CN116624433A - 减少翼型件的偏转的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

公开了减少翼型件的偏转的方法和设备。本文公开的示例设备包括：板，板包括孔口，翼型设置在孔口中；以及阻尼器，阻尼器可操作地联接在板和翼型件的毂之间，阻尼器将翼型件的弯曲偏转转换为板的径向偏转。

Description

减少翼型件的偏转的方法和设备
技术领域
本公开大体涉及涡轮，并且更具体地，涉及减少翼型件的偏转的方法和设备。
背景技术
燃气涡轮发动机通常以串行流动顺序包括入口区段、压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气进入入口区段并流向压缩机区段，在压缩机区段中，一个或多个轴向式压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段，从而产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段流过限定在涡轮区段内的热气路径，然后经由排气区段离开涡轮区段。
附图说明
图1是其中可以实施本文公开的示例的示例涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图。
图2是其中可以实施本文公开的示例的示例开式转子发动机的横截面视图。
图3是联接到示例毂和轴承组件的示例翼型件的横截面视图。
图4示出了根据本公开的教导在图3的示例翼型件上实施的示例偏转减少机构的第一构造。
图5是图4的偏转减少机构的示例翼型件和示例板的俯视图。
图6示出了图4的示例偏转减少机构的第二构造。
图7示出了图4和/或6的示例偏转减少机构的第三构造。
图8示出了图4、6和/或7的示例偏转减少机构的第四构造。
图9是表示产生本文公开的示例的示例方法的流程图。
附图未按比例绘制。相反，可以在附图中放大层或区域的厚度。尽管图中示出了具有清晰线条和边界的层和区域，但这些线条和/或边界中的一些或全部可能是理想化的。实际上，边界和/或线可能是不可观察的、混合的和/或不规则的。通常，在整个附图和随附的书面描述中将使用相同的附图标记来指代相同或相似的部分。如本文所用，除非另有说明，否则术语“上方”描述两个部分相对于地球的关系。如果第二部分在地球和第一部分之间具有至少一个部分，则第一部分在第二部分上方。同样，如本文所用，当第一部分比第二部分更靠近地球时，第一部分在第二部分“下方”。如上所述，第一部分可以通过以下中的一种或多种而在第二部分上方或下方：其间有其他部分，其间没有其他部分，第一部分和第二部分接触，或者第一部分和第二部分彼此不直接接触。如本专利中所使用的，声明任何部分(例如，层、膜、区、区域或板)以任何方式(例如，定位、位于、设置或形成等)在另一部分上，表示被引用部分或者与另一部分接触，或者被引用部分在另一部分上方，其中一个或多个中间部分位于它们之间。如本文所用，除非另有说明，否则连接引用(例如，附接、联接、连接和接合)可包括由连接引用所引用的元件之间的中间构件和/或那些元件之间的相对移动。因此，连接引用不一定推断两个元件直接连接并且彼此具有固定关系。如本文所用，声明任何部分与另一部分“接触”被限定为意味着在这两个部分之间没有中间部分。
除非另有具体说明，否则本文使用的描述符(诸如“第一”、“第二”、“第三”等)没有赋予或以其他方式指示优先级、物理顺序、列表中的布置和/或以任何方式排序的任何含义，而是仅用作标签和/或任意名称来区分元件以便于理解所公开的示例。在一些示例中，描述符“第一”可以用于指代详细描述中的元件，而在权利要求中可以使用不同的描述符(例如“第二”或“第三”)来指代相同的元件。在这种情况下，应该理解，这种描述符仅用于清楚地标识可能例如以其他方式共享相同名称的那些元件。如本文所用，“近似”和“约”是指由于制造公差和/或其他现实世界的缺陷而可能不准确的尺寸。
具体实施方式
飞行器包括充当推进系统以生成机械动力和力(例如推力)的发动机。燃气涡轮(也称为燃烧涡轮或涡轮发动机)是一种可以在飞行器的推进系统中实施的内燃机。例如，燃气涡轮可以结合涡轮风扇发动机或涡轮喷气飞行器发动机来实施。燃气涡轮在诸如工业发电的领域也有重要应用。
在下面的详细描述中，参考了构成其一部分的附图，其中通过说明的方式示出了可以实践的具体示例。对这些示例进行了足够详细的描述，以使本领域技术人员能够实践该主题，并且应当理解，可以使用其他示例。因此，提供以下详细描述以描述示例实施方式并且不被视为限制本公开中描述的主题的范围。来自以下描述的不同方面的某些特征可以组合以形成以下讨论的主题的新方面。
在介绍本公开的各个实施例的元件时，冠词“一”、“一种”、“该”和“所述”旨在表示存在一个或多个元件。术语“第一”、“第二”等不表示任何顺序、数量或重要性，而是用于将一个元件与另一个元件区分开来。术语“包含”、“包括”和“具有”旨在包括在内并且意味着除了列出的元件之外还可以有附加元件。如本文中使用的术语“连接到”、“联接到”等，一个对象(例如，材料、元件、结构、构件等)可以连接到或联接到另一个对象，而不管一个对象是否直接连接或联接到另一个对象，或者一个对象和另一个对象之间是否存在一个或多个中间对象。
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。如本文所用，“竖直”是指垂直于地面的方向。如本文所用，“水平”是指平行于燃气涡轮发动机的中心线的方向。如本文所用，“横向”是指垂直于轴向方向和竖直方向(例如，进出图1和/或2的平面等)的方向。
在本文使用的一些示例中，术语“基本上”用于描述两个部分之间的关系，该关系在所述关系的三度内(例如，基本上共线的关系在线性的三度内，基本上垂直的关系在垂直的三度以内，基本上平行的关系在平行的三度内等)。
如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均指平行于燃气涡轮(例如，涡轮风扇发动机、核心燃气涡轮发动机等)的中心线轴线的方向，而“径向”是指垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向方向和径向方向相互垂直的方向。因此，如本文所用，“径向向内”是指从燃气涡轮的外周向朝向燃气涡轮的中心线轴线的径向方向，而“径向向外”是指从燃气涡轮的中心线轴线朝向燃气涡轮的外周向的径向方向。如本文所用，术语“前”、“前部”和“前方”是指在穿过或围绕部件的气流中的相对上游的位置，而术语“后”和“后部”是指在穿过或围绕部件的气流中的相对下游的位置。
结合飞行器的推进系统的涡轮风扇发动机实施的燃气涡轮的基本操作包括新鲜的大气空气流通过带有风扇的涡轮风扇发动机的前部吸入。在涡轮风扇发动机操作时，第一部分进气绕过涡轮风扇发动机的核心燃气涡轮发动机以直接产生推力。第二部分进气行进通过位于核心燃气涡轮发动机(例如，燃气涡轮)中的风扇和高压压缩机(例如，第二压缩机)之间的增压压缩机(例如，第一压缩机)。增压压缩机用于在气流进入高压压缩机之前升高或提高第二部分进气的压力。气流然后可以行进通过高压压缩机，高压压缩机进一步加压气流。增压压缩机和高压压缩机各自包括附接到转子和/或轴的一组叶片。叶片相对于静止轮叶高速旋转，并且叶片的每次旋转随后压缩气流。高压压缩机然后将加压气流供给到燃烧室(例如，燃烧器)。在一些示例中，高压压缩机以每小时数百英里的速度供给加压气流。在一些情况下，燃烧室包括一圈或多圈燃料注入器，其将稳定的燃料流注入燃烧室中，在燃烧室中燃料与加压气流混合。压缩机(尤其是高压压缩机)的第二个用途是排出空气用于飞行器的其他系统(例如，机舱压力、加热和空调等)
在核心燃气涡轮发动机的燃烧室中，燃料被点火器提供的电火花点燃，其中燃料在一些示例中在超过2000华氏度的温度下燃烧。由此导致的燃烧产生高温高压气体流(例如，热燃烧气体)，该气体流穿过称为涡轮的另一组叶片。例如，涡轮可以包括低压涡轮和高压涡轮。低压涡轮和高压涡轮中的每一个都包括交替旋转叶片和静止翼型件截面叶片(例如，轮叶)的复杂阵列。高压涡轮位于燃烧器的轴向下游和低压涡轮的轴向上游。当热燃烧气体穿过涡轮时，热燃烧气体膨胀通过叶片和/或轮叶，导致联接到高压涡轮和低压涡轮的转子的旋转叶片旋转。
高压涡轮和低压涡轮的旋转叶片用于至少两个目的。旋转叶片的第一个目的是驱动风扇、高压压缩机和/或增压压缩机，以将更多加压空气吸入燃烧室。例如，在涡轮风扇发动机的双线轴设计中，低压涡轮(例如，第一涡轮)可以经由第一轴(统称为燃气涡轮的第一线轴)附接到增压压缩机(例如，第一压缩机)和风扇并与增压压缩机(例如，第一压缩机)和风扇处于力传递连接，使得低压涡轮的转子的旋转驱动增压压缩机和风扇的转子。例如，高压涡轮(例如，第二涡轮)可以经由与第一轴同轴的第二轴(统称为燃气涡轮的第二线轴)附接到高压压缩机(例如，第二压缩机)并与高压压缩机(例如，第二压缩机)处于力传递连接，使得高压涡轮的转子的旋转驱动高压压缩机的转子。旋转叶片的第二个目的是使可操作地联接到涡轮区段的发电机旋转以产生电力。例如，涡轮可以生成电力供飞行器、发电站等使用。
考虑到核心燃气涡轮发动机和/或涡轮风扇发动机的方面的静态、动态、离心和/或热应力限制和重量考虑因素，飞行器发动机(诸如涡轮风扇发动机)的一个设计目的通常是在核心燃气涡轮发动机的压缩机内压缩尽可能多的空气。限定压缩机的压缩作用的度量是压缩机的压缩比(例如，压力比)。涡轮风扇发动机的压缩机的压缩比是压缩机的出口(例如，燃气涡轮的燃烧室处高压压缩机的出口)处的压力与风扇的入口处的压力之比。更高的压缩比增加了涡轮发动机的热效率并且降低了涡轮发动机的燃料消耗率(例如，用于生成由喷气发动机产生的推力的空气与燃料之比)。因此，燃气涡轮的压缩机的压缩比的增加可以增加由喷气发动机(例如涡轮风扇发动机等)产生的推力，和/或可以增加喷气发动机的燃料效率。反过来，燃气涡轮的一个设计目的是最小化或以其他方式减少通过压缩机的压力损失，以最大化或以其他方式提高压缩比。尽管本文公开的示例是结合涡轮风扇喷气发动机进行讨论的，但应当理解，本文公开的示例可以结合涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨喷气发动机、用于发电的燃烧涡轮、或期望增加跨一个或多个压缩机的压缩比的任何其他合适的应用来实施。
涡轮风扇发动机的涡轮发动机的示例低压压缩机和高压压缩机各自包括一个或多个级。每一级包括绕中心转子安装的压缩机叶片(例如，第一翼型)的环形阵列，压缩机叶片(例如，第一翼型)的环形阵列与静止压缩机轮叶(例如，第二翼型)的环形阵列配对，静止压缩机轮叶(例如，第二翼型)的环形阵列与转子间隔开并且固定到压缩机的壳体。在压缩机级的后部，转子和伴随叶片的旋转提供气流的速度、温度和压力的增加。在压缩机级的前部，气流扩散(例如，失去速度)穿过提供压力增加的压缩机轮叶。跨低压压缩机和高压压缩机的多级的实施方式提供了操作喷气发动机(例如涡轮风扇发动机)的压缩比。
在高压压缩机和低压压缩机的示例中，压缩机叶片(本文也称为叶片和/或燕尾叶片)分别绕对应的高压压缩机转子和低压压缩机转子排列。高压转子和伴随压缩机叶片(例如，叶片、燕尾叶片等)可以由钛合金(例如，钛-铝合金、钛-铬合金等)和/或钢合金(例如，钢-铬合金)等制成。例如，为了增加维护和组装的便利性、叶片的可更换性、和/或高压压缩机的模块化，离散的压缩机叶片绕高压转子环形地串联安装，以实现环形地绕转子的基本上均匀分布。为此，根据本公开的教导实施的示例压缩机叶片包括翼型件部分和安装部分(例如，根部)。压缩机叶片的翼型件部分导致气流的速度、压力和温度增加。压缩机叶片的安装部分能够将叶片安装到转子。在一些示例中，翼型件部分和/或安装部分的几何形状对于高压压缩机的每一级的压缩机叶片可以不同，并且对于高压压缩机的每一级内的压缩机叶片可以相同。
在一些螺旋桨或开式转子发动机应用中，由于不对称的螺旋桨加载(例如，P因子或1P加载)而在飞行的各个阶段期间经历高振动负载。1P加载(也称为+/-1P加载)通常在起飞时最高，但也可能发生在气流不垂直于发动机定向的任何点。某些示例通过向叶片组件施加径向预负载来解决+/-1P加载，从而提供更好的叶片保持力并允许更好的可维护性。在一些情况下，在发动机的操作期间翼型件经历的振动负载可能导致翼型件的偏转。这种偏转在叶片的根部产生力矩，并且在某些情况下，可能导致叶片的磨损和/或失效。在某些情况下，当叶片失效时，必须完成复杂的拆卸处理才能移除叶片，这增加了维修设备所需的时间和工作量。
本文公开的示例减少了燃气涡轮发动机的操作期间翼型件的偏转。本文公开的示例偏转减少机构包括示例板，示例板包括示例孔口。翼型件设置在孔口中，并且示例阻尼器可操作地联接在板和翼型件的毂之间。在一些示例中，当施加到翼型件的振动负载导致翼型件的弯曲偏转时，阻尼器与振动负载的方向相对，以将翼型件的弯曲偏转转换为板的径向偏转，从而将翼型件偏置到未偏转位置。在一些示例中，阻尼器包括一个或多个弹簧、一个或多个弹簧垫圈和/或绕叶片的周向间隔开的一个或多个橡胶支腿。有利地，通过减少翼型件的偏转，本文公开的示例减少和/或防止翼型件的损坏和/或故障，从而减少修理和/或更换翼型件所需的时间、工作量和部件成本。
本文公开的示例偏转减少机构可以应用于闭式和开式转子发动机两者的设计。仅出于说明的目的，图1示出了示例闭式转子涡轮风扇发动机，而图2示出了示例开式转子发动机。
图1是其中可以实施本文公开的示例的涡轮风扇燃气涡轮发动机的横截面视图。现在参考附图，图1是可以结合优选实施例的各种示例的示例性燃气涡轮发动机10的示意局部横截面侧视图。发动机10可以特别地构造为用于飞行器的燃气涡轮发动机。尽管本文进一步描述为涡轮风扇发动机，但发动机10可以限定涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气燃气涡轮发动机，包括船用和工业发动机以及辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有延伸通过其中以供参考的纵向或轴向中心线轴线12。轴向方向A与供与参考的轴向中心线轴线12同向延伸。发动机10还限定上游端99和下游端98以供参考。通常，发动机10可包括风扇组件14和设置在风扇组件14下游的核心发动机16。作为参考，发动机10限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。通常，轴向方向A平行于轴向中心线12延伸，径向方向R在与轴向方向A正交的方向上从轴向中心线12向外和向内延伸，周向方向围绕轴向中心线12延伸三百六十度(360°)。
核心发动机16通常可包括限定环形入口20的基本上管状外壳体18。外壳体18以串行流动关系包围或至少部分地形成：压缩机区段，其具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24、热添加系统26；膨胀区段或涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)转子轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)转子轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。LP转子轴36也可以连接到风扇组件14的风扇轴38。在某些示例中，如图1所示，例如在间接驱动或齿轮传动构造中，LP转子轴36可以经由减速齿轮40连接到风扇轴38。
如图1所示，风扇组件14包括多个风扇叶片42，多个风扇叶片42联接到风扇轴38并从风扇轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱44可以周向地围绕风扇组件14和/或核心发动机16的至少一部分。本领域的普通技术人员应当理解，机舱44可以被构造成由多个周向间隔开的出口导向轮叶或支柱46相对于核心发动机16被支撑。此外，机舱44的至少一部分可以延伸越过核心发动机16的外部分，以便在其间限定风扇流动通道48。然而，应当理解，发动机10的各种构造可以省略机舱44，或者省略围绕风扇叶片42延伸的机舱44，例如以提供图2中描绘的发动机10的开式转子或螺旋桨风扇构造。
应当理解，轴34、36，压缩机22、24和涡轮28、30的组合限定发动机10的转子组件90。例如，HP转子轴34、HP压缩机24和HP涡轮28可以限定发动机10的高速或HP转子组件。类似地，LP转子轴36、LP压缩机22和LP涡轮30的组合可以限定发动机10的低速或LP转子组件。发动机10的各种示例还可以包括作为LP转子组件的风扇轴38和风扇叶片42。在某些示例中，发动机10可以进一步限定经由风扇轴38和减速齿轮40与LP线轴至少部分地机械分离的风扇转子组件。更进一步的示例还可以限定一个或多个中间转子组件，该中间转子组件由设置在LP转子组件和HP转子组件之间(相对于串行空气动力学流动布置)的中压压缩机、中压轴和中压涡轮限定。
在发动机10的操作期间，如箭头74示意性所示的空气流进入由风扇壳体或机舱44限定的发动机10的入口76。如箭头80示意性所示的一部分空气通过至少部分地经由外壳体18限定的环形入口20进入核心发动机16。空气流经由核心流动路径70以串行流动的形式提供通过压缩机22、24，热添加系统26和膨胀区段。空气流80在流过压缩机22、24的连续级时被逐渐地压缩，如箭头82示意性所示。压缩空气82进入热添加系统26并与液态和/或气态燃料混合，并且被点燃以产生燃烧气体86。应当理解，热添加系统26可以形成用于生成燃烧气体的任何合适的系统，包括但不限于爆燃或爆震燃烧系统，或其组合。热添加系统26可以包括环形、罐形、罐环形、驻涡、渐开线或涡旋、富燃、稀燃、旋转爆震或脉冲爆震构造，或其组合。
燃烧气体86在从喷射排气喷嘴区段32排出之前释放能量以驱动HP转子组件和LP转子组件的旋转。来自燃烧气体86的能量释放进一步驱动包括风扇叶片42的风扇组件14的旋转。空气74的一部分绕过核心发动机16并流过风扇流动通道48，如箭头78示意性所示。
应当理解，图1描绘并描述了具有风扇流动通道48和核心流动路径70的双流发动机。图1中描绘的示例具有围绕风扇叶片42的机舱44，例如为机舱提供噪声衰减、叶片脱落保护和/或已知的其他益处，并且其在本文中可以被称为“管道式风扇，”或整个发动机10可以被称为“管道式发动机”。
图2是根据本公开的一个示例的示例开式转子涡轮发动机的示意横截面视图。特别地，图2示出了本文称为“三流发动机100”的航空三流涡轮风扇发动机。图2的三流发动机100可以安装到航空运载器(例如固定翼飞行器)，并且可以产生用于推进航空运载器的推力。三流发动机100的架构在操作期间提供三个不同的产生推力的气流流。与图1中所示的发动机10不同，三流发动机100包括不由机舱或整流罩引导的风扇，因此它在本文中可以被称为“非管道式风扇”，或者整个发动机100可以被称为“非管道式发动机”。
作为参考，三流发动机100限定轴向方向A、径向方向R和周向方向C。此外，发动机100限定沿轴向方向A延伸的轴向中心线或纵向轴线112。通常，轴向方向A平行于纵向轴线112延伸，径向方向R在垂直于轴向方向A的方向上从纵向轴线112向外和向内延伸，并且周向方向围绕纵向轴线112延伸三百六十度(360°)。三流发动机100例如沿轴向方向A在前端114和后端116之间延伸。
三流发动机100包括核心发动机120和定位在其上游的风扇区段150。通常，核心发动机120以串行流动顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。特别地，如图2所示，核心发动机120包括限定环形核心入口124的核心整流罩122。核心整流罩122还包围低压系统和高压系统。在某些示例中，核心整流罩122可以包围和支撑用于对通过核心入口124进入核心发动机120的空气进行加压的增压器或低压(“LP”)压缩机126。高压(“HP”)多级轴流式压缩机128从LP压缩机126接收加压空气并进一步增加空气的压力。加压空气流向下游流动到燃烧器130，在燃烧器130中，燃料被注入到加压空气流中并被点燃以升高加压空气的温度和能量水平。应当理解，如本文所用，术语“高/低速”和“高/低压”相对于高压/高速系统和低压/低速系统可互换地使用。此外，应当理解，在同一上下文中使用术语“高”和“低”来区分两个系统，并且并不意味着暗示任何绝对速度和/或压力值。
高能燃烧产物从燃烧器130向下游流动到高压涡轮132。高压涡轮132通过高压轴136驱动高压压缩机128。在这方面，高压涡轮132与高压压缩机128驱动地联接。高能燃烧产物然后流向低压涡轮134。低压涡轮134通过低压轴138驱动低压压缩机126和风扇区段150的部件。在这方面，低压涡轮134与低压压缩机126和风扇区段150的部件驱动地联接。在该示例中，LP轴138与HP轴136同轴。在驱动涡轮132、134中的每一个之后，燃烧产物通过核心排气喷嘴140离开核心发动机120以产生推进推力。因此，核心发动机120限定在核心入口124和核心排气喷嘴140之间延伸的核心流动路径或核心管道142。核心管道142是沿径向方向R大致定位在核心整流罩122内侧的环形管道。
风扇区段150包括风扇152，其在该示例中是初级风扇。对于图2所示的示例，风扇152是开式转子或非管道式风扇。然而，在其他示例中，风扇152可以例如由周向围绕风扇152的风扇壳体或机舱引导。如图所示，风扇152包括风扇叶片154阵列(图2中仅示出一个)。风扇叶片154是可例如绕纵向轴线112旋转的。如上所述，风扇152经由LP轴138与低压涡轮134驱动地联接。例如在直接驱动构造中，风扇152可以与LP轴138直接联接。可选地，如图2所示，例如在间接驱动或齿轮传动构造中，风扇152可以经由减速齿轮箱155与LP轴138联接。
此外，风扇叶片154可以围绕纵向轴线112等间距布置。每个叶片154都具有根部和尖端，以及限定在它们之间的翼展。每个叶片154限定中心叶片轴线156。对于该示例，风扇152的每个叶片154都能够绕其各自的中心叶片轴线156例如彼此一致地旋转。可以控制一个或多个致动器158以使叶片154绕它们各自的中心叶片轴线156俯仰。然而，在其他示例中，每个叶片154可以是固定的或不能绕其中心叶片轴线156俯仰。
风扇区段150还包括风扇出口导向轮叶阵列160，其包括围绕纵向轴线112设置的风扇出口导向轮叶162(图2中仅示出一个)。对于该示例，风扇出口导向轮叶162不能够绕纵向轴线112旋转。每个风扇出口导向轮叶162都具有根部和尖端，以及限定在它们之间的翼展。风扇出口导向轮叶162可以如图2所示是未遮蔽的，或者可以例如通过沿径向方向R从风扇出口导向轮叶162的尖端向外间隔开的环形护罩而被遮蔽。每个风扇出口导向轮叶162限定中心叶片轴线164。对于该示例，风扇出口导向轮叶阵列160的每个风扇出口导向轮叶162能够绕其各自的中心叶片轴线164例如彼此一致地旋转。可以控制一个或多个致动器166以使风扇出口导向轮叶162绕它们各自的中心叶片轴线164俯仰。然而，在其他示例中，每个风扇出口导向轮叶162可以是固定的或不能够绕其中心叶片轴线164俯仰。风扇出口导向轮叶162安装到风扇整流罩170。
如图2所示，除了非管道式的风扇152之外，在风扇152的后方还包括管道式风扇184，使得三流发动机100包括管道式风扇和非管道式风扇，它们都用于通过空气的移动生成推力而不穿过核心发动机120。管道式风扇184被示出为处于与风扇出口导向轮叶162大致相同的轴向位置，并且在风扇出口导向轮叶162的径向内侧。或者，管道式风扇184可以位于风扇出口导向轮叶162和核心管道142之间，或者位于风扇出口导向轮叶162的更前方。管道式风扇184可由低压涡轮134(例如，联接到LP轴138)或由任何其他合适的旋转源驱动，并且可以用作增压器的第一级或者可以单独操作。
风扇整流罩170环形地包围核心整流罩122的至少一部分，并且沿径向方向R大致定位在核心整流罩122的外侧。特别地，风扇整流罩170的下游区段在核心整流罩122的前部上方延伸，以限定风扇流动路径或风扇管道172。进入的空气可以通过风扇管道入口176进入风扇管道172，并且可以通过风扇排气喷嘴178排出以产生推进推力。风扇管道172是沿径向方向R大致定位在核心管道142外侧的环形管道。静止支柱174可以各自具有空气动力学轮廓以引导空气由此流动。除了静止支柱174之外的其他支柱可用于连接和支撑风扇整流罩170和/或核心整流罩122。在许多示例中，风扇管道172和核心整流罩122可以在核心整流罩122的相对侧(例如，相对径向侧)上至少部分地共同延伸(通常轴向地)。例如，风扇管道172和核心整流罩122可以各自直接从核心整流罩122的前缘144延伸，并且可以在核心整流罩的相对径向侧上大致轴向地部分地共同延伸。
三流发动机100还限定或包括入口管道180。入口管道180在发动机入口182和核心入口124/风扇管道入口176之间延伸。发动机入口182大致限定在风扇整流罩170的前端，并且沿轴向方向A定位在风扇152和风扇出口导向轮叶阵列160之间。入口管道180是沿径向方向R定位在风扇整流罩170内侧的环形管道。沿入口管道180向下游流动的空气被核心整流罩122的分流器或前缘144分流到核心管道142和风扇管道172中，不一定是均匀的。入口管道180沿径向方向R比核心管道142更宽。入口管道180沿径向方向R也比风扇管道172更宽。
图3是联接到示例毂和轴承组件(例如，转子毂)302的示例翼型件300的横截面视图。在一些示例中，翼型件300可以对应于图2的叶片154中的一个。在图3的所示示例中，翼型件300包括设置在毂和轴承组件302的示例腔(例如，承窝(socket))306中的示例根部304。在该示例中，毂和轴承组件302包括示例耳轴308和示例分体式夹头310，其中分体式夹头310用于防止翼型件300从腔306移除。在一些示例中，翼型件300是金属、复合材料、或金属与复合材料的组合中的至少一种。
在一些示例中，翼型件300实施在开式转子发动机(例如图2的开式转子发动机100)上。因此，开式转子发动机100不包括引导气流通过其中的风扇壳体(例如，图1的机舱44)。在这样的示例中，空气可以从多个角度进入开式转子发动机，并且在翼型件300上生成示例振动(1P)负载312。在一些示例中，振动负载312可引起翼型件300在示例切线方向314上的弯曲偏转。这种弯曲偏转可在根部304处产生力矩，从而导致磨损，并且在一些情况下导致翼型件300的断裂。
图4示出了根据本公开的教导在图3的示例翼型件300上实施的示例偏转减少机构400。在本文公开的示例中，偏转减少机构400被构造成减少翼型件300的弯曲偏转。在图4的所示示例中，偏转减少机构400包括示例板(例如阻尼板)402和示例阻尼器404。在该示例中，毂和轴承组件302还包括联接到耳轴308并绕翼型件300的周向间隔开的示例保持装置(例如，保持环)406。在该示例中，阻尼器404可操作地联接在板402和保持装置406之间。在一些示例中，除保持装置406之外或代替保持装置406，阻尼器404联接到毂和轴承组件302的一个或多个不同部件。例如，阻尼器404可以操作地联接到毂和轴承组件302的示例外耳轴壁407，而不是保持装置406。在所示示例中，翼型件300被示出为处于起始位置(例如，未偏转位置)，其中翼型件300与示例径向方向408基本对准。
在图4的所示示例中，板402包括示例孔口410。在该示例中，孔口410居中定位在板402中并且翼型件300设置在孔口410中。在其他示例中，板402与翼型件300是一体的，使得板402和翼型件300被制造为一个部件。在一些示例中，板402被焊接到翼型件300。然而，可以使用其他结构和/或方法来将板402联接到翼型件300。在一些其他示例中，板402与翼型件300分离，其中板402和处于起始位置的翼型件300之间的间隙(例如，空隙)小于阈值(例如，1mm)。在一些这样的示例中，当翼型件300的弯曲偏转大于阈值时，翼型件300接触板402的孔口410的边缘。因此，当弯曲偏转小于阈值时，偏转减少机构400不减少翼型件300的弯曲偏转。
在本文公开的示例中，阻尼器404在发动机操作期间提供阻尼行为。例如，阻尼器404在发动机操作期间吸收能量(例如，振动能量)并且对某些振动响应起反模式作用。即，翼型件300在正常发动机操作期间基于翼型件300的设计参数(例如，耐久性、刚度等)以第一频率振动。阻尼器404可以被调谐(例如，设计成具有一定的耐久性、刚度、重量等)，从而在正常发动机操作期间以第二频率振动，使得第二频率干扰第一频率。也就是说，阻尼器404可以被调谐以对燃气涡轮发动机100的振动起反模式作用。例如，燃气涡轮发动机100可以以10Hz的第一频率振动。阻尼器404可以被调谐成以非系统响应的第二频率(例如13Hz或14Hz)振动。阻尼器404的振动干扰翼型件300的振动，从而抑制翼型件300的振动。
在图4的所示示例中，阻尼器404可操作地联接在板402和保持装置406之间，以将由翼型件300的振动引起的弯曲偏转转换为板402的径向偏转(例如，在径向方向408上)。在该示例中，阻尼器404包括联接在板402和保持装置406之间的示例第一和第二弹簧411、412。在本文公开的示例中，弹簧411、412被栓接、钎焊和/或以其他方式保持到板402和保持装置406。虽然在该示例中示出弹簧411、412中的两个，但阻尼器404可以包括绕根部304的周向间隔开的不同数量的弹簧411、412。
在图4的所示示例中，当图3的振动负载312施加到翼型件300时(例如，在图2的开式转子发动机100的操作期间)，振动负载312的分量可能导致翼型件300在切线方向314上的偏转。在一些示例中，当翼型件300发生这种偏转时，翼型件300导致板402在径向方向408上移动，并因此导致弹簧411、412伸展和/或压缩。弹簧411、412在板402上施加力以抵消板402的运动方向，并消散来自振动负载312的振动能量。因此，弹簧411、412使板402偏压，并因此将翼型件300偏压到起始(例如，未偏转)位置。
在一些示例中，偏转减少机构400包括用于提供孔口的装置。例如，用于提供孔口的装置可以由板402实施。在一些示例中，偏转减少机构400包括用于阻尼的装置。例如，用于阻尼的装置可以由阻尼器404实施。
图5是图4的示例翼型件300和示例板402的俯视图。在图5的所示示例中，板402与翼型件300分开，使得在翼型件300和孔口410的边缘之间提供示例间隙(例如，空隙)502。在该示例中，间隙502的宽度小于1毫米的阈值。在其他示例中，阈值可以不同。在本文公开的示例中，间隙502允许在没有图4的偏转减少机构400的接合的情况下发生翼型件300的小偏转(例如，小于阈值)。然而，当翼型件300的偏转大于阈值时，翼型件300接触板402以引起其偏转和/或以其他方式移动。因此，在此类示例中，当偏转相对较大(例如，大于阈值)时，偏转减少机构400减少翼型件300的偏转。
在图5的所示示例中，板402和孔口410大致是圆形的并且对应于翼型件300的横截面形状。在其他示例中，可以替代地使用不同形状的板402和/或孔口410。例如，板402或孔口410中的至少一个可以为椭圆形、矩形、六边形等。在本文公开的示例中，板402是复合金属材料。然而，在其他示例中，板402的材料可以不同。例如，板402可以是复合材料、金属、或复合材料和金属的组合。在一些示例中，板402和翼型件300可以包括类似和/或不同的材料。
图6示出了图4的示例偏转减少机构400的第二示例构造。在图6的所示示例中，板402的直径大于图4中的板402的直径。在该示例中，弹簧411、412联接到板402，并且进一步联接到外耳轴壁407而不是保持装置406。
图7示出了图4和/或图6的示例偏转减少机构400的第三示例构造。在图7的所示示例中，偏转减少机构400包括联接到板402或保持装置406中的至少一个的示例支腿(例如，橡胶支腿，橡胶套)702、704。在该示例中，支腿702、704由橡胶制成。在其他示例中，一种或多种不同的材料可以替代地用于支腿702、704。在该示例中，使用了两个支腿702、704。然而，在其他示例中，不同数量的支腿702、704可以围绕翼型件300的周向间隔开。在一些其他示例中，使用支腿702,704中的单个支腿，其中支腿702、704中的一个是围绕翼型件300周向的360度环。在一些示例中，支腿702,704用于补充或代替图4和/或图6的弹簧411、412，以减少翼型件300在切线方向314上的弯曲偏转。在一些这样的示例中，支腿702、704联接到板402，并且支腿702、704接触保持装置406的表面，其中支腿702、704和保持装置406之间的接口处的摩擦消散弯曲偏转。
图8示出了图4、6和/或7的示例偏转减少机构400的第四示例构造。在图8的所示示例中，偏转减少机构400的阻尼器404包括联接在板402和保持装置406之间的示例弹簧垫圈802、804。在该示例中，使用两组弹簧垫圈802、804。然而，在其他示例中，不同数量组的弹簧垫圈802、804可围绕翼型件300的周向间隔开。在一些示例中，弹簧垫圈802,804用于补充或代替图4和/或图6的弹簧411、412和/或图7的支腿702、704。
图9是产生本文公开的示例的示例方法900的流程图。例如，方法900可用于产生图4、6、7和/或8的偏转减少机构400。示例方法900开始于框902，在框902处，图3和/或图4的示例翼型件300被设置和/或以其他方式放置在图4的示例板402的孔口410中。
在框904处，阻尼器404可操作地联接在板402与图3和/或图4的毂和轴承组件302之间。例如，阻尼器404联接到板402并且进一步联接到毂和轴承组件302的保持装置406。在一些示例中，阻尼器404包括图4的弹簧411、412，其中弹簧411、412被焊接、铜焊、栓接和/或以其他方式保持到板402或毂和轴承组件302中的至少一个。在其他示例中，阻尼器404包括图7的支腿702、704和/或图8的弹簧垫圈802、804。
“包括”和“包含”(及其所有形式和时态)在本文中用作开放式术语。因此，只要权利要求采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包含、包括、具有等)作为序言或在任何类型的权利要求陈述中采用任何形式的“包括”或“包含”(例如，包含、包括、具有等)，应当理解，在不超出对应权利要求或陈述的范围的情况下，可以存在附加的元件、术语等。如本文所用，当短语“至少”用作例如权利要求的序言中的过渡术语时，其以与术语“包含”和“包括”是开放式的相同的方式是开放式的。术语“和/或”当例如以A、B和/或C的形式使用时，指的是A、B、C的任何组合或子集，例如(1)单独A，(2)单独B，(3)单独C，(4)A与B，(5)A与C，(6)B与C，或(7)A与B以及与C。如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个A、(2)至少一个B，或(3)至少一个A和至少一个B中的任何的实施方式。类似地，如本文在描述结构、部件、项目、对象和/或事物的上下文中使用的，短语“A或B中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个A，(2)至少一个B，或(3)至少一个A和至少一个B中的任何的实施方式。如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个A，(2)至少一个B，或(3)至少一个A和至少一个B中的任何的实施方式。类似地，如本文在描述处理、指令、动作、活动和/或步骤的进行或执行的上下文中使用的，短语“A或B中的至少一个”旨在指代包括(1)至少一个A，(2)至少一个B，或(3)至少一个A和至少一个B中的任何的实施方式。
如本文所用，单数引用(例如，“一”、“一种”、“第一”、“第二”等)不排除复数。如本文所用，术语“一”或“一种”对象是指该对象中的一个或多个。术语“一”(或“一种”)、“一个或多个”和“至少一个”在本文中可互换使用。此外，虽然单独列出，但多个装置、元件或方法动作可以通过例如相同实体或对象来实施。此外，虽然单独的特征可以包括在不同的示例或权利要求中，但这些可能被组合，并且不同示例或权利要求中的包括并不意味着特征的组合是不可行的和/或不利的。
从上文中可以理解，已经公开了示例系统、方法、设备和制品，它们在发动机的操作期间减少翼型件的偏转。所公开的系统、方法、设备和制品减少和/或防止翼型件在暴露于振动负载时发生故障，从而减少修理和/或更换翼型件所需的部件成本、时间和工作量。所公开的系统、方法、设备和制品相应地针对机器和/或机械装置的操作中的一个或多个改进。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
一种用于减少翼型件的偏转的设备，所述设备包括：板，所述板包括孔口，所述翼型件设置在所述孔口中；以及阻尼器，所述阻尼器可操作地联接在所述板和所述翼型件的毂之间，所述阻尼器将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述板的径向偏转。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述板与所述翼型件是一体的。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述板与所述翼型件分离，所述板与处于起始位置的所述翼型件之间的间隙小于一毫米。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述阻尼器联接到所述毂的保持环。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述阻尼器包括弹簧、弹簧垫圈或橡胶套中的至少一个。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述阻尼器绕所述翼型件的根部的周边间隔开。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述板是第一金属或第一复合材料中的至少一种，并且所述翼型件是第二金属或第二复合材料中的至少一种。
一种用于减少翼型件的偏转的设备，所述设备包括：用于提供孔口的装置，所述翼型件设置在所述孔口内；以及用于阻尼的装置，所述用于阻尼的装置可操作地联接在所述用于提供孔口的装置和所述翼型件的毂之间，所述用于阻尼的装置将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述用于提供孔口的装置的径向偏转。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于提供孔口的装置与所述翼型件是一体的。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于提供孔口的装置与所述翼型件分离，所述用于提供孔口的装置与处于起始位置的所述翼型件之间的间隙小于一毫米。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于阻尼的装置联接到用于将所述翼型件保持在所述毂中的装置。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于阻尼的装置包括弹簧、弹簧垫圈或橡胶套中的至少一个。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于阻尼的装置绕所述翼型件的根部的周边间隔开。
根据任何前述条项所述的设备，其中，所述用于提供孔口的装置是第一金属或第一复合材料中的至少一种，并且所述翼型件是第二金属或第二复合材料中的至少一种。
一种燃气涡轮，包括：翼型件；板，所述板包括孔口，所述翼型件设置在所述孔口中；以及阻尼器，所述阻尼器可操作地联接在所述板和所述翼型件的毂之间，所述阻尼器将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述板的径向偏转。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮，其中，所述板与所述翼型件是一体的。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮，其中，所述板与所述翼型件分离，所述板与处于起始位置的所述翼型件之间的间隙小于一毫米。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮，其中，所述阻尼器联接到所述毂的保持环。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮，其中，所述阻尼器包括弹簧、弹簧垫圈或橡胶套中的至少一个。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮，其中，所述阻尼器绕所述翼型件的根部的周边间隔开。
一种方法，所述方法包括将翼型件放置在板的孔口中，并且将阻尼器联接在所述板和所述翼型件的毂之间，所述阻尼器通过将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述板的径向偏转来将所述翼型件偏压到起始位置。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括将所述板焊接到所述翼型件。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括在所述板和处于所述起始位置的所述翼型件之间提供间隙，所述间隙的宽度小于一毫米。
根据任何前述条项所述的方法，其中，将所述阻尼器联接在所述板和所述毂之间包括将所述阻尼器联接到所述毂的保持环。
根据任何前述条项所述的方法，其中，将所述阻尼器联接在所述板和所述毂之间包括将弹簧、弹簧垫圈或橡胶套中的至少一个联接在所述板和所述毂之间。
根据任何前述条项所述的方法，进一步包括将所述阻尼器绕所述翼型件的根部的周边间隔开。
尽管本文公开了某些示例系统、方法、设备和制品，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利的权利要求范围内的所有系统、方法、设备和制品。
以下权利要求通过引用并入本详细说明中，每个权利要求作为本公开的单独实施例独立存在。

Claims (10)

1.一种用于减少翼型件的偏转的设备，其特征在于，所述设备包括：
板，所述板包括孔口，所述翼型件设置在所述孔口中；以及
阻尼器，所述阻尼器可操作地联接在所述板和所述翼型件的毂之间，所述阻尼器将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述板的径向偏转。
2.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述板与所述翼型件是一体的。
3.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述板与所述翼型件分离，所述板与处于起始位置的所述翼型件之间的间隙小于一毫米。
4.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述阻尼器联接到所述毂的保持环。
5.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述阻尼器包括弹簧、弹簧垫圈或橡胶套中的至少一个。
6.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述阻尼器绕所述翼型件的根部的周边间隔开。
7.根据权利要求1所述的设备，其特征在于，其中，所述板是第一金属或第一复合材料中的至少一种，并且所述翼型件是第二金属或第二复合材料中的至少一种。
8.一种用于减少翼型件的偏转的设备，其特征在于，所述设备包括：
用于提供孔口的装置，所述翼型件设置在所述孔口内；以及
用于阻尼的装置，所述用于阻尼的装置可操作地联接在所述用于提供孔口的装置和所述翼型件的毂之间，所述用于阻尼的装置将所述翼型件的弯曲偏转转换为所述用于提供孔口的装置的径向偏转。
9.根据权利要求8所述的设备，其特征在于，其中，所述用于提供孔口的装置与所述翼型件是一体的。
10.根据权利要求8所述的设备，其特征在于，其中，所述用于提供孔口的装置与所述翼型件分离，所述用于提供孔口的装置与处于起始位置的所述翼型件之间的间隙小于一毫米。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2772852A (en) * 1950-08-03 1956-12-04 Stalker Dev Company Rotor construction for fluid machines
GB750397A (en) 1951-12-10 1956-06-13 Power Jets Res & Dev Ltd Damped turbine and dynamic compressor blades
US3027138A (en) * 1951-12-10 1962-03-27 Power Jets Res & Dev Ltd Turbine blades
US2948506A (en) * 1958-09-18 1960-08-09 Gen Electric Damping turbine buckets
US4045149A (en) * 1976-02-03 1977-08-30 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Platform for a swing root turbomachinery blade
GB2122691B (en) * 1982-06-17 1985-05-01 Rolls Royce Mounting of aerofoil blades
US4541778A (en) * 1984-05-18 1985-09-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Pin rooted blade biaxial air seal
GB2223277B (en) * 1988-09-30 1992-08-12 Rolls Royce Plc Aerofoil blade damping
US5183389A (en) * 1992-01-30 1993-02-02 General Electric Company Anti-rock blade tang
FR2697285B1 (fr) * 1992-10-28 1994-11-25 Snecma Système de verrouillage d'extrémités d'aubes.
US5494404A (en) * 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
US20040213672A1 (en) * 2003-04-25 2004-10-28 Gautreau James Charles Undercut leading edge for compressor blades and related method
US8206100B2 (en) * 2008-12-31 2012-06-26 General Electric Company Stator assembly for a gas turbine engine
FR2945074B1 (fr) * 2009-04-29 2011-06-03 Snecma Cale d'aube de soufflante renforcee
US8292583B2 (en) * 2009-08-13 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a constant thickness airfoil skin
US8910947B2 (en) * 2010-03-30 2014-12-16 United Technologies Corporation Method of forming a seal element
US8066479B2 (en) 2010-04-05 2011-11-29 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Non-integral platform and damper for an airfoil
US8684695B2 (en) 2011-01-04 2014-04-01 General Electric Company Damper coverplate and sealing arrangement for turbine bucket shank
FR2977029B1 (fr) * 2011-06-22 2013-07-12 Airbus Operations Sas Procede d'equilibrage pour systeme propulsif a helices contrarotatives non carenees
US9097124B2 (en) * 2012-01-24 2015-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
WO2014159152A1 (en) 2013-03-13 2014-10-02 United Technologies Corporation Turbine blade and damper retention
CN105518255B (zh) 2013-09-11 2018-06-08 通用电气公司 用于cmc涡轮叶片中的集成式平台和阻尼器固持结构的层片架构
US10280768B2 (en) * 2014-11-12 2019-05-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine blisk including ceramic matrix composite blades and methods of manufacture
FR3035676B1 (fr) 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes possedant un raidisseur
FR3035678B1 (fr) 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes possedant une jambe de retenue
US10472979B2 (en) * 2016-08-18 2019-11-12 United Technologies Corporation Stator shroud with mechanical retention
US10563666B2 (en) * 2016-11-02 2020-02-18 United Technologies Corporation Fan blade with cover and method for cover retention
DE102016222869A1 (de) * 2016-11-21 2018-05-24 MTU Aero Engines AG Turbomaschinenschaufelanordnung
US10557364B2 (en) * 2016-11-22 2020-02-11 United Technologies Corporation Two pieces stator inner shroud
US10677073B2 (en) 2017-01-03 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Blade platform with damper restraint
US10443389B2 (en) * 2017-11-09 2019-10-15 Douglas James Dietrich Turbine blade having improved flutter capability and increased turbine stage output
JP7039355B2 (ja) * 2018-03-28 2022-03-22 三菱重工業株式会社 回転機械
WO2020018090A1 (en) * 2018-07-18 2020-01-23 Siemens Aktiengesellschaft Hybrid components having an intermediate ceramic fiber material

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