流体翼
阅读：193发布：2020-05-08
专利汇可以提供流体翼专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且气体 涡轮 机引擎包括 风 扇，所述风扇包括诸如 风扇 叶片 31的多个翼面。每个风扇叶片31包括前缘33和在前缘33后面的前缘区段35。前缘区段35顺翼展方向延伸达风扇叶片31的整个长度。前缘区段35包括一个或多个偏转区45，其局部地减小风扇叶片31的冲 角 。偏转区45从前缘33延伸到风扇叶片31的弦范围的1%和50%之间。在通过图3a公开时待被附上。，下面是流体翼专利的具体信息内容。
1.一种包括翼面的导管推进器，所述翼面包括多个翼面叶片，每个叶片包括前缘和在所述前缘后面的前缘区段，所述前缘区段顺翼展方向在所述叶片的整个翼展上延伸，所述翼面被包围在导管内，其中所述前缘区段包括局部地减小所述翼面的冲角的一个或多个偏转区，其中所述偏转区从所述前缘延伸到所述翼面的弦范围的1%和50%之间。
2.根据权利要求1所述的推进器，其中所述翼面包括风扇叶片和定子叶片中的一个。
3.根据权利要求1所述的推进器，其中所述偏转区从所述前缘延伸到所述翼面的所述弦范围的5%和25%之间。
4.根据权利要求2所述的推进器，其中当引擎在最大起飞条件下操作时，所述风扇叶片具有超过马赫1的尖端速度。
5.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述导管推进器的入口具有在0.2和0.4之间的长度和直径比。
6.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述偏转区包括对所述前缘区段的表面轮廓的局部修改。
7.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述偏转区包括所述前缘区段的比所述前缘区段的非偏转区更朝向所述风扇叶片的所述压力表面成角的一部分，其顺翼展方向延伸至任一侧和/或在每个偏转区之间。
8.根据权利要求7所述的推进器，其中所述翼面在所述非偏转区中具有一致的冲角。
9.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中不存在与所述偏转区相关联的所述前缘的局部弦向延伸。
10.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中不存在与所述偏转区相关联的所述前缘的局部弦向缩回。
11.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述偏转区的范围从所述前缘通过所述前缘区段减小。
12.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述偏转区融合到所述翼面的主体中，其在所述前缘区段后面延伸并且消失。
13.根据权利要求12所述的推进器，其中所述偏转区的深度在弦向方向上从所述前缘处的最大值渐尖，以便与所述翼面的所述主体融合。
14.根据权利要求12或权利要求13所述的推进器，其中所述偏转区的所述顺翼展方向宽度在弦向方向上从所述前缘处的最大值减小，穿过所述前缘区段，到所述前缘区段与所述主体的交界面处的无顺翼展方向宽度。
15.根据权利要求7、权利要求8或权利要求9至14中任一项所述的推进器，当取决于权利要求7时，其中所述偏转区的深度在一个或两个顺翼展方向的方向上渐尖，以便与所述前缘区段的相应非偏转区融合。
16.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述导管推进器包括提供在第二翼面的上游的第一翼面，所述第一翼面和所述第二翼面中的每个包括相应的偏转区，并且其中所述第二翼面的偏转区被定位成使得其不与所述第一翼面的任何偏转区的流线相交。
17.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述导管推进器包括提供在第二翼面的上游的第一翼面，所述第一翼面和所述第二翼面中的每个包括相应的偏转区，并且其中所述第二翼面的偏转区被定位成使得其与所述第一翼面的偏转区的流线相交，并且其中与所述第一翼面的所述偏转区的所述流线相交的所述第二翼面的所述偏转区包括相对于使流线其相交的所述偏转区的偏转角不同的偏转角。
18.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，其中所述导管推进器包括提供在公共径向平面中的多个翼面叶片，并且其中翼面的偏转区被定位成使得其提供在与相同径向平面中的邻近翼面的任何偏转区不同的径向位置中。
19.根据前述权利要求中任一项所述的推进器，所述导管推进器包括提供在公共径向平面中的多个翼面叶片，并且其中翼面的偏转区被定位成使得其提供在与所述相同径向平面中的邻近翼面的偏转区相同的径向位置中，并且其中提供在所述相同径向位置处的所述邻近翼面的所述偏转区包括不同的偏转角。
流体翼
技术领域
[0001] 本发明涉及流体翼和并入流体翼的引擎。
背景技术
[0002] 导管风扇气体涡轮机引擎是已知的，在其中导管推进风扇由气体涡轮机引擎核心驱动。由于引擎的大部分推进推力由风扇生成，所以风扇效率对于总体引擎效率是关键性的。此外，在操作中从风扇发出显著量的噪声，并且期望使这种噪声最小化。
发明内容
[0004] 根据本发明的第一方面，提供了一种包括翼面的导管推进器，所述翼面包括多个翼面叶片，每个叶片包括前缘和在前缘后面的前缘区段，所述前缘区段顺翼展方向在叶片的整个翼展上延伸，翼面叶片被包围在导管内，其中前缘区段包括局部地减小翼面叶片的冲角的一个或多个偏转区，其中偏转区从前缘延伸到翼面的弦范围的1%和50%之间。
[0005] 当翼面在使用中时，前缘的具有减小的冲角的区域可以增加接近该区域的流体的动量。以这种方式，可以减少在其处发生流分离的与前缘的距离。在偏转区的区中增加的动量还可以携带附近的流，由此减少常规/非偏转的前缘区段的区中的流分离。通过减小前缘之前的流分离距离，由风扇引起的尾流可以减小，并且因此也产生宽带噪声。此外，减小的流分离距离还可以减少总体升力损失和阻力，从而改进效率。其可以例如是，比在其他情况下将会需要的风扇速度更慢的风扇速度将足以产生给定的力。这还可以具有进一步减小噪声的附加益处。此外，在导管风扇的情况下，已经发现，风扇失速趋向于由叶片尖端处的失速开始。通过提供在风扇叶片的弦范围的1%和50%之间延伸的偏转区，这些尖端涡流被最小化，从而允许较大的风扇工作裕度和稳定性裕度。这允许风扇设计具有比常规设计更大的偏离设计效率和更大的风扇压力比。偏转区将改变分离气泡在高负载条件下的再附接位置，并且这将改进翼面失速颤振裕度。
[0006] 还应当注意的是，偏转区可以具有与空气动力栅类似的效果，从而阻挡顺翼展方向流迁移，因此减少流体翼尖端涡流。
[0007] 贯穿本文档的剩余部分，该偏转区、一些偏转区或每个偏转区的可选特征是为了简单性（除非其中以其它方式指定）经由对单个偏转区的讨论来指示。然而，如将领会地，关于单个偏转区讨论的特征也可以应用于附加的或实际上所有的偏转区。
[0008] 翼面可以包括风扇叶片和定子叶片中的一个。
[0009] 偏转区可以从前缘延伸到翼面叶片的弦范围的5%和25%之间。已经发现，在一些情况下，对于导管翼面在尖端涡流上的减小和在工作裕度和风扇压力比上的增加是最大的，其中偏转区在弦范围的5%和25%之间延伸。
[0010] 当引擎在最大起飞条件下操作时，风扇叶片可以具有超过马赫（Mach）1的尖端速度。已经发现所公开的布置对于超音速风扇设计是特别有益的，因为所公开的布置将改变冲击模式的径向剖面，并且能够增加冲击的相互作用并减弱冲击引起的噪声生成，诸如，“圆锯类”和转子单独的音调噪声。
[0011] 导管推进器的入口可以具有在0.2和0.4之间的长度与直径比。期望减小导管风扇推进器的长度与直径比，以减小风扇短舱重量和阻力。然而，这样的设计遭受高噪声（这是由于在其上能够安装噪声吸收面板的短距离），并且在飞机以低速度在高侧风中以高冲角操作的情况下还遭受高入口扭曲。该高入口扭曲能够导致不均匀方位角风扇负载分布和局部风扇流分离。公开的风扇具有能够通过减小流分离解决该问题并且因此允许具有较短入口的短舱的偏转区。
[0012] 在一些实施例中，推进器包括可变节距机构，该可变节距机构被配置成在飞行中更改翼面叶片的节距。当与非常短的入口（即，0.2和0.4之间的长度与直径比）组合时，可变节距风扇可以特别容易受到入口扭曲的影响。公开的推进器布置减少了这些入口扭曲，以及由此实现具有非常短的入口的可变节距风扇。
[0014] 在一些实施例中，偏转区包括前缘区段的比前缘区段的非偏转区更朝向翼面叶片的压力表面成角的一部分，其顺翼展方向延伸到任一侧和/或在每个偏转区之间。以这种方式，偏转区可以限定具有相关联的前缘的勺部，其限定当与前缘区段的围绕区域相比时的减小的冲角。
[0015] 在一些实施例中，翼面叶片在非偏转区中具有一致的冲角。偏转区和非偏转区的组合可以在风扇叶片的不同性能包迹之间产生优选的折衷。非偏转区可以以正常方式（例如，性能包迹的重要区域的有效力产生）被优化，而偏转区协助管理在前缘处的流体流和在特别操作制度下的性能。
[0016] 在一些实施例中，不存在与偏转区相关联的前缘的局部弦向延伸。同样地，可以不存在与偏转区相关联的前缘的局部弦向缩回。换句话说，当在平面中观察时（即，从吸力表面正上方，或在压力表面正下方），能够看到前缘的无起伏、延伸或凹痕，即前缘在平面中观察时具有相对直的剖面，并且不向内和向外弯曲以遵循偏转区。附加地或可替换地，可以是不存在与偏转区相关联的弧线的局部延伸和/或缩回。其可以例如是，当其经过前缘区段的偏转区和非偏转区时，沿着风扇叶片的翼展的前缘的弯曲被维持。附加地或可替换地，其可以是沿着风扇叶片的翼展的前缘中的弯曲在梯度上保持为正，而不是在正和负之间交替。
[0017] 在一些实施例中，偏转区的范围从前缘通过前缘区段减小。这可以创建延伸到前缘区段后面的风扇叶片的主体中的融合（其可以是逐渐的）。以这种方式，偏转区可以对撞击在前缘上的流体具有期望的效果，而不会过度地影响在风扇叶片主体的剩余部分上的流体的流。
[0018] 在一些实施例中，偏转区融合到翼面叶片的主体中，其在前缘区段后面延伸并且消失。其对于偏转区完全融合而不是继续进入到主体中和/或穿过主体可以是有利的。
[0019] 在一些实施例中，偏转区的深度在一个或两个顺翼展方向的方向上渐尖，以便与前缘区段的相应的非偏转区融合。偏转区可以具有基本上三角形形式的横截面。顺翼展方向的渐尖可以是直缘的（具有一个一致的梯度或多于一个梯度）或弯曲的（凸的、凹的或组合）或以上中的任何的组合。在偏转和非偏转区相遇的情况下，弯曲梯度的区可以是特别有利的。
[0020] 在一些实施例中，偏转区的深度在弦向方向上从前缘处的最大值渐尖，以便与风扇叶片的主体融合。以这种方式，偏转区可以限定向上定向的斜坡，以用于使流体通过在偏转区的区域中的风扇叶片的吸力侧上的前缘。弦向渐尖可以是直缘的（具有一个一致的梯度多于一个梯度）或弯曲的（凸的、凹的或组合）或以上中的任何的组合。
[0021] 在一些实施例中，偏转区的顺翼展方向宽度在弦向方向上从前缘处的最大值减小，穿过前缘区段，到前缘区段与主体的交界面处的无顺翼展方向宽度。偏转区可以限定在1和60°之间的渐尖角，以及优选地在20°和40°之间。
[0022] 在一些实施例中，偏转区和非偏转区的模式沿着前缘区段顺翼展方向提供。在一些实施例中，模式包括交替的偏转区和非偏转区。
[0023] 导管推进器可以包括提供在第二翼面上游的第一翼面，其中第一翼面和第二翼面中的每个包括相应的偏转区。
[0025] 第二翼面的偏转区可以被定位成使得其与第一翼面的偏转区的流线相交。与第一翼面的偏转区的流线相交的第二翼面的偏转区可以包括相对于使流线其相交的偏转区的偏转角不同的偏转角。
[0026] 导管推进器可以包括提供在公共径向平面中的多个翼面叶片。翼面的偏转区可以被定位成使得其提供在与相同径向平面中的邻近翼面的任何偏转区不同的径向位置中。
[0027] 翼面的偏转区可以被定位成使得其提供在与相同径向平面中的邻近翼面的偏转区相同的径向位置中。提供在相同径向位置处的邻近翼面的偏转区可以包括不同的偏转角。
[0028] 根据本发明的第二方面，提供了一种气体涡轮机引擎，其提供有根据本发明的第一方面的一个或多个风扇叶片。
[0030] 现在将仅通过示例参考附图来描述本发明的实施例，在所述附图中：图1是气体涡轮机引擎的截面侧视图；
图2a是根据本发明的实施例的从风扇叶片的一部分的压力表面侧的示意性平面视图；
图2b是图2a中所示出的部分的前视图；
图2c示出了根据图2a的截面A-A；
图2d示出了根据图2a的截面B-B；
图3a示出了根据本发明的第二实施例的从风扇叶片的压力表面侧的平面视图；
图3b示出了图3a的风扇叶片的一部分；
图4a和4b分别示出了不根据本发明的常规风扇叶片和图3a与3b的风扇叶片的计算机化流体模拟的结果；
图5示出了本发明的第三实施例的风扇叶片和定子叶片的横截面侧视图；以及图6示出了本发明的第四实施例的风扇的前视图。
图2a是根据本发明的实施例的从风扇叶片的一部分的压力表面侧的示意性平面视图；
图2b是图2a中所示出的部分的前视图；
图2c示出了根据图2a的截面A-A；
图2d示出了根据图2a的截面B-B；
图3a示出了根据本发明的第二实施例的从风扇叶片的压力表面侧的平面视图；
图3b示出了图3a的风扇叶片的一部分；
图4a和4b分别示出了不根据本发明的常规风扇叶片和图3a与3b的风扇叶片的计算机化流体模拟的结果；
图5示出了本发明的第三实施例的风扇叶片和定子叶片的横截面侧视图；以及图6示出了本发明的第四实施例的风扇的前视图。
具体实施方式
[0031] 参考图1，涡轮风扇气体涡轮机引擎通常以10指示并且具有主旋转轴线9。引擎10包括核心引擎，所述核心引擎具有（以轴向流串联）空气进口11、中压力压缩机14、高压力压缩机16、燃烧设备18、高压力涡轮机20、中压力涡轮机22、低压力涡轮机24和核心排放喷嘴25。核心短舱21通常围绕核心引擎并且限定进口11和喷嘴25。引擎10还包括由低压力涡轮机24供能并由风扇壳体22围绕的风扇12。低压力涡轮机24和风扇12通过低压力轴26互连，中压力压缩机16和涡轮机22通过中压力轴28互连，并且高压力压缩机18和涡轮机20通过高压力轴30互连。旁通导管13由风扇壳体52和核心短舱21之间的空间限定。
[0032] 风扇壳体52包括提供在壳体52的向前端处的入口唇部34，所述入口唇部34在向前飞行中限定壳体52的前缘。入口唇部34与风扇12的前缘之间的距离限定了入口长度L。在分开180°的位置处的风扇叶片的尖端之间垂直于长度L的距离限定了风扇直径D。长度与直径比L/D通过将L除以D来限定。在这种情况下，长度与直径比L/D在0.2和0.4之间。这样的相对低的L/D是期望的，以减小总体引擎长度和阻力。然而，在这样的L/D比下可以遇到入口扭曲，这可以导致风扇湍流，并且因此导致降低的风扇性能。本发明提供了一种风扇，其减少了风扇湍流，并且因此提高了性能，并且因此对于具有低L/D入口的引擎特别地（但不是排他地）有用。
[0033] 气体涡轮机引擎10以常规方式工作，使得进入进口11的空气被中压力压缩机14加速和压缩并且被引导到高压力压缩机16中，在所述高压力压缩机16中发生进一步压缩。从高压力压缩机16排放的压缩空气被引导到燃烧设备18中，在所述燃烧设备18中压缩空气与燃料混合并且混合物被燃烧。然后，在通过喷嘴25排放之前，所产生热燃烧产物膨胀通过并由此驱动高压力、中压力和自由动力涡轮机20、22、24，以提供一些推进推力。风扇12通常提供大部分的推进推力。典型地，风扇12的尖端在以最大起飞推力操作期间以大于马赫1的速度操作。可选地，风扇12可以包括可变节距风扇，在其中风扇叶片能够围绕其翼展轴线枢转以在飞行中更改其节距。
[0034] 如将理解地，马赫1表示在环境条件下的声音的速度。类似地，最大起飞推力涉及其中引擎以最大风扇速度（N1）（即在国际标准大气条件（ISA）下海平面处的额定N1速度的100%）操作产生的推力。
[0035] 风扇12包括多个风扇叶片31，其在使用中旋转以生成推力。风扇12还包括多个出口引导叶翼（OGVs）50，其与风扇叶片31轴向间隔，并且在核心短舱21和风扇壳体52之间延伸。多个核心入口叶翼54也提供在风扇叶片31的下游，并且在核心短舱21和引擎核心的内部环形56之间延伸。在这种情况下，内部环形56和核心短舱21限定包含核心入口叶翼54的导管。
[0036] 类似地，每个压缩机14、16包括轴向流压缩机，所述轴向流压缩机包括交替的转子和定子级的行。每个转子和定子级包括多个转子和定子叶片（未示出）。
[0037] 现在参考图2a和2b，示出了风扇12的风扇叶片31的一部分。风扇叶片31具有前缘33、紧接前缘33后面的前缘区段35、紧接其后面的主体37以及后缘39。前缘区段35定位在前缘33后面（沿着弧线）并且顺翼展方向延伸达风扇叶片的整个长度。前缘区段35因此可以被认为包括前缘33后面的顺翼展方向带。风扇叶片具有压力表面41和吸力表面43。
[0038] 在前缘区段35内的是偏转区45和非偏转区47。偏转区45和非偏转区47在顺翼展方向的方向上形成交替的重复模式。偏转区45通常在弦向方向上（即在沿从前缘33到后缘39的线延伸的方向上）延伸。偏转区45从前缘33到后缘39延伸达弦的1%和50%之间。在图2a至2d中所示出的实施例中，偏转区45延伸达弦的近似25%，即从前缘33到后缘39的距离的25%。
如从图2d能够看出，偏转区45限定了偏转角α，所述偏转角α由通过偏转区45相对于翼面的弦线在与弦线正交的平面中形成的角限定。
如从图2d能够看出，偏转区45限定了偏转角α，所述偏转角α由通过偏转区45相对于翼面的弦线在与弦线正交的平面中形成的角限定。
[0039] 非偏转区47有助于形成由前缘33、非偏转区47、主体37和后缘39限定的标准风扇叶片横截面剖面。该剖面（图2a中的A-A）在图2c中示出（其中偏转区35处的横截面对应于图2a中以点划线（phantom）示出的线B-B）。在非偏转区37中，冲角一致（相同）。
[0040] 然而，在提供偏转区45的情况下，标准风扇叶片横截面通过压力41和吸力43表面的轮廓中的改变来修改。偏转区45局部地（与非偏转区47中的较高冲角相比，对于偏转区45而言局部）减小了风扇叶片31的冲角。这经由使前缘区段35的偏转区45比前缘区段35的非偏转区47更朝向风扇叶片31的压力表面41成角来实现。该成角给了偏转区45深度，并且因此偏转区45的区域中的前缘33低于由非偏转区47的区域中的前缘33创建的线。然而，应当注意，在偏转区45的区域中没有风扇叶片31的局部弦向延伸。相反，前缘33的线贯穿其垂直偏转而维持。
[0041] 每个偏转区45还提供有若干渐尖特征。偏转区45的深度（即，偏转区45内的吸力表面43与偏转区45和非偏转区47之间的偏转交界面48处的吸力表面43之间的垂直距离）在两个顺翼展方向的方向上渐尖，以便与到任一侧的相应的非偏转区47融合。顺翼展方向的渐尖形成在5和160°之间、并且优选地在10和30°之间的角θ。因此，偏转区形成具有基本上三角形横截面形状的谷。顺翼展方向渐尖形成两个侧壁49，每个侧壁具有一致的梯度。每个偏转区45的深度也在弦向方向上从前缘33处的最大值渐尖，以便与风扇叶片31的主体37融合。这给了偏转区45向上的斜坡。此外，每个偏转区45的顺翼展方向宽度（即，在偏转区45的任一侧处的偏转交界面48之间的距离）在弦向方向上从前缘33处的最大值减小，通过前缘区段35并且在前缘区段35与主体37的主体交界面51处消失。
[0042] 由于各种渐尖特征，偏转区45的范围可以说是从前缘33通过前缘区段35减小，使得其融合到主体37中并消失。
[0043] 虽然已经关于风扇叶片描述了本发明，但是将理解，本发明同样适用于其它导管推进器叶片，诸如OGV，以及压缩机叶片和定子叶片，其类似地容纳在导管（压缩机壳体）中。
[0044] 已经发现，入射在偏转区45上的流体具有相对于非偏转区的更高的动量，并且因此倾向于延迟前缘33附近的流分离。此外，较高动量的流体倾向于携带围绕的流体并增加其动量，即使是在入射在前缘33和前缘区段35的其它部分上的流体中。因此，偏转区45减小由风扇叶片31产生的涡流/尾流的大小，因此减小其产生的噪声。此外，偏转区像空气动力栅一样起作用，从而部分地阻挡流体的顺翼展方向流，并且因此减少风扇叶片尖端涡流（这是低效的并且可以增加噪声产生，尤其是在由下游转子或定子吸收的情况下）。
[0045] 图3a和3b示出了从根据本发明的风扇112的第二风扇叶片131的吸力侧的平面视图。风扇叶片131类似地包括偏转区145，所述偏转区145相对于提供在相邻于前缘133的前缘区段135内的非偏转区147偏转。偏转区145类似于第一实施例的区45，但是朝向后缘139延伸到较小的范围，并且因此仅延伸达风扇叶片131的弦范围的近似5%。
[0046] 尖端153处的偏转区具有比根部155处的偏转区更大的弦范围。通常，已经发现，与尖端相比，将偏转区145的弦范围朝向叶片的根部连续减小是有利的。这已经被发现是尤其对于其中负载相对于根部在顺翼展方向的方向上朝着尖端增加的翼面（即，其中尖端处的空气动力负载大于根部处的空气动力负载）的情况。这种负载分布对于诸如压缩机和风扇叶片的旋转叶片是典型的，但是对于诸如翅的静态翼面是不常见的。
[0047] 提供总共五个偏转区145，沿着叶片131的前缘133分布。发明人已经发现，朝向尖端的偏转区能够减少尖端处的风扇尾流，并且因此增加风扇效率。另一方面，尖端处的偏转区也能够增加核心质量流，并且改进到下游压缩机叶片的流。因此，至少一个偏转区提供在引擎核心的压缩机入口唇部的径向向内的位置处。
[0048] 图3a中的风扇叶片131包括碳纤维复合材料主要部分137和附连到碳纤维复合材料主要部分137的钛合金前缘区段135。偏转区145被提供为钛合金前缘区段135的一部分，并且在该实施例中，不延伸到碳纤维复合材料主要部分137中。因此，偏转区145能够通过诸如压制和超塑性成形的冶金方法形成。
[0049] 图4a和4b分别示出了图4a和4b的具有不根据本发明（即没有偏转区）的风扇叶片231的风扇212以及风扇112的模拟流体流。叶片以相对低的速度旋转，即在可能有湍流的条件下旋转。在引擎在接近空转推力的操作期间典型地会遇到这样的条件，这可以在飞机下降期间遇到。
[0050] 如能够看到地，在两种情况下，能够看到湍流的区246、146。然而，在风扇112中，湍流的区146比用于风扇212的区246小得多，并且不太强烈。因此，偏转区145被示出为减小湍流，并且因此在导管风扇引擎中减少噪声以及增加效率。发明人还已发现，公开的布置改变尾流的径向剖面，并且当尾流将与下游叶片将相互作用时将引起相移。尾流的移相和叶片相互作用将减少音调相互作用噪声和叶片强制响应。
[0051] 图5示出了第三气体涡轮机引擎310的一部分的横截面侧视图。气体涡轮机引擎310类似于引擎10，并且包括风扇312。再者，风扇312包括提供在相同径向平面中的多个风扇叶片331，以及多个出口引导叶翼（OGVs）350和多个核心入口叶翼354。
[0052] 风扇312包括包围风扇叶片331和OGVs 350的风扇壳体322和包围核心入口叶翼354的引擎核心短舱321。
[0053] 风扇叶片331、OGVs 350和核心入口叶翼354中的每个在其相应的前缘处包括多个偏转区345a、345b、345c。这些相对于彼此布置以使噪声最小化，如在下面进一步详细描述。
[0054] 如图5中所示出，能够限定多个使用中的“流线”。流线是概念上的线，遵循由给定的径向和周向位置处使用中的气流。流线的方向和位置能够通过测试中的烟雾可视化来确定，或者通过使用诸如计算机流体动力学（CFD）的技术来或通过技术人员已知的其它常规技术进行建模来确定。
[0055] 在风扇叶片331的前缘上的每个偏转345a的中心点355限定了源自该偏转345a的相应流线356。如能够看到地，源自该偏转345a的每个相应的流线356与紧接的下游部件（诸如OGVs 350）的前缘相交。下游部件（诸如OGVs 350）的偏转区345b被径向定位，使得它们不与来自上游部件（诸如风扇叶片331）的偏转区345a的流线356相交。有利地，由偏转345a生成的任何湍流的流都不与下游偏转区345b相互作用，由此减少噪声生成。此外，由偏转区345a、345b生成的声音被“移相”，由此进一步降低噪声。因此，限定了相对低噪声的风扇系统。
[0056] 类似地，入口引导叶翼354的偏转区345c中的至少一些可以与源自风扇331的相应流线356径向地间隔。
[0057] 在一些情况下，下游部件（诸如引擎入口引导叶翼354）的一个或多个偏转区345d可以定位在上游偏转区345a的流线356上。在这种情况下，上游偏转区345a和下游偏转区345d的偏转度（即偏转角）可以变化，以确保区异相，以由此减小由区345a、345d生成的噪声。
[0058] 图6示出了第四气体涡轮机引擎410的风扇412的前视图。风扇412包括多个风扇叶片431，风扇叶片各自包括在径向方向上（即，沿着相应叶片431的翼展）间隔的多个偏转区445。
[0059] 如从图6能够看出，偏转区445的径向位置不同于其邻近叶片431。特别地，第一叶片431a的偏转区445a的径向位置从邻近叶片431b上的偏转区445b径向偏移，使得由每个偏转区445a扫过的弧不与由邻近叶片431b的偏转区445b扫过的弧相交。
[0060] 以与第三实施例类似的方式，在两个邻近叶片431a、431b具有定位在相同径向位置处的偏转区445a、445c的情况下，变化偏转角以确保两个偏转区445a、445c彼此异相。
[0061] 因此，再者，噪声被最小化。特别地，这样的布置被认为降低了“圆锯类噪声（buzz-saw noise）”，这是通过在某些轴速度下的导管风扇生成的低频可听见的音调噪声。然而，这种系统还用来减少叶片颤振，即由气动弹性效果引起的叶片振荡。
[0062] 将理解的是，本发明不限于上述实施例，并且能够在不脱离本文中所描述的各种概念的情况下做出各种修改和改进。例如，偏转区能够提供在诸如导管风扇的风扇出口引导叶翼的定子上。类似地，偏转区能够被提供为不同的导管转子的一部分，诸如气体涡轮机引擎的核心的压缩机转子或定子叶片，压缩机转子/定子叶片被导管围绕。任何特征可以分离地或与任何其它特征组合采用，并且本发明延伸到并且包括本文以任何形式的风扇叶片或气体涡轮机引擎描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。
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