阅读说明：本技术 复合翼型单体以及单体的相应组件 (Composite airfoil-shaped single body and corresponding assembly of single bodies ) 是由 莱斯利·路易斯·兰根布鲁纳 伊恩·弗朗西斯·普伦蒂斯 罗萨·李·内梅克 亚当·马克斯·瑞斯蒂 于 2017-07-11 设计创作，主要内容包括：一种复合翼型单体(40),包括翼型件(42),翼型件(42)从翼型件的基部(45)延伸至翼型件的尖端(46),并且在尖端一体地形成有不超过一个的外平台(50)和/或在基部一体地形成有不超过一个的内平台(54)。平行复合层(56)或编织纤维延伸穿过翼型件并穿过外平台和/或内平台。外弯曲部和/或内弯曲部(73、75)分别在外平台和/或内平台与翼型件之间延伸。组件包括复合翼型单体的圆形排(93),复合翼型单体的圆形排(93)从外罩或外壳(96)径向向内倚靠并且安装至外罩或外壳(96)上。外紧固件和/或内紧固件(76、78)可以分别将外平台和内平台固定至外罩或外壳以及内罩(60),并且包括柄(80),柄(80)从外紧固板和内紧固板(84)大致垂直地分别延伸穿过外平台和内平台中的平台孔(82)以及穿过外罩或外壳以及内罩中的外孔和内孔(83)。螺母(88)拧在柄的螺纹端(90)上。(A composite airfoil monolithic body (40) includes an airfoil (42), the airfoil (42) extending from a base (45) of the airfoil to a tip (46) of the airfoil and having no more than one outer platform (50) integrally formed at the tip and/or no more than one inner platform (54) integrally formed at the base. Parallel composite layers (56) or woven fibers extend through the airfoil and through the outer platform and/or the inner platform. Outer and/or inner bends (73, 75) extend between the outer and/or inner platforms and the airfoil, respectively. The assembly includes a circular row (93) of individual composite aerofoil units, the circular row (93) of individual composite aerofoil units depending radially inwardly from the shroud or casing (96) and being mounted to the shroud or casing (96). Outer and/or inner fasteners (76, 78) may secure the outer and inner platforms to the outer and inner shrouds (60), respectively, and include a shank (80) extending generally perpendicularly from the outer and inner fastening plates (84) through platform apertures (82) in the outer and inner platforms, respectively, and through outer and inner apertures (83) in the outer and inner shrouds, respectively. A nut (88) is threaded onto the threaded end (90) of the shank.)

复合翼型单体以及单体的相应组件

政府利益

本发明是在国防部的政府合同No.FA8650-09-D-2922的政府支持下完成的。政府对本发明享有一定的权利。

技术领域

本发明大致涉及具有复合翼型件(例如轮叶段)的涡轮机部件，更具体来说，涉及具有整体复合翼型件和平台的复合轮叶段。

背景技术

涡轮机(例如，燃气涡轮发动机)可用于动力产生以及用于飞机和船舶推进以及其他应用，涡轮机包括轮叶，并且用复合材料层或层压体来制造这些轮叶是已知的。飞机燃气涡轮发动机使空气流入风扇，然后在压缩机中压缩一些空气，将压缩后的空气与燃料混合并在燃烧器中燃烧混合物以产生热燃烧气体。气体向下游流动通过高压涡轮(HPT)，高压涡轮(HPT)具有包括一个或多个HPT涡轮喷嘴、护罩以及多排HPT转子叶片的一级或多级。然后，气体流向低压涡轮(LPT)，低压涡轮(LPT)通常包括具有相应LPT涡轮喷嘴、护罩以及LPT转子叶片的多级。来自风扇且未流入压缩机的空气可绕过压缩机并通过风扇出口引导轮叶从风扇排出。构造复合材料的层的轮叶是已知的。

标题为“燃气涡轮发动机的具有外包装的陶瓷基复合轮叶结构”的美国专利No.9,103,214公开了燃气涡轮发动机的轮叶结构，该燃气涡轮发动机的轮叶结构包括具有与环相邻的平台段的翼型部分。翼型部分包括压力侧和吸入侧，压力侧和吸入侧由各自的第一多个CMC层和第二多个CMC层和各自的平台段形成。多个CMC单胶带层在三角形区域弯曲分开并继续形成各自的平台段。由于压力侧和吸入侧之间的力的差异，这些三角形区域受到高层间拉伸应力的影响。从翼型件向平台的两个方向分支的层连同主要的压力侧载荷通过通常被称为面条或三角形的三角形区域在圆角中产生层间拉伸和压缩(ILT和ILC)应力。低ILT(层间拉伸)材料允许导致负应力裕度。

希望具有单体(singlet)，该单体具有具有尽可能低的层间拉伸和压缩应力的整体翼型件和平台。

发明内容

一种复合翼型单体包括翼型件，翼型件从翼型件的基部延伸至翼型件的尖端，并且在尖端一体地形成有不超过一个的外平台和/或在基部一体地形成有不超过一个的内平台。翼型件可以从基部纵向或径向地延伸至尖端，外平台可以从尖端沿右手方向或顺时针方向横向或周向延伸，或者沿左手方向或逆时针方向横向或周向延伸，并且内平台可以从基部沿右手方向或顺时针方向横向或周向延伸，或者沿左手方向或逆时针方向横向或周向延伸。

单体包括平行复合层或编织纤维，平行复合层或编织纤维延伸穿过翼型件并穿过外平台和/或内平台。外弯曲部和/或内弯曲部可以分别在外平台和/或内平台与翼型件之间延伸。外弯曲部和/或内弯曲部可以为圆弧形并且分别具有外半径和/或内半径。

复合翼型单体的组件可以包括复合翼型单体的圆形排，复合翼型单体的圆形排从外罩或外壳径向向内倚靠并且安装至外罩或外壳上。外紧固件和/或内紧固件可以分别将外平台和内平台固定至外罩或外壳以及内罩，并且可以包括柄，柄从外紧固板和内紧固板大致垂直地分别延伸穿过外平台和内平台中的平台孔以及穿过外罩或外壳和内罩中的外孔和内孔。螺母可以拧在柄的螺纹端上。

紧固板和柄可以一体形成。外紧固板和内紧固板可以分别大致完全或部分地覆盖外平台和内平台。

附图说明

在说明书的结论部分中特别指出并明确要求保护的被视为本发明的主题。根据优选和示例性实施例，在下面结合附图的详细描述中根据优选和示例性实施例描述了的本发明及其进一步的目的和优点，其中：

图1是示出具有在翼型件的任一端具有不超过一个平台的示例性复合翼型单体的飞机涡轮风扇燃气涡轮发动机的示例性实施例的纵向部分剖面图和部分示意图。

图2是示出在翼型件的任一端具有不超过一个平台的示例性的翼型单体的立体示意图。

图3是示出图2中经过3-3的单体的剖面示意图。

图4是示出图2中经过4-4的单体的外平台的剖面示意图。

图5是示出在翼型件的尖端仅具有一个外整体平台并且在翼型件的基部不具有内整体平台的替代的翼型单体的立体示意图。

图6是安装在内罩上的图2所示的翼型单体中的两个的立体图。

图7是在示例性燃气涡轮发动机的压缩机部分中的图2所示的翼型单体的剖面示意图。

图8是图7所示的翼型单体的外部分和外支撑板的立体图。

图9是图7所示的翼型单体的内部分和内支撑板的局部分解立体图。

图10是图7所示的压缩机部分中的压缩机半壳体中的一级翼型单体的立体图。

具体实施方式

如图1所示，图1是作为围绕发动机中心轴线12的飞机涡轮风扇燃气涡轮发动机10示出的示例性涡轮机。发动机10包括处于下游串行流动连通的风扇部14、高压压缩机16、燃烧器18、高压涡轮(HPT)20以及低压涡轮(LPT)22。HPT或高压涡轮20通过高压驱动轴21连接至高压压缩机16。LPT或低压涡轮22通过低压驱动轴23连接至风扇部14。在风扇部14的正后方围绕高压压缩机16的分流器24将由风扇部14加压的风扇空气26分成通过高压压缩机16的核心气流15的径向内流以及通过环绕高压压缩机16、燃烧器18、高压涡轮20和低压涡轮22的旁通管道28的旁通气流17的径向外流。来自低压涡轮22和旁通气流17的排气30被引导至排气部32中，然后进入排气喷嘴34。风扇部14中的风扇轮叶36可包括复合翼型单体40，复合翼型单体40在图2和图7中更具体地示出。

图2中所示的复合翼型单体40的示例性实施例包括翼型件42，翼型件42在翼型件42的任一端一体地或整体地形成有不超过一个平台44。翼型件从基部45延伸至尖端46，其中不超过一个外平台50从尖端46沿顺时针方向C或逆时针方向CC周向延伸，和/或不超过一个内平台54从基部45沿顺时针方向C或逆时针方向CC周向延伸，如图9所示。复合翼型单体40由平行复合层56或编织纤维制成，平行复合层56或编织纤维延伸穿过整个单体40，穿过翼型件42并且穿过外平台50和/或内平台54，如图3和图4所示。图5所示的复合翼型单体40在翼型件42的尖端46只有一个外平台50。

如图2和图3所示的复合翼型单体40的示例性实施例包括外平台50和内平台54，外平台50和内平台54分别远离翼型件42的吸力侧68和压入侧70周向延伸。单体40的外弯曲部73和内弯曲部75分别在外平台50和内平台54与翼型件42之间延伸。外弯曲部73和内弯曲部75可以为圆弧形并且分别包括外半径72、内半径74。平行复合层单体40可以通过多轴压缩成型或通过树脂传递成型制成。

图2、图4、图6、图7和图10示出外紧固件76和内紧固件78，外紧固件76和内紧固件78用于通过外平台50和内平台54将单体40固定在涡轮机或发动机10中。如图1和10所示，单体40的圆形排93从外罩或外壳96径向向内延伸并且通过外紧固件76安装至外罩或外壳96上。单体40径向向内延伸至内罩60并且通过内固定件78安装至内罩60。内罩60包括前凸缘100和后凸缘102，前凸缘100和后凸缘102在涡轮机或发动机10的转子108上由旋转的前密封件104、后密封件106密封，如图7所示。

参考图4、图7和图9，外紧固件76和内紧固件78包括柄80，柄80从外紧固板84和内紧固板86大致垂直地延伸分别穿过外平台50和内平台54的平台孔82以及分别穿过外罩或外壳96和内罩60上的外孔83和内孔85。螺母88拧在柄80的螺纹端90上以将外平台50和内平台54分别固定至外罩或外壳96和内罩60。紧固板和柄可以一体形成。外紧固件76和内紧固件78可以完全或部分地分别覆盖外平台50和内平台54。

图6示出一起安装在一个共同内罩60上以形成双体79的两个相邻单体40，双体79用于构建轮叶的整个级。图2至图10示出了可以在发动机10中找到的定子轮叶组件92。如图2所示，单体40的圆形排93从外罩或外壳96径向向内倚靠，并通过外紧固件76安装至外罩或外壳96上。单体40径向向内延伸至内罩60，并且通过内紧固件78安装至内罩60。内罩60包括前凸缘100和后凸缘102，前凸缘100和后凸缘102在涡轮机或发动机10的转子108上由旋转的前密封件104、后密封件106密封，如图7所示。

虽然本文已经描述了被认为是本发明的优选和示例性实施例，但是，对于本领域技术人员来说，从本文的教导中本发明的其他修改是显而易见的，因此，希望在所附权利要求中所有这些修改确保落入本发明的真正精神和范围内。因此，希望由美国专利证书保护的是在以下权利要求中限定和区分的发明。