JPH06272506A - ガスタービンの中空翼 - Google Patents
ガスタービンの中空翼Info
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- JPH06272506A JPH06272506A JP6182293A JP6182293A JPH06272506A JP H06272506 A JPH06272506 A JP H06272506A JP 6182293 A JP6182293 A JP 6182293A JP 6182293 A JP6182293 A JP 6182293A JP H06272506 A JPH06272506 A JP H06272506A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 中空翼の剛性、耐振動性、異物衝突時の耐性
などが向上することを目的とする。 【構成】 外板に接合されたコアが中空部内に超塑性成
形されコアにより強度が保持されるガスタービンの中空
翼におけるコアの外板に接合された近傍に突起部を設け
て構成する。
などが向上することを目的とする。 【構成】 外板に接合されたコアが中空部内に超塑性成
形されコアにより強度が保持されるガスタービンの中空
翼におけるコアの外板に接合された近傍に突起部を設け
て構成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、航空機における推進な
どに適用されるガスタービンの中空翼に関する。
どに適用されるガスタービンの中空翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図７は航空機における推進などに使用さ
れている従来のガスタービンの中空翼の説明図である。
図において、本中空翼は軽量化のために中空化されて中
空部には超塑性成形（Super Plastic Forming ＝ＳＰ
Ｆ）により成形されたコアを有しており、同図（ａ）は
成形前、同図（ｂ）は、成形途中、同図（ｃ）は成形後
のコアをそれぞれ示す。中空部にＳＰＦによりコアを成
形する場合は、予め翼背側の外板３と翼背側のコア７、
翼腹側の外板４と翼腹側のコア８とを互いに外板３，４
の突起部とコア７，８とで拡散接合（Diffusion Bondin
g ＝ＤＢ）などで接合しておき、翼前縁のスペーサ５と
翼後縁のスペーサ６とを挟んで上型１と下型２との間に
組込む。そして、上型１、下型２をＳＰＦ温度まで加熱
し、翼背側のコア７および翼腹側のコア８間を真空引き
することにより一体化し、翼背側の外板３と翼背側のコ
ア７との間および翼腹側の外板４と翼腹側のコア８との
間にArガス等の不活性ガスを導入して膨ませることによ
り中空部に波形状コアを有した中空翼が形成される。成
形前における翼背側のコア７及び翼腹側のコア８は一定
の板厚で、成形後は同図（ｄ）に示すようにＳＰＦによ
り一体化されたコア７，８に成形前の１／４〜１／５に
なる薄肉部ｆが形成される。
れている従来のガスタービンの中空翼の説明図である。
図において、本中空翼は軽量化のために中空化されて中
空部には超塑性成形（Super Plastic Forming ＝ＳＰ
Ｆ）により成形されたコアを有しており、同図（ａ）は
成形前、同図（ｂ）は、成形途中、同図（ｃ）は成形後
のコアをそれぞれ示す。中空部にＳＰＦによりコアを成
形する場合は、予め翼背側の外板３と翼背側のコア７、
翼腹側の外板４と翼腹側のコア８とを互いに外板３，４
の突起部とコア７，８とで拡散接合（Diffusion Bondin
g ＝ＤＢ）などで接合しておき、翼前縁のスペーサ５と
翼後縁のスペーサ６とを挟んで上型１と下型２との間に
組込む。そして、上型１、下型２をＳＰＦ温度まで加熱
し、翼背側のコア７および翼腹側のコア８間を真空引き
することにより一体化し、翼背側の外板３と翼背側のコ
ア７との間および翼腹側の外板４と翼腹側のコア８との
間にArガス等の不活性ガスを導入して膨ませることによ
り中空部に波形状コアを有した中空翼が形成される。成
形前における翼背側のコア７及び翼腹側のコア８は一定
の板厚で、成形後は同図（ｄ）に示すようにＳＰＦによ
り一体化されたコア７，８に成形前の１／４〜１／５に
なる薄肉部ｆが形成される。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記のように、従来の
ガスタービンの中空翼においては中空部内のコア７，８
に薄肉部が形成されるため、中空翼の剛性、耐振動性、
異物衝突時の耐性などが低下する。
ガスタービンの中空翼においては中空部内のコア７，８
に薄肉部が形成されるため、中空翼の剛性、耐振動性、
異物衝突時の耐性などが低下する。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ンの中空翼は上記課題の解決を目的にしており、外板に
接合されたコアが中空部内に超塑性成形され上記コアに
より強度が保持されるガスタービンの中空翼において、
上記コアの上記外板に接合された近傍に突起部を設けた
構成を特徴とする。
ンの中空翼は上記課題の解決を目的にしており、外板に
接合されたコアが中空部内に超塑性成形され上記コアに
より強度が保持されるガスタービンの中空翼において、
上記コアの上記外板に接合された近傍に突起部を設けた
構成を特徴とする。
【０００５】
【作用】即ち、本発明に係るガスタービンの中空翼にお
いては、外板に接合されたコアが中空部内に超塑性成形
されコアにより強度が保持されるガスタービンの中空翼
におけるコアの外板に接合された近傍に突起部が設けら
れており、中空部内でコアが超塑性成形される初期に大
変形を起こし易いコアの外板との接合部近傍に突起を設
けてコアを厚くすることによりコアが局部的に大変形を
起こし難くなって中空部内におけるコアに薄肉部が形成
されない。
いては、外板に接合されたコアが中空部内に超塑性成形
されコアにより強度が保持されるガスタービンの中空翼
におけるコアの外板に接合された近傍に突起部が設けら
れており、中空部内でコアが超塑性成形される初期に大
変形を起こし易いコアの外板との接合部近傍に突起を設
けてコアを厚くすることによりコアが局部的に大変形を
起こし難くなって中空部内におけるコアに薄肉部が形成
されない。
【０００６】
【実施例】図１乃至図４は本発明の一実施例に係るガス
タービンの中空翼の説明図である。図において、本実施
例に係るガスタービンの中空翼は航空機における推進な
どに使用されるガスタービンの中空翼で、軽量化のため
に中空化されて中空部には超塑性成形（Super Plastic
Forming ＝ＳＰＦ）により成形されたコアを有してお
り、図１（ａ）は成形前、同図（ｂ）は成形途中、同図
（ｃ）は成形後のコアをそれぞれ示す。中空部にＳＰＦ
によりコアを成形する場合は、予め翼背側の外板３と翼
背側のコア１３、翼腹側の外板４と翼腹側のコア１４と
を互いに外板３，４の突起部とコア１３，１４とで拡散
接合（Diffusion Bonding ＝ＤＢ）などで接合してお
き、翼前縁のスペーサ５と翼後縁のスペース６とを挟ん
で上型１と下型２との間に組込む。スペーサ５，６には
穴が開けられてパイプ１６が溶接等によりスペーサ５，
６に取付けられており、パイプ１６を介して真空引きを
することにより翼背側のコア７と翼腹側のコア８とが超
塑性変形して拡散接合により一体化される。また、翼背
側の外板３及び翼腹側の外板４にはスリットが設けられ
ており、パイプ１７，１８が溶接等で取付けられてい
る。上型１、下型２をＳＰＦ温度まで加熱し、翼背側の
コア１３および翼腹側のコア１４間を真空引きすること
によりコア１３，１４を一体化させるとともに、翼背側
の外板３と翼背側のコア１３との間および翼腹側の外板
４と翼腹側のコア１４との間にパイプ１７，１８を介し
てArガス等の不活性ガスを導入して膨ませることによ
り、中空部に波形状のコア１３，１４を有する中空翼が
形成される。本中空翼においては図２（ａ）に示すよう
に翼背側のコア１３及び翼腹側のコア１４は一定の板厚
ではなく、外板３，４との接合部近傍にケミカルミーリ
ングなどにより直径７ｍｍ，高さ１ｍｍ程度の突起部１
３Ｔ，１４Ｔが設けられており、成形後は同図（ｂ）に
示すように薄肉部のないコアが形成されるようになって
いる。なお、突起部１３Ｔ，１４Ｔはケミカルミーリン
グの外、エンドミルによる機械加工、型鍛造、ロール鍛
造などにより設けてもよい。コアが形成された後、図３
に示すように翼先端部、翼前縁後縁部、翼根部などを機
械加工して中空翼を完成する。
タービンの中空翼の説明図である。図において、本実施
例に係るガスタービンの中空翼は航空機における推進な
どに使用されるガスタービンの中空翼で、軽量化のため
に中空化されて中空部には超塑性成形（Super Plastic
Forming ＝ＳＰＦ）により成形されたコアを有してお
り、図１（ａ）は成形前、同図（ｂ）は成形途中、同図
（ｃ）は成形後のコアをそれぞれ示す。中空部にＳＰＦ
によりコアを成形する場合は、予め翼背側の外板３と翼
背側のコア１３、翼腹側の外板４と翼腹側のコア１４と
を互いに外板３，４の突起部とコア１３，１４とで拡散
接合（Diffusion Bonding ＝ＤＢ）などで接合してお
き、翼前縁のスペーサ５と翼後縁のスペース６とを挟ん
で上型１と下型２との間に組込む。スペーサ５，６には
穴が開けられてパイプ１６が溶接等によりスペーサ５，
６に取付けられており、パイプ１６を介して真空引きを
することにより翼背側のコア７と翼腹側のコア８とが超
塑性変形して拡散接合により一体化される。また、翼背
側の外板３及び翼腹側の外板４にはスリットが設けられ
ており、パイプ１７，１８が溶接等で取付けられてい
る。上型１、下型２をＳＰＦ温度まで加熱し、翼背側の
コア１３および翼腹側のコア１４間を真空引きすること
によりコア１３，１４を一体化させるとともに、翼背側
の外板３と翼背側のコア１３との間および翼腹側の外板
４と翼腹側のコア１４との間にパイプ１７，１８を介し
てArガス等の不活性ガスを導入して膨ませることによ
り、中空部に波形状のコア１３，１４を有する中空翼が
形成される。本中空翼においては図２（ａ）に示すよう
に翼背側のコア１３及び翼腹側のコア１４は一定の板厚
ではなく、外板３，４との接合部近傍にケミカルミーリ
ングなどにより直径７ｍｍ，高さ１ｍｍ程度の突起部１
３Ｔ，１４Ｔが設けられており、成形後は同図（ｂ）に
示すように薄肉部のないコアが形成されるようになって
いる。なお、突起部１３Ｔ，１４Ｔはケミカルミーリン
グの外、エンドミルによる機械加工、型鍛造、ロール鍛
造などにより設けてもよい。コアが形成された後、図３
に示すように翼先端部、翼前縁後縁部、翼根部などを機
械加工して中空翼を完成する。
【０００７】従来のガスタービンの中空翼においては中
空部におけるコアに薄肉部ｆが形成されるため、中空翼
の剛性、耐振動性、異物衝突時における耐性などが低下
している。このコア１３，１４に薄肉部が形成されるの
は翼背側の外板３又は翼腹側の外板４とコア１３，１４
との接合部近傍でコア１３，１４が成形される初期に大
変形するためであり、本ガスタービンの中空翼において
はその大変形を起こし易い翼背側の外板３および翼腹側
の外板４とコア１３，１４との接合部近傍のコア１３，
１４に、突起部１３Ｔ，１４Ｔをケミカルミーリング等
により加工して厚くすることによりコア１３，１４が局
部的な大変形を起こし難くなり、成形後に薄肉部のない
コア１３，１４が形成される。図４はこのようなコア１
３，１４の強度試験結果を示しており、図における符号
は従来例におけるコアの試験片、は本実施例におけ
るコアの試験片である。試験方法は試験片１，２の左右
端をチャックキングして引張ることにより繰返し荷重を
与える引張り疲労試験である。試験結果から判断して従
来例におけるコアよりも本実施例におけるコアの方が疲
労強度に優れていることが判り、特に１０5 回以上では
約２倍に疲労強度が向上する。このようにコアに薄肉部
が形成されないので、本中空翼は剛性、耐振動性、異物
衝突時における耐性などが向上している。
空部におけるコアに薄肉部ｆが形成されるため、中空翼
の剛性、耐振動性、異物衝突時における耐性などが低下
している。このコア１３，１４に薄肉部が形成されるの
は翼背側の外板３又は翼腹側の外板４とコア１３，１４
との接合部近傍でコア１３，１４が成形される初期に大
変形するためであり、本ガスタービンの中空翼において
はその大変形を起こし易い翼背側の外板３および翼腹側
の外板４とコア１３，１４との接合部近傍のコア１３，
１４に、突起部１３Ｔ，１４Ｔをケミカルミーリング等
により加工して厚くすることによりコア１３，１４が局
部的な大変形を起こし難くなり、成形後に薄肉部のない
コア１３，１４が形成される。図４はこのようなコア１
３，１４の強度試験結果を示しており、図における符号
は従来例におけるコアの試験片、は本実施例におけ
るコアの試験片である。試験方法は試験片１，２の左右
端をチャックキングして引張ることにより繰返し荷重を
与える引張り疲労試験である。試験結果から判断して従
来例におけるコアよりも本実施例におけるコアの方が疲
労強度に優れていることが判り、特に１０5 回以上では
約２倍に疲労強度が向上する。このようにコアに薄肉部
が形成されないので、本中空翼は剛性、耐振動性、異物
衝突時における耐性などが向上している。
【０００８】図５および図６は本発明の他の実施例に係
るガスタービンの中空翼の説明図である。図において、
本実施例に係るガスタービンの中空翼は航空機における
推進などに使用されるガスタービンの中空翼で、軽量化
のために中空化されて中空部には超塑性成形ＳＰＦによ
り形成されたコアを有しており、図５（ａ）は成形前、
同図（ｂ）は成形途中、同図（ｃ）は成形後のコアをそ
れぞれ示す。中空部にＳＰＦによりコアを成形する場合
は、予め翼背側の外板９と翼腹側の外板１０とにそれぞ
れ間欠的にストップオフ剤（離型剤）１２を塗布してコ
ア１５を挟み、拡散接合ＤＢなどで接合することにより
翼外板９，１０はストップオフ剤１２が塗布されていな
い箇所のみがコア１５と接合される。なお、ストップオ
フ剤１２には二硫化モリブデンを含まないコロイダルグ
ラファイト、窒化ボロン等を使用する。この状態で上型
１と下型２との間に組込んで上型１、下型２をＳＰＦ温
度まで加熱し、ストップオフ剤１２を塗布した翼背側の
外板３とコア１５と翼腹側の外板４との間にArガス等の
不活性ガスを導入して膨ませることにより、中空部に波
形状のコア１５を有した中空翼が形成される。本中空翼
においては図６（ａ）に示すようにコア１５は一定の板
厚ではなく、外板３，４との接合部近傍にケミカルミー
リングなどにより突起部１５Ｔが設けられており、成形
後は同図（ｂ）に示すように薄肉部のないコア１５が形
成されるようになっている。なお、突起部１５Ｔはケミ
カルミーリングの外、エンドミルによる機械加工、型鍛
造、ロール鍛造などにより設けてもよい。これにより、
本ガスタービンの中空翼においても上記実施例に係るガ
スタービンの中空翼と同様の作用および効果を得ること
ができる。
るガスタービンの中空翼の説明図である。図において、
本実施例に係るガスタービンの中空翼は航空機における
推進などに使用されるガスタービンの中空翼で、軽量化
のために中空化されて中空部には超塑性成形ＳＰＦによ
り形成されたコアを有しており、図５（ａ）は成形前、
同図（ｂ）は成形途中、同図（ｃ）は成形後のコアをそ
れぞれ示す。中空部にＳＰＦによりコアを成形する場合
は、予め翼背側の外板９と翼腹側の外板１０とにそれぞ
れ間欠的にストップオフ剤（離型剤）１２を塗布してコ
ア１５を挟み、拡散接合ＤＢなどで接合することにより
翼外板９，１０はストップオフ剤１２が塗布されていな
い箇所のみがコア１５と接合される。なお、ストップオ
フ剤１２には二硫化モリブデンを含まないコロイダルグ
ラファイト、窒化ボロン等を使用する。この状態で上型
１と下型２との間に組込んで上型１、下型２をＳＰＦ温
度まで加熱し、ストップオフ剤１２を塗布した翼背側の
外板３とコア１５と翼腹側の外板４との間にArガス等の
不活性ガスを導入して膨ませることにより、中空部に波
形状のコア１５を有した中空翼が形成される。本中空翼
においては図６（ａ）に示すようにコア１５は一定の板
厚ではなく、外板３，４との接合部近傍にケミカルミー
リングなどにより突起部１５Ｔが設けられており、成形
後は同図（ｂ）に示すように薄肉部のないコア１５が形
成されるようになっている。なお、突起部１５Ｔはケミ
カルミーリングの外、エンドミルによる機械加工、型鍛
造、ロール鍛造などにより設けてもよい。これにより、
本ガスタービンの中空翼においても上記実施例に係るガ
スタービンの中空翼と同様の作用および効果を得ること
ができる。
【０００９】
【発明の効果】本発明に係るガスタービンの中空翼は前
記のように構成されており、中空部内におけるコアに薄
肉部が形成されないので、中空翼の剛性、耐振動性、異
物衝突時の耐性などが向上する。
記のように構成されており、中空部内におけるコアに薄
肉部が形成されないので、中空翼の剛性、耐振動性、異
物衝突時の耐性などが向上する。
【図１】図１は本発明の一実施例に係るガスタービンの
中空翼の断面図である。
中空翼の断面図である。
【図２】図２（ａ）は図１（ａ）におけるＡ部詳細図、
図２（ｂ）は図１（ａ）におけるｂ−ｂ矢視図、図２
（ｃ）は図１（ｃ）におけるＢ部詳細図である。
図２（ｂ）は図１（ａ）におけるｂ−ｂ矢視図、図２
（ｃ）は図１（ｃ）におけるＢ部詳細図である。
【図３】図３（ａ）は上記中空翼の斜視図、同図（ｂ）
は同図（ａ）におけるｂ−ｂ断面図である。
は同図（ａ）におけるｂ−ｂ断面図である。
【図４】図４はこれらの作用説明図である。
【図５】図５は本発明の他の実施例に係るガスタービン
の中空翼の断面図である。
の中空翼の断面図である。
【図６】図６（ａ）は図５（ａ）におけるＣ部詳細図、
図６（ｂ）は図５（ｃ）におけるＤ部詳細図である。
図６（ｂ）は図５（ｃ）におけるＤ部詳細図である。
【図７】図７は従来のガスタービンの中空翼の断面図で
ある。
ある。
１ 上型 ２ 下型 ３ 翼背側の外板 ４ 翼腹側の外板 ５ 翼前縁のスペーサ ６ 翼後縁のスペーサ １２ ストップオフ剤（離型剤） １３ 突起部付き翼背側のコア １３Ｔ 突起部 １４ 突起部付き翼腹側のコア １４Ｔ 突起部 １５ 突起部付きコア １５Ｔ 突起部 １６ パイプ １７ パイプ １８ パイプ
Claims (1)
- 【請求項１】 外板に接合されたコアが中空部内に超塑
性成形され上記コアにより強度が保持されるガスタービ
ンの中空翼において、上記コアの上記外板に接合された
近傍に突起部を設けたことを特徴とするガスタービンの
中空翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6182293A JP2966684B2 (ja) | 1993-03-22 | 1993-03-22 | ガスタービンの中空翼製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6182293A JP2966684B2 (ja) | 1993-03-22 | 1993-03-22 | ガスタービンの中空翼製造方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06272506A true JPH06272506A (ja) | 1994-09-27 |
| JP2966684B2 JP2966684B2 (ja) | 1999-10-25 |
Family
ID=13182165
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6182293A Expired - Fee Related JP2966684B2 (ja) | 1993-03-22 | 1993-03-22 | ガスタービンの中空翼製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2966684B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7281901B2 (en) | 2004-12-29 | 2007-10-16 | Caterpillar Inc. | Free-form welded power system component |
| EP3017894A1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-05-11 | Rolls-Royce plc | Manufacturing method |
-
1993
- 1993-03-22 JP JP6182293A patent/JP2966684B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7281901B2 (en) | 2004-12-29 | 2007-10-16 | Caterpillar Inc. | Free-form welded power system component |
| EP3017894A1 (en) * | 2014-11-05 | 2016-05-11 | Rolls-Royce plc | Manufacturing method |
| US10415393B2 (en) | 2014-11-05 | 2019-09-17 | Rolls-Royce Plc | Manufacturing method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2966684B2 (ja) | 1999-10-25 |
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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: 19990713 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |