旋转翼型件组件的制作方法

1.本公开涉及一种旋转翼型件组件，具体地，一种用于为飞行器产生推力的发动机的旋转翼型件组件，例如风扇或螺旋桨。


背景技术：

2.用于使飞行器在空中移动的推力可由围绕中心轴旋转的多个翼型件产生，例如，用于无管道式单风扇发动机的风扇的风扇叶片或螺旋桨驱动的飞行器上的螺旋桨。当风扇或螺旋桨旋转时，一些叶片沿向下方向运动，而另一些则沿向上方向运动。当飞行器水平飞行时，空气沿风扇或螺旋桨的轴向方向流入风扇或螺旋桨，向下运动的叶片和向上运动的叶片产生等量的推力。但是，当飞行器有迎角时，空气以非轴向分量流入风扇或螺旋桨，向下运动的叶片产生的推力量与向上运动的叶片产生的推力量不同。例如，当飞行器向上倾斜时，例如在起飞期间，向下运动的叶片比向上运动的叶片产生更大的推力量，导致风扇叶片或螺旋桨的不对称负载。因此，在一次旋转中，旋转翼型件(风扇叶片或螺旋桨)经受差异载荷(1p载荷)，从而导致旋转翼型件的循环负载条件。除其他事项外，这些循环载荷会使旋转翼型件承受疲劳应力和应变。
附图说明
3.通过以下各种示例性实施例的描述，本公开的特征和优点将显而易见，如附图所示，其中相似的附图标记通常表示相同的、功能类似的和/或结构类似的元件。
4.图1是根据本公开的实施例的具有带有旋转翼型件的无管道式单风扇发动机的飞行器的示意性立体图。
5.图2是图1所示飞行器的其中一个无管道式单风扇发动机的沿图1中的线2-2截取的示意性横截面图。
6.图3是图1所示飞行器的其中一个无管道式单风扇发动机的风扇(旋转翼型件组件)的前视图。
7.图4a是根据本公开的实施例的旋转翼型件的沿图2中的线4-4截取的示意性横截面图。
8.图4b是根据本公开的另一个实施例的旋转翼型件的示意性横截面图。
9.图4c是根据本公开的另一个实施例的旋转翼型件的示意性横截面图。
10.图4d是根据本公开的另一个实施例的旋转翼型件的示意性横截面图。
11.图5是具有减振器和不具有减振器的风扇叶片的归一化激励频率(频率比)与归一化动态放大因子的曲线图。
12.图6是根据本公开的另一个实施例的旋转翼型件的示意性横截面图。
13.图7是根据本公开的另一个实施例的旋转翼型件的示意性横截面图。
14.图8是图7的可调节减振器的详细视图，显示了图7中的细节8。
15.图9是根据本公开的另一个实施例的可调节减振器的示意图。
具体实施方式
16.通过考虑以下详细描述、附图和权利要求，本公开的特征、优点和实施例被阐明或显而易见。此外，应当理解，以下详细描述是示例性的并且旨在提供进一步的解释而不限制所要求保护的本公开的范围。
17.下面详细讨论各种实施例。虽然讨论了具体实施例，但这只是为了说明的目的。相关领域的技术人员将认识到在不脱离本公开的精神和范围的情况下可以使用其他部件和配置。
18.如本文所用，术语“第一”和“第二”可互换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。
19.术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，而后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
20.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”是指流体向其流动的方向。
21.除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接”、“连接”等既指直接联接、固定、附接或连接，又指通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定、附接或连接。
22.除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。
23.此处以及整个说明书和权利要求中，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均包括端点，并且端点可彼此独立组合。
24.如上所述，旋转翼型件，例如涡轮风扇发动机的风扇的风扇叶片或螺旋桨驱动的飞行器上的螺旋桨，在旋转期间，当旋转翼型件围绕其旋转的旋转轴线相对于进入风扇或螺旋桨的空气流成一定角度(例如向上倾斜或向下倾斜)时，可能经受差异负载(1p负载)。这种循环负载是激励频率(1p激励)，其可能会导致旋转翼型件的振动。在本文讨论的实施例中，旋转翼型件包括减振器，其被调谐以减少由该1p激励引起的振动，从而减少旋转翼型件上的疲劳和其他应力和应变。
25.本文讨论的旋转翼型件适用于用于为固定翼飞行器产生推力的旋转翼型件组件，特别是开式转子发动机，例如螺旋桨或无管道式风扇发动机。图1是可以实施各种优选实施例的飞行器10的立体图。飞行器10包括机身12、附接到机身12的一对机翼14、以及尾翼16。飞行器10还包括推进系统，该推进系统产生在飞行中、滑行操作期间等推进飞行器10所需的推进推力。图1所示的飞行器10的推进系统包括一对发动机100。在该实施例中，每个发动机100在翼下配置中通过挂架18附接到其中一个机翼14。尽管发动机100在图1中显示为在翼下配置中附接到机翼14，但在其他实施例中，发动机100可具有替代配置并联接到飞行器10的其他部分。例如，发动机100可附加地或替代地包括联接到飞行器10的其他部分(例如尾翼16，和机身12)的一个或多个方面。
26.正如下面将参考图2进一步描述的那样，图1所示的发动机100是无管道式单风扇发动机，每个发动机都能够选择性地为飞行器10产生推进推力。推进推力的量可以至少部分地基于经由燃料系统130(见图2)提供给无管道式单风扇发动机的燃料体积来控制。本文讨论的实施例中的航空涡轮燃料是具有所需碳数的可燃碳氢液体燃料，例如煤油型燃料。
燃料存储在燃料系统130的燃料箱131中。如图1所示，燃料箱131的至少一部分位于每个机翼14中并且燃料箱131的一部分位于机翼14之间的机身12中。然而，燃料箱131可以位于机身12或机翼14中的其他合适的位置。燃料箱131也可以完全位于机身12或机翼14内。燃料箱131也可以是独立的箱而不是单个整体式主体，例如，两个箱各自位于对应的机翼内14。
27.图2是在用于图1所示飞行器10的推进系统中使用的发动机100中的一个的示意性横截面图。图2的横截面图是沿图1中的线2-2截取的。如上所述，发动机100是无管道式单风扇发动机。无管道式单风扇发动机100具有轴向方向a(平行于在图2中示出以供参考的纵向中心线101延伸)、径向方向r和周向方向。周向方向(图2中未描绘)在绕纵向中心线101旋转的方向上延伸。无管道式单风扇发动机100包括风扇区段102和设置在风扇区段102下游的涡轮机104。
28.图2中描绘的涡轮机104包括限定入口108的管状外壳体106(也称为外壳或机舱)。在该实施例中，入口108是环形的。外壳体106包围发动机核心，该发动机核心以串联流动关系包括压缩机区段，该压缩机区段包括增压器或低压(lp)压缩机110和高压(hp)压缩机112；燃烧区段114；涡轮区段，该涡轮区段包括高压(hp)涡轮116和低压(lp)涡轮118；以及喷射排气喷嘴区段120。压缩机区段、燃烧区段114和涡轮区段一起至少部分地限定从入口108延伸到喷射排气喷嘴区段120的核心空气流动路径121。涡轮机104还包括一个或多个驱动轴。更具体地，涡轮机104包括将hp涡轮116驱动地连接到hp压缩机112的高压(hp)轴或线轴122，以及将lp涡轮118驱动地连接到lp压缩机110的低压(lp)轴或线轴124。
29.无管道式单风扇发动机100，更具体地，涡轮机104，能够与燃料系统130一起操作，并从燃料系统130接收燃料流。燃料系统130包括燃料输送组件133，该燃料输送组件133提供从燃料箱131到无管道式单风扇发动机100，并且更具体地，到多个燃料喷嘴142的燃料流，该多个燃料喷嘴142将燃料喷射到燃烧区段114的燃烧器140的燃烧室中。燃料输送组件133包括管，管道、导管等，以将燃料系统130的各种部件流体连接到无管道式单风扇发动机100。燃料箱131被配置为存储碳氢燃料，并且碳氢燃料从燃料箱131供应到燃料输送组件133。燃料输送组件133被配置为在燃料箱131和无管道式单风扇发动机100之间输送碳氢燃料，并因此提供从燃料箱131到无管道式单风扇发动机100的碳氢燃料的流动路径(流体路径)。
30.燃料系统130包括至少一个燃料泵，该燃料泵流体连接到燃料输送组件133以引导燃料流通过燃料输送组件133到无管道式单风扇发动机100。一个这样的泵是主燃料泵135。主燃料泵135是高压泵，它是燃料箱131和无管道式单风扇发动机100之间的燃料输送组件133中压力升高的主要来源。主燃料泵135可以配置成增加燃料输送组件133中的压力至大于燃烧器140的燃烧室内的压力的压力。
31.燃料系统130还包括与燃料输送组件133流体连通的燃料计量单元137。可以使用任何燃料计量单元137，包括例如计量阀。燃料计量单元137定位在主燃料泵135的下游和燃料歧管139的上游，燃料歧管139被配置为将燃料分配到燃料喷嘴142。燃料系统130被配置为向燃料计量单元137提供燃料，并且燃料计量单元137被配置为从燃料箱131接收燃料。燃料计量单元137进一步被配置为以期望的方式向无管道式单风扇发动机100提供燃料流。更具体地，燃料计量单元137被配置为计量燃料并以例如期望流率向无管道式单风扇发动机100的燃料歧管139提供期望燃料体积。燃料歧管139流体连接到燃料喷嘴142并将接收到的
燃料分配(提供)到多个燃料喷嘴142，燃料在此处被喷射到燃烧器140的燃烧室中并燃烧。调节燃料计量单元137改变了提供到燃烧室的燃料体积，并因此改变了由无管道式单风扇发动机100产生的推动飞行器10的推进推力的量。
32.无管道式单风扇发动机100还包括各种辅助系统，以帮助无管道式单风扇发动机100和/或飞行器10的操作。例如，无管道式单风扇发动机100可包括主润滑系统152、压缩机冷却空气(cca)系统154、主动热间隙控制(atcc)系统156和发电机润滑系统158，每个都在图2中示意性地描绘。主润滑系统152被配置为向例如压缩机区段、涡轮区段、hp轴122和lp轴124中的各种轴承和齿轮啮合提供润滑剂。由主润滑系统152提供的润滑剂可以增加这些部件的使用寿命并且可以通过使用一个或多个热交换器从这些部件移除一定量的热量。压缩机冷却空气(cca)系统154将来自hp压缩机112或lp压缩机110之一或两者的空气提供给hp涡轮116或lp涡轮118之一或两者。主动热间隙控制(atcc)系统156用于在飞行任务期间随着壳体温度的变化而最小化涡轮叶片的尖端和壳体壁之间的间隙。发电机润滑系统158向电子发电机(未示出)提供润滑，以及为电子发电机提供冷却/除热。电子发电机可以向例如用于无管道式单风扇发动机100的启动电动机和/或无管道式单风扇发动机100和/或飞行器10的各种其他电子部件提供电力。用于无管道式单风扇发动机100的润滑系统(例如，主润滑系统152和发电机润滑系统158)可以使用碳氢流体(例如，油)用于润滑，其中油通过回油管线的内表面循环。
33.无管道式单风扇发动机100的风扇区段102包括联接到风扇轮毂164(或盘)的多个风扇叶片162，这里也称为旋转翼型件。风扇叶片162和风扇轮毂164可一起绕旋转轴线161周向地旋转，在该实施例中，旋转轴线161与纵向中心线(轴线)101重合。在该实施例中，旋转器160连接到风扇轮毂164并且旋转器160相对于外壳体106旋转。每个风扇叶片162是翼型件，并且更具体地，是旋转翼型件。在该实施例中，风扇叶片162与风扇轮毂164一起构成旋转翼型件组件。
34.该实施例的涡轮机104是产生扭矩以旋转风扇叶片162的扭矩产生系统。涡轮机104被配置为操作(例如，旋转)风扇轮毂164。风扇轮毂164可以联接到轴，并且更具体地，联接到涡轮机104的lp轴124，并且lp轴124旋转风扇叶片162和风扇轮毂164。在一些实施例中，在直接驱动配置中，lp轴124可联接到风扇轮毂164，但是，在该实施例中，lp轴124联接到齿轮箱126，齿轮箱126进而传递旋转(扭转)力以旋转风扇轮毂164。
35.联接到外壳体106的可以是一个或多个出口导向轮叶166。在该实施例中，出口导向轮叶166定位在风扇叶片162的后方。在该实施例中，外壳体106是静止的，使得一个或多个出口导向轮叶166不围绕纵向中心线101旋转，并因此相对于绕纵向中心线101的旋转是静止的。尽管出口导向轮叶166相对于纵向中心线101是静止的，但出口导向轮叶166能够相对于外壳体106旋转或移动以沿特定方向引导气流。
36.在无管道式单风扇发动机100的操作期间，空气从图2的左侧朝向图2的右侧流动。一部分气流可以流过风扇叶片162和出口导向轮叶166。一部分气流可以通过环形入口108进入外壳体106，因为流过核心空气流动路径121的空气将与燃料混合以在燃烧器140中燃烧并通过喷射排气喷嘴区段120排出。如上所述，出口导向轮叶166可以相对于外壳体106可移动以沿特定方向引导气流。每个出口导向轮叶166可以是可移动的以调节出口导向轮叶166的倾斜、俯仰、扫掠或其任何组合。
37.在图1和2所示的实施例中，外壳体106的前端或前部分包括一个或多个风扇叶片162和一个或多个出口导向轮叶166。在其他实施例中，一个或多个风扇叶片162和一个或多个出口导向轮叶166可相对于外壳体106具有不同的布置。例如，一个或多个风扇叶片162和一个或多个出口导向轮叶166可位于外壳体106的后端或后部分，例如联接到外壳体106的后部分。更具体地，一个或多个风扇叶片162和一个或多个出口导向轮叶166可以联接到外壳体106的后部分。
38.在其他实施例中，根据本公开的发动机可配置成具有定位在旋转风扇叶片162前方的静止轮叶(因此，轮叶166是入口导向轮叶)。尽管出口导向轮叶166可以是静止的并且不绕纵向中心线101旋转，如上所述，但一个或多个出口导向轮叶166可以与一个或多个风扇叶片162反向旋转，使得一个或多个出口导向轮叶166是对转开式转子(cror)发动机中的对转转子。设想了其中转子在挂架18前方的推进器配置或其中转子在挂架18后方的牵引器配置。在这种情况下，对转转子也可以是作为旋转翼型件组件的一部分的旋转翼型件，如下文进一步讨论的。
39.图1和图2所示的旋转翼型件组件的示例是风扇叶片162连同风扇轮毂164，但本文讨论的实施例可适用于其他旋转翼型件组件。其他旋转翼型件组件包括例如螺旋桨组件，例如用于涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨组件。这种螺旋桨组件可包括多个螺旋桨叶片，这些螺旋桨叶片联接到螺旋桨轴并从螺旋桨轴向外延伸。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨组件可由涡轮机(类似于上面讨论的涡轮机104)驱动以绕螺旋桨轴的旋转轴线旋转。螺旋桨叶片是翼型件，更具体地，是旋转翼型件，并且螺旋桨组件是旋转翼型件组件的另一个示例。螺旋桨组件是开式转子系统，在涡轮螺旋桨发动机的纵向中心线相对于进入螺旋桨组件的空气流成一定角度(例如向上或向下倾斜)的情况下，其也可能在螺旋桨叶片上承受不对称负载。
40.上文讨论的用于图1到图2所示的发动机100的扭矩产生系统是涡轮机104。然而，其他合适的扭矩产生系统可用于旋转旋转翼型件(例如，风扇叶片162)和旋转翼型件组件(例如，风扇轮毂164和风扇叶片162)。其他合适的扭矩产生系统包括其他发动机，例如往复式发动机。尽管图1所示的飞行器10是飞机，但本文描述的实施例也可适用于其他飞行器10，包括例如其他固定翼无人驾驶运载器(uav)。此外，虽然本文未描述，但在其他实施例中，本文讨论的实施例可适用于任何旋转翼型件和旋转翼型件组件，例如风力涡轮的叶片。
41.图3示出了根据实施例的包括多个旋转翼型件202的旋转翼型件组件200。图3中描绘的旋转翼型件组件200包括图1和图2的无管道式单风扇发动机100的旋转器160，并且图3是旋转器160的前视图。旋转翼型件组件200的旋转翼型件202(风扇叶片162)在图3中绕旋转轴线201(旋转轴线161)沿顺时针方向旋转。为了有助于下面的讨论，旋转翼型件202和旋转翼型件组件200的角位置是相对于旋转轴线201给出的，如图3所示。因此，旋转翼型件202沿向下方向从零度旋转到一百八十度并且沿向上方向从一百八十度旋转到三百六十度(零度)。
42.图3示出旋转轴线201相对于进入旋转翼型件202的空气流成一定角度(例如向上或向下倾斜)。更具体地，在图3中，旋转轴线201相对于进入旋转翼型件202的空气流向上成一定角度，例如当飞行器10(以及图1的无管道式单风扇发动机100的纵向中心线101)在起飞或爬升过程中向上倾斜时。在这种情况下，旋转翼型件组件200经受沿向上方向(如向上
箭头所示)的气流的非轴向分量。如果旋转翼型件组件200不倾斜，则每个旋转翼型件202在旋转的顶部(零度)和底部(一百八十度)产生旋转翼型件202将产生的类似的升力量。然而，每个旋转翼型件202在从顶部(零度)向下移动到底部(一百八十度)时产生较小的升力，而在从底部(一百八十度)向上移动到顶部(零度)时产生更多的升力。这种升力的变化在图3中用虚线示意性地说明。随着旋转翼型件202旋转一圈，由旋转翼型件202产生的最低升力量在90度处，从该点到两百七十度稳定增加，然后随着旋转翼型件202继续旋转而稳定下降。这可以称为每转一次负载或1p负载。
43.图4a示出了根据可用于本文所述的翼型件组件200的实施例的图3的旋转翼型件202，例如无管道式单风扇发动机100的风扇叶片162。图4a是沿图2中的线4-4截取的示意性横截面图。该实施例的旋转翼型件组件200包括与风扇轮毂164接合并将旋转翼型件202连接到风扇轮毂164的根部212。翼梁214连接到根部212。翼梁214提供用于旋转翼型件组件200的结构支撑。蒙皮(未示出)形成旋转翼型件组件200的外表面。翼梁214和蒙皮之间的旋转翼型组件200中的体积可以填充有例如泡沫216。泡沫216是旋转翼型件组件200的轻质非结构部件，用于填充翼梁214和蒙皮之间的空隙。在该实施例中，翼梁214和泡沫216一起形成旋转翼型件202的主体。旋转翼型件202包括前缘222、后缘224、根端226和尖端228。旋转翼型件202沿旋转翼型件组件200的径向方向r(也参见图2)从根端226向外延伸到尖端228。旋转翼型件202的纵向方向是旋转翼型件组件200的径向方向r。旋转翼型件202可具有任何合适的形状，包括例如具有凸曲率的吸力表面和大致平坦的压力表面的弧形形状。
44.该实施例的旋转翼型件202包括空腔230和位于空腔230内的减振器240。空腔230包括限定空腔230的多个壁。在该实施例中，空腔230包括前壁232、后壁234、根部壁236、尖端壁238、吸力侧壁(未示出)和压力侧壁(未示出)，在本文中统称为空腔230的侧壁。该实施例的空腔230在旋转翼型件202的径向方向r上伸长。
45.在图4a所示的实施例中，空腔230和减振器240位于翼梁214内。在一些实施例中，例如在图4a所示的实施例中，空腔230和减振器240位于相比于根端226更靠近尖端228的位置，并且可以在径向方向r上形成在旋转翼型件202的外半部上。
46.该实施例的减振器240是位于空腔230内的悬臂梁，并且类似于空腔230，在旋转翼型件202的径向方向r上伸长。尽管在本文中显示和描述为悬臂梁，但减振器240可以具有任何合适的形状。减振器240包括附接端242和自由端244。附接端242在旋转翼型件202的径向方向r上与自由端244相对。附接端242附接到空腔230的侧壁中的一个，例如尖端壁238。自由端244不附接到空腔230的侧壁或旋转翼型件202的另一部分。减振器240的尺寸设计为具有宽度w和深度(页面内和外)，以在减振器240和空腔230的侧壁(不包括减振器240在附接端242附接到其的空腔230的侧壁)(例如前壁232、后壁234、根部壁236、吸力侧壁(未示出)和压力侧壁(未示出))之间具有空间(间隙)。此外，减振器240具有长度l，使得在自由端244和空腔230的其中一个壁(例如根部壁236)之间存在空间(间隙)。在减振器240是悬臂式的并且以这种方式设计尺寸的情况下，当以激励频率(ω
exc
)的振动被施加到旋转翼型件202时，自由端244在空腔230内自由振动。在一些实施例中，自由端244被配置成当旋转翼型件202经受不同于旋转翼型件202的固有频率的激励频率(ω
exc
)时在空腔230内振动而不接触空腔230的壁。
47.图4b是根据本公开的另一方面的旋转翼型件302的示意性横截面图，旋转翼型件
302是图4a的旋转翼型件202的变体。旋转翼型件302基本上类似于旋转翼型件202，因此，相似的部分将用相似的数字标识。应当理解，除非另有说明，否则旋转翼型件202的相似部分的描述适用于旋转翼型件302。
48.在一些实施例中，例如在图4b所示的实施例中，空腔230可以从尖端228机加工到翼梁214中，并且减振器240从尖端228插入到空腔230中。该实施例的翼梁214延伸到尖端228并且空腔230是形成在翼梁214中、从尖端228向内延伸的孔。在该实施例中，附接端242连接到旋转翼型件302的尖端228。
49.图4c是根据本公开的又一方面的旋转翼型件402的示意性横截面图，旋转翼型件402是图4a的旋转翼型件202的变体。旋转翼型件402基本上类似于旋转翼型件202，因此，相似的部分将用相似的数字标识。应当理解，除非另有说明，否则旋转翼型件202的相似部分的描述适用于旋转翼型件402。
50.在图4c所示的实施例中，空腔230可通过根部212机加工到翼梁214中。
51.图4d是根据本公开的又一方面的旋转翼型件502的示意性横截面图，旋转翼型件502是图4a的旋转翼型件202的变体。旋转翼型件502基本上类似于旋转翼型件202，因此，相似的部分将用相似的数字标识。应当理解，除非另有说明，否则旋转翼型件202的相似部分的描述适用于旋转翼型件502。
52.在一些实施例中，例如在图4d所示的实施例中，减振器可定位在旋转翼型件502内的替代位置。尽管空腔230和减振器240可优选位于翼梁214中(如图4a、4b和4c所示)，但是空腔230和减振器240可以位于旋转翼型件502内的其他合适位置，包括在泡沫216中，如图4d所示。
53.图5是旋转翼型件的归一化激励频率(x轴)与归一化动态放大因子(y轴)的曲线图，诸如图4a的旋转翼型件202并类似地适用于图4b-4d的旋转翼型件302、402和502。归一化激励频率例如是激励频率(ω
exc
)除以旋转翼型件202的固有频率(ωn)的频率比。没有减振器240的旋转翼型件202对输入(激励)频率的动态响应在图5中由实线282示出。具有减振器240的旋转翼型件202对输入(激励)频率的动态响应由图5中的虚线284示出。减振器240也具有固有频率。在该实施例中，减振器240的固有频率被调谐以降低对应于1p激励的动态响应。减振器240的固有频率被调谐到1p激励频率，使得减振器240减少主结构(在这种情况下为旋转翼型件202)在1p激励频率下的振动。
54.在图5所示的实施例中，减振器240将1p载荷的动态放大降低到几乎没有放大。减振器240被调谐为具有偏离(例如，大于或小于)旋转翼型件202的共振(固有频率)的固有频率。优选地，减振器240被调谐为具有与旋转翼型件202的共振(固有频率)偏离至少百分之十的固有频率，其中减振器240的固有频率是旋转翼型件202的固有频率的百分之九十或更少，或减振器240的固有频率是旋转翼型件202的固有频率的百分之一百一十或更多。在一些实施例中，减振器240的固有频率小于旋转翼型件202的固有频率，并且具有小于一的归一化激励频率。减振器240优选地可具有从旋转翼型件202的固有频率的百分之二十五至旋转翼型件202的固有频率的百分之九十的固有频率。如上所述，减振器240的固有频率可以大于旋转翼型件202的固有频率，并且在这样的实施例中，减振器240优选地可以具有从旋转翼型件202的固有频率的百分之一百一十至旋转翼型件202的固有频率的百分之一百五十的固有频率。
55.1p激励可以作为飞行器10(图1)的速度和飞行器10的迎角的函数而变化。在本文讨论的实施例中，1p激励是针对设计条件确定的，其中1p载荷在飞行器10或发动机100(图1)的飞行包线内是最高的。这样的设计条件可以是例如飞行器10的最大速度和飞行器10起飞和爬升的迎角。在一些实施例中，1p激励可以是旋转翼型件组件200的转速，并且减振器240的固有频率可以是旋转翼型件组件200的转速的百分之九十至百分之一百一十。旋转翼型件组件200的速度可以在上面讨论的设计条件下获取，并且旋转翼型件组件200的速度可以作为发动机100的红线速度的百分比。
56.以本文讨论的方式使用减振器240减少了1p载荷并允许改进的旋转翼型件设计。例如，目前，根部212和翼梁214都是金属部件。减振器240可允许较低重量的材料，例如复合材料用于根部212和翼梁214中的一者或两者。此外，可减小这些部件的尺寸。减振器240改变旋转翼型件202的动态特性。减振器240，特别是图4a到4c所示的实施例，是无需定期维护即可实施的无源装置。由于减振器240位于旋转翼型件202的内部(在主体内)，减振器240不影响旋转翼型件202的气动性能。
57.图6是根据本公开的又一方面的旋转翼型件602的示意性横截面图，旋转翼型件602是图4a的旋转翼型件202的变体。旋转翼型件602基本上类似于旋转翼型件202，因此，相似的部分将用相似的数字标识。应当理解，除非另有说明，否则旋转翼型件202的相似部分的描述适用于旋转翼型件602。
58.单个减振器240被用在图4a到4c所示的实施例中。如图6所示，其他实施例可以使用多个减振器240，例如在图6所示的旋转翼型件602中。每个减振器240可以被调谐以考虑不同的激励频率。例如，一个减振器240可以被调谐以考虑1p激励，并且另一个减振器240被调谐以具有与一些其他同步或非同步刺激一致的固有频率。在一些实施例中，第一减振器240具有第一固有频率并且第二减振器240具有不同于第一固有频率的第二固有频率。在这种情况下，第一减振器240的长度l可以不同于第二减振器240的长度l。
59.图7是根据本公开的又一方面的旋转翼型件702的示意性横截面图，旋转翼型件702是图4a的旋转翼型件202的变体。旋转翼型件702基本上类似于旋转翼型件202，因此，相似的部分将用相似的数字标识。应当理解，除非另有说明，否则旋转翼型件202的相似部分的描述适用于旋转翼型件602。
60.图4a到4c所示的减振器240是无源的，一旦制造出来，就不需要进一步的调谐或调节。在一些实施例中，减振器240可以是可调节的以具有不同的固有频率。图7所示的减振器240类似于图4b所示的减振器240，但是自由端244包括可调节质量块246，该可调节质量块246可以移动远离减振器240的附接端242或靠近附接端242，以改变减振器240的固有频率。
61.图8是显示图7的减振器240的细节8的详细视图。在该实施例中，减振器240是主动可调节的，使得例如，用户或控制器260移动可调节质量块246。可以使用任何合适的方法来调节(移动)可调节质量块246，包括，例如，致动器250，例如线性致动器，如图8所示。在该实施例中，致动器250包括驱动螺杆254的步进电机252。步进电机252使螺杆254旋转，并且随着螺杆254旋转，可调节质量块246移动靠近或远离减振器240的附接端242。致动器250，并且更具体地在该实施例中，步进电机252可由控制器260操作。步进电机252通信地且可操作地联接到控制器260。
62.控制器260可以是发动机控制器的独立控制器部分，该发动机控制器被配置为操
作发动机100(图1)的各种系统。在该实施例中，控制器260是具有一个或多个处理器262和一个或多个存储器264的计算装置。处理器262可以是任何合适的处理装置，包括但不限于微处理器、微控制器、集成电路、逻辑器件、可编程逻辑控制器(plc)、专用集成电路(asic)和/或现场可编程门阵列(fpga)。存储器264可以包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、计算机可读非易失性介质(例如闪存)、ram、rom、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其他存储器装置。
63.存储器264可以存储处理器262可访问的信息，包括可以由处理器262执行的计算机可读指令。指令可以是当由处理器262执行时使处理器262和控制器260执行操作的任何指令集或指令序列。控制器260，并且更具体地，处理器262被编程或配置为执行这些操作，例如下面进一步讨论的操作。在一些实施例中，指令可以由处理器262执行以使处理器262完成控制器260为其配置的任何操作和功能，如下文将进一步描述的。指令可以是以任何合适的编程语言编写的软件或者可以在硬件中实施。附加地和/或替代地，指令可以在处理器262上在逻辑上和/或虚拟上分开的线程中执行。存储器264可以进一步存储可以由处理器262访问的数据。
64.本文讨论的技术参考了基于计算机的系统和由基于计算机的系统采取的动作以及发送到基于计算机的系统和从基于计算机的系统发送的信息。本领域的普通技术人员将认识到，基于计算机的系统的固有灵活性允许在部件之间和之中进行各种可能的配置、组合以及任务和功能的划分。例如，本文讨论的过程可以使用单个计算装置或组合工作的多个计算装置来实施。数据库、存储器、指令和应用程序可以在单个系统上实施，也可以分布在多个系统上。分布式部件可以顺序或并行操作。
65.控制器260可以通信地联接到测量激励频率的传感器266(或控制器260可以从其确定激励频率的另一输入)。控制器260可以被配置为从传感器266接收指示测得的激励频率的输入，并且控制器260被配置为基于测得的激励频率移动可调节质量块246。控制器260可以被配置为移动可调节质量块246以将减振器240调谐到测得的激励频率。附加地或替代地，控制器260可以被配置为接收指示旋转翼型件组件200的操作条件的输入。旋转翼型件组件200的操作条件可以是发动机100的操作条件和/或飞行器10的操作条件，例如飞行器10的迎角、飞行器10的空速或旋转翼型件组件200的转速。控制器260可以被配置为移动可调节质量块246并基于旋转翼型件组件200的操作条件调谐减振器240。
66.图9是显示减振器240的替代配置，并且更具体地，可调节质量块246的替代配置的详细视图。在该实施例中，可调节质量块246是被动可调谐的(可调节的)。该实施例的可调节质量块246可滑动地连接到杆272。可调节质量块246通过弹簧274连接到减振器240的附接端242。可调节质量块246在杆272上的位置，以及因此减振器240的固有频率，由质量块上的离心载荷和弹簧常数控制。可调节质量块246在杆272上的位置和可调节质量块246与附接端242的距离因此可以基于旋转翼型件组件200，并且更具体地，旋转翼型件(例如旋转翼型件202、302、402、502、602、702)的转速。
67.本文讨论的旋转翼型件202、302、402、502、602、702使用减振器240，该减振器240被调谐以考虑偏离共振(固有频率)激励。在上面讨论的实施例中，减振器240被调谐以考虑1p激励。减振器240可以被调谐以考虑偏离旋转翼型件的共振(固有频率)的其他激励，并且在这些实施例中，减振器240的固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。减振器240减少由
偏离共振(固有频率)激励引起的振动，并且更具体地在一些实施例中，1p激励引起的振动，从而减少旋转翼型件202、302、402、502、602、702和旋转翼型件组件200上的疲劳和其他应力和应变。
68.本公开的进一步方面由以下条项的主题提供。
69.一种旋转翼型件，包括主体和减振器。主体具有根部和尖端。减振器位于主体内。旋转翼型件具有固有频率。减振器具有固有频率。减振器的固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。
70.根据前述条项所述的旋转翼型件，其中减振器的固有频率与旋转翼型件的固有频率相差至少百分之十。
71.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中减振器的固有频率是旋转翼型件的固有频率的百分之二十五至旋转翼型件的固有频率的百分之九十。
72.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中减振器是主动可调节的。减振器可操作地联接到控制器。控制器被编程为基于输入调节减振器的固有频率。
73.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中减振器是被动可调节的。减振器包括可调节质量块，可调节质量块能够移动以改变减振器的固有频率。可调节质量块的位置基于旋转翼型件的转速。
74.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，进一步包括多个减振器。多个减振器包括具有第一固有频率的第一减振器和具有第二固有频率的第二减振器，第二固有频率不同于第一固有频率。第一固有频率和第二固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。
75.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中主体包括泡沫。减振器位于泡沫内。
76.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，进一步括翼梁。翼梁是主体的一部分，并且减振器位于翼梁内。
77.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，进一步包括形成在翼梁中的空腔。减振器位于空腔内。
78.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中旋转翼型件具有纵向方向。翼梁延伸到尖端。空腔是在旋转翼型件的纵向方向上从尖端向内延伸的孔。
79.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，进一步包括形成在主体中的空腔。空腔包括限定空腔的多个壁，并且减振器位于空腔内。减振器是具有附接端和自由端的悬臂梁。附接端附接到限定空腔的多个壁中的至少一个壁。减振器的尺寸设计并定位在空腔内，使得在经受激励频率时自由端能够在空腔内振动。
80.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中旋转翼型件具有纵向方向。空腔和减振器中的每一个都在纵向方向上伸长。
81.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中自由端包括可调节质量块，可调节质量块能够相对于附接端移动以改变减振器的固有频率。
82.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中减振器的尺寸设计并定位在空腔内，使得在减振器和空腔的侧壁之间形成间隙。
83.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件，其中间隙的尺寸设计成使得当旋转翼型件经受小于旋转翼型件的固有频率的激励频率时，减振器的自由端能够在空腔内振动，
而不接触空腔的侧壁。
84.一种旋转翼型件组件，包括旋转轴线和多个根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件。多个旋转翼型件能够绕旋转轴线旋转。
85.根据前述条项所述的旋转翼型件组件，其中当旋转轴线相对于流入多个旋转翼型件的空气的气流方向成一定角度时，旋转翼型件组件由于旋转翼型件的不对称负载而产生激励频率。减振器的固有频率是激振频率。
86.根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件组件，其中多个旋转翼型件能够以一定转速绕旋转轴线旋转。减振器的固有频率是转速的百分之九十至百分之一百一十。
87.一种发动机，包括根据前述条项中任一项所述的旋转翼型件组件。扭矩产生系统联接到旋转翼型件组件以使旋转翼型件组件绕旋转翼型件组件的旋转轴线旋转。
88.根据前述条项中任一项所述的发动机，其中发动机是无管道式单风扇发动机。扭矩产生系统是燃气涡轮发动机的涡轮机。旋转翼型件组件是风扇，其中多个旋转翼型件中的每一个旋转翼型件是风扇叶片。
89.尽管前面的描述针对优选实施例，但是其他变化和修改对于本领域的技术人员来说将是显而易见的，并且可以在不脱离本公开的精神或范围的情况下进行。此外，结合一个实施例描述的特征可以结合其他实施例使用，即使上面没有明确说明。

技术特征：
1.一种旋转翼型件，其特征在于，包括：主体，所述主体具有根端和尖端；和减振器，所述减振器位于所述主体内，其中所述旋转翼型件具有固有频率，并且所述减振器具有固有频率，所述减振器的所述固有频率不同于所述旋转翼型件的所述固有频率。2.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述减振器的所述固有频率与所述旋转翼型件的所述固有频率相差至少百分之十。3.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述减振器的所述固有频率是所述旋转翼型件的所述固有频率的百分之二十五至所述旋转翼型件的所述固有频率的百分之九十。4.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述减振器是主动可调节的，所述减振器可操作地联接到控制器，并且所述控制器被编程为基于输入调节所述减振器的所述固有频率。5.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述减振器是被动可调节的，所述减振器包括可调节质量块，所述可调节质量块能够移动以改变所述减振器的所述固有频率，所述可调节质量块的位置基于所述旋转翼型件的转速。6.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，进一步包括多个减振器，所述多个减振器包括具有第一固有频率的第一减振器和具有第二固有频率的第二减振器，所述第二固有频率不同于所述第一固有频率，其中所述第一固有频率和所述第二固有频率不同于所述旋转翼型件的所述固有频率。7.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述主体包括泡沫，所述减振器位于所述泡沫内。8.根据权利要求1所述的旋转翼型件，其特征在于，进一步包括翼梁，所述翼梁是所述主体的一部分并且所述减振器位于所述翼梁内。9.根据权利要求8所述的旋转翼型件，其特征在于，进一步包括形成在所述翼梁中的空腔，所述减振器位于所述空腔内。10.根据权利要求9所述的旋转翼型件，其特征在于，其中所述旋转翼型件具有纵向方向，所述翼梁延伸到所述尖端，并且所述空腔是在所述旋转翼型件的所述纵向方向上从所述尖端向内延伸的孔。

技术总结
一种旋转翼型件，包括主体和位于主体内的减振器。主体具有根端和尖端。旋转翼型件具有固有频率，并且减振器具有固有频率。减振器的固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。固有频率不同于旋转翼型件的固有频率。


技术研发人员：苏里亚格亚
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2023.03.13
技术公布日：2023/9/25