用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件制造技术

本申请涉及一种用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。大体上提供一种翼型件，其限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端。翼型件包括限定压力侧和吸入侧的第一材料基质。第一材料基质限定从压力侧或吸入侧中的至少一个延伸到第一材料基质中的多个离散体积。多个离散体积至少部分地沿着翼弦尺寸布置，并且不同于第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在体积内。

Fragile Airfoils for Gas Turbine Engines

【技术实现步骤摘要】
用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件
本主题涉及用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。
技术介绍
燃气涡轮发动机(如涡轮风扇)大体上包括包绕风扇组件的风扇壳体。风扇壳体大体上构造成耐受由于导致故障模式的不利发动机状况(如外来物体损坏、由于过度或极端失衡或风扇转子振荡而产生的硬摩擦，或风扇叶片释放)而产生的风扇叶片的冲击。然而，此类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，如蜂窝或沟槽填充材料，其构造成减轻至和穿过风扇壳体的载荷传递。然而，该途径大体上为昂贵的。此外，该途径可导致较大、较重、效率较低的风扇壳体。更进一步，该途径可不解决与在一个或若干个翼型件(如风扇叶片)的变形或释放之后的风扇转子失衡有关的问题。就此而言，存在对实现翼型件的受控且一致的失效模式的翼型件的需要，该实现可实现降低成本、重量以及至周围壳的载荷传递。
技术实现思路
本专利技术的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本专利技术的实践学习。大体上提供限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端的一种翼型件的实施例。翼型件包括第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧。第一材料基质限定从压力侧或吸入侧中的至少一个延伸到第一材料基质中的多个离散体积。多个离散体积至少部分地沿着翼弦尺寸布置，并且不同于第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在体积内。在一个实施例中，第二材料限定成与第一材料基质的压力侧、吸入侧或两者近似齐平。在另一实施例中，翼型件限定从压力侧至吸入侧的厚度，并且体积通过翼型件的厚度的至少近似85％限定。在各种实施例中，多个离散体积限定在从翼型件的后缘的翼弦尺寸的近似95％内。在一个实施例中，多个离散体积限定在从翼型件的后缘的翼弦尺寸的近似85％内。在各种实施例中，体积限定在从翼型件的根部的翼展尺寸的近似90％到近似97％内。在一个实施例中，体积限定在翼型件的两个或更多个翼展尺寸处。在另一实施例中，多个离散体积近似地限定为穿过第一材料基质的沿着压力侧、吸入侧或两者的波形。在一个实施例中，沿着翼弦尺寸的第一材料基质的截面区域的近似15％或更小由第二材料基质限定。在另一实施例中，体积限定穿过压力侧、吸入侧或两者的近似圆形的截面区域。在又一实施例中，体积限定穿过压力侧、吸入侧或两者的跑道形、椭圆形、矩形或长方形截面区域。在再一实施例中，体积限定截面区域，该截面区域限定长度和高度，穿过第一材料基质，并且其中长度对高度的比率为近似3.0或更小。在一个实施例中，多个体积中的第一体积从第一材料基质的压力侧限定，并且多个体积中的第二体积从第一材料基质的吸入侧限定。在另一实施例中，体积至少部分地沿着翼型件的翼弦尺寸延伸穿过第一材料基质。在又一实施例中，体积至少部分地沿着翼型件的翼展尺寸延伸穿过第一材料基质。在再一实施例中，第二材料基质通过第一材料基质至少大致上填充体积。在各种实施例中，翼型件还包括第三材料层，其至少部分地包绕第一材料基质。在一个实施例中，第三材料层限定在沿着压力侧、吸入侧或两者从前缘的翼弦尺寸的近似15％或更小之上。在另一实施例中，体积进一步从压力侧、吸入侧或两者通过第三材料层至少部分地限定。在又一实施例中，第二材料基质通过第三材料层至少大致上填充体积。技术方案1.一种翼型件，其限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端，所述翼型件包括：第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧，其中所述第一材料基质限定从所述压力侧或所述吸入侧中的至少一个延伸到所述第一材料基质中的多个离散体积，其中所述多个离散体积至少部分地沿着所述翼弦尺寸布置，并且进一步，其中不同于所述第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在所述体积内。技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料限定成与所述第一材料基质的所述压力侧、所述吸入侧或两者近似齐平。技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定从所述压力侧至所述吸入侧的厚度，并且其中所述体积通过所述翼型件的所述厚度的至少近似85％限定。技术方案4.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积限定在从所述翼型件的所述后缘的所述翼弦尺寸的近似95％内。技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积限定在从所述翼型件的所述后缘的所述翼弦尺寸的近似85％内。技术方案6.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定在从所述翼型件的所述根部的所述翼展尺寸的近似90％到近似97％内。技术方案7.根据技术方案6所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定在所述翼型件的两个或更多个翼展尺寸处。技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积近似地限定为穿过所述第一材料基质的沿着所述压力侧、所述吸入侧或两者的波形。技术方案9.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，沿着所述翼弦尺寸的所述第一材料基质的截面区域的近似15％或更小由所述第二材料基质限定。技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定穿过所述压力侧、所述吸入侧或两者的近似圆形的截面区域。技术方案11.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定穿过所述压力侧、所述吸入侧或两者的跑道形、椭圆形、矩形或长方形截面区域。技术方案12.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定截面区域，所述截面区域限定长度和高度，穿过所述第一材料基质，并且其中所述长度对所述高度的比率为近似3.0或更小。技术方案13.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个体积中的第一体积从所述第一材料基质的所述压力侧限定，并且所述多个体积中的第二体积从所述第一材料基质的所述吸入侧限定。技术方案14.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积至少部分地沿着所述翼型件的所述翼弦尺寸延伸穿过所述第一材料基质。技术方案15.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积至少部分地沿着所述翼型件的所述翼展尺寸延伸穿过所述第一材料基质。技术方案16.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料基质通过所述第一材料基质至少大致上填充所述体积。技术方案17.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括：第三材料层，其至少部分地包绕所述第一材料基质。技术方案18.根据技术方案17所述的翼型件，其特征在于，所述第三材料层限定在沿着所述压力侧、所述吸入侧或两者从所述前缘的所述翼弦尺寸的近似15％或更小之上。技术方案19.根据技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述体积进一步从所述压力侧、所述吸入侧或两者通过所述第三材料层至少部分地限定。技术方案20.根据技术方案19所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料基质通过所述第三材料层至少大致上填充所述体积。本专利技术的这些及其它的特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出本专利技术的实施例，并且连同描述用于阐释本专利技术的原理。附图说明包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本专利技术的完整且开放的公开在参照附图的说明书中阐述，在该附图中：图1为根据本公开的方面的包括示例性翼型件的燃气涡轮的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种翼型件，其限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端，所述翼型件包括：第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧，其中所述第一材料基质限定从所述压力侧或所述吸入侧中的至少一个延伸到所述第一材料基质中的多个离散体积，其中所述多个离散体积至少部分地沿着所述翼弦尺寸布置，并且进一步，其中不同于所述第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在所述体积内。

【技术特征摘要】
2017.11.08 US 15/8068711.一种翼型件，其限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端，所述翼型件包括：第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧，其中所述第一材料基质限定从所述压力侧或所述吸入侧中的至少一个延伸到所述第一材料基质中的多个离散体积，其中所述多个离散体积至少部分地沿着所述翼弦尺寸布置，并且进一步，其中不同于所述第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在所述体积内。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料限定成与所述第一材料基质的所述压力侧、所述吸入侧或两者近似齐平。3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定从所述压力侧至所述吸入侧的厚度，并且其中所述体积通过所述翼型件的所述厚度的至少近似85％限定。4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散...

【专利技术属性】
技术研发人员：DW克拉尔，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US