带有能量吸收边缘防护物的翼型件的制作方法

本发明大体上涉及翼型件保护性前缘防护物，且具体涉及带有能量吸收性质的风扇叶片前缘防护物。

背景技术：

涡轮发动机应用中使用的风扇叶片和其它结构易受外来物体冲击破坏，例如在鸟吸入事件期间。由复合材料(诸如石墨纤维增强的环氧树脂)制成的叶片由于其高总体比强度和刚度而有吸引力。然而，石墨复合物由于其低延性在外来物体冲击期间特别易于脆性破裂和分层。叶片的前缘、后缘和末梢由于这些区域中的大体上较低的厚度和层压复合物公知的易受自由边缘分层而特别敏感。此外，叶片几何形状和关于飞行器速度的高转速引起摄入物体在前缘附近撞击叶片。

结合到复合风扇叶片的前缘的金属防护物已知提供冲击破坏保护。

现有技术的前缘防护物的一个问题在于它们大体上较薄且由高密度合金制成。这些要求使得以常规方法(诸如加工或热蠕变成型)难以制造前缘防护物。

现有技术的风扇叶片前缘防护物的另一个问题在于，它们通常具有复杂形状，其制造起来复杂且昂贵。

技术实现要素：

上述问题中的至少一个通过结合带有设置在其中的能量吸收元件的边缘防护物的翼型件来解决。

根据本文所述的技术的一个方面，一种用于翼型件的边缘防护物装置包括：具有鼻部的本体，鼻部带有从其延伸的间隔开的第一翼和第二翼，本体限定第一翼与第二翼之间的腔；以及设置在腔中的能量吸收结构。

根据本文所述的技术的另一个方面，一种翼型件装置包括：具有在前缘与后缘之间延伸的凸形侧和凹形侧的翼型件；具有鼻部的本体，鼻部带有从其延伸的间隔开的第一翼和第二翼，本体与翼型件的前缘协作限定腔；以及设置在腔中的能量吸收结构。

技术方案1.一种用于翼型件的边缘防护物装置，包括：

具有鼻部的本体，所述鼻部带有从其延伸的间隔开的第一翼和第二翼，所述本体限定所述第一翼与所述第二翼之间的腔；以及

设置在所述腔中的能量吸收结构。

技术方案2.根据技术方案1所述的装置，其中，所述能量吸收结构包括多孔结构。

技术方案3.根据技术方案1所述的装置，其中，所述能量吸收结构包括以并排构造布置的多个管。

技术方案4.根据技术方案2所述的装置，其中，所述管在所述本体的翼展方向上延伸。

技术方案5.根据技术方案3所述的装置，其中，所述管中的至少一个在所述本体的翼展的仅一部分上延伸。

技术方案6.根据技术方案3所述的装置，其中，较大数目的管设置在所述本体的第一端附近，且较少数目的管设置在所述本体的第二端附近。

技术方案7.根据技术方案3所述的装置，其中，所述管中的至少一个接合至所述管中的另一个。

技术方案8.根据技术方案3所述的装置，其中，所述管由空隙分开，所述空隙填充有粘合剂。

技术方案9.根据技术方案3所述的装置，其中，所述管包括金属合金。

技术方案10.根据技术方案1所述的装置，其中，所述本体包括板料材料。

技术方案11.一种翼型件装置，包括：

具有在前缘与后缘之间延伸的凸形侧和凹形侧的翼型件；

具有鼻部的本体，所述鼻部带有从其延伸的间隔开的第一翼和第二翼，所述本体与所述翼型件的前缘协作限定腔；以及

设置在所述腔中的能量吸收结构。

技术方案12.根据技术方案11所述的装置，其中，所述能量吸收结构包括多孔结构。

技术方案13.根据技术方案11所述的装置，其中，所述能量吸收结构包括以并排构造布置的多个管。

技术方案14.根据技术方案12所述的装置，其中，所述管在所述翼型件的翼展方向上延伸。

技术方案15.根据技术方案13所述的装置，其中，所述管中的至少一个在所述翼型件的翼展的仅一部分上延伸。

技术方案16.根据技术方案13所述的装置，其中，较大数目的管设置在所述翼型件的末梢附近，且较少数目的管设置在所述翼型件的根部附近。

技术方案17.根据技术方案13所述的装置，其中，所述管中的至少一个接合至所述管中的另一个。

技术方案18.根据技术方案13所述的装置，其中，所述管由空隙分开，所述空隙填充有粘合剂。

技术方案19.根据技术方案13所述的装置，其中，所述翼型件包括复合物材料，且所述本体和所述管中的至少一者包括金属合金。

附图说明

本发明可连同附图参照以下描述来最佳地理解，在附图中：

图1为结合前缘防护物的燃气涡轮发动机风扇叶片的视图；

图2为沿图1的线2-2截取的截面视图；

图3为一块板料材料的立面视图；以及

图4为带有前缘防护物的翼型件的一部分的局部截面视图。

零件清单

10风扇叶片

12翼型件

14柄部

16燕尾部

18根部

20末梢

22前缘

24后缘

26凸形侧

28凹形侧

30前缘防护物

32本体

34能量吸收结构

36鼻部

38翼

40翼

42内表面

44腔

46板料

47中心部分

48远端

48远端

52管

54内侧部分

56外侧部分。

具体实施方式

现在参看附图，其中相同的参考标号表示贯穿各个视图的相同元件，图1绘出了用于燃气涡轮发动机的示例性风扇叶片10。风扇叶片10包括翼型件12、柄部14和燕尾部16。翼型件12在根部18与末梢20之间延伸，且具有前缘22和后缘24。相对的凸形侧26和凹形侧28分别在前缘22与后缘24之间延伸。风扇叶片10仅为示例；本发明的原理适用于需要冲击保护的其它类型的结构。

风扇叶片10可由一种或多种金属合金制成，或由非金属材料制成，诸如带有环氧树脂基质和碳纤维增强物的复合系统。

翼型件12具有附接至前缘22的前缘防护物30。前缘防护物30有助于向风扇叶片10提供额外的抗冲击性、抗腐蚀性和改善的复合结构抗分层性。具体而言，前缘防护物30具有能量吸收性质。

如图2中最佳所见，前缘防护物30包括本体32和能量吸收结构34。本体32包括鼻部36，带有从其向后延伸的一对翼38和40。翼38和40在它们远离鼻部36延伸时在厚度上渐缩。鼻部36以及翼38和40的外表面共同限定本体32的外表面。外表面的形状和大小选择成用作翼型件12的空气动力延伸部。本体32可利用已知类型的粘合剂附接至翼型件12。

鼻部36以及翼38和40的内表面共同限定本体32的内表面42。内表面42的形状和尺寸选择成紧密配合翼型件12的外部，且与翼型件12的前缘22协作限定腔44。

本体32可由期望成分的金属合金制成。适合于构造本体32的合金的一个非限制性示例为作为inconel718或in718市售的镍基合金。

例如，如图3中所示，本体32可从平的板料46开始制造。板料46可加工或以其它方式形成为带有具有等于或接近鼻部36的轴向长度"a"的厚度"t"的中心部分47，以及对应于翼38、40的渐缩远端48、50。本体32然后通过使用常规装置(诸如弯板机或液压成型机)使板料46弯曲形成。相比于其中鼻部为较大轴向长度的实心区段的现有技术的前缘防护物，鼻部36的轴向尺寸a可制造得足够小以允许利用常规成型方法使用板料。

能量吸收结构34设置在腔44中。如本文使用的用语"能量吸收"是指构造成通过消散冲击能量和/或将其转换成另一形式的能量(诸如热能)来减小峰值冲击力的任何结构。能量吸收材料的非限制性示例包括具有粘性性质的实心材料，以及另外的刚性弹性材料(诸如金属)的多孔结构，例如，类似于蜂窝的构造。为了比较的目的，大体上，整体非多孔金属结构将不会认作是"能量吸收"。

在所示实施例中，能量吸收结构34包括装入腔44中的多个管52。管52的长轴线大体上沿翼型件12的翼展方向延伸，即，从根部18到末梢20。将理解的是，翼型件12可结合诸如"扭转"的特征，即，连续的翼型件区段关于彼此旋转，或"弯曲"，即，非线性翼型件重叠轴线。管52可结合按需要遵循翼型件12的任何非线性形状的路径的曲线。

管52可具有变化的直径和壁厚以有效地装入腔44中且提供能量吸收能力和低重量的优选组合。

管52可由各种材料制成，诸如金属合金、聚合物、陶瓷或那些材料的复合物。例如，管52可由常规热挤压过程制成。适合于构造管52的合金的非限制性示例为作为inconel718或in718市售的镍基合金。

管52可设置成与彼此直接接触，或它们可间隔开。它们可接合到彼此，例如，使用焊接或硬钎焊过程。管52之间的任何空隙可保持开放，或可填充有诸如粘合剂的材料。管52可组装为单捆或束，且然后连同本体36匹配至翼型件12。

管52的数目和分布可在翼型件12的翼展上变化。例如，在图4中所示的示例中，翼型件12的内侧部分54包括单个管或一排管52，而翼型件56的外侧部分56包括若干管或成排的管52。这符合翼型件12的外侧部分56在高于内侧部分54的速度(对于给定转子速度)下操作且因此在冲击事件中消散更大的动能的原理。将较大量的能量吸收材料选择性地放置在最需要的位置以有效方式提供了冲击保护。

可选地，前缘防护物30或其部分可为单个整体、一件式或整体式构件的一部分，且可使用涉及逐层构造或增材制造(与常规加工过程的材料除去相反)的制造过程制成。此过程可称为"快速制造过程"和/或"增材制造过程"，其中用语"增材制造过程"是本文中用于大体上表示此过程的用语。增材制造过程包括但不限于：直接金属激光熔化(dmlm)、激光近净形制造(lnsm)、电子束烧结、选择性激光烧结(sls)、3d打印(诸如通过喷墨打印机和激光打印机)、立体光刻(sls)、电子束熔化(ebm)、激光工程近净形(lens)，以及直接金属沉积(dmd)。

本文所述的装置具有优于现有技术的前缘防护物的若干优点。其使用用于外部前缘表面的简单包覆，与插入的能量吸收结构组合用于增大的刚度和提高的冲击能力。该构造将降低零件成本，因为外表皮可由普通板料形成，且插入管可为简单的热成型薄壁管。前缘防护物30(相比于现有技术的实心前缘防护物)的增大的总体刚度可允许翼型件12的总体变薄，导致了提高的翼型件空气动力效率。

前文描述了具有前缘防护物的翼型件。此说明书中公开的所有特征(包括任何附随的权利要求、摘要和附图)和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤可以以除至少一些此类特征和/或步骤互斥的组合外的任何组合来组合。

此说明书中公开的各个特征(包括任何附随的权利要求、摘要和附图)可由用于相同、等同或类似目的的备选特征替换，除非明确另外指出。因此，除非明确另外指出，公开的各个特征仅为普通的一系列等同或类似特征的一个示例。

本发明不限于前述实施例的细节。本发明延伸至此说明书(包括任何附随的潜在新颖点、摘要和附图)中公开的任何新颖的特征或任何新颖的特征组合，或延伸至如此公开的任何方法或过程的任何新颖的步骤或任何新颖的步骤组合。