WO2018146862A1 - ファンブレード - Google Patents

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WO2018146862A1
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fan blade
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茜 大保
広幸 八木
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株式会社Ihi
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present disclosure relates to a fan blade of an aircraft turbofan engine, particularly a composite material fan blade.
  • An aircraft turbofan engine is composed of a fan and a core engine provided coaxially with the fan behind the fan and provided with a turbine for driving the fan.
  • the fan includes a substantially cylindrical fan case, a fan disk configured to rotate inside the fan case, and a plurality of fan blades attached to the outer periphery of the fan disk.
  • the fan disk is driven to rotate by a low-pressure turbine connected through a shaft.
  • the fan blade rotates with the fan disk, and air is sucked into the fan. Part of the air flows into the core engine and generates high-temperature and high-pressure gas for driving the low-pressure turbine, and the remaining part bypasses the core engine and is discharged from the rear, contributing to the generation of most of the thrust.
  • the weight of the fan blade can be reduced while maintaining the strength by changing the material of the fan blade from a titanium alloy to a composite material. can do.
  • the composite material is inferior in wear resistance and impact resistance as compared with the titanium alloy.
  • foreign matter such as sand particles and pebbles
  • the foreign matter collides with the wing part of the fan blade, and damage (FOD (Foreign Object) Damage).
  • the fan blade wing is greatly deformed by the collision with the foreign object. Deformation begins as a bending deformation at the leading edge and then propagates to other regions.
  • the trailing edge of the wing part is a part where large distortion is likely to occur on the surface due to the propagated deformation, and if the wing part is composed of a composite material, there is a high possibility of cracking or peeling. .
  • the front edge of the composite material wing body is covered with a metal sheath, and the rear edge was covered with a metal guard.
  • the front edge of the composite material wing body (“airfoil 154”) is a metal sheath (“metal leading edge”). 158 ”) and the rear edge is covered with metal guards (“ trailing edge guard 156 "and” blade tip cap 150 ”) (see FIG. 2).
  • the rear end portion of the sheath and the front end portion of the guard have a dimensional tolerance at the time of production of both. It is considered that they are arranged so as not to overlap each other in consideration. That is, it can be considered that there is a gap G between the rear end of the sheath 122 having a nominal design (reference) shape and the front end of the guard 123 as shown in FIG. 4A.
  • the profile of the wing part of the fan blade 120 has a discontinuous recess in the gap G, as described above. Even in a state where no serious damage has occurred, it becomes a factor that impairs the aerodynamic performance of the wing.
  • the recesses that cause the aerodynamic performance to be impaired as described above can be eliminated by raising the surface of the composite wing main body 121 in such a manner as to fill the gap G as shown in FIG. 4C.
  • symbol 124 in a figure is an adhesive bond layer for joining the sheath 122 and the guard 123 to the wing
  • FIG. However, in such a wing body 121, the reinforcing fiber (shown by a broken line in the figure) constituting the composite material is partially bent at the raised portion, and as a result, the strength of the wing body 121 is increased. Since it falls, it is not preferable.
  • the present disclosure has been made in view of the above problems, and provides a fan blade that is made of a composite material and that is not damaged even when a large foreign object collides. Objective.
  • a fan blade includes a wing part body made of a composite material of a thermoplastic resin or a thermosetting resin and a reinforcing fiber, and a front edge part of the wing part body.
  • a metal sheath covering at least a part of the metal sheath and a metal guard covering at least a part of a rear edge of the wing body, and the rear end of the sheath and the front end of the guard The pressure part of the wing part body is overlapped in the thickness direction of the wing part body on each of the pressure surface and the suction surface, and in the overlapped section, the front end part of the guard is the rear end part of the sheath And the wing part body.
  • the wear resistance and impact resistance of a composite fan blade can be improved while minimizing the loss of aerodynamic performance, and even when a large foreign object collides, The outstanding effect that generation
  • FIG. 1 is an overall perspective view of a composite material fan blade of the present disclosure.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view of the composite material fan blade of the present disclosure (cross section AA in FIG. 2A). It is an enlarged view of IF section in Drawing 2B showing the relation between the rear end part of the sheath in the fan blade made from a composite material of this indication, and the front end part of a guard. It is the whole composite material fan blade perspective view.
  • FIG. 4B is a cross-sectional view of a conventional composite material fan blade (cross section AA in FIG. 4A).
  • FIG. 4 is an enlarged view showing a gap portion between a rear end portion of a sheath and a front end portion of a guard in a cross-sectional view (cross section AA in FIG. 4A) of a conventional composite material fan blade.
  • Fig. 4 illustrates a method for eliminating the resulting fan blade wing profile recess.
  • FIG. 4 is an enlarged view showing a gap portion between a rear end portion of a sheath and a front end portion of a guard in a cross-sectional view (cross section AA in FIG. 4A) of a conventional composite material fan blade.
  • FIG. 6 illustrates another method for eliminating the resulting fan blade wing profile recess.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional side view of a general turbofan engine equipped with fan blades.
  • the turbofan engine 1 includes a fan 2 that generates most of the thrust, and a core engine 3 that is disposed behind the fan 2 and coaxially with the fan 2 and includes a turbine for driving the fan 2. .
  • the core engine 3 is configured as a turbojet engine in which a low-pressure compressor 31, a high-pressure compressor 32, a combustor 33, a high-pressure turbine 34, and a low-pressure turbine 35 are arranged in order from the upstream side to the downstream side.
  • the high pressure turbine 34 is connected to the high pressure compressor 32 via a high pressure shaft 37
  • the low pressure turbine 35 is connected to the low pressure compressor 31 and the fan 2 via a low pressure shaft 38.
  • the fan 2 is attached to a fan case 26 formed in a substantially cylindrical shape, a fan disk 25 configured to rotate inside the fan case 26, and an outer periphery of the fan disk 25 with a circumferential interval.
  • a plurality of fan blades 20 are provided.
  • the fan case 26 is attached to the casing 30 of the core engine 3 via a plurality of struts (posts) 4 arranged at intervals in the circumferential direction.
  • the fan disk 25 is rotationally driven by a low pressure turbine 35 connected via a low pressure shaft 38.
  • FIG. 2A is an overall perspective view of the fan blade 20 of the present disclosure
  • FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 2A.
  • the fan blade 20 of the present disclosure includes a wing body 21 made of a composite material, a metal sheath 22 that covers the front edge LE of the wing body 21, and a metal that covers the rear edge TE of the wing body 21. It is comprised from the guard 23.
  • FIG. 1 A wing body 21 made of a composite material, a metal sheath 22 that covers the front edge LE of the wing body 21, and a metal that covers the rear edge TE of the wing body 21. It is comprised from the guard 23.
  • the fan blade 20 can be divided into a blade portion 20A and a blade root portion 20R in terms of function.
  • the blade root portion 20R is a proximal end portion of the blade portion main body 21, and this portion is fitted into a groove (not shown) provided on the outer periphery of the fan disk 25 at a circumferential interval, whereby the fan blade 20 Is attached to the fan disk 25.
  • the wing portion 20A is a portion of the fan blade 20 excluding the blade root portion 20R, and includes the wing portion main body 21, the sheath 22, and the guard 23 as described above, and exhibits an aerodynamic function.
  • FRP Fiber Reinforced Plastics
  • Thermoplastic resin is a resin that has the property of softening by heating to exhibit plasticity and solidifying by cooling.
  • the thermoplastic resin used for the fan blade 20 of the present disclosure is, for example, polyethylene resin, polypropylene resin, polystyrene resin, ABS resin, vinyl chloride resin, methyl methacrylate resin, nylon resin, fluorine resin, polycarbonate resin, polyester resin, or the like. .
  • thermosetting resin is a resin having a property of being cured by heating.
  • the thermosetting resin used for the fan blade 20 of the present disclosure is, for example, an epoxy resin, a phenol resin, a polyimide resin, or the like.
  • the reinforcing fiber used for the fan blade 20 of the present disclosure is, for example, carbon fiber, aramid fiber, glass fiber, or the like.
  • the wing body 21 is manufactured, for example, by laminating a plurality of sheet-like prepregs in which a reinforcing fiber is impregnated with a thermoplastic resin, and press-molding so as to obtain a final shape in a heated state.
  • a plurality of sheet-like prepregs in which a reinforcing fiber is impregnated with a thermosetting resin may be laminated so as to obtain a final shape, and then the resin may be cured under heating.
  • the sheath 22 is made of a metal such as a titanium alloy, and has a structure in which a base 22B, a pressure-side protective wall 22P and a suction-side protective wall 22S protruding from the base 22B are integrated, as shown in FIG. 2B. .
  • the pressure surface protection wall 22P and the suction surface protection wall 22S are opposed to each other across the recess 22R, and the recess 22R is configured to receive a front portion of the wing body 21 including the front edge portion LE. .
  • the pressure surface 21P and the pressure surface protection wall 22P of the wing body 21 and the suction surface 21S and the suction surface protection wall 22S of the wing body 21 are joined by an adhesive layer 24 such as an epoxy adhesive.
  • the sheath 22 covers the leading edge LE of the wing body 21 in almost the entire region from the blade root H to the blade tip T in the height direction of the wing body 21. This prevents the front edge LE of the wing body 21 from being damaged by collision with foreign matter even when foreign matter such as sand particles and pebbles is mixed in the air sucked into the fan 2. Can do.
  • blade part main body 21 covered with the sheath 22 can be selected suitably.
  • the blade tip T may be covered by extending the pressure surface protection wall 22P and the suction surface protection wall 22S rearward. Thereby, even when the contact with the inner peripheral surface of the fan case 26 occurs, it is possible to prevent excessive wear from occurring at the blade tip T.
  • the guard 23 is made of a metal such as a titanium alloy and, as shown in FIGS. 2A and 2B, includes a pressure surface protective wall 23P and a suction surface protective wall 23S.
  • the positive pressure surface protective wall 23P and the negative pressure surface protective wall 23S may be integrally connected over a part or the whole in the height direction at the rear end.
  • the connection method the pressure-side protective wall 23P and the suction-side protective wall 23S may be formed separately and then joined by welding, brazing, or the like, or may be integrally formed from a single material by plastic working or the like. .
  • the pressure surface protection wall 23P and the suction surface protection wall 23S face each other across the recess 23R, and the recess 23R is configured to receive the rear portion of the wing body 21 including the trailing edge TE. .
  • the pressure surface 21P and the pressure surface protection wall 23P of the wing body 21 and the suction surface 21S and the suction surface protection wall 23S of the wing body 21 are joined by an adhesive layer 24 made of an adhesive such as an epoxy adhesive.
  • the guard 23 covers the trailing edge TE of the wing body 21 in almost the entire region from the blade root H to the blade tip T in the height direction of the wing body 21. Therefore, even when a large foreign object B such as a bird collides with the wing part 20A of the fan blade 20, the distortion generated on the surface of the trailing edge part TE of the wing part body 21 due to the deformation caused thereby is suppressed. And it can prevent that a crack and peeling generate
  • blade part main body 21 covered with the guard 23 can be selected suitably.
  • the deformation behavior of the wing portion 20A of the fan blade 20 when a large foreign object B collides is obtained by analysis, and a range including a portion where a large strain exceeding the allowable value is predicted is covered with the guard 23. good.
  • FIG. 2B is an enlarged view of the IF portion in FIG. 2B regarding the configuration of the interface portion between the rear end portion of the sheath 22 (rear end portion and its vicinity) and the front end portion of the guard 23 (front end and its vicinity portion). This will be described with reference to FIG.
  • the configuration is the same on both the pressure surface side and the suction surface side of the wing body 21. Therefore, in the following description, the description on the suction surface side is written in parentheses, so that redundant description is omitted. To do.
  • the rear end portion of the pressure surface protection wall 22P (suction surface protection wall 22S) of the sheath 22 and the front end portion of the pressure surface protection wall 23P (suction surface protection wall 23S) of the guard 23 are the former.
  • the pressure surface 21P (negative pressure surface 21S) of the wing body 21 are overlapped in the thickness direction of the wing body 21 so that the latter is interposed between the pressure surfaces 21P (negative pressure surfaces 21S). Is formed.
  • a forward transition section TF1 (TF2) and a rear transition section TR1 (TR2) are formed, respectively.
  • the rear side of the rear end of the pressure surface protective wall 22P (negative pressure surface protective wall 22S) of the sheath 22 and the guard The concave portion formed outside the pressure surface protective wall 23P (pressure surface protective wall 23S) is filled with an additional adhesive layer 24A.
  • the pressure surface SP (negative pressure surface SS) of the wing portion 20A in the front and rear of the rear transition section TR1 (TR2) is smoothly connected by the outer surface of the filled additional adhesive layer 24A.
  • the pressure surface SP (negative pressure surface SS) of the wing portion 20A is the pressure surface protection of the sheath 22 in front of the rear transition section TR1 (TR2), that is, in the overlap section OL1 (OL2) and the front transition section TF1 (TF2). It is formed by the outer surface of the wall 22P (sucking surface protection wall 22S). Further, at the rear of the rear transition section TR1 (TR2), the pressure surface SP (negative pressure surface SS) of the wing portion 20A is formed by the outer surface of the pressure surface protective wall 23P (negative pressure surface protective wall 23S) of the guard 23. .
  • the inner surface of the pressure surface protective wall 22P (negative pressure surface protective wall 22S) of the sheath 22 and the outer surface of the pressure surface protective wall 23P (negative pressure surface protective wall 23S) of the guard 23 Are bonded to each other via an adhesive layer 24.
  • the thickness of the pressure surface protective wall 23P (negative pressure surface protective wall 23S) of the guard 23 is kept constant in the rear transition section TR1 (TR2) and the rear thereof, but in the overlap section OL1 (OL2) It is decreasing continuously toward.
  • the thickness of the pressure surface protection wall 22P (suction surface protection wall 22S) of the sheath 22 continuously decreases toward the rear in the forward transition section TF1 (TF2) and the overlap section OL1 (OL2). For example, it increases continuously toward the front.
  • the thickness of the pressure surface protective wall 23P (negative pressure surface protective wall 23S) of the guard 23 continuously decreases toward the front, and the pressure surface protective wall 22P of the sheath 22 is reduced.
  • the thickness of the (suction surface protection wall 22S) increases continuously toward the front.
  • the thickness of the wing body 21 decreases continuously toward the front. Therefore, partial bending of the reinforcing fiber of the composite material constituting the wing body 21 is avoided, and as a result, a decrease in strength of the wing body 21 can be prevented.
  • the thickness of the wall that protects the pressure surface 21P (suction surface 21S) of the wing body 21 is not necessarily constant, and the pressure surface protection wall 22P (suction surface protection wall 22S) and the guard of the sheath 22 are not necessarily constant.
  • the thickness of each of the pressure-side surface protection walls 23P (suction-side surface protection walls 23S) is appropriately selected within the range in which partial bending does not occur in the reinforcing fibers of the composite material constituting the wing body 21. Can do.
  • the thickness of the pressure-side protective wall 23P (suction-side protective wall 23S) of the guard 23 may be kept the same as the thickness of the rear transition zone TR1 (TR2) and the rear thereof in the overlap zone OL1 (OL2). Good.
  • the pressure surface 21P (pressure surface) of the wing body 21 is increased. 21S), that is, the entire thickness of the pressure side protective wall 22P (negative pressure side protective wall 22S) of the sheath 22 and the pressure side protective wall 23P (negative pressure side protective wall 23S) of the guard 23 is also forward. It will increase continuously. Thereby, the front edge part LE of the wing
  • the thickness of the adhesive layer 24 is changed in the front-rear direction with respect to the shape of the wing body 21 determined so that partial bending does not occur in the reinforcing fiber of the composite material.
  • the change in the front-rear direction of the thickness of the pressure-side protective wall 22P (suction-side protective wall 22S) of the sheath 22 is compensated.
  • the thickness of the pressure surface protection wall 22P (suction surface protection wall 22S) of the sheath 22 is 1.2 mm at the front end of the front transition section TF1 (TF2), and the rear end of the overlap section OL1 (OL2). It is 0.2 mm at this time, and changes continuously during this time.
  • the thickness of the pressure surface protective wall 23P (negative pressure surface protective wall 23S) of the guard 23 is 0.5 mm (constant) behind the rear end of the overlap section OL1 (OL2), and the thickness of the overlap section OL1 (OL2). 0.2mm at the front end.
  • any of these thicknesses can be selected as appropriate.
  • the rear end of the sheath 22 that covers the front of the wing body 21 and the front end of the guard 23 that covers the rear of the wing body 21 are the wing body 21. It overlaps in the thickness direction.
  • the wing part main body 21 made of the composite material is covered with the metal sheath 22 and the metal guard 23 over the entire region in the front-rear direction.
  • the wing body 21 is deformed in a smoothly curved manner without being bent, and stress concentration may occur in the wing body 21.
  • the surface of the composite material constituting the wing body 21 does not crack.
  • the composite material constituting the wing body 21 is composed of a plurality of layers laminated in the thickness direction of the wing body 21, delamination may occur in a conventional composite material fan blade.
  • the fan blade 20 of the present disclosure can eliminate that possibility.
  • the front end portion of the guard 23 is covered by the rear end portion of the sheath 22. Therefore, the front end portion of the guard 23 does not peel off from the pressure surface 21P of the wing portion main body 21 and is not lifted.
  • the fan blade 20 of the present disclosure even when a large foreign object B such as a bird collides, the wing body 21 is cracked or delaminated, or the sheath 22 or the guard 23 is peeled off. Such damage will not occur.
  • the fan blade 20 of the present disclosure can withstand a greater load than a conventional composite fan blade before being damaged.
  • the concave portion generated by overlapping the rear end portion of the sheath 22 and the front end portion of the guard 23 in the thickness direction of the wing portion main body 21 is an additional adhesive layer. Since it is filled with 24A, the loss of aerodynamic performance can be minimized.
  • the wear resistance and impact resistance of a composite material fan blade can be improved while minimizing the loss of aerodynamic performance, and when a large foreign object collides. Even if it exists, generation
  • the fan blade according to the first aspect of the present disclosure is made of a metal that covers at least a part of a front edge portion of a wing body made of a composite material of a thermoplastic resin or a thermosetting resin and a reinforcing fiber, and the wing body.
  • a metal guard that covers at least a part of the rear edge of the wing body, and the rear end of the sheath and the front end of the guard include a pressure surface of the wing body and On each surface of the suction surface, it overlaps in the thickness direction of the wing body, and in the overlapped section, the front end of the guard is between the rear end of the sheath and the wing body. Is intervening.
  • the thickness of the sheath continuously decreases toward the rear, and the thickness of the guard decreases continuously toward the front. ing.
  • the thickness of the wing body in the transition section at the rear of the overlapped section is the normal value with respect to the camber line of the wing section of the fan blade.
  • the pressure surface and the suction surface continuously decrease toward the front, and the sheath and the wing body, the guard and the wing body, and the sheath and the guard in the overlapping section are Are joined by adhesive layers, respectively, and an additional adhesive layer is disposed outside the guard in the transition section.
  • the fan blade according to the fifth aspect of the present disclosure satisfies the following (1) or (2).
  • (1) The length in the front-rear direction of the section where the rear end portion of the sheath and the front end portion of the guard overlap on the positive pressure surface is equal to or greater than the thickness of the fan blade at the rear end of the section.
  • (2) The length in the front-rear direction of the section where the rear end portion of the sheath and the front end portion of the guard overlap on the suction surface is equal to or greater than the thickness of the fan blade at the rear end of the section.

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Abstract

複合材料製でありながら、大きな異物が衝突した場合であっても損傷を受けることのないファンブレードを提供する。ファンブレード(20)は、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼部本体(21)と、翼部本体の前縁部(LE)の少なくとも一部を覆う金属製のシース(22)と、翼部本体の後縁部(TE)の少なくとも一部を覆う金属製のガード(23)と、を備え、シースの後端部とガードの前端部とは、翼部本体の正圧面(SP)及び負圧面(SS)のそれぞれの面上で翼部本体の厚さ方向にオーバーラップしており、該オーバーラップした区間(OL1,OL2)において、ガードの前端部は、シースの後端部と翼部本体との間に介在している。

Description

ファンブレード
　本開示は、航空機用ターボファンエンジンのファンブレード、特に複合材料製のファンブレードに関する。
　航空機用ターボファンエンジンは、ファンと、ファンの後方にファンと同軸に配置され、ファンを駆動するためのタービンを備えたコアエンジンとから構成されている。
　ファンは、略円筒状のファンケースと、ファンケースの内部において回転するように構成されたファンディスクと、ファンディスクの外周に取り付けられた複数のファンブレードとを備えている。ファンディスクは、シャフトを介して連結された低圧タービンによって回転駆動される。
　ターボファンエンジンの運転中、ファンディスクと共にファンブレードが回転することにより、ファンに空気が吸い込まれる。空気の一部はコアエンジンに流入し、低圧タービンを駆動するための高温高圧のガスを発生させ、残部はコアエンジンをバイパスして後方から排出され、推力の大部分の発生に寄与する。
　航空機用ターボファンエンジンのファンブレードとしては、従来は主にチタン合金製のものが用いられていた。しかしながら、近年においては、ＦＲＰ（Fiber Reinforced Plastics；繊維強化プラスチック）等の複合材料で製造されたものが用いられることが多い。
　複合材料は、チタン合金と比べて比強度（引張強度を密度で除した値）が大きいため、ファンブレードの材料をチタン合金から複合材料に変更することにより、強度を維持したまま軽量化を実現することができる。
　その一方で、複合材料は、チタン合金と比べて耐摩耗性及び耐衝撃性において劣っている。ファンに吸い込まれる空気に砂粒、小石等の異物が混入していると、異物はファンブレードの翼部に衝突し、翼部が複合材料により構成されている場合には、損傷（ＦＯＤ（Foreign Object Damage））を引き起こす可能性がある。
　そのため、従来の複合材料製ファンブレード１２０においては、図４Ａに示すように、異物との衝突の可能性が高い複合材料製の翼部本体１２１の前縁部ＬＥを金属製のシース１２２で覆うことにより、損傷の発生を防止している（特許文献１参照）。
　また、ファンが、鳥等の大きな異物を吸い込むと、ファンブレードの翼部は、異物との衝突によって大きく変形する。変形は、前縁部における曲げ変形として始まり、その後、他の領域へ伝播してゆく。このうち翼部の後縁部は、伝播してきた変形により表面に大きな歪が発生しやすい部位であり、翼部が複合材料により構成されている場合には、亀裂や剥離が生じる可能性が高い。
　そのため、従来の複合材料製ファンブレード１２０においては、図４Ａに示すように、複合材料製の翼部本体１２１の後縁部ＴＥのうち、異物衝突時の変形により表面に大きな歪が発生すると予測される部位を、金属製のガード１２３で覆って保護している。これにより、翼部の後縁部の強度が向上し、亀裂や剥離の発生が回避される（特許文献１参照）。
　このように、従来の複合材料製ファンブレードにおいては、耐摩耗性及び耐衝撃性を向上させるために、複合材料製の翼部本体の前縁部を金属製のシースで覆うと共に、後縁部を金属製のガードで覆っていた。
米国特許第７，７８０，４１０号明細書
　特許文献１に記載された複合材料製ファンブレード（「fan blade assembly 114」）においては、複合材料製の翼部本体（「airfoil 154」）の前縁部が金属製のシース（「metal leading edge 158」）で覆われ、後縁部が金属製のガード（「trailing edge guard 156」及び「blade tip cap 150」）で覆われている（FIG.2参照）。
　ところで、シースとガードとのインターフェース部の構成、より具体的には、シースの後端部（後端及びその近傍の部分）とガードの前端部（前端及びその近傍の部分）とが互いにどのように配置されているのかについて、特許文献１には記載されていない。
　しかし、金属製のシース及び金属製のガードは、複合材料製の翼部本体に接着剤により接合されるので、シースの後端部とガードの前端部とは、両者の製造時の寸法公差を考慮して互いに重なり合うことがないよう配置されているものと考えられる。すなわち、設計上のノミナル（基準）形状を有するシース１２２の後端とガード１２３の前端との間には、図４Ａに示すように、隙間Ｇがあると考えらえる。
　このように、シース１２２の後端とガード１２３の前端との間に隙間Ｇがある場合、ファンブレード１２０に大きな異物Ｂが衝突すると、翼部本体１２１は、図４ＡにおけるＡ－Ａ断面図である図４Ｂに示すように、異物Ｂの衝突による曲げ荷重Ｆの作用によって、隙間Ｇの存在する部分において屈曲するように曲げられる。これにより、ファンブレード１２０は、以下に示すような損傷を受ける可能性が高い。
（１）屈曲により生じる応力集中により、翼部本体１２１を構成する複合材料の表面に亀裂が生じる。また、翼部本体１２１を構成する複合材料が、翼部本体１２１の厚さ方向に積層された複数の層から成る場合には、層間剥離（隣接する層が互いに剥がれる現象）が発生する。
（２）翼部本体１２１のうち異物が衝突する側の面（正圧面１２１Ｐ）が、図４Ｂに示すように、発生した曲げ変形に起因して隙間Ｇの近傍において一時的に凸面となり、これにより、シース１２２及びガード１２３の一方または両方のうち、翼部本体１２１の正圧面１２１Ｐに接合された部分が剥がれ、翼部本体１２１の正圧面１２１Ｐから浮き上がった状態となる。
　（１）の損傷が発生した場合には、翼部本体の強度が大幅に低下してしまい、また、（２）の損傷が発生した場合には、プロファイル（断面形状）の変化により翼部の空力性能が大幅に低下してしまい、いずれも好ましくない。
　また、シース１２２の後端とガード１２３の前端との間に隙間Ｇがある場合、ファンブレード１２０の翼部のプロファイルは、隙間Ｇの部分において不連続的な凹部を有することとなり、上述したような損傷が発生していない状態においても、翼部の空力性能を損なう要因となる。
　このように空力性能を損なう要因となる凹部は、図４Ｃに示すように、複合材料製の翼部本体１２１の表面を、隙間Ｇを埋めるような態様で隆起させることにより、解消することができる。なお、図中の符号１２４は、シース１２２及びガード１２３を翼部本体１２１に接合するための接着剤層である。しかし、このような翼部本体１２１では、隆起した部分において、複合材料を構成する強化繊維（図中、破線で示す。）に部分的な屈曲が生じ、結果的に翼部本体１２１の強度が低下してしまうので、好ましくない。このような強度低下を生じさせずに空力性能を損なう凹部を解消する方法として、図４Ｄに示すように接着剤を隙間Ｇに充填して埋める方法がある。しかし、隙間Ｇを埋めている接着剤の剛性、強度は複合材料製の翼部本体や金属製のシース、ガードと比較して著しく低いため、異物の衝突によりシース、ガードの不連続部に発生する部分的な屈曲に起因する損傷を防ぐ効果はない。
　本開示は、以上のような問題点に鑑みてなされたものであって、複合材料製でありながら、大きな異物が衝突した場合であっても損傷を受けることのないファンブレードを提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示の一実施態様のファンブレードは、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼部本体と、前記翼部本体の前縁部の少なくとも一部を覆う金属製のシースと、前記翼部本体の後縁部の少なくとも一部を覆う金属製のガードと、を備え、前記シースの後端部と前記ガードの前端部とは、前記翼部本体の正圧面及び負圧面のそれぞれの面上で前記翼部本体の厚さ方向にオーバーラップしており、該オーバーラップした区間において、前記ガードの前端部は、前記シースの後端部と前記翼部本体との間に介在している。
　本開示によれば、複合材料製ファンブレードの耐摩耗性及び耐衝撃性を、空力性能の損失を最小限に抑えつつ向上させることができると共に、大きな異物が衝突した場合であっても、損傷の発生を防止することができるという、優れた効果を得ることができる。
ファンブレードを備えるターボファンエンジンの概略側断面図である。 本開示の複合材料製ファンブレードの全体斜視図である。 本開示の複合材料製ファンブレードの断面図（図２ＡにおけるＡ－Ａ断面）である。 本開示の複合材料製ファンブレードにおけるシースの後端部とガードの前端部との関係を示す、図２ＢにおけるＩＦ部の拡大図である。 従来の複合材料製ファンブレードの全体斜視図である。 従来の複合材料製ファンブレードの断面図（図４ＡにおけるＡ－Ａ断面）である。 従来の複合材料製ファンブレードの断面図（図４ＡにおけるＡ－Ａ断面）において、シースの後端部とガードの前端部との間の隙間の部分を拡大して示す図であり、当該隙間により生じるファンブレード翼部プロファイルの凹部を解消するための方法を示している。 従来の複合材料製ファンブレードの断面図（図４ＡにおけるＡ－Ａ断面）において、シースの後端部とガードの前端部との間の隙間の部分を拡大して示す図であり、当該隙間により生じるファンブレード翼部プロファイルの凹部を解消するための他の方法を示している。
　以下、本開示の実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
　図１は、ファンブレードを備える一般的なターボファンエンジンの概略側断面図である。
　ターボファンエンジン１は、推力の大部分を発生させるファン２と、ファン２の後方にファン２と同軸に配置され、ファン２を駆動するためのタービンを備えたコアエンジン３とから構成されている。
　コアエンジン３は、上流側から下流側に向かって順に、低圧コンプレッサ３１、高圧コンプレッサ３２、燃焼器３３、高圧タービン３４、低圧タービン３５が配置されたターボジェットエンジンとして構成されている。高圧タービン３４は高圧シャフト３７を介して高圧コンプレッサ３２に連結され、低圧タービン３５は低圧シャフト３８を介して低圧コンプレッサ３１及びファン２に連結されている。
　ファン２は、略円筒状に形成されたファンケース２６と、ファンケース２６の内部において回転するように構成されたファンディスク２５と、ファンディスク２５の外周に周方向に間隔を隔てて取り付けられた複数のファンブレード２０とを備えている。ファンケース２６は、コアエンジン３のケーシング３０に、周方向に間隔を隔てて複数配設されたストラット（支柱）４を介して取り付けられている。ファンディスク２５は、低圧シャフト３８を介して連結された低圧タービン３５によって回転駆動される。
　図２Ａは、本開示のファンブレード２０の全体斜視図であり、図２Ｂは、図２ＡにおけるＡ－Ａ断面図である。
　本開示のファンブレード２０は、複合材料製の翼部本体２１と、翼部本体２１の前縁部ＬＥを覆う金属製のシース２２と、翼部本体２１の後縁部ＴＥを覆う金属製のガード２３とから構成されている。
　一方、ファンブレード２０は、機能の観点では、翼部２０Ａと翼根部２０Ｒとに区分することができる。翼根部２０Ｒは、翼部本体２１の基端部分であり、この部分をファンディスク２５の外周に周方向に間隔を隔てて設けられた溝（図示せず）に嵌め込むことにより、ファンブレード２０はファンディスク２５に取り付けられる。翼部２０Ａは、ファンブレード２０のうち翼根部２０Ｒを除く部分であり、上述したように翼部本体２１とシース２２とガード２３とから構成され、空力的機能を発揮する。
　翼部本体２１を構成する複合材料としては、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂と強化繊維とから成るＦＲＰ（Fiber Reinforced Plastics；繊維強化プラスチック）が用いられる。
　熱可塑性樹脂は、加熱によって軟化して可塑性を発揮し、冷却によって固化する性質を有する樹脂である。本開示のファンブレード２０に用いられる熱可塑性樹脂は、例えばポリエチレン樹脂、ポリプロピレン樹脂、ポリスチレン樹脂、ＡＢＳ樹脂、塩化ビニル樹脂、メタクリル酸メチル樹脂、ナイロン樹脂、フッ素樹脂、ポリカーボネート樹脂、ポリエステル樹脂等である。
　熱硬化性樹脂は、加熱によって硬化する性質を有する樹脂である。本開示のファンブレード２０に用いられる熱硬化性樹脂は、例えばエポキシ樹脂，フェノール樹脂，ポリイミド樹脂等である。
　本開示のファンブレード２０に用いられる強化繊維は、例えば炭素繊維、アラミド繊維、ガラス繊維等である。
　翼部本体２１は、例えば、強化繊維に熱可塑性樹脂を含浸させたシート状のプリプレグを複数枚積層し、加熱状態下において最終形状が得られるようにプレス成形することにより製造される。あるいは、強化繊維に熱硬化性樹脂を含浸させたシート状のプリプレグを、最終形状が得られるように複数枚積層した後、加熱状態下において樹脂を硬化させることによって製造しても良い。
　シース２２は、チタン合金等の金属から成り、図２Ｂに示すように、基部２２Ｂと、基部２２Ｂから突出する正圧面保護壁２２Ｐ及び負圧面保護壁２２Ｓとを一体にした構造を有している。
　正圧面保護壁２２Ｐと負圧面保護壁２２Ｓは、凹部２２Ｒを挟んで互いに対向しており、凹部２２Ｒは、前縁部ＬＥを含む翼部本体２１の前方部分を受容するように構成されている。翼部本体２１の正圧面２１Ｐと正圧面保護壁２２Ｐ、翼部本体２１の負圧面２１Ｓと負圧面保護壁２２Ｓは、それぞれ、エポキシ系接着剤等の接着剤層２４により接合される。
　シース２２は、翼部本体２１の高さ方向において翼根元部Ｈから翼先端部Ｔまでのほぼ全域で、翼部本体２１の前縁部ＬＥを覆っている。これにより、ファン２に吸い込まれる空気に砂粒、小石等の異物が混入している場合であっても、異物との衝突によって翼部本体２１の前縁部ＬＥが損傷を受けることを防止することができる。
　なお、シース２２により覆われる翼部本体２１の範囲は、適宜に選定することができる。例えば、正圧面保護壁２２Ｐ及び負圧面保護壁２２Ｓを後方に延長することにより、翼先端部Ｔをも覆うようにしてもよい。これにより、ファンケース２６の内周面との接触が生じた場合であっても、翼先端部Ｔに過剰な摩耗が発生することを防止することができる。
　ガード２３は、チタン合金等の金属から成り、図２Ａ及び図２Ｂに示すように、正圧面保護壁２３Ｐと負圧面保護壁２３Ｓから構成される。正圧面保護壁２３Ｐと負圧面保護壁２３Ｓは後端において高さ方向の一部または全体にわたって一体に接続されていてもよい。接続方法は、正圧面保護壁２３Ｐと負圧面保護壁２３Ｓを個別に成形したうえで溶接、ろう付け等により接合してもよいし、単一の素材から塑性加工等により一体成形してもよい。
　正圧面保護壁２３Ｐと負圧面保護壁２３Ｓは、凹部２３Ｒを挟んで互いに対向しており、凹部２３Ｒは、後縁部ＴＥを含む翼部本体２１の後方部分を受容するように構成されている。翼部本体２１の正圧面２１Ｐと正圧面保護壁２３Ｐ、翼部本体２１の負圧面２１Ｓと負圧面保護壁２３Ｓは、それぞれ、エポキシ系接着剤等の接着剤から成る接着剤層２４により接合される。
　ガード２３は、翼部本体２１の高さ方向において翼根元部Ｈから翼先端部Ｔまでのほぼ全域で、翼部本体２１の後縁部ＴＥを覆っている。これにより、ファンブレード２０の翼部２０Ａに鳥等の大きな異物Ｂが衝突した場合であっても、これにより生じる変形に伴って翼部本体２１の後縁部ＴＥの表面に発生する歪を抑制し、亀裂や剥離が発生することを防止することができる。
　なお、ガード２３により覆われる翼部本体２１の範囲は、適宜に選定することができる。例えば、大きな異物Ｂが衝突した時のファンブレード２０の翼部２０Ａの変形挙動を解析によって求め、許容値を超える大きな歪が発生すると予測される部位を含む範囲を、ガード２３により覆うようにすると良い。
　次に、シース２２の後端部（後端及びその近傍の部分）とガード２３の前端部（前端及びその近傍の部分）とのインターフェース部の構成について、図２ＢにおけるＩＦ部の拡大図である図３を参照して説明する。なお、当該構成は、翼部本体２１の正圧面側及び負圧面側のいずれにおいても同様であるので、以下においては、負圧面側に関する説明を括弧内に併記することにより、重複する説明を省略する。
　図３に示すように、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の後端部と、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の前端部とは、前者と翼部本体２１の正圧面２１Ｐ（負圧面２１Ｓ）の間に後者が介在するような態様で、翼部本体２１の厚さ方向にオーバーラップしており、これによりオーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）が形成されている。
　また、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）の前後には、それぞれ前方遷移区間ＴＦ１（ＴＦ２）、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）が形成されている。
　後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）においては、空力設計によって決定された翼部２０Ａのプロファイル（断面形状）におけるキャンバーライン（翼型の中心線）ＣＬを基準として正圧面２１Ｐ（負圧面２１Ｓ）の側において、翼部本体２１の厚さが前方に向かって連続的に減少し、これに伴って、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の外表面は、前方に向かって次第に翼部２０ＡのキャンバーラインＣＬに向かって偏位している。これにより、翼部２０Ａのプロファイルにおける正圧面ＳＰ（負圧面ＳＳ）と、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の外表面との間に空間が確保され、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）内において、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の後端部を収容することができる。
　また、上述したガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の偏位に伴って、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の後端の後方、かつ、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の外方に形成される凹部は、追加の接着剤層２４Ａによって充填される。これにより、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）の前方及び後方における翼部２０Ａの正圧面ＳＰ（負圧面ＳＳ）が、充填された追加の接着剤層２４Ａの外表面によって滑らかに接続されることになる。
　なお、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）の前方、即ちオーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）及び前方遷移区間ＴＦ１（ＴＦ２）において、翼部２０Ａの正圧面ＳＰ（負圧面ＳＳ）は、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の外表面によって形成されている。また、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）の後方において、翼部２０Ａの正圧面ＳＰ（負圧面ＳＳ）は、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の外表面によって形成されている。また、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）において、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の内表面と、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の外表面とは、接着剤層２４を介して互いに接合されている。
　ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の厚さは、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）及びその後方においては一定に保たれているが、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）においては前方に向かって連続的に減少している。
　一方、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の厚さは、前方遷移区間ＴＦ１（ＴＦ２）及びオーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）において、後方に向かって連続的に減少、換言すれば前方に向かって連続的に増加している。
　このように、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）において、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の厚さは前方に向かって連続的に減少し、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の厚さは前方に向かって連続的に増加している。このように、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）において、翼部本体２１の正圧面２１Ｐ（負圧面２１Ｓ）を保護する壁の厚さ、即ちシース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）及びガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の全体の厚さが略一定に保たれていると、翼部本体２１の厚さは前方に向かって連続的に減少することになるため、当該翼部本体２１を構成する複合材料の強化繊維に部分的な屈曲が生じることが回避され、ひいては翼部本体２１の強度の低下を防止することができる。ただし、翼部本体２１の正圧面２１Ｐ（負圧面２１Ｓ）を保護する壁の厚さは、必ずしも略一定である必要はなく、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）及びガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）のそれぞれの厚さは、翼部本体２１を構成する複合材料の強化繊維に部分的な屈曲が生じない範囲内で、適宜に選定することができる。
　なお、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の厚さを、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）においても、後方遷移区間ＴＲ１（ＴＲ２）及びその後方における厚さと同一に保ってもよい。この場合、上述したようにシース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の厚さは前方に向かって連続的に増加しているため、翼部本体２１の正圧面２１Ｐ（負圧面２１Ｓ）を保護する壁の厚さ、即ちシース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）及びガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の全体の厚さも、前方に向かって連続的に増加することになる。これにより、異物が衝突する可能性の高い翼部本体２１の前縁部ＬＥを、より効果的に損傷から保護することができる。
　一方、前方遷移区間ＴＦ１（ＴＦ２）においては、複合材料の強化繊維に部分的な屈曲が生じないように決定された翼部本体２１の形状に対し、接着剤層２４の厚さを前後方向に変化させることによって、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の厚さの前後方向の変化を補償している。
　なお、ファンブレード２０の耐衝撃性を確保するためには、以下に示す（式１）または（式２）が満たされることが好ましい。
（１）オーバーラップ区間ＯＬ１の前後方向の長さをＬＯＬ１、オーバーラップ区間ＯＬ１の後端におけるファンブレード２０の厚さ（図３参照）をｔＯＬ１とするとき、
ＬＯＬ１≧ｔＯＬ１　　　（式１）
（２）オーバーラップ区間ＯＬ２の前後方向の長さをＬＯＬ２、オーバーラップ区間ＯＬ２の後端におけるファンブレード２０の厚さ（図３参照）をｔＯＬ２とするとき、
ＬＯＬ２≧ｔＯＬ２　　　（式２）
　なお、一実施例において、シース２２の正圧面保護壁２２Ｐ（負圧面保護壁２２Ｓ）の厚さは、前方遷移区間ＴＦ１（ＴＦ２）の前端において1.2mm、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）の後端において0.2mmであり、この間で連続的に変化している。また、ガード２３の正圧面保護壁２３Ｐ（負圧面保護壁２３Ｓ）の厚さは、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）の後端よりも後方において0.5mm（一定）、オーバーラップ区間ＯＬ１（ＯＬ２）の前端において0.2mmである。ただし、これらの厚さは、いずれも適宜に選定することができる。
　以上のように、本開示のファンブレード２０においては、翼部本体２１の前方を覆うシース２２の後端部と、翼部本体２１の後方を覆うガード２３の前端部とが、翼部本体２１の厚さ方向にオーバーラップしている。換言すれば、複合材料製の翼部本体２１は、前後方向の全域に亘って、金属製のシース２２及び金属製のガード２３により覆われている。
　このため、鳥等の大きな異物Ｂが衝突した場合であっても、翼部本体２１は、屈曲することなく滑らかに湾曲した態様で変形するので、翼部本体２１に応力集中が発生することがなく、翼部本体２１を構成する複合材料の表面に亀裂が生じることがない。特に、翼部本体２１を構成する複合材料が、翼部本体２１の厚さ方向に積層された複数の層から成る場合、従来の複合材料製ファンブレードでは層間剥離が発生する可能性があったが、本開示のファンブレード２０ではその可能性を排除することができる。また、異物の衝突により発生した曲げ変形により、翼部本体２１の正圧面２１Ｐが一時的に凸面となった場合であっても、ガード２３の前端部はシース２２の後端部によって覆われているので、ガード２３の前端部が翼部本体２１の正圧面２１Ｐから剥がれて浮き上がった状態となることがない。
　このように、本開示のファンブレード２０においては、鳥等の大きな異物Ｂが衝突した場合であっても、翼部本体２１において亀裂若しくは層間剥離が生じたり、シース２２またはガード２３が剥がれたりする等の損傷が発生することがない。換言すれば、本開示のファンブレード２０は、損傷に至るまでに、従来の複合材料製ファンブレードと比べてより大きな荷重に耐え得ることになる。
　このことは、本開示のファンブレード２０における、シース２２の後端部とガード２３の前端部とのインターフェース部の構成を模擬した試験片を用いた静的荷重負荷試験を通じて確認された。
　さらに、本開示のファンブレード２０においては、シース２２の後端部とガード２３の前端部とを翼部本体２１の厚さ方向にオーバーラップさせることに伴って生じる凹部が、追加の接着剤層２４Ａにより充填されているので、空力性能の損失を最小限に抑えることもできる。
　以上のように、本開示によれば、複合材料製ファンブレードの耐摩耗性及び耐衝撃性を、空力性能の損失を最小限に抑えつつ向上させることができると共に、大きな異物が衝突した場合であっても、損傷の発生を防止することができる。
（本開示の態様）
　本開示の第１の態様のファンブレードは、熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼部本体と、前記翼部本体の前縁部の少なくとも一部を覆う金属製のシースと、前記翼部本体の後縁部の少なくとも一部を覆う金属製のガードと、を備え、前記シースの後端部と前記ガードの前端部とは、前記翼部本体の正圧面及び負圧面のそれぞれの面上で前記翼部本体の厚さ方向にオーバーラップしており、該オーバーラップした区間において、前記ガードの前端部は、前記シースの後端部と前記翼部本体との間に介在している。
　本開示の第２の態様のファンブレードは、前記オーバーラップした区間において、前記シースの厚さは後方に向かって連続的に減少し、前記ガードの厚さは前方に向かって連続的に減少している。
　本開示の第３及び第４の態様のファンブレードは、前記オーバーラップした区間の後方の遷移区間において、前記翼部本体の厚さは、前記ファンブレードの翼部のキャンバーラインを基準として前記正圧面及び前記負圧面のそれぞれの側で前方に向かって連続的に減少しており、前記シースと前記翼部本体、前記ガードと前記翼部本体、前記オーバーラップした区間における前記シースと前記ガードは、それぞれ接着剤層によって接合され、さらに、前記遷移区間における前記ガードの外方には追加の接着剤層が配設される。
　本開示の第５の態様のファンブレードは、以下の（１）または（２）を満足する。
（１）前記正圧面上で前記シースの後端部と前記ガードの前端部とがオーバーラップした区間の前後方向の長さが、当該区間の後端における前記ファンブレードの厚さ以上である。
（２）前記負圧面上で前記シースの後端部と前記ガードの前端部とがオーバーラップした区間の前後方向の長さが、当該区間の後端における前記ファンブレードの厚さ以上である。
２０　　　　　　ファンブレード
２１　　　　　　翼部本体
２２　　　　　　シース
２３　　　　　　ガード
２４　　　　　　接着剤層
２４Ａ　　　　　追加の接着剤層
ＣＬ　　　　　　キャンバーライン
ＬＥ　　　　　　（翼部本体の）前縁部
ＴＥ　　　　　　（翼部本体の）後縁部
ＳＰ　　　　　　（翼部本体の）正圧面
ＳＳ　　　　　　（翼部本体の）負圧面
ＯＬ１、ＯＬ２　オーバーラップ区間
ＴＲ１、ＴＲ２　後方遷移区間（遷移区間）
 

Claims (5)

  1. 　熱可塑性樹脂または熱硬化性樹脂と強化繊維との複合材料から成る翼部本体と、
    　前記翼部本体の前縁部の少なくとも一部を覆う金属製のシースと、
    　前記翼部本体の後縁部の少なくとも一部を覆う金属製のガードと、
    を備えるファンブレードであって、
    　前記シースの後端部と前記ガードの前端部とは、前記翼部本体の正圧面及び負圧面のそれぞれの面上で前記翼部本体の厚さ方向にオーバーラップしており、
    　該オーバーラップした区間において、前記ガードの前端部は、前記シースの後端部と前記翼部本体との間に介在しているファンブレード。
  2. 　前記オーバーラップした区間において、前記シースの厚さは後方に向かって連続的に減少し、前記ガードの厚さは前方に向かって連続的に減少している請求項１に記載のファンブレード。
  3. 　前記オーバーラップした区間の後方の遷移区間において、前記翼部本体の厚さは、前記ファンブレードの翼部のキャンバーラインを基準として前記正圧面及び前記負圧面のそれぞれの側で前方に向かって連続的に減少しており、
    　前記シースと前記翼部本体、前記ガードと前記翼部本体、前記オーバーラップした区間における前記シースと前記ガードは、それぞれ接着剤層によって接合され、さらに、前記遷移区間における前記ガードの外方には追加の接着剤層が配設される請求項１に記載のファンブレード。
  4. 　前記オーバーラップした区間の後方の遷移区間において、前記翼部本体の厚さは、前記ファンブレードの翼部のキャンバーラインを基準として前記正圧面及び前記負圧面のそれぞれの側で前方に向かって連続的に減少しており、
    　前記シースと前記翼部本体、前記ガードと前記翼部本体、前記オーバーラップした区間における前記シースと前記ガードは、それぞれ接着剤層によって接合され、さらに、前記遷移区間における前記ガードの外方には追加の接着剤層が配設される請求項２に記載のファンブレード。
  5. 　以下の（１）または（２）を満足する請求項１～４のいずれか１項に記載のファンブレード。
    （１）前記正圧面上で前記シースの後端部と前記ガードの前端部とがオーバーラップした区間の前後方向の長さが、当該区間の後端における前記ファンブレードの厚さ以上である。
    （２）前記負圧面上で前記シースの後端部と前記ガードの前端部とがオーバーラップした区間の前後方向の長さが、当該区間の後端における前記ファンブレードの厚さ以上である。
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Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20220136394A1 (en) * 2020-10-30 2022-05-05 Raytheon Technologies Corporation Composite fan blade leading edge sheath with encapsulating extension
FR3117157B1 (fr) * 2020-12-03 2022-10-21 Safran Aircraft Engines Hybridation des fibres du renfort fibreux d’une aube de soufflante
CN115111191B (zh) * 2021-03-23 2024-05-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片和航空发动机
US11988103B2 (en) * 2021-10-27 2024-05-21 General Electric Company Airfoils for a fan section of a turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5791398A (en) * 1980-11-28 1982-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Corrosion-resisting and errosion-resisting blade
JP2003278502A (ja) * 2001-10-12 2003-10-02 General Electric Co <Ge> 翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法
JP2010038156A (ja) * 2008-07-31 2010-02-18 General Electric Co <Ge> 圧縮機ブレード前縁シム及び関連する方法
US7780410B2 (en) 2006-12-27 2010-08-24 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
US20160201482A1 (en) * 2013-09-17 2016-07-14 United Technologies Corporation Aluminum airfoil with titanium coating

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10001109B4 (de) * 2000-01-13 2012-01-19 Alstom Technology Ltd. Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
RU2382911C1 (ru) * 2008-10-24 2010-02-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Полая лопатка вентилятора
RU2485355C1 (ru) * 2011-12-14 2013-06-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Рабочая лопатка вентилятора
US9322283B2 (en) * 2012-09-28 2016-04-26 United Technologies Corporation Airfoil with galvanic corrosion preventive shim
WO2014143265A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Hybrid fan blade biscuit construction
RU136092U1 (ru) * 2013-08-05 2013-12-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Охлаждаемая лопатка турбины

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5791398A (en) * 1980-11-28 1982-06-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Corrosion-resisting and errosion-resisting blade
JP2003278502A (ja) * 2001-10-12 2003-10-02 General Electric Co <Ge> 翼形部基体から金属クラッドを除去するための方法
US7780410B2 (en) 2006-12-27 2010-08-24 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
JP2010038156A (ja) * 2008-07-31 2010-02-18 General Electric Co <Ge> 圧縮機ブレード前縁シム及び関連する方法
US20160201482A1 (en) * 2013-09-17 2016-07-14 United Technologies Corporation Aluminum airfoil with titanium coating

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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RU2718381C1 (ru) 2020-04-02
EP3581764A4 (en) 2020-12-02
CA3049314A1 (en) 2018-08-16
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EP3581764A1 (en) 2019-12-18
JPWO2018146862A1 (ja) 2019-06-27
CN110168197A (zh) 2019-08-23

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