具有翼弦减小部的易碎燃气涡轮发动机翼型件的制作方法

本主题大体上涉及翼型件，并且更特别地涉及具有翼弦减小部的用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。

背景技术：

在飞行器发动机中使用的翼型件(诸如，燃气涡轮发动机的风扇叶片)可能易受极端的负载事件的影响。例如，风扇叶片可能会撞击被吸入到发动机中的鸟，或可出现其中风扇叶片中的一个被从转子盘切断的叶片断裂(blade-out)的情况。如果冲击足够大，则风扇叶片可分裂成一个或多个碎片，之后向下游行进通过发动机。

燃气涡轮发动机(诸如，涡轮风扇)大体上包括环绕包括风扇叶片的风扇组件的风扇壳体。风扇壳体大体上构造成经得住由于导致故障模式的不利发动机状况(诸如，外来物体损坏、由于过度或极端失衡或风扇转子振荡而造成的硬摩擦、或风扇叶片脱落(liberation))而造成的风扇叶片的冲击。然而，这样的翼型件构造大体上增加风扇壳体的重量，由此增加发动机和飞行器的重量并且降低性能和效率。

已知的风扇壳体大体上包括易碎结构(诸如，蜂窝或沟槽填充材料)，其构造成减轻至风扇壳体的负载传递和通过风扇壳体的负载传递。然而，该方法大体上为昂贵的。此外，该方法可导致较大、较重、效率较低的风扇壳体。更进一步，该方法可能未解决与在一个或若干个翼型件(诸如，风扇叶片)的变形或脱落之后的风扇转子失衡有关的问题。

照此，需要一种翼型件，该翼型件能够实现受控并且一致的失效模式，该失效模式可使得能够降低成本、重量以及至周围壳的负载传递。

技术实现要素：

方面和优点将在下文的描述中部分地得到阐述，或可根据描述而显而易见，或可通过实践本发明而习知。

在一个方面，本主题涉及一种翼型件，翼型件限定在根部与末梢之间延伸的翼展和在前缘与后缘之间延伸的在沿着翼展的每个点处的翼弦。翼型件包括在根部和末梢之间延伸并在前缘和后缘之间延伸的叶片。叶片包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿着翼展的每个点处在它们之间限定厚度。叶片沿着翼展的第一部分在前缘或后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部。此外，叶片限定易碎线，易碎线至少部分地沿着在翼展的第一部分内的沿着翼展的点处的翼弦从第一翼弦减小部延伸。

在一个实施例中，翼型件可限定沿着翼展在易碎线和末梢之间延伸的易碎翼型件部分。在若干实施例中，第一翼弦减小部可限定在前缘上，并且叶片还沿着翼展的第二部分在后缘上限定第二翼弦减小部。在这样的实施例中，易碎线可至少部分地沿着在翼展的第一部分或第二部分中的至少一者内的沿着翼展的点处的翼弦在第一翼弦减小部和第二翼弦减小部之间延伸。在一个特定实施例中，翼展的第一部分与翼展的第二部分相同。在另一实施例中，翼展的第一部分相对于翼展的第二部分朝向末梢而定位。在另外的其它实施例中，翼展的第一部分相对于翼展的第二部分朝向根部而定位。

在额外的实施例中，翼展的第一部分可延伸至翼展的自末梢起的至少5%。在另一实施例中，翼展的第一部分可沿着翼展的至少10%延伸。在一个实施例中，翼展的第一部分可沿着翼展的至少15%但小于50%延伸。

在另外的实施例中，翼型件可还包括覆盖片，覆盖片联接至叶片使得覆盖片覆盖至少第一翼弦减小部。覆盖片可在翼展的第一部分处限定连续的前缘。在一个这样的实施例中，覆盖片可联接至叶片使得覆盖片覆盖至少第一翼弦减小部和第二翼弦减小部。照此，覆盖片可在翼展的第一部分处限定连续的前缘并在翼展的第二部分处限定连续的后缘。在一个实施例中，覆盖片可包括前缘蒙皮。在另一实施例中，覆盖片可包括复合层，复合层包括至少部分地沿着翼弦或厚度中的至少一者取向的纤维。

在一个实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在额外的实施例中，翼型件可包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。

在另一方面，本主题涉及一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：沿着中心轴线延伸的发动机轴；压缩机，其附接至发动机轴并绕中心轴线径向地延伸；燃烧器，其定位在压缩机下游以从压缩机接收压缩流体；涡轮，其在燃烧器下游安装在发动机轴上，以向压缩机提供旋转力；和可操作地连接至发动机轴的多个翼型件。多个翼型件中的每个限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和后缘之间延伸的沿着翼展的每个点处的翼弦。每个翼型件包括在根部和末梢之间延伸并在前缘和后缘之间延伸的叶片。叶片包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在沿着翼展的每个点处在它们之间限定厚度。叶片沿着翼展的第一部分在前缘或后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部。此外，叶片限定易碎线，易碎线至少部分地沿着在翼展的第一部分内的沿着翼展的点处的翼弦从第一翼弦减小部延伸。

在一个实施例中，燃气涡轮发动机可还包括风扇区段，风扇区段包括被构造为风扇叶片的多个翼型件。还应当理解，燃气涡轮发动机可还包括如本文中描述的任何额外的特征。

技术方案1.一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：

在所述根部和所述末梢之间延伸并在所述前缘和所述后缘之间延伸的叶片，所述叶片包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在沿着所述翼展的每个点处在它们之间限定厚度，其中所述叶片沿着所述翼展的第一部分在所述前缘或所述后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部，并且其中所述叶片限定易碎线，所述易碎线至少部分地沿着所述翼展的所述第一部分内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦从所述第一翼弦减小部延伸。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定沿着所述翼展在所述易碎线和所述末梢之间延伸的易碎翼型件部分。

技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一翼弦减小部限定在所述前缘上，并且其中所述叶片还沿着所述翼展的第二部分在所述后缘上限定第二翼弦减小部，并且其中所述易碎线至少部分地沿着在所述翼展的所述第一部分或所述第二部分中的至少一者内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦在所述第一翼弦减小部和所述第二翼弦减小部之间延伸。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分与所述翼展的所述第二部分相同。

技术方案5.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分相对于所述翼展的所述第二部分朝向所述末梢而定位。

技术方案6.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分相对于所述翼展的所述第二部分朝向所述根部而定位。

技术方案7.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分延伸至所述翼展的自所述末梢起的至少5%。

技术方案8.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分沿着所述翼展的至少10%延伸。

技术方案9.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼展的所述第一部分沿着所述翼展的至少15%但小于50%延伸。

技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括：

覆盖片，其联接至所述叶片使得所述覆盖片覆盖至少所述第一翼弦减小部，其中所述覆盖片在所述翼展的所述第一部分处限定连续的前缘。

技术方案11.根据技术方案3所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件还包括：

覆盖片，其联接至所述叶片使得所述覆盖片覆盖至少所述第一翼弦减小部和所述第二翼弦减小部，其中所述覆盖片在所述翼展的所述第一部分处限定连续的前缘并在所述翼展的所述第二部分处限定连续的后缘。

技术方案12.根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述覆盖片包括前缘蒙皮。

技术方案13.根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述覆盖片包括复合层，所述复合层包括至少部分地沿着所述翼弦或所述厚度中的至少一者取向的纤维。

技术方案14.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。

技术方案15.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。

技术方案16.一种限定中心轴线的燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：

沿着所述中心轴线延伸的发动机轴；

压缩机，其附接至所述发动机轴并绕所述中心轴线径向地延伸；

燃烧器，其定位在所述压缩机下游以从所述压缩机接收压缩流体；

涡轮，其在所述燃烧器下游安装在所述发动机轴上，以向所述压缩机提供旋转力；和

可操作地连接至所述发动机轴的多个翼型件，所述多个翼型件中的每个限定在根部和末梢之间延伸的翼展和在前缘和后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，每个翼型件包括：

在所述根部和所述末梢之间延伸并在所述前缘和所述后缘之间延伸的叶片，所述叶片包括压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在沿着所述翼展的每个点处在它们之间限定厚度，其中所述叶片沿着所述翼展的第一部分在所述前缘或所述后缘中的至少一者上限定第一翼弦减小部，并且其中所述叶片限定易碎线，所述易碎线至少部分地沿着所述翼展的所述第一部分内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦从所述第一翼弦减小部延伸。

技术方案17.根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，还包括风扇区段，所述风扇区段包括被构造为风扇叶片的所述多个翼型件。

技术方案18.根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一翼弦减小部限定在所述前缘上，并且其中每个叶片还沿着所述翼展的第二部分在所述后缘上限定第二翼弦减小部，并且其中所述易碎线至少部分地沿着在所述翼展的所述第一部分或所述第二部分中的至少一者内的沿着所述翼展的点处的所述翼弦在所述第一翼弦减小部和所述第二翼弦减小部之间延伸。

技术方案19.根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述翼展的所述第一部分延伸至所述翼展的自所述末梢起的至少5%。

技术方案20.根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述翼展的所述第一部分沿着所述翼展的至少15%但小于50%延伸。

这些及其它特征、方面以及优点将参考下文中的描述和所附权利要求书而变得更好理解。结合在本说明书中并且构成本说明书的一部分的附图图示本发明的实施例，并且附图连同描述一起用来解释本发明的某些原理。

附图说明

在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员而言完整且充分的公开，在附图中：

图1根据本主题的方面图示可在飞行器内利用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面视图，其特别地图示构造为高旁通涡轮风扇喷气发动机的燃气涡轮发动机；

图2根据本主题的方面图示图1的风扇区段的横截面视图，其特别地图示风扇区段的风扇叶片；

图3根据本主题的方面图示图1和图2的风扇区段的风扇叶片，其特别地图示翼弦减小部；

图4根据本主题的方面图示翼型件的一个实施例，其特别地图示翼型件的易碎翼型件部分；和

图5根据本主题的方面图示易碎翼型件部分的另一实施例，其特别地图示至少部分地沿着翼型件的翼展延伸的易碎线；

本说明书和附图中的参考符号的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细地参考本发明的实施例，其一个或多个示例在图中被图示。每个示例通过对本发明的解释而非对本发明的限制的方式被提供。实际上，将对本领域技术人员显而易见的是，在不背离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出各种修改和变型。例如，作为一个实施例的部分而图示或描述的特征可与另一实施例一起用于产生另外其它实施例。因而，意图是本发明涵盖如归入所附权利要求书及其等同物的范围内的这样的修改和变型。

如本文中所使用的，术语“第一”、“第二”以及“第三”可能够互换地被使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表明独立构件的位置或重要性。

术语“上游”和“下游”指相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”指流体流自的方向，并且“下游”指流体流至的方向。

除非在本文中另外规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间构件或特征而间接联接、固定或附接两者。

术语“通信(communicate)”、“通信(communicating)”“通信的(communicative)”等指直接通信以及诸如通过存储器系统或另一中介系统的间接通信两者。

大体上提供用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。翼型件可包括在翼型件的前缘和/或后缘上限定一个或多个翼弦减小部的叶片。此外，叶片可限定至少部分地沿着翼弦从(一个或多个)翼弦减小部延伸的易碎线。翼型件可包括沿着翼展在易碎线和翼型件根部之间延伸的剩余翼型件部分。此外，翼型件可限定沿着翼展在易碎线和翼型件末梢之间延伸的易碎翼型件部分。从易碎线向外径向地定位的易碎翼型件部分可包括减小的弯曲刚度，使得易碎翼型件部分可在翼型件的失效模式期间折断或弯曲。例如，在本文中大体上示出并且描述的实施例可能够实现翼型件(诸如，风扇叶片)在失效事件(诸如，相对于周围的风扇壳体的硬摩擦)之后的受控并且一致的失效。在本文中大体上描述的实施例使翼型件能够在翼型件的期望翼展处变形或分开，以减轻至周围壳的负载传递。在本文中大体上提供的实施例可进一步使翼型件能够变形或分开，使得风扇转子的过度或极端失衡可在失效事件(诸如，翼型件脱落、外来物体损坏(例如，鸟撞击、结冰等等)或至轴承组件的润滑油或阻尼器的损失)之后减弱。

现在参考附图，图1根据本主题的方面图示可在飞行器内利用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面视图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机10是高旁通涡轮风扇喷气发动机，其中燃气涡轮发动机10被示出为具有沿着轴向方向a而延伸通过燃气涡轮发动机10的纵向或轴向中心线轴线12，以用于参考目的。燃气涡轮发动机10进一步限定从中心线12延伸的径向方向r。虽然示出了示范性的涡轮风扇实施例，但预期本公开大体上可同样地适用于涡轮机(诸如，开式转子、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机或涡轮螺桨发动机构造(包括船用及工业用涡轮发动机和辅助功率单元))。

大体上，燃气涡轮发动机10包括核心燃气涡轮发动机(其大体上由参考符号14指示)和定位于核心燃气涡轮发动机的上游的风扇区段16。核心发动机14大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外壳18。另外，外壳18可进一步包封并且支承低压(lp)压缩机22，低压(lp)压缩机22用于使进入核心发动机14的空气的压力增大到第一压力水平。轴向流动型多级高压(hp)压缩机24然后可从lp压缩机22接收增压空气并且进一步增大这些空气的压力。离开hp压缩机24的增压空气然后可流动到燃烧器26，在燃烧器26内，燃料被喷射到增压空气流中，其中得到的混合物在燃烧器26内被燃烧。高能量燃烧产物60从燃烧器26沿着燃气涡轮发动机10的热气体路径被引导到高压(hp)涡轮28，以便经由高压(hp)轴或转轴30来驱动hp压缩机24，并且然后被引导到低压(lp)涡轮32，以便经由与hp轴30大体上同轴的低压(lp)驱动轴或转轴34来驱动lp压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和涡轮32中的每个之后，燃烧产物60可经由排气喷嘴36而从核心发动机14排出，以提供推进喷气推力。

另外，如图1和图2中所示出的，燃气涡轮发动机10的风扇区段16大体上包括构造成由环形风扇壳40环绕的可旋转式轴向流动型风扇转子38。在特定实施例中，诸如在直接驱动式构造中，lp轴34可直接地连接到风扇转子38或转子盘39。在备选构造中，在间接驱动式或齿轮驱动式构造中，lp轴34可经由减速装置37(诸如，减速齿轮式齿轮箱)来连接到风扇转子38。这样的减速装置可如期望或需要的那样被包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/转轴之间。

本领域普通技术人员应当意识到，风扇壳40可构造成相对于核心发动机14由多个基本上径向延伸、周向隔开的出口导向导叶42支承。照此，风扇壳40可包封风扇转子38及其对应的风扇转子叶片(风扇叶片44)。此外，风扇壳40的下游区段46可在核心发动机14的外部部分上延伸，以便于限定提供额外的推进喷气推力的辅助或旁通空气流管道48。

在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当意识到，初始空气流(由箭头50指示)可通过风扇壳40的相关联的入口52进入燃气涡轮发动机10。然后，空气流50穿过风扇叶片44，并且分成移动通过旁通管道48的第一压缩空气流(由箭头54指示)和进入lp压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56指示)。然后，第二压缩空气流56的压力增大，并且第二压缩空气流56进入hp压缩机24(如由箭头58指示)。在燃烧器26内与燃料混合并且被燃烧之后，燃烧产物60离开燃烧器26并且流过hp涡轮28。此后，燃烧产物60流过lp涡轮32并且离开排气喷嘴36，以为燃气涡轮发动机10提供推力。

参考图2和图3，在风扇叶片44的情境下，提供示范性的翼型件62的实施例。虽然所图示的翼型件62被示出为风扇叶片44的部分，但理解的是，下文中的对翼型件62的讨论可同样地适用于另一翼型件的实施例，例如，压缩机22、24和/或涡轮28、32的定子导叶或转子叶片(参见图1)。如所示出的，每个风扇叶片44从翼型件根部64沿着翼展s向外径向地延伸到翼型件末梢66。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从翼型件的前缘72延伸到后缘74，并且沿着翼展s在翼型件根部64与翼型件末梢66之间延伸。此外，应当认识到，翼型件可限定沿着翼展s的每个点处的在前缘72和后缘74之间延伸翼弦c。此外，翼弦c可沿着翼型件62的翼展变化。例如，在所描绘的实施例中，翼弦c沿着翼展s朝向翼型件末梢66而增大。然而，在其它实施例中，翼弦c可在翼展s各处而为大致恒定的，或可从翼型件根部64到翼型件末梢66而减小。

此外，翼型件62可包括在翼型件根部64和翼型件末梢66之间延伸并在前缘72和后缘74之间延伸的叶片84。如图3中特别地示出的，叶片84可在沿着翼展s的每个点处限定在压力侧68和吸力侧70之间延伸的厚度t。在某些实施例中，厚度t可在翼型件62的翼展s的各处为大致恒定的。在其它实施例中，叶片84可在翼型件根部64和翼型件末梢66之间限定可变厚度t。例如，厚度t可大体上沿着翼展s朝向翼型件末梢66减小。另外，叶片84可沿着在沿着翼展s的每个点处的翼弦c限定大致恒定的厚度t。或者，在其它实施例中，沿着叶片84的翼展s的至少一个点可沿着翼弦c限定可变厚度t。例如，叶片84可沿着在沿着翼展s的每个点处的翼弦c在某一位置限定最大厚度。

任选地，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾件76的整体构件，轴向燕尾件76具有通向过渡区段80的一对相反的压力面78。当安装于燃气涡轮发动机10内时，如图2中所图示的，燕尾件76设置于风扇转子盘39的燕尾件狭槽中，由此使风扇叶片44附接到风扇转子38。

翼型件62和/或叶片84可沿着翼展s的一部分在前缘72或后缘74中的至少一者上包括至少一个翼弦减小部。例如，如示出的，叶片84可沿着翼展s的第一部分96在前缘72上限定第一翼弦减小部82。第一翼弦减小部82可大体上朝向翼型件末梢66被限定。此外，叶片84可至少部分地沿着翼展s的第一部分96内的沿着翼展的点处的翼弦c从第一翼弦减小部82延伸。在若干实施例中，叶片84可还沿着翼展s的第二部分98在后缘74上限定第二翼弦减小部86。在这样的实施例中，易碎线88可如下文更详细描述的那样在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间延伸。此外，易碎线88可大体上沿着翼弦c朝向后缘74延伸。应当认识到，易碎线88可大体上在沿着翼展s的大致相同的点处沿着翼弦c延伸。在其它实施例中，在易碎线88沿着翼弦c朝向后缘74轴向地延伸时，易碎线88可至少部分地(例如，沿着翼展s)向内或向外径向地延伸。

仍参考图2和图3的示范性实施例，翼型件62还可包括覆盖片100，覆盖片100联接至叶片84使得覆盖片100覆盖至少第一翼弦减小部82。应当认识到，覆盖片100可使用任何合适的手段(诸如，通过粘合剂、带、焊接和/或机械紧固件(例如，螺栓、螺钉和铆钉))联接至叶片84。覆盖片100可在翼展s的第一部分96处限定连续的前缘。例如，连续的前缘可大体上使前缘72的前缘几何形状在翼型件根部64和翼展s的第一部分96之间连续和/或使前缘72的前缘几何形状在翼型件末梢66和翼展s的第一部分96之间连续。在一个这样的实施例中，覆盖片100可联接至叶片84使得覆盖片100覆盖至少第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86。照此，覆盖片100也可在翼展s的第二部分98处限定连续的后缘。例如，连续的后缘可大体上使后缘74的后缘几何形状在翼型件根部64和翼展s的第二部分98之间连续和/或使后缘74的后缘几何形状在翼型件末梢66和翼展s的第二部分98之间连续。

在一个实施例中，覆盖片100可包括前缘蒙皮102。例如，覆盖片100可包括金属前缘蒙皮。前缘蒙皮102可联接至翼型件62的前缘72的至少一部分使得前缘蒙皮102覆盖第一翼弦减小部82，诸如翼展s的第一部分96。此外，前缘蒙皮102可至少部分地沿着压力侧68或吸力侧70中的至少一者延伸。例如，前缘蒙皮102可延伸翼弦c的整个长度，使得前缘蒙皮102覆盖第二翼弦减小部86。前缘蒙皮102可结合至翼型件62的前缘72并为翼型件62的前缘72提供保护。应当认识到，前缘蒙皮102可使用任何合适的手段(诸如，通过粘合剂、带、焊接和/或机械紧固件(例如，螺栓、螺钉和铆钉))联接至前缘72。前缘蒙皮102可大体上增强翼型件62，在风扇叶片断裂事件期间使翼型件62(例如，风扇叶片44)的危险最小化，并保护翼型件62免于外来物体的损坏。

在某些实施例中，覆盖片100由多个节段(诸如，前缘部分、后缘部分、根部部分和/或末梢部分)限定。在其它实施例中，覆盖片100可沿着翼展s和翼弦c仅延伸达到覆盖第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86所需要的程度。在另外的其它实施例中，覆盖片100可包括围绕叶片84包裹的复合物。例如，复合层可在翼型件根部64和翼型件末梢66之间围绕整个叶片84包裹。在其它实施例中，复合层可沿着翼展s和翼弦c围绕叶片84包裹成仅达到覆盖第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86所需要的程度。此外，在某些实施例中，复合层可包括至少部分地沿着翼弦c、厚度t或二者取向的纤维。例如，复合层可包括至少部分地沿着翼弦c和/或厚度t取向的在第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86处的纤维。在其它实施例中，复合层的每个纤维可至少部分地沿着翼弦c和/或厚度t取向。在某些实施例中，纤维可全部沿着翼弦c、厚度t或二者取向。应当意识到，沿着翼弦c和/或厚度t布置的纤维可针对在那些方向上的负载而增强翼型件62，而不必沿着翼展s提高翼型件62的强度(这可防止易碎翼型件部分94与剩余翼型件部分92分离)。

应当认识到，覆盖片100可至少部分地限定翼型件62的空气动力学外形。更特别地，覆盖片100可减小第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86对作用在翼型件62上的空气动力的影响。照此，翼型件62可在保持由常规形状的翼型件实现的益处的同时限定易碎翼型件部分94。

如在图2和图3中进一步图示的，在若干实施例中，翼型件62可限定沿着翼型件62的翼展s从根部64延伸至易碎线88的剩余翼型件部分92。在这样的实施例中，翼型件62还可限定在前缘72和后缘74之间延伸并沿着翼展s在翼型件末梢66和易碎线88之间延伸的在翼型件末梢66处的易碎翼型件部分94。如在下文中关于图3-5更详细描述的，易碎翼型件部分94相比于易碎翼型件部分92可具有减小的总弯曲刚度。

特别地参考图3的示范性的翼型件62，翼型件62可构造成在对翼型件62加负载或冲击之后在大致易碎线88一直到翼型件末梢66(例如，易碎翼型件部分94)处断裂、破裂或脱落。例如，翼型件62(其被构造为燃气涡轮发动机10(图1)的风扇壳40或机舱内的风扇叶片44)可构造成使翼型件62的位于易碎线88处或上方的易碎翼型件部分94分开、分离、变形、破裂或脱落。在一个非限制性示例中，翼型件62的易碎翼型件部分94可限定为易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92的沿翼展方向的尺寸的差。例如，易碎翼型件部分94可限定于自翼型件末梢66起的总翼展s的大致3%到大致15%内。

在燃气涡轮发动机10的操作期间，诸如在风扇转子38或lp轴34中产生显著不平衡的事件之后，如在图3-5中的各种实施例中示出并且描述的(例如，风扇叶片44的)易碎翼型件部分94可构造成例如沿着易碎线88变形或者与翼型件62的其余部分部分地或完全地分开。此外，易碎翼型件部分94可(例如，沿着易碎线88)分开，同时留下全部的剩余翼型件部分92或至少一部分。在风扇转子38和/或lp轴34中产生显著失衡的事件可包括但不限于外来物体损坏(例如，鸟撞击、冰吸入、其它碎片等等)或风扇叶片44分开。使易碎翼型件部分94分开或分离可在风扇转子38和/或lp轴34继续旋转时，减少不期望的失衡或振动。此外，关于图3-5而大体上示出并且描述的翼型件62的实施例可能够实现较轻的风扇壳40或机舱，诸如减少风扇壳40或机舱的金属材料或可磨损材料的量。

现在参考图4，在没有覆盖片100的情况下图示了易碎翼型件部分94。特别地，图4图示第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86。在某些实施例中，如所图示的，第一翼弦减小部82可在前缘72中大体上限定凹穴(divot)。然而，在其它实施例中，第一翼弦减小部82可大体上限定任何形状。例如，在其它实施例(例如，参见图5)中，第一翼弦减小部82可在前缘72中限定凹口。另外，在其它实施例中，第一翼弦减小部82可在前缘72中限定楔形部。应当意识到，第一翼弦减小部82可在翼展s的第一部分96内限定减小翼弦c的任何形状或形状的组合。更特别地，前缘72的在翼弦c减小(例如，通过第一翼弦减小部82)的地方处的长度可限定翼展s的第一部分96。

如在图4中所描绘的，第二翼弦减小部86可大体上与第一翼弦减小部82相同或相似地被构造。例如，第二翼弦减小部86可在后缘74中限定在翼展s的第二部分98内使翼弦c减小的凹穴、凹口、楔形部或类似的几何形状中的至少一种，此外，后缘74的在翼弦c减小(例如，通过第二翼弦减小部86)的地方处的长度可限定翼展s的第二部分98。第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86可大体上被机加工到叶片84的前缘74和/或后缘74中。随后，覆盖叶片100(例如，参见图2和图3)可联接至叶片84以便提供翼型件62的期望的空气动力学外形。然而，在其它实施例中，第一翼型件减小部82和/或第二翼型件减小部86可在叶片的制造工艺期间限定在叶片84中。例如，第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86可如在下文中大体上描述的那样在制造工艺期间被模制成复合叶片的层。在其它实施例中，第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86可限定在用于铸造金属叶片的模具中。

在一个示范性实施例中，翼展s的第一部分96可延伸至翼展s的自翼型件末梢66起的至少10%，诸如翼展s的自翼型件末梢66起的至少15%但小于50%。照此，叶片84可限定第一高度104，第一高度104沿着翼展s从翼型件末梢66延伸至翼展s的第一部分96的径向最内位置。例如，第一高度104可沿着翼展s的至少10%(诸如翼展s的至少15%但小于50%)延伸。此外，在某些实施例中，翼展s的第一部分96可沿着翼展s的至少5%(诸如沿着翼展s的至少10%)延伸。类似地，如在图4中所描绘的，第二翼弦减小部86可沿着与翼展s的第一部分96相同的翼展s的百分比延伸。照此，翼展s的第二部分98可与翼展s的第一部分96相同或大致相同。然而，在其它实施例中，翼展s的第二部分98可沿着小于或大于翼展s的第一部分96的翼展s的百分比延伸。此外，翼展s的第二部分98可延伸至与翼展s的第一部分96大致相同的翼展s的自翼型件末梢66起的百分比。例如，叶片84可限定第二高度106，第二高度106沿着翼展s从翼型件末梢66延伸至翼展s的第二部分98的径向最内位置。

易碎线88可在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间至少部分地沿着翼展s的第一部分96或第二部分98中的至少一者内的沿着翼展s的点处的翼弦c延伸。例如，易碎线88可在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间的最小翼弦长度处在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间延伸。在某些实施例中，易碎线88可大致沿着在沿着翼展s的一个点处的翼弦c延伸。例如，在第一高度104与第二高度106相同或大致相同时，在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间的最小翼弦长度可位于在前缘72和后缘74之间沿着翼展s的大致一个点处。在仅具有第一翼弦减小部82的实施例中，易碎线88可沿着在第一翼弦减小部82和后缘74之间的最短距离延伸。例如，易碎线88可至少部分地沿着翼展s的第一部分96内的沿着翼展s的点处的翼弦c朝向后缘74延伸。

现在参考图5，根据本主题的方面图示易碎翼型件部分94的另一实施例。图5图示至少部分地沿展向方向延伸的易碎线88。例如，如所图示的，翼展s的第一部分96可相对于翼展s的第二部分98朝向翼型件根部64定位。在这样的实施例中，易碎线88可至少部分地沿着径向方向(例如，展向方向)而沿着在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间的最短距离朝向翼型件末梢66延伸。在另一实施例中，翼展s的第一部分96可相对于翼展s的第二部分98朝向翼型件末梢66定位。在这样的实施例中，易碎线88可至少部分地沿着径向方向而沿着在第一翼弦减小部82和第二翼弦减小部86之间的最短距离朝向翼型件根部64延伸(例如，参见图2和图3)。

如在图5中进一步图示的，第一翼弦减小部82和/或第二翼弦减小部86可限定适合于沿着易碎线88减小翼弦的任何形状。例如，在所描绘的实施例中，第一翼弦减小部82可限定楔形形状而第二翼弦减小部86可限定凹口形状。应当意识到，翼弦减小部82、86可限定任何适合的形状或形状的组合(诸如，图2-4的凹穴)。

在某些实施例中，剩余翼型件部分92可限定翼型件62的具有第一总弯曲刚度的部分。类似地，翼弦减小部82、86可限定翼型件62的具有第二总弯曲刚度的部分(例如，易碎翼型件部分94)，第二总弯曲刚度小于剩余翼型件部分92的第一总弯曲刚度。在某些实施例中，易碎翼型件部分94可在易碎线88附近限定局部减弱的区域。例如，翼弦减小部82、86可沿着翼展s和翼弦c在易碎线88处或易碎线88上方减小翼型件62的量。例如，在易碎线88处的翼弦可减小至少10%，诸如至少15%，或更特别地减小至少20%但小于80%。照此，易碎翼型件部分94可具有减小的刚度，从而允许易碎翼型件部分94如上文所述的那样在易碎线88处或在易碎线88上方断裂、破裂、脱落、分离、变形、偏转等等。应当认识到，剩余翼型件部分92可基本没有孔或孔隙。例如，第一总弯曲刚度可大致为形成剩余翼型件部分92和/或翼型件62的(一种或多种)材料的弯曲刚度。

在一个实施例中，翼型件62、叶片84、覆盖片100、易碎翼型件部分94和/或剩余翼型件部分92可包括金属、金属合金或复合物中的至少一种。例如，翼型件62可至少部分地由陶瓷基体复合物形成。更特别地，在某些实施例中，翼型件62和/或叶片84可由一种或多种陶瓷基体复合预浸料层形成。在另一实施例中，翼型件62和/或叶片84可由陶瓷基体复合编织结构(例如2d、3d或2.5d编织结构)形成。在其它实施例中，翼型件62和/或叶片84可至少部分地由金属(诸如但不限于钢、钛、铝、镍或其各自的合金)形成。例如，在某些实施例中，叶片84可为铸件。

然而，应当认识到，翼型件62可由多种材料(诸如金属、金属合金和/或复合物的组合)形成。例如，剩余翼型件部分92可包括一种材料，而易碎翼型件部分94包括在易碎线88处与剩余翼型件部分92结合的另一种材料。应当认识到，形成易碎翼型件部分94的材料相比于形成剩余翼型件部分92的材料可具有减小的刚度。此外，应当认识到，翼弦减小部82、86可形成在完整的叶片84中(例如，被切割、开孔或钻孔)或可在叶片84形成时限定在叶片84内。大体上，本文中描述的翼型件62的示范性实施例可使用任何合适的工艺被制造或形成。

复合材料可包括但不限于金属基体复合物(mmc)、聚合物基体复合物(pmc)或陶瓷基体复合物(cmc)。诸如可在翼型件62中利用的复合材料大体上包括嵌入基体材料(诸如，聚合物、陶瓷或金属材料)中的纤维增强材料。增强材料用作复合材料的承载组分，而复合材料的基体用来使纤维粘合在一起并且充当介质，外部施加的应力由该介质传递并且分配到纤维。

示范性的cmc材料可包括碳化硅(sic)、硅、二氧化硅或氧化铝基体材料以及以上项的组合。陶瓷纤维可嵌入基体内，该基体为诸如氧化稳定的增强纤维，该氧化稳定的增强纤维包括如蓝宝石和碳化硅那样的单丝(例如，textron的scs-6)、以及粗纱和纱线(其包括碳化硅(例如，nipponcarbon的nicalon®、ubeindustries的tyranno®和dowcorning的sylramic®)、硅酸铝(例如，nextel的440和480))、以及短切晶须和纤维(例如，nextel的440和saffil®)、以及任选地陶瓷颗粒(例如，si、al、zr、y的氧化物以及以上项的组合)和无机填料(例如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石以及蒙脱石)。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)。可将多个带铺叠在一起(例如，作为层)，以形成预成形构件。纤维束可在形成预成形件之前或在形成预成形件之后用浆料成分浸渍。然后，预成形件可经历热处理(诸如，固化或烧尽)以产生预成形件中的大量炭残留物并可经历随后的化学处理(诸如，利用硅来进行的熔渗)以得到由具有期望的化学成分的cmc材料形成的构件。在其它实施例中，cmc材料可形成为例如碳纤维布而不是带。

类似地，在各种实施例中，通过以树脂(预浸料)浸渍织物或单向带，随后固化，从而可制备pmc材料。例如，可使预浸料的多个层堆叠成对于该部分的适当的厚度和取向，并且然后可使树脂固化并且凝固，以提供纤维增强复合物部分。作为另一示例，可利用模具，未固化的预浸料层可堆叠到该模具，以形成复合构件的至少一部分。模具可为封闭构造(例如，压缩模制)或利用真空袋成形的开放构造。例如，在开放构造中，模具形成叶片的一侧(例如，压力侧68或吸力侧70)。pmc材料放置于袋的内侧，并且利用真空来在固化期间保持pmc材料抵靠模具。在另外的其它实施例中，翼型件62可至少部分地经由树脂传递模制(rtm)、轻质树脂传递模制(lrtm)、真空辅助树脂传递模制(vartm)、成形工艺(例如，热成形)或类似工艺来形成。

在浸渍之前，织物可被称为“干燥”织物，并且典型地包括两个或更多个纤维层(铺层)的堆叠。纤维层可由各种各样的材料形成，这些材料的非限制性示例包括碳(例如，石墨)、玻璃(例如，玻璃纤维)、聚合物(例如，kevlar®)纤维以及金属纤维。纤维增强材料可按相对较短的短切纤维(在长度上大体上小于两英寸，并且更优选地小于一英寸)或长连续纤维的形式使用，其中后者通常用于生产编织织物或单向带。其它实施例可包括诸如平面编织、斜纹或缎纹之类的其它纺织品形式。

在一个实施例中，可通过使干燥纤维分散到模子中，并且然后使基体材料围绕增强纤维流动，从而生产pmc材料。用于pmc基体材料的树脂可大体上分类为热固性塑料或热塑性塑料。热塑性树脂大体上归类为聚合物，其可在加热时反复地软化和流动并在由于物理而非化学变化而充分冷却时硬化。热塑性树脂的值得注意的示例性分类包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮以及聚碳酸酯树脂。已设想用于在航空应用中使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)以及聚苯硫醚(pps)。相反，一旦完全地固化成硬质刚性固体，热固性树脂在加热时便不不会经历显著软化，而是相反地，在充分加热时热分解。热固性树脂的值得注意的示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺树脂(bmi)以及聚酰亚胺树脂。

本书面描述使用示范性实施例(包括最佳模式)来公开本发明，并且还使本领域任何技术人员都能够实践本发明(包括制作并且使用任何装置或系统和执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括具有与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构要素，则这些示例旨在处于权利要求书的范围内。