CN109131832A - 开式转子及其翼型 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一种开式转子翼型装置，其包括翼型主体，所述翼型主体具有间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸；所述翼型主体的外部部分内的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后向扫掠，在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述翼型主体的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化。本申请还提供一种开式转子装置及其操作方法。

Description

开式转子及其翼型
技术领域
本申请总体上涉及飞行器推进，并且更具体地涉及包含用于推进的开式转子的飞行器发动机。
背景技术
众所周知使用开式转子提供飞行器推进，所述开式转子通常被定义为包括承载翼型的阵列的可旋转毂的装置，所述翼型的阵列构造成产生推力，并且未被外护罩围绕。
一种类型的开式转子是常规推进器。这些主要用于低速应用，并且在高亚音速下通常变得无效率。
使用开式转子以使用为其优化的叶片推进更高速度的车辆；这些类型的开式转子通常被称为“支撑风扇”或“无导管风扇”。在高速亚音速飞行中，转子转速，叶片半径和飞行速度的组合导致通过周围空气的超音速的叶片速度，特别是在外翼展处。当接近叶片前缘的流动在转子参考系中是超音速时，并且如果沿着叶片翼展的前缘扫掠相对较低，则弓形冲击波(或简称“弓形冲击”)将存在于前缘的上游。开式转子弓形冲击远离转子传播并且可能产生噪音，以及效率损失。
因此，在现有技术中，通常接受的做法是高速开式转子叶片必须使用薄前缘，从而最小化弓形冲击波的尺寸，强度和影响。然而，使用薄前缘的叶片的一个问题在于，它们不能在大的正和负叶片气流入射角下高效地操作。
发明内容
该问题通过用于高速亚音速飞行的开式转子叶片来解决，其具有与相对较厚的前缘组合的机械扫掠。
根据本说明书所描述的技术的一个方面，一种用于开式转子的翼型装置包括：翼型主体，所述翼型主体具有从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸的间隔开的压力侧和吸力侧；其中所述翼型主体的外部部分内的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后向扫掠，其中在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述翼型主体的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在所述两个极限之间线性变化；并且其中所述叶片的每一个具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度。
根据本说明书所描述的技术的另一个方面，一种开式转子装置包括：第一翼型排，所述第一翼型排包括围绕轴向中心线可旋转并且承载翼型状叶片的环形阵列的第一盘，其中所述叶片的每一个具有从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸的间隔开的压力侧和吸力侧，其中所述第一翼型排的叶片的每一个具有在其外部部分内的前缘前向扫掠或后向扫掠，以及在所述外部部分内在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度；以及布置在所述第一翼型排的下游的第二翼型排。
根据本说明书所描述的技术的另一方面，提供了一种用于操作开式转子装置的方法，所述开式转子装置包括围绕轴向中心线可旋转并且承载一排翼型状叶片的盘，其中所述叶片的每一个包括从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸的间隔开的压力侧和吸力侧。所述方法包括：为所述开式转子提供动力以在包括大于0.72的飞行马赫数和大于500英尺/秒的叶片尖端速度的选定飞行条件下推进飞行器；其中所述叶片的每一个具有在其外部部分中的前缘后向扫掠，所述扫掠构造成在所述选定飞行条件下在所述叶片的尖端半径的外部35％内产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量；并且其中所述叶片的每一个具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度。
技术方案1.一种用于开式转子的翼型装置，包括：翼型主体，所述翼型主体具有间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸；其中所述翼型主体的外部部分内的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后向扫掠，其中在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述翼型主体的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化；并且其中所述前缘具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的厚度。
技术方案2.根据技术方案1所述的装置，其中所述前缘相对于所述翼型主体的中弧线不对称地成形。
技术方案3.根据技术方案2所述的装置，其中所述前缘包括：吸力侧部分，所述吸力侧部分布置在所述中弧线的一侧上，并且由第一曲率半径限定；以及压力侧部分，所述压力侧部分布置在与所述吸力侧部分相对的所述中弧线的一侧上，并且由比所述第一曲率半径小的第二曲率半径限定。
技术方案4.根据技术方案3所述的装置，其中所述翼型主体包括紧邻所述前缘之吸力侧部分的所述吸力侧的前向部分，以及紧邻所述前缘之压力侧部分的所述压力侧的前向部分，其中所述压力侧的前向部分具有比所述吸力侧的前向部分小的曲率。
技术方案5.根据技术方案1所述的装置，其中所述跨音速或超音速相对速度条件包括飞行器在大于0.72的飞行马赫数和大于500英尺/秒的所述翼型主体的尖端速度下的飞行。
技术方案6.根据技术方案1所述的装置，还包括盘，所述盘绕轴向中心线可旋转并且承载所述翼型主体的第一翼型排。
技术方案7.根据技术方案6所述的装置，其中所述翼型主体的每一个具有在尖端半径的外部5％内的大于45°的局部叶片前缘后向扫掠角，以及在尖端半径的外部10％内的大于40°的局部叶片前缘后向扫掠角。
技术方案8.一种开式转子装置，包括：第一翼型排，所述第一翼型排包括绕轴向中心线可旋转并且承载翼型状叶片的环形阵列的第一盘，其中所述叶片的每一个具有间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸，其中所述第一翼型排的叶片的每一个具有在其外部部分内的前缘前向扫掠或后向扫掠，和在所述外部部分内在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度；以及布置在所述第一翼型排的下游的第二翼型排。
技术方案9.根据技术方案8所述的装置，其中所述扫掠构造成在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下在整个所述外部部分上产生垂直于所述前缘的亚音速叶片相对速度分量。
技术方案10.根据技术方案9所述的装置，其中所述跨音速或超音速相对速度条件包括飞行器在大于0.72的飞行马赫数和大于500英尺/秒的叶片尖端速度下的飞行。
技术方案11.根据技术方案8所述的装置，其中所述扫掠沿着所述翼展变化，并且所述外部部分的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的扫掠，其中在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述叶片的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化。
技术方案12.根据技术方案8所述的装置，其中所述叶片的每一个的所述前缘相对于所述叶片的中弧线不对称地成形。
技术方案13.根据技术方案12所述的装置，其中所述叶片的每一个的所述前缘包括：吸力侧部分，所述吸力侧部分布置在所述中弧线的一侧上，并且由第一曲率半径限定；以及压力侧部分，所述压力侧部分布置在与所述吸力侧部分相对的所述中弧线的一侧上，并且由比所述第一曲率半径小的第二曲率半径限定。
技术方案14.根据技术方案13所述的装置，其中所述叶片的每一个包括紧邻所述前缘之吸力侧部分的所述吸力侧的前向部分，以及紧邻所述前缘之压力侧部分的所述压力侧的前向部分，其中所述压力侧的前向部分具有比所述吸力侧的前向部分小的曲率。
技术方案15.根据技术方案8所述的装置，其中所述叶片的每一个具有在所述叶片的尖端半径的外部5％内的大于45°的局部叶片前缘后向扫掠角，以及在所述尖端半径的外部10％内的大于40°的局部叶片前缘后向扫掠角。
技术方案16.根据技术方案8所述的装置，其中所述叶片的每一个具有在所述叶片的尖端半径的外部10％内的大于15°的局部叶片前缘前向扫掠角。
技术方案17.根据技术方案8所述的装置，其中所述外部部分包括所述叶片的每一个的尖端半径的大约35％。
技术方案18.根据技术方案8所述的装置，其中所述第二翼型排包括翼型状出口导叶的环形阵列，其中所述出口导叶的每一个包括间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸。
技术方案19.根据技术方案18所述的装置，其中所述第二翼型排的所述出口导叶的每一个具有在其外部部分内的前缘前向扫掠或后向扫掠，以及在所述外部部分内在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度。
技术方案20.根据技术方案19所述的装置，其中所述出口导叶的每一个的所述前缘相对于所述出口导叶的中弧线不对称地成形。
技术方案21.根据技术方案8所述的装置，其中所述第二翼型排包括布置在所述第一盘的后方的第二盘，所述第二盘绕所述轴向中心线可旋转并且承载一排翼型状叶片，其中所述第二翼型排的叶片的每一个包括间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸，并且其中所述第二翼型排的叶片构造成用于与所述第一翼型排的叶片相反地旋转。
技术方案22.一种操作开式转子装置的方法，所述开式转子装置包括绕轴向中心线可旋转并且承载一排翼型状叶片的盘，其中所述叶片的每一个包括间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸，所述方法包括：为所述开式转子提供动力以在包括大于0.72的飞行马赫数和大于500英尺/秒的叶片尖端速度的选定飞行条件下推进飞行器；其中所述叶片的每一个具有在其外部部分中的前缘后向扫掠，所述扫掠构造成在所述选定飞行条件下在叶片尖端半径的外部35％内产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量；并且其中所述叶片的每一个具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度。
技术方案23.根据技术方案22所述的方法，其中所述扫掠沿着所述翼展变化，并且所述外部分的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的扫掠，其中在所述选定飞行条件下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化。
技术方案24.根据技术方案22所述的方法，其中所述选定飞行条件包括大约0.76的飞行马赫数和至少550英尺/秒的叶片尖端速度。
技术方案25.根据技术方案22所述的方法，其中所述叶片的每一个的所述前缘相对于所述叶片的中弧线不对称地成形。
技术方案26.根据技术方案22所述的方法，其中所述叶片的每一个的所述前缘包括：吸力侧部分，所述吸力侧部分布置在所述中弧线的一侧上，并且由第一曲率半径限定；以及压力侧部分，所述压力侧部分布置在与所述吸力侧部分相对的所述中弧线的一侧上，并且由比所述第一曲率半径小的第二曲率半径限定。
技术方案27.根据技术方案22所述的方法，其中所述叶片的每一个包括紧邻所述前缘之吸力侧部分的所述吸力侧的前向部分，以及紧邻所述前缘之压力侧部分的所述压力侧的前向部分，其中所述压力侧的前向部分具有比所述吸力侧的前向部分小的曲率。
附图说明
可参考以下结合附图做出的描述最佳理解本发明，在附图中：
图1是包括示例性开式转子的飞行器的示意图；
图2是图1中所示的示例性开式转子的侧视图；
图3是图1中所示的开式转子的前视示意图；
图4是图1中所示的开式转子的侧视示意图；
图5是沿着图3的线5-5截取的截面示意图；
图6是图1中所示的开式转子的翼型的前缘部分的截面示意图；
图7是在第一飞行条件下的操作期间的图6中所示的前缘翼型部分的截面示意图；
图8是在第二飞行条件下的操作期间的图6中所示的前缘翼型部分的截面示意图；
图9是可选择的开式转子的侧视图；
图10是可选择的开式转子的侧视图；以及
图11是与图5中所示的平面正交的侧视示意图。
具体实施方式
参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1示意性地示出了包括一对翼12和14的示例性飞行器10。每个翼12和14经由挂架18支撑推进装置16。可选择地，一个或多个推进装置16可以安装到飞行器10上的任何合适位置。
参考图2，更具体地示出推进装置16中的一个。推进装置16包括封闭在机舱22中并且以驱动关系与开式转子24联接的原动机20(示意性示出)，所述开式转子被安装以绕中心线轴线26旋转。
应当注意，如本说明书所使用的，术语“轴向”和“纵向”都是指平行于中心线轴线26的方向，而“径向”是指垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向和径向方向相互垂直的方向。如本说明书所使用的，术语“前向”或“前”是指在穿过或围绕部件的气流中相对上游的位置，并且术语“后向”或“后”是指在穿过或围绕部件的气流中相对下游的位置。该流动的方向由图1和2中的箭头“F”示出。这些方向术语仅仅为了便于描述而使用，并且不需要由此描述的结构的特定取向。
原动机20可以是可操作以在预期的机械和空气动力学负载下以所需速度旋转开式转子24的任何装置。原动机的非限制性实施例包括热机，电机(例如电动，液压或气动)，或其组合(例如电动混合动力传动系)。在一实施例中，原动机20可以是具有包括压缩机，燃烧室和一个或多个涡轮机的核心的燃气涡轮发动机。开式转子24可以由原动机20直接驱动，或者通过中间齿轮系驱动。
在示出的实施例中，开式转子24是包括单个翼型排28的单级开式转子，所述单个翼型排包括具有从其延伸的转子叶片32的环形阵列的可旋转盘或毂30。
参考图3-5，每个叶片32从毂30处的根部34延伸到尖端36，并且包括在前缘42和后缘44处联结到大体凸形的吸力侧40的大体凹形的压力侧38。叶片32可以表示为沿着翼展堆叠线(stacking line)45排列的单独的翼型截面的阵列或“堆叠”。图5示出了一个这样的翼型截面。对于叶片32的每个单独的翼型截面，称为“弦线(chord line)”46的假想直线连接前缘42和后缘44。也对于叶片32的每个单独的翼型截面，称为“弧线(camber line)”48的曲线表示位于压力侧38和吸力侧40之间的中途的轨迹。尽管在所示的示例中未示出，但是应当理解，叶片32可以包含“扭转(twist)”，其中堆叠的翼型截面围绕展向堆叠线45相对于彼此旋转的特征，或“倾斜(lean)”，其中堆叠的翼型截面相对于彼此侧向移位的特征。
叶片32可以由合适的高强度材料制成，例如金属合金(例如铁，镍或钛合金)或复合材料，例如环氧树脂基体中的碳增强纤维(具有或不具有金属屏蔽)。
在操作中，毂30围绕中心线轴线26旋转，并且叶片32扫掠通过垂直于中心线轴线26的叶片平面50。叶片32的翼型截面均以桨距角θ布置，所述桨距角取决于半径(叶片32可以包含扭转)并且在叶片的弦线46和叶片平面50之间测量。相对小的桨距角θ通常被称为“平(flat)”或“精(fine)”或“低(low)”桨距，且相对大的桨距角θ通常被称为“陡(steep)”或“粗(coarse)”或“高(high)”桨距。应理解，通常，用于高效推进的适当桨距角θ随着飞行器速度的增加而增加。
叶片32可以具有“固定桨距”构造，其中叶片32的翼型截面桨距角θ不能改变。可选择地，叶片32可以具有“可变桨距”构造，其中叶片32的翼型截面桨距角θ可以在飞行中均匀地变化(即，对于所有翼型截面相同的桨距角变化)。可变桨距开式转子可以用于在高速和低速下高效地提供推力。可以使用一个或多个常规的桨距变化致动器(未示出)以实现桨距变化。
每个叶片32具有定义为从根部34到尖端36的径向距离的翼展(或翼展尺寸)“S”，以及定义为弦线46的长度的翼弦(或弦尺寸)“C”。弦尺寸可以在翼展S上是恒定的，或者它可以在翼展S上变化，如图所示。
叶片32特别适用于在高亚音速飞行速度下的高效操作。如本说明书所使用的，术语“飞行速度”是指大体平行于其纵向轴线的飞行器10的速度，也称为“空速”或“飞行马赫数”。叶片32特别有用于在大于0.72的飞行马赫数或等效空速下操作的飞行器的开式转子24。
在操作中，取决于飞行阶段，叶片32以各种轴速度或转子速度(表达为RPM或角速度)旋转。叶片32上的任何给定点的切向速度，即其在切向方向上的线速度，可以被计算为该点离中心线轴线26的半径乘以箭头52处所示的角速度。
应理解，对于任何给定的转子速度，叶片32的切向速度随着半径的增加而增加，并且任何转子速度的最大切向速度发生在尖端36处。尖端36处的切向速度通常被称为“尖端速度”，在箭头54处示出。这是用于叶片操作的重要参数，原因是尖端36通常将是在飞行中经历跨音速效应的叶片32上的第一位置。所示的开式转子24的叶片32将在高亚音速巡航飞行期间以超过152m/s(500ft/sec)的尖端速度进行常规操作。
在飞行中，叶片32经历箭头56处所示的“叶片相对速度”或“相对马赫数”。应当理解，叶片相对速度是具有轴向，径向和切向分量的三维矢量。假设径向速度为零，并且忽略次要因素，则尖端处的叶片相对速度是尖端速度和飞行速度的矢量和。叶片相对速度大致相当于平行于叶片32的弦线46的相对风速。
在一些操作条件下，例如在上述空速和尖端速度条件下，叶片32的全部或部分将经历超过局部声速的叶片相对速度。对于具有亚音速(小于1.0的马赫数)和超音速(大于1.0的马赫数)叶片相对速度的相当大区域的叶片周围的流动，流场和叶片操作状态被称为跨音速，并且对于叶片周围的多数超音速流动，流场和叶片操作状态被称为超音速。
在存在接近前缘的超音速相对流动的情况下叶片的翼型截面上游的弓形冲击的存在和强度取决于大体上沿着边缘展向变化的垂直于前缘42的叶片相对速度的分量。该分量在箭头58处示出。前缘42可以包含称为“扫掠”的性质，其降低垂直于前缘42的叶片相对速度分量(也称为“边缘法向速度分量”)并且减小弓形冲击强度。当边缘法向速度分量为局部亚音速时，没有关联的弓形冲击。
可以参考图5和11理解如本说明书所使用的前缘扫掠的定义。参考线60在纯径向方向上远离中心线轴线26延伸并且穿过前缘42上的局部点“A”。包含线60的平面61被定向成在点A处与翼型截面拱弧线48相切。通过正交投影将点A附近的前缘点42的轨迹投影到平面61(在所示的示例中，没有示出扭转或倾斜，并且因此靠近点A的前缘点位于平面61中)。局部前缘扫掠角λ对向径向线60和在点A处与投影曲线相切的平面61中的线63之间的弧。扫掠角λ通常被定义为对于后向扫掠为正，如图3中所示。
叶片32的外部分62内的前缘42包含前向或后向扫掠(示出后向扫掠)。将内部分64与外部分62分离的线将取决于在某个特定操作条件(旋转速度，高度和飞行马赫数)下叶片相对流速在转子的仅仅上游预期变为超音速的位置进行设置。
为了描述的目的，将参考叶片32的标记为r尖端的“尖端半径”。尖端半径r尖端是从中心线26到前缘42处的叶片32的尖端36的径向距离。位于尖端36处的点将被称为尖端半径r尖端的100％，并且中心线26处的点将被称为尖端半径rtip的0％。在一实施例中，外部部分62和内部部分64之间的分界可以位于尖端半径r尖端的大约65％处。在所示的示例中，毂30的外半径为尖端半径r尖端的大约30％，并且因此尖端半径r尖端的65％处的分界将对应于翼展S的大约50％。
前缘扫掠可以构造成实现外部部分62内的垂直于前缘42的叶片相对速度的具体分布。为了计算最小后向扫掠角λmin，在某个尖端半径分数r/r尖端(或尖端半径的等效百分比)，指定参数是飞行马赫数M0，环境声速a0，尖端速度Utip，以及期望的边缘法向速度(马赫)分量Mn。
首先计算叶片相对马赫数Mrel：
(1)：Mu＝Utip*(r/rtip)/a0
(2)：Mrel＝sqrt(M0 2+Mu 2)
然后计算以度为单位的最小扫掠角λmin：
(3):λmin＝90-arcsine(Mn/Mrel)，以度为单位的反正弦角，Mrel≥Mn
当Mrel小于Mn时，则不计算或指定最小扫掠角。
通常，前缘42的后向扫掠角λ可以配置成在选定的飞行马赫数和尖端速度下产生期望的亚音速边缘法向相对马赫数。在一个示例中，尖端半径r尖端处的扫掠角λ可以配置成在0.72或更大的飞行马赫数以及152m/s(500ft/s)或更大的尖端速度下，产生0.75或更小的边缘法向相对马赫数。在满足这些标准的叶片的一个示例中，前缘后向扫掠角λ可以在尖端半径r尖端的外5％内(即，在尖端半径r尖端的95％至100％的位置处)大于45°，并且在叶片尖端半径r尖端的外部10％内大于40°。如果需要，前扫掠角λ可以在叶片32的整个外部部分62上恒定。
可选择地，前缘42可以包含展向变化的扫掠角λ。在一实施例中，尖端半径r尖端(尖端半径的100％)处的扫掠角λ可以配置成在0.72或更大的飞行马赫数以及152m/s(500ft/s)或更大的尖端速度下，产生0.75或更小的边缘法向相对马赫数。同时，尖端半径r尖端的65％处的扫掠角λ可以配置成在相同的飞行马赫数和尖端速度下产生0.87或更小的边缘法向相对马赫数。在这两个端点之间的范围内的扫掠角λ可以根据上述方程变化，从而产生通过上述两个值之间的线性内插获得的边缘法向马赫数，或小于内插值的边缘法向马赫数。为了本发明的目的，位于尖端半径的65％-100％内的前缘42的大部分包括等于或大于由该扫掠轮廓限定的扫掠角的扫掠角λ就足够了。在满足这些标准的叶片32的一个示例中，前缘后向扫掠角λ可以根据需要从尖端半径r尖端的65％至75％，在尖端半径r尖端的80％处为至少9°，增加到尖端半径r尖端处大于32°的值。
在另一实施例中，尖端半径r尖端处的扫掠角λ可以配置成在大约0.78的飞行马赫数和198m/s(650ft/s)或更大的尖端速度下，产生大约0.75或更小的边缘法向相对马赫数。同时，尖端半径r尖端的65％处的扫掠角λ可以配置成在相同的飞行马赫数和尖端速度下产生0.87或更小的边缘法向相对马赫数。在这两个端点之间的范围内的扫掠角λ可以根据上述方程变化，从而产生通过上述两个值之间的线性内插获得的边缘法向马赫数，或小于内插值的边缘法向马赫数。为了本发明的目的，位于尖端半径的65％-100％内的前缘42的大部分包括等于或大于由该扫掠轮廓限定的扫掠角的扫掠角λ就足够了。在满足这些标准的叶片32的一实施例中，前缘后向扫掠角λ可以在尖端半径r尖端的65％处为至少13°，增加到尖端半径r尖端处大于43°的值。
在另一实施例中，尖端半径r尖端处的扫掠角λ可以配置成在大约0.76的飞行马赫数和168m/s(550ft/s)或更大的尖端速度下，产生大约0.75或更小的边缘法向相对马赫数。同时，尖端半径r尖端的65％处的扫掠角λ可以配置成在相同的飞行马赫数和尖端速度下产生0.87或更小的边缘法向相对马赫数。在这两个端点之间的范围内的扫掠角λ可以根据上述方程变化，从而产生通过上述两个值之间的线性内插获得的边缘法向马赫数，或小于内插值的边缘法向马赫数。为了本发明的目的，位于尖端半径的65％-100％内的前缘42的大部分包括等于或大于由该扫掠轮廓限定的扫掠角的扫掠角λ就足够了。在满足这些标准的叶片32的一实施例中，前缘后向扫掠角λ可以根据需要在尖端半径r尖端的65％处，在尖端半径r尖端的70％处为至少5°，增加到尖端半径r尖端处大于38°的值。
在另一示例中，尖端半径r尖端的65％处和超出(即，尖端半径的外35％)的扫掠角λ可以配置成在0.72或更大的飞行马赫数以及152m/s(500ft/s)或更大的尖端速度下，产生0.87或更小的边缘法向相对马赫数。在另一示例中，尖端半径的外部35％处的扫掠角λ可以配置成在0.76或更大的飞行马赫数以及152m/s(500ft/s)或更大的尖端速度下，产生0.87或更小的边缘法向相对马赫数。这些示例中的任何一个的扫掠可以在翼展上恒定或变化。
在另一实施例中，尖端半径r尖端处的扫掠角λ可以配置成在0.72或更大的飞行马赫数以及152m/s(500ft/s)或更大的尖端速度下，产生0.95或更小的边缘法向相对马赫数。在满足这些标准的叶片32的示例中，外部部分62中的前缘前向扫掠角λ可以在尖端半径r尖端的外部10％内大于15°。
出于空气动力学或其它原因，给定叶片32的前缘42可以在不同部分中包含前向扫掠和后向扫掠两者。在所示的示例中，叶片32的前缘42的内部分64包含前向扫掠。例如，内部分64中的前向扫掠可以防止叶片32的质心过于靠后，这可能在毂30上施加过度的机械负载。
位于外部部分62内的叶片32的部分，具体地是前缘42和与其紧邻的叶片32的部分，可以包含选择成改善叶片32的性能的厚度。参考图6，叶片32的每一个具有定义为压力侧38和吸力侧40之间的距离的厚度。根据常规实践，厚度被计算为厚度的绝对值除以弦长，表达为百分比。
应理解，叶片32的任何特定翼型截面中的厚度将沿在弦向方向上变化，并且厚度可以在叶片32的翼展S上变化。为了本发明的目的，有利的尺寸是如上所述的外部部分62内的厚度。
已发现与现有技术实践相比，相对较大的前缘厚度值适合于改善性能和/或避免叶片32的性能劣化。为了参考的目的，相关厚度“T”在前缘42后方的距离“X”处测量，该距离等于总弦长的0.5％，在本说明书中称为“0.5％弦位置”。
在0.5％弦位置处，厚度可以大于弦的约0.45％，或换句话说，“大于0.45％厚度”。叶片32的除前缘和靠近部分之外的总体设计通常可以是常规的。在该示例中，总体翼型厚度比率(即叶片32的最大厚度)可以在尖端附近近似为约2％。在另一示例中，在0.5％弦位置处，厚度可以大于弦的约0.5％。在另一示例中，在0.5％弦位置处，厚度可以大于弦的约0.6％。
这些厚前缘42具有若干益处。特别地，在损失性能或效率之前，叶片翼型容许气流的入射角的更宽变化。这与使用薄前缘的跨音速或超音速叶片的现有技术的公认实践形成对比。由于与如上所述的前缘扫掠组合，使厚前缘42的使用变得可行。
通常在现有技术中，开式转子叶片的前缘将具有大体上为抛物线形状的前缘轮廓，其大体上关于弧线48对称，如图6中所示用虚线示出。除了上述相对较大的厚度之外，叶片32的前缘42可以包含不对称形状以改善叶片性能。
该不对称形状在图6-8中参考前缘42本身示出，所述前缘由叶片32的中弧线48分成压力侧部分66和吸力侧部分68。压力侧38的前向部分70紧邻前缘42的压力侧部分66，并且吸力侧40的前向部分72紧邻前缘42的吸力侧部分68。
前缘42的吸力侧部分68具有相对低的局部曲率(即，限定其曲率的边缘半径R1是相对较大的值)。吸力侧40的前向部分72限定进入吸力侧40的剩余部分的圆形混合部。
前缘42的压力侧部分66具有相对较高的局部曲率(即，限定其曲率的边缘半径R2是相对较小的值)。换句话说，边缘半径R2小于边缘半径R1。压力侧38的前向部分70提供进入压力侧38的剩余部分中的几乎直线混合。
该不对称形状针对低飞行马赫数的高正入射角和巡航飞行马赫数下的高负入射角优化。
例如，图7示出了起飞时的操作条件，其中上述的相对速度是亚音速并且入射角α是高正值，这里定义为从中弧线48的压力侧接近。在这些情况下，吸力侧40的前缘42和前向部分68和72的形状使非期望的吸力侧流动分离最小化。
图8示出了例如在巡航操作期间的操作条件，其中上述的相对速度是跨音速并且入射角α至少适度地为负，这里定义为从中弧线48的吸力侧接近。在这些情况下，压力侧38的前缘42和前向部分66和70的形状使任何压力侧局部超音速过度膨胀/再压缩气泡的不利影响最小化。
上述的开式转子24可以通过用原动机12为开式转子24提供动力以在大气飞行中推进飞行器10而使用，使得外部部分62内的前缘42处的相对速度是跨音速或超音速。例如，开式转子24可以以大于约152m/s(500ft/s)的尖端速度和大于约0.72的飞行马赫数操作。在另一示例中，开式转子24可以以大于约168m/s(550ft/s)的尖端速度和大于约0.76的飞行马赫数操作。通常，如本说明书所使用的术语“推进飞行器”是指通过原动机12的操作(例如起飞，爬升，下降，和/或巡航飞行)可实现的近似稳态的可持续条件，而不是由例如在迅速下降或俯冲中实现的瞬态效应表征或主导的条件。
上述的翼型设计原理可以应用于开式转子的其它构造。例如，图9示出驱动地联接到原动机20的可选择的开式转子124。在所示的实施例中，开式转子124包括第一或前向翼型排128以及第二或后向翼型排129。
原动机20可以构造成在相反的方向上旋转(反向旋转)前向和后向翼型排。
前向翼型排128包括具有从其延伸的多个叶片132的毂或盘130。每个叶片132从毂130处的根部134延伸到尖端136，并且包括在前缘142和后缘144处联结到大体凸形的吸力侧140的大体凹形的压力侧138。每个叶片132具有翼展和翼弦，如上定义，并且叶片132可以围绕毂130均匀或不均匀地间隔。
叶片132的特征(即，扫掠，厚度，和/或翼型截面形状)可以与上述叶片32的特征相同或相似。
后向翼型排129包括具有从其延伸的多个叶片133的毂或盘131。每个叶片133从毂131处的根部135延伸到尖端137，并且包括在前缘143和后缘145处联结到大体凸形的吸力侧141的大体凹形的压力侧139。每个叶片132具有翼展和翼弦，如上定义，并且叶片133可以围绕毂131均匀或不均匀地间隔。
叶片131的特征(即扫掠，厚度，和/或翼型截面形状)可以与上述叶片32的特征相同或相似。
图10示出了驱动地联接到原动机20的替代开式转子224。在所示的实施例中，开式转子224包括第一或前向翼型排228以及第二或后向翼型排229。在该实施例中，第一翼型排228旋转，而第二翼型排229静止。
前向翼型排228包括具有从其延伸的多个叶片232的毂或盘230。每个叶片232从毂230处的根部234延伸到尖端236，并且包括在前缘242和后缘244处联结到凸形吸力侧240的凹形压力侧238。每个叶片232具有翼展和翼弦，如上定义，并且叶片232可以围绕毂230均匀或不均匀地间隔。
叶片232的特征(即，扫掠，厚度，和/或翼型截面形状)可以与上述叶片32的特征相同。
后向翼型排229包括静止毂231，所述静止毂231具有从其延伸的多个出口导叶233。每个出口导叶233从毂231处的根部235延伸到尖端237，并且包括在前缘243和后缘245处联结到凸形吸力侧241的凹形压力侧239。每个出口导叶233具有翼展和翼弦，如上定义，并且出口导叶233可以彼此不同并且可以围绕毂231均匀或不均匀地间隔。
出口导叶233的空气动力学特征(即，扫掠，厚度，和/或翼型截面形状)可以与上述叶片32的特征相同或相似。
与现有技术的开式转子相比，预期上述的开式转子设计提供其空气动力学效率的增加。它们可以潜在地允许较低的起飞旋转速度以及较高的叶片效率和较低的噪音，同时在高速飞行期间保持良好的叶片空气动力学和效率。它们也可以潜在地改善系统集成，特别是起飞和巡航之间的转子速度的变化。它们也减小对前缘形状的空气动力学敏感性，易于前缘制造，并且自然地增加对异物损伤的抗性。
前面已描述了用于开式转子的翼型，开式转子装置，及其操作方法。在本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和图)中所公开的所有特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以任何组合形式组合，所述特征和/或步骤中的至少一些相互排斥的组合除外。
本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和图)中所公开的每个特征可替换为用于相同、等效或类似目的的替代特征，除非另有明确陈述。因此，除非另有明确陈述，否则每个所公开的特征都仅是等同或相似特征的通用系列的一个实施例。
本发明并不限于前述实施例的任何细节。本发明扩展到本说明书(包括任何所附权利要求书、摘要和图)中所公开的特征的任何新颖特征或新颖特征组合，或扩展到如此公开的任何方法或过程的步骤的任何新颖步骤或任何新颖步骤组合。

Claims (10)

1.一种用于开式转子的翼型装置，包括：
翼型主体，所述翼型主体具有间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸；
其中所述翼型主体的外部部分内的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后向扫掠，其中在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述翼型主体的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化；并且
其中所述前缘具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的厚度。
2.根据权利要求1所述的装置，其中所述前缘相对于所述翼型主体的中弧线不对称地成形。
3.一种开式转子装置，包括：
第一翼型排，所述第一翼型排包括绕轴向中心线可旋转并且承载翼型状叶片的环形阵列的第一盘，其中所述叶片的每一个具有间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸，其中所述第一翼型排的叶片的每一个具有在其外部部分内的前缘前向扫掠或后向扫掠，和在所述外部部分内在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度；以及
布置在所述第一翼型排的下游的第二翼型排。
4.根据权利要求3所述的装置，其中所述扫掠构造成在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下在整个所述外部部分上产生垂直于所述前缘的亚音速叶片相对速度分量。
5.根据权利要求3所述的装置，其中所述扫掠沿着所述翼展变化，并且所述外部部分的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的扫掠，其中在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述叶片的尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化。
6.根据权利要求3所述的装置，其中所述叶片的每一个的所述前缘相对于所述叶片的中弧线不对称地成形。
7.根据权利要求3所述的装置，其中所述第二翼型排包括翼型状出口导叶的环形阵列，其中所述出口导叶的每一个包括间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸。
8.一种操作开式转子装置的方法，所述开式转子装置包括绕轴向中心线可旋转并且承载一排翼型状叶片的盘，其中所述叶片的每一个包括间隔开的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧从根部到尖端沿翼展径向延伸并且在间隔开的前缘和后缘之间沿翼弦轴向延伸，所述方法包括：
为所述开式转子提供动力以在包括大于0.72的飞行马赫数和大于500英尺/秒的叶片尖端速度的选定飞行条件下推进飞行器；
其中所述叶片的每一个具有在其外部部分中的前缘后向扫掠，所述扫掠构造成在所述选定飞行条件下在叶片尖端半径的外部35％内产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量；并且
其中所述叶片的每一个具有在0.5％弦向位置处测量的大于所述翼弦的0.45％的前缘厚度。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所述扫掠沿着所述翼展变化，并且所述外部分的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的扫掠，其中在所述选定飞行条件下，选择所述预定扫掠轮廓以在所述尖端半径处产生0.75马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，并且在所述尖端半径的65％处产生0.87马赫或更小的垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，垂直于所述前缘的叶片相对速度分量在两个极限之间线性变化。
10.根据权利要求8所述的方法，其中所述叶片的每一个的所述前缘相对于所述叶片的中弧线不对称地成形。
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