具体实施方式

本发明对安装在飞行器上的涡轮机进行了描述，然而它显然适用于任何类型的飞行器。

图2示出了本发明的涡轮机。为了清楚简洁，图1和图2中使用相同的附图标记来标识相同或类似的特征。为此，参考图1，飞行器涡轮机1沿着轴线X纵向延伸，以使飞行器可以利用进入涡轮机1并从上游向下游流动的气流来进行移动。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对纵向X轴从上游至下游的方向来定义的。类似地，术语“内部”和“外部”是相对X轴线的径向方向来定义的。

已知地，涡轮机1包括压缩机、燃烧室以及上游风扇2，该上游风扇2以绕X轴线自由旋转的方式安装并用于吸入气流。如图2所示，涡轮机1包括外壳11和中间壳12，在该外壳11中安装有风扇2，该中间壳12用以界定出位于其内部的核心流道V1以及位于中间壳12和外壳11之间的支流道V2。当涡轮机1运行时，风扇2产生从上游向下游流动的气流，该气流被分解成在核心流道V1中流动并能够供给压缩机的第一气流F1和在支流道V2中流动以便使第二气流F2从涡轮机1下游喷射。

参考图2，涡轮机1包括定子轮4，该定子轮4包括多个定子叶片40(也被称为“导流叶片”)，这些定子叶片40沿周向均匀地安装在涡轮机1的中间壳12与外壳11之间的支流道V2中，以便矫直由于风扇2的旋转而扭曲的第二气流F2。这些定子叶片40是本领域技术人员所已知的首字母缩写为OGV的“出口导流片”。在该示例中，定子轮4包括属于外壳11的外壁41和属于中间壳12的内壁42。如图2所示，定子叶片40在外壁41与内壁42之间径向延伸。

已知地，参考图3，每个定子叶片40包括前缘40A和后缘40B，该前缘40A与上游端相对应并首先与第二气流F2接触，该后缘40B位于下游。已知地，如图2所示，叶片40的轮廓在截面中被限定在绕涡轮机1的轴线X旋转的平面PR上。旋转平面PR是针对一设定径向距离进行定义的。

定子叶片40为传统的定子叶片，而非转轴通过其穿过支流道V2的部件。

参考图3，在旋转平面PR中，每个叶片40具有从前缘40A至后缘40B的细长轮廓P。已知地，轮廓P根据多个几何特征来限定，诸如，例如长度和厚度。在该示例中，叶片40的轮廓P的特征在于前缘40A至后缘40B之间的距离(被称为弦C)以及最大厚度Ep。在该示例中，最大厚度Ep被限定为垂直于叶片等分线LMA的方向。如图3所示，这条等分线LMA(也被本领域技术人员称作骨架线或中弧线)将前缘40A连接到后缘，并与内弧面和外弧面等距。仍参考图3，类似地，叶片40的特征在于其弦P相对于涡轮机1的X轴线(旋转轴线)的倾斜度。在下文中，对于轮廓P，入射角θ被限定在X轴线与弦C之间。最后，如图3所示，定子轮4的特征在于其节距PAS对应于两个相邻定子叶片40的后缘40B之间的间距。

在下文中，叶片40的第一轮廓P1被限定为用以实现空气动力功能并矫直气流，叶片40的第二轮廓P2被限定为用以实现热功能并改善在中间壳12内侧流动的核心流F1及在涡轮机1的中间壳12外侧流动的第二气流F2之间的热交换。

如现有技术中所公开，当定子轮4被配置为仅发挥空气动力作用时，其仅包括具有第一空气动力轮廓P1的叶片。类似地，当定子轮4被配置为仅发挥热作用时，其仅包括具有第二热轮廓P2的叶片。在此定子轮中，两个相邻叶片40之间的节距PAS也是相等的。

根据本发明，定子轮4包括至少两个叶片40，各叶片40的弦C不同，以使定子轮4可以发挥热作用和空气动力作用，同时减小对涡轮机1的性能的影响。叶片40的轮廓P与叶片40的弦C相对应。而且，弦C的增加会引起截面积增加，例如，以降低轮的叶片40上的机械应力。类似地，弦C的增加会使得叶片40的体积增加，这有利地使得与进入涡轮机1的气流接触的表面积的增加，因此使热交换最大化。

根据一方面，对于弦C不同的两个叶片40，该两个叶片40的前缘40A至后缘40B之间的轮廓P具有基本相同的最大厚度Ep。优选地，最大厚度Ep被限定在弦C的20％-70％之间的位置处，其中0％对应于前缘40A的位置，100％对应于后缘40B的位置。基本相同的最大厚度Ep指的是最大厚度Ep的变化小于5％。因此，弦的变化是在最大厚度不变的情况下获得的。

根据另一方面，对于弦C不同的两个叶片40，该两个叶片40的前缘40A与后缘40B之间的轮廓P具有基本相同的相对厚度。相对厚度是以最大厚度Ep和弦C之比来确定的。基本相同的相对厚度指的是相对厚度的变化小于10％。因此，弦的变化是在相对厚度不变的情况下获得的。优选地，具有细长弦的叶片的相对厚度与具有标准弦的叶片的相对厚度之比小于1.1。此比率有助于减小具有不同弦的两相邻叶片之间的局部流体扰动。

参考图4，在旋转平面PR中示出了7个具有带第一弦C1的第一空气动力轮廓P1的叶片40和1个具有带第二弦C2的第二热轮廓P2的叶片40。在该示例中，第二弦C2比第一弦C1长，从而使热交换最大化。与总是强制使用具有相同弦的叶片40的现有技术不同，本发明与现有技术相反，并且公开了特定叶片40的特殊化，使得其能够最优地发挥其功能。

优选地，两个相邻叶片40之间的弦C1、C2之差小于50％，甚至更优选地小于25％。此特征使得可以实现基本连续的空气动力/热特性变化，以使涡轮机1的性能不会受到影响，并且特别地，具有带第二弦C2的第二热轮廓P2的叶片40附近的局部流动性能不会受到影响。优选地，两相邻叶片40之间的弦C1、C2之差大于5％，甚至更优选地大于10％，以使叶片40特殊化。

根据涡轮机的类型，当第一空气动力轮廓P1的第一弦C1离第二热轮廓P2的第二弦C2太远时，一种解决方案是提供具有间插轮廓P31、P32的间插叶片40。

已呈现了两个轮廓P1、P2来首先优化空气动力性能，并其次优化热性能。显然，可以提供其他特殊化的轮廓，特别地，以优化机械性能和结构性能。

图5呈现了具有带第一间插弦C31的第一间插轮廓P31的间插叶片40和具有带第二间插弦C32的第二间插轮廓P32的间插叶片40。在该实施例中，弦按照以下顺序按升序排列：C1(最小弦)、C31、C32、C2(最大弦)。弦的变化为从最小弦C1到最大弦C2逐渐增加。在该示例中，两个相邻叶片之间的弦之差小于50％，甚至更优选地小于25％。

在实践中，如将在下面呈现的，具有第一轮廓P1的叶片40与具有第二轮廓P2的叶片40之间的间插叶片40的数量是根据第一弦C1与第二弦C2之间的差以及两个相邻叶片40之间的弦C的可接受差来限定的。

如图5所示，叶片40的轮廓按照弦的以下顺序依次排布：C1、C1、C31、C32、C2、C32、C31、C1、C1。此顺序是有利的，因为它使得可以将具有第二热轮廓P2的叶片40集成在远离第二热轮廓P2的具有第一空气动力轮廓P1的一组叶片40中。间插叶片40的使用有利地使得可以避免热处理和航空处理中的任何不连续性，从而不会干扰涡轮机1的运行。弦的变化有利地是渐进的。

本发明的定子轮4有利地使得可以矫直气流并保证所要求的机械功能，同时减小两相邻叶片(40)之间的弦C之差。这有利地使得可以实现叶片40间轮廓的平滑过渡，从而减小对第二气流F2的干扰。

在该示例中呈现了两种类型的间插叶片40，但显然可以有不同数量。

优选地，本发明的定子轮4包括有限数量的弦C不同的叶片40。此定子轮4最多包括十个弦C不同的叶片40，从而有利地降低制造和组装难度。

已经呈现了弦C1、C2不同的的第一空气动力轮廓P1和第二热轮廓P2。显然，第一空气动力轮廓P1和第二热轮廓P2可以包括一个或多个其他不同特征，特别地，最大厚度Ep、节距PAS、入射角θ。

根据一个方面，第一空气动力轮廓P1的弦C1和第二热轮廓P2的弦C2不同，但具有相等的最大厚度Ep，从而减小两个相邻叶片40之间的截面积变化，这可以减小局部流动扰动。

根据另一方面，第一空气动力轮廓P1的弦C1及最大厚度Ep和第二热轮廓P2的弦C2及最大厚度Ep均不相同，从而具有恒定的相对厚度，换句话说，最大厚度Ep与叶片40的弦C之间的比率恒定。此替代方案使得可以确保轮廓P1、P2的机械特征(柔性、固有频率等)。

在前述示例中，叶片40的弦根据相邻叶片40的弦C来确定。然而，显然的是，每个叶片40的弦C同样可以独立于定子轮4上相邻叶片40的弦C来很好地设定。根据该替代方案，每个叶片40的形状都是独特的，并且能够根据性能要求实现定子轮4的最优构造。

优选地，两叶片40之间的节距PAS与弦C无关，因此，如果对于两相邻叶片40，节距PAS相同但弦C不同，则两叶片40之间的相对节距(换句话说，节距PAS与弦C之间的比率根据弦C的变化而变化)就不同。可替代地，弦C不同的两个叶片40之间的节距PAS可以不同(如图5所示，具有第一节距PAS1和第二节距PAS2)。

可选地，两叶片40之间的弦C的变化可以与如上所述的叶片40的入射角θ的变化相配合。有利地，此改进使得可以减小从涡轮机1的下游至上游施加在定子轮4上的气流的空气动力变形，例如当飞行器在飞行时。

已参考图5呈现了包括几个具有第一空气动力轮廓P1的叶片40和1个具有第二热轮廓P2的叶片40的定子轮4。显然，本发明也适用于包括几个具有第二热轮廓P2的叶片40和1个具有第一空气动力轮廓P1的叶片40的定子轮4。类似地，已经呈现了两个轮廓P1、P2来首先优化空气动力性能，其次优化热性能。显然，可以提供其他特殊化的轮廓，特别地，以优化机械性能和结构性能。

包括多个弦C不同的叶片40的定子轮4组具有这样的优点，即，其使得该轮可以发挥空气动力、结构和热作用，同时减小对涡轮机1的性能的损害，如果所有叶片40都相同，则会出现对涡轮机1性能的损害。