(57)【要約】      （修正有）【課題】騒音を低減するための先端形状を含むエーロフォイルおよびそのエーロフォイルを作製するための方法を提供する。【解決手段】エーロフォイル、ファン組立体およびアンダクテッド逆回転ファンエンジンが、前縁および後縁で一体に結合され、その間に延在する負圧面および正圧面を備える少なくとも１つのエーロフォイルを作製するステップを含む。エーロフォイルは、翼弦長を有する複数の翼弦区域を含む。エーロフォイルは、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する下降斜面を画定する先端形状を含む。先端形状は、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。【選択図】図１
2013137020.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
先端部分（８８）が翼根部（７６）から半径方向外側に延在するように構成される翼根部（７６）および先端部分（８８）と、
前縁（８４）、および前記前縁（８４）から翼弦方向下流に離隔された後縁（８６）で一体に結合される負圧面（８３）および正圧面（８１）と、
翼弦長（９４）を有し、翼弦方向にエーロフォイル（７２）の前記前縁（８４）と前記後縁（８６）との間に延在し、翼幅方向に前記翼根部（７６）と前記先端部分（８８）との間のエーロフォイル（７２）の長さに沿って離隔された複数の翼弦区域（９６）と、
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で少なくとも前記翼弦長（９４）の部分に沿って延在する下降斜面を画定する先端形状（１００）と
を備え、前記先端形状（１００）が、エーロフォイル（７２）の前記先端部分（１００）近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される、エーロフォイル（７２）。
【請求項２】
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で前記翼弦長（９４）の少なくとも部分に沿って延在する一次下降斜面（１０４）を有する一次部分（１０２）、および前記一次部分（１０２）から前記後縁（８６）に向かって前記翼弦長（９４）の少なくとも部分に沿って延在する下降斜面（１０８）を有する少なくとも１つの追加部分（１０６）を画定する先端形状（１００）をさらに含み、前記一次下降斜面（１０４）が前記少なくとも１つの追加部分（１０６）の前記下降斜面（１０８）よりも大きい、請求項１記載のエーロフォイル。
【請求項３】
一次下降斜面（１０４）を有する前記一次部分（１０２）が前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で、翼弦方向に前記エーロフォイル（６２）の前記翼弦長（９４）の少なくとも２５％延在する、請求項２記載のエーロフォイル。
【請求項４】
一次下降斜面（１０４）を有する前記一次部分（１０２）が前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で、翼弦方向に前記エーロフォイル（６２）の翼弦長（９４）の２５％未満延在する、請求項２記載のエーロフォイル。
【請求項５】
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で前記翼弦長（９４）の少なくとも部分に沿って延在する一次下降斜面（１０４）を有する一次部分（１０２）、および前記一次部分（１０２）から前記後縁（８６）まで前記翼弦長（９４）の少なくとも部分に沿って延在する下降斜面（１０８）を有する二次部分（１０６）を画定する先端形状（１００）をさらに含み、前記一次下降斜面（１０４）が前記二次下降斜面（１０８）よりも大きい、請求項２記載のエーロフォイル。
【請求項６】
前記エーロフォイル（６２）が、ダクテッドファンブレードまたはアンダクテッドファンブレード、ロータブレード、風力タービンブレード、あるいは航空機空気力学的表面の１つである、請求項１記載のエーロフォイル。
【請求項７】
ディスク（４４）と、
前記ディスク（４４）に結合された複数のファンブレード（４６，５０）と
を備えるファン組立体であって、前記複数のファンブレード（４６，５０）のそれぞれが、
翼根部（７６）、先端部分（８８）、ならびに前縁（８４）で、および前記前縁（８４）から翼弦方向下流に離隔された後縁（８６）で一体に結合される負圧面（８３）および正圧面（８１）を備えるエーロフォイル（７２）と、
翼弦長（９４）を有し、翼弦方向に前記エーロフォイル（７２）の前記前縁（８４）と前記後縁（８６）との間に延在し、翼幅方向に前記翼根部（７６）と前記先端部分（８８）との間の前記エーロフォイル（７２）の長さに沿って離隔された複数の翼弦区域（９６）と、
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で少なくとも前記翼弦長（９４）の部分に沿って延在する下降斜面（１０４）を画定する先端形状（１００）と
を備え、前記先端形状（１００）が、前記エーロフォイル（７２）の前記先端部分（９９）近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される、ファン組立体。
【請求項８】
前記エーロフォイル（７２）が、突風／先端渦相互作用に関連する騒音を低減するよう促進するように構成される、請求項７記載のファン組立体。
【請求項９】
一次ファンブレード列（４６）および前記一次ファンブレード列（４６）から軸方向後方に離隔された二次ファンブレード列（５０）を含むアンダクテッドファン区域（４４）を備えるアンダクテッド逆回転ファンエンジンであって、前記二次ファンブレード列（５０）が複数のエーロフォイル（７２）を含み、各エーロフォイルが、
先端部分（８８）が翼根部（７６）から半径方向外側に延在するように構成される翼根部（７６）および先端部分（８８）と、
前縁（８４）、および前記前縁（８４）から翼弦方向下流に離隔された後縁（８６）で一体に結合される負圧面（８３）および正圧面（８１）と、
翼弦長（９４）を有し、翼弦方向に前記エーロフォイル（７２）の前記前縁（８４）と前記後縁（８６）との間に延在し、翼幅方向に前記翼根部（７６）と前記先端部分（８８）との間の前記エーロフォイル（７２）の長さに沿って離隔された複数の翼弦区域（９６）と、
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で少なくとも前記翼弦長（９４）の部分に沿って延在する下降斜面（１０４）を画定する先端形状（１００）と
を備え、前記先端形状（１００）が、前記エーロフォイル（７２）の前記先端部分（８８）近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される、アンダクテッド逆回転ファンエンジン。
【請求項１０】
エーロフォイルを作製する方法であって、
翼根部（７６）、先端部分（８８）、ならびに前縁（８４）、および前記前縁（８４）から翼弦方向下流に離隔された後縁（８６）で一体に結合される負圧面（８３）および正圧面（８１）を備える少なくとも１つのエーロフォイル（７２）を作製するステップを含み、
前記エーロフォイル（７２）が、翼弦長（９４）を有し、翼弦方向に前記エーロフォイル（７２）の前記前縁（８４）と前記後縁（８６）との間に延在し、翼幅方向に前記翼根部（７６）と前記先端部分（８８）との間の前記エーロフォイル（７２）の長さに沿って離隔される複数の翼弦区域（９６）を含み、前記先端部分（８８）が、
前記前縁（８４）から前記先端部分（８８）で少なくとも前記翼弦長（９４）の部分に沿って延在する下降斜面（１０４）を画定する先端形状（１００）を備え、前記先端形状（１００）が、前記エーロフォイル（７２）の前記先端部分（８８）近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本明細書に提示する実施形態は、全体的に騒音を低減するために構成された空気力学的表面に関し、より詳細には、騒音を低減するためのエーロフォイルなど空気力学的表面上の先端部分の構成に関する。
【背景技術】
【０００２】
制限しないが風力タービン、航空機機体、航空機エンジン、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、空気力学的表面を含む少なくともいくつかの既知の機械が、複数の静止エーロフォイルおよび／または回転エーロフォイルを含み、これらのエーロフォイルは、上流のブレード列または不安定な空気流の流入など上流の物体から発生する衝突後流および渦を受ける。上流に発生した後流および渦は、下流へ流れ、下流でそれらの後流および渦は、下流エーロフォイルの前縁に衝突することがある。一例では、上流物体からの後流が互いに対して移動する下流エーロフォイルに衝突することが、ターボ機械用途で発生する空気力学的騒音および流体力学的負荷の主要源である。
【０００３】
特に興味深いのは、ＧＥ３６エンジンなど、開発されてきたアンダクテッド逆回転エンジンであり、しばしばアンダクテッドファン（ＵＤＦ）またはプロップファンエンジンと称される。いくつかの既知のアンダクテッド逆回転エンジンでは、騒音は、上流の回転エーロフォイルの後流が下流に位置する逆回転エーロフォイルの前縁に衝突することによって発生する。既知の他の例では、騒音は、上流のステータ構成部品の後流が構成部品から下流の回転エーロフォイルの前縁に衝突することによって発生することがある。
【０００４】
航空機エンジンによって発生する騒音は、国際的または特定地域の規則によって制約されることがあり、したがって燃料効率および排気と騒音汚染との釣り合いをとる必要が生じる。ターボ機械の用途で発生する空気力学的騒音および空気機械的負荷の主要源は、上流のブレード列からの後流が下流のブレード列、または互いに対して移動するベーンに相互作用することである。上記に示したように、実施例は、下流の逆回転ファンブレードと相互作用するファン後流および渦を含み、それによって開放型ロータの騒音が前方−後方ロータ相互作用によって発生することがある。加えて、興味深いのは、ターボ機械騒音が、下流のロータブレード上に衝突するステータベーン後流によることである。エーロフォイルの前縁上に衝突する後流が、ターボ機械から放出される騒音の増加、ならびにブレード列上に空気機械的負荷の潜在的増加を招くことがある。エーロフォイル上に衝突するこれらの不安定な後流によって発生する騒音を低減する少なくともいくつかの既知の方法が、上流物体またはエーロフォイルと下流エーロフォイルとの間の距離を増加させるステップを含む。この増加された距離により、後流が混合され、したがって下流エーロフォイルの先端渦の不安定な動きを促進する後流の振幅が減少する。しかし、別のエーロフォイルなどの上流物体と下流エーロフォイルとの間の距離が増加すると、エンジンのサイズ、重量および費用が増加することがあり、それによりエンジンの効率および性能を低下させることがある。
【発明の概要】
【０００５】
一実施形態によれば、エーロフォイルが開示される。エーロフォイルは、先端部分が翼根部から半径方向外側に延在するように構成される翼根部および先端部分と、前縁、および前縁から翼弦方向下流に離隔された後縁で一体に結合される負圧面および正圧面と、翼弦長を有し、翼弦方向にエーロフォイルの前縁と後縁との間に延在し、翼幅方向に翼根部と先端部分との間のエーロフォイルの長さに沿って離隔された複数の翼弦区域と、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する下降斜面を画定する先端形状とを備え、先端形状が、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。
【０００６】
別の例示的実施形態によれば、ファン組立体が開示される。ファン組立体は、ディスクと、ディスクに結合された複数のファンブレードとを備え、複数のファンブレードの各ブレードが、前縁、および前縁から翼弦方向下流に離隔された後縁で一体に結合される負圧面および正圧面を備えるエーロフォイル部分と、翼弦長を有し、翼弦方向にエーロフォイルの前縁と後縁との間に延在し、翼幅方向に翼根部と先端部分との間のエーロフォイルの長さに沿って離隔された複数の翼弦区域と、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する下降斜面を画定する先端形状とを備え、先端形状が、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。
【０００７】
別の例示的実施形態によれば、アンダクテッド逆回転ファンエンジンが開示される。アンダクテッド逆回転ファンエンジンは、一次ファンブレード列および一次ファンブレード列から軸方向後方に離隔された二次ファンブレード列を含むアンダクテッドファン区域を備え、二次ファンブレード列が複数のエーロフォイルを含み、各エーロフォイルが、先端部分が翼根部から半径方向外側に延在するように構成される翼根部および先端部分と、前縁、および前縁から翼弦方向下流に離隔された後縁で一体に結合される負圧面および正圧面と、翼弦長を有し、翼弦方向にエーロフォイルの前縁と後縁との間に延在し、翼幅方向に翼根部と先端部分との間のエーロフォイルの長さに沿って離隔された複数の翼弦区域と、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する下降斜面を画定する先端形状とを備え、先端形状が、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。
【０００８】
別の例示的実施形態によれば、エーロフォイルを作製する方法が開示される。エーロフォイルを作製する方法は、前縁および前縁から翼弦方向下流に離隔された後縁で一体に結合される負圧面および正圧面を備える少なくとも１つのエーロフォイルを作製するステップを含み、エーロフォイルが、翼弦長を有し、翼弦方向にエーロフォイルの前縁と後縁との間に延在し、翼幅方向に翼根部と先端部分との間のエーロフォイルの長さに沿って離隔される複数の翼弦区域を含み、前記先端部分が、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する、斜面の不連続部がない下降斜面を画定する先端形状を備え、先端形状が、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。
【０００９】
本発明の開示の上記の、および他の態様、特徴および利点が、添付の図面と併せて考察されると、以下の詳細な説明に照らしてより明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】実施形態による先端形状を有するエーロフォイルを含むエンジンを支持する航空機の斜視図である。
【図２】図１に示すエンジンの拡大側面図である。
【図３】実施形態による先端形状を有するエーロフォイルを含むアンダクテッド逆回転ファンエンジンを図示する、図２の３−３の線によって取られた概略横断面図である。
【図４】標準的先端形状を示す、従来技術のエーロフォイルの斜視図である。
【図５】標準的先端形状を示す、図４の従来技術のエーロフォイルの部分の拡大斜視図である。
【図６】実施形態による先端形状を示す図２の例示的なエーロフォイルの斜視図である。
【図７】実施形態による先端形状を示す図６の例示的なエーロフォイルの拡大斜視図である。
【図８】実施形態による先端形状を示す図７のエーロフォイルの部分の拡大斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
制限はしないが、空気力学的表面を組み込む装置内で使用するため、より具体的には、制限しないが、開放型ロータ推進力システムなど、回転装置内で使用するためなどのエーロフォイルを作製するための例示的装置および方法が全体的に提供される。本明細書に記載された実施形態は制限するものではなく、むしろ例示に過ぎない。本明細書に開示されるエーロフォイルを作製するための例示的装置および方法は、制限しないが、例えば、ファンブレード、ロータブレード、ダクテッドファンブレード、アンダクテッドファンブレード、タービンエンジン、風力エンジン、航空機翼高揚力システムおよび／または航空機構造体など、任意の型のエーロフォイルまたは空気力学的表面に応用することができることを理解すべきである。より具体的には、本明細書に開示されるエーロフォイルを作製するための例示的装置および方法は、エーロフォイルの上流で発生する衝突後流および渦を受けやすい任意のエーロフォイルまたは空気力学的表面に応用することができる。
【００１２】
本明細書に記載される実施形態は、アンダクテッド逆回転前方ファン高バイパス比エンジン、またはアンダクテッドファン（ＵＤＦ）とも本明細書で言及される、開放型ロータ推進力システムに関連して説明されるが、適切な修正形態を用いて、装置および方法が、エーロフォイルの上流で発生する衝突後流および渦を受けやすく、それ自体の相互作用および突風の相互作用（ｓｅｌｆ−  ａｎｄ  ｇｕｓｔ−ｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ）に関連する先端渦騒音が関心事であるエーロフォイルを含む任意の装置に適合可能であることは、当業者にとって明らかなはずである。
【００１３】
ここで図１を参照すると、一実施形態によるエンジン組立体１２を支持する航空機１０が示される。１対の後退翼１４および１６を有する航空機１０が図示される。エンジン組立体１２が翼１４に取り付けられ、より具体的に一実施形態では、エンジン組立体は、アンダクテッド逆回転前方ファン高バイパス比エンジン組立体、本明細書では開放型ロータ推進力システムとも称される。図示のパイロン構成は、制限する意図はなく、追加のパイロン構成が予想され（例えば、押し出し構成および牽引構成）、開示される先端形状はエンジン構造によって制限されない。
【００１４】
図２は、図１のエンジン組立体１２の拡大側面図である。図３は、実施形態による図２のエンジン組立体１２の線３−３で取られた断面図を図示し、同じ部品は同じ参照符号で示される。エンジン組立体１２は、前部から後部まで（図２および３の左から右まで）エンジン組立体１２全体に延在する長手方向中心線軸１８を含む。図示された例示的エンジンを通る流れは大体前部から後部である。中心線軸１８に平行でエンジンの前部に向き、およびエンジンの後部から離れる方向は、本明細書では「上流」方向２０と称し、一方中心線軸１８に平行な反対方向は、本明細書では「下流」方向２２と称することにする。
【００１５】
エンジン組立体１２は、中心線軸１８の周りに同軸に配置された外殻または外筒２４を有する。外筒は、従来ナセル（ｎａｃｅｌｌｅ）と称される。
【００１６】
エンジン組立体１２はまた、コアエンジン２６と称されるガス発生器を含む。そのようなコアエンジンは、圧縮機２８、燃焼器３０および単段式または多段式のいずれかの高圧タービン３２を含む。
【００１７】
エンジン１２の前方部分には、前部ファン区域４４が設けられる。ファン区域４４は、出力タービン３８とファン区域４４との間に延在する内側逆回転軸４８の前方端部に結合された一次ファンブレード列４６を含む。前部ファン区域４４は、外側駆動軸５２の前方端部に結合された二次ファンブレード列５０を含み、外側駆動軸５２はまた、出力タービン３８とファン区域４４との間にも結合される。一次ファンブレード列４６および二次ファンブレード列５０のそれぞれが、複数の円周方向に離隔されたエーロフォイル５４またはファンブレードを備える。ファンブレード列４６および５０は逆回転しており、それにより、より高い推進効率をもたらす。逆回転ファンブレード列５０が、逆回転ファンブレード列４６によって加えられる空気の円周方向要素上の渦を除去する働きをすることを理解すべきである。
【００１８】
エンジン設計の重要な特徴は、ファンブレード列４６および５０を配置することおよび設計することである。最初に、ファンブレード列４６および５０から生じる騒音を低減するために、ファンブレード列の間に十分な空間が設けられねばならない。以下に説明するように、ブレード列５０のエーロフォイル５４は、本明細書で記載される先端形状を含むようにさらに構成されて、自体および突風の相互作用に関連する先端渦騒音を最小にする。ブレード列４６のエーロフォイル５４もまた本明細書で記載される先端形状を含むようにさらに構成されることができ、下流ブレード列に適用される、この開示に説明される新規な先端形状についての以後の説明が、上流のブレード列に潜在的に均等に適用可能であることを理解されたい。
【００１９】
図４は、従来技術のファンブレード６０の一実施形態の斜視図であり、エンジン組立体で使用され得るファンブレードに大体類似しており、図１〜３のエンジン組立体１２に大体類似している。図５は、図示のように、従来技術のファンブレード６０の部分の拡大図である。図示された実施形態では、ファンブレード６０がエーロフォイル部分６２、先端部分６４および翼根部６６を含む。別法として、エーロフォイル部分６２は限定されないが、ロータブレードおよび／またはタービンブレードと共に使用されることができる。図示のように、ファンブレード６０の先端部分６４は、巡航速度または高速上昇作動状態（すなわち、マッハ数〜０．７〜０．８の高い飛行速度）で円周方向で平均化された流線型縮約角度（ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅ  ｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎ  ａｎｇｌｅ）によって画定される、実質的に直線の、一定の傾斜線６８として構成される。離陸および着陸時、縮約角度ははるかに大きくなり、先端渦の原因になって、エーロフォイル部分６２の負圧面７０上の安定的および非安定的な両方の翼表面圧力に重要な影響を与える。これは、地域騒音に悪影響を与える強い局部的音源を生成する。地域騒音の一因となる、この不安定な相互作用による騒音源は、開放型ロータ先端渦、流れの不安定さへの渦の感度および近傍の翼表面への渦の接近によって左右されることがある。
【００２０】
次に図６〜８では、実施形態による地域騒音を低減するための例示的ファンブレードが図示される。特に図６は、空気力学的表面、より具体的には、本明細書に開示される先端形状を含むエーロフォイルを実施するファンブレードの斜視図である。図７は、図６のエーロフォイルの拡大斜視図であり、同じ部品は同じ参照符号で示される。図８は、エーロフォイルの部分の拡大図であり、図示のように、同じ部品は同じ参照符号で示される。より具体的には、ファンブレード７０が図示され、ファンブレード７０は図１〜３のエンジン組立体に大体類似するエンジン組立体内で使用され得る図２および３のファンブレード５０に大体類似している。好ましい実施形態では、ファンブレード７０は、図２および３のブレード列４６および５０に類似して、後方に配置されたブレード列、前方に配置されたブレード列、前方および後方の両方に配置されたブレード列内に存在することができる。実施形態では、ファンブレード７０は、エーロフォイル７２、プラットフォーム７４および翼根部７６を含む。別法として、エーロフォイル７２は、限定されないが、ロータブレードおよび／またはタービンブレードと共に使用され得る。実施形態では、翼根部７６は、エーロフォイル７２がファンロータディスクなどのディスクに取り付けられることを可能にする一体型ダブテール７８を含む。エーロフォイル７２は、一次曲面（ｃｏｎｔｏｕｒｅｄ）側壁８０および二次曲面側壁８２を含む。具体的には、実施形態では、一次曲面側壁８０がエーロフォイル７２の負圧面８１を画定し、二次曲面側壁８２がエーロフォイル７２の正圧面８３を画定する。側壁８０および８２は前縁８４で、および軸方向に離隔された後縁８６で一体に結合される。後縁８６は、翼弦方向に前縁８４から下流に離隔される。エーロフォイル７２は、前縁８４から後縁８６まで延在する、正圧面８３と負圧面８１との間で測定された厚さを含み、それによって、エーロフォイルの厚さは翼幅方向に変化する。正圧面８３および負圧面８１、より詳細には、それぞれ一次曲面側壁８０および二次曲面側壁８２が、それぞれ、翼根部７６から先端部分８８まで長手方向または半径方向外側に延在する。別法として、エーロフォイル７２は、ダブテール７８またはプラットフォーム部分７４を含む、あるいは含まない、任意の従来の形態を有することができる。例えば、エーロフォイル７２は、ダブテール７８およびプラットフォーム部分７４を含まないブリスク型構成のロータディスクと一体に形成されることができる。
【００２１】
実施形態では、エーロフォイル７２は先端部分８８で先端形状１００を画定する先端９８を含む。先端形状１００は、前縁８４近傍で、エーロフォイル７２の前方部分内で増加する半径方向角度９４によって画定される。増加した半径方向角度９４は先端部分８８で発生する先端渦内に流れ込む、せん断層の発達を変化させ、先端部分８８近傍の負圧面８１の表面上の不安定な圧力の大きさを減少させる。
【００２２】
既知の後方ロータの先端形状は、巡航速度または高速上昇時、すなわち高い飛行速度での流線型縮約角度に対して画定され得る。低飛行マッハ数を有する離陸時、流線型縮約角度はより大きい。これが先端部分の負圧面で表面圧力（安定／不安定）に重要な影響を与える先端渦の原因となり、非常に局部的な強い騒音源を生成する。エーロフォイル７２など、本明細書に開示される新規なエーロフォイル向け先端形状１００は、後方先端渦／突風相互作用に付随する騒音の実質的な低減を可能にし、一方、空気力学的影響をファン空気力学的効率で効果的に中立であるように制限する。
【００２３】
図６に図示するように、先端形状１００は先端９８によって画定され、下降斜面を有する曲線が先端形状を画定する。より具体的には、先端形状１００の一次部分１０２が、前縁近傍に配置され、略翼弦方向に翼弦長９４の少なくとも部分に沿って延在し、一次斜面１０４を画定する。先端形状１００の二次部分１０６が、一次部分１０２に隣接して配置され、略翼弦方向に一次部分１０２とエーロフォイル７２の後縁８６との間に延在し、二次斜面１０８を画定する。先端形状１００は、一次斜面１０４が二次斜面１０８よりも大きいように構成され、それにより下降斜面の先端形状１００を画定する。実施形態では、一次部分１０２および二次部分１０６が、斜面の不連続部を含まないように画定されて、滑らかな曲線形状を形成する。実施形態では、一次斜面１０４を有する先端形状の一次部分１０２が、略翼弦方向に前縁８４から翼弦長９４の約２５％まで延在する。したがって、二次斜面１０８を有する先端形状の二次部分１０６が、略翼弦方向に一次部分１０２から後縁８６まで、したがって残りの翼弦長９４の約７５％まで延在する。別の実施形態では、一次斜面１０４を有する先端形状の一次部分１０２が、前縁８４から翼弦長９４の２５％未満延在することができ、したがって二次斜面１０８を有する先端形状の二次部分１０６が、一次部分１０２から後縁８６まで、翼弦長９４の７５％より多く延在することができる。別の実施形態では、一次斜面１０４を有する先端形状の一次部分１０２が、前縁８４から翼弦長９４の２５％より多く延在することができ、したがって二次斜面１０８を有する先端形状の二次部分１０６が、一次部分１０２から後縁８６まで、翼弦長９４の７５％より未満延在することができる。図示された斜面の構成は制限するように意図されるのではなく、斜面の不連続部を含まない複数の斜面が下降斜面を画定する、追加の斜面構成がこの開示によって予想される。斜面の変化の決定および最適化は、エンジンの用途およびファン設計に依存し、設計条件（例えば、巡航飛行）と離陸飛行条件との相違、特に推進力、飛行速度およびファン回転数すなわちファン進行率の変化によって影響される。斜面の変化の翼弦方向の位置は、ブレード設計（例えば、曲線）、平均空気力学的負荷などによって影響され、これらは先端渦度の強度および分布に影響がある。騒音を低減し、一方、同時に空気力学的性能への不利益を最小にするこの新規な先端形状の詳細な実施および最適化は、上流での不安定な外乱を伴う不安定な相互作用から生じる空気力学的流およびブレードの不安定な表面圧力をコンピュータによって詳細に再現することを使用して達成される。
【００２４】
先端形状１００は、開放型ロータ騒音、ならびにエーロフォイル７２などの後方に配置されたファンブレードエーロフォイルによる衝突後流および渦の空気機械的負荷を低減する。より具体的には、先端形状１００により、ブレードが上流からの偶発的流れ外乱の作用によって脈動し、振動するそれ自体の渦に不安定に応答することの減少がもたらされる。上記に述べたように、特に興味深いのは、アンダクテッドファン（または開放型ロータ）推進力システムから発散するファン音の高低騒音が減少することである。新規な先端形状は開放型ロータの騒音を減少させることを可能にし、好ましくない性能への妥協を要する他の騒音設計／技術に効果的な代替形態を提供することができる。
【００２５】
さらに、エーロフォイルを作製する方法が開示される。その方法は、翼根部、先端部分、ならびに前縁で、および前縁から翼弦方向下流に離隔された後縁で一体に結合される負圧面および正圧面を備える少なくとも１つのエーロフォイルを作製するステップを含む。エーロフォイルが、翼弦長を有し、翼弦方向にエーロフォイルの前縁と後縁との間に延在し、翼幅方向に翼根部と先端部分との間のエーロフォイルの長さに沿って離隔される複数の翼弦区域を含む。先端部分が、前縁から先端部分で少なくとも翼弦長の部分に沿って延在する、斜面の不連続部を含まない下降斜面を画定する先端形状を備え、先端形状が、エーロフォイルの先端部分近傍の非常に不安定な圧力を低減するように構成される。
【００２６】
この方法で構成されたエーロフォイルの先端形状は、相対的に不安定な流入流外乱に対するブレードの空気力学的および空気音響学的応答に対処する。より具体的には、本明細書に記載のように構成されたエーロフォイル先端部分は、騒音および空気機械的負荷が低減されることを促進する目的で、エーロフォイル先端上の衝突後流に対する不安定なエーロフォイルの応答を低減するよう促進する。上流の突風に応答する先端渦振動、およびそれにより、エーロフォイル先端部分で非常に不安定な圧力の変動を生成することに起因する騒音を低減することにより、エンジンシステム性能の改善を促進することができ、エーロフォイルと上流の構成部品との間に必要な軸方向の距離を減少させるようになる。その結果、少なくとも１つのエーロフォイルの先端部分に画定される先端形状がない標準的エーロフォイルを使用するエンジンと比較して、エンジン効率およびエンジン性能が改善するように促進される。加えて、発散される騒音および空気機械的負荷の低減が、ブレードまたはベーンの重量を増加せずに、実質的に空気力学的性能を減少させずに、かつ全体的エンジンシステム（長さ、重量および構造など）上へ任意の他の影響を与えずに達成される。実施形態では、本明細書に開示される先端形状が、そうではない場合に、なんらかの方法で騒音を増加するエンジン設計の変化（例えば、ファンとファンの間の分離距離、低減されたファン直径、増加したファン先端速度など）を許容することができ、しかし全体的なシステム性能を獲得する一方で、目標の騒音レベルの維持を可能にする。
【００２７】
ファンブレードを含む例示的実施形態は、上記に詳細に説明される。エーロフォイルは、本明細書に記載する特定の実施形態に限定されず、むしろ衝突後流、渦、およびファンブレード、ステータ、機体または不安定な流体流などの上流物体からの外乱を受けやすい任意の型のエーロフォイルに応用され得る。本明細書に記載するエーロフォイルは、他のエンジンを有する他のブレードシステム構成部品と併せて使用され得る。
【００２８】
本開示が、典型的な実施形態で図示され、説明されたが、図示された詳細に限定する意図はなく、その理由は、様々な修正形態および代替形態が本開示の精神から何ら離れずに作成され得るからである。そのため、追加の修正形態および開示された本明細書の開示の均等物が、所定の実験のみを使用する当業者に生じることがあり、そのようなすべての修正形態および均等物が、以下に続く特許請求の範囲によって定義される開示の精神および範囲内であると確信される。
【符号の説明】
【００２９】
１０  航空機
１２  エンジン組立体
１４  翼
１６  翼
１８  長手方向中心線軸
２０  上流方向
２２  下流方向
２４  外殻／外筒
２６  コアエンジン
２８  圧縮機
３０  燃焼器
３２  高圧タービン
３４  ３４Ａ／３４Ｂ駆動軸
３６  ディフューザ区域
３８  出力タービン
４０  一次タービンブレード列
４２  二次タービンブレード列
４４  前部ファン区域
４６  一次ファンブレード列
４８  内側逆回転軸
５０  二次ファンブレード列
５２  外側駆動軸
５４  エーロフォイル
５６  パイロン
６０  従来技術のファンブレード
６２  エーロフォイル部分
６４  先端部分
６６  翼根部
６８  傾斜線
７０  ファンブレード
７２  エーロフォイル部分
７４  プラットフォーム
７６  翼根部
７８  一体型ダブテール
８０  一次曲面側壁
８１  正圧面
８２  二次曲面側壁
８３  負圧面
８４  前縁
８６  後縁
８８  先端部分
９０  キャンバーおよび厚さ変化開始線
９２  翼弦距離
９４  翼弦長
９６  翼弦区域
９８  先端切り口
１００  先端切り口形状
１０２  一次部分
１０４  一次斜面
１０６  二次部分
１０８  二次斜面
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【外国語明細書】
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