CN101344014B - 用于回转式机械的翼型件及其制造方法 - Google Patents

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CN101344014B CN2008101314180A CN200810131418A CN101344014B CN 101344014 B CN101344014 B CN 101344014B CN 2008101314180 A CN2008101314180 A CN 2008101314180A CN 200810131418 A CN200810131418 A CN 200810131418A CN 101344014 B CN101344014 B CN 101344014B
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Abstract

本发明涉及用于回转式机械的翼型件及其制造方法，该翼型件(42)包括在前缘(48，148)和后缘(50，150)处联接在一起的吸入侧(46)和压力侧(44)。该翼型件(42)由多个第一翼弦部分(62，162)和多个第二翼弦部分(64，164)限定，第一翼弦部分中的至少一个在后缘处从翼型件压力侧向外延伸，而第二翼弦部分中的至少一个在后缘处从翼型件吸入侧向外延伸。

Description

用于回转式机械的翼型件及其制造方法
技术领域
本发明大致涉及回转式机械，更具体地涉及用于回转式机械的翼型件(airfoil)。
背景技术
至少一些公知的回转式机械，例如但不限于航空发动机、燃气涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机，包括多个向下游引导气流的旋转翼型件。结果，可产生尾流并将其向下游引导，在此该尾流可冲击位于翼型件下游的物体。取决于该物体，尾流冲击可产生噪音和/或空气动力学载荷。在一些公知的发动机中，噪声可由上游旋转翼型件的尾流冲击位于旋转翼型件下游的定子部件或转子部件产生，或由上游定子部件的尾流冲击位于定子部件下游的旋转翼型件产生。此外，在一些公知的发动机中，尾流可包含非均匀的温度分布。
产生这样的尾流可导致发动机性能和发动机效率的降低。降低尾流的幅度可降低当尾流冲击下游物体时所产生的噪音和空气动力学载荷。至少一些公知的降低尾流幅度和/或提供尾流热均匀性的方法包括增加上游翼型件和下游物体之间的距离。此增加的距离使尾流混合并因而降低尾流的幅度。
增加上游翼型件和下游物体之间的距离增加了发动机的尺寸、重量和成本，并因而降低了发动机的效率和性能。
发明内容
在一个方面，提供了一种制造翼型件的方法。该方法包括制造至少一个翼型件，其包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，其中，该翼型件包括多个均在后缘和前缘之间延伸的第一翼弦部分(chord section)和第二翼弦部分，第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分在后缘处从翼型件的压力侧向外延伸，且第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分在后缘处从翼型件的吸入侧向外延伸。
在另一方面，提供了一种翼型件。该翼型件包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，该翼型件由多个第一翼弦部分和多个第二翼弦部分所限定，第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分在后缘处从翼型件压力侧向外延伸，且第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分在后缘处从翼型件吸入侧向外延伸。
在又一方面，提供了一种用于发动机的转子组件。该转子组件包括转子盘和联接到转子盘上的多个转子叶片。该转子叶片包括翼型件部，其包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，该翼型件部由多个第一翼弦部分和多个第二翼弦部分所限定，第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分从翼型件压力侧向外延伸且第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分从翼型件吸入侧向外延伸。
附图说明
图1为示范性涡轮发动机的示意图；
图2为可用于图1中所示发动机的示范性风扇叶片的透视图；
图3为图2中所示风扇叶片的一部分的放大图；
图4为图2中所示风扇叶片的一部分的截面弦向视图；
图5为图2中所示风扇叶片的一部分的截面视图；
图6为可用于图1中所示发动机的另一个示范性风扇叶片的透视图；
图7为图6中所示风扇叶片的一部分的放大图；
图8为图6中所示风扇叶片的一部分的截面弦向视图；和
图9为图6中所示风扇叶片的一部分的截面视图。零件清单10燃气涡轮发动机组件11风扇叶片12中心轴线13风扇组件14增压压缩器15风扇转子盘16核心涡轮发动机18高压涡轮20压缩器转子盘22压缩器24燃烧室26低压涡轮28进气侧29第二传动轴30核心发动机排气侧31风扇排气侧35部分36气流40转子叶片42翼型件44压力侧46吸入侧48前缘50后缘52末梢部54根部55中弧线56平台部57距离58一体式榫接部59起始线62第一翼弦部分63弦长64第二翼弦部分66第一弦组68第二弦组76距离78距离80距离83距离84距离85距离86第一弦厚88第二弦厚90第一弦弧线92第二弦弧线111风扇叶片142翼型件148前缘150后缘160波162第一翼弦部分163第一弦长164第二翼弦部分165弦长166末梢部168谷部168波谷170内缘172外缘174长度176长度178距离180距离180距离181距离182至末梢距离186第一弦厚188第二弦厚
具体实施方式
本发明大致提供了用于制造在涡轮发动机中使用的翼型件的示范性装置和方法。此处所述的实施例仅为示范性的而非限制性的。应理解的是，本发明可应用于任何类型的翼型件或空气动力面，例如但不限于风扇叶片、转子叶片、定子叶片、导管风扇叶片、非导管风扇叶片、支柱(struts)、轮叶、排气管和/或喷管组件。更具体地说，本发明可应用于任何产生位于翼型件下游的尾流的翼型件或空气动力面。
尽管此处所述的本发明结合涡轮发动机进行了描述，但对于本领域技术人员而言显然的是，通过适当的修改，本发明的装置和方法可适于包括翼型件的任何装置，其产生位于翼型件下游的尾流。
图1为具有中心轴线12的示范性涡轮风扇式燃气涡轮发动机组件10的示意图。在该示范性的实施例中，发动机组件10包括风扇组件13、增压压缩器14、核心燃气涡轮发动机16以及联接到风扇组件13和增压压缩器14上的低压涡轮26。风扇组件13包括多个转子风扇叶片11，其从风扇转子盘15大体上径向向外地延伸。核心燃气涡轮发动机16包括高压压缩器22、燃烧室24和高压涡轮18。增压压缩器14包括多个转子叶片40，这些转子叶片40从联接到第一传动轴31上的压缩器转子盘20大体上径向向外地延伸。压缩器22和高压涡轮18通过第二传动轴29而联接在一起。发动机组件10还包括进气侧(intake side)28、核心发动机排气侧(exhaust side)30以及风扇排气侧31。
运行中，风扇组件13压缩经过进气侧28进入发动机10的空气。离开风扇组件13的气流被分离，使得气流的一部分35引入到增压压缩器14中而气流的余下部分36绕过增压压缩器14和核心涡轮发动机16并经过风扇排气侧31离开发动机10。多个转子叶片40压缩气流并将已压缩气流35向核心燃气涡轮发动机16输送。气流35由高压压缩器22进一步地压缩并被输送至燃烧室24。来自燃烧室24的气流35驱动旋转涡轮18和26，并经过排气侧30离开发动机10。
图2为可用于发动机10(图1中示出)的风扇叶片11的一个实施例的透视图。图3为示范性风扇叶片11的一部分的放大图。在示范性的实施例中，风扇叶片11包括翼型件部42、平台56和根部54。备选地，翼型件部42可用于但不限于转子叶片、定子叶片和/或喷管组件。在示范性的实施例中，根部54包括一体形成的榫接部58，其使得风扇叶片11能够安装到转子盘15上。翼型件部42包括第一起伏侧壁(contoured sidewall)44和第二起伏侧壁46。具体地，在示范性的实施例中，第一侧壁44限定风扇叶片11的压力侧而第二侧壁46限定风扇叶片11的吸入侧。侧壁44和侧壁46在前缘48和轴向隔开的后缘50处联接在一起。后缘50与前缘48弦向地隔开并处于其下游。压力侧44和吸入侧46分别从根部54至末梢部52各自纵向地或径向向外地延伸。如以下更详细地说明，在示范性的实施例中，风扇叶片11还包括弧高(camber)和厚度变化起始线59，其从根部54沿展向延伸至末梢部52。起始线59与前缘48间隔弦向距离57。在一个实施例中，距离57处于弦长63的大约0％至弦长63的大约90％之间。在示范性的实施例中，距离57大约为弦长63的60％。备选地，风扇叶片11可具有任何传统的形式，带有或不带有榫接部58或平台部56。例如，风扇叶片11可在不包括榫接部58和平台部56的整体叶盘(blisk)型构造中一体地形成为具有盘体15。
在示范性的实施例中，翼型件部42包括多个第一翼弦部分62和多个第二翼弦部分64。第一翼弦部分62和第二翼弦部分64分别在前缘48和后缘50之间大体弦向地延伸。此外，翼型件42包括至少一个第一弦组66，其包括两个径向隔开距离76的第一翼弦部分62。类似地，翼型件42还包括至少一个第二弦组68，其包括两个径向隔开距离74的第二翼弦部分64。备选地，距离74和76中的至少一个可大致为零。在示范性的实施例中，至少一个第一弦组66距第二弦组68径向地隔开距离78。此外，在示范性的实施例中，至少一个第二弦组68距第一弦组66径向地隔开距离80。在示范性的实施例中，距离78大致等于距离80。备选地，距离78可以不必大致等于距离80。在示范性的实施例中，各第一翼弦部分62和第二翼弦部分64均形成有弦长63。此外，在示范性的实施例中，弦长63的弦向长度从根部54至末梢部52变化。
图4为翼型件后缘50的截面弦向视图；图5为翼型件42的截面展向视图。在示范性的实施例中，翼型件42还形成为具有沿弦向从前缘48延伸至后缘50的中弧线(mean camber line)55，使得弧线55与吸入侧46和压力侧44二者都等距。在示范性的实施例中，翼型件部42还具有在压力侧44和吸入侧46之间所测得的厚度。具体地，在示范性的实施例中，翼型件部42具有限定在至少一个第一弦组66上的第一弦厚86和限定在至少一个第二弦组68上的第二弦厚88。在示范性的实施例中，第一弦厚86从前缘48到起始线59大致等于第二弦厚88。此外，在示范性的实施例中，厚度88从起始线59到后缘50附近宽于厚度86。结果，形成了波浪状的或小圆齿状(crenulated)的翼型件42。
此外，在示范性的实施例中，第一弦组66和第二弦组68均形成有相应的弧线90和92。具体地，第一弦弧线90在后缘50处相对于翼型件中弧线55定向成角度θ1。更具体地，第一弦弧线90的取向导致限定在至少一个第一弦组66上的后缘50延伸距离83而进入压力侧44的流径(flow path)(未示出)，其中，距离83在中弧线55和压力侧44之间测得。类似地，第二弦弧线92在后缘50处相对于中弧线55定向成角度θ2。更具体地，第二弦弧线92的取向导致限定在至少一个第二弦组68上的后缘50延伸距离84而进入吸入侧46的流径(未示出)，其中，距离84在中弧线55和吸入侧46之间测得。
在示范性的实施例中，距离85在第一弦组66的吸入侧46和径向相邻的第二弦组68的吸入侧46之间测得。此外，在示范性的实施例中，通过增加在后缘50处第二弦弧线92和第一弦弧线90之间的角距离可进一步地增加距离85。如以下更详细地描述，增加距离85有助于混合由翼型件42所产生的尾流，这有助于降低噪音和下游物体上的空气动力学载荷。此外，在示范性的实施例中，用语“尾流混合”，或该用语的各种形式意指但不限于涡流的产生，改变至少一部分气流36从后缘50向下游延伸的轨线，和/或提供尾流的热均匀性。
在示范性的实施例中，小圆齿沿展向从风扇叶片11的根部54延伸至末梢部52。在备选实施例中，小圆齿可沿着翼型件42的展向部分地延伸。在另一个备选实施例中，翼型件42可包括至少一组沿着翼型件42在展向上延伸的小圆齿。
在发动机运行中，转子盘15和风扇叶片11绕轴线12旋转，从而产生气流36并将其向下游引向物体，该物体例如但不限于多个静止或旋转的翼型件(未示出)。更具体地，气流36越过各风扇叶片11被引向后缘50。当引导气流36经过第一翼弦部分62、第二翼弦部分64和后缘50时，产生相反旋转的涡动副(vortex pairs)。在示范性的实施例中，相反旋转的涡动副的量级(magnitudes)至少部分地由距离85所确定。通常，较大的距离85有助于生成较大量级的涡流。在示范性的实施例中，各第二弦组68的第二弦厚88有助于将气流36引向第一弦组66。此外，在示范性的实施例中，第二弦组68和第一弦组66的取向即θ1和θ2也有助于将气流36从第二弦组68引至第一弦组66。更具体地，第二弦组68有助于将气流36引向第一弦组66，这有助于产生涡流。
此外，在示范性的实施例中，第一弦组66和第二弦组68的数量与在翼型件42下游产生的涡流数量和气流36的交错轨线的数量成比例。具体地，在运行期间，引导气流36经过翼型件42上的吸入侧46、压力侧44和后缘50。当引导气流36经过后缘50时，各第二弦组68均产生相反旋转的涡动副(未示出)。此外，在示范性的实施例中，被引导经过第一弦组66的气流36具有第一轨线并向下游延伸进入压力侧44的流径(未示出)。类似地，在示范性的实施例中，引导经过第二弦组68的气流36具有第二轨线并向下游延伸进入吸入侧46的流径(未示出)。在示范性的实施例中，尾流混合，或涡流的产生以及气流36的交互轨线，有助于降低冲击下游物体的尾流或尾流信号的幅度，从而有助于降低噪音和空气动力学载荷。此外，尾流混合有助于降低翼型件42和下游物体之间必要的轴向距离(未示出)。结果，与使用没有限定在至少一个翼型件42上的小圆齿的翼型件的发动机相比，有助于改善发动机的效率和性能。
图6为可用于发动机10(图1中示出)的风扇叶片111的第二实施例的透视图。图7为风扇叶片111的一部分的放大视图。图6和图7示出了示范性的风扇叶片111，其大致类似于图2和图3中示出的风扇叶片11。同样地，用来指示图2和图3中部件的标号将用来指示图6和图7中的类似部件。在示范性的实施例中，风扇叶片111包括翼型件部142、平台56和根部54。备选地，翼型件部142可用于但不限于转子叶片、定子叶片和/或喷管组件。在示范性的实施例中，根部54包括一体形成的榫接部58，其使得风扇叶片111能安装到转子盘15上。翼型件部142包括第一起伏侧壁44和第二起伏侧壁46。具体地，在示范性的实施例中，第一侧壁44大致凹入并限定风扇叶片111的压力侧，而第二侧壁46大致凸起并限定风扇叶片111的吸入侧。侧壁44和侧壁46在前缘148和轴向隔开的后缘150处联接在一起。后缘150与前缘148弦向地隔开并位于其下游。压力侧44和吸入侧46分别从根部54各自纵向地或径向向外地延伸至末梢部52。如以下更为详细地描述，在示范性的实施例中，风扇叶片111还包括弧高和厚度变化起始线59，其从根部54沿展向延伸至末梢部52。起始线59距前缘148隔开弦向距离57。在一个实施例中，距离57处于弦长165的大约0％至弦长165的大约90％之间。在示范性的实施例中，距离57大约为弦长165的60％。备选地，风扇叶片111可具有任何传统的形式，带有或不带有榫接部58或平台部56。例如，风扇叶片111可在不包括榫接部58和平台部56的整体叶盘型构造中一体地形成有盘体15。
在示范性的实施例中，由于其设计以及如下更详细地解释，翼型件142包括多个第一翼弦部分162和多个第二翼弦部分164。第一翼弦部分162和第二翼弦部分164分别地大体在前缘148和后缘150之间弦向地延伸。如以下更详细地描述，各第一翼弦部分162均离直接相邻的第二翼弦部分164径向地隔开距离180。在示范性的实施例中，至少一个第一翼弦部分162形成有弦长163，其长于至少一个第二翼弦部分164的弦长165。具体地，在示范性的实施例中，各第一翼弦部分162均沿着后缘150限定了波尖(wave tip)166。类似地，各第二翼弦部分164均沿着后缘150限定了波谷(wave trough)168。结果，在示范性的实施例中，多个交错的第二翼弦部分164和第一翼弦部分162限定了沿着后缘150延伸的波状图样。
此外，在示范性的实施例中，波160均包括径向内缘170和径向外缘172。此外，后缘150由多个末梢部166和多个谷部168所限定。更具体地，各波尖166均限定在相应的第一翼弦部分162上。类似地，各波谷168均限定在相应的第二翼弦部分164上。结果，在示范性的实施例中，各波尖166均沿弦向从各波谷168向下游延伸距离181。此外，在示范性的实施例中，各内缘170和外缘172均大体径向地在末梢部166和谷部168之间延伸。
在示范性的实施例中，交错相邻的第一翼弦部分162和第二翼弦部分164的数量决定沿着后缘150所限定的波160的数量。具体地，在示范性的实施例中，第二翼弦部分164距各第一翼弦部分162隔开相对于径向内缘170所测得的距离178。类似地，在示范性的实施例中，各第一翼弦部分162距各第二翼弦部分164隔开相对于径向外缘172所测得的距离180。备选地，距离178和180可大致为零，以便内缘170和外缘172大致弦向地在末梢部166和谷部168之间延伸。在示范性的实施例中，波160大致对称，使得距离178和180近似相等。结果，相对于平台56，内缘170的斜度(slope)大致与外缘172的斜度成反比。在备选实施例中，距离178可不必等于距离180，结果是波160大致非对称。在这样的实施例中，内缘170的斜度与外缘172的斜度并不大致成反比。在另一个实施例中，内缘170和外缘172可具有在末梢部166和谷部168之间延伸的任何平面的形状，其包括但不限于直边、正弦边和锯齿边。
在示范性的实施例中，波160沿展向从风扇叶片111的根部54延伸至末梢部52。在备选实施例中，波160可部分地沿翼型件142朝展向延伸。在另一个实施例中，翼型件142可包括至少一组沿翼型件142朝展向延伸的波160。
此外，在示范性的实施例中，谷部168具有大体沿着后缘150延伸的长度174。类似地，在示范性的实施例中，末梢部166具有大体沿着后缘150延伸的长度176。备选地，谷部168的长度174可大致为零，以使得谷部168大致为限定在内缘170和外缘172之间的过渡点。在另一个实施例中，长度176可大致为零，以使得末梢部166大致为限定在内缘170和外缘172之间的过渡点。
波160均制造有预先确定的展弦比(aspect ratio)，其表示距离181相对于末梢-末梢距离182的比值。在示范性的实施例中，距离181为第一弦长163(图6中示出)和第二弦长165(图6中示出)之间的距离。此外，在示范性的实施例中，末梢-末梢距离182为一对直接相邻的波尖166之间的展向距离。在示范性的实施例中，距离181处于第一弦长163的大约0％到大约30％之间。在一个实施例中，距离181大约为第一弦长163的10％。此外，在示范性的实施例中，末梢-末梢距离182处于第一弦长163的大约0％到大约50％之间。在一个实施例中，末梢-末梢距离182大约为第一弦长163的30％。
图8为翼型件后缘150的截面弦向视图。图9为翼型件142的截面展向视图。图8和图9图示了示范性的翼型件后缘150，其大致类似于图4和图5中示出的翼型件后缘50。同样地，用来指示图4和图5中部件的标号将用来指示图8和图9中的类似部件。在示范性的实施例中，翼型件142还形成有沿弦向从前缘48延伸至后缘150的中弧线55，以使得弧线55距吸入侧46和压力侧44二者都等距。在示范性的实施例中，翼型件142还具有在压力侧44和吸入侧46之间测得的厚度。具体地，在示范性的实施例中，翼型件142具有限定在至少一个第一翼弦部分162上的第一弦厚186，和限定在至少一个第二翼弦部分164上的第二弦厚188。在示范性的实施例中，第一弦厚186从前缘48到起始线59大致等于第二弦厚188。此外，在示范性的实施例中，厚度188从起始线59到后缘50附近宽于厚度186。结果，形成了小圆齿状的翼型件142。
此外，在示范性的实施例中，第一翼弦部分162和第二翼弦部分164均形成有相应的弧线90和92。具体地，第一弦弧线90在后缘150处相对于翼型件中弧线55定向成角度θ1。更具体地，第一弦弧线90的取向导致波尖166延伸距离83进入压力侧44的流径(未示出)，其中，距离83在中弧线55和压力侧44之间测得。类似地，第二弦弧线92相对于中弧线55定向成角度θ2。更具体地，第二弦弧线92的取向导致波谷168延伸距离84进入吸入侧46的流径(未示出)，其中，距离84在中弧线55和吸入侧46之间测得。
在示范性的实施例中，距离85在末梢部166的吸入侧46和谷部168的吸入侧46之间测得。此外，在示范性的实施例中，通过增加在后缘150处第二弦弧线92和第一弦弧线90之间的角距离而进一步地增加限定在后缘150上的距离85。如以下更详细地描述，增加距离85有助于混合由翼型件42所产生的尾流，这有助于降低噪音和下游物体上的空气动力学载荷。此外，在示范性的实施例中，用语“尾流混合”，或该用语的各种形式意指但不限于涡流的产生和改变一部分尾流的轨线。
在示范性的实施例中，限定在后缘150上的波160的数量与在翼型件142下游产生的涡流的数量成比例。在运行期间，引导气流36经过翼型件142上的吸入侧46、压力侧44和波160。当引导气流36经过波160时，各波160均产生相反旋转的涡动副(未示出)。具体地，在示范性的实施例中，被引导经过各径向内缘170的气流36产生第一涡流(未示出)，而被引导经过各径向外缘172的气流36产生相反旋转的第二涡流(未示出)。结果，在示范性的实施例中，各波160均产生从后缘150向下游延伸的一对相反旋转的涡流。此外，在示范性的实施例中，各个波缘170和172的尺寸、形状、取向和斜度均影响所产生的涡流尺寸。具体地，内缘170或外缘172的斜度越陡，或距离178或180越短，则所产生的涡流尺寸越小。相反地，内缘170或外缘172的斜度越小，或距离178或180越长，则在各波160下游所产生的涡流越宽。此外，在示范性的实施例中，波160的测试已表明在达到最佳尺寸后涡流的影响变小。如上所述，大致对称的波160大体产生在尺寸和强度上大致相等的相反旋转的涡动副。备选地，大致不对称的波160大体产生在尺寸或效果上大致不相等的相反旋转的涡动副。
此外，在发动机运行中，转子盘15和风扇叶片111绕轴线12旋转，从而产生气流36并将其向下游引向物体，该物体诸如但不限于多个静止或旋转的翼型件(未示出)。更具体地，将气流36经过各风扇叶片111引向波160。当引导气流36经过波160时，如上文所述，由边缘170和172产生相反旋转的涡流。相反旋转的涡流的尺寸和强度分别由内缘170和外缘172的斜度以及由限定在各对第二翼弦部分164和第一翼弦部分162的吸入侧46之间的距离85来确定。
在示范性的实施例中，相反旋转的涡动副的量级至少部分地由距离85所确定。通常，较大的距离85有助于产生具有较大量级的涡流。在示范性的实施例中，第二弦厚88有助于将气流36从第二翼弦部分164引向第一翼弦部分162。此外，在示范性的实施例中，第二翼弦部分164和第一翼弦部分162的取向即θ1和θ2还有助于将气流36从第二翼弦部分164引至第一翼弦部分162。更具体地，第二翼弦部分164有助于将气流36从第二翼弦部分164引向第一翼弦部分162，这有助于涡流的产生。
此外，在示范性的实施例中，被引导经过波尖166的气流36具有第一轨线并从后缘150向下游延伸到压力侧44的流径(未示出)中。类似地，在示范性的实施例中，被引导经过波谷168的气流36具有第二轨线并从后缘150向下游延伸到吸入侧46的流径(未示出)中。在示范性的实施例中，尾流混合，或涡流的产生以及气流36的交错轨线，有助于降低冲击下游物体的尾流或尾流信号的幅度，以便有助于降低噪音和空气动力学载荷。此外，尾流混合有助于降低翼型件142和下游物体之间必要的轴向距离(未示出)。结果，与使用没有限定在至少一个翼型件142上的多个波和小圆齿的翼型件的发动机相比，有助于改善发动机的效率和性能。
此处还描述了制造翼型件的方法。该方法包括制造至少一个翼型件，其包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，其中，该翼型件包括多个均在后缘和前缘之间延伸的第一翼弦部分和第二翼弦部分。第一翼弦部分中的至少一个在后缘处从翼型件的压力侧向外延伸，且第二翼弦部分中的至少一个在后缘处从翼型件的吸入侧向外延伸。
上述翼型件有助于降低在发动机运行期间所产生的噪音和空气动力学载荷。在发动机运行期间，翼型件产生尾流，当尾流冲击下游的物体时可产生噪音和空气动力学载荷。在一个实施例中，翼型件包括具有第一弦厚的多个第一弦组，和具有第二弦厚的多个第二弦组。在这样的实施例中，限定在第一弦组中的至少一个弦组上的后缘从翼型件的吸入侧向外延伸。类似地，限定在第二弦组中的至少一个弦组上的后缘从翼型件的压力侧向外延伸。结果，形成了波浪状的或小圆齿状的翼型件。第一弦组和第二弦组有助于尾流混合，或产生位于翼型件下游的涡流以及气流的交错轨线。尾流混合有助于降低冲击下游物体的尾流量级，以便有助于降低噪音和空气动力学载荷。此外，尾流混合有助于降低翼型件和下游部件之间必要的轴向距离。结果，与使用没有限定在至少一个翼型件上的小圆齿的翼型件的发动机相比，有助于改善发动机的效率和性能。
在第二实施例中，各翼型件均包括后缘，该后缘包括多个波状突出物或波。在这样的实施例中，翼型件包括具有第一弦厚的多个第一翼弦部分，和具有第二弦厚的多个第二翼弦部分。此外，在这样的实施例中，多个波限定了沿着后缘的多个末梢和谷。结果形成了小圆齿状的翼型件。波有助于尾流混合，或产生位于翼型件下游的涡流以及气流的交错轨线。尾流混合有助于降低冲击下游物体的尾流量级，以便有助于降低噪音和空气动力学载荷。此外，尾流混合有助于降低翼型件和下游部件之间必要的轴向距离。结果，与使用没有限定在至少一个翼型件上的多个波和小圆齿的翼型件的发动机相比，有助于改善发动机的效率和性能。
上文中详细描述了包括翼型件的风扇叶片的示范性实施例。翼型件并不限于此处所述的具体实施例，而是可适于产生可冲击下游物体的尾流的任何类型的翼型件。例如，此处所述的翼型件可结合其它的叶片系统元件用于其它的发动机中。
尽管本发明已根据各种具体的实施例进行了描述，但本领域技术人员将会承认，本发明可通过属于权利要求书的精神和范围内的修改来实施。

Claims (17)

1.一种用于制造翼型件的方法，所述方法包括：
制造至少一个翼型件，所述至少一个翼型件包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，其中，所述翼型件包括各自在所述前缘和所述后缘之间延伸的多个第一翼弦部分和多个第二翼弦部分，其中所述第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分在所述后缘处从所述翼型件压力侧向外延伸，并且所述第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分在所述后缘处从所述翼型件吸入侧向外延伸；
提供沿着所述后缘延伸的多个隔开的波状突出物，其中所述多个波状突出物的每个波状突出物均限定波尖，其中相邻的所述波状突出物限定其间的从一个波尖到相邻波尖的末梢-末梢距离，所述末梢-末梢距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的一系列值之内，此处所述波状突出物是大致均匀隔开以及不均匀隔开的至少其中一种。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括制造所述翼型件，使得所述后缘包括沿所述后缘延伸的多个隔开的波状突出物。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括制造所述翼型件，使得在至少一对相邻的隔开的波状突出物之间限定至少一个谷部。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括制造所述翼型件，使得所述翼型件还包括在所述吸入侧和所述压力侧之间测得的从所述前缘延伸至所述后缘的厚度，所述翼型件厚度沿展向方向变化。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括制造所述翼型件，使得所述翼型件形成有具有第一厚度的多个部分和具有第二厚度的多个部分，所述具有第一厚度的多个部分各限定在各所述具有第二厚度的多个部分之间。
6.一种翼型件(42)，其包括在前缘(48，148)和后缘(50，150)处联接在一起的吸入侧(46)和压力侧(44)，所述翼型件由限定至少一个第一弦长的多个第一翼弦部分(62，162)和限定至少一个第二弦长的多个第二翼弦部分(64，164)限定，所述多个第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分在所述后缘处从所述翼型件压力侧向外延伸，并且所述多个第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分在所述后缘处从所述翼型件吸入侧向外延伸，所述后缘限定所述转子叶片的根部和所述转子叶片的末梢部之间的长度，所述后缘包括：
多个隔开的波状突出物，其中所述多个波状突出物的每个波状突出物均限定波尖，其中相邻的所述波状突出物限定其间的从一个波尖到相邻波尖的末梢-末梢距离，所述末梢-末梢距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的一系列值之内，此处所述波状突出物是大致均匀隔开以及不均匀隔开的至少其中一种。
7.根据权利要求6所述的翼型件(42)，其特征在于，所述翼型件(42)还包括在所述吸入侧(46)和所述压力侧(44)之间测得的从所述前缘(48，148)延伸至所述后缘(50，150)的厚度(86，188)，所述翼型件厚度沿展向方向变化。
8.根据权利要求6所述的翼型件(42)，其特征在于，所述多个第一翼弦部分具有第一厚度(86)，且所述多个第二翼弦部分具有第二厚度(88)，所述多个第一翼弦部分的各第一翼弦部分限定在所述多个第二翼弦部分之间。
9.根据权利要求6所述的翼型件(42)，其特征在于，所述后缘(50，150)还包括至少一个谷部(168)，各所述谷部限定在至少一对所述相邻的隔开的波状突出物之间。
10.根据权利要求6所述的翼型件(42)，其特征在于，所述第一弦长长于所述第二弦长。
11.一种用于发动机(10)中的转子组件，所述转子组件包括：
转子盘(15)；和
联接到所述转子盘上的多个转子叶片(40)，所述多个转子叶片的各转子叶片包括翼型件部(42)，所述翼型件部(42)包括在前缘(48，148)和后缘(50，150)处联接在一起的吸入侧(40)和压力侧(44)，所述翼型件部由限定第一弦长的多个第一翼弦部分(62，162)和限定第二弦长的多个第二翼弦部分(64，164)所限定，所述多个第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分从所述翼型件压力侧向外延伸，并且所述多个第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分从所述翼型件吸入侧向外延伸，所述后缘限定所述转子叶片的根部和所述转子叶片的末梢部之间的长度，所述后缘包括：
多个隔开的波状突出物，所述多个波状突出物的每个波状突出物均限定波尖，其中相邻的所述波状突出物限定其间的从一个波尖到相邻波尖的末梢-末梢距离，所述末梢-末梢距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的一系列值之内，此处所述波状突出物是大致均匀隔开以及不均匀隔开的至少其中一种。
12.根据权利要求11所述的转子组件，其特征在于，所述多个第一翼弦部分(62，162)中的至少一个翼弦部分长于所述多个第二翼弦部分(64，164)中的至少一个翼弦部分。
13.根据权利要求11所述的转子组件，其特征在于，所述后缘还包括至少一个谷部，所述谷部限定在至少一对所述相邻的隔开的波状突出物之间。
14.根据权利要求11所述的转子组件，其特征在于，所述翼型件还包括在所述吸入侧和所述压力侧之间测得的从所述前缘延伸至所述后缘的厚度，所述翼型件厚度沿展向方向变化。
15.根据权利要求11所述的转子组件，其特征在于，所述多个第一翼弦部分具有第一厚度，且所述多个第二翼弦部分具有第二厚度，所述多个第一翼弦部分的各第一翼弦部分限定在所述多个第二翼弦部分的各第二翼弦部分之间。
16.一种转子组件，所述转子组件包括：
转子盘；和
联接到所述转子盘上的多个转子叶片，所述多个转子叶片的各转子叶片均包括翼型件部，所述翼型件部包括在前缘和后缘处联接在一起的吸入侧和压力侧，所述翼型件部由限定第一弦长的多个第一翼弦部分和限定第二弦长的多个第二翼弦部分所限定，所述多个第一翼弦部分中的至少一个翼弦部分从所述翼型件压力侧向外延伸，并且所述多个第二翼弦部分中的至少一个翼弦部分从所述翼型件吸入侧向外延伸，所述后缘限定所述转子叶片的根部和所述转子叶片的末梢部之间的长度，所述后缘包括：
多个小圆齿，其中所述多个小圆齿的每个小圆齿均限定波尖，其中相邻的所述小圆齿限定其间的从一个波尖到相邻波尖的末梢-末梢距离，所述末梢-末梢距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的一系列值之内，此处所述小圆齿是大致均匀隔开以及不均匀隔开的至少其中一种。
17.根据权利要求16所述的转子组件，其特征在于，所述第一弦长长于所述第二弦长。
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