(57)【要約】  ガスタービンエンジンの複合材ブレード１０は、根元２０から、長さＳに沿って先端（４７）へと、翼長方向に外向きに延びる、正圧側面４１及び負圧側面４３を有する翼形部１２を含む。複合材擬似等方性層５２を含むブレードのコア部５０は、ブレードを通って、翼長方向外向きに延びる。桁５４、５６は、長さに対して０度の繊維配向の一方向性テープ層６３の積層体６２を含み、先端に向けて翼長方向外向きに延びている。桁は、コア部５０の翼弦方向延長部５８を挟んでいる、正圧側桁及び負圧側桁を含むことができ、正圧及び負圧側面のそれぞれの近くに又はそれぞれに沿って配置され得る。翼弦方向延長部は、最大厚さ位置６１を中心とすることができる。桁は、曲げ翼形部モードを回避する、高さＨ、幅Ｗ及び厚さＴを有することができる。【選択図】図１
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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の複合材ブレード（１０）であって、
前記ブレード（１０）のブレードの根元（２０）から、長さ（Ｓ）に沿ってブレードの先端（４７）まで、翼長方向（Ｓ）に外向きに延びる、正圧側面（４１）及び負圧側面（４３）を有する、翼形部（１２）と、
前記根元（２０）、及び前記先端（４７）に向かう前記翼形部（１２）を有する前記ブレード（１０）を通って、翼長方向外向きに延びる複合材擬似等方性層（５２）を含む前記ブレード（１０）のコア部（５０）と、
前記長さ（Ｓ）に対して、主として０度の繊維配向を有する、一方向性テープ層（６３）の積層体（６２）を含む１つ以上の桁（５４、５６）と
を含み、
前記１つ以上の桁（５４、５６）が、前記先端（４７）に向かって、前記根元（２０）を通り、かつ前記翼形部（１２）の一部（５３）を通って翼長方向外向きに延びている、
ガスタービンエンジンの複合材ブレード（１０）。
【請求項２】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、正圧側桁（５４）、及び負圧側桁（５６）を含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項３】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項２に記載のブレード（１０）。
【請求項４】
前記翼形部（１２）の最大厚さ位置（６１）を中心とした、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項５】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、正圧側桁（５４）及び負圧側桁（５６）を含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項４に記載のブレード（１０）。
【請求項６】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項５に記載のブレード（１０）。
【請求項７】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ（Ｈ）、翼弦方向の幅（Ｗ）、及び桁の厚さ（ＴＳ）を有する前記桁（５４、５６）を更に備える、請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項８】
第１及び第２の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項７に記載のブレード（１０）。
【請求項９】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の、翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、正圧側桁（５４）及び負圧側桁（５６）を含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項８に記載のブレード（１０）。
【請求項１０】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項９に記載のブレード（１０）。
【請求項１１】
前記翼形部（１２）の最大厚さ位置（６１）を中心とした、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項８に記載のブレード（１０）。
【請求項１２】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、正圧側桁（５４）及び負圧側桁（５６）を含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項１１に記載のブレード（１０）。
【請求項１３】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項１２に記載のブレード（１０）。
【請求項１４】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、翼弦方向に離間した上流及び下流の正圧側桁（７４、７６）と、翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁（７８、８０）とを含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項１５】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項１４に記載のブレード（１０）。
【請求項１６】
前記翼形部（１２）の最大厚さ位置（６１）を中心とした、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項１５に記載のブレード（１０）。
【請求項１７】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ（Ｈ）、翼弦方向の幅（Ｗ）、及び桁の厚さ（ＴＳ）を有する、前記上流及び下流の正圧側桁（７４、７６）と、前記翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁（７８、８０）とを更に備える、請求項１６に記載のブレード（１０）。
【請求項１８】
第１及び第２の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項１７に記載のブレード（１０）。
【請求項１９】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項１７に記載のブレード（１０）。
【請求項２０】
第１及び第２の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項１９に記載のブレード（１０）。
【請求項２１】
一体型ダブテール（２８）を含む前記根元（２０）と、
前記コア部（５０）の周囲の１つ以上の外皮層（６６）と、
前縁（ＬＥ）の周囲に接合された前縁金属シールド（６８）とを更に含む、
請求項１に記載のブレード（１０）。
【請求項２２】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ（Ｈ）、翼弦方向の幅（Ｗ）、及び桁の厚さ（ＴＳ）を有する前記桁（５４、５６）を更に備える、請求項２１に記載のブレード（１０）。
【請求項２３】
第１及び第２の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項２２に記載のブレード（１０）。
【請求項２４】
前記翼形部（１２）において、前記コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、正圧側桁（５４）及び負圧側桁（５６）を含む、前記１つ以上の桁を更に備える、請求項２３に記載のブレード（１０）。
【請求項２５】
前記翼形部（１２）の最大厚さ位置（６１）を中心とした、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項２４に記載のブレード（１０）。
【請求項２６】
前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は前記正圧側面（４１）及び前記負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置された、前記コア部（５０）の前記翼弦方向延長部（５８）を更に含む、請求項２５に記載のブレード（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンのブレードに関し、特に、複合材ブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
軽量の母材に合成された細長いフィラメントからなる複合材ブレードが、航空機のガスタービンエンジン用に開発されてきた。このブレードは、高強度で軽量である。複合材という用語は、バインダ又は母材内に保持された繊維や粒子等の、強化材を含む材料として定義されつつある。金属複合材及び非金属複合材の両方を含む多くの複合材が、航空宇宙産業において使用されている。本明細書に開示されているブレードに使用される複合材は、一方向性のテープ材料と、エポキシ樹脂の母材とで形成されている。この材料、及びその他の好適な材料の説明は、ＡＳＭ  ＩＮＴＥＲＮＡＴＩＯＮＡＬによる「Ｅｎｇｉｎｅｅｒｅｄ  Ｍａｔｅｒｉａｌｓ  Ｈａｎｄｂｏｏｋ」（１９８７〜１９８９年、又はそれ以降の版）に記載されている。
【０００３】
本明細書に開示されている複合材ブレードは、エポキシ、ＰＭＲ１５、ＢＭＩ、ＰＥＥＵ等の樹脂材に埋め込まれた炭素、シリカ、金属、金属酸化物、又はセラミック繊維等の繊維を含む材料からなる非金属性のもので作られている。繊維は、テープに一方向に配列され、内部に積層すなわち層を有する、軽量で、剛性で、比較的均質な物品を形成するために、樹脂を含浸させ、部品形状に形成され、かつオートクレーブ工程やプレス成形を介して硬化する。
【０００４】
複合材ファンブレードは、重量及び費用を減少させるために、航空機のガスタービンエンジン、特により大きなエンジンのファンブレード用に開発された。大きなエンジンの複合材幅広翼弦ファンブレードは、標準的な翼弦のファンブレードを有する大きなエンジンと比較して、著しい軽量化をもたらす。問題として、ガスタービンエンジンのブレードは全て、共振や曲げモードに直面している。比較的広径のファンを備えた、高バイパス比の航空機ガスタービンエンジン用の大型複合材ファンブレードは、この問題に直面している。これは、ブレードが第１及び第２の曲げ翼形部モード（１Ｆ、２Ｆ）を受けるような振動数について、特に当てはまる。
【０００５】
類似のモードや曲げモード、特に、第１及び第２の曲げ翼形部モード（１Ｆ、２Ｆ）を経験、すなわち受けることのない、軽量で強力な航空機のガスタービンエンジンのファンブレードを提供することが非常に望まれている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】欧州特許出願公開第１９８０７１４号明細書
【発明の概要】
【０００７】
ガスタービンエンジンの複合材ファンブレード（１０）は、ブレード（１０）のブレードの根元（２０）から、長さ（Ｓ）に沿ってブレードの先端（４７）へと翼長方向（Ｓ）外向きに延びる、正圧側面（４１）及び負圧側面（４３）を有する翼形部（１２）を含む。ブレード（１０）のコア部（５０）は、根元（２０）と、先端（４７）に向かう翼形部（１２）とを有するブレード（１０）を通って、翼長方向外向きに延びる複合材擬似等方性層（５２）を含む。１つ以上の桁（５４、５６）は、長さ（Ｓ）に対して主として０度の繊維配向を有する、一方向性テープ層（６３）の積層体（６２）を含み、翼長方向外向きに、根元（２０）を通り、かつ先端（４７）に向かって翼形部（１２）の一部（５３）を通っている。
【０００８】
コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）は、翼形部（１２）の最大厚さ位置（６１）を中心とすることができる。桁（５４、５６）は、第１及び第２の曲げ翼形部モード等の曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ（Ｈ）、翼弦方向の幅（Ｗ）、及び桁の厚さ（ＴＳ）を有することができる。１つ以上の桁は、翼形部（１２）において、コア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる正圧側桁（５４）及び負圧側桁（５６）を含むことができ、正圧側面（４１）及び負圧側面（４３）のそれぞれの近く、又は正圧側面（４１）及び負圧側面（４３）のそれぞれに沿って配置され得る。
【０００９】
ブレード（１０）の一実施形態において、１つ以上の桁は、翼形部（１２）においてコア部（５０）の翼弦方向延長部（５８）を挟んでいる、翼弦方向に離間した上流及び下流の正圧側桁（７４、７６）と、翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁（７８、８０）とを含む。
【００１０】
本発明の上記の態様及びその他の特徴は、添付の図面を参照しながら、以下の記載において説明されている。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】複合材一方向性テープの桁を有する、航空機ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
【図２】図１の２−２を通る、複合材ファンブレードの断面図である。
【図３】複合材一方向性テープの桁を有する、別の航空機ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
【図４】図３に示す、複合材一方向性テープの桁の斜視図である。
【図５】図２に示す複合材ファンブレードの−Ｐ度、０度、及び＋Ｐ度の層の斜視図である。
【図６】複合材一方向性テープの桁を有する、別の航空機用ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
【図７】図６の７−７を通る、複合材ファンブレードの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
図１及び図２は、複合材の翼形部１２を有する、高バイパス比のファンジェットガスタービンエンジン（図示せず）用の複合材ファンブレード１０を示す。複合材ファンブレード１０は、フィラメント強化複合材の層４０（図５参照）の複合材料レイアップ３６から形成された、フィラメント強化積層３０から構成されている。本明細書で使用されているように、「積層」及び「層」という用語は同義である。翼形部１２は、ファンブレードの根元２０から、長さＳに沿ってブレードの先端４７まで、翼長方向に外向きに延びる、正圧側面４１及び負圧側面４３を有する。例示的実施形態において、根元２０は、ファンブレード１０のロータディスクへの取り付けを可能にする、一体型ダブテール２８を含む。
【００１３】
本明細書に示されている、例示的な正圧側面４１及び負圧側面４３は、それぞれ凹面及び凸面である。翼形部１２は、翼弦方向に離間した前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間で、翼弦方向Ｃに沿って延びている。翼形部１２の厚さＴは、翼弦方向Ｃ及び翼長方向Ｓの両方で変化しており、ブレード１０の正圧側面４１と負圧側面４３との間に延びている。正圧側面４１及び負圧側面４３は、ブレード又は翼形部の、凸面及び凹面とも呼ばれる。翼形部１２は、ハブに取り付けられ、かつ、ブレード一体型ロータ（ＩＢＲ）や、ディスクと一体化したブリスク構成を形成するために、ハブと一体化されてもよい。
【００１４】
層４０は、一般に、しばしばそう呼ばれるように好ましくはテープである、一方向性の繊維フィラメント層材料で全て作られる。層４０は、ほぼ長さの順に配置され、図１に示すように、複合材の翼形部１２を形成するために使用される。図１及び図３に示すように、層４０は本質的に、ブレード１０の翼形部１２、及び根元２０を構成する層である。
【００１５】
複合材ファンブレード１０は、異なるフィラメント強化翼形部の層４０の、複合材料レイアップ３６から形成された、フィラメント強化積層３０から構成されている。ブレード１０には、図５に示すように、０度、＋Ｐ度、及び−Ｐ度のフィラメント配向を有する、フィラメント強化した積層すなわち層が使用されている。角度Ｐは、０度から測定される所定の角度であり、これは、翼形部の中心線、又は積層している線とすることができる、翼形部のほぼ半径方向に延びる軸線に対応しており、通常は約４５度である。例示的な配置は、発明者Ｓｔａｎｌｅｙによる米国特許第４０２２５４７号明細書において、特に指摘され、説明されている。
【００１６】
図１〜図４を参照すると、複合材ファンブレード１０は、複合材擬似等方性層５２のコア部５０を含んでいる。正圧側桁５４及び負圧側桁５６は、翼形部１２において、正圧側面４１及び負圧側面４３のそれぞれのほぼ近く、又は正圧側面４１及び負圧側面４３のそれぞれにほぼ沿って配置され、複合材擬似等方性層５２からなるコア部５０の、翼弦方向延長部５８を挟んでいる。コア部５０の翼弦方向延長部５８は、部分的に翼形部１２を通って、翼弦方向に延びている。コア部５０の翼弦方向延長部５８は、翼形部１２において、翼弦方向のほぼ中心に置かれている。本明細書に示した翼弦方向延長部５８の例示的な実施形態は、約１／３が翼形部１２を通って翼弦方向に延びており、翼形部１２の中央で、翼弦のほぼ中心に置かれている。コア部５０の、複合材擬似等方性層の翼弦方向延長部５８は、図２に示すように、好ましくは翼形部１２の断面領域がより厚い部分の周辺に制限されるか、又は翼形部１２の最大厚さＴｍａｘ位置６１を中心とするのが、最も効果的である。Ｔｍａｘ位置６１は、本明細書に示す例示的な翼形部の、前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間で翼弦方向Ｃに、翼形部の中央の約１／３を占める。正圧側桁５４及び負圧側桁５６は、長さＳに対して０度の繊維配向を有する、主として０度の一方向性テープ層６３（図５参照）の積層体６２でできている。
【００１７】
図３及び図４を参照すると、正圧側桁５４及び負圧側桁５６（及びこれを形成する一方向性テープ層）は、ファンブレードの根元２０を通り、かつ翼形部１２の一部５３を通って、桁先端５７まで、翼長方向Ｓに延びている。正圧側桁５４及び負圧側桁５６は、ファンブレードの根元２０から桁先端５７までを測定した翼長方向の高さＨを有し、この高さＨは、翼形部の長さＳよりも小さい。本明細書に示した複合材ファンブレード１０の一実施形態において、正圧側桁５４及び負圧側桁５６（及びこれを形成する一方向性テープ層）は、ダブテール２８を含む根元２０の全長にわたって延びている。
【００１８】
擬似等方性層のコア部５０は、一般に、＋Ｐ、０、及び−Ｐの異なる繊維配向を有するテープが、交互に並んでいる層を含む。正圧側桁５４及び負圧側桁５６は、主として０度の繊維配向を有する、一方向性テープ層を含んでいる。例示的なブレードの層のレイアップが、１９９４年１２月２７日に発行された、発明者Ｅｖａｎｓによる「Ｆｏｒｅｉｇｎ  Ｏｂｊｅｃｔ  Ｄａｍａｇｅ  Ｒｅｓｉｓｔａｎｔ  Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ  Ｂｌａｄｅ  ａｎｄ  Ｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅ」という名称の米国特許第５３７５９７８号明細書に開示されており、これは、本発明と同一の譲受人に譲渡され、参照により本明細書に組み込まれる。米国特許第５３７５９７８号明細書に開示されている層のレイアップでは、多数の層形状を有する層において、０度、＋４５度、０度、−４５度の繊維配向が、標準的な擬似等方性レイアップの順序として参照される。
【００１９】
桁の積層体６２は、主として０度の繊維配向を有する、一方向性テープ層を含んでいる。いくつかの層は、別の繊維配向を有していてもよい。一例として、ある積層体は、＋３０度及び−３０度の２つの層の両側に０度の繊維配向の層を４層ずつ、全部で８層有している。この層のレイアップは０、０、０、０、＋３０、−３０、０、０、０、０と表すことができる。
【００２０】
図１〜図３を参照すると、桁は、ブレードの重量を増大させることなく、翼形部１２の半径方向すなわち翼長方向の剛性を高めるように設計された、翼長方向の高さＨ、翼弦方向の幅Ｗ、及び桁の厚さＴＳを有する。桁はまた、第１及び第２の曲げ翼形部モード１Ｆ及び２Ｆ等の、曲げ翼形部モードを回避するように設計又は調整されている。翼長方向の高さＨ、及び桁の厚さＴＳは、第１及び第２の曲げ翼形部モード１Ｆ及び２Ｆ等の、曲げ翼形部モードを回避するように設計又は調整されている。主として０度の繊維配向を有する、一方向性テープ層の桁によって、厚さを加えることなく、かつ、重量や性能上の不利益を加えることなく、ブレードの剛性を高めることが可能になる。本明細書に示した複合材ブレードの例示的な実施形態はファンブレードであるが、擬似等方性層のコア部、及び０度の一方向性テープ層６３の積層体６２から作られた桁を有する複合材ブレードは、圧縮機ブレード等の他のガスタービンエンジンのブレードにも用いることができる。
【００２１】
本明細書に示した複合材ブレード１０の例示的な実施形態は、複合材擬似等方性層からなるコア部５０の周囲の１つ以上の外皮層６６と、正圧側桁５４及び負圧側桁５６とを備える。前縁ＬＥの周囲には、前縁金属シールド６８が接合されている。このシールドは、金属外装と呼ばれることが多い。
【００２２】
図６及び図７を参照すると、複合材ファンブレード１０の別の桁の設計では、複合材擬似等方性層のコア部５０と、２組の正圧側桁及び負圧側桁とが含まれる。この２組は、翼弦方向に離間した、上流及び下流の正圧側桁７４、７６と、翼弦方向に離間した、上流及び下流の負圧側桁７８、８０とを含み、正圧側面４１及び負圧側面４３のそれぞれのほぼ近く、又は正圧側面４１及び負圧側面４３のそれぞれにほぼ沿って、複合材擬似等方性層で作られた、コア部５０の翼弦方向延長部５８を挟んでいる。
【００２３】
本発明は例示的な方法で記載されている。使用されている用語は、限定を意図したものではなく、説明を意図したものであることを理解されたい。本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを本明細書に記載したが、本明細書の教示から、本発明の他の修正が当業者には明らかであり、したがって、本発明の真の精神及び範囲内に入る、このような全ての修正が、添付の特許請求の範囲において保護されることが望ましい。
【００２４】
したがって、特許によって保護されることが望まれるのは、添付の特許請求の範囲において、定義及び特定されている発明である。
【符号の説明】
【００２５】
１０  ブレード
１２  翼形部
２０  根元
２８  ダブテール
３０  フィラメント強化積層
３６  複合材料レイアップ
４０  層
４１  正圧側面
４３  負圧側面
４７  先端
５０  コア部
５２  複合材擬似等方性層
５３  翼形部の一部
５４  正圧側桁
５６  負圧側桁
５７  桁先端
５８  翼弦方向延長部
６１  Ｔｍａｘ位置
６２  積層体
６３  一方向性テープ層
６６  外皮層
６８  前縁金属シールド
７４  上流の正圧側桁
７６  下流の正圧側桁
７８  上流の負圧側桁
８０  下流の負圧側桁
１Ｆ  第１の曲げ翼形部モード
２Ｆ  第２の曲げ翼形部モード
Ｃ  翼弦方向
Ｈ  高さ
ＬＥ  前縁
Ｐ  角度
Ｓ  翼長方向の長さ
Ｔ  厚さ
ＴＥ  後縁
ＴＳ  桁の厚さ
Ｗ  幅
【図１】
2015537143.tif 000003
【図２】
2015537143.tif 000004
【図３】
2015537143.tif 000005
【図４】
2015537143.tif 000006
【図５】
2015537143.tif 000007
【図６】
2015537143.tif 000008
【図７】
2015537143.tif 000009
【国際調査報告】
2015537143.tif 000010
2015537143.tif 000011
2015537143.tif 000012