具有一种带有倾斜锯齿的轮廓的结构的制作方法

1.本发明涉及气动异形结构的气动声学管理的领域，例如，飞行器涡轮机或此类涡轮机的试验台中，或在涡轮机(在这种情况下为双流涡轮发动机)的主进气缝翼上的静止或旋转叶片。


背景技术：

2.将给出一种配备有风扇(称为上游，因此部分地位于涡轮机上游)和整流器的双流涡轮机，所述整流器布置在次级流中并且在所述整流器上发现有固定叶片的上述类型(导叶)，例如，在ogv(出口导叶)或被布置在旋转主体的下游以对气流进行整流的整流器上。
3.关于某些涡轮发动机，预计增加风扇的直径并缩短被固定到飞行器的悬挂吊舱的长度，从而缩短在风扇和(igv)的入口导叶之间的距离，ogv和主进气缝翼之间的距离。在这种类型的发动机中，具有igv、ogv和缝翼的风扇的尾流是噪声的广泛主要来源之一。
4.除涡轮机的该观察之外，涡轮机的其他领域，以及气动异形结构(机翼、开式转子叶片-开式转子等)都面临气动声学管理的问题。
5.因此，特别地在飞行器领域，已经提议使用具有异形前缘和/或后缘的气动异形结构，其在前缘和/或后缘线之后，具有一种带有连续齿和凹陷的锯齿轮廓。
6.因此，该锯齿轮廓沿前缘和/或后缘延伸，即在前缘和/或后缘沿该结构的伸长方向延伸。
7.尽管“锯齿”轮廓能够降低所发射的宽带噪声，但它们确实会对轮廓周围的流产生影响。因此，气动特性(气动损失、升力、边界层失速等)会受到明显地影响。
8.此外，在旋转结构下游(诸如朝主气流缝翼的涡轮机风扇下游)轴向地(以下为x轴，也称为总轴)产生的气流，或可能受干扰结构(例如飞行器机身的机翼，或尾翼的稳定器)影响的气流为涡流，并且受空气或风扇的旋转方向的强烈影响。


技术实现要素：

9.这里的一种目标是优化锯齿的实现，以便通过使对气动特性的影响最小化来降低噪声级。
10.因此，提出了一种飞行器的涡轮机，所述涡轮机：
[0011]-具有总轴(x)，涡轮机的旋转部件环绕所述总轴旋转，所述旋转部件包括前风扇的叶片，
[0012]-包括具有前缘的：
[0013]
‑‑
在前风扇下游的气流的环形气流分隔壁，所述环形气流分隔壁将气流分成主流和次级流，
[0014]
‑‑
用于在涡轮机中引导主流(fp)的第一导叶(称为igv)，以及
[0015]
‑‑
用于在涡轮机中引导次级流的第二导叶(称为ogv)，所述第一导叶和所述第二导叶连接到所述环形气流分隔壁，以及
[0016]-设置有至少一种异形结构，所述异形结构：
[0017]
‑‑
在前缘具有锯齿轮廓，所述锯齿轮廓设置有连续的齿和凹陷，以及
[0018]
‑‑
使得，沿所述前缘，从第一位置到第二位置，锯齿轮廓的齿分别朝第二位置倾斜，
[0019]
所述涡轮机的特征在于，验证了以下特征a)、b)、c)的至少一个；
[0020]
a)所述齿环绕所述总轴(x)周向地且在前风扇的下游，相对于所述总轴(x)朝气流的通常倾斜方向(以下为u)分别地倾斜(以下为角度β)，从而通常地面对所述总轴(x)，
[0021]
b)在存在所述齿的环形气流分隔壁上，所述齿在前缘沿第一导叶(igv)的弧度线方向被定向，
[0022]
c)在所述总轴(x)周围，锯齿轮廓的至少一些所述凹陷相对于第一导叶的角位置有角度地偏移，使得所述至少一些凹陷有角度地插入在两个周向连续的第一导叶之间。
[0023]
事实上，考虑当前被认为有效和合适的轮廓结构的几何形状，所述锯齿轮廓的齿将分别有利地相对于通过所讨论齿顶的前缘线的垂线为非对称的。
[0024]
对于这种倾斜齿，应该能够更好地考虑上述现象，使得夹具的表面能够在预期的声学效果中尽可能充分地有效。
[0025]
另一优点是然后考虑在风扇下游轴向地产生的气流为涡流，并且受到风扇的旋转方向和速度的强烈影响。
[0026]
通常，至少对于一种具有没有过度扭曲的周期性初等几何形状的轮廓(参见上文)，必须发现在前缘，所产生的气流或流旁通在齿(或顶部)处的轮廓，并在凹陷附近加速。
[0027]
在这种情况下，如上所述，已经规定至少一些所述凹陷有角度地插入在两个周向连续的第一导叶(igv)之间的一种优点是避免在第一导叶(igv)的前缘壳体区域过大的湍流和/或超速区域。
[0028]
此外，在前缘将齿沿igv的弧度线方向定向的一种优点将会是该解决方案的机械简单性。
[0029]
然而，旋转气流的方向随风扇转速(即发动机转速)而变化。
[0030]
因此，提出了两种有吸引力的方法：
[0031]
(a)从气动声学的角度，在最有吸引力的操作条件下固定了齿的倾斜度；然后固定对于相同结构的所有齿共同的倾斜度；或
[0032]
(b)在装配有至少一个如上所述的翼面结构的涡轮机或如此配备的飞行器上，锯齿翼面齿的倾斜度根据涡轮机的发动机转速而变化。
[0033]
解决方案(b)技术上更相关，因为其允许根据发动机和/或飞行器的运行阶段优化齿的倾斜度。
[0034]
解决方案(a)机械地更简单，并且其折衷可以令人满意。
[0035]
可应用于飞行器或涡轮机的另一部分的另一种方法可用于提供一种翼面结构，其中波形(或波纹形)形状将保持周期性的，但至少在某些周期(连续的齿组)中在它们之间存在不同的齿和/或在它们之间存在不同的凹陷。
[0036]
因此，在固定的情况下，在前缘和/或后缘的轮廓齿可以更精确地适于所接收气流的复杂性和可变性。
[0037]
在形状方面，已经建议锯齿轮廓的齿和凹陷应该分别具有波形(波纹形)形状，所
述波形(波纹形)形状具有圆形或更尖锐的顶部。
[0038]
圆形顶部减少了机械应力的局部高浓缩，从而延长了部件的使用寿命。
[0039]
尖锐顶部提供了潜在地增加的降噪效果。
[0040]
此外，为分别成形的齿和凹陷提供局部直线的侧壁可以在沿前缘和/或后缘的噪声源之间产生一定的抗相关性。
[0041]
可以理解的是，除了主空气入口喷口、igv或ogv以外的异形结构可受益于这里概述的考虑。
[0042]
翼面结构可以是飞行器结构(即部件)之一，包括飞行器机翼、飞行器机翼缝翼或襟翼、飞行器发动机支撑塔架、垂直尾翼、飞行器稳定器、直升机叶片、螺旋桨、涡轮喷气发动机叶片。
[0043]
事实上，在上述情况下，存在这种提议的锯齿轮廓允许处理一种与静态(存在进气结构、叶片
……
)和动态(叶片旋转，考虑某些飞行构造
…
)空气-声学管理问题相关的精细问题，特别地前风扇涡轮机，其上的声学/气动干扰问题非常复杂，并且所产生的噪声非常明显。
附图说明
[0044]
在参考附图时，在阅读通过非限制性示例给出的以下描述时，将更好地理解本发明，如果需要的话，并且其他细节、特征和优点将显而易见，其中：
[0045]-图1是飞行器的常规涡轮机的纵向横截面图(x轴)；
[0046]-关于根据本发明的解决方案，图2示出了在主流和次级流之间的分隔壁的上游区域(缝翼)；
[0047]-图3可以是图2的详图iii，或可能是直升机叶片、风扇叶片、转子或下游导叶、前缘缝翼或飞行器襟翼的局部锯齿轮廓图；
[0048]-图4对应于图1的详图iv；
[0049]-图5-9示出了根据本发明的固定齿锯齿轮廓的多种形式；
[0050]-图10-11图示了一种可变定向的锯齿齿轮廓的假设，以及
[0051]-图12图示了根据本发明的飞行器支承结构的示意图。
具体实施方式
[0052]
参考图1，一种飞行器100的涡轮喷气发动机10示意性地表示和限定如下：
[0053]
吊舱12用作多种部件的外壳，包括在前部(图1中左侧)的前风扇14(位于上游：am)，其叶片绕轴线x旋转。
[0054]
在风扇14的下游(av)，气流(局部图示在图4中的38中)被环形壁160的分隔襟翼16划分成主气流和次级气流。当在也称为第一导叶的入口导叶igv 24处进入低压压缩机22时，主气流流经内部环形空气通道或主脉18。次级气流朝出口导叶ogv 26(也称为次级导叶)，然后朝发动机出口由分离器缝翼16转向到外部环形空气通道20(次级脉)内。
[0055]
在图2中，我们可以更精确地看到分离器缝翼16的前部件161，该前部件161包括前缘164a，所述前缘164a位于最上游，并且在所述前缘164a处，分离器缝翼16的外壁162与分离器缝翼16的内壁163相遇，上壁162形成次级脉20的内壳体。
[0056]
出于所有实际的目的，在本文中，轴向是指沿着或平行于涡轮机的相关部件的旋转纵向轴线(x)延伸的任何物体，该轴线原则上是涡轮机的旋转主轴线以及飞行器纵向轴线，例如图12中图示的飞行器的纵向轴线。径向(z轴线)和周向的任何物体都是分别沿径向延伸到x轴线并围绕其延伸的物体。相对于x轴线径向的所有物体都在内部和在外部。因此，内壁163是分离器缝翼16的径向内壁。而且，对上游和下游的任何参考都应结合所考虑的涡轮机(的部件)中的气流来考虑：这些气体进入上游并在下游排出，通常平行于x轴循环。
[0057]
此外，已参照常规的正交参考标记x-y-z限定了附图以及与其相关的说明书，其中x轴为如上所述的。
[0058]
分离器缝翼16为中空的，壁162的外表面用作接收次级流的外环形空气通道20的内边界，而壁163的内表面用作接收主流的内环形空气通道18的外边界。
[0059]
分离器缝翼16的内壁163形成低压压缩机22的外壳。
[0060]
尽管在igv 24下游与分离器缝翼16的前缘164a的轴向偏移(x)小于ogv 26与相同前缘164a的轴向偏移(x)，但上游部件161与分离器缝翼16的前缘164a直接相邻的部分很明显。
[0061]
如上所述，为了通过限制由该区域产生的噪声的气动声学管理的诱导效应，可因此预期该前缘164a具有一种带有连续的齿30和凹陷32的锯齿轮廓28，例如如图5-6中的示例所示。
[0062]
但是除涡轮机以外的结构，诸如涡轮喷气发动机10，可能与本发明的解决方案有关，并且受益于所要求保护的发明的全部或部分特征具有一种带有锯齿轮廓28的前缘和/或后缘，所述锯齿轮廓28具有连续的齿30和凹陷32，所述特征然后会被应用到它们而非涡轮机，如所要求保护的。
[0063]
图12示出了一种飞行器100，在所述飞行器上，带有这种轮廓28的异形结构存在于前缘上、在机翼38上，在支撑飞行器的发动机42的塔架41上、在涡轮发动机的尾翼44、稳定器46、螺旋桨或叶片48(通常为开放式转子)上，所述轮廓带有锯齿。
[0064]
此外，图3显示出了在可被标识为50的，转子或整流器的直升机叶片、风扇叶片，前缘缝翼或飞行器襟翼上的局部锯齿轮廓28。
[0065]
所有这些气动轮廓的共同点是，它们在下游表面上产生边界层，以及因此产生湍流。
[0066]
无论该应用如何，对于带有锯齿的任何轮廓28，我们将认为其具有限定以下的波动：
[0067]-沿前缘或后缘的伸长方向(l)，一种本身重复的基本几何形状，两个连续的初等几何形状的两个等同的(或准相同的，当两个连续齿在几何形状方面具有+/-30％的很小变型时)起伏，例如图5、7的34、36，沿所述方向l在该方向上在它们之间具有相同的距离λ，并且
[0068]-垂直于该方向l的最大振幅h。
[0069]
进一步规定的是，l方向是前缘线延伸的方向，当沿其整个长度观察时，所述前缘线可与前缘164a混淆。该方向l可以平直(例如，对于机翼、稳向板、稳定器)，或弯曲，甚至自身封闭(螺旋桨、风扇叶片、转子或整流叶片(导叶)或分离器缝翼16的可能情况)。
[0070]
根据本发明，为了减弱局部强烈的压力波动，因此在有关的轮廓结构上规定了，沿
前缘164a和/或后缘164b(参见图12)以及因此延伸方向l，从第一位置21到第二位置23，锯齿轮廓的齿30分别朝第二位置倾斜：图12的角度α，风扇的影响之外，以及图6-7的角度β。
[0071]
图6、7示出了上述建议的示意图，igv 24相对于x轴在x-y平面中倾斜角度β。环绕该x轴周向地，每个都倾斜相同角度β(但该角度可变化)的齿30处于与共同的igv 24相同的方向。此处已考虑风扇14旋转的影响，假设该风扇14沿y轴的正方向旋转(参见图1以及沿图2中l方向的箭头)。
[0072]
根据所进行试验的初始结果，与x轴成在30
°
到60
°
之间的角度α或β，优选地在35
°
和45
°
之间，将是合适的。因此这不构成限制。
[0073]
因此，igv 24(的前缘)和齿30(的前缘)实际上通常面向气流38，其整体倾斜定向(此处相对于x轴)u是其沿x的分量ux和沿y的分量uy的合成，考虑到此处约定的风扇14的旋转方向。
[0074]
齿30相对于所述总轴x的平行线分别轴向地非对称，该平行线再次穿过所讨论齿的顶部31。
[0075]
这些准则的目的可以认为是双重的。
[0076]
首先，为了避免在凹陷32和igv的前缘25中产生的加速流和湍流之间的相互作用。这确实可以明显地促进低压压缩机22的宽带噪声。其次，该技术方案可用于优化低压压缩机22的进气口并减少可能的气动损失。
[0077]
如图6-7同样示出，这些第一导叶/igv 24可分别地显示一条沿其弦的平均弧度线240，以解释风扇14旋转的影响。
[0078]
由风扇14产生的气流的倾斜角取决于发动机转速，即风扇转速。
[0079]
因此，考虑在这些导叶的前缘25处沿平均igv弧度或该弧度的方向定向齿30。所选择的角度值可沿igv的翼展或延伸平均化，或获取在叶片顶部的igv弧度值，或在从气动声学角度来看最有吸引力的涡轮机的操作条件下被固定。
[0080]
如图所示且在本示例中，朝正y方向引导上表面241，在相反侧面引导下表面。
[0081]
为了进一步限制风扇14因此在下游产生的旋转气流对igv 24的声学影响，特别地如图6-7所示，还建议了齿30应环绕所述总轴x周向地，沿igv24导叶的所述平均弧度线240的切线43的方向在其前缘25的水平整体地定向。该切线与涡轮机的总轴(x)的方向成非零角度(β)。
[0082]
一种优点是用于沿igv弧度的方向对准这些齿30，并且再次能够使压缩机22的进气口的几何形状适于其环境。风扇12下游的气流方向取决于其转速，因此沿igv(其为固定部件)的方向对准这些齿可能是在变速和被固定的几何形状之间的良好折衷。
[0083]
如图7可以看出，齿30可能特别地定位在导叶igv 24的前缘上游。
[0084]
然而，对于可存在于缝翼前缘和igv导叶之间的尺寸限制(通常大约1-5cm)，以及增加齿30的尺寸/振幅的可能性，建议仍然沿x轴的该方向，锯齿轮廓28的凹陷32的底部320至少某些属于横向于所述x轴的第一表面，所述第一表面在图6中标记为y1及图7中标记为y2，所述第一表面被定位在(图6)或与也横向于x轴的第二表面相比更下游(av；图9)，所述第二表面在图6中标记为y'1及在图7中标记为y'2，导叶igv 24的至少一些前缘25属于所述第二表面。尽管有图示，但这是独立于齿30(的顶部)和凹陷32(的底部320)形状的先验。
[0085]
在这方面，锯齿齿形28的齿30和凹陷32将分别地呈现具有圆形顶部(如图6、9或
11)或尖锐顶部(图7)的波形形状，以便通过将由该几何形状支撑的机械应力最小化来促进有效的降噪。
[0086]
对于这些齿30和凹陷32的侧壁形状(其中一个在图7中标记为300)，它们可以分别地或局部地表示为平直的(图7)，从而有利于沿前缘的噪声源去相关，并便于制造该几何形状。
[0087]
图10中的虚线图示了锯齿齿廓的齿30的倾斜度可根据涡轮机的发动机转速和/或飞行器的运行阶段(通常是飞行阶段)而变化。在本示例中，这是ogv 26。
[0088]
通过枢转这些齿30，由例如与考虑发动机转速的伺服系统耦合的控制逻辑所控制的普通机构然后可以沿伸长方向l，环绕彼此平行但垂直于该伸长方向l的轴(参见在图10和图11中标记为30a的这些轴)改变其倾斜度。
[0089]
因此，如图11所示，根据发动机转速，可以实现例如具有波形前缘的缝翼的几何形状28，其中齿30的倾斜度可变。该图示出了气流线38和igv24导叶的简化表示，其中此处的定向在igv和齿30的定向之间“有角度地相对”：在本示例中，齿30朝侧面23倾斜地定向，igv 24朝侧面21倾斜地定向。
[0090]
此外，由于齿30沿伸长方向l周期性地布置，因此它们可以完全等同，如图6或图7所示。然而，在保持具有周期性起伏形状的异形结构同时，如图9所示，可以预见在至少某些周期内彼此不同(例如，参见齿301和302)的(连续的)齿(组)30；这同样适用于它们之间的凹陷(例如，参见凹陷321和322)。
[0091]
因此，该初等几何形状将具有几个波，在该示例中为两个。
[0092]
因此，在固定的情况下，轮廓齿可更精确地适于所接收气流的复杂性和可变性。
[0093]
仍然在缝翼16上，为了受益于有利的空气动力学，特别地在低压压缩机22的进气口处，还规定了环绕x轴，锯齿轮廓28的至少某些凹陷32可以相对于导叶igv 24的角位置(周向地)有角度地偏移，以便这些凹陷32沿l方向插入两个周向地连续的第一导叶igv 24之间，如图8-9所示。
[0094]
在这些图中，igv 24甚至被轴向(x)地放置在连续的齿30中；更准确地，根据冲击其的气流38的总方向u，与上游(am)的该igv之前的齿30顶部基本一致地放置igv 24的每个弦242。
[0095]
如果已经关于所示的附图，主要参考前缘情况作出了上述解释和评论，可以替代地或此外在机翼锯齿中考虑后缘，例如具有轮廓28的后缘164b(的线)，如图12所示。
[0096]
在后缘处，噪声源通常与在轮廓的边界层中的湍流和该后缘之间的相互作用有关。
[0097]
应当理解，通常，以上提出的解决方案已经具有的目标是，通过使对承载它们和/或环绕它们的结构的气动特性的影响最小化，特别地位于下游的这些结构，优化所谓锯齿翼面28的齿的定向，以减少由这些轮廓(叶片、ogv、igv、缝翼等)产生的宽带噪声。

技术特征：
1.一种用于飞行器的涡轮机(10)，所述涡轮机：-具有总轴线(x)，所述涡轮机的旋转部件围绕所述总轴线旋转，所述旋转部件包括一前风扇(14)的叶片，-包括具有前缘(164a)的：
‑‑
在所述前风扇(14)下游的气流的环形气流分隔壁(160)，所述环形气流分隔壁(160)将气流分成主流和次级流，
‑‑
用于在所述涡轮机中引导所述主流(fp)的第一导叶(igv 24)，以及
‑‑
用于在所述涡轮机中引导所述次级流的第二导叶(ogv 26)，用于引导主流(fp)的所述第一导叶(igv 24)和用于引导次级流(fs)的所述第二导叶(ogv 26)连接到所述环形气流分隔壁(160)上，以及-具有至少一个异形结构，所述异形结构：
‑‑
在所述前缘(164a)处具有锯齿形轮廓(28)，所述锯齿形轮廓具有连续的齿(30)和凹陷(32)，以及
‑‑
使得，沿着所述前缘(164a)，从第一位置(21)到第二位置(23)，该锯齿形轮廓的齿(30)分别朝所述第二位置倾斜，其特征在于：a)所述齿(30)围绕所述总轴线(x)沿周向且在所述前风扇的下游，相对于所述总轴线(x)朝气流(38)的大致倾斜方向(u，42)各自倾斜(β)，以大致地面对它，或者b)在所述齿所在的所述环形气流分隔壁(160)上，所述齿在所述前缘沿着所述第一导叶(igv 24)的弧度线(240)的方向定向。2.根据权利要求1所述的涡轮机，其中，所述锯齿形轮廓的齿(30)的单独倾角(β)根据所述涡轮机的发动机转速而变化。3.根据权利要求1或2所述的涡轮机，其中，所述锯齿形轮廓的齿(30)和凹陷(32)分别具有带有局部直线侧壁(300)的形状。4.根据权利要求1或2所述的涡轮机，其中，所述锯齿形轮廓的齿(30)和凹陷(32)分别为波形形状，具有圆形的或更尖锐的顶部(31)。5.根据权利要求4所述的涡轮机，其中，所述波形形状是周期性的，并且在至少一些周期中具有彼此不同的齿(30)和/或彼此不同的凹陷(32)。6.飞行器(100)，包括：-用于移动的至少一个涡轮机(1)，以及-根据权利要求1至5中任何一项所述的异形结构。

技术总结
一种飞行器涡轮发动机，包括在上游风扇(14)的下游用于分隔气流的环形壁(160)，用于引导主流的第一固定叶片(24)以及被附接到环形分隔壁(160)上的第二固定导叶(26)，所述壁具有至少一种气流的异形结构，该异形结构具有带有轮廓的前缘，其呈现一带有锯齿的轮廓(28)，所述锯齿显示连续的齿(30)和槽，使得沿该前缘从第一位置(21)到第二位置(23)，所述齿分别朝第二位置或者朝气流的倾斜方向，或者沿第一叶片的弧度线(240)的方向倾斜。或者，槽(32)有角度地插入在两个第一周向连续的叶片之间。之间。之间。


技术研发人员：费尔南多
受保护的技术使用者：赛峰航空器发动机
技术研发日：2019.02.15
技术公布日：2023/6/26