CN107109948A - 具有熔合架构的复合材料翼型件 - Google Patents

Abstract

提供了一种用于控制翼型件材料损失的方法。在另一方面中，提供了一种翼型件材料损失控制结构。这种结构包括至少一个熔合区(102)，在受到外来物冲击期间，至少一个熔合区先于周围结构而失效。在另一方面中，提供了一种旋转机械。这种旋转机械包括涵道风扇燃气涡轮发动机(10)，该涵道风扇燃气涡轮发动机包括具有至少一个熔合区(102)的复合材料翼型件(100)。

Description

具有熔合架构的复合材料翼型件

关于联邦政府资助研究的声明

无。

相关申请的交叉引用

本申请要求于2015年1月13日提交的、Kray等人的题目为“具有熔合架构的复合材料翼型件”的美国临时专利申请第62/102,910号的优先权，其公开内容通过参引并入本文。

技术领域

本公开内容的领域总体上涉及旋转机械，并且更特别地，涉及与旋转机械一起使用的翼型件。本实施例总体上涉及用于在安装在飞行器上的燃气涡轮发动机的风扇模块中使用的翼型件。更具体地，本翼型件的实施例涉及、但不限于、复合材料翼型件，其在以较高速度旋转的同时减轻了各种不利的环境影响。

背景技术

至少一些已知的旋转机械、诸如用于飞行器推进器的燃气涡轮发动机、包括连接至转子的多个旋转的翼型件，多个旋转翼型件作为风扇模块的一部分并向下游引导空气。这些翼型件具有对发动机摄入的外来物碎片的一定的完整性，但外来物的摄入仍然能够导致释放旋转的翼型件的部分，这产生了不期望的转子失衡并且因此可以进行改进。

发明内容

在一个方面中，提供了一种用于控制翼型件材料损失的方法。在另一方面中，提供了一种翼型件材料损失控制结构。这种结构包括至少一个熔合区(fuse zone)，在受到外来物冲击期间，至少一个熔合区先于周围结构而失效。在另一方面中，提供了一种旋转机械。这种旋转机械包括涵道风扇燃气涡轮发动机，该涵道风扇燃气涡轮发动机包括具有至少一个熔合区的复合材料翼型件。

本发明旨在以简化的方式介绍一些概念，这些概念在下面的具体实施方式部分中进一步描述。这个发明内容部分并非意在确定要求保护的主题的关键特征或必要特征，也并非意在被用于限制要求保护的主题的范围。上面概述的所有特征可被理解为仅是示例性的并且可从本文的公开内容中收集到结构和方法的更多的特征和目的。在下文的对附图中示出的、随附权利要求中限定的本发明的不同实施例的书面说明中提供了本发明的特征、细节、功用和优点的更全面的描述。因此，在没有进一步阅读全部说明书、权利要求书和在此包括的附图的情况下，本发明内容部分的非限制性解释可被理解。

附图说明

这些实施例的上述及其它特征和优点、以及实现它们的方式将变得更加明显并且通过结合附图参照下文的说明将更好地理解实施例，在附图中：

图1是涵道风扇燃气涡轮发动机的侧视截面图；

图2、图3、图4和图5是涵道风扇发动机在翼型件部分的释放期间的相应的时间序列主视图；

图6是复合材料翼型件的叠层取向；

图7是本发明的复合材料翼型件的示例性叠层取向；以及

图8是复合材料翼型件的示例性实施例的立体图。

具体实施方式

将会理解，本申请中所描绘的实施例并不限于在以下说明中阐述的或在附图中示出的部件的构造和布置的细节。所描绘的实施例能够是其它实施例并且能够以不同的方式被实践或被执行。每个示例均作为说明而不是作为对所公开的实施例的限制被提供。事实上，对本领域的技术人员而言显然的是能够在这些实施例中做出不同的变型和改型而不偏离本公开内容的范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分而示出或说明的特征能够与另一实施例一起使用以产生又一实施例。因而，意在使本公开内容覆盖落入随附权利要求及其等价权利要求的范围内的这些变型和改型。

同样，将会理解，本文中使用的名词和术语是出于说明的目的并且不应当被认为是限制性的。本文中使用“包含”、“包括”或“具有”及其变型意味着包括其后所列出的项目及其等同项目以及附加的项目。除非另有限制，本文中的术语“连接”、“联接”和“安装”及其变型被广义地使用并且包括直接或间接的连接、联接和安装。此外，术语“连接”和“联接”及其变型并不局限于物理的或机械的连接或联接。

本文中使用的术语“轴向”或“轴向地”指代沿发动机的纵向轴线的维度。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“前部”指代在朝向发动机入口的方向上移动，或与其它部件相比相对更靠近发动机入口的部件。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“后部”指代在朝向发动机喷嘴的方向上移动，或与其它部件相比相对更靠近发动机喷嘴的部件。

本文中使用的术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中央纵向轴线与发动机外周之间延伸的维度。本身独立使用或与术语“径向”或“径向地”结合使用的术语“近端”或“近端地”指代在朝向中央纵向轴线的方向上移动，或与其它部件相比相对更靠近中央纵向轴线的部件。本身独立使用或与术语“径向”或“径向地”结合使用的术语“远端”或“远端地”指代在朝向发动机外周的方向上移动，或与其它部件相比相对更靠近发动机外周的部件。

本文中使用的术语“横向”或“横向地”指代垂直于轴向维度和径向维度二者的维度。

所有的方向性的关系(例如、径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖向、水平、顺时针、逆时针)仅用于识别的目的以帮助读者理解本发明，并不产生限制、特别是不对本发明的位置、取向、或用途产生限制。连接关系(例如、附接、联接、连接、或连结)可以做广义的解释，并且、除非另有指示、可包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。因此，连接关系并不必然推断出两个元件直接连接并呈相对彼此固定的关系。示例性的附图仅是为了进行说明，并且在下文所附的附图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对的大小可以改变。

翼型件具有对来自鸟类、碎片以及发动机摄入的其它物品的外来物损害的一定的完整性(integrity)。然而，外来物的摄入可导致翼型件的多个部分的释放并且可在保持并驱动翼型件的转子上引起失衡。这种转子的失衡可以是用于发动机支柱、支座及轴承的构造和重量的主要标准。目前的发动机可使用两倍的风扇叶片质量评估并设定用于这种转子失衡的标准，这意味着发动机部件可被定大小并被构建为承受等同于当两个风扇叶片围绕翼型件内部流动路径释放时出现的失衡的转子失衡。两风扇叶片失衡标准的降低将会导致支承结构、支座和轴承的重量减轻。重量减小可通过允许在发动机的其它区域中附加重量而允许飞行器承载用于更长的路程或增加的鲁棒性的更多的燃料。通过控制或最小化复合材料翼型件材料损失，减小这种失衡标准以及由此导致的益处可以是可能的。

根据本发明的复合材料翼型件允许这些益处并且在下文对该复合材料翼型件进行了详细的说明。在图示的简要说明、本自然段及下文中使用的术语“翼型件”被理解为包括、但不限于、风扇叶片和轮叶并且术语“复合材料”被理解为包括、但不限于、增强聚合物基复合材料，包括热固性或热塑性的基体和增强材料，增强材料包括、但不限于、具有任何长度、大小或取向的玻璃、石墨、芳纶或有机纤维或这些增强材料的组合，并且进一步被理解为包括、但不限于、通过注射成型、树脂转移成型、预浸带叠层(手工或自动)、拉挤成型、或用于制造增强聚合物基复合材料结构的任何其它合适的方法或这些制造方法的组合而制造。附加地，“复合材料”被理解为包括、但不限于、增强聚合物基复合材料与金属结合的混杂复合材料或不只一种增强聚合物基复合材料的组合或不只一种金属的组合。

复合材料翼型件可包括用于控制翼型件材料损失的方法。示例性翼型件材料损失控制结构可包括、但不限于、一个或多个熔合区，其在受到外来物的冲击期间控制翼型件的可能因先于与熔合区相邻的翼型件区域失效而被损失或被释放的部分。非限制性示例性熔合区可按弦向方向、或沿翼型件的弦长、或沿翼型件的弦长的任何部分延伸，或者可沿翼型件的径向长度、或翼展或翼型件的径向长度、或翼展的任意部分分布。从根部向径向远端测量的熔合区的非限制性的、示例性的径向位置可包括、但不限于、从翼展的约50％处至翼展的约90％处，另一非限制性的、示例性的径向位置可包括从翼展的约65％处至翼展的约80％处，又一非限制性的、示例性的径向位置可包括从翼展的约70％处至翼展的约75％处。附加地，一些非限制性的实施例可具有径向上位于熔合区上方或下方的过渡区。熔合区和过渡区的非限制性的、示例性的径向大小的范围从翼展的约70％到翼展的约75％，熔合区和过渡区的其它非限制性的、示例性的径向大小的范围从翼展的约60％到翼展的约80％。

一些复合材料翼型件可通过径向层片和弦向层片构建。径向层片(chordwiseplies)可被集中在翼型件的部段中心或质心以承载在操作转子速度下施加在翼型件上的离心载荷。同样，弦向层片(radial plies)可被集中在翼型件的部段的外部上并且可适于冲击韧性、固有频率以及尖端摩擦鲁棒性。复合材料翼型件部段的强度的一种已知量度是块体强度，其说明穿过复合材料厚度的层片取向(例如径向取向或弦向取向)的变化。熔合区的非限制性实施例可使该块体强度降低约5％至约10％，熔合区的另一非限制性实施例可使该块体强度降低约2％至约15％。对于给定的复合材料翼型件部段，块体强度的这种降低可通过在熔合区将径向层片替换为弦向层片而实现。

平衡包含离心载荷、冲击韧性、固有频率和尖端摩擦鲁棒性的上述因素可能还需要从常规层片取向到熔合区的示例性实施例的取向的逐渐改变。过渡区可提供这种逐渐改变，并且对于给定的复合材料翼型件部段而言，这种块体强度的降低可通过在过渡区将径向层片替换为弦向层片而再次实现。过渡区的非限制性实施例可使该块体强度降低约5％至约10％，过渡区的另一非限制性实施例可使该块体强度降低约2％至约15％。

示例性复合材料翼型件元件的任意组合可适合用于控制翼型件材料损失，其中，示例性复合材料翼型件元件的任意组合包括、但不限于、熔合区、过渡区以及常规层片取向区域，包括任意示例性元件的位置、材料、制备、形状、大小、部段的性质和长度性质的所有变型。

首先参照图1，其示出了涵道风扇燃气涡轮发动机10的示意性侧视截面图，涵道风扇燃气涡轮发动机10包括沿发动机轴线32定位的风扇模块12和核心发动机14。风扇模块12包括风扇壳体16，风扇壳体16包围从转子20向径向远端延伸并联接至转子20的风扇翼型件18的阵列。核心发动机14包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮机26。低压涡轮机28驱动风扇叶片18。可选地，减速装置34可联接于低压涡轮机28与转子20之间以使风扇转子20的转速减小至低于低压涡轮机28的转速。可选的减速装置34可以是星型构型或行星构型的行星齿轮箱、复合齿轮箱或用以在低压涡轮机28与转子20之间实现减速的其它齿轮传动布置。

运行时，空气穿过发动机10的空气入口30进入并移动穿过至少一个压缩级，在该压缩级中，空气压力可被增加并被引向燃烧器24。压缩的空气与燃料混合并燃烧进而提供热燃烧气体，热燃烧气体离开燃烧器24流向高压涡轮机26和低压涡轮机28。在高压涡轮机26和低压涡轮机28处，能量从热燃烧气体中被提取进而引起涡轮机翼型件的旋转，涡轮机翼型件的旋转又分别引起高压压缩机22和风扇翼型件18的轴绕发动机轴线32的旋转。关于本文所述的实施例，风扇叶片18代表复合材料翼型件100在风扇模块12和涵道风扇发动机10内的位置。

现参照图2、图3、图4和图5，其描述了风扇模块12内侧的事件的时间分段图，风扇模块12可在常规风扇翼型件18可能受到外来物的冲击之后展开，外来物的冲击可能引起风扇叶片18的释放。涵道风扇发动机10的这个主视图使用风扇叶片18和风扇壳体16组成的级。再次参照图2、图3、图4和图5，每一者均示出了二十个风扇叶片18和风扇壳体16并且均代表发动机10在叶片18的一部分释放期间的时间序列。图2至图5中每一幅图中的叶片18中的一个叶片18以字母R标识，将其指定为释放叶片，而另一个叶片18以字母T标识，将其指定为后部叶片。在图2中，所有风扇叶片18都处于原始状态，因为它们没有收到外来物的冲击。在图3中，释放叶片受到外来物的冲击并且被分离成两件。移至图4，释放叶片的自由部分将要冲击后部叶片。最终，在图5中，后部叶片因释放叶片的自由部分的冲击而被分离成两件，其中，为了清楚，释放叶片的自由部分被移去。如上所述，由于发动机10中的风扇叶片18的较高转速，释放叶片的自由部分的大小的任何减小也使转子20将会经历的失衡以及最终转子支承结构(支柱、壳体、轴承)将会承载的失衡减小。同样如上所示，释放的部分的大小可通过引入翼型件材料损失控制结构而控制，非限制性示例是具有减小的块体强度的熔合区。这种减小的块体强度可通过修改占主导地位的层片叠层取向而实现。

图6描绘了常规叠层取向40的示例，其具有十个层片，编号为41C、42C、43R、44C、45R、46R、47C、48R、49C和50C。图3中的坐标轴以每个层片的指示占主导地位的增强取向的字母字符描述叠层的局部径向方向和弦向方向，例如，45R是径向层片而50C是弦向层片。这种常规叠层取向40具有集中在部段中心的径向层片，45R和46R，在部段中心的附近具有附加的径向层片43R和48R。参见图7，非限制性的、示例性的叠层取向60也具有十个层片，但现被描述为61C、62C、63C、64C、65R、66R、67C、68C、69C和70C。为了降低部段的块体强度，常规叠层40的两个径向层片、43R和48R，被替换为两个弦向层片43C和48C。这种替换使复合材料在径向方向上减弱，因为复合材料的减小的体积具有沿径向方向取向的增强。

现考虑图8，复合材料翼型件的示例性实施例的立体图，其具有根部70、尖端72、前缘74以及后缘76，其中，复合材料叶片100的翼展78从根部70至尖端72径向地分布，并且轴向弦80从前缘74到后缘76向后分布。在这个示例性非限制性实施例中，复合材料叶片100具有一个熔合区102和两个可选的过渡区104和106。这个示例性的、非限制性熔合区102可在翼展的70％左右处定位并且可由两个过渡区104和106径向地围住。熔合区102的径向大小和可选的过渡区102和104的每一者的径向大小可以为翼展长度的约5％。

复合材料翼型件100的前述非限制性的示例性实施例可在旋转机械中被利用，包括、但不限于、涵道风扇、开放式转子和涡轮螺旋桨式燃气涡轮发动机，以及分布式或远程的推进器、风扇模块和风扇系统。

可在旋转机械中被利用的示例性的、非限制性的复合材料翼型件100的数量的范围可从8个翼型件到约24个翼型件，其它示例性非限制性复合材料翼型件100的数量的范围可从约14个翼型件到约20个翼型件，并且附加的示例性的、非限制性的翼型件100的数量的范围可从约16个翼型件到约18个翼型件。复合材料翼型件100的这些非限制性的、示例性实施例的翼展78的长度的范围可从约20英寸到约90英寸，其它示例性的、非限制性的翼展78的长度的范围可从约40英寸到约70英寸，并且附加的示例性的、非限制性的翼展78的长度的范围可从约50英寸到约70英寸。复合材料翼型件100的这些非限制性的、示例性实施例的弦80的长度的范围可从约5英寸到约40英寸，其它示例性的、非限制性的弦80的长度的范围可从约10英寸到约30英寸，并且附加的示例性的、非限制性的弦80的长度的范围可从约12英寸到约24英寸。

本书面说明使用示例来公开本发明，包括其最优选的实施例，也使用示例来使本领域任何技术人员都能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统以及执行任何所包含的方法。本发明的可授予专利权的范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它示例。如果这些其它示例具有与权利要求的字面语言并无不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的字面语言具有非实质性差异的等效结构元件，那么这些其它示例意在落入权利要求的范围内。所述的不同实施例的各方面、以及每个方面的其它已知的等效方面可由本领域技术人员进行混合和搭配以构造根据本申请的原理的附加的实施例和教示。

Claims (20)

1.一种旋转机械，所述旋转机械包括：

复合材料翼型件(100)，所述复合材料翼型件具有材料损失控制结构。

2.根据权利要求1所述的旋转机械，其特征在于，所述翼型件材料损失控制结构是复合材料。

3.根据权利要求1所述的旋转机械，其特征在于，所述翼型件材料损失控制结构是熔合部。

4.根据权利要求3所述的旋转机械，其特征在于，所述熔合部进一步包括熔合区(102)。

5.根据权利要求4所述的旋转机械，其特征在于，所述熔合部进一步包括过渡区(106)。

6.根据权利要求4所述的旋转机械，其特征在于，所述复合材料翼型件具有根部(70)、尖端(72)、前缘(74)和后缘(76)，其中，翼展(78)从所述根部(70)到所述尖端(72)径向地分布，并且弦(80)从所述前缘(74)到所述后缘(76)地分布，所述熔合区位于所述翼展(78)的约50％处与所述翼展(78)的约90％处之间。

7.根据权利要求4所述的旋转机械，其特征在于，所述复合材料翼型件(100)构造为在选自由以下机械组成的组的机械中运行，即，涵道燃气涡轮发动机、开放式转子燃气涡轮发动机、涡轮螺旋桨式燃气涡轮发动机、分布式推进器、远程推进器和风扇模块。

8.根据权利要求4所述的旋转机械，进一步包括减速装置，所述减速装置联接于低压涡轮机与转子之间。

9.根据权利要求4所述的旋转机械，进一步包括约8个到约24个的复合材料翼型件。

10.一种复合材料翼型件，所述复合材料翼型件包括：

根部(70)、尖端(72)、前缘(74)和后缘(76)，其中，翼展(78)从所述根部(70)到所述尖端(72)径向地分布，并且弦(80)从所述前缘(74)到所述后缘(76)地分布，并具有复合材料熔合部。

11.根据权利要求10所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述复合材料熔合部进一步包括熔合区(102)。

12.根据权利要求11所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述复合材料熔合部进一步包括过渡区(106)。

13.根据权利要求11所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述熔合区(102)位于所述翼展(78)的约50％处于所述翼展(78)的约90％处之间。

14.根据权利要求11所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述熔合区(102)沿所述翼展(78)的约5％分布。

15.根据权利要求12所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述过渡区(106)沿所述翼展(78)的约5％分布。

16.根据权利要求12所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述过渡区(106)位于所述熔合区(102)的径向上方或径向下方。

17.根据权利要求10所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述翼展(78)为约20英寸至约90英寸。

18.根据权利要求10所述的复合材料翼型件，其特征在于，所述弦(80)为约5英寸至约40英寸。

19.根据权利要求10所述的复合材料翼型件，进一步包括占主导地位的层片叠层取向和块体强度，所述复合材料熔合部进一步包括经由修改所述占主导地位的层片叠层取向而使所述块体强度降低约2％至约15％。

20.根据权利要求10所述的复合材料翼型件，进一步包括占主导地位的层片叠层取向和块体强度，所述复合材料熔合部进一步包括经由修改所述占主导地位的层片叠层取向而使所述块体强度降低约2％至约15％。