(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン（１０）用の出口ガイドベーン（１００）を提供する。【解決手段】本出口ガイドベーン（１００）は、各々が第１の材料で製作された前縁部分（１３０）及び後縁部分（１３２）を備えた翼形部（１０２）を含む。充填材部分（２０２）は、前縁及び後縁部分間に配置され、第１の材料とは異なる第２の材料で製作される。前縁及び後縁部分（１３０、１３２）間に結合され、翼形部第１の側面内に形成された第１のポケット（１４０）及び翼形部第２の側面内に形成された第２のポケット（１４２）を形成した連結部材（１３４）と、前記第１のポケット内に形成された第１の充填材（１５０）と、前記第２のポケット内に形成された第２の充填材（１５１）と、をさらに含み、前記第１及び第２の充填材の各々が、前記第１及び第２のポケットの深さと実質的に等しい幅を有してもよい。【選択図】      図３
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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（１０）用の出口ガイドベーン（１００）であって、
各々が第１の材料で製作された前縁部分（１３０）及び後縁部分（１３２）を含む翼形部（１０２）と、
前記前縁及び後縁部分間に配置され、前記第１の材料とは異なる第２の材料で製作された充填材部分（２０２）と、
を含む出口ガイドベーン（１００）。
【請求項２】
前記第１の材料が、金属材料を含み、
前記第２の材料が、発泡材料を含む、
請求項１記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項３】
前記第１の材料が、複合材料を含み、
前記第２の材料が、発泡材料を含む、
請求項１記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項４】
前記前縁及び後縁部分（１３０、１３２）間に結合され、翼形部第１の側面内に形成された第１のポケット（１４０）及び翼形部第２の側面内に形成された第２のポケット（１４２）を形成した連結部材（１３４）と、
前記第１のポケット内に形成された第１の充填材（１５０）と、
前記第２のポケット内に形成された第２の充填材（１５１）と、をさらに含み、
前記第１及び第２の充填材の各々が、前記第１及び第２のポケットの深さと実質的に等しい幅を有する、
請求項１記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項５】
前記連結部材（１３４）が、それを貫通して延びる複数の開口（１３５）を含む、請求項３記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項６】
半径方向内側フランジ（１０６）と、
半径方向外側フランジ（１０４）と、をさらに含み、
前記前縁及び後縁部分（１３０、１３２）が、前記半径方向内側及び外側フランジ間に結合されて前記翼形部（１０２）を形成する、
請求項１記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項７】
前記充填材（１５０）が前記翼形部（１０２）内に実質的にカプセル化されるように、前記前縁及び後縁部分（１３０、１３２）を実質的に囲む被覆材料（１７０）をさらに含む、請求項１記載の出口ガイドベーン（１００）。
【請求項８】
コアガスタービンエンジン（１３）と、
前記コアガスタービンエンジンの下流に配置され、複数のファンブレード（２４）を含むファン組立体（１２）と、
前記ファンブレードの下流に配置された複数の出口ガイドベーン（１００）と、
を含み、前記出口ガイドベーンの少なくとも１つが、
各々が第１の材料で製作された前縁部分（１３０）及び後縁部分（１３２）を含む翼形部（１０２）と、
前記前縁及び後縁部分間に配置され、前記第１の材料とは異なる第２の材料で製作された充填材部分（２０２）と、を含む、
ガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項９】
複数のファンストラット（６８）をさらに含み、
前記ファンストラットが、前記少なくとも１つの出口ガイドベーンと同軸に配置される、
請求項８記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【請求項１０】
前記第１の材料が、複合材料及び金属材料の少なくとも１つを含み、
前記第２の材料が、発泡材料を含む、
請求項８記載のガスタービンエンジン組立体（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、総括的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンベーン及びそれを製作する方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも１つの公知のガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンの上流に取付けられたファン組立体を含む。運転時に、ファン組立体から吐出された空気流の一部分は、下流方向にコアガスタービンエンジンに送られ、コアガスタービンエンジンにおいて、空気流はさらに加圧される。加圧空気流は次に、燃焼器内に送られ、燃料と混合されかつ点火されて、高温燃焼ガスを生成する。燃焼ガスは次にタービンに送られ、タービンが、燃焼ガスからエネルギーを取り出して、圧縮機に動力を供給すると同時に飛行中の航空機を推進するような有用な仕事を行う。ファン組立体から吐出された空気流のその他の部分は、ファンストリームノズルを通ってエンジンから流出する。
【０００３】
ファン組立体からコアガスタービンエンジンに空気流を送るのを可能にするために、少なくとも１つの公知のガスタービンエンジン組立体は、ファンノズルの前で旋回を除去するために使用する出口ガイドベーン組立体を含み、出口ガイドベーン組立体は、ファン組立体から吐出された空気流を実質的に軸方向に方向転換させた後に、バイパスダクトを通してファン空気流を送るように構成される。ファン空気流の方向転換に加えて、出口ガイドベーン組立体はまた、ファンフレームに構造的な剛性を与える。より具体的には、出口ガイドベーン組立体は一般に、ファンフレームに結合された複数の出口ガイドベーンを含む。ファンフレームに必要な構造的剛性を与えるために、公知の出口ガイドベーンは、金属材料を使用して実質的に中実のベーンとして鍛造される。
【０００４】
しかしながら、公知の出口ガイドベーンが実質的に中実であるので、ガスタービンエンジン組立体の総重量を増加させ、また燃料効率を低下させる原因になるおそれがある。
【特許文献１】米国特許第６，９０５，３０３  Ｂ２号公報
【特許文献２】米国特許第６，３２１，４４９  Ｂ２号公報
【特許文献３】米国特許第６，１９７，４２４  Ｂ１号公報
【特許文献４】米国特許第６，１３１，８００号公報
【特許文献５】米国特許第４，３８４，６０７号公報
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
１つの態様では、出口ガイドベーンを提供する。本出口ガイドベーンは、各々が第１の材料で製作された前縁部分及び後縁部分を含む翼形部と、前縁及び後縁部分間に配置されかつ第１の材料とは異なる第２の材料で製作された充填材部分とを含む。
【０００６】
別の態様では、ガスタービンエンジン組立体を提供する。本ガスタービンエンジン組立体は、コアガスタービンエンジンと、コアガスタービンエンジンに結合されかつ複数のファンブレードを含むファン組立体と、ファンブレードの下流に結合された複数の出口ガイドベーンとを含み、出口ガイドベーンの少なくとも１つは、各々が第１の材料で製作された前縁部分及び後縁部分を含む翼形部と、前縁及び後縁部分間に配置されかつ第１の材料とは異なる第２の材料で製作された充填材部分とを含む。
【０００７】
またここでは、ガスタービンエンジン出口ガイドベーンを製作する方法を開示する。この方法は、各々が第１の材料で製作された前縁部分及び後縁部分を含む翼形部を製作する段階と、第１の材料よりも軽量である第２の材料で製作された充填材部分を前縁及び後縁部分間に設置する段階とを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
図１は、長手方向軸線１１を有する例示的なガスタービンエンジン組立体１０の概略図である。ガスタービンエンジン組立体１０は、ファン組立体１２と、コアガスタービンエンジン１３とを含む。コアガスタービンエンジン１３は、高圧圧縮機１４と、燃焼器１６と、高圧タービン１８とを含む。この例示的な実施形態では、ガスタービンエンジン組立体１０はまた、低圧タービン２０と、多段ブースタ圧縮機２２と、ブースタ２２を実質的に囲むスプリッタ４４とを含む。
【０００９】
ファン組立体１２は、ロータディスク２６から半径方向に外側に延びるファンブレード２４の配列を含む。ガスタービンエンジン組立体１０は、吸気側２８と排気側３０とを有する。ファン組立体１２、ブースタ２２及びタービン２０は、第１のロータシャフト３１によって互いに結合され、また圧縮機１４及びタービン１８は、第２のロータシャフト３２によって互いに結合される。
【００１０】
運転中に、空気は、ファン組立体１２を通って流れ、空気流の第１の部分は、ブースタ２２を通して送られる。ブースタ２２から吐出された加圧空気は、圧縮機１４を通して送られ、圧縮機１４において、空気流はさらに圧縮され、燃焼器１６に送給される。燃焼器１６からの高温の燃焼生成物（図１には図示せず）は、タービン１８及び２０を駆動するために利用され、タービン２０は、シャフト３１によってファン組立体１２及びブースタ２２を駆動するために使用される。ガスタービンエンジン組立体１０は、設計運転条件と設計外運転条件の間の運転条件の範囲で運転可能である。
【００１１】
ファン組立体１２から吐出された空気流の第２の部分は、コアガスタービンエンジン１３の周りでファン組立体１２からの空気流の一部分をバイパスさせるために、バイパスダクト４０を通して送られる。より具体的には、バイパスダクト４０は、ファンケーシング又はシュラウド４２とスプリッタ４４との間で延びる。従って、ファン組立体１２からの空気流の第１の部分５０は、上記したようにブースタ２２を通して送られ、その後に圧縮機１４内に送られ、またファン組立体１２からの空気流の第２の部分５２は、バイパスダクト４０を通して送られて、例えば航空機に推力を提供する。ガスタービンエンジン組立体１０はまた、ファン組立体１２に構造的支持を与えるためのファンフレーム組立体６０を含み、ファンフレーム組立体６０はまた、ファン組立体１２をコアガスタービンエンジン１３に結合するために利用される。
【００１２】
図２は、ファンフレーム組立体６０の前面図である。ファンフレーム組立体６０は、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６との間で実質的に半径方向に延びかつバイパスダクト４０内で円周方向に間隔を置いて配置された複数の出口ガイドベーン６２を含む。ファンフレーム組立体６０はまた、半径方向外側取付けフランジ６４と半径方向内側取付けフランジ６６との間に結合された複数のストラット６８を含む。１つの実施形態では、ファンフレーム組立体６０は、フランジ６４及び６６が出口ガイドベーン６２及びストラット６８に結合された弓形のセグメントとして製作される。この例示的な実施形態では、出口ガイドベーン６２及びストラット６８は、バイパスダクト４０内で同軸に結合される。具体的には、出口ガイドベーン６２及びストラット６８は各々、図２に示すように同一の軸方向位置においてフランジ６４及び６６間に結合される。任意選択的に、出口ガイドベーン６２は、バイパスダクト４０内でストラット６８の下流に結合することができる。
【００１３】
ファンフレーム組立体６０は、ガスタービンエンジン組立体１０内で様々な構成部品の配向を維持するのを可能にするために使用される該ガスタービンエンジン組立体１０の様々なフレーム及び支持組立体の１つである。より具体的には、そのようなフレーム及び支持組立体は、固定構成部品を相互連結し、ロータベアリング支持体を形成する。ファンフレーム組立体６０は、バイパスダクト４０内でファン組立体１２の下流に結合されて、出口ガイドベーン６２及びストラット６８がファン組立体１２の出口の周りで円周方向に間隔を置いて配置され、ファン組立体１２から吐出された空気流路を横切って延びるようになる。
【００１４】
図３は、図２に示すファンフレーム組立体６０で使用することができる出口ガイドベーン１００の斜視図である。図４は、図３に示す出口ガイドベーン１００の平面図である。図７は、別の例示的な出口ガイドベーンの平面図である。この例示的な実施形態では、出口ガイドベーン１００は、半径方向外側フランジ１０４と半径方向内側フランジ１０６との間に結合された翼形部１０２を含む。この例示的な実施形態では、翼形部１０２、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、単体構造の出口ガイドベーン１００として鋳造又は鍛造される。任意選択的に、半径方向外側フランジ１０４及び半径方向内側フランジ１０６は、例えば溶接又はロウ付け法を使用して翼形部１０２に結合することができる。
【００１５】
翼形部１０２は、第１の側壁１１０と第２の側壁１１２とを含む。１つの実施形態では、第１及び／又は第２の側壁１１０及び／又は１１２のいずれかは、空気力学的性能を改善するような輪郭にすることができる。この例示的な実施形態では、第１の側壁１１０は、凸面形であり、翼形部１０２の負圧側面を形成し、また第２の側壁１１２は、凹面形であり、翼形部１０２の正圧側面を形成する。側壁１１０及び１１２は、翼形部１０２の前縁１１４においてかつ軸方向に間隔を置いた後縁１１６において接合される。より具体的には、翼形部後縁１１６は、翼形部前縁１１４から翼弦方向にかつ該翼形部前縁１１４の下流に間隔を置いて配置される。第１及び第２の側壁１１０及び１１２はそれぞれ、スパンにわたって半径方向内側フランジ１０６から半径方向外側フランジ１０４まで長手方向又は半径方向外向きに延びる。この例示的な実施形態では、出口ガイドベーン１００の少なくとも一部分は、それに限定されないが、チタン、アルミニウム及び／又は金属マトリックス複合（ＭＭＣ）材料のような金属材料を利用して製作される。
【００１６】
図３及び図４に示すように、翼形部１０２は、前縁部分又はスパー１３０と、後縁部分又はスパー１３２と、前縁部分１３０及び後縁部分１３２間に結合された連結部材１３４とを含み、これらは各々、例えばチタン、アルミニウム及び／又は金属マトリックス複合（ＭＭＣ）材料のような金属材料を利用して製作される。より具体的には、翼形部１０２は、前縁１１４から少なくとも部分的に後縁１１６に向かって外向きにテーパし、また後縁１１６から少なくとも部分的に前縁１１４に向かって外向きにテーパしたプロファイルを有する。その時、プロファイルは、前縁部分１３０から連結部材１３４まで内向きにテーパし、また後縁部分１３２から連結部材まで内向きにテーパして、前縁部分１３０と後縁部分１３２との間に少なくとも１つのポケット１４０が形成されるようになる。任意選択的に、図７に示すように、翼形部１０２は、前縁部分と後縁部分又はスパー１３２との間に形成された第２のポケット１４２を含む。具体的に、連結部材１３４は、前縁部分と後縁部分又はスパー１３２との間のほぼ中心に配置されて、第１及び第２のポケット１４０及び１４２はその寸法及び深さがほぼ同様になるようになる。この例示的な実施形態では、連結部材１３４は、それを貫通して延びて出口ガイドベーンの総重量をさらに軽減する複数の開口１３５を有する。任意選択的に、連結部材１３４は、開口１３５を含まない。
【００１７】
この例示的な実施形態では、第１及び／又は第２のポケット１４０及び／又は１４２は各々、比較的軽量材料であるそれぞれの充填材１５０及び／又は１５１をその中に収容するような寸法にされる。本明細書で使用する場合の軽量材料は、充填材料の容積当たり重量よりも大きい容積当たり重量を有する材料を利用して製作した前縁部分１３０、後縁部分１３２及び連結部材１３４を製作するために利用した材料とは異なる材料と定義する。この例示的な実施形態では、各充填材１５０及び１５１は、例えばＳｔｙｒｏｆｏａｍ（スタイロフォーム）で製作される。従って、各ポケット１４０及び１４２は、深さ１４４を有し、各それぞれの充填材１５０及び１５２は、ポケット深さ１４４に実質的に等しい厚さ１５２を有し、各それぞれの充填材１５０及び１５１がポケット１４０及び／又は１４２内に配置されたときに、翼形部１０２は、翼形部前縁１１４から翼形部後縁１１６まで実質的に平滑である空気力学的プロファイルを有するようになる。つまり、充填材１５０及び１５１は各々、それぞれのポケット１４０及び１４２内に配置されたときに、前縁部分１３０及び／又は後縁部分１３２の両方の外表面と実質的に同一平面となる。１つの実施形態では、充填材１５０及び１５１は、別個の構成部品として製作され、かつポケット１４０及び１４２内に設置される。任意選択的に、充填材１５０及び１５１は、ポケット１４０及び１４２内に噴射又は注入されかつ機械加工されて、比較的平滑な又は空気力学的外表面を形成し、この外表面対しては、以下に説明するように被覆材料が取付けられる。
【００１８】
従って出口ガイドベーン１００を製作するために、ベーンは、前縁部分１３０、後縁部分１３２及び連結部材１３４、並びに内側及び外側フランジ１０４及び１０６を含むように鋳造又は鍛造される。次に充填材１５０及び１５１が、上記したようにポケット１４０及び１４２内に注入又は結合される。次に被覆材料１７０により、翼形部１０２の外周部の周りを包み込んで、前縁部分１３０、後縁部分１３２並びに充填材１５０及び１５１を実質的にカプセル化或いは封止する。例えば、被覆材料１７０は、連続した列又は層の形態で翼形部１０２全体の周りに４５度の角度で包み込ませることができる。さらに、被覆材料１７０は、出口ガイドベーン１００の全体的構造一体性の向上を可能にし、比較的平滑な外表面を形成して空気力学的特性を改善する。
【００１９】
この例示的な実施形態では、被覆材料１７０は、例えば熱硬化性材料を使用して前縁部分１３０、後縁部分１３２及び連結部材１３４並びに内側及び外側フランジ１０４及び１０６に付着させた複合材料である。この例示的な実施形態では、被覆材料は、ガラス繊維材料、黒鉛材料、炭素材料、セラミック材料、ＫＥＶＬＡＲのような芳香族ポリアミド材料、薄い金属材料及び／又はそれらの混合物とすることができる。被覆材料１７０を形成するのに、例えばビニルエステル樹脂、ポリエステル樹脂、アクリル樹脂、エポキシ樹脂、ポリウレタン樹脂、ビスマレイミド樹脂及びそれらの混合物のような任意の好適な熱硬化性材料を使用することができる。全体的に、被覆材料１７０は、ガスタービンエンジン組立体１０内に吸い込まれた異物によって引き起こされる可能性がある摩耗及び／又は損傷に対して出口ガイドベーンの外表面が耐えるように選択される。
【００２０】
図５は、図２に示すファンフレーム６０で使用することができる出口ガイドベーン２００の斜視図である。図６は、図５に示す出口ガイドベーン２００の平面図である。この例示的な実施形態では、出口ガイドベーン２００は、連結部材１３４がない状態での図３と図４に示す出口ガイドベーン１００と実質的に同様である。この実施形態では、連結部材１３４を除去することにより、出口ガイドベーン２００の総重量がさらに軽減される。従って、出口ガイドベーン２００は、前縁部分１３０と後縁部分１３２との間に配置された単一の充填材部分２０２を含む。充填材部分２０２は、上記したように前縁及び後縁部分１３０及び１３２間に設置される。製作を完成するために、出口ガイドベーン２００は、上記したように被覆材料１７０で被覆される。
【００２１】
本明細書で説明したのは、少なくとも幾つかの公知の出口ガイドベーンが、実質的に中空の内側部分を有し、比較的軽量の材料を充填されかつ次に複合材料で包み込まれて軽量の出口ガイドベーンを形成した出口ガイドベーンで置き換えられたガスタービンエンジンである。従って、本明細書に記載した例示的な出口ガイドベーンは、依然として構造一体性を維持しながらガスタービンエンジンの総重量を軽減し、従って新しい用途のための非常に挑戦的なエンジン重量目標を達成する。出口ガイドベーンを製作する方法は、各々が第１の材料で製作された前縁部分及び後縁部分を含む翼形部を製作する段階と、第１の材料よりも軽量である第２の材料で製作された充填材部分を前縁及び後縁部分間に設置する段階とを含む。
【００２２】
より具体的には、本明細書に記載した出口ガイドベーンは、出口ガイドベーンの翼形部を形成する２つのスパーを含む。スパー間の領域は、スタイロフォームのような軽量材料で充填されて翼形部に剛性を付加し、次に複合材料で包み込まれる。１つの実施形態では、翼形部は、薄いウエブ部材によって連結された２つのスパーを含み、半径方向及び軸方向転倒剛性が得られる。さらに、連結部材はまた、翼形部形状に付加的な強度を与えて、あらゆる航空力学的振動に耐えるようにする。任意選択的に、翼形部は、連結部材を含まない。
【００２３】
１つの実施形態では、スパーは、実質的に中実である。任意選択的に、各スパーの内部の一部分を除去して、出口ガイドベーンの総重量をさらに軽減することができる。次に出口ガイドベーンは、薄い金属材料又は複合材料を利用して被覆されて、固体粒子損傷から出口ガイドベーンが保護される。１つの実施形態では、スパーは、金属材料を使用して製作される。任意選択的に、スパーは、ガスタービンエンジン軸線１１に対して半径方向の方向性で織られた複数の繊維を含む複合材料を利用して製作することができる。
【００２４】
その結果、本明細書に記載した出口ガイドベーンは、ガスタービンエンジン組立体の総重量を大きく軽減する。例えば、本明細書に記載した出口ガイドベーンは、公知の出口ガイドベーンよりも３０％〜４０％軽量である。
【００２５】
様々な特定の実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明が特許請求の範囲の技術思想及び技術的範囲内の変更で実施することができることは、当業者には明らかであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】例示的なガスタービンエンジン組立体の概略図。
【図２】図１に示すガスタービンエンジン組立体で使用することができる複数の出口ガイドベーンを含むファンフレームの前面図。
【図３】図２に示すファンフレーム組立体で使用することができる出口ガイドベーンの斜視図。
【図４】図３に示す出口ガイドベーンの平面図。
【図５】図２に示すファンフレーム組立体で使用することができる出口ガイドベーンの斜視図。
【図６】図５に示す出口ガイドベーンの平面図。
【図７】別の例示的な出口ガイドベーンの平面図。
【符号の説明】
【００２７】
１０  ガスタービンエンジン組立体
１１  長手方向軸線
１２  ファン組立体
１３  コアガスタービンエンジン
１４  高圧圧縮機
１６  燃焼器
１８  高圧タービン
２０  低圧タービン
２２  ブースタ
２４  ファンブレード
２６  ロータディスク
２８  吸気側
３０  排気側
３１  第１のロータシャフト
３２  第２のロータシャフト
４０  バイパスダクト
４２  ファンケーシング又はシュラウド
４４  スプリッタ
５０  第１の部分
５２  第２の部分
６０  ファンフレーム組立体
６２  出口ガイドベーン
６４  外側取付けフランジ
６６  内側取付けフランジ
６８  ストラット
１００  出口ガイドベーン
１０２  翼形部
１０４  外側フランジ
１０６  内側フランジ
１１０  第１の側壁
１１２  第２の側壁
１１４  翼形部前縁
１１６  翼形部後縁
１３０  前縁部分
１３２  後縁部分
１３４  連結部材
１３５  開口
１４０  ポケット
１４２  ポケット
１４４  ポケット深さ
１５０  充填材
１５１  充填材
１５２  厚さ
１７０  被覆材料
２００  出口ガイドベーン
２０２  充填材部分
【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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