JPS60198304A - 翼構造とその製法 - Google Patents

翼構造とその製法

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JPS60198304A
JPS60198304A JP60024600A JP2460085A JPS60198304A JP S60198304 A JPS60198304 A JP S60198304A JP 60024600 A JP60024600 A JP 60024600A JP 2460085 A JP2460085 A JP 2460085A JP S60198304 A JPS60198304 A JP S60198304A
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JP60024600A
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ガイ．クリフ．マーフイー
ジヤツキー．デール．ジヨンズ
チヤールス．トマス．サルム
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Original Assignee
General Electric Co
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Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 通し番号第５７９，６３１号（１９８４年２月１３日出
Ｎ４　）に記載された発明、並びに１９８３年９月２３
日に出願された係属中の米国特許出願通し番号ＩＴ５３
５，１９８号（１９８３年９月２３日出願）に記載され
た発明と関連を有する。
ロ　の　背　景 この発明は空気力学的な面を持つ動翼、静岡、を製造す
る方法に関する。この発明は航空機推進用に使われるガ
スタービンに用いられる様な種類の静翼に特に用途があ
る。
種々の翼形設計の動翼、静翼及び支柱がガスタービン機
関に普通に使われている。典型的には、この様な動Ｗ、
静岡又は支柱は密実な部材である。
それは、こうすると、強度並びに作り易さの最大の組合
せが得られるからである。然し、航空機用は関の構造で
考慮すべき重要な点は、重量を軽くすることであり、こ
れは密実な構造部材を使うこと）相反する。従って、こ
の様な用途では、中空の動翼、静翼又は支柱を設けるこ
とが知られている。
中空翼は密実な翼と同じ構造強度又は剛性を持たないの
で、中空翼には補強リブ等の様な何等かの支持体を設け
ることが必要である。従来、内部の支持構造を持つ中空
翼が、例えば米国特許第３゜３６５．１２４号、同第３
．６２７．４４３号及び同第４，２２１，５３９号に記
載されている。
この様な中空翼の構造は比較的コストがか）つて複雑で
ある。典型的には、翼は２つの部分又は両半分に分けて
形成され、内側のリブが一方又は両方の半分と一体に形
成され、適当な結合方法によって互いに結合される。そ
の代りとしては、最初に・中空翼の殻体を製造し、次に
内部のリブ構造をその中に挿入して結合しなければなら
ない。
ターボ流体機械の翼について考えな【プればならない別
の重要な点は、振動の減衰である。この減衰は、例えば
米国特許第３．３５７．８５０号に記載されている様に
、翼に外側のさやを設けることによって行われている。
この様な外側のさやは、余分の製造工程を必要とし、完
成された翼のコストをかなり高くすることがある。
明　の　要　約 この発明の全般的な目的は、付加的な構造上の及び動作
上の利点をもたらしながら、従来の構造並びにその製法
の欠点を避けた、改良された中空翼構造及びその製法を
提供することである。
この発明の重要な目的は、比較的簡単で経済的な構成の
新声な中空翼を提供することである。
この発明の別の目的は、上に述べた様な種類のものであ
って、良好な振動の減衰作用を持ちながら、適切な構造
強度を持つ中空翼を提供することである。
上に述べＩこ目的に関連するこの発明の別の目的は、簡
単で経済的な中空翼を製造する方法を提供することであ
る。
この目的に関連するこの発明の別の目的は、製造工程を
最小限に抑えた前述の様な種類の方法を提供することで
ある。
この発明の上記並びにその他の目的が、中空殻体と、該
殻体内に配置されていて相隔たる区域でそれと面接触し
ている波形支持構造とを持ち、支持構造が殻体と協働し
てその間に中空の空所を構成する様な翼構造を提供する
ことによって達成される。
更にこの発明の上記並びにその他の目的が、１種類の材
料から成るＩＩ＋長い波形支持構造及び該支持ｍ造の波
形の中に該支持構造ど接触する様に配置されていて、そ
れと協働して心束成体を限定する様な別の種類の材料か
ら成る複数個の細長い心棒を含む心束成体を用意し、次
に心束成体の周りに殻体を適用して、該心束成体をその
両端以外で取囲むと共に支持構造と接触する様にし、そ
の後殻体を支持構造のみに結合し、ぞの後殻体の開放端
を介して心棒を取出し、一体の内部の波形支持構造を持
つ中空殻体を残す工程から成る、中空翼を製造する方法
を提供することによって達成される。
この発明は、図面に示し、以下詳しく説明し、特に特許
請求の範囲に記載した揉む成る新規な特徴、並びに部分
の組合せを要旨とするが、この発明の範囲を逸脱せずに
、又はこの発明のどの利点をも犠牲にせずに、細部に種
々の変更を加えることが出来ることを承知されたい。
この発明が理解し易い様に、好ましい実施例が図面に示
されており、これを以下の説明と共に見れば、この発明
の構成、作用並びに多くの利点が容易に理解されよう。
好ましい実施例の説明 第１図にはガス・ターボファン・エンジン２０が図式的
に示されている。ターボファン・エンジンは周知である
が、以下説明する発明の背景として、エンジン２０の動
作を簡単に説明すれば、種々の部品の相互関係がよりよ
く理解されよう。エンジン２０は、基本的には、コア・
エンジン２１と、ファン羽根２３の回転自在の段を含む
ファン２２と、コア・エンジン２１の下流側にあって軸
２５によってファン２２に接続されたファン・タービン
２４Ａとで構成され−Ｃいるとみなずことが出来る。コ
ア・エンジン２′１が回転子２７を持つ軸流圧縮機２６
を右する。空気が第１図の左側から、実線の矢印の向き
に入口２８に入り、最初にファン羽根２３によって圧縮
される。
ファン・カウル又はす１２）し２９がコア・エンジン２
１の外側にあって、半径方向外向きに伸びる複数個の出
口案内翼集成体３０（１つだけ示す）によってコア・エ
ンジンと相互接続されている。
案内翼集成体はコア・エンジンのカウルに沿って略等間
隔で隔たっている。出口案内翼集成体３０の主な目的は
、ファン羽根２３から出て来る螺旋形の空気流を主に真
の軸方向へ方向を変えることである。ファン羽根２３か
ら出て来る比較的低温の圧縮空気の第１の部分が、コア
・エンジン２１とファン・カウル２９の間に構成された
ファン側路ダクト３１に入り、ファン・ノズル３２から
吐出される。この圧縮空気の第２の部分が、コア・エン
ジンの入口３３に入り、軸流圧縮４ｍ　２６によって更
に圧縮され、燃焼器３４に吐出され、そこで燃料と混合
されて燃焼し、コア・エンジンのタービン３５を駆動す
る高エネルギの燃料ガスを発生する。そして、タービン
３５がガスタービン機関で普通行われる様に、回転子２
７を駆動する。
高部の燃焼ガスがこの後ファン・タービンを通過して、
それを駆動し、このタービンがファン２２を駆動する。
こうして、ファン２２がファン・ノズル３２を介してフ
ァン側路ダクト３１がら空気を吐出する作用と、部分的
にはプラグ３８及びコア・エンジン２１のカウル３９の
間に構成されたコア・エンジンのノズル３７から燃焼ガ
スが吐出されること）により、推進力が発生される。
この発明は新規な重合体複合体で構成された出口案内翼
集成体３０と、その新規な製法に関する。
第２図乃至第８図につい°Ｃ説明すると、各々の画集成
体３０が細長い翼形静岡４０を有する。静翼４０は中空
殻体４１で構成されていて、この殻体の壁４２．４３が
隔たって、その間に空所４４（第３図）を限定する。こ
れらの壁は静翼４０の前縁４５及び後縁４６に沿って相
互接続されている。細長い積層複合体波形支持構造４７
が空所４４の中に配置されていて、殻体４１の縦方向の
長さにわたって伸びる。支持構造４７は全体的に梯形で
あって平坦なランド４７ａを持ち、これらのランドは壁
４２．４３と一体である。ランド４７ａを壁４２．４３
に結合することが好ましい。支持構造４７は補強部月ど
して作用し、壁４２．４３を内側から支持する。支持構
造４７の波形の間で空所４４は開放したま）であり、中
空殻体４１が４８（第２図〉に示す様に、両端が開放し
ていることが判る。ポリウレタンのきや４９が中空殻体
４１の外面を覆って、静翼４０に対する耐蝕性の覆いと
して作用することが好ましい。
殻体４１の一方の開放端４８が末端の栓５０で閉じられ
る。栓５０は凹の内側端５２を持つ挿着部分５１を持っ
ている。挿着部分５１の外側端と一体で、キャップ・フ
ランジ５３がそれから横方向外向きに伸びており、殻体
４１の末端の縁に接し且つその周面と略同−面になる様
な寸法になっている。静ｒＡ４０の他端がコア・エンジ
ンのカウル３９に挿着されるブーツ５５にはまる様にな
っている。具体的に云うと、ブーツ５５が、静翼４０の
端を挿入づ”る空所５７を構成するソケット挿盾体５６
を持っている。取付はフランジ５８がソケット挿着体５
６の上端と一体であって、それから横方向外向きに伸び
ている。
静翼４０の栓を施した端には、画集成体３０を関連した
ターボファン・エンジン２０に取付は易くする為の取付
ｔ−１台６０が装着されている。取イ」け台６０は略矩
形の基板６１を持ち、その周縁に直立の周壁６２が一体
に設けられている。弓形本休６３が基板６１と一体であ
って、それから上向きに突出している。本体６３は、静
翼４０の栓を施した端に対して相補的な形であるが、そ
れより若干大きな寸法の四部又は空所６４を構成してい
る。静岡４０の栓を施した端が空所６４の中に入り、そ
の周りに略一様な予定のすき間空間を持つ。
この空間がエラストマの−カプセル封じ剤６５で充填さ
れ、このカプセル封じ剤が静翼４０を取付４１台６０に
結合する様に作用する。カプセル封じ剤６５は弓形本体
６３の注入孔６６を介してすき間空間に注入することが
好ましいが、これは後で更に詳しく説明する。２つの取
付は片６７が基板６１及び弓形本体６３と一体であり、
夫々ボルト６８及びナツト板６８ａ　（第８図）の様な
相補形の結合部材を受入れる孔を備えている。取イ」け
台６０及び栓５０は炭素繊維を充填したノ゛イロンで形
成することが好ましい。
使う時、静１４０の自由端をコア・エンジン２１のカウ
ル３９に設けられた相補形の四部（図に示してない）に
装着され、適当な手段によって所定位置に固定されたブ
ーツ５５に挿入することにより、翼集成体３０が所定位
置に取付けられる。
取付は台６０が、第８図に示す様に、ポル１〜６ε３に
よってファン・カウル２９の内面に固定される。
翼集成体３０は、数少ない結合部材を用いることにより
、ガス・ターボファン・エンジン２０に取付けるばかり
の状態になった、予め形成された集成体になるという利
点があると共に、中空構造である為に１母が軽いという
利点がある。波形支持構造４７が空気力学的な外側殻体
４１を内側から支持する。
次に第９図乃至第１３図について、Ｗ集成体３０を製造
する方法を説明する。最初、仝休を参照数字７０で示し
た静岡予備成形体から静ｍ／ＩＯを作る。予備成形体は
心束成体７１及び殻体予備成形体７５．７６を含む。心
束成体７１は未硬化の積層波形支持構造４７と、第１０
図に示す様に、その両側で支持構造４７の波形の間の空
間内に夫々配置された複数個の１１Ｉ長い取外し自在の
心棒７３とで構成されている。更に具体的に云うと、支
持構造４７の薄層を積重ね、心棒７３を介在配置して、
支持構造４７に波形を形成する。心棒７３は未硬化の支
持構造４７と協働して、完成された静岡４０の空気力学
的な形を実質的に持つ・心束成体７１を形成づる様な形
並びに寸法である。支持構造４７は複合体材料、好まし
くはミネソタ州のスリーエム・カンパニから入手し得る
熱硬化エポキシ樹脂を含浸した、一方向性の混成黒鉛−
８０／硝子−２０の様な、黒鉛又は炭素繊維と硝子繊維
との複合体の′／７ｇ層で形成することが出来る。この
代りに、支持構造４７又は予備成形体７５．７６又はそ
の両方は、金属箔の薄層を適当な接着剤によって互いに
結合して構成される複合体で形成することが出来る。各
々の心棒７３は離型特性を持つ材料で形成し、硬化の際
、エポキシ樹脂に接着しない様にする。その材料は、ゼ
ネラル・エレクトリック・カンパニからＴ　Ｕ　Ｆ　Ｅ
　Ｌの商品名で販売されている様なシリコーン・ゴムで
あることが好ましい。
各々の殻体予備成形体７５．７６は、複合体材料、好ま
しくは支持構造４７と同じ複合体の複数個の薄層７７で
構成される。殻体予備成形体７５．７６を夫々心集成体
７１の凸面及び凹面の土にのせる。各々の殻体予備成形
体７５は、心束成体７０と縦方向に同じ端になる様な寸
法であるが、その前縁及び後縁に沿って心束成体７１を
越えで伸びる様になっており、殻体予備成形体７５．７
６のこの様に伸出ず部分が互いに重なり合う。従って、
内側の薄層７７が支持構造４７のランド４７ａと面接触
することが判る。
静岡予備成形体７０を組立てた後、加熱された整合する
雄型及び雌型８１．８２を持つ成形機８０（第１１図）
の中に入れる。成形１１８０によって静翼予備成形体７
０に熱及び圧力を同時に加えて、１工程で、波形支持体
４７を含む静翼の予備成形体７０を硬化させる。更に具
体的に云うと、各々の殻体予備成形体７５．７６の薄層
７７が互いに結合され、支持構造４７の薄層が硬化し、
殻体予備成形体７５．７６の重なり合う部分が、静翼４
０の前縁及び後縁に沿って互いに結合される。
同時に、内側の積層板７７が支持構造４７のランド４７
ａに結合されるが、心棒７３は固有の離型−特性がある
為、心棒には結合されない。上に述べた好ましい材料で
は、硬化サイクルは２３０’Ｆで約１時間の硬化に続い
て、２７５’Ｆで４時間の後硬化を含む。然し、別の材
料を使う場合、硬化サイクルを変えることが出来ること
は云うまでもない。静翼予備成形体７０が成形機８０内
で硬化した後、甲に心棒７３を引張り出すことにより、
中空殻体４１の１端から心棒７３を取出す。この時、縦
方向に伸びる一体の内部の支持構造４７を持つ中空静翼
４０が残る。
次に静岡４０を取ｆ１け台６０に組伺（プる。空所６４
の内面並びにその中に挿入Ｊる静翼４０の端の外面は、
グリッド・ブラスティング等により、閉庁づることが好
ましい。この為、最初に、静翼４０の残りの而及び取イ
１け台の基板６１を適当にマスクしておく、食刻の様な
別の閉庁方法を使うことが出来ることは云うまでもない
。次に、適当なプライマーを閉庁した面に適用する。こ
のプライマーは、例えばディトン・コーチインゲス・ア
ンド・ケミカル・ディビジョン及びボイラテーカ・コー
ポレーション社から、ＴＨＩＸＯＮ　３’００及びＴＨ
［ＸＯＮ　３０１の商品名で販売されている様なプライ
マーの混合物であってよい。プライマーは乾いた被膜の
厚さが約０．０−００３乃至０．０００４吋になる様に
適用する。次に注入孔６６を台６０に穿孔するか、或い
はその代りに台６０に予め成形しておく。
次に、プライマーを塗った静ｍ４０及び台６０を約３２
０″Ｆの温度で約１５分予熱してから、約３５０’Ｆの
温度に保ったトランスフ１−成形集成体８５（第１２図
）に装入する。詳しく云うと、静ｍ４０が適当な支持治
具（図に示してない）に支持され、挿入側の端を押え板
８４に締付ける。
台６０が鋳型工具８６の相補形の空所に入る。押え板８
４を鋳型工具８６に固定して、静翼４０の閉庁した端が
取ｆ１け台６０の空所６４内に、その杓りに略一様な予
定のすき同空間を持って入る様にり−る。空所６４に対
する静翼４０の挿入の深さは約０．８吋にし、静岡４０
を空所６４の底に接しない様にすることにより、静翼４
０の先端と空所６４の底との間に約０．８吋のすき同空
間を作る。静翼４０及び空所６４の寸法は、静ｍ４０の
側面と空所６４の側壁の間に約０．０８吋のすき同空間
が出来る様にする。
鋳型工具８６が注入スプルー８７を持ち９、これが台６
０の注入孔６６と整合する様に配置される。
スプルー８７がトランスファー・シリンダ８８と連通し
、このシリンダの中にピストン８９が配回されている。
未硬化のエラストマ、好ましくはＥ。
１、シュポン・ドウ・ネムアース・アンド・カンパニ・
インコーホレーテッドからＶ　Ｉ　Ｔ　Ｏ，Ｎの商品名
で販売され−Ｃいる様なフロロエラストマ・ゴムをＩ・
ランスファ・シリンダ８８に装入する。このシリンダは
約３５０″Ｆの温度に保つ。次に、エラストマを約３．
５００ｐｓｉの最高トランス７１圧力の下にスプルー８
７及び注入孔６６を介して、静翼４０及び台６０の間の
すき同空間に注入覆る。
静翼１台集成体は約３５０”Ｆの温度で約７５分間、ト
ランスファ成形集成体８５内に入れておく。これはＶＩ
ＴＯＮエラストマ６５を硬化させ、静翼４０を台６０に
しっかりと結合り゛るのに役立つ。
次に結合された集成体をトランスファ成形集成体８５か
ら取出し、約３００’Ｆの温度で約１６時間後硬化し、
その後、台６０及び静Ｎ４０から過剰のＶＩＴＯＮのぼ
りを取除く。
成形及び後硬化サイクルの後の静翼４０は、航空機用ガ
スタービン機関がさらされる砂、砂利等の様な破片によ
る侵食に対する抵抗が小さい。この為、ポリウレタンの
さや４９を中空殻体４１の外面に適用して、所要の侵食
抵抗を持たせる。最初、中空殻体４１の外面はグリッド
・プラスアイング等により、軽く閉庁する。このグリッ
ド・プラスディング過程の間、取付は台６０及びカブレ
ル封じ剤６５の面をマスクして、その侵・食を防止する
。ポリウレタンの被膜は、厚さが約０．０１０吋であっ
て、その一方の面に接着剤樹脂の厚さ約０．００１吋の
被覆を持っているが、これを所望の寸法及び形の柵長い
条片に切取る。次に、こ−の被膜条片を中空殻体４１の
周りに巻付け、空気が捕捉されたり、或いは樹脂分の多
いポケットが形成されるのを防止する為に、へら等の様
な適当な工具を用いることににす、殻体４１の面と緊密
に接触する様に加エリ−る。
中空殻体４１の外面がポリウレタンのさや４９によって
完全に覆われた時、静＋７４４０を接着剤を硬化させる
為のプレス冶具９０（第１３図）内に配置する。プレス
治具９０が凸の下側部材９１及び凹の上側部材９２を含
む。静ｍ４０をプレス治具９０に挿入する前に、さやを
施した静翼４０の周りに圧力強化用外被９３を巻付ける
。外被９３はシリコーン・ゴムで形成されていることが
好ましく、２つ折りにして、その２つのフラップが、静
翼４０の凸面及び凹面に夫々沿って、９４で示す様に、
静翼４０の後縁より先で重なり合う様に配置する。この
後、さやを施した静翼４０及び圧力強化用外被９３から
成る集成体をプレス治具９０内に配置し、約２３０″Ｆ
の温度で約６０分間硬化させる。圧力強化用外被９３が
、さや４９に加えられた圧力を強めて均一に分配し、そ
れが一様に硬化すると共に、殻体４１の外面に一様に接
着する様に保証する。支持構造４７はこのプレス作業の
間、十分な内部の支持体になるべきであるが、必要であ
れば、この作業の為に、中空の心４４を加圧することが
出来る。次に、ポリウレタンのさやを施した静翼４０を
プレス冶具９０から取出し、外被９３を取除き、さやを
施した静翼４１を２７０丁で約４時間、がまで後硬化さ
Ｕる。その後、静翼４１から過剰のポリウレタンの被膜
を切取る。
その結果得られる関東成体３０は極めて軽量で低順な製
品であり、疲れ強さ及び侵食抵抗が改善される。更に、
関東成体はすぐれた寸法の一様性及び改善された表面仕
上げを持つと共に、相当する金属の翼に較べて、疲れ抵
抗が改善される。これらの全ての利点は、戦略材料にな
る可能性のある材料を使わずに得られる。
関東成体３０をターボファン・エンジン２０に取付ける
時、静ＦＪ４０の自由端をブーツ５５に挿入し、その接
台６０をファン・カウル２９上の所定位置にボルト留め
することは、前に述べた通りである。
第１４図には、別の翼構造１００が示されている。これ
は、振動減衰層を持つことを別とすれば、静翼４０と略
同じである。詳しく云うと、静翼１００が、薄層１０１
ｂで構成された外側殻体１０１、“１０１ａで構成され
、これらの殻体が壁１０２．１０３を持っている。壁１
０２．１０３は隔たっていて内部あ空所１０４を構成す
ると共に、静間１００の前縁及び後縁に沿って互いに結
合されている。波形積層支持も１造１０５が空所１０／
Ｉ内に配置されている。その波形は全体的に梯形であっ
て、平坦にしたランド１０６を持っている。
振動減衰用エラストマ材料の層１０７が殻体′１０１の
内面に内張すされ、支持構造１０５のランド１０６と面
接触する０層１０７はポリウレタンで形成することが好
ましい。希望によっては、さや４９と同じ様なポリ「フ
レタンのさや（図に示してない）を殻体１０１の外面に
適用することが出来ス　痛Ｎ１　＾ｎんＩＪ！Ｊ角哨　
ス　ｋシナけ　陥曹名構虚Ｗｉ体７０を組立てる際、心
束成体７１及び殻体予備成形体７５．７６の間にポリウ
レタン［１０７を適用することを別にすれば、静岡４０
について前に述べた方法と略同じである。殻体の薄層７
７にあるエポキシ樹脂が、ポリウレタン層１０７に対す
る結合媒質になる。
第１５図には、別の実施例として、ｖ４層支持構造１０
５が互い違いに設けた追加の振動減衰層を持つことが出
来ることを示している。具体的に云うと、支持構造１０
５は複合材料の薄層１０５ａで構成される。この実施例
では、層１０７と同様なエラストマ材料の層１０７ａを
助層１０５ａと互い違いにすることが出来る。薄層１０
５ａ及び層１０７ａは何れも成形作業中、殻体１０１の
薄層１０１ａと同時に硬化する。
以上の説明から、機械的な支持作用及び振動減衰作用を
する内部の支持構造を持つ改良された中空構造と、この
様な翼を製造する独特な方法を提供したことが理解され
よう。静岡を取付は台に組付ける方法も説明したーこの
＃Ａ里−改善され１．−描造及び動作特性を持つ極めて
軒昂でコストの安い画集成体が得られる。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明を用いた出口案内翼集成体をΩむ航空
機用ガス・ターボファンの一部分を切欠いた簡略断面図
、第２図はこの発明による画集成体の分解斜視図、第３
図は第２図の線３−３で切った拡大断面図、第４図は第
２図の画集成体の組立−Ｃた状態を示Ｊ斜祝図、第５図
は第４図の線５−５で切った部分断面図、第６図は第２
図の画集成体の末Ｄｉ：の栓の拡大側面図、第７図は第
６図の線７−７で切った更に拡大した垂直断面図、第８
図は第２図の出［１案内翼集成体の上側部分の拡大部分
図で、ファン・カウルに取イ」番）る様子を示す。 第９図は、その組立てが第２図の画集成体を製造する最
初の工程である様な予備成形体を示ず分解斜視図、第１
０図は第９図の予備成形体を形成する様子を示１拡大部
分斜視図、第１１図は第９図及び第１０図に示した成形
体の各部分を結合する成形集成体の断面図、第１２図は
静翼を取付は台に結合する装置の部分断面図、第１３図
は静岡にさやを適用するプレス機構の拡大断面図、第１
４図はこの発明の別の実施例の静翼の拡大部分断面図、
第１５図はこの発明の更に別の実施例の静翼の更に拡大
した部分断面図である。 主な符号の説明 ４１：中空殻体 ４４：空所 ４７：波形支持構造 特許出願人

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １）積層中空殻体と、該殻体の中に配置されていて、相
    隔たる区域で該殻□体と面接触している積層波形支持構
    造とを有し、該支持構造が前記殻体と協働してその間に
    中空の空所を構成している翼構造。 ２、特許請求の範囲１）に記載した翼構造に於て、前記
    支持構造及び前記殻体が同じ材料で形成されている翼構
    造。 ３）特許請求の範囲２）に記載した翼構造に於て、前記
    材料がエポキシ樹脂を含浸した炭素又は黒鉛繊維と硝子
    補強繊維との複合体である翼構造。 ４）特許請求の範囲１）に記載した翼構造に於て、前記
    殻体の材料がエポキシ樹脂を含浸した炭素又は黒鉛繊維
    と硝子補強繊維との複合体であり、前記支持構造の材料
    が金属箔の薄層を結着して構成されている翼構造。 ５）特許請求の範囲２）に記載した翼構造に於て１前記
    材料が金属箔の薄層を結着して構成されている翼構造。 ６）特許請求の範囲１）に記載した翼構造に於て、前記
    積層波形支持構造が前記積層支持構造の薄層と互い違い
    の振動減衰エラストマ材料の層を有する翼構造。 ７）特許請求の範囲１）に記載した翼構造に於て、振動
    減衰エラストマ材料の層が前記殻体の内面の上に配置さ
    れていて前記支持構造と間欠的に接触している翼構造。 ８）特許請求の範囲７）に記載した翼構造に於て、前記
    振動減衰材料の層がポリウレタンで形成されている翼構
    造。 ９）特許請求の範囲１〉に記載した翼構造に於て、耐触
    性のさやが前記殻体の外面を覆っている翼構造。 １０）特許請求の範囲９）に記載した翼１Ｍ造に於て、
    前記さやがポリウレタンＣ形成されている翼構造。 １１）特許請求の範囲１）に記載しｔ＝　ｍ構造に於て
    、航空機用ガスタービン機関の出口案内翼である翼構造
    。 １２）積層殻体構造の中空補強具を製造する方法に於て
    、１種類の材料から成る細長い積層波形支持構造及び該
    支持構造の波形の中に該構造と接触して配置された別の
    種類の材料から成る複数個の細長い心棒を含ｌυでいで
    、該心棒が支持構造と協動して心束成体を構成している
    様な心束成体を用意し、この後、前記心束成体の上に薄
    層を積重ねた積層殻体を適用して前記心束成体をその両
    端以外で取囲むと共に支持構造に接触する様にし、次い
    で前記殻体を前記支持構造のみに結合し、その後前記殻
    体の開放端を介して心棒を取出し、一体の内部の波形支
    持構造を持つ中空翼を残す工程から成る方法。 １３）特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前
    記支持構造の波形が全体的に梯形であって、前記殻体に
    沿った相隔たる区域で、該殻体と面接触している方法。 １４）特許請求の範囲１３）に記載し１＝方法に於て、
    第１の複数個の相隔たる心棒を整合させ、前記支持構造
    の材料を前記第１の心棒の上で、該第１の心棒の間の空
    間内に配置し、その後、前記第１の複数個の心棒の間に
    第２の複数個の心棒を介在配置して波形並びに心束成体
    を形成（ることにより、前記積層支持構造の波形が形成
    される方法。 １５）特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前
    記殻体及び丙記支持構造が同じ材料で形成されている方
    法。 １６）特許請求の範囲１５）に記載した方法に於て、各
    々の薄層が、熱硬化樹脂を含浸した炭素又は黒鉛ｍ維と
    硝子補強繊維との複合体であり、更に、前記薄層を互い
    に結合し月つ支持構造に結合する為に、心束成体及び積
    車ねた薄層の組合せに熱及び圧力を加える工程を含む方
    法。 １７）特許請求の範囲１５）に記載した方法に於て、前
    記材料が金属箔の薄層を結着した複合体である方法。 １８）特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前
    記殻体の材料がエポキシ樹脂を含浸した炭素又は黒鉛繊
    維と硝子補強繊維との複合体であり、前記支持構造の材
    料が金属箔の薄層を結着して構成されている方法。 １９）特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前
    記波形支持構造が支持構造の材料の薄層と互い違いの振
    動減衰用エラストマ材料の層を含んでいる方法。 ２、特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前記
    支持構造と間欠的に接触する様に、前記殻体の内面に振
    動減衰用エラストマ材料の層を適用する工程を含む方法
    。 ２、特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前記
    殻体の外面に耐蝕性のさやを適用する工程を含む方法。 ２、特許請求の範囲１２）に記載した方法に於て、前記
    間の１端に対して相補的な形であるが、それより若干人
    きい寸法凹部を持つ取付は台を用の挿入した端の間に略
    一様な予定のすき間中間が出来る様に、前記間の栓を施
    した端を取付は台の凹部に挿入し、その後エラストマ材
    料を前記ずき間中間に注入して該空間を充填し、その後
    翼の挿入した端を取付は台に結合する為に前記エラスト
    マ材料を硬化さける工程を含む方法。 ２、特許請求の範囲２２）に記載した方法に於て、翼を
    取付は台に組込んだ後、該翼の外面に耐蝕性のさやを適
    用する工程を含む方法。
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