CN111058900B - 易碎燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

提供了一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括联接到翼型件的前缘的前缘蒙皮。前缘蒙皮包括凸缘，凸缘从易碎线朝向末梢沿着翼展延伸，并且沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦限定第一宽度。前缘蒙皮进一步包括基部，基部从易碎线至少部分地沿着翼展延伸到根部，并且沿着易碎线的在沿着翼展的点处的翼弦限定第二宽度，使得第二宽度大于第一宽度。

Description

易碎燃气涡轮发动机翼型件
技术领域
本主题大体上涉及翼型件，并且更特别地涉及用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。
背景技术
在飞行器发动机中使用的翼型件(诸如，燃气涡轮发动机的风扇叶片)可能易受极端的负载事件的影响。例如，风扇叶片可能会撞击被吸入到发动机中的鸟，或可出现其中风扇叶片中的一个被从转子盘切断的叶片断裂(blade-out)的情况。如果冲击足够大，则风扇叶片可分裂成一个或多个碎片，之后向下游行进通过发动机。
燃气涡轮发动机(诸如，涡轮风扇)大体上包括环绕包括风扇叶片的风扇组件的风扇壳体。风扇壳体大体上构造成经得住由于导致故障模式的不利发动机状况(诸如，外来物体损坏、由于过度或极端失衡或风扇转子振荡而造成的硬摩擦、或风扇叶片脱落(liberation))而造成的风扇叶片的冲击。然而，这样的翼型件构造大体上增加风扇壳体的重量，由此增加发动机和飞行器的重量并且降低性能和效率。
已知的风扇壳体大体上包括易碎结构(诸如，蜂窝或沟槽填充材料)，其构造成减轻至风扇壳体的负载传递和通过风扇壳体的负载传递。然而，该方法大体上为昂贵的。此外，该方法可导致较大、较重、效率较低的风扇壳体。更进一步，该方法可能未解决与在一个或若干个翼型件(诸如，风扇叶片)的变形或脱落之后的风扇转子失衡有关的问题。
照此，需要一种翼型件，该翼型件能够实现受控并且一致的失效模式，该失效模式可使得能够降低成本、重量以及至周围壳的负载传递。
发明内容
方面和优点将在下文的描述中部分地得到阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本发明而习知。
在一个方面，本主题涉及一种翼型件，该翼型件限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括联接到翼型件的前缘的前缘蒙皮。前缘蒙皮包括凸缘，凸缘从易碎线朝向末梢沿着翼展延伸并且沿着在沿着翼展的每个点处的翼弦限定第一宽度。前缘蒙皮进一步包括基部，基部从易碎线至少部分地沿着翼展延伸到根部，并且沿着易碎线的在沿着翼展的点处的翼弦限定第二宽度，使得第二宽度大于第一宽度。
在一个实施例中，翼型件可限定沿着翼展在易碎线与末梢之间延伸的易碎翼型件部分。在一个特定实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在一个实施例中，前缘蒙皮和翼型件各自可包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。
在另一实施例中，前缘蒙皮可沿着整个翼展延伸。在一个实施例中，凸缘可从易碎线沿着翼展朝向末梢延伸到翼展的自末梢起的5%内的沿着翼展的点。在另外的实施例中，凸缘可沿着翼展的至少5%但小于翼展的25%延伸。在其它实施例中，凸缘可沿着翼展的至少10%但小于翼展的20%延伸。在另外的实施例中，第一宽度可沿着在沿着翼展的每个点处的翼弦的10%或更少延伸。在这样的实施例中，第二宽度可沿着易碎线的在沿着翼展的点处的翼弦的至少10%但小于翼弦的90%延伸。
在一个实施例中，翼型件可进一步限定压力侧和吸力侧。基部可在压力侧和吸力侧两者上同等地沿着第二宽度延伸。在这样的实施例中，凸缘可在压力侧和吸力侧两者上同等地沿着第一宽度延伸。在另一实施例中，基部可在压力侧或吸力侧中的至少一者上沿着第二宽度延伸，并且在压力侧或吸力侧中的另一者上延伸小于第二宽度。在这样的实施例中，凸缘可在压力侧或吸力侧中的至少一者上沿着第一宽度延伸，并且在压力侧或吸力侧中的另一者上延伸小于第一宽度。
在另一方面，本主题涉及限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：发动机轴，其沿着中心轴线延伸；压缩机，其附接到发动机轴，并且绕中心轴线径向地延伸；燃烧器，其定位于压缩机的下游，以从压缩机接收压缩流体；涡轮，其在燃烧器的下游安装于发动机轴上，以将旋转力提供给压缩机；以及多个翼型件，其可操作地连接到发动机轴。多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。每个翼型件包括联接到翼型件的前缘的前缘蒙皮。前缘蒙皮包括凸缘，凸缘从易碎线朝向末梢沿着翼展延伸，并且沿着在沿着翼展的每个点处的翼弦限定第一宽度。前缘蒙皮进一步包括基部，基部从易碎线至少部分地沿着翼展延伸到根部，并且沿着易碎线的在沿着翼展的点处的翼弦限定第二宽度，使得第二宽度大于第一宽度。
在一个实施例中，燃气涡轮发动机可进一步包括风扇区段，风扇区段包括构造为风扇叶片的多个翼型件。应当进一步理解，燃气涡轮发动机可进一步包括任何如本文中所描述的额外的特征。
技术方案1. 一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间的在沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘，所述前缘蒙皮包括凸缘，所述凸缘从易碎线朝向所述末梢沿着所述翼展延伸，并且沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定第一宽度，并且其中所述前缘蒙皮进一步包括基部，所述基部从所述易碎线至少部分地沿着所述翼展朝向所述根部延伸，并且沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的点处的所述翼弦限定第二宽度，使得所述第二宽度大于所述第一宽度。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定在所述易碎线与所述末梢之间沿着所述翼展延伸的易碎翼型件部分。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述前缘蒙皮沿着整个翼展延伸。
技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘从所述易碎线沿着所述翼展朝向所述末梢延伸到所述翼展的自所述末梢起的5%内的沿着所述翼展的点。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘沿着所述翼展的至少10%但小于所述翼展的20%延伸。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一宽度沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的10%或更少延伸，并且其中所述第二宽度沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于所述翼弦的90%延伸。
技术方案9. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述前缘蒙皮和所述翼型件各自包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中所述基部在所述压力侧和吸力侧两者上同等地沿着所述第二宽度延伸，并且其中所述凸缘在所述压力侧和吸力侧两者上同等地沿着所述第一宽度延伸。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中所述基部在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第二宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第二宽度，并且其中所述凸缘在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第一宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第一宽度。
技术方案12. 一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
发动机轴，其沿着所述中心轴线延伸；
压缩机，其附接到所述发动机轴，并且绕所述中心轴线径向地延伸；
燃烧器，其定位于所述压缩机的下游，以从所述压缩机接收压缩流体；
涡轮，其在所述燃烧器的下游安装于所述发动机轴上，以将旋转力提供给所述压缩机；以及
多个翼型件，其可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着所述翼展的每个点处的翼弦，每个翼型件包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘，所述前缘蒙皮包括凸缘，所述凸缘从易碎线朝向所述末梢沿着所述翼展延伸，并且沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定第一宽度，并且其中所述前缘蒙皮进一步包括基部，所述基部从所述易碎线至少部分地沿着所述翼展朝向所述根部延伸，并且沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的点处的所述翼弦限定第二宽度，使得所述第二宽度大于所述第一宽度。
技术方案13. 根据技术方案12所述的翼型件，其特征在于，每个翼型件限定在所述易碎线与所述末梢之间沿着所述翼展延伸的易碎翼型件部分。
技术方案14. 根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括风扇区段，所述风扇区段包括被构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
技术方案15. 根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个前缘蒙皮沿着整个翼展延伸。
技术方案16. 根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个凸缘沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
技术方案17. 根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个凸缘沿着所述翼展的至少10%但小于所述翼展的20%延伸。
技术方案18. 根据技术方案12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一宽度沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的10%或更少延伸，并且其中所述第二宽度沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于所述翼弦的90%延伸。
技术方案19. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中每个基部在所述压力侧和所述吸力侧两者上同等地沿着所述第二宽度延伸，并且其中每个凸缘在所述压力侧和所述吸力侧两者上同等地沿着所述第一宽度延伸。
技术方案20. 根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中每个基部在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第二宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第二宽度，并且其中每个凸缘在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第一宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第一宽度。
这些及其它特征、方面以及优点将参考下文中的描述和所附权利要求书而变得更好理解。结合在本说明书中并且构成本说明书的一部分的附图图示本发明的实施例，并且附图连同描述一起用来解释本发明的某些原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员而言完整且充分的公开，在附图中：
图1根据本主题的方面图示可在飞行器内利用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面图，其特别地图示构造为高旁通涡轮风扇喷气发动机的燃气涡轮发动机；
图2根据本主题的方面图示图1的风扇区段的横截面图，其特别地图示风扇区段的风扇叶片；
图3根据本主题的方面图示图1和图2的风扇区段的风扇叶片，其特别地图示前缘蒙皮；
图4根据本主题的方面图示前缘蒙皮的一个实施例，其特别地图示前缘蒙皮的基部和凸缘；以及
图5根据本主题的方面图示前缘蒙皮的另一实施例，其特别地图示不对称的前缘蒙皮。
本说明书和附图中的参考符号的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个示例在图中被图示。每个示例通过对本发明的解释而非对本发明的限制的方式被提供。实际上，将对本领域技术人员显而易见的是，在不背离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出各种修改和变型。例如，作为一个实施例的部分而图示或描述的特征可与另一实施例一起用于产生另外其它实施例。因而，意图是本发明涵盖如归入所附权利要求书及其等同物的范围内的这样的修改和变型。
如本文中所使用的，术语“第一”、“第二”以及“第三”可能够互换地被使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表明独立构件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”指相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指流体流自的方向，并且“下游”指流体流至的方向。
除非在本文中另外规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间构件或特征而间接联接、固定或附接两者。
术语“通信(communicate)”、“通信(communicating)”“通信的(communicative)”等指直接通信以及诸如通过存储器系统或另一中介系统的间接通信两者。
大体上提供用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。翼型件可包括联接到翼型件的前缘的前缘蒙皮。前缘蒙皮可包括朝向翼型件的末梢定位的凸缘和朝向翼型件的根部定位的基部。基部可沿着翼型件的翼弦比凸缘延伸得更远。此外，凸缘和基部可在其间限定凹口和易碎线。翼型件的易碎翼型件部分可从易碎线向外径向地定位，并且包括减小的弯曲刚度，使得易碎翼型件部分可在翼型件的失效模式期间折断或弯曲。例如，在本文中大体上示出并且描述的实施例可能够实现翼型件(诸如，风扇叶片)在失效事件(诸如，相对于周围的风扇壳体的硬摩擦)之后的受控并且一致的失效。在本文中大体上描述的实施例使翼型件能够在翼型件的期望翼展处变形或分开，以减轻至周围壳的负载传递。在本文中大体上提供的实施例可进一步使翼型件能够变形或分开，使得风扇转子的过度或极端失衡可在失效事件(诸如，翼型件脱落、外来物体损坏(例如，鸟撞击、结冰等等)或至轴承组件的润滑油或阻尼器的损失)之后减弱。
现在参考附图，图1根据本主题的方面图示可在飞行器内利用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁通涡轮风扇喷气发动机，燃气涡轮发动机10被示出为具有沿着轴向方向A而延伸通过燃气涡轮发动机10的纵向或轴向中心线轴线12，以用于参考目的。燃气涡轮发动机10进一步限定从中心线12延伸的径向方向R。虽然示出了示范性的涡轮风扇实施例，但预期本公开大体上可同样地适用于涡轮机(诸如，开式转子、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机构造(包括船用及工业用涡轮发动机和辅助功率单元))。
大体上，燃气涡轮发动机10包括核心燃气涡轮发动机(其大体上由参考符号14指示)和定位于核心燃气涡轮发动机的上游的风扇区段16。核心发动机14大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外壳18。另外，外壳18可进一步包封并且支承低压(LP)压缩机22，低压(LP)压缩机22用于使进入核心发动机14的空气的压力增大到第一压力水平。轴向流动型多级高压(HP)压缩机24然后可从LP压缩机22接收增压空气并且进一步增大这些空气的压力。离开HP压缩机24的增压空气然后可流动到燃烧器26，在燃烧器26内，燃料被喷射到增压空气流中，其中得到的混合物在燃烧器26内被燃烧。高能量燃烧产物从燃烧器26沿着燃气涡轮发动机10的热气体路径被引导到高压(HP)涡轮28，以便经由高压(HP)轴或转轴30来驱动HP压缩机24，并且然后被引导到低压(LP)涡轮32，以便经由与HP轴30大体上同轴的低压(LP)驱动轴或转轴34来驱动LP压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和涡轮32中的每个之后，燃烧产物可经由排气喷嘴36而从核心发动机14排出，以提供推进喷气推力。
另外，如图1和图2中所示出的，燃气涡轮发动机10的风扇区段16大体上包括构造成由环形风扇壳40环绕的可旋转式轴向流动型风扇转子38。在特定实施例中，诸如在直接驱动式构造中，LP轴34可直接地连接到风扇转子38或转子盘39。在备选构造中，在间接驱动式或齿轮驱动式构造中，LP轴34可经由减速装置37(诸如，减速齿轮式齿轮箱)来连接到风扇转子38。这样的减速装置可如期望或需要的那样被包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/转轴之间。
本领域普通技术人员应当意识到，风扇壳40可构造成相对于核心发动机14由多个基本上径向延伸、周向隔开的出口导向导叶42支承。照此，风扇壳40可包封风扇转子38及其对应的风扇转子叶片(风扇叶片44)。此外， 风扇壳40的下游区段46可在核心发动机14的外部部分上延伸，以便于限定提供额外的推进喷气推力的辅助或旁通空气流管道48。
在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当意识到，初始空气流(由箭头50指示)可通过风扇壳40的相关联的入口52进入燃气涡轮发动机10。然后，空气流50穿过风扇叶片44，并且分成移动通过旁通管道48的第一压缩空气流(由箭头54指示)和进入LP压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指示)。然后，第二压缩空气流56的压力增大，并且第二压缩空气流56进入HP压缩机24(如由箭头58指示)。在燃烧器26内与燃料混合并且被燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26并且流过HP涡轮28。此后，燃烧产物60流过LP涡轮32并且离开排气喷嘴36，以为燃气涡轮发动机10提供推力。
参考图2和图3，在风扇叶片44的情境下，提供示范性的翼型件62的实施例。虽然所图示的翼型件62被示出为风扇叶片44的部分，但理解的是，下文中的对翼型件62的讨论可同样地适用于另一翼型件的实施例，例如，压缩机22、24和/或涡轮28、32的定子导叶或转子叶片(参见图1)。如所示出的，每个风扇叶片44从翼型件根部64沿着翼展S向外径向地延伸到翼型件末梢66。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从翼型件的前缘72延伸到后缘74，并且沿着翼展S在翼型件根部64与翼型件末梢66之间延伸。此外，应当认识到，翼型件可限定沿着翼型件根部64与翼型件末梢66之间的翼展S的每个点处的翼弦C。此外，翼弦C可沿着翼型件62的翼展变化。例如，在所描绘的实施例中，翼弦C沿着翼展S朝着翼型件末梢66而增大。然而，在其它实施例中，翼弦C可在翼展S各处而为大致恒定的，或可从翼型件根部64到翼型件末梢66而减小。
任选地，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾件76的整体构件，轴向燕尾件76具有通向过渡区段80的一对相反的压力面78。当安装于燃气涡轮发动机10内时，如图2中所图示的，燕尾件76设置于风扇转子盘39的燕尾件狭槽中，由此使风扇叶片44附接到风扇转子38。
在所描绘的实施例中，翼型件62可包括前缘蒙皮82，前缘蒙皮82包括基部84和凸缘86，基部84和凸缘86联接到翼型件62的前缘72。例如，如所图示的，前缘蒙皮82可从翼型件末梢66沿着翼型件62的翼展S的至少一部分延伸。例如，前缘蒙皮82可结合到翼型件62的前缘72，并且为翼型件62的前缘72提供保护。应当认识到，前缘蒙皮82可使用任何合适的手段(诸如，通过粘附剂、带、焊接和/或机械紧固件(例如，螺栓、螺钉以及铆钉))来联接到前缘72。前缘蒙皮82可大体上强化翼型件62，使在风扇叶片脱落事件期间对翼型件62(例如，风扇叶片44)造成的危险降低到最低限度，并且保护翼型件62免于外来物体的损坏。
在一个实施例中，前缘蒙皮82可沿着整个翼展S延伸。照此，前缘蒙皮82可保护翼型件62的从翼型件根部64到翼型件末梢66的整个前缘72。在其它实施例中，前缘蒙皮82可仅保护翼型件62的前缘72的一部分(诸如，前缘72的朝向翼型件末梢66的一部分)。
前缘蒙皮82可包括在易碎线88处相接的基部84和凸缘86。如所图示的，基部84和凸缘86可在其间限定凹口90。更特别地，凸缘86和基部84在凹口90处相接的位置可限定易碎线88。例如，如关于图4和图5而更详细地描述的，凹口90可相对于凸缘86的第一宽度96与基部84的第二宽度100的差而被限定。此外，易碎线88可大体上沿着翼弦C朝向后缘74延伸。应当认识到，易碎线88可大体上沿着在沿着翼展S的大致相同的点处的翼弦C延伸。在其它实施例中，在易碎线88沿着翼弦C朝向后缘74轴向地延伸时，易碎线88可至少部分地向内或向外径向地(例如，沿着翼展S)延伸。在一个实施例中，翼型件62可限定剩余翼型件部分92，剩余翼型件部分92沿着翼型件62的翼展S从根部64延伸到易碎线88。在这样的实施例中，翼型件62可进一步限定易碎翼型件部分94，易碎翼型件部分94沿着翼型件62的翼展S从翼型件末梢66延伸到易碎线88。易碎翼型件部分94可与剩余翼型件部分90在易碎线88处相接。另外，凹口90可至少部分地限定易碎翼型件部分92。如关于图4和图5而更详细地描述的，易碎翼型件部分94与剩余翼型件部分92相比可具有减小的总体弯曲刚度。
仍然参考图3的示范性翼型件62，翼型件62可构造成在对翼型件62加负载或冲击之后在大致易碎线88一直到翼型件末梢66(例如，易碎翼型件部分)处断裂、破裂或脱落。例如，翼型件62(其被构造为燃气涡轮发动机10(图1)的风扇壳40或机舱内的风扇叶片44)可构造成使翼型件62的位于易碎线88上方的易碎翼型件部分94分开、分离、变形、破裂或脱落。在一个非限制性示例中，翼型件62的易碎翼型件部分94可限定为易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92的沿翼展方向的尺寸的差。例如，易碎翼型件部分94可限定于自翼型件末梢66起的总翼展S的大致3 %到大致15 %内。
在燃气涡轮发动机10的操作期间，诸如在风扇转子38或LP轴34中产生显著不平衡的事件之后，如在图3-5中的各种实施例中示出并且描述的(例如，风扇叶片44的)易碎翼型件部分94可构造成例如沿着易碎线88变形或者与翼型件62的其余部分部分地或完全地分开。此外，易碎翼型件部分94可(例如，沿着易碎线88)分开，同时留下全部的剩余翼型件部分92或至少一部分。在风扇转子38和/或LP轴34中产生显著失衡的事件可包括但不限于外来物体损坏(例如，鸟撞击、冰吸入、其它碎片等等)或风扇叶片44分开。使易碎翼型件部分94分开或分离可在风扇转子38和/或LP轴36继续旋转时，减少不期望的失衡或振动。此外，关于图3-5而大体上示出并且描述的翼型件62的实施例可能够实现较轻的风扇壳44或机舱，诸如减少风扇壳40或机舱的金属材料或可磨损材料的量。
现在参考图4，根据本主题的方面图示前缘蒙皮82的一个实施例。特别地，图4图示前缘蒙皮82的基部84和凸缘86，其中为了清楚起见而省略翼型件62的其余构件。例如，前缘蒙皮82可包括凸缘86，凸缘86从易碎线88沿着翼展S朝向翼型件末梢66延伸。应当意识到，在其它实施例中，凸缘86可并非完全地延伸到翼型件末梢66。例如，凸缘86可从易碎线88沿着翼展S延伸到翼展S的自翼型件末梢66起的5%内的沿着翼展S的点。此外，凸缘86可沿着在沿着翼展S(例如，具有凸缘86)的每个点处的翼弦C限定第一宽度96。在某些实施例中，第一宽度96可沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C的10%或更少延伸。在一个实施例中，凸缘86可限定凸缘高度98，凸缘高度98沿着翼展S的至少5%但小于翼展S的25%延伸。在其它实施例中，凸缘96的凸缘高度98可沿着翼展S的至少10%但小于翼展S的20%延伸。照此，应当认识到，凹口90和/或易碎翼型件部分94还可在翼型件末梢66与易碎线88之间沿着凸缘高度98延伸。或更特别地，凸缘96可限定易碎翼型件部分94和凹口90两者，使得易碎翼型件部分94和凹口90各自具有与凸缘高度98相同或大致相同的高度。
前缘蒙皮82可进一步包括基部84，基部84从易碎线88至少部分地沿着翼展S延伸到翼型件根部64(图3)。在其中前缘蒙皮82沿着前缘72的整个翼展S延伸(图3)的实施例中，基部84可延伸易碎线88与翼型件根部64之间的整个距离。此外，基部84可沿着易碎线88的在沿着翼展S的点处的翼弦C限定第二宽度100，使得第二宽度100大于第一宽度96。如本文中所描述的，第二宽度100大于第一宽度96指第一宽度96在凸缘86的沿着翼展S的每个点处延伸所沿着的翼弦C的百分比小于基部84的第二宽度100在易碎线88的沿着翼展S的点处延伸的翼弦C的百分比。在某些实施例中，第二宽度100可沿着在易碎线88的沿着翼展的点处的翼弦C的至少10%但小于这样的翼弦C的90%延伸。例如，基部84可在后缘74的附近(诸如，在易碎线88的沿着翼展S的点处距离后缘74的翼弦C的大致10%的距离)内覆盖压力侧68和吸力侧70。照此，应当认识到，在所图示的实施例中，与凸缘86沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C的延伸相比，基部84沿着易碎线88的在沿着翼展S的点处的翼弦C延伸得更远。
在某些实施例中，基部84可限定翼型件62的具有第一总体弯曲刚度的部分(例如，剩余翼型件部分92)。类似地，凸缘66可限定翼型件62的具有比剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度更小的第二总体弯曲刚度的部分(例如，易碎翼型件部分94)。例如，凹口90可沿着翼展S和翼弦C减少易碎线88上方的前缘蒙皮82的量。照此，易碎翼型件部分94可具有减小的刚度，允许易碎翼型件部分94如上文中关于图3而描述的那样在易碎线88处断裂、破裂、脱落、分离、变形、偏转等等。
仍然参考图4的实施例，前缘蒙皮82可关于前缘72为对称的。例如，在这样的实施例中，凸缘86可在压力侧68和吸力侧70(图3)两者上同等地沿着第一宽度96延伸。例如，凸缘86可在前缘72的两侧上同等地提供保护。此外，基部84可在压力侧68和吸力侧70两者上同等地沿着第二宽度100延伸。
现在参考图5，根据本主题的方面图示前缘蒙皮82的另一实施例。特别地，图5图示不对称的前缘蒙皮82。例如，凸缘86可在压力侧68或吸力侧70中的至少一者上沿着第一宽度96延伸(图3)，并且在压力侧68或吸力侧70中的另一者上延伸小于第一宽度96。更特别地，凸缘96可沿着压力侧68或吸力侧70中的一者沿着小于第一宽度96的第三宽度102延伸。
照此，凸缘86可围绕翼型件62的前缘72为不对称的。例如，前缘蒙皮82的凸缘86可沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C在压力侧68上(例如，10%)比在吸力侧70上(例如，5%)延伸得更远。例如，前缘蒙皮82可不会朝向翼型件62旨在弯曲和/或破裂的方向延伸至整个第一宽度96。在另一实施例中，基部84可在压力侧68或吸力侧70中的至少一者上沿着第二宽度100延伸并且在压力侧68或吸力侧70中的另一者上延伸小于第二宽度100。例如，基部84可在易碎线88的沿着翼展S的点处在侧68、70中的一者上沿着小于第二宽度100的第四宽度104延伸。在某些实施例中，第四宽度104可大于第一宽度96。然而，在其它实施例中，第四宽度104可小于第一宽度96但大于第三宽度102。照此，基部84可围绕翼型件62的前缘72为不对称的。
应当认识到，在某些实施例中，凸缘86和基部84两者都可分别在压力侧68或吸力侧70中的一者上沿着第一宽度96和第二宽度100延伸并且在另一侧68、70上延伸小于第一宽度96和第二宽度100。然而，在另外的其它实施例中，凸缘86可在一侧(诸如，吸力侧70)上延伸小于第一宽度96(第三宽度102)，并且基部84可在另一侧(诸如，压力侧68)上延伸小于第二宽度100(第四宽度104)。例如，基部84可在易碎翼型件部分94旨在弯曲和/或破裂的一侧延伸得更远，由此在失效模式的情况下为翼型件62提供更多保护。类似地，凸缘86可在易碎翼型件部分94旨在弯曲和/或破裂的相反侧上延伸得更远，由此为翼型件62的可相对于风扇壳40摩擦的一侧(例如，压力侧68)提供更多保护。
在一个实施例中，翼型件62和/或前缘蒙皮82可包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。例如，翼型件62和/或前缘蒙皮82可至少部分地由陶瓷基体复合物形成。更特别地，在某些实施例中，翼型件62和前缘蒙皮82可由一个或多个陶瓷基体复合预浸料层形成。例如，形成前缘蒙皮82的这样的预浸料层可围绕翼型件62的前缘72包裹并且被固化和处理，以形成前缘蒙皮82。在其它实施例中，翼型件62和/或前缘蒙皮82可至少部分地由诸如但不限于钢、钛、铝、镍的金属或其各自的合金形成。例如，在某些实施例中，翼型件62和/或前缘蒙皮82可为铸件。在一个特定实施例中，翼型件62可由陶瓷基体复合物形成，而前缘蒙皮82可由金属形成。然而，应当认识到，翼型件62和/或前缘蒙皮82可由诸如金属、金属合金和/或复合物的组合之类的多种材料形成。例如，凸缘86可包括一种材料，而基部84包括另一种材料。此外，在这样的实施例中，凸缘86和基部84可在易碎线88处结合。类似地，剩余翼型件部分92可包括一种材料，而易碎翼型件部分94包括在易碎线88处与剩余翼型件部分92结合的另一种材料。应当认识到，形成凸缘86和/或易碎翼型件部分94的材料与形成基部84和剩余翼型件部分92的材料相比可具有减小的刚度。
复合材料可包括但不限于金属基体复合物(MMC)、聚合物基体复合物(PMC)或陶瓷基体复合物(CMC)。诸如可在翼型件62和/或前缘蒙皮82中利用的复合材料大体上包括嵌入基体材料(诸如，聚合物、陶瓷或金属材料)中的纤维增强材料。增强材料用作复合材料的承载组分，而复合材料的基体用来使纤维粘合在一起并且充当介质，外部施加的应力由该介质传递并且分配到纤维。
示范性的CMC材料可包括碳化硅(SiC)、硅、二氧化硅或氧化铝基体材料以及以上项的组合。陶瓷纤维可嵌入基体内，该基体为诸如氧化稳定的增强纤维，该氧化稳定的增强纤维包括如蓝宝石和碳化硅那样的单丝(例如，Textron的SCS-6)、以及粗纱和纱线(其包括碳化硅(例如，Nippon Carbon的NICALON®、Ube Industries的TYRANNO®和Dow Corning的SYLRAMIC®)、硅酸铝(例如，Nextel的440和480))、以及短切晶须和纤维(例如，Nextel的440和SAFFIL®)、以及任选地陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y的氧化物以及以上项的组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石以及蒙脱石)。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带(诸如，单向增强带)。可将多个带铺叠在一起(例如，作为铺层)，以形成预成形构件。纤维束可在形成预成形件之前或在形成预成形件之后用浆料成分浸渍。然后，预成形件可经历热处理(诸如，固化或烧尽)以产生预成形件中的大量炭残留物并可经历随后的化学处理(诸如，利用硅来进行的熔渗)以得到由具有期望的化学成分的CMC材料形成的构件。在其它实施例中，CMC材料可形成为例如碳纤维布，而不是形成为带。
类似地，在各种实施例中，通过以树脂(预浸料)浸渍织物或单向带，随后固化，从而可制备PMC材料。例如，可使多层预浸料堆叠成对于该部分的适当的厚度和取向，并且然后可使树脂固化并且凝固，以提供纤维增强复合物部分。作为另一示例，可利用模具，未固化的预浸料层可堆叠到该模具，以形成复合物构件的至少一部分。模具可为封闭构造(例如，压缩模制)或利用真空袋成形的开放构造。例如，在开放构造中，模具形成叶片的一侧(例如，压力侧68或吸力侧70)。PMC材料放置于袋的内侧，并且利用真空来在固化期间保持PMC材料抵靠模具。在另外的其它实施例中，翼型件62和/或前缘蒙皮82可至少部分地经由树脂传递模制(RTM)、轻质树脂传递模制(LRTM)、真空辅助树脂传递模制(VARTM)、成形工艺(例如，热成形)或类似工艺来形成。
在浸渍之前，织物可被称为“干燥”织物，并且典型地包括两个或更多个纤维层(铺层)的堆叠。纤维层可由各种各样的材料形成，这些材料的非限制性示例包括碳(例如，石墨)、玻璃(例如，玻璃纤维)、聚合物(例如，Kevlar®)纤维以及金属纤维。纤维增强材料可按相对较短的短切纤维(在长度上大体上小于两英寸，并且更优选地小于一英寸)或长连续纤维的形式使用，其中后者通常用于生产编织织物或单向带。其它实施例可包括诸如平面编织、斜纹或缎纹之类的其它纺织品形式。
在一个实施例中，可通过使干燥纤维分散到模子中，并且然后使基体材料围绕增强纤维流动，从而生产PMC材料。用于PMC基体材料的树脂可大体上分类为热固性塑料或热塑性塑料。热塑性树脂大体上归类为聚合物，其可在加热时反复地软化和流动并在由于物理而非化学变化而充分冷却时硬化。热塑性树脂的值得注意的示例性分类包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮以及聚碳酸酯树脂。已设想用于在航空应用中使用的高性能热塑性树脂的具体示例包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)以及聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全地固化成硬质刚性固体，热固性树脂在加热时便不会经历显著软化，而是相反地，在充分加热时热分解。热固性树脂的值得注意的示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺树脂(BMI)以及聚酰亚胺树脂。
本书面描述使用示范性实施例(包括最佳模式)来公开本发明，并且还使本领域任何技术人员都能够实践本发明(包括制作并且使用任何装置或系统和执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括具有与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构要素，则这些示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种翼型件，其限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间的在沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘，所述前缘蒙皮包括凸缘，所述凸缘从易碎线朝向所述末梢沿着所述翼展延伸，并且沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定第一宽度，并且其中所述前缘蒙皮进一步包括基部，所述基部从所述易碎线至少部分地沿着所述翼展朝向所述根部延伸，并且沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的点处的所述翼弦限定第二宽度，使得所述第二宽度大于所述第一宽度。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定在所述易碎线与所述末梢之间沿着所述翼展延伸的易碎翼型件部分。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述前缘蒙皮沿着整个翼展延伸。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘从所述易碎线沿着所述翼展朝向所述末梢延伸到所述翼展的自所述末梢起的5%内的沿着所述翼展的点。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述凸缘沿着所述翼展的至少10%但小于所述翼展的20%延伸。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一宽度沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的10%或更少延伸，并且其中所述第二宽度沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于所述翼弦的90%延伸。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述前缘蒙皮和所述翼型件各自包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中所述基部在所述压力侧和吸力侧两者上同等地沿着所述第二宽度延伸，并且其中所述凸缘在所述压力侧和吸力侧两者上同等地沿着所述第一宽度延伸。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中所述基部在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第二宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第二宽度，并且其中所述凸缘在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第一宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第一宽度。
12.一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
发动机轴，其沿着所述中心轴线延伸；
压缩机，其附接到所述发动机轴，并且绕所述中心轴线径向地延伸；
燃烧器，其定位于所述压缩机的下游，以从所述压缩机接收压缩流体；
涡轮，其在所述燃烧器的下游安装于所述发动机轴上，以将旋转力提供给所述压缩机；以及
多个翼型件，其可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着所述翼展的每个点处的翼弦，每个翼型件包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘，所述前缘蒙皮包括凸缘，所述凸缘从易碎线朝向所述末梢沿着所述翼展延伸，并且沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定第一宽度，并且其中所述前缘蒙皮进一步包括基部，所述基部从所述易碎线至少部分地沿着所述翼展朝向所述根部延伸，并且沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的点处的所述翼弦限定第二宽度，使得所述第二宽度大于所述第一宽度。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件限定在所述易碎线与所述末梢之间沿着所述翼展延伸的易碎翼型件部分。
14.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括风扇区段，所述风扇区段包括被构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
15.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个前缘蒙皮沿着整个翼展延伸。
16.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个凸缘沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
17.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个凸缘沿着所述翼展的至少10%但小于所述翼展的20%延伸。
18.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一宽度沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的10%或更少延伸，并且其中所述第二宽度沿着所述易碎线的在沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于所述翼弦的90%延伸。
19.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中每个基部在所述压力侧和所述吸力侧两者上同等地沿着所述第二宽度延伸，并且其中每个凸缘在所述压力侧和所述吸力侧两者上同等地沿着所述第一宽度延伸。
20.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中每个基部在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第二宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第二宽度，并且其中每个凸缘在所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者上沿着所述第一宽度延伸，并且在所述压力侧或所述吸力侧中的另一者上延伸小于所述第一宽度。
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