JP2001129844A - 選択的にたわみ得るあて板 - Google Patents

選択的にたわみ得るあて板

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JP2001129844A JP2000172838A JP2000172838A JP2001129844A JP 2001129844 A JP2001129844 A JP 2001129844A JP 2000172838 A JP2000172838 A JP 2000172838A JP 2000172838 A JP2000172838 A JP 2000172838A JP 2001129844 A JP2001129844 A JP 2001129844A
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    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
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    • Y10S425/044—Rubber mold

Abstract

(57)【要約】 【課題】 変動する厚さのプリフォームの圧密を改良し
てしわ、多孔、離層等の望ましくない欠陥を減らす。 【解決手段】 あて板（２４）がオートクレーブ方法に
おいて用いられ、第１および第２の対向する側（１２
ｈ、１２ｊ）と、両側間の変動厚さとを有する複合多プ
ライプリフォーム（１２）を圧密してガスタービンファ
ン動翼にする。あて板（２４）には本体（２４ｋ）が含
まれ、マトリックス（１６）内に配置した繊維（１４）
を有する。あて板は形状がプリフォームの第１側（１２
ｈ）に対して補完的であり、そして本体全体にわたって
変動する曲げたわみ性を有し、それに対応してプリフォ
ームの圧密を変える。プリフォーム（１２）の第２側
（１２ｊ）は、オートクレーブ室（２０）内の底型（２
２）によって形状を付与される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明は複合材の製造に関し、特に、３
次元多プライプリフォームを、ひずみを少なくしなが
ら、正味質量と最終形状に圧密することに関する。
【０００２】マッチド−ダイ圧縮成形は、高い寸法精度
と表面強度の要件を満たさなければならない場合の先進
複合材の製造に通常使用される。圧縮成形方法の開発は
オートクレーブ方法よりはるかに多くの努力を必要とす
る場合がある。圧縮成形において、プリフォームの形状
と熱的サイクルと型閉塞の最適化が最終製品の品質に関
して重要であり、そしてこれらの工程パラメータの制御
は非常に正確でなければならない。
【０００３】厚い断面と、断面厚さの大きな変動または
プライ激減と、複合部品の高い曲率のような形状特徴
は、周知のように処理し難い。一般に、材料の内部と外
部は、複合材の低い厚さ貫通熱伝導率の故に、任意の特
定の時点において異なる硬化および粘度状態にある。可
変断面厚さをもつ部品の場合、バルク差により、比較的
厚い部分が比較的薄い部分より早く型に接触し、これが
成形工程中の差圧をさらに悪化させる。
【０００４】圧力を受けた際の材料のクリープによって
生じる繊維のしわまたは座屈は、繊維強化複合材の製造
において重要な問題である。なぜならこのような欠陥は
機械的性能の劣化をもたらすおそれがあるからである。
この劣化は、次のような部品、すなわち、回転し、そし
て構造的な複合材プライにより伝達されなければならな
いかなりの遠心荷重を発生するガスタービンエンジン複
合ファン動翼のような部品において特に重要である。
【０００５】代表的なファン動翼は、半径方向に根元か
ら先端までそして軸方向に前縁から後縁まで延在する翼
形部を含んでいる。翼形部の根元は適当なダブテールと
一体に形成されており、ダブテールは個々のファン動翼
をロータディスクの周囲に装着するために使用される。
翼形部は通例その重ね軸線に沿って根本から先端にかけ
てねじれており、そしてそれに沿って変動曲率またはキ
ャンバーを有する。翼形部は厚さが前縁と後縁からその
翼弦中央域まで増加しており、また先端から根元まで増
加している。根元において、翼形部はダブテールに遷移
しており、ダブテールはかなり厚く、運転中かなりの遠
心荷重をロータディスクに伝達する。
【０００６】複合ファン動翼は、例えば、根元を画成す
る数百の複合材プライを有し、そして翼形部の内側翼幅
において２、３百の複合材プライに漸減する。プライの
数はさらに翼形部の根元から先端まで減少していき、先
端で約１００プライになる。
【０００７】各複合材プライは通例、適当な樹脂母材内
に適当な構造的繊維、例えばガラス繊維または黒鉛繊維
の織物または布を含んでいる。多数のプライは、重ね合
わされた時全体でプリフォームを画成するように個別に
形状づけられ、プリフォームは概して、結果としてのフ
ァン動翼の形状を有する。プリフォームは適当に最終形
状に成形されそして硬化して結果としてのファン動翼を
形成しなければならない。
【０００８】上述のように、１対の整合ダイを用いてプ
リフォームを最終形状に圧縮成形することができる。あ
るいは、オートクレーブ方法を用いることができ、この
場合、プリフォームは単一の型上に配置され、均等にた
わみ得るあて板がプリフォーム上に配置され、加熱中プ
リフォームを型に形を合わせるために使用される圧縮ガ
スに対する表面を呈しそしてファン動翼を形成する。
【０００９】両方法において、プリフォームの圧密が必
要であり、その間にプリフォームの厚さは圧力と温度に
より減少し、それに対応してマトリックスの架橋と硬化
が生じて部品または動翼の最終形状をもたらす。
【００１０】成形工程中、プリフォームは本来的に、成
形されるにつれて塑性変形を起こす。ファン動翼例の変
動厚さとその複雑な３次元形状に応じて、プリフォーム
の厚さ圧縮と塑性変形の量は変動する。例えば、ダブテ
ールは比較的厚くかつ均等であり、そして翼形部の根元
における比較的狭い首域まで鋭く遷移している。この区
域では、プリフォーム内のプライの数はかなり減少し、
その程度は数百プライの減少である。翼形部の残部に沿
ってその先端に達するまでのプライ変動量は比較的少な
く、また比較的薄い翼形部全体にわたって厚さの遷移は
比較的少ない。
【００１１】従って、圧力と温度により、プリフォーム
の圧密は、通例、比較的厚いダブテールで比較的多くの
圧密が生じそして翼形部先端で比較的少ない圧密が生じ
るように変わる。上述のマッチド−ダイ圧縮成形方法で
は、ダイの移動は必然的にプリフォームの全表面積にわ
たって均一であり、比較的厚いダブテール部が比較的薄
い先端部より早く型に接触する。これは、最終動翼を成
形し損なうような望ましくない過剰圧縮を先端でひき起
こすことなく根元での有効な圧密を確保するために必要
である。この方法の結果、プリフォームは、特に、大き
な厚さ変動を有する動翼の区域、例えば根元において、
望ましくないしわまたは座屈を起こしやすい。多孔、離
層および他の欠陥もこの工程中に発生し得る。
【００１２】上述のオートクレーブ方法では、剛性の上
型の使用なしに均一の圧力がプリフォーム上に加えられ
るので、良好な寸法制御の達成は困難である。
【００１３】従って、両方法において、圧密工程におけ
る望ましくない欠陥を最少にして正確な寸法のファン動
翼を製造するために厳しい寸法および工程制御が必要で
ある。しかし、それでも、欠陥のあるファン動翼が発生
し廃棄されなければならなくなるので、容認し得るファ
ン動翼を製造する全費用が増す。
【００１４】従って、変動する厚さのプリフォームの圧
密を改良してしわ、多孔、離層等の望ましくない欠陥を
減らすことが望ましい。
【００１５】
【発明の概要】あて板がオートクレーブ方法において用
いられ、第１および第２の対向する側と、両側間の変動
厚さとを有する複合プリフォームの圧密に役立つ。あて
板には本体が含まれ、プリフォームの第１側に対して補
完的であり、そして本体全体にわたって変わっている曲
げたわみ性を有し、それに対応してプリフォームの圧密
を変える。
【００１６】
【好適実施例の説明】図１は本発明により製造されたガ
スタービンエンジン用複合ファン動翼の一例１０を示
す。動翼１０は翼形部１０ａと一体ダブテール１０ｂと
を含み、翼形部とダブテールとの間に延在する共通重ね
軸線１０ｃを有する。翼形部は半径方向内側根元１０ｄ
と、半径方向外側先端１０ｅと、軸方向に相隔たる前縁
１０ｆと後縁１０ｇとを含んでいる。動翼１０はまた第
１側または吸引側１０ｈと、反対側の第２側または圧力
側１０ｊとを有する。
【００１７】動翼１０は、その重ね軸線の全長にわたっ
て３次元的に変わるパターンを含む任意の適当な形態を
取り得る。すなわち、図示の動翼１０は、ダブテールか
ら先端までそして前縁と後縁との間で変わっている厚さ
Ａを有する。翼形部１０ａは通例、空気力学的な理由で
従来必要とされているように重ね軸線１０ｃに沿って根
元から先端まで高度にねじれており、そして前縁と後縁
との間の各半径方向断面における翼形部曲率もまた空力
性能上の必要に応じて変わっており、重ね軸線近辺の翼
弦中央部は前縁と後縁より厚い。
【００１８】ファン動翼１０は、動翼の両側間に横方向
に重ねられた複数の複合材プライ１０ｋの重ね合わせと
して従来のように形成されている。各プライ１０ｋは特
定形状に形成され、こうしてプライ１０ｋ全体が一緒に
動翼１０の所望の３次元プロフィールを形成している。
【００１９】図１に示したファン動翼１０は図２に示し
たほぼ同じプリフォーム１２から形成されている。プリ
フォーム１２はファン動翼１０の初期の未硬化状態のも
のであり、最初は、変動厚さＢによって表されているよ
うに、対応する諸部分において動翼厚さＡより厚い。す
なわち、プリフォーム１２は動翼１０より厚いが、それ
以外は動翼１０と同様に形成されている。プリフォーム
１２は最終ファン動翼１０の初期形態のものに過ぎない
ので、翼形部１２ａないし複合材プライ１２ｋのような
対応部分を含み、これらの部分は最終ファン動翼の同じ
構成部１０ａ〜１０ｋそれぞれに直接対応する。
【００２０】プリフォーム１２は任意の従来形態を取り
得る。そして図３はその一断面例を示す。各個別複合材
プライ１２ｋは、適当な樹脂マトリックス１６内の従来
の構造的繊維１４、例えばガラスまたは黒鉛繊維を含有
する。繊維１４は任意の形状、例えば、適当な方位のテ
−プまたは織布の形態をなし得る。テ−プまたは布は、
従来のように樹脂マトリックス１６を予めしみ込ませた
ものでよい。複合材プライ１２ｋの組成は、例えば、繊
維ー熱硬化性エポキシ、繊維ー熱可塑性樹脂、繊維ービ
スマレイミド、短繊維ーエポキシ／ビスマレイミド、ま
たはニート樹脂例えば熱可塑性または熱硬化性樹脂、あ
るいはエラストマーである。一形状例において、ダブテ
ール１２ｂは約数百の複合材プライを有し、この数は根
元１２ｄで２、３百の複合材プライに減少している。プ
ライの数は先端１２ｅで約１００に減少している。
【００２１】本発明によれば、図４に示すように、プリ
フォーム１２は従来のオートクレーブ１８内に配置さ
れ、圧密と硬化により最終の硬化されたファン動翼１０
を形成する。オートクレーブ１８は圧力室２０と、室２
０内に配置された底型２２とを含み、この底型はプリフ
ォーム１２の第２側１２ｊを画成するように形成されて
いる。プリフォーム１２は底型２２上に配置され、その
第２側１２ｊが型２２と接触する。
【００２２】本発明によれば、特定形状のあて板２４が
プリフォーム１２上に配置される。従来のたわみ真空シ
ート２６があて板２４上に配置され、あて板を覆う有効
な真空シールとして役立つ。従来の真空ポンプ２８が室
２０に接続され、最初に空気をプリフォーム１２から排
除するように作用する。室２０を加熱しそして適当な圧
力Ｐに与圧するように作用する従来の手段３０が室２０
に接続され、その作用により、プリフォームが硬化する
につれてあて板２４を圧縮しそしてプリフォームプライ
１２ｋを圧密する。
【００２３】あて板２４は、デバルキングまたは予硬化
サイクル中プリフォーム１２の形状に合致する有効な成
形手段として役立ち、このサイクルは硬化サイクルより
少ない熱を必要とし、従って硬化サイクルより低い温度
と短い時間で発生するので、プリフォーム樹脂はこの時
硬化したままになる。あて板はまた、オートクレーブ製
造工程または硬化サイクル中プリフォームの形状に合致
する。従って、プリフォーム１２の厚さはこれらのサイ
クル中に減少するが、プリフォーム１２の形状は不変で
ある。あて板は、圧密中プリフォーム全体に圧力荷重を
分布させることにより複合材プライに安定性を与え、隣
合うプライ間の相対移動をひき起こさない。これによ
り、しわと、プライ層間の離層のような製造欠陥が減少
する。
【００２４】図４に示すように、型２２はプリフォーム
の第２側１２ｊを形成し、あて板２４はプリフォームの
第１側１２ｈを形成するように形成されている。従っ
て、あて板はファン動翼とプリフォーム１２両方の全体
的な形状に合致または対応するように形づけられてい
る。
【００２５】図５はあて板２４の一実施例を示し、これ
は翼形部域２４ａと、ダブテール域２４ｂと、縦軸線２
４ｃと、根元２４ｄと、先端２４ｅと、前縁２４ｆと、
後縁２４ｇと、上側または外側２４ｈと、底側または内
側２４ｊとを有する。
【００２６】あて板２４は構造本体２４ｋを有し、この
本体は好ましくは複合体であり複数のプライを含んでい
る。あて板はプリフォーム第１側１２ｈと合致するよう
に形成されており、従って、その底側２４ｊは第１側１
２ｈと補完関係にあり、そしてあて板はその本体全体に
わたって変わっている曲げたわみ性を有し、これに対応
して、しわ、多孔、プライの離層等の欠陥を減らすか無
くするのに適する仕方でプリフォームの圧密を優先的ま
たは選択的に変え得る。図５に示すように、あて板本体
２４ｋは厚さＣを有し、この厚さはあて板２４全体にわ
たって予め定められたように変わっており、あて板の比
較的剛固な部分と比較的柔軟な部分との間の曲げたわみ
性の望ましい変動をもたらす。プリフォーム１２の最大
および最小圧密それぞれに対応するようにあて板２４の
曲げたわみ性を最小たわみ性すなわち比較的剛固な性質
から最大たわみ性すなわち比較的柔軟な性質までの範囲
にわたって変えることにより、欠陥を減らすか皆無にす
ることができる。
【００２７】図２に関して上述したように、細長いプリ
フォーム１２は厚さＢがダブテール１２ｂから翼形部根
元１２ｄまで減少し、そしてさらに先端１２ｅまで減少
している。プリフォームプライ１２ｋの最初の重ね合わ
せ中、ボイド状の空気がそのアセンブリ内に捕捉され
る。従って、圧密中、圧縮荷重が幾つものプリフォーム
プライ１２ｋを圧搾してボイドを追い出し、また硬化工
程も、達成される圧密の量に影響を与える。
【００２８】概して、プリフォームプライ１２ｋの比較
的多くの圧密と収縮が、ダブテール１２ｂと根元１２ｄ
のような最初の比較的大きな厚さの区域で必要であり、
これに比べ、比較的薄い先端１２ｅでは、それに応じて
比較的少ない圧密または収縮が必要である。あて板２４
がオートクレーブ内に配置される時、あて板根元２４ｄ
はプリフォーム根元１２ｄ上に配置されそしてあて板先
端２４ｅはプリフォーム先端１２ｅ上に配置される。あ
て板は好ましくは曲げたわみ性がその根元２４ｄから先
端２４ｅまで増加し、これはプリフォーム根元１２ｄか
らプリフォーム先端１２ｅまでの厚さの減少に対応す
る。
【００２９】プリフォームのダブテール１２ｂと根元１
２ｄの区域では、望ましくないしわを生じる塑性ひずみ
を防止するために比較的多くの拘束が必要である。あて
板のダブテール２４ｂと根元２４ｄに対応量の剛性を与
えることにより、プリフォーム１２のこの区域に適当な
拘束が与えられる。しかし、プリフォーム根元１２ｄの
上方で半径方向外方に厚さがわずかに変わるか漸減し、
そして必要な圧密の量もより均一であり、またプリフォ
ームダブテール１２ｂで必要な圧密量より少ない。従っ
て、あて板２４は、加えられた圧力Ｐのもとで、より大
きくたわみそしてより容易にプリフォーム１２に順応す
る。
【００３０】あて板２４の第１実施例を図６と図７に示
す。上述のように、あて板２４の本体２４ｋは好ましく
は複数の重なり合う複合材プライの形態をなし、これら
のプライは個別に符号１〜８で表されている。図７は重
なり合う複合材プライ１〜８を有するあて板２４の拡大
断面を示す。プリフォーム１２自体のように、あて板プ
ライ１〜８はそれぞれ適当な樹脂マトリックス１６内の
適当な構造的繊維１４を含んでいる。繊維１４は任意の
適当な形態、例えば、好ましくは樹脂マトリックス１６
を予めしみ込ませた繊維のテ−プまたは織りシートの形
態を取り得る。繊維１４は任意の適当な組成のものでよ
く、例えばガラスまたは黒鉛からなり、そして樹脂マト
リックスはプリフォーム１２自体に関して先に列記した
組成のような任意の従来組成のものでよい。繊維１４と
マトリックス１６は図６において上側または外側２４ｈ
の切除部分を通して見ることができる。
【００３１】図６に示すように、あて板２４を形成する
個々のプライ１〜８は個別に形成され、重ね合わせおよ
び硬化時に、あて板２４の半径方向および軸方向範囲に
沿う曲げたわみ性に所望の変動をもたらすようになって
いる。あて板の底側２４ｊは、翼形部上側または第１側
１０ｈ（図１）の所望プロフィールに対応して適当な型
（図示せず）の上方に配置され、プリフォームの上側の
画成に役立つ。図７に示すように、あて板２４は、互い
に重ね合わされた８つのプライ１〜８を用いてあり、こ
れは約４０〜５０ミルの全厚さに相当する。図６に示す
ように、あて板プライ１〜８は長手方向または半径方向
重ね軸線２４ｃに関してほぼ対称的に配置され、ファン
動翼自体の対称性に対応している。この対称性の結果と
して、図６に示すように、あて板翼形部２４ａの大部分
は２つだけの構造的プライ１、２を含み、あて板先端２
４ｅから両側と前後両縁２４ｆ、２４ｇとに沿ってほぼ
あて板根元２４ｄまで下方に延在する約１０〜１５ミル
の全厚さを有する。プライの数量は好ましくは先端２４
ｅから根元２４ｄまで増加するが、この増加は図６の実
施例では根元２４ｄ近くに局限されている。あて板根元
２４ｄからダブテール２４ｂの底まで、プライの数は２
から３、４、５、６、７、８と順次増加している。最初
のプライ１〜８の重ね合わせ後、あて板２４は、従来の
ように、それ自体圧密されかつ硬化されてその製造が完
了する。その結果は、一個の一体の中実部材であって、
その半径方向および軸方向範囲に沿って所定の曲げたわ
み性を有し、このたわみ性は、任意の工学設計された複
合構造体と同様に、大部分がプライの数と、方位と、形
状とによって制御される。
【００３２】図７に示すように、あて板２４は好ましく
はたわみライナ２４ｍを含み、このライナはあて板本体
の底側２４ｊと一体に接合され、プリフォーム上側１２
ｈ（図４）と当接してその表面仕上げを制御する。ライ
ナ２４ｍは、滑らかな仕上面を有する適当なエラストマ
ーで形成することができ、従ってプリフォームの仕上面
はそれに応じて滑らかになる。
【００３３】あて板２４は好ましくはたわみカバー２４
ｎも含み、このカバーはあて板本体の上側２４ｈと一体
に接合されてあて板本体を保護する。カバー２４ｎは例
えばゴムで形成することができ、そしてあて板自体の処
理しやすさの改善に適する厚さを有するとともに、構造
的プライ１〜８の望ましくない拘束の防止に十分なたわ
み性を有する。任意に設け得るライナ２４ｍとカバー２
４ｎはあて板２４の使用を改善するもので、ライナ２４
ｍはオートクレーブ内にプリフォーム第１側１２ｈ（図
４）と直接接触するように配置され、そしてオートクレ
ーブの真空シート２６がカバー２４ｎ上に配置される。
【００３４】図６に示すように、あて板プライ１〜８は
予め定めたように本体２４ｋ内に配向され、あて板根元
２４ｄとダブテール２４ｂの近くで曲げたわみ性を減ら
しあるいはそれに応じて剛性を増して方向性圧密を促進
するように繊維１４を本体２４ｋ内に位置づけるように
なっている。図６において、繊維は各シートまたはプラ
イ内で互いに垂直に配向され縦軸線２４ｃに対して０度
と９０度をなしている。加えて、図６に示したあて板２
４は２つの概して三日月形の切欠きを有し、これによ
り、根元２４ｄの上方に、対応した前後両縁２４ｆ、２
４ｇに沿って適当な部分翼幅範囲にわたってただ一つの
構造的プライを設けることになる。これはプリフォーム
の対応域内に所望の圧密をもたらす。
【００３５】図８にあて板の第２実施例２４Ｂを示す。
これもまた、図６に示した形状を改変した形態の８つの
プライ１〜８を含んでいる。第２実施例では、あて板プ
ライ１〜８は各シート内に織られた繊維１４を有し、こ
れらの繊維は互いに垂直に配向されているが、縦軸線２
４ｃに対して±４５度をなしている。重なり合うプライ
１〜８の対称配向により、軸線２４ｃに沿う追加的なプ
ライが、翼形部２４ａのほぼ翼幅中央まで延在する中央
ピークをなしている。この実施例は、プリフォームの根
元とダブテール近辺の圧密をより均一にする。図６に示
した実施例におけるように、前縁２４ｆに沿う厚さ（従
って曲げたわみ性）は、後縁２４ｇに沿うそれと同じで
ある。
【００３６】図９は、プリフォーム１２に対する相対数
値単位で表された、図８の実施例に関する圧密の等傾線
を表すグラフである。２つの矢印はプリフォームの根元
１２ｄとダブテール１２ｂにおける最小圧密から最大圧
密への方向を示す。図９のこの圧密の解析表示は試験結
果と相互に関係する。等傾線は、プリフォームダブテー
ル１２ｂに沿ってより均一な圧密を示し、これは結果と
してのファン動翼の所要最終形状により良く対応し、圧
密ひずみは極めて少ない。図９に示すように、比較的少
ない圧密、例えば、−１０単位が翼形部において発生
し、そして圧密は半径方向下方にダブテール１２ｂの底
まで増加し、そこで、例えば−５０単位の大きさにな
る。従って、あて板２４は比較的厚いダブテール１２ｂ
で比較的多くの圧密と収縮をもたらすばかりでなく、望
ましくない圧密ひずみなしに、翼形部１２ａに必要な比
較的少ない圧密量への適当な圧密遷移をもたらすのに有
効である。
【００３７】図６と図８に示した２つの実施例は、あて
板２４、２４Ｂの曲げたわみ性の所望の変動をもたらす
ための重なり合うプライ１〜８の所要数と所要形状に関
して類似性を有するが、それでも微細な相違を示す。例
えば、両設計は、上側２４ｈで縦軸線２４ｃに関してほ
ぼ軸対称形である。底側２４ｊは、代表的な場合、前縁
から後縁までそしてダブテールから先端までの全表面に
わたって延在する単一の構造的プライ１であり、その上
に追加プライ２〜８が所望位置に適当に重ねられてい
る。最多数のプライはダブテール２４ｂにあり、そして
その数は根元２４ｄまで減少し、さらに翼幅のある部分
まで減少した後、例えば、２つのプライで一定になり先
端に至る。両設計は第２プライ２に局所的な切欠きを有
し、これにより、前縁と後縁で適当な部分翼幅範囲にわ
たって単一の構造的プライ１をもたらす。
【００３８】もちろん、個々のあて板の設計はファン動
翼自体の所望最終形状に依存する。従って、個々のあて
板設計はファン動翼の特定形状に対してなすことができ
る。これは、多プライプリフォームにおける圧密の複雑
な３次元的要件を予測するための従来の解析手段を用
い、従って所要あて板の適当な形状を予測することによ
って達成することができる。
【００３９】あて板の可変たわみ性は、任意の適当な方
法で、例えば、図６と図８に示した多数のプライ１〜８
を適当な形状にして変化させることにより達成すること
ができる。プライの数と、プライ繊維の配向を変え、ま
た部分的に重なり合う諸遷移域の位置を変えることによ
り、あて板に得られるたわみ性を調整することができ
る。従って、あて板を解析的にあるいは作用パラメータ
の系統的変動によって調整することにより、特定部品設
計用の最適あて板形状を得ることができる。このよう
に、プリフォーム圧密の変化を最適化することにより、
このような制御された圧密がなければ発生し得るしわ、
多孔、離層等の欠陥をかなり減らすことができる。
【００４０】本発明の幾つかの好適特徴だけを説示した
が、本発明の範囲内で多様な改変が可能であることを理
解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例によって製造されたガスター
ビンエンジン用複合ファン動翼の一例の部分切除立面図
である。
【図２】図１に示したファン動翼の重ね軸線に沿いかつ
線２−２に沿う半径方向切取図であり、（仮想線で示し
た）ファン動翼の形成に用いる複合プリフォームの一例
を（実線で）示す。
【図３】図２に示したプリフォームの符号３の円内の部
分の拡大断面図である。
【図４】本発明の一実施例によるオートクレーブを示す
概略図で、また図２のプリフォーム上に設けたあて板を
示す。
【図５】図２のプリフォームから図１のファン動翼を形
成する際に用いる図４に示したあて板の立面図である。
【図６】図４に示したあて板の同図の線６−６にほぼ沿
う平面図であり、その第１実施例を示す。
【図７】図４に示したあて板の一部分の図６の線７−７
に沿う拡大断面図である。
【図８】本発明の第２実施例による図４に示したあて板
の平面図である。
【図９】図８に示したあて板を用いた場合の図１に示し
たファン動翼の根元およびダブテール部のための例示的
な圧密の等傾線を示す概略図である。
【符号の説明】
１〜８ あて板プライ １０ ガスタービンエンジン用複合ファン動翼 １０ａ 翼形部 １０ｂ ダブテール １０ｄ 根元 １０ｅ 先端 １０ｆ 前縁 １０ｇ 後縁 １０ｈ 第１側（吸引側） １０ｊ 第２側（圧力側） １０ｋ 複合材プライ １２ プリフォーム １２ａ プリフォーム翼形部 １２ｂ プリフォームダブテール １２ｄ プリフォーム根元 １２ｅ プリフォーム先端 １２ｈ プリフォーム第１側（上側） １２ｊ プリフォーム第２側（下側） １２ｋ プリフォーム複合材プライ １４ 繊維 １６ 樹脂マトリックス １８ オートクレーブ ２０ 圧力室 ２２ 底型 ２４、２４Ｂ あて板 ２４ａ あて板翼形部 ２４ｂ あて板ダブテール ２４ｃ 重ね軸線 ２４ｄ あて板根元 ２４ｅ あて板先端 ２４ｆ あて板前縁 ２４ｇ あて板後縁 ２４ｈ あて板上側（外側） ２４ｊ あて板底側（内側） ２４ｋ あて板本体 ２４ｍ たわみライナ ２４ｎ たわみカバー ３０ 加熱・与圧手段
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ テーマコート゛(参考） Ｂ２９Ｌ 31:08 Ｂ２９Ｌ 31:08 (72)発明者 チャールズ・リチャード・エバンス アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、マッコウリー・ロード、12136番 (72)発明者 ウィリアム・エリオット・バチラチ アメリカ合衆国、ニューヨーク州、サラト ガ・スプリングス、アロウヘッド・ロー ド、27番 (72)発明者 ジョン・マイケル・マルドーン アメリカ合衆国、オハイオ州、フェアフィ ールド、カロウセル・サークル、19番 (72)発明者 アルバート・ベンジャミン・クロガン アメリカ合衆国、ニューヨーク州、ルイス トン、エムティー．ホープ・ロード、1906 番 (72)発明者 ロバート・ポール・テイラー アメリカ合衆国、オハイオ州、ハリソン、 ニュー・ヘイブン・ロード、10317番

Claims (16)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 第１および第２の対向する側（１２ｈ、
    １２ｊ）と、両側間の変動厚さ（Ｂ）とを有し、そして
    製造すべき動翼より厚さが大きいが製造すべき該動翼と
    形状が同じである複合プリフォーム（１２）を圧密して
    該動翼にするためのあて板（２４）であって、前記プリ
    フォームの第１側（１２ｈ）に対して補完的な本体（２
    ４ｋ）を含み、そして前記本体全体にわたって変わって
    いる曲げたわみ性を有しそれに対応して前記プリフォー
    ム（１２）の圧密を変えるあて板（２４）。
  2. 【請求項２】 前記本体（２４ｋ）は前記たわみ性が最
    小たわみ性から最大たわみ性までの範囲にわたって変動
    し、前記プリフォーム（１２）における最大および最小
    圧密それぞれに対応している、請求項１記載のあて板。
  3. 【請求項３】 前記本体（２４ｋ）は厚さ（Ｃ）が変動
    して前記変動曲げたわみ性をもたらす、請求項２記載の
    あて板。
  4. 【請求項４】 前記プリフォーム（１２）は根元（１２
    ｄ）と先端（１２ｅ）を含み、前記プリフォームは前記
    根元から前記先端まで厚さが減少しており、そして前記
    あて板本体（２４ｋ）は対応する根元（２４ｄ）と先端
    （２４ｅ）を有しそして前記たわみ性が前記対応根元か
    ら前記対応先端まで増加している、請求項３記載のあて
    板。
  5. 【請求項５】 前記本体（２４ｋ）はマトリックス（１
    ６）内に繊維（１４）を設けた複合材からなる、請求項
    ４記載のあて板。
  6. 【請求項６】 前記本体（２４ｋ）は前記マトリックス
    内の前記繊維の複数のプライ（１〜８）をさらに含み、
    前記プライは数量が前記あて板本体の前記先端（２４
    ｅ）から前記あて板本体の前記根元（２４ｄ）まで増加
    している、請求項５記載のあて板。
  7. 【請求項７】 前記プリフォーム（１２）は、半径方向
    に前記プリフォーム根元（１２ｄ）と前記プリフォーム
    先端（１２ｅ）との間にそして軸方向にプリフォーム前
    縁（１２ｆ）とプリフォーム後縁（１２ｇ）との間に画
    成された翼形部（１２ａ）と、前記プリフォーム根元
    （１２ｄ）に一体的に結合されたダブテール（１２ｂ）
    とを有するガスタービンファン動翼形状をなすように成
    形されており、前記あて板本体（２４ｋ）は、それに対
    応して、半径方向に前記あて板根元（２４ｄ）と前記あ
    て板先端（２４ｅ）との間にそして軸方向にあて板前縁
    （２４ｆ）とあて板後縁（２４ｇ）との間に画成された
    翼形部（２４ａ）と、前記あて板根元（２４ｄ）に一体
    的に結合されたダブテール（２４ｂ）とを有するガスタ
    ービンファン動翼形状を有し、前記あて板プライ（１〜
    ８）は前記あて板本体の半径方向重ね軸線（２４ｃ）に
    関して概して対称的に配置されている、請求項６記載の
    あて板。
  8. 【請求項８】 前記あて板プライ（１〜８）は、前記あ
    て板根元（２４ｄ）と前記あて板ダブテール（２４ｂ）
    の近くで前記たわみ性を減らすことによって方向性圧密
    を促進するように前記繊維を前記本体内に位置づけるよ
    うに前記本体内に配向されている、請求項７記載のあて
    板。
  9. 【請求項９】 前記あて板本体の底側（２４ｊ）に一体
    的に接合されて前記プリフォームの第１側（１２ｈ）と
    係合しそしてその表面仕上げを制御するライナ（２４
    ｍ）と、前記あて板本体の上側（２４ｈ）に一体的に接
    合された保護カバー（２４ｎ）とをさらに含む請求項７
    記載のあて板。
  10. 【請求項１０】 前記プリフォームはその前縁と後縁よ
    り厚い前記重ね軸線近辺の翼弦中央部を含み、そして前
    記あて板本体は前記重ね軸線近辺の翼弦中央部が前記あ
    て板の前縁と後縁より厚い、請求項７記載のあて板。
  11. 【請求項１１】 前記プリフォームは前記重ね軸線に沿
    ってねじれている請求項１０記載のあて板。
  12. 【請求項１２】 樹脂を含有しそして第１側と第２側を
    有する複合多プライプリフォーム（１２）を圧密して動
    翼にする装置であって、曲げたわみ性があて板本体全体
    にわたって変動するあて板（２４）と、オートクレーブ
    室（２０）と、前記室（２０）内に配置されそして前記
    プリフォーム（１２）の前記第２側（１２ｊ）を画成す
    るように形状づけられた底型（２２）とを含み、前記プ
    リフォーム（１２）は、その前記第２側（１２ｊ）が前
    記底型（２２）と接触するように、前記底型上に配置可
    能であり、前記プリフォームは厚さが製造すべき前記動
    翼より大きいが形状が製造すべき前記動翼と同じであ
    り、前記あて板（２４）は前記プリフォーム上に配置可
    能であり、また、前記プリフォームの第１側（１２ｈ）
    と接触するあて板ライナ（２４ｍ）と、前記室（２０）
    を加熱および与圧して前記プリフォーム（１２）上の前
    記あて板（２４）を圧縮しそして前記プリフォームプラ
    イ（１２ｋ）を圧密し、これにより、前記プリフォーム
    を前記プライの隣合うもの相互間の相対移動なしに圧縮
    して動翼にし得る手段（３０）とを含む装置。
  13. 【請求項１３】 前記プリフォームは根元と先端を含み
    そして前記根元から前記先端まで厚さが減少しており、
    前記あて板は対応する根元と先端を有しそしてたわみ性
    が前記対応根元から前記対応先端まで増加しており、前
    記あて板は、前記プリフォームの第１側に対して補完的
    な本体を含み、そして前記本体全体にわたって変動する
    曲げたわみ性を有しそれに対応して前記プリフォームの
    圧密を変える、請求項１２記載の装置。
  14. 【請求項１４】 前記プリフォームは、重ね軸線近辺の
    翼弦中央部と、プリフォーム前縁と、プリフォーム後縁
    とを含み、そして前記あて板本体は前記重ね軸線近辺の
    翼弦中央部が前記あて板の前縁と後縁より厚い、請求項
    １３記載の装置。
  15. 【請求項１５】 前記室を加熱および与圧する前記手段
    は、前記プリフォーム内の前記樹脂を硬化させるのに十
    分な熱を前記プリフォームに与えるようになっている、
    請求項１３記載の装置。
  16. 【請求項１６】 前記室を加熱および与圧する前記手段
    は、前記プリフォーム内の前記樹脂の硬化に要するより
    少ない熱を前記プリフォームに与え、その後前記プリフ
    ォームが冷却した後、前記プリフォーム内の前記樹脂の
    硬化に十分な熱を前記プリフォームに与えるようになっ
    ている、請求項１５記載の装置。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005090794A1 (ja) * 2004-03-23 2005-09-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. 遠心圧縮機及びインペラの製造方法
CN100406746C (zh) * 2004-03-23 2008-07-30 三菱重工业株式会社 离心压缩机及叶轮的制造方法
WO2009119830A1 (ja) * 2008-03-28 2009-10-01 株式会社Ihi 航空機用ガスタービンエンジンのブレード及びその製造方法
JP2015506007A (ja) * 2011-11-15 2015-02-26 スネクマ 三次元織り複合材料から作られる部品の設計
JP2017128036A (ja) * 2016-01-20 2017-07-27 株式会社Ihi 繊維強化複合部材の成形装置及び繊維強化複合部材の成形方法
JP6484378B1 (ja) * 2018-09-21 2019-03-13 太平洋工業株式会社 樹脂成形品及び樹脂成形品の製造方法

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20040040210A1 (en) * 1999-07-20 2004-03-04 Williames Geoffrey Alan Vacuum formed indexable lightweight, recyclable trays
AUPQ171099A0 (en) * 1999-07-20 1999-08-12 Williames Hi-Tech International Pty Ltd Improvements to vacuum formed indexable lightweight, recyclable trays
AU3789801A (en) 1999-12-07 2001-06-18 Boeing Company, The Double bag vacuum infusion process and system for low cost, advanced composite fabrication
US6533986B1 (en) * 2000-02-16 2003-03-18 Howmet Research Corporation Method and apparatus for making ceramic cores and other articles
US6431850B1 (en) * 2000-08-11 2002-08-13 General Electric Company Composite caul sheet with integral seal used in the fabrication of lightweight airfoils and method of making
US6696009B2 (en) * 2001-03-21 2004-02-24 Sikorsky Aircraft Corporation Method for controlling thickness during lay-up and fabrication of composite components
US6403020B1 (en) * 2001-08-07 2002-06-11 Howmet Research Corporation Method for firing ceramic cores
US20040032063A1 (en) * 2002-08-16 2004-02-19 Peter Walther Process for shaping plate-shaped materials and an arrangement for carrying out the process
DE10258935A1 (de) * 2002-12-13 2004-07-15 Hpp High Performance Products Gmbh Verfahren zur Herstellung von dreidimensionalen Bauteilen
US20040145092A1 (en) * 2003-01-24 2004-07-29 Mccollum Robert P. Method of making a composite molded article
US7534387B2 (en) * 2004-02-25 2009-05-19 The Boeing Company Apparatus and methods for processing composite components using an elastomeric caul
US7332049B2 (en) * 2004-12-22 2008-02-19 General Electric Company Method for fabricating reinforced composite materials
US20070205534A1 (en) * 2006-03-06 2007-09-06 Wen-Tsung Ko Method for manufacturing a vane of ceiling fan
US7850897B2 (en) * 2007-03-14 2010-12-14 Spectrum Aeronautical, Llc Method and device for manufacturing a unitary caul sheet
GB2456566B (en) 2008-01-18 2012-03-07 Gkn Aerospace Services Ltd A method of manufacturing a polymer matrix composite forming tool
EP2116358B1 (en) * 2008-05-09 2016-06-29 Saab Ab Method and apparatus for conforming a blank
US8123463B2 (en) * 2008-07-31 2012-02-28 General Electric Company Method and system for manufacturing a blade
CN102555109B (zh) * 2010-12-22 2014-07-30 上海艾郎风电科技发展有限公司 用于风力发电叶片生产的合模后固化辅助加热装置
US8613252B2 (en) * 2011-02-14 2013-12-24 Sikorsky Aircraft Corporation Co-curing reusable elastomeric caul plate
US8591796B2 (en) * 2011-08-25 2013-11-26 General Electric Company Methods and apparatus for molding and curing of composites
US9782918B2 (en) 2011-12-30 2017-10-10 Vestas Wind Systems A/S Method and apparatus for manufacturing a wind turbine blade component with uniform temperature curing
EP2653297A1 (de) * 2012-04-20 2013-10-23 Nordex Energy GmbH Verfahren zur Herstellung eines Windenergieanlagenbauteils
JP5982999B2 (ja) 2012-05-01 2016-08-31 株式会社Ihi 動翼及びファン
EP3026216B1 (en) * 2014-11-20 2017-07-12 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Composite blades for gas turbine engines
US9828862B2 (en) 2015-01-14 2017-11-28 General Electric Company Frangible airfoil
US9878501B2 (en) * 2015-01-14 2018-01-30 General Electric Company Method of manufacturing a frangible blade
WO2016115352A1 (en) * 2015-01-14 2016-07-21 General Electric Company A frangible composite airfoil
US10124546B2 (en) 2015-03-04 2018-11-13 Ebert Composites Corporation 3D thermoplastic composite pultrusion system and method
US9616623B2 (en) 2015-03-04 2017-04-11 Ebert Composites Corporation 3D thermoplastic composite pultrusion system and method
US10449737B2 (en) 2015-03-04 2019-10-22 Ebert Composites Corporation 3D thermoplastic composite pultrusion system and method
US9963978B2 (en) 2015-06-09 2018-05-08 Ebert Composites Corporation 3D thermoplastic composite pultrusion system and method
GB201514579D0 (en) 2015-08-17 2015-09-30 Invibio Device Component Mfg Ltd A device
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
US10391684B1 (en) * 2016-11-30 2019-08-27 Spintech, LLC Cauls and methods of using cauls to produce composite articles
US10760600B2 (en) 2017-10-27 2020-09-01 General Electric Company Method of applying riblets to an aerodynamic surface
US11040512B2 (en) 2017-11-08 2021-06-22 Northrop Grumman Systems Corporation Composite structures, forming apparatuses and related systems and methods
CN108724296B (zh) * 2018-05-22 2020-07-28 徐州腾睿智能装备有限公司 一种用于农村生活垃圾处理设备中的增速风扇装置
US11155047B2 (en) 2018-10-08 2021-10-26 Textron Innovations Inc. Caul body and a method for forming a composite structure
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
CN110826222B (zh) * 2019-11-05 2023-03-24 上海波客实业有限公司 一种汽车碳纤维增强复合材料覆盖件正向开发方法
US11865798B2 (en) * 2020-02-13 2024-01-09 The Boeing Company Caul plates for preforms that undergo pick and placement
US11352891B2 (en) 2020-10-19 2022-06-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for manufacturing a composite guide vane having a metallic leading edge
CN114905770B (zh) * 2021-02-08 2024-03-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 叶片成型方法和模具
US11725524B2 (en) 2021-03-26 2023-08-15 General Electric Company Engine airfoil metal edge
US11674399B2 (en) 2021-07-07 2023-06-13 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US11668317B2 (en) 2021-07-09 2023-06-06 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US11767607B1 (en) 2022-07-13 2023-09-26 General Electric Company Method of depositing a metal layer on a component

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5016298A (ja) * 1973-05-30 1975-02-20
JPH02155721A (ja) * 1988-11-14 1990-06-14 General Electric Co <Ge> 羽根を作る方法
JPH02162016A (ja) * 1988-12-16 1990-06-21 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材の成形方法
JPH02164521A (ja) * 1988-12-20 1990-06-25 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材構造体の成形方法
JPH03292131A (ja) * 1990-04-09 1991-12-24 Fuji Heavy Ind Ltd 繊維強化樹脂積層体の製造方法
JPH05245860A (ja) * 1991-12-24 1993-09-24 Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> 送風機の複合材料製の羽根の製造方法及び成形装置
JPH10503441A (ja) * 1994-08-01 1998-03-31 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 翼構造体の製造方法及び製造装置

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4608220A (en) 1984-12-20 1986-08-26 The Boeing Company Method of forming composite material articles
US5071338A (en) 1987-09-08 1991-12-10 United Technologies Corporation Tool for forming complex composite articles
US5038291A (en) 1989-04-03 1991-08-06 General Electric Company Computerized ply pattern generation
US5152949A (en) 1990-12-19 1992-10-06 United Technologies Corporation Tooling method for resin transfer molding

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5016298A (ja) * 1973-05-30 1975-02-20
JPH02155721A (ja) * 1988-11-14 1990-06-14 General Electric Co <Ge> 羽根を作る方法
JPH02162016A (ja) * 1988-12-16 1990-06-21 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材の成形方法
JPH02164521A (ja) * 1988-12-20 1990-06-25 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材構造体の成形方法
JPH03292131A (ja) * 1990-04-09 1991-12-24 Fuji Heavy Ind Ltd 繊維強化樹脂積層体の製造方法
JPH05245860A (ja) * 1991-12-24 1993-09-24 Soc Natl Etud Constr Mot Aviat <Snecma> 送風機の複合材料製の羽根の製造方法及び成形装置
JPH10503441A (ja) * 1994-08-01 1998-03-31 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 翼構造体の製造方法及び製造装置

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2005090794A1 (ja) * 2004-03-23 2005-09-29 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. 遠心圧縮機及びインペラの製造方法
KR100730840B1 (ko) * 2004-03-23 2007-06-20 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 원심 압축기 및 임펠러의 제조 방법
CN100406746C (zh) * 2004-03-23 2008-07-30 三菱重工业株式会社 离心压缩机及叶轮的制造方法
WO2009119830A1 (ja) * 2008-03-28 2009-10-01 株式会社Ihi 航空機用ガスタービンエンジンのブレード及びその製造方法
JPWO2009119830A1 (ja) * 2008-03-28 2011-07-28 株式会社Ihi 航空機用ガスタービンエンジンのブレード及びその製造方法
US8715556B2 (en) 2008-03-28 2014-05-06 Ihi Corporation Gas turbine engine blade for aircraft and manufacturing method thereof
JP2015506007A (ja) * 2011-11-15 2015-02-26 スネクマ 三次元織り複合材料から作られる部品の設計
JP2017128036A (ja) * 2016-01-20 2017-07-27 株式会社Ihi 繊維強化複合部材の成形装置及び繊維強化複合部材の成形方法
WO2017126159A1 (ja) * 2016-01-20 2017-07-27 株式会社Ihi 繊維強化複合部材の成形装置及び繊維強化複合部材の成形方法
JP6484378B1 (ja) * 2018-09-21 2019-03-13 太平洋工業株式会社 樹脂成形品及び樹脂成形品の製造方法
WO2020059195A1 (ja) * 2018-09-21 2020-03-26 太平洋工業株式会社 樹脂成形品及び樹脂成形品の製造方法
JP2020049664A (ja) * 2018-09-21 2020-04-02 太平洋工業株式会社 樹脂成形品及び樹脂成形品の製造方法

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