用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件的制作方法

本主题涉及用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。

背景技术：

燃气涡轮发动机(如涡轮风扇)大体上包括包绕风扇组件的风扇壳体。风扇壳体大体上构造成耐受由于导致故障模式的不利发动机状况(如外来物体损坏、由于过度或极端失衡或风扇转子振荡而产生的硬摩擦，或风扇叶片释放)而产生的风扇叶片的冲击。然而，此类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，如蜂窝或沟槽填充材料，其构造成减轻至和穿过风扇壳体的载荷传递。然而，该途径大体上为昂贵的。此外，该途径可导致较大、较重、效率较低的风扇壳体。更进一步，该途径可不解决与在一个或若干个翼型件(如风扇叶片)的变形或释放之后的风扇转子失衡有关的问题。

就此而言，存在对实现翼型件的受控且一致的失效模式的翼型件的需要，该实现可实现降低成本、重量以及至周围壳的载荷传递。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。

大体上提供限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端的一种翼型件的实施例。翼型件包括第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧。第一材料基质限定从压力侧或吸入侧中的至少一个延伸到第一材料基质中的多个离散体积。多个离散体积至少部分地沿着翼弦尺寸布置，并且不同于第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在体积内。

在一个实施例中，第二材料限定成与第一材料基质的压力侧、吸入侧或两者近似齐平。

在另一实施例中，翼型件限定从压力侧至吸入侧的厚度，并且体积通过翼型件的厚度的至少近似85％限定。

在各种实施例中，多个离散体积限定在从翼型件的后缘的翼弦尺寸的近似95％内。在一个实施例中，多个离散体积限定在从翼型件的后缘的翼弦尺寸的近似85％内。

在各种实施例中，体积限定在从翼型件的根部的翼展尺寸的近似90％到近似97％内。在一个实施例中，体积限定在翼型件的两个或更多个翼展尺寸处。在另一实施例中，多个离散体积近似地限定为穿过第一材料基质的沿着压力侧、吸入侧或两者的波形。

在一个实施例中，沿着翼弦尺寸的第一材料基质的截面区域的近似15％或更小由第二材料基质限定。

在另一实施例中，体积限定穿过压力侧、吸入侧或两者的近似圆形的截面区域。

在又一实施例中，体积限定穿过压力侧、吸入侧或两者的跑道形、椭圆形、矩形或长方形截面区域。

在再一实施例中，体积限定截面区域，该截面区域限定长度和高度，穿过第一材料基质，并且其中长度对高度的比率为近似3.0或更小。

在一个实施例中，多个体积中的第一体积从第一材料基质的压力侧限定，并且多个体积中的第二体积从第一材料基质的吸入侧限定。

在另一实施例中，体积至少部分地沿着翼型件的翼弦尺寸延伸穿过第一材料基质。

在又一实施例中，体积至少部分地沿着翼型件的翼展尺寸延伸穿过第一材料基质。

在再一实施例中，第二材料基质通过第一材料基质至少大致上填充体积。

在各种实施例中，翼型件还包括第三材料层，其至少部分地包绕第一材料基质。在一个实施例中，第三材料层限定在沿着压力侧、吸入侧或两者从前缘的翼弦尺寸的近似15％或更小之上。在另一实施例中，体积进一步从压力侧、吸入侧或两者通过第三材料层至少部分地限定。在又一实施例中，第二材料基质通过第三材料层至少大致上填充体积。

技术方案1.一种翼型件，其限定翼弦尺寸、翼展尺寸、前缘、后缘、根部以及末端，所述翼型件包括：

第一材料基质，其限定压力侧和吸入侧，其中所述第一材料基质限定从所述压力侧或所述吸入侧中的至少一个延伸到所述第一材料基质中的多个离散体积，其中所述多个离散体积至少部分地沿着所述翼弦尺寸布置，并且进一步，其中不同于所述第一材料基质的第二材料基质至少部分地限定在所述体积内。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料限定成与所述第一材料基质的所述压力侧、所述吸入侧或两者近似齐平。

技术方案3.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定从所述压力侧至所述吸入侧的厚度，并且其中所述体积通过所述翼型件的所述厚度的至少近似85％限定。

技术方案4.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积限定在从所述翼型件的所述后缘的所述翼弦尺寸的近似95％内。

技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积限定在从所述翼型件的所述后缘的所述翼弦尺寸的近似85％内。

技术方案6.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定在从所述翼型件的所述根部的所述翼展尺寸的近似90％到近似97％内。

技术方案7.根据技术方案6所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定在所述翼型件的两个或更多个翼展尺寸处。

技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其特征在于，所述多个离散体积近似地限定为穿过所述第一材料基质的沿着所述压力侧、所述吸入侧或两者的波形。

技术方案9.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，沿着所述翼弦尺寸的所述第一材料基质的截面区域的近似15％或更小由所述第二材料基质限定。

技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定穿过所述压力侧、所述吸入侧或两者的近似圆形的截面区域。

技术方案11.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定穿过所述压力侧、所述吸入侧或两者的跑道形、椭圆形、矩形或长方形截面区域。

技术方案12.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积限定截面区域，所述截面区域限定长度和高度，穿过所述第一材料基质，并且其中所述长度对所述高度的比率为近似3.0或更小。

技术方案13.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个体积中的第一体积从所述第一材料基质的所述压力侧限定，并且所述多个体积中的第二体积从所述第一材料基质的所述吸入侧限定。

技术方案14.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积至少部分地沿着所述翼型件的所述翼弦尺寸延伸穿过所述第一材料基质。

技术方案15.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述体积至少部分地沿着所述翼型件的所述翼展尺寸延伸穿过所述第一材料基质。

技术方案16.根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料基质通过所述第一材料基质至少大致上填充所述体积。

技术方案17.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：

第三材料层，其至少部分地包绕所述第一材料基质。

技术方案18.根据技术方案17所述的翼型件，其特征在于，所述第三材料层限定在沿着所述压力侧、所述吸入侧或两者从所述前缘的所述翼弦尺寸的近似15％或更小之上。

技术方案19.根据技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述体积进一步从所述压力侧、所述吸入侧或两者通过所述第三材料层至少部分地限定。

技术方案20.根据技术方案19所述的翼型件，其特征在于，所述第二材料基质通过所述第三材料层至少大致上填充所述体积。

本发明的这些及其它的特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出本发明的实施例，并且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在参照附图的说明书中阐述，在该附图中：

图1为根据本公开的方面的包括示例性翼型件的燃气涡轮的示例性实施例；

图2为根据本公开的方面的图1的燃气涡轮发动机的翼型件的示例性实施例的侧视图；

图3为在图2中大体上提供的翼型件的截面a-a截面视图；

图4为在图2中大体上提供的翼型件的部分的示例性实施例的侧视图；

图5为在图2中大体上提供的翼型件的部分的另一示例性实施例的侧视图；

图6a为在图6c中大体上提供的翼型件的示例性实施例的截面b-b截面视图；

图6b为在图6a中大体上提供的翼型件的示例性实施例的侧视图；

图6c为在图2中大体上提供的翼型件的另一示例性实施例的截面视图；

图7-8为在图2中大体上提供的翼型件的示例性实施例的侧视图；以及

图9-10为在图2中大体上提供的翼型件的示例性实施例的截面视图。

附图标记在本说明书和附图中的重复使用旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。各个实例经由阐释本发明提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出各种改型和变型，而不脱离本发明的范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可与另一个实施例一起使用以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明覆盖归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。

如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

用语"上游"和"下游"是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，而"下游"是指流体流至的方向。

本文中论述的值的范围为包含的，除非另外规定。例如，近似“a”至“b”的规定范围包括“a”和“b”及其近似值，如大于或小于10％。

大体上提供翼型件的实施例，该翼型件实现翼型件的受控且一致的失效模式，这可实现降低成本、重量以及至周围壳的载荷传递。在本文中大体上示出和描述的实施例可在失效事件(如相对于周围的风扇壳体的硬摩擦)之后实现翼型件(如风扇叶片)的受控且一致的失效。在本文中大体上描述的实施例使得翼型件能够在翼型件的期望根源(spawn)处变形或脱离，以减轻至周围壳的载荷传递。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脱离，使得风扇转子的过度或极端失衡可在失效事件，如翼型件释放、外来物体损坏(例如，鸟撞击、结冰等)，或至轴承组件的润滑剂或阻尼器的损失之后减小。

现在参照附图，图1为示例性燃气涡轮发动机10(在本文中被称为“发动机10”)的示意性截面视图，示例性燃气涡轮发动机10示出为高旁通涡轮风扇发动机，其并入根据本公开的方面的翼型件100的示例性实施例。尽管下面参照涡轮风扇发动机进一步描述，但是本公开大体上也适用于涡轮机械，该涡轮机械包括桨扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机，以及涡轮轴燃气涡轮发动机，其包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1中示出的，发动机10具有为了参考目的而大体上沿着纵向方向l延伸穿过其的纵向或轴向中心线轴线12。发动机10还限定从轴向中心线轴线12延伸的径向方向r。

大体上，发动机10可包括大致管状的外壳16，其限定环形入口20。外壳16包围或至少部分地流动成串流布置的压缩机区段21、燃烧区段26以及涡轮区段31。在图1中示出的实施例中，压缩机区段21限定联接于hp轴34的高压(hp)压缩机24，和与hp压缩机24串联布置的低压或中压压缩机22。涡轮区段31限定hp涡轮28，其联接于hp轴34，以从燃烧气体86抽取能量，以驱动hp轴34和hp压缩机24。

风扇组件14设置在压缩机区段21的前方或上游。风扇组件14包括风扇转子38。风扇转子38包括一个或更多个风扇级，其中各个风扇级限定多个螺旋桨或风扇叶片42，其沿径向方向r联接于风扇转子38并且从风扇转子38向外延伸。在如图1中示出的一个实施例中，风扇转子38限定多个叶片42的单个风扇级或单个周向相邻的布置。在各种其它实施例中，风扇组件14还可限定多个级。风扇转子38能够绕着轴向中心线12一起旋转。环形风扇壳体或机舱44沿周向包绕风扇组件14的至少一部分和/或外壳16的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可由多个周向间隔的出口导叶或支柱46相对于外壳16支承。机舱44的至少一部分可在外壳16的外部部分之上(沿径向方向r)延伸，以便在其间限定旁通气流通路48。

涡轮区段31还限定大体上在hp涡轮28下游的lp涡轮30。在图1中大体上提供的实施例中，lp涡轮30联接于lp轴36，lp压缩机22联接于lp轴36。lp涡轮30从燃烧气体86抽取能量，以驱动lp压缩机22。在各种实施例中，风扇转子38和风扇叶片42联接于lp轴36，以便限定直接驱动构造，使得lp涡轮30以与lp压缩机22和风扇转子38大体上相似的旋转速度旋转。在其它实施例中，如在图1中大体上提供的，减速装置40联接于lp轴36和风扇转子38，以限定间接驱动构造。间接驱动构造大体上实现风扇转子38相对于lp轴36和lp涡轮30的不同旋转速度，能量从lp轴36和lp涡轮30提供。例如，减速装置40可限定减速或动力齿轮组件，如但不限于行星齿轮组件。

尽管在图1中大体上提供的实施例限定双轴涡轮风扇发动机构造，但是应当理解的是，在又一些实施例中，发动机10可限定三轴构造，如限定经由lp轴联接于lp涡轮的风扇转子、经由ip轴联接于ip压缩机的中压(ip)涡轮，以及经由hp轴联接于hp压缩机的hp涡轮，其中轴、涡轮以及压缩机/风扇的各个组合为大体上机械独立的，以便实现一个轴的旋转，而不必驱动另一个轴的旋转。

更进一步，发动机10可大体上包括在涡轮区段31下游联接以引导燃烧气体86从发动机10的流的排气喷嘴32。

现在参照图2-10，大体上提供根据本公开的方面的翼型件100的示例性实施例。在图2-10中大体上描绘的翼型件100的实施例可限定在图1中大体上提供的发动机10的示例性实施例的多个螺旋桨或风扇叶片42。然而，应当认识到的是，在其它实施例中，翼型件100可限定在发动机10的其它部分处，该其它部分可利用易碎翼型件100，如关于图2-10大体上提供的实施例。例如，翼型件100可限定在如联接于压缩机转子的压缩机叶片的压缩机区段21中。

参照图2-3，翼型件100限定前缘93、后缘94以及从前缘93和后缘94限定的基准翼弦尺寸91。翼型件100还限定根部95、末端96，以及从根部95和末端96限定的基准翼展尺寸92。翼型件100包括限定压力侧97和吸入侧98的第一材料基质110。第一材料基质110限定多个离散体积105，其从压力侧97或吸入侧98中的至少一个延伸到第一材料基质110中。多个离散体积105至少部分地沿着翼弦尺寸91布置。与第一材料基质110不同的第二材料基质120限定在体积105内。

在各种实施例中，第二材料基质120限定材料，其在比第一材料基质110小的载荷下屈服或以其它方式变形。就此而言，通过第一材料基质110限定的多个体积105使得翼型件100能够大致上在翼展尺寸92处破裂或变形，在翼展尺寸92处，体积105通过第一材料基质110限定。在一个实施例中，第二材料基质120为填充材料。例如，第二材料基质120可限定环氧树脂材料，以便至少部分地填充体积105。更具体而言，第二材料基质120可限定成与第一材料基质110的压力侧97、吸入侧98或两者大致上齐平或水平。就此而言，第二材料120可大致上符合压力侧97、吸入侧98或两者的轮廓，以便至少部分地由于通过第一材料基质110限定的体积105而减轻或消除横跨翼型件100的空气动力学损失(例如，阻力)。

更进一步，在各种实施例中，如图3中示出的，体积105从翼型件100的压力侧97限定到第一材料基质110中。例如，体积105可通过压力侧97限定，以便与吸入侧98相比，减少横跨翼型件110的空气动力学损失。

仍然参照图3，大体上提供图2的翼型件100在截面a-a处的截面视图。翼型件100限定从压力侧97至吸入侧98的厚度99。体积105通过翼型件100的厚度99的至少近似85％限定。应当认识到的是，在各种实施例中，翼型件100的厚度99可相对于笔直延伸且连接前缘93和后缘94的基准弦线来限定或测量。在一个实施例中，厚度99可相对于弦线垂直测量。在其它实施例中，翼型件100的厚度99可相对于在压力侧97与吸入侧98之间中间地延伸的基准弧线或等分线来限定或测量。在一个实施例中，厚度99可相对于延伸穿过翼型件100的弧线垂直测量。在关于图2-10描述和示出的翼型件100的各种实施例中，虽然翼型件100的厚度99和延伸穿过其的体积105可基于弦线和基准翼弦尺寸91，但是应当认识到的是，厚度99、体积105或两者可限定，平移或以其它方式与翼型件100的弧线有关。

返回参照图2，体积105可限定在从根部95的翼型件100的翼展尺寸92的近似90％到近似97％内。例如，第一基准翼展尺寸121可大体上描绘从根部95的翼型件100的近似90％的翼展尺寸92。第二基准翼展尺寸122可大体上描绘从根部95的翼型件100的近似97％的翼展尺寸92。多个体积105可包含地限定在第一基准翼展尺寸121和第二基准翼展尺寸122内。

现在参照图3，多个离散体积105可限定在从翼型件100的后缘94的翼弦尺寸91的近似95％内。例如，第一基准翼弦尺寸111可大体上描绘从后缘94的翼型件100的近似95％的翼弦尺寸91。作为备选，多个离散体积105可限定为从翼型件100的前缘93的翼弦尺寸91的大于近似5％。在另一实施例中，多个离散体积105可限定在从翼型件100的后缘94的翼弦尺寸91的近似85％内。作为备选，多个离散体积105可限定为从翼型件100的前缘93的翼弦尺寸91的大于近似15％。

现在参照图4，大体上提供翼型件100的另一示例性实施例。翼型件100可与关于图2-3描述的大致上类似地构造。然而，在图4中，体积105限定在翼型件100的两个或更多个翼展尺寸92处。例如，如在图4中大体上描绘的，多个离散体积105可近似地限定为穿过第一材料基质110的沿着压力侧97、吸入侧98或两者的波形。在一个非限制性实例中，如在图4中大体上提供的，波形可限定正弦波。在其它非限制性实例中，波形可限定盒子或方形波、三角波，或锯齿波。在又一些实施例中，翼型件100可限定两个或更多个排的体积105，其至少部分地沿着翼弦尺寸91延伸(例如，图6b)。在一个实施例中，两个或更多个排的体积105沿着翼弦尺寸91以大体上交错的布置限定，使得各个体积105沿着压力侧97、吸入侧98或两者限定翼弦尺寸91，相对于另一体积105近似唯一。

现在参照图5，大体上提供翼型件100的又一示例性实施例。翼型件100可与关于图2-4描述的大致上类似地构造。然而，在图5中，大体上提供穿过第一材料基质110的体积105的截面区域的示例性实施例。在一个实施例中，体积105限定穿过压力侧97、吸入侧98或两者的近似圆形截面区域体积105a。在另一实施例中，体积105限定跑道形截面区域体积105b。在又一实施例中，体积105限定矩形截面区域体积105c。在再一实施例中，体积105限定穿过第一材料基质110的椭圆形截面区域体积105d。在其它实施例中，体积105可限定穿过翼型件100的第一材料基质110的压力侧97、吸入侧98或两者的长方形截面区域。应当认识到的是，矩形截面区域体积105c或长方形截面区域(例如，多边形、星形、泪珠形等)的各种实施例可包括至少部分圆形的拐角或边缘，以便减轻裂纹扩展或其它材料失效。

在其它各种实施例中，体积105限定穿过第一材料基质110的体积105的截面区域的长度131和高度132。长度131可大致上沿着翼弦尺寸91限定，并且高度132可大致上沿着翼展尺寸92限定。然而，在其它实施例中，长度131和/或高度132可至少部分地沿着翼弦尺寸91和翼展尺寸92中的各个限定。在各种实施例中，体积105的截面区域可限定近似3：1或更小的长度131对高度132的比率。例如，在一个实施例中，长度131可为高度132的近似三倍，以便限定至少部分地沿着翼弦尺寸91延伸的体积105的截面区域。在另一实施例中，长度131对高度132的比率可反转，使得长度131可为高度132的近似三分之一或者比高度132大，以便限定至少部分地沿着翼展尺寸92延伸的体积105的截面区域。在又一些实施例中，长度131对高度132的比率可为近似1：1，以便大体上限定圆形截面区域105a。

现在参照图2-5，沿着翼弦尺寸91的第一材料基质110的截面区域的近似15％或更小由包括第二材料基质120的体积105限定。例如，沿着限定翼型件100的第一材料基质110的压力侧97或吸入侧98，前缘93与后缘94之间的侧部97,98的近似15％或更小可限定第二材料基质120。在另一实施例中，沿着翼弦尺寸91的第一材料基质110的截面区域的近似10％或更小由包括第二材料基质120的体积105限定。在又一实施例中，第一材料基质110的截面区域的近似5％或更小由包括第二材料基质120的体积105限定。

现在参照图6-8，大体上提供延伸穿过第一材料基质110的体积105的示例性实施例。图6-8中的截面b-b的视图(图6c)大体上提供延伸穿过翼型件100的第一材料基质110的体积105的各种实施例。参照图6a,6b和图6c，在各种实施例中，体积105可至少部分地沿着翼展尺寸92限定。在图6a中大体上提供的实施例中，体积105可通过第一材料基质110以至少部分蛇形的限定延伸(例如，沿着翼展尺寸92上下穿过第一材料基质110的厚度99)。参照图7，体积105可大体上线性地沿着翼展尺寸92和翼弦尺寸91至少部分地延伸穿过第一材料基质110。

在另一实施例中，如在图6c中大体上提供的，体积105至少部分地沿着翼型件100的翼弦尺寸91延伸穿过第一材料基质110。

在图6-8中大体上提供的各种实施例中，体积105可从压力侧97延伸穿过翼型件100的整个厚度99至吸入侧98。在另一实施例中，描绘为第一体积105e的体积105从压力侧97部分地延伸穿过第一材料基质110。在又一实施例中，描绘为第二体积105f的体积105从吸入侧98部分地延伸穿过第一材料基质110。

在图2-10中描绘的翼型件100的各种实施例中，体积105可至少大致上填充有第二材料基质120。在其它实施例中，如关于图6c和图8大体上提供的，第二材料基质120可部分地填充体积105，其描绘为体积105g。例如，如先前描述的，第二材料基质120可限定成与翼型件100的压力侧97或吸入侧98大致上齐平或持平。体积105g可部分地没有第二材料基质120。更进一步，在各种实施例中，体积105可限定穿过其的大体上恒定的截面区域(例如，到第一材料基质110中的开孔)。在另一实施例中，体积105可限定大体上可变的截面区域(例如，到第一材料基质110中的埋头开孔)。例如，与压力侧97相反，体积105可限定穿过吸入侧98的较小开口(或者反之亦然)。

现在参照图9-10，翼型件100还可包括至少部分地包绕第一材料基质110的第三材料层130。在各种实施例中，第三材料层130可完全包绕第一材料基质110。在其它实施例中，如图9-10中大体上提供的，第三材料层130限定在沿着压力侧97、吸入侧98或两者从前缘93的翼弦尺寸91的近似15％或更小之上。例如，第三材料层130的至少一部分可与第一基准翼弦尺寸111重叠，使得体积105可在第一材料基质110内限定在第三材料层130内。

在另一实施例中，如在图10中大体上提供的，体积105进一步从压力侧97、吸入侧98或两者通过第三材料层130至少部分地限定。在又一实施例中，第二材料基质120通过第三材料层130至少大致上填充体积105。在各种实施例中，第二材料基质120在第三材料层130处在压力侧97、吸入侧98或两者处大体上平齐或水平。在另一实施例中，第二材料基质120在第三材料层130处大体上填充体积105。在又一实施例中，体积105可在第三材料层130内在第一材料基质110处至少部分地空出，如大体上在图6c和图8中以体积105g提供的。

现在参照图1-10，在各种实施例中，翼型件100可选择性地改变本文中描述的体积105,105a,105b,105c,105d,105e,105f,105g中的至少一个之间的体积105，以便使得翼型件100能够在翼型件100上的期望加载或冲击之后断裂，破裂或释放。例如，构造为发动机10的风扇壳体或机舱44(图1)内的风扇叶片42的翼型件100可构造成使翼型件100的易碎部分在体积105的翼展尺寸92之上脱离，分离，变形，破裂或释放。在一个非限制性实例中，翼型件100的易碎部分可限定为从体积105的翼展尺寸92的翼展尺寸92的差异。例如，翼型件100的易碎部分可限定在从翼型件100的末端96的近似3％到近似10％内。

在发动机10的操作期间，如在图1-10中共同地示出的，如由箭头74示意性地指示的空气的体积通过机舱和/或风扇组件14的相关联入口76进入发动机10。在空气74横跨风扇组件14的叶片42经过时，如由箭头78示意性地指示的空气的部分引导或发送到旁通气流通路48中，而如由箭头80示意性地指示的空气的另一部分引导或穿过风扇组件14。空气80在其朝向燃烧区段26流动穿过压缩机区段21时被逐渐地压缩。

现在压缩的空气(如由箭头82示意性地指示的)流动到燃烧区段26中，其中燃料被引入，与压缩空气82的至少一部分混合，并且点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流动到涡轮区段31中，使涡轮区段31的旋转部件旋转并支持压缩机区段21和/或风扇组件14中的相应联接的旋转部件的操作。

在发动机10的操作期间，如在风扇转子38或lp轴36中生成显著不平衡的事件之后，如在图2-10中的各种实施例中示出和描述的翼型件100(如风扇叶片42)的易碎部分可构造成使翼型件100的其余部分变形或者从其部分或完全脱离。在风扇转子38和/或lp轴36中生成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、冰摄入、其它碎片等)或风扇叶片42脱离。使翼型件100的易碎部分脱离或分离可在风扇转子38和/或lp轴36继续旋转时，减少不期望的失衡或振动。此外，关于图1-10大体上示出和描述的翼型件100的实施例可实现较轻的风扇壳体或机舱44，如减少风扇壳体或机舱44的金属材料或可磨耗材料的量。

关于图1-10大体上示出和描述的翼型件100的实施例可由大体上用于燃气涡轮发动机翼型件的一种或更多种材料形成。此类材料可包括但不限于钢、钛、铝、镍，或各自的合金，或复合材料，或它们的组合。复合材料可包括但不限于金属基质复合物(mmc)、聚合物基质复合物(pmc)，或陶瓷基质复合物(cmc)。此外，翼型件100可由金属和复合材料的组合形成。作为一个非限制性实例，第一材料基质110可限定金属。作为另一非限制性实例，第一材料基质110可限定复合材料，并且第三材料层130可限定金属。作为又一非限制性实例，第一材料基质110可在压力侧97、吸入侧98、前缘93以及后缘94内限定部分或大致中空的结构。

如可在翼型件100中利用的复合材料大体上包括嵌入在基质材料，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，而复合材料的基质用于将纤维粘合在一起并且用作介质，外部施加的应力由该介质传输并且分配至纤维。

示例性cmc材料可包括碳化硅(sic)、硅、二氧化硅，或氧化铝基质材料以及它们的组合。陶瓷纤维可嵌入在基质内，如氧化稳定的增强纤维，该氧化稳定的增强纤维包括像蓝宝石和碳化硅的单丝(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®，以及dowcorning的sylramic®)、硅酸铝(例如，nextel的440和480)，和切碎的晶须和纤维(例如，nextel的440和saffil®)，以及任选的陶瓷颗粒(例如，si、al、zr、y的氧化物及它们的组合)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，如单向增强带。多个带可铺设(layup)在一起(例如，作为板层)，以形成预制构件。纤维束可在形成预制件之前或者在预制件的形成之后用浆料成分浸渍。预制件可接着遭受热处理(如固化或烧尽)，以在预制件中产生高焦炭残留物，以及随后的化学处理(如用硅的熔融浸透)，以得到由具有期望化学成分的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，pmc材料可通过用树脂(预浸料)浸渍织物或单向带，后接固化来制作。例如，多层预浸料可堆叠至部分的适当厚度和方位，并且接着树脂可固化和凝固，以提供纤维增强复合物部分。作为另一实例，可利用模具，未固化的预浸料层可堆叠至该模具，以形成复合物构件的至少一部分。模具可为闭合构造(例如，压缩模制)或利用真空袋成形的开放构造。在开放构造中，模具形成叶片的一侧(例如，压力侧97或吸入侧98)。pmc材料放置在袋内，并且利用真空来在固化期间保持pmc材料抵靠模具。在又一些实施例中，翼型件100可经由树脂传递模制(rtm)、轻质树脂传递模制(lrtm)、真空辅助树脂传递模制(vartm)、成形过程(例如，热压成形)或类似方法来至少部分地形成。

在浸渍之前，织物可被称为“干”织物，并且典型地包括两个或更多个纤维层(板层)的叠堆。纤维层可由多种材料形成，其非限制性实例包括碳(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。纤维增强材料可以以相对短的切碎纤维的形式使用，在长度方面大体上小于2英寸，并且更优选小于1英寸，或者为长的连续纤维，后者通常用于生产机织物或单向带。其它实施例可包括其它纺织品形式，如平面编织、斜纹或缎纹。

在一个实施例中，pmc材料可通过将干纤维分散到模子中，并且接着使基质材料围绕增强纤维流动来产生。用于pmc基质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，其可在加热和由于物理而非化学变化而充分冷却时硬化时反复软化和流动。热塑性树脂的值得注意的实例种类包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮，以及聚碳酸酯树脂。设想用于在航空航天应用中使用的高性能热塑性树脂的具体实例包括聚醚醚酮(peek)、聚醚酮酮(pekk)、聚醚酰亚胺(pei)，以及聚苯硫醚(pps)。相反，一旦完全固化成硬质刚性固体，则热固性树脂在加热时不遭受显著的软化，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实例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(bmi)，以及聚酰亚胺树脂。

翼型件100的各种实施例可部分地或近似完全地由复合材料的多个板层(如第一材料基质110或第三材料层130)形成，它们铺设在一起并且/或者与其它子组件(如板层捆、预制件和/或复合板层的叠堆)一起组装，以限定复合构件。在各种实施例中，第三材料层130可限定金属材料，以便限定翼型件100(或者更具体而言，风扇叶片42)的金属前缘。金属前缘可大体上提供对抗外来物体碎片和损坏(如但不限于鸟撞击、冰摄入，或冲击翼型件100的其它物质、射弹或物体)的保护。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。