CN111140539B - 易碎燃气涡轮发动机翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种翼型件，包括多个展向纤维，在根部和尖端之间延伸并且布置在前缘和后缘之间。翼型件包括围绕并固定多个展向纤维的基质材料。翼型件包括剩余翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且沿着翼展在根部和易碎线之间延伸。剩余翼型件部分包括多个展向纤维的第一部分，包括第一刚度。翼型件进一步包括易碎翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且在尖端和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括多个展向纤维的第二部分，其包括小于第一刚度的第二刚度。剩余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相会。

Description

易碎燃气涡轮发动机翼型件
技术领域
本主题大体涉及翼型件，更特别地，涉及用于包括纤维编织布置的燃气涡轮发动机的易碎翼型件。
背景技术
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)可能易受极端载荷事件的影响。比如，风扇叶片可能撞击侵入发动机中的鸟，或者可能发生风扇叶片中的一个从转子盘断开的叶片脱落事件。如果冲击足够大，则风扇叶片可能在通过发动机向下游行进之前破碎成一个以上碎片。
燃气涡轮发动机(诸如，涡轮风扇发动机)大体包括围绕风扇组件的风扇壳体，风扇组件包括风扇叶片。风扇壳体大体构造成由于导致失效模式的不利发动机状况而经受风扇叶片的冲击，诸如异物损坏，由于过度或极端不平衡或风扇转子振荡引起的硬摩擦，或者风扇叶片释放。然而，这种翼型件构造大体增加风扇壳体的重量，以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包括易碎结构，诸如蜂窝或沟槽填充材料，构造成减轻向风扇壳体以及通过风扇壳体的载荷传递。然而，该办法基本上是昂贵的。而且，该办法可能导致更大、更重、效率更低的风扇壳体。更进一步，该办法可能不解决与一个或几个翼型件(诸如风扇叶片)的变形或释放以后的风扇转子不平衡有关的问题。
如此，需要一种翼型件，能够实现翼型件的受控且一致的失效模式，可以使得能够减少成本、重量和向周围壳体的载荷传递。
发明内容
各方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者，可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来了解。
在一个方面，本主题指向一种翼型件，限定翼展和翼弦，翼展在根部和尖端之间延伸，翼弦在沿着翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸。翼型件包括多个展向纤维，在根部和尖端之间延伸并且布置在前缘和后缘之间。翼型件进一步包括围绕多个展向纤维的基质材料。如此，基质材料固定多个展向纤维。翼型件包括剩余翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且沿着翼展在根部和易碎线之间延伸。剩余翼型件部分包括多个展向纤维的第一部分。多个展向纤维的第一部分限定第一刚度。翼型件进一步包括易碎翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且沿着翼展在尖端和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括多个展向纤维的第二部分。多个展向纤维的第二部分限定小于第一刚度的第二刚度。另外，剩余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相会。如此，易碎线在易碎线的沿着翼展的点处至少部分地沿着翼弦延伸。
在一个实施例中，在产生不平衡的事件以后，在易碎线处，易碎翼型件部分相对于剩余翼型件部分变形或者部分或完全地分离。在另一实施例中，翼型件可以是燃气涡轮发动机的风扇叶片。在附加实施例中，易碎线可以在易碎线的沿着翼展的点处与翼弦平行地延伸。在进一步的实施例中，易碎线可以至少部分地沿着翼展延伸。在一个实施例中，易碎翼型件部分可以从尖端沿着翼展的至少10％延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分可以从尖端沿着翼展的至少15％但少于50％延伸。
在另一实施例中，翼型件可以进一步包括多个弦向纤维，在前缘和后缘之间延伸并且布置在根部和尖端之间。基质材料可以进一步围绕并且固定多个弦向纤维。在一个这种实施例中，多个弦向纤维可以与多个展向纤维交织，以限定编织纤维布置。在进一步的实施例中，多个展向纤维中的至少一个可以延伸通过易碎线。
在一个特定实施例中，多个展向纤维的第一部分中的至少一个可以限定第一最小纤维刚度。在这种实施例中，多个展向纤维的第二部分中的至少一个可以限定小于第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。在另一实施例中，多个展向纤维的第一部分可以每个皆限定第一纤维刚度。进一步，多个展向纤维的第二部分可以每个皆限定小于第一纤维刚度的第二纤维刚度。在另一实施例中，多个展向纤维的第一部分中的至少一个可以包括复合纤维。在这种实施例中，多个展向纤维的第二部分中的至少一个可以包括玻璃或金属纤维。
在进一步的实施例中，第一多个展向纤维可以布置在多个第一趾中，第二多个展向纤维可以布置在多个第二趾中。另外，第一趾中的至少一个的第一纤维计数可以高于第二趾中的至少一个的第二纤维计数。在一个这种实施例中，第一纤维计数可以是每一趾至少六千个纤维，第二纤维计数可以是每一趾少于六千个纤维。
在另一方面，本主题指向一种燃气涡轮发动机，限定中心轴线。燃气涡轮发动机包括发动机轴、压缩机、燃烧器、涡轮和多个翼型件，发动机轴沿着中心轴线延伸，压缩机附接到发动机轴并且绕着中心轴线径向延伸，燃烧器定位在压缩机的下游，以从该处接收压缩流体，涡轮安装在发动机轴上且在燃烧器的下游，以向压缩机提供旋转力，多个翼型件可操作地连接到发动机轴。多个翼型件中的每一个限定翼展和翼弦，翼展在根部和尖端之间延伸，翼弦在沿着翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸。
每个翼型件包括多个展向纤维，在根部和尖端之间延伸并且布置在前缘和后缘之间。每个翼型件进一步包括围绕多个展向纤维的基质材料。如此，基质材料固定多个展向纤维。每个翼型件包括剩余翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且沿着翼展在根部和易碎线之间延伸。剩余翼型件部分包括多个展向纤维的第一部分。多个展向纤维的第一部分限定第一刚度。每个翼型件进一步包括易碎翼型件部分，在前缘和后缘之间延伸并且沿着翼展在尖端和易碎线之间延伸。易碎翼型件部分包括多个展向纤维的第二部分。多个展向纤维的第二部分限定小于第一刚度的第二刚度。另外，剩余翼型件部分在易碎线处与易碎翼型件部分相会。如此，易碎线在易碎线的沿着翼展的点处至少部分地沿着翼弦延伸。
在一个实施例中，燃气涡轮发动机可以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。应当进一步了解，燃气涡轮发动机可以进一步包括文中描述的任何附加特征。
参考以下描述和所附权利要求书，将更好地了解这些及其他特征、方面和优点。并入并构成本说明书的一部分的附图图示本发明的实施例，并同描述一起用来说明本发明的某些原理。
附图说明
针对本领域普通技术人员，参考附图，在说明书中阐述本发明的并包括其最佳模式的全面且能实现的公开，其中：
图1图示根据本主题各方面的可以运用在飞行器内的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面视图，特别图示构造为高旁通涡扇喷气发动机的燃气涡轮发动机；
图2图示根据本主题各方面的图1的风扇区段的横截面视图，特别图示风扇区段的风扇叶片；
图3图示根据本主题各方面的图1和图2的风扇区段的风扇叶片，特别图示易碎翼型件部分和剩余翼型件部分；
图4图示根据本主题各方面的展向纤维的一个实施例，特别图示以编织纤维布置构造的展向纤维；
图5图示根据本主题各方面的易碎翼型件部分的一个实施例，特别图示沿着翼型件的翼弦C和翼展S的翼型件的横截面；以及
图6图示根据本主题各方面的易碎翼型件部分的另一视图，特别图示沿着翼型件的翼展S和翼弦C的翼型件62的横截面。
在本说明书和附图中重复使用参考字符意在表示本发明的相同或类同的特征或元素。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个以上示例图示在附图中。通过说明本发明而非限制本发明的方式提供每个示例。事实上，对于本领域技术人员而言，显然，在不偏离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变型。比如，作为一个实施例的部分图示或描述的特征可以与另一实施例一起使用，以产生又一个实施例。因而，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变型。
文中使用的术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换地使用，以将一个部件与另一部件区分开，而不意在指明各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”指代关于流体路线中的流体流动的相对方向。例如，“上游”指代流体从该处流动的方向，“下游”指代流体向该处流动的方向。
术语“联接”、“固定”、“附接”等等指代直接联接、固定或附接以及通过一个以上中间部件或特征的间接联接、固定或附接，除非另有指定。
术语“通信”、“通信地”等等指代直接通信以及间接通信(诸如通过存储器系统或另一中介系统)。
大体提供了一种用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件。翼型件可以包括多个展向纤维，在根部和尖端之间延伸并且布置在前缘和后缘之间。进一步，翼型件可以限定易碎线，将易碎翼型件部分和剩余翼型件部分分开。剩余翼型件部分可以沿着翼展在易碎线和翼型件根部之间延伸。进一步，翼型件可以限定易碎翼型件部分，沿着翼展在易碎线和尖端之间延伸。从易碎线径向向外定位的易碎翼型件部分可以包括减少的弯曲刚度，使得易碎翼型件部分可以在翼型件的失效模式期间折断或弯曲。更特别地，剩余翼型件部分可以包括多个展向纤维的第一部分，限定第一刚度。易碎翼型件部分可以包括多个展向纤维的第二部分，限定小于第一刚度的第二刚度。如此，易碎翼型件部分可以相对于剩余翼型件部分沿着翼展限定减少的弯曲刚度。文中大体示出和描述的实施例可以在失效事件(诸如，抵靠周围风扇壳体的硬摩擦)以后能实现翼型件(诸如风扇叶片)的受控且一致的失效。文中大体描述的实施例使翼型件能够在翼型件的所需翼展处变形或分离，以减轻向周围壳体的载荷传递。文中大体提供的实施例可以进一步使翼型件能够变形或分离，使得在失效事件(诸如翼型件释放、异物损坏(如，鸟击、结冰等)或者对轴承组件的润滑油或阻尼器丢失)以后，风扇转子的过度或极端不平衡可以减少。
现在参考附图，图1图示根据本主题各方面的可以运用在飞行器内的燃气涡轮发动机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示出为具有沿着轴向方向A从中延伸的纵向或轴向中心线轴线12，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。尽管示出了示范性涡轮风扇发动机实施例，但是，可以预期，大体上，本公开可以同等地适用于涡轮机械，诸如开放式转子、涡轮轴、涡轮喷气或涡轮螺旋桨构造，包括船用和工业涡轮发动机以及辅助动力单元。
大体上，燃气涡轮发动机10包括核心燃气涡轮发动机(大体通过参考字符14指示)和定位在其上游的风扇区段16。核心发动机14大体包括大致筒状的外壳体18，外壳体18限定环状入口20。附加地，外壳体18可以进一步包围并支撑低压(LP)压缩机22，用于将进入核心发动机14的空气的压力增加到第一压力水平。然后，多级段、轴流式高压(HP)压缩机24可以接收来自LP压缩机22的加压空气，并且进一步增加这种空气的压力。然后，离开HP压缩机24的加压空气可以流动到燃烧器26，在燃烧器26内，燃料被喷射到加压空气的流动中，所得混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物60沿着燃气涡轮发动机10的热气路径被从燃烧器26引导到高压(HP)涡轮28，用于经由高压(HP)轴或芯轴30驱动HP压缩机24，然后到低压(LP)涡轮32，用于经由低压(LP)驱动轴或芯轴34驱动LP压缩机22和风扇区段16，LP轴34大体与HP轴30同轴。在驱动涡轮28和32中的每一个之后，燃烧产物60可以经由排气喷嘴36从核心发动机14排出，以提供推进喷气推力。
此外，如图1和图2中示出的，燃气涡轮发动机10的风扇区段16大体包括可旋转的、轴流式风扇转子38，风扇转子38构造成被环状风扇壳体40围绕。在特定实施例中，LP轴34可以直接连接到风扇转子38或转子盘39，诸如在直接驱动构造中。在替代构造中，在间接驱动或齿轮驱动构造中，LP轴34可以经由减速装置37(诸如减速齿轮齿轮箱)连接到风扇转子38。这种减速装置37可以视所需或要求而包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/芯轴之间。
本领域普通技术人员应当理解，风扇壳体40可以构造成通过多个大致径向延伸的、周向上间隔的出口导向轮叶42而相对于核心发动机14被支撑。如此，风扇壳体40可以包围风扇转子38及其对应的风扇转子叶片(风扇叶片44)。另外，风扇壳体40的下游区段46可以在核心发动机14的外部分上延伸，以便限定提供附加推进喷气推力的二级或旁通气流管道48。
在燃气涡轮发动机10的操作期间，应当理解，初始气流(由箭头50指示)可以通过风扇壳体40的相关入口52进入燃气涡轮发动机10。然后，空气流动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的压力增加并且进入HP压缩机24(如由箭头58指示的)。在燃烧器26内与燃料混合并燃烧之后，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的背景下提供了示范性翼型件62实施例。尽管图示的翼型件62示出为风扇叶片44的部分，但是，应当了解，翼型件62的以下论述可以等同地应用于另一翼型件实施例，例如，压缩机22、24和/或涡轮28、32的定子轮叶或转子叶片(参见图1)。如所示出的，每个风扇叶片44沿着翼展S从翼型件根部64径向向外延伸到翼型件尖端66。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从翼型件的前缘72向后缘74延伸，并且沿着翼展S在翼型件根部64和翼型件尖端66之间延伸。进一步，应当认识到，翼型件62可以在沿着翼型件根部64和翼型件尖端66之间的翼展S的每个点处限定翼弦C。进一步，翼弦C可以沿着翼型件62的翼展变化。比如，在描绘的实施例中，翼弦C沿着翼展S朝向翼型件尖端66增加。但是，在其他实施例中，翼弦C在整个翼展S上可以近似恒定，或者可以从翼型件根部64向翼型件尖端66减小。
如图3中特别地示出的，翼型件62可以在沿着翼展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可以在整个翼型件62的翼展S上大致恒定。在其他实施例中，翼型件62可以在翼型件根部64和翼型件尖端66之间限定可变的厚度T。比如，厚度T大体可以沿着翼展S朝向翼型件尖端66减小。此外，翼型件62可以在沿着翼展S的每个点处限定沿着翼弦C近似恒定的厚度T。或者，在其他实施例中，沿着翼型件62的翼展S的至少一个点可以沿着翼弦C限定可变的厚度T。比如，翼型件62可以在沿着翼展S的每个点处在沿着翼弦C的一定位置限定最大厚度。
可选地，每个风扇叶片44包括具有轴向鸠尾榫76的一体式部件，轴向鸠尾榫76具有通向过渡区段80的一对相对压力面78。如图2中图示的，当安装在燃气涡轮发动机10内时，鸠尾榫76布置在风扇转子盘39的鸠尾榫槽中，以此将风扇叶片44附接到风扇转子38。
翼型件62可以包括多个展向纤维82(如，参见图4至图6)，展向纤维82从翼型件根部64向翼型件尖端66延伸，并且布置在前缘72到后缘74之间。比如，一个以上展向纤维82可以从翼型件尖端66向翼型件根部64延伸。或者，在进一步的实施例中，一个以上展向纤维82可以以首尾相连的布置定位。比如，两个展向纤维82可以首尾相连地布置，以沿着翼展S从翼型件根部64向翼型件尖端66延伸。在另一实施例中，两个展向纤维82可以在其相应端重叠，以沿着翼展S延伸。但是，在进一步的实施例中，多于两个展向纤维82可以首尾相连地布置和/或重叠，以沿着翼展S延伸，诸如三个以上展向纤维82。应当理解，尽管称之为展向纤维82，但是，展向纤维82可以近似沿着翼展S延伸。比如，展向纤维82可以在翼型件62的翼展S的五度内延伸。进一步，翼型件62可以包括围绕多个展向纤维82的基质材料104(如，参见图5和图6)。如此，基质材料104可以固定多个展向纤维82。
进一步，翼型件62可以限定易碎线88，易碎线88将易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92分开。易碎翼型件部分94可以大体朝向翼型件尖端66定位，并且在前缘72和后缘74之间延伸，并且在翼型件尖端66和易碎线88之间延伸。剩余翼型件部分92可以沿着翼展S从翼型件根部74向翼型件根部74延伸。如参照图5和图6更详细地说明的，剩余翼型件部分92可以包括多个展向纤维82的第一部分86。多个展向纤维82的第一部分86可以限定第一刚度。进一步，易碎翼型件部分94可以包括限定第二刚度的展向纤维82。更特别地，易碎翼型件部分94可以包括多个展向纤维82的第二部分90(如，参见图5和图6)。应当理解，在几个实施例中，第二刚度可以小于第一刚度。还应当认识到，一个以上展向纤维82可以是多个展向纤维82的第一部分86和多个展向纤维82的第二部分90两者的一部分。例如，至少一个展向纤维82可以延伸通过易碎线88，诸如，从翼型件根部64到翼型件尖端66延伸整个翼展S的展向纤维82。
如图3中进一步图示的，易碎线88可以大体沿着翼弦C在前缘72和后缘74之间延伸。应当认识到，易碎线88可以大体沿着翼弦C在近似同一展向位置延伸。比如，易碎线88可以在沿着易碎线88的翼展S的点处与翼弦C平行地延伸。在其他实施例中，在易碎线88沿着翼弦C朝向后缘74轴向延伸时，易碎线88可以至少部分地径向向内或向外延伸(如，沿着翼展)延伸。比如，在某些实施例中，可以沿着沿着翼展S的一个点的翼弦C限定易碎线88。在其他实施例中，易碎线88可以从前缘72向后缘74沿着翼展S的可变百分比延伸。在一个实施例中，易碎翼型件部分94可以从翼型件尖端66沿着翼展S的至少10％延伸，诸如在沿着翼展的一个点S处沿着翼弦C延伸。更具体地，如所图示的，易碎翼型件部分94可以限定在翼型件尖端66和易碎线88之间延伸的易碎高度84。如此，易碎高度84可以在前缘72和后缘74之间沿着翼展S的至少10％延伸。在另一实施例中，易碎翼型件部分94和/或易碎高度84可以在前缘72和后缘74之间沿着翼展S的至少15％但少于50％延伸。易碎翼型件部分94可以具有与剩余翼型件部分92相比减少的总体弯曲刚度，如下面参照图5和图6更详细地描述的。
特别参考图3的示范性翼型件62，翼型件62可以构造成，在对翼型件62加载或冲击以后，在近似易碎线88直到翼型件尖端66(如，易碎翼型件部分94)处折断、断开或释放。例如，构造为在燃气涡轮发动机10(图1)的风扇壳体40或舱室内的风扇叶片44的翼型件62可以构造成在易碎线88处或上方分离、脱离、变形、断开或释放翼型件62的易碎翼型件部分94。在一个非限制性示例中，翼型件62的易碎翼型件部分94可以被限定，易碎翼型件部分94和剩余翼型件部分92在展向尺寸上有差异。例如，易碎翼型件部分94可以限定成距翼型件尖端66在总翼展S的近似3％到近似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中产生严重不平衡的事件以后，(例如，风扇叶片44的)易碎翼型件部分94(如在图5和图6中各种实施例中示出和描述的)可以构造成例如沿着易碎线88变形或者部分或完全地与翼型件62的其余部分分离。进一步，易碎翼型件部分94可以分离，同时留下剩余翼型件部分92的全部或至少一部分。在风扇转子38和/或LP轴34中产生严重不平衡的事件可以包括但不限于，异物损坏(如，鸟击、冰侵入、其他碎屑等)或者风扇叶片44分离。在风扇转子38和/或LP轴34继续旋转时，使易碎翼型件部分94分离或脱离可以减少不想要的不平衡或振动。而且，文中大体示出和描述的翼型件62的实施例可以能实现更轻的风扇壳体40或机舱，诸如减少风扇壳体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可以包括至少一种复合物。比如，翼型件62可以至少部分地由陶瓷基质复合物形成。更特别地，在某些实施例中，翼型件62可以由构造为陶瓷基质复合编织物的一个以上复合展向纤维82形成。
复合材料可以包括但不限于，金属基质复材(MMC)、聚合物基质复材(PMC)或陶瓷基质复合物(CMC)。诸如可以运用在翼型件62中的复合材料大体包含嵌入基质材料(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成分，而复合材料的基质用来将纤维粘合在一起并且作用为外部施加的应力通过其传输并分配到纤维的介质。
示范性CMC材料可以包括碳化硅(SiC)、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基质中，诸如氧化稳定的增强纤维，包括类似蓝宝石和碳化硅的单丝(如，Textron的SCS-6)，以及包括碳化硅的纱束和纱线(如，Nippon Carbon的
Figure BDA0002255565890000091
Ube Industries的
Figure BDA0002255565890000092
Dow Corning的
Figure BDA0002255565890000093
硅酸铝(如，Nextel的440和480)，以及切碎的晶须和纤维(如，Nextel的440和
Figure BDA0002255565890000094
以及可选的陶瓷颗粒(如，Si、Al、Zr、Y的氧化物及其组合)和无机填料(如，叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。例如，在某些实施例中，可以包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强条带，诸如单向增强条带。多个条带可以一起铺设，以形成预制体部件。在形成预制体以前或在形成预制体之后，可以利用浆料组成物浸渍纤维束。然后，预制体可以经历热处理，诸如固化或烧尽，以在预制体中生出高的焦炭剩余物，以及经历随后的化学处理，诸如利用硅熔体渗透，以得到由具有所需化学组成的CMC材料形成的部件。在某些实施例中，热处理可以在高压釜中进行。
相似地，在各种实施例中，可以通过利用树脂(预浸料)浸渍织物或单向条带，接下来固化，来制备PMC材料。例如，多层预浸料铺层可以堆叠成针对该零件的适当厚度和取向，然后树脂可以固化和凝固，以制成纤维增强的复合零件。作为另一示例，可以运用模具，预浸料的未固化层可以堆叠到模具上，以形成复合部件的至少一部分。模具可以是运用真空袋成形的闭合构造(如，压缩模塑)或开放构造。比如，在开放构造中，模具形成叶片的一侧(如，压力侧68或吸力侧70)。PMC材料放置在袋的内侧，在固化期间运用真空来抵靠模具保持PMC材料。仍在其他实施例中，翼型件62可以至少部分地经由树脂传递模塑(RTM)、轻质树脂传递模塑(LRTM)、真空辅助树脂传递模塑(VARTM)、成形处理(例如热成形)或相似处理形成。
在浸渍以前，织物可以称之为“干”织物，一般包含两个以上纤维层的堆叠。纤维层可以由各种材料形成，其非限制性示例包括碳(如，石墨)、玻璃(如，玻璃纤维)、聚合物(如，
Figure BDA0002255565890000095
纤维和金属纤维。纤维增强材料可以以相对短的短切纤维(长度上大体少于两英寸，更优选地，少于一英寸)或者长的连续纤维的形式使用，后者经常用以生产编织织物或单向条带。其他实施例可以包括其他纺织物形式，诸如平面编织物、斜纹或缎纹。
在一个实施例中，可以通过将干纤维分散到模具中，然后使基质材料在增强纤维周围流动来生产PMC材料。用于PMC基质材料的树脂可以大体分类为热固性或热塑性。热塑性树脂大体归类为由于物理而非化学变动而可以在加热时重复地软化并流动且在充分冷却时硬化的聚合物。热塑性树脂的值得注意的示例类别包括尼龙、热塑性聚酯、聚芳醚酮和聚碳酸酯树脂。已考虑用于航空航天应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)和聚苯硫醚(PPS)。与之对照，一旦完全固化成硬的刚性固体，当加热时，热固性树脂不经历明显的软化，而是，当充分加热时，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(BMI)和聚酰亚胺树脂。
现在参考图4，根据本主题各方面图示了展向纤维82的一个实施例。特别地，图4图示以编织纤维布置96构造的展向纤维82。更特别地，图4图示切掉的编织纤维布置96的一部分。如所描绘的，在某些实施例中，多个展向纤维82可以以多个趾布置。趾大体是保持在一起且通过有机涂层保护的一束数千个连续、单独的纤维。比如，展向纤维82可以布置在多个展向趾98中。展向趾98大体可以沿着翼展S延伸(如，在翼展S的五度内)。例如，一个以上展向趾98可以从翼型件根部64向翼型件尖端66延伸整个翼展S。在其他实施例中，两个以上展向趾98可以首尾相连地布置，以沿着翼展S延伸。比如，展向纤维82的第一部分86的展向趾98可以与展向纤维82的第二部分90的展向趾98相会。
如图4中进一步图示的，翼型件62可以进一步包括多个弦向纤维100。弦向纤维100可以大体沿着翼弦C在前缘72和后缘74之间延伸，并且布置在翼型件根部64和翼型件尖端66之间(如，参见图3)。应当理解，尽管称之为弦向纤维100，但是，弦向纤维100可以在沿着翼展S的每个点处近似沿着翼弦C延伸。比如，弦向纤维100可以在沿着翼型件62的翼展S的每个点处在翼弦C的五度内延伸。另外，弦向纤维100还可以布置在多个弦向趾102中，每个皆在翼弦C的五度内延伸。但是，在其他实施例中，应当理解，弦向纤维100可以沿着翼弦C单独地延伸。在一个实施例中，多个弦向纤维100可以与多个展向纤维82交织，以限定编织纤维布置96。应当理解，交织展向和弦向趾98，102可以将纤维82，100保持在一起并且防止构成纤维82，100的分层。如此，编织纤维布置96可以增加完成的翼型件62的强度。
如所示出的，展向趾98可以与弦向趾102编织在一起。在某些实施例中，展向趾98和弦向趾102可以编织在一起。仍在其他实施例中，展向和弦向趾98，102可以限定缎纹或斜纹编织纤维布置。应当理解，编织纤维布置96可以包括交织展向趾98和弦向趾102的任何布置。比如，一个以上展向趾98可以在编织纤维布置96中跳过一个以上弦向趾102。相似地，一个以上弦向趾102可以跳过一个以上展向趾98。在进一步的实施例中，编织纤维布置96可以是3D或2.5D编织纤维布置。比如，一个以上横向纤维(未示出)可以在压力侧68和吸力侧70之间延伸，并且与展向和弦向纤维82，100交织。更具体地，在某些实施例中，横向纤维可以以横向趾布置，并且交织成包括展向和弦向趾98，102的编织纤维布置96。
现在参考图5，根据本主题各方面图示了易碎翼型件部分94。特别地，图5图示沿着翼弦C和翼展S的翼型件62的横截面。如所示出的，翼型件62包括多个展向纤维82，多个展向纤维82在翼型件根部64(图3)和翼型件尖端66之间延伸并且布置在前缘72和后缘74之间。在描绘的实施例中，展向纤维82布置在展向趾98中。但是，在其他实施例中，展向纤维82可以单独地沿着翼展S延伸。在更进一步的实施例中，展向纤维82可以布置在一个以上预浸料铺层或单向条带中。在图5的图示实施例中，为清楚起见，省略了弦向纤维100。应当理解，弦向纤维100可以在前缘72和后缘74之间延伸(例如，作为弦向趾102)，以限定编织纤维布置，诸如图4的编织纤维布置96。在某些实施例中，翼型件62可以仅包括展向纤维82和/或展向趾98。
翼型件62可以进一步包括围绕多个展向纤维82的基质材料104。例如，基质材料104可以注入多个展向纤维82之间。如此，基质材料104可以固定多个展向纤维82。比如，基质材料104可以在处理期间硬化，以形成复合部件(如，在高压釜或烧尽循环期间)。如此，围绕展向纤维82的硬化基质材料104可以减少展向纤维82之间的相对运动，同时还在整个展向纤维82上传递作用在翼型件62上的任何载荷。在具备弦向纤维100的实施例中，基质材料104可以进一步围绕并固定多个弦向纤维100。
剩余翼型件部分92可以包括多个展向纤维82的第一部分86。例如，展向纤维82的第一部分86可以以多个第一趾106布置。多个展向纤维82的第一部分86可以包括第一刚度(通过包括交叉影线的第一趾106指示)。易碎翼型件部分94可以包括多个展向纤维82的第二部分90。与第一部分86相似，展向纤维82的第二部分90可以以多个第二趾108布置。多个展向纤维82的第二部分90可以限定小于第一刚度的第二刚度(通过没有交叉影线的第二趾108指示)。如此，多个展向纤维82的第一部分86可以至少部分地限定剩余翼型件部分92的第一总体弯曲刚度。相似地，多个展向纤维82的第二部分90可以至少部分地限定易碎翼型件部分94的第二总体弯曲刚度。应当理解，如下面大体描述的，第一刚度大于第二刚度可能致使第一总体弯曲刚度高于第二总体弯曲刚度。
应当理解，限定第二刚度的第二趾108中的朝向翼型件根部64沿着翼展S延伸最远的一个第二趾可以限定沿着易碎线88的翼展S的点。比如，包括第二刚度的两个以上第二趾108可以沿着翼展S延伸到同一或近似同一点并且限定易碎线88，该易碎线88在沿着易碎线88的翼展S的点处沿着翼弦C延伸。在描绘的实施例中，多个展向纤维82中的一个以上可以延伸通过易碎线88。如此，应当认识到，延伸通过易碎线88的这种展向纤维82可以包括在多个展向纤维82的第一部分86和第二部分90两者中。例如，如所描绘的，限定第一刚度的第一趾106中的一个以上可以延伸通过易碎线88，第二趾108也是这样。
仍参考图5，在一个特定实施例中，多个展向纤维82的第一部分86中的至少一个可以限定第一最小纤维刚度。比如，多个展向纤维82的第一部分86和/或第一趾106中的一个以上可以每个皆限定第一最小纤维刚度。在一个特定实施例中，第一最小纤维刚度可以是第一刚度。比如，每个展向纤维82可以限定第一最小纤维刚度。但是，在其他实施例中，第一部分86的一个以上的附加展向纤维(未示出)可以限定大于第一最小纤维刚度的纤维刚度。应当理解，在这种实施例中，限定第一最小纤维刚度的展向纤维82可以限定第一纤维刚度，而附加展向纤维限定大于第一最小纤维刚度的纤维刚度。更特别地，第一纤维刚度可以大于第一最小纤维刚度但小于附加展向纤维的纤维刚度。
进一步，多个展向纤维82的第二部分90中的至少一个可以限定小于第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。在某些实施例中，第二部分90的一个以上的附加展向纤维可以限定大于第二最小纤维刚度的纤维刚度。例如，一个以上展向纤维82(例如，一个以上的第一趾106)可以从第一部分86延伸，通过易碎线88，并且还包括在多个展向纤维82的第二部分90中。如此，附加展向纤维可以限定第一最小纤维刚度或第一纤维刚度中的至少一个。第二最小纤维刚度可以限定第二纤维刚度，而附加展向纤维限定比第二最小纤维刚度大的刚度。如此，第二纤维刚度可以大于第二最小纤维刚度，但小于附加展向纤维(例如，从剩余翼型件部分92延伸的连续纤维)的纤维刚度。更具体地，如所图示的，限定第一刚度和/或第一最小刚度的第一趾106可以在易碎翼型件部分94中切换为限定第二最小刚度的第二趾108。在某些实施例中，如图5中示出的，包括第二最小刚度的第二趾108可以逐渐替换包括第一最小刚度和/或第一刚度的第二趾108。如此，第二趾108可以一起限定展向纤维82的第二部分90的第二刚度，第二刚度小于第一刚度。
在一个实施例中，多个展向纤维82的第一部分86中的至少一个可以包括复合纤维。在这种实施例中，多个展向纤维82的第二部分90中的至少一个可以包括玻璃或金属纤维。大体上，与由玻璃或金属形成的纤维相比，由碳形成的纤维可以具有增加的刚度。如此，由碳纤维形成的第一趾106可以限定第一刚度，第一刚度大于包括玻璃和/或金属纤维的第二趾108的第二刚度。
在其他实施例中，第一趾106中的至少一个(例如，图5的交叉影线的第一趾106)的第一纤维计数可以高于第二趾108中的至少一个(例如，图5中没有交叉影线的第二趾108)的第二纤维计数。具有较高纤维计数的趾大体限定比具有较低纤维计数的趾高的刚度。如此，在多个纤维82的第一部分86中较高的第一纤维计数可以限定第一刚度，第一刚度大于包括第二趾108的多个纤维82的第二部分90的第二刚度，其中第二趾108具有较低的第二纤维计数。进一步，包括第一纤维计数的第一趾106可以至少部分地限定第一弯曲刚度，第一弯曲刚度大于由包括第二纤维计数的第二趾108至少部分地限定的第二弯曲刚度。在一个这种实施例中，第一纤维计数可以是每一趾至少六千个纤维，第二纤维计数可以是每一趾少于六千个纤维。应当理解，多个展向纤维82的第一部分86和第二部分90可以包括不同的纤维材料以及不同的纤维计数，如上面大体论述的。
在某些实施例中，弦向趾102可以包括第一纤维计数或第二纤维计数中的至少一个。贯穿翼型件62的翼展S，弦向趾102可以包括相同的纤维计数。比如，弦向趾102可以每个皆包括第一纤维计数。但是，在其他实施例中，一个以上弦向趾102可以限定更高或更低的纤维计数。比如，弦向趾102的纤维计数可以大体从翼型件根部64向翼型件尖端66减小。在这种实施例中，朝向翼型件尖端66减少弦向趾102的纤维计数也可以相对于第一总体弯曲刚度减少第二总体弯曲刚度。
现在参考图6，根据本主题各方面图示了易碎翼型件部分94的另一实施例。特别地，图6图示沿着翼型件62的翼展S和翼弦C的翼型件62的横截面。图6的展向纤维82可以大体与图5的展向纤维82相同或相似地构造。比如，图6的翼型件62可以限定包括第二趾108的易碎翼型件部分94和包括第一趾106的剩余翼型件部分92。然而，如所示出的，全部的第一趾106可在近似易碎线88处更替为第二趾108。如此，多个展向纤维82的第一部分86可以每个皆限定第一纤维刚度和/或第一最小纤维刚度。比如，每个第一趾106可以包括相同的纤维材料和/或相同的纤维计数(例如，图6中通过交叉影线的第一趾106表示)。进一步，多个展向纤维82的第二部分90可以每个皆限定小于第一纤维刚度的第二纤维刚度和/或第二最小纤维刚度。例如，每个第二趾108可以包括相同的纤维材料和/或相同的纤维计数(例如，图6中通过没有交叉影线的第二趾108表示)。
多个展向纤维82的第一部分86和第二部分90可以在易碎线88处相会。进一步，多个展向纤维82的第一部分86大体可以不具有从多个展向纤维82的第二部分90延伸的展向纤维82。相似地，多个展向纤维82的第二部分90大体可以不具有从多个展向纤维82的第一部分86延伸的展向纤维82。应当认识到，即使在这种实施例中，多个展向纤维82的第一部分86中的一个以上也可以标称地延伸到多个展向纤维82的第二部分90中，反之亦然。比如，第一趾106中的一个以上可以以翼展S的近似5％以下延伸到展向纤维82的第二部分90中。相似地，第二趾108中的一个以上可以以翼展S的近似5％以下延伸到展向纤维82的第一部分86中。应当理解，第一趾106和第二趾108可能需要以标称量延伸超过易碎线88，以便将展向趾98适当地编织或编织在一起。
现在大体参考5和图6，在某些实施例中，剩余翼型件部分92可以限定具备第一总体弯曲刚度的翼型件62的一部分。比如，限定第一刚度的第一趾106可以利用基质材料104和/或任何其他附加展向纤维来限定第一总体弯曲刚度。相似地，易碎翼型件部分94可以限定具备第二总体弯曲刚度的翼型件62的一部分。比如，限定第二刚度的第二趾108可以利用基质材料104和/或任何其他附加展向纤维来限定第二总体弯曲刚度。
如此，多个展向纤维82的第二部分90可以沿着翼展S限定第二总体弯曲刚度，第二总体弯曲刚度小于多个展向纤维82的第一部分86的第一总体弯曲刚度。更具体地，限定较高的第一刚度的剩余翼型件部分92的第一趾106可能造成剩余翼型件部分92沿着翼展S的增加的弯曲刚度。另外，易碎翼型件部分94可以沿着翼展S具有减少的弯曲刚度，允许易碎翼型件部分94在易碎线88处或上方折断、断开、释放、脱离、变形、偏转等。
该书面描述使用示范性实施例来公开本发明，包括最佳模式，还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，并执行任何并入的方法。本发明的专利权范围由权利要求书来限定，可以包括本领域技术人员容易想到的其他示例。这种其他示例意在包括于权利要求书的范围内，如果该示例包括与权利要求书的文字语言并无不同的结构元素的话，或者，如果该示例包括与权利要求书的文字语言无实质不同的等同结构元素的话。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种翼型件，限定翼展和翼弦，所述翼展在根部和尖端之间延伸，所述翼弦在沿着所述翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸，所述翼型件包含：多个展向纤维，所述多个展向纤维在所述根部和所述尖端之间延伸并且布置在所述前缘和所述后缘之间；基质材料，所述基质材料围绕所述多个展向纤维，其中所述基质材料固定所述多个展向纤维；剩余翼型件部分，所述剩余翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述根部和易碎线之间延伸，所述剩余翼型件部分包含所述多个展向纤维的第一部分，其中所述多个展向纤维的所述第一部分限定第一刚度；以及易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括所述多个展向纤维的第二部分，其中所述多个展向纤维的所述第二部分限定小于所述第一刚度的第二刚度，并且其中所述剩余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相会，所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的点处至少部分地沿着所述翼弦延伸。
2.根据任何在前条项的翼型件，其中在产生不平衡的事件以后，在所述易碎线处，所述易碎翼型件部分相对于所述剩余翼型件部分变形或者部分或完全地分离。
3.根据任何在前条项的翼型件，其中所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的所述点处与所述翼弦平行地延伸。
4.根据任何在前条项的翼型件，其中所述易碎线至少部分地沿着所述翼展延伸。
5.根据任何在前条项的翼型件，其中所述易碎翼型件部分从所述尖端沿着所述翼展的至少10％延伸。
6.根据任何在前条项的翼型件，其中所述易碎翼型件部分从所述尖端沿着所述翼展的至少15％但少于50％延伸。
7.根据任何在前条项的翼型件，其中所述翼型件进一步包含，多个弦向纤维，所述多个弦向纤维在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且布置在所述根部和所述尖端之间，其中所述基质材料进一步围绕并固定所述多个弦向纤维，并且其中所述多个弦向纤维与所述多个展向纤维交织，以限定编织纤维布置。
8.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个展向纤维中的至少一个延伸通过所述易碎线。
9.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个限定第一最小纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个限定小于所述第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。
10.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个展向纤维的所述第一部分每个皆限定所述第一纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分每个皆限定小于所述第一纤维刚度的所述第二纤维刚度。
11.根据任何在前条项的翼型件，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个包含复合纤维，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个包含玻璃或金属纤维。
12.根据任何在前条项的翼型件，其中第一多个展向纤维布置在多个第一趾中，并且第二多个展向纤维布置在多个第二趾中，其中所述第一趾中的至少一个的第一纤维计数高于所述第二趾中的至少一个的第二纤维计数。
13.根据任何在前条项的翼型件，其中所述第一纤维计数是每一趾至少六千个纤维，并且其中所述第二纤维计数是每一趾少于六千个纤维。
14.根据任何在前条项的翼型件，其中所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
15.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定中心轴线，所述燃气涡轮发动机包含：发动机轴，所述发动机轴沿着所述中心轴线延伸；压缩机，所述压缩机附接到所述发动机轴并且沿着所述中心轴线径向延伸；燃烧器，所述燃烧器定位在所述压缩机的下游，以从所述压缩机接收压缩流体；涡轮，所述涡轮安装在所述发动机轴上且在所述燃烧器的下游，以向所述压缩机提供旋转力；以及多个翼型件，所述多个翼型件可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每一个限定翼展和翼弦，所述翼展在根部和尖端之间延伸，所述翼弦在沿着所述翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸，每个翼型件包含：多个展向纤维，所述多个展向纤维在所述根部和所述尖端之间延伸并且布置在所述前缘和所述后缘之间；基质材料，所述基质材料围绕所述多个展向纤维，其中所述基质材料固定所述多个径向纤维；剩余翼型件部分，所述剩余翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述根部和易碎线之间延伸，所述剩余翼型件部分包含所述多个展向纤维的第一部分，其中所述多个展向纤维的所述第一部分限定第一刚度；以及易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括所述多个展向纤维的第二部分，其中所述多个展向纤维的所述第二部分限定小于所述第一刚度的第二刚度，并且其中所述剩余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相会，所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的点处至少部分地沿着所述翼弦延伸。
16.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，进一步包含风扇区段，所述风扇区段包含构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
17.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中每个翼型件进一步包含，
多个弦向纤维，所述多个弦向纤维在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且布置在所述根部和所述尖端之间，其中所述基质材料进一步围绕并固定所述多个弦向纤维，并且其中所述多个弦向纤维与所述多个展向纤维交织，以限定编织纤维布置。
18.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个限定第一最小纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个限定小于所述第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。
19.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中所述多个展向纤维的所述第一部分每个皆限定所述第一纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分每个皆限定小于所述第一纤维刚度的所述第二纤维刚度。
20.根据任何在前条项的燃气涡轮发动机，其中第一多个展向纤维布置在多个第一趾中，并且第二多个展向纤维布置在多个第二趾中，其中所述第一趾中的至少一个的第一纤维计数高于所述第二趾中的至少一个的第二纤维计数。

Claims (20)

1.一种翼型件，限定翼展和翼弦，所述翼展在根部和尖端之间延伸，所述翼弦在沿着所述翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸，其特征在于，所述翼型件包含：
多个展向纤维，所述多个展向纤维在所述根部和所述尖端之间延伸并且布置在所述前缘和所述后缘之间；
基质材料，所述基质材料围绕所述多个展向纤维，其中所述基质材料固定所述多个展向纤维；
剩余翼型件部分，所述剩余翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述根部和易碎线之间延伸，所述剩余翼型件部分包含所述多个展向纤维的第一部分，其中所述多个展向纤维的所述第一部分限定第一刚度；以及
易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括所述多个展向纤维的第二部分，其中所述多个展向纤维的所述第二部分限定小于所述第一刚度的第二刚度，并且其中所述剩余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相会，所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的点处至少部分地沿着所述翼弦延伸。
2.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中在产生不平衡的事件以后，在所述易碎线处，所述易碎翼型件部分相对于所述剩余翼型件部分变形或者部分或完全地分离。
3.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的所述点处与所述翼弦平行地延伸。
4.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述易碎线至少部分地沿着所述翼展延伸。
5.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述易碎翼型件部分从所述尖端沿着所述翼展的至少10％延伸。
6.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述易碎翼型件部分从所述尖端沿着所述翼展的至少15％但少于50％延伸。
7.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述翼型件进一步包含，
多个弦向纤维，所述多个弦向纤维在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且布置在所述根部和所述尖端之间，其中所述基质材料进一步围绕并固定所述多个弦向纤维，并且其中所述多个弦向纤维与所述多个展向纤维交织，以限定编织纤维布置。
8.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个展向纤维中的至少一个延伸通过所述易碎线。
9.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个限定第一最小纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个限定小于所述第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。
10.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个展向纤维的所述第一部分每个皆限定所述第一纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分每个皆限定小于所述第一纤维刚度的所述第二纤维刚度。
11.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个包含复合纤维，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个包含玻璃或金属纤维。
12.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中第一多个展向纤维布置在多个第一趾中，并且第二多个展向纤维布置在多个第二趾中，其中所述第一趾中的至少一个的第一纤维计数高于所述第二趾中的至少一个的第二纤维计数。
13.如权利要求12所述的翼型件，其特征在于，其中所述第一纤维计数是每一趾至少六千个纤维，并且其中所述第二纤维计数是每一趾少于六千个纤维。
14.如权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述翼型件是燃气涡轮发动机的风扇叶片。
15.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机限定中心轴线，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包含：
发动机轴，所述发动机轴沿着所述中心轴线延伸；
压缩机，所述压缩机附接到所述发动机轴并且沿着所述中心轴线径向延伸；
燃烧器，所述燃烧器定位在所述压缩机的下游，以从所述压缩机接收压缩流体；
涡轮，所述涡轮安装在所述发动机轴上且在所述燃烧器的下游，以向所述压缩机提供旋转力；以及
多个翼型件，所述多个翼型件可操作地连接到所述发动机轴，所述多个翼型件中的每一个限定翼展和翼弦，所述翼展在根部和尖端之间延伸，所述翼弦在沿着所述翼展的每个点处在前缘和后缘之间延伸，每个翼型件包含：
多个展向纤维，所述多个展向纤维在所述根部和所述尖端之间延伸并且布置在所述前缘和所述后缘之间；
基质材料，所述基质材料围绕所述多个展向纤维，其中所述基质材料固定所述多个径向纤维；
剩余翼型件部分，所述剩余翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述根部和易碎线之间延伸，所述剩余翼型件部分包含所述多个展向纤维的第一部分，其中所述多个展向纤维的所述第一部分限定第一刚度；以及
易碎翼型件部分，所述易碎翼型件部分在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且沿着所述翼展在所述尖端和所述易碎线之间延伸，其中所述易碎翼型件部分包括所述多个展向纤维的第二部分，其中所述多个展向纤维的所述第二部分限定小于所述第一刚度的第二刚度，并且其中所述剩余翼型件部分在所述易碎线处与所述易碎翼型件部分相会，所述易碎线在所述易碎线的沿着所述翼展的点处至少部分地沿着所述翼弦延伸。
16.如权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包含风扇区段，所述风扇区段包含构造为风扇叶片的所述多个翼型件。
17.如权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中每个翼型件进一步包含，
多个弦向纤维，所述多个弦向纤维在所述前缘和所述后缘之间延伸，并且布置在所述根部和所述尖端之间，其中所述基质材料进一步围绕并固定所述多个弦向纤维，并且其中所述多个弦向纤维与所述多个展向纤维交织，以限定编织纤维布置。
18.如权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述多个展向纤维的所述第一部分中的至少一个限定第一最小纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分中的至少一个限定小于所述第一最小纤维刚度的第二最小纤维刚度。
19.如权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述多个展向纤维的所述第一部分每个皆限定所述第一纤维刚度，并且其中所述多个展向纤维的所述第二部分每个皆限定小于所述第一纤维刚度的所述第二纤维刚度。
20.如权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中第一多个展向纤维布置在多个第一趾中，并且第二多个展向纤维布置在多个第二趾中，其中所述第一趾中的至少一个的第一纤维计数高于所述第二趾中的至少一个的第二纤维计数。
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