涡轮发动机翼型件组件的制作方法

涡轮发动机，以及特别地燃气或燃烧涡轮发动机，为旋转发动机，其从穿过发动机到旋转叶片组件上的加压燃烧气体流抽取能量。

背景技术：

叶片组件可在操作中经历旋转力或应力。可有益的是，执行叶片组件的强度或安全性测试，包括其中叶片可在涡轮发动机的操作期间脱离的测试。

技术实现要素：

在一个方面中，本公开涉及一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括具有外壁的翼型件，该外壁具有压力侧和吸入侧，翼型件在前缘与后缘之间沿轴向延伸，以限定翼弦方向，并且还在根部与末端之间沿径向延伸，以限定翼展方向。翼型件组件还可包括孔口、第一槽、第二槽以及释放切口，该孔口在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁、该第一槽具有第一轴向宽度，第一槽在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，并且还沿着外壁沿径向延伸，该第二槽具有第二轴向宽度，第二槽沿翼弦方向与第一槽间隔并且在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，并且还沿着外壁沿翼展方向延伸，该释放切口在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，释放切口连接第一槽和第二槽。孔口、第一槽、第二槽以及释放切口限定在前缘与后缘之间延伸穿过外壁且还沿翼展方向沿着外壁延伸的释放平面的至少一部分。

在另一方面中，本公开涉及一种涡轮发动机，其包括呈轴流布置的风扇、压缩机、燃烧器以及涡轮。风扇、压缩机以及涡轮中的至少一个可具有翼型件组件，该翼型件组件包括具有外壁的翼型件，该外壁具有压力侧和吸入侧，翼型件在前缘与后缘之间沿轴向延伸，以限定翼弦方向，并且还在根部与末端之间沿径向延伸，以限定翼展方向。翼型件组件还可包括孔口、第一槽、第二槽以及释放切口，该孔口在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁、该第一槽具有第一轴向宽度，第一槽在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，并且还沿着外壁沿径向延伸，该第二槽具有第二轴向宽度，第二槽沿翼弦方向与第一槽间隔并且在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，并且还沿着外壁沿翼展方向延伸，该释放切口在压力侧与吸入侧之间延伸穿过外壁的至少一部分，释放切口连接第一槽和第二槽。孔口、第一槽、第二槽以及释放切口限定在前缘与后缘之间延伸穿过外壁且还沿翼展方向延伸的释放平面的至少一部分。

在又一方面中，本公开涉及一种形成用于涡轮发动机的可释放翼型件的方法，该方法包括在翼型件中形成释放切口，该释放切口在翼型件中具有径向分量和轴向分量两者、在翼型件中形成与释放切口相交的至少一个径向槽、在翼型件中形成爆炸性炸药(explosive charge)孔口，以及在翼型件中形成细引线，其将爆炸性炸药孔口连接于至少一个径向槽。

技术方案1. 一种用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：

翼型件，其带有具有压力侧和吸入侧的外壁，所述翼型件在前缘与后缘之间沿轴向延伸，以限定翼弦方向，并且还在根部与末端之间沿径向延伸，以限定翼展方向；

孔口，其在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁；

第一槽，其具有第一轴向宽度，所述第一槽在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，并且还沿着所述外壁沿径向延伸；

第二槽，其具有第二轴向宽度，所述第二槽沿所述翼弦方向与所述第一槽间隔并且在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，并且还沿着所述外壁沿所述翼展方向延伸；以及

释放切口，其在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，所述释放切口连接所述第一槽和所述第二槽；

其中所述孔口、所述第一槽、所述第二槽以及所述释放切口限定在所述前缘与所述后缘之间延伸穿过所述外壁且还沿所述翼展方向沿着所述外壁延伸的释放平面的至少一部分。

技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述孔口构造成接收爆炸性炸药。

技术方案3. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述爆炸性炸药构造成沿选定方向释放能量。

技术方案4. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述爆炸性炸药构造成沿所有方向均匀地释放能量。

技术方案5. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述孔口还包括对准特征，其构造成使所述爆炸性炸药定向在所述孔口内。

技术方案6. 根据技术方案2所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件组件还包括将所述孔口连接于所述第一槽或所述第二槽中的一个的细引线。

技术方案7. 根据技术方案6所述的翼型件组件，其特征在于，所述细引线构造成在所述爆炸性炸药爆炸时破裂。

技术方案8. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述翼型件组件还包括在所述根部近侧联接于所述翼型件的毂。

技术方案9. 根据技术方案8所述的翼型件组件，其特征在于，所述毂包括在所述根部处联接于所述翼型件的燕尾件，以及在所述释放平面处沿着所述翼型件外壁延伸的平台，所述平台从所述根部的至少一部分沿径向向外定位。

技术方案10. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述第二轴向宽度小于所述第一轴向宽度。

技术方案11. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述第一径向槽和所述第二径向槽中的一个还包括沿所述翼展方向和所述翼弦方向两者延伸的弯曲部分。

技术方案12. 根据技术方案1所述的翼型件组件，其特征在于，所述释放切口为平面的。

技术方案13. 一种涡轮发动机，其包括呈轴流布置的风扇、压缩机、燃烧器以及涡轮，其中所述风扇、所述压缩机以及所述涡轮中的至少一个包括翼型件组件，所述翼型件组件包括：

翼型件，其带有具有压力侧和吸入侧的外壁，所述翼型件在前缘与后缘之间沿轴向延伸，以限定翼弦方向，并且还在根部与末端之间沿径向延伸，以限定翼展方向；

孔口，其在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁；

第一槽，其具有第一轴向宽度，所述第一槽在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，并且还沿着所述外壁沿径向延伸；

第二槽，其具有第二轴向宽度，所述第二槽沿所述翼弦方向与所述第一槽间隔并且在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，并且还沿着所述外壁沿所述翼展方向延伸；以及

释放切口，其在所述压力侧与所述吸入侧之间延伸穿过所述外壁的至少一部分，所述释放切口连接所述第一槽和所述第二槽；

其中所述孔口、所述第一槽、所述第二槽以及所述释放切口限定在所述前缘与所述后缘之间延伸穿过所述外壁且还沿所述翼展方向延伸的释放平面的至少一部分。

技术方案14. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述孔口构造成接收爆炸性炸药。

技术方案15. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述爆炸性炸药构造成沿选定方向释放能量。

技术方案16. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述孔口还包括对准特征，其构造成使所述爆炸性炸药定向在所述孔口内。

技术方案17. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括将所述孔口连接于所述第一槽或所述第二槽中的一个的细引线。

技术方案18. 根据技术方案17所述的涡轮发动机，其特征在于，所述细引线构造成在所述爆炸性炸药爆炸时破裂。

技术方案19. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括在所述根部近侧联接于所述翼型件的毂。

技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮发动机，其特征在于，所述毂包括在所述根部处联接于所述翼型件的燕尾件，以及在所述释放平面处沿着所述翼型件外壁延伸的平台，所述平台从所述根部的至少一部分沿径向向外定位。

技术方案21. 一种形成用于涡轮发动机的可释放翼型件的方法，所述方法包括：

在所述翼型件中形成释放切口，其在所述翼型件中具有径向分量和轴向分量两者；

在所述翼型件中形成与所述释放切口相交的至少一个径向槽；

在所述翼型件中形成爆炸性炸药孔口；以及

在所述翼型件中形成细引线，其将所述爆炸性炸药孔口连接于所述至少一个径向槽。

技术方案22. 根据技术方案21所述的方法，其特征在于，所述方法还包括形成具有第一宽度的第一径向槽，和与所述第一径向槽沿轴向间隔且具有第二宽度的第二径向槽，其中所述释放切口连接所述第一径向槽和所述第二径向槽。

技术方案23. 根据技术方案22所述的方法，其特征在于，所述方法还包括形成将所述爆炸性炸药孔口连接于所述第一径向槽或所述第二径向槽中的一个的细引线。

技术方案24. 根据技术方案21所述的方法，其特征在于，所述方法还包括形成将所述爆炸性炸药孔口连接于第一径向槽的第一细引线，以及形成将所述爆炸性炸药孔口连接于第二径向槽的第二细引线，其中所述爆炸性炸药孔口沿轴向位于所述第一细引线和所述第二细引线之间。

技术方案25. 根据技术方案21所述的方法，其特征在于，所述细引线构造成在爆炸性炸药爆炸时破裂。

附图说明

在附图中：

图1为包括根据本文中描述的各个方面的翼型件组件的用于飞行器的涡轮发动机的示意性截面视图。

图2为图1的翼型件组件的等距视图。

图3示出包括释放平面的图2的翼型件组件。

图4示出包括爆炸性炸药的图3的翼型件组件。

部件列表

10发动机

12中心线

14前

16后

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24 LP压缩机

26 HP压缩机

28燃烧区段

30燃烧器

32涡轮区段

34 HP涡轮

36 LP涡轮

38排气区段

40风扇壳体

42风扇叶片

44芯部

46芯部壳体

48 HP转轴

50 LP转轴

51转子

52 HP压缩机级

54 HP压缩机级

56 LP压缩机叶片

58 HP压缩机叶片

60 LP压缩机导叶

61盘

62 HP压缩机导叶

63定子

64 HP涡轮级

66 LP涡轮级

68 HP涡轮叶片

70 LP涡轮叶片

71盘

72 HP涡轮导叶

74 LP涡轮导叶

76加压环境空气

77放出空气

78气流

80出口导叶组件

82翼型件导叶

84风扇排气侧

99翼型件组件

100翼型件

102外壁

104压力侧

106吸入侧

108前缘

110后缘

112根部

114根部的部分

116末端

118毂

120燕尾件

122平台

124对接部

126第一部分

128第二部分

130切开部

132孔口

134第一槽

136第二槽

137弯曲部分

138释放切口

140第一轴向宽度

142第二轴向宽度

144细引线

146第一细引线

148第二细引线

150释放平面

152爆炸性炸药

154对准特征

156平坦部分

158裂缝

C翼弦方向

S翼展方向。

具体实施方式

本公开的描述的实施例涉及用于涡轮发动机的可释放叶片。出于图示的目的，本公开将关于用于飞行器涡轮发动机的涡轮区段来描述。然而，将理解的是，本公开不限于此，并且可在发动机(包括风扇或压缩机区段)内，以及在非飞行器应用(如其它移动应用以及非移动工业、商业和住宅应用)中具有普遍适用性。

如本文中使用的，用语“向前”或“上游”是指沿朝向发动机入口或与另一构件相比相对更靠近发动机入口的构件的方向移动。连同“向前”或“上游”使用的用语“向后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向，或与另一构件相比相对更靠近发动机出口的方向。

如本文中使用的，“一组”可包括任何数量的分别描述的元件，其包括仅一个元件。此外，如本文中使用的，用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的维度。

所有方向引用(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者对本公开的理解，并且不产生限制(特别是关于本公开的位置、方位或用途)。连接引用(例如，附接、联接、连接以及连结)将广义地解释，并且可包括元件的集合之间的中间部件，以及元件之间的相对移动，除非另外指示。就此而言，连接引用不一定暗示两个元件彼此直接地连接并处于固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且所附的图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化。

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图。发动机10具有从前14至后16延伸的大体上沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕着中心线12沿径向设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30以及HP涡轮34形成发动机10的芯部44，其生成燃烧气体。芯部44由可与风扇壳体40联接的芯部壳体46包绕。

绕着发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或转轴48将HP涡轮34传动地连接于HP压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形HP转轴48内的LP轴或转轴50将LP涡轮36传动地连接于LP压缩机24和风扇20。转轴48,50能够绕着发动机中心线旋转并且联接于多个可旋转元件，其可共同地限定转子51。

LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58相对于对应的一组固定压缩机导叶60,62旋转，以压缩或加压穿过级的流体流。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以以环提供并且可从叶片平台至叶片末端相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的固定压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及压缩机级的数量仅出于说明目的而选择，并且其它数量为可能的。

用于压缩机的级的叶片56,58可安装至(或者集成于)盘61，其安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装至芯部壳体46。

HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70相对于对应的一组固定涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可以以环提供并且可相对于中心线12沿径向向外延伸，而对应的固定涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶以及涡轮级的数量仅出于说明目的而选择，并且其它数量为可能的。

用于涡轮的级的叶片68,70可安装至盘71，其安装至HP转轴48和LP转轴50中的对应的一个。用于压缩机的级的导叶72,74可以以周向布置安装至芯部壳体46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分(如压缩机区段22和涡轮区段32之中的固定导叶60,62,72,74)也被独立地或共同地称为定子63。就此而言，定子63可指遍及发动机10的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流分开成使得气流的部分引导到LP压缩机24中，LP压缩机24接着将加压空气76供应至HP压缩机26，HP压缩机26使空气进一步加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并点燃，由此生成燃烧气体。一些功由HP涡轮34从这些气体抽取，HP涡轮34驱动HP压缩机26。燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36抽取附加的功，以驱动LP压缩机24，并且排出气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动驱动LP转轴50，以使风扇20和LP压缩机24旋转。

加压气流76的部分可作为放出空气77从压缩机区段22抽取。放出空气77可从加压气流76抽取，并且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著地增加。就此而言，由放出空气77提供的冷却对于此类发动机构件在升高的温度环境中的操作而言为必要的。

气流的剩余部分78绕过LP压缩机24和发动机芯部44并且通过固定导叶排，以及更特别地，出口导叶组件80离开发动机组件10，出口导叶组件80在风扇排气侧84处包括多个翼型件导叶82。更具体而言，周向排的径向延伸的翼型件导叶82邻近风扇区段18用于对气流78施加一些方向控制。

由风扇20供应的空气中的一些可绕过发动机芯部44并用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者用于冷却飞行器的其它方面或向其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30(尤其是涡轮区段32)下游，其中HP涡轮34为最热部分，因为其直接在燃烧区段28下游。冷却流体的其它源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。

现在参照图2，涡轮发动机10还可包括翼型件组件99，翼型件组件99可位于发动机10内的任何地方，其包括图1的风扇区段18、压缩机区段22或涡轮区段32。翼型件组件99包括翼型件100，并且应当理解的是，翼型件100可包括涡轮发动机10内的任何固定或非固定翼型件，例如，导叶或叶片。

翼型件100包括具有压力侧104和吸入侧106的外壁102。外壁102包括压力侧104和吸入侧106，并且从前缘108沿轴向延伸至后缘110，以限定翼弦方向C，并且还从根部112沿径向延伸至末端116，以限定翼展方向S，如示出的。翼型件100在本文中示出为具有实心内部，并且还设想的是，外壁102可按需要界定中空内部。此外，翼型件100可由复合材料或纤维复合材料，或金属，或适合于涡轮发动机10的环境的任何其它期望材料制成。

翼型件组件99还包括毂118，其示出为具有平台122的燕尾件120。燕尾件120可在根部112处联接于翼型件100。平台122可沿着外壁102从根部112的至少一部分114沿径向向外延伸，如示出的。以该方式，平台122可与外壁102形成对接部124，其中对接部124的第一部分126可从对接部124的第二部分128沿径向向内定位。此外，平台122还可限定流动路径123，其中沿着流动路径123移动的燃烧气体还可沿着关于外壁102的对接部124流动。

翼型件100还可包括多个切开部130，其沿着外壁102在流动路径123和对接部124近侧。切开部130示出为包括孔口132、径向第一槽134、沿翼弦方向C与第一槽134间隔的径向第二槽136，以及连接第一槽134和第二槽136的释放切口138。应当理解的是，孔口132、槽134,136以及释放切口138均可从压力侧104至少部分地延伸穿过翼型件100至吸入侧106，包括按需要完全地延伸穿过翼型件100。此外，释放切口138可按需要形成为平面切口或曲线切口。此外，孔口132、第一槽134、第二槽136或释放切口138中的任一个或全部可由如水射流切割、钻孔、激光切割或有利于翼型件100内的期望大小或公差的任何方法的方法形成。

现在参照图3，第一槽134包括第一轴向宽度140，并且第二槽136包括第二轴向宽度142。在一个非限制性实例中，第二轴向宽度142可小于第一轴向宽度140，如小于第一轴向宽度140的10％，还设想的是，第二轴向宽度142可与第一轴向宽度141的大小相同或者大于其。

第一槽134和第二槽136中的任何一个或两者可包括沿翼展方向S和翼弦方向C两者延伸的弯曲部分137。还设想的是，弯曲部分137可仅沿翼展方向S形成。此外，多个弯曲部分137可在第一槽134或第二槽136中利用，如图3的实例中示出的。弯曲部分137可在发动机10的操作期间减小翼型件外壁102中的局部应力，其包括否则可集中在第一槽134或第二槽136处的任何应力。

此外，释放切口138可沿着外壁102至少部分地沿翼展方向S以及翼弦方向C延伸，如示出的。以该方式，第一槽134和第二槽136可由释放切口138连接，以在翼型件外壁102中形成连续的切开部130。

孔口132可沿翼弦方向C与第一槽134或第二槽136间隔，由此在孔口132与第一槽134和第二槽136中的任何一个或两者之间在外壁102中形成细引线(ligament)144。第一细引线146可将孔口132连接于第一槽134，并且第二细引线148可将孔口132连接于第二槽136，其中孔口132沿轴向位于第一细引线146与第二细引线148之间。应当理解的是，细引线144可限定为不包含切开部130的外壁102的部分，或者限定为在相邻的切开部130之间延伸的外壁102的部分。

释放平面150可由对接部124处的孔口132、第一槽134、第二槽136以及释放切口138至少部分地限定。如本文中使用的，“释放平面”将指两个构件之间的分离表面，并且分离表面可或可不为数学上平面的。此外，多个孔口132、第一槽134和第二槽136、释放切口138以及细引线144还可用于形成释放平面150；在图3的实例中，释放平面150由孔口132、细引线144、第一槽134、释放切口138、第二槽136以及细引线144的重复图案形成。可认识到的是，释放平面150可在前缘108与后缘110之间完全地延伸穿过外壁102，并且还可沿翼展方向S至少部分地延伸。

此外，孔口132可构造成接收可插入的构件(如爆炸性炸药)，以帮助沿着释放平面150释放翼型件100。孔口132可包括对准特征154，其示出为平坦部分156。孔口132示为具有基本上正方形的轮廓；然而，在非限制性实例中，任何期望的形状或轮廓设想用于孔口132，包括圆形、带圆角的正方形，或不规则的形状或轮廓。

图4示出孔口132可具有互补的几何形状，具有用于插入到孔口132中的爆炸性炸药152。设想的是，平坦部分156可用于使爆炸性炸药152在5度方差内平行于图1的发动机中心线12对准。在另一实例中，孔口132可在5度方差内垂直于翼弦方向S定向。还可利用其它对准特征154；在非限制性实例中，爆炸性炸药152可包括指示哪一侧沿着平坦部分156放置的印刷标记，或者孔口132和爆炸性炸药152可分别包括键和键槽(未示出)，以确保在将炸药152组装到孔口132中时的一致对准。

此外，爆炸性炸药152可构造成在爆炸时沿选定方向释放能量。在图4的实例中，爆炸性炸药152可构造成沿翼弦方向C释放能量；在另一非限制性实例中，爆炸性炸药152可构造成沿所有方向均匀地释放能量。此外，均包含对应的爆炸性炸药152的多个孔口132可沿着释放平面150利用，如示出的。

在发动机10的操作期间，细引线144可构造成在爆炸性炸药152的爆炸时破裂，同时翼型件100经历旋转。在图4的实例中，细引线144可由于爆炸性炸药152的翼弦能量释放方向而沿翼弦方向C形成裂缝158。裂缝158可在相邻的切开部130之间，例如，在孔口132与相邻的第一槽134之间，或在孔口132与相邻的第二槽136之间延伸。设想的是，破裂的细引线144可由于在操作时在翼型件100内的离心力、应力或载荷之下的材料失效而完全地断开。在其中翼型件100由纤维复合材料制成的一个实例中，破裂的细引线144可由于在操作载荷之下的纤维失效或分离而完全地断开。在其中翼型件100为金属的另一非限制性实例中，破裂的细引线144可由于在操作载荷之下的金属失效而完全地断开。

在又一实例中，由纤维复合材料制成的示例性翼型件100具有其截面面积的高达90％，该截面面积的高达90％在释放平面150处经由切开部130(例如，孔口132、第一槽134和第二槽136，以及释放切口138)移除。在爆炸性炸药152的爆炸之前，该示例性翼型件100仍然能够耐受最大设计载荷的125％，例如，预期在操作中由翼型件100承载的最大旋转或内部的力或应力。在炸药152的爆炸之后，翼型件100接着由于纤维失效而能够在翼型件100的释放之前耐受最大设计载荷的75％。在另一实例中，释放平面150可用于以预先选定的载荷(如翼型件100的最大设计载荷的100％)释放翼型件100。

可认识到的是，切开部130的数量和间距可调节成按需要定制针对各种翼型件100的测试过程。此外，第一槽134和第二槽136的相对宽度以及它们相对于孔口132的定位提供可释放的翼型件100，其与不可释放的翼型件相比，具有在操作载荷之下的最小的性能差异。以该方式，翼型件100可在释放平面150近侧从翼型件组件99释放，包括通过孔口132中的爆炸性炸药152的爆炸，或者爆炸后翼型件100的任何随后材料失效。

形成用于涡轮发动机10的可释放翼型件100的方法包括在翼型件100中形成释放切口138，其具有例如沿翼展方向S的径向分量和例如沿翼弦方向C的轴向分量两者。至少一个径向槽可形成在翼型件100中，包括第一槽134或第二槽136，它们中的任何一个或两者可与释放切口138相交。爆炸性炸药孔口132还可形成在翼型件100中，并且细引线144可形成在翼型件100中，将爆炸性炸药孔口132连接于第一径向槽134或第二径向槽136中的至少一个。

本公开的益处包括，第二槽的弯曲部分，以及第一槽相比于第二槽的增加的宽度可提供在操作中的那些地点处的应力集中的减少，这可最小化在高载荷下的翼型件层离(delamination)。此外，第一槽和第二槽可提供连接点，以帮助在可预测的时间释放叶片或者在操作中施加载荷，并且还减少爆炸性炸药的所需强度或爆炸性切口(例如，破裂的细引线)的深度，以便可靠地释放叶片。此外，具有翼展分量和翼弦分量两者的释放平面的使用提供基于翼型件在过度加载之下最可能破裂的地点的更可靠的翼型件释放测试。可认识到的是，翼型件失效状态的更精确复制可改进安全测试，并且增加传统、当前和未来发动机模型中的知识库。

应该理解的是，公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。

在并未已经描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可按需要组合或彼此替代使用。不在所有实施例中示出的该一个特征并不意味着解释为其不可如此示出，而是为了描述简短而这样做。因此，不同实施例的各种特征可按需要混合和匹配来形成新实施例，而不论是否确切地描述新实施例。本文中所述的特征的所有组合或置换由本公开覆盖。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域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并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。