涡轮发动机叶片前缘加强件的制作方法

本发明涉及一种涡轮发动机叶片，更具体地，涉及一种用于这种叶片前缘的加强件。

叶片在这里意味着涡轮发动机的活动叶片和固定叶片。

为了提高叶片对气流中的fod(异物损伤)，亦即诸如鸟和冰雹之类的异物的抵抗力，它们包括前缘加强件，其作用是保护前缘免受在与fod碰撞期间的损坏，并将冲击力分布在叶片的大表面积上。

叶片前缘的加强件通常包括至少部分地覆盖叶片的空气动力学吸力表面的吸力面翅片和至少部分地覆盖叶片的空气动力学压力表面的压力面翅片，这两个翅片由加强件的前缘连接。

当叶片能够相对于涡轮发动机的轴线移动时，它将其压力面转到前部，也就是空气在压力面上接触，从而在压力面上产生超压，在其吸力面上产生负压。

fod对前缘加强件的冲击具有导致压力面翅片的上部分离的倾向。除了一定质量的fod之外，冲击力在加强件上也较大，这也导致吸力面翅片的上部分离。在压力面上产生的超压容易限制压力面翅片与压力面的分离。另一方面，在叶片尖端比在根部处更大的离心力与在吸力面上产生的负压的组合倾向于促进吸力面翅片的分离。

当叶片是安装在承载面向叶片的内部可磨损层的外部整流罩中的风扇叶片时，吸力面翅片的分离会损坏内部可磨损层。这是因为吸力面翅片从叶片的吸入面突出，并穿透内部可磨损层，这在内部可磨损层中产生沟槽。因此，需要固定涡轮发动机，以便更换前缘加强件已经分离的叶片和内部可磨损层。该运用导致由于涡轮发动机的运行不足而产生的高成本，减少甚至消除它是很重要的。

本发明的目的尤其是提供一种简单，有效和经济地解决该问题的方法。

为此，本发明首先提出一种沿着纵向轴线延伸的涡轮发动机叶片，该涡轮发动机叶片包括沿第一方向在前缘和后缘之间，并且在基本垂直于第一方向的第二方向上在叶片的根部和尖端之间延伸的空气动力学表面，以及前缘加强件，所述前缘加强件包括部分地覆盖叶片的空气动力学表面的翅片，其特征在于，所述翅片具有布置在叶片的尖端附近并且在前缘和后缘之间延伸的径向外缘，所述径向外缘包括在前缘处与叶片的尖端齐平的上游点以及远离叶片的尖端的下游点。

下游点与吸力面翅片的顶部边缘的间隔使得在叶片的下游点脱离的情况下可以限制在涡轮发动机的内部可磨损层中的翅片的穿透，因为由于其在安装叶片尖端期间的距离远离可磨损部分。

在本发明的特定实施方式中，上游点位于顶部边缘的上游端，也就是说位于叶片的前缘，下游点位于翅片的径向外缘的下游端。

在涡轮发动机的参考系中，因此可以认为下游点朝着叶片尖端的内部径向间隔开。

有利地，空气动力学表面是吸力表面，并且翅片是吸力面翅片，加强件的吸力面部分更特别地经受分离，特别是通过活动叶片的离心力而增加的分离。

有利地，翅片的径向外缘包括中间点，所述中间点位于上游点和下游点之间并且与上游点限定径向外缘的第一部分，所述第一部分与叶片的尖端齐平，并且与下游点限定径向外缘的第二部分，所述第二部分沿着后缘点的方向与叶片的尖端逐渐地间分离。

通过分离成两部分，在翅片分离的情况下限制内部可磨损层中的翅片的穿透和在前缘加强件上的fod冲击的情况下获得力的良好分布之间提供了良好的折衷。

中间点可以与上游点和下游点等距离地纵向布置。

这使得可以在整个高度上保护叶片，因为第一部分与叶片的尖端齐平。

优选地，吸力面翅片的径向外缘的第二部分是弯曲和凸形的。这种特殊形式有利于制造加强件，并且还限制了气流中产生干扰。

有利地，中间点和后缘点彼此分开一段距离，该距离是沿着翅片的中间纵向轴线测量的，该距离包括在0和sinα×l÷4之间，

其中：

-l是在优化之前的翅片的长度，也就是说在上游点和虚构极点之间，所述虚构极点对应于上游点相对于中轴线的对称点，所述中轴线基本上垂直于涡轮发动机的纵向轴线，并且至少穿过翅片的尖端的中心，并且

-α是在穿过径向外缘的上游点和中间点的线和径向外缘的切线之间测量的角度，所述切线平行于纵向轴线并通过中间点。

该距离也在翅片分离的情况下限制内部可磨损层中的翅片的穿透和在前缘加强件上的fod冲击的情况下获得力的良好分布之间提供了良好的折衷。

优选地，加强件包括部分地覆盖叶片的空气动力学压力表面的压力面翅片。

该压力面翅片还保护叶片的空气动力学压力面免受fod损坏。

为了提供对叶片的良好保护，前缘加强件由金属材料制成。

其次，本发明提出了一种包括中心盘的组件，所述中心盘上安装有如前所述的多个叶片，所述叶片围绕中心盘的周边均匀地分布，并且基本上径向延伸至中心盘。

第三，本发明提出了一种涡轮发动机，其包括如前所述的组件。

通过阅读以非限制性示例给出并参考附图进行的以下描述，将更好地理解本发明，并了解本发明的其它细节，特征和优点，其中：

图1是包括具有多个叶片的组件的涡轮发动机的示意图；

图2是根据本发明的叶片的透视图，特别是风扇叶片，该叶片承载限制涡轮发动机的内部可磨损层的劣化的前缘加强件；

图3是叶片的横截面视图，其沿着图2中的横截面iii-iii截取；

图4是根据图2中的插图iv的叶片顶部的详细视图；以及

图5是图4中的细节v的放大比例的详细视图。

图1示出了具有组件4的涡轮发动机2，组件4包括可围绕涡轮发动机2的纵向轴线a旋转并且其上安装有多个叶片8的中心盘6。叶片8围绕中心盘6的周边6a均匀分布，并且基本径向延伸至中心盘6。在本例中，组件4是涡轮发动机2的风扇，叶片8是风扇叶片。

通常，从上游到下游，涡轮发动机2在风扇的下游还包括低压压缩机10，高压压缩机12，燃烧室14，高压涡轮机16，低压涡轮机18，以及排气外壳20。此外，为了将其附接到飞机，涡轮发动机2包括附接装置22，在这种情况下为两个附接装置，每个附接装置由承载有内部可磨损层24a的中间风扇壳体24承载(图4中可见)，以及涡轮机壳体26。

在本说明书的其余部分中，术语“径向”是指基本上垂直于涡轮发动机2的轴线a的任何方向，术语“上游”是指空气到达涡轮发动机2的一部分的一侧，术语“下游”是指空气从涡轮发动机2的所述部分移开的一侧。气流方向在图2中由箭头f表示。

叶片8在这里表示涡轮发动机2的活动叶片(例如转子叶片)和固定叶片(例如定子叶片)。

在图2中以透视图和图3中以横截面示出的叶片8包括沿第一方向在叶片8的前缘8a和后缘8b之间延伸的空气动力学吸力表面28和空气动力学压力表面30。风扇的叶片30被扭曲，第一方向沿着横截面在平面xy中变化，所述横截面沿轴线z在径向上截取，轴线z与轴线x和y形成图2中的正交参考系。在基本上垂直于第一方向的第二方向上，空气动力学吸力表面28和空气动力学压力表面30在叶片8的根部8c和尖端8d之间延伸。

叶片8还包括前缘加强件32，前缘加强件32包括部分地覆盖基本上径向的叶片8的空气动力学吸力表面28的吸力面翅片32a和部分地覆盖空气动力学压力表面30的压力面翅片32b。如图3所示，这两个翅片32a，32b具有从上游到下游变薄的横截面。

两个翅片32a，32b通过前缘32c连接，前缘32c覆盖叶片8的前缘8a并且横截面具有大于翅片32a，32b的最大厚度的厚度。

从图2可以看出，叶片8的前缘8a的加强件32基本上从叶片8的根部8c延伸到其尖端8d。

前缘加强件32优选地由高强度金属材料制成，例如钛合金。

图4中的细节图示出了前缘加强件32的吸力面翅片32a的特殊性。实际上，吸力面翅片32a具有径向外缘34(也称为顶部边缘)，径向外缘34布置在叶片的尖端8d附近，并且从前缘8a延伸到后缘8b(图2)。该径向外缘34包括在前缘8a处与叶片8的尖端8d齐平的上游点，以及与叶片8的尖端8d间隔开的下游点34b。术语“上部”根据图4中的方向延伸。换句话说，径向外缘34相对于涡轮发动机2的轴线a径向设置在外部。

应当理解，沿着叶片8上的气流方向f(图2)从前缘8a到后缘8b，上游点34a布置在与叶片8的前缘8a相同的一侧，并且下游点34b布置在与叶片8的后缘8b相同的一侧。

此外，吸力面翅片32a的上部径向外缘34包括中间点34c，该中间点34c位于上游点34a和下游点34b之间，并且与上游点34a限定径向外缘的第一部分36，所述第一部分36与叶片8的尖端8d齐平，并且与下游点34b限定上部边缘的第二部分38，所述第二部分38与叶片8的尖端8d逐渐地分离。径向外缘34的第一部分36与上部边缘的第二部分38的连接基本上是切线的。

根据一个方面，中间点34c在平行于纵向轴线a的轴向方向上与上游点34a和下游点34b等距离地布置。然而，中间点34c可以更靠近上游点34a或下游点34b。

图5示出了虚构极点34e，其对应于上游点34a相对于中轴线m的对称点，所述中轴线m基本上垂直于涡轮发动机2的纵向轴线a，并且至少穿过吸力面翅片32a的尖端的中心。该虚构极点34e对应于优化之前吸力面翅片32a的极点。

有利地，该极点34e使得可以限定下游点34b相对于叶片8的尖端8d的逐渐分离。

吸力面翅片32a的径向外缘34的第二部分38的跨距优选为弯曲和凸形。换句话说，第二部分38具有基本上弯曲的形状，其从叶片8的尖端8d沿着根部8c(图2)的方向，从上游到下游连续地间隔开。

然而，根据附图中未示出的变型实施方式，吸力面翅片32a的径向外缘34的第二部分38可以是直线的，或者另一方面包括突起和中空的交替。

根据图5所示的优选实施方式，中间点34c和下游点34b彼此分开距离h1，该距离h1是沿着纵向中轴线m测量的，也就是说沿着径向z，h1在0和sinα×l÷4之间，

其中：

-l是在优化之前的翅片32a的长度，也就是说在上游点34a和虚构极点34e之间，以及

-α是在穿过径向外缘34的上游点34a和中间点34c的线与所述径向外缘34的切线t之间测量的角度，所述切线t平行于涡轮发动机2的纵向轴线a并通过中间点34c。

距离l，切线t和角度α如图5所示。

因此，在前缘加强件32的fod的冲击的情况下，如果吸入面翅片32a脱离，则不会与由中间风扇壳体24承载的内部可磨损层24a接触。因此，仅需要修复受冲击的叶片8(或多个受冲击叶片8)，这更简单，更快和更便宜，以使涡轮发动机2完全固定以更换中间风扇壳体24的受冲击叶片8(或多个受冲击叶片8)及其内部可磨损层24a。

为了简化前缘加强件32的制造，压力面翅片32b还包括顶部边缘，该顶部边缘具有与叶片8的尖端8d平齐的上游点，以及下游点，所述下游点远离上游点并与叶片8的尖端8d间隔开，即在内部径向远移。

压力面翅片32b的顶部边缘还可以包括中间点，所述中间点位于前缘点和后缘点之间，并且与前缘点限定顶部外缘的第一部分，所述第一部分与叶片8的尖端8d齐平，并且与后缘点限定顶部外缘的第二部分，所述第二部分沿着根部8c的方向与叶片8的尖端8d逐渐地分离。

然而，压力面32b的部分的形状和尺寸与吸入面翅片32a的顶部边缘34的部分36，38的形状和尺寸相比更小。

因此，将获得非对称加强件32。