易碎的燃气涡轮发动机翼型件的制作方法

本主题大体上涉及翼型件，并且更具体地涉及飞行器发动机中的翼型件。

背景技术：

在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)可易于经历极端的负载事件。例如，风扇叶片可撞击卷入发动机中的鸟，或叶片脱离事件可出现，其中风扇叶片中的一个从转子盘断开。如果冲击足够大，则风扇叶片可在向下游行进穿过发动机之前断裂成一个或更多个碎片。较大的碎片可引起对飞行器或发动机的非期望破坏。一些翼型件形成有各种特征来提高总体翼型件的强度或刚度。然而，很难完全防止破裂发生。此外，此类特征可促使翼型件在某些负载事件期间仅部分地破裂。如果破裂不完全或不干净，则可发生更大破坏，因为部分断开的叶片从发动机的旋转获得能量。在一些情况中，翼型件碎片可经由发动机抛出且至飞行器或周围环境。

除翼型件破裂的尺寸和速度的问题外，翼型件的破裂碎片的形状可指示极端负载事件引起的破坏。知道翼型件的断件的可能尺寸和形状可允许针对此情况更好预测和准备。具有非预期形状或尺寸的断片可引起对发动机的更大水平的破坏。然而，最小化或模拟翼型件的断片的尺寸可能很难。在现有的翼型件中，翼型件破裂的位置和尺寸将取决于极端负载事件的大小和位置而极大地不同。预先预定和成形断件可允许使用者最小化和预测翼型件破裂的不利效果。

因此，期望对飞行器翼型件结构进行进一步改进。例如，可能期望控制飞行器发动机翼型件的冲击或破裂性能。

技术实现要素：

本发明的各方面和优点将在以下描述中部分地阐明，或可从描述中清楚，或可通过实施本发明理解到。

按照本公开内容的一个实施例，提供了一种用于飞行器发动机的翼型件。翼型件可包括多个复合板层，其在翼弦方向上从前缘延伸到后缘，且在翼展方向上在翼型件末梢与翼型件底座之间延伸。翼型件可包括至少一个不连续板层，其具有第一板层节段、第二板层节段，以及设置在第一板层节段与第二板层节段之间的对接接头。对接接头可沿第一断片轮廓(fragmentprofile)设置，以易碎地附接第一板层节段和第二板层节段。

按照本公开内容的另一个实施例，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机可包括发动机轴、压缩机、燃烧器、涡轮和风扇区段。发动机轴可沿中心轴线延伸，同时压缩机可附接到发动机轴上，且围绕中心轴线径向地延伸。燃烧器可定位在压缩机下游来从其接收压缩的流体。涡轮可为安装到燃烧器下游的发动机轴上的涡轮，以向压缩机提供旋转力。风扇可包括可操作地连接到发动机轴上的多个沿径向延伸的风扇叶片。各个风扇叶片均可包括多个复合板层，其在翼弦方向上从前缘延伸至后缘，且在翼展方向上在翼型件末梢与翼型件底座之间延伸。各个风扇叶片还可包括至少一个不连续板层，其具有在翼弦方向上从前缘延伸至后缘且在翼展方向上在翼型件末梢与翼型件底座之间延伸的多个复合板层。各个风扇叶片还可包括至少一个不连续板层，其具有第一板层节段、第二板层节段，以及设置在第一板层节段与第二板层节段之间的对接接头。对接接头可沿第一断片轮廓设置，以易碎地附接第一板层节段和第二板层节段。

实施方案1.一种用于飞行器发动机的翼型件，所述翼型件包括：

沿翼弦方向从前缘延伸到后缘且沿翼展方向在翼型件末梢与翼型件底座之间延伸的多个复合板层，包括至少一个不连续板层，其包括：

第一板层节段，

第二板层节段，以及

沿着第一断片轮廓设置在所述第一板层节段与所述第二板层节段之间来易碎地附接所述第一板层节段和所述第二板层节段的对接接头。

实施方案2.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个复合板层包括至少两个不连续的板层，各个不连续的板层均包括离散的对接接头，两个对接接头沿所述翼展方向交错。

实施方案3.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述对接接头至少部分地沿所述翼弦方向延伸。

实施方案4.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述第一板层节段包括第一复合材料，而所述第二板层节段包括第二复合材料，所述第一复合材料不同于所述第二复合材料。

实施方案5.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述对接接头至少部分地沿所述翼展方向延伸。

实施方案6.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件限定在所述翼型件底座与翼型件末梢之间的总体翼型件高度，以及其中所述对接接头定位在第一破裂高度处，所述第一破裂高度大于所述总体翼型件高度的25%。

实施方案7.根据实施方案6所述的翼型件，其特征在于，所述多个复合板层还包括沿着第二断片轮廓延伸穿过所述翼型件的第二对接接头。

实施方案8.根据实施方案7所述的翼型件，其特征在于，所述第二对接接头定位在第二破裂高度处，所述第二破裂高度大于所述总体翼型件高度的75%。

实施方案9.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述对接接头包括树脂材料。

实施方案10.根据实施方案1所述的翼型件，其特征在于，所述多个复合板层包括从所述翼型件底座不断开地延伸到所述翼型件末梢的至少一个连续板层。

实施方案11.一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：

沿所述中心轴线延伸的发动机轴；

附接至所述发动机轴且围绕所述中心轴线沿径向延伸的压缩机；

定位在所述压缩机下游来接收来自所述压缩机的压缩的流体的燃烧器；

安装在所述燃烧器下游的所述发动机轴上来将旋转力提供至所述压缩机的涡轮；以及

包括可操作地连接至所述发动机轴的多个沿径向延伸的风扇叶片的风扇区段，各个风扇叶片均包括沿翼弦方向从前缘延伸至后缘且沿翼展方向在翼型件末梢与翼型件底座之间延伸的多个复合板层，各个风扇叶片均包括至少一个不连续板层，其包括：

第一板层节段，

第二板层节段，以及

沿第一断片轮廓设置在所述第一板层节段与所述第二板层节段之间来易碎地附接所述第一板层节段和所述第二板层节段的对接接头。

实施方案12.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个复合板层包括至少两个不连续的板层，各个不连续的板层均包括离散的对接接头，两个对接接头沿翼展方向交错。

实施方案13.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述对接接头至少部分地沿所述翼弦方向延伸。

实施方案14.根据实施方案13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述对接接头从所述后缘不间断地延伸到所述前缘。

实施方案15.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述对接接头至少部分地沿所述翼展方向延伸。

实施方案16.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，各个风扇叶片均限定在所述翼型件底座与翼型件末梢之间的总体翼型件高度，以及其中所述对接接头定位在第一破裂高度处，所述第一破裂高度大于所述总体翼型件高度的25%。

实施方案17.根据实施方案16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个复合板层还包括沿第二断片轮廓延伸穿过各个叶片的第二对接接头。

实施方案18.根据实施方案17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二对接接头定位在第二破裂高度处，所述第二破裂高度大于所述总体翼型件高度的75%。

实施方案19.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述对接接头包括树脂材料。

实施方案20.根据实施方案11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个复合板层包括从所述翼型件底座不断开地延伸到所述翼型件末梢的至少一个连续板层。

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

针对本领域的技术人员的包括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陈述，在附图中：

图1提供了按照本公开内容的一个实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图；

图2提供了按照本公开内容的一个实施例的燃气涡轮发动机的一部分的放大示意性截面视图；

图3提供了按照本公开内容的一个实施例的风扇叶片的透视图；

图4提供了按照本公开内容的一个实施例的风扇叶片的侧立面视图；

图5提供了按照本公开内容的另一个实施例的风扇叶片的侧立面视图；

图6提供了按照本公开内容的一个实施例的沿翼弦平面的翼型件的一部分的示意性截面视图；

图7提供了按照本公开内容的另一个实施例的沿翼弦平面的翼型件的一部分的示意性截面视图；

图8提供了按照本公开内容的一个实施例的沿翼展平面的翼型件的一部分的示意性截面视图；以及

图9提供了按照本公开内容的另一个实施例的沿翼展平面的翼型件的一部分的示意性截面视图。

本说明书和附图中的参考标号的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。

零件列表

10燃气涡轮发动机

12中心线轴线

14核心燃气涡轮发动机

16风扇区段

18外壳

20环形入口

22低压压缩机

24高压压缩机

26燃烧器

28高压涡轮

30高压传动轴

32低压涡轮

34低压传动轴

36排气喷嘴

38风扇转子

39风扇转子盘

40环形风扇壳

42出口导向导叶

44风扇叶片

46下游区段

48空气流导管

50空气流

52入口

54第一压缩的空气流

56第二压缩的空气流

58空气流

60燃烧产物

62翼型件

64翼型件底座

66翼型件末梢

68第一(压力)侧--40

70第二(吸力)侧--42

72前缘

74后缘

76根部区段

78相对的压力面--46

80过渡区段

82复合板层/多个板层

84翼型件核心

86最外板层

88内板层

90板层节段(第一)

92板层节段(第二)

94板层节段(第三)

96对接接头

96a对接接头(第一)

96b对接接头(第二)

98断片轮廓

100翼型件断片

θ角

c翼弦方向

s翼展方向

w宽度方向

ha总体翼型件高度

hb1破裂高度(第一)

hb2破裂高度(第二)。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。各个实例通过阐释本发明的方式提供，而不限制本发明。实际上，对本领域的技术人员将显而易见的是，可在本发明中制作出各种改型和变型，而不会脱离本发明的范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可结合另一个实施例使用以产生又一个实施例。因此，期望本发明覆盖归入所附权利要求和其等同物的范围内的此类改型和变型。

如本文中所使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。

用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，且"下游"是指流体流至的方向。

翼型件大体上提供成用于在燃气涡轮发动机中使用。如将描述那样，翼型件可构造成在极端冲击或负载期间沿一个或更多个预定轮廓破裂成断片。翼型件可形成为粘结到彼此上作为层叠板材的若干板层。板层中的一个或更多个将由多个件构成。例如，这些件大体上可在树脂对接接头处连接。具有延伸穿过其间的对接接头的一个或更多个板层可确定翼型件的(多个)断片轮廓。

现在参看附图，图1示出了按照本主题的各方面的可用于飞行器内的燃气涡轮发动机10的一个实施例的截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为高旁通涡扇喷气发动机10，其中发动机10示为具有延伸穿过其间来用于参照目的的纵向或轴向中心轴线12。尽管示出了示例性涡扇实施例，但预计本公开内容可同样适用于其它发动机，诸如开放转子、涡轮轴或涡轮螺旋桨构造。

大体上，发动机10包括核心燃气涡轮发动机(大体上由参考标号14指出)和定位在其上游的风扇区段16。核心发动机14大体上包括限定环形入口20的大致管状的外壳18。另外，外壳18还可包围和支承低压(lp)压缩机22，以用于将进入核心发动机14的空气的压力升高到第一压力水平。多级轴流式高压(hp)压缩机24然后可从lp压缩机22接收加压空气，且进一步升高此空气的压力。流出hp压缩机24的加压空气然后可流至燃烧器26，燃料在燃烧器26内喷射到加压空气流中，其中所得的混合物在燃烧器26内燃烧。高能燃烧产物从燃烧器26沿发动机10的热气体路径引导至高压(hp)涡轮28，以用于经由高压(hp)轴或转轴30驱动hp压缩机24，且然后引导至低压(lp)涡轮32来用于经由大体上与hp轴30同轴的低压(lp)传动轴或转轴34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，燃烧产物可从核心发动机14经由排气喷嘴36排出来提供推进喷气推力。

另外，如图1和2中所示，发动机10的风扇区段16大体上包括可旋转的轴流式风扇转子38，其构造成由环形风扇壳40包绕。在特定实施例中，lp轴34可直接地连接到风扇转子38或转子盘39上，诸如以直接传动构造。在备选的构造中，lp轴34可经由减速装置37(诸如间接传动或齿轮传动构造中的减速齿轮变速箱)连接到风扇转子38上。如期望或需要那样，此减速装置可被包括在发动机10内的任何适合的轴/转轴之间。

本领域的普通技术人员将认识到，风扇壳40可构造成关于核心发动机14由多个大致沿径向延伸、沿周向间隔开的出口导向导叶42支承。因此，风扇壳40可包围风扇38和其对应的风扇转子叶片44。此外，风扇壳40的下游区段46可在核心发动机14的外部上延伸，以便限定提供附加推进喷气推力的副或旁通空气流导管48。

在发动机10的操作期间，应当认识到的是，初始空气流(由箭头50指出)可穿过风扇壳40的相关联的入口52进入发动机10中。空气流50然后经过风扇叶片44，且分流成移动穿过导管48的第一压缩的空气流(由箭头54指出)和进入lp压缩机22中的第二压缩的空气流(由箭头56指出)。第二压缩的空气流56的压力然后增大，且进入hp压缩机24(如箭头58指出)。在与燃料混合且在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物60流出燃烧器26，且流过第一涡轮28。此后，燃烧产物60流过第二涡轮32，且流出排气喷嘴36，以对发动机10提供推力。

参看图3至5，在风扇叶片44的背景下提供了若干示例性翼型件62实施例。尽管所示翼型件62示为风扇叶片44的一部分，但将理解的是，翼型件62的以下论述可同样适用于另一个翼型件实施例，例如，压缩机22,24和/或涡轮28,32(见图1)的定子导叶或转子叶片。如图所示，各个风扇叶片44均沿翼展s从翼型件底座64沿径向向外延伸至翼型件末梢66。翼型件62的第一侧68和第二侧70沿翼弦方向c从翼型件的前缘72延伸至后缘74。在所示实施例中，风扇叶片44的侧部68,70构造成相对的压力侧68和吸力侧70。可选地，各个风扇叶片44均包括一体的构件，其具有带通向过渡区段80的一对相对的压力面78的直轴向燕尾部形式的根部区段76。在安装到发动机10内时，如图2中所示，根部区段76设置在风扇转子盘39的燕尾槽中，从而将风扇叶片44附接到风扇转子38上。

如图4和5中所示，一个或更多个断片轮廓98限定穿过各个翼型件62。大体上，断片轮廓98将构造为翼型件62预定跨过其而破裂的线或平面，将翼型件62分成多个翼型件断片100。如图4中所示，某些实施例的断片轮廓98将沿翼弦方向c从前缘72线性地延伸到后缘74。尽管图4的断片轮廓98示为关于翼弦方向c均具有负角θ，但一个或更多个断片轮廓98可限定大于或等于0°的角θ。在安装在发动机内时，断片轮廓98的可选实施例可构造成大致平行于中心轴线12(见图1)。在其它实施例中，诸如图5的示例性实施例，断片轮廓98部分地沿翼弦方向c且部分地沿翼展方向s延伸。例如，图5的实施例从翼型件末梢66弧形地延伸到后缘74。一些实施例可包括类似地弧形的断片轮廓98，其在前缘72与翼型件末梢66之间延伸。

备选实施例可包括其它适合的断片轮廓构造，包括多个轮廓路径和其组合。在一些备选实施例中，至少一个断片轮廓98仅部分地横穿翼型件62。换言之，断片轮廓98并未延伸至翼型件的大小的两个末端。例如，断片轮廓98可沿翼弦方向c在翼型件62内延伸，而并未到达前缘72或后缘74中的一个或两个。另外，弧形断片轮廓98可部分地沿翼弦方向c且部分地沿翼展方向s延伸，而并未到达翼型件末梢66或翼型件边缘72,74中的一者或两者。在其它实施例中，多个交叉断片轮廓98可提供成交叉穿过彼此来细分翼型件62。

转到图6至9，提供了示例性翼型件的若干截面视图。图6和7的翼型件62示为部分悬置截面，而图8和9的翼型件示为面向后的截面。各个翼型件62的大部分(如果并未全部)由粘结在一起来作为层叠板材或板层的复合材料构成。用语"复合物"大体上是指含有增强物(诸如支承在粘结剂或基质材料中的纤维或颗粒)的材料。总体翼型件叠层可包括嵌入基质中且定向成大致平行于压力侧68和/或吸力侧70的若干层或板层82。在一些实施例中，复合材料包括嵌入树脂材料(诸如环氧树脂)中的含碳(例如，石墨)纤维的实例。纤维可单向地排列成浸渍有树脂材料的带。此"预浸料坯"带可形成为零件形状，且经由高压过程或压制成型来固化，以形成轻量、刚性、相对均一的制品。相邻板层的单向排列的带可关于彼此定位成平行角、垂直角或其它适合的偏移角(例如，45°)下。定位可根据翼型件62的期望刚度或易碎性来选择。

尽管描述了示例性碳纤维材料，但其它翼型件62实施例可经由相似或备选的方法来形成以包括另一复合材料。例如，某些翼型件62实施例将包括另一适合的复合材料的板层，诸如陶瓷基质复合物(cmc)、聚合物基质复合物(pmc)或金属基质复合物(mmc)。

在图6至9的所示实施例中，多个复合板层82粘结在一起来作为翼型件核心84上的叠层。叠层大体上向外延伸跨过宽度方向w。如图所示，多个复合板层82包括压力侧68和吸力侧70处的最外板层86。最外板层86可构造为单个板材或多个板材，其沿翼弦方向c从前缘72(见图5)到后缘74包围一个或更多个内板层88。此外，最外板层86还可沿翼展方向s从翼型件底座64到翼型件末梢66包围内板层88和翼型件核心84。各个内板层88均可设置成大致平行于最外板层86。

翼型件核心84形成内板层88和最外板层/多个板层86的底座引导物。尽管翼型件核心84为了清楚起见示为实心体，但翼型件核心84的可选实施例可构造为平行于最外板层86中的一个或更多个的附加板层或复合板层82，即，类似于内板层88。例如，在可选实施例中，翼型件核心84可包括多个复合板层82，其各自为连续的且没有任何对接接头。一些连续的板层可不间断或不断开地从翼型件底座64延伸到翼型件末梢66。翼型件核心84的其它实施例可包括具有对应的对接接头96的一个或更多个不连续的板层。翼型件核心84的其它附加或备选实施例可限定中空腔，其从翼型件底座64部分地或完全地延伸到翼型件末梢66。可选地，增强材料可置于中空腔内或填充中空腔。例如，织造核心、泡沫或适合的低密度材料可大致填充翼型件核心84的中空腔。

如图7至9中所示，一些复合板层82形成为不连续的板层部件。各个不连续的板层包括由对接接头96连结的对准的第一板层节段90和第二板层节段92。各个板层节段均可由相同材料形成，或可选地由离散材料形成，使得第一板层节段90由不同于第二板层节段的材料形成。不同材料可按例如离散粘结剂材料、离散的纤维或带排列、离散的纤维材料或另一几何或化学特征来区别。对接接头96可包括例如树脂池，其易碎地附接两个板层节段90,92。在某些实施例中，对接接头96的树脂池将沿翼展方向s或翼弦方向c中的一者保持恒定的厚度。树脂可包括聚合树脂或环氧树脂。可选地，聚合树脂可包括与包括在独立复合板层82中的基质增强物相似或离散的材料。在图7的实施例中，对接接头96附接沿翼弦方向c分离的两个对准的板层节段90,92。结果，对接接头96至少部分地沿翼展方向s延伸(见图5)。

翼型件62的某些实施包括大致没有任何对接接头的多个连续板层，以及具有一个或更多个嵌入的对接接头96的多个不连续的板层。如上文所述，各个不连续的板层包括由对接接头96易碎地附接的第一板层节段90和第二板层节段92。在图8和9的所示实施例中，各个对接接头96均至少部分地沿翼弦方向c延伸。在可选实施例中，对接接头96从后缘74(见图4和5)向前延伸到其对应板层82和翼型件62的另一部分。在某些实施例中，至少一个不中断的对接接头96从后缘74完全延伸到前缘72(见图4)，以限定断片轮廓98。

图7至9的示例性实施例各自包括多个不连续板层。如图所示，在某些实施中，多个对接接头96设置在偏移或交错位置。换言之，至少两个对接接头96将设置在不同的翼弦位置(见图7)，或设置在不同翼展高度，例如，关于翼型件底座64的最大高度(见图8)。在一些此类实施例中，如图8中所示，断片轮廓98形成为跨过翼型件62的宽度方向w。可选地，不连续的板层可包括多个对接接头96。例如，如图8的示例性实施例中提供那样，一些不连续板层实施例构造为三个离散的板层节段90,92,93。第一对接接头96a设在第一破裂高度hb1处，以附接第一板层节段90和第二板层节段92。第二对接接头96b设在第二破裂高度hb2处，以附接第二板层节段92和第三板层节段93。在极端冲击期间，不连续板层和/或整个翼型件62可沿对应于不同破裂高度hb1,hb2处(例如，在第一对接接头96a和第二对接接头96b处)的对接接头96的多个断片轮廓98分开。

如图8中所示，破裂高度hb1,hb2关于翼型件底座64与翼型件末梢66之间的整个翼型件高度ha(例如，最大高度)限定。例如，某些实施例的第一破裂高度hb1，第一对接接头96a的第一破裂高度hb1在大于整个翼型件高度ha的25%的点处。换言之，翼型件底座64与翼型件末梢66之间的距离的1/4以上。在另外或备选实施例中，第二破裂高度hb2针对对接接头96限定在大于整个翼型件高度ha的75%的点处。尽管仅第一对接接头96a和第二对接接头96b在上述实施例中描述，但其它实施例可包括多个破裂高度hb1,hb2处的三个或更多个对接接头96。另外或备选实施例可包括单独的破裂高度hb1,hb2处的第一对接接头96a和第二对接接头96b来用于单独的离散不连续板层节段90,92,93。换言之，多个交错的对接接头96可限定多个对应的断片轮廓98。

在多个对接接头96交错的实施例中，断片轮廓98大体上可遵循穿过复合板层82的连续路径。换言之，在交错的对接接头96的实施例中，断片轮廓98可沿宽度方向不均匀地延伸来产生具有大体上对应于各种对接接头96的位置的不均匀或锯齿轮廓的断片轮廓100。此外，在一些实施例中，多个对接接头96构造成限定跨过翼型件62的多个断片轮廓98。在极端冲击之后，一些此类实施例的翼型件62可在对接接头96处沿多个断片轮廓98分开。

回到图4和5，各个断片轮廓98均将大体上对应于不连续板层(见图7至9)的一个或更多个对接接头96。换言之，断片轮廓98可在翼弦c和翼展s方向上大致遵循对接接头96。多个断片轮廓98继而又可限定在单独的破裂高度hb1,hb2处。翼型件62可选地构造成在各个对接接头96处断开和分开。在极端冲击事件期间，对接接头96处的分离将级联至任何连续的板层，以将翼型件62完全切断成离散的翼型件断片100。断片轮廓98由此限定各个翼型件断片100的总体分离和形状。

本书面描述使用了实例来公开本发明(包括最佳模式)，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。