易碎翼型件的制作方法

1.本主题大体上涉及翼型件，并且更具体地，涉及用于燃气涡轮发动机的易碎翼型件，该易碎翼型件包括多个内含物填充的(inclusion-filled)空腔。


背景技术：

2.飞行器发动机中使用的翼型件，例如燃气涡轮发动机的风扇叶片，可能容易受到极端负载事件的影响。例如，风扇叶片可能会撞击被吸入发动机的鸟类，或者可能会发生叶片脱落的情况，其中一个风扇叶片会从转子盘上脱落。如果影响足够大，风扇叶片可能会在向下游行进通过发动机之前分裂成一个或多个碎片。
3.燃气涡轮发动机，例如涡轮风扇，通常包括围绕包括风扇叶片的风扇组件的风扇壳体。风扇壳体通常被配置成承受风扇叶片由于不利的发动机条件导致的故障模式的冲击，例如外来物体损坏、由于过度或极端不平衡或风扇转子振荡导致的硬摩擦，或风扇叶片释放。然而，这种翼型件配置通常会增加风扇壳体的重量，从而增加发动机和飞行器的重量并降低性能和效率。
4.风扇壳体可包括易碎结构，例如蜂窝或沟槽填充材料，其配置成减轻传递到和通过风扇壳体的负载。然而，对风扇壳体的修改可能无法解决与一个或多个翼型件(例如风扇叶片)变形或释放后风扇转子不平衡相关的问题。
5.因此，本领域将欢迎更轻、更具成本效益且更容易控制的易碎翼型件。
附图说明
6.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公开的完整且使能的公开，包括其最佳模式，其中：
7.图1示出了根据本主题的方面的可在飞行器内使用的燃气涡轮发动机的一个实施例的横截面视图，特别地示出了配置为高旁通涡轮风扇喷气发动机的燃气涡轮发动机；
8.图2示出了根据本主题的方面的图1的风扇区段的横截面视图，特别地示出了风扇区段的扇叶叶片；
9.图3示出了根据本主题的方面的图1和2的风扇区段的风扇叶片，特别地示出了至少一个易碎翼型件部分和残余翼型件部分；
10.图4示出了根据本主题的方面的翼型件的一个实施例，特别地示出了被分成水平区域的翼型件，其中每个区域包括具有不同材料的多个空腔；
11.图5示出了根据本主题的方面的翼型件的另一个实施例，特别地示出了被分成多个区域的翼型件，沿着外跨度、前缘和后缘具有多个空腔；
12.图6示出了根据本主题的方面的翼型件的另一个实施例，特别地示出了被分成多个对角区域的翼型件；以及
13.图7示出了根据本主题的方面的翼型件的另一个实施例，特别地示出了被分成多个离散区域的翼型件，特别是沿着外跨度、前缘和后缘的周围。
14.在本说明书和附图中重复使用参考字符旨在表示本公开的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
15.现在将详细参考本公开的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。每个示例都是通过解释本公开而不是限制本公开的方式提供的。事实上，对于本领域的技术人员来说显而易见的是，在不脱离本公开的范围或精神的情况下，可以对本公开进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用以产生又一实施例。因此，本公开旨在涵盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变化。
16.如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以将一个部件与另一个部件区分开来，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
17.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，“下游”是指流体向其流动的方向。
18.除非本文另有规定，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部件或特征的间接联接、固定或附接。
19.术语“连通”、“连通的”等指代直接连通以及诸如通过存储器系统或另一个中间系统的间接连通。
20.大体上提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件可限定在根部和尖端之间延伸的跨度，翼型件进一步限定在沿着跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦。此外，翼型件可包括至少一个易碎翼型件部分、与至少一个易碎翼型件部分相邻的残余翼型件部分，以及一个或多个区域。一个或多个区域可包括多个空腔，其中多个空腔中的至少一个或多个空腔包括内含物，内含物具有一种或多种材料。
21.本文大体上描述的实施例使翼型件能够在翼型件的期望跨度处变形或脱离，以减轻向周围壳体的载荷传递。本文大体上提供的实施例还使翼型件能够变形或脱离，使得在故障事件(例如翼型件释放、外来物体损坏(例如鸟类撞击、结冰等)，或轴承组件的润滑剂或阻尼器损失)之后，风扇转子的过度或极端不平衡可减少，如下文更深入地描述的。
22.现在参考附图，图1示出了根据本主题的方面的可在飞行器内使用的燃气涡轮发动机10的一个实施例的横截面视图。更具体地，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被示为具有沿着轴向方向a延伸穿过其中的纵向或中心轴线12，以供参考。燃气涡轮发动机10还限定了从中心轴线12延伸的径向方向r。虽然示出了示例性涡轮风扇实施例，但预期本公开同样可适用于一般的涡轮机，例如开式转子、涡轮轴、涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机配置，包括船用和工业用涡轮发动机以及辅助动力装置。
23.通常，燃气涡轮发动机10包括核心燃气涡轮发动机14(大体指示的)和定位在其上游的风扇区段16。核心燃气涡轮发动机14通常包括外壳体18，外壳体18基本上是管状的并限定环形入口20。此外，外壳体18还可以包围并支撑低压(lp)压缩机22，用于将进入核心燃气涡轮发动机14的空气的压力增加到第一压力水平。多级、轴流式高压(hp)压缩机24然后可以从lp压缩机22接收加压空气并进一步增加这种空气的压力。离开hp压缩机24的加压空
气然后可以流向燃烧器26，在该燃烧器26内燃料被喷射到加压空气流中，所得到的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物60从燃烧器26沿着燃气涡轮发动机10的热气路径被引导到高压(hp)涡轮28用于经由高压(hp)轴30或线轴驱动hp压缩机24，然后被引导到低压(lp)涡轮32用于经由通常与hp轴30同轴的低压(lp)驱动轴34或线轴驱动lp压缩机22和风扇区段16。在驱动涡轮28和32中的每一个之后，高能燃烧产物60可以经由排气喷嘴36从核心燃气涡轮发动机14排出，以提供推进射流推力。
24.此外，如图1和2所示，燃气涡轮发动机10的风扇区段16通常包括可旋转的轴流式风扇转子38，该风扇转子38配置成被环形风扇壳体40包围。在特定实施例中，lp轴34可直接连接到轴流式风扇转子38或风扇转子盘39，例如在直接驱动配置中。在替代配置中，lp轴34可以经由减速装置37(例如间接驱动或齿轮驱动配置中的减速齿轮箱)连接到风扇转子38。根据需要或需求，此类减速装置可包括在燃气涡轮发动机10内的任何合适的轴/线轴之间。
25.本领域的普通技术人员应当理解，环形风扇壳体40可配置成由多个基本上径向延伸、周向间隔开的出口导向轮叶42相对于核心燃气涡轮发动机14被支撑。因此，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)。此外，风扇壳体40的下游区段46可在核心燃气涡轮发动机14的外部分上方延伸，以限定提供附加推进射流推力的辅助或旁通气流管道48。
26.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。然后气流50穿过风扇叶片44并分成移动通过旁通气流管道48的第一压缩气流54(由如此标记的箭头指示)和进入lp压缩机22的第二压缩气流(由箭头56指示)。第二压缩气流56的压力然后增加并进入hp压缩机24(如箭头58所指示的)。在与燃料混合并在燃烧器26内燃烧后，高能燃烧产物60离开燃烧器26并流过hp涡轮28。此后，高能燃烧产物60流过lp涡轮32并离开排气喷嘴36以为燃气涡轮发动机10提供推力。
27.参考图2和3，在一个或多个风扇叶片44的上下文中提供了示例性翼型件62实施例。虽然所示翼型件62被示为风扇叶片44的一部分，但应当理解，以下对翼型件62的讨论同样可以应用于另一个翼型件实施例，例如压缩机和/或涡轮(参见例如图1的lp压缩机22、hp压缩机24、hp涡轮28和lp涡轮32)的定子轮叶或转子叶片。如图所示，每个风扇叶片44沿着跨度s从根部64径向向外延伸到尖端66。翼型件62的压力侧68和吸力侧70从前缘72延伸到后缘74，并且沿着跨度s在根部64和尖端66之间延伸。此外，应当认识到，翼型件62可以限定在沿着跨度s的每个点处在根部64和尖端66之间的弦c。弦c可以沿着翼型件62的跨度变化。例如，在所描绘的实施例中，弦c沿着跨度s朝向尖端66增加。然而，在其他实施例中，弦c可以在整个跨度s上近似恒定，或者可以从根部64到尖端66减小。
28.如特别地参考图3所示，翼型件62可限定在沿着跨度s的每个点处在压力侧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的整个跨度s上近似恒定。在其他实施例中，翼型件62可在根部64和尖端66之间限定可变厚度t。例如，厚度t可大致沿着跨度s朝向尖端66减小。此外，翼型件62可限定在沿着跨度s的每个点处沿着弦c的近似恒定的厚度t。或者，在其他实施例中，沿着翼型件62的跨度s的至少一个点可以限定沿着弦c的可变厚度t。例如，翼型件62可以限定在沿着跨度s的每个点处在沿着弦c的位置处的最大厚度。
29.可选地，每个风扇叶片44包括具有轴向燕尾榫76的一体式部件，该轴向燕尾榫76具有一对通向过渡区段80的相对压力面78。当安装在燃气涡轮发动机10内时，如图2所示，轴向燕尾榫76设置在风扇转子盘39的燕尾榫槽中，从而将风扇叶片44附接到风扇转子38。
30.翼型件62可以被配置成在对翼型件62加载或冲击之后，在某些条件下在大约一条或多条熔合线88处直至尖端66(例如，至少一个易碎翼型件部分94)断裂、破裂或释放。例如，配置为燃气涡轮发动机10(图1)的风扇壳体40或机舱内的风扇叶片44的翼型件62可配置为脱离、分离、变形、断裂或释放在一条或多条熔合线88上方的翼型件62的至少一个易碎翼型件部分94。在一个非限制性示例中，翼型件62的至少一个易碎翼型件部分94可以定义为至少一个易碎翼型件部分94和残余翼型件部分92的翼展方向尺寸的差异。
31.因此，至少一个易碎翼型件部分94可从一条或多条熔合线88径向向外定位，以具有降低的弯曲刚度，使得至少一个易碎翼型件部分94可在翼型件62的故障模式期间折断或弯曲。例如，本文中大体示出和描述的实施例可以实现翼型件62(例如风扇叶片44)在故障和/或显著不平衡事件(例如与周围风扇壳体的硬摩擦)之后的可控且一致的故障。在风扇转子38和/或lp轴34中产生显著不平衡的事件可包括但不限于外来物体损坏(例如，鸟类撞击、冰摄入、其他碎屑等)或风扇叶片44脱离。脱离或分离至少一个易碎翼型件部分94可以减少风扇转子38和/或lp轴34继续旋转时的不期望的不平衡或振动。
32.具体参考图3，在一个非限制性实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可从尖端66沿着跨度s的至少10％朝向根部64延伸。例如，至少一个易碎翼型件部分94可限定从尖端66沿着跨度s的至少10％(例如沿着跨度s的至少15％但小于约90％)朝向根部64延伸的易碎高度84。在其他实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可被限定在距尖端66的总跨度s的大约10％至大约50％内。易碎高度84可附加地和/或替代地指代至少一个易碎翼型件部分94的宽度，如从翼型件62的外侧边缘测量的。应当认识到，至少一个易碎翼型件部分94可沿着易碎高度84延伸，等于沿着弦c的大致相同的跨度s的百分比。尽管在其他实施例中，易碎高度84可沿着熔合线88沿着跨度s的可变百分比延伸，如下所述。应当认识到，至少一个易碎翼型件部分94可以从尖端66沿着翼型件62的任何期望的跨度s延伸。
33.大体参考如图4、5、6和7所示的示例性翼型件62的附加实施例，翼型件62限定了在根部64、尖端66之间延伸的跨度s，翼型件62进一步限定了在沿着跨度的每一点处在前缘72和后缘74之间延伸的弦c。翼型件62附加地包括至少一个易碎翼型件部分94、与至少一个易碎翼型件部分94相邻的残余翼型件部分92，以及一个或多个区域z。此外，一个或多个区域z中的至少一个还可以包括多个空腔102，其中多个空腔102中的至少一个或多个空腔包括内含物106。在一些示例性实施例中，内含物106包括一种或多种材料108。如本文所用，术语“区域”是指具有特定特征、目的或用途的区域。
34.翼型件62可附加地包括核心100，核心100包括功能梯度材料。核心100，并且更具体地，功能梯度材料可以包括母体材料弹性。功能梯度材料(fgm)具有从一个表面到另一个表面连续变化的材料特性，这与具有阶梯式(或不连续)材料特性的复合材料不同。功能梯度材料的性能梯度降低了传统复合材料中的热应力、残余应力和应力集中。功能梯度材料可以通过任何方式制造，包括化学气相沉积、粉末冶金、自蔓延高温合成和等离子喷涂。
35.核心100的功能梯度材料可延伸遍及整个翼型件62，伸展跨越一个或多个区域z的多个区域。同样，核心100可连续延伸跨越至少一个易碎翼型件部分94和残余翼型件部分
92。然而，核心100可替代地是不连续的并且在一条或多条熔合线88处(例如，在至少一个易碎翼型件部分94与残余翼型件部分92相遇的地方)断裂。
36.此外，如前所述，一个或多个区域z还可包括多个空腔102，例如第一多个空腔110，其中多个空腔102中的至少一个或多个空腔具有内含物106。在一些示例性实施例中，内含物106可以包括一种或多种材料108。内含物106还可以具有内含物弹性，其中内含物弹性与母体材料弹性的比率在约0.5至约1.5之间。内含物弹性可以基于内含物106内的一种或多种材料108的组合。一个或多个区域z中的每一个区域可包括具有内含物106的多个空腔102，其中多个空腔102中的每一个空腔内的内含物106包括与一种或多种材料108不同的材料，这将在下面更深入地讨论。
37.多个空腔102可有助于在一个或多个区域z、至少一个易碎翼型件部分94和/或残余翼型件部分92内限定一条或多条应力路径。更具体地，多个空腔102内的内含物106和/或缺少内含物106可以在一个或多个区域z中的每一个区域内限定一条或多条应力路径。在一些实施例中，一条或多条应力路径可以进一步与一条或多条熔合线88相关，使得沿着一条或多条熔合线88的多个空腔102具有内含物106，该内含物106具有较低的内含物弹性。例如，一种或多种材料108可单独使用或与其他材料组合使用以填充多个空腔102中的至少一些空腔。多个空腔102中的材料108或缺少材料108可以帮助确定一种或多种材料108被使用的至少一个或多个区域z中的内含物106的物理特性(特别是与脆性相关的物理特性)。
38.残余翼型件部分92通常在一条或多条熔合线88处与至少一个易碎翼型件部分94相邻。在示例性实施例中，翼型件62的一个或多个区域z也可以包括多于一个多个空腔102，如下文将更深入地讨论的。在一些实施例中，第二多个空腔120中的至少一个或多个空腔也可以具有包含一种或多种材料108的组合的内含物106。第二多个空腔120也可以具有内含物弹性，例如，第二内含物弹性，基于在第二多个空腔120的内含物106内使用的一种或多种材料108的组合。
39.更具体地参考图4，示出了具有多于一个多个空腔102的翼型件62的实施例。所描绘的多个空腔102包括横跨翼型件62的第一多个空腔110、第二多个空腔120和第三多个空腔130。多个空腔102中的每一个根据材料组合分组。所描绘的实施例示出了具有实心填充物的第一多个空腔110，如图4的图例所示，其代表第一材料组合115。第二多个空腔120被示出为具有斜条纹填充物，其代表第二材料组合125。第三多个空腔130被示出为具有点状填充物，代表第三材料组合135。第一材料组合115、第二材料组合125和第三材料组合135中的每一个可以是一种或多种材料108的不同混合物。然而，应当理解，第一材料组合115、第二材料组合125和第三材料组合135中的每一个可以附加地和/或替代地仅为一种或多种材料108中的单一材料。
40.此外，在图4、5、6和7所示的任何实施例中，一种或多种材料108可以以任何方式组合和/或混合，使得一种或多种材料108有助于为一个或多个区域z限定一条或多条应力路径。因此，在附图中说明了特定材料组合的情况下，可以替换或添加一种或多种材料108中的另一种材料以实现与原始材料相同的特性。
41.更具体地，一种或多种材料108可各自包括陶瓷材料、粘弹性材料和金属材料中的至少一种。陶瓷材料可以包括碳化硅。在一些实施例中，陶瓷材料可以附加地和/或替代地包括可以用石墨烯和/或碳化硅和石墨烯浸渍的碳纳米管。粘弹性材料可以包括铝、镍、钛
和/或其合金。此外，粘弹性材料可以附加地和/或替代地包括形状记忆合金。金属材料可包括钛、钢、铬镍铁合金等和/或其变体。如上所述，第一材料组合115、第二材料组合125和第三材料组合135中的每一个可以具有具有一种或多种材料108的不同混合物的内含物106。例如，第一材料组合115可以仅为粘弹性材料；第二材料组合125可以包括陶瓷和粘弹性材料；以及第三材料组合135可仅包括金属材料。应当理解，本文可以考虑一种或多种材料108的任何混合物。
42.在附加实施例中，多个空腔102中的空腔还可具有一种或多种可变形状。例如，在某些实施例中，多个空腔102中的任何一个或全部可以具有诸如圆形、椭圆形、矩形、正方形和/或其任何组合的形状。该形状可以进一步帮助多个空腔102限定翼型件62内的一条或多条应力路径，例如，通过改变多个空腔102中的空腔可以容纳的内含物106的体积。
43.此外，一个或多个区域z和多个空腔102可以以任何方式布置在翼型件62内。一个或多个区域z可以水平(例如，图4)、竖直(未示出)和/或对角线(例如，图6)布置。一个或多个区域z可进一步分组以形成至少一个易碎翼型件部分94和/或残余翼型件部分92。例如，至少一个易碎翼型件部分94可沿着尖端66的至少一部分延伸。更具体地，至少一个易碎翼型件部分94可以沿着跨度s从翼型件62的尖端66朝向根部64延伸(例如，图4)。在一些实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可沿着跨度s从尖端66朝向根部64延伸跨度s的总长度的约15％、约20％、约30％、约40％、约50％、约60％、约70％、约80％和/或约90％。在其他实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可沿着跨度s的外部分延伸(例如，图5)。在又一实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可沿着前缘72和后缘74中的至少一个延伸。
44.在某些非限制性实施例中，填充的多个空腔102(例如多个空腔102中具有内含物106的至少一个空腔)内的内含物106可具有多个空腔102的约1％体积至约100％体积之间的密度，其中100％表示基本上完全填充有内含物106的空腔。在一些具体实施例中，例如，填充的空腔的内含物106可以是多个空腔102的空的空腔的从约1％体积到小于约10％体积容量。在其他实施例中，填充的空腔的内含物106可以是多个空腔102的空的空腔的约10％体积至约20％体积容量。在又一实施例中，填充的空腔的内含物106可以大于多个空腔102的空的空腔的约20％容量。如本文所用，“密度比”或“密度”是指多个空腔102内的内含物106的密度。同样如本文所用，术语“x％体积”是指相对于多个空腔102的单个空的空腔内的体积容量的内含物体积的百分比，例如，一种或多种材料108的组合的体积。
45.可以结合上述一个或多个区域z和多个空腔102的任何配置来包括所述的这些特定密度。例如，在至少一个易碎翼型件部分94沿着尖端66的至少一部分延伸的情况下，每个内含物106可为多个空腔102的约1％至约10％体积。在另一个示例中，例如，在至少一个易碎翼型件部分94沿着跨度s的外部分延伸的情况下，每个内含物106可为多个空腔102的约10％至约25％。在更进一步的实施例中，至少一个易碎翼型件部分94可沿着前缘72和后缘74中的至少一个延伸(例如，图7)，并且内含物106可为多个空腔102的约20％至约75％，例如在约25％至约80％、约30％至约85％、约40％至约90％、约50％至约95％、或约60％至约99％之间。
46.具体参考图4，多个空腔102中的每一个可以对应于一个或多个区域z中的特定区域。一个或多个区域z中的每一个被示为由虚线分开。例如，如图所示，第一多个空腔110在第一区域z1内，第二多个空腔120在第二区域z2内，第三多个空腔130在第三区域z3内。第一
区域z1、第二区域z2和第三区域z3共同构成了至少一个易碎翼型件部分94。第四区域z4也示出在图4中，但没有任何空腔。在所描绘的实施例中，第四区域z4是由实线(例如，一条或多条熔合线88)限定的翼型件62的残余翼型件部分92。尽管第四区域z4示出为没有任何空腔，但是残余翼型件部分92的一些实施例还可以包括多个空腔102中的至少一个，其可以填充有或可以不填充有内含物106。
47.应当理解，在一些实施例中，多个空腔可以横跨一个或多个区域z中的一个以上。现在具体地参考图5中所示的实施例，至少一个易碎翼型件部分94被示出为包括第一区域z1和第二区域z2。至少一个易碎翼型件部分94在第二区域z2和第三区域z3之间的熔合线88(示出为实线)处与残余翼型件部分92相遇。残余翼型件部分92示出为包括第三区域z3和第四区域z4。一个或多个区域z中的每一个显示为由虚线分开。在所示的实施例中，第一区域z1包括填充有第一材料组合115(显示为实心填充)的空腔(对应于第一多个空腔110)以及具有第二材料组合125的第二多个空腔120。第二区域z2包括具有第二材料组合125(条纹斜线填充)的第二多个空腔120、具有第一材料组合115的第三多个空腔130(但显示得较小以指示内含物106的体积百分比较低)，以及具有第三材料组合135(点状填充)的第四多个空腔140。所示实施例中的第三区域z3和第四区域z4主要仅包括第四多个空腔140。
48.现在参考图6，翼型件62的实施例被示出为具对角延伸的一个或多个区域z，例如第一区域z1、第二区域z2、第三区域z3、第四区域z4和第五区域z5。一个或多个区域z中的每一个示出为由虚线分开。类似于图5中描绘的实施例，多个空腔102被示出为延伸遍及翼型件62。然而，在图6中，至少一个易碎翼型件部分94被示出为包括第一区域z1。表示一条或多条熔合线88的实线限定了至少一个易碎翼型件部分94。同样如图所示，残余翼型件部分92也可以包括一个或多个区域z，延伸穿过第二区域z2、第三区域z3、第四区域z4和第五区域z5。一个或多个区域z中的每一个示出为由虚线分开。另外，第一区域z1、第二区域z2、第三区域z3、第四区域z4和第五区域z5中的每一个可包括任意数量的多个空腔102，一个或多个区域z中的每个区域内的多个空腔102被定制以形成特定的应力路径。例如，第二区域z2、第三区域z3、第四区域z4和/或第五区域z5内的特定材料组合可以更具弹性和/或具有内部阻尼机制以适应燃气涡轮发动机10的振抖和/或颤振。在其他实施例中，至少一个易碎翼型件部分94还可包括第二区域z2、第三区域z3和/或第四区域z4。一种或多种材料108的特定组合允许翼型件62被定制以适应燃气涡轮发动机10的需要。
49.参考图7的实施例，至少一个易碎翼型件部分94被示出为具有多个离散的易碎部分，例如第一区域z1、第二区域z2和第三区域z3。一条或多条熔合线88对应于一个或多个区域z的不同区域。残余翼型件部分92被示出为翼型件62的单个部分，区域z4。多个空腔102可以被定制以限定用于至少一个易碎翼型件部分94的一条或多条应力路径，并且甚至更具体地，可以被用于定制一条或多条熔合线88。例如，在所示附图中，一条或多条熔合线88是弯曲的而不是直的。多个空腔102可以以限定弯曲的而不是直的一条或多条熔合线88的方式放置。此外，沿着一条或多条熔合线88的多个空腔102中的至少一个或多个空腔可以具有内含物106，内含物106包括一种或多种材料108的组合，其弹性较小(例如，更脆)，因此更容易断裂。
50.此外，虽然在本文中可以仅参考第一多个空腔110、第二多个空腔120、第三多个空腔130和/或第四多个空腔140来进行参考，但本文描述的翼型件62可适于并入任何数量的
多个空腔102，以及一种或多种材料108的任何组合。例如，翼型件62可包括第五多个空腔、或第六多个空腔并具有第四材料、第五材料、和/或第六材料。附加地和/或替代地，多个空腔中的一些空腔可以是未填充的，例如，空的和/或没有一种或多种材料108中的任何一种。
51.在翼型件62的另一个示例性实施例中，翼型件62限定了在根部64、尖端66之间延伸的跨度s，翼型件62进一步限定了在沿着跨度的每个点处在前缘72和后缘74之间延伸的弦c。翼型件62还包括具有母体材料弹性的功能梯度材料(例如，核心100)和一个或多个区域z。一个或多个区域z可包括多个空腔102，其中多个空腔102中的至少一个具有内含物，内含物具有在0.5至1.5母体材料弹性之间的内含物弹性。一个或多个区域z还包括至少一个易碎翼型件部分94和在一条或多条熔合线88处与至少一个易碎翼型件部分94相邻的残余翼型件部分92。
52.如前所述，内含物106可以大于多个空腔102中的至少一个的约20％体积。在该实施例的一些示例中，内含物弹性与母体材料弹性的比率可以在约0.5至约1(例如，当内含物弹性和母体材料弹性相同时)之间，例如在约0.5至约0.75之间，和/或例如在约0.75至约1之间。
53.在附加的和/或替代的实施例中，内含物106可以在多个空腔102中的至少一个的约10％至约20％之间。内含物弹性与母体材料弹性的比率可以在约0.5至约1.2之间，例如在约0.75至约1.2之间，例如在约0.75至约1之间，和/或例如在约1至约1.2之间。
54.此外，在其他实施例中，内含物106可小于多个空腔102中的至少一个的约10％。例如，内含物可为约9％、约7.5％、约6％、约5％、约3％和/或约1％。在这样的实施例中，内含物弹性与母体材料弹性的比率可以在约0.5至约1.5母体材料弹性之间，例如在约1至约1.5母体材料弹性之间。
55.另外，在一些实施例中，翼型件62可以是燃气涡轮发动机10的一部分。燃气涡轮发动机10可以限定中心轴线12并且包括沿着中心轴线12延伸的发动机轴、附接到发动机轴并围绕中心轴线12径向延伸的压缩机(例如，hp压缩机24)、定位在压缩机下游以从其接收压缩流体的燃烧器26、在燃烧器26下游安装在发动机轴上以向压缩机提供旋转力的涡轮、以及可操作地连接到发动机轴的多个翼型件，多个翼型件中的每一个限定在根部64和尖端66之间延伸的跨度s。每个翼型件62可以包括包含母体材料弹性的功能梯度材料和一个或多个区域z。一个或多个区域z可包括多个空腔102，其中多个空腔102中的至少一个具有内含物106，内含物106具有在0.5至1.5母体材料弹性之间的内含物弹性。一个或多个区域z还可包括至少一个易碎翼型件部分94和在一条或多条熔合线88处与至少一个易碎翼型件部分94相邻的残余翼型件部分92。虽然翼型件62被示出为燃气涡轮发动机10的风扇叶片，应当理解，翼型件62可以附加地和/或替代地指代燃气涡轮发动机10的任何其他部件。
56.通常，本文所述的翼型件62的示例性实施例可以使用任何合适的工艺制造或形成。然而，根据本主题的几个方面，翼型件62可以使用增材制造工艺形成，例如3d打印工艺。这种工艺的使用可允许翼型件62一体形成，作为单个整体式部件，或作为任何合适数量的子部件。例如，至少一个易碎翼型件部分94中的一个或多个或者残余翼型件部分92可以使用增材制造工艺形成。特别地，多个空腔102可以通过增材制造工艺形成在至少一个易碎翼型件部分94中。通过增材制造形成多个空腔102可以允许多个空腔102一体形成并且包括在使用现有制造方法时不可能的多种特征。例如，本文所述的增材制造方法能够制造具有一
种或多种配置的具有任何合适尺寸和形状的多个空腔102，本文描述了这些新颖特征中的一些。此外，增材制造可允许形成翼型件62，其中至少一个易碎翼型件部分94具有比残余翼型件部分92低的弯曲刚度。
57.如本文所用，术语“增材制造”、“增材制造的”、“增材制造技术或工艺”等通常指的是制造工艺，其中连续的材料层被提供在彼此之上以逐层“构建”三维部件。连续的层通常熔合在一起以形成可以具有多种集成子部件的整体式部件。尽管增材制造技术在本文中被描述为能够通过逐点、逐层、通常在竖直方向上构建物体来制造复杂物体，但是其他制造方法也是可能的并且在本主题的范围内。例如，虽然本文的讨论涉及添加材料以形成连续层，本领域的技术人员将理解，本文公开的方法和结构可以用任何增材制造技术或制造技术来实践。例如，本公开的实施例可以使用层添加工艺、层减除工艺或混合工艺。
58.根据本公开的合适的增材制造技术包括例如熔融沉积成型(fdm)、选择性激光烧结(sls)、诸如通过喷墨和激光喷射的3d打印、立体光刻(sla)、直接选择性激光烧结(dsls)、电子束烧结(ebs)、电子束熔化(ebm)、激光工程净成形(lens)、激光净成形制造(lnsm)、直接金属沉积(dmd)、数字光处理(dlp)、直接选择性激光熔化(dslm)、选择性激光熔化(slm)、直接金属激光熔化(dmlm)和其他已知工艺。
59.除了使用直接金属激光烧结(dmls)或直接金属激光熔化(dmlm)工艺(其中使用能量源来选择性地烧结或熔化粉末层的部分)之外，应当理解，根据替代实施例，增材制造工艺可以是“粘合剂喷射”工艺。在这方面，粘合剂喷射涉及以与上述类似的方式连续沉积添加粉末层。然而，不是使用能量源产生能量束以选择性地熔化或熔融添加粉末，而是粘合剂喷射涉及选择性地将液体粘合剂沉积到每一层粉末上。液体粘合剂可以是例如光固化聚合物或另一种液体结合剂。其他合适的增材制造方法和变体旨在落入本主题的范围内。
60.本文所述的增材制造工艺可用于使用任何合适的材料形成部件。例如，该材料可以是塑料、金属、混凝土、陶瓷、聚合物、环氧树脂、光聚合物树脂或任何其他合适的材料，它们可以是固体、液体、粉末、片材、线材或任何其他合适的形式。更具体地，根据本主题的示例性实施例，本文所述的增材制造部件可以部分地、全部地或以材料的一些组合形成，这些材料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、不锈钢和镍基或钴基超级合金(例如，特种金属公司提供的名称为的那些)。这些材料是适用于本文所述的增材制造工艺使用的材料示例，通常可称为“添加材料”。
61.此外，本领域技术人员将理解，可以使用各种材料和用于结合这些材料的方法，并且将其视为在本公开的范围内。如本文所用，提及“熔融”可指用于产生任何上述材料的结合层的任何合适的工艺。例如，如果物体是由聚合物制成的，熔融可能指的是在聚合物材料之间产生热固性结合。如果物体是环氧树脂，则结合可以通过交联工艺形成结合。如果材料是陶瓷，则可以通过烧结工艺形成结合。如果材料是粉末金属，则可以通过熔化或烧结工艺形成结合。本领域的技术人员将理解，通过增材制造来熔融材料以制造部件的其他方法是可能的，并且本公开的主题可以用那些方法来实践。
62.此外，本文公开的增材制造工艺允许由多种材料形成单个部件。因此，本文所述的部件可由上述材料的任何合适的混合物形成。例如，部件可以包括使用不同材料、工艺和/或在不同增材制造机器上形成的多个层、多个片段或多个零件。以这种方式，可以构建具有不同材料和材料特性的部件以满足任何特定应用的需求。此外，虽然本文所述的部件可以
完全通过增材制造工艺构建，但应当理解，在替代实施例中，这些部件的全部或一部分可以通过铸造、机加工和/或任何其他合适的制造工艺形成。事实上，材料和制造方法的任何适当组合都可以用来形成这些部件。
63.现在将描述示例性增材制造工艺。增材制造工艺使用部件的三维(3d)信息(例如三维计算机模型)来制造部件。因此，可以在制造之前定义部件的三维设计模型。在这方面，可以扫描部件的模型或原型以确定部件的三维信息。作为另一个示例，可以使用合适的计算机辅助设计(cad)程序来构建部件的模型以定义部件的三维设计模型。
64.设计模型可以包括部件的整个配置(包括部件的外表面和内表面)的3d数字坐标。例如，设计模型可以限定翼型件62、残余翼型件部分92、至少一个易碎翼型件部分94和/或内部通路，例如内空腔82、开口、支撑结构等。在一个示例性实施例中，三维设计模型，例如，沿着部件的中心(例如，竖直)轴线或任何其他合适的轴线，被转换成多个切片或片段。每个切片可以针对切片的预定高度定义部件的薄横截面。多个连续的横截面切片一起形成3d部件。然后逐个切片或逐层“构建”部件，直到完成。
65.以这种方式，本文描述的部件可以使用增材工艺制造，或者更具体地，例如通过使用激光能或热熔融或聚合塑料或者通过烧结或熔化金属粉末来连续形成每一层。例如，特定类型的增材制造工艺可以使用能量束，例如电子束或诸如激光束的电磁辐射，来烧结或熔化粉末材料。可以使用任何合适的激光和激光参数，包括关于功率、激光束光斑尺寸和扫描速度的考虑。构建材料可以由任何合适的粉末或材料形成，该粉末或材料被选择用于增强强度、耐久性和使用寿命，尤其是在高温下。
66.每个连续层可以例如在约10μm和200μm之间，但是根据替代实施例，厚度可以基于任何数量的参数来选择并且可以是任何合适的尺寸。因此，利用上述增材形成方法，本文所述的部件可具有与在增材形成工艺中使用的相关粉末层的厚度一样薄的横截面，例如10μm。
67.此外，利用增材工艺，部件的表面光洁度和特征可以根据应用的需要而变化。例如，在增材工艺期间，可以通过选择合适的激光扫描参数(例如，激光功率、扫描速度、激光焦斑尺寸等)来调整表面光洁度(例如，使其更光滑或更粗糙)，尤其是在对应于零件表面的横截面层。例如，可以通过提高激光扫描速度或减小所形成的熔池的尺寸来实现更粗糙的光洁度，并且可以通过降低激光扫描速度或增大所形成的熔池的尺寸来实现更光滑的光洁度。扫描模式和/或激光功率也可以改变，以改变选定区域的表面光洁度。
68.虽然本公开通常不限于使用增材制造来形成这些部件，但增材制造确实提供了多种制造优势，包括易于制造、降低成本、更高的准确度等。在这方面，利用增材制造方法，甚至多零件部件也可以形成为单件连续金属，并且因此与现有设计相比可以包括更少的子部件和/或接头。通过增材制造将这些多零件部件一体形成可以有利地改进整个组装过程。例如，一体形成减少了必须组装的独立零件的数量，从而减少了相关时间和总体组装成本。此外，可以有利地减少现有的问题，例如泄漏、独立零件之间的接头质量和整体性能。
69.此外，上述增材制造方法可以实现本文所述的翼型件62的更复杂和错综复杂的形状和轮廓。例如，这样的部件可以包括增材制造的薄层和独特的通路，例如多个空腔102。此外，增材制造工艺能够制造具有不同材料的单个部件，使得部件的不同部分可以表现出不同的性能特性。制造工艺的连续性、添加性使构建这些新特征成为可能。因此，本文所述的
翼型件62可表现出改进的性能和可靠性。
70.还应当理解，本文所述的多个空腔102可以与由金属或复合材料制成的翼型件一起使用。特别地，多个空腔102内的内含物106可以被定制以在期望的区域产生柔性以满足各种设计标准。
71.进一步的方面由以下条项的主题提供：
72.一种限定在根部和尖端之间延伸的跨度的翼型件，所述翼型件进一步限定在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦，所述翼型件包括：至少一个易碎翼型件部分；残余翼型件部分，所述残余翼型件部分与所述至少一个易碎翼型件部分相邻；以及一个或多个区域，其中所述一个或多个区域进一步包括多个空腔，其中所述多个空腔中的至少一个空腔包括内含物，并且其中所述内含物包括一种或多种材料。
73.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述一种或多种材料包括陶瓷材料、粘弹性材料和金属材料中的至少一种。
74.根据前述条项中任一项所述的翼型件，所述翼型件进一步包括：核心，所述核心包括功能梯度材料，所述功能梯度材料包括母体材料弹性。
75.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物106包括内含物弹性，并且其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1.5之间。
76.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述尖端的至少一部分延伸，并且其中所述内含物106包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约1％体积至约10％体积。
77.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述跨度的外部分延伸，并且其中所述内含物中的每一个内含物包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约10％体积至约20％体积。
78.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述前缘和所述后缘中的至少一个延伸，并且其中所述内含物106包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约20％体积至约99％体积。
79.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述多个空腔包括以下一种或多种形状：圆形、椭圆形、矩形和正方形。
80.一种限定在根部和尖端之间延伸的跨度的翼型件，所述翼型件进一步限定在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦，所述翼型件包括：功能梯度材料，所述功能梯度材料包括母体材料弹性；和一个或多个区域，其中所述一个或多个区域中的至少一个区域包括多个空腔，其中所述多个空腔中的至少一个空腔包括内含物，所述内含物包括0.5至1.5母体材料弹性之间的内含物弹性，并且其中所述一个或多个区域进一步包括：至少一个易碎翼型件部分；和残余翼型件部分，所述残余翼型件部分在一条或多条熔合线处与所述至少一个易碎翼型件部分相邻。
81.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物包括一种或多种材料。
82.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述一种或多种材料包括陶瓷材料、粘弹性材料和金属材料中的至少一种。
83.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物包括大于所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约20％体积。
84.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1之间。
85.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约10％体积至约20％体积。
86.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1.2之间。
87.根据前述条项中任一项所述的翼型件，其中所述内含物包括小于所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约10％体积。
88.一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，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绕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其接收压缩流体；涡轮，所述涡轮在所述燃烧器的下游安装到所述发动机轴上，以向所述压缩机提供旋转力；和多个翼型件，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翼型件限定在根部和尖端之间延伸的跨度，每一个翼型件包括：功能梯度材料，所述功能梯度材料包括母体材料弹性；和一个或多个区域，其中所述一个或多个区域中的至少一个区域包括多个空腔，其中所述多个空腔中的至少一个空腔包括内含物，所述内含物包括0.5至1.5母体材料弹性之间的内含物弹性，并且其中所述一个或多个区域进一步包括：至少一个易碎翼型件部分；和残余翼型件部分，所述残余翼型件部分在一条或多条熔合线处与所述至少一个易碎翼型件部分相邻。
89.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1之间。
90.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1.2之间。
91.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中所述内含物包括小于所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约10％体积。
92.本书面描述使用示例性实施例来公开本公开，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公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本公开的可专利范围由权利要求限定，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的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在落入权利要求的范围内。

技术特征：
1.一种限定在根部和尖端之间延伸的跨度的翼型件，所述翼型件进一步限定在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦，其特征在于，所述翼型件包括：至少一个易碎翼型件部分；残余翼型件部分，所述残余翼型件部分与所述至少一个易碎翼型件部分相邻；以及一个或多个区域，其中所述一个或多个区域中的至少一个区域进一步包括多个空腔，其中所述多个空腔中的至少一个空腔包括内含物，并且其中所述内含物包括一种或多种材料。2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述一种或多种材料包括陶瓷材料、粘弹性材料和金属材料中的至少一种。3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件进一步包括：核心，所述核心包括功能梯度材料，所述功能梯度材料包括母体材料弹性。4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中所述内含物包括内含物弹性，并且其中所述内含物弹性与所述母体材料弹性的比率在约0.5至约1.5之间。5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述尖端的至少一部分延伸，并且其中所述内含物包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约1％体积至约10％体积。6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述跨度的外部分延伸，并且其中所述内含物包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约10％体积至约20％体积。7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，其中所述至少一个易碎翼型件部分沿着所述前缘和所述后缘中的至少一个延伸，并且其中所述内含物包括所述多个空腔中的所述至少一个空腔的约20％体积至约99％体积。8.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，其中所述多个空腔包括以下一种或多种形状：圆形、椭圆形、矩形和正方形。9.一种限定在根部和尖端之间延伸的跨度的翼型件，所述翼型件进一步限定在沿着所述跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦，其特征在于，所述翼型件包括：功能梯度材料，所述功能梯度材料包括母体材料弹性；和一个或多个区域，其中所述一个或多个区域中的至少一个区域包括多个空腔，其中所述多个空腔中的至少一个空腔包括内含物，所述内含物包括0.5至1.5母体材料弹性之间的内含物弹性，并且其中所述一个或多个区域进一步包括：至少一个易碎翼型件部分；和残余翼型件部分，所述残余翼型件部分在一条或多条熔合线处与所述至少一个易碎翼
型件部分相邻。10.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，其中所述内含物包括一种或多种材料。

技术总结
通常提供一种用于燃气涡轮发动机的翼型件。翼型件限定在根部和尖端之间延伸的跨度，翼型件进一步限定在沿着跨度的每个点处在前缘和后缘之间延伸的弦。此外，翼型件包括至少一个易碎翼型件部分、与至少一个易碎翼型件部分相邻的残余翼型件部分，以及一个或多个区域。一个或多个区域可包括多个空腔，其中多个空腔中的至少一个或多个空腔包括内含物，内含物具有一种或多种材料。物具有一种或多种材料。物具有一种或多种材料。


技术研发人员：拉温德拉
受保护的技术使用者：通用电气公司
技术研发日：2023.04.07
技术公布日：2023/10/19