JP2016527426A - 複合材翼形部金属パッチ - Google Patents

Abstract

複合材翼形部は、前縁（４４）及び後縁（４６）と、前縁と後縁との間に延びる正圧側面（４８）及び負圧側面（５０）と、翼形部の半径方向外側端部にある先端と、翼形部の半径方向内側端部にあるシャンク（５２）と、シャンクに接続されたダブテール（５４）と、ダブテールとシャンクとの間に配置された金属パッチ（８０）と、を備える。複合材翼形部は、さらに、ダブテールとディスク（３２）との間に配置されたシム（６４）やシムとダブテールとの間に配置された摩耗ストリップ（７４）を備えることができる。【選択図】 図１

Description

本発明の実施形態は、全体的に、ガスタービンエンジンに関する。より具体的には、限定ではないが、本発明の実施形態は、翼形部シャンク及びダブテールの一方又は両方に配置された金属パッチ構造を有する複合材翼形部に関する。

典型的なガスタービンエンジンは、一般に、前方端部と後方端部とを有し、これらの間に複数のコア又は推進構成要素が軸方向に位置決めされる。空気入口又は吸気口は、エンジンの前方端部に位置する。吸気口の後に続いて後方端部に向かって、順番に、圧縮機、燃焼室、及びタービンがある。例えば、低圧及び高圧圧縮機、並びに低圧及び高圧タービンなどの追加の構成要素もまたエンジンに含めることができることは、当業者には容易に理解されるであろう。但し、これは網羅的に列挙したものではない。

圧縮機及びタービンは、一般に、軸方向に多段でスタックされた翼形部の列を含む。各段は、円周方向に離間したステータベーンの列と、タービンエンジンの中央シャフト又は軸線の周りで回転するロータブレードの列とを含む。タービンエンジンは、一般にブレードと呼ばれる回転翼形部間でエンジンの軸方向に離間して配置された、一般にベーンと呼ばれる固定翼形部の複数段を含むことができる。２段高圧タービンの後に多段低圧タービンが続き、該低圧タービンは、典型的には、飛行中に航空機に動力を供給する典型的なターボファン航空機エンジン構成において、圧縮機から上流側に配置されたファンに第２のシャフトによって連結される。

また、エンジンは通常、エンジンの長手方向中心軸線に沿って軸方向に配置された内部シャフトを有する。内部シャフトは、タービン及び空気圧縮機の両方に接続され、タービンが空気圧縮機への回転入力を提供して、圧縮機ブレードを駆動するようになる。第１及び第２のロータディスクは、対応するロータシャフトにより圧縮機に連結され、作動中に圧縮機に動力を供給する。

作動時には、空気は、圧縮機において加圧され、燃焼器において燃料と混合されて高温の燃焼ガスを発生し、該燃焼ガスは、タービン段を通って下流側に流れる。タービン段は、燃焼ガスからエネルギーを抽出する。最初に、高圧タービンが燃焼器から高温の燃焼ガスを受け取り、該高圧タービンは、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる高圧タービンロータブレードの列を通って下流側に燃焼ガスを配向するステータノズル組立体を含む。ステータノズルは、隣接する下流側タービンブレードにおけるエネルギーの抽出を最大限にするように、高温の燃焼ガスを転回させる。２段タービンにおいて、第２段タービンステータノズル組立体は、第１段ブレードの下流側に位置付けられ、その後に、第２の支持ロータディスクから半径方向外向きに延びる第２段ロータブレードの列が続く。タービンは、燃焼ガスエネルギーを機械エネルギーに変換する。

燃焼ガス流路及び動作パラメータの過酷な温度に起因して、タービン及び圧縮機両方におけるステータベーン及び回転ブレードは、過酷な機械的及び熱的負荷により高応力を受ける可能性がある。加えて、ガスタービンエンジンは、多くの場合、推力を提供するターボファンを含む。これらのターボファンはまた、翼形部を利用して、エンジンの前方端部から後方端部に向かう空気の移動を引き起こし、作動温度に起因して軽量の複合材から形成することができる。

タービンエンジンの性能を向上させる公知の手段の１つは、エンジンの動作温度を高めることであり、これにより燃焼ガスをより高温にし、エネルギーの抽出を増大させることが可能となる。加えて、場合によっては、空気流と共に異物がこれらの構成要素の傍を通過することがある。しかしながら、ガスタービンエンジンの競合する目的は、エンジンにおける構成要素の重量を低減することによって性能を向上させることである。エンジン構成要素の重量を低減する１つの手段は、複合材料を用いることにより重量を低減することである。

ガスタービンエンジンの１つの望ましい特性又は設計は、翼形部構造体の性能を改善することである。これは、複合材料を用いることを含む、様々な形態で想定することができる。しかしながら、翼形部は、定常状態条件で大きな遠心荷重に曝される場合が多い。ダブテールの上側端部及びシャンクの下側端部にある応力集中は、複合材ブレードの寿命及び耐久性の阻害要因であることが多い。

上記のことから分かるように、ガスタービンエンジン構成要素に関するこれら及び他の欠点を克服することが望ましいことになる。より具体的には、応力集中を低減し、耐疲労性を改善することにより、これらの欠点を克服して翼形部に対して寿命及び耐久性を改善することが望ましいことになる。

本明細書で挙げられた何れかの引例及びその何らかの説明又は検討を含む、本明細書のこの背景技術の段落において含まれる情報は、技術的な参照の目的で含められ、本発明の範囲が制限されることになる主題とみなすべきではない。

米国特許第５，５７３，３７７号明細書

本実施形態の態様によれば、複合材翼形部は、翼形部シャンク又はダブテールの少なくとも１つに金属パッチを備えている。複合材翼形部は、ガスタービンエンジン内の様々な位置で利用することができる。

複合材翼形部は、前縁及び後縁と、前縁と後縁との間に延びる正圧側面及び負圧側面と、翼形部の半径方向外側端部にある先端と、翼形部の半径方向内側端部にあるシャンクと、シャンクに接続されたダブテールと、ダブテールとシャンクとの間に配置された金属パッチと、を備える。

任意選択的に、複合材翼形部が更に、ダブテールとディスクとの間に配置されたシムを備える。複合材翼形部が更に、シムとダブテールとの間に摩耗ストリップを備える。摩耗ストリップは、ダブテールの複合材部分上に配置することができ、又は摩耗ストリップは、金属パッチ上に配置することができる。金属パッチは、負圧側面上に第１の金属パッチと、正圧側面上に第２の金属パッチとを含むことができる。金属パッチが、ダブテールとシャンクとの間の移行領域に配置することができる。金属パッチが、一定の厚さ又は変化する厚さとすることができる。金属パッチが、チタン合金とすることができる。翼形部が、ファンブレード、タービンブレード、又は圧縮機ブレードとすることができる。金属パッチが、ダブテールに接合することができる。シムは、単一材料又は２つの材料の何れかから形成することができ、軟質側又は硬質側を有することができる。

この発明の概要は、発明を実施するための形態において以下で更に説明される概念の中から選択された内容を簡易的な形態で紹介するために提供される。本概要は、請求項に記載された主題の主要な特徴又は基本的特徴を確認することを意図しておらず、更に、請求項に記載された主題の範囲を限定するのに使用されるものでもない。上記で概説した特徴の全ては、単に例証として理解すべきであり、本発明のより多くの特徴及び対象物が、本明細書の開示から得ることができる。従って、この発明の概要の非限定的な解釈は、本明細書、請求項、これらと共に含まれる図面全体をより詳細に読むことなく理解されるはずである。

これらの例示的な実施形態の上述した又は他の特徴及び利点、並びにこれらを達成する方法は、添付の図面と共に実施形態の以下の説明を参照することによって明らかになり、金属パッチを備えた複合材翼形部がより良く理解されるであろう。

航空機用のガスタービンエンジンの概略側断面図。 ファンディスク及び分解した翼形部の等角図。 金属パッチ及びロータディスク組立体と一体になった翼形部の等角図。 図３の金属パッチと一体になった例示的な翼形部の断面図。 金属パッチと一体になった翼形部の第２の実施形態の断面図。 金属パッチと一体になった翼形部の第３２の実施形態の断面図。

次に、その１つ又はそれ以上の実施例が図面に例示されている提示された実施形態について詳細に説明する。各実施例は、説明の目的で提供され、本開示の実施形態を限定するものではない。実際に、本開示の範囲又は技術的思想から逸脱することなく、種々の修正形態及び変形形態を本実施形態において実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。例えば、１つの実施形態の一部として例示され又は説明される特徴は、別の実施形態と共に使用して更に別の実施形態を得ることができる。従って、本発明は、このような修正形態及び変形形態を添付の請求項及びその均等物の範囲内にあるものとして保護することが意図される。

図１〜６を参照すると、複合材翼形部の種々の実施形態が金属パッチと共に描かれている。複合材翼形部は、限定ではないが、ファン、圧縮機及びタービン、ブレード及びベーンの両方を含む、ガスタービンエンジンの種々の箇所で利用することができる。金属パッチは、シムと共に、及び任意選択的にはパッチとシムとの間の摩耗ストリップと共に利用することができる。金属ストリップ又はパッチは、主要な応力集中箇所の位置にあり、荷重を再分配して平坦方向の引張応力を低減することにより応力集中レベルを低下させる。結果として、金属パッチは、ファンブレードの疲労寿命を改善することになる。

本明細書で使用される用語「軸方向」及び「軸方向に」とは、エンジンの長手方向軸線に沿った寸法を意味する。「軸方向」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「後方」とは、エンジンノズルに向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジンのノズルにより近接していることを意味する。

本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。「軸方向」及び「軸方向に」と併せて使用される用語「前方」とは、エンジン入口に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン入口により近接していることを意味する。「軸方向」又は「軸方向に」と併せて使用される用語「後方」とは、エンジンノズルに向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジンのノズルにより近接していることを意味する。

本明細書で使用される用語「半径方向」及び「半径方向に」とは、エンジンの長手方向軸線とエンジン外周との間に延びる寸法を意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「近位方向」又は「近位方向に」とは、中心長手方向軸線に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較して中心長手方向軸線により近接していることを意味する。単独で又は用語「半径方向」又は「半径方向に」と併せて使用される用語「遠位方向」又は「遠位方向に」とは、エンジン外周に向かう方向に移動していること、又はある構成要素が別の構成要素と比較してエンジン外周により近接していることを意味する。本明細書で使用される用語「横方向」又は「横方向に」とは、軸方向及び半径方向の両方に対して垂直な寸法を意味する。

本発明の実施形態は、様々な材料の層から形成することができる翼形部を提供する。例えば、１つの材料は、ポリマーマトリックス複合材とすることができる。第２の実施形態によれば、材料は、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）とすることができる。本明細書で更に記載されるように、例えば炭素系材料などの他の材料を用いることもでき、従って、本明細書は限定とみなすべきではない。

最初に図１を参照すると、ガスタービンエンジン１０の概略側断面図が示されている。タービンの機能は、高温高圧の燃焼ガスからエネルギーを抽出して、該エネルギーを仕事を行うために機械エネルギーに変換することである。タービンエンジン１０は、入口端部１２を有し、ここで空気が、圧縮機１４、燃焼器１６、及び多段高圧タービン２０によって定められるコア又はプロパルサー１３に流入する。全体として、プロパルサー１３は、作動中に動力を提供する。ガスタービン１０は、航空機、発電、産業、船舶、又は同様のものに使用することができる。

作動時には、空気は、エンジン１０の空気入口端部１２を通って流入し、少なくとも１つの圧縮段を通って移動して、ここで空気の圧力が増大して燃焼器１６に配向される。圧縮空気は、燃料と混合され、燃焼して高温の燃焼ガスを提供し、該燃焼ガスは、高圧タービン２０に向けて燃焼器１６から流出する。高圧タービン２０において、高温の燃焼ガスからエネルギーが抽出され、タービンブレードの回転を引き起こし、その結果、シャフト２４の回転が生じる。シャフト２４は、エンジンの前面に向けて通過し、タービン設計に応じて、１又はそれ以上の圧縮機段１４、ターボファン１８、又は入口ファンブレードを連続的に回転させる。ターボファン１８は、シャフト２８により低圧タービン２１に接続され、タービンエンジン１０に対する推力をもたらす。低圧タービン２１はまた、追加のエネルギーを抽出して、追加の圧縮機段に動力を供給するのに利用することができる。低圧空気は、エンジンの構成要素の冷却を助けるのにも用いることができる。

図１を更に参照すると、入口１２は、複数のブレードを有するターボファン１８を含む。ターボファン１８は、シャフト２８により低圧タービン２１に接続され、ターボファンエンジン１０に対する推力を生成する。ファン１８の様々なブレードに関して検討されるが、複数材料の翼形部は、タービンエンジン１０内の様々な翼形部と共に利用することができる。加えて、複数材料のブレードはまた、タービンエンジン以外の構造体に関連する様々な翼形部と共に利用することができる。

翼形部組立体３０（図２）は、エンジン１０（図１）の様々な場所で使用するのに適応させることができる。例えば、組立体３０は、圧縮機１４内で使用することができる。更に、組立体３０は、タービン２０内で利用することができる。その上、組立体３０は、固定ベーン又は可動ブレードと共に利用することができ、その何れかは翼形部形の構成要素を有する。

ここで図２〜４を参照すると、例示的な翼形部組立体３０の等角図及び断面図が示されている。本発明の実施形態によれば、ファン組立体１８が描かれているが、この構成は、エンジンの様々な部分において用いることができる。翼形部組立体３０は、ディスク３２と、該ディスク３２内に嵌装される複数の翼形部３４とによって定められる。本発明の実施形態によれば、複合材翼形部３４は、ファン、圧縮機又はタービンと共に用いるブレードとすることができる。ディスク３２は、エンジン軸線２６（図１）を中心とした円形であり、各々がディスク３２の周囲の周りに嵌装される複数のダブテールスロット３６（図３）を含む。各スロット３６は、逆ダブテール４２（図３）を有する第１及び第２のポスト３８，４０により形成される。ポスト３８，４０の間では、スロット壁３７が翼形部３４の係合面を定める。ポスト３８，４０及び逆ダブテール４２は、翼形部３４のダブテール５４を取り込み、作動中に翼形部（例えば、ファンブレード）を保持する。

翼形部３４は、空気流が最初に連動する前縁４４と、対向する後縁４６とを含む。前縁４４及び後縁４６は、翼形部３４の両側部により接合される。翼形部３４の第１の側部には、高い圧力が生じる正圧側面４８がある。正圧側面４８の側方の反対側には、前縁４４から後縁４６まで同様に延びる負圧側面５０がある。正圧側面４８は、一般に凹面状であり、負圧側面５０は一般に凸面状である。翼形部３４の負圧側面５０は、正圧側面４８よりも長く、結果として、空気又は燃焼ガス流は、正圧側面４８を定める面よりもより速くこの面５０にわたって移動しなければならない。結果的に、負圧側面５０には低い圧力が生成され、正圧側面４８には高い圧力が生成される。これにより翼形部３４に横方向又は接線方向の力が生じる。

図２〜４を更に参照すると、翼形部３４の下側又は半径方向内側付近には、シャンク５２及びダブテール５４がある。ダブテール根元５５は、スロット３６内に収まるようなサイズにされ、逆ダブテール４２間でスロット３６の最上又は半径方向最外寸法よりも大きい円周方向の寸法を有する。各ダブテール５４は、半径方向内側端部において根元端部５８に至るまでのダブテール根元５５を含む。各ダブテール５４は更に、ダブテールスロット３６のスロット壁３７により担持されるような形状にされた対向する圧力パッド５６を含む。圧力パッド５６は、シャンク５２にて根元端部５８から根元圧力面５７の半径方向上側端部までほぼ延びる。各スロット壁３７は、圧力パッド５６の一方と、より具体的には下側圧力面５７と協働して、ディスク３２及び翼形部３４の回転中に翼形部３４を保持する。このような作動中、ダブテール５４及び圧力パッド５６は、設計に折り込まれた、エンジン作動中に少なくとも部分的には遠心力に関連付けられる予想応力の下で作動するよう設計される。圧力面５７は、任意選択的に、根元５５に最も近接した半径方向内側部分と、シャンク５２に最も近接した半径方向外側部分と、から形成することができ、ここで半径方向外側部分は、小角度（例えば、１０度未満）で半径方向外向きに発散する。これは、一般に、当業者には理解されるように「クラウン」と呼ばれ、遠心力の印加によって生じる誘起された破砕応力を圧力面５７の長さに沿って圧力パッド５６と複合材のパイルの両方に割り当てることが可能となる。

シム６４は、圧力パッド５６とスロット壁３７との間に配置される。シム６４は、スロット壁３７に沿って第１の端部６６から移行部７０を廻って逆ダブテール４２の上面上の第２の端部６８まで半径方向外向きに延びる。第２の端部６８は、逆ダブテール４２の周りに更に延びることができる。シム６４は、逆ダブテール４２の上面又はその上方で保持される。シム６４は、スロット壁３７の摩耗を抑制しながら性能を向上させる望ましい硬度及び表面仕上げを提供する。シム６４は、交換可能な構成要素とすることができ、例えば、ポスト３８，４０及び／又は逆ダブテール４２がチタン合金から形成される場合には、逆ダブテール４２に摩耗特性を提供する。

シム６４は、限定ではないが、鋼鉄、チタン、チタン合金、又は銅もしくは銅合金を含む様々な材料から形成することができる。或いは、シム６４は、非限定的な実施例として、１又はそれ以上の側部に銅もしくは銅合金で被覆された鋼鉄又は鋼鉄合金など、第２の材料で被覆された第１の材料を有するバイメタルとすることができる。バイメタルシム６４の一部の実施形態によれば、比較的硬質の鉄系合金が一方の側部に配置され、反対の側部には比較的軟質の銅又は銅合金が使用される。このような実施形態において、軟質の側部は、スロット壁３７の反対側に配置されて、スロット壁３７とシム６４との間の相対運動を阻止し、スロット壁３７の劣化を抑制する。

摩耗ストリップ７４は、シム６４と圧力パッド５６との間に配置される。摩耗ストリップ７４は、摩耗ストリップ７４とシム６４との間に運動が生じるように、シム６４と圧力パッド５６との間に低摩擦コーティングを提供し、この場合摩擦係数は既知である。加えて、翼形部のダブテール応力は、最適化することができる。

本発明の実施形態は更に、根元端部５８と最大でシャンク５２までの間のダブテール５４の領域に金属パッチ８０を備える。図４の実施形態によれば、金属パッチ８０は、シム６４及び摩耗ストリップ７４と共に利用される。金属パッチ８０は、限定ではないが、高密度材料を含む様々な材料から形成することができ、また、ステンレス鋼、チタン、インコネル、又はタービンエンジン環境で使用するのに好適な他の既知の材料など、様々なシート金属から形成することができる。加えて、金属パッチ８０は、一定の厚さ又は変化する厚さとすることができる。

金属パッチ８０は、ダブテール５４に接着結合することができ、正圧側面４８及び負圧側面５０の両方に配置される。圧力面５７は、部品を共に接着又は他の方法で接合するための大きな表面積を提供する。金属パッチ８０は、様々な翼形部設計で使用するため主要応力集中箇所に配置することができる。更に、金属パッチ８０は、荷重を再分配して、平坦方向のすなわち複合材の層に対して垂直な引張応力を低減することにより、応力集中を低減することができる。加えて、金属パッチ８０は、翼形部３４の疲労寿命の改善を可能にする。幾つかの試験によれば、推定される寿命改善が８倍増であった。

金属パッチ８０は、上述のように、シャンク５２がダブテール５４を接合する移行領域又はダブテールフィレット６０を通って根元端部５８からシャンク５２の間に延びる。金属パッチ８０は、高精度制御を有する機械加工面を備えて形成することができる。金属パッチ８０は、シャンク５２及びダブテール領域５４における応力集中の低減をもたらす。モデルの数値解析によれば、応力低減は、１２パーセント（％）程度とすることができる。金属パッチ８０はまた、複合材翼形部３４の改善をもたらす。最後に、金属パッチ８０は、ダブテール設計の最適化及び翼形部重量低減の機会を提供する。

ここで図５を参照すると、摩耗ストリップ７４なしで金属パッチ８０がシム６４内で利用される第２の実施形態が描かれている。この実施形態において、金属パッチ８０及び／又はシム６４は、低係数材料から形成することができ、或いは代替として、隣接した対応する面にて低係数材料で被覆することができる。従って、これらの実施形態の何れかは、金属パッチ８０及びシム６４と異なる固有摩耗材料の使用を必要としない。上述の実施形態と同様に、金属パッチ８０は、正圧側面及び負圧側面の両方で利用することができる。

ここで図６を参照すると、金属パッチ１８０がシャンク５２とダブテール５４との間の移行領域６０（図４）又はダブテールフィレットに配置された第３の実施形態が描かれている。摩耗ストリップ７４は、根元端部５８（図４）とダブテールフィレット６０付近までの間に延びる。このフィレット６０内には、シャンク５２まで延びる金属パッチ１８０がある。よって、上述の実施形態とは対照的に、金属パッチ１８０は、図４及び５の実施形態よりも長さが短い。シム６４は、この実施形態でも摩耗ストリップ７４及び金属パッチ１８０と相対して利用される。

特定の実施形態を説明し図示されたが、金属パッチを有する複合材翼形部が、ガスタービンエンジン内の圧縮機又はタービンのタービンブレード、圧縮機ブレード、ファンブレード又はステータブレードと共に利用することができることは、本発明の開示から理解されたい。

更に、本発明の複数の実施形態を本明細書で説明し例示してきたが、当業者であれば、本明細書で記載される機能を実施し及び／又は本明細書で記載される結果及び／又は利点のうちの１又はそれ以上を得るために他の様々な手段及び／又は構造が想定され、このような変形及び／又は修正形態の各々は、本明細書で記載される実施形態の範囲内にあるとみなされる。より一般的には、本明細書で記載される全てのパラメータ、寸法、材料、及び構成は例証を意味しており、実際のパラメータ、寸法、材料、及び構成は、本発明の教示が利用される１又は複数の特定の用途によって決まることになることは当業者には容易に理解されるであろう。当業者であれば、単に通常の実験を利用して本明細書に記載される本発明の特定の実施形態に対する多くの均等物を認識又は確認することができるであろう。従って、上記の実施形態は単に例証として提示されており、本発明の実施形態は、添付の特許請求の範囲及びその均等物の範囲内で、具体的に記載され特許請求されたものとは別の方法で実施できることを理解すべきである。本開示の発明の実施形態は、本明細書に記載される個々の特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法に向けられている。これに加えて、このような特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法が互いに矛盾していない場合、２つ以上のこのような特徴、システム、製品、材料、キット及び／又は方法の何れかの組み合わせは、本開示の発明の範囲内に含まれる。

実施例を用いて、最良の形態を含む実施形態を開示し、更に、あらゆる当業者があらゆるデバイス又はシステムを実施及び利用すること及びあらゆる包含の方法を実施することを含む、本発明の装置及び／又は方法を実施することを可能にする。これらの実施例は、網羅的なものではなく、或いは、開示された厳密なステップ及び／又は形態に本開示を限定することを意図するものではなく、上述の教示に照らして多くの修正形態及び変形形態が実施可能である。本明細書で記載される特徴要素は、どのようにも組み合わせることができる。本明細書で記載される方法のステップは、物理的に実施可能なあらゆる順序で実施することができる。

本明細書で定義され使用される全ての定義は、辞書の定義、引用により組み込まれる文献における定義、及び／又は定義される用語の通常の意味に対して規定していると理解すべきである。本明細書及び特許請求の範囲において使用される不定冠詞「ａ」及び「ａｎ」は、明示的にそうでないことを示していない限り、「少なくとも１つ」を意味するものと理解されたい。本明細書及び特許請求の範囲において使用される表現「及び／又は」は、そのように結合された要素の「何れか又は両方」、すなわちある場合では結合的に存在し、他の場合では選言的に存在する要素を意味するものと理解すべきである。

また、そうでないと明確に示されていない限り、１つよりも多いステップ又は行為を含む請求項に記載される何れの方法においても、本方法のステップ又は行為の順番は、方法のステップ又は行為が記載される順番に必ずしも限定されない点を理解されたい。

請求項並びに上述の明細書において、「備える」、「含む」、「担持する」、「有する」、「包含する」、「伴う」、「保持する」、「〜から構成される」などの全ての移行句は、オープンエンドであり、すなわちこれらを含むが限定されないことを意味するものと理解すべきである。「〜からなる」、「〜から基本的になる」という移行句のみが、それぞれクローズド又はセミクローズドの移行句とすべきである。

３２ ディスク
３４ 複合材翼形部
４４ 前縁
４６ 後縁
４８ 正圧側面
５０ 負圧側面
５２ シャンク
５４ ダブテール
６４ シム
７４ 摩耗ストリップ
８０ 金属パッチ

Claims (18)

1. 複合材翼形部（３４）であって、
   前縁（４４）及び後縁（４６）と、
   前記前縁と前記後縁との間に延びる正圧側面（４８）及び負圧側面（５０）と、
   前記翼形部の半径方向外側端部にある先端と、
   前記翼形部の半径方向内側端部にあるシャンク（５２）と、
   前記シャンクに接続されたダブテール（５４）と、
   前記ダブテールと前記シャンクとの間に配置された金属パッチ（８０）と、
   を備える、複合材翼形部（３４）。
2. 前記ダブテールとディスク（３２）との間に配置されたシム（６４）を更に備える、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
3. 前記シムと前記ダブテールとの間に摩耗ストリップ（７４）を更に備える、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
4. 前記摩耗ストリップが、前記金属パッチと前記シムとの間に配置される、請求項３に記載の複合材翼形部（３４）。
5. 前記摩耗ストリップが、前記ダブテールの複合材部分上に配置される、請求項３に記載の複合材翼形部（３４）。
6. 前記摩耗ストリップが、前記金属パッチ上に配置される、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
7. 前記金属パッチが、前記負圧側面上に第１の金属パッチ（８０）と、前記正圧側面上に第２の金属パッチ（８０）とを含む、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
8. 前記金属パッチが、前記ダブテールと前記シャンクとの間の移行領域（６０）に配置される、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
9. 前記金属パッチが、前記ダブテールに接合される、請求項７に記載の複合材翼形部（３４）。
10. 前記金属パッチが一定の厚さである、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
11. 前記金属パッチが変化する厚さである、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
12. 前記金属パッチがチタン合金である、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
13. 前記翼形部がファンブレードである、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
14. 前記翼形部がタービンブレードである、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
15. 前記翼形部が圧縮機ブレードである、請求項１に記載の複合材翼形部（３４）。
16. 前記シムが、単一材料から形成されている、請求項２に記載の複合材翼形部（３４）。
17. 前記シムが、２つの材料から形成されている、請求項２に記載の複合材翼形部（３４）。
18. 前記シムが軟質側と硬質側とを有する、請求項１６に記載の複合材翼形部（３４）。