(57)【要約】本開示はガスタービンエンジン用のエアロフォイル構造を製造する方法に関し、エアロフォイル構造はガスタービンエンジンの回転ディスクで受け入れられるよう構成された根元を備え、本方法は、プリモールドされたポリマーインサートを提供すること、ポリマーインサートをエアロフォイル構造を形成するためのモールドに加えること、複合成分をモールドに加えること、および複合成分をモールドで加熱してポリマーインサートを複合成分に接着することを備え、ポリマーインサートはエアロフォイル構造根元のショルダに提供されている。複合成分は樹脂でプリプレグされておりモールドの複合成分は樹脂を熱硬化する。モールドの複合成分を加熱してポリマーインサートを複合成分に接着させることで中間部分が形成され本方法は中間部分を機械加工して過剰な材料を除去してエアロフォイル構造を形成することをさらに備える。【選択図】図５
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンエンジン（１０）用のエアロフォイル構造（２００）を製造する方法（１００）であって、
前記エアロフォイル構造は、ガスタービンエンジンの回転ディスク（２４０）で受け入れられるよう構成された根元（２０２）を備え、
前記方法は、
プリフォームされたインサート（２１０ａ）を提供すること、
前記エアロフォイル構造を形成するためのモールド（２２０）に前記インサートを加えること、
複合成分（２３０）を前記モールドに加えること、および
前記モールド（２２０）で前記複合成分（２３０）を加熱して前記インサート（２１０ａ、２１０ｂ）を前記複合成分に接着すること、を備え、
前記インサートは、前記回転ディスクのショルダ（２４２ａ）に面するエアロフォイル構造根元の側面に提供されており、
前記インサート（２１０ａ）の融解温度は、前記樹脂の融解温度よりも高い、方法。
【請求項２】
前記モールド（２２０）で前記複合成分（２３０）を加熱して前記インサート（２１０ａ、２１０ｂ）を前記複合成分に接着することで中間部分（２３２）を形成し、
前記方法は、前記中間部分を機械加工して過剰な材料を除去し前記エアロフォイル構造（２００）を形成することをさらに備える、請求項１に記載の方法（１００）。
【請求項３】
前記複合成分（２３０）は樹脂でプリプレグされており前記モールド（２２０）で前記複合成分を加熱することで前記樹脂を熱硬化させる、請求項１または２に記載の方法（１００）。
【請求項４】
前記複合成分（２３０）は樹脂でプリプレグされた炭素繊維を備える、請求項１〜３のいずれかに記載の方法（１００）。
【請求項５】
前記モールドにさらなるインサート（２１０ｂ）を加えることをさらに備え、前記インサート（２１０ａ）およびさらなるインサート（２１０ｂ）は前記複合成分（２３０）のいずれかの側に提供されている、請求項１〜４のいずれかに記載の方法（１００）。
【請求項６】
前記モールドに前記インサートを加える前に前記インサート（２１０ａ、２１０ｂ）を機械加工することをさらに備える、請求項１〜５のいずれかに記載の方法（１００）。
【請求項７】
前記インサート（２１０ａ、２１０ｂ）と前記複合成分（２３０）との間に接着層を加えることをさらに備える、請求項１〜６のいずれかに記載の方法（１００）。
【請求項８】
前記インサート（２１０ａ、２１０ｂ）は、ポリイミドなどのポリマーから形成される、請求項１〜７のいずれかに記載の方法（１００）。
【請求項９】
請求項１〜８のいずれかに記載の方法（１００）によって製造されたエアロフォイル構造（２００）。
【請求項１０】
ガスタービンエンジン（１０）用のエアロフォイル構造（２００）であって、
前記エアロフォイル構造は、ガスタービンエンジンの回転ディスク（２４０）で受け入れられるよう構成された根元（２０２）を備え、
前記エアロフォイル構造は、ともにモールド成形された複合成分（２３０）およびインサート（２１０ａ）から形成され、
前記インサートは、回転ディスクのショルダ（２４２ａ）に面するエアロフォイル構造根元の側面に提供される、エアロフォイル構造。
【請求項１１】
さらなるショルダ（２４２ｂ）に面するエアロフォイル構造のさらなる側面に提供されるさらなるインサート（２１０ｂ）を備える、請求項１０に記載のエアロフォイル構造（２００）。
【請求項１２】
インサート（２１０ａ）および／またはさらなるインサート（２１０ｂ）は、ポリイミドなどのポリマーから作成される、請求項１０および１１のいずれか１つに記載のエアロフォイル構造（２００）。
【請求項１３】
前記インサート（２１０ａ、２２０ｂ）の間に接着層および前記複合成分（２３０）を備えて、前記インサート（２１０ａ、２２０ｂ）および前記複合成分（２３０）の間の接着を促進させる、請求項１０〜１２のいずれか１つに記載のエアロフォイル構造（２００）。
【請求項１４】
航空機用のガスタービンエンジン（１０）であって、
タービン（１９）、コンプレッサ（１４）、および前記タービンを前記コンプレッサに接続するコアシャフト（２６）を備えたエンジンコア（１１）と、
前記エンジンコアの上流に配置されたファン（２３）と、を備え、
前記ファンは、請求項１０または１１に記載のエアロフォイル構造（２００）を複数備える、ガスタービンエンジン。
【請求項１５】
前記ファンを前記コアシャフトよりも低い回転速度で駆動するよう前記コアシャフト（２６）からの入力を受け取りかつ前記ファンへ駆動力を出力するギアボックス（３０）をさらに備える、請求項１４に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１６】
前記タービンは第１のタービン（１９）であり、
前記コンプレッサは第１のコンプレッサ（１４）であり、
前記コアシャフトは第１のコアシャフト（２６）であり、
前記エンジンコアは第２のタービン（１７）、第２のコンプレッサ（１５）、および前記第２のタービンを前記第２のコンプレッサに接続する第２のコアシャフト（２７）をさらに備え、
前記第２のタービン、第２のコンプレッサ、および第２のコアシャフトは、前記第１のコアシャフトよりも高い回転速度で回転するよう配置されている、請求項１４または１５に記載のガスタービンエンジン。
【請求項１７】
請求項１０〜１４のいずれか１つに記載のエアロフォイル構造（２００）を修理する方法であって、前記方法は前記インサート（２１０ａ）を機械加工して所望の形状に適合させることを備える方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、翼構造およびガスタービンエンジン用の翼構造を製造する方法に関し、限定的ではないば、特に、インサートが翼構造根元の側面に提供されるために翼構造を形成するためのモールドに加えられる、プリフォームされたインサートを提供することに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジン用の複合ファンブレードは熱硬化性樹脂が予め浸透された複合材料を用いて現状成形されている。ファンブレードの根元は、典型的にはチタンで作成され、ファンモジュール全体の一部として、回転ディスクに挿入される。
【０００３】
ファンブレードの熱硬化性材料と回転ディスクのチタン合金との間の接触面は一旦使用されるとファンブレードの耐久性に影響を与えうる。ファンブレード材料の摩耗を防ぐために、Ｖｅｓｐｅｌ（ＲＴＭ）材料片がファンブレード根元の側面に現状接着されている。Ｖｅｓｐｅｌ（ＲＴＭ）片はチタン回転ディスクとブレード根元の熱硬化性材料との間の媒体としての役割を果たす。
【０００４】
ブレード根元の側面が所要の寸法に機械加工された時点でＶｅｓｐｅｌ（ＲＴＭ）片は別の工程でファンブレード根元に接着される。この製造過程は時間がかかりＶｅｓｐｅｌ（ＲＴＭ）材料は高価である。
【発明の概要】
【０００５】
一態様によると、ガスタービンエンジン用のエアロフォイル構造を製造する方法であって、エアロフォイル構造はガスタービンエンジンの回転ディスクで受け入れられるよう構成された根元を備え、当該方法は、プリフォームされたインサートを提供すること、エアロフォイル構造を形成するためのモールドにインサートを加えること、複合成分をモールドに加えること、およびモールドで複合成分を加熱してインサートを複合成分に接着すること、を備え、インサートは回転ディスクのショルダに面するエアロフォイル構造根元の側面に提供されており、インサートの融解温度は樹脂の融解温度よりも高い、方法が提供される。
【０００６】
モールドで複合成分を加熱してインサートを複合成分に接着することで中間部分を形成してもよい。この方法は、中間部分を機械加工して過剰な材料を除去し、エアロフォイル構造を形成することをさらに備えてもよい。中間部分を機械加工することはインサートまたは複合成分のいずれかまたはインサートおよび複合成分の双方を機械加工することを備えてもよい。
【０００７】
複合成分は樹脂でプリプレグされており、モールドで複合成分を加熱することで樹脂を熱硬化させてもよい。
【０００８】
インサートの融解温度は樹脂の融解温度よりも高くてもよい。
【０００９】
複合成分は樹脂でプリプレグされた炭素繊維を備えてもよい。
【００１０】
複合成分は根元からエアロフォイル構造の先端に延びる延長構造を形成してもよい。
【００１１】
この方法はモールドにさらなるインサートを加えることをさらに備えてもよい。インサートおよびさらなるインサートは複合成分のいずれかの側に提供されていてもよい。
【００１２】
この方法はモールドにインサートを加える前にインサートを機械加工することをさらに備えてもよい。さらなるインサートも機械加工されてよい。例えば、この方法はモールドへインサートを加える前にインサートおよび／またはさらなるインサートをグリットブラストすることを備えてもよい。複合成分に面するインサートおよび／またはさらなるインサートの表面がグリットブラストされてもよい。この方法はモールドへインサートを加える前にインサートおよび／またはさらなるインサートを脱脂することをさらに備えてもよい。
【００１３】
この方法はインサートと複合成分との間に接着層を加えることをさらに備えてもよい。この方法はさらなるインサートと複合成分との間に接着層を加えることをさらに備えてもよい。
【００１４】
インサートは、ポリイミドなどのポリマーから形成されてもよい。
【００１５】
他の態様によると上述の方法によって製造されたエアロフォイル構造が提供される。
【００１６】
他の態様によるとガスタービンエンジン用のエアロフォイル構造であって、エアロフォイル構造はガスタービンエンジンの回転ディスクで受け入れられるよう構成された根元を備え、エアロフォイル構造はともにモールド成形された複合成分およびインサートから形成され、インサートは回転ディスクのショルダに面するエアロフォイル構造根元の側面に提供される、エアロフォイル構造が提供される。
【００１７】
他の態様によると上述のエアロフォイル構造を修理する方法であって、インサートを機械加工して所望の形状に適合させることを備える方法が提供される。
【００１８】
航空機用のガスタービンエンジンは、タービン、コンプレッサ、およびタービンをコンプレッサに接続するコアシャフトを備えたエンジンコアと、エンジンコアの上流に配置されたファンと、を備えてもよく、ファンは上述のエアロフォイル構造（２００）を複数備えてもよい。
【００１９】
ガスタービンエンジンはファンをコアシャフトよりも低い回転速度で駆動するようコアシャフトからの入力を受け取り、かつファンへ駆動力を出力するギアボックスをさらに備えてもよい。
【００２０】
タービンは第１のタービンであり、コンプレッサは第１のコンプレッサであり、コアシャフトは第１のコアシャフトであってもよい。エンジンコアは第２のタービン、第２のコンプレッサ、および第２のタービンを第２のコンプレッサに接続する第２のコアシャフトをさらに備えてもよい。第２のタービン、第２のコンプレッサ、および第２のコアシャフトは第１のコアシャフトよりも高い回転速度で回転するよう配置されていてもよい。
【００２１】
本明細書の他の箇所で記載されたように、本開示はガスタービンエンジンに関してもよい。かかるガスタービンエンジンはタービンを備えるエンジンコア、燃焼装置、コンプレッサ、およびタービンをコンプレッサに接続するコアシャフトを備えてもよい。かかるガスタービンエンジンはエンジンコアの上流に配置された（ファンブレードを有する）ファンを備えてもよい。
【００２２】
本開示の配置は特に、排他的ではないが、ギアボックスを経由して駆動されるファンにとって有用である。したがって、ガスタービンエンジンはファンをコアシャフトよりも低い回転速度で駆動するようコアシャフトからの入力を受け取りかつファンへ駆動力を出力するギアボックスをさらに備えてもよい。ギアボックスへの入力はコアシャフトから直接的、または例えばスプールシャフトおよび／またはギアを経由してコアシャフトから間接的であってもよい。タービンおよびコンプレッサが同じ速度（低い回転速度で回転するファンとともに）で回転するよう、コアシャフトは強固にタービンとコンプレッサとを接続してもよい。
【００２３】
上述のおよび／または請求項に記載のガスタービンエンジンはあらゆる適切な一般的構造を取りうる。例えば、ガスタービンエンジンはタービンとコンプレッサを接続する任意の必要な数のシャフト、例えば１、２、または３つのシャフトを有していてもよい。単なる例として、コアシャフトに接続されたタービンは第１のタービンであってもよく、コアシャフトに接続されたコンプレッサは第１のコンプレッサであってもよく、コアシャフトは第１のコアシャフトであってもよい。エンジンコアは第２のタービン、第２のコンプレッサ、および第２のタービンを第２のコンプレッサに接続する第２のコアシャフトをさらに備えてもよい。第２のタービン、第２のコンプレッサ、および第２のコアシャフトは第１のコアシャフトよりも高い回転速度で回転するよう配置されてもよい。
【００２４】
かかる配置において、第２のコンプレッサは第１のコンプレッサからの流れを受け入れる（例えば直接受け取る、例えば環状管を経由して）よう配置されてもよい。
【００２５】
ギアボックスは最低の回転速度で（例えば使用中に）回転するよう構成されたコアシャフト（例えば上記の例の第１のコアシャフト）によって駆動されるよう配置されてもよい。例えば、ギアボックスは最低の回転速度で回転するよう構成されたコアシャフトによってのみ駆動される（例えば上述の例では、第１のコアシャフトのみで、第２のコアシャフトではない）よう配置されてもよい。あるいは、ギアボックスは１以上の任意のシャフト、例えば上述の例では第１および／または第２のシャフトによって駆動されるよう配置されてもよい。
【００２６】
上述のおよび／または請求項に記載のガスタービンエンジンにおいて、燃焼装置はファンおよび（複数の）コンプレッサの軸方向下流に提供されてもよい。例えば、燃焼装置は第２のコンプレッサの直接下流（例えば出口）にあってもよく、そこに第２のコンプレッサが提供される。さらなる例として、燃焼装置への出口での流れは第２のタービンの入口に提供されてもよく、ここで第２のタービンが提供される。燃焼装置はタービンの上流に提供されてもよい。
【００２７】
このまたは各コンプレッサ（例えば第１のコンプレッサおよび第２のコンプレッサ）は任意の数の段、例えば複数段を備えてもよい。各段は回転ブレードの列および静翼の列を備えてもよく、これらは（入射角が可変であってもよい点で）可変の静翼であってもよい。回転ブレードの列および静翼の列は互いに軸方向にオフセットされてもよい。
【００２８】
このまたは各タービン（例えば第１のタービンおよび第２のタービン）は任意の数の段、例えば複数段を備えてもよい。各段は回転ブレードの列および静翼の列を備えてもよい。回転ブレードの列および静翼の列は互いに軸方向にオフセットされてもよい。
【００２９】
各ファンブレードは半径方向内側にガス洗浄位置、または０％スパン位置で根元から１００％スパン位置の先端まで延びる半径方向スパンを有するよう規定されてもよい。先端でのファンブレードの半径に対するハブでのファンブレードの半径の比率は、０．４，０．３９，０．３８，０．３７，０．３６，０．３５，０．３４，０．３３，０．３２，０．３１，０．３，０．２９，０．２８，０．２７，０．２６，または０．２５のいずれかよりも小さくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい。）。先端でのファンブレードの半径に対するハブでのファンブレードの半径の比率は、前述の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。これらの比率は通常先端に対するハブ比率と称されうる。ハブでの半径および先端での半径は前縁で（または軸方向の最前）双方計測されうる。先端に対するハブ比率は、当然ファンブレードのガス洗浄部分、例えばあらゆるプラットフォームの半径方向外側を参照する。
【００３０】
ファンの半径はエンジンの中心線と前縁におけるファンブレードの先端との間で計測されてもよい。ファンの直径（これは単にファンの半径の倍であってもよい）は２５０ｃｍ（約１００インチ），２６０ｃｍ，２７０ｃｍ（約１０５インチ），２８０ｃｍ（約１１０インチ），２９０ｃｍ（約１１５インチ），３００ｃｍ（約１２０インチ），３１０ｃｍ，３２０ｃｍ（約１２５インチ），３３０ｃｍ（約１３０インチ），３４０ｃｍ（約１３５インチ），３５０ｃｍ，３６０ｃｍ（約１４０インチ），３７０ｃｍ（約１４５インチ），３８０（約１５０インチ）ｃｍまたは３９０ｃｍ（約１５５インチ）のいずれかよりも大きくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。ファン直径は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。
【００３１】
ファンの回転速度は使用中変化してもよい。一般的に、回転速度はファンの直径が大きいほど小さくなる。非限定的な例として、巡行状態のファンの回転速度は２５００ｒｐｍ未満であってもよい。さらなる非限定的な単なる例として、２５０ｃｍから３００ｃｍ（例えば２５０ｃｍから２８０ｃｍまで）の範囲のファン直径を有するエンジンの巡行状態のファンの回転速度は１７００ｒｐｍから２５００ｒｐｍまでの範囲、例えば１８００ｒｐｍから２３００ｒｐｍまでの範囲にあってもよい。さらに非限定的な単なる例として、３２０ｃｍから３８０ｃｍまでの範囲のファン直径を有するエンジンの巡行状態のファンの回転速度は１２００ｒｐｍから２０００ｒｐｍまでの範囲、例えば１４００ｒｐｍから１６００ｒｐｍまでの範囲にあってもよい。
【００３２】
ガスタービンエンジンの使用中、（関連するファンブレードを有する）ファンは回転軸に関して回転する。この回転は速度Ｕｔｉｐで移動するファンブレードの先端で生じる。流れにおいてファンブレード１３で行われる仕事はエンタルピー上昇ｄＨを生じる。ファン先端負荷はｄＨ／Ｕｔｉｐ２、ただしｄＨはファン全体を渡るエンタルピー上昇（例えば１−Ｄ平均エンタルピー上昇）でありＵｔｉｐはファン先端、例えば先端の前縁における（並進運動の）速度（これは角速度が乗算された前縁におけるファン先端半径として定義されてもよい）で定義されてもよい。巡行状態のファン先端負荷は０．３，０．３１，０．３２，０．３３，０．３４，０．３５，０．３６，０．３７，０．３８，０．３９または０．４（この段落での単位は全てＪｋｇ−１Ｋ−１／（ｍｓ−１）２）のいずれかよりも大きくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。ファン先端負荷は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。
【００３３】
本開示のガスタービンエンジンは任意の所望のバイパス比を有していてもよく、ここでバイパス比は巡行状態のコアを介した流れの質量流量に対するバイパス管を介した流れの質量流量の比で定義される。いくつかの配置においてバイパス比は１０，１０．５，１１，１１．５，１２，１２．５，１３，１３．５，１４，１４．５，１５，１５．５，１６，１６．５，または１７のいずれかよりも大きくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。バイパス比は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。バイパス管は実質的に環状であってもよい。バイパス管はコアエンジンの半径方向外側にあってもよい。バイパス管の半径方向外側はナセルおよび／またはファンケースによって規定されてもよい。
【００３４】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたガスタービンエンジンの全体の圧力比は最高圧コンプレッサの出口（燃焼装置への入口の前）におけるよどみ点圧力に対するファン上流のよどみ点圧力の比として定義されてもよい。非限定的な例として、ここで説明されたおよび／または請求項に記載された巡行状態のガスタービンエンジンの全体の圧力比以下の値、３５，４０，４５，５０，５５，６０，６５，７０，７５のいずれかよりも大きくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。全体の圧力比は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。
【００３５】
エンジンの比推力は全質量フローによって分割されるエンジンの正味推力として定義されてもよい。巡行状態において、ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたエンジンの特定の推力は１１０Ｎｋｇ−１ｓ，１０５Ｎｋｇ−１ｓ，１００Ｎｋｇ−１ｓ，９５Ｎｋｇ−１ｓ，９０Ｎｋｇ−１ｓ，８５Ｎｋｇ−１ｓまたは８０Ｎｋｇ−１ｓのいずれかよりも大きくてもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。比推力は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。かかるエンジンは従来のガスタービンエンジンに比して非常に高効率であろう。
【００３６】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたガスタービンエンジンは任意の所望の最大推力を有していてもよい。非限定的な単なる例として、ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたガスタービンは、以下の値１６０ｋＮ，１７０ｋＮ，１８０ｋＮ，１９０ｋＮ，２００ｋＮ，２５０ｋＮ，３００ｋＮ，３５０ｋＮ，４００ｋＮ，４５０ｋＮ，５００ｋＮ，または５５０ｋＮのうち少なくともいずれかの最大推力を生成可能であってもよい。最大推力は前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。上述の推力はエンジンを静止した状態で、海水面プラス１５℃（周囲圧力１０１．３ｋＰａ，温度３０℃）の標準大気条件での最大正味推力であってもよい。
【００３７】
使用中、高圧タービンへの入口での流れの温度は非常に高くてもよい。この温度は、ＴＥＴと称されうるが、燃焼装置への出口、例えばノズルガイド翼と称されうる第１のタービン翼のすぐ上流で計測されてもよい。巡行状態で、ＴＥＴは以下の値１４００Ｋ，１４５０Ｋ，１５００Ｋ，１５５０Ｋ，１６００Ｋまたは１６５０Ｋの少なくともいずれかであってもよい。巡行状態のＴＥＴは前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。エンジンの使用状態の最大ＴＥＴは、例えば、以下の値１７００Ｋ，１７５０Ｋ，１８００Ｋ，１８５０Ｋ，１９００Ｋ，１９５０Ｋまたは２０００Ｋの少なくともいずれかであってもよい（またはおよそこれらの値であってもよい）。最大ＴＥＴは前文の値の任意の２つによって区切られる包含的範囲であってもよい（すなわちこの値は上限または下限を構成してもよい）。最大ＴＥＴは、例えば最大離陸重量（ＭＴＯ）での、例えば最大推力条件で生じうる。
【００３８】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたファンブレードのファンブレードおよび／またはエアロフォイル部分は任意の適切な材料または材料の組み合わせから製造されてもよい。例えばファンブレードおよび／またはエアロフォイルの少なくとも一部は複合材料、例えば金属マトリクス複合材料および／または炭素繊維といった有機マトリクス複合材料から少なくとも一部が製造されてもよい。さらなる例としてファンブレードおよび／またはエアロフォイルの少なくとも一部はチタンベース金属またはアルミニウムベース金属（アルミニウム合金など）または鉄ベース金属といった金属から少なくとも一部が製造されてもよい。ファンブレードは異なる材料を用いて製造された少なくとも２つの領域を備えてもよい。例えば、ファンブレードは、衝撃（例えば鳥、氷または他の材料）にブレードの他の部分よりも耐えることができる材料を用いて製造されうる、保護的な前縁を有していてもよい。かかる前縁は、例えばチタンまたはチタンベース合金を用いて製造されてもよい。したがって、単なる例として、ファンブレードは炭素繊維またはアルミニウムベース本体（アルミニウムリチウム合金など）を有していてもよい。
【００３９】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載のファンは中心部を備え、ここから例えばファンブレードが半径方向に延びてもよい。ファンブレードは中心部に任意の所望の方法で取り付けられてもよい。例えば、各ファンブレードはハブ（またはディスク）の対応するスロットに係合しうる治具を備えてもよい。単なる例として、かかる治具はハブ／ディスクにファンブレードを固定するためハブ／ディスクの対応するスロットに入るおよび／または係合しうる蟻継ぎの形であってもよい。さらなる例として、ファンブレードは中心部と一体形成されてもよい。かかる配置はブレード付きディスクまたはブレード環と称されうる。任意の適切な方法がブレード付きディスクまたはブレード付き環などの製造に使用されうる。例えば、ファンブレードの少なくとも一部はブロックから機械加工されてもよくファンブレードの少なくとも一部は溶接、例えば線形摩擦溶接によってハブ／ディスクに取り付けられてもよい。
【００４０】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたガスタービンエンジンは可変領域ノズル（ＶＡＮ）に備えられてもよいし備えられていなくてもよい。かかる可変領域ノズルは使用中にバイパス管の出口領域が変化することを許容してもよい。本開示の一般原則はＶＡＮありまたはなしのエンジンに適用されうる。
【００４１】
ここで説明されたおよび／または請求項に記載されたファンまたはガスタービンエンジンは任意の所望の数のファンブレード、例えば１６，１８，２０，または２２のファンブレードを有していてもよい。
【００４２】
ここで使用されるように、巡行条件はガスタービンエンジンが取り付けられる航空機の巡行条件を意味してもよい。かかる巡行条件は中間巡行の条件、例えば上昇の頂点と降下の開始との間の中間点（時間および／または距離の観点から）で航空機および／またはエンジンの経験する条件として従来のように定義されてもよい。
【００４３】
一例として、巡行条件の前進速度はマッハ０．７から０．９までの範囲の任意の点、例えば０．７５から０．８５まで、例えば０．７６から０．８４まで、例えば０．７７から０．８３まで、例えば０．７８から０．８２まで、例えば０．７９から０．８１まで、例えば約マッハ０．８、例えば約マッハ０．８５または０．８から０．８５までの範囲であってもよい。これらの範囲内の任意の１つの速度が巡行条件であってもよい。ある航空機について、巡行条件はこれらの範囲の外、例えばマッハ０．７未満またはマッハ０．７超であってもよい。
【００４４】
一例として、巡行条件は１００００ｍから１５０００ｍまでの範囲内、例えば１００００ｍから１２０００ｍまでの範囲内、例えば１０４００ｍから１１６００ｍ（約３８０００ｆｔ）までの範囲内、例えば１０５００ｍから１１５００ｍまでの範囲内、例えば１０６００ｍから１１４００ｍまでの範囲内、例えば１０７００ｍ（約３５０００ｆｔ）から１１３００ｍまでの範囲内、例えば１０９００ｍから１１１００ｍまでの範囲内、例えば約１１０００ｍの高度での標準大気条件に対応してもよい。巡行条件はこれらの範囲内で任意に定められた高度での標準大気条件に対応してもよい。
【００４５】
一例として、巡行条件は０．８前進マッハ、圧力２３０００Ｐａ、および温度−５５℃に対応してもよい。
【００４６】
このあらゆる箇所で使用されるように、「巡行」または「巡行条件」は空気力学的設計点を意味してもよい。かかる空気力学的設計点（またはＡＤＰ）はファンが動作するよう設計される条件（例えば、１または複数のマッハ数、環境条件および推力必要条件を備える）に対応してもよい。これは例えば、ファンが最適な効率を有するよう設計される条件を意味してもよい。
【００４７】
使用中、ここで説明されたおよび／または請求項に記載のガスタービンエンジンはここの他の箇所で定義された巡行条件で動作してもよい。かかる巡行条件はガスタービンエンジンが推進力を提供するために少なくとも１つ（例えば２または４）のガスタービンエンジンが取り付けられた航空機の巡行条件（例えば中間巡行条件）によって定義されてもよい。
【００４８】
当業者は互いに排他的な場合を除いて、上述の態様のいずれか１つに関して説明された特徴またはパラメータがその他の態様に適用されうることを理解するであろう。さらに、互いに排他的な場合を除いて、ここで説明された任意の特徴またはパラメータはここで説明された任意の態様に適用されうるおよび／またはその他の特徴またはパラメータと組み合わせうる。
【００４９】
図面を参照しつつ、単なる例として、実施形態が説明される。
【図面の簡単な説明】
【００５０】
【図１】図１はガスタービンエンジンの断面側面図である。
【図２】図２はガスタービンエンジンの上流部の拡大断面側面図である。
【図３】図３はガスタービンエンジンのギアボックスの部分的切断図である。
【図４】図４はガスタービンエンジンの翼構造の製造方法を描写するフローチャートである。
【図５】図５は翼構造を製造するためのモールドの部分的概略図である。
【図６】図６はモールドからの中間部分の根元の概略図である。
【図７】図７はローターに取り付けられた翼構造の概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００５１】
図１は主回転軸を有するガスタービンエンジン１０を示す。エンジン１０は２つの気流、コア気流Ａおよびバイパス気流Ｂを生成するインテーク１２および推進ファン２３を備える。ガスタービンエンジン１０はコア気流を受けるコア１１を備える。エンジンコア１１は、軸方向の気流順に、低圧コンプレッサ１４、高圧コンプレッサ１５、燃焼設備１６、高圧タービン１７、低圧タービン１９およびコア排出ノズル２０を備える。ナセル２１はガスタービンエンジン１０を囲みバイパスダクト２２およびバイパス排出ノズル１８を規定する。ファン２３はシャフト２６および遊星ギアボックス３０を経由して低圧タービン１０に取り付けられかつ駆動される。
【００５２】
使用の際、コア気流Ａは低圧コンプレッサ１４によって加速および圧縮されさらなる圧縮が行われる高圧コンプレッサ１５に向けられる。高圧コンプレッサ１５から排出された圧縮空気は燃料と混合されて当該混合物が燃焼される燃焼設備１６に向けられる。結果的に得られる熱い燃焼生成物はノズル２０を介して排出される前に高圧および低圧タービン１７，１９を介して膨張し、それにより駆動していくらかの推進力を提供する。高圧タービン１７は適切な相互接続シャフト２７によって高圧コンプレッサ１５を駆動する。ファン２３は一般的に推進力の大部分を提供する。遊星ギアボックス３０は減速ギアボックスである。
【００５３】
ギア付きファンガスタービンエンジン１０の典型的な配置が図２に示されている。低圧タービン１９（図１を参照）はシャフト２６を駆動し、太陽ホイール、または遊星ギア配置３０の太陽ギア２８と連結されている。太陽ギア２８およびそれとの噛合の半径方向外側は遊星キャリア３４によって互いに結合されている複数の惑星ギア３２である。遊星キャリア３４は惑星ギア３２を制限して太陽ギア２８の周囲で同期してすりこぎ運動する一方各惑星ギア３２がそれ自身の軸の周囲を回転することを可能にする。エンジン軸９に関してファン２３の回転を駆動するため遊星キャリア３４はリンケージ３６を経由してファン２３と結合されている。惑星ギア３２およびそれとの噛合の半径方向外側は、リンケージ４０を経由して、固定支持構造２４に連結されている環またはリングギア３８である。
【００５４】
ここで使用されたような用語「低圧タービン」および「低圧コンプレッサ」はそれぞれ最も低い圧力のタービン段および最も低いコンプレッサ段（すなわちファン２３を含まない）および／またはエンジンでの最も低い回転速度で相互接続シャフト２６によって互いに接続されるタービンおよびコンプレッサ段（すなわちファン２３を駆動するギアボックス出力シャフトを含まない）およびを意味すると捉えられてもよいことに留意すべきである。ある文献では、ここでいう「低圧タービン」および「低圧コンプレッサ」はその代わり「中圧タービン」」および「中圧コンプレッサ」として知られているかもしれない。かかる代わりの命名が使用される箇所では、ファン２３は最初の、または最も低い圧力の、圧縮段階と称されてもよい。
【００５５】
遊星ギアボックス３０は図３でより詳細に例として示されている。太陽ギア２８、惑星ギア３２およびリングギア３８の各々は他のギアと噛合するためそれらの外縁に関して歯を備える。ただし、明確にするため歯の典型的部分のみが図３に示されている。４つの惑星ギア３２が示されているが、請求項に係る発明の範囲内でそれより多いまたは少ない惑星ギア３２が提供されていてもよいことは熟練した読者にとって明白であろう。遊星ギアボックス３０の実際の応用は一般的に少なくとも３つの惑星ギア３２を備える。
【００５６】
図２および３で例として示されている遊星ギアボックス３０は、リングギア３８が固定された状態で、惑星キャリア３４がリンケージ３６を経由して出力シャフトに結合されている点で惑星のタイプのものである。ただし、任意の他の適切なタイプの遊星ギアボックス３０が使用されてもよい。さらなる例として、遊星ギアボックス３０は星形配置であってもよく、ここでは惑星キャリア３４は回転が許されたリング（または環）ギア３８によって固定されている。かかる配置においてファン２３はリングギア３８によって駆動される。さらに別の例として、ギアボックス３０はリングギア３８および惑星キャリア３４がともに回転を許されたデファレンシャルギアボックスであってもよい。
【００５７】
図２および３で示された配置は単なる例としてであり、様々な選択肢が本開示の範囲内にある。単なる例として、任意の適切な配置がエンジン１０のギアボックス３０を設置するためにおよび／またはギアボックス３０をエンジン１０に接続するために使用されてもよい。さらなる例として、ギアボックス３０とエンジン１０の他のパーツとの間の接続は所望の程度の剛性または柔軟性を有していてもよい。さらなる例として、エンジンの回転および固定パーツの間（例えばギアボックスからの入力および出力シャフトと、ギアボックスケーシングといった固定構造との間）のベアリングの任意の適切な配置が使用されてもよく、本開示は図２の典型的配置に限定されない。例えば、ギアボックス３０は（上述の）星形配置を有しており、当業者は出力および支持リンケージの配置とベアリングの位置は図２に例として示されたものとは通常は異なるであろうことを予め理解するであろう。
【００５８】
したがって、本開示はギアボックスの型（例えば星または惑星）の任意の配置を有するガスタービンエンジン、支持構造、入力および出力シャフト配置、およびベアリング配置にまで及ぶ。
【００５９】
必要に応じて、ギアボックスは追加のおよび／または他の部品を駆動してもよい（例えば中圧コンプレッサおよび／またはブースターコンプレッサ）。
【００６０】
本開示が適用されうる他のガスタービンエンジンは他の構成を有していてもよい。例えば、かかるエンジンは他の数のコンプレッサおよび／またはタービンおよび／または他の数の相互接続シャフトを有していてもよい。さらなる例として、図１に示されたガスタービンエンジンはバイパスダクト２２を介した流れがコアエンジンノズル２０と別個かつその半径方向外側にあるそれ自身のノズルを有することを意味する分離フローノズル２０，２２を有する。ただし、これは制限的でなく、本開示のあらゆる態様は、混合フローノズルと称されうる単一のノズルの前の（または上流の）、バイパスダクト２２を介した流れおよびコア１１を介した流れが混合、または組み合わされるエンジンに対しても適用されてよい。１または２つのノズル（混合または分離流れのいずれか）は固定または可変領域を有していてもよい。記載の例はターボファンエンジンに関する一方、本開示は例えば、（ファン段がナセルで囲まれていない）オープンローターまたはターボプロップエンジンのような、例えば各種のガスタービンエンジンに適用されてもよい。いくつかの配置において、ガスタービンエンジン１０はギアボックス３０を備えなくてもよい。
【００６１】
ガスタービンエンジン１０の配置、およびその部品は従来の軸システムによって規定され、（回転軸９に沿った）軸方向、円周方向（図１の下から上に向かう方向）、および（図１のページに垂直な）円周方向を備える。軸、半径、および円周方向は互いに直交する。
【００６２】
図４を参照すると本開示はファン２３のブレードといった、エアロフォイル構造２００を製造する方法に関する。方法１００はプリフォームされたインサート２１０ａ（図５に示す）が提供される第１のステップを備える。第２のステップ１２０では、インサート２１０ａはエアロフォイル構造２００を成形するためのモールド２２０（図５に示す）に加えられる。第３のステップ１３０では、複合成分２３０（図５に示す）がモールド２２０に加えられる。最後に、第４のステップ１４０では複合成分２３０がモールド２２０で加熱されてインサート２１０ａを複合成分２３０に接着する。
【００６３】
図５は製造中の少なくともモールド２２０の端およびエアロフォイル構造２００の根元の端を示す。モールド２２０は第１および第２のモールド部分２２０ａ、２２０ｂを提供するため軸２２２に沿ってまたはその他の線に沿って分離してもよい。インサート２１０ａはモールド２２０、特に第１のモールド部分２２０ａに配置されてもよい。さらなるインサート２１０ｂがモールド２２０、特に第２のモールド部分２２０ｂに配置されてもよい。複合成分２３０を受ける用意のためインサート２１０ａ、２１０ｂは次にモールド２２０の一体部品を形成してもよい。インサート２１０、２１０ｂはモールド２２０への配置の前に実質的に必要な形状にプレモールドされてもよい。インサート２１０、２１０ｂはモールド２２０への挿入の前に異なるモールドでモールド２２０に形成されていてもよい。
【００６４】
次に複合成分２３０はインサート２１０ａまたはさらなるインサート２１０ｂのいずれかに配置されてもよい。例えば、本方法はモールド部分２２０ａ、２２０ｂのいずれかまたは双方に複合成分をレイアップすることを備えてもよい。２つのモールド部分は接合されてもよい。したがって、インサート２１０ａおよびさらなるインサート２１０ｂは複合成分２３０のいずれかの側に提供されてもよい。複合成分２３０は根元からエアロフォイル構造２００の先端に延びる延長構造を形成してもよい。
【００６５】
インサート２１０ａ、２１０ｂはモールド２２０へインサートを加える前に機械加工されてもよい。例えば、インサート２１０、２１０ｂはモールドへインサートを加える前に、粗面化例えばグリットブラストされてもよい。特に、モールド２２０の複合成分２３０に面するインサート２１０ａ、２１０ｂの表面が粗面化されてもよい。またインサート２１０、２１０ｂはモールド２２０の配置の前に脱脂されてもよい。かかる処置は複合成分２３０のその後の接着を改善しうる。ただし、接着をさらに促進するため、本方法は各インサート２１０ａ、２１０ｂと複合成分２３０との間に接着層を加えることをさらに備えてもよい。
【００６６】
インサート２１０ａ、２１０ｂおよび複合成分２３０がモールド２２０に配置された時点で、例えばオートクレーブ養生工程の一部として、部品が加熱される。複合成分２３０は樹脂でプリプレグされていてもよくかつモールド２２０の複合成分の加熱は樹脂を熱硬化してもよい。特に、複合成分２３０は樹脂でプリプレグされた炭素繊維を備えてもよい。樹脂（あれば接着層とともに）はインサート２１０ａ、２１０ｂを複合成分２３０に接着してもよい。便宜的に、インサート２１０ａ、２１０ｂは複合成分２３０が熱硬化されるのと同じ工程で複合成分２３０に接着されてもよい。
【００６７】
インサート２１０ａ、２１０ｂの変形を防ぐため、インサートの融解温度はモールド２２０で受ける温度よりも高くかつ樹脂の融解温度よりも高くてもよい。インサート２１０ａ、２１０ｂは耐摩耗材料で形成されてもよい。例として、インサート２１０ａ、２１０ｂはポリイミドといった、ポリマーから形成されてもよい。特に、インサート２１０ａ、２１０ｂはＩｃｏｎ  Ｐｏｌｙｍｅｒにより提供される４２０Ｘ  Ｐｏｌｙｉｍｉｄｅから形成されてもよい。インサート２１０ａ、２１０ｂは金属またはセラミックまたはその他の適切な材料といった、非ポリマー材料から形成されてもよいことも考えられる。
【００６８】
図６を参照すると、加熱および接着が完了した時点で中間部分２３２がモールド２２０から除去されてもよい。本方法１００は、過剰な材料を除去するためかつエアロフォイル構造２００を形成するため中間部分２３２を機械加工することをさらに備えてもよい。例えば、中間部分２３２はエアロフォイル構造２００の根元の必要な形状を提供するため破線２３４に沿って機械加工されてもよい。ここで示されるように、インサート２１０ａ、２１０ｂは引き延ばされてもよい。インサートは湾曲してもよく、かつインサート２１０ａ、２１０ｂの正中線（またはいずれかの表面）はインサート２１０ａ、２１０ｂの端の間の屈曲点を有してもよい。
【００６９】
さらに、インサート２１０ａ、２１０ｂはインサートが複合成分２３０に溶け込むようにエアロフォイル構造２００の根元から最も遠い端で先細ってもよい。破線２３４は各インサート２１０ａ、２１０ｂの少なくとも一部に沿って縦方向に延びてもよい。したがって、機械加工工程はそれらの長さの少なくとも一部に沿ってインサート２１０ａ、２１０ｂの厚みを減らすであろう。
【００７０】
図７はチタンまたはその合金で作成されてもよい、回転ディスク２４０で受け入れられる根元２０２を有する結果的なエアロフォイル構造２００を示す。ここで示されるように、インサート２１０ａおよびさらなるインサート２１０ｂは根元２０２の各側面およびさらなる側面上に提供されており回転ディスク２４０の各ショルダ２４２ａおよびさらなるショルダ２４２ｂに面する。特に、インサート２１０ａ、２１０ｂは機械加工線２３４が各インサート２１０ａ、２１０ｂの少なくとも一部に沿って縦方向に延びる（すなわちインサート２１０ａ、２１０ｂの厚みが減少する）ショルダ２４２ａ、２４２ｂと接触してもよい。インサート２１０ａ、２１０ｂがショルダ２４２ａ、２４２ｂに接触する領域の機械加工はエアロフォイル構造２００と回転ディスク２４０との間の接触面で所望の形状を提供するのに役立つ。
【００７１】
一体形成されたインサート２１０ａ、２１０ｂは複合成分２３０と回転ディスク２４０との間の接触面を有利に提供する。インサートは複合成分２３０の製造工程の間に便宜的に提供され、別個の層はエアロフォイル構造２００と回転ディスク２４０との間に必要とされない。これによりコストが減少し製造工程がスピードアップする。インサート２１０ａ、２１０ｂは、例えば、所望の形状に適応するように機械加工がなされることにより迅速に修理される。
【００７２】
本発明は上述の実施形態に限定されずここで説明された概念から離れることなく様々な変更および改良をなしうる。互いに排他的な場合を除き、どの特徴も独立してまたはその他の特徴と組み合わせて採用することができ、本開示はここで説明された１以上の特徴の全ての組み合わせ、およびそのサブコンビネーションにまで拡張され、かつこれらを含む。
【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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【図７】
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【国際調査報告】
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