带有低部分翼展实度的飞行器风扇的制作方法

本发明大体上涉及飞行器发动机，并且更具体地涉及结合风扇的飞行器发动机。

背景技术：

在涡扇发动机中，空气在压缩机中加压，且在燃烧器中与燃料混合来用于生成热燃烧气体。高压涡轮(hpt)从燃烧气体中提取能量来对压缩机供能。低压涡轮(lpt)从燃烧气体中提取附加能量来对设置在压缩机上游的风扇供能。

飞行器涡扇发动机的主要设计目标是最大化其效率来用于推进飞行中的飞行器，且对应地降低燃料消耗。此外，限定用于加压空气和燃烧气体的内部流动通路、以及从那些气体中提取能量的各种冷和热区段的转子和定子构件具体地设计成用于最大化其效率，同时对应地获得长使用寿命。

涡扇自身包含从支承转子盘的周界沿径向向外延伸的大风扇转子叶片排。风扇通过lpt供能，以用于加压入射空气，以用于产生从风扇出口排出的大部分推进推力。风扇空气中的一些导送到压缩机中，其中其被加压且与燃料混合，以用于生成热燃烧气体，能量在各种涡轮级中从该热燃烧气体中被提取，且然后经由单独的核心发动机出口排放。

涡扇发动机不断发展和改进，以用于利用最大可能的空气动力效率最大化其推力能力。由于风扇在操作期间产生大量推力，故噪音也从其中生成，且应当符合各种竞争性的设计目的而尽可能大地减小。

例如，风扇叶片典型地设计成最大化其空气动力负载，以对应地最大化在操作期间生成的推进推力的量。然而，风扇负载由失速(stall)、摆动(flutter)或加压的空气的其它不稳定参数限制。

因此，现代涡扇发动机设计成在从飞行器的起飞到巡航到着陆的其操作周期内带有适合的稳定性值和失速裕度(stallmargin)值，以确保发动机的可接受的操作和性能，而不使涡扇的能力过载。

此外，现代涡扇发动机具有相对较大直径的涡扇，其在足够的转速(rotaryvelocity)下旋转，以产生叶片末梢相对于入射空气流的超音速。因此，叶片末梢在空气在限定于相邻风扇叶片之间的对应流动通路中导送和加压时经历冲击波的生成。

因此，各个风扇叶片具体地从其径向内平台到其径向外末梢且沿其沿周向相对的压力侧和吸入侧定制和设计，该压力侧和吸入侧在其相对的前缘与后缘之间在翼弦中轴向地延伸。一个翼型件的压力侧与相邻翼型件的吸入侧限定从叶盘的根部到末梢的对应的流动通路，在操作期间，空气导送穿过该流动通路。

各个翼型件典型地利用从根部到末梢的对应交错角扭转，其中翼型件末梢在风扇的轴向方向和周向方向之间倾斜地对准。

在操作期间，到来的环境空气在不同相对速度下流过从叶片的根部到末梢的叶片内(inter-blade)流动通路，包括在叶片根部处的亚音速空气流且其在操作范围的各种部分中沿径向向外达到在叶片末梢处的空气的超音速。

风扇失速裕度是用于涡扇的基本设计要求，且由空气动力风扇负载、风扇实度(solidity，有时也称为稠度)和风扇叶片长宽比影响。这些是常规参数，其中风扇负载是越过风扇叶片的比焓(specificenthalpy)除以末梢速度的平方的增加(rise)。

叶片实度是由其长度代表的叶片翼弦对叶片桨距之比，该叶片桨距是从轴向中心线轴线的给定半径或直径处的叶片的周向间距。换言之，叶片桨距是给定直径下的周向长度除以整个风扇叶片排的叶片数目。并且，风扇叶片长宽比是叶片的翼型件部分的径向高度或翼展(span)除以其最大翼弦(chord)。

本领域中的常规经验或教导内容指出了在入口马赫数高到足以使得通路冲击可分离叶片内流动通路中的空气的吸入表面边界层时，良好的效率需要实度应当高到足以使流再附接。

用于涡扇效率和充分的风扇失速裕度的常规设计实践典型地需要相对较高的末梢实度，其通常等于设计点(例如巡航操作)处的风扇末梢相对马赫数。换言之，末梢马赫数适合地对于超音速流而言大于一(1.0)，且对于良好的设计而言，风扇末梢实度对应地大于一，且大体上等于末梢相对马赫数。

上文公开的设计考虑仅是主要用于良好的空气动力性能和效率、以及用于确保其长久使用寿命的良好机械强度的现代涡扇的设计中的许多竞争性的设计参数中的一些。各个风扇叶片从根部到末梢扭转，且其相对的压力侧和吸入侧也改变构造，以特别地定制从根部到末梢的流动通路，以在适合的失速裕度和机械强度下最大化风扇效率。

所得的涡扇设计是高度复杂的设计，带有越过其轴向翼弦且在其径向翼展之上的独立翼型件的压力侧和吸入侧的三维变化。并且，独立的风扇叶片在整排叶片中与彼此协作，以限定叶片内流动通路，且实现整个风扇的所得的空气动力性能和失速裕度。

因此，尽管在以上部分中提出的各种竞争性的设计目标，期望进一步改善现代涡扇的效率，同时维持足够的稳定性和失速裕度。

技术实现要素：

根据本文所述的技术的一个方面，一种用于对飞行中的飞行器供能的风扇包括：环形壳；盘，其设置在壳内且安装成围绕轴向中心线旋转，盘包括从其沿径向向外延伸的风扇叶片排；风扇叶片中的各个均包括具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的周向相对的压力侧和吸入侧的翼型件，其中翼型件在其间限定对应流动通路来用于加压空气；排包括不多于21个且不少于13个的风扇叶片；以及其中风扇叶片中的各个均具有小于大约1.6的在从轴向中心线到末梢的径向距离的60%处测得的由翼型件翼弦对风扇叶片的周向桨距之比限定的实度。

根据本文所述的技术的另一方面，提供了一种操作包括设置在环形壳内的类型的风扇的方法，盘可围绕轴向中心线旋转且承载风扇叶片排，其中风扇叶片中的各个均包括具有间隔开的压力侧和吸入侧的翼型件，该压力侧和吸入侧从根部到末梢在翼展中沿径向延伸，且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸，排包括不多于21个且不少于13个的风扇叶片，其中风扇叶片中的各个均具有不大于大约1.2且不小于大约1.0的在从轴向中心线到末梢的距离的90%处测得的由翼型件翼弦与风扇叶片的周向桨距之比限定的实度。该方法包括：对涡扇发动机中的风扇供能来推进飞行中的飞行器，使得风扇叶片的末梢处的相对马赫数大于1.0，且使得在从轴向中心线到末梢的距离的90%处测得的实度与相同径向位置处的相对马赫数之比小于大约0.90。

根据本文所述的技术的另一方面，提供了一种设计包括设置在环形壳内的盘的类型的风扇的方法，盘可围绕轴向中心线旋转且承载风扇叶片排，其中风扇叶片中的各个均包括具有间隔开的压力侧和吸入侧的翼型件，该压力侧和吸入侧从根部到末梢在翼展中沿径向延伸，且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸，排包括不多于21个且不少于13个的风扇叶片，其中风扇叶片中的各个均具有由翼型件翼弦与风扇叶片的周向桨距之比限定的实度。该方法包括：在风扇叶片的末梢处设立不小于大约1.0的预定相对马赫数；给定预定相对马赫数，选择风扇叶片的翼弦，使得在从轴向中心线到末梢的距离的90%处测得的实度与相同径向位置处的相对马赫数之比小于大约0.90。

根据本文所述的技术的另一方面，一种用于对飞行中的飞行器供能的飞行器发动机包括：风扇，其包括环形壳；盘，其设置在壳内且安装成围绕轴向中心线旋转，盘包括从其沿径向向外延伸的风扇叶片排；风扇叶片中的各个均包括具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的周向相对的压力侧和吸入侧的翼型件，其中翼型件在其间限定对应流动通路来用于加压空气；排包括不多于21个且不少于13个的风扇叶片；以及其中风扇叶片中的各个均具有小于大约1.6的在从轴向中心线到末梢的径向距离的60%处测得的由翼型件翼弦对风扇叶片的周向桨距之比限定的实度；以及联接到风扇上且可操作成驱动飞行中的风扇的原动件(primemover)。

1.一种用于对飞行中的飞行器供能的风扇(14)，包括：

环形壳(16)；

盘(34)，其设置在所述壳(16)内且安装成用于围绕轴向中心线旋转，所述盘(34)包括从其沿径向向外延伸的风扇叶片(32)排；

所述风扇叶片(32)中的各个均包括翼型件(36)，该翼型件(36)具有从根部到末梢(46)在翼展中沿径向延伸、以及在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的周向相对的压力侧和吸入侧，其中所述翼型件(36)在其间限定对应的流动通路来用于加压空气；

所述排包括不多于21个且不少于13个的所述风扇叶片(32)；以及

其中所述风扇叶片(32)中的各个均具有小于大约1.6的在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的60%处测得的由所述翼型件翼弦对所述风扇叶片(32)的周向桨距之比限定的实度。

技术方案2.根据技术方案1所述的风扇(14)，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的60%处测得的实度不大于大约1.4。

技术方案3.根据技术方案2所述的风扇(14)，其特征在于，所述风扇(32)中的各个均具有小于大约2.2的在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的30%处测得的由所述翼型件翼弦对所述周向桨距之比限定的实度。

技术方案4.根据技术方案3所述的风扇(14)，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的30%处测得的实度不大于大约1.9。

技术方案5.根据技术方案1所述的风扇(14)，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片(32)。

技术方案6.一种操作包括设置在环形壳(16)内的盘(34)的所述类型的风扇(14)的方法，所述盘(34)可围绕轴向中心线旋转且承载风扇叶片(32)排，其中所述风扇叶片(32)中的各个均包括具有间隔开的压力侧和吸入侧的翼型件(36)，所述压力侧和所述吸入侧从根部到末梢(46)在翼展中沿径向延伸，且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸，所述排包括不多于21个且不少于13个的所述风扇叶片(32)，其中所述风扇叶片(32)中的各个具有不大于大约1.2且不小于大约1.0的在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的90%处测得的由所述翼型件翼弦与所述风扇叶片(32)的周向桨距之比限定的实度，所述方法包括：

对所述风扇(14)供能来推进水平巡航飞行中的飞行器，使得在所述风扇叶片(32)的末梢处的相对马赫数大于1.0，且使得从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的90%处测得的实度与在相同径向位置处的相对马赫数之比小于大约0.90。

技术方案7.根据技术方案6所述的方法，其特征在于，在从所述轴向中心线的径向距离的90%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约0.87。

技术方案8.根据技术方案6所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.50。

技术方案9.根据技术方案7所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.35。

技术方案10.根据技术方案8所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约3.20。

技术方案11.根据技术方案10所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢(46)的径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约2.81。

技术方案12.根据技术方案6所述的方法，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片(32)。

技术方案13.一种用于对飞行中的飞行器供能的飞行器发动机，包括：

根据技术方案1所述的风扇(14)；以及

联接到所述风扇(14)且可操作以驱动飞行中的所述风扇(14)的原动件(15)。

技术方案14.根据技术方案13所述的飞行器发动机，其特征在于，所述原动件(15)包括燃气涡轮发动机。

实施方案1.一种用于对飞行中的飞行器供能的风扇，包括：

环形壳；

盘，其设置在所述壳内且安装成围绕轴向中心线旋转，所述盘包括从其沿径向向外延伸的风扇叶片排；

所述风扇叶片中的各个均包括翼型件，该翼型件具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸、以及在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的周向相对的压力侧和吸入侧，其中所述翼型件在其间限定对应的流动通路来用于加压空气；

所述排包括不多于21个且不少于13个的所述风扇叶片；以及

其中所述风扇叶片中的各个均具有小于大约1.6的在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处测得的由所述翼型件翼弦对所述风扇叶片的周向桨距之比限定的实度。

实施方案2.根据实施方案1所述的风扇，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的60%处测得的实度不大于大约1.4。

实施方案3.根据实施方案2所述的风扇，其特征在于，所述风扇中的各个均具有小于大约2.2的在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处测得的由所述翼型件翼弦对所述周向桨距之比限定的实度。

实施方案4.根据实施方案3所述的风扇，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的30%处测得的实度不大于大约1.9。

实施方案5.根据实施方案1所述的风扇，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片。

实施方案6.一种操作包括设置在环形壳内的盘的类型的风扇的方法，所述盘可围绕轴向中心线旋转且承载风扇叶片排，其中所述风扇叶片中的各个均包括翼型件，该翼型件具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸、且在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的间隔开的压力侧和吸入侧，所述排包括不多于21个且不少于13个的所述风扇叶片，其中所述风扇叶片中的各个具有不大于大约1.2且不小于大约1.0的在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的90%处测得的由所述翼型件翼弦与所述风扇叶片的周向桨距之比限定的实度，所述方法包括：

对所述风扇供能来推进水平巡航飞行中的飞行器，使得在所述风扇叶片的末梢处的相对马赫数大于1.0，且使得在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的90%处测得的实度与在相同径向位置处的相对马赫数之比小于大约0.90。

实施方案7.根据实施方案6所述的方法，其特征在于，在从所述轴向中心线的径向距离的90%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约0.87。

实施方案8.根据实施方案6所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.50。

实施方案9.根据实施方案7所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.35。

实施方案10.根据实施方案8所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约3.20。

实施方案11.根据实施方案10所述的方法，其特征在于：

在从所述轴向中心线到所述末梢的所述径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约2.81。

实施方案12.根据实施方案6所述的方法，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片。

实施方案13.一种设计包括设置在环形壳内的盘的类型的风扇的方法，所述盘可围绕轴向中心线旋转且承载风扇叶片排，其中所述风扇叶片中的各个均包括翼型件，该翼型件具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸、以及在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的间隔开的压力侧和吸入侧，所述排包括不多于21个且不少于13个的所述风扇叶片，其中所述风扇叶片中的各个均具有由所述翼型件翼弦与所述风扇叶片的周向桨距之比限定的实度，所述方法包括：

在所述风扇叶片的末梢处设立不小于大约1.0的预定相对马赫数；

给定所述预定相对马赫数，选择所述风扇叶片的翼弦，使得在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的90%处测得的实度与在所述相同径向位置处测得的相对马赫数之比小于大约0.90。

实施方案14.根据实施方案13所述的方法，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的90%处测得的实度不大于大约1.2且不小于大约1.0。

实施方案15.根据实施方案12所述的方法，其特征在于，在所述末梢处的风扇叶片的翼弦选择成使得所述末梢的实度与在从所述轴向中心线到所述末梢的距离的90%处的相对马赫数之比不大于大约0.87。

实施方案16.根据实施方案12所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

设立在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处的预定相对马赫数；

给定所述预定相对马赫数，选择在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处的所述风扇叶片的翼弦，使得在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.50。

实施方案17.根据实施方案16所述的方法，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约1.35。

实施方案18.根据实施方案17所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：

设立在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处的预定相对马赫数；

给定所述预定相对马赫数，选择在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处的所述风扇叶片的翼弦，使得在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约3.20。

实施方案19.根据实施方案18所述的方法，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处测得的实度与在所述相同径向位置处的相对马赫数之比不大于大约2.81。

实施方案20.根据实施方案13所述的方法，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片。

实施方案21.一种用于对飞行中的飞行器供能的飞行器发动机，包括：

风扇，其包括：

环形壳；

盘，其设置在所述壳内且安装成围绕轴向中心线旋转，所述盘包括从其沿径向向外延伸的风扇叶片排；

所述风扇叶片中的各个均包括翼型件，该翼型件具有从根部到末梢在翼展中沿径向延伸、以及在间隔开的前缘与后缘之间在翼弦中沿轴向延伸的周向相对的压力侧和吸入侧，其中所述翼型件在其间限定对应的流动通路来用于加压空气；

所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片；以及

其中所述风扇叶片中的各个均具有小于大约1.6的在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的60%处测得的由所述翼型件翼弦与所述风扇叶片的周向桨距之比限定的实度；以及

原动件，其联接到所述风扇且可操作成驱动飞行中的所述风扇。

实施方案22.根据实施方案21所述的飞行器发动机，其特征在于，所述原动件包括燃气涡轮发动机。

实施方案23.根据实施方案21所述的飞行器发动机，其特征在于，在从所述轴向中心线到所述末梢的径向距离的30%处测得的实度不大于大约1.9。

实施方案24.根据实施方案21所述的飞行器发动机，其特征在于，所述排包括不多于20个且不少于15个的所述风扇叶片。

附图说明

根据优选的且示例性的实施例的本发明连同其其它目的和优点在结合附图的以下详细描述中更具体描述，在其中：

图1为用于对飞行中的飞行器供能的飞行器发动机中的涡扇的局部示意性等轴视图；

图2为穿过图1中图示的且沿线2-2截取的发动机的涡扇部分的轴向截面视图；

图3为图1中图示的且沿线3-3截取的涡扇的前面向后的立视图；

图4为图3中图示的且大体上沿线4-4截取的两个相邻风扇叶片的顶部平台视图；

图5为示出用于一种示例性风扇的相对于百分比半径标绘的叶片实度的图表；以及

图6为示出相对于百分比半径标绘的叶片实度与相对马赫数之比的图表。

零件列表

10飞行器发动机

12飞行器

14风扇

16风扇壳

18环境空气

15原动件

20增压压缩机

22高压压缩机

24燃烧器

26燃烧气体

28高压涡轮

30低压涡轮

32风扇叶片

34转子盘

36翼型件

38平台

42压力侧

44吸入侧

46末梢

48前缘

50后缘

52流动通路

56喉部

58出口

62末梢护罩

64内壳

66旁通导管

68出口导向导叶。

具体实施方式

图1中图示了飞行器发动机10，其构造成对飞行中的飞行器12供能，且适合地安装在该飞行器12中。发动机关于纵向或轴向中心线轴线轴对称，且包括适合地同轴地安装在包绕的环形风扇壳16内的风扇或涡扇14。

在操作期间，环境空气18进入风扇14的入口端，且由此加压来用于产生用于推进飞行中的飞行器的推力。风扇14由原动件15驱动，该原动件15在图1中由虚线示意性地图示。原动件可为可操作成在预期的机械和空气动力负载下以所需的速度旋转风扇14的任何装置。原动件的非限制性示例包括热力发动机、马达(例如，电动、液压或气动)、或它们的组合(例如，电动混合)。风扇14可由原动件15直接地驱动，或经由中间齿轮系驱动。在图示的示例中，原动件15包括燃气涡轮发动机。风扇空气的一部分适合地继而导送穿过继而进一步加压空气的低压或增压压缩机20和高压压缩机22。

加压空气在环形燃烧器24中与燃料混合，以用于生成热燃烧气体26，其沿下游方向排放。高压涡轮(hpt)28首先从燃烧器接收热气体来从其中提取能量，且继而由低压涡轮(lpt)30后接，该低压涡轮(lpt)30从hpt排放的燃烧气体中提取附加能量。hpt由一个轴或转子接合到高压压缩机22，且lpt由另一轴或转子接合到增压压缩机20和风扇14两者上，以用于在操作期间对其供能。

图1中图示的示例性涡扇发动机10可具有用于从起飞到巡航到着陆对飞行中的飞行器供能的任何常规构造和操作，但如下文进一步所述那样改变来提高风扇14的空气动力效率，同时在操作循环期间维持其适合的稳定性和失速裕度。

更具体而言，图1和2图示了涡扇14的一种示例性实施例，其包括从支承转子盘34的周沿在翼展中沿径向向外延伸的风扇转子叶片32排。如图2中所示，各个叶片均包括从平台38向外延伸的翼型件36，该平台38限定风扇空气流动路径的径向内边界，该平台可与翼型件或单独的构件集成地形成。本发明的原理同样适用于具有带有单独叶片的盘的风扇，以及具有与盘集成地形成的叶片的风扇，通常称为“带叶片盘”、“集成地带叶片转子”或“叶盘”。在图示的特定示例中，各个叶片均还包括集成燕尾部40，其从平台下方的翼型件沿径向向内延伸，以用于将各个叶片安装在转子盘34的边沿中的对应燕尾槽中。

风扇叶片32可由适合的高强度材料如钛或碳纤维复合物制成。例如，风扇叶片32中的大多数可由沿前缘和后缘且沿末梢利用钛防护物增强的碳纤维复合物形成。

如图1和2中图示的，各个翼型件36均具有适合的空气动力构造，其包括大体上凹形的压力侧42，以及周向相对的大体上凸形的吸入侧44。各个翼型件的相对侧均从平台38处的其内根部端在翼展中沿径向延伸到设置成紧邻风扇定子壳16的径向外远侧末梢46来提供其间的相对较小的末梢空隙或间隙。

如图2和3中所示,各个翼型件均在相对的前缘48与后缘50之间在翼弦c中沿轴向延伸，其中翼弦在翼型件的翼展之上改变长度。

如图4中所示，相邻的翼型件36在其间沿周向限定用于在操作期间加压空气18的对应流动通路52。翼型件36中的各个均可包括由从轴向或纵向轴线的交错角a代表的交错或扭转，该交错在翼型件的根部与末梢之间增大。

例如，叶片末梢46处的交错角a可为较大的，且为大约60度，以将一个翼型件的前缘48定位成与从其前缘的下一个相邻翼型件的吸入侧44在周向相邻但轴向地间隔开，以限定对应的口部54用于相邻翼型件的对应压力侧与吸入侧之间的流动通路。叶片的径向翼展之上的相邻翼型件的轮廓和交错引起各个流动通路的流动面积沿径向翼展的大部分(如果不是全部)会聚或减小至向后与口部间隔开的最小流动面积的喉部56。

如图4中进一步图示的，相对较高的翼型件交错a还将一个翼型件36的后缘50定位成与下一个相邻翼型件的压力侧42周向地相邻，同时也在末梢区域中与其沿轴向间隔开来限定用于相邻翼型件之间的对应流动通路的对应排放口或出口58。以此方式，到来的空气18在它们在图1,3和4中顺时针旋转时在相邻翼型件之间的对应流动通路中导送，用于在操作期间加压空气来产生推进推力。

图1和2也图示了，涡扇包括环形末梢护罩62，该环形末梢护罩62适合地安装成在风扇定子壳16内齐平，且直接包绕翼型件末梢46，该翼型件末梢46定位成与其紧邻来与其限定对应的小末梢空隙。末梢护罩62可为常规构造，例如轻量蜂窝结构，其中大致光滑的内表面面对叶片末梢。低实度的涡扇享有改善的效率，同时维持足够的稳定性和失速裕度，而不需要否则可形成在末梢护罩中的稳定性增强特征，例如环形凹槽。

如图2中所示，风扇壳16与内壳64沿径向向外间隔开，该内壳64包绕核心发动机以在其间沿径向限定环形旁通导管66。旁通导管66的后端限定用于产生用于发动机的推进推力的大多数风扇空气的出口。

从风扇壳16沿径向向内延伸的出口导向导叶68排在风扇叶片32排下游或后方间隔开来接合内壳64。

如图3中所见，风扇叶片32具有适合的较大外径d，以用于在操作期间在末梢处实现超音速空气流。风扇14还具有对应的实度，其是等于由其长度代表的翼型件翼弦c除以对应翼展位置或半径处的周向桨距p或从叶片到叶片的间距之比的常规参数。

周向桨距等于特定径向翼展处的周向长度除以叶片排中的风扇叶片的总数。因此，实度与叶片的数目和弦长成正比，且与直径成反比。

如上文指出的常规做法需要相对较高的实度用于在经历相邻翼型件之间的流动通路中的冲击的超音速叶片设计中维持良好的效率。

然而，已经发现，尽管有用于现代涡轮中的相对较高实度的该常规做法，但同时维持足够的稳定性和失速裕度的效率上的实质的改进可通过减小实度而非提高实度来获得。如上文指出，实度与风扇叶片的数目和翼型件翼弦除以风扇直径之比成比例。

因此，实度可通过减少风扇叶片的数目、减小翼型件翼弦或增大风扇的外径来降低。然而，风扇外径典型地是特定尺寸的涡扇发动机的给定参数。

还注意的是，用于特殊风扇的风扇叶片将趋于具有大致相同厚度大小，即使翼弦大小改变，因为厚度大小通常出于与空气动力原因相反的结构原因来设置。因此，在叶片数较低时，称为“厚度阻断(thicknessblockage)”的参数趋于较小。出于此原因，考虑到给定的实度，存在效率优点以部分地通过较低叶片数达到此实度。

因此，空气动力效率可通过使用相比于现有技术设计相对较小数目的风扇叶片32而在涡扇发动机10中改善。在一个示例中，风扇14可包括十三个到二十一个风扇叶片32。在另一示例中，风扇14可包括十五个到二十个风扇叶片32。

风扇叶片数目减少会增大翼型件之间的周向桨距p，且增大具体在其喉部56处的流动通路的流动面积，以用于在操作期间减小流动阻塞。涡扇14的末梢实度在大小上相对较低，同时仍大于大约1.0，以提供相邻末梢46的前缘48与后缘50之间的周向间隙g。

翼型件末梢46在前缘48与后缘50之间局部成角且宽度改变，以典型地使翼型件末梢处的流动通路52从口部54到喉部56会聚，且然后使也在末梢处的流动通路从喉部56到出口58扩散。备选地，翼型件末梢处的流动通路的口部和喉部可在前缘处的一个平面中重合，其中流动通路仍从前缘处的喉部向后扩散到后缘处的通路出口。

除本文具体描述的之外，涡扇设计自身可在其它方面是常规的。例如，图1-4中图示的翼型件36直径相对较大，以用于在现代涡扇发动机中的超音速末梢操作。绕过核心发动机的风扇空气的对应旁通比可为大约7.5或更大。

翼型件可设有适合的空气动力尾流，其优选地在翼型件的末梢46处向前或为负(s-)，且优选地沿其前缘48和后缘50两者为负。独立翼型件可具有如图2中图示的其翼展中部附近的较大翼弦鼓度(barreling)，如果期望，带有沿翼展中部上方的前缘的部分的后或正空气动力尾流(s+)。风扇叶片中的前末梢尾流在叶片末梢的超音速操作期间改善效率。

已经发现，末梢46内侧的位置处的实度降低可用于改善风扇14的空气动力性能和/或空气动力效率。该实度降低可通过减小末梢46内侧的位置处的翼弦c来实施。

图5图示了相比于现有技术设计(以实线示出)的根据本发明的方面(以虚线示出)的风扇设计的特征。可看到的是，尽管实度对于两种设计在末梢处接近1.0，但风扇14的实度在末梢内侧的所有位置处较低。描述内侧位置处的较低实度的偏移图可由沿翼展的代表性位置处的实度值表明特征。

一个代表性位置在从轴向中心线到末梢的径向距离的90%处，本文中也称为“末梢半径的90%”。例如，风扇14可具有大约1.0到大约1.2的在末梢半径的90%处测得的实度。如本文使用的，用语“大约”包含指定值(statedvalue)或值范围，以及相比于指定值或值范围并未显著影响空气动力特性且/或由测量中的误差引起和/或由制造过程中的变化引起的来自指定值或值范围的变化或偏差。

另一代表性位置在从轴向中心线到末梢的径向距离的60%处，本文中也称为“末梢半径的60%”。例如，风扇14可具有小于大约1.6的末梢半径的60%处测得的实度。作为另一示例，风扇14可具有不大于大约1.4的末梢半径的60%处测得的实度。

另一代表性位置在从轴向中心线到末梢的径向距离的30%处，本文中也称为“末梢半径的30%”。例如，风扇14可具有小于大约2.2的在从根部到末梢的径向距离的30%处测得的实度。作为另一示例，风扇14可具有不大于大约1.9的在末梢半径的30%处测得的实度。

还发现的是，末梢内侧的位置处的实度与相对马赫数(简写为“mrel”)之比的考虑也用于改善效率。将理解的是，相对马赫数将在发动机10的操作期间取决于操作阶段(例如，空转(idle，有时也称为怠速)、起飞、爬升、巡航、近进、着陆)以及主要大气条件而改变。当本文中论述用语马赫数或相对马赫数时，将理解的是，这意指出于设计目的被选择成有效的值。例如，出于设计目的考虑的马赫数可为代表水平巡航飞行状态下的预计马赫数的值。如本文使用的，“水平巡航飞行”意指稳定高度和马赫数下的扩展操作。

图6图示了相比于现有技术设计(以实线示出)的根据本发明的方面(以虚线示出)的风扇设计的特征。可看到的是，尽管实度与相对马赫数之比对于两种设计在末梢处接近1.0，但风扇14的比率在末梢内侧的所有位置处都较低。描述内侧位置处的较低比的偏移图可由沿翼展的代表性位置处的实度/mrel值表明特征。

一个代表性位置是末梢半径的90%处。例如，给定预定相对马赫数，实度可选择成使得比率实度/mrel小于大约0.90。作为另一示例，给定预定相对马赫数，其实度可设置成使得比率实度/mrel不大于大约0.87。

另一代表性位置是末梢半径的60%处。例如，给定预定相对马赫数mrel，风扇14可具有小于大约1.50的在末梢半径60%处测得的比率实度/mrel。作为另一示例，风扇14可具有大约1.35或更小的在末梢半径的60%处测得的比率实度/mrel。

另一代表性位置是末梢半径的30%处。例如，给定预定相对马赫数mrel，风扇14可具有小于大约3.20的在30%半径处测得的比率实度/mrel。作为另一示例，风扇14可具有大约2.81或更小的在末梢半径的30%处测得的比率实度/mrel。

上文所述的风扇14中的任何一个都可部分通过设立特定径向位置处的预定相对马赫数、且然后给定预定相对马赫数、选择特定径向位置处的风扇叶片32的翼弦来设计，导致实度与相对马赫数的期望比率。

风扇14可通过对涡扇发动机10中的风扇14供能来使用，以在大气飞行中推进飞行器(未示出)，使得风扇叶片的末梢处的相对马赫数大于1.0。

上文公开的低实度涡扇可用于现代涡扇飞行器燃气涡轮发动机的各种设计中用于改善其效率。对于相对较大直径的接近音速的涡扇而言获得了特别的优点，在其中风扇末梢利用超音速空气流操作。

相比于现有技术风扇，上文公开的风扇的分析已经确认其空气动力效率提高，同时维持足够的稳定性和失速裕度。减小的叶片数对应地降低发动机重量和成本。

尽管本文中已经描述了认作是本发明的优选的和示例性的实施例的内容，但本发明的其它改型从本文中的教导对于本领域的技术人员是明显的，且因此期望在所附权利要求中保护落入本发明的真实精神和范围内的所有此类改型。