(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
第１の側壁（４４）と、
前縁（４８）及び後縁（５０）において前記第１の側壁（４４）に結合される第２の側壁（４６）と、
前記第１及び第２の側壁（４４、４６）間に延びる先端部（６０）と、
前記先端部（６０）付近で前記第１の側壁（４４）上に配置され、先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる先端カッター部（１００）と、
前記先端部（６０）上に配置された先端研磨部（１２０）と
を備え、
前記先端研磨部（１２０）が先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる
ことを特徴とする、翼形部（４２）。
【請求項２】
前記先端カッター部（１００）が、先端摩擦中に前記翼形部（４２）に誘起された荷重の低減を促進するカッタープロファイル（１０２）を有する、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項３】
前記カッタープロファイル（１０２）が、前記翼形部先端の前縁（４８）に配置されるカッター角（１０４）を含む、請求項２に記載の翼形部（４２）。
【請求項４】
前記カッター角（１０４）が、約２度と約４度の間の値を有する、請求項３に記載の翼形部（４２）。
【請求項５】
前記先端カッター部（１００）が前記前縁（４８）の一部に沿って延びる、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項６】
前記先端カッター部（１００）が前記翼形部（４２）の一部に沿って翼弦方向に延びる、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項７】
前記先端部（６０）の少なくとも一部上に配置され且つ前記第１及び第２の側壁（４４、４６）間に延びる先端レーキ（１１０）を更に備え、該先端レーキ（１１０）が、先端摩擦中に前記翼形部（４２）に誘起された荷重の低減を促進するレーキプロファイル（１１２）を有する、請求項１に記載の翼形部（４２）。
【請求項８】
ロータ組立体（１３）であって、
ロータハブ（２１）と、
前記ロータハブ（２１）に結合された複数のロータブレード（１５）と
を備え、
前記複数のロータブレード（１５）の各々が、第１の側壁（４４）と、前縁（４８）及び後縁（５０）において前記第１の側壁（４４）に結合される第２の側壁（４６）と、根元部（５４）と、前記第１及び第２の側壁（４４、４６）間に延びる先端部（６０）と、前記先端部（６０）付近で前記第１の側壁（４４）上に配置され、先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる先端カッター部（１００）と、を備えた翼形部（４２）を含み、
前記翼形部が、前記先端部（６０）上に配置された先端研磨部（１２０）を備え、
前記先端研磨部（１２０）が先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる
ことを特徴とする、ロータ組立体（１３）。
【請求項９】
アブレイダブルケーシング（１７）が前記ロータ組立体（１３）の周りで円周方向に延び、前記先端カッター部（１００）が先端摩擦中に前記翼形部（４２）に誘起された荷重の低減を促進するカッタープロファイル（１０２）を有する、請求項８に記載のロータ組立体（１３）。
【請求項１０】
第１及び第２の側壁と、前記第１及び第２の側壁間に延びる先端部（６０）とを備える翼形部（１５４）と、
前記先端部（６０）付近で前記第１の側壁上に配置され、先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる先端カッター部（１００）を有する金属前縁（ＭＬＥ）（１５８）と、
前記先端部（６０）上に配置された先端研磨部（１２０）と
を備え、
前記先端研磨部（１２０）が先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる
ことを特徴とする、
ブレード組立体（１７０）。
【請求項１１】
前記ブレード組立体（１７０）の先端部（６０）上に配置された先端研磨部（１２０）を更に備え、該先端研磨部（１２０）が先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる、請求項１０に記載のブレード組立体（１７０）。
【請求項１２】
前記ブレード組立体（１７０）の先端部（６０）の少なくとも一部の上に配置され、先端摩擦中に前記ブレード組立体（１７０）内で誘起された荷重の低減を促進するレーキプロファイル（１１２）を有する先端レーキ（１１０）を更に備える、請求項１０に記載のブレード組立体（１７０）。
【請求項１３】
ハブ（２１）から延びる複数の翼形部（４２）を備えたブリスク（１８０）であって、前記各翼形部（４２）が、
第１の側壁（４４）と、
前縁（４８）及び後縁（５０）において前記第１の側壁（４４）に結合される第２の側壁（４６）と、
根元部（５４）と、
前記第１及び第２の側壁（４４、４６）間に延びる先端部（６０）と、
前記先端部（６０）付近で前記少なくとも１つの翼形部（４２）の第１の側壁（４４）上に配置され、且つ先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる先端カッター部（１００）と、
前記先端部（６０）上に配置された先端研磨部（１２０）と
を備え、
前記先端研磨部（１２０）が先端摩擦中にアブレイダブル材料（３２）の一部を除去することができる
ことを特徴とする、ブリスク（１８０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ロータブレードにおいて誘起される先端摩擦荷重を低減する方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも一部の公知のガスタービンエンジンは通常、ケーシング、ファンロータ組立体、低圧及び高圧圧縮機、燃焼器、及び少なくとも１つのタービンを含む。圧縮機が空気を加圧し、該空気が燃焼器に送られてここで燃料と混合される。次いで、混合気が点火され、高温の燃焼ガスを生成する。燃焼ガスはタービンに送られ、該タービンは燃焼ガスからエネルギーを抽出して、圧縮機を駆動すると共に有用な仕事を生成し、飛行中の航空機を推進させ、又は発電機などの負荷を駆動する。
【０００３】
一部の公知のファン及び圧縮機組立体は、複数のロータブレードを有するロータを密閉するケーシングを含む。特定のエンジン運転条件下では、ロータブレードは、ブレード翼形部において半径方向及び接線方向の荷重をもたらすブレード先端摩擦事象に曝される場合がある。過剰な摩擦荷重は、振動及び疲労状態に起因してブレードの損傷を促進させる可能性がある。ブレード摩擦からの過剰な摩擦荷重はまた、非隣接ブレード及びケーシングに対する損傷を含む２次損傷を促進させる可能性がある。ブレードがファンケースアブレイダブルシステムを突き進む場合、過剰なファンブレード摩擦が回転ディスク及び軸受に大きな摩擦荷重を加える可能性がある。
【０００４】
従って、ブレード先端摩擦中に摩擦荷重を低減するような特徴要素を有するロータブレードを備えた、ロータ及びケーシングシステムを有することが望ましいことになる。先端摩擦中にケーシングアブレイダブル（摩耗性）材料を機械加工により除去する翼形部を備えたロータブレードを有することが望ましい。ブレード先端摩擦荷重が低減されたロータ組立体を形成する方法を有することが望ましい。
【発明の概要】
【０００５】
上述の１つ又は複数の必要性は、第１の側壁と、前縁及び後縁において第１の側壁に結合される第２の側壁と、第１及び第２の側壁間に延びる先端部と、先端部付近で第１の側壁上に配置され、先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる先端カッター部と、を備えた翼形部を提供する例示的な実施形態によって対処することができる。
【０００６】
別の実施形態において、翼形部は、先端部上に配置された先端研磨部を備え、該先端研磨部が先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる。
【０００７】
別の実施形態において、翼形部は、先端部の少なくとも一部上に配置され且つ第１及び第２の側壁間に延びる先端レーキを備え、該先端レーキが、先端摩擦中に翼形部に誘起された荷重の低減を促進するレーキプロファイルを有する。
【０００８】
別の実施形態において、ブレード組立体は、翼形部と、該翼形部の少なくとも一部に結合された金属前縁（ＭＬＥ）とを備え、該ＭＬＥは、先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる先端カッター部を有する。
【０００９】
別の実施形態において、ブリスクは、ハブから延びる複数の翼形部と、少なくとも１つの翼形部上に配置された先端カッター部とを備え、該先端カッター部が、先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる。
【００１０】
別の実施形態において、ブリスクは、ハブから延びる複数の翼形部と、少なくとも１つの翼形部上に配置された先端研磨部とを備え、該先端研磨部が、先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる。
【００１１】
本発明の別の態様において、翼形部における先端摩擦荷重を低減する方法が提供され、該方法は、翼形部と固定構造体との間の接触位置を選択するステップと、先端カッター部を組み込む翼形部上の位置を選択するステップと、先端カッター部のカッタープロファイルを選択するステップと、翼形部上の選択位置に先端カッター部を組み込み、該先端カッター部が先端摩擦中に固定構造体の一部を除去して先端摩擦荷重を低減することができるようにするステップと、を含む。
【００１２】
本発明の別の態様において、翼形部における先端摩擦荷重を低減する方法は、先端部上に配置され、先端摩擦中にアブレイダブル材料の一部を除去することができる先端研磨部を提供するステップを含む。
【００１３】
本発明の別の態様において、翼形部における先端摩擦荷重を低減する方法は、ブレード組立体の先端部の少なくとも一部の上に配置され、先端摩擦中にブレード組立体内で誘起された荷重の低減を促進するレーキプロファイルを有する先端レーキを提供するステップを含む。
【００１４】
本発明と見なされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲に具体的に指摘し且つ明確に特許請求している。しかしながら、本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することによって最もよく理解することができる。
【００１５】
本発明の別の態様において、ロータ組立体を組み立てる方法は、翼形部と、該翼形部の少なくとも一部に結合された金属前縁（ＭＬＥ）とを含むブレード組立体を提供するステップと、ＭＬＥの一部から材料を除去し、カッタープロファイルを有する先端カッター部を形成するステップと、先端摩擦中に先端カッター部がアブレイダブル材料を機械加工し、先端摩擦中にブレードに誘起される半径方向荷重を低減できるようにブレード組立体をロータハブに結合するステップと、を含む。
【図面の簡単な説明】
【００１６】
【図１】本発明の例示的な実施形態による翼形部を含む例示的なガスタービンエンジンの概略図。
【図２】本発明の例示的な実施形態による翼形部を含むロータブレードの斜視図。
【図３】図２に示す翼形部の先端部の斜視図。
【図４】図１に示すガスタービンエンジンのケーシング内に位置付けられる、図２に示す翼形部の先端部の断面図。
【図５】本発明の代替の実施形態による、例示的なロータブレードの概略図。
【図６】先端摩擦荷重を低減する方法のステップを示すフローチャート。
【発明を実施するための形態】
【００１７】
図１は、ロータブレード１５とケーシング１７との間に先端摩擦が生じたときにロータブレード１５に誘起される摩擦荷重の低減を促進する先端部分６０を備えたブレード１５の本発明の例示的な実施形態を有する例示的なエンジン組立体１０の概略図である。長手方向軸線１２を有するエンジン組立体１０は、ファン組立体１３と、ブースタ圧縮機１４と、コアガスタービンエンジン１６と、ファン組立体１３及びブースタ圧縮機１４と結合される低圧タービン２６とを備える。コアガスタービンエンジン１６は、高圧圧縮機２２、燃焼器２４、及び高圧タービン１８を含む。ブースタ圧縮機１４は、第１の駆動シャフト３１に結合されたロータディスク２０から実質的に半径方向外向きに延びる複数のロータブレード４０を含む。エンジン組立体１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。圧縮機２２及び高圧タービン１８は、第２の駆動シャフト２９により共に結合される。
【００１８】
運転中、空気は、吸気側２８を通ってエンジン１０に流入してファン組立体１３を流れ、加圧空気がファン組立体１３からブースタ圧縮機１４と高圧圧縮機２２とに供給される。複数のロータブレード４０は空気を加圧し、加圧空気をコアガスタービンエンジン１６に送給する。空気流は、高圧圧縮機２２によって更に加圧され、燃焼器２４に送給される。燃焼器２４からの高温ガスは、回転タービン１８及び２６を駆動し、排気側３０を通ってガスタービンエンジン１０から流出する。
【００１９】
本発明は、例えば、ガスタービンエンジン１０で使用されるロータブレード１５及びロータ組立体１３など、翼形部において誘起される摩擦荷重を低減する例示的な装置及び方法を提供する。図２は、エンジン１０のファン又は圧縮機セクションで使用されるロータブレード１５の斜視図である。図１において、符号１５で示されるロータブレードはファンロータブレードであり、符号４０で示されるロータブレードは圧縮機セクションロータブレードである。本発明は、ファン及び圧縮機ロータブレードに関して説明するが、本発明は、このような構成要素に限定されず、一体形翼形部及びタービンロータ１８、２６を有する一体的ブレード付きディスク（「ＢＬＩＳＫＳ」）にも適用される。図２に示す例示的な実施形態において、第１の側壁４４（或いは、本明細書では「正圧側面」及び「凹状側面」とも呼ばれる）、第２の側壁４６（或いは、本明細書では「負圧側面」及び「凸状側面」とも呼ばれる）、根元部５４、及び先端部６０を有する翼形部４２を含むロータブレード１５が提供される。ロータブレード１５は、翼形部４２、プラットフォーム部５５、及びロータブレード１５をロータハブ２１に装着するのに使用される一体式ダブテール部４３を含む。翼形部４２は、第１の側壁４４及び第２の側壁４６を含む。例示的な実施形態において、第１の側壁４４は、実質的に凹面でロータブレード１５の正圧側面を定め、第２の側壁４６は実質的に凸面でロータブレード１５の負圧側面を定める。側壁４４及び４６は、前縁４８及び軸方向に間隔を置いて配置された後縁５０にて共に接合される。後縁５０は、翼弦方向で且つ前縁４８から下流側に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁４４及び４６はそれぞれ、長手方向又は半径方向外向きにスパン５２でブレード根元部５４からブレード先端部６０に延びる。先端部６０は、側壁４４及び４６間に定められ、先端表面６２、凹状縁部６４、及び凸状縁部６６を含む。ダブテール部４３は、根元部５４に位置付けられ、第１及び第２の側壁４４及び４６からそれぞれ円周方向外向きに延びるプラットフォーム５５を含む。例示的な実施形態において、ダブテール４３は、根元部５４に実質的に軸方向に隣接して位置付けられる。代替の実施形態において、ダブテール４３は、根元部５４に実質的に円周方向に隣接して位置付けられる。ロータブレード１５、４０は、あらゆる従来の形態を有することができ、ダブテール４３又はプラットフォーム５５を備える場合があり、又は備えない場合もある。例えば、ロータブレード１５、４０の翼形部４２は、ロータハブ２１又はディスク（或いは、本明細書ではブリスクと呼ぶ）と一体的に形成することができる。ブリスク形構成では、ロータブレード１５、４０は、ダブテール４３及びプラットフォーム５５を含まない。
【００２０】
図１及び図４に示す例示的な実施形態において、アブレイダブル材料３２は、長手方向軸線１２の周りを円周方向に延びるケーシング１７に結合される。ロータブレード４０のプラットフォーム５５は、ブースタ圧縮機１４を通って延びる流路３５の内側境界を定める。代替の実施形態において、例えば、ブリスク１８０のような内側境界は、ロータディスク２１（図１に示す）によって定めることができる。ケーシング１７及びアブレイダブル材料３２は、流路３５の半径方向外側境界を定める。図４に示すように、アブレイダブル材料３２は、各ロータブレード先端部６０から距離Ｄ１及びＤ２の間隔を置いて配置され、間隙ギャップ３３が材料３２と翼形部４２との間に定められるようになる。具体的には、アブレイダブル材料３２は、凸状縁部６６から距離Ｄ２及び凹状縁部６４から距離Ｄ１の間隔を置いて配置される。距離Ｄ１及びＤ２は、エンジン運転中にロータブレード１５、４０とアブレイダブル材料３２との間の先端摩擦を防ぐことができるように選択される。例示的な実施形態において、流路の内側及び外側境界は平行ではなく、重なり軸線８０は、外側流路境界に垂直である必要はない。
【００２１】
通常のエンジン運転中、ロータディスク２０（及びロータハブ２１）は、実質的に長手方向軸線１２を中心とした軌道直径内で回転する。従って、ロータブレード１５、４０は、間隙ギャップ３３（図４を参照）が実質的に維持されるように、より具体的には、エンジン１０の僅かな不安定性に起因した軽微な変動を除いて、先端部６０がアブレイダブル材料３２から距離Ｄ１のままであるように長手方向軸線１２の周りを回転する。間隙ギャップ３３はまた、エンジン運転中に先端部６０を過ぎて流れることができる空気の量、すなわち先端漏出を低減できるようなサイズにされる。
【００２２】
一部のエンジン過渡作動条件下では、ブレード１５は、先端部６０がアブレイダブル材料３２を摩擦するよう偏位する可能性がある。このような先端摩擦の間、翼形部先端の一部分は、アブレイダブル材料３２に押し込まれ、半径方向及び軸方向荷重がロータブレードに誘起されるようになる可能性がある。この種の頻繁な先端摩擦は、半径方向荷重及びブレード振動を増大させる可能性がある。このような荷重及び振動応力は、従来の翼形部の動的応力を増大させて持続させる可能性があり、該応力は、従来の翼形部を材料疲労に曝す可能性がある。ある期間にわたって材料疲労を伴う状態で継続して運転することによって、ブレード亀裂を引き起こし、及び／又はロータブレードの有効寿命を縮める可能性がある。
【００２３】
図２は、本発明の１つの実施形態による例示的なファンロータブレード１５を示している。図３は、ロータブレード１５の翼形部４２の先端部の斜視図である。図４は、図１に示すガスタービンエンジン１０のケーシング１７内に位置付けられた図２に示すロータブレードの翼形部４２の先端部の断面図である。具体的には、図２から図４に示す例示的な実施形態において、ロータブレード１５は、エンジン運転中に先端摩擦が生じた場合にブレード１５に誘起される半径方向荷重の低減を促進する先端部６０を有する。
【００２４】
本明細書で図１から５に示す本発明の例示的な実施形態において、特定の作動条件にて翼形部先端のアブレイダブル材料３２との摩擦時に発生する摩擦荷重の低減を促進する特定の特徴要素が翼形部先端６１及び前縁４８領域付近に設けられる。具体的には、これらの特徴要素は、機械加工によりアブレイダブル材料３２の一部を除去することによって摩擦荷重を低減する。本明細書で例示的な実施形態（図２を参照）において示す１つのこのような特徴要素は、先端部６０付近に配置される先端カッター部１１０である。図２に示す例示的な実施形態において、先端カッター部１００は、翼形部４２の「正圧側面」（第１の側壁４４）上の先端６１付近の前縁４８の近くに配置される。先端カッター部１００は、先端摩擦中に機械加工によりアブレイダブル材料３２の一部を除去することができる幾何学的特徴要素（図４を参照）を備えたカッタープロファイル１０２を有する。図４に示す例示的なカッタープロファイル１０２は、翼形部先端６１の前縁４８に配置されたカッター角１０４を含む。カッター角１０４は、図４に示すように、前縁４８とブレード先端６１の平坦部１０８との間の角度である。カッター角１０４は、先端摩擦事象中にアブレイダブル材料３２の機械加工及び除去を促進するよう選択される。カッター角１０４は、約１度と１０度との間の値を有することができる。好ましい実施形態において、カッター角１０４は、約２度と約５度の間の値を有する。図４に示すカッタープロファイル１０２は更に、特定の深さ「Ｂ」（図４を参照）まで翼形部内に延びる弓形凹部１０６を含む。好ましい実施形態において、深さ「Ｂ」は、約０．００５インチの値を有する。他の実施形態において、深さ「Ｂ」は、約０．０５０インチの値を有することができる。先端６１付近のカッタープロファイル１０２は、図２に示すように、前縁４８の一部に沿ってスパン方向で延びる。カッタープロファイル１０２はまた、翼形部４２の一部に沿って翼弦方向で前縁４８から後縁５０に向かって延び、深さ「Ｂ」及びカッター角１０８が漸次的に減少してゼロになり、翼形部の凹状側面４４と円滑に連続し翼形部４２において滑らかな空気流を促すようにする。
【００２５】
本発明の別の例示的な実施形態において、翼形部４２は、例えば、図２に示すような前縁４８付近などの先端部６０上に配置された先端研磨部１２０を有する。先端研磨部１２０は、翼形部先端に適用され、ケーシング１７内に配置されるアブレイダブル材料３２の切削剤としての役割を果たす研磨材を含む。先端研磨部のアブレイダブル材料は、規則的又は不規則な形状とすることができ、半径が０．１０インチ未満の鋭い縁部を有することができる。先端研磨部１２０は、先端摩擦中にアブレイダブル材料３２の一部を除去することができる好適な材料から作られる。先端研磨部１２０は、埋め込み研磨材から構成される組成物を有するセラミック、金属、又は金属間結合材料から作られる。金属及び金属間粒子の場合、材料の硬度は、ビッカース硬度（ｇ／ｍｍ2）が７５０を超えることになる。先端研磨部１２０において既知の研磨材を用いることができる。先端研磨部１２０に使用される好ましい既知の研磨材には、酸化アルミニウム、炭化ケイ素、ＣＢＮ又はダイアモンドが挙げられる。先端研磨部１２０は、ろう付け及び溶接などの既知の方法を用いて翼形部４２に接合することができる。好ましい実施形態において、先端研磨部１２０は、ろう付けにより翼形部４２に接合される。ブレード１５の代替の実施形態において、先端研磨部１２０は、溶射により、又は既知の接着剤を用いて翼形部４２に接合又は取り付けることができる。先端研磨部１２０は、前縁４８先端付近に配置されるように図４において示されているが、代替の実施形態においては、後縁５０付近のブレード先端又は先端６１上の他の好適な位置に配置してもよい。
【００２６】
別の態様において、本発明は、先端部６０の少なくとも一部上に配置された第１及び第２の側壁４４、４６の間に延びる先端レーキ１１０（図４を参照）を含む。先端レーキ１１０は、先端摩擦中に翼形部４２に誘起される荷重の低減を促進するレーキプロファイル１１２を有する。図４に示す例示的な実施形態において、レーキプロファイル１１２は、翼形部４２の重なり軸線８０に実質的に垂直な平面８２に対するレーキ角１１４（「Ａ」）を有する。重なり軸線８０は、ブレード１５を通ってスパン方向で根元部５４から先端部６０に延びる軸線である。先端レーキ１１０は、約２度と約１５度との間のレーキ角１１４を有することができる。好ましい実施形態において、先端レーキ１１０は、約３度と約５度の間のレーキ角１１４を有する。
【００２７】
図２から図５に示す例示的な実施形態において、先端表面６２は、翼形部側壁４４及び４６間で斜めに延びる。より具体的には、先端表面６２は、レーキ角Ａの向きにされる。先端表面６２のレーキ角Ａは、重なり軸線８０に実質的に垂直にロータブレード１５を通って延びる平面８２を基準として測定される。平面８２は、先端表面１６２の作製及び配向を可能にする。１つの実施形態において、作製プロセス中、平面８２は、ブレード１５の外面上に定められる複数の基準点を用いて確立される。或いは、ブレード先端表面６２は、ブレード１５が本明細書で説明されるように機能することができるあらゆるレーキ角Ａに向けることができる。
【００２８】
例示的な実施形態において、先端表面６２は、レーキ角Ａにより定められるレーキプロファイル１１２を有する。レーキプロファイル１１２により定められるレーキ先端表面６２の配向により、ブレード先端部６０にわたって間隙ギャップ３３が不均一になる。具体的には、例示的な実施形態において、先端表面６２がレーキ角Ａに向けられるので、凸状縁部６６（図２及び４を参照）での間隙ギャップ３３の高さＤ２は、凹状縁部６４（図２及び４を参照）での間隙ギャップ３３の高さＤ１よりも大きい。例示的な実施形態において、レーキプロファイル１１２を有する表面６２は、レーキプロセスを介して形成される。或いは、表面６２は、限定ではないが、機械加工プロセスを含む他のあらゆる既知の作製プロセスを用いて、実質的に一定のレーキ角Ａを有する平坦なものとすることができる。
【００２９】
本発明の別の例示的な実施形態において、従来のブレードは、本明細書で記載されるような先端部６０を含めてブレード１５を生成するよう修正することができる。具体的には、先端カッター部１００は、機械加工、又は他の既知の方法により本明細書で説明されるようなブレードの先端付近に形成される。更に、任意選択的に、先端研磨部１２０は、本明細書で説明され且つ図２から図５に示すように既存のブレードに結合される。更に任意選択的に、過剰なブレード材料がレーキプロセスを介して既存のブレード先端部６０から取り除かれ、凸状縁部６６が先端摩擦中にアブレイダブル材料３２と接触するのを防ぐことを可能にする対応するレーキプロファイル１１２及びレーキ角Ａを備えた先端部６０を形成する。レーキ角Ａは、約５度と約１５度の間の値を有することができる。より具体的には、好ましい実施形態において、レーキ角Ａは、約３度と約５度の間の値を有する。代替の実施形態において、ブレード１５は、レーキプロファイル１１２及びレーキ角Ａを有する先端部６０と先端カッター部１００とを備えて既知のプロセスにより形成され、先端部６０は、所望のレーキプロファイル１１２及びカッタープロファイル１０２を備えて形成され、更に任意選択的には、先端研磨部１１２が先端６１に付加される。
【００３０】
通常のエンジン運転中、ロータディスク２０は、実質的に長手方向軸線１２を中心とした軌道直径内で回転する。従って、ロータブレード１５、４０は、長手方向軸線１２の周りを回転し、ロータブレード先端部６０とアブレイダブル材料３２との間に十分な間隙ギャップ３３が維持される。ブレード１５、４０が偏位した場合、先端部６０は、意図せずにアブレイダブル材料３２を摩擦する可能性がある。図２及び図４に示すように、先端部６０は先端摩擦中にレーキ角Ａに向けられるので、凹状縁部６４は、凸状縁部６６よりもアブレイダブル材料３２により近接している。先端研磨部１２０が存在する場合には、最初にアブレイダブル材料３２に接触し、アブレイダブル材料３２の一部を機械加工により除去する。先端カッター部１００は、回転方向１２５においてブレード１５の前縁に位置し、先端摩擦事象中にブレイダブル材料３２の一部を機械加工により除去する。カッタープロファイル１０２は、カッター角１０４がある角度でアブレイダブル材料３２と接触してこれを機械加工し、弓形凹部１０６が機械加工されたアブレイダブル材料３２を先端６１から取り除くようなものである。結果として、従来のロータブレードと比較して、先端摩擦中にロータブレード１５に誘起される半径方向及び軸方向荷重を低減することが可能となる。その上、ブレード１５に誘起される動的応力は、材料疲労に起因して従来のブレードにおいてはブレード亀裂をもたらす可能性があるが、これもまた低減することが可能となる。具体的には、先端摩擦中、アブレイダブル材料３２は、従来のブレードのようにケーシング１７と接して押し込まれるのではなく、機械加工により除去されるので、ブレード１５に誘起される荷重及び振動応力が低減される。
【００３１】
図５は、上述の先端摩擦荷重を低減する特徴要素を有するブレード１７０に関する本発明の代替の例示的な実施形態の概略図を示している。図５に示す例示的なブレード１７０は、ガスタービンエンジン１０（図１に示す）と共に用いることができる。ファンブレード１７０は、翼形部１５４と、ケーシング１７の半径方向最内面（図示せず）と協働し間にクリアランス３３（図１に示す）を形成するブレード先端キャップ１５０とを含む。図５に示す代替の例示的な実施形態において、キャップ１５０は、チタン金属シートから形成される。或いは、キャップ１５０は、本明細書で説明されるようにブレード１７０の動作を可能にするあらゆる材料から形成される。ブレード１７０はまた、ロータハブ２１への結合を可能にするダブテール根元部１５２を含む。ブレード１７０の翼形部１５４は、当該技術分野で公知のプロセスを介して公知の材料から形成される。このような材料は、限定ではないが複合材料が含まれる。ブレード１７０はまた、三角縁部のガード１５６を含む。例示的な実施形態において、ガード１５６は、チタンシート金属から形成される。或いは、ガード１５６は、エンジン１０においてブレード１７０の作動を可能にするあらゆる材料から形成される。翼形部１５４は、第１の半径方向長さ１５７を有する。
【００３２】
ブレード１７０は更に、金属前縁（ＭＬＥ）１５８を含む。ＭＬＥ１５８は、限定ではないが、チタン合金及びインコネル合金を含む、エンジン１０でファン組立体１３の作動を促進するあらゆる金属材料から形成される。ＭＬＥ１５８、並びにキャップ１５０及びガード１５６は、当該技術分野で公知の方法によって翼形部１５４に結合され、このような方法には、限定ではないが、ろう付け、溶接、及び接着が含まれる。ＭＬＥ１５８は、固体ノーズ領域１６０と、複数の側壁１６２（図５には１つの外装側壁１６２だけが示される）とを含む。ＭＬＥ１５８は、翼形部半径方向長さ１５７の実質的に全てに沿って延びる。更に、ＭＬＥ１５８の半径方向最内部は、根元部１５２に沿って半径方向内向きに延び、ＭＬＥ１５８の半径方向最外部は、ＭＬＥ１５８がキャップ１５０と実質的に同一平面になるように半径方向外向きに延びる。従って、例示的な実施形態において、ＭＬＥ１５８は、第１の半径方向長さ１５７よりも大きい第２の半径方向長さ１６３で構成される。或いは、長さ１６３は、本明細書で既に説明されたような先端摩擦事象中にブレード１７０の作動を促進するあらゆる値である。
【００３３】
エンジン１０にて組み立てられると、ブレード１７０及びケーシング３７は、これらの間にクリアランス３３を形成するよう協働する。本明細書で既に説明されるように、特定のエンジン作動条件下では、ロータブレード１７０の先端６１は、ブレード先端（図１から図４を参照）を囲むアブレイダブル材料３２と接触することができる。例えば、エンジン１０（図１に示す）内の非平衡状態は、先端キャップ１５０とケーシング１７間の半径方向距離の減少を促進する場合があり、これによりキャップ１５０とケーシング１７内のアブレイダブル材料３２との間の接触又は摩擦の可能性が高くなる。このような摩擦は、半径方向及び接線方向の力を誘起し、このような荷重の少なくとも一部がケーシング１７及び翼形部１５４の一部に伝達されることになる。図５に示すブレード１７０の代替の例示的な実施形態は、ブレード先端部６０内に配置され、本明細書において上記で説明されたような先端摩擦荷重を低減する特徴要素を有する。ブレード１７０は、ブレード前縁固体ノーズ領域１６０の先端部６０に配置される先端カッター部１００を有する。先端カッター部１００は、本明細書において上記で説明されたように、平坦部１０８、カッター角１０４、及び弓形凹部１０６を備えたカッタープロファイル１０２を有する。先端カッター部１００は、先端摩擦事象中にある角度でアブレイダブル材料３２と接触し、これを機械加工して取り除き、その結果、低減された摩擦荷重をもたらすように構成される。カッタープロファイル１０２の凹部１０６は、機械加工されるアブレイダブル材料３２が接触領域から除去されるようなものである。カッター角１０４は、約１度と約１０度の間の値を有することができる。好ましい実施形態において、カッター角１０４は、約２度と約５度の間の値を有する。
【００３４】
ブレード１７０は更に、上述のように、ブレード先端部６０にて配置される先端研磨部１２０を備えることができる。図５において、先端研磨部１２０は、ブレード前縁固体ノーズ領域１６０の先端部６０にて配置されるように図示される。或いは、先端研磨部１２０は、ブレード先端キャップ１５０の先端部６０における他の好適な位置に配置してもよい。先端研磨部１２０は、先端摩擦中にアブレイダブル材料３２の一部を除去することができる好適な材料から作られる。先端研磨部１２０は、ケーシング１７内に配置されたアブレイダブル材料３２に対する切削剤としての役割を果たす研磨材を含む。先端研磨部のアブレイダブル材料は、規則的又は不規則な形状とすることができ、半径が０．１０インチ未満の鋭い縁部を有することができる。先端研磨部１２０は、埋め込み研磨材から構成される組成物を有するセラミック、金属、又は金属間結合材料から作られる。金属及び金属間粒子の場合、材料の硬度は、ビッカース硬度（ｇ／ｍｍ2）が７５０を超えることになる。先端研磨部１２０において既知の研磨材を用いることができる。先端研磨部１２０に使用される好ましい既知の研磨材には、酸化アルミニウム、炭化ケイ素、ＣＢＮ又はダイアモンドが挙げられる。先端研磨部１２０は、ろう付け及び溶接などの既知の方法を用いてＭＬＥ１５８又は先端キャップ１５０に接合することができる。好ましい実施形態において、先端研磨部１２０は、ろう付けによりＭＬＥ１５８に接合される。ブレード１５の代替の実施形態において、先端研磨部１２０は、溶射により、又は既知の接着剤を用いてＭＬＥ１５８及び／又は先端キャップ１５０に接合又は取り付けることができる。
【００３５】
別の態様において、図５に示すブレード１７０は、先端キャップ１５０の先端部６０の少なくとも一部上に配置された第１及び第２の側壁４４、４６の間に延びる先端レーキ１１０（例えば、図４を参照）を含む。先端レーキ１１０は、先端摩擦中に翼形部４２に誘起される荷重の低減を促進するレーキプロファイル１１２を有する。本明細書で既に説明されたように（図４を参照）、レーキプロファイル１１２は、先端摩擦事象中にブレード先端６１とアブレイダブル材料３２との間の接触がブレード先端の凹状縁部にて生じて摩擦荷重を低減するようなレーキ角１１４（「Ａ」）を有する。先端レーキ１１０は、約２度と約１５度との間のレーキ角１１４を有することができる。好ましい実施形態において、先端レーキ１１０は、約３度と約５度の間のレーキ角１１４を有する。
【００３６】
図６は、先端摩擦荷重を低減する方法３００のステップを示すフローチャートである。本方法３００は、ブレードの先端と、アブレイダブル材料３２などの固定構造体との間の先端摩擦事象中の接触位置を選択するステップ３０５を含む。これは、例えば図４に示されており、接触位置は正圧側面４４の前縁先端として選ばれる。ステップ３１０は、先端カッター部１００の（本明細書で既に説明された）カッタープロファイル１０２を選択する段階を含む。ステップ３１５は、先端研磨部１２０を選択する任意選択のステップを含む。アブレイダブル材料３２を機械加工できる好適な材料は、上述のように選択することができる。ステップ３２０は、同様に本明細書で既に説明されたように、先端レーキプロファイルを選択する任意選択のステップを含む。ステップ３２５は、ブレード先端上に先端カッター部１００を組み込むステップを含む。好ましくは、これは、機械加工により行われるが、他の公知の方法を用いてもよい。ステップ３３０は、既に説明したように先端研磨部１２０を接合する（ステップ３１５で選択された場合）任意選択のステップを含む。ステップ３３５は、ブレード上の先端レーキ１１０のレーキプロファイル１１２を組み込む任意選択のステップを含む（ステップ３２０で選択された場合）。
【００３７】
ロータブレードの例示的な実施形態が上記詳細に説明された。ロータブレードは、本明細書で説明された特定の実施形態に限定されず、むしろ各組立体の構成要素は、本明細書で説明された他の構成要素と独立して別個に利用することができる。例えば、各ロータブレード構成要素はまた、限定ではないが、ブリスクを含む他のブレードシステム構成用要素と、並びにガスタービン及び非ガスタービンエンジンと組み合わせて用いることができる。本明細書で説明された本発明は、図１に示すタービンエンジンと関連して説明されたが、本発明の装置及び方法はまた、適切な修正を加えることにより、本明細書で説明されたように作動可能な圧縮機を備えたあらゆるエンジンに好適とすることができることは、当業者であれば理解され、また本明細書で説明される教示から分かるはずである。
【００３８】
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、更に、本発明を当業者が実施及び利用することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の文言と差違のない構造要素を有する場合、或いは、請求項の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、本発明の範囲内にあるものとする。
【符号の説明】
【００３９】
１５  ブレード
１７  ケーシング
３３  間隙ギャップ
３２  固定構造体
４０  ロータブレード
４２  翼形部
４４  側壁
４６  側壁
６０  先端部
６１  翼形部先端
６２  先端表面
８０  重なり軸線
８２  平面
１００  先端カッター部
１０２  カッタープロファイル
１０４  カッター角
１０６  弓形凹部
１０８  平坦部
１１０  先端レーキ
１１２  レーキプロファイル
１１４  レーキ角
１２０  先端研磨部
１２５  回転方向
１７０  ブレード組立体
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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