JP5982498B2

JP5982498B2 - 後流不感化のための翼およびその製造方法

Info

Publication number: JP5982498B2
Application number: JP2014549126A
Authority: JP
Inventors: ウッド，トレバー・ハワード; ラマクリシュナン，キショア; パリアス，ウメッシュ
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2011-12-22
Filing date: 2012-12-12
Publication date: 2016-08-31
Anticipated expiration: 2032-12-12
Also published as: CA2859780A1; EP2800875A1; CA2859780C; CN104114815A; US20130164488A1; BR112014015562A2; US9249666B2; BR112014015562A8; CN104114815B; WO2013130163A1; JP2015503694A

Description

本明細書に提示される実施形態は、概して、後流不感化を目指した構成の空気力学的表面に関し、より詳しくは、衝突する上流からの後流および渦への非定常圧力応答の不感化に向けた翼などの空気力学的表面の前縁の構成に関する。

これらに限られるわけではないが、航空機用エンジン、ガスタービンエンジン、および蒸気タービンエンジンなどの空気力学的表面を備える少なくともいくつかの公知の機械は、上流のブレード列などの上流の物体から生じる後流および渦の衝突に曝され、あるいは入力としての非定常な気流に曝される複数の回転翼および固定翼を備える。上流において生じた後流および渦が、下流に導かれ、下流の翼の前縁に衝突する可能性がある。いくつかの場合においては、互いに対して移動している上流の物体から下流の翼への後流の衝突が、ターボ機械の利用において発生する空気力学的騒音および空気力学的荷重の主要な発生源である。いくつかの公知の回転機械においては、騒音が、下流に位置する固定または回転翼の前縁に衝突する上流の回転翼の後流、下流に位置する回転または固定翼の前縁に衝突する上流のステータ部品の後流、または下流に位置する反対回転の翼の前縁に衝突する上流の回転翼の後流によって引き起こされる可能性がある。いくつかの公知のエンジンにおいては、後流が、非一様な温度分布を含む可能性がある。

航空機のエンジンが発生させる騒音は、国際的または各地域の規制によって制限される可能性があり、したがって燃料効率および排出物と騒音公害とのバランスをとる必要が生じる。ターボ機械の利用において発生する空気力学的騒音および空気力学的荷重の主要な発生源は、互いに対して移動する下流のブレード列またはベーンへの上流のブレード列からの後流の相互作用である。例として、下流の出口案内ベーン（ＯＧＶ）と相互作用するファンの後流、二重反転の開放型ロータの前後のロータの相互作用によって引き起こされる騒音、ブースタの入り口案内ベーン（ＩＧＶ）に衝突するファンの後流からのブースタ騒音、などが挙げられる。より詳しくは、翼の前縁に衝突する後流が、ターボ機械から放射される騒音の増大につながる可能性があり、ブレード列への空気力学的荷重が大きくなる可能性もある。非定常圧力応答の時間における相関を取り除くことによる不感化ならびに後流の大きさの軽減により、後流がブレード列またはベーンの前縁に衝突するときに生じる騒音および空気力学的荷重を減らすことができる。下流の翼への後流の大きさを小さくする少なくともいくつかの公知の方法は、上流の物体または翼と下流の翼との間の距離を大きくすることを含んでいる。この大きくされた距離が、後流を混ぜ合わせ、したがって翼の前縁に衝突する後流の大きさを小さくする。しかしながら、上流の物体と下流の翼との間の距離を大きくすることで、エンジンのサイズ、重量、およびコストが大になり、したがってエンジンの効率および性能が低下する可能性がある。

米国特許出願公開第２０１２／０６１５２２号明細書

１つの典型的な実施形態によれば、前縁および後縁において互いに接続された第１の面および第２の面、ならびに少なくとも１つの第１の翼弦長を定めている複数の第１の翼弦部分および少なくとも１つの第２の翼弦長を定めている複数の第２の翼弦部分を備える翼であって、前記複数の第１の翼弦部分および第２の翼弦部分が、当該翼の前縁に沿って波形を定めており、前記前縁が、間隔を空けて位置した複数の波状の突出部を備え、該複数の波状の突出部の各々が、波の先端と、間隔を空けて位置した隣り同士の波状の突出部からなる少なくとも１つのペアの間に定められた少なくとも１つの谷部分とを定めており、隣り同士の波状の突出部が、両者の間の先端から先端までの距離を定め、該先端から先端までの距離が、前記少なくとも１つの第１の翼弦長のうちの一定の割合を表わす値の範囲内にあり、前記波状の突出部の間隔は、実質的に一様および非一様の少なくとも一方であり、前記複数の第１の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において当該翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、前記複数の第２の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において当該翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、該外に延びる第１および第２の翼弦部分ならびに前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、三次元のクレニュレーションを有する翼を定めており、当該少なくとも１つの翼が、当該翼が上流で生じた後流または渦と相互作用することによって発生する非定常圧力の（空間的および時間的な）相関の軽減ならびに大きさの低減によって、少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦に対する翼の非定常圧力応答の不感化を促進するように構成されている翼が開示される。

別の典型的な実施形態によれば、エンジンにおける使用のための翼であって、前縁および後縁において互いに接続された第１の面および第２の面、ならびに第１の厚さを有しており、少なくとも１つの第１の翼弦長を定めている複数の第１の翼弦部分、および第２の厚さを有しており、少なくとも１つの第２の翼弦長を定めている複数の第２の翼弦部分を備えており、前記複数の第１の翼弦部分の各々が、前記複数の第２の翼弦部分の各々の間に定められ、前記第１の翼弦長が、前記第２の翼弦長よりも長く、当該翼の前縁に沿って波形を定めており、前記前縁が、間隔を空けて位置した複数の波状の突出部を備え、該複数の波状の突出部の各々が、波の先端と、間隔を空けて位置した隣り同士の波状の突出部からなる少なくとも１つのペアの間に定められた少なくとも１つの谷部分とを定めており、隣り同士の波状の突出部が、両者の間の先端から先端までの距離を定め、該先端から先端までの距離が、前記少なくとも１つの第１の翼弦長のうちの一定の割合を表わす値の範囲内にあり、前記波状の突出部の間隔は、実質的に一様および非一様の少なくとも一方であり、前記複数の第１の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において当該翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、前記複数の第２の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において当該翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、該外に延びる第１および第２の翼弦部分ならびに前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、三次元のクレニュレーションを有する翼を定めており、当該少なくとも１つの翼が、当該翼が上流で生じた後流または渦と相互作用することによって発生する非定常圧力の（空間的および時間的な）相関の軽減ならびに大きさの低減によって、少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦に対する翼の非定常圧力応答の不感化を促進するとともに、前記前縁の付近における強い流れの加速の悪影響の最小化を促進するように構成されている翼が開示される。

他の典型的な実施形態によれば、翼の製造方法であって、第１の面および第２の面を前縁および後縁において互いに接続して備えている少なくとも１つの翼を製造するステップを含んでおり、前記翼は、少なくとも１つの第１の翼弦長を定めている複数の第１の翼弦部分および少なくとも１つの第２の翼弦長を定めている複数の第２の翼弦部分を備えており、前記翼弦部分の各々は、前記後縁と前記前縁との間を延びており、前記翼弦部分は、前記翼の前縁に沿って波形を定めており、前記前縁は、前記翼の根元部と前記翼の先端部との間の長さを定めており、前記前縁は、間隔を空けて位置した複数の波状の突出部を備え、該複数の波状の突出部の各々が、波の先端と、間隔を空けて位置した隣り同士の波状の突出部からなる少なくとも１つのペアの間に定められた少なくとも１つの谷部分とを定めており、隣り同士の波状の突出部が、両者の間の先端から先端までの距離を定め、該先端から先端までの距離が、前記少なくとも１つの第１の翼弦長のうちの一定の割合を表わす値の範囲内にあり、前記波状の突出部の間隔は、実質的に一様および非一様の少なくとも一方であり、前記複数の第１の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において前記翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、前記複数の第２の翼弦部分のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁において前記翼の前記第１の面または前記第２の面の一方から外に延び、該外に延びる第１および第２の翼弦部分ならびに前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、三次元のクレニュレーションを有する翼を定めており、前記少なくとも１つの翼が、前記翼が上流で生じた後流または渦と相互作用することによって発生する非定常圧力の（空間的および時間的な）相関の軽減ならびに大きさの低減によって、少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦に対する翼の非定常圧力応答の不感化を促進するように構成されている方法が開示される。

本発明の上述の態様、特徴、および利点、ならびに他の態様、特徴、および利点が、以下の詳細な説明を添付の図面と併せて検討することで、さらに明らかになるであろう。

典型的なタービンエンジンの概略図である。図１に示したエンジンの一部分の拡大図である。図１に示したエンジンにおいて使用することができる翼の斜視図である。図３に示した翼の一部分の拡大図である。図３に示した翼の一部分の端面断面図である。図３に示した翼の第１の翼弦部分の断面図である。図３に示した翼の第２の翼弦部分の断面図である。図３に示した翼の第１および第２の翼弦部分の断面図である。一実施形態による翼の概略の平面図である。図３〜８に示した翼の別の実施形態を示す概略平面図である。図１に示したエンジンにおいて使用することができる翼の別の実施形態の斜視図である。一実施形態による翼の概略の平面図である。一実施形態による翼の概略の平面図である。一実施形態による翼の概略の平面図である。一実施形態による翼の概略の平面図である。

例えば回転装置における使用（ただし、これに限られるわけではない）のための翼を製造するための装置および方法が開示される。本明細書に記載される実施形態は、あくまでも例示にすぎず、本発明を限定するものではない。開示される実施形態が、これらに限られるわけではないがファンブレード、ロータブレード、ステータベーン、ダクト付きファンのブレード、ダクト無しファンのブレード、支柱、ベーン、ナセルの入り口、開放型ロータ推進システム、風力タービンブレード、プロペラのインペラ、ディフューザベーン、および／または戻り流路ベーンなど、任意の種類の翼または空気力学的表面に適用可能であることを、理解すべきである。より具体的には、開示される実施形態は、上流において生じた後流および渦の衝突を被る任意の翼または空気力学的表面に適用可能である。

本明細書の記載において開示される実施形態は、タービンエンジンまたはターボ機械に関して説明されるが、開示される実施形態の装置および方法を、非定常な表面の圧力応答に対処するための手段として、適切な変更によって、これらに限られるわけではないがフラップの前縁、展開時のスラットの背後の翼前縁、着陸装置のフェアリングなどといった航空機の構造物および翼など、上流において生じた後流および渦の衝突を被る翼を備えている任意の装置に適するようにできることは、当業者にとって明らかである。

図１が、長手方向に延びる軸または中心線１２を有している典型的なターボファンガスタービンエンジンアセンブリ１０の概略図であり、軸または中心線１２は、エンジンアセンブリ１０を前部から後部（図１の左方から右方）に貫いて延びている。図示の典型的なエンジンを通過する流れは、おおむね前部から後部への流れである。エンジンの前部に向かってエンジンの後部から遠ざかる中心線に平行な方向が、本明細書において「上流」方向１４と称される一方で、中心線に平行な反対の方向が、本明細書において「下流」方向１６と称される。

エンジンアセンブリ１０は、エンジンの輪郭をおおむね定めている外殻またはナセル１８を有している。さらに、エンジンアセンブリ１０は、吸気側２０、コアエンジン排気側２２、およびファン排気側２４を備えている。吸気側２０は、ナセル１８の前部開口に位置する吸気口２６を備えており、エンジンへの流れは、吸気口２６を通って進入する。ファン排気側２４は、ナセル１８の後端に位置する排気孔またはノズル（図示されていない）を備える。流れは、排気孔からエンジンアセンブリ１０を出る。

コアエンジンが、ナセル１８の内側に配置され、ファンアセンブリ３０と、ブースタコンプレッサ３２と、コアガスタービンエンジン３４と、ファンアセンブリ３０およびブースタコンプレッサ３２に接続された低圧タービン３６とを備えている。ファンアセンブリ３０は、ファンロータディスク４２から実質的に径方向外側に延びる複数のロータファンブレード４０を備えている。コアガスタービンエンジン３４は、高圧コンプレッサ４４、燃焼室４６、および高圧タービン４８を備えている。ブースタコンプレッサ３２は、第１のドライブシャフト５４に接続されたコンプレッサロータディスク５２から実質的に径方向外側に延びる複数のロータブレード５０を備えている。高圧コンプレッサ４４および高圧タービン４８は、第２のドライブシャフト５６によって互いに接続されている。

稼働時に、吸気側２０を通ってエンジンアセンブリ１０に進入する空気が、ファンアセンブリ３０によって圧縮される。ファンアセンブリ３０を出る気流は、気流の一部分（より詳しくは、圧縮された気流５８）がブースタコンプレッサ３２に導かれ、気流の残りの部分６０がブースタコンプレッサ３２およびコアガスタービンエンジン３４をバイパスし、ファン排気側２４に位置する複数の翼案内ベーン３９を備えている固定のベーン列（より詳しくは、出口案内ベーンアセンブリ３８）を通ってエンジンアセンブリ１０を出るように分割される。より具体的には、周方向に並んだ径方向に延びている翼案内ベーン３９の列が、気流６０の或る程度の方向の制御をもたらすために、ファンアセンブリ３０に隣接して利用される。そのような翼案内ベーンの１つが、図２に示されている。複数のロータブレード５０が、気流を圧縮し、圧縮された気流５８をコアガスタービンエンジン３４にもたらす。気流５８は、高圧コンプレッサ４４によってさらに圧縮され、燃焼室４６にもたらされる。燃焼室４６からの気流５８が、回転タービン３６および４８を駆動し、コアエンジン排気側２２を通ってエンジンアセンブリ１０を出る。

図２に、固定の案内ベーンが示されており、より詳しくは、エンジンケーシング６３の中央の周状部分６２から図１の環状の空間３７を横切ってエンジンファンケーシングまたはナセル１８に位置する周状部分６４に係合するように延びている周方向に並んだ放射状の案内ベーンのうちの１つとして構成された翼案内ベーン３９が示されている。周状部分６２および６４は、ベーン支持座と称される円形のリムまたは帯状の構造物あるいはその弓形部分であってよい。最後の出口案内ベーンアセンブリ３８において、周状部分６４は、放射状に延びる翼案内ベーン３９の円形の列を支持するための外側のリング状の構造物または周状部分６４を協働して形成する複数の隣り合うベーン支持座部分（図示されていない）を備えている。翼案内ベーン３９は、翼前縁６６および翼後縁６８を備えている。

図３が、翼７０（より詳しくは、図１のエンジンアセンブリ１０とおおむね同様のエンジンアセンブリにおいて使用することができる図１および２の翼案内ベーン３９とおおむね同様の出口案内ベーン）の一実施形態の斜視図である。図４が、典型的な翼７０の一部分の拡大図である。一実施形態においては、翼７０が、先端部７４および根元部７６を備えている。あるいは、翼７０を、これに限られるわけではないがロータブレードおよび／またはステータベーン／ブレードにおいて使用することができる。翼７０は、第１の面（より具体的には、第１の起伏のある側壁８０）と、第２の面（より具体的には、第２の起伏のある側壁８２）とを備えている。具体的には、一実施形態において、第１の起伏のある側壁８０が、翼７０の圧縮側８１を定めており、第２の起伏のある側壁８２が、翼７０の吸い込み側８３を定めている。側壁８０および８２は、前縁８４ならびに前縁８４から下流に軸方向または翼弦方向に離された後縁８６において、互いに接続されている。後縁８６は、前縁８４から翼弦方向に離れ、下流に位置している。圧縮側８１および吸い込み側８３（より詳しくは、第１の起伏のある側壁８０および第２の起伏のある側壁８２）の各々が、根元部７６から先端部７４に翼長方向に外に延びている。

一実施形態においては、翼７０が、その設計ゆえに、さらに詳しく後述されるように、図４に示されるとおりの複数の第１の翼弦部分１００および複数の第２の翼弦部分１０２を備える。第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２は、前縁８４と後縁８６との間をおおむね翼弦方向に延びている。さらに詳しく後述されるように、第１の翼弦部分１００の各々は、すぐ隣の第２の翼弦部分１０２から径方向に距離１０４だけ離れている。一実施形態においては、少なくとも１つの第１の翼弦部分１００が、少なくとも１つの第２の翼弦部分１０２の第２の翼弦長９６よりも長い第１の翼弦長９４にて形成されることにより、図３に示されるように前縁８４に沿って複数の波１０６によって定められる波形１０５が定められている。具体的には、一実施形態においては、第１の翼弦部分１００の各々が、前縁８４に沿った波の先端１０８を定めている。同様に、第２の翼弦部分１０２の各々が、前縁８４に沿った波の谷１１０を定めている。結果として、一実施形態においては、複数の交互の第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２が、波１０６を定めており、したがって前縁８４に沿って延びる波状のパターンまたは波形１０５を定めている。別の実施形態においては、少なくとも１つの第１の翼弦部分１００および少なくとも１つの第２の翼弦部分１０２が、図１１に関して説明されるように等しい長さである第１の翼弦長９４および第２の翼弦長９６をそれぞれ有し、かつ第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２を互いに対して翼長方向に積み重ねることによって定められる反り、厚さ、または積み重ねの波のうちの少なくとも１つを備えるように形成される。

一実施形態においては、波１０６の各々が、径方向内側の縁１１４および径方向外側の縁１１２を備えている。さらに、前縁８４が、複数の波の先端１０８および複数の波の谷１１０によって定められている。より具体的には、波の先端１０８の各々が、それぞれの第１の翼弦部分１００に定められている。同様に、波の谷１１０の各々が、それぞれの第２の翼弦部分１０２に定められている。結果として、一実施形態においては、波の先端１０８の各々が、翼弦方向に波の谷１１０の各々から上流に距離１１６だけ延びている。さらに、一実施形態においては、径方向内側の縁１１４および径方向外側の縁１１２の各々が、波の先端１０８と波の谷１１０との間をおおむね径方向に延びている。

一実施形態においては、交互に隣接する第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２の数が、前縁８４に沿って定められる波１０６の数を決定する。具体的には、一実施形態においては、第２の翼弦部分１０２の各々が、第１の翼弦部分１００の各々から、径方向外側の縁１１２に対して測定される距離１１８だけ離れている。同様に、一実施形態においては、第１の翼弦部分１００の各々が、第２の翼弦部分１０２の各々から、径方向内側の縁１１４に対して測定される距離１０４だけ離れている。あるいは、径方向内側および外側のそれぞれの縁１１２および１１４が、波の先端１０８と波の谷１１０との間を実質的に翼弦方向に延びるように、距離１０４および１１８が実質的にゼロであってよい。一実施形態においては、距離１０４および１１８が、ほぼ等しい。別の実施形態においては、距離１０４が、距離１１８に等しくなくてもよい。そのような実施形態においては、径方向内側の縁１１４の翼長方向の部分波長１０４が、径方向外側の縁１１２の翼長方向の部分波長１１８に実質的に等しくない。別の実施形態においては、径方向内側の縁１１４および径方向外側の縁１１２が、これらに限られるわけではないが真っ直ぐな縁および正弦曲線の縁など、波の先端１０８と波の谷１１０との間を延びる任意の平面形状を有することができる。波１０６を、翼７０の空気力学的性能にとって不利にならないように、適切な局所平均の翼弦、反り、および積み重ね（例えば、二面角）を保つように設計することができる。

一実施形態においては、波１０６が、翼７０の前縁８４の根元部７６から先端部７４まで翼長方向に延びている。別の実施形態においては、波１０６が、（現在説明されている）翼７０の前縁８４に沿って翼長方向に部分的にのみ延びることができる。他の実施形態においては、翼７０が、（現在説明されている）翼７０に沿って翼長方向に少なくとも部分的に延びる波１０６の少なくとも１つのグループを備えることができる。

図４に示される実施形態においては、波の谷部分１１０が、おおむね前縁８４に沿って延びる長さ１２０を有している。同様に、一実施形態においては、波の先端部分１０８が、おおむね前縁８４に沿って延びる長さ１２２を有している。あるいは、波の谷部分１１０が、実質的に径方向内側の縁１１４と径方向外側の縁１１２との間に定められる変わり目の点であるように、波の谷部分１１０の長さ１２０が、実質的にゼロであってよい。別の実施形態においては、波の先端部分１０８が、実質的に径方向内側の縁１１４と径方向外側の縁１１２との間に定められる変わり目の点であるように、長さ１２２が実質的にゼロであってよい。

複数の波１０６の各々は、先端から先端までの距離１２４に対する距離１１６の比を表わす所定のアスペクト比にて製造される。一実施形態においては、距離１１６が、第１の翼弦長９４（図３に示されている）と第２の翼弦長９６（図３に示されている）との間の距離である。一実施形態においては、距離１１６が、反りの波（ｃａｍｂｅｒｗａｖｅ）だけが含まれる場合に実質的にゼロであってよい。

図５が、図３の翼７０の前縁８４の一部分の端面断面図である。図６および７が、標準的な前縁の翼との比較において、それぞれ長い第１の翼弦部分１００および短い第２の翼弦部分１０２を通って得られた翼７０の断面を、翼長方向に眺めた図である。さらに、一実施形態においては、翼７０が、前縁８４から後縁８６に翼弦方向に延びる平均反り曲線１２６を備えて形成され、平均反り曲線１２６は、第１の起伏のある側壁８０または翼の圧縮側８１ならびに第２の起伏のある側壁８２または吸い込み側８３の両方から等距離にある。一実施形態においては、翼７０が、第１の起伏のある側壁８０と第２の起伏のある側壁８２との間で測定される厚さをさらに有する。具体的には、一実施形態においては、翼７０が、少なくとも１つの第１の翼弦部分１００において定められる第１の翼弦厚さ１２８と、少なくとも１つの第２の翼弦部分１０２において定められる第２の翼弦厚さ１３０とを有する。一実施形態においては、第１の翼弦厚さ１２８が、第２の翼弦厚さ１３０よりも大きい。さらに、一実施形態においては、第２の翼弦厚さ１３０が、第１の翼弦厚さ１２８よりも幅広い。翼７０には、実質的に前縁８４と後縁との間に定められる翼長方向において、以下で流れの方向における翼の反りおよび／または翼長方向の積み重ねの両方によって定められる複数の反り波１３２が形成されており、結果として三次元のクレニュレーション（ｃｒｅｎｕｌａｔｅｄ）を有する翼７０が定められている。

図５に示される実施形態においては、第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２の各々の前縁８４に、翼の平均反り曲線１２６に対してそれぞれの反り曲線１３４および１３６が形成されている。より具体的には、第１の翼弦反り曲線１３４が、平均反り曲線１２６に対して角度θ₁に向けられている。この第１の翼弦反り曲線１３４の向きにより、波の先端１０８が、第１の起伏のある側壁８０（すなわち、圧縮側８１）または第２の起伏のある側壁８２（すなわち、吸い込み側８３）のうちの一方の流路（図示されていない）に距離１３８だけ延び、ここで距離１３８は、平均反り曲線１２６と第１の起伏のある側壁８０との間で測定される。同様に、第２の翼弦反り曲線１３６が、平均反り曲線１２６に対して角度θ₂に向けられている。この第２の翼弦反り曲線１３６の向きにより、波の谷１１０が、第１の起伏のある側壁８０（すなわち、圧縮側８１）または第２の起伏のある側壁８２（すなわち、吸い込み側８３）のうちの一方の流路（図示されていない）に距離１４０だけ延び、ここで距離１４０は、平均反り曲線１２６と第２の起伏のある側壁８２との間で測定される。関心の特定の稼働状況において、波状の前縁の造作によってもたらされる翼弦の変化が、第２の翼弦部分１０２の前縁において、隣接する第１の翼弦部分１００の空気力学的影響に起因して、強い流れの加速（本明細書において、前縁吸い込みピークと称される）を生じさせる可能性がある。この流れの加速が、波状の前縁の有効性を制限し、おそらくは騒音に不利な影響を引き起こす可能性がある。したがって、第２の翼弦部分１０２の前縁吸い込みピークを、適切な設計によって軽減することが不可欠である。一実施形態においては、図６および７に示されるように、第２の翼弦部分１０２の前縁吸い込みピークを軽減するために、第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２の波状の前縁が、点線にて示されるとおりの標準的な前縁の翼に対して下方に向けられてよく、波状の前縁の付近において、標準的な前縁を備える翼の曲率よりも大きい曲率を備えることができる。このように第１の翼弦部分１００および第２の翼弦部分１０２を構成することによって、前縁吸い込みピークを最小化することができ、衝突する後流および渦に対する翼の非定常圧力応答の不感化がもたらされ、結果として発生する騒音が小さくなる。前縁における強い流れの加速を軽減する別の実施形態を、例えば厚さの変更によるなど、他の幾何学的な設計パラメータによって達成してもよいことは、当業者にとって自明である。

一実施形態においては、距離１４２が、波の先端部分１０８の第２の起伏のある側壁８２と、波の谷部分１１０の第２の起伏のある側壁８２との間で測定される。さらに、一実施形態においては、前縁８４において定められる距離１４２を、図８に詳しく示されるように第１の翼弦反り曲線１３４と第２の翼弦反り曲線１３６との間の前縁８４における角度差θ₃を大きくすることによって、さらに増やすことができる。さらに詳しく後述されるように、距離１４２を増やすことによって、翼７０の前縁８４に衝突する後流によって引き起こされる非定常な気圧の軽減が促進される。より具体的には、距離１４２を増すことで、非定常圧力の非相関化ならびに翼７０に衝突する後流および渦への翼の非定常圧力応答の大きさの軽減を促進でき、騒音および空気力学的荷重の低減が促進される。一実施形態においては、第２の翼弦厚さ１３０を変更することによって、前縁吸い込みピークの制御または軽減を促進することができる。良好に設計された前縁８４は、第２の翼弦部分１０２における前縁吸い込みピークおよび付随の騒音の不利益を軽減でき、全体としての波状の前縁の有効性を改善することができる。このようにして、翼７０が、（空間的および時間的な）非相関化、ならびに上流において発生した後流または波との相互作用によって引き起こされる非定常圧力の大きさの低減、および前縁８４の付近での強い流れの加速の最小化によって、少なくとも１つの非定常な後流の衝突に対する翼の非定常圧力応答の不感化を促進するように構成される。さらに、波状の前縁の造作を備えることで、時間平均の変化および非定常な表面圧力場が可能になり、したがって生じる雑音が小さくなる。

エンジンの稼働時に、図１のロータファンブレード４０などの複数のファンブレードが、気流６０が出口案内ベーンアセンブリの翼７０の前縁８４に衝突するように、軸１２（図１）を中心にして回転する。より具体的には、気流６０が、波１０６および反り波１３２に衝突し、各々の翼７０を下流方向に導かれる。気流６０が波１０６および反り波１３２に衝突するとき、衝突する非一様な気流６０に対する翼の非定常圧力応答の非相関化が達成される。より具体的には、翼との非定常な突風の相互作用の非相関化が、結果としての非定常表面圧力の大きさの軽減をもたらすことができ、したがって翼７０が放射する騒音のレベルを下げることができる。

気流６０が翼７０の前縁８４に衝突するとき、翼の非定常圧力応答の非相関化は、いくつかの方法で生じる。すなわち、（ｉ）入射する気流６０における渦の到着時刻が、相互作用する前縁８４の物理的な位置によって変更され、（ｉｉ）前縁８４における翼表面の非定常圧力が、（伝統的な前縁と比べて）空間的にコヒーレントでなくなり、したがって翼７０の表面圧力が、伝統的な前縁に関する応答とは異なる応答を示し、第２の翼弦部分１０２における前縁吸い込みピークの悪影響が最小化され、（ｉｉｉ）翼７０の平均荷重が、波状の前縁８４ゆえに変化し、変化後の平均荷重の付近の非定常応答が、コヒーレントでなくなる。たとえ前縁に入射する渦の到着時刻の波状の変化が何らかの形で（人工的に）取り除かれるとしても、波状の前縁は、湾曲した前縁および波状の翼表面そのものに起因して、伝統的な前縁と比べて依然としてより低い非定常圧力にて応答する。

次に図９および１０を参照すると、本明細書に開示の実施形態による種々の翼の構成が、概略の平面図にて示されている。より詳しくは、すでに説明した図３〜８の翼７０とおおむね同様の翼１５０の概略の平面図が、図９に示されている。図示の実施形態において、翼１５０は、前縁８４に位置する波形１０５と、複数の反り波１３２とを備えており、どちらも翼長方向において翼７０の実質的に全長に沿って形成されている。より具体的には、波形１０５および反り波１３２が、先端部７４から根元部７６まで延びる三次元の翼を生み出している。この図示の実施形態において、波形１０５を構成する複数の波１０６および反り波１３２は、翼長方向において翼の実質的に全長に沿って実質的に一様に形成されている。すでに述べたように、波１０６は実質的に等しく、したがって径方向内側の縁１１４（図４）の翼長方向の部分波長１０４が、径方向外側の縁１１２（図４）の翼長方向の部分波長１１８に実質的に等しい。図１０に示されるとおりの別の実施形態は、実質的に非一様な間隔の波の構成を備えることができる。他の実施形態においては、波形を前縁全体に適用でき、より大きな騒音および空気力学的荷重の利益をもたらすことができる。

すでに説明した図３〜８の翼７０とおおむね同様の別の翼１５５の概略の平面図が、図１０に示されている。図示の実施形態において、翼１５５は、前縁８４に位置する波形１０５と、複数の反り波１３２とを備えており、どちらも翼長方向において翼７０の長さの大部分に沿って形成されている。より具体的には、波形１０５および反り波１３２が、翼長方向に先端部７４から根元部７６まで延びる三次元の翼を生み出している。この図示の実施形態において、波形１０５を構成する複数の波１０６および反り波１３２は、翼長方向において翼７０の実質的に全長に沿って実質的に非一様に形成されている。より具体的には、すでに述べたように、径方向内側の縁１１４（図４）の翼長方向の部分波長１０４が、径方向外側の縁１１２（図４）の翼長方向の部分波長１１８に実質的に等しくない。非対称な波形の使用は、上流から衝突する後流および渦に対して翼が発生させる非定常圧力応答の非相関化を改善することができる。別の実施形態においては、複数の波１０６を、翼７０の中央部あるいは末端または先端に形成するなど、翼長方向の翼７０の長さの一部分に沿ってのみ実質的に非一様に形成することができる。

図１１が、本明細書に開示の波状の前縁を具現化する空気力学的表面の一実施形態の斜視図である。より詳しくは、図１のエンジンアセンブリ１０とおおむね同様のエンジンアセンブリにおいて使用することができる図１のロータファンブレード４０と実質的に同様の翼２００が示されている。一実施形態においては、翼２００が、翼２０２と、台座２０３と、根元部２０６とを備えている。あるいは、翼２０２を、これらに限られるわけではないが、ロータブレード、ステータブレード、および／またはノズルアセンブリにおいて使用することができる。一実施形態においては、根元部２０６が、翼２００を図１のファンロータディスク４２などのロータディスクに取り付けできるようにする一体の蟻継ぎ２０８を備えている。翼２００は、第１の起伏のある側壁２１０および第２の起伏のある側壁２１２を備えている。具体的には、一実施形態において、第１の起伏のある側壁２１０が、翼２００の圧縮側２１１を定めており、第２の起伏のある側壁２１２が、翼２００の吸い込み側２１３を定めている。側壁２１０および２１２は、前縁２１４および後縁２１６において、互いに接続されている。後縁２１６は、前縁２１４から翼弦方向に離れ、下流に位置している。圧縮側２１１および吸い込み側２１３（より詳しくは、第１の起伏のある側壁２１０および第２の起伏のある側壁２１２）の各々が、根元部２０６から先端部２０４に翼長方向に外に延びている。あるいは、翼２００が、蟻継ぎ２０８または台座部分２０３を備え、あるいは備えずに、任意の伝統的な形態を有することができる。例えば、翼７０を、蟻継ぎ２０８および台座部分２０３を備えないブリスク（ｂｌｉｓｋ）方式の構成にてロータディスクと一体に形成してもよい。

一実施形態においては、第１の実施形態に関して詳しく説明したように、翼２００が、複数の第１の翼弦部分２３０および複数の第２の翼弦部分２３２を備えており、そのうちの代表的な見本だけが図示されている。第１の翼弦部分２３０および第２の翼弦部分２３２は、前縁２１４と後縁２１６との間をおおむね翼弦方向に延びている。翼７０と同様に、すでに図３〜５において詳しく説明したように、第１の翼弦部分２３０の各々は、すぐ隣の第２の翼弦部分２３２から或る距離だけ径方向に離れて位置している。一実施形態においては、少なくとも１つの第１の翼弦部分２３０を、少なくとも１つの第２の翼弦部分２３２の翼弦長２２６と実質的に等しく、反り、厚さ、または翼の積み重ねの波（例えば、二面角）のうちの少なくとも１つを備えている翼弦長２２４にて形成することができる。別の実施形態においては、少なくとも１つの第１の翼弦部分２３０を、少なくとも１つの第２の翼弦部分２３２の翼弦長２２６よりも長い翼弦長２２４にて形成することにより、図３の波形１０５とおおむね同様の前縁８４に沿った複数の波によって定められる波形を定めることができる。一実施形態においては、第１の翼弦部分２３０の各々が、前縁２１４に沿った波の先端２３８を定めている。同様に、第２の翼弦部分２３２の各々が、前縁２１４に沿った波の谷２４０を定めている。結果として、一実施形態においては、複数の交互の第１の翼弦部分２３０および第２の翼弦部分２３２が、波２３６を定めており、したがって前縁２１４に沿って延びる波状のパターンまたは波形２３５を定めている。

すでに図４の説明において詳しく述べたように、波２３６の各々は、径方向内側の縁２４４および径方向外側の縁２４２を備えている。さらに、前縁２１４が、複数の波の先端２３８および複数の波の谷２４０によって定められている。より具体的には、波の先端２３８の各々が、それぞれの第１の翼弦部分２３０に定められている。同様に、波の谷２４０の各々が、それぞれの第２の翼弦部分２３２に定められている。結果として、一実施形態においては、波の先端２３８の各々が、翼弦方向に波の谷２４０の各々から上流に或る距離だけ延びている。さらに、一実施形態においては、径方向内側の縁２４４および径方向外側の縁２４２の各々が、波の先端２３８と波の谷２４０との間をおおむね径方向に延びている。

一実施形態においては、交互に隣接する第１の翼弦部分２３０および第２の翼弦部分２３２の数が、前縁２１４に沿って定められる波２３６の数を決定する。具体的には、一実施形態においては、第２の翼弦部分２３２の各々を、第１の翼弦部分２３０の各々から、径方向内側の縁２４４に対して測定される距離２３３だけ離すことができる。同様に、一実施形態においては、第１の翼弦部分２３０の各々が、第２の翼弦部分２３２の各々から、径方向外側の縁２４２に対して測定される距離２３１だけ離れている。距離は、径方向内側および外側のそれぞれの縁２４２および２４４が、波の先端２３８と波の谷２４０との間を実質的に翼弦方向に延びるように、実質的にゼロであってよい。図３〜５に関してすでに詳述したように、波２３６は、実質的に同じに形成されても、同じに形成されなくてもよく、あるいは同じ波および同じでない波の両方を含むことができる。別の実施形態においては、径方向内側の縁２４４および径方向外側の縁２４２が、これに限られるわけではないが正弦曲線の縁など、波の先端２３８と波の谷２４０との間を延びる任意の平面形状を有することができる。波２３６を、翼２００の空気力学的性能にとって不利にならないように、適切な局所平均の翼弦、反り、および積み重ね（例えば、二面角）を保つように設計することができる。

図示の実施形態においては、波の谷部分２４０が、おおむね前縁２１４に沿って延びる長さを有している。同様に、一実施形態においては、波の先端部分２３８が、おおむね前縁２１４に沿って延びる長さを有している。波の谷部分２４０が、実質的に径方向内側の縁２４４と径方向外側の縁２４２との間に定められる変わり目の点であるように、波の谷部分２４０の長さは、実質的にゼロであってもよい。別の実施形態においては、波の先端部分２３８が、実質的に径方向内側の縁２４４と径方向外側の縁２４２との間に定められる変わり目の点であるように、長さが実質的にゼロであってよい。複数の波２３６の各々は、翼７０（図２〜１０）に関してすでに述べたとおりの所定のアスペクト比にて製造される。

次に図１２〜１５を参照すると、本明細書に開示の実施形態による種々の翼の構成が、概略の平面図にて示されている。より詳しくは、翼２５０の概略の平面図が、図１２に示されている。図示の実施形態においては、翼２５０が、前縁２１４に位置する波形２３５を構成する複数の波２３６と、複数の反り波２３２とを備えており、どちらも翼長方向において翼２５０の実質的に全長に沿って形成されている。より具体的には、波形２３５および反り波２３２が、根元部２０６から先端部２０４まで延びる三次元の翼を生み出している。この図示の実施形態において、複数の波２３６および反り波２３２は、翼長方向において翼の実質的に全長に沿って実質的に等しく形成されている。すでに述べたように、波２３６は実質的に等しく、したがって径方向内側の縁２４４（図１１）の翼長方向の部分波長が、径方向外側の縁２４２（図１１）の翼長方向の部分波長に実質的に等しい。別の実施形態は、翼長方向において翼の実質的に全長に沿って間隔を空けて位置するすでに述べたとおりの等しくない波の構成を備えることができる。さらに別の代案の実施形態においては、翼２５０を、すでに述べたように実質的に等しい翼弦部分の長さ（図示されていない）を有し、かつ反り、厚さ、または積み重ねの波のうちの少なくとも１つを備えることで、複数の反り波２３２だけを有する翼を定めるように構成することができる。

図１３には、別の翼２５５の概略の平面図が示されている。図示の実施形態において、翼２５５は、前縁２１４に位置する波形２３５と、複数の反り波２３２とを備えており、どちらも翼長方向において翼２５５の長さの一部分にだけ沿って形成されている。図示の実施形態においては、波形２３５および反り波２３２が、先端部２０４に近い翼２５５の末端または先端に形成されている。より具体的には、波形２３５および反り波２３２が、先端部２０４から翼長方向における翼２５５の全長の一部分にすぎない前縁２１４に沿った地点まで広がる三次元の翼を生み出している。この図示の実施形態においては、複数の波２３６および反り波２３２が、一様な構成である。別の実施形態においては、複数の波２３６を、非一様な構成にて、翼長方向における翼２５５の長さの一部分にだけ沿って形成することができる。さらに別の実施形態においては、図１４に最もよく示されているとおり、翼２６０を、すでに述べたように実質的に等しい翼弦部分の長さを有することで、翼２６０の全長のうちの一部分にだけ沿って形成された複数の反り波２３２だけを有する翼を定めるように構成することができる。

図１５には、さらに別の代案の翼２６５の概略の平面図が示されている。図示の実施形態においては、翼２６５が、前縁２１４に位置する波形２３５と、複数の反り波２３２とを、翼長方向における翼２６５の実質的に全長に沿って形成して備えている。波形２３５および反り波２３２が、根元部２０６から先端部２０４まで翼２６５の実質的に全長にわたって延びる三次元の翼を生み出している。この図示の実施形態において、波形２３５を構成する複数の波２３６および反り波２３２は、一様および／または非一様に構成されるが、翼長方向における翼の長さに沿って変化する径方向内側および外側の縁を備える。より具体的には、すでに述べたように、径方向内側の縁２４４（図１１）および径方向外側の縁２４２（図１１）の翼長方向の部分波長が、実質的に等しくなく、同等でもない。本明細書に記載の実施形態においては、各々の翼の構成が、上流の回転部品またはステータ構成部品などの上流の構成部品から翼の前縁に衝突する複数の後流、渦、および波、あるいは翼の前縁に衝突する上流の非定常な流体の流入への翼の応答について、時間的および空間的な相関を軽減し、あるいは大きさを小さくすることによって、到来する流体の突風への翼の非定常圧力応答ならびに前縁に衝突する非定常圧力波（音波）の不感化を促進するように設計される。

翼の製造方法も、本明細書において説明される。本方法は、第１の起伏のある側壁または圧縮側と、第２の起伏のある側壁または吸い込み側とを、前縁および後縁において互いに接続して備え、さらに各々が前縁と後縁との間を延びている複数の第１および第２の翼弦部分を備えている少なくとも１つの翼を製造することを含んでいる。第１の翼弦部分のうちの少なくとも１つが、前縁において翼の第１の起伏のある側壁または第２の起伏のある側壁の一方から外に延び、第２の翼弦部分のうちの少なくとも１つが、前縁において翼の第１の起伏のある側壁または第２の起伏のある側壁の一方から外に延びている。複数の第１の翼弦部分は、少なくとも１つの第１の翼弦長を定めている。複数の第２の翼弦部分が、それぞれが前縁と後縁との間を延びている少なくとも１つの第２の翼弦長を定め、前記第１の翼弦長が、第２の翼弦長よりも長くてよい。翼は、第１の翼弦厚さを有する複数の第１の翼弦部分と、第２の翼弦厚さを有する複数の第２の翼弦部分とをさらに含む。

上述の三次元の波状の前縁の翼は、衝突する流体の突風または後流に対するブレードの応答を効果的に不感化し、エンジンの稼働時に生じる騒音および空気力学的荷重の軽減を促進する。エンジンの稼働時に、翼は、上流の物体からの後流および渦の衝突または非定常な流れの流入を被る可能性があり、それら後流が翼に衝突するときに騒音および空気力学的荷重を引き起こす。一実施形態においては、各々の翼が、複数の波状の突出部または波を含む前縁を備える。さらに、そのような実施形態において、複数の波が、前縁に沿った複数の先端および谷ならびに翼の表面の複数の反り波を定め、三次元のクレニュレーションを有する翼をもたらす。翼の前縁の波および反り波が、衝突する後流および渦への翼の非定常応答の相関の軽減および大きさの低減によって、翼の不感化を促進する。より具体的には、翼の前縁の波および反り波が、衝突する気流における渦の到着時刻を変え、前縁における翼の非定常圧力荷重を伝統的な前縁と比べて空間的にコヒーレントでなくなるように変え、前縁吸い込みピークの悪影響を最小化し、翼の非定常圧力応答を改善し、変化後の時間平均荷重についての非定常応答が軽減され、コヒーレントでなくなるように、翼の時間平均の荷重を変えることによって、翼に衝突する後流によって引き起こされる非定常圧力の相関の軽減および大きさの低減の両方を促進する。

この方法で構成された前縁は、到来する比較的非定常な流れの乱れに対するブレード、ベーン、または空気力学的表面全般の非定常な空気力学的および空気音響的応答に対処する。より具体的には、本明細書に記載のように構成された前縁は、翼の前縁に衝突する後流および渦に対する翼の非定常圧力応答の大きさの軽減を促進し、したがって騒音および空気力学的荷重の軽減を促進する。衝突する後流に対する非定常圧力応答の相関の軽減および大きさの低減は、翼と上流の構成部品との間に必要な軸方向の距離の短縮を促進できる。結果として、エンジンの効率および性能について、少なくとも１つの翼の前縁の少なくとも一部分に定められる複数の波および反り波を持たない標準的な翼を用いるエンジンと比べた改善が促進される。さらに、放射される騒音および空気力学的荷重の軽減が、ブレードまたはベーンの重量を増やすことなく、空気力学的性能を実質的に低下させることなく、かつ全体としてのエンジンシステム（長さ、重量、構造、など）に他の影響を及ぼすことなく達成される。一実施形態においては、本明細書に開示の波状の前縁の設計が、目標の騒音レベルを保ちつつ全体としてのシステムの性能を進歩させることができるが、仮に伝統的な翼の前縁が用いられたならば通常は騒音を増大させることになるであろうエンジンの設計の変更（例えば、ファン−ＯＧＶの軸方向の間隔の短縮、ファンの直径の縮小、ファンの先端速度の増大、ＯＧＶスイープの短縮、など）を、可能にすることができる。

以上、ファンブレードおよび案内ベーンを含む翼の典型的な実施形態を、詳しく説明した。翼は、本明細書に記載の特定の実施形態に限定されず、むしろファンブレード、ステータ、または機体などの蒸溜の物体からの後流および渦の衝突に曝され、あるいは非定常な流体の流れに曝される任意の種類の翼に適用可能である。本明細書に記載の翼を、他のエンジンとともに他のブレードシステム構成部品と組み合わせて使用することができる。

１０エンジンアセンブリ
１２軸、中心線
１４方向
１６方向
１８ナセル
２０吸気側
２２コアエンジン排気側
２４ファン排気側
２６吸気口
３０ファンアセンブリ
３２ブースタコンプレッサ
３４コアガスタービンエンジン
３６回転タービン、低圧タービン
３７空間
３８出口案内ベーンアセンブリ
３９翼案内ベーン
４０ロータファンブレード
４２ファンロータディスク
４４高圧コンプレッサ
４６燃焼室
４８回転タービン、高圧タービン
５０ロータブレード
５２コンプレッサロータディスク
５４第１のドライブシャフト
５６第２のドライブシャフト
５８気流
６０気流
６２周状部分
６３エンジンケーシング
６４周状部分
６６翼前縁
６８翼後縁
７０翼
７４先端部
７６根元部
８０第１の起伏のある側壁
８１圧縮側
８２第２の起伏のある側壁
８３吸い込み側
８４前縁
８６後縁
９４第１の翼弦長
９６第２の翼弦長
１００第１の翼弦部分
１０２第２の翼弦部分
１０４部分波長
１０４距離
１０５波形
１０６波
１０８波の先端部分、波の先端
１１０波の谷部分、波の谷
１１２径方向外側の縁
１１４径方向内側の縁
１１６距離
１１８距離、翼長方向の部分波長
１２４先端から先端までの距離
１３２反り波
１３８距離
１４０距離
１４２距離
１５０翼
１５５翼
２００翼
２０２翼
２０３台座部分、台座
２０４先端部
２０６根元部
２０８蟻継ぎ
２１０第１の起伏のある側壁
２１１圧縮側
２１２第２の起伏のある側壁
２１３吸い込み側
２１４前縁
２１６後縁
２２４翼弦長
２２６翼弦長
２３０第１の翼弦部分
２３１距離
２３２第２の翼弦部分、反り波
２３３距離
２３５波形
２３６波
２３８波の先端部分、波の先端
２４０波の谷部分、波の谷
２４２径方向外側の縁
２４４径方向内側の縁
２５０翼
２５５翼
２６０翼
２６５翼
θ１角度
θ２角度
θ３角度差

Claims

前縁（８４、２１４）および後縁（８６）において互いに接続された第１の面（８０）および第２の面（８２）、ならびに
少なくとも１つの第１の翼弦長（９４）を定めている複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）および少なくとも１つの第２の翼弦長（９６）を定めている複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）
を備える翼（７０）であって、
前記前縁は、翼長方向で前記翼の全長に延び、
前記後縁は、前、翼弦方向に間隔をあけて記前縁の下流に位置し、
前記翼（７０）が、前記翼（７０）が少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦と相互作用することによって発生する非定常圧力の空間的および時間的な相関の軽減ならびに大きさの低減によって、少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦に対する翼（７０）の非定常圧力応答の不感化を促進するように構成されており、
前記複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）および第２の翼弦部分（１０２、２３２）が、前記翼（７０）の前縁（８４、２１４）に沿って波形（１０５）を定めており、
前記複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁（８４、２１４）において前記翼の前記第１の面（８０）または前記第２の面の一方から外に延び且つ翼弦方向で前記翼の幅の一部のみに延び、
前記複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁（８４、２１４）において前記翼（７０）の前記第１の面（８０）または前記第２の面の一方から外に延び且つ翼弦方向で前記翼の幅の一部のみに延び、
前記前縁（８４、２１４）が、間隔を空けて位置した複数の波状の突出部を備え、該複数の波状の突出部の各々が、波の先端（１０８、２３８）と、間隔を空けて位置した隣り同士の波状の突出部からなる少なくとも１つのペアの間に定められた少なくとも１つの谷部分（１１０、２４０）とを定めており、隣り同士の波状の突出部が、両者の間の先端から先端までの距離（１２４）を定め、該先端から先端までの距離（１２４）が、前記少なくとも１つの第１の翼弦長（９４）のうちの一定の割合を表わす値の範囲内にあり、
前記複数の波状の突出部の各々は、径方向内側の縁（１１４、２４４）及び径方向外側の縁（１１２、２４２）を備え、角度付けされて前記前縁に衝突する後流によって引き起こされる非定常な気圧の軽減が促進され、
前記波状の突出部の間隔は、実質的に一様および非一様の少なくとも一方であり、
前記外に延びる第１および第２の翼弦部分（１０２、２３２）ならびに前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、三次元のクレニュレーションを有する翼（７０）を定める、
翼（７０）。
前記前縁（８４、２１４）から前記後縁（８６）まで延びている前記第１および第２の面の間で測定される厚さをさらに備えており、該翼（７０）の厚さが、翼長方向において変化している、請求項１に記載の翼（７０）。
前記複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）が、第１の厚さを有し、前記複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）が、第２の厚さを有し、前記複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）の各々が、前記複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）の各々の間に定められている、請求項１又は２に記載の翼（７０）。
前記第１の翼弦長（９４）が、前記第２の翼弦長（９６）よりも長い、請求項１乃至３のいずれか１項に記載の翼（７０）。
前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、翼長方向における前記翼（７０）の一部分にだけ沿って形成されている、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の翼（７０）。
前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、翼長方向における前記翼（７０）の実質的に全長に沿って形成されている、請求項１乃至４のいずれか１項に記載の翼（７０）。
前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、同じではない、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の翼（７０）。
前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部の一部が、同じであり、前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部の一部が、同じではない、請求項１乃至６のいずれか１項に記載の翼（７０）。
不動の案内ベーンである、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の翼（７０）。
回転するブレードである、請求項１乃至８のいずれか１項に記載の翼（７０）。
翼（７０）の製造方法であって、
第１の面および第２の面（８０、８２）を前縁および後縁において互いに接続して備えている少なくとも１つの翼（７０）を製造するステップ
を含んでおり、
前記翼（７０）は、少なくとも１つの第１の翼弦長（９４）を定めている複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）および少なくとも１つの第２の翼弦長（９６）を定めている複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）を備えており、
前記前縁は、翼長方向で前記翼の全長に延び、
前記後縁は、前、翼弦方向に間隔をあけて記前縁の下流に位置し、
前記翼（７０）が、前記翼（７０）が少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦と相互作用することによって発生する非定常圧力の空間的および時間的な相関の軽減ならびに大きさの低減によって、少なくとも１つの衝突する上流で生じた後流または渦に対する翼（７０）の非定常圧力応答の不感化を促進するように構成されており、
前記翼弦部分の各々は、前記前縁（８４、２１４）と前記後縁（８６）との間を延びており、前記翼弦部分は、前記翼（７０）の前縁に沿って波形を定めており、前記前縁（８４、２１４）は、前記翼（７０）の根元部と前記翼（７０）の先端部との間の長さを定めており、
前記複数の第１の翼弦部分（１００、２３０）のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁（８４、２１４）において前記翼の前記第１の面（８０）または前記第２の面の一方から外に延び且つ翼弦方向で前記翼の幅の一部のみに延び、
前記複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）のうちの少なくとも１つの翼弦部分が、前記前縁（８４、２１４）において前記翼（７０）の前記第１の面（８０）または前記第２の面の一方から外に延び且つ翼弦方向で前記翼の幅の一部のみに延び、
前記前縁（８４、２１４）は、間隔を空けて位置した複数の波状の突出部を備え、該複数の波状の突出部の各々が、波の先端（１０８）と、間隔を空けて位置した隣り同士の波状の突出部からなる少なくとも１つのペアの間に定められた少なくとも１つの谷部分（１１０、２４０）とを定めており、隣り同士の波状の突出部が、両者の間の先端から先端までの距離を定め、該先端から先端までの距離が、前記少なくとも１つの第１の翼弦長（９４）のうちの一定の割合を表わす値の範囲内にあり、
前記複数の波状の突出部の各々は、径方向内側の縁（１１４、２４４）及び径方向外側の縁（１１２、２４２）を備え、角度付けされて前記前縁に衝突する後流によって引き起こされる非定常な気圧の軽減が促進され、
前記波状の突出部の間隔は、実質的に一様および非一様の少なくとも一方であり、
前記外に延びる第１および第２の翼弦部分（１０２、２３２）ならびに前記間隔を空けて位置した複数の波状の突出部が、三次元のクレニュレーションを有する翼（７０）を定める、
方法。
前記少なくとも１つの翼（７０）を製造するステップが、前記翼（７０）が前記前縁（８４、２１４）から前記後縁（８６）まで延びている前記第１および第２の面（８０、８２）の間で測定される厚さを備え、該翼（７０）の厚さが翼長方向において変化しているように前記翼（７０）を製造することをさらに含んでいる、請求項１１に記載の方法。
前記少なくとも１つの翼（７０）を製造するステップが、前記翼（７０）が第１の厚さを有する複数の第１の翼弦部分と第２の厚さを有する複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）とを備えて形成され、前記複数の第１の翼弦部分の各々が前記複数の第２の翼弦部分（１０２、２３２）の各々の間に定められるように前記翼（７０）を製造することをさらに含んでいる、請求項１１又は１２に記載の方法。
前記翼（７０）が、出口案内ベーン、ファンブレード、ロータブレード、ステータベーン、ダクト付きファンのブレード、ダクト無しファンのブレード、支柱、ナセル入り口、風力タービンブレード、プロペラ、インペラ、ディフューザベーン、戻り流路のベーン、フラップ前縁、翼（７０）の前縁、または着陸装置のフェアリングのうちの１つである、請求項１１乃至１３のいずれか１項に記載の方法。