CN103174676A - 具有复合芯和波状壁后缘覆层的风扇叶片 - Google Patents

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Abstract

一种燃气涡轮发动机翼型件包括：前缘和后缘；压力侧和吸力侧，其从翼型件基部延伸至翼型件尖部；由覆层材料制成的后缘覆层，其结合至由复合材料制成的复合芯，覆层材料与复合材料相比更不易碎，复合芯包括中央芯部，其从前缘部向下游延伸至复合芯的后缘部，并且后缘覆层包括波状壁和后缘。后缘覆层的压力侧翼和吸力侧翼可结合至后缘部的压力侧表面和吸力侧表面。波状壁的波纹可正交于且远离压力侧表面和吸力侧表面延伸。后缘覆层可包括波状的压力侧后缘防护件和吸力侧后缘防护件，其包括波状壁的波纹。翼型件可从叶片的平台向外延伸。根部可包括整体燕尾件。

Description

具有复合芯和波状壁后缘覆层的风扇叶片
技术领域
本发明涉及旋转式机械和燃气涡轮发动机的转子和定子翼型件，尤其涉及复合转子和定子翼型件。
背景技术
航空器涡轮发动机和其他种类的旋转式机械包括将气流引导向下游的固定翼型件和旋转翼型件。因此，尾流可被产生并且引导向下游，在下游处尾流可撞击在翼型件下游的物体。尾流撞击可产生不受欢迎的噪声和/或空气力学负载。讨厌的噪声可由于上游旋转翼型件尾迹撞击于旋转翼型件下游的定子或转子构件或者上游定子翼型件尾迹撞击于定子翼型件下游的旋转翼型件而产生。
这样的尾流的产生可导致发动机性能和发动机效率的损失。尾流幅度的减少可降低尾迹撞击下游物体时产生的噪声和空气力学负载。在由Trevor Howard Wood等人完成、并于2011年12月27日公开并通过参考而并入本文的标题为“AIRFOILS FOR USE IN ROTARY MACHINES AND METHOD FOR FABRICATING SAME”的美国专利第8,083,487号中，公开了一种被设计用于降低尾流的幅度和/或相干性、噪声和空气力学负载的翼型件。该翼型件包括在前缘和后缘处联接在一起的吸力侧和压力侧，其中翼型件包括各在后缘和前缘之间延伸的多个第一和第二弦区段，其中第一弦区段中的至少一个在后缘处从翼型件的压力侧向外延伸，并且第二弦区段中的至少一个在后缘处从翼型件的吸力侧向外延伸。翼型件的特定实施例是波状翼型件或者锯齿形翼型件。
特别对于大型发动机的叶片，复合风扇叶片已被开发用于航空器燃气涡轮发动机以减少重量和成本。大型发动机复合宽弦风扇叶片提供相对具有标准弦风扇叶片的大型发动机的显著重量节约。本文中使用的术语“复合”可被定义为包含加强物的材料，加强物例如是支持在粘合剂或者基体材料中的纤维或者颗粒。复合物包括金属和非金属复合物。风扇的复合风扇叶片的一个特别有用的实施例由单向带材和环氧树脂基体制成。本文中公开的复合风扇叶片和其他翼型件可包括由包含嵌入树脂材料(例如环氧树脂、PMR15、BMI、PEEU等)的纤维(例如碳质、二氧化硅、金属、金属氧化物或者陶瓷纤维)的材料制成的非金属型复合材料。更特殊的材料包括纤维，该纤维单向地排列为如下带，其浸渍有树脂，成形为零件形状，并且通过压热(autoclaving)处理或者加压模制固化，以成形为其内具有叠层的轻量、刚性、相对均质的的制品。
极为需要提供轻量且坚固的航空器燃气涡轮发动机风扇叶片，其还降低尾流幅度、噪声和空气力学负载。
发明内容
燃气涡轮发动机翼型件包括：弦向隔开的前缘和后缘；压力侧和吸力侧，其在翼展方向上从翼型件基部向外延伸至翼型件尖部；由覆层材料制成的后缘覆层，其结合至由复合材料制成的复合芯，其中覆层材料与复合材料相比更不易碎，复合芯包括中央芯部，其从前缘部弦向向下游延伸至复合芯的后缘部，并且后缘覆层包括波状壁和后缘。
翼型件可包括：后缘覆层的压力侧翼和吸力侧翼，其分别结合至复合芯的后缘部的压力侧表面和吸力侧表面。波状壁的波纹可正交于并且远离压力和吸力侧表面而延伸。金属后缘覆层可包括在翼展方向上延伸的波状压力和吸力侧后缘防护件(guard)，其包括波状壁的波纹。
防腐蚀涂层(erosion coating)可用于覆盖复合芯，并且抵靠并隐藏在后缘覆层的压力侧翼和吸力侧翼上的面向前方的台阶。备选地，槽口(rebate)可延伸入复合芯并且隐藏台阶。
燃气涡轮发动机风扇叶片可包括翼型件，其从叶片的平台向外延伸。叶片可包括根部，其从平台向内延伸并且根部可包括整体燕尾件。
附图说明
在接下来的说明中，结合附图解释本发明的前述方面和其他特征，其中：
图1是航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的示范实施例的纵向局部剖视图和纵向局部概略图，该发动机带有具有金属波状壁后缘的复合芯风扇叶片。
图2是图1中示出的复合芯风扇叶片的立体图。
图3是通过图2中的3-3取得的叶片的复合芯后缘和金属后缘的横截面概略图。
图4是图3中示出的叶片的复合芯后缘和金属后缘的第一备选实施例的横截面图。
图5是图3中示出的叶片的复合芯后缘和金属后缘的第二备选实施例的横截面图。
具体实施方式
图1中示出的是示范航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10，其围绕发动机中心线轴线12限定并且合适地设计成安装于航空器的机翼或机身。在向下游的连续流动连通中，发动机10包括：风扇14、增压器16、高压压缩器18、燃烧器20、高压涡轮(HPT)22、和低压涡轮(LPT)24。HPT或高压涡轮22通过高压驱动轴23连接至高压压缩器18。LPT或低压涡轮24通过低压驱动轴25连接至风扇14和增压器16二者。
在典型的操作中，空气26由风扇14中的一列风扇叶片11加压，并产生内部空气流15，其被引导穿过对内部空气流15进一步加压的增压器16。加压空气然后流入对空气进一步加压的高压压缩器18。加压空气在燃烧器20中与燃料混合，用于产生向下游依次流过HPT22和LPT24的热燃烧气体28。
包围增压器16的紧接在风扇14后方的分流器34包括锐利前缘32，其将由风扇14加压的风扇空气26分离为被引导穿过增压器16的径向内部流(内部空气流15)、和被引导穿过旁路管道36的径向外部流(旁路空气流17)。包围风扇14的风扇外壳30由环状风扇框架33支撑。增压器16包括交错的环状列的增压器叶片和静叶38、42，其横跨增压器管道40中的增压器流动路径39而径向向外和向内地延伸。增压器叶片38的环状列合适地连接至风扇14。增压器16位于风扇框架33的前方，并配置于分流器34的径向内侧。风扇14包括多个风扇叶片11，其从风扇转子盘13基本径向向外地延伸。
图2中示出的是可用于发动机10(图1中示出)的风扇叶片11的一个实施例。风扇叶片11包括从平台56向外延伸的翼型件45、和从平台56向内延伸的根部54。备选地，翼型件45可与转子叶片、定子静叶、和/或喷嘴组件一起使用，但不限于转子叶片、定子静叶、和/或喷嘴组件。翼型件45还可与OGV和增压器一起使用。
在示范实施例中，根部54包括使风扇叶片11能够安装于转子盘13的整体燕尾件58。翼型件45包括在翼展方向上沿跨度S从平台56处的翼型件基部49延伸至翼型件尖部47的压力侧41和吸力侧43。本文中说明的示范压力侧41和吸力侧43分别为凹形的和凸形的。翼型件45沿着在弦向隔开的前缘LE和后缘TE之间的弦C延伸。翼型件45可安装于毂部上并与毂部成整体，而非平台和盘，以形成带有整体叶片的转子(IBR)。备选地，风扇叶片11可具有任意常规形式，其带有或不带有燕尾件58或平台56。例如，风扇叶片11可以以不包括燕尾件58的整体叶盘式(blisk-type)构造与盘13整体地成形，并且平台为围绕整个整体叶盘延伸的环状。
参考图2和图3，翼型件45包括复合芯44和后缘覆层46，其构成翼型件的后缘TE。分界线59指出复合芯44和金属后缘覆层46的相交处。复合芯44由复合材料制成，大致为翼型件的形状，并且包括中央芯部63，其从前缘部48弦向地向下游延伸至复合芯44的后缘部50。后缘覆层46由比复合芯44的复合材料更坚固或者更具有延性或者更不易碎的任意适当的材料制成。
后缘覆层材料在本文中描述为金属的。另一种更不易碎且适当的覆层材料是S-玻璃，例如HS2和HS4，其为由镁铝硅酸盐制成的高强度玻璃纤维。前缘部48可或者可不由前缘覆层66覆盖，该前缘覆层66由金属或其他适当的材料制成，并且将限定翼型件45的前缘LE。
后缘覆层46包括有槽的或者波状的壁70和被设计用于减少在发动机操作期间的噪声并且因此降低翼型件45的声波特征(acoustic signature)的后缘TE。波状壁70被设计用于混合风扇尾迹以减少与下游的出口导向静叶(OGV)的尾迹相互作用。波状壁70包括波纹68，例如锯齿或者波浪72。这容许金属后缘覆层46承受由波状壁70导致的峰应变，其是空气动力学特征应力。金属后缘覆层46远比复合芯44能够承受应变。
参考图3，金属后缘覆层46结合至复合芯44的后缘部50。该结合使用例如胶膜。后缘覆层46包括压力侧翼73和吸力侧翼74，其分别结合至复合芯44的后缘部50的压力侧表面76和吸力侧表面78。波状壁70的波纹68正交于且远离压力侧表面76和吸力侧表面78延伸。因此，作为雕塑(sculptured)后缘(STE)特征的波状壁70完全由金属制成，并且与复合翼型件或者翼型件的复合部相比，更好能够抵挡在STE特征本身中达到峰值的峰应力和应变。金属后缘与基于纯材料特性评价的复合芯相比具有更高的应变能力。将金属STE特征结合于复合芯容许转移至复合芯的应力在大的区域上分散开，并且因此降低可损坏复合翼型件的局部应力和应变。带有复合芯44和金属后缘覆层46的翼型件45提供更有能力的金属材料，其提高翼型件的坚固性和提供复合材料的重量优势。
在图3中示出的金属后缘覆层46的示范实施例包括由片状金属制成的、径向或者在翼展方向上延伸的波状的压力侧后缘防护件80和吸力侧后缘防护件82。压力侧后缘防护件80和吸力侧后缘防护件82提供金属后缘覆层46的波状形状。金属覆层可被热成型成形状。压力侧后缘防护件80和吸力侧后缘防护件82分别结合于复合芯44的压力侧表面76和吸力侧表面78。压力侧后缘防护件80和吸力侧后缘防护件82的接触的压力侧部86和吸力侧部88如图所示地沿着结合线89结合在一起。
图3中图示出的压力侧后缘防护件80和吸力侧后缘防护件82具有应被空气动力学地覆盖的、面向上游或者前方的台阶90。因此，金属覆层的该部分被融合入复合芯44。图4示出了通过在复合芯44内提供小的槽口92以隐藏台阶90从而使压力侧翼73和吸力侧翼74与复合芯44相齐平的设计。备选地，如图5中图示出的，抵靠台阶90的防腐蚀涂层96可被放置于复合芯44上。
本发明以图示的方式进行了说明。应当理解的是，已使用的术语意图为本质上用于描述的词汇而非用于限定的词汇。虽然在本文中说明了被认为是本发明的优选和示范实施例的内容，但是本发明的其它更改由于本文的教导而对本领域技术人员是明显的，并且因此期望在所附权利要求中保护落入本发明的真正要旨和范围内的所有此种更改。
因此，由下列权利要求限定和区别的本发明请求专利证书保护。

Claims (12)

1. 一种燃气涡轮发动机翼型件(45)，包括：
弦向隔开的前缘和后缘(LE、TE)；
压力侧和吸力侧(41、43)，其在翼展方向上从翼型件基部(49)向外延伸至翼型件尖部(47)；
由覆层材料制成的后缘覆层(46)，其结合至由复合材料制成的复合芯(44)，其中所述覆层材料与所述复合材料相比更不易碎，
所述复合芯(44)包括中央芯部(63)，其从前缘部(48)弦向向下游延伸至所述复合芯(44)的后缘部(50)，并且
所述后缘覆层(46)包括波状壁(70)和所述后缘(TE)。
2. 如权利要求1所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括所述后缘覆层(46)的压力侧翼和吸力侧翼(73、74)，其分别结合至所述复合芯(44)的后缘部(50)的压力侧表面和吸力侧表面(76、78)。
3. 如权利要求1所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括所述波状壁(70)的波纹(68)，其正交于且远离所述压力侧表面和所述吸力侧表面(76、78)延伸。
4. 如权利要求1所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括所述金属后缘覆层(46)，所述金属后缘覆层(46)包括在翼展方向上延伸的波状压力侧后缘防护件和吸力侧后缘防护件(80、82)，其包括所述波状壁(70)的波纹(68)。
5. 如权利要求4所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括由片状金属制成的所述波状压力侧后缘防护件和所述波状吸力侧后缘防护件(80、82)。
6. 如权利要求5所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括所述后缘覆层(46)的压力侧翼和吸力侧翼(73、74)，其分别结合至所述复合芯(44)的后缘部(50)的压力侧表面和吸力侧表面(76、78)。
7. 如权利要求6所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括所述波状壁(70)的波纹(68)，其正交于且远离所述压力侧表面和所述吸力侧表面(76、78)延伸。
8. 如权利要求6所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括在所述后缘覆层(46)的压力侧翼和吸力侧翼(73、74)上的面向前方的台阶(90)、以及覆盖所述复合芯(44)并且抵靠并隐藏所述台阶(90)的防腐蚀涂层(96)。
9. 如权利要求6所述的翼型件(45)，其特征在于，还包括在所述后缘覆层(46)的压力侧翼和吸力侧翼(73、74)上的面向前方的台阶(90)、以及延伸入所述复合芯(44)并且隐藏所述台阶(90)的槽口(92)。
10. 一种燃气涡轮发动机风扇叶片(11)，包括：
翼型件(45)，其从所述叶片(11)的平台(56)向外延伸，
所述翼型件(45)在弦向隔开的前缘和后缘(LE、TE)之间延伸，
所述翼型件(45)包括压力侧和吸力侧(41、43)，其在翼展方向上从所述平台(56)处的翼型件基部(49)向外延伸至翼型件尖部(47)，
所述翼型件(45)包括由覆层材料制成的后缘覆层(46)，其结合至由复合材料制成的复合芯(44)，其中所述覆层材料与所述复合材料相比更不易碎，
所述翼型件(45)包括所述复合芯(44)，其包括从前缘部(48)弦向向下游延伸至所述复合芯(44)的后缘部(50)的中央芯部(63)，并且
所述后缘覆层(46)包括波状壁(70)和所述后缘(TE)。
11. 如权利要求10所述的叶片(11)，其特征在于，还包含从所述平台(56)向内延伸的根部(54)。
12. 如权利要求11所述的叶片(11)，其特征在于，还包括所述根部(54)，其包括整体燕尾件(58)。
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