JP2011149422A - 衝撃ゾーン補強システム - Google Patents

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Abstract

【課題】ガスタービンの圧縮機、タービンの動翼などに異物が衝突して損傷し、性能低下、寿命短縮が生じる可能性を低減する。
【解決手段】システムは、前縁８０を有する構造と、繊維強化複合体カバー６４とを含んでもよい。繊維強化複合体カバー６４は保護部分６６及び保持部分６８を含んでもよく、保持部分６８は前縁８０に沿って保護部分６６を自己保持するために構造の周囲に延在し、且つ保護部分６６は保持部分６８とは異なる。
【選択図】図３

Description

本発明は、タービンエンジン及び衝撃を受けやすい部品に関する。特に、本発明は、衝撃ゾーンの補強に関する。
タービンエンジン、回転機械、航空機及び他のシステムは、異物による衝撃を受けやすい。例えば、航空機のガスタービンエンジンは、飛行中に又は滑走路上で雨、雹、鳥、昆虫及び他の破片による衝撃を受けやすい。衝撃は、静止部品又は可動部品の前縁が重大な損傷を受けるという残念な結果をもたらす。例えば、破片は、ガスタービンエンジンの圧縮機段又はタービン段の動翼の前縁を損傷する場合がある。そのような損傷を受けると、ガスタービンエンジンの性能は低下し、寿命は短くなり、ガスタービンエンジンは動作を停止してしまうこともある。
米国特許第６７６１６５３号明細書
以下に、当初に特許請求された発明の範囲に従ったある特定の実施形態を説明する。それらの実施形態は、特許請求された発明の範囲を限定することを意図せず、本発明がとりうる形態の概要を簡単に説明することのみを意図する。実際、本発明は、以下に記載される実施形態に類似していてもよいし、あるいは以下に記載される実施形態と異なっていてもよい多様な形態を含む。
第１の実施形態では、システムは、前縁を有する構造と、保護部分及び保持部分を有する繊維強化複合体カバーとを含む。前縁に沿って保護部分を自己保持させるために、保持部分は構造の周囲に延在する。保護部分は保持部分とは異なる。
第２の実施形態では、システムは、保護部分及び保持部分を有する繊維強化複合体カバーを含む。保持部分は、構造の周囲で繊維強化複合体カバーを自己保持させるように構成された少なくとも１つのループを有する。保護部分は保持部分とは異なり且つ保護部分は第１の繊維強化複合体である。
第３の実施形態では、システムは、縁部を含む動翼と、保護部分及び少なくとも１つのループを画成する保持部分を有する繊維強化複合体カバーとを有するタービンエンジンを含む。縁部に沿って保護部分を自己保持し且つ自己適合させるために、少なくとも１つのループは動翼の周囲に延在する。保護部分は第１の繊維強化複合体を有する。保護部分及び保持部分は、互いに対して異なる材料、異なる厚さ、異なる硬度又は異なる密度を有する。
本発明の上記の特徴、態様及び利点並びに他の特徴、態様及び利点は、添付の図面を参照して以下の詳細な説明を読むことにより更によく理解されるだろう。図面中、同じ図中符号は一貫して同じ部分を示す。
図１は、本発明の一実施形態に係る繊維強化複合体カバーを含むように製造された種々の部品を有するタービンシステムを示すブロック図である。 図２は、本発明の一実施形態に係る繊維強化複合体カバーを含むように製造された種々の部品を有する図１に示すようなタービンの正面図である。 図３は、厚さの異なる保護部分及び強化部分を有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの横断面図である。 図４は、均一な厚さの保護部分及び補強部分を有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの横断面図である。 図５は、３層から成る繊維強化複合体カバーを有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの横断面図である。 図６は、タービンブレードに取り付けられる前の繊維強化複合体カバースリーブの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの部分斜視図である。 図７は、タービンブレードに取り付けられる前のループを有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの部分斜視図である。 図８は、タービンブレードに取り付けられた後のループを有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示すようなタービンブレードの側面図である。 図９は、タービンブレードに取り付けられた後の重なり合うループを有する繊維強化複合体カバーの一実施形態を示す図２に示されるようなタービンブレードの側面図である。
以下に本発明の１つ以上の特定の実施形態を説明する。それらの実施形態を簡潔に説明しようとする中で、本明細書において実際の実現形態のすべての特徴が説明されない場合もある。そのような実際の実現形態の開発に際して、あらゆる工業プロジェクト又は設計プロジェクトの場合と同様に、実現形態ごとに異なるシステム関連及び業務関連の制約を遵守することなどの開発者ごとの特定の目標を達成するために、その実現形態に特有の数多くの決定が実行されなければならないことが理解されるべきである。更に、そのような開発に向けての努力は複雑であり且つ長時間を要することもあるが、それにもかかわらず、本明細書の開示の知識を得た当業者にとっては設計、製作及び製造を実行する日常的作業になるだろうということも理解されるべきである。
本発明の種々の実施形態の要素を説明する場合、単数形は、その要素が１つ以上存在することを意味する。「具備する」、「含む」及び「有する」という用語は包括的な意味を有し且つそこに挙げられている要素以外に追加の要素が存在してもよいことを意味する。
以下に詳細に説明されるように、開示される実施形態は、流体（例えば、液体又は気体）の流れの中で異物による衝撃を受けやすい構造の前縁に沿って配設された自己保持、自己適合複合体カバーを含む。構造は、機械、車両又は可動部品を含んでもよい。例えば、構造は、タービンエンジン、動翼又はインペラ（例えば、圧縮機、タービン又はポンプ）、静翼（例えば、圧縮機、タービン又はポンプ）、翼形部又は空力面、航空機、船舶、自動車両などを含んでもよい。複合材料は特性の異なる２つ以上の成分材料から製造された工業材料である。例えば、複合材料は補強材料を支持し且つ取り囲むマトリックス材料を含んでもよい。複合材料は、強度、衝撃抵抗又は耐熱性の向上などの成分材料にはない優れた特性を有してもよい。ある特定の実施形態では、構造の周囲に繊維強化複合体カバーが配設されてもよく、その場合、複合材料はマトリックス材料中に分散された繊維を含む。例えば、繊維強化複合体カバーは、構造の周囲に一体のループを画成するように保持部分に結合された保護部分を含んでもよい。
保護部分と保持部分の材料組成、厚さ、硬度、繊維体積及び他の特性は同一でも、異なっていてもよい。例えば、保護部分は第１の材料から製造され且つ保持部分は第２の材料から製造されてもよい。いくつかの実施形態では、第１の材料及び第２の材料は、繊維強化複合材料のような類似の複合材料から製造されてもよいが、異なる複合材料から製造されてもよい。他の実施形態では、第１の材料は複合材料（例えば、繊維強化複合材料）から製造されてもよいが、第２の材料は複合材料ではない。更なる実施例の場合、第１の材料は、第２の材料の何倍かの（すなわち、何％か大きい）硬度、衝撃抵抗、繊維体積、厚さ、耐化学薬品性、耐磨耗性又は一般保護特性を有してもよい。その倍率は、約１．１〜５０、１．１〜２５、１．１〜１０又は１．１〜５の範囲、あるいは他の任意の適切な倍率であってもよい。第２の材料は、第１の材料の何倍かの（すなわち、何％か大きい）密度、弾性、弾力性又は可撓性を有してもよい。その倍率は、１．１〜４、１．１〜３又は１．１〜２の範囲、あるいは他の任意の適切な倍率であってもよい。
異物の衝突によって起こる損傷の可能性を低減するために、繊維強化複合体カバーの保護部分は、高い強度及び／又は高い衝撃抵抗を有する材料から形成されてもよい。保護部分に使用されてもよい繊維の例は、パラアラミド繊維（例えば、ポリパラフェニレンテレフタルアミド）、他のポリマー繊維、金属繊維、セラミック繊維、炭素繊維、ガラス繊維又はそれらの組合せを含むが、それらに限定されない。更に一般的には、保護部分は、エポキシ、金属粉末又はセラミック粉末などのマトリックス材料の中に混入された複数の繊維を含む任意の繊維強化複合材料から形成されてもよい。繊維強化複合材料は、予備含浸（「プレプレグ」）繊維を使用するか又は繊維を適用した後に別にマトリックス材料を適用することにより、あるいは他の任意の適切な技術により導入されてもよい。
保持部分は、構造を保護する機能ではなく、マトリックス材料の硬化中に外部ファスナ又は補助の必要なく保護部分を所定の場所に堅固に保持する（すなわち、自己保持する）という機能を有するので、保護部分とは異なっていてもよい。言い換えれば、保持部分は、繊維強化複合体カバーに自己保持特性を追加することにより、マトリックス材料の硬化中の外部保持器、別の保持器、外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持を不要にする。保護部分で使用される繊維とは異なる保持部分で使用されてよい繊維の例は、ポリマー繊維、炭素繊維、ガラス繊維、天然ゴム、エチレンプロピレンジエンモノマー（ＥＰＤＭ）ゴム、ポリウレタン又はそれらの組合せを含むが、それらに限定されない。保持部分と保護部分との中間にある境界面は、保護部分にかぶさることなく２つの部分を一体に接合するので、硬化処理中に保持部分が保護部分を損傷することはありえない。従って、保護部分は一般に不均一な外力を受けない。マトリックス材料の硬化中に望ましくない動きが起こる可能性を低減しつつ、保護部分を構造に対してより堅固に保持するのを助けるために、保持部分は保護部分より高い弾性を有してもよい。弾性は、力が取り除かれた後に材料が元の大きさ及び形状を回復する能力である。ある特定の実施形態では、保護部分のヤング率（弾性材料の剛性の尺度）は約１２０〜１４５ギガパスカル（ＧＰａ）であってもよく且つ保持部分のヤング率は約７５〜８５ＧＰａであってもよい。例えば、保護部分のヤング率は、保持部分のヤング率の約２５〜１５０％、２５〜１００％、２５〜７５％又は２５〜５０％大きくてもよい。更に、保持部分は、保護部分を折りたたんだり、ねじったりせずに、タービンブレードのような不規則又は複雑な形状の構造の輪郭に保護部分を密接に適合させるのを助ける。保護部分が硬化し、構造に固定された後、保持部分の任意の部分は除去又はトリミングされてもよい。
保護部分及び保持部分により画成される一体ループは、複合材料（例えば、繊維強化複合材料）が硬化し、構造に直接結合される間に構造の周囲に繊維強化複合体カバーを自己保持させる。従って、一体ループにより自己保持が可能になることにより、複合材料の硬化中の別のストラップ、別のファスナ又は別の接着剤の使用、あるいは操作員の手作業による保持の必要はなくなる。一体ループは、繊維強化複合体カバーを構造の輪郭（例えば、曲線、凹部、突起など）に直接密接させて自己適合させるので、接触が改善され且つ構造との接着がより長時間持続する。言い換えれば、自己適合特性は、繊維強化複合体カバーと構造との間の間隙を大幅に縮小するか又はなくすことにより、構造の当初の輪郭形状を維持し且つ全体としての結合力を向上する。例えば、一体ループは、繊維強化複合体カバーに対する力の分布を更に均一にするので、構造の周囲で繊維強化複合体カバーは更に均一に圧縮される。
図１は、以下に説明されるような繊維強化複合体カバーを有するように構成された多様な部品（例えば、動翼、静翼など）を含んでもよいタービンシステム１０の一実施形態を示すブロック図である。図示される実施形態では、タービンシステム１０は、発電機などの負荷１４に結合されたタービンエンジン１２を含む。一実施形態では、タービンエンジン１２は、ニューヨーク州シェネクタディのジェネラル・エレクトリック社により製造されている７ＦＡガスタービンエンジンであってもよい。タービンエンジン１２は、吸気口１６、圧縮機１８、１つ以上の燃料ノズル２０、燃焼器２２、タービン２４及び排気口２６を含む。圧縮機１８が、シュラウド内で回転可能な任意の数、例えば１〜２０の圧縮機ブレード段を含んでもよいことは明らかである。同様に、タービン２４は、シュラウド内で回転可能な任意の数、例えば１〜２０のタービンブレード段を含んでもよい。燃焼器１８は単一の燃焼器又は複数（例えば、２〜１０）の燃焼器を含んでもよい。
動作中、タービンエンジン１２は吸気口１６及び圧縮機１８を通過するように空気２８を誘導する。圧縮機１８は燃焼及び冷却に使用するための圧縮空気３０を発生する。図示される実施形態では、燃料ノズル２０は圧縮空気３０の少なくとも一部及び燃料３２を受け取る。矢印３４で示すように、圧縮空気３０及び燃料３２は燃焼器２２の燃焼ゾーンに供給される。冷却を実行するために、圧縮空気３０の一部は燃焼器２２及び／又はタービン２４に沿って流れてもよい。空気３０と燃料３２は、燃焼器２２の内部で混合され且つ燃焼することにより高温の燃焼生成物を発生する。燃焼生成物はタービン２４に流入し且つタービン２４及び排気口２６を通過する。それらの燃焼ガスは、タービンブレードを駆動し、タービン２４内部でタービンブレードを回転させることにより、軸３６を駆動し、圧縮機１８及び負荷１４を回転させる。
図２は、図１のタービン２４のローターアセンブリ４０の一実施形態を示す正面図である。図示される実施形態では、ローターアセンブリ４０は、軸３６に関して周方向配列で取り付けられた複数のタービンブレード４２を含む。方向矢印４６はタービンブレード４２に向かう燃焼ガスの下流方向を示す。動作中、各タービンブレード４２の前縁４８は、タービン２４内部に取り込まれる異物による損傷を受けやすい。ある特定の実施形態では、タービンブレード４２の前縁４８及びタービン２４及び／又は圧縮機１８の他の種々の可動部品又は静止部品、又は異物による損傷を受けやすいタービンシステム１０の他の任意の部品を複合材料により強化してもよい。
図３は、タービンブレード６２を取り囲む繊維強化複合体カバー６４を有する複合体強化タービンブレード６０の一実施形態を示す横断面図である。図示される実施形態では、カバー６４は、いくつかの点で異なる保護部分６６及び保持部分６８を具備する。例えば、ある特定の実施形態では、２つの部分６６及び６８の厚さが異なっていてもよく、図示されるように、保護部分６６の厚さ７０は保持部分６８の厚さ７２を上回る。ある特定の実施形態では、保護部分６６の厚さ７０は層ごとに約３〜９ｍｍであってもよく、その場合、アセンブリ全体の厚さは２０〜９０ｍｍになる。保持部分６８の厚さ７２は約３〜７ｍｍであってもよい。例えば、保護部分６６の厚さ７０は、保持部分６８の厚さ７２の１００〜３０００％、１００〜１５００％、１００〜１０００％又は１００〜５００％大きくてもよい。保護部分６６の厚さ７０を増すことにより、異物によって起こりうる衝撃の影響に対する耐性が向上するという効果が得られる。更に、保護部分６６は第１の繊維強化複合体を含んでもよく、保持部分６８は繊維強化複合体を含んでもよいが、含まなくてもよい。例えば、保持部分６８は異なる繊維強化複合体又は保持のためだけに使用される材料を含んでもよい。境界面７４は２つの部分６６及び６８を一体に接合してもよい。
タービンブレード６２は上面７６及び下面７８を具備する。繊維強化複合体カバー６４は、タービンブレード６２の全体に沿って延在するように上面７６及び下面７８の双方を取り囲む。言い換えれば、繊維強化複合体カバー６４は、上面７６及び下面７８に沿って３６０°連続してタービンブレード６２を包囲する。例えば、保護部分６６及び保持部分６８は、タービンブレード６２の周囲に沿って１つの完全なループ又は円を画成するように境界面７４で結合される。以下に説明されるように、保護部分６６及び保持部分６８により画成されるループは、複合材料の硬化中に外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持を必要とせずにカバー６４をタービンブレード６２に自己保持するように構成される。タービンブレード６２に向かって下流側へ流れるガス８４の方向に関して、タービンブレード６２は前縁８０及び後縁８２を具備する。保護部分６６は前縁８０を被覆する。前縁８０に沿って保護部分６６を自己保持するために、保持部分６８は後縁８２を含むタービンブレード６２のその他の部分を被覆する。
図４は、タービンブレード１０２を取り囲む繊維強化複合体カバー１０４を有する複合体強化タービンブレード１００の別の実施形態を示す横断面図である。図示される実施形態では、カバー１０４はいくつかの点で異なる保護部分１０６及び保持部分１０８を具備する。例えば、ある特定の実施形態では、保護部分１０６は、保持部分１０８で使用される第２の繊維強化複合体と比較して異物により起こりうる衝撃の影響に対する耐性が高い第１の繊維強化複合体を含んでもよい。従って、第１の繊維強化複合体と第２の繊維強化複合体は互いに異なる材料を含んでもよく、第１の複合体は第２の複合体より大きい繊維体積又は高い硬度を有してもよく、あるいは第２の複合体は第１の複合体より高い密度を有してもよい。繊維体積は複合材料の単位体積当たりの繊維の割合（％）を示し、硬度はデュロメータにより測定される永久凹凸に対する材料の耐性を示し、密度は単位体積当たりの質量を示す。ある特定の実施形態では、保護部分１０６の繊維体積は約４０〜７０％繊維体積であってもよく且つ保護部分１０８の繊維体積は約１５〜３０％繊維体積であってもよい。例えば、保護部分１０６の繊維体積は、保持部分１０８の繊維体積の約２５〜４００％、２５〜２００％、２５〜１００％又は２５〜５０％大きくてもよい。ある特定の実施形態では、保護部分１０６の硬度は約７５〜８５ショアＤであってもよく且つ保持部分１０８の硬度は約５０〜７５ショアＡであってもよい。ショアＤがショアＡより硬い材料に対して使用されることは明らかである。ある特定の実施形態では、保護部分１０６の密度は約１．３〜１．５グラム／立方センチメートル（ｇ／ｃｍ３）であってもよく且つ保持部分１０８の密度は約２〜３ｇ／ｃｍ３であってもよい。例えば、保持部分１０８の密度は、保護部分１０６の密度の約２５〜１５０％、２５〜１００％又は２５〜５０％大きくてもよい。更に、保護部分１０６は第１の繊維強化複合体を含んでもよく、保持部分１０８は繊維強化複合体を含んでもよいが、含まなくてもよい。例えば、保持部分１０６は異なる繊維強化複合体又は保持のためだけに使用される材料を含んでもよい。図示される実施形態では、厚さ１１０で示すように、２つの部分１０６及び１０８の厚さは同一である。境界面１１２は２つの部分１０６及び１０８を一体に接合する。
タービンブレード１０２は上面１１４及び下面１１６を具備する。繊維強化複合体カバー１０４は、タービンブレード１０２の全体に沿って延在するように上面１１４及び下面１１６の双方を取り囲む。言い換えれば、繊維強化複合体カバー１０４は、上面１１４及び下面１１６に沿って３６０°連続してタービンブレード１０２を包囲する。例えば、保護部分１０６及び保持部分１０８は、タービンブレード１０２の周囲に沿って１つの完全なループ又は円を画成するように境界面１１２で結合される。以下に説明されるように、保護部分１０６及び保持部分１０８により画成されるループは、複合材料の硬化中に外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持の必要なくカバー１０４をタービンブレード１０２に自己保持するように構成される。タービンブレード１０２に向かって下流側へ流れるガス１２２の方向に関して、タービンブレード１０２は前縁１１８及び後縁１２０を具備する。保護部分１０６は前縁１１８を被覆する。前縁１１８に沿って保護部分１０６を自己保持するために、保持部分１０８は後縁１２０を含むタービンブレード１０２のその他の部分を被覆する。
図５は、タービンブレード１４２を取り囲む３つの繊維強化複合体カバー、すなわち、内側カバー１４４、中間カバー１４６及び外側カバー１４８を有する複合体強化タービンブレード１４０の別の実施形態を示す横断面図である。タービンブレード１４２の前縁１６４に沿って複数の層を画成する複数のカバー１４４、１４６及び１４８を使用することにより、保護のレベルをカスタマイズできる。図示される実施形態では、各カバー１４４、１４６及び１４８は、いくつかの点で異なる保護部分１５０及び保持部分１５２を具備する。ある特定の実施形態では、２つの部分１５０及び１５２の厚さは異なっていてもよく、図示されるように、保護部分１５０の厚さ１５４は外側カバー１４８の保持部分１５２の厚さ１５６を上回る。ある特定の実施形態では、保護部分１５０の厚さ１５４は層ごとに約３〜９ｍｍであってもよく、その場合、アセンブリ全体の厚さは２０〜９０ｍｍになる。保持部分１５２の厚さ１５６は約３〜７ｍｍであってもよい。例えば、保護部分１５０の厚さ１５４は、保持部分１５２の厚さ１５６の約１０〜２０００％、１０〜１０００％、１０〜２５０％又は１０〜１００％大きくてもよい。保護部分１５０の厚さ１５４を増すことにより、異物によって起こりうる衝撃の影響に対する耐性が向上するという効果が得られる。他の実施形態では、中間カバー１４６の厚さ１５５及び内側カバー１４４の厚さ１５７で示すように、特定の層の２つの部分１５０及び１５２の厚さは同一であってもよい。
更に別の実施形態では、保護部分１５０は、保持部分１５２に使用される第２の繊維強化複合体と比較して異物による衝撃の影響に対する耐性が高い第１の繊維強化複合体を含んでもよい。従って、第１の繊維強化複合体と第２の繊維強化複合体は互いに異なる材料を含んでもよく、第１の複合体は第２の複合体より大きい繊維体積又は高い硬度を有してもよく、又は第２の複合体は第１の複合体より高い密度を有してもよい。第１の繊維強化複合体及び第２の繊維強化複合体の特性の特定の実施例は、先に図４に関して説明した通りである。更に、保護部分１５０は第１の繊維強化複合体を含んでもよく、保持部分１５２は繊維強化複合体を含んでもよいが、含まなくてもよい。例えば、保持部分１５２は、異なる繊維強化複合体又は保持のためだけに使用される材料を含んでもよい。境界面１５８は２つの部分１５０及び１５２を一体に接合する。
タービンブレード１４２は上面１６０及び下面１６２を具備する。繊維強化複合カバー１４４、１４６及び１４８の３つの層は、タービンブレード１４２の全体に沿って延在するように上面１６０及び下面１６２の双方を取り囲む。言い換えれば、カバー１４４、１４６及び１４８は、上面１６０及び下面１６２に沿って３６０°連続してタービンブレード１４２を包囲する。例えば、保護部分１５０及び保持部分１５２は、タービンブレード１４２の周囲に沿って１つの完全なループ又は円を画成するように境界面１５８で結合される。以下に説明されるように、保護部分１５０及び保持部分１５２により画成されるループは、複合材料の硬化中に外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持の必要なくカバー１４４、１４６及び１４８をタービンブレード１４２に自己保持するように構成される。タービンブレード１４２に向かって下流側へ流れるガス１６８の方向に関して、タービンブレード１４２は前縁１６４及び後縁１６６を具備する。保護部分１５０は前縁１６４を被覆する。前縁１６４に沿って保護部分１５０を自己保持するために、保持部分１５２は後縁１６６を含むタービンブレード１４２のその他の部分を被覆する。
図６は、タービンブレード１８２に取り付けられる前の繊維強化複合体カバー１８４を有する複合体強化タービンブレード１８０の一実施形態を示す部分斜視図である。図示される実施形態では、カバー１８４は、いくつかの点で異なる保護部分１８６及び保持部分１８８により画成されるスリーブ（例えば、細長いループ）を具備する。例えば、ある特定の実施形態では、２つの部分１８６及び１８８の厚さが異なっていてもよく、図示されるように、保護部分１８６の厚さ１９０は保持部分１８８の厚さ１９２を上回る。２つの部分１８６及び１８８の厚さの特定の実施例は、先に図３を参照して説明した通りである。境界面１９４は２つの部分１８６及び１８８を一体に接合する。繊維強化複合体カバー１８４は内面２１０及び外面２１２を具備する。カバー１８４はハブ側開口２１４及び先端側開口２１６を更に具備する。カバー１８４は、ハブ側開口２１４と先端側開口２１６との間の全長に沿った１つの完全なループであってもよい。
タービンブレード１８２は上面１９６及び下面１９８を具備する。繊維強化複合体カバー１８４は、タービンブレード１８２の全体に沿って延在するように上面１９６及び下面１９８の双方を取り囲む。言い換えれば、カバー１８４は、上面１９６及び下面１９８に沿って３６０°連続してタービンブレード１８２を包囲する。例えば、タービンブレード１８２の周囲に沿って１つの完全なループ又は円を画成するように、保護部分１８６及び保持部分１８８は境界面１９４で結合される。以下に説明されるように、保護部分１８６及び保持部分１８８により画成されるループは、複合材料の硬化中に外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持を必要とせずにカバー１８４をタービンブレード１８２に自己保持するように構成される。タービンブレード１８２の運動（例えば、回転）の方向２０４に関して、タービンブレードは前縁２００及び後縁２０２を具備する。タービンブレード１８２はハブ接続部２０６及び先端２０８を更に具備する。繊維強化複合体カバー１８４は、先端側開口２１６が先端２０８に達するまで先端側開口２１６をハブ接続部２０６にかぶせることによりタービンブレード１８２に取り付けられてもよい。カバー１８４の取り付け後、保護部分１８６は前縁２００を被覆する。前縁２００に沿って保護部分１８６を自己保持するために、保持部分１８８は、後縁２０２を含むタービンブレード１８２のその他の部分を被覆する。カバー１８４がタービンブレード１８２に自己保持された後、保護部分１８６及び（いくつかの実施形態では）保持部分１８８は硬化され、タービンブレード１８２に直接結合されてもよい。従って、硬化中、外部ストラップ、外部ファスナ又は操作員の手作業による保持の必要なく、保護部分１８６及び保持部分１８８により画成されるループはカバー１８４を自己保持する。
図７は、タービンブレード２３２に取り付けられる前の別の繊維強化複合体カバー２３４を有する複合体強化タービンブレード２３０の一実施形態を示す部分斜視図である。図示される実施形態では、カバー２３４は、いくつかの点で異なる保護部分２３６及び保持部分２３８を具備する。例えば、ある特定の実施形態では、２つの部分２３６及び２３８の厚さが異なっていてもよく、図示されるように、保護部分２３６の厚さ２４０は保持部分２３８の厚さ２４２を上回る。２つの部分２３６及び２３８の厚さの特定の実施例は、図３を参照して先に説明した通りである。境界面２４４は２つの部分２３６及び２３８を一体に接合する。繊維強化複合体カバー２３４は、各々が開口２６０、保護部分２３６及び保持部分２３８を含む複数のループ２６２を具備する。ある特定の実施形態では、ループ２６２の保持部分２３８は第１のＵ字形ループを画成し、且つ保護部分２３６は第２のＵ字形ループを画成する。第１のＵ字形ループ及び第２のＵ字形ループは、組み合わされて１つ以上の完全なＯ字形ループを画成する。しかし、ループ２６２のある特定の実施形態は、保護部分２３６と重なり合う保持部分２３８により画成される完全なＯ字形ループである。いくつかの実施形態では、タービンブレード２３２の大きさ又は形状に応じて、カバー２３４は１つのループのみを具備してもよい。カバー２３４はハブ側開口２６４及び先端側開口２６６を更に具備する。
タービンブレード２３２は上面２４６及び下面２４８を具備する。繊維強化複合体カバー２３４は、タービンブレード２３２の全体に沿って延在するように上面２４６及び下面２４８の双方を取り囲む。言い換えれば、カバー２３４は、上面２４６及び下面２４８に沿って３６０°連続してタービンブレード２３２を包囲する。例えば、タービンブレード２３２の周囲に沿って１つの完全なループ又は円を画成するように、保護部分２３６及び保持部分２３８は境界面２４４で結合される。以下に説明されるように、保護部分２３６及び保持部分２３８により画成されるループは、複合材料の硬化中に外部ファスナ、別のファスナ又は操作員の手作業による保持の必要なくカバー２３４をタービンブレード２３２に自己保持するように構成される。タービンブレード２３２の運動（例えば、回転）の方向２５４に関して、タービンブレード２３２は前縁２５０及び後縁２５２を具備する。タービンブレード２３２はハブ接続部２５６及び先端２５８を更に具備する。カバー２３４は、先端側ループ２６６が先端２５８に達するまで先端側ループ２６６をハブ接続部２５６にかぶせることによりタービンブレード２３２に取り付けられてもよい。カバー２３４の取り付け後、保護部分２３６は前縁２５０を被覆する。更に、前縁２５０に沿って保護部分２３６を自己保持するために、保持部分２３８は、後縁２５２を含むタービンブレード２３２のその他の部分を被覆する。カバー２３４がタービンブレード２３２に自己保持された後、保護部分２３６及び（いくつかの実施形態では）保持部分２３８は硬化され、タービンブレード２３２に直接結合されてもよい。従って、硬化中、外部ストラップ、外部ファスナ又は操作員の手作業による補助の必要なく、保護部分２３６及び保持部分２３８により画成されるループはカバー２３４を自己保持する。
図８は、タービンブレード２８２に取り付けられた後の図７に示される繊維強化複合体カバーに類似する繊維強化複合体カバー２８４を有する複合体強化タービンブレード２８０の一実施形態を示す平面図である。図示される実施形態では、カバー２８４は保護部分２８６及び保持部分２８８を具備し、それらの２つの部分は複数の一体ループを画成するように結合される。本実施形態では、ループの保持部分２８８は、保護部分２８６と重なり合うことなく保護部分２８６からまっすぐに延在する。境界面２９０は２つの部分２８６及び２８８を一体に接合する。タービンブレード２８２は上面２９２及び下面２９４を具備する。繊維強化複合体カバー２８４は、タービンブレード２８２の全体に沿って延在するように上面２９２及び下面２９４の双方を取り囲む。タービンブレード２８２の運動（例えば、回転）の方向３００に関して、タービンブレードは前縁２９６及び後縁２９８を具備する。タービンブレード２８２はハブ接続部３０２及び先端３０４を更に具備する。保護部分２８６は前縁２９６を被覆する。前縁２９６に沿って保護部分２８６を自己保持するために、保持部分２８８は、後縁２９８を含むタービンブレード２８２のその他の部分を被覆する。カバー２８４がタービンブレード２８２に自己保持された後、保護部分２８６及び（いくつかの実施形態では）保持部分２８８は硬化され、タービンブレード２８２に直接結合されてもよい。従って、硬化中、外部ストラップ、外部ファスナ又は操作員の手作業による補助の必要なく、保護部分２８６及び保持部分２８８により画成されるループはカバー２８４を自己保持する。
図９は、タービンブレード３２２に取り付けられた後の別の繊維強化複合体カバー３２４を有する複合体強化タービンブレード３２０の一実施形態を示す平面図である。図示される実施形態では、カバー３２４は保護部分３２６及び保持部分３２８を具備し、それらの２つの部分は複数の一体ループを画成するように結合される。本実施形態では、タービンブレード３２２への保護部分３２６の締まり嵌めを容易にし且つ望ましくない動きを防止するために、ループの保持部分３２８は互いに重なり合う（例えば、十字パターン）。境界面３３０は２つの部分３２６及び３２８を一体に接合する。タービンブレード３２２は上面３３２及び下面３３４を具備する。繊維強化複合体カバー３２４は、タービンブレード３２２の全体に沿って延在するように上面３３２及び下面３３４の双方を取り囲む。タービンブレード３２２の運動（例えば、回転）の方向３４０に関して、タービンブレードは前縁３３６及び後縁３３８を具備する。タービンブレード３２２はハブ接続部３４２及び先端３４４を更に具備する。保護部分３２６は前縁３３６を被覆する。前縁３３６に沿って保護部分３２６を自己保持するために、保護部分３２８は、後縁３３８を含むタービンブレード３２２のその他の部分を被覆する。カバー３２４がタービンブレード３２２に自己保持された後、保護部分３２６及び（いくつかの実施形態では）保持部分３２８は硬化され、タービンブレード３２２に直接結合されてもよい。従って、硬化中、外部ストラップ、外部ファスナ又は操作員の手作業による補助の必要なく、保護部分３２６及び保持部分３２８により画成されるループはカバー３２４を自己保持する。
最良の態様を含めて本発明を開示するため及び任意の装置又はシステムの製造及び使用並びに取り入れられている任意の方法の実行を含めて当業者による本発明の実施を可能にするために、実施例を使用して本発明を説明した。本発明の特許性の範囲は、添付の特許請求の範囲により定義され、当業者には明らかである他の実施例を含んでもよい。そのような他の実施例は、特許請求の範囲の用語と相違しない構造要素を有する場合又は特許請求の範囲の用語と実質的に相違しない同等の構造要素を有する場合には、特許請求の範囲内にあることを意図する。
１０ タービンシステム
１２ タービンエンジン
１４ 負荷
１６ 吸気口
１８ 圧縮機
２０ 燃料ノズル
２２ 燃焼器
２４ タービン
２６ 排気口
２８ 空気
３０ 圧縮空気
３２ 燃料
３４ 燃焼ゾーン
３６ 軸
４０ ローターアセンブリ
４２ タービンブレード
４６ 燃焼ガスの下流方向
４８ 前縁
６０ 複合体強化タービンブレード
６２ タービンブレード
６４ 繊維強化複合体カバー
６６ 保護部分
６８ 保持部分
７０ 保護部分の厚さ
７２ 保持部分の厚さ
７４ 境界面
７６ 上面
７８ 下面
８０ 前縁
８２ 後縁
８４ ガス
１００ 複合体強化タービンブレード
１０２ タービンブレード
１０４ 繊維強化複合体カバー
１０６ 保護部分
１０８ 保持部分
１１０ 保護部分及び保持部分の厚さ
１１２ 境界面
１１４ 上面
１１６ 下面
１１８ 前縁
１２０ 後縁
１２２ ガス
１４０ 複合体強化タービンブレード
１４２ タービンブレード
１４４ 内側カバー
１４６ 中間カバー
１４８ 外側カバー
１５０ 保護部分
１５２ 保持部分
１５４ 保護部分の厚さ
１５５ 中間層の厚さ
１５６ 保持部分の厚さ
１５７ 内側層の厚さ
１５８ 境界面
１６０ 上面
１６２ 下面
１６４ 前縁
１６６ 後縁
１６８ ガス
１８０ 複合体強化タービンブレード
１８２ タービンブレード
１８４ 繊維強化複合体カバー
１８６ 保護部分
１８８ 保持部分
１９０ 保護部分の厚さ
１９２ 保持部分の厚さ
１９４ 境界面
１９６ 上面
１９８ 下面
２００ 前縁
２０２ 後縁
２０４ 運動の方向
２０６ ハブ接続部
２０８ 先端
２１０ 内面
２１２ 外面
２１４ ハブ側開口
２１６ 先端側開口
２３０ 複合体強化タービンブレード
２３２ タービンブレード
２３４ 繊維強化複合体カバー
２３６ 保護部分
２３８ 保持部分
２４０ 保護部分の厚さ
２４２ 保持部分の厚さ
２４４ 境界面
２４６ 上面
２４８ 下面
２５０ 前縁
２５２ 後縁
２５４ 運動の方向
２５６ ハブ接続部
２５８ 先端
２６０ 開口
２６２ 複数のループ
２６４ ハブ側ループ
２６６ 先端側ループ
２８０ 複合体強化タービンブレード
２８２ タービンブレード
２８４ 繊維強化複合体カバー
２８６ 保護部分
２８８ 保持部分
２９０ 境界面
２９２ 上面
２９４ 下面
２９６ 前縁
２９８ 後縁
３００ 運動の方向
３０２ ハブ接続部
３０４ 先端
３２０ 複合体強化タービンブレード
３２２ タービンブレード
３２４ 繊維強化複合体カバー
３２６ 保護部分
３２８ 保持部分
３３０ 境界面
３３２ 上面
３３４ 下面
３３６ 前縁
３３８ 後縁
３４０ 運動の方向
３４２ ハブ接続部
３４４ 先端

Claims (10)

  1. 前縁（８０）を有する構造と、
    保護部分（６６）及び保持部分（６８）を具備する繊維強化複合体カバー（６４）と
    を備えるシステムであって、前記前縁（８０）に沿って前記保護部分（６６）を自己保持するために前記保持部分（６８）が前記構造の周囲に延在し、且つ前記保護部分（６６）が前記保持部分（６８）とは異なる、システム。
  2. 前記保護部分（６６）が第１の繊維強化複合体から形成される、請求項１記載のシステム。
  3. 前記保持部分（６８）が第２の繊維強化複合体から形成される、請求項２記載のシステム。
  4. 第１の繊維強化複合体及び第２の繊維強化複合体が互いに異なる材料を含む、請求項３記載のシステム。
  5. 第１の繊維強化複合体が、第２の繊維強化複合体の厚さ（７２）を上回る厚さ（７０）を有する、請求項３記載のシステム。
  6. 第１の繊維強化複合体が、第２の繊維強化複合体より大きい繊維体積を有する、請求項３記載のシステム。
  7. 第１の繊維強化複合体及び第２の繊維強化複合体の少なくとも一方が、マトリックス材料中に配設されたパラアラミド繊維を含む、請求項３記載のシステム。
  8. 第１の繊維強化複合体カバーが、前記保護部分（６６）及び前記保持部分（６８）により画成されるスリーブから構成される、請求項１記載のシステム。
  9. 前記保持部分（６８）が、前記保護部分（６６）に結合された複数のループ（２６２）から構成される、請求項１記載のシステム。
  10. 前記構造が、回転機械の翼形部、動翼、静翼又はそれらの組合せである、請求項１記載のシステム。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013115207A1 (ja) * 2012-01-30 2013-08-08 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
JP2017101652A (ja) * 2015-08-07 2017-06-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ハイブリッド金属の圧縮機ブレード

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB201112870D0 (en) * 2011-07-27 2011-09-07 Rolls Royce Plc Composite aerofoil
FR2981292B1 (fr) * 2011-10-18 2013-11-01 Snecma Procede de fabrication d'une aube finalisee en materiau composite
US9115584B2 (en) * 2012-04-24 2015-08-25 General Electric Company Resistive band for turbomachine blade
FR2989991B1 (fr) * 2012-04-30 2016-01-08 Snecma Renfort structurel metallique d'aube de turbomachine
US9885244B2 (en) 2012-07-30 2018-02-06 General Electric Company Metal leading edge protective strips for airfoil components and method therefor
US9969489B2 (en) 2013-02-08 2018-05-15 General Electric Company Hybrid spinner support
US10287917B2 (en) * 2013-05-09 2019-05-14 United Technologies Corporation Turbofan engine front section
WO2015034612A1 (en) * 2013-09-09 2015-03-12 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
US10294797B2 (en) * 2013-09-27 2019-05-21 United Technologies Corporation Fan blade assembly
CN105604978B (zh) * 2014-11-21 2018-03-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 抗冲击增强型涡轮发动机风扇叶片
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
EP3318394A1 (en) 2016-11-04 2018-05-09 Ratier-Figeac SAS Composite structure
US11060409B2 (en) 2019-05-13 2021-07-13 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite aerofoil with impact reinforcements
US11421538B2 (en) * 2020-05-12 2022-08-23 Rolls-Royce Corporation Composite aerofoils
US11506083B2 (en) 2020-06-03 2022-11-22 Rolls-Royce Corporalion Composite liners for turbofan engines
US11719103B1 (en) 2022-04-07 2023-08-08 General Electric Company Components having composite laminate with co-cured chopped fibers

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6338099A (ja) * 1986-07-28 1988-02-18 アエロスパシアル、ソシエテ、ナショナル　アンデュストリエル 回転翼航空機用ブレ−ド及びその製造方法
JPS6452595A (en) * 1987-06-09 1989-02-28 Aerospatiale Wing consisting of composite material and manufacture thereof
US5392514A (en) * 1992-02-06 1995-02-28 United Technologies Corporation Method of manufacturing a composite blade with a reinforced leading edge
JPH10502714A (ja) * 1994-06-30 1998-03-10 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 耐侵食性表面保護
JPH1122696A (ja) * 1997-07-01 1999-01-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流ファンのブレード
JP2002161703A (ja) * 2000-11-27 2002-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 翼、および、翼の製造方法
JP2005113908A (ja) * 2003-09-05 2005-04-28 General Electric Co <Ge> 補強ファンブレード及び製造方法
JP2008525706A (ja) * 2004-12-23 2008-07-17 ボルボ エアロ コーポレイション スタティックガスタービン部分品及びそうした部分品の補修法
JP2009516798A (ja) * 2005-11-21 2009-04-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 蒸気タービンのタービン翼
US20090238983A1 (en) * 2008-03-18 2009-09-24 Stephen Craig Mitchell Methods allowing for visual inspection of coated components for erosion damage

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2698666A (en) * 1952-07-01 1955-01-04 Gen Motors Corp Propeller blade
US3028292A (en) * 1957-05-27 1962-04-03 Parsons Corp Method of manufacturing plastic rotor blades
US3528753A (en) * 1968-06-14 1970-09-15 United Aircraft Corp Helicopter blade with non-homogeneous structural spar
GB1284538A (en) * 1968-11-19 1972-08-09 Rolls Royce Blade for a fluid flow machine
US3762835A (en) * 1971-07-02 1973-10-02 Gen Electric Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods
US4083656A (en) * 1975-03-21 1978-04-11 Textron, Inc. Composite rotor blade
US4255949A (en) * 1979-08-16 1981-03-17 Thorneburg James L Athletic socks with integrally knit arch cushion
US5085559A (en) * 1990-04-16 1992-02-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Composite vane
FR2678843A1 (fr) * 1991-07-11 1993-01-15 Taylor Made Golf Co Tete de club de golf.
US5439354A (en) * 1993-06-15 1995-08-08 General Electric Company Hollow airfoil impact resistance improvement
US5876651A (en) * 1996-05-29 1999-03-02 United Technologies Corporation Method for forming a composite structure
US6761653B1 (en) * 2000-05-15 2004-07-13 Worth, Llc Composite wrap bat with alternative designs
FR2884550B1 (fr) * 2005-04-15 2010-09-17 Snecma Moteurs Piece pour proteger le bord d'attaque d'une pale
ES2322661T3 (es) 2006-08-23 2009-06-24 Siemens Aktiengesellschaft Alabe de turbina recubierto.
US20090324401A1 (en) * 2008-05-02 2009-12-31 General Electric Company Article having a protective coating and methods
US7963747B2 (en) * 2009-04-02 2011-06-21 General Electric Company Braided wind turbine blades and method of making same

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6338099A (ja) * 1986-07-28 1988-02-18 アエロスパシアル、ソシエテ、ナショナル　アンデュストリエル 回転翼航空機用ブレ−ド及びその製造方法
JPS6452595A (en) * 1987-06-09 1989-02-28 Aerospatiale Wing consisting of composite material and manufacture thereof
US5392514A (en) * 1992-02-06 1995-02-28 United Technologies Corporation Method of manufacturing a composite blade with a reinforced leading edge
JPH10502714A (ja) * 1994-06-30 1998-03-10 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション 耐侵食性表面保護
JPH1122696A (ja) * 1997-07-01 1999-01-26 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流ファンのブレード
JP2002161703A (ja) * 2000-11-27 2002-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 翼、および、翼の製造方法
JP2005113908A (ja) * 2003-09-05 2005-04-28 General Electric Co <Ge> 補強ファンブレード及び製造方法
JP2008525706A (ja) * 2004-12-23 2008-07-17 ボルボ エアロ コーポレイション スタティックガスタービン部分品及びそうした部分品の補修法
JP2009516798A (ja) * 2005-11-21 2009-04-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 蒸気タービンのタービン翼
US20090238983A1 (en) * 2008-03-18 2009-09-24 Stephen Craig Mitchell Methods allowing for visual inspection of coated components for erosion damage

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013115207A1 (ja) * 2012-01-30 2013-08-08 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
US9702257B2 (en) 2012-01-30 2017-07-11 Ihi Corporation Fan rotor blade of aircraft jet engine
JP2017101652A (ja) * 2015-08-07 2017-06-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ハイブリッド金属の圧縮機ブレード

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