CN105008670B - 包括多个插入件区段的混合涡轮叶片 - Google Patents

Abstract

一种包括柄部(12)部分和翼型件部分(14)的涡轮叶片(10)，以及制造方法。翼型件部分包括复合外部结构(38)，其具有形成在其中的凹口，以及设置在凹口中的至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层(46)。外部复合结构和至少一个复合区段具有第一密度。至少两个插入件区段具有小于第一质量密度的第二质量密度。复合外部结构和至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层一起限定翼型件部分，其满足前述混合涡轮叶片的所有机械负载承载要求，使得不需要发生穿过前述至少两个插入件区段的负载转移。

Description

包括多个插入件区段的混合涡轮叶片

技术领域

本公开大体上涉及涡轮机，并且更具体地涉及燃气轮机和汽轮机两者，以及由不同材料制成的插入件构成的涡轮叶片的设计。

背景技术

汽轮机包括但不限于汽轮机发电设备和船上的汽轮机推进设备。示例性汽轮机通常包含高压涡轮区段、低压涡轮区段或两者的组合，它们由蒸汽流旋转。燃气轮机包括但不限于燃气轮机发电设备和燃气轮机飞行器发动机。示例性燃气轮机通常包括核心发动机，其具有压缩进入核心发动机的空气流的高压压缩机、燃料和压缩空气的混合物在其中焚烧来生成推进气流的燃烧器，以及由推进气流旋转且由较大直径的轴连接来驱动高压压缩机的高压涡轮。典型的前风扇燃气轮机飞行器发动机增加了由较小直径的同心轴连接的低压涡轮(位于高压涡轮后方)，以驱动前风扇(位于高压压缩机的前方)，并且驱动可选的低压压缩机(位于前风扇与高压压缩机之间)。低压压缩机有时称为增压压缩机或简单地称为增压器。

在示例性汽轮机中，通常高压涡轮区段和低压涡轮区段具有各自包括附接到柄部部分的翼型件部分的汽轮机叶片。在示例性燃气轮机中，通常是风扇与高压压缩机和低压压缩机，以及涡轮具有各自包括附接到柄部部分的翼型件部分的燃气轮机叶片。转子叶片为分别附接到旋转的燃气轮机或汽轮机转子盘上的燃气轮机或汽轮机叶片。定子导叶为分别附接到非旋转的燃气轮机或汽轮机定子外壳上的燃气轮机叶片或汽轮机叶片。通常，存在交错的周向成排的沿径向向外延伸的转子叶片和沿径向向内延伸的定子导叶。当以燃气轮机构造存在时，第一排和/或最后一排定子导叶(也称为入口和出口导叶)可具有它们的也附接到非旋转燃气轮机定子外壳上的径向内端。反旋转“定子”导叶也是燃气轮机设计中已知的。常规燃气轮机和汽轮机叶片设计通常具有翼型件部分，其完全由诸如钛的金属制成，或完全由复合物制成。包括昂贵的宽翼弦中空叶片的全金属叶片重量较大，导致较低的燃料性能且需要稳健的叶片附接。

在燃气轮机飞行器应用中，没有金属前缘的较轻的全复合物叶片更容易受到飞鸟卷入事件的破坏。已知的混合叶片包括出于腐蚀和飞鸟碰撞原因而其前缘由金属保护(其中叶片其余部分由非金属涂层覆盖)的复合叶片。燃气轮机风扇叶片通常是燃气轮机飞行器发动机中的最大(并且因此最重的)的叶片，并且前风扇叶片首先受飞鸟撞击碰撞。复合叶片典型地已经用于重量是主要考虑的应用中。然而，除较高操作速度之外，在叶片损失事件期间期望减小附带破坏已经创建了甚至进一步减轻这些叶片的重量的期望。

克服该问题的现有尝试已使用了复合夹层翼型件构造，其包括由夹在碳/环氧面板之间的单个复合低密度插入芯构成的翼型件部分。尽管导致了重量轻的设计，但由这些单个重量轻的插入结构引起的应力状态由于几何应力集中和模块失配而已经显示出在飞鸟撞击情况下有问题。更具体地，单个插入件的使用被证实在静止飞鸟撞击测试下产生超过复合材料能力的层间应力。单个插入件的形状和尺寸的随后优化表明解决方案难以获得。

因此，明确需要一种改善的涡轮叶片，需要的是燃气轮机叶片，并且特别是燃气轮机风扇叶片，其重量比常规复合或混合叶片更轻，并且包括降低的几何应力集中。还需要的是一种比常规复合或混合叶片更轻的汽轮机叶片。

发明内容

现有技术的这些及其它不足通过提供混合涡轮叶片的本公开来解决。

按照实施例，提供了一种混合涡轮叶片其包括：柄部部分；以及包括外部复合结构并且具有形成在其中的凹口的翼型件部分，翼型件部分包括：具有第一密度的至少一个复合区段；各自具有小于前述第一质量密度的第二质量密度的至少两个插入件区段，至少两个插入件区段与至少一个复合区段成交错层叠关系设置，并且限定至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层，其中至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层设置在凹口中并沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过翼型件部分的显著厚度，其中至少两个插入件区段的最外层连结到外部复合结构上，并且其中前述外部复合结构、前述至少一个复合区段和前述至少两个插入件区段一起限定翼型件形状。

按照另一个实施例，提供了一种混合涡轮叶片，其包括：柄部部分；以及翼型件部分，其包括具有第一质量密度的复合外部结构和凹口，以及具有第一密度的至少一个复合区段，以及各自具有小于前述第一质量密度的第二质量密度的至少两个插入件区段，至少两个插入件区段以与至少一个复合区段成交错层叠关系设置，并且限定至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层，其中至少一个复合区段和至少两个插入件区段的前述交错叠层设置在前述凹口中并沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过翼型件的显著厚度，其中前述复合外部结构和至少一个复合区段和至少两个插入件区段的前述交错叠层一起限定翼型件形状，其中至少一个复合区段和至少两个插入件区段的前述交错叠层具有足够的刚度和尺寸稳定性来保持前述翼型件形状，并具有足够的可塑性和柔性来符合前述凹口，其中前述复合外部结构和前述至少一个复合区段包括多个复合材料层，其包括植入基质粘合剂中的纤维丝，并且其中前述至少两个插入件区段包括选自热塑性材料、热固性材料、金属、蜂窝状陶瓷、硅树脂和它们的组合组成的集合的材料。

按照又一个实施例，提供了一种制造混合涡轮叶片的方法，包括铺设多个复合材料层来形成复合外部结构的一部分，前述复合外部结构的前述部分包括凹口；以及将至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错叠层设置到前述凹口中，沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过混合涡轮叶片的显著厚度。

在参照附图阅读以下详细描述和所附权利要求时，本公开的其它目的和优点将变得显而易见。

附图说明

在参照附图阅读以下详细描述时，本公开的以上及其它特征、方面和优点将变得更好理解，附图中的相同标号贯穿附图表示相同部分，其中：

图1是根据本公开的方面构成的混合涡轮叶片的压力侧的示意性侧视图；

图2是沿图1的线2-2截取的图1的混合涡轮叶片的实施例的翼型件部分的示意性剖视图；

图3示出了按照本公开的方面构成的图2的实施例的横向剪切应力分析，其中翼型件部分的优化通过插入件末端的构造来实现；

图4是沿图1的线2-2截取的图1的混合涡轮叶片的另一个实施例的翼型件部分的示意性剖视图；

图5示出了按照本公开内容的方面构成的图4的实施例的横向剪切应力分析，其中翼型件部分的优化通过插入件末端的构造来实现；

图6是沿图1的线2-2截取的图1的混合涡轮叶片的又一个实施例的翼型件部分的示意性剖视图；

图7示出了按照本公开的方面构成的图6的实施例的横向剪切应力分析，其中翼型件部分的优化通过插入件末端的构造来实现；

图8示出了按照本公开的方面构成的混合涡轮叶片的横向剪切应力分析，其中翼型件部分的优化通过插入件计数来实现；以及

图9示出了按照本公开的方面构成的混合涡轮叶片的另一个实施例的横向剪切应力分析，其中翼型件部分的优化通过插入件计数来优化。

具体实施方式

将仅出于图示目的结合某些实施例描述本公开；然而，将理解的是，本公开的其它目的和优点将通过根据本公开的附图的以下描述变得清楚。尽管公开了优选的实施例，但它们不旨在限制。相反，本文阐明的总体原理认作是仅示出了本公开的范围，并且还将理解的是，可作出许多改变而不偏离本公开的范围。

现在参考图1，示出了按照本公开的一个实施例的混合涡轮叶片10。混合涡轮叶片10包括所描绘的柄部部分12和翼型件部分14。翼型件部分14具有设计操作温度，附接到柄部部分12上的叶片根部16、叶片末梢18、朝叶片末梢18向外且朝叶片根部16向内延伸的径向或主轴线20，以及从前缘24延伸至后缘26的切向或副轴线22。如本文中使用的，“径向轴线”20和“切向首先”22是指基准轴线，并且不是混合涡轮叶片10的物理部分。在燃气轮机应用中，设计操作温度为翼型件部分14预计在燃气轮机(未显示)的正常操作期间经历的最高温度。典型的燃气轮机和典型的汽轮机设计操作温度的示例在大体上18摄氏度到大体上几百摄氏度之间，但不限于此。图1中的介质方向箭头28大体上指出了介质方向。介质通常包括燃气轮机应用中的空气，并且通常包括汽轮机应用中的饱和蒸汽或过热蒸汽。

在混合涡轮叶片10的燃气轮机应用中，柄部部分12通常包括用于混合涡轮叶片10到转子盘(未示出)的附接的燕尾部30，以及有助于沿径向包含空气流的叶片平台32。如前文指出的，翼型件部分14限定前缘24和后缘26，其中介质方向28大体上从前缘24到后缘26。翼型件部分14还具有压力侧34和吸入侧36，其中从前缘24到后缘26的越过吸入侧36的距离通常比从前缘24到后缘26越过压力侧34的距离更长。在燃气轮机压缩机应用中，混合涡轮叶片10通常沿一个方向旋转，使得压力侧34在吸入侧36经过基准点之前经过相同的基准点。在汽轮机应用中，混合涡轮叶片10通常沿一个方向旋转，使得吸入侧34在压力侧34经过基准点之前经过相同的基准点。

翼型件部分14还包括如在图2、4和6中描绘的外部复合结构38。如在本文中使用的，“复合结构”限定为包括复合材料的一层或更多层。用语“复合材料”限定为具有植入任何(金属或非金属)基质粘合剂中的任何(金属或非金属)纤维丝的材料，在本公开的一个实施例中，外部复合结构38为离散的复合叠层的层合。复合材料包括植入基质粘合剂中的纤维丝。在示例性实施例中，复合材料包括植入环氧(即，环氧树脂)基质粘合剂中的石墨纤维丝。复合材料中用于纤维丝的其它选择包括但不限于玻璃纤维、芳纶纤维、碳纤维和硼纤维，以及它们的组合。用于基质树脂的其它选择包括但不限于双马来酰亚胺、聚酰亚胺、聚醚酰亚胺、聚醚醚酮、聚芳砜、聚醚砜和氰酸酯和它们的组合。在一个实施例中，基质粘合剂包括诸如橡胶颗粒的韧化材料。外部复合结构38具有第一质量密度，并且大体上从叶片根部16沿径向延伸至大体上叶片末梢18。外部复合结构38的第一质量密度通常在从大约1.4克每立方厘米到大约2.0克每立方厘米的范围中。

在一个实施例中，外部复合结构38沿整个前缘24和整个后缘26在叶片平台32与叶片末梢18之间翼展方向延伸。外部复合结构38在前缘24与后缘26之间弦向延伸。在示例性构造中，外部复合结构38没有表面通孔并且没有除形成在其中的凹口40之外的凹口。凹口40设置在具有第一密度的至少一个复合区段42和具有小于前述第一质量密度的第二质量密度的至少两个插入件区段44中。至少两个插入件区段44以与至少一个复合区段42成交错层叠关系设置，以形成包括层叠夹层结构的叠层46。如图2,4和6中所示，由交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44形成的叠层46沿弦向延伸并从压力侧34到吸入侧36延伸穿过翼型件区段14的显著厚度。至少两个插入件区段44中的每一个的最外层连结到外部复合结构38上。外部复合结构38、至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44在一起限定翼型件形状，其中至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44由外部复合结构38完全封闭。

在实施例中，混合涡轮叶片10的总体厚度是预定的(大体上)，由此限定翼型件部分14的复合物体积的一些部分转变成离散的插入件区段，并且更具体地，转变成至少两个插入件区段44。在实施例中，整个叠层46包括至少两个插入件区段44和至少一个复合区段42，其中至少两个插入件区段44中的每一个具有与至少一个复合区段42相同数量级的厚度。这与通常由穿过翼型件部分的厚度的一个较大插入件构成的常规夹层复合结构大不相同。在诸如在图3中的示出的实施例中，至少一个复合区段67至71中的每一个包括多个板层，并且具有与至少两个插入件区段61至66中的每一个基本相同的总体厚度。这些插入件和复合区段42,44大体上为任何厚度，并且不会与可制造混合涡轮叶片10的单个复合板层混淆。在备选实施例中，复合涡轮叶片10，并且更具体至少一个复合区段42并非由一个或更多个板层复合物(预浸料坯)制成，而是改为包括干纤维预形件和使用树脂注射转移技术注射的树脂。在此情况中，至少两个插入件区段44中的每一个的厚度为大约10到100纤维直径。在实施例中，至少两个插入件区段44中的每一个的最大厚度为大约0.25”。

在燃气轮机应用中，由交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44形成的叠层46位于混合涡轮叶片10中，使得不会牺牲飞鸟撞击阻力或混合涡轮叶片10的频率响应。交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44并入混合涡轮叶片10的标准层合和固化过程中，并且不需要除制造所需的之外的特殊工具。更具体地，在一个实施例中，至少两个插入件区段44包绕在环氧树脂膜粘合剂中，并且在板层层合期间放置进入翼型件的层叠结构中，翼型件的层叠结构包括在复合物层合期间形成至少一个复合区段42和外部复合结构38的材料。膜粘合剂和复合层叠材料在单个操作中共同固化。可能期望至少两个插入件44在材料固化之前符合翼型件形状。备选地，至少两个插入件区段44可预形成为期望形状并在固化期间放置进入复合层叠材料中。

在本公开的一个实施例中，至少两个插入件44具有低于外部复合结构28和至少一个复合区段42的第一质量密度的第二质量密度。在本公开的一个实施例中，至少两个插入件区段44包括弹性体材料、泡沫、橡胶或比形成至少一个复合区段42和外部复合结构38的围绕复合材料更轻且期望回弹性更大的其它复合材料。在一个备选实施例中，至少两个插入件区段44包括基础热塑性弹性体和重量轻的填料颗粒。重量轻的填料颗粒大体上尺寸相同，其中重量轻的填料颗粒包括多个包含空气的腔。在各个重量轻的填料颗粒中的各个腔通常具有大约10^-16立方毫米的容积。如本文使用的，用语“重量轻”限定为具有从大约0.001克/cm³到大约1.2克cm³的典型范围中的密度的材料。在本公开的一个实施例中，重量轻的填料颗粒包括聚合物颗粒，其中各个聚合物颗粒通常包括包含空气的腔，并且各个聚合物颗粒具有蜂窝状结构(不管尺寸、形状、均匀性或内容物)。这些重量轻的填料颗粒大体上均匀地分散遍及至少两个插入件区段44中的基本弹性体。在一个实施例中，至少两个插入件区段44中的重量轻的弹性体材料通过在固化之前将重量轻的填料颗粒引入基本弹性体中来制造。至少两个插入件区段44中的弹性体材料的所得密度低于纤维增强的外部复合结构38和至少一个复合区段42的密度。

在本公开的实施例中，至少两个插入件区段44被放置进入由单向或编织复合物面板和空隙板形成的包括至少一个复合区段42和外部复合结构38的复合叠层中。附加的复合层设置成覆盖至少两个插入件区段44，以产生外部复合结构38的整个型式。

在本公开的一个实施例中，由本公开制造的至少两个插入件区段44的所得的第二质量密度大体上在大约0.01克每立方厘米到大约0.9克每立方厘米的典型范围中。至少两个插入件区段44的第二质量密度低于外部复合结构28和至少一个复合区段42的第一质量密度。至少两个插入件区段44还与至少一个复合区段42进一步限定前述叠层46，其具有叠层前缘48、叠层后缘50，叠层叶片末梢边缘52(图 1)，以及叠层叶片根部边缘54(图1)。

至少两个插入件区段44中的弹性体材料的高伸长能力和低弹性模量允许机械负载高效地围绕至少两个插入件区段44而不是穿过至少两个插入件区段44来传递。在一个实施例中，至少两个插入件44中的弹性体材料具有至少大约20%的伸长能力，并且具有从大约3500kPa到大约350000kPa的范围的弹性模量。在实施例中，至少两个插入件区段44具有大于30%的断裂伸长。插入件区段材料的弹性模量和伸长能力选择成使得插入件区段材料在至少两个插入件区段44的加工期间、并且更具体是叠层46的层合期间具有低变形，以及经得起制造期间的开裂的强度。另外，插入件区段材料选择成使得插入件区段材料能够经得起低周疲劳和高周疲劳。低周疲劳通常由大约30000次启动和停机循环表示，而高周疲劳通常由大于1000000旋转循环表示。

在本公开的一个实施例中，至少两个插入件区段44形成使得它们具有足够的刚度和尺寸稳定性，以在外部复合结构38的制造期间保持翼型件形状。在本公开的一个实施例中，至少两个插入件区段44形成为以便保持足够的可塑性和柔性，使得至少两个插入件区段44符合由外部复合结构38限定的凹口40。技术人员选择插入件区段的数目和至少两个插入件区段44中的每一个的端部(当前描述)的末端。

至少两个插入件区段44连结到夹入其间的至少一个复合区段42和外部复合结构38上。连结到复合结构38上通过至少两个插入件区段44的最外侧插入件区段的材料和外部复合结构38材料之间的粘合来完成。连结的其它示例包括但不限于高压釜循环固化、粘合剂连结，以及熔接(粘合膜或浆料)。在实施例中，外部复合结构38具有第一体积，并且至少两个插入件区段44和设置在至少两个插入件区段44之间的至少一个复合区段42的组合具有第二体积。在实施例中，第二体积等于外部复合结构38的第一体积的至少大体上百分之十(??)。外部复合结构38和包括至少两个插入件区段44和至少一个复合区段42的叠层46(如图2-7中所示，在一个实施例中通常包括四个或更多的插入件区段)通常一起限定翼型件形状。

更具体参考图2至7，如图所示，低密度的至少两个插入件区段44围绕翼型件厚度的中平面成束，在该中平面处平面内弯曲负载最低。在该位置处，至少两个插入件区段44作用为减小翼型件区段14的重量，由此提高使用叶片10的系统的效率和/或性能能力。复合材料用于承载基本所有的结构负载，并在操作期间保持翼型件部分14的总体形状。

如前文指出的，至少两个插入件区段44和至少一个复合区段42的端部终止于翼型件部分14的前缘24和后缘26附近的分布、厚度和形式是设计特有的。更具体地，末端可由设计者定制来使应力集中极小化且使重量节省极大化。更具体参考图2至7，示出了优化示例，其中包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44的叠层46根据本文所述的实施例设计成具有不同的终止端部。更具体地，图2和3中示出了叠层60，其大体上类似于图1的叠层46，包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44。在该特定实施例中，叠层60包括六个插入件区段61至66，其已设置并在其间夹有五个复合区段67至71。如图所示，六个插入件区段61至66和五个复合区段67至71大体上在同一点处终止于前缘24和后缘26处。更具体地，六个插入件区段61至66和五个复合区段67至71沿弦向在前缘24与后缘26之间延伸相等的长度“L”。图3示出图2的实施例的横向剪切应力分析，其中示出的是由六个插入件区段61至66引起的弯曲下的应力集中的区域72。

现在参考图4和5，示出了叠层80，其大体上类似于图1的叠层46，包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44。在该特定实施例中，叠层80包括六个插入件区段81至86，在其间已设置并夹有五个复合区段87至91。如图所示，六个插入件区段81至86和五个复合区段87至91在不同点处终止于前缘24和后缘26处。更具体地，插入件区段83和84在前缘24与后缘26之间延伸弦向距离“L1”。插入件区段82和85在前缘24与后缘26之间延伸小于插入件区段83和84的弦向距离“L1”的弦向距离“L2”。插入件区段81和86在前缘24与后缘26之间延伸小于插入件区段82和85的弦向距离“L2”的弦向距离“L3”。图5示出了图4的实施例的横向剪切应力分析，其具有变化的插入件区段长度。更具体地，图5示出了横向剪切应力分析，其中示出的是六个插入件区段81至86引起的弯曲下的应力集中92的区域。提供终止于不同位置处的六个插入件区段81至86允许取决于负载(弯曲负载)的剪切应力的减小。

现在参考图6和7，示出了叠层100，其大体上类似于图1的叠层46，包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44。类似于关于图2至5描述的实施例，叠层100包括六个插入件区段101至106，在其间已设置并夹有五个复合区段107至111。如图所示，六个插入件区段101至106和五个复合区段107至111在不同点处终止于前缘24和后缘26。更具体地，插入件区段101和106在前缘24与后缘26之间延伸弦向距离“L1”。插入件区段102和105在前缘24与后缘26之间延伸小于插入件区段101和106的弦向距离“L1”的弦向距离“L2”。插入件区段103和104在前缘24与后缘26之间延伸小于插入件区段102和105的弦向距离“L2”的弦向距离“L3”。图7示出了图6的实施例的横向剪切应力分析，其具有变化的插入件区段长度。更具体地，图7示出了横向剪切应力分析，其中示出的是六个插入件区段101至106引起的弯曲下的应力集中112的区域。提供终止于不同位置处的六个插入件区段101至106允许取决于负载(弯曲负载)的剪切应力的减小。

如前文所指出的，叠层46(60、80、100)由插入件区段和复合区段的数目，以及各个区段的厚度确定，且为设计特有的。更具体地，叠层46(60、80、100)可由设计者定制，以使应力集中极小化且使重量节省极大化。现在参考图8和9，示出了优化示例，其中至少一个复合区段42和至少两个至少一个复合区段42的叠层46根据本文所述的实施例设计成具有不同的叠层构造。更具体地，在图8中示出的是叠层120，其大体上类似于图1的叠层46，包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44。在该特定实施例中，叠层120包括十一个插入件区段121至131，在其间已设置并夹有十个复合区段132至141。如图所示，十一个插入件区段121至131和十个复合区段132至141确定叠层120的总体厚度。图8示出了包括十一个插入件区段121至131的实施例的横向剪切应力分析，在其间已设置并夹有十个复合区段132至141，其中离散的插入件的数目出于应力降低(取决于负载)目的以减小独立插入件厚度为代价而穿过翼型件部分14的厚度“T”增加。

更具体参考图9，示出的是叠层150，其大体上类似于图1的叠层46，包括至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44。在该特定实施例中，叠层150包括五个插入件区段151至155，在其间已设置并夹有四个复合区段156至159。如图所示，五个插入件区段151至155和四个复合区段156至159确定叠层150的总体厚度。图9示出了包括五个插入件区段151至155的实施例的横向剪切应力分析，在其间已设置并夹有四个复合区段156至159，其中离散的插入件的数目出于应力降低(取决于负载)目的以增大的独立插入件厚度为代价而穿过翼型件部分14的厚度“T”减小。在实施例中，五个插入件区段151至155的插入件体积将大于总叶片体积的5%或小于其50%。

在本公开的一些实施例中，图1的翼型件部分14包括如图2、4和6中显示的防腐蚀涂层160。在本公开的一个实施例中，图2的防腐蚀涂层160设置在压力侧34的至少一部分上，并且防腐蚀涂层160设置在吸入侧36的至少一部分上。在本公开的另一个实施例中，图4的防腐蚀涂层160设置在压力侧34的至少一部分上且连结至其，并且防腐蚀涂层160设置在吸入侧36的至少一部分上且连结至其。在一个实施例中，聚氨基甲酸酯选择为用于防腐蚀涂层160的材料，这是因为聚氨基甲酸酯提供大于外部复合结构38的抗腐蚀性。

在本公开的另一个实施例中，保护性前缘涂层162设置在前缘24、压力侧34的至少一部分和吸入侧36的至少一部分上。在示例性实施例中，钛选择为用于保护性前缘涂层162的材料，这是因为钛提供大于外部复合结构38的抗腐蚀性。当钛用作保护性前缘涂层162时，钛提供高的强度与重量比。当将钛用作保护前缘涂层162时，钛还相比于其它复合结构38关于很有可能在飞行器发动机风扇叶片中经历的外物卷吸或飞鸟撞击事件提供提高的坚固性。共同转让的S Finn等人的美国专利第6,607,358号的“多构件混合涡轮叶片”(“Multi - Component Hybrid Turbine Blade”)中描述了在翼型件14上包括防腐蚀涂层、保护性前缘涂层162、保护性后缘涂层164和保护性叶片末梢边缘涂层166的示例构造，该专利通过引用将其整体并入本文中。

再次参考图1，柄部部分12通常为复合柄部部分，其适合连结或以其它方式附连到翼型件部分14。然而，金属柄部部分(适合连结或以其它方式附连到复合翼型件部分上)可用于特定的叶片设计。柄部部分12的燕尾部22可为压力(凹入)侧上的部分复合物(未示出)。备选地，燕尾部22可具有金属楔形件系统(也未示出)，以主动地捕集邻接的插入件区段，并提供金属燕尾部磨损表面。

在本公开的燃气轮机应用中，飞鸟撞击覆盖轨迹主要在沿混合涡轮叶片10的前缘24的压力侧34的区域上。在本公开的一个实施例中，外部复合结构38、包括交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44的叠层46和保护性前缘涂层132的影响区域提供屈曲和断裂阻力。在本公开的一个实施例中，相比于类似地构造的非混合涡轮叶片，混合涡轮叶片10的减小的质量具有在给定叶片转速下减小容纳结构和后叶片(未示出)上的破损叶片冲击力的总体效果。

在本公开的另一个燃气轮机应用中，包括交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44的叠层46在低于复合材料的熔点的温度下从外部复合结构38机械地或热地移除。如果其由于飞鸟撞击或外物冲击而变得受损，则这允许翼型件部分14容易修理。如果翼型件部分在外部复合结构38中被破坏，且包括交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44的破坏的叠层46将热移除，外部复合结构38被修理，并且新的交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44再插入。由于大部分此类叶片破坏是到混合涡轮叶片10的前排，所以通常翼型件部分14为燃气轮机飞行器发动机(或如果燃气涡轮发动机没有风扇，则是燃气轮机飞行器发动机压缩机)中的混合涡轮叶片10的翼型件部分。

至少两个插入件区段44作用为有助于混合涡轮叶片10的层合和高压釜固化或其它制造方法。如上文所述，在一个实施例中，至少一个复合区段42设置在至少两个插入件区段44之间，以形成包括层叠的夹层结构的叠层46。至少一个复合区段42在制造期间向至少两个插入件区段44提供附加的稳定性。形成层叠的夹层结构通常减少至少两个插入件区段44内的断裂开始，并在最终应用中允许围绕凹口40的更高效的负载转移。在实施例中，粘合层涂覆至少两个插入件区段44。粘合层还可用于通过改善至少两个插入件区段44与外部复合结构38之间的粘合来改善外部复合结构38与至少两个插入件区段44之间的连结。混合涡轮叶片10在其完全组装状态中具有包括层叠的夹层结构的叠层46，并且更具体地是设置在外部复合结构38的凹口40中的交错的至少一个复合区段42和至少两个插入件区段44，使得外部复合结构38中的包绕的复合材料层能够满足所有机械要求，由此不需要穿过插入件区段38发生负载转移。当弹性体材料用于构成至少两个插入件区段44时，弹性体材料的高可塑性和伸长能力允许外部复合结构38以来自至少两个插入件区段44的较小阻力甚至在诸如当燃气涡轮发动机卷吸外物时可能发生的严重冲击负载下变形。

用于制作本公开的混合涡轮叶片10的典型方法包括但不限于使用高压釜和压缩模制技术制造外部复合结构38和包括单独的或作为一个单元(共同固化)的层叠的夹层结构的叠层46.在本公开的一个制造方法中，包括层叠的夹层结构的叠层46预先制造。多个复合材料层层合来生成外部复合结构38的一部分，其中外部复合结构38的部分包括凹口40。至少两个插入区段44设置在凹口40中，并且包括至少一个复合区段42的附加复合材料层层合，使得设置在其间且覆盖至少两个插入件区段44的附加的复合材料层和外部复合结构38的最终期望厚度被达到，并且产生了外部复合结构38的完整型式。外部复合结构38的完整型式然后遭受将复合材料巩固和连结在一起的过程，并且该过程还将至少两个插入件区段44连结到相邻的形成至少一个复合区段41和外部复合结构38的复合材料。巩固和连结过程通常由高压釜技术执行，备选地是压缩模制技术，并且备选地是树脂模制技术。 高压釜技术、压缩模制技术和树脂模制技术仅提供为巩固和连结过程的示例，并且不隐含对本公开内容的限制。

在本公开的一个实施例中，包括层叠的夹层结构的叠层46通常由人工或机器层合来构成。如前文所提到的，在复合材料的情况中，在技术人员的技术水平内，将纤维丝模量和定向选择成保持整个翼型件部分刚度，以在离心负载和空气动力负载下减小叶片的结构弯曲。

本公开的若干实施例的前述描述已经出于图示的目的而呈现。尽管已经详细描述和示出了本公开，但应清楚理解的是，本公开仅意图通过图示和实例的方式，而不通过限制的方式取得。明显的是，鉴于以上教导，本公开的许多修改和变型是可能的。因此，本公开的精神和范围将仅由所附权利要求的用语限制。

Claims (20)

1.一种混合涡轮叶片，包括：

柄部部分；以及

翼型件部分，其包括外部复合结构并具有形成在其中的凹口，所述翼型件部分包括：

至少一个复合区段，其具有第一密度；

至少两个插入件区段，其各自具有小于所述第一质量密度的第二质量密度，所述至少两个插入件区段以与所述至少一个复合区段成交错层叠关系设置，并限定所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的交错层叠叠层，

其中所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的交错层叠叠层设置在所述凹口中，并且沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过所述翼型件部分的显著厚度，

其中所述至少两个插入件区段的最外层连结到所述外部复合结构，以及

其中所述外部复合结构、所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的交错层叠叠层一起限定翼型件形状。

2.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述至少两个插入件区段具有足够的刚度和尺寸稳定性来保持所述翼型件形状，并且其中所述至少两个插入件区段具有足够的可塑性和柔性来符合所述凹口。

3.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述至少一个复合区段包括多个复合材料层，其包括植入基质粘合剂中的纤维丝。

4.根据权利要求3所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述至少一个复合区段包括植入环氧树脂基质粘合剂中的石墨纤维。

5.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于：

所述翼型件部分具有设计操作温度，并且还包括附接到所述柄部部分的叶片根部、叶片末梢，以及朝所述叶片末梢向外延伸且朝所述叶片根部向内延伸的径向轴线，并且其中所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的交错层叠叠层从所述叶片根部延伸至所述叶片末梢。

6.根据权利要求5所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述至少两个插入件区段在所述设计操作温度下保持尺寸稳定性。

7.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，还包括设置在所述外部复合结构的压力侧的至少一部分和吸入侧的至少一部分上且连结到它们的防腐蚀涂层。

8.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述第一质量密度具有从1.4克每立方厘米到2.0克每立方厘米的范围。

9.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述第二质量密度具有从0.01克每立方厘米到0.9克每立方厘米的范围。

10.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述复合外部结构具有第一体积，并且所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层具有第二体积，并且其中所述第二体积具有对应于所述第一体积的至少百分之十的值。

11.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述至少一个复合区段的厚度为所述至少两个插入件区段中的每一个的厚度的数量级。

12.根据权利要求1所述的混合涡轮叶片，其特征在于，各个所述至少两个插入件区段中的插入件末端构造成提供翼型件部分优化。

13.一种混合涡轮叶片，包括：

柄部部分；以及

翼型件部分，其包括具有第一质量密度的复合外部结构和凹口，以及具有第一密度的至少一个复合区段，以及具有小于所述第一质量密度的第二质量密度的至少两个插入件区段，所述至少两个插入件区段以与所述至少一个复合区段成交错层叠关系设置，并限定所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的交错层叠叠层，

其中所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层设置在所述凹口中，并且沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过所述翼型件部分的显著厚度，

其中所述复合外部结构和所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层一起限定翼型件形状，其中所述至少一个复合区段和所述至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层具有足够的刚度和尺寸稳定性来保持所述翼型件形状，并且具有足够的可塑性和柔性来符合所述凹口，

其中所述复合外部结构和所述至少一个复合区段包括多个复合材料层，其包括植入基质粘合剂中的纤维丝，以及

其中所述至少两个插入件区段包括选自热塑性材料、热固性材料、金属、蜂窝状陶瓷、硅树脂和它们的组合组成的集合的材料。

14.根据权利要求13所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述第一质量密度具有从1.4克每立方厘米到2.0克每立方厘米的范围。

15.根据权利要求13所述的混合涡轮叶片，其特征在于，所述第二质量密度具有从0.01克每立方厘米到0.9克每立方厘米的范围。

16.一种制造混合涡轮叶片的方法，包括：

层合多个复合材料层来形成复合外部结构的一部分，所述复合外部结构的所述部分包括凹口；以及

将至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错层叠叠层设置在所述凹口中，沿弦向、翼展方向延伸且延伸穿过所述混合涡轮叶片的显著厚度。

17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，还包括：

层合附加的复合区段和附加的插入件区段，以便实现至少一个复合区段和至少两个插入件区段的交错层叠叠层的最终期望厚度；以及

巩固和连结至少一个复合区段和至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层和所述复合外部结构的完整型式。

18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，至少一个复合区段和至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层和所述复合外部结构的完整型式的所述巩固和连结包括使用高压釜技术、压缩模制技术和树脂模制技术中的至少一种。

19.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，还包括在将所述交错层叠叠层设置在所述凹口中之前预先制造至少一个复合区段和至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层的步骤。

20.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，至少一个复合区段和至少两个插入件区段的所述交错层叠叠层的完整型式满足所述混合涡轮叶片的所有机械负载承载要求，使得不需要发生穿过所述至少两个插入件区段的负载转移。