(57)【要約】  航空機エンジンのスプリッタのためのハイブリッド支持リング（４０）は、サスペンダ（４２）及び該サスペンダに嵌め込まれたベルト（４４）と、半径方向及び円周方向に延びる前方フランジ（４６）と、軸線方向構成要素を有し円周方向に延びる流れ面と、を備える。前記流れ面は、第１の前方端に第１の半径方向位置と、第２の後方端に第２の半径方向位置とを有し、前記ベルトは、前記サスペンダの溝（６６）内で円周方向に延びてこれと係合し、前記サスペンダは、第１の材料で形成され、前記ベルトは、第２の異なる材料で形成され、前記流れ面は、滑らかであるか又は輪郭形成されたものの一方とすることができる。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジンのハイブリッド支持リング（４０）であって、
サスペンダ（４２）及び該サスペンダに嵌め込まれたベルト（４４）と、
半径方向及び円周方向に延びる前方フランジ（４６）と、
軸線方向構成要素を有し円周方向に延びる流れ面と、
を備え、
前記流れ面は、第１の前方端に第１の半径方向位置と、第２の後方端に第２の半径方向位置とを有し、
前記ベルトは、前記サスペンダの溝（６６）内で円周方向に延びてこれと係合し、
前記サスペンダは、第１の材料で形成され、前記ベルトは、第２の異なる材料で形成され、
前記流れ面は、滑らかであるか又は輪郭形成されたものの一方である、
ハイブリッド支持リング。
【請求項２】
前記ベルトは、ステンレス鋼で形成される、請求項１に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項３】
前記ベルトは、チタンで形成される、請求項１に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項４】
前記ベルトは、連続ラップ複合材で形成される、請求項１に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項５】
チョップド繊維複合材を更に含む、請求項４に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項６】
前記サスペンダは、アルミニウムで形成される、請求項１に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項７】
フランジ支持体（４６）と、後方に延びる脚部（４８）とを備え、
前記脚部は、溝（６６）及びベルト（４４）を含むラグ（６０）を有し、
前記ベルトは、前記溝に配置されて前記ラグが第１及び第２の材料を含むようなっており、
前記第１の材料は、アルミニウムで形成されており、
前記第２の材料は、アルミニウム以外の材料である、
ハイブリッド支持リング（４０）。
【請求項８】
前記第２の材料は、ステンレス鋼である、請求項７に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項９】
前記第２の材料は、チタンである、請求項７に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１０】
前記第２の材料は、連続ラップ複合材である、請求項７に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１１】
チョップド繊維複合材を更に含む、請求項１０に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１２】
前記ベルトは、前記溝に締まり嵌めされる、請求項７に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１３】
前記フランジは、下方リップを有する、請求項７に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１４】
サスペンダ（４２）とベルト（４４）とを備え、
前記サスペンダは、フランジ（４６）及びラグ（６０）を有し後方に延びる脚部（４８）によって定められ、円周方向にも延び、
前記サスペンダは、第１の材料で形成され、
前記ベルトは、円周方向に延び前記ラグに配置され、第２の材料で形成される、
ハイブリッド支持リング（４０）。
【請求項１５】
前記支持リングの外側表面に沿って複数の輪郭形成部をさらに含む、請求項１４に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１６】
前記サスペンダは、アルミニウム、鋼、及び複合材のうちの１つで形成される、請求項１４に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１７】
前記複合材は、連続繊維複合材、チョップド繊維複合材、又は前記連続及びチョップド繊維複合材の組み合わせのうちの１つである、請求項１６に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１８】
前記ベルトは、アルミニウム、鋼、又は複合材のうちの１つで形成される、請求項１４に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項１９】
前記複合材は、連続繊維複合材、チョップド維複合材、又は前記連続及びチョップド維複合材の組み合わせのうちの１つである、請求項１８に記載のハイブリッド支持リング。
【請求項２０】
前記ベルト及び前記サスペンダのうちの一方に、前記ベルトと前記サスペンダとの間の円周方向相対運動を制限するための構造体をさらに含む、請求項１４に記載のハイブリッド支持リング。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
開示された実施形態は、一般的に、航空機エンジンのファンセクションに関する。より詳細には、限定するものではないが、本実施形態は、異なる組成物の２つ又はそれ以上の部品で形成されたハイブリッド航空機構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
典型的なガスタービンエンジンは、一般的に前方端及び後方端を有し、これらの間に該ガスタービンエンジンの複数のコア又は推進構成要素が配置されている。空気入口又は吸気口は、エンジンの前方端にある。後方端に向かうと吸気口の後に、順番に、圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、及びエンジンの後方端でのノズルが続く。また、当業者であれば、エンジンが、例えば、低圧及び高圧圧縮機、並びに高圧及び低圧タービンなどの追加の構成要素を含み得ることを容易に理解できるはずである。しかしながら、これは網羅的な記載ではない。また、エンジンは、典型的には、エンジンの中心長手方向軸線に沿って軸線方向に配置された内部シャフトを有する。内部シャフトは、タービン及び空気圧縮機の両方に結合し、タービンは、空気圧縮機に回転入力を供給して圧縮機ブレードを駆動するようになっている。
【０００３】
作動時、空気は、圧縮機で加圧され、燃焼器で燃料と混合されて、タービン段を通って下流側に流れる高温の燃焼ガスが発生する。これらのタービン段は、燃焼ガスからエネルギを抽出する。高圧タービンは、最初に燃焼器から高温の燃焼ガス受け取り、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる高圧タービンロータブレードの列を通って下流側に燃焼ガスを向けるステータノズル組立体を含む。２段タービンにおいて、第２段ステータノズル組立体は、第１段ブレードの下流側に配置され、同様に第２の支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる第２段ロータブレードの列に続く。タービンは、燃焼ガスエネルギを機械的エネルギに変換する。第２段タービンブレード及びロータディスクは、低圧又はブースタ圧縮機に機械的に結合され、ブースタ圧縮機及び追加的に入口ファンを駆動するようになっている。
【０００４】
特に航空業界で利用する場合、ガスタービンエンジン及び関連の構成要素の重量を低減することが常に望まれる。エンジンのファンセクション内において、スピンナ又はコーンの後部に装着された現在の支持構造体は、一般的にチタンで製造される。チタンの使用により、このような支持構造体は、比較的重い材料でありかつ高価である。このチタン材料は、支持リングのフープ荷重特性に影響を及ぼすことなく、安価でより軽量の材料に置き換えることが望ましいであろう。しかしながら、このようなスピンナ支持リングは、材料の制約又は性能に起因してアルミニウムのようなより低密度の単一材料から製造することはできない。従って、支持リングの費用及び重量を低減することは望ましいが、置き換えられるチタン部分の載荷性能を維持することも必要である。
【０００５】
上述から分かるように、ガスタービンエンジン構成要素の前述の及び他の欠点を克服することが望ましいであろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００６】
【特許文献１】米国特許公開番号２００１／１０３７２６公報
【発明の概要】
【０００７】
本実施形態によれば、ハイブリッドスピンナ支持リングが開示され、該支持リングは、第１の材料を利用して支持リングの第１の部分を定めると共に、第１の材料とは異なる第２の材料を利用して支持リングの第２の部分を定める。支持リングの少なくとも２つの部分は、異なる材料のハイブリッド構成要素を定める。
【０００８】
一部の実施形態によれば、航空機エンジンのハイブリッド支持リングは、サスペンダ及び該サスペンダに嵌め込まれたベルトと、半径方向及び円周方向に延びる前方フランジと、軸線方向構成要素を有し円周方向に延びる流れ面とを備え、流れ面は、第１の前方端に第１の半径方向位置と第２の後方端に第２の半径方向位置とを有し、ベルトは、サスペンダの溝内に円周方向に延びてこれと係合し、サスペンダは、第１の材料で形成され、ベルトは、第２の異なる材料で形成され、流れ面は、滑らかであるか又は輪郭形成されたものの一方である。
【０００９】
一部の実施形態によれば、ハイブリッド支持リングは、フランジ支持体と、後方に延びる脚部とを備え、脚部は、溝及びベルトを含むラグを有し、ベルトは、溝に配置されてラグが第１及び第２の材料を含むようなっており、第１の材料は、アルミニウムで形成されており、第２の材料は、アルミニウム以外の材料である。
【００１０】
一部の実施形態によれば、ハイブリッド支持リングは、サスペンダとベルトとを備え、サスペンダは、フランジ及びラグを有し後方に延びる脚部によって定められ、円周方向にも延び、サスペンダは、第１の材料で形成され、ベルトは、円周方向に延びラグに配置され、第２の材料で形成される。
【００１１】
前記で概説した特徴の全ては、単に例証として理解すべきであり、本発明のより多くの特徴及び対象物が、本明細書の開示から得ることができる。従って、この発明の概要の非限定的な解釈は、本明細書、請求項、これらと共に含まれる図面全体をより詳細に読むことなく理解されるはずである。
【００１２】
以下の図において本発明の実施形態が示されている。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】ガスタービンエンジンの側断面図。
【図２】例示的な支持リングを含むファンセクションの側断面図。
【図３】ガスタービンエンジンのファンセクションから取り外した例示的な支持リングの斜視図。
【図４】例示的な支持リングの断面斜視図。
【図５】支持リングの１つの実施形態の側断面図。
【図６】本開示の支持リングの第２の実施形態の側断面図。
【図７】複合ベルトを有するハイブリッド支持リングの１つの実施形態の側断面図。
【図８】非複合ベルトを有するハイブリッド支持リングの実施形態の側断面図。
【図９】複合ベルトを有するハイブリッド支持リングの代替の実施形態の側断面図。
【図１０】非複合ベルトを有するハイブリッド支持リングの代替の実施形態の側断面図。
【発明を実施するための形態】
【００１４】
次に、その１つ又はそれ以上の実施例が図面に示されている提示された実施形態について詳細に説明する。各々の実施例は例示的なものであり、開示する実施形態を限定するものではない。実際に、本開示の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、種々の修正形態及び変形形態を本実施形態において実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、このような修正形態及び変形形態を添付の請求項及びその均等物の範囲内にあるものとして保護することが意図される。
【００１５】
図１〜１０を参照すると、ハイブリッドスピンナ支持構造体の種々の実施形態が示されている。より具体的には、ハイブリッドスピンナ支持体は、支持体の第１の部分が第１の材料で形成され、支持体の第２の部分が第２の材料で形成されるように提供され、更に、第１及び第２の材料は異なる材料である。ハイブリッド支持構造体は、構成要素の必要な強度要件を維持しながら、ファンセクションのエンジン構成要素の費用及び重量を低減する。
【００１６】
本明細書で使用される用語「軸方向」又は「軸方向に」とは、エンジンの長手方向軸線に沿った寸法を意味する。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「後方」とは、エンジンノズルに向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジンノズルにより近接していることを意味する。
【００１７】
本明細書で使用される用語「半径方向」又は「半径方向に」とは、エンジンの中心長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「近位方向」又は「近位方向に」とは、中心長手方向軸線に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較して中心長手方向軸線により近接していることを意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「遠位方向」又は「遠位方向に」とは、エンジン外周に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン外周により近接していることを意味する。
【００１８】
本明細書で使用される用語「横方向」又は「横方向に」とは、軸線方向及び半径方向次元の両方に直交する次元を意味する。
【００１９】
最初に図１を参照すると、エンジン入口端１２を有するガスタービンエンジン１０の概略側断面図が示されており、空気は、全体的には圧縮機１４、燃焼器１６、及び多段高圧タービン２０によって定められた推進器又はコア１３に流入する。全体として、推進器１３は、作動中に推力又は動力を提供する。ガスタービン１０は、航空機の実施形態で示されているが、このような実施例は、ガスタービン１０が、航空、発電、工業、船舶等に対して使用できると限定して考えるべきではない。
【００２０】
作動時、空気は、エンジン１０の入口端１２を通って流入し、少なくとも１つの圧縮段を通って圧力が高くなり、燃焼器１６に移動する。圧縮空気は、燃料と混合されて燃焼して、高温燃焼ガスが発生し、該燃焼ガスは燃焼器１６を出て高圧タービン２０に向かう。高圧タービン２０において、高温燃焼ガスからのエネルギによってタービンブレードが回転し、結果的にシャフト２４が回転する。シャフト２４は、エンジンの前部に向かって延び、タービン設計に応じて１又はそれ以上の圧縮機段１４、ターボファン１８、又は入口ファンブレードの回転を維持する。ターボファン１８は、シャフト２８によって低圧タービン２１に結合され、タービンエンジン１０の推力を作り出す。また、低圧タービン２１を利用して、更にエネルギを抽出して、追加の圧縮機段に動力を供給することができる。低圧空気は、エンジン構成要素の冷却を助長するために利用することができる。
【００２１】
ガスタービン１０は、エンジン軸線２６又はシャフト２４の周りで軸対称であり、種々のエンジン構成要素がその周りを回転するようになっている。軸対称シャフト２４は、タービンエンジンの前方端を通って後方端に延び、シャフト構造体の長さに沿って軸受によって支持される。シャフトは、エンジン１０の中心線２６の周りを回転する。シャフト２４は中空とすることができ、その中の低圧タービンシャフト２８は、シャフト２４の回転とは無関係に回転することができる。また、シャフト２８は、エンジンの中心線軸線２６の周りを回転することができる。作動時、シャフト２８は、動力及び工業又は航空使用領域で使用される様々なタイプのタービンのための動力又は推力を作り出すために、タービンロータ組立体のようなシャフトに結合された他の構造体と共に回転する。
【００２２】
エンジン１０の前方端１２において、ターボファンブレード１８の前方は、ノーズコーン又はスピンナ３２を含むファンセクション３０である。一般に、スピンナ３２は、限定されるものではないが、複数の円周方向に離間したボルトを含む種々の様式のファンハブに取り付けられる。スピンナ３２は、ファン１８のコア又は半径方向内側部分に滑らかな空気流を供給する。空気流を滑らかにすることで、エンジン１０の効率が高くなり、ファン１８だけでなく下流の構成要素の性能も改善する。例えば、スピンナ３２の形状は、抗力を低減し、コアへの速度プロフィールを是正し、コアへの乱流を低減することができ、更に氷を落とすための、及び／又はコアを通る通路を可能にするのではなくファン／バイパスダクトに向かう、エンジン構成要素に損傷を与える可能性がある異物を偏向するための手段を提供することができる。更に、スピンナ３２は、このような異物によって生じる損傷を制限又は抑制するために、異物の衝撃を吸収することもできる。
【００２３】
さらにエンジン１０のファンセクション３０を参照すると、一般に、スピンナ３２は、ほぼ連続する円錐形側壁３４で形成される。円錐形側壁３４は、第１の端部３６（図１）からより大きな第２の端部３８にテーパー付けされる。側壁３４は、円錐形のより大きな端部から円錐形のより小さな端部まで移行する直線状とすることができる。代替的に、側壁３２は、第１及び第２の端部３６、３８の間で曲線とすることができる。さらに別の代替案として、幾何学形状は、限定されるものではないが、図３に示す例示的なエアロ特徴を含む３次元幾何学形状を提供するように様々な厚さの特徴部を有することができる。スピンナ３２は、破線で示す軸線２６の周りで対称である。スピンナ３２は、重量を低減するために概して中空であり、ファンハブ（図示せず）のボルト、 固定治具、又は他の構成要素を受け取ることができる。
【００２４】
エンジン１０の前方端１２において、エンジン温度はコア１３の温度よりも低く、これによってスピンナ３２にはＰＭＣ材料、鋼、アルミニウム等を使用できる。スピンナ３２は、かなりの負荷要件を有する。設計特性は、例えば、空気力学的負荷、高速回転疲労、及び異物衝突を含む。
【００２５】
ここで図２を参照すると、例示的なファンセクション３０は、断面図で示されている。ガスタービンエンジン１０のファンセクション３０は、例えば、航空機に動力を供給するタイプのものである。ファンセクション１０の構成要素は、ファンロータディスク５２に取り付けられた複数の円周方向に離間したファンブレード５０（図１）、及びブレード５０の間に円周方向に配置されたファンプラットホーム５１を含む。プラットホーム５１の半径方向外側表面は、半径方向内端部において各ファンブレード５０の間の空気のための流路の一部を定める。加えて、ファンセクション３０の下流側は（図示せず）、ブースタ又は低圧圧縮機１５（図１）と一緒に使用するベーン及びブレードである。圧縮機ブレードは、低圧タービン２１から延びて、ファンロータディスク５２に結合することができるシャフト２８に取り付けられる。
【００２６】
支持リング４０は、高バイパスガスタービンエンジン１０のファンセクション３０内に示されている。スピンナ又はノーズコーン３２は、ロータディスク５２の前方に取り付けられ、ファンブレード５０の半径方向内側部分に滑らかな流れを供給するのを助ける。スピンナ３２の後方端３８には、エンジン１０の軸線の周りを円周方向に延びる支持リング４０がある。支持リング４０は、スピンナ３２とファンブレード５０との間に延びる。支持リング４０は、単一の組立体として形成すること、又は複数の円周方向セグメントによって定めることができ、いずれの実施形態の場合も、スピンナ３２からファンブレード５０の半径方向内向き部分に向かって移動する空気流路を提供する。また、支持リング４０は、スピンナ３２にアタッチメントを備える。
【００２７】
本実施形態によれば、後方支持リング４０は、断面が略円形であり、軸線２６と軸対称である。一部の実施形態によれば、後方支持リング４０は、第１の部分又はサスペンダ４２、及び第２の部分又はベルト４４を含む。第１の部分又はサスペンダ４２は、前方端にフランジ４６及び該フランジ４６から後方に延びる脚部４８を含む。フランジ４６は複数の締結開口４９を含み、これを通って後方支持リング４０をスピンナ３２の後方端３８に結合することができる。脚部４８は、スピンナ３２を離れ、リング４０の前方端から後方端に向かって後方支持リング４０を横切って移動する空気の空気力学的流れを改善する。
【００２８】
脚部４８の後方端はラグ６０であり、脚部４８の前方部分に比べて軸線後方に厚肉である。ラグ６０は、２つの別個の材料６２、６４を定める少なくとも２つの材料で形成される。ラグ６０の第１の材料６２は、脚部４８と一体形成される。第１の材料６２とは明確に異なる第２の材料６４は、ベルト４４を定める。輪郭形成部４３（図３）は、後方支持リング４０を横切る空気流を改善する。これらの輪郭形成部４３は、軸線方向に延びるか又は前方から後方向に湾曲することができる。
【００２９】
ラグ６０は溝６６を含み、ベルト４４は脚部４８に係合する。溝６６は、ハイブリッド支持リング４０のベルト４４を収容する。ベルト４４は、様々な方式で嵌め込むことができる。例えば、ベルト４４は、圧入又は締まり嵌めとすることができ、ハイブリッド支持リング４０のサスペンダ部分４２との係合を維持するようになっている。代替的に、キー及びキー溝は、ベルト４４をラグ６０に連結するのに適しており、部品間の円周方向の相対運動を制限するようになっている。また、他の構造を利用して部品を連結することができる。
【００３０】
ここで図３を参照すると、支持リング４０は斜視図で示されている。支持リング４０は、サスペンダ４２及びベルト４４を含む。サスペンダ４２は、フランジ４６及び脚部４８によって定められる。部品の前方端から始まり、フランジ４６は、エンジン１０の軸線２６の周りを半径方向及び円周方向に延びる。フランジ４６の下側又は半径方向内向き端部には、組み立て用の位置決め特徴部として機能するリップ４７がある（図２、４）。フランジ４６は、スピンナ又はノーズコーン３２等の隣接する構造体に対して支持リング４０をボルト留めするための開口４９を含む。
【００３１】
脚部４８は、フランジ４６の半径方向外向き端部から後方に延び、サスペンダ４２は、フランジ４６及び脚部４８によって定められる。脚部４８は後方に延び、該脚部４８がフランジ４６にある第１の半径方向位置から始まり、部品の第２の後方端に向かって半径方向外向きに移行するようになっており、軸線方向構成要素及び半径方向構成要素を含む。この形状は、支持リング４０の脚部４８に関して切頭円錐表面を定める。図３に示すように、サスペンダ４２は、均一で滑らかな外側流れ面を有すること、又は空気力学的性能を改善するように輪郭形成することができる。
【００３２】
ここで図４を参照すると、リング４０は斜視図で示されている。より具体的には、脚部４８は、リング４０の後方端に向かうラグ６０を含む。ラグ６０は、サスペンダ４２の第１の材料、並びにベルト４４を定める第２の材料及び構造によって定められた肉厚部分である。第１及び第２の材料は、それぞれ第１及び第２の構造で利用されるので、明確に異なる。
【００３３】
本実施形態によれば、ベルト４４は、ラグ６０の半径方向内側に配置される。ベルト４４は、矩形、多角形、及び他の形状を含む種々の断面形状で形成することができる。従って、図示の５つの面を持つ構造は、限定的と見なすべきではない。この形状は、脚部４８の半径方向外側表面、脚部４８の半径方向内側表面、又は隣接する構造体のテーパーに依存する場合がある。加えて、この形状は、ラグ６０内のベルト４４の場所に依存する場合がある。
【００３４】
前述のように、ベルト４４及びサスペンダ４２は、異なる材料で各々形成された２つの明確に異なる構造体である。一部の非限定的な実施例において、構造体４２は、アルミニウムベースの材料、例えばＡＬ７０７５で形成される。加えて、例えば、チタン、鋼又は複合材料などの他の材料を利用することができる。一部の実施例において、ベルト４４は、限定されるものではないが、３１６ステンレス鋼のようなステンレス鋼、チタン、チタンベースの合金、又はラップ複合材を含む種々の材料で形成することができる。このような複合材は、連続ラップ、チョップド繊維、又はこれらの組み合わせとすることができる。
【００３５】
ハイブリッド支持リングの外側表面は、スキン又は被覆を含むことができ、ガスタービンエンジン１０の入口１２に入った粒子及び他の異物に起因する侵食から構造体を保護するようになっている。スキン又は被覆は、限定されるものではないが、ポリウレタンを含む種々の材料とすることができ、ハイブリッド支持リングによって定められた円周方向の周囲全体にわたって円周方向に延びることができる。
【００３６】
複合ベルト４４は、連続繊維部分をレイアップすることで形成することができる。複合材料は、一般的に、ポリマー又はセラミック材料のようなマトリックス材に埋め込まれた繊維強化材を含む。強化材は、複合材料の耐荷重成分として機能するが、複合材料のマトリックスは、繊維を一緒に結合する働きをし、外部に付加した応力が伝達されて繊維に分散される媒体として作用する。多くのポリマーマトリックス複合（ＰＭＣ）材料は、プリプレグを使用して製作され、プリプレグは、樹脂が含浸された布又は一方向テープである。プリプレグの多層は部品に対して適切な厚さ及び向きで積み重ねられ、次に、樹脂は硬化及び固化されて繊維強化複合部品を提供する。しかしながら、他の材料が同様に適している場合もある。ＰＭＣのマトリックス材のための樹脂は、一般に熱硬化性又は熱可塑性として分類することができる。熱可塑性樹脂は、一般に、化学的変化ではなくて物理的変化により、加熱すると軟化及び流動化し、十分に冷却すると固化することを繰り返すポリマーとして分類される。熱可塑性樹脂の注目すべき実施例の態様は、ナイロン、熱可塑性ポリマー、ポリアリルエーテルケトン、及びポリカーボネート樹脂を含む。航空宇宙用途にて使用することが想定される高性能熱可塑性樹脂の具体的な実施例は、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、ポリエーテルイミド（ＰＥＩ）、及びポリフェニレンスルフィド（ＰＰＳ）を含む。対照的に、熱硬化性樹脂は、完全に硬剛性固体に硬化すると、加熱した場合に大幅に軟化せず、むしろ十分に加熱すると熱分解する。熱硬化性樹脂の注目すべき実施例は、エポキシ、ビスマレイミド（ＢＭＩ）、及びポリイミド樹脂を含む。
【００３７】
様々な繊維強化材は、ＰＭＣ、例えば、炭素（例えば、ＡＳ４）、ガラス（例えば、Ｓ２）、ポリマー（例えば、Ｋｅｖｌａｒ（登録商標））、セラミック（例えば、Ｎｅｘｔｅｌ（登録商標））及び金属繊維において使用されている。繊維強化材は、長さが約２インチ未満、より好ましくは１インチ未満の比較的短いチョップド繊維、又は連続した長繊維の形態で使用することができ、長繊維は、多くの場合、織布又は一方向テープを製作するために使用される。ＰＭＣ材料は、乾燥繊維を鋳型の中に分散させ、次に、強化繊維の周囲にマトリックス材を流すことによって、又は前述のようにプリプレグを用いることによって製作することができる。
【００３８】
ＰＭＣ材料が所定の用途に適するか否かは、そのマトリックス及び強化材、特定用途の要件、並びに所要の幾何学形状を有するＰＭＣ物品を製作する実行可能性により決まる。軽量化のためのこれらの大きな可能性に起因して、航空機ガスタービンエンジンにおいてＰＭＣに関する様々な用途が検討されている。しかしながら、課題は、依然として費用効果があるＰＭＣ構成要素をもたらす製造法によって生成できる、許容できる特性を有する材料系の同定である。詳細には、航空機エンジン用途は、高性能の機械的要件、例えば、強度及び疲労特性（エンジン環境における振動に必要とされる）、並びに高温特性、化学／流体抵抗などを有することは公知である。ＰＭＣ材料からエンジン部品を製作することによって相当な軽量化を実現できるが、このような構成要素の性能要件並びにサイズ及び複雑性は、これらの材料から構成要素を生成する能力を低下させる。
【００３９】
別の面倒な問題は、航空機エンジン用途におけるＰＭＣ材料に必要な強化システムの種類である。一般に、航空機エンジン用途に必要な機械的特性を得るために、部品は、航空機エンジン用途によって決まる高性能機械的要件（特に、強度及び疲労特性）を得るために連続繊維補強ＰＭＣ材料の使用を必要とすることになる。
【００４０】
連続繊維は、布、一方向テープ、又は編組アーキテクチャにある。部品に必要な強度を得るために、連続繊維部分の各々は、層間で事前に選択された角度で回転することができる。
【００４１】
一部の実施形態によれば、複合ベルト４４は、連続ラップ繊維複合材で形成することができる。例えば、ベルト４４は、一方向プリプレグ、織布プリプレグ、編組プリプレグ、或いは熱可塑性ポリマーのフィラメント又は繊維を有する乾燥強化繊維で形成することができる。例えば、連続繊維材料は、マトリックス材と平行に（一方向に）配列された個々の繊維又は繊維トウ、又は複数の異なる向きを有するように配列された個々の繊維又は繊維トウ（例えば、２軸又は３軸アーキテクチャを形成するように一方向の繊維又は繊維トウの多層）、或いはマトリックス材内にメッシュ又は布を形成するように織られた個々の繊維又は繊維トウの連続繊維とすることができる。繊維、トウ、編組、メッシュ又は布は、ＰＭＣ内の単一プライ又は任意の適切な数のプライを定めるように配列することができる。特に適切な熱可塑性マトリックス材は、ＰＥＥＫ、ＰＥＫＫ、ＰＥＩ及びＰＰＳを含み、特に適切な連続繊維強化材は、炭素、ガラスポリマー、セラミック及び金属繊維を含む。適切な繊維含有量は、少なくとも３５容積パーセントから最大約７５容積パーセントとすることができ、約５０〜約６５容積パーセントの範囲が好ましいと考えられる。
【００４２】
１つの実施形態において、ＰＭＣ材料は、一部はプリプレグによって定められ、プリプレグは、マトリックス材で予備含浸された、マトリックス材に望ましい熱可塑性樹脂のような強化材である。熱可塑性プリプレグを生成するために処理された非限定的な実施例は、繊維強化材が樹脂の溶融槽を通じて吸い込まれる高温の溶融プリプレグと、樹脂が繊維強化材の上に堆積され（例えば、静電的に）、次に繊維に接着される（例えば、加熱ローラの助けにより）粉末プリプレグとを含む。プリプレグは、一方向テープ又は織布の形態とすることができ、これは次に互いの上部に積み重ねられ、部品に望ましい複数の積重ねプライを作るようになっている。別の選択肢によれば、プリプレグを使用する代わりに、熱可塑性ポリマーを使用して、例えば、熱可塑性ポリマー繊維又はフィラメントと一緒に織られた乾燥炭素繊維を有する織布を得ることが可能である。非プリプレグ編組アーキテクチャは、類似の様式で作ることができる。この手法によって、一緒に織られるか又は編組みされている熱可塑性繊維及び補強繊維の相対密度を決定することによって部品の繊維容積を調整することが可能である。加えて、異なるタイプの補強繊維を様々な密度で一緒に編組みするか又は織って、部品の特性を調整することができる。例えば、ガラス繊維、炭素繊維、及び熱可塑性繊維は、様々な密度で一緒に織られて部品の特性を調整することができる。炭素繊維は、システムの強度をもたらし、衝撃特性を高めるためにガラスを組み込むことができ、これはエンジンの入口近くに位置する部品の設計特性であり、熱可塑性繊維は、流動して強化繊維を結合することになるマトリックスである。
【００４３】
積重ねプライは、次に固化操作を受け、ここでは熱及び圧力を積重ねプライに付加して樹脂を流動させて積重ねプライを部品中で固める。プリプレグを用いて部品を作ることに加えて、代替の手法は、適切に成形された鋳型キャビティに乾燥布をレイアップすることであり、次に乾燥布に溶融樹脂を注入する。一部の実施形態によれば、その形状に起因して、ベルト４４の連続繊維予備形成アーキテクチャは、圧縮型の中に装填される。
【００４４】
一部の実施形態によれば、ベルト４４は、第１の繊維タイプ及び第２の繊維タイプで形成されたハイブリッド複合材であり、一方のタイプは連続繊維であり、他方のタイプはチョップド繊維である。２つの繊維タイプにかかわらず、形成される航空機構成要素はモノリシックである。更に、本明細書で説明する実施形態のいずれかによれば、ベルト４４は、１つの材料又は複数の材料複合材で形成され、サスペンダ４２は、ベルト４４のための金型の全て又は一部を定めることができる。
【００４５】
構成の結果として、耐荷重部品が形成され、これは、軽量化の恩恵を受けるが、航空機エンジンに関連する機械的及び環境条件に耐えるのに必須の性能及び特性を有する。加えて、高負荷に耐えることができるが先行技術の支持リングよりも軽量かつ安価なモノリシック複合ベルト４４を製作することができる。
【００４６】
高弾性ベルト４４は、サスペンダ４２を定めるアルミニウム又は他の材料の中に圧入又は締まり嵌めされる。この高弾性ベルト４４は、複合材又は他の高弾性材料から製造されて、ファンブレードプラットホームからの荷重を受け取るようになっている。高弾性ベルト４４によってこのような荷重に対応することによって、サスペンダ４２をアルミニウム等の安価で軽量の材料から製造することが可能になる。
【００４７】
ここで図５を参照すると、支持リング４０の１つの実施形態が断面図で示されている。本実施形態では、ベルト１４４はラグ６０の半径方向内側に取り付けられている。加えて、ベルト１４４は、前記の実施形態とは別の断面形状で示されている。
【００４８】
ここで図６を参照すると、別の実施形態が断面図で示されている。ベルト２４４は、ラグ６０に半径方向外側に取り付けられている。この場合も同様に、ベルト２４４は、支持リング４０の流れ面により良く一致する別の断面形状を有する。
【００４９】
ここで図７及び８を参照すると、図５に示す実施形態の別の実施形態の断面図が示されている。半径方向内側又は半径方向外側の何れにベルトを配置するかは種々の理由で決定することができる。例えば、１つの理由は、熱膨張及び作動時に部品が熱的に成長する方向によって決まる。ベルトを半径方向内側に配置するか又は半径方向外側に配置するかを決定する上での別の要因は、応力集中のバランスに関連する。代替的なハイブリッド支持リング３４０は、リング３４０のラグ端部にある半径方向内側位置に示すベルト３４４と共に示されている。図示に実施形態のベルト３４４は、複合材料で成形され、従って、比較的長いフィンガー３４６は、支持リング３４０の後方端に示されている。より長いフィンガー３４６は、このような成形のためにサスペンダを利用してベルト３４４を成形するのを助けることができる。
【００５０】
図８に示す実施形態によれば、ハイブリッド支持リング４４０は、ベルト４４４と一緒に示されている、本実施形態において、ベルト４４４には種々の材料を利用することができ、また、ベルト４４４は半径方向内側に配置される。ベルトが複合材で形成されない実施形態において、ラグは、前記の実施形態に比べて短いフィンガー４４６で形成することができ、締まり嵌め又は類似の製造結合を利用して軸線方向運動を規制しながら組み立てを助けることができる。
【００５１】
ここで図９及び１０を参照すると、図６に示す実施形態に対応して、ラグの半径方向外側位置に配置されたベルトの実施形態が示されている。最初に図９を参照すると、ハイブリッド支持リング５４０は、後方端に比較的長いフィンガー５４６を備えるように示されている。このような実施形態において及び前述のように、ベルト５４４は、必要に応じて所定位置に成形することができる。このような環境下では、より長いフィンガー５４６は、複合ベルト５４４の成形プロセスを助けるために有用とすることができる。
【００５２】
図１０を参照すると、ハイブリッド支持リング６４０は、短いフィンガー６４６を備えるように示されている。図８の前述の実施形態と同様に、支持リングの後方端のこの短いフィンガー６４６は、ベルト６４４が金属材料で形成される際に有用とすることができ、このようなサスペンダは、適切な位置にベルト６４４を配置する際に加熱して膨張させる。従って、短いフィンガー６４６は、ベルト６４４を捕らえて、作動時のベルト６４４の軸線方向運動を制限する。具体的な材料の実施例が提示されるが、これらは単に例示的であり限定的ではない。
【００５３】
構造及び方法に関する上述の記載は、説明の目的で提示されている。これは、網羅的なものではなく、又は構造及び方法を開示された厳密な形態及び／又はステップに限定することを意図すらものではなく、上述の教示に照らして多くの修正形態及び変形形態が実施可能であることは明らかである。本明細書で記載される特徴要素は、どのようにも組み合わせることができる。本明細書で記載される方法のステップは、物理的に実施可能なあらゆる順序で実施することができる。複合構造体の特定の形態が示されて説明されているが、これらに限定されるものではなく、むしろ本明細書の特許請求の範囲によってのみ限定されることを理解されたい。
【００５４】
本発明の複数の実施形態を本明細書で説明し例示してきたが、当業者であれば、本明細書で記載される機能を実施し及び／又は本明細書で記載される結果及び／又は利点のうちの１又はそれ以上を得るために他の様々な手段及び／又は構造が想定され、このような変形及び／又は修正形態の各々は、本明細書で記載される実施形態の範囲内にあるとみなされる。より一般的には、本明細書で記載される全てのパラメータ、寸法、材料、及び構成は例証を意味しており、実際のパラメータ、寸法、材料、及び構成は、本発明の教示が利用される１又は複数の特定の用途によって決まることになることは当業者には容易に理解されるであろう。当業者であれば、単に通常の実験を利用して本明細書に記載される本発明の特定の実施形態に対する多くの均等物を認識又は確認することができるであろう。従って、前記の実施形態は単に例証として提示されており、本発明の実施形態は、添付の特許請求の範囲及びその均等物の範囲内で、具体的に記載され特許請求されたものとは別の方法で実施できることを理解すべきである。本開示の発明の実施形態は、本明細書に記載される個々の特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法に向けられている。これに加えて、このような特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法が互いに矛盾していない場合、２つ以上のこのような特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法の何れかの組み合わせは、本開示の発明の範囲内に含まれる。
【００５５】
最良の形態を含む実施例を用いて実施形態を開示し、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む、本発明の装置及び／又は方法を実施することを可能にする。これらの実施例は、網羅的なものではなく、或いは、開示された厳密なステップ及び／又は形態に本開示を限定することを意図するものではなく、上述の教示に照らして多くの修正形態及び変形形態が実施可能である。本明細書で記載される特徴要素は、どのようにも組み合わせることができる。本明細書で記載される方法のステップは、物理的に実施可能なあらゆる順序で実施することができる。
【００５６】
本明細書で定義され使用される全ての定義は、辞書の定義、引用により組み込まれる文献における定義、及び／又は定義される用語の通常の意味に対して規定していると理解すべきである。本明細書及び特許請求の範囲において使用される不定冠詞「ａ」及び「ａｎ」は、明示的にそうでないことを示していない限り、「少なくとも１つ」を意味するものと理解されたい。本明細書及び特許請求の範囲において使用される表現「及び／又は」は、そのように結合された要素の「何れか又は両方」、すなわちある場合では結合的に存在し、他の場合では選言的に存在する要素を意味するものと理解すべきである。
【００５７】
また、そうでないと明確に示されていない限り、１つよりも多いステップ又は行為を含む請求項に記載される何れの方法においても、本方法のステップ又は行為の順番は、方法のステップ又は行為が記載される順番に必ずしも限定されない点を理解されたい。
【００５８】
特許請求の範囲並びに上述の明細書において、「備える」、「含む」、「担持する」、「有する」、「包含する」、「伴う」、「保持する」、「〜から構成される」などの全ての移行句は、オープンエンドであり、すなわちこれらを含むが限定されないことを意味するものと理解すべきである。米国特許商標庁の米国特許審査手続便覧（セクション２１１１．０３）に記載されているように、「〜からなる」、「〜から基本的になる」という移行句のみが、それぞれクローズド又はセミクローズドの移行句とすべきである。
【符号の説明】
【００５９】
３０  ファンセクション
３２  スピンナ
３４  側壁
３８  第２の端部
４０  支持リング
４２  サスペンダ
４４  ベルト
４６  フランジ
４７  リップ
４８  脚部
４９  開口
５１  プラットホーム
５２  ロータディスク
６０  ラグ
６２  第１の材料
６４  第２の材料
６６  溝
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【国際調査報告】
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