(57)【要約】  翼形部組立体（３０）は、前縁（３２）及び後縁（３４）と、前記前縁と前記後縁との間に延びる正圧側面（３６）と、前記前縁と該前縁の反対側の前記後縁との間に延びる負圧側面（３８）と、を有する複合材翼形部（４０）と、  前記複合材翼形部上に配置され、高密度基部（５０）を含むと共に該基部の外側又は内側の一方に配置されたノーズ部（６０）を含む、金属前縁組立体（３０）と、前記複合材翼形部と前記金属前縁組立体との間に配置された接着接合層と、を備える。【選択図】      図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
前縁（３２）及び後縁（３４）と、
前記前縁と前記後縁との間に延びる正圧側面（３６）と、
前記前縁と該前縁の反対側の前記後縁との間に延びる負圧側面（３８）と、
を有する複合材翼形部（４０）と、
前記複合材翼形部上に配置され、高密度基部（５０）を含むと共に該基部の外側又は内側の一方に配置されたノーズ部（６０）を含む、金属前縁組立体（３０）と、
前記複合材翼形部と前記金属前縁組立体との間に配置された接着接合層と、
を備える翼形部組立体。
【請求項２】
前記高密度基部は、均一な厚さで形成される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項３】
前記高密度基部は、可変の厚さで形成される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項４】
前記基部は、前記ノーズ部に溶接される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項５】
前記基部は、前記ノーズに固着される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項６】
前記基部は、前記ノーズ部の側壁よりも長い第１の脚部及び第２の脚部を有する、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項７】
前記金属前縁組立体は、半径方向において単一の構成体で形成される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項８】
前記金属前縁組立体は、半径方向において複数のセグメントで形成される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項９】
前記ノーズ部は、前記複合材翼形部に固着され、前記基部によって覆われる、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項１０】
前記金属前縁組立体は、複合材料の構造体である、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項１１】
前記金属前縁組立体は、単一材料の構造体である、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項１２】
前記ラップ部は、チタン、鋼、インコネル、又はこれらの合金のうちの少なくとも１つで形成される、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項１３】
前記翼形部は、ファンブレード、タービンブレード、圧縮機ブレード及びベーンのうちの１つである、請求項１に記載の翼形部組立体。
【請求項１４】
第１の材料で形成され、前縁（３２）、後縁（３４）、正圧側面（３６）、及び負圧側面（３８）を有する翼形部（４０）と、
前記正圧側面、前記負圧側面及び前記前縁に広がる第１の側壁（６２）及び第２の側壁（６４）を有する第２の材料の金属前縁（ＭＬＥ）組立体（３０）と、
を備える翼形部組立体であって、前記ＭＬＥ組立体は、
ブレードの半径方向外側端部にノーズ部（６０）を有し、前記ノーズ部の真下に配置されると共に前記第１の側壁及び第２の側壁を有する基部（５０）を有し、前記翼形部に接着接合されている、翼形部組立体。
【請求項１５】
前記ブレードは複合材料である、請求項１４に記載の翼形部組立体。
【請求項１６】
前記ＭＬＥ組立体はシート金属で形成される、請求項１４に記載の翼形部組立体。
【請求項１７】
前記ノーズは、中実インサートである、請求項１６に記載の翼形部組立体。
【請求項１８】
前記シート金属は、一定の厚さ又はテーパ付けされた厚さである、請求項１６に記載の翼形部組立体。
【請求項１９】
複合材翼形部（４０）のための翼形部組立体であって、
前記翼形部の側部に広がり、湾曲セクション（５６）で接合する第１の脚部（５２）及び第２の脚部（５４）を有する高密度金属シート基部（５０）を含む金属前縁組立体（３０）と、
前記基部の外側又は内側の一方に配置された金属ノーズ部（６０）と、
を備え、
前記金属前縁組立体は、前記複合材翼形部に固着される、
翼形部組立体。
【請求項２０】
前記基部は、前記複合材翼形部に固着され、前記ノーズ部は、前記基部に溶接されるか又は前記複合材翼形部に固着されるかのうちの少なくとも一方である、請求項１９に記載の翼形部組立体。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
本実施形態は、一般的にガスタービンエンジンに関する。より具体的には、限定するのもではないが、本実施形態は、複合材ブレードの衝撃能力を強化するための金属前縁組立体を有する複合材翼形部に関する。
【技術分野】
【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、これらの間には複数のコア又は推進構成要素が軸方向に配置されている。空気吸入口又は吸気口は、エンジンの前方端に位置する。後方端に向かって移動すると、順番に、吸気口の後に圧縮機、燃焼チャンバ、及びタービンが続く。当業者であれば、エンジンが、例えば低圧及び高圧圧縮機、並びに低圧及び高圧タービン等の追加の構成要素を含み得ることも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。
【０００３】
一般的に、圧縮機及びタービンは、軸線方向に多段にスタックされた翼形部の各段を含む。各段は、円周方向に離間したステータベーン列、及びタービンエンジンの中心軸又は軸線の周りで回転するローターブレード列を含む。タービンエンジンは、一般にブレードと呼ばれる各回転翼形部の間でエンジンの軸線方向に空間を置いた、一般にベーンと呼ばれる静止翼形部の複数段を含むことができる。飛行中に航空機に動力を供給するための典型的なターボファン航空機エンジンにおいて、多段低圧タービンは、２段高圧タービンの後に続き、典型的に圧縮機の上流に配置されたファンに第２のシャフトによって結合される。
【０００４】
また、典型的に、エンジンは、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され、タービンは、空気圧縮機に回転入力を提供して圧縮機翼を駆動する。第１及び第２のローターディスクは、作動時に圧縮機に動力を供給するために対応するローターシャフトによって圧縮機に結合される。
【０００５】
作動時、空気は、タービン段を通って下流に流れる高温燃焼ガスを発生させるために、圧縮機で加圧され、燃焼器で燃料と混合される。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燃焼ガスを受け取り、支持ローター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ーブレード列を通って下流に燃焼ガスを案内するステータノズル組立体を含む。ステータノズルは、隣接する下流のタービンブレードでの抽出を最大化するように高温燃焼ガスを転向させる。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段ブレードの下流に配置され、同様に、第２の支持ローターディスクから半径方向外向きに延びる第２段ローターブレード列が続く。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。
【０００６】
燃焼ガス流路及び作動パラメータの過酷な温度に起因して、タービン及び圧縮機の両方のステータベーン及び回転ブレードには、過酷な機械的及び熱的負荷によって高い応力が加わる場合がある。
【０００７】
タービンエンジンの性能を向上させるための１つの公知の手段は、エンジンの作動温度を上昇させることであり、これによって、より高温の燃焼ガス及び高いエネルギ抽出が可能になる。加えて、異物が、空気流と共にこれらの構成要素のそばを通る場合がある。しかしながら、ガスタービンエンジンの競合する目的は、エンジン内の構成要素の軽量化によって性能を改善することである。エンジン構成要素の軽量化の１つの手段は、複合材料を使用して重量を低減することである。しかしながら、一般的に、このような複合材は、翼形部区域を通過する異物により損傷する傾向があり、より高い作動温度により損傷する可能性もある。
【０００８】
前述のことから分かるように、ガスタービンエンジン構成要素のこれらの及び他の欠点を解消することが望ましいであろう。より具体的には、これらの欠点を解消して、ガスタービンエンジンのあらゆる場所で利用できる複合材翼形部の衝撃性能を改善することが望ましいであろう。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】米国特許第７，５１０，７７８号明細書
【発明の概要】
【００１０】
本発明の態様によれば、金属前縁組立体は、複合材翼形部に適用される。複合材翼形部は、ガスタービンエンジン内の種々の場所で利用することができる。金属前縁組立体は、より軽量の複合材料を利用することを可能にしながら、複合材翼形部の腐食及び衝撃特性を改善する。
【００１１】
本実施形態の一部の態様によれば、翼形部組立体は、前縁及び後縁と、前縁と後縁との間に延びる正圧側面と、前縁と該前縁の反対側の後縁との間に延びる負圧側面とを有する複合材翼形部と、複合材ブレードの上に配置され、高密度基部を含み、該基部上に配置されたノーズ部を含む金属前縁組立体と、複合材ブレードと金属前縁組立体との間に配置される接着接合層とを含む。ノーズ部は、中実インサートとすることができる。翼形部組立体において、前述の翼形部は、ファンブレード、タービンブレード、圧縮機ブレード又はベーンのうちの１つである。翼形部組立体において、高密度基部は均一な厚さ又は可変の厚さで形成される。基部は、ノーズ部に溶接すること又はノーズ部に接着接合することができる。基部は、ノーズ部の側壁よりも長い第１の脚部及び第２の脚部を有することができる。翼形部組立体において、金属前縁組立体は、半径方向において単一の構造体で形成すること、又は半径方向において複数のセグメントで形成することができる。翼形部組立体において、金属前縁組立体は、複合材料の構造体又は単一材料の構造体である。金属前縁組立体は、チタン、鋼、インコネル、又はこれらの合金のうちの少なくとも１つで形成することができる。
【００１２】
上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。
【００１３】
これらの例示的な実施形態の上述の及び他の特徴及び利点、並びにこれらを達成する方式がより明らかになり、金属前縁インサートを備えた複合金属翼形部は、添付の図面と共に実施形態の以下の説明を参照することでより良く理解できるはずである。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】航空機用ガスタービンエンジンの概略側断面図。
【図２】金属前縁を備えた例示的な翼形部の等角図。
【図３】金属前縁セクションの組立図。
【図４】金属前縁組立体を備えた例示的な翼形部の断面図。
【図５】金属前縁を備えた例示的な翼形部の第１の代替の実施形態。
【図６】金属前縁を備えた例示的な翼形部の第２の代替の実施形態。
【図７】金属前縁を備えた例示的な翼形部の第３の代替の実施形態。
【図８】金属前縁組立体を適用することができるベーンを備えた例示的なノズルセグメント。
【図９】例示的なタービンブレード及びローターディスク組立体。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
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。各実施例は、例示的に提示され、開示された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。
【００１６】
図１〜９を参照すると、金属前縁インサート組立体を有する複合材翼形部の種々の実施形態が示されている。複合材翼形部は、限定されるものではないが、ファン、圧縮機、及びタービンのブレード及びベーンの両方を含むガスタービンエンジンの種々の場所で利用することができる。金属前縁組立体により、軽量複合材を使用して翼形部の腐食及び衝撃性能を改善しながら翼形部を構成することが可能になる。
【００１７】
本明細書で使用される用語「軸方向」及び「軸方向に」とは、エンジンの長手方向軸線に沿った寸法（ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ）を意味する。「軸方向」及び「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。
【００１８】
本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの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。
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寸法の両方に対して直交する寸法を意味する。
【００１９】
最初に図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略側面図が示されている。タービンの機能は、高圧高温の燃焼ガスからエネルギを抽出し、このエネルギを仕事のための機械的エネルギに変換することである。タービン１０は、エンジン入口端部１２を有し、空気は、概して圧縮機１４、燃焼器１６、及び多段高圧タービン２０によって定められるコア又は推進器１３に入る。集合的に、推進器１３は、作動時に推力又は動力を供給する。ガスタービン１０は、航空用、発電用、工業用、又は船舶用等に使用することができる。
【００２０】
作動時、空気は、エンジン１０の空気入口端部１２を通って流入し、空気圧を増大させる少なくとも１つの圧縮段を通過して、燃焼器１６に案内される。圧縮空気は、燃料と混合されて燃焼し、高圧タービン２０に向かって燃焼器１６から流出する高温燃焼ガスをもたらす。高圧タービン２０において、エネルギは、高温燃焼ガスから抽出されてタービンブレードを回転させ、結果的にシャフト２４が回転する。シャフト２４は、エンジンの前方に延び、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のために推力をもたらす。また、低圧タービン２１は、さら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ために利用することができる。さらに、低圧空気は、エンジン構成要素の冷却を助長するために使用することができる。
【００２１】
翼形部組立体３０は、エンジン１０（図１）の種々の場所で使用するのに適合することができる。例えば、組立体３０は、ファン１８に利用することができる。組立体３０は、圧縮機１４内で使用することができる。さらに、組立体３０は、タービン２０内で利用することができる。さらに、組立体３０は、翼形部形成構成要素を有する静止ベーン又は移動ブレードと共に利用することができる。
【００２２】
ここで図２を参照すると、例示的な翼形部組立体３０の等角図が示されている。翼形部組立体３０は、基部５０及びノーズ部６０によって定められ、複合材翼形部４０を覆うようになっている。本実施形態によれば、複合材翼形部４０は、ファン、圧縮機、又はタービンと共に使用するためのブレードとすることができる。翼形部４０は、空気流が最初に関与する前縁３２及び反対側の後縁３４を含む。前縁３２及び後縁３４は、翼形部４０の両面に結合される。翼形部４０の第１の側面は、より高い圧力が生じる正圧側面３６がある。正圧側面３６の反対側は、同様に前縁から後縁３４まで延在する負圧側面３８である。翼形部４０の負圧側面は正圧側面よりも長いので、空気又は燃焼ガス流は、正圧側面３６を定める表面よりも負圧側面３８上をより高速で移動する必要がある。結果として、より低い圧力が負圧側面上に生じ、より高い圧力が正圧側面３６上に生じる。
【００２３】
ここで図３を参照すると、翼形部組立体３０の組立図は、複合材翼形部４０（図２）を取り除いて状態で示されている。本実施形態によれば、組立体３０は、複合材翼形部４０上に配置される。組立体３０は、複合材翼形部４０の耐衝撃性を改善する。
【００２４】
翼形部組立体３０は、基部５０及びノーズ部６０によって形成された金属前縁組立体を定める。本実施形態において、ノーズ部６０は、基部５０上に配置される。基部５０は、第１の脚部５２及び第２の脚部５４を含み、脚部５２は、複合材翼形部４０の正圧側面３６に広がり、第２の脚部５４は、負圧側面３８に広がる。基部５０は、２つの表面の間の接合面で翼形部４０に接着接合される。好適な接着剤は、当業者には公知であろう。一部の実施形態では、脚部５２、５４は、正圧側面３６及び負圧側面３８の全長にわたって延びることができる。しかしながら、脚部５２、５４は、全長にわたって延びるのではなく、耐熱性及び耐衝撃性に必要な複合材翼形部４０（図２）の表面の一部にわたってのみ延びるように長さを短くすることができる。この脚部５２、５４の長さは、翼形部組立体３０が配置される領域の作動温度及びこの領域での異物損傷の可能性に依存する場合がある。例えば、エンジン１０（図１）の前方領域では異物の可能性がより高く、基部材料は、正圧側面３６と負圧側面３８に沿ってより長くなる可能性が高い。
【００２５】
脚部５２、５４の対応する端部は、湾曲セクション５６である。湾曲セクション５６は、基部５０が位置決めされる複合材翼形部の形状で決まる半径を有する。翼形部組立体３０は、翼形部４０及び前縁３２の実質的な長さにわたって延びる。
【００２６】
基部５０は、高密度材料で形成され、ガスタービンエンジン環境での使用に適するステンレス鋼、チタン、インコネル、又は他の公知の材料などの種々のシート金属で形成することができる。前述のように、脚部５２、５４及び湾曲セクション５６は、一定の厚さとすること、又は複合材翼形部４０の表面に沿って予想温度又は異物可能性に依存する可変の厚さとすることができる。
【００２７】
ノーズ部６０は、湾曲セクション５６上に配置され、第１の脚部５２及び第２の脚部５４に沿って部分的に延びる。ノーズ部６０は、第１の脚部５２及び第２の脚部５４に対応する第１の側壁６２及び第２の側壁６４を含む。これらの側壁の前部は先端６６である。先端６６は、金属の中実要素とすることができ、ここから側壁６２、６４が延びている。もしくは、先端６６は、金属押出又は鋳造インサートで形成することができる。追加の代替形態として、先端６６は、複合材翼形部４０を依然として保護しながら多少の軽量化を可能にするように部分的に中空とすることができる。先端６６は、軸線方向にある長さを有しており、エンジン作動時の多少の金属摩耗が可能になり、金属前縁組立体３０が複合材翼形部４０によって空気流に入る異物又はデブリに関与することが可能になる。ノーズ先端６６の内側は、基部５０の湾曲セクション５６に対応する湾曲セクション６８を有する。側壁６２、６４は、一定の厚さ又は可変の厚さとすることができる。好ましくは、ノーズ部６０は、基部５０の材料に適合する種々の金属材料で形成することができる。
【００２８】
さらに図３を参照すると、金属前縁組立体３０は、別個の基部５０及びノーズ部６０の構成要素で組み立てられるように示されている。ノーズ部６０は、基部５０に溶接すること又は接着接合することができる。加えて、溶接及び接着を組み合わせて、基部５０及びノーズ部６０を２つの間の接合面において複合材翼形部４０に接合することができる。側壁６２、６４及び脚部５２、５４は、各部品を接着、溶接、又は接合するための大きな表面積をもたらす。
【００２９】
ここで図４を参照すると、複合材翼形部４０及び金属前縁組立体１３０の側断面図が示されている。組立体１３０は、基部５０及びノーズ部６０を含む。図３の代替案として、基部５０は、ノーズ部６０上に配置され、組立体１３０は、翼形部４０に接着接合される。このような接着剤は、当業者には明らかであろう。組立体１３０は、複合材翼形部４０上に配置され、異物による損傷から複合材料を保護し、ガスタービンエンジン１０（図１）を通って移動する高温高圧ガスの熱からの何らかの遮蔽を可能にする。ノーズ先端６６は、ハッチパターンの中実材料として示され、側壁６２、６４で取り囲まれている。もしくは、先端６６は、側壁６２、６４に接合した押出又は鋳造インサートとすることができる。側壁６２、６４の両端は、複合材翼形部４０まで延び、翼形部４０の複合材料に接合、付着、又は結合することができる。先端６６は、中実材料として示されているが、必要に応じて部分的に中空にして軽量化することができる。加えて、基部５０は、翼形部４０の長さをわたって可変の厚さの脚部５２、５４を有するように示されている。脚部５２、５４は、一定の厚さとすることができる。さらに、側壁６２、６４は、一定の厚さ又は可変の厚さとすることができる。
【００３０】
ここで図５を参照すると、金属前縁組立体２３０の第２の代替の実施形態が示されている。本実施形態において、組立体２３０は、複合材翼形部４０の所望の長さにわたって延びる単一半径方向長さで形成される。記載する組立体のいずれも、半径方向に直線的に延びることができ、半径方向長さに沿って湾曲することができ、半径方向長さに沿って捻れること又は捻れないことができる。加えて、ノーズ部６０は、基部５０の外側に配置される。
【００３１】
図６を参照すると、金属前縁３３０は、少なくとも２つのセグメント３３１、３３３で形成される。図示の実施形態では、第３のセグメント３３５は、複合材翼形部４０の所望の長さに広がるために使用される。図５及び図６を比較することで、基部は、一体成形品とすること又は複数のセグメントで形成することができ、ノーズ部も同様に、一体成形品とすること又は半径方向に延びる複数のセグメントで形成することができることを理解されたい。加えて、各構造体の組み合わせは、基部５０又はノーズ部６０の一方又は両方の継ぎ目が重なるように、図示のように複数のセグメントで又は連続した構造体として形成することができる。本実施形態において、ノーズ部６０は、基部５０の外側又は基部５０の内部に位置付けることができる。
【００３２】
図７を参照すると、金属前縁組立体の実施形態を示す実施形態が示されており、ノーズ部６０は、基部５０の内部に配置される。これは、ノーズ部が基部の外側に配置される図５の実施形態とは正反対である。
【００３３】
図８を参照すると、例示的なノズルセグメント５１０が示されている。金属前縁組立体５３０又は前述のいずれかの代替形態は、ノズルセグメント５１０のベーン５４０と共に利用することができる。タービンノズル組立体は、円周方向に結合して円周方向組立体を形成する複数のセグメント５１０によって定められる。典型的に、ノズルセグメント５１０は、円周方向に離間した複数の翼形部ベーン５４０を含み、該翼形部ベーン５４０は、弓形半径方向外側バンド又はプラットホーム５１２と、反対側の弓形半径方向内側バンド又はプラットホーム５１４とによって結合される。一般的に、これらのセグメントは、一般的にダブレットと呼ばれる配列でセグメント毎に２枚の翼形部ベーン５４０を含むことができる。代替の実施形態において、ノズルセグメントは、１枚の翼形部ベーンを含むことができ、一般的にシングレットと呼ばれる。別の代替形態において、１つのセグメントは、複数のベーン、２つよりも多いベーンを含むことができる。金属前縁組立体５３０の実施形態は、本明細書で記載する種々の実施形態のノズル設計に利用することができる。
【００３４】
図４に示すように、翼形部１４０の内部は中実とすること、又は冷却空気を案内するために隔壁で部分的に中空とすることができる。他の実施形態によれば、タービン又は圧縮機ベーン５４０は、正圧側面５３６及び横方向で反対側の負圧側面５３８を備え、正圧側面は略凹状、負圧側面は略凸状であり、後縁５３４は負圧側面及び正圧側面が接合する１つの位置に定められ、前縁５３２は負圧側面及び正圧側面が接合する第２の位置に定められる。内部的に、ノズルベーン構造の場合、翼形部４０は、正圧側面５３６と負圧側面５３８との間に延び、内部キャビティを形成する１つ又はそれ以上の隔壁を含むことができる。翼形部１４０は、内側バンド５１４にノズル入口を含み、該ノズル入口は内部キャビティに空気が流れるのを可能にして翼形部５４０の内部を保護するようになっている。
【００３５】
ベーンは、複数の冷却開口列をさらに含み、冷却空気が内部から外部の正圧側面５３６及び前縁５３２に移動して、翼形部５４０の表面に沿って冷却膜を形成することができる。また、開口は、負圧側面５３８に沿って配置することができる。加えて、後縁５３４も同様に冷却開口を含む。これらの冷却開口を利用して、高温燃焼ガスによる翼形部４０の損傷を阻止する冷却膜をもたらすことができる。
【００３６】
例えば、前述のノズルベーンを定める複合材翼形部４０は、正圧側面３６及び負圧側面３８のうちの少なくとも一方に沿って基部５０で覆うことができる。これは、金属シート材料で形成することができ、一定の厚さ又は可変の厚さとすることができる。前縁３２の方では、ノーズ部６０は、基部５０の上に配置される。しかしながら、本実施形態によるノーズ構造は、複合材翼形部４０の表面全長にわたって延びなくてもよい。しかしながら、代替的に、組立体３０が翼形部の前縁全体にわたって延び得ることは本開示の範疇にある。当業者であれば、前述の実施形態のいずれも、ファンセクション、圧縮機セクション、及びタービンセクションに用いる何らかの翼形形状部に利用できることを理解できるはずである。
【００３７】
最後に図９の実施形態において、金属前縁組立体６１０は、タービンブレード６４０に利用することができる。本図は、ローターディスク上に配列された複数の低圧タービンブレードを示す。本開示から、ＭＬＥ組立体が、圧縮機又はタービンのタービンブレード、圧縮機ブレード、ファンブレード、ステータブレードに利用できることを理解されたい。
【００３８】
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、上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。
【００３９】
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。
【００４０】
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。
【００４１】
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。
【００４２】
請求項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】
【００４３】
３０  金属前縁組立体
５０  基部
５２  脚部
５４  脚部
５６  湾曲セクション
６０  ノーズ部
６２  側壁
６４  側壁
【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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【国際調査報告】
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