利用形状记忆合金的燃气涡轮发动机的翼型件布置的制作方法

1.本公开涉及一种用于燃气涡轮发动机的翼型件布置。


背景技术：

2.燃气涡轮发动机通常包括涡轮机和转子组件。燃气涡轮发动机，诸如涡轮风扇发动机，可用于飞行器推进。在涡轮风扇发动机的情况下，转子组件可以配置为风扇组件。涡轮机可以包括线轴布置。例如，线轴布置可以包括高压、高速线轴和低压、低速线轴。涡轮机的燃烧区段接收加压空气，加压空气与燃料在燃烧室内混合并燃烧以产生燃烧气体。燃烧气体提供给线轴布置。例如，燃烧气体可以首先提供给高压线轴的高压涡轮，驱动高压线轴，并且随后提供给低速线轴的低速涡轮，驱动低速线轴。
3.在涡轮风扇发动机中，风扇组件通常包括风扇和风扇壳体。风扇通常包括从中心轮毂和/或盘径向向外延伸的多个翼型件或风扇叶片。在某些操作期间，风扇的风扇叶片可能会摩擦或以其他方式接触风扇壳体，将负载传递到风扇壳体并导致风扇叶片、风扇壳体或两者损坏。
4.在某些配置中，风扇壳体可以包括蜂窝材料或凹槽填充材料，其被配置为减轻负载传递到和通过风扇壳体。然而，这种方法通常成本高昂。此外，这种方法可能导致更大、更重和/或效率更低的风扇壳体。
5.因此，需要一种改进的翼型件，其在转子叶片与风扇壳体摩擦时减少向风扇壳体的负载传递。
附图说明
6.图1是燃气涡轮发动机的截面图；
7.图2是燃气涡轮发动机的风扇组件的透视图；
8.图3是燃气涡轮发动机的风扇叶片的透视图；
9.图4是燃气涡轮发动机的风扇叶片的实施例的示意性截面图；
10.图5是燃气涡轮发动机的风扇叶片的实施例的示意性截面图；
11.图6是燃气涡轮发动机的风扇叶片的实施例的示意性截面图；
12.图7是燃气涡轮发动的翼型件的分离部件的示意图；
13.图8是燃气涡轮发动机的部件的矩阵布置的示意图；
14.图9是图7的翼型件的部件的示意性截面图；以及
15.图10是燃气涡轮发动机的风扇叶片在变形状态下的透视图。
16.在考虑以下具体实施方式后，本文公开的实施例的其他方面和优点将变得显而易见，其中相似或相同的结构可以具有相似或相同的附图标记。
具体实施方式
17.现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细说
明使用数字和字母名称来参考附图中的特征。在附图和说明书中的类似或相似的标号被用于指代本发明的类似或相似的部分。
[0018]“示例性”一词在本文用于表示“作为示例、实例或说明”。在本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或优于其他实施方式。
[0019]
如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
[0020]
术语“前”和“后”指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且参考燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，前是指更靠近发动机入口的位置，后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
[0021]
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体流往的方向。
[0022]
术语“联接”、“固定”、“附接”等指直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接，除非本文另有规定。
[0023]
单数形式“一”、“一个”和“所述”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。
[0024]
在整个说明书和权利要求书中使用的近似语言被应用于修改任何可以允许变化而不导致其相关的基本功能发生变化的定量表示。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本”之类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，近似语言可以对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于配置或制造该部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％范围内。
[0025]
本文以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
[0026]
在一些实施例中，下文描述的燃气涡轮发动机的一个或多个部件可以使用任何合适的工艺制造或形成，诸如增材制造工艺，例如3-d打印工艺。这种工艺的使用可以允许这种部件一体地形成，作为单个整体部件，或者作为任何合适数量的子部件。尤其是，增材制造工艺可以允许这样的部件一体地形成并且包括在使用现有制造方法时不可能实现的多种特征。例如，本文所述的增材制造方法能够生产翼型件、涡轮轮叶以及转子、压缩机轮叶和转子、和/或风扇叶片。这样的部件可以具有独特的特征、配置、厚度、材料、密度、流体通道、集管和安装结构，这些使用现有的制造方法可能是不可能的或不实际的。这些特征中的一些在本文中进行了描述。
[0027]
如本文所用，术语“增材制造”或“增材制造技术或工艺”一般是指制造工艺，其中连续的材料层被提供在彼此上以逐层地“构建”三维部件。连续的层通常熔合在一起以形成可具有多种整体子部件的整体部件。尽管增材制造技术在本文中被描述为能够通过逐点、逐层、通常在竖直方向上构建物体来制造复杂物体，但其他制造方法是可能的并且在本主题的范围内。例如，虽然本文的讨论涉及材料的添加以形成连续层，但本领域技术人员将理解本文公开的方法和结构可以用任何增材制造技术或制造技术来实践。例如，本发明的实施例可以使用层加法工艺、层减法工艺或混合工艺。
[0028]
在燃气涡轮发动机中，风扇组件通常连接到线轴布置。例如，风扇组件的转子可以联接到低速线轴。风扇组件的功能是将空气移向涡轮机。来自风扇组件的一部分空气进入
涡轮机以移动通过至少一个压缩级，而另一部分空气绕过涡轮机的至少一部分。最初绕过涡轮机的空气可以在远离风扇组件的级进入涡轮机，并且最初进入涡轮机的空气可以绕过涡轮机的其他级。
[0029]
转子的旋转用于与风扇的翼型件一起使空气加速朝向涡轮机。风扇壳体围绕翼型件的径向远端延伸并且可用于通过减少叶片尖端损失来提高性能。风扇组件的性能通常需要在风扇和风扇壳体之间保持非常小的间隙。
[0030]
为了获得高性能，翼型件的尖端旋转，通过非常靠近风扇壳体的位置。在一些事件期间，例如异物摄入燃气涡轮发动机中，翼型件可能接触风扇壳体。在这些事件中，叶片可能会从发动机中释放出来，称为风扇叶片脱落(“fbo”)。这种情况对燃气涡轮发动机及其周围环境构成威胁。
[0031]
本公开的一个目的是描述各种翼型件布置以管理诸如异物摄入之类的不利事件。风扇组件的翼型件可以配置有支撑装置，该支撑装置利用形状记忆合金来支撑和控制这些事件中的翼型件。所述的翼型件布置可以有利地提供可靠、轻量且紧凑的配置以管理这些不利事件并减少和控制fbo事件。
[0032]
为了减轻损坏并可能减少立即维修的需要，一些风扇组件配备了可磨损材料。例如，可在翼型件和/或风扇壳体的内部提供可磨损材料。风扇壳体可以设置有凹槽，凹槽周向地布置在风扇壳体的内部并且通常与风扇的旋转对齐。可磨损的凹槽填充物可以定位在凹槽内部并且被配置为消散来自风扇和风扇壳体的接触的一些冲击能量。这样的配置可能需要增加重量和空间来有效地管理这些事件。
[0033]
可以提供一种用于翼型件的间隙装置，例如以能够维持翼型件和风扇壳体之间的间隙的受控且一致的模式，这能够减少成本和重量以及向周围壳体的负载传递。翼型件可以限定尖端部分、根部部分以及尖端部分和根部部分之间的中间部分。中间部分可以包括间隙装置或间隙装置的一部分。在一些实施例中，间隙装置可以延伸到尖端和/或根部部分中的一些或全部中。根部部分可以沿翼展s在中间部分和翼型件根部之间延伸。尖端部分可以沿翼展s在中间部分和翼型件尖端之间延伸。可以提供一个或多个过渡部分。例如，根部过渡部分可以设置在中间部分和根部部分之间。尖端过渡部分可以设置在中间部分和尖端部分之间。一个或多个过渡部分可以被配置为包括中间部分以及根部部分和尖端部分中的至少一个。例如，过渡部分可以限定中间部分和另一部分之间的重叠。在一个实施例中，尖端过渡部分限定沿尖端部分和中间部分的翼型件厚度的重叠。在另一个实施例中，根部过渡部分限定沿根部部分和中间部分的翼型件厚度的重叠。
[0034]
本文大体示出和描述的实施例可以在损坏事件(诸如对周围风扇壳体的硬摩擦)之后使翼型件(例如风扇叶片)能够受控且一致的翼展减小。这些实施例使翼型件能够在翼型件的期望翼展处折叠和/或收缩，例如以减轻向周围壳体的负载传递。这些实施例可以进一步使翼型件能够折叠和/或收缩，使得可以在损坏事件之后减少风扇的过度或极端不平衡，例如翼型件释放、异物损坏(例如，鸟击、结冰等)，或轴承组件失去润滑或阻尼。
[0035]
现在参考附图，图1是燃气涡轮发动机10的实施例的截面示意图。所示实施例可用于根据本主题的方面的飞行器内。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高涵道涡轮风扇喷气发动机，所示的燃气涡轮发动机10具有沿轴向方向a延伸穿过其中的纵向或轴向中心线轴线12，以供参考。燃气涡轮发动机10进一步限定了从中心线12延伸的径向方
向r。尽管示出了示例性涡轮风扇实施例，但是可以预期本公开可同样适用于一般的涡轮机械，例如开式转子、涡轮轴、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机配置，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。
[0036]
一般而言，燃气涡轮发动机10包括涡轮机(大体上由附图标记14表示)和定位在其上游的风扇组件16。涡轮机14可包括外壳体18。外壳体18可具有大致管状配置和/或可限定环形入口20。此外，外壳体18可进一步封闭和支撑低压(“lp”)压缩机22，用于将进入涡轮机14的空气压力增加到第一压力水平。可以包括高压(“hp”)压缩机。例如，hp压缩机24的多级轴向流动配置可以接收来自lp压缩机22的加压空气并进一步增加这种空气的压力。
[0037]
离开hp压缩机24的加压空气可以流向燃烧器26，在燃烧器26内燃料被喷射到加压空气流中，所得混合物在燃烧器26内燃烧。燃烧产物60可以从燃烧器26沿该燃气涡轮发动机10的热气体路径67引导到高压(“hp”)涡轮28，用于经由高压(“hp”)轴或线轴30驱动hp压缩机24。该燃烧产物60也可以流向低压(“lp”)涡轮32，用于驱动lp压缩机22。该lp涡轮32还可以驱动风扇组件16。例如，lp涡轮32可以经由低压(“lp”)轴或线轴34驱动该lp压缩机22和/或风扇组件16。lp轴34可以与hp轴30大体上同轴。在驱动涡轮28和32之后，燃烧产物60可以经由排气喷嘴36从涡轮机14排出，这可提供推进喷射推力。
[0038]
燃气涡轮发动机10的涡轮区段可包括一个或多个非旋转部件。例如，hp涡轮28可以包括多个hp涡轮定子轮叶29。lp涡轮可以包括多个lp涡轮定子轮叶33。hp涡轮定子轮叶29和lp涡轮定子轮叶可以被配置为在径向方向r上跨越热气体流路67。hp涡轮定子轮叶29和lp涡轮定子轮叶可以相对于外壳体18围绕纵向中心线轴线12是非旋转的并且可以用于支撑外壳体18。hp涡轮定子轮叶29和lp涡轮定子轮叶33可以被调节或可调节，以通过控制流速和压力来增加燃气涡轮发动机10的性能。
[0039]
燃气涡轮发动机10的涡轮区段可包括多个转子叶片。例如，hp涡轮28可以包括多个hp涡轮转子叶片31。lp涡轮32可以包括多个lp涡轮转子叶片35。hp涡轮转子叶片31和lp涡轮转子叶片35可以相对于外壳体18旋转。在hp涡轮定子轮叶29和hp涡轮转子叶片31之间以及lp涡轮定子轮叶33和lp涡轮转子叶片35之间的相对旋转可以被调节或可调节。例如，hp涡轮定子轮叶29、hp涡轮转子叶片31、lp涡轮定子轮叶33和/或lp涡轮转子叶片的节距可以被调节或可调节，以优化通过热气体路径67的流动。
[0040]
燃气涡轮发动机10的性能可以通过使诸如轮叶和叶片的部件和可相对于其旋转的管道部件之间的间隙最小化来提高。例如，最小化和保持涡轮转子叶片31、35和外壳体18之间的间隙可用于提高发动机性能。最小化和保持涡轮定子轮叶29、33和可旋转部件(诸如lp轴或线轴34)或联接到其上的部件之间的间隙也可用于提高发动机性能。
[0041]
如图1和2所示，燃气涡轮发动机10的风扇组件16可以包括风扇转子38。例如，风扇转子38的旋转、轴流式配置可以被配置成被风扇壳体40包围或引导。在一些实施例中，lp轴34可以直接连接到风扇转子38和/或转子盘64，诸如在直接驱动配置中。在一些配置中，lp轴34可以经由减速装置37连接到风扇转子38，例如在间接驱动或齿轮驱动配置中的减速齿轮箱。根据需要或要求，减速装置37可包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/线轴之间。
[0042]
本领域普通技术人员应当理解，风扇壳体40可以配置成相对于涡轮机14被支撑。例如，风扇壳体40可以由多个基本上径向延伸的、周向间隔的支撑件支撑。在一个实施例
中，提供多个出口导向轮叶42作为这种支撑件。因此，风扇壳体40可包绕风扇转子38。风扇壳体可包括外机舱21，其可配置用于空气动力学飞行特性，诸如减阻。风扇转子38可以连接到多个风扇叶片44。例如，盘64可以被设置用于联接到多个风扇叶片44。此外，风扇壳体40的下游部分46可以在涡轮机14的外部部分上延伸以限定气流管道48。气流管道48可配置为辅助或旁通气流管道。气流管道48可配置成提供额外的推进喷射推力和/或可用于燃气涡轮发动机10的冷却效应，例如使用风扇喷嘴47。
[0043]
轮毂65可以被设置以覆盖盘64。例如，轮毂65可以与盘64一起旋转并且具有空气动力学轮廓以控制通过多个风扇叶片44的气流。
[0044]
设置变距机构(“pcm”)61。例如，pcm 61可以可操作地联接到多个风扇叶片44并且被配置为改变至少一些风扇叶片的节距。单独的风扇叶片44可以相对于盘39围绕俯仰轴线p旋转并且由pcm 61控制。pcm 61可以被配置为单独或一致地改变风扇叶片44的节距。
[0045]
然而，应当理解的是，燃气涡轮发动机10仅作为示例提供。在其他示例性实施例中，燃气涡轮发动机10可以具有任何其他合适的配置。例如，在其他示例性实施例中，燃气涡轮发动机10可以包括固定节距风扇，可以配置为直接驱动发动机(即，可以不包括齿轮箱37)，可以包括任何合适或期望的数量或配置的轴或线轴、压缩机和/或涡轮等。
[0046]
仍然参考图1，在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当理解的是初始气流50可以通过风扇壳体40的初始入口52进入燃气涡轮发动机10。然后初始气流50可以通过风扇叶片44。在风扇叶片44的下游，初始气流50可以被分开。例如，初始气流50可以分成移动通过气流管道48的第一压缩气流54和进入lp压缩机22的第二压缩气流56。第二压缩气流56可以沿核心气流路径15行进。当第二压缩气流56进入hp压缩机24时，其压力随后可增加，作为第三压缩气流58。在与燃料混合并在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60可离开燃烧器26并流经hp涡轮28。此后，燃烧产物60可以流经lp涡轮32并离开排气喷嘴36，以向燃气涡轮发动机10提供推力。
[0047]
现参考图2和图3，在风扇叶片44的背景下提供示例性翼型件62实施例。如上述图2描绘了风扇组件16的部件。图3描绘了用于风扇组件16中的单个风扇叶片44。尽管翼型件62被示为风扇叶片44的一部分，应当理解的是，翼型件62的以下讨论可以同样应用于另一个翼型件实施例，例如压缩机22、24和/或涡轮28、32的定子轮叶或转子叶片(见图1)。如图所示，每个风扇叶片44沿翼展s径向向外延伸，翼展s限定从翼型件根部64到翼型件尖端66的翼展方向。翼展s由翼展方向上沿风扇叶片44的翼展中心线从翼型件根部64到翼型件尖端66的距离限定。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从风扇叶片44的前缘72延伸到后缘74并且在翼型件根部64和翼型件尖端66之间沿翼展s延伸。进一步，应该认识到，翼型件62可以在沿翼展s的每个点处沿弦c限定弦向方向并且在前缘72和后缘74之间延伸。弦c由沿弦中心线在弦向方向上的距离限定，该弦中心线大体上正交于从前缘72到后缘74的风扇叶片44的翼展中心线。进一步，弦c可以沿翼型件62的翼展s变化。例如，在所描绘的实施例中，弦c沿翼展s朝向翼型件尖端66增加。但是，在其他实施例中，弦c可以在整个翼展s上大致恒定或者可以从翼型件根部64向翼型件尖端66减小。
[0048]
如图3尤其示出了，翼型件62可以限定在沿翼展s的每个点处在厚度方向t上在压力侧68和吸力侧70之间延伸的厚度。在某些实施例中，厚度可以在整个翼型件62的翼展s范围内大致恒定。在其他实施例中，翼型件62可以在翼型件根部64和翼型件尖端66之间限定
可变厚度。例如，厚度可以通常沿翼展s朝向翼型件尖端66减小。附加地，翼型件62可在沿翼展s的每个点处沿弦c限定大致恒定的厚度。或者，在其他实施例中，沿翼型件62的翼展s的至少一个点可沿弦c限定可变厚度。例如，翼型件62可以在沿翼展s的每个点处沿弦c的位置限定最大厚度。
[0049]
翼型件62还可包括多个表面。例如，翼型件62可包括第一外表面、与第一外表面相对的第二外表面、以及由形状记忆合金形成的设置在第一外表面和第二外表面之间的支撑装置84。第一外表面，例如，可以是翼型件62的压力侧68，并且第二外表面可以是翼型件62的吸力侧70，如图2和3所示。支撑装置84可以被包绕在外壳内，该外壳至少部分地由第一外表面、第二外表面、连接第一外表面和第二外表面的前缘72表面、以及与前缘表面间隔开并连接第一外表面和第二外表面的后缘74表面。
[0050]
图3的风扇叶片44可以具有中空配置。在另一示例中，风扇叶片44可包括一个或多个腔体，用于诸如冷却之类的目的。可选地，风扇叶片44可以是实心结构。
[0051]
对于所示的实施例，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾榫76的整体部件，该轴向燕尾榫76具有通向过渡区段80的一对相对的压力面78。当安装在风扇转子盘39内时，如图2所示，燕尾榫76被设置在风扇转子盘39的燕尾槽中，从而将风扇叶片44作为风扇转子38的一部分附接。
[0052]
在一个实施例中，翼型件62可以包括至少一个复合层(如下所述，诸如图7中所示的层82中的一个)。例如，翼型件62可以至少部分地由陶瓷基复合材料形成。更具体地，在某些实施例中，翼型件62可以部分地由一个或多个复合层82形成，该复合层82被配置为陶瓷基复合材料预浸料层。
[0053]
复合材料可包括但不限于金属基复合材料(mmc)、聚合物基复合材料(pmc)或陶瓷基复合材料(cmc)。复合材料，诸如可利用在翼型件62上，通常包括嵌入基质材料中的纤维增强材料，例如聚合物、陶瓷或金属材料。增强材料用作复合材料的承载成分，而复合材料的基质用于将纤维粘合在一起并用作将外部施加的应力传递和分布到纤维的介质。
[0054]
示例性cmc材料可包括碳化硅(sic)、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基质中，诸如氧化稳定的增强纤维，包括单丝，如蓝宝石和碳化硅(例如，textron的scs-6)，以及包括碳化硅的粗纱和纱线(例如，nippon carbon的ube industries的和道康宁的)、硅酸铝(例如nextel的440和480)和短切晶须和纤维(例如nextel的440和)，以及可选的陶瓷颗粒(例如si、al、zr、y及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带，诸如单向增强带。多个带可以叠置在一起(例如，作为复合层82)以形成预成型部件。纤维束可以在形成预成型体之前或在形成预成型体之后用浆料组合物浸渍。然后预成型件可进行热处理，诸如固化或烧尽，以在预成型件中产生大量炭残留物，以及随后的化学处理，诸如用硅熔体渗透，以得到由具有所需化学成分的cmc材料形成的部件。
[0055]
翼型件62可以包括各种金属部件。例如，前缘72、后缘74、尖端66和/或根部64可以由至少一个金属层形成。例如，可以在翼型件62的这些部件中提供增强和/或抗冲击特征。这些增强和/或抗冲击特征可以由金属制成，诸如钛。钛可以是钛合金，例如ti-6al-4v。可选地，可以提供铁合金、钢和/或铝合金。例如，增强和/或抗冲击特征可以由诸如15-5ph的
不锈钢制成。
[0056]
燃气涡轮发动机10可包括配置成支撑另一部件的支撑装置84。例如，可以提供支撑装置84来支撑和控制燃气涡轮发动机10的部件(诸如翼型件62)的偏转。这种翼型件62可以设置在燃气涡轮发动机10的各种部件上。例如，一个或多个涡轮转子叶片31、35；涡轮定子轮叶29、33；和/或风扇叶片44可以被设置有这样的支撑装置84。
[0057]
更具体地，现在参考图4，提供了翼型件62的示意性横截面图，其中包括支撑装置84。支撑装置84可以使用形状记忆合金(“sma”)制造。支撑装置84可以包括一个或多个sma部件或特征，或者可以完全由sma形成。
[0058]
如参考支撑装置84所描述的形状记忆合金可以是经历与温度相关的、固态、微结构相变的金属合金。支撑装置84的这种配置可以促进从一种物理形状到另一种物理形状的改变。发生相变的温度通常称为合金的临界或转变温度。支撑装置84可以由各种sma材料构成。例如，支撑装置84可以包括钛镍合金(通常称为镍钛合金)。支撑装置84可选地或附加地包括高温型sma。例如，支撑装置84可以由与nb或ta形成合金的ru合金构成。在一个实施例中，高温sma可以促进支撑装置84产生范围在约20摄氏度和约1400摄氏度之间的形状记忆转变温度。支撑装置84的转变温度可以针对特定应用进行调节。例如，风扇叶片中使用的支撑装置84可以受益于相对低的转变温度，而hp涡轮转子叶片31中使用的支撑装置84可以受益于相对高的转变温度。
[0059]
在一些实施例中，支撑装置84可以包括sma材料作为主要成分，其量大于支撑装置84的50重量百分比(“wt.％”)。在某些实施例中，支撑装置84可以基本上由sma材料组成(例如，至少90wt.％，诸如至少95wt.％，诸如100wt.％)。sma材料通常是一种在变形后能够恢复其原始形状的合金。例如，sma材料可以限定滞后效应，其中应力-应变图上的加载路径与应力-应变图上的卸载路径不同。因此，与传统的弹性材料相比，sma材料可以提供改进的磁滞阻尼。进一步，sma材料可以作为传统致动器的轻质、固态替代品。例如，可以加热某些sma材料以使变形的sma恢复到其变形前的形状。sma材料还可以响应于某些温度的范围以预设定方式提供变化的刚度。形状记忆合金的刚度变化是由于温度相关的、固态、微结构相变，使合金能够从一种物理形状变为另一种物理形状。sma材料的刚度变化可以通过在或高于形状记忆合金的固态、微结构相变发生的温度下加工和退火合金的预制件来产生。发生这种相变的温度通常称为合金的临界温度或转变温度。在包括旨在在燃气涡轮发动机10操作期间改变刚度的sma的支撑装置84(也称为sma支撑装置84)的制造中，支撑装置84可以形成为具有一个操作刚度(例如，第一刚度))低于转变温度并且在转变温度或高于转变温度时具有另一种刚度(例如，第二刚度)。
[0060]
本文使用的一些形状记忆合金的特征在于依赖于温度的相变。这些相包括马氏体相和奥氏体相。马氏体相一般是指低温相。而奥氏体相通常是指较高温度的相。马氏体相一般更易变形，而奥氏体相一般不易变形。当形状记忆合金处于马氏体相并被加热到一定温度以上时，形状记忆合金开始转变为奥氏体相。在这种现象开始的温度称为奥氏体起始温度(as)。在这种现象完成的温度称为奥氏体终止温度(af)。当处于奥氏体相的形状记忆合金冷却时，它开始转变为马氏体相。这种转变开始的温度称为马氏体起始温度(ms)。完成向马氏体相转变的温度称为马氏体终止温度(mf)。如本文所用，没有任何进一步限定词的术语“转变温度”可以指马氏体转变温度和奥氏体转变温度中的任何一个。进一步地，没有“起
始温度”或“终止温度”修饰语的“转变温度以下”一般是指低于马氏体终止温度的温度，没有“起始温度”或“终止温度”修饰语的“转变温度以上”一般是指高于奥氏体终止温度的温度。
[0061]
在一些实施例中，包括sma的支撑装置84可以在第一温度下定义第一刚度并且在第二温度下定义第二刚度，其中第二温度不同于第一温度。此外，在一些实施例中，第一温度或第二温度中的一个低于转变温度，而另一个可以处于或高于转变温度。因此，在一些实施例中，第一温度可以低于转变温度并且第二温度可以处于或高于转变温度。而在一些其他实施例中，第一温度可以处于或高于转变温度，而第二温度可以低于转变温度。此外，本文所述的sma支撑装置84的各种实施例可以被配置为在相同的第一温度和第二温度下具有不同的第一刚度和不同的第二刚度。
[0062]
可适用于形成本文所述的sma支撑装置84的各种实施例的sma的非限制性示例可包括镍钛(niti)和其他镍钛基合金，诸如氟化氢镍钛(nitihf)和镍钛钯(nitipd)。然而，应当理解的是，其他sma材料可以同样适用于本公开。例如，在某些实施例中，sma材料可以包括镍-铝基合金、铜-铝-镍合金或含有锌、锆、铜、金、铂和/或铁的合金。可以选择合金成分以提供应用所需的刚度效果，诸如，但不限于阻尼能力、转变温度和应变、应变滞后、(马氏体和奥氏体相的)屈服强度、抗氧化性和耐热性腐蚀，通过重复循环改变形状的能力，表现出单向或双向形状记忆效应的能力，和/或许多其他工程设计标准。可用于本公开的实施例的合适的形状记忆合金组合物可包括但不限于niti、nitihf、nitipt、nitipd、niticu、nitinb、nitivd、tinb、cualbe、cuznal和一些铁基合金。在一些实施例中，使用具有在5℃和150℃之间的转变温度的niti合金。niti合金在冷却时可能从奥氏体变为马氏体。
[0063]
此外，sma材料也可能表现出超弹性。超弹性通常可以以大应变的恢复为特征，可能具有一些耗散。例如，sma材料的马氏体相和奥氏体相可以响应机械应力以及温度诱导的相变。例如，sma可以加载在奥氏体相中(即高于某个温度)。因此，当达到临界应力时，材料可能开始转变为(孪晶)马氏体相。在继续加载并假设等温条件下，(孪晶)马氏体可能开始脱孪，使材料发生塑性变形。如果卸载发生在塑性之前，马氏体通常会转变回奥氏体，并且材料可能会通过产生滞后作用恢复其原始形状。
[0064]
仍然参考图4，可以理解，翼型件62可以结合到图3的风扇叶片44中。例如，图4将翼型件62描绘为包括风扇叶片44的空气动力学工作表面的部件。
[0065]
图4描绘了图3的风扇叶片44的示意性截面图，包括支撑装置84。如图所描绘的，支撑装置84至少部分地包绕在风扇叶片44内。例如，尽管没有描绘出，支撑装置84可以包括结合到风扇叶片44的另一部分的涂层或其他单独的层。无论如何，支撑装置84可以在风扇叶片44的制造或组装期间插入到风扇叶片44内，或者在风扇叶片44的形成期间嵌入风扇叶片44中。
[0066]
仍参考图4，翼型件62包括易碎部分86。易碎部分86被配置为选择性地断裂、分解或以其他方式失去质量。例如，风扇叶片44的易碎部分86可以被配置为在与风扇壳体40接触时优先断裂。以这种方式，可以避免或最小化风扇壳体40中的保护屏障或可磨损材料(例如凹槽填充物)的使用。凹槽支撑装置84的特定配置，单独或与易碎部分86组合，可以促进这种减轻重量的配置。
[0067]
易碎部分86沿径向方向r设置在根部部分的外侧。例如，在图4所示的示例性实施
例中，易碎部分86构成翼型件62的尖端66的至少一部分。在一个实施例中，尖端66的整个外表面由易碎部分86组成。易碎部分86可以大致围绕支撑装置84的至少一部分。在一个实施例中，易碎部分86被配置为响应于外部负载而永久变形。
[0068]
仍然参考图4，支撑装置84被配置为连接风扇叶片44的两个或更多个部件。例如，在所描绘的实施例中，支撑装置84延伸穿过根部部分并将根部部分连接到易碎部分86。翼型件62的根部部分可以配置为选择性地保持结构完整性。例如，易碎部分86可以不延伸到根部部分。支撑装置84可以永久地附接到主体部分88和易碎部分86。例如，支撑装置84可以嵌入主体部分和易碎部分86中。
[0069]
支撑装置84可以在基线位置和偏转位置之间移动。例如，包括支撑装置84的翼型件62可能受到干扰或冲击，使得支撑装置84偏转。以这种方式，支撑装置84可以利用其形状记忆合金结构的有利特性，如上所述。配置有支撑装置84的翼型件62的实施例可以在图3中示出。翼型件62的偏转可直接转化为支撑装置84偏转至其偏转位置。偏转区90可以限定在一个或多个部件中。该偏转区可以跨风扇叶片44的弦c限定。在一些实施例中，支撑装置84可以配置成控制偏转到一个或多个分级的偏转部分或折叠部分，将在以下参考图4-6中详细描述。
[0070]
支撑装置84可以设置在易碎部分86内。例如，支撑装置84可以完全包裹在易碎部分86中。支撑装置84也可以与易碎部分86成一体。例如，支撑装置84可以与易碎部分86共同模制。应当理解的是，支撑装置84和易碎部分86可以在相同的过程中或在不同的过程中制造。在一个实施例中，支撑装置84和易碎部分86中的一个或两个是增材制造的。
[0071]
仍参考图4-6，支撑装置84进一步包括至少一个折叠部分f1-f4，折叠部分f1-f4配置为沿轴向方向a变形。更具体地，折叠部分被配置为允许风扇叶片44沿径向方向r的外部部分相对于风扇叶片44沿径向方向r的内部部分在折叠部分处枢转或弯曲。例如，在异物吸入的情况下，支撑装置84可以随着风扇叶片44的翼型件62朝向涡轮机14偏转。在一个实施例中，变形是暂时的。例如，sma支撑装置84可以使得能够利用相变返回到未变形状态。
[0072]
支撑装置84可以配置有变形阈值。例如，支撑装置84可以被调整以在某些情况下抵抗折叠。在一个实施例中，支撑装置84被调整为在横风、轻微摩擦和/或小到中等的植绒鸟撞击期间保持在未变形状态。支撑装置84可以使用形状记忆合金进行调整，以在低于变形阈值的轻冲击事件期间具有相对小的偏转，并且在高于变形阈值的重冲击事件期间具有相对大的偏转。支撑装置84的偏转相对于冲击力可以是非线性的，例如在高于变形阈值下每单位力具有不成比例的更大偏转。以这种方式，支撑装置84可以在低于变形阈值的小范围距离内偏转，并且可以在高于变形阈值的大范围值内偏转。
[0073]
折叠部分f1-f4中的至少一个可以被配置为以各种方式引起偏转、变形和/或折叠。例如，折叠部分f1-f4中的至少一个可以被配置为支撑装置84中的结构薄弱点。在一个实施例中，一个或多个凹槽92沿支撑装置84的周长设置，以至少部分地形成折叠部分f1-f4中的至少一个。可选地或附加地，支撑装置84可以在折叠部分f1-f4中的至少一个处由更薄的材料形成和/或材料特性可以被配置用于相对于支撑装置84的相邻部分的局部结构弱点。
[0074]
折叠部分f1-f4中的至少一个可以是多个折叠部分。多个折叠部分f1-f4中的每一个可以沿翼型件62和/或风扇叶片44的翼展s间隔开。在一个实施例中，折叠部分f1-f4中的
每一个为相同配置。
[0075]
多个折叠部分f1-f4可包括第一折叠部分f1以及设置在翼型件62的根部部分64和第一折叠部分f1之间的第二折叠部分f2。第三折叠部分f3和第四折叠部分f4可以进一步被提供设置在根部部分64和第二折叠部分之间。随后的折叠部分f1-f4可以被形成为比在径向方向r上更向外设置的先前折叠部分f1更大程度地抵抗折叠。例如，第二折叠部分f2可以被配置为比第一折叠部分f1更大程度地抵抗折叠。在一个实施例中，支撑装置84逐渐变细，使得它在翼型件的弦c上随着其接近尖端而变薄。这样的配置可以自然地促进上述相对抗折叠性的差异。例如，第一折叠部分f1可以限定沿翼型件62的弦c的第一可折叠宽度w1，并且第二折叠部分f2可以限定沿弦c的第二可折叠宽度w2，第二可折叠宽度大于第一可折叠宽度。
[0076]
折叠部分f1-f4可以以各种方式配置以实现相对刚度。例如，如图4和5所示，折叠部分f1-f4中的至少一个可以配置有凹部92。在一个实施例中，折叠部分f1-f4中的至少一个配置为支撑装置84中的至少一个凹部92。在另一个实施例中，相对的凹部92对可以跨支撑装置的弦c设置。例如，多个折叠部分f1-f4中的每一个可包括支撑装置84中的一对凹部92。尽管凹部92被描绘为弯曲或圆角的凹部，但应当理解的是，可以采用其他配置的凹部。例如，一个或多个凹部92在配置上可以是有角的或多边形的。可选地或附加地，对于凹部92，可以采用其他特征来促进折叠。例如，可以使用局部减少厚度、穿孔或调整材料特性来促进折叠。
[0077]
支撑装置84可以被配置为响应于不利事件而经历相变。例如，支撑装置84可以响应于外部负载经历相变到马氏体相。支撑装置84还可以配置为响应于外部负载的释放而返回到奥氏体相。转变温度可以是与燃气涡轮发动机的温度条件相对应的可调特征。例如，在起飞和高功率事件期间，燃气涡轮发动机的部件将经历与巡航或低功率事件相比相对较高的温度。
[0078]
在各种实施例中，支撑装置84的转变温度可以针对预期用途进行调整或可调整。例如，转变温度可以被调整为落在支撑装置84在低功率事件和高功率事件中经历的温度范围之间。在一个实施例中，支撑装置84被配置用于具有至少一百摄氏度(100℃)的转变温度的风扇叶片44中。在另一个实施例中，支撑装置84被配置用于具有在二十和一百摄氏度(20-100℃)之间的转变温度的风扇叶片44中。在其他实施例中，转变温度可以高得多。例如，在支撑装置84被配置用于hp涡轮转子叶片31的实施例中，转变温度可以在五百和一千摄氏度(500-1000℃)之间或者可以大于一千摄氏度(1000℃)。
[0079]
支撑装置84可以被配置为在翼型件62的各种尺寸上延伸。例如，支撑装置84可以在翼型件62的翼展s的5％、10％、25％、50％或75％上延伸。如图4所示，支撑装置84可以限定有支撑装置长度d。支撑装置84也可以在翼型件62的弦的5％、10％、25％、50％或75％上延伸。同样如图4所示，支撑装置84可以限定有一个或多个支撑装置宽度c1、c2。为了确定相对宽度，可以将支撑装置宽度c1、c2与第一可折叠宽度w1和第二可折叠宽度w2进行比较。在一个实施例中，支撑装置84的一部分在翼展s的至少百分之五十(50％)上延伸。在一个实施例中，支撑装置84的一部分在弦的至少百分之五十(50％)上延伸。
[0080]
形状记忆合金部件可以被配置为变形以减小翼型件的翼展s。例如，由sma形成的支撑装置84可用于通过如上所述朝向涡轮机14的变形来减小翼展s。支撑装置84可以完全
由sma形成或者可以部分地由sma形成。
[0081]
支撑装置84可以附加地或可选地配置成调节易碎部分86的质量释放事件。在一个实施例中，支撑装置84至少部分地配置成在易碎部分86失去质量的同时保持完整性。可选地或与该实施例结合，支撑装置84可以配置成与易碎部分86一起断裂。例如，支撑装置84可以包括一个或多个易碎部分，其配置成选择性地随一定量的易碎部分86断裂。
[0082]
如图描绘的，易碎尖端部分86可设置在风扇叶片44的根部64和尖端66之间。在这种布置中，如图4和图5的实施例所示，尖端66被限定为易碎尖端部分的径向最外点。如图所示，支撑装置84连接根部64和易碎部分86。
[0083]
应当理解的是，在其他实施例中，风扇叶片44可以以任何其他合适的方式配置。例如，现在参考图5，提供了根据本公开的另一个实施例的横截面示意图。如图所示，中间部分94设置在风扇叶片44中。在所示实施例中，中间部分94设置在根部部分和易碎尖端部分之间。中间部分94可以包括各种材料。例如，中间部分94可以由形状记忆合金形成。中间部分94可以被配置为促进局部变形或弹性，例如允许局部弯曲、压缩和/或膨胀。
[0084]
参考图6，翼片62还可以被配置有轴向弹簧97。如图6所示，轴向弹簧97在径向方向r上被提供在支撑装置84的内侧。在一个实施例中，轴向弹簧97为可压缩的以促进支撑装置84的移动并因此减小翼型件92的翼展s。轴向弹簧97可以参照支撑装置84以上述各种方式由sma形成。采用轴向弹簧97的配置还可以包括如上所述的易碎部分86。轴向弹簧97可配置成促进翼型件62的至少一部分朝向轴向中心线12径向向内的移动。例如，轴向弹簧97可变形以促进支撑装置84径向向内移动。
[0085]
图7描绘了部分拆卸的翼型件62的示意图。如图所示，翼型件62可以设置有将支撑装置84的至少一部分分开的部件。例如，中间部件96被示为设置在支撑装置84的多个层之间。例如，支撑装置84可以包括第一支撑装置层84a和第二支撑装置层84b。中间部件96可以设置在第一支撑装置层84a和第二支撑装置层84b之间。中间部件96可以包括各种材料。例如，中间部件96可以由环氧树脂或诸如聚氨酯填充材料的聚合物材料形成。
[0086]
支撑装置层84a、84b可以以如上参考支撑装置84所描述的各种方式来配置。在一个实施例中，支撑装置层84a、84b形成sma矩阵。例如，参考图8，矩阵布置的示意图描绘了第一支撑装置层84a可以包括与翼型件62的翼展s对齐的矩阵部件，并且第二支撑装置层84b可以包括与翼型件62的弦c对齐的矩阵部件。在一个实施例中，第一和第二支撑装置层84a、84b中的每一个都包括第一矩阵部件98和与第一矩阵部件交叉的第二矩阵部件99的矩阵。第一和第二矩阵部件可以正交排列。
[0087]
图9描绘了处于组装配置的图7的翼型件62的部件的示意性截面图。图9中所示的支撑装置84可以包括嵌入基质复合材料中的sma纤维。当诸如中间部件96或第一支撑装置层84a和第二支撑装置层84b之类的部件为单独的层时，它可以通过诸如焊接或铜焊的合适工艺结合到风扇叶片44的另一部分上。中间部件96可插入风扇叶片44内或使用增材制造制造。应当理解的是，第一支撑装置层84a和第二支撑装置层84b可以嵌入到任何合适的基质复合材料中，诸如金属基质或陶瓷基质。
[0088]
图10描绘了如图3所示的风扇叶片44的偏转位置。由于偏转，与图3所示的风扇叶片相比，图10的翼展s减小了。当设置有如本文所述的支撑装置84时，翼展s的减小可局限于翼型件62的径向外部部分或尖端部分。
[0089]
燃气涡轮发动机10可设置有所示和所述的任何特征和元件。本文描述的实施例的说明旨在提供对各种实施例的结构的一般理解。图示并不旨在用作对利用本文所述结构或方法的设备和系统的所有元件和特征的完整描述。许多其他实施例对于本领域技术人员在阅读本公开时可能是显而易见的。其他实施例可以被利用并且从本公开得到，使得可以在不脱离本公开的范围的情况下进行结构和逻辑替换和改变。此外，图示仅是代表性的，可能未按比例绘制。图示中的某些比例可能会被夸大，而其他比例可能会被最小化。因此，本公开和附图应被视为说明性而非限制性的。
[0090]
虽然本说明书包含许多细节，但这些不应被解释为对本发明的范围或可要求保护的内容的限制，而是对本发明的特定实施例特有的特征的描述。在本说明书中在单独实施例的上下文中描述的某些特征也可以在单个实施例中组合实施。相反，在单个实施例的上下文中描述的各种特征也可以在多个实施例中单独或以任何合适的子组合来实施。此外，尽管特征可以在上面描述为在某些组合中起作用并且甚至最初如此要求保护，但是在某些情况下可以从要求保护的组合中去除一个或多个特征，并且要求保护的组合可以针对子组合或子组合的变体。
[0091]
本公开的一个或多个实施例可以在本文中单独和/或共同地通过术语“发明”来指代，这仅仅是为了方便并且无意将本技术的范围自愿限制到任何特定的发明或发明概念。此外，虽然这里已经说明和描述了具体实施例，但是应当理解，任何为实现相同或相似目的而设计的后续布置可以代替所示的具体实施例。本公开旨在涵盖各种实施例的任何和所有后续修改或变化。上述实施例的组合，以及本文未具体描述的其他实施例，对于本领域技术人员在阅读说明书时是显而易见的。
[0092]
旨在将前述详细描述视为说明性而非限制性的，并且应理解，包括所有等同物的以下权利要求旨在限定本发明的范围。权利要求不应被理解为仅限于所描述的顺序或要素，除非有此说明。因此，落入所附权利要求及其等同物的范围和精神内的所有实施例均被要求作为本发明。
[0093]
以下条项的主题提供了进一步的方面：
[0094]
一方面提供了一种能够围绕轴线旋转以在轴向方向上移动空气的翼型件，所述翼型件包括：根部部分，所述根部部分具有根部；尖端部分，所述尖端部分具有尖端，所述尖端沿径向方向与所述根部相对；易碎部分，所述易碎部分沿所述径向方向设置在所述根部部分的外侧；以及支撑装置，所述支撑装置包括形状记忆合金，其中所述支撑装置将所述根部部分连接到所述易碎部分并且能够在基线位置和偏转位置之间移动。
[0095]
另一方面提供了一种翼型件，翼型件具有第一外表面；第二外表面，所述第二外表面与所述第一外表面相对；支撑装置，支撑装置由形状记忆合金形成并且设置在所述第一外表面和第二外表面之间，其中所述支撑装置能够在基线位置和偏转位置之间移动。
[0096]
一方面提供了一种翼型件，其中支撑装置完全由形状记忆合金形成。
[0097]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置设置在所述易碎部分内。
[0098]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置与所述易碎部分成一体。
[0099]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置包括至少一个折叠部分，所述至少一个折叠部分被配置为在所述轴向方向上变形。
[0100]
另一方面提供了翼型件，其中所述翼型件在所述根部和所述尖端之间限定翼展，
并且其中所述至少一个折叠部分包括沿所述翼展间隔开的多个折叠部分。
[0101]
另一方面提供了翼型件，其中所述多个折叠部分包括第一折叠部分和第二折叠部分，所述第一折叠部分限定第一刚度，所述第二折叠部分限定第二刚度并且所述第二折叠部分设置在所述根部和所述第一折叠部分之间，其中所述第二刚度大于第一刚度。
[0102]
另一方面提供了翼型件，其中所述翼型件限定前缘、后缘以及在所述前缘和后缘之间的弦，其中所述第一折叠部分沿所述弦限定第一可折叠宽度，其中所述第二折叠部分沿所述弦限定第二可折叠宽度，并且其中所述第二可折叠宽度大于所述第一可折叠宽度。
[0103]
另一方面提供了翼型件，其中所述至少一个折叠部分被配置为所述支撑装置中的至少一个凹部。
[0104]
另一方面提供了翼型件，其中所述至少一折叠部分个包括多个可折叠部分，并且其中所述多个可折叠部分中的每一个包括所述支撑装置中的一对相对的凹部。
[0105]
另一方面提供了一种翼型件，其中所述支撑装置被包绕在外壳中，所述外壳至少部分地由所述第一外表面、所述第二外表面、连接所述第一外表面和所述第二外表面的前缘表面以及与前缘表面间隔开并且连接所述第一外表面和所述第二外表面的后缘表面形成。
[0106]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置被配置为：响应于外部负载而经历相变到马氏体相；和响应于所述外部负载的释放而返回到奥氏体相。
[0107]
另一方面提供了翼型件，进一步包括基本上围绕所述支撑装置的至少一部分的易碎部分，所述易碎部分被配置为响应于所述外部负载而永久变形。
[0108]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置进一步被配置为具有至少一百摄氏度(100℃)的转变温度。
[0109]
另一方面提供了翼型件，进一步包括：尖端；根部部分；和易碎尖端部分，所述易碎尖端部分设置在所述根部部分和所述尖端之间，其中所述支撑装置连接所述根部部分和所述易碎尖端部分。
[0110]
另一方面提供了翼型件，进一步包括设置在所述根部部分和所述易碎尖端部分之间的中间部分，所述中间部分由所述形状记忆合金形成。
[0111]
另一方面提供了翼型件，其中所述翼型件限定翼展，并且其中，所述支撑装置的一部分在所述翼展的至少百分之五十(50％)上延伸。
[0112]
另一方面提供了翼型件，其中所述翼型件限定弦，并且其中，所述支撑装置的一部分在所述弦的至少百分之五十(50％)上延伸。
[0113]
另一方面提供了翼型件，其中所述支撑装置被配置为调节所述易碎尖端部分的质量释放事件。