JP2019157690A - 複合材翼、前縁金属カバー形成ユニット、複合材翼の製造方法 - Google Patents

Abstract

【課題】産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に水滴エロージョンの対策として用いることにも適した複合材翼、前縁金属カバー形成ユニット、複合材翼の製造方法を提供すること。【解決手段】複合材翼２０ｃは、強化繊維と樹脂とを含む複合材翼本体２１ｃと、複合材翼本体２１ｃにおいて空気流の上流側の部位である前縁２２ｃを含む前縁領域２３ｃの外側に設けられ膜厚が５μｍ以上１００μｍ以下である金属層１０ｃと、複合材翼本体２１ｃと金属層１０ｃとの間に設けられ、金属層１０ｃを複合材翼本体２１ｃに接着している接着剤層１３ｃと、を含むことを特徴とする。【選択図】図５

Description

本発明は、複合材翼、前縁金属カバー形成ユニット、複合材翼の製造方法に関する。

動翼及び静翼には、強化繊維に樹脂を含浸させた複合材料層を積層して形成された複合材翼本体が用いられる。例えば、航空機のエンジンのファンブレードに用いられる複合材翼本体は、バードストライクや砂塵等の衝突を考慮して、前縁を含む前縁領域に、重厚な金属製の前縁カバー部材を接着した構造が提案されている（特許文献１参照）。

特開２０１６−１３８５５０号公報

一方で、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体は、吸気温度低減のため水滴噴霧が行われることがあるため、水滴エロージョンの対策が必要となる。水滴エロージョンの対策には、高い耐食性と疲労強度を有するチタン合金等の金属材料が適している。しかし、このようなチタン合金等の金属材料は、難加工材料であるため、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体が有している薄肉で複雑な曲面の前縁領域の形状に合わせて加工することが難しいという問題がある。このため、特許文献１の方法を用いて、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に水滴エロージョンの対策として用いることに適した前縁カバー部材を製造することは、製造性や製造コストの面で課題があった。

また、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体が受ける水滴の衝突のエネルギーは、航空機のエンジンのファンブレードに用いられる複合材翼本体が受けるバードストライクや砂塵等の衝突のエネルギーと比較して極めて小さい。このため、特許文献１の方法を用いて、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に水滴エロージョンの対策として用いることに適した前縁カバー部材を製造することは、対衝突の強度という点で過剰設計となってしまい、このために、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体が備えている軽量性の長所を失わせてしまう可能性があるという問題があった。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に水滴エロージョンの対策として用いることにも適した複合材翼、前縁金属カバー形成ユニット、複合材翼の製造方法を提供することを目的とする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、複合材翼は、強化繊維と樹脂とを含む複合材翼本体と、前記複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域の外側に設けられ、膜厚が５μｍ以上１００μｍ以下である金属層と、前記複合材翼本体と前記金属層との間に設けられ、前記金属層を前記複合材翼本体に接着している接着剤層と、を含むことを特徴とする。

この構成によれば、複合材翼本体の前縁領域に、高い耐食性と疲労強度を有し、軽量で、かつ、複合材翼本体の前縁領域に追従した形状を有する金属層を、接着剤層を介して接着しているので、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に水滴エロージョンの対策として用いることにも適した複合材翼を得ることができる。また、電気絶縁性を有する接着剤層により、金属層の電食を抑制することができる。

この構成において、前記複合材翼本体の前記前縁領域において前記金属層が設けられている面側に接触して電気絶縁性を有する電気絶縁層をさらに含むことが好ましい。さらに、この電気絶縁層は、絶縁ガラス繊維層であることがより好ましい。この構成によれば、電気絶縁層が複合材翼本体の前縁領域と金属層との間を電気的に絶縁するので、金属層が複合材翼本体に含まれる強化繊維との電位差により電食されることを抑制することができる。

これらの構成において、前記金属層は、軟質金属と比較してＨＶ硬度が高い硬質金属層と、前記硬質金属層と比較してＨＶ硬度が高い超硬質金属層と、の少なくともいずれかを含むことが好ましい。さらに、前記硬質金属層は、Ｎｉ合金めっき層であることが好ましい。また、前記超硬質金属層は、硬質Ｃｒめっき層であることが好ましい。これらの構成によれば、前縁領域が水滴の衝突によって摩耗することをより低減することができる。

さらに、前記金属層は、前記硬質金属層と前記超硬質金属層とを含み、前記超硬質金属層は、前記硬質金属層の外側の少なくとも一部に形成されていることが好ましい。これらの構成によれば、さらに、超硬質金属層を硬質金属層の外側の少なくとも一部に形成することにより、複合材翼本体の翼長方向の曲率への金属層の追従性を向上させることができるとともに、水滴の衝突角が垂直に近く衝突エネルギーが高い部分を優先して補強することができる。

金属層が硬質金属層と超硬質金属層との少なくともいずれかを含む構成において、前記金属層は、前記複合材翼本体が設けられている面側に前記軟質金属が含まれた軟質金属層をさらに含むことが好ましい。さらに、前記軟質金属層は、Ｃｕめっき層または純Ｎｉめっき層であることが好ましい。これらの構成によれば、軟質金属層が軟質で延性が高いので、複合材翼本体と硬質金属層または超硬質金属層との間の線膨張係数差及び弾性率差等により発生するせん断応力を緩和することにより、硬質金属層または超硬質金属層の接着性を向上させるとともに、剥離する可能性を低減することができる。また、軟質金属層が軟質で延性が高いので、複合材翼本体の前縁領域に追従させた脆性材料である硬質金属層または超硬質金属層が破砕する可能性を低減することができる。

これらの構成において、前記金属層の外側の表面と、前記複合材翼本体と前記金属層との境界部分における外側の表面は、いずれも連続した面で形成されていることが好ましい。この構成によれば、複合材翼の空力面の効率低下を抑制することができる。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、前縁金属カバー形成ユニットは、複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域と所定の隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する雌型と、前記雌型の内側の面に形成され、前記所定の隙間に応じた体積を有する金属層と、を含むことを特徴とする。この構成によれば、雌型により金属層の形状を適切に維持した状態で搬送などの取り扱いを行うことを可能にする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、複合材翼の製造方法は、複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域の外側に金属層を設けることで複合材翼を製造する複合材翼の製造方法であって、前記複合材翼本体の前記前縁領域と所定の隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する雌型の内側の面に、前記所定の隙間に応じた体積を有する前記金属層を形成する金属層形成ステップと、前記雌型に形成された前記金属層を前記複合材翼本体の前記前縁領域に嵌め合せて接着する接着ステップと、を有することを特徴とする。この構成によれば、複合材翼本体の前縁領域に、高い耐食性と疲労強度を有し、軽量で、かつ、複合材翼本体の前縁領域に追従した形状を有する金属層を、接着剤層を介して接着しているので、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体に適切な水滴エロージョンの対策をした複合材翼を得ることができる。

この構成において、前記雌型は、互いに分離及び組立て可能であり、前記複合材翼本体の前記前縁領域のうち先端側の領域に対向して嵌め合わせ可能な第１雌型と、前記複合材翼本体の前記前縁領域のうち基端側の領域に対向して嵌め合わせ可能な第２雌型とを有し、前記金属層形成ステップでは、前記第１雌型の内側の面に前記金属層のうち超硬質金属層を形成し、前記超硬質金属層を形成した前記第１雌型に前記第２雌型を組み立て、組み立てられた前記第１雌型の前記超硬質金属層の内側の面及び前記第２雌型の内側の面に前記金属層のうち硬質金属層を形成し、前記硬質金属層の内側の面にさらに前記金属層のうち軟質金属層を形成することが好ましい。この構成によれば、金属層の形成を超硬質金属層、硬質金属層及び軟質金属層の各段階に処理を分けて実行することが可能になる。このため、複合材翼本体の前縁領域において、所望の領域にそれぞれ異なる種類の金属層を容易に形成することができる。

図１は、実施形態に係る複合材翼の概略斜視図である。 図２は、実施形態に係る複合材翼の詳細な構成の一例を示す断面図である。 図３は、図２の金属層の特性を示すグラフである。 図４は、実施形態に係る複合材翼の詳細な構成の別の一例を示す断面図である。 図５は、実施形態に係る複合材翼の詳細な構成のまた別の一例を示す断面図である。 図６は、実施形態に係る複合材翼の製造方法を示すフローチャートである。 図７は、図６の金属層形成ステップの１段階を説明する説明図である。 図８は、図６の金属層形成ステップの次の１段階を説明する説明図である。 図９は、図６の金属層形成ステップのさらに次の１段階を説明する説明図である。 図１０は、図６の接着ステップの１段階を説明する説明図である。 図１１は、図６の接着ステップの次の１段階を説明する説明図である。 図１２は、図６の接着ステップのさらに次の１段階を説明する説明図である。

以下に、本発明に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能である。

［実施形態］
図１は、実施形態に係る複合材翼２０の概略斜視図である。複合材翼２０は、図１に示すように、金属層１０と、金属層１０が前縁２２を含む前縁領域２３の外側に設けられた複合材翼本体２１と、を有する。ここで、前縁領域２３は、前縁２２に交差する方向において、前縁２２を跨いで前縁２２に隣接する背側及び腹側の面の一部を覆う前縁２２から一定の距離内にあり、前縁２２に沿う方向において、前縁２２の少なくとも一部または全部の長さの範囲にある領域のことを指す。複合材翼２０は、産業用のガスタービン圧縮機に用いられるものが例示される。

複合材翼本体２１は、例えば、複合材翼本体２１の背側と腹側とを結ぶ方向である翼厚方向に、複合材料層を積層して形成されている。図１に示すＬ方向は、複合材翼本体２１の翼頂側と翼根側とを結ぶ方向である翼長方向である。図１に示すＷ方向は、複合材翼本体２１の前縁側と後縁側とを結ぶ方向である翼幅方向である。複合材翼本体２１は、背側及び腹側が複雑な曲面で形成されており、翼頂側におけるＷ方向と翼根側におけるＷ方向とがねじれの関係となっている。複合材翼本体２１は、背側の曲面と腹側の曲面との交線である２本の曲線のうち、空気流の上流側の曲線が前縁２２となっており、空気流の下流側の曲線が後縁となっている。複合材翼本体２１は、翼根側の端部が複合材翼支持部材２６により回転軸の周面に固定されることで、所定の径で所定の方向に回転可能に支持されている。

複合材翼本体２１に含まれる複合材料は、強化繊維と、強化繊維に含浸された樹脂と、を有する。この複合材料は、航空機、自動車及び船舶等に一般に用いられる材料が例示される。強化繊維は、５μｍ以上７μｍ以下の基本繊維を数１００本から数１０００本程度束ねたものが例示される。強化繊維を構成する基本繊維は、ガラス繊維、カーボン繊維、及びアラミド繊維が好適なものとして例示される。強化繊維を構成する基本繊維は、これに限定されず、その他のプラスチック繊維又は金属繊維でもよい。

強化繊維に含浸される樹脂は、熱硬化性樹脂が好ましいが、熱可塑性樹脂でもよい。熱硬化性樹脂は、エポキシ樹脂、ポリエステル樹脂及びビニルエステル樹脂が例示される。熱可塑性樹脂は、ポリアミド樹脂、ポリプロピレン樹脂、ＡＢＳ（Acrylonitrile Butadiene Styrene）樹脂、ポリエーテルエーテルケトン（ＰＥＥＫ）、ポリエーテルケトンケトン（ＰＥＫＫ）、及びポリフェニレンサルファイド（ＰＰＳ）等が例示される。ただし、強化繊維に含浸される樹脂は、これに限定されず、その他の樹脂でもよい。

強化繊維に含浸される樹脂が熱硬化性樹脂の場合、熱硬化性樹脂は、軟化状態と、硬化状態と、半硬化状態となることができる。軟化状態は、熱硬化性樹脂を熱硬化させる前の状態である。軟化状態は、自己支持性を有さない状態であり、支持体に支持されていない場合に形状を保持できない状態である。軟化状態は、加熱されて、熱硬化性樹脂が熱硬化反応をすることができる状態である。硬化状態は、熱硬化性樹脂を熱硬化させた後の状態である。硬化状態は、自己支持性を有する状態であり、支持体に支持されていない場合でも形状を保持できる状態である。硬化状態は、加熱されても、熱硬化樹脂が熱硬化反応をすることができない状態である。半硬化状態は、軟化状態と硬化状態との間の状態である。半硬化状態は、硬化状態よりも弱い程度の熱硬化を熱硬化性樹脂にさせた状態である。半硬化状態は、自己支持性を有する状態であり、支持体に支持されていない場合でも形状を保持できる状態である。半硬化状態は、加熱されて、熱硬化性樹脂が熱硬化反応をすることができる状態である。以下において、炭素繊維などの強化繊維に未硬化の熱硬化性樹脂を含浸させた複合材の中間基材を、適宜、プリプレグと称する。

金属層１０は、図１に示すように、前縁領域２３の外側の面に接着して、前縁領域２３を覆うように設けられる。金属層１０は、膜厚が５μｍ以上１００μｍ以下であり、５μｍ以上５０μｍ以下であることが好ましい。金属層１０に用いられる金属材料のその他の詳細については、後述する複合材翼２０の詳細な構成の各例の説明の欄で詳述する。

図２は、実施形態に係る複合材翼２０の詳細な構成の一例を示す断面図である。図３は、図２の金属層１０の特性を示すグラフである。図４は、実施形態に係る複合材翼２０の詳細な構成の別の一例を示す断面図である。図５は、実施形態に係る複合材翼２０の詳細な構成のまた別の一例を示す断面図である。図２、図４及び図５は、いずれも、前縁２２の曲線に直交する方向に沿った面における断面図である。以下において、図２、図３、図４及び図５を用いて、複合材翼２０の詳細な構成例を説明する。

複合材翼２０の詳細な構成例の第１例である複合材翼２０ａは、図２に示すように、金属層１０の詳細な構成例の第１例である金属層１０ａと、複合材翼本体２１の詳細な構成例の第１例である複合材翼本体２１ａと、を有する。複合材翼本体２１ａは、金属層１０ａが前縁２２ａを含む前縁領域２３ａの外側に設けられている。なお、前縁２２ａ及び前縁領域２３ａは、それぞれ、前縁２２及び前縁領域２３の詳細な構成例の第１例である。

複合材翼２０ａは、図２に示すように、金属層１０ａと前縁領域２３ａとの間に設けられ、前縁領域２３ａに金属層１０ａを接着する接着剤層１３ａをさらに有する。接着剤層１３ａは、常温硬化型の接着剤が用いられてもよく、加熱硬化型の接着剤が用いられてもよいが、金属層１０ａの樹脂が半硬化状態で前縁領域２３ａに接着する場合には、加熱硬化型の接着剤が好ましく用いられる。なお、本実施形態では複合材翼２０ａは接着剤層１３ａを有することとしたが、本発明はこの形態に限定されない。例えば、前縁領域２３ａに含まれる樹脂が前縁領域２３ａへの金属層１０ａの接着に用いられるために、接着剤層１３ａと前縁領域２３ａとの境界が不明瞭になる形態となっていてもよい。また、前縁領域２３ａに含まれる樹脂と同様の成分の接着剤が前縁領域２３ａへの金属層１０ａの接着に用いられるために、接着剤層１３ａと前縁領域２３ａとの境界が不明瞭になる形態となっていてもよい。この接着剤層１３ａは、電気絶縁性を有するので、金属層１０ａの電食を抑制することができる。

また、複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａにおいて金属層１０ａが設けられている面側に接触して設けられ、電気絶縁性を有する電気絶縁層を含むことが好ましい。さらに、この電気絶縁層は、絶縁ガラス繊維層であることがより好ましい。このような場合には、複合材翼２０ａは、電気絶縁層が複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａと金属層１０ａとの間を電気的に絶縁するので、金属層１０ａが複合材翼本体２１ａに含まれる強化繊維との電位差により電食されることを抑制することができる。

金属層１０ａは、高い耐食性と疲労強度を有する金属で構成される。また、金属層１０ａは、ＨＶ硬度（Vickers Hardness）及び摩耗深さが、図３のグラフにおける曲線３０によって示される特性を有する。すなわち、金属層１０ａは、ＨＶ硬度が高くなるに従って、摩耗深さが浅くなる傾向を有する。なお、図３のグラフでは、横軸がＨＶ硬度であり、縦軸が摩耗深さであり、摩耗深さの単位が［ｍｍ／ｙｒ］である。ここで、摩耗深さの単位［ｍｍ／ｙｒ］は、１年あたりの摩耗深さ［ｍｍ］のことを指している。

金属層１０ａは、軟質金属が用いられる場合、図３のグラフに示すように、曲線３０上の点３１の付近から左側の領域によって示される特性を有し、すなわち、ＨＶ硬度が３０以上３００以下、摩耗深さが１ｍｍ／ｙｒ以上１０ｍｍ／ｙｒ以下である。金属層１０ａに用いられる軟質金属は、銅（Ｃｕ）めっき処理によって層状に形成される銅（Ｃｕ）めっき層、及び、純度の高い純ニッケル（Ｎｉ）めっき処理によって層状に形成される比較的硬度の低い純ニッケル（Ｎｉ）めっき層等が例示される。金属層１０ａは、硬質金属が用いられる場合、曲線３０上の点３２の付近によって示される特性を有し、すなわち、ＨＶ硬度が５００以上８００以下と軟質金属と比較してＨＶ硬度が高く、摩耗深さが０．０４ｍｍ／ｙｒ以上０．２ｍｍ／ｙｒ以下である。金属層１０ａに用いられる硬質金属は、ニッケル（Ｎｉ）合金めっき処理によって層状に形成されるニッケル（Ｎｉ）合金めっき層が例示される。ニッケル合金めっきとしては、ニッケル（Ｎｉ）−リン（Ｐ）めっき、ニッケル（Ｎｉ）−ボロン（Ｂ）めっき、ニッケル（Ｎｉ）−タングステン（Ｗ）めっき等が好適に適用できる。ニッケル合金めっきは、無電解めっきを適用することができるので、無電解めっきを適用することで、開口部が狭くて深さのある形状の表面に対しても均等な膜厚で層を形成することができる。金属層１０ａは、超硬質金属が用いられる場合、曲線３０上の点３３の付近によって示される特性を有し、すなわち、ＨＶ硬度が８００以上１２００以下と硬質金属と比較してＨＶ硬度が高く、摩耗深さが０．０１ｍｍ／ｙｒ以上０．０４ｍｍ／ｙｒ以下である。金属層１０ａに用いられる超硬質金属は、硬質クロム（Ｃｒ）めっき処理によって層状に形成される硬質クロム（Ｃｒ）めっき層が例示される。

金属層１０ａは、図２に示すように、超硬質金属層１１ａを含む。すなわち、金属層１０ａは、超硬質金属が用いられている。なお、本発明はこれに限定されず、金属層１０ａは、硬質金属と、超硬質金属と、の少なくともいずれかを含むことが好ましい。このような場合には、前縁領域２３ａに設けられた金属層１０ａの摩耗深さが０．２ｍｍ／ｙｒ以下と小さいため、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる場合に、複合材翼本体２１ａに目掛けて吸気温度低減のために行われる水滴噴霧に伴う水滴の衝突によって前縁領域２３ａが摩耗することを低減することができる。

金属層１０ａの超硬質金属層１１ａは、図２に示すように、前縁２２ａに交差する方向において、前縁２２ａを跨いで設けられる。超硬質金属層１１ａは、詳細には、前縁２２ａの曲線に直交する方向に沿った断面において、超硬質金属層１１ａの前縁２２ａに交差する方向の端部１２ａにおける接線Ｔａの方向の角度θａが、前縁２２ａが向いている方向Ｃａに対して０°以上１５°以下となるように設けられている。また、超硬質金属層１１ａは、前縁２２ａに沿う方向において、前縁２２ａの少なくとも一部または全部の長さで設けられる。

また、超硬質金属層１１ａと複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａとの境界面は、方向Ｃａにある領域から端部１２ａにある領域まで、段差なく滑らかに形成されることが好ましい。さらに、超硬質金属層１１ａの厚さが、方向Ｃａにある領域で最も厚く、端部１２ａに向かうに従って薄くなり、端部１２ａにある領域で丁度０となることがより好ましい。このような場合には、複合材翼２０ａは、複合材翼本体２１ａと超硬質金属層１１ａとの間の線膨張係数差及び弾性率差等により発生するせん断応力が緩和されることにより、超硬質金属層１１ａの接着性を向上させるとともに、剥離する可能性を低減することができる。また、複合材翼２０ａは、複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａに追従させた脆性材料である超硬質金属層１１ａが破砕する可能性を低減することができる。

また、超硬質金属層１１ａと複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａとの境界面は、算術平均粗さが１μｍ以上１０μｍ以下であることが好ましい。具体的には、超硬質金属層１１ａと前縁領域２３ａとの境界面は、サンディング等のブラスト処理が施されることにより、上記した範囲内の算術平均粗さに加工されていることが好ましい。このような場合には、複合材翼２０ａは、超硬質金属層１１ａと前縁領域２３ａとの境界面の算術平均粗さにより、この境界面にアンカー効果が生じることにより、超硬質金属層１１ａと前縁領域２３ａとの密着強度を向上させることができる。

また、超硬質金属層１１ａと複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａとの境界部分における外側の表面、すなわち端部１２ａ付近における外側の表面が、連続した面で形成されていることが好ましい。ここで、連続した面とは、滑らかであり、段差がなく、屈曲していない面のことをいう。この場合には、複合材翼２０ａは、空力面の効率低下が抑制されたものとなる。

複合材翼２０ａは、以上のような構成を有するので、複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａに、高い耐食性と疲労強度を有し、軽量で、かつ、複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａに追従した形状を有する金属層１０ａを、接着剤層１３ａを介して接着しているので、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体２１ａに水滴エロージョンの対策として用いることにも適したものとなる。

複合材翼２０ｂは、複合材翼２０の詳細な構成例の第２例であり、図４に示すように、複合材翼２０ａにおいて、金属層１０ａが金属層１０ｂに変更したものである。複合材翼２０ｂは、その他の構成については、複合材翼２０ａと同様であるので、その詳細な説明を省略する。

なお、複合材翼２０の詳細な構成例の第２例の複合材翼２０ｂの説明では、説明の便宜上、明細書中及び図面中で、各構成要素について複合材翼２０の詳細な構成例の第１例の複合材翼２０ａの説明と異なる符号を用いている。具体的には、複合材翼２０ａにおける金属層１０ａ、超硬質金属層１１ａ、端部１２ａ、接着剤層１３ａ、複合材翼本体２１ａ、前縁２２ａ、前縁領域２３ａ、方向Ｃａ、接線Ｔａ及び角度θａとそれぞれ対応する構成について、複合材翼２０ｂにおいて、金属層１０ｂ、超硬質金属層１１ｂ、端部１２ｂ、接着剤層１３ｂ、複合材翼本体２１ｂ、前縁２２ｂ、前縁領域２３ｂ、方向Ｃｂ、接線Ｔｂ及び角度θｂとしている。

複合材翼２０ｂでは、金属層１０ｂは、図４に示すように、超硬質金属層１１ｂと硬質金属層１４ｂとを含み、超硬質金属層１１ｂが、硬質金属層１４ｂの外側の少なくとも一部に形成されている。詳細には、硬質金属層１４ｂは、前縁２２ｂの曲線に直交する方向に沿った断面において、硬質金属層１４ｂの前縁２２ｂに交差する方向の端部１５ｂにおける接線の方向の角度が、前縁２２ｂが向いている方向Ｃｂに対して０°以上１５°以下となるように設けられている。また、硬質金属層１４ｂは、前縁２２ｂに沿う方向において、前縁２２ｂの少なくとも一部または全部の長さで設けられる。そして、超硬質金属層１１ｂは、詳細には、前縁２２ｂの曲線に直交する方向に沿った断面において、端部１２ｂにおける接線Ｔｂの方向の角度θｂが、前縁２２ｂが向いている方向Ｃｂに対して１５°以上６０°以下となるように設けられている。また、超硬質金属層１１ｂは、前縁２２ｂに沿う方向において、硬質金属層１４ｂと同じまたは短い長さで設けられる。このため、複合材翼２０ｂは、超硬質金属層１１ｂを硬質金属層１４ｂの外側の少なくとも一部に形成することにより、複合材翼本体２１ｂの翼長方向の曲率への金属層１０ｂの追従性を向上させることができるとともに、水滴の衝突角が垂直に近く衝突エネルギーが高い部分を優先して補強することができるものとなる。以下において、複合材翼本体２１ｂの前縁領域２３ｂのうち、超硬質金属層１１ｂが設けられている領域を先端側の領域と称し、硬質金属層１４ｂが設けられており超硬質金属層１１ｂが設けられていない領域を基端側の領域と称する。

また、超硬質金属層１１ｂと硬質金属層１４ｂとの境界面は、方向Ｃｂにある領域から端部１２ｂにある領域まで、段差なく滑らかに形成されることが好ましい。さらに、超硬質金属層１１ｂの厚さが、方向Ｃｂにある領域で最も厚く、端部１２ｂに向かうに従って薄くなり、端部１２ｂにある領域で丁度０となることがより好ましい。また、硬質金属層１４ｂと複合材翼本体２１ｂの前縁領域２３ｂとの境界面は、方向Ｃｂにある領域から端部１２ｂにある領域まで、段差なく滑らかに形成されることが好ましい。さらに、硬質金属層１４ｂの厚さが、端部１２ｂから端部１５ｂまでの間においては、端部１２ｂにある領域で最も厚く、端部１５ｂに向かうに従って薄くなり、端部１５ｂにある領域で丁度０となることがより好ましい。このような場合には、複合材翼２０ｂは、複合材翼２０ａにおいて超硬質金属層１１ａと複合材翼本体２１ａの前縁領域２３ａとの境界面が段差なく滑らかに形成される場合、及び、超硬質金属層１１ａの厚さが端部１２ａに向かって次第に薄くなる場合と同様の作用効果を奏するものとなる。

また、超硬質金属層１１ｂと硬質金属層１４ｂとの境界部分における外側の表面、すなわち端部１２ｂ付近における外側の表面と、硬質金属層１４ｂと複合材翼本体２１ｂの前縁領域２３ｂとの境界部分における外側の表面、すなわち端部１５ｂ付近における外側の表面とが、いずれも連続した面で形成されていることが好ましい。この場合には、複合材翼２０ｂは、空力面の効率低下が抑制されたものとなる。

複合材翼２０ｂは、以上のような構成を有するので、上記した作用効果に加えて、複合材翼２０ａと同様の作用効果を奏するものとなる。

複合材翼２０ｃは、複合材翼２０の詳細な構成例の第３例であり、図５に示すように、複合材翼２０ｂにおいて、硬質金属層１４ｂの複合材翼本体２１ｂ側の境界面に軟質金属が含まれる軟質金属層１６ｃをさらに形成した構成に変更したものである。複合材翼２０ｃは、その他の構成については、複合材翼２０ｂと同様であるので、その詳細な説明を省略する。

なお、複合材翼２０の詳細な構成例の第３例の複合材翼２０ｃの説明では、説明の便宜上、明細書中及び図面中で、各構成要素について複合材翼２０の詳細な構成例の第２例の複合材翼２０ｂの説明と異なる符号を用いている。具体的には、複合材翼２０ｂにおける金属層１０ｂ、超硬質金属層１１ｂ、端部１２ｂ、接着剤層１３ｂ、硬質金属層１４ｂ、端部１５ｂ、複合材翼本体２１ｂ、前縁２２ｂ、前縁領域２３ｂ、方向Ｃｂ、接線Ｔｂ及び角度θｂとそれぞれ対応する構成について、複合材翼２０ｃにおいて、金属層１０ｃ、超硬質金属層１１ｃ、端部１２ｃ、接着剤層１３ｃ、硬質金属層１４ｃ、端部１５ｃ、複合材翼本体２１ｃ、前縁２２ｃ、前縁領域２３ｃ、方向Ｃｃ、接線Ｔｃ及び角度θｃとしている。

複合材翼２０ｃの軟質金属層１６ｃは、図５に示すように、金属層１０ｃにおいて複合材翼本体２１ｃが設けられている面側に設けられている。軟質金属層１６ｃは、硬質金属層１４ｃと複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃとの境界部分の全面に設けられている。このため、複合材翼２０ｃは、軟質金属層１６ｃが軟質で延性が高いので、複合材翼本体２１ｃと硬質金属層１４ｃまたは超硬質金属層１１ｃとの間の線膨張係数差及び弾性率差等により発生するせん断応力を緩和することにより、硬質金属層１４ｃまたは超硬質金属層１１ｃの接着性を向上させるとともに、剥離する可能性を低減したものとなる。また、複合材翼２０ｃは、軟質金属層１６ｃが軟質で延性が高いので、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに追従させた脆性材料である硬質金属層１４ｃまたは超硬質金属層１１ｃが破砕する可能性を低減したものとなる。

複合材翼２０ｃは、以上のような構成を有するので、上記した作用効果に加えて、複合材翼２０ｂと同様の作用効果を奏するものとなる。

図６は、実施形態に係る複合材翼の製造方法を示すフローチャートである。図７は、図６の金属層形成ステップＳ１２の１段階を説明する説明図である。図８は、図６の金属層形成ステップＳ１２の次の１段階を説明する説明図である。図９は、図６の金属層形成ステップＳ１２のさらに次の１段階を説明する説明図である。図１０は、図６の接着ステップＳ１３の１段階を説明する説明図である。図１１は、図６の接着ステップＳ１３の次の１段階を説明する説明図である。図１２は、図６の接着ステップＳ１３のさらに次の１段階を説明する説明図である。図６から図１２を用いて、実施形態に係る複合材翼２０の製造方法の一例として、上記した３つの例のうち最も複雑な構成を有する複合材翼２０ｃの製造方法を説明する。実施形態に係る複合材翼２０の製造方法は、図６に示すように、雌型準備ステップＳ１１と、金属層形成ステップＳ１２と、接着ステップＳ１３と、を含む。

雌型準備ステップＳ１１は、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃと所定の隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する雌型を準備するステップである。ここで、所定の隙間とは、後述する金属層形成ステップＳ１２で形成される予定の金属層１０ｃと同等の形状及び体積を有する空間である。雌型は、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃの設計図、並びに、金属層１０ｃの設計図を用いて、雌型の材料を成形することで準備することができる。また、雌型は、１つ１つ形状が微妙に異なる複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃと、金属層１０ｃの形状を模した模型とを用いて、雌型の材料を成形することで準備することもできる。また、雌型は、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃを切り離したものと、金属層１０ｃの形状を模した模型とを用いることで準備することもできる。

雌型は、後述する金属層形成ステップＳ１２で好適に金属層１０ｃを形成することができ、かつ、後述する接着ステップＳ１３で好適に金属層１０ｃを剥離させることができる材料で形成されることが好ましい。雌型を形成する材料は、例えば、表面に不動態皮膜を形成する金属であるステンレスが好ましく用いられる。

雌型は、一体であってもよく、二体以上に分離及び組立可能な形態であってもよい。本実施形態では、雌型は、図７以降に示す第１雌型４１と、図８以降に示す第２雌型４２と、を有する。第１雌型４１は、図７に示すように、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃのうち、超硬質金属層１１ｃが形成される先端側の領域に対向して、超硬質金属層１１ｃ、硬質金属層１４ｃ及び軟質金属層１６ｃの厚さに相当する隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する。第２雌型４２は、図８に示すように、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃのうち、端部１２ｃから端部１５ｃまでの間の基端側の領域に対向して、硬質金属層１４ｃ及び軟質金属層１６ｃの厚さに相当する隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する。

また、第１雌型４１と第２雌型４２とは、一体に組合せられることで、それらの境界部分における内側の表面、すなわち端部１２ｃに相当する箇所付近における内側の表面が、連続した面で形成されるような形状を有する。これにより、後述する金属層形成ステップＳ１２で形成される金属層１０ｃは、超硬質金属層１１ｃと硬質金属層１４ｃとの境界部分における外側の表面、すなわち端部１２ｃ付近における外側の表面が、連続した面で形成される。

金属層形成ステップＳ１２は、雌型の内側の面に、所定の隙間に応じた体積を有する金属層１０ｃを形成するステップである。金属層形成ステップＳ１２では、まず、第１雌型４１の内側の面に、超硬質金属層１１ｃを形成する。金属層形成ステップＳ１２では、例えば、図７に示すように、第１雌型４１を電解硬質Ｃｒめっき浴に浸して、第１雌型４１の内側の面に、第１雌型４１の内側の面に応じた形状の電極４５を接近させて、電解硬質Ｃｒめっき処理を施すことで、超硬質金属層１１ｃとなる硬質Ｃｒめっき層を形成する。

金属層形成ステップＳ１２では、次に、内側の面に超硬質金属層１１ｃを形成した第１雌型４１に対し、第２雌型４２を組み立てる。金属層形成ステップＳ１２では、その後、第１雌型４１に形成した超硬質金属層１１ｃの内側の面と、第２雌型４２の内側の面とに、硬質金属層１４ｃを形成する。金属層形成ステップＳ１２では、例えば、図８に示すように、組み立てられた第１雌型４１及び第２雌型４２をＮｉ合金めっき浴に浸して、Ｎｉ合金めっき処理を施すことで、硬質金属層１４ｃとなるＮｉ合金めっき層を形成する。

金属層形成ステップＳ１２では、さらに、内側の面に超硬質金属層１１ｃ及び硬質金属層１４ｃを形成した第１雌型４１及び第２雌型４２の内側の面に、軟質金属層１６ｃを形成する。金属層形成ステップＳ１２では、例えば、図９に示すように、第１雌型４１及び第２雌型４２を電解Ｃｕめっき浴に浸して、第１雌型４１及び第２雌型４２の内側の面に、第１雌型４１及び第２雌型４２の内側の面に応じた形状の電極４６を接近させて、電解Ｃｕめっき処理または純Ｎｉめっき処理を施すことで、軟質金属層１６ｃとなるＣｕめっき層または純Ｎｉめっき層を形成する。

金属層形成ステップＳ１２では、雌型が第１雌型４１及び第２雌型４２等のように二体以上に分離及び組立可能な形態である場合、以上のように、金属層１０ｃの形成を超硬質金属層１１ｃ、硬質金属層１４ｃ及び軟質金属層１６ｃの各段階に処理を分けて実行することが可能になる。このため、金属層形成ステップＳ１２では、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃにおいて、先端側の領域及び基端側の領域等、所望の領域にそれぞれ異なる種類の金属層１０ｃを容易に形成することができる。

金属層形成ステップＳ１２を経ることで、以上のように、超硬質金属層１１ｃ、硬質金属層１４ｃ及び軟質金属層１６ｃを含む金属層１０ｃが形成される。また、雌型準備ステップＳ１１及び金属層形成ステップＳ１２を経ることで、第１雌型４１及び第２雌型４２と、第１雌型４１及び第２雌型４２の内側の面に形成され、所定の隙間に応じた体積を有する金属層１０ｃと、を含む図９に示す前縁金属カバー形成ユニット５０ｃが得られる。前縁金属カバー形成ユニット５０ｃは、後述する接着ステップＳ１３で、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃの外側の面に金属層１０ｃを接着することに用いられるものであり、第１雌型４１及び第２雌型４２により金属層１０ｃの形状を適切に維持した状態で搬送などの取り扱いを行うことを可能にするものである。

ここで、金属層形成ステップＳ１２では、金属層１０ｃを、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに直接形成するのではなく、第１雌型４１及び第２雌型４２に形成する。なお、金属層１０ｃは、後述する接着ステップＳ１３で、この第１雌型４１及び第２雌型４２を介して複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに接着される。このため、金属層形成ステップＳ１２では、金属めっき処理により金属層１０ｃを形成する場合、大きなサイズの複合材翼本体２１ｃを浸すことが可能な大きな金属めっき浴を用いることなく、複合材翼本体２１ｃと比較して小さいサイズの第１雌型４１及び第２雌型４２を浸すことが可能な比較的小さな金属めっき浴を用いれば十分である。さらに、金属層形成ステップＳ１２では、雌型が第１雌型４１及び第２雌型４２等のように二体以上に分離及び組立可能な形態であって、なおかつ、第１雌型４１のみ等の組立前の一部の雌型のみに金属めっき処理を行う場合、さらに小さいサイズの第１雌型４１のみを浸すことが可能なさらに小さな金属めっき浴を用いれば十分である。したがって、金属層形成ステップＳ１２は、比較的小さな設備で金属層１０ｃを形成することができるので、金属層１０ｃを形成するコストを大幅に改善することができるとともに、金属層１０ｃの品質を向上させることができる。また、金属層形成ステップＳ１２は、比較的小さな設備を用いることができるので、その中でめっき処理を行う場合には、最小開口部が１ｍｍ以下と狭い場合においても第１雌型４１及び第２雌型４２の内側の面に向けてめっき液を適切に供給しやすくなる。金属層形成ステップＳ１２は、ニッケル合金めっきを用いる場合には、無電解めっきを適用することができるので、無電解めっきを適用することで、開口部が狭くて深さのある形状の表面に対してもめっき液を適切に供給して、均等な膜厚で層を形成することができる。また、金属層形成ステップＳ１２は、その中で電解めっき処理を行う場合には、第１雌型４１及び第２雌型４２を予めステンレス等の金属で形成しておく等、電極が取り付けられる領域を容易に確保することが可能となる。

また、金属層形成ステップＳ１２では、金属層１０ｃを蒸着処理やスパッタリング処理等の真空処理により形成することもできる。このような場合でも、上記した金属めっき処理で金属層１０ｃを形成する場合と同様に、超硬質金属層１１ｃ、硬質金属層１４ｃ及び軟質金属層１６ｃの順に形成することが好ましい。また、このような場合でも、上記した金属めっき処理で金属層１０ｃを形成する場合と同様に、比較的小さな真空チャンバを用いれば十分であるため、金属層１０ｃを形成するコストを大幅に改善することができるとともに、金属層１０ｃの品質を向上させることができる。

なお、金属層形成ステップＳ１２では、金属層１０ｃを形成した後に、金属層１０ｃの内側の面にサンディング等のブラスト処理を施すことにより算術平均粗さを１μｍ以上１０μｍ以下としてもよい。これにより、金属層１０ｃと後述する接着ステップＳ１３で接着剤層１３ｃを介して接着される複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃとの境界面にアンカー効果が生じることで、金属層１０ｃと前縁領域２３ｃとの密着強度を向上させることができる。

接着ステップＳ１３は、第１雌型４１及び第２雌型４２に形成された金属層１０ｃを複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに嵌め合わせて接着するステップである。接着ステップＳ１３では、まず、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに接着剤を塗布して接着剤層１３ｃを形成する。接着ステップＳ１３では、次に、図１０に示すように、前縁金属カバー形成ユニット５０ｃを、金属層１０ｃが形成された側を向けて、複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに嵌め合わせる。

接着ステップＳ１３では、その次に、接着剤層１３ｃに常温硬化型の接着剤を用いた場合、図１１に示す前縁金属カバー形成ユニット５０ｃを複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに嵌め合わせた状態で、接着剤層１３ｃが硬化するのを待つことで、金属層１０ｃを接着剤層１３ｃを介して複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに接着する。接着ステップＳ１３では、常温硬化型の接着剤を用いた接着剤層１３ｃが硬化した後に、第１雌型４１及び第２雌型４２を加熱することで、金属層１０ｃを第１雌型４１及び第２雌型４２から剥離させる。なお、接着ステップＳ１３では、複合材翼本体２１ｃにプリプレグを用いている場合、この加熱に伴い、プリプレグに含まれている樹脂が硬化する。

一方、接着ステップＳ１３では、接着剤層１３ｃに加熱硬化型の接着剤を用いた場合、図１１に示す前縁金属カバー形成ユニット５０ｃを複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに嵌め合わせた状態で、第１雌型４１及び第２雌型４２を加熱することで、接着剤層１３ｃを硬化させることで金属層１０ｃを接着剤層１３ｃを介して複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに接着するとともに、金属層１０ｃを第１雌型４１及び第２雌型４２から剥離させる。なお、接着ステップＳ１３では、複合材翼本体２１ｃにプリプレグを用いている場合、この加熱に伴い、プリプレグに含まれている樹脂が硬化する。

接着ステップＳ１３では、金属層１０ｃを接着剤層１３ｃを介して複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃに接着し、かつ、金属層１０ｃを第１雌型４１及び第２雌型４２から剥離させた後、図１２に示すように、金属層１０ｃが剥離した第１雌型４１及び第２雌型４２を複合材翼本体２１ｃの前縁領域２３ｃから外すことで、複合材翼２０ｃが得られる。

なお、複合材翼２０ｃに代えて複合材翼２０ｂを得たい場合には、上記した実施形態に係る複合材翼の製造方法において、金属層形成ステップＳ１２において軟質金属層１６ｃを形成する処理を省略するように変更すればよい。

また、複合材翼２０ｃに代えて複合材翼２０ａを得たい場合には、上記した実施形態に係る複合材翼の製造方法において、金属層形成ステップＳ１２において金属層１０ｃを形成する処理に代えて超硬質金属層１１ａを含む金属層１０ａを形成する処理に変更すればよい。

実施形態に係る複合材翼の製造方法は、以上のような構成を有するので、複合材翼本体２１ａ，２１ｂ，２１ｃの前縁領域２３ａ，２３ｂ，２３ｃに、高い耐食性と疲労強度を有し、軽量で、かつ、複合材翼本体２１ａ，２１ｂ，２１ｃの前縁領域２３ａ，２３ｂ，２３ｃに追従した形状を有する金属層１０ａ，１０ｂ，１０ｃを、接着剤層１３ａ，１３ｂ，１３ｃを介して接着しているので、産業用のガスタービン圧縮機に用いられる複合材翼本体２１ａ，２１ｂ，２１ｃに適切な水滴エロージョンの対策をした複合材翼２０ａ，２０ｂ，２０ｃを得ることができる。

１０，１０ａ，１０ｂ，１０ｃ 金属層
１１ａ，１１ｂ，１１ｃ 超硬質金属層
１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１５ｂ，１５ｃ 端部
１３ａ，１３ｂ，１３ｃ 接着剤層
１４ｂ，１４ｃ 硬質金属層
１６ｃ 軟質金属層
２０，２０ａ，２０ｂ，２０ｃ 複合材翼
２１，２１ａ，２１ｂ，２１ｃ 複合材翼本体
２２，２２ａ，２２ｂ，２２ｃ 前縁
２３，２３ａ，２３ｂ，２３ｃ 前縁領域
２６ 複合材翼支持部材
３０ 曲線
３１，３２，３３ 点
４１ 第１雌型
４２ 第２雌型
４５，４６ 電極
５０ｃ 前縁金属カバー形成ユニット

Claims (12)

1. 強化繊維と樹脂とを含む複合材翼本体と、
   前記複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域の外側に設けられ、膜厚が５μｍ以上１００μｍ以下である金属層と、
   前記複合材翼本体と前記金属層との間に設けられ、前記金属層を前記複合材翼本体に接着している接着剤層と、
   を含むことを特徴とする複合材翼。
2. 前記複合材翼本体の前記前縁領域において前記金属層が設けられている面側に接触して電気絶縁性を有する電気絶縁層をさらに含むことを特徴とする請求項１に記載の複合材翼。
3. 前記金属層は、軟質金属と比較してＨＶ硬度が高い硬質金属層と、前記硬質金属層と比較してＨＶ硬度が高い超硬質金属層と、の少なくともいずれかを含むことを特徴とする請求項１または請求項２に記載の複合材翼。
4. 前記硬質金属層は、Ｎｉ合金めっき層であることを特徴とする請求項３に記載の複合材翼。
5. 前記超硬質金属層は、硬質Ｃｒめっき層であることを特徴とする請求項３または請求項４に記載の複合材翼。
6. 前記金属層は、前記硬質金属層と前記超硬質金属層とを含み、
   前記超硬質金属層は、前記硬質金属層の外側の少なくとも一部に形成されていることを特徴とする請求項３から請求項５のいずれか１項に記載の複合材翼。
7. 前記金属層は、前記複合材翼本体が設けられている面側に前記軟質金属が含まれた軟質金属層をさらに含むことを特徴とする請求項３から請求項６のいずれか１項に記載の複合材翼。
8. 前記軟質金属層は、Ｃｕめっき層または純Ｎｉめっき層であることを特徴とする請求項７に記載の複合材翼。
9. 前記金属層の外側の表面と、前記複合材翼本体と前記金属層との境界部分における外側の表面は、いずれも連続した面で形成されていることを特徴とする請求項１から請求項８のいずれか１項に記載の複合材翼。
10. 複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域と所定の隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する雌型と、
    前記雌型の内側の面に形成され、前記所定の隙間に応じた体積を有する金属層と、
    を含むことを特徴とする前縁金属カバー形成ユニット。
11. 複合材翼本体において空気流の上流側の部位である前縁を含む前縁領域の外側に金属層を設けることで複合材翼を製造する複合材翼の製造方法であって、
    前記複合材翼本体の前記前縁領域と所定の隙間を開けて嵌め合わせ可能な形状を有する雌型の内側の面に、前記所定の隙間に応じた体積を有する前記金属層を形成する金属層形成ステップと、
    前記雌型に形成された前記金属層を前記複合材翼本体の前記前縁領域に嵌め合せて接着する接着ステップと、
    を有することを特徴とする複合材翼の製造方法。
12. 前記雌型は、互いに分離及び組立て可能であり、前記複合材翼本体の前記前縁領域のうち先端側の領域に対向して嵌め合わせ可能な第１雌型と、前記複合材翼本体の前記前縁領域のうち基端側の領域に対向して嵌め合わせ可能な第２雌型とを有し、
    前記金属層形成ステップでは、前記第１雌型の内側の面に前記金属層のうち超硬質金属層を形成し、前記超硬質金属層を形成した前記第１雌型に前記第２雌型を組み立て、組み立てられた前記第１雌型の前記超硬質金属層の内側の面及び前記第２雌型の内側の面に前記金属層のうち硬質金属層を形成し、前記硬質金属層の内側の面にさらに前記金属層のうち軟質金属層を形成することを特徴とする請求項１１に記載の複合材翼の製造方法。

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