[发明专利]易碎燃气涡轮发动机翼型件

说明书

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。

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。