[发明专利]具有铺层变化的易碎燃气涡轮发动机翼型件

说明书

提供了一种翼型件，其包括从前缘延伸至后缘并在末梢和根部之间延伸的多个复合层。翼型件还在末梢处包括易碎翼型件部分，其在前缘和后缘之间延伸并沿着翼展在末梢和易碎线之间延伸，易碎翼型件部分包括第一多个复合层。第一多个复合层中的每个包括至少部分地沿着弦向方向、厚度方向或二者取向的纤维。翼型件还包括剩余翼型件部分，其沿着翼展从易碎线延伸至根部，剩余翼型件部分包括第二多个复合层。第二多个复合层包括具有沿着翼展取向的纤维的至少一个复合层。此外，剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。

技术领域

本主题大体上涉及翼型件，并且更特别地涉及包括在层的铺层取向方面的变化的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，其限定在根部和末梢之间沿展向方向延伸的翼展、在前缘和后缘之间延伸的弦向方向以及在压力侧和吸力侧之间延伸的厚度方向。翼型件包括易碎翼型件部分，其在前缘和后缘之间延伸并沿着翼展在末梢和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括第一多个复合层，第一多个复合层具有至少部分地沿着弦向方向、厚度方向或二者取向的纤维。翼型件还包括剩余翼型件部分，其沿着翼展从易碎线延伸至根部。剩余翼型件部分包括第二多个复合层。第二多个复合层包括具有沿着展向方向取向的纤维的至少一个复合层，此外，剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。

在一个实施例中，在造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分在易碎线处相对于剩余翼型件部分变形或者部分地或完全地分开。在另一实施例中，一个或多个对接接接头可将第一多个复合层中的至少一个复合层与第二多个复合层中的至少一个复合层连结。在一个实施例中，易碎翼型件部分可沿着翼展的自末梢起的至少10%延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分可沿着翼展的自末梢起的至少15%但小于50%延伸。在一个特定实施例中，第一多个复合层或第二多个复合层中的至少一者可包括碳基复合层。在某些实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。

在另外的实施例中，第二多个复合层可还包括具有如下纤维的层：沿相对于翼展限定的一个或多个剩余铺层角取向。在这样的实施例中，一个或多个剩余铺层角可包括从翼展朝向弦向方向的45度角或从翼展朝向弦向方向的负45度角中至少一个。

在另外的实施例中，第一多个复合层可具有以相对于翼展限定的一个或多个易碎铺层角取向的纤维。在这样的实施例中，一个或多个易碎铺层角可包括45度角、负45度角、正30度角或负30度角中至少一个。