CN103080476B - 涡轮喷气机叶片及包括多个此种叶片的涡轮喷气机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮喷气发动机叶片和接纳此种叶片的涡轮喷气发动机，尤其是导向叶片，所述叶片包括以下元件：细长的单件前部（2），其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成前导边缘的拉挤型面中切割；细长的单件后部（3），其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成尾部边缘的拉挤型面中切割；以及基于浸渍有树脂的纤维的表皮（5），在前导边缘和尾部边缘之间延伸，以便形成叶片的侧面并至少覆盖前导边缘（2）和尾部边缘（3）的特定区域（6、7），所有的所述元件借助热压缩进行组装。

Description

涡轮喷气机叶片及包括多个此种叶片的涡轮喷气机
技术领域
本发明涉及涡轮喷气机叶片，尤其是压缩机的导向叶片，以及结合有这种叶片的涡轮喷气机。 
背景技术
已知由复合材料制成的叶片具有承载紧固件装置的端部，用以将它们紧固到涡轮喷气机的环形壳体。 
已经提出了各种紧固件装置。例如，文献US 2009/0317246推荐组成圆柱形平台的端部，其形成外部壳体的一部分并承载有两个紧固件侧翼，由此导致制造起来很复杂的形状。文献US 2009/0317246推荐在将以此方式制造的组件安装到壳体内之前，借助于圆形环将叶片连接在一起。该方案实施起来复杂并需要组装工具。 
发明内容
因此，本发明目的是提出一种制造简单且易于安装的涡轮喷气机叶片。 
为此目的，本发明提供一种涡轮喷气机叶片，尤其是压缩机的导向叶片，包括以下元件： 
·细长的单件前部，其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成前导边缘的拉挤截面构件中切割； 
·细长的单件后部，其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成尾部边缘的拉挤截面构件中切割； 
·表皮，其从浸渍树脂的纤维织物切割，延伸以覆盖内芯的侧面，同时还至少覆盖与中心部分毗连的前导边缘和尾部边缘的区域，所有的这些元 件通过热压缩连接在一起，从而提供强度特别大的单件叶片。 
在本发明的特定方面，叶片包括形成内芯的中心部分，其布置在前导边缘和尾部边缘之间，并且较佳地，前导边缘和尾部边缘具有在叶片的至少一端从内芯突出的延伸部分，以便形成用于将叶片附连到涡轮喷气机壳体的附连装置。 
前导边缘和尾部边缘的延伸部分使得叶片锚固在环形壳体内非常容易。在壳体内提供通孔以便接纳这些延伸部分，这些延伸部分然后可紧固到壳体的互补附连装置，便足够了。 
在一个优选的实施例中，前导边缘和/或尾部边缘包括细长本体，其通过挤压成型获得并浸渍有热塑性树脂，该热塑性树脂具有基本上沿着前导和/或尾部边缘的纵向轴线布置的纤维。如果叶片具有恒定截面的话，则前导和/或尾部边缘可从以所述方式制成的截面杆构件中切割一定长度。如此的技术能够获得能承受高应力水平的前导边缘和尾部边缘。 
本发明还提供特别适于接纳这种叶片的涡轮喷气机，每个叶片紧固到至少一个壳体，使得叶片的附连装置与壳体互补的附连装置协作。 
在一个优选的实施例中，壳体的附连装置通过挤压成型获得并浸渍有热塑性树脂，通过热压缩将它们组装到壳体。 
附图说明
结合附图阅读以下对本发明特殊实施例的描述，将会明白本发明的其它特征和优点，附图中： 
图1是本发明叶片的平面图； 
图2是图1叶片的立体图，覆盖叶片内芯的表皮被部分地切开； 
图3是用于将叶片紧固到壳体的第一种技术的立体图；以及 
图4是用于将叶片紧固到壳体的第二种技术的立体图。 
具体实施方式
参照图1和2，其中图示的叶片1是用于在涡轮喷气机的风扇后面延伸的 导向叶片。在该实施例中，叶片1具有呈单件细长结构形式的前导边缘2。叶片1还具有尾部边缘3，该尾部边缘同样呈单件细长结构形式。 
从通过拉挤成型获得的、且较佳地纤维倾斜放置的部段构件中切割出前导边缘2和尾部边缘3(所谓的“曳拉编织(pullbraiding)”法)。该部段构件具有纤维(例如，碳纤维)，纤维基本上沿着纵向轴线布置，以便形成细长的本体。理想地是，基本上纤维的80％沿着前导边缘的纵向轴线X并沿着尾部边缘的纵向轴线Y布置，而纤维的20％相对于纵向轴线成大约60度的倾角布置。这样的比例和纤维的该种布置仅是举例给出的。纤维浸渍在热塑性树脂中。 
内芯4在前导边缘2和尾部边缘3之间延伸。表皮5在该实例中由两个侧腹(web)5A和5B组成，它们通过从已预浸渍树脂的纤维织物中切割而获得，侧腹在内芯4的两侧上延伸，以覆盖内芯以及与内芯4毗连的前导边缘2和尾部边缘3的区域。 
内芯4的未被侧腹5A和5B覆盖的面形成了内芯4的自由端，在此实例中，借助于短纤维和插入在由侧腹5A和5B以及内芯4的自由边缘形成的内腔中的树脂的混合物保护和加强自由端。前导边缘2和尾部边缘3包括延伸部分10、11、12和13，它们从内芯4突出而在叶片1的每个端部处延伸。 
叶片1的各个部件借助热压缩组装在一起，从而使组件的各部件彼此连接。该类型的组装整体上赋予叶片1很大的强度。 
最后，孔14、16和17形成在延伸部分10、11、12和13内，以将延伸部分转换为附连叶片1的装置，该装置设计成与涡轮喷气机的壳体内的互补附连装置协作，如下面参照图3和4详细描述的那样。 
图3示出用于将叶片1紧固到环形涡轮喷气机壳体20的第一种技术。(该图示出涡轮喷气机的外壳体，其由浸渍有热塑性树脂的长纤维制成。)壳体20具有让前导边缘2和尾部边缘3的延伸部分10和12通过壳体20的孔26。孔26显示为有足够的尺寸，以允许来自前导边缘和尾部边缘的延伸部分通过同样的孔。然而，在一种变体中，能够将孔分为两个部分，包括分别让前导边缘的端部和尾部边缘的端部通过的上游孔和下游孔。 
壳体20配装有用于附连前导边缘的装置，该装置呈外围轨道21的形式， 外围轨道21围绕壳体在面向远离叶片的面上延伸。轨道21形成适于接纳紧固件元件23的头部24的外壳，头部大致呈T形或L形。这些元件之一显示在图中。 
紧固件元件23具有远离其头部24的相对端25，该相对端切割成接纳前导边缘的延伸部分10。在该实例中，紧固件元件23用销子连接到延伸部分10。为此目的，端部25包括定位成与前导边缘2的延伸部分10内的孔14对齐以便接纳紧固件销27的孔(图中未示出)。 
借助于第二轨道21’以类似方式紧固尾部边缘3的延伸部分12，第二紧固件元件23’配合在第二轨道21’内，以与尾部边缘3的延伸部分12协作，借助于销子27’将组件销接在一起。 
在一优选实施例中，轨道21和21’以及紧固件元件23和23’通过拉压成型制成，并且浸渍有热塑性树脂，因而通过在壳体20上的单个热压缩操作，就可使整个组件连接在一起。 
此外，图3仅示出叶片1的一半。未示出的终端部分11和13以与上述相同的方式紧固到内壳体。然而，如果叶片不具有结构功能，则叶片需要紧固到仅一个壳体。 
图4示出用于将叶片1紧固到涡轮喷气机壳体20的第二种技术。在该图中，附连装置包括围绕壳体在外围布置的角材30。该角材30在壳体20的面向远离叶片1的面上延伸。壳体20具有通孔26，以让叶片的前导边缘和尾部边缘的延伸部分通过壳体20，以使它们面向角材30。 
以较佳的方式，角材30通过拉挤成型制成，并且浸渍有热塑性树脂。 
角材30具有L形截面，其具有第一面28和第二面29，第一面28通过热压缩紧固到壳体20，而第二面29用销子紧固到延伸部分10。为此目的，角材30的面29被打穿一个孔，该孔与形成在前导边缘的延伸部分10内的孔对齐。还应该观察到，孔相对于上述实施例的孔14垂直地形成。还应该观察到，延伸部分10经加工后呈现平直的面，该面抵靠于突缘29的面对表面。 
如在上述的实例中那样，壳体的各种元件通过热压缩连接在一起。 
此外，尚未图示的前导边缘2和尾部边缘3的延伸部分11、12和13以与 相应类似角材相同的方式紧固。 
对所有要安装的叶片，重复将叶片1紧固到角材30的操作。 
除了借助其前导边缘或尾部边缘的延伸部分紧固叶片的作用之外，应该看到，轨道和角材还有利于加固涡轮喷气机壳体的刚度。 
自然，本发明不局限于上述实施例，这些实施例可经受本技术领域内的技术人员所明白的各种变化，而不会超越由权利要求书所定义的本发明的范围。 
尤其是，用于制造叶片1的各种元件2、3、4和5以及用于制造附连装置21、23、27的材料，可同样是复合材料或金属材料或它们的组合。 
同样地，图2中可见的覆盖内芯4的自由端的加强件22，可用侧腹5A、5B中一个或两个的被翻折表皮代替，或与表皮相关联。在如此的情形中，侧腹5A、5B的尺寸应予调整而留出适于覆盖内芯自由端的折翼。 
同样地，壳体的附连装置以及前导边缘和尾部边缘的附连装置可借助于操作连接在一起，这些操作包括热压缩、焊接、粘结，或使用螺母-螺栓紧固件，或用来将元件固定在一起的任何其它技术方案。 
最后，尽管图3和4在两个不同实施例中对前导边缘2和尾部边缘3的每个延伸部分10、11、12、13提出了相同的紧固件装置，但对要紧固到壳体20的每个延伸部分，以独立方式使用紧固件装置中的一个或另一个，这与本发明并不相悖。 
内芯可部分地或全部地用短纤维加强。 
内芯可布置成全部地或仅部分地填充在前导边缘和尾部边缘之间延伸的体积。中心部分还可具有一个或多个形成内芯条带的形状。在特定实施例中，叶片不需具有中央内芯，形成前导边缘和尾部边缘的部分则是连续的。 
叶片可包括机械强度低的内芯，或叶片可没有内芯：前导边缘和尾部边缘之间的机械连接由表皮和/或加强件提供，使内芯和加强件较佳地由结合短纤维的塑料树脂的单件制成。 

Claims (16)

1.一种涡轮喷气机叶片，其特征在于，叶片包括以下元件：
·细长的单件前部，其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成前导边缘的拉挤截面构件中切割；
·细长的单件后部，其从包括用树脂粘结在一起的纤维并形成尾部边缘的拉挤截面构件中切割；
·基于浸渍有树脂的纤维的表皮(5)，在前导边缘和尾部边缘之间延伸，以便形成叶片侧面并至少覆盖前导边缘(2)和尾部边缘(3)的区域(6、7)；
这些元件通过热压缩组装在一起。
2.如权利要求1所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，浸渍表皮(5)的树脂是热塑性树脂。
3.如权利要求1所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，浸渍前导边缘和/或尾部边缘的树脂是热塑性树脂。
4.如权利要求1所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，前导边缘和/或尾部边缘通过拉挤成型获得，且纤维倾斜地放置。
5.如权利要求1所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，用在所述前导和尾部边缘的端部附近延伸的加强件(22)，使前导边缘(2)和尾部边缘(3)彼此连接。
6.如权利要求1或2所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，包括形成内芯的中心部分(4)，其布置在前导边缘(2)和尾部边缘(3)之间。
7.如权利要求6所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，所述内芯(4)具有自由端，通过将短纤维和热塑性树脂插入在由表皮和内芯(4)形成的内腔中而对自由端进行加强。
8.如权利要求6所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，所述内芯(4)具有自由端，通过将表皮的部分(5A、5B)翻折在所述自由端上而对所述自由端进行加强。
9.如权利要求6所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，前导边缘(2)和尾部边缘(3)具有延伸部分(10、11、12、13)，它们在叶片(1)的至少一端从内芯(4)突出，以便承载将叶片(1)附连到涡轮喷气机的壳体(20)的附连装置(14、16、17)。
10.如权利要求9所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，用于将叶片附连到壳体的附连装置(14、16、17)直接制成在延伸部分(10、11、12、13)内。
11.如权利要求6所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，前导边缘(2)和尾部边缘(3)通过加强件(22)连接在一起，所述加强件(22)在所述前导和尾部边缘的端部附近延伸，内芯(4)和加强件制成塑料树脂的单一件并结合有短纤维。
12.如权利要求1所述的涡轮喷气机叶片，其特征在于，所述涡轮喷气机叶片是压缩机的导向叶片。
13.一种包括多个如任何上述权利要求所述的叶片的涡轮喷气机，其特征在于，每个叶片紧固到至少一个壳体，使得叶片的附连装置(14、16、17)与壳体的互补的附连装置(21、30)协作。
14.如权利要求13所述的涡轮喷气机，其特征在于，壳体的附连装置(21、30)包括至少一个外围轨道(21)，所述外围轨道具有插入其中的紧固件元件(23)的端部(24)，紧固件元件具有紧固到由叶片(1)的前导或尾部边缘(2、3)承载的附连装置(14、16、17)的相对端。
15.如权利要求13所述的涡轮喷气机，其特征在于，壳体的附连装置(21、30)包括外围角材(30)，所述角材具有直接紧固到其上的前导或尾部边缘(2、3)的延伸部分。
16.如权利要求13所述的涡轮喷气机，其特征在于，壳体的附连装置(21、30)通过拉挤成型获得并浸渍有热塑性树脂，并且通过热压缩组装到壳体。
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WO (1) WO2012032016A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110049812A (zh) * 2016-12-07 2019-07-23 德国古斯塔夫·爱立许机械制造有限公司 具有耐磨元件的混合叶片和用于将耐磨元件附连到混合叶片的基底部分的方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2980514B1 (fr) * 2011-09-23 2018-01-05 Flakt Solyvent-Ventec Pale de machine tournante a structure modulaire renforcee
US20140112796A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 General Electric Company Composite blade with uni-tape airfoil spars
RU2640889C1 (ru) * 2016-10-14 2018-01-12 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" Способ формования лопатки спрямляющего аппарата
RU173787U1 (ru) * 2016-10-14 2017-09-11 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" Лопатка спрямляющего аппарата

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4395195A (en) * 1980-05-16 1983-07-26 United Technologies Corporation Shroud ring for use in a gas turbine engine
US5403153A (en) * 1993-10-29 1995-04-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Hollow composite turbine blade
US5462408A (en) * 1992-12-23 1995-10-31 Europcopter France Blade made of thermoplastic composite, in particular for ducted tail rotor of a helicopter, and its method of manufacture
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
CN101484663A (zh) * 2006-06-30 2009-07-15 Facc股份公司 用于发动机的导流叶片装置

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US748912A (en) * 1904-01-05 Type-writing machine
US267405A (en) * 1882-11-14 debes
US3674379A (en) * 1969-01-30 1972-07-04 Siai Marchetti Spa Helicopter rotor blade
SU503024A1 (ru) * 1974-05-28 1976-02-15 Предприятие П/Я Р-6378 Рабочее колесо осевой турбомашины
US4648921A (en) * 1980-10-02 1987-03-10 United Technologies Corporation Method of making fiber reinforced articles
US4470862A (en) * 1982-05-27 1984-09-11 United Technologies Corporation Manufacture of fiber reinforced articles
US5494404A (en) * 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
TWI233444B (en) * 1998-10-30 2005-06-01 Toray Industries Thermoplastic resin composition, production thereof, and molded article thereof
US6409472B1 (en) * 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
US6474941B2 (en) * 2000-12-08 2002-11-05 General Electric Company Variable stator vane bushing
DE10307610A1 (de) * 2003-02-22 2004-09-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verdichterschaufel für ein Flugzeugtriebwerk
GB2458685B (en) * 2008-03-28 2010-05-12 Rolls Royce Plc An article formed from a composite material
WO2010025339A1 (en) * 2008-08-29 2010-03-04 E. I. Du Pont De Nemours And Company Composite parts for airplane engines
RU95046U1 (ru) * 2009-12-21 2010-06-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" Пустотелая лопатка турбомашины

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4395195A (en) * 1980-05-16 1983-07-26 United Technologies Corporation Shroud ring for use in a gas turbine engine
US5462408A (en) * 1992-12-23 1995-10-31 Europcopter France Blade made of thermoplastic composite, in particular for ducted tail rotor of a helicopter, and its method of manufacture
US5403153A (en) * 1993-10-29 1995-04-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Hollow composite turbine blade
US6494677B1 (en) * 2001-01-29 2002-12-17 General Electric Company Turbine nozzle segment and method of repairing same
CN101484663A (zh) * 2006-06-30 2009-07-15 Facc股份公司 用于发动机的导流叶片装置

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110049812A (zh) * 2016-12-07 2019-07-23 德国古斯塔夫·爱立许机械制造有限公司 具有耐磨元件的混合叶片和用于将耐磨元件附连到混合叶片的基底部分的方法
CN110049812B (zh) * 2016-12-07 2021-11-16 德国古斯塔夫·爱立许机械制造有限公司 具有耐磨元件的混合叶片和用于将耐磨元件附连到混合叶片的基底部分的方法

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