(57)【要約】      （修正有）【課題】重量およびコストを削減するために航空機のガスタービンエンジン用の複合式のファンブレードを提供する。【解決手段】ガスタービンエンジンのエーロフォイル４５は、前縁および後縁ＬＥ、ＴＥと、エーロフォイルの基部４９からエーロフォイルの先端４７まで延びる加圧側面および吸引側面４１、４３と、複合材料でできた複合コア４４に接着されたクラッド材でできた後縁クラッド４６とを含んでおり、クラッド材は、複合材料より壊れにくく、複合コアは、前縁部分４８から後縁部分５０まで下流に延びる中央コア部分６３を含んでおり、後縁クラッドは、波形の壁７０と、後縁を含んでいる。後縁クラッド４６の加圧側および吸引側の側部は、後縁部分５０の加圧側および吸引側の表面に接着されてよい。波形の壁７０の波６８は、加圧および吸引側の表面に対して直角にかつそこから離れるように延びることができる。【選択図】図２
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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エーロフォイル（４５）であって、
翼弦方向に離間した前縁と後縁（ＬＥ、ＴＥ）と、
エーロフォイルの基部（４９）からエーロフォイルの先端（４７）までスパン方向に外向きに延びる加圧側面および吸引側面（４１、４３）と、
複合材料でできた複合コア（４４）に接着されたクラッド材でできており、該クラッド材が前記複合材料より壊れにくい後縁クラッド（４６）と
を備え、
前記複合コア（４４）が、前記複合コア（４４）の前縁部分（４８）から後縁部分（５０）まで翼弦方向に下流に延びる中心コア部分（６３）を含んでおり、
前記後縁クラッド（４６）が、波形の壁（７０）と、前記後縁（ＴＥ）を含んでいるエーロフォイル（４５）。
【請求項２】
前記複合コア（４４）の前記後縁部分（５０）の加圧側と吸引側の表面（７６、７８）それぞれに接着された前記後縁クラッド（４６）の加圧側と吸引側の側部（７３、７４）をさらに備える、請求項１記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項３】
前記加圧側と吸引側の表面（７６、７８）に対して直角に、かつそこから離れるように延びる前記波形の壁（７０）の波（６８）をさらに備える、請求項１に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項４】
前記波形の壁（７０）の前記波（６８）を含んだスパン方向に延びる波形の加圧側と吸引側の後縁ガード（８０、８２）を含む前記金属製の後縁クラッド（４６）をさらに備える、請求項１に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項５】
金属シートでできた前記波形の加圧側と吸引側の後縁ガード（８０、８２）をさらに備える、請求項４に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項６】
前記複合コア（４４）の前記後縁部分（５０）の加圧側と吸引側の表面（７６、７８）にそれぞれ接着された前記後縁クラッド（４６）の前記加圧側と吸引側の側部（７３、７４）をさらに備える、請求項５に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項７】
前記加圧側と吸引側の表面（７６、７８）に対して直角にかつそこから離れるように延びる前記波形の壁（７０）の前記波（６８）をさらに備える、請求項６に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項８】
前記後縁クラッド（４６）の前記加圧側と吸引側の側部（７３、７４）にある前方に向いた段（９０）と、前記複合コア（４４）を覆い、前記段（９０）に接するように突き合わされ、それを隠す腐食コーティング（９６）をさらに備える、請求項６に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項９】
前記後縁クラッド（４６）の前記加圧側と吸引側の側部（７３、７４）にある前方を向いた段（９０）と、前記複合コア（４４）の中に延び、前記段（９０）を隠すしゃくり（９２）をさらに備える、請求項６に記載のエーロフォイル（４５）。
【請求項１０】
ガスタービンエンジンのファンブレード（１１）であって、
前記ブレード（１１）のプラットフォーム（５６）から外向きに延びるエーロフォイル（４５）を備え、
該エーロフォイル（４５）が、翼弦方向に離間した前縁と後縁（ＬＥ、ＴＥ）の間に延在しており、
前記エーロフォイル（４５）が、前記プラットフォーム（５６）にあるエーロフォイルの基部（４９）からエーロフォイルの先端（４７）までスパン方向に外向きに延びる加圧側面と吸引側面（４１、４３）を含んでおり、
前記エーロフォイル（４５）が、複合材料でできた複合コア（４４）に接着されたクラッド材でできた後縁クラッド（４６）を含んでおり、該クラッド材が前記複合材料より壊れにくく、
前記エーロフォイル（４５）が、前記複合コア（４４）の前縁部分（４８）から後縁部分（５０）まで翼弦方向に下流に延びる中心コア部分（６３）を含む前記複合コア（４４）を含んでおり、
前記後縁クラッド（４６）が、波形の壁（７０）と前記後縁（ＴＥ）を含んでいるブレード（１１）。
【請求項１１】
前記プラットフォーム（５６）から内向きに延びる根元（５４）をさらに備える、請求項１０に記載のブレード（１１）。
【請求項１２】
一体式のダブテール（５８）を含む前記根元（５４）をさらに備える、請求項１１に記載のブレード（１１）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転機、およびガスタービンエンジンのロータおよびステータに関し、詳細には複合式のロータとステータのエーロフォイルに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のタービンエンジンおよび他のタイプの回転機は、空気流を下流に向ける静止エーロフォイルと、回転エーロフォイルを含んでいる。その結果、後流が生成されこれが下流に向けられる可能性があり、それが、エーロフォイルから下流にある対象物に衝突する可能性がある。後流が衝突することによって、望ましくない騒音および／または航空力学的荷重が生成される可能性がある。望ましくない騒音は恐らく、上流の回転エーロフォイルの後流が、回転エーロフォイルから下流にあるステータまたはロータ構成要素に衝突する、あるいは上流のステータエーロフォイルの後流が、ステータエーロフォイルから下流にある回転エーロフォイルに衝突することによって生じる。
【０００３】
このような後流の生成は、エンジン性能およびエンジン効率のロスにつながる恐れがある。後流の振幅を縮小することで、後流が下流の対象物に衝突する際に生成される騒音や航空力学的荷重を抑えることができる。後流の振幅および／または干渉性、騒音および航空力学的荷重を抑えるように設計されたエーロフォイルは、Ｔｒｅｖｏｒ  Ｈｏｗａｒｄ  Ｗｏｏｄ等によって「ＡＩＲＦＯＩＬＳ  ＦＯＲ  ＵＳＥ  ＩＮ  ＲＯＴＡＲＹ  ＭＡＣＨＩＮＥＳ  ＡＮＤ  ＭＥＴＨＯＤ  ＦＯＲ  ＦＡＢＲＩＣＡＴＩＮＧ  ＳＡＭＥ」というタイトルで２０１１年１２月２７に発行された、米国特許第８，０８３，４８７号に開示されており、これは参照により本明細書に組み込まれている。このエーロフォイルは、前縁と後縁において一緒に結合された吸引側面と加圧側面を含んでおり、この場合エーロフォイルは、複数の第１および第２翼弦部分を含んでおり、そのそれぞれが後縁と前縁の間に延びており、第１翼弦部分の少なくとも１つが、後縁においてエーロフォイルの加圧側面から外向きに延びており、第２翼弦部分の少なくとも１つが、後縁においてエーロフォイルの吸引側面から外向きに延びている。エーロフォイルの特定の実施形態は、波状またはぎざぎざの付いたエーロフォイルである。
【０００４】
重量およびコストを削減するために航空機のガスタービンエンジン用の複合式のファンブレード、特に大型エンジン用のブレードが開発されてきた。大型エンジンの複合式の幅広の翼弦のファンブレードによって、標準的な翼弦のファンブレードを有する大型エンジンに対して有意な重量の削減が行なわれた。本明細書で使用される用語複合的とは、例えば結合材またはマトリクス材において支持される繊維または微粒子などの強化材を含む特定の材料として定義することができる。複合物には、金属および非金属複合物が含まれる。ファン複合式ファンブレードに関する１つの特に有益な実施形態は、単一方向のテープ材料とエポキシ樹脂基材でできている。本明細書で開示される複合ファンブレードおよび他のエーロフォイルは、炭素材料、シリカ、金属、金属酸化物、または例えばエポキシ、ＰＭＲ１５、ＢＭＩ、ＰＥＥＵなどの樹脂材料に埋め込まれたセラミック繊維などの特定の繊維を含む材料でできた非金属タイプの複合材料を含むことができる。より具体的な材料には、１つのテープ内で単一方向に並べられた繊維が含まれ、このテープには特定の樹脂が充填され、部品形状に形成され、オートクレービング工程またはプレス成型作業によって硬化されることで、軽量かつ剛性で、中に積層物を有する相対的に均質の物品を形成する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／０１８２７４０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
軽量かつ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おり、これはまた後流の振幅、騒音および航空力学的荷重を抑える。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
ガスタービンエンジンのエーロフォイルは、翼弦方向に離間した前縁および後縁と、エーロフォイルの基部からエーロフォイルの先端までスパン方向に外向きに延びる加圧側面および吸引側面と、複合材料でできた複合コアに接着されたクラッド材でできた後縁クラッドとを含み、このクラッド材は複合材料より壊れにくく、該複合コアは、複合コアの前縁部分から後縁部分まで翼弦方向に下流に延びる中心コア部分を含んでおり、該後縁クラッドは、波形の壁と後縁を含んでいる。
【０００８】
エーロフォイルは、複合コアの後縁部分の加圧側と吸引側の表面それぞれに接着された後縁クラッドの加圧側と吸引側の側部を含むことができる。波形の壁の波は、加圧側と吸引側の表面に対して直角に、かつそこから離れるように延びることができる。金属製の後縁クラッドは、波形の壁の波を含んだスパン方向に延びる波形の加圧側と吸引側の後縁ガードを含むことができる。
【０００９】
腐食コーティングを使用して複合コアを覆い、後縁クラッドの加圧側と吸引側の側部にある前方を向く段に突き合わせて、これを隠すことができる。あるいはしゃくりが、複合コアの中に延在し、段を隠す場合もある。
【００１０】
ガスタービンエンジンのファンブレードは、ブレードのプラットフォームから外向きに延びるエーロフォイルを含むことができる。ブレードは、プラットフォームから内向きに延びる根元を含むことができ、この根元は一体式のダブテールを含むことができる。
【００１１】
本発明の上記の態様および他の特徴は、添付の図面に関連させて、以下の記載において説明されている。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】複合コアファンブレードが金属製の波形の壁の後縁を有する航空機ターボファンガスタービンエンジンの一例としての実施形態の長手方向の部分断面図であり、部分的な概略図である。
【図２】図１に示す複合コアファンブレードの斜視図である。
【図３】図２の３−３で切り取ったブレードの複合コアの後縁と金属製の後縁の断面の概略図である。
【図４】図３に示されるブレードの複合コアの後縁と金属製の後縁の第１の代替の実施形態の断面図である。
【図５】図３に示されるブレードの複合コアの後縁と金属製の後縁の第２の代替の実施形態の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１３】
図１に示されるのは、一例としての航空機のターボファンガスタービンエンジン１０であり、エンジンのセンターライン軸１２の周囲に外接されて描かれており、航空機の翼または機体に設置されるように好適に設計されている。エンジン１０は、下流が直列流れ連通状態の、ファン１４、ブースター１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２および低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含んでいる。ＨＰＴすなわち高圧タービン２２は、高圧駆動シャフト２３によって高圧圧縮機１８に結合されている。ＬＰＴすなわち低圧タービン２４は、低圧駆動シャフト２５によってファン１４とブースター１６の両方に結合されている。
【００１４】
典型的な作動において、空気２６が一列のファンブレード１１によってファン１４の中で加圧され、内部空気流１５が生成され、これはブースター１６を通るように向けられ、このブースターが、さらに内部空気流１５を加圧する。加圧された空気はその後、高圧圧縮機１８に向かって流され、この高圧圧縮機がさらに空気を加圧する。加圧された空気は、燃焼器２０において燃料と混合され、高温の燃焼ガス２８を生成し、この燃焼ガスは、ＨＰＴ２２およびＬＰＴ２４を通過して下流に向かって流れる。
【００１５】
ファン１４の直ぐ後ろでブースター１６を取り囲んでいる流れ分割器３４は、鋭利な前縁３２を含んでおり、この前縁が、ファン１４によって加圧されたファンエア２６を、ブースター１６を通るように向けられる半径方向の内部流（内部空気流１５）と、バイパスダクト３６を通るように向けられる半径方向の外部流（バイパス空気流１７）とに分割する。ファン１４を取り囲むファンケーシング３０が、環状のファンフレーム３３によって支持されている。ブースター１６は、ブースターブレード３８と、静翼４２が交互になった環状の列を含んでおり、この列は、ブースターダクト４０内のブースター流路３９に渡って半径方向外側および内側に延びている。ブースターブレード３８の環状の列は、ファン１４に好適に結合される。ブースター１６は、ファンフレーム３３の前方に位置しており、流れ分割器３４の半径方向内側に配置されている。ファン１４は、複数のファンブレード１１を含んでおり、このファンブレードは、ファンロータディスク１３から実質的に半径方向外向きに延びている。
【００１６】
図２に示されているのはエンジン１０（図１に示される）で使用することができるファンブレード１１の一実施形態である。ファンブレード１１は、プラットフォーム５６から外向きに延びるエーロフォイル４５と、プラットフォーム５６から内向きに延びる根元５４を含んでいる。あるいはエーロフォイル４５は、これに限定するものではないがロータブレード、静翼および／またはノズル組立体と共に使用される場合もある。エーロフォイル４５はまた、ＯＧＶおよびブースターと共に使用されることもある。
【００１７】
例示の実施形態では、根元５４は、一体式のダブテール５８を含んでおり、このダブテールによって、ファンブレード１１をロータディスク１３に設置することができる。エーロフォイル４５は、加圧側面と吸引側面４１、４３を含んでおり、これらはプラットフォーム５６にあるエーロフォイル基部４９からエーロフォイル先端４７まで特定のスパンＳに沿ってスパン方向に外向きに延びている。本明細書に示される例示の加圧側面と吸引側面４１、４３は、それぞれ凹面と凸面である。エーロフォイル４５は、翼弦方向に離間した前縁ＬＥと後縁ＴＥの間で翼弦Ｃに沿って延びている。エーロフォイル４５は、プラットフォームとディスクの代わりにハブに設置され、これと一体式になることで、一体式のブレード付きロータ（ＩＢＲ）を形成する場合もある。あるいはファンブレード１１は、ダブテール５８またはプラットフォーム５６を持つ、またはそれらを持たない、何らかの従来式の形態を有する場合もある。例えばファンブレード１１は、ブリスク式の構成のディスク１３と一体式に形成される場合もあり、この構成は、ダブテール５８を含まず、プラットフォームは、ブリスク全体を囲むように環状に延びている。
【００１８】
図２および図３を参照すると、エーロフォイル４５は、複合コア４４と後縁クラッド４６を含んでおり、このクラッド４６が、エーロフォイルの後縁ＴＥを形成している。境界ライン５９は、複合コア４４と金属製の後縁クラッド４６の交点を示している。複合コア４４は、複合材料でできており、概ねエーロフォイル形状であり、中央のコア部分６３を含んでおり、このコア部分は、翼弦方向に下流に複合コア４４の前縁部分４８から後縁部分５０まで延びている。後縁クラッド４６は、複合コア４４の複合材料よりも強い、または延性がある、または壊れにくい任意の好適な材料でできている。
【００１９】
後縁クラッドの材料は、本明細書では金属として示されている。別の壊れにくい好適なクラッド材は、ＨＳ２およびＨＳ４などのＳガラスであり、これらはマグネシウムアルミノケイ酸塩でできた強度の高いガラスファイバである。前縁部分４８は、金属製または他の好適な材料でできており、エーロフォイル４５の前縁ＬＥを画定する前縁クラッド６６によって覆われる場合と、覆われない場合がある。
【００２０】
後縁クラッド４６は、縦溝が彫られた、または波形の壁７０と、エンジンが作動する際の騒音を抑えるように設計された後縁ＴＥを含むことでエーロフォイル４５の音響的な特徴を低下させる。波形の壁７０は、ファンの後流を一緒にすることで、後流と下流の出口ガイド翼（ＯＧＶ）との相互作用を抑える。波形の壁７０は、ぎざぎざまたは起伏７２などの波６８を含んでいる。これにより波形の壁７０によって生じる最大のひずみに（これは航空力学による特徴的ストレスである）、金属製の後縁クラッド４６が耐えることが可能になる。金属製の後縁クラッド４６は、複合コア４４よりはるかにひずみに耐えることができる。
【００２１】
図３を参照すると、金属製の後縁クラッド４６が、複合コア４４の後縁部分５０に接着されている。接着作業は、例えばフィルム接着剤を使用する。後縁クラッド４６は、加圧側と吸引側の側部７３、７４を含んでおり、これらの側部は、複合コア４４の後縁部分５０の加圧側と吸引側の表面７６、７８にそれぞれ接着されている。波形の壁７０の波６８は、加圧側と吸引側の表面７６、７８に対して直角にかつそこから離れるように延びている。したがって波形の壁７０は、代表的な表面が彫られた後縁（ＳＴＥ）機構であり、全体が金属でできており、複合エーロフォイルまたはエーロフォイルの複合的な部分よりも、ＳＴＥ機構それ自体において最大になるピークストレスと、ひずみに耐えることができる。金属製の後縁は、純粋な金属特性評価に基づいて、複合コアと比べて、より高いひずみに対する耐性を有する。金属製のＳＴＥ機構を複合コアに接着することによって、複合コアにストレスを伝達し、広い領域にわたって広げることで、複合エーロフォイルを故障させる恐れのある局所的なストレスとひずみを低下させる。複合コア４４と、金属製の後縁クラッド４６を有するエーロフォイル４５によって、エーロフォイルをさらに頑強にするより有能な金属材料が提供され、複合材料の重量に関する利点を提供する。
【００２２】
図３に示される金属製の後縁クラッド４６の例示の実施形態は、金属シートでできた、半径方向またはスパン方向に延びる波形の加圧側と吸引側の後縁ガード８０、８２を含んでいる。この加圧側と吸引側の後縁ガード８０、８２によって、金属製の後縁クラッド４６の波形が形成される。金属クラッドを高温成形することで成形することができる。加圧側と吸引側の後縁ガード８０、８２は、複合コア４４の加圧側と吸引側の表面７６、７８にそれぞれ接着される。加圧側と吸引側の後縁ガード８０、８２の加圧側と吸引側部分８６、８８の接触作業は、接着ライン８９に沿って示されるように一緒に接着される。
【００２３】
図３に概略的に示される加圧側と吸引側の後縁ガード８０、８２は、上流または前方に向いた段９０を有しており、この段は、航空力学的に覆われる必要がある。したがって金属製クラッドのこの部分は、複合コア４４内に組み合わされる。図４は、複合コア４４の中に小さなしゃくり９２を設け、加圧側と吸引側の側部７３、７４が複合コア４４と同じ高さになった状態を維持することによって、段９０を隠す１つの設計を示している。あるいは図５に概略的に示すように、段９０に突き合わされた腐食コーティング９６が、複合コア４４に配置される場合もある。
【００２４】
本発明を、例示の方法で記載してきた。使用してきた専門用語は、限定するのではなく、記載の用語の本来の性質であることが意図されていることを理解されたい。本発明の好ましい例示的な実施形態とみなされるものを本明細書に記載してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明の他の修正形態が明らかであり、したがって本発明の真の精神および範囲の中にあるこのような全ての修正形態は、添付の特許請求の範囲において保証されることが望ましい。
【００２５】
したがって、特許権により保護を求めるものは、以下の特許請求の範囲において定義され差別化される発明である。
【符号の説明】
【００２６】
１０  ガスタービンエンジン
１１  ファンブレード
１２  センターライン軸
１３  ファンロータディスク
１４  ファン
１５  内部空気流
１６  ブースター
１７  バイパス空気流
１８  高圧圧縮機
２０  燃焼器
２２  高圧タービン
２３  高圧駆動シャフト
２４  低圧タービン
２５  低圧駆動シャフト
２６  空気
３２  前縁
３３  ファンフレーム
３４  流れ分割器
３６  バイパスダクト
３８  ブースターブレード
３９  ブースター流路
４０  ファン
４１  加圧側面
４２  静翼
４３  吸引側面
４４  複合コア
４５  エーロフォイル
４６  後縁クラッド
４７  エーロフォイル先端
４８  前縁部分
４９  エーロフォイル基部
５０  後縁部分
５４  根元
５６  プラットフォーム
５８  ダブテール
５９  境界ライン
６３  中央のコア部分
６６  前縁クラッド
６８  波
７０  波形の壁
７２  ぎざぎざ
７３  加圧側の側部
７４  吸引側の側部
７６  加圧側の表面
７８  吸引側の表面
８０  加圧側の後縁ガード
８２  吸引側の後縁ガード
８６  加圧側部分
８８  吸引側部分
８９  接着ライン
９０  段
９２  しゃくり
９６  腐食コーティング
Ｃ  翼弦
ＬＥ  前縁
Ｓ  特定のスパン
ＴＥ  後縁
【図１】
2013130193.tif 000003
【図２】
2013130193.tif 000004
【図３】
2013130193.tif 000005
【図４】
2013130193.tif 000006
【図５】
2013130193.tif 000007