Erfindung ist zusätzlich zu einem von dem siebten bis zehnten Merkmal das Flügelprofil wenigstens in einem Teil einer Spannweitenrichtung einer Auslassleitschaufel oder einer Statorschaufel oder einer Rotorschaufel eines Kompressors angenommen.

Mit den Merkmalen der vorliegenden Erfindung weist in einem transsonischen Regime mit einer Reynolds-Zahl, welche nicht größer ist als eine kritische Reynolds-Zahl, eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an einem Bogenrücken eines Flügelprofils ein einzelnes Maximum der Überschall-Strömung innerhalb eines Bereichs von bis zu 6% an einer Sehne von einer führenden Kante auf, und einen Maximalwert des Grenzschicht-Formfaktors in einem Bereich von 6 bis 15% an der Sehne von der führenden Kante aus, wobei der Pegel des Formfaktors in einem Bereich von 30 bis 60% im Wesentlichen konstant bleibt und in einem Bereich stromabwärts von 60% der Schaufelsehne allmählich ansteigt. Verglichen mit einer herkömmlichen Flügelprofil-Ausgestaltung (CDA), welche Maximalwerte der Geschwindigkeit bei etwa 15–30% der Schaufelsehne zeigt, ist das neue Kaskaden-Flügelprofil mit einem Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit unmittelbar hinter der führenden Kante an dem Bogenrücken des Flügelprofils ausgestaltet. Demzufolge könnte eine kleine Stoßwelle oder ein System von kleinen Stoßwellen nahe hinter der führenden Kante auftreten, aber die Strömungs-Verzögerung dieser Stoßwelle oder dieses Systems von kleinen Stoßwellen fördert einen Übergang von einer laminaren Grenzschicht zu einer turbulenten Grenzschicht, so dass die turbulente Grenzschicht stromabwärts des Übergangs in einem bemerkenswert stabilen Zustand gehalten wird, und sich die Grenzschicht an dem Bogenrücken bei weitem nicht ablöst. Ferner hilft der frühe, Stoßwellen-induzierte Grenzschicht-Übergang dabei, ausgedehnte laminare Ablösungen mit dem Risiko des Platzens einer laminaren Ablösungsblase und schwerwiegende, ausgedehnte Ablösungen zu vermeiden.

Daher kann der Druckverlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen stark verringert werden, während die Druckverluste in einem Bereich hoher Reynolds-Zahlen bei einem herkömmlichen, niedrigen Pegel verbleiben. Ferner bleibt dieser Effekt der Verringerung des Druckverlusts selbst dann bestehen, wenn ein Anströmungswinkel in einem breiten Bereich geändert wird.

Für einen transsonischen Betrieb bei niedrigen Reynolds-Zahlen wird bevorzugt, dass der Überschallbereich an dem Bogenrücken des Flügelprofils innerhalb eines Bereichs von bis zu 15% an der Sehne von der führenden Kante aus reguliert wird, wobei der Maximalwert in dem Überschallbereich derart reguliert wird, dass er nicht mehr als Mach 1,3 beträgt, und eine Position des Wendepunkts der Schaufeldickenverteilung des führenden Kantenabschnitts des Flügelprofils innerhalb eines Bereichs von 3 bis 20% an der Sehne von der führenden Kante aus reguliert ist, wodurch eine schwache Stoßwelle in einem Abschnitt sehr nahe an der führenden Kante erzeugt wird, so dass der Übergang von der laminaren Grenzschicht zu der turbulenten Grenzschicht beschleunigt wird.

Weiterhin ist es bevorzugt, dass ein Wert des Grenzschicht-Formfaktors an der nachlaufenden Kante zu 2,5 oder weniger reguliert ist, wodurch eine Ablösung einer Grenzschicht in der Nähe der nachlaufenden Kante verhindert wird, welche bei einem herkömmlichen Flügelprofil erzeugt worden ist.

Das Flügelprofil gemäß der vorliegenden Erfindung kann zumindest in einem Teil in einer Spannweitenrichtung einer Auslassleitschaufel ausgebildet sein, und es wird vorteilhaft an einem Abschnitt an einer Statorschaufel oder einer Rotorschaufel eines Kompressors, in dem die Reynolds-Zahl niedrig ist, ausgebildet.

Die oben genannten Eigenschaften und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden aus einer Ausführungsform ersichtlich, welche im Folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen detailliert beschrieben werden wird.

Eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird unten unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben.

1 ist ein Diagramm, das ein Flügelprofil einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung und ein herkömmliches Flügelprofil zeigt;

2 ist ein Diagramm, das die Verteilungen der Schaufeldicke entlang Sehnen des Flügelprofils gemäß der Ausführungsform und des herkömmlichen Flügelprofils zeigt;

3A ist ein Diagramm, dass die Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit entlang der Sehne des Flügelprofils der vorliegenden Ausführungsform zeigt;

3B ist ein Diagramm, das die Verteilung des Grenzschicht-Formfaktors entlang der Sehne des Flügelprofils der vorliegenden Ausführungsform zeigt;

4A ist ein Diagramm, das die Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit entlang der Sehne des herkömmlichen Flügelprofils zeigt;

4B ist ein Diagramm, das die Verteilung des Grenzschicht-Formfaktors entlang der Sehne des herkömmlichen Flügelprofils zeigt;

5 ist ein Diagramm, das eine Änderung des Druckverlusts in Abhängigkeit von der Reynolds-Zahl zeigt;

6 ist ein Diagramm, das eine Änderung des Druckverlusts bezogen auf den Anströmungswinkel zeigt; und

7 ist ein Diagramm, das eine Schaufelkaskade unter Verwendung des Flügelprofils der Ausführungsform zeigt.

In dieser Beschreibung ist eine willkürliche Position X entlang einer Sehne mit einer Länge C eines Flügelprofils durch ein Verhältnis X/C angezeigt, wobei eine Position einer führenden Kante 11 durch 0% repräsentiert ist und eine Position einer nachlaufenden Kante 12 durch 100% repräsentiert ist.

1 zeigt ein Flügelprofil, welches bei einer Kompressorschaufel eines Flugzeug-Turbinenluftstrahltriebwerks (Auslassleitschaufel) verwendet wird, wobei eine durchgezogene Linie einer Ausführungsform entspricht und eine gestrichelte Linie einem herkömmlichen Flügelprofil (CDA: "Controlled Diffusion Airfoil", Flügelprofil mit gesteuerter Diffusion). Diese Stator-Leitschaufel ist stromabwärts einer Rotorschaufel radial um eine Achse angeordnet, und bildet eine Schaufelkaskade, wie in 7 gezeigt.

2 zeigt eine Verteilung der Schaufeldicke entlang der Sehne (welche durch die Sehnenlänge dimensionslos gemacht ist), wobei eine durchgezogene Linie die Ausführungsform anzeigt, und eine gestrichelte Linie ein herkömmliches Flügelprofil anzeigt. Die Verteilung der Schaufeldicke bei dem Flügelprofil der Ausführungsform weist eine Vergrößerung der Dicke von der führenden Kante aus 11 zur Position maximaler Schaufeldicke auf, welche verglichen mit der herkömmlichen Ausgestaltung außer an einer Position unmittelbar an der führenden Kante 11 gemäßigt ist. Insbesondere steigt die Schaufeldicke des herkömmlichen Flügelprofis monoton von der führenden Kante 11 aus bis zur Position maximaler Schaufeldicke in der Nähe von 30% der Sehne an, während die Schaufeldicke des Flügelprofils der Ausführungsform mit einem Wendepunkt IP zwischen der führenden Kante 11 und der Position der maximalen Schaufeldicke in der Nähe von 45% der Sehne versehen ist (und zwar in der Nähe von 10% der Sehne). Das heisst, eine Schaufeldicke des Flügelprofils der Ausführungsform steigt stark von der führenden Kante 11 aus bis zu der Nähe von 3% der Sehne an, und erreicht dann mit einer verringerten Steigungsrate den Wendepunkt IP, von dem an die Steigungsrate wieder groß wird. Die Kombination von "starker Steigungsrate der Schaufeldicke unmittelbar hinter der führenden Kante 11" und 'Verringerung der Schaufeldicken-Rate um den Wendepunkt" führt zu einem starken Anstieg der Strömungsgeschwindigkeit an einem Bogenrücken 14 unmittelbar hinter der führenden Kante 11. Der Beginn einer Strömungs-Verzögerung unmittelbar hinter dem Geschwindigkeits-Maximalwert fördert den Grenzschicht-Übergang an dem vorderen Abschnitt des Bogenrückens und die anschließende Entwicklung einer turbulenten, stabilen Grenzschicht an einer hinteren Hälfte der Schaufel ohne Ablösung. Ferner ermöglicht der frühe Beginn der Strömungsverzögerung an dem Bogenrücken es, das Verhältnis der Strömungsverzögerung an dem hinteren Teil auf einen Pegel zu verringern, der niedriger ist als der bei herkömmlichen Kompressor-Flügelprofilen bestehende. Eine lange Verzögerungsstrecke und ein verringerter Druckgradient an dem hinteren Teil der Unterdruckseite hält die Grenzschicht intakt und weit entfernt von einer Ablösung (Grenzschicht-Formfaktor: unterhalb 2–2,5).

3A zeigt eine Verteilung der Machzahl M entlang einer Sehne des Flügelprofils der Ausführungsform, während 3B eine Verteilung eines Grenzschicht-Formfaktors H entlang der Sehne des Flügelprofils zeigt.

Wenn eine Strömungsgeschwindigkeit eines Hauptstroms U ist, ist eine Strömungsgeschwindigkeit einer Grenzschicht u und ein senkrecht von der Oberfäche des Flügelprofils gemessener Abstand ist y, eine Verlagerungsdicke einer Grenzschicht &dgr;* ist durch &dgr;* = ∫ {U-u)/U} dy definiert, und weiterhin ist, wenn eine Strömungsgeschwindigkeit eines Hauptstroms U ist, eine Strömungsgeschwindigkeit einer Grenzschicht u ist und ein senkrecht von der Oberfläche des Flügelprofils gemessener Abstand y ist, eine Impulsdicke einer Grenzschicht &thgr; durch &thgr; = ∫{u(U-u)/U2} dy definiert. Ferner ist der Formfaktor H durch H = &dgr;*/&thgr; definiert. H ist der effektive Grenzschicht-Formfaktor (Verhältnis der Grenzschicht-Verlagerung zur Grenzschicht-Impulsdicke) einer äquivalenten nichtkomprimierbaren Grenzschicht.

3A und 4A zeigen jeweils Geschwindigkeitsverteilungen der inneren Bogenflächen 13 und eines Bogenrückens 14 des Flügelprofils der Ausführungsform und des herkömmlichen Flügelprofils, und ein besonders signifikanter Unterschied dazwischen zeigt sich bei der Geschwindigkeitsverteilung an dem Bogenrücken 14. Das heisst, dass die Geschwindigkeitsverteilung an dem Bogenrücken 14 bei dem herkömmlichen Flügelprofil einen lokalen Geschwindigkeits-Spitzenwert an der führenden Kante 11 zeigen kann (hier: Mach 1,07, in 4A gezeigt), dass aber unmittelbar hinter der führenden Kante 11 eine kontinuierliche Strömungs-Beschleunigung von Mach 0,88 beginnt, um einen maximalen Geschwindigkeitswert mit Mach 1,10 an einer Position von 15% der Sehne zu erreichen. Der Bereich der Überschall-Strömungsgeschwindigkeit (M > 1,00) erstreckt sich bis zu einer Position von 30% der Sehne, und dann verringert sich die Strömungsgeschwindigkeit allmählich zu Mach 0,60 an der nachlaufenden Kante 12. Stromabwärts des Geschwindigkeits-Maximalwerts entwickelt sich eine starke Laminar-Ablösungsblase und diese erstreckt sich bis zu 45% der Sehne.

Andererseits hat die Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an dem Bogenrücken 14 des Flügelprofils der Ausführungsform, die in 3A gezeigt ist, einen Maximalwert von Mach 1,26 an einer 4%-Position der Sehne, welche sehr nahe an der führenden Kante 11 liegt, und die Strömungsgeschwindigkeit verringert sich auf Mach 1,00 oder weniger stromabwärts von einer 15%-Position der Sehne von der führenden Kante 11 aus. Eine Eigenschaft, dass ein Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit verglichen mit dem herkömmlichen Flügelprofil auf diese Art extrem zur Seite der führenden Kante 11 hin verschoben ist, hängt von der Verteilung der Schaufeldicke ab, wie beispielsweise der starke Anstieg der Schaufeldicke unmittelbar hinter der führenden Kante 11 (in einem Bereich bis zu 3% der Sehne bei der Ausführungsform) und eine relativ konstante Schaufeldicke von dem Wendepunkt IP bis zur 30%-Position der Sehne an der stromabwärtigen Seite (siehe 2). Mit dieser Verteilung der Schaufeldicke wird der Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit zu einer Position näher an der führenden Kante 11 bewegt als bei der Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit des herkömmlichen Flügelprofils (siehe 4A), wodurch ein steiler Druckanstieg mit einer schwachen Stoßwelle unmittelbar hinter der führenden Kante 11 erzeugt wird, und dieser Druckanstieg mit einer starken Verzögerung einen Übergang der Grenzschicht von einem laminaren Zustand zu einem turbulenten Zustand einleitet. Die turbulente Grenzschicht kann, verglichen mit einer laminaren Grenzschicht, besser starker Diffusion widerstehen. Daher wird die turbulente Grenzschicht bis zu der nachlaufenden Kante 12 stabil gehalten.

Der obige Betrieb wird basierend auf dem in 3B und 4B gezeigten Formfaktor H für Strömungsbedingungen bei niedrigen Schaufelsehnen-Reynolds-Zahlen (d.h. Re = 120000 und M-Einlass = 0,76) detaillierter beschrieben. Wie aus 4B ersichtlich, besteht bei dem herkömmlichen Flügelprofil ein Maximalwert des Formfaktors H in der Nähe von 30% der Sehne (siehe Abschnitt a), wo eine ausgedehnte Ablösung der laminaren Strömung auftritt. Aufgrund des schlechten Zustands der Grenzschicht und des hinteren Druckanstiegs befestigt sich die Grenzschicht nicht wieder. Der Wert des Formfaktors H bleibt oberhalb eines Werts von 2,5 und erhöht sich bis zu 4,3 in der Nähe der nachlaufenden Kante 12 (siehe Abschnitt b), was eine starke turbulente Ablösung anzeigt.

Andererseits hat der in 3B gezeigte Formfaktor H der Ausführungsform einen Maximalwert an einer 12%-Position der Sehne (siehe Abschnitt c), was einen Übergang in eine kurze laminare Ablösungsblase anzeigt, die von einer schwachen Stoßwelle ausgelöst ist. Stromabwärts des Übergangs sinkt der Formfaktor weit unter 2,0 bei einer 20%-Position der Sehne und H wird in einem Bereich von 30% bis 60% der Sehne (siehe Abschnitt d) im Wesentlichen konstant gehalten. Stromabwärts von 60% der Sehne kann der Formfaktor H allmählich ansteigen, aber er wird unterhalb eines Werts von 2,5 gehalten, bevor die nachlaufende Kante 12 erreicht ist (siehe Abschnitt e). Auf diese Art wird ein Übergang einer Grenzschicht in einem Bereich kurz hinter der führenden Kante 11 bewirkt, und eine stabile, turbulente Grenzschicht wird an dem Bogenrücken 14 des Flügelprofils in einem breiten Bereich von 20 bis 100% der Sehne gebildet. Dadurch kann eine hintere turbulente Ablösung der Grenzschicht verhindert werden und der Druckverlust kann minimiert werden.

5 zeigt ein Beispiel der Änderung von Druckverlusten in Abhängigkeit von der Reynolds-Zahl für eine Haupstromeinlass-Machzahl von 0,7. Der Druckverlust des Flügelprofils der Ausführungsform kann in einem Bereich mit einer Reynolds-Zahl von weniger als 400000 kleiner gemacht werden als der des herkömmlichen Flügeprofils, während der Druckverlust des Flügelprofils der Ausführungsform in einem Bereich mit einer Reynolds-Zahl von 600000 oder mehr auf demselben Pegel gehalten wird wie der des herkömmlichen Flügelprofils. Desto kleiner die Reynolds-Zahl ist, desto signifikanter ist der Effekt der Verringerung des Druckverlustes der Ausführungsform, und der Druckverlust des Flügelprofils der Ausführungsform bei der Reynolds-Zahl von 120000 ist nur ungefähr ein Viertel des Druckverlusts des herkömmlichen Flügelprofils.

6 zeigt die charakteristische Änderung von Druckverlusten in Abhängigkeit eines Anströmungswinkels (ein Winkel zwischen dem Hauptstrom und einer Linie, welche die führenden Kanten der Schaufelkaskade verbindet) bei einer Hauptstromeinlass-Machzahl von 0,7, und ein Druckverlust des Flügelprofils der Ausführungsform bei einer Reynolds-Zahl von 120000 und zum Beispiel dem Anströmungswinkel von 130° wird bei ungefähr einem Viertel des Druckverlusts des herkömmlichen Flügelprofils gehalten.

7 zeigt einen Teil einer Schaufelkaskade, die das Flügelprofil gemäß der vorliegenden Erfindung verwendet. Die vertikale Achse und Längsachse dieses Diagramms sind durch einen Prozentsatz basierend auf einer Sehne Cax (Achsensehne) entlang einer Drehachse eines Kompressors repräsentiert.

Die Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist oben beschrieben worden, aber es ist möglich, verschiedene Änderungen der Ausgestaltung vorzunehmen, ohne von dem Inhalt der Erfindung abzuweichen.

Beispielsweise ist ein Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit des Flügelprofils der Ausführungsform an einer 4%-Position der Sehne angeordnet, aber es ist ausreichend, dass die Position des Maximalwerts innerhalb einer 6%-Position der Sehne liegt.

Weiterhin ist der letzte Teil des Überschallabschnitts des Flügelprofils der Ausführungsform an einer 15%-Position der Sehne angeordnet, aber es ist ausreichend, dass der letzte Teil des Überschallabschnitts vor der 15%-Position der Sehne liegt.

Weiterhin ist der Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit des Flügelprofils der Ausführungsform Mach 1,26, aber es ist ausreichend, dass der Maximalwert der Strömungsgeschwindigkeit nicht mehr als Mach 1,30 beträgt.

Weiterhin ist der Wendepunkt IP der Schaufeldicke des Flügelprofils der Ausführungsform an einer 10%-Position der Sehne angeordnet, aber es ist ausreichend, dass der Punkt innerhalb eines Bereichs von 3 bis 20% der Sehne liegt.

Weiterhin ist ein Maximalwert des Grenzschicht-Formfaktors H des Flügelprofils der Ausführungsform an einer 12%-Position der Sehne angeordnet, aber es ist lediglich notwendig, dass der Maximalwert innerhalb eines Bereichs von 6 bis 15% der Sehne liegt.

Weiterhin ist der Maximalwert des Formfaktors H an der nachlaufenden Kante 12 des Flügelprofils der Ausführungsform 2,5, aber es ist ausreichend und sogar besser, wenn der Wert kleiner als 2,5 ist.

Weiterhin kann das Flügelprofil der Ausführungsform über den gesamten Bereich in der Spannweitenrichtung (Schaufelhöhenrichtung) ausgebildet sein, oder nur an einem Teil in der Spannweitenrichtung. Das heisst, das Flügelprofil der vorliegenden Erfindung kann in einem Teil der Auslassleitschaufel in der Spannweitenrichtung ausgebildet sein, während ein anderes Flügelprofil in dem verbleibenden Teil ausgebildet sein kann. Auf diese Art und Weise kann durch zweckmäßiges Verwenden sowohl des Flügelprofils der vorliegenden Erfindung, als auch des bestehenden Flügelprofils, die Freiheit der Ausgestaltung der Schaufel verbessert werden.

Weiterhin ist die Anwendung des Flügelprofils der vorliegenden Erfindung nicht auf eine Auslassleitschaufel eines Kompressors für ein Turbinenluftstrahltriebwerk begrenzt, sondern kann auch bei einer Rotorschaufel oder einer Statorschaufel irgend eines anderen beliebigen Triebwerk-Kompressors verwendet werden. Der essentielle Vorteil wird erzielt, wenn die Ausführungsform bei Flugzeugtriebwerk-Kompressoren angewendet wird, welche beim Fliegen mit Reisegeschwindigkeit in großen Höhen betrieben werden sowohl bei den Rotor- als auch bei den Statorschaufeln die Schaufelsehnen-Reynolds-Zahlen niedrig sind.

In einem transsonischen Bereich mit einer Reynolds-Zahl, welche nicht größer ist als eine kritische Reynolds-Zahl, hat eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an einem Bogenrücken eines Flügelprofils einen einzigen Überschall-Maximalwert innerhalb eines Bereichs von bis zu 6% an der Sehne von einer führenden Kante, oder ein Formfaktor hat einen Maximalwert in einem Bereich von 6 bis 15% an der Sehne von der führenden Kante aus, wobei der Wert in einem Bereich von 30 bis 60% annähernd konstant ist, und in einem Bereich stromabwärts von 60% der Sehne bis zu 2,5 ansteigen kann. Der Maximalwert der Geschwindigkeitsverteilung an dem Bogenrücken des Flügelprofils ist, verglichen mit durch die herkömmliche CDA-Philosophie ausgestalteten Flügelprofilen, bemerkenswert nahe an die führende Kante verschoben. Bei transsonischen Einlassströmungsbedingungen, wird unmittelbar hinter der führenden Kante eine kleine Stoßwelle oder ein System schwacher Stoßwellen erzeugt, welche einen frühen Übergang der Grenzschicht von laminar zu turbulent unterstützen, so dass die turbulente Grenzschicht an dem hinteren Teil der Unterdruckfläche des Flügelprofils in einem bemerkenswert stabilen Zustand bleibt. Daher kann ein Druckverlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen drastisch verringert werden, während herkömmlicherweise der Druckverlust in einem Bereich hoher Reynolds-Zahlen niedrig gehalten wird. Ferner wird dieser Effekt der Verringerung des Druckverlusts im Bereich niedriger Reynolds-Zahlen selbst dann ausgeübt, wenn ein Anströmungswinkel in einem breiten Bereich geändert wird.


Anspruch[de]
Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, umfassend:

eine innere Bogenfläche (13), welche derart ausgelegt ist, dass sie zwischen einer führenden Kante (11) und einer nachlaufenden Kante (12) einen positiven Überdruck erzeugt,

und einen Bogenrücken (14), welcher derart ausgelegt ist, dass er zwischen der führenden und der nachlaufenden Kante (11 und 12) einen Unterdruck erzeugt,

dadurch gekennzeichnet, dass eine Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an der Seite des Bogenrückens (14) einen einzelnen Überschall-Maximalwert innerhalb eines Bereichs von bis zu 6% an einer Sehne von der führenden Kante (11) aus aufweist, wobei eine Position der führenden Kante (11) durch 0% repräsentiert ist und eine Position der nachlaufenden Kante (12) durch 100% repräsentiert ist.
Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass ein Überschallbereich in der Verteilung der Strömungsgeschwindigkeit an der Seite des Bogenrückens (14) innerhalb eines Bereichs von bis zu 15% an der Sehne von der führenden Kante (11) aus begrenzt ist. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Schaufel-Dickenverteilung an einem vorderen Abschnitt des Flügelprofils einen Wendepunkt aufweist. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Wendepunkt in einem Bereich von 3 bis 20% an der Sehne von der führenden Kante (11) aus liegt. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Überschall-Maximalwert nicht mehr als Mach 1,3 beträgt. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Flügelprofil wenigstens in einem Teil einer Spannweitenrichtung einer Auslassleitschaufel oder einer Statorschaufel oder einer Rotorschaufel eines Kompressors ausgebildet ist. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, umfassend:

eine innere Bogenfläche (13), welche derart ausgelegt ist, dass sie zwischen einer führenden Kante (11) und einer nachlaufenden Kante (12) einen Überdruck erzeugt,

und einen Bogenrücken (14), welcher derart ausgelegt ist, dass er zwischen der führenden und der nachlaufenden Kante (11 und 12) einen Unterdruck erzeugt,

dadurch gekennzeichnet, dass ein Grenzschicht-Formfaktor an dem Bogenrücken (14) einen Maximalwert in einem Berich von 6 bis 15% an einer Sehne von der führenden Kante (11) aus annimmt, wobei eine Position der führenden Kante (11) durch 0% repräsentiert ist, und die Position der nachlaufenden Kante (12) durch 100% repräsentiert ist, wobei der Wert in einem Bereich von 30 bis 60% annähernd konstant ist, und in einem Bereich stromabwärts von 60% allmählich ansteigen kann.
Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass ein Maximalwert des Formfaktors an der nachlaufenden Kante (12) kleiner als 2,5 ist. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass eine Schaufel-Dickenverteilung eines vorderen Abschnitts des Flügelprofils einen Wendepunkt aufweist. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Wendepunkt in einem Bereich von 3 bis 20% an der Sehne von der führenden Kante (11) aus liegt. Flügelprofil für einen Axialströmungskompressor, das den Verlust in einem Bereich niedriger Reynolds-Zahlen senken kann, nach einem der Ansprüche 7 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Flügelprofil wenigstens in einem Teil einer Spannweitenrichtung einer Auslassleitschaufel oder einer Statorschaufel oder einer Rotorschaufel eines Kompressors ausgebildet ist.






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