用于旋转机械的翼型的制作方法

本申请对于2012年2月29日提交的临时申请No. 61/605041主张优先权，由此，该临时申请的公开通过引用而以其整体并入。

技术领域

本公开的领域通常涉及旋转机械(rotary machines)，且更具体地涉及与旋转机械一起使用的翼型。

背景技术：

至少一些诸如用于飞行器推进的气体涡轮发动机的、已知的旋转机械包括多个在下游引导空气的旋转叶片。各个叶片具有限定翼型截面的横截面形状。虽然一些单向旋转的涡轮螺旋桨发动机已被考虑用于更高的巡航速度，但常规的单向旋转的涡轮螺旋桨发动机在低的巡航速度(飞行马赫数高达约0.7)提供高效率。通过使用管道式涡轮风扇发动机以产生所需的相对高的推力，从而典型地实现更高的巡航速度(0.7至0.9马赫)。

常常被称作非管道式风扇(UDF^®)或开放式转子的非管道式的反向旋转(counter-rotating)的螺旋桨发动机，已发展成以比管道式涡轮风扇更高的效率来输送高的巡航速度所需的高的推力。针对高的巡航速度效率的反向旋转的螺旋桨在诸如起飞的低的飞行速度具有强烈的声互作用(即，产生噪声)，该低的飞行速度典型地在0.3或更小的飞行马赫数。为了在低的飞行速度安静地运行而设计的反向旋转的螺旋桨在高的巡航速度趋于低效。因此，需要具有高的飞行速度下的良好效率和低的飞行速度下的低噪声的这两者的单向旋转的螺旋桨和反向旋转的螺旋桨的这两者。

为了在宽阔范围的运行条件下运行，螺旋桨叶片典型地附连至旋转轮毂，从而能够在飞行期间调节各个叶片的设定角(setting angle)或间距。虽然该叶片间距角度的调节由于叶片本质上为刚性因而影响性能，但是，包括叶片的翼型截面以特定的方式定形来改善高速飞行的效率并降低低速飞行的噪声。因此，需要一种在高速具有高效率和低噪声的这两者的螺旋桨。

技术实现要素：

在一方面，用于推进装置的螺旋桨的翼型截面包括压力表面和吸力表面，压力表面和吸力表面在前缘和后缘会合。翼型截面具有被限定于压力表面和吸力表面之间的中间的等分线，且等分线角度被限定为等分线的切线和螺旋桨的中心线之间的角度。叶片具有被限定为等分线角度相对于沿着等分线的弦区段的斜率的等分线曲率，并且，等分线的至少一部分具有从大致0.1弦区段至前缘之间增加的等分线曲率，且等分线的至少另一部分具有从大致0.1弦区段至前缘之间降低的等分线曲率。

在另一方面，螺旋桨用于推进装置，用于该螺旋桨的翼型截面包括压力表面和吸力表面，压力表面和吸力表面在前缘和后缘会合。翼型截面具有被限定于压力表面和吸力表面之间的中间的等分线，且等分线角度被限定为等分线的切线和螺旋桨的中心线之间的角度。翼型截面具有被限定为等分线角度相对于沿着等分线的弦区段的斜率的等分线曲率，并且翼型截面的厚度被限定为压力表面和吸力表面之间的垂直于等分线而测量的距离，并且，其中，翼型具有处于约0.15弦区段和约0.25弦区段之间的最大厚度。

在又一方面，开放式转子推进装置包括多个螺旋桨叶片，各个螺旋桨叶片具有至少一个翼型截面，该翼型截面包括压力表面和吸力表面。压力表面和吸力表面在前缘和后缘会合。至少一个翼型截面具有被限定于压力表面和吸力表面之间的中间的等分线。等分线角度被限定为等分线的切线和螺旋桨叶片的中心线之间的角度，且等分线具有被限定为等分线角度相对于沿着等分线的弦区段的斜率的等分线曲率。至少一个翼型截面满足条件(A)和(B)中的至少一个，其中，(A)为等分线的至少一部分具有从大致0.1弦区段至前缘之间增加的等分线曲率且等分线的至少另一部分具有从大致0.1弦区段至前缘之间降低的等分线曲率；并且，(B)为翼型的厚度被限定为压力表面和吸力表面之间的垂直于等分线而测量的距离，并且，其中，翼型具有处于约0.15弦区段至约0.25弦区段之间的最大厚度比率，且厚度比率在大致0.1弦区段为0.8或更大。

附图说明

图1是包括示范性推进装置的飞行器的图。

图2是图1所示的示范性推进装置的侧视图。

图3显示了图2所示的推进装置的转子叶片的示范性翼型截面的轮廓。

图4是作为常规的转子叶片翼型截面和图3的转子叶片翼型截面的弦长的区段的函数的等分线角度的标绘图。

图5是常规的转子叶片与图3的示范性转子叶片相比较的厚度分布对比的标绘图。

图6是常规的转子叶片和图3的示范性转子叶片的等分线曲率对比的标绘图。

具体实施方式

图1示出了包括一对翼102和104的示范性飞行器100。各个翼102和104借助支撑件108而支撑旋转推进装置106。在其它实施例中，一个或更多的旋转推进装置106可以被安装至飞行器100上的任何适宜的位置。在另一实施例中，推进装置106为反向旋转的螺旋桨发动机110。

图2示出了反向旋转的螺旋桨发动机110的侧视图。反向旋转的螺旋桨发动机110具有纵向的中心线112。在示范性实施例中，发动机罩114设置成与中心线112同轴。反向旋转的螺旋桨发动机110包括核芯，该核芯包括压缩机、燃烧器以及涡轮，该涡轮可以为多级涡轮。

在示范性实施例中，反向旋转的螺旋桨发动机110包括发动机罩114，该发动机罩114容纳产生动力的旋转机械(未显示)。旋转机械联接至第一组转子叶片116和第二组转子叶片118。在运行中，第一组转子叶片116和第二组转子叶片118处于反向旋转。第一组转子叶片116绕着轮毂120旋转且第二组转子叶片绕着第二轮毂122旋转，轮毂120和第二轮毂122布置成与中心线112同轴。第一组转子叶片116和第二组转子叶片118各包括多个周向隔开的转子叶片124、126。

对于旋转的螺旋桨叶片而言，其前进侧的叶片的表面由于旋转而被称作压力表面。叶片的后退侧的表面由于旋转而被称为吸力表面。在本文中使用螺旋桨叶片的前缘来指三维曲线，在该三维曲线，吸力表面和压力表面在基于飞行方向的叶片的上游缘会合。后缘是指处于叶片的下游缘的同一吸力表面和压力表面的会合。在本文中使用居中表面(mean surface)来指将前缘连接至后缘的假想表面，该假想表面处于压力表面和吸力表面之间的中间。

图3显示了径向向下地朝向中心线112观看时的对轮毂116(图1所示)的叶片附着点和转子叶片124的顶端之间的转子叶片124(转子叶片126可以类似地定形)的翼型横截面。以图3中的方向箭头来表示叶片124的旋转方向。在图3中，叶片表面显示为曲线且边缘显示为点。在示范性实施例中，叶片124包括压力表面134、吸力表面132、前缘131以及后缘133(虽然图3为叶片124的2维图，但类似的规约用于三维叶片)。等分线130也可以被称作弧线，为叶片124的居中表面的二维视图。

在示范性实施例中，叶片124的翼型截面具有等分线角度139，该等分线角度139是指等分线130的切线和中心线112之间的角度。等分线角度139能够在沿着等分线130的任何位置测量，并在图3中示出为处于前缘131和后缘133之间的大致中间。厚度136为压力表面134和吸力表面132之间的垂直于等分线而测量的距离，能够在沿着等分线的任何位置测量该距离。厚度136在图3中示出为处于前缘131和后缘133之间的大致中间的位置的两个对置的箭头之间的距离。弦被限定为前缘131和后缘133之间的直线距离。可以由弦区段(chord fraction)近似出等分线角度139或厚度136的沿着等分线130的位置。如在此使用的那样，弦区段是指从前缘131至所关注的点的位置的距离除以弦。由压力表面134和吸力表面132之间的内切圆的直径表示叶片124的翼型截面的最大厚度137。在一实施例中，最大厚度位置137处于大致0.2弦区段(即，从前缘131至后缘133的总距离的20％)。

如在此使用的那样，弧度被定义为沿着等分线130的任意两点之间的等分线角度139的变化。等分线130的曲率被计算为等分线角度139相对于沿着等分线130的弦区段的导数或斜率。典型地，如在此使用的那样，对于等分线角度通常从前缘至后缘降低的螺旋桨翼型截面而言，将弧度表示为从沿着等分线的一个特定的点至更接近前缘的另一特定的点的等分线角度的变化(即，正弧度为等分线角度随着朝向前缘行进而增加的情况)。类似地，对于沿着朝向前缘的方向的增加的等分线角度而言，曲率被考虑为正，即使等分线角度分布的斜率在数学上对于正曲率而言为负。

图4是示出遍及其相应的弦区段的两个翼型截面的等分线角度的图表140。图表140包括以弦区段的单位来分度的水平轴线142和以度来分度的竖直轴线144。以线146来表示常规的低噪声翼型截面的等分线角度分布的径迹，并且，以线148来表示低噪声和高速效率的翼型截面(例如，诸如叶片124或126内)的等分线角度分布的径迹。常规的低噪声翼型截面的等分线角度分布146从0.5弦区段至前缘具有比针对高速效率的常规设计(未显示)多若干度的角度增加(即弧度)。常规的低噪声翼型的相对于针对高速效率的常规设计而更高的弧度146，修整翼型的吸力表面以降低前缘附近的流动分离，否则该流动分离将与下游的反向旋转的叶片或其他结构产生声互作用(即，产生噪声)。如图4所示，常规的低噪声翼型的等分线角度分布146实质上平滑，并从约0.1弦区段至前缘而单调增加。应注意以0.0弦区段表示前缘。在高的飞行速度，由于常规的低噪声翼型的压力表面上的分离的气流，因而该翼型的等分线角度分布146导致该翼型的前缘附近的流损失(即，效率代价)。在示范性实施例中，在从大致0.1弦区段至前缘(即，弦区段0.0)的区域147，低噪声和高速效率的翼型的等分线角度148与常规的低噪声翼型的等分线角度分布146相比，在最初增加。然而，继续朝向前缘且在大致0.05弦区段的整个短距离，等分线角度148的增加小于等分线角度146的增加。

在一实施例中，关于上述区域147，等分线角度分布148与等分线角度分布146相比，斜率增加并随后降低，该区域147伴随着对于叶片124内的翼型截面的沿着等分线130的厚度分布的修改，该修改将最大厚度位置137从大致0.4弦区段向前(朝向前缘131)迁移至大致0.2弦区段。在示范性实施例中，还从大致0.0至大致0.15的弦区段将额外的厚度添加至叶片124内的翼型截面，使得吸力表面132与常规的低噪声翼型截面的吸力表面精密地一致且厚度比率在0.1弦区段大于0.8。因此，与常规的低噪声翼型截面相比，最终的压力表面134更远离吸力表面132，由此，与常规的翼型截面相比，对于前缘131附近的压力表面134的周围的气流而言增加了曲率半径，以降低高速飞行中的气流分离和效率损失。

图5是示出遍及其相应的弦区段的两个翼型截面的厚度比率的图表150。图表150包括以弦区段的单位来分度的水平轴线152和以厚度比率(即，处于所关注的点的翼型截面的厚度除以其最大厚度)来表示的竖直轴线154。常规的低噪声翼型截面的厚度比率156(也针对仅为了高速效率而设计的翼型截面)在大致0.4弦区段达到峰值(即最大)。与此对照，对于为了低噪声和高效率而设计的示范性实施例的翼型截面(即，叶片124或叶片126内)而言，与常规的翼型截面相比，厚度比率158实质上在0.0至0.20之间的弦区段范围中增加。在一实施例中，叶片124的翼型截面的厚度峰值159处于大致0.20弦区段。

图6是示出遍及其相应的弦区段的两个翼型截面的等分线曲率的图表。图表160包括以弦区段的单位来分度的水平轴线162和以弧度/单位弦来表示的竖直轴线164。在图表160，与示范性的低噪声和高速效率的翼型截面(即，叶片124或叶片126内)的曲率分布168的径迹并排地，标绘常规的低噪声翼型截面的曲率分布166的径迹。对于常规的低噪声的曲率分布166而言，曲率从约0.1弦区段至前缘而增加或保持实质上恒定。对于示范性的低噪声和高速效率的翼型截面而言，曲率分布168从约0.1弦区段至前缘而增加并随后急剧地下降。

在一实施例中，曲率中的振荡(即，曲率分布168从约0.1弦区段至前缘而增加并随后急剧地下降)在叶片124的0.1和约0.0的弦区段之间发生至少一次，并伴随着维持吸力表面132以适于低噪声翼型的厚度分布。在一实施例中，曲率的增加和降低在量级上均为约10度/单位弦或更大，且均发生于小于大致0.05弦区段的整个范围。然而，在本公开的范围内，可以使用其他沿着等分线的曲率分布和厚度分布。

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零件列表

100：飞行器

102：翼

104：翼

106：旋转推进装置

108：支撑件

110：反向旋转的螺旋桨发动机

112：中心线

114：发动机罩

116：转子叶片

118：第二组转子叶片

120：轮毂

122：第二轮毂

124：转子叶片

126：转子叶片

130：等分线

131：前缘

132：吸力表面

133：后缘

134：压力表面

136：厚度

137：最大厚度

139：等分线角度

140：图表

142：水平轴线

144：竖直轴线

146：线

147：区域

148：等分线角度分布的径迹

150：图表

152：以弦区段的单位来分度的水平轴线

154：竖直轴线

156：厚度比率

158：高效率的厚度比率

159：厚度峰值

160：图表

162：以弦区段的单位来分度的水平轴线

164：竖直轴线

166：曲率分布

168：高效率的曲率分布