CN109723509B - 将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备 - Google Patents

将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备 Download PDF

Info

Publication number
CN109723509B
CN109723509B CN201811270034.7A CN201811270034A CN109723509B CN 109723509 B CN109723509 B CN 109723509B CN 201811270034 A CN201811270034 A CN 201811270034A CN 109723509 B CN109723509 B CN 109723509B
Authority
CN
China
Prior art keywords
rib
layer
film layer
film
applying
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201811270034.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN109723509A (zh
Inventor
S·C·沃森
E·克里吉科斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN109723509A publication Critical patent/CN109723509A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109723509B publication Critical patent/CN109723509B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/002—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer
    • F15D1/0025—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply
    • F15D1/003—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply comprising surface features, e.g. indentations or protrusions
    • F15D1/0035—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer using passive means, i.e. without external energy supply comprising surface features, e.g. indentations or protrusions in the form of riblets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B64C11/205—Constructional features for protecting blades, e.g. coating
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/10—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow using other surface properties, e.g. roughness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15D—FLUID DYNAMICS, i.e. METHODS OR MEANS FOR INFLUENCING THE FLOW OF GASES OR LIQUIDS
    • F15D1/00—Influencing flow of fluids
    • F15D1/002—Influencing flow of fluids by influencing the boundary layer
    • F15D1/0085—Methods of making characteristic surfaces for influencing the boundary layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/26—Boundary layer controls by using rib lets or hydrophobic surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C2230/00—Boundary layer controls
    • B64C2230/28—Boundary layer controls at propeller or rotor blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D2045/009—Fire detection or protection; Erosion protection, e.g. from airborne particles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/90—Coating; Surface treatment
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/31—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor with roughened surfaces
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及在翼型表面上施加包括肋条膜层和肋条衬里层的肋条板的方法和所产生的设备。所述方法包括在所述翼型表面上施加所述肋条板的肋条膜层，从所述肋条膜层剥开所述肋条衬里层的至少一部分以露出所述肋条膜层的一部分，在所述肋条膜层部分的至少一部分上施加附连硬件或无纹理表面膜；以及在所述附连硬件的一部分上施加所述肋条衬里层的剥开部分。

Description

将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备
技术领域
本主题大体上涉及将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备。更具体地，本主题涉及在翼型表面上施加肋条板的方法及所产生的翼型件和涡轮发动机等设备。
背景技术
包括机身、机翼、机舱和发动机或具有气动性质的其它结构的飞行器的表面可能遭遇环境腐蚀条件，这可能降低结构的性能和耐用性。这些表面可以被改进以包含微观几何特征，例如，用于气动性能增强、腐蚀保护和其它原因的肋条(riblet)构造。
肋条构造可以各种方式提供于飞行器表面上或者施加到飞行器表面，例如翼型表面，以用于改进表面的气动特性并用于抵抗腐蚀条件。
发明内容
在一方面，本发明的实施例涉及一种在翼型表面上施加肋条板的方法，所述肋条板包括肋条膜层和肋条衬里层。所述方法包括步骤：在所述翼型表面上施加所述肋条板的肋条膜层；从所述肋条膜层剥开所述肋条衬里层的至少一部分，以露出所述肋条膜层的一部分；在所述肋条膜层部分的至少一部分上施加附连硬件或无纹理表面膜；以及在所述附连硬件的一部分上施加所述肋条衬里层的剥开部分。
在另一方面，本发明的实施例涉及一种涡轮发动机，其包括翼型件，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，并在前缘和后缘之前轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向。所述外表面的至少一部分包括肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层。所述外表面还包括从所述前缘朝所述后缘延伸的附连硬件或无纹理表面膜。所述附连硬件或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
在又一方面，本发明的实施例涉及一种翼型件，其包括外表面，所述外表面限定第一侧和第二侧，并在前缘和后缘之间轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向。所述外表面的至少一部分包括肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层。所述外表面还包括从所述前缘朝所述后缘延伸的附连硬件或无纹理表面膜。所述附连硬件或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
技术方案1.一种在气动力面上施加肋条板的方法，所述肋条板包括肋条膜层和肋条衬里层，所述方法包括：
在所述气动力面上施加所述肋条板的肋条膜层；
从所述肋条膜层剥开所述肋条衬里层的至少一部分，以露出所述肋条膜层的一部分；
在所述肋条膜层部分的至少一部分上施加附连硬件或无纹理表面膜；以及
在所述附连硬件或无纹理表面膜的一部分上施加所述肋条衬里层的剥开部分，或者从所述肋条板去除所述剥开部分。
技术方案2.根据技术方案1所述的方法，其还包括使所述肋条膜层与所述肋条衬里层固化就位。
技术方案3.根据技术方案1所述的方法，其中，施加所述肋条板还包括施加包括彼此相邻的毗邻几何特征的多个肋条板。
技术方案4.根据技术方案3所述的方法，其还包括对齐所述多个肋条板上的所述毗邻几何特征。
技术方案5.根据技术方案4所述的方法，其还包括在相邻的肋条膜板的至少一部分下面施加平滑的腐蚀膜。
技术方案6.根据技术方案1所述的方法，其还包括在所述附连硬件或无纹理表面膜以及肋条衬里的至少一部分上施加衬板。
技术方案7.根据技术方案1所述的方法，其还包括用粘合剂将所述肋条板粘附到所述气动力面的至少一部分。
技术方案8.根据技术方案1所述的方法，其还包括在所述气动力面上的凹陷中定位所述肋条膜层的边缘。
技术方案9.根据技术方案1所述的方法，其中，所述肋条衬里层与所述附连硬件或无纹理表面膜以及所述肋条膜层的至少一部分重叠。
技术方案10.根据技术方案1所述的方法，其中，所述气动力面是出口导叶或风扇叶片中的一个。
技术方案11.一种涡轮发动机，包括：
翼型件，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，并在前缘和后缘之前轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向；所述外表面的至少一部分包括：
肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层；以及
前缘或从所述前缘朝所述后缘延伸的无纹理表面膜，其中，所述前缘或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
技术方案12.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条板包括多个毗邻几何特征。
技术方案13.根据技术方案12所述的涡轮发动机，其中，所述多个毗邻几何特征包括多个平行的波峰和波谷。
技术方案14.根据技术方案12所述的涡轮发动机，其中，所述肋条衬里包括所述毗邻几何特征的负像。
技术方案15.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条板还包括联接到所述肋条膜层的粘合剂层，以用于将所述肋条膜层粘附到所述翼型表面。
技术方案16.根据技术方案15所述的涡轮发动机，其还包括衬板层，所述衬板层在粘合剂固化期间与所述前缘或无纹理表面膜以及所述肋条膜层的至少一部分重叠。
技术方案17.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述翼型件是出口导叶或风扇叶片中的一个。
技术方案18.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条衬里层由聚丙烯制成。
技术方案19.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条膜层由聚氨酯制成。
技术方案20.一种翼型件，包括：
外表面，所述外表面限定第一侧和第二侧，并在前缘和后缘之间轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向；所述外表面的至少一部分包括：
肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层；以及
从所述前缘朝所述后缘延伸的附连硬件或无纹理表面膜，其中，所述附连硬件或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
技术方案21.根据技术方案20所述的翼型件，其中，所述肋条板还包括联接到所述肋条膜层的粘合剂层，以用于将所述肋条膜层粘附到所述外表面。
技术方案22.根据技术方案20所述的翼型件，其中，所述肋条衬里层由聚丙烯制成，所述肋条衬里层由聚丙烯制成。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意性横截面图；
图2是根据本公开构造成单个单元的一对出口导叶形式的翼型件的透视图；
图3是例如出口导叶的翼型件的横截面，图示覆盖导叶的外表面的肋条板；
图4是拼接在一起的两个肋条板的示范性视图；以及
图5是将肋条板施加到例如出口导叶的翼型表面的方法的流程图。
具体实施方式
所描述的本公开的实施例涉及将具有肋条构造的肋条板施加到气动力面(aerodynamic surface)所关联的方法和所产生的结构，以改进气动性能并抵抗腐蚀条件。本公开的应用可用在飞行器应用、能源和风力应用中，或者具有气动力面的任何环境中。在飞行器中，肋条板可施加到例如翼型件的表面，翼型件包括但不限于风扇叶片、出口导叶、推进器和表面周围有气流存在的其它气动结构。以适当的方式施加肋条板可有助于缓解在最终应用中在表面上的凸起、褶皱和大缝隙，这些凸起、褶皱和大缝隙可能不利地影响气动性能。
如本文中所使用，术语“前部”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前向”或“上游”结合使用的术语“后向”或“下游”是指相对于发动机中心线朝向发动机的后部或出口的方向。
另外，如本文中所使用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、横向、前、后、项部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、后向等)仅用于识别目的以辅助读者对本发明的理解，且具体地说，并不产生关于位置、定向或本发明的使用的限制。除非另外指明，否则连接称谓(例如，附接、联接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示例性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10包括具有下游串联流动关系的：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括环绕风扇20的风扇壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。肋条构造45可定位在一个或多个风扇叶片42的表面的全部或一部分上，以改进风扇叶片42间的气流的性能特征。在风扇排气侧84处，可提供包括多个翼型导叶82的出口导叶组件80。邻近风扇区段18使用出口导叶82，当气流78离开风扇区段时对其施加某种方向控制。在导叶82的表面的全部或一部分上也可以给出口导叶82提供肋条构造45，以有助于改进气动性能。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由核心壳46环绕，所述核心壳46可与风扇壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较大直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36联接到LP压缩机24和风扇20。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静止压缩机轮叶60、62(也被称为喷嘴)旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，同时对应的静止压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机的级的叶片56、58可以安装到圆盘59，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自身的圆盘59，61。用于压缩机的级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心外壳46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应一组静止涡轮轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片72、74可以成环提供，且可相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的旋转叶片68、70定位在静止涡轮轮叶72、74的下游且邻近所述静止叶片，且还相对于中心线12从叶片平台到叶片尖端径向向外延伸。应注意，图1中所示出的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮机的级的叶片68、70可以安装到圆盘71，所述圆盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个，其中每一级具有其自己的圆盘71，73。用于压缩机的级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心外壳46。
发动机10的安装到转轴48、50中的任一个或两个且与转轴48、50中的任一个或两个一起旋转的部分还被单独或统称为转子53。包括安装到核心机壳46的部分的发动机10的静止部分也被单独或统称为定子63。
图2描绘根据本发明构造为单个单元的一对示范性出口导叶82。每个出口导叶82包括主体90，主体90由位于主体90的每一端的端壁92连接。每个出口导叶82还包括由压力侧96、相对的吸力侧98、前缘100和后缘102限定的翼型横截面，主体90在端壁92之间并在前缘100和后缘102之间延伸。主体90可由聚合物材料构成，所述聚合物材料例如聚合物基体复合材料(PMC)、金属材料、陶瓷材料或将承受必要的热和涡轮发动机环境的工作载荷的上述的组合。
外主体90可被改进为在主体90的全部或一部分上包括微观肋条构造45(图2中放大示出)。肋条构造45大体上可包括多个毗邻几何特征110，例如锯齿轮廓或波峰-波谷轮廓。肋条构造45可在主体90的全部或一部分上延伸，且可位于端壁92之间的任何地方。应当了解，可以替代性使用其它毗邻几何形状。肋条构造45通常不对出口导叶82的总体结构完整性有贡献。
图3图示出口导叶82的主体90的一个可能的横截面，主要示出前缘100。主体90可以具有由前缘100、后缘102和在其之间延伸的结构外表面112限定的内部结构106。主体90的结构外表面112通常可以是扁平的、稍微凸出或稍微凹陷的。如所示，主体90的结构外表面112稍微凸出，邻近前缘100提供凹陷114。
肋条板116可以由肋条膜层118和肋条衬里层120组成。肋条膜层118承载与肋条构造45关联的毗邻几何特征110，肋条衬里层120承载毗邻几何特征110的负像(negativeimage)，使得其可以结合以覆盖肋条膜层118，而不损坏或改变限定肋条构造45的几何特征110。考虑了肋条板116可制成包括肋条膜层118和肋条衬里层120两者的单板。在其它实施例中，肋条膜层118和肋条衬里层120可以制成单独的板，且在肋条板116的施加过程中个别地施加到结构外表面112。已经发现，在固化周期中，当使肋条膜层118与肋条衬里层120固化就位时，限定肋条构造45的毗邻几何特征110被更好地保留。
考虑了肋条膜层118可以由聚氨酯制成，肋条衬里层120可以由聚丙烯制成，复合肋条板116和伴随的毗邻几何特征110可以由将承受操作期间的预期负载和温度且可成形为期望轮廓的任何材料制成。另外，肋条衬里层120在粘合剂固化周期中也必须保持尺寸稳定。
肋条板116可在主体90的至少一部分上从后缘102延伸，且可在凹陷114中终止。换言之，考虑了肋条板116从后缘102延伸到凹陷114，并在端壁92之间，从而覆盖除了出口导叶主体90的前缘100之外的全部。尽管将肋条板116附连到主体90有许多方式，但一种示范性方式是通过将粘合剂层122施加到肋条膜层118的底表面，并将肋条板116粘附到结构外表面112。
从前缘100朝凹陷114延伸的可以是附连硬件126，例如凸出或另外覆盖前缘100的金属前缘或其它材料。附连硬件126可以围绕前缘100的至少一部分延伸，且还从前缘100朝凹陷114延伸，并覆盖或与肋条膜层118的至少一部分重叠。与肋条膜层118类似，附连硬件126还可包括粘合剂层123，以用于将附连硬件126粘附到结构外表面112。如果施加由肋条膜层118和肋条衬里层120组成并在其之间有粘合剂的肋条板116，则肋条衬里层120可以与肋条膜层118人工分开，并与肋条膜层118铰接。这允许附连硬件126被施加到肋条膜层118的至少一部分上并覆盖所述至少一部分。这还允许肋条衬里层120被施加到附连硬件126的至少一部分上并覆盖所述至少一部分。衬板128可覆盖或与附连硬件126和肋条衬里层120两者重叠。衬板128用来在粘合剂固化周期中将均匀的压力施加到表面。一旦所有层施加到主体90的结构外表面112上，主体90可抽真空包装以在固化之前将所有的层紧密地吸引在一起。应当认识到并非所有的翼型件应用都包括附连硬件126。在这些应用中，在不偏离本公开的范围的情况下，无纹理(non-textured)或平滑的板或膜可以被替代。
图4图示两个或更多个肋条板116，其中，肋条板116的数目和位置可改变以适合特定的应用。具体讲，在一些情况下，一个肋条板116的长度或宽度可能不足以覆盖期望的表面面积。在这些情况下，可能需要多个肋条板116彼此相邻地施加以覆盖期望的表面面积。在施加相邻的肋条板116时，每个肋条板116可定向成使得优化气动特性。为了在相邻的肋条板116之间产生平滑过渡，可在相邻的板116之间限定的间隙130下定位一张平滑或无纹理的膜。这种布置可有助于防止间隙130中的粘合剂泄露。
转向图5，图示了将肋条板施加到翼型表面的方法。所述方法包括步骤150：将包括肋条膜层118和肋条衬里层120的肋条板116施加到翼型件主体90的结构外表面112。肋条板116可包括邻近肋条膜层118设置的粘合剂层122，以用于将肋条板116粘附到主体90的结构外表面112。肋条板116承载毗邻几何特征110。
下一步骤152是在结构外表面112上的凹陷114处，将肋条衬里层120与肋条膜层118分离。通过局部剥开、弯曲肋条膜层118或从肋条膜层118铰接肋条衬里层120，可以将肋条衬里层120从肋条膜层118的边缘剥开。还应当认识到肋条衬里层120的一部分可以被去除或者与肋条膜层118分离。
下一步骤154是从前缘100施加附连硬件126或无纹理或平滑的表面膜，以覆盖凹陷114处的肋条膜层118或与凹陷114处的肋条膜层118重叠。附连硬件126或无纹理表面膜可包括粘合剂层，以用于将附连硬件126或无纹理表面粘附到主体90的结构外表面112。
下一步骤156是在附连硬件126或无纹理表面膜上重新施加剥开的肋条膜层118。
另外，在多个肋条板116彼此相邻定位使得在相邻的肋条板侧116之间形成缝或间隙130的情况下，可以在接合处或间隙130下施加一条无纹理膜，以有助于防止粘合剂通过间隙130渗出。
最后，在固化粘合剂之前，衬板128可施加在附连硬件126和肋条衬里层120上。
应了解，所公开设计的应用不限于具有风扇区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气发动机、涡轮发动机和其它气动结构。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳方式，并且还使所属领域的技术人员能够实施本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书限定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它示例。如果此类其它示例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (22)

1.一种在气动力面上施加肋条板的方法，所述肋条板包括肋条膜层和肋条衬里层，所述方法包括：
在所述气动力面上施加所述肋条板的肋条膜层；
从所述肋条膜层剥开所述肋条衬里层的至少一部分，以露出所述肋条膜层的一部分；
在所述肋条膜层部分的至少一部分上施加附连硬件或无纹理表面膜；以及
在所述附连硬件或无纹理表面膜的一部分上施加所述肋条衬里层的剥开部分，或者从所述肋条板去除所述剥开部分。
2.根据权利要求1所述的方法，其还包括使所述肋条膜层与所述肋条衬里层固化就位。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，施加所述肋条板还包括施加包括彼此相邻的毗邻几何特征的多个肋条板。
4.根据权利要求3所述的方法，其还包括对齐所述多个肋条板上的所述毗邻几何特征。
5.根据权利要求4所述的方法，其还包括在相邻的肋条板的至少一部分下面施加平滑的腐蚀膜。
6.根据权利要求1所述的方法，其还包括在所述附连硬件或无纹理表面膜以及肋条衬里层的至少一部分上施加衬板。
7.根据权利要求1所述的方法，其还包括用粘合剂将所述肋条板粘附到所述气动力面的至少一部分。
8.根据权利要求1所述的方法，其还包括在所述气动力面上的凹陷中定位所述肋条膜层的边缘。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述肋条衬里层与所述附连硬件或无纹理表面膜以及所述肋条膜层的至少一部分重叠。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，所述气动力面是出口导叶或风扇叶片中的一个。
11.一种涡轮发动机，包括：
翼型件，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定压力侧和吸力侧，并在前缘和后缘之前轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向；所述外表面的至少一部分包括：
肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层；以及
前缘或从所述前缘朝所述后缘延伸的无纹理表面膜，其中，所述前缘或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
12.根据权利要求11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条板包括多个毗邻几何特征。
13.根据权利要求12所述的涡轮发动机，其中，所述多个毗邻几何特征包括多个平行的波峰和波谷。
14.根据权利要求12所述的涡轮发动机，其中，所述肋条衬里层包括所述毗邻几何特征的负像。
15.根据权利要求11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条板还包括联接到所述肋条膜层的粘合剂层，以用于将所述肋条膜层粘附到翼型表面。
16.根据权利要求15所述的涡轮发动机，其还包括衬板层，所述衬板层在粘合剂固化期间与所述前缘或无纹理表面膜以及所述肋条膜层的至少一部分重叠。
17.根据权利要求11所述的涡轮发动机，其中，所述翼型件是出口导叶或风扇叶片中的一个。
18.根据权利要求11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条衬里层由聚丙烯制成。
19.根据权利要求11所述的涡轮发动机，其中，所述肋条膜层由聚氨酯制成。
20.一种翼型件，包括：
外表面，所述外表面限定第一侧和第二侧，并在前缘和后缘之间轴向延伸以限定弦向方向，在一对端壁之间径向延伸以限定展向方向；所述外表面的至少一部分包括：
肋条板，所述肋条板具有从所述后缘朝所述前缘延伸的肋条膜层和肋条衬里层；以及
从所述前缘朝所述后缘延伸的附连硬件或无纹理表面膜，其中，所述附连硬件或无纹理表面膜的至少一部分部分地覆盖所述肋条膜层的至少一部分，并部分地被所述肋条衬里层的至少一部分覆盖。
21.根据权利要求20所述的翼型件，其中，所述肋条板还包括联接到所述肋条膜层的粘合剂层，以用于将所述肋条膜层粘附到所述外表面。
22.根据权利要求20所述的翼型件，其中，所述肋条衬里层由聚丙烯制成。
CN201811270034.7A 2017-10-27 2018-10-29 将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备 Active CN109723509B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/795,722 US10760600B2 (en) 2017-10-27 2017-10-27 Method of applying riblets to an aerodynamic surface
US15/795,722 2017-10-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109723509A CN109723509A (zh) 2019-05-07
CN109723509B true CN109723509B (zh) 2022-01-25

Family

ID=66243544

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811270034.7A Active CN109723509B (zh) 2017-10-27 2018-10-29 将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10760600B2 (zh)
CN (1) CN109723509B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3268550B1 (en) * 2015-03-10 2021-10-13 MRA Systems, LLC Acoustic liners for use in a turbine engine
DE102019132344A1 (de) * 2019-11-28 2021-06-02 Lufthansa Technik Aktiengesellschaft Vorrichtung für das Anbringen von aerodynamisch funktionalen Folien und deren Verwendung
US11725524B2 (en) 2021-03-26 2023-08-15 General Electric Company Engine airfoil metal edge
US11767607B1 (en) 2022-07-13 2023-09-26 General Electric Company Method of depositing a metal layer on a component

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101809281A (zh) * 2007-04-30 2010-08-18 美国圣戈班性能塑料公司 涡轮机叶片保护屏障层
CN102186722A (zh) * 2008-10-13 2011-09-14 空中客车作业有限公司 用于增强飞机机身的结构元件
CN102733859A (zh) * 2011-03-30 2012-10-17 通用电气公司 用于减小流体动力学结构的噪声的微结构
CN104080697A (zh) * 2011-12-09 2014-10-01 通用电气公司 将表面肋应用至空气动力表面的方法
CN104129495A (zh) * 2013-04-30 2014-11-05 空中客车营运有限公司 用于飞行器的复合结构及其制造方法
WO2015198093A1 (en) * 2014-06-24 2015-12-30 Peter Ireland Efficiency improvements for flow control body and system shocks
CN106870452A (zh) * 2015-12-10 2017-06-20 通用电气公司 用于发动机环境的耐用凸肋
CN107084000A (zh) * 2016-02-12 2017-08-22 通用电气公司 涡轮机流动路径表面的凸肋

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706910A (en) 1984-12-27 1987-11-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Combined riblet and lebu drag reduction system
US4986496A (en) * 1985-05-31 1991-01-22 Minnesota Mining And Manufacturing Drag reduction article
US5386955A (en) 1986-05-22 1995-02-07 Rolls-Royce Plc Control of fluid flow
US5133519A (en) 1989-04-21 1992-07-28 Board Of Trustees Operating Michigan State University Drag reduction method and surface
US5803409A (en) 1996-06-06 1998-09-08 Nielsen Engineering & Research, Inc. Method and apparatus for reducing the drag of flows over surfaces
US6290895B1 (en) 1997-10-14 2001-09-18 General Electric Company Selectively flexible caul and method of use
US7070850B2 (en) * 2002-12-31 2006-07-04 3M Innovative Properties Company Drag reduction article and method of use
JP2004209925A (ja) * 2003-01-08 2004-07-29 Three M Innovative Properties Co 可とう性成形型及びその製造方法ならびにｐｄｐ用背面板及びその製造方法
JP3838991B2 (ja) * 2003-05-02 2006-10-25 トーカロ株式会社 自己封孔作用を有する溶射皮膜被覆部材およびその製造方法ならびに封孔方法
US20130062004A1 (en) * 2007-12-12 2013-03-14 The Boeing Company Aerodynamic surfaces having drag-reducing riblets and method of fabricating the same
US8668166B2 (en) * 2009-01-29 2014-03-11 The Boeing Company Shape memory riblets
US8684310B2 (en) 2009-01-29 2014-04-01 The Boeing Company Rigid tipped riblets
US8430142B2 (en) * 2009-02-25 2013-04-30 The Goodyear Tire & Rubber Company Environmentally resistant assembly containing an electronic device for use in a tire
US8961142B2 (en) * 2009-04-10 2015-02-24 Xemc Darwind B.V. Protected wind turbine blade, a method of manufacturing it and a wind turbine
US20170137116A1 (en) * 2009-07-10 2017-05-18 Peter Ireland Efficiency improvements for flow control body and system shocks
US20140272237A1 (en) 2013-03-15 2014-09-18 Prc-Desoto International, Inc. Strippable film assembly and coating for drag reduction
JP6317098B2 (ja) * 2013-12-12 2018-04-25 三菱重工業株式会社 耐摩耗用シート及びその製造方法、並びに耐摩耗用シートの施工方法
NL2012458B1 (en) * 2014-03-17 2016-01-08 Gtm-Advanced Products B V Laminate of mutually bonded adhesive layers and metal sheets, and method to obtain such laminate.
US20160243586A1 (en) 2014-08-01 2016-08-25 The Boeing Company Drag reduction riblets integrated in a paint layer
US9932481B2 (en) 2015-04-21 2018-04-03 The Boeing Company Actuatable microstructures and methods of making the same
US10766185B2 (en) 2015-10-13 2020-09-08 The Boeing Company Methods and apparatus for forming microscopic features on a film layer

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101809281A (zh) * 2007-04-30 2010-08-18 美国圣戈班性能塑料公司 涡轮机叶片保护屏障层
CN102186722A (zh) * 2008-10-13 2011-09-14 空中客车作业有限公司 用于增强飞机机身的结构元件
CN102733859A (zh) * 2011-03-30 2012-10-17 通用电气公司 用于减小流体动力学结构的噪声的微结构
CN104080697A (zh) * 2011-12-09 2014-10-01 通用电气公司 将表面肋应用至空气动力表面的方法
CN104129495A (zh) * 2013-04-30 2014-11-05 空中客车营运有限公司 用于飞行器的复合结构及其制造方法
WO2015198093A1 (en) * 2014-06-24 2015-12-30 Peter Ireland Efficiency improvements for flow control body and system shocks
CN106870452A (zh) * 2015-12-10 2017-06-20 通用电气公司 用于发动机环境的耐用凸肋
CN107084000A (zh) * 2016-02-12 2017-08-22 通用电气公司 涡轮机流动路径表面的凸肋

Also Published As

Publication number Publication date
US10760600B2 (en) 2020-09-01
US20190128296A1 (en) 2019-05-02
CN109723509A (zh) 2019-05-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109723509B (zh) 将肋条施加到气动力面的方法及所产生的设备
US10107302B2 (en) Durable riblets for engine environment
US8177513B2 (en) Method and apparatus for a structural outlet guide vane
EP3205826A1 (en) Airfoil assembly with leading edge element
JP4098395B2 (ja) ファンブレードインタープラットフォームシール
EP3369891B1 (en) Gas turbine engine vanes
US10344772B2 (en) Fan blade with composite cover and sacrificial filler
EP2366871B1 (en) Method and apparatus for a structural outlet guide vane
EP3608505B1 (en) Turbine incorporating endwall fences
US10815798B2 (en) Turbine engine blade with leading edge strip
US20190242399A1 (en) Turbine engine with composite blade
EP3074602B1 (en) Fan blade with integrated composite fan blade cover
US10871074B2 (en) Blade/vane cooling passages
EP2952683A1 (en) Gas turbine engine airfoil with large thickness properties
US20220307380A1 (en) Engine airfoil metal edge
EP2993299A1 (en) Composite fan blade and corresponding manufacturing method
EP3736412A1 (en) Fan inter-blade platform with core and polymer matrix composite skin
US20170023006A1 (en) Fan blade with composite cover and structural filler
CA2697292C (en) Method and apparatus for a structural outlet guide vane
CN115217627A (zh) 燃气涡轮发动机的翼型件

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant