CN111727313A - 表面经过处理的锯齿形轮廓线结构 - Google Patents

表面经过处理的锯齿形轮廓线结构 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种气流异型结构，其包括主体(62)和多孔吸声区域(52)，具有上游、下游、上游前缘(164)和/或下游异型后缘，并且沿着前缘线(164a)和/或后缘线(164b)具有锯齿形轮廓线(28)，所述锯齿形轮廓线显示一系列齿(30)和凹陷(32)。所述多孔吸声区域(52)局部地形成所述凹部(32)的底部，从而与所述主体(62)一起在所述前缘和/或后缘限定所述锯齿形轮廓线(28)。

Description

表面经过处理的锯齿形轮廓线结构
说明书
本发明涉及空气动力异型结构的气动声学管理领域，例如，所述空气动力异型结构为飞行器涡轮发动机中，或此类涡轮发动机的试验台中，或涡轮发动机的主进气板条上的静止叶片或旋转叶片。
这种类型的静止叶片例如在OGV(出口导向叶片)或整流器上发现，布置在旋转体的下游以使气流变直。
将给出具有在次级区段中布置有风扇(前部)和下游导向叶片的涵道风扇涡轮发动机的示例。
特别是在超高旁通比涡轮风扇发动机(UHBR；超高稀释比整流罩风扇发动机配置，高于15)中，设想增加风扇的直径，减少固定在飞行器上的吊舱的长度，从而减小风扇与IGV(进气导向叶片)、OGV和主进气板条之间的距离。在这种类型的发动机中，风扇尾流与IGV、OGV和板条的相互作用是主要的宽带噪声源之一。
除了在涡轮发动机中观察到的以外，涡轮发动机的其他领域，以及空气动力学异型结构(机翼，开式转子叶片-开式转子等)都面临着气动声学管理的问题。
为此，例如在WO2016/184619中已经提出了使用异型气流结构的建议：
-包括主体和多孔吸声区域；
-具有上游、下游、上游前缘和/或下游异型后缘，和
-沿着前缘线和/或后缘线具有锯齿形轮廓线，所述锯齿形轮廓线显示(具有)一系列齿和凹陷。
因此，该锯齿形轮廓线沿前缘线和/或后缘线延伸，即在前缘和/或后缘处结构的伸长方向上延伸。
尤其是在减小的弦轮廓上，而且在闭合的轮廓上—沿自身闭合的延伸线或延伸方向的前缘(的线)和/或后缘(的线)，沿周长，如在涡轮发动机主进气板条上那样—，噪声主要在前缘和/或后缘产生，更确切地说，在压力波动更剧烈的锯齿的凹陷处产生。
关于本文中使用的术语“弦”，应注意的是，如果没有严格意义上的“弦”，如分隔主流和次级流的板条(见下文16)的情况，“在轮廓的弦的方向(见下文40)”的表达将被视为与下面所指的“主轴(X)”或“X轴”的方向相对应，即流体通常流过相关的异型结构所沿的轴线，该轴通常为：
-所涉涡轮发动机和/或飞行器的纵轴线(旋转轴线)，
-和/或横向，甚至垂直于异型结构的伸长，其延所述“伸长方向”延伸。
可以理解的是，“横向”的表达并不意味着严格的垂直。
本发明的目的是通过在锯齿的凹陷处使用多孔表面(或声学处理)来减弱上述局部强烈的压力波动。
因此，建议在上述异型结构上，所述多孔吸声区域在局部形成凹陷的底部，从而与主体一起限定异型结构的前缘和/或后缘的锯齿形轮廓线。
为了最大限度地降低噪音，如果将经过声学处理的或多孔的表面区域的几何中心布置在所考虑轮廓的前缘和/或后缘下游一定距离处，这可能是有帮助的，这取决于(即尽可能接近)压力波动最大的位置。
因此建议：
-在弦方向上，锯齿形轮廓具有最大振幅h，和
-所述多孔吸声区域的所述几何中心位于凹陷底部的异型前缘和/或后缘的下游距离d处，使得：
d＝h/10，在30％以内。
一个优点是考虑到了异型结构(例如，叶片)的厚度，这就使得异型结构表面压力波动最大的区域向凹陷的下游移动。
在本文中，所有的尺寸(d、h等)都要按同一比例考虑，以米为单位。
出于类似的考虑，和/或为了优化要处理的表面以减少声辐射，进一步提出：
-在前缘线和/或后缘线的方向上，锯齿形轮廓线在两个连续的齿尖之间具有一定距离(以下为λ、λ1、λ2)，并且
-多孔吸声区域：
--在前缘线和/或后缘线的方向上具有两个界限，所述界限被距离a隔开，使a等于两个连续齿尖之间距离的三分之一，在30％以内，
--在弦的方向上具有两个界限，所述界限被距离b隔开，使b＝h/3，在30％以内。
一个优点是，将经过声学处理的或多孔的表面放在叶片表面压力波动最大的地方，从而优化待处理的表面，减少声辐射。
在使用的材料方案方面，建议：
-在所述异型结构的前缘和/或后缘的表面(即在表面上)，所考虑的多孔吸声区域包括多孔泡沫，所述多孔泡沫的孔的横截面小于所述距离a/4或b/4，和/或
-在所述异型结构的前缘和/或后缘的表面上，所述区域包括覆盖多孔泡沫的微孔板或谐振腔，所述多孔泡沫的孔的横截面小于所述距离a/4或b/4。
其优点是降低压力波动，从而降低噪音水平，因为空腔的尺寸将影响要衰减的频率范围。
此外，可以优选所述多孔吸声区域包括亥姆霍兹(Helmholtz)谐振器。
事实上，在涡轮喷气发动机的其它部件上，例如在声学机舱处理中，可以发现亥姆霍兹谐振器的运行，其中空腔的深度与要衰减的目标频率密切相关。
如前所述，本发明尤其在与飞行器有关的情况下得到了应用。
因此规定，异型结构将有利地是以下之一：
-具有上游风扇(即部分位于涡轮发动机上游的风扇)的飞行器和涡轮发动机结构，或
-飞行器机翼、飞行器机翼缝翼或襟翼、飞行器发动机支撑吊架、尾翼、飞行器稳定器、直升机叶片、螺旋桨，或
-适于为飞行器提供动力的下列涡轮发动机部件：
--涡轮发动机风扇下游的环形气流分离壁的前缘和/或后缘，位于主流和次级流之间，
-第一固定的主流(Fp)导向叶片，
-第二固定的次级流(Fs)导向叶片。
事实上，在上述情况下，这种锯齿形轮廓线的存在可以解决将静态(存在进气口结构、叶片…)和动态(叶片旋转，考虑到某些飞行配置…)气动声学管理问题联系起来的微妙问题，尤其是对于上游风扇涡轮发动机，其声学/气动干扰问题非常复杂，产生的噪声非常大。
在这方面，发现吸声多孔区域应该针对与尾流湍流产生相互作用噪声的位置。因此，我们将能够通过这里提出的解决方案：
-通过限制其范围来优化待处理的表面，从而有可能限制这些扰乱流体流动的吸声多孔区域的存在所引起的空气动力损失，
-例如通过多孔表面的空腔或低密度的声学处理，减少所涉及的质量，
-与在非常大的表面上存在声学处理的结构相比，限制制造成本。
在形状方面，建议锯齿形轮廓线的齿和凹陷应分别呈波浪形，具有圆形或更尖的顶部。
事实上，这些形式已被证明是有效的。
圆形的顶部可以减少局部较高的机械应力集中，从而延长了零件的使用寿命。
尖锐的顶部可提高降噪效果。
此外，单独形状的齿和凹陷与局部直线侧壁的设置使得沿前缘和/或后缘的噪声源之间引入一定的去相关性成为可能。
在旋转结构的下游(例如，涡轮发动机风扇向主气流喷嘴的下游)轴向(以下称为X轴，也称为主轴)产生的气流，可能受到扰动结构(例如，相对于机翼的飞行器机身)或相对于稳定器的漂移影响的气流在旋转，并受到空气或风扇旋转方向的强烈影响，特别是因为风扇叶片在空气流中反复通过或与“扰动结构”接触的某些条件会产生冲击波。在风扇叶片的情况下，这会导致在马达轴的旋转频率中形成谐波线。
为了考虑这些现象并确保齿表面在预期的声学效果中尽可能充分地活动，建议各个齿相对于平行于所述主轴(X)的角度成一定角度。
在风扇旋转的情况下，齿将倾斜，从而朝向由风扇由此产生的旋转流的旋转方向定向，该旋转方向通常相对于所述X轴倾斜。
换句话说：
-风扇(上游)适于绕所述主轴(X)在预定方向上旋转，使得风扇下游的气流相对于所述轴(X)大致倾斜地定向，
-然后，齿可绕所述主轴(X)沿周向(横向)朝向该风扇下游的气流的大致倾斜方向倾斜，以大致面对它。
特别是，注意到对IGV的声学影响的限制作用。
在这种情况下，齿实际上相对于垂直于穿过所讨论的齿的异型前缘和/或后缘的线的垂直方向将是不对称的。
另一种呈现方式是考虑从第一位置(例如从第一端或从外围的限定区域)到第二位置(例如与第一端相对的第二端，或沿周长的另一个区域)，锯齿形轮廓线的齿将分别朝第二位置(横向)倾斜。
原则上，所有齿的倾斜度都相同。但是，齿可能具有不同的倾斜度，在不同的位置会有所不同。
如果我们沿着所述类型叶片(转子或定子的)、叶片(例如螺旋桨的)或机翼(例如飞行器的)的结构的前缘和/或后缘延伸，则异型结构：
-在第一端和第二端之间沿前缘和/或后缘线将具有跨度，
-然后将使所述齿倾斜分别朝向末端之一定向。
如果需要，在参考附图的同时，阅读以非限制性实施例给出的以下描述后，将更好地理解本发明，本发明的其他细节、特征和优点将显现。
附图说明
-图1是用于飞行器的典型涡轮发动机的纵向截面图(X轴)；
-图2示出了具有本发明的解决方案的，在主流和次级流之间的分隔壁的上游区域(板条)；
-图3可以是图2的细节III，也可以是直升机叶片、风扇叶片、转子或下游导向叶片、前缘缝翼或飞行器机翼襟翼的局部锯齿形轮廓线图；
-图4对应于图1的细节IV；
-图5-8示出了根据本发明的各种锯齿形轮廓形状；
-图9示意了根据本发明的飞行器轴承结构；
-图10是图6中解决方案的放大细节；
-图11示出了XI-XI部分；
-图12-13在与图11相同的截面中示出了在根据本发明的夹紧轮廓上形成多孔区域的方式以及气流线；
-图14-17示意性地示出了根据本发明的锯齿形轮廓以及气流线(图15-16)。
具体实施方式
参照图1，飞行器100的涡轮喷气发动机10被示意性地表示和定义如下：
吊舱12用作各种组件的外壳，包括在前部(图1中的左侧)的上游风扇14(AM)。
在风扇14的下游(AV)，气流(在图4中的38中局部示出)被环形壁160的分离器板条16分隔成主气流和次级气流。当在进气导向叶片IGV 24(也称为第一叶片)处进入低压压缩机22时，主气流流过内部环形空气通道或主射流18。次级气流被分离器板条16转移到外部环形空气通道20(次级射流)中，朝向出口导向叶片OGV26(也称为次级叶片)，然后流向发动机出口。
在图2中，我们可以更准确地看到分离器板条16的前部161，其包括位于最上游的前缘164，在该处分离器板条16的外壁162与分离器板条16的内壁163相接，上壁162形成次级射流20的内壳。
在本文中，轴线是指沿或平行于涡轮发动机的相关部件的旋转的纵向轴线(X)延伸的任何线，该轴线原则上是涡轮发动机的旋转的主轴线。径向(Z轴)和周向是沿X轴径向延伸并围绕X轴延伸的方向。所有相对于X轴为径向的是内部或内部的，外部或外部的。因此，内壁163是分离器板条16的径向内壁。此外，对上游和下游的任何参考都应考虑到与所考虑的涡轮发动机(的部件)中气体的流动有关：这些气体进入上游并从下游排出，通常平行于上述纵向旋转轴循环。
此外，附图和与其相关的描述已经参照常规正交参考标记X-Y-Z进行了定义，其中X轴如上所述。
分离器板条16是中空的：壁162的外表面用作接收次级流的外环形空气通道20的径向内边界，而壁163的内表面用作接收主流的内部环形空气通道18的径向外边界。
分离器板条16的下壁163形成低压压缩机22的外壳。
虽然IGV 24下游与分离器板条16的前缘164的轴向偏移量(X)小于OGV 26与同一前缘164的轴向偏移量，但前部161与分离器板条16的前缘164直接相邻的部分是清楚的。
为了通过限制该区域产生的噪声来达到气动声学管理的诱导效果，因此，该前缘164可以预期具有锯齿形轮廓线28，该轮廓线28具有一系列齿30和凹陷32，例如，如图5-11中的示例所示。
但是，除了涡轮发动机(例如，涡轮喷气发动机10)上的结构之外的结构可能会受到本发明的解决方案的影响，因此具有带有轮廓线28的前缘164，轮廓线28示出了包括一系列齿30和凹陷32的锯齿。
图9显示了飞行器100，在该飞行器上，前缘、机翼38、支撑飞行器发动机42的吊架41、尾翼44、稳定器46、开式转子的螺旋桨或叶片48上，都存在具有这种锯齿形轮廓线28的异型结构。
此外，图3示出了局部的锯齿形轮廓线28，它上面有可以被标识为50的前缘缝翼或飞行器机翼襟翼、转子或整流器的直升机叶片、风扇叶片。
所有这些空气动力学轮廓的共同点是，它们在下游表面上产生边界层，因此产生湍流。
无论是什么应用，对于锯齿形轮廓线28，我们将认为其呈现的起伏，其：
-沿着前缘164的伸长方向(L)，限定了重复自身的基本几何形状，两个连续基本几何图形的两个相同的(或准相同的，当两个连续的齿的几何形状变化较小时，为+/-25％)起伏，例如图5-6中的34、36，沿着所述方向L在它们之间在该方向上具有距离λ(以米为单位)，并且
--限定了垂直于该方向L的最大振幅h(以米为单位)。
假设具有多个，优选两个起伏的基本几何形状，如图5所示-两个不同的齿30和两个不同的凹陷32，最大振幅h被定义为沿着垂直于该方向L的齿30的顶部(如果有的话最突出)和凹陷32的底部(如果有的话最深)之间的最大距离。
还规定：
-方向L是前缘线164a延伸的方向，当沿其整个长度看时，该方向可能与前缘164混淆。该方向L可以是直的(例如，在机翼、稳向板、稳定器的情况下)，也可以是弯曲的，甚至可以自身闭合(例如，螺旋桨、风扇叶片、转子或整流器叶片，或分离器板条16)，
-最大振幅h的方向通常可以平行于主X轴(图2、图9的一部分)；但是它也可以沿另一个方向定向，例如在直升飞机叶片的情况下(在这种情况下，该方向先验地垂直于Z轴)。
根据本发明，为了减轻局部强烈的压力波动，在所涉及的异型结构上设置至少一个多孔吸声区域52，该区域朝向凹陷32的底部。
因此，这些多孔吸声区域52为凹陷32形成局部的底部，从而与它们所占据的异型结构的主体62的部分一起限定所述异型结构的前缘和/或后缘的锯齿形轮廓线。如本领域中的通常情况，主体62仍然提供了异型结构的连贯性、基本形状和刚性，从而基本上限定了异型结构，这可以通过图中的示例看到。
已经发现，为了促进这种衰减，优选将经过声学处理或具有多孔表面(无论是矩形、椭圆形或其他)的(每个)区域52的(几何)中心位于翼型164/线164a的前缘下游(AV)的距离d(以米为单位)处，位于凹陷124的底部，从而：
d＝h/10，在30％以内。
为了达到具有高压力波动的区域的大部分，进一步提出，所考虑的多孔吸声区域52应该：
--在前缘线和/或后缘线164a的方向上(即在翼展或伸长方向上)，两个界限被距离a(以米为单位)隔开，使a等于两个连续齿尖之间距离的三分之一，在30％以内，
--在弦40的方向上，两个界限被距离b(以米为单位)隔开，使b＝h/3，在30％以内。
图10和11显示了这一点。我们看到，距离d平行于“h”，垂直于方向L(通常在凹陷32的最深处)，并且d＝b/2。
长度a和b用于测量矩形或其他表面经过声学处理的形状的边缘。在a约为两个连续的齿尖之间的距离的三分之一，并且发现壁压波动最大的区域中，通过吸声结构产生的孔隙效应必然有效。
所示的(+/-)30％的余量旨在消除技术上的不确定性/不精确性。
在要求保护的申请中，其目的是显著减少所考虑的结构/部件的表面积，从而与没有本发明的解决方案的情况相比，空气动力学损失显著减少，从而对宽带降噪产生影响。多孔表面或声学处理的目标是产生与尾部湍流的相互作用噪声的位置。因此，主要的贡献被认为是优化要处理的表面以降低声级。
相对于图5中的示例，其中基本几何形状是多波纹的，在该示例中为两个波纹，沿方向L的距离λ被沿相同方向L的其他距离补充，这里为两个λ1、λ2，与不同但连续的齿30的两个连续顶点之间的距离有关。
根据上述优选规则，出于已经指出的原因，以下在此处将被认为是优选的：a＝λ1/3或a＝λ2/3(在30％以内)，以较大的距离为准，因此此处我们将首选a＝λ1/3(在30％以内)。
从实践的角度来看，可以预见几种对在声学处理区域52中的结构的表面产生影响的技术方案。
选择其中两个来调和在降低凹陷32和技术熟练程度(包括维护方面)方面的声学响应方面的有效性。
在图12所示的解决方案中，多孔吸声区域52包括多孔泡沫54，其可以是金属的，其孔的横截面(单位为米)小于所述距离a/4或b/4。另一种选择是孔的横截面应小于1/10mm。
多孔泡沫54存在于朝向所述异型前缘164的表面(外部)56上—在那里其可以定义轮廓的形状—并且可以占据异型结构厚度的很大一部分，或者甚至全部厚度，如图所示。
为了保持该泡沫物质，可以期望具有朝向下游(AV)的突出的齿形58，该齿形58固定(例如胶合)在结构的主体62的前部凹陷60中，例如结构可以是吊架41。
一个或多个杆64还可以将泡沫块及其齿58锚固在主体62中。
在图13所示的解决方案中，多孔吸声区域52在异型结构的表面56上包含覆盖多孔泡沫54的材料66，该材料具有微穿孔的金属板或谐振腔，所述多孔泡沫的孔的横截面(单位为m)小于距离a/4或b/4。另一种选择是孔的横截面应小于1/10mm。
因此可以在该多孔吸声区域52的位置处形成亥姆霍兹谐振器。
在表面上具有材料66和泡沫54两者的情况下，可以获得与低空气动力学损失相容的表面光洁度56。
螺钉68可以将材料66固定在结构的主体62中。
结合图14至图16，我们现在将回到本发明的解决方案以其多孔吸声区域52应用于IGV 24的特殊情况。
为了从有利的空气动力学中受益，特别是在低压压缩机22的空气入口处，建议围绕X轴，锯齿形轮廓线28的至少一些凹陷32相对于IGV叶片24的角度位置成角偏移(周向)，以便这些凹陷32如图所示，在两个周向连续的第一IGV叶片24之间插入。
在这些图中，IGV 24甚至在齿30的连续性中轴向(X)放置；更精确地，每个IGV 24已经沿着X轴与在其上游(AM)之前的齿30的顶部基本对齐。
在图14中，该对齐平行于X轴。分别具有顶部31的齿30相对于平行于X轴的平行线在此分别对称，该平行线穿过所考虑的齿30的顶部31(例如，参见平行线X1)。
在图15-16中，IGV 24在X-Y平面内相对于X轴倾斜角度β。齿30围绕该X轴周向地在与公共IGV 24相同的方向上以相同的角度β倾斜(但是该角度可以变化)。此处已考虑了风扇14的旋转影响(假设该风扇沿Y轴的正方向旋转)(请参见图1和图2中沿L方向的箭头)。
图9中，锯齿形的轮廓28的倾斜角标记为α，以表示，尤其是当未布置在风扇下游时，不一定要考虑角度β，但是此处的倾斜角α考虑了到达轮廓28的气流方向。
考虑到所进行试验的初始结果，角度α、β或甚至β’(见下图17)在30°和60°之间，优选在35°和45°之间。因此，这不是限制性的。
因此，考虑到此处约定的风扇14的旋转方向，实际上，IGV 24的(前导边缘)和齿30的(前导边缘)通常面向气流38，其总体倾斜方向U是其分量Ux跟随X和分量Uy跟随Y的结果。
齿30相对于平行于主轴X(又穿过所讨论的齿的顶部31)的平行线(参见图10-11的X'1和X'2)分别在轴向上是不对称的。
这些位置的目的可以被认为是双重的。首先，要避免在凹陷32和IGV的前缘25中产生的加速流动和湍流之间的相互作用(图14-16)。实际上，这确实可以大大有助于低压压缩机22的宽带噪声。其次，该技术方案可用于优化低压压缩机22的进气并减少任何空气动力学损失。
如图15至图16所示，这些第一叶片/IGV 24可沿着其弦分别具有平均外倾角的线240，以解决风扇14旋转的影响。
由风扇14产生的气流的倾斜角度取决于发动机速度，即风扇的速度。因此，考虑将齿30沿IGV平均外倾角或前缘164处的外倾角的方向定向。选定的角度值可以沿IGV的翼展或伸长平均，也可以取叶片尖端的IGV外倾角的值。
如图所示并且在该示例中，上表面241指向正Y方向，下表面位于相反侧。
为了进一步限制风扇14在下游产生的回旋气流对IGV 24的声学影响，还建议，如图15-16所示，齿30围绕所述主轴线X周向地，在其前缘25的高度处总体上沿切线42的方向与IGV 24叶片的平均外倾角的所述线240相切。切线与涡轮发动机主轴(X)的方向成非零角度。
这样做的好处是使齿30沿IGV外倾角方向对准，并且再次能够使压缩机22的进气口的几何形状适应其环境。风扇12下游的气流方向取决于其旋转速度，因此在IGV(其为固定部件)的方向上对齐齿可能是可变的速度和要固定的几何形状之间的一种很好的折衷方案。
但是，应注意，IGV叶片上游的流动方向(或与此相关的分离器喷嘴16的齿)不一定与IGV的外倾角对齐。
如图所示，在所示的优选实施方式中，沿主X轴系统地将齿30定位在IGV 24叶片的前缘2的上游。
但是，对于板条的前缘和IGV叶片之间可能存在的尺寸限制(通常为1-5厘米)，并且有可能增加齿30的尺寸/振幅，建议仍然沿X轴的方向，锯齿形轮廓线28的凹陷32的底部320至少对于其中一些而言属于横向于所述X轴，标记为Y1(图15)和Y2(图16))的第一表面，位于同样横向于X轴，标记为Y'1(图15)和Y'2(图16)的第二表面(图15)或更下游(AV；图16)，IGV叶片24的至少一些前缘25属于第二表面。尽管有图示，但这是先验的，与齿30的顶部和凹陷32的底部320的形状无关。
在这方面，锯齿形轮廓线28的齿30和凹陷32将分别呈波浪形，具有圆形的顶部(图15)或尖锐的顶部(图16)，以通过最小化该几何结构所支持的机械应力来促进有效的降噪。
至于这些齿30和凹陷32在图16中标记为300的侧壁的形状，它们可以单独地或局部地表示为笔直的(图16)，以有利于噪声源沿前缘的去相关并促进这种几何形状的制造。
现在我们回到翼型结构的倾斜，在这种结构的情况下，在其前缘线164a的方向上具有相对的端部70a、70b，从而具有一种跨度(如机翼的长度或吊架41的长度)，即使这些端部中的一个(至少)是根部(如在机翼上)，请参见图9中的示例，其中所考虑的结构沿Y轴基本呈线性。
在这种情况下(机翼、叶片、螺旋桨、吊架、稳向板...)，应当注意，齿30的倾斜将有利地全部朝向这些端部之一(称为第二端)定向，无论对于例如机翼、根部70a还是自由端部70b。
在“翼展”异型结构的情况下，角度α将位于结构的总平面中，例如平面P，其包含图9中的翼38的X-Y轴。
齿30的倾角也可能沿着跨度/伸长(方向L)变化。
还应注意，以上关于附图的评论仅指前缘情况。然而，如图9所示，可替代地或另外地，可以考虑后缘，例如具有轮廓28的机翼锯齿的后缘164b(的线)，设置有后缘的其他涡轮发动机或飞行器结构也可与本发明有关。作为环形壁的后缘，在主射流和次级射流的出口处有一个喷嘴。
在后缘处，噪声源通常可以与轮廓边界层中的湍流和该后缘之间的相互作用有关。
在图17中，还说明了一种情况，其中，由于涡轮发动机始终带有上游风扇(上方的14)，并且具有该上游风扇可以绕其旋转的主轴(X)，齿30绕着主轴(X)在圆周上沿第一IGV24叶片的平均外倾方向分别倾斜(角度β′)。
还应注意，在图15中，齿30在其前缘25处也沿IGV叶片的外倾方向分别绕X轴周向倾斜。齿30的标记为β的角度将等于或不同于速度矢量U1的角度α，该速度矢量U1标记了风扇下游的流动的总体方向。
在所附的图中，可以理解的是，在前缘上游显示速度矢量(U、U1、…)的示例说明了齿朝向流动方向定向的情况。

Claims (17)

1.一种异型气流结构：
-包括主体(62)和多孔吸声区域(52)，
-具有上游、下游、上游前缘(164)和/或下游异型后缘，并且
-沿着前缘线(164a)和/或后缘线(164b)具有锯齿形轮廓线(28)，所述锯齿形轮廓线显示一系列齿(30)和凹陷(32)，
其特征在于，所述多孔吸声区域(52)局部地形成所述凹部(32)的底部，从而与所述主体(62)一起在所述前缘和/或后缘限定所述锯齿形轮廓线(28)。
2.根据权利要求1所述的异型结构，
-在上游和下游之间具有弦(40)，并且
-其中：
-在所述弦的方向上，所述锯齿形轮廓(28)具有最大振幅h，和
-所述多孔吸声区域(52)的几何中心位于所述凹陷(32)底部的异型前缘或后缘(164)下游的距离d处，使得：
d＝h/10，在30％以内。
3.根据权利要求1所述的异型结构：
-在上游和下游之间具有弦(40)，并且
-其中：
--在所述前缘线(164a)和/或后缘线(164b)的方向上，所述锯齿形轮廓线(28)在两个连续的齿尖之间具有距离(λ、λ1、λ2)，
-在所述弦(40)的方向上，所述锯齿形轮廓具有最大振幅h，并且
--所述多孔吸声区域(52)：
--在前缘线和/或后缘线的方向上具有两个界限，所述两个界限被距离a隔开，使a等于两个连续齿尖之间距离的三分之一，在30％以内，
--在弦的方向上，两个界限被距离b隔开，使b＝h/3，在30％以内。
4.根据权利要求2所述的异型结构，其中：
--在所述前缘线(164a)和/或后缘线(164b)的方向上，所述锯齿形轮廓线(28)在两个连续的齿尖之间具有距离(λ、λ1、λ2)，并且
-所述多孔吸声区域(52)：
--在前缘线和/或后缘线的方向上具有两个界限，所述两个界限被距离a隔开，使a等于两个连续齿尖之间距离的三分之一，在30％以内，
--在弦的方向上具有两个界限，所述两个界限被距离b隔开，使b＝h/3，在30％以内。
5.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，所述异型结构是飞行器结构(100、101、38、41、44、46)和上游风扇涡轮发动机结构(14)之一。
6.根据权利要求1至4中的任一项所述的异型结构，其选自：
-飞行器机翼、飞行器机翼缝翼或襟翼、飞行器发动机支撑吊架、尾翼、飞行器稳定器、直升机叶片、螺旋桨，
-适于为飞行器提供动力的下列涡轮发动机部件之一：
--所述涡轮发动机的风扇下游的环形气流分离壁的前缘(164)和/或后缘(160)，位于主流和次级流之间，
-第一固定的主流(Fp)导向叶片(IGV 24)，
-第二固定的次级流(Fs)导向叶片(OVG 26)。
7.根据权利要求3或4所述的异型结构，单独或结合权利要求5或6，其中在所述异型结构的所述异型前缘(164)的表面上，所述多孔吸声区域(52)包括多孔泡沫(54)，所述多孔泡沫的孔的横截面小于所述距离a/4或所述距离b/4。
8.根据权利要求3或4所述的异型结构，单独或结合权利要求5或6，其中在所述异型结构的表面上，所述多孔吸声区域(52)包括覆盖多孔泡沫(54)的微孔板或谐振腔材料(66)，所述多孔泡沫的孔的横截面小于所述距离a/4或所述距离b/4。
9.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其中所述多孔吸声区域(52)包括亥姆霍兹谐振器。
10.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其中所述锯齿形轮廓线的齿(30)和凹陷(32)分别具有波浪形状，具有圆形或尖锐的顶部(31)。
11.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其中所述锯齿形轮廓线的齿(30)和凹陷(32)分别具有带有局部直线的侧壁(300)的形状。
12.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其中沿着所述前缘(164a)和/或后缘(164b)，分别具有顶点(31)的所述锯齿形轮廓的齿(30)相对于穿过所述齿(30)的前缘线(164a)的垂直方向是不对称的。
13.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其中沿着所述前缘(164a)和/或后缘(164b)，从第一位置到第二位置，分别具有顶点(31)的锯齿形轮廓的齿(30)分别朝向所述第二位置倾斜。
14.根据权利要求13所述的异型结构：
-在第一端(70a)和第二端(70b)之间沿所述前缘和/或后缘线具有跨度，
-其中所述齿(30)的每一个的倾斜朝向所述端部之一定向。
15.一种用于飞行器的涡轮发动机(10)，包括根据前述权利要求中任一项所述的异型结构。
16.一种用于飞行器的涡轮发动机，所述涡轮发动机被从上游流向下游的气流所穿越，包括根据权利要求13所述的异型结构，并且使得：
-所述涡轮发动机包括上游风扇(14)，并具有所述上游风扇可绕其旋转的主轴(X)，
-所述前风扇(14)适于绕所述主轴(X)沿预定方向(Y)旋转，使得所述风扇下游的气流相对于所述主轴(X)大致倾斜地定向，并且
-然后，所述齿(30)可绕所述主轴(X)沿周向朝向所述风扇下游的气流的大致倾斜方向(α)倾斜，以大致面对它。
17.一种用于飞行器的涡轮发动机，包括根据权利要求6或权利要求6和13所述的异型结构，其中：
-所述涡轮发动机包括上游风扇(14)，并具有所述上游风扇可绕其旋转的主轴(X)，并且
-所述齿(30)沿着以下方向围绕所述主轴(X)在周向上分别倾斜(角度β，β')：
--沿着所述第一叶片(IGV 24)的平均外倾角方向，或
--沿着所述第一叶片(IGV 24)的所述前缘(25)处的外倾角方向。
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