CN104114815A - 翼型件及相应的制造方法 - Google Patents

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Abstract

一种翼型件及制造翼型件的方法，该翼型件包括在前缘和后缘处联接在一起且在它们之间延伸的第一侧和第二侧。该翼型件包括具有第一弦长且在前缘处从该翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸的多个第一弦段，和具有第二弦长且在前缘处从该翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸的多个第二弦段。前缘包括限定波形的隔开的波形突出部。限定了三维细圆齿式的翼型件的该构造被构造成通过使由翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和在空间上与时间上去相关，而有助于对于至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。

Description

翼型件及相应的制造方法
技术领域
本文所提出的实施例大体涉及构造成用于尾流降敏作用的空气动力学表面，且更具体而言，涉及用于对来自上游的冲击尾流和旋涡的不稳定压力响应的降敏作用的空气动力学表面（诸如翼型件）上的前缘构造。
背景技术
至少一些已知的包括空气动力学表面的机械，诸如但不限于飞行器发动机、燃气涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机，包括多个旋转翼型件和固定翼型件，它们经受从上游物体，诸如上游叶片排，产生的冲击尾流和旋涡，或者不稳定输入气流。上游产生的尾流和旋涡被引导到下游，此处，它们可冲击在下游翼型件的前缘上。在一些情况中，来自上游物体在下游翼型件（其相对于彼此运动）上的尾流冲击是在涡轮机应用中产生的空气动力学噪音和空气动力学载荷的主要源。在一些已知的旋转机械中，噪音可通过上游旋转翼型件的尾流冲击在位于下游的固定或旋转翼型件的前缘上、上游定子构件的尾流冲击在位于下游的旋转或固定翼型件的前缘上或者上游旋转翼型件的尾流冲击在位于下游的逆向旋转翼型件的前缘上而产生。在一些已知发动机中，尾流可包含非均匀的温度分布。
由飞行器发动机产生的噪音可受国际以及本地法规约束，由此产生对燃料效率以及排放与噪音污染进行平衡的需求。在涡轮机应用中产生的空气动力学噪音和空气动力学载荷的主要源是来自上游叶片排的尾流在下游叶片排或翼片（它们相对于彼此运动）上的互相作用。实例包括与下游出口导向翼片(OGV)相互作用的风机尾流，由前后转子互相作用产生的逆向旋转开放转子噪音，来自增压机入口导向翼片(IGV)上的风机尾流冲击的增压机噪音，等等。更具体而言，翼型件的前缘上的冲击尾流可导致从涡轮机发散的噪音的增加，以及叶片排上的空气动力学载荷的潜在增加。通过尾流幅度的减小以及不稳定压力响应的时间的去相关实现的降敏作用可减少在尾流冲击在叶片排或翼片的前缘上时产生的噪音和空气动力学载荷。至少一些已知的减小下游翼型件上的尾流幅度的方法包括增大上游物体或翼型件与下游翼型件之间的距离。该增大的距离使尾流混合，且由此减小了翼型件前缘上的尾流冲击的幅度。然而，增大上游物体与下游翼型件之间的距离可增大发动机的大小、重量以及成本，且由此降低发动机的效率和性能。
发明内容
根据一个示例性实施例，公开了一种翼型件，包括：在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧；限定至少一个第一弦长的多个第一弦段和限定至少一个第二弦长的多个第二弦段，该多个第一弦段和第二弦段限定沿着翼型件的前缘的波形，所述前缘包括：多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部中的各个波形突出部限定了波顶端和限定在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，该顶端到顶端距离在代表该至少一个第一弦长的百分比的值的范围中，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开和不均匀地隔开，且其中，所述多个第一弦段中的至少一个弦段在前缘处从翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸，且所述多个第二弦段中的至少一个弦段在前缘处从翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸，向外延伸的第一弦段和第二弦段以及该多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件，且其中，该至少一个翼型件构造成通过使由翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和去相关(空间上以及时间上)，而有助于对于至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
根据另一个示例性实施例，公开了一种用于发动机中的翼型件，所述翼型件包括：在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧；具有第一厚度且限定至少一个第一弦长的多个第一弦段，以及具有第二厚度且限定了至少一个第二弦长的多个第二弦段，其中，所述多个第一弦段中的各个第一弦段限定在所述多个第二弦段中的各个第二弦段之间，且其中，第一弦长比第二弦长更长，限定了沿着翼型件前缘的波形，所述前缘包括：多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部中的各个波形突出部限定了波顶端和限定在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，该顶端到顶端距离在代表该至少一个第一弦长的百分比的值的范围内，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开和不均匀地隔开，且其中，所述多个第一弦段中的至少一个弦段在翼型件的前缘处从翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，且所述多个第二弦段中的至少一个弦段在该前缘处从翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸，向外延伸的第一弦段和第二弦段以及该多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件，且其中，该至少一个翼型件构造成通过使翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和去相关(空间上以及时间上)，以及最小化前缘周围的高的流加速的不利影响，而有助于对至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
根据另一个示例性实施例，公开了一种制造翼型件的方法，所述方法包括：制造至少一个包括在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧的翼型件，其中，该翼型件包括限定至少一个第一弦长的多个第一弦段和限定至少一个第二弦长的多个第二弦段，它们各自在后缘和前缘之间延伸，且沿着翼型件的前缘限定了波形，所述前缘限定了在所述翼型件的根部部分与所述翼型件的顶端部分之间的长度，所述前缘包括：多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部中的各个波形突出部限定了波顶端和限定在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，该顶端到顶端距离在代表该至少一个第一弦长的百分比的值的范围内，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开和不均匀地隔开，且其中，所述多个第一弦段中的至少一个弦段在前缘处从翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸，且该多个第二弦段中的至少一个弦段在前缘处从翼型件的第一侧或第二侧其中之一向外延伸，向外延伸的第一弦段和第二弦段以及该多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件；且其中，该至少一个翼型件构造成通过使翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和去相关(空间上以及时间上)，而有助于对至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
附图说明
结合附图考虑，根据随后的详细描述，本公开的以上以及其它方面、特征和优点将变得更加明显，在附图中：
图1是示例性涡轮发动机的示意性的图示；
图2是图1中所示的发动机的一部分的放大视图；
图3是可与图1中所示的发动机一起使用的翼型件的透视图；
图4是图3中所示的翼型件的一部分的放大视图；
图5是图3中所示的翼型件的一部分的截面端视图；
图6是图3中所示的翼型件的第一弦段的截面图；
图7是图3中所示的翼型件的第二弦段的截面图；
图8是图3中所示的翼型件的第一和第二弦段的截面图；
图9是根据一实施例的翼型件的示意性的平面图；
图11是可与图1中所示的发动机一起使用的翼型件的另一个实施例的透视图；
图12是根据一实施例的翼型件的示意性的平面图；
图13是根据一实施例的翼型件的示意性的平面图；
图14是根据一实施例的翼型件的示意性的平面图；以及
图15是根据一实施例的翼型件的示意性的平面图。
具体实施方式
公开了用于制造诸如但不限于用于旋转装置中的翼型件的设备和方法。本文所述的实施例是非限制性的，而仅仅是示例性的。应当理解，公开的实施例可应用于任何类型的翼型件或空气动力学表面，诸如但不限于风机叶片、转子叶片、定子翼片、导管风机叶片、非导管风机叶片、支柱、翼片、机舱入口、开放转子推进系统、风力涡轮叶片、推进器叶轮、扩散器翼片和/或回流引导翼片。更具体地，公开的实施例可应用于经受在翼型件上游产生的冲击尾流和旋涡的任何翼型件，或者空气动力学表面。
虽然本文所述的公开的实施例结合涡轮发动机或涡轮机来描述，但对本领域技术人员应当显而易见的是，利用适当的修改，所公开的实施例的设备和方法可适用于包括经受在翼型件上游产生的冲击尾流和旋涡的翼型件的任何装置，诸如飞行器结构和机翼，包括但不限于襟翼前缘、展开的活动辅助翼(slat)后面的机翼前缘、起落装置整流罩，等等，以作为解决不稳定表面压力响应的手段。
图1是示例性涡轮风机燃气涡轮发动机组件10的示意性的图示，其具有从前向后(图1上从左向右)延伸通过发动机组件10的纵向地延伸的轴线或中心线12。通过图示的示例性发动机的流大体从前向后。平行于中心线、朝向发动机的前部且远离发动机的后部的方向在本文中将称为“上游”方向14，而平行于中心线的相反的方向在本文中将称为“下游”方向16。
发动机组件10具有大体限定发动机的外壳或者机舱18。发动机组件10还包括进气侧20、中心发动机排气侧22以及风机排气侧24。该进气侧20包括位于机舱18的前部开口处的进气口26，且进入发动机的流通过进气口26进入。风机排气侧24包括位于机舱18的后端处的排气口或者喷嘴(未显示)。流从排气口离开发动机组件10。
中心发动机设置在机舱18的内部，且包括风机组件30、增压压缩机32、中心燃气涡轮发动机34以及联接到风机组件30和增压压缩机32的低压涡轮36。风机组件30包括从风机转子盘42基本径向地向外延伸的多个转子风机叶片40。中心燃气涡轮发动机34包括高压压缩机44、燃烧器46以及高压涡轮48。增压压缩机32包括从联接到第一驱动轴54的压缩机转子盘52基本径向地向外延伸的多个转子叶片50。高压压缩机44和高压涡轮48由第二驱动轴56联接在一起。
在运行期间，通过进气侧20进入发动机组件10的空气由风机组件30压缩。离开风机组件30的气流被分流，使得气流的一部分，且更具体地为压缩气流58，被引导到增压压缩机32中，而气流的剩余部分60绕过增压压缩机32和中心涡轮发动机34，且通过风机排气侧24处的固定的翼片排－且更具体地为包括多个翼型件导向翼片39的出口导向翼片组件38－离开发动机组件10。更具体地，沿径向延伸的翼型件导向翼片39的周向排在风机组件30附近用来施加对气流60的一些方向控制。一个这样的翼型件导向翼片在图2中示出。该多个转子叶片50对压缩气流58进行压缩且将其输送向中心燃气涡轮发动机34。气流58由高压压缩机44进一步压缩，且被输送到燃烧器46。来自燃烧器46的气流58驱动旋转涡轮36和48，且通过中心排气侧22离开发动机组件10。
在图2中，显示了固定的导向翼片，且更具体地，为翼型件导向翼片39，其构造为从发动机壳63的中心周向部分62延伸越过图1的环形空间37、以接合发动机风机壳或者机舱18处的周向部分64的周向的一排径向导向翼片中的一个。周向部分62和64可为圆形的轮缘或带结构或其称为翼片支承平台的弓形节段。在最终出口导向翼片组件38中，周向部分64包括多个相邻的翼片平台节段(未显示)，它们一起形成了外环结构或部分64来支承沿径向延伸的翼片39的圆形排。导向翼片39包括翼型件前缘66和翼型件后缘68。
图3是翼型件70的一个实施例的透视图，且更具体地，是大体类似于图1和2的出口导向翼片39的、可用于大体类似于图1的发动机组件10的发动机组件中的出口导向翼片。图4是示例性翼型件70的一部分的放大视图。在一实施例中，翼型件70包括顶端部分74和根部部分76。备选地，翼型件70可与、但不限于与转子叶片和/或定子翼片/叶片一起使用。翼型件70包括第一侧，且更具体而言为第一带特定轮廓侧壁80，和第二侧，且更具体而言为第二带特定轮廓侧壁82。具体而言，在一实施例中，第一带特定轮廓侧壁80限定了翼型件70的压力侧81，且第二带特定轮廓侧壁82限定了翼型件70的吸力侧83。侧壁80和82在前缘84处以及在后缘86处联接在一起，后缘86在下游方向上与前缘84沿轴向或沿弦向其中之一隔开。后缘86与前缘84沿弦向隔开且在前缘84下游。压力侧81和吸力侧83，且更具体地，第一带特定轮廓侧壁80和第二带特定轮廓侧壁82分别各自从根部部分76向顶端部分74沿翼展方向向外延伸。
在一实施例中，由于其设计，且如下文更详细阐述，翼型件70包括如图4中所示的多个第一弦段100和多个第二弦段102。第一弦段100和第二弦段102大体沿弦向在前缘84与后缘86之间延伸。如下文更详细地描述的，各个第一弦段100远离直接相邻的第二弦段102径向地隔开距离104。在一实施例中，至少一个第一弦段100形成有弦长94，其比至少一个第二弦段102的弦长96更长，由此如图3中所示沿着前缘84限定了由多个波106限定的波形105。具体而言，在一实施例中，各个第一弦段100限定了沿着前缘84的波顶端108。类似地，各个第二弦段102限定了沿着前缘84的波谷110。结果，在一实施例中，该多个交替的第一弦段100和第二弦段102限定了波106，且由此限定了沿着前缘84延伸的波状图案或波形105。在一备选实施例中，该至少一个第一弦段100和该至少一个第二弦段102形成为分别具有弦长94和弦长96，它们如关于图11所述的具有相等长度，且包括拱弧、厚度或者堆叠波中的至少一个，堆叠波由第一弦段100和第二弦段102相对于彼此沿翼展方向的堆叠限定。
在一实施例中，波106各自包括径向内边缘114和径向外边缘112。此外，前缘84由该多个波顶端108以及由该多个波谷110限定。更具体地，各个波顶端108限定于相应的第一弦段100上。类似地，各个波谷110限定于相应的第二弦段102上。结果，在一实施例中，各个波顶端108从各个波谷110沿弦向方向向上游延伸距离116。此外，在一实施例中，各个径向内边缘114和径向外边缘112大体径向地在波顶端108与波谷110之间延伸。
在一实施例中，交替的相邻的第一弦段100和第二弦段102的数量确定了沿着前缘84限定的波106的数量。具体而言，在一实施例中，各个第二弦段102与各个第一弦段100分开距离118，其相对于径向外边缘112测量。类似地，在一实施例中，各个第一弦段100与各个第二弦段102分开距离104，其相对于径向内边缘114测量。备选地，距离104和118可基本为零，使得径向内边缘和径向外边缘112和114分别基本沿弦向在波顶端108与波谷110之间延伸。在一实施例中，距离104和118大致相等。在一备选实施例中，距离104可不等于距离118。在这样的实施例中，径向内边缘114的部分翼展方向波长104实质上不等于径向外边缘112的部分翼展方向波长118。在另一个实施例中，径向内边缘114和径向外边缘112可具有在波顶端108与波谷110之间延伸的任何设计形状，包括但不限于直边缘以及正弦边缘。波106可设计为保持合适的局部平均弦、拱弧以及堆叠(例如，二面角)，使得翼型件70的空气动力学性能不受损失。
在一实施例中，波106在翼型件70的前缘84上从根部部分76到顶端部分74沿翼展方向延伸。在一备选实施例中，波106可仅仅部分地沿着翼型件70的前缘84沿翼展方向延伸(之前所述)。在另一个实施例中，翼型件70可包括沿着翼型件70至少部分地沿翼展方向延伸(之前所述)的至少一组波106。
在图4中所示的实施例中，波谷部分110具有大体沿着前缘84延伸的长度120。类似地，在一实施例中，波顶端部分108具有大体沿着前缘84延伸的长度122。备选地，波谷部分110的长度120可基本为零，使得波谷部分110基本是限定在径向内边缘114与径向外边缘112之间的过渡点。在另一个实施例中，长度122可基本为零，使得波顶端部分108基本是限定在径向内边缘114与径向外边缘112之间的过渡点。
该多个波106各自制造为具有预先确定的纵横比，纵横比表示距离116相对于顶端到顶端距离124的比率。在一实施例中，距离116是第一弦长94(示于图3中)与第二弦长96(示于图3中)之间的距离。在一实施例中，距离116在仅包括拱弧波的情况下可基本为零。
图5是图3的翼型件70的前缘84的一部分的截面端视图。图6和7分别是翼型件70的通过长弦段100和短弦段102（与标准前缘翼型件比较）得到的截面翼展方向视图。在一实施例中，翼型件70还形成为具有沿弦向方向从前缘84延伸到后缘86的中弧线126，使得中弧线126距离第一带特定轮廓壁80或翼型件压力侧81与第二带特定轮廓侧壁82或吸力侧83两者是等距的。在一实施例中，翼型件70还具有在第一带特定轮廓侧壁80与第二带特定轮廓侧壁82之间测量的厚度。具体而言，在一实施例中，翼型件70具有在至少一个第一弦段100上限定的第一弦厚度128，和在至少一个第二弦段102上限定的第二弦厚度130。在一实施例中，第一弦厚度128大于第二弦厚度130。此外，在一实施例中，第二弦厚度130比第一弦厚度128更宽。翼型件70形成了多个拱弧波132，此后由顺流方向上的翼型件拱弧和/或翼展方向上的堆叠两者限定，在翼展方向上基本限定在前缘84与后缘之间，从而限定三维细圆齿式的翼型件70。
在图5中所示的实施例中，第一弦段100和第二弦段102各自在前缘84处相对于翼型件中弧线126形成有相应的拱弧线134和136。更具体地，第一弦拱弧线134定向为相对于中弧线126成角度θ1。第一弦拱弧线134的定向使得波顶端108延伸距离138而进入第一带特定轮廓侧壁80、压力侧81、或者第二带特定轮廓侧壁82或者吸力侧83其中之一的流路(未显示)中，其中，距离138在中弧线126与第一带特定轮廓侧壁80之间测量。类似地，第二弦拱弧线136定向为相对于中弧线126成角度θ2。第二弦拱弧线136的定向使得波谷110延伸距离140而进入第一带特定轮廓侧壁80、压力侧81、或者第二带特定轮廓侧壁82或吸力侧83其中之一的流路(未显示)中，其中，距离140在中弧线126与第二带特定轮廓侧壁82之间测量。在某些所关注的运行条件下，由波状前缘特征所引入的弦变化可导致第二弦段102的前缘处的高的流加速(本文中称为前缘吸力峰值)，这是由于相邻的第一弦段100的空气动力学影响。该流加速可限制波状前缘的效能，且可能导致关于噪音的有害效果。因此，重要的是通过合适的设计减轻第二弦段102的前缘吸力峰值。在一个实施例中，如图6和7所示，为了减轻第二弦段102的前缘吸力峰值，第一弦段100和第二弦段102的波状前缘可定向为相对于如虚线所示的标准前缘翼型件向下，且可在波状前缘附近包括弯曲，其大于包括标准前缘的翼型件的弯曲。据此构造第一弦段100和第二弦段102使得前缘吸力峰值能够被最小化，并且导致对冲击尾流和旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用，从而引起所产生的噪音的减小。本领域技术人员显而易见的是，减轻高的前缘流加速的备选实施例还可通过其它几何设计参数实现，诸如通过厚度修改。
在一实施例中，距离142在波顶端部分108的第二带特定轮廓侧壁82与波谷部分110的第二带特定轮廓侧壁82之间测量。此外，在一实施例中，限定在前缘84上的距离142可通过增加第一弦拱弧线134和第二弦拱弧线136之间的、在前缘84处的角度距离θ3而进一步增加，如图8中详细示出。如下文更详细地描述的，增大距离142有助于减小翼型件70的前缘84上的尾流冲击引起的不稳定空气压力。更具体地，增大距离142可有助于不稳定压力的去相关，和对翼型件70上的冲击尾流和旋涡的翼型件不稳定压力响应幅度的减小，这有助于减小噪音和空气动力学载荷。在一实施例中，改变第二弦厚度130可有助于控制或减轻前缘吸力峰值。良好设计的前缘84可减轻第二弦段102处的前缘吸力峰值和伴随的噪音损失，从而改进整体波状前缘效能。翼型件70因此构造成通过如下方式有助于对至少一个不稳定冲击尾流的翼型件不稳定压力响应的降敏作用：通过使由与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和去相关(空间上以及时间上)，以及将前缘84周围的高的流加速最小化。此外，包括波状前缘特征使得能改变时间平均的以及不稳定的表面压力场，从而减少产生的噪音。
在发动机运行期间，多个风机叶片，诸如图1的风机叶片40，绕着轴线12旋转(图1)，使得气流60冲击在出口导向翼片组件的翼型件70的前缘84上。更具体地，气流60冲击在波106和拱弧波132上，且沿下游方向在各个翼型件70上引导。当气流60冲击在波106和拱弧波132上时，实现了对非均匀的冲击气流60的翼型件不稳定压力响应的去相关。更具体地，不稳定阵风与翼型件的互相作用的去相关可导致减小所产生的不稳定表面压力的幅度，从而减小由翼型件70发散的噪音水平。
在气流60冲击在翼型件70的前缘84上时，翼型件不稳定压力响应的去相关以许多种方式发生：(i)入射的气流60中的涡旋的到达时间被相互作用的前缘84的物理位置修改；(ii)前缘84处的翼型件表面不稳定压力在空间上较不相干(与传统的前缘相比)，因此翼型件70的表面压力以不同于传统前缘的方式响应，其中段102处的前缘吸力峰值的不利影响被最小化；以及(iii)翼型件70平均载荷由波状前缘84改变，使得关于被修改的平均载荷的不稳定响应较不相干。注意到，即便是入射的涡旋在前缘处的到达时间的波状变化被略微(人工地)去除，由于弯曲的前缘和波状翼型件表面本身，波状前缘仍可相对于传统的前缘以较低的不稳定压力进行响应。
现在参看图9和10，以示意性的平面图显示了根据本文公开的实施例的多种翼型件构造。更具体而言，图9中示出了翼型件150的示意性的平面图，其大体类似于图3-8的之前描述的翼型件70。在所示的实施例中，翼型件150包括前缘84上的波形105和多个拱弧波132，它们两者都沿翼展方向沿着翼型件70的基本整个长度形成。更具体地，波形105和拱弧波132产生了从顶端部分74延伸到根部部分76的三维翼型件。在该图示的实施例中，包括波形105和拱弧波132的该多个波106在翼展方向上沿着翼型件的基本整个长度基本均匀地形成。如之前所描述的，波106基本相同，使得径向内边缘114的部分翼展方向波长104(图4)基本等于径向外边缘112的部分翼展方向波长118(图4)。图10中所示的备选实施例可包括基本不均匀地隔开的波构造。在另一个实施例中，波形可应用于整个前缘，产生更大的噪音和空气动力学载荷优点。
图10中示出了备选的翼型件155的示意性的平面图，其大体类似于之前所述的图3-8的翼型件70。在所示的实施例中，翼型件155包括前缘84上的波形105和多个拱弧波132，它们都在翼展方向上沿着翼型件70长度的很大的部分形成。更具体地，波形105和拱弧波132产生在翼展方向上从顶端部分74延伸到根部部分76的三维翼型件。在该图示的实施例中，包括波形105和拱弧波132的该多个波106在翼展方向上沿着翼型件70的基本整个长度基本不均匀地形成。更具体地，如之前所描述的，径向内边缘114的部分翼展方向波长104(图4)基本不等于径向外边缘112的部分翼展方向波长118(图4)。使用非对称的波形可改进由翼型件产生的对来自上游的冲击尾流和旋涡的不稳定压力响应的去相关。在一备选实施例中，该多个波106可在翼展方向上沿着翼型件70长度的仅一部分基本不均匀地形成，诸如形成于翼型件70的中心部分或远端或者顶端处。
图11是实现了本文所公开的波状前缘的空气动力学表面的一个实施例的透视图。更具体而言，示出了风机叶片200，其大体类似于图1的风机叶片40，可用于大体类似于图1的发动机组件10的发动机组件中的。在一实施例中，风机叶片200包括翼型件202、平台203和根部部分206。备选地，翼型件202可与但不限于与转子叶片、定子叶片和/或喷嘴组件一起使用。在一实施例中，根部部分206包括一体的鸠尾榫208，其使翼型件200能够安装在转子盘－诸如图1的风机转子盘42上。翼型件200包括第一带特定轮廓侧壁210和第二带特定轮廓侧壁212。具体而言，在一实施例中，第一带特定轮廓侧壁210限定翼型件200的压力侧211，而第二带特定轮廓侧壁212限定翼型件200的吸力侧213。侧壁210和212在前缘214处以及在后缘216处联接在一起。后缘216沿弦向与前缘214隔开，且位于前缘214下游。压力侧211和吸力侧213，且更具体地，第一带特定轮廓侧壁210和第二带特定轮廓侧壁212，分别各自向外沿翼展方向从根部部分206延伸到顶端部分204。备选地，翼型件200可具有任何传统的形式，具有或者不具有鸠尾榫208或平台部分204。例如，翼型件70可与转子盘一体地形成为不包括鸠尾榫208和平台部分204的整体叶盘(blisk)类型的构造。
在一实施例中，且如关于第一实施例详细阐述的，翼型件200包括多个第一弦段230和多个第二弦段232，其中仅显示了代表性的例子。第一弦段230和第二弦段232大体沿弦向在前缘214与后缘216之间延伸。类似于如之前在图3-5中详细描述的翼型件70，各个第一弦段230远离直接相邻的第二弦段232径向地隔开一距离。在一实施例中，该至少一个第一弦段230可形成有弦长224，其基本等于至少一个第二弦段232的弦长226，且包括拱弧、厚度或者翼型件堆叠波(例如，二面角)中的至少一个。在一备选实施例中，该至少一个第一弦段230可形成有弦长224，其比至少一个第二弦段232的弦长226更长，从而限定了与图3的由沿着前缘84的多个波限定的波形105大体类似的波形。在一实施例中，各个第一弦段230沿着前缘214限定波顶端238。类似地，各个第二弦段232沿着前缘214限定波谷240。结果，在一实施例中，该多个交替的第一弦段230和第二弦段232限定了波236，且因此限定了沿着前缘214延伸的波状图案或波形235。
如之前在针对图4的描述中详述的，波236各自包括径向内边缘244和径向外边缘242。此外，前缘214由该多个波顶端238以及由该多个波谷240限定。更具体地，各个波顶端238限定于相应的第一弦段230上。类似地，各个波谷240限定于相应的第二弦段232上。结果，在一实施例中，各个波顶端238在弦向方向上自各个波谷240向上游延伸一段距离。此外，在一实施例中，各个径向内边缘244和径向外边缘242大体径向地在波顶端238与波谷240之间延伸。
在一实施例中，交替的相邻的第一弦段230和第二弦段232的数量确定了沿着前缘214限定的波236的数量。具体而言，在一实施例中，各个第二弦段232可与各个第一弦段230分开距离233，其相对于径向内边缘244测量。类似地，在一实施例中，各个第一弦段230与各个第二弦段232分开距离231，其相对于径向外边缘242测量。该距离可基本为零，使得径向内边缘和径向外边缘242和244分别基本沿弦向在波顶端238与波谷240之间延伸。如之前关于图3-5详述的，波236可形成为基本相同，不相同或者既包括相同的波又包括不相同的波。在另一个实施例中，径向内边缘244和径向外边缘242可具有在波顶端238与波谷240之间延伸的任何设计形状，包括但不限于正弦边缘。波236可设计为以便维持合适的局部平均弦、拱弧以及堆叠(例如，二面角)，使得翼型件200的空气动力学性能不受损失。
在图示的实施例中，波谷部分240具有大体沿着前缘214延伸的长度。类似地，在一实施例中，波顶端部分238具有大体沿着前缘214延伸的长度。波谷部分240的长度可基本为零，使得波谷部分240基本为限定在径向内边缘244与径向外边缘242之间的过渡点。在另一个实施例中，长度可基本为零，使得波顶端部分238基本为限定在径向内边缘244与径向外边缘242之间的过渡点。该多个波236各自制成具有预先确定的纵横比，如之前关于翼型件70所述(图2-10)。
现在参看图12-15，在示意性的平面图中显示了根据本文所公开的实施例的若干翼型件构造。更具体而言，图12中示出了翼型件250的示意性的平面图。在所示的实施例中，翼型件250包括多个波236，它们包括前缘214上的波形235以及多个拱弧波232，两者都在翼展方向上沿着翼型件250的基本整个长度形成。更具体地，波形235和拱弧波232产生从根部部分206延伸到顶端部分204的三维翼型件。在该图示的实施例中，该多个波236和拱弧波232在翼展方向上沿着翼型件的基本整个长度形成为基本相同。如之前所描述的，波236基本相同，使得径向内边缘244的部分翼展方向波长(图11)基本等于径向外边缘242的部分翼展方向波长(图11)。一备选的实施例可包括如之前所述的在翼展方向上沿着翼型件的基本整个长度隔开的不相同的波构造。在又一个备选实施例中，翼型件250可构造为具有基本相等的弦段长度(未显示)，如之前所述，且包括拱弧、厚度或者堆叠波中的至少一个，从而限定仅具有多个拱弧波232的翼型件。
图13中示出了备选的翼型件255的示意性的平面图。在所示的实施例中，翼型件255包括前缘214上的波形235，以及多个拱弧波232，两者都在翼展方向上沿着翼型件255长度的仅一部分形成。在所示的实施例中，波形235和拱弧波232形成于翼型件255的远端或者顶端处、顶端部分204附近。更具体地，波形235和拱弧波232产生了在翼展方向上沿着前缘214从顶端部分204延伸到一点的三维翼型件，其仅为翼型件255的整个长度的一部分。在该图示的实施例中，该多个波236和拱弧波232构造相同。在一备选实施例中，该多个波236可形成为构造不相同，且在翼展方向上沿着翼型件255长度的仅一部分形成。在又一个实施例中，如图14中最佳地示出，翼型件260可构造为具有基本相同的弦段长度，如之前所述，从而限定仅具有沿着翼型件260整个长度的仅一部分形成的多个拱弧波232的翼型件。
图15中示出了又一个备选的翼型件265的示意性的平面图。在所示的实施例中，翼型件265包括前缘214上的波形235以及在翼展方向上沿着翼型件265的基本整个长度形成的多个拱弧波232。波形235和拱弧波232产生三维翼型件，其延伸翼型件265从根部部分206到顶端部分204的基本整个长度。在该图示的实施例，包括波形235和拱弧波232的该多个波236构造成相同的和/或不相同的，但是在翼展方向上沿着翼型件的长度具有有所变化的径向内边缘和径向外边缘。更具体地，如之前所描述的，径向内边缘244的部分翼展方向波长(图11)和径向外边缘242的部分翼展方向波长(图11)实质上不相同，它们也不相等。在本文所述的实施例中，各个翼型件构造设计为通过使对于从上游构件（诸如上游旋转构件、定子构件、或者冲击在其上的上游不稳定流体流入物）冲击在翼型件前缘上的该多个尾流、旋涡和波的翼型件响应幅度减小以及在时间和空间上去相关，而有助于对进入的流体阵风以及冲击在前缘上的不稳定压力波(声波)的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
本文所述的还有制造翼型件的方法。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第一带特定轮廓侧壁或者压力侧以及第二带特定轮廓侧壁或者吸力侧，其中，该翼型件包括各自在前缘和后缘之间延伸的多个第一和第二弦段。第一弦段中的至少一个在前缘处从翼型件的第一带特定轮廓侧壁或第二带特定轮廓侧壁其中之一向外延伸，且第二弦段中的至少一个在前缘处从翼型件的第一带特定轮廓侧壁或第二带特定轮廓侧壁其中之一向外延伸。该多个第一弦段限定至少一个第一弦长。该多个第二弦段限定至少一个第二弦长，它们各自在后缘和前缘之间延伸，其中，所述第一弦长可比第二弦长更长。翼型件进一步包括具有第一弦厚度的多个第一弦段，和具有第二弦厚度的多个第二弦段。
上述三维波状前缘翼型件有效地降低叶片响应对冲击流体阵风或尾流的敏感性，且有助于减小在发动机运行期间产生的噪音和空气动力学载荷。在发动机运行期间，翼型件可经受来自上游物体的冲击尾流和旋涡或不稳定入口流，在尾流冲击在翼型件上时其产生噪音和空气动力学载荷。在一实施例中，各个翼型件包括前缘，其包括多个波形突出部或者波。此外，在这样的实施例中，该多个波在翼型件上限定了沿着前缘的多个顶端和波谷，以及多个拱弧波，从而导致三维细圆齿式的翼型件。翼型件前缘波和拱弧波通过使对冲击尾流与旋涡的翼型件不稳定响应幅度减小和去相关而有助于翼型件的降敏作用。更具体地，翼型件前缘波和拱弧波通过如下方式而有助于由冲击在翼型件上的尾流产生的不稳定压力幅度减小和去相关两者：修改冲击气流中的涡旋的到达时间；修改前缘处的翼型件不稳定压力载荷，以便与传统前缘相比在空间上较不相干，以及最小化前缘吸力峰值的不利影响和改进翼型件的不稳定压力响应；以及更改翼型件的时间平均载荷，使得关于修改后的时间平均载荷的不稳定响应减小且较不相干。
以这种方式构造的前缘解决了叶片、翼片或一般空气动力学表面对相对不稳定的进入流紊流的不稳定空气动力学和空气声学响应。更具体地，如本文所述所构造的前缘有助于减小对冲击在翼型件前缘上的尾流和旋涡的翼型件不稳定压力响应的大小，使得有助于减小噪音和空气动力学载荷。对于冲击尾流的不稳定压力响应的幅度减小和去相关可有助于减小翼型件与上游构件之间必须的轴向距离。结果，与使用没有限定在至少一个翼型件的前缘的至少一部分上的多个波和拱弧波的标准翼型件的发动机相比，有助于提高发动机效率和性能。此外，发散的噪音和空气动力学载荷的减小在没有增加叶片或翼片重量，没有显著减小空气动力学性能，以及在整个发动机系统上没有任何其它方式的影响(长度、重量、结构等)的情况下实现。在一实施例中，本文所公开的波状前缘设计可允许改变如果使用传统的翼型件前缘通常会增大噪音的发动机设计(例如，减小的风机-OGV轴向间隙，减小的风机直径，增大的风机顶端速度，减小的OGV扫掠等)，但是允许维持目标噪音水平，同时获得总体系统性能。
以上详细描述了包括风机叶片和导向翼片的翼型件的示例性实施例。该翼型件不限于本文所述的具体实施例，而是相反，可应用于经受来自上游物体(诸如风机叶片、定子、机身)的冲击尾流和旋涡或者不稳定流体流的任何类型的翼型件。本文所述的翼型件可结合其它叶片系统构件与其它发动机一起使用。 

Claims (20)

1.一种翼型件，包括：
在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧；
限定至少一个第一弦长的多个第一弦段和限定至少一个第二弦长的多个第二弦段，所述多个第一弦段和第二弦段沿着所述翼型件的前缘限定波形，所述前缘包括：
       多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部的各个波形突出部限定了波顶端和在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间限定的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，所述顶端到顶端距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的值的范围内，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开以及不均匀地隔开，且
其中，所述多个第一弦段的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，且所述多个第二弦段的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，该向外延伸的第一和第二弦段以及所述多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件，以及
其中，所述至少一个翼型件构造成通过使所述翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和在空间上与时间上去相关，而有助于对至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件构造成以便使所述前缘周围的高的流加速的不利影响最小化。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，还包括在从所述前缘延伸到所述后缘的所述第一侧和第二侧之间测量的厚度，所述翼型件厚度在翼展方向上有所变化。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个第一弦段具有第一厚度且所述多个第二弦段具有第二厚度，所述多个第一弦段中的各个第一弦段限定在所述多个第二弦段中的各个第二弦段之间。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一弦长比所述第二弦长更长。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部在翼展方向上沿着所述翼型件的仅一部分形成。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部在翼展方向上沿着所述翼型件的基本整个长度形成。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部是不相同的。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部是相同的。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部的一部分是相同的，且所述隔开的波形突出部的一部分是不相同的。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件是固定的导向翼片。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件是旋转叶片。
13.一种用于发动机中的翼型件，所述翼型件包括：
在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧；
具有第一厚度且限定至少一个第一弦长的多个第一弦段，和具有第二厚度且限定至少一个第二弦长的多个第二弦段，其中，所述多个第一弦段中的各个第一弦段限定在所述多个第二弦段中的各个第二弦段之间，且其中，所述第一弦长比所述第二弦长更长，从而沿着所述翼型件的前缘限定波形，所述前缘包括：
       多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部中的各个波形突出部限定了波顶端和限定在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，所述顶端到顶端距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的值的范围中，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开以及不均匀地隔开，且
其中，所述多个第一弦段中的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，且所述多个第二弦段中的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，所述向外延伸的第一弦段和第二弦段以及该多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件，且
其中，所述至少一个翼型件构造成通过使所述翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和在空间上与时间上去相关、以及最小化所述前缘周围的高的流加速的不利影响，而有助于对至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
14.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，还包括在从所述前缘延伸到所述后缘的所述第一侧和第二侧之间测量的厚度，所述翼型件厚度在翼展方向上有所变化。
15.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述多个隔开的波形突出部沿着如下之一形成：即在翼展方向上沿着所述翼型件的一部分，或在翼展方向上沿着所述翼型件的基本整个长度。
16.根据权利要求13所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件是出口导向翼片、风机叶片、转子叶片、定子翼片、导管风机叶片、非导管风机叶片、支柱、机舱入口、风力涡轮叶片、推进器、叶轮、扩散器翼片或回流引导翼片其中之一。
17.一种制造翼型件的方法，所述方法包括：
制造至少一个包括在前缘和后缘处联接在一起的第一侧和第二侧的翼型件，
其中，所述翼型件包括限定至少一个第一弦长的多个第一弦段和限定至少一个第二弦长的多个第二弦段，它们各自在所述后缘和前缘之间延伸，且沿着所述翼型件的前缘限定波形，所述前缘限定了所述翼型件的根部部分与所述翼型件的顶端部分之间的长度，所述前缘包括：
       多个隔开的波形突出部，所述多个波形突出部中的各个波形突出部限定了波顶端和限定在至少一对相邻的隔开的波形突出部之间的至少一个波谷部分，其中，相邻的波形突出部在它们之间限定了顶端到顶端距离，所述顶端到顶端距离在代表所述至少一个第一弦长的百分比的值的范围中，其中，所述波形突出部为以下情况中的至少一种：基本均匀地隔开和不均匀地隔开，且
其中，所述多个第一弦段中的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，且所述多个第二弦段中的至少一个弦段在所述前缘处从所述翼型件的所述第一侧或所述第二侧其中之一向外延伸，该向外延伸的第一弦段和第二弦段以及该多个隔开的波形突出部限定了三维细圆齿式的翼型件；且
其中，所述至少一个翼型件构造成通过使所述翼型件与上游产生的尾流或旋涡的互相作用造成的不稳定压力幅度减小和在空间上与时间上去相关，而有助于对于至少一个上游产生的冲击尾流或旋涡的翼型件不稳定压力响应的降敏作用。
18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括将所述翼型件制造为使得所述翼型件包括从在所述前缘和后缘之间延伸的所述第一侧和第二侧之间测量的厚度，所述翼型件厚度在翼展方向上有所变化。
19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，制造所述至少一个翼型件还包括将所述翼型件制造为使得所述翼型件形成有具有第一厚度的多个第一弦段和具有第二厚度的多个第二弦段，所述多个第一弦段中的各个第一弦段各自限定在所述多个第二弦段中的各个第二弦段之间。
20.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述翼型件为出口导向翼片、风机叶片、转子叶片、定子翼片、导管风机叶片、非导管风机叶片、支柱、机舱入口、风力涡轮叶片、推进器、叶轮、扩散器翼片、回流引导翼片、襟翼前缘、机翼前缘或者起落装置整流罩其中之一。
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