CN107201918A - 具有前缘元件的翼型件组件 - Google Patents

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CN107201918A
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T.H.伍德
D-J.沈
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Abstract

翼型件(102)组件包括复合物本体(111)，其具有安装缘(110)和后缘(106)，后缘(106)固定到前缘元件(104，204，304)上，从而限定具有弦(114)和中弧线(116)变化两者的3‑D前缘几何结构(112)。

Description

具有前缘元件的翼型件组件
技术领域
本发明涉及具有前缘元件的翼型件组件。
背景技术
涡轮发动机且特别是燃气涡轮发动机或内燃涡轮发动机为旋转发动机，其从燃烧气体流中抽取能量，燃烧气体流穿过具有多个叶片的风扇，然后通过一系列压缩机级(这包括成对的旋转叶片和静态导叶)进入发动机，通过燃烧器，且然后通过一系列涡轮级(这包括成对的旋转叶片和静态导叶)。在压缩机级中，叶片由从转子突伸的柱支承，而导叶安装在定子盘上。
在运行期间，空气在压缩机加压且在燃烧器中与燃料混合，以产生热的燃烧气体，热的燃烧气体向下游流过涡轮级。由于燃烧气体流路径的极高的温度和运行参数的原因，在涡轮和压缩机两者中的定子导叶和旋转叶片可由于极高的机械和热负载而受到高的应力。导叶和叶片以及其它发动机构件必须能够处理这些应力。复合物翼型件现在普遍用于导叶和叶片，以处理热应力，同时降低重量，以便增加效率。
另外，复合物翼型件可形成来接收金属前缘元件，金属前缘元件被制造来降低空气流中的上游阵流或偶然经过翼型件的异物的影响。翼型件必须能够承受不稳定的压力和来自阵流的噪声，以及来自异物的冲击，特别是导叶/叶片的前缘。
发明内容
在一个方面，本发明的实施例涉及一种翼型件组件，其包括：本体，本体具有安装缘和后缘；以及前缘元件，前缘元件固定到安装缘且限定3-D前缘几何结构，3-D前缘几何结构具有弦和中弧线变化两者。
在另一方面，本发明的实施例涉及一种翼型件，其包括：前缘元件，前缘元件具有3-D前缘几何结构，3-D前缘几何结构在弦和中弧线两者方面具有变化；后缘元件；以及连接件，其将前缘元件固定到后缘元件。
在另一个方面，本发明的实施例涉及一种形成翼型件的方法，包括将前缘元件固定到后缘元件，前缘元件具有3-D前缘几何结构，3-D前缘几何结构具有弦和中弧线变化两者。
技术方案1. 一种翼型件组件，包括：
本体，其具有安装缘和后缘；以及
前缘元件，其固定到所述安装缘上且限定具有弦和中弧线变化两者的3-D前缘几何结构。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述本体包括复合物本体。
技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述前缘元件包括机加工成所述3-D前缘几何结构的金属元件。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述3-D前缘几何结构包括多个起伏部。
技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件组件，其特征在于，所述起伏部在平面图中为不对称的。
技术方案6. 根据技术方案4所述的翼型件组件，其特征在于，所述起伏部在平面图中限定多个波形突出部。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括连接件，其固定所述安装缘和所述前缘元件。
技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件组件，其特征在于，所述连接件包括在所述安装缘或所述前缘元件中的一个内的凹陷和延伸自所述安装缘和所述前缘元件中的另一个的突出部，所述突出部接收在所述凹陷内。
技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件组件，其特征在于，进一步包括将所述突出部结合在所述凹陷内。
技术方案10. 根据技术方案9所述的翼型件组件，其特征在于，所述突出部延伸自所述本体，且所述凹陷形成在所述前缘元件内。
技术方案11. 根据技术方案10所述的翼型件组件，其特征在于，所述凹陷沿着所述前缘元件的后缘形成。
技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，叶片组件为用于出口导叶的叶片组件。
技术方案13. 一种翼型件，包括：
前缘元件，其具有3-D前缘几何结构，所述3-D前缘几何结构在弦和中弧线两者方面具有变化；
后缘元件；以及
连接件，其将所述前缘元件固定到所述后缘元件上。
技术方案14. 根据技术方案13所述的翼型件，其特征在于，所述前缘元件和后缘元件由不同的材料制成。
技术方案15. 根据技术方案14所述的翼型件，其特征在于，所述前缘元件为金属。
技术方案16. 根据技术方案15所述的翼型件，其特征在于，所述后缘元件为复合物。
技术方案17. 根据技术方案13所述的翼型件，其特征在于，所述3-D前缘几何结构包括多个起伏部。
技术方案18. 根据技术方案17所述的翼型件，其特征在于，所述起伏部在平面图中为不对称的。
技术方案19. 根据技术方案17所述的翼型件，其特征在于，所述起伏部在平面图中限定波的形状。
技术方案20. 根据技术方案13所述的翼型件，其特征在于，所述连接件包括在所述后缘元件或所述前缘元件中的一个内的凹陷和延伸自所述后缘元件和所述前缘元件中的另一个的突出部，所述突出部接收在所述凹陷内。
技术方案21. 根据技术方案20所述的翼型件，其特征在于，进一步包括将所述突出部结合在所述凹陷内。
技术方案22. 根据技术方案21所述的翼型件，其特征在于，所述突出部延伸自所述后缘元件，且所述凹陷形成在所述前缘元件内。
技术方案23. 根据技术方案22所述的翼型件，其特征在于，所述凹陷沿着所述前缘元件的后缘形成。
技术方案24. 一种形成翼型件的方法，包括将前缘元件固定到后缘元件上，所述固定前缘元件具有3-D前缘几何结构，所述3-D前缘几何结构具有弦和中弧线变化两者。
技术方案25. 根据技术方案24所述的方法，其特征在于，所述固定包括以机械的方式将所述前缘和后缘元件固定在一起。
技术方案26. 根据技术方案25所述的方法，其特征在于，所述固定包括将所述前缘和后缘元件结合在一起。
附图说明
在图中：
图1为根据第一实施例的用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2为导叶节段的透视图。
图3为图2的导叶节段的分解横截面图。
图4为图2的导叶节段的横截面图。
图5为图2的导叶节段的第二实施例的分解横截面图。
图6为图2的导叶节段的第三实施例的分解横截面图。
部件列表：
10发动机
12中心线
14前
16后
18风扇区段
20风扇
22压缩机区段
24LP压缩机
26HP压缩机
28燃烧区段
30燃烧器
32涡轮区段
34HP涡轮
36LP涡轮
38排气区段
40风扇壳
42风扇叶片
44核心
46核心壳
48HP轴杆
50LP轴杆
51转子
52HP压缩机级
53盘
54HP压缩机级
56LP压缩机叶片
58HP压缩机叶片
60LP压缩机导叶
61盘
62HP压缩机导叶
63定子
64HP涡轮级
66LP涡轮级
68HP涡轮叶片
70LP涡轮叶片
71盘
72HP涡轮导叶
73盘
74LP涡轮导叶
76加压环境空气
77放气空气
78空气流
80出口导叶组件
82翼型件导叶
84风扇排气侧
100翼型件组件
102翼型件
104前缘元件
105前缘
106后缘
107压力侧
108后缘元件
109吸力侧
110安装缘
111本体
112几何结构
114弦
115最高部
116中弧线
118起伏部
120连接件
122凹陷
123后缘
124突出部
126末梢
128端部
204前缘元件
208后缘元件
222T-形凹陷
228T-形端部
304前缘元件
308后缘元件
322通道
324突出部。
具体实施方式
描述的实施例涉及用于制造诸如(但不限于)用于旋转装置中的翼型件的设备和方法。本文描述的实施例不是限制性的，而是相反，仅为示例性的。应当理解，公开的实施例可应用于任何类型的翼型件或气动表面，诸如但不限于，风扇叶片、转子叶片、定子导叶、涵道式风扇叶片、无涵道式风扇叶片、支柱、导叶、机舱入口、开式转子推进系统、风力涡轮叶片、推进器叶轮、扩散器导叶以及/或者返回通道导叶。更具体而言，公开的实施例可应用于任何翼型件或气动表面。
描述的本发明的实施例涉及与引导涡轮发动机中的空气流有关的系统、方法和其它装置。为了示出的目的，将关于飞机燃气涡轮发动机来描述本发明。但是，要理解，本发明不受此限制，而是可一般地应用于非飞机应用中，诸如其它移动应用和非移动工业、商业和民用应用。燃气涡轮发动机一直用于陆地和海上移动和发电，但是最普遍地用于航空应用，诸如用于飞机，包括直升飞机。在飞机中，燃气涡轮发动机用于推进飞机。本发明可应用于所有这些应用中。
图1为飞机的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有大体纵向延伸的轴线或中心线12，其从前14延伸到后16。发动机10包括处于下游串行流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32以及排气区段38。
风扇区段18包括风扇壳40，其包围风扇20。风扇20包括多个风扇叶片42，其沿径向围绕中心线12设置。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44被核心壳46包围，核心壳46可与风扇壳40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或轴杆48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在较大直径的环形HP轴杆48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置的LP轴或轴杆50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。
LP压缩机24和HP压缩机26相应地包括多个压缩机级52, 54，其中，一组压缩机叶片56, 58相对于对应的一组静态压缩机导叶60, 62(也称为喷嘴)旋转，以对穿过级的流体流进行压缩或加压。在单个压缩机级52, 54中，多个压缩机叶片56, 58可设置成环且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢，而对应的静态压缩机导叶60, 62定位在旋转叶片56, 58上游和附近。要注意，选择图1中显示的叶片、导叶和压缩机级的数量，仅是为了示出的目的，并且其它数量是可行的。
压缩机的级的叶片56, 58可安装到盘59上，盘安装到HP和LP轴杆48, 50中的对应的一个上，各个级具有其自己的盘59, 61。压缩机的级的导叶60, 62可以周向布置安装到核心壳46上。
HP涡轮34和LP涡轮36相应地包括多个涡轮级64, 66，其中，一组涡轮叶片68, 70相对于对应的一组静态涡轮导叶72, 74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64, 66中，多个涡轮导叶72, 74可设置成环，且可相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的旋转叶片68, 70定位在静态涡轮导叶72, 74下游和附近，且可相对于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸到叶片末梢。要注意，选择图1中显示的叶片、导叶和涡轮级的数量，仅是为了示出目的，并且其它数量是可行的。
涡轮的级的叶片68, 70可安装在盘71上，盘安装在HP和LP轴杆48, 50中的对应的一个上，各个级具有其自己的盘71, 73。压缩机的级的导叶72, 74可以周向布置安装在核心壳46上。
发动机10的安装在轴杆48, 50中的一者或两者上且随之旋转的部分也单独或共同地称为转子53。发动机10的包括安装到核心壳46上的部分上的静态部分也单独或共同地称为定子63。
在运行中，离开风扇区段18的空气流被分开，使得空气流的一部分被引导到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压环境空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对环境空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合且被点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中抽取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排入LP涡轮36中，LP涡轮36抽取额外的功来驱动LP压缩机24，且排气气体最终从发动机10通过排气区段38排出。LP涡轮36的驱动会驱动LP轴杆50，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44且在风扇排气侧84处通过静态导叶排且更具体而言通过出口导叶组件80(包括多个翼型件导叶82)离开发动机组件10。更具体而言，成周向排的沿径向延伸的翼型件导叶82用于风扇区段18附近，以对空气流78施加一些方向控制。
风扇20供应的一些环境空气可绕过发动机核心44且用来冷却发动机10的一部分，特别是热的部分，以及/或者用来冷却飞机的其它方面或对其提供功率。在涡轮发动机的背景下，发动机的热的部分通常为燃烧器30和燃烧器30下游的构件，特别是涡轮区段32，HP涡轮34为最热的部分，因为其在燃烧区段28的直接下游。其它冷却流体源可为(但是不限于)从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。这个流体可为放气空气77，其可包括从LP或HP压缩机24, 26抽出的绕过燃烧器30的空气，作为涡轮区段32的冷却源。这是普遍的发动机构造，不意图为限制性的。
图2为现在开始简单地称为叶片组件的翼型件组件100的透视图，其可描述为翼型件102，翼型件102具有在物理上分开的前缘元件104和后缘元件108，前缘元件104包括前缘105，后缘元件108具有后缘106。翼型件包括压力侧107和吸力侧109，其中吸力侧109具有的长度大于压力侧107。翼型件102进一步特有弦114，其限定为从前缘105到后缘的直线的长度，以及特有中弧线116，其限定为连接翼型件102的吸力侧109和压力侧107之间中间的一组点的线的长度。
在示例性实施例中，翼型件102为可用于大体类似于图1的发动机组件10的发动机组件中的出口引导组件80的翼型件导叶82。备选地，叶片组件100可用于(但不限于)转子叶片，以及/或者定子导叶/叶片，包括用于直升飞机的叶片组件。
虽然不必要，但是设想到，前缘元件104和后缘元件108由不同的材料制成，所述不同的材料针对前缘和后缘元件104, 108的不同的用途来进行选择。后缘元件108可由复合物形成到本体111中，本体111具有安装缘110，其渐缩成后缘106。前缘元件104可由金属元件制成，金属元件被机加工或铸造成3-D前缘几何结构112，其具有弦114和中弧线116变化两者，其包括多个起伏部118且固定到安装缘110上。起伏部118可为对称的或为不对称的，它们可部分地或完全地沿着翼型件的跨度延伸，并且它们可具有任何适当的形状，包括当在平面图中观看时的波形状。起伏部的特定示例可在美国申请13/334609中找到，其通过引用而结合在本文中。
起伏部118使弦114的长度变化。这个变化依赖于长度ψ，其具有限定为从末梢126延伸到安装缘110的端部128的线的长度的距离。末梢126可在沿着前缘105的任何位置。为了示出该变化，弦114被描绘为两个不同的长度，一个从后缘106到起伏部118的最高部115，而一个从后缘106到起伏部118的最低部117。虽然弦114的长度由于这些变化而改变，但是长度ψ是仅在前缘元件104的3-D前缘几何结构112内的变化。
如图3中示出，叶片组件100包括前缘元件104和复合物本体111，它们通过连接件120连在一起，连接件120借助于通过本领域中已知的手段(例如，但不限于，粘合剂结合)将突出部124结合在凹陷122内固定安装缘110和前缘元件104。在示例性实施例中，连接件120包括沿着前缘元件104中的后缘123形成的凹陷122，以接收延伸自安装缘110的突出部124。凹陷可也在安装缘元件中，且突出部在前缘元件中。
转到图4，翼型件102显示为组装好的，包括以不同的变化示出的前缘元件104的3-D几何结构112。弦114变化特有长度ψ，而中弧线116变化特有角度δ，其从中性轴线127以任一周向方向扫过。各个变化δ, ψ为径向跨度R的函数且限定3-D前缘几何结构。δ, ψ 和 R的具体范围可改变且由特定实施方式规定，并且与本发明没有密切关系。但是，示例性几何结构的细节可在之前提到的美国申请13/334609中找到，其通过引用而结合在本文中。
形成翼型件102的方法包括将前缘元件104固定到后缘元件108，前缘元件104具有3-D前缘几何结构112，3-D前缘几何结构112具有弦114和中弧线116变化。固定前缘和后缘元件104, 108包括以机械的方式进行以及/或者将前缘元件104与后缘元件108结合在一起。
将前缘元件固定到后缘元件的其它示例性实施例示出在图5和6中。在图5中，T-形端部228形成在后缘元件208上，以与前缘元件204上的T-形凹陷222连接。在图6中，通道322在后缘元件308中，突出部324形成为作为前缘元件304的一部分配合到通道322中。
将金属前缘元件104结合到复合物后缘元件108上使得整个接触表面能够参与负载管理。这增加负载的效率，从而允许减小金属和复合物材料的厚度和重量两者。
形成前缘元件104的金属容易成形，以制造3-D前缘几何结构112，并且虽然前缘元件104可在安装之后移除不是必要的，但是这样是有益的，因为当在前缘105上有冲击损伤时，其允许仅更换前缘元件104，而非整个叶片组件100。
在前缘105发生损伤的情况下移除前缘元件104而不损伤后缘元件108或复合物本体111是可行的。前缘元件104设计成被取下和更换，而不损伤任何周围部件。
这个公开的设计允许将3-D几何结构特征应用于复合物翼型件，而不必修改层板定向。所有3-D特征根据结合的前缘元件104进行实施。这些3-D结构对于降低噪声和提高性能是有效的。这些3-D特征包括根据径向跨度的中弧线和弦变化两者。通过将3-D特征置于金属前缘104上，其解决了与具有3-D特征的复合物制造相关联的可导致层板起皱和降低总复合物强度的问题。
应当理解，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可应用于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这样的其它示例具有不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种翼型件(102)，包括：
前缘元件(104，204，304)，其具有3-D前缘几何结构(112)，所述3-D前缘几何结构(112)在弦(114)和中弧线(116)两者方面具有变化；
后缘元件(108，208，308)；以及
连接件，其将所述前缘元件(104，204，304)固定到所述后缘元件(108，208，308)上。
2.根据权利要求1所述的翼型件(102)，其特征在于，所述前缘元件(104，204，304)和后缘元件(108，208，308)由不同的材料制成。
3.根据权利要求2所述的翼型件(102)，其特征在于，所述前缘元件(104，204，304)为金属。
4.根据权利要求3所述的翼型件(102)，其特征在于，所述后缘元件(108，208，308)为复合物。
5.根据权利要求1所述的翼型件(102)，其特征在于，所述3-D前缘几何结构(112)包括多个起伏部(118)。
6.根据权利要求5所述的翼型件(102)，其特征在于，所述起伏部(118)在平面图中为不对称的。
7.根据权利要求5所述的翼型件(102)，其特征在于，所述起伏部(118)在平面图中限定波的形状。
8.根据权利要求1所述的翼型件(102)，其特征在于，所述连接件包括在所述后缘元件(108，208，308)或所述前缘元件(104，204，304)中的一个内的凹陷(122，222，322)和延伸自所述后缘元件(108，208，308)和所述前缘元件(104，204，304)中的另一个的突出部(124，324)，所述突出部(124，324)接收在所述凹陷(122，222，322)内。
9.根据权利要求8所述的翼型件(102)，其特征在于，进一步包括将所述突出部(124，324)结合在所述凹陷(122，222，322)内。
10.根据权利要求9所述的翼型件(102)，其特征在于，所述突出部(124，324)延伸自所述后缘元件(108，208，308)，且所述凹陷(122，222，322)在所述前缘元件(104，204，304)内且沿着所述前缘元件(104，204，304)的后缘形成。
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