專利名稱：包括用于減小噪聲的末端輪廓的翼型件及其制造方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本文介紹的實(shí)施例大體涉及構(gòu)造成減小噪聲的空氣動(dòng)力學(xué)表面，并且更具體而言，涉及空氣動(dòng)力學(xué)表面(諸如翼型件)上的用于減小噪聲的末端部分的構(gòu)造。
背景技術(shù)：
諸如(但不限于)風(fēng)力渦輪機(jī)、航空器機(jī)身、航空器發(fā)動(dòng)機(jī)、燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)和蒸汽渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的包括空氣動(dòng)力學(xué)表面的至少一些已知的機(jī)器包括多個(gè)固定的和/或旋轉(zhuǎn)的翼型件，翼型件會(huì)經(jīng)受由于上游物體(諸如上游葉片排或不穩(wěn)定的輸入空氣流)產(chǎn)生的沖擊尾流和漩渦。上游產(chǎn)生的尾流和漩渦傳送到下游，在下游，它們可沖擊在下游翼型件的前緣上。在一種情況下，上游物體在相對(duì)于彼此運(yùn)動(dòng)的下游翼型件上引起的尾流沖擊是在渦輪機(jī)應(yīng)用中產(chǎn)生的空氣動(dòng)力學(xué)噪聲和航空力學(xué)載荷的主要源。特別感興趣的是已經(jīng)開發(fā)的無涵道對(duì)轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，諸如GE 36發(fā)動(dòng)機(jī)，其常常稱為無涵道風(fēng)扇(UDF)或螺槳風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。在一些已知的無涵道對(duì)轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)中，由于上游旋轉(zhuǎn)翼型件的尾流沖擊在位于下游的逆向旋轉(zhuǎn)的翼型件的前緣上，可產(chǎn)生噪聲。在其它已知情況中，由于上游定子構(gòu)件的尾流沖擊在構(gòu)件的下游的旋轉(zhuǎn)的翼型件的前緣上，可產(chǎn)生噪聲。由航空器發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的噪聲可受到國(guó)際和本地法令約束，從而產(chǎn)生平衡燃料效率和排放與噪聲污染的需要。在渦輪機(jī)應(yīng)用中產(chǎn)生的空氣動(dòng)力學(xué)噪聲和航空力學(xué)載荷的主要源是來自上游葉片排的尾流對(duì)相對(duì)于彼此運(yùn)動(dòng)的下游葉片排或?qū)~的作用。如前面指示的那樣，示例包括與下游逆向旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇葉片相互作用的風(fēng)扇尾流和漩渦，借此開式轉(zhuǎn)子噪聲可由前-后轉(zhuǎn)子的相互作用產(chǎn)生。另外，感興趣的是由于定子導(dǎo)葉尾流沖擊在下游轉(zhuǎn)子葉片上而引起的渦輪機(jī)噪聲。翼型件的前緣上的沖擊尾流可導(dǎo)致從渦輪機(jī)中發(fā)出的噪聲增大，以及葉片排上的航空力學(xué)載荷潛在地增大。減小由沖擊在翼型件上的這些不穩(wěn)定的尾流產(chǎn)生的噪聲的至少一些已知的方法包括增大上游物體或翼型件與下游翼型件之間的距離。這個(gè)增大的距離會(huì)混合尾流，并且從而減小促使下游翼型件的末端漩渦不穩(wěn)定地運(yùn)動(dòng)的尾流的幅度。但是，增大上游物體(諸如另一個(gè)翼型件)和下游翼型件之間的距離可提高發(fā)動(dòng)機(jī)的大小、重量和成本，并且從而降低發(fā)動(dòng)機(jī)的效率和性能。

發(fā)明內(nèi)容
根據(jù)一個(gè)示例性實(shí)施例，公開一種翼型件。該翼型件包括:根部部分和末端部分，其中，末端部分構(gòu)造成從根部部分沿徑向向外延伸；吸力側(cè)和壓力側(cè)，它們?cè)谇熬壓秃缶壧幝?lián)接在一起，后緣沿弦向與前緣間隔開且在前緣的下游；多個(gè)弦區(qū)段，其具有弦長(zhǎng)，并且在翼型件的前緣和后緣之間沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之間沿著翼型件的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及末端輪廓，其限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的漸縮坡度，其中，末端輪廓構(gòu)造成降低翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。根據(jù)另一個(gè)示例性實(shí)施例，公開一種風(fēng)扇組件。該風(fēng)扇組件包括:盤；以及聯(lián)接到盤上的多個(gè)風(fēng)扇葉片，多個(gè)風(fēng)扇葉片中的各個(gè)葉片包括:翼型件部分，其包括在前緣和后緣處聯(lián)接在一起的吸力側(cè)和壓力側(cè)，后緣沿弦向與前緣間隔開且在前緣的下游；多個(gè)弦區(qū)段，其具有弦長(zhǎng)，并且在翼型件的前緣和后緣之間沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之間沿著翼型件的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及末端輪廓，其限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的漸縮坡度，其中，末端輪廓構(gòu)造成降低翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。根據(jù)另一個(gè)示例性實(shí)施例，公開一種無涵道對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。無涵道對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)包括:無涵道風(fēng)扇區(qū)段，其包括第一風(fēng)扇葉片排和在后部沿軸向與第一風(fēng)扇葉片排間隔開的第二風(fēng)扇葉片排，第二風(fēng)扇葉片排包括多個(gè)翼型件，各個(gè)翼型件包括:根部部分和末端部分，其中，末端部分構(gòu)造從根部部分沿徑向向外延伸；吸力側(cè)和壓力側(cè)，它們?cè)谇熬壓秃缶壧幝?lián)接在一起，后緣沿弦向與前緣間隔開且在前緣的下游；多個(gè)弦區(qū)段，其具有弦長(zhǎng)，并且在翼型件的前緣和后緣之間沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之間沿著翼型件的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及末端輪廓，其限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的漸縮坡度，其中，末端輪廓構(gòu)造成降低翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。根據(jù)另一個(gè)示例性實(shí)施例，公開一種制造翼型件的方法。制造翼型件的方法包括制造至少一個(gè)翼型件，翼型件包括在前緣和后緣處聯(lián)接在一起的吸力側(cè)和壓力側(cè)，后緣沿弦向與前緣間隔開且在前緣的下游；其中，翼型件包括多個(gè)弦區(qū)段，該多個(gè)弦區(qū)段具有弦長(zhǎng)，并且在翼型件的前緣和后緣之間沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之間沿著翼型件的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開，所述末端部分包括:末端輪廓，其限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的、不具有坡度不連續(xù)性的漸縮坡度，其中，末端輪廓構(gòu)造成降低翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。


根據(jù)結(jié)合附圖得到的后面的詳細(xì)描述，本公開的以上和其它方面、特征與優(yōu)點(diǎn)將變得更加顯而易見，其中:
圖1是顯示了支承發(fā)動(dòng)機(jī)的航空器的透視圖，發(fā)動(dòng)機(jī)包括具有根據(jù)實(shí)施例的末端輪廓的翼型件；
圖2是圖1中顯示的發(fā)動(dòng)機(jī)的放大側(cè)視 圖3是通過圖2的線3-3得到的示意性橫截面，其示出了包括具有根據(jù)實(shí)施例的末端輪廓的翼型件的無涵道對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)；
圖4是顯示了標(biāo)準(zhǔn)的末端輪廓的現(xiàn)有技術(shù)翼型件的透視 圖5是圖4的現(xiàn)有技術(shù)翼型件的一部分的放大透視圖，其顯示了標(biāo)準(zhǔn)的末端輪廓；
圖6是圖2的示例性翼型件的透視圖，其顯示了根據(jù)實(shí)施例的末端輪廓；
圖7是圖6的示例性翼型件的放大透視圖，其顯示了根據(jù)實(shí)施例的末端輪廓；以及 圖8是圖7的翼型件的一部分的放大透視圖，其顯示了根據(jù)實(shí)施例的末端輪廓。
部件列表
10航空器 12發(fā)動(dòng)機(jī)組件 14機(jī)翼 16機(jī)翼
18縱向中心線軸線 20上游方向 22下游方向 24外殼/殼體 26核心發(fā)動(dòng)機(jī) 28壓縮機(jī) 30燃燒器 32聞壓潤(rùn)輪 34 34A/34B傳動(dòng)軸 36擴(kuò)散器區(qū)段 38功率渦輪 40第一渦輪葉片排 42第二渦輪葉片排 44前部風(fēng)扇區(qū)段 46第一風(fēng)扇葉片排 48內(nèi)部對(duì)轉(zhuǎn)軸 50第二風(fēng)扇葉片排 52外部傳動(dòng)軸 54翼型件 56掛架
60現(xiàn)有技術(shù)風(fēng)扇葉片 62翼型件部分 64末端部分 66根部部分 68傾斜線 70風(fēng)扇葉片 72翼型件部分 74平臺(tái) 76根部部分 78整體式鳩尾榫 80第一成型側(cè)壁 81壓力側(cè) 82第二成型側(cè)壁 83吸力側(cè) 84前緣 86后緣 88末端部分
90凸度和厚度變化起始線
92弦向距離
94弦長(zhǎng)
96弦區(qū)段
98末端切口
100末端切口輪廓
102第一部分
104第一坡度
106第二部分
108第二坡度。
具體實(shí)施例方式大體提供用于制造翼型件的示例性設(shè)備和方法，該翼型件諸如(但不限于)用于結(jié)合了空氣動(dòng)力學(xué)表面的裝置中，并且更特別地用于旋轉(zhuǎn)式裝置(諸如(但不限于)開式轉(zhuǎn)子推進(jìn)系統(tǒng))中。本文描述的實(shí)施例不是限制性的，而僅是示例性的。應(yīng)當(dāng)理解，用于制造本文公開的翼型件的示例性設(shè)備和方法可應(yīng)用于任何類型的翼型件或空氣動(dòng)力學(xué)表面，諸如(但不限于)風(fēng)扇葉片、轉(zhuǎn)子葉片、帶涵道風(fēng)扇葉片、無涵道風(fēng)扇葉片、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)、風(fēng)力渦輪機(jī)、航空器機(jī)翼高揚(yáng)程系統(tǒng)和/或航空器結(jié)構(gòu)。更具體而言，用于制造本文公開的翼型件的示例性設(shè)備和方法可應(yīng)用于經(jīng)受在翼型件的上游產(chǎn)生的沖擊尾流和漩渦的任何翼型件或空氣動(dòng)力學(xué)表面。雖然與開式轉(zhuǎn)子推進(jìn)系統(tǒng)(在本文也稱為無涵道對(duì)轉(zhuǎn)前部風(fēng)扇高旁通(bypass)比發(fā)動(dòng)機(jī)或UDF)結(jié)合起來描述本文描述的實(shí)施例，但應(yīng)當(dāng)對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員顯而易見的是，經(jīng)過合適的修改，該設(shè)備和方法可適于經(jīng)受在翼型件的上游產(chǎn)生的沖擊尾流和漩渦且對(duì)與自相作用和驟風(fēng)作用有關(guān)的末端漩渦噪聲被關(guān)注的任何裝置，包括翼型件。現(xiàn)在參照?qǐng)D1，顯示了根據(jù)一個(gè)實(shí)施例的支承發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的航空器10。顯示航空器10具有一對(duì)后掠機(jī)翼14和16。安裝在機(jī)翼14上的是發(fā)動(dòng)機(jī)組件12，并且更特別地，在實(shí)施例中，是無涵道對(duì)轉(zhuǎn)前部風(fēng)扇高旁通比發(fā)動(dòng)機(jī)組件，在本文也稱為開式轉(zhuǎn)子推進(jìn)系統(tǒng)。所顯示的掛架構(gòu)造不意于為限制性的，并且預(yù)見到額外的掛架構(gòu)造(例如推式構(gòu)造和拉式構(gòu)造)，而且公開的末端輪廓受不發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)架限制。圖2顯示了圖1的發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的放大側(cè)視圖。圖3示出了通過根據(jù)實(shí)施例的圖2的發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的線3-3得到的截面圖，其中，以相同的方式參照相同部件。發(fā)動(dòng)機(jī)組件12包括從前部到后部(從圖2和3的左邊到右邊)延伸通過發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的縱向中心線軸線18。通過示出的示例性發(fā)動(dòng)機(jī)的流大體從前部到后部。平行于中心線軸線18而朝向發(fā)動(dòng)機(jī)的前部且遠(yuǎn)離發(fā)動(dòng)機(jī)的后部的方向在本文中將被稱為“上游”方向20，而平行于中心線軸線18的相反方向在本文中將被稱為“下游”方向22。發(fā)動(dòng)機(jī)組件12具有同軸地圍繞中心線軸線18而設(shè)置的外殼或外部殼體24。外部殼體在傳統(tǒng)上被稱為機(jī)艙。發(fā)動(dòng)機(jī)組件12也包括稱為核心發(fā)動(dòng)機(jī)26的氣體發(fā)生器。這種核心發(fā)動(dòng)機(jī)包括壓縮機(jī)28、燃燒器30和高壓渦輪32 (或者單級(jí)或者多級(jí))。在發(fā)動(dòng)機(jī)12的前部部分處，設(shè)置有前部風(fēng)扇區(qū)段44。風(fēng)扇區(qū)段44包括連接到內(nèi)部對(duì)轉(zhuǎn)軸48的前部端上的第一風(fēng)扇葉片排46，內(nèi)部對(duì)轉(zhuǎn)軸48在功率渦輪38和風(fēng)扇區(qū)段44之間延伸。前部風(fēng)扇區(qū)段44包括連接到外部傳動(dòng)軸52的前部端上的第二風(fēng)扇葉片排50，外部傳動(dòng)軸52也連接在功率渦輪38和風(fēng)扇區(qū)段44之間。第一風(fēng)扇葉片排46和第二風(fēng)扇葉片排50中的各個(gè)包括多個(gè)沿周向間隔開的翼型件54，或風(fēng)扇葉片。風(fēng)扇葉片排46和50逆向旋轉(zhuǎn)，這提供較高的推進(jìn)效率。應(yīng)當(dāng)理解，逆向旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇葉片排50用來移除逆向旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇葉片排46施加的在周向空氣分量上的漩渦。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的重要特征是定位和設(shè)計(jì)風(fēng)扇葉片排46和50。起初，為了減小風(fēng)扇葉片排46和50所引起的噪聲，必須在風(fēng)扇葉片排之間提供足夠的間隔。如下面描述的那樣，葉片排50中的翼型件54進(jìn)一步構(gòu)造成如本文描述的那樣包括末端輪廓，以最大程度地減小與自相作用和驟風(fēng)作用有關(guān)的末端漩渦噪聲。葉片排46中的翼型件54也可構(gòu)造成如本文描述的那樣包括末端輪廓，而且要理解的是，此后關(guān)于本公開中描述的應(yīng)用于下游葉片排的新穎的末端輪廓的描述潛在地同樣可應(yīng)用于上游葉片排。圖4是現(xiàn)有技術(shù)風(fēng)扇葉片60的一個(gè)實(shí)施例的透視圖，風(fēng)扇葉片60大體類似于可用于大體類似于圖1-3的發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的發(fā)動(dòng)機(jī)組件中的風(fēng)扇葉片。圖5是如所指示的那樣的現(xiàn)有技術(shù)風(fēng)扇葉片60的一部分的放大視圖。在示出的實(shí)施例中，風(fēng)扇葉片60包括翼型件部分62、末端部分64和根部部分66。備選地，翼型件部分62可用于(但不限于)轉(zhuǎn)子葉片和/或渦輪葉片。如所示出的那樣，風(fēng)扇葉片60的末端部分64構(gòu)造成在巡航或最大攀升運(yùn)行狀況(即高飛行速度，馬赫數(shù)、.7-0.8)時(shí)由在周向上平均的流線收縮角限定的基本直的、坡度恒定的線68。在起飛和進(jìn)場(chǎng)時(shí)，收縮角高得多，從而導(dǎo)致末端漩渦顯著地影響翼型件部分62的吸力側(cè)部70上的穩(wěn)定的和不穩(wěn)定的葉片表面壓力兩者。這會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)烈的局部聲源，這會(huì)不利地影響社區(qū)噪聲。造成社區(qū)噪聲的這個(gè)不穩(wěn)定的作用噪聲源可受開式轉(zhuǎn)子末端漩渦、開式轉(zhuǎn)子末端漩渦對(duì)流不穩(wěn)定性的敏感性和它們與附近的葉片表面的接近度控制?，F(xiàn)在轉(zhuǎn)到圖6-8，示出了根據(jù)實(shí)施例的、用于減小社區(qū)噪聲的示例性風(fēng)扇葉片。特別地，圖6是空氣動(dòng)力學(xué)表面，以及更特別地體現(xiàn)包括本文公開的末端輪廓的翼型件的風(fēng)扇葉片的實(shí)施例的透視圖。圖7是圖6的翼型件的放大透視圖，其中以相同的方式參照相同部件。圖8是翼型件的一部分的放大視圖，如所指示的那樣，在圖中，以相同的方式參照相同部件。更特別地，示出風(fēng)扇葉片70，其大體類似于可用于大體類似于圖1-3的發(fā)動(dòng)機(jī)組件12的發(fā)動(dòng)機(jī)組件中的圖2和3的風(fēng)扇葉片50。在優(yōu)選實(shí)施例中，風(fēng)扇葉片70可駐留在定位在后部的葉片排中、駐留在定位在前部的葉片排中，或者駐留在定位在前部的葉片排與定位在后部的葉片排兩者中，葉片排類似于圖2和3的葉片排46和50。在實(shí)施例中，風(fēng)扇葉片70包括翼型件72、平臺(tái)74和根部部分76。備選地，翼型件72可用于(但不限于)轉(zhuǎn)子葉片和/或渦輪葉片。在實(shí)施例中，根部部分76包括整體式鳩尾榫78，整體式鳩尾榫78使得翼型件72能夠安裝到盤上，諸如風(fēng)扇轉(zhuǎn)子盤。翼型件72包括第一成型側(cè)壁80和第二成型側(cè)壁82。特別地，在實(shí)施例中，第一成型側(cè)壁80限定翼型件72的吸力側(cè)81，而第二成型側(cè)壁82限定翼型件72的壓力側(cè)83。側(cè)壁80和82在前緣84和沿軸向間隔開的后緣86處聯(lián)接在一起。后緣86沿弦向與前緣84間隔開，并且在前緣84的下游。翼型件72包括在從前緣84延伸到后緣86的壓力側(cè)83和吸力側(cè)81之間測(cè)得的厚度，借此翼型件厚度在翼展方向上改變。壓力側(cè)83和吸力側(cè)81，以及更特別地第一成型側(cè)壁80和第二成型側(cè)壁82，各自分別從根部部分76沿縱向或沿徑向向外延伸到末端部分88。備選地，翼型件72可具有帶有或沒有楔形榫78或平臺(tái)部分74的任何傳統(tǒng)的形式。例如，翼型件72可與轉(zhuǎn)子盤一體地形成為不包括楔形榫78和平臺(tái)部分74的整體葉盤(blisk)型構(gòu)造。在實(shí)施例中，翼型件72包括在末端部分88處限定末端輪廓100的末端98。在前緣84附近，末端輪廓100由翼型件72的前部部分中的增大的徑向角94限定。增大的徑向角94會(huì)改變饋送到在末端部分88處產(chǎn)生的末端漩渦中的剪切層的形成，并且降低末端部分88附近的吸力側(cè)81的表面上的不穩(wěn)定壓力的幅度。可相對(duì)于在巡航或最大攀升(即高飛行速度)時(shí)的流線收縮角來限定已知的后部轉(zhuǎn)子末端輪廓。在起飛時(shí)，在飛行馬赫數(shù)低的情況下，流線收縮角較高。這使末端漩渦顯著地影響末端部分的吸力側(cè)處的表面壓力(穩(wěn)定/不穩(wěn)定的)，并且產(chǎn)生非常局部化且強(qiáng)烈的噪聲源。本文公開的用于翼型件(諸如翼型件72)的新穎的末端輪廓100使得能夠顯著地減小與后部末端漩渦/驟風(fēng)作用相關(guān)聯(lián)的噪聲，同時(shí)將空氣動(dòng)力學(xué)影響限制成在風(fēng)扇空氣動(dòng)力學(xué)效率方面有效地中和。如圖6中示出的那樣，末端輪廓100由末端98限定，其中，具有漸縮坡度的曲線限定末端輪廓。更特別地，末端輪廓100的第一部分102位于前緣附近，沿著弦長(zhǎng)94的至少一部分大體沿弦向延伸且限定第一坡度104。末端輪廓100的第二部分106位于第一部分102附近，在第一部分102和翼型件72的后緣86之間大體沿弦向延伸，并且限定第二坡度108。末端輪廓100構(gòu)造成在其中，第一坡度104大于第二坡度108，從而限定漸縮坡度的末端輪廓100。在實(shí)施例中，將第一部分102和第二部分106限定成不具有坡度不連續(xù)性，以形成平滑的曲線輪廓。在實(shí)施例中，具有第一坡度104的末端輪廓的第一部分102大體沿弦向從前緣84延伸到弦長(zhǎng)94的大約25%。因而，具有第二坡度108的末端輪廓的第二部分106大體沿弦向延伸，從第一部分102延伸到后緣86，從而延伸弦長(zhǎng)94的大約75%。在備選實(shí)施例中，具有第一坡度104的末端輪廓的第一部分102可從前緣84延伸弦長(zhǎng)94的不到25%，并且因而具有第二坡度108的末端輪廓的第二部分106可從第一部分102到后緣86延伸弦長(zhǎng)94的超過75%。在又一個(gè)備選實(shí)施例中，具有第一坡度104的末端輪廓的第一部分102可從前緣84延伸弦長(zhǎng)94的超過25%，并且因而具有第二坡度108的末端輪廓的第二部分106可從第一部分102到后緣86延伸弦長(zhǎng)94的不到75%。所顯示的坡度構(gòu)造不意于為限制性，并且本公開預(yù)見到額外的坡度構(gòu)造，其中不具有坡度不連續(xù)性的多個(gè)坡度限定漸縮坡度。坡度變化的確定和優(yōu)化取決于發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)用和風(fēng)扇設(shè)計(jì)，而且受到設(shè)計(jì)(例如巡航)和起飛飛行狀況之間的差異的影響，特別是推力、飛行速度和風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)速率(即，風(fēng)扇進(jìn)速比)的變化。坡度變化的弦向位置受到下者的影響:葉片設(shè)計(jì)(例如，掃掠)、平均空氣動(dòng)力學(xué)載荷等以及這些對(duì)末端渦度的強(qiáng)度和分布的影響。通過使用由于葉片與上游不穩(wěn)定擾動(dòng)的不穩(wěn)定作用而引起的空氣動(dòng)力學(xué)流和葉片不穩(wěn)定表面壓力的詳細(xì)計(jì)算仿真，來完成這個(gè)用以減小噪聲同時(shí)最大程度地減小空氣動(dòng)力學(xué)性能損失的新穎的末端輪廓的詳細(xì)實(shí)現(xiàn)和優(yōu)化。
末端輪廊100會(huì)減小使尾流和游潤(rùn)沖擊在定位在后部的風(fēng)扇葉片翼型件(諸如翼型件72)上的開式轉(zhuǎn)子噪聲和航空力學(xué)載荷。更具體而言，末端輪廓100允許減小在來自上游的入射流擾動(dòng)的作用下葉片對(duì)其本身的漩渦脈動(dòng)和振蕩的不穩(wěn)定響應(yīng)。如前面陳述的那樣，特別感興趣的是減小從無涵道風(fēng)扇(或開式轉(zhuǎn)子)推進(jìn)系統(tǒng)中發(fā)出的風(fēng)扇音調(diào)噪聲。新穎的末端輪廓使得能夠減小開式轉(zhuǎn)子噪聲，并且可對(duì)需要不合需要的性能折衷的其它噪聲設(shè)計(jì)/技術(shù)提供有效的備選方案。另外公開的是一種制造翼型件的方法。該方法包括制造至少一個(gè)翼型件，翼型件包括根部部分、末端部分、吸力側(cè)和壓力側(cè)，吸力側(cè)和壓力側(cè)在前緣和后緣處聯(lián)接在一起，后緣沿弦向與前緣間隔開且在前緣的下游。翼型件包括多個(gè)弦區(qū)段，弦區(qū)段具有弦長(zhǎng)，并且在翼型件的前緣和后緣之間沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之間沿著翼型件的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開。末端部分包括:末端輪廓，其限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的、不具有坡度不連續(xù)性漸縮坡度，其中，末端輪廓構(gòu)造成減小翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。以此方式構(gòu)造而成的翼型件末端部分解決葉片對(duì)較不穩(wěn)定的進(jìn)入流擾動(dòng)的不穩(wěn)定的空氣動(dòng)力學(xué)和空氣聲學(xué)響應(yīng)。更具體而言，如本文描述的那樣構(gòu)造而成的翼型件末端部分有利于減小沖擊在翼型件的末端上的尾流的不穩(wěn)定的翼型件響應(yīng)，使得有利于減小噪聲和航空力學(xué)載荷。減小由于響應(yīng)于上游驟風(fēng)而振蕩以及從而在翼型件末端部分處產(chǎn)生不穩(wěn)定的高壓波動(dòng)的末端漩渦而引起的噪聲可有利于發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)性能改進(jìn)，諸如減小在翼型件和上游構(gòu)件之間必要的軸向距離。因此，與使用不具有限定在至少一個(gè)翼型件的末端部分上的末端輪廓的標(biāo)準(zhǔn)翼型件的發(fā)動(dòng)機(jī)相比，有利于改進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)效率和性能。另外，在不增加葉片或?qū)~重量，基本不降低空氣動(dòng)力學(xué)性能，以及對(duì)整體發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)(長(zhǎng)度、重量、結(jié)構(gòu)等)沒有任何另外影響的情況下，實(shí)現(xiàn)了發(fā)出的噪聲和航空力學(xué)載荷的減小。在實(shí)施例中，本文公開的末端輪廓設(shè)計(jì)可允許改變本來將以某種方式增大噪聲的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)(例如，減小風(fēng)扇-風(fēng)扇軸向分隔距離、減小風(fēng)扇直徑、增大風(fēng)扇末端速度等)，但允許保持目標(biāo)噪聲水平，同時(shí)獲得整體系統(tǒng)性能。在上面詳細(xì)地描述了包括風(fēng)扇葉片的翼型件的示例性實(shí)施例。翼型件不限于本文描述的具體實(shí)施例，而是相反，翼型件可應(yīng)用于經(jīng)受來自上游物體(諸如風(fēng)扇葉片、定子、機(jī)身或不穩(wěn)定的流體流)的沖擊尾流、漩渦和湍流的任何類型的翼型件。本文描述的翼型件可與具有其它發(fā)動(dòng)機(jī)的其它葉片系統(tǒng)構(gòu)件結(jié)合起來使用。雖然已經(jīng)在典型的實(shí)施例中示出和描述了本公開，但本公開不意于限于所顯示的細(xì)節(jié)，因?yàn)樵跓o論如何不偏離本公開的精神的情況下，可作出各種修改和替代。因而，只不過使用例行實(shí)驗(yàn)，本領(lǐng)域技術(shù)人員就可想到本文公開的公開的另外的修改和等效物，而且相信所有這樣的修改和等效物都在由所附權(quán)利要求限定的本公開的精神和范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種翼型件(62),包括: 根部部分(76)和末端部分(88)，其中，所述末端部分(88)構(gòu)造成從所述根部部分(76)沿徑向向外延伸； 吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)，它們?cè)谇熬?84)和后緣(86)處聯(lián)接在一起，所述后緣(86)沿弦向與所述前緣(84)間隔開且在所述前緣(84)的下游； 多個(gè)弦區(qū)段(96)，其具有弦長(zhǎng)(94)，并且在所述翼型件(62)的前緣(84)和后緣(86)之間沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之間沿著所述翼型件(62)的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及 末端輪廓(100)，其限定在所述末端部分(88)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的漸縮坡度， 其中，所述末端輪廓(100)構(gòu)造成降低所述翼型件￠2)的末端部分(100)附近的不穩(wěn)定高壓。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件進(jìn)一步包括限定第一部分(102)和至少一個(gè)額外部分(106)的末端輪廓(100)，所述第一部分(102)具有在所述末端部分(88)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的第一漸縮坡度(104)，并且所述至少一個(gè)額外部分(106)具有沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述第一部分(102)延伸向所述后緣(86)的漸縮坡度(108)，其中，所述第一漸縮坡度(104)大于所述至少一個(gè)額外部分(106)的漸縮坡度(108)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型件，其特征在于，具有第一漸縮坡度(104)的所述第一部分(102)在所述前緣(84)處沿弦向方向從所述末端部分(88)延伸所述翼型件(62)的弦長(zhǎng)(94)的至少25%。`
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型件，其特征在于，具有第一漸縮坡度(104)的所述第一部分(102)在所述前緣(84)處沿弦向方向從所述末端部分(88)延伸所述翼型件(62)的弦長(zhǎng)(94)的小于25%。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件進(jìn)一步包括限定第一部分(102)和第二部分(106)的末端輪廓(100)，所述第一部分(102)具有在所述末端部分(88)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的第一漸縮坡度(104)，并且所述第二部分(106)具有沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述第一部分(102)延伸到所述后緣(86)的第二漸縮坡度(108)，其中，所述第一漸縮坡度(104)大于所述第二漸縮坡度(108)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件(62)是帶涵道或無涵道風(fēng)扇葉片、轉(zhuǎn)子葉片、風(fēng)力渦輪機(jī)葉片或航空器空氣動(dòng)力學(xué)表面中的一個(gè)。
7.一種風(fēng)扇組件，包括: 盤(44);以及 聯(lián)接到所述盤(44)上的多個(gè)風(fēng)扇葉片(46，50)，所述多個(gè)風(fēng)扇葉片(46，50)中的各個(gè)葉片包括: 翼型件(72)，其包括根部部分(76)、末端部分(88)、吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)，所述吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)在前緣(84)和后緣(86)處聯(lián)接在一起，所述后緣(86)沿弦向與所述前緣(84)間隔開且在所述前緣(84)的下游；多個(gè)弦區(qū)段(96)，其具有弦長(zhǎng)(94)，并且在所述翼型件(72)的前緣(84)和后緣(86)之間沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之間沿著所述翼型件(72)的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及末端輪廓(100)，其限定在所述末端部分(88)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的漸縮坡度(104)，其中，所述末端輪廓(100)構(gòu)造成降低所述翼型件(72)的末端部分(99)附近的不穩(wěn)定高壓。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的風(fēng)扇組件，其特征在于，所述翼型件(72)構(gòu)造成有利于減小與驟風(fēng)/末端漩渦作用相關(guān)聯(lián)的噪聲。
9.一種無涵道對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，包括: 無涵道風(fēng)扇區(qū)段(44)，其包括第一風(fēng)扇葉片排(46)和在后部與所述第一風(fēng)扇葉片排(46)沿軸向間隔開的第二風(fēng)扇葉片排(50)，所述第二風(fēng)扇葉片排(50)包括多個(gè)翼型件(72)，各個(gè)翼型件包括:根部部分(76)和末端部分(88)，其中，所述末端部分(88)構(gòu)造成從所述根部部分(76)沿徑向向外延伸；吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)，它們?cè)谇熬?84)和后緣(86)處聯(lián)接在一起，所述后緣(86)沿弦向與所述 前緣(84)間隔開且在所述前緣(84)的下游；多個(gè)弦區(qū)段(96)，其具有弦長(zhǎng)(94)，并且在所述翼型件(62)的前緣(84)和后緣(86)之間沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之間沿著所述翼型件(72)的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開；以及末端輪廓(100)，其限定在所述末端部分(100)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的漸縮坡度(104)，其中，所述末端輪廓(100)構(gòu)造成降低所述翼型件(72)的末端部分(100)附近的不穩(wěn)定高壓。
10.一種制造翼型件的方法，所述方法包括: 制造至少一個(gè)翼型件(72)，所述至少一個(gè)翼型件(72)包括根部部分(76)、末端部分(88)、吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)，所述吸力側(cè)(83)和壓力側(cè)(81)在前緣(84)和后緣(86)處聯(lián)接在一起，所述后緣(86)沿弦向與前緣(84)間隔開且在所述前緣(84)的下游； 其中，所述翼型件(72)包括多個(gè)弦區(qū)段(96)，所述多個(gè)弦區(qū)段(96)具有弦長(zhǎng)(94)，并且在所述翼型件(72)的前緣(84)和后緣(86)之間沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之間沿著所述翼型件(72)的長(zhǎng)度沿翼展方向間隔開，所述末端部分(88)包括:末端輪廓(100)，其限定在所述末端部分(88)處沿著所述弦長(zhǎng)(94)的至少一部分從所述前緣(84)延伸的漸縮坡度(104)，其中，所述末端輪廓(100)構(gòu)造成降低所述翼型件(72)的末端部分(100)附近的不穩(wěn)定高壓。
全文摘要
本發(fā)明涉及包括用于減小噪聲的末端輪廓的翼型件及其制造方法。一種翼型件、風(fēng)扇組件和無涵道對(duì)轉(zhuǎn)風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，包括制造至少一個(gè)翼型件，該翼型件包括吸力側(cè)和壓力側(cè)，吸力側(cè)和壓力側(cè)在前緣和后緣處聯(lián)接在一起，并且在前緣和后緣之間延伸。翼型件包括具有弦長(zhǎng)的多個(gè)弦區(qū)段。翼型件包括末端輪廓，末端輪廓限定在末端部分處沿著弦長(zhǎng)的至少一部分從前緣延伸的漸縮坡度。末端輪廓構(gòu)造成降低翼型件的末端部分附近的不穩(wěn)定高壓。
文檔編號(hào)F01D5/14GK103174465SQ20121055757
公開日2013年6月26日 申請(qǐng)日期2012年12月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年12月20日
發(fā)明者T.H.伍德 申請(qǐng)人:通用電氣公司