CN115559937A - 易碎翼型件 - Google Patents

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阿比吉特·杰西格劳·亚达夫
尼古拉斯·约瑟夫·克莱
池·K·法尼·斯里·克利什那
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Abstract

一种翼型件，包括从前缘延伸到后缘并且在尖端和根部之间的多个复合层片。翼型件进一步在尖端处包括易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘和后缘之间延伸，并且在尖端和易碎线之间沿跨度延伸，包括第一多个复合层片。易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，第一多个复合层片包括具有第一纤维模量的纤维。翼型件进一步包括残余翼型件部分，残余翼型件部分沿跨度从易碎线延伸到根部，包括第二多个复合层片。第二多个复合层片包括具有第二纤维模量的一个或多个层片。第二纤维模量大于第一纤维模量。此外，残余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相遇。

Description

易碎翼型件
技术领域
本主题大体涉及翼型件，例如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(例如燃气涡轮发动机的风扇叶片)可能容易受到极端负载事件的影响。例如，风扇叶片可能会撞到被吸入发动机的鸟，或者可能出现叶片脱落的情况，其中风扇叶片中的一个从转子盘分离。如果冲击足够大，则风扇叶片可能会在通过发动机向下游行进之前分裂成一个或多个碎片。
燃气涡轮发动机(诸如涡轮风扇发动机)通常包括风扇壳体，风扇壳体围绕包括风扇叶片的风扇组件。风扇壳体通常包括被构造为减轻传递到和通过风扇壳体的负载的易碎结构，例如蜂窝或沟槽填充材料。然而，这种方法成本高，并且可能导致更大、更重、效率更低的风扇壳体。此外，这种方法可能无法解决与一个或多个翼型件(例如风扇叶片)的变形或释放后的风扇转子不平衡有关的问题。
因此，需要能够实现翼型件的受控且一致故障模式的翼型件，这可以能够实现降低成本、重量和向周围壳体的负载传递。
发明内容
方面和优点将在以下描述中部分阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本公开而获知。
在一个方面，本主题涉及一种翼型件，翼型件限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向；以及在沿跨度的位置处的易碎线。翼型件包括在前缘和后缘之间延伸，并且沿跨度在尖端和易碎线之间延伸的易碎翼型件部分。易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，第一多个复合层片中的一个或多个具有限定第一纤维模量的纤维。翼型件包括沿跨度从易碎线延伸到根部的残余翼型件部分。残余翼型件部分包括具有限定第二纤维模量的纤维的第二多个复合层片，其中第二纤维模量大于第一纤维模量，其中残余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相遇。
在另一方面，本主题涉及一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括沿中心轴线延伸的发动机轴、附接到发动机轴并绕中心轴线径向延伸的压缩机、定位在压缩机下游以从其接收压缩流体的燃烧器、在燃烧器下游安装在发动机轴上以向压缩机提供旋转力的涡轮、以及可操作地连接到发动机轴的多个翼型件。多个翼型件中的每一个都限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度、在前缘和后缘之间延伸的弦向方向、以及在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向。
每个都包括在前缘和后缘之间延伸，并且沿跨度在尖端和易碎线之间延伸的易碎翼型件部分。易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，第一多个复合层片具有包括第一纤维模量的纤维。每个翼型件还包括沿跨度从易碎线延伸到根部的残余翼型件部分。残余翼型件部分包括第二多个复合层片。第二多个复合层片包括具有第二纤维模量的纤维。第二纤维模量大于第一纤维模量。此外，残余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相遇。应进一步理解，燃气涡轮发动机还可以包括如本文所述的任何附加特征。
在另一方面，本主题涉及一种形成易碎翼型件的方法。易碎翼型件限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度、在前缘和后缘之间延伸的弦向方向、以及在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向。该方法包括铺设多个复合层片以形成残余翼型件部分。多个复合层片包括具有沿翼展方向定向的纤维的至少一个复合层片。该方法还包括铺设多个复合层片以形成易碎翼型件部分。形成易碎翼型件部分的多个复合层片具有至少部分地沿弦向方向、厚度方向或两者定向的纤维。该方法的另一个步骤包括处理多个复合层片以形成易碎翼型件。应进一步理解，该方法还可以包括如本文所述的任何附加特征。
参考以下描述和所附权利要求将更好地理解这些和其他特征、方面和优点。结合到本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本公开的实施例，并且与描述一起用于解释本公开的某些原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的优选实施例的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
图1示出了根据本主题的方面的可以在飞行器内使用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面视图，特别示出了被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示出了根据本主题的方面的图1的风扇区段的横截面视图，特别示出了风扇区段的风扇叶片；
图3示出了根据本主题的方面的图1和图2的风扇区段的风扇叶片，特别示出了易碎翼型件部分和残余翼型件部分；
图4示出了根据本主题的方面的翼型件的叠层取向的一个实施例；
图5示出了根据本主题的方面的易碎翼型件部分，特别示出了易碎叠层取向；
图6示出了根据本主题的方面的残余翼型件部分的一个实施例，特别示出了残余翼型件部分的残余叠层取向；
图7示出了根据本主题的方面的翼型件的横截面，特别示出了易碎翼型件部分和残余翼型件部分之间的易碎线；和
图8描绘了根据本主题的方面的形成易碎翼型件的方法。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本公开的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本公开的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个示例是为了解释本公开，而不是限制本公开。事实上，对于本领域技术人员来说将显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物范围内的这些修改和变化。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。
术语“通信”、“通信的”等是指直接通信，以及诸如通过存储器系统或另一个中间系统的间接通信。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。
如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％裕度内。这些近似裕度可以应用于单个值、限定数值范围的任一端点或两个端点，和/或端点之间范围裕度。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
通常提供一种用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。翼型件可以限定将易碎翼型件部分和残余翼型件部分分开的易碎线。残余翼型件部分可以沿跨度在易碎线和翼型件根部之间延伸。此外，翼型件可以限定沿跨度在易碎线和尖端之间延伸的易碎翼型件部分。从易碎线径向向外定位的易碎翼型件部分可以包括减小的弯曲刚度，使得易碎翼型件部分可在翼型件的故障模式期间折断或弯曲。更具体地，残余翼型件部分可以包括至少一个复合层片，其中纤维沿翼展方向定向以增加沿跨度的弯曲刚度。易碎翼型件部分可以包括具有至少部分地沿翼型件的弦向方向、翼型件的厚度方向或两者定向的纤维的复合层片，使得易碎翼型件沿跨度限定减小的弯曲刚度。本文大致示出和描述的实施例可以在故障事件(例如对周围风扇壳体的硬摩擦)之后实现翼型件(例如风扇叶片)的受控且一致的故障。本文大致描述的实施例使翼型件能够在翼型件的期望跨度处变形或分离，以减轻向周围壳体的负载传递。本文大致提供的实施例可以进一步使翼型件变形或分离，从而可以在故障事件(例如翼型件释放、异物损坏(例如，鸟类撞击、结冰等)、或轴承组件的润滑油或阻尼器损失)之后减少风扇转子的过度或极端不平衡。
有利地，通过在易碎翼型件部分中结合较小模量的纤维和/或较低模量的树脂，可以修改发动机在风扇叶片脱落(FBO)事件期间的整体阻尼效果。例如，使用较小模量的纤维和/或较低模量的树脂允许翼型件的故障，从而在FBO事件期间减少发动机的总负载。因此，在易碎翼型件部分中使用的纤维和树脂的模量值的修改可以调谐阻尼，并且可以对发动机上的整体系统负载产生优势并且可以有助于减少发动机的整体重量。
现在参考附图，图1示出了根据本主题的方面的可以在飞行器内使用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡轮风扇喷气发动机，图中所示的燃气涡轮发动机10具有沿轴向方向A延伸通过其中以供参考的纵向或轴向中心线轴线12。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。尽管示出了示例性涡轮风扇发动机实施例，但预期本公开可同样适用于一般的涡轮机械，例如开式转子涡轮风扇发动机(例如，没有外机舱的涡轮风扇发动机)、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机构造，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。
通常，燃气涡轮发动机10包括涡轮机14和定位在其上游的风扇区段16。涡轮机14通常包括基本上管状外壳18，其限定环形入口20。此外，外壳18可以进一步包围并支撑低压(LP)压缩机22，用于将进入涡轮机14的空气的压力增加到第一压力水平。多级轴流式高压(HP)压缩机24然后可以接收来自LP压缩机22的加压空气，并且进一步增加这种空气的压力。离开HP压缩机24的加压空气然后可以流到燃烧器26，在燃烧器26内燃料被注入到加压气流中，得到的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物沿燃气涡轮发动机10的热气路径从燃烧器26引导至高压(HP)涡轮28，用于经由高压(HP)轴30或线轴驱动HP压缩机24，并且然后引导至低压(LP)涡轮32，用于经由通常与HP轴30同轴的低压(LP)轴34或线轴驱动LP压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和32中的每一个之后，燃烧产物可以经由排气喷嘴36从涡轮机14中排出，以提供推进喷射推力。
此外，燃气涡轮发动机10的风扇区段16通常包括可旋转的轴流式风扇转子38，其构造成被环形风扇壳体40包围。在特定实施例中，例如在直接驱动构造中，LP轴34可以直接连接到风扇转子38。在替代构造中，LP轴34可以经由减速装置37(例如间接驱动或齿轮驱动构造中的减速齿轮箱)连接到风扇转子38。根据需要或要求，这种减速装置可以包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/线轴之间。
本领域普通技术人员应当理解，风扇壳体40可以被构造为通过多个基本上径向延伸、周向间隔开的出口导向轮叶42相对于涡轮机14被支撑。因此，风扇壳体40可包围风扇转子38及其对应的风扇转子叶片(风扇叶片44)。此外，风扇壳体40的下游区段46可以在涡轮机14的外部分上方延伸，以便限定提供额外推进喷射推力的次级或旁通气流导管48。
在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当理解，初始气流(由箭头50指示)可以通过风扇壳体40的相关入口52进入燃气涡轮发动机10。气流50然后通过风扇叶片44并分成移动通过旁通导管48的第一压缩气流(由箭头54指示)和进入LP压缩机22的第二压缩气流(由箭头56指示)。第二压缩气流56的压力然后增加并进入HP压缩机24(由箭头58指示)。在与燃料混合并在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26并流过HP涡轮28。此后，燃烧产物60流过LP涡轮32并离开排气喷嘴36，以为燃气涡轮发动机10提供推力。
参考图2，示例性翼型件62实施例是在定位于风扇区段16中的风扇叶片44的背景下提供的。尽管所示的翼型件62被示出为风扇叶片44的一部分，但是应当理解，对翼型件62的以下讨论可以同样适用于另一个翼型件实施例，例如压缩机22、24和/或涡轮28、32(见图1)的定子轮叶或转子叶片。还示出了外壳18、LP压缩机22和出口导向轮叶42。如所指出的，在燃气涡轮发动机10的操作期间，初始气流(由箭头50指示)通过风扇壳体40的相关入口52进入燃气涡轮发动机10。气流50然后通过风扇叶片44。可选地，每个风扇叶片44包括具有通向过渡区段80的轴向燕尾榫76的一体部件。当安装在燃气涡轮发动机10内时，轴向燕尾榫76设置在风扇转子盘39的燕尾槽中，从而将风扇叶片44附接到风扇转子38。每个风扇叶片44从翼型件根部64径向向外延伸到翼型件尖端66。翼型件包括在易碎线88处相遇的残余翼型件部分92和易碎翼型件部分94。残余翼型件部分92和易碎翼型件部分94各自在翼型件根部64和翼型件尖端66之间在翼型件的前缘72到后缘74之间延伸。易碎翼型件部分94包括一个或多个复合层片，该一个或多个复合层片具有包括如下文将进一步讨论的第一纤维模量的纤维。
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中生成显著不平衡的事件之后，例如，风扇叶片44的易碎翼型件部分94可被构造为例如沿易碎线88或从易碎线88径向向外变形或与翼型件62的其余部分部分分离。在风扇转子38和/或LP轴34中生成显著不平衡的事件可包括但不限于异物损坏(例如，鸟类撞击、冰摄入、其他碎屑等)或风扇叶片44分离。随着风扇转子38和/或LP轴34继续旋转，易碎翼型件部分94的变形可以减少不期望的不平衡或振动。此外，易碎翼型件部分94的分层可能在轻微摩擦条件(例如，侧风)期间发生，或在中等摩擦条件(例如，鸟类冲击)下发生。包含具有本文所述的第一纤维模量的复合层片可以帮助防止尖端66在可以实现受控风扇摩擦的某些条件期间的材料损失。此外，翼型件62的实施例可以实现更轻的外壳18或机舱，例如减少风扇壳体40或机舱的金属材料或可磨耗材料的量。
现在参考图3，示出了用于风扇叶片44的示例性翼型件62。可选地，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾榫76的一体部件，该轴向燕尾榫76具有通向过渡区段80的一对相对的压力面78。风扇叶片44沿限定从翼型件根部64到翼型件尖端66的翼展方向S的跨度径向向外延伸。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，并且沿跨度在翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。此外，应该认识到，翼型件62可以在沿跨度的每个点处沿弦限定弦向方向C，并且在前缘72和后缘74之间延伸。此外，弦可以沿翼型件62的跨度变化。例如，在所描绘的实施例中，弦沿跨度朝向翼型件尖端66增加。然而，在其他实施例中，弦可以在整个跨度上大致恒定，或者可以从翼型件根部64到翼型件尖端66减小。
翼型件62可以在沿跨度的每个点处沿在压力侧68和吸力侧70之间延伸的厚度限定厚度方向T。在某些实施例中，厚度可以在整个翼型件62的跨度上大致恒定。在其他实施例中，翼型件62可以在翼型件根部64和翼型件尖端66之间限定可变厚度。例如，厚度通常可以沿跨度朝向翼型件尖端66减小。此外，翼型件62可以在沿跨度的每个点处沿弦限定大致恒定的厚度。或者，在其他实施例中，沿翼型件62的跨度的至少一个点可以沿弦限定可变厚度。例如，翼型件62可以在沿跨度的每个点处在沿弦的位置处限定最大厚度。
此外，翼型件62可以限定将易碎翼型件部分94和残余翼型件部分92分开的易碎线88。易碎翼型件部分94通常可以朝向翼型件尖端66定位，并且在前缘72和后缘74之间以及在翼型件尖端66和易碎线88之间延伸。残余部分可以沿翼展方向S从易碎线88延伸到翼型件根部64。可选地，金属前缘屏蔽件71可以覆盖翼型件62的轴向延伸部分，包括前缘72的至少一部分。在其他实施例中，金属前缘屏蔽件71也可以覆盖尖端66和后缘74的部分(图3中未示出)。
如图3中进一步所示，易碎线88通常可在前缘72和后缘74之间沿弦向方向C延伸。应当认识到，易碎线88通常可以在沿跨度的大致相同点处沿弦向方向C延伸。在其他实施例中，当易碎线88沿弦向方向C朝向后缘74轴向延伸时，易碎线88可以至少部分地径向向内或向外(例如，沿翼展方向S)延伸。例如，在某些实施例中，易碎线88可以在沿跨度的一点处沿弦向方向C限定。在其他实施例中，易碎线88可以沿跨度的可变百分比从前缘72延伸到后缘74。在一个实施例中，易碎翼型件部分94可以沿跨度的至少10％从翼型件尖端66延伸，例如在沿翼展的一个点处沿弦向方向C延伸。更具体地，如图所示，易碎翼型件部分94可以限定在翼型件尖端66和易碎线88之间延伸的易碎高度84。因此，易碎高度84可以沿跨度的至少百分之十在前缘72和后缘74之间延伸。在另一个实施例中，易碎翼型件部分94和/或易碎高度84可以沿跨度的至少15％但小于50％在前缘72和后缘74之间延伸。与残余翼型件部分92相比，易碎翼型件部分94可具有降低的整体弯曲刚度。
特别参考图3的示例性翼型件62，翼型件62可以被构造为在加载或冲击翼型件62之后，在大约易碎线88直到翼型件尖端66(例如，易碎翼型件部分94)处破裂、断裂或释放。例如，被构造为燃气涡轮发动机10(图1)的风扇壳体40或机舱内的风扇叶片44的翼型件62可以被构造为在易碎线88处或从易碎线88径向向外分离、断开联接、变形、断裂或释放翼型件62的易碎翼型件部分94。在一个非限制性示例中，翼型件62的易碎翼型件部分94可以限定为易碎翼型件部分94和残余翼型件部分92的翼展尺寸的差异。例如，易碎翼型件部分94可以限定在距翼型件尖端66的总跨度的大约3％至大约15％(例如，易碎高度84)内。
参考图4，翼型件62可以包括从前缘72延伸到后缘74，并且在翼型件尖端66和翼型件根部64之间的多个复合层片82。例如，一个或多个复合层片82可以从翼型件尖端66延伸到翼型件根部64。或者，在进一步的实施例中，一个或多个复合层片82可以以端到端布置定位。例如，两个复合层片82可以布置成端到端，以沿翼展方向S从翼型件根部64延伸到翼型件尖端66。然而，在进一步实施例中，多于两个复合层片82可以布置成端到端，以沿翼展方向S延伸，例如三个或更多个复合层片82。
现在参考图5，示出了用于易碎翼型件部分94的复合层片82的易碎叠层取向96。易碎翼型件部分94包括第一多个复合层片86。第一多个复合层片86中的每一个包括具有第一纤维模量的纤维100。第一纤维模量包括拉伸模量，也称为杨氏模量。纤维100包括范围从约2500万磅/平方英寸(Msi)到约41Msi(例如从约32Msi到约35Msi)的第一纤维模量。虽然可以包括包含具有与纤维100不同的纤维模量的纤维的其他复合层片82，但通常复合层片82中的至少一个或多个包括第一多个复合层片86中的一个或多个，第一多个复合层片86中的一个或多个具有包括本文公开的纤维模量的纤维100。例如，在某些实施例中，用于形成易碎翼型件部分94的复合层片82的至少40％到高达100％由包括纤维100的第一多个复合层片86形成。纤维100可以沿弦向方向C、厚度方向T或翼展方向S或其组合定向。例如，在实施例中，存在于第一多个复合层片86中的纤维100的至少50％(例如至少75％)在弦向方向C上定向。在其他实施例中，存在于第一多个复合层片86中的纤维100的至少50％(例如至少75％)在厚度方向T上定向。此外，在其他实施例中，存在于第一多个复合层片86中的纤维100的至少50％(例如至少75％)在翼展方向S上定向。
现在参考图6，示出了用于残余翼型件部分92的复合层片82的残余叠层取向95。易碎翼型件部分94包括第二多个复合层片90。第二多个复合层片90中的每一个包括具有纤维模量(例如不同于纤维100(在图5的易碎叠层取向96中示出)的第一纤维模量的第二纤维模量)的纤维101。第二纤维模量包括拉伸模量，也称为杨氏模量。纤维101包括范围从约34Msi到约56Msi(例如从约42Msi到约47Msi)的纤维模量。虽然可以包括包含具有与纤维101不同的模量的纤维的其他复合层片82，但通常复合层片82中的至少一个或多个包括第一多个复合层片86中的一个或多个，第一多个复合层片86中的一个或多个具有包括本文公开的第二纤维模量的纤维101。例如，在某些实施例中，用于形成残余翼型件部分94的复合层片82的至少40％到高达100％由包括纤维101的第二多个复合层片90形成。纤维101可以沿弦向方向C、厚度方向T或翼展方向S或其组合定向。例如，在实施例中，存在于第二多个复合层片90中的纤维101的至少50％(例如至少75％)在弦向方向C上定向。在其他实施例中，存在于第二多个复合层片90中的纤维101的至少50％(例如至少75％)在厚度方向T上定向。此外，在其他实施例中，存在于第二多个复合层片90中的纤维101的至少50％(例如至少75％)在翼展方向S上定向。
实际上，易碎翼型件部分94包括一个或多个复合层片82(例如包括具有第一纤维模量的纤维100的第一多个复合层片86)，而残余翼型件部分92包括一个或多个复合层片(例如包括具有第二纤维模量的纤维101的第二多个复合层片90)。纤维101具有大于具有第一纤维模量的纤维100的第二纤维模量。与在残余翼型件部分92中具有更大或较大纤维模量的纤维相对，使用具有较小纤维模量的纤维来形成易碎翼型件部分94允许易碎翼型件部分94在产生不平衡的某些事件期间在易碎线88处或上方变形、分层、部分分离或完全分离。
应当理解，虽然具有纤维100的第一多个复合层片86被用于易碎翼型件部分94中，并且具有与纤维100相比包括更大纤维模量的纤维101的第二多个复合层片90被用于本文所述的翼型件中，附加复合层片82可以根据需要结合到残余翼型件部分92和/或易碎翼型件部分94中。例如，包括与纤维100和101相比具有不同纤维模量的纤维的附加复合层片82可以包括在残余翼型件部分92和/或易碎翼型件部分94中。此外，设想除了复合层片86和90之外，一个或多个复合层片82可以延伸整个跨度从翼型件根部64到翼型件尖端66(图中未示出)。
现在参考图7，示出了根据本公开的方面的翼型件62的横截面。特别地，图7示出了易碎翼型件部分94和残余翼型件部分92之间的易碎线88。多个复合层片82(包括第一多个复合层片86和第二多个复合层片90)在翼型件芯112上作为层压堆叠粘合在一起。堆叠通常沿厚度方向T向外延伸。翼型件芯112可以形成用于铺设复合层片82的基部引导件。尽管为了清楚起见将翼型件芯112示出为实心本体，但是翼型件芯112的可选实施例可以被构造为平行于复合层片82中的一个或多个的附加层片。例如，在可选实施例中，翼型件芯112可以包括多个复合层片82，每个复合层片82在翼展方向S上是连续的。例如，一些连续的层片可以从翼型件根部64不中断或不间断地延伸到翼型件尖端66。翼型件芯112的进一步附加或替代实施例可以限定从翼型件根部64部分或全部延伸到翼型件尖端66的中空腔。可选地，加强材料可以放置在中空腔内或填充中空腔。例如，编织芯、泡沫或合适的低密度材料可以基本上填充翼型件芯112的中空腔。
如图所示，翼型件62包括具有包括在易碎翼型件部分94中的纤维100(未示出)的第一多个层片86中的一个或多个，而具有纤维101(未示出)的第二多个层片90中的一个或多个被包括在翼型件62的残余部分92中。如前所述，与包括在第一多个层片86中的纤维100相比，包括在第二多个层片90中的纤维101具有更大的纤维模量。与包含具有较小纤维模量的纤维100的第一多个复合层片86的易碎翼型件部分94相比，包括具有较大纤维模量的纤维101的第二多个复合层片90的残余翼型件部分92更不易损坏。
应当认识到，包括第一多个复合层片86和第二多个复合层片90的复合层片82可以使用任何方式接合在一起。例如，复合层片82可以在处理期间布置成端到端并固定，以完成形成复合部件。在其他实施例中，复合层片82可以黏附或联接在一起。此外，在一个实施例中，可以使用一个或多个重叠接头将复合层片接合在一起。在某些实施例中，一个或多个对接接头可用于将复合层片82接合在一起。
在某些实施例中，包括具有第一纤维模量的纤维100的第一多个复合层片可以限定翼型件62的具有第一整体弯曲刚度的部分。类似地，残余翼型件部分92可以限定翼型件62的具有第二整体弯曲刚度的部分。易碎翼型件部分94的第一整体弯曲刚度可以小于残余翼型件部分92的第二整体弯曲刚度。在某些实施例中，与具有较大纤维模量的纤维101相比，使用具有较小纤维模量的纤维100降低了易碎翼型件部分94相对于残余翼型件部分92的第一整体弯曲刚度。此外，包括第一多个层片86和/或第二多个层片90的复合层片可以被定向，以在某些方向上为易碎翼型件部分94和/或残余翼型件部分提供增加或降低的弯曲刚度。例如，通常，复合层片82在纤维100、101被定向的方向上限定增加的弯曲刚度。因此，将第一多个复合层片86定向在翼展方向S上，可以降低沿翼展方向S的整体弯曲刚度。对于弦向方向C和厚度方向T也是如此。因此，为了实现易碎翼型件部分94的弯曲刚度的期望降低，包括纤维100的层片86可以在翼展方向S、弦向方向C和/或厚度方向T上结合，以实现易碎翼型件部分94的每个方向的期望弯曲刚度。类似地，第二多个复合层片90可以被包括在内并且在弦向方向C、翼展方向S和厚度方向T上定向，以实现残余翼型件部分92在每个方向上的期望弯曲刚度。因此，第二多个层片90可以以多种构造定向，以便提供与易碎翼型件部分94相比，在翼展方向S、弦向方向C和/或厚度方向T上具有增加的弯曲刚度的残余翼型件部分92。
如所讨论的，翼型件62、易碎翼型件部分94和/或残余翼型件部分92可以包括至少一个复合层片82，包括来自第一多个复合层片86和第二多个复合层片90的层片。所描述的层片可以结合到至少部分地由陶瓷基复合材料形成的翼型件62中。更具体地，在某些实施例中，翼型件62可以由被构造为陶瓷基复合预浸料层片的一个或多个复合层片82形成。
复合材料可包括但不限于金属基复合材料(MMC)、聚合物基复合材料(PMC)或陶瓷基复合材料(CMC)。诸如可用于翼型件62中的复合材料通常包括嵌入在基体材料(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成分，而复合材料的基体用于将纤维粘合在一起并用作将外部施加的应力传递和分布到纤维的介质。
示例性CMC材料可包括碳化硅(SiC)、硅、二氧化硅或氧化铝基材料，及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基体中，例如氧化稳定的增强纤维，包括单丝，如蓝宝石和碳化硅(例如，德事隆(Textron)的SCS-6)，以及包括碳化硅的粗纱和纱线(例如，Nippon Carbon的
Figure BDA0003720395380000111
Ube Industries的
Figure BDA0003720395380000112
和道康宁(Dow Corning)的
Figure BDA0003720395380000113
)、硅酸铝(例如Nextel的440和480)和短切晶须和纤维(例如Nextel的440和
Figure BDA0003720395380000114
)，以及可选的陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y及其组合的氧化物)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。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，例如单向增强带。多个带可以铺设在一起(例如，作为复合层片82)以形成预制部件。纤维束可以在形成预制件之前或在形成预制件之后用浆料组合物浸渍。然后，预制件可以经历热处理(例如固化或烧尽)以在预制件中产生高碳残留物，并且随后经历化学处理(例如用硅熔化渗透)以得到由具有期望化学成分的CMC材料形成的部件。
类似地，在各种实施例中，PMC材料可以通过用树脂(预浸料)浸渍织物或单向带然后固化来制作。例如，多层预浸料层片(例如，复合层片82)可以堆叠成零件的适当厚度和取向，并且然后树脂可以固化和固结以提供纤维增强复合零件。作为另一个示例，可以使用模具，未固化的预浸料层可以堆叠到该模具上以形成复合部件的至少一部分。模具可以是封闭构造(例如，压缩成型)或利用真空袋成型的开放构造。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材料放置在袋内，并在固化期间利用真空保持PMC材料抵靠模具。在其他实施例中，翼型件62可以至少部分地经由树脂传递模塑(RTM)、轻质树脂传递模塑(LRTM)、真空辅助树脂传递模塑(VARTM)、成型处理(例如热成型)或类似处理形成。
在浸渍之前，织物可以称为“干”织物并且通常包括两个或更多个纤维层的堆叠。纤维层可由多种材料形成，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
Figure BDA0003720395380000121
)纤维和金属纤维。纤维增强材料可以以相对短的短切纤维(通常长度小于2英寸，并且更优选地小于1英寸)或者长连续纤维的形式使用，后者通常用于生产编织织物或单向带。其他实施例可以包括其他纺织形式，例如平织、斜纹或缎纹。
在一个实施例中，PMC材料可以通过将干纤维分散到模具中，并且然后使基体材料在增强纤维周围流动来生产。用于PMC基体材料的树脂通常可分为热固性或热塑性。热塑性树脂通常归类为在加热时可以反复软化和流动而在充分冷却时由于物理变化而不是化学变化而硬化的聚合物。热塑性树脂的显著示例类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮和聚碳酸酯树脂。已考虑用于航空航天应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)和聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全固化成坚硬的固体，热固性树脂在加热时不会发生明显的软化，而是在充分加热时会发生热分解。热固性树脂的显著示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)和聚酰亚胺树脂。
此外，在某些实施例中，本文公开的翼型件可以在易碎翼型件部分94中包括第一树脂，并且在残余翼型件部分92中包括第二树脂。实际上，与第二树脂相比，第一树脂可以具有较低的弹性模量。
现在参考图8，根据本主题的方面描述了形成易碎翼型件的方法200。特别地，方法200可用于形成如图3-7所示的翼型件62的各种实施例。例如，易碎翼型件可以限定在根部和尖端之间在翼展方向S上延伸的跨度、在前缘和后缘之间延伸的弦向方向C、以及在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向T。
方法200可以包括202铺设多个复合层片以形成易碎翼型件部分。形成易碎翼型件部分的多个复合层片具有纤维，该纤维具有第一纤维模量。层片可以沿弦向方向C、厚度方向T、跨度方向S或其组合定向。在实施例中，层片的至少50％(例如至少75％)可以在弦向方向C、厚度方向T、跨度方向S或其组合上定向。例如，在实施例中，层片的至少50％在弦向方向C、厚度方向T或两者上定向。此外，形成易碎翼型件部分的多个复合层片可以是第一多个复合层片。更具体地，第一多个复合层片中的每一个可以包括具有第一纤维模量的纤维。在204处，该方法包括铺设多个复合层片以形成残余翼型件部分。在这样的实施例中，多个复合层片可以包括具有纤维的至少一个复合层片，该纤维具有第二纤维模量。特别地，第一纤维模量与第二纤维模量不同。实际上，在实施例中，第二纤维模量大于用于在易碎翼型件部分中形成一个或多个层片的纤维的第一纤维模量。多个复合层片可以包括复合材料，例如CMC材料。复合层片可以铺设在工具、芯轴、模具或其他合适的支撑装置或表面上。
在方法200的进一步实施例中，用于形成易碎翼型件部分或残余翼型件部分的复合层片中的至少一个可以是预浸料层片。例如，用于形成复合易碎翼型件的复合层片的至少一部分(例如，第一多个复合层片86和/或第二多个复合层片90)可以是预浸料层片。在一个特定实施例中，所有复合层片可以是预浸料层片。在进一步的实施例中，复合层片中的至少一个可以是陶瓷基复合层片，例如所有的复合层片。在某些实施例中，复合层片82中的至少一个可以是陶瓷基复合预浸料层片。
方法200的另一个步骤可以包括206处理多个层片以形成易碎翼型件。在一个实施例中，处理复合层片可以包括压实复合层片。在方法200的另一个实施例中，处理复合层片可以包括对复合层片进行压热。在方法200的又一个实施例中，处理复合层片可以包括对复合层片进行压实和压热。例如，复合层片可以被压实，并且然后在压热器中处理。压实可以在大气下(即在室温和压力下)进行。压热循环可以通过复合成分的完全干燥和/或固化而赋予最终层片和/或叠层组件刚度，并通过层片和/或子组件的完全固结来产生复合部件的最终尺寸。
此外，在复合层片在压热器中处理的实施例中，复合层片可以使用软工具和/或硬工具进行压热。例如，可以使用被成形为赋予易碎翼型件期望形状的金属工具(即硬工具)对复合层片进行压热。作为另一个示例，复合层片可以使用软工具(诸如真空袋)进行压热，例如，复合层片可以支撑在金属工具上，然后可以将复合层片和工具装袋并从袋中去除空气，以在压热循环中处理复合层片之前，对复合层片施加压力并压实复合层片。例如，处理复合层片可以包括对复合层片进行压热以形成压热本体。此外，另一个步骤可以包括烧制压热本体以形成烧制本体。处理复合层片还可以包括使烧制本体致密化以形成复合部件。在某些实施例中，处理复合层片可以包括熔化渗透或聚合物渗透和热解中的至少一种。
在复合材料是CMC材料的实施例中，压热本体可以经历烧制(或烧掉)以形成烧制本体，随后致密化以产生作为单件部件的致密化CMC部件，即，该部件是CMC材料的连续件。例如，在压热之后，可以将部件放入炉中以烧掉在形成CMC层片中使用的任何芯轴形成材料和/或溶剂，并分解溶剂中的粘合剂，然后将其放入带有硅的炉中，以将层片的陶瓷基体前体转化为CMC部件的基体的陶瓷材料。由于在烧掉/烧制期间粘合剂的分解，硅熔化并渗透基体内产生的任何孔隙；CMC部件与硅的熔化渗透使CMC部件致密化。然而，可以使用任何已知的致密化技术(包括但不限于Silcomp、熔化渗透(MI)、化学气相渗透(CVI)、聚合物渗透和热解(PIP)以及氧化物/氧化物处理)进行致密化。在一个实施例中，致密化和烧制可以在真空炉或具有在高于1200℃的温度下建立的气氛的惰性气氛中进行，以允许硅或另外一种或多种合适的材料熔化渗透到部件中。
可选地，在处理之后，如果需要并且根据需要，可以对复合部件进行精加工，并涂覆有一种或多种涂层，例如环境屏障涂层(EBC)。例如，缠绕在芯部周围的复合层片可能尺寸过大，使得复合层片的一部分延伸超过翼型件的期望后缘。因此，在处理之后，复合层片可以被机加工以限定后缘。
当然，关于图8描述的方法200仅作为示例提供。因此，可以使用用于压实和/或固化复合层片以及用于使CMC部件致密化的其他已知方法或技术。或者，可以使用并且以任何合适的顺序使用这些或其他已知处理的任何组合。此外，虽然相对于风扇叶片描述了图8的方法200，但方法200也可以用于形成其他复合部件，例如包括翼型件作为示例性复合部件的涡轮喷嘴叶片和涡轮定子轮叶，和/或压缩机叶片和轮叶。
本公开的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种翼型件，所述翼型件限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向；以及在沿所述跨度的位置处的易碎线，所述翼型件包括：易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿所述跨度在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，所述第一多个复合层片中的一个或多个具有限定第一纤维模量的纤维；以及残余翼型件部分，所述残余翼型件部分沿所述跨度从所述易碎线延伸到所述根部，所述残余翼型件部分包括具有限定第二纤维模量的纤维的第二多个复合层片，其中所述第二纤维模量大于所述第一纤维模量，其中所述残余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相遇。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述易碎翼型件部分在产生不平衡的事件之后相对于所述残余翼型件部分在所述易碎线处或从所述易碎线径向向外变形、或部分或完全分离。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％延伸。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％但小于50％延伸。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一纤维模量为约32Msi至约35Msi。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第二纤维模量为约42Msi至约47Msi。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一多个复合层片的至少约50％至高达约100％包括限定等于所述第一纤维模量的纤维模量的纤维。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一多个复合层片或所述第二多个复合层片中的至少一个包括陶瓷基复合层片。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述第一多个复合层片的至少50％或更多在所述弦向方向、所述厚度方向或两者上定向。
根据任何前述条项所述的翼型件，其中，所述易碎翼型件部分包括第一树脂，并且所述残余翼型件部分包括第二树脂，其中所述第一树脂与所述第二树脂相比具有更低的弹性模量。
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，所述发动机轴沿所述中心轴线延伸；压缩机，所述压缩机能够与所述发动机轴一起旋转；燃烧器，所述燃烧器定位在所述压缩机下游，以从所述压缩机接收压缩流体；涡轮，所述涡轮能够在所述燃烧器下游的位置处与所述发动机轴一起旋转，以向所述压缩机提供旋转力；以及多个翼型件，所述多个翼型件可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每一个都限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向；以及在沿所述跨度的位置处的易碎线，所述翼型件包括：易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿所述跨度在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，所述第一多个复合层片中的一个或多个具有限定第一纤维模量的纤维；以及残余翼型件部分，所述残余翼型件部分沿所述跨度从所述易碎线延伸到所述根部，所述残余翼型件部分包括具有限定第二纤维模量的纤维的第二多个复合层片，其中所述第二纤维模量大于所述第一纤维模量，其中所述残余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相遇。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，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。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％延伸。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％但小于50％延伸。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一纤维模量为约32Msi至约35Msi。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第二纤维模量为约42Msi至约47Msi。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一多个复合层片的至少约50％至高达约100％包括具有所述第一纤维模量的纤维。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一多个复合层片或所述第二多个复合层片中的至少一个包括陶瓷基复合层片。
一种形成易碎翼型件的方法，所述易碎翼型件限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；以及在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向，所述方法包括：铺设第一多个复合层片以形成易碎翼型件部分，其中形成所述易碎翼型件部分的所述第一多个复合层片具有限定第一纤维模量的纤维；铺设第二多个复合层片以形成残余翼型件部分，其中形成所述残余翼型件部分的所述第二多个复合层片具有限定第二纤维模量的纤维，其中所述第二纤维模量大于所述第一纤维模量；以及处理所述第一多个复合层片和所述第二多个复合层片，以形成所述易碎翼型件。
该书面描述使用示例性实施例来公开优选实施例，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及进行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件，其特征在于，所述翼型件限定在根部和尖端之间在翼展方向上延伸的跨度；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向；以及在沿所述跨度的位置处的易碎线，所述翼型件包括：
易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿所述跨度在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层片，所述第一多个复合层片中的一个或多个具有限定第一纤维模量的纤维；以及
残余翼型件部分，所述残余翼型件部分沿所述跨度从所述易碎线延伸到所述根部，所述残余翼型件部分包括具有限定第二纤维模量的纤维的第二多个复合层片，其中所述第二纤维模量大于所述第一纤维模量，其中所述残余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相遇。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述易碎翼型件部分在产生不平衡的事件之后相对于所述残余翼型件部分在所述易碎线处或从所述易碎线径向向外变形、或部分或完全分离。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％延伸。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述跨度的至少15％但小于50％延伸。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一纤维模量为约32Msi至约35Msi。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第二纤维模量为约42Msi至约47Msi。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一多个复合层片的至少约50％至高达约100％包括限定等于所述第一纤维模量的纤维模量的纤维。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一多个复合层片或所述第二多个复合层片中的至少一个包括陶瓷基复合层片。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中，所述第一多个复合层片的至少50％或更多在所述弦向方向、所述厚度方向或两者上定向。
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