DE60318814T2

DE60318814T2 - Hybrid multi-component turbine blade

Info

Publication number: DE60318814T2
Application number: DE2003618814
Authority: DE
Inventors: Scott Roger Niskayuna Finn; Jan Christopher Middletown Schilling; Wendy Wen-Ling Niskayuna Lin; Mustafa Loveland Dindar; Robert Paul Harrison Tyler
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2003-03-27
Filing date: 2003-03-27
Publication date: 2009-02-05
Anticipated expiration: 2023-03-28
Also published as: DE60318814D1

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich allgemein auf sowohl Gasturbinen als auch Dampfturbinen und, mehr im Besonderen, auf eine Turbinenschaufel, die aus mehreren Komponenten zusammengesetzt ist, die aus verschiedenen Materialien hergestellt sind.The The present invention relates generally to both gas turbines as well as steam turbines and, more specifically, on a turbine blade, which is composed of several components made up of different components Materials are made.

Dampfturbinen schließen, ohne darauf beschränkt zu sein, Ausrüstung für Dampfturbinen-Energieerzeugung und Dampfturbinen-Schiffsantrieb ein. Gasturbinen schließen, ohne darauf beschränkt zu sein, Ausrüstung für Gasturbinen-Energieerzeugung und Gasturbinen-Flugzeugtriebwerke ein. Eine bespielhafte Dampfturbine enthält typischerweise einen Hochdruck-Turbinenabschnitt, einen Niederdruck-Turbinenabschnitt oder eine Kombination beider, die durch die Dampfströmung rotiert. Eine bespielhafte Gasturbine schließt typischerweise ein Kerntriebwerk, das einen Hochdruck-Verdichter zur Komprimieren der in das Kerntriebwerk eintretenden Luftströmung, einen Brenner, in dem eine Mischung aus Treibstoff und der komprimierten Luft zur Erzeugung einer Triebgasströmung verbrannt wird und eine Hochdruck-Turbine ein, die durch die Triebgas-Strömung rotiert und die durch eine Welle größeren Durchmessers zum Antrieb des Hochdruck-Verdichters mit diesem verbunden ist. Ein typisches Frontbläser-Gasturbinen-Flugzeugtriebwerk fügt eine Niederdruck-Turbine hinzu (angeordnet nach der Hochdruck-Turbine), verbunden durch eine koaxiale Welle geringeren Durchmessers zum Antrieb des Frontbläsers (vor dem Hochdruck-Verdichter angeordnet) und zum Antrieb eines wahlweisen Niederdruck-Verdichters (zwischen Frontbläser und Hochdruck-Verdichter angeordnet). Der Niederdruck-Verdichter wird manchmal als Zusatzverdichter bzw. Nachschaltverdichter bezeichnet.steam turbines shut down, without limitation to be, equipment for steam turbine power generation and steam turbine marine propulsion. Close gas turbines, without limited to his equipment for gas turbine power generation and gas turbine aircraft engines. An exemplary steam turbine contains typically a high pressure turbine section, a low pressure turbine section or a combination of both, which rotates through the steam flow. An exemplary gas turbine typically includes a core engine, a high-pressure compressor for compressing the core engine entering airflow, a burner in which a mixture of fuel and the compressed Is burned air to produce a jet stream and a High-pressure turbine, which rotates through the engine gas flow and by a larger diameter shaft to drive the high-pressure compressor is connected to this. A typical front blower gas turbine aircraft engine add one Low pressure turbine added (arranged after the high pressure turbine), connected by a coaxial shaft of smaller diameter for driving the front blower (arranged in front of the high-pressure compressor) and for driving a optional low-pressure compressor (between front blower and High pressure compressor arranged). The low-pressure compressor is sometimes referred to as additional compressor or Nachschaltverdichter.

In der beispielhaften Gasturbine haben typischerweise der Bläser und der Hochdruck- und Niederdruck-Verdichter und -Turbinen Gasturbinen-Schaufeln, die jeweils einen Schaufelblattabschnitt einschließen, der an einem Schaftabschnitt angebracht ist. In der beispielhaften Dampfturbine haben typischerweise der Hochdruck- und Niederdruck-Turbinenabschnitt Dampfturbinen-Schaufeln, die jeweils einen Schaufelblattabschnitt einschließen, der an einem Schaftabschnitt angebracht ist. Rotorschaufeln sind Gas- oder Dampf-Turbinenschaufeln, die an einer rotierenden Gasturbinen- bzw. Dampfturbinen-Rotorscheibe angebracht sind. Statorschaufeln sind Gasturbinen-Schaufeln oder Dampfturbinen-Schaufeln, die an einem nicht rotierenden Gasturbinen- bzw. Dampfturbinen-Statorgehäuse angebracht sind. Typischerweise gibt es abwechselnde Umfangsreihen sich radial nach außen erstreckender Rotorschaufeln und sich radial nach innen erstreckender Statorschaufeln. Wenn in einer Gasturbinen-Konfiguration vorhanden, kann eine erste und/oder letzte Reihe von Statorschaufeln (auch als Einlass- und Auslass-Leitschaufeln bezeichnet) ihre radial nach innen gerichteten Enden auch an einem nicht rotierenden Gasturbinen-Statorgehäuse angebracht haben. In Gasturbinen-Designs sind auch gegenläufig rotierende „Stator"-Schaufeln bekannt. Konventionelle Gasturbinen- und Dampfturbinen-Schaufeldesigns haben typischerweise Schaufelblattabschnitte, die gänzlich aus Metall, wie Titan, oder gänzlich aus einem Verbundmaterial hergestellt sind. Die vollständig aus Metall bestehenden Schaufeln, die teure Hohlschaufeln großer Tiefe einschließen, sind schwerer im Gewicht, führen zu geringerer Treibstoff-Leistungsfähigkeit und erfordern stabilere Schaufelbefestigungen.In The exemplary gas turbine typically has the fan and high-pressure and low-pressure compressors and turbines gas turbine blades, each including an airfoil portion, the attached to a shaft portion. In the exemplary steam turbine typically the high-pressure and low-pressure turbine section steam turbine blades, the each include an airfoil portion which is attached to a shaft portion is appropriate. Rotor blades are gas or steam turbine blades attached to mounted a rotating gas turbine or steam turbine rotor disk are. Stator blades are gas turbine blades or steam turbine blades, attached to a non-rotating gas turbine or steam turbine stator housing are. Typically, there are alternating circumferential rows radially outwardly extending Rotor blades and radially inwardly extending stator blades. If present in a gas turbine configuration, a first and / or last row of stator blades (also known as inlet and outlet blades) Outlet guide vanes) their radially inwardly directed Ends also attached to a non-rotating gas turbine stator housing to have. In gas turbine designs, counter rotating "stator" blades are also known. and steam turbine blade designs typically have airfoil sections, the whole made of metal, such as titanium, or entirely are made of a composite material. The completely off Metal existing blades, the expensive hollow blades of great depth lock in, are heavier in weight, lead to lower fuel efficiency and require more stable blade attachments.

Bei einer Gasturbinen-Flugzeuganwendung sind die leichteren, vollständig aus Verbundmaterial bestehenden Schaufeln ohne eine Metall-Vorderkante empfindlicher für Beschädigung aufgrund des Ansaugens von Vögeln. Bekannte Hybridschaufeln schließen eine Verbundschaufel ein, deren Vorderkante wegen Erosion und Aufprall von Vögeln durch Metall geschützt ist (wobei der Rest der Schaufel von einem nicht metallischen Überzug bedeckt ist). Die Gasturbinen-Bläserschaufeln sind typischerweise die größten (und daher die schwersten) Schaufeln in einem Gasturbinen-Flugzeugtriebwerk und die Frontbläser-Schaufeln sind die ersten, auf die ein Vogel auftrifft. Verbundschaufeln wurden typischerweise bei Anwendungen eingesetzt, bei denen das Gewicht am wichtigsten ist. Der Wunsch nach verringertem Kollateralschaden während des Verlustes von Schaufeln zusätzlich zu höheren Betriebsgeschwindigkeiten hat jedoch den Wunsch erzeugt, das Gewicht dieser Schaufeln noch weiter zu vermindern. Beispiele von Verbundschaufeln sind in EP 0 786 580 , US 51278052 und US 5308228 gezeigt.In a gas turbine aircraft application, the lighter, all-composite blades without a metal leading edge are more susceptible to damage due to bird sucking. Known hybrid blades include a composite blade whose leading edge is protected by metal because of erosion and impact of birds (the remainder of the blade being covered by a non-metallic coating). The gas turbine fan blades are typically the largest (and therefore the heaviest) blades in a gas turbine aircraft engine and the front fan blades are the first to hit a bird. Composite blades have typically been used in applications where weight is most important. However, the desire for reduced collateral damage during the loss of blades in addition to higher operating speeds has created a desire to further reduce the weight of these blades. Examples of composite blades are in EP 0 786 580 . US 51278052 and US 5308228 shown.

Es gibt daher einen Bedarf an einer verbesserten Turbinenschaufel, spezifisch wird eine Gasturbinen-Schaufel und besonders eine Gasturbinen-Bläserschaufel benötigt, die ein geringeres Gewicht hat als entweder traditionelle Verbund- oder Hybridschaufeln. Gebraucht wird auch einen Dampfturbinen-Schaufel, die leichter ist als entweder eine traditionelle Verbund- oder Hybridschaufel.It There is therefore a need for an improved turbine blade, specifically, a gas turbine blade and more particularly a gas turbine fan blade needed which has a lower weight than either traditional composite or hybrid blades. Also needed is a steam turbine blade, which is lighter than either a traditional compound or hybrid bucket.

ZUSAMMENFASSUNGSUMMARY

Gemäß der Erfindung wird eine Mehrkomponenten-Hybrid-Turbinenschaufel geschaffen, umfassend einen Schaufelblattabschnitt mit einem Verbundabschnitt mit einer ersten Dichte und einer Ausnehmung, wobei der Schaufelblattabschnitt weiter einen Einsatzabschnitt mit einer zweiten Massendich te umfasst, die geringer ist als die erste Massendichte, wobei der Einsatzabschnitt in der Ausnehmung angeordnet und an den Verbundabschnitt gebunden ist und worin der Verbundabschnitt und der Einsatzabschnitt zusammen eine Strömungsflächenform definieren, bei der der Verbundabschnitt mehrere Verbundmaterialschichten umfasst, die Faserfilamente umfassen, die in einen Matrixbinder eingebettet sind und worin der Matrixbinder ein zäh machendes Material aus einer Vielzahl von Kautschukteilchen umfasst.According to the invention, there is provided a multi-component hybrid turbine blade comprising an airfoil portion having a composite portion having a first density and a recess, the airfoil portion further comprising an insert portion having a second mass density less than the first mass density, the insert portion disposed in the recess and bonded to the composite section and wherein the composite portion and insert portion together define a flow surface shape wherein the composite portion comprises a plurality of composite material layers comprising fiber filaments embedded in a matrix binder and wherein the matrix binder comprises a toughening material of a plurality of rubber particles.

Die Erfindung wird nun detaillierter beispielhaft unter Bezugnahme auf die Zeichnung beschrieben, in der:The The invention will now be described in more detail by way of example with reference to FIG the drawing described in the:

1 eine schematische Seitenaufrissansicht der Druckseite einer Ausführungsform der Hybrid-Turbinenschaufel der vorliegenden Erfindung ist; 1 Fig. 12 is a schematic side elevation view of the pressure side of one embodiment of the hybrid turbine blade of the present invention;

2 eine schematische Querschnittsansicht des Schaufelblattabschnittes einer Ausführungsform der Hybrid-Turbinenschaufel von 1 entlang der Linie 2-2 von 1 ist; 2 a schematic cross-sectional view of the airfoil portion of an embodiment of the hybrid turbine blade of 1 along the line 2-2 of 1 is;

3 eine schematische Querschnittsansicht des Schaufelblattabschnittes einer Ausführungsform der Hybrid-Turbinenschaufel von 4 entlang der Linie 3-3 von 4 ist; 3 a schematic cross-sectional view of the airfoil portion of an embodiment of the hybrid turbine blade of 4 along the line 3-3 of 4 is;

4 eine schematische Seitenaufrissansicht der Druckseite einer anderen Ausführungsform der Turbinenschaufel der vorliegenden Erfindung ist; 4 Fig. 12 is a schematic side elevational view of the pressure side of another embodiment of the turbine blade of the present invention;

5 eine schematische Seitenaufrissansicht der Druckseite einer anderen Ausführungsform der Turbinenschaufel der vorliegenden Erfindung ist; 5 Fig. 12 is a schematic side elevational view of the pressure side of another embodiment of the turbine blade of the present invention;

6 eine schematische Seitenaufrissansicht der Druckseite einer alternativen Ausführungsform der Turbinenschaufel der vorliegenden Erfindung ist; 6 Figure 3 is a schematic side elevation view of the pressure side of an alternative embodiment of the turbine blade of the present invention;

7 eine schematische Druckseiten-Frontansicht, eine schematische Vorderkanten-Seitenansicht, eine schematische Rückkanten-Seitenansicht, eine schematische Draufsicht und eine schematische Bodenansicht des Einsatzabschnittes einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist; 7 Fig. 12 is a schematic pressure side front view, a schematic front edge side view, a schematic back edge side view, a schematic plan view and a schematic bottom view of the insert portion of an embodiment of the present invention;

8 eine schematische Querschnittsansicht des Schaufelblattabschnittes einer Ausführungsform der Hybrid-Turbinenschaufel von 1 längs der Linie 2-2 von 1 ist, und 8th a schematic cross-sectional view of the airfoil portion of an embodiment of the hybrid turbine blade of 1 along the line 2-2 of 1 is and

9 eine schematische Querschnittsansicht des Schaufelblattabschnittes einer Ausführungsform der Hybrid-Turbinenschaufel von 1 längs der Linie 2-2 von 1 ist. 9 a schematic cross-sectional view of the airfoil portion of an embodiment of the hybrid turbine blade of 1 along the line 2-2 of 1 is.

Die Mehrkomponenten-Hybrid-Turbinenschaufel 10 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung schließt einen Schaftabschnitt 12 und einen Schaufelblattabschnitt 14, wie in den 1–6 gezeigt, ein. Der Schaufelblattabschnitt 14 hat eine vorgesehene Betriebstemperatur, eine Schaufelwurzel 16, die an dem Schaftabschnitt 12 angebracht ist, eine Schaufelspitze 18 und eine radiale Achse 20, die sich nach außen zur Schaufelspitze 18 hin und nach innen zur Schaufelwurzel 16 hin erstreckt. Der Begriff „radiale Achse" 20, wie er hierin benutzt wird, bezieht sich auf eine Bezugsachse und nicht einen physischen Teil der Hybrid-Turbinenschaufel 10. Bei einer Gasturbinen-Anwendung ist die vorgesehene Betriebstemperatur die maximale Temperatur, der der Schaufelblattabschnitt 14 während des Normalbetrie bes der (nicht gezeigten) Gasturbine erwartungsgemäß ausgesetzt ist. Ein Beispiel einer typischen Gasturbinen- und einer typischen vorgesehenen Dampfturbinen-Betriebstemperatur liegt, ohne Einschränkung, zwischen allgemein 18°C und allgemein mehreren 100°C. Die Pfeile 26 der Richtung des Mediums in 1 zeigen allgemein die Mediumrichtung an. Das Medium umfasst typischerweise Luft bei einer Gasturbinen-Anwendung und es umfasst typischerweise gesättigten Dampf oder überhitzten Dampf bei einer Dampfturbinen-Anwendung.The multi-component hybrid turbine blade 10 according to an embodiment of the present invention includes a shaft portion 12 and an airfoil section 14 as in the 1 - 6 shown, one. The airfoil section 14 has a designated operating temperature, a blade root 16 attached to the shaft section 12 attached, a blade tip 18 and a radial axis 20 extending outward to the blade tip 18 back and in to the blade root 16 extends. The term "radial axis" 20 as used herein refers to a reference axis and not a physical part of the hybrid turbine blade 10 , In a gas turbine application, the intended operating temperature is the maximum temperature of the airfoil section 14 during normal operation, the gas turbine (not shown) is expected to be exposed. An example of a typical gas turbine and typical steam turbine operating temperature is, without limitation, generally between 18 ° C and generally more than 100 ° C. The arrows 26 the direction of the medium in 1 generally indicate the medium direction. The medium typically includes air in a gas turbine application and typically includes saturated steam or superheated steam in a steam turbine application.

Bei einer Gasturbinen-Anwendung der Hybrid-Turbinenschaufel 10 schließt der Schaftabschnitt 12 typischerweise einen Schwalbenschwanz 22 zur Befestigung der Hybrid-Turbinenschaufel 10 an einer (nicht gezeigten) Rotorscheibe und eine Schaufelplattform 24 ein, um bei der radialen Aufnahme der Luftströmung zu helfen. Der Schaufelblattabschnitt 14 hat eine Vorderkante 30 und eine Hinterkante 32, wobei die Richtung 26 des Mediums allgemein von der Vorderkante 30 zur Hinterkante 32 verläuft. Der Schaufelblattabschnitt 14 hat auch eine Druckseite 34 und eine Saugseite 36, wie in 2 gezeigt, wobei der Abstand von einer Vorderkante 30 zur Hinterkante 32 über die Saugseite 36 typischerweise länger ist als der Abstand von der Vorderkante 30 zur Hinterkante 32 über die Druckseite 34. Bei einer Gasturbinen-Verdichteranwendung rotiert die Hybrid-Turbinenschaufel 10 typischerweise in einer solchen Richtung, dass die Druckseite 34 an einem Bezugspunkt vorbeigeht, bevor die Saugseite 36 an dem gleichen Bezugspunkt vorbeigeht. Bei einer Dampfturbinen-Anwendung rotiert die Hybrid-Turbinenschaufel 10 typischerweise in einer solchen Richtung, dass die Saugseite 36 an einem Bezugspunkt vorbeigeht, bevor die Druckseite 34 am gleichen Bezugspunkt vorbeigeht.In a gas turbine application of the hybrid turbine blade 10 closes the shaft section 12 typically a swallowtail 22 for fixing the hybrid turbine blade 10 on a rotor disk (not shown) and a paddle platform 24 to help with the radial absorption of the airflow. The airfoil section 14 has a leading edge 30 and a trailing edge 32 where the direction 26 of the medium generally from the leading edge 30 to the trailing edge 32 runs. The airfoil section 14 also has a print page 34 and a suction side 36 , as in 2 shown, with the distance from a leading edge 30 to the trailing edge 32 over the suction side 36 typically longer than the distance from the leading edge 30 to the trailing edge 32 over the pressure side 34 , In a gas turbine compressor application, the hybrid turbine blade rotates 10 typically in such a direction that the pressure side 34 passes a reference point before the suction side 36 passes the same reference point. In a steam turbine application, the hybrid turbine blade rotates 10 typically in such a direction that the suction side 36 passes a reference point before the pressure side 34 passes the same reference point.

Der Schaufelblattabschnitt 14 schließt auch einen Verbundabschnitt 28 ein, wie in den 2 und 3 abgebildet. Der Begriff „Verbundabschnitt", wie er hierin benutzt wird, ist als ein Abschnitt aus einem Verbundmaterial definiert. Der Begriff „Verbundmaterial" ist als ein Material definiert, bei dem irgendein (Metall- oder Nichtmetall-) Faserfilament in irgendeinem (Metall- oder Nichtmetall-) Matrixbinder eingebettet ist. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung besteht der Verbundabschnitt 28 aus aufeinander gelegten diskreten Verbundlaminierungen. Das Verbundmaterial ist aus Faserfilaments, eingebettet in einen Matrixbinder, zusammengesetzt. In einer beispielhaften Ausführungsform ist das Verbundmaterial aus Graphit-Faserfilaments, eingebettet in einem Epoxy (d. h. Epoxyharz)-Matrixbinder, zusammengesetzt. Andere Auswahlen für die Faserfilaments im Verbundmaterial schließen, ohne Einschränkung, Glasfasern, Aramidfasern, Kohlenstofffasern und Borfasern und Kombinationen davon ein. Andere Auswahlen für das Matrixharz schließen, ohne Einschränkung, Bismaleimid, Polyimid, Polyetherimid, Polyetheretherketon, Poly(arylsulfon), Polyethersulfon und Cyanatester und deren Kombinationen ein. Der Matrixbinder schließt zäh machende Materialien, wie Kautschukteilchen, ein. Der Verbundabschnitt 28 hat eine erste Massendichte und erstreckt sich radial von allgemein der Schaufelwurzel 16 zu allgemein der Schaufelspitze 18. Die erste Massendichte des Verbundabschnittes 28 liegt typischerweise in einem Bereich von etwa 1,4 g/cm³ bis etwa 2,0 g/cm³. Der Verbundabschnitt 28 erstreckt sich spannartig entlang der gesamten Vorderkante 30 und der gesamten Hinterkante 32 zwischen einer Schaufelplattform 24 und einer Schaufelspitze 18. Der Verbundabschnitt 28 erstreckt sich in der Tiefe zwischen der Vorder- und Hinterkante 30 und 32. In einer beispielhaften Konstruktion hat der Verbundabschnitt 28 keine durch die Oberfläche gehenden Löcher und keine anderen Ausnehmungen als solche, die einen (was mindestens einen bedeutet) Einsatzabschnitt 38 enthalten und keine internen Hohlräume. Verbundabschnitt 28 hat eine (was mindestens eine bedeutet) Ausnehmung 40 und die Ausnehmung 40 umfasst eine innere Vorderkante 42, eine innere Hinterkante 44, eine innere Schaufelspitzenkante 60 und eine innere Schaufelwurzelkante 62.The airfoil section 14 also includes a composite section 28 like in the 2 and 3 displayed. As used herein, the term "composite portion" is defined as a portion of a composite material. The term "composite material" is defined as a material in which any (metal or non-metal) fiber filament is in any way contemplated embedded in a metal or non-metal matrix binder. In one embodiment of the present invention, the composite section exists 28 of superimposed discrete composite laminations. The composite material is composed of fiber filaments embedded in a matrix binder. In an exemplary embodiment, the composite material is composed of graphite fiber filaments embedded in an epoxy (ie, epoxy resin) matrix binder. Other choices for the fiber filaments in the composite include, without limitation, glass fibers, aramid fibers, carbon fibers and boron fibers, and combinations thereof. Other choices for the matrix resin include, without limitation, bismaleimide, polyimide, polyetherimide, polyetheretherketone, poly (arylsulfone), polyethersulfone and cyanate esters, and combinations thereof. The matrix binder includes toughening materials such as rubber particles. The composite section 28 has a first mass density and extends radially from generally the blade root 16 too general of the blade tip 18 , The first mass density of the composite section 28 is typically in a range of about 1.4 g / cm ³ to about 2.0 g / cm ^3. The composite section 28 extends spanning along the entire leading edge 30 and the entire trailing edge 32 between a paddle platform 24 and a blade tip 18 , The composite section 28 extends in depth between the leading and trailing edges 30 and 32 , In an exemplary construction, the composite section has 28 no holes going through the surface and no other recesses as such, which provide one (meaning at least one) insert portion 38 included and no internal cavities. composite section 28 has one (which means at least one) recess 40 and the recess 40 includes an inner leading edge 42 , an inner trailing edge 44 , an inner blade tip edge 60 and an inner blade root edge 62 ,

Der Schaufelblattabschnitt 14 schließt zusätzlich einen (bedeutet mindestens einen) Einsatzabschnitt 38 (in 1–6 sichtbar). In einer Gasturbinen-Anwendung ist der Einsatzabschnitt 38 in der Hybrid-Turbinenschaufel 10 derart angeordnet ist, dass weder die Beständigkeit gegen Vogelaufschlag noch das Frequenz-Ansprechen der Hybrid-Turbinenschaufel 10 beeinträchtigt ist. Der Einsatzabschnitt 38 ist in das Standard-Aufeinanderleg- und Härtungs-Verfahren der Hybrid-Turbinenschaufel 10 eingebaut und erfordert keine speziellen Werkzeuge außer denen, die zum Herstellen des Einsatzabschnittes 38 selbst erforderlich sind. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst der Einsatzabschnitt 38 einen ersten Einsatzabschnitt 138 und einen zweiten Einsatzabschnitt 238, die nicht in physischem Kontakt miteinander stehen. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung hat „Einsatzabschnitt" 38 eine zweite Massendichte, die geringer ist als die erste Massendichte des Verbundabschnittes 28. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabschnitt 38 aus einem elastomeren Material zusammengesetzt. In einer alternativen Ausführungsform ist der Einsatzabschnitt 38 aus einem thermoplastischen Grundelastomer und leichten Füllstoffteilchen zusammengesetzt. Die leichten Füllstoffteilchen sind im Allgemeinen von identischer Größe, wobei die leichten Füllstoffteilchen eine Vielzahl lufthaltiger Hohlräume umfassen. Jeder Hohlraum in jedem leichten Füllstoffteilchen hat typischerweise ein Volumen von etwa 10^–16 mm³. Der Begriff „leicht", wie er hierin benutzt wird, ist als ein Material mit einer Dichte in einem typischen Bereich von etwa 0,001 g/cm³ bis etwa 1,2 g/cm³ definiert. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sind die leichten Füllstoffteilchen aus Polymerteilchen zusammengesetzt, wobei jedes Polymerteilchen typischerweise den Luft enthaltenden Hohlraum umfasst und jedes Polymerteilchen eine zellulare Struktur (ungeachtet der Größe, Ge-stalt, Gleichförmigkeit oder des Gehaltes) hat. Diese leichten Füllstoffteilchen sind allgemein gleichmäßig im Grundelastomer im Einsatzabschnitt 38 dispergiert. In einer Ausführungsform wird das leichte Elastomermaterial im Einsatzabschnitt 38 durch Einführen der leichten Füllstoffteilchen in das Grundelastomer vor dem Härten hergestellt. Die resultierende Dichte des Elastomermaterials im Einsatzabschnitt 38 ist geringer als die des faserverstärkten Verbundabschnittes 28.The airfoil section 14 additionally includes one (meaning at least one) insert section 38 (in 1 - 6 visible, noticeable). In a gas turbine application, the insert section is 38 in the hybrid turbine blade 10 is arranged such that neither the resistance to bird impact nor the frequency response of the hybrid turbine blade 10 is impaired. The insert section 38 is in the standard stacking and hardening process of the hybrid turbine blade 10 and requires no special tools other than those used to make the insert section 38 yourself are required. In one embodiment of the present invention, the insert portion comprises 38 a first insert section 138 and a second insert section 238 who are not in physical contact with each other. In one embodiment of the present invention, "insert section" has 38 a second mass density that is less than the first mass density of the composite section 28 , In one embodiment of the present invention, the insert section is 38 composed of an elastomeric material. In an alternative embodiment, the insert section is 38 composed of a thermoplastic base elastomer and lightweight filler particles. The lightweight filler particles are generally of identical size, the lightweight filler particles comprising a plurality of air-filled cavities. Each void in each light filler particle typically has a volume of about 10 ^-16 mm ³ . The term "light", as used herein, as a material having a density in a typical range of from about 0.001 g / cm ³ to about 1.2 g / cm ³ is defined. In one embodiment of the present invention, the light Filler particles are composed of polymer particles, each polymer particle typically comprising the air-containing cavity, and each polymer particle having a cellular structure (regardless of size, shape, uniformity or content.) These lightweight filler particles are generally uniform in the base elastomer in the insert portion 38 dispersed. In one embodiment, the lightweight elastomeric material becomes in the insert section 38 by introducing the light filler particles into the base elastomer before curing. The resulting density of the elastomeric material in the insert section 38 is lower than that of the fiber-reinforced composite section 28 ,

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst der Einsatzabschnitt 38 einen hohlen Abschnitt 95, wie in 6 gezeigt. Der Einsatzabschnitt 38 ist typischerweise aus einem thermoplastischen Material oder alternativ einem wärmegehärteten Material hergestellt. Andere Materialauswahlen, aus denen der Einsatzabschnitt 38 einschließlich des hohlen Abschnittes 95 zu konstruieren ist, schließen, darauf jedoch nicht beschränkt, thermoplastische Materialien und wärmegehärtete Materialien, Metalle, Honigwaben-Keramiken oder Silikone und Kombinationen davon ein. In einigen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabaschnitt 38 einschließlich des hohlen Abschnittes 95 durch ein Einspritzverfahren zur Produktion einer spritzgeformten Version des Einsatzabschnittes 38 hergestellt. In einigen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung umfasst der Einsatzabschnitt 38 einschließlich des hohlen Abschnittes 95 weiter interne Rippen, um die gesamte Bruchsteifheit und Festigkeit des Einsatzabschnittes 38 zu fördern. Der Fachmann wählt die Anzahl und Orientierung der internen Rippen im Einsatzabschnitt 38 aus.In another embodiment of the present invention, the insert portion comprises 38 a hollow section 95 , as in 6 shown. The insert section 38 is typically made of a thermoplastic material or, alternatively, a thermoset material. Other material choices that make up the insert section 38 including the hollow section 95 but not including thermoplastics and thermoset materials, metals, honeycomb ceramics or silicones, and combinations thereof. In some embodiments of the present invention, the insert section is 38 including the hollow section 95 by an injection method for producing an injection-molded version of the insert section 38 produced. In some embodiments of the present invention, the insert portion comprises 38 including the hollow section 95 Continue internal ribs to get the total fracture rigidity and strength of the insert section 38 to promote. The person skilled in the art will select the number and orientation of the internal ribs in the insert section 38 out.

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabschnitt 38 mit dem hohlen Abschnitt 95 hergestellt, wobei der Einsatzabschnitt 38 weiter eine (nicht gezeigte) Öffnung und ein (nicht gezeigtes) internes Rohr umfasst. Das interne Rohr ist von der Öffnung zum hohlen Abschnitt 95 gekoppelt, was gestattet, dass Strömungsmittel entweder hinzugegeben, unter Druck gesetzt oder aus dem hohlen Abschnitt 95 des Einsatzabschnittes 38 entfernt wird. In der Ausführungsform, bei der der Einsatzabschnitt 38 den hohlen Abschnitt 95 umfasst und der hohle Abschnitt 95 des Einsatzabschnittes 38 gefüllt und unter Druck gesetzt werden kann, ist das Einsatzabschnitts-Material, das typischerweise benutzt wird, ein flexibles Membranmaterial. In einer alternativen Ausführungsform hat das flexible Membranmaterial interne Verstärkungen, während in einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung das flexible Membranmaterial externe Verstärkungen aufweist. Die Anzahl und Orientierung der internen Rippen oder externen Rippen in dem Einsatzabschnitt 38 ist dem Fachmann überlassen. Während einer Herstellungs-Ausführungsform der Mehrkomponenten-Hybrid-Turbinenschaufel 10, die den Einsatzabschnitt 38 mit dem hohlen Abschnitt 95, Öffnung und internem Rohr benutzt, umfasst der Verbundabschnitt 28 weiter einen Strömungsmittelpfad, der mit der Öffnung des Einsatzabschnittes 38 auf einem Ende und mit einer äußeren Oberfläche des Verbundabschnittes 28 auf dem anderen Ende gekoppelt ist. In dieser Ausführungsform wird der Einsatzabschnitt 38, nachdem ein Teil der Verbundschichten übereinander gelegt ist, in der Ausnehmung 40 angeordnet. Der hohle Abschnitt 95 des Einsatzabschnittes 38 wird mit Strömungsmittel gefüllt und unter Druck gesetzt, sodass der Einsatzabschnitt 38 die erwünschte Gestalt annimmt. Zusätz liche Verbundschichten werden angeordnet, bedecken den Einsatzabschnitt 38, um eine fertige Version des Verbundabschnittes 28 herzustellen, während der Strömungsmittelpfad aufrechterhalten wird. In einer anderen Ausführungsform wird der hohle Abschnitt 95 des Einsatzabschnittes 38 mit Strömungsmittel gefüllt und unter Druck gesetzt, sodass der Einsatzabschnitt 38 die erwünschte Gestalt annimmt, woraufhin die weiteren Verbundschichten angeordnet werden, um den Einsatzabschnitt 38 zu bedecken und die fertige Version des Verbundabschnittes 28 herzustellen. Typischerweise wird das Strömungsmittel aus dem hohlen Abschnitt 95 des Einsatzabschnittes 38 durch den Abzugspfad abgezogen, nachdem die fertige Version des Verbundabschnittes 28 gebunden und konsolidiert ist.In another embodiment of the present invention, the insert portion 38 with the hollow section 95 manufactured, wherein the insert section 38 further an opening (not shown) and an internal pipe (not shown). The internal tube is from the opening to the hollow section 95 coupled, allowing fluid to either be added, pressurized or removed from the hollow section 95 of the insert section 38 Will get removed. In the embodiment in which the insert portion 38 the hollow section 95 includes and the hollow section 95 of the insert section 38 can be filled and pressurized, the insert portion material that is typically used is a flexible membrane material. In an alternative embodiment, the flexible membrane material has internal reinforcements while in another embodiment of the present invention the flexible membrane material has external reinforcements. The number and orientation of internal ribs or external ribs in the insert section 38 is left to the skilled person. During a manufacturing embodiment of the multi-component hybrid turbine blade 10 that the insert section 38 with the hollow section 95 , Used opening and internal pipe, includes the composite section 28 further includes a fluid path that communicates with the opening of the insert portion 38 on one end and with an outer surface of the composite section 28 coupled on the other end. In this embodiment, the insert portion 38 After a part of the composite layers is superimposed, in the recess 40 arranged. The hollow section 95 of the insert section 38 is filled with fluid and pressurized so that the insert section 38 takes on the desired shape. Additional composite layers are arranged covering the insert section 38 to get a finished version of the composite section 28 while maintaining the fluid path. In another embodiment, the hollow section 95 of the insert section 38 filled with fluid and pressurized, so that the insert section 38 takes the desired shape, after which the further composite layers are arranged to the insert portion 38 to cover and the finished version of the composite section 28 manufacture. Typically, the fluid will be from the hollow section 95 of the insert section 38 withdrawn through the trigger path after the finished version of the composite section 28 bound and consolidated.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung liegt die resultierende zweite Massendichte des Einsatzabschnittes 38, der nach der vorliegenden Erfindung hergestellt ist, allgemein in einem typischen Bereich von 0,01 g/cm³ bis etwa 0,9 g/cm³. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung liegt die Dichte des Einsatzabschnittes 38, umfassend den hohlen Abschnitt 95, aus dem Strömungsmittel entfernt wurde, nachdem die Herstellung der Hybrid-Turbinenschaufel 10 abgeschlossen war, allgemein in einem typischen Bereich von etwa 0,01 g/cm³ bis etwa 0,9 g/cm³. Die zweite Massendichte des Einsatzabschnittes 38 ist geringer als die erste Massendichte des Verbundabschnittes 28. Der Einsatzabschnitt 38 umfasst weiter eine Einsatz-Vorderkante 43, eine Einsatz-Hinterkante 45, eine Einsatz-Schaufelspitzenkante 61 und eine Einsatz-Schaufelwurzelkante 63.In one embodiment of the present invention, the resulting second mass density of the insert portion is 38 manufactured according to the present invention, generally in a typical range of 0.01 g / cm ³ to about 0.9 g / cm ³ . In another embodiment of the present invention, the density of the insert portion is 38 comprising the hollow section 95 , was removed from the fluid after the production of the hybrid turbine blade 10 was complete, generally in a typical range of from about 0.01 g / cm ³ to about 0.9 g / cm ^3. The second mass density of the insert section 38 is less than the first mass density of the composite section 28 , The insert section 38 further includes an insert leading edge 43 , an insert trailing edge 45 , an insert blade tip edge 61 and an insert vane root edge 63 ,

Die hohe Dehnungsfähigkeit und der geringe Elastizitätsmodul des Elastomermaterials im Einsatzabschnitt 38 gestattet das effiziente Übertragen mechanischer Belastun gen um den Einsatzabschnitt 38 herum statt durch den Einsatzabschnitt 38 hindurch. In einer Ausführungsform hat das elastomere Material des Einsatzabschnittes 38 eine Dehnungsfähigkeit von mindestens etwa 20% und einen Bereich des Elastizitätsmoduls von etwa 3500 kPa bis etwa 350000 kPa. Der Elastizitätsmodul und die Dehnungsfähigkeit des Materials des Einsatzabschnittes ist derart ausgewählt, dass das Material des Einsatzabschnittes während der Herstellung des Einsatzabschnittes 38 eine geringe Verformung aufweist und die Festigkeit hat, einem Reißen während der Fabrikation zu widerstehen. Zusätzlich ist das Material des Einsatzabschnittes derart ausgewählt, dass das Material des Einsatzabschnittes in der Lage ist, Kurzzeit- und Langzeitermüdung zu widerstehen. Kurzzeitermüdung wird typischerweise durch etwa 30.000 Start- und Beendigungszyklen repräsentiert, während die Langzeitermüdung typischerweise durch mehr als 1.000.000 Rotationszyklen repräsentiert wird.The high extensibility and low elastic modulus of the elastomeric material in the insert section 38 allows the efficient transfer of mechanical loads around the insert section 38 around instead of through the insert section 38 therethrough. In one embodiment, the elastomeric material of the insert portion 38 an extensibility of at least about 20% and a modulus of elasticity of about 3500 kPa to about 350000 kPa. The modulus of elasticity and extensibility of the insert portion material is selected such that the material of the insert portion during manufacture of the insert portion 38 has a low deformation and has the strength to withstand cracking during fabrication. Additionally, the insert portion material is selected such that the insert portion material is able to withstand short term and long term fatigue. Short term fatigue is typically represented by about 30,000 start and finish cycles, while long term fatigue is typically represented by more than 1,000,000 rotation cycles.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabschnitt 38 so gebildet, dass er genügend Steifheit und Abmessungsstabilität aufweist, um die Schaufelblattgestalt während der Fabrikation des Verbundabschnittes 28 aufrechtzuerhalten. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabschnitt 38 so geformt, dass er genügend Nachgiebigkeit und Flexibilität beibehält, sodass sich der Einsatzabschnitt 38 an die Ausnehmung 40 anpasst. Der Fachmann wählt die Anzahl und den Ort der Einsatzabschnitte 38.In one embodiment of the present invention, the insert section is 38 formed to have sufficient rigidity and dimensional stability to form the airfoil shape during fabrication of the composite section 28 maintain. In one embodiment of the present invention, the insert section is 38 shaped so that it retains sufficient compliance and flexibility so that the insert section 38 to the recess 40 adapts. The skilled person selects the number and location of the insert sections 38 ,

Der Einsatzabschnitt 38 ist an den Verbundabschnitt 28 gebunden. Das Verbinden erfolgt durch Adhäsion zwischen dem Material des Einsatzabschnittes und dem Material des Verbundabschnittes. Andere Beispiele des Verbindens schließen, ohne Einschränkung, Autoklavenzyklus-Härten, Klebstoffverbinden und Fusionsverbinden (Klebefilm oder -paste) ein.The insert section 38 is at the composite section 28 bound. The bonding is effected by adhesion between the material of the insert portion and the material of the composite portion. Other examples of bonding include, without limitation, autoclave cycle curing, adhesive bonding, and fusion bonding (adhesive film or paste).

Der Einsatzabschnitt 38 hat ein zweites Volumen und in einer alternativen Ausführungsform ist das zweite Volumen allgemein mindestens gleich 10% eines ersten Volumens des Verbundabschnittes 28. Der Verbundabschnitt 28 und der Einsatzabschnitt 38 (der in einer Ausführungsform zwei oder mehr Einsatzabschnitte umfasst, wie in den 3, 4 und 5 durch einen ersten Einsatzabschnitt 138, einen zweiten Einsatzabschnitt 238 und einen dritten Einsatzabschnitt 338 gezeigt) zusammen definieren typischerweise eine Schaufelblattgestalt.The insert section 38 has a second volume, and in an alternative embodiment, the second volume is generally at least equal to 10% of a first volume of the composite portion 28 , The composite section 28 and the Einsatzab cut 38 (which in one embodiment comprises two or more insert sections, as in FIGS 3 . 4 and 5 through a first insert section 138 , a second insert section 238 and a third insert section 338 shown) together typically define an airfoil shape.

Der Verbundabschnitt 28 umfasst eine Ausnehmung 40, wie in den 1 und 2 einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung abgebildet, wobei eine Hauptachse 80 der Ausnehmung 40 parallel der Radialachse 20 verläuft. Die Ausnehmung 40 hat eine innere Vorderkante 42, eine innere Hinterkante 44, eine innere Schaufelspitzenkante 60 und eine innere Schaufelwurzelkante 62. Der Einsatzabschnitt 38 ist in der Ausnehmung 40 so angeordnet, dass die Vorderkante 43 des Einsatzes auf der inneren Vorderkante 42 angeordnet ist, die Hinterkante 45 des Einsatzes ist auf der inneren Hinterkante 44 angeordnet ist, die Einsatz-Schaufelspitzenkante 61 auf der inneren Schaufelspitzenkante 60 angeordnet ist und die Einsatz-Schaufelwurzelkante 63 auf der inneren Schaufelwurzelkante 62 angeordnet ist.The composite section 28 includes a recess 40 as in the 1 and 2 an embodiment of the present invention, wherein a main axis 80 the recess 40 parallel to the radial axis 20 runs. The recess 40 has an inner leading edge 42 , an inner trailing edge 44 , an inner blade tip edge 60 and an inner blade root edge 62 , The insert section 38 is in the recess 40 arranged so that the leading edge 43 the insert on the inner front edge 42 is arranged, the trailing edge 45 the insert is on the inner trailing edge 44 is arranged, the insert blade tip edge 61 on the inner blade tip edge 60 is arranged and the insert blade root edge 63 on the inner blade root edge 62 is arranged.

In einer beispielhaften Ausführungsform schließt der Verbundabschnitt 28, wie in den 3 und 4 abgebildet, eine erste Ausnehmung 140, eine zweite Ausnehmung 240 und eine dritte Ausnehmung 340 ein. Eine erste Ausnehmungs-Hauptachse 180, eine zweite Ausnehmungs-Hauptachse 280 und eine dritte Ausnehmungs-Hauptachse 380 der Ausnehmungen 140, 240 bzw. 340 liegen parallel zur radialen Achse 20. Die Hauptachsen 180, 280 und 380 der Ausnehmungen 140, 240 bzw. 340 sind von typischerweise der Schaufelplattform 24 zur Schaufelspitze 18 entlang der Spanne des Schaufelblattabschnittes 14 orientiert. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden Einsatzabschnitte 138, 238 und 338 benutzt und sind in jeder der entsprechenden ersten, zweiten bzw. dritten Ausnehmung 140, 240 bzw. 340 angeordnet. Die erste, zweite und dritte Ausnehmung 140, 240 und 340 haben eine erste innere Vorderkante 142, eine zweite innere Vorderkante 242 und eine dritte innere Vorderkante 342, eine erste innere Hinterkante 144, eine zweite innere Hinterkante 244 und eine dritte innere Hinterkante 344, eine erste innere Schaufelspitzenkante 160, eine zweite innere Schaufelspitzenkante 260 und eine dritte innere Schaufelspitzenkante 360 und eine erste innere Schaufelwurzelkante 162, eine zweite innere Schaufelwurzelkante 262 und eine dritte innere Schaufelwurzelkante 362. Der erste Einsatzabschnitt 138, zweite Einsatzabschnitt 238 und dritte Einsatzabschnitt 338 hat eine erste Einsatz-Vorderkante 143, eine zweite Einsatz-Vorderkante 243 und eine dritte Vorderkante 343, eine erste Einsatz-Hinterkante 145, eine zweite Einsatz-Hinterkante 245 und eine dritte Hinterkante 345, eine erste Einsatz-Schaufelspitzenkante 161, eine zweite Schaufelspitzenkante 261 und eine dritte Schaufelspitzenkante 361 und eine erste Einsatz-Schaufelwurzelkante 163, eine zweite Schaufelwurzelkante 263 und eine dritte Schaufelwurzelkante 363. Die Einsatzabschnitte 138, 238 und 338 sind auf den Ausnehmungen 140, 240 bzw. 340 so angeordnet, dass die erste Einsatz-Vorderkante 143, die zweite Einsatz-Vorderkante und dritte Einsatz-Vorderkante 343 auf der ersten inneren Vorderkante 142, zweiten inneren Vorderkante 242 und dritten inneren Vorderkante 342 angeordnet sind, die erste Einsatz-Hinterkante 145, zweite Einsatz-Hinterkante 245 und dritte Einsatz-Hinterkante 345 sind auf der ersten inneren Hinterkante 144, zweiten inneren Hinterkante 244 und dritten inneren Hinterkante 344 angeordnet, die erste Einsatz-Schaufelspitzenkante 161, zweite Einsatz- Schaufelspitzenkante 261 und dritte Einsatz-Schaufelspitzenkante 361 sind auf der ersten inneren Schaufelspitzenkante 160, zweiten inneren Schaufelspitzenkante 260 und dritten inneren Schaufelspitzenkante 360 angeordnet und die erste Einsatz-Schaufelwurzelkante 163, zweite Einsatz-Schaufelwurzelkante 263 und dritte Einsatz-Schaufelwurzelkante 363 sind auf der ersten inneren Schaufelwurzelkante 162, zweiten inneren Schaufelwurzelkante 262 bzw. dritten inneren Schaufelwurzelkante 362 angeordnet.In an exemplary embodiment, the composite section closes 28 as in the 3 and 4 shown, a first recess 140 , a second recess 240 and a third recess 340 one. A first main recess axis 180 , a second recess major axis 280 and a third recess major axis 380 the recesses 140 . 240 respectively. 340 lie parallel to the radial axis 20 , The main axes 180 . 280 and 380 the recesses 140 . 240 respectively. 340 are of the blade platform typically 24 to the blade tip 18 along the span of the airfoil section 14 oriented. In one embodiment of the present invention, insert sections become 138 . 238 and 338 used and are in each of the corresponding first, second and third recess 140 . 240 respectively. 340 arranged. The first, second and third recesses 140 . 240 and 340 have a first inner leading edge 142 , a second inner leading edge 242 and a third inner leading edge 342 , a first inner trailing edge 144 , a second inner trailing edge 244 and a third inner trailing edge 344 , a first inner blade tip edge 160 , a second inner blade tip edge 260 and a third inner blade tip edge 360 and a first inner blade root edge 162 , a second inner blade root edge 262 and a third inner blade root edge 362 , The first insert section 138 , second insert section 238 and third insert section 338 has a first insert leading edge 143 , a second insert leading edge 243 and a third leading edge 343 , a first insert trailing edge 145 , a second insert trailing edge 245 and a third trailing edge 345 , a first insert blade tip edge 161 , a second blade tip edge 261 and a third blade tip edge 361 and a first insert vane root edge 163 , a second blade root edge 263 and a third blade root edge 363 , The insert sections 138 . 238 and 338 are on the recesses 140 . 240 respectively. 340 arranged so that the first insert leading edge 143 , the second insert leading edge and third insert leading edge 343 on the first inner leading edge 142 , second inner leading edge 242 and third inner leading edge 342 are arranged, the first insert trailing edge 145 , second insert trailing edge 245 and third insert trailing edge 345 are on the first inner trailing edge 144 , second inner trailing edge 244 and third inner trailing edge 344 arranged, the first insert blade tip edge 161 , second insert blade tip edge 261 and third insert blade tip edge 361 are on the first inner blade tip edge 160 , second inner blade tip edge 260 and third inner blade tip edge 360 arranged and the first insert vane root edge 163 , second insert vane root edge 263 and third insert scoop root edge 363 are on the first inner blade root edge 162 , second inner blade root edge 262 or third inner blade root edge 362 arranged.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung schließt, wenn der erste Einsatzabschnitt 138 und der zweite Einsatzabschnitt 238 (in anderen Worten, mindestens zwei Einsatzabschnitte) benutzt werden, der Verbundabschnitt 28 eine Rippe 46 ein, die typischerweise aus dem gleichen Verbundmaterial wie der Verbundabschnitt zusammengesetzt ist. Die Rippe 46 ist zwischen dem ersten und zweiten Einsatzabschnitt 138 und 238 angeordnet und mit diesen verbunden. Die Rippe 46 erstreckt sich zwischen der ersten inneren Hinterkante 144 und der zweiten inneren Vorderkante 242, wie in 4 abgebildet. Ein erwünschter Ort für den ersten Einsatzabschnitt 138 und den zweiten Einsatzabschnitt 238 ist dichter bei der Schaufelwurzel 16 als der Schaufelspitze 18. Wird der dritte Einsatzabschnitt 338 benutzt, dann wird eine zusätzliche Rippe (wie zusätzliche Rippe 48, wie in den 3 und 4 abgebildet) benutzt, um sich zwischen der zweiten inneren Hinterkante 244 und dritten inneren Vorderkante 342 des Schaufelblattabschnittes 14 zu erstrecken. Alternative Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung benutzen zusätzliche Zahlen von Einsatzabschnitten und zusätzliche Rippen, um die Festigkeit der Hybrid-Turbinenschaufel 10 zu bewahren. Zusätzliche Rippen sorgen für verbesserte Steifheit und wirken bei der Begrenzung des Risswachstums und der Schichtentrennung. Zusätzliche Rippen sind auch typischerweise aus dem gleichen Verbundmaterial wie der Verbundabschnitt 28 und die Rippe 46 zusammengesetzt. Die Orientierung der Rippen bleibt dem Fachmann überlassen. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst der erste Einsatzabschnitt 138 einen ersten hohlen Einsatzabschnitt 195 und der zweite Einsatzabschnitt 238 umfasst einen zweiten hohlen Einsatzabschnitt 295. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst der erste Einsatzabschnitt 138 den ersten hohlen Einsatzabschnitt 195, der zweite Einsatzabschnitt 238 umfasst den zweiten hohlen Einsatzabschnitt 295 und der dritte Einsatzabschnitt 338 umfasst einen dritten Einsatzabschnitt 338. Die Struktur für den ersten Einsatzabschnitt 138, umfassend den ersten hohlen Einsatzabschnitt 195, den zweiten Einsatzabschnitt 238, umfassend den zweiten hohlen Einsatzabschnitt 295 und den dritten Einsatzabschnitt 338, umfassend den dritten Einsatzabschnitt 338, ist ähnlich der, die oben für den Einsatzabschnitt 38 beschrieben ist, der den hohlen Abschnitt 95 umfasst.In one embodiment of the present invention, when the first insert section closes 138 and the second insert section 238 (In other words, at least two insert sections) are used, the composite section 28 a rib 46 typically composed of the same composite material as the composite section. The rib 46 is between the first and second insert section 138 and 238 arranged and connected to these. The rib 46 extends between the first inner trailing edge 144 and the second inner leading edge 242 , as in 4 displayed. A desirable location for the first deployment section 138 and the second insert section 238 is closer to the blade root 16 as the blade tip 18 , Becomes the third insert section 338 used, then an extra rib (like additional rib 48 as in the 3 and 4 pictured) used to move between the second inner trailing edge 244 and third inner leading edge 342 of the airfoil section 14 to extend. Alternative embodiments of the present invention use additional numbers of insert sections and additional ribs to increase the strength of the hybrid turbine blade 10 to preserve. Additional ribs provide improved stiffness and limit crack growth and delamination. Additional ribs are also typically of the same composite material as the composite section 28 and the rib 46 composed. The orientation of the ribs is left to the expert. In another embodiment of the present invention, the first insert section 138 a first hollow insert section 195 and the second insert section 238 includes a second hollow insert portion 295 , In another embodiment of the present invention, the first insert section comprises 138 the first hollow insert section 195 , the second insert section 238 includes the second hollow insert section 295 and the third insert section 338 includes a third insert section 338 , The structure for the first insert section 138 comprising the first hollow insert section 195 , the second insert section 238 comprising the second hollow insert section 295 and the third insert section 338 comprising the third insert section 338 , is similar to the one above for the insert section 38 described is the hollow section 95 includes.

In einer alternativen Ausführungsform schließt der Verbundabschnitt 28, wie in 5 abgebildet, die erste Ausnehmung 140, zweite Ausnehmung 240 und dritte Ausnehmung 340 ein. Die Hauptachse 180 der ersten Ausnehmung, Hauptachse 280 der zweiten Ausnehmung und Hauptachse 380 der dritten Ausnehmung jeder der Ausnehmungen 140, 240 bzw. 340 steht senkrecht zur Radialachse 20 (d. h., die Hauptachse 180, 280 und 380 von Ausnehmung 140, 240 bzw. 340 ist von der Vorderkante 30 zur Hinterkante 32 entlang der Tiefe des Schaufelblattabschnittes 14 orientiert). Die erste Ausnehmung 140, zweite Ausnehmung 240 und dritte Ausnehmung 340 ist ähnlich solchen Elementen, die oben für 3 und 4 beschrieben wurden. Die Orientierungen des ersten Einsatzabschnittes 138, des zweiten Einsatzabschnittes 238 und des dritten Einsatzabschnittes 338 sind ähnlich solchen Elementen, die oben für 3 und 4 beschrieben wurden. Wer den mehr als ein Einsatzabschnitt 38 von 5 benutzt, dann schließt der Verbundabschnitt 28 typischerweise eine Rippe 46 des gleichen Verbundmaterials wie dem Verbundabschnitt 28 ein. Die Rippe 46 ist zwischen dem ersten Einsatzabschnitt 138 und dem zweiten Einsatzabschnitt 238 angeordnet und mit diesen verbunden, wobei sich die Rippe 46 zwischen einer ersten inneren Schaufelwurzelkante 162 und einer zweiten inneren Schaufelspitzenkante 260 erstreckt. In einer alternativen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, die den dritten Einsatzabschnitt 338 benutzt, kann eine zusätzliche Rippe, wie die zusätzliche Rippe 48, die sich zwischen der zweiten inneren Schaufelwurzelkante 262 und der dritten inneren Schaufelspitzenkante 360 in dem Schaufelblattabschnitt 14 erstreckt, benutzt werden. Wie oben erläutert, benutzen alternative Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung zusätzliche Anzahlen von Einsatzabschnitten und zusätzliche Rippen, um die Festigkeit der Hybrid-Turbinenschaufel 10 zu bewahren. Die zusätzlichen Rippen werden benutzt, um Steifheit zu verbessern und Risse/Schichtentrennung zu stoppen. Die Orientierung der Rippen bleibt dem Fachmann überlassen.In an alternative embodiment, the composite section closes 28 , as in 5 pictured, the first recess 140 , second recess 240 and third recess 340 one. The main axis 180 the first recess, main axis 280 the second recess and main axis 380 the third recess of each of the recesses 140 . 240 respectively. 340 is perpendicular to the radial axis 20 (ie, the main axis 180 . 280 and 380 of recess 140 . 240 respectively. 340 is from the front edge 30 to the trailing edge 32 along the depth of the airfoil section 14 oriented). The first recess 140 , second recess 240 and third recess 340 is similar to those elements above for 3 and 4 have been described. The orientations of the first insert section 138 , the second insert section 238 and the third insert section 338 are similar to those elements above for 3 and 4 have been described. Who the more than one use section 38 from 5 then the composite section closes 28 typically a rib 46 of the same composite material as the composite section 28 one. The rib 46 is between the first insert section 138 and the second insert section 238 arranged and connected to these, with the rib 46 between a first inner blade root edge 162 and a second inner blade tip edge 260 extends. In an alternative embodiment of the present invention, the third insert section 338 can use an extra rib, like the extra rib 48 extending between the second inner blade root edge 262 and the third inner blade tip edge 360 in the airfoil section 14 extends, be used. As discussed above, alternative embodiments of the present invention utilize additional numbers of insert sections and additional ribs to increase the strength of the hybrid turbine blade 10 to preserve. The additional ribs are used to improve stiffness and stop cracks / delamination. The orientation of the ribs is left to the expert.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung hat ein einzelner Einsatzabschnitt 38 Grenzflächen mit dem Verbundabschnitt 28, wie in 1 und 6 gezeigt. In einer spezifischeren Ausführungsform, wie in 7 gezeigt, ist eine abgeschrägte Vorderkante 81 der Druckseite zwischen der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Vorderkante 43 angeordnet, um einen ersten inneren Druckseitenwinkel 100 zu bilden, wobei der erste innere Druckseitenwinkel 100 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der erste innere Druckseitenwinkel 100 wird zwischen der abgeschrägten Vorderkante 81 der Druckseite und der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Vorderkante 91 der Saugseite ist zwischen der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Vorderkante 43 angeordnet, um einen ersten inneren Saugseitenwinkel 102 zu bilden, wobei der erste innere Saugseitenwinkel 102 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der erste innere Saugseitenwinkel 102 wird zwischen der abgeschrägten Vorderkante 91 der Saugseite und der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Hinterkante 82 der Druckseite ist zwischen der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Hinterkante 45 angeordnet, um einen zweiten inneren Druckseitenwinkel 104 zu bilden, wobei der zweite innere Druckseitenwinkel 104 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der zweite innere Druckseitenwinkel 104 wird zwischen der abgeschrägten Hinterkante 82 der Druckseite und der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Hinterkante 92 der Saugseite ist zwischen der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Hinterkante 45 angeordnet, um einen zweiten inneren Saugseitenwinkel 106 zu bilden, wobei der zweite innere Saugseitenwinkel 106 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der zweite innere Saugseitenwinkel 106 wird zwischen der abgeschrägten Hinterkante 92 der Saugseite und der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Schaufelspitzenkante 83 der Druckseite ist zwischen der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Schaufelspitzenkante 61 angeordnet, um einen dritten inneren Druckseitenwinkel 108 zu bilden, wobei der dritte innere Druckseitenwinkel 108 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der dritte innere Druckseitenwinkel 108 wird zwischen der abgeschrägten Schaufelspitzenkante 83 der Druckseite und der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Schaufelspitzenkante 93 der Saugseite ist zwischen der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz- Schaufelspitzenkante 61 angeordnet, um einen dritten inneren Saugseitenwinkel 110 zu bilden, wobei der dritte innere Saugseitenwinkel 110 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der dritte innere Saugseitenwinkel 110 wird zwischen der abgeschrägten Schaufelspitzenkante 93 der Saugseite und der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Schaufelwurzelkante 84 der Druckseite ist zwischen der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Schaufelwurzelkante 63 angeordnet, um einen vierten inneren Druckseitenwinkel 112 zu bilden, wobei der vierte innere Druckseitenwinkel 112 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der vierte innere Druckseitenwinkel 112 wird zwischen der abgeschrägten Schaufelwurzelkante 84 der Druckseite und der Druckseite 34 des Einsatzabschnittes 38 gemessen. Eine abgeschrägte Schaufelwurzelkante 94 der Saugseite ist zwischen der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 und der Einsatz-Schaufelwurzelkante 63 angeordnet, um einen vierten inneren Saugseitenwinkel 114 zu bilden, wobei der vierte innere Saugseitenwinkel 114 typischerweise in einem Bereich von etwa 20° bis etwa 179° liegt. Der vierte innere Saugseitenwinkel 114 wird zwischen der abgeschrägten Schaufelwurzelkante 94 der Saugseite und der Saugseite 36 des Einsatzabschnittes 38 gemessen.In one embodiment of the present invention has a single insert section 38 Interfaces with the composite section 28 , as in 1 and 6 shown. In a more specific embodiment, as in 7 shown is a beveled leading edge 81 the pressure side between the pressure side 34 of the insert section 38 and the insert leading edge 43 arranged to a first inner pressure side angle 100 form, wherein the first inner pressure side angle 100 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The first inner pressure side angle 100 is between the beveled leading edge 81 the pressure side and the pressure side 34 of the insert section 38 measured. A beveled leading edge 91 the suction side is between the suction side 36 of the insert section 38 and the insert leading edge 43 arranged to a first inner suction side angle 102 to form, with the first inner suction side angle 102 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The first inner suction side angle 102 is between the beveled leading edge 91 the suction side and the suction side 36 of the insert section 38 measured. A bevelled trailing edge 82 the pressure side is between the pressure side 34 of the insert section 38 and the insert trailing edge 45 arranged to a second inner pressure side angle 104 form, wherein the second inner pressure side angle 104 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The second inner pressure side angle 104 is between the bevelled trailing edge 82 the pressure side and the pressure side 34 of the insert section 38 measured. A bevelled trailing edge 92 the suction side is between the suction side 36 of the insert section 38 and the insert trailing edge 45 arranged to a second inner suction side angle 106 to form, with the second inner suction side angle 106 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The second inner suction side angle 106 is between the bevelled trailing edge 92 the suction side and the suction side 36 of the insert section 38 measured. A beveled blade tip edge 83 the pressure side is between the pressure side 34 of the insert section 38 and the insert blade tip edge 61 arranged to a third inner pressure side angle 108 form, wherein the third inner pressure side angle 108 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The third inner pressure side angle 108 is between the beveled blade tip edge 83 the pressure side and the pressure side 34 of the insert section 38 measured. A beveled blade tip edge 93 the suction side is between the suction side 36 of the insert section 38 and the insert blade tip edge 61 arranged to a third inner suction side angle 110 to form, with the third inner suction side angle 110 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The third inner suction side angle 110 is between the beveled blade tip edge 93 the suction side and the suction side 36 of the insert section 38 measured. A beveled blade root edge 84 the pressure side is between the pressure side 34 of the insert section 38 and the insert vane root edge 63 arranged to a fourth inner pressure side angle 112 to form, the fourth inner pressure side angle 112 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The fourth inner pressure side angle 112 gets between the beveled blade root edge 84 the pressure side and the pressure side 34 of the insert section 38 measured. A beveled blade root edge 94 the suction side is between the suction side 36 of the insert section 38 and the insert vane root edge 63 arranged to a fourth inner suction side angle 114 to form, the fourth inner suction side angle 114 typically in a range of about 20 ° to about 179 °. The fourth inner suction side angle 114 gets between the beveled blade root edge 94 the suction side and the suction side 36 of the insert section 38 measured.

In verwandten Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung gibt es mindestens zwei Einsatzabschnitte (gezeigt in den 4 und 5 als erster Einsatzabschnitt 138, zweiter Einsatzabschnitt 238 und dritter Einsatzabschnitt 338) und diese haben Grenzflächen mit Verbundabschnitt 28, und die Einsatzabschnitte 138, 238 und 338 umfassen die gleichen internen Winkelkonfiguration, die oben für den Einsatzabschnitt 38 beschrieben und in 7 abgebildet ist.In related embodiments of the present invention, there are at least two insert sections (shown in FIGS 4 and 5 as the first application section 138 , second insert section 238 and third insert section 338 ) and these have interfaces with composite section 28 , and the insert sections 138 . 238 and 338 include the same internal angle configuration above for the insert section 38 described and in 7 is shown.

In einigen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung schließt der Schaufelblattabschnitt 14 der 2 und 6 einen Erosionsüberzug 52 ein, wie in 1–3, 5–6 und 8–9 gezeigt. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 von 2 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und der Erosionsüberzug 52 ist auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 von 2 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden und der Erosionsüberzug 52 ist auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und damit verbunden. In einer Ausführungsform wurde Polyurethan als das Material für den Erosionsüberzug 52 von 6 ausgewählt, da das Polyurethan eine größere Erosionsbeständigkeit bietet als der Verbundabschnitt 28.In some embodiments of the present invention, the airfoil section closes 14 of the 2 and 6 an erosion coating 52 a, like in 1 - 3 . 5 - 6 and 8th - 9 shown. In one embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 from 2 on at least part of the printed page 34 arranged and the erosion coating 52 is on at least part of the suction side 36 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 from 2 on at least part of the printed page 34 arranged and connected and the erosion coating 52 is on at least part of the suction side 36 arranged and connected. In one embodiment, polyurethane was used as the material for the erosion coating 52 from 6 because the polyurethane offers greater erosion resistance than the composite section 28 ,

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein schützender Vorderkantenüberzug 70 auf der Vorderkante 30, mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet. In einer beispielhaften Ausführungsform wurde Titan als ein Material für den Schutzüberzug 70 der Vorderkante ausgewählt, da Titan eine größere Erosionsbeständigkeit als der Verbundabschnitt 28 bietet. Wird Titan als der Schutzüberzug 70 der Vorderkante benutzt, dann ergibt Titan ein hohes Festigkeits-zu-Gewichts-Verhältnis. Benutzt man Titan als den Schutzüberzug 70 der Vorderkante, dann bietet das Titan auch eine verbesserte Stabilität, verglichen mit dem Verbundabschnitt 28 hinsichtlich der Aufnahme von Fremdgegenständen oder des Auftreffens von Vögeln, die bei Flugzeugtriebwerks-Bläserschaufeln wahrscheinlich sind. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Schutzüberzug 72 auf der Hinterkante 32, mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem Teil der Saug seite 36 angeordnet. In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist ein Schutzüberzug 53 von 5 auf der Schaufelspitzenkante 18 von 2, mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 (nicht gezeigt in 5) angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wurde Titan als das Material für den Schutzüberzug 53 der Schaufelspitze von 5 benutzt. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wurden sowohl der Schutzüberzug 70 der Vorderkante von 2 und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante, wie oben beschrieben, angeordnet. In einer beispielhaften Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wurde Titan als das Material für den Schutzüberzug 72 der Hinterkante von 6 benutzt. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wurde der Schutzüberzug 70 der Vorderkante, der Schutzüberzug 72 der Hinterkante und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5, wie oben beschrieben, angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 von 2 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34, der nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante, den Schutzüberzug 72 der Hinterkante und den Schutzüberzug 63 der Schaufelspitzenkante bedeckt ist und einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und damit verbunden, der nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante, den Schutzüberzug 72 der Hinterkante und den Schutzüberzug 63 der Schaufelspitzenkante bedeckt ist, während der Schutzüberzug 70 der Vorderkante, der Schutzüberzug 72 der Hinterkante und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5, wie oben beschrieben, angeordnet sind.In another embodiment of the present invention, a protective leading edge overlay 70 on the front edge 30 , at least part of the printed page 34 and at least part of the suction side 36 arranged. In an exemplary embodiment, titanium has been used as a protective coating material 70 The leading edge is selected because titanium has greater erosion resistance than the composite section 28 offers. Will titanium as the protective coating 70 When using the leading edge, titanium provides a high strength-to-weight ratio. Using titanium as the protective coating 70 the leading edge, the titanium also offers improved stability compared to the composite section 28 in terms of picking up foreign objects or hitting birds that are likely on aircraft engine fan blades. In another embodiment of the present invention is a protective cover 72 on the trailing edge 32 , at least part of the printed page 34 and at least part of the suction side 36 arranged. In an exemplary embodiment of the present invention is a protective cover 53 from 5 on the blade tip edge 18 from 2 , at least part of the printed page 34 and at least part of the suction side 36 (not shown in 5 ) arranged. In another embodiment of the present invention, titanium was used as the material for the protective coating 53 the blade tip of 5 used. In another embodiment of the present invention, both the protective coating 70 the leading edge of 2 and the protective cover 72 the trailing edge, as described above, arranged. In an exemplary embodiment of the present invention, titanium has been used as the protective coating material 72 the trailing edge of 6 used. In another embodiment of the present invention, the protective coating has become 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 arranged as described above. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 from 2 on at least part of the printed page 34 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 63 the blade tip edge is covered and part of the suction side 36 arranged and connected, not by the protective cover 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 63 the blade tip edge is covered while the protective cover 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 as described above.

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 von 3 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und mit diesem verbunden und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und mit diesem verbunden und der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 entlang der Vorderkante 30 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und mit diesem verbunden und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 entlang der Hinterkante 32 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und damit verbunden und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 von 3 entlang der Schaufelspitzenkante 18 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem T eil der Saugseite 36 angeordnet und damit verbunden, der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 entlang der Vorderkante 30 angeordnet und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 entlang der Hinterkante 32 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 angeordnet und damit verbunden, der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Ersionsüberzuges 52 entlang der Vorderkante 30 angeordnet, der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 entlang der Hinterkante 32 angeordnet und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 32 von 3 entlang der Schaufelspitzenkante 18 angeordnet.In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 from 3 on at least part of the printed page 34 arranged and connected to this and on at least part of the suction side 36 arranged and associated with this and the protective cover 70 the leading edge is on at least part of the erosion coating 52 along the front edge 30 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 and on at least part of the suction side 36 arranged and connected to this and the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 along the trailing edge 32 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 and at least part of the suction side 36 arranged and connected and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is on at least part of the erosion coating 52 from 3 along the blade tip edge 18 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 and at least one part of the suction side 36 arranged and connected, the protective cover 70 the leading edge is on at least part of the erosion coating 52 along the front edge 30 arranged and the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 along the trailing edge 32 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 and at least part of the suction side 36 arranged and connected, the protective cover 70 the leading edge is on at least a portion of the erosion coating 52 along the front edge 30 arranged, the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 along the trailing edge 32 arranged and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is on at least part of the erosion coating 32 from 3 along the blade tip edge 18 arranged.

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 von 8 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden und der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Vorderkante 30 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Hinterkante 32 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 von 8 und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Schaufelspitzenkante 52 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden, der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Vorderkante 30 angeordnet und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, entlang der Hinterkante 32 angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Erosionsüberzug 52 auf mindestens einem Teil der Druckseite 34 angeordnet und damit verbunden, der Schutzüberzug 70 der Vorderkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüber zuges 52 und mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Vorderkante 30 angeordnet und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52, der nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, und auf mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Hinterkante 32, der nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, angeordnet und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 ist auf mindestens einem Teil des Erosionsüberzuges 52 von 8, der nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, und dem Schutzüberzug 72 der Vorderkante und mindestens einem Teil der Saugseite 36 entlang der Schaufelspitzenkante 52, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante und den Schutzüberzug 72 der Vorderkante abgedeckt ist, angeordnet.In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 from 8th on at least part of the printed page 34 arranged and connected. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 arranged and connected and the protective cover 70 the leading edge is on at least part of the erosion coating 52 and at least part of the suction side 36 along the front edge 30 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 arranged and connected and the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 and on at least part of the suction side 36 along the trailing edge 32 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 arranged and connected and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is on at least part of the erosion coating 52 from 8th and on at least part of the suction side 36 along the blade tip edge 52 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 arranged and connected, the protective cover 70 the leading edge is on at least part of the erosion coating 52 and at least part of the suction side 36 along the front edge 30 arranged and the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 and on at least part of the suction side 36 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge is covered, along the trailing edge 32 arranged. In another embodiment of the present invention, the erosion coating is 52 on at least part of the printed page 34 arranged and connected, the protective cover 70 the leading edge is on at least a portion of Erosionsüber 52 and at least part of the suction side 36 along the front edge 30 arranged and the protective cover 72 the trailing edge is on at least part of the erosion coating 52 that is not covered by the protective cover 70 the front edge is covered, and on at least a part of the suction side 36 along the trailing edge 32 that is not covered by the protective cover 70 the front edge is covered, arranged and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is on at least part of the erosion coating 52 from 8th that is not covered by the protective cover 70 the front edge is covered, and the protective cover 72 the leading edge and at least part of the suction side 36 along the blade tip edge 52 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge and the protective cover 72 the front edge is covered, arranged.

In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung ist der Schutzüberzug 70 der Vorderkante von 9 auf einem Teil der Druckseite 34 und einem Teil der Saugseite 36, wie oben beschrieben, angeordnet. Der Erosionsüberzug 52 ist über einem Teil der Druckseite 34, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, angeordnet und der Erosionsüberzug 52 ist über einem Teil der Saugseite 36, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante abgedeckt ist, angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sind der Schutzüberzug 70 der Vorderkante und der Schutzüberzug 72 der Hinterkante auf einem Teil der Druckseite 34 und einem Teil der Saugseite 36, wie oben beschrieben, angeordnet. Der Erosionsüberzug 52 ist über einem Teil der Druckseite 34, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante und den Schutzüberzug 72 der Hinterkante abgedeckt ist, angeordnet und der Erosionsüberzug 52 ist über einem Teil der Saugseite 36, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante und den Schutzüberzug 72 der Hinterkante abgedeckt ist, angeordnet. In einer anderen Ausführungsform der vorliegenden Erfindung sind der Schutzüberzug 70 der Vorderkante, der Schutzüberzug 72 der Hinterkante und der Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 auf einem Teil der Druckseite 34 von 9 und einem Teil der Saugseite 36, wie oben beschrieben, angeordnet. Der Erosionsüberzug 52 ist über einem Teil der Druckseite 34, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante, den Schutzüberzug 72 der Hinterkante und den Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 abgedeckt ist, angeordnet und der Erosionsüberzug 52 von 9 ist über einem Teil der Saugseite 36, die nicht durch den Schutzüberzug 70 der Vorderkante, den Schutzüberzug 72 der Hinterkante und den Schutzüberzug 53 der Schaufelspitzenkante von 5 abgedeckt ist, angeordnet.In another embodiment of the present invention, the protective coating is 70 the leading edge of 9 on a part of the print page 34 and a part of the suction side 36 arranged as described above. The erosion coating 52 is over a part of the print page 34 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge is covered, arranged and the erosion coating 52 is over a part of the suction side 36 that is not covered by the protective cover 70 the front edge is covered, arranged. In another embodiment of the present invention, the protective coating is 70 the leading edge and the protective cover 72 the trailing edge on a part of the printing side 34 and a part of the suction side 36 arranged as described above. The erosion coating 52 is over a part of the print page 34 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge and the protective cover 72 the trailing edge is covered, arranged and the erosion coating 52 is over a part of the suction side 36 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge and the protective cover 72 the trailing edge is covered, arranged. In another embodiment of the present invention, the protective coating is 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 on a part of the print page 34 from 9 and a part of the suction side 36 arranged as described above. The erosion coating 52 is over a part of the print page 34 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is covered, arranged and the erosion coating 52 from 9 is over a part of the suction side 36 that is not covered by the protective cover 70 the leading edge, the protective cover 72 the trailing edge and the protective cover 53 the blade tip edge of 5 is covered, arranged.

Der Schaftabschnitt 12 ist typischerweise ein Verbund-Schaftabschnitt, der in geeigneter Weise an den Schaufelblattabschnitt gebunden oder in anderer Weise daran befestigt ist. Ein Metallschaftabschnitt (geeigneterweise an den Verbund-Schaufelblattabschnitt gebunden oder in anderer Weise daran befestigt) kann in speziellen Schaufeldesigns benutzt werden. Der Schwalbenschwanz 22 des Schaftteiles 12 kann teilweise Verbundmaterial (nicht gezeigt) auf der (konkaven) Druckseite sein. Alternativ kann der Schwalbenschwanz 22 ein (auch nicht gezeigtes) Metallteilsystem aufweisen, um positiv den Einsatzabschnitt festzulegen und eine metallische Schwalbenschwanz-Abriebsoberfläche bereitzustellen.The shaft section 12 Typically, it is a composite shaft portion that is suitably bonded or otherwise attached to the airfoil portion. A metal shank portion (suitably bonded or otherwise attached to the composite airfoil portion) may be used in special blade designs. The swallowtail 22 of the shaft part 12 may partially be composite material (not shown) on the (concave) pressure side. Alternatively, the dovetail 22 a metal subsystem (also not shown) to positively define the insert portion and provide a metallic dovetail abrasion surface.

Bei einer Gasturbinen-Anwendung der vorliegenden Erfindung liegt der Vogelaufprall in erster Linie über dem Bereich der Druckseite 34 entlang der Vorderkante 30 der Hybrid-Turbinenschaufel 10. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung bieten die beeinflussten Bereiche des Verbundabschnittes 28, des Einsatzabschnittes 38 und des Schutzüberzuges 70 der Vorderkante Verbiegungs- und Bruchbeständigkeit. In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung hat die verringerte Masse der Hybrid-Turbinenschaufel 10, verglichen mit einer ähnlich konfigurierten Nichthybrid-Turbinenschaufel, die allgemeine Wirkung der Verringerung der Aufschlagkraft der gebrochenen Schaufel auf die Behälterstruktur und die (nicht gezeigten) hinteren Schaufeln für eine gegebene Schaufel-Rotationsgeschwindigkeit.In a gas turbine application of the present invention, bird impact is primarily above the pressure side region 34 along the front edge 30 the hybrid turbine blade 10 , In an embodiment of the present invention, the affected regions of the composite portion provide 28 , the insert section 38 and the protective cover 70 the leading edge bending and breakage resistance. In one embodiment of the present invention, the reduced mass of the hybrid turbine blade 10 as compared to a similarly configured non-hybrid turbine blade, the general effect of reducing the impact force of the broken blade on the container structure and the rear blades (not shown) for a given blade rotation speed.

Bei einer anderen Gasturbinen-Anwendung der vorliegenden Erfindung ist der Einsatzabschnitt 38 mechanisch oder thermisch vom Verbundabschnitt 28 bei einer Temperatur unterhalb des Schmelzpunktes des Verbundmaterials entfernbar. Dies gestattet es, dass der Schaufelblattabschnitt 14 leicht reparierbar ist, sollte er aufgrund des Auftreffens von Vögeln oder Fremdgegen-ständen beschädigt werden. Ist der Schaufelblattabschnitt im Verbundabschnitt 28 und dem Einsatzabschnitt 38 beschädigt, dann würde der beschädigte Einsatzabschnitt 38 thermisch entfernt, der Verbundabschnitt 28 repariert und ein neuer Einsatzabschnitt 38 und Verbundmaterial wieder aufgebracht werden. Da der größte Teil einer solchen Schaufelbeschädigung an der vorderen Reihe der Hybrid-Turbinenschaufeln 10 auftritt, ist der Schaufelblattabschnitt 14 typischerweise ein Schaufelblattabschnitt einer Hybrid-Turbinenschaufel 10 in einem Gasturbinen-Flugzeugtriebwerk (oder Gasturbinen-Flugzeugtriebwerksverdichter, wenn das Gasturbinen-Triebwerk keinen Bläser hat).In another gas turbine application of the present invention, the insert section is 38 mechanically or thermally from the composite section 28 removable at a temperature below the melting point of the composite material. This allows the airfoil portion 14 easy to repair, should it be damaged by the impact of birds or foreign objects. Is the airfoil section in the composite section 28 and the insert section 38 damaged, then the damaged insert section 38 thermally removed, the composite section 28 repaired and a new insert section 38 and composite material are applied again. Because the major part of such blade damage on the front row of the hybrid turbine blades 10 occurs, is the airfoil portion 14 typically an airfoil section of a hybrid turbine blade 10 in a gas turbine aircraft engine (or gas turbine aircraft engine compressor, if the gas turbine engine does not have fan).

Der Einsatzabschnitt 38 erleichtert das Aufeinanderlegen und Autoklavenhärten oder andere Herstellungsverfahren der Hybrid-Turbinenschaufel 10. In einer Ausführungsform ist der Einsatzabschnitt 38 von einer (bedeutet mindestens einer) Schicht 200 aus Verbundmaterial umwickelt. Die Schicht 200 aus Verbundmaterial von 9, die um den Einsatzabschnitt 38 gewickelt ist, gibt diesem Einsatzabschnitt 38 von 6 während der Herstellung zusätzliche Stabilität. Das Wickeln der Verbundmaterialschicht 200 von 9 um den Einsatzabschnitt 38 von 6 verringert typischerweise das Einleiten von Rissen innerhalb des Einsatzabschnittes 38. Die Verbundmaterialschicht 200 von 9, die um den Einsatzabschnitt 38 von 6 gewickelt ist, gestattet bei der Endanwendung eine effizientere Lastübertragung um die Ausnehmung 40 herum. Bei einer alternativen Ausführungsform überzieht eine Klebstoffschicht den Einsatzabschnitt 38. Die Klebstoffschicht kann auch dazu benutzt werden, die Bindung zwischen Verbundabschnitt 28 und dem Einsatzabschnitt 38 durch Verbessern der Haftung zwischen dem Einsatzabschnitt 38 und dem Verbundabschnitt 28 zu verbessern. Die Hybrid-Turbinenschaufel 10, in ihrem vollständig zusammengebauten Zustand, hat den Einsatzabschnitt 38 in der Ausnehmung 40 des Verbundabschnittes 28 angeordnet, sodass die umgebenden Verbundmaterialschichten 200 von 9 in dem Verbundabschnitt 28 von 6 in der Lage sind, alle mechanischen Anforderungen zu erfüllen, wobei keine Lastübertragung durch den Einsatzabschnitt 38 auftreten muss. Wird ein elastomeres Material benutzt, den Einsatzabschnitt 38 zu konstruieren, dann gestatten die höheren Nachgiebigkeits- und Dehnungsfähigkeiten des Elastomermaterials, dass sich der Verbundabschnitt 28 mit wenig Widerstand vom Einsatzabschnitt 38 selbst bei einer starken Schlagbelastung verformt, wie sie auftreten mag, wenn auf ein Gasturbinen-Triebwerk ein Fremdgegenstand auftrifft.The insert section 38 facilitates stacking and autoclave hardening or other manufacturing processes of the hybrid turbine blade 10 , In one embodiment, the insert portion is 38 from one (means at least one) layer 200 wrapped in composite material. The layer 200 made of composite material from 9 around the deployment section 38 is wrapped, gives this insert section 38 from 6 additional stability during manufacture. The winding of the composite material layer 200 from 9 around the insert section 38 from 6 typically reduces the initiation of cracks within the insert section 38 , The composite material layer 200 from 9 around the deployment section 38 from 6 is wound, allows in the end use more efficient load transfer around the recess 40 around. In an alternative embodiment, an adhesive layer coats the insert portion 38 , The adhesive layer may also be used to bond between composite sections 28 and the insert section 38 by improving the adhesion between the insert section 38 and the composite section 28 to improve. The hybrid turbine blade 10 , in its fully assembled condition, has the insert section 38 in the recess 40 of the composite section 28 arranged so that the surrounding composite material layers 200 from 9 in the composite section 28 from 6 are able to meet all mechanical requirements, with no load transfer through the insert section 38 must occur. If an elastomeric material is used, the insert section 38 then the higher compliance and elongation capabilities of the elastomeric material allow the composite section to be constructed 28 with little resistance from the insert section 38 deformed even with a strong impact load, as may occur when a foreign object impinges on a gas turbine engine.

Ein typisches Verfahren zum Herstellen der Hybrid-Turbinenschaufel 10 der Erfindung schließt, ohne darauf beschränkt zu sein, das Herstellen des Verbundabschnittes 28 und des Einsatzabschnittes 38 separat oder als eine Einheit (gemeinsam gehärtet) unter Benutzung von Autoklauen- und Kompressionsform-Techniken ein. Bei einem Herstellungsverfahren der vorliegenden Erfindung wird der Einsatzabschnitt vorfabriziert. Die mehreren Verbundmaterialschichten 200 von 9 werden aufeinander gelegt, um einen Teil des Verbundabschnittes 28 von 6 zu erzeugen, wobei der Teil des Verbundabschnittes 28 die Ausnehmung 40 umfasst, Der Einsatzabschnitt 28 wird in der Ausnehmung 40 angeordnet und zusätzliche Verbundmaterialschichten 200 werden aufeinander gelegt, sodass die zusätzlichen Verbundmaterialschichten 200 den Einsatzabschnitt 38 bedecken und die erwünschte Enddicke des Verbundabschnittes 28 erreicht und eine vollständige Version des Verbundabschnittes 28 produziert wird. Die vollständige Version des Verbundabschnittes 28 wird dann einem Verfahren unterworfen, das die Verbundmaterialschichten 200 konsolidiert und miteinander verbindet und das Verfahren verbindet auch den Einsatzabschnitt 38 mit den benachbarten Verbundmaterialschichten 200. Das Konsolidierungs- und Bindeverfahren wird typischerweise nach einer Autoklaventechnik, alternativ der Kompressionsform-Technik und alternativ der Harzform-Technik ausgeführt. Die Autoklaventechnik, Kompressionsform-Technik und Harzform-Technik werden nur als Beispiele des Konsilidierungs- und Bindeverfahrens angegeben und stellen keine Einschränkung der vorliegenden Erfindung dar.A typical method of manufacturing the hybrid turbine blade 10 The invention includes, but is not limited to, making the composite section 28 and the insert section 38 separately or as a unit (co-cured) using autoclave and compression molding techniques. In a manufacturing method of the present invention, the insert portion is prefabricated. The several composite material layers 200 from 9 are placed one on top of the other to form part of the composite section 28 from 6 to produce, wherein the part of the composite section 28 the recess 40 includes, The insert section 28 will be in the recess 40 arranged and additional layers of composite material 200 are stacked on top of each other so that the additional composite material layers 200 the insert section 38 Cover and the desired final thickness of the composite section 28 achieved and a full version of the composite section 28 is produced. The full version of the composite section 28 is then subjected to a process comprising the composite material layers 200 consolidated and interconnected and the process also links the deployment section 38 with the adjacent composite material layers 200 , The consolidation and bonding process is typically carried out by an autoclave technique, alternatively the compression molding technique and, alternatively, the resin molding technique. The autoclave technique, compression molding technique and resin molding technique are given only as examples of the bonding and bonding process and are not a limitation of the present invention.

In anderen Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden mehrere Einsatzabschnitte (gezeigt als 138 und 238 in 4 und 138, 238 und 338 auch in 4, z. B.) in entsprechenden Ausnehmungen angeordnet. Werden mehrere Einsatzabschnitte beim Herstellungsverfahren benutzt, dann wird typischerweise eine Rippe 46 zwischen Ausnehmungen gebildet.In other embodiments of the present invention, multiple insert sections (shown as FIG 138 and 238 in 4 and 138 . 238 and 338 also in 4 , z. B.) arranged in corresponding recesses. If several insert sections are used in the manufacturing process, then typically a rib 46 formed between recesses.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung werden die mehreren Verbundmaterialschichten 200 von 9 aufeinander gelegt, um einen Teil des Verbundabschnittes 28 von 1 zu erzeugen, wobei der Teil des Verbundabschnittes 28 die Ausnehmung 40 umfasst. Der Einsatzabschnitt 38 wird in der Ausnehmung 40 angeordnet und zusätzliche Verbundmaterialschichten 200 werden aufeinander gelegt, sodass die zusätzlichen Verbundmaterialschichten 200 den Einsatzabschnitt 38 bedecken und die erwünschte Enddicke des Verbundabschnittes 28 erreicht wird.In an embodiment of the present invention, the plurality of composite material layers 200 from 9 placed on top of each other to form part of the composite section 28 from 1 to produce, wherein the part of the composite section 28 the recess 40 includes. The insert section 38 will be in the recess 40 arranged and additional layers of composite material 200 are stacked on top of each other so that the additional composite material layers 200 the insert section 38 Cover and the desired final thickness of the composite section 28 is reached.

In einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird das Verbundsegment 28 typischerweise durch manuelles oder maschinellen Schichtenlegen oder durch Umflechten um den Verbundabschnitt 28 und den Einsatzabschnitt 38 herum aufgebaut. Wie bereits erwähnt, würden im Falle von Verbundmaterialien Faserfilament-Modul und -Orientierung ausgewählt, um die Gesamtschaufelblattabschnitt-Steifheit aufrechtzuerhalten, um ein strukturelles Verbiegen der Schaufel unter zentrifugaler und aerodynamischer Belastung zu verringern, wie dies der Kenntnis des Fachmanns entspricht.In one embodiment of the present invention, the composite segment 28 typically by manual or machine lay-up or by braiding about the composite section 28 and the insert section 38 built around. As previously mentioned, in the case of composites, fiber filament modulus and orientation would be selected to maintain overall vane blade section stiffness to reduce structural bowing of the airfoil under centrifugal and aerodynamic loading, as will be appreciated by those skilled in the art.

Claims

Multi-component hybrid turbine blade ( 10 ), wherein the blade comprises: an airfoil section ( 14 ) with a composite section ( 28 ) having a first density and a recess ( 40 ), wherein the airfoil section further comprises an insert section ( 38 ) having a second mass density less than the first mass density; wherein the insert section ( 38 ) in the recess ( 40 ) and to the composite section ( 28 ) and in which the composite section ( 28 ) and the insert section ( 38 ) together define a flow surface shape, wherein the composite portion comprises a plurality of composite material layers comprising fiber filaments embedded in a matrix binder, characterized in that the matrix binder comprises a toughening material of a plurality of rubber particles.

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 1, further comprising a shaft portion, wherein the insert portion ( 38 ) has sufficient rigidity and dimensional stability to maintain the flow area shape and wherein the insert portion (FIG. 38 ) has sufficient flexibility and flexibility to contact the recess ( 40 ).

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 1, wherein the airfoil section ( 14 ) has an intended operating temperature and further a blade root ( 16 ), which on a shaft portion ( 12 ), a blade tip ( 18 ) and a radial axis ( 20 ) which extends outward to the blade tip ( 18 ) and within the blade root ( 16 ) and in which the composite section ( 28 ) from the blade root ( 16 ) to the blade tip ( 18 ).

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 3, wherein the insert section ( 38 ) Maintains dimensional stability at the intended operating temperature.

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 1, further comprising an erosion coating ( 52 ) located on at least part of a printed page ( 34 ) and at least part of a suction side ( 36 ) of Ver waistband section ( 28 ) is arranged and connected to these.

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 1, further comprising a protective leading edge coating ( 70 ) located on a part of a printed page ( 34 ) and a part of a suction side ( 36 ) of the composite section ( 28 ) along a leading edge ( 30 ) of the airfoil section ( 14 ) is arranged.

Hybrid turbine blade ( 10 ) according to claim 6, further comprising an erosion coating ( 52 ), which is located on a part of the printing side ( 34 ) not protected by the protective leading edge coating ( 70 ) and a part of the suction side ( 36 ), which is not protected by the protective leading edge coating ( 70 ) is covered, arranged and connected to these.