(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ジェットエンジン用翼であって、翼部は翼長手方向に平行に、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層し一体成形してなることを特徴とするジェットエンジン用翼。
【請求項２】
前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されていることを特徴とする請求項１記載のジェットエンジン用翼。
【請求項３】
前記熱可塑性マトリックス樹脂がポリエーテルイミド樹脂であることを特徴とする請求項１または２記載のジェットエンジン用翼。
【請求項４】
翼長さ方向に平行に、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層した状態で、一対の金型内に入れて加熱状態で加圧し、一体成形して翼部を製造することを特徴とする翼部の製造方法。
【請求項５】
前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されていることを特徴とする請求項４記載の翼部の製造方法。
【請求項６】
前記熱可塑性マトリックス樹脂がポリエーテルイミド樹脂であることを特徴とする請求項４または５記載の翼部の製造方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、ジェットエンジン用翼と翼部の製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空用ジェットエンジン１は、図６に示されているように、筒状のエンジン本体３を備えており、このエンジン本体３の軸心位置には低圧圧縮機駆動軸５が回転自在に配設されてる。この低圧圧縮機駆動軸５の先端には低圧圧縮機７が取り付けられていると共にこの低圧圧縮機駆動軸５の後端に低圧タービン９が取り付けられている。また、前記低圧圧縮機駆動軸５の中間部外周には中空の高圧圧縮機駆動軸１１が回転自在に外嵌されている。この高圧圧縮機駆動軸１１の先端には高圧圧縮機１３が取り付けられていると共にこの高圧圧縮機駆動軸１１の後端には高圧タービン１５が取り付けられている。さらに、前記エンジン本体３内部の高圧圧縮機１３と高圧タービン１５との中間位置には燃焼器１７が設けられている。
【０００３】
前記低圧圧縮機７のディスク１９には前記エンジン本体３よりも外方へ突出する低圧圧縮機動翼２１が回転自在に取り付けられていると共に前記エンジン本体３の先端には低圧圧縮機動翼２１を囲んで外筒２３が設けられ、前記エンジン本体３と外筒２３との間にはファン出口静翼２５が設けられている。前記エンジン本体３の内壁には静翼２７、２９、３１が取り付けられている。
【０００４】
上記構成により、前記燃焼器１７に燃料を供給し、この燃料に外部（図６の左部）から取り入れたエア３３を混合して燃焼させる。すると、燃焼により発生した燃焼ガス３５は、エンジン本体３内部を後方（図６の右方）へ向かって流れ、燃焼器１７の後方に設けられた高圧タービン１５および低圧タービン９が回転され、その後、エンジン本体３後部から噴射されて推力が発生されることになる。
【０００５】
そして、低圧タービン９が回転されると、低圧圧縮機駆動軸５を介して低圧圧縮機７が駆動され、低圧圧縮機７のディスク１９に取り付けられた低圧圧縮機動翼２１が回転して外筒２３へエア３３が吸入され、吸入されたエア３３の一部がエンジン本体３内部へ導入されて低圧圧縮機７で圧縮される。
【０００６】
低圧圧縮機７で圧縮されたエア３３は、高圧タービン１５の回転により高圧圧縮機駆動軸１１を介して駆動される高圧圧縮機１３によって高圧に圧縮される。高圧圧縮機１３によって高圧に圧縮されたエア３３は、燃焼器１７へ入って燃料の燃焼に使用される。
【０００７】
一方、低圧圧縮機動翼２１によって外筒２３内へ入ったエア３３は、エンジン本体３と外筒２３との間を流れ、ファン出口静翼２５によって整流された後、外筒２３後部から噴射されて推力が発生されることになる。
【０００８】
前記ファン出口静翼２５は、図７に示されているように、翼部３７とプラットフオーム部とから構成されている。そして、前記翼部３７は、樹脂基複合材（ＰＭＣ）としての例えば図８（Ａ）に矢印で示されているような、配向度が０°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ａと、図８（Ｂ）に矢印で示されているような、配向度が＋４５°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｂと、図８（Ｃ）に矢印で示されているような、配向度が−４５°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｃと、図８（Ｄ）に矢印で示されているような、配向度が９０°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｄとを組み合わせて積層し一体成形されている。そして、熱硬化性マトリックス樹脂としてエポキシ系樹脂が一般的に用いられている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、上述した従来のファン出口静翼２５を構成している翼部３７は、エポキシ系樹脂からなる熱硬化性マトリックス樹脂では、靭性が低く、しかも、配向度が０°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ａと、配向度が＋４５°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｂと、配向度が−４５°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｃと、配向度が９０°の炭素繊維入り熱硬化性マトリックス樹脂シート３７Ｄの組み合わせからなる積層構成では鳥などの吸い込みによる耐衝撃性が十分でなかった。また、熱硬化性マトリックス樹脂のため成形が難しく、コスト高であった。
【００１０】
この発明は上述の課題を解決するためになされたもので、その目的は、耐衝撃性の向上を図ると共に、成形性の向上を図るようにしたジェットエンジン用翼と翼部の製造方法を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するために請求項１によるこの発明のジェットエンジン用翼は翼長さ方向に平行に、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層し一体成形してなることを特徴とするものである。
【００１２】
したがって、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層してあるから、繊維の積層構成が大きく変化しないので、局所的にかかる衝撃荷重に対しても翼厚の両側の層で合わせて荷重が負担でき、耐衝撃性の向上が図られる。また、熱可塑性マトリックス樹脂を用いたことで更なる耐衝撃性の向上が図られる。
【００１３】
請求項２によるこの発明のジェットエンジン用翼は、請求項１記載のジェットエンジン用翼において、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されていることを特徴とするものである。
【００１４】
したがって、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されているから、層間の密着力が向上し、強度の低下が防がれる。
【００１５】
請求項３によるこの発明のジェットエンジン用翼は、請求項１または２記載のジェットエンジン用翼において、前記熱可塑性マトリックス樹脂がポリエーテルイミド樹脂であることを特徴とするものである。
【００１６】
したがって、前記熱可塑性マトリックス樹脂をポリエーテルイミド樹脂とすることにより、耐衝撃性の向上が図られる。
【００１７】
請求項４によるこの発明の翼部の製造方法は、翼長さ方向に平行に、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層した状態で、一対の金型内に入れて加熱状態で加圧し、一体成形して翼部を製造することを特徴とするものである。
【００１８】
したがって、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層してあるから、繊維の積層構成が大きく変化しないので、局所的にかかる衝撃荷重に対しても翼厚の両側の層で合わせて荷重が負担でき、耐衝撃性の向上が図られる。また、熱可塑性マトリックス樹脂を用いたので、更なる耐衝撃性の向上が図られる。
【００１９】
請求項５によるこの発明の翼部の製造方法は、請求項４記載の翼部の製造方法において、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されていることを特徴とするものである。
【００２０】
したがって、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフが部分的に介在されているから、層間の密着力が向上し、強度の低下が防がれる。
【００２１】
請求項６によるこの発明の翼部の製造方法は、請求項４または５記載の翼部の製造方法において、前記熱可塑性マトリックス樹脂がポリエーテルイミド樹脂であることを特徴とするものである。
【００２２】
したがって、前記熱可塑性マトリックス樹脂をポリエーテルイミド樹脂とすることにより、衝撃性の向上が図られる。
【００２３】
【発明の実施の形態】
以下、この発明の実施の形態について図面を参照して詳細に説明する。
【００２４】
この発明の航空用ジェットエンジンは、従来の技術で説明したものと同じであるから、重複するので、詳細な説明を省略する。
【００２５】
図１を参照するに、ジェットエンジン用翼としての例えばファン出口静翼４１は、翼部４３とプラットフォーム部とからなっていて、前記翼部４３の具体的な構造は、図２（Ａ）および図２（Ｂ）に示されているような構造となっている。前記翼部４３は図３（Ａ）に矢印で示されているような、翼長手方向に、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート（プリプレーグ）４３（Ａ）と、図３（Ｂ）に矢印で示されているような、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（プリプレーグ）（Ｂ）と、図３（Ｃ）に矢印で示されているような、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート（プリプレーグ）４３（Ｃ）と、図３（Ｄ）に矢印で示されているような、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート（プリプレーグ）４３（Ｄ）と、図３（Ｅ）に矢印で示されているような、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（プリプレーグ）（Ｅ）とを組み合わせて積層し一体成形されている。しかも、前記熱可塑性マトリックス樹脂は例えば比重が約１．２７、ガラス転移温度２１７℃からなるポリエーテルイミド樹脂ＰＥＩであることが比エネルギー吸収Ｅｓ（Ｋ）／ｋｇから見て好ましい。このポリエーテルイミド樹脂ＰＥＩ以外の例えばＰＥＥＫの熱可塑性マトリックス樹脂などであっても構わない。また、炭素繊維は比重が約１．８０で、樹脂含有量は３０％前後である。
【００２６】
前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートの積層構成の具体的な一例としては、図４に示されているように、翼厚中心部と翼厚の両側（図４において上下側）に配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ａ）を設け、翼厚中心部と翼厚の両側（図４において上下側）との間に配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｂ）と、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｃ）と、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｄ）と、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｅ）を設け、また、例えば配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ａ）と配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｅ）との間、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｄ）と配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｂ）との間に、ポリエーテルイミド樹脂（ＰＥＩ）からなる熱可塑性マトリックス樹脂であるインターリーフを部分的に介在されているものである。
【００２７】
この図４に示された炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートを積層した状態で成形する加圧装置４７は図５に示されている。図５において、加圧装置４７はベース４９とスライド５１を備えており、このベース４９の上部部分およびスライド５１の下部部分にはそれぞれ左右方向へ適宜な間隔でヒータ装置５３が内蔵されている。また、前記ベース４９上には一対の金型のうちの固定金型５５が設けられていると共に前記スライド５１の下部には一対の金型のうちの可動金型５７が設けられている。
【００２８】
上記構成により、図４に示された炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートを積層したものを、前記固定金型５５内に入れて載置せしめる。そして、前記ヒータ装置５３を作動せしめてベース４９とスライド５１を例えば３００〜４００℃程度に加熱せしめる。この状態でスライド５１を下降せしめると可動金型５７も下降し、固定金型５５と可動金型５７との協動で例えば０〜５ＭＰａ程度の加圧力で加圧することで溶融および一体化することで成形されて、翼部４３を製造することができる。
【００２９】
したがって、繊維の積層構成が大きく変化しないので、局所的にかかる衝撃荷重に対しても翼厚の両側の層で合わせて荷重が負担でき、耐衝撃性の向上を図ることができる。また、熱可塑性マトリックス樹脂を用いたので、更なる耐衝撃性の向上を図ることができる。
【００３０】
しかも、前記配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ａ）が、前記翼厚の中心部と、翼厚の両側に少なくとも設けられているから、より一層の耐衝撃性の向上を図ることができる。
【００３１】
前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間、すなわち、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ａ）と配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｅ）との間、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｄ）と配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート４３（Ｂ）との間に、ポリエーテルイミド樹脂（ＰＥＩ）からなる熱可塑性マトリックス樹脂であるインターリーフを部分的が介在させることにより、層間の密着力を向上することができると共に、強度の低下を防ぎ層厚の調整をすることができる。また、前記熱可塑性マトリックス樹脂をポリエーテルイミド樹脂とすることにより、従来より成形温度を下げることができ、より一層の耐衝撃性の向上を図ることができる。
【００３２】
なお、この発明は前述した実施の形態に限定されることなく、その他の態様で実施し得るものである。本実施の形態ではジェットエンジン用翼としてファン出口静翼２５を例にとって説明したが、ファン動翼などそれ以外の翼であっても構わない。
【００３３】
【発明の効果】
以上のごとき実施の形態から理解されるように、請求項１の発明によれば、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層してあるから、繊維の積層構成が大きく変化しないので、局所的にかかる衝撃荷重に対しても翼厚の両側の層で合わせて荷重が負担でき、金属性のアルミニウム翼並の耐衝撃性の向上を図ることができる。また、熱可塑性マトリックス樹脂を用いたので、更なる耐衝撃性の向上を図ることがてきる。
【００３４】
請求項２の発明によれば、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフを部分的に介在されているから、層間の密着力を向上することができると共に強度の低下を防ぐことができる。
【００３５】
請求項３の発明によれば、前記熱可塑性マトリックス樹脂をポリエーテルイミド樹脂とすることにより、請求項１よりも、より一層の耐衝撃性の向上を図ることができる。
【００３６】
請求項４の発明によれば、配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートと、配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートとを組み合わせて積層してあるから、繊維の積層構成が大きく変化しないので、局所的にかかる衝撃荷重に対しても翼厚の両側の層で合わせて荷重が負担でき、金属性のアルミニウム翼並の耐衝撃性の向上を図ることができる。また、熱可塑性マトリックス樹脂を用いたので、更なる耐衝撃性の向上を図ることができる。
【００３７】
請求項５の発明によれば、前記炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート層間にインターリーフを部分的に介在されているから、層間の密着力を向上することがてきると共に強度の低下を防ぐことができる。
【００３８】
請求項６の発明によれば、前記熱可塑性マトリックス樹脂をポリエーテルイミド樹脂とすることにより、請求項５よりも、より一層の耐衝撃性の向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明のジェットエンジン用翼としての例えばファン出口翼の側面図である。
【図２】（Ａ）はファン出口翼における翼部の拡大正面図、（Ｂ）は（Ａ）における（Ｂ）失視図である。
【図３】（Ａ）〜（Ｅ）は炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートの配向を説明する説明である。
【図４】炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートを積層構成した一例図である。
【図５】加圧装置を用いて炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートを積層したものを成形する製造方法の説明図である。
【図６】従来の航空エンジンの側面断面図である。
【図７】従来のファン出口翼の側面図である。
【図８】（Ａ）〜（Ｄ）は炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シートの配向を説明する説明である。
【符号の説明】
１  航空用ジェットエンジン
３  エンジン本体
２３  外筒
４１  ファン出口翼
４３  翼部
４３Ａ  配向度が０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート
４３Ｂ  配向度が＋３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート
４３Ｃ  配向度が−３０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート
４３Ｄ  配向度が＋６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート
４３Ｅ  配向度が−６０°の炭素繊維入り熱可塑性マトリックス樹脂シート
４７  加圧装置
４９  ベース
５１  スライド
５３  ヒータ装置
５５  固定金型（金型）
５７  可動金型（金型）
【図１】
0004100005.tif 000002
【図２】
0004100005.tif 000003
【図３】
0004100005.tif 000004
【図４】
0004100005.tif 000005
【図５】
0004100005.tif 000006
【図６】
0004100005.tif 000007
【図７】
0004100005.tif 000008
【図８】
0004100005.tif 000009