(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
シャンク部と、中実部と、多数の相隔たるセグメントと、複数の中実けたとからなり、前記中実部と前記セグメントと前記中実けたは一緒に取付けられて翼形部を形成し、この翼形部は
（ａ）前縁と、
（ｂ）後縁と、
（ｃ）圧力側と、
（ｄ）吸引側とを含み、前記圧力側と前記吸引側は前後両縁において互いに結合されて翼形を画成し、この翼形は前記前縁から前記後縁まで延在する翼弦線を有しまたこの翼弦線と直交しそして前記圧力側から前記吸引側に延びる厚さ方向を有し、
（ｅ）前記シャンク部に取付けられた翼根と、
（ｆ）翼端と、
（ｇ）前記翼端に向かって外方にかつ前記翼根に向かって内方に延在する半径方向軸線とを含み、
前記中実部は本質的に金属材料からなり、前記中実部は前記翼端に近接しかつ同翼端を含んで前記前縁から前記後縁までかつ前記前縁と前記後縁に近接しかつ両縁を含んで前記翼根から前記翼端まで前記圧力側と前記吸引側を部分的に含み、
前記中実けたは、概して半径方向に前記翼根から前記翼端近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に前記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第１けたを一つ含み、
前記中実けたは、概して翼弦方向に前記前縁近辺から前記後縁近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に前記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第２けたを二つ含み、
前記第１および第２けたは交差し、
前記中実けたは更に、前記半径方向軸線から概して４５度の角度で前記交差部から延在しかつ概して厚さ方向に前記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第３けたを更に含み、
前記セグメントは本質的に、複合材と構造的フォームとシンタクティックフォームとそれらの混合物とからなる部類から選択された材料からなり、前記セグメントは共に前記翼端と前記前縁と前記後縁の近辺で前記中実部により部分的に境されており、
前記中実けたは前記セグメントを分離しかつそれらに取付けられ、前記中実けたは本質的に金属材料からなるガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項２】
前記セグメントは概して厚さ方向に前記圧力側から前記吸引側まで延在する請求項１記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項３】
前記中実部はさらに前記吸引側を全体的に含み、従って前記セグメントは前記吸引側に向かって前記中実部と当接している請求項１記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項４】
前記セグメントは、圧力側の表面積の50〜80％である、請求項１乃至３のいずれか１項に記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項５】
前記第１けたは前記翼端近辺で前記中実部に取付けられた一端を有し、そして前記第２けたは各端が前記前縁と前記後縁の対応する一方近辺で前記中実部に取付けられているような２端を有する請求項４記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項６】
前記セグメントは、翼形部の体積の50〜80％である、請求項１乃至５のいずれか１項に記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【請求項７】
前記中実けたは心けたを含み、この心けたは概して翼弦方向に前記前縁近辺から前記後縁近辺まで延在し、概して半径方向に前記翼根から前記翼端近辺まで延在しそして厚さ方向に前記圧力側と前記吸引側から隔てられている、請求項１記載のガスタービン航空機エンジンファン翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は一般的にはガスタービンに関し、特に、ガスタービン用の部分的に金属製の翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンはガスタービン発電装置と航空機用ガスタービンエンジンを包含するがこれらに限定されない。ガスタービンにはコアエンジンが含まれ、それに入る空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料と圧縮空気の混合物を燃やして推進用ガス流を生成する燃焼器と、推進用ガス流により回転する高圧タービンとを有し、高圧タービンは比較的大径の軸に連結されて高圧圧縮機を駆動する。典型的な前ファン付きガスタービン航空機エンジンには低圧タービン（高圧タービンの後方に配置）が追加され、同軸の小径軸に連結されて前ファン（高圧圧縮機の前方に配置）を駆動するとともに任意の低圧圧縮機（前ファンと高圧圧縮機との間に配置）を駆動する。低圧圧縮機は時々ブースタ圧縮機または単にブースタと呼ばれる。
【０００３】
ファンと、高圧と低圧の圧縮機とタービンはガスタービン翼を有し、各翼には翼形部が含まれ、シャンク部に取付けられている。動翼は回転するガスタービンロータディスクに取付けたガスタービン翼である。静翼は回転しないガスタービンステータケーシングに取付けたガスタービン翼である。通例、半径方向外方に延在する動翼の周方向列と、半径方向内方に延在する静翼の周方向列とが交互に存在する。最初および（または）最後の列の静翼（入口および出口案内翼とも呼ばれる）が存在する場合、それらの半径方向内端も回転しないガスタービンステータケーシングに取付け得る。逆転する「ステータ」ベーン（静翼）も知られている。従来のガスタービン翼設計は通例、全体的に金属製例えばチタン製あるいは全体的に複合材製の翼形部を有する。「複合材」は任意の（金属または非金属）マトリックス結合剤に埋め込んだ任意の（金属または非金属）繊条を有する材料と定義される。ただし、「複合材」という用語は金属マトリックスに埋め込んだ金属繊維を包含しない。「金属」という用語は合金を包含する。複合材の一例は、エポキシ樹脂に埋め込んだ黒鉛繊条を有する材料である。全体が金属製の翼は高価な幅広翼弦中空翼を含むものであり、比較的重く、その結果燃料性能が低下しそして比較的頑丈な翼取付部が必要になる。これに対し、比較的軽い全体が複合材製の翼は鳥の衝突により比較的多くの反応・破損を起こす。公知の混成翼は、前縁が壊食と鳥の衝撃に対して金属により保護されている複合材翼を包含する。ファン翼は通例、航空機用ガスタービンエンジン内で最大の（従って最も重い）翼であり、そして前ファン翼は鳥の衝突により衝撃を受ける最初の翼である。必要なものは、比較的軽量でかつ鳥の衝突による損傷に比較的良く耐えるガスタービン翼、特にガスタービンファン翼である。
【０００４】
【発明の目的】
本発明の目的は部分的に金属製のガスタービン翼を提供することである。
【０００５】
【発明の概要】
本発明のガスタービン翼はシャンク部と、中実部と、多数の相隔たるセグメントと、少なくとも２つの中実けたとを含み、中実部とセグメントと中実けたは一緒に取付けられて翼形部を形成している。翼形部は前縁と後縁と圧力側と吸引側と翼根と翼端と半径方向軸線とを含み、圧力側と吸引側は前後両縁において互いに結合されて翼形を画成し、この翼形は翼弦線と厚さ方向を有する。翼根はシャンク部に取付けられている。中実部と中実けたは本質的に金属材料からなり、そしてセグメントは本質的に複合材、構造的フォーム（泡）および（または）シンタクティックフォームからなる。中実部は、翼端に近接しかつ同翼端を含んで前縁から後縁まで、そして前縁と後縁に近接しかつ両縁を含んで翼根から翼端まで圧力側と吸引側を部分的に含んでいる。セグメントは共に翼端と前縁と後縁の近辺で中実部により部分的に境されている。中実けたはセグメントを分離しかつそれらに取付けられている。
【０００６】
本発明のガスタービン翼から様々な利点が得られる。翼の翼形部の中実部は、本質的に金属からなるので、翼例えば航空機ファン翼の鳥の衝突による衝撃破損を最も起こしやすい部位において鳥の衝突による破損に対する耐性をもたらす。翼の翼形部のセグメントは、本質的に複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティックフォームからなるので、翼例えば航空機ファン翼の鳥の衝撃破損を最も起こし難い部位において重量を低減する。このようなセグメントはまた修理しやすい。翼の翼形部の中実けたは、本質的に金属からなるので、翼に追加的な曲げ剛性とねじり剛性を与えるとともに、鳥の衝突による翼衝撃中エネルギーを散逸させることにより割れ・離層抑止手段として作用する。
【０００７】
【実施例の記載】
添付図面は本発明の様々な好適実施例を示し、全図を通じて同符号は同要素を表す。図１と図２は本発明のガスタービン翼の第１好適実施例１１０の概略を示す。ガスタービン翼１１０はシャンク部１１２と、中実部１１４と、多数の相隔たるセグメント１１６と、複数の中実けた１１８とを含んでいる。通例、シャンク部１１２は翼台１２０とダブテール１２２とを有し、翼台１２０は空気流の半径方向支承を助け、ダブテール１２２はロータディスク（図示せず）に取付けられる。中実部１１４とセグメント１１６と中実けた１１８は一緒に取付けられて翼形部１２４を形成している。
【０００８】
翼形部１２４は前縁１２６と後縁１２８と圧力（凹形）側１３０と吸引（凸形）側１３２と翼根１３４と翼端１３６と半径方向軸線１３８とを有する。圧力側１３０と吸引側１３２は前後両縁１２６、１２８において互いに結合されて翼形を画成し、この翼形は前縁１２６から後縁１２８まで延在する翼弦線１４０を有し、また翼弦線１４０と直交しそして圧力側１３０から吸引側１３２に延びる厚さ方向１４２を有する。翼根１３４はシャンク部１１２に取付けられている。半径方向軸線１３８は翼端１３６に向かって外方にかつ翼根１３４に向かって内方に延在する。
【０００９】
中実部１１４は本質的に金属材料からなり、そして好ましくは金属材料からなる。「金属」という用語は合金を包含する。好ましくは中実部１１４は一体の金属部である。一実施例において、金属材料は本質的に（そして好ましくは完全に）チタンからなる。金属材料として選択し得る他のものは、例えば、アルミニウム、コバルト、ニッケルまたは鋼であるが、これらに限定されない。中実部１１４は、翼端１３６に近接しかつ同翼端を含んで前縁１２６から後縁１２８まで、そして前縁１２６と後縁１２８に近接しかつ両縁を含んで翼根１３４から翼端１３６まで圧力側１３０と吸引側１３２を部分的に含んでいる。このような中実部１１４は翼端摩擦保護の改善に役立つ金属翼端１３６を形成することに注意されたい。
【００１０】
セグメントは本質的に（そして好ましくは完全に）、複合材と構造的フォーム（泡）とシンタクティックフォームとそれらの混合物とからなる部類から選択された材料からなる。「複合材」という用語は任意の（金属または非金属）マトリックス結合剤に埋め込んだ任意の（金属または非金属）繊条を有する材料と定義される。ただし、「複合材」という用語は金属マトリックスに埋め込んだ金属繊維（すなわち繊条）を包含しない。好ましくは、セグメント１１６が複合材セグメントの時、このような複合材セグメントは複合材の個別薄層の集積物である。一実施例において、複合材料は本質的に（そして好ましくは完全に）、エポキシ（すなわちエポキシ樹脂）マトリックス結合剤に埋め込んだ炭素繊条からなる。複合材料として選択し得る他のものは、繊維ビスマレイミド、繊維ポリイミド、および他の繊維エポキシ熱硬化性または熱可塑性樹脂およびそれらの混合物を包含するが、これらに限定されない。繊条率と繊条方位は、職工の技能レベル以内にあるように、遠心荷重と空気力学的荷重の下で翼形部の全体的な剛性を保って翼の構造的固着を最少にするように選定される。「構造的フォーム」という用語は、海綿状コアと一体表皮とを有するプラスチックと定義される。「シンタクティックフォーム（syntactic foam）」という用語は、剛性の微細粒子を流体重合体内に分散し次いでそれを硬化させることにより製造される海綿状重合体と定義される。シンタクティックフォームの一例はロハセルフォーム（Rohacell Foam)である。セグメント１１６は共に翼端１３６と前縁１２６と後縁１２８の近辺で中実部１１４により部分的に境されている。
【００１１】
中実けた１１８はセグメント１１６を分離しかつそれらに取付けられている。中実けたは本質的に（そして好ましくは完全に）金属材料からなる。好ましくは、この金属材料は中実部１１４のそれと同じである。好ましくは、中実けた１１８は第１けた１４４を含み、第１けた１４４は概して半径方向に翼根１３４から翼端１３６近辺まで延在し、また概して厚さ方向に圧力側１３０から吸引側１３２まで延在する。一実施例において、中実けた１１８は第２けた１４６を含み、第２けた１４６は概して翼弦方向に前縁１２６近辺から後縁１２８近辺まで延在し、また概して厚さ方向に圧力側１３０から吸引側１３２まで延在する。好適構造において、第１けた１４４は、翼端１３６近辺で中実部１１４に取付けられた１端１４８を有し、そして第２けた１４６は、各端が前縁１２６と後縁１２８の対応する一方近辺で中実部１１４に取付けられているような２端１５０、１５２を有する。第１好適実施例では、図２に明示のように、セグメント１１６は概して厚さ方向に圧力側１３０から吸引側１３２まで延在する。好ましくは、中実けた１１８は共に一体けた配列をなし、そして中実けた１１８と中実部１１４は共に一体金属配列をなす。
【００１２】
ガスタービン翼の第２好適実施例２１０はガスタービン翼の前述の第１好適実施例１１０と概して同じであるが、下記の追加物が存在する。第２好適実施例では、図３に明示のように、第１けた２４４と第２けた２４６が交差し、そして中実けたは第３けた２５４を含み、第３けた２５４は、半径方向軸線１３８からほぼ４５度の角度で交差部２５６から延在し、また概して厚さ方向に（第１および第２けた２４４、２４６と同様に）圧力側から吸引側まで延在する。
【００１３】
ガスタービン翼の第３好適実施例３１０と第４好適実施例４１０はそれぞれガスタービン翼の前述の第１好適実施例１１０または第２好適実施例２１０と概して同じであるが、下記の違いが存在する。第３好適実施例では、図４に明示のように、ガスタービン翼３１０の翼形部３２４の中実部３１４がさらに吸引側３３２を全体的に含み、従ってセグメント３１６は吸引側３３２に向かって中実部３１４と当接している。この場合、中実けた３１８は全て、概して厚さ方向に圧力側３３０から吸引側３３２近辺まで延在する。第４好適実施例では、図５に明示のように、ガスタービン翼４１０の中実けたは心けた４５８を含み、心けた４５８は概して翼弦方向に前縁４２６近辺から後縁４２８近辺まで延在し、概して半径方向に翼根から翼端まで延在し、そして厚さ方向に圧力側４３０と吸引側４３２から隔てられている。
【００１４】
図１と図２の第１好適実施例について再び説明すると、ガスタービン翼１１０は、吸引（凸）側１３２が基準点を通る前に圧力（凹）側１３０が同じ基準点を通るような方向に回転する。従って、鳥衝撃の跡は、主に、前縁１２６近くの圧力側１３０の金属中実部１１４の区域に存在し、次に、圧力側１３０の隣接する複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティックフォーム製セグメント１１６の区域に存在する。このような複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティックフォーム域は耐座屈性をもたらす。なぜならそれは引張状態にあるからで、この状態は複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティックフォームにとって最善である。翼形部１２４を構成する複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティックフォームセグメント１１６の材料の後述の割合は、重量および耐衝撃性因子の最適化を介した工学的解析により決定されたものである。
【００１５】
好ましくは、セグメント１１６は圧力側１３０の表面積のほぼ４０〜９０％（望ましくは５０〜８０％）を含み、そして翼形部１２４の体積のほぼ４０〜９０％（望ましくは５０〜８０％）を含む。一実施例において、セグメント１１６は圧力側１３０の表面積のほぼ７０％を含み、そして翼形部１２４の体積のほぼ７０％を含む。好適実施例では、ガスタービン翼１１０は少なくとも４つのセグメント１１６を含む。
【００１６】
全セグメント１１６は全体で、前縁１２６と後縁１２８との間の圧力側１３０に沿う距離のほぼ１５〜９５％（望ましくは５０〜８０％）にわたって圧力側１３０に沿って概して翼弦方向に延在することが好ましい。一好適実施例において、セグメント１１６は全体で前縁１２６と後縁１２８との間の圧力側１３０に沿う距離のほぼ６０％にわたって延在する。セグメント１１６は全体で翼根１３４と翼端１３６との間の距離のほぼ６０〜９５％（望ましくはほぼ７０〜９５％）にわたって半径方向に延在することが望ましい。一実施例において、セグメント１１６は全体で翼根１３４と翼端１３６との間の距離のほぼ９０％にわたって半径方向に延在する。
【００１７】
一好適実施例において、複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）材料は金属材料の融点より低い温度で中実部１１４から熱的に除去可能である。これにより翼形部１２４は、鳥の衝突または異物の衝撃により破損した場合修理しやすい。もし翼形部が複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）セグメント１１６で破損すれば、複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）材料を熱的に除去し、金属中実部１１４および（または）金属中実けた１１８を修理し、そして新しい複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）材料を再び取付ける。このような翼破損のほとんどは最前列のガスタービン翼１１０で発生するので、翼形部１２４はガスタービン航空機エンジンファン翼１１０の翼形部（あるいは、もしエンジンがファンを持たなければ、ガスタービン航空機エンジン圧縮機翼の翼形部）であることが好ましい。工学的解析によれば、本発明のガスタービン翼１１０がガスタービン航空機エンジンファン翼の形態の場合、その好適直径はほぼ４５〜９８インチでありそして翼端１３６での好適設計最高速度はほぼ１５５０フィート毎秒より低い。このような好適作動条件は、翼端温度が翼形部１２４のセグメント１１６で使用される複合材料、例えば、エポキシ、ビスマレイミド、およびポリイミド樹脂（あるいは構造的フォームまたはシンタクティックフォーム材料）の使用温度を超えないことを保証する。
【００１８】
本発明のガスタービン翼１１０を製造する好適方法は、オートクレーブ、圧縮成形、および（複合材料の場合）樹脂移送成形を包含するが、これらに限定されない。オートクレーブを選んだ場合、金属中実部１１４は工具の片側として作用するので、ツーリングが最少になる。前述のように、複合材料の場合、繊条率と繊条方位は、職工の技能レベル以内にあるように、遠心荷重と空気力学的荷重の下で翼形部の全体的な剛性を保って翼の構造的固着を最少にするように選定される。
【００１９】
シャンク部１１２のダブテール１２２を圧力（凹）側（図示せず）で部分的に複合材製にし得ることに注意されたい。代替的に、ダブテール１２２は、複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）セグメント１１６を確実に捕捉しそしてダブテール金属摩耗表面を呈するように金属くさびシステム（やはり図示せず）を有し得る。また、複合材（または構造的／シンタクティックフォーム）材料は衝撃を受けると金属中実部１１４から離散するので、翼形部１２４用の受止め構造体が比較的少なくてすむことに注意されたい。
【００２０】
以上、本発明の様々な好適実施例を例示の目的で説明したが、本発明は開示した明確な態様に限定されるものではなく、明らかに、上述の教示から多様な改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービン航空機エンジンファン翼の形態の本発明のガスタービン翼の第１好適実施例の圧力側の概略側面図である。
【図２】図１のガスタービン翼の翼形部の線２ー２に沿う概略図である。
【図３】本発明のガスタービン翼の第２好適実施例の圧力側の概略側面図である。
【図４】図２と同様の図であるが、本発明のガスタービン翼の第３好適実施例の図である。
【図５】図２と同様の図であるが、本発明のガスタービン翼の第４好適実施例の図である。
【符号の説明】
１１０  ガスタービン翼
１１２  シャンク部
１１４  中実部
１１６  セグメント
１１８  中実けた
１２４  翼形部
１２６  前縁
１２８  後縁
１３０  圧力側
１３２  吸引側
１３４  翼根
１３６  翼端
１３８  半径方向軸線
１４０  翼弦線
１４４  第１けた
１４６  第２けた
２１０  ガスタービン翼
２４４  第１けた
２４６  第２けた
２５４  第３けた
３１０  ガスタービン翼
３１４  中実部
３１６  セグメント
３１８  中実けた
３２４  翼形部
３３０  圧力側
３３２  吸引側
４１０  ガスタービン翼
４２６  前縁
４２８  後縁
４３０  圧力側
４３２  吸引側
４５８  心けた
【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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