JP3440210B2 - パネル減衰式ハイブリッドブレード - Google Patents

パネル減衰式ハイブリッドブレード

Info

Publication number
JP3440210B2
JP3440210B2 JP36371898A JP36371898A JP3440210B2 JP 3440210 B2 JP3440210 B2 JP 3440210B2 JP 36371898 A JP36371898 A JP 36371898A JP 36371898 A JP36371898 A JP 36371898A JP 3440210 B2 JP3440210 B2 JP 3440210B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
airfoil
panel
pocket
fan blade
fan
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP36371898A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH11287197A (ja
Inventor
ジャン・クリストファー・シリング
ジェイ・エル・コーネル
ジョセフ・ティモシー・スティーブンソン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPH11287197A publication Critical patent/JPH11287197A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3440210B2 publication Critical patent/JP3440210B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/50—Vibration damping features

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の背景】本発明は概括的にはガスタービンエンジ
ンに関するものであり、さらに具体的にはガスタービン
エンジンにおけるワイドコード型ファンブレードに関す
る。ターボファンガスタービンエンジンは、低圧タービ
ン（ＬＰＴ）で駆動されるファンブレードの列を含んで
いる。空気はまずファンを通ってエンジンに入り、その
内側部分は圧縮機に入る。圧縮機は空気を加圧して燃焼
器内で燃料と混合し、点火して高温燃焼ガスを発生さ
せ、その燃焼ガスが高圧タービン（ＨＰＴ）を通って下
流に流れ、ＨＰＴで圧縮機を駆動するためのエネルギー
が抽出される。燃焼ガスは次いでＬＰＴに流れ、ＬＰＴ
でファンを駆動するためのエネルギーが燃焼ガスからさ
らに抽出される。ファンを流れる空気の残りの外側部分
はエンジンから排出され、飛行中の航空機を推進するス
ラストを発生する。
【０００２】ファンブレードはその半径方向内端にダブ
テールを含んでおり、ダブテールはロータディスク外周
の相補形ダブテールスロットにはめ込まれる。翼形部は
構造シャンクによってダブテールに取付けられる。プラ
ットホームはブレードと一体としてつながっていてもよ
いし、或いは別個に隣接ブレード間に取付けてもよく、
ファン空気に半径方向内側の流路境界を与え、プラット
ホームは翼形部の半径方向内側根元のシャンクの半径方
向頂部に位置する。
【０００３】翼形部は反対側の先端まで半径方向外向き
に延在しているとともに、前縁とその軸方向反対側の後
縁とを有していて、これらが総合的に翼形部の周縁を画
定する。翼形部は概略凹面すなわち正圧第一側面とその
外周方向反対側の凸面すなわち負圧第二側面を有する。
翼形部は、翼形部の取付けられるロータディスクの中心
線から半径方向に延びるスパンすなわち縦軸を有し、ま
た前縁と後縁間に軸方向に延在する種々の翼弦を有す
る。翼形部は空力性能を最大限に引き出すためその根元
から先端までねじれているのが通例である。
【０００４】ワイドコード型ファンブレードはアスペク
ト比（すなわちスパン／翼弦比）が比較的低く、中実金
属部品として形成すると比較的重い。含チタン超合金等
の高強度超合金材料を用いることで通例軽量化がなされ
る。しかし、エンジンの寸法が大型化するに伴って対応
ファンブレードも寸法と重量が増し、作動中に発生する
高い遠心荷重下でその妥当な寿命を達成するのが一段と
困難になる。
【０００５】別個になされた数々の開発例におけるコン
ポジットファンブレードはすべてガスタービンエンジン
環境で妥当な性能を与えつつ軽量化するために設計され
ている。典型的なコンポジットブレードは、軽量構造体
におけるブレード強度を調整するため、エポキシ等の適
当な母材に埋め込んだグラファイト等の構造繊維の層を
幾つか含んでいる。コンポジットブレードは複雑な製造
プロセスを必要とし、製造コストも高い。
【０００６】幾つかのハイブリッドブレードも開発され
ているが、これらは主にチタン等の金属であって、軽量
化のため適当なポケットを有しており、翼形部の所要の
空力翼形を完成するためポケットは適当な充填材料で充
填される。しかし、その他の点では構造翼形部のポケッ
トは翼形部の剛性又は対応慣性モーメントを低下させ、
そのため振動性能や耐異物損傷（ＦＯＤ）性にさらなる
問題を生じる。
【０００７】具体的には、作動中ファンブレードは、エ
ンジンの様々な作動速度域でのファンブレードの回転の
ため、遠心力、空気力学的力、振動刺激を受ける。ファ
ンブレードは、エンジン作動中に発生する様々な励振力
のため様々なモードの共振を有する。ファンブレードは
基本的にロータディスクからの片持支持であり、そのた
め、基本及び高次曲げモードで概略外周方向に撓んだり
曲がったりする。
【０００８】翼形部は、また、翼形部スパン軸周囲での
ねじれによって生じる基本及び高次ねじりモードの振動
も受ける。曲げモードとねじりモードの振動が互いに結
合する可能性もあるが、そうするとブレード設計は一段
と困難さを増す。これらの振動モードの１以上は、軽量
化ポケット内に適切なエラストマー充填材を使用するこ
とで減衰させることができる。しかし、減衰の量はポケ
ットの相対的寸法によって制限され、そのため効果的な
減衰に必要な充填材内部の歪みが減少する。
【０００９】さらに、ファンブレードは、ガスタービン
エンジンにおいて吸入空気を受け入れる最初の回転構造
体であるので、例えば鳥の衝突等による異物損傷（ＦＯ
Ｄ）も受ける。典型的なファンブレードはそれゆえ適当
なＦＯＤ強度をもつようにも設計され、鳥の衝突にも永
久損傷が全く或いはほとんどない状態で耐えるためブレ
ードの前縁部に可撓性をもたせてある。ハイブリッドブ
レード用に開発されたポケットは必然的に前縁より後方
の翼形部の剛性を低下させるので、翼形部の耐異物損傷
能力が低下する。
【００１０】従って、ＦＯＤ耐久性を保ちつつ減衰性能
の改善されたハイブリッドファンブレードを提供するこ
とが望まれている。
【００１１】
【本発明の概要】ファンブレードは、根元と先端の間に
半径方向に延在しかつ前縁と後縁の間に軸方向に延在す
る相対した第一側面と第二側面とを有する金属翼形部を
含む。当該翼形部は、第一側面に設けられたポケットで
その内部にエラストマー充填材が結合したポケットをさ
らに含んでいる。ポケットとパネル間の差動運動を可能
にして上記翼形部の振動応答を減衰するため、ポケット
に沿ってパネルが充填材に結合している。
【００１２】
【好ましい実施例の記載】以下の詳細な説明では、添付
の図面を参照して、本発明を例示的かつ好ましい実施形
態に従ってその目的及び利点と併せてさらに具体的に説
明する。図１に示したのは、ロータディスク１２（一部
のみ図示）の外周に装着された複数の例示的ガスタービ
ンエンジンファンロータブレード１０のうちの一つであ
る。本発明によれば、ブレード１０は、概略凹面の第一
側面すなわち正圧面１６とその外周方向反対側の概略凸
面の第二側面すなわち負圧面１８とを有する金属翼形部
１４を含むハイブリッドブレードとして構成される。第
一側面１６及び第二側面１８は、翼形部１４のスパン
（翼高）に沿って、半径方向内側の根元２０とその反対
側の半径方向外側の先端２２の間に半径方向すなわち縦
方向に延在する。
【００１３】第一側面１６及び第二側面１８は、翼形部
の翼弦に沿って、翼形部の前縁２４と軸方向反対側の後
縁２６の間に軸方向すなわち横方向に延在する。周囲空
気２８は、作動時に前縁から後縁に向かってこれら２つ
の翼形面上を流れ、従来通り翼形部によって加圧され、
飛行中の航空機に動力を供給する推進スラストを作動時
に発生する。
【００１４】翼形部１４はブリスクとして知られる一体
アセンブリとしてロータディスク１２に一体として或い
は直接装着してもよいが、図１に示す例示的実施形態で
は、各翼形部１４が従来通りディスク１２に着脱自在に
取付けられている。具体的には、ブレード１０には、ブ
レードをロータディスク１２に取付けるための、翼形部
根元２０と一体としてつながった一体金属シャンク３０
が含まれている。ブレードのロータディスク１２への取
付けは、シャンク３０と一体としてつながった慣用金属
ダブテール３２を用いて、ロータディスクの相補形ダブ
テールスロット１２ａにブレードを取付けることによっ
て行われる。翼形部１４とシャンク３０とダブテール３
２は最初に一体（すなわち単一の）金属構造体として鍛
造等により形成し得る。ファンブレード１０に好適な金
属は例えばチタンである。
【００１５】ダブテール３２は典型的には軸方向差し込
み型ダブテールで、ロータディスク１２外周の相補形の
軸方向ダブテールスロット１２ａにはめ込まれる。シャ
ンク３０はダブテール３２から空力翼形部１４への構造
移行部であり、通例それ自体は空力部材でない。シャン
ク３０は通例、翼形部根元２０に該根元と一体として或
いは従来通り別個に隣接ブレード１０間に取付けられた
プラットホームとして配置された適当な流れ境界プラッ
トホーム３４によって空気流２８から隠されている。
【００１６】本発明によれば、翼形部１４は示す複数の
窪みすなわちポケット３６をさらに含んでいて、該ポケ
ットは好ましくは翼形部第一側面すなわち正圧面１６だ
けに設けられ、対応金属桁すなわちリブ３８で分割され
る。リブ３８翼形部１４内に一体形成され、その単一金
属構造体の一部である。本発明の翼形部１４には、その
構造的一体性を維持しつつその重量を実質的に軽減する
ための適当な数のポケット３６が設けられる。
【００１７】ポケット３６は例えば機械加工や鋳造等で
適切に形成することができ、その底端は残りの翼形部第
二側面１８の比較的薄肉部で閉ざされていて、翼形部第
一側面１６側で開いている。ポケット３６を翼形部の凹
面１６に設けることにより、凸面１８は慣性モーメント
剛性を最大にする中実金属として残る。個々のポケット
３６は、ポケット３６内に結合し得る適切な軽量充填材
４０で充填される。充填材４０は、翼形部第一側面１６
の外表面のすぐ下で各ポケット３６を完全に充填する。
充填材４０は、ポケット内に結合するように成形・硬化
したエラストマー状ゴムやフルオロシリコーンなど好適
な任意の形態を取り得る。充填材は翼形部１４の金属よ
りも重量又は密度が軽く、ブレード１０の総重量を減少
させる。充填材４０は、また、作動時の翼形部１４の振
動応答を軽減するための内部減衰も提供する。
【００１８】ポケット３６は比較的大きく、１又はそれ
以上の群で翼形部第一側面１６を実質的にカバーする。
ポケット３６内の充填材４０はそれに対応した大きさの
減衰材料ブロックを提供する。しかし、動作時の翼形部
１４の振動応答を効果的に減衰させるためには、充填材
４０が剪断変形しなければならず、そのため充填材４０
への荷重伝達が必要とされる。充填材４０は、個々のポ
ケット３６の底面並びにリブ３８によって部分的に画定
されるポケット３６の側壁に沿って翼形部１４に取付け
られる。従って、翼形部１４の振動応答はこれらの結合
界面にて充填材４０に伝達される。
【００１９】本発明によれば、薄肉の表面板すなわちパ
ネル４２が、該パネルとポケット周縁の金属翼形部１４
間の差動運動を可能にして作動時の翼形部の振動応答を
減衰するため、１又はそれ以上のポケット３６に沿って
充填材４０に結合される。ある例示的実施形態では、１
枚の表面パネル４２が翼形部第一側面１６に沿って平滑
（ｆｌｕｓｈ）に複数のポケット３６を個別に或いはま
とめてカバーし、それ自体で翼形部外面の一部を形成す
る。
【００２０】充填材４０は、好ましくは、ポケット３６
内に翼形部第一側面１６の表面の高さと同じかそのわず
か下の高さに予備成形し、次いで、パネル４２を、パネ
ル４２の外面が翼形部第一側面１６の外面に適合して所
要とされる空力的に滑らかな翼形が得られるように若干
の圧縮下で、充填材４０の上に載置する。例えば加熱な
どにより充填材４０を硬化させると、充填材４０は各ポ
ケット３６内で翼形部１４に結合するとともにパネルの
内側にも結合してパネルを保持する。
【００２１】パネル４２は例えばチタン金属のような適
切な材料で作製でき、例えば約１０〜１５ミル（０．２
５〜０．３８ｍｍ）といった適度な薄さのものである。
この構成では、各ポケット３６内の充填材４０は、ポケ
ット３６の開放側のパネル４２とポケット３６底部の翼
形部第二側面１８の間にサンドイッチ状に挟まれる。好
ましい実施形態によれば、パネル４２は、ポケット３６
とその間のあらゆる分割リブ３８だけをカバーし、翼形
部とパネルの間の差動運動を可能にして振動減衰性を高
めるべく、翼形部第一側面１６の残りの部分とは構造的
に分離している。パネル４２は、翼形部とパネル間の荷
重伝達及び翼形部の断面慣性モーメントの有意の増大を
防ぐため、好ましくは翼形部第一側面１６の表面には直
接付着していない。こうすることで、パネル４２は主に
それと結合した充填材４０だけと連携するようになり、
翼形部内の充填材４０の減衰効果が増大する。
【００２２】図１に示す通り、翼形部は、第一側面１６
の外面の下に引っ込んでいて１以上のポケット３６を少
なくとも部分的に横方向に囲むレッジ４４をさらに含ん
でいる。パネル４２は１つのポケット３６だけをカバー
していてもよいが、図１に示す好ましい実施形態では、
一枚の共通のパネル４２が、翼形部１４の外側部分の３
つの例示的ポケット３６をその中の２本の対応リブ３８
を乗り越えてカバーしている。図１に示す実施形態で
は、もう１枚のパネル４２が、翼形部１４の内側部分に
形成された一対のポケット３６をカバーしている。
【００２３】さらに図２にも示す通り、パネル４２は、
共通の充填材４０によってレッジ４４の上面に結合して
いて、個々のポケット３６からレッジ４４上に重なって
いる。充填材４０はレッジ４４とそれと重なるパネル４
２の周縁との間の接着層を与え、２〜１０ミル（０．０
５〜０．２５ｍｍ）程度の比較的薄いものでよい。レッ
ジ４４の深さとその上の充填材４０の厚みは、実質的に
連続かつ滑らかな空力表面を与えるべく、図２に示すよ
うに、パネル４２の外面の位置が、翼形部第一側面１６
の外面と実質的に同一曲面すなわち平滑（フラッシュ）
となるように選択される。
【００２４】レッジ４４は図１に示すように連続してい
てもよいし、或いは複数セグメントに分かれていてもよ
いが、翼形部１４の根元２０及び先端２２及び後縁２６
に対応するポケット３６の３つの辺に沿って延在する。
このようにして、パネル４２は翼形部第一側面１６に滑
らかに融合してそれと実質的に平滑となり、流れを妨げ
ない。
【００２５】図１に示す例示的実施形態では、内側及び
外側パネル４２は概略四辺形すなわち矩形であり、各々
その縁は概略直線的で、翼形部根元に面した第一の縁
（すなわち内側縁）、翼形部先端２２に面した第二の縁
（すなわち外側縁）、翼形部後縁２６に面した第三の縁
（後方縁）、及び翼形部前縁に面した第四の縁（すなわ
ち前方縁）がある。パネル４２の最初の３つの縁は、図
１に示す通り、ポケット３６の３つの辺に沿って充填材
４０でレッジ４４に結合している。このようにして、パ
ネル４２を、少なくともパネル４２の根元縁、先端縁及
び後方縁に沿って翼形部第一側面１６と同一曲面上又は
平滑に配置することができ、翼形部とパネル間に空力的
に滑らかな移行部が得られる。
【００２６】図３に示す通り、翼形部１４は好ましくは
内部リップ４６を含んでいて、該リップ４６は、翼形部
前縁２４に対応しかつそれに近接して配置された最前方
のポケット３６の第四の辺（すなわち前方辺）に沿って
延在する。パネル４２の前方縁は好ましくはリップ４６
の下に延びて、ポケット３６内の充填材４０によってリ
ップ４６に結合し、作動中リップ４６によって機械的に
係止もしくは保持される。パネル４２の前方縁は、リッ
プ４６と相補的でしかも空気の流れる翼形部第一側面１
６における不連続性を最小限にするように適切に構成さ
れる。
【００２７】パネル４２は翼形部第一側面１６と同一曲
面上にあって翼正圧面のかなりの部分を画定するので、
パネル４２は、その上を流れる空気流並びに空気流に含
まれる砂や鳥等のあらゆる異物と直接接触する。砂その
他の粒は長期的に翼形部１４のエロージョンを起こす可
能性があるが、パネル４２を設けると充填材４０だけの
場合よりもエロージョン耐性を高める。
【００２８】翼形部１４は、少なくとも小さな鳥の衝突
に対しては全く或いはほとんど損傷のない状態で耐える
だけの十分な強さのものでなければならない。ただし、
鳥は翼形部の前縁２４からその後縁２６に向かって通過
する際パネル４２に衝突する可能性がある。パネル４２
の前方縁を翼形部１４のリップ４６の背後に隠すことに
よって、パネル４２の前方縁に沿っての充填材４０から
のパネル４２の分離が防止されるのでパネル４２は鳥の
衝突からの防護が改善される。空気流の方向は翼形部前
縁から後縁に向かうので、リップ４６は、パネル４２の
最前端を収容すべく、最前方のポケット３６に沿っての
み設けられればよい。パネル４２の残る３つの辺は、翼
形部第一側面１６に設けられている対応レッジ４４の上
に第一側面１６と平滑に装着し得る。
【００２９】図２及び図３に示す通り、各々のリブ３８
は概略平坦な先端部３８ａを含んでおり、先端部３８ａ
は好ましくはパネル４２の内面の下に引っ込んでいて共
通の充填材４０でパネル内面に結合している。充填材接
着層の厚さはレッジ４４での厚さと同様でよく、例えば
約２〜１０ミル（０．０５〜０．２５ｍｍ）の範囲内と
し得る。パネル４２はかくしてその実質的にその内面全
体にわたって充填材４０で翼形部に結合し、それにより
パネル４２の周縁付近と隣接金属翼形部１４間での差動
運動が可能になる。こうして、翼形部第二側面１８が片
側から充填材４０を押さえつける一方で、パネル４２が
反対側から充填材４０を押さえつけ、充填材４０内の歪
みを促進してその減衰効果を高める。
【００３０】例えば図２に示す通り、各々のリブ３８は
好ましくは翼形部第二側面１８とリブ先端部３８ａの間
のその両側面が凹面である。充填材４０は従って各リブ
３８の凹側面に結合し、もって各ポケット３６内に機械
的に閉じ込められる。リブ３８の凹側面は、充填材４０
をポケット３６内に一段と確実に保持するとともに、充
填材４０への荷重伝達を改善して充填材４０内部の歪み
を促進し、減衰性を向上させる。凹形リブ側面は、ま
た、適当な隅肉半径を提供して側面での応力集中を低減
する。
【００３１】図２に示す通り、翼形部後縁２６に隣接す
る後方ポケット３６の後方端も同様の理由で凹面である
のが好ましい。また、図３に示す通り、翼形部前縁２４
に隣接する前方ポケット３６の前方端も同様に凹面であ
り、それと一体でリップ４６が形成される。同一曲面を
なすパネル４２を含む翼形部第一側面１６は概略凹面で
あり、翼形部１４の正圧面を画定する。ポケット３６は
好ましくは翼形部正圧面１６内に形成され、パネル４２
が充填ポケット３６をカバーし、翼形部１４の外形輪郭
が完成する。翼形部第一側面１６上を流れる空気の生じ
る正圧で、作動中のパネル４２に加わる圧縮力がさらに
確保される。また、翼形部断面の慣性モーメントは、ポ
ケット３６が凸形翼形部第二側面と相対する凹形翼形部
第一側面１６で形成されるので最大限になる。ただし、
別の実施形態において所望であれば、ポケット３６は凸
形翼形部側面に形成してもよい。
【００３２】図３に示す別の実施形態では、パネルは翼
形部の外面に設けてもよいし、翼形部表面下の充填材４
０内部に埋め込んでもよいし、或いはその両方であって
もよい。例えば、充填材４０の内部に内部パネル４２ｂ
を図示したが、これは後縁ポケット３６内で充填材４０
に結合しており、剪断をさらに増大させるとともに一段
と減衰作用を向上させる。任意のポケット３６における
剪断及び減衰作用を改善することが望まれる場合、充填
材が中間に充填されたサンドイッチ構造の１枚又はそれ
以上の内部パネル４２ｂを使用し得る。
【００３３】個々のファンブレードは、複雑さとそれに
付随する製造及び補修コストを低減すべく、通例ファン
ディスク１２の外周に着脱自在に装着される。そのブレ
ード数は通例比較的多数である。それによってシステム
全体の重量が減少するからである。これらのブレードは
比較的薄肉で低コストであるが、そのため特に鳥等の柔
らかい物体に対する異物損傷（ＦＯＤ）強度が低い。
【００３４】ＦＯＤ強度は、慣用ブレードよりもスパン
対翼弦アスペクト比の低いワイドコード型ファンブレー
ドを用いることで改善し得る。ワイドコード型ファンブ
レードは空力的効率がよく、所要ブレード枚数の減少に
反比例してエッジ厚が厚いので構造的に頑丈である。し
かし、ワイドコード型ブレードは製造コストが高く、し
かもシステム重量が増してしまう。さらに、エンジンの
スラスト能力を増すために大きな直径のファンブレード
が必要とされるので、さらなる重量増加と複雑さが要求
され、設計上のトレードオフが生ずる。具体的には、軽
量化と低コスト化は拮抗した目的である。
【００３５】しかし、本発明はさらなる利点を提供し、
その利点を用いてこれらの拮抗した目的を達成し得る。
ポケット３６は重量をかなり減少させるとともに、ＦＯ
Ｄ耐久性を有するワイドコード型の形態にファンブレー
ド１０を構成することが可能となる。例えば、図４に示
したのはダブテール３２でロータディスク１２に取付け
られた複数のファンブレード１０であり、低圧タービン
で駆動される航空機ガスタービンエンジン用ファンを画
定する。
【００３６】この実施形態では、各ブレード１０に、翼
先端付近のブレード重量を減少させるため、外側ポケッ
ト３６、充填材４０及びカバーパネル４２が翼形部先端
２２に隣接して設けらる。各々のブレードはさらに、翼
形部１４の相対した両側面から一体として外向きすなわ
ち円周方向に延在する一対のスパン中央シュラウド４８
を含んでいる。シュラウド４８は、半径方向にみてパネ
ル４２と翼形部根元２０の間に設けられており、図示し
た片持支持式ウィングレットのような任意の慣用形態を
取り得る。隣接するブレードのシュラウド４８は互いに
円周方向に突合せ接触した状態で半径方向に整列してお
り、それによりブレードの集成体を補剛して、ブレード
の振動応答を制御するとともに共振振動数に対する振動
数余裕を増大させる。
【００３７】シュラウド４８は空気流路内に設けられる
ので、それによる性能低下を抑制すべく空力的流線形に
される。本発明のポケット／パネル設計の顕著な利点
は、スパン中央よりも上方の翼形部先端領域の重量が軽
いという点で、本発明を用いない場合よりもさらに半径
方向内側にシュラウド４８を配置し得ることである。シ
ュラウドは依然としてその補剛機能を発揮するが、ブレ
ードの回転による空気速度が大幅に低下した半径方向下
側の位置にあるので、シュラウドによる性能の損失を抑
える。
【００３８】ブレード１２は、いっそうの軽量化を図る
ため、図１に示すような追加のポケット３６、充填材４
０及び内側パネル４２を含んでいてもよいし、或いはそ
の代わりに、図４に示すような半径方向に延在する複数
の中空内部孔路５０を含んでいてもよい。この実施形態
では、ブレード１０の強度を維持しつつその重量を軽減
すべく、３つの孔路５０が根元２０とシュラウド４８の
間にダブテール３２、シャンク３０及び翼形部１４内側
部分を貫通して延在する。
【００３９】本発明の別の利点によれば、改良シュラウ
ド付ブレード１０を活用して、直径方向に相対する２枚
のブレードの先端間で測定したファンの外径Ａを格段に
増大させるとともに、アスペクト比の小さいブレードを
使用することができる。約９３″（２．３６メートル）
を超える直径Ａを有するファンについては、ワイドコー
ドとスパン中央シュラウドの組合せを軽量化ポケット／
パネル付ハイブリッド設計とともに用いて、従来の設計
ではこれまで達成することのできなかった軽量化と低コ
スト化を増大したＦＯＤ耐久性と併せて同時に達成する
ことができる。
【００４０】例えば、直径９８″（２．８メートル）の
ファンでハイブリッドワイドコード型ブレードが２６枚
という少ないブレード数でも重過ぎる場合、図４に示す
ようなシュラウド付のブレードの実施形態を３２〜３４
の範囲内のブレード数で用いることができる。ブレード
のスパン外側はポケット３６、充填材４０及びパネル４
２を用いて軽量化でき、ブレードのスパン内側は同様に
軽量化し得るし或いは内部孔路５０を用いても軽量化し
得る。３２〜３４というブレード数は、翼形部の前縁が
比較的肉厚で柔らかい物体のＦＯＤに耐久性をもつよう
に選択される。
【００４１】外径Ａが約１１０″（２．８メートル）〜
約１１４″（２．９メートル）でシステム重量が大き
く、中空チタンブレードでは余りにコストが高くなるフ
ァンについては、３８〜４０の範囲内のブレード数を本
発明のハイブリッド特徴と併せて使用し得る。ブレード
の振動数応答、得られる安定性余裕及び翼先端速度は極
めて重要である。シュラウド４８の具体的な半径方向位
置は、これら３つの要件を斟酌して決定される。上述の
ハイブリッドブレードは、ブレードの共振振動数の減衰
を促し、シュラウドの半径方向内側への移動を可能にし
て空力的効率及び重量を向上しつつ振動数余裕が維持さ
れる。
【００４２】以上本発明の例示的で好ましいと考えられ
る実施形態について記載してきたが、本発明についての
その他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には
自明であり、従って、添付の特許請求の範囲においてか
かる修正のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的
範囲に属するものとして保護されることを望むものであ
る。
【００４３】よって、特許による保護を求めるのは特許
請求の範囲に記載されかつ特徴付けられた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の実施形態に従って、パネルで閉じた
ポケットを含む例示的ガスタービンエンジンハイブリッ
ドファンブレードの立面図である。
【図２】 図１に示す翼形部のスパン中央部上方の線２
−２に沿っての後縁付近の半径方向断面図である。
【図３】 図１に示す翼形部のスパン中央部上方の線３
−３に沿っての前縁付近の半径方向断面図である。
【図４】 本発明の別の実施形態に従って、ディスクに
取付けられ、スパン中央シュラウドを含むファンブレー
ドの部分断面概略図である。
フロントページの続き (72)発明者 ジョセフ・ティモシー・スティーブンソ ン アメリカ合衆国、オハイオ州、アメリ ア、ゴードン・ドライブ、3866番 (56)参考文献 特開 平８−240101（ＪＰ，Ａ) 特開 平９−303104（ＪＰ，Ａ) 特開 昭56−2402（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F04D 29/38 F01D 5/16 F02K 3/04

Claims (16)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 根元（２０）と先端（２２）の間に半径
    方向に延在しかつ前縁（２４）と後縁（２６）の間に軸
    方向に延在し相対した第一側面（１６）と第二側面（１
    ８）、及び第一側面に設けられたポケット（３６）を有
    する金属翼形部（１４）と、 前記ポケットの少なくとも一部を囲むレッジ（４４）
    と、 前記ポケット内に結合したエラストマー充填材（４０）
    と、 前記ポケットと前記パネル間の差動運動を可能にして前
    記翼形部の振動応答を減衰するため、前記ポケット及び
    前記レッジに沿って前記充填材に結合したパネル（４
    ２）とを備えるガスタービンエンジンファンブレード。
  2. 【請求項２】 前記レッジが第一側面（１６）下に引っ
    込んでおり、かつ前記パネルが充填材によって前記レッ
    ジ上面に結合している、請求項１記載のファンブレー
    ド。
  3. 【請求項３】 前記レッジが、前記翼形部の根元（２
    ０）、先端（２２）及び後縁（２６）に対応する前記ポ
    ケットの３辺に沿って延在している、請求項２記載のフ
    ァンブレード。
  4. 【請求項４】 前記翼形部が、前記翼形部の前縁（２
    ４）に対応する前記ポケットの辺に沿って延在する内部
    リップ（４６）をさらに含んでおり、かつ前記パネルを
    係止するため、前記内部リップ下のポケット内部に前記
    パネルが延びている、請求項３記載のファンブレード。
  5. 【請求項５】 前記パネルが、前記ポケットの前記３辺
    に沿って前記充填材で前記レッジに結合した第一、第二
    及び第三の縁と、前記ポケットの辺に沿って前記内部リ
    ップ下方で充填材によって結合した第四の縁とを有する
    四辺形である、請求項４記載のファンブレード。
  6. 【請求項６】 前記パネルが前記ポケットをカバーし、
    かつ少なくとも前記パネルの前記第一、第二及び第三の
    縁に沿って翼形部の第一側面と同一曲面をなす、請求項
    ５記載のファンブレード。
  7. 【請求項７】 前記翼形部が、対応リブ（３８）で分割
    された複数のポケットをさらに含んでいて、前記パネル
    がリブ（３８）を乗り越えてこれらのポケットをカバー
    する、請求項２記載のファンブレード。
  8. 【請求項８】 前記リブが、前記パネル下に引っ込んで
    おり、前記充填材によってパネルに結合したリブ先端部
    （３８ａ）を含んでいる、請求項７記載のファンブレー
    ド。
  9. 【請求項９】 前記リブが、前記充填材を前記ポケット
    内に閉じ込めるため、翼形部第二側面と前記リブ先端部
    の間で凹面であるとともに前記充填材と結合している、
    請求項８記載のファンブレード。
  10. 【請求項１０】 前記翼形部の第一側面が概略凹面の正
    圧面である、請求項８記載のファンブレード。
  11. 【請求項１１】 前記ポケット及び前記パネルが前記先
    端に近接して設けられており、前記パネルと前記根元の
    間に配設されていて、前記金属翼形部から外向きに延在
    するスパン中央シュラウド（４８）をさらに含んでい
    る、請求項１記載のファンブレード。
  12. 【請求項１２】 前記ブレードを軽量化するための、前
    記根元と前記中央シュラウドとの間に半径方向に延在す
    る複数の内部孔路（５０）をさらに含んでいる、請求項
    １１記載のファンブレード。
  13. 【請求項１３】 ファンを画定すべくロータディスク
    （１２）と合体した特許請求の範囲１２記載のファンブ
    レードであって、前記根元と一体的につながったダブテ
    ール（３２）をさらに含んでなり、かつ前記ロータディ
    スクが、前記ダブテールで前記ディスクに取付けられた
    複数のシュラウド付ブレードを含んでいる、ファン。
  14. 【請求項１４】 約２．５ｍの外径を有しており、ブレ
    ード数が３２〜３４の範囲内にある、請求項１３記載の
    ファン。
  15. 【請求項１５】 約２．８ｍの外径を有しており、ブレ
    ード数が３８〜４０の範囲内にある、請求項１３記載の
    ファン。
  16. 【請求項１６】 前記ポケットの前記充填材の内部に埋
    め込まれている内部パネル（４２ｂ）を更に備える、請
    求項１記載のファンブレード。
JP36371898A 1997-12-24 1998-12-22 パネル減衰式ハイブリッドブレード Expired - Fee Related JP3440210B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/997832 1997-12-24
US08/997,832 US6039542A (en) 1997-12-24 1997-12-24 Panel damped hybrid blade

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH11287197A JPH11287197A (ja) 1999-10-19
JP3440210B2 true JP3440210B2 (ja) 2003-08-25

Family

ID=25544451

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP36371898A Expired - Fee Related JP3440210B2 (ja) 1997-12-24 1998-12-22 パネル減衰式ハイブリッドブレード

Country Status (3)

Country Link
US (1) US6039542A (ja)
EP (1) EP0926312A3 (ja)
JP (1) JP3440210B2 (ja)

Families Citing this family (119)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6282786B1 (en) * 1999-08-16 2001-09-04 General Electric Company Method of making injection formed hybrid airfoil
US6287080B1 (en) * 1999-11-15 2001-09-11 General Electric Company Elastomeric formulation used in the construction of lightweight aircraft engine fan blades
US6454536B1 (en) * 2000-02-09 2002-09-24 General Electric Company Adhesion enhancers to promote bonds of improved strength between elastomers metals in lightweight aircraft fan blades
US6364616B1 (en) 2000-05-05 2002-04-02 General Electric Company Submerged rib hybrid blade
GB0100695D0 (en) * 2001-01-11 2001-02-21 Rolls Royce Plc a turbomachine blade
US6607359B2 (en) * 2001-03-02 2003-08-19 Hood Technology Corporation Apparatus for passive damping of flexural blade vibration in turbo-machinery
US6471484B1 (en) 2001-04-27 2002-10-29 General Electric Company Methods and apparatus for damping rotor assembly vibrations
US6884507B2 (en) * 2001-10-05 2005-04-26 General Electric Company Use of high modulus, impact resistant foams for structural components
GB2391270B (en) 2002-07-26 2006-03-08 Rolls Royce Plc Turbomachine blade
GB2400055B (en) * 2003-03-29 2006-01-11 Rolls Royce Plc A hollow component with internal damping
US6854959B2 (en) 2003-04-16 2005-02-15 General Electric Company Mixed tuned hybrid bucket and related method
GB2405186B (en) 2003-08-20 2005-10-26 Rolls Royce Plc A component with internal damping
GB0406444D0 (en) 2004-03-23 2004-04-28 Rolls Royce Plc An article having a vibration damping coating and a method of applying a vibration damping coating to an article
US7104760B2 (en) * 2004-05-05 2006-09-12 General Electric Company Hybrid bucket and related method of pocket design
US7147437B2 (en) * 2004-08-09 2006-12-12 General Electric Company Mixed tuned hybrid blade related method
GB0425137D0 (en) * 2004-11-13 2004-12-15 Rolls Royce Plc Blade
US7278830B2 (en) * 2005-05-18 2007-10-09 Allison Advanced Development Company, Inc. Composite filled gas turbine engine blade with gas film damper
GB0516036D0 (en) 2005-08-04 2005-09-14 Rolls Royce Plc Aerofoil
US7942639B2 (en) 2006-03-31 2011-05-17 General Electric Company Hybrid bucket dovetail pocket design for mechanical retainment
US7588421B2 (en) * 2006-03-31 2009-09-15 General Electric Company Methods and apparatus for mechanical retainment of non-metallic fillers in pockets
US7828526B2 (en) * 2007-04-11 2010-11-09 General Electric Company Metallic blade having a composite inlay
GB2448886B (en) * 2007-05-01 2009-06-17 Rolls Royce Plc Turbomachine blade
US7607287B2 (en) * 2007-05-29 2009-10-27 United Technologies Corporation Airfoil acoustic impedance control
GB2450936B (en) * 2007-07-13 2010-01-20 Rolls Royce Plc Bladed rotor balancing
GB2450934B (en) * 2007-07-13 2009-10-07 Rolls Royce Plc A Component with a damping filler
GB2450935B (en) * 2007-07-13 2009-06-03 Rolls Royce Plc Component with internal damping
GB2450937B (en) * 2007-07-13 2009-06-03 Rolls Royce Plc Component with tuned frequency response
GB0808840D0 (en) * 2008-05-15 2008-06-18 Rolls Royce Plc A compound structure
GB2462102B (en) * 2008-07-24 2010-06-16 Rolls Royce Plc An aerofoil sub-assembly, an aerofoil and a method of making an aerofoil
GB0901235D0 (en) * 2009-01-27 2009-03-11 Rolls Royce Plc An article with a filler
GB0901318D0 (en) * 2009-01-28 2009-03-11 Rolls Royce Plc A method of joining plates of material to form a structure
US8172541B2 (en) * 2009-02-27 2012-05-08 General Electric Company Internally-damped airfoil and method therefor
FR2943102B1 (fr) * 2009-03-12 2014-05-02 Snecma Aube en materiau composite comportant un dispositif d'amortissement.
US8585368B2 (en) 2009-04-16 2013-11-19 United Technologies Corporation Hybrid structure airfoil
US8083489B2 (en) * 2009-04-16 2011-12-27 United Technologies Corporation Hybrid structure fan blade
US7955054B2 (en) * 2009-09-21 2011-06-07 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Internally damped blade
GB0916687D0 (en) * 2009-09-23 2009-11-04 Rolls Royce Plc An aerofoil structure
GB0917229D0 (en) * 2009-10-02 2009-11-18 Rolls Royce Plc Hollow turbine blade
GB201009216D0 (en) 2010-06-02 2010-07-21 Rolls Royce Plc Rotationally balancing a rotating part
US8794925B2 (en) 2010-08-24 2014-08-05 United Technologies Corporation Root region of a blade for a gas turbine engine
GB2485831B (en) 2010-11-26 2012-11-21 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a component
US9151170B2 (en) 2011-06-28 2015-10-06 United Technologies Corporation Damper for an integrally bladed rotor
FR2978196B1 (fr) * 2011-07-20 2016-12-09 Snecma Aubes de turbomachine comprenant une plaque rapportee sur une partie principale
GB201115485D0 (en) * 2011-09-08 2011-10-26 Rolls Royce Plc An aerofoil assembly
US20130064676A1 (en) * 2011-09-13 2013-03-14 United Technologies Corporation Composite filled metal airfoil
US8801367B2 (en) * 2011-09-23 2014-08-12 United Technologies Corporation Hollow fan blade channel configuration to reduce stress
US20130078103A1 (en) * 2011-09-23 2013-03-28 Christopher S. McKaveney Hollow fan blade rib geometry
US8807925B2 (en) * 2011-09-23 2014-08-19 United Technologies Corporation Fan blade having internal rib break-edge
US8807924B2 (en) * 2011-09-23 2014-08-19 United Technologies Corporation Fan blade channel termination
US8944773B2 (en) * 2011-11-01 2015-02-03 United Technologies Corporation Rotor blade with bonded cover
US8763360B2 (en) * 2011-11-03 2014-07-01 United Technologies Corporation Hollow fan blade tuning using distinct filler materials
US9121284B2 (en) * 2012-01-27 2015-09-01 United Technologies Corporation Modal tuning for vanes
US9011087B2 (en) * 2012-03-26 2015-04-21 United Technologies Corporation Hybrid airfoil for a gas turbine engine
US9121288B2 (en) 2012-05-04 2015-09-01 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with tuned damping structure
US9169731B2 (en) 2012-06-05 2015-10-27 United Technologies Corporation Airfoil cover system
US20140241897A1 (en) * 2012-09-25 2014-08-28 United Technologies Corporation Aluminum brazing of hollow titanium fan blades
WO2014055110A1 (en) * 2012-10-01 2014-04-10 United Technologies Corporation Static guide vane with internal hollow channels
US10100745B2 (en) 2012-10-08 2018-10-16 United Technologies Corporation Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module
US9453418B2 (en) 2012-12-17 2016-09-27 United Technologies Corporation Hollow airfoil with composite cover and foam filler
US9506353B2 (en) 2012-12-19 2016-11-29 United Technologies Corporation Lightweight shrouded fan blade
EP2971554B1 (en) * 2013-03-14 2018-05-09 United Technologies Corporation Fan blade damping device
EP2971574B1 (en) 2013-03-15 2019-08-21 United Technologies Corporation Structural guide vane leading edge
EP2971537B1 (en) 2013-03-15 2019-05-22 United Technologies Corporation Vibration damping for structural guide vanes
EP3044415B1 (en) 2013-09-09 2019-01-30 United Technologies Corporation Airfoil with an integrally stiffened composite cover
US10371165B2 (en) * 2013-10-30 2019-08-06 United Technologies Corporation Fan blade composite ribs
EP3063375B1 (en) * 2013-10-30 2021-05-05 Raytheon Technologies Corporation Fan blade with composite segments
WO2015080797A1 (en) * 2013-11-26 2015-06-04 United Technologies Corporation Fan blade with composite cover and structural filler
EP3074603B1 (en) * 2013-11-26 2020-03-11 United Technologies Corporation Fan blade with composite cover and sacrificial filler
US10337521B2 (en) * 2013-11-26 2019-07-02 United Technologies Corporation Fan blade with integrated composite fan blade cover
EP3074605B1 (en) * 2013-11-26 2018-12-05 United Technologies Corporation Fan blade with segmented fan blade cover
EP3084135B1 (en) * 2013-12-16 2019-02-06 United Technologies Corporation Hollow fan blade with stir welded cover support
EP3090134B1 (en) * 2013-12-30 2019-11-13 United Technologies Corporation Fan blade with root through holes
US9896941B2 (en) * 2014-01-16 2018-02-20 United Technologies Corporation Fan blade composite cover with tapered edges
US9920650B2 (en) 2014-02-14 2018-03-20 United Technologies Corporation Retention of damping media
US10260350B2 (en) 2014-09-05 2019-04-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil structure
US10260372B2 (en) * 2015-01-29 2019-04-16 United Technologies Corporation Vibration damping assembly and method of damping vibration in a gas turbine engine
DE102015203868A1 (de) 2015-03-04 2016-09-08 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fanschaufel für einen Flugantrieb
US10280759B2 (en) * 2016-05-25 2019-05-07 United Technologies Corporation Mechanically retained fan blade cover
GB2551750B (en) * 2016-06-29 2020-03-25 Rolls Royce Plc Cavity sealing
US20180038386A1 (en) * 2016-08-08 2018-02-08 United Technologies Corporation Fan blade with composite cover
US11131314B2 (en) * 2016-09-14 2021-09-28 Raytheon Technologies Corporation Fan blade with structural spar and integrated leading edge
US11168566B2 (en) * 2016-12-05 2021-11-09 MTU Aero Engines AG Turbine blade comprising a cavity with wall surface discontinuities and process for the production thereof
US11448233B2 (en) 2017-05-23 2022-09-20 Raytheon Technologies Corporation Following blade impact load support
US10612387B2 (en) 2017-05-25 2020-04-07 United Technologies Corporation Airfoil damping assembly for gas turbine engine
US10502064B2 (en) 2017-08-07 2019-12-10 United Technologies Corporation Power beam welded cavity-back titanium hollow fan blade
US10557353B2 (en) * 2017-10-18 2020-02-11 United Technologies Corporation Hollow fan blade constrained layer damper
US10465715B2 (en) * 2017-10-18 2019-11-05 Goodrich Corporation Blade with damping structures
US10677068B2 (en) * 2018-01-18 2020-06-09 Raytheon Technologies Corporation Fan blade with filled pocket
US10724376B2 (en) 2018-02-08 2020-07-28 General Electric Company Airfoil having integral fins
CN108661948B (zh) * 2018-04-28 2019-12-13 中国民航大学 带节流孔覆盖吸振薄板的气膜阻尼风扇叶片
US11346363B2 (en) 2018-04-30 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Composite airfoil for gas turbine
FR3081370B1 (fr) * 2018-05-22 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
US11286807B2 (en) 2018-09-28 2022-03-29 General Electric Company Metallic compliant tip fan blade
US10920607B2 (en) * 2018-09-28 2021-02-16 General Electric Company Metallic compliant tip fan blade
US11092020B2 (en) 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
US10822969B2 (en) 2018-10-18 2020-11-03 Raytheon Technologies Corporation Hybrid airfoil for gas turbine engines
US11306601B2 (en) 2018-10-18 2022-04-19 Raytheon Technologies Corporation Pinned airfoil for gas turbine engines
US11359500B2 (en) 2018-10-18 2022-06-14 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with structural platforms for gas turbine engines
US11136888B2 (en) 2018-10-18 2021-10-05 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with active damping for gas turbine engines
US10774653B2 (en) 2018-12-11 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Composite gas turbine engine component with lattice structure
US10731471B2 (en) * 2018-12-28 2020-08-04 General Electric Company Hybrid rotor blades for turbine engines
US10995632B2 (en) 2019-03-11 2021-05-04 Raytheon Technologies Corporation Damped airfoil for a gas turbine engine
US11389900B2 (en) 2019-05-01 2022-07-19 Raytheon Technologies Corporation Welding method for hollow airfoils and intermediate body
US11236619B2 (en) 2019-05-07 2022-02-01 Raytheon Technologies Corporation Multi-cover gas turbine engine component
US11174737B2 (en) 2019-06-12 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cover for gas turbine engine
US11248477B2 (en) 2019-08-02 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Hybridized airfoil for a gas turbine engine
US11215054B2 (en) 2019-10-30 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with encapsulating sheath
US11466576B2 (en) 2019-11-04 2022-10-11 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with continuous stiffness joint
US11168569B1 (en) * 2020-04-17 2021-11-09 General Electric Company Blades having tip pockets
US11572796B2 (en) 2020-04-17 2023-02-07 Raytheon Technologies Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
US11795831B2 (en) 2020-04-17 2023-10-24 Rtx Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
US11073030B1 (en) 2020-05-21 2021-07-27 Raytheon Technologies Corporation Airfoil attachment for gas turbine engines
US11536144B2 (en) 2020-09-30 2022-12-27 General Electric Company Rotor blade damping structures
US11739645B2 (en) 2020-09-30 2023-08-29 General Electric Company Vibrational dampening elements
US11808168B2 (en) * 2020-10-09 2023-11-07 General Electric Company Turbine bucket with dual part span shrouds and aerodynamic features
US11549373B2 (en) 2020-12-16 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Reduced deflection turbine rotor
US11639685B1 (en) * 2021-11-29 2023-05-02 General Electric Company Blades including integrated damping structures and methods of forming the same
US20230392504A1 (en) * 2022-06-03 2023-12-07 Raytheon Technologies Corporation Polymeric foams for hollow cavities
US11982205B1 (en) 2022-12-28 2024-05-14 General Electric Company Airfoil having a spar assembly for a turbine engine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1084537A (en) * 1965-07-31 1967-09-27 Rolls Royce A compressor or turbine rotor for a gas turbine engine
US3762835A (en) * 1971-07-02 1973-10-02 Gen Electric Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods
US3796513A (en) * 1972-06-19 1974-03-12 Westinghouse Electric Corp High damping blades
US4118147A (en) * 1976-12-22 1978-10-03 General Electric Company Composite reinforcement of metallic airfoils
US5127802A (en) * 1990-12-24 1992-07-07 United Technologies Corporation Reinforced full-spar composite rotor blade
US5141400A (en) * 1991-01-25 1992-08-25 General Electric Company Wide chord fan blade
FR2688264A1 (fr) * 1992-03-04 1993-09-10 Snecma Redresseur de turbomachine a aubes ayant une face alveolee chargee en materiau composite.
US5498137A (en) * 1995-02-17 1996-03-12 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade vibration damping device
US5655883A (en) * 1995-09-25 1997-08-12 General Electric Company Hybrid blade for a gas turbine
US5634771A (en) * 1995-09-25 1997-06-03 General Electric Company Partially-metallic blade for a gas turbine
US5720597A (en) * 1996-01-29 1998-02-24 General Electric Company Multi-component blade for a gas turbine
US5839882A (en) * 1997-04-25 1998-11-24 General Electric Company Gas turbine blade having areas of different densities

Also Published As

Publication number Publication date
EP0926312A2 (en) 1999-06-30
US6039542A (en) 2000-03-21
EP0926312A3 (en) 2000-08-23
JPH11287197A (ja) 1999-10-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3440210B2 (ja) パネル減衰式ハイブリッドブレード
US5725354A (en) Forward swept fan blade
EP0924381B1 (en) Frequency tuned turbomachine blade
US6033186A (en) Frequency tuned hybrid blade
US5913661A (en) Striated hybrid blade
CN103174466B (zh) 具有包括柔性末端的翼型件的风扇组件和风扇发动机
US11300136B2 (en) Aircraft fan with low part-span solidity
JP3924333B2 (ja) 複合ブレード
EP2589461B1 (en) Rotor blade with bonded cover
EP1712738B1 (en) Low solidity turbofan
JP4942244B2 (ja) 湾曲圧縮機翼形部
EP1152123B1 (en) Hybrid blade with submerged ribs
EP2305954B1 (en) Internally damped blade
EP3378780B1 (en) Boundary layer ingestion engine with integrally bladed fan disk
EP1942253A2 (en) Guide vane and method of fabricating the same
US20080159856A1 (en) Guide vane and method of fabricating the same
US20080107538A1 (en) swept turbomachine blade
CA2021088A1 (en) Damper assembly for a strut in a jet propulsion engine
JP2001193692A (ja) 二重に湾曲した圧縮機翼形部

Legal Events

Date Code Title Description
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20030513

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees