CN111059077A - 具有熔合腔的易碎燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种翼型件，其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。翼型件包括末梢处的易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘与后缘之间延伸，并且沿着翼展在末梢与易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括外表面。外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，熔合腔至少部分地限定易碎线。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿着翼展从易碎线延伸到根部。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。照此，在造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分在易碎线处相对于剩余翼型件部分而变形或部分地或完全地分开。

Description

具有熔合腔的易碎燃气涡轮发动机翼型件
技术领域
本主题大体上涉及翼型件，并且更特别地涉及具有熔合腔(fusion cavity)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。
发明内容
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。翼型件包括末梢处的易碎翼型件部分，易碎翼型件部分在前缘与后缘之间延伸，并且沿着翼展在末梢与易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括外表面。外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，熔合腔至少部分地限定易碎线。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分沿着翼展从易碎线延伸到根部。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。
在一个实施例中，翼型件可至少部分地由复合材料形成。在另外的实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在一个示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括从末梢至少部分地沿着翼展延伸到易碎线的至少一个熔合孔。在另一实施例中，至少一个熔合孔可包括多个熔合孔。在这样的实施例中，多个熔合孔中的至少一个可在末梢与易碎线之间延伸。在另一实施例中，多个熔合孔可各自在末梢与易碎线之间延伸。在一个特定实施例中，至少一个熔合孔可沿着翼展的至少5%但小于翼展的25%延伸。
在另外的实施例中，至少一个熔合孔可平行于翼展延伸。在另一实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地沿着翼弦延伸。在另外的其它实施例中，翼型件可进一步限定压力侧和吸力侧。在这样的实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地朝向压力侧或吸力侧中的一者延伸。在另外的其它实施例中，至少一个熔合孔可至少部分地沿着翼弦延伸，并且至少部分地朝向压力侧或吸力侧中的一者延伸。
在另一示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括多个熔合通道。此外，至少一个熔合通道可至少部分地沿着易碎线延伸。在这样的实施例中，至少一个熔合通道可沿着在沿着翼展的点处的翼弦延伸翼展的自末梢起的至少10%但小于50%。在另外的实施例中，至少一个熔合通道可沿着易碎线的全长延伸。在其它实施例中，至少一个熔合通道可沿着在易碎线的沿着翼展S的点处的翼弦的至少10%但小于在易碎线的沿着翼展的点处的整个翼弦延伸。
在另一实施例中，至少一个熔合通道可包括至少部分地沿着易碎线延伸的第一熔合通道。在这样的实施例中，多个熔合通道可包括沿着易碎翼型件部分的外表面延伸的第二熔合通道。在这样的实施例中，第二熔合通道可至少部分地沿着易碎线延伸。在另一实施例中，第二熔合通道可至少部分地在易碎线与末梢之间沿着在沿着翼展的点处的翼弦延伸。
在另外的示范性实施例中，至少一个熔合腔可包括从末梢延伸到易碎线的熔合通道。在这样的实施例中，翼型件可进一步限定在压力侧与吸力侧之间延伸的厚度。至少一个熔合通道可限定厚度的至少10%但小于厚度的80%的厚度减薄量。在一个实施例中，至少一个熔合通道可限定可变的厚度减薄量。
在另一实施例中，易碎翼型件部分或剩余翼型件部分中的至少一个可包括限定第一弹性模量的第一材料。在这样的实施例中，翼型件可进一步包括填料材料，其定位于至少一个熔合腔内并且至少部分地填充熔合腔。填料材料可包括比第一弹性模量更小的第二弹性模量。
技术方案1. 一种翼型件，其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沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：
所述末梢处的易碎翼型件部分，其在所述前缘与所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括外表面，其中所述外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，所述熔合腔至少部分地限定所述易碎线；以及
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相接。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件至少部分地由复合材料形成。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括从所述末梢至少部分地沿着所述翼展延伸到所述易碎线的至少一个熔合孔。
技术方案5. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔包括多个熔合孔，并且其中，所述多个熔合孔中的至少一个在所述末梢与所述易碎线之间延伸。
技术方案6. 根据技术方案5所述的翼型件，其特征在于，所述多个熔合孔各自在所述末梢与所述易碎线之间延伸。
技术方案7. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
技术方案8. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔平行于所述翼展延伸。
技术方案9. 根据技术方案4所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，并且其中所述至少一个熔合孔至少部分地沿着所述翼弦、至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸，或至少部分地沿着所述翼弦并且至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括多个熔合通道，至少一个熔合通道至少部分地沿着所述易碎线延伸。
技术方案11. 根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道沿着在沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸所述翼展的自所述末梢起的至少10%但小于50%。
技术方案12. 根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道沿着所述易碎线的全长延伸。
技术方案13. 根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道沿着在所述易碎线的沿着所述翼展的点处的所述翼弦的至少10%但小于在所述易碎线的沿着所述翼展的所述点处的整个翼弦延伸。
技术方案14. 根据技术方案10所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道包括至少部分地沿着所述易碎线延伸的第一熔合通道，并且其中所述多个熔合通道包括沿着所述易碎翼型件部分的所述外表面延伸的第二熔合通道。
技术方案15. 根据技术方案14所述的翼型件，其特征在于，所述第二熔合通道至少部分地沿着所述易碎线延伸。
技术方案16. 根据技术方案14所述的翼型件，其特征在于，所述第二熔合通道至少部分地在所述易碎线与所述末梢之间沿着在沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸。
技术方案17. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括从所述末梢延伸到所述易碎线的熔合通道。
技术方案18．根据技术方案17所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定在压力侧与吸力侧之间延伸的厚度，并且其中所述至少一个熔合通道限定所述厚度的至少10%但小于所述厚度的80%的厚度减薄量。
技术方案19. 根据技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合通道限定可变的厚度减薄量。
技术方案20. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分或所述剩余翼型件部分中的至少一者包括限定第一弹性模量的第一材料，所述翼型件进一步包括：
填料材料，其定位于所述至少一个熔合腔内，至少部分地填充所述熔合腔，其中，所述填料材料包括比所述第一弹性模量更小的第二弹性模量。
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，其特别地图示熔合腔；
图4根据本公开的方面图示图3的风扇叶片的一个实施例，其特别地图示风扇叶片，其中，熔合腔被构造为熔合孔；
图5根据本主题的方面图示风扇叶片的一个实施例，其特别地图示风扇叶片的翼型件末梢处的多个熔合孔；
图6根据本主题的方面图示风扇叶片的另一实施例，其特别地图示图4的风扇叶片的易碎翼型件部分；
图7根据本主题的方面图示图4的易碎翼型件部分的另一实施例，其特别地图示具有可变直径的熔合孔；
图8根据本公开的方面图示图3的风扇叶片的另一实施例，其特别地图示风扇叶片，其中，熔合腔被构造为熔合通道；
图9根据本主题的方面图示图8的风扇叶片的一个实施例，其特别地图示风扇叶片的易碎翼型件部分的横截面；
图10根据本主题的方面图示图8的风扇叶片的另一实施例，其特别地图示具有沿着翼展的不同的点处的熔合通道的风扇叶片的易碎翼型件部分的横截面；以及
图11根据本主题的方面图示图8的风扇叶片的另一实施例，其特别地图示具有被构造为放泄袋状部(relief pocket)的熔合通道的易碎翼型件部分的横截面。
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。翼型件可包括翼型件的易碎翼型件部分的外表面上的一个或多个熔合腔。易碎翼型件部分可在前缘与后缘之间延伸并且沿着翼型件的翼展从翼型件末梢延伸到易碎线。熔合腔可包括熔合孔和/或熔合通道。翼型件可包括沿着翼展在易碎线与翼型件根部之间延伸的剩余翼型件部分。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的期间折断或弯曲。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，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，翼型件62可包括外表面71。例如，压力侧68和吸力侧70以及翼型件末梢66可限定翼型件62的外表面71。应当认识到，翼型件62可限定沿着翼型件根部64与翼型件末梢66之间的翼展S的每个点处的翼弦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朝着翼型件末梢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。
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可包括至少部分地限定于翼型件62的外表面71上的至少一个熔合腔81。至少一个熔合腔81可至少部分地限定翼型件62的易碎线88。例如，熔合腔81的沿着翼展S最接近翼型件根部64的部分可限定易碎线88。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。在一个实施例中，翼型件62可限定剩余翼型件部分92，剩余翼型件部分92沿着翼型件62的翼展S从翼型件根部64延伸到易碎线88。在这样的实施例中，翼型件62可进一步限定翼型件末梢66处的易碎翼型件部分94，易碎翼型件部分94在前缘72与后缘74之间延伸，并且沿着翼展S在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸。易碎翼型件部分94可与剩余翼型件部分92在易碎线88相接。如在下文中关于图4-11而更详细地描述的，易碎翼型件部分94可相比于剩余翼型件部分92而具有降低的总体弯曲刚度。更特别地，图4-7图示翼型件62的实施例，其中，至少一个熔合腔81被构造为至少一个熔合孔82。图8-11图示翼型件62的实施例，其中，至少一个熔合腔81被构造为至少一个熔合通道100。
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4-11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4-11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，根据本公开的方面图示风扇叶片44的一个实施例。特别地，图4图示风扇叶片44，其中，至少一个熔合腔81被构造为至少一个熔合孔82。翼型件62可包括至少一个熔合孔82，熔合孔82从翼型件末梢66至少部分地沿着翼展S朝向翼型件根部64延伸。更特别地，熔合孔82可延伸到易碎线88。如所图示的，在一个实施例中，翼型件62可包括多个熔合孔82。在这样的实施例中，如在下文中更详细地描述的，多个熔合孔82中的至少一个可在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸。
如在图4中进一步图示的，易碎翼型件部分94被描绘为具有在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸的(一个或多个)熔合孔82。例如，多个熔合孔82可大体上沿着翼弦C定位于翼型件末梢66处。(一个或多个)熔合孔82可限定从翼型件末梢66沿着翼展S延伸的深度84。此外，至少一个熔合孔82的深度84可从翼型件末梢66延伸到易碎线88。在某些实施例中，(一个或多个)熔合孔82的深度84可沿着翼展S的至少5%但小于翼展S的25%延伸。在其它实施例中，(一个或多个)熔合孔82的深度84可沿着翼展S的至少10%但小于翼展S的20%延伸。在某些实施例中，多个熔合孔82中的每个熔合孔82可沿着翼展S的大致相同的百分比的深度84延伸。例如，每个熔合孔82可在前缘72与后缘74之间以翼展S的大致恒定的百分比延伸到易碎线88。在这样的实施例中，应当认识到，易碎翼型件部分94还可在翼型件末梢66与易碎线88之间沿着深度84延伸。或更特别地，(一个或多个)熔合孔82可限定易碎翼型件部分94，使得易碎翼型件部分94的高度(例如，翼型件末梢66与易碎线88之间的沿着翼展S的距离)与深度84相同或大致相同。
在某些实施例中，剩余翼型件部分92可限定翼型件62的具有第一总体弯曲刚度的部分。类似地，(一个或多个)熔合孔82可限定翼型件62的具有比剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度更小的第二总体弯曲刚度的部分(例如，易碎翼型件部分94)。例如，(一个或多个)熔合孔82可沿着翼展S和翼弦C减少易碎线88上方的翼型件62的量。照此，易碎翼型件部分94可具有降低的刚度，允许易碎翼型件部分94如上文中描述的那样在易碎线88处或在其上方朝向翼型件末梢66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可基本上不存在孔或孔洞。例如，第一总体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。
现在参考图5，根据本主题的方面图示翼型件62的一个实施例的俯视图。特别地，图5图示翼型件末梢66处的多个熔合孔82。如所图示的，应当认识到，熔合孔82限定成在翼型件末梢66处至少部分地通过外表面71。如所示出的，翼型件62可限定压力侧68与吸力侧70之间的厚度T。此外，应当认识到，厚度T可为沿着翼弦C可变的。翼型件62可在相邻的熔合孔82之间限定一个或多个间隙85。例如，在某些实施例中，(一个或多个)间隙85可在翼型件末梢66处大致地沿着翼弦C取向。此外，在这样的实施例中，熔合孔82可在翼型件末梢66处沿着翼弦C(参见例如图3)以大致相等的间隙85相等地间隔开。在其它实施例中，熔合孔82可在熔合孔82之间沿着翼弦C限定可变间隙85。例如，在翼型件62的厚度T处于或接近最大值的情况下，间隙85可为更小的，并且因而，熔合孔82相互更接近。此外，在翼型件62的厚度T小于最大值的情况下，间隙85可为更大的。应当认识到，翼型件62的较厚部分可需要更多个熔合孔82来充分地减小弯曲刚度，以产生易碎翼型件部分94。例如，相互更紧密地布置的熔合孔82与更分散布置的熔合孔82相比可更大程度地减小该位置处的弯曲刚度。此外，应当认识到，相邻的熔合孔82还可朝向翼型件62的压力侧68或吸力侧70间隔开。例如，间隙85中的一个或多个可至少部分地朝向压力侧68或吸力侧70取向。
现在参考图6，根据本主题的方面图示翼型件62的另一实施例。特别地，图6图示翼型件62的易碎翼型件部分94。如关于图4而简略地描述的，在某些实施例中，多个熔合孔82中的每个可在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸。照此，每个熔合孔82可在易碎翼型件部分94各处而大致相等地减小弯曲刚度。在其它实施例中，熔合孔82中的一个或多个可在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸，同时熔合孔82中的一个或多个可仅部分地在翼型件末梢66与易碎线88之间延伸。例如，熔合孔82中的一些的深度84可不延伸易碎翼型件部分94的整个高度。
应当认识到，延伸到具体展向位置的熔合孔82越多，该展向位置处的易碎翼型件部分94的弯曲刚度就可降低得越多。此外，在某些实施例中，熔合孔82的数量可从易碎线88到翼型件末梢66在沿着翼展S的每个点处增加。例如，延伸到任何具体深度84的熔合孔82的数量可朝向翼型件末梢66增加。照此，易碎翼型件部分94的弯曲刚度可从易碎线88到翼型件末梢66减小。应当认识到，在这样的实施例中，易碎翼型件部分94可更容易朝向翼型件末梢66偏转和/或分开并且更难以朝向易碎线88偏转和/或分开。
仍然参考图6的所图示的实施例，一个或多个熔合孔82可平行于翼展S延伸。在其它实施例中，至少一个熔合孔82可至少部分地沿着翼弦C延伸。例如，(一个或多个)熔合孔82可限定相对于翼型件62的翼展S偏移的弦向角86。此外，应当认识到，两个或更多个熔合孔82可限定大致相等的弦向角86。在其它实施例中，两个或更多个熔合孔82可限定不同的弦向角86，诸如第一熔合孔具有比第二熔合孔的第二弦向角更大的第一弦向角。在另一实施例中，(一个或多个)熔合孔82可至少部分地朝向压力侧68或吸力侧70中的一者延伸。例如，(一个或多个)熔合孔82可限定相对于翼型件62的翼展S朝向压力侧68或吸力侧70中的一者偏移的周向角(未示出)。照此，在某些实施例中，一个或多个熔合孔82可限定展向分量、翼弦向分量、周向分量或三者的任何组合。
现在参考图7，根据本主题的方面图示易碎翼型件部分94的另一实施例。特别地，图7图示包括具有可变直径的熔合孔82的易碎翼型件部分94。例如，每个熔合孔82可限定直径90。在某些实施例中，翼型件62可在易碎线88与翼型件末梢66之间限定具有恒定直径90的(一个或多个)熔合孔82。在其它实施例中，如所图示的，翼型件62可在易碎线88与翼型件末梢66之间限定具有可变直径90的一个或多个熔合孔82。例如，(一个或多个)熔合孔82的直径90可从易碎线88到翼型件末梢66增大。特别地，某些熔合孔82可限定在易碎线88与翼型件末梢66之间逐渐增大的直径90。
其它熔合孔82可沿着深度84限定离散部分96，离散部分96限定离散直径90。此外，离散部分96的离散直径90可在易碎线88与翼型件末梢66之间沿着翼展S增大。例如，一个或多个熔合孔82可为埋头孔形式的(counterbored)。在其它实施例中，一个或多个离散部分96可限定沿着翼展S的可变直径90(例如，埋头孔(countersink))。此外，在某些实施例中，易碎翼型件部分94的弯曲刚度还可在易碎线88与翼型件末梢66之间减小。更特别地，从易碎翼型件部分94朝向翼型件末梢66去除更多的材料可朝向翼型件末梢66降低弯曲刚度(与接近易碎线88的弯曲刚度相比)。
现在参考图8，根据本公开的方面图示风扇叶片44的另一实施例。特别地，图8图示风扇叶片44，其中，至少一个熔合腔81被构造为至少一个熔合通道100。更特别地，至少一个熔合腔82可包括多个熔合通道100。如所示出的，一个或多个熔合通道100可至少部分地沿着易碎线88延伸。例如，熔合通道100可在易碎线88处限定于翼型件62的外表面71上。熔合通道100可至少部分地沿着易碎线88的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。照此，应当认识到，熔合通道100可至少部分地限定易碎线88的沿着翼展的点。此外，在某些实施例中，熔合通道100可沿着大致相同的沿着翼展S的点(例如，沿着在沿着翼展的一个点处的翼弦C)延伸。
在一个实施例中，熔合通道100可沿着易碎线88的全长延伸。例如，在这样的实施例中，熔合通道100可沿着易碎线88的沿着翼展S的点处的整个翼弦C延伸。更特别地，熔合通道100可在沿着翼展S的这样的点处限定沿着翼弦C延伸的易碎线88。在其它实施例中，至少一个熔合通道100可沿着易碎线88的沿着翼展S的点处的翼弦C的至少10%但小于易碎线88的沿着翼展的点处的整个翼弦C延伸。在一个特定实施例中，熔合通道100可沿着易碎线88的沿着翼展S的点处的翼弦C的至少40%但小于易碎线88的沿着翼展S的点处的翼弦C的70%延伸。应当意识到，熔合通道100可沿着翼弦C的任何部分延伸，使得熔合通道100降低易碎翼型件部分94的弯曲刚度。如在图8中进一步图示的，易碎翼型件部分94可包括沿着易碎翼型件部分94的外表面71延伸的一个或多个额外的熔合通道100。例如，额外的熔合通道100可在沿着易碎线88延伸的熔合通道100的相同侧(例如，压力侧68)或相对侧上延伸(参见例如图9和图10)。
现在参考图9，根据本主题的方面图示易碎翼型件部分94的另一实施例。特别地，图9图示包括被构造为熔合通道100的熔合腔81的翼型件62的横截面。在这样的实施例中，(一个或多个)熔合通道100可沿着在沿着翼展S的点处的翼弦C延伸翼展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%)。更特别地，(一个或多个)熔合通道100可限定每个熔合通道100的从翼型件末梢66到熔合通道100的径向最内位置(例如，熔合通道100的沿着翼展S最接近翼型件根部64的位置)的通道高度102。此外，通道高度102可为翼展S的(例如，沿着前缘72、后缘74、压力侧68和/或吸力侧70之间的由易碎线88限定的平面的)从翼型件末梢66到易碎线88的至少10%。在某些实施例中，通道高度102可为翼展S的自翼型件末梢66起的沿着易碎线88的至少15%但小于翼展S的50%。
在这样的实施例中，应当认识到，易碎翼型件部分94还可在翼型件末梢66与易碎线88之间沿着通道高度102延伸。或更特别地，(一个或多个)熔合通道100可限定易碎翼型件部分94，使得易碎翼型件部分94的高度(例如，翼型件末梢66与易碎线88之间的沿着翼展S的距离)与通道高度102相同或大致相同。熔合通道100可限定翼型件62的具有比剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度更小的第二总体弯曲刚度的部分(例如，易碎翼型件部分94)。例如，(一个或多个)熔合通道100可沿着翼展S和翼弦C减少易碎线88处或其上方的翼型件62的量。照此，如上文中所描述的，易碎翼型件部分94可具有降低的刚度，允许易碎翼型件部分94在易碎线88处断裂、破裂、脱落、分离、变形、偏转等等。
如在图9中进一步图示的，至少一个熔合通道100可包括至少部分地沿着易碎线88延伸的第一熔合通道104。在这样的实施例中，多个熔合通道100可包括沿着易碎翼型件部分94的外表面71延伸的第二熔合通道106。在这样的实施例中，第二熔合通道106可至少部分地沿着易碎线88延伸。例如，第一熔合通道104可至少部分地在压力侧68或吸力侧70中的一者上沿着易碎线88延伸，并且，第二通道106可至少部分地在压力侧68或吸力侧70中的另一者上沿着易碎线88延伸。例如，第一通道104和第二通道106两者都可在翼型件62的相对侧68、70上沿着整个易碎线88延伸。
现在参考图10，根据本主题的方面图示易碎翼型件部分94的另一实施例。特别地，图10图示包括沿着翼展S的不同的点处的熔合通道100的翼型件62的横截面。例如，第二熔合通道106可至少部分地在易碎线88与翼型件末梢66之间沿着在沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。例如，第二熔合通道106相对于第一熔合通道104可至少部分地沿着在朝向翼型件末梢66定位的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。在这样的实施例中，应当认识到，第一熔合通道104可限定比由第二熔合通道106限定的第二熔合通道高度110更大的第一通道高度108。应当意识到，这样的第二熔合通道106可定位于翼型件62的相同侧(即，压力侧68或吸力侧70)上，或在其它实施例中，第一熔合通道104和第二熔合通道106可定位于翼型件62的相对侧68、70上。
还应当认识到，易碎翼型件部分94可限定不止两个熔合通道100(诸如，三个或更多个熔合通道100)。还应当意识到，相对于易碎线88而朝向翼型件末梢66定位的熔合通道100可进一步降低易碎翼型件部分94的第二总体弯曲刚度。例如，在某些实施例中，熔合通道100可定位于易碎线88与翼型件末梢66之间，以限定大致恒定的第二总体弯曲刚度。在其它实施例中，熔合通道100可朝向翼型件末梢66相互更接近而定位。照此，弯曲刚度可在翼型件末梢66处比在易碎线88处更低。
现在参考图11，根据本主题的方面图示翼型件62的易碎翼型件部分94的另一实施例。特别地，图11图示被构造为在压力侧68或吸力侧70中的一者上接近翼型件末梢66的放泄袋状部的熔合通道100。更特别地，在所图示的实施例中，熔合腔81可在外表面71中限定为从翼型件末梢66延伸到易碎线88的熔合通道100。照此，熔合通道100可为放泄袋状部。此外，如所描绘的，熔合通道100可在外表面71上限定于翼型件62的吸力侧70(例如，吸力侧放泄袋状部)上。此外，通过减少接近翼型件末梢66的翼型件62的量，使得放泄袋状部可降低易碎翼型件部分94的第二总体弯曲刚度。还应当认识到，图11的熔合通道100可在翼型件末梢66处沿着整个翼弦C延伸和/或在翼型件末梢66与易碎线88之间在沿着翼展S的每个点处沿着整个翼弦C延伸。在其它构造中，熔合通道100可在翼型件末梢66处沿着翼弦C部分地延伸和/或在翼型件末梢66与易碎线88之间在沿着翼展的每个点处沿着翼弦C部分地延伸。例如，熔合通道100可在翼弦C的10%与100%之间在翼型件末梢66处沿着翼弦C延伸。
如在图11中进一步图示的，熔合通道100可限定厚度T的厚度减薄量112。例如，熔合通道100可限定厚度T的至少10%但小于厚度T的80%的厚度减薄量112。在一个实施例中，熔合通道100可限定恒定的厚度减薄量112。例如，厚度减薄量112可为熔合通道100内的沿着翼展S的每个点处的沿着翼弦C的厚度T的相同百分比或大致相同的百分比。在另一实施例中，熔合通道100可限定可变的厚度减薄量112。例如，在翼型件62的最大厚度T的弦向和展向位置处，厚度减薄量112可处于厚度T的最大百分比。例如，翼型件62的最大厚度T的位置可需要从翼型件62去除更多材料，以充分地降低第二总体弯曲刚度。
现在参考图7和图 9，在一个实施例中，易碎翼型件部分94或剩余翼型件部分92中的至少一者可包括限定第一弹性模量的第一材料。在这样的实施例中，翼型件可进一步包括填料材料98，填料材料98定位于一个或多个熔合腔81(例如，(一个或多个)熔合孔82和/或(一个或多个)熔合通道100)内，并且至少部分地填充(一个或多个)熔合腔81。在一个特定实施例中，如图7中所图示的，多个熔合孔82中的一个或多个熔合孔82可包括相应的填料材料98。在另一实施例中，如图9中所图示的，一个或多个熔合通道100可包括相应的填料材料98。在某些实施例中，(一种或多种)填料材料98可完全地填充(一个或多个)熔合腔81。在其它实施例中，(一种或多种)填料材料98可仅部分地填充(一个或多个)熔合腔81。例如，填料材料98可部分地填充熔合孔82的朝向翼型件末梢66的部分。此外，应当认识到，(一种或多种)填料材料98可与翼型件62的外表面71齐平。(一种或多种)填料材料98可包括比第一弹性模量更小的第二弹性模量。照此，包括(一种或多种)填料材料98的易碎翼型件部分94仍可限定比由剩余翼型件部分92限定的弯曲刚度更小的弯曲刚度。
虽然已在上文中的描述中在单独的图中图示了熔合腔81的不同构造，但应当认识到，翼型件62的某些实施例可包括不同类型的熔合腔81的组合。例如，翼型件62的一个或多个实施例可包括一个或多个熔合孔82和熔合通道100的组合。此外，熔合孔82还可与图11的放泄袋状部组合而使用，以降低易碎翼型件部分94的第二总体弯曲刚度。
在一个实施例中，翼型件62、易碎翼型件部分94和/或剩余翼型件部分92可包括金属、金属合金或复合材料中的至少一种。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可由一个或多个陶瓷基体复合预浸料铺层形成。在另一实施例中，翼型件62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。在另外的其它实施例中，翼型件62可至少部分地由诸如但不限于钢、钛、铝、镍的金属或每种金属的合金形成。例如，在某些实施例中，翼型件62可为铸件。然而，应当认识到，翼型件62可由诸如金属、金属合金和/或复合物的组合之类的多种材料形成。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的材料可与形成剩余翼型件部分92的材料相比具有降低的刚度。此外，应当认识到，当翼型件62(在例如铸件的模子中)形成(或以复合构件的铺层限定)时，(一个或多个)熔合腔81可形成于完成的翼型件62中(例如，切割、机加工、钻孔或钻削)，或可限定于翼型件62内。大体上，本文中所描述的翼型件62的示范性的实施例可使用任何合适的工艺来制造或形成。
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，Nippon Carbon的NICALON®、Ube Industries的TYRANNO®和Dow Corning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，作为铺层)，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，而不是形成为带。
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，可使多层预浸料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，以形成复合物构件的至少一部分。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。
大体上，本文中所描述的翼型件62的示范性的实施例可使用任何合适的工艺来制造或形成。然而，根据本主题的若干方面，翼型件62可使用增材制造工艺(诸如，3D打印工艺)来形成。这样的工艺的使用可允许翼型件62整体地形成为单个一体式构件或形成为任何合适的数量的子构件。例如，易碎翼型件部分94或剩余翼型件部分92中的至少一个可使用增材制造工艺来形成。特别地，至少一个熔合腔81(例如，(一个或多个)熔合孔82和/或(一个或多个)熔合通道100)可经由增材制造过程来在易碎翼型件部分94中形成。经由增材制造来形成(一个或多个)熔合腔81可允许(一个或多个)熔合腔81整体地形成并且包括在使用现有的制造方法时不可能实现的各种各样的特征。例如，本文中所描述的增材制造方法使得能够制造具有一种或多种构造的具有任何合适的尺寸和形状的(一个或多个)熔合腔81，在本文中描述这些新型特征中的一些。此外，增材制造可允许在易碎翼型件部分94包括相比于用于形成剩余翼型件部分92的材料具有更低的弯曲刚度的材料的情况下形成翼型件62。
如本文中所使用的，术语“进行增材制造”、“增材制造技术或工艺”等大体上指如下的制造工艺：其中(一种或多种)材料的连续层被提供在彼此上，以逐层地“构建”三维构件。连续的层大体上熔合在一起，以形成可具有各种各样的整体子构件的一体式构件。虽然增材制造工艺技术在本文中被描述为使得能够通过典型地沿竖直方向逐点地、逐层地构建物体来制造复杂的物体，但其它制造方法为可能的，并且在本主题的范围内。例如，虽然本文中的讨论涉及增加材料以形成连续的层，但本领域技术人员将意识到，本文中所公开的方法和结构可利用任何增材制造技术或制造工艺技术来实践。例如，本发明的实施例可使用加层工艺、减层工艺或混合工艺。
根据本公开的合适的增材制造技术包括例如熔合沉积建模(FDM)、选择性激光烧结(SLS)、诸如通过喷墨打印机和激光打印机而进行的3D打印、立体光刻(SLA)、直接选择性激光烧结(DSLS)、电子束烧结(EBS)、电子束熔融(EBM)、激光工程化净成形(LENS)、激光净成形制造(LNSM)、直接金属沉积(DMD)、数字光处理(DLP)、直接选择性激光熔融(DSLM)、选择性激光熔融(SLM)、直接金属激光熔融(DMLM)以及其它已知的工艺。
除了使用直接金属激光烧结(DMLS)或直接金属激光熔融(DMLM)工艺(其中，能源用于选择性地使粉末层的多部分烧结或熔融)之外，还应当意识到，根据备选实施例，增材制造工艺可为“粘合物喷射”工艺。在这点上，粘合物喷射涉及使增加粉末层以如上所述的类似方式连续地沉积。然而，代替使用能源来产生能量束以选择性地使增加粉末熔融或熔合，粘合物喷射涉及选择性地使液体粘合剂沉积到每个粉末层上。液体粘合剂可为例如可光固化型聚合物或另一种液体结合剂。其它合适的增材制造方法和变型旨在处于本主题的范围内。
本文中所描述的增材制造工艺可用于使用任何合适的材料来形成构件。例如，该材料可为塑料、金属、混凝土、陶瓷、聚合物、环氧树脂、光聚合物树脂或可处于固体、液体、粉末、片材、线材或任何其它合适的形式的任何其它合适的材料。更具体地，根据本主题的示范性实施例，本文中所描述的增材制造的构件可以以下材料的部分、全部或以其某种组合形成：包括但不限于纯金属、镍合金、铬合金、钛、钛合金、镁、镁合金、铝、铝合金、铁、铁合金、不锈钢以及镍或钴基超合金(例如，可从特殊金属公司(Special Metals Corporation)得到的以Inconel®命名的可用的那些)。这些材料是适合于在本文中所描述的增材制造工艺中使用的材料的示例，并且大体上可被称为“增材(additive material)”。
另外，本领域技术人员将意识到，各种各样的材料和用于使那些材料结合的方法可被使用并且设想为在本公开的范围内。如本文中所使用的，对“熔合”的引用可指用于产生任何上文的材料的结合层的任何合适的工艺。例如，如果物体由聚合物制成，则熔合可指产生聚合物材料之间的热固性结合。如果物体是环氧树脂，则结合可通过交联工艺而形成。如果材料是陶瓷，则结合可通过烧结工艺而形成。如果材料是粉末状金属，则结合可通过熔融或烧结工艺而形成。本领域技术人员将意识到，使材料熔合以通过增材制造而制作构件的其它方法是可能的，并且，目前公开的主题可利用那些方法来实践。
此外，本文中所公开的增材制造工艺允许单个构件由多种材料形成。因而，本文中所描述的构件可由上文的材料的任何合适的混合物形成。例如，构件可包括使用不同的材料、工艺和/或在不同的增材制造机器上形成的多个层、节段或部分。以此方式，可构造具有不同的材料和材料性质的构件，以便满足任何特定应用的需求。此外，虽然本文中所描述的构件可完全地通过增材制造工艺而构造，但应当意识到，在备选实施例中，这些构件中的全部或一部分可经由铸造、机加工和/或任何其它合适的制造工艺来形成。实际上，材料和制造方法的任何合适的组合都可用于形成这些构件。
现在将描述示范性增材制造工艺。增材制造工艺使用构件的三维(3D)信息(例如，三维计算机模型)来制造构件。因此，构件的三维设计模型可在制造之前限定。在这点上，可扫描构件的模型或原型，以确定构件的三维信息。作为另一示例，构件的模型可使用合适的计算机辅助设计(CAD)程序来构造，以限定构件的三维设计模型。
设计模型可包括构件的整个构造(包括构件的外表面和内表面两者)的3D数字坐标。例如，设计模型可限定翼型件62、剩余翼型件部分92、易碎翼型件部分94和/或内部或外部通道(诸如，(一个或多个)熔合腔81、开口、支承结构等等)。在一个示范性实施例中，三维设计模型转换成例如沿着构件的中心(例如，竖直)轴线或任何其它合适的轴线的多个薄片或节段。对于薄片的预定高度，每个薄片可限定构件的薄横截面。多个连续横截面切片一起形成3D构件。构件然后逐薄片或逐层地“构建”，直到完成为止。
以此方式，本文中所描述的构件可使用增材工艺来制备，或更具体地，例如通过使用激光能量或热来使塑料熔合或聚合，或通过使金属粉末烧结或熔融，从而连续地形成每个层。例如，特定类型的增材制造工艺可使用能量束(例如，电子束或电磁辐射(诸如，激光束))来使粉末材料烧结或熔融。可使用任何合适的激光和激光参数(包括关于功率、激光束光斑尺寸以及扫描速度的考虑因素)。构建材料可由针对以下而选择的任何合适的粉末或材料形成：特别用于在高温下增强强度、耐久性以及使用寿命。
每个连续层可为例如在大约10 μm与200 μm之间，然而，根据备选实施例，厚度可基于任何数量的参数而选择，并且可为任何合适的尺寸。因此，利用上述的增材式成形方法，本文中所描述的构件可具有与在增材式成形工艺期间利用的相关联的粉末层的一种厚度(例如，10 μm)一样薄的横截面。
另外，利用增材工艺，构件的表面光洁度和特征可取决于应用而按需变化。例如，尤其是在与部件表面相对应的横截面层的外周，通过在增材工艺期间选择适当的激光扫描参数(例如，激光功率、扫描速率、激光聚焦光斑尺寸等等)，从而可调整表面光洁度(例如，使表面光洁度更光滑或更粗糙)。例如，可通过增大激光扫描速率或减小所形成的熔融池的尺寸而达到更粗糙的光洁度，并且，可通过减小激光扫描速率或增大所形成的熔融池的尺寸而达到更光滑的光洁度。扫描图案和/或激光功率还可改变，以改变所选择的区域中的表面光洁度。
虽然本公开大体上不限于使用增材制造来形成这些构件，但增材制造提供各种各样的制造优点(包括易于制造、成本降低、准确度更大等等)。在这点上，利用增材制造方法，甚至是多部件式构件也可形成为单件连续金属，并且因而可包括与先前的设计相比而较少的子构件和/或接头。通过增材制造而整体地形成这些多部件式构件可有利地改进总体组装工艺。例如，整体式成形减少必须组装的单独的部件的数量，因而缩短相关联的时间并且降低总体组装成本。另外，关于例如单独部件之间的泄漏、接头质量以及总体性能的现有的问题可有利地减少。
同样地，上述的增材制造方法可能够实现复杂且错综复杂得多的本文中所描述的翼型件62的形状和轮廓。例如，这样的构件可包括薄增材制造层和独特的流体通道或腔(诸如，(一个或多个)熔合腔81)。另外，增材制造工艺使得能够制造具有不同材料的单个构件，使得构件的不同的部分可表现出不同的性能特性。制造工艺的连续、增加的性质使得能够构造这些新型特征。结果，本文中所描述的翼型件62可表现出改进的性能和可靠性。
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。

Claims (10)

1.一种翼型件，其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沿着所述翼展的每个点处的翼弦，所述翼型件包括：
所述末梢处的易碎翼型件部分，其在所述前缘与所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与易碎线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括外表面，其中所述外表面至少部分地限定至少一个熔合腔，所述熔合腔至少部分地限定所述易碎线；以及
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸到所述根部，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相接。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件至少部分地由复合材料形成。
3.根据权利要求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。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括从所述末梢至少部分地沿着所述翼展延伸到所述易碎线的至少一个熔合孔。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔包括多个熔合孔，并且其中，所述多个熔合孔中的至少一个在所述末梢与所述易碎线之间延伸。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述多个熔合孔各自在所述末梢与所述易碎线之间延伸。
7.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔沿着所述翼展的至少5%但小于所述翼展的25%延伸。
8.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合孔平行于所述翼展延伸。
9.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，并且其中所述至少一个熔合孔至少部分地沿着所述翼弦、至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸，或至少部分地沿着所述翼弦并且至少部分地朝向所述压力侧或所述吸力侧中的一者延伸。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个熔合腔包括多个熔合通道，至少一个熔合通道至少部分地沿着所述易碎线延伸。
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