具有翼弦减小部的易碎燃气涡轮发动机翼型件制造技术

提供了一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和后缘之间延伸的沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括在根部和末梢之间延伸并在前缘和后缘之间延伸的叶片。叶片包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿着翼展的每个点处在它们之间限定厚度。叶片沿着翼展的第一部分在前缘或后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部。此外，叶片限定易碎线，易碎线至少部分地沿着在翼展的第一部分内的沿着翼展的点处的翼弦从第一翼弦减小部延伸。

Fragile gas turbine airfoil with chord reduction

【技术实现步骤摘要】
具有翼弦减小部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翼弦减小部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，本主题涉及一种翼型件，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。翼型件包括在根部和末梢之间延伸并在前缘和后缘之间延伸的叶片。叶片包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿着翼展的每个点处在它们之间限定厚度。叶片沿着翼展的第一部分在前缘或后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部。此外，叶片限定易碎线，易碎线至少部分地沿着在翼展的第一部分内的沿着翼展的点处的翼弦从第一翼弦减小部延伸。在一个实施例中，翼型件可限定沿着翼展在易碎线和末梢之间延伸的易碎翼型件部分。在若干实施例中，第一翼弦减小部可限定在前缘上，并且叶片还沿着翼展的第二部分在后缘上限定第二翼弦减小部。在这样的实施例中，易碎线可至少部分地沿着在翼展的第一部分或第二部分中的至少一者内的沿着翼展的点处的翼弦在第一翼弦减小部和第二翼弦减小部之间延伸。在一个特定实施例中，翼展的第一部分与翼展的第二部分相同。在另一实施例中，翼展的第一部分相对于翼展的第二部分朝向末梢而定位。在另外的其它实施例中，翼展的第一部分相对于翼展的第二部分朝向根部而定位。在额外的实施例中，翼展的第一部分可延伸至翼展的自末梢起的至少5%。在另一实施例中，翼展的第一部分可沿着翼展的至少10%延伸。在一个实施例中，翼展的第一部分可沿着翼展的至少15%但小于50%延伸。在另外的实施例中，翼型件可还包括覆盖片，覆盖片联接至叶片使得覆盖片覆盖至少第一翼弦减小部。覆盖片可在翼展的第一部分处限定连续的前缘。在一个这样的实施例中，覆盖片可联接至叶片使得覆盖片覆盖至少第一翼弦减小部和第二翼弦减小部。照此，覆盖片可在翼展的第一部分处限定连续的前缘并在翼展的第二部分处限定连续的后缘。在一个实施例中，覆盖片可包括前缘蒙皮。在另一实施例中，覆盖片可包括复合层，复合层包括至少部分地沿着翼弦或厚度中的至少一者取向的纤维。在一个实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在额外的实施例中，翼型件可包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。在另一方面，本主题涉及一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：沿着中心轴线延伸的发动机轴；压缩机，其附接至发动机轴并绕中心轴线径向地延伸；燃烧器，其定位在压缩机下游以从压缩机接收压缩流体；涡轮，其在燃烧器下游安装在发动机轴上，以向压缩机提供旋转力；和可操作地连接至发动机轴的多个翼型件。多个翼型件中的每个限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和后缘之间延伸的沿着翼展的每个点处的翼弦。每个翼型件包括在根部和末梢之间延伸并在前缘和后缘之间延伸的叶片。叶片包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿着翼展的每个点处在它们之间限定厚度。叶片沿着翼展的第一部分在前缘或后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部。此外，叶片限定易碎线，易碎线至少部分地沿着在翼展的第一部分内的沿着翼展的点处的翼弦从第一翼弦减小部延伸。在一个实施例中，燃气涡轮发动机可还包括风扇区段，风扇区段包括被构造为风扇叶片的多个翼型件。还应当理解，燃气涡轮发动机可还包括如本文中描述的任何额外的特征。技术方案1.一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和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：在所述根部和所述末梢之间延伸并在所述前缘和所述后缘之间延伸的叶片，所述叶片包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在沿着所述翼展的每个点处在它们之间限定厚度，其中所述叶片沿着所述翼展的第一部分在所述前缘或所述后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部，并且其中所述叶片限定易碎线，所述易碎线至少部分地沿着所述翼展的所述第一部分内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦从所述第一翼弦减小部延伸。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定沿着所述翼展在所述易碎线和所述末梢之间延伸的易碎翼型件部分。技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一翼弦减小部限定在所述前缘上，并且其中所述叶片还沿着所述翼展的第二部分在所述后缘上限定第二翼弦减小部，并且其中所述易碎线至少部分地沿着在所述翼展的所述第一部分或所述第二部分中的至少一者内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦在所述第一翼弦减小部和所述第二翼弦减小部之间延伸。技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分与所述翼展的所述第二部分相同。技术方案5.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分相对于所述翼展的所述第二部分朝向所述末梢而定位。技术方案6.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分相对于所述翼展的所述第二部分朝向所述根部而定位。技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分延伸至所述翼展的自所述末梢起的至少5%。技术方案8.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分沿着所述翼展的至少10%延伸。技术方案9.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分沿着所述翼展的至少15%但小于50%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，所述翼型件还包括：覆盖片，其联接至所述叶片使得所述覆盖片覆盖至少所述第一翼弦减小部，其中所述覆盖片在所述翼展的所述第一部分处限定连续的前缘。技术方案11.根据技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和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在所述根部和所述末梢之间延伸并在所述前缘和所述后缘之间延伸的叶片，所述叶片包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在沿着所述翼展的每个点处在它们之间限定厚度，其中所述叶片沿着所述翼展的第一部分在所述前缘或所述后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部，并且其中所述叶片限定易碎线，所述易碎线至少部分地沿着所述翼展的所述第一部分内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦从所述第一翼弦减小部延伸。/n

【技术特征摘要】
20181016 US 16/1612111.一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和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：
在所述根部和所述末梢之间延伸并在所述前缘和所述后缘之间延伸的叶片，所述叶片包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在沿着所述翼展的每个点处在它们之间限定厚度，其中所述叶片沿着所述翼展的第一部分在所述前缘或所述后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部，并且其中所述叶片限定易碎线，所述易碎线至少部分地沿着所述翼展的所述第一部分内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦从所述第一翼弦减小部延伸。


2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定沿着所述翼展在所述易碎线和所述末梢之间延伸的易碎翼型件部分。


3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一翼弦减小部限定在所述前缘上，并且其中所述叶片还沿着所述翼展的第二部分在所述后缘上限定第二翼弦减小部，并且其中所述易碎线至少部分地沿着在所述翼展的所述第一部分或所述第二部分中的至少一者内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦在所述第一翼...

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