CN111059081B - 包括内腔的易碎燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明提供限定在根部与末梢之间延伸的翼展的翼型件。翼型件包括易碎翼型件部分，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熔合线之间延伸。易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料，并且进一步限定内腔。翼型件包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分联接到易碎翼型件部分，沿着翼展从熔合线延伸到根部，并且包括限定比第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在熔合线处相接。

Description

包括内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，并且更特别地涉及包括内腔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，本主题涉及限定在根部与末梢之间延伸的翼展的翼型件。翼型件包括易碎翼型件部分，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熔合线之间延伸。易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料。此外，易碎翼型件部分限定内腔。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分联接到易碎翼型件部分，沿着翼展从熔合线延伸到根部。剩余翼型件部分包括限定比第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在熔合线处相接。
在一个实施例中，在造成不平衡的事件之后，易碎翼型件部分相对于剩余翼型件部分而在熔合线处变形或部分地或完全地分开。在另一实施例中，翼型件可为燃气涡轮发动机的风扇叶片。在另外的实施例中，易碎翼型件部分可在熔合线处直接地结合到剩余翼型件部分。在另一实施例中，易碎翼型件部分可从末梢沿着翼展的至少10%朝向根部延伸。例如，在一个实施例中，易碎翼型件部分可从末梢沿着翼展的至少15%但小于50%朝向根部延伸。在另外的实施例中，内腔具有沿着翼展的5%到10%延伸的腔高度。在另一实施例中，翼型件可进一步限定在前缘与后缘之间延伸的沿着翼展的每个点处的翼弦。在这样的实施例中，内腔可沿着在沿着翼展的每个点处的翼弦限定腔长度。此外，腔长度可在沿着翼展的每个点处的翼弦的33%与66%之间延伸。在某些实施例中，在沿着翼展的第一点处的腔长度可不同于在沿着翼展的第二点处的腔长度。
在一个实施例中，翼型件可限定压力侧和吸力侧。在这样的实施例中，内腔可限定至少部分地在压力侧与吸力侧之间延伸的沿着翼展的每个点处的腔宽度。此外，在沿着翼展的第一点处的腔宽度可不同于在沿着翼展的第二点处的腔宽度。在另一实施例中，前缘蒙皮可联接到翼型件的前缘的至少一部分，并且至少部分地沿着压力侧或吸力侧中的至少一者延伸。
在某些实施例中，易碎翼型件部分可进一步限定第二内腔。在另外的实施例中，易碎翼型件部分可经由增材制造来形成。
在另一方面，本主题涉及限定中心轴线的燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括：发动机轴，其沿着中心轴线延伸；压缩机，其附接到发动机轴，并且围绕中心轴线径向地延伸；燃烧器，其定位于压缩机的下游，以从其接收压缩流体；涡轮，其在燃烧器的下游安装于发动机轴上，以将旋转力提供给压缩机；以及多个翼型件，其可操作地连接到发动机轴。多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展。每个翼型件包括易碎翼型件部分，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熔合线之间延伸。易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料。此外，易碎翼型件部分限定内腔。翼型件进一步包括剩余翼型件部分，剩余翼型件部分联接到易碎翼型件部分，沿着翼展从熔合线延伸到根部。剩余翼型件部分包括限定比第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在熔合线处相接。
在一个实施例中，燃气涡轮发动机可进一步包括风扇区段，风扇区段包括构造为风扇叶片的多个翼型件。应当进一步理解，燃气涡轮发动机可进一步包括任何如本文中所描述的额外的特征。
技术方案1. 一种限定在根部与末梢之间延伸的翼展的翼型件，所述翼型件包括：
易碎翼型件部分，其在前缘与后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与熔合线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料，并且其中所述易碎翼型件部分限定内腔；
剩余翼型件部分，其联接到所述易碎翼型件部分，沿着所述翼展从所述熔合线延伸到所述根部，所述剩余翼型件部分包括限定比所述第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述熔合线处相接。
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熔合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，所述易碎翼型件部分在所述熔合线处直接地结合到所述剩余翼型件部分。
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从所述末梢沿着所述翼展的至少10%朝向所述根部延伸。
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从所述末梢沿着所述翼展的至少15%但小于50%朝向所述根部延伸。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述内腔具有沿着所述翼展的5%到10%延伸的腔高度。
技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，其中所述腔长度在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的33%与66%之间延伸。
技术方案9. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，其中在沿着所述翼展的第一点处的所述腔长度不同于在沿着所述翼展的第二点处的所述腔长度。
技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定压力侧和吸力侧，其中所述内腔限定至少部分地在所述压力侧和吸力侧之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的腔宽度，并且其中在沿着所述翼展的第一点处的所述腔宽度不同于在沿着所述翼展的第二点处的所述腔宽度。
技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定压力侧和吸力侧，其中所述翼型件进一步包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘的至少一部分，并且至少部分地沿着所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者延伸。
技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分经由增材制造来形成。
技术方案13. 根据技术方案1所述的翼型件，其特征在于，所述易碎翼型件部分进一步限定第二内腔。
技术方案14. 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：
发动机轴，其沿着所述中心轴线延伸；
压缩机，其附接到所述发动机轴，并且围绕所述中心轴线径向地延伸；
燃烧器，其定位于所述压缩机的下游，以从其接收压缩流体；
涡轮，其在所述燃烧器的下游安装于所述发动机轴上，以将旋转力提供给所述压缩机；以及
多个翼型件，其可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展，每个翼型件包括：
易碎翼型件部分，其在前缘与后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述末梢与熔合线之间延伸，所述易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料，并且其中所述易碎翼型件部分限定内腔；以及
剩余翼型件部分，其联接到所述易碎翼型件部分，沿着所述翼展从所述熔合线延伸到所述根部，所述剩余翼型件部分包括限定比所述第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述熔合线处相接。
技术方案15. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括风扇区段，所述风扇区段包括构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
技术方案16. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分在所述熔合线处直接结合到所述剩余翼型件部分。
技术方案17. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分从所述末梢沿着所述翼展的至少10%朝向所述根部延伸。
技术方案18. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分从所述末梢沿着所述翼展的至少15%朝向所述根部延伸。
技术方案19. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分限定沿着所述翼展的5%到10%延伸的所述内腔的腔高度。
技术方案20. 根据技术方案14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，并且其中所述腔长度在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的33%与66%之间延伸。
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，其特别地图示风扇叶片的易碎翼型件部分；
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，其特别地图示易碎翼型件部分的沿着翼展和翼弦的横截面；
图5根据本主题的方面图示易碎翼型件部分的另一实施例，其特别地图示易碎翼型件部分的沿着厚度和翼弦的横截面；
图6根据本主题的方面而图示风扇叶片的另一实施例，其特别地图示包括具有沿着翼展的可变横截面的内腔的易碎翼型件部分；以及
图7根据本主题的方面图示易碎翼型件部分的另一实施例，其特别地图示具有不止一个内腔的易碎翼型件部分。
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末梢与熔合线之间延伸的易碎翼型件部分。易碎翼型件部分可包括限定第一弹性模量的第一材料。此外，易碎翼型件部分可限定内腔。翼型件可包括沿着翼展在熔合线与翼型件根部之间延伸的剩余翼型件部分。剩余翼型件部分可包括限定比第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料。剩余翼型件部分与易碎翼型件部分在熔合线处相接。照此，从熔合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可在翼型件末梢66处限定易碎翼型件部分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与熔合线88之间延伸。易碎翼型件部分94可包括限定第一弹性模量的第一材料84。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延伸到熔合线88。剩余翼型件部分92可包括第二材料86，第二材料86限定比第一弹性模量更大的第二弹性模量。易碎翼型件部分94可与剩余翼型件部分92在熔合线88处相接。此外，熔合线88可大体上沿着翼弦C朝向后缘74延伸。应当认识到，熔合线88可大体上沿着在沿着翼展的大致相同的点处的翼弦C延伸。在其它实施例中，在熔合线88沿着翼弦C朝向后缘74轴向地延伸时，熔合线88可至少部分地向内或向外径向地(例如，沿着翼展S)延伸。
此外，易碎翼型件部分限定内腔82。在这样的实施例中，内腔82可至少部分地在翼型件末梢66与熔合线88之间延伸。此外，如在下文中更详细描述的，内腔可至少部分地在前缘72与后缘74之间延伸，以及至少部分地在压力侧68与吸力侧70之间延伸。在某些实施例中，如所图示的，内腔82可为中空的，但应当认识到，在另外的实施例中，内腔82可至少部分地以填料材料填充。如在下文中关于图3-7而更详细描述的，第一材料84和内腔82可限定易碎翼型件部分94，易碎翼型件部分94与剩余翼型件部分92相比具有降低的总体弯曲刚度。
在一个实施例中，易碎翼型件部分94可在熔合线88处联接到剩余翼型件部分92。例如，在某些实施例中，易碎翼型件部分94可结合到剩余翼型件部分92。更特别地，在一个实施例中，易碎翼型件部分94可在熔合线88处直接地结合到剩余翼型件部分92。然而，在其它实施例中，易碎翼型件部分94可使用任何合适的手段(诸如，通过粘附剂、带、焊接、熔合和/或机械紧固件(例如，螺栓、螺钉以及铆钉))来联接到剩余翼型件部分92。例如，易碎翼型件部分94可使用热固性或热塑性材料来与剩余翼型件部分92结合和/或熔合。在另一实例中，在增材制造工艺期间，易碎翼型件部分94可结合到剩余翼型件部分92，其在下文更详细地被描述。在某些实施例中，使易碎翼型件部分94结合到剩余翼型件部分92可在熔合线88处形成止裂部。例如，(诸如，在造成风扇叶片44上的不平衡的事件期间)在易碎翼型件部分94中形成的裂纹可延续通过第一材料84，到达熔合线88，并且不能越过熔合线88和/或扩展到(grow into)剩余翼型件部分92中。
如所图示的，在一个实施例中，前缘蒙皮89可联接到翼型件62的前缘72的至少一部分，并且至少部分地沿着压力侧68或吸力侧70中的至少一个延伸。例如，前缘蒙皮89可沿着翼型件62的翼展S的至少一部分从翼型件末梢66延伸。前缘蒙皮89可结合到翼型件62的前缘72，并且为翼型件62的前缘72提供保护。应当认识到，前缘蒙皮89可使用任何合适的手段(诸如，通过粘附剂、带、焊接和/或机械紧固件(例如，螺栓、螺钉以及铆钉))来联接到前缘72。前缘蒙皮89可大体上强化翼型件62，使在风扇叶片脱落事件期间对翼型件62(例如，风扇叶片44)造成的危险降低到最低限度，并且保护翼型件62免于外来物体的损坏。
在一个实施例中，前缘蒙皮89可沿着整个翼展S延伸。照此，前缘蒙皮89可保护翼型件62的从翼型件根部64到翼型件末梢66的整个前缘72。在其它实施例中，前缘蒙皮89可仅保护翼型件62的前缘72的一部分(诸如，前缘72的朝向翼型件末梢66的一部分)。此外，前缘蒙皮89可沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C延伸。例如，前缘蒙皮89可沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C限定蒙皮长度96。在一个实施例中，蒙皮长度96可沿着压力侧68或吸力侧70中的一者至少延伸到内腔82。此外，在某些实施例中，蒙皮长度96可至少延伸到内腔82的最后位置90。然而，应当认识到，前缘蒙皮89可朝向后缘74而延伸经过内腔82。此外，前缘蒙皮89可沿着压力侧68和吸力侧70两者沿着蒙皮长度96延伸(例如，对称的前缘蒙皮)。在其它实施例中，前缘蒙皮89可沿着压力侧68或吸力侧70中的至少一者沿着小于蒙皮长度96延伸。
特别地参考图3的示范性翼型件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熔合线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的位于熔合线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3-7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可构造成例如沿着熔合线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，沿着熔合线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3-7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。
仍然参考图3，在一个实施例中，易碎翼型件部分94可从翼型件末梢66沿着翼展S的至少10%朝向翼型件根部64延伸。例如，易碎翼型件部分94可限定易碎高度98，易碎高度98从翼型件末梢66沿着翼展S的至少10%(诸如，沿着翼展S的至少15%但小于50%)朝向翼型件根部64延伸。应当认识到，易碎翼型件部分94可沿着易碎高度98延伸，易碎高度98沿着翼弦C大致等于翼展S的相同的百分比。然而，在其它实施例中，易碎高度98可沿着熔合线88沿着翼展S的可变百分比延伸。应当认识到，易碎翼型件部分94可从翼型件末梢66沿着翼型件62的任何合乎人意的翼展S延伸。
现在参考图4，根据本主题的方面图示易碎翼型件部分94的一个实施例。特别地，图4图示易碎翼型件部分94的沿着翼展S和在沿着翼展S的每个点处的翼弦C的横截面。在所图示的实施例中，内腔82可具有腔高度100。例如，易碎翼型件部分94可限定内腔82的腔高度100。腔高度100可沿着翼展S的5%到10%延伸。在其它实施例中，腔高度100可沿着翼展S的5%到15%延伸。应当认识到，腔高度100可延伸最多达易碎高度98。在一个实施例中，内腔82可沿着易碎翼型件部分94的翼展S居中地定位。或更特别地，腔高度100的中心可大致定位于易碎高度98的中心处。在其它实施例中，内腔82可朝向翼型件末梢66或熔合线88中的一者偏移。例如，腔高度100的中心可相对于易碎高度98的中心而偏向(toward to)翼型件根部64(图3)或翼型件末梢66定位。
如在图4中进一步图示的，内腔82可沿着在沿着翼展S的每个点处的翼弦C限定腔长度102。在这样的实施例中，腔长度102可在沿着翼展S的每个点处的翼弦C的33%与66%之间延伸。此外，内腔可沿着在沿着翼展S的每个点处的位于前缘72与后缘74之间的翼弦C居中地定位。或更特别地，腔长度102的中心可定位于沿着翼展S的每个点处的翼弦C的中心处。然而，在其它实施例中，内腔82可朝向翼型件62的前缘72或后缘74中的一者偏移。例如，腔长度102的中心可相对于沿着翼展S的每个点处的翼弦C的中心而朝向前缘72或后缘74定位。
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。特别地，图5图示易碎翼型件部分94的沿着翼展S和在沿着翼展S的每个点处的厚度T的横截面。例如，翼型件62可限定在沿着翼展S的每个点处的位于压力侧68与吸力侧70之间的厚度T。如所图示的，内腔82可限定至少部分地在压力侧68与吸力侧70之间延伸的在沿着翼展S的每个点处的腔宽度104。此外，内腔82可在沿着翼展S的每个点处在压力侧68与吸力侧70之间居中地定位。更特别地，腔宽度104的中心可定位于沿着翼展S的每个点处的厚度T的中心处。然而，在其它实施例中，内腔82可朝向翼型件62的压力侧68或吸力侧70中的一者偏移。例如，腔宽度104的中心可相对于沿着翼展S的每个点处的厚度T的中心而朝向压力侧68或吸力侧70定位。
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，易碎翼型件部分94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，内腔82可沿着翼展S和翼弦C减少熔合线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熔合线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。此外，还应当意识到，如在下文中更详细描述的，易碎翼型件部分94的第一材料84相比于剩余翼型件部分92的第二材料86具有更低的弹性模量还可有助于易碎翼型件部分94的更低的弯曲刚度。
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(诸如，风扇叶片44)。特别地，图6图示包括具有沿着翼展S的可变横截面的内腔82的易碎翼型件部分94。例如，内腔82可限定沿着翼展S的每个点处的横截面106。在某些实施例中，横截面106的面积可在腔高度100(参见例如图4和图5)各处而为大致恒定的。在其它实施例中，如图6中所图示的，横截面106的面积可沿着腔高度100变化。例如，内腔82可沿着翼展S从翼型件末梢66到熔合线88渐缩。更特别地，在某些实施例中，在沿着翼展108的第一点处的腔长度102(参见图4)可不同于在沿着翼展110的第二点处的腔长度102。此外，在沿着翼展108的第一点处的腔宽度104(参见图5)可不同于在沿着翼展110的第二点处的腔宽度104。应当意识到，腔宽度104和腔长度102中的任一者或两者可沿着翼型件62的翼展S变化。照此，应当认识到，横截面106的面积也可在沿着翼展108的第一点与沿着翼展110的第二点之间变化。例如，横截面106的面积可大体上沿着腔高度100朝向翼型件末梢66增大。
此外，在某些实施例中，易碎翼型件部分94的弯曲刚度可在熔合线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(与接近熔合线88的弯曲刚度相比)。照此，渐缩的内腔82可限定具有从熔合线88到翼型件末梢66沿着易碎高度98降低的弯曲刚度的易碎翼型件部分94。
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图示具有不止一个内腔82的易碎翼型件部分94。例如，在某些实施例中，易碎翼型件部分94可进一步限定第二内腔112。此外，如所图示的，易碎翼型件部分94可包括多个内腔82。应当认识到，第二内腔112和/或多个内腔82可与如关于图2-6而描述的内腔82大体上相同或类似地构造。更特别地，第二内腔112和/或多个内腔82可限定相同或类似的形状(例如，相同的腔高度、长度、宽度以及横截面100、102、104、106)。然而，在其它实施例中，两个或更多个内腔82可限定不同的形状(例如，至少一个不同的腔高度、长度、宽度或横截面100、102、104、106)。此外，内腔82可沿着翼展S、翼弦C、厚度T或三者的任何组合中的至少一个间隔开。
应当认识到，延伸到沿着翼展S的具体点的内腔82越多，沿着翼展S的该点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，内腔82的数量可从熔合线88到翼型件末梢66在沿着翼展S的每个点处增加。照此，易碎翼型件部分94的弯曲刚度可从熔合线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熔合线88偏转和/或分开。
如关于图2和图3而简略地解释并且在图2-7中大体上示出的，易碎翼型件部分94可包括限定第一弹性模量的第一材料84。例如，如所图示的，易碎翼型件部分94可完全地由第一材料84制成。此外，剩余翼型件部分92可包括比第一弹性模量更大的限定第二活动(activity)模量的第二材料86。在一个特定实施例中，第二材料86可包括金属或复合物(例如，陶瓷基体复合物)中的至少一种，而第一材料84可包括具有比第二材料86更低的弹性模量的复合物或聚合物中的至少一种。照此，第一材料84和第二材料86的弹性模量的差可有助于在剩余翼型件部分92与易碎翼型件部分94之间降低总体弯曲刚度。例如，第一材料84和(一个或多个)内腔82的组合可限定比剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度更小的第二总体弯曲刚度。
应当意识到，易碎翼型件部分94和/或剩余翼型件部分92可包括具有比第一和/或第二弹性模量更高和/或更低的弹性模量的额外的材料。例如，第二材料86和任何额外的材料可限定剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度。类似地，第一材料84、内腔82以及任何额外的材料可限定比第一总体弯曲刚度更小的易碎翼型件部分94的第二总体弯曲刚度。应当意识到，比第一总体弯曲刚度更小的第二总体弯曲刚度可允许易碎翼型件部分94在熔合线88处或其上方变形和/或分开，如大体上关于图3描述的。
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、聚合物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，剩余翼型件部分92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，剩余翼型件部分92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，剩余翼型件部分92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，剩余翼型件部分92可为铸件。然而，应当认识到，剩余翼型件部分92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。此外，第二材料86可包括任何这些材料或这些材料的构件。
在一个实施例中，易碎翼型件部分94可由聚合物制成。例如，易碎翼型件部分94的第一材料84可为聚合物(诸如，热塑性塑料或热固性塑料)。例如，在一个实施例中，第一材料84可包括增材式聚合物结构。在这样的实施例中，可使用增材制造来在易碎翼型件部分94中形成(一个或多个)内腔82。此外，还应当认识到，剩余翼型件部分92也可通过增材制造而形成。例如，可利用第二材料86来经由增材制造而形成剩余翼型件部分92。类似地，可利用第一材料84来经由增材制造而形成易碎翼型件部分94。照此，如在下文中更详细描述的，可使用增材制造来形成整个翼型件62。
此外，应当认识到，翼型件62、剩余翼型件部分92和/或易碎翼型件部分94可由任何另外或额外的材料形成，只要第一总体弯曲刚度(即，剩余翼型件部分92)大于第二总体弯曲刚度(即，易碎翼型件部分94)。例如，在一个实施例中，剩余翼型件部分92可由利用具有第一刚度的纤维(例如，碳)的复合物形成，而易碎翼型件部分94由利用具有比第一刚度更小的第二刚度的纤维(例如，玻璃或聚合物)的复合物形成。
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。
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，至少一个内腔82可经由增材制造工艺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)内腔82可允许(一个或多个)内腔82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)内腔82，在本文中描述了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(例如，第二材料86)具有更低的弯曲刚度的材料(例如，第一材料84)的情况下形成翼型件62。
如本文中所使用的，术语“增材制造”、“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/或内部通道(诸如，内腔82、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通道(诸如，(一个或多个)内腔82)。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 (18)

1.一种限定在根部与末梢之间延伸的翼展的翼型件，所述翼型件包括：
易碎翼型件部分，其为易碎的，所述易碎翼型件部分从前缘延伸至后缘，并且沿着所述翼展从所述末梢延伸至熔合线，所述易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料，并且其中所述易碎翼型件部分限定内腔；和
剩余翼型件部分，其联接到所述易碎翼型件部分，沿着所述翼展从所述熔合线延伸到所述根部，所述剩余翼型件部分包括限定比所述第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述熔合线处相接，其中在所述熔合线处，所述易碎翼型件部分直接地结合到所述剩余翼型件部分，并且其中所述第一材料不同于所述第二材料。
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熔合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，所述易碎翼型件部分从所述末梢沿着所述翼展的至少10%朝向所述根部延伸。
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从所述末梢沿着所述翼展的至少15%但小于50%朝向所述根部延伸。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述内腔具有沿着所述翼展的5%到10%延伸的腔高度。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，其中所述腔长度在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的33%与66%之间延伸。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，其中在沿着所述翼展的第一点处的所述腔长度不同于在沿着所述翼展的第二点处的所述腔长度。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定压力侧和吸力侧，其中所述内腔限定至少部分地在所述压力侧和吸力侧之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的腔宽度，并且其中在沿着所述翼展的第一点处的所述腔宽度不同于在沿着所述翼展的第二点处的所述腔宽度。
10.根据权利要求1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，其中所述翼型件进一步包括：
前缘蒙皮，其联接到所述翼型件的所述前缘的至少一部分，并且至少部分地沿着所述压力侧或所述吸力侧中的至少一者延伸。
11.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经由增材制造来形成。
12.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进一步限定第二内腔。
13.一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：
发动机轴，其沿着所述中心轴线延伸；
压缩机，其附接到所述发动机轴，并且围绕所述中心轴线径向地延伸；
燃烧器，其定位于所述压缩机的下游，以从其接收压缩流体；
涡轮，其在所述燃烧器的下游安装于所述发动机轴上，以将旋转力提供给所述压缩机；以及
多个翼型件，其可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每个限定在根部与末梢之间延伸的翼展，每个翼型件包括：
易碎翼型件部分，其为易碎的，所述易碎翼型件部分从前缘延伸至后缘，并且沿着所述翼展从所述末梢延伸至熔合线，所述易碎翼型件部分包括限定第一弹性模量的第一材料，并且其中所述易碎翼型件部分限定内腔；以及
剩余翼型件部分，其联接到所述易碎翼型件部分，沿着所述翼展从所述熔合线延伸到所述根部，所述剩余翼型件部分包括限定比所述第一弹性模量更大的第二弹性模量的第二材料，其中所述剩余翼型件部分与所述易碎翼型件部分在所述熔合线处相接，其中在所述熔合线处，所述易碎翼型件部分直接地结合到所述剩余翼型件部分，并且其中所述第一材料不同于所述第二材料。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括风扇区段，所述风扇区段包括构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
15.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分从所述末梢沿着所述翼展的至少10%朝向所述根部延伸。
16.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分从所述末梢沿着所述翼展的至少15%朝向所述根部延伸。
17.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述易碎翼型件部分限定沿着所述翼展的5%到10%延伸的所述内腔的腔高度。
18.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件进一步限定在所述前缘与所述后缘之间延伸的沿着所述翼展的每个点处的翼弦，其中所述内腔沿着在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦限定腔长度，并且其中所述腔长度在沿着所述翼展的每个点处的所述翼弦的33%与66%之间延伸。
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