CN103174465A - 包括用于减小噪声的末端轮廓的翼型件及其制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及包括用于减小噪声的末端轮廓的翼型件及其制造方法。一种翼型件、风扇组件和无涵道对转风扇发动机，包括制造至少一个翼型件，该翼型件包括吸力侧和压力侧，吸力侧和压力侧在前缘和后缘处联接在一起，并且在前缘和后缘之间延伸。翼型件包括具有弦长的多个弦区段。翼型件包括末端轮廓，末端轮廓限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的渐缩坡度。末端轮廓构造成降低翼型件的末端部分附近的不稳定高压。

Description

包括用于减小噪声的末端轮廓的翼型件及其制造方法
关于联邦资助研究或开发的声明
本发明是根据美国运输部联邦航空管理局授予的DTFAWA-10-C-00046而在政府支持下完成的。政府对本发明有某些权利。
技术领域
本文介绍的实施例大体涉及构造成减小噪声的空气动力学表面，并且更具体而言，涉及空气动力学表面(诸如翼型件)上的用于减小噪声的末端部分的构造。
背景技术
诸如(但不限于)风力涡轮机、航空器机身、航空器发动机、燃气涡轮发动机和蒸汽涡轮发动机的包括空气动力学表面的至少一些已知的机器包括多个固定的和/或旋转的翼型件，翼型件会经受由于上游物体(诸如上游叶片排或不稳定的输入空气流)产生的冲击尾流和漩涡。上游产生的尾流和漩涡传送到下游，在下游，它们可冲击在下游翼型件的前缘上。在一种情况下，上游物体在相对于彼此运动的下游翼型件上引起的尾流冲击是在涡轮机应用中产生的空气动力学噪声和航空力学载荷的主要源。
特别感兴趣的是已经开发的无涵道对转发动机，诸如GE 36发动机，其常常称为无涵道风扇(UDF)或螺桨风扇发动机。在一些已知的无涵道对转发动机中，由于上游旋转翼型件的尾流冲击在位于下游的逆向旋转的翼型件的前缘上，可产生噪声。在其它已知情况中，由于上游定子构件的尾流冲击在构件的下游的旋转的翼型件的前缘上，可产生噪声。
由航空器发动机产生的噪声可受到国际和本地法令约束，从而产生平衡燃料效率和排放与噪声污染的需要。在涡轮机应用中产生的空气动力学噪声和航空力学载荷的主要源是来自上游叶片排的尾流对相对于彼此运动的下游叶片排或导叶的作用。如前面指示的那样，示例包括与下游逆向旋转风扇叶片相互作用的风扇尾流和漩涡，借此开式转子噪声可由前-后转子的相互作用产生。另外，感兴趣的是由于定子导叶尾流冲击在下游转子叶片上而引起的涡轮机噪声。翼型件的前缘上的冲击尾流可导致从涡轮机中发出的噪声增大，以及叶片排上的航空力学载荷潜在地增大。减小由冲击在翼型件上的这些不稳定的尾流产生的噪声的至少一些已知的方法包括增大上游物体或翼型件与下游翼型件之间的距离。这个增大的距离会混合尾流，并且从而减小促使下游翼型件的末端漩涡不稳定地运动的尾流的幅度。但是，增大上游物体(诸如另一个翼型件)和下游翼型件之间的距离可提高发动机的大小、重量和成本，并且从而降低发动机的效率和性能。
发明内容
根据一个示例性实施例，公开一种翼型件。该翼型件包括：根部部分和末端部分，其中，末端部分构造成从根部部分沿径向向外延伸；吸力侧和压力侧，它们在前缘和后缘处联接在一起，后缘沿弦向与前缘间隔开且在前缘的下游；多个弦区段，其具有弦长，并且在翼型件的前缘和后缘之间沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之间沿着翼型件的长度沿翼展方向间隔开；以及末端轮廓，其限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的渐缩坡度，其中，末端轮廓构造成降低翼型件的末端部分附近的不稳定高压。
根据另一个示例性实施例，公开一种风扇组件。该风扇组件包括：盘；以及联接到盘上的多个风扇叶片，多个风扇叶片中的各个叶片包括：翼型件部分，其包括在前缘和后缘处联接在一起的吸力侧和压力侧，后缘沿弦向与前缘间隔开且在前缘的下游；多个弦区段，其具有弦长，并且在翼型件的前缘和后缘之间沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之间沿着翼型件的长度沿翼展方向间隔开；以及末端轮廓，其限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的渐缩坡度，其中，末端轮廓构造成降低翼型件的末端部分附近的不稳定高压。
根据另一个示例性实施例，公开一种无涵道对转风扇发动机。无涵道对转风扇发动机包括：无涵道风扇区段，其包括第一风扇叶片排和在后部沿轴向与第一风扇叶片排间隔开的第二风扇叶片排，第二风扇叶片排包括多个翼型件，各个翼型件包括：根部部分和末端部分，其中，末端部分构造从根部部分沿径向向外延伸；吸力侧和压力侧，它们在前缘和后缘处联接在一起，后缘沿弦向与前缘间隔开且在前缘的下游；多个弦区段，其具有弦长，并且在翼型件的前缘和后缘之间沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之间沿着翼型件的长度沿翼展方向间隔开；以及末端轮廓，其限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的渐缩坡度，其中，末端轮廓构造成降低翼型件的末端部分附近的不稳定高压。
根据另一个示例性实施例，公开一种制造翼型件的方法。制造翼型件的方法包括制造至少一个翼型件，翼型件包括在前缘和后缘处联接在一起的吸力侧和压力侧，后缘沿弦向与前缘间隔开且在前缘的下游；其中，翼型件包括多个弦区段，该多个弦区段具有弦长，并且在翼型件的前缘和后缘之间沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之间沿着翼型件的长度沿翼展方向间隔开，所述末端部分包括：末端轮廓，其限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的、不具有坡度不连续性的渐缩坡度，其中，末端轮廓构造成降低翼型件的末端部分附近的不稳定高压。
附图说明
根据结合附图得到的后面的详细描述，本公开的以上和其它方面、特征与优点将变得更加显而易见，其中：
图1是显示了支承发动机的航空器的透视图，发动机包括具有根据实施例的末端轮廓的翼型件；
图2是图1中显示的发动机的放大侧视图；
图3是通过图2的线3-3得到的示意性横截面，其示出了包括具有根据实施例的末端轮廓的翼型件的无涵道对转风扇发动机；
图4是显示了标准的末端轮廓的现有技术翼型件的透视图；
图5是图4的现有技术翼型件的一部分的放大透视图，其显示了标准的末端轮廓；
图6是图2的示例性翼型件的透视图，其显示了根据实施例的末端轮廓；
图7是图6的示例性翼型件的放大透视图，其显示了根据实施例的末端轮廓；以及
图8是图7的翼型件的一部分的放大透视图，其显示了根据实施例的末端轮廓。
部件列表
10航空器
12发动机组件
14机翼
16机翼
18纵向中心线轴线
20上游方向
22下游方向
24外壳/壳体
26核心发动机
28压缩机
30燃烧器
32高压涡轮
34　34A/34B传动轴
36扩散器区段
38功率涡轮
40第一涡轮叶片排
42第二涡轮叶片排
44前部风扇区段
46第一风扇叶片排
48内部对转轴
50第二风扇叶片排
52外部传动轴
54翼型件
56挂架
60现有技术风扇叶片
62翼型件部分
64末端部分
66根部部分
68倾斜线
70风扇叶片
72翼型件部分
74平台
76根部部分
78整体式鸠尾榫
80第一成型侧壁
81压力侧
82第二成型侧壁
83吸力侧
84前缘
86后缘
88末端部分
90凸度和厚度变化起始线
92弦向距离
94弦长
96弦区段
98末端切口
100末端切口轮廓
102第一部分
104第一坡度
106第二部分
108第二坡度。
具体实施方式
大体提供用于制造翼型件的示例性设备和方法，该翼型件诸如(但不限于)用于结合了空气动力学表面的装置中，并且更特别地用于旋转式装置(诸如(但不限于)开式转子推进***)中。本文描述的实施例不是限制性的，而仅是示例性的。应当理解，用于制造本文公开的翼型件的示例性设备和方法可应用于任何类型的翼型件或空气动力学表面，诸如(但不限于)风扇叶片、转子叶片、带涵道风扇叶片、无涵道风扇叶片、涡轮发动机、风力涡轮机、航空器机翼高扬程***和/或航空器结构。更具体而言，用于制造本文公开的翼型件的示例性设备和方法可应用于经受在翼型件的上游产生的冲击尾流和漩涡的任何翼型件或空气动力学表面。
虽然与开式转子推进***(在本文也称为无涵道对转前部风扇高旁通(bypass)比发动机或UDF)结合起来描述本文描述的实施例，但应当对本领域技术人员显而易见的是，经过合适的修改，该设备和方法可适于经受在翼型件的上游产生的冲击尾流和漩涡且对与自相作用和骤风作用有关的末端漩涡噪声被关注的任何装置，包括翼型件。
现在参照图1，显示了根据一个实施例的支承发动机组件12的航空器10。显示航空器10具有一对后掠机翼14和16。安装在机翼14上的是发动机组件12，并且更特别地，在实施例中，是无涵道对转前部风扇高旁通比发动机组件，在本文也称为开式转子推进***。所显示的挂架构造不意于为限制性的，并且预见到额外的挂架构造(例如推式构造和拉式构造)，而且公开的末端轮廓受不发动机构架限制。
图2显示了图1的发动机组件12的放大侧视图。图3示出了通过根据实施例的图2的发动机组件12的线3-3得到的截面图，其中，以相同的方式参照相同部件。发动机组件12包括从前部到后部(从图2和3的左边到右边)延伸通过发动机组件12的纵向中心线轴线18。通过示出的示例性发动机的流大体从前部到后部。平行于中心线轴线18而朝向发动机的前部且远离发动机的后部的方向在本文中将被称为“上游”方向20，而平行于中心线轴线18的相反方向在本文中将被称为“下游”方向22。
发动机组件12具有同轴地围绕中心线轴线18而设置的外壳或外部壳体24。外部壳体在传统上被称为机舱。
发动机组件12也包括称为核心发动机26的气体发生器。这种核心发动机包括压缩机28、燃烧器30和高压涡轮32(或者单级或者多级)。
在发动机12的前部部分处，设置有前部风扇区段44。风扇区段44包括连接到内部对转轴48的前部端上的第一风扇叶片排46，内部对转轴48在功率涡轮38和风扇区段44之间延伸。前部风扇区段44包括连接到外部传动轴52的前部端上的第二风扇叶片排50，外部传动轴52也连接在功率涡轮38和风扇区段44之间。第一风扇叶片排46和第二风扇叶片排50中的各个包括多个沿周向间隔开的翼型件54，或风扇叶片。风扇叶片排46和50逆向旋转，这提供较高的推进效率。应当理解，逆向旋转的风扇叶片排50用来移除逆向旋转的风扇叶片排46施加的在周向空气分量上的漩涡。
发动机设计的重要特征是定位和设计风扇叶片排46和50。起初，为了减小风扇叶片排46和50所引起的噪声，必须在风扇叶片排之间提供足够的间隔。如下面描述的那样，叶片排50中的翼型件54进一步构造成如本文描述的那样包括末端轮廓，以最大程度地减小与自相作用和骤风作用有关的末端漩涡噪声。叶片排46中的翼型件54也可构造成如本文描述的那样包括末端轮廓，而且要理解的是，此后关于本公开中描述的应用于下游叶片排的新颖的末端轮廓的描述潜在地同样可应用于上游叶片排。
图4是现有技术风扇叶片60的一个实施例的透视图，风扇叶片60大体类似于可用于大体类似于图1-3的发动机组件12的发动机组件中的风扇叶片。图5是如所指示的那样的现有技术风扇叶片60的一部分的放大视图。在示出的实施例中，风扇叶片60包括翼型件部分62、末端部分64和根部部分66。备选地，翼型件部分62可用于(但不限于)转子叶片和/或涡轮叶片。如所示出的那样，风扇叶片60的末端部分64构造成在巡航或最大攀升运行状况(即高飞行速度，马赫数~0.7-0.8)时由在周向上平均的流线收缩角限定的基本直的、坡度恒定的线68。在起飞和进场时，收缩角高得多，从而导致末端漩涡显著地影响翼型件部分62的吸力侧部70上的稳定的和不稳定的叶片表面压力两者。这会产生强烈的局部声源，这会不利地影响社区噪声。造成社区噪声的这个不稳定的作用噪声源可受开式转子末端漩涡、开式转子末端漩涡对流不稳定性的敏感性和它们与附近的叶片表面的接近度控制。
现在转到图6-8，示出了根据实施例的、用于减小社区噪声的示例性风扇叶片。特别地，图6是空气动力学表面，以及更特别地体现包括本文公开的末端轮廓的翼型件的风扇叶片的实施例的透视图。图7是图6的翼型件的放大透视图，其中以相同的方式参照相同部件。图8是翼型件的一部分的放大视图，如所指示的那样，在图中，以相同的方式参照相同部件。更特别地，示出风扇叶片70，其大体类似于可用于大体类似于图1-3的发动机组件12的发动机组件中的图2和3的风扇叶片50。在优选实施例中，风扇叶片70可驻留在定位在后部的叶片排中、驻留在定位在前部的叶片排中，或者驻留在定位在前部的叶片排与定位在后部的叶片排两者中，叶片排类似于图2和3的叶片排46和50。在实施例中，风扇叶片70包括翼型件72、平台74和根部部分76。备选地，翼型件72可用于(但不限于)转子叶片和/或涡轮叶片。在实施例中，根部部分76包括整体式鸠尾榫78，整体式鸠尾榫78使得翼型件72能够安装到盘上，诸如风扇转子盘。翼型件72包括第一成型侧壁80和第二成型侧壁82。特别地，在实施例中，第一成型侧壁80限定翼型件72的吸力侧81，而第二成型侧壁82限定翼型件72的压力侧83。侧壁80和82在前缘84和沿轴向间隔开的后缘86处联接在一起。后缘86沿弦向与前缘84间隔开，并且在前缘84的下游。翼型件72包括在从前缘84延伸到后缘86的压力侧83和吸力侧81之间测得的厚度，借此翼型件厚度在翼展方向上改变。压力侧83和吸力侧81，以及更特别地第一成型侧壁80和第二成型侧壁82，各自分别从根部部分76沿纵向或沿径向向外延伸到末端部分88。备选地，翼型件72可具有带有或没有楔形榫78或平台部分74的任何传统的形式。例如，翼型件72可与转子盘一体地形成为不包括楔形榫78和平台部分74的整体叶盘(blisk)型构造。
在实施例中，翼型件72包括在末端部分88处限定末端轮廓100的末端98。在前缘84附近，末端轮廓100由翼型件72的前部部分中的增大的径向角94限定。增大的径向角94会改变馈送到在末端部分88处产生的末端漩涡中的剪切层的形成，并且降低末端部分88附近的吸力侧81的表面上的不稳定压力的幅度。
可相对于在巡航或最大攀升(即高飞行速度)时的流线收缩角来限定已知的后部转子末端轮廓。在起飞时，在飞行马赫数低的情况下，流线收缩角较高。这使末端漩涡显著地影响末端部分的吸力侧处的表面压力(稳定/不稳定的)，并且产生非常局部化且强烈的噪声源。本文公开的用于翼型件(诸如翼型件72)的新颖的末端轮廓100使得能够显著地减小与后部末端漩涡/骤风作用相关联的噪声，同时将空气动力学影响限制成在风扇空气动力学效率方面有效地中和。
如图6中示出的那样，末端轮廓100由末端98限定，其中，具有渐缩坡度的曲线限定末端轮廓。更特别地，末端轮廓100的第一部分102位于前缘附近，沿着弦长94的至少一部分大体沿弦向延伸且限定第一坡度104。末端轮廓100的第二部分106位于第一部分102附近，在第一部分102和翼型件72的后缘86之间大体沿弦向延伸，并且限定第二坡度108。末端轮廓100构造成在其中，第一坡度104大于第二坡度108，从而限定渐缩坡度的末端轮廓100。在实施例中，将第一部分102和第二部分106限定成不具有坡度不连续性，以形成平滑的曲线轮廓。在实施例中，具有第一坡度104的末端轮廓的第一部分102大体沿弦向从前缘84延伸到弦长94的大约25%。因而，具有第二坡度108的末端轮廓的第二部分106大体沿弦向延伸，从第一部分102延伸到后缘86，从而延伸弦长94的大约75%。在备选实施例中，具有第一坡度104的末端轮廓的第一部分102可从前缘84延伸弦长94的不到25%，并且因而具有第二坡度108的末端轮廓的第二部分106可从第一部分102到后缘86延伸弦长94的超过75%。在又一个备选实施例中，具有第一坡度104的末端轮廓的第一部分102可从前缘84延伸弦长94的超过25%，并且因而具有第二坡度108的末端轮廓的第二部分106可从第一部分102到后缘86延伸弦长94的不到75%。所显示的坡度构造不意于为限制性，并且本公开预见到额外的坡度构造，其中不具有坡度不连续性的多个坡度限定渐缩坡度。坡度变化的确定和优化取决于发动机应用和风扇设计，而且受到设计(例如巡航)和起飞飞行状况之间的差异的影响，特别是推力、飞行速度和风扇旋转速率(即，风扇进速比)的变化。坡度变化的弦向位置受到下者的影响：叶片设计(例如，扫掠)、平均空气动力学载荷等以及这些对末端涡度的强度和分布的影响。通过使用由于叶片与上游不稳定扰动的不稳定作用而引起的空气动力学流和叶片不稳定表面压力的详细计算仿真，来完成这个用以减小噪声同时最大程度地减小空气动力学性能损失的新颖的末端轮廓的详细实现和优化。
末端轮廓100会减小使尾流和漩涡冲击在定位在后部的风扇叶片翼型件(诸如翼型件72)上的开式转子噪声和航空力学载荷。更具体而言，末端轮廓100允许减小在来自上游的入射流扰动的作用下叶片对其本身的漩涡脉动和振荡的不稳定响应。如前面陈述的那样，特别感兴趣的是减小从无涵道风扇(或开式转子)推进***中发出的风扇音调噪声。新颖的末端轮廓使得能够减小开式转子噪声，并且可对需要不合需要的性能折衷的其它噪声设计/技术提供有效的备选方案。
另外公开的是一种制造翼型件的方法。该方法包括制造至少一个翼型件，翼型件包括根部部分、末端部分、吸力侧和压力侧，吸力侧和压力侧在前缘和后缘处联接在一起，后缘沿弦向与前缘间隔开且在前缘的下游。翼型件包括多个弦区段，弦区段具有弦长，并且在翼型件的前缘和后缘之间沿弦向方向延伸，并且在根部部分和末端部分之间沿着翼型件的长度沿翼展方向间隔开。末端部分包括：末端轮廓，其限定在末端部分处沿着弦长的至少一部分从前缘延伸的、不具有坡度不连续性渐缩坡度，其中，末端轮廓构造成减小翼型件的末端部分附近的不稳定高压。
以此方式构造而成的翼型件末端部分解决叶片对较不稳定的进入流扰动的不稳定的空气动力学和空气声学响应。更具体而言，如本文描述的那样构造而成的翼型件末端部分有利于减小冲击在翼型件的末端上的尾流的不稳定的翼型件响应，使得有利于减小噪声和航空力学载荷。减小由于响应于上游骤风而振荡以及从而在翼型件末端部分处产生不稳定的高压波动的末端漩涡而引起的噪声可有利于发动机***性能改进，诸如减小在翼型件和上游构件之间必要的轴向距离。因此，与使用不具有限定在至少一个翼型件的末端部分上的末端轮廓的标准翼型件的发动机相比，有利于改进发动机效率和性能。另外，在不增加叶片或导叶重量，基本不降低空气动力学性能，以及对整体发动机***(长度、重量、结构等)没有任何另外影响的情况下，实现了发出的噪声和航空力学载荷的减小。在实施例中，本文公开的末端轮廓设计可允许改变本来将以某种方式增大噪声的发动机设计(例如，减小风扇-风扇轴向分隔距离、减小风扇直径、增大风扇末端速度等)，但允许保持目标噪声水平，同时获得整体***性能。
在上面详细地描述了包括风扇叶片的翼型件的示例性实施例。翼型件不限于本文描述的具体实施例，而是相反，翼型件可应用于经受来自上游物体(诸如风扇叶片、定子、机身或不稳定的流体流)的冲击尾流、漩涡和湍流的任何类型的翼型件。本文描述的翼型件可与具有其它发动机的其它叶片***构件结合起来使用。
虽然已经在典型的实施例中示出和描述了本公开，但本公开不意于限于所显示的细节，因为在无论如何不偏离本公开的精神的情况下，可作出各种修改和替代。因而，只不过使用例行实验，本领域技术人员就可想到本文公开的公开的另外的修改和等效物，而且相信所有这样的修改和等效物都在由所附权利要求限定的本公开的精神和范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件(62)，包括：
根部部分(76)和末端部分(88)，其中，所述末端部分(88)构造成从所述根部部分(76)沿径向向外延伸；
吸力侧(83)和压力侧(81)，它们在前缘(84)和后缘(86)处联接在一起，所述后缘(86)沿弦向与所述前缘(84)间隔开且在所述前缘(84)的下游；
多个弦区段(96)，其具有弦长(94)，并且在所述翼型件(62)的前缘(84)和后缘(86)之间沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之间沿着所述翼型件(62)的长度沿翼展方向间隔开；以及
末端轮廓(100)，其限定在所述末端部分(88)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的渐缩坡度，
其中，所述末端轮廓(100)构造成降低所述翼型件(62)的末端部分(100)附近的不稳定高压。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步包括限定第一部分(102)和至少一个额外部分(106)的末端轮廓(100)，所述第一部分(102)具有在所述末端部分(88)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的第一渐缩坡度(104)，并且所述至少一个额外部分(106)具有沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述第一部分(102)延伸向所述后缘(86)的渐缩坡度(108)，其中，所述第一渐缩坡度(104)大于所述至少一个额外部分(106)的渐缩坡度(108)。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，具有第一渐缩坡度(104)的所述第一部分(102)在所述前缘(84)处沿弦向方向从所述末端部分(88)延伸所述翼型件(62)的弦长(94)的至少25%。
4.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，具有第一渐缩坡度(104)的所述第一部分(102)在所述前缘(84)处沿弦向方向从所述末端部分(88)延伸所述翼型件(62)的弦长(94)的小于25%。
5.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步包括限定第一部分(102)和第二部分(106)的末端轮廓(100)，所述第一部分(102)具有在所述末端部分(88)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的第一渐缩坡度(104)，并且所述第二部分(106)具有沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述第一部分(102)延伸到所述后缘(86)的第二渐缩坡度(108)，其中，所述第一渐缩坡度(104)大于所述第二渐缩坡度(108)。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件(62)是带涵道或无涵道风扇叶片、转子叶片、风力涡轮机叶片或航空器空气动力学表面中的一个。
7.一种风扇组件，包括：
盘(44)；以及
联接到所述盘(44)上的多个风扇叶片(46，50)，所述多个风扇叶片(46，50)中的各个叶片包括：
　　翼型件(72)，其包括根部部分(76)、末端部分(88)、吸力侧(83)和压力侧(81)，所述吸力侧(83)和压力侧(81)在前缘(84)和后缘(86)处联接在一起，所述后缘(86)沿弦向与所述前缘(84)间隔开且在所述前缘(84)的下游；
　　多个弦区段(96)，其具有弦长(94)，并且在所述翼型件(72)的前缘(84)和后缘(86)之间沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之间沿着所述翼型件(72)的长度沿翼展方向间隔开；以及
　　末端轮廓(100)，其限定在所述末端部分(88)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的渐缩坡度(104)，
　　其中，所述末端轮廓(100)构造成降低所述翼型件(72)的末端部分(99)附近的不稳定高压。
8.根据权利要求7所述的风扇组件，其特征在于，所述翼型件(72)构造成有利于减小与骤风/末端漩涡作用相关联的噪声。
9.一种无涵道对转风扇发动机，包括：
无涵道风扇区段(44)，其包括第一风扇叶片排(46)和在后部与所述第一风扇叶片排(46)沿轴向间隔开的第二风扇叶片排(50)，所述第二风扇叶片排(50)包括多个翼型件(72)，各个翼型件包括：
　　根部部分(76)和末端部分(88)，其中，所述末端部分(88)构造成从所述根部部分(76)沿径向向外延伸；
　　吸力侧(83)和压力侧(81)，它们在前缘(84)和后缘(86)处联接在一起，所述后缘(86)沿弦向与所述前缘(84)间隔开且在所述前缘(84)的下游；
　　多个弦区段(96)，其具有弦长(94)，并且在所述翼型件(62)的前缘(84)和后缘(86)之间沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之间沿着所述翼型件(72)的长度沿翼展方向间隔开；以及
　　末端轮廓(100)，其限定在所述末端部分(100)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的渐缩坡度(104)，
　　其中，所述末端轮廓(100)构造成降低所述翼型件(72)的末端部分(100)附近的不稳定高压。
10.一种制造翼型件的方法，所述方法包括：
制造至少一个翼型件(72)，所述至少一个翼型件(72)包括根部部分(76)、末端部分(88)、吸力侧(83)和压力侧(81)，所述吸力侧(83)和压力侧(81)在前缘(84)和后缘(86)处联接在一起，所述后缘(86)沿弦向与前缘(84)间隔开且在所述前缘(84)的下游；
其中，所述翼型件(72)包括多个弦区段(96)，所述多个弦区段(96)具有弦长(94)，并且在所述翼型件(72)的前缘(84)和后缘(86)之间沿弦向方向延伸，并且在所述根部部分(76)和所述末端部分(88)之间沿着所述翼型件(72)的长度沿翼展方向间隔开，所述末端部分(88)包括：
　　末端轮廓(100)，其限定在所述末端部分(88)处沿着所述弦长(94)的至少一部分从所述前缘(84)延伸的渐缩坡度(104)，
　　其中，所述末端轮廓(100)构造成降低所述翼型件(72)的末端部分(100)附近的不稳定高压。
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