CN108223016A - 用于包括推进器组件的旋转机器的翼型件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于包括推进器组件的旋转机器的翼型件。具体而言，在一些实施例中，翼型件包括：近侧端部；与所述近侧端部相对的远侧端部；在所述远侧端部附近延伸的远侧部分；在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的边缘；以及在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定经过所述远侧部分的反角和掠角，其中，远侧部分在翼型件的声学活跃部分上延伸。

Description

用于包括推进器组件的旋转机器的翼型件

相关申请的交叉引用

本申请是2016年4月6日提交的美国专利申请第15/092255号(其请求享有2015年11月30日提交的美国临时申请第62/261165号的优先权)的部分连续案，两个申请通过引用以其整体由此并入。

技术领域

本公开的领域大体上涉及翼型件，且更具体而言，涉及用于包括推进器组件的旋转机器的翼型件。

背景技术

至少一些已知的旋转机器是燃气涡轮发动机，其用于推进航行中的飞行器。一些已知的燃气涡轮发动机包括燃烧器、从燃烧器的上游联接的压缩机、涡轮、可旋转地联接在压缩机和涡轮之间转子组件。至少一些已知的飞行器发动机包括至少一个翼型件，其穿过流体移动，以产生空气动力。例如，一些已知的旋转机器包括传动地联接至转子组件的推进器组件。转子组件旋转，以驱动推进器组件，且从而使空气移动而推进飞行器。推进器组件的旋转还生成末梢流结构，其引起噪声和空气动力学低效。

为了增加操作效率，一些已知的旋转机器在推进器组件的叶片上包括小翼，以抑制空气流过叶片的末梢，且从而减少流结构的生成。小翼在或非常接近叶片的末梢处从各个叶片突出，且形成沿叶片的表面的方向变化。然而，方向变化有时生成增加旋转机器在操作期间的噪声水平的流型。

一些已知的飞行器发动机包括两个或更多个推进器组件，其相互作用以使空气移动且从而推进飞行器。推进器组件的相互作用生成流结构，其引起操作低效。因此，一些飞行器发动机包括附接至前推进器组件的叶片的栏杆，以减轻由推进器组件的相互作用引起的操作低效。然而，该两个或更多个推进器组件并不构造成用于具有单个推进器组件的旋转机器，诸如无管单风扇推进系统和涡轮螺旋桨发动机。

发明内容

在一些实施例中，翼型件包括：近侧端部；与所述近侧端部相对的远侧端部；在所述远侧端部附近延伸的远侧部分；在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的边缘；以及在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定穿过所述远侧部分的掠角(sweep)和反角(cahedral)，其中，远侧部分在翼型件的声学活跃部分上延伸。在一些实施例中，旋转机器可包括：至少一个可旋转部件；至少部分地周向围绕所述至少一个可旋转元件延伸的壳体；以及推进器组件，其在所述壳体附近且联接至所述至少一个可旋转部件，所述推进器组件包括：毂；从所述毂径向地延伸的至少一个叶片，所述至少一个叶片包括：所述毂附近的近侧端部；与所述近侧端部相对的远侧端部；在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的中间部分；在所述中间部分和所述远侧端部之间延伸的远侧部分；在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的边缘；以及在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定穿过所述远侧部分和所述中间部分的至少一部分的掠角和反角，其中，远侧部分在翼型件的声学活跃部分上延伸。

技术方案1. 一种翼型件，包括：

近侧端部；

远侧端部，其与所述近侧端部相对；

远侧部分，其在所述远侧端部附近延伸；

边缘，其在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸；以及

在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定经过所述远侧部分的反角和掠角，其中，所述远侧部分在所述翼型件的声学活跃部分上延伸。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的声学活跃部分通过将沿所述翼型件径向地分配的声源强度乘以沿所述翼型件的辐射效率来确定。

技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述声学活跃部分由所述翼型件的这样的区域限定，所述区域从所述远侧端部延伸至沿所述翼型件生成比沿所述翼型件生成最大噪声水平的位置少大约10dB至大约20dB的噪声的位置。

技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述边缘是前边缘和后边缘中的至少一者。

技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，在所述翼型件的翼展和翼弦方向上调整所述翼型件的弯度，以降低围绕前边缘和后边缘中的所述至少一者的高流加速的副作用。

技术方案6. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，沿所述翼型件的翼展调整所述翼型件的扭曲，以补偿由于所述反角和所述掠角的空气动力学负载。

技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述反角是上反角或下反角。

技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述边缘和所述表面除所述上反角之外还限定下反角。

技术方案9. 根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述掠角是前掠角或后掠角。

技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述反角或掠角中的至少一者遍及于所述翼型件的至少一部分变化。

技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述表面包括高压表面，所述翼型件还包括与所述高压表面相对的低压表面，所述高压表面和所述低压表面遍及于所述远侧部分倾斜以至少部分地限定所述反角。

技术方案12. 根据技术方案11所述的翼型件，还包括转移部，所述高压表面和所述低压表面中的每一个在所述转移部附近具有弯曲形状。

技术方案13. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括以下的至少一者：单旋转推进器、出口导向导叶、风扇叶片、转子叶片、定子导叶、带管风扇叶片、无管风扇叶片、支柱、风力涡轮叶片、推进器、叶轮、扩散器导叶、返回通道导叶、船用推进器、以及塔门。

技术方案14. 一种旋转机器，包括：

至少一个可旋转部件；

壳体，其至少部分地周向地围绕所述至少一个可旋转元件延伸；以及

推进器组件，其在所述壳体附近且传动地联接至所述至少一个可旋转部件，所述推进器组件包括：

毂；

至少一个叶片，其从所述毂径向地延伸，所述至少一个叶片包括：

近侧端部，其在所述毂附近；

远侧端部，其与所述近侧端部相对；

中间部分，其在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸；

远侧部分，其在所述中间部分和所述远侧端部之间延伸；

边缘，其在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸；以及

在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定穿过所述远侧部分和所述中间部分的至少一部分的掠角和反角，其中，所述远侧部分在所述叶片的声学活跃部分上延伸。

技术方案15. 根据技术方案14所述的旋转机器，其特征在于，所述叶片的声学活跃部分是通过将沿所述叶片径向地分配的声源强度乘以沿所述叶片的辐射效率来确定的叶片的区域。

技术方案16. 根据技术方案14所述的旋转机器，其特征在于，所述声学活跃部分由所述叶片的这样的区域限定，所述区域从所述远侧端部延伸至沿所述叶片的生成比沿所述叶片生成最大噪声水平的位置少大约10至大约20dB的噪声的位置。

技术方案17. 根据技术方案14所述的旋转机器，其特征在于，所述至少一个叶片限定低压侧和高压侧，所述表面在所述至少一个叶片的低压侧上延伸，使得所述反角是上反角。

技术方案18. 根据技术方案14所述的旋转机器，其特征在于，所述反角是上反角。

技术方案19. 根据技术方案18所述的旋转机器，其特征在于，所述上反角在所述至少一个叶片的吸力侧上延伸，且所述掠角是后掠角。

技术方案20. 根据技术方案14所述的旋转机器，其特征在于，所述反角和掠角中的至少一者遍及于所述叶片的至少一部分变化。

附图说明

本公开的这些和其他特征、方面和优点在参照附图阅读以下详细描述时将变得更好理解，在附图中相似的标号表示了遍及附图的相似的部分，其中：

图1是示例性旋转机器的截面示意图；

图2A是图1中所示的旋转机器的示例性叶片的堆叠线；

图2B是图1中所示的旋转机器的示例性叶片的堆叠线；

图3是图1中所示的旋转机器的示例性叶片的侧视图；

图4是图3中所示的叶片的截面视图；

图5是备选旋转机器的截面示意图；

图6是图5中所示的旋转机器的备选叶片的侧视图；

图7是示例性翼型件的透视图；

图8是图7中所示的翼型件的截面视图；

图9是另一个示例性翼型件的透视图；且

图10是图9中所示的翼型件的截面视图；

图11是示例性翼型件的上反角和掠角的截面示意图；

图12是绘出空气动力学负载在翼型件(例如，风扇或推进器)沿翼展变化的示图；

图13是绘出对于沿翼展的各种翼型件(例如，风扇或推进器)位置、旋转噪声源的有效的沿翼弦积分的声源强度的示图。

除非另外指出，本文提供的附图意思是说明本公开的实施例的特征。相信这些特征可在包括本公开的一个或多个实施例的宽范围的系统中应用。因此，附图不意在包括本文公开的实施例的实践要求的由本领域的普通技术人员已知的所有常规特征。

100 发动机

102 驱动器

104 传动轴

112 壳体

116 空气

118 入口

122 发动机中心线

124 推进器组件

126 毂

128 叶片

129 堆叠线

130 推进器轴

131 传动齿轮

132 近侧端部

134 远侧端部

136 反角

137 推进器直径

138 远侧部分

140 掠角(sweep)

150 旁通流路

152 低压表面

154 高压表面

156 前边缘

158 后边缘

160 厚度

162 低压侧

164 高压侧

166 中间部分

168 径向轴线

170 上反角

171 下反角

172 反角轴线

174 长度

180 前边缘掠角轴线

182 前边缘掠角角度

184 后边缘掠角轴线

186 后边缘掠角角度

188 空气流

190 流结构

192 翼弦线

194 中弧线

196 第一轴线

197 第一方向

198 第二轴线

199 第二方向

200 燃气涡轮发动机

202 驱动器

204 静止导叶

208 推进器组件

210 壳

218 轴

220 叶片

222 传动轴

224 空气

226 高压表面

228 低压表面

230 近侧端部

232 远侧端部

234 前边缘

236 后边缘

238 远侧部分

240 长度

242 掠角轴线

244 掠角角度

246 径向轴线

300 翼型件

302 基线翼型件

304 纵向轴线

306 空气流

320 流结构

400 翼型件

402 中弧线

404 前边缘

406 后边缘

408 基线翼型件

410 中弧线

412 空气流

500 翼型件

502 反角方向

504 掠角方向

1200 示图

1202 无因次半径值

1204 负载噪声源

1300 示图

1304 分贝水平

1312 峰值噪声

1310 较弱噪声区域。

具体实施方式

在以下说明书和权利要求中，将对多个用语进行引用，其应当限定成具有以下意思。

单数形式“一个”、“一种”、和“该”包括复数引用，除非另外清楚地指出。

“可选”或“可选地”意思是随后描述的情况或情形可发生或可不发生，且描述包括情况发生或其不发生的情形。

如遍及于说明书和权利要求使用的近似语言可应用于修饰可许可修改而不造成其相关的基本功能的改变的任何数量表达。因此，由诸如“大约”、“近似”和“大致”的一个或多个用语修饰的值不限于说明的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度。这里以及遍及于说明书和权利要求，范围限制可组合和/或互换，这些范围被识别且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。

如本文使用，用语“轴向”和“轴向地”指大致平行于旋转机器的纵向轴线延伸的方向和定向。用语“径向”和“径向地”指大致垂直于旋转机器的纵向轴线延伸的方向和定向。此外，如本文使用，用语“周向”和“周向地”指弓形地围绕旋转机器的纵向轴线延伸的方向和定向。此外，“上游”指旋转机器的前端部，且“下游”指旋转机器的后端部。

如本文使用，用语“反角(cahedral)”指叶片的一部分关于叶片的径向轴线的角度。用语“反角”是用于指上反角(dihedral)和下反角(anhedral)两者的通称。如本文使用，用语“上反角”指叶片的部分关于径向轴线的角度，其中叶片部分在叶片的低压侧上延伸。用语“下反角”指叶片的部分关于径向轴线的角度，其中叶片部分在叶片的高压侧上延伸。此外，如本文使用，用语“掠角”指叶片的曲线关于径向轴线的角度。

本文描述的旋转机器系统通过包括具有反角和掠角的翼型件来降低由旋转机器系统生成的声音。反角和掠角降低当翼型件通过空气移动时由旋转机器系统生成的噪声。在一些实施例中，反角和掠角遍及于各个翼型件的远侧部分延伸，使得旋转机器系统在操作期间生成比已知旋转机器系统较少的噪声。此外，本文描述的一些实施例提供了旋转机器系统的增加的效率。

尽管本文大体上关于飞行器燃气涡轮发动机描述，但描述的方法和系统可应用于包括翼型件的任何系统，例如但不限于，涡轮喷气发动机、涡轮风扇、推进器、由往复式发动机或电马达驱动的无管风扇、风力涡轮、以及需要翼型件的其他系统。在一些实施例中，本文描述的系统包括但不受限制于任何以下翼型件：单旋转推进器、出口导向导叶、风扇叶片、转子叶片、定子导叶、带管风扇叶片、无管风扇叶片、支柱、涡轮导叶框架、风力涡轮叶片、推进器、叶轮、扩散器导叶、返回通道导叶、片前边缘、翼前边缘、起落架整流罩、船用推进器、以及塔门。如本文使用，单旋转推进器限定为沿单方向旋转的推进器(例如，非反向系统的构件）且可设置在一个或多个静止翼型件(例如，翼、塔门，导叶诸如出口导向导叶等)的前方或后方。

图1是示例性旋转机器的截面示意图。在示例性实施例中，旋转机器是燃气涡轮发动机，其大体上由参照标号100指出。备选地，旋转机器是任何其他涡轮发动机或旋转机器，包括但不限于蒸汽涡轮发动机、离心压缩机和涡轮增压器。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100包括驱动器102和从驱动器102延伸的传动轴104。在燃气涡轮发动机100操作期间，驱动器102使传动轴104旋转，以引起连接至传动轴104的负载的移动。在一些实施例中，驱动器102以串流关系包括：压缩机(未示出)、在压缩机下游的燃烧器(未示出)、以及在燃烧器下游的涡轮(未示出)。在备选实施例中，驱动器102包括允许燃气涡轮发动机100如本文描述的那样操作的任何构件。壳体112至少部分地包绕驱动器102且至少部分地限定用于空气116流过燃气涡轮发动机100的气道。壳体112包括入口118以及在入口118下游的出口(未示出)。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100大体上围绕发动机中心线122设置。

在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100还包括推进器组件124。推进器组件124包括毂126以及从毂126径向地延伸的多个叶片(翼型件)128。毂126联接至推进器轴130，其通过传动齿轮传动地联接至传动轴104，使得传动轴104的旋转引起推进器组件124的旋转。叶片128中的每一个具有近侧端部132(其在毂126附近且联接至毂126)和与近侧端部132相对的远侧端部134(即，末梢)。推进器组件124具有推进器直径137，其大致垂直于发动机中心线122而在叶片128的远侧端部134之间测量。如将在下文更加详细地描述的那样，各个叶片128包括通过各个叶片128的远侧部分138限定的反角136。各个叶片128还包括通过至少远侧部分138限定的掠角140(图3中所示)。结果，叶片128降低了燃气涡轮发动机100的操作期间生成的噪声。例如，在一些实施例中，空气116中沿叶片128的流结构190分散成降低由燃气涡轮发动机100生成的噪声的流型。

高压表面154和相对的低压表面152在近侧端部132和远侧端部134之间延伸。前边缘156和后边缘158也在近侧端部132和远侧端部134之间延伸。叶片128的厚度限定在高压表面154和低压表面152之间。在备选实施例中，叶片128具有允许推进器组件124如本文描述的那样操作的任何表面和边缘。

在操作期间，推进器组件124旋转，使得在燃气涡轮发动机100的操作期间空气116在推进器组件124的大体轴向方向上流动。然而，沿叶片128流动的空气116的一部分形成流结构190。叶片128的形状和构造影响沿叶片128流动的空气116中生成的流结构190。在示例性实施例中，叶片128具有反角136和掠角140，其构造成降低由叶片128生成的噪声。在备选实施例中，叶片128具有允许叶片128如本文描述的那样操作的任何构造。

图2A是叶片128的堆叠线129。图2B是叶片128的备选堆叠线131。堆叠线129和堆叠线131沿叶片128的翼展在径向方向上延伸。叶片128具有远侧部分138，其包括前边缘156、后边缘158、高压表面154(图4中所示)和低压表面152(图4中所示)的部分。远侧部分138可为叶片128的任何部分，例如，从叶片128的近侧端部132延伸至远侧端部134，或在一些实施例中，从叶片128的中间部分166延伸至远侧端部134。在一些实施例中，远侧部分128可在翼型件的声学活跃部分(在138处指出)上延伸。叶片128的声学活跃部分可例如经由沿翼型件径向地分配的源强度和沿翼型件的辐射效率之间的关系来确定，例如，诸如下文关于图12和图13描述的那样。

远侧部分138至少部分地构造成用以降低沿叶片128流动的空气116中生成的噪声。例如，在示例性实施例中，远侧部分138限定叶片128的反角136。在示例性实施例中，高压表面154(图4中所示)和低压表面152(图4中所示)从径向轴线168倾斜出以限定反角136。此外，前边缘156(图1中所示)和后边缘158(图1中所示)弯曲以至少部分地限定反角136。在备选实施例中，反角136由允许推进器组件124如本文描述的那样操作的叶片128的任何表面和边缘来限定。

在示例性实施例中，高压表面154(图4中所示)和低压表面152(图4中所示)在叶片128的低压侧162上延伸，使得反角136是上反角170。在备选实施例中，叶片128的任何表面在允许叶片128如本文描述的那样操作的叶片128的任何侧上延伸。例如，在一些实施例中，高压表面154和低压表面152(图4中所示)中的至少一者从径向轴线168倾斜出且在高压侧164上延伸以形成下反角171。在其他实施例中，叶片128的任何部分具有允许叶片128如本文描述的那样操作的任何反角。在示例性实施例中，反角轴线172延伸穿过远侧部分138且限定关于径向轴线168的反角136。在一些实施例中，反角136在从大约1°至大约180°的范围中延伸。在备选实施例中，反角136是允许叶片128如本文描述的那样操作的任何测量。例如，在一些实施例中，反角136在从大约-1°至大约-180°的范围中延伸。

在一些实施例中，叶片128在遍及于叶片128的至少一部分(例如，遍及于叶片128的远侧部分138、叶片128的整个长度等)上具有变化的反角136和/或掠角140。例如，在一些实施例中，叶片128具有穿过远侧部分138的至少一部分的上反角170以及毂126附近的下反角171，以平衡叶片128上的负载。因此，高压表面154(图4中所示)和低压表面152(图4中所示)中的至少一者交叉径向轴线168，以形成相对的上反角170和下反角171。在备选实施例中，叶片128具有允许叶片128如本文描述的那样操作的任何恒定或变化的反角136。在其他实施例中，叶片128的扭曲和/或弯度设计成平衡叶片128的负载。具体而言，扭曲和/或弯度设计成补偿由反角136和/或掠角140的变化而引入的空气动力学负载分布变化。在图3中，叶片128具有后掠角140。在备选实施例中，叶片128具有允许叶片128如本文描述的那样操作的任何掠角140。例如，在一些实施例中，叶片128具有至少部分向前的掠角140。当存在反角136和/或掠角140的变化时，在一些实施例中，反角和掠角的径向变化率可为连续的，而没有跳跃或断开(例如，掠角和反角角度的径向分布至少C1连续)。

沿叶片128的翼展和翼弦方向调整弯度，且沿叶片128的翼展调整扭曲。结果，叶片128构造成，例如，用以降低围绕前边缘156(图1中所示)的高流加速的负作用。在备选实施例中，叶片128具有允许推进器组件124如本文描述的那样操作的任何弯度和扭曲。

在一些实施例中，穿过远侧部分138的反角136和掠角140延伸于叶片128的翼展的一部分。大致上叶片128的其余翼展构造成平衡反角136和掠角140。具体而言，在一些实施例中，其余翼展相对于径向轴线168转移，即，再堆叠。例如，在一些实施例中，具有反角136和掠角140的远侧部分140延伸于近似30%的叶片128的翼展。其余部分(覆盖叶片128的70%)再堆叠，以抵消使叶片128相对于基线叶片设计转移成不平衡的与反角136和掠角140相关联的机械负载应力。在备选实施例中，叶片128具有允许推进器组件124如本文描述的那样操作的任何再堆叠。在一些实施例中，通过翼展的一部分来调整叶片128的弯度，即，叶片128被再弯曲。在其他实施例中，通过翼展的一部分来调整叶片128的扭曲，即，叶片128被再扭曲。

此外，在示例性实施例中，高压表面154和低压表面152遍及于远侧部分138成角度。在备选实施例中，高压表面154和低压表面152成角度经过允许叶片128如本文描述的那样操作的叶片128的任何部分。在示例性实施例中，高压表面154和低压表面152遍及于远侧部分138大致平行，使得叶片的厚度遍及于远侧部分138大致恒定。高压表面154关于径向轴线168的倾斜从中间部分166处的较小倾斜增加到远侧端部134处的较大倾斜。同样，低压表面152关于径向轴线168的倾斜从中间部分166处的较小倾斜增加到远侧端部134处的较大倾斜。在备选实施例中，高压表面154和低压表面152具有允许叶片128如本文描述的那样操作的任何倾斜。例如，在一些实施例中，高压表面154和低压表面152中的至少一者遍及于远侧部分138具有变化的倾斜。在其他实施例中，高压表面154和低压表面152中的至少一者具有大致平行于径向轴线168的部分。

在示例性实施例中，叶片128具有长度174，其沿径向轴线168限定在叶片128的远侧端部134和近侧端部132之间。长度174是允许叶片128如本文描述的那样操作的任何测量。在示例性实施例中，远侧部分138延伸了叶片128的长度174的一定百分比，其便于减少沿叶片128流动的空气116中生成的流结构190。在一些实施例中，远侧部分138延伸了长度174的大于近似1%的百分比。在备选实施例中，远侧部分138延伸了长度174的允许叶片128如本文描述的那样操作的任何百分比。

图3是推进器叶片128的侧视图。高压表面154、低压表面152、前边缘156和后边缘158限定叶片128的掠角140。具体而言，前边缘156限定前边缘掠角，且后边缘158限定后边缘掠角。在示例性实施例中，叶片128具有掠角140，其大于至少一些已知叶片的掠角。因此，相比于已知系统，掠角140便于叶片在燃气涡轮发动机100的操作期间降低声音和提高空气动力学效率。在示例性实施例中，掠角140是后掠角。在备选实施例中，叶片128具有允许推进器组件124如本文描述的那样操作的任何掠角140。例如，在一些实施例中，掠角140是前掠角。在示例性实施例中，掠角140沿前边缘156和后边缘158变化。在备选实施例中，前边缘156和后边缘158限定允许叶片128如本文描述的那样操作的任何变化和恒定的掠角140。在示例性实施例中，前边缘156和后边缘158限定了遍及于远侧部分138增加的掠角140。前边缘掠角轴线180在远侧端部134处与前边缘156相切，且沿流方向与径向轴线168产生前边缘掠角角度182。在示例性实施例中，后边缘掠角轴线184与后边缘158相切，沿流方向与径向轴线168产生后边缘掠角角度186。

在示例性实施例中，叶片128的反角136和掠角140结合地工作，以提高操作效率和降低由推进器组件124生成的噪声。具体而言，反角136和掠角140影响叶片128上的负载，且叶片128的弯度和扭曲再设计抵消负载分配的变化以最大化掠角140和反角136的噪声益处。另外，不适当地设计的包括反角和掠角的叶片可增加在推进器组件的操作期间生成的噪声。然而，如本文描述的那样，包括反角136和掠角140的叶片128降低推进器组件124的操作期间生成的噪声。在一些实施例中，反角136是吸力侧上反角170且掠角140是后掠角，以便于反角136和掠角140结合地工作。在其他实施例中，反角136是压力侧下反角171且掠角140是前掠角，以便于反角136和掠角140结合地工作。在备选实施例中，叶片128包括允许推进器组件124如本文描述的那样操作的反角136和掠角140的任何组合。

图4是叶片128的截面视图。叶片128还包括翼弦线192、中弧线194、第一轴线196和第二轴线198。翼弦线192和中弧线194在前边缘156和后边缘158之间延伸。沿叶片128的翼展，反角136(图2A中所示)在垂直于翼弦线192的第一方向197上限定，且掠角140(图3中所示)在沿翼弦线192的方向上限定。在备选实施例中，叶片128具有允许推进器组件124如本文描述的那样操作的任何翼弦线192和中弧线194。

图5是以燃气涡轮发动机的形式的旋转机器的实施例的截面示意图，其大体上由参照标号200指出。在图5的示例性实施例中，燃气涡轮发动机200是无管单风扇涡轮发动机。无管单风扇涡轮发动机在美国专利申请公布第2015/0284070号中详细地描述，该公布通过引用以其整体并入本文中。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机200包括驱动器202和推进器组件208。壳210至少部分地包围驱动器202。推进器组件208包括轴218以及联接至轴218且从轴218径向地延伸的多个叶片220。叶片220至少部分地在壳210的外部延伸。静止导叶204联接至壳210，且在叶片220下游在壳210的外部延伸。驱动器202通过传动轴222传动地联接至轴218。在操作期间，驱动器202经由轴218和传动轴222传递旋转功率至推进器组件208。推进器组件208引导空气224沿流方向移动。当空气224由推进器组件208移动时，空气224与叶片220和静止导叶204相互作用，从而生成噪声。在一些实施例中，叶片220构造成降低生成的噪声。具体而言，叶片220的掠角和反角如下文更加详细地描述的那样构造以引起较少推进器自噪声以及与静止物体(诸如静止导叶204)的相互作用噪声。在一些实施例中，静止导叶204包括如本文描述的那样的掠角和反角，以进一步便于降低生成的噪声且提高燃气涡轮发动机200的操作效率。在备选实施例中，燃气涡轮发动机200包括允许燃气涡轮发动机200如本文描述的那样操作的任何导叶。例如，在一些实施例中，静止导叶204设置在叶片220上游。

图6是叶片220的侧视图。叶片220包括高压表面226(图5中所示)、低压表面228、近侧端部230、远侧端部232、前边缘234、后边缘236以及远侧部分238。在远侧部分238中，低压表面228和高压表面226限定反角。在示例性实施例中，低压表面228和高压表面226限定上反角。在备选实施例中，低压表面228和高压表面226限定允许叶片220如本文描述的那样操作的任何反角。

在示例性实施例中，叶片220具有长度240，其限定在远侧端部232和近侧端部230之间。长度240是允许叶片220如本文描述的那样操作的任何测量。在示例性实施例中，远侧部分238延伸长度240的一定百分比，以减少沿远侧部分238流动的空气116(图1中所示)中生成的噪声。在一些实施例中，远侧部分238延伸了长度240的大于近似1%的百分比。在示例性实施例中，远侧部分238延伸了长度240的近似20%。在备选实施例中，远侧部分238延伸了长度240的允许叶片220如本文描述的那样操作的任何百分比。

在示例性实施例中，前边缘234和后边缘236限定叶片220的掠角。在示例性实施例中，掠角是后掠角。在备选实施例中，叶片220具有允许推进器组件208如本文描述的那样操作的任何掠角。在示例性实施例中，前边缘234和后边缘236限定掠角，其至中间部分减小且从中间部分至远侧端部232增加。掠角轴线242在远侧端部232平行于前边缘234和后边缘236两者，且限定与叶片220的径向轴线246的掠角角度244。在一些实施例中，掠角角度244在从大约1°至大约90°的范围中延伸。在其他实施例中，掠角角度244在从大约5°至大约70°的范围中延伸。在备选实施例中，掠角角度244是允许叶片220如本文描述的那样操作的任何测量。

图7是翼型件300的透视图。图8是翼型件300的截面视图。翼型件300叠加在基线翼型件302上。在示例性实施例中，翼型件300相对于基线翼型件302的纵向轴线304旋转。在一些实施例中，翼型件300旋转允许翼型件300如本文描述的那样操作的任何角度。在示例性实施例中，翼型件300来自空气流306的末梢负载至少部分地由于翼型件300的转移部而降低。

图9是翼型件400的透视图。图10是翼型件400的截面视图。翼型件400包括中弧线402，其延伸穿过前边缘404和后边缘406。翼型件400叠加在基线翼型件408(其具有中弧线410)上。翼型件400关于基线翼型件408转移，使得中弧线402和中弧线410成角度θ。在一些实施例中，角度θ是允许翼型件400如本文描述的那样操作的任何角度。在示例性实施例中，空气流404围绕前边缘404的加速至少部分地由于翼型件400的转移部而降低，这减少翼型件400的拖曳和由空气流412生成的噪声。在一些实施例中，翼型件400包括掠角140(图3中所示)和反角170(图2A中所示)，以进一步降低在翼型件400的操作期间生成的噪声。在其他实施例中，翼型件400的翼弦线关于基线翼型件408的翼弦线调整。例如，在一些实施例中，翼型件400具有翼弦长度，其大于基线翼型件408的翼弦长度。在备选实施例中，翼型件400限定允许翼型件400如本文描述的那样操作的任何翼弦。

图11是翼型件500的反角和掠角的截面示意图。箭头502指出翼型件500的反角的方向。具体而言，翼型件500的上反角(未示出)沿箭头502的方向。相比而言，下反角(未示出)沿箭头502的相对方向。箭头504指出翼型件500的掠角的方向。具体而言，翼型件500的后掠角(未示出)沿箭头504的方向。前掠角(未示出)沿箭头504的相对方向。

如上文论述的那样，在一些实施例中，叶片/翼型件(例如，图1的叶片128)的远侧部分可在翼型件的声学活跃部分上延伸。叶片的声学活跃部分可例如经由沿翼型件径向地分配的源强度和沿翼型件的辐射效率之间的关系来确定。此关系在图12和图13中示出。

参照图12，示图1200绘出空气动力学负载在翼型件(例如，风扇或推进器)沿翼展的变化，从而有效地描述相关声源强度。在一些实施例中，可评估一个或多个其他参数，例如叶片厚度、不稳定空气声学负载强度等。示图1200绘出对应于翼型件(例如，上文描述的翼型件)的值，其中，y轴线1202是无因次半径值或半径高度(例如，沿翼型件从毂(毂半径)至翼型件的末梢处的半径(末梢半径)的给定点处的半径限定)，且x轴线1204是负载噪声(声)源强度。源可为任何噪声源，例如厚度噪声、稳定或不稳定负载噪声等。

声学活跃部分可通过将沿翼型件径向地分配的声源强度(例如，图12中所示的值)乘以沿翼型件的声学格林函数或辐射效率(例如，噪声源将声能传播至周围介质的能力)来确定。辐射效率可为描述翼型件、风扇或推进器叶片上的噪声源的有效强度与所关注的观察者位置的任何已知关系，且可取决于翼型件形状、尺寸、流条件、其组合等。

通过将声源强度乘以辐射效率而获得的值可使用以然后确定沿翼型件的分贝水平。此分贝水平可然后用于确定峰值分贝水平1312(从翼型件的最大辐射水平)和相关的声学活跃部分。图13示出了此关系。图13是绘出对于沿翼展的各种翼型件(例如，风扇或推进器)位置旋转噪声源的有效的沿翼弦积分的声源贡献(包括远场辐射作用)的示图1300。示图1300示出了示图1200的翼型件的各种位置的噪声贡献，其中y轴线1202用于半径高度，且x轴线1304是沿翼型件的分贝水平。

在一些实施例中，声学活跃部分可由翼型件的区域限定，其从远侧端部(上文关于图1描述的远侧端部134)且沿翼型件延伸至一位置(在该位置，生成的噪声是小于峰值或最大噪声位置的预定量)。峰值噪声生成的位置和较弱噪声生成源的位置可设置在沿翼型件的长度的任何地方。例如，如图13中所示，峰值噪声生成的位置在1312处指出，且较弱噪声生成源的位置指出为在1310向内。在该示例中，声学活跃部分由这样的区域限定，该区域从翼型件(例如，134)的远侧端部开始且延伸至在1310处指出的降低的噪声生成位置的起点。预定量可为按分贝的任何降低，例如，诸如从峰值分贝水平降低大约10dB至大约20dB。参照回图1，空气116沿叶片128在叶片128的远侧部分138附近生成流结构190。为了对比，沿以标准末梢速度操作的标准叶片移动的空气流在叶片的末梢附近生成紧凑流结构。随着末梢速度降低以减小噪声，叶片负载增加，使得生成的流结构在大小和能量上增加，从而限制可获得的噪声降低的量。例如，诸如在起飞的条件下的高度负载的叶片具有增厚的边界层和潜在地流分离，其可导致增加的噪声生成。相比而言，沿叶片128移动的空气116在叶片128的远侧部分138附近生成相对分散的低能量流结构190。借助于叶片设计而分散流结构导致在飞行操作时段期间(诸如在起飞期间)的较低辐射噪声。

在超声流区域，流型的振动脉冲由叶片128降低强度。具体而言，当叶片128在末梢处达到较高马赫数时(诸如在巡航期间)，从叶片128传播的振动脉冲具有降低的强度，且(在近场)相比于来自没有反角136和掠角140的叶片的振动脉冲较平滑。结果，叶片128降低由使用叶片128的系统生成的噪声。

此外，带有包括掠角140(图3中所示)和上反角170(图2A中所示)的叶片128的燃气涡轮发动机100，相比于包括基线叶片的旋转机器和包括仅含有上反角的叶片的旋转机器两者，生成较少噪声。当与推力匹配且考虑3维翼型件设计(包括扭曲、弯度、翼弦和厚度)来校正末梢附近的空气动力学和机械负载变化时，包括叶片128的燃气涡轮发动机100，相比于包括基线叶片的旋转机器生成较少噪声。

在一些实施例中，包括带管和/或带护罩的风扇和叶片128的燃气涡轮发动机100降低由燃气涡轮发动机100生成的相互作用噪声和自噪声。例如，在一些实施例中，燃气涡轮发动机100是以下任一者：航空运载器、涡轮风扇、空气处理风扇、升力风扇、和泵。因此，在燃气涡轮发动机100的操作期间，反角136和掠角140降低由叶片128和护罩和/或管之间的相互作用生成的噪声。此外，叶片128可提高燃气涡轮发动机100的可操作性。此外，静止导叶204上的反角和掠角可为燃气涡轮发动机100提供类似的可操作性和性能增强。

参照图1-3，操作燃气涡轮发动机100的示例性方法包括，使传动轴104旋转，以驱动推进器组件124的旋转。叶片128接触空气116，从而给予力。在一些实施例中，远侧部分138接触空气116，使得空气116沿远侧部分138流动。在末梢附近的空气116中生成流型。在一些实施例中，流型包括振动脉冲。在示例性方法中，叶片128的上反角170和掠角140构造成使得流型的振动脉冲光滑地展开。在方法的一些实施例中，在空气116由叶片128接触之后，空气116朝壳体112的入口118引导。

上文描述的旋转机器系统通过包括带具有反角和掠角的叶片的推进器组件来降低由旋转机器系统生成的声音。反角和掠角降低在推进器组件旋转期间由旋转机器生成的噪声。在一些实施例中，反角和掠角遍及于推进器组件的各个叶片的远侧部分延伸，以便于旋转机器系统在操作期间生成比已知旋转机器系统较少的噪声。此外，上文描述的旋转机器系统提供了旋转机器系统的增加的效率。

本文描述的实施例的示例性技术效果包括以下的至少一者：(a)降低由推进器组件和风扇系统在操作期间生成的噪声；(b)提高燃气涡轮发动机的操作效率，以及(c)展开从叶片至空气分散的力。

用于使用在燃气涡轮发动机中的叶片和推进器组件的示例性实施例在上文详细描述。本文描述的设备和系统不限于描述的特定实施例，而是，设备和系统的构件可与本文描述的其他构件独立地和分别地使用。例如，叶片可结合包括旋转叶片的其他系统使用，且不限于仅带有本文描述的系统来实践。而是，示例性实施例可结合许多机器系统应用来实施和使用。

虽然本公开的各种实施例的特定特征可在一些附图中示出且在其他附图中未示出，但这仅为了方便。根据本公开的原理，附图的任何特征可与任何其他附图的任何特征组合来引用和/或请求保护。

此书面描述使用示例来公开实施例，包括最佳模式，并且还使任何本领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本公开可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构元件，则意在使这些其他示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件，包括：

近侧端部；

远侧端部，其与所述近侧端部相对；

远侧部分，其在所述远侧端部附近延伸；

边缘，其在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸；以及

在所述近侧端部和所述远侧端部之间延伸的表面，所述边缘和所述表面限定经过所述远侧部分的反角和掠角，其中，所述远侧部分在所述翼型件的声学活跃部分上延伸。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的声学活跃部分通过将沿所述翼型件径向地分配的声源强度乘以沿所述翼型件的辐射效率来确定。

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述声学活跃部分由所述翼型件的这样的区域限定，所述区域从所述远侧端部延伸至沿所述翼型件的生成比沿所述翼型件生成最大噪声水平的位置少大约10dB至大约20dB的噪声的位置。

4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述边缘是前边缘和后边缘中的至少一者。

5.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，在所述翼型件的翼展和翼弦方向上调整所述翼型件的弯度，以降低围绕前边缘和后边缘中的所述至少一者的高流加速的副作用。

6.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，沿所述翼型件的翼展调整所述翼型件的扭曲，以补偿由于所述反角和所述掠角的空气动力学负载。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述反角是上反角或下反角。

8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述边缘和所述表面除所述上反角之外还限定下反角。

9.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，所述掠角是前掠角或后掠角。

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述反角或掠角中的至少一者遍及于所述翼型件的至少一部分变化。