CN117715824A - 用于飞行器的推进装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空推进装置，其包括中心发动机(3)、上游系列和下游系列的叶片(9、6)、这些系列中的至少一者的适于由涡轮围绕中心纵向轴线(X)旋转驱动的叶片(90、60)，以及围封所述中心发动机的短舱(5)。所述两个系列的叶片中的至少一些是可变俯仰叶片。所述第一系列的叶片(9)的叶片(90)中的至少一个带有具有锯齿(93)的后边缘，和/或所述第二系列的叶片(6)的叶片(60)中的至少一个带有具有锯齿(63)的前边缘。

Description

用于飞行器的推进装置

技术领域

本发明涉及一种航空推进装置，特定来说用于飞机的航空推进装置，气流可沿着所述航空推进装置从上游循环到下游，所述推进装置具有中心纵向轴线(X)，且包括：

-第一系列的叶片，

-第二系列的叶片，其定位于所述第一系列的叶片的下游，所述第一系列的叶片和第二系列的叶片各自界定无导管(unducted)叶片组合件，所述无导管叶片组合件包含可旋转的至少一个开放转子(也被称为无导管风扇)，

-(至少)一个发动机(其可称为中心发动机)，用于驱动围绕所述第一系列的叶片和第二系列的叶片中的至少一个系列的叶片的中心纵向轴线的旋转，以及

-短舱(nacelle)，其可容纳所述发动机。

因此，表述“无导管”对应于“开放”(如“开放转子”中)以及“无导管”(如“无导管风扇”中)。

下文中，术语叶片和轮叶指定相同事物。

发动机可以是热机，特定来说是涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、低旁通比涡扇发动机、高旁通比涡扇发动机、具有齿轮或具有减速齿轮箱的涡扇发动机、具有对转涡轮的涡轮喷气发动机、电马达、氢气内燃机，或混合发动机：热和/或电和/或氢气。

当然，不排除使用若干个发动机。

用于发动机的能量源包含煤油燃料、航空汽油、柴油、航空生物燃料、电力和氢气。

本发明因此特定来说适用于：

-开放转子型(例如，对转开放转子，Contra-Rotating Open Rotor，CROR)和开放转子-定子型(例如，USF：无导管单个风扇(unducted single fan)或转子，随后是旋流恢复定子)的涡轮机，下文称为形成叶片组合件的系统的“开放转子”或“无导管转子和定子”，

-可以是涡轮螺旋桨发动机，但替代地也可以是具有对转风扇或具有无导管转子和定子对的涡轮喷气机的涡轮机。

已知在航空学中，涡轮机是基于燃气涡轮机的推进装置。

背景技术

特定来说，在燃气涡轮发动机当中，已知其中一些使用了开放转子或无导管转子和定子型的架构。

举例来说，单流涡轮喷气发动机基于燃气涡轮发动机驱动风扇的原理操作，其中风扇定位于发动机的短舱与发动机轮毂之间的径向位置处。

具有开放转子或具有无导管转子和定子的发动机以不同方式操作，其中风扇针对中心发动机的旋转轴径向地位于中心发动机的短舱外部。这允许使用风扇(或螺旋桨)叶片，所述叶片与用于有导管双流涡轮喷气发动机的叶片相比可以更大且能够作用于更大体积的空气。因此，旁通比(bypass ratio，BPR)和推进效率与常规发动机相比可以改进。

在燃气涡轮发动机或多燃气涡轮发动机中，下文详述的发明在此适用，无论所述开放转子或无导管转子和定子布置于燃烧室的上游(“拉动器”配置)还是其下游(“推动器”配置)。

在拉动器配置中，至少第一系列的叶片：

-被驱动围绕中心纵向轴线旋转，且

-如果存在发动机和/或减速齿轮箱的压缩机且如果发动机是燃气涡轮发动机或多燃气涡轮发动机，则位于所述压缩机处。

在推动器配置中，至少第一系列的叶片：

-被驱动围绕中心纵向轴线旋转，且

-如果发动机是燃气涡轮发动机或多燃气涡轮发动机，则位于发动机的涡轮处。

在这两个情况中的每一个中，在一个或多个叶片组合件的系统内，可设想将驱动转子的中心发动机的动力涡轮放置于这些对转叶片组合件的上游或下游或这些对转叶片组合件处或配对的转子叶片组合件/旋流恢复定子处。

在具有与一个或多个转子叶片组合件相对的齿轮系统的中心发动机的情况下，这也适用于减速齿轮箱(例如，差动行星齿轮箱，如EP2521851中公开)的位置。

实际上，在燃气涡轮(或多燃气涡轮)发动机中，特别在CROR的情况下，可高度相关的是在关注的叶片与涡轮(或多个涡轮中的一个)之间插入减速齿轮箱，使得所讨论的上游和/或下游叶片组合件的叶片与涡轮(或多个涡轮中的一个)相比以较低速度旋转。

在与一个或多个转子叶片组合件相对的涡轮螺旋桨发动机(具有行星齿轮)的情况下，这也适用于行星齿轮的位置。

因此，在本领域中，已知一种航空推进装置，气流可沿着所述航空推进装置从上游循环到下游，所述推进装置具有中心纵向轴线(X)，且包括：

-第一系列的叶片，

-第二系列的叶片，其定位于所述第一系列的叶片的下游，

-驱动构件(下文有时称为第一驱动构件)，用于使所述第一系列的叶片和第二系列的叶片当中的至少一个系列的叶片围绕中心纵向轴线旋转，

-短舱，其具有空气动力学外表面，所述第一系列的叶片和第二系列的叶片针对所述中心纵向轴线径向地相对于所述空气动力学外表面突出，所述第一系列的叶片和第二系列的叶片中的每一叶片具有：

--自由端，其与形成接近于所述短舱的叶片根部的连接端相对，

--压力侧(“内弧”)面和吸力侧(“外弧”)面，

--翼弦线C，其位于以中心纵向轴线为中心的经界定半径处，

--在中心纵向轴线和与短舱的外表面齐平的位置之间的半径Ri，此位置位于：

---叶片上，或

---叶片的俯仰臂上，

--在横向于中心轴线的方向上，在中心纵向轴线和在叶片的自由端上距中心纵向轴线X最远的位置之间的半径Re，以及

--在所述横向方向上，在自由端与连接端之间针对中心纵向轴线径向地界定的跨度(距离Re-Ri)，

第一系列的叶片中的至少一些叶片具有可变俯仰(角度)，使得其中的每一个可围绕所述叶片固定到的俯仰臂、围绕穿过叶片的俯仰轴枢转，和/或

第二系列的叶片中的至少一些叶片也具有可变俯仰(角度)，使得其中的每一个可围绕所述叶片固定到的俯仰臂、围绕穿过叶片的俯仰轴枢转。

第一系列的叶片和第二系列的叶片(或第一叶片组合件和第二叶片组合件)因此彼此轴向间隔开。

上文中应理解，航空推进装置是能量生成装置，所述能量生成装置在空中航行的领域中提供可移动主体的移动和/或发动机的操作。-还应注意，当“径向(地)”表达定向(例如两个系列的叶片的那些定向)时，此术语更一般来说涵盖被定向以便与参考轴相交(偏斜)的任何方向，在此情况下所述参考轴是X轴；因此不需要严格的垂直度-。

事实上，已经已知燃气涡轮航空推进装置(其中发动机经常称为“核心发动机”)，其包括用于经由所关注叶片固定到的俯仰臂使所述叶片围绕其俯仰轴旋转的驱动构件。

以在其它应用中已知的方式，这涉及在叶片的基底处连接到叶片的俯仰臂的变距机构(pitch change mechanism，PCM)。

遇到的一个问题仍涉及由推进装置生成的噪声。也可关注机械强度、效率和空气动力学性能，以及下文提到的其它方面。

通过改进效率和/或空气动力学性能，在防止全球变暖方面的影响也是一个目标。

发明内容

本发明旨在以简单、可靠且便宜的方式对这些问题中的一些或全部作出响应。

为此目的，本发明因此涉及根据上文的航空推进装置，其具有第一系列和第二系列的无导管叶片(例如CROR/USF型)且因此特定来说包括：

-所谓的第一系列的叶片，和定位于第一系列的叶片下游的所谓的第二系列的叶片，

-用于使第一系列的叶片和/或第二系列的叶片围绕中心纵向轴线旋转的第一驱动构件，

-用于经由叶片固定到的俯仰臂使所述叶片中的至少一个围绕其俯仰轴旋转的第二驱动构件，使得：

--第一系列的叶片的至少一些叶片具有可变俯仰，和/或

--第二系列的叶片的至少一些叶片具有可变俯仰。

除上述之外，在此航空推进装置中还将提供：

-第一系列的叶片的叶片中的至少一个带有具有锯齿的后边缘(下文有时称为TE(英文缩写)，在法语中称为BF)，和/或

-第二系列的叶片的叶片中的至少一个带有具有锯齿的前边缘(下文有时称为LE(英文缩写)，在法语中称为BA)，所述锯齿具有连续地交替的齿尖端和齿低谷，和/或：

-所述第一系列的叶片和/或所述第二系列的叶片的至少一些所述叶片沿着所述叶片的跨度(L)或针对所述中心纵向轴线(X)径向地各自具有在以下两者之间小于45°的俯仰角变化(Δγ)：

--在所述齿尖端中的一个齿尖端所位于的第一半径处连接所述前边缘和所述后边缘的第一直线，以及

--在邻近于所述尖端中的一个尖端的齿低谷中的一个齿低谷所位于的第二半径处连接前边缘和后边缘的第二直线。

可以排除下限0°且强加0.25°的最小角度Δγ(以绝对值计)，优选地为0.5°。甚至可以给出对两个连续尖端、两个连续低谷之间或连续的尖端与低谷之间的优选变化范围Δγ的偏好，例如0.25°≤Δγ≤25°，且甚至更严格地例如0.5°≤Δγ≤15°(仍以绝对值计)。

对于同样在两个连续齿尖端、两个连续低谷之间或连续的尖端与低谷之间在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)是同样的道理。

角度贝塔1(β1)、贝塔2(β2)和俯仰角(γ)则使得可以特定地通过这些值来更精细地控制流的速度三角形，即随径向位置而变的在LE处的流的入射或在TE处的流的出射角。对于涡轮机叶片，有必要根据径向位置(或跨度)改变这些角度以便随转速和前进速度而变优化其空气动力学操作。当LE和/或TE处存在锯齿时这更加重要。

LE处的锯齿的存在随后更加朝向低谷引导和加速流，所述低谷会暴露于过量的速度和过度入射，且因此存在提升损耗现象。因此重要的是确保彼此邻近的尖端与低谷之间的角度β1是不同的。对于俯仰角，相同的推理是有效的。

TE处的锯齿的存在产生两个邻近齿尖端之间的交叉流和/或马蹄形涡流。这是由于压力侧处的过量压力将流朝向吸力(较低压力)侧引导。此交叉流增加了空气动力学损失，且对于声学可为不利的(因为尾流的能量较高且可与例如定子和/或翼的下游元件相互作用)。此现象可以通过确保彼此邻近的含有尖端的轮廓与含有低谷的轮廓之间的角度β2不同而减少。对于俯仰角，相同的推理是有效的。

原则上，任何锯齿将包含至少两个齿尖端和两个低谷(或谷)的交替连续。

相对于推进装置的X轴来定义术语轴向、径向和周向。

每一俯仰臂是围绕相对于中心纵向轴线交叉延伸(可能径向地)的轴线(俯仰轴)旋转的臂，附接到此臂的叶片围绕所述臂枢转以便改变穿过所关注的转子叶片组合件或定子的气流的攻角。

每一俯仰轴可穿过叶片和俯仰臂。

此外，术语上游(UPSTR)和下游(DWNSTR)是相对于气体在推进装置中循环的方向而定义的。

第一驱动构件可以包括放置于短舱中的发动机，所述发动机驱动第一系列的叶片和/或第二系列的叶片围绕中心纵向轴线的旋转。特定来说关注燃气涡轮发动机。但正如已经提到的，发动机可以是热的(例如涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、涡扇发动机)、电的、氢气的或混合的(特定来说基于热、和/或电和/或氢气)。

所述驱动旋转的发动机因此可包括至少一个压缩机、燃烧室和至少一个燃气涡轮，且因此为航空涡轮机类型。

可以提供：

-用于第一系列的叶片和/或第二系列的叶片的旋转减速器，用于减少围绕中心纵向轴线的速度；和/或

-作为推动器和拉动器的配置，特别在USF配置中。

传动部件通常插入于此驱动旋转的发动机与叶片之间。

布置于短舱中的驱动旋转的发动机和可能的传动部件将随后被围封于短舱中。

在下文呈现可以补充上述基本解决方案的其它特征。

一些包含于此“发明内容”部分中，其它仅包含于“具体实施方式”中，以免重复。

作为额外特征，可能已经注意到，对于用于驱动第一系列的叶片和第二系列的叶片当中的至少一者的叶片围绕中心纵向轴线的旋转的(第一)构件：

-它们可以包括燃气涡轮(换句话说燃气涡轮发动机或多燃气涡轮发动机)，和/或

-这些(第一)驱动构件或此发动机可以包括减速器，所述减速器与第一系列的叶片和第二系列的叶片当中的至少一者的叶片接合，以便调适所述叶片围绕中心纵向轴线(X)的转速。

在此主题上，应注意在此涡轮(或多涡轮或多个涡轮)发动机上，减速器将放置于驱动第一系列的叶片或第二系列的叶片中的叶片的涡轮(或多个涡轮中的一个)(或所考虑的涡轮的旋转驱动轴杆)与所关注的叶片组合件的叶片之间，以便减少其转速。

特定来说可以使用轴向上高压且随后为低压的双重涡轮。

在燃气涡轮(或多燃气涡轮)发动机的情况下，传统地且连续地将沿着X轴发现一个或多个压缩机、一个或多个燃烧室、用于经由一个或多个轴向驱动轴杆驱动压缩机的一个或多个涡轮，以及一个或多个排气喷嘴。

结合以上所有内容，且特定来说第一系列的叶片的叶片经由减速器由所述驱动涡轮旋转的情况，受特别关注的情况可以是所述一对上游/下游叶片组合件处于拉动器配置的情况：所述一对叶片组合件朝向中心发动机短舱的上游端定位于燃烧室上游，无论是否呈具有配对的转子/定子(上游转子和下游定子)或转子/转子(上游转子和下游转子)的叶片组合件配置。

涡轮与开放转子之间的减速器的益处之一是改进性能且因此优化航空推进装置的每个模块的操作。此外，拉动器配置与航空推进装置的翼下安装(如大多数商用飞机中)或使用桅杆或吊架在飞行器的后部的安装都兼容。

可能关注：

-第一系列的叶片和第二系列的叶片中的叶片被布置成可通过所关注的涡轮围绕中心纵向轴线(X)旋转，且

-所关注的涡轮适于围绕中心纵向轴线(X)以大于或等于第二系列的叶片的转速的转速驱动第一系列的叶片。

关于叶片，也可以注意到应独立地或以其中的一些或全部的组合来考虑的以下特性a)、b)等：

a)第一系列的叶片和第二系列的叶片可具有不同数目的叶片；这使得有可能减少噪声，因为其防止上游叶片组合件(转子)的所有尾流同时影响下游叶片组合件(转子或定子)，且因此允许使来自叶片的声辐射去相关；

b)可以提供：

-第一系列的叶片和/或第二系列的叶片中的每一叶片在压力侧面与吸力侧面之间具有最大厚度，且

-在叶片上，叶片的最大厚度(或界定所关注叶片的压力侧和吸力侧轮廓之间)位于叶片根部附近在距连接端(经常称为叶片根部)小于0.1x(Re-Ri)的距离处；这有助于在标称操作期间以及在鸟类撞击的情况下改进叶片的机械强度。具有LE/TE锯齿的叶片上的机械力可以大于具有光滑LE/TE的标称情况。在此情况下，此特征将是必要的，以便改进具有锯齿的叶片的机械强度；在固定端处叶片的厚度的最小值则将被给定偏好，在其被规定的原因方面，机械原因多于空气声学原因；

c)第一系列的叶片和/或第二系列的叶片中的每一叶片具有轮毂与自由端比率Ri/Re，使得Ri/Re在0.10与0.50之间；在此范围内变化的轮毂比保证了空气动力学要求(大叶片，因此低Ri/Re)与将系统集成到轮毂中的要求(PCM、油管道等，因此大Ri/Re)之间的良好折中；

d)可以提供：

-第一系列的叶片和/或第二系列的叶片的叶片位于以中心纵向轴线为中心且具有直径D的闭合线上，

-第一系列的叶片和第二系列的叶片的叶片的俯仰轴或俯仰臂成对地轴向分隔开距离S，且

-S/D比在0.005与1之间，并且优选地在0.15与0.70之间；增加上游叶片组合件与下游叶片组合件(转子或定子)之间的轴向间距使得有可能在大多数情况下减少噪声，这是由于上游叶片组合件的扰动尾流在其向下游的传播期间的耗散。因此，到达下游叶片组合件(转子或定子)的前边缘的尾流能量不高；但在叶片组合件之间将此距离增加过多可能带来质量问题(在轴向方向上较长的涡轮机)以及涡轮机到飞行器中的集成更复杂的问题。此外，第一系列的叶片的叶片中的每一个的后边缘纵向位于第二系列的叶片的叶片中的每一个的前边缘的上游。这避免所述系列的叶片之间的干扰。

e)裁剪可以是有收益的，意指其中上游叶片组合件(转子)的叶片的跨度L(或Re-Ri)大于下游叶片组合件(转子或定子)的叶片的跨度的情形，此距离在此是沿着俯仰轴测得的。裁剪(如下在图4中)帮助减少噪声，因为通过减少下游叶片组合件(转子或定子)的跨度，可以避免上游叶片组合件(转子)的能量极高的叶片尖端涡流的影响。从空气动力学的观点，裁剪可具有负面影响，然而，因为由上游叶片组合件产生的流的回转的部分不会被下游叶片组合件恢复，特别是上部部分。

换句话说，随后可以提供：

-第一系列的叶片的叶片被布置成能够通过前述系列或两个系列的叶片的驱动涡轮围绕中心纵向轴线旋转，且

-第一系列的叶片的叶片的从连接端测得的距离Re-Ri大于第二系列的叶片的叶片中的至少一个的距离。

f)叶片组合件(上游或下游)的最大直径(2xRe)在1m与6m之间。

换句话说，第一系列的叶片的叶片和第二系列的叶片的叶片的直径将分别在第一圆和第二圆中刻画，所述第一圆和第二圆各自具有1m与6m之间的圆周。

如上所述，这是特定来说相对于坚固性、重量和噪声将达到的折中。

还请注意，在具有锯齿的前边缘区域或后边缘区域上，沿着叶片的跨度或针对中心纵向轴线(X)径向地在彼此邻近的齿尖端与齿低谷(或谷)之间在前边缘处的骨架角的变化(下文的Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(下文的Δβ2)可以有利地大于0°且小于45°，或在一些情况下甚至是30°。这避免了被隔离的锯齿状轮廓的情况。

实际上，已发现：

-在LE锯齿的低谷和尖端处由叶片轮廓感知的空气的攻角是合适的，和/或

-不存在影响叶片性能的提升损耗现象。

相当性质的其它考虑可以有用地被给予优先级，即以下七个考虑中的至少一个：

g)彼此邻近的含有齿尖端的轮廓与含有齿低谷的轮廓之间的叶片俯仰角的变化(Δγ)，

--沿着叶片的跨度(L)，或

--针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°，并且优选地大于0°；和/或

h)分别彼此邻近的含有齿尖端的两个轮廓之间和/或含有齿低谷的两个轮廓之间(在沿着锯齿的给定方向上，从尖端到低谷和/或从低谷到尖端)的叶片俯仰角的变化(Δγ)，

--沿着叶片的跨度(L)，或

--针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°，并且优选地大于0°；和/或

i)在具有锯齿的叶片的前边缘区域或后边缘区域上，分别彼此邻近的两个齿尖端和/或两个齿低谷之间在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)，

--沿着叶片的跨度(L)，或

--针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°，并且优选地大于0°；和/或

j)在具有锯齿的叶片的前边缘区域或后边缘区域上，彼此邻近的含有齿尖端的两个邻近轮廓之间和/或含有齿低谷的两个轮廓之间在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)，

--沿着叶片的跨度(L)，或

--针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°，并且优选地大于0；和/或

k)叶片组合件(即，一系列叶片)中的一个的叶片中的至少一个在位于距所考虑叶片的自由端0.4x(Re-Ri)的径向长度上的径向位置处具有最大偏转(此考虑优选地是针对上游叶片组合件的叶片，但对于下游叶片组合件的叶片也将是有效的)；和/或

l)当前边缘线和后边缘线不重合时，下游系列的叶片(即，第二系列的叶片)的叶片中的至少一个具有在前边缘处比在后边缘处更大的半径Re，和/或当前边缘线和后边缘线不重合时，第一系列的叶片的叶片中的至少一个具有在前边缘处比在后边缘处更小(优选)或更大的半径Re。

进一步将注意到相对于声学方面和/或叶片跨度方面关注以下情况，特定来说是下游叶片组合件的声学方面和/或叶片跨度方面(如在本文档中稍后更详细阐释)：

m)-短舱将具有空气入口，此空气有用地既定用于发动机且(至少部分地)界定供应此发动机(如果其为燃气涡轮机)的初级空气流，且

-在短舱上，所述空气入口则将轴向位于第一系列的叶片和第二系列的叶片的叶片的俯仰轴之间；

或甚至可能：

n)在短舱上，空气入口将具有位于距中心纵向轴线(X)的半径“Rb”处的边沿，且第一系列的叶片的后边缘锯齿则将位于所述半径Rb处。

特定地在m)的情况下，因此所述(或一个)空气入口可有用地界定于第一系列的叶片下游的短舱的圆周壁上，所述空气入口因此在涡轮机的情况下能够横穿涡轮且充当用于此发动机的初级空气入口。

附图说明

[图1]示出由可利用本发明的无导管风扇发动机提供动力的飞行器，

[图2]示出可驱动图1的叶片组合件的直接驱动涡轮系统，

[图3]结合图2示出包围涡轮级且支撑叶片组合件(或转子)的叶片的多边形环，

[图4]是根据一个实施例的本发明的推进装置的部分的侧视图，

[图5]是根据另一实施例的本发明的推进装置的部分的侧视图，

[图6]是根据另一实施例的本发明的推进装置的部分的侧视图，但用于初级流的空气入口位于上游叶片组合件与下游叶片组合件之间，如图5的实施例中所示，

[图7]是根据另一实施例的本发明的推进装置的一部分的侧视图，

[图8]是在可变俯仰定子叶片的情况下的根据一个可能实施例的叶片根部及其环境的部分的示意图，在与安装于短舱中、具体来说短舱壳体中的发动机的轴线平行的截面图中所见，

[图9]是根据一个可能实施例的本发明的叶片的截面图，

[图10]示意性地示出某些定子叶片的一个可能配置的前视图，

[图11]示意性地示出针对CROR配置的随频率f(以Hz计)而变的在SPL(“声压级”)声谱上的若干噪声源(以dB计)的一个可能演进，所述配置因此具有分别在上游和下游的两个对转叶片组合件，

[图12]示意性地示出针对USF配置的随频率(以Hz计)而变的在SPL(“声压级”)声谱上的若干噪声源(以dB计)的一个可能演进，所述配置因此具有上游转子叶片组合件和下游定子叶片组合件，

[图13][图14][图15][图16][图17][图18][图19][图20][图21][图22][图23][图24][图25][图26]示意性地示出根据若干可能实施例的本发明的叶片的侧视图，

[图27]和[图28]示意性地示出根据两个可能形式的锯齿和叶片的主体的实施例(具有声学阻尼泡沫或多孔表面的区域的存在)的本发明的叶片(具有TE或LE)的局部外表面的侧视图，

[图29]是根据另一实施例的本发明的推进装置的部分的侧视图，

[图30]示出穿过利用本发明的燃气涡轮发动机的双流对转叶片组合件的示意性纵向横截面，

[图31]示出装备使用本发明的涡轮机的对转叶片组合件的系统的放大视图，

[图32]示出图7的横截面AA'，

[图33]示出图7的横截面BB'，

[图34]和[图35]示出轮廓的特征角度(图35对应于图34的横截面CC'或DD')，

[图36]和[图37]示出其它叶片配置变化，且

[图38]示出在TE处在跨度上的锯齿，

[图39]示出实例，其示出彼此邻近的齿的尖端与低谷之间的Δγ，

[图40]示出实例，其示出两个连续齿尖端之间的Δγ，

[图41]示出实例，其示出两个连续齿低谷之间的Δγ，

[图42]示出在因此彼此邻近的连续齿的尖端与低谷之间在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)的实例；但这也可以是两个连续齿尖端或两个连续齿低谷，

对于[图43]是相同情况，但是是在后边缘处的骨架角(Δβ2)。

具体实施方式

特定地，图1和2示意性地示出根据本发明的一个实施例的航空推进装置1，特定来说是具有开放转子的飞行器单流涡轮喷气发动机。推进装置1沿着X轴延伸。

在下文中，当提到推进装置1的推进构件时，参考涡轮机，因此参考燃气涡轮(或多燃气涡轮)推进装置。然而，如已经提到，这不应被视为具有限制性。

因此，图1示出由至少一个(例如两个)航空推进装置1提供动力的飞行器，所述或每一航空推进装置1包括：

-发动机3，其可称为中心发动机，具有中心纵向轴线X(可以平行于飞行器的纵向轴线)，气流可沿着所述中心纵向轴线从上游(UPSTR)循环到下游(DWNSTR)，

-第一系列的叶片9，其可被视为界定叶片组合件，

-第二系列的叶片6，其定位于第一系列的叶片的下游且也可被视为界定叶片组合件。

应注意，中心纵向轴线X与飞行器的纵向轴线之间的平行性不是实施本发明的必要条件。涡轮机的中心轴线相对于飞行器的轴线可具有非零角度(“倾斜角度”)以便最小化安装的影响。

中心发动机3被围封于短舱5中，所述短舱周向地包围中心发动机。

根据CROR配置，在图2的实例中，叶片组合件6和9都是转子且是对转的：它们围绕共同轴线X在相反方向上旋转。

它们可具有高流动风扇和开放转子的类型，也被称为无导管风扇(开放转子/超高旁通比)。旋转方向由箭头12和15指示。

图1中的解决方案还可适合于具有无导管单个风扇(USF)型的无导管上游叶片组合件9和下游叶片组合件6的涡轮机，其中下游叶片组合件6不围绕涡轮机的轴线X旋转。换句话说，下游叶片组合件6是旋流恢复定子。此情况将例如通过移除下文提到的臂19而获得。图2示出可用以驱动叶片组合件6和/或9中的至少一者围绕涡轮机轴线的旋转以及这些叶片组合件6和/或9中的至少一者围绕其相应轴线360、390的俯仰的一类涡轮系统。

在图2中，前叶片组合件或上游叶片组合件9(由影线指示)附接到第一涡轮18(也由影线指示)，所述第一涡轮如图1中指示在方向15上旋转。后叶片组合件或下游叶片组合件6通过臂19附接到第二涡轮21且在图1的方向12上旋转。气流穿过涡轮18和21。既定用于涡轮系统的空气流F的空气入口位于中心发动机3的上游端，且表示为31。轴承140支撑涡轮且实现旋转。热的高能量气流F由燃烧室(未示出)供应，并且使涡轮旋转。轴承140支撑与涡轮级23的叶片一起固定的旋转框架141。

叶片组合件叶片60和90(有时称为风扇叶片、螺旋桨叶片或轮叶，因为它们具有螺旋桨与风扇之间的混合特性)为可变俯仰类型。可变俯仰意指每一叶片，例如分别为60和90，可围绕相应俯仰轴360、390旋转，如由圆形箭头34指示。改变俯仰的主要原因是针对飞行器的飞行状况和发动机功率设定对叶片给予适当的攻角。另外，因此可能采用“拉动器”(燃烧室上游的螺旋桨，如图4或5中)和“推动器”(燃烧室下游的螺旋桨，如图1中)配置，因此对于CROR型的涡轮机(两个对转叶片组合件，上游叶片组合件9和下游叶片组合件6)和/或USF型的涡轮机(具有转子上游叶片组合件9和定子下游叶片组合件6)上的开放转子，图2原则上可与“推动器”情况相关。通过将叶片组合件9、6移位于短舱中的上游、因此在燃烧室的上游、通常在压缩机处，此解决方案可以应用于“拉动器”情况。

造成俯仰改变的原动力源通常位于穿过涡轮18和21的环形路径内，如图2的区35中。因此，从区35穿过流(实例中的流Fs)的流动路径朝向叶片60和90传输机械扭矩的机构是必要的。用于经由所关注的每一叶片固定到的俯仰臂36或39使所述每一叶片围绕其俯仰轴360、390旋转的此类驱动构件(称为第二构件)40可如下组织：所讨论的叶片组合件的叶片可由环形支撑件24承载，所述环形支撑件例如为在图2中的示意性横截面中示出的包围所考虑的涡轮级(图2的横截面中的23)的套管或多边形环，所述涡轮级在图3中也可见。在横截面中，环形支撑件24因此支撑叶片组合件9的叶片90。对于每一开放转子叶片，径向轴杆87穿过涡轮叶片(图2和3中的径向轴杆87和级23)。轴杆87通过固定到叶片根部的叶片俯仰臂39径向地延伸。由箭头34指示的俯仰改变可以经由附接到驱动轴杆的复合行星齿轮的子行星齿轮由齿轮之间的旋转造成。如果子行星齿轮与固定环形齿轮54之间的传动比不同于所述子行星齿轮与移动环形齿轮52之间的传动比(即，系统是差动行星系统)，则复合行星齿轮的旋转可以造成环形齿轮52和54的相对旋转，且因此造成俯仰改变34。相同解决方案可用于下游叶片组合件6的俯仰：围绕轴线X旋转且与位于下游转子6处的下游涡轮级的轮叶一起固定的第二框架142可耦合到也围绕X轴旋转且与上游涡轮级的轮叶一起固定的框架141。两个框架141、142由轴承140支撑。此外，可应用上文阐释的图3的原理：对于开放转子6的每一叶片，与87相同的径向轴杆87b可横穿包围所述下游涡轮级23的轮叶的多边形环。

在此处提及的所有情况中，如果中心发动机3是涡轮喷气发动机，则其因此沿着X轴连续地包括一个或多个压缩机、一个或多个燃烧室、经由一个或多个轴向驱动轴杆驱动压缩机的一个或多个涡轮，以及在下游的至少一个热气体出口或管道33。

在如图4中的“拉动器”配置中，除上游叶片组合件9和下游叶片组合件6形成两个转子的情况之外，上游叶片组合件9可单独作为转子，且下游叶片组合件6可单独作为定子。

定子则包括旋流恢复叶片60，用以拉直流Fs的部分，具体来说穿过所述两个推进装置的次级空气流Fs，这是在具有包围初级气流路径Fp的用于此类次级空气流Fs的区域的涡轮喷气型的中心发动机3的情况下。

在“拉动器”配置中，既定用于穿过中心发动机3的初级气流Fp的空气入口35可以在两个上游叶片组合件9和下游叶片组合件6的下游，如图4中。

然而，一个相关解决方案是在两个上游叶片组合件9和下游叶片组合件6之间轴向定位空气入口35，如图5或6中。此位置可特定来说在第一系列的叶片9和第二系列的叶片6的叶片的相应俯仰轴390、360之间。

可容纳中心发动机3的短舱5围绕X轴具有圆周壁，所述圆周壁具有空气动力学外表面50，第一系列的叶片9和第二系列的叶片6针对中心纵向轴线X径向地(或更一般来说横向地)相对于所述空气动力学外表面突出。

第一系列的叶片9和第二系列的叶片6的每一叶片90、60具有压力侧(内弧)面55和吸力侧(外弧)面57(特定来说参见图1到2)，并且沿着此径向方向(或因此更一般来说横向)：

-自由端51，其与形成接近于短舱5的叶片根部的连接端53相对，

-翼弦线C，其位于以中心纵向轴线X为中心的经界定径向半径处(参见例如图5)，

-在中心纵向轴线X和与短舱的外表面50齐平的位置之间的半径Ri，此位置位于：

--叶片上(在叶片根部处)或

--叶片的俯仰臂39上，

-在横向于中心纵向轴线X的方向上，在中心纵向轴线X与叶片的自由端51上距中心纵向轴线X最远的位置之间的半径Re，以及

-在所述横向方向上，被界定为Re-Ri的跨度L(参见例如图7)，其对应于自由端51与连接端53之间的距离。

应注意，叶片的自由端51上的此位置可以位于也可以不位于所述叶片的俯仰轴390或360上。

翼弦线C可在针对中心纵向轴线X径向的叶片的方向上变化。

在进一步详述此方面和下文的其它方面之前，重要的是记住本发明的核心的要素如下，以组合方式在所提出的推进装置1上且被视为在所有图中存在(即使未标识)：

-第一系列的叶片9的叶片中的至少一个具有后边缘91，所述后边缘具有锯齿93，且

-第二系列的叶片60的叶片中的至少一个具有前边缘(LE)61，所述前边缘具有锯齿63，且

-第一系列的叶片9的叶片90中的至少一些具有可变俯仰，使得其中的每一个可围绕所关注叶片90固定到的俯仰臂39、围绕至少部分地横穿所述叶片90的俯仰轴390枢转，和/或

-第二系列的叶片6的叶片60中的至少一些具有可变俯仰，使得其中的每一个可围绕所关注叶片60固定到的俯仰臂36、围绕穿过叶片60的俯仰轴360枢转。

至少两个齿尖端和两个低谷的交替连续，例如在图18中分别表示为630、631和632、634，界定沿着LE或TE的锯齿状区域。

优选地，尖端和/或低谷的数目将优选地沿着跨度L在2与100之间变化。

叶片9或6的俯仰角在图9和35中由“γ”表示。界定叶片的轮廓的俯仰因此可根据叶片的半径变化。然而，可以在给定半径处，例如在75％的半径Re处为叶片界定参考俯仰角γ。

关于轮廓的特征角(例如图7中的横截面AA'或BB'或者图34中的横截面CC'或DD'中)，还将注意到(参见图35)将某些具体细节应用于叶片9、6的兴趣以及根据常用惯例指定的以下各项中的一些或全部：

-所考虑叶片的俯仰角(γ)界定于连接所考虑叶片的前边缘和后边缘(在给定半径处)的线或直线A与平行于中心纵向轴线X的线X1之间(“γ”因此界定平行线(X1)与穿过叶片的LE中心纵向轴线X之间的角度)，

-所考虑的在LE处的骨架角(β1)界定于以下两者之间：

--与骨架线相切的线，在接近于LE的距离“a”处测得，即a/C<0.2并且优选地a/C<0.1(“a”是在线A上在LE与沿着翼弦线C的点之间的长度)，以及

--平行于中心纵向轴线X的线，

-所考虑的在TE处的骨架角(β2)界定于以下两者之间：

--与骨架线相切的线，在接近于TE的距离处测得，使得a/C>0.8并且优选地a/C>0.9，以及

--平行于中心纵向轴线X的线；

-骨架线被定义为平均拱弧线(点线)，在叶片9或6的轮廓的压力侧与吸力侧之间的半途。

应注意角度γ、β1、β2在针对中心纵向轴线X径向的方向上变化，意指这些角度取决于在给定径向位置(r)处或沿着叶片90、60的表面附近的空气流线/摩擦的叶片轮廓。

角度β1、β2允许表征在叶片轮廓的上游和下游的流的入射角和出射角。因此，有必要确保在LE锯齿的低谷(例如图18中的632、634或图27中的634)和尖端(例如图18中的630、631或图27中的635)处由叶片轮廓感知的入射(或攻角)是可接受的，且不存在影响叶片性能的提升损耗现象。

为此目的，提出在叶片90、60的具有锯齿93和/或63的LE(或TE)区域中，沿着所考虑叶片90或60的跨度L，或在针对X轴径向的方向上，在彼此邻近的齿尖端635与齿低谷634之间在LE处的骨架角的变化Δβ1(或在TE处的骨架角的变化Δβ2)小于45°，并且在替代或优选实施例中优选地小于25°。

还请注意，在具有锯齿的前边缘区域或后边缘区域上，沿着叶片的跨度或针对中心纵向轴线(X)径向地，在彼此邻近的齿尖端与齿低谷(或谷)之间在前边缘处的骨架角的变化(下文的Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(下文的Δβ2)可以有利地大于0°且小于45°，或在一些情况下甚至是30°。这将避免被隔离的轮廓的情况。

实际上，已经示出：

-在LE锯齿的低谷和尖端处由叶片轮廓感知的空气的攻角是合适的，和/或

-不存在影响叶片性能的提升损耗现象。

相当的性质的其它考虑可以有用地促进给出对以下考虑中的至少一个的偏好：

i)在彼此邻近的齿尖端(含有齿尖端的轮廓)与齿低谷(含有齿低谷的轮廓)之间的小于45°并且优选地大于0°的俯仰角的变化(Δγ)，

--沿着叶片9或6的跨度(L)，或

--针对中心纵向轴线(X)径向地，和/或

ii)在叶片9或6的具有锯齿的前边缘或后边缘区域上，在彼此邻近的两个齿尖端之间和/或在分别彼此邻近的两个齿低谷之间(从尖端到尖端和/或从低谷到低谷)的小于45°并且优选地大于0°的在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)，

--沿着叶片的跨度(L)，或

--针对中心纵向轴线(X)径向地，和/或

iii)在彼此邻近的两个齿尖端(含有齿尖端的轮廓)之间的小于45°并且优选地大于0°的俯仰角的变化(Δγ)，

--沿着叶片9或6的跨度(L)，或

--针对中心纵向轴线(X)径向地，和/或

iiii)在彼此邻近的两个齿低谷(含有齿低谷的轮廓)之间的小于45°并且优选地大于0°的俯仰角的变化(Δγ)，

--沿着叶片9或6的跨度(L)，或

--针对中心纵向轴线(X)径向地，和/或

iiiii)在叶片9或6的具有锯齿的前边缘区域或后边缘区域上，在彼此邻近的齿尖端(含有齿尖端的轮廓)与齿低谷(含有齿低谷的轮廓)之间的小于45°并且优选地大于0°(以绝对值计)的在前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)，

--沿着叶片9或6的跨度(L)，或

--针对中心纵向轴线(X)径向地。

图42和43因此关于分别在叶片9和6的实例上的齿尖端935、635和齿低谷934、634示出此情况，齿尖端935和低谷934彼此邻近。

为了减少噪声，进一步提出：

-第一系列的叶片9和第二系列的叶片6可以具有不同数目的叶片，例如如图1所示，优选地各自为5与20个之间；这可使得有可能使上游和下游叶片的声辐射去相关，和/或

-第一系列的叶片9和/或第二系列的叶片6的叶片位于以中心纵向轴线X为中心且具有直径D的闭合线上，其中

-第一系列的叶片9和第二系列的叶片6分别的叶片俯仰轴390、360，其将成对地以距离S轴向分离，以及

-将在0.005与1之间、并且优选地在0.15与0.70之间或甚至在0.20与0.50之间的S/D比率。

因此，将可能在来自上游叶片组合件9的扰动尾流向下游传播期间有效地耗散所述扰动尾流。到达下游叶片组合件6的前边缘61的尾流将具有相对低的能量。

在一种情况下，D因此可以(如常规那样)对应于上游叶片组合件9的最大直径。

此外，第一系列的叶片9中的每一叶片90的后边缘91纵向位于第二系列的叶片6中的每一叶片60的前边缘的上游。这因此避免所述系列的叶片之间的干扰。

关于噪声，还提出在第一系列的叶片9上和/或第二系列的叶片6上且在经界定共同半径处，每一叶片具有：

-在圆周的两个连续叶片之间的圆周片段长度E，

-C/E比率，使得在沿着叶片的跨度的任何径向位置处C/E<2.5，且使得在自由端处C/E<0.8。

叶片90、60的低坚固性C/E将增加叶片间通道59的大小(图5，意指在方位角/圆周方向上在两个连续叶片之间的间距)。这可避免在某些操作点在高转速下在叶片间通道中形成冲击波，这与每一通道59中的流的收缩关联。这些冲击波是“冲击噪声”或“圆锯噪声”的原因。

各种研究也已证明，如果假设两个叶片组合件90、60为对转转子，围绕上游叶片组合件90的X轴的转速大于下游叶片组合件60的转速，则可促进噪声减少。

为了调适例如上游叶片组合件9等叶片组合件的转速，可使用可为行星式的减速器，例如在下文呈现的减速器104。

在此情况下，第一系列的叶片9和第二系列的叶片6的叶片因此将被布置成能够以对转方式通过自由动力涡轮围绕中心纵向轴线X旋转。EP2368030中公开一个实例。

应注意，增加下游叶片组合件6的转速可增加下游叶片组合件的叶片尖端51处的相对速度，其可以变为跨音速的(因此生成冲击波等)。

在图30的实例中，燃气涡轮中心发动机(核心发动机)3以常规方式操作，使得进入入口35的空气被低压压缩机920加速且压缩，且被引向其中发生额外压缩的高压压缩机92。从高压压缩机92排出的压缩空气被引向燃烧室930，在燃烧室处压缩空气与燃料混合且燃烧混合物。所得热燃烧产物膨胀且因此在33处由喷嘴97排出之前驱动高压涡轮94、低压涡轮98和自由动力涡轮96以提供某一推进力。高压涡轮94、低压涡轮98和自由动力涡轮96分别通过适当的互连轴杆驱动高压压缩机92和低压压缩机920以及开放转子9、6。两个开放转子9、6经由对转叶片阵列90、60、99而对转，固定到自由动力涡轮96且由其驱动。

图31中的实例示出一个情形，其中飞行器涡轮机包括：

-自由动力涡轮102，其包括转子103；

-下游叶片组合件6和上游叶片组合件9，其中上游叶片组合件相对于可为短舱5的此系统的定子既定围绕螺旋桨系统的中心纵向轴线X旋转；此定子也可以是另一叶片组合件的叶片或固定轮叶，例如USF型的涡轮机中的第二系列的叶片的叶片6，以及

-机械传动设备，其包括位于由涡轮驱动的输入轴杆(例如下文的轴杆121)与上游叶片组合件9的叶片之间的减速齿轮箱或减速器104(或简单地为齿轮箱)，以便减小叶片90的转速且因此减少由此叶片组合件生成的噪声。

这可以外推到USF，例如通过移除附接到下游叶片组合件6的行星齿轮架轴杆117的下游部分。

然而，在此实例中，这是CROR，其中下游叶片组合件6和上游叶片组合件9因此是对转的，既定相对于短舱5一起围绕螺旋桨系统的纵向轴线X旋转。

转子103是第一转子103。

减速器104包括行星齿轮系105，其具备以所述纵向轴线X为中心且由自由动力涡轮102的第一转子103驱动的太阳齿轮107、与太阳齿轮107啮合的至少一个行星齿轮106、驱动下游叶片组合件6的一个或多个行星齿轮架108，以及与每一行星齿轮106啮合且驱动上游叶片组合件9的环形齿轮109。

自由动力涡轮102还包括相对于所述第一转子103对转且使环形齿轮109旋转的第二转子111。

以纵向轴线X为中心的太阳齿轮107由相同轴线的行星齿轮轴杆113承载，通过凸缘115一体地在上游连接到第一转子103。因此，第一转子103直接旋转驱动太阳齿轮107，所述太阳齿轮可采取具有外部齿的齿轮的形式。

行星齿轮架108由相同轴线的行星齿轮架轴杆117承载，固定到下游叶片组合件6。以X轴为中心的环形齿轮109由相同轴线的环形齿轮轴杆119承载。环形齿轮109与每一行星齿轮106啮合。轴杆119向下游延伸，同时与上游叶片组合件9成一体，以便能够直接使其旋转。轴杆119可以围绕行星齿轮架轴杆117定位，所述轴杆随后与所述行星齿轮架轴杆同心。采取具有内齿的齿轮的形式的环形齿轮109还由相同轴线的向上游延伸的另一环形齿轮轴杆121承载。围绕与其同心的行星轴杆113定位的环形齿轮轴杆121经由联轴器123一体地连接到第二转子111。飞行器在方向101上前进。

更多细节可见于WO2010070066。

在图30和图31两者的解决方案中，(第二)驱动构件40当然还被设置成经由所关注的每一叶片90、60固定地链接到的俯仰臂39或36使所述每一叶片围绕其俯仰轴390或360旋转。为此目的，例如可应用图2、3中的解决方案。

再次为了对抗噪声，可以考虑前边缘锯齿63和/或后边缘的那些锯齿93主要地定位、优选地仅定位：

-从连接端53侧开始超出0.4x(Re-Ri)，和/或

-在(接近于)其中翼弦线C最大的径向位置处，在围绕最大翼弦线位置的0.2x(Re-Ri)到0.8x(Re-Ri)的长度上。

特定地，围绕最大翼弦线位置的约0.3x(Re-Ri)的长度可以是合适的。

在叶片的自由端51附近，锯齿允许减少与叶片尖端涡流相关的噪声。如果锯齿在后边缘91处，朝向上游叶片组合件9的自由端，则锯齿93允许改进尾流混合且因此减少叶片尖端涡流的强度。

后边缘锯齿91还允许减少与在叶片90的压力侧(内弧)和吸力侧(外弧)上产生且在后边缘91处辐射噪声的扰动边界层的通过有关的固有噪声。

如果锯齿63位于下游叶片组合件6的前边缘61处，则这使得有可能减少相互作用噪声且更好地使沿着跨度L的噪声源去相关。

具有大翼弦线C(C>Cmoy，其中Cmoy是叶片的平均翼弦线)的叶片90、60的轮廓上的后边缘锯齿的优点是减少与边界层有关的固有噪声，所述边界层在具有大翼弦线的轮廓上变得更厚(参见图32、33：横截面AA'和BB')。在上游叶片组合件9的后边缘91处的锯齿93也导致尾流与下游叶片组合件之间的相互作用噪声的减少(宽带和音调)，因为尾流中的湍流混合和平均速度不足被加速。

然而，从声学观点来看的缺点是限制了前边缘和后边缘的可有助于经由锯齿的存在而减少噪声的区域。然而，限制LE和TE的具有锯齿的区域使得有可能限制可能的空气动力学损失，这允许找到有利的空气声学折中。对于图4或5中的实例，当存在以下情况时可发现又一噪声减少因数：

-第一系列的叶片9和第二系列的叶片6朝向中心发动机3的上游端定位(“拉动器”配置)，

-短舱5具有空气入口35，所述空气入口特定来说可以是用于朝向中心发动机3的初级空气流Fp的入口，以及

-在短舱5上，空气入口35轴向位于第一系列的叶片9与第二系列的叶片6之间，并且甚至更精确地且优选地位于第一系列的叶片9和第二系列的叶片6的叶片的相应俯仰轴390、360之间。

这使得有可能减少下游叶片组合件6的跨度L(且因此半径Re)，特别是与裁剪相结合。叶片90或60的大小，且特定来说其跨度，是辐射噪声的贡献因素。此配置因此将减少涡轮机的噪声。

在短舱上，空气入口35可放置于360°(环)上或仅沿着一个角扇区放置。FR3083207提及这一点。空气入口35可以具有从短舱5突出的边沿37。

为了减少上游叶片组合件9的尾流与边沿37的相互作用，且因此减少噪声，例如图6中所示，可以提供的是：

-在短舱5上，空气入口35的边沿37位于距中心纵向轴线X的半径Rb处，以及

-第一系列的叶片9的后边缘91具有位于半径Rb处的锯齿93。

在此情况下，如图5的实施例中，我们再次找到与所述一对叶片组合件9、6定位于“拉动器”配置中的事实有关的优点，其中用于初级流的空气入口位于上游叶片组合件9与下游叶片组合件6之间。

然而，在上游叶片组合件的叶片的后边缘处的锯齿93可能干扰到达用于初级流的入口35的供应(空气流)。

在USF型的配置中，将下游叶片组合件6布置成不围绕中心纵向轴线X旋转(不同于上游叶片组合件9)但其中每一叶片60可围绕其俯仰轴360旋转的定子/旋流恢复组合件，从空气动力学和声学观点来看也可以是有利的。

在此情况下，中心发动机的涡轮将以仅使第一系列的叶片9的叶片旋转的方式连接到第一系列的叶片9，第二系列的叶片6的叶片界定旋流恢复轮叶。因此，仅第一系列的叶片9的叶片90将被布置成通过驱动叶片90的涡轮可围绕中心纵向轴线X旋转，所述涡轮可为自由动力涡轮。第二系列的叶片6的叶片界定定子旋流恢复轮叶(也被称为出口导向轮叶)。

随后有用的是在上游叶片组合件9的叶片90与驱动叶片90的涡轮的轴杆之间插入减速器(例如上文所提及的104)，以便减少此叶片组合件的转速，这优化了叶片组合件的空气动力学性能且减少其生成的噪声。

USF配置与CROR相比的优点是其音调噪声，在谱中具有较少的“线/峰”。实际上，在CROR中，可以区分每一叶片组合件(上游/下游)的叶片传递频率f(Blade PassingFrequency，BPF)及其谐波，如图11中所示。另外，在CROR的SPL声谱中存在“组合/相互作用线”。然而，在USF的SPL声谱中，仅存在与上游叶片组合件有关的BPF(如图12中)，这应当允许减少声级。在USF的情况下，这些BPF主要与转子叶片(上游叶片组合件)上的空气动力学负载噪声以及由转子尾流(由平均速度不足表征)与定子的相互作用有关。

从机械/集成观点来看，USF型架构比CROR架构更易于实施(特定来说更少的旋转零件)。

图8借助于非限制性实例示出(第二)驱动构件40的解决方案，所述驱动构件用于经由所关注的每一旋流恢复轮叶固定地链接到的俯仰臂39或36使所述每一旋流恢复轮叶围绕其俯仰轴390或360旋转。这是铰接系统，其允许在下游叶片组合件6为定子型的情况下调整每一旋流恢复轮叶60(出口导向轮叶)的俯仰。此解决方案因此适合于USF配置并且可耦合到上游叶片组合件9，举例来说，所述上游叶片组合件如图2和3中在消除下文作为经适配致动部件提到的臂142和连接杠杆613a或613b之后将受控制，所述致动部件自身是已知的。

在实例中，可变俯仰旋流恢复轮叶60可以在作为短舱5的一部分的壳体内径向地旋转通过外表面50。轮叶包括轮叶部分601、板603和界定俯仰臂360的杆或枢轴。枢轴36容纳于在壳体5中提供的径向孔中。枢轴39的轴承由与枢轴36滑动接触的套筒607组成。紧固到壳体的套筒607经由圆形凸台609与板603接触。板603的相对于套筒的相对面被穿过两个叶片组合件9、6的空气掠过。定心环611将轮叶保持于其外壳中。杠杆控制所关注的叶片60围绕枢轴的俯仰轴360的旋转，以便相对于掠过轮叶的空气流将叶片置于所需位置中(参见图8中的双向箭头)。相对移动是得自于接触的表面的滑动，在此是枢轴36和板603与套筒607的接触。杠杆向下游(线613a，特别是在推动器推进装置的情况下)或向上游(点线613b，特别是在拉动器/牵引器推进装置的情况下)延伸。未图示致动杠杆613a或613b的部件；它们包括致动器和控制件，所述致动器和控制件一起也可致动叶片90以将所述叶片各自围绕其轴线390定位，如已结合图2、3阐释。进一步的细节可参考EP17174450。

关于开放转子发动机的噪声源特性，空气动力学轮廓的声辐射类似于偶极(辐射的两个主瓣)的声辐射，其中传播的优选方向垂直于轮廓的翼弦线(参见图10)。在USF架构中位于6点钟和12点钟处的旋流恢复轮叶60因此将贡献于飞行器的横向噪声级(在侧面处)。在USF架构中位于3点钟和9点钟处的定子将贡献于飞行器上方和下方的噪声级。由于在起飞和着陆阶段期间辐射的接地跟踪噪声的影响，一个实施例提出将锯齿仅应用于旋流恢复轮叶，所述旋流恢复轮叶是辐射地面跟踪噪声的主要贡献因素。即使在图10中光学效应可以表明此情况，但叶片的跨度(L＝Re-Ri)在所考虑的叶片组合件的整个周边上可为恒定的。

如图10中，还提出，周向地围绕中心纵向轴线X，仅位于相对于3点钟的+/-60°的第一角范围内且位于相对于9点钟的+/-60°的第二角范围内的旋流恢复轮叶60具有锯齿，所述锯齿在其它图中表示为63。

这是抗噪声有效性/成本与空气动力学性能之间的折中。

又另一方面可有用地贡献于对抗噪声：锯齿93和63分别位于上游叶片组合件9的后边缘91上和下游叶片组合件6的前边缘61上。

事实上，上游叶片组合件的后边缘处的锯齿93具有双重优点：

(i)减少叶片的自噪声(与由叶片的表面上的边界层在其通过后边缘时产生的声辐射有关)，以及

(ii)改进尾流混合，这在叶片尖端涡流冲击下游叶片组合件6时减少叶片尖端涡流的强度和平均速度不足。

下游叶片组合件6的前边缘处的锯齿63的优点是减少由尾流与上游叶片组合件9上的叶片尖端涡流的相互作用产生的噪声，所述叶片尖端涡流可与下游叶片组合件相互作用。因此，优点是减少(或避免)在下游叶片组合件中的叶片末端处的裁剪。实际上，减少下游叶片组合件6的叶片60中的裁剪使得有可能改进空气动力学性能，因为在接近于半径Re的外部极限的高回转半径处的流的额外部分在下游叶片组合件6中的叶片的末端51处恢复。因此这使得有可能不增加下游叶片组合件6的翼弦线(以便确保与未裁剪的下游叶片组合件的支承表面相同的支承表面)，特别是在CROR的情况下。

然而，与在本说明书中进一步提出的解离解决方案相比，以此方式组合TE处的锯齿93和LE处的锯齿63增加了系统的复杂性和实施方案的成本。实际上，叶片具有的锯齿越多，生产的零件越复杂和昂贵(可能有更多偏差/非一致性要处理、更多的制造缺陷等)。此外，与增加推进装置的翼弦线C有关的机械影响如下：通过减小跨度L增加翼弦线C使得叶片不太容易抵抗LE/TE处的鸟类撞击，且特别是由于可变俯仰而变得更难以集成：叶片可从其平台突出，这以叶片根部径向内部的方式造成空气动力学泄漏，叶片根部的径向内部部分往往是机械地高负载的，惯性矩增加，这生成围绕俯仰轴390或360的显著扭矩和因此俯仰改变系统和待适配的顺浆系统。此叶片的集成可不利地影响轮毂比Ri/Re。

叶片9的前边缘和后边缘可事实上在叶片的根部处突出超出(圆形)平台。圆形平台与叶片9成一体式/一起旋转，但环形支撑件24和短舱5的壁是固定的。这暗示在LE和TE处的叶片和短舱的壁之间在叶片根部处可存在不希望的空气泄漏。

用于锯齿的若干齿几何形状或图案可在叶片9、6的前边缘和/或后边缘处单独地或组合地使用：具有正弦、正方形、矩形、狭槽/凹槽等的形状的齿。使用若干图案的优点是减少沿着LE和/或TE的噪声源的相关性，这会促进噪声减少；参见在别处提供的关于角度γ、β1、β2和锯齿的形状的信息，例如本文在之后提出的圆形形状81或椭圆形形状79。

根据以下特性中的至少一个，锯齿可以在相同叶片组合件(上游和/或下游)的不同叶片90、60之间和/或第一系列的叶片9的至少一些叶片与第二系列的叶片6的至少一些叶片之间变化(不同)：图案(或几何形状)、幅度、间距、锯齿沿着跨度的径向定位。这将使得有可能例如具有不同几何图案的若干系列的叶片。因此可以改变一个或多个叶片的几何形状(翼弦线、拱弧、最大厚度等)，以便界定具有非均质叶片90、60的叶片组合件9、6。在每一叶片90和/或60的前边缘处使用不同几何形状的若干图案的优点是减少噪声源的相关性。如果叶片组合件9或6的坚固性较高或如果涡流结构的大小是显著的，则这可为特别受关注的。

此外，在上游叶片组合件的后边缘处使用若干不同几何图案的优点是其改善了尾流混合。

对噪声减少的寻求也可与其它考虑组合。以下这些考虑的次序与其重要性并不相关。

第一考虑：可以试图在涡轮机的标称操作期间且在鸟类撞击的情况下确保叶片90和/或60的改进的机械强度。在LE/TE上具有锯齿的叶片上的机械力可以大于具有光滑LE/TE的参考情况。因此，为了改进具有锯齿的叶片的机械强度，提出：

-第一系列的叶片9和/或第二系列的叶片6的具有锯齿的每一叶片90、60在压力侧(内弧)面55与吸力侧(外弧)面57之间具有最大厚度(在图2中指示为e)，且

-在叶片上，叶片的最大厚度位于叶片根部53附近，在距连接端53(位于半径Ri处的末端)小于0.1x(Re-Ri)的距离处。参见图7、32和33中的截面AA'和BB'。

第二考虑：可以试图确保在一范围内变化的轮毂比，所述范围允许保证空气动力学要求(大叶片，因此低Ri/Re比)与将额外系统集成到轮毂中、即表面50下方的要求(用于改变叶片的俯仰的设备、油和空气管道等，因此高Ri/Re比)之间的良好折中。

因此提出，第一系列的叶片和/或第二系列的叶片的具有锯齿状LE和/或TE的每一叶片90和/或60可具有轮毂与自由端比率Ri/Re，使得Ri/Re在0.10与0.50之间。

第三考虑：可以试图改进叶片的机械强度，特别是在鸟类撞击的情况下。

因此提出，在每叶片或所述叶片9或6中的至少一个上，例如93或63的锯齿在邻近的尖端635与低谷634之间具有幅度h(r)(其可为最大值)，使得：0.0005xCmax≤h(r)≤0.5xCmax，其中：

-Cmax是叶片的最大翼弦线，且

-h(r)在此对应于沿着叶片的跨度(L)的方向或针对中心纵向轴线(X)径向地，在翼弦线C中在邻近的尖端635处的轮廓与低谷634处的轮廓之间的差(在必要时为最大值)。

图13到26是根据这一点。

幅度(hr，例如h1、h2…)另外还具有意义：所考虑的齿的尖端与谷之间的锯齿的深度，参见图27，其中原理应用于图13到26的图示。例如93、63的锯齿太深会对叶片的空气动力学性能具有负面影响，且在鸟类撞击的情况下带来叶片的机械强度的难题。

第四考虑：可以试图根据气流的局部特性调适锯齿的几何形状。

因此有用地可以提供的是：

-在前边缘61和后边缘91处的锯齿93、63具有彼此不同的几何形状或图案，和/或

-第一系列的叶片9中的一些叶片的锯齿93不同于第二系列的叶片6中的一些叶片的锯齿63。

在例如后边缘锯齿的情况下，其幅度和间距可以有用地根据叶片的后边缘处的边界层的湍流值来设定大小，其中例如锯齿可以随沿着后边缘的壁压力波动的空间相关长度而变或随边界层厚度而变。在前边缘锯齿的情况下，其幅度和间距将根据入射流(大气湍流、上游叶片尾流等)的空气动力学值来设定大小。在此情况下，优选大小设计参数中的一个可以是湍流积分尺度。

因此提出，如图14、19、20中的实例中所示(其中可从图27中的图示理解幅度h(r)和间距λ(r))，在至少一些叶片90和/或60上，锯齿具有变化的幅度h(r)和两个连续锯齿尖端之间的间距λ(r)。应注意，h(r)和λ(r)可以是随径向位置r而变的沿着叶片90、60的跨度L分段定义的函数。

第五考虑：除改进叶片的机械强度和齿的几何形状之外，特别是在鸟类撞击的情况下，还可以试图简化叶片的制造，因为原则上，在金属零件上加工复杂几何形状比复合零件(用于制造叶片90、60的典型纤维材料)更简单。另外，具有LE和/或TE锯齿的盖或箔片73可以作为希望具有改进的声学性能的飞行器制造商和/或航空公司的出售或销售选择。仅在机械盖(例如由金属制成)上提供锯齿也可简化维护操作且改善耐侵蚀性。

因此提出，如图13和后续图中示意性地示出，至少一些叶片90、60包括复合材料71，且在压力侧面55和/或吸力侧面57上，用于机械加强的至少一个金属盖73固定到复合材料且沿着前边缘和/或后边缘的至少一部分延伸。金属盖可以不仅仅沿着前边缘或后边缘。

在压力侧55和/或吸力侧57的表面上还可存在加强板。必须考虑重量，也必须考虑叶片的复合材料71从盖73的可拆卸性，即，可更换性。

第六考虑：减少叶片的重量还将减少所述一对叶片组合件9、6安装于其上的航空推进装置的燃料消耗。因此提出，叶片(或其复合部分，例如部分71)是有机材料(热固性树脂、热塑性树脂)的组合件，可能根据许多可能的制造工艺(纺织、编织、层压、卷绕等)中的一个用碳纤维进行加强。加强纤维也可以是玻璃、凯夫拉尔(Kevlar)或芳纶纤维。

第七考虑：可以试图限制待制造的零件的数目且优化叶片的机械强度。

因此提出，每叶片90或60，加强件或盖73经由叶片的自由端51将LE连接到TE。在加强件或盖73上存在锯齿的情况下，这将特别受关注。特定地在图16、17、20、22中可见实例。

第八考虑：可以试图减少自由端51的叶片尖端涡流的强度，以便减少上游叶片组合件9的末端51的叶片尖端涡流与下游叶片组合件6的相互作用。

因此提出，如图23、24中的几个实例中所示，叶片90或60中的至少一个的自由端51呈现坡角的“构成部分”或突然改变，表示为77。

第九考虑：可以试图减少叶片的末端51的叶片尖端涡流的强度，且因此减少上游叶片组合件9的末端51的叶片尖端涡流与下游叶片组合件6的相互作用。

因此提出，如图25、26中的几个实例中所示：

-叶片90或60中的至少一个的自由端51具有椭圆形形状79，或

-此叶片头51具有圆形形状81，且因此LE和TE线在叶片的自由端51处会聚(或重合)。

因此，例如61的前边缘的线和例如91的后边缘的线将往往会重合。

第十考虑：可以试图总体上促进制造和维护，且因此减少干预时间。

因此提出，如图示，锯齿仅形成于金属加强盖73上，而不是复合材料71上。

第十一考虑：可以试图避免前边缘/后边缘上的冰累积，冰累积会显著降低性能(减少推力、减少效率、边界层分离等)。

因此提出，航空推进装置包括加热装置，其用于除霜或防冰功能，且可以连接到金属加强盖73。

如图9中的实例所示，在金属加强盖73中的可以包括电阻器或用于热流体流动的加热装置75因此可以添加且从短舱5的内部连接到此盖。随后将必须容纳LE和/或TE处的叶片的厚度的可能增加，以便将除霜系统集成到相对小的占据面积中。

第十二考虑：可以试图限制叶片90和/或60的重量。

因此提出，如图13和后续图中的实例中所示，叶片的加强盖73占据叶片的总体积的小于50％，并且优选地占据叶片的总体积的小于25％。

第十三考虑：

可以试图增加具有锯齿的前边缘和/或后边缘的机械强度。实际上，齿/锯齿可以具有特定伸长的(图27)或尖锐的(图28)尖端。

因此提出，如图13和后续图中的实例中所示，前边缘和/或后边缘和/或叶片头90和/或60(自由端51)的保护由金属制成，其中通过可装卸式或非可装卸式附接而集成或附接的加强盖73由钛或钛合金、钢、镍或镍合金、不锈钢制成。

第十四考虑：可以试图增加通过包括锯齿的金属加强件73加强的叶片的抗裂性。

因此提出，包括锯齿的可装卸式金属加强件73通过使用环氧树脂胶水而接合到复合材料71的叶片。所述胶水可以用热塑性或弹性节结加强。此组合件方法与金属/复合组合件相关。

另外或替代地，还可以通过几何形状使用组合件：举例来说，具有局部鸠尾形状的金属插入件73，和复合材料71中的互补形状的空腔，反之亦然。优点则在于，在由鸟类撞击或侵蚀造成的损坏的情况下仅更换金属加强件73(可装卸式)的可能性。

无论是否存在金属加强件73或完全由复合材料制成的叶片90或60，锯齿都因此可通过机械加工工艺、锻造或铸造(如果是金属)、增材制造或化学铣削来制造。

第十五考虑：可以试图将具有锯齿的位置仅限于需要最大化声学收益同时最小化对空气动力学(效率)和力学(在鸟类撞击、侵蚀等的情况下的阻力)的影响的位置。

因此提出，LE和/或TE处的锯齿不是在一个单个部分中/沿着一个长度，而是占据LE和/或TE的若干区，由具有光滑LE和/或TE的区域分隔开，特定来说如图14、15、21、22中的实例中所说明。

第十六考虑：还可以试图界定光滑部分与具有锯齿的那些部分之间的连接区域，这从空气动力学和机械观点来看是受关注的。

因此提出，在至少一些叶片90、60上：

-例如61和/或91的前边缘和/或后边缘的第一部分是光滑的，不具有锯齿，例如沿着叶片90、60的区域95和/或65，且特定来说在叶片根部附近，因此在距连接端53小于0.1x(Re-Ri)的距离处，

-前边缘和/或后边缘的第二部分97和/或67具有所述锯齿，且

-在所述第二部分连接到第一部分的径向位置处(附近)的锯齿的幅度单调地且甚至严格单调地(特定来说递减)发展，使得连接是渐进的：连接区域99和/或69；参见例如图14、17、20、22，其中69和99仅在这些图中的一些图中表示。

第十七考虑：还可以试图限制与在前边缘和/或后边缘处制造锯齿有关的可能的空气动力学损失和难题/成本。

因此提出，沿着至少一些锯齿状叶片90、60的前边缘和/或后边缘，遵循径向方向或跨度L，锯齿沿着长度H延伸，所述长度限于：H/(Re-Ri)<0.8，如图5或7的实例中。

在必要时，如果存在多个此类区域(H1 H2、H3等)，则长度H将在同一TE或LE的锯齿状区域的长度上累积，如某些示例性图中(特定来说参见图9、19、22)。

第十八考虑：还可以试图增加锯齿的幅度，其中湍流长度尺度较大。实际上，若干研究示出在旋转部分的尾流中的湍流积分尺度朝向叶片尖端增加。

因此提出，TE和/或LE中的至少一些锯齿的幅度(h(r))和/或两个连续锯齿尖端之间的间距λ(r)在所关注的叶片90和/或60的自由端51的方向上(或甚至附近)单调地变化，甚至优选地或严格单调地变化。

第十九考虑：为了在噪声减少增益/成本/重量/阻力的比率方面优化锯齿的位置，锯齿93、63可以至少位于第一系列的叶片9的后边缘91的至少部分和第二系列的叶片6的前边缘61的至少部分上。因此在所有叶片上可以同时存在前边缘和后边缘锯齿。然而，仅在第一系列的叶片9的后边缘91和第二系列的叶片6的前边缘61上提供锯齿将是相关的折中。

第二十考虑：叶片90和/60的前边缘和/或后边缘可以是局部多孔的。因此可以最终提供叶片90、60中的至少一些的前边缘和/或后边缘在至少一些锯齿的位置处局部地由多孔材料85形成。作为多孔材料85，可以例如特定来说在具有锯齿93和/或63的区处提供金属泡沫，如图27、28中示意性地表示，其中λ(或λ1、λ2)对应于λ(r)且h(或h1、h2、h3)对应于h(r)。除实现声学衰减之外，多孔材料85还具有由于其机械柔性而减少应力集中的作用。材料的刚性的此局部优化减少了在循环加载下的裂缝的出现，因此增加了在61处的前边缘的金属保护的使用寿命。多孔材料85将界定锯齿状形状63的一部分。因此，多孔材料85和叶片的包围主体(金属部分73或复合体71，图27、28中表示为71/73)一起将随后界定叶片的LE处的锯齿63。多孔材料85集成到叶片中，代替金属加强件73或复合体71的部分。多孔材料85将有用地占据锯齿的低谷或谷634。

第二十一考虑：还可以试图减少叶片的自由端51处的涡流(或分离)的相互作用。

因此提出，当LE和TE线不重合时，上游和/或下游叶片组合件的叶片90或60在前边缘(LE)处的半径Re大于在后边缘(TE)处的半径，即Re,LE>Re,TE，如在图29的实例中示意性地表示。

图36和37中示意性地示出以下三个配置：

第二十二考虑：还可以试图通过减少第一系列的叶片9的叶片90的自由端51处的负载来减少叶片的自由端51处的涡流(或分离)的相互作用。

因此提出(对于图36中的实例)上游叶片组合件9的叶片90在距自由端51的0.4x(Re-Ri)处具有最大偏转，其中相对入射速度较高。实际上，增加偏转使得有可能减少叶片感知到的入射速度，这允许减少其负载且因此减少噪声。在一个特定实施例中，增加自由端51附近的偏转可通过当LE和TE的线不重合时界定在前边缘(LE)处的半径Re小于在后边缘(TE)处的半径来实现，即Re,LE<Re,TE。出于第二十二考虑中指示的原因，这可以与具有Re,LE>Re,TE的下游叶片组合件6的叶片组合。

在图36中，具有多个半径的叶片的偏转角(由双箭头指示)。在被视为实例的叶片9上，叶片的偏转在自由端51附近增加。Re,LE和Re,TE因此表示中心纵向轴线(X)与分别在叶片的前边缘和后边缘处的自由端51上的位置之间的半径Re。

第二十三考虑：还可以试图使沿着前边缘61和后边缘91的噪声源以及其在叶片组合件9、6之间的相互作用去相关。

因此提出后边缘锯齿93和前边缘锯齿63具有朝向叶片的自由端51在径向方向上相反地变化的幅度(h(r))和/或间距(λ(r))，如图37中所示。

换句话说，提出

-第一系列的叶片9的叶片90上的后边缘锯齿93朝向自由端51减小(或增加)幅度h(r)和/或间距λ(r)，

-第二系列的叶片6的叶片60上的前边缘锯齿63朝向自由端51增加(或减小)幅度h(r)和/或间距λ(r)。

第二十四考虑：为了进一步使噪声源去相关且减少叶片组合件之间的交互，还提出：

-第一系列的叶片9的叶片90上的后边缘锯齿93朝向自由端51减小幅度h(r)和/或间距λ(r)，且

-第二系列的叶片6的叶片60的前边缘锯齿63朝向叶片60的自由端51增加。

第二十五考虑：还可以试图减少在最大声辐射的位置处，即自由端51附近的噪声源。

因此提出，在第一系列的叶片9的叶片90和第二系列的叶片6的叶片60的自由端附近，存在后边缘锯齿93和前边缘锯齿63，且这些锯齿以齿或尖端630、635开始，而不具有低谷。

关于每一叶片，且至少在其跨度L的中间部分中，将优选的是：

-其前边缘是凸的，或弯曲以向上游突出，或

-其前边缘是凹的，或向下游向内弯曲。

且还将应注意，在叶片90和/或60的可能配置当中，可存在：

-在整个跨度L上具有光滑前边缘且具有至少部分地锯齿状的后边缘的一些叶片，以及

-在整个跨度L上具有光滑后边缘且具有至少部分地锯齿状的前边缘的其它叶片。

关于俯仰角的可能变化Δγ，还可以参考图35和39到41以确认以下各项：

首先，例如6或9的叶片可被视为沿着跨度L的方向和/或相对于中心轴线X在径向(或垂直)方向上的横截面或空气动力学轮廓的堆叠。

接下来，俯仰角始终被定义为旋转平面与轮廓的(即叶片的)翼弦线之间的角度。

因此，在前边缘处和/或在后边缘处，锯齿具有在所考虑的轮廓上一个接一个连续地交替的齿尖端(630、635)和齿低谷(632、634)。

并且，为了确保无法进一步改进的声学效率、失速控制和机械强度之间的有利折中，提出第一系列的叶片9和/或第二系列的叶片6的至少一些所述叶片在轮廓的此区域/这些区域上且沿着叶片的跨度(L)或针对中心纵向轴线(X)径向地各自具有在以下两者之间以绝对值计小于45°的俯仰角变化(Δγ)，或甚至以绝对值计0°≤Δγ≤30°：

-在所述齿尖端中的一个(630或635)所位于的第一半径处连接前边缘和后边缘的第一直线，以及

-在邻近于所述齿尖端中的一个的齿低谷中的一个(632或634)所位于的第二半径处连接前边缘和后边缘的第二直线。

图39还示出其中Δγ＝||γ₆₃₄-γ₆₃₅||的实例，其中：

-γ634因此是在含有齿低谷634的第一半径处连接前边缘和后边缘的第一直线的位置处考虑的叶片的俯仰角，

-γ635因此是在含有齿尖端635的第一半径处连接前边缘和后边缘的第一直线的位置处考虑的叶片的俯仰角，且

-Δγ因此是相应的邻近低谷和尖端的角度γ634与γ635之间的俯仰角变化。

此外，因此还提出，出于如上文的相同原因，第一系列的叶片9和/或第二系列的叶片6的至少一些所述叶片沿着叶片90、60的跨度(L)或针对中心纵向轴线(X)径向地各自具有在以下两者之间以绝对值计小于45°的俯仰角变化(Δγ)或甚至以绝对值计0°≤Δγ≤30°：

--在所述齿尖端中的第一个齿尖端635所位于的第一半径处连接前边缘和后边缘的第三直线，以及

--在邻近于所述第一尖端635的齿尖端中的第二个齿尖端630所位于的第二半径处连接前边缘和后边缘的第四直线。

可通过分别用“所述齿低谷中的第一个齿低谷632”和“所述齿低谷中的第二个齿低谷634”代替“所述齿尖端中的第一个齿尖端635”和“所述齿尖端中的第二个齿尖端630”来应用相同的考虑。图40和41以相同的区域(尖端和低谷)示出此情况。

可以用垂直于叶片的跨度L的方向的平面取代这些第一线和第二线和/或第三线和第四线的群组中的每一线。

“邻近”常规地等效于在翼展方向上和/或相对于中心纵向轴线(X)径向地“连续”。

因此，如图34中通过实例所示：

-在齿尖端635处的轮廓的区域和在齿低谷634处的轮廓的区域是邻近的，

-在齿尖端630处的轮廓的区域和在齿低谷634处的轮廓的区域是邻近的，

-在齿尖端635处的轮廓的区域和在齿低谷632处的轮廓的区域是邻近的。

俯仰角变化(Δγ)因此对应于上文所提及所述邻近区域中的两个的相应俯仰角之间的差(以绝对值计)，如图36中通过实例所示。

如已理解，在低谷的位置处的轮廓区域是通过在LE和/或TE的具有所述锯齿的区中在局部翼弦线最小值处的横截面获得的区域(轮廓部分)。在尖端的位置处的轮廓区域是通过在LE和/或TE的具有所述锯齿的区中在局部翼弦线最大值处的横截面获得的区域(轮廓部分)；特定来说参见图38，在此实例中，其中r是相对于主轴线X在叶片上的径向距离，且尖端930和低谷932是在叶片9上在TE处的锯齿的区域。

另外，在以上说明中，优选值及其优点以及因此它们有助于(较好)解决的问题也已经针对角度Δγ、Δβ1、Δβ2来呈现。提及这一点将是有用的。

Claims (30)

1.航空推进装置，气流能够沿着所述航空推进装置从上游循环到下游，所述推进装置具有中心纵向轴线(X)，且包括：

a)第一系列的叶片(9)，

b)第二系列的叶片(6)，其定位于所述第一系列的叶片(9)下游，

-驱动构件(3、18、21、23、40、94、104、920)，其用于使所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)当中的至少一者的叶片围绕所述中心纵向轴线旋转

c)短舱(5)，其具有空气动力学外表面(50)，所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)针对所述中心纵向轴线(X)径向地相对于所述空气动力学外表面突出，所述第一系列的叶片和所述第二系列的叶片中的每一叶片具有：

--自由端(51)，其与形成接近于所述短舱(5)的叶片根部的连接端(53)相对，

--压力侧面(55)和吸力侧面(57)，

--翼弦线C，其在以所述中心纵向轴线(X)为中心的半径处，

--在所述中心纵向轴线(X)与所述叶片或所述叶片的俯仰臂(39、36)上的与所述短舱(5)的外表面(50)齐平的位置之间的半径(Ri)，

--在横向于所述中心纵向轴线(X)的方向上，在所述中心纵向轴线(X)与在所述叶片的自由端(51)上距所述中心纵向轴线(X)最远的位置之间的半径(Re)，以及

--跨度(L)，其在所述横向方向上针对所述中心纵向轴线(X)径向地的界定于所述自由端(51)与所述连接端(53)之间，

所述第一系列的叶片(9)中的至少一些叶片具有可变俯仰，使得其中的每一个能够围绕所述叶片固定到的俯仰臂(39)、围绕穿过所述叶片(90)的俯仰轴(390)枢转，和/或

所述第二系列的叶片(6)中的至少一些叶片具有可变俯仰，使得其中的每一个能够围绕所述叶片固定到的俯仰臂(36)、围绕穿过所述叶片(60)的俯仰轴(360)枢转，

其中在所述推进装置中：

-所述第一系列的叶片(9)的叶片中的至少一个带有具有锯齿(93)的后边缘(91)，和/或所述第二系列的叶片(6)的叶片中的至少一个带有具有锯齿(63)的前边缘(61)，所述锯齿具有连续地交替的齿尖端(635)和齿低谷(634)，且

-所述第一系列的叶片(9)和/或所述第二系列的叶片(6)的至少一些所述叶片沿着所述叶片(90、60)的跨度(L)或针对所述中心纵向轴线(X)径向地各自具有在以下两者之间小于45°的俯仰角变化(Δγ)：

--在所述齿尖端中的一个(635)所位于的第一半径处连接所述前边缘和所述后边缘的第一直线，以及

--在邻近于所述齿尖端中的一个(635)的齿低谷中的一个(634)所位于的第二半径处连接所述前边缘和所述后边缘的第二直线。

2.根据权利要求1所述的航空推进装置，其特征在于，所述驱动构件包括燃气涡轮(21、23、24、96、102)，用于驱动所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)中的至少一者的叶片围绕所述中心纵向轴线(X)的旋转。

3.根据权利要求1或2所述的航空推进装置，其特征在于，所述驱动构件包括减速器(104)，所述减速器与所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)中的至少一个的叶片接合以便调适所述叶片围绕所述中心纵向轴线(X)的转速。

4.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述叶片中的一个上的锯齿(93、63)在邻近的尖端与低谷之间具有最大幅度h(r)，h(r)使得：0.0005xCmax≤最大h(r)≤0.5xCmax，其中Cmax是所述叶片的最大翼弦线，且h(r)对应于沿着所述叶片的跨度(L)的方向或针对所述中心纵向轴线(X)径向地在邻近的尖端处的轮廓与低谷处的轮廓之间的翼弦线的差。

5.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述叶片(90、60)至少一些包括复合材料且在所述压力侧面(55)和/或所述吸力侧面(57)上包括金属加强盖(73)，所述金属加强盖固定到所述复合材料且沿着所述前边缘和/或后边缘的至少部分延伸。

6.根据权利要求5所述的航空推进装置，其特征在于，所述锯齿(93、63)中的至少一些仅形成于所述金属加强盖(73)上，而不形成于所述复合材料上。

7.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，在所述叶片中的至少一些上，所述锯齿具有径向地变化的在尖端与邻近低谷之间的幅度h(r)和在两个连续锯齿尖端之间的间距λ(r)。

8.根据权利要求7所述的航空推进装置，其特征在于，所述锯齿的幅度h(r)和所述间距λ(r)的演进定律是沿着所述叶片(90、60)的跨度(L)分段定义的函数。

9.根据权利要求7或8所述的航空推进装置，其特征在于，在所述叶片中的至少一些上：

-所述前边缘(61)和/或所述后边缘(91)的第一部分是光滑的，不具有锯齿，

-所述前边缘(61)和/或所述后边缘(91)的第二部分具有所述锯齿(63、93)，且

-所述锯齿的幅度在所述第二部分连接到所述第一部分之处减小，使得所述连接是渐进的。

10.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述锯齿(63、93)仅朝向所述叶片(90、60)中的若干个的自由端(51)定位和/或位于所述叶片(90、60)上所述翼弦线为最大的径向位置处。

11.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，沿着所述前边缘和/或所述后边缘，所述锯齿沿着累积长度H延伸，所述累积长度限于：H/(Re-Ri)<0.8。

12.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述前边缘锯齿(63)和/或后边缘锯齿(93)位于：

-从连接端(53)侧开始超出0.4x(Re-Ri)，和/或

-所述翼弦线(C)为最大之处。

13.根据权利要求2或从属于其的权利要求3到12中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述燃气涡轮(21、23、24、96、102)是用于驱动叶片围绕所述中心纵向轴线(X)的旋转的发动机(3)的部分，且所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)朝向所述发动机(3)的上游端定位。

14.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于：

-所述短舱(5)具有空气入口(35)，且

-在所述短舱(5)上，所述空气入口(35)轴向位于所述第一系列的叶片(9)和所述第二系列的叶片(6)的叶片的俯仰轴(390、360)之间。

15.根据权利要求14所述的航空推进装置，其特征在于：

-在所述短舱(5)上，所述空气入口(35)具有位于距所述中心纵向轴线(X)的半径Rb处的边沿(37)，且

-所述第一系列的叶片(9)的后边缘(91)具有位于所述半径Rb处的锯齿。

16.根据权利要求2或从属于其的权利要求3到15中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述涡轮(21、23、96、102)连接到所述第一系列的叶片(9)以便驱动仅所述第一系列的叶片(9)的叶片(90)围绕所述中心纵向轴线(X)的旋转，所述第二系列的叶片(6)的叶片界定旋流恢复轮叶(60)。

17.根据权利要求16所述的航空推进装置，其特征在于，周向地围绕所述中心纵向轴线(X)，仅位于相对于3点钟的+/-60°的第一角范围内和相对于9点钟的+/-60°的第二角范围内的旋流恢复轮叶(60)具有锯齿(63)。

18.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述锯齿(93、63)至少位于所述第一系列的叶片(9)的后边缘(91)上和所述第二系列的叶片(6)的前边缘(61)上。

19.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于：

-在所述前边缘(61)处和在所述后边缘(91)处的锯齿(93、63)具有彼此不同的几何形状或图案，和/或

-所述第一系列的叶片(9)的叶片中的一些的锯齿(93、63)与所述第二系列的叶片(6)的叶片中的一些的锯齿(93、63)的不同在于沿着所述跨度的锯齿的图案、幅度、间距和径向定位中的至少一者。

20.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述锯齿(93、63)中的至少一些具有在朝向所述叶片的自由端(51)的径向方向上单调地或严格单调地变化的在尖端与邻近低谷之间的幅度(h(r))和/或在两个连续锯齿尖端之间的间距(λ(r))。

21.根据权利要求20所述的航空推进装置，其特征在于，所述后边缘锯齿(93)和前边缘锯齿(63)具有在朝向所述叶片的自由端(51)的径向方向上分别相反地变化的幅度(h(r))和/或所述间距(λ(r))。

22.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述第一系列的叶片(9)的叶片(90)上的后边缘锯齿(93)朝向所述自由端(51)减小尖端与邻近低谷之间的幅度(h(r))和/或两个连续锯齿尖端之间的间距(λ(r))，且其中所述第二系列的叶片(6)的叶片(60)的前边缘锯齿(63)朝向所述自由端(51)增加。

23.根据权利要求5和6中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述叶片中的至少一个的盖(73)经由所述叶片的自由端(51)将所述前边缘连接到所述后边缘。

24.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述叶片(90、60)中的至少一个的自由端(51)：

-具有椭圆形形状(79)或圆形形状(80)，和/或

-具有坡角(77)的突然改变。

25.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述叶片(90、60)中的至少一些的前边缘和/或后边缘在所述锯齿中的至少一些的位置处局部地由多孔材料(85)形成。

26.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，在具有锯齿(63、93)的叶片的前边缘(61)或后边缘(91)区域上，在彼此邻近的齿尖端(635)与齿低谷(634)之间在所述前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在所述后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)：

-沿着所述叶片(90、60)的跨度(L)，或

-针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°。

27.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，在具有锯齿(63、93)的叶片的前边缘(61)或后边缘(91)区域上，在彼此邻近的两个齿尖端(630、631)和/或彼此邻近的两个齿低谷(632、634)之间在所述前边缘处的骨架角的变化(Δβ1)或在所述后边缘处的骨架角的变化(Δβ2)：

-沿着所述叶片(90、60)的跨度(L)，或

-针对所述中心纵向轴线(X)径向地，

小于45°。

28.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述第一系列的叶片(9)和/或所述第二系列的叶片(6)的叶片中的至少一些沿着所述叶片(90、60)的跨度(L)或针对所述中心纵向轴线(X)径向地各自具有在以下两者之间的小于45°的俯仰角变化(Δγ)：

--在所述齿尖端中的第一个齿尖端(635)所位于的第一半径处连接所述前边缘和所述后边缘的第三直线，以及

--在邻近于所述第一尖端的齿尖端中的第二个齿尖端(635)所位于的第二半径处连接所述前边缘和所述后边缘的第四直线。

29.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，所述系列的叶片(9、6)中的一个的叶片(90、60)中的至少一个在位于距所述自由端(51)的0.4x(Re-Ri)的径向长度上的径向位置处具有最大偏转。

30.根据前述权利要求中任一项所述的航空推进装置，其特征在于，当前边缘线和后边缘线不重合时，所述第二系列的叶片(6)的叶片(60)中的至少一个具有在所述前边缘(LE)处比在所述后边缘(TE)处更大的半径(Re)，且其中当所述前边缘线和所述后边缘线不重合时，所述第一系列的叶片的叶片(90)中的至少一个具有在所述前边缘(LE)处比在所述后边缘(TE)处更小或更大的半径Re。