CN118532232A - 具有编织芯和编织层的涡轮发动机翼型件 - Google Patents
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Abstract
一种燃气涡轮发动机，包括处于串行流动布置并限定发动机纵向轴线的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。多组叶片可以在压缩机区段和涡轮区段中绕纵向轴线被可旋转地驱动，其中相邻的轮叶设置在多组叶片之间。限定叶片或轮叶中的一个或多个的翼型件结构可以包括芯结构，该芯结构包括具有外部编织层的编织或泡沫芯。
Description
技术领域
本公开大体涉及燃气涡轮的部件的芯，并且更具体地，涉及具有编织芯几何形状的翼型件。
背景技术
涡轮发动机通常包括发动机核心，发动机核心具有处于串行流动布置的压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。风扇区段可以设置在压缩机区段的上游。压缩机区段压缩被引导到燃烧器区段的空气，在燃烧器区段中空气与燃料混合，然后在燃烧器区段中混合物被点燃以生成热燃烧气体。燃烧气体被引导到涡轮区段，涡轮区段从燃烧气体中提取能量，用于为压缩机区段提供动力，以及用于产生有用功以推动飞行中的飞行器或为负载(诸如发电机)提供动力。
成型发动机部件通常通过铸造实现。铸造是用于形成燃气涡轮航空发动机的各种部件的常见制造技术。铸造部件涉及具有期望部件形状的负极形式的空隙的模具，用可流动材料填充空隙，使材料硬化，并移除模具。
复合材料通常包括纤维增强基质，并表现出高强度重量比。由于高强度重量比和采用相对复杂形状的可成型性，复合材料被用于各种应用，诸如涡轮发动机或飞行器。例如，复合材料可以安装在机身和/或机翼、方向舵、歧管、翼型件、或飞行器或涡轮发动机的其他部件上，或限定其一部分。极端负载或突然的力可以施加到飞行器或涡轮发动机的复合部件。例如，在涡轮发动机摄取各种材料期间，一个或多个翼型件可能发生极端负载。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是根据本公开的示例性实施例的涡轮发动机的示意横截面视图。
图2是根据本公开的示例性实施例的适合在图1的涡轮发动机内使用的复合翼型件组件和盘组件的示意立体图。
图3是根据本公开的示例性实施例的沿着图2的线III-III截取的示意横截面视图，示出了复合翼型件组件的内部，包括编织芯和外编排物(over braid)。
图4是根据本公开的示例性实施例的适合在图1的涡轮发动机内使用的替代翼型件的示意横截面视图，该替代翼型件包括编排(braided)编织芯和编排编织芯上的编织层。
图5是根据本公开的示例性实施例的示意横截面视图，示出了适合在图1的涡轮发动机内使用的复合翼型件组件的替代示例性内部，包括编织芯和编织外层。
图6是根据本公开的示例性实施例的示意横截面视图，示出了适合在图1的涡轮发动机内使用的复合翼型件组件的另一示例性替代内部，包括泡沫芯，其中编织层位于泡沫芯上。
具体实施方式
本文公开的方面涉及用于发动机部件(诸如翼型件)的制造芯。芯包括编织芯，并且可以包括形成发动机部件的附加编织层。编织芯用于创建涡轮发动机的发动机部件。例如，这样的发动机部件可以是翼型件。然而，应当理解，在非限制性示例中，本公开适用于涡轮发动机的其他发动机部件，诸如燃烧器衬套或盘。此外，虽然根据用于制造翼型件的芯进行了描述，但是应当理解，本公开适用于任何其他合适的环境。
现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本公开的相似或类似部分。
本文使用词语“示例性”来表示“用作示例、实例或说明”。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好于其他实施方式。此外，除非另有明确说明，否则本文描述的所有实施例都应视为示例性的。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
如本文所用，术语“上游”是指与流体流动方向相反的方向，而术语“下游”是指与流体流动方向相同的方向。术语“前”或“前方”表示在某物的前面，“后”或“后方”表示在某物的后面。例如，当用于流体流动时，前/前方可表示上游，后/后方可表示下游。
术语“流体”可以是气体或液体，或多相。
此外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指远离共同中心的方向。例如，在涡轮发动机的整体上下文中，径向是指沿在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的射线的方向。
如本文中可能使用的所有方向引用(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、横向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、前向、后向等)仅用于标识目的，以帮助读者理解本公开，并且不产生限制，特别是关于本文描述的公开的方面的位置、方位或使用的限制。连接引用(例如，附接、联接、连接和接合)将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间结构元件以及元件之间的相对移动，除非另有指示。因此，连接引用不一定意味着这两个元件直接连接并且相对于彼此固定。示例性附图仅用于例释的目的，并且在所附附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对大小可以变化。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用。此外，如本文所用，术语“组”或一“组”元件可以是任何数量的元件，包括仅一个。
如本文所用，术语“刚度”可以用于限定结构抵抗响应于力的变形的程度。刚度可以被限定为在力的作用下所述力与物体的位移之比。刚度可以包括抵抗响应于从各个方向施加的力的变形，从而在非限制性示例中，刚度可以表示轴向刚度、拉伸刚度、压缩刚度、扭转刚度或剪切刚度。
如本文所用，术语“弹性”可以用于限定拉伸或压缩下的弹性模量，可以涉及特定材料或由这种材料制成的结构(诸如本文所述的发动机部件)的弹性。弹性可以表示相对于局部应变或其成比例变形的每单位面积的应力。
如本文所用，术语“复合(composite)”表示具有两种或更多种材料的部件。复合可以是至少两种或更多种金属、非金属的组合，或金属和非金属元素或材料的组合。复合材料的示例可以是但不限于聚合物基质复合材料(PMC)、陶瓷基质复合材料(CMC)、金属基质复合材料(MMC)、碳纤维、聚合树脂、热塑性树脂、双马来酰亚胺(BMI)材料、聚酰亚胺材料、环氧树脂、玻璃纤维和硅基质材料。
如本文所用，“复合”部件是指包括任何合适的复合材料的结构或部件。复合部件(例如复合翼型件)可以包括若干层或若干铺层复合材料。层或铺层的刚度、材料和尺寸可以不同，以实现具有预定重量、大小、刚度和强度的期望复合部件或部件的复合部分。
一层或多层粘合剂可用于形成或联接复合部件。粘合剂可包括树脂和酚醛树脂，其中粘合剂可能需要在升高的温度下固化或其他硬化技术。
如本文所用，PMC是指一类材料。作为示例，PMC材料部分地由预浸料限定，预浸料是预浸渍有聚合物基质材料(例如热塑性树脂)的增强材料。用于生产热塑性预浸料的处理的非限制性示例包括：热熔预浸法，其中纤维增强材料被拉过树脂的熔浴；以及粉末预浸法，其中树脂沉积到纤维增强材料上，作为非限制性示例，静电地沉积到纤维增强材料上，然后粘附到纤维，作为非限制性示例，在烘箱中或在加热辊的帮助下粘附到纤维。预浸料可以是单向带或编织织物的形式，然后将它们堆叠在彼此之上以形成零件期望的堆叠铺层数。
多层预浸料被堆叠至复合部件的适当厚度和取向，然后树脂被固化和凝固以提供纤维增强复合零件。用于PMC基质材料的树脂通常可分类为热固性树脂或热塑性树脂。热塑性树脂通常被归类为在加热时可以反复软化和流动并且在充分冷却时可以由于物理变化而不是化学变化而硬化的聚合物。热塑性树脂的著名示例类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮和聚碳酸酯树脂。已经设想用于航空航天应用的高性能热塑性树脂的具体示例包括聚醚醚酮(PEEK)、聚醚酮酮(PEKK)、聚醚酰亚胺(PEI)、聚芳醚酮(PAEK)和聚苯硫醚(PPS)。相反，一旦完全固化成坚硬的刚性固体，热固性树脂在加热时不会经历明显的软化，而是在充分加热时热分解。热固性树脂的著名示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)和聚酰亚胺树脂。
代替使用预浸料，在另一个非限制性示例中，通过使用热塑性聚合物，可以利用编织织物。编织织物可包括但不限于与热塑性聚合物纤维或长丝编织在一起的干碳纤维。非预浸料编排架构可以以类似的方式制作。通过这种方法，可以通过规定已编织或编排在一起的热塑性纤维和增强纤维的相对浓度来定制零件的纤维体积。此外，可以将不同类型的增强纤维以不同的浓度编排或编织在一起，以定制零件的特性。例如，玻璃纤维、碳纤维和热塑性纤维都可以以不同的浓度编织在一起，以定制零件的特性。碳纤维提供了系统的强度，可以并入玻璃纤维以增强冲击特性，这是位于发动机入口附近的零件的设计特征，并且热塑性纤维为增强纤维提供结合。
在又一非限制性示例中，树脂传递模塑(RTM)可用于形成复合部件的至少一部分。通常，RTM包括将干纤维或基质材料应用于模具或腔。干纤维或基质材料可以包括预浸料、编排材料、编织材料或其任何组合。
可以将树脂泵入或以其他方式提供给模具或腔，以浸渍干纤维或基质材料。浸渍的纤维或基质材料与树脂的组合然后固化并从模具中去除。当从模具中去除时，复合部件可能需要后固化处理。
可以设想，RTM可以是真空辅助处理。也就是说，在加热或固化之前，可以去除腔或模具中的空气并用树脂代替。可以进一步设想，干纤维或基质材料的放置可以是手动的或自动的。
干纤维或基质材料可以被成型，以成形复合部件或引导树脂。可选地，在加热或固化之前，也可以包括或添加不同于干纤维或基质材料的材料的附加层或增强层。
如本文所用，CMC是指在陶瓷基质中具有增强纤维的一类材料。通常，增强纤维为陶瓷基质提供结构完整性。增强纤维的一些示例可以包括但不限于非氧化物硅基材料(例如，碳化硅、氮化硅或其混合物)、非氧化物碳基材料(例如，碳)、氧化物陶瓷(例如，碳氧化硅、氮氧化硅、氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐(诸如莫来石)，或其混合物)，或其混合物。
陶瓷基质材料的一些示例可以包括但不限于非氧化物硅基材料(例如，碳化硅、氮化硅或其混合物)、氧化物陶瓷(例如，碳氧化硅、氮氧化硅、氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐或其混合物)，或其混合物。可选地，陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y的氧化物及其组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)也可以包括在陶瓷基质内。
通常，特定的CMC可以称为它们的纤维类型/基质类型的组合。例如，C/SiC为碳纤维增强碳化硅，SiC/SiC为碳化硅纤维增强碳化硅，SiC/SiN为碳化硅纤维增强氮化硅，SiC/SiC-SiN为碳化硅纤维-增强碳化硅/氮化硅基质混合物等。在其他示例中，CMC可以由包含基于氧化物的材料(诸如氧化铝(Al2O3)、二氧化硅(SiO2)、铝硅酸盐及其混合物)的基质和增强纤维组成。铝硅酸盐可以包括结晶材料(例如莫来石(3Al2O3·2SiO2))，以及玻璃状铝硅酸盐。
在某些非限制性示例中，增强纤维可以在包含在陶瓷基质中之前被捆扎和/或涂覆。例如，纤维束可以形成为增强带，例如单向增强带。可以将多个带叠放在一起以形成预制件部件。可以在形成预制件之前或在形成预制件之后用浆料组合物浸渍纤维束。预制件然后可以进行热处理和随后的化学处理，以得到由具有期望化学成分的CMC材料形成的部件。例如，预制件可以经历固化或烧尽以在预制件中产生高焦炭残留物，并且随后用硅进行熔体渗透，或经历固化或热解以在预制件中产生碳化硅基质，并且随后用碳化硅进行化学气相渗透。可以采取附加步骤来提高预制件的致密化，在化学气相渗透之前或之后，通过用液体树脂或聚合物注入预制件，然后进行热处理步骤以用碳化硅填充空隙。如本文所用的CMC材料可以使用任何已知或以后开发的方法(包括但不限于熔体渗透、化学气相渗透、聚合物浸渍热解(PIP)或其任何组合)形成。
此类材料连同某些整体陶瓷(即，没有增强材料的陶瓷材料)特别适用于更高温度应用。此外，这些陶瓷材料与超级合金相比重量轻，但仍能为由其制成的部件提供强度和耐用性。因此，目前正在考虑将此类材料用于燃气涡轮发动机的更高温度区段中使用的许多燃气涡轮部件(诸如翼型件(例如，涡轮和轮叶)、燃烧器、护罩等部件)，它们将受益于这些材料可以提供的更轻重量和更高温度能力。
本文使用的术语“金属”表示包括金属(例如但不限于钛、铁、铝、不锈钢和镍合金)的材料。金属材料或合金可以是至少两种或更多种元素或材料(其中至少一种是金属)的组合。
发明人的实践以上述方式(即，设计用于制造部件(诸如翼型件)的芯；设计翼型件以在芯和外部表皮之间具有改进的刚度过渡，降低重量；识别部件是否按设计制造并满足部件目标；以及当发动机部件不满足部件目标时在迭代过程中用新的几何特性修改发动机部件)进行。在若干不同类型的部件(诸如图1中所示的那些)的设计期间重复该过程。
图1是用于飞行器的涡轮发动机10的示意横截面图。涡轮发动机10具有从前部14延伸到后部16的大致纵向延伸的轴线或发动机中心线12。涡轮发动机10以下游串行流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕发动机中心线12径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成涡轮发动机10的发动机核心44，其生成燃烧气体。发动机核心44被核心壳体46围绕，核心壳体46可以与风扇壳体40联接。
绕涡轮发动机10的发动机中心线12同轴设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。在较大直径的环形HP线轴48内绕涡轮发动机10的发动机中心线12同轴设置的LP轴或线轴50将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48、50可绕发动机中心线12旋转并且联接到多个可旋转元件，这些可旋转元件可以共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60、62旋转，以压缩或加压穿过该级的流体流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以设置成环，并且可以相对于发动机中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60、62定位在旋转压缩机叶片56、58的上游并邻近其。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数量仅被选择用于说明的目的，并且其他数量也是可能的。
用于压缩机的一级的压缩机叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，盘61安装到HP和LP线轴48、50中的对应一个。用于压缩机的一级的静态压缩机轮叶60、62可以以周向布置安装到核心壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，其中一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以设置成环，并且可以相对于发动机中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转涡轮叶片68、70的上游并邻近其。值得注意的是，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数量仅被选择用于说明的目的，其他数量也是可能的。
用于涡轮的一级的涡轮叶片68、70可以安装到盘71，盘71安装到HP和LP线轴48、50中的对应一个。用于压缩机的一级的静态涡轮轮叶72、74可以以周向布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，涡轮发动机10的静止部分(例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60、62、72、74)也单独或统称为定子63。因此，定子63可以指遍及涡轮发动机10的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，LP压缩机24然后将加压气流76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压空气。来自HP压缩机26的加压气流76与燃烧器30中的燃料混合并点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外功来驱动LP压缩机24，并且排气最终经由排气区段38从涡轮发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以旋转风扇20和LP压缩机24。
加压气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著增加到高于引气温度。引气77可以用于降低燃烧器30下游的核心部件的温度。
剩余部分的气流78绕过LP压缩机24和发动机核心44，并通过风扇排气侧84处的静止轮叶排离开涡轮发动机10，并且更具体地，通过风扇排气侧84处的出口导向轮叶组件80(包括多个翼型件导向轮叶82)离开涡轮发动机10。更具体地，邻近风扇区段18使用周向的一排径向延伸的翼型件导向轮叶82，以对气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机核心44，并用于冷却涡轮发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。其他冷却流体源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
图2是适合在图1的涡轮发动机10内使用的复合翼型件组件100和盘组件102的示意立体图。盘组件102适合用作盘61、71(图1)或任何其它盘，例如但不限于涡轮发动机10的风扇区段18、压缩机区段22或涡轮区段32内的盘。复合翼型件组件100可以是旋转的或不旋转的，使得复合翼型件组件100可以包括静态压缩机轮叶60、62(图1)，该组压缩机叶片56、58(图1)，静态涡轮轮叶72、74(图1)、该组涡轮叶片68、70(图1)或多个风扇叶片42(图1)中的至少一个。作为非限制性示例，复合翼型件组件100可以是复合风扇叶片组件。在一个示例中，复合翼型件组件100可以包括如本领域普通技术人员所知的附加元件(诸如金属结合部分或尖端帽)，尽管这里没有描述这样的附加元件。
盘组件102可以绕旋转轴线106旋转或静止。旋转轴线106可以与发动机中心线(例如，图1的发动机中心线12)重合或偏离发动机中心线。盘组件102包括多个槽108，槽108轴向延伸通过盘组件102的径向外部分，并且相对于旋转轴线106绕盘组件102周向间隔开。
复合翼型件组件100在前缘114和后缘116之间延伸以限定弦向方向，并且在根部118和尖端120之间延伸以限定翼展方向。复合翼型件组件100包括压力侧122和吸力侧124。
通过将复合翼型件组件100的至少一部分插入多个槽108中的相应槽来将复合翼型件组件100联接到盘组件102。复合翼型件组件104通过与槽108的摩擦接触来保持在适当位置，或者可以经由任何合适的联接方法(例如但不限于焊接、粘合、紧固等)联接到槽108。虽然仅示出单个复合翼型件组件104，但是应当理解，可以有任何数量的一个或多个复合翼型件组件104联接到盘组件102。作为非限制性示例，可以存在与多个槽108中的槽的总数相对应的多个复合翼型件组件104。
为了便于参考，可以将一组相对参考方向以及坐标系应用于复合翼型件组件100。轴向方向(Ad)可以从前向后延伸，并且示出为至少部分地延伸到页面中。轴向方向(Ad)并且可以被布置为平行于旋转轴线106。径向方向(Rd)垂直于轴向方向(Ad)延伸，并且可以垂直于发动机中心线12延伸。周向方向(Cd)可以被限定为垂直于径向方向(Rd)，并且可以被限定为相对于发动机中心线12或旋转轴线106沿着涡轮发动机10的圆周。
图3示出了沿着截面III-III截取的图2的复合翼型件组件100的横截面视图，示出了复合翼型件组件100的内部110。设想在非限制性示例中，复合翼型件组件100可以是风扇叶片、旋转叶片或静止轮叶。芯结构130设置在内部110中，并且包括编织芯132、外编排物134和层压表皮136。
编织芯132可以由编织结构制成。这种编织结构可以是限定第一三维编织图案的三维编织结构。更具体地，编织结构可以在轴向方向Ad、径向方向Rd和周向方向Cd(图2)的组合上编织，同时应当理解，编织图案可以与涡轮发动机10分离地形成和限定，使得编织图案在任意三个相互正交的平面中编织，以便限定相对于所述平面的三维物体。在一个非限制性示例中，编织结构可以包括三维编织，该三维编织包括布置为可以在三个方向上交织或编织以形成编织芯132的三维结构的一组经向纤维126和一组纬向纤维128的第一组纤维148。该组经向纤维126和该组纬向纤维128的三个方向可以沿着轴向方向Ad、径向方向Rd和周向方向Cd限定，或相对于轴向方向Ad、径向方向Rd和周向Cd成角度。在一个非限制性示例中，提花织机或3D织机可以用于创建复杂的三维编织结构，其可以包括交织一种或多种复合材料以形成编织芯132。编织芯132可以由复合材料(诸如碳或碳纤维、玻璃或玻璃纤维、尼龙、人造丝或其他芳族聚酰胺纤维，而在非限制性示例中可以设想其他材料，诸如镍、钛或陶瓷复合材料)组成。
编织芯132，或编织芯132和一个或多个外部层(诸如外编排物134或其他编织层)，它们可以共同限定芯预制件。层压表皮308可以作为多个层压铺层施加在芯预制件上。
外编排物134可以形成为三维编织结构，具有第二三维编织图案，并且包括具有第二组经向纤维138和第二组纬向纤维140的第二组纤维142。第二组经向纤维140和第二组纬向纤维140可以具有编排或编结的几何形状或图案。例如，编排或编结的几何形状或图案可以包括编织图案，该编织图案包括以重复图案编织的三个或更多个交织的纤维、丝束、纱线或股线。在另一个非限制性示例中，编排的几何形状可以包括其中第二组纤维142顺序地彼此叠置以限定编排的几何形状。编排的几何形状或图案可以包括厚度144。由单独的纤维制成的丝束或纱线可以由1000-24000根纤维制成，从而厚度144可以是单个丝束或纱线的厚度的至少三倍。在一个非限制性示例中，设想厚度144沿着编织芯132变化。编排的几何形状或图案可以针对整个外编排物134重复，或者仅针对其一部分重复，其中一个或多个附加的编排几何形状限定外编排物134。这种附加的编排几何形状可以是类似的，其中一种几何形状的第二组纤维142的布置对于另一种几何形状是相同的，但是取向是不同的，或者其中第二组纤维142的布置是不同的，并且取向可以是类似的或不类似的。外编排物134可以通过提花织机或3D织机用复合材料形成，该复合材料可以与编织芯132的材料类似或不同。在非限制性示例中，外编排物134可以由复合材料(诸如碳或碳纤维、玻璃或玻璃纤维、尼龙、人造丝或其他芳族聚酰胺纤维，而在非限制性示例中可以设想其他材料，诸如镍、钛或陶瓷复合材料)组成。外编排物134的编排几何形状限定与编织芯132的编织几何形状不同的编织几何形状，尽管两者都是编织的。在非限制性示例中，这种差异可以包括材料、排列、布置或彼此偏移的差异。设想外编排物134可以完全覆盖或包围编织芯132，而替代的非限制性示例可以包括部分覆盖物，或者完全或部分覆盖编织芯132的多个离散的外编排物部分。
层压表皮136可以形成为位于外编排物134上、周围或附近的一组层压层。层压表皮136可以形成外部壁146，同时设想在层压表皮136上设置一个或多个附加的外部层，诸如抗氧化或抗腐蚀的层。例如，这种外部层可以是编织层(未示出)，其可以包括不同于第一和第二三维编织图案的第三三维编织图案。例如，见图5。
在制造期间，可以形成编织芯132，从而限定特定的编织结构。特定的编织结构可以被指定为具有预定几何形状，或者可以在编织结构的制造之后被切割或以其他方式确定尺寸和形状，诸如通过将编织芯132切割或研磨成期望形状。外编排物134可以直接施加到编织芯132上，或者替代地，设想在它们之间设置中间层。例如，这样的中间层可以是将外编排物134固定到编织芯132上的粘合剂层。编织芯132和外编排物134的编织结构提供了与一个或多个非编织层之间的粘合相对的更好粘合。
层压表皮136可以施加在外编排物134上。层压表皮136的尺寸和形状可以被设定为形成外部翼型件形状，并且至少部分地限定外壁146，而附加特征可以进一步限定外壁146的最终形状。在一个非限制性示例中，进一步设想外编排物134和层压表皮136之间的中间层(未示出)，诸如粘合剂层。与到非编排表面的粘合相比，外编排物134的结构可以增加层压表皮136的粘合。外部屏障涂层可以设置在层压表皮136的外部，诸如防止由于物体冲击而引起的侵蚀的屏障涂层、疏水或疏冰涂层、或抗紫外线涂层。可以根据需要在层压表皮136上设置附加的修饰层或材料，诸如抗氧化或抗腐蚀的涂层或油漆。
芯结构130的架构限定几何形状，该几何形状更好地匹配编织芯132、外编排物134和层压表皮136之间的刚度过渡。更具体地，编织芯132可以包括由形成编织芯132的编织图案的架构和几何形状限定的第一刚度。类似地，外编排物134可以包括第二刚度，并且层压表皮136可以包括第三刚度。第二刚度在编织芯132和层压表皮136之间或作为编织芯132和层压表皮136之间的中间刚度操作，从而在编织芯132和层压表皮136之间提供更平滑的刚度过渡。更具体地，刚度可以在至少一个方向上被限定，并因此被测量。因此，当在共同方向上测量时，第二刚度可以在第一刚度和第三刚度之间。方向的非限制性示例可以包括翼展方向、弦向方向、轴向方向、径向方向、周向方向或其任何组合。编织芯132和层压表皮136的刚度的大变化可能导致部件退化。提供具有中间刚度的中间编织结构通过在编织芯刚度和层压表皮刚度之间过渡来减少、降低或以其他方式改善所述退化。
此外，在注入内部树脂或其他材料之前，外编排物134或其他编织层可以有助于促进干预制件的处理，否则将需要小心处理，从而降低形成过程的成本和复杂性。
图4示出了具有与图3的芯结构类似的芯结构152的替代复合翼型件组件150，芯结构152包括编排编织芯154，从而芯结构152包括编排图案。编织层156被定位在编排编织芯154上，包括编排或非编排编织图案。在编织层156包括编排图案的情况下，设想编织层156的编排图案或编织图案不同于编排编织芯154的编排图案或编织图案。在编排编织芯154和编织层156之间的编排图案相同的示例中，设想编排编织芯156和编织层154之间的几何形状或取向可以不同，使得两者之间的编排图案未对准或偏移。然后可以在编织层156上设置层压表皮158。
使用编排编织芯154可以更好地匹配编织层156的刚度。类似地，编织层156可以更好地匹配层压表皮158的刚度，从而提高复合翼型件组件150的整体结构耐久性。
图5示出了具有内部202的复合翼型件组件200的示意横截面视图，内部202包括编织芯204、外编排物206、层压表皮208和编织外层210。在一个非限制性示例中，编织芯204、外编排物206和层压表皮208可以与图3的编织芯132、外编排物134和层压表皮136相同或类似。编织外层210可以是类似于编织芯204的编织层的编织层，包括第一三维编织或编排几何形状或图案。例如，编织芯204可以通过提花织机或三维织机形成。外编排物206可以包括第二三维编织图案，其可以不同于第一三维编织图案。
与没有外编织外层210的系统相比，编织外层210可以用于在层压表皮208的外部提供更好的刚度过渡。编织外层201可以包括第三三维编织图案，第三三维编织图案可以不同于第一和第二三维编织图案，或者可以与第二三维编织图案类似或相同。在一个非限制性示例中，第三三维编织图案可以是编排编织图案。附加外层可以设置在编织外层210上，并且编织外层210可以在层压表皮208的刚度和外编织外层210外部的任何附加外层之间过渡。另外，在层压表皮208上使用编织外层210有助于处理和制造，因为在树脂注入之前处理编织外层210比处理层压表皮208更容易。另外，设想可以在编织外层210上设置附加外部层，诸如由抗腐蚀或抗氧化的材料制成的外层。
图6示出了包括内部302的复合翼型件组件300的示意横截面视图，内部302包括泡沫芯304、编织层306、层压表皮308和编织外层310。泡沫芯304可以是限定包括多个孔314的多孔泡沫图案的固体泡沫结构。例如，在非限制性实施例中可以设想多孔金属材料(诸如闭孔泡沫或开孔泡沫)，或者在附加非限制性示例中，多孔金属材料可以包括粉末形成的泡沫、气体注入泡沫、混合发泡剂或沉淀气体泡沫、以及复合金属泡沫。
例如，编织层306可以是预制件，该预制件可以是尺寸被设定为围绕泡沫芯304或定位在泡沫芯304周围的预制件。在另一示例中，编织层306可以是外编排物，类似于图3和图4的外编排物134、206。编织层306和泡沫芯304可以共同限定预制件。层压表皮308可以作为多个层压铺层施加在预制件上。进一步设想提供一个或多个中间粘合剂层以增加层之间的粘合。
编织外层310可以与图4的编织外层210相同或类似。例如，编织外层310可以是三维编织层(诸如由提花织机或三维织机形成的三维编织层)，或者可以是三维编排层，类似于图3和图5的外编排物134、206。
具有编织层306的泡沫芯304可以更好地在泡沫芯304和层压表皮308的刚度之间过渡，同时减少总重量。类似地，编织层306可以更好地匹配层压表皮308的刚度，从而提高复合翼型件组件300的整体结构耐久性。可以在编织外层310上设置附加外层，并且编织外层310可以在层压表皮308的刚度和编织外层310外部的任何附加外层之间提供更好的过渡。另外，在层压表皮308上使用编织外层310有助于处理和制造，因为在树脂注入之前处理编织外层310比处理层压表皮308更容易。
应当理解，本文所述的任何芯(诸如芯132、154、204、304)，或包括具有一个或多个外部层(诸如外编排物134、编织层156、外编排物206或编织层306)的这种芯，可以共同限定预制件。在可以使用预制件的情况下，设想预制件被编织、编排或以其他方式产生，并且然后成形或切割成期望形状。进一步设想，预制件可以形成为期望形状，并且不需要成形或切割。层压表皮308可以作为多个层压铺层施加在预制件上。在其它示例中，设想外部层可以单独形成预制件，其可以应用于芯、预制件或不应用于芯、预制件。
与利用编织或编排芯以及一个或多个附加编织或编排外部层相关联的益处可以在翼型件的不同层或部分之间提供更好的刚度过渡。改进的刚度过渡可以导致层之间的改进的结合。利用编织或编排芯可以降低翼型件部件的重量和成本，同时仍然维持恶劣发动机操作条件所需的结构刚性和刚度。类似地，利用具有泡沫芯的编织层可以提供泡沫芯与层压表皮或其他外部层之间的改进的刚度过渡。
该书面描述使用示例来公开本公开，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有实质差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。
进一步方面由以下条项的主题提供：
一种燃气涡轮发动机，包括：风扇区段、压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段，所述风扇区段、所述压缩机区段、所述燃烧器区段和所述涡轮区段处于串行流动布置，并且限定发动机中心线；以及复合组件，所述复合组件设置在所述风扇区段、所述压缩机区段或所述涡轮区段中的一个中，所述复合翼型件组件包括：芯，所述芯由第一三维编织图案或第一多孔泡沫结构限定；编织层，所述编织层位于所述芯的外部，所述编织层由第二三维编织图案限定；以及层压表皮，所述层压表皮设置在所述编织层上。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述芯包括所述第一三维编织图案，并且包括在至少三个方向上延伸的第一组经向纤维和第一组纬向纤维，从而所述三个方向限定所述三维编织图案的三维。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层包括三维交织的第二组经向纤维和第二组纬向纤维。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层包括厚度，所述厚度为由所述第二组经向纤维或所述第二组纬向纤维中的至少一个制成的单个丝束的厚度的至少三倍。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述芯包括第一刚度，所述编织层包括第二刚度，并且所述层压表皮包括第三刚度，其中所述第一刚度、所述第二刚度和所述第三刚度不同。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第二刚度在在至少一个方向上限定的所述第一刚度和所述第三刚度之间。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一刚度大于所述第二刚度，并且所述第二刚度大于所述第三刚度。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层完全覆盖所述芯。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层部分覆盖所述芯。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层的厚度沿着所述芯变化。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层形成为外编排物。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在所述层压表皮上的外编织层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述外编织层包括不同于所述第一三维编织图案和所述第二三维编织图案的第三三维编织图案。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第三三维编织图案包括编排编织图案。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述芯由一种或多种复合材料形成。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述编织层由一种或多种复合材料形成。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述一种或多种复合材料包括碳或碳纤维、玻璃或玻璃纤维、尼龙、人造丝、芳族聚酰胺纤维、镍、钛或陶瓷。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述层压表皮包括多个层压铺层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在所述层压表皮上的外部涂层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述外部涂层是环境屏障涂层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述环境屏障涂层是侵蚀屏障涂层、物体冲击涂层、疏水涂层、疏冰涂层、抗紫外线涂层或抗腐蚀涂层中的一个。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述外部涂层是油漆涂层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述第一三维编织图案与所述第二三维编织图案未对准或偏移。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在所述芯和所述编织层之间的粘合剂层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，进一步包括设置在所述编织层和所述层压表皮之间的粘合剂层。
一种用于燃气涡轮发动机中使用的翼型件的芯，所述芯包括：内部芯，所述内部芯包括第一编织图案或多孔泡沫图案；以及至少一个三维编织层，所述至少一个三维编织层设置在所述内部芯上，所述至少一个三维编织层由不同于所述第一编织图案的第二编织图案限定。
根据任何前述条项所述的芯，其中，所述内部编织芯由三维编排几何形状限定。
根据任何前述条项所述的芯，进一步包括设置在所述至少一个三维编织层上的层压表皮。
根据任何前述条项所述的芯，其中，所述至少一个三维编织层包括内部三维编织层和外部三维编织层。
根据任何前述条项所述的芯，其中，所述内部三维编织层设置在所述内部芯上，并且所述外部三维编织层设置在所述层压表皮上。
一种燃气涡轮发动机，包括：压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段，所述压缩机区段、所述燃烧器区段和所述涡轮区段处于串行流动布置，并且限定发动机纵向轴线；以及复合翼型件组件，所述复合翼型件组件能够绕所述纵向轴线旋转，所述复合翼型件组件包括：芯，所述芯具有多孔几何形状或编织几何形状；以及至少一个三维编织层，所述至少一个三维编织层位于所述芯上。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述芯包括所述多孔几何形状并且是泡沫芯。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述至少一个三维编织层包括一组经向纤维和一组纬向纤维，并且其中所述至少一个三维编织层包括厚度，所述厚度是由所述一组经向纤维和所述一组纬向纤维中的至少一个形成的单个丝束的厚度的至少三倍。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述至少一个三维编织层包括至少两个三维编织层。
根据任何前述条项所述的燃气涡轮发动机，其中，所述至少两个三维编织层中的至少一个三维编织层包括三维编排层。
Claims (10)
1.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：
风扇区段、压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段，所述风扇区段、所述压缩机区段、所述燃烧器区段和所述涡轮区段处于串行流动布置，并且限定发动机中心线；以及
复合翼型件组件，所述复合翼型件组件设置在所述风扇区段、所述压缩机区段或所述涡轮区段中的一个中，所述复合翼型件组件包括：
芯，所述芯由第一三维编织图案或第一多孔泡沫结构限定；
编织层，所述编织层位于所述芯的外部，所述编织层由第二三维编织图案限定；以及
层压表皮，所述层压表皮位于所述编织层的外部。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述芯包括所述第一三维编织图案，并且包括在至少三个方向上延伸的第一组经向纤维和第一组纬向纤维，从而所述三个方向限定所述第一三维编织图案的三维。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述编织层包括三维交织的第二组经向纤维和第二组纬向纤维。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述编织层包括厚度，所述厚度为由所述第二组经向纤维或所述第二组纬向纤维中的至少一个制成的单个丝束的厚度的至少三倍。
5.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述芯包括第一刚度，所述编织层包括第二刚度，并且所述层压表皮包括第三刚度，其中所述第一刚度、所述第二刚性和所述第三刚性不同。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第二刚度在在至少一个方向上限定的所述第一刚度和所述第三刚度之间。
7.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述编织层完全覆盖所述芯。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述编织层形成为外编排物。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括位于所述层压表皮上的外编织层，其中所述外编织层包括不同于所述第一三维编织图案和所述第二三维编织图案的第三三维编织图案。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述第三三维编织图案包括编排编织图案。
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