CN115680783A - 具有形状记忆合金的易碎翼型件 - Google Patents

Abstract

一种翼型件，包括从前缘延伸到后缘并在尖端和根部之间的多个复合材料层。翼型件进一步包括在尖端处的易碎翼型件部分，该易碎翼型件部分在前缘和后缘之间延伸并且沿翼展在尖端和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括多个复合材料层和设置在多个复合材料层之间的一个或多个形状记忆合金插入件。还公开了一种包括易碎翼型件的燃气涡轮发动机和用于形成易碎翼型件的方法。

Description

具有形状记忆合金的易碎翼型件

优先权信息

本申请要求于2021年7月27日提交的印度专利申请号为202111033700的优先权。

技术领域

本主题大体上涉及翼型件，更具体地，涉及包括形状记忆合金(SMA)材料的易碎翼型件。

背景技术

燃气涡轮发动机，诸如涡轮风扇，一般包括围绕风扇组件的风扇壳体，风扇组件包括风扇叶片。风扇壳体通常被配置成经受由于不利的发动机条件对风扇叶片的撞击，该不利的发动机条件导致故障模式，诸如异物损坏、由于过度或极端不平衡或风扇转子振荡或风扇叶片释放而导致的硬摩擦。风扇壳体一般包括易碎结构，诸如蜂窝或沟槽填充材料，其配置成减轻到风扇壳体和通过风扇壳体的负载传递。包含这种沟槽填充材料导致更大和/或更重的风扇外壳。本发明的发明人已经发现，需要一种翼型件，该翼型件能够实现翼型件的受控且一致的故障模式，该故障模式能够降低成本、重量以及负载传递到周围的壳体。

附图说明

在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其涉及附图，附图中：

图1示出了根据本主题的方面在飞行器内利用的燃气涡轮发动机的一个实施例的截面图，具体示出了配置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的风扇区段的截面图，具体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2中风扇区段的风扇叶片，具体示出了易碎翼型件部分和剩余翼型件部分；

图4示出了根据本主体的方面的沿易碎翼型件部分的厚度T方向的轴线B-B的截面图；

图5示出了根据本主题的各个方面的SMA插入件的透视图；

图6示出了根据本主题的方面的包括SMA插入件的易碎翼型件部分的一个实施例的截面图；

图7示出了根据本主题的方面的包括SMA插入件的易碎翼型件部分的一个实施例的截面图；以及

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参考符号旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。通过解释本发明而不是限制本发明来提供每个示例。事实上，对于本领域技术人员显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以对本发明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个实施例。因此，本发明旨在涵盖在所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。

如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换地用于将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示单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”是指流体流到其的方向。

术语“联接”、“固定”、“附接”等指直接联接、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，除非本文另有规定。

术语“通信”、“通信中”、“通信的”等指直接通信以及诸如通过存储器系统或另一中间系统的间接通信。

此处使用“示例性”一词来表示“用作示例、实例或图示”。此处描述为“示例性”的任何实现方式不必被解释为比其他实现方式更优选或有利。另外，除非另外特别指明，否则这里描述的所有实施例都应当被认为是示例性的。

除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数引用。

本说明书和权利要求书中使用的近似语言用于修改任何可以允许变化的定量表示，而不会导致与之相关的基本功能的改变。因此，由一个或多个术语修改的值，例如“大约”、“近似”和“基本”，不限于规定的精确值。在至少一些实例中，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构建或制造组件和/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％的余量内。这些近似余量可应用于定义数字范围的一个或两个端点的单个值和/或端点之间范围的余量。

这里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，这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围，除非上下文或语言另有指示。例如，本文公开的所有范围包括端点，并且端点可彼此独立地组合。

大体上提供了一种用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。翼型件可以限定从后缘延伸到前缘并且从尖端延伸小于翼展的约50％的易碎翼型件部分。易碎翼型件部分包括一个或多个复合材料层和一个或多个SMA插入件。易碎翼型件允许易碎翼型件部分变形，而不会在产生不平衡的事件之后将易碎翼型件部分与翼型件的剩余部分分离。本文中一般示出和描述的实施例可以在诸如与周围风扇壳体的硬摩擦之类的故障事件之后实现翼型件(诸如风扇叶片)的受控和一致的故障。此处大体描述的实施例使得翼型件能够在翼型件的期望翼展处变形，以减轻到周围壳体的负载传递。通常在此提供的实施例可进一步使翼型件变形，使得风扇转子的过度或极端不平衡可在故障事件(例如翼型件释放、异物损坏(例如鸟撞击、结冰等)、或润滑油或轴承组件的插入件损失)之后减小。使用所描述的易碎翼型件可减少当结合到管道式燃气涡轮发动机中时所需的沟槽填充材料的量，从而导致更轻且更有效的风扇壳体。

现在参考附图，图1示出了根据本主题的方面可在飞行器内使用的燃气涡轮发动机10的实施例的截面图。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，示出燃气涡轮发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，为了参考目的，该纵向或轴向中心线轴线12沿轴向方向A延伸穿过燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机10还限定从轴向中心线轴线12延伸的径向方向R。虽然示出了示例性涡轮风扇实施例，但是预期本公开可同样适用于涡轮机械，例如开放式转子、涡轮轴、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨配置，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。

一般来说，燃气涡轮发动机10包括涡轮机(通常由附图标记14表示)和位于其上游的风扇区段16。涡轮机14一般包括限定环形入口20的基本上管状的外壳18。此外，外壳18进一步包绕和支撑低压(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。多级轴流高压(HP)压缩机24然后可接收来自LP压缩机22的加压空气并进一步增加该空气的压力。离开HP压缩机24的加压空气然后可流向燃烧器26，燃料在燃烧器26内喷射到加压空气流中，所得混合物在燃烧器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被引导到高压(HP)涡轮28，用于经由高压(HP)轴30驱动HP压缩机24，然后被引导到低压(LP)涡轮32，用于经由低压(LP)轴34驱动LP压缩机22和风扇区段16，低压(LP)轴34一般与HP轴30同轴。在驱动每个涡轮机28和32之后，燃烧产物可经由排气喷嘴36从涡轮机14排出以提供推进喷射推力。

另外，燃气涡轮发动机10的风扇区段16一般包括可旋转的轴流风扇转子38，该风扇转子38被配置成被环形风扇壳体40包围。在特定实施例中，LP轴34可直接连接到风扇转子38，诸如呈直接驱动配置。在可选配置中，LP轴34可经由减速装置37连接至风扇转子38，减速装置37诸如为间接驱动或齿轮驱动配置的减速齿轮箱。这种减速装置可以根据期望或需要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的是，风扇壳体40可以配置成由多个基本上径向延伸的、周向间隔开的出口导向轮叶42相对于涡轮机14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可在涡轮机14的外部部分上延伸，以限定提供额外推进喷射推力的次级或旁通气流管线48。

在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当理解的是，初始气流(由箭头50所示)可以通过风扇壳体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通过风扇叶片44并分成第一压缩空气流(箭头54所示)和第二压缩空气流(箭头56所示)，第一压缩空气流移动通过旁通管线48，第二压缩空气流进入低压压缩机22。然后，第二压缩空气流56的压力被增加并进入HP压缩机24(如箭头58所示)。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。

参照图2，在风扇区段16中定位的风扇叶片44的上下文中提供示例性翼型件62实施例。虽然所示的翼型件62被示出为风扇叶片44的一部分，但是应当理解的是，翼型件62的以下讨论可以同样地应用于另一个翼型件实施例，例如，压缩机22、24和/或涡轮28、32的定子轮叶或转子叶片(参见图1)。还示出了管状外壳18、LP压缩机22以及出口导向轮叶42。需要注意的是，在燃气涡轮发动机10的操作期间，初始气流(由箭头50所示)通过风扇壳体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的整体部件。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的燕尾榫槽中，由此将风扇叶片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处相遇的剩余翼型件部分92和易碎翼型件部分94。剩余翼型件部分92和易碎翼型件部分94各自在翼型件的前缘72到后缘74和翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。易碎翼型件部分94包括一个或多个SMA插入件100。

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，例如风扇叶片44的易碎翼型件部分94可配置成例如沿易碎线88或在易碎线88径向外侧变形或部分地与翼型件62的其余部分分离。在风扇转子38和/或LP轴34中产生基本不平衡的事件可以包括但不限于异物损坏(例如，鸟撞击、冰摄入、其他碎片等)或风扇叶片44脱离。当风扇转子38和/或LP轴34继续旋转时，易碎翼型件部分94的变形可减少不期望的不平衡或振动。进一步，易碎翼型件部分94的分层可在轻摩擦条件(例如，横向风)期间或在中等摩擦条件(例如，鸟撞击)下发生。包括本文所述的SMA插入件100有助于防止翼型件尖端66在某些条件下的材料耗损，可实现可控的风扇摩擦。此外，在轻摩擦事件期间，包括SMA插入件100可减少沿翼型件尖端的材料耗损。此外，翼型件62的实施例可实现更轻的风扇外壳44或机舱，诸如减少风扇外壳40或机舱的金属材料或可磨损材料的量。

现参考图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的整体部件，该轴向燕尾榫76具有通向过渡区段80的一对相对压力面78。风扇叶片44沿翼展径向向外延伸，翼展限定从翼型件根部64到翼型件尖端66的翼展方向S。翼型件62的压力侧68和吸入侧70从翼型件的前缘72延伸到后缘74，并且沿翼展在翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。此外，应该认识到的是，翼型件62可以在沿翼展的每个点处沿翼弦限定弦向方向C，并且在前缘72和后缘74之间延伸。进一步，翼弦可以沿翼型件62的翼展变化。例如，在所描绘的实施例中，翼弦沿翼展朝向翼型件尖端66增加。然而，在其他实施例中，翼弦可以在整个翼展中近似恒定，或者可以从翼型件根部64到翼型件尖端66减小。

如图3中特别示出的，翼型件62可以在沿翼展的每个点处沿在压力侧68和吸入侧70之间延伸的厚度限定厚度方向T。在某些实施例中，整个翼型件62的翼展的厚度可以近似恒定。在其他实施例中，翼型件62可限定翼型件根部64与翼型件尖端66之间的可变厚度。例如，厚度一般可以沿翼展朝向翼型件尖端66减小。另外，翼型件62可在沿翼展的每一点处沿翼弦限定近似恒定的厚度。或者，在其他实施例中，沿翼型件62的翼展的至少一个点可以沿翼弦限定可变厚度。例如，翼型件62可以在沿翼展的每个点处沿翼弦的位置限定最大厚度。

此外，翼型件62可限定将易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92分离的易碎线88。易碎翼型件部分94可大体朝向翼型件尖端66定位，并在前缘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。剩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，金属前缘护罩71可以覆盖翼型件62的轴向延伸部分，翼型件62包括前缘72的至少一部分。金属前缘护罩71还可以覆盖尖端66的部分和后缘74(图中未示出)。

如图3中进一步示出的，易碎线88可大体沿弦向方向C在前缘72和后缘74之间延伸。应当认识到的是，易碎线88大体可以在沿翼展大约同样的点处沿弦向方向C延伸。在其他实施例中，随着易碎线88沿弦向方向C朝向后缘74轴向延伸，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，可以在沿翼展的一个点处沿弦向方向C限定易碎线88。在其他实施例中，易碎线88可以沿翼展的可变百分比从前缘72到后缘74延伸。

在一个实施例中，易碎翼型件部分94可从翼型件尖端66沿翼展的至少10％延伸，诸如在沿翼展的一点处沿弦向方向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可以沿翼展的至少10％在前缘72和后缘74之间延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分94和/或易碎高度84可沿翼展的至少15％，但小于50％在前缘72和后缘74之间延伸。在另一些实施例中，易碎翼型件部分94可从翼型件尖端66沿小于翼展的50％延伸。与剩余翼型件部分92相比，易碎翼型件部分94可具有减小的总弯曲刚度。

一个或多个SMA插入件100设置在易碎翼型件部分94中。一个或多个SMA插入件100的排列允许翼型件尖端66的易碎翼型件部分94响应于产生不平衡的事件而改变形状和/或变形。例如，一个或多个SMA插入件100允许易碎翼型件部分94在负载或撞击翼型件62之后变形。例如，包括SMA插入件的易碎翼型件部分94可以在易碎线88处或在易碎线88径向外侧改变形状、结构或变形。具体地，在实施例中，易碎翼型件部分94可配置成当暴露于产生不平衡的事件时至少部分地分层，而不与剩余翼型件部分92完全切断。例如，在易碎翼型件部分94内包括SMA插入件100允许易碎翼型件部分94的部分分层，而不在易碎线88处或在易碎线88径向外侧切断易碎翼型件部分94的全部。

图4示出了图3中所示的沿B-B轴线截取的翼型件62的截面图。换句话说，图4示出了沿厚度方向T截取的翼型件的截面。翼型件62包括吸入侧70和压力侧68，压力侧68包括金属前缘护罩71，金属前缘护罩71设置在通过厚度前缘72的部分上。SMA插入件100在翼型件62的吸入侧70和压力侧68之间设置在易碎翼型件部分94中。SMA插入件100包括顶缘110和底缘120，顶缘110设置为在翼展方向S上朝向翼型件尖端66，底缘120设置为相对于顶缘110在翼展方向S上朝向翼型件根部64。SMA插入件100包括侧面130a、130b，侧面130a、130b设置在顶缘110和底缘120之间并将顶缘110连接到底缘120。中点M大体限定位于SMA插入件100的翼展高度的大约50％的点或轴线。虽然中点M大体示出在SMA插入件100的中间，但应当理解的是，中点M不一定与SMA插入件100沿翼展方向S的确切中点M相对应。例如，虽然中点M显示为翼展高度的约50％，但应当理解的是，中点可以限定为翼展高度的约25％至约75％的任何位置。SMA插入件100进一步包括第一前缘面140a和第二前缘面140b，下面将参照图5更详细地讨论第一前缘面140a和第二前缘面140b。

SMA插入件100大体设置在易碎翼型件部分94中的一个或多个复合材料层82之间或之内。虽然仅示出了两个示例性复合材料层82，但本公开不限于此。事实上，可以使用位于各种方向上的任何数量的复合材料层82来形成如本文所提供的翼型件62的易碎翼型件部分94。此外，虽然在翼展方向S上示出了一个或多个复合材料层82，但本公开不限于此。实际上，可以在根据本文公开的示例性实施例的易碎翼型件部分94中使用在各种方向(例如翼展方向S、弦向方向C、厚度方向T)上定向的任何数量的复合材料层82。

SMA插入件100包括便于在一个或多个SMA插入件100与用于形成易碎翼型件部分94的一个或多个复合材料层82之间机械互锁的插入件几何形状。虽然在图4中示出了示例性几何形状，但本公开不限于此。事实上，可以使用任何能够便于SMA插入件100在用于形成易碎翼型件部分94的复合材料层82中的机械互锁的几何形状。合适的几何形状可以包括I形几何形状、T形几何形状、Y形几何形状、X形几何形状，和/或其组合和变形。

图5示出了示例性SMA插入件100的透视图。SMA插入件100具有顶缘110和底缘120，顶缘110沿翼展方向S与翼型件尖端66间隔开，底缘120沿翼展方向S与顶缘110间隔开。SMA插入件100的侧面130a、130b以锥形方式设置，以便于SMA插入件100在易碎翼型件部分94的复合材料层82(图5中未示出)内的机械互锁。例如，侧面130a、130b沿翼展方向S从顶缘110到中点M逐渐变窄。类似地，侧面130a、130b沿翼展方向S从底缘120到中点M逐渐变窄。侧面130a、130b的这种逐渐变窄有助于SMA插入件100在用于形成易碎翼型件部分94的一个或多个复合材料层82(图5中未示出)之间和内部的机械互锁。另外，应当理解的是，SMA插入件100，具体地说是侧面130a和130b可以沿包括厚度方向T、弦向方向C、翼展方向S及其组合的任何方向从顶缘110或底缘120到中点M逐渐变窄。此外，如图所示，顶缘110和底缘120在厚度方向T上的宽度大于中点M在厚度方向T上的宽度。在实施例中，SMA插入件100具有从大约0.1英寸到大约6.0英寸的翼展高度，诸如从大约1英寸到大约5英寸，诸如从大约2英寸到大约4英寸。

图5的SMA插入件100，可以沿弦向方向C放置在前缘72和后缘74之间。如图所示，SMA插入件100包括第一前缘面140a，该第一前缘面140a从SMA插入件100的顶缘110延伸到中点M并且在侧面130a、130b之间延伸。第二前缘面140b从SMA插入件100的底缘120延伸到中点M并且在侧面130a、130b之间延伸。在第一前缘面140a的表面和中点M处的轴线之间形成第一前缘面角度α。如图所示，在实施例中，第一前缘面角度α可以在约110°到约15°的范围内，诸如从约90°到30°的范围内，诸如从约75°到50°的范围内。在实施例中，第一前缘面角度α包括小于约90°的角度，以便于使SMA插入件100互锁在易碎翼型件部分94中。类似地，在第二前缘面140b的表面和中点M处的轴线之间形成第二前缘面角度θ。如图所示，在实施例中，第二前缘面角度θ可以在约110度到约15°的范围内，诸如约90°到约30°的范围内，诸如约75°到约50°的范围内。在实施例中，第二前缘面角度θ包括小于约90°的角度，以便于使SMA插入件100互锁在易碎翼型件部分94中。第一前缘面角度α和第二前缘面角度θ可以相同或不同。诸如，在某些实施例中，第一前缘面角度α可以大于或小于第二前缘面角度θ。诸如，为了将翼型件62，更具体地说是易碎翼型件部分94的易碎性或可变形性调整为期望的参数，第一前缘面角度α可以小于或大于第二前缘面角度θ。

在SMA插入件100上沿后缘74也存在类似的特征。仍然参照图5，SMA插入件100包括第一后缘面150a，该第一后缘面150a从SMA插入件100的顶缘110延伸到中点M并且在侧面130a、130b之间延伸。第二后缘面150b从SMA插入件100的底缘120延伸到中点M并且在侧面130a、130b之间延伸。第一后缘面角度β形成在第一后缘面150a的表面与关于中点M的轴线之间。如图所示，在实施例中，第一后缘面角度β可以在约110°到约15°的范围内，诸如约90°到约30°的范围内，诸如约75°到约50°的范围内。在实施例中，第一后缘面角度β包括小于约90°的角度，以便于使SMA插入件100互锁在易碎翼型件部分94中。类似地，在第二后缘面150b的表面和关于中点M的轴线之间形成第二后缘面角度γ。如图所示，在实施例中，第二后缘面角度γ可以在约110°到约15°的范围内，诸如约90°到约30°的范围内，诸如约75°到约50°的范围内。在实施例中，第二后缘面角度γ包括小于约90°的角度，以便于使SMA插入件100互锁在易碎翼型件部分94中。第一后缘面角度β和第二后缘面角度γ可以相同或不同。诸如，在某些实施例中，第一后缘面角度β可以大于或小于第二后缘面角度γ。诸如，为了将翼型件62，更具体地说是易碎翼型件部分94的易碎性或可变形性调整为期望的参数，第一后缘面角度β可以小于或大于第二后缘面角度γ。

图6-7示出了相对于弦向方向C设置在易碎翼型件部分94中的SMA插入件100。如图所示，SMA插入件100相对于翼型件尖端66沿弦向方向C和翼展方向S设置。具体地，图6示出了包括单个SMA插入件100的SMA插入件100，该单个SMA插入件100从翼型件的前缘72向后缘74展开。如图所示，插入件100包括顶缘110、底缘120以及侧面130a。在其他实施例中，如图7所示，SMA插入件100可以包括从翼型件的前缘72向后缘74沿弦向方向顺序放置的一个或多个，诸如多个，SMA插入件100。类似于图6的插入件，如图所示，SMA插入件100包括顶缘110、底缘120、侧面130a以及中点M。

在一些实施例中，SMA插入件可以包括SMA材料作为主要成分，其量大于SMA插入件的50wt.％(重量百分比)。在某些实施例中，SMA插入件可以基本上由SMA材料构成。SMA材料一般是能够在变形后返回其原始形状的合金。例如，SMA材料可以定义滞后效应，其中应力-应变图上的负载路径不同于应力-应变图上的卸载路径。SMA材料还可以响应于特定范围的应力和温度以预定方式提供变化的刚度。形状记忆合金的硬度变化是由于与温度相关的固态微观结构相变化引起的，这使得合金能够从一种物理形状改变为另一种物理形状。SMA材料的刚度变化可通过在或高于发生形状记忆合金的固态微观结构相变的温度下对合金的预制件进行加工和退火而产生。发生这种相变的温度一般称为合金的临界温度或转变温度。在用于在翼型件62的操作期间改变刚度的SMA插入件的制造中，SMA插入件可形成为在低于转变温度下具有一个操作刚度(例如，第一刚度)并且在转变温度下或高于转变温度下具有另一刚度(例如，第二刚度)。

本文使用的一些形状记忆合金的特征在于与温度有关的相变化。这些相包括马氏体相和奥氏体相。马氏体相一般是指温度较低的相。而奥氏体相一般指较高温度的相。马氏体相一般更易变形，而奥氏体相一般较不易变形。当形状记忆合金处于马氏体相并被加热到一定温度以上时，形状记忆合金开始转变为奥氏体相。该现象开始的温度称为奥氏体起始温度(As)。完成该现象的温度称为奥氏体终了温度(Af)。当处于奥氏体相的形状记忆合金被冷却时，其开始转变为马氏体相。该转变开始的温度称为马氏体起始温度(Ms)。完成马氏体相转变的温度称为马氏体终了温度(Mf)。如本文所使用的，没有任何进一步限定物的术语“转变温度”可指马氏体转变温度和奥氏体转变温度中的任何一个。此外，没有“起始温度”或“终了温度”限定的“低于转变温度”一般指低于马氏体终了温度的温度，没有“起始温度”或“终了温度”限定的“高于转变温度”一般指高于奥氏体终了温度的温度。

在一些实施例中，SMA插入件可以在第一温度处限定第一刚度，并且在第二温度处限定第二刚度，其中第二温度与第一温度不同。此外，在一些实施例中，第一温度或第二温度中的一个低于转变温度，而另一个可以处于或高于转变温度。因此，在一些实施例中，第一温度可以低于转变温度，并且第二温度可以处于或高于转变温度。尽管在一些其他实施例中，第一温度可以处于或高于转变温度，并且第二温度可以低于转变温度。此外，本文描述的各种SMA插入件100可以被配置为在相同的第一温度和第二温度下具有不同的第一刚性和不同的第二刚性。

可适于形成本文描述的各种SMA插入件的SMA的非限制性实例可包括镍钛(NiTi)和其他镍钛基合金，诸如镍钛氟化氢(NiTiHf)和镍钛钯(NiTiPd)。然而，应当理解的是，其他SMA材料可以同样适用于本公开。例如，在某些实施例中，SMA材料可以包括镍-铝基合金、铜-铝-镍合金或包含锌、锆、铜、金、铂和/或铁的合金。可选择合金组合物以提供应用所需的刚度效应，例如但不限于阻尼能力、转变温度以及应变、应变滞后、屈服强度(马氏体和奥氏体相)、抗氧化性以及热腐蚀、通过重复循环改变形状的能力、表现出单向或双向形状记忆效应的能力、和/或许多其他工程设计标准。可用于本公开实施例的合适形状记忆合金组合物可包括但不限于NiTi、NiTiHf、NiTiPt、NiTiPd、NiTiCu、NiTiNb、NiTiVd、TiNb、CuAlBe、CuZnAl以及一些铁基合金。在一些实施例中，使用具有在5℃和150℃之间的转变温度的NiTi合金。NiTi合金冷却后会由奥氏体转变为马氏体。

此外，SMA材料还可以显示超弹性。超弹性一般以大应变的恢复为特征，可能有一些耗散。例如，SMA材料的马氏体和奥氏体相可对机械应力以及温度引起的相转变作出响应。例如，可以在奥氏体相(即高于一定温度)中加载SMA。因此，当达到临界应力时，材料可以开始转变成(孪晶)马氏体相。在继续加载和假定等温条件下，(孪晶)马氏体可能开始去孪晶，允许材料经历塑性变形。如果卸载发生在塑性之前，马氏体一般会转变回奥氏体，并且材料可以通过产生滞后而恢复其原始形状。

在SMA插入件组装在翼型件62内或与翼型件62相关联之前，本文公开的各种SMA插入件可以处于非应力状态。此外，在SMA插入件相对于翼型件的组装或布置之后，SMA插入件可以处于预应力状态。例如，SMA插入件可以在相对于翼型件62组装或布置之后被压缩地处于预应力状态。

在一些实施例中，单个SMA插入件或SMA插入件中的一些或全部可以处于预应变或预应力状态(例如，预应力状态)。处于预应力状态的SMA插入件可以将SMA插入件的滞后循环移动到与非预应力SMA插入件不同的应力范围(例如，当SMA插入件处于非应力状态时)。预应力进一步用于最大化SMA插入件的阻尼功能，从而使材料在产生的最大应力下有效。更具体地，将SMA插入件置于预应力位置或状态可允许插入件进入滞后弯曲状态而不需要相对大的位移量。例如，在某些实施例中，本文公开的各种SMA插入件可以在70GPa和150GPa之间进行预应力。进一步，应当理解的是，在包括多于一个SMA插入件的实施例中，SMA插入件可以被预应力到相同或近似相同的应力或应变。然而，附加地或可选地，可以不同程度地对一个或多个SMA插入件进行预应力或预应变，以便为特定SMA插入件的位置或条件提供适当量的阻尼。

在实施例中，翼型件62至少部分地由陶瓷基复合材料形成。复合材料可以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)。复合材料，诸如可用于翼型件62中的复合材料，一般包括嵌入基质材料中的纤维增强材料，诸如聚合物、陶瓷或金属材料。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结合在一起，并用作将外部施加的应力传递并分配到纤维的介质。

示例性CMC材料可以包括碳化硅(SiC)、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入在基体中，诸如氧化稳定增强纤维，包括单丝，如蓝宝石和碳化硅(例如，Textron公司的SCS-6)，以及包括碳化硅的粗纱和纱线(例如，Nippon Carbon公司的

Ube工业公司的

和陶氏Corning公司的

)，氧化铝硅酸盐(例如Nextel公司的440和480)、切碎的晶须和纤维(例如Nextel公司的440和

)以及可选的陶瓷颗粒(例如Si、Al、Zr、Y的氧化物及其组合)以及无机填料(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，可以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。多个胶带可以堆叠在一起(例如，作为复合材料层82)以形成预成型部件。纤维束可以在形成预型件之前或在形成预型件之后用浆料组合物浸渍。然后，预成型件可经受热处理，诸如固化或烧尽以在预成型件中产生高焦剩余物，以及随后的化学处理，诸如用硅熔融渗透，以获得由具有期望化学组成的CMC材料形成的部件。

类似地，在各种实施例中，PMC材料可通过利用树脂(预浸料)浸渍织物或单向带，然后固化来制造。例如，可以将多层预浸料层(例如，复合材料层82)堆叠到该部件的适当厚度和方位，然后可以硬化和固化树脂以呈现纤维增强的复合材料部件。作为另一示例，可利用模具，预浸料的未硬固化层可堆叠到该模具以形成复合部件的至少一部分。模具可以是封闭配置(例如，压缩模制)或利用真空袋成形的打开配置。例如，在打开配置中，模具形成叶片的一侧(例如，压力侧68或吸入侧70)。PMC材料放置在袋的内部，并且在硬化期间利用真空将PMC材料保持在模具上。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)、轻树脂传递模塑(LRTM)、真空辅助树脂传递模塑(VARTM)、成形工艺(例如热成形)或类似工艺形成。

在浸渍之前，织物可以被称为“干燥”织物，并且通常包括两个或更多纤维层的叠层。纤维层可由多种材料形成，其非限制性实例包括碳(例如石墨)、玻璃(例如玻璃纤维)、聚合物(例如

)纤维以及金属纤维。纤维增强材料可以以相对短的短切纤维的形式使用，一般长度小于2英寸，更优选地小于1英寸，或长的连续纤维，后者经常用于生产机织织物或单向带。其他实施例可包括其他纺织品形式，诸如平面编织、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，然后使基质材料围绕增强纤维流动来制造。用于PMC基体材料的树脂一般可分类为热固性或热塑性。热塑性树脂一般被分类为聚合物，其在加热时可反复软化和流动，在充分冷却时可由于物理变化而不是化学变化而固化。热塑性树脂的显著实例类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮和聚碳酸酯树脂。用于航空应用的高性能热塑性树脂的具体实例包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)以及聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全硬化成硬的刚性固体，热固性树脂在加热时不会经历显著的软化，而是在充分加热时热分解。热固性树脂的显著实例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)以及聚酰亚胺树脂。

在这里描述的翼型件62的制造期间，SMA插入件100可以放置在一个或多个材料层之间并且被相应地处理以提供易碎翼型件62，如将在下文中进一步讨论的。

现在参照图8，根据本主题的方面描述形成易碎翼型件的方法200。尤其是，方法200可用于形成如图2-7所示的翼型件的各种实施例。例如，易碎翼型件可以限定在根部和顶部之间的翼展方向S上延伸的翼展、在前缘和后缘之间延伸的弦向方向C以及在压力侧和吸入侧之间延伸的厚度方向T。

方法200可包括202铺设多个复合材料层以形成剩余翼型件部分。多个复合材料层可包括复合材料，诸如CMC材料。复合材料层可铺设在工具、心轴、模具或其他合适的支撑装置或表面上。在204处，该方法包括铺设多个复合材料层和一个或多个形状记忆合金插入件以形成翼型件的易碎部分。根据翼型件的期望特性，复合材料层可沿弦向方向C、厚度方向T、翼展方向S或其组合定向。当铺设一个或多个材料层时，可以在一个或多个层之间放置一个或多个SMA插入件。例如，可以铺设材料层，SMA插入件可以定位在该材料层上，然后一个或多个材料层可以铺设在该材料层和SMA插入件上。一个或多个SMA插入件可包括在用于形成翼型件的易碎部分的一个或多个复合材料层之间。多个复合材料层可包括复合材料，诸如CMC材料。复合材料层可铺设在工具、心轴、模具或其他合适的支撑装置或表面上。

方法200的另一步骤可以包括206处理多个材料层以形成易碎翼型件。在一个实施例中，处理复合材料层可包括压实复合材料层。在方法200的另一个实施例中，处理复合材料层可包括对复合材料层进行高压灭菌。在方法200的又一实施例中，处理复合材料层可包括压实复合材料层和对复合材料层进行高压灭菌。例如，可以压实复合材料层，然后在高压灭菌器中进行处理。压实可以在大气中进行，即在室温和压力下进行。高压灭菌循环可通过复合材料成分的完全干燥和/或固化来赋予最终层和/或层压组件刚度，并通过层和/或子组件的完全固结来产生复合材料部件的最终尺寸。

此外，在其中在高压灭菌器中处理复合材料层的实施例中，可以使用软的和/或硬的工具对复合材料层进行高压灭菌。例如，可以使用成形为赋予易碎翼型件的期望形状的金属工具(即，硬工具)对复合材料层进行高压灭菌。作为另一示例，可以使用诸如真空袋之类的软工具来对复合材料层进行高压灭菌，例如，可以将复合材料层支撑在金属工具上，然后可以将复合材料层和工具装袋，并且从袋中移除空气以在复合材料层在高压灭菌循环中被处理之前对复合材料层施加压力并压实复合材料层。例如，处理复合材料层可包括对复合材料层进行高压灭菌以形成高压灭菌体。此外，另一步骤可包括烧制高压灭菌体以形成烧制体。处理复合材料层可进一步包括使烧制体致密化以形成复合材料部件。在某些实施例中，处理复合材料层可包括熔融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，高压灭菌体可经受烧制(或烧尽)以形成烧制体，随后进行致密化以产生致密化的CMC部件，该致密化的CMC部件是单片式部件，即，该部件是连续的CMC材料件。例如，在高压灭菌之后，可将该部件放置在炉中以烧掉形成CMC层时使用的任何心轴形成材料和/或溶剂，并在溶剂中分解粘合剂，然后放置在具有硅的炉中以将层的陶瓷基质前体转化为CMC部件的基质的陶瓷材料。硅熔化并渗入在燃烧/烧制期间由于粘合剂分解而在基质内产生的任何孔隙；利用硅熔融渗入CMC部件使CMC部件致密化。然而，可以使用任何已知的致密化技术进行致密化，所述致密化技术包括但不限于Silcomp、熔融渗透(MI)、化学蒸汽渗透(CVI)、聚合物渗透和热解(PIP)以及氧化物/氧化物工艺。在一个实施例中，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致密化和烧制，以允许硅或另一种或多种合适的材料熔融渗透到该部件中。

可选地，在加工之后，如果需要，可以对复合部件进行精加工，并涂覆一种或多种涂层，诸如环境阻挡涂层(EBC)。例如，缠绕在核心周围的复合材料层可能尺寸过大，使得复合材料层的一部分延伸超过翼型件的期望后缘。因此，在加工之后，可以机加工复合材料层以限定后缘。

当然，仅以示例的方式提供关于图8描述的方法200。因此，可以使用其他已知的用于压实和/或硬化复合材料层以及用于致密化CMC部件的方法或技术。可选地，这些或其他已知方法的任何组合可以以任何适当的顺序使用。此外，尽管相对于风扇叶片描述了图8的方法200，但是方法200也可用于形成其他复合部件，诸如包括翼型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，作为示例性复合部件。

本公开的其他方面由以下条项的主题提供：

一种翼型件，翼型件限定在根部和顶部之间沿翼展方向延伸的翼展；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸入侧之间延伸的厚度方向；以及在沿翼展的一位置处的易碎线，翼型件包括：易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘和后缘之间延伸，并且沿翼展在尖端和易碎线之间延伸，易碎翼型件部分包括多个复合材料层和一个或多个形状记忆合金(SMA)插入件；以及剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿翼展从易碎线延伸到根部，剩余翼型件部分包括多个复合材料层，其中在产生不平衡的事件之后，易碎翼型件部分相对于剩余翼型件部分在易碎线处或在易碎线径向外侧变形或部分脱离。

根据任何前述条项的翼型件，其中，易碎翼型件部分从尖端沿翼展的至少10％但小于50％延伸。

根据任何前述条项的翼型件，其中，一个或多个SMA插入件包括镍钛(NiTi)、镍钛基合金及其组合。

根据任何前述条项的翼型件，其中，一个或多个SMA插入件包括插入件几何形状，以便于在一个或多个SMA插入件与多个复合材料层之间的机械互锁。

根据任何前述条项的翼型件，其中，一个或多个SMA插入件包括沿厚度方向、翼展方向、弦向方向或其组合从顶缘向中点逐渐变窄的一个或多个侧面，沿厚度方向、翼展方向、弦向方向从底缘向中点逐渐变窄的一个或多个侧面，和/或两者。

根据任何前述条项的翼型件，其中，一个或多个SMA插入件包括约0.1英寸至约6.0英寸的翼展高度。

根据任何前述条项的翼型件，其中，一个或多个SMA插入件包括沿弦向方向顺序设置的多个SMA插入件。

根据任何前述条项的翼型件，其中，多个复合材料层包括碳基复合材料层。

根据任何前述条项的翼型件，包括覆盖前缘的至少一部分的金属前缘护罩。

根据任何前述条项的翼型件，其中，翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。

一种燃气涡轮发动机，包括：涡轮机，涡轮机包括以串联流动顺序布置的压缩机、燃烧器以及涡轮；和多个翼型件，多个翼型件能够随着涡轮机旋转，多个翼型件中的每一个限定在根部和顶部之间沿翼展方向延伸的翼展；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸入侧之间延伸的厚度方向；以及在沿翼展的一位置处的易碎线，每个翼型件包括：易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘和后缘之间延伸，并且沿翼展在尖端和易碎线之间延伸，易碎翼型件部分包括多个复合材料层和一个或多个形状记忆合金(SMA)插入件；以及剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿翼展从易碎线延伸到根部，剩余翼型件部分包括多个复合材料层，其中在产生不平衡的事件之后，易碎翼型件部分相对于剩余翼型件部分在易碎线处或在易碎线径向外侧变形或部分脱离。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，进一步包括风扇区段，风扇区段包括多个翼型件，多个翼型件配置为风扇叶片。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，易碎翼型件部分从尖端沿翼展的至少10％但小于50％延伸。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，一个或多个SMA插入件包括镍钛(NiTi)、镍钛基合金及其组合。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，一个或多个SMA插入件包括插入件几何形状，以便于在一个或多个SMA插入件与多个复合材料层之间的机械互锁。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，一个或多个SMA插入件包括沿厚度方向、翼展方向、弦向方向或其组合从顶缘向中点逐渐变窄的一个或多个侧面，沿厚度方向、翼展方向、弦向方向从底缘向中点逐渐变窄的一个或多个侧面，和/或两者。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，一个或多个SMA插入件包括约0.1英寸至约6.0英寸的翼展高度。

根据任何前述条项的燃气涡轮发动机，其中，多个复合材料层包括碳基复合材料层。

一种用于形成易碎翼型件的方法，易碎翼型件限定在根部和顶部之间沿翼展方向延伸的翼展；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；以及在压力侧和吸入侧之间延伸的厚度方向，该方法包括：铺设多个复合材料层以形成剩余翼型件部分；铺设多个复合材料层和一个或多个SMA插入件以形成易碎翼型件部分；以及处理多个复合材料层和一个或多个SMA插入件以形成易碎翼型件。

根据任何前述条项的方法，其中，一个或多个SMA插入件包括镍钛(NiTi)、镍钛基合金及其组合。

该书面描述使用示例来公开本公开的方面，包括最佳模式，并且还使得本领域技术人员能够实践本公开的方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果它们具有与权利要求书的文字语言不存在差异的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的文字语言具有不显著差异的等效结构元件，则这样的其他示例旨在在权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件，所述翼型件限定在根部和顶部之间沿翼展方向延伸的翼展；在前缘和后缘之间延伸的弦向方向；在压力侧和吸入侧之间延伸的厚度方向；以及在沿所述翼展方向的一位置处的易碎线，其特征在于，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，并且沿所述翼展在所述尖端和所述易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括多个复合材料层和一个或多个形状记忆合金(SMA)插入件；以及

剩余翼型件部分，所述剩余翼型件部分沿所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，所述剩余翼型件部分包括多个复合材料层，其中在产生不平衡的事件之后，所述易碎翼型件部分相对于所述剩余翼型件部分在所述易碎线处或在所述易碎线径向外侧变形或部分脱离。

2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分从所述尖端沿所述翼展的至少10％但小于50％延伸。

3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个SMA插入件包括镍钛(NiTi)、镍钛基合金及其组合。

4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个SMA插入件包括插入件几何形状，以便于在所述一个或多个SMA插入件与所述多个复合材料层之间的机械互锁。

5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个SMA插入件包括沿所述厚度方向、所述翼展方向、所述弦向方向或其组合从顶缘向中点逐渐变窄的一个或多个侧面，和沿所述厚度方向、所述翼展方向、所述弦向方向或其组合从底缘向所述中点逐渐变窄的一个或多个侧面。

6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个SMA插入件包括约0.1英寸至约6.0英寸的翼展高度。

7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述一个或多个SMA插入件包括沿所述弦向方向顺序设置的多个SMA插入件。

8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个复合材料层包括碳基复合材料层。

9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，包括覆盖所述前缘的至少一部分的金属前缘护罩。

10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。

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