Лопатка ротора и вентилятор

Авторы патента:


Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор
Лопатка ротора и вентилятор

 


Владельцы патента RU 2592156:

АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН (JP)

Лопатка ротора содержит корпус лопатки ротора и участок хвостовика лопатки ротора, выполненный за одно целое с корпусом лопатки ротора. Корпус лопатки ротора образован укладкой множества композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы, и включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, расположенных в направлении толщины лопатки. Каждая первая группа композитных листов включает множество композитных листов, уложенных один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Каждая вторая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, уложенных один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Схемы укладки множества композитных листов в первой и во второй группе композитных листов являются одинаковыми. Результирующее направление направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов является наклонным к заднему краю под острым углом от направления размаха, проходящего от центрального конца корпуса лопатки ротора к верхнему концу корпуса лопатки ротора. Другое изобретение группы относится к вентилятору, включающему указанную лопатку ротора, установленную в посадочную канавку его диска. Группа изобретений позволяет обеспечить сопротивление колебаниям лопатки ротора при уменьшении ее веса. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 14 ил.

 

Настоящее изобретение относится к лопатке ротора и т.п., используемой для вентилятора или компрессора авиационного двигателя.

В последнее время композитный материал из волокон и матричная смола привлекла внимание в качестве легковесного высокопрочного материала в области авиационных двигателей. Осуществляются различные разработки лопаток ротора вентилятора, использующие композитный материал из волокон и матричную смолу в качестве составляющего материала (см. JP 2003-254298). Кроме того, корпус лопатки ротора вентилятора согласно уровню техники образован укладкой композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы и включает множество типов композитных листов, которые отличаются друг от друга направлением ориентации волокон.

В дополнение к JP 2003-254298, документы JP 2010-203435 и WO 2009/119830 описывают технологии, связанные с настоящим изобретением.

При этом для блокирования поворота корпуса лопатки ротора вблизи крайнего конца (вблизи вершины) и для обеспечения достаточного сопротивления колебанию для лопатки ротора вентилятора, в то время как авиационный двигатель функционирует, необходимо увеличение жесткости лопатки ротора вентилятора увеличением толщины и длины хорды лопатки ротора вентилятора. С другой стороны, увеличения в толщине и длине хорды лопатки ротора вентилятора приводят к увеличению веса лопатки ротора вентилятора и, соответственно, делают сложным достижение уменьшения веса лопатки ротора вентилятора. Короче говоря, имеется проблема, состоящая в том, что непросто достигать уменьшения веса лопатки ротора вентилятора и в то же время обеспечивать достаточное сопротивления колебанию лопатки ротора вентилятора.

Следует отметить, что вышеупомянутая проблема возникает не только в лопатке ротора вентилятора, использующей композитный материал из волокон и матричную смолу в качестве составляющего материала, но и подобным образом в лопатке ротора компрессора, использующей композитный материал из волокон и матричную смолу в качестве составляющего материала.

С учетом этого уровня техники настоящее изобретение направлено на создание лопатки ротора и т.п., которая сможет решить вышеупомянутую проблему.

Первый аспект настоящего изобретения обеспечивает лопатка ротора, используемая для любого из вентилятора и компрессора авиационного двигателя и использующая композитный материал из волокон и матричную смолу в качестве составляющего материала. Лопатка ротора включает: корпус лопатки ротора и участок хвостовика лопатки ротора, образованный за одно целое на основной концевой стороне (центральной концевой стороне) корпуса лопатки ротора. Здесь корпус лопатки ротора образован укладкой множества композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон (пучка волокон) и матричной смолы и включает множество первых групп композитных листов листа и множество вторых групп композитных листов, которые обеспечены в направлении толщины лопатки. Каждая первая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Каждая вторая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к ее корыту и которые отличаются друг от друга углом ориентации армирующих волокон. Схема укладки множества композитных листов в первой группе композитных листов и схема укладки множества композитных листов во второй группе композитных листов являются одинаковыми. Более того, результирующее направление направлений ориентации армирующих волокон в множестве композитных листов в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов (групп композитных листов) наклоняется к заднему краю от направления размаха.

В связи с этим в описании и объеме охраны формулы изобретения рассматриваемой заявки "лопатка ротора" означает и лопатка ротора вентилятора, используемую для вентилятора, и лопатка ротора компрессора, используемую для компрессора. В дополнение "направление размаха" означает направление, проходящее от основной концевой стороны (центральной концевой стороны) к крайней концевой стороне (верхней концевой стороне) корпуса лопатки ротора. "Угол ориентации" означает угол наклона волокон от направления размаха на остроугольной стороне. Положительный угол ориентации представляет собой наклон к переднему краю корпуса лопатки ротора, тогда как отрицательный угол ориентации представляет собой наклон к заднему краю корпуса лопатки ротора.

Второй аспект настоящего изобретения обеспечивает вентилятор, выполненный с возможностью принимать воздух в канал двигателя, образованный в корпусе двигателя авиационного двигателя. Вентилятор включает: диск вентилятора, обеспеченный в корпусе двигателя с возможностью вращения вокруг оси диска вентилятора и включающий множество посадочных канавок, образованных в его внешней периферийной поверхности; и лопатку ротора согласно первому аспекту, которая вставляется в каждую посадочную канавку в диске вентилятора.

Таким образом, согласно первому объекту настоящего изобретения создана лопатка ротора для вентилятора или компрессора авиационного двигателя, использующая композитный материал из волокон и матричной смолы в качестве составляющего материала, причем лопатка ротора содержит:

корпус лопатки ротора и

участок хвостовика лопатки ротора, выполненный за одно целое с корпусом лопатки ротора; при этом:

корпус лопатки ротора образован укладкой множества композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы, и включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, которые расположены в направлении толщины лопатки;

каждая первая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон;

каждая вторая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон;

схема укладки множества композитных листов в первой группе композитных листов и схема укладки множества композитных листов во второй группе композитных листов являются одинаковыми; и

результирующее направление направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов является наклонным к заднему краю под острым углом от направления размаха, проходящего от центрального конца корпуса лопатки ротора к верхнему концу корпуса лопатки ротора.

Предпочтительно, результирующее направление в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов наклоняется к заднему краю на не менее чем 20 градусов от направления размаха.

Предпочтительно, результирующее направление в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов наклоняется к заднему краю на 20-40 градусов от направления размаха.

Согласно второму объекту настоящего изобретения создан вентилятор, выполненный с возможностью принимать воздух в канал двигателя, образованный в корпусе двигателя авиационного двигателя, причем вентилятор содержит:

диск вентилятора, расположенный в корпусе двигателя с возможностью вращения вокруг оси диска вентилятора и имеющий множество посадочных канавок, образованных в его внешней периферийной поверхности; и

вышеописанную лопатку ротора, установленную в каждую посадочную канавку в диске вентилятора.

Настоящее изобретение может блокировать поворот корпуса лопатки ротора вблизи крайнего конца, в то время как авиационный двигатель функционирует, без увеличения толщины или длины хорды лопатки ротора. По этой причине настоящее изобретение может достигать уменьшения веса лопатки ротора и обеспечивать достаточное сопротивление колебанию для лопатки ротора.

Далее настоящее изобретение будет описано более подробно со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - увеличенный вид в поперечном сечении по линии I-I с Фиг. 5, на котором диагональные линии обозначают различия в слоях между композитных листов и не обозначают направления волокон;

Фиг. 2 - схематический вид в перспективе, показывающий множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов;

Фиг. 3 - схема для объяснения результирующего направления направлений ориентации волокон во множестве композитных листов, в каждой из первой и второй групп композитных листов в лопатки ротора вентилятора варианта выполнения настоящего изобретения, которая схематически показывает лопатку ротора вентилятора и группу композитных листов варианта выполнения настоящего изобретения;

Фиг. 4(a) - схема, показывающая композитный лист, в котором угол ориентации волокон составляет минус 45 градусов; Фиг. 4(b) - схема, показывающая другой композитный лист, в котором угол ориентации волокон составляет 0 градусов; и Фиг. 4(c) - схема, показывающая еще один композитный лист, в котором угол ориентации волокон составляет минус 90 градусов;

Фиг. 5 - вид сбоку лопатки ротора вентилятора варианта выполнения настоящего изобретения;

Фиг. 6 - половина вида в разрезе передней части авиационного двигателя варианта выполнения настоящего изобретения;

Фиг. 7(a), 7(b) и 7(c) - схемы, каждая из которых для объяснения результирующего направления направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из первой и второй групп композитных листов в соответствии с одним из корпусов лопатки ротора как объектов анализа, каждая из которых схематически показывает корпус лопатки ротора и группу композитных листов как объект анализа; и

Фиг. 8(a), 8(b) и 8(c) - схемы, соответственно показывающие результаты анализов режима вибрации на максимальных смещениях корпусов лопатки ротора в направлении вращения вентилятора, в то время как авиационный двигатель функционировал.

Настоящее изобретение выполнено на основании следующих результатов анализа. В этом анализе в качестве объектов анализа были использованы три корпуса 100, 200, 300 лопатки ротора. Каждый из корпусов 100, 200, 300 лопатки ротора представляет собой лопатку ротора вентилятора в авиационном двигателе (смотри корпус 3 7 лопатки ротора на Фиг. 6).

Каждый из корпусов 100, 200, 300 лопатки ротора включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, которые обеспечены в его направлении толщины лопатки. Каждая первая группа композитных листов включает четыре композитных листа (препреги), каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы. Четыре композитные листа в первой группе композитных листов уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки на основании заданной схемы укладки (последовательности укладки). В дополнение углы ориентации волокон в некоторых из четырех уложенных композитных листов отличаются от углов ориентаций волокон в остальных четырех уложенных композитных листах. С другой стороны, каждая вторая группа композитных листов включает четыре композитных листа (препрега), каждый из которых также изготовлен из волокон и матричной смолы. Четыре композитные листа во второй группе композитных листов уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки на основании заданной схемы укладки. Схема укладки для второй группы композитных листов является такой же, как для первой группы композитных листов. В дополнение углы ориентации волокон в некоторых из четырех уложенных композитных листов отличаются от углов ориентаций волокон в остальных четырех уложенных композитных листах, как в первой группе композитных листов.

Фиг. 7(a), 7(b) и 7(c) соответственно показывают корпус 100 лопатки ротора как первый объект анализа, корпус 200 лопатки ротора как второй объект анализа, а корпус 300 лопатки ротора как третий объект анализа. Направление CD в этих схемах обозначает результирующее направление направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из групп композитных листов (т.е. первой группы композитных листов и второй группы композитных листов). Как показано на Фиг. 7(a), направление CD группы композитных листов в корпусе 100 лопатки ротора наклонено к переднему краю на 45 градусов от направления SD размаха. Как показано на Фиг. 7(b), направление CD группы композитных листов в корпусе 200 лопатки ротора является параллельным направлению SD размаха. Как показано на Фиг. 7(c), направление CD группы композитных листов в корпусе 300 лопатки ротора наклонено к переднему краю на 45 градусов от направления SD размаха. Необходимо отметить, что: на каждой схеме векторные линии соответственно представляют собой направление ориентации волокон в четырех композитных листах; ссылочные позиции "S1-S4" обозначают последовательность укладки композитных листов; ссылочная позиция "FF" обозначает направление вперед (направление вверх по ходу) или направление к стороне переднего края от стороны заднего края; а ссылочная позиция "FR" обозначает направление назад (направление вниз по ходу) или направление к стороне заднего края от стороны переднего края.

Фиг. 8(a), 8(b), 8(c) соответственно показывают результаты анализов режима вибрации на максимальных смещениях в направлении вращения вентилятора корпусов 100, 200, 300 лопатки ротора, которые колебались, в то время как авиационный двигатель функционировал. Следует отметить, что числовые значения, показанные на этих схемах, соответственно представляют собой максимальные смещения корпусов 100, 200, 300 лопатки ротора в направлении вращения вентилятора. Кроме того максимальные смещения являются безразмерными.

В отношении близости крайнего конца (близости верхнего конца) каждого корпуса лопатки ротора следует сфокусироваться на разнице между максимальным смещением на стороне переднего края и максимальным смещением на стороне заднего края. Известно, что эта разница является относительно большой в корпусах 100, 200 лопатки ротора, показанных на Фиг. 8(a) и 8(b). Это значит, что поворот более вероятно будет происходить вблизи крайнего конца. В отличие от этого известно, что эта разница является относительно маленькой в корпусе 300 лопатки ротора, показанном на Фиг. 8(c). Это значит, что поворот вблизи крайнего конца является относительно блокируемым. Следует отметить, что, хотя и не проиллюстрировано, одинаковые результаты анализа были получены для максимальных смещений противоположных сторон корпусов 100, 200, 300 лопатки ротора в направлении вращения вентилятора, в то время как авиационный двигатель функционировал. Более того результат анализа, подобный результату для корпуса 300 лопатки ротора, был получен в случае, когда результирующее направление CD направлений ориентации волокон в множестве композитных листов в каждой группе композитных листов наклонено к стороне заднего края на 20 градусов от направления SD размаха.

Из вышеупомянутых результатов анализа известно, что: в случае когда удовлетворено заданное условие укладки и направление CD наклоняется к стороне заднего края от направления SD размаха, разница между максимальным смещением на стороне переднего края и максимальным смещением на стороне заднего края является меньшей вблизи крайнего конца корпуса лопатки ротора, в то время как авиационный двигатель функционирует; и соответственно поворот вблизи крайнего конца корпуса лопатки ротора может быть блокирован. В связи с этим заданное условие укладки означает, что корпус лопатки ротора включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, которые обеспечены в направлении толщины лопатки. Каждая первая группа композитных листов включает множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки на основании схемы укладки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Подобным образом каждая вторая группа композитных листов включает множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки на основании схемы укладки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон. Более того схема укладки во второй группе композитных листов является такой же, как схема укладки в первой группе композитных листов.

Со ссылкой на Фиг. 1-6 будет приведено описание варианта выполнения настоящего изобретения. Следует отметить, что на чертежах ссылочная позиция "FF" означает прямое направление (заднее направление) или сторону переднего края; а ссылочная позиция "FR" обозначает обратное направление (переднее направление) или сторону заднего края.

Как показано на Фиг. 6, вентилятор 1 варианта выполнения выполнен с возможностью принимать воздух в канал 5 двигателя, образованный в корпусе 3 двигателя в авиационном двигателе. В связи с этим корпус 3 двигателя образован из: цилиндрического внутреннего кожуха 7; цилиндрического корпуса 11 вентилятора, обеспеченного окружающим образом снаружи цилиндрического внутреннего кожуха 7 с помощью множества стоек 9 (только одна стойка показана на чертеже); и т.п. Более того канал 5 двигателя ответвляется от его среднего потока в кольцеобразный (цилиндрический) внутренний канал (главный канал) 13, образованный внутри внутреннего кожуха 7, и кольцеобразный (цилиндрический) обходной канал 15, образованный между внутренней периферийной поверхностью корпуса 11 вентилятора и внешней периферийной поверхностью внутреннего кожуха 7.

Диск 17 вентилятора обеспечен с возможностью вращения на переднем участке внутреннего кожуха 7 с помощью подшипника 19 и т.п. Диск 17 вентилятора соединен коаксиально и за одно целое с множеством турбинных роторов низкого давления (иллюстрации которых опущены) турбины низкого давления (иллюстрация которой опущена), которая размещена в задней части вентилятора 1. В дополнение множество посадочных канавок (посадочных вырезов) 21 образованы во внешней периферийной поверхности диска 17 вентилятора через равные интервалы.

Лопатки 23 ротора вентилятора вставлены в соответственные посадочные канавки 21 в диске 17 вентилятора. Каждая лопатка 23 ротора вентилятора использует композитный материал из волокон и матричной смолы как составляющий материал. В дополнение обеспечено множество разделителей 25 в пространствах между нижними поверхностями посадочных канавок 21 в диске 17 вентилятора и лопатками 23 ротора вентилятора. Более того кольцеобразный передний фиксатор 27, выполненный с возможностью удерживать множество лопаток 23 ротора вентилятора спереди, обеспечен за одно целое на передней стороне диска 17 вентилятора, тогда как кольцеобразный задний фиксатор 29, выполненный с возможностью удерживать множество лопаток 23 ротора вентилятора сзади, обеспечен за одно целое на задней стороне диска 17 вентилятора. Следует отметить, что передний фиксатор 27 соединен за одно целое с носовым конусом 31, выполненным с возможностью направлять воздух, тогда как задний фиксатор 29 коаксиально и за одно целое соединен с ротором 35 компрессора низкого давления компрессора 33 низкого давления, размещенным на задней стороне вентилятора 1.

Соответственно, когда диск 17 вентилятора вращается посредством функционирования авиационного двигателя, множество лопаток 23 ротора вентилятора вращаются за одно целое с диском 17 вентилятора. Тем самым воздух может приниматься в канал 5 двигателя (внутренний канал 13 и обходной проход 15).

Далее будут обеспечены описания для полной конфигурации лопаток 23 ротора вентилятора варианта выполнения настоящего изобретения.

Как описано выше, лопатка 23 ротора вентилятора используется в вентиляторе 1. Как показано на Фиг. 5, лопатка 23 ротора вентилятора включает корпус 37 лопатки ротора. Корпус 37 лопатки ротора имеет спинку (поверхность всасывания) 39 на одной стороне и корыто (поверхность нагнетания) 41 на другой стороне. В дополнение корпус 37 лопатки ротора изготовлен из композитного материала из: волокон из углеродных волокон, арамидных волокон, стекловолокон или т.п.; и матричной смолы. В связи с этим матричная смола представляет собой термореактивную смолу, например эпоксидную смолу, фенольную смолу или полиимидную смолу, или термопластичную смолу, например полиэфирэфиркетон или полифениленсульфид.

Участок 43 хвостовика лопатки ротора образован за одно целое на основной концевой стороне (центральной концевой стороне) корпуса 37 лопатки ротора. Участок 43 хвостовика лопатки ротора имеет ласточкин хвост 45, который способен вставляться в диск 17 вентилятора. Более того подобно корпусу 37 лопатки ротора, участок 4 3 хвостовика лопатки ротора изготовлен из композитного материала из: волокон, например углеродных волокон, арамидных волокон или стекловолокон; и матричной смолы. Следует отметить, что пограничный участок между корпусом 37 лопатки ротора и участком 43 хвостовика лопатки ротора расположен на поверхности 5f канала 5 двигателя.

Оболочка 47, выполненная с возможностью защищать сторону переднего края корпуса 37 лопатки ротора, обеспечена на стороне переднего края корпуса 37 лопатки ротора. Оболочка 47 изготовлена из металла, например, титанового сплава.

Далее будут обеспечены описания для характерных признаков лопаток 23 ротора вентилятора варианта выполнения настоящего изобретения.

Как показано на Фиг. 1, 2, 4 и 5, корпус 37 лопатки ротора образован укладкой композитных листов 49, каждый из которых изготовлен из: волокон (пучков волокон), например углеродных волокон, арамидных волокон или стекловолокон; и матричной смолы. В связи с этим в варианте выполнения настоящего изобретения три типа композитных листов 49А, 49В, 49С, которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон, используются в качестве композитных листов 49. Угол α ориентации волокон в композитном листе 49А установлен на минус 45 градусов (см. Фиг. 4(a)); угол α ориентации волокон в композитном листе 49В установлен на 0 градусов (см. Фиг. 4(b)); а угол α ориентации волокон в композитном листе 49С установлен на минус 90 градусов (см. Фиг. 4(c)).

Корпус 37 лопатки ротора включает множество первых групп 51 композитных листов, которые обеспечены в направлении TD толщины лопатки. Каждая первая группа 51 композитных листов включает множество (например, четыре) композитных листа 49 (49А, 49В, 49С), которые уложены один на другой от стороны центра ТС толщины лопатки по направлению к спинке 39. В дополнение корпус 37 лопатки ротора включает множество вторых групп 53 композитных листов, которые обеспечены в направлении TD толщины лопатки. Каждая вторая группа 53 композитных листов включает множество (например, четыре) композитных листа 49 (49А, 49В, 49С), которые уложены один на другой от стороны центра ТС толщины лопатки по направлению к корыту 41. Каждая из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов включает один или более композитные листы 4 9, которые отличаются от других композитных листов 49 углом ориентации волокон. В варианте выполнения каждая из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов образована из четырех композитных листов 49 и включает три типа композитных листов 49А, 49В, 49С. Схема укладки (последовательность укладки) для каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов устанавливается в виде последовательности, в которой композитный лист 49А последовательно сопровождается композитным листом 49В, композитным листом 49А и композитным листом 49С. Другими словами первая группа 51 композитных листов и вторая группа 53 композитных листов варианта выполнения имеют одинаковую схему укладки.

Как показано на Фиг. 3, результирующее направление (результирующее направление волокон) CD направлений ориентации волокон во множестве композитных листов 4 9 в каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов наклоняется к заднему краю на 20-45 градусов от направления SD размаха. Другими словами, результирующий угол (результирующий угол ориентации волокон) β углов ориентации волокон во множестве композитных листов 49 в каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов устанавливается на минус 20-минус 45 градусов. Причина, по которой результирующий угол β ориентации волокон в каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов устанавливается на не менее минус 20 градусов, заключается в том, что если результирующий угол β ориентации волокон составляет менее минус 20 градусов, сложно в достаточной степени блокировать поворот корпуса 37 лопатки ротора вблизи его крайнего конца, в то время как авиационный двигатель функционирует. С другой стороны, причина, по которой результирующий угол β ориентации волокон в каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов устанавливается на не более минус 45 градусов, заключается в том, что если результирующий угол β ориентации волокон превышает минус 45 градусов, сложно в достаточной степени обеспечивать жесткость корпуса 37 лопатки ротора.

Как показано на Фиг. 1 и 2, количество первых групп 51 композитных листов и количество вторых групп 53 композитных листов являются равными друг другу. Другими словами, в корпусе 37 лопатки ротора три типа композитных листов 49А, 49В, 49С, которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон, уложены (размещены) один на другой симметрично относительно центра ТС толщины лопатки. Более того регулировка первой группы композитных листов (иллюстрация которой опущена) для регулирования толщины корпуса 37 лопатки ротора локально помещена между любыми смежными первыми группами 51 композитных листов. Подобно каждой первой группе 51 композитных листов, регулировка первой группы композитных листов образована укладкой композитных листов 49 от стороны центра ТС толщины лопатки по направлению к спинке 39 на основании схемы укладки. Более того регулировка второй группы композитных листов (иллюстрация которой опущена) для регулирования толщины корпуса 37 лопатки ротора локально помещена между любыми смежными вторыми группами 53 композитных листов. Подобно каждой второй группе 53 композитных листов, регулировка второй группы композитных листов образована укладкой композитных листов 49 от стороны центра ТС толщины лопатки по направлению к спинке 41 на основании схемы укладки. Следует отметить, что другой композитный лист (иллюстрация которого опущена) может быть помещен между первой группой 51 композитных листов, расположенной ближе всего к центру ТС толщины лопатки, и второй группой 53 композитных листов, расположенной ближе всего к центру ТС толщины лопатки.

Кроме того, ссылочная позиция "TCF" на Фиг. 2 обозначает плоскость центра толщины лопатки, включающую центр ТС толщины лопатки.

Далее будут обеспечены описания для функционирования и эффекта варианта выполнения настоящего изобретения.

Как описано выше, корпус 37 лопатки ротора удовлетворяет вышеупомянутому заданному условию укладки. В дополнение к удовлетворению заданного условия укладки, результирующее направление CD волокон во множестве композитных листов 49 в каждой из первой группы 51 композитных листов и второй группы 53 композитных листов наклоняется к заднему краю на 20-4 5 градусов от направления SD размаха. По этой причине, как известно из вышеупомянутых результатов анализа, разница между максимальным смещением на стороне переднего края и максимальным смещением на стороне заднего края становится меньше вблизи крайнего конца корпуса 37 лопатки ротора, в то время как авиационный двигатель функционирует. Вследствие этого возможно блокировать поворот корпуса 37 лопатки ротора вблизи крайнего конца. Другими словами, без увеличения толщины или длины хорды лопатки 23 ротора вентилятора возможно в достаточной степени обеспечивать жесткость корпуса 37 лопатки ротора и дополнительно блокировать поворот корпуса 37 лопатки ротора вблизи крайнего конца, в то время как авиационный двигатель функционирует.

Соответственно, вариант выполнения позволяют достичь уменьшения веса лопатки ротора и в достаточной степени обеспечивать сопротивление колебанию для лопатки ротора.

Более того, конструкция вентилятора авиационного двигателя, использующая лопатки ротора варианта выполнения, приводит к вышеупомянутому эффекту и дополнительно позволяет принимать воздух в корпус двигателя посредством: вращения диска вентилятора посредством функционирования авиационного двигателя; и тем самым вращения множества лопаток ротора вентилятора за одно целое с диском вентилятора.

Настоящее изобретение не ограничено тем, что описано для вышеупомянутого варианта выполнения, и может быть выполнено в различных нижеследующих вариантах, например.

Для конкретизации количество композитных листов 49 может быть изменено в каждой первой группе 51 композитных листов и каждой второй группе 53 композитных листов. Количество первых групп 51 композитных листов и количество вторых групп 53 композитных листов может отличаться друг от друга. Схема укладки множества композитных листов 49 может быть изменена в каждой первой группе 51 композитных листов и каждой второй группе 53 композитных листов. Угол ориентации волокон может быть изменен в каждом из множества композитных листов 49А, 49В, 49С. Конфигурация настоящего изобретения, применяемая к лопатке 23 ротора вентилятора, может быть применена к лопатке 55 компрессора низкого давления в роторе 35 компрессора низкого давления (см. Фиг. 5).

Следует отметить, что объем охраны прав, покрываемых настоящим изобретением, не ограничивается этими вариантами выполнения.

Настоящее изобретение может блокировать поворот корпуса лопатки ротора вблизи крайнего конца, в то время как авиационный двигатель функционирует, без увеличения толщины или длины хорды лопатки ротора. По этой причине настоящее изобретение может обеспечивать лопатка ротора, которая достигает уменьшения веса и обеспечивает сопротивление колебанию.

1. Лопатка ротора для вентилятора или компрессора авиационного двигателя, использующая композитный материал из волокон и матричной смолы в качестве составляющего материала, причем лопатка ротора содержит:
корпус лопатки ротора и
участок хвостовика лопатки ротора, выполненный за одно целое с корпусом лопатки ротора; при этом:
корпус лопатки ротора образован укладкой множества композитных листов, каждый из которых изготовлен из волокон и матричной смолы, и включает множество первых групп композитных листов и множество вторых групп композитных листов, которые расположены в направлении толщины лопатки;
каждая первая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к спинке лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон;
каждая вторая группа композитных листов включает один или множество композитных листов, которые уложены один на другой от стороны центра толщины лопатки по направлению к корыту лопатки и которые отличаются друг от друга углом ориентации волокон;
схема укладки множества композитных листов в первой группе композитных листов и схема укладки множества композитных листов во второй группе композитных листов являются одинаковыми; и
результирующее направление направлений ориентации волокон во множестве композитных листов в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов является наклонным к заднему краю под острым углом от направления размаха, проходящего от центрального конца корпуса лопатки ротора к верхнему концу корпуса лопатки ротора.

2. Лопатка ротора по п. 1, в которой результирующее направление в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов наклоняется к заднему краю на не менее чем 20 градусов от направления размаха.

3. Лопатка ротора по п. 1, в которой результирующее направление в каждой из первой группы композитных листов и второй группы композитных листов наклоняется к заднему краю на 20-40 градусов от направления размаха.

4. Вентилятор, выполненный с возможностью принимать воздух в канал двигателя, образованный в корпусе двигателя авиационного двигателя, причем вентилятор содержит:
диск вентилятора, расположенный в корпусе двигателя с возможностью вращения вокруг оси диска вентилятора и имеющий множество посадочных канавок, образованных в его внешней периферийной поверхности; и
лопатку ротора по любому из пп. 1-3, установленную в каждую посадочную канавку в диске вентилятора.



 

Похожие патенты:

Легкая лопатка компрессора из композиционного материала с металлической матрицей. Лопатка включает плетеную ткань, погруженную в легкий алюминиево-литиевый сплав.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к общему машиностроению и может быть использовано для изготовления лопаток вентиляторов из пенополиуретановых материалов. В способе, согласно которому в матрицу заданной формы, выполненную из пропитанного эпоксидной смолой стекловолокнистого материала, помещают заготовку из стекловолокнистого материала и производят силовую обработку заготовки под давлением, при этом в процессе помещения заготовки в матрицу производят ее пропитку смесью эластолита и изоционата, выбираемых в соотношении 1:1, причем смешение эластолита и изоционата осуществляют непосредственно перед пропиткой заготовки, а силовую обработку заготовки для придания ей формы лопасти вентилятора под давлением 290-350 кПа осуществляют в течение 30 с после размещения заготовки в матрицу заданной формы с последующей выдержкой, по крайней мере, в течение 30-40 минут до извлечения готовой лопасти из матрицы.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а именно к способу изготовления металлического усиления для лопатки рабочего колеса турбинного двигателя. Способ последовательно включает этап расположения металлических скоб в формующий инструмент, имеющий матрицу и пуансон, при этом металлические скобы представляют собой металлические секции с прямолинейной формой, согнутые в форму U или V; и этап горячего изостатического прессования металлических скоб, вызывающий интеграцию металлических скоб таким образом, чтобы получить сжатую металлическую часть.

Изобретение относится к обработке металлов давлением и может быть использовано при изготовлении металлического элемента жесткости композитной или металлической лопатки турбомашины.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик.

Лопатка турбомашины из композитного материала оснащена пером и содержит первую смолу, армированную длинными волокнами, и вторую смолу, армированную короткими волокнами.

Изобретение относится к области металлургии, а именно к сплавам для защитных покрытий для защиты конструктивного элемента от коррозии и/или окисления. Сплав на основе никеля для защиты конструктивного элемента газовой турбины от коррозии и/или окисления при высоких температурах содержит, в вес.%: от более 22 до менее 24 кобальта (Со), от 14 до менее 16 хрома (Cr), 10,5-11,5 алюминия (Al), 0,2-0,4, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей в себя скандий (Sc) и редкоземельные элементы, в частности иттрий (Y), при необходимости от 0,3 до 0,9 тантала (Та), никель (Ni) - остальное.

При изготовлении лопатки турбинного двигателя из композиционного материала изготавливают волокнистую заготовку в виде единого цельного элемента посредством многослойного тканья.

Перо лопатки турбины содержит входную кромку, выходную кромку, наружную поверхность, включающую в себя сторону спинки пера, простирающуюся от входной кромки до выходной кромки, и сторону корыта пера, простирающуюся от входной кромки до заднего конца.

Изобретение относится к металлургии, в частности к литейным коррозионно-стойким жаропрочным сплавам на основе никеля, и может быть использовано для изготовления литьем деталей горячего тракта газотурбинных установок, работающих в агрессивных средах природного газа при температурах 600-900°C.

Изобретение относится к способу изготовления детали, в частности армирующего ребра крыльчатки турбомашины. Способ включает получение по меньшей мере одной волокнистой структуры путем трехмерного переплетения нитей и воздействие на волокнистую структуру горячим изостатическим прессованием с обеспечением агломерации указанных нитей и получением сплошной детали.

Изобретение относится к турбомашинам и, в частности, к деталям упомянутых турбомашин, которые подвержены высоким температурам. Способ осаждения керамического слоя, образующего термобарьерное покрытие, на металлическую подложку (1), который включает осаждение указанного керамического слоя со столбчатой структурой, при этом указанное осаждение осуществляют через перфорированную отверстиями (11) решетку (10), расположенную параллельно поверхности подложки (1), так чтобы сформировать, по меньшей мере, два керамических столбика (5), отделенных друг от друга промежутком (6).

Изобретение относится к области металлургии, а именно к защитным покрытиям конструкционных деталей. Сплав на основе никеля для защитного покрытия конструкционной детали, в частности детали газовой турбины, предназначенного для защиты от коррозии и/или окисления детали при высоких температурах, содержит следующие элементы, вес.%: от 22 до менее 24 кобальта, 15-16 хрома, 10,5-12 алюминия, 0,2-0,6, по меньшей мере одного элемента из группы, включающей скандий (Sc) и/или редкоземельные элементы, кроме иттрия, при необходимости, от 0,3 до 1,5 тантала (Та), никель (Ni) - остальное.

Изобретение относится к области энергомашиностроения, в частности паротурбостроения, и может быть использовано при проектировании паровых турбин средней и большой мощности, а именно - при разработке конструкции последних ступеней влажнопаровых турбин, имеющих элементы влагоудаления.

Изобретение относится к способу газоплазменного напыления теплозащитного покрытия на лопатки турбины газотурбинного двигателя. На перовой части лопатки формируют связующий жаростойкий подслой на основе интерметаллидных никель-алюминиевых (β+Y1) фаз и термобарьерный керамический слой на основе диоксида циркония путем воздействия плазменным напылением на воздухе сфокусированной плазменной струей со скоростью напыляемых частиц 2400 м/с и температурой 5000-12000 K с обеспечением в связующем жаростойком подслое продольной слоистой микроструктуры интерметаллидных зерен, а в термобарьерном керамическом слое - сфероидальных зерен диоксида циркония со столбчатой субструктурой.

Изобретение относится к области получения теплозащитных материалов, стойких к эрозионному разрушению при воздействии высоких температур и давлений, а более конкретно к конструкции армирующего каркаса из углеродного волокна и способу его изготовления.
Наверх