JP6765344B2 - 複合材料翼及び複合材料翼の製造方法 - Google Patents

Description

本発明は、複合材料翼及び複合材料翼の製造方法に関する。

ガスタービンの動翼は、ガスを受ける翼部と、翼部の末端に設けられる翼根部（ダブテール部）とを有する。翼根部は、タービンディスクに設けられた溝に嵌合される。翼根部は、翼部よりも厚みが大きくなっているため、動翼に遠心力が働いても、タービンディスクの溝から抜け出さない構造となっている。

このようなガスタービンの動翼の素材として、近年、複合材料が用いられる場合がある。この複合材料は、強化繊維に樹脂を含浸した複合材料層が積層されて形成される。複合材料を動翼に用いる際には、複合材料層（強化繊維）を翼部から翼根部にわたって延在させる場合がある。また、特許文献１には、複合材料層と金属基材とを接合して動翼を形成する技術も記載されている。

特許第５３３１３６８号公報

ガスタービンを作動させた際、動翼には遠心力が作用する。翼根部は、この遠心力により、タービンディスクの溝と接触する箇所において、溝の内面に押し付けられる。従って、複合材料層を翼根部に用いた場合、この溝の内面に押し付けられる力により、複合材料層の樹脂部分が摩耗するおそれがある。また、複合材料層の強化繊維は、タービンディスクより固い場合があるため、タービンディスクの溝部分を摩耗させるおそれがある。従って、複合材料を動翼に用いた場合に、動翼の翼根部やタービンディスクの摩耗を抑制することが求められている。

本発明は、上述した課題を解決するものであり、複合材料を動翼に用いた場合に、動翼の翼根部及びタービンディスクの摩耗を抑制する複合材料翼及び複合材料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、本開示に係る複合材料翼は、長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼端部と、を有する複合材料翼であって、強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体と、前記翼根部に設けられる金属体とを有し、前記積層体は、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、前記金属体は、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在する。

前記金属体は、前記ベアリング部における前記積層体と反対側の表面の前記長手方向に対する角度が、前記ベアリング部における前記積層体側の表面の前記長手方向に対する角度よりも、大きいことが好ましい。

前記複合材料翼は、前記金属体と前記積層体との間に設けられ、前記金属体と前記積層体とを接合する接着剤層を有することが好ましい。

前記接着剤層は、前記ストレート部の前記翼端部側に設けられる軟質接着剤層と、前記ベアリング部に設けられる高強度接着剤層とを有し、前記高強度接着剤層は、前記軟質接着剤層より破断強さ及び弾性率が高いことが好ましい。

前記金属体は、ストレート部における前記接着剤層側の表面において、前記傾斜開始部と前記翼端部との間の切欠き開始部から前記翼端部にわたって設けられ、前記切欠き開始部から前記翼端部に向かうに従って深さが深くなる切欠き部が設けられることが好ましい。

前記接着剤層は、前記翼部における前記積層体の表面であって、前記翼端部から、前記翼部の前記翼端部とは反対側の先端部と前記翼端部との間の接着端部にわたっても設けられており、前記翼根部における切欠き開始部から前記翼端部に向かうに従って、厚みが大きくなり、前記翼部における前記翼端部から前記接着端部に向かうに従って、厚みが小さくなることが好ましい。

前記複合材料翼は、前記翼端部における前記金属体の端面から、前記翼端部から前記接着端部までの前記接着剤層の表面を経て、前記接着端部よりも前記先端部側における前記積層体の表面までを覆うシート状の部材であるオーバーレイ部をさらに有することが好ましい。

前記金属体は、前記ストレート部における前記積層体と反対側の表面において、前記積層体と反対側の表面と前記積層体側の表面との間の位置の深さまで減肉された減肉部を有することが好ましい。

前記減肉部は、前記傾斜開始部と前記翼端部との間の減肉開始部から前記翼端部にわたって設けられ、前記減肉開始部から前記翼端部に向かうに従って深さが深くなる溝であることが好ましい。

前記翼根部は、長手方向に沿って延在するストレート溝部と、前記ストレート溝部の端部に接続され、前記ストレート溝部の端部から離れるに従って、前記ストレート溝部の中心軸から離れる方向に広がるベアリング溝部と、を有するタービンディスクに取付けられ、前記ストレート部が、前記ストレート溝部内に配置され、前記ベアリング部が、前記ベアリング溝部内に配置されることが好ましい。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本開示に係る複合材料翼の製造方法は、長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼端部と、を有する複合材料翼の製造方法であって、強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体を形成する積層体形成ステップと、前記翼根部に設けられる金属体を形成する金属体形成ステップとを有し、前記積層体形成ステップにおいて、前記積層体が、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の前記翼部と反対側の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在するように、前記積層体を形成し、前記金属体形成ステップにおいて、前記金属体が、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在するように、前記金属体を形成する。

本発明によれば、複合材料を動翼に用いた場合に、動翼の翼根部及びタービンディスクの摩耗を抑制することができる。

図１は、第１実施形態に係る複合材料翼の構成を示す模式図である。 図２は、第１実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。 図３は、本実施形態に係る複合材料翼の製造方法を示すフローチャートである。 図４は、第１実施形態に係る複合材料翼の他の例を示す模式図である。 図５は、第２実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。 図６は、第３実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。 図７は、減肉部の一例を示す模式図である。 図８は、実施例に係る応力分布を示した図である。

以下に添付図面を参照して、本発明の好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。

（第１実施形態）
（複合材料翼の全体構成）
図１は、第１実施形態に係る複合材料翼の構成を示す模式図である。第１実施形態に係る複合材料翼１は、ガスタービンの動翼である。複合材料翼１が用いられるガスタービンは、例えば航空機用のエンジンに用いられるものであるが、例えば発電用のガスタービンなど、任意の用途に用いられるものであってよい。

図１に示すように、複合材料翼１は、先端部２０から末端部２４まで延在している。複合材料翼１は、末端部２４においてタービンディスク２に取付けられている。以下、方向Ｘ、Ｙ、Ｚについて説明する。以下、方向Ｚは、複合材料翼１が延在する方向、すなわち末端部２４から先端部２０までに沿った方向である。方向Ｚは、複合材料翼１の長手方向であり、また、タービンディスク２の径方向（放射方向）に相当する。また、方向Ｙは、方向Ｚに直交する方向であって、タービンディスク２の厚さ方向に沿った方向である。また、方向Ｘは、方向Ｙ及び方向Ｚに直交する方向であり、タービンディスク２の円周方向に沿った方向である。

複合材料翼１は、翼部１０と翼根部１２（ダブテール部）とを有する。翼部１０は、ガスタービン内を流れるガスを受ける翼であり、翼根部１２は、翼部１０の末端に設けられる。すなわち、翼部１０は、翼根部１２から長手方向（方向Ｚ）に延在する。複合材料翼１は、翼根部１２において、タービンディスク２に取付けられる。タービンディスク２は、周方向に沿って複数の溝部１００を有している。複合材料翼１は、翼根部１２が溝部１００内に嵌合されることにより、タービンディスク２に取付け及び固定される。

以下、複合材料翼１の構造についてより詳細に説明する。図２は、第１実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。図２は、複合材料翼１を、方向Ｙ（長手方向に直交する方向）から見た断面図であり、断面が方向Ｙに直交する面となる。図２に示すように、複合材料翼１は、末端部２４から先端部２０に向けて、方向Ｚ１に向けて延在する。なお、方向Ｚ１は、方向Ｚに沿った方向のうちの一方の方向であり、末端部２４から先端部２０へ向かう方向である。方向Ｚ２は、方向Ｚ１と反対方向（先端部２０から末端部２４へ向かう方向）であり、方向Ｚに沿った方向のうちの他方の方向である。また、方向Ｘに沿った方向のうちの一方の方向を、方向Ｘ１とし、方向Ｘに沿った方向のうちの他方の方向、すなわち方向Ｘ１と反対方向を、方向Ｘ２とする。

図２に示すように、複合材料翼１は、先端部２０から翼端部２２までの部位が、翼部１０となり、翼端部２２から末端部２４までの部位が、翼根部１２となる。翼端部２２は、翼部１０の末端部であり、翼部１０と翼根部１２との境界となる箇所（接続箇所）である。翼端部２２は、方向Ｚにおける先端部２０と末端部２４との間の位置である。先端部２０は、翼部１０の翼端部２２と反対側の端部であるということができる。また、末端部２４は、翼根部１２の翼部１０（翼端部２２）と反対側の端部であるということができる。複合材料翼１は、翼部１０において、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。そして、複合材料翼１は、翼根部１２において、方向Ｚから方向Ｘの両方向に傾斜した方向に延在して、方向Ｘの両方向側に広がって（突出して）いる。

さらに詳しくは、複合材料翼１は、翼根部１２において、ストレート部１４とベアリング部１６とを有している。ストレート部１４は、翼根部１２の翼端部２２から傾斜開始部２６までの部位である。また、ベアリング部１６は、翼根部１２の傾斜開始部２６から末端部２４までの部位である。傾斜開始部２６は、方向Ｚにおける翼端部２２と末端部２４との間の位置である。複合材料翼１は、ストレート部１４において、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。そして、複合材料翼１は、ベアリング部１６において、方向Ｚから方向Ｘの両方向に傾斜した方向に延在して、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘの両方向側に広がって（突出して）いる。このように、複合材料翼１は、ベアリング部１６が、ストレート部１４よりも方向Ｘの両側に向けて突出している。言い換えれば、複合材料翼１は、ベアリング部１６における方向Ｘ１側の表面（表面４２Ａ）が、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘ１側に向けて広がっている。また、複合材料翼１は、ベアリング部１６における方向Ｘ２側の表面（表面４２Ｂ）が、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘ２側に向けて広がっている。

また、図２に示すように、タービンディスク２の溝部１００は、ストレート溝部１０２とベアリング溝部１０４とを有する。ストレート溝部１０２は、方向Ｚに沿って延在する溝であり、言い換えれば、タービンディスク２の外周部から中心に向けて放射方向に延在している。ベアリング溝部１０４は、ストレート溝部１０２の端部１０２Ａに接続される溝である。端部１０２Ａは、ストレート溝部１０２の方向Ｚ２側の端部であり、ストレート溝部１０２の最も放射方向内側の箇所である。ベアリング溝部１０４は、端部１０２Ａから離れるに従って、方向Ｘの両側に向けて広がる溝である。すなわち、ベアリング溝部１０４は、方向Ｚ２に向かうに従って、ストレート溝部１０２の中心軸Ａｘから離れる方向に向けて広がって延在している。すなわち、ストレート溝部１０２の方向Ｘ１側の端面１０４Ａは、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘ１に向けて広がっている。また、ストレート溝部１０２の方向Ｘ２側の端面１０４Ｂは、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘ２に向けて広がっている。このように、溝部１００は、複合材料翼１のストレート部１４及びベアリング部１６に対応する形状となっている。なお、タービンディスク２は、金属製であり、例えばフェライト鋼やＮｉ基鍛造合金などの耐熱合金である。

図２に示すように、複合材料翼１の翼根部１２は、タービンディスク２の溝部１００内に取付けられる。複合材料翼１は、ストレート部１４がストレート溝部１０２内に配置され、ベアリング部１６がベアリング溝部１０４内に配置される。複合材料翼１は、ストレート部１４における表面（表面４１）が、ストレート溝部１０２の内面に接触し、ベアリング部１６における表面（表面４２）が、ベアリング溝部１０４の内面に接触する。すなわち、複合材料翼１は、翼部１０（先端部２０から翼端部２２までの部位）が溝部１００内に配置されず溝部１００から露出しており、翼根部１２（翼端部２２から末端部２４までの部位）が溝部１００内に配置される。なお、図２では、便宜上、複合材料翼１の表面が溝部１００の内面に接触しない状態となっているが、実際には上述のように接触している。

また、複合材料翼１は、積層体３０と、金属体４０と、接着剤層５０とを有する。最初に、積層体３０について説明する。

（積層体の構成）
積層体３０は、複合材料層３２を積層して形成された積層体である。複合材料層３２は、強化繊維３６と樹脂３４とを含む複合材の層であり、さらに言えば、強化繊維３６に樹脂３４を含浸させた複合材の層である。本実施形態における複合材は、強化繊維３６として炭素繊維が用いられた炭素繊維強化プラスチックス（ＣＦＲＰ：Carbon Fiber Reinforced Plastic）である。ただし、強化繊維３６は、炭素繊維に限定されず、その他のプラスチック繊維、ガラス繊維又は金属繊維でもよい。また、樹脂３４は、例えば、熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂である。熱硬化性樹脂としては、例えば、エポキシ樹脂である。熱可塑性樹脂としては、例えば、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）等である。なお、樹脂３４は、これらに限定されず、その他の樹脂を用いてもよい。なお、本実施形態では、積層体３０は、複合材料層３２が８つ積層されているが、積層数は、複数であれば任意である。

複合材料層３２は、強化繊維３６が方向Ｙに沿って複数設けられており、それらの強化繊維３６の周囲に樹脂３４が充填されている。複合材料層３２は、隣接する（積層された）複合材料層３２と、樹脂３４同士が接着することで、樹脂３４の部分が他の複合材料層３２と一体化している。積層体３０における１つの複合材料層３２とは、強化繊維３６とその周囲の樹脂３４が存在している層であるということができる。そして、積層体３０は、強化繊維３６とその周囲の樹脂３４で構成される層が、積層されているということができる。

図２に示すように、積層体３０は、翼部１０から翼根部１２にわたって設けられている。積層体３０は、翼部１０において、すなわち先端部２０から翼端部２２までの部位において、積層された複合材料層３２が、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。また、積層体３０は、翼部１０において、複数の複合材料層３２が、方向Ｘに沿って積層されている。

言い換えれば、積層体３０は、翼部１０において、各複合材料層３２内の強化繊維３６が、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。また、複合材料層３２は、翼部１０において、方向Ｙに沿って複数設けられた強化繊維３６が延在する層が、方向Ｘに沿って積層されている。なお、本実施形態では、強化繊維３６は、翼部１０において、方向Ｚに沿って延在していたが、これに限られず、方向Ｚから方向Ｙに向けて傾斜して延在してもよい。すなわち、強化繊維３６は、翼部１０において、方向Ｚに平行な平面に沿って、方向Ｚ２側へ延在していればよい。また、複合材料層３２は、強化繊維３６とは異なる方向に延在する別の強化繊維をさらに有していてもよく、例えばこの他の強化繊維が、強化繊維３６に対して織り込まれていてもよい。

また、積層体３０は、翼根部１２において、積層された複合材料層３２が、方向Ｚ２に向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。中心軸Ａｘは、翼部１０及び翼根部１２における方向Ｚに沿った積層体３０の中心軸である。すなわち、積層体３０は、翼根部１２において、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘの両側（方向Ｘ１、Ｘ２）に広がっている。これにより、積層体３０は、翼根部１２が、翼部１０よりも中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に突出している。

さらに詳しくは、積層体３０は、翼根部１２のストレート部１４においては、すなわち翼端部２２から傾斜開始部２６までの部位においては、積層された複合材料層３２が、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。また、積層体３０は、ストレート部１４において、複数の複合材料層３２が、方向Ｘに沿って積層されている。積層体３０は、ストレート部１４における方向Ｘ１側の表面３７Ａと、ストレート部１４における方向Ｘ２側の表面３７Ｂとが、方向Ｚに沿っている。なお、以下、表面３７Ａ、３７Ｂを区別しない場合は、表面３７と記載する。

言い換えれば、積層体３０は、ストレート部１４において、各複合材料層３２内の強化繊維３６が、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。ただし、強化繊維３６は、ストレート部１４において、方向Ｚに平行な平面に沿って、方向Ｚ２側へ延在していればよい。

また、積層体３０は、翼根部１２のベアリング部１６、すなわち傾斜開始部２６から末端部２４までの部位において、積層された複合材料層３２が、方向Ｚ２に向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。中心軸Ａｘは、ストレート部１４における積層体３０の中心軸である。すなわち、積層体３０は、ベアリング部１６において、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘの両側（方向Ｘ１、Ｘ２）に広がっている。これにより、積層体３０は、ベアリング部１６が、ストレート部１４よりも中心軸Ａｘから離れる方向に突出している。

さらに詳しくは、積層体３０は、ベアリング部１６において、中心軸Ａｘより方向Ｘ１側の複合材料層３２が、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ１に向けて傾斜している。積層体３０は、ベアリング部１６における方向Ｘ１側の表面３８Ａが、末端部２４に向かって、第１傾斜方向Ａに沿って延在している。第１傾斜方向Ａは、方向Ｚ２に対して、所定の角度を持って方向Ｘ１側に傾斜した方向である。

また、積層体３０は、ベアリング部１６において、中心軸Ａｘより方向Ｘ２側の複合材料層３２が、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ２に向けて傾斜している。積層体３０は、ベアリング部１６における方向Ｘ２側の表面３８Ｂが、末端部２４に向かって、第２傾斜方向Ｂに沿って延在している。第２傾斜方向Ｂは、方向Ｚ２に対して第１傾斜方向Ａと反対側に傾斜した方向であり、方向Ｚ２に対して、所定の角度を持って方向Ｘ２側に傾斜した方向である。なお、以下、表面３８Ａ、３８Ｂを区別しない場合は、表面３８と記載する。この場合、積層体３０は、表面３８が、方向Ｚ２に向かうに従って中心軸Ａｘから離れる方向に延在し、言い換えれば、表面３８が、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘの両側（方向Ｘ１、Ｘ２）に広がっているといえる。

また、積層体３０は、ベアリング部１６において、各複合材料層３２内の強化繊維３６が、方向Ｚ２に向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在するということができる。すなわち、積層体３０は、ベアリング部１６において、中心軸Ａｘより方向Ｘ１側の強化繊維３６が、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ１に向けて傾斜している。また、積層体３０は、ベアリング部１６において、中心軸Ａｘより方向Ｘ２側の強化繊維３６が、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ２に向けて傾斜している。

このように構成される積層体３０は、複合材料層３２が、先端部２０から、翼端部２２及び傾斜開始部２６を経て、末端部２４まで連続して延在している。すなわち、複合材料層３２(強化繊維３６)は、先端部２０から翼端部２２まで及び翼端部２２から傾斜開始部２６までにおいて、方向Ｚに沿って延在する。そして、複合材料層３２(強化繊維３６)は、傾斜開始部２６において方向Ｘの両側（中心軸Ａｘから離れる方向）に傾斜して、末端部２４まで延在している。

（接着剤層の構成）
次に、接着剤層５０について説明する。接着剤層５０は、接着剤の層であり、積層体３０の表面に設けられる。接着剤層５０は、金属体４０と積層体３０との間に設けられ、金属体４０と積層体３０とを接合している。接着剤層５０は、金属体４０と積層体３０とを一体に固定している。さらに詳しくは、接着剤層５０は、接着剤層５０Ａと接着剤層５０Ｂとを有する。接着剤層５０Ａは、積層体３０の方向Ｘ１側の表面、すなわち表面３７Ａから表面３８Ａにわたって設けられ、積層体３０の方向Ｘ１側の表面（表面３７Ａ、３８Ａ）に接着している。また、接着剤層５０Ｂは、積層体３０の方向Ｘ２側の表面、すなわち表面３７Ｂから表面３８Ｂにわたって設けられ、積層体３０の方向Ｘ２側の表面（表面３７Ｂ、３８Ｂ）に接着している。以下、接着剤層５０Ａ、５０Ｂを区別しない場合は、接着剤層５０と記載する。

接着剤層５０の接着剤としては、例えば、エポキシ樹脂系接着剤やアクリル系接着剤などが用いられるが、積層体３０と金属体４０とを接着可能なものであれば、任意である。

（金属体の構成）
次に、金属体４０について説明する。金属体４０は、翼根部１２に設けられる金属製の部材である。金属体４０は、積層体３０の樹脂３４より硬さが大きいことが好ましい。また、金属体４０は、タービンディスク２と同じ材料であることが好ましい。なお、金属体４０は、例えばフェライト鋼やＮｉ基鍛造合金などの耐熱合金であることが好ましいが、金属製であればその材質は任意である。

金属体４０は、翼根部１２において、方向Ｚ２に向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。すなわち金属体４０は、翼根部１２において、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘの両側（方向Ｘ１、Ｘ２）に広がっている。これにより、金属体４０は、翼根部１２が、翼部１０よりも中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に突出している。

さらに詳しくは、金属体４０は、ストレート部１４において、積層体３０の表面３７に設けられており、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。また、金属体４０は、ベアリング部１６において、積層体３０の表面３８に設けられており、傾斜開始部２６から末端部２４まで、方向Ｚ２へ向かうに従って中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。すなわち、金属体４０は、ベアリング部１６において、方向Ｚ２に向かうに従って、方向Ｘの両側に広がっている。

具体的には、金属体４０は、接着剤層５０を介して、翼根部１２における積層体３０の方向Ｘ１側の表面（一方の表面）と、翼根部１２における積層体３０の方向Ｘ２側の表面（他方の表面）とに設けられる。すなわち、金属体４０は、方向Ｘ１側の金属体４０Ａと、方向Ｘ２側の金属体４０Ｂとを有する。ただし、金属体４０Ａ、４０Ｂを区別しない場合は、金属体４０と記載する。

金属体４０Ａは、ストレート部１４において、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。金属体４０Ａは、ストレート部１４において、接着剤層５０Ａを介して、積層体３０の表面３７Ａ上、すなわち表面３７Ａの方向Ｘ１側に設けられている。金属体４０Ａは、表面４１Ａと表面４３Ａとを有する。表面４１Ａは、金属体４０Ａのストレート部１４における方向Ｘ１側の表面であり、接着剤層５０Ａ（積層体３０）と反対側の表面である。表面４３Ａは、金属体４０Ａのストレート部１４における方向Ｘ２側の表面（表面４１Ａと反対側の表面）であり、接着剤層５０Ａ（積層体３０）側の表面である。金属体４０Ａは、表面４３Ａが、接着剤層５０Ａと接着して、方向Ｚに沿っている。金属体４０Ａは、表面４１Ａが、方向Ｚに沿っている。

また、金属体４０Ａは、ベアリング部１６において、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ１に向けて傾斜して延在している。金属体４０Ａは、ベアリング部１６において、接着剤層５０Ａを介して、積層体３０の表面３８Ａ上、すなわち表面３８Ａの方向Ｘ１側に設けられている。金属体４０Ａは、表面４２Ａと表面４４Ａとを有する。表面４２Ａは、金属体４０Ａのベアリング部１６における方向Ｘ１側の表面であり、接着剤層５０Ａ（積層体３０）と反対側の表面である。表面４４Ａは、金属体４０Ａのベアリング部１６における方向Ｘ２側の表面（表面４２Ａと反対側の表面）であり、接着剤層５０Ａ（積層体３０）側の表面である。

金属体４０Ａは、表面４４Ａが、接着剤層５０に接着しており、第１傾斜方向Ａに沿って延在している。金属体４０Ａは、表面４２Ａが、第３傾斜方向Ｃに沿って延在している。第３傾斜方向Ｃは、方向Ｚ２に対して、所定の角度を持って方向Ｘ１側に傾斜した方向である。

金属体４０Ｂは、ストレート部１４において、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。金属体４０Ｂは、ストレート部１４において、接着剤層５０Ｂを介して、積層体３０の表面３７Ｂ上、すなわち表面３７Ｂの方向Ｘ２側に設けられている。金属体４０Ｂは、表面４１Ｂと表面４３Ｂとを有する。表面４１Ｂは、金属体４０Ｂのストレート部１４における方向Ｘ２側の表面であり、接着剤層５０Ｂ（積層体３０）と反対側の表面である。表面４３Ｂは、金属体４０Ｂのストレート部１４における方向Ｘ１側の表面（表面４１Ｂと反対側の表面）であり、接着剤層５０Ｂ（積層体３０）側の表面である。金属体４０Ｂは、表面４３Ｂが、接着剤層５０Ｂと接着して、方向Ｚに沿っている。金属体４０Ｂは、表面４１Ｂが、方向Ｚに沿っている。

また、金属体４０Ｂは、ベアリング部１６において、方向Ｚ２に向かうに従って方向Ｘ２に向けて傾斜して延在している。金属体４０Ｂは、ベアリング部１６において、接着剤層５０Ｂを介して、積層体３０の表面３８Ｂ上、すなわち表面３８Ｂの方向Ｘ２側に設けられている。金属体４０Ｂは、表面４２Ｂと表面４４Ｂとを有する。表面４２Ｂは、金属体４０Ｂのベアリング部１６における方向Ｘ２側の表面であり、接着剤層５０Ｂ（積層体３０）と反対側の表面である。表面４４Ｂは、金属体４０Ｂのベアリング部１６における方向Ｘ１側の表面（表面４２Ｂと反対側の表面）であり、接着剤層５０Ｂ（積層体３０）側の表面である。

金属体４０Ｂは、表面４４Ｂが、接着剤層５０に接着しており、第２傾斜方向Ｂに沿って延在している。金属体４０Ｂは、表面４２Ｂが、第４傾斜方向Ｄに沿って延在している。第４傾斜方向Ｄは、方向Ｚ２に対して第３傾斜方向Ｃと反対側に傾斜した方向であり、方向Ｚ２に対して、所定の角度を持って方向Ｘ２側に傾斜した方向である。

以下、表面４１Ａ、４１Ｂを区別しない場合は、表面４１と記載し、表面４３Ａ、４３Ｂを区別しない場合は、表面４３と記載する。表面４１は、金属体４０の、ストレート部１４における接着剤層５０（積層体３０）と反対側の表面であるといえる。表面４３は、金属体４０の、ストレート部１４における接着剤層５０（積層体３０）側の表面であるといえる。この場合、金属体４０は、ストレート部１４において、表面４３が接着剤層５０に接着することで、積層体３０の表面３７に取付けられているということができる。また、金属体４０は、表面４１が、方向Ｚ（長手方向）に沿っている。金属体４０は、ストレート部１４において、積層体３０の表面３７に設けられており、方向Ｚ（長手方向）に沿って延在している。

以下、表面４２Ａ、４２Ｂを区別しない場合は、表面４２と記載し、表面４４Ａ、４４Ｂを区別しない場合は、表面４４と記載する。表面４２は、金属体４０の、ベアリング部１６における接着剤層５０（積層体３０）と反対側の表面である。表面４４は、金属体４０の、ベアリング部１６における接着剤層５０（積層体３０）側の表面である。この場合、金属体４０は、ベアリング部１６において、表面４４が接着剤層５０に接着することで、積層体３０の表面３８に取付けられているということができる。また、金属体４０は、表面４２が、末端部２４（方向Ｚ２）へ向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。これにより、金属体４０は、ベアリング部１６が、ストレート部１４よりも中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に突出する。

このように構成される金属体４０は、翼端部２２から傾斜開始部２６を経て、末端部２４まで連続して延在している。すなわち、金属体４０は、翼端部２２から傾斜開始部２６までにおいて、方向Ｚに沿って延在する。そして、金属体４０は、傾斜開始部２６において方向Ｘの両側（中心軸Ａｘから離れる方向）に傾斜して、末端部２４まで延在している。

このように、複合材料翼１は、翼根部１２において、積層体３０の両側の表面に、接着剤層５０を介して金属体４０が取り付けられて（固定されて）いる。複合材料翼１は、翼根部１２が、翼部１０よりも、中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に突出している。

ここで、金属体４０のベアリング部１６における表面４４の方向Ｚ（長手方向）に対する角度を、角度θ１とする。角度θ１は、傾斜開始部２６から末端部２４までの部位における表面４４と、傾斜開始部２６から末端部２４までの区間における方向Ｚとの間の角度であるということができる。また、角度θ１は、第１傾斜方向Ａ（第２傾斜方向Ｂ）と方向Ｚとの間の角度ということもできる。そして、金属体４０のベアリング部１６における表面４２の方向Ｚ（長手方向）に対する角度を、角度θ２とする。角度θ２は、傾斜開始部２６から末端部２４までの部位における表面４２と、傾斜開始部２６から末端部２４までの区間における方向Ｚとの間の角度であるということができる。また、角度θ２は、第３傾斜方向Ｃ（第４傾斜方向Ｄ）と方向Ｚとの間の角度ということもできる。

この場合、角度θ１は、鋭角であり、３４度以上４４度以下であることが好ましい。また、角度θ２は、鋭角であり、４２度以上５２度以下であることが好ましい。そして、角度θ２は、角度θ１よりも大きいことが好ましい。ただし、角度θ１、θ２は、これに限られず任意の角度であってよい。

また、ストレート部１４における金属体４０の厚み、すなわち方向Ｘに沿った長さを、厚みＤ１とする。言い換えれば、厚みＤ１は、方向Ｘにおける表面４１と表面４３との間の長さである。また、ベアリング部１６における金属体４０の厚み、すなわち第３傾斜方向Ｃ（第４傾斜方向Ｄ）に直交する方向における長さを、厚みＤ２とする。言い換えれば、厚みＤ２は、第３傾斜方向Ｃに直交する方向における表面４２と表面４４との間の長さである。この場合、厚みＤ２は、厚みＤ１より大きいことが好ましい。

（複合材料翼の製造方法）
複合材料翼１は、以上説明したような構造となっている。次に、複合材料翼１の製造方法について説明する。図３は、本実施形態に係る複合材料翼の製造方法を示すフローチャートである。図３に示すように、複合材料翼１を製造する場合、積層体形成ステップを実行する（ステップＳ１０）。積層体形成ステップにおいては、積層体３０を形成する。積層体形成ステップにおいては、積層体３０が、翼部１０において方向Ｚ（長手方向）に沿って延在するように、積層体３０を形成する。そして、積層体形成ステップにおいては、積層体３０が、翼根部１２において、末端部２４へ向かうに従って中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に傾斜して延在するように、積層体３０を形成する。

次に、金属体形成ステップを実行する（ステップＳ１２）。金属体形成ステップにおいては、金属体４０を形成する。金属体形成ステップにおいては、金属体４０が、翼根部１２における積層体３０の一方の表面及び他方の表面に設けられるように、金属体４０を形成する。そして、金属体形成ステップにおいては、金属体４０が、末端部２４へ向かうに従って中心軸Ａｘから離れる方向（方向Ｘの両側）に傾斜して延在するように、金属体４０を形成する。なお、ステップＳ１２は、ステップＳ１０と同時に行われてもよく、ステップＳ１０より前に行われてもよい。

次に、接合ステップを実行する（ステップＳ１４）。接合ステップにおいては、積層体３０の表面、又は金属体４０の表面に、固化前の接着剤層５０を塗布して、積層体３０と金属体４０とを接着させる。そして、接着剤層５０を固化させることにより、積層体３０と金属体４０とを接合する。これにより、積層体３０と金属体４０とが一体となり、複合材料翼１の製造は完了する。なお、接合ステップは、積層体３０と金属体４０とを接合するものであれば、接着剤層５０を用いることに限られない。

以上説明したように、本実施形態に係る複合材料翼１は、長手方向（方向Ｚ）に延在する翼部１０と翼根部１２とを有する。翼根部１２は、翼端部２２から傾斜開始部２６までの部位のストレート部１４と、傾斜開始部２６から末端部２４までの部位のベアリング部１６とを有する。翼端部２２は、翼部１０と翼根部１２との接続位置である。末端部２４は、翼根部１２の翼端部２２（翼部１０）と反対側の端部である。傾斜開始部２６は、翼端部２２と末端部２４との間の位置である。そして、複合材料翼１は、積層体３０と金属体４０とを有する。積層体３０は、強化繊維３６に樹脂３４が含浸された複合材料層３２を積層して形成され、翼部１０から翼根部１２にわたって設けられる。積層体３０は、翼部１０において、方向Ｚに沿って延在し、ストレート部１４において、方向Ｚに沿って延在し、ベアリング部１６において、末端部２４へ向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。金属体４０は、翼根部１２に設けられ、翼根部１２における積層体３０の一方の表面及び他方の表面に設けられる。金属体４０は、ストレート部１４において、方向Ｚに沿って延在し、ベアリング部１６において、末端部２４に向かうに従って、中心軸Ａｘから離れる方向に傾斜して延在する。

複合材料翼１は、翼根部１２がタービンディスク２の溝部１００内に嵌合される。複合材料翼１は、タービンディスク２の回転により、方向Ｚ１側への遠心力が作用する。複合材料翼１には、この遠心力により、翼根部１２の表面が、溝部１００の内面に押し付けられる。ここで、もし、翼根部１２の最表面が積層体３０であった場合、積層体３０の表面が溝部１００の内面に押し付けられることになる。この場合、積層体３０の樹脂３４が、溝部１００の内面に押し付けられて、摩耗するおそれがある。また、溝部１００の内面が、積層体３０の強化繊維３６に押し付けられて、摩耗するおそれがある。しかし、本実施形態に係る複合材料翼１は、翼根部１２において、積層体３０の両面に金属体４０を設けている。従って、複合材料翼１は、遠心力が作用した場合、金属体４０の表面が溝部１００の内面に押し付けられる。この場合、金属同士が接触する構造となり、摩耗が抑制される。このように、本実施形態に係る複合材料翼１は、金属体４０を設けることで、翼根部１２及びタービンディスク２の摩耗を抑制することができる。

また、複合材料翼１は、方向Ｚ１に向けて遠心力が作用した場合に、翼根部１２における積層体３０に、複合材料層３２同士を剥離させる力が作用する。それに対し、本実施形態では、翼根部１２において、金属体４０が、積層体３０の両方の表面に取付けられている。この金属体４０は、遠心力が働いた場合に、積層体３０の複合材料層３２同士を押し付ける力を作用させる。従って、この複合材料翼１は、方向Ｚ１に向けて遠心力が作用した場合において、複合材料層３２の剥離を抑制することができる。また、複合材料翼１は、金属体４０を設ける分だけ、積層体３０を薄肉にすることができるため、容易に製造することも可能となる。また、複合材料翼１は、例えば金属体４０を、別の金属製の動翼と同じ形状とすることで、複合材料翼１をその別の動翼に交換して用いることが可能となる。

複合材料翼１は、方向Ｚ１への遠心力により、翼根部１２のベアリング部１６が、タービンディスク２のベアリング溝部１０４に押し付けられる。複合材料翼１は、ベアリング部１６に金属体４０を設けているため、翼根部１２及びタービンディスク２の摩耗を適切に抑制することができる。また、複合材料翼１には、方向Ｚ１への遠心力により、積層体３０の複合材料層３２の層間への引張応力と、層間へのせん断応力が発生する。これらの応力が高くなると、積層体３０が破損するおそれがある。それに対し、複合材料翼１は、ストレート部１４における積層体３０の表面にも、金属体４０を設けている。ストレート部１４における金属体４０は、積層体３０に接着されて一体化しているため、積層体３０に作用する応力の一部を受け持つことで、積層体３０への応力を低減することができる。従って、この複合材料翼１は、金属体４０を設けることで、積層体３０の破損を抑制することができる。

また、金属体４０は、ベアリング部１６における表面４２の方向Ｚ（長手方向）に対する角度θ２が、ベアリング部１６における表面４４の方向Ｚに対する角度θ１よりも、大きい。この複合材料翼１は、金属体４０の内側において傾斜する角度θ１を、外側において傾斜する角度θ２より小さくしているため、楔効果により、方向Ｚ２への遠心力による金属体４０の抜け出しを効果的に抑制することができる。一方で、金属体４０の内側において傾斜する角度θ１を、外側において傾斜する角度θ２より大きくする場合は、複合材料翼面３７と金属体４０の間の接着剤に方向Ｘの圧縮力が発生し、接着剥離を抑制する効果が得られる。この場合、金属体４０の抜け出しは傾斜開始部２６の屈曲部で抑えられることになる。

また、複合材料翼１は、接着剤層５０を有する。接着剤層５０は、金属体４０と積層体３０との間に設けられ、金属体４０と積層体３０とを接合する。この複合材料翼１は、接着剤層５０によって、金属体４０と積層体３０とを適切に接合するため、金属体４０と積層体３０とが摩耗することを適切に抑制する。

また、翼根部１２は、タービンディスク２に取付けられる。タービンディスク２は、ストレート溝部１０２と、ベアリング溝部１０４とを有する。ストレート溝部１０２は、長手方向（方向Ｚ）に沿って延在する。ベアリング溝部１０４は、ストレート溝部１０２の端部１０２Ａに接続され、端部１０２Ａから離れるに従って、ストレート溝部１０２の中心軸から離れる方向に広がる。そして、複合材料翼１は、ストレート部１４が、ストレート溝部１０２内に配置され、ベアリング部１６が、ベアリング溝部１０４内に配置される。この複合材料翼１は、遠心力が作用した際に、ベアリング溝部１０４の内面と金属体４０の表面とが接触する。従って、この複合材料翼１は、このようにタービンディスク２に取付けられた際に、翼根部１２及びタービンディスク２の摩耗を適切に抑制することができる。

図４は、第１実施形態に係る複合材料翼の他の例を示す模式図である。複合材料翼１は、積層体３０と金属体４０とを、接着剤層５０で接合していたが、接合方法はこれに限られない。例えば、図４に示すように、積層体３０と金属体４０とを、接着剤層５０と共に、ボルト６４で接合してもよい。この場合、図４に示すように、金属体４０は、ストレート部１４において、開口６２が開口している。そして、積層体３０は、ストレート部１４において、開口６２と連通する開口６３が開口している。そして、複合材料翼１は、この開口６２、６３からボルト６４を螺合して、積層体３０と金属体４０とを接合している。この場合、積層体３０と金属体４０とを近づける方向の力（圧縮方向の力）を作用させることができる。なお、図４の例では、接着剤層５０に加えてボルト６４でも接合を行っていたが、例えば接着剤層５０を設けずボルト６４だけで接合を行ってもよい。

（第２実施形態）
次に、第２実施形態について説明する。第２実施形態における複合材料翼１ａは、金属体４０ａの及び接着剤層５０ａの構造が、第１実施形態とは異なる。第２実施形態において第１実施形態と構成が共通する箇所は、説明を省略する。

図５は、第２実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。図５に示すように、複合材料翼１ａは、積層体３０と、金属体４０ａと、接着剤層５０ａと、オーバーレイ部７０とを有する。

金属体４０ａは、切欠き部４９を有する。切欠き部４９は、ストレート部１４における金属体４０ａの表面４３に設けられる切欠き（溝）である。切欠き部４９は、切欠き開始部２７から翼端部２２までにわたって、表面４３に設けられる。切欠き開始部２７は、翼端部２２と傾斜開始部２６との間の箇所である。切欠き部４９は、切欠き開始部２７から切欠きが開始され、翼端部２２に向かって、方向Ｘに沿った深さが深くなる。切欠き部４９の翼端部２２における方向Ｘにおける底部を、底部４９Ａとする。底部４９Ａは、表面４３と表面４１との間に位置しており、切欠き部４９が表面４１まで貫通していない。切欠き部４９は、切欠き開始部２７から翼端部２２まで設けられた溝が、金属体４０ａの方向Ｙに沿った両端にわたって延在した形状となっている。

ここで、金属体４０ａのストレート部１４の方向Ｚに沿った長さ、すなわち金属体４０ａの翼端部２２から傾斜開始部２６までの方向Ｚに沿った長さを、長さＨ１とする。そして、切欠き部４９の方向Ｚに沿った長さ、すなわち切欠き開始部２７から翼端部２２までの方向Ｚに沿った長さを、長さＨ２とする。そして、切欠き部４９の方向Ｘに沿った長さ（深さ）、すなわち表面４３から底部４９Ａまでの方向Ｘに沿った長さ（深さ）を、長さＤ３とする。

この場合、長さＨ２は、長さＨ１に対して、１０％以上６０％以下であることが好ましい。また、長さＤ３は、厚みＤ１に対して、１０％以上５０％以下であることが好ましい。また、長さＨ２は、５ｍｍ以上３０ｍｍ以下であることが好ましい。そして、長さＤ３は、１ｍｍ以上５ｍｍ以下であることが好ましい。ただし、長さＨ２、Ｄ３の長さは、これらに限られず任意である。

接着剤層５０ａは、翼根部１２から翼部１０にわたって設けられている。具体的には、接着剤層５０ａは、第１実施形態と同様に、翼根部１２において、末端部２４から翼端部２２にわたって設けられている。そして、接着剤層５０ａは、翼部１０において、翼端部２２から接着端部２８にわたって設けられている。すなわち、接着剤層５０ａは、末端部２４から翼端部２２を経て、接着端部２８まで設けられている。接着端部２８は、翼部１０における先端部２０と翼端部２２との間の箇所である。

接着剤層５０ａは、ストレート部１４、すなわち傾斜開始部２６から翼端部２２までにおいて、金属体４０ａの表面４３と積層体３０の表面３７との間に設けられている。そして、表面４３には、切欠き部４９が設けられている。従って、接着剤層５０ａは、切欠き部４９が設けられている箇所において、切欠き開始部２７から翼端部２２に向かうに従って、厚み（方向Ｘに沿った長さ）が大きくなっている。そして、接着剤層５０ａは、翼部１０における積層体３０の表面に設けられている。接着剤層５０ａは、翼部１０において、翼端部２２から接着端部２８に向かうに従って、厚み（方向Ｘに沿った長さ）が小さくなっている。なお、翼部１０においては、金属体４０ａが設けられていない。そのため、接着剤層５０ａは、翼部１０においては、金属体４０ａから露出しているが、後述するオーバーレイ部７０に覆われている。

また、接着剤層５０ａは、軟質接着剤層５２と、高強度接着剤層５４とを有する。軟質接着剤層５２は、ストレート部１４から翼部１０にわたって設けられる接着剤の層である。すなわち、軟質接着剤層５２は、傾斜開始部２６から翼端部２２を経て接着端部２８まで設けられている。従って、本実施形態においては、軟質接着剤層５２は、切欠き開始部２７から翼端部２２に向かうに従って、厚みが大きくなり、翼端部２２から接着端部２８に向かうに従って、厚みが小さくなっている。また、高強度接着剤層５４は、ベアリング部１６に設けられる接着剤の層である。高強度接着剤層５４は、傾斜開始部２６から末端部２４にわたって、金属体４０ａの表面４４と積層体３０の表面３８との間に設けられている。なお、ストレート部１４は、全ての範囲に軟質接着剤層５２が設けられなくてもよく、翼端部２２の近傍で剛性変化が大きい部分のみを軟質接着剤層５２とし、それ以外を高強度接着剤層５４としてもよい。すなわち、軟質接着剤層５２は、ストレート部１４の少なくとも一部、より詳しくは、方向Ｚにおける翼端部２２側に設けられていればよく、ストレート部１４の他の部分は、軟質接着剤層５２であっても高強度接着剤層５４であってもよい。

軟質接着剤層５２は、アクリル系の接着剤で形成された層であり、高強度接着剤層５４よりも弾性率が低い（弾性変形し易い）。また、高強度接着剤層５４は、エポキシ系の接着剤で形成された層であり、軟質接着剤層５２よりも破断強さおよび弾性率が高い。ただし、軟質接着剤層５２は、高強度接着剤層５４よりも弾性率が低い接着剤であれば、アクリル系の接着剤の層に限られない。同様に、高強度接着剤層５４は、軟質接着剤層５２よりも破断強さおよび弾性率が高い接着剤であれば、エポキシ系の接着剤の層に限られない。

オーバーレイ部７０は、シート状の部材であり、複合材料層３２のシート状部材であることが好ましい。オーバーレイ部７０は、金属体４０ａの端面４６と、翼部１０における接着剤層５０ａの表面５６と、積層体３０の接着端部２８からオーバーレイ端部２９までの表面とを覆い、これらの表面に接合されている。端面４６は、金属体４０ａの翼端部２２における方向Ｚ１側の端面である。オーバーレイ端部２９は、翼部１０における先端部２０と接着端部２８との間の箇所である。

さらに詳しくは、オーバーレイ部７０は、一方の端部７１が、金属体４０ａの端面４６上に設けられ、他方の端部７２が、積層体３０のオーバーレイ端部２９における表面上に設けられている。すなわち、オーバーレイ部７０は、金属体４０ａの端面４６から接着剤層５０ａの表面５６を経て、積層体３０の接着端部２８からオーバーレイ端部２９までの表面にわたって設けられ、それらを覆っている。ここで、オーバーレイ部７０は、積層体３０の表面を覆う領域の方向Ｚに沿った長さ（接着端部２８からオーバーレイ端部２９までの方向Ｚに沿った長さ）が、金属体４０ａの端面４６を覆う領域の方向Ｘに沿った長さ（一方の端部７１から切欠き部４９の底部４９Ａまでの方向Ｘに沿った長さ）よりも、長い。

以上説明したように、第２実施形態において、金属体４０ａには、切欠き部４９が設けられている。切欠き部４９は、ストレート部１４における金属体４０ａの表面４３において、切欠き開始部２７から翼端部２２にわたって設けられる。切欠き部４９は、切欠き開始部２７から翼端部２２に向かうに従って、深さが深くなる。第２実施形態に係る複合材料翼１ａでは、切欠き部４９を設けることで、金属体４０ａと積層体３０との接触箇所の端部において、金属体４０ａと積層体３０の接触による局部的な応力を低下させる。これにより、複合材料翼１ａは、この接触箇所の端部における積層体３０の応力集中を緩和する。従って、この複合材料翼１ａによると、積層体３０の破損を抑制することができる。

また、接着剤層５０ａは、翼部１０における積層体３０の表面であって、翼端部２２から接着端部２８にわたっても設けられている。接着剤層５０ａは、翼根部１２における切欠き開始部２７から翼端部２２に向かうに従って、厚みが大きくなり、翼部１０における翼端部２２から接着端部２８に向かうに従って、厚みが小さくなる。第２実施形態に係る複合材料翼１ａは、接着剤層５０ａの厚みがこのように傾斜することで、翼部１０と翼根部１２との間の剛性の不連続性を緩和して、積層体３０の破損を抑制することができる。

また、接着剤層５０ａは、ストレート部１４の翼端部２２側に設けられる軟質接着剤層５２と、ベアリング部１６に設けられる高強度接着剤層５４とを有する。軟質接着剤層５２は、高強度接着剤層５４より弾性率が低く、高強度接着剤層５４は、軟質接着剤層５２より破断強さおよび弾性率が高い。積層体３０は、ストレート部１４の翼端部２２側、すなわち金属体４０との接触箇所の端面付近において、局所的に高い応力が発生する。それに対し、第２実施形態に係る複合材料翼１ａは、弾性が高い軟質接着剤層５２をこのストレート部１４の翼端部２２側に設けることで、この局所応力を緩和することができる。また、複合材料翼１ａは、ベアリング部１６において高い面圧が作用する。複合材料翼１ａは、破断強さおよび弾性率が高い高強度接着剤層５４をこのベアリング部１６に設けることで、ベアリング部１６の強度低下を抑制することができる。このように、複合材料翼１ａは、軟質接着剤層５２と高強度接着剤層５４とを設けることで、ストレート部１４の局所応力を緩和しつつ、ベアリング部１６の強度低下を抑制することができる。

また、複合材料翼１ａは、オーバーレイ部７０を有する。オーバーレイ部７０は、シート状の部材である。オーバーレイ部７０は、金属体４０ａの端面４６から、翼端部２２から接着端部２８までの接着剤層５０ａの表面を経て、接着端部２８よりも先端部２０側における積層体３０の表面までを覆う。このオーバーレイ部７０は、金属体４０ａの端面４６と接着剤層５０ａの表面と積層体３０の表面とを連続して覆って接合されることで、方向Ｘから作用する力による接着剤層５０ａを剥離させる応力を緩和させることができる。

（第３実施形態）
次に、第３実施形態について説明する。第３実施形態においては、金属体４０ｂの構造が、第１実施形態とは異なる。第３実施形態において第１実施形態と構成が共通する箇所は、説明を省略する。

図６は、第３実施形態に係る複合材料翼の詳細な構成を示す模式図である。図６に示すように、複合材料翼１ｂは、金属体４０ｂを有する。金属体４０ｂは、ストレート部１４における表面４１に、減肉部８０が設けられている。減肉部８０は、本実施形態においては、表面４１に設けられた溝である。減肉部８０は、減肉開始部８２から翼端部２２までにわたって、表面４１に設けられる。減肉開始部８２は、翼端部２２と傾斜開始部２６との間の箇所である。減肉部８０は、減肉開始部８２から減肉（切欠き）が開始され、翼端部２２に向かって、方向Ｘに沿った深さが深くなる。減肉部８０の翼端部２２における方向Ｘにおける底部を、底部８４とする。底部８４は、表面４３と表面４１との間に位置している。すなわち、減肉部８０は、表面４１において、表面４３と表面４１との間の深さ（底部８４）まで減肉されており、減肉部８０が表面４３まで貫通していない。本実施形態においては、減肉部８０は、減肉開始部８２から翼端部２２までにわたって設けられる溝形状であるが、形状は任意である。減肉部８０は、ストレート部１４において表面４１から底部８４までにわたって設けられる開口であればよく、表面４３まで貫通しないことが好ましい。

ここで、減肉部８０の方向Ｚに沿った長さ、すなわち翼端部２２から減肉開始部８２までの方向Ｚに沿った長さを、長さＨ３とする。この場合、長さＨ３は、長さＨ１に対して、２５％以上８０％以下の長さであることが好ましい。長さＨ３をこの範囲とすることで、積層体３０の複合材料層３２の層間の応力が、圧縮方向から引張方向に切り替わる箇所に、減肉開始部８２を設け、引張方向の応力が発生している領域に、減肉部８０を設けることができる。これにより、局所応力をより好適に緩和することができる。

図７は、減肉部の一例を示す模式図である。図７に示すように、減肉部８０は、壁部８６を隔てて方向Ｙに沿って複数設けられていてもよい。ただし、減肉部８０は、減肉開始部８２から翼端部２２まで設けられた溝が、金属体４０ｂの方向Ｙに沿った両端にわたって延在した形状となっていてもよい。

以上説明したように、第３実施形態に係る複合材料翼１ｂは、金属体４０ｂが、減肉部８０を有する。減肉部８０は、金属体４０ｂのストレート部１４における表面４１において、表面４１と表面４３との間の深さまで減肉された開口(溝)である。積層体３０は、ストレート部１４において、金属体４０との接触箇所の端面付近において、局所的に高い応力が発生する。それに対し、複合材料翼１ｂは、金属体４０ｂの積層体３０と反対側の表面４１を減肉している。これにより、複合材料翼１ｂは、ストレート部１４における金属体４０の剛性を低下させ、金属体４０ｂとの接触箇所の端面付近の局所応力を緩和することができる。

また、減肉部８０は、減肉開始部８２から翼端部２２にわたって設けられ、減肉開始部８２から翼端部２２に向かうに従って深さが深くなる溝である。この複合材料翼１ｂは、金属体４０ｂの積層体３０と反対側の表面４１を、翼端部２２に向かうに従って減肉深さを深くしている。これにより、この複合材料翼１ｂは、金属体４０ｂとの接触箇所の端面付近の局所応力をより適切に緩和することができる。

（実施例）
次に、実施例について説明する。図８は、実施例に係る応力分布を示した図である。実施例は、第１実施形態に係る複合材料翼１のモデルを用いて、方向Ｚ１に向けた遠心力が働き、翼根部１２がタービンディスク２の溝部１００に拘束された状態における応力分布を解析したものである。図８に示すように、複合材料翼１のモデルにおいて、遠心力Ｆを作用させた場合、領域Ａｒ１においては、積層体３０の複合材料層３２の層間の応力が、引張方向に作用している。そして、領域Ａｒ２においては、積層体３０の複合材料層３２の層間の応力が、圧縮方向に作用している。領域Ａｒ１は、翼端部２２からストレート部１４の真中付近の箇所までの領域である。領域Ａｒ２は、ストレート部１４の真中付近の箇所からベアリング部１６にわたる領域である。すなわち、実施例によると、ストレート部１４の真中付近において、積層体３０の複合材料層３２の層間の応力が、圧縮方向から引張方向に切り替わることが分かる。従って、第３実施形態に記載した長さＨ３を、長さＨ１に対して、２５％以上８０％以下の長さとすることで、引張方向の応力が発生している領域に、減肉部８０を適切に設けられることが分かる。

以上、本発明の実施形態を説明したが、この実施形態の内容により実施形態が限定されるものではない。また、前述した構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のもの、いわゆる均等の範囲のものが含まれる。さらに、前述した構成要素は適宜組み合わせることが可能である。さらに、前述した実施形態の要旨を逸脱しない範囲で構成要素の種々の省略、置換又は変更を行うことができる。

１ 複合材料翼
２ タービンディスク
１０ 翼部
１２ 翼根部
１４ ストレート部
１６ ベアリング部
２０ 先端部
２２ 翼端部
２４ 末端部
３０ 積層体
３２ 複合材料層
３４ 樹脂
３６ 強化繊維
４０、４０Ａ、４０Ｂ 金属体
５０、５０Ａ、５０Ｂ 接着剤層
Ａｘ 中心軸

Claims (8)

1. 長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼根部と、を有する複合材料翼であって、
   強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体と、前記翼根部に設けられる金属体と、
   前記金属体と前記積層体との間に設けられ、前記金属体と前記積層体とを接合する接着剤層とを有し、
   前記積層体は、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記ベアリング部における前記積層体と反対側の表面の前記長手方向に対する角度が、前記ベアリング部における前記積層体側の表面の前記長手方向に対する角度よりも、大きく、
   前記接着剤層は、前記ストレート部の前記翼端部側に設けられる軟質接着剤層と、前記ベアリング部に設けられる高強度接着剤層とを有し、前記高強度接着剤層は、前記軟質接着剤層より破断強さ及び弾性率が高い、複合材料翼。
2. 長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼根部と、を有する複合材料翼であって、
   強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体と、前記翼根部に設けられる金属体と、
   前記金属体と前記積層体との間に設けられ、前記金属体と前記積層体とを接合する接着剤層とを有し、
   前記積層体は、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記ベアリング部における前記積層体と反対側の表面の前記長手方向に対する角度が、前記ベアリング部における前記積層体側の表面の前記長手方向に対する角度よりも、大きく、
   前記金属体は、ストレート部における前記接着剤層側の表面において、前記傾斜開始部と前記翼端部との間の切欠き開始部から前記翼端部にわたって設けられ、前記切欠き開始部から前記翼端部に向かうに従って深さが深くなる切欠き部が設けられる、複合材料翼。
3. 前記接着剤層は、前記翼部における前記積層体の表面であって、前記翼端部から、前記翼部の前記翼端部とは反対側の先端部と前記翼端部との間の接着端部にわたっても設けられており、前記翼根部における切欠き開始部から前記翼端部に向かうに従って、厚みが大きくなり、前記翼部における前記翼端部から前記接着端部に向かうに従って、厚みが小さくなる、請求項２に記載の複合材料翼。
4. 前記翼端部における前記金属体の端面から、前記翼端部から前記接着端部までの前記接着剤層の表面を経て、前記接着端部よりも前記先端部側における前記積層体の表面までを覆うシート状の部材であるオーバーレイ部をさらに有する、請求項３に記載の複合材料翼。
5. 前記金属体は、前記ストレート部における前記積層体と反対側の表面において、前記積層体と反対側の表面と前記積層体側の表面との間の位置の深さまで減肉された減肉部を有する、請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の複合材料翼。
6. 長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼根部と、を有する複合材料翼であって、
   強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体と、前記翼根部に設けられる金属体とを有し、
   前記積層体は、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在し、
   前記金属体は、前記ベアリング部における前記積層体と反対側の表面の前記長手方向に対する角度が、前記ベアリング部における前記積層体側の表面の前記長手方向に対する角度よりも、大きく、
   前記金属体は、前記ストレート部における前記積層体と反対側の表面において、前記積層体と反対側の表面と前記積層体側の表面との間の位置の深さまで減肉された減肉部を有し、
   前記減肉部は、前記傾斜開始部と前記翼端部との間の減肉開始部から前記翼端部にわたって設けられ、前記減肉開始部から前記翼端部に向かうに従って深さが深くなる溝である、複合材料翼。
7. 前記翼根部は、長手方向に沿って延在するストレート溝部と、前記ストレート溝部の端部に接続され、前記ストレート溝部の端部から離れるに従って、前記ストレート溝部の中心軸から離れる方向に広がるベアリング溝部と、を有するタービンディスクに取付けられ、前記ストレート部が、前記ストレート溝部内に配置され、前記ベアリング部が、前記ベアリング溝部内に配置される、請求項１から請求項６のいずれか１項に記載の複合材料翼。
8. 長手方向に延在する翼部と、前記翼部との接続位置である翼端部から、前記翼端部と末端部との間の位置である傾斜開始部までの部位のストレート部、及び、前記傾斜開始部から前記末端部までの部位のベアリング部を有する翼根部と、を有する複合材料翼の製造方法であって、
   強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を積層して形成され前記翼部から前記翼根部にわたって設けられる積層体を形成する積層体形成ステップと、前記翼根部に設けられる金属体を形成する金属体形成ステップと、前記積層体と前記金属体を接着剤層によって接合する接合ステップと、を有し、
   前記積層体形成ステップにおいて、前記積層体が、前記翼部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記翼根部の前記翼部と反対側の末端部に向かうに従って、前記翼部の前記長手方向に沿った中心軸から離れる方向に傾斜して延在するように、前記積層体を形成し、
   前記金属体形成ステップにおいて、前記金属体が、前記翼根部における前記積層体の一方の表面及び他方の表面に設けられ、前記ストレート部において、前記長手方向に沿って延在し、前記ベアリング部において、前記末端部に向かうに従って前記中心軸から離れる方向に傾斜して延在するように、前記金属体を形成し、
   前記金属体形成ステップにおいて、前記金属体の、前記ベアリング部における前記積層体と反対側の表面の前記長手方向に対する角度が、前記ベアリング部における前記積層体側の表面の前記長手方向に対する角度よりも、大きくなるように、前記金属体を形成し、
   前記接着剤層は、前記ストレート部の前記翼端部側に設けられる軟質接着剤層と、前記ベアリング部に設けられる高強度接着剤層とを有し、前記高強度接着剤層は、前記軟質接着剤層より破断強さ及び弾性率が高い、複合材料翼の製造方法。