(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
複合材料から形成され、加圧側（２６）と吸引側（２４）とを含むエアホイル（１２）であって、翼弦方向に前縁（１６）から後縁（１８）まで延在し且つ翼幅方向に根部（２０）から先端（２２）まで延在しているエアホイル（１２）と、
金属シース（３４）で覆われた補強表面領域（３０）であって、該領域（３０）が上記エアホイル（１２）の翼幅方向に先端（２２）から根部（２０）に向かって翼幅の一部分にしか延在しておらず、上記金属シース（３４）が、各々翼幅方向にセクション高さを有する２つのセクションを有する一体の薄い金属シート（５０）を、上記セクション高さよりも実質的に短い翼幅方向のブリッジ高さを有するブリッジ（６０）によって連結してなるものであり、上記ブリッジ（６０）が後縁（１８）の周りに巻き付けられていて、第１の薄い金属シートセクション（５４）が上記エアホイル（１２）の加圧側（２６）に結合し、第２の薄い金属シートセクション（５６）が上記エアホイル（１２）の吸引側（２４）に結合している補強表面領域（３０）と
を備える複合ブレード。
【請求項２】
前記補強表面領域（３０）が、エアホイル（１２）の翼幅方向に先端（２２）から根部（２０）に向かって翼幅の５０％未満の部分にしか延在していない、請求項１に記載の複合ブレード。
【請求項３】
前縁金属シールド（３７）を更に含んでいる請求項１に記載の複合ブレード。
【請求項４】
前記金属シース（３４）を前記エアホイル（１２）に更に固着するように該金属シース（３４）並びに該エアホイル（１２）の前記加圧側（２６）及び吸引側（２４）を貫通して設けられている機械的締結具（４６）を更に含んでいる請求項１に記載の複合ブレード。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに用いる複合ブレードに関し、特に、翼弦の広い複合ファンブレードの後縁補強に関する。
【０００２】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンのファン及び圧縮機等の流体流れ機械の比較的重い金属ブレード及びベーンを比較的軽い複合材料に置き換えるために、多大な努力が払われている。この結果として、細長い高強度フィラメントを軽量母材と複合化した複合ブレード及びベーンが開発された。航空機及び航空機エンジンの設計は絶え間なく、重量の軽減及び効率の向上に努めている。航空機及びエンジンのメインテナンスを含めて、航空機及びエンジンの設計に影響する他の因子としては、コストと寸法とがある。これらの分野の重要度が増すにつれて、航空機の大きさが大きくなり、このため、エンジンからのスラストをより大きくするか、又はエンジンを追加する必要がある。取得費用及び初期費用を軽減させるためには、特定の飛行機に搭載するエンジンの数を増やすのではなく、エンジンを大型化して、そのスラスト能力及び燃料効率を増加させることがよい。今日の大型航空機は、以前よりも少ない数のエンジンを用いるように設計されており、例えば、それぞれのスラスト能力が約１００，０００ポンドであるエンジン２基を用いるように設計されている。しかしながら、エンジンが大きくなるにつれて、エンジン構成部品のすべてを大きくする必要があるので、重量軽減が益々重要になっている。
【０００３】
新しい世代の商用高スラストエンジンは、ファン直径を約１００インチ〜１２４インチの範囲として設計されていると共に建造されている。拡大した直径のファンでは、効率を増加させるために、広い翼弦を有している長いファンブレードが用いられている。通常の翼弦の狭いチタンブレードは、翼弦長（エアホイルの後縁と前縁との間の軸線方向直線の寸法）が約８インチ〜１２インチである。大型エンジン用の翼弦の広いファンブレードは、先端翼弦長が約２０インチ〜２８インチの範囲にある。翼弦の広いブレードは効率の上昇につながる。これらのブレードは、安定性余裕が大きく、又、翼弦が長いため、空気をより効率的にブレード面に沿って移動させることができるからである。安定性が増大することにより、（現行のチタンブレードでは、ブレード効率の低下の原因となっている）中間翼幅シュラウドなしで、ブレードを製造することができる。ブレード効率の増加は高バイパスタービンエンジンでは重要である。空気の約７５％〜８０％がコアエンジン燃焼器をバイパスして、ファンがスラストを直接生成するために用いられるからである。
【０００４】
大型エンジンのブレードに関する重量及び費用の問題への解決策として、翼弦の広い全複合ファンブレードが提案されている。翼弦の広い全複合ファンブレードを有している大型エンジンは、標準翼弦のファンブレードを有している大型エンジンに対して大きな重量軽減を達成する。翼弦の広い複合ファンブレードも、中空なチタンブレードに対してやや小さいが、それでも相当な重量軽減を達成する。複合プロペラ及び回転翼航空機ブレード設計は当業界でよく知られているが、ターボファン複合ブレードは種々の理由からこれまで用いられたことがない。
【０００５】
従来、用語「複合」は、異なる特性を有している２種以上の材料を用いることに関するいくつかの意味を有している。最近、宇宙航空産業では、用語「複合」は、バインダ又は母材材料内に支持された繊維又は粒子等の補強材を含有している材料として定義されるようになっている。金属複合材料及び非金属複合材料の両方を含んでいる多数の複合材料が、本発明には適当である。しかしながら、好適な実施の形態では、一方向テープ材料及びエポキシ樹脂母材から成る複合材料を用いている。この材料及びその他の適当な材料については、「エンジニアリング材料便覧（Engineering Materials Handbook）」ＡＳＭ  International 、１９８７−１９８９年版又はそれ以降の版に記載されている。本発明の複合ブレード及びエアホイルは、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エポキシ、ＰＭＲ１５、ＢＭＩ、ＰＥＥＵ等の樹脂材料に埋設した材料から形成されている非金属型とすることが好ましい。特に、繊維を一方向に整列してテープ状とし、これに樹脂を含浸し、部品形状に成形し、オートクレーブ処理又はプレス成形により硬化して、内部に積層体を有している軽量で剛性な比較的均質な物品を形成することが好ましい。
【０００６】
このような軽量の複合ガスタービンエンジン・ファンブレードの採用を妨げていた問題の１つは、異物損傷（ＦＯＤ（foreign object damage））と称されるものに対して特に弱いことである。ガスタービンエンジンの入口には、かもめ等の大きな鳥からひょう、砂及び雨を含む種々の異物が吸い込まれる。異物からの損傷（ダメージ）は２つの形態を採る。比較的小さな物体はブレード材料を侵食して、ファン及びエンジンの性能を劣化させる。比較的大きな物体による衝撃はブレードを破損したり、ブレードに穴を開けたりする。衝撃を受けたブレードの部分は、ばらばらの破片に引き裂かれて、隣接したブレード及び下流のブレード、並びにその他のエンジン構成要素に甚大な二次損傷を与えるおそれがある。この点で、異物損傷の結果は、高バイパスガスタービンエンジンの低圧圧縮機又はファンにおいて最も深刻である。複合ファンブレードの破損を防止するために、例えば前縁保護ストリップのような種々の開発が成されてきており、この前縁保護ストリップは、ファンブレードの侵食保護、特にファンブレードの前縁の侵食保護にも役立つ。これらの前縁保護ストリップは、鳥の衝突時等の衝撃のエネルギをファンブレードの後縁に伝達するが、このことが原因で、後縁が局所的に振動したり若しくはかなりの振幅で急速に変位したり、又はこれらの両方が起こり、破損することになる。このような後縁の振動及び大きな急速な変位は歪みを誘引し、その歪みが現在の材料系の限界を超えると、広範な内部離層及び表面破壊を生じ、この結果、後縁先端材料が失われたり、ロータがアンバランスになったりする。ロータのアンバランスがひどくなると、最終的には、鳥吸い込み時の速度及びスラスト離陸パワーが限定されることがある。エンジンスラスト及び運転適性は、このような事象後にもあるレベル内に維持されなければならない。この形式の破損機構は、ファンブレード及び他のブレードのエアホイルに高度のねじりを採用していると、更に悪化する。
【０００７】
従って、ブレードへの異物の衝突により誘引される後縁材料喪失機構による離層に耐える軽量複合ブレード、特に大きなファン直径の、翼弦の広いファンブレードを開発することが望まれている。
【０００８】
【発明の概要】
本発明は、ブレードが全体的に大きいと共に高度のねじりを有している大型高バイパス比ターボファンエンジン用の翼弦の広いファンブレードとして特に有用な複合ブレードを提供する。本発明の複合ブレードは、複合材料から形成されていると共に前縁から後縁まで翼弦（コード）方向に且つ根部から先端まで翼幅（スパン）方向に延在しているエアホイルを有している。金属シース（被覆）で覆われた補強表面領域が、エアホイルの一部にわたって延在している、即ち、エアホイルの後縁から前縁に向かって翼弦方向に且つ先端から根部に向かって翼幅方向に延在している。本発明の好適な実施の形態では、前縁への衝撃から後縁の大きな振動が生じる際に損傷を受け易いブレードの後縁区域を十分に覆っている翼幅方向高さと翼弦方向幅とを有している領域に、金属シースが設けられている。
【０００９】
本発明に属さない参考のための形態では、金属シースが２枚の薄い金属シートの形態で設けられている。第１のシートはエアホイルの加圧側に結合されており、第２のシートはエアホイルの吸引側に結合されている。本発明の実施の形態では、金属シースが、後縁の周りに巻き付けられていると共にエアホイルの加圧側及び吸引側に結合されている１枚の薄い金属シートの形態で設けられている。本発明に属さない参考のための形態では、金属シースが、エアホイルの加圧側及び吸引側の一方の側のみに結合されている１枚の薄い金属シートの形態で設けられている。
【００１０】
本発明の更に特定の実施の形態では、機械的締結具が、金属シース並びにエアホイルの加圧側及び吸引側を貫通して設けられており、更にシースはエアホイルに固着されている。本発明の更に他の実施の形態では、金属シースが、ブリッジで連結された２つのセクション（部分）を有している一体の薄い金属シートの形態で設けられている。ブリッジの翼幅方向のブリッジ高さと、セクションの翼幅方向のセクション高さとは、ブリッジ高さがセクション高さよりも著しく短くなっている。ブリッジは、後縁の周りに巻き付けられており、２つのセクションの各々は、エアホイルの加圧側及び吸引側のうちの対応する側に結合されている。本発明の更に他の実施の形態では、エアホイルに前縁金属シールドが設けられている。
【００１１】
【効果】
本発明の効果として、本発明の軽量複合ブレードは、破片等の物体の吸い込み、特に鳥の衝突からくる曲げ及び衝撃に起因する離層及び破損に対して極めて強い。本発明の後縁補強複合ブレードは、軽量複合ブレードの設計及び耐ＦＯＤ性を改良し、特に現代の高バイパス比ターボファン・ガスタービンエンジンの大径のファンに見られるような、広い翼弦及び／又は高度のねじりを有しているブレードの改良に有効である。本発明は、複合ブレードの後縁の離層の始まりを阻止し、これによりファンブレードの強度を高めると共に、その重量を減少させる。このことは結果的に、燃料効率を改良し、燃料消費率（ＳＦＣ（specific fuel consumption））を低下させる。
【００１２】
本発明の他の利点として、複合エアホイルの部分的な離層を通して、それ以上の深刻なブレード破損を伴うことなく、後縁の最先端である程度のエネルギ散逸を可能にする軽量複合ファンブレードの構成が得られる。この制御されたエネルギ放出により、複合プライが面内で亀裂により破損するおそれを軽減させる。亀裂は離層と比べて、ブレードの破片の離脱につながり易いので、この制御された潜在的ダメージ区域を採用することは、重量軽減、ブレード全体の構造的健全性、及び耐ＦＯＤ性等すべての利点から望ましい。
【００１３】
【実施の形態】
図１に、高バイパス比ファンジェット・ガスタービンエンジン（図示していない）用の複合ファンブレード１０を示す。複合ファンブレード１０は、典型的には前縁１６から後縁１８まで翼弦（コード）方向Ｃに延在している複合エアホイル１２を有している。エアホイル１２は半径方向外向きに、根部２０から先端２２まで翼幅（スパン）方向Ｓに延在してその翼幅を全体的に画定しており、凸又は吸引側２４と、凹又は加圧側２６とを有している。エアホイル１２は複合材料の複数のフィラメント補強プライから構成されており、エアホイル１２の吸引側２４及び加圧側２６と実質的に平行に形成された積層体２８となっている。エアホイル１２は、翼弦Ｃ１の投影線２７と根部２０の中心線２９との成す角度Ａが根部２０から先端２２への翼幅方向Ｓに増加することで示されるねじり（ツイスト）を有している。
【００１４】
補強表面領域３０が、金属シース３４で被覆されている。補強表面領域３０は、エアホイルの後縁１８から前縁１６に向かって翼弦方向Ｃに且つエアホイルの先端２２から根部２０に向かって翼幅方向Ｓに延在しているエアホイル１２の一部に延在している。金属シース３４は、翼幅方向高さＨと、翼弦方向幅Ｗとを有している領域３０の上に配設されており、前縁１６への衝撃から後縁の大きな振動が生じる際に損傷を受け易い後縁１８の区域のみを十分に覆ってしている。図面から明らかなように、この領域は、先端２２での最大翼弦長Ｃ１の半分よりも小さい最大幅と、根部２０から先端２２までの翼幅方向Ｓの距離の半分よりも小さい最大高さとを有している。一例では、最大翼弦長２１インチのブレードにおいて、最大幅を９インチとする。これは極めて少量、即ち小さな面積であり、シース３４は、エンジンへの鳥の衝突及び異物吸い込みからくる衝撃による曲げ及び応力により生じる後縁の離層及び破損からの良好な保護を成し、しかもブレード１０の重量への悪影響は、あったとしても小さい。後縁金属シース３４を用いることには、シースの使用によりブレード１０の複合構造の必要量が少なくなり、その量はシースの重量よりも大きいという点で、重量上の利点がある。所望に応じて、前縁金属シールド３７を前縁１６に沿って、当業界で周知である従来の方法で設けることが好ましい。
【００１５】
図１に示す本発明に属さない参考のための形態では、金属シース３４は２枚の薄い金属シート、即ち、エアホイル１２の加圧側２６に結合されている第１のシート４０と、エアホイル１２の吸引側２４に結合されている第２のシート４２との形態で設けられている。本発明に属さない参考のための形態では、単一の薄い金属シートのみを、即ち、エアホイル１２の加圧側２６に結合されている第１のシート４０又は吸引側２４に結合されている第２のシート４２のいずれかを用いている。図２に示す本発明に属さない参考のための形態では、後縁１８の周りに巻き付けられていると共にエアホイル１２の加圧側２６及び吸引側２４の両方に結合されている単一の薄い二倍幅金属シート４４の形態で金属シース３４を設けている。図３は、上述の参考のための形態を含めた任意の好適な実施の形態を示す。図３に示す機械的締結具４６は、エアホイル１２の局所的厚さ全体を、並びにエアホイルの加圧側２６及び／又は吸引側２４に結合されている金属シース３４を貫通して配設されている。締結具４６は更に、金属シース３４をエアホイル１２に固着している。
【００１６】
図４に本発明の実施の形態を示す。この実施の形態では、金属シース３４は、エアホイル１２の加圧側２６に結合されている第１のセクション（部分）５４と、吸引側２４に結合されている第２のセクション（部分）５６とを有している薄い一体の金属シート５０の形態で設けられている。第１のセクション５４と、第２のセクション５６とは、ブリッジ６０で連結されており、この場合、翼幅方向Ｓにおけるブリッジ６０の高さは、第１及び第２のセクションの高さよりも実質的に短く、ブリッジ６０は、後縁１８の周りに巻き付けられている。本発明のこの実施の形態は、補強表面領域３０において、複合エアホイル１２の部分的離層を通して、従って、それ以上の深刻なブレード破損を伴うことなく、後縁１８の最先端である程度のエネルギ散逸を可能にする軽量複合ファンブレード１０の構成を提供する。この制御されたエネルギ放出により、複合積層体（図１の参照番号２８）が面内で亀裂により破損するおそれを軽減させる。離層と比べて、亀裂はブレードの破片の離脱やブレード１０の潜在的喪失につながり易いので、本発明により潜在的ダメージを抑制すると共に、しかもより軽量の複合ブレードが全体として改良された構造的健全性及び耐ＦＯＤ性を有するという利点を確保することが一層望ましい。
【００１７】
以上、本発明の原理を説明するためにその好適な実施の形態を記述したが、本発明の要旨から逸脱しない範囲内で、これらの好適な実施の形態に種々の変更及び変形を加えることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明に属さない参考のための形態によるターボファンエンジン複合ファンブレードの斜視図である。
【図２】  本発明に属さない参考のための形態によるターボファンエンジン複合ファンブレードの斜視図である。
【図３】  機械的締結具４６を設けたターボファンエンジン複合ファンブレードの斜視図である。
【図４】  本発明の実施の形態によるターボファンエンジン複合ファンブレードの斜視図である。
【符号の説明】
１０  複合ファンブレード
１２  エアホイル
１６  前縁
１８  後縁
２０  根部
２２  先端
２４  吸引側
２６  加圧側
３０  補強表面領域
３４  金属シース
３７ 前縁金属シールド
４０  第１のシート
４２  第２のシート
４４  二倍幅シート
４６  機械的締結具
５０  一体シート
５４  第１のセクション
５６  第２のセクション
６０  ブリッジ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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