CN113167120B - 航空器或涡轮机的异型结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种异型结构，其在伸长方向上伸长，所述结构在所述伸长方向上具有暴露于气流的长度，并且所述结构横向于所述伸长方向具有前缘(164)和/或后缘，所述前缘和/或后缘中的至少一个是异型的，并且在所述伸长方向上具有由连续齿部(30)和凹部(32)限定的锯齿(28a)。沿所述异型前缘和/或所述异型后缘，所述连续齿部(30)和凹部(32)仅在暴露于所述气流的所述长度的一部分上延伸，在所述长度的所述部分上，除了最靠近所述部分的每个端部的所述几个齿之外，所述齿部的所述幅度和/或间距呈单调变化，所述长度的其余部分(280)是平滑的。

Description

航空器或涡轮机的异型结构
介绍
本发明涉及空气动力学异型结构或空气动力学元件轮廓(诸如例如航空器涡轮机中或此类涡轮机的试验台中或涡轮机的主进气喙(beak)上的固定或旋转叶片)的空气声学管理领域。
这种类型的固定叶片发现于例如OGV(出口导向叶片)出口导向叶片或整直器上，所述出口导向叶片或所述整直器布置在旋转体的下游以整直气流。
这种类型的旋转叶片发现于例如涡轮机(例如，风扇或非整流轮)中的旋转叶轮上。
这既涉及整流涡轮机(涡轮风扇/风扇)，也涉及非整流涡轮机(开式转子)。将给出一个双流式涡轮机的实例，所述双流式涡轮机的风扇(前部)和整直器布置在二次静脉(vein)中。
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，大于15)中，设想增加风扇的直径并减小固定在航空器上的悬挂吊舱的长度，从而减小风扇与IGV压缩机的进气导向叶片(入口导向叶片)、OGV与主进气喙之间的距离。在这种类型的发动机中，风扇尾流与IGV、OGV和喙的相互作用是主要的噪声源之一。
除了在涡轮机中观察到的以外，涡轮机的其它区域以及空气动力学异型结构(机翼、开式转子叶片-开式转子-、吊架等)还面临着与气流相互作用的空气声学问题。
因此，特别是在航空器领域中，已经提出了使用具有异型前缘和/或后缘的空气动力学异型结构，所述空气动力学异型结构沿前缘和/或后缘线具有锯齿轮廓，所述锯齿轮廓包含连续齿部和凹部。
因此，这种锯齿轮廓沿前缘和/或后缘延伸，即，在前缘和/或后缘处沿所述结构的伸长方向延伸。
尤其是在减小的弦轮廓上，也在闭合的轮廓——沿自身闭合的伸长线或方向的前缘和/或后缘(的线)——周长上，如在涡轮机主进气喙上，噪声主要产生在前缘和/或后缘，更确切地是在压力波动更剧烈的锯齿凹部。
关于本文中使用的术语“弦”，应当注意的是，即使在喙(以下标识为16)将主流和二次流分离的情况下严格来讲不存在“弦”，表述“在轮廓的弦(以下标识为40)的方向上”将被认为是对应于以下称为“主轴线(X)”或“X轴线”的方向，即流体流主要流过相关异型结构所沿的轴线的方向，此轴线通常横向于或甚至垂直于异型结构的伸长，所述异型结构在所述“伸长方向”上延伸。
将理解的是，表述“横向”并不意味着严格的垂直性。
本发明旨在确保在这种结构上的降噪、要限制的空气动力学损失以及机械约束与将异型结构整合到其环境中之间取得折衷。
特别地，可以考虑的是，在许多情况下，所述异型结构暴露于不均匀和/或各向异性气流。
在这种情况下，本发明提出了几种不均一轮廓，特别是在前缘和/或后缘线的部分范围上存在锯齿的不均一轮廓。
更具体地，这涉及一种异型结构：
-其在伸长方向上伸长，所述结构在所述伸长方向上具有暴露于气流的长度，并且
-所述结构横向于所述伸长方向具有前缘和/或后缘，所述前缘和/或后缘中的至少一个是异型的，并且依照所述伸长方向具有由连续齿部和凹部限定的锯齿，
这种异型结构的特征在于，沿所述异型前缘和/或异型后缘：
-所述连续齿部和凹部仅在暴露于所述气流的所述长度的一部分上延伸，所述长度的其余部分是平滑的，并且
-在所述长度的所述部分上，除了包括位于(最靠近)所述长度的所述部分的每个端部处的至多三个连续齿部的区域之外，所述锯齿在幅度(d)和/或齿部或凹部的两个连续顶点之间的间距(L2)上具有变化，所述变化是单调的。
这样一来，便可以遵循尾流中湍流(也称为入射流)的积分尺度演变规律(参见下面的图19)。例如，在OGV上，通常在壳体附近的积分尺度较大，而在轮毂附近(边界层外)的积分尺度较小。这就避免了上述真实积分尺度演变规律的不稳定。
此类变化根据至少一个数值函数演变，其在相关部分(实际上是在连续至少三个齿或至少三个凹部处)保持严格递增或严格递减，因此其变化方向是恒定的，也将有可能消除任何空气动力学损失或限制机械应力，甚至有助于异型结构整合到其环境中。
为了限制凹部处的机械应力和开裂和/或减小制造应力，同时力求保持良好的声级衰减，还提出在暴露于所述气流的所述长度的存在锯齿的至少一部分上，并且
-参考平均弦(在所述长度L1上的弦的算术平均值；参见所附图20-25)，
-或对于沿所述方向的每个锯齿处的每个弦，
这些锯齿横向于所述伸长方向遵守以下关系：0.005≤d/c≤0.5，其中：“d”为所述锯齿的所述幅度，单位为m，且“c”为在所述锯齿的位置处所述异型结构的所述局部或平均弦，单位为米。
为了限制在凹部水平面上的机械应力和裂纹的形成和/或减小制造应力和/或减小空气动力学损失，同时力求保持良好的声级衰减，还提出在所述长度的存在锯齿的至少一部分上，幅度(d)和/或齿部或凹部的两个连续顶点之间的间距(L2)呈以下变化：
-非周期性，或
-特别是线性(递增或递减)、二次方、双曲、指数和/或对数。
为了试着平滑区域之间的机械和声学过渡并再次减小某些制造限制，提出：
-沿异型前缘和/或后缘，锯齿因此在幅度和/或齿部或凹部的两个连续顶点之间的间距上具有单调变化，和/或
-沿异型前缘和/或异型后缘，并且通过幅度和/或齿部或凹部的三个连续波长顶点之间的间距上的变化，锯齿逐渐结合暴露于气流的所述长度的所述平滑部分，所述平滑部分没有锯齿，和/或
-锯齿(在与平滑部分的连接端处)以与平滑部分相切的结合部结束。
为了达到确保在最大声学效果和最小机械应力之间取得折衷的过渡的类似目的，提出从暴露于气流的所述长度的没有锯齿的所述部分开始，一系列至少两个连续齿部和两个凹部具有：
-沿所述伸长方向在两个连续齿部或凹部的两个顶点之间递增的距离，和/或
-递增的幅度，
如已经理解的那样，这是通过从平滑部分到锯齿来实现的。
仍然为了相同目的，还提出根据暴露于气流中的长度，锯齿在凹陷水平面上以齿部(在“喙”型结构的情况下除外)开始和/或结束。
为了更加提升机械结构化和声学限制效果，还提出在所述长度的所述平滑部分上，所述结构的弦长于最近凹陷的底部处的弦。
根据情况，可以预料，根据暴露于气流的所述长度，锯齿可以不存在于：
-所述长度的所述两个端部中的至少一个，或
-不存在于这些端部之间的中间部分处，然后在两个所述端部处存在。
-不存在于在沿所述长度方向彼此分离的多个位置，例如，不存在于一个端部和中间区域的一部分。
第一种情况是为了限制在所述异型结构与旋转叶片的脚部/附接区域之间的接合部/接合处(例如在螺旋桨上或在空气静脉的两个壁之间)可能产生的机械应力。
对于第二种情况，目的是将锯齿的引入限制在湍流最严重的位置，并在其它地方去除锯齿，以免破坏这些区域的空气动力学行为。
通过在本发明中针对一组异型结构，提供了相同方法——如果提供了几个可以相互影响的异型结构更是如此，异型结构具有全部或一些上述特点，其各自伸长方向绕回转轴线径向延伸，并且其在齿部或凹部的两个连续顶点之间的距离和/或幅度在暴露于气流的所述长度的径向外端处大于(或因此长于)在此长度的径向内端处。
因此，例如，在所述异型结构是位于风扇下游的OGV，并且在外壳体附近(在OGV的头部处)(相比在静脉间区域附近的脚部处)的较大锯齿具有这些幅度和/或波长(凹部或齿部的两个连续顶点之间的距离)的情况下，与在许多涡轮喷气发动机上鼓风机叶片尖端的端部处涡流更大且能量很大这一事实相关的缺点会被吸收。
因此，我们将更好地理解，因为本发明也涉及到：
-涡轮机，其具有主轴线(这可以是上述回转轴线)并且包括可以绕所述主轴线旋转的转子和定子，所述定子或转子包括异型结构，每个异型结构具有全部或一些上述特点，
-特别是涡轮机，其中定子包括(或异型结构为)：
--环形分离壁(静脉间)，其用于将所述风扇下游的所述气流分离成主流和二次流；
--固定OGV叶片，其用于引导所述二次流，所述固定OGV叶片限定所述异型结构。
--固定IGV叶片，其用于引导所述主流，所述固定IGV叶片限定所述异型结构，/
-涡轮机，其可以是或可以不是整流式(其主轴线可以是上述回转轴线)，所述涡轮机包括可以与所述主轴线平行(沿至少一个平行轴线)旋转的两个转子，和/或所述转子中的一个和/或另一个包括所述异型结构，每个异型结构具有全部或一些上述特点。
在参考附图阅读通过非限制性实例给出的以下描述后，如果需要，将会更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特点和优点将会显现。
附图说明
-图1是用于航空器的典型涡轮机的纵向横截面图(X轴线)；
-图2示出了依照本发明的方案的在主流和二次流之间的分隔壁的上游区域(喙)；
-图3可以是图2的细节III，也可以是关于直升机叶片、风扇叶片、转子或整直器的一部分、前缘喙或航空器襟翼的局部锯齿轮廓图；
-图4对应于图1的细节IV；
-图5示意了根据本发明的航空器轴承结构；
-图6到14示意了依照本发明的锯齿状轮廓的各种形式，其可以例如对应于图1或5的区域I；
-图15-16示意了根据本发明的具有锯齿(特别是角度偏移(角度α)的锯齿)的另外两种轮廓；
-图17是依照本发明的在风扇下游的锯齿区域的实例的局部放大图；
-图18-19分别示意了双流式涡轮机的尾流中湍流强度的轴向截面(直到OGV)，以及湍流积分尺度(∧)随半径(r)(空气静脉(以下标识为20)的内半径rint与外半径rext之间)变化的相应径向演变，并且
-图20-22示意了具有锯齿状轮廓的前缘或后缘长度部分，所述锯齿状轮廓具有变化的幅度和/或频率；实线表示实际的锯齿轮廓，较细的灰色波浪线表示虚构的锯齿轮廓，其经计算以限定平均弦且其含有参考轮廓，通过所述参考轮廓限定了实际轮廓的伸展或收缩，其幅度和/或间距具有单调变化，以及
-图23-25示意了前缘或后缘长度的具有锯齿的部分，其中锯齿变换分别遵循特定且单调的(至少部分地)非规律，例如线性、对数和抛物线演变。
具体实施方式
即使对肉眼不是很清楚，也必须考虑，在所有图2-17和23-25中，幅度(d)和/或齿部或凹部的两个连续顶点之间的间距(L2)上的变化在上述条件下是单调的。
参考图1，航空器100涡轮喷气发动机10被示意性地表示和限定如下：
吊舱12用作各种组件的外壳体，在前部(图1中的左侧)包含上游风扇14(US)。
在风扇14的下游(DS)，气流(局部地在图4中的38中示出)被环形壁160的分离器喙16分离成主气流和二次气流。主气流在进气导向叶片24IGV处进入低压压缩机22时流经内部环形空气通道或主静脉18。二次气流被分离器喙16转移进入外部环形空气通道20(二次静脉)，流向出口导向叶片26OGV，然后流向发动机出口。
在图2和图3中，我们更精确地可视化了分离器喙16的前部161，所述前部包含位于最上游的前缘164，并且在所述前部处，分离器喙16的外壁162与分离器喙16的内壁163汇合，上壁162形成二级静脉20的内壳。
在本文中，“轴向”是指沿着或平行于涡轮机的相关部分的纵向旋转轴线(X)延伸，所述轴线原则上是涡轮机的主旋转轴线。径向(Z轴线)是相对X轴线沿径向延伸，而周向是围绕X轴线。相对于X轴线在径向上全部是内侧或内部以及外侧或外部。因此，内壁163是分离器喙16的径向内壁。此外，对上游和下游的任何提及均应与所考虑的涡轮发动机(的一部分)中的气体流动联系起来考虑：这些气体在上游进入并在下游离开，通常平行于上述纵向回转轴线循环。
另外，已经参考常规正交参考标记X-Y-Z限定了附图以及与其有关的描述，其中X轴线如上所述。
分离器喙16由两个面限定：壁162的外面，其用作对接收二次流Fs的外部环形空气通道20的径向内部限制，而壁163的内面用作对接收主流Fp的外部环形空气通道18的径向外部限制。
分离器喙16的下壁163形成低压压缩机22的外壳。
尽管IGV 24的下游距离分离器喙16的前缘164的轴向偏移(X)小于OGV 26距离相同前缘164的轴向偏移，但前部161的与分离器喙16的前缘164直接相邻的部分被释放。
为了减小由例如喙16、OGV 26、IGV 24的前缘产生的噪声，因此可以预期这种前缘164具有轮廓28，所述轮廓具有包含连续齿部30和凹部32的锯齿，如图6-17的实例所示。
但是，除了涡轮机(例如，涡轮喷气发动机10)上的结构之外，其它结构也可能会受到本发明的方案的影响，并因此具有前缘164，所述前缘具有轮廓28，所述轮廓具有包含连续齿部30和凹部32的锯齿。
图5示出了航空器100，在航空器上，具有带有锯齿的这种轮廓28的异型结构存在于前缘、机翼39、支撑航空器发动机42的吊架41、漂移装置(drift)44、安定面46、非整流螺旋桨转子的叶片48)、或开式转子或非整流螺旋桨下游的固定叶片49(定子)上。在本图5中，有两个航空器推进涡轮机，其包括两组开式转子，每组都具有两个同轴连续转子480a、480b，所述转子可以绕平行于所述主轴线(X)的至少一个轴线旋转，这些转子中一个和/或另一个包括异型结构1。
另外，图3示意了在可以标识为50的组件、直升机叶片、风扇叶片、转子或下游导向叶片的一部分、前缘喙或航空器襟翼上的局部锯齿轮廓28。
所有这些空气动力学轮廓的共同点在于，它们在下游表面上产生了边界层，因此产生了湍流。
无论何种应用，关于具有锯齿的轮廓28，我们将在这里考虑：
-这种轮廓属于异型结构1(或空气动力学轮廓)，其在伸长方向Z上伸长，所述结构(或轮廓)在所述伸长方向上具有暴露于气流的长度L1，并且
-所述结构(或轮廓)1横向于Z方向具有前缘164和/或后缘165(分离喙16不具有后缘)，所述前缘和/或后缘中的至少一个是异型的，并因此依照所述伸长方向Z具有由所述连续齿部30和凹部32限定的锯齿(轮廓28)。
齿部30和凹部32交替相继出现。
齿部30的数量和凹部32的数量将在3与100之间，以优化效率。
如上所述，为了考虑到在许多情况下所述异型结构1均暴露于不均匀和/或各向异性气流中，并为了确保在定向降噪、要限制的空气动力学损失以及机械应力与将异型结构整合到其环境中之间取得折衷，因此提出沿异型前缘164和/或后缘165，锯齿(28)存在于长度L1的限制区域上(参见图7到图14)。
为了有效地完成所述方案，并出于相同的目的，进一步提出：
-在所述长度的存在锯齿28的的至少一部分上，
-更确切地，除了包括位于所述长度部分的每个端部处的至多三个连续齿部的区域(例如，图6中的33和35)之外：
锯齿28具有(特别是参见图6、10、16和20-25)：
-横向于伸长方向Z，锯齿的幅度d，所述幅度呈单调变化，和/或
-沿所述伸长方向，在齿部30或凹部32的两个连续顶点(分别为300、320)之间的距离L2，所述距离呈单调变化。
在a中，幅度d可以沿X轴线在齿部30的顶点300与紧邻的凹部32的底部320之间进行测量。
在最大幅度与最小幅度之间的比在1.2和20之间的情况下，包含如果必要的话考虑下面提到的过渡/连接区域28a，锯齿28在声学效率、机械阻力和其局部环境中的整合(固定)方面将是有效的。
为了有效地完成对d和L2的约束，并出于相同的目的，将有可能使所有以下方案的锯齿轮廓28不均一(在其有效长度L1上不均匀)，因此具有这些锯齿的径向演变，参见图7-10。
特别地，连续齿部30和凹部32将仅在暴露于气流的这种长度L1a的一部分L1a上延伸。所述长度L1的其余部分L1b将是平滑(即没有锯齿)部分280。
为了进一步完善这种折衷，特别是防止在凹部中形成裂纹，例如，图6示出了锯齿28横向于伸长方向Z可能遵守以下关系：0.005≤d/c≤0.5，其中：
-“d”为所述锯齿的所述幅度，以米为单位，且
-“c”为在这些锯齿的位置处所述异型结构的所述弦，单位为米。
这种弦c将是所述方向Z上(在长度L1a上)在长度L1上的弦的算术平均值，或是每个锯齿(一个齿，然后是一个凹部)处的弦；参见图6、10和20-22。
对上述折衷的搜寻也显示出，可能提供一种连接(也称为过渡区域)28a：
-其中通过幅度d和/或齿部30或凹部32的两个连续顶点(分别为300、320)之间的间距L2的变化，更确切地，通过所述幅度和/或间距朝向平滑部分280的整体单调递减，锯齿将逐渐连接(过渡区/连接28a)到所述平滑部分280；参见图7-8，和/或
-其中锯齿28将(在其与平滑部分的连接端处)以与平滑部分280相切的区域280a结束；参见图7-8。
特别是在这种情况下，将至少具有结构上的优势，即沿长度L1，锯齿28在具有锯齿的区域上在凹陷水平面上以齿部30开始和结束，如图6-7所示。术语“凹陷”是指结构在端部(例如，外壳体53和/或中心轮毂55)处嵌入其支撑件中。
为了进一步寻求这种折衷，甚至可能导致决定，特别是在过渡区域28a中，从所述长度的没有任何锯齿的所述部分L1b开始，一系列至少两个(优选三个)齿部30和两个(优选三个)连续凹部32将具有：
-在所述伸长方向上在齿部或凹部的两个连续顶点之间递增的距离L2，和/或
-递增的幅度d，特别如图7-8所示。
另外，通过在平滑部分280上提供比在最近的凹部32的底部(顶点320)处更长的弦c，提升过渡区域28a的限定将会增强机械结构和声学限制效果。
在下文中，说明将集中在OGV 26的实例上，因为其通常仅位于风扇14的下游，所以通常是一个关键区域。但是，相关特性可以外推到具有锯齿28的轮廓的其它情况。
OGV 26的前缘164处的锯齿28可能破坏OGV的空气动力学性质，或可能使OGV难以机械整合到静脉20中(图1)。为了限制这些锯齿对OGV的空气动力学性能、局部机械约束及其整合的影响，选择使这些锯齿仅覆盖OGV的0.05L和0.95L之间的有效跨度(长度L1)。
图11-14示出了在前缘164和/或后缘165上锯齿28的这些部分区域的不同情况。
所以：
-在图11中：轮廓的内端281不存在锯齿28(此处为在OGV的脚部不存在)。目的是释放内端处的机械和/或空气动力学应力，同时在湍流强度和湍流积分尺度显著的外端283处(在本实例中为外壳体53附近)保持良好的声级衰减。外壳体附近的锯齿也可能有助于避免在某些速度或飞行条件下可能出现的边界层分离，
-在图12中：轮廓的外端283不存在锯齿28(此处为在OGV的头部不存在)。目的是释放头部的机械和/或空气动力学应力，同时在轮廓的其余跨度上保持良好的衰减，或者是避免在结构的脚部(支撑件，例如环形壁160可能所属的中心轮毂55；图2、4)处在某些速度下可能出现的边界层分离，
-在图13中：在水平面上，轮廓的中间部分存在锯齿28，但外端283和内端281不存在锯齿。那么，目的是通过在消除OGV的脚部281和头部283锯齿的同时保持它们在解决中间湍流尾流的好处，从而消除相关结构之间的接合处可能出现的机械应力，在此处为静脉20(本实例中为外壳体53和轮毂55)的限制，
-在图14中：外端283和内端281存在锯齿28，但轮廓的中间部分不存在。目的是将锯齿的引入限制在湍流最严重的区域，并在其它地方去除这些锯齿，以免破坏这些区域的空气动力学行为。特别是在怠速和全速之间的中间操作速度下，边界层朝向外端283和内端281的分离将受到限制。
锯齿28的形状可以是圆润的波动，例如正弦波动，或其它形状，例如图16中所示的枞树形状。图15、16以及图5中，(一些)锯齿28相对于X轴线具有锐角入射角α。
根据情况，结构1的后掠角也可以在结构位置处垂直于X轴线。
为了增加沿跨度的噪声源之间的去相关或相移，也可以选择异型前缘164和/或后缘165沿一般曲线(其凹部朝向上游)延伸，如图6或10中的实例所示。
从上述还可以理解，我们推理的结构1通常可以，如应用于OGV的非穷举情况中，属于一组异型结构，每个异型结构具有全部或部分上述特性，并且其各自伸长方向Z将绕X轴线径向延伸。
尤其是在此类OGV 1/26的非限制性情况下，也有可能尝试吸收与风扇14叶片的尖端涡流相关的缺点，在风扇叶片的尖端涡流比其它地方更大且能量很大。
为此，可以寻求的是，齿部或凹部的两个连续顶点300、320之间的距离L2和/或幅度d在所述长度L1的径向外端283处大于(因此长于)径向内端281处，因此遵循单调演变规律。
因此，相关锯齿26的幅度和/或波长在外壳体53附近将大于在静脉间区域(轮毂55/壁160)附近。
还应当注意，本发明使得考虑相关湍流U(例如，诸如OGV上游的湍流)的局部性质成为可能，以根据风扇14尾流中的湍流积分尺度(图19中∧)的径向分布来限定波动的几何形状。注意，图4中的尾流可以与OGV(位于喙上方)和IGV(位于喙下方)相互作用。
关于这一点，图6示出了OGV 1/26，其波动沿跨度根据局部湍流的积分尺度∧进行了优化。应当注意的是，在壳体55附近的波动幅度和“波长”L2比在OGV的脚部(支撑件/轮毂55)大得多。这是由于风扇14的叶片尖端处的涡流引起的。
图18和19还分别示意了鼓风机14的尾流中的湍流强度和湍流积分尺度的径向演变(直到OGV 26)。在本实例中，湍流积分尺度(∧)从外部2/3开始突然增加，在外半径rext之前达到峰值。实际上，如图19中虚线所示的抛物线或二次方演变可以用于限定锯齿的演变。
在图20到22的方案中，呈现了如下情况，为了再次考虑不均匀和/或各向异性气流并最好地确保上述声学/空气动力学/机械折衷，因此提出沿轮廓的前缘164和/或后缘165，在所述长度L1的至少一部分上，锯齿28具有重复几何图案，但是其形状具有伸展和/或收缩：
-横向于伸长方向(幅度变化；参见图20中的d1到d2；另参见图22)，和/或
-根据伸长方向(那么重复图案在伸长方向上的长度是可变的；参见图22中的长度L21到L23；另参见图21)。
因此，沿前缘164和/或后缘165，在暴露于气流的所述长度(L1)的至少一部分上，锯齿(28、28a)将呈现出几何图案，所述几何图案是沿伸长方向(L2、L21、L22、L23、……)和/或横向于伸长方向(d、d1、d2、……)经由乘积因子通过连续缩放而变换得到的。
在前两种情况下(图20-21)，“参考”重复几何图案的伸展和/或收缩保持图案在幅度或频率上遵循单调演变规律(图案的长度L2，沿伸长方向)。
因此，在图20中，如果我们以图中的灰色图案作为图案参考，我们可以看到，根据长度L1，图案的长度或频率L2保持不变，另一方面，幅度d变化(d1，d2……)。在图21的方案中，情况恰恰相反：幅度d保持不变，而图案的长度或频率变化(L21、L22、L23……)。
在图20-21中，由具有两个特征方向(例如，相关图中X、r方向，其中r≠X，并例如，r＝Z)的重复几何图案(“参考”图案，其实例以灰色示出)限定的周期性锯齿轮廓已通过以下变换进行了修改：通用图案在一个特征方向上通过乘积因子缩放到所需大小，而在另一个特征方向上，图案的尺寸可以保持不变(图20-21)，或者可以进行缩放处理(图22)。
但是，对于具有高声冲击的区域，可能会优选幅度和频率会变化的伸展和/或收缩，如图22中的实例所示：图案的频率L2和幅度d一起变化：L21、L22、L23……和d1、d2、d3……。
一旦确定了“幅度与频率”之间的关系，那么最好可以保持伸展或收缩的几何图案的比例；参见图22中的类似情况。
图23到图25示出了三种情况，其中在暴露于气流的所述长度(L1)的至少一部分上，锯齿的变换分别遵循以下演变规律：
-线性(图23)，
-对数(图24)，
-抛物线(图25)演变。
可能优选二次方、双曲或指数规律；其为在伸长方向上，在“幅度”(d1、d2、d3、……)和/或“频率”(L2、L21、L22、L23，……)上。
更概括地，出于与上述相同的原因，锯齿28的所述幅度(d)和/或频率(L2)上的非周期性和单调变化可能是合适的。

Claims (13)

1.一种用于航空器的涡轮机的异型结构，
-其在伸长方向上伸长，所述结构在所述伸长方向上具有暴露于气流的长度(L1)，以及
-所述结构横向于所述伸长方向具有前缘(164)和/或后缘(165)，所述前缘和/或后缘中的至少一个是异型的，并且沿所述伸长方向具有由连续齿部(30)和凹部(32)限定的锯齿(28、28a)，
其特征在于，沿异型的前缘(164)和/或异型的后缘(165)：
-所述连续齿部(30)和凹部(32)仅在暴露于所述气流的所述长度的一部分上延伸，所述长度的其余部分(280)是平滑的，
-在所述长度的所述部分上，除了包括位于所述长度的所述部分的每个端部处的至多三个连续齿部的区域(33、35)之外，所述锯齿(28、28a)在幅度(d)和/或齿部(30)或凹部的两个连续顶点之间的间距(L2)上具有变化，所述变化是单调的，并且，
其中，在所述长度的存在锯齿的至少一部分上，幅度(d)和/或齿部(30)或凹部的两个连续顶点之间的间距(L2)呈线性、二次方、双曲、指数和/或对数变化。
2.根据权利要求1所述的异型结构，其特征在于，在暴露于所述气流的所述长度(L1)的存在锯齿的至少一部分上，并且参考平均弦或对于沿所述方向的每个锯齿处的每个弦，这些锯齿横向于所述伸长方向符合以下关系：0.005≤d/c≤0.5，其中：“d”为所述锯齿的所述幅度，单位为米，且“c”为在所述锯齿的位置处所述异型结构的所述弦，单位为米。
3.根据前述权利要求中任一项所述的异型结构，其特征在于，沿异型的前缘(164)和/或异型的后缘(165)并且通过幅度和/或齿部(30)或凹部的两个连续顶点之间的间距上的变化，所述锯齿(28、28a)逐渐结合所述长度的平滑部分(280)。
4.根据权利要求3所述的异型结构，其特征在于，所述锯齿终止于与所述平滑部分(280)相切的结合部(280a)。
5.根据权利要求3所述的异型结构，其特征在于，在所述长度的所述平滑部分(280)上，所述结构的弦(c)长于所述凹部(32)的底部处的所述弦。
6.根据权利要求1所述的异型结构，其特征在于，在所述长度的所述部分上，除了所述区域之外，一系列至少三个连续齿部(30)和三个连续凹部(32)在齿部(30)或凹部(32)的两个连续顶点之间具有严格递增的距离(L2)。
7.根据权利要求1所述的异型结构，其特征在于，在所述长度的所述部分上，除了所述区域之外，一系列至少三个连续齿部(30)和三个凹部(32)具有严格递增的幅度(d)。
8.根据权利要求1所述的异型结构，其特征在于，沿暴露于所述气流的所述长度，所述锯齿(28，28a)不存在于：
-所述长度的两个端部中的至少一个，或
-不存在于所述端部之间的中间部分处，而朝向两个端部存在。
9.根据权利要求1所述的异型结构，其特征在于，在所述长度的存在锯齿的至少一部分上，所述幅度(d)和/或齿部(30)或凹部的两个连续顶点之间的所述间距(L2)呈非周期性变化。
10.一组异型结构，每个异型结构均根据前述权利要求中任一项所述，其各自伸长方向绕回转轴线径向延伸，并且其在齿部(30)或凹部(32)的两个连续顶点之间的距离(L2)和/或所述幅度在暴露于气流(U)的所述长度(L1)的径向外端处长于在所述长度的径向内端处。
11.一种涡轮机，其具有主轴线(X)并包括能绕所述主轴线(X)旋转的转子和定子，所述定子和/或转子包括异型结构(1)，每个异型结构均根据前述权利要求中的任一项所述。
12.根据权利要求11所述的涡轮机，其特征在于，所述异型结构为：
-环形分离壁(160)，其用于将所述涡轮机的风扇下游的气流分离成主流和二次流，
-或固定叶片(26，OGV)，其用于引导二次流(Fs)，所述固定叶片限定所述异型结构，
-或固定叶片(24，IGV)，其用于引导主流(Fp)，所述固定叶片限定所述异型结构。
13.根据权利要求11或12所述的涡轮机，其包括所述转子中的两个(480a、480b)，每个转子能平行于所述主轴线(X)旋转，所述转子中的一个和/或另一个包括异型结构(1)，每个异型结构均根据权利要求1至10中的任一项所述。
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