本主题大体上涉及具有改变的表面的结构，并且更具体地涉及改变的发动机表面，诸如翼型件，其具有遭受侵蚀条件的凸肋阵列叠层。
背景技术：
飞行器的表面(本体、翼、机舱和发动机)、发电结构(例如，风力涡轮和陆基涡轮、燃气涡轮等)或其它结构可遭受可使结构的性能和/或耐久性退化的环境侵蚀条件。这些表面可改变成包含诸如用于空气动力性能提高、防止湿气/冰累积、侵蚀保护和其它原因的凸肋的几何特征。
已经广泛研究了具有锯齿、圆齿状和叶片截面的对称的二维(2D)凸肋的空气动力性能。包括非对称凸肋、分层凸肋和具有圆化或缺口峰部的凸肋大体上未显示出增加的益处。研究的其它2D凸肋形状包括在较大凸肋的顶部上具有小凸肋的交错的兄妹类型的凸肋和分层凸肋。这些研究极大地限于空气动力参数，且未能考虑侵蚀场条件对凸肋性能的影响。
为了解决侵蚀，表面可包括硬涂层。然而，在遭受各种侵蚀条件的表面的设计中存在挑战，因为提供空气动力或防冰性质的涂层可能未提供侵蚀(雨水和砂两者)保护，且反之亦然，提供侵蚀保护的涂层可能并未提供空气动力或防冰性质。
非常期望的是提供一种改变的表面，诸如翼型件，其具有既经得起侵蚀条件又保持其空气动力/防冰性质的耐用的凸肋阵列叠层。
技术实现要素：
本发明的方面和优点将在以下描述中阐明，或可从该描述清楚，或可通过实施本发明理解到。
大体上提供了一种用于推进装置的翼型件。在一个实施例中，翼型件限定前缘、后缘和在前缘与后缘之间延伸的翼型件表面，其中翼型件具有在翼型件表面上的第一凸肋阵列叠层。第一凸肋叠层具有在翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层以及设置在第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板。第一凸肋阵列板限定第一多个连续几何特征，其具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部。第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。第一多个连续几何特征可贯穿板为相同尺寸，或可贯穿第一凸肋阵列板在尺寸上在此参数内改变。
还大体上公开了一种具有风扇区段的燃气涡轮发动机，其具有至少一个风扇叶片、叶盘、出口导向导叶或它们的混合物、压缩机、设置在压缩机下游的燃烧器和设置在燃烧器下游的涡轮。发动机具有至少一个翼型件，其限定前缘、后缘和在前缘与后缘之间延伸的翼型件表面。翼型件具有第一凸肋阵列叠层，其具有在翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层以及设置在第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板。第一凸肋阵列板限定第一多个连续几何特征，其具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部。第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。另外，具有第二粘合层的第二凸肋阵列叠层设置在翼型件表面的至少第二部分上，其中第二凸肋阵列板设置在第二粘合层的至少一部分上。第二凸肋阵列板限定第二多个连续几何特征，其具有在第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部。第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。第二肋方向不同于第一肋方向。第二多个连续几何特征可贯穿板为相同尺寸，或可贯穿第二凸肋阵列板在尺寸上在此参数内改变。此外，连续几何特征可在第二凸肋阵列板上具有独立于其在第一凸肋阵列板上的尺寸的尺寸。
大体上还提供了用于向翼型件提供侵蚀保护的方法。在一个实施例中，该方法包括将第一凸肋阵列叠层粘附至翼型件，第一凸肋阵列叠层具有在翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层以及设置在第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板，其中第一凸肋阵列板限定具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第一多个连续几何特征，且其中第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H，然后将第二凸肋阵列叠层粘附至翼型件，第二凸肋阵列叠层具有在翼型件表面的至少第二部分上的第二粘合层以及设置在第二粘合层的至少一部分上的第二凸肋阵列板，其中第二凸肋阵列板限定具有在不同于第一肋方向的第二方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第二多个连续几何特征，且其中第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比。
技术方案1. 一种推进装置的翼型件，所述翼型件限定前缘、后缘以及在所述前缘与所述后缘之间延伸的翼型件表面，所述翼型件包括所述翼型件表面上的第一凸肋阵列叠层，所述第一凸肋叠层包括：
在所述翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层；以及
设置在所述第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板，其中所述第一凸肋阵列板限定具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第一多个连续几何特征，且其中所述第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。
技术方案2. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述翼型件用于燃气涡轮发动机。
技术方案3. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一多个连续几何特征的最大总高度为大约0.55mm或更小。
技术方案4. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一多个连续几何特征的总宽度与总高度比W:H为大约1.25:1到大约2.25:1。
技术方案5. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一多个连续几何特征具有从在轴向方向上从所述前缘延伸的切线的方向在大约45度内的偏转角β1。
技术方案6. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一多个连续几何特征具有从在轴向方向上从所述前缘延伸的切线的方向在大约2度到大约35度内的偏转角β1。
技术方案7. 根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述翼型件还包括第二凸肋阵列叠层，其包括：
在所述翼型件表面的至少第二部分上的第二粘合层；
设置在所述第二粘合层的至少一部分上的第二凸肋阵列板，其中所述第二凸肋阵列板限定具有在第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第二多个连续几何特征，其中所述第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总宽度的大约1.5:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H，且
其中所述第二肋方向不同于所述第一肋方向。
技术方案8. 根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述第一凸肋阵列叠层和所述第二凸肋阵列叠层从所述后缘延伸至所述前缘以在其间的轴向方向A上覆盖所述翼型件表面的大约75%到大约99%。
技术方案9. 根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述前缘限定大致光滑的表面。
技术方案10. 根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述第一凸肋阵列板和所述第二凸肋阵列板包括弹性体材料。
技术方案11. 一种燃气涡轮发动机，包括：
包括至少一个风扇叶片、叶盘、出口导向导叶或它们的混合的风扇区段，
压缩机；
设置在所述压缩机下游的燃烧器，以及
设置在所述燃烧器下游的涡轮，
其中所述发动机包括至少一个翼型件，所述翼型件限定前缘、后缘以及在所述前缘与所述后缘之间延伸的翼型件表面，所述翼型件包括：
第一凸肋阵列叠层，其包括：
在所述翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层，
设置在所述第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板，其中所述第一凸肋阵列板限定具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第一多个连续几何特征，且其中所述第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H，
第二凸肋阵列叠层，其包括：
在所述翼型件表面的至少第二部分上的第二粘合层，
设置在所述第二粘合层的至少一部分上的第二凸肋阵列板，其中所述第二凸肋阵列板限定具有在第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第二多个连续几何特征，且其中所述第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H，且
其中所述第二肋方向不同于所述第一肋方向。
技术方案12. 根据技术方案11所述的发动机，其中，所述第一凸肋阵列叠层和所述第二凸肋阵列叠层呈现出大于或等于所述翼型件表面的第一抗侵蚀性的第二抗侵蚀性。
技术方案13. 根据技术方案11所述的发动机，其中，所述第一多个连续几何特征和所述第二多个连续几何特征包括弯曲的谷部。
技术方案14. 根据技术方案11所述的发动机，其中，所述第一多个连续几何特征和所述第二多个连续几何特征的峰角度α为大约75度到大约105度。
技术方案15. 根据技术方案11所述的发动机，其中，所述第一多个连续几何特征和所述第二多个连续几何特征定形为锯齿图案。
技术方案16. 根据技术方案11所述的发动机，其中，所述第一凸肋阵列叠层和所述第二凸肋阵列叠层设置在所述风扇区段中的至少一个构件上。
技术方案17. 一种向翼型件表面提供侵蚀保护的方法，包括以下步骤：
将第一凸肋阵列叠层粘附至所述翼型件，所述第一凸肋阵列叠层包括在所述翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层以及设置在所述第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板，其中所述第一凸肋阵列板限定具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第一多个连续几何特征，且其中所述第一多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H，以及
将第二凸肋阵列叠层粘附至所述翼型件，所述第二凸肋阵列叠层包括在所述翼型件表面的至少第二部分上的第二粘合层以及设置在所述第二粘合层的至少一部分上的第二凸肋阵列板，其中所述第二凸肋阵列板限定具有在不同于所述第一肋方向的第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第二多个连续几何特征，且其中所述第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总高度的大约1:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。
技术方案18. 根据技术方案17所述的方法，其中，所述第一凸肋阵列叠层和所述第二凸肋阵列叠层呈现出大于或等于所述翼型件表面的第一抗侵蚀性的第二抗侵蚀性。
技术方案19. 根据技术方案17所述的方法，其中，所述第一凸肋阵列板和所述第二凸肋阵列板包括弹性体材料。
技术方案20. 根据技术方案17所述的方法，其中，所述第一多个连续几何特征和所述第二多个连续几何特征的峰角度α为大约75度到大约105度。
本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。
附图说明
包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中提出，在附图中：
图1为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性截面视图；
图2为图1的示例性燃气涡轮发动机的前端的示意性截面视图；
图3为根据本发明构造的具有凸肋阵列的风扇叶盘的透视图；
图4为图3的叶盘的风扇叶片中的一个的侧视图；
图5为沿轴向方向A截取的图4的风扇叶片的截面；
图6为示出示例性连续几何特征的凸肋阵列叠层的区段；以及
图7为设置在发动机本体的翼型件表面上的凸肋阵列叠层的透视图。
构件清单
10 涡扇喷气发动机
12 纵向或轴向中心线
14 风扇区段
16 核心涡轮发动机
18 外壳
20 入口
22 低压压缩机
24 高压压缩机
26 燃烧区段
28 高压涡轮
30 低压涡轮
32 喷气排气区段
34 高压轴/转轴
36 低压轴/转轴
37 核心空气流路
38 风扇或叶盘
40 叶片
42 盘
44 环形流路表面
48 前毂
50 风扇壳或机舱
52 出口导向导叶
54 下游区段
56 旁通空气流通路
58 空气
60 入口
62 空气的第一部分
64 空气的第二部分
66 燃烧气体
68 定子导叶
70 涡轮转子叶片
72 定子导叶
74 涡轮转子叶片
76 风扇喷嘴排气区段
78 热气路
80 盘的前侧
82 盘的后侧
84 盘的外表面
86 螺栓
88 平台
90 翼型件本体
92 翼型件部分
92 柄部部分
96 压力侧
98 吸力侧
100 前缘
102 后缘
104 末梢
106 切线
110 几何特征
130 第一凸肋阵列板
132 第二凸肋阵列板
134 第二凸肋阵列叠层
136 第一凸肋阵列叠层
138 风扇叶盘
140 翼型件叶片
142 转子盘
144 环形流路表面
146 凸肋峰部
148 凸肋谷部
152 凸肋基部
154 第二粘合层
156 第一粘合层
β1 偏转角
β2 偏转角。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文使用的用语'叠层'限定为层叠结构或材料，尤其是由固定在一起以形成硬、平或柔性的材料的层制成的一种。
凸肋阵列叠层改善喷气发动机表面(例如，翼型件表面、机舱结构、导叶等)上的空气动力性能。然而，相比于光滑的翼型件表面，凸肋阵列叠层表面可能在遭受雨水侵蚀和砂砾侵蚀的恶劣发动机环境中不太耐用。在发动机中，凸肋阵列叠层可应用于翼型件上，包括但不限于风扇叶片、风扇出口导向导叶(OGV)、螺旋桨和风扇区段中存在高流动和恶劣环境的其它空气动力结构，这由于来自风扇的空气流加速而比飞行器本体和翼周围更严重。在恶劣的喷气发动机环境中，雨水侵蚀测试、砂砾侵蚀测试和旋转架测试已经显示出本文中的凸肋尺寸范围和构造提出了相比凸肋阵列叠层附接到其上的翼型件表面更耐侵蚀的凸肋阵列叠层。
在一个实施例中，凸肋阵列板上的连续几何特征具有尖锐的峰部(凸肋的顶部)和谷部(凸肋的底部)，其中总宽度(峰部与峰部的距离)与总高度比W:H为大约1:1到大约2.5:1(例如，大约1.25:1到大约2.25:1)，带有大约0.65mm或更小(例如，大约0.55mm或更小)的最大总高度。凸肋的最佳尺寸由雨水侵蚀和砂砾侵蚀的耐用性测试确定。侵蚀测试参数意在模拟喷气发动机的侵袭性环境。
现在参看附图，其中相同的数字表示贯穿附图的相同元件，图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为本文称为"涡扇发动机10"的高旁通涡扇喷气发动机。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为了参照提供的纵向中心线12延伸)、径向方向R和周向方向C(见图3)。大体上，涡扇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。
绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包括大致管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18成串流关系包围：包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接至LP压缩机22。压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷嘴区段32一起限定核心空气流路37。
对于绘出的实施例，风扇区段14包括也称为叶盘38的风扇38，其具有以间隔开的关系联接至转子盘42的多个风扇叶片40。如图所绘出，风扇叶片40从转子盘42大体上沿径向方向R延伸。至少一个凸肋阵列叠层134、136附接至风扇叶片40或叶盘38的压力侧。盘42由可旋转的前毂48覆盖，毂48为空气动力成形的以促进空气流穿过多个风扇叶片40。此外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向包绕风扇或叶盘38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。将认识到的是，机舱50可构造成由多个沿周向间隔开的出口导向导叶52相对于核心16支撑。至少一个凸肋阵列叠层134、136附接至出口导向导叶52的压力侧。此外，机舱50的下游区段54可越过核心涡轮发动机16的外部延伸，以便限定其间的旁通空气流通路56。
在涡扇发动机10的操作期间，一定量的空气58通过机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇10。当一定量的空气58穿过风扇叶片40或叶盘时，由箭头62指出的空气58的第一部分在第一凸肋阵列叠层136上引导或传送到旁通空气流通路56中，且由箭头64指出的空气58的第二部分在第二凸肋阵列叠层134上引导或传送到核心空气流通路37中，或更具体地到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常称为旁通比。空气的第二部分64的压力然后在其传送穿过HP压缩机24且到燃烧区段26中时增大，在燃烧区段中其与燃料混合且焚烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66传送穿过HP涡轮28，在该处，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接至外壳18的HP涡轮定子导叶68和联接至HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级获得，因此引起HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66然后传送穿过LP涡轮30，在该处，热能和动能的第二部分经由联接至外壳18的LP涡轮定子导叶72和联接至LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级从燃烧气体66获得，因此引起LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇或叶盘38的旋转。
燃烧气体66随后传送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力在空气的第一部分62在其从涡扇10的风扇或叶盘38喷嘴排气区段76排出之前传送穿过旁通空气流通路56时大致增大，也提供了推进推力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体通路78以用于将燃烧气体66传送穿过核心涡轮发动机16。
然而，应当认识到的是，图1中绘出的示例性涡扇发动机10仅是举例来说的，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可具有任何其它适合的构造。例如，在其它示例性实施例中，风扇或叶盘38可构造为可变桨距风扇，其例如包括用于使多个风扇叶片围绕相应的变桨轴线旋转的适合的促动组件。还应当认识到的是，在其它示例性实施例中，本公开内容的方面可结合到任何其它适合的燃气涡轮发动机中。例如，在其它示例性实施例中，本公开内容的方面例如可结合到涡轮螺旋桨发动机中。
现在参看图2，提供了图1的示例性涡扇发动机10的局部放大的示意图。如图所示，风扇或叶盘38包括转子盘42，以及从转子盘42沿径向向外延伸的多个沿周向间隔开的风扇叶片40(图2中仅示出了一个)。至少一个第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136定位在风扇叶片40的压力侧96上。另外，至少一个第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136定位在出口导向导叶52上。转子盘42包括分别沿轴向间隔开的前侧80和后侧82，以及在其间延伸的径向外表面84。
对于绘出的实施例，LP轴36适合地由多个螺栓86固定地直接连接至转子盘后侧82。然而，在其它示例性实施例中，涡扇发动机10可包括带齿轮的风扇构造，使得齿轮箱设置在LP轴36与风扇或叶盘38之间。例如，在此示例性实施例中，LP轴36可固定地连接至输入轴，输入轴联接至齿轮箱，且齿轮箱也机械地联接至风扇轴以用于驱动风扇或叶盘38。
图3绘出了根据本发明构造的示例性风扇叶盘138，其具有带环形流路表面144的金属转子盘142，以及附接到其上的多个翼形件形状的叶片140。如本文使用的用语"叶盘"用于表示包括具有与其整体结合的叶片的毂的任何燃气涡轮发动机构件。此构件有时称为"叶片盘"或"整体结合的叶片转子"。本发明尤其可用于用作飞行器燃气涡轮发动机上的低压风扇的叶盘，但可适用于任何类型的叶盘结构。如本文使用的用语"整体的"是指有效形成单个部件而其间没有机械间断的两个构件，而不论构件是单独产生或是来自单个构件。
图4和图5更详细地示出了示例性叶片140。叶片140包括本体90，其限定翼型件部分92和柄部部分94。翼型件部分92包括相对的压力侧96和吸力侧98、前缘100、后缘102和末梢104。本体90可由形成为期望形状的金属合金构造，其将经得起必要的操作负载，且其与毂材料相容。适合的合金的示例包括但不限于基于钛、铝、钴、镍或钢的合金。本体90和毂142(见图3)可通过以已知方式从单个材料坯料加工其相应的轮廓来形成。至少一个第一凸肋阵列板130和第二凸肋阵列板132利用粘合层154、156附接至本体90的翼型件表面以形成第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136。第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的数目和位置可变化以适合特定应用。在图4中所示的示例中，本体90的翼型件表面包括在翼型件部分92的压力侧96上的第一凸肋阵列叠层136和第二凸肋阵列叠层134。各个凸肋阵列叠层134、136定向成使得凸肋峰部146和凸肋谷部148相对于在燃气涡轮发动机的轴向方向上从翼型件的前缘延伸的切线106在偏转角β1和β2内大体上平行地延伸。偏转角β1和β2可在与切线106的平行线在任一方向上成大约45度的范围中(例如，与平行线成大约2度到大约35度，诸如与平行线成大约5度到大约15度)。凸肋阵列板130、132可由将经得起操作期间的预期空气负载和温度且可形成为期望轮廓的任何材料制成。凸肋阵列叠层134、136可助于或可不助于叶片140的总体结构完整性。
凸肋阵列板130、132材料相比本体90较不密实，以便最大限度地减少叶片140的附加质量。适合材料的示例包括复合物，诸如嵌入环氧树脂粘结剂中的碳纤维丝(称为"碳-环氧树脂"系统)、纤维-双马来酰亚胺、纤维-聚酰亚胺以及其它纤维-环氧树脂热固性或热塑性树脂和它们的混合物。其它适合的材料包括弹性体、硬质泡沫(例如，聚合物、陶瓷、聚氨酯、硅酮或金属，或具有贯穿材料分散的多孔结构的其混合物)、结构泡沫(即，具有多孔核心和整体的表皮的塑料)，以及复合泡沫塑料(即，通过将刚性微观颗粒分散在流体聚合物中且然后将其固化而制成的多孔聚合物)。第一凸肋阵列板130和第二凸肋阵列板132可形成且然后利用第一粘合层154和第二粘合层156或紧固件装固至叶片140，以便直接地结合到其上。
图5示出了本体90的一部分的透视展开图。本体90的翼型件表面改变成包括至少一个第一凸肋阵列叠层134，其具有多个连续几何特征110，特征110大体上从凸肋阵列板132延伸或凸出，该板132利用第一粘合层154粘附至本体90的翼型件表面。进一步的表面处理或涂层可选地应用至连续几何特征110。在图6的示例中，连续几何特征110为锯齿轮廓，但将理解的是，可备选地使用其它连续几何形状。
如图6中所示，平面P大体上平行于本体90的翼型件部分92且穿过各个连续几何特征110延伸。本体90的翼型件表面具有大体上由本体90的材料和处理经历限定的第一抗侵蚀性。第一凸肋阵列板130和第二凸肋阵列板132中发现的多个连续几何特征110关于本体90的翼型件表面的第一抗侵蚀性具有更大的第二抗侵蚀性。第二抗侵蚀性由连续几何特征110的材料和连续几何特征110附接到本体90的翼型件表面上的处理技术限定。举例来说，本体90的翼型件表面由聚合物材料、金属材料、陶瓷材料或它们的组合(诸如复合物)形成。连续几何特征110由另一聚合物材料、陶瓷材料、金属间材料、金属材料或它们的组合(诸如复合物)制成。在进一步的示例中，本体90的翼型件为金属材料，且连续几何特征110为金属材料，诸如基本上纯的材料或基于钨、镍、钽、铌、钛或铁的合金。在进一步的示例中，本体90的翼型件表面和多个连续几何特征110由具有等同的材料成分的相应材料制成，诸如等同的金属合金成分，且第一抗侵蚀性和第二抗侵蚀性之间的差异由于处理引起。
连续几何特征110的第二或较大的抗侵蚀性对应于在相同的侵蚀条件下小于本体90的翼型件表面的侵蚀率的第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的侵蚀率。实验性侵蚀条件的说明性但非限制性的示例在于输送受控的砂砾侵蚀物质以在从总侵蚀物的大约50克到大约700克的范围的比率下挑战各个表面、本体90的翼型件表面，以及第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136。总挑战侵蚀物质量(克)以及第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136质量损失(克)的凸肋侵蚀率指出第二抗侵蚀性或第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的抗侵蚀性。对于第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的总挑战侵蚀物与质量损失的侵蚀率在大约20000到27000克/克的范围中。总挑战侵蚀物(克)与本体90的翼型件表面的质量损失(克)的本体90的翼型件表面的侵蚀率指出第一抗侵蚀性或本体90的翼型件表面的抗侵蚀性。对于本体90的翼型件表面的总挑战侵蚀物(克)与质量损失(克)的本体90的翼型件表面的侵蚀率在大约27000到35000克/克的范围中。然而，在总挑战侵蚀物比率的所有实验条件中，对于凸肋阵列表面的侵蚀率小于对于本体90的翼型件表面的侵蚀率，从而证实了第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的(第二)抗侵蚀性大于或等于本体90的翼型件表面的(第一)抗侵蚀性，因为对于第一凸肋阵列叠层134和第二凸肋阵列叠层136的实验侵蚀率小于本体90的翼型件表面的实验侵蚀率。
图6示出了示例性第一凸肋阵列叠层134或第二凸肋阵列叠层136的截面，具有相应的第一或第二多个连续几何特征110。第一凸肋阵列叠层134或第二凸肋阵列叠层136在轴向方向A上也在平面P的方向上延伸，且垂直方向V限定在本体90的翼型件表面与凸肋峰部146之间。凸肋基部152限定大体上平行于本体90的翼型件表面的基准平面。第一或第二连续几何特征110沿大体上垂直于平面P的方向限定凸肋谷部148与凸肋峰部146之间的高度(H)，以及沿大体上平行于平面P的方向限定凸肋峰部146之间的最大宽度(W)。最大高度(H)和最大宽度(W)限定第一或第二连续几何特征110中的各个的高宽比W:H。在一个示例中，高宽比W:H为大约1:1到大约2.5:1(例如，大约1.25:1到大约2.25:1)，带有大约0.65mm或更小(例如，大约0.55mm或更小，诸如大约0.4mm或更小)的最大总高度。在另一个示例中，第一或第二多个连续几何特征具有在第一或第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部，具有不同于彼此的偏转角β1、β2(例如，分别定向成在从翼型件的前缘延伸的切向方向的大约45度内)。在另一个示例中，第一或第二多个连续几何特征具有在第一和第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部，具有在燃气涡轮发动机的轴向方向A的大约20度内的偏转角β1、β2。
例如，大约1.5:1到大约2.5:1的连续几何特征高宽比(W:H)限定大约75度到大约105度的第一或第二连续几何特征110的腿部之间的峰角度α。第一凸肋阵列叠层136和第二凸肋阵列叠层134可从后缘102延伸至翼型件的前缘100以在其间的发动机轴向方向A上覆盖翼型件92表面的大约75%到大约99%。翼型件92的前缘100可为大致光滑的表面。第一凸肋阵列板130和第二凸肋阵列板132可由弹性体材料形成。
图7为附接至本体90的翼型件表面的示例性锯齿图案的第一凸肋阵列叠层136的透视图，示出了相对于第一凸肋阵列叠层136位置的总体空气流58方向。第一凸肋阵列板130通过第一粘合层156粘附至本体90的翼型件表面。
一种向翼型件提供侵蚀保护的方法涉及以下步骤：将第一凸肋阵列粘附至翼型件，第一凸肋阵列叠层具有在翼型件表面的至少第一部分上的第一粘合层以及设置在第一粘合层的至少一部分上的第一凸肋阵列板。第一凸肋阵列板限定第一多个连续几何特征，其具有在第一肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部，第一肋方向具有在从翼型件的前缘延伸的切向方向的大约45度内的偏转角β1。第一多个连续几何特征限定带有最大大约0.65mm或更小的总宽度的大约1.5:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。
下一个步骤是将第二凸肋阵列叠层粘附至翼型件，第二凸肋阵列叠层具有在翼型件表面的至少第二部分上的第二粘合层以及设置在第二粘合层的至少一部分上的第二凸肋阵列板。第二凸肋阵列板限定具有在不同于第一肋方向的第二肋方向上延伸的刚性的峰部和谷部的第二多个连续几何特征。第二多个连续几何特征具有在从翼型件的前缘延伸的切向方向的大约45度内的偏转角β2。第二多个连续几何特征限定带有大约0.65mm或更小的最大总宽度的大约1.5:1到大约2.5:1的总宽度与总高度比W:H。第一凸肋阵列叠层和第二凸肋阵列叠层呈现出第二抗侵蚀性，第二抗侵蚀性大于或等于翼型件表面的第一抗侵蚀性，从而提供对于翼型件的侵蚀保护。
在一个特定实施例中，多个凸肋板(例如，第一凸肋板、第二凸肋板等)彼此相邻地定位，使得接缝形成在相邻凸肋板侧之间(使形成接头的侵蚀膜延伸)。接下来，侵蚀材料的薄条可应用在接头上以防止粘合剂渗出接头。粘合剂然后可应用至多个板的后表面(例如，至整个完整表面)，且可选地可应用真空来使粘合层压实。涂布粘合剂的凸肋板组件然后可粘附至基底表面。
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