(57)【要約】【課題】  公知の中空ファンブレードの欠点を解消する。【解決手段】  ターボファンガスタービンエンジン用の中空ファンブレードは二つの別個の単一半体から形成される。単一半体それぞれは、重量軽減のため機械加工によって得られた複数のキャビティおよびリブを有する。各キャビティの床および対向する内壁は機械加工によって同時に形成される。この構造によって、それを切削するのに要する時間を最小限に抑えるために、内部キャビティ用のカッタープランジカットの数が最小限に抑えられ、しかもカッターサイズを最大化できる。これら単一半体は続いて接合され、そして成形作業によって翼形状が付与される。【選択図】  図３
2005214198.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
中空ファンブレードを製造する方法であって、
ａ）キャビティに隣接して複数のリブを形成するため第１の基板に複数の連続した前記キャビティを機械加工によって形成するステップであって、前記キャビティの床および対向する内壁面を同時に機械加工によって形成するステップを含むステップと、
ｂ）中空ファンブレードを形成するため前記第１の基板の前記複数のリブを第２の基板に接合接触させるステップと、を具備することを特徴とする中空ファンブレード製造方法。
【請求項２】
前記ステップａ）は３軸切削作業であることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記ステップａ）にて形成される前記リブはテーパー状のものであることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記リブのそれぞれは、前記キャビティにおける隣接する一つの中で複合半径へと移り変わるようなテーパー状となっていることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記第２の基板に複数のリブを形成するステップをさらに具備すると共に、前記ステップｂ）はさらに、前記第１の基板の前記リブを前記第２の基板の前記リブに接合接触させるステップを具備することを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記複数のリブは互いに交差していないことを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記複数のリブはそれぞれ、両端間で他のリブと交差しないよう独立していることを特徴とする請求項６に記載の方法。
【請求項８】
前記複数のリブは根縁部に隣接する領域では平行であることを特徴とする請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記キャビティのそれぞれは、２回以内の切削処理工程によって、前記ステップａ）において形成されることを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記キャビティのそれぞれは、前記基板の一方側端部から前記基板の他方側端部へと連続的に延在することを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
前記キャビティの少なくとも第１の部分集合体は、前記基板の根縁部から連続的に延在し、かつ前記基板の前縁へと湾曲することを特徴とする請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記ステップａ）は、前記リブの第１の端部から前記リブの第２の端部まで前記複数のリブの一つに隣接する第１の経路に沿い、続いて前記リブの前記第２の端部の周りを囲むようにかつ少なくとも実質的に前記リブの前記第１の端部まで前記リブに隣接する第２の経路に沿って、前記複数の連続空隙のそれぞれを機械加工によって形成するステップをさらに具備することを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１３】
前記ステップａ）は、前記第１のリブの第１の端部から前記第１のリブの第２の端部まで前記複数のリブの第１のリブに隣接する第１の経路に沿い、続いて前記第１のリブの前記第２の端部の周りを囲むようにかつ少なくとも実質的に前記第１のリブの前記第１の端部まで前記第１のリブと第２のリブとの間の第２の経路に沿い、続いて前記第２のリブの第１の端部の周りを囲むようにかつ実質的に前記第２のリブの第２の端部まで前記第２のリブに隣接する第３の経路に沿って、第１の連続キャビティを機械加工によって形成するステップをさらに具備することを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１４】
前記複数の連続キャビティの少なくとも第１の部分集合体は、前記複数のリブの少なくとも第１の部分集合体それぞれの両側に単一の連続蛇行経路を形成することを特徴とする請求項１に記載の方法。
【請求項１５】
中空ファンブレードを製造する方法であって、
キャビティに隣接する複数のリブを形成するため第１の基板に、複数の連続キャビティの床および対向する内壁面を機械加工によって形成するステップと、
中空ファンブレードを形成するため前記第１の基板の前記複数のリブを第２の基板に接合接触させるステップと、を具備し、
前記機械加工ステップは３軸切削作業であることを特徴とする中空ファンブレード製造方法。
【請求項１６】
前記床および対向する内壁面は、前記複数のキャビティそれぞれについて同時に機械加工によって形成されることを特徴とする請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
ｃ）前記第１の基板の前記リブを前記第２の基板のリブに接合するステップと、
ｄ）前記中空ファンブレードを翼形状へと成形するステップと、をさらに具備することを特徴とする請求項１５に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概してガスタービンエンジンに関し、さらに詳しくはガスタービンエンジン用の改良された中空ファンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機用のターボファンエンジンのようなガスタービンエンジンは、ファンセクションと、コンプレッサーセクションと、燃焼セクションと、タービンセクションとを具備する。エンジンの軸線はその中心に配置されており、かつ上記セクションを貫通して前後方向に延在する。作動媒体ガス用の一次流路はエンジンの上記セクションを経て軸方向に延在する。作動媒体ガス用の二次流路は一次流路と平行にかつその半径方向外側に延在する。
【０００３】
上記ファンセクションはローターアセンブリおよびステータアセンブリを含む。ファンのローターアセンブリは、ローターディスクおよび半径方向に延在する複数のファンブレードを含む。ファンブレードは上記流路を経て延在すると共に作動媒体ガスと相互作用し、ファンブレードと作動媒体ガスとの間でエネルギーを伝達する。ステータアセンブリはファンケースを備え、これはファンブレードの先端に非常に接近した状態でローターアセンブリを取り囲む。
【０００４】
運転中、ファンは作動媒体ガス、さらに詳しくは空気をエンジン内に引き込む。ファンは二次流路に沿って引き込まれた空気の圧力を上昇させ、これによって有効な推力を発生させる。一次流路に沿ってコンプレッサーセクション内に引き込まれた空気は圧縮される。この圧縮された空気は燃焼セクションへと送られ、そこで燃料がこの圧縮空気に加えられ、そして空気／燃料ミックスチャは燃焼させられる。燃焼生成物はタービンセクションへ排出される。タービンセクションエキストラクトはこの生成物によって作動し、ファンの駆動および空気圧縮を行う。ファンおよびコンプレッサーを駆動するのに必要とされない燃焼生成物のエネルギーは有効推力に寄与する。
【０００５】
重量軽減のために、いくつかのガスタービンエンジンにおいてファンブレードは中空である。各ファンブレードは二つの別個な単一半体を組み合わせて作られる。各半体は、重量を軽減し、その一方で構造的に堅固な内部形状を形成するため、機械加工によって削り出された複数のキャビティおよびリブを含む。これら半体は続いて中空ファンブレードを形成するために接合される。この中空ファンブレードには続いて極度の高温で成形処理が施される。この際に中空ファンブレードに翼形状およびジオメトリーが付与される。成形作業の間、二つの単一半体は、所望の形状となるまで高温状態でねじられかつ湾曲させられる。中空ファンブレード設計に固有のものは、翼形部の凸状および凹状側面における一対の「外皮」である。これら外皮は、接合(bonding)および成形作業中、非常に大きな圧縮荷重を受ける。高温下では、外皮はこの荷重に耐える強靭さを失い、ブレード中心に向かって内側に沈下する(sagging)かまたは垂れる(drooping)ことによって変形する。成形処理中のキャビティ圧潰を防止するためキャビティには高圧ガスが充填され、成形作業中、そのジオメトリーが維持される。
【０００６】
かなりの程度まで中空ファンブレードの内部形状は鳥の衝突に対する耐久性を備えるよう設計されていた。以前の中空ファンブレードは、機械加工によって形成された多数の内部キャビティおよび、翼弦方向に延びる二次リブを備えた主として半径方向に延びるそれに関連付けられたリブを具備する内部形状を有していた。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
公知の中空ファンブレードにはいくつかの欠点がある。まず、成形作業中に必要な高圧ガスの使用は作業時間およびコストを増大させる。さらに、中空ファンブレード内の交差するリブは、目的が指し示す小さな隅肉(fillets)を実現するために数多くの直径の異なるカッターを必要とし、しかも多くの切削作業を必要とする。これはまた中空ファンブレードの製造時間およびコストを増大させる。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
本発明は、耐久性の向上が図れ、その一方で重量およびコストが最小限に抑えられる内部キャビティおよびリブ形状(geometry)を備えた中空ファンブレードを提供する。本発明において中空ファンブレードは、内部キャビティ（または少なくともカッタープランジカット(cutter plunge cuts)）の数を最小限に抑え、カッターサイズを最大化し、そしてそれを切削するのに要する時間を最小限に抑える内部形状設計を有する。各キャビティの床および対向する内壁は機械加工によって同時に形成される。
【０００９】
本発明の他の利点は、添付図面を斟酌して以下の詳細な説明を参照することで理解できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
エンジン中心線すなわち軸方向中心線軸線１２を中心としてその周囲に配列されたターボファンガスタービンエンジンのようなガスタービンエンジン１０を図示する。このエンジン１０は、ファン１４、コンプレッサー１６、燃焼セクション１８およびタービン２０を具備する。当該技術において公知であるように、コンプレッサー１６内で圧縮された空気は燃料と混合され、燃料は燃焼セクション１８内で燃焼し、そしてタービン２０で膨張する。コンプレッサー内で圧縮された空気およびタービン２０において膨張する燃料ミックスチャは、いずれもホットガス流動流２８と呼ぶことができる。タービン２０はローター２２を備え、これは上記膨張によって回転し、コンプレッサー１６およびファン１４を駆動する。タービン２０は、回転翼形部すなわちブレード２４と固定翼形部すなわちベーン２６との交互の列を具備する。
【００１１】
ファン１４はファンケース２７によって囲まれており、かつローターアセンブリを具備する。ローターアセンブリはローターディスク２９および複数のファンブレード３０を含む。各ファンブレード３０はローターディスク２９から、作動媒体流動経路を横切って、ファンケース２７の近傍へと半径方向外側に延在する。ファンブレード３０は中空ファンブレードであり、そして第１の中空ファンブレード単一半体(detail half)３０ａと第２の中空ファンブレード単一半体３０ｂとを具備してなる。
【００１２】
一つのファンブレード単一半体３０ａの第１実施形態を図２に示す。もう一方のファンブレード単一半体３０ｂは相補的なものとなる。ファンブレード単一半体３０ａは基板３１（好ましくはチタニウム製）を具備し、これは先端３４の反対側に存在する根縁部３２および後縁３８の反対側に存在する前縁３６を備える。ファンブレード単一半体３０ａは領域Ａを含むが、これは概ね、半径方向に最も中心よりの、根縁部３２に隣接する三分の一の部分である。領域Ｂは領域Ａから先端３４に向かって延びる。これは、先端３４および後縁３８に隣接するコーナー領域を含んでいないが、この部分が領域Ｃである。
【００１３】
重量を低減し、その一方で依然として必要な剛性および強度を維持するため、複数の長尺な連続するキャビティ４０ａ〜４０ｄが、基板３１の内側面に機械加工によって形成されている。キャビティ４０ａ〜４０ｄは、複数の連続した非交差リブ４２ａ〜４２ｄを形成するため互いに間隔が置かれている。これに代えて（あるいはさらに）、リブ４２ａ〜４２ｄは超塑性的に(superplastically)形成できる。この詳細な説明では、参照数字４０はキャビティ４０を総称的に指示するのに使用する。一方、キャビティ４０の特定の部分集合体に関しては、参照数字４０に文字ａ〜ｄの一つ以上を添える。同様に、参照数字４２はリブ４２ａ〜４２ｄのために総称的に使用される。
【００１４】
リブ４２は、成形中および図１のタービンエンジン１０での使用中のいずれにおいても必要となる剛性を付与するために方向付けられかつ偏向させられている。さらにリブ４２は、長い直線状のキャビティ４０を排除するために湾曲しかつ向きが変わるが、これが低い慣性をもたらすことになる。好ましくは、キャビティ４０はブレード翼弦の半分よりも長い長さにわたっては、いかなる方向へも延在しない。
【００１５】
キャビティ４０ａおよびリブ４２ａの第１の部分集合体は、根縁部３２から前縁３６に向かって連続的に延在する。キャビティ４０ａおよびリブ４２ａは初め、領域Ａにおいて、根縁部３２から半径方向外側に（すなわち先端３４に向かって）延在し、続いて前縁３６から離れるようわずかに湾曲し、その後、実質的に４５度の角度で前縁３６に向かって湾曲する。ただし領域Ｂにおいては湾曲経路をたどる。領域Ａは非常に大きなブレード引っ張り領域（すなわちＰ／Ａ）である。領域Ａにおけるリブ４２ａの部分は、ブレード半体３０ａに掛かる荷重を支えるのを助ける。リブ４２ａの放射状に延在する部分はさらに、隅肉による応力集中を最小化する。領域Ａにおけるわずかな湾曲は、ファンブレード単一半体３０ａがその所望の形状へと成形される時、成形処理中にキャビティ４０ａが潰れるのを抑止する。
【００１６】
領域Ｂにおいて、キャビティ４０ｂおよびリブ４２ｂの部分集合体は前縁３６から後縁３８に向かって連続的に延在し、かつ概ね４５度の角度で、ただし湾曲経路内を根縁部３２に向かって下方にわずかに湾曲している。領域Ｂにおけるリブ４２ａおよびリブ４２ｂのこれら部分は、鳥の衝突に耐える堅牢さを付与するため、前縁においては実質的に翼弦方向（概ね４５度の角度で）延在する。
【００１７】
キャビティ４０ｃおよびリブ４２ｃの第３の部分集合体は、概ね４５度の翼弦方向経路カーブに沿って連続的に延在し、続いて概ね６０度の角度で先端３４および後縁３８に向かって実質的に半径方向に延在するために急に直角に湾曲する。キャビティ４０ｄおよびリブ４２ｄの第４の部分集体は、湾曲経路に沿って実質的に半径方向に、かつ概ね６０度の角度で先端３４および後縁３８に向かって連続的に延在する。領域Ｃにおいて、これらリブ４２ｃおよび４２ｄは、先端３４がファンハウジングの内面と擦れ合う場合の強度を提供するため、先端３４と交差するよう方向付けられている。領域Ｃにおけるリブの向きは、領域Ｂにおけるリブの向きに対してほとんど直交している。ここで、それらは隅肉の質量を最小限度に抑えるために合流する。この隅肉はカッター半径に起因するものである。
【００１８】
概して、先端３４の近くでは、先端摩擦事象のために半径方向の剛性が必要である。先端３４および前縁３６に隣接し、かつ先端３４および後縁３８に隣接するコーナーには斜め方向の剛性が必要である。
【００１９】
キャビティ４０は、根縁部３２と先端３４との間、および前縁３６と後縁３８との間で基板３１に全体的に形成されている。各縁部３２，３４，３６，３８に沿っているのがフレーム４４であり、これは実質的にリブ４２の厚みと等しい。リブ４２のそれぞれは、その両端においてフレーム４４と切れ目なく続いている。キャビティ４０のそれぞれは、フレーム４４に隣接して始まり、そして終わる。終点(termination points)は翼形部厚みが比較的小さい領域に存在し、これによって、機械加工を開始するためにカッターを部品内に押し込まなければならない深さが低減される。
【００２０】
図３は単一半体３０ａの断面図であり、それはカッター５４によって機械加工されている。各キャビティ４０は対向する壁内面５０間に床４８を有するが、この壁のいくつかがリブ４２を形成する。各キャビティ４０はさらに、壁内面５０と床４８との間に丸みを付けた移行部５２を含む。図示するように、床４８および両方の壁内面５０は、好ましくは、カッター５４の一度の通過によって同時にカットされる。キャビティ４０は連続しておりかつリブ４２は交差していないので、各キャビティ４０は単一のカッターを用いて、その一度の通過によって形成される。これに代えて、キャビティ４０はそれぞれ一度の大雑把なカットおよび第２の仕上げカットによって形成されてもよい。これは、カット数および必要なカッターの数を依然として著しく低減する。さらに、床半径は比較的大きく、しかもそれは概ね外面の湾曲をたどるので、カッター５４は、これまで必要とされていた５軸マシンの代わりに３軸マシン５５（概念的に示す）によって操作できる。さらに、リブ４２と交差する横断的に延在するリブが存在しないので、必要とされる直径の異なるカッターの数が大幅に低減される。単一半体は、荒削りおよび最終処理の両方について、単一形態のカッターで仕上げることができる。もう一方のファンブレード単一半体３０ｂも同様の手法にて製造されることになる。
【００２１】
図４はファンブレード３０の一部の断面図である。ファンブレード単一半体３０ａのリブ４２は、ファンブレード単一半体３０ｂのリブ４２と整列すると共にそれと接合されている。成形中および使用中の強度増強のため、リブ４２はテーパー状とされ、かつ伝統的なアーチ形デザイン構成要素を擬する複合半径（丸み５２および床４８を含む）へと移行する。（丸み５２および床４８の）二つの半径は、互いの間の移行部およびテーパー状壁のジオメトリーがスムーズかつ緩やかなものとなるよう選定されるべきである。サイジング(sizing)は、推移しかつ耐性(capabilities)を支える必要負荷に依存する。好ましくは、突き出したリブ壁隅肉におけるキャビティ幅ｗの、床４８の厚みｔに対する比率は、１０よりも小さなものとなるべきである。だが、リブを荷重に対して一層平行に整列させることができる場合、この比率はより大きなものとすることができる。
【００２２】
半体３０ａ，３０ｂが接合された後、ファンブレード３０には、成形処理によって翼形状が付与されるが、これは図５〜図９に示す。成形作業の間、二つの単一半体は、高温下で所望の形状となるようねじられ、そして湾曲させられる。間隔と共に、説明しかつ図示するようなリブ４２の向きおよび形状によって、キャビティ４０は、成形作業中に、その強度を増大させかつキャビティが潰れるのを抑止するための高圧ガスを必要としない。これによって成形作業の時間および費用が節減される。
【００２３】
図５は図４の組み立てられたファンブレード３０の背面図であり、ファンブレード３０を通る２本の切断線ａおよびｂを示している。図６は、図５のファンブレードの拡大上面側斜視図である。図６から分かるように切断線は、概して先端３４および前縁３６のコーナーの付近のポジションから後縁３８に向かって後方に、そして根縁部３２に向かって下方に延在する（図５）。切断線ａ，ｂは、リブ４２およびキャビティ４０に対するファンブレード３０のねじりおよび湾曲を視覚化するのを助ける。
【００２４】
図７は成形作業後の図４のファンブレードの正面図であり、断面ａおよびｂの最終位置を示している。図８は図７のファンブレードの上側部分の拡大図である。図９は図７のファンブレードの上面図である。図７ないし図９に関して参照図５から分かるように、リブ４２の向きは、予備成形および最終成形作業の間に成形負荷によって生じる負荷ベクトルと平行平面内に存在するべきである。この向きは負荷支持能力のための最適形状を提供し、そして圧縮応力はリブ４２へと伝わり、凹状および凸状外皮には残留しない。それゆえリブ４２の具体的な向きはファンブレード３０の最終的な形状に依存し、これはあるエンジンと他のものとでは異なる。明らかに、ここで説明したさまざまな要求の間には、トレードオフと釣り合いが存在する。たとえば、リブ４２は必ずしも完全に負荷ベクトルと平行平面内に存在するとは限らない。こうした理由から、リブを全体的に直線状とすることは回避される。
【００２５】
図１０はファンブレード単一半体６０ａの第２実施形態を示し、これは図１のタービンエンジン１０で使用可能である。繰り返すが、もう一方のファンブレード単一半体（図示せず）は相補的なものとなる。ファンブレード単一半体６０ａは基板６１（好ましくはチタニウム製）を具備し、これは先端６４の反対側に存在する根縁部６２および後縁６８の反対側に存在する前縁６６を具備する。複数の長尺な連続キャビティ７０は、図３および図４に関連して上で説明した手法で、基板６１の内側面に、機械加工によって、あるいは超塑性的にまたは別の方法で形成される。キャビティ７０は、複数の連続する非交差リブ７２，７３を形成するために互いに間隔が置かれる。この実施形態では、リブ間の間隔は全体にわたって一定に保たれる。
【００２６】
第２実施形態においてキャビティ７０ａ〜７０ｄは、リブ７２ａ〜７２ｅおよびリブ７３と並んで連続的に延在する。キャビティ７０ａ〜７０ｄはまた、リブ７２ａ〜７２ｅのいくつかのものの独立(freestanding)端部７４の周りを囲むように延びる。これによってキャビティ７０ａ〜７０ｄの数が低減される。
【００２７】
ファンブレード単一半体６０ａは領域Ａを含み、これは概ね半径方向の中心側半分である。領域Ｂは概ね前縁６６および先端６４に隣接する四半分からなる。領域Ｃは概ね後縁６８および先端６４に隣接する四半分からなる。移行領域は、領域Ａ，ＢおよびＣ間に実質的に形成された中央領域である。
【００２８】
キャビティ７０ａおよびリブ７２ａの第１の部分集合体は、根縁部６２から領域Ａにおいて初め半径方向外側に連続的に延在し、続いて実質的に４５度の角度で、ただし領域Ｂの湾曲経路内を前縁３６に向かって湾曲する。領域Ｂにおいては、各キャビティ７０ａはリブ７２ａの一つの独立端部７４の周りを囲むよう連続的に延びており、これによってキャビティ７０ａの数が削減される。リブ７３は根縁部６２から前縁６６まで隣接キャビティ７０ａ間でリブ７２ａと平行に連続的に延在する。
【００２９】
キャビティ７０ｂおよびリブ７２ｂの第２の部分集合体は、根縁部６２から後縁６８に隣接する領域Ａにおいて初め半径方向外側に先端６４に向かって連続的に延在し、続いて移行領域において前縁６６に向かってわずかに湾曲し、続いて概ね４５度の角度で領域Ｃのわずかに湾曲した経路内を後縁３８に向かって湾曲する。各キャビティ７０ｂもまた、リブ７２ｂの一つの独立端部７４の周りを囲むよう連続的に延びており、これによってキャビティ７０ｂの数が削減される。リブ７３は隣接キャビティ７０ｂ間に形成されると共にリブ７２ｂに対して平行である。
【００３０】
リブ７２ｃの第３の部分集合体は前縁６６から後縁６８に向かって延在し、かつ領域Ｂにおける湾曲経路内をわずかに根縁部６２に向かって下向きに湾曲する。少なくとも一つのキャビティ７０ｃが、一つのリブ７２ｃの一つの自由端部７４をまわり、次のリブ７２ｃの反対側の自由端部７４をまわり、そして再び次のリブ７２ｃの反対側の自由端部７４をまわる蛇行経路内を連続的に延在する。この蛇行経路もまた、リブ７２を形成するために必要なキャビティ７０の数をさらに削減する。
【００３１】
リブ７２ｄの第４の組はそれぞれ少なくとも部分的に単一のキャビティ７０ｄによって形成される。キャビティ７０ｄおよびリブ７２ｄは、領域Ａにおいて、根縁部６２から半径方向外側に(先端６４に向かって)連続的に延在し、続いて移行領域において前縁６６に向かってわずかに湾曲し、続いて領域Ｃにおいて概ね６０度の角度で後縁６８に向かってわずかに湾曲する。先端６４付近では、キャビティ７０ｄはリブ７２ｄの自由端部７４の周りを囲むように、続いて先端６４に向かって概ね６０度をなす二つ以上のリブ７２ｄの互い違いの自由端部７４の周りを囲むように連続的に延在する。キャビティ７０ｄは続いて、リブ７２ｃと実質的に平行に方向付けられた、すなわち実質的に翼弦方向に概ね３０度でかつわずかに湾曲する複数のリブ７２ｅの互い違いの自由端部７４の周りを囲むよう領域Ｂ内へと連続的に延在する。キャビティ７０ｄのこの長尺な蛇行経路はさらに、リブ７２を形成するのに必要なキャビティ７０の数を削減する。
【００３２】
繰り返すが、領域Ａは著しいブレード引っ張り領域である。領域Ａにおけるリブ７２ａ，７２ｂ，７２ｄの部分は、ブレード半体６０ａに作用する荷重を支えるのを助ける。リブ７２ａ，７２ｂ，７２ｄの半径方向延在部分はさらに、隅肉による応力集中を最小限に抑える。領域Ｂにおけるリブ７２ａ，７２ｃ，７２ｄの部分の実質的に翼弦方向の向きは、鳥の衝突に耐える強度を提供する。領域Ｃにおけるリブ７２ｂ，７２ｄの部分の実質的に半径方向の向きは、先端がファンハウジングの内面を擦る場合に、この先端に強度を付与する。
【００３３】
リブ７２の独立端部７４の周りを囲むよう連続したキャビティ７０を機械加工によって形成することにより、必要となるキャビティ７０の数はより少なくなり、これによって時間および費用が削減される。だが、リブ７２の独立端部７４は剛性に変化を引き起こすことがあり、これは、たとえば鳥の衝突、またはブレードが外れたとき脱落した隣接ブレードによる大きな曲げモーメントによりブレードが外的荷重を受けた場合に応力集中を引き起こすことがある。それゆえ図１１には、図１０の単一半体６０ａ用の代替リブ７２’を拡大して示す。代替リブ７２’はまた、相補的な単一半体（図示せず）においても使用されることになる。代替リブ７２’は独立端部７４’を有し、これはリブ７２’の残部よりも大きな幅を有するよう拡幅されている。キャビティ７０は、リブ７２’の自由な拡幅端部７４’の周りを囲むよう連続的に延在する。リブ７２’はテーパー状となっており、しかも床７８へと移り変わる丸み８２を有する。丸み８２は拡幅端部７４’の周りを囲むよう延在する。隣接キャビティ７０間のリブ７３’は概して一定幅を有する。拡幅端部７４’はその位置で接合ジョイントの強度を増大させる。それはまた、隅肉の基部においてフットプリント(footprint)を増大させ、これは拡幅端部７４’の近傍における剛性を高め、これによって接合ジョイントに作用する負荷が低減される。
【００３４】
カッターおよびキャビティ７０の幅を変更するのは現実的ではないので、図１２には拡幅端部７４’を備えた複数のリブ７２’の一つの可能な配置構成を示す。キャビティ７０の端部が図１２に示すように互い違いに配置できる場合には、拡幅端部７４’を組み込むことは、重量への影響を最小限に抑えて実現可能である。図１２において、リブ７２’、およびリブ７２’の拡幅端部７４’の周りを囲むよう連続的に延在するキャビティ７０は、あるリブ７２’の拡幅端部７４’の増大した幅が隣接リブ７２’の拡幅端部７４’と整列しないよう互い違いに配置される（リブ７２’と直交する方向における「アラインメント」参照）。端部７４’を互い違いに配置するには、リブ７２’を傾斜させるのがよい手法である。
【００３５】
互い違い配置が実現可能でない場合には、厚みの変化が緩やかであることが必要となり、あるいは図１３に示すように一続きの隣接するものへと曲げられる。図１３においては、拡幅端部７４’、リブ７２’およびキャビティ７０は互い違いに配置されておらず、整列している。この場合、拡幅端部７４’における厚みの増大は、隣接キャビティ７０間の隣接リブ７３”における厚みの低減によって相殺される。
【００３６】
特許法および法律学の規定によれば、上記代表的な形態は発明の好ましい実施形態を提示するものと考えられる。だが本発明は、その精神または範囲から逸脱することなく、具体的に図示しかつ説明した以外の方法でも実施できるということに留意すべきである。方法の請求項におけるステップの文字数字式識別子は従属請求項による引用を容易にするためのものであり、別に言及しない限り必須の順序を示すものではない。
【図面の簡単な説明】
【００３７】
【図１】本発明の中空ファンブレードを備えた軸流ターボファンガスタービンエンジンの断面図である。
【図２】図１の中空ファンブレードの一つの一単一半体の平面図である。
【図３】図２の単一半体の三つのキャビティを通りかつキャビティを形成するためのカッターを通る断面図である。
【図４】図３のファンブレード単一半体に対応する、組み立てられたファンブレードを通る断面図である。
【図５】図４の組み立てられたファンブレードの背面図であり、二つの切断ラインが示されている。
【図６】図５のファンブレードの拡大上部斜視図である。
【図７】ねじりおよび湾曲作業後の図４のファンブレードの正面図である。
【図８】図７のファンブレードの上部の拡大図である。
【図９】図７のファンブレードの上面図である。
【図１０】図１に示すファンブレード用の代替単一半体の平面図である。
【図１１】図１０の単一半体用の代替リブの拡大図である。
【図１２】図１１の複数の代替リブ用のある構成を示す図である。
【図１３】図１１の複数の代替リブ用の他の構成を示す図である。
【符号の説明】
【００３８】
１０  ガスタービンエンジン
１２  エンジン中心線
１４  ファン
１６  コンプレッサー
１８  燃焼セクション
２０  タービン
２２  ローター
２４  ブレード
２６  ベーン
２７  ファンケース
２８  ホットガス流動流
２９  ローターディスク
３０  ファンブレード
３０ａ  第１の中空ファンブレード単一半体
３０ｂ  第２の中空ファンブレード単一半体
３１  基板
３２  根縁部
３４  先端
３６  前縁
３８  後縁
４０ａ〜４０ｄ  キャビティ
４２ａ〜４２ｄ  リブ
４４  フレーム
４８  床
５０  壁内面
５４  カッター
５５  ３軸マシン
６０ａ  ファンブレード単一半体
６１  基板
６２  根縁部
６４  先端
６６  前縁
６８  後縁
７０ａ〜７０ｄ  キャビティ
７２，７３  非交差リブ
７２’  代替リブ
７２ａ〜７２ｅ，７３’  リブ
７３”  隣接リブ 
７４  独立端部
７４’  拡幅端部
７８  床
８２  丸み
【図１】
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【図２】
2005214198.tif 000004
【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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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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