CN109210000B - 航空发动机及其风扇叶片 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航空发动机及其风扇叶片。风扇叶片包括相对的叶盆壁、叶背壁以及由所述叶盆壁和所述叶背壁所限定的内腔，所述内腔内设有连续的多边形单元，其中至少部分多边形单元具有独立的胞壁，且至少一部分相邻多边形单元的相邻独立胞壁之间、至少一部分多边形单元的胞壁与叶盆壁之间、以及/或者至少一部分多边形单元的胞壁与叶背壁之间具有气膜阻尼结构。

Description

航空发动机及其风扇叶片

技术领域

本发明主要涉及航空发动机领域，尤其涉及一种航空发动机及其风扇叶片。

背景技术

随着航空技术的飞速发展，大涵道比涡扇发动机采用的新技术也在不断增加，复合材料风扇叶片就是其中的关键技术之一。复合材料风扇叶片具有重量轻、刚度可设计等优点，在某种程度上可以说，复合材料风扇叶片的研制成功与否决定大涵道比风扇发动机成功的可能性。采用复合材料风扇叶片，叶片重量降低，满足了叶片质量要求。然而在一定程度上复材风扇叶片的刚度较低，且抗外物损伤能力差。

随着增材制造技术由新兴产业向主流技术发展，其为更为先进的复合材料风扇叶片结构的实现提供了可能。通过复合材料风扇叶片空心结构的设计，可以改进复材风扇叶片本身的刚度和动态力学特性，提升叶片的抗外物损伤能力，从而满足大涵道发动机的高性能、高寿命、高可靠性的适航要求。

发明内容

本发明提供一种航空发动机的风扇叶片，可以改善抗外物损伤能力差的问题，提高可靠性。

为解决上述技术问题，本发明提供了一种航空发动机的风扇叶片，包括相对的叶盆壁、叶背壁以及由所述叶盆壁和所述叶背壁所限定的内腔，所述内腔内设有连续的多边形单元，其中至少部分多边形单元具有独立的胞壁，且至少一部分相邻多边形单元的相邻独立胞壁之间、至少一部分多边形单元的胞壁与叶盆壁之间、以及/或者至少一部分多边形单元的胞壁与叶背壁之间具有气膜阻尼结构。

在本发明的一实施例中，所述气膜阻尼结构包括分隔体和由所述分隔体以及相邻的壁限定的阻尼结构空腔。

在本发明的一实施例中，所述多边形单元为负泊松比结构。

在本发明的一实施例中，所述多边形单元为内凹蜂窝结构，具有靠近所述叶背壁的上胞壁、靠近所述叶盆壁的下胞壁以及连接所述上胞壁和下胞壁的斜胞壁。

在本发明的一实施例中，所述多边形单元为空心结构。

在本发明的一实施例中，所述上胞壁和下胞壁的长度相等。

在本发明的一实施例中，所述上胞壁、下胞壁和斜胞壁的厚度相等。

在本发明的一实施例中，设X为所述风扇叶片的轴向，Z为所述风扇叶片的径向，Y为所述风扇叶片的厚度方向；

设某一径向高度z上x位置的叶型截面厚度为

叶盆壁厚度为

叶背壁厚度为

Y向内凹蜂窝结构的个数为n_x；

设叶型截面厚度

的变化范围为D_max～D_min；

设内凹蜂窝结构的上胞壁和下胞壁的长度均为L_ab，单个内凹蜂窝结构的上、下胞壁间距离为L_ae，内凹蜂窝结构的胞腰的长度为L_cd，内凹蜂窝结构的上胞壁、下胞壁和斜胞壁的厚度均为h；

设组成所述气膜阻尼结构的相邻的壁的宽度为W，阻尼结构空腔的厚度为H；

当叶型截面厚度

时，

n_x＝3；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm；

当叶型截面厚度

时，

n_x＝2；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm；

若叶型截面厚度

n_x＝1；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm。

在本发明的一实施例中，所述风扇叶片是复合材料风扇叶片。

本发明还提出一种航空发动机，包括如上所述的风扇叶片。

与现有技术相比，本发明在相邻的壁间引入气膜阻尼结构提升了风扇叶片的阻尼特性，从而既解决了风扇叶片的抗外物损伤问题，也提升了风扇叶片的抗振能力。

附图说明

图1是本发明一实施例的风扇叶片的俯视图。

图2是本发明一实施例的风扇叶片的剖视图。

图3是本发明一实施例的风扇叶片的局部剖视图。

图4是本发明一实施例的风扇叶片的内凹蜂窝结构。

图5是本发明一实施例的风扇叶片的气膜阻尼结构。

具体实施方式

为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其它不同于在此描述的其它方式来实施，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

如本申请和权利要求书中所示，除非上下文明确提示例外情形，“一”、“一个”、“一种”和/或“该”等词并非特指单数，也可包括复数。一般说来，术语“包括”与“包含”仅提示包括已明确标识的步骤和元素，而这些步骤和元素不构成一个排它性的罗列，方法或者设备也可能包含其他的步骤或元素。

本申请的实施例描述风扇叶片，尤其是航空发动机的风扇叶片。

图1是本发明一实施例的风扇叶片的俯视图。图2是本发明一实施例的风扇叶片的剖视图。图3是本发明一实施例的风扇叶片的局部剖视图。参考图1-3所示，本实施例的风扇叶片10，包括相对的叶盆壁11、叶背壁12以及由叶盆壁11和叶背壁12所限定的内腔13。如图1和2所示，叶盆壁11和叶背壁12是在虚线的中央区域A形成内腔13，而在中央区域A之外的边缘区域是接触而形成实心结构。内腔13内设有连续的多边形单元21。这些多边形单元21基本上填满了内腔13。可以理解，多边形单元21在内腔13内的排布方式可以有变化，而不限定于图中所示的方式。

多边形单元21较佳地是负泊松比结构。负泊松比结构是指具有负泊松比效应的结构。负泊松比效应是指当材料受拉伸时，材料在弹性范围内横向发生膨胀，而受压缩时，材料的横向反而发生收缩。负泊松比效应可以使材料的力学性能包括剪切模量、断裂韧性、热冲击强度、压痕阻力等得到增强。

负泊松比结构例如是如图4所示的内凹蜂窝结构，具有上胞壁41、下胞壁42以及连接上胞壁41和下胞壁42的多个斜胞壁43。相邻的两个斜胞壁43连接的位置为胞腰44。在图3所示的局部剖视结构中，内凹蜂窝结构呈水平放置，上胞壁41靠近叶背壁12、下胞壁42靠近叶盆壁11。在较佳实施例中，上胞壁41和下胞壁42的长度相等，以便内凹蜂窝结构具有对称的结构。类似地，上胞壁41、下胞壁42和斜胞壁43的厚度可以相等。然而可以理解，允许胞壁在长度和厚度上有所差异。

可以理解，多边形单元21还可以使用本领域中已知的其他负泊松比结构，因此图2-4所示结构并非作为限定。

在本申请的较佳实施例中，负泊松比结构的多边形单元21具有了受压后抑制伸长的力学特性。

进一步，参考图3所示，各个多边形单元21具有独立的胞壁，即多边形单元21的胞壁是不共用的。然而可以理解，允许部分相邻多边形单元21的相邻的胞壁共用。另外，受限于叶片的截面厚度，部分多边形单元21可能不具有完整的结构，例如上胞壁或上胞壁变薄或消失，斜胞壁变短等。

参考图3所示，在较佳实施例中，在至少一部分相邻的多边形单元21的两个相邻的独立胞壁之间具有气膜阻尼结构14。例如在一个多边形单元的上胞壁与另一多边形单元的下胞壁之间具有气膜阻尼结构14a，或者在一个多边形单元的斜胞壁与另一多边形单元的斜胞壁之间具有气膜阻尼结构14b。可以理解，气膜阻尼结构14b可以仅存在于一部分相邻的多边形单元21之间，即允许另一些相邻的多边形单元21的独立胞壁之间不具有气膜阻尼结构14。气膜阻尼结构14b也可以存在于所有相邻的多边形单元21之间。

另外，至少一部分多边形单元21的胞壁与叶盆壁11之间也可以具有气膜阻尼结构14。例如在一个多边形单元的下胞壁与叶盆壁11之间具有气膜阻尼结构14c。

另外，至少一部分多边形单元21的胞壁与叶背壁12之间，也可以具有气膜阻尼结构14。例如在一个多边形单元的上胞壁与叶背壁12之间具有气膜阻尼结构14d。

在相邻的壁间引入气膜阻尼结构提升了风扇叶片的阻尼特性，从而既解决了风扇叶片的抗外物损伤问题，也提升了风扇叶片的抗振能力。

图5是本发明一实施例的风扇叶片的示例性气膜阻尼结构。参考图5所示，气膜阻尼结构14包括分隔体53和由分隔体53以及相邻的壁51、52限定的阻尼结构空腔54。在本例中，相邻的壁51、52分别为两个相邻的多边形单元的下边壁和上边壁；在其他示例中，相邻的壁可以分别为叶背壁和多边形单元的上边壁，或者分别为多边形单元的下边壁和叶盆壁11。

在本发明的一实施例中，各分隔体53可以是一条焊缝。焊缝可以通过在相邻的壁51、52之间进行扩散焊而得到。在本发明的另一实施例中，分隔体53可以是一条密封胶。

本发明各实施例的风扇叶片较佳地是复合材料风扇叶片。复合材料风扇叶片具有重量轻、刚度可设计等优点。

上面已经描述了本发明实施例的风扇叶片结构，下面给出根据本发明较佳实施例的风扇叶片设计参数示例。

风扇叶片的气动外型设计主要依据航空发动机总体性能指标要求及气动设计理论，获得不同径向高度(图1所示Z向)的叶型截面厚度，可表示

其中X为风扇叶片的轴向，Z为风扇叶片的径向，即随着坐标x，z的不同，叶型截面厚度

发生变化。另外，叶盆壁厚度为

叶背壁厚度为

设Y为风扇叶片的厚度方向(垂直于纸面方向)，Y向内凹蜂窝结构的个数为n_x。

设叶型截面厚度

的变化范围为D_max～D_min，即随着坐标x，z的变化，叶型截面厚度

最大为D_max，最小为D_min。

设内凹蜂窝结构的上胞壁和下胞壁的长度均为L_ab，单个内凹蜂窝结构的上、下胞壁间距离为L_ae，内凹蜂窝结构的胞腰的长度为L_cd，内凹蜂窝结构的上胞壁、下胞壁和斜胞壁的厚度均为h。

设组成气膜阻尼结构的相邻的壁的宽度为W，阻尼结构空腔的厚度为H。

上述结构参数的设计规律如下：

当叶型截面厚度

时，

n_x＝3；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm；

当叶型截面厚度

时，

n_x＝2；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm；

若叶型截面厚度

n_x＝1；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm。

本发明上述实施例的风扇叶片可使用在航空发动机上，尤其是涡扇发动机上。

虽然本发明已参照当前的具体实施例来描述，但是本技术领域中的普通技术人员应当认识到，以上的实施例仅是用来说明本发明，在没有脱离本发明精神的情况下还可作出各种等效的变化或替换，因此，只要在本发明的实质精神范围内对上述实施例的变化、变型都将落在本申请的权利要求书的范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机的风扇叶片，包括相对的叶盆壁、叶背壁以及由所述叶盆壁和所述叶背壁所限定的内腔，所述内腔内设有连续的多边形单元，其中至少部分多边形单元具有独立的胞壁，且至少一部分相邻多边形单元的相邻独立胞壁之间、至少一部分多边形单元的胞壁与叶盆壁之间、以及/或者至少一部分多边形单元的胞壁与叶背壁之间具有气膜阻尼结构，其中，所述气膜阻尼结构包括分隔体和由所述分隔体以及相邻的壁限定的阻尼结构空腔。

2.根据权利要求1所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述多边形单元为负泊松比结构。

3.根据权利要求1所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述多边形单元为内凹蜂窝结构，具有靠近所述叶背壁的上胞壁、靠近所述叶盆壁的下胞壁以及连接所述上胞壁和下胞壁的斜胞壁。

4.根据权利要求1-3任一项所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述多边形单元为空心结构。

5.根据权利要求3所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述上胞壁和下胞壁的长度相等。

6.根据权利要求3所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述上胞壁、下胞壁和斜胞壁的厚度相等。

7.根据权利要求3所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，

设X为所述风扇叶片的轴向，Z为所述风扇叶片的径向，Y为所述风扇叶片的厚度方向；

设某一径向高度z上x位置的叶型截面厚度为

叶盆壁厚度为

叶背壁厚度为

Y向内凹蜂窝结构的个数为n_x；

设叶型截面厚度

的变化范围为D_max～D_min；

设内凹蜂窝结构的上胞壁和下胞壁的长度均为L_ab，单个内凹蜂窝结构的上、下胞壁间距离为L_ae，内凹蜂窝结构的胞腰的长度为L_cd，内凹蜂窝结构的上胞壁、下胞壁和斜胞壁的厚度均为h；

设组成所述气膜阻尼结构的相邻的壁的宽度为W，阻尼结构空腔的厚度为H；

当叶型截面厚度

时，

n_x=3；

h＝0.3L_ab；

H=0.001mm～0.003mm；

当叶型截面厚度

时，

n_x=2；

h=0.3L_ab；

H=0.001mm～0.003mm；

若叶型截面厚度

n_x＝1；

h＝0.3L_ab；

H＝0.001mm～0.003mm。

8.根据权利要求1所述的航空发动机的风扇叶片，其特征在于，所述风扇叶片是复合材料风扇叶片。

9.一种航空发动机，包括如权利要求1-8任一项所述的风扇叶片。

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