JPH09189202A - ガスタービン用の部分的に金属製の翼 - Google Patents

ガスタービン用の部分的に金属製の翼

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JPH09189202A
JPH09189202A JP8246768A JP24676896A JPH09189202A JP H09189202 A JPH09189202 A JP H09189202A JP 8246768 A JP8246768 A JP 8246768A JP 24676896 A JP24676896 A JP 24676896A JP H09189202 A JPH09189202 A JP H09189202A
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Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】軽量の耐衝撃性ガスタービン翼、例えば航空機
エンジンファン翼を提供する。 【解決手段】ガスタービン翼１１０が金属製中実部１１
４と、複合材または構造的／シンタクティックフォーム
（泡）製の多数のセグメント１１６と、複数の金属製中
実けた１１８とを有し、これらは全て一緒に取付けられ
て翼形部１２４を形成する。中実部は前縁１２６と翼端
１３６と後縁１２８とを含む。セグメントは共に前縁と
翼端と後縁の近辺で中実部により部分的に境される。中
実けたはセグメントを分離しかつそれらに取付けられ
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は一般的にはガスタービン
に関し、特に、ガスタービン用の部分的に金属製の翼に
関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンはガスタービン発電装置と
航空機用ガスタービンエンジンを包含するがこれらに限
定されない。ガスタービンにはコアエンジンが含まれ、
それに入る空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃料と圧縮
空気の混合物を燃やして推進用ガス流を生成する燃焼器
と、推進用ガス流により回転する高圧タービンとを有
し、高圧タービンは比較的大径の軸に連結されて高圧圧
縮機を駆動する。典型的な前ファン付きガスタービン航
空機エンジンには低圧タービン（高圧タービンの後方に
配置）が追加され、同軸の小径軸に連結されて前ファン
（高圧圧縮機の前方に配置）を駆動するとともに任意の
低圧圧縮機（前ファンと高圧圧縮機との間に配置）を駆
動する。低圧圧縮機は時々ブースタ圧縮機または単にブ
ースタと呼ばれる。
【０００３】ファンと、高圧と低圧の圧縮機とタービン
はガスタービン翼を有し、各翼には翼形部が含まれ、シ
ャンク部に取付けられている。動翼は回転するガスター
ビンロータディスクに取付けたガスタービン翼である。
静翼は回転しないガスタービンステータケーシングに取
付けたガスタービン翼である。通例、半径方向外方に延
在する動翼の周方向列と、半径方向内方に延在する静翼
の周方向列とが交互に存在する。最初および（または）
最後の列の静翼（入口および出口案内翼とも呼ばれる）
が存在する場合、それらの半径方向内端も回転しないガ
スタービンステータケーシングに取付け得る。逆転する
「ステータ」ベーン（静翼）も知られている。従来のガ
スタービン翼設計は通例、全体的に金属製例えばチタン
製あるいは全体的に複合材製の翼形部を有する。「複合
材」は任意の（金属または非金属）マトリックス結合剤
に埋め込んだ任意の（金属または非金属）繊条を有する
材料と定義される。ただし、「複合材」という用語は金
属マトリックスに埋め込んだ金属繊維を包含しない。
「金属」という用語は合金を包含する。複合材の一例
は、エポキシ樹脂に埋め込んだ黒鉛繊条を有する材料で
ある。全体が金属製の翼は高価な幅広翼弦中空翼を含む
ものであり、比較的重く、その結果燃料性能が低下しそ
して比較的頑丈な翼取付部が必要になる。これに対し、
比較的軽い全体が複合材製の翼は鳥の衝突により比較的
多くの反応・破損を起こす。公知の混成翼は、前縁が壊
食と鳥の衝撃に対して金属により保護されている複合材
翼を包含する。ファン翼は通例、航空機用ガスタービン
エンジン内で最大の（従って最も重い）翼であり、そし
て前ファン翼は鳥の衝突により衝撃を受ける最初の翼で
ある。必要なものは、比較的軽量でかつ鳥の衝突による
損傷に比較的良く耐えるガスタービン翼、特にガスター
ビンファン翼である。
【０００４】
【発明の目的】本発明の目的は部分的に金属製のガスタ
ービン翼を提供することである。
【０００５】
【発明の概要】本発明のガスタービン翼はシャンク部
と、中実部と、多数の相隔たるセグメントと、少なくと
も２つの中実けたとを含み、中実部とセグメントと中実
けたは一緒に取付けられて翼形部を形成している。翼形
部は前縁と後縁と圧力側と吸引側と翼根と翼端と半径方
向軸線とを含み、圧力側と吸引側は前後両縁において互
いに結合されて翼形を画成し、この翼形は翼弦線と厚さ
方向を有する。翼根はシャンク部に取付けられている。
中実部と中実けたは本質的に金属材料からなり、そして
セグメントは本質的に複合材、構造的フォーム（泡）お
よび（または）シンタクティックフォームからなる。中
実部は、翼端に近接しかつ同翼端を含んで前縁から後縁
まで、そして前縁と後縁に近接しかつ両縁を含んで翼根
から翼端まで圧力側と吸引側を部分的に含んでいる。セ
グメントは共に翼端と前縁と後縁の近辺で中実部により
部分的に境されている。中実けたはセグメントを分離し
かつそれらに取付けられている。
【０００６】本発明のガスタービン翼から様々な利点が
得られる。翼の翼形部の中実部は、本質的に金属からな
るので、翼例えば航空機ファン翼の鳥の衝突による衝撃
破損を最も起こしやすい部位において鳥の衝突による破
損に対する耐性をもたらす。翼の翼形部のセグメント
は、本質的に複合材、構造的フォームおよび（または）
シンタクティックフォームからなるので、翼例えば航空
機ファン翼の鳥の衝撃破損を最も起こし難い部位におい
て重量を低減する。このようなセグメントはまた修理し
やすい。翼の翼形部の中実けたは、本質的に金属からな
るので、翼に追加的な曲げ剛性とねじり剛性を与えると
ともに、鳥の衝突による翼衝撃中エネルギーを散逸させ
ることにより割れ・離層抑止手段として作用する。
【０００７】
【実施例の記載】添付図面は本発明の様々な好適実施例
を示し、全図を通じて同符号は同要素を表す。図１と図
２は本発明のガスタービン翼の第１好適実施例１１０の
概略を示す。ガスタービン翼１１０はシャンク部１１２
と、中実部１１４と、多数の相隔たるセグメント１１６
と、複数の中実けた１１８とを含んでいる。通例、シャ
ンク部１１２は翼台１２０とダブテール１２２とを有
し、翼台１２０は空気流の半径方向支承を助け、ダブテ
ール１２２はロータディスク（図示せず）に取付けられ
る。中実部１１４とセグメント１１６と中実けた１１８
は一緒に取付けられて翼形部１２４を形成している。
【０００８】翼形部１２４は前縁１２６と後縁１２８と
圧力（凹形）側１３０と吸引（凸形）側１３２と翼根１
３４と翼端１３６と半径方向軸線１３８とを有する。圧
力側１３０と吸引側１３２は前後両縁１２６、１２８に
おいて互いに結合されて翼形を画成し、この翼形は前縁
１２６から後縁１２８まで延在する翼弦線１４０を有
し、また翼弦線１４０と直交しそして圧力側１３０から
吸引側１３２に延びる厚さ方向１４２を有する。翼根１
３４はシャンク部１１２に取付けられている。半径方向
軸線１３８は翼端１３６に向かって外方にかつ翼根１３
４に向かって内方に延在する。
【０００９】中実部１１４は本質的に金属材料からな
り、そして好ましくは金属材料からなる。「金属」とい
う用語は合金を包含する。好ましくは中実部１１４は一
体の金属部である。一実施例において、金属材料は本質
的に（そして好ましくは完全に）チタンからなる。金属
材料として選択し得る他のものは、例えば、アルミニウ
ム、コバルト、ニッケルまたは鋼であるが、これらに限
定されない。中実部１１４は、翼端１３６に近接しかつ
同翼端を含んで前縁１２６から後縁１２８まで、そして
前縁１２６と後縁１２８に近接しかつ両縁を含んで翼根
１３４から翼端１３６まで圧力側１３０と吸引側１３２
を部分的に含んでいる。このような中実部１１４は翼端
摩擦保護の改善に役立つ金属翼端１３６を形成すること
に注意されたい。
【００１０】セグメントは本質的に（そして好ましくは
完全に）、複合材と構造的フォーム（泡）とシンタクテ
ィックフォームとそれらの混合物とからなる部類から選
択された材料からなる。「複合材」という用語は任意の
（金属または非金属）マトリックス結合剤に埋め込んだ
任意の（金属または非金属）繊条を有する材料と定義さ
れる。ただし、「複合材」という用語は金属マトリック
スに埋め込んだ金属繊維（すなわち繊条）を包含しな
い。好ましくは、セグメント１１６が複合材セグメント
の時、このような複合材セグメントは複合材の個別薄層
の集積物である。一実施例において、複合材料は本質的
に（そして好ましくは完全に）、エポキシ（すなわちエ
ポキシ樹脂）マトリックス結合剤に埋め込んだ炭素繊条
からなる。複合材料として選択し得る他のものは、繊維
ビスマレイミド、繊維ポリイミド、および他の繊維エポ
キシ熱硬化性または熱可塑性樹脂およびそれらの混合物
を包含するが、これらに限定されない。繊条率と繊条方
位は、職工の技能レベル以内にあるように、遠心荷重と
空気力学的荷重の下で翼形部の全体的な剛性を保って翼
の構造的固着を最少にするように選定される。「構造的
フォーム」という用語は、海綿状コアと一体表皮とを有
するプラスチックと定義される。「シンタクティックフ
ォーム（syntactic foam）」という用語は、剛性の微細
粒子を流体重合体内に分散し次いでそれを硬化させるこ
とにより製造される海綿状重合体と定義される。シンタ
クティックフォームの一例はロハセルフォーム（Rohace
ll Foam)である。セグメント１１６は共に翼端１３６と
前縁１２６と後縁１２８の近辺で中実部１１４により部
分的に境されている。
【００１１】中実けた１１８はセグメント１１６を分離
しかつそれらに取付けられている。中実けたは本質的に
（そして好ましくは完全に）金属材料からなる。好まし
くは、この金属材料は中実部１１４のそれと同じであ
る。好ましくは、中実けた１１８は第１けた１４４を含
み、第１けた１４４は概して半径方向に翼根１３４から
翼端１３６近辺まで延在し、また概して厚さ方向に圧力
側１３０から吸引側１３２まで延在する。一実施例にお
いて、中実けた１１８は第２けた１４６を含み、第２け
た１４６は概して翼弦方向に前縁１２６近辺から後縁１
２８近辺まで延在し、また概して厚さ方向に圧力側１３
０から吸引側１３２まで延在する。好適構造において、
第１けた１４４は、翼端１３６近辺で中実部１１４に取
付けられた１端１４８を有し、そして第２けた１４６
は、各端が前縁１２６と後縁１２８の対応する一方近辺
で中実部１１４に取付けられているような２端１５０、
１５２を有する。第１好適実施例では、図２に明示のよ
うに、セグメント１１６は概して厚さ方向に圧力側１３
０から吸引側１３２まで延在する。好ましくは、中実け
た１１８は共に一体けた配列をなし、そして中実けた１
１８と中実部１１４は共に一体金属配列をなす。
【００１２】ガスタービン翼の第２好適実施例２１０は
ガスタービン翼の前述の第１好適実施例１１０と概して
同じであるが、下記の追加物が存在する。第２好適実施
例では、図３に明示のように、第１けた２４４と第２け
た２４６が交差し、そして中実けたは第３けた２５４を
含み、第３けた２５４は、半径方向軸線１３８からほぼ
４５度の角度で交差部２５６から延在し、また概して厚
さ方向に（第１および第２けた２４４、２４６と同様
に）圧力側から吸引側まで延在する。
【００１３】ガスタービン翼の第３好適実施例３１０と
第４好適実施例４１０はそれぞれガスタービン翼の前述
の第１好適実施例１１０または第２好適実施例２１０と
概して同じであるが、下記の違いが存在する。第３好適
実施例では、図４に明示のように、ガスタービン翼３１
０の翼形部３２４の中実部３１４がさらに吸引側３３２
を全体的に含み、従ってセグメント３１６は吸引側３３
２に向かって中実部３１４と当接している。この場合、
中実けた３１８は全て、概して厚さ方向に圧力側３３０
から吸引側３３２近辺まで延在する。第４好適実施例で
は、図５に明示のように、ガスタービン翼４１０の中実
けたは心けた４５８を含み、心けた４５８は概して翼弦
方向に前縁４２６近辺から後縁４２８近辺まで延在し、
概して半径方向に翼根から翼端まで延在し、そして厚さ
方向に圧力側４３０と吸引側４３２から隔てられてい
る。
【００１４】図１と図２の第１好適実施例について再び
説明すると、ガスタービン翼１１０は、吸引（凸）側１
３２が基準点を通る前に圧力（凹）側１３０が同じ基準
点を通るような方向に回転する。従って、鳥衝撃の跡
は、主に、前縁１２６近くの圧力側１３０の金属中実部
１１４の区域に存在し、次に、圧力側１３０の隣接する
複合材、構造的フォームおよび（または）シンタクティ
ックフォーム製セグメント１１６の区域に存在する。こ
のような複合材、構造的フォームおよび（または）シン
タクティックフォーム域は耐座屈性をもたらす。なぜな
らそれは引張状態にあるからで、この状態は複合材、構
造的フォームおよび（または）シンタクティックフォー
ムにとって最善である。翼形部１２４を構成する複合
材、構造的フォームおよび（または）シンタクティック
フォームセグメント１１６の材料の後述の割合は、重量
および耐衝撃性因子の最適化を介した工学的解析により
決定されたものである。
【００１５】好ましくは、セグメント１１６は圧力側１
３０の表面積のほぼ４０〜９０％（望ましくは５０〜８
０％）を含み、そして翼形部１２４の体積のほぼ４０〜
９０％（望ましくは５０〜８０％）を含む。一実施例に
おいて、セグメント１１６は圧力側１３０の表面積のほ
ぼ７０％を含み、そして翼形部１２４の体積のほぼ７０
％を含む。好適実施例では、ガスタービン翼１１０は少
なくとも４つのセグメント１１６を含む。
【００１６】全セグメント１１６は全体で、前縁１２６
と後縁１２８との間の圧力側１３０に沿う距離のほぼ１
５〜９５％（望ましくは５０〜８０％）にわたって圧力
側１３０に沿って概して翼弦方向に延在することが好ま
しい。一好適実施例において、セグメント１１６は全体
で前縁１２６と後縁１２８との間の圧力側１３０に沿う
距離のほぼ６０％にわたって延在する。セグメント１１
６は全体で翼根１３４と翼端１３６との間の距離のほぼ
６０〜９５％（望ましくはほぼ７０〜９５％）にわたっ
て半径方向に延在することが望ましい。一実施例におい
て、セグメント１１６は全体で翼根１３４と翼端１３６
との間の距離のほぼ９０％にわたって半径方向に延在す
る。
【００１７】一好適実施例において、複合材（または構
造的／シンタクティックフォーム）材料は金属材料の融
点より低い温度で中実部１１４から熱的に除去可能であ
る。これにより翼形部１２４は、鳥の衝突または異物の
衝撃により破損した場合修理しやすい。もし翼形部が複
合材（または構造的／シンタクティックフォーム）セグ
メント１１６で破損すれば、複合材（または構造的／シ
ンタクティックフォーム）材料を熱的に除去し、金属中
実部１１４および（または）金属中実けた１１８を修理
し、そして新しい複合材（または構造的／シンタクティ
ックフォーム）材料を再び取付ける。このような翼破損
のほとんどは最前列のガスタービン翼１１０で発生する
ので、翼形部１２４はガスタービン航空機エンジンファ
ン翼１１０の翼形部（あるいは、もしエンジンがファン
を持たなければ、ガスタービン航空機エンジン圧縮機翼
の翼形部）であることが好ましい。工学的解析によれ
ば、本発明のガスタービン翼１１０がガスタービン航空
機エンジンファン翼の形態の場合、その好適直径はほぼ
４５〜９８インチでありそして翼端１３６での好適設計
最高速度はほぼ１５５０フィート毎秒より低い。このよ
うな好適作動条件は、翼端温度が翼形部１２４のセグメ
ント１１６で使用される複合材料、例えば、エポキシ、
ビスマレイミド、およびポリイミド樹脂（あるいは構造
的フォームまたはシンタクティックフォーム材料）の使
用温度を超えないことを保証する。
【００１８】本発明のガスタービン翼１１０を製造する
好適方法は、オートクレーブ、圧縮成形、および（複合
材料の場合）樹脂移送成形を包含するが、これらに限定
されない。オートクレーブを選んだ場合、金属中実部１
１４は工具の片側として作用するので、ツーリングが最
少になる。前述のように、複合材料の場合、繊条率と繊
条方位は、職工の技能レベル以内にあるように、遠心荷
重と空気力学的荷重の下で翼形部の全体的な剛性を保っ
て翼の構造的固着を最少にするように選定される。
【００１９】シャンク部１１２のダブテール１２２を圧
力（凹）側（図示せず）で部分的に複合材製にし得るこ
とに注意されたい。代替的に、ダブテール１２２は、複
合材（または構造的／シンタクティックフォーム）セグ
メント１１６を確実に捕捉しそしてダブテール金属摩耗
表面を呈するように金属くさびシステム（やはり図示せ
ず）を有し得る。また、複合材（または構造的／シンタ
クティックフォーム）材料は衝撃を受けると金属中実部
１１４から離散するので、翼形部１２４用の受止め構造
体が比較的少なくてすむことに注意されたい。
【００２０】以上、本発明の様々な好適実施例を例示の
目的で説明したが、本発明は開示した明確な態様に限定
されるものではなく、明らかに、上述の教示から多様な
改変が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービン航空機エンジンファン翼の形態の
本発明のガスタービン翼の第１好適実施例の圧力側の概
略側面図である。
【図２】図１のガスタービン翼の翼形部の線２ー２に沿
う概略図である。
【図３】本発明のガスタービン翼の第２好適実施例の圧
力側の概略側面図である。
【図４】図２と同様の図であるが、本発明のガスタービ
ン翼の第３好適実施例の図である。
【図５】図２と同様の図であるが、本発明のガスタービ
ン翼の第４好適実施例の図である。
【符号の説明】
１１０ ガスタービン翼 １１２ シャンク部 １１４ 中実部 １１６ セグメント １１８ 中実けた １２４ 翼形部 １２６ 前縁 １２８ 後縁 １３０ 圧力側 １３２ 吸引側 １３４ 翼根 １３６ 翼端 １３８ 半径方向軸線 １４０ 翼弦線 １４４ 第１けた １４６ 第２けた ２１０ ガスタービン翼 ２４４ 第１けた ２４６ 第２けた ２５４ 第３けた ３１０ ガスタービン翼 ３１４ 中実部 ３１６ セグメント ３１８ 中実けた ３２４ 翼形部 ３３０ 圧力側 ３３２ 吸引側 ４１０ ガスタービン翼 ４２６ 前縁 ４２８ 後縁 ４３０ 圧力側 ４３２ 吸引側 ４５８ 心けた
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 シーオドー・ロバート・イングリング アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、スミス・ロード、6722番 (72)発明者 ウィリアム・エリオット・バクラク アメリカ合衆国、バーモント州、ベニング トン、ピー・オー・ボックス・4225（番地 なし)

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 シャンク部と、中実部と、多数の相隔た
    るセグメントと、複数の中実けたとからなり、前記中実
    部と前記セグメントと前記中実けたは一緒に取付けられ
    て翼形部を形成し、この翼形部は（ａ）前縁と、（ｂ）
    後縁と、（ｃ）圧力側と、（ｄ）吸引側とを含み、前記
    圧力側と前記吸引側は前後両縁において互いに結合され
    て翼形を画成し、この翼形は前記前縁から前記後縁まで
    延在する翼弦線を有しまたこの翼弦線と直交しそして前
    記圧力側から前記吸引側に延びる厚さ方向を有し、また
    前記翼形部は（ｅ）前記シャンク部に取付けられた翼根
    と、（ｆ）翼端と、（ｇ）前記翼端に向かって外方にか
    つ前記翼根に向かって内方に延在する半径方向軸線とを
    含み、前記中実部は本質的に金属材料からなり、前記中
    実部は前記翼端に近接しかつ同翼端を含んで前記前縁か
    ら前記後縁までかつ前記前縁と前記後縁に近接しかつ両
    縁を含んで前記翼根から前記翼端まで前記圧力側と前記
    吸引側を部分的に含み、前記セグメントは本質的に、複
    合材と構造的フォームとシンタクティックフォームとそ
    れらの混合物とからなる部類から選択された材料からな
    り、前記セグメントは共に前記翼端と前記前縁と前記後
    縁の近辺で前記中実部により部分的に境されており、前
    記中実けたは前記セグメントを分離しかつそれらに取付
    けられ、前記中実けたは本質的に金属材料からなるよう
    にしたガスタービン翼。
  2. 【請求項２】 前記セグメントは概して厚さ方向に前記
    圧力側から前記吸引側まで延在する請求項１記載のガス
    タービン翼。
  3. 【請求項３】 前記中実けたは、概して半径方向に前記
    翼根から前記翼端近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に
    前記圧力側から前記吸引側まで延在する第１けたを含
    み、また前記中実けたは、概して翼弦方向に前記前縁近
    辺から前記後縁近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に前
    記圧力側から前記吸引側まで延在する第２けたを含む請
    求項２記載のガスタービン翼。
  4. 【請求項４】 前記第１けたは前記翼端近辺で前記中実
    部に取付けられた１端を有し、そして前記第２けたは各
    端が前記前縁と前記後縁の対応する一方近辺で前記中実
    部に取付けられているような２端を有する請求項３記載
    のガスタービン翼。
  5. 【請求項５】 前記第１および第２けたは交差し、そし
    て前記中実けたは、前記半径方向軸線からほぼ４５度の
    角度で前記交差部から延在しかつ概して厚さ方向に前記
    圧力側から前記吸引側まで延在する第３けたを含む、請
    求項３記載のガスタービン翼。
  6. 【請求項６】 前記中実部はさらに前記吸引側を全体的
    に含み、従って前記セグメントは前記吸引側に向かって
    前記中実部と当接している請求項１記載のガスタービン
    翼。
  7. 【請求項７】 前記中実けたは、概して半径方向に前記
    翼根から前記翼端近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に
    前記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第１けたを
    含み、また前記中実けたは、概して翼弦方向に前記前縁
    近辺から前記後縁近辺まで延在しかつ概して厚さ方向に
    前記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第２けたを
    含む請求項６記載のガスタービン翼。
  8. 【請求項８】 前記第１けたは前記翼端近辺で前記中実
    部に取付けられた一端を有し、そして前記第２けたは各
    端が前記前縁と前記後縁の対応する一方近辺で前記中実
    部に取付けられているような２端を有する請求項７記載
    のガスタービン翼。
  9. 【請求項９】 前記第１および第２けたは交差し、そし
    て前記中実けたは、前記半径方向軸線から概して４５度
    の角度で前記交差部から延在しかつ概して厚さ方向に前
    記圧力側から前記吸引側近辺まで延在する第３けたを含
    む、請求項８記載のガスタービン翼。
  10. 【請求項１０】 前記中実けたは心けたを含み、この心
    けたは概して翼弦方向に前記前縁近辺から前記後縁近辺
    まで延在し、概して半径方向に前記翼根から前記翼端近
    辺まで延在しそして厚さ方向に前記圧力側と前記吸引側
    から隔てられている、請求項１記載のガスタービン翼。
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