JPH09217602A - ガスタービン用の混成翼 - Google Patents
ガスタービン用の混成翼Info
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- JPH09217602A JPH09217602A JP8246769A JP24676996A JPH09217602A JP H09217602 A JPH09217602 A JP H09217602A JP 8246769 A JP8246769 A JP 8246769A JP 24676996 A JP24676996 A JP 24676996A JP H09217602 A JPH09217602 A JP H09217602A
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- blade
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- 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
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
-
- 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
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
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- Composite Materials (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【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】ガスタービン翼が、合着された金属製第１
セグメントと複合材製第２セグメントを含み、両セグメ
ントは共に翼形部を形成する。第１セグメントは翼根か
ら翼端まで吸引側と前縁と後縁をそれぞれ全体的に含
み、さらに前縁近辺と後縁近辺で翼根から翼端まで圧力
側を部分的に含む。第２セグメントは前縁近辺から後縁
近辺まで翼根から翼端近辺まで圧力側を部分的に含む。
エンジンファン翼を提供する。 【解決手段】ガスタービン翼が、合着された金属製第１
セグメントと複合材製第２セグメントを含み、両セグメ
ントは共に翼形部を形成する。第１セグメントは翼根か
ら翼端まで吸引側と前縁と後縁をそれぞれ全体的に含
み、さらに前縁近辺と後縁近辺で翼根から翼端まで圧力
側を部分的に含む。第２セグメントは前縁近辺から後縁
近辺まで翼根から翼端近辺まで圧力側を部分的に含む。
Description
【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、ガスタービン用の金属・複合材混成翼に
関する。
に関し、特に、ガスタービン用の金属・複合材混成翼に
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。
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。
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】本発明の目的は金属・複合材混成ガスタ
ービン翼を提供することである。
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、合着された第１および第２セグメントとからなる。
第１および第２セグメントは共に中実翼形部を形成す
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、半径方向軸線とを有する。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す
る。翼根はシャンク部に取付けられ、そして半径方向軸
線は、翼端に向かって外方にかつ翼根に向かって内方に
延在する。第１セグメントは本質的に金属材料からなり
そして第２セグメントは本質的に繊条複合材料からな
る。第１セグメントは翼根から翼端まで吸引側と前縁と
後縁をそれぞれ全体的に含み、さらに第１セグメントは
前縁近辺と後縁近辺で翼根から翼端まで圧力側を部分的
に含む。第２セグメントは前縁近辺から後縁近辺まで翼
根から翼端近辺まで圧力側を部分的に含む。好ましく
は、翼形部はガスタービン航空機エンジンファン翼の翼
形部である。
と、合着された第１および第２セグメントとからなる。
第１および第２セグメントは共に中実翼形部を形成す
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、半径方向軸線とを有する。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す
る。翼根はシャンク部に取付けられ、そして半径方向軸
線は、翼端に向かって外方にかつ翼根に向かって内方に
延在する。第１セグメントは本質的に金属材料からなり
そして第２セグメントは本質的に繊条複合材料からな
る。第１セグメントは翼根から翼端まで吸引側と前縁と
後縁をそれぞれ全体的に含み、さらに第１セグメントは
前縁近辺と後縁近辺で翼根から翼端まで圧力側を部分的
に含む。第２セグメントは前縁近辺から後縁近辺まで翼
根から翼端近辺まで圧力側を部分的に含む。好ましく
は、翼形部はガスタービン航空機エンジンファン翼の翼
形部である。
【０００６】本発明のガスタービン翼から様々な利点が
得られる。翼の翼形部の第１セグメントは、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。翼の翼形部の第２
セグメントは、本質的に複合材料からなるので、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。このような第２セグメントは
また修理しやすい。
得られる。翼の翼形部の第１セグメントは、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。翼の翼形部の第２
セグメントは、本質的に複合材料からなるので、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。このような第２セグメントは
また修理しやすい。
【０００７】
【実施例の記載】添付図面は本発明の好適実施例を示
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１０の概略を
示す。ガスタービン翼１０はシャンク部１２と、合着さ
れた第１セグメント１４と第２セグメント１６とを含ん
でいる。通例、シャンク部１２は翼台１８とダブテール
２０とを有し、翼台１８は空気流の半径方向支承を助
け、ダブテール２０はロータディスク（図示せず）に取
付けられる。第１セグメント１４と第２セグメント１６
は共に中実翼形部２２を形成している。
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１０の概略を
示す。ガスタービン翼１０はシャンク部１２と、合着さ
れた第１セグメント１４と第２セグメント１６とを含ん
でいる。通例、シャンク部１２は翼台１８とダブテール
２０とを有し、翼台１８は空気流の半径方向支承を助
け、ダブテール２０はロータディスク（図示せず）に取
付けられる。第１セグメント１４と第２セグメント１６
は共に中実翼形部２２を形成している。
【０００８】翼形部２２は前縁２４と後縁２６と圧力
（凹形）側２８と吸引（凸形）側３０と翼根３２と翼端
３４と半径方向軸線３６とを有する。圧力側２８と吸引
側３０は前後両縁２４、２６において互いに結合されて
翼形を画成している。翼根３２はシャンク部１２に取付
けられている。半径方向軸線３６は翼端３４に向かって
外方にかつ翼根３２に向かって内方に延在する。
（凹形）側２８と吸引（凸形）側３０と翼根３２と翼端
３４と半径方向軸線３６とを有する。圧力側２８と吸引
側３０は前後両縁２４、２６において互いに結合されて
翼形を画成している。翼根３２はシャンク部１２に取付
けられている。半径方向軸線３６は翼端３４に向かって
外方にかつ翼根３２に向かって内方に延在する。
【０００９】第１セグメント１４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。好ましくは第１セグメン
ト１４は一体の金属セグメントである。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。第１セグメント１４
は、吸引側３０と前縁２４と後縁２６をそれぞれ全体的
に、全て翼根３２から翼端３４まで含み、さらに第１セ
グメント１４は前縁２４近辺と後縁２６近辺で圧力側２
８を部分的に、全て翼根３２から翼端３４まで含んでい
る。好ましくは、翼端摩擦保護の改善のために、第１セ
グメント１４は翼端３４を全体的に含み、さらに、翼端
３４近辺で前縁２４から後縁２６まで圧力側２８を部分
的に含んでいる。
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。好ましくは第１セグメン
ト１４は一体の金属セグメントである。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。第１セグメント１４
は、吸引側３０と前縁２４と後縁２６をそれぞれ全体的
に、全て翼根３２から翼端３４まで含み、さらに第１セ
グメント１４は前縁２４近辺と後縁２６近辺で圧力側２
８を部分的に、全て翼根３２から翼端３４まで含んでい
る。好ましくは、翼端摩擦保護の改善のために、第１セ
グメント１４は翼端３４を全体的に含み、さらに、翼端
３４近辺で前縁２４から後縁２６まで圧力側２８を部分
的に含んでいる。
【００１０】第２セグメント１６は本質的に複合材から
なり、そして好ましくは複合材からなる。「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、第２セグメント１６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。第２セグメント１６は前縁２４近辺から後縁２６近
辺まで翼根３２から翼端３４近辺まで圧力側２８を部分
的に含んでいる。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。
なり、そして好ましくは複合材からなる。「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、第２セグメント１６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。第２セグメント１６は前縁２４近辺から後縁２６近
辺まで翼根３２から翼端３４近辺まで圧力側２８を部分
的に含んでいる。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。
【００１１】ガスタービン翼１０は、吸引（凸）側３０
が基準点を通る前に圧力（凹）側２８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２４近くの圧力側２８の金属製第１セグメント
１４の区域に存在し、次に、圧力側２８の隣接する複合
材製第２セグメント１６の区域に存在する。このような
複合材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、この状態は複合材にとって最善であ
る。翼形部２２を構成する第２セグメント複合材料の後
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。
が基準点を通る前に圧力（凹）側２８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２４近くの圧力側２８の金属製第１セグメント
１４の区域に存在し、次に、圧力側２８の隣接する複合
材製第２セグメント１６の区域に存在する。このような
複合材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、この状態は複合材にとって最善であ
る。翼形部２２を構成する第２セグメント複合材料の後
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。
【００１２】好ましくは、第２セグメント１６は圧力側
２８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２２の体積のほぼ４０〜９
０％（望ましくは５０〜８０％）を含む。一実施例にお
いて、第２セグメント１６は圧力側２８の表面積のほぼ
７０％を含み、そして翼形部２２の体積のほぼ７０％を
含む。好適実施例では、圧力側２８の第２セグメント１
６の表面積は単一閉図形によって囲まれ、そして第２セ
グメント１６の体積は単一閉立体によって囲まれる。
２８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２２の体積のほぼ４０〜９
０％（望ましくは５０〜８０％）を含む。一実施例にお
いて、第２セグメント１６は圧力側２８の表面積のほぼ
７０％を含み、そして翼形部２２の体積のほぼ７０％を
含む。好適実施例では、圧力側２８の第２セグメント１
６の表面積は単一閉図形によって囲まれ、そして第２セ
グメント１６の体積は単一閉立体によって囲まれる。
【００１３】第２セグメント１６は、前縁２４と後縁２
６との間の圧力側２８に沿う距離のほぼ１５〜９５％
（望ましくは５０〜８０％）にわたって圧力側２８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、第２セグメント１６は前縁２４と後縁
２６との間の圧力側２８に沿う距離のほぼ６０％にわた
って延在する。第２セグメント１６は翼根３２と翼端３
４との間の距離のほぼ６０〜９５％（好ましくはほぼ７
０〜９５％）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、第２セグメント１６は翼根３
２と翼端３４との間の距離のほぼ９０％にわたって半径
方向に延在する。
６との間の圧力側２８に沿う距離のほぼ１５〜９５％
（望ましくは５０〜８０％）にわたって圧力側２８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、第２セグメント１６は前縁２４と後縁
２６との間の圧力側２８に沿う距離のほぼ６０％にわた
って延在する。第２セグメント１６は翼根３２と翼端３
４との間の距離のほぼ６０〜９５％（好ましくはほぼ７
０〜９５％）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、第２セグメント１６は翼根３
２と翼端３４との間の距離のほぼ９０％にわたって半径
方向に延在する。
【００１４】一好適実施例において、複合材料は金属材
料の融点より低い温度で第１セグメント１４から熱的に
除去可能である。これにより翼形部２２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
翼形部が複合材製第２セグメント１６で破損すれば、複
合材料を熱的に除去し、金属製第１セグメント１４を修
理し、そして新しい複合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１０で発
生するので、翼形部２２はガスタービン航空機エンジン
ファン翼１０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１０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４
５〜９８インチでありそして翼端３４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２２の第２セグメン
ト１６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の使用温度を超えな
いことを保証する。
料の融点より低い温度で第１セグメント１４から熱的に
除去可能である。これにより翼形部２２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
翼形部が複合材製第２セグメント１６で破損すれば、複
合材料を熱的に除去し、金属製第１セグメント１４を修
理し、そして新しい複合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１０で発
生するので、翼形部２２はガスタービン航空機エンジン
ファン翼１０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１０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４
５〜９８インチでありそして翼端３４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２２の第２セグメン
ト１６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の使用温度を超えな
いことを保証する。
【００１５】本発明のガスタービン翼１０を製造する好
適方法は、オートクレーブ、圧縮成形、および樹脂移送
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、金属製第１セグメント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、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。
適方法は、オートクレーブ、圧縮成形、および樹脂移送
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、金属製第１セグメント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、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。
【００１６】シャンク部１２のダブテール２０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２０は、複合材
製第２セグメント１６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、複合材料は衝撃を受け
ると金属製第１セグメント１４から離散するので、翼形
部２２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。
（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２０は、複合材
製第２セグメント１６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、複合材料は衝撃を受け
ると金属製第１セグメント１４から離散するので、翼形
部２２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。
【００１７】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。
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１】本発明のガスタービン翼の好適なガスタービン
航空機エンジンファン翼実施例の概略側面図である。
航空機エンジンファン翼実施例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。
う概略図である。
１０ ガスタービン翼 １２ シャンク部 １４ 第１セグメント １６ 第２セグメント ２２ 翼形部 ２４ 前縁 ２６ 後縁 ２８ 圧力側 ３０ 吸引側 ３２ 翼根 ３４ 翼端 ３６ 半径方向軸線
Claims (10)
- 【請求項１】 シャンク部と、合着された第１および第
２セグメントとからなり、前記第１および第２セグメン
トは共に中実翼形部を形成し、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、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、前記第１セグ
メントは本質的に金属材料からなり、前記第１セグメン
トは前記吸引側と前記前縁と前記後縁をそれぞれ全体的
に、全て前記翼根から前記翼端まで含み、さらに前記第
１セグメントは前記前縁近辺と前記後縁近辺で前記圧力
側を部分的に、全て前記翼根から前記翼端まで含み、前
記第２セグメントは本質的に複合材料からなり、前記第
２セグメントは前記前縁近辺から前記後縁近辺まで前記
翼根から前記翼端近辺まで前記圧力側を部分的に含むよ
うになっているガスタービン翼。 - 【請求項２】 前記第１セグメントは前記翼端を全体的
に含みそしてさらに前記翼端近辺で前記前縁から前記後
縁まで前記圧力側を部分的に含む請求項１記載のガスタ
ービン翼。 - 【請求項３】 前記第２セグメントは前記圧力側の表面
積のほぼ４０ないし９０％を含みそして前記翼形部の体
積のほぼ４０ないし９０％を含む請求項１記載のガスタ
ービン翼。 - 【請求項４】 前記第２セグメントは、前記前縁と前記
後縁との間の前記圧力側に沿う距離のほぼ４０ないし９
０％にわたって前記圧力側に沿って概して翼弦方向に延
在し、また前記第２セグメント１６は前記翼根と前記翼
端との間の距離のほぼ６０ないし９５％にわたって半径
方向に延在する請求項１記載のガスタービン翼。 - 【請求項５】 前記第１セグメントは一体の金属セグメ
ントでありそして前記第２セグメントは複合材の個別薄
層の集積物である請求項１記載のガスタービン翼。 - 【請求項６】 前記金属材料は本質的にチタンからな
り、そして前記複合材料は本質的にエポキシマトリック
ス結合剤に埋め込んだ炭素繊条からなる請求項１記載の
ガスタービン翼。 - 【請求項７】 前記複合材は前記金属の融点より低い温
度で前記翼形部から熱的に除去可能である請求項１記載
のガスタービン翼。 - 【請求項８】 前記翼形部はガスタービン航空機エンジ
ンファン翼の翼形部である請求項１記載のガスタービン
翼。 - 【請求項９】 前記航空機エンジンファン翼はほぼ４５
ないし９８インチの直径を有する請求項８記載のガスタ
ービン翼。 - 【請求項１０】 前記航空機エンジンファン翼は前記翼
端での設計最高速度がほぼ１５５０フィート毎秒より低
い請求項９記載のガスタービン翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/533,479 US5655883A (en) | 1995-09-25 | 1995-09-25 | Hybrid blade for a gas turbine |
| US08/533479 | 1995-09-25 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09217602A true JPH09217602A (ja) | 1997-08-19 |
Family
ID=24126130
Family Applications (1)
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|---|---|---|---|
| JP8246769A Withdrawn JPH09217602A (ja) | 1995-09-25 | 1996-09-19 | ガスタービン用の混成翼 |
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| US (1) | US5655883A (ja) |
| EP (1) | EP0764763B1 (ja) |
| JP (1) | JPH09217602A (ja) |
| DE (1) | DE69625426T2 (ja) |
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