本发明涉及航空发动机风扇叶片，特别涉及一种混合结构航空发动机风扇叶片。
背景技术
在航空发动机领域中，大尺寸、轻质风扇叶片是大涵道比涡扇发动机的关键零件之一。目前，国际上成功应用于航空发动机的轻质大涵道比风扇叶片主要有两种方案：一种是r&r公司的纯钛合金空心风扇叶片，一种是ge公司带金属加强边和包边的复合材料叶片。对此，如果用等效空心率(实际叶片重量/相同尺寸的实心钛合金叶片重量)来衡量轻质风扇叶片的减重效果，r&r公司全钛合金空心叶片已经达到40％的减重(即实际空心率)，而ge公司的复合材料-钛合金包边叶片则已实现了60％以上等效空心率的减重。由于有更好的减重效果，复合材料与金属的混合结构，已成为各大发动机公司轻质大涵道比风扇叶片发展的主流。
混合结构叶片中的金属部分主要用于增强叶片的抗冲击强度。国外现有的复合材料叶片采用钛合金包边结构增强叶片抗冲击性能，钛合金包边通过胶接固定于复合材料叶身。
然而，由于目前使用的复合材料风扇金属加强边的设计受限于传统的加工工艺，因此国际上只有极少数的供应商具备加工金属加强边的能力，其技术门槛和成本始终高居不下。
此外，叶片造型复杂，这也就导致了编织复合材料的加工难度极大，成为研制瓶颈，难以在短时间内突破。
鉴于此，本领域技术人员亟待研制更加轻质的叶片，且具有更强的抗冲击性能。
技术实现要素：
本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中叶片造型复杂，加工难度大的缺陷，提供一种混合结构航空发动机风扇。
本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题的：
一种混合结构航空发动机风扇叶片，其特点在于，所述混合结构航空发动机风扇叶片包括金属前缘面板和复合材料部分，所述金属前缘面板和所述复合材料部分以界面联接的方式组合为一体。
较佳地，所述复合材料部分包括叶面和榫头。
较佳地，所述混合结构航空发动机风扇叶片的金属前缘面板沿叶片的展向从叶尖延伸至所述榫头底部。
较佳地，所述金属前缘面板中的面板部分沿所述风扇叶片的弦向延伸至所述风扇叶片的中前部；
或者所述金属前缘面板中的面板部分延伸至所述风扇叶片的尾缘；
或者所述金属前缘面板中的面板部分包裹所述复合材料部分。
较佳地，所述金属前缘面板中的前缘部分的宽度为对应位置处叶片弦长的10％-30％。
较佳地，所述金属前缘面板中的面板部分的宽度为对应位置处叶片厚度的5％-40％。
较佳地，所述金属前缘面板的前缘部分和面板部分上设置有凹槽或凸台，相应地所述复合材料部分设置凸台或凹槽；
所述前缘部分上的凸台和联接界面对应位置的所述复合材料部分设置的凹槽形成机械联接；
所述面板部分上的凹槽和联接界面对应位置的所述复合材料部分设置的凸台形成机械联接。
较佳地，所述前缘部分和所述面板部分为连续一体式，采用倒圆角过渡；
所述面板部分和所述前缘部分在吸力面处采用倒圆角过渡，所述面板部分和所述复合材料部分之间的联接结构采用光滑曲面。
较佳地，所述叶面和所述榫头由钛合金、编织复合材料和胶层构成，所述金属前缘面板和所述复合材料部分通过所述胶层联接形成整个风扇叶片。
较佳地，所述面板部分处的所述复合材料部分的厚度为所述叶片总厚度的60％-95％。
本发明的积极进步效果在于：
本发明混合结构航空发动机风扇叶片采用金属复合材料制作，金属部分可通过增材制造技术加工，使原来受限于传统加工工艺的金属抗冲击结构的设计更加灵活，例如可以采用网格结构、芯结构、空腔结构，以及经过拓扑优化后的几何结构，可以增强叶片抗冲击性能，获得更轻质的叶片。此外，混合结构叶片使用的复合材料沿叶片展向厚度和外型形状变化梯度的减小，从而减小复合材料成型工艺的难度。
因此，本发明混合结构航空发动机风扇叶片能够有效地兼顾强度性能和减重效果，并减小了传统复合材料风扇叶片的加工工艺的难度，是轻质大涵道比风扇叶片非常有前景的发展方向。
附图说明
本发明上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变的更加明显，在附图中相同的附图标记始终表示相同的特征，其中：
图1为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的结构示意图。
图2为图1中沿a-a线剖开的剖视图。
图3为图1中沿b-b线剖开的剖视图。
图4为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的纵向剖面图。
图5为本发明混合结构航空发动机风扇叶片联接示意图。
图6为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的缝合联接示意图。
图7为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图一。
图8为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图二。
图9为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图三。
具体实施方式
为让本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，以下结合附图对本发明的具体实施方式作详细说明。
现在将详细参考附图描述本发明的实施例，其示例在附图中示出。在任何可能的情况下，在所有附图中将使用相同的标记来表示相同或相似的部分。此外，尽管本发明中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本发明说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本发明。
图1为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的结构示意图。图2为图1中沿a-a线剖开的剖视图。图3为图1中沿b-b线剖开的剖视图。图4为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的纵向剖面图。图5为本发明混合结构航空发动机风扇叶片联接示意图。图6为本发明混合结构航空发动机风扇叶片的缝合联接示意图。图7为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图一。图8为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图二。图9为本发明混合结构航空发动机风扇叶片中金属前缘面板的结构示意图三。
如图1至图3所示，本发明公开了一种混合结构航空发动机风扇叶片10，其包括金属前缘面板20和复合材料部分，金属前缘面板20和所述复合材料部分以界面联接的方式组合为一体。优选地，所述复合材料部分包括叶面30和榫头40。这里的金属前缘面板20可以采用钛合金、铝合金等金属材料制成，本实施例中以钛合金为例。
本实施例中叶面30和榫头40由钛合金、编织复合材料50和胶层60构成，所述金属前缘面板20和所述复合材料部分通过所述胶层联接形成整个风扇叶片。
特别地，所述编织复合材料是指由树脂基体及其中的纤维材料(金属或非金属)通过热固化工艺成型而成。纤维材料包括但不限于芳族聚酸胺纤维、碳纤维、玻璃纤维及其组合屋。基体树脂包括但不限于聚酰胺、聚乙酰胺及其组合物等。复合材料的组分、纤维方向经过设计，以提高其力学性能，同时降低造价。复合材料密度小于金属型芯材料的密度，且具备相当的力学性能可以承受风扇叶片可能会受到的冲击，如鸟撞。
金属前缘面板20沿叶片的展向从叶尖延伸至榫头40的底部。金属前缘面板20中的前缘部分21的宽度为对应位置处叶片弦长的10％-30％。前缘部分21的宽度沿叶片的展向变化，且位于叶片压力面31的金属前缘面板20的面板部分25的宽度可以沿叶片弦向延伸至叶片宽度的不同位置，宽度沿叶片展向可以变化，吸力面32处没有金属前缘面板20。
金属前缘面板20中的面板部分25的宽度为对应位置处叶片厚度的5％-40％，沿叶片弦向面板部分25的厚度可以变化。金属前缘面板20全部为金属，强度高，主要作用是在外物冲击时(如鸟撞)，降低和减少叶片及复合材料部分所受冲击力，确保叶片的完整性，同时也提高叶片的强度和刚度。
金属前缘面板20的前缘部分21和面板部分25上设置有凹槽27或凸台26，相应地所述复合材料部分设置凸台或凹槽，使得前缘部分21上的凸台26和联接界面对应位置的所述复合材料部分设置的凹槽形成机械联接，面板部分25上的凹槽27和联接界面对应位置的所述复合材料部分设置的凸台形成机械联接。当风扇叶片变形时。凸台26和凹槽27相互作用，增强了金属前缘面板20和所述复合材料的联接界面的强度。面板部分25上的凸台26可以隔断胶层60，在胶层60发生破坏时，可以阻断胶层破坏，减少胶层60的整体破坏，保留金属面板和复合材料的界面的联接强度，不能使金属面板和复合材料完全分开，保持风扇叶片的整体性。
前缘部分21和面板部分25为连续一体式，可以采用倒圆角过渡，以避免面板上应力集中(如图1所示)。面板部分25与前缘部分21在吸力面31处采用倒圆角过渡22。在面板部分25与所述复合材料的联接结构为光滑曲面23,面板部分25的尾部为圆弧24过渡，从而避免复合材料结构上的应力集中。
特别地，前缘部分21可以采用实心结构，也可以采用空心结构，或采用其它填充物充满。此处的空心结构可以是空心结构、轻量化结构等，填充物可以选用轻质的复合材料、橡胶或流体等。
如图4所示，本发明中优选地，叶面30及榫头40都是由三种材料构成：钛合金、编织复合材料50，以及将两者联接起来的胶层60。金属前缘面板20和编织复合材料50通过胶层60联接成整个风扇叶片。面板部分25一侧的编织复合材料50由叶尖下缘一直延伸到榫头40的底部，在面板部分25处形成具有三层结构：吸力面32上的面板部分25，压力面31上的复合材料50，以及将复合材料50与面板部分25联接起来的胶层60。面板部分25处的复合材料50的总厚度为叶片当地厚度的60％～95％，其余为胶层60。
如图5和图6所示，本发明混合结构航空发动机风扇叶片10中金属前缘面板20和复合材料50通过搭接连接为一体，此处所述搭接部分可以通过铆钉或者螺栓70形成机械联接，在弦向和展向位置可以根据需要设计不同的铆接或者螺栓联接的个数。金属前缘面板20和复合材料50之间也可以通过缝线80进行联接，其根据强度需要设计不同的缝合密度。缝线80由碳纤维或者其它高强度并且柔软的材料组成。
如图7至图9所示，进一步地，金属前缘面板20可以沿弦向延伸到风扇叶片的不同位置，如面板部分25沿弦向可以延伸到风扇叶片中前部，这样可以减少风扇叶片的重量；或者，面板部分25延伸到叶片尾缘，增加叶片的强度和刚体，提高叶片的抗鸟撞能力；再或者，面板部分25延伸到尾缘，并过渡到金属尾缘，前缘部分、面板部分和尾缘包裹复合材料，从而增加叶片的强度和刚度，金属尾缘的宽度为叶片宽度的5％到20％。
根据上述结构，本发明中金属前缘面板20的作用主要是提供叶片的强度。其与前缘、尾缘和叶尖是连续的，从而可以较大地提高叶片的抗冲击强度，减轻复合材料部分受到的冲击。胶层60的主要作用是联接复合材料和金属钛面板，使两者之间具有一定联接强度，在规定的外载荷作用下保持两者的相对位置不变、不脱胶分离，以及变形连续协调。复合材料采用三维编织复合材料，主要成分是碳纤维和树脂，其作用是提供叶片相应的刚度和强度，同时减轻叶片质量。
此外，叶片的金属前缘面板20可以根据其结构形式由传统工艺，如锻压，或增材制造等非传统工艺(如选择性激光熔覆)加工而成。
在叶片的结构改进后，金属前缘面板20和复合材料部分在离心力和冲击工况下的受力和变形得到较好的改善。如下表1对比了在相同转速(3790rpm)下，两片结构混合结构叶片与复材叶片等效应力和变形情况。表2对比了相同鸟撞条件下，两片混合结构叶片与复材叶片等效应力和变形情况。由表1和表2可见，在应力大大下降时，复合材料部分的变形也有一定程度降低。
表1：相同转速(3790rpm)下，两片结构混合结构叶片与复材叶片等效应力和变形情况。
表2：相同鸟撞条件下，两片混合结构叶片与复材叶片等效应力和变形情况。
由上述结构可知，本发明混合结构航空发动机风扇叶片降低了混合结构风扇叶片金属部分的加工难度，避免了金属加强边包覆包边的加工。
具体地说，混合结构风扇叶片为两片搭接式结构，只有一片金属前缘面板和一片复合材料，叶片弦向部分为金属，中间部分为金属和复合材料的混合部分，后部分为复合材料。
这种结构与传统的风扇相比，由于金属前缘面板所占整个叶片比例较小，只有前缘部分为金属，叶片弦向的后半部分都为复合材料，使用了较多密度比较小的复合材料，降低了风扇叶片的质量，并可以在金属前缘使用空心结构，使混合结构风扇叶片可以和复合材料的叶片质量相当。
本发明混合结构航空发动机风扇叶片的金属和复合材料的连接通过胶结、缝合、铆接等的方式联接，联接界面设计凸台或者凹槽，增加界面联接强度。
本发明混合结构航空发动机风扇叶片采用金属作为前缘和面板，金属材料的强度和韧性都较高，外物冲击情况下，金属通过塑性变形可以大部分冲击力和能量，减少了复合材料的变形和受力，减小了复合材料的损伤。
综上所述，本发明混合结构航空发动机风扇叶片采用金属复合材料制作，金属部分可通过增材制造技术加工，使原来受限于传统加工工艺的金属抗冲击结构的设计更加灵活，例如可以采用网格结构、芯结构、空腔结构，以及经过拓扑优化后的几何结构，可以增强叶片抗冲击性能，获得更轻质的叶片。此外，混合结构叶片使用的复合材料沿叶片展向厚度和外型形状变化梯度的减小，从而减小复合材料成型工艺的难度。
因此，本发明混合结构航空发动机风扇叶片能够有效地兼顾强度性能和减重效果，并减小了传统复合材料风扇叶片的加工工艺的难度，是轻质大涵道比风扇叶片非常有前景的发展方向。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解，这些仅是举例说明，本发明的保护范围是由所附权利要求书限定的。本领域的技术人员在不背离本发明的原理和实质的前提下，可以对这些实施方式作出多种变更或修改，但这些变更和修改均落入本发明的保护范围。