具有熔合腔的易碎燃气涡轮发动机翼型件制造技术

本发明专利技术提供了一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括末梢处的易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘与后缘之间延伸，并且沿着翼展在末梢与易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括外表面。外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，熔合腔至少部分地限定易碎线。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿着翼展从易碎线延伸到根部。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。照此，在造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分在易碎线处相对于剩余翼型件部分而变形或部分地或完全地分开。

Fragile gas turbine engine airfoil with fusion cavity

【技术实现步骤摘要】
具有熔合腔的易碎燃气涡轮发动机翼型件
本主题大体上涉及翼型件，并且更特别地涉及具有熔合腔(fusioncavity)的用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。
技术介绍
在飞行器发动机中使用的翼型件(诸如，燃气涡轮发动机的风扇叶片)可能易受极端的负载事件的影响。例如，风扇叶片可能会撞击被吸入到发动机中的鸟，或可出现其中风扇叶片中的一个被从转子盘切断的叶片断裂(blade-out)的情况。如果冲击足够大，则风扇叶片可分裂成一个或多个碎片，之后向下游行进通过发动机。燃气涡轮发动机(诸如，涡轮风扇)大体上包括环绕包括风扇叶片的风扇组件的风扇壳体。风扇壳体大体上构造成经得住由于导致故障模式的不利发动机状况(诸如，外来物体损坏、由于过度或极端失衡或风扇转子振荡而造成的硬摩擦、或风扇叶片脱落(liberation))而造成的风扇叶片的冲击。然而，这样的翼型件构造大体上增加风扇壳体的重量，由此增加发动机和飞行器的重量并且降低性能和效率。已知的风扇壳体大体上包括易碎结构(诸如，蜂窝或沟槽填充材料)，其构造成减轻至风扇壳体的负载传递和通过风扇壳体的负载传递。然而，该方法大体上为昂贵的。此外，该方法可导致较大、较重、效率较低的风扇壳体。更进一步，该方法可能未解决与在一个或若干个翼型件(诸如，风扇叶片)的变形或脱落之后的风扇转子失衡有关的问题。照此，需要一种翼型件，该翼型件能够实现受控并且一致的失效模式，该失效模式可使得能够降低成本、重量以及至周围壳的负载传递。
技术实现思路
方面和优点将在下文的描述中部分地得到阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本专利技术而习知。在一个方面，本主题涉及翼型件，翼型件限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括末梢处的易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘与后缘之间延伸，并且沿着翼展在末梢与易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括外表面。外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，熔合腔至少部分地限定易碎线。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿着翼展从易碎线延伸到根部。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。在一个实施例中，翼型件可至少部分地由复合材料形成。在另外的实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在一个示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括从末梢至少部分地沿着翼展延伸到易碎线的至少一个熔合孔。在另一实施例中，至少一个熔合孔可包括多个熔合孔。在这样的实施例中，多个熔合孔中的至少一个可在末梢与易碎线之间延伸。在另一实施例中，多个熔合孔可各自在末梢与易碎线之间延伸。在一个特定实施例中，至少一个熔合孔可沿着翼展的至少5%但小于翼展的25%延伸。在另外的实施例中，至少一个熔合孔可平行于翼展延伸。在另一实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地沿着翼弦延伸。在另外的其它实施例中，翼型件可进一步限定压力侧和吸力侧。在这样的实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地朝向压力侧或吸力侧中的一者延伸。在另外的其它实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地沿着翼弦延伸，并且至少部分地朝向压力侧或吸力侧中的一者延伸。在另一示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括多个熔合通道。此外，至少一个熔合通道可至少部分地沿着易碎线延伸。在这样的实施例中，至少一个熔合通道可沿着在沿着翼展的点处的翼弦延伸翼展的自末梢起的至少10%但小于50%。在另外的实施例中，至少一个熔合通道可沿着易碎线的全长延伸。在其它实施例中，至少一个熔合通道可沿着在易碎线的沿着翼展S的点处的翼弦的至少10%但小于在易碎线的沿着翼展的点处的整个翼弦延伸。在另一实施例中，至少一个熔合通道可包括至少部分地沿着易碎线延伸的第一熔合通道。在这样的实施例中，多个熔合通道可包括沿着易碎翼型件部分的外表面延伸的第二熔合通道。在这样的实施例中，第二熔合通道可至少部分地沿着易碎线延伸。在另一实施例中，第二熔合通道可至少部分地在易碎线与末梢之间沿着在沿着翼展的点处的翼弦延伸。在另外的示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括从末梢延伸到易碎线的熔合通道。在这样的实施例中，翼型件可进一步限定在压力侧与吸力侧之间延伸的厚度。至少一个熔合通道可限定厚度的至少10%但小于厚度的80%的厚度减薄量。在一个实施例中，至少一个熔合通道可限定可变的厚度减薄量。在另一实施例中，易碎翼型件部分或剩余翼型件部分中的至少一个可包括限定第一弹性模量的第一材料。在这样的实施例中，翼型件可进一步包括填料材料，其定位于至少一个熔合腔内并且至少部分地填充熔合腔。填料材料可包括比第一弹性模量更小的第二弹性模量。技术方案1.一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：所述末梢处的易碎翼型件部分，其在所述前缘与所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括外表面，其中所述外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，所述熔合腔至少部分地限定所述易碎线；以及剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相接。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件至少部分地由复合材料形成。技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。技术方案4.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括从所述末梢至少部分地沿着所述翼展延伸到所述易碎线的至少一个熔合孔。技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔包括多个熔合孔，并且其中，所述多个熔合孔中的至少一个在所述末梢与所述易碎线之间延伸。技术方案6.根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述多个熔合孔各自在所述末梢与所述易碎线之间延伸。技术方案7.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。技术方案8.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔平行于所述翼展延伸。技术方案9.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，并且其中所述至少一个熔合孔至少部分地沿着所述翼弦、至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸，或至少部分地沿着所述翼弦并且至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸。技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括多个熔合通道，至少一个熔合通道至少部分地沿着所述易碎线延伸。技术方案11.根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道沿着在沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸所述翼展的自所述末梢起的至少10%但小于50%。技术方案12.根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道沿着所述易碎线的全长延伸。技术方案13.根据技术方案1本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：/n所述末梢处的易碎翼型件部分，其在所述前缘与所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括外表面，其中所述外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，所述熔合腔至少部分地限定所述易碎线；以及/n剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相接。/n

【技术特征摘要】
20181016 US 16/1612531.一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：
所述末梢处的易碎翼型件部分，其在所述前缘与所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括外表面，其中所述外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，所述熔合腔至少部分地限定所述易碎线；以及
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相接。


2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件至少部分地由复合材料形成。


3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。


4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括从所述末梢至少部分地沿着所述翼展延伸到所述易碎线的至少一个熔合孔。

【专利技术属性】
技术研发人员：NJ克雷，N贾因，DE摩尔曼，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国;US