CN111059080A - 包括保持部件的易碎燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

提供了一种翼型件，其限定在根部和末梢之间延伸的翼展。翼型件包括至少部分地在前缘和后缘之间延伸的保持部件，其限定至少部分地沿着在保持部件的沿着翼展的点处的翼弦延伸的易碎线。翼型件还包括在末梢和易碎线之间延伸的易碎翼型件部分。易碎翼型件部分包括第一多个复合层，第一多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。翼型件包括从易碎线延伸到根部的剩余翼型件部分，该剩余翼型件部分包括包括第二多个复合层，第二多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。此外，剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。

Description

包括保持部件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，并且更特别地涉及包括在前缘和后缘之间延伸的保持部件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。翼型件包括至少部分地在前缘和后缘之间延伸的保持部件。保持部件限定至少部分地沿着保持部件的沿着翼展的点处的翼弦延伸的易碎线。翼型件还包括易碎翼型件部分，其在前缘和后缘之间延伸并沿着翼展在末梢和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括第一多个复合层。此外，第一多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。翼型件还包括沿着翼展从易碎线延伸至根部的剩余翼型件部分。剩余翼型件部分包括第二多个复合层。第二多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。此外，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，在造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分可相对于剩余翼型件部分在易碎线处变形或者部分地或完全地分开。在另外的实施例中，保持部件可平行于保持部件的沿着翼展的点处的翼弦延伸。在其它实施例中，在保持部件至少部分地在前缘和后缘之间延伸时，保持部件可限定弧形。在另一实施例中，易碎翼型件部分可沿着翼展的自末梢起的至少10%延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分可沿着翼展的自末梢起的至少15%但小于50%延伸。在另一实施例中，保持部件可沿着保持部件的沿着翼展的点处的翼弦的至少10%但小于或等于100%延伸。在另外的实施例中，保持部件可沿着保持部件的沿着翼展的点处的翼弦的至少30%但小于80%延伸。
在另一实施例中，保持部件可沿着保持部件的长度限定恒定的直径。然而，在其它实施例中，保持部件可沿着保持部件的长度限定可变的直径。在某些实施例中，保持部件可包括金属或复合物中的至少一种。
在另外的实施例中，保持部件可为第一保持部件，并且易碎线为第一易碎线。在这样的实施例中，翼型件可还包括第二保持部件，其在末梢和第一保持部件的沿着翼展的点之间的沿着翼展的点处至少部分地在前缘和后缘之间延伸。此外，第二保持部件可限定至少部分地沿着第二保持部件的沿着翼展的点处的翼弦延伸的第二易碎线。第一多个复合层在第一易碎线和第二易碎线之间延伸。第一多个复合层中的至少一个复合层围绕第二保持部件包裹。此外，在这样的实施例中，易碎翼型件部分还包括在末梢和第二易碎线之间延伸的第三多个复合层。所述第三多个复合层中的至少一个复合层围绕第二保持部件包裹。
在另一这样的实施例中，第一保持部件限定第一长度，并且第二保持部件限定与第一长度不同的第二长度。在某些实施例中，第二长度可比第一长度长。在一个特定实施例中，第一多个复合层或第二多个复合层中的至少一者可包括碳基复合层。在某些实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。
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。
每个翼型件还包括保持部件，其至少部分地在前缘和后缘之间延伸。保持部件限定至少部分地沿着保持部件的沿着翼展的点处的翼弦延伸的易碎线。每个翼型件还包括易碎翼型件部分，其在前缘和后缘之间延伸并沿着翼展在末梢和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括第一多个复合层。此外，第一多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。每个翼型件还包括剩余翼型件部分，其沿着翼展从易碎线延伸至根部。剩余翼型件部分包括第二多个复合层。第二多个复合层中的至少一个复合层围绕保持部件包裹。此外，剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在易碎线处相接。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：
保持部件，其至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸，其中所述保持部件限定至少部分地沿着所述保持部件的沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸的易碎线；
易碎翼型件部分，其在所述前缘和所述后缘之间延伸并沿着所述翼展在所述末梢和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层，其中所述第一多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹；和
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸至所述根部，所述剩余翼型件部分包括第二多个复合层，其中所述第二多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹，并且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，在造成不平衡的事件之后，所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相对于所述剩余翼型件部分变形或者部分地或完全地分开。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件平行于所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦延伸。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件至少部分地沿着所述翼展延伸。
技术方案5. 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沿着所述翼展的自所述末梢起的至少10%延伸。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分沿着所述翼展的自所述末梢起的至少15%但小于50%延伸。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于或等于100%延伸。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少33%但小于80%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，所述保持部件沿着所述保持部件的长度限定恒定的直径。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的长度限定可变直径。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件包括金属或复合物中的至少一种。
技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件为第一保持部件，所述易碎线为第一易碎线，并且其中所述翼型件还包括：
第二保持部件，其在所述末梢和所述第一保持部件的沿着所述翼展的所述点之间的沿着所述翼展的点处至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸，其中所述第二保持部件限定至少部分地沿着所述第二保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦延伸的第二易碎线，其中所述第一多个复合层在所述第一易碎线和所述第二易碎线之间延伸，所述第一多个复合层中的至少一个复合层围绕所述第二保持部件包裹，并且其中所述易碎翼型件部分还包括在所述末梢和所述第二易碎线之间延伸的第三多个复合层，其中所述第三多个复合层中的至少一个复合层围绕所述第二保持部件包裹。
技术方案13. 根据技术方案12所述的翼型件，其特征在于，所述第一保持部件限定第一长度，并且所述第二保持部件限定与所述第一长度不同的第二长度，并且其中所述第二长度比所述第一长度长。
技术方案14. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一多个复合层或所述第二多个复合层中的至少一者包括碳基复合层。
技术方案15. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，当所述保持部件至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸时，所述保持部件限定弧形。
技术方案16. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件为燃气涡轮发动机的风扇叶片。
技术方案17. 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：
保持部件，其至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸，其中所述保持部件限定至少部分地沿着所述保持部件的沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸的易碎线；
易碎翼型件部分，其在所述前缘和所述后缘之间延伸并沿着所述翼展在所述末梢和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层，其中所述第一多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹；和
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸至所述根部，所述剩余翼型件部分包括第二多个复合层，其中所述第二多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹，并且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18. 根据技术方案17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19. 根据技术方案17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少33%但小于80%延伸。
技术方案20. 根据技术方案17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述保持部件为第一保持部件，所述易碎线为第一易碎线，并且其中所述翼型件还包括：
第二保持部件，其在所述末梢和所述第一保持部件的沿着所述翼展的所述点之间的沿着所述翼展的点处至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸，其中所述第二保持部件限定至少部分地沿着所述第二保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦延伸的第二易碎线，其中所述第一多个复合层在所述第一易碎线和所述第二易碎线之间延伸，所述第一多个复合层中的至少一个复合层围绕所述第二保持部件包裹，并且其中所述易碎翼型件部分还包括在所述末梢和所述第二易碎线之间延伸的第三多个复合层，其中所述第三多个复合层中的至少一个复合层围绕所述第二保持部件包裹。
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，其特别地图示易碎翼型件部分和剩余翼型件部分；
图4根据本主题的方面图示易碎翼型件部分的一个实施例，其特别地图示沿着翼型件的翼弦和翼展的横截面；
图5根据本主题的方面图示易碎翼型件部分的另一视图，其特别地图示沿着翼型件的翼弦和厚度的横截面；
图6根据本主题的方面图示保持部件的一个实施例，其特别地图示沿着保持部件的长度限定恒定的直径的保持部件；
图7根据本主题的方面图示保持部件的另一实施例，其特别地图示沿着保持部件的长度限定可变直径的保持部件；和
图8根据本主题的方面图示翼型件的另一实施例，其特别地图示包括第二保持部件的翼型件。
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。翼型件可包括从前缘延伸至后缘并在末梢和根部之间延伸的多个复合层。翼型件可包括至少部分地在前缘和后缘之间延伸的保持部件。此外，保持部件可限定将易碎翼型件部分和剩余翼型件部分隔开的易碎线。剩余翼型件部分可沿着翼展在易碎线和翼型件根部之间延伸。此外，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。从易碎线向外径向地定位的易碎翼型件部分可在易碎线处包括减小的弯曲刚度或包括减小的总弯曲刚度，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。更特别地，易碎翼型件部分和剩余翼型件部分可各自包括围绕保持部件包裹的一个或多个复合层，其在翼型件上经历足够的负载而减小弯曲刚度之后可破裂和/或从保持部件脱离。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S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。
如图3中特别地示出的，翼型件62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，翼型件62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，翼型件62可沿着在沿着翼展的每个点处的翼弦C限定大致恒定的厚度T。或者，在其它实施例中，沿着翼型件62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，翼型件62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可包括多个复合层82(例如，参见图4和图5)，其从前缘72延伸至后缘74并且在翼型件末梢66和翼型件根部64之间延伸。例如，一个或多个复合层82可从翼型件末梢66延伸至翼型件根部64。或，在另外的实施例中，一个或多个复合层82可定位成端对端布置。例如，两个复合层82可端对端地布置以沿着翼展S从翼型件根部64延伸至翼型件末梢66。然而，在另外的实施例中，不止两个复合层82(诸如三个或更多个复合层82)端对端地布置以沿着翼展S延伸。
如示出的，翼型件62可还包括保持部件96，其至少部分地在前缘72和后缘74之间延伸。在一个实施例中，保持部件96可沿着保持部件的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。例如，保持部件96可平行于保持部件96的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。在另一实施例中，在保持部件96在前缘72和后缘74之间延伸时，保持部件96可限定弧形(例如，参见图8)。例如，保持部件96可轮廓化成压力侧68或吸力侧70中的至少一者的形状。此外，保持部件96可轮廓化成翼型件62的中弧线。在其它实施例中，保持部件96可限定朝翼型件根部64或翼型件末梢66取向的弧形。在另一实施例中，保持部件96可至少部分地沿着翼展S延伸。例如，保持部件96可至少部分地朝翼型件根部64或翼型件末梢66延伸。保持部件96可限定易碎线88，其至少部分地沿着保持部件96的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。易碎线88可将易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92隔开。
易碎翼型件部分94可大体上定位成朝向翼型件末梢66并在前缘72和后缘74之间延伸，并且在翼型件末梢66和易碎线88之间延伸。剩余翼型件部分92可沿着翼展S从易碎线88延伸至翼型件根部64。如关于图4和图5更详细地解释的，易碎翼型件部分94可包括多个复合层86。此外，第一多个复合层86中至少一个复合层82可围绕保持部件包裹96(参见图4和图5)。剩余翼型件部分92可包括第二多个复合层90。第二多个复合层90中的至少一个复合层82可围绕保持部件包裹96。应当认识到，一个或多个复合层82可为第一多个复合层86和第二多个复合层90两者中的部分。例如，至少一个复合层82可从翼型件根部64至翼型件末梢66延伸整个翼展S。
如还在图3中图示的，易碎线88可大体上沿着翼弦C在前缘72和后缘74之间延伸。此外，应当认识到，易碎线88可以与保持部件96相同的取向被限定。更特别地，保持部件96可限定在前缘72和后缘74之间延伸的易碎线88。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。例如，在某些实施例中，易碎线88可沿着沿着翼展S的一个点的翼弦C被限定。在其它实施例中，易碎线88可沿着翼展S的可变百分比从前缘72延伸至后缘74。
在一个实施例中，易碎翼型件部分94可沿着翼展S的自翼型件末梢66起的至少10%延伸，诸如沿着在沿着翼展的一个点处的翼弦C延伸。更特别地，如所图示的，易碎翼型件部分94可限定在翼型件末梢66和易碎线88和/或保持部件96之间延伸的易碎高度84。照此，易碎高度84可沿着翼展S的至少10%在前缘72和后缘74之间延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分94和/或易碎高度84可沿着翼展S的至少15%但小于50%在前缘2和后缘74之间延伸。如关于图4和图5在下文更详细地描述的，在翼型件62上造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分94可在易碎线88处限定减小的弯曲刚度和/或相比于剩余翼型件部分92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4、图5和图8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、图5和图8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。
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可包括至少一种复合物。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可由被构造为陶瓷基体预浸料层的一个或多个复合层82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，作为复合层82)，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。
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，可使多层预浸料层(例如，复合层82)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。
现在参考图4和图5，根据本主题的方面图示了易碎翼型件部分94。特别地，图4图示了翼型件62沿着翼弦C和翼展S的横截面。图5图示了翼型件62沿着翼展S和厚度T的横截面。应当认识到，保持部件96可在内部定位在翼型件62内。如图5中特别示出的，复合层82(例如，第一和/或第二多个复合层86、90)可包括外部层98。此外，外部层98可将保持部件96包封在翼型件62内。外部层98可限定翼型件62的空气动力学轮廓，诸如翼型件62的翼弦C和沿翼展S的厚度T。外部层98还可为翼型件62提供刚性。
多个复合层82也可以包括包裹层100。包裹层100可围绕保持部件96包裹。此外，包裹层100可在用于形成翼型件62的工艺中结合到保持部件。例如，如上文所述的，复合材料的基体可将包裹层100结合到保持部件96。如图5的所图示的实施例，第二多个复合层90可包括从翼型件根部64(例如，参见图2和3)延伸的包裹层100。应当认识到，一个或多个包裹层100可从第一多个复合层86和第二多个复合层90两者围绕保持部件96包裹。如特别是图4中所示出的，来自第一多个复合层86和第二多个复合层90的包裹层100可围绕保持部件96包裹。例如，来自第一个复合层86和第二多个复合层90的包裹层100可沿着翼弦C交替。如图5中进一步图示的，多个复合层82可包括一个或多个内部层102。例如，在某些实施例中，(一个或多个)包裹层100可环绕(一个或多个)内部层102。这样的(一个或多个)内部层102可为翼型件62提供额外的刚性。然而，在其它实施例中，应当认识到，(一个或多个)包裹层100可沿着翼展S的一部分接触自身，并因此没有为(一个或多个)内部层102留出空间。
在某些实施例中，复合层82中的一个或多个可被构造为连续的复合层，其从翼型件根部64到翼型件末梢66延伸整个翼展S(诸如，任何外部层98)。如特别是图5中所示出的，一个或多个复合层82(诸如，外部层98和/或内部层102)可沿着翼型件62的翼展S端对端地布置。在一个实施例中，一个或多个对接接头104可相对于朝向翼型件根部64定位的复合层82，将朝向翼型件根部64定位的至少一个复合层82与相对于朝向翼型件根部64定位的至少一个复合层82而言朝向翼型件末梢66定位的至少一个复合层82连结。
(一个或多个)对接接头104可包括例如树脂池，其易碎地附接两个复合层节段82。在某些实施例中，对接接头104的树脂池将沿着翼展S或翼弦C而保持恒定的厚度。树脂可包括聚合物树脂或环氧树脂。任选地，聚合物树脂可包括与独立复合层82中包括的基体增强材料相似或与其离散(discrete)的材料。然而，在其它实施例中，应该认识到，复合层82(诸如第一多个复合层86和第二多个复合层90中的复合层82)可使用任何手段被连结在一起。例如，复合层82可在完成形成复合构件的工艺期间被端对端地布置并固定。在其它实施例中，复合层82可粘附或耦合在一起。
现在特别地参考图4，保持部件96可沿着在保持部件96的沿着翼展S的点处的翼弦C限定保持部件长度106。在某些实施例中，保持部件长度106可沿着保持部件96的沿着翼展S的点处的翼弦C的至少10%但小于或等于100%延伸。在另外的实施例中，保持部件的长度106可沿着保持部件96的沿着翼展S的点处的翼弦C的至少33%但小于80%延伸。
大体上参考图4和图5，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。此外，在正常操作条件下，整个翼型件62可限定第一总弯曲刚度。易碎翼型件部分94可构造成限定翼型件62的具有第二弯曲刚度的部分。例如，在产生不平衡的事件之后，包裹层100中的一个或多个可由于作用在翼型件62上的力(例如，由于接触风扇壳40而在(一个或多个)风扇叶片40上产生的负载)而破裂。这种力可足以使(一个或多个)包裹层100本身破裂。在某些情形下，包裹层100的部分可使包裹层100和保持部件96之间的结合破裂。
使包裹层100和/或包裹层100和保持部件96之间的结合破裂可减小保持部件96沿着易碎线88处的弯曲刚度。例如，保持部件96可在易碎线88处部分地产生铰接，使得在翼型件62上造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分可弯曲、偏转或与剩余翼型件部分92分离。此外，应当认识到，不再结合至保持部件96的切断的包裹层100或包裹层100可减小朝向翼型件末梢66定位的易碎翼型件部分94的弯曲刚度。照此，易碎翼型件部分94可构造成在切断包裹层100或使包裹层100与保持部件96的结合破裂的事件之后包括小于第一总弯曲刚度的第二总弯曲刚度。此外，在保持部件96处减小的弯曲刚度和/或沿着翼展S通过易碎翼型件部分94的减小的弯曲刚度(例如，第二总弯曲刚度)可允许易碎翼型件部分94如上文描述的那样在易碎线88处断裂、破裂。脱落、分离、变形、偏转等等。
现在参考图6，根据本主题的方面图示了保持部件96的一个实施例。特别地，图6图示了保持部件96，其限定沿着保持部件的长度106延伸保持部件的直径108。在描绘的实施例中，保持部件的直径108可为恒定的直径。例如，在各种实施例中，保持部件96可被构造为销。应当意识到，保持部件的直径108和/或保持部件的长度106可确定易碎翼型件部分94的弯曲刚度和/或在易碎线88处的弯曲刚度减小的程度。例如，沿着翼弦C的较大百分比延伸的保持部件的长度106可减小可朝向前缘72和后缘74定位的外部层98的数量。此外，保持部件96的直径108相对于厚度T越大，可朝向压力侧68和吸力侧70定位的外部层98越小。应当认识到，通过减少延伸通过易碎线88的外部层98的数量，也可减小在造成不平衡的事件之后的在易碎线88和/或易碎翼型件部分94处的弯曲刚度。相反，较小的保持部件96(例如，较短的保持部件和/或较小的保持部件的直径108)可允许延伸通过易碎线88的外部层98的数量增加。照此，在造成不平衡事件之后在易碎线88和/或易碎翼型件部分94处的弯曲刚度的减小相比于保持部件96限定较长的保持部件的长度106和/或较大的保持部件的直径108的情况可为更小的。
现在参考图7，根据本主题的方面图示了保持部件96的另一实施例。特别地，图7图示了具有可变直径的保持部件96。例如，保持部件的直径108可沿着保持部件的长度106变化。如所图示的，保持部件的直径108可沿着保持部件的长度106限定平滑过渡。在其它实施例中，保持部件96可沿着保持部件的长度106限定具有离散的保持部件的直径108的不同部分。此外，保持部件的直径108可在沿着保持部件的长度106的某一位置处限定最大直径110。例如，最大直径110可被限定在保持部件长度106的大致中心处。然而，在其它实施例中，最大直径110可被限定在沿着保持部件的长度106的任何位置处。
应当意识到，保持部件96的具有较大保持部件的直径108的部分可构造成相比于保持部件96的具有较小保持部件的直径108的部分更大程度地减小易碎线88和/或易碎翼型件部分94处的弯曲刚度。此外，最大直径110可定位在翼型件62的大致最大厚度T附近(例如，图3)。更特别地，翼型件62的最大厚度T的弦向位置可需要较大的弯曲刚度的减小，以便允许易碎翼型件部分94相对于剩余翼型件部分92弯曲、偏转和/或分开。
在某些实施例中，保持部件96可包括金属或复合物中的至少一种。例如，保持部件96可为碳基复合保持部件。在其它实施例中，保持部件96可为拉挤的复合杆。在其它实施例中，保持部件96可包括聚合物或木材。应当意识到，保持部件96可由任何合适的材料形成。在某些实施例中，保持部件96可由具有大于复合层82的杨氏模量的杨氏模量的材料形成。照此，包裹层100可构造成在翼型件62上造成不平衡的事件期间在保持部件破裂、弯曲或损坏之前切断和/或从保持部件96脱离。
现在参考图8，根据本主题的方面图示了翼型件62的另一实施例。特别地，图8图示了包括第二保持部件112的翼型件62。在这样的实施例中，保持部件96可为第一保持部件96，并且易碎线88可为第一易碎线88。第二保持部件112可与第一保持部件96大体上相同或相似地构造。在这样的实施例中，第二保持部件112可在翼型件末梢66和第一保持部件96的沿着翼展S的点之间的沿着翼展S的点处至少部分地在前缘72和后缘74之间延伸。此外，第二保持部件112可限定第二易碎线114，其至少部分地沿着第二保持部件112的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。照此，第二保持部件112可至少部分地沿着第二保持部件112的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。
在所图示的实施例中，第一多个复合层86可在第一易碎线88和第二易碎线114之间延伸。第一多个复合层86中的至少一个第一复合层82可围绕第二保持部件112包裹(例如，如关于图4和图5大体上描述的一个或多个包裹层100)。此外，在这样的实施例中，易碎翼型件部分94还可包括在翼型件末梢66和第二易碎线114之间延伸的第三多个复合层116。第三多个复合层116中的至少一个复合层82可如关于图4和图5所描述的那样围绕第二保持部件112包裹。照此，第三多个复合层116可包括一个或多个包裹层100，其诸如在用于形成复合构件的工艺期间围绕第二保持部件112包裹并粘附到第二保持部件112。在一个实施例中，第二保持部件112可平行于第二保持部件112的沿着翼展S的点处的翼弦C延伸。然而，在其它实施例中，第二保持部件112可部分地沿着翼展S延伸。例如，第二保持部件112可部分地朝向翼型件根部64和/或翼型件末梢66延伸。
在一个实施例中，第一保持部件96可限定第一保持部件的长度106，并且第二保持部件112可限定与第一保持部件的长度106不同的第二保持部件的长度118。在某些实施例中，第二保持部件的长度118可长于第一保持部件的长度106。在另外的其它实施例中，第二保持部件112可具有比第一保持部件96的保持部件的直径108大的保持部件的直径108。应当认识到，具有较大的保持部件的直径108和/或较长的第二保持部件的长度118的第二保持部件112可减少延伸通过第二易碎线114的外部层98的数量。此外，在其它实施例中，翼型件62可在易碎翼型件部分94内包括额外的保持部件(诸如三个或更多个)。
易碎翼型件部分94可在第一易碎线88和第二易碎线114之间限定第一部分120。此外，易碎翼型件部分94的第一部分120可构造成在包裹层100破裂和/或与第一保持部件96分离之后(诸如在导致不平衡的事件之后)减小第一易碎线88处的弯曲刚度和/或限定小于第一总弯曲刚度的第二总弯曲刚度。易碎翼型件部分94可在第二易碎线114和翼型件末梢66之间限定第二部分122。此外，第二部分122可限定在翼型件末梢66和第二易碎线114和/或第二保持部件112之间延伸的第二易碎高度123。应当意识到，第二易碎高度123可小于第一易碎高度84。易碎翼型件部分94的第二部分122可构造成在围绕第二保持部件112包裹的包裹层110破裂和/或与第二保持部件112分离之后减小第二易碎线114处的弯曲刚度和/或具有第三总弯曲刚度，如大体上关于图4和图5描述的。应当意识到，在包裹层100切断或与它们相应的保持部件96、112分离之后，第三总弯曲刚度和/或第二易碎线114处的弯曲刚度可小于第二总弯曲刚度和/或第一易碎线88处的弯曲刚度。更特别地，第一总弯曲刚度可大于第二总弯曲刚度，第二总弯曲刚度大于第三总弯曲刚度。照此，翼型件62的弯曲刚度可构造成从翼型件根部64到翼型件末梢66减小。
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：
保持部件，其至少部分地在所述前缘和所述后缘之间延伸，其中所述保持部件限定至少部分地沿着所述保持部件的沿着所述翼展的点处的所述翼弦延伸的易碎线；
易碎翼型件部分，其在所述前缘和所述后缘之间延伸并沿着所述翼展在所述末梢和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括第一多个复合层，其中所述第一多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹；和
剩余翼型件部分，其沿着所述翼展从所述易碎线延伸至所述根部，所述剩余翼型件部分包括第二多个复合层，其中所述第二多个复合层中的至少一个复合层围绕所述保持部件包裹，并且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，在造成不平衡的事件之后，所述易碎翼型件部分在所述易碎线处相对于所述剩余翼型件部分变形或者部分地或完全地分开。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件平行于所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦延伸。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件至少部分地沿着所述翼展延伸。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分沿着所述翼展的自所述末梢起的至少10%延伸。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分沿着所述翼展的自所述末梢起的至少15%但小于50%延伸。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少10%但小于或等于100%延伸。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的沿着所述翼展的所述点处的所述翼弦的至少33%但小于80%延伸。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的长度限定恒定的直径。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述保持部件沿着所述保持部件的长度限定可变直径。
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