CN102869851A - 涡轮喷气发动机风扇叶片支撑的耐磨部件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于飞机的涡轮喷气发动机的风扇，该风扇包括多个风扇叶片，风扇叶片的支撑(13)包括具有第一表面(13a)和第二表面(13b)的尾部，第一表面位于受压侧，第二表面位于吸入侧。风扇盘(2)包括凹口(8)之间的沿径向向外延伸的附接凸缘(26)，使得第一表面(13a)和第二表面(13b)的位置分别与两个附接凸缘(26)相对。根据本发明，风扇包括安装在每个叶片上的耐磨部件(40)，以在支撑的第一表面(13a)和第二表面(13b)上均形成保护壳(32a，32b)，从而防止每个表面(13a，13b)和所述表面相对的附接凸缘(26，26)之间形成接触。

Description

涡轮喷气发动机风扇叶片支撑的耐磨部件

技术领域

本发明涉及用于飞机的涡轮喷气发动机风扇领域，具体来讲，涉及安装到这些风扇的叶片支撑的领域。

背景技术

飞机涡轮喷气发动机风扇通常包括安装在风扇盘上的多个风扇叶片。风扇盘在其圆周上定义有多个彼此在切线方向上间隔的凹口凹口，每个凹口凹口保持叶片的根部。每个叶片还包括空气动力导流片，以及置于导流片和叶片根部之间的支撑。

支撑的厚度比叶片根部的厚度小，以使支撑可以横跨相应的凹口凹口定义的上部孔，从而使得可以在安装在凹口凹口外部的导流片和安装在凹口凹口内部的叶片根部之间进行机械连接。支撑包括临近风扇盘的尾端的尾部，支撑的尾部包括位于导流片的拱腹侧的第一表面和位于导流片的拱背侧的第二表面。

这两个相对的表面面对合并在风扇盘中的附接凸缘，附接凸缘沿径向方向向外突出。这些附接凸缘在风扇盘的尾端以已知的方式安装在凹口之间，用于将鼓(drum)安装到风扇盘上。

尽管这种设计非常方便而且广泛地应用于飞机涡轮喷气发动机中，但这种设计有着不容忽视的缺陷，即，支撑的第一尾部表面和第二尾部表面的过早磨损和撕裂。调查发现，这些磨损和撕裂是由于这些表面和它们所面对的附接凸缘之间的摩擦而产生的，主要是在风扇的自旋转期间(也被称为风车阶段)的摩擦而产生的。

实际上，在这些自旋转阶段，叶片通常在通过叶片根部并平行于风扇纵轴的轴线上，在两个附接凸缘所确定的两个极限位置之间振动，这两个附接凸缘作为叶片支撑的切向制动器。从而，在叶片支撑和装配到叶片支撑两端的两个附接凸缘之间的最初设定间隙被消耗掉，产生的摩擦导致叶片支撑的第一尾部表面和第二尾部表面上的过早磨损和撕裂。

这种磨损和撕裂的形式为在叶片支撑的尾部表面上形成印痕，这些印痕在叶片的使用过程中逐渐变深。

这些印痕的第一个有害后果是减弱叶片支撑的总体机械抗性。

另一个缺陷是叶片支撑的磨损表面和它们面对的附接凸缘之间的间隙增大。从而，在自旋转阶段发现叶片的振动幅度增大，加速了磨损和撕裂效果。另外，如果给定叶片附近的一个叶片丢失，在给定叶片被作为切向制动器的附接凸缘制动之前，这个给定叶片所受到的由于冲击而产生的很大的力使叶片以很大的幅度枢转，这增大了同一给定叶片破裂和损失的危险。

发明内容

从而，本发明的目的是提供一种与现有技术中的实施例相比，能够部分地解决上述不利因素的解决方案。

为了实现这个目的，本发明的第一目标是提供一种飞机涡轮喷气机风扇，该风扇包括多个风扇叶片以及在其圆周定义了多个凹口的风扇盘，其中每个叶片包括空气动力导流片、保持在所述凹口中的叶片根部、以及位于导流片和叶片根部之间的支撑；其中，所述支撑包括具有第一表面和第二表面的尾部，第一表面位于导流片的拱腹上，第二表面位于该导流片的拱背上，所述风扇盘在这些凹口之间包括附接凸缘，这些附接凸缘沿径向向外突出，使得第一表面和第二表面分别与两个附接凸缘相对。

根据本发明，关于这些叶片中的至少一个叶片，风扇包括安装在该叶片上的耐磨部件，以便在所述支撑的第一表面和第二表面上均形成保护壳，防止在每个表面和与之相对的附接凸缘之间支撑接触。

从而，在本发明中所采用的耐磨部件保护所述叶片支撑的两个尾部表面，从而防止在尾部表面上形成磨损压痕。这加强了叶片支撑的机械抗性，具体来讲是加强了叶片的整体机械抗性。

另外，在叶片支撑的尾部两个表面上不形成磨损压痕使得在叶片的自旋转状态时叶片的振动幅度得到限制，还使得任何一被破裂的相邻叶片冲击到的特定叶片的枢转幅度得到限制。

由形成叶片支撑的切向制动器的附接凸缘所限定的这些幅度还被有效地插入在支撑尾部表面和与之相关的附接凸缘之间的保护壳的厚度所减小。在这些振动幅度得到减小的情况下，可以有利地降低叶片及其周围元件的磨损。

在这些叶片生产阶段中可以有利地将耐磨部件应用于新的风扇叶片，或者可替换地，可以有利地将耐磨部件应用于已经处于工作中的叶片作为一个维护方案。在后一种情况下，本发明的显著优点在于，可以在叶片上安装耐磨部件而不必拆卸整个涡轮喷气机，这是因为，实际上可以在飞机的“机翼下”进行这种操作。

如果耐磨部件损坏了，很自然可以很简单地更换该部件。然后，可以在当前的条件下继续使用该叶片，从而，增加了叶片的使用寿命。

另外，考虑到耐磨部件在风扇中的特定安装位置，即使在叶片断裂的情况下，耐磨部件损坏的可能性极低。

而且，推荐将这种部件优先安装到风扇的所有叶片上，从而不会产生要求再次对风扇进行平衡的不平衡状况。

优选通过夹具固定将上述耐磨部件安装到叶片上。这种操作必然很简单而又快速。不过，可以设想其他的诸如粘合之类的安装方案，例如，采用热固粘合剂。

在这种情况下，通过夹具固定在叶片的平台上将所述耐磨部件安装在叶片上。

每个保护壳的厚度优选为0.2mm至0.5mm。

所述耐磨部件优选由诸如因康镍(Inconel)合金之类的包含80％的镍、14％的铬和6％的铁的合金制成，优选因康镍718合金。这种材料与制造叶片支撑所用的材料相同的相似。

可替换地，这种材料可以是一种具有高机械抗性的复合材料。

优选通过切割和折叠金属板来制造所述耐磨部件。可替换地，可以通过机器加工活再次通过粉末冶金来制造所述耐磨部件。

如上所所述，优选为风扇的每个叶片装配耐磨部件。

本发明的另一个目标是提供一种具有上文所述的风扇的飞机涡轮喷气发动机。

本发明的最后一个目标是提供一种如上所述的安装在飞机涡轮喷气发动机上的耐磨部件，以在叶片支撑的第一表面和第二表面上均形成保护壳。

本发明的其他优势和特征将在下文详细公开的非限定性实施例中得到展示。

附图说明

参照所附附图进行下文说明，其中：

图1示出了根据本发明一个优选实施例的飞机涡轮喷气发动机风扇一部分的分解透视图；

图2示出了图1所示的风扇的通过风扇盘的附接凸缘的局部横向剖视图；

图3示出了与图2类似的视图，其中，在风扇的自旋转状态下确定的枢转位置中示出了该叶片；

图4示出了装配到风扇叶片的耐磨部件的透视图；

图5a至图5d示出了一个装配有耐磨部件的叶片的较低尾部部分在不同视角上的透视图；

图6a至图6b示出了解释通过夹具固定将耐磨部件安装到叶片上的示意图。

具体实施方式

首先参照图1和图2，其中示出了根据本发明优选实施例的飞机涡轮喷气发动机风扇1的一部分。

总体而言，风扇包括中心位于风扇纵轴4上的风扇盘2，在风扇盘的圆周上制造出在周向上彼此间隔的齿6，每个齿大致在径向和纵向上延伸，即，大致平行于轴4。在周向/切向上直接相邻的两个齿6之间，这些齿限定出用于容纳风扇叶片10的齿根12的凹口8。

以已知的方式，每个齿6的头部被放大，以能够在径向上保持叶片向外。换句话说，凹口8具有狭窄的外部径向端，使得叶片10可以从支撑13移动，叶片的截面/厚度相对于其根部12的截面/厚度变窄。所以，给定的组件是楔形类型的，或者是“圣诞树”类型的。

除了支撑13和安装在该支撑的径向内端的叶片根部12，叶片10还具有安装在支撑的径向外端的空气动力导流片。在这两个部件的接合部位，叶片10还具有平台17，平台17用于使经过风扇的气流从外部沿行。从导流片的拱腹20和拱背22的底部沿切向延伸了导流片的两侧的平台17与风扇机头罩(图中未示出)在空气动力学上是连续的。

另外，与每个叶片10相关，风扇1包括位于叶片根部12的下端和与涉及到的叶片相关的凹口的底部8a之间的垫片21。

从图2中可以更清楚地看出，垫片21使得叶片在风扇不旋转的时候在径向上向内部定位。另外，垫片21使得可以安装与位于下游的轴向定位钩(在图5b和图5c中可以看到)配合的风扇叶片12，该垫片滑动进入鼓的定位槽中。另外，从图1中可以看出，垫片21在上游包括用作与之相关的叶片的轴向定位的制动器23。

尽管在图中未示出，可以径向安装位于叶片平台17和风扇盘2的由齿6的径向外表面限定的圆周之间的一个或多个振动衰减风扇垫片。总体来讲，该垫片采用与设计来降低风扇叶片振动水平的板配合接触的弹性体块的形式。

另外，风扇盘2包括从齿6的尾端沿径向向外突出的附接凸缘26。从而，这些优选与齿6制成为单个部件的凸缘26安装在凹口8之间，这在图1中可以看到。在所示的实施例中，单个凸缘被安装在每个齿上，凸缘上刺有孔，以通过用来附接鼓的螺栓。

在图2中可以清楚地看到，每个支撑13的尾部穿过凹口8的上部开口。尾部包括位于导流片10的拱腹侧的第一表面13a和位于该叶片拱背侧的第二表面13b，其中，支撑的这两个表面13a和13b彼此平行并彼此相向。第一表面13a的位置对着齿6中的一个的放大端6a，该齿形成相应的凹口，而第二表面13b的位置对着另一个直接相邻的齿6的放大端6a，该相邻的齿也形成了同一凹口8的的开口。另外，这两个表面13a、13b中的每一个均沿着径向向外延伸，面向附接凸缘26中的一个附接凸缘，具体来讲面向制成在附接凸缘上的切向制动器30。

根据本发明的一个特征，在每个叶片上安装耐磨部件，以在支撑的第一表面13a和第二表面13b上均形成保护壳32a、32b，防止这些表面13a和13b与相对的附接凸缘26接触。

在风扇的正常操作中，本质上由于离心力的作用，对齐叶片10，使得覆盖支撑第一表面13a的第一保护壳32a位于距相对的制动器30一定切向位置处，可以观察到切向间隙。对于覆盖支撑第二表面13b的第二保护壳32b而言存在同样情况，其中，第二保护壳32b位于距相对的制动器30一定切向位置处，可以观察到切向间隙36。从而，在保护壳和附接凸缘之间没有接触。

相反，在风扇的自旋转期间(还被称为风车状态)，每个叶片10容易沿着通过根部12并平行于轴线4的轴线38在两个切向制动器30所确定的两个极限位置之间振动。图3示出了其中一个极限位置，在这些极限位置处，最初的间隙36中的一个间隙被完全消耗掉，这会导致保护壳和与之相关的制动器30之间的机械接触。从而，这些保护壳防止支撑和制动器在叶片的极限位置处的直接接触，这限制了由于该支撑的摩擦而产生的磨损和撕裂。

图4至图5d示出了合并有保护壳32a、32b的耐磨部件40的示例实施例。

耐磨部件40被设计为由金属板制成，优选由Inconel 718合金制成的金属板制成，该金属板在形状上是平的，具有0.2mm至0.5mm的厚度，然后对金属板进行切割和折叠，以获得期望的最终形状。

实际上，耐磨部件40合并有两个平行壳32a、32b，每一个壳的形状在本质上是矩形的，壳的一个长度在一定程度上用来符合支撑13的尾部边缘42的一部分的背弧型面(convex profile)。两个壳在上端由连接部分44连接，连接部分44对应于“T”型的底部的下端部分，大致垂直于两个壳32a、32b。

“T”型的底部的上端部分符合支撑13连接平台17的尾部边缘42的部分。对于其部件，T型的附图标记为46并安装在底部44上的上部分支符合平台17的径向内部尾部，平台17在导流片15两侧的切向上延伸。在该分支46的两个相对端上安装有两个夹具50，夹具50用来定位耐磨部件40并将其保持在叶片10上。

每个夹具50的形状类似于U型弹性舌，其底部大致沿轴向延伸，其两个横向分支大致敞开，沿径向向外部对齐。这两个分支用来围绕平台17的突出部52紧密地装配，突出部52沿径向向内部延伸。从而，每个U型夹具的两个分支紧握该突出部52，这使得耐磨部件40安装在叶片上。这种固定可以用另一种形式的夹具实现，这种夹具由壳32a、32b以及T型的底部44在支撑13的尾部所组成的弹性组件的握力来获得。在这种情况下，该弹性组件此时用作基架。可替换地，可以在两个壳32a、32b中的每一个壳和与之相关的表面13a、13b之间形成小间隙。

在图6a和6b中，示意性地示出了采用夹具50安装耐磨部件。对于每个夹具50而言，首先将连接到T型的上部分支46的U型分支放置在平台17的突出部52的面55上，然后，对U型的用附图标记56表示的另一个分支施加向前和向上的力，以将该分支夹在突出部52的相对面57上。当U型的自由分支56延伸超过面57和突出部的连接两个相对面55和57的径向内面60之间的隆起时，获得该夹具固定。从而，该隆起的通道通过夹持形成了该组件的硬点。

很自然，本领域技术人员可以对已经描述了的只作为非限定性实施例的本发明进行各种修改。

Claims (9)

1.一种飞机涡轮喷气发动机风扇(1)，其包括多个风扇扇叶(10)和在圆周上定义有多个凹口(8)的风扇盘(2)，其中，每个叶片包括空气动力导流片(15)、叶片根部(12)、以及支撑(13)，叶片根部(12)保持在所述凹口(8)中的一个凹口中，所述支撑位于导流片和叶片根部之间，其中，所述支撑包括具有第一表面(13a)和第二表面(13b)的尾部(13)，第一表面(13a)位于所述导流片的拱腹侧(20)，第二表面(13b)位于所述导流片的拱背侧(22)，所述风扇盘(2)在所述凹口(8)之间包括沿径向向外突出的附接凸缘(26)，使得第一表面(13a)和第二表面(13b)的位置分别对着两个附接凸缘(26，26)，

所述飞机涡轮喷气发动机风扇(1)的特征在于，关于所述叶片(10)中的至少一个叶片，所述风扇包括耐磨部件(40)，所述耐磨部件安装在所述叶片上，以在所述支撑的第一表面(13a)和第二表面(13b)上均形成保护壳(32a，32b)，防止在每个表面(13a，13b)和与之相对的附接凸缘(26，26)之间形成接触。

2.根据权利要求1所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，通过夹具固定将所述耐磨部件(40)安装在所述叶片(10)上。

3.根据权利要求2所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，通过所述叶片(10)的平台(17)上的夹具固定将所述耐磨部件(40)安装在所述叶片(10)上。

4.根据之前任何一项权利要求所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，每个保护壳(32a，32b)的厚度在0.2mm至0.5mm之间。

5.根据之前任何一项权利要求所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，所述耐磨部件(40)由包含80％的镍、14％的铬和6％的铁的合金制成。

6.根据之前任何一项权利要求所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，所述耐磨部件(40)是通过对板进行切割和折叠制成的。

7.根据之前任何一项权利要求所述的飞机涡轮喷气发动机风扇，其特征在于，所述风扇的每个叶片(10)均装配有耐磨部件(40)。

8.一种用于飞机的涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括根据之前任何一项权利要求所述的风扇(1)。

9.一种耐磨部件(40)，所述耐磨部件安装在根据权利要求1至7任何一项所述的飞机涡轮喷气发动机风扇(1)的叶片(10)上，以在所述叶片的支撑的第一表面(13a)和第二表面(13b)上均形成保护壳(32a，32b)。

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