JP2016512584A - 複数の挿入体セクションを含むハイブリッドタービンブレード - Google Patents

Abstract

シャンク部１２及び翼形部１４を含むハイブリッドタービンブレード１０、及びその製作方法に関する。翼形部は、内部に形成された凹部４０を有する外側複合材構造体３８と、凹部に配置された少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタック４６とを含む。外側複合材構造体及び少なくとも１つの複合材セクションは、第１の密度を有する。少なくとも２つの挿入体セクションは、第１の質量密度未満の第２の質量密度を有する。外側複合材構造体と、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックとは、少なくとも２つの挿入体セクションを通る負荷伝達が生じる必要がないように、前述のハイブリッドタービンブレードの全ての機械的負荷支持要件を満たす翼形部を定める。【選択図】 図１

Description

本開示は、一般的にターボ機械に関し、より詳細には、ガスタービン及び蒸気タービンの両方、並びに異なる材料から作られる挿入体で構成されたタービンブレードの設計に関する。

蒸気タービンは、限定されるものではないが、蒸気タービン発電機器及び船上蒸気タービン推進機器の両方を含む。例示的な蒸気タービンは、典型的には、高圧タービンセクション、低圧タービンセクション、又は両方を組み合わせたものを含み、蒸気流によって回転する。ガスタービンは、限定されるものではないが、ガスタービン発電機器及びガスタービン航空機エンジンを含む。例示的なガスタービンは、典型的には、コアエンジンを含み、コアエンジンに流入する空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料と圧縮空気の混合気を燃焼させて推進ガス流を生成する燃焼器と、推進ガス流によって回転して大径シャフトで連結された高圧圧縮機を駆動する高圧タービンとを有する。典型的なフロントファンガスタービン航空機エンジンは、小径の同軸シャフトで連結された低圧タービン（高圧タービンの後方に位置する）を追加して、フロントファン（高圧圧縮機の前方に位置する）を駆動し、任意の低圧圧縮機（フロントファンと高圧圧縮機との間に位置する）を駆動する。低圧圧縮機は、ブースタ圧縮機又は単にブースタと呼ばれる場合がある。

例示的な蒸気タービンにおいて、典型的には、高圧及び低圧タービンセクションは、各々がシャンク部に取り付けられた翼形部を含む、蒸気タービンブレードを有する。例示的なガスタービンにおいて、典型的には、ファン並びに高圧及び低圧圧縮機及びタービンは、各々がシャンク部に取り付けられ翼形部を含むガスタービンブレードを有する。ローターブレードは、回転するガス又は蒸気タービンのローターディスクにそれぞれ取り付けられたガス又は蒸気タービンブレードである。ステータベーンは、回転しないガス又は蒸気タービンステータケーシングにそれぞれ取り付けられたガスタービンブレード又は蒸気タービンブレードである。典型的には、半径方向外向きに延びるローターブレード及び半径方向内向きに延びるステータベーンの交互になった円周方向の列がある。ガスタービン構成に存在する場合、ステータベーンの最初及び／又は最後の列（入口及び出口ガイドベーンとも呼ばれる）は、同様に回転しないガスタービンステータケーシングに取り付けられ半径方向内向き端部を有することができる。また、逆回転「ステータ」ベーンは、ガスタービン設計において公知である。従来のガス及び蒸気タービンブレード設計は、典型的には、チタンのような金属で全て作られた、又は複合材で全て作られた翼形部を有する。高価な幅広翼弦の中空ブレードを含む全金属ブレードは重量があるので、燃料性能が低く、頑丈なブレードアタッチメントを必要とする。

ガスタービン航空機用途において、前縁が金属製ではない軽量の全複合材ブレードは、鳥吸込みイベントからの損傷をより受けやすい。公知のハイブリッドブレードは、浸食及び鳥衝突の理由から前縁が金属によって保護された複合材ブレードを含む（残余部は非金属コーティングで覆われている）。ガスタービンファンブレードは、典型的には、ガスタービン航空機エンジンにおいて最大の（従って最も重い）ブレードであり、フロントファンブレードは、最初にバードストライクの影響を受けることになる。複合材ブレードは、典型的には、重量が主要な関心事である用途で使用されてきた。しかしながら、より高い運転速度に加えて、ブレード損失イベント時の二次的な損傷を低減する要求は、これらのブレードの重量を更に低減する要求を生み出している。

この問題を解決するための従来の試行は、カーボン／エポキシ表面シートの間に挟まれた単一複合材の低密度挿入体コアで構成された翼形部を含む、複合サンドイッチ翼形部構成を利用している。軽量設計をもたらしながら、これらの単一軽量挿入体構造に起因する応力状態は、幾何学的な応力集中及び係数ミスマッチによるバードストライク条件下で問題があることを示している。より詳細には、単一挿入体を使用すると、静的なバードストライク試験の下で複合材料性能を超える層間応力が発生することが判明した。その後の単一挿入体形状及びサイズの最適化は、解決策が得られなかったことを示唆した。

従って、明確に改良されたタービンブレードに対する必要性が存在し、従来の複合材又はハイブリッドブレードのいずれよりも軽量であり、幾何学的な応力集中の低減を伴うガスタービンブレード、特にガスタービンファンブレードが必要とされる。また、従来の複合材又はハイブリッドブレードよりも軽量な蒸気タービンブレードが必要とされる。

米国特許第６，６０７，３５８号

従来技綬の前記の及び他の欠点は、ハイブリッドタービンブレードを提供する本開示によって解決される。

１つの実施形態によれば、シャンク部と、外側複合材構造体を含み内部に形成された凹部を有する翼形部とを備えるハイブリッドタービンブレードが提供される。翼形部は、第１の密度を有する少なくとも１つの複合材セクションと、各々が第１の質量密度未満の第２の質量密度を有する少なくとも２つの挿入体セクションであって、該少なくとも２つの挿入体セクションが、少なくとも１つの複合材セクションと交互になったスタック関係で配置され、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックを定める、少なくとも２つの挿入体セクションとを備え、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックは、凹部に配置され、翼弦方向、スパン方向、及び翼形部の実質的な厚さにわたって延び、少なくとも２つの挿入体セクションの最外層は、外側複合材構造体に接合され、外側複合材構造体、少なくとも１つの複合材セクション、及び少なくとも２つの挿入体セクションは、一緒に翼形形状を定める。

別の実施形態によれば、第１の質量密度及び凹部を有する外側複合材構造体と、第１の密度を有する少なくとも１つの複合材セクションと、各々が第１の質量密度よりも小さい第２の質量密度を有する少なくとも２つの挿入体セクションとを含む翼形部とを備えるハイブリッドタービンブレードが提供される。少なくとも２つの挿入体セクションは、少なくとも１つの複合材セクションと交互になったスタック関係で配置され、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションが交互になったスタックを定め、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックは、凹部に配置され、翼弦方向、スパン方向、及び翼形部の実質的な厚さにわたって延び、外側複合材構造体と、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックとは、一緒に翼形形状を定め、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックは、十分な剛性及び寸法安定性を有して翼形形状を維持し、十分なコンプライアンス及び可撓性を有して凹部に適合し、外側複合材構造体及び少なくとも１つの複合材セクションは、マトリックスバインダに埋め込まれた繊維フィラメントを含む複数の複合材料層で構成され、少なくとも２つの挿入体セクションは、熱可塑性材料、熱硬化性材料、金属、ハニカムセラミックス、シリコーン及びこれらの組み合わせから成るグループから選択された材料で構成される。

さらに別の実施形態によれば、ハイブリッドタービンブレードを製作する方法が提供され、本方法は、複数の複合材料層をレイアップして、凹部を含む外側複合材構造体の一部を形成する段階と、少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックを凹部に配置し、翼弦方向、スパン方向、及びハイブリッドタービンブレードの実質的な厚さにわたって延在させる段階とを含む。

本開示の他の目的及び利点は、添付図面を参照しながら以下の詳細な説明並びに添付の請求項を読めば明らかになるであろう。

本開示の上記及びその他の特徴、態様並びに利点は、図面全体を通して同じ参照符号が同様の部分を表す添付図面を参照して以下の詳細な説明を読むと、より良好に理解されるであろう。

本開示の態様により構成されたハイブリッドタービンブレードの正圧側の概略側面図。 図１の線２−２に沿った図１のハイブリッドタービンブレードの実施形態の翼形部の概略断面図。 翼形部の最適化が挿入体終端部の構成により達成される、本開示の態様により構成された図２の実施形態の横剪断応力解析を示す図。 図１の線２−２に沿った図１のハイブリッドタービンブレードの別の実施形態の翼形部の概略断面図。 翼形部の最適化が挿入体終端部の構成により達成される、本開示の態様により構成された図４の実施形態の横剪断応力解析を示す図。 図１の線２−２に沿った図１のハイブリッドタービンブレードの更に別の実施形態の翼形部の概略断面図。 翼形部の最適化が挿入体終端部の構成により達成される、本開示の態様により構成された図６の実施形態の横剪断応力解析を示す図。 翼形部の最適化が挿入体カウントにより達成される、本開示の態様により構成されたハイブリッドタービンブレードの横剪断応力解析を示す図。 翼形部の最適化が挿入体カウントにより達成される、本開示の態様により構成されたハイブリッドタービンブレードの別の実施形態の横剪断応力解析を示す図。

本開示は、特定の実施形態に関連して例示目的で以下に説明されるが、本開示の他の目的及び利点は、本開示の以下の図面の説明によって明らかになることを理解されたい。好ましい実施形態が開示されるが、これらは限定することを意図したものではない。むしろ、本明細書に記載されている一般的原理は、単に本開示の範囲の例示であると考えられ、本開示の範囲から逸脱することなく多くの変更を行うことができることを更に理解されたい。

ここで図１を参照すると、本開示の１つの実施形態によるハイブリッドタービンブレード１０が示されている。ハイブリッドタービンブレード１０は、図示のようにシャンク部１２及び翼形部１４を含む。翼形部１４は、設計作動温度、シャンク部１２に取り付けられた翼根元１６、翼先端１８、翼先端１８に向かって外向きると共に翼根元１６に向かって内向きに延びる半径方向軸又は主軸２０、及び前縁２４から後縁２６まで延びる接線方向軸又は短軸２２を有する。本明細書で用いる場合、「半径方向軸」２０及び「接線方向軸」２２は、基準軸と呼び、ハイブリッドタービンブレード１０の物理的部分ではない。ガスタービン用途において、設計作動温度は、翼形部１４がガスタービン（図示せず）の通常運転時に受けると予想される最大温度である。典型的なガスタービン及び典型的な蒸気タービン設計作動温度の例は、限定されるものではないが、摂氏約１８度〜摂氏数百度である。図１における媒体方向矢印２８は、一般的に媒体方向を示す。媒体は、典型的には、ガスタービン用途において空気を含み、典型的には、蒸気タービン用途において飽和蒸気又は過熱蒸気を含む。

ハイブリッドタービンブレード１０のガスタービン用途において、シャンク部１２は、典型的には、ハイブリッドタービンブレード１０をローターディスク（図示せず）に取り付けるためのダブテール３０と、空気流を半径方向に閉じ込めるのに役立つブレードプラットホーム３２とを含む。前述のように、翼形部１４は、前縁２４及び後縁２６を定め、媒体方向２８は、ほぼ前縁２４から後縁２６までである。また、翼形部１４は、正圧側３４及び負圧側３６を有し、負圧側３６を横切る前縁２４から後縁２６までの距離は、典型的には、正圧側３４を横切る前縁２４から後縁２６までの距離よりも長い。ガスタービン圧縮機用途において、ハイブリッドタービンブレード１０は、典型的には、負圧側３６が基準点を通過する前に正圧側３４が同じ基準点を通過する方向に回転する。蒸気タービン用途において、ハイブリッドタービンブレード１０は、典型的には、正圧側３４が基準点を通過する前に負圧側３６が同じ基準点を通過する方向に回転する。

また、翼形部１４は、図２、４及び６に示すように外側複合材構造体３８を含む。本明細書で用いる場合、「複合材構造体」は、複合材料を含む１又はそれ以上の層と定義される。用語「複合材料」は、任意の（金属又は非金属）マトリックスバインダに埋め込まれた任意の（金属又は非金属）繊維フィラメントを有する材料と定義される。本開示の１つの実施形態において、外側複合材構造体３８は、別個の複合材積層のレイアップである。複合材料は、マトリックスバインダに埋め込まれた繊維フィラメントで構成される。例示的な実施形態において、複合材料は、エポキシ（すなわち、エポキシ樹脂）マトリックスバインダに埋め込まれた黒鉛繊維フィラメントで構成される。複合材料における繊維フィラメントに対する他の選択肢は、限定されるものではないが、ガラス繊維、アラミド繊維、炭素繊維、及びホウ素繊維並びにこれらの組み合わせを含む。マトリックス樹脂に対する他の選択肢は、限定されるものではないが、ビスマレイミド、ポリイミド、ポリエーテルイミド、ポリエーテルエーテルケトン、ポリ（アリルスルホン）、ポリエーテルスルホン及びシアン酸エステル並びにこれらの組み合わせを含む。１つの実施形態において、マトリックスバインダは、ゴム粒子のような強靱材料を含む。外側複合材構造体３８は、第１の質量密度を有し、ほぼ翼根元１６からほぼ翼先端１８まで半径方向に延びる。外側複合材構造体３８の第１の質量密度は、典型的には、１立方センチメートル当たり約１．４グラム〜１立方センチメートル当たり約２．０グラムの範囲にある。

１つの実施形態において、外側複合材構造体３８は、ブレードプラットホーム３２と翼先端１８との間の前縁２４全体及び後縁２６全体に沿ってスパン方向に延びる。外側複合材構造体３８は、前縁２４と後縁２６との間で翼弦方向に延びる。例示的な構成において、外側複合材構造体３８には、表面貫通孔がなく内部に形成された凹部４０以外の凹部もない。凹部４０の内部には、第１の密度を有する少なくとも１つの複合材セクション４２と、前述の第１の質量密度未満の第２の質量密度を有する少なくとも２つの挿入体セクション４４とが配置される。少なくとも２つの挿入体セクション４４は、少なくとも１つの複合材セクション４２と交互になったスタック関係で配置されて、積層サンドイッチ構造で構成されたスタック４６を形成する。交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で形成されたスタック４６は、図２、４、及び６に示すように、翼弦方向に延びると共に、翼形部１４の実質的な厚さを通って正圧側３４から負圧側３６まで延びる。少なくとも２つの挿入体セクション４４の各々の最外層は、外側複合材構造体３８に接合される。外側複合材構造体３８、少なくとも１つの複合材セクション４２、及び少なくとも２つの挿入体セクション４４は、一緒になって翼形形状を定め、少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４は、外側複合材構造体３８によって完全に密閉される。

１つの実施形態において、ハイブリッドタービンブレード１０の全体の厚さは、予め設定され（一般的に）、翼形部４を定める複合材体積の一部は、別個の挿入体セクションに、より具体的には少なくとも２つの挿入体セクション４４に置き換えられる。１つの実施形態において、完成したスタック４６は、少なくとも２つの挿入体セクション４４及び少なくとも１つの複合材セクション４２で構成され、少なくとも２つの挿入体セクション４４の各々は、その厚さが少なくとも１つの複合材セクション４２と同じ桁である。これは、典型的には、翼形部の厚さを通して１つの大きな挿入体で構成される従来のサンドイッチ複合材構造体とは異なる。図３に示す実施形態において、少なくとも１つの複合材セクション６７〜７１の各々は、複数のプライで構成され、少なくとも２つの挿入体セクション６１〜６６の各々と実質的に同じ全体厚さを有する。これらの挿入及び複合材セクション４２、４４は、一般的に任意の厚さとすることができ、ハイブリッドタービンブレード１０を製作できる単一複合プライと混同すべきではない。代替の実施形態において、ハイブリッドタービンブレード１０は、より詳細には少なくとも１つの複合材セクション４２は、１又はそれ以上のプライ複合材（プリプレグ）から作られるのでなくて、代わりに、乾燥繊維プリフォーム及び樹脂注入移送技術を利用して注入された樹脂で構成される。この場合には、少なくとも２つの挿入体セクション４４の各々の厚さは、約１０〜１００繊維直径である。１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４の各々の最大厚さは、約０．２５インチである。

ガスタービン用途において、交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で形成されたスタック４６は、ハイブリッドタービンブレード１０のバードストライク耐性も周波数応答性も犠牲にしないように、ハイブリッドタービンブレード１０内に配置される。交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４は、ハイブリッドタービンブレード１０の通常のレイアップ及び硬化プロセス時に組み込まれ、製作に必要なもの以外の特別なツールを必要としない。より詳細には、１つの実施形態において、複合材レイアップ時、少なくとも２つの挿入体セクション４４はエポキシフイルム接着剤で覆われて、プライレイアップ時に少なくとも１つの複合材セクション４２及び外側複合材構造体３８を形成する材料を含む翼形部積層構造体内に置かれる。フィルム接着剤及び複合積層材料は、単一の工程で同時に硬化する。材料の硬化前に、少なくとも２つの挿入体セクション４４が翼形形状に一致することが望ましい場合がある。代替として、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、所望の形状に予備形成され、硬化時に複合積層材料内に置くことができる。

本開示の１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、外側複合材構造体２８及び少なくとも１つの複合材セクション４２の第１の質量密度よりも低い第２の質量密度を有する。本開示の１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、エラストマー材料、発泡体、ゴム、又は高弾性の、望ましくは少なくとも１つの複合材セクション４２及び外側複合材構造体３８を形成する周囲複合材料よりも弾性が高い他の複合材料で構成される。１つの代替の実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、ベースの熱可塑性エラストマー及び軽量充填剤粒子で構成される。軽量充填剤粒子は、ほぼ同じ大きさであり、軽量充填剤粒子は、複数の空気含有キャビティを含む。各軽量充填剤粒子の各キャビティは、典型的には、約１０^-16立方ミリメートルの体積を有する。本明細書で用いる場合、用語「軽量」は、約０．００１グラム／ｃｍ³〜約１．２グラム／ｃｍ³の典型的な範囲の密度を有する材料と定義される。本開示の１つの実施形態において、軽量充填剤粒子は、ポリマー粒子で構成され、各ポリマー粒子は、典型的には、空気含有キャビティを含み、各ポリマー粒子は、セル構造（サイズ、形状、均一性、又は内容物に関係なく）を有する。これらの軽量充填剤粒子は、少なくとも２つの挿入体セクション４４においてベースのエラストマー全体にわたってほぼ均一に分散される。１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４の軽量エラストマー材料は、硬化前に、軽量充填剤粒子をベースのエラストマー中に導入することによって製作される。結果として得られる少なくとも２つの挿入体セクション４４のエラストマー材料の密度は、繊維強化外側複合材構造体３８及び少なくとも１つの複合材セクション４２の密度よりも低い。

本開示の１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、少なくとも１つの複合材セクション４２及び外側複合材構造体３８で構成される複合積層体中に置かれ、一方向性又は織物複合材表面シート及び間隙シートで形成される。追加の複合材層が配置され、少なくとも２つの挿入体セクション４４を覆い、外側複合材構造体３８の完成バージョンを生成する。

本開示の１つの実施形態において、本開示によって生成される少なくとも２つの挿入体セクション４４の結果として得られる第２の質量密度は、ほぼ１立方センチメートル当たり約０．０１グラム〜１立方センチメートル当たり約０．９グラムの典型的な範囲にある。少なくとも２つの挿入体セクション４４の第２の質量密度は、外側複合材構造体２８及び少なくとも１つの複合材セクション４２の第１の質量密度未満である。少なくとも２つの挿入体セクション４４は、少なくとも１つの複合材セクション４２と組み合わせて、スタック前縁４８、スタック後縁５０、スタック翼先端の端部５２（図１）、及びスタック翼根元の端部５４（図１）を有する前述のスタック４６を更に定める。

少なくとも２つの挿入体セクション４４のエラストマー材料の高伸張能力及び低弾性係数によって、機械的負荷は、少なくとも２つの挿入体セクション４４を通るのではなく、少なくとも２つの挿入体セクション４４の周囲に効率的に伝達できる。１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４のエラストマー材料は、少なくとも約２０％の伸張能力を有し、約３５００ｋＰａ〜約３５００００ｋＰａの範囲の弾性係数を有する。１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、３０％より大きな破断伸び率を有する。挿入体セクション材料の弾性係数及び伸張能力は、挿入体セクション材料が、少なくとも２つの挿入体セクション４４の処理時に、より詳細にはスタック４６のプライアップ時に変形が少ないように、及び製作時にクラッキングに耐える強度を有するように選択される。加えて、挿入体セクション材料は、低サイクル及び高サイクル疲労に耐えることができるように選択される。低サイクル疲労は、典型的には、約３０，０００始動及び停止サイクルによって表されるが、高サイクル疲労は、典型的には、１，０００，０００回転サイクルを越えるものによって表される。

本開示の１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、外側複合材構造体３８の製作中に、十分な剛性及び寸法安定性を有して、翼形形状を維持するように形成される。本開示の１つの実施形態において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、十分なコンプライアンス及び可撓性を保持するように形成され、その結果少なくとも２つの挿入体セクション４４は、外側複合材構造体３８によって定められた凹部４０に適合するようになる。熟練技術者は、挿入体セクションの数と少なくとも２つの挿入体セクション４４の各々の端部の終端（現在説明する）を選択する。

少なくとも２つの挿入体セクション４４は、それらの間に挟まれた少なくとも１つの複合材セクション４２及び外側複合材構造体３８に接合される。複合材構造体３８への接合は、少なくとも２つの挿入体セクション４４の最外挿入体セクションの材料と外側複合材構造体３８材料との間に接着によって達成される。接合の他の例は、限定されるものではないが、オートクレーブサイクル硬化、接着剤接合、及び溶融接合（接着剤フィルム又はペースト）を含む。１つの実施形態において、外側複合材構造体３８は、第１の体積を有し、組み合わせにおいて、少なくとも２つの挿入体セクション４４及びそれらの間に配置された少なくとも１つの複合材セクション４２は、第２の体積を有する。ある実施形態において、第２の体積は、外側複合材構造体３８の第１の体積の少なくとも約１０パーセントに等しい。少なくとも２つの挿入体セクション４４及び少なくとも１つの複合材セクション４２（１つの実施形態において、典型的には、図２〜７に示すように、４又はそれ以上の挿入体セクションを含む）で構成された外側複合材構造体３８及びスタック４６は、一緒に翼形形状を定める。

図２〜７を詳細に参照すると、図示のように、低密度の少なくとも２つの挿入体セクション４４は、面内曲げ負荷が最も少ない翼形部厚さの中央平面の周りにかたまっている。この場所において、少なくとも２つの挿入体セクション４４は、翼形部１４の重量を軽減するよう機能するので、ブレード１０を利用するシステムの効率及び／又は性能が高くなる。複合材料は、実質的に構造負荷の全てを受け取って、作動中に翼形部１４の全体形状を維持するように機能する。

前述のように、翼形部１４の前縁２４及び後縁２６の近くで、少なくとも２つの挿入体セクション４４及び少なくとも１つの複合材セクション４２の端部が終端する分布、厚さ及びパターンは、設計次第である。より具体的には、終端は、設計者が調整することができ、応力集中を最小にして軽量化を最大にするようになっている。図２〜７を詳細に参照すると、最適化の例が示されており、少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で構成されたスタック４６は、本明細書で説明する実施形態による異なる終端部を有するように設計される。より具体的には、図２及び３には、図１のスタック４６と同様の少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を含むスタック６０が示されている。この特定の実施形態において、スタック６０は、６つの挿入体セクション６１〜６６で構成され、これらの間には５つの複合材セクション６７〜７１が配置されてサンドイッチされる。図示のように、６つの挿入体セクション６１〜６６及び５つの複合材セクション６７〜７１は、前縁２４及び後縁２６のほぼ同じ箇所で終端する。より詳細には、６つの挿入体セクション６１〜６６及び５つの複合材セクション６７〜７１は、前縁２４と後縁２６との間で同じ長さ「Ｌ」だけ翼弦方向に延びる。図３は、図２の実施形態の横剪断応力解析を示し、６つの挿入体セクション６１〜６６に起因する曲げの下での応力集中７２の領域が示されている。

ここで図４及び５を参照すると、図１のスタック４６と同様の少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を含むスタック８０が示されている。この特定の実施形態において、スタック８０は、６つの挿入体セクション８１〜８６で構成され、これらの間には５つの複合材セクション８７〜９１が配置されてサンドイッチされている。図示のように、６つの挿入体セクション８１〜８６及び５つの複合材セクション８７〜９１は、前縁２４及び後縁２６の異なる箇所で終端する。より詳細には、挿入体セクション８３及び８４は、前縁２４と後縁２６との間で翼弦方向距離「Ｌ１」だけ延びる。挿入体セクション８２及び８５は、前縁２４と後縁２６との間で挿入体セクション８３及び８４の距離未満の翼弦方向距離「Ｌ２」だけ延びる。挿入体セクション８１及び８６は、前縁２４と後縁２６との間で挿入体セクション８２及び８５の距離未満の翼弦方向距離「Ｌ３」だけ延びる。図５は、様々な挿入体セクション長さを有する図４の実施形態の横剪断応力解析を示す。より詳細には、図５は、横剪断応力解析を示し、６つの挿入体セクション８１〜８６に起因する曲げの下での応力集中９２の領域が示されている。異なる箇所で終端する６つの挿入体セクション８１〜８６を設けることで、負荷（曲げ負荷）に依存する剪断応力の低減が可能になる。

ここで図６及び７を参照すると、図１のスタック４６と同様の少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を含むスタック１００が示されている。図２〜５に関して説明した実施形態と同様に、スタック１００は、６つの挿入体セクション１０１〜１０６で構成され、これらの間に５つの複合材セクション１０７〜１１１が配置されてサンドイッチされている。図示のように、６つの挿入体セクション１０１〜１０６及び５つの複合材セクション１０７〜１１１は、前縁２４及び後縁２６の異なる箇所で終端する。より詳細には、挿入体セクション１０１及び１０６は、前縁２４と後縁２６との間で翼弦方向距離「Ｌ１」だけ延びる。挿入体セクション１０２及び１０５は、前縁２４と後縁２６との間で挿入体セクション１０１及び１０６の距離未満の翼弦方向距離「Ｌ２」だけ延びる。挿入体セクション１０３及び１０４は、前縁２４と後縁２６との間で挿入体セクション１０２及び１０５の距離未満の翼弦方向距離「Ｌ３」だけ延びる。図７は、様々な挿入体セクション長さを有する図６の実施形態の横剪断応力解析を示す。より詳細には、図７は、横剪断応力解析を示し、６つの挿入体セクション１０１〜１０６に起因する曲げの下での応力集中１１２の領域が示されている。異なる箇所で終端する６つの挿入体セクション１０１〜１０６を設けることで、負荷（曲げ負荷）に依存する剪断応力の低減が可能になる。

前述のように、スタック４６（６０、８０、１００）の厚さは、挿入体セクション及び複合材セクションの数、並びに各セクションの厚さによって決まり、設計次第である。より具体的には、スタック４６（６０、８０、１００）は、設計者が調整することができ、応力集中を最小にして軽量化を最大にするようになっている。ここで図８及び９を参照すると、最適化の例が示されており、少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４のスタック４６は、本明細書で説明する実施形態による異なるスタック構成を有するように設計される。より具体的には、図８には、図１のスタック４６と同様の少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を含むスタック１２０が示されている。この特定の実施形態において、スタック１２０は、１１の挿入体セクション１２１〜１３１で構成され、これらの間には１０の複合材セクション１３２〜１４１が配置されてサンドイッチされている。図示のように、１１の挿入体セクション１２１〜１３１及び１０の複合材セクション１３２〜１４１は、スタック１２０の全体厚さを決定する。図８は、１０の複合材セクション１３２〜１４１がその間に配置されてサンドイッチされている１１の挿入体セクション１２１〜１３１を含む実施形態の横剪断応力解析を示し、応力低下（負荷依存）の目的のために個々の挿入体の厚さを減少させて、翼形部１４の厚さ「Ｔ」を通して別個の挿入体の数は多くなっている。

図９を詳細に参照すると、図１のスタック４６と同様の少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を含むスタック１５０が示されている。この特定の実施形態において、スタック１５０は、５つの挿入体セクション１５１〜１５５で構成され、これらの間には４つの複合材セクション１５６〜１５９が配置されてサンドイッチされている。図示のように、５つの挿入体セクション１５１〜１５５及び４つの複合材セクション１５６〜１５９は、スタック１５０の全体厚さを決定する。図９は、４つの複合材セクション１５６〜１５９がその間に配置されてサンドイッチされている５つの挿入体セクション１５１〜１５５を含む実施形態の横剪断応力解析を示し、応力低下（負荷依存）の目的のために個々の挿入体の厚さを増大させて、翼形部１４の厚さ「Ｔ」を通して別個の挿入体の数は少なくなっている。ある実施形態において、５つの挿入体セクション１５１〜１５５の挿入体体積は、全ブレード体積の５％より大きく５０％未満とすることができる。

本開示の一部の実施形態において、図１の翼形部１４は、図２、４及び６に示すような侵食被覆１６０を含む。本開示の１つの実施形態において、図２の侵食被覆１６０は、正圧側３４の少なくとも一部の上に設けられ、侵食被覆１６０は、負圧側３６の少なくとも一部の上に設けられる。本開示の別の実施形態において、図４の侵食被覆１６０は、正圧側３４の少なくとも一部の上に設けられてこれに接合し、侵食被覆１６０は、負圧側３６の少なくとも一部の上に設けられてこれに接合する。１つの実施形態において、ポリウレタンは、外側複合材構造体３８よりも大きな侵食耐性をもたらすので、侵食被覆１６０のための材料として選択される。

本開示の別の実施形態において、保護前縁被覆１６２は、前縁２４、正圧側３４の少なくとも一部、及び負圧側３６の少なくとも一部の上に設けられる。例示的な実施形態において、チタンは、外側複合材構造体３８よりも大きな侵食耐性をもたらすので、保護前縁被覆１６２のための材料として選択される。保護前縁被覆１６２としてチタンを使用する場合、チタンは高い強度重量比に与える。保護前縁被覆１６２としてチタンを利用する場合、チタンはまた、航空機エンジンファンブレードが受ける可能性が高い異物吸込又はバードストライク事象に対して、外側複合材構造体３８に比べて高い耐久性をもたらす。翼形部１４上に侵食被覆、保護前縁被覆１６２、保護後縁被覆１６４及び保護翼先端の端部被覆１６６を統合するための実施構成は、同一出願人によるＳ Ｆｉｎｎ他の米国特許第６，６０７，３５８号「多部品ハイブリッドタービンブレード」に記載されており、その開示内容全体は引用により本明細書に組み込まれている。

図１を再度参照すると、シャンク部１２は、典型的には、翼形部１４に適切に結合された又は取り付けられた複合材シャンク部である。しかしながら、特定のブレード設計において金属シャンク部（複合材翼形部に適切に結合された又は取り付けられた）を使用することができる。シャンク部１２のダブテール２２は、正圧側（凹形）で部分的に複合材とすることができる（図示せず）。代替として、ダブテール２２は、隣接する挿入体セクションを確実に取り込んで金属ダブテール磨耗表面をもたらす金属楔システム（図示せず）を有することができる。

本開示のガスタービン用途において、鳥衝撃占有領域は、ハイブリッドタービンブレード１０の前縁２４に沿って主として正圧側３４の領域上にある。本開示の１つの実施形態において、外側複合材構造体３８の影響領域、少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で構成されたスタック４６、及び保護前縁被覆１３２は、座屈及び破壊耐性をもたらす。本開示の１つの実施形態において、同様に構成された非ハイブリッドタービンブレードに比較して、ハイブリッドタービンブレード１０の質量の低減は、所定のブレード回転速度に関して、格納構造体及び後方ブレード（図示せず）への壊れたブレードの衝撃力を低減するという効果を有する。

本開示の別のガスタービン用途において、交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で構成されたスタック４６は、複合材料の融点を下回る温度で外側複合材構造体３８から機械的に又は熱的に取り外し可能である。これにより、翼形部１４は、バードストライク又は異物衝撃によって損傷を受けた場合に容易に修復できる。翼形部が外側複合材構造体３８で損傷を受けた場合、交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で構成された損傷を受けたスタック４６は、熱的に取り外し、外側複合材構造体３８を修復して新しい交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４を再挿入することができる。このようなブレード損傷の大部分は、ハイブリッドタービンブレード１０の先頭列に対するものであり、典型的には、翼形部１４は、ガスタービン航空機エンジン（又はガスタービンエンジンにファンがない場合ガスタービン航空機エンジン圧縮機）のハイブリッドタービンブレード１０の翼形部である。

少なくとも２つの挿入体セクション４４は、ハイブリッドタービンブレード１０のレイアップ及びオートクレーブ硬化又は他の製造方法を容易にするように機能する。前述のように、１つの実施形態において、少なくとも１つの複合材セクション４２は、少なくとも２つの挿入体セクション４４の間に配置され、積層サンドイッチ構造で構成されたスタック４６を形成する。少なくとも１つの複合材セクション４２は、製作時に少なくとも２つの挿入体セクション４４に追加の安定性を提供する。積層サンドイッチ構造を形成することで、典型的には、少なくとも２つの挿入体セクション４４のクラックの開始を低減して、最終用途において凹部４０の周囲でより効率的な負荷伝達を可能にする。ある実施形態において、接着層は、少なくとも２つの挿入体セクション４４をコーティングする。また、接着層を使用して、少なくとも２つの挿入体セクション４４と外側複合材構造体３８との間の接着を改善することによって外側複合材構造体３８と少なくとも２つの挿入体セクション４４との間の接合を改善することができる。完全に組み立てられた状態で、ハイブリッドタービンブレード１０は、積層サンドイッチ構造、より詳細には外側複合材構造体３８の凹部４０に配置される交互になった少なくとも１つの複合材セクション４２及び少なくとも２つの挿入体セクション４４で構成されたスタック４６を有するので、外側複合材構造体３８の周囲複合材料層は、全ての機械的要件を満たすことができ、挿入体セクション３８を通る負荷伝達が生じる必要はない。エラストマー材料を利用して少なくとも２つの挿入体セクション４４を構成する場合、エラストマー材料の高コンプライアンス及び伸張能力によって、ガスタービンエンジンが異物を吸い込む際に発生し得る厳しい衝撃負荷であっても、外側複合材構造体３８は、少なくとも２つの挿入体セクション４４からの抵抗をほとんど受けることなく変形できる。

本開示のハイブリッドタービンブレード１０を作るための典型的な方法は、限定されるものではないが、オートクレーブ及び圧縮成形技術を用いて別個に又は単体（同時に硬化する）として積層サンドイッチ構造で構成された外側複合材構造体３８及びスタック４６の製作を含む。本開示の１つの製作方法において、積層サンドイッチ構造で構成されたスタック４６は、予め製作される。複数の複合材料層は、レイアップされて外側複合材構造体３８の一部を作り、外側複合材構造体３８の一部は凹部４０を含む。少なくとも２つの挿入体セクション４４が凹部４０に配置され、少なくとも１つの複合材セクション４２を構成する追加の複合材料層がレイアップされるので、その間に配置された追加の複合材料層は、少なくとも２つの挿入体セクション４４を覆い、外側複合材構造体３８の最終的な所望の厚さに到達して、外側複合材構造体３８の完成バージョンが製作される。次に、外側複合材構造体３８の完成バージョンは、複合材料と統合して接合するプロセスを受けるが、このプロセスは、少なくとも２つの挿入体セクション４４を、少なくとも１つの複合材セクション４１及び外側複合材構造体３８を形成する隣接する複合材料に接合する。統合及び接合プロセスは、典型的には、オートクレーブ技術、代替的に圧縮成形技術、代替的に樹脂成形技術によって実施される。オートクレーブ技術、圧縮成形技術、及び樹脂成形技術は、統合及び接合プロセスの例を示すものであり、本開示を制限するものではない。

本開示の１つの実施形態において、積層サンドイッチ構造で構成されたスタック４６は、典型的には、手動による又は機械的な層形成によって形成される。前述のように、複合材料の場合には、繊維フィラメント係数及び配向は、当業者のレベル内で、翼形部全体の剛性を維持して、遠心的及び空力的負荷の下でブレードの構造的曲げを低減するように選択することができる。

本開示のいくつかの実施形態の前述の説明は、例示目的で提示されている。本開示は、詳細に記載及び図示されているが、これは例示目的であり限定するものではないことを明確に理解されたい。前記の教示に照らして本開示の多くの修正及び変更が明らかに可能である。従って、本開示の精神及び範囲は、添付の特許請求の範囲の条項によってのみ制限されることになる。

１０ ハイブリッドタービンブレード
１２ シャンク部
１４ 翼形部
１６ 翼根元
１８ 翼先端
２０ 半径方向又は主軸
２２ 接線方向又は短軸
２４ 前縁
２６ 後縁
２８ 媒体方向
３０ ダブテール
３２ ブレードプラットホーム
３４ 正圧側
３６ 負圧側
４６ スタック
４８ スタック前縁
５０ スタック後縁
５２ スタック翼先端の端部
５４ スタック翼根元の端部
１６６ エッジ被覆

Claims (20)

1. シャンク部（１２）と、
   外側複合材構造体（３８）を含み内部に形成された凹部（４０）を有する翼形部（１４）と、
   を備えるハイブリッドタービンブレード（１０）であって、前記翼形部は、
   第１の密度を有する少なくとも１つの複合材セクション（４２）と、
   各々が前記第１の質量密度未満の第２の質量密度を有する少なくとも２つの挿入体セクション（４４）であって、該少なくとも２つの挿入体セクションは、前記少なくとも１つの複合材セクションと交互になったスタック関係で配置され、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタック（４６）を定める、少なくとも２つの挿入体セクションと、
   を備え、
   前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックは、前記凹部に配置され、翼弦方向、スパン方向、及び前記翼形部の実質的な厚さにわたって延び、
   前記少なくとも２つの挿入体セクションの最外層は、前記外側複合材構造体に接合され、
   前記外側複合材構造体、前記少なくとも１つの複合材セクション、及び前記少なくとも２つの挿入体セクションは、一緒に翼形形状を定める、
   ハイブリッドタービンブレード。
2. 前記少なくとも２つの挿入体セクションは、十分な剛性及び寸法安定性を有して前記翼形形状を維持し、前記少なくとも２つの挿入体セクションは、十分なコンプライアンス及び可撓性を有して前記凹部に適合する、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
3. 前記少なくとも１つの複合材セクションは、マトリックスバインダに埋め込まれた繊維フィラメントを含む複数の複合材料層で構成される、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
4. 前記少なくとも１つの複合材セクションは、エポキシ樹脂マトリックスバインダに埋め込まれた黒鉛繊維で構成される、請求項３に記載のハイブリッドタービンブレード。
5. 前記翼形部は、前記シャンク部に取り付けられた翼根元、翼先端、及び前記翼先端に向かって外向き及び前記翼根元に向かって内向きに延びる半径方向軸を更に含み、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックは、実質的に前記翼根元から前記翼先端まで延びる、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
6. 前記少なくとも２つの挿入体セクションは、設計作動温度で寸法安定性を維持する、請求項５に記載のハイブリッドタービンブレード。
7. 前記外側複合材構造体の正圧側の少なくとも一部及び負圧側の少なくとも一部の上に設けられてこれに接合された侵食被覆をさらに含む、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
8. 前記第１の質量密度は、１立方センチメートル当たり約１．４グラム〜１立方センチメートル当たり約２．０グラムの範囲を有する、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
9. 前記第２の質量密度は、１立方センチメートル当たり約０．０１グラム〜１立方センチメートル当たり約０．９グラムの範囲を有する、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
10. 前記外側複合材構造体は、第１の体積を有し、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックは、第２の体積を有し、前記第２の体積は、前記第１の体積の少なくとも約１０パーセントに対応する値を有する、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
11. 前記少なくとも１つの複合材セクションの厚さは、前記少なくとも２つの挿入体セクションの各々の厚さと同じ桁である、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
12. 前記少なくとも２つの挿入体セクションの各々の挿入体の終端は、翼形部最適化を提供するように構成される、請求項１に記載のハイブリッドタービンブレード。
13. シャンク部（１２）と、
    第１の質量密度及び凹部を有する外側複合材構造体（３８）と、第１の密度を有する少なくとも１つの複合材セクション（４２）と、各々が前記第１の質量密度よりも小さい第２の質量密度を有する少なくとも２つの挿入体セクション（４４）とを含む翼形部（１４）と、
    を備えるハイブリッドタービンブレード（１０）であって、前記少なくとも２つの挿入体セクションは、前記少なくとも１つの複合材セクションと交互になったスタック関係で配置され、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションが交互になったスタック（４６）を定め、
    前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックは、前記凹部に配置され、翼弦方向、スパン方向、及び前記翼形部の実質的な厚さにわたって延び、
    前記外側複合材構造体と、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックとは、一緒に翼形形状を定め、前記少なくとも１つの複合材セクション及び前記少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックは、十分な剛性及び寸法安定性を有して前記翼形形状を維持し、十分なコンプライアンス及び可撓性を有して前記凹部に適合し、
    前記外側複合材構造体及び前記少なくとも１つの複合材セクションは、マトリックスバインダに埋め込まれた繊維フィラメントを含む複数の複合材料層で構成され、
    前記少なくとも２つの挿入体セクションは、熱可塑性材料、熱硬化性材料、金属、ハニカムセラミックス、シリコーン及びこれらの組み合わせから成るグループから選択された材料で構成される、
    ハイブリッドタービンブレード。
14. 前記第１の質量密度は、１立方センチメートル当たり約１．４グラム〜１立方センチメートル当たり約２．０グラムの範囲を有する、請求項１３に記載のハイブリッドタービンブレード。
15. 前記第２の質量密度は、１立方センチメートル当たり約０．０１グラム〜１立方センチメートル当たり約０．９グラムの範囲を有する、請求項１３に記載のハイブリッドタービンブレード。
16. ハイブリッドタービンブレードを製作する方法であって、
    複数の複合材料層をレイアップして、凹部を含む外側複合材構造体の一部を形成する段階と、
    少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの交互になったスタックを前記凹部に配置し、翼弦方向、スパン方向、及び前記ハイブリッドタービンブレードの実質的な厚さにわたって延在させる段階と、
    を含む方法。
17. 前記少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックの最終の所望の厚さを得るように、追加の複合材セクション及び追加の挿入体セクションをレイアップする段階と、
    前記少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタック及び前記外側複合材構造体の完成バージョンを統合及び接合する段階と、をさらに含む、請求項１６に記載の方法。
18. 前記少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタック及び前記外側複合材構造体の前記完成バージョンを統合及び接合する段階は、オートクレーブ技術、圧縮成形技術、及び樹脂成形技術のうちの少なくとも１つを使用することを含む、請求項１６に記載の方法。
19. 前記交互になったスタックを前記凹部に配置する前に、前記少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックを予め製作する段階をさらに含む、請求項１６に記載の方法。
20. 前記少なくとも１つの複合材セクション及び少なくとも２つの挿入体セクションの前記交互になったスタックの前記完成バージョンは、前記少なくとも２つの挿入体セクションを通る負荷伝達が生じる必要がないように、前記ハイブリッドタービンブレードの全ての機械的負荷支持要件を満たす、請求項１６に記載の方法。