本公开主要涉及涡轮发动机，且更具体地说涉及在组件的部件之间具有改进型负载路径转变的转子区段容纳组件。
背景技术
至少一些已知燃气涡轮发动机，例如飞机发动机，包括围绕涡轮发动机的转子组件周向性延伸的定子组件。已知转子组件包括从叶片根部径向向外延伸的至少一行转子叶片，例如使得转子叶片接近涡轮发动机的定子组件旋转。至少一些已知定子组件包括软壁容纳组件，其有助于在例如出乎意外的叶片脱落条件等不太可能的事件期间提供转子容纳。软壁容纳组件一般包括发动机壳体、连接到发动机壳体的蜂巢结构和在蜂巢结构和发动机壳体的一部分上延伸的碳纤维底片。更具体地说，至少一些已知发动机壳体包括连接到所述底片的环形机翼结构。环形机翼结构通常是恒定厚度，且在发动机壳体受损的情况下，例如在意外的叶片脱落条件期间，将潜在的集中负载路径提供到底片。
技术实现要素：
在一个方面中，提供一种涡轮发动机。所述涡轮发动机包括发动机壳体，所述发动机壳体包括外壳和机翼构件。所述机翼构件包括限定在所述外壳处的底板、远离所述底板定位的尖端以及限定所述机翼构件的厚度的第一侧和第二侧。所述机翼构件的所述厚度在所述底板与所述尖端之间是不均匀的。
在一个实施例中，所述机翼构件成楔形，使得所述机翼构件的所述厚度从所述底板到所述尖端逐渐地减小。
在一个实施例中，凹槽形成在所述机翼构件中以减小所述机翼构件的所述厚度。
在一个实施例中，底片在所述机翼构件的所述第一侧上方延伸，其中所述凹槽形成在所述机翼构件的所述第二侧上。
在一个实施例中，所述机翼构件相对于所述外壳倾斜地定向，使得腔至少部分地限定在所述外壳与所述机翼构件之间。
在一个实施例中，蜂巢结构定位在所述腔内，其中所述底片进一步在所述蜂巢结构上方和在所述机翼构件上延伸，且容纳材料层在所述底片上方延伸。
在一个实施例中，转子叶片阵列从所述发动机壳体径向向内定位，其中所述转子叶片阵列和所述容纳材料层相对于所述涡轮发动机的中心线轴向对准。
在一个实施例中，所述发动机壳体包括风扇箱。
在另一方面中，提供一种用于涡轮发动机中的容纳组件。所述容纳组件包括发动机壳体，所述发动机壳体包括外壳和机翼构件。所述机翼构件包括限定在所述外壳处的底板、远离所述底板定位的尖端以及限定所述机翼构件的厚度的第一侧和第二侧。所述组件进一步包括：蜂巢结构，其连接到所述外壳；以及底片，其包括在所述机翼构件上延伸的第一部分和在所述蜂巢结构上延伸的第二部分。所述机翼构件的所述厚度在所述底板与所述尖端之间是不均匀的。
在一个实施例中，容纳材料层在所述底片上方延伸。
在一个实施例中，所述容纳材料包括芳纶材料。
在一个实施例中，所述机翼构件成楔形，使得所述机翼构件的所述厚度从所述底板到所述尖端逐渐地减小。
在一个实施例中，凹槽形成在所述机翼构件中以减小所述机翼构件的所述厚度。
在一个实施例中，底片在所述机翼构件的所述第一侧上方延伸，且其中所述凹槽形成在所述机翼构件的所述第二侧上。
在又一方面中，提供一种形成用于涡轮发动机中的容纳组件的方法。所述方法包括将蜂巢结构连接到发动机壳体，其中所述发动机壳体包括外壳和机翼构件，所述机翼构件包括限定在所述外壳处的底板和远离所述底板定位的尖端。所述方法还包括将底片连接到所述机翼构件和所述蜂巢结构，其中所述底片包括在所述机翼构件上延伸的第一部分和在所述蜂巢结构上延伸的第二部分。所述方法进一步包括将所述机翼构件形成为具有不均匀厚度以修改所述机翼构件的硬度，使得由所述机翼构件引起的形成在所述底片中的应力集中分布在所述底片的所述第一部分上。
在一个实施例中，形成所述机翼构件包括使所述机翼构件成楔形，使得所述机翼构件的厚度从所述底板到所述尖端逐渐地减小。
在一个实施例中，形成所述机翼构件包括将凹槽形成在所述机翼构件中以减小所述机翼构件的厚度。
在一个实施例中，所述机翼构件包括第一侧和第二侧，且所述方法包括使所述底片在所述机翼构件的所述第一侧上延伸，并使所述凹槽形成在所述机翼构件的所述第二侧上。
在一个实施例中，所述方法进一步包括使容纳材料层在所述底片上延伸。
在一个实施例中，所述方法进一步包括由芳纶材料形成所述容纳材料层。
附图说明
当参考附图阅读以下详细描述时，本公开的这些以及其它特征、方面和优点将变得更好理解，在所有附图中相同的标号表示相同的零件，在附图中：
图1是示范性涡轮发动机的示意性说明；
图2是可在图1中所展示的涡轮发动机中使用的示范性容纳组件的横截面说明；
图3是根据本公开的第一实施例沿着区域3截取的图2中所展示的容纳组件的一部分的横截面说明；
图4是根据本公开的第二实施例的图3中所展示的容纳组件的部分的横截面说明；
图5是根据本公开的第三实施例的图3中所展示的容纳组件的部分的横截面说明；且
图6是根据本公开的第四实施例的图3中所展示的容纳组件的部分的横截面说明。
除非另外指明，否则本文所提供的附图意图说明本公开的实施例的特征。这些特征被认为适用于包括本公开的一个或多个实施例的广泛多种系统。由此，附图并非意图包括所属领域的技术人员已知的实践本文中所公开的实施例所需的所有常规特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将引用若干术语，所述数个应定义为具有以下含义。
除非上下文明确地指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。
“任选”或“视需要”意味着随后描述的事件或情形可能发生或可能不发生，且所述描述包括事件发生的情况和事件不发生的情况。
如本文在整个说明书以及权利要求书中所使用的近似语言可以应用于修饰可以许可的方式变化而不会导致其相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量所述值的仪器的精度。在此处以及贯穿本说明书和权利要求，范围限制可进行组合和/或互换。除非上下文或措辞另外指示，否则可识别出此类范围，且包括其中含有的所有子范围。
如本文中所使用，术语“轴向”和“轴向地”指代基本上平行于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。此外，术语“径向”和“径向地”指代基本上垂直于涡轮发动机的中心线延伸的方向和定向。另外，如本文中所使用，术语“周向”和“周向地”指代围绕涡轮发动机的中心线弓状延伸的方向和定向。
本公开的实施例涉及在组件的部件之间提供改进型负载路径转变的转子区段容纳组件。更具体地说，本文中所描述的容纳组件包括发动机壳体，例如风扇箱，其包括外壳和从所述外壳延伸的机翼构件。机翼构件是环形结构且包括限定在所述外壳处的底板和远离所述底板定位的尖端。所述容纳组件还包括底片，所述底片在机翼构件上方延伸使得成角度的区在机翼构件的尖端处形成于所述底片中。本文中所描述的机翼构件包括一个或多个设计特征，其有助于限制在迫使机翼构件朝向底片径向向外的情况下，例如在出乎意外的叶片脱落条件期间，由机翼构件引起的对底片的损坏。机翼设计特征包括波形尖端和不均匀厚度。由此，有助于减轻由机翼构件引起的底片中的应力集中，且在机翼构件与底片之间提供平稳负载路径转变，进而降低损坏底片的可能性。
虽然在涡轮风扇发动机的上下文中描述以下实施例，但应理解，本文中所描述的系统和方法还适用于例如涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机和地面涡轮发动机。
图1是示范性涡轮发动机10的示意图，所述涡轮发动机10包括风扇组件12、低压或增压压缩机组件14、高压压缩机组件16和燃烧器组件18。风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16和燃烧器组件18流动连通地连接。涡轮发动机10还包括与燃烧器组件18和低压涡轮组件22流动连通地连接的高压涡轮组件20。风扇组件12包括从转子盘26径向向外延伸的风扇叶片24的阵列。低压涡轮组件22通过第一传动轴28连接到风扇组件12和增压压缩机组件14，且高压涡轮组件20通过第二传动轴30连接到高压压缩机组件16。涡轮发动机10具有进气口32和排气口34。涡轮发动机10进一步包括风扇组件12、增压压缩机组件14、高压压缩机组件16以及涡轮组件20和22旋转所围绕的中心线36。
在操作期间，通过进气口32进入涡轮发动机10的空气朝向增压压缩机组件14用通道输送通过风扇组件12。压缩空气从增压压缩机组件14朝向高压压缩机组件16排出。高度压缩空气朝向燃烧器组件18从高压压缩机组件16用通道输送，与燃料混合，且混合物在燃烧器组件18内燃烧。由燃烧器组件18产生的高温燃烧气体朝向涡轮组件20和22用通道输送。燃烧气体随后通过排气口34从涡轮发动机10排出。
图2是可用于涡轮发动机10(图1中示出)中的示范性容纳组件100的横截面图。在示范性实施例中，容纳组件100包括发动机壳体102(在下文中也被称作“风扇箱”)和连接到外壳104的蜂巢结构108，所述发动机壳体102包括外壳104和机翼构件106。更具体地说，机翼构件106相对于外壳104倾斜地定向，使得腔110至少部分地限定在外壳104与机翼构件106之间。蜂巢结构108定位在腔110内以当涡轮发动机10在操作中时提供噪声衰减。
容纳组件100进一步包括在机翼构件106上方延伸的底片112和蜂巢结构108。更具体地说，底片112包括在机翼构件106上延伸的第一部分114、在蜂巢结构108上延伸的第二部分116和限定在第一部分114与第二部分116之间的成角度的区118。另外，底片112运用粘着材料层120(图3到6中示出)连接到机翼构件106。
在示范性实施例中，机翼构件106和底片112由使得容纳组件100能够如本文中所描述起作用的任何材料构成。举例来说，机翼构件106由例如铝的金属材料构成，且底片112由例如碳纤维增强聚合物(cfrp)材料的复合材料构成。由此，且如将在下文更详细地解释，定制机翼构件106的厚度以有助于在限定于机翼构件106与底片112之间的界面处降低金属材料对复合材料比，且因此有助于在其间提供平稳负载路径转变。
此外，底片112提供其中一个或多个后续材料层可围绕发动机壳体102周向性定位的表面。举例来说，容纳组件100还包括在底片112上方延伸的容纳材料层122。容纳材料可以是使得容纳组件100能够如本文中所描述起作用的任何材料。示范性容纳材料包括但不限于芳纶材料(即，
在示范性实施例中，例如风扇叶片24(图1中展示)的转子叶片124的阵列从发动机壳体102径向向内定位。转子叶片124的阵列和容纳材料层122相对于涡轮发动机10的中心线36(图1中展示)轴向对准。更具体地说，容纳材料层122横穿转子叶片124的前边缘126和后边缘127。由此，在出乎意外的叶片脱落条件的情况下，容纳材料层122定位成妨碍转子叶片124径向向外移动。
图3到6是根据本公开的不同实施例的沿着区域3截取的容纳组件100(图2中展示)的一部分的横截面说明。如上文所描述，机翼构件106包括一个或多个设计特征，其有助于限制由机翼构件106引起的对底片112的损坏。在示范性实施例中，参看图3，机翼构件106包括限定在外壳104处的底板126和远离底板126定位的尖端128。此外，如上文所描述，底片112在机翼构件106上方延伸，使得成角度的区118在与尖端128的界面处限定在底片112中。在一些实施例中，尖端128的轮廓设计成减轻由尖端128引起的成角度的区118中的应力集中，例如在机翼构件106在意外的叶片脱落条件期间被迫径向向外时。
在示范性实施例中，尖端128的轮廓设计成具有使得容纳组件能够如本文中所描述起作用的任何半径大小。举例来说，在一个实施例中，尖端128的轮廓设计成具有至少约0.01英寸的半径大小。再次参看图3，尖端128的轮廓设计成具有限定在机翼构件106的第一侧130与第二侧132之间的全半径。参看图4，尖端128的轮廓设计成具有限定在机翼构件106的第一侧130上且朝向底片112定向的一半半径。参看图5，尖端128的轮廓设计成具有限定在机翼构件106的第一侧130上且朝向底片112定向的倒角。由此，在机翼构件106朝向底片112径向向外偏转的情况下将钝界面限定在机翼构件106与底片112之间，进而在相较于具有尖锐边缘尖端的机翼构件时缩减成角度的区118中的应力集中。
此外，在示范性实施例中，机翼构件106的第一侧130和第二侧132限定机翼构件106的厚度。在一个实施例中，机翼构件106的厚度在底板126与尖端128之间是不均匀的。以不均匀方式限定机翼构件106的厚度有助于定制机翼构件106的硬度，且还有助于在限定于机翼构件106与底片112之间的界面处降低金属材料对复合材料比。由此，在机翼构件106被迫使朝向底片112径向向外的情况下，逐渐负载传输形成在机翼构件106与底片112之间。例如，降低机翼构件106的硬度有助于在底片112的第一部分114上分布由机翼构件106引起的底片112中的应力集中，而非使应力集中主要地位于成角度的区118处。
在示范性实施例中，参看图3，机翼构件106成楔形，使得机翼构件106的厚度从底板126到尖端128逐渐地减小。参看图6，至少一个凹槽134形成在机翼构件106中以减小机翼构件106的厚度。更具体地说，底片112在机翼构件106的第一侧130上延伸，且凹槽134形成在机翼构件106的第二侧132上。
本文中所描述的组件和方法的示范性技术效果包括以下各项中的至少一个：(a)提供转子组件的容纳；(b)在容纳组件中的金属部件与复合部件之间提供平稳负载路径转变；以及(c)降低在机翼构件被迫使朝向底片径向向外的情况下损坏容纳组件中的底片的可能性。
上文详细描述用于涡轮发动机和相关部件中的容纳组件的示范性实施例。所述组件不限于本文中所描述的具体实施例，而相反地，系统的部件和/或方法的步骤可以独立地且与本文所描述的其它部件或步骤分开地使用。举例来说，本文中所描述的部件的配置也可以结合其它过程使用，并且不限于用涡轮发动机的风扇区段来实践。相反地，可以结合需要在组件中的部件之间提供平稳负载转变的许多应用实施和使用示范性实施例。
尽管本公开的各种实施例的具体特征可能在某些附图中展示而未在其它附图中展示，但这仅仅是为方便起见。根据本公开的实施例的原理，图式的任何特征可结合任何其它图式的任何特征被引用和/或要求。
本书面描述用实例来公开包括最佳模式的本公开的实施例，且还使所属领域的技术人员能够实践本公开的实施例，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本文中所描述的实施例的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员构想出的其它实例。如果此类其它实例具有与权利要求书的字面语言相同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差别的等效结构元件，那么此类其它实例希望在权利要求书的范围内。