(57)【要約】      （修正有）【課題】ファンブレードのための金属前縁を提供する。【解決手段】複合ブレード２０は、翼形部前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間に翼弦方向に延びる翼形部正圧側面５５及び負圧側面を有する複合翼形部分５６と、翼形部分に取り付けられたダブテール根元５８及びそれらの間のブレードシャンク５９と、翼形部前縁の少なくとも一部を含む翼形部分の軸線方向に延びる部分６６とブレードシャンク５９の前縁部分７０の半径方向及び翼弦方向に延びる部分６８とを覆う金属製前縁シールド６４と、を含む。前縁部分７０は、翼形部前縁ＬＥからカットバックすることができ、シャンク前縁７０は翼形部前縁の後方又は下流にある。ノーズ８０は、金属製前縁シールドのシールド前縁に沿って延びることができ、ノーズから翼形部正圧側面及び負圧側面に沿って後方へ延びる正圧側及び負圧側レッグを伴う。ノーズと翼形部前縁との間に軽量インサートを配置することができる。【選択図】図８
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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・ファンブレード（１２）であって、
翼弦方向又は軸線方向に離間した翼形部前縁（ＬＥ）と後縁（ＴＥ）との間に翼弦方向又は軸線方向に延びる翼形部正圧側面（５５）及び負圧側面（５７）を有する複合翼形部分（５６）を含む複合ブレード（２０）を含み、
前記複合ブレードが、前記複合翼形部分に取り付けられたダブテール根元（５８）と、それらの間のブレードシャンク（５９）とをさらに含み、
前記翼形部前縁の少なくとも一部を含む前記複合翼形部分の軸線方向に延びる部分と、前記ブレードシャンクの前縁部分の半径方向及び翼弦方向に延びる部分とを覆う、金属製前縁シールド（６４）を含む、
ガスタービンエンジン・ファンブレード。
【請求項２】
前記翼形部分がキャンバ付きであり、
前記ダブテール根元が軸線方向に湾曲して又は直線状に延び、
前記翼形部分と前記ダブテール根元との間に延びる、前記複合ブレードを前記キャンバ付き翼形部分と前記軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元との間で移行させる、前記ブレードシャンクの移行領域をさらに含む、請求項１に記載のファンブレード。
【請求項３】
前記ブレードシャンクの前記前縁部分が前記翼形部前縁からカットバックされおり、前記翼形部前縁の後方又は下流のシャンク前縁をさらに含む、請求項１に記載のファンブレード。
【請求項４】
前記金属製前縁シールドのシールド前縁に沿って延びるノーズと、前記ノーズから前記複合翼形部分のそれぞれ正圧側面及び負圧側面に沿って後方又は下流へ延びる正圧側及び負圧側レッグと、をさらに含む、請求項１に記載のファンブレード。
【請求項５】
前記翼形部分はキャンバ付きであり、
前記ダブテール根元は軸線方向に湾曲して又は直線状に延び、
前記翼形部分と前記ダブテール根元との間に延びる、前記複合ブレードを前記キャンバ付き翼形部分と前記軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元との間で移行させる、前記ブレードシャンクの移行領域をさらに含む、請求項４に記載のファンブレード。
【請求項６】
前記ブレードシャンクの前記前縁部分が前記翼形部前縁からカットバックされており、前記翼形部前縁の後方又は下流のシャンク前縁をさらに含む、請求項５に記載のファンブレード。
【請求項７】
前記ノーズが実質的に中実の金属ノーズであることをさらに含む、請求項４に記載のファンブレード。
【請求項８】
前記ノーズと前記翼形部及びシャンク前縁との間に空間をさらに含む、請求項７に記載のファンブレード。
【請求項９】
前記ノーズと前記翼形部及びシャンク前縁との間にインサートをさらに含む、請求項７に記載のファンブレード。
【請求項１０】
前記インサートが、接着剤、エポキシ、及び前記ノーズよりも重量が軽い金属から成るグループの材料から作製されている、請求項９に記載のファンブレード。
【請求項１１】
ガスタービンエンジン・ファン組立体（３１）であって、
ファンロータディスク又はドラム（１７）と、
前記ファンロータディスク又はドラムから半径方向外方に延びる、円周方向に離間した複合ファンブレード（１２）の列（１９）と、
を含み、
前記ファンブレードの各々が、翼弦方向又は軸線方向に離間した翼形部前縁（ＬＥ）と後縁（ＴＬ）との間に翼弦方向又は軸線方向に延びる翼形部正圧側面（５５）及び負圧側面（５７）を有する複合翼形部分（５６）を含む複合ブレード（２０）を含み、
前記複合ブレードが、前記複合翼形部分に取り付けられたダブテール根元（５８）と、それらの間のブレードシャンク（５９）とをさらに含み、
前記翼形部前縁の少なくとも一部を含む前記複合翼形部分の軸線方向に延びる部分と、前記ブレードシャンクの前縁部分の半径方向及び翼弦方向に延びる部分とを覆う、金属製前縁シールド（６４）を含む、
ガスタービンエンジン・ファン組立体。
【請求項１２】
前記ファンロータディスク又はドラムに接合されたスピナをさらに含み、前記半径方向及び翼弦方向に延びる部分は、前記スピナから半径方向外方へ又は外寄りに延びる、請求項１１に記載のファン組立体。
【請求項１３】
前記翼形部分はキャンバ付きであり、
前記ダブテール根元は軸線方向に湾曲して又は直線状に延び、
前記翼形部分と前記ダブテール根元との間に延びる、前記複合ブレードを前記キャンバ付き翼形部分と前記軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元との間で移行させる、前記ブレードシャンクの移行領域をさらに含む、請求項１１に記載のファン組立体。
【請求項１４】
前前記ブレードシャンクの前記前縁部分が前記翼形部前縁からカットバックされており、前記翼形部前縁の後方又は下流のシャンク前縁をさらに含む、請求項１１に記載のファン組立体。
【請求項１５】
前記金属製前縁シールドのシールド前縁に沿って延びるノーズと、前記ノーズから前記複合翼形部分のそれぞれ正圧側面及び負圧側面に沿って後方又は下流へ延びる正圧側及び負圧側レッグとをさらに含む、請求項１１に記載のファン組立体。
【請求項１６】
前記翼形部分はキャンバ付きであり、
前記ダブテール根元は軸線方向に湾曲して又は直線状に延び、
前記翼形部分と前記ダブテール根元との間に延びる、前記複合ブレードを前記キャンバ付き翼形部分と前記軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元との間で移行させる、前記ブレードシャンクの移行領域をさらに含む、請求項１５に記載のファン組立体。
【請求項１７】
前記ブレードシャンクの前記前縁部分が前記翼形部前縁からカットバックされており、前記翼形部前縁の後方又は下流のシャンク前縁をさらに含む、請求項１６に記載のファン組立体。
【請求項１８】
前記ノーズが実質的に中実の金属ノーズであることをさらに含む、請求項１５に記載のファン組立体。
【請求項１９】
前記ノーズと前記翼形部及びシャンク前縁との間に空間をさらに含む、請求項１８に記載のファン組立体。
【請求項２０】
前記ノーズと前記翼形部及びシャンク前縁との間にインサートをさらに含む、請求項１８に記載のファン組立体。
【請求項２１】
前記インサートが、接着剤、エポキシ、及び前記ノーズよりも重量が軽い金属から成るグループの材料から作製されている、請求項２０に記載のファン組立体。
【請求項２２】
前記ファンロータディスク又はドラムに接合されたスピナをさらに含み、前記半径方向及び翼弦方向に延びる部分は、前記スピナのスピナ後方端における前記スピナの最大半径から半径方向外方へ又は外寄りに延びる、請求項１１に記載のファン組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、一般にガスタービンエンジン・ファン組立体のためのファンブレードに関し、より詳細には、ファンブレードのための金属前縁に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機ターボファン・ガスタービンエンジンは、ロータディスクから半径方向外方に延びる円周方向に離間した複数のファンブレードを有するファン組立体を含む。周囲の空気流は、ブレード間に導かれて加圧され、それにより、飛行中の航空機に動力を供給するための推力を発生させる。ファン組立体は、典型的には、円周方向に離間した複数のファンブレードを含み、該ファンブレードの各々は、ロータディスク又はドラムの外周又はリム内の軸線方向に延びる相補的なダブテール溝又はスロット内に配置されるダブテール根元に取り付けられた、翼形部を有する。翼形部は、シャンクによってダブテール根元に取り付けることができる。滑らかな空気流をファン内へ供給するために、２００２年７月９日発行のＦｏｒｒｅｓｔｅｒ他による「Ｏｎｅ  Ｐｉｅｃｅ  Ｓｐｉｎｎｅｒ」と題する特許文献１に示されるように、ファン組立体の前方端にスピナが装着される。
【０００３】
エンジンをより効率的にするために、ファンブレード半径比（ＲＲ）を小さくする努力が為されており、ファンブレード半径比（ＲＲ）は、内側ファン流路直径／外側流路直径の比であり、エンジンを通過することができる空気流の量を示す。半径比（ＲＲ）が小さいほど、流れ面積が大きくなり、より高性能になる。ファンプラットフォーム流路面を、エンジン中心線又は軸線に向かって内寄りに移動させることによってファンブレード半径比が小さくなるので、翼形部及びシャンクの一部に沿ったファンブレード前縁のプロファイルは、より大きく急峻になる。ＲＲは、外側ファン直径を大きくするか、又は、こちらが好ましいが内側流路及び内側流路直径を小さくすることにより、小さくすることができる。ファン全体の直径を大きくすることは、抗力を大きくするのであまり望ましくない。
【０００４】
低半径比設計を最大限に活用すると、翼形部及びシャンクに沿ったブレードＬＥプロファイルは、空気力学的流路に対してより露出されることになる。この露出したＬＥは、侵食並びにバードストライク損傷から保護する必要がある。さらに、露出したシャンク前縁部分の平坦性は、動作中の空気力学的抗力という不利益を伴い、その結果、燃料消費の不利益をもたらす。
【０００５】
従って、空気流、侵食、及びバードストライクに曝されるファンブレードシャンクの領域を保護することが必要とされる。ファンブレードシャンクの露出した平坦な前縁の空気力学的抗力を低減することもまた必要とされる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許第６，４１６，２８０号明細書
【特許文献２】米国特許第８，６５７，５７０号明細書
【発明の概要】
【０００７】
ガスタービンエンジン・ファンブレードは、翼弦方向又は軸線方向に離間した翼形部前縁と後縁との間に翼弦方向又は軸線方向に延びる翼形部正圧側面及び負圧側面を伴う複合翼形部分を有する、複合ブレードを含む。複合ブレードは、間にブレードシャンクを伴って複合翼形部分に取り付けられたダブテール根元、並びに、翼形部前縁の少なくとも一部を含む複合翼形部分の軸線方向に延びる部分と、ブレードシャンクの前縁部分の半径方向及び翼弦方向に延びる部分とを覆う金属製前縁シールド、をさらに含む。
【０００８】
翼形部分はキャンバ付き（ｃａｍｂｅｒｅｄ）とすることができ、ダブテール根元は、軸線方向に湾曲して又は直線状に延びることができ、翼形部分は、翼形部分とダブテール根元との間に延びる、複合ブレードをキャンバ付き翼形部分と軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元との間で移行させる、ブレードシャンクの移行領域を含むことができる。
【０００９】
ブレードシャンクの前縁部分は、翼形部前縁からカットバックすることができ、シャンク前縁は、翼形部前縁の後方又は下流にあるものとすることができる。
【００１０】
金属製前縁シールドは、シールド前縁に沿って延びるノーズを含むことができ、ノーズから複合翼形部分のそれぞれ正圧側面及び負圧側面に沿って後方又は下流へ延びる正圧側及び負圧側レッグを有する。
【００１１】
ノーズは、実質的に中実の金属ノーズとすることができる。ノーズと翼形部及びシャンク前縁との間に、空間を配置することができる。ノーズと翼形部及びシャンク前縁との間に、インサートを配置することができる。インサートは、接着剤、エポキシ、及びノーズの金属よりも重量が軽い金属を含む材料の群から作製することができる。
【００１２】
ガスタービンエンジン・ファン組立体は、ファンロータディスク又はドラムと、ファンロータディスク又はドラムから半径方向外方に延びる円周方向に離間した複合ファンブレード（上記で開示した複合ファンブレードのような）の列と、を含む。ファン組立体はまた、ファンロータディスク又はドラムに接合されたスピナを含み、半径方向及び翼弦方向に延びる部分は、スピナから半径方向外方へ又は機外方向へ延びている。
【００１３】
本発明の上記態様及びその他の特徴は、添付の図面との関連で解釈される以下の記述において説明される。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の態様により構築されたファンブレードを組み込んだガスタービンエンジンのファン部分の概略断面図。
【図２】図１に示す金属製前縁シールドで覆われたシャンクに接続された複合翼形部を有するファンブレード一部の拡大概略図。
【図３】図２に示すシャンクに接続されたファンブレード翼形部の一部の図式的な斜視図。
【図４】図２に示すファンブレード翼形部及びシャンクの一部の図式的な概略断面図。
【図５】図３の５−５を通る、複合翼形部の周りの金属製前縁シールドの図式的な概略断面図。
【図６】図５に示す複合翼形部の周りの金属製前縁シールドの代替的な実施形態の図式的な概略断面図。
【図７】図１に示すガスタービンエンジンのファン部分内のファンブレードの一部及びスピナの一部の概略斜視図。
【図８】図１に示すファンブレードの概略斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
図１は、エンジン中心軸線１１の周りを囲み、航空機の翼又は胴体に取り付けるように適切に設計された例示的な航空機ターボファン・ガスタービンエンジン１５を示す。エンジン１５は、下流に向かって直列に流れ連通した状態で、ファン１４、ブースタ又は低圧圧縮機１６、高圧圧縮機１８、燃焼器２１、高圧タービン（ＨＰＴ）２２、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を含む。ＨＰＴ又は高圧タービン２２は、高圧駆動シャフト２３によって高圧圧縮機１８に結合される。ＬＰＴ又は低圧タービン２４は、低圧駆動シャフト２５によってファン１４及びブースタ又は低圧圧縮機１６に結合される。
【００１６】
典型的な動作中、空気２６は、ファン１４によって加圧され、この空気の内側部分は、空気をさらに加圧する低圧圧縮機１６を通って導かれる。加圧された空気は、次に、空気をさらに加圧する高圧圧縮機１８へと流される。加圧された空気は、燃焼器２１内で燃料と混合されて高温燃焼ガス２８を発生させ、これが順次、ＨＰＴ２２及びＬＰＴ２４を通って下流に流れる。ファン１４、低圧圧縮機１６、及び高圧圧縮機１８に動力を供給するためのエネルギーが、２つのタービンで抽出される。ファン１４の直ぐ後方でブースタ圧縮機１６を囲む流れスプリッタ３４は、鋭い前縁を含み、これが、ファン１４で加圧されたファンエア２６を、ブースタ圧縮機１６を通って導かれる半径方向内側のストリーム２７と、バイパスダクト３６を通って導かれる半径方向外側のストリーム２９とに分割する。
【００１７】
図１及び図２を参照すると、エンジン１５のファン組立体３１は、ファン１４と、ファン１４を囲みファンフレーム３２によって支持されるファンナセル３０とを含む。低圧圧縮機１６は、ファンフレーム３２の前方でファンに適切に結合され、環状の流れスプリッタ３４の半径方向内寄りに配置され、ファンナセル３０の内面から半径方向内向きに離間してそれらの間に環状のファンバイパスダクト３６を部分的に定める。ファンフレーム３２は、ナセル３０を支持する。ファン１４は、ドラム又はファンロータディスク１７を含み、そこから半径方向外方に、円周方向に離間したファンブレード１２の、軸線方向に配置された単一の列１９が延びている。スピナ１００がファンロータディスク１７に結合されており、ファン１４に入る空気２６の空気力学的流路を与える。スピナ１００は、スピナ先端４０からスピナ後方端４２に向かって下流へ又は後方へ延びる。スピナ１００は、スピナ後方端４２において後方端半径４４を有し、これをスピナ１００の最大半径とすることができる。
【００１８】
図１、図２及び図８を参照すると、ファンブレード１２の各々は、軸線方向に離間した翼形部前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間に軸線方向に延びる翼形部正圧側面５５及び負圧側面５７を有する湾曲した又はキャンバ付き複合翼形部分５６を有する、複合ブレード２０を含む。複合ブレード２０は、根元５８に取り付けられた、好ましくは根元５８と一体であり一体に形成された翼形部分５６と、それらの間のブレードシャンク５９とをさらに含む。ブレードシャンク５９は、移行領域６０を含み、翼形部分５６とダブテール根元５８との間に延びる。移行領域６０は、複合ブレード２０を、キャンバ付き翼形部分５６と軸線方向に延びる湾曲した又は直線状のダブテール根元５８との間で移行させる。ダブテール根元５８は、ロータディスク１７の外周１８０又はリム１８２内の、軸線方向に延びる相補的なダブテールスロット７８内に配置される。
【００１９】
複合ブレード２０は、複合レイアップから構築することができる。「複合」という用語は、一般に、バインダ又はマトリックス材料中に支持された繊維又は粒子などの補強材を含む材料を指す。複合レイアップは、マトリックス内に包埋され、正圧側面及び負圧側面５５、５７に対して実質的に平行に配向された多数の層又はパイルを含むことができる。適切な材料の非限定的な例は、エポキシなどの樹脂材料内に埋め込まれた炭素（例えばグラファイト）繊維である。一方向に整列させたテープ状にした繊維に樹脂を含浸させたものが市販されている。このような「プリプレグ」テープを部品形状に形成し、オートクレーブプロセス又はプレス成形によって硬化させて、軽量で剛性のある、比較的均質な物品を形成することができる。
【００２０】
図２、図４及び図８を参照すると、金属製前縁シールド６４は、翼形部前縁ＬＥを含む複合翼形部分５６の軸線方向又は翼弦方向に延びる部分６６と、ブレードシャンク５９の前縁部分７０の半径方向及び翼弦方向に延びる部分６８とを覆う。ブレードシャンク５９の前縁部分７０の半径方向及び翼弦方向に延びる部分６８は、スピナ１００から半径方向外方へ又は外寄りに延びる。ブレードシャンク５９の前縁部分７０の半径方向及び翼弦方向に延びる部分６８は、スピナ１００の最大半径又はスピナ後方端４２における後方端半径４４から、半径方向外方へ又は外寄りに延びることができる。金属製前縁シールド６４は、翼形部先端１０２から複合翼形部分５６の基部１０４へ向かって半径方向内方に延び、次いでブレードシャンク５９の前縁部分７０に沿ってロータディスク１７のリム１８２へ延びる。複合翼形部分５６は、ダブテール根元５８に取り付けられ、好ましくはダブテール根元５８と一体であって一体に形成され、それらの間にブレードシャンク５９を有する。金属製前縁シールド６４は、複合翼形部分５６の翼形部前縁ＬＥと、ブレードシャンク５９の前縁部分７０のシャンク前縁ＳＬＥとを保護し、これらを覆う。ブレードシャンク５９の前縁部分７０を、図４に示すように翼形部前縁ＬＥからカットバックして、ブレードシャンク・カットバック６１を形成することができる。このような設計において、ブレードシャンク５９の前縁部分７０は、設計の観点から「弱リンク」であるので、シャンク前縁ＳＬＥは翼形部前縁ＬＥの後方又は下流にある。ブレードシャンク・カットバック６１は、設計を改善して強化し、これをより堅牢にする。ブレードのダブテールの軸線方向長さは、他の設計パラメータとの釣り合いを取った後におおよそ決定され、ブレードシャンク・カットバック６１は、ダブテールの長さの要件を満たすことを助ける。
【００２１】
図３〜図８を参照すると、金属製前縁シールド６４は、金属製前縁シールド６４のシールド前縁ＢＬＥに沿って延びるノーズ８０を含む。図５及び図６の金属製前縁シールド６４の例示的な実施形態に示すように、正圧側及び負圧側レッグ８２、８４が、ノーズ８０から複合翼形部分５６のそれぞれ翼形部正圧側面及び負圧側面５５、５７に沿って後方へ又は下流へ延びる。図５に示す金属製前縁シールド６４の第１の例示的な実施形態は、複合翼形部分５６及びシャンク前縁ＳＬＥの一部分の前方に、それらを覆う中実金属ノーズ８０を有する。
【００２２】
随意的に、金属ノーズ８０と、翼形部及びシャンク前縁ＬＥ、ＳＬＥとの間に空間８８が存在してもよい。図６に示す金属製前縁シールド６４の第２の例示的な実施形態は、中実金属ノーズ８０と翼形部及びシャンク前縁との間にインサート９０を含む。第１の実施形態の金属ノーズ８０は、第２の実施形態の場合よりも軸線方向又は翼弦方向に厚い。第２の実施形態は、ノーズ張出し重量（ｎｏｓｅ  ｏｖｅｒｈａｎｇ  ｗｅｉｇｈｔ）の影響の低減又は最小化をもたらす。インサート９０は、金属製前縁シールド６４をより製造し易くし、費用及び品質の課題を軽減する役割を果たす。インサート９０は、空間を塞いで空気ブリードを防止する。インサート９０は、中実の金属ノーズ８０に起因する重量の削減を助ける。インサート９０は、接着剤、エポキシ、及びノーズ８０よりも重量が軽い金属を含むがこれらに限定されない種々の材料で作製することができ、又は中空構造とすることができる。
【００２３】
本発明を例示的に説明した。使用した用語は、言葉の限定的ではなく説明的な性質を持つものとして意図されることを理解されたい。本明細書においては、本発明の好ましい例示的な実施形態と考えられるものを説明したが、本発明の他の修正も本明細書の教示から当業者には明らかとなるはずであり、従って、本発明の思想及び範囲内に入るそのような全ての修正が添付の特許請求の範囲において保証されることが望まれる。
【００２４】
従って、米国特許によって保証されることが望まれるのは、以下の特許請求の範囲において定義され区別される発明である。
【符号の説明】
【００２５】
１１  エンジン中心軸線
１２  ファンブレード
１４  ファン
１５  ターボファン・ガスタービンエンジン
１６  低圧圧縮機
１７  ファンロータディスク又はドラム
１８  高圧圧縮機
１９  ファンブレード１２の列
２０  複合ブレード
２１  燃焼器
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２３  高圧駆動シャフト
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２５  低圧駆動シャフト
２６  空気
３０  ファンナセル
３１  ファン組立体
３２  ファンフレーム
３４  流れスプリッタ
３６  バイパスダクト
４２  スピナ後方端
４４  後方端半径
５５  翼形部正圧側面
５６  複合翼形部分
５７  翼形部負圧側面
５８  ダブテール根元
５９  ブレードシャンク
６０  移行領域
６１  ブレードシャンク・カットバック
６４  金属製前縁シールド
６６  複合翼形部分５６の軸線方向又は翼弦方向に延びる部分
６８  ブレードシャンク５９の前縁部分７０の半径方向及び翼弦方向に延びる部分
７０  ブレードシャンク５９の前縁部分
７８  ダブテールスロット
８０  ノーズ
８２、８４  レッグ
８８  空間
９０  インサート
１００  スピナ
１０２  翼形部先端
１０４  複合翼形部分５６の基部
１８０  ロータディスク１７の外周
１８２  ロータディスク１７のリム
ＬＥ  翼形部前縁
ＴＥ  翼形部後縁
ＳＬＥ  シャンク前縁
ＢＬＥ  シールド前縁
【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】
2016138550.tif 000007
【図６】
2016138550.tif 000008
【図７】
2016138550.tif 000009
【図８】
2016138550.tif 000010
【外国語明細書】
2016138550000001.pdf