复合风扇入口叶片封堵物制造技术

带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；以及在薄环形壳(120)中在滞止肋(114)之间的较薄面板(118)，其中各个面板(118)被成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。壳前凸缘(54)可从薄环形壳(120)沿径向向内延伸。滞止肋(114)可包括成径向堆叠层的条带(126)，其在壳(110)的径向堆叠环形层(128)之间。环形栅格(112)可包括矩形栅格型式(138)、菱形栅格型式(148)或六边形栅格型式(158)。机舱入口(25)可具有带肋复合壳(110)，其在内筒(40)的沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)中的一个或两者内。机舱入口(25)可部分地附连到风扇壳体(16)且沿轴向设置在由壳体(16)围绕的风扇叶片(18)前面。入口(25)可在发动机机舱上。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】

本专利技术大体涉及燃气涡轮发动机风扇入口，以及，更具体地涉及入口中的风扇叶片封堵物，其用于封堵从受损风扇叶片喷射的叶片片段。

技术介绍

航空器燃气涡轮发动机在多个状况中运行，并且异物可吸入发动机中。在发动机的运行期间，以及，特别地在发动机对其提供功率的航空器的移动期间，风扇叶片可被异物冲击且受损，诸如例如鸟或在飞机跑道上带起的碎片。叶片上的冲击可损害叶片且导致叶片片段或整个叶片脱落和以较高速度沿径向向外飞出。
为了限制或最大程度地减小导致的损害，一些已知的发动机包括金属壳体壳，以有利于发动机的径向和轴向刚度，以及有利于减小发动机壳体穿透部附近的应力。但是，壳体壳典型地由金属材料制成，这导致增加发动机以及因此增加机身的重量。为了克服增加重量的缺点，用于燃气涡轮发动机的复合风扇壳体已经开发出，诸如Xie等人的美国专利No.7,246,990中公开的那样，其在2007年7月24日授权且转让给本受让人通用电气公司。
类似于前面提到的美国专利中公开的封堵结构的封堵结构特别在发动机中有效地提供叶片片段的必要封堵。具有高旁通比率的大型发动机揭露了叶片故障模式，其中发现风扇叶片片段被沿径向向外且沿轴向在风扇壳体前面甩出，从而冲击包围发动机的机舱的入口区域。叶片片段可具有足够高的速度，导致在入口上有高能冲击，从而损害可至少部分地由复合材料制成的入口。
这些冲击可足以通过蜂巢结构的压缩而使声学蜂巢衬套塌缩。叶片片段可然后通过入口沿切向离开，以及在航空器在飞行时，可能导致损害航空器。为此，叶片封堵结构公开在Liston等人的美国专利No.5,259,724中，其在1993年9月9日授权且转让给本受让人通用电气公司。美国专利No.5,259,724公开了一种风扇壳体，其包围风扇叶片且用作第一叶片封堵结构。第二叶片封堵结构在发动机机舱内沿轴向定位在风扇壳体的前面。第二封堵结构可包括吸声材料的内衬套(诸如蜂巢面板)，以及钛材料的环，该环具有沿轴向定向的加固件，用于控制断裂的叶片或叶片片段冲击时的弯曲。环可形成为多个弓形节段，其具有边缘，边缘适于与相邻节段连结，以形成完整的环。凸缘可附连到环的后边缘且用来将环连接到风扇壳体。环的前边缘可具有一体形成的凸缘，用于将环附连到机舱内的支承部件。第二叶片封堵结构的位置使得在叶片旋转路径的前面喷射的叶片或叶片片段被环和蜂巢衬套捕捉，因而，防止叶片片段沿轴向射出机舱。
具有轻质发动机和机舱可为非常合乎需要的，所以叶片喷出封堵系统可集成复合材料。如果入口由复合材料制成，则叶片喷出事件导致的损害可导致纤维断裂和分层，这还可在事件之后的发动机的后续滑行和自由旋转阶段期间传播和导致额外二次故障。
还非常合乎需要的是，具有风扇入口叶片喷出或风扇叶片复合封堵系统，其可操作来限制或封堵在包围风扇的风扇壳体前面喷射的叶片片段导致的损害。

技术实现思路

一种带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；较薄面板(118)，其在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间；以及各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
壳前凸缘(54)可从薄环形壳(120)沿径向向内延伸，而轴向凸缘延伸部(56)可从壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
滞止肋(114)可包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
环形栅格(112)可围绕轴向中心线轴线(30)，并且各个面板(118)可至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围。裂纹滞止肋(114)可布置成以下栅格型式(136)中的一个：矩形栅格型式(138)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸而邻接的第二肋(104)沿周向(142)延伸；菱形栅格型式(148)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸而邻接的第二肋(104)沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸；以及六边形栅格型式(158)，其中邻接的第一肋(102)相对于轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸，邻接的第二肋(104)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸，以及邻接的第三肋(106)沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸。
带肋复合壳(110)可包括成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)，其仅设置在带肋复合壳(110)的轴向延伸部分(92)中并且轴向延伸部分(92)可在带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近。
机舱入口(25)包括圆形环形鼻唇区段(48)，其沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间，内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)。带肋复合壳(110)包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中；较薄面板(118)，其在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间；以及各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。蜂巢核心(63)可夹在内皮和外皮(60,62)之间。
航空器燃气涡轮发动机组件包括：航空器燃气涡轮发动机(10)，其具有风扇组件(12)，风扇组件(12)具有可围绕纵向延伸轴向中心线轴线(30)旋转的多个沿径向向外延伸的风扇叶片(18)；发动机(10)安装在机舱(32)内，机舱(32)连接到发动机(10)的风扇壳体(16)；风扇壳体(16)围绕风扇叶片(18)；以及沿轴向设置在风扇壳体(16)和风扇叶片(18)的前面的机舱入口(25)，其包括沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间的圆形环形鼻唇区段(48)。内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，并且内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)，带肋复合壳(110)包括成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中。较薄面板(118)在薄环形壳(120)中，在滞止肋(114)之间，并且各个面板(118)被较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
附图说明
图1为包括复合风扇入口的燃气涡轮发动机的示意图，复合风扇入口包括带肋复合壳，其具有裂纹滞止肋，用于叶片喷出物封堵。
图2为图1中示出的复合风扇入口的放大横截面图。
图3为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的矩形栅格型式的示意图。
图4为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的菱形栅格型式的示意图。
图5为图2中示出的复合风扇入口中的裂纹滞止肋的六边形栅格型式的示意图。
图6为用来形成具有图2中示出的裂纹滞止肋的带肋复合壳的复合层片的层和叠放的示意性横截面图。
具体实施方式
下面详细描述用于航空器燃气涡轮发动机的复合风扇入口壳体。复合壳体包括具有裂纹滞止肋的内复合筒。裂纹滞止肋允许复合壳体阻止在冲击负载下的裂纹传播。复合壳体的内筒典型地由沿周向布置的面板制成，本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种带肋复合壳(110)，包括：成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.12.17 US 61/9168371.一种带肋复合壳(110)，包括：
成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，
较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及
所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
2.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括壳前凸缘(54)，其从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸。
3.根据权利要求2所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
4.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
5.根据权利要求4所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)和从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸的轴向凸缘延伸部(56)。
6.根据权利要求1所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：
所述环形栅格(112)，其围绕轴向中心线轴线(30)；
所述面板(118)中的各个至少部分地被邻接的第一和第二肋(102,104)包围；
所述裂纹滞止肋(114)布置成选自以下栅格型式的栅格型式(136)；
矩形栅格型式(138)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿周向(142)延伸的所述邻接的第二肋(104)；
菱形栅格型式(148)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第一肋(102)和沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的所述邻接的第二肋(104)；以及
六边形栅格型式(158)，其包括相对于所述轴向中心线轴线(30)沿轴向(140)延伸的所述邻接的第一肋(102)、沿轴向(140)且沿周向(142)顺时针延伸的所述邻接的第二肋(104)，以及沿轴向(140)且沿周向(142)逆时针延伸的邻接的第三肋(106)。
7.根据权利要求6所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
8.根据权利要求7所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸的轴向凸缘延伸部(56)。
9.根据权利要求6所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
10.根据权利要求9所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
11.根据权利要求10所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
12.根据权利要求9所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的轴向延伸部分(92)中。
13.根据权利要求12所述的带肋复合壳(110)，其特征在于，还包括：所述轴向延伸部分(92)在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近。
14.一种机舱入口(25)，包括：
圆形环形鼻唇区段(48)，其沿径向设置在沿径向间隔开的环形内筒和外筒(40,42)之间，
所述内筒(40)包括沿径向间隔开的复合内皮和外皮(60,62)，
所述内皮和外皮(60,62)中的至少一个具有带肋复合壳(110)，所述带肋复合壳(110)包括成环形栅格(112)的较厚裂纹滞止肋(114)，其嵌入较薄环形壳(120)中，
较薄面板(118)，其在所述薄环形壳(120)中，在所述滞止肋(114)之间，以及
所述面板(118)中的各个被所述较厚裂纹滞止肋(114)中的成组(122)的邻接的较厚肋(116)完全包围。
15.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述外皮(62)具有所述带肋复合壳(110)和从所述薄环形壳(120)沿径向向内延伸的壳前凸缘(54)。
16.根据权利要求15所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括轴向凸缘延伸部(56)，其从所述壳前凸缘(54)沿轴向延伸。
17.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述滞止肋(114)包括成径向堆叠层的条带(126)，其在径向堆叠环形层(128)之间。
18.根据权利要求17所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：所述成环形栅格(112)的裂纹滞止肋(114)仅设置在所述带肋复合壳(110)的后端(94)处或附近的轴向延伸部分(92)中。
19.根据权利要求14所述的机舱入口(25)，其特征在于，还包括：
所述环形栅格(112)围绕轴向中心线...

【专利技术属性】
技术研发人员：DW克拉尔，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US