CN116750186A - 用于开式转子的低噪音叶片 - Google Patents

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Abstract

一种用于开式转子的叶片，包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘和后缘处相交，其中对于叶片的翼展的至少30％，翼型区段的中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2，其中区域的相对曲率参数由Δζn/Δζtot/Δ(x/c)n定义，其中ζ对应于中线曲线的斜率的反正切，下标n表示区域，x/c是由弦归一化的弦向位置；并且其中第一区域至少包括x/c＝0.0至0.10，并且第三区域至少包括x/c＝0.85至1.0。

Description

用于开式转子的低噪音叶片
技术领域
本公开大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风扇或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力，开式转子通常被定义为包括可旋转轮毂的设备，该轮毂承载翼型件阵列，其被构造为产生推力，并且没有被外护罩包围。
一种类型的开式转子是传统的螺旋桨。这些主要用于低速应用，通常在亚音速高时效率低下。
有兴趣使用开式转子来推进使用为此优化的叶片的较高速运载器；这些类型的开式转子通常被称为“螺旋桨风扇”或“无管道式风扇”。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叶片相对速度，其在周围空气中为超音速，特别是在外翼展处。
附图说明
通过参考以下结合附图的描述可以最好地理解本公开，其中：
图1是根据一些实施例的包括示例性开式转子的飞行器的图示；
图2是图1所示的示例性开式转子的侧视图；
图3是图1所示的开式转子的示意性前正视图；
图4是图1所示的开式转子的示意性侧正视图；
图5是沿着图3的横截面平面5-5截取的示意性截面图；
图6是根据一些实施例的叶片的示例性中跨翼型区段的中线形状的曲线图；
图7是根据一些实施例的作为叶片的示例性中跨翼型区段的弦长的分数的函数的中线角的曲线图；
图8是代表性的现有技术翼型区段的气动载荷与弦的曲线图；
图9是根据一些实施例的翼型区段的气动载荷与弦的曲线图；
图10示出了根据一些实施例的具有旋转轴线、前叶片组件和后叶片组件、前外壳和后外壳、发动机入口和发动机出口的示例性无管道式推进系统的正视横截面图；
图11是根据一些实施例的附接到飞行器的机翼的示例性燃气涡轮发动机的示意性立体图；和
图12是根据一些实施例的叶片的示意性侧正视图。
附图中的元件是为了简单和清楚而示出的，并且不一定按比例绘制。例如，附图中一些元件的尺寸和/或相对定位可能相对于其他元件被夸大以帮助改善对本公开的各种实施例的理解。此外，在商业上可行的实施例中有用或必需的常见但易于理解的元件通常未被描绘，以便于减少对本公开的这些不同实施例的视图的阻碍。此外，附图省略了系统中不需要完全理解系统的某些方面的某些细节。某些动作和/或步骤可以以特定的发生顺序来描述或描绘，而本领域技术人员将理解的是，实际上不需要关于顺序的这种特异性。本文使用的术语和表述如上所述具有与本技术领域技术人员所赋予的这些术语和表述一致的普通技术含义，除非本文以其它方式另有不同的具体含义。
具体实施方式
本公开的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，或者可以通过本公开的实践而获知。
现在将详细参考本文公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似的部分。
此处和整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，这样的范围被识别并且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另有说明。例如，本文公开的所有范围均包括端点，并且端点可以彼此独立组合。
处于高亚音速飞行速度的开式转子具有跨音速叶片翼型件，其中流的超音速压缩和膨胀导致强压力脉冲从转子叶片向外传播并且冲击飞行器机身，产生振动和机舱噪音。由于机舱噪音是商用飞行器推进系统未来接受开式转子发动机架构的障碍，因此最好在不影响良好的气动性能的情况下将机舱噪音降至最低。
提供跨音速转子叶片翼型件设计，以使机舱声学的螺旋桨源噪音最小，同时保持良好的高速气动性能。在一些实施例中，竞争性设计目标通过气动坚固性、叶片数、后掠角、尖端二面角(tip dihedral)、前缘厚度和弦向吸力侧压力分布的组合得到满足，所有这些都具有接近最佳翼向方向的气动载荷分布。在一些实施例中，所描述的转子叶片能够在高速巡航条件和更高的气动坚固性下实现高效率和低源噪音的开放式转子，用于改进的起飞空气动力学和声学。在一些实施例中，后缘附近的压缩/冲击位置更可预测并且对气动变化更不敏感。在一些实施例中，叶片吸力表面上的延迟减速/扩散通过延长层流边界层来增加气动效率。在一些实施例中，本文所述的转子叶片设计有助于开式转子竞争优势。
一些传统的叶片设计使用翼型件弦向载荷分布，在气动设计条件下最大载荷在中弦前方，并且通常使用较低的叶片坚固性(较低的弦与圆周间距之比)和较高的叶片纵横比，以及较小的掠角和尖端二面角。在一些实施例中，本文所述的叶片设计结合了特征的组合，以相对于传统的开式转子叶片实现降噪和良好的气动性能。
参考附图，其中在各个视图中相同的附图标记表示相同的元件。图1示意性地示出了包括一对机翼12和14的示例性飞行器10。每个机翼12和14通过吊架18支撑推进装置16。替代地，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，更详细地示出了推进装置16之一。推进装置16包括原动机20(示意性示出)，原动机20封装在机舱22中并且以驱动关系与开式转子24联接，开式转子24被安装用于围绕中心线轴线26旋转。
注意，如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均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”是指与轴向方向和径向方向相互垂直的方向。如本文所用，术语“前”或“前面”是指在穿过或围绕部件的空气流中相对上游的位置，并且术语“后”或“后面”是指在穿过或围绕部件的空气流中相对下游的位置。该流的方向在图1和2中由箭头“F”表示。这些方向术语仅用于描述的方便，并不要求所描述的结构具有特定的取向。
原动机20可以是任何可操作以在预期的机械和气动载荷下以所需速度旋转开式转子24的装置。原动机的非限制性示例包括热发动机、电动机(例如电动、液压或气动的)或其组合(例如电动混合动力传动系统)。在一个示例中，原动机20可以是具有核心的燃气涡轮发动机，核心包括压缩机、燃烧器和一个或多个涡轮。开式转子24可由原动机20直接驱动，或通过中间齿轮系驱动。
在所示示例中，开式转子24是单级开式转子，包括单叶片排28，单叶片排28包括可旋转的盘或轮毂30，具有从其延伸的转子叶片32的环形阵列。可以使用本文描述的叶片设计的开式转子的其他示例如图10和图11所示。
参考图3-5，每个叶片32从轮毂30处的根部34延伸到尖端36并且包括通常凹入的压力侧38，其在前缘42和后缘44处接合到通常凸起的吸力侧40。叶片32可以表示为沿着翼展方向堆叠线穿过点45排列的单独翼型区段的阵列或“堆”。翼展方向堆叠线通常垂直于中线48。图5示出了图3中的横截面平面5-5处的一个这样的翼型区段。如本文所用，翼型区段也可以定义为如本领域中发现的另一个表面定义(例如，围绕中心线轴线26的旋转表面)与叶片32的交点。这种旋转表面的示例是圆柱体和代表恒定质量流边界的流表面。
对于叶片32的每个单独翼型区段，称为“弦线”46的假想直线连接前缘42和后缘44。同样对于叶片32的每个单独翼型区段，称为“平均弧线”或“中线”48的曲线表示位于压力侧38和吸力侧40中间的点的轨迹。通常，叶片32将包含“扭曲”，即其中堆叠的翼型区段围绕翼展方向堆叠线穿过点45相对于彼此旋转的特征。虽然未在所示示例中示出，但应当理解，叶片32可以包含“倾斜度”或“二面角”，即其中堆叠的翼型区段相对于彼此横向偏移的特征，和/或包含“掠角”，即其中堆叠的翼型区段在弦向方向上偏移的特征。
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，例如环氧基质中的碳增强纤维，具有或不具有金属屏蔽。
在操作中，轮毂30围绕中心线轴线26旋转，并且叶片32扫过垂直于中心线轴线26的叶片平面50。叶片32的翼型区段各自以桨距角θ设置，取决于半径(叶片32可以包含扭曲)并在叶片的弦线46和叶片平面50之间测量。相对小的桨距角θ通常称为“平”或“细”或“低”桨距，并且相对大的桨距角θ通常称为“陡”或“粗”或“高”桨距。应当理解，一般而言，用于有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的翼型区段桨距角θ不能改变。替代地，叶片32可以具有“可变桨距”构造，其中叶片32的翼型区段桨距角θ可在飞行中均匀变化(即，所有翼型区段的桨距角变化相同)。可变桨距开式转子可用于在高速和低速下都有效地提供推力。一个或多个桨距变化致动器(未示出)可用于实现桨距变化。
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的长度的弦(或弦尺寸)“C”。如图所示，弦尺寸在翼展S上可以是恒定的，或者它可以在翼展S上变化。
翼向位置可以基于其在翼展的根部和尖端之间的相对位置来描述，该相对位置表示为百分比。例如，位于从根部到尖端距离的30％处的翼向位置可以描述为30％翼向位置。如本文所用，“x％翼向位置”是指位置沿着翼展从根部向尖端的距离。根部位于0％翼向位置，尖端位于100％翼向位置。翼展方向范围的一个或多个区段可以描述为总翼展的百分比。例如，在根部和尖端之间某处翼展方向长度等于整个翼展方向范围的30％的区段可以描述为翼展的30％。如本文所用，“翼展的x％”是指相对于整个翼展方向范围的一个或多个区段的翼展方向长度。
类似地，可以基于其在前缘和后缘之间的相对位置以百分比来描述弦向位置。例如，从前缘到后缘30％的弦向位置可以描述为30％弦向位置。如本文所用，“x％弦向位置”是指沿着弦的位置从前缘向后缘的距离。弦向方向范围的一个或多个区段可以描述为总弦长的百分比。例如，在前缘和后缘之间某处弦向方向长度等于弦范围的30％的区段可以描述为弦的30％。如本文所用，“弦的x％”是指相对于整个弦向方向范围的一个或多个区段的弦向方向长度。
在操作中，叶片32以不同的轴速度或转子速度(表示为RPM或角速度)旋转，取决于飞行阶段。叶片32上任何给定点的切向速度，即其在切向方向上的线速度，可以计算为距中心线轴线26的该点的半径乘以角速度，如箭头52所示。
应当理解，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出现在尖端36处。尖端36处的切向速度通常称为“尖端速度”，如箭头54所示。
在飞行中，叶片32经历“叶片相对速度”或“相对马赫数”，如箭头56所示。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，并忽略次要因素，尖端处的叶片相对速度是尖端速度和飞行速度的矢量和。叶片相对速度近似等于平行于叶片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，例如叶片翼展的外部1/2至1/3，将经历超过当地音速的叶片相对速度。对于具有亚音速(马赫数小于1.0)和超音速(马赫数大于1.0)叶片相对速度的大量区域的叶片周围的流，流场和叶片操作状态称为跨音速，并且对于叶片周围的大部分超音速流，流场和叶片操作状态称为超音速。
在存在接近前缘的超音速相对流的情况下，叶片的翼型区段上游的弓形激波的存在和强度取决于垂直于前缘42的叶片相对速度的分量，该分量通常沿着边缘在翼展方向上变化。图12中的箭头58示出了该分量。前缘42包括掠角，其降低了垂直于前缘42的叶片相对速度分量(也称为“边缘法向速度分量”)并降低了弓形激波强度。当边缘法向速度分量是局部亚音速时，没有相关的弓形激波。
参考图5和12，可以理解如本文所用的前缘掠角的定义。参考线60在远离中心线轴线26的纯径向方向上延伸并穿过前缘42上的局部点“A”。局部前缘掠角λ与穿过点A的径向线和在A点处相切的前缘切线63的投影之间的弧相对。该投影在包含叶片弦线和与它相交于A点的径向线的平面上。
掠角λ通常被定义为对于后掠角为正，如图3中所描绘的。
叶片32的外部分62内的前缘42包括前掠或后掠(后掠被示出)。将内部分64与外部分62分开的线将根据在某些特定操作条件(转速、高度和飞行马赫数)下叶片相对流速预计在转子上游变为超音速的位置来设置。
为了描述的目的，将参考叶片32的标记为rtip的“尖端半径”。尖端半径rtip是在前缘42处从中心线轴线26到叶片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rtip的100％，并且中心线轴线26处的点将被称为尖端半径rtip的0％。在一个示例中，外部分62和内部分64之间的分界可以位于尖端半径rtip的大约65％处。在所示示例中，轮毂30的外半径为尖端半径rtip的大约30％，因此在尖端半径rtip的65％处的分界将对应于翼展的大约50％翼向位置。
出于空气动力学或其他原因，给定叶片32的前缘42可以在不同部分包括前掠和后掠两者。在所示示例中，叶片32的前缘42的内部分64包括前掠。例如，内部分64中的前掠可以防止叶片32的质心太靠后，这可能会对轮毂30施加过大的机械载荷。
参考图5，叶片32的翼型区段具有中线角59，其是指中线48的切线与中心线轴线26之间的角度。中线角59可以在沿着中线48的任何位置处测量。中线角59的值是中线48的曲率和叶片32的桨距角θ的函数。因此，中线角59的绝对值将随着叶片32的桨距角θ的变化而变化。然而，应当理解，总体中线形状特征是不变的并且仅取决于叶片32的曲率。
叶片32具有厚度61，其是在压力侧38和吸力侧40之间垂直于中线48测量的距离，该距离可以在沿着中线48的任何位置处测量。根据常规实践，厚度比率计算为厚度除以弦长的绝对值，以百分比表示。
中线角59或厚度61沿着中线48的位置可以使用弦分数来描述，其值可以表示为百分比。如本文所用，弦分数是指从前缘42到感兴趣点的位置的弦向距离除以弦C。因此，例如，前缘42位于弦的0％弦向位置处，并且后缘44位于弦的100％弦向位置处。
后缘44处的中线角称为“叶片出口角”65。这可以等于也可以不等于气流与后缘44处的中心线轴线26方向之间的角度。前缘42处的中线角称为“叶片入口角”66。这可以等于也可以不等于气流与前缘42处的中心线轴线26方向之间的角度。
称为“总转向”的参数被定义为叶片出口角65和叶片入口角66之间的差值的绝对值。
叶片32的翼型区段的最大厚度由可内切在压力侧38和吸力侧40之间的最大圆67的直径表示。
如本文所用，弯度被定义为沿着中线48的任意两点之间的中线角59的变化。中线48的曲率计算为中线角59相对于沿着中线48的弧长的导数或变化率。
在一些实施例中，对于叶片的翼展的至少30％，翼型区段的中线被成形为使得在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，对于翼型区段的弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，吸力侧的最大和最小理想马赫数将位于0.08范围内。在一些实施例中，对于叶片的翼展的至少50％，翼型区段的中线被成形为使得在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，对于翼型区段的弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，吸力侧的最大和最小理想马赫数将位于0.08范围内。在一些实施例中，对于叶片的翼展的至少70％，翼型区段的中线被成形为使得在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，对于翼型区段的弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，吸力侧的最大和最小理想马赫数将位于0.08范围内。在一些实施例中，对于叶片的翼展的至少90％，翼型区段的中线被成形为使得在存在跨音速或超音速相对速度条件的情况下，对于翼型区段的弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，吸力侧的最大和最小理想马赫数将位于0.08范围内。
在一些实施例中，对于叶片的翼展的30％和90％之间，翼型区段的厚度的最大值出现在弦的约0％弦向位置到约35％弦向位置之间的位置处。在一些实施例中，对于叶片的翼展的30％和90％之间，翼型区段在弦的约2％弦向位置和7％弦向位置之间具有最大厚度。在一些实施例中，对于叶片的翼展的30％和90％之间，前缘具有大于弦的0.45％的厚度，在0.5％弦向位置处测量。
在一些实施例中，叶片的外翼展的前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后掠，其中选择预定扫掠轮廓，从而在叶片附近存在跨音速或超音速相对速度的情况下，在叶片的尖端半径处产生垂直于前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.75或更小，并且在尖端半径的65％处产生垂直于前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.87或更小。
如本文所用，Cu是指周向平均切向速度。将Cu乘以气流半径R得到属性RCu。给定半径R处的叶片或轮叶载荷现在定义为跨叶片排(以恒定半径或沿着流管)的Rcu的变化，这里称为ΔRCu并且是所述叶片排的基本比扭矩(specific torque)的量度。
在一些实施例中，在跨音速或超音速相对速度条件下，叶片具有翼向ΔRCu分布，使得在叶片根部和叶片的30％翼展之间的任何位置处，ΔRCu的值大于或等于峰值ΔRCu的70％。在一些实施例中，在跨音速或超音速相对速度条件下，叶片具有ΔRCu分布，使得在叶片根部和叶片的30％翼向位置之间的任何位置处，ΔRCu的值大于或等于峰值ΔRCu的80％。
在一些实施例中，叶片的尖端区段具有吸力侧二面角，使得尖端区段前缘在垂直于叶片区段弦线的方向上在尖端半径的85％的半径处移位10％或更多的周向叶片尖端间距的量。
叶片坚固性是叶片弦(由其长度表示)与叶片在距轴向中心线轴线的给定半径或直径处的周向间距的比率。换句话说，叶片周向间距是给定半径处的周向长度除以整个风扇叶片排中的叶片数。风扇叶片纵横比是叶片的翼型部分的径向高度或翼展除以平均弦长，并且可以通过翼展的平方除以叶片平台面积来计算。在一些实施例中，叶片排气动坚固性在0％翼向位置处在1.0和3.6之间，并且在100％翼展处在0.0和0.8之间。
图6描绘了根据一些实施例的叶片的中跨翼型区段的中线48的形状。在图6中，纵轴表示从弦线46到中线48的距离，垂直于弦线46测量，表示为弦的分数。该值可称为“弯度升量”，其在前缘和后缘处为零。注意，图6中的纵轴的刻度与横轴的刻度不同。
在所示示例中，弯度升量的最大值的位置位于翼型区段的前半部内，即，50％弦位置的前方(由竖直虚线指示)。具体地，弯度升量的最大值位于40％-50％弦向位置之间。
图7描绘了示例性叶片的中跨翼型区段的中线48的角度分布。在图7中，纵轴表示区段的中线角59减去桨距角θ的补数。示出了中跨区段的中线角度，它将弯度量化为三个区域。弯度对应于每个区域中的中线角的变化Δζn。区域的相对曲率参数由Δζn/Δζtot/Δ(x/c)n定义，其中ζ对应于中线曲线的斜率的反正切(arctangent)，下标n表示区域，Δζtot对应于中线角的总变化(对于特定叶片区段，前缘和后缘中线角之间的差)，x/c是由弦归一化的弦向位置。在图7所示的示例中，第一区域(Δ(x/c)1)的相对曲率参数Δζ1较高，为1.99，第二区域(Δ(x/c)2)的相对曲率参数Δζ2较低，为0.59，第三区域(Δ(x/c)2)的相对曲率参数Δζ3在中间，为1.39。
在一些实施例中，第一区域至少包含x/c＝0.0至0.10，并且第三区域至少包含x/c＝0.85至1。在一些实施例中，第一区域对应于x/c＝0.0至0.15，第二区域对应于x/c＝0.15至0.75，第三区域对应于x/c＝0.75至1.0。在一些实施例中，对于叶片的翼展的30％，翼型区段的中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2。在一些实施例中，对于叶片的翼展的50％，翼型区段的中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2。在一些实施例中，对于叶片的翼展的70％，翼型区段的中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2。
在一些实施例中，本文描述的叶片设计可以通过用原动机20为开式转子24提供动力来推动飞行器10在大气中飞行而使用，使得在其外部分内的前缘42处的相对速度是跨音速或超音速的。例如，这些条件可以在约0.7马赫至约0.86马赫之间的飞行速度下出现。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。
通常，如本文所用的术语“推进飞行器”是指通过原动机20的操作可实现的近似稳态、可持续的状态，例如起飞、爬升、下降和/或巡航飞行，而不是以瞬时效应为特征或主导的状态，例如在快速下降或俯冲中达到的状态。在一些实施例中，本文所述的叶片是指定巡航飞行马赫数为0.74或以上的的飞行器的一部分。
与现有技术设计相比，可以应用上述中线成形特征的组合，以便增加翼型区段上沿着弦向方向的气动载荷的均匀性。图8是示出了在其气动设计点(ADP)处的现有技术开式转子翼型区段上的气动载荷的曲线图。可以看出，气动载荷在弦向方向上是不均匀的，其中峰值吸力侧(SS)理想马赫数出现在弦的前半部。理想马赫数代表静压，使用理想气体的等熵稳流关系计算得出。
相反，图9是示出了在根据本文描述的原理设计的其ADP处的翼型区段(诸如图5中所见的翼型区段)上的气动载荷的曲线图。可以看出，吸力侧(SS)理想马赫数在大部分弦上通常是均匀的(即平坦的水平线)，而压力侧(PS)理想马赫数朝向后缘(TE)具有最小值。更具体地，在一个示例中，中线成形可以使得在预定的跨音速或超音速相对速度条件下，对于弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，叶片吸力侧最大和最小理想马赫数位于0.08范围内。(换句话说，在弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间，对于该弦范围的至少75％，最大理想马赫数比最小理想马赫数大不超过0.08)。这种近乎均匀的静压可以在各个翼型区段中是期望的，通常在翼展的外1/3中是期望的。考虑更靠内的区段(半径更小)，0.08马赫数范围可以延伸到弦的较小部分，例如从弦的25％弦向位置至75％弦向位置，或者从弦的25％弦向位置到70％弦向位置。
这种近乎均匀的ADP弦向SS压力分布具有许多好处。首先，它将减少累积的超音速压缩并且将末端激波移动到后缘44附近。与上游位置相比，将末端激波故意放置在后缘附近更可预测并且对微小的气动变化更不敏感，并且减少远离叶片和超出叶片尖端半径的叶片产生激波的强度。较弱的远场压力波在撞击飞行器机舱时会产生较少的内部噪音。
吸力侧上近乎均匀的压力延迟了流动减速，这通过延迟层流到湍流边界层向翼型件上更靠后的区域的转变来增加气动效率。
最后，它具有在较低转速下降低叶片远场压力波强度的潜力。
在一些实施例中，本文所述的转子叶片包括更高的坚固性(更长的弦)以减少叶片气动载荷，并且弦向SS压力分布名义上是平坦的，其中末端压缩实际可实现地尽可能靠后。在一些实施例中，本文描述的转子叶片使SS马赫数(最大化SS压力)和超音速压缩的总强度最小。在一些实施例中，转子叶片包括后掠，以通过将压力波散布在更大的轴向距离上来使压力波去相并且分散向外传播的压力波。后掠也倾向于气动地扫过尖端区域末端激波并减少其损失，并且它允许使用相对较厚的前缘而不会招致气动损失，即使当叶片相对进入流是超音速时也是如此。在一些实施例中，转子叶片包括进一步使传播的压力波去相的尖端SS二面角。在一些实施例中，通过将末端激波尽可能远地靠后定位，靠近TE，同时加速或再加速末端激波上游的叶片的后部分或后半部上的SS流，实现增加的声学益处。这通过相消干涉降低了传播的压力脉冲的幅度。
上述转子叶片设计原理可应用于各种构造的开式转子。例如，图1示出了示例性无管道式推进系统100的正视横截面图。从图1中看出，无管道式推进系统100采用开式转子推进系统的形式，并且具有描绘为螺旋桨组件的旋转元件138，其包括固定到前外壳106并构造成围绕无管道式推进系统100的旋转轴线120旋转的叶片102的阵列。无管道式推进系统100在示例性实施例中还包括非旋转固定元件142，其包括围绕旋转轴线120设置的叶片104的阵列，也称为轮叶。这些叶片可以被布置成使得它们与螺旋桨不完全等距。这些叶片安装在固定框架上，并且不相对于中心旋转轴线120旋转。非旋转固定元件142包括固定后外壳126。前外壳106和后外壳126具有三维外表面。为了解释本文公开的表面成形指导，沿着对应于外表面与包括旋转轴线的平面相交的流动路径曲线定义参数。因此，流动路径曲线105对应于前外壳106与包括旋转轴线的z-r平面的交点。类似地，流动路径曲线125对应于后外壳126与包括旋转轴线的z-r平面的交点。为了参考的目的，图1还描绘了用箭头118表示的向前方向。
半径rh113、rm117、rb111、轴向距离zb115也如图1所示。环形面积可以使用rt101、从旋转轴线120到前叶片组件中的叶片102的尖端的径向距离以及同一轴向位置处的风扇流管的最小半径来计算。
如图1所示，示例性无管道式推进系统100还包括驱动机构128，其通过传动装置(未示出)向旋转元件138提供扭矩和动力。在各种实施例中，驱动机构128，也称为发动机，可以是燃气涡轮发动机、电动机、内燃机或任何其他合适的扭矩和动力源，并且可以位于旋转元件138附近，或者可以通过适当构造的传动装置远程定位。传动装置将动力和扭矩从驱动机构128传递到旋转元件138并且可以包括一个或多个轴、齿轮箱或其他机械或流体驱动系统。在图10中，驱动机构128示意性地描绘为包括气体发生器130和动力涡轮132。在US20210108597中示出和描述了包括气体发生器(例如，压缩机、燃烧器和高速涡轮)和燃气涡轮发动机的动力涡轮的涡轮机的示例，出于所有目的，其通过引用整体并入本文。图10中所示构造的替代构造在US10704410、US5190441、US9340277和US10358926中有所描述，出于所有目的，它们各自通过引用整体并入本文。
旋转元件138的叶片102的尺寸、形状和构造被设计成当旋转元件138围绕旋转轴线120在给定方向上旋转时，通过在如图10所示的方向144上移动诸如空气的工作流体来产生推力。如此，叶片102在流体沿方向144行进时赋予流体一定程度的涡流。固定元件的叶片104的尺寸、形状和构造被设计成减小流体的涡流幅度，从而增加动能，该动能对于输入到旋转元件的给定轴功率产生推力。每个旋转叶片102具有叶片根部122和叶片尖端124。每个固定叶片104具有叶片根部136和叶片尖端134。对于旋转叶片102和固定叶片104，翼展被定义为根部和尖端之间的距离。固定叶片104可以具有比旋转叶片102更短的翼展，例如叶片102的翼展的50％，或者可根据需要具有更长的翼展或与叶片102相同的翼展。在图10中，固定叶片104被示出为在它们各自的叶片根部136处固定到外壳126。在一些实施例中，一些或所有固定叶片104可以固定到飞行器结构，例如机翼、吊架或机身，或与之集成。固定元件的叶片104的数量可以少于或多于或等于旋转元件的叶片102的数量并且通常大于两个或大于四个。在一些实施例中，旋转叶片102的数量与固定叶片104的数量之比在2:5和2:1之间。在一些实施例中，旋转叶片102的数量与固定叶片104的数量之间的差在2和-2之间。叶片102的翼展被定义为叶片根部122和叶片尖端124之间的距离。在一个实施例中，叶片102在翼展中部(即，从叶片根部到叶片尖端的叶片高度的50％)附近具有最大轴向距离/宽度140。在一个实施例中，叶片102固定到前外壳106或旋转器上，使得当定向或构造用于巡航操作时，叶片根部122的最前点靠近具有第二半径的局部最小值，并且使得最大宽度140的0％到40％位于叶片根部122的最前点的前方。在另一个实施例中，最大宽度140的20％到40％位于叶片根部122的最前点的前方。
固定元件142的叶片104可以气动地定位在旋转叶片102的上游，以用作反涡流轮叶，即，赋予与旋转元件138的旋转方向相反的切向速度。替代地，并且如图10所示，固定叶片104可以气动地定位在旋转叶片102的下游，以用作去涡流轮叶，即赋予与旋转元件138的切向速度相反的切向速度变化。残留在无管道式推进系统100下游的气流中的任何涡流等同于产生动能的推力的损失。
可能期望，旋转叶片102的组合和固定叶片104的组合中的任一个或两者包含桨距改变机构，使得叶片可以相对于桨距旋转轴线彼此独立地或结合地旋转。这种桨距变化可用于在各种操作条件下改变推力和/或涡流效果，包括提供推力反向特征，其可在某些操作条件下(例如飞行器着陆时)有用。
入口127轴向位于叶片104和叶片102之间。替代地，入口127可以位于别处，例如，在叶片102的前方。由旋转叶片102加速并绕过入口127的空气的质量与由旋转叶片加速并且经由入口127进入发动机核心(未示出)的空气的质量的比率被称为旁通比。在一些实施例中，叶片的扫掠面积(计算为πx[(叶片尖端半径)2–(叶片根部半径)2)与入口的横截面面积(在z-r平面中测量的)的比率大于20:1或大于30:1，且小于80:1。
应当理解，图10中描绘的示例性无管道式推进系统100仅作为示例。在其他示例性实施例中，它可以具有其他合适的构造。例如，替代如图所示的前旋转叶片组件和后固定叶片组件，两个叶片组件可以相对于彼此反向旋转。作为另一个示例，前叶片组件可以是固定的，而后叶片组件可以是旋转的。作为另一个示例，无管道式推进系统可以仅由旋转叶片组件组成，即螺旋桨。
图11是根据本公开的一些方面的附接到飞行器的机翼的示例性燃气涡轮发动机的立体图。图11描绘了无管道式推进系统100经由挂架220安装到机翼218以便于安装到机身结构或机身结构的容纳部。此外，每个叶片可以不是彼此等距间隔开和/或在同一轴向(z)位置处。这些是外壳126可能不是轴对称的示例。
无管道式推进系统100包括基本上容纳在前外壳106或旋转器和后外壳126内的涡轮机。在一些构造中，前外壳106和后外壳126分别包括与旋转叶片102和叶片104相关联的旋转轮毂。在其他构造中，前外壳106和后外壳126中的一个整体旋转，或包括旋转结构，例如旋转轮毂，而另一个是与相应的旋转和固定叶片相关联的固定外壳。在一些实施例中，前外壳106可以被认为是旋转器，而后外壳126可以被认为是机舱。后外壳126可以容纳涡轮机的压缩机、燃烧器和涡轮，随后是发动机出口121。
在如图11所示的说明性非限制性示例中，无管道式推进系统100包括旋转组件(或转子)，其包括前外壳106和与前外壳106相关联的叶片102的翼型组件(也可称为风扇、转子或螺旋桨)。在该示例中，前外壳106是围绕旋转轴线120旋转的旋转器。在其他构造中，前外壳可以不旋转，如当系统由固定的前叶片组件和旋转的后叶片组件组成时。无管道式推进系统100还包括固定组件，该固定组件可以包括发动机入口127和与后外壳126相关联的叶片104的翼型固定组件。在这种构造中，外壳126围绕旋转轴线120是不旋转的，如叶片104一样，尽管叶片可以独立地铰接以例如经由容纳在外壳126内的机构改变桨距角、倾斜角或掠角。叶片104的固定组件的至少一个功能是从离开转子的空气流中去除涡流。
后外壳126在轴向方向上从发动机入口127延伸到发动机出口121。后外壳126容纳内部机械，该内部机械产生用于叶片102的组件的扭矩，并且限定了表面，该表面被成形成为穿过叶片102和104并向下游行进的空气提供气动效率(减少阻力)。从发动机出口121排出的气流产生一些推动和/或推进飞行器向前的推力。无管道式推进系统100的发动机产生的大部分推力来自通过外壳126的加速空气，或通过叶片104并绕过入口127的空气。在一些实施例中，发动机可以另外包括第三流(第一流和第二流是由压缩机、燃烧器和涡轮限定的旁通和涡轮机核心气流)。
为了在图11中简单示出，前外壳106被示出为连续的旋转器。然而，每个外壳可以由具有各种机械部件的分离部分组成，以允许叶片102的前组件和/或叶片104的后组件的可变桨距角。每个外壳的这种专用部分的轴向范围可以与叶片102的组件和/或叶片104的组件的对应轴向范围大致相同，或者外壳的轴向范围可以比叶片的翼展或叶片组件的相应轴向范围更短或更长(在轴向范围内)。图11中的点划线表示叶片102的旋转轴线120。虚线105和125分别表示对应于外壳106和126与包括旋转轴线120的平面的交点的流动路径曲线。在前外壳106和相关联的叶片102的前组件围绕旋转轴线120旋转的示例性示例中，流动路径曲线的形状可以由有效半径与平行于旋转轴线120的轴向距离的关系来定义。然而，在后外壳126和相关联的叶片104的后组件不围绕旋转轴线120旋转的示例中，半径与轴向位置的流动路径曲线形状取决于z-r平面围绕旋转轴线的取向，即，对于与后外壳126相交的平面的不同位置，曲线可以具有不同的形状。
前面已经描述了用于开式转子的翼型件和开式转子设备。本说明书(包括任何随附的权利要求书、摘要和附图)中公开的所有特征，和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤，可以以任何组合方式组合，除非组合中至少有一些这样的特征和/或步骤是互斥的。
一种用于开式转子的叶片，包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘处相交，其中在每个翼向位置处，翼型区段的弦被定义为所述前缘和所述后缘之间的直线距离，中线被定义在所述压力侧和所述吸力侧的中间；并且其中对于所述叶片的翼展的至少30％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得在存在跨音速或超音速相对速度条件下，对于所述翼型区段的所述弦的25％弦向位置和80％弦向位置之间的区域的75％或更多，所述吸力侧的最大和最小理想马赫数将位于0.08范围内。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述翼型区段的厚度被定义为垂直于所述压力侧和所述吸力侧之间的所述中线测量的距离，并且其中对于所述叶片的所述翼展的30％和90％之间，所述翼型区段的所述厚度的最大值出现在所述弦的约0％弦向位置至约35％弦向位置之间的位置处。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的最大厚度为所述弦的约2％至约7％。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片是指定巡航飞行马赫数为0.74或以上的飞行器的一部分。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后掠，其中选择所述预定扫掠轮廓，从而在所述叶片附近存在跨音速或超音速相对速度的情况下，在所述叶片的尖端半径处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.75或更小，并且在所述尖端半径的65％处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.87或更小。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中在跨音速或超音速相对速度条件下，所述叶片具有翼向ΔRCu分布，使得在叶片根部和所述叶片的30％翼向位置之间的任何位置处，ΔRCu的值大于或等于峰值ΔRCu的70％。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的尖端区段具有吸力侧二面角，使得尖端区段前缘在垂直于叶片区段弦线的方向上在尖端半径的85％的半径处移位10％或更多的周向叶片尖端间距的量。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的排气动坚固性在0％翼向位置处在1.0和3.6之间，并且在100％翼向位置处在0.0和0.8之间。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的30％和90％之间，所述前缘具有大于所述弦的0.45％的厚度，在0.5％弦向位置处测量。
一种用于开式转子的叶片，包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘处相交，其中在每个翼向位置处，翼型区段的弦被定义为所述前缘和所述后缘之间的直线距离，中线被定义在所述压力侧和所述吸力侧的中间；并且其中对于所述叶片的翼展的至少30％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2，其中区域的所述相对曲率参数由Δζn/Δζtot/Δ(x/c)n定义，其中ζ对应于中线曲线的斜率的反正切，下标n表示所述区域，x/c是由所述弦归一化的弦向位置；并且其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的最大厚度为所述弦的约2％至约7％。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述翼型区段的厚度被定义为垂直于所述压力侧和所述吸力侧之间的所述中线测量的距离，并且其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的所述厚度的最大值出现在所述弦的约0％弦向位置至约35％弦向位置之间的位置处。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的尖端区段具有吸力侧二面角，使得尖端区段前缘在垂直于叶片区段弦线的方向上在尖端半径的85％的半径处移位10％或更多的周向叶片尖端间距的量。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的排气动坚固性在0％翼向位置处在1.0和3.6之间，并且在100％翼向位置处在0.0和0.8之间。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的30％和90％之间，所述前缘具有大于所述弦的0.45％的厚度，在0.5％弦向位置处测量。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的50％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得所述相对曲率参数在所述第一区域中大于1.75，在所述第二区域中小于0.75，并且在所述第三区域中大于1.2。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述第一区域至少包括x/c＝0.0至0.10，并且所述第三区域至少包括x/c＝0.85至1.0。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述第一区域对应于x/c＝0.0至0.15，所述第二区域对应于x/c＝0.15至0.75，并且所述第三区域对应于x/c＝0.75至1.0。
一种用于开式转子的叶片，包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘处相交，其中在每个翼向位置处，翼型区段的弦被定义为所述前缘和所述后缘之间的直线距离，中线被定义在所述压力侧和所述吸力侧的中间；并且其中对于所述叶片的翼展的至少30％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2，其中区域的所述相对曲率参数由Δζn/Δζtot/Δ(x/c)n定义，其中ζ对应于中线曲线的斜率的反正切，下标n表示所述区域，x/c是由所述弦归一化的弦向位置；并且其中所述第一区域至少包括x/c＝0.0至0.10，并且所述第三区域至少包括x/c＝0.85至1.0。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述翼型区段的厚度被定义为垂直于所述压力侧和所述吸力侧之间的所述中线测量的距离，并且其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的所述厚度的最大值出现在所述弦的约0％弦向位置至约35％弦向位置之间的位置处。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的最大厚度为所述弦的约2％至约7％。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片是指定巡航飞行马赫数为0.74或以上的飞行器的一部分。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后掠，其中选择所述预定扫掠轮廓，从而在所述叶片附近存在跨音速或超音速相对速度的情况下，在所述叶片的尖端半径处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.75或更小，并且在所述尖端半径的65％处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.87或更小。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中在跨音速或超音速相对速度条件下，所述叶片具有ΔRCu分布，使得在叶片根部和所述叶片的30％翼向位置之间的任何位置处，ΔRCu的值大于或等于峰值ΔRCu的70％。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的尖端区段具有吸力侧二面角，使得尖端区段前缘在垂直于叶片区段弦线的方向上在尖端半径的85％的半径处移位10％或更多的周向叶片尖端间距的量。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述叶片的排气动坚固性在0％翼向位置处在1.0和3.6之间，并且在100％翼向位置处在0.0和0.8之间。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的30％和90％之间，所述前缘具有大于所述弦的0.45％的厚度，在0.5％弦向位置处测量。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中对于所述叶片的所述翼展的50％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得所述相对曲率参数在所述第一区域中大于1.75，在所述第二区域中小于0.75，并且在所述第三区域中大于1.2。
根据前述条项中任一项所述的叶片，其中所述第一区域对应于x/c＝0.0至0.15，所述第二区域对应于x/c＝0.15至0.75，并且所述第三区域对应于x/c＝0.75至1.0。
本公开不限于前述实施例的细节。本公开延伸至本说明书(包括任何随附的权利要求书、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或所公开的任何方法或过程的步骤的任何新颖的一个或任何新颖的组合。

Claims (10)

1.一种用于开式转子的叶片，其特征在于，包括：
压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘处相交，其中在每个翼向位置处，翼型区段的弦被定义为所述前缘和所述后缘之间的直线距离，中线被定义在所述压力侧和所述吸力侧的中间；并且
其中对于所述叶片的翼展的至少30％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得相对曲率参数在第一区域中大于1.75，在第二区域中小于0.75，并且在第三区域中大于1.2，其中区域的所述相对曲率参数由Δζn/Δζtot/Δ(x/c)n定义，其中ζ对应于中线曲线的斜率的反正切，Δζtot对应于中线角的总变化，下标n表示所述区域，x/c是由所述弦归一化的弦向位置；并且
其中所述第一区域至少包括x/c＝0.0至0.10，并且所述第三区域至少包括x/c＝0.85至1.0。
2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中所述翼型区段的厚度被定义为垂直于所述压力侧和所述吸力侧之间的所述中线测量的距离，并且其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的所述厚度的最大值出现在所述弦的约0％弦向位置至约35％弦向位置之间的位置处。
3.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中对于所述叶片的所述翼展的30％翼向位置和90％翼向位置之间，所述翼型区段的最大厚度为所述弦的约2％至约7％。
4.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中所述叶片是指定巡航飞行马赫数为0.74或以上的飞行器的一部分。
5.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中所述叶片的所述前缘的大部分具有等于或大于预定扫掠轮廓的后掠，其中选择所述预定扫掠轮廓，从而在所述叶片附近存在跨音速或超音速相对速度的情况下，在所述叶片的尖端半径处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.75或更小，并且在所述尖端半径的65％处产生垂直于所述前缘的叶片相对速度分量，其马赫数为0.87或更小。
6.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中在跨音速或超音速相对速度条件下，所述叶片具有ΔRCu分布，使得在叶片根部和所述叶片的30％翼向位置之间的任何位置处，ΔRCu的值大于或等于峰值ΔRCu的70％。
7.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中所述叶片的尖端区段具有吸力侧二面角，使得尖端区段前缘在垂直于叶片区段弦线的方向上在尖端半径的85％的半径处移位10％或更多的周向叶片尖端间距的量。
8.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中所述叶片的排气动坚固性在0％翼向位置处在1.0和3.6之间，并且在100％翼向位置处在0.0和0.8之间。
9.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中对于所述叶片的所述翼展的30％和90％之间，所述前缘具有大于所述弦的0.45％的厚度，在0.5％弦向位置处测量。
10.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，其中对于所述叶片的所述翼展的50％，所述翼型区段的所述中线被成形为使得所述相对曲率参数在所述第一区域中大于1.75，在所述第二区域中小于0.75，并且在所述第三区域中大于1.2。
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