CN111102013A - 降低噪声的燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种降噪翼型件，该降噪翼型件限定跨度和弦，跨度在根部和尖端之间延伸，弦在沿着跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸。翼型件包括压力侧，吸力侧和联接到翼型件的后缘的后缘护套，后缘护套包括外表面。后缘护套在后缘护套内沿着跨度的每个点处在压力侧和吸力侧上至少部分地沿着弦延伸。后缘护套限定沿着跨度的至少一部分延伸的流体通道。此外，后缘护套在压力侧，吸力侧或后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，该至少一个孔口将流体通道流体地联接到外表面。

Description

降低噪声的燃气涡轮发动机翼型件
技术领域
本主题大体涉及翼型件，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的降噪翼型件。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心通常以串行流动顺序包括：压缩机区段，燃烧区段，涡轮区段和排气区段。在操作中，从风扇向压缩机区段的入口提供空气，在压缩机区段一个或多个轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段。在燃烧区段内燃料与压缩空气混合并燃烧，以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段导向至涡轮区段。通过涡轮区段的燃烧气体流驱动涡轮区段，并且然后被导向通过排气区段，例如，通向大气。
涡轮风扇燃气涡轮发动机通常包括风扇组件，该风扇组件将空气引导至核心燃气涡轮发动机和旁路管道。在操作期间，风扇通过将空气向下游供应到燃气涡轮发动机，并且还以增加的速度推动空气通过排气喷嘴来为飞行器提供推力，从而类似于螺旋桨操作。更具体地，在空气被引导通过旁路管道之前，风扇使空气产生涡旋运动。在空气离开排气喷嘴之前，这种涡旋运动可能会导致动量损失。因此，至少一些已知的涡轮风扇发动机包括一组定子轮叶，以有助于减少旁路管道之前的空气涡旋运动。
然而，冲击定子轮叶的气流可能导致噪声发出的增加。风扇流的不稳定性可能会与定子相互作用，从而产生宽带噪声。此外，风扇空气以叶片经过的速率冲击定子轮叶，并产生通常称为叶片通过频率(BPF)的音调噪声。风扇空气产生旋转模式噪声，该旋转模式噪声由转子叶片导致的旋转压力场和尾流，以及其与相邻定子轮叶的相互作用产生。该噪声既通过风扇管道的入口从发动机上游发出，也通过管道出口从发动机下游发出。旋转模式噪声发生在离散频率上，该离散频率包括基本叶片通过频率BPF(其也是第一谐波)以及更高阶频率或其谐波。
宽带噪声和音调噪声是发动机噪声的两个来源。宽带噪声和音调噪声的减少是一项环境目标，并且通常使用各种技术(包括更高的旁通比涡轮风扇，发动机管道和风扇机舱内的隔音衬，以及排放混合器)来实现。但是，解决该重要问题的已知尝试涉及间接改进措施，该间接改进措施不会直接影响具有明显的不良副作用(例如增加的发动机重量)的问题的来源。
这样，需要一种翼型件，该翼型件能够降低由翼型件产生的噪声，同时以可能减小的总发动机重量保持期望的性能水平。
发明内容
方面和优点将在下面的描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实施本发明来学习。
在一方面，本主题涉及一种降噪翼型件，该降噪翼型件限定跨度和弦，跨度在根部和尖端之间延伸，弦在沿着跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸。翼型件包括压力侧，吸力侧和联接到翼型件的后缘的后缘护套，后缘护套限定外表面。后缘护套在后缘护套内沿着跨度的每个点处在压力侧和吸力侧至少部分地沿着弦延伸。后缘护套限定沿着跨度的至少一部分延伸的流体通道。此外，后缘护套在压力侧，吸力侧或后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，该至少一个孔口将流体通道流体地联接到外表面。
在一个实施例中，至少一个孔口可以被构造为将加压空气从流体通道供应到外表面，以减少尾流，速度不足或两者。在一个特定实施例中，翼型件还可包括根部处的流体入口，该流体入口流体地联接到流体通道。在另一个实施例中，后缘护套可以沿着跨度在根部和尖端之间延伸。在进一步实施例中，至少一个孔口中的每个孔口可以定位在沿着跨度与根部相距跨度的50％的点与尖端之间。在若干实施例中，至少一个孔口中的每个孔口可以定位在压力侧或吸力侧。在这样的实施例中，至少一个孔口中的每个孔口可以定位在与后缘相距弦的10％至20％之间、在沿每个孔口的跨度的点处。
在另一实施例中，至少一个孔口可以包括至少一个槽。在进一步实施例中，至少一个孔口可包括沿跨度分布的多个气孔。在一个这样的实施例中，多个气孔可在相邻气孔之间限定至少一个间隙。此外，至少一个间隙中的每个间隙可以限定相同的长度。在另一实施例中，靠近根部的至少一个间隙可以限定第一长度，并且靠近尖端的至少一个间隙可以限定不同于第一长度的第二长度。此外，第一长度可以比第二长度长。在另外的实施例中，多个气孔中的每个气孔可以限定外表面上的宽度和通过后缘护套的长度。此外，至少一个气孔可以限定长度与宽度的比在0.9至1.1之间。在又进一步实施例中，多个气孔中的每个气孔可限定中心线和外表面上的外线，外线与外表面上最靠近每个气孔的前缘的点和最靠近每个气孔的后缘的点相切。气孔中的至少一个可限定中心线，在中心线和外线之间具有为至少十五度但小于或等于三十度的孔口角。
在进一步实施例中，翼型件可以是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
在另一方面，本主题涉及限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：发动机轴，其沿着中心轴线延伸；压缩机，其附接到发动机轴并且围绕中心轴线径向延伸；燃烧器，其定位在压缩机下游以从其接收压缩流体；涡轮，其安装在发动机轴上、在燃烧器下游，以向压缩机提供旋转力；多个翼型件，其可操作地连接到发动机轴。多个翼型件中的每一个限定跨度和弦，跨度在根部和尖端之间延伸，弦在沿着跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸。多个翼型件包括至少一个降噪翼型件。该至少一个降噪翼型件包括压力侧，吸力侧和联接到翼型件的后缘的后缘护套，后缘护套限定外表面。后缘护套在后缘护套内沿着跨度的每个点处在压力侧和吸力侧至少部分地沿着弦延伸。后缘护套限定沿着跨度的至少一部分延伸的流体通道。此外，后缘护套在压力侧，吸力侧或后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，该至少一个孔口将流体通道流体地联接到外表面。
在一个实施例中，燃气涡轮发动机还可包括风扇区段，风扇区段包括构造为风扇叶片的多个翼型件。在一些实施例中，压缩机可以在每个降噪翼型件的根部处流体地联接到流体入口，使得压缩机流体地联接到流体通道。在某些实施例中，多个翼型件中的每个翼型件是降噪翼型件。在一个这样的实施例中，至少一个孔口中的每个孔口可以定位在沿着跨度与根部相距跨度的50％的点和尖端之间。
在另一个实施例中，多个翼型件可以包括第一多个翼型件和第二多个翼型件，第一多个翼型件和第二多个翼型件布置成围绕发动机轴交替。在这样的实施例中，第一多个翼型件中的每个翼型件可以是降噪翼型件。在进一步这样的实施例中，至少一个孔口可以包括沿着跨度分布的多个气孔。此外，多个气孔可在相邻气孔之间限定至少一个间隙。靠近根部的至少一个间隙可以限定第一长度，并且靠近尖端的至少一个间隙可以限定不同于第一长度的第二长度。此外，第一长度可以比第二长度长。还应当进一步理解，燃气涡轮发动机可以进一步包括本文所述的任何附加特征。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解这些和其他特征，方面和优点。并入本说明书中并构成本说明书一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与说明书一起用于解释本发明的某些原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域的普通技术人员的本发明的完整而可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1示出了根据本主题的方面的可以在飞行器内使用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面视图，特别地示出了构造为高旁路涡轮风扇喷气发动机的燃气涡轮发动机；
图2示出了根据本主题的方面的图1的风扇区段的横截面视图，特别地示出了风扇区段的风扇叶片；
图3示出了根据本主题的方面的图1和图2的风扇区段的风扇叶片，特别地示出了后缘护套；
图4示出了根据本主题的方面的风扇叶片的另一实施例，特别示出了朝向翼型件尖端定位的孔口；
图5示出了根据本发明主题的方面的翼型件的一个实施例，特别地示出了沿着跨度和弦的翼型件在沿着至少一个孔口的跨度的点处的横截面；
图6示出了根据本主题的方面的风扇区段的一个实施例，特别地示出了被构造为降噪翼型件的风扇叶片的一部分；和
图7示出了根据本发明主题的方面的风扇叶片的另一实施例，特别地示出了朝向翼型件尖端聚集的孔口。
在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本发明的相同或相似特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，在附图中示出了其一个或多个示例。通过解释本发明而不是限制本发明来提供每个示例。实际上，对于本领域技术人员显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以对本发明进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换地使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，而“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有明确说明，否则术语“联接”，“固定”，“附接到”等是指直接联接，固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接，固定或附接。
术语“通信”，“传送”，“通信的”等指的是直接通信以及诸如通过存储器系统或另一种中间系统的间接通信。
大体提供一种用于燃气涡轮发动机的降噪翼型件。翼型件可包括联接到翼型件的后缘的后缘护套。后缘护套可以至少部分地沿着翼型件的压力侧和吸力侧延伸。后缘护套限定沿着跨度的至少一部分延伸的流体通道。后缘护套包括在压力侧，吸力侧和/或后缘上流体联接到流体通道的一个或多个孔口。这样，加压空气可经由流体通道通过一个或多个孔口排出。而且，在压力侧，吸力侧和/或后缘处排出加压空气可以减少由翼型件产生的尾流和/或速度不足。这样，减小翼型件下游的尾流和/或速度不足可以减小由旋转翼型件产生的噪声(例如，音调噪声)。
现在参考附图，图1示出了根据本发明主题的方面的可在飞行器内使用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面视图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机10是高旁路涡轮风扇喷气发动机，其中所示的燃气涡轮发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，该纵向或轴向中心线轴线12沿着轴向方向A延伸通过其以用于参考目的。燃气涡轮发动机10进一步限定从中心线12延伸的径向方向R。尽管示出了示例性的涡轮风扇实施例，但是可以预期的是，本公开通常可以等同地应用于涡轮机械，例如开放式转子，涡轮轴，涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机构造，包括船用和工业涡轮发动机以及辅助动力单元。
通常，燃气涡轮发动机10包括核心燃气涡轮发动机(通常由参考字符14表示)和定位在其上游的风扇区段16。核心发动机14通常包括基本上管状的外壳18，该外壳18限定了环形入口20。另外，外壳18可以进一步包围并支撑低压(LP)压缩机22，用于将进入核心发动机14的空气的压力增加到第一压力水平。然后，多级轴流高压(HP)压缩机24可以从LP压缩机22接收加压空气，并且进一步增加这种空气的压力。然后，从HP压缩机24排出的加压空气可以流到燃烧器26，在燃烧器26中将燃料喷射到加压空气流中，其中所得混合物在燃烧器26中燃烧。高能燃烧产物60从燃烧室26沿着燃气涡轮发动机10的热气路径被引导到高压(HP)涡轮28，用于经由高压(HP)轴或线轴30驱动HP压缩机24，并且然后被引导到低压(LP)涡轮32，用于经由低压(LP)驱动轴或线轴34(其通常与HP轴30同轴)驱动LP压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和32中的每一个之后，燃烧产物60可以经由排气喷嘴36从核心发动机14排出，以提供推进的喷射推力。
另外，如图1和2所示，燃气涡轮发动机10的风扇区段16通常包括构造为由环形风扇壳40围绕的可旋转的轴流风扇转子38。在特定实施例中，LP轴34可以例如以直接驱动构造直接连接至风扇转子38或转子盘39。在替代构造中，LP轴34可以经由减速装置37(诸如减速齿轮箱)以间接驱动或齿轮传动构造连接至风扇转子38。根据期望或要求，这种减速装置可以被包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/线轴之间。
本领域普通技术人员应该理解，风扇壳40可以被构造成通过多个基本上径向延伸，周向间隔开的出口导向轮叶42相对于核心发动机14被支撑。这样，风扇壳40可以包围风扇转子38及其相应的风扇转子叶片(风扇叶片44)。而且，风扇壳40的下游区段46可以在核心发动机14的外部分上延伸，以限定提供附加的推进喷射推力的辅助或旁路气流导管48。
在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当理解，初始气流(由箭头50指示)可以通过风扇壳40的相关入口52进入燃气涡轮发动机10。然后空气流50穿过风扇叶片44，并分成移动通过旁路导管48的第一压缩空气流(由箭头54指示)和进入LP压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指示)。然后第二压缩空气流56的压力增加并进入HP压缩机24(如箭头58所示)。在与燃料混合并在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26并流过HP涡轮28。之后，燃烧产物60流过LP涡轮32并离开排气喷嘴36以为燃气涡轮发动机10提供推力。
参照图2和图3，在风扇叶片44的背景下提供了示例性翼型件62的实施例。尽管示出的翼型件62被示出为风扇叶片44的一部分，但是应当理解，翼型件62的以下讨论可以等同地应用于另一翼型件实施例，例如压缩机22、24和/或涡轮28、32(见图1)的定子轮叶或转子叶片。如图所示，每个风扇叶片44沿着跨度S从翼型件根部64径向向外延伸到翼型件尖端66。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从翼型件的前缘72延伸到后缘74，并且沿着跨度S在翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。此外，应该认识到，翼型件62可以在沿着跨度S的每个点处在翼型件根部64和翼型件尖端66之间限定弦C。此外，弦C可以沿着翼型件62的跨度S变化。例如，在所示的实施例中，弦C沿着跨度S朝向翼型件尖端66增加。但是，在其他实施例中，弦C可以在整个跨度S中近似恒定，或者可以从翼型件根部64到翼型件尖端66减小。
可选地，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾榫76的整体部件，该燕尾榫76具有通向过渡区段80的一对相对的压力面78。如图2所示，当安装在燃气涡轮发动机10内时，燕尾榫76布置在风扇转子盘39的燕尾槽中，从而将风扇叶片44附接到风扇转子38。
在所描绘的实施例中，翼型件62可包括联接至翼型件62的后缘74的后缘护套82。后缘护套82可以结合到翼型件62的后缘74。在其他实施例中，应该认识到，后缘护套82可以使用任何合适的方式(例如，通过粘合剂，胶带，焊接和/或机械紧固件(例如，螺栓，螺钉和铆钉))联接到后缘74。应当理解，后缘护套82可以可移除地联接到翼型件62的后缘74，使得后缘护套82是可替换的和/或可修理的。例如，在燃气涡轮发动机10的正常操作期间或在诸如异物注入，转子失衡，风扇叶片脱离等极端事件期间，后缘护套82可能会磨损或损坏。此外，还应认识到，后缘护套82可联接到现有燃气涡轮发动机10的一个或多个翼型件62，以便改装这种现有燃气涡轮发动机10以减少噪声产生。
在某些实施例中，如图所示，后缘护套82可以沿着跨度S在翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。这样，后缘护套82可以沿着翼型件62的整个后缘74延伸。但是，在其他实施例中，后缘护套82可以沿着跨度S从翼型件根部64沿着后缘74的一部分延伸。例如，后缘护套82可以从翼型件根部64沿着跨度S的至少50％(诸如跨度S的至少75％)延伸。特别地，在一个实施例中，后缘护套82可以从翼型件根部64沿着跨度S的至少90％延伸。
现在特别地参考图3，后缘护套82可以在后缘护套82内沿着跨度S的每个点处，在压力侧68和吸力侧70(参见例如图5)上至少部分地沿着弦C从后缘74延伸。在某些实施例中，后缘护套82可在沿着跨度S的每个点处在压力侧68和吸力侧70上沿着弦C相等地延伸。例如，后缘护套82可以限定第一宽度86，第一宽度86在沿着跨度S的每个点处沿着弦C从后缘74到前缘72定向。这样，后缘护套82可以在沿着跨度S的每个点处沿着压力侧68和吸力侧70沿着第一宽度86延伸相等的量。应当理解，后缘护套82可以在沿着跨度S的每个点处沿着弦C的任何合适的长度延伸。在一个实施例中，后缘护套82可以在沿着跨度S的每个点处沿着全弦C延伸。例如，后缘护套82可以缠绕翼型件62。但是，在其他实施例中，后缘护套82可以在沿着跨度S的每个点处从后缘74沿着小于全弦C延伸。在一个实施例中，在沿着跨度S的每个点处，第一宽度86可以是弦C的至少10％。例如，后缘护套82可以在沿着跨度S的每个点处沿着弦C的至少20％延伸。更具体地，在一个实施例中，第一宽度86可以在后缘护套82内沿着跨度S的每个点处沿着弦C的至少30％但小于40％延伸。
尽管描述为对称的后缘护套82，但是应该认识到，后缘护套82可以关于后缘74不对称。例如，在某些实施例中，后缘护套82可在后缘护套82内沿着跨度S的每个点处沿着弦C从后缘74在压力侧68和吸力侧70上沿着不同的距离延伸。这样，后缘护套82可在后缘护套82内沿着跨度S的每个点处在压力侧68或吸力侧70中的至少一个上沿着第一宽度86延伸，并且在压力侧68或吸力侧70中的另一个上沿着小于第一宽度86延伸。
后缘护套82可包括外表面84。更具体地，后缘护套82的外表面84可暴露于穿过如关于图1大致描述的风扇叶片44的气流50。通常，在翼型件62上经过的气流50分成压力侧空气88和吸力侧空气90，压力侧空气88在压力侧68上行进，吸力侧空气90在吸力侧70上行进。此外，压力侧空气88可以以增大的压力但以减小的速度在翼型件的压力侧68上行进。另一方面，相对于在压力侧68上经过的压力侧空气88，吸力侧空气90通常以减小的压力但以增加的速度在翼型件62的吸力侧70上行进。
此外，在压力侧68和吸力侧70上经过的空气88、90通常在翼型件62的后缘74的下游相遇。此外，这两个流由于吸力侧空气90与压力侧空气88之间的压力差以及速度不足而会相遇并产生尾流，吸力侧空气90包括较高的速度和较低的压力，压力侧空气88包括较高的压力但较低的速度。这样，速度不足和/或尾流可能产生噪声，例如音调噪声。此外，由于尾流和/或速度不足与定位在燃气涡轮发动机10的旁路导管48中的下游出口导向轮叶42的相互作用，可能会增加这种音调噪声。如下面更详细描述的，可以通过一个或多个孔口92来减小这种音调噪声。
如图所示，后缘护套82可以限定沿着跨度S的至少一部分延伸的流体通道94(也参见图5)。例如，流体通道94可以沿着跨度S的大约与后缘护套82相同的部分从翼型件根部64延伸。应当理解，流体通道94可以延伸得比后缘护套82稍小，以便朝着翼型件尖端66闭合流体通道94。例如，流体通道94可以沿着跨度S从翼型件根部64延伸比后缘护套82少跨度S的5％。在后缘护套82沿着整个跨度S延伸的实施例中，流体通道94可以沿着跨度S从翼型件根部64限定到沿着跨度S的点，该点距翼型件尖端66在跨度S的5％内。
在图3所示的实施例中，翼型件62还可包括翼型件根部64处的流体入口96，流体入口96流体地联接到流体通道94。例如，流体入口96可以被限定在翼型件根部64附近的后缘护套82中。这样，加压空气可以经由流体入口96被供应到流体通道94。在一些实施例中，压缩机可以在翼型件62的翼型件根部64处流体地联接到流体入口96，使得压缩机流体地联接到流体通道94。例如，流体入口96可以流体地联接到LP压缩机22的排气端口。但是，在其他实施例中，流体入口96可以流体地联接到HP压缩机24的排气端口。更进一步，流体入口96可以流体地联接到旁路导管48，中压缩机或涡轮(诸如涡轮28、30中的一个)的排气端口。应当理解，流体入口96可以从燃气涡轮发动机10内的任何合适的源和/或部件或另一独立的源(例如，泵)接收加压空气。
此外，后缘护套82可以在压力侧68，吸力侧70或后缘74中的至少一个上限定至少一个孔口92，该至少一个孔口92将流体通道94流体地联接到后缘护套82的外表面84。在一些实施例中，一个或多个孔口92中的每个孔口92可定位在压力侧68或吸力侧70上。例如，两个或更多个孔口92可以在压力侧68和吸力侧70上彼此镜像。在另一个实施例中，孔口92可以沿着后缘74或近似沿着后缘74延伸(参见例如图4)。
孔口92可被构造成将加压空气从流体通道94供应到后缘护套82的外表面84，以减少由翼型件62导致的尾流，速度不足或两者。例如，加压空气可以从压力源(例如LP压缩机22)流到后缘护套82的流体入口96。随后，加压空气可在通过孔口92排出之前流过流体通道94。这样，孔口92可以减小压力差，该压力差导致翼型件62下游的压力侧空气88和吸力侧空气90之间的尾流和/或速度不足。更具体地，通过孔口92排出的加压空气可以减小压力侧空气88和吸力侧空气90之间的边界条件，从而减小由翼型件62(例如，风扇叶片44)和/或者气流50与下游静止部件(例如，出口导向轮叶42)的相互作用产生的音调噪声。
如图3进一步所示，一个或多个孔口92可以包括至少一个气孔98，例如在后缘护套82内沿着跨度S延伸的多个气孔98。在一个这样的实施例中，多个气孔98可以在相邻的气孔98之间限定一个或多个间隙100。此外，一个或多个间隙100中的每个间隙100可以限定相同的长度。这样，气孔98可以在后缘护套82内沿着跨度S均匀地间隔开。更特别地，在这样的实施例中，后缘护套82可以沿着翼型件62的后缘74大致均匀地供应加压空气。
现在参考图4，示出了根据本主题的各方面的翼型件62的另一实施例。特别地，图4示出了翼型件62，其包括朝向翼型件尖端66定位的孔口92。如图所示，一个或多个孔口92中的每个孔口92可定位在沿着跨度S距翼型件根部64跨度S的50％的点与翼型件尖端66之间。在其他实施例中，孔口92可以定位在翼型件尖端66和沿着跨度S距翼型件尖端66跨度S的25％的点之间。例如，构造为气孔98的孔口92可以在压力侧68和吸力侧70(未示出)中的至少一个上朝向翼型件尖端66定位。例如，气孔98可以定位成在压力侧68和吸力侧70上彼此镜像。应当理解，孔口92可以定位在后缘护套82内沿着跨度S的任何点处。在某些实施例中，构造为气孔98的孔口92可以定位在后缘74处或其附近。
还应当理解，孔口92(例如，气孔98)可以在后缘护套82内沿着弦C布置在任何位置处。例如，孔口92可以被放置在后缘护套82的第一宽度86内沿着跨度S的任何点处。更具体地，孔口92可以在后缘护套82内沿着跨度S的任何点处定位在第一宽度86内的弦C的任何百分比处。例如，在一个实施例中，一个或多个孔口92可各自在沿着每个孔口92的跨度S的点处沿着弦C从后缘74限定第二宽度104。这样，应当理解，在沿着每个孔口92的跨度S的点处，第二宽度104可小于第一宽度86。在一个实施例中，每个孔口92可在沿着每个孔口92的跨度S的点处在距后缘74弦C的10％和20％之间限定第二宽度104。例如，每个孔口92可以在沿着每个相应孔口92的跨度S的点处限定弦C的相同或近似相同百分比的第二宽度104。但是，在进一步实施例中，一个或多个孔口92可以限定不同的第二宽度104或多个分散的第二宽度104，只要在沿着每个孔口92的跨度S的点处第二宽度104小于第一宽度86即可。
在进一步实施例中，一个或多个孔口92可以包括一个或多个槽102。例如，如图4所示，后缘护套82可限定定位在后缘74处或大约在后缘74处的槽102。槽102可以沿着跨度S延伸任何长度，该任何长度小于或等于沿着跨度S的后缘护套82的长度。此外，槽102可以定位在压力侧68和/或吸力侧70上。通常，应该理解的是，槽102可以定位在气孔98可以定位的任何位置，反之亦然。此外，应当认识到，后缘护套82可以包括构造为槽102，气孔98或两者的任何组合的孔口92。在其他实施例中，孔口92可限定适合于将加压空气从流体通道94排放到后缘护套82的外表面84的任何形状或横截面。
现在参考图5，示出了根据本主题的各方面的翼型件62的进一步实施例。特别地，图5示出了在沿着至少一个孔口92的跨度的点处沿着跨度S和弦C的翼型件的横截面。如图所示，孔口92(在图5中构造为气孔98)可以在压力侧68和吸力侧70上彼此镜像。例如，两个或更多个气孔98可以在压力侧68和吸力侧70中的每一个上沿着跨度S定位在相同或近似相同的点处，并且沿着弦C定位在相同点处。在进一步实施例中，应当理解，压力侧68和吸力侧70上的孔口92可以沿着跨度S相对于彼此交错。
如图5进一步所示，后缘护套82可以限定流体通道94的横截面形状。例如，流体通道94可在沿着孔口92的跨度S的点处大致限定后缘护套82的相同横截面形状。这样，后缘护套82可以在后缘护套82的内部112和后缘护套82的外部114之间沿着压力侧68，后缘74和/或吸力侧70限定流体通道94。应当理解，在其他实施例中，后缘护套82可沿跨度S限定局部流体通道94，并且该局部流体通道94在第二宽度104处定位在压力侧68或吸力侧70中的一个上，以将加压空气供应到孔口92。例如，一个流体通道94可以沿着跨度S从流体入口96延伸，并且可以在沿着压力侧68或吸力侧70的点(例如，第二宽度104)处延伸，其中一系列孔口92沿着跨度S从翼型件根部64延伸到翼型件尖端66。在另一实施例中，一个流体通道94可在后缘74处沿着跨度S延伸，以向后缘74处的孔口92供应加压空气。在更进一步实施例中，两个或更多个流体通道94可在压力侧68，吸力侧70和/或后缘74的分开的部分处沿着跨度S延伸，以提供在每个对应部分处沿着跨度S延伸的一个或多个孔口92。
如所描绘的实施例中所示，每个孔口92可限定延伸通过后缘护套82的外部114的孔口长度108。此外，每个孔口92可在后缘护套82的外表面84上限定孔口宽度106。孔口宽度106可以是外表面84上的每个孔口92的最大尺寸。例如，在某些实施例中，孔口92可以被构造为气孔98，使得孔口宽度106是后缘护套82的外表面84上的气孔98的直径。更特别地，气孔98和/或孔口92可限定近似周向的横截面，使得孔口宽度106是外表面84上的孔口92和/或气孔98的直径。应当理解，在其他实施例中，孔口92和/或气孔98可以限定任何其他横截面形状，诸如椭圆形，正方形，矩形，菱形或任何其他多项的或合适的形状。在各种这样的实施例中，孔口宽度106可以是外表面84上的孔口92的最大尺寸。
此外，一个或多个孔口92和/或气孔98可将孔口长度108与孔口宽度106的比限定在0.8至1.2之间。更特别地，在一个实施例中，孔口长度108与孔口宽度106的比可以在0.9与1.1之间。例如，孔口长度108与孔口宽度106的比可以是1或大约为1。另外，如图所示，一个或多个孔口92和/或气孔98可限定沿孔口长度108延伸的中心线116。此外，一个或多个孔口92和/或气孔98可在外表面84上限定外线109，外线109与外表面84上最靠近孔口92的前缘111的点和最靠近孔口92的后缘113的点相切。在一个实施例中，孔口92和/或气孔98中的一个或多个可包括限定孔口角110的中心线116，孔口角110在中心线116和后缘护套82的外线109之间。例如，孔口角110可以在五度和四十度之间。例如，孔口角110可以为至少十五度但小于或等于三十度。
大体参考图2-5，翼型件62可以被构造为风扇区段16的风扇叶片44。例如，风扇区段16的每个风扇叶片44可以被构造为如关于图2-5所描述的一个或多个翼型件62(例如，降噪翼型件)。此外，在某些实施例中，每个风扇叶片44可大致构造为图3的风扇叶片。例如，一个或多个孔口92可以定位在翼型件根部64和翼型件尖端66之间。然而，尽管在图3中示出了气孔98，但是应当理解，每个风扇叶片44还可以包括或替代地包括布置在翼型件根部64和翼型件尖端66之间的一个或多个槽102(图4)。在其他实施例中，每个风扇叶片44可大致构造为图4的风扇叶片44。例如，一个或多个孔口92(例如，气孔98和/或槽102)可以大致朝向翼型件尖端66定位。例如，在一个实施例中，每个孔口92可以定位在沿着跨度S距翼型件根部64跨度S的50％的点与翼型件尖端66之间。例如，在一个实施例中，每个孔口92可定位在翼型件尖端66与沿跨度S的点之间，该点距翼型件尖端66在跨度S的25％内。
现在参考图6，示出了根据本主题的各方面的风扇区段16的一个实施例。特别地，图6示出了被构造为降噪翼型件的风扇叶片44的一部分。应当理解，图6的实施例包括代表性数量的风扇叶片44。这样，其他实施例可以包括更多或更少的风扇叶片44。另外，尽管在燃气涡轮发动机10的风扇区段16的情况下进行了说明，但是应当理解，在其他情况下(例如螺旋桨的翼型件，压缩机的翼型件和/或涡轮的翼型件)，翼型件62通常可以被构造为风扇区段16的风扇叶片44。
如图6所示，多个风扇叶片44可以包括第一多个翼型件118(在图6中以阴影表示)和第二多个翼型件120(图6中未阴影的风扇叶片44)。而且，第一多个翼型件118和第二多个翼型件120可以布置成围绕发动机轴(例如，LP轴34)和/或风扇转子38交替。在这样的实施例中，第一多个翼型件118可各自被构造为降噪翼型件。例如，第一多个翼型件118中的一个或多个可以被构造为图3-5的翼型件62中的任何一个或图3-5的翼型件62中表示的特征的任何组合。在一个实施例中，第一多个翼型件118中的每一个可以被构造成大致相同。例如，第一多个翼型件118中的每一个可以大体构造为图4的翼型件62。此外，应当理解，第二多个翼型件120可以不包括孔口92。在某些实施例中，第二多个翼型件120每个也可以不包括后缘护套82。
现在参考图7，示出了根据本主题的各方面的翼型件62的另一实施例。特别地，图7示出了具有朝向翼型件尖端66聚集的孔口92的翼型件。此外，应当理解，图6的第一多个翼型件118可以被构造为图7的翼型件。在所示的实施例中，孔口92被构造为气孔98。例如，一个或多个孔口92可以包括沿着跨度S延伸的多个气孔98。例如，气孔98可在压力侧68，吸力侧70和/或后缘74中的至少一个上沿着跨度S延伸。例如，气孔98可以沿着压力侧68和吸力侧70彼此镜像，或者可以沿着压力侧68和吸力侧70交错。
此外，多个气孔98可以在相邻的气孔98之间限定至少一个间隙100。此外，靠近翼型件根部64的至少一个间隙100可以限定第一长度122，并且靠近翼型件尖端66的至少一个间隙100可以限定与第一长度122不同的第二长度124。此外，第一长度122可以长于第二长度124。这样，气孔98可以更靠近在一起放置和/或朝向翼型件62的翼型件尖端66聚集。例如，在一个实施例中，翼型件尖端66与距翼型件尖端66在跨度S的50％内的点之间的每个间隙100可以限定第二长度124。在这样的实施例中，翼型件根部64与沿着跨度S距翼型件根部64在跨度S的50％内的点之间的每个间隙100可以限定第一长度122。但是，在进一步实施例中，限定第二长度124的间隙100可以定位在翼型件尖端66和沿着跨度S距翼型件尖端66在跨度S的25％内的点之间。
应当理解的是，在翼型件尖端66附近更靠近在一起的成组的孔口92(诸如气孔98)可以沿着翼型件62的一部分提供加压空气，从而在压力侧空气88和吸力侧空气90之间产生最大的尾流和/或速度不足。此外，在翼型件根部64附近将孔口92进一步分开地分组可以减少沿翼型件62的一部分排出的加压空气量，从而相对于翼型件尖端66产生相对较小的尾流和/或速度不足。这样，可以减小由翼型件62产生的噪声，同时还改善了燃气涡轮发动机10的效率。此外，通过将降噪翼型件(例如，图6的第一多个翼型件118)与非降噪翼型件(例如，图6的第二多个翼型件120)交替，从孔口92排出的加压空气量可以减小，同时也减小由翼型件62产生的音调噪声。还应当理解，减少从孔口92排出的加压空气量可以减少从压力源(例如，LP压缩机22)所需的加压空气量，从而提高燃气涡轮发动机10的效率。
在一个实施例中，翼型件62和/或后缘护套82可包括金属，金属合金或复合材料中的至少一种。例如，翼型件62和/或后缘护套82可以至少部分地由陶瓷基质复合材料形成。更特别地，在某些实施例中，翼型件62和后缘护套82可以由一个或多个陶瓷基质复合预浸料层形成。例如，形成后缘护套82的这种预浸料层可以缠绕翼型件62的后缘74，并且被固化和处理以形成后缘护套82。在其他实施例中，翼型件62和/或后缘护套82可以至少部分地由金属(例如但不限于钢，钛，铝，镍或每个的合金)形成。例如，在某些实施例中，翼型件62和/或后缘护套82可以被铸造。在一个特定实施例中，翼型件62可以由陶瓷基质复合材料形成，而后缘护套82可以由金属形成。但是，应当认识到，翼型件62和/或后缘护套82可以由多种材料(例如金属，金属合金和/或复合材料的组合)形成。
复合材料可以包括但不限于金属基质复合物(MMC)，聚合物基质复合物(PMC)或陶瓷基质复合物(CMC)。诸如可用于翼型件62和/或后缘护套82的复合材料通常包括嵌入在诸如聚合物，陶瓷或金属材料的基质材料中的纤维增强材料。增强材料用作复合材料的承载成分，而复合材料的基质则用于将纤维粘合在一起并充当介质，外部施加的应力通过该介质传递并分布到纤维上。
示例性CMC材料可以包括碳化硅(SiC)，硅，二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基质中，例如氧化稳定的增强纤维，包括诸如蓝宝石和碳化硅的单丝(例如德事隆(Textron)的SCS-6)，以及包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的
Figure BDA0002244144880000131
Ube工业(Ube Industries)的
Figure BDA0002244144880000132
和道康宁(Dow Corning)的
Figure BDA0002244144880000133
)，硅酸铝(例如Nextel的440和480)，切碎的晶须和纤维(例如Nextel的440和
Figure BDA0002244144880000134
)，可选的陶瓷颗粒(例如Si，Al，Zr，Y的氧化物及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石，硅灰石，云母，滑石，蓝晶石和蒙脱石)的粗纱和纱线。例如，在某些实施例中，可以包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带，例如单向增强带。多个带可以被放置在一起(例如，作为层)以形成预制件部件。在形成预制件之前或在预制件形成之后，纤维束可以用浆料组合物浸渍。然后可以对预制件进行热处理，例如固化或烧尽，以在预制件中产生大量的炭渣，然后进行化学处理，例如与硅的熔渗，以得到由具有期望的化学组分的CMC材料形成的部件。在其他实施例中，CMC材料可以形成为例如碳纤维布而不是带。
类似地，在各种实施例中，PMC材料可以通过用树脂(预浸料)浸渍织物或单向带，然后固化来制造。例如，可以将多层预浸料堆叠成零件的适当厚度和取向，然后可以将树脂固化和凝固，以制成纤维增强复合材料零件。作为另一个示例，可以利用未固化的预浸料层可以堆叠到其上的冲模(die)以形成复合部件的至少一部分。冲模可以是利用真空袋成形的闭合构造(例如，压缩成型)或开放构造。例如，在开放构造中，冲模形成叶片的一侧(例如，压力侧68或吸力侧70)。将PMC材料放置在袋子内，并在固化期间利用真空将PMC材料保持在冲模上。在其他实施例中，翼型件62和/或后缘护套82可至少部分地经由树脂传递模塑(RTM)，轻质树脂传递模塑(LRTM)，真空辅助树脂传递模塑(VARTM)，成型处理(例如热成型)或类似的来形成。
在浸渍之前，该织物可以被称为“干”织物，并且通常包括两个或更多个纤维层(叠层)的堆叠。纤维层可以由多种材料形成，多种材料的非限制性示例包括碳(例如，石墨)，玻璃(例如，玻璃纤维)，聚合物(例如，
Figure BDA0002244144880000141
)纤维和金属纤维。纤维增强材料可以以相对短的短切纤维或长连续纤维的形式使用，短切纤维通常长度小于两英寸，更优选地小于一英寸，长连续纤维通常用于生产机织织物或单向带。其他实施例可以包括其他纺织形式，例如平面编织，斜纹或缎纹。
在一个实施例中，可以通过将干纤维分散到模具中，然后使基质材料围绕增强纤维流动来生产PMC材料。用于PMC基质材料的树脂通常可分为热固性或热塑性。热塑性树脂通常归类为聚合物，由于物理而不是化学变化，其在加热时可反复软化并流动，而在充分冷却时则可硬化。热塑性树脂的显著示例类别包括尼龙，热塑性聚酯，聚芳基醚酮和聚碳酸酯树脂。已经考虑用于航空航天应用的高性能热塑性树脂的具体示例包括聚醚醚酮(PEEK)，聚醚酮酮(PEKK)，聚醚酰亚胺(PEI)和聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全固化成硬的刚性固体，热固性树脂在加热时不会发生明显的软化，而是在充分加热时会热分解。热固性树脂的值得注意的示例包括环氧树脂，双马来酰亚胺(BMI)和聚酰亚胺树脂。
本书面描述使用示例性实施例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域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结合的方法。本发明的专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种降噪翼型件，所述翼型件限定跨度和弦，所述跨度在根部和尖端之间延伸，所述弦在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸，所述翼型件包括：压力侧；吸力侧；和后缘护套，所述后缘护套限定外表面，所述后缘护套联接到所述翼型件的所述后缘，并且在所述后缘护套内沿着所述跨度的每个点处在所述压力侧和所述吸力侧至少部分地沿着所述弦延伸，其中所述后缘护套限定流体通道，所述流体通道沿着所述跨度的至少一部分延伸，并且其中所述后缘护套在所述压力侧，所述吸力侧或所述后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，所述至少一个孔口将所述流体通道流体地联接到所述外表面。
2.根据任何在前条项的翼型件，所述至少一个孔口构造成将加压空气从所述流体通道供应到所述外表面，以减少尾流，速度不足或两者。
3.根据任何在前条项的翼型件，进一步包括：流体入口，所述流体入口在所述根部处，所述流体入口流体地联接到所述流体通道。
4.根据任何在前条项的翼型件，其中所述后缘护套沿着所述跨度在所述根部和所述尖端之间延伸。
5.根据任何在前条项的翼型件，其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在沿着所述跨度与所述根部相距所述跨度的50％的点与所述尖端之间。
6.根据任何在前条项的翼型件，其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在所述压力侧或所述吸力侧，并且其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在与所述后缘相距所述弦的10％至20％之间、在沿每个孔口的所述跨度的点处。
7.根据任何在前条项的翼型件，其中所述至少一个孔口包括至少一个槽。
8.根据任何在前条项的翼型件，其中所述至少一个孔口包括沿所述跨度分布的多个气孔。
9.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个气孔在相邻气孔之间限定至少一个间隙，并且其中所述至少一个间隙中的每个间隙限定相同的长度。
10.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个气孔在相邻气孔之间限定至少一个间隙，靠近所述根部的至少一个间隙限定第一长度，并且靠近所述尖端的至少一个间隙限定第二长度，所述第二长度与所述第一长度不同，并且其中所述第一长度比所述第二长度长。
11.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个气孔中的每个气孔限定所述外表面上的宽度和通过所述后缘护套的长度，并且其中至少一个气孔限定所述长度与所述宽度的比在0.9至1.1之间。
12.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个气孔中的每个气孔限定中心线和所述外表面上的外线，所述外线与所述外表面上最靠近每个气孔的所述前缘的点和最靠近每个气孔的所述后缘的点相切，并且其中所述气孔中的至少一个限定中心线，在所述中心线和所述外线之间具有至少十五度但小于或等于三十度的孔口角。
13.根据任何在前条项的翼型件，其中所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
14.一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：发动机轴，所述发动机轴沿着所述中心轴线延伸；压缩机，所述压缩机附接到所述发动机轴并围绕所述中心轴线径向延伸；燃烧器，所述燃烧器定位在所述压缩机下游，以从所述压缩机接收压缩流体；涡轮，所述涡轮安装在所述发动机轴上、在所述燃烧器下游，以向所述压缩机提供旋转力；和多个翼型件，所述多个翼型件可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每一个限定跨度和弦，所述跨度在根部和尖端之间延伸，所述弦在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸，所述多个翼型件包括至少一个降噪翼型件，所述至少一个降噪翼型件包括：压力侧；吸力侧；和后缘护套，所述后缘护套限定外表面，所述后缘护套联接到所述翼型件的所述后缘并且在所述后缘护套内沿着所述跨度的每个点处在所述压力侧和所述吸力侧至少部分地沿着所述弦延伸，其中所述后缘护套限定流体通道，所述流体通道沿着所述跨度的至少一部分延伸，并且其中所述后缘护套在所述压力侧，所述吸力侧或所述后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，所述至少一个孔口将所述流体通道流体地联接到所述外表面。
15.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，进一步包括风扇区段，所述风扇区段包括构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
16.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述多个翼型件中的每个翼型件是降噪翼型件。
17.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在沿着所述跨度与所述根部相距所述跨度的50％的点与所述尖端之间。
18.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述多个翼型件包括第一多个翼型件和第二多个翼型件，所述第一多个翼型件和所述第二多个翼型件布置成围绕所述发动机轴交替，其中所述第一多个翼型件中的每个翼型件是降噪翼型件。
19.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述至少一个孔口包括沿着所述跨度分布的多个气孔，所述多个气孔在相邻气孔之间限定至少一个间隙，并且其中靠近所述根部的至少一个间隙限定第一长度，并且靠近所述尖端的至少一个间隙限定第二长度，所述第二长度不同于所述第一长度，并且其中所述第一长度比所述第二长度长。
20.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，所述压缩机在每个降噪翼型件的所述根部处流体地联接到流体入口，使得所述压缩机流体地联接到所述流体通道。

Claims (10)

1.一种降噪翼型件，所述翼型件限定跨度和弦，所述跨度在根部和尖端之间延伸，所述弦在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸，其特征在于，所述翼型件包括：
压力侧；
吸力侧；和
后缘护套，所述后缘护套限定外表面，所述后缘护套联接到所述翼型件的所述后缘，并且在所述后缘护套内沿着所述跨度的每个点处在所述压力侧和所述吸力侧至少部分地沿着所述弦延伸，其中所述后缘护套限定流体通道，所述流体通道沿着所述跨度的至少一部分延伸，并且其中所述后缘护套在所述压力侧，所述吸力侧或所述后缘中的至少一个上限定至少一个孔口，所述至少一个孔口将所述流体通道流体地联接到所述外表面。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个孔口构造成将加压空气从所述流体通道供应到所述外表面，以减少尾流，速度不足或两者。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，进一步包括：
流体入口，所述流体入口在所述根部处，所述流体入口流体地联接到所述流体通道。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述后缘护套沿着所述跨度在所述根部和所述尖端之间延伸。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在沿着所述跨度与所述根部相距所述跨度的50％的点与所述尖端之间。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在所述压力侧或所述吸力侧，并且其中所述至少一个孔口中的每个孔口定位在与所述后缘相距所述弦的10％至20％之间、在沿每个孔口的所述跨度的点处。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个孔口包括至少一个槽。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个孔口包括沿所述跨度分布的多个气孔。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个气孔在相邻气孔之间限定至少一个间隙，并且其中所述至少一个间隙中的每个间隙限定相同的长度。
10.根据权利要求8所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个气孔在相邻气孔之间限定至少一个间隙，靠近所述根部的至少一个间隙限定第一长度，并且靠近所述尖端的至少一个间隙限定第二长度，所述第二长度与所述第一长度不同，并且其中所述第一长度比所述第二长度长。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3116560B1 (fr) * 2020-11-23 2023-06-16 Safran Aircraft Engines Aube composite pour une turbomachine d’aéronef et son procédé de fabrication
US11988103B2 (en) 2021-10-27 2024-05-21 General Electric Company Airfoils for a fan section of a turbine engine
US11655828B2 (en) * 2021-10-27 2023-05-23 General Electric Company Anti-icing systems and airfoils for a fan section of a turbine engine
US12044147B1 (en) * 2023-01-31 2024-07-23 General Electric Company Segmented leading edge guards

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060226290A1 (en) * 2005-04-07 2006-10-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Vane assembly with metal trailing edge segment
CN101153578A (zh) * 2006-09-29 2008-04-02 通用电气公司 具有声学衬垫的风轮机转子叶片
US7393183B2 (en) * 2005-06-17 2008-07-01 Siemens Power Generation, Inc. Trailing edge attachment for composite airfoil
CN101387205A (zh) * 2007-09-13 2009-03-18 斯奈克玛 复合材料叶片的减振装置
US20090317237A1 (en) * 2008-06-20 2009-12-24 General Electric Company System and method for reduction of unsteady pressures in turbomachinery
US20100232974A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 Snecma Blade made of composite material comprising a damping device
US20130164141A1 (en) * 2011-12-22 2013-06-27 General Electric Company Blade with semi-rigid trailing edge
CN104179642A (zh) * 2013-05-23 2014-12-03 西门子公司 用于减少噪音的翼片后缘设备

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3572960A (en) 1969-01-02 1971-03-30 Gen Electric Reduction of sound in gas turbine engines
US3883268A (en) * 1971-11-01 1975-05-13 Gen Electric Blunted leading edge fan blade for noise reduction
GB2293631B (en) * 1994-09-30 1998-09-09 Gen Electric Composite fan blade trailing edge reinforcement
US8016561B2 (en) * 2006-07-11 2011-09-13 General Electric Company Gas turbine engine fan assembly and method for assembling to same
GB2467790B (en) 2009-02-16 2011-06-01 Rolls Royce Plc Vane
FR2971178B1 (fr) 2011-02-09 2014-01-10 Snecma Procede de production d'aube de guidage
JP5931351B2 (ja) * 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼
WO2014149098A2 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Hollow fan blade with extended wing sheath
US9957972B2 (en) * 2013-09-09 2018-05-01 United Technologies Corporation Airfoil with an integrally stiffened composite cover
GB201508795D0 (en) 2015-05-22 2015-07-01 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades
US10563518B2 (en) 2016-02-15 2020-02-18 General Electric Company Gas turbine engine trailing edge ejection holes
US10260523B2 (en) 2016-04-06 2019-04-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Fluid cooling system integrated with outlet guide vane
US20180230812A1 (en) 2017-01-13 2018-08-16 General Electric Company Film hole arrangement for a turbine engine

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060226290A1 (en) * 2005-04-07 2006-10-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Vane assembly with metal trailing edge segment
US7393183B2 (en) * 2005-06-17 2008-07-01 Siemens Power Generation, Inc. Trailing edge attachment for composite airfoil
CN101153578A (zh) * 2006-09-29 2008-04-02 通用电气公司 具有声学衬垫的风轮机转子叶片
CN101387205A (zh) * 2007-09-13 2009-03-18 斯奈克玛 复合材料叶片的减振装置
US20090317237A1 (en) * 2008-06-20 2009-12-24 General Electric Company System and method for reduction of unsteady pressures in turbomachinery
US20100232974A1 (en) * 2009-03-12 2010-09-16 Snecma Blade made of composite material comprising a damping device
US20130164141A1 (en) * 2011-12-22 2013-06-27 General Electric Company Blade with semi-rigid trailing edge
CN104179642A (zh) * 2013-05-23 2014-12-03 西门子公司 用于减少噪音的翼片后缘设备

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