JP2017106450A - エンジン環境のための耐久性リブレット - Google Patents

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Abstract

【課題】浸食条件に耐えることができ、かつ、空気力学的／氷結防止特性も維持する耐久性リブレットアレイ積層体を有する翼形部などの改修された表面を提供すること。【解決手段】推進装置の翼形部（９０）が、翼形部表面（９２）の少なくとも第１の部分上の第１の接着層（１５６）と、前記第１の接着層（１５６）の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシート（１３０）とを備えた第１のリブレット積層体を有する。第１のリブレットアレイシート（１３０）は、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部（１４６）及び谷部（１４８）を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）を定める。第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、約１．１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する。実施形態において、第２のリブレットアレイ積層体（１３４）も開示される。【選択図】 図１

Description

本主題は、一般に、改修された表面を有する構造に関し、より具体的には、浸食条件に曝されるリブレットアレイ積層体を有する翼形部などの改修されたエンジン表面に関する。
航空機（本体、ウィング、ナセル及びエンジン）の表面、発電構造（例えば、ウィンド及びランド・ベース・タービン）、又は他の構造は、該構造の性能及び／又は耐久性を低下させることがある環境浸食条件に曝されることがある。これらの表面は、空気力学的性能の向上、湿分／氷の蓄積防止、浸食防止、及び他の理由のために、リブレットのような幾何学的特徴部を含むように改修することができる。
鋸歯、波形、及びブレード断面を有する対称型２次元（２Ｄ）リブレットの空気力学的性能は、広く研究されている。非対称型リブレット、階層リブレット、及び丸い又はノッチ付きピーク部を有するリブレットを含む代替的なリブレットの幾何学的形状は、一般に、より大きな利点を示していない。研究された他の２Ｄリブレット形状は、交互するブラザー・シスター型リブレット、及びより大きいリブレットの上に小さいリブレットがある階層リブレットを含む。これらの研究は、空気力学的パラメータに大きく制限され、リブレット性能における浸食現場条件の影響を考慮することができなかった。
浸食に対処するために、表面がハードコーティングを含むことがある。しかしながら、空気力学的又は氷結防止特性を与えるコーティングは浸食（雨及びグリットの両方）防止をもたらすことができず、反対に浸食防止をもたらすコーティングは空気力学的又は氷結防止特性をもたらすことができないので、種々の浸食条件に曝される表面の設計における問題が存在する。
浸食条件に耐えることができ、かつ、空気力学的／氷結防止特性も維持する耐久性リブレットアレイ積層体を有する翼形部などの改修された表面を提供することが、非常に望ましい。
米国特許第8876052号明細書
本発明の態様及び利点は、以下の説明において部分的に記載され、又は本説明から明らかになることができ、或いは、本発明を実施することによって理解することができる。
翼形部は、一般に、推進装置用に提供される。１つの実施形態において、翼形部は、前縁、後縁、及び前縁と後縁との間に延びる翼形部表面を定め、翼形部は翼形部表面上に第１のリブレットアレイ積層体を有する。第１のリブレット積層体は、翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートとを有する。第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定める。第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する。第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、シートを通して同じサイズとすることができ、又はこうしたパラメータ内で第１のリブレットアレイシートを通してサイズが変化することもある。
少なくとも１つのファンブレード、ブリスク、出口ガイドベーン、又はその混合物、圧縮機、圧縮機の下流に配置された燃焼器、及び燃焼器の下流に配置されたタービンを有するファンセクションを備えたガスタービンエンジンも、一般的に開示される。エンジンは、前縁、後縁、及び前縁と後縁との間に延びる翼形部表面を定める少なくとも１つの翼形部を有する。翼形部は、翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートとをもつ第１のリブレットアレイ積層体を有する。第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定める。第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する。また、第２の接着層を有する第２のリブレットアレイ積層体が、翼形部表面の少なくとも第２の部分上に配置され、第２のリブレットアレイシートが、第２の接着層の少なくとも一部分上に配置されている。第２のリブレットアレイシートは、第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定める。第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する。第２のリブ方向は、第１のリブ方向とは異なる。第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、シートを通して同じサイズとすることができ、又はこうしたパラメータ内で第２のリブレットアレイシートを通してサイズが変化することもある。さらに、連続する幾何学的特徴部は、第１のリブレットアレイシート上のそのサイズとは独立した第２のリブレットアレイシート上のサイズを有することができる。
一般に、翼形部表面に浸食防止をもたらす方法も提供される。１つの実施形態において、方法は、第１のリブレットアレイ積層体を翼形部に接着するステップであって、第１のリブレットアレイ積層体は、翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートとを含み、第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する、ステップと、次に、第２のリブレットアレイ積層体を翼形部に接着するステップであって、第２のリブレットアレイ積層体は、翼形部表面の少なくとも第２の部分上の第２の接着層と、第２の接着層の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシートとを含み、第２のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向とは異なる第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する、ステップと、を含むことができる。
本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点は、以下の説明及び添付の特許請求の範囲を参照して、より良く理解されるであろう。本明細書に組み入れられ、その一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示し、説明と共に、本発明の原理を説明する役割を果たす。
添付図面を参照した本明細書において、当業者に対してなしたその最良の形態を含む本発明の完全かつ有効な開示を説明する。
本主題の種々の実施形態による例示的なガスタービンエンジンの概略断面図。 図１の例示的なガスタービンエンジン前方端の概略断面図。 本発明に従って構成されたリブレットアレイを有するファンブリスクの斜視図。 図３のブリスクのファンブレードの１つの側面図。 軸方向Ａに沿って切った図４のファンブレードのセクション。 例示的な連続する幾何学的構造部を示すリブレットアレイ積層体のセクション。 エンジン本体の翼形部表面上に配置されたリブレットアレイ積層体の斜視図。
ここで、その１つ又はそれ以上の実施例が添付図面に例示されている本発明の実施形態について詳細に説明する。詳細な説明では、図面中の特徴部を示すために参照符号及び文字表示を使用している。図面及び本明細書における同様の又は類似の参照符号は、本発明の同様の又は類似の部品を指すのに用いることができる。本明細書で用いられる場合、「積層体」という用語は、積層された構造又は材料、特に硬い、平坦な、可撓性の材料を形成するために互いに固定された層で作られているものとして定められる。
リブレットアレイ積層体は、ジェットエンジン表面（例えば、翼形部表面、ナセル構造、ガイドベーン等）上の空気力学的性能を改善する。しかしながら、滑らかな翼形部表面と比較すると、リブレットアレイ積層体の表面は、雨及びグリット浸食に暴露される過酷なエンジン環境において、あまり耐久性がないことがある。エンジンにおいて、リブレットアレイ積層体は、これらの限定されるものではないが、ファンブレード、ファン出口ガイドベーン（ＯＧＶ）、プロペラ、及びファンからの空気流の加速に起因して航空機本体及びウィングの周りよりも厳しい高温流れ及過酷な環境が存在するファンセクション内の他の空気力学的構造を含む翼形部に適用することができる。過酷なジェットエンジン環境において、雨浸食試験、グリット浸食試験、及び回転リグ試験から、本明細書におけるリブレットサイズ範囲及び構成が、リブレットアレイ積層体が取り付けられる翼形部表面よりも耐浸食性があるリブレットアレイ積層体を与えることが分かった。
１つの実施形態において、リブレットアレイシート上の連続する幾何学的構造部は、鋭利なピーク部（リブレットの上部）及び谷部（リブレットの底部）を有し、約１：１乃至約２．５：１（例えば、約１．２５：１乃至約２．２５：１）の全幅（ピーク部間距離）対全高の比Ｗ：Ｈを有し、約０．６５ｍｍ又はそれ未満（例えば、約０．５５ｍｍ又はそれ未満）の最大全高を有する。リブレットの最適サイズは、雨浸食及びグリット浸食の耐久性試験により求められた。浸食試験パラメータは、ジェットエンジンの浸食環境をシミュレートするように意図される。
ここで図全体を通して同一の参照符号が同じ要素を表す図面を参照すると、図１は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略断面図である。より具体的には、図１の実施形態において、ガスタービンエンジンは、本明細書では「ターボファンエンジン１０」と呼ばれる高バイパス・ターボファン・ジェットエンジンである。図１に示されるように、ターボファンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照用に与えられる長手方向中心線１２に対して平行に延びる）、半径方向Ｒ、及び円周方向Ｃ（図３参照）を定める。一般に、ターボファン１０は、ファンセクション１４と、ファンセクション１４の下流に配置されたコアタービンエンジン１６とを含む。
図示される例示的なコアタービンエンジン１６は、一般に、環状入口２０を定める実質的に管状の外側ケーシング１８を含む。外側ケーシング１８は、直列流れ関係で、ブースタ又は低圧（ＬＰ）圧縮機２２及び高圧（ＨＰ）圧縮機２４を含む圧縮機セクション；燃焼セクション２６；高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を含むタービンセクション；及びジェット排気ノズルセクション３２を収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４が、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動接続する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動接続する。圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション及びノズルセクション３２は、協働してコア空気流路３７を定める。
図示される実施形態において、ファンセクション１４は、複数のファンブレード４０がロータディスク４２に離間して結合された、ブリスク３８とも呼ばれるファン３８を含む。図示されるように、ファンブレード４０は、概ね半径方向Ｒに沿ってロータディスク４２から外向きに延びる。少なくとも１つのリブレットアレイ積層体１３４、１３６が、ファンブレード４０又はブリスク３８の正圧側面に取り付けられる。ディスク４２は、複数のファンブレード４０を通る空気流を促進するような空気力学的輪郭にされた回転可能な前方ハブ４８で覆われている。さらに、例示的なファンセクション１４は、ファンすなわちブリスク３８及び／又はコアタービンエンジン１６の少なくとも一部分を円周方向に囲む環状ファンケーシング又は外側ナセル５０を含む。ナセル５０は、円周方向に離間された複数の出口ガイドベーン５２によって、コア１６に対して支持されるように構成できることを理解されたい。少なくとも１つのリブレットアレイ積層体１３４、１３６は、出口ガイドベーン５２の正圧側面に取り付けられる。さらに、ナセル５０の下流セクション５４は、これらの間にバイパス空気流経路５６を定めるように、コアタービンエンジン１６の外側部分の上に延びることができる。
ターボファンエンジン１０の運転中、大量の空気５８が、ナセル５０及び／又はファンセクション１４の関連した入口６０を通ってターボファン１０に入る。大量の空気５８がファンブレード４０又はブリスクを通過すると、矢印６２で示される空気５８の第１の部分が、バイパス空気流経路５６の中へ導かれるか又は第１のリブレットアレイ積層体１３６を超えて送られ、矢印６４で示される空気５８の第２の部分が、コア空気流路３７、又はより具体的にはＬＰ圧縮機２２の中へ導かれるか又は第２のリブレットアレイ積層体１３４を超えて送られる。空気の第１の部分６２と空気の第２の部分６４との間の比は、通常、バイパス比として知られている。その後、空気の第２の部分６４の圧力は、ＨＰ圧縮機２４を通って、燃焼セクション２６内に送られるにつれて増大し、ここで空気は、燃料と混合されて燃焼して、燃焼ガス６６を与える。
燃焼ガス６６は、ＨＰタービン２８を通って送られ、燃焼ガス６６からの熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービン・ステータベーン６８及びＨＰシャフトすなわちスプール３４に結合されたＨＰタービン・ロータブレード７０の連続する段を介して取り出されて、ＨＰシャフトすなわちスプール３４を回転させることによって、ＨＰ圧縮機２４の動作を支援する。次に、燃焼ガス６６は、ＬＰタービン３０を通って送られ、熱エネルギー及び運動エネルギーの第２の部分が、外側ケーシングに結合されたＬＰタービン・ステータベーン７２及びＬＰシャフトすなわちスプール３６に結合されたＬＰタービン・ロータブレード７４の連続する段を介して取り出されて、ＬＰシャフトすなわちスプール３６を回転させることによって、ＬＰ圧縮機２２の動作及び／又はファンすなわちブリスク３８の回転を支援する。
その後、燃焼ガス６６は、コアタービンエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られて推進力をもたらす。同時に、空気の第１の部分６２の圧力は、空気の第１の部分６２が、バイパス空気流経路５６を通って送られるにつれて増大し、それから空気は、ターボファン１０のファンすなわちブリスク３８のノズル排気セクション７６から排出され、同じく推進力をもたらす。ＨＰタービン２８、ＬＰタービン３０、及びジェット排気ノズルセクション３２は、少なくとも部分的に、コアタービンエンジン１６を通って燃焼ガス６６を送るための高温ガス経路７８を定める。
しかしながら、図１に示される例示的なターボファンエンジン１０は、単なる一例であり、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、他のいずれかの適切な構成を有し得ることを理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、ファンすなわちブリスク３８は、例えば、複数のファンブレードをそれぞれのピッチ軸Ｐの周りに回転させるための適切な作動組立体などを含む可変ピッチファンとして構成することができる。また、さらに他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、他のいずれの適切なガスタービンエンジンにも組み込むことができることも理解されたい。例えば、他の例示的な実施形態において、本開示の態様は、例えば、ターボプロップエンジンに組み込むことができる。
ここで図２を参照すると、図１の例示的なターボファンエンジン１０の拡大概略図が提示される。図示されるように、ファンすなわちブリスク３８は、ロータディスク４２と、ロータディスク４２から半径方向外向きに延びる円周方向に離間された複数のファンブレード４０（図２には１つしか示されていない）とを含む。少なくとも１つの第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６は、ファンブレード４０の正圧側面９６上に配置される。また、少なくとも１つの第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６は、出口ガイドベーン５２上にも配置される。ロータディスク４２は、軸方向に離間配置された前方側面８０及び後方側面８２、並びにそれらの間に延びる半径方向外面８４を含む。
図示の実施形態において、ＬＰシャフト３６は、複数のボルト８６によって、直接ロータディスクの後方側面８２に適切に固定接合される。しかしながら、他の例示的な実施形態において、ターボファンエンジン１０は、ギアボックスがＬＰシャフト３６とファンすなわちブリスク３８との間に配置されるように、ギア付きファン構成を含むことができる。例えば、そうした例示的な実施形態において、ＬＰシャフト３６は、入力シャフトに固定して接合することができ、入力シャフトはギアボックスに結合され、ギアボックスは、ファンすなわちブリスク３８を駆動するためのファンシャフトにも機械的に結合される。
図３は、環状流路表面１４４及びこれに取り付けられた複数の翼形状ブレード１４０を備える金属ロータディスク１４２を有する、本開示に従って構成された例示的なファンブリスク１３８を示す。本明細書で用いられる場合、「ブリスク」という用語は、これと一体のブレードを有するハブを含むいずれかのガスタービンエンジン構成要素を指すために用いられる。そうした構成要素は、「ブレード付きディスク」又は「一体のブレード付きロータ」と呼ばれることもある。本発明は、航空機ガスタービンエンジンで低圧ファンとして使用されるブリスクに特に有用であるが、いずれの種類のブリスク構造にも適用可能である。本明細書で用いられる場合、「一体の」という用語は、その構成要素が元々別個であっても単一の工作物であっても、それらの間に機械的な不連続部なしで単一部材を効果的に形成する、２つの構成要素を指す。
図４及び図５は、例示的なブレード１４０をより詳細に示す。ブレード１４０は、翼形部分９２及びシャンク部分９４を定める本体９０を含む。翼形部分９２は、対向する正圧側面９６及び負圧側面９８、前縁１００、後縁１０２、並びに先端１０４を含む。本体９０は、所望の形状に形成することができ、必要運転負荷に耐え、ハブ材料と適合する、金属合金で構成することができる。適切な合金の例として、これらに限定されるものではないが、チタン、アルミニウム、コバルト、ニッケル、又は鋼ベースの合金を含む。本体９０及びハブ１４２（図３参照）は、既知の方法で単一のブランク材料からそれぞれの輪郭を機械加工することによって形成することができる。少なくとも１つの第１及び第２のリブレットアレイシート１３０、１３２が、接着層１５４、１５６により本体９０の翼形部表面に取り付けられて、第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６を形成する。第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の数及び位置は、特定の用途に適合するように様々とすることができる。図４の示される例において、本体９０の翼形部表面は、翼形部分の正圧側面９６上の第１のリブレットアレイ積層体１３６及び第２のリブレットアレイ積層体１３４を含む。各々のリブレットアレイ積層体１３４、１３６は、リブレットピーク部１４６及びリブレット谷部１４８が、ガスタービンエンジンの軸方向に翼形部の前縁から延びる接線１０６に対してヨー角β１及びβ２の範囲内で略平行に走るように配向される。ヨー角β１及びβ２は、いずれの方向にも接線１０６と平行から約４５度の範囲（例えば、平行から約５度乃至約１５度など、平行から約２度乃至約３５度）にあるものとすることができる。リブレットアレイシート１３０、１３２は、予想される運転中の空気負荷及び温度に耐え、所望のプロファイルに形成することができる、いかなる材料製とすることもできる。リブレットアレイ積層体１３４、１３６は、ブレード１４０の全体的な構造一体性に寄与しても又はしなくてもよい。
リブレットアレイシート１３０、１３２の材料は、ブレード１４０の付加的な質量を最小にするように、本体９０より小さい密度を有する。適切な材料の例は、「炭素−エポキシ」系と呼ばれる、エポキシ樹脂バインダに埋め込まれた炭素繊維フィラメントなどの複合材、繊維−ビスマレイミド、繊維−ポリイミド、及び他の繊維−エポキシ熱硬化性又は熱可塑性樹脂、並びにそれらの混合物を含む。他の適切な材料は、エラストマー、硬質フォーム（例えば、ポリマー、セラミック、ポリウレタン、シリコーン、又は金属、又は材料全体に分散した発泡構造を有するそれらの混合物）、構造用フォーム（すなわち、発泡コア及び一体の表皮を有するプラスチック）並びにシンタクチックフォーム（すなわち、硬質の微細粒子を流体ポリマー中に分散させ、それを硬化させることによって作成される発泡ポリマー）を含む。第１及び第２のリブレットアレイシート１３０、１３２は、形成し、次に、第１及び第２の接着層１５４、１５６又は締結具によってブレード１４０に固定し、そこに直接接合することができる。
図５は、本体９０の一部分の斜視拡大図を示す。本体９０の翼形部表面は、通常、第１の接着層１５４により本体９０の翼形部表面に接着されるリブレットアレイシート１３２から延びる又は突出する複数の連続する幾何学的特徴部１１０を有する少なくとも１つの第１のリブレットアレイ積層体１３６を含むように改修される。さらなる表面処理又はコーティングを、随意的に、連続する幾何学的特徴部１１０に適用することもできる。図６の例において、連続する幾何学的特徴部１１０は、鋸歯プロファイルであるが、他の連続する幾何学的形状を代替的に用い得ることを理解されたい。
図６に示されるように、平面Ｐは、本体９０の翼形部分９２に略平行に、連続する幾何学的特徴部１１０の各々を通って延びる。本体９０の翼形部表面は、一般に、材料及び本体９０の処理履歴により定められる第１の耐浸食性を有する。第１及び第２のリブレットアレイシート１３０、１３２内に見出される複数の連続する幾何学的特徴部１１０は、本体９０の翼形部表面の第１の耐浸食性に関してより大きい第２の耐浸食性を有する。第２の耐浸食性は、連続する幾何学的特徴部１１０の材料、及び連続する幾何学的特徴部１１０を本体９０の翼形部表面に取り付ける処理技術によって定められる。一例として、本体９０の翼形部表面は、ポリマー材料、セラミック材料、金属間材料、金属材料、又は化合物のようなそれらの組み合わせで作製される。更に別の例において、本体９０の翼形部表面は、金属材料であり、連続する幾何学的特徴部１１０は、本質的に、タングステン、ニッケル、タンタル、ニオブ、チタン又は鉄をベースにした純物質又は合金などの金属材料である。更に別の例において、本体９０の翼形部表面及び複数の連続する幾何学的特徴部１１０は、同等の金属合金組成のような同等の材料組成を有するそれぞれの材料で作成され、第１の耐浸食性と第２の耐浸食性との間の差は、処理に起因するものである。
連続する幾何学的特徴部１１０の第２の、すなわち、より大きい耐浸食性は、同一の浸食条件下における本体９０の翼形部表面の浸食率より小さい第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の浸食率に対応する。実験浸食条件の非限定的な説明に役立つ例では、グリット浸食物質を制御して送給し、浸食材合計量が約５０グラム乃至約７００グラムの範囲となるように、各表面、本体９０の翼形部表面、並びに第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６を攻撃する。合計攻撃浸食材質量(グラム)と第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の質量損失（グラム）とのリブレット浸食率は、第２の耐浸食性、つまり第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の耐浸食性を示す。第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の質量損失に対する合計攻撃浸食材の浸食率は、約２０，０００グラム乃至２７，０００グラムの範囲であった。本体９０の翼形部表面の質量損失（グラム）に対する合計攻撃浸食材（グラム）の本体９０の翼形部表面の浸食率は、第１の耐浸食性、つまり本体９０の翼形部表面の耐浸食性を示す。本体９０の翼形部表面の質量損失（グラム）に対する合計攻撃浸食材（グラム）の本体９０の翼形部表面浸食率は、約２７，０００グラム乃至３５，０００グラムの範囲であった。しかしながら、第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の実験的浸食量は、本体９０の翼形部表面の実験的浸食量よりも少ないので、合計攻撃浸食量の全ての実験条件において、リブレットアレイ積層体１３４、１３６の浸食率は、本体９０の翼形部表面の浸食率より小さく、それにより、第１及び第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の（第２の）耐浸食性は、本体９０の翼形部表面の（第１の）耐浸食性より大きいか又はこれと等しいことが分かった。
図６は、代表的な第１又は第２の複数の連続する幾何学的特徴部１１０を有する例示的な第１又は第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６の断面を示す。第１又は第２のリブレットアレイ積層体１３４、１３６は、軸方向Ａ、同じく平面Ｐの方向、及び本体９０の翼形部表面とリブレットピーク部１４６との間に定められる垂直方向Ｖに延びる。リブレット基部１５２は、本体９０の翼形部表面に概ね平行な基準面を定める。第１又は第２の連続する幾何学的特徴部１１０は、平面Ｐに対して概ね垂直な方向に沿った、リブレット谷部１４８とリブレットピーク部との間の高さ（Ｈ）と、平面Ｐに概ね平行な方向に沿った、リブレットピーク部１４６間の最大幅（Ｗ）とを定める。最大高さ（Ｈ）と最大幅（Ｗ）は、第１又は第２の連続する幾何学的特徴部１１０の各々についてのアスペクト比Ｗ：Ｈを定める。一例において、アスペクト比Ｗ：Ｈは、約１：１乃至約２．５：１（例えば、約１．２５：１乃至焼く２．２５：１）であり、約０．６５ｍｍ又はそれ未満（例えば、約０．４ｍｍ又はそれ未満のような約０．５５ｍｍ又はそれ未満）の最大全高を有する。別の例においては、第１又は第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、互いに異なるヨー角β１、β２（例えば、各々が、翼形部の前縁から延びる接線方向の約４５度内に配向される）を有する第１又は第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する。別の例では、第１又は第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、ガスタービンエンジンの軸方向Ａの約２０度の範囲内のヨー角β１、β２を有する第１及び第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する。
例えば、約１．５：１乃至約２．５：１の連続する幾何学的構造部のアスペクト比（Ｗ：Ｈ）は、約７５度乃至約１０５度の第１又は第２の連続する幾何学的特徴部１１０の脚部間のピーク角αを定める。第１のリブレットアレイ積層体１３６及び第２のリブレットアレイ積層体１３４は、翼形部の後縁１０２から前縁１００まで延びて、それらの間のエンジン軸方向Ａにおいて翼形部９２の約７５％乃至約９９％を覆うことができる。翼形部９２の前縁１００は、実質的に滑らかな表面とすることができる。第１のリブレットアレイシート１３０及び第２のリブレットアレイシート１３２は、エラストマー材料から形成することができる。
図７は、第１のリブレットアレイ積層体１３６の位置に対して概ね空気流５８の方向を示す、本体９０の翼形部表面に取り付けられた例示的な鋸歯パターンの第１のリブレットアレイ積層体１３６の斜視図である。第１のリブレットアレイシート１３０は、第１の接着層１５６により本体９０の翼形部表面に接着される。
翼形部に浸食防止をもたらす方法は、第１のリブレットアレイ積層体を翼形部に接着するステップを含み、第１のリブレットアレイ積層体は、翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートとを含む。第１のリブレットアレイシートは、翼形部の前縁から延びる接線方向の約４５度の範囲内のヨー角β１を有する第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を備える第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定める。第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有する。
次のステップは、第２のリブレットアレイ積層体を翼形部に接着するステップであり、第２のリブレットアレイ積層体は、翼形部表面の少なくとも第２の部分上の第２の接着層と、第２の接着層の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシートとを有する。第２のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向とは異なる第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定める。第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、翼形部の前縁から延びる接線方向の約４５度の範囲内のヨー角β２を有する。第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有する。第１のリブレットアレイ積層体及び第２のリブレットアレイ積層体は、翼形部表面の第１の耐浸食性より大きい又はこれに等しい第２の耐浸食性を示し、それにより、翼形部の浸食防止がもたらされる。
１つの特定的な実施形態において、複数のリブレットシート（例えば、第１のリブレットシート、第２のリブレットシート等）が互いに離接して配置され、シームが隣接するリブレットシート側面間に形成され、浸食膜が延びて接合部を形成する。次に、浸食材料の薄片を接合部の上に塗布して、接着剤が、接合部を通って漏れ出すのを防止する。次に、接着剤を複数のシートの後面に（例えば、全面に完全に）塗布することができ、随意的に、真空を適用して、接着層をデバルク処理することができる。次に、接着剤が被覆されたリブレットシート組立体を基板表面に接着することができる。
本明細書は、最良の形態を含む実施例を用いて本発明を開示し、さらに、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組み込み方法を実施することを含む本発明を実施することを可能にする。本発明の特許保護される範囲は、請求項の範囲によって定義され、当業者であれば想起される他の実施例を含むことができる。このような他の実施例は、請求項の範囲の文言と差違のない構造要素を有する場合、又は、請求項の範囲の文言と僅かな差違を有する均等な構造要素を含む場合には、請求項の範囲内にあるものとする。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
推進装置の翼形部であって、上記翼形部は、前縁、後縁、及び上記前縁と上記後縁との間に延びる翼形部表面を定め、かつ、上記翼形部表面上に第１のリブレットアレイ積層体を含み、上記第１のリブレット積層体は、
上記翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、
上記第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートと、
を含み、
上記第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する、翼形部。
［実施態様２］
上記翼形部は、ガスタービンエンジン用である、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様３］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部の上記最大全高は、約０．５５ｍｍ又はそれ未満である、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様４］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部の上記全幅対全高の比Ｗ：Ｈは、約１．２５：１乃至約２．２５：１である、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様５］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、上記前縁から軸方向に延びる接線方向から約４５度の範囲内のヨー角β１を有する、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様６］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、上記前縁から軸方向に延びる接線方向から約２度乃至約３５度の範囲内のヨー角β１を有する、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様７］
上記翼形部表面の少なくとも第２の部分上の第２の接着層と、
上記第２の接着層の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシートと、
を含む第２のリブレットアレイ積層体をさらに含み、上記第２のリブレットアレイシートは、第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有し、
上記第２のリブ方向は、上記第１のリブ方向とは異なる、実施態様１に記載の翼形部。
［実施態様８］
上記第１のリブレットアレイ積層体及び上記第２のリブレットアレイ積層体は、上記後縁から上記前縁まで延びて、それらの間の軸方向Ａにおける上記翼形部表面の約７５％乃至約９９％を覆う、実施態様７に記載の翼形部。
［実施態様９］
上記前縁は、実質的に滑らかな表面を定める、実施態様７に記載の翼形部。
［実施態様１０］
上記第１のリブレットアレイシート及び上記第２のリブレットアレイシートは、エラストマー材料を含む、実施態様７に記載の翼形部。
［実施態様１１］
ガスタービンエンジンであって、
少なくとも１つのファンブレード、ブリスク、出口ガイドベーン、又はそれらの混合物を含むファンセクションと、
圧縮機と、
上記圧縮機の下流に配置された燃焼器と、
上記燃焼器の下流に配置されたタービンと、
を含み、
上記エンジンは、前縁、後縁、及び上記前縁と上記後縁との間に延びる翼形部表面を定める少なくとも１つの翼形部を含み、上記翼形部は、
上記翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、
上記第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートと、
を含む第１のリブレットアレイ積層体を含み、上記第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有し、
上記翼形部表面の少なくとも第２の部分上の第２の接着層と、
上記第２の接着層の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシートと、
を含む第２のリブレットアレイ積層体をさらに含み、上記第２のリブレットアレイシートは、第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有し、
上記第２のリブ方向は、上記第１のリブ方向とは異なる、エンジン。
［実施態様１２］
上記第１のリブレットアレイ積層体及び上記第２のリブレットアレイ積層体は、上記翼形部表面の第１の耐浸食性より大きい又はこれに等しい第２の耐浸食性を示す、実施態様１１に記載のエンジン。
［実施態様１３］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部及び上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、湾曲した谷部を含む、実施態様１１に記載のエンジン。
［実施態様１４］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部と上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部のピーク角αは、約７５度乃至約１０５度である、実施態様１１に記載のエンジン。
［実施態様１５］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部と上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、鋸歯パターンで形成される、実施態様１１に記載のエンジン。
［実施態様１６］
上記第１のリブレットアレイ積層体及び上記第２のリブレットアレイ積層体は、上記ファンセクション内の少なくとも１つの構成要素上に配置される、実施態様１１に記載のエンジン。
［実施態様１７］
翼形部表面に浸食防止をもたらす方法であって、
第１のリブレットアレイ積層体を上記翼形部に接着するステップであって、上記第１のリブレットアレイ積層体は、上記翼形部表面の少なくとも第１の部分上の第１の接着層と、上記第１の接着層の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシートとを含み、上記第１のリブレットアレイシートは、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する、ステップと、
第２のリブレットアレイ積層体を上記翼形部に接着するステップであって、上記第２のリブレットアレイ積層体は、上記翼形部表面の少なくとも第２の部分上の第２の接着層と、上記第２の接着層の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシートとを含み、上記第２のリブレットアレイシートは、上記第１のリブ方向とは異なる第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部及び谷部を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部を定め、上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有する、ステップと、
を含む方法。
［実施態様１８］
上記第１のリブレットアレイ積層体及び上記第２のリブレットアレイ積層体は、上記翼形部表面の第１の耐浸食性より大きい又はこれに等しい第２の耐浸食性を示す、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様１９］
上記第１のリブレットアレイシート及び上記第２のリブレットアレイシートは、エラストマー材料を含む、実施態様１７に記載の方法。
［実施態様２０］
上記第１の複数の連続する幾何学的特徴部と上記第２の複数の連続する幾何学的特徴部のピーク角αは、約７５度乃至約１０５度である、実施態様１７に記載の方法。
１０ ターボファン・ジェットエンジン
１２ 長手方向又は軸方向中心線
１４ ファンセクション
１６ コアタービンエンジン
１８ 外側ケーシング
２０ 入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼セクション
２８ 高圧タービン
３０ 低圧タービン
３２ ジェット排気セクション
３４ 高圧シャフト／スプール
３６ 低圧シャフト／スプール
３７ コア空気流路
３８ ファン又はブリスク
４０ ブレード
４２ ディスク
４４ 環状流路表面
４８ 前方ハブ
５０ ファンケーシング又はナセル
５２ 出口ガイドベーン
５４ 下流セクション
５６ バイパス空気流路
５８ 空気
６０ 入口
６２ 空気の第１の部分
６４ 空気の第２の部分
６６ 燃焼ガス
６８ ステータベーン
７０ タービン・ロータブレード
７２ ステータベーン
７４ タービン・ロータブレード
７６ ファンノズル排気セクション
７８ 高温ガス経路
８０ ディスクの前方側
８２ ディスクの後方側
８４ ディスクの外面
８６ ボルト
８８ プラットフォーム
９０ 翼形部本体
９２ 翼形部分
９４ シャンク部分
９６ 正圧側面
９８ 負圧側面
１００ 前縁
１０２ 後縁
１０４ 先端
１０６ 接線
１１０ 幾何学的特徴部
１３０ 第１のリブレットアレイシート
１３２ 第２のリブレットアレイシート
１３４ 第２のリブレットアレイ積層体
１３６ 第１のリブレットアレイ積層体
１３８ ファンブリスク
１４０ 翼形部ブレード
１４２ ロータディスク
１４４ 環状流路表面
１４６ リブレットピーク部
１４８ リブレット谷部
１５２ リブレット基部
１５４ 第２の接着層
１５６ 第１の接着層
β１ ヨー角
β２ ヨー角

Claims (10)

  1. 推進装置の翼形部（９０）であって、前記翼形部（９０）は、前縁（１００）、後縁（１０２）、及び前記前縁（１００）と前記後縁（１０２）との間に延びる翼形部表面（９２）を定め、かつ、前記翼形部表面（９２）上に第１のリブレットアレイ積層体（１３６）を含み、前記第１のリブレット積層体は、
    前記翼形部表面（９２）の少なくとも第１の部分上の第１の接着層（１５６）と、
    前記第１の接着層（１５６）の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシート（１３０）と、
    を含み、
    前記第１のリブレットアレイシート（１３０）は、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部（１４６）及び谷部（１４８）を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）を定め、前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有する、翼形部（９０）。
  2. 前記翼形部（９０）は、ガスタービンエンジン用である、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  3. 前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）の前記最大全高は、約０．５５ｍｍ又はそれ未満である、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  4. 前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）の前記全幅対全高の比Ｗ：Ｈは、約１．２５：１乃至約２．２５：１である、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  5. 前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、前記前縁（１００）から軸方向に延びる接線方向（106）から約４５度の範囲内のヨー角β１を有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  6. 前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、前記前縁（１００）から軸方向に延びる接線方向（106）から約２度乃至約３５度の範囲内のヨー角β１を有する、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  7. 前記翼形部表面（９２）の少なくとも第２の部分上の第２の接着層（１５４）と、
    前記第２の接着層（１５４）の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシート（１３２）と、
    を含む第２のリブレットアレイ積層体（１３４）をさらに含み、前記第２のリブレットアレイシート（１３２）は、第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部（１４６）及び谷部（１４８）を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）を定め、前記第２の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有し、
    前記第２のリブ方向は、前記第１のリブ方向とは異なる、請求項１に記載の翼形部（９０）。
  8. ガスタービンエンジン（１０）であって、
    少なくとも１つのファンブレード（４０）、ブリスク（３８）、出口ガイドベーン（５２）、又はそれらの混合物を含むファンセクション（１４）と、
    圧縮機（２４）と、
    前記圧縮機（２４）の下流に配置された燃焼器（２６）と、
    前記燃焼器（２６）の下流に配置されたタービン（２８）と、
    を含み、
    前記エンジンは、前縁（１００）、後縁（１０２）、及び前記前縁（１００）と前記後縁（１０２）との間に延びる翼形部表面（９２）を定める少なくとも１つの翼形部（９０）を含み、前記翼形部（９０）は、
    前記翼形部表面（９２）の少なくとも第１の部分上の第１の接着層（１５６）と、
    前記第１の接着層（１５６）の少なくとも一部分上に配置された第１のリブレットアレイシート（１３０）と、
    を含む第１のリブレットアレイ積層体（１３６）を含み、前記第１のリブレットアレイシート（１３０）は、第１のリブ方向に延びる剛性ピーク部（１４６）及び谷部（１４８）を有する第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）を定め、前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、約１：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全高を有し、
    前記翼形部表面（９２）の少なくとも第２の部分上の第２の接着層（１５４）と、
    前記第２の接着層（１５４）の少なくとも一部分上に配置された第２のリブレットアレイシート（１３２）と、
    を含む第２のリブレットアレイ積層体（１３４）をさらに含み、前記第２のリブレットアレイシート（１３２）は、第２のリブ方向に延びる剛性ピーク部（１４６）及び谷部（１４８）を有する第２の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）を定め、前記第２の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）は、約１．５：１乃至約２．５：１の全幅対全高の比Ｗ：Ｈを定め、約０．６５ｍｍ又はそれ未満の最大全幅を有し、
    前記第２のリブ方向は、前記第１のリブ方向とは異なる、エンジン。
  9. 前記第１のリブレットアレイ積層体（１３６）及び前記第２のリブレットアレイ積層体（１３４）は、前記翼形部表面（９２）の第１の耐浸食性より大きい又はこれに等しい第２の耐浸食性を示す、請求項８に記載のエンジン。
  10. 前記第１の複数の連続する幾何学的特徴部（１１０）と前記第２の複数の連続する幾何学的特徴部のピーク角αは、約７５度乃至約１０５度である、請求項８に記載のエンジン。
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