CN115539441A - 具有易碎尖端的复合翼型件 - Google Patents

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Abstract

提供了复合翼型件和用于形成复合翼型件的方法。例如，燃气涡轮发动机的复合翼型件包括相对的压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿跨度从根部径向延伸到尖端，尖端限定翼型件的相对径向末端。复合翼型件进一步包括本体区段和尖端区段，尖端区段包括尖端，本体区段和尖端区段各自沿跨度径向延伸。复合翼型件由复合材料形成，复合材料包括设置在基体材料中的纤维。尖端区段具有尖端纤维体积，并且本体区段具有大于尖端纤维体积的本体纤维体积。另一种复合翼型件包括施加在尖端上的尖端帽，尖端帽从第一端到第二端逐渐变细，使得尖端帽的压力侧壁和吸力侧壁中的每一个从第一厚度变窄到第二厚度。

Description

具有易碎尖端的复合翼型件
技术领域
本主题大体涉及复合部件。更具体地，本主题涉及具有易碎尖端的复合翼型件。
背景技术
飞行器燃气涡轮发动机在各种条件下操作，并且风扇叶片尖端可能在某些负载条件下与风扇壳体摩擦。例如，侧风、鸟类撞击或风扇叶片脱落(FBO)事件都可能导致叶片摩擦。通常，风扇壳体被设计成例如通过风扇壳体中的一段可磨耗材料、沟槽填充物等来适应叶片摩擦，以减轻复合风扇叶片的叶片摩擦影响。然而，加强风扇壳体和/或风扇叶片会增加风扇模块的重量和复杂性，这会增加风扇模块的成本并影响发动机性能，而例如在FBO事件期间不会避免转子不平衡。类似的缺点(例如，关于尖端摩擦和已知的壳体修改以减轻尖端摩擦的影响)也可以相对于飞行器燃气涡轮发动机以及其他燃气涡轮发动机内的其他翼型件实现。因此，期望具有用于减轻翼型件尖端摩擦的特征的用于燃气涡轮发动机的改进的复合翼型件。
发明内容
本发明的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，或者可以通过本发明的实践来了解。
在本主题的一个示例性实施例中，提供了一种燃气涡轮发动机的复合翼型件。复合翼型件包括相对的压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿跨度从根部径向延伸到尖端。根部限定翼型件的第一径向末端，并且尖端限定翼型件的第二径向末端。复合翼型件还包括沿跨度径向延伸的本体区段和沿跨度径向延伸的尖端区段。尖端区段包括尖端。复合翼型件由复合材料形成，复合材料包括设置在基体材料中的纤维。本体区段中的复合材料具有本体纤维体积，并且尖端区段中的复合材料具有尖端纤维体积。本体纤维体积大于尖端纤维体积。
在本主题的另一个示例性实施例中，提供了一种燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件包括复合翼型件，复合翼型件具有相对的压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧沿跨度从根部径向延伸到相对尖端。根部限定翼型件的第一径向末端，并且尖端限定翼型件的第二径向末端。翼型件还包括施加在尖端上的尖端帽。尖端帽包括压力侧壁和吸力侧壁。尖端帽从第一端到第二端逐渐变细，使得压力侧壁和吸力侧壁中的每一个从第一端处的第一厚度变窄到第二端处的第二厚度。复合翼型件由复合材料形成，复合材料包括设置在基体材料中的纤维。
在本主题的进一步示例性实施例中，提供了一种用于形成燃气涡轮发动机的复合翼型件的方法。该方法包括铺设复合翼型件的本体区段。铺设本体区段包括铺设复合材料的层，复合材料的每一层包括设置在基体材料中的纤维。该方法还包括铺设复合翼型件的尖端区段。铺设尖端区段包括铺设复合材料的层。对本体区段和尖端区段进行压热，以形成复合翼型件。复合翼型件沿跨度从根部径向延伸到尖端。尖端相对于根部限定翼型件的径向远端。本体区段的纤维体积大于尖端区段的纤维体积。
通过参考以下描述和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。结合到本说明书中并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
图1提供了根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意横截面视图。
图2提供了图1的燃气涡轮发动机的风扇叶片的侧立体图，该风扇叶片具有根据本主题的示例性实施例的复合翼型件。
图3A提供了根据本主题的示例性实施例的图2的复合翼型件的尖端区段的示意横截面视图。
图3B提供了根据本主题的示例性实施例的图2的复合翼型件的本体区段的示意横截面视图。
图3C提供了根据本主题的示例性实施例的图2的复合翼型件的过渡区段的示意横截面视图。
图4A提供了根据本主题的示例性实施例的图2的复合翼型件的尖端区段的复合层的示意横截面视图。
图4B提供了根据本主题的示例性实施例的图2的复合翼型件的本体区段的复合层的示意横截面视图。
图5A和5B提供了根据本主题的示例性实施例的分别沿线5A-5A和5B-5B截取的图2的复合翼型件的尖端的示意横截面视图。
图6和图7提供了示出根据本主题的示例性实施例的用于形成复合翼型件的方法的流程图。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已用于指代本发明的相似或类似部分。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“向前”和“向后”是指燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，向前是指更靠近发动机入口的位置，而向后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，而“下游”是指流体向其流动的方向。
除非本文另有说明，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接。
除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代。
如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言被应用于修饰可以允许变化而不会导致与其相关的基本功能发生改变的任何定量表示。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。近似语言可以指在单个值、值范围和/或限定值范围的端点中的任一个的±1％、±2％、±4％、±10％、±15％或±20％的裕度内。
在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有说明，否则此类范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以相互独立地组合。
通常，本主题提供具有易碎尖端的复合翼型件，例如具有低纤维体积尖端区段的复合翼型件和/或具有带锥形厚度壁的尖端帽的复合翼型件。更具体地，本主题提供具有本体区段和尖端区段的复合翼型件。在一个实施例中，本体区段中的纤维含量大于尖端区段中的纤维含量。附加地或替代地，本主题提供设置在复合翼型件的尖端上的尖端帽，尖端帽具有沿翼型件的压力侧延伸的第一壁和沿翼型件的吸力侧延伸的第二壁，其中第一壁和第二壁中的每一个都具有锥形厚度。第一壁和第二壁中的每一个的厚度可以朝向尖端逐渐变细，使得第一壁和第二壁的厚度在尖端处最小，或者远离尖端逐渐变细，使得第一壁和第二壁的厚度在尖端处最大。在示例性实施例中，复合风扇叶片具有低纤维体积尖端区段和/或锥形厚度尖端帽，其被构造为在某些负载条件下失效，例如，以避免风扇叶片和风扇壳体之间的摩擦，和/或避免在风扇叶片脱落(FBO)事件期间风扇的不平衡。
现在参考附图，其中相同的数字在所有附图中表示相同的元件，图1是根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意横截面视图。更具体地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡轮风扇喷气发动机10，本文称为“涡轮风扇发动机10”。如图1所示，涡轮风扇发动机10限定轴向方向A(平行于提供用于参考的纵向中心线12延伸)和径向方向R。通常，涡轮风扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所示的示例性核心涡轮发动机16通常包括基本上管状的外壳体18，其限定环形入口20。外壳体18以串行流动关系包围：压缩机区段，其包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧区段26；涡轮区段，其包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷射排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括风扇38，风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40通常沿径向方向R从盘42向外延伸。风扇叶片40和盘42可通过LP轴36一起绕纵向轴线12旋转。在一些实施例中，可以包括具有多个齿轮的动力齿轮箱，用于将LP轴36的旋转速度降低到更有效的旋转风扇速度。
仍然参考图1的示例性实施例，盘42被可旋转的前机舱48覆盖，前机舱48在空气动力学上成形为促进气流通过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳体或外机舱50，其周向围绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应当理解，机舱50可以被构造为通过多个周向间隔开的出口导向轮叶52相对于核心涡轮发动机16被支撑。此外，机舱50的下游区段54可以在核心涡轮发动机16的外部分上方延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。
在涡轮风扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58通过机舱50和/或风扇区段14的相关入口60进入涡轮风扇10。当一定体积的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所示的空气58的第一部分被引导或导向到旁通气流通道56中，而如箭头64所示的空气58的第二部分被引导或导向到LP压缩机22中。第一部分空气62和第二部分空气64之间的比率通常称为旁通比。然后，当第二部分空气64被导向通过高压(HP)压缩机24并进入燃烧区段26时，第二部分空气64的压力增加，在燃烧区段26中第二部分空气64与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被导向通过HP涡轮28，其中来自燃烧气体66的一部分热能和/或动能经由联接到外壳体18的HP涡轮定子轮叶68和联接到HP轴或线轴34的HP涡轮转子叶片70的顺序级提取，因此使HP轴或线轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后被导向通过LP涡轮30，其中经由联接到外壳体18的LP涡轮定子轮叶72和联接到LP轴或线轴36的LP涡轮转子叶片74的顺序级从燃烧气体66提取第二部分热能和动能，因此使LP轴或线轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被导向通过核心涡轮发动机16的喷射排气喷嘴区段32，以提供推进推力。同时，随着第一部分空气62在从涡轮风扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被导向通过旁通气流通道56，第一部分空气62的压力显著增加，也提供推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷射排气喷嘴区段32至少部分地限定热气路径78，用于导向燃烧气体66通过核心涡轮发动机16。
在一些实施例中，涡轮风扇发动机10的部件可以包括复合材料，例如具有高温能力的聚合物基复合(PMC)材料或陶瓷基复合(CMC)材料。复合材料通常包括嵌入基体材料(例如聚合物或陶瓷基体材料)中的纤维增强材料。增强材料用作复合材料的承载成分，而复合材料的基体用于将纤维粘合在一起，并用作将外部施加的应力传递和分布到纤维的介质。如本文所用，术语“复合”被理解为包括但不限于PMC、CMC和混合复合，例如PMC与金属的组合，或一种以上PMC的组合，或一种以上金属的组合。
PMC材料通常通过用树脂(预浸料)浸渍织物或单向带随后固化来制作。在浸渍之前，织物可以称为“干”织物并且通常包括两个或更多个纤维层(层片)的堆叠。纤维层可由多种材料形成，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
Figure BDA0003718769530000051
)纤维和金属纤维。纤维增强材料可以以相对短的短切纤维(通常长度小于2英寸，并且更优选地小于1英寸)或者长连续纤维的形式使用，后者通常用于生产编织织物或单向带。PMC材料可以通过将干纤维分散到模具中，然后在增强纤维周围流动基体材料，或通过使用预浸料来生产。例如，可以将多层预浸料堆叠到零件的适当厚度和取向，然后可以固化和固结树脂以提供纤维增强复合材料零件。用于PMC基体材料的树脂通常可分为热固性或热塑性。热塑性树脂通常归类为在加热时可以反复软化和流动而在充分冷却时由于物理变化而不是化学变化而硬化的聚合物。热塑性树脂的显著示例类别包括尼龙、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)。相反，一旦完全固化成坚硬的固体，热固性树脂在加热时不会发生明显的软化，而是在充分加热时会发生热分解。热固性树脂的显著示例包括环氧树脂、双马来酰亚胺(BMI)和聚酰亚胺树脂。因此，通常，PMC材料包括热固性或热塑性基体和增强材料，包括但不限于玻璃、石墨、芳族聚酰胺或任何长度、尺寸或取向的有机纤维，或这些增强材料的组合，并且进一步应理解为包括但不限于通过注塑、树脂传递模塑、预浸带叠层(手工或自动化)、拉挤成型、或用于制造增强聚合物基体复合结构的任何其他合适方法、或这些制造方法的组合来制造。
示例性CMC材料可包括碳化硅(SiC)、硅、二氧化硅、碳或氧化铝基体材料及其组合。陶瓷纤维可以嵌入基体中，例如氧化稳定的增强纤维，包括单丝(如蓝宝石和碳化硅(例如，德事隆(Textron)的SCS-6))，以及包括碳化硅的粗纱和纱线(例如，Nippon Carbon的
Figure BDA0003718769530000061
Ube Industries的
Figure BDA0003718769530000062
和道康宁(Dow Corning)的
Figure BDA0003718769530000063
)、硅酸铝(例如，3M的Nextel 440和480)和短切晶须和纤维(例如，3M的Nextel 440和
Figure BDA0003718769530000064
)，以及可选的陶瓷颗粒(例如，Si、Al、Zr、Y及其组合的氧化物)和无机填料(例如叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石)。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带，例如单向增强带。可以将多个带叠层在一起(例如，作为层片)以形成预制部件。纤维束可以在形成预制件之前或在形成预制件之后用浆料成分浸渍。然后预制件可以进行热处理(例如固化或烧尽)，以在预制件中产生高碳残留物，并且随后进行化学处理(例如用硅熔化渗透)，以得到由具有期望化学成分的CMC材料形成的部件。在其他实施例中，CMC材料可以形成为例如碳纤维布而不是带。
转向图2，将根据本主题的示例性实施例描述燃气涡轮发动机(例如发动机10)的复合部件。如图2的示例性实施例中所示，复合部件可以是风扇叶片40的复合翼型件100，但在其他实施例中，复合部件可以是另一种复合翼型件，例如入口导向轮叶(IGV)或出口导向轮叶(OGV)52或其他复合部件。图2所示的风扇叶片40包括复合翼型件100，复合翼型件100具有与凸形吸力侧104相对的凹形压力侧102。翼型件100的相对的压力侧102和吸力侧104沿跨度S从根部106径向延伸到风扇叶片40的径向最外部分处的尖端108。也就是说，根部106限定了翼型件100的第一径向末端，并且尖端108限定了翼型件100的第二径向末端。
此外，翼型件100的压力侧和102吸力侧104在前缘110和相对的后缘112之间轴向延伸。前缘110限定翼型件100的前端，并且后缘112限定翼型件100的后端。此外，压力侧102限定翼型件100的外压力表面114，并且吸力侧104限定翼型件100的外吸力表面116(图5A、5B)。此外，在所描绘的实施例中，前缘段118被施加在前缘110上或附接到前缘110，后缘段120被施加在后缘112上或附接到后缘112，并且尖端帽122被施加在尖端108上或附接到尖端108。前缘段118、后缘段120和尖端帽122中的每一个的一部分接触外压力表面114和外吸力表面116。前缘段118、后缘段120和尖端帽122均可以由金属形成，例如，段118可以是金属前缘段，段120可以是金属后缘段，并且帽122可以是金属尖端帽122。然而，也可以使用用于前缘段118和后缘段120以及尖端帽122的其他合适的材料。
保持图2，翼型件100具有沿跨度S径向延伸的本体区段124，以及沿跨度S径向延伸并包括翼型件100的尖端108的尖端区段126。在图2的示例性实施例中，翼型件100还包括设置在本体区段124和尖端区段126之间的过渡区段128，使得过渡区段128从本体区段124延伸到尖端区段126。在其他实施例中，可以省略过渡区段128。
将理解的是，复合翼型件100由复合材料形成。更具体地，如图3A和3B所示，复合翼型件100可以由包括设置在基体材料132中的纤维130的复合材料形成。本体区段124中的复合材料具有本体纤维体积，即，形成本体区段124的复合材料的纤维一起具有本文称为本体纤维体积的体积。类似地，尖端区段126中的复合材料具有尖端纤维体积，即，形成尖端区段126的复合材料的纤维一起具有本文称为尖端纤维体积的体积。本体纤维体积大于尖端纤维体积，如通过图3A和图3B的比较所示，图3A示出了尖端区段126的一部分，图3B示出了本体区段124的一部分。更具体地，本体区段124中的纤维的体积或密度大于尖端区段126中的纤维的体积或密度。这样，尖端区段126相对于本体区段124具有减少的纤维含量，并且翼型件100可以被描述为具有低纤维体积尖端。
尖端区段126的减少的纤维含量有利于例如当尖端区段126经历超过尖端断裂负载的负载时尖端区段126的破裂。例如，在复合翼型件100是燃气涡轮发动机风扇38的复合风扇叶片40的情况下，当大型鸟类摄入风扇38随后的和/或由风扇叶片脱落(FBO)事件之后的不平衡引起的尖端108摩擦风扇壳体50时，阈值尖端断裂负载可能被超过。翼型件100的易碎尖端区段126允许尖端区段126分解，并由此停止摩擦风扇壳体50。更具体地，纤维130在径向方向R上承受负载，并且用减少量的纤维来增强复合材料，减少的纤维尖端区段126中的负载承载能力降低，使得尖端区段126中的复合材料比翼型件100的其他部分更快或在更轻的负载下破裂。尖端区段126的分解可以减少或消除翼型件和另一个部件之间的高摩擦条件和/或不平衡条件。因此，尖端区段126可以被描述为熔融区，其控制翼型件100的一部分，该部分可以例如在来自异物的撞击期间由于在与熔融区相邻的翼型件区域之前失效而丢失或释放。与尖端区段126不同，较高纤维含量的本体区段124可以保持完整，这可以例如维持足够的翼型件形状以用于发动机10的持续操作和/或帮助防止转子不平衡。
此外，过渡区段128中的复合材料具有过渡纤维体积，即，形成过渡区段128的复合材料的纤维一起具有本文称为过渡纤维体积的体积。作为本体区段124和尖端区段126之间的过渡的过渡区段128与本体区段124相比具有减少的纤维体积，但与尖端区段126相比具有更大的纤维体积，如描绘了过渡区段128的一部分的图3C与图3A(尖端区段126)和图3B(本体区段124)之间的比较所示出的。也就是说，本体纤维体积大于过渡纤维体积，而过渡纤维体积大于尖端纤维体积。在一些实施例中，过渡区段128中的纤维可以分布成使得纤维的量从过渡区段128的与本体区段124相邻的第一段逐渐变细到与尖端区段126相邻的第二段。更具体地，过渡区段128可以具有渐变纤维含量，其在本体区段附近最大，并且沿径向方向R减小到尖端区段126附近的最小过渡区段纤维含量。如前所述，在一些实施例中，可以省略过渡区段128。在一些这样的实施例中，本体区段124和尖端区段126中的每一个中的纤维含量可以渐变，使得翼型件100中的纤维量从根部106附近的最大纤维含量逐渐减小到尖端108附近的最小纤维含量。
可以以不同方式实现减少的纤维含量。例如，复合材料可以包括多个预浸料层或预浸料层片134。每个预浸料层134包含设置在基体材料132中的多根纤维130，并且在本文所述的各种实施例中，尖端区段126中的复合材料具有比本体区段124中的复合材料更高的基体材料与纤维比。在一些实施例中，每个层134中的纤维130可以基本上沿相同的方向延伸，使得预浸料层134可以被称为单向预浸料。预浸料层134可以在复合翼型件100内定向以形成单向层压件，即整个翼型件100的纤维基本上沿相同的方向延伸。在其他实施例中，预浸料层134可以定向成使得纤维130在0/+45/-45/+90方向上延伸。更具体地，当铺设预浸料层134时，可以铺设单向预浸料层134，使得预浸料层134内的纤维130相对于参考轴线(例如，其中复合部件是风扇叶片40的复合翼型件100的风扇壳体50的轴向中心线)在0°取向、+45°取向、-45°取向和+90°取向之间交替。也可以使用纤维130的其他取向，例如，相对于参考轴线的0/90方向或相对于参考轴线的其他方向。此外，翼型件100可以形成有具有这种取向的纤维130，例如，以形成沿0/+45/-45/+90方向和沿0/90方向的单向层压件，即使其中形成翼型件100的复合材料不是复合预浸料材料。
如图4A和4B所示，在示例性实施例中，形成尖端区段126的预浸料层134每层可以具有比形成本体区段124的预浸料层134更少的纤维。因此，当尖端区段预浸料层134堆叠在一起以形成尖端区段126并且本体区段预浸料层134堆叠在一起以形成本体区段124时，尖端区段126具有比本体区段124更少的纤维，或更低的尖端纤维体积。类似地，过渡区段128可由预浸料层134形成，预浸料层134每层具有比形成本体区段124的预浸料层134更少的纤维，但具有比形成尖端区段126的预浸料层134更多的纤维。
作为另一个示例，附加基体材料132可以设置在形成尖端区段126的相邻层之间，这降低了作为尖端区段126的总材料含量的百分比的纤维含量。对于包括过渡区段128的实施例，附加基体材料132也可以设置在形成过渡区段128的层之间，以与本体区段124相比减少过渡区段128的纤维含量，其中在尖端区段层134之间设置更多的基体材料132，以进一步减少纤维含量。更具体地，在一些实施例中，相同的预浸料层134可用于形成本体区段124和尖端区段126，以及过渡区段128。然而，基体材料132可以插入尖端区段126的预浸料层134之间，而仅预浸料层134用于形成本体区段124。例如，复合材料可以是聚合物基体复合物(PMC)，并且基体材料132可以是树脂。树脂基体材料132的第一体积可以设置在形成尖端区段126的预浸料层134之间，从而与在其层134之间没有基体材料132的本体区段124相比，减少尖端区段126的纤维含量。例如，预浸料层134可以与树脂基体材料132层交替以形成尖端区段126；在一些实施例中，树脂132层可以注入或以其他方式插入相邻预浸料层134之间，使得树脂袋设置在复合预浸料层134之中。在包括过渡区段128的实施例中，可以在过渡区段128的预浸料层134之间插入树脂基体材料132的第二体积，以相对于本体区段124减少过渡区段128的纤维含量，但相对于尖端区段126保持更高的纤维含量。与树脂132的第一体积一样，树脂132的第二体积可以与复合预浸料层134交替以形成过渡区段128。将理解的是，树脂基体材料132的第一体积可以大于树脂基体材料132的第二体积，其中尖端区段126和过渡区段128的总体积相等。另外，第一体积和第二体积可以适合以确保纤维含量占总体积的百分比在尖端区段126中比在过渡区段128中更少。
如图2所示，尖端区段126可以弦向延伸，或沿翼型件100的弦长延伸，或在其他实施例中，尖端区段126可以沿翼型件100的弦长的任何部分延伸。此外，尖端区段126可以沿翼型件100的径向长度或跨度S或翼型件100的跨度S的任何部分分布。如径向远离根部106测量的，尖端区段126的示例性径向位置可包括但不限于从跨度S的约50％到跨度S的100％(即，从约跨度中间到尖端108)；从跨度S的约60％到跨度S的100％；从跨度S的约75％到跨度S的100％；从跨度S的约80％到跨度S的100％；以及从跨度S的约85％到跨度S的100％。如径向远离根部106测量的，过渡区段128的示例性径向位置可包括但不限于从跨度S的约40％到尖端区段126；从跨度S的约50％到尖端区段126；从跨度S的约60％到尖端区段126；以及从跨度S的约75％到尖端区段126。
如前所述，前缘段118可以施加在前缘110上，包括尖端区段126中的前缘110的至少一部分上。前缘段118可以包括第一分离特征136，使得前缘段118被构造为在尖端断裂负载下断裂。类似地，后缘段120可以沿尖端区段126中的后缘112的至少一部分施加在后缘112上。后缘段120可以包括第二分离特征138，使得后缘段120被构造为在尖端断裂负载下断裂。此外，尖端帽122可以施加在尖端108的全部或一部分上。尖端帽122可以包括第三分离特征140，使得尖端帽122被构造为在尖端断裂负载下断裂。因此，前缘段118、后缘段120和尖端帽122中的每一个可以被构造为在等于或高于尖端断裂负载的负载下破裂或分解，使得前缘段118、后缘段120和/或尖端帽122不妨碍尖端区段126的破裂或分解。也就是说，即使前缘段118、后缘段120和尖端帽122可以由与尖端区段126不同的材料形成(例如，金属段118、120和金属帽122可以施加在复合尖端区段126上)、段118、120和帽122可以像尖端区段126一样是易碎的，至少沿相应段118、120和帽122的在尖端区段126上延伸的部分是易碎的。
在一些实施例中，分离特征136、138、140可以是沿相应段118、120或帽122限定的槽、凹口等或其组合。例如，在示例性实施例中，第一分离特征136是沿前缘段118限定的多个槽。在相同的示例性实施例或不同的示例性实施例中，第二分离特征138是沿后缘段120限定的多个凹口。在示例性实施例中，第三分离特征140是沿尖端帽122限定的多个槽和多个凹口。在使用特征的组合(例如，槽和凹口的组合)的实施例中，各个特征可以组合在一起，彼此交替，或以任何其他适当的方式沿段118、120或帽122分布。
现在转向图5A和5B，在示例性实施例中，易碎尖端区段126也可以形成有锥形厚度尖端帽122。更具体地，示例性尖端帽122包括压力侧壁142和吸力侧壁144。压力侧壁142在其尖端108处沿复合翼型件100的压力侧102延伸，并且吸力侧壁144在其尖端108处沿复合翼型件100的吸力侧104延伸。压力侧壁142和吸力侧壁144各自从设置在尖端108处的远端146径向延伸到近端148，近端148沿径向方向R朝向根部106(即，近端148比远端146更靠近根部106)与远端146间隔开。
如图5A和5B所示，尖端帽122从第一端到第二端逐渐变细，使得压力侧壁142和吸力侧壁144中的每一个从第一端处的第一厚度tl变窄到第二端处的第二厚度t2，即第一厚度t1多于或大于第二厚度t2，使得每个壁142、144在第一端处比在第二端处更厚。在一些实施例中，例如图5A所示，第一端是近端148并且第二端是远端146，使得尖端帽122从近端148到远端146逐渐变细，并且在近端148(更靠近根部106)处比在远端146处(在尖端108处)更厚。在其他实施例中，例如图5B中所示，第一端是远端146并且第二端是近端148，使得尖端帽122从远端146到近端148逐渐变细，并且在远端146处(在尖端108处)比在近端148(更靠近根部106)处更厚。
将理解的是，锥形厚度尖端帽122可以与低纤维含量尖端区段126一起使用或分开使用。例如，在一些实施例中，第三分离特征140是包括锥形厚度压力侧壁142和锥形厚度吸力侧壁144的锥形厚度尖端帽122。在其他实施例中，锥形厚度尖端帽122可以施加在不具有减少的纤维含量的翼型件尖端上，例如，锥形厚度尖端帽122可以施加到从翼型件根部到翼型件尖端具有基本同质的纤维含量的复合翼型件。此外，无论是否与纤维含量减少的尖端区段126一起使用，在一些实施例中，锥形厚度尖端帽122还可以包括槽、凹口等或其组合，以促进尖端帽122在达到或超过尖端108上的阈值负载的事件中(例如在异物撞击、由于风扇叶片脱落而导致的尖端摩擦等期间)的破裂或分解。
现在参考图6，提供了示出形成燃气涡轮发动机的复合部件(例如具有易碎尖端部分的复合翼型件100)的示例性方法600的流程图。如图6的602和604处所示，方法600包括铺设复合翼型件100的本体区段124和铺设复合翼型件100的尖端区段126。在示例性实施例中，铺设本体区段124包括铺设复合材料的层或层片，每一层包括设置在基体材料132中的增强纤维130。此外，在一些实施例中，铺设尖端区段126包括交替复合层与基体材料132层，与本体区段124相比，这降低了尖端区段126的纤维含量(例如，作为总体积的百分比或作为纤维与基体材料的比)。在其他实施例中，铺设尖端区段126包括铺设复合层或层片，该复合层或层片具有比铺设以形成本体区段124的复合层或层片更低的纤维含量(例如，更少的纤维)。此外，形成尖端区段126的层(包括在包括插入形成尖端区段126的复合层之间的基体材料132的实施例中的复合层和基体材料132层)可以铺设在本体区段124上，或形成本体区段124的复合层可以铺设在尖端区段126上。将理解的是，复合翼型件叠层(包括本体区段124叠层和尖端区段126叠层)可以支撑在适当的工具上。
如本文所述，在一些实施例中，增强纤维130可以形成为浸渍有基体材料132的单向带，并且可以将浸渍基体的带切割成被称为复合预浸料层或层片134的件。因此，铺设以形成本体区段124和/或尖端区段126的复合层可以是复合预浸料层134。在一个示例性实施例中，例如尖端区段126中的复合预浸料层134可以铺设为使得预浸料层134在0/+45/-45/+90方向(相对于参考方向，例如其中复合部件是风扇叶片40的复合翼型件100的风扇壳体50的中心线轴线)上定向。
此外，如本文所述，对于PMC材料，增强纤维130可以是碳、玻璃、芳族聚酰胺和/或金属纤维，并且基体材料132可以是树脂，诸如热塑性或热固性树脂。当然，这样的纤维130和基体材料132仅作为可用于形成复合翼型件100的纤维130和基体132的非限制性示例提供。也可以使用其他合适的纤维130和/或基体132。
如图6中606处所示，在一些实施例中，方法60还包括铺设复合翼型件100的过渡区段128，但在其他实施例中，省略了过渡区段128。如本文所述，铺设过渡区段128可以包括交替复合层与基体材料132层，与本体区段124相比，这降低了过渡区段128的纤维含量(例如，作为总体积的百分比或作为纤维与基体材料的比)。在这样的实施例中，甚至更多的基体材料132可以插入尖端区段126中的复合层之间，以与过渡区段128相比降低尖端区段126的纤维含量。在其他实施例中，铺设过渡区段128包括铺设复合层或层片，该复合层或层片具有比铺设以形成本体区段124的复合层或层片更低的纤维含量(例如，更少的纤维)，但具有比铺设以形成尖端区段126的复合层或层片更高的纤维含量(例如，更多的纤维)。此外，取决于特定翼型件叠层的叠层顺序(即，首先铺设本体区段124还是尖端区段126)，过渡区段128可以铺设在本体区段124或尖端区段126上，使得过渡区段128设置在本体区段124和尖端区段126之间。
参考图6中的608，方法600还包括对本体区段124叠层和尖端区段126叠层，以及在一些实施例中对过渡区段128叠层进行热处理和/或化学处理，以形成复合翼型件100。例如，处理翼型件叠层可包括对本体区段124和尖端区段126进行压热，以形成复合翼型件100。也就是说，复合翼型件叠层可以例如在压热器中的升高的温度和压力下被减体积和固结，以将多个层粘合或层压在一起，包括将本体区段124的层层压到尖端区段126的层。在一些实施例中，复合翼型件可在压热处理之后进行进一步处理，例如致密化和精加工处理。对于CMC翼型件100，复合翼型件叠层可被减体积，并且如果合适的话，在经受升高的压力和温度时固化以产生固化预制件，例如，叠层或预制件可在压热器中固化以形成压热本体。在示例性实施例中，压热本体然后在真空或惰性气氛中加热(烧制)，以分解粘合剂、去除溶剂并将前体转化为期望的陶瓷基体材料。由于粘合剂的分解，预制件的结果是多孔CMC烧制本体，它可以进行致密化(例如熔化渗透(MI))，以填充孔隙并产生相应的CMC部件。在一些实施例中，包括本体区段124和尖端区段126以及过渡区段128的翼型件叠层的热处理和/或化学处理的具体处理技术和参数将取决于材料的特定成分。作为示例，可以使用用于固化复合层片以及用于使CMC部件致密化的其他已知方法或技术。
此外，如图6中610处所示，方法600可以包括将一个或多个保护元件(例如前缘段118、后缘段120和尖端帽122)施加或附接到翼型件100。也就是说，前缘段118、后缘段120和尖端帽122可以单独地(即，没有另一个段或帽)或以任何组合(例如，前缘段118和后缘段120两者而没有尖端帽122，或前缘段118、后缘段120和尖端帽122中的全部)设置在翼型件100上。如本文所述，前缘段118可以沿前缘段118的覆盖尖端区段126的一部分结合第一分离特征，并且后缘段120可以沿后缘段120的覆盖尖端区段126的一部分结合第二分离特征。类似地，尖端帽122可以结合第三分离特征。第一、第二和第三分离特征可以是当经受等于或高于尖端断裂负载的负载时，有助于相应段118、120或尖端帽122的破裂的槽、凹口等，使得段118、120和尖端帽122在某些负载条件下不阻碍尖端区段126的分解。此外，在一些实施例中，尖端帽122可以包括锥形厚度壁142、144，当经受等于或高于尖端断裂负载的负载时，锥形厚度壁142、144可以促进尖端帽122的破裂。
现在转向图7，提供了示出形成燃气涡轮发动机的复合部件(例如具有易碎尖端部分的复合翼型件100)的示例性方法700的流程图。如图7的702处所示，方法700包括铺设复合材料以形成翼型件叠层。在示例性实施例中，铺设复合材料包括铺设复合材料的层或层片，每一层包括设置在基体材料132中的增强纤维130。如本文所述，在一些实施例中，增强纤维130可以形成为浸渍有基体材料132的单向带，并且可以将浸渍基体的带切割成称为复合预浸料层或层片134的件。因此，铺设以形成翼型件预制件的复合材料可以是复合预浸料层134。此外，在复合材料是PMC材料的情况下，增强纤维130可以是碳、玻璃、芳族聚酰胺和/或金属纤维，而基体材料132可以是树脂，例如热塑性或热固性树脂。当然，这样的纤维130和基体材料132仅作为可用于形成复合翼型件100的纤维130和基体132的非限制性示例提供。也可以使用其他合适的纤维130和/或基体132。
参考图7中的704，方法700包括对翼型件叠层进行热处理和/或化学处理，以形成复合翼型件100。例如，处理翼型件叠层可包括对翼型件叠层进行压热，即复合翼型件叠层可以例如在压热器中的升高的温度和压力下被减体积和固结。在一些实施例中，复合翼型件可以在压热处理之后进行进一步处理，例如致密化和精加工处理。如本文所述，对于CMC翼型件100，复合翼型件叠层可被减体积，并且如果合适的话，在经受升高的压力和温度时固化以产生固化预制件，例如，叠层或预制件可在压热器中固化以形成压热本体。在示例性实施例中，压热本体然后在真空或惰性气氛中加热(烧制)，以分解粘合剂、去除溶剂并将前体转化为期望的陶瓷基体材料。由于粘合剂的分解，预制件的结果是多孔CMC烧制本体，它可以进行致密化(例如熔化渗透(MI))，以填充孔隙并产生相应的CMC部件。翼型件叠层的热处理和/或化学处理的具体处理技术和参数将取决于材料的特定成分。作为示例，可以使用用于固化复合层片以及用于使CMC部件致密化的其他已知方法或技术。
此外，如图7中706处所示，方法700可包括将锥形厚度尖端帽122施加或附接到复合翼型件100。如本文所述，锥形厚度尖端帽122包括压力侧壁142和吸力侧壁144，它们各自从第一端到第二端逐渐变细。在一些实施例中，第一端是尖端帽122的近端148，并且第二端是尖端帽122的远端146，使得壁142、144从近端148(更靠近根部106)处的第一较大厚度t1变窄到远端146处(设置在尖端108处)的第二较小厚度t2。在其他实施例中，第一端是远端146并且第二端是近端148，使得壁142、144从远端146处(设置在尖端108处)的第一较大厚度t1变窄到近端148(更靠近根部106)处的第二较小厚度t2。当经受等于或高于本文所述的尖端断裂负载的负载时，锥形厚度尖端帽122有利于尖端帽122的破裂。
如图7中708处所示，方法700还可以包括将另一个保护元件(例如前缘段118和/或后缘段120)施加或附接到复合翼型件100。也就是说，前缘段118和后缘段120可以单独地(即，没有其他段118、120)或一起(即，前缘段118和后缘段120两者)与尖端帽122设置在翼型件100上。如本文所述，前缘段118可以例如在翼型件尖端108附近结合第一分离特征，并且后缘段120可以例如在翼型件尖端108附近结合第二分离特征。类似地，尖端帽122可以结合第三分离特征。第一、第二和第三分离特征可以是当经受等于或高于尖端断裂负载的负载时，有利于相应段118、120或尖端帽122的破裂的槽、凹口等。
因此，如本文所述，本主题提供复合翼型件(例如燃气涡轮发动机风扇叶片)，其具有减少的体积纤维含量和/或在复合翼型件的尖端处具有锥形壁以产生易碎尖端的帽。本主题还提供了用于形成易碎尖端翼型件的方法。这种易碎尖端翼型件可有助于减少非静止翼型件和静止部件之间的摩擦。例如，对于具有易碎尖端的风扇叶片，可以减少风扇叶片与可磨耗风扇壳体和/或风扇叶片与沟槽填充物之间的摩擦。易碎尖端翼型件可具有平衡设计，例如，易碎尖端区域可以被构造为一旦尖端区域上的负载达到或超过阈值时就失效。例如，具有低纤维体积尖端和/或锥形厚度尖端帽的风扇叶片可以设计成使得尖端在轻微摩擦条件或事件(例如，侧风或中等植绒鸟类撞击)中不会失效，但在较高摩擦条件或事件(例如，风扇叶片脱落(FBO)或大型鸟类摄入)中会失效。因此，本主题可以减少例如在FBO中的风扇不平衡，从而减少FBO事件下的负载。此外，通过减少翼型件和相邻部件之间的摩擦，可以减少或消除旨在减轻翼型件摩擦影响的当前设备。例如，如本文所述的具有低纤维体积尖端和/或锥形厚度尖端帽的风扇叶片可以减少或完全消除某些燃气涡轮发动机的风扇壳体上的当前沟槽填充物系统的厚度。通过减少或消除设备(诸如沟槽填充物系统和/或用于最小化翼型件或叶片摩擦的影响的其他装置)，翼型件模块(例如，风扇模块)的总重量和成本可以显著降低。减轻模块的重量可以带来性能益处。此外，如本文所述，可以在不损害翼型件的强度和耐用性的情况下实现具有易碎尖端的翼型件，例如，如本文所述形成的易碎尖端风扇叶片可具有与带非易碎尖端的风扇叶片相当的强度和耐用性。本文所述主题的其他优点也可以由本领域普通技术人员实现。
本发明的进一步方面由以下条项的主题提供：
1.一种燃气涡轮发动机的复合翼型件，包括：相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿跨度从根部径向延伸到尖端，所述根部限定所述翼型件的第一径向末端，并且所述尖端限定所述翼型件的第二径向末端；本体区段，所述本体区段沿所述跨度径向延伸；以及尖端区段，所述尖端区段沿所述跨度径向延伸，所述尖端区段包括所述尖端，其中所述复合翼型件由包含设置在基体材料中的纤维的复合材料形成，所述本体区段中的所述复合材料具有本体纤维体积，并且所述尖端区段中的所述复合材料具有尖端纤维体积，并且其中所述本体纤维体积大于所述尖端纤维体积。
2.根据任何前述条项所述的复合翼型件，进一步包括：过渡区段，所述过渡区段设置在所述本体区段和所述尖端区段之间，使得所述过渡区段从所述本体区段延伸到所述尖端区段，所述过渡区段中的所述复合材料具有过渡纤维体积，其中所述本体纤维体积大于所述过渡纤维体积，并且其中所述过渡纤维体积大于所述尖端纤维体积。
3.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述复合材料包括多个预浸料层，其中所述基体材料是树脂，其中所述尖端区段包括设置在相邻预浸料层之间的第一体积的树脂，其中所述过渡区段包括设置在相邻预浸料层之间的第二体积的树脂，并且其中所述第一体积大于所述第二体积。
4.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，径向远离所述根部测量的所述尖端被限定在所述跨度的100％处，其中所述过渡区段从所述跨度的约50％延伸到所述尖端区段，并且其中所述尖端区段从所述跨度的约80％延伸到所述跨度的100％。
5.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，径向远离所述根部测量的所述尖端被限定在所述跨度的100％处，并且其中所述尖端区段从所述跨度的约50％延伸到所述跨度的100％。
6.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述复合材料包括单向纤维预浸料，并且其中所述尖端区段中的所述复合材料具有比所述本体区段中的所述复合材料更高的基体材料与纤维的比。
7.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述复合材料是陶瓷基复合物。
8.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述复合材料包括多个预浸料层，其中所述基体材料是树脂，并且其中所述尖端区段包括设置在相邻预浸料层之间的一定体积树脂。
9.根据任何前述条项所述的复合翼型件，进一步包括：相对的前缘和后缘，所述前缘和所述后缘沿所述跨度径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间轴向延伸；以及金属前缘段，所述金属前缘段沿所述尖端区段中的所述前缘的至少一部分施加在所述前缘上，其中所述前缘段包括第一分离特征，使得所述前缘段被构造为在所述尖端断裂负载下断裂。
10.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述第一分离特征是沿所述前缘段限定的多个槽。
11.根据任何前述条项所述的复合翼型件，进一步包括：相对的前缘和后缘，所述前缘和所述后缘沿所述跨度径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间轴向延伸；以及金属后缘段，所述金属后缘段沿所述尖端区段中的所述后缘的至少一部分施加在所述后缘上，其中所述后缘段包括第二分离特征，使得所述后缘段被构造为在所述尖端断裂负载下断裂。
12.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述第二分离特征是沿所述后缘段限定的多个凹口。
13.根据任何前述条项所述的复合翼型件，进一步包括：金属尖端帽，所述金属尖端帽施加在所述尖端上，其中所述尖端帽包括第三分离特征，使得所述尖端帽被构造为在所述尖端断裂负载下断裂。
14.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述第三分离特征是锥形厚度压力侧壁和锥形厚度吸力侧壁，所述尖端帽的所述压力侧壁在所述尖端处沿所述复合翼型件的所述压力侧延伸，所述尖端帽的所述吸力侧壁在所述尖端处沿所述复合翼型件的所述吸力侧延伸。
15.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述复合翼型件是复合风扇叶片。
16.一种燃气涡轮发动机的翼型件，包括：复合翼型件，所述复合翼型件包括相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿跨度从根部径向延伸到相对尖端，所述根部限定所述翼型件的第一径向末端，并且所述尖端限定所述翼型件的第二径向末端；以及尖端帽，所述尖端帽施加在所述尖端上，所述尖端帽包括压力侧壁和吸力侧壁，所述尖端帽从第一端到第二端逐渐变细，使得所述压力侧壁和所述吸力侧壁中的每一个从所述第一端处的第一厚度变窄到所述第二端处的第二厚度，其中所述复合翼型件由复合材料形成，所述复合材料包括设置在基体材料中的纤维。
17.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述第二端设置在所述尖端处，使得所述第一端比所述第二端更靠近所述根部。
18.根据任何前述条项所述的复合翼型件，其中，所述第一端设置在所述尖端处，使得所述第二端比所述第一端更靠近所述根部。
19.根据任何前述条项所述的复合翼型件，进一步包括：本体区段，所述本体区段沿所述跨度径向延伸；以及尖端区段，所述尖端区段沿所述跨度径向延伸，所述尖端区段包括所述尖端，其中，所述本体区段中的所述复合材料具有本体纤维体积，并且所述尖端区段中的所述复合材料具有尖端纤维体积，并且其中所述本体纤维体积大于所述尖端纤维体积。
20.一种用于形成燃气涡轮发动机的复合翼型件的方法，所述方法包括：铺设所述复合翼型件的本体区段，其中铺设所述本体区段包括铺设复合材料的层，所述复合材料的每一层包括设置在基体材料中的纤维；铺设所述复合翼型件的尖端区段，其中铺设所述尖端区段包括铺设所述复合材料的层；以及对所述本体区段和所述尖端区段进行压热，以形成所述复合翼型件，其中所述复合翼型件沿跨度从根部径向延伸到尖端，所述尖端相对于所述根部限定所述翼型件的径向远端，并且其中所述本体区段的纤维体积大于所述尖端区段的纤维体积。
21.一种用于形成燃气涡轮发动机的复合翼型件的方法，所述方法包括：铺设所述复合翼型件的本体区段，其中铺设所述本体区段包括铺设复合材料的层，所述复合材料的每一层包括设置在基体材料中的纤维；铺设所述复合翼型件的尖端区段，其中铺设所述尖端区段包括铺设所述复合材料的层；以及处理所述本体区段和所述尖端区段，以形成所述复合翼型件，其中所述复合翼型件沿跨度从根部径向延伸到尖端，所述尖端相对于所述根部限定所述翼型件的径向远端，并且其中所述本体区段的纤维体积大于所述尖端区段的纤维体积。
22.根据任何前述条项所述的方法，其中，处理所述本体区段和所述尖端区段包括对所述本体区段和所述尖端区段进行压热。
23.根据任何前述条项所述的方法，其中对所述本体区段和所述尖端区段进行压热包括在压热器中的升高的温度和压力下对形成所述本体区段和所述尖端区段的所述复合材料的所述层进行减体积和固结。
24.根据任何前述条项所述的方法，其中，处理所述复合翼型件包括在对所述本体区段和所述尖端区段进行压热之后对所述复合翼型件进行烧制和致密化。
25.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括将锥形厚度尖端帽施加或附接到所述复合翼型件。
26.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述锥形厚度尖端帽包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁各自从第一端到第二端逐渐变细。
27.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述第一端是所述尖端帽的近端，并且所述第二端是所述尖端帽的远端，使得所述压力侧壁和所述吸力侧壁各自从所述近端处的第一较大厚度变窄到所述远端处的第二较小厚度。
28.根据任何前述条项所述的方法，其中所述第一端是所述远端，并且所述第二端是所述近端，使得所述压力侧壁和所述吸力侧壁各自从所述远端处的第一较大厚度变窄到所述近端处的第二较小厚度。
29.根据任何前述条项所述的方法，进一步包括将保护元件施加或附接到所述复合翼型件。
30.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述保护元件是设置在所述复合翼型件的前缘上的前缘段。
31.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述保护元件是设置在所述复合翼型件的后缘上的后缘段。
32.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述保护元件在所述复合翼型件的所述尖端附近结合分离特征。
33.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述分离特征是多个槽。
34.根据任何前述条项所述的方法，其中，所述分离特征是多个凹口。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何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以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求书限定并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机的复合翼型件，其特征在于，包括：
相对的压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧沿跨度从根部径向延伸到尖端，所述根部限定所述翼型件的第一径向末端，并且所述尖端限定所述翼型件的第二径向末端；
本体区段，所述本体区段沿所述跨度径向延伸；以及
尖端区段，所述尖端区段沿所述跨度径向延伸，所述尖端区段包括所述尖端，
其中所述复合翼型件由包含设置在基体材料中的纤维的复合材料形成，所述本体区段中的所述复合材料具有本体纤维体积，并且所述尖端区段中的所述复合材料具有尖端纤维体积，并且
其中所述本体纤维体积大于所述尖端纤维体积。
2.根据权利要求1所述的复合翼型件，其特征在于，进一步包括：
过渡区段，所述过渡区段设置在所述本体区段和所述尖端区段之间，使得所述过渡区段从所述本体区段延伸到所述尖端区段，所述过渡区段中的所述复合材料具有过渡纤维体积，
其中所述本体纤维体积大于所述过渡纤维体积，并且
其中所述过渡纤维体积大于所述尖端纤维体积。
3.根据权利要求2所述的复合翼型件，其特征在于，其中，所述复合材料包括多个预浸料层，其中所述基体材料是树脂，其中所述尖端区段包括设置在相邻预浸料层之间的第一体积的树脂，其中所述过渡区段包括设置在相邻预浸料层之间的第二体积的树脂，并且其中所述第一体积大于所述第二体积。
4.根据权利要求2所述的复合翼型件，其特征在于，其中，径向远离所述根部测量的所述尖端被限定在所述跨度的100％处，其中所述过渡区段从所述跨度的约50％延伸到所述尖端区段，并且其中所述尖端区段从所述跨度的约80％延伸到所述跨度的100％。
5.根据权利要求1所述的复合翼型件，其特征在于，其中，径向远离所述根部测量的所述尖端被限定在所述跨度的100％处，并且其中所述尖端区段从所述跨度的约50％延伸到所述跨度的100％。
6.根据权利要求1所述的复合翼型件，其特征在于，其中，所述复合材料包括单向纤维预浸料，并且其中所述尖端区段中的所述复合材料具有比所述本体区段中的所述复合材料更高的基体材料与纤维的比。
7.根据权利要求6所述的复合翼型件，其特征在于，其中，所述复合材料是陶瓷基复合物。
8.根据权利要求1所述的复合翼型件，其特征在于，其中，所述复合材料包括多个预浸料层，其中所述基体材料是树脂，并且其中所述尖端区段包括设置在相邻预浸料层之间的一定体积的树脂。
9.根据权利要求1所述的复合翼型件，其特征在于，进一步包括：
相对的前缘和后缘，所述前缘和所述后缘沿所述跨度径向延伸，所述压力侧和所述吸力侧在所述前缘和所述后缘之间轴向延伸；以及
金属前缘段，所述金属前缘段沿所述尖端区段中的所述前缘的至少一部分施加在所述前缘上，
其中所述前缘段包括第一分离特征，使得所述前缘段被构造为在所述尖端断裂负载下断裂。
10.根据权利要求9所述的复合翼型件，其特征在于，其中，所述第一分离特征是沿所述前缘段限定的多个槽。
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