專利名稱：帶有抗侵蝕前緣的翼型件的制作方法
帶有抗侵蝕前緣的翼型件本發(fā)明涉及一種具有抗侵蝕前緣的翼型件(aerofoil)。在航空發(fā)動機(jī)中，旋轉(zhuǎn)的和靜止的翼型件的前緣常常遭受高水平的侵蝕和沖擊載 荷。尤其是風(fēng)扇翼片(blade)和導(dǎo)流葉片(vane)承受苛刻的磨損環(huán)境，包括塵土、沙子、冰 和水以及偶然的來自異物的沖擊，例如鳥和其他碎片。因此常常加強(qiáng)前緣，以使其面對這類 環(huán)境具有更好的恢復(fù)性。按照常規(guī)，就金屬翼型件來說，金屬的選擇可能足以保證對苛刻的環(huán)境的適當(dāng)?shù)?抵抗力，或者增加表面覆層，以增加抵抗力。但是，當(dāng)考慮用于風(fēng)扇翼片和導(dǎo)流葉片的復(fù)合 技術(shù)(composite technologies)時，復(fù)合材料本身不足以經(jīng)受住普通等級的侵蝕或者沖 擊。因此，如果在其前緣不給予復(fù)合翼片額外的保護(hù)，損傷會進(jìn)入翼型件的更加結(jié)構(gòu)性的部 分。因此，提出了很多解決方案，包括圍繞前緣包覆金屬片。這對侵蝕提供了一定的保護(hù)， 并為修整前緣提供了可能性。其也對來自異物的沖擊提供了保護(hù)。在航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域該方 法得到了廣泛的應(yīng)用。但是，當(dāng)在復(fù)合翼型件的前緣使用金屬護(hù)套時，需要對護(hù)套和翼型件兩者實(shí)施單 獨(dú)的表面處理，然后再將兩者結(jié)合在一起，這需要額外的生產(chǎn)步驟。此外，因?yàn)榻饘僮o(hù)套通 常不是翼型件的結(jié)構(gòu)性組件，其增加重量而不增加結(jié)構(gòu)性性能。另一個問題在于，航空價值規(guī)則(air worthiness regulations)規(guī)定，任何分離 的或者可分離的組件必須包含在發(fā)動機(jī)內(nèi)，而且不能對飛機(jī)或者任何地面設(shè)備造成威脅。 因此，需要采取措施，以包含任何可能在高能沖擊事件中分離并松脫的金屬前緣。當(dāng)用于旋 轉(zhuǎn)組件(例如風(fēng)扇翼片)時，這是一個特別重要的問題。如果金屬前緣從風(fēng)扇翼片上松脫， 其能夠有效地成為一支高能的矛，如果未被包含，其能夠?qū)︼w機(jī)造成的嚴(yán)重的威脅。包含這 類金屬組件需要增加用以包含它們的結(jié)構(gòu)的成本和的重量。當(dāng)使用金屬網(wǎng)作為加強(qiáng)時，盡管其不那么可能松脫，但它們的缺點(diǎn)是無法進(jìn)行修 整。這意味著當(dāng)前緣達(dá)到其侵蝕極限時，必須以相當(dāng)長的時間和相當(dāng)高的費(fèi)用更換整個翼 型件。本發(fā)明由現(xiàn)在應(yīng)引用的所附的獨(dú)立權(quán)利要求限定。進(jìn)一步優(yōu)選的特征可以在附加 的從屬權(quán)利要求中找到。本發(fā)明提供一種具有抗侵蝕前緣的翼型件，該翼型件包括翼型件主體部分 (aerofoil main body portion)禾口前緣部分(leading edgeportion)，其中前緣部分包括 多個功能不同的部分，至少包括第一部分，其用于抵抗前緣部分的磨損；第二部分，其用 于抵抗作用于前緣部分的彎曲力，且位于第一部分之后；其中第一部分通過包括第一網(wǎng)狀 物(mesh)的第一裝配構(gòu)件附在前緣部分的其余部分(rest)上，且其中第一裝配構(gòu)件可以 被加熱，以將第一部分與前緣部分的其余部分分離。優(yōu)選地，第一部分包括包含抗磨損材料的損耗層(sacrificial layer)?？鼓p材料可以包括碳化硅(silicon carbide)顆粒、切短纖維(chopped strand fibres)或者納米纖維。第二部分可以主要包括單向纖維(unidirectional fibres)。
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在優(yōu)選的設(shè)置中，前緣部分包括主體部段(body section)和翼部部段(wing section)，其中主體部段包括第一和第二部分，而翼部部段延伸于翼型件主體。前緣部分可以限定鍵槽(rebate)，而翼型件主體部分可以包括位于鍵槽中的鍵 (key)。優(yōu)選地，第二裝配構(gòu)件位于鍵和鍵槽之間，第二裝配構(gòu)件包括第二網(wǎng)狀物，其中第 二裝配構(gòu)件可以被加熱，以將前緣部分與翼型件主體分離。翼型件主體和前緣部分各自至少可以部分地由纖維加強(qiáng)的熱塑性材料成形。翼型件可以包括用于航空發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇翼片。根據(jù)本發(fā)明的第二方面所述，提供一種具有抗侵蝕前緣的翼型件，翼型件包括翼 型件主體部分和前緣部分，其中前緣部分包括多個功能不同的部分，至少包括第一部分， 其用于抵抗前緣部分的磨損；第二部分，其用于抵抗作用于前緣部分的彎曲力，且位于第一 部分之后；其中第二部分包括基本上單向的纖維。同樣，提供一種具有抗侵蝕前緣的翼型件，該翼型件包括翼型件主體部分和前緣 部分，其中前緣部分包括多個功能不同的部分，至少包括第一部分，其用于抵抗前緣部分 的磨損；第二部分，其用于抵抗作用于前緣部分的彎曲力，且位于第一部分之后；其中前緣 部分限定鍵槽，而翼型件主體部分包括位于鍵槽中的鍵。第二裝配構(gòu)件可以位于鍵和鍵槽之間，第二裝配構(gòu)件包括第二網(wǎng)狀物，其中第二 裝配構(gòu)件可以被加熱，以將前緣部分與翼型件主體分離。根據(jù)另一方面所述，提供一種用于從根據(jù)前面十二段中任意段所述的翼型件取下 第一部分的方法，該方法包括加熱第一網(wǎng)狀物并將第一部分與前緣部分分離的步驟。優(yōu)選地，第一網(wǎng)狀物包括在第一部分中。加熱可以通過使電流流經(jīng)第一網(wǎng)狀物而完成。本發(fā)明同樣包括一種航空發(fā)動機(jī)，其包括根據(jù)此處任意陳述所述的翼型件。現(xiàn)在僅通過舉例的方法描述本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施例，參考所附的示意圖，其中

圖1以示意圖的形式展示了根據(jù)本發(fā)明的第一實(shí)施例所述的翼型件；圖2通過細(xì)節(jié)截面視圖展示了圖1中的翼型件的前緣部分；而圖3通過截面圖展示了根據(jù)本發(fā)明所述的翼型件的第二實(shí)施例。本發(fā)明特別涉及用于翼型件的前緣，其能夠應(yīng)用于復(fù)合翼型件，以提供抗侵蝕和 抗沖擊能力，同時允許修整、甚至簡單地替換前緣。此外，如果松脫，本發(fā)明建議的前緣結(jié)構(gòu) 根據(jù)設(shè)計(jì)將會破碎(非常類似翼型件的主干部分)，只釋放出容易包含的小的、低能量的碎 片。本發(fā)明的實(shí)施例提供纖維加強(qiáng)的熱塑性的前緣，其能夠可分離地安裝在纖維加強(qiáng) 的熱塑性的翼型件上，例如旋轉(zhuǎn)的風(fēng)扇翼片或者用在渦扇航空發(fā)動機(jī)的旁通函道中的出口 導(dǎo)流葉片。但是，本發(fā)明不局限于用于纖維加強(qiáng)的熱塑性的翼型件，同樣可以應(yīng)用于金屬的 或者纖維加強(qiáng)的環(huán)氧化物的或者苯酚的翼型件。轉(zhuǎn)向圖1，其總體上以10標(biāo)示出具有前緣12、后緣14、壓力側(cè)16和吸力側(cè)18的翼 型件。翼型件10包括連接在一起的主體20和前緣部分22，其如下所述。前緣部分22具有前部部段(或者說主體部段)22a和以翼部部分22b形式出現(xiàn)的 裝配部分，翼部部分向后延伸以安裝在翼型件主體20上。主體20具有容納在前緣部分22
4的翼部部分22b之間的鍵部分20a。翼型件主體20在該實(shí)施例中由纖維加強(qiáng)的熱塑性塑料制成，而前緣部分22為復(fù) 合材料，其在功能上從前緣向后朝主體20方向是分級的，使得前緣部分22的不同部分對于 不同的功能達(dá)到優(yōu)化。圖2以細(xì)節(jié)截面圖展示了前緣部分22。翼部部分22b由纖維加強(qiáng)的熱塑性塑料的層疊(lay-up)24成形，其中纖維的方向 是多角度的，以與主體20的結(jié)構(gòu)盡可能接近地相匹配。層疊從壓力側(cè)到吸力側(cè)圍繞翼型件的前緣而延伸，并限定了鍵槽26，其用于容納 翼型件的主體20的鍵部分20a(見圖1)。在層疊24和鍵槽26之間是單向復(fù)合材料的條狀物(n00dle)28——基體內(nèi)的單向 纖維條——其為翼型件前緣提供彎曲抵抗和徑向加強(qiáng)?？蛇x的金屬網(wǎng)30位于鍵槽26中。另一金屬網(wǎng)32包裹層疊24。保護(hù)性的前緣部分22的最前面的部分是由熱塑性的基體材料制成的損耗邊緣層 34，其不是由長纖維加強(qiáng)，而是由摩擦材料(abrasivematerial)、例如硅樹脂碳化物顆粒 34a加強(qiáng)。備選地，可以使用切短纖維、納米纖維或者其他合適的抗磨損材料。提供的顆粒的 含量大約是5%或者更少。摩擦材料顆粒的含量應(yīng)選擇處于這樣的水平既提供一定的對 侵蝕的抵抗力，但也不過大而使基體變得易碎。這種顆粒的最大含量因此可能大約為30%， 而用于最佳性能的工作范圍(working range)在2-8%之間。為了便于制造，沿翼片的長度 方向(即在翼展方向)可以使用同樣的顆粒含量、尺寸和類型。但是，在前緣部分22的不 同區(qū)域也可以具有不同的顆粒含量、尺寸或者顆粒的混合物，盡管這會增加成本。顆粒的優(yōu) 選的尺寸選擇在大約10-100 μ m之間。使用較小的顆粒尺寸可能潛在地提高機(jī)能和安全風(fēng) 險，而較大的顆粒尺寸可能潛在地導(dǎo)致熱塑性基體和顆粒本身之間過大的不連續(xù)性。為制造前緣部分22，顆粒34a與液態(tài)的基體相混合，基體可以熱沖壓或者模制或 者注射或者擠壓成一定形狀。優(yōu)選地，在其成形時將帶有顆粒的基體與金屬網(wǎng)32相結(jié)合。損耗層34的頂點(diǎn)和金屬網(wǎng)32的頂點(diǎn)之間的長度典型地在5_20mm之間。提供額 外的損耗材料34以允許修整(其通常不超過3mm)，以允許達(dá)到精確的空氣動力學(xué)輪廓。損耗層34通過金屬網(wǎng)32與前緣部分22的其余部分相連接。萬一發(fā)生損壞或者過 分磨損，這便于容易地取下和重新安裝損耗層。網(wǎng)狀物32可以用任何合適的材料成形，例 如銅、鎳或者鉻鎳鐵合金，而理想地，其曲率半徑大約是前緣在網(wǎng)狀物位置的厚度的一半。簡單地取下?lián)p耗層可以通過使電流流經(jīng)金屬網(wǎng)32直至其達(dá)到高于基體材料(其 是熱塑性的)的熔點(diǎn)的溫度來完成，其后可以很容易地取下?lián)p耗層34并安裝新的損耗層。 若前緣部分和翼型件主體具有相同的熱塑性(家族)基體，該方法也能夠很方便地用于將 整個前緣部分22附在翼型件主體上(使用可選的網(wǎng)狀物30)。對于網(wǎng)狀物30，其應(yīng)選用的 尺寸為0. 5-5mm，而優(yōu)選地在2_3mm范圍內(nèi)，其足夠小以加熱和融化樹脂而不損傷下面的翼 部部分22b，但是在冷卻后仍然提供很好的機(jī)械鍵。翼部部分22b優(yōu)選地為層壓的復(fù)合材料，其布置成各層為準(zhǔn)各向同性——也即 0°、士45°和90°纖維層疊都出現(xiàn)在層疊24中。纖維應(yīng)至少是多角度的，或者甚至是編 織的，以抑制當(dāng)從翼型件主體20取下前緣部分22時潛在的損害。在上述實(shí)施例中，前緣部分22是與翼型件主體20分開的組件，這兩個組件是共同固化或者共同連接在一起的。但是，也可以利用完全集成的前緣部分達(dá)到類似的功能效果。圖3展示了備選的實(shí)施方式，其中前緣部分和翼型件主體為整體成形，翼部部分 22b完全向后延伸，以形成整個壓力側(cè)16和吸力側(cè)18。再一次，提供損耗邊緣層34、條狀物 28和網(wǎng)狀物32，用以容易地取下?lián)p耗層34。本發(fā)明的一個優(yōu)點(diǎn)在于相比相同的金屬翼片前緣潛在地更輕。加之，任何組件的 破碎和/或松脫將會處于低能量情況下，使得組件分解，而不再是單個的潛在地有破壞性 的碎片。維修費(fèi)用將會降低，因?yàn)橹挥星熬壍淖钋岸说牟糠中枰鼡Q，而且翼型件也獲得更 好的抗沖擊能力，因?yàn)閾p耗層34在沖擊能夠到達(dá)翼型件的結(jié)構(gòu)部分前也起到褶皺區(qū)的作 用。最后，前緣部分更不容易松脫，因?yàn)樵诖蠖鄶?shù)情況下，其基本上與下面的翼型件主體是 同一種材料。在聯(lián)系風(fēng)扇翼片或者導(dǎo)流葉片來考慮上述實(shí)施例的同時，專業(yè)人員可以意識到本 發(fā)明同樣可應(yīng)用于其他翼型件組件，例如發(fā)動機(jī)定子(engine section stator)，也可應(yīng)用 于分流器整流罩的前緣和葉片組(如出口導(dǎo)流葉片或者燈火管制葉片組)的前緣。
權(quán)利要求
1.一種具有抗侵蝕前緣(22)的翼型件(10)，所述翼型件包括翼型件主體部分(16)和前緣部分(22)，其中所述前緣部分包括多個功能不同的部分， 至少包括第一部分(22a)，其用于抵抗所述前緣部分的磨損，以及第二部分(28)，其用于抵抗作用于所述前緣部分的彎曲力，且位于所述第一部分之后； 其中所述第一部分通過包括第一網(wǎng)狀物(32)的第一裝配構(gòu)件附接在所述前緣部分的其余 部分上，且其中所述第一裝配構(gòu)件適于被加熱，以將所述第一部分與所述前緣部分的其余 部分分離。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一部分包括包含抗磨損材料 (34a)的損耗層(34)。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述抗磨損材料包括硅樹脂碳化物的 顆粒、切短纖維或者納米纖維。
4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)所述的翼型件，其特征在于，所述第二部分包括基本上 單向的纖維。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)所述的翼型件，其特征在于，所述前緣部分包括主體部 段(22a)和翼部部段(22b)，其中所述主體部段包括所述第一部分和所述第二部分，而所述 翼部部段在所述翼型件主體上延伸。
6.根據(jù)權(quán)利要求1-5中任一項(xiàng)所述的翼型件，其特征在于，所述前緣部分限定了鍵槽， 而所述翼型件主體部分包括位于所述鍵槽中的鍵。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的翼型件，其特征在于，所述鍵和所述鍵槽之間定位有第二裝 配構(gòu)件，所述第二裝配構(gòu)件包括第二網(wǎng)狀物，其中所述第二裝配構(gòu)件能夠被加熱，以將所述 前緣部分與所述翼型件主體分離。
8.根據(jù)權(quán)利要求1-7中任一項(xiàng)所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件主體和所述前 緣部分都至少部分地由纖維加強(qiáng)的熱塑性材料成形。
9.根據(jù)權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括用于航空 發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇翼片。
10.一種航空發(fā)動機(jī)，包括根據(jù)權(quán)利要求1-9中任一項(xiàng)所述的翼型件。
11.一種把第一部分從根據(jù)前述權(quán)利要求任一項(xiàng)所述的翼型件上取下的方法，該方法 包括加熱所述第一網(wǎng)狀物并將所述第一部分與所述前緣部分的其余部分分離的步驟。
12.根據(jù)權(quán)利要求11所述的方法，其特征在于，所述第一網(wǎng)狀物被包括在所述第一部 分內(nèi)。
13.根據(jù)權(quán)利要求11或12所述的方法，其特征在于，通過使電流流經(jīng)所述第一網(wǎng)狀物 來完成加熱。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種具有抗侵蝕前緣的翼型件。該翼型件包括翼型件主體部分和前緣部分。前緣部分包括多個功能不同的部分，至少包括第一部分，其用于抵抗前緣部分的磨損；第二部分，其用于抵抗作用于前緣部分的彎曲力，且位于第一部分之后。
文檔編號F01D9/02GK102003217SQ201010287198
公開日2011年4月6日 申請日期2010年9月1日 優(yōu)先權(quán)日2009年9月1日
發(fā)明者K·J·博頓, M·P·杰文斯 申請人:勞斯萊斯有限公司