(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン用の中空ブレード（１０）であって、前記ブレードは、該ブレードの底部（１６）から上部（１８）へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁（１２）と後縁（１４）とを有し、前記前縁（１２）から前記後縁（１４）へ翼弦方向に伸びる負圧面（２２）と正圧面（２０）とを有し、前記ブレードの前記前縁に形成された前縁中実部（２８）を有し、
前記ブレードは、複数の内部翼幅方向補強リブ（３１−３５）を含み、前記複数の翼幅方向補強リブは、実質的に放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続し、それらの間に複数の空隙（４１−４６）を画定する中空ブレードにおいて、
前記複数の翼幅方向リブは、前記中空ブレード内の剛性の不連続性を減少させるように、前記前縁から測って対数的に離間した配置がなされており、この対数的な配置は、
Ｄ＝Ａ１０yt
の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表しており、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｙは経験的に導かれた係数、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする中空ブレード。
【請求項２】
ガスタービンエンジン用の中空ブレード（１０）であって、前記ブレードは、該ブレードの底部（１６）から上部（１８）へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁（１２）と後縁（１４）とを有し、前記前縁（１２）から前記後縁（１４）へ翼弦方向に伸びる負圧面（２２）と正圧面（２０）とを有し、前記ブレードの前記前縁に形成された前縁中実部（２８）を有し、
前記ブレードは、複数の内部翼幅方向補強リブ（３１−３５）を含み、前記複数の翼幅方向補強リブは、実質的に放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続し、それらの間に複数の空隙（４１−４６）を画定する中空ブレードにおいて、
前記複数の翼幅方向リブは、前記中空ブレード内の剛性の不連続性を減少させるように、前記前縁から測って対数的に離間した配置がなされており、この対数的な配置は、
Ｄ＝Ａｅxt
の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表しており、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数、ｅは自然対数の底、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする中空ブレード。
【請求項３】
前記経験的に導かれた係数Ａは、前記前縁と前記前縁中実部の末端との間の翼弦方向の距離と等しく設定されることを特徴とする請求項１又は２に記載の中空ブレード。
【請求項４】
前記係数Ａを導くための前記前縁と前記前縁中実部との間の翼弦方向距離は、前記中空ブレードの前記底部から径方向の翼幅の約八十パーセント（８０％）の位置で計測されることを特徴とする請求項１又は２又は３に記載の中空ブレード。
【請求項５】
前記対数的に離間した配置は、前記中空ブレードの前記底部から前記上部へ向かって径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％）の範囲において維持されることを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の中空ブレード。
【請求項６】
前記複数の翼幅方向補強リブは、前記中空ブレードの前記底部から該中空ブレードの径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）の位置まで均一の間隙を有することを特徴とする請求項５記載の中空ブレード。
【請求項７】
複数の翼弦方向リブが翼弦方向に伸びて、前記複数の翼幅方向補強リブと相互に接続することを特徴とする請求項１〜６のいずれかに記載の中空ブレード。
【請求項８】
前記各翼幅方向補強リブは、曲線形状を有することを特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載の中空ブレード。
【請求項９】
中空エアフォイル（１０）を製造する方法であって、前記エアフォイルは、放射状に翼幅方向に伸びる前縁（１２）と後縁（１４）とを有し、前記前縁（１２）から前記後縁（１４）へ翼弦方向に伸びる負圧面（２２）と正圧面（２０）とを有し、前記エアフォイルの前記前縁に形成された前縁中実部（２８）を有し、
前記前縁中実部の翼弦方向の長さ（１２−５０）を決定し、
放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続する第一翼幅方向補強リブを最適な間隔で配置して、前記第一補強リブと、前記前縁中実部と、の間に第一の空隙が画定されるようにするステップを含む方法において、
前記中空エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるように、続く翼幅方向補強リブを対数的なパターンに基づいて配置するステップを含み、この対数的なパターンは、
Ｄ＝Ａｅxt
の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表しており、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数、ｅは自然対数の底、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする方法。
【請求項１０】
中空エアフォイル（１０）を製造する方法であって、前記エアフォイルは、放射状に翼幅方向に伸びる前縁（１２）と後縁（１４）とを有し、前記前縁（１２）から前記後縁（１４）へ翼弦方向に伸びる負圧面（２２）と正圧面（２０）とを有し、前記エアフォイルの前記前縁に形成された前縁中実部（２８）を有し、
前記前縁中実部の翼弦方向の長さ（１２−５０）を決定し、
放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続する第一翼幅方向補強リブを最適な間隔で配置して、前記第一補強リブと、前記前縁中実部と、の間に第一の空隙が画定されるようにするステップを含む方法において、
前記中空エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるように、続く翼幅方向補強リブを対数的なパターンに基づいて配置するステップを含み、この対数的なパターンは、
Ｄ＝Ａ１０yt
の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表しており、前記前縁中実部は、零リブとして定義され、Ａ及びｙは、経験的に導かれた係数であり、Ｄは、前記前縁からｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする方法。
【発明の詳細な説明】
技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に内部リブを有するガスタービンエンジンの中空エアフォイルの製造に関する。
従来の技術
ガスタービンエンジンの製造において重要な要素の一つに、エンジンの総重量がある。ガスタービンエンジン部材が過度に重いと、航空機の積載量は制限され、可能な航続距離（燃料の重量）は減少してしまう。従って、ガスタービンエンジンの性能及び耐久性を犠牲にせずに、ガスタービンエンジンの総重量を最小化することがガスタービンエンジン業界の目標である。
ガスタービンエンジンの総重量を最小化しようという努力の結果、中空のファンブレードが使用されるようになった。各ファンブレードは、通常、ブレードの底部から上部へ放射状に翼幅方向（radially spanwise）に伸びる前縁と後縁とを含む。負圧面と正圧面とは、前縁から後縁へ翼弦方向に伸びる。複数の空隙がエアフォイル内の内部補強リブの間に画定される。
一般的にファンブレードに影響し、特に中空ブレードに影響を与える問題の一つには、異物による損傷がある。飛行中の鳥や氷、及び地上での石や砂等の異物は、吸入空気とともにガスタービンエンジン内に吸い込まれる。吸い込まれた異物は、高速でファンブレードに当たり、その衝突によって損傷が引き起こされてしまう。ファンブレード上で衝突が起こりやすい領域は、ブレードの前縁部分におけるブレードの放射状の翼幅の約六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％）及び翼弦方向の翼幅の六十パーセント（６０％）までの範囲である。
異物によって引き起こされた損傷は、エアフォイルの亀裂及び極端な場合には完全なエンジン故障に結びつくおそれがある。中空エアフォイル特有の性質として、剛性が不連続となっているので、特に亀裂が生じやすい。この剛性の不連続性は、エアフォイルの硬くて中実の前縁とそれよりも柔らかい中空部分との間の遷移領域において生じる。剛性の不連続性が最大の領域において亀裂が始めに生じやすい。
中空エアフォイルにおける損傷を減少させるために現在行われている試みは、エアフォイルの中空部分での剛性を増加させることである。中空部分の剛性を増す方法として現在行われているのは、リブ間の側面壁の厚みを増す方法、内部リブの厚みを増す方法、内部リブ間の間隙を減少させる方法、及びこれらの方法を組み合わせたものである。しかし、中空部分の剛性を増すための上記方法は、各ブレードの重量をかなり増加させてしまう。従って、ガスタービンエンジンの中空ファンブレードの耐衝撃性の増大と、その重量の最小化と、の間での最適なバランスが現在も求められている。
イギリス特許出願、イギリス特許（旧法）第２２７２  ７３１Ａ号は、ターボマシーンのファン又はコンプレッサのための中空ブレードを開示している。その外板は、交差する対角線方向に配置された内部補強部材によって接続されている。
発明の概要
本発明の目的は、中空エアフォイルの重量を大きく増加させないでその耐衝撃性を改善することである。
本発明の更なる目的は、中空エアフォイルの内部リブ間の間隙を最適化することである。
本発明によると、中空エアフォイルは、エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるために対数的なパターンに基づいて配置された複数の放射状に翼幅方向にのびる内部補強リブを含む。各エアフォイルは、前縁と、エアフォイルの底部から上部へ放射状に翼幅方向に伸びる後縁と、を含む。負圧面及び正圧面は、前縁から後縁へ翼弦方向に伸びる。前縁は、零リブと定義される前縁ソリディティ（leading edge solidity）即ち前縁中実部を含む。前縁中実部に続いて配置されるリブは、以下の式に基づく対数的なパターンに配置される。
Ｄ＝Aext
上記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、各補強リブの連続した番号を表す。前縁中実部は、零リブと定義される。Ａ及びｘは、経験的に導かれた係数である。ｅは自然対数関数であり、Ｄは、前縁からｔ番目のリブまでの距離である。
本発明に係る内部翼幅方向補強リブの対数的な配置によって、中空エアフォイル特有の剛性の不連続性が最小化され、それにより、中空エアフォイルの耐衝撃性が改善される。剛性の不連続性が最小化されるのは、対数的な配置によって中実の前縁中実部とエアフォイルの中空部分との間で、剛性が漸進的に遷移することが可能となるからである。従って、ガスタービンエンジンの総重量に悪影響を及ぼさずに耐衝撃性を改善することができる。
本発明に係る上記の及びその他の目的や利点は、続く本発明の例示的な実施例の詳細な説明及び付随する図面によってより明らかとなる。
【図面の簡単な説明】
図１は、本発明に係る対数的なパターンに基づいて配置された翼幅方向補強ルブを含むブレードの断面図である。
図２は、図１のブレード全体の断面図である。
図３は、本発明に係る他の形態を示しており、ブレードの底部では均一な間隙を有し、ブレードの上部では対数的な間隙を有するわずかに曲がった内部補強リブを含むブレードの断面図である。
図４は、本発明に係るまた他の形態を示しており、内部翼幅方向補強リブと翼弦方向リブとを含むブレードの断面図である。
図５は、本発明に係る更に他の形態を示しており、曲線形状を有する内部翼幅方向補強リブと翼弦方向リブとを含むブレードの断面図である。
好適実施形態
図１を参照すると、エアフォイル１０は、底部１６から上部１８へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁１２と後縁１４とを含む。図２で示す正圧面２０及び負圧面２２は、前縁１２から後縁１４へ翼弦方向に伸びる。前縁中実部２６が前縁１２に形成され、後縁中実部２８が後縁１４に形成される。放射状に翼幅方向の内部補強リブ３１−３５は、底部１６から上部１８へ放射状に翼幅方向に伸びる。各翼幅方向リブ３１−３５は、エアフォイル１０の正圧面２０と負圧面２２とを接続させる。リブ３１−３５の間には、空隙４１−４６が画定される。
翼幅方向補強リブ３１−３５は、以下の式によって表される対数的なパターンに基づいて配置される。
Ｄ＝Ａｅxt
この式において、ｔ＝０，１，２，３，４，５であり、各リブ２６，３１−３５にそれぞれ対応する。前縁中実部２６は、零（０）リブと定義される。従って、前縁中実部２６では、ｔ＝０、リブ３１では、ｔ＝１、リブ３２では、ｔ＝２等のようになる。Ａ及びｘは、経験的に導かれた係数である。ｅは、自然対数の底であり、Ｄは、前縁１２からｔ番目のリブまでの距離である。
係数Ａ及びｘの値は、第一翼幅方向リブ３１、ｔ＝１の最適な配置を決定し、前縁中実部２６の末端５０を確定することによって、特定のエンジン装置毎に経験的に導くことができる。係数Ａの値は、前縁１２から前縁中実部２６の末端５０までの距離を底部１６から径方向に翼幅の約八十パーセント（８０％）の位置で測定した距離と等しく設定される。第一リブ３１、ｔ＝１までの距離は、トライアンドエラー、即ち試行錯誤によって求められる。第一リブ３１の配置が確定すると、係数ｘを求める方程式である、ｘ＝（ln（Ｄ／Ａ））／ｔを解くことができる。
係数Ａ及びｘが求められれば、続くリブ３２−３５の位置は、前縁１２からリブｔまでの距離であるＤを求める方程式を解くことによって求めることができる。距離Ｄは、前縁１２から各リブ３１−３５の中心線位までの距離を底部１６から放射状の翼幅の約八十パーセント（８０％）の位置で測定した距離である。
衝突は、各エアフォイルの前縁で起こる。エアフォイルにおいて最も衝突が起こりやすい領域は、底部１６から上部１８に向かって放射状の翼幅の六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％）及び前縁１２から翼弦方向の翼幅の零パーセント（０％）から六十パーセント（６０％）の範囲であると定義される。衝突の衝撃波は、前縁１２の衝突点から後縁１４に向かって移動するに従って対数的に減衰する。衝突が起こりやすい領域内に配置されたリブは、それ以外の領域よりも近い間隔で配置される。翼幅方向のリブ間の間隙は、前縁１２からの距離が増加するに従って対数的に増加する。衝突が起こりやすい領域内で翼幅方向のリブが対数的な間隔で配置されていることにより、エアフォイルは、最も激しい衝突にも耐えうる十分な剛性を得ることができる。
後縁は、衝突が起こりやすい領域外にあるので、後縁１４内のリブの間隙は対数的でなくてもよい。空隙４６は、対数的なパターンに一致せず、どのような大きさで製造されてもよい。リブ３１−３５の間の間隙は、底部１６から放射状の翼幅の約六十パーセント（６０％）までの領域では耐衝撃性の観点からは重要ではない。上記間隙は、対数に基づいていても、均一でも、他のパターンを有してもよい。これは、衝突が起こりやすい領域は、エアフォイルの放射状の翼幅の六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％）までの範囲だからである。図３は、放射状の翼幅の底部六十パーセント（６０％）で均一の間隙を有し、放射状の翼幅の六十から百パーセント（６０−１００％）の範囲で対数に基づく間隙を有する内部リブ１３１−１３５を示している。
図４を参照すると、本発明の他の形態には、対数的なパターンに基づいて配置された複数の翼幅方向リブ２３１−２３５と、翼幅方向リブと交差する複数の翼弦方向リブ２６０と、が含まれる。翼弦方向リブが含まれる場合でも、対数的な配置を行うことができる。更に、図１に示すように翼幅方向リブは、実質的に直線状に製造することもでき、図３−５に示すように曲線形状に製造することもできる。内部リブの形状は、製造における要求事項及び特定エンジン毎の他の具体的な必要性によって決まる。
中空エアフォイル内の内部翼幅方向リブ３１−３５の対数的な配置によって、エアフォイルは、ガスタービンエンジンによって吸入された異物の衝突によって損傷を受けないように最適な剛性を得ることができる。この対数的な配置によって、前縁中実部と中空部分との間での漸進的な遷移が可能となり、エアフォイル内の剛性の不連続性が最小化される。エアフォイルの総重量が最小化されると共に、最適な剛性が達成される。
上記の説明では、第一リブ３１の位置は試行錯誤によって確定されると述べた。他のリブの位置は、試行錯誤によって、又はエアフォイルの設計上の制約や式を使用して第一リブの位置を求める上での制約等に基づいて決定することができる。
本発明を例示的な実施例に基づいて開示及び説明してきたが、発明の趣旨及び範囲から離れない範囲で種々の変更、省略、及び追加を行うことができることは当業者であれば理解できるであろう。例えば、上記の好適実施例は、自然対数に基づいた内部リブの対数的な配置を開示している。内部リブの対数的な配置は、以下のように、１０を底とする対数とも呼ばれる常用対数で表すこともできる。
Ｄ＝Ａ１０yt
この式において、ｔ＝０，１，２，３，４，５であり、それぞれ各リブ２６，３１−３５に対応する。前縁中実部２６は、零（０）リブと定義され、Ａ及びｙは、経験的に導かれた係数である。また、Ｄは、前縁１２からｔ番目のリブまでの距離である。経験的に導かれた係数Ａの値は、同様であり、一方、経験的に導かれた係数ｙの値は異なる。
更に、各リブ３１−３５の翼幅方向の幅は比較的小さいので（約０．０６−０．０８インチ）、距離Ｄを測定する時に前縁から各リブの中央線までの距離を計ることは重要ではない。距離Ｄは、前縁１２から各リブ３１−３５上のどの点までを測定してもよい。
【図１】
0003896161.tif 000002
【図２】
0003896161.tif 000003
【図３】
0003896161.tif 000004
【図４】
0003896161.tif 000005
【図５】
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