用于复合风扇叶片的金属前缘的制作方法

本发明的领域总体上涉及用于航空发动机中的风扇叶片的设备和系统，更确切地说，涉及用于航空发动机中的具有熔融金属前缘的复合风扇叶片的设备和系统。

飞行器发动机通常包括将空气导向到旁路管道，低压压缩机和核心发动机的风扇组件。当风扇叶片从风扇组件松开并且冲击发动机的一定零件时，发生叶片扇出事件。机舱或安全壳可包封风扇并且配置成在风扇扇出事件期间容纳释放的风扇叶片。风扇组件包括风扇轮毂，风扇轮毂支撑多个周向隔开的风扇叶片。至少一些已知的风扇叶片由复合材料制成。为了加强复合材料，以最小化风扇扇出事件期间对风扇叶片的危险，并且保护风扇叶片免受异物损害，金属前缘可与风扇叶片一起使用。如果风扇叶片或者风扇叶片的一部分从轮毂释放，则金属前缘可能损坏发动机或安全壳。较强的金属前缘可能需要更强的安全壳，因而增加飞行器发动机的重量。

技术实现要素：

在一个方面中，提供一种金属前缘。金属前缘包括沿风扇叶片翼型主体的前缘设置的凸部(noise)。所述金属前缘还包括第一边缘，所述第一边缘沿所述风扇叶片翼型主体的压力侧从所述凸部轴向向后延伸。所述金属前缘进一步包括第二边缘，所述第二边缘沿所述风扇叶片翼型主体的吸入侧从所述凸部轴向前后延伸。所述第一边缘和所述第二边缘在所述第一边缘，所述第二边缘和所述凸部的接合点处形成凹口。所述金属前缘还包括从凸部末端延伸到所述凹口的凸部长度。第一径向位置处的所述凸部长度与第二径向位置处的凸部长不同。

在另一个方面中，提供一种风扇叶片组件。风扇叶片组件包括风扇叶片翼型主体。所述风扇叶片组件还包括金属前缘，所述金属前缘包括沿风扇叶片翼型主体的前缘设置的凸部。所述金属前缘还包括第一边缘，所述第一边缘沿所述风扇叶片翼型主体的压力侧从所述凸部轴向向后延伸。所述金属前缘进一步包括第二边缘，所述第二边缘沿所述风扇叶片翼型主体的吸入侧从所述凸部轴向前后延伸。所述第一边缘和所述第二边缘在所述第一边缘、所述第二边缘和所述凸部的接合点处形成凹口。所述第一边缘和所述第二边缘包括多个削弱结构。

又一方面，提供一种风扇叶片。风扇叶片包括风扇叶片主体，所述风扇叶片主体包括风扇叶片根部，风扇叶片末端以及在两者之间轴向延伸的翼型主体。所述翼型主体包括轴向隔开的前缘和轴向隔开的后缘。所述风扇叶片还包括金属前缘，所述金属前缘包括沿风扇叶片的前缘设置的凸部。所述凸部包括凸部末端。所述金属前缘还包括第一边缘，所述第一边缘沿所述翼型主体的压力侧从所述凸部向所述风扇叶片的所述后缘轴向向后延伸。所述金属前缘进一步包括第二边缘，所述第二边缘沿所述风扇叶片的吸入侧从所述凸部向所述风扇叶片的所述后缘轴向向后延伸。所述第一边缘和所述第二边缘在所述第一边缘、所述第二边缘和所述凸部的接合点处形成凹口。所述金属前缘还包括从凸部末端延伸到所述凹口的凸部长度。第一径向位置处的所述凸部长度与第二径向位置处的凸部长度不同。

附图说明

参照附图阅读以下详细说明将更好地理解本发明的这些和其他特征、方面及优点，在附图中，相似字符表示附图中的相似部分，其中：

图1-8示出了本说明书中所述的方法和设备的示例性实施例。

图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图。

图2是可用于图1中所示的燃气涡轮发动机的风扇叶片的透视图。

图3是在非故障熔断位置处的金属前缘的剖视图。

图4是在故障熔断位置处的金属前缘的剖视图。

图5是带凹口金属前缘的透视图。

图6是带孔的金属前缘的透视图。

图7是具有削弱内压力侧和吸入侧粘结边缘的金属前缘的透视图。

图8是具有削弱内压力侧和吸入侧粘结边缘的金属前缘的局部端视图。

除非另作说明，否则本说明书中提供的附图旨在示出本发明实施例的特征。相信这些特征适用于包括本发明一个或多个实施例的各种系统。因此，附图并不意图包括所属领域中的普通技术人员已知的用于实践本说明书中公开的实施例的所有传统特征。

具体实施方式

在以下说明和随附权利要求中，将参考多个术语，这些术语的定义如下。

除非上下文明确另作规定，否则单数形式“一个”、“一种”和“所述”也含有复数意义。

“可选”或“可选地”意指后续描述的事件或情况可能会或可能不会发生，并且所述说明同时包括事件发生或者不发生的情况。

本说明书和权利要求书全文中所用的近似语言可以用于修饰能够合理改变而不改变相关对象的基本功能的任何数量表示。因此，由一个或多个诸如“大约”、“近似”和“大体上”等术语修饰的值并不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可能与用于测量值的仪器的精度对应。在此处以及说明书及权利要求书的各处中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另作说明，否则此类范围表示说明并且包括其中包含的所有子范围。

本说明书中所述的金属前缘的实施例允许金属前缘在风扇扇出事件期间断开。所述金属前缘包括凸部、压力侧边缘、吸入侧边缘和凹口。所述凸部从风扇叶片的前缘延伸。所述压力侧边缘和所述吸入侧边缘沿所述风扇叶片的主体从所述凸部延伸。所述凹口由所述凸部、所述压力侧边缘和所述吸入侧边缘的连接形成。所述凹口粘结到风扇叶片。凸部长度从凸部末端延伸到所述凹口。金属前缘的每个实施例包括削弱结构，所述削弱结构可削弱金属前缘，以允许其在极端负载条件下，例如在风扇扇出事件中断开，从而减少对风扇外壳的损坏。在第一实施例中，金属前缘研磨成改变沿金属前缘的不同径向位置处的凸部长度。凸部长度较短的径向位置可削弱凸部和金属前缘，以允许其在极端负载条件下断开。在第二实施例中，压力侧边缘和吸入侧边缘包括多个凹口，所述多个凹口可削弱金属前缘的结构，以允许其在极端负载条件下断开。在第三实施例中，压力侧边缘和吸入侧边缘包括多个孔，这些孔削弱了金属前缘的结构，允许其在极端负载条件下断开。

本说明书中所述的金属前缘提供相对于飞行器发动机中的已知金属前缘的优点。更具体地，本说明书中所述的金属前缘在极端负载条件下断开。航空法规要求机舱和安全壳在风扇扇出事件期间避免风扇叶片飞入飞行器的机身中。机舱或安全壳的铠装必须在风扇扇出期间足够强地抑制风扇叶片。强度越大的风扇叶片需要强度越大并且越重的机舱或安全壳，因而增加飞行器发动机的重量。本说明书中所述的金属前缘经削弱以在风扇扇出事件期间断开。较弱的金属前缘可减小机舱或安全壳的铠装，从而减小发动机的重量。此外，较弱的金属前缘可减小风扇扇出事件期间对后部风扇的损坏。此外，本说明书中所述的金属前缘可减小风扇扇出负载和不平衡。

图1是根据本发明的一个示例性实施例的燃气涡轮发动机110的截面示意图。在该示例性实施例中，燃气涡轮发动机110是高旁路涡轮风扇喷气发动机110，在本说明书中称为“涡轮风扇发动机110”。如图1中所示，涡轮风扇发动机110限定轴向a(平行于用于参照的纵向中心线112延伸)和径向r。通常，涡轮风扇发动机110包括风扇部分114以及设置在风扇部分114下游的核心涡轮发动机116。

图示的示例性核心涡轮发动机116包括大体呈管状的外壳118，所述外壳限定环状入口120。外壳118围绕，以连续流的关系：压缩机部分123，所述压缩机部分包括升压器或低压(lp)压缩机122以及高压(hp)压缩机124；燃烧部分126；涡轮部分，所述涡轮部分包括高压(hp)涡轮128和低压(lp)涡轮130；以及喷气排气喷嘴部分132。高压(hp)轴或线轴134驱动地将hp涡轮128连接到hp压缩机124。低压(lp)轴或线轴136驱动地将lp涡轮130连接到lp压缩机122。压缩机部分123、燃烧部分126、涡轮部分和喷嘴部分132共同限定核心气流通道137。

对于图示的实施例，风扇部分114包括可变节距风扇138，所述可变节距风扇具有多个风扇叶片140，所述多个风扇叶片以隔开的方式连接到圆盘142。如图所示，风扇叶片140大体上沿径向r从圆盘142向外延伸。每个风扇叶片140能够通过将风扇叶片140可操作地连接到适当的节距改变机构144而相对于圆盘142围绕俯仰轴p旋转，所述节距改变机构配置成统一地共同改变风扇叶片140的节距。风扇叶片140、圆盘142和节距改变机构144能够通过穿过动力齿轮箱146的lp轴136共同地围绕纵轴112旋转。动力齿轮箱146包括多个齿轮，所述多个齿轮用于相对于lp轴136将风扇138的旋转速度调整成更有效的风扇旋转速度。在一个替代实施例中，风扇叶片140是固定节距风扇叶片，而不是可变节距风扇叶片。

此外，在该示例性实施例中，圆盘142被可旋转的前轮毂148覆盖，所述前轮毂采用气动轮廓，以促进气流穿过多个风扇叶片140。此外，示例性风扇部分114包括环状风扇壳体149或外部机舱150，其周向围绕风扇138和/或核心涡轮发动机116的至少一部分。风扇壳体149包括围绕风扇部分114并且设置在机舱150内的铠装环状壳体。机舱150配置成相对于核心涡轮发动机116，由多个周向隔开的出口导叶152支撑。机舱150的下游部分154延伸在核心涡轮发动机116的外部上方，从而限定介于两者之间的旁路气流通道156。

在涡轮风扇发动机110的操作期间，空气量158从机舱150和/或风扇部分114的相关入口160进入涡轮风扇发动机110中。随着空气量158穿过风扇叶片140，用箭头162表示的第一部分空气158被导向或输送到旁路气流通道156中，并且用箭头164表示的第二部分空气158被导向或输送到核心气流通道137中，或者更确切地说，进入lp压缩机122中。第一部分空气162与第二部分空气164之间的比率通常称作旁路比。之后随着第二部分空气164被输送穿过hp压缩机124并且进入燃烧部分126中，该第二部分空气的压力增大，在该燃烧部分中，第二部分空气与燃料混合并且燃烧以提供燃烧气体166。

燃烧气体166被输送穿过hp涡轮128，在该hp涡轮中，通过连接到外壳118的连续级的hp涡轮定子轮叶168以及连接到hp轴或线轴134的hp涡轮转子叶片170提取燃烧气体166的一部分热能和/或动能，从而致使hp轴或线轴134旋转，从而支持hp压缩机124的操作。随后将燃烧气体166输送穿过lp涡轮130，在该lp涡轮中，通过连接到外壳118的连续级的lp涡轮定子轮叶172以及连接到lp轴或线轴136的lp涡轮转子叶片174提取燃烧气体166中的第二部分热能和动能，从而致使lp轴或线轴136旋转，从而致使动力齿轮箱146旋转lp压缩机122和/或风扇138旋转。

燃烧气体166接连被输送穿过核心涡轮发动机116的喷气排气喷嘴部分132，以提供推进力。同时，随着第一部分空气162被输送穿过旁路气流通道156，之后从涡轮风扇发动机110的风扇喷嘴排气部分176排出，第一部分空气162的压力大幅升高。hp涡轮128、lp涡轮130以及喷气排气喷嘴部分132至少部分限定热气通道178，用于将燃烧气体166输送穿过核心涡轮发动机116。

在风扇扇出事件期间，多个风扇叶片140中的风扇叶片从圆盘142松开，并且飞入机舱150、风扇壳体149、其他风扇叶片140以及燃气涡轮发动机110的其他零件中。风扇壳体149铠装，以避免松开的风扇叶片140冲击飞行器的机身。越强的风扇叶片140需要越重的风扇壳体149的铠装。本说明书中所述的风扇叶片140的示例性实施例涉及成在极端负载条件下，例如风扇叶片扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳体149、机舱150、其他风扇叶片140和燃气涡轮发动机110的其他零件的损坏。因此，风扇壳体149的铠装可以减少，从而减小燃气涡轮发动机110的重量。

图1中所示的示例性涡轮风扇发动机110仅用于示例，并且在其他实施例中，涡轮风扇发动机110可以具有其他任何适当的配置。还应认识到，在另一些其他实施例中，本发明的各方面可以并入其他任何适当的燃气涡轮发动机中。例如，在其他实施例中，本发明的各方面可以并入，例如，涡轮螺旋桨发动机中。

图2是根据本发明一个示例性实施例的风扇叶片200的透视图。风扇叶片200包括叶片根部202、风扇叶片主体204、风扇叶片末端206、前缘207、金属前缘208和后缘210。风扇叶片根据202可操作地连接到节距改变机构144，所述节距改变机构配置成改变风扇叶片200的节距。风扇叶片主体204沿径向r从风扇叶片根部202延伸到风扇叶片末端206。风扇叶片主体204包括翼型叶片金属或复合材料叶片。风扇叶片主体204和金属前缘208包括吸入侧212和压力侧214。后缘210沿与风扇叶片200的旋转相反的方向从风扇叶片主体204延伸。后缘207沿风扇叶片200的旋转方向从风扇叶片主体204延伸。金属前缘208粘结到风扇叶片主体204并且在风扇叶片主体204的吸入侧212和压力侧214与金属前缘208的内部的相交处部分地围绕形成凹口216(如图2中的虚线所示)的前缘207。凹口216沿金属前缘208的长度为218延伸，并且包括从前缘207延伸到凹口216的凸部长度220。金属前缘208可以由复合材料或者金属材料构成，例如但不限于钛或钢。

金属前缘208包括多个故障熔断点222，所述多个故障熔断点沿金属前缘208的长度218周期地定位，并且设置沿预定方向的尺寸，以便在极端负载条件下，例如风扇扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳149的损坏。金属前缘208还包括多个非故障熔断点224，所述多个非故障熔断点沿金属前缘208的长度218周期地定位，并且设置尺寸，以使在极端负载条件下，例如风扇扇出事件期间不断开。故障熔断点222的凸部长度220短于非故障熔断点224的凸部长度220。故障熔断点222的较短凸部长度可削弱故障熔断点222，从而提高金属前缘208的这些位置处在极端负载条件期间，例如风扇扇出期间断开的可能性。在一个示例性实施中，凸部长度220可以根据正弦函数依据长度218变化，从而形成沿长度218的多个故障熔断点222。在另一个实施例中，凸部长度220可以根据与风扇叶片末端202的径向距离变化。在另一个实施例中，凸部长度220可以按照阶梯函数(stepfunction)变化，其中凸部长度220在第一径向距离的第一长度处恒定。凸部长度220随后减小到第二径向距离的第二长度。凸部长度220返回到第三径向距离的第一长度。在另一个实施例中，凸部长度220可以沿长度218随机变化，从而形成沿长度218的多个故障熔断点222。

如上所述，在常规操作期间，风扇叶片200的旋转将空气引导到旁路气流通道156并进入核心气流通道137中。在风扇扇出事件期间，风扇叶片200从圆盘142松开，并且飞入机舱150、风扇壳体140，其他风扇叶片140以及燃气涡轮发动机110的其他零件中。本说明书中所述的风扇叶片200的示例性实施例涉及成在极端负载条件下，例如风扇叶片扇出事件期间，在故障熔断点222处断开，从而减小对风扇壳体149，机舱150，其他风扇叶片140和燃气涡轮发动机110的其他零件的损坏。

图3是在非故障熔断点2243-3处的金属前缘208的剖视图。金属前缘208包括凸部302，压力侧粘结边缘304和吸入侧粘结边缘306。凸部302沿风扇叶片200的旋转方向从风扇叶片主体204延伸。压力侧粘结边缘304和吸入侧粘结边缘306在与风扇叶片200的旋转相反的方向上沿风扇叶片主体204从凸部302延伸。非故障熔断凹口308由凸部302、压力侧粘结边缘304和吸入侧粘结边缘306的接合形成。凸部302包括凸部末端310和非故障熔断的凸部长度312。非故障熔断的凸部长度312从凸部末端310延伸到凹口308。

图4是在故障熔断点2224-4处的金属前缘208的剖视图。在故障熔断点2224-4处，金属前缘208包括故障熔断凹口402和故障熔断凸部长度404。故障熔断凹口402研磨成延伸到凸部302中的距离大于非故障熔断凹口308延伸到凸部302中的距离。因此，故障熔断凸部长度404短于非故障熔断凸部长度312。较短的故障熔断凸部长度404可在故障熔断点2224-4处削弱凸部302，以允许金属前缘208在极端负载条件期间，例如风扇扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳149的损坏。金属前缘208包括多个故障熔断点222，以在沿长度218的多个点处削弱金属前缘208。

图5是风扇叶片500的透视图。风扇叶片500包括风扇叶片根部502、风扇叶片主体504、风扇叶片末端506、金属前缘508和后缘510。风扇叶片主体504沿径向r从风扇叶片根部502延伸到风扇叶片末端506，并且由单个零件构成。风扇叶片主体504包括翼型叶片金属或复合材料叶片。风扇叶片主体504和金属前缘508包括吸入侧512和压力侧514。金属前缘508粘结到风扇叶片主体504并且沿风扇叶片500的旋转方向部分围绕风扇叶片主体504。后缘510沿与风扇叶片500的旋转相反的方向从风扇叶片主体504延伸。

金属前缘508包括多个凹口516、凸部518、吸入侧粘结边缘520和压力侧粘结边缘(图5中未图示)。吸入侧粘结边缘520和压力侧粘结边缘在与风扇叶片500的旋转相反的方向上沿风扇叶片主体504从凸部518延伸。所述多个凹口516中的每个凹口是从吸入侧粘结边缘520和压力侧粘结边缘向凸部518延伸的切口。多个凹口516中的每个凹口经大小设置以在极端负载条件期间，例如风扇叶片扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳149的损坏。

图6是带孔的风扇叶片600的透视图。风扇叶片600包括风扇叶片根部602、风扇叶片主体604、风扇叶片末端606、金属前缘608和后缘610。风扇叶片主体604沿径向r从风扇叶片根部602延伸到风扇叶片末端606。风扇叶片主体604包括翼型叶片金属或复合材料叶片。风扇叶片主体604和金属前缘608包括吸入侧612和压力侧614。金属前缘608粘结到风扇叶片主体604并且沿风扇叶片600的旋转方向部分围绕风扇叶片主体604。后缘610沿与风扇叶片600的旋转相反的方向从风扇叶片主体604延伸。

金属前缘608包括多个孔616、凸部618、吸入侧粘结边缘620和压力侧粘结边缘(图6中未图示)。吸入侧粘结边缘620和压力侧粘结边缘在与风扇叶片600的旋转相反的方向上沿风扇叶片主体604从凸部618延伸。多个孔616切割到吸入侧粘结边缘620和压力侧粘结边缘中，并且削弱金属前缘608以便所述金属前缘在极端负载条件期间，例如风扇叶片扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳149的损坏。

图7是具有削弱内压力侧和吸入侧粘结边缘的金属前缘700的透视图。图8是具有削弱内压力侧和吸入侧粘结边缘的金属前缘700的局部端视图。金属前缘700包括凸部702，压力侧粘结边缘704和吸入侧粘结边缘706。凸部702沿风扇叶片200(如图2中所示)的旋转方向从风扇叶片主体204(如图2中所示)延伸。压力侧粘结边缘704和吸入侧粘结边缘706在与风扇叶片200的旋转相反的方向上沿风扇叶片主体204从凸部702延伸。非故障熔断凹口708由凸部702、压力侧粘结边缘704和吸入侧粘结边缘706的接合形成。压力侧粘结边缘704包括压力侧粘结边缘内表面710，并且吸入侧粘结边缘706包括吸入侧粘结边缘内表面712。金属前缘700包括多个研磨凹口714，所述多个研磨凹口切割到压力侧粘结边缘内表面710和吸入侧粘结边缘内表面712中。研磨凹口714研磨到吸入侧粘结边缘内表面712和压力侧粘结边缘内表面710中，并且削弱金属前缘700以便所述金属前缘在极端负载条件期间，例如风扇叶片扇出事件期间断开，从而减小对风扇壳149(如图1中所示)的损坏。

金属前缘提供减小在风扇叶片扇出事件期间由风扇叶片引起的损坏。具体来说，金属前缘在极端负载条件期间，例如风扇叶片扇出条件期间断开，从而减小对风扇壳体、机舱、其他风扇叶片和燃气涡轮发动机的其他零件的损坏。因此，风扇壳体的铠装可以减少，从而减小燃气涡轮发动机的重量。最后，本说明书中所述的金属前缘在风扇叶片扇出事件期间减小对其他风扇叶片的损坏，进而减少风扇叶片扇出事件期间的不平衡的负载。

本说明书中所述的方法、系统和设备的示例性技术效果包括以下项中的至少一项：(a)减少风扇叶片扇出事件期间由风扇叶片引起的损坏；(b)减少风扇叶片扇出事件期间对其他风扇叶片的损坏；(c)减少风扇叶片扇出事件期间的不平衡的负载；以及(d)减小飞行器发动机的重量。

以上详述了金属前缘的示例性实施例。所述金属前缘以及操作该等单元和装置的方法并不限于本说明书中所述的具体实施例，相反，系统部件和/或方法步骤可独立于本说明书中所述的部件和/或步骤单独使用。例如，所述方法还可与用于减少风扇叶片扇出事件期间由风扇叶片引起的损坏的其他系统结合使用，并且并不限于仅使用本说明书中所述的系统和方法进行实践。相反，示例性实施例可以使用结合需要金属前缘的许多其他机械应用进行实施和使用。

尽管本发明各个实施例的具体特征可能在一些附图中示出而并未在其他附图中示出，但这仅是出于方便的考量。根据本发明的原理，附图中的任何特征可结合其他任何附图的任何特征来参考和/或提出权利要求。

本说明书使用各个实例来描述本发明，包括最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统、并实施所涵盖的任何方法。本发明的保护范围由权利要求书限定，并可包括所属领域的技术人员想出的其他实例。如果其他此类实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例包括的等效结构要素与权利要求书的字面意义无实质差别，则此类实例也属于权利要求书的范围。