ガスタービンエンジン用のセラミック複合材料製エアフォイル及びベーン並びにセラミック複合材料製エアフォイル形成方法
【課題】ガスタービンエンジン用セラミック複合材料製エアフォイルを提供する。
【解決手段】セラミック複合材料からなるＣＭＣエアフォイル６６は、前縁７０と後縁７２の間に画定されるエアフォイル部６８と、エアフォイル部６８の各側に内側及び外側プラットフォームセグメント７８，８０への移行部をもたらすフィレット７４，７６と、を有する。ＣＭＣエアフォイル６６の製造に用いられるＣＭＣ層８８がＩ字形の繊維構造を形成し、正圧側８２、負圧側８４及びプラットフォームセグメント７８，８０が連続的かつ一体的に形成される。ＣＭＣ層８８の第１の部分は、エアフォイル部６８、正圧側８２及び負圧側８４を画定し、ＣＭＣ層８８の横断部分はプラットフォームセクション７８，８０を画定する。プラットフォームセクション７８，８０は、隣接するプラットフォームセグメントに対して相補的な形状をもたらす山形をなす。
【解決手段】セラミック複合材料からなるＣＭＣエアフォイル６６は、前縁７０と後縁７２の間に画定されるエアフォイル部６８と、エアフォイル部６８の各側に内側及び外側プラットフォームセグメント７８，８０への移行部をもたらすフィレット７４，７６と、を有する。ＣＭＣエアフォイル６６の製造に用いられるＣＭＣ層８８がＩ字形の繊維構造を形成し、正圧側８２、負圧側８４及びプラットフォームセグメント７８，８０が連続的かつ一体的に形成される。ＣＭＣ層８８の第１の部分は、エアフォイル部６８、正圧側８２及び負圧側８４を画定し、ＣＭＣ層８８の横断部分はプラットフォームセクション７８，８０を画定する。プラットフォームセクション７８，８０は、隣接するプラットフォームセグメントに対して相補的な形状をもたらす山形をなす。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特にセラミック複合材料（ＣＭＣ：Ｃｅｒａｍｉｃ Ｍａｔｒｉｘ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ）からなるガスタービンエンジンの構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンのタービンセクションは、複数のエアフォイルを含み、該エアフォイルは、著しく酸化状態にあるガス流環境において高温下で作動するものであり、通常、高温超合金から製造される。セラミック複合材料（以下、単にＣＭＣともいう）は、金属合金に比べて耐熱性がより高く、強度重量比が高い。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかし、セラミック複合材料には、主に繊維の配向が強度特性を決定するため特有の製造方法が要求される。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の例示的な態様によると、ガスタービンエンジン用セラミック複合材料（ＣＭＣ）製エアフォイルは、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を備える。
【０００５】
本発明の例示的な態様によると、ガスタービンエンジンのセラミック複合材料（ＣＭＣ）製ベーンは、セラミック複合材料からなるＣＭＣ外側リングと、セラミック複合材料からなるＣＭＣ内側リングと、ＣＭＣ外側リングとＣＭＣ内側リングとの間で一体化された、セラミック複合材料からなる複数のＣＭＣエアフォイル部と、備え、各ＣＭＣエアフォイル部は、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層から形成され、該ＣＭＣ層は、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する。
【０００６】
本発明の例示的な態様によると、セラミック複合材料製エアフォイル形成方法は、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定するように、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を連続的なＩ字形状の繊維構造とすることを含む。
【０００７】
以下に開示する例示的な実施例についての詳細な説明を参照することによって、当業者であれば本発明の種々の特徴を理解されるであろう。以下に記載する発明を実施するための形態に伴う図面について簡単に説明する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】ガスタービンエンジンの概略的な断面図。
【図２】ガスタービンエンジンの低圧タービンの拡大断面図。
【図３】低圧タービンセクションの例示的なロータディスクの拡大概略図。
【図４】低圧タービンセクションの例示的なステータベーンの拡大概略図。
【図５】ＣＭＣエアフォイルの概略図。
【図６】繊維構造を示すＣＭＣエアフォイルの概略的な正面図。
【図７】繊維構造を示すＣＭＣエアフォイルの概略的な斜視図。
【図８】内側及び外側リング内で接続されたＣＭＣエアフォイルの拡大正面図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１にガスタービンエンジン２０を概略的に図示する。本明細書においては、二重スプールターボファンエンジンとしてガスタービンエンジン２０を図示している。該エンジンは、ファンセクション２２、圧縮セクション２４、燃焼セクション２６及びタービンセクション２８を有する。別の実施例のエンジンは、他のシステムや特徴部に加えてオグメンタセクション（図示せず）を有する。ファンセクション２２は、バイパス流路に沿って空気を送る。次いで、圧縮セクション２４は、圧縮のためコア流路に沿って空気を送る。空気は燃焼セクション２６を通過した後、タービンセクション２８を通って膨張する。例示的な実施例ではターボガスタービンエンジンを例示しているが、本発明はターボガスタービンエンジンに限定されることなく、他の形式のタービンエンジンにも適用可能である。
【００１０】
ガスタービンエンジン２０は、通常、低速スプール３０及び高速スプール３２を有する。低速スプール３０及び高速スプール３２は、ベアリングシステム３８を介してエンジンの固定構造体３６に対してエンジンの長手方向の中心軸Ａを中心に回転するように取付けられる。付加的に又は別の実施例として、種々のベアリングシステム３８を種々の位置に設けてもよいことを理解されたい。
【００１１】
低速スプール３０は、通常、ファン４２、低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６を相互に接続する内側シャフト４０を有する。内側シャフト４０は、低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動させるようにギア付き構造体４８を通してファン４２に接続される。高速スプール３２は、高圧圧縮機５２及び高圧タービン５４を相互に接続する外側シャフト５０を有する。燃焼器５６は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配される。内側シャフト４０及び外側シャフト５０は、同心をなし、各々の長手方向軸と同一線上にある長手方向の中心軸Ａを中心に回転する。
【００１２】
コア空気流は、低圧圧縮機４４、次いで高圧圧縮機５２により圧縮され、燃焼器５６において燃料と混合されて燃焼され、高圧タービン５４及び低圧タービン（ＬＰＴ）４６において膨張する。タービン５４，４６は、膨張により低速スプール３０及び高速スプール３２をそれぞれ回転駆動する。
【００１３】
図２を参照すると、低圧タービン４６は、通常、複数の低圧タービン段の列を含む低圧タービンケース６０を有する。段（ステージ）は、ベーン６４Ａ，６４Ｂと交互に配される複数のロータ構造体６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃを含む。各ロータ構造体６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃ及び各ベーン６４Ａ，６４Ｂは、完全に環状のリング支柱リング構造（ｆｕｌｌ ｈｏｏｐ ｒｉｎｇ−ｓｔｒｕｔ ｒｉｎｇ ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ）において（図３，４）、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなるエアフォイル６６を含む。本明細書において、「完全に環状」とは、中断されず連続した部材を意味し、該部材は該部材の開口をベーンが貫通しないような構成となっている。本明細書に開示する例示的な構成要素に用いられるセラミック複合材料は、例えば、Ｓ２００及びＳｉＣ／ＳｉＣを含むが、これに限定されない。本明細書に開示する例示的な構成要素に用いられる金属超合金は、例えば、ＩＮＣＯ７１８及びＷａｓｐａｌｏｙを含むが、これに限定されない。開示した実施例では、低圧タービンを図示しているが、本発明は低圧タービンに限定されず、高圧タービン、高圧圧縮機、低圧圧縮機、中圧タービン、又は三重スプール構造のガスタービンエンジンの中圧タービンなど他のセクションに適用され得る。
【００１４】
図５を参照すると、完全に環状のリング支柱リング構造とともに利用し得るセラミック複合材料（ＣＭＣ）からなるエアフォイル６６（以下、ＣＭＣエアフォイルという）が図示されている。以下に基本的なエアフォイル６６について説明するが、低圧タービン４６内におけるロータエアフォイルつまりロータブレード及び静止エアフォイルつまりステータベーン（静翼）等についても以下に説明する製造方法を適用することができることを理解されたい。
【００１５】
ＣＭＣエアフォイル６６は、通常、前縁７０と後縁７２の間に画定されるエアフォイル部６８を有する。エアフォイル部６８は、通常、正圧側８２を形成する凹形状部分と、負圧側８４を形成する凸形状部分と、を有する。各ＣＭＣエアフォイル６６は、エアフォイル部６８の各側にプラットフォームセグメント７８，８０への移行部分をもたらすフィレット（隅肉）７４，７６を有する。プラットフォームセグメント７８，８０は、コアガス流路の内径及び外径を形成する。
【００１６】
例示的な実施例におけるＣＭＣエアフォイル６６の製造においては、Ｉ字形状の繊維構造（図６，７に概略的に図示）を用いる。Ｉ字形状の繊維構造により、個々の繊維の結合性（ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ）が促進され、エアフォイル部６８が内側及び外側プラットフォームセグメント７８，８０に対して強固に一体的に接続され得る。エアフォイル部６８及びプラットフォームセグメントが連続的に形成されるため、「Ｉ」字形の構造により、ＣＭＣ構造繊維を支持する内部応力に連続性がもたらされ、最大の強度重量比を実現する。種々のＣＭＣの製造性を用いてもよいことを理解されたい。
【００１７】
図６を参照すると、少なくとも１つのＣＭＣからなる層（プライ）８８（以下、ＣＭＣ層という）がＩ字形に構成されて、Ｉ字形の繊維構造（図７）が形成され、正圧側８２、プラットフォームセグメント７８、負圧側８４及びプラットフォームセグメント８０が連続的に形成される。ＣＭＣ層８８の第１の部分は、エアフォイル部６８を画定し、ＣＭＣ層８８の横断部分はプラットフォームセクション７８，８０を画定する。前記第１の部分は、エアフォイル部６８の正圧側８２及び負圧側８４を画定する。前記第１の部分における最も内側のＣＭＣ層８８は、中実又は中空のエアフォイル部６８を形成するように、中心エアフォイル軸Ｂに直接的に隣接するか又は該軸Ｂから離間している。
【００１８】
例示的な実施例において、プラットフォームセクション７８，８０は、内側及び外側コアガス流路（図３）を画定するように隣接するプラットフォームセグメントと当接する縁部の係合のため相補的な形状をもたらす山形（つまりＶ字形：ｃｈｅｖｒｏｎ−ｓｈａｐｅ）をなしている。すなわち、ＣＭＣエアフォイル６６は、隣接するエアフォイルと相補的な関係で互いに組み付けられ、エアフォイルのリングを形成する。該エアフォイルのリングは、さらに、隣接する複数のプラットフォームセクション７８，８０の周囲に沿って、ＣＭＣからなるＣＭＣ外側リング１００及びＣＭＣ内側リング１０２によってさらに覆われて、完全に環状となる。図７，８では図示していないが、エアフォイル等に適切なねじれ（ツイスト）等を施してもよいことを理解されたい。
【００１９】
本発明の開示した製造方法により、連続的なＩ字形状に基づく１つまたは複数のエアフォイルを容易に製造することが可能となる。図６，７に示すように、「連続（的）」という用語は、強度を最大にする中断されず連続したＣＭＣ層を意味する。
【００２０】
図面において同様の部品については同様の参照数字を付している。図示した実施例では、特定の配置について開示しているが、他の配置や構成であってもよいことを理解されたい。
【００２１】
特定の手順について図示、開示しているが、当該手順については、他の順番であってもよいし、独立又は組み合わせてもよいことを理解されたい。
【００２２】
上記の説明は例示的なものであって、限定的なものではない。当業者であれば、以下の特許請求の範囲の範囲から逸脱することなく、種々の変更や修正がなされることを理解されるであろう。
【符号の説明】
【００２３】
３０ 低速スプール
３２ 高速スプール
３８ ベアリングシステム
４０ 内側シャフト
４２ ファン
４４ 低圧圧縮機
４６ 低圧タービン
４８ ギア付き構造体
５０ 外側シャフト
５２ 高圧圧縮機
５４ 高圧タービン
５６ 燃焼器
６０ 低圧タービンケース
６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃ ロータ構造体
６４Ａ，６４Ｂ ベーン
６６ エアフォイル
６８ エアフォイル部
７０ 前縁
７２ 後縁
７８，８０ プラットフォームセグメント
８２ 正圧側
８４ 負圧側
８８ ＣＭＣ層
１００ ＣＭＣ外側リング
１０２ ＣＭＣ内側リング
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特にセラミック複合材料（ＣＭＣ：Ｃｅｒａｍｉｃ Ｍａｔｒｉｘ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ）からなるガスタービンエンジンの構成要素に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンのタービンセクションは、複数のエアフォイルを含み、該エアフォイルは、著しく酸化状態にあるガス流環境において高温下で作動するものであり、通常、高温超合金から製造される。セラミック複合材料（以下、単にＣＭＣともいう）は、金属合金に比べて耐熱性がより高く、強度重量比が高い。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかし、セラミック複合材料には、主に繊維の配向が強度特性を決定するため特有の製造方法が要求される。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
本発明の例示的な態様によると、ガスタービンエンジン用セラミック複合材料（ＣＭＣ）製エアフォイルは、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を備える。
【０００５】
本発明の例示的な態様によると、ガスタービンエンジンのセラミック複合材料（ＣＭＣ）製ベーンは、セラミック複合材料からなるＣＭＣ外側リングと、セラミック複合材料からなるＣＭＣ内側リングと、ＣＭＣ外側リングとＣＭＣ内側リングとの間で一体化された、セラミック複合材料からなる複数のＣＭＣエアフォイル部と、備え、各ＣＭＣエアフォイル部は、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層から形成され、該ＣＭＣ層は、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する。
【０００６】
本発明の例示的な態様によると、セラミック複合材料製エアフォイル形成方法は、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定するように、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を連続的なＩ字形状の繊維構造とすることを含む。
【０００７】
以下に開示する例示的な実施例についての詳細な説明を参照することによって、当業者であれば本発明の種々の特徴を理解されるであろう。以下に記載する発明を実施するための形態に伴う図面について簡単に説明する。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】ガスタービンエンジンの概略的な断面図。
【図２】ガスタービンエンジンの低圧タービンの拡大断面図。
【図３】低圧タービンセクションの例示的なロータディスクの拡大概略図。
【図４】低圧タービンセクションの例示的なステータベーンの拡大概略図。
【図５】ＣＭＣエアフォイルの概略図。
【図６】繊維構造を示すＣＭＣエアフォイルの概略的な正面図。
【図７】繊維構造を示すＣＭＣエアフォイルの概略的な斜視図。
【図８】内側及び外側リング内で接続されたＣＭＣエアフォイルの拡大正面図。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
図１にガスタービンエンジン２０を概略的に図示する。本明細書においては、二重スプールターボファンエンジンとしてガスタービンエンジン２０を図示している。該エンジンは、ファンセクション２２、圧縮セクション２４、燃焼セクション２６及びタービンセクション２８を有する。別の実施例のエンジンは、他のシステムや特徴部に加えてオグメンタセクション（図示せず）を有する。ファンセクション２２は、バイパス流路に沿って空気を送る。次いで、圧縮セクション２４は、圧縮のためコア流路に沿って空気を送る。空気は燃焼セクション２６を通過した後、タービンセクション２８を通って膨張する。例示的な実施例ではターボガスタービンエンジンを例示しているが、本発明はターボガスタービンエンジンに限定されることなく、他の形式のタービンエンジンにも適用可能である。
【００１０】
ガスタービンエンジン２０は、通常、低速スプール３０及び高速スプール３２を有する。低速スプール３０及び高速スプール３２は、ベアリングシステム３８を介してエンジンの固定構造体３６に対してエンジンの長手方向の中心軸Ａを中心に回転するように取付けられる。付加的に又は別の実施例として、種々のベアリングシステム３８を種々の位置に設けてもよいことを理解されたい。
【００１１】
低速スプール３０は、通常、ファン４２、低圧圧縮機４４及び低圧タービン４６を相互に接続する内側シャフト４０を有する。内側シャフト４０は、低速スプール３０よりも低速でファン４２を駆動させるようにギア付き構造体４８を通してファン４２に接続される。高速スプール３２は、高圧圧縮機５２及び高圧タービン５４を相互に接続する外側シャフト５０を有する。燃焼器５６は、高圧圧縮機５２と高圧タービン５４との間に配される。内側シャフト４０及び外側シャフト５０は、同心をなし、各々の長手方向軸と同一線上にある長手方向の中心軸Ａを中心に回転する。
【００１２】
コア空気流は、低圧圧縮機４４、次いで高圧圧縮機５２により圧縮され、燃焼器５６において燃料と混合されて燃焼され、高圧タービン５４及び低圧タービン（ＬＰＴ）４６において膨張する。タービン５４，４６は、膨張により低速スプール３０及び高速スプール３２をそれぞれ回転駆動する。
【００１３】
図２を参照すると、低圧タービン４６は、通常、複数の低圧タービン段の列を含む低圧タービンケース６０を有する。段（ステージ）は、ベーン６４Ａ，６４Ｂと交互に配される複数のロータ構造体６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃを含む。各ロータ構造体６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃ及び各ベーン６４Ａ，６４Ｂは、完全に環状のリング支柱リング構造（ｆｕｌｌ ｈｏｏｐ ｒｉｎｇ−ｓｔｒｕｔ ｒｉｎｇ ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ）において（図３，４）、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなるエアフォイル６６を含む。本明細書において、「完全に環状」とは、中断されず連続した部材を意味し、該部材は該部材の開口をベーンが貫通しないような構成となっている。本明細書に開示する例示的な構成要素に用いられるセラミック複合材料は、例えば、Ｓ２００及びＳｉＣ／ＳｉＣを含むが、これに限定されない。本明細書に開示する例示的な構成要素に用いられる金属超合金は、例えば、ＩＮＣＯ７１８及びＷａｓｐａｌｏｙを含むが、これに限定されない。開示した実施例では、低圧タービンを図示しているが、本発明は低圧タービンに限定されず、高圧タービン、高圧圧縮機、低圧圧縮機、中圧タービン、又は三重スプール構造のガスタービンエンジンの中圧タービンなど他のセクションに適用され得る。
【００１４】
図５を参照すると、完全に環状のリング支柱リング構造とともに利用し得るセラミック複合材料（ＣＭＣ）からなるエアフォイル６６（以下、ＣＭＣエアフォイルという）が図示されている。以下に基本的なエアフォイル６６について説明するが、低圧タービン４６内におけるロータエアフォイルつまりロータブレード及び静止エアフォイルつまりステータベーン（静翼）等についても以下に説明する製造方法を適用することができることを理解されたい。
【００１５】
ＣＭＣエアフォイル６６は、通常、前縁７０と後縁７２の間に画定されるエアフォイル部６８を有する。エアフォイル部６８は、通常、正圧側８２を形成する凹形状部分と、負圧側８４を形成する凸形状部分と、を有する。各ＣＭＣエアフォイル６６は、エアフォイル部６８の各側にプラットフォームセグメント７８，８０への移行部分をもたらすフィレット（隅肉）７４，７６を有する。プラットフォームセグメント７８，８０は、コアガス流路の内径及び外径を形成する。
【００１６】
例示的な実施例におけるＣＭＣエアフォイル６６の製造においては、Ｉ字形状の繊維構造（図６，７に概略的に図示）を用いる。Ｉ字形状の繊維構造により、個々の繊維の結合性（ｉｎｔｅｇｒｉｔｙ）が促進され、エアフォイル部６８が内側及び外側プラットフォームセグメント７８，８０に対して強固に一体的に接続され得る。エアフォイル部６８及びプラットフォームセグメントが連続的に形成されるため、「Ｉ」字形の構造により、ＣＭＣ構造繊維を支持する内部応力に連続性がもたらされ、最大の強度重量比を実現する。種々のＣＭＣの製造性を用いてもよいことを理解されたい。
【００１７】
図６を参照すると、少なくとも１つのＣＭＣからなる層（プライ）８８（以下、ＣＭＣ層という）がＩ字形に構成されて、Ｉ字形の繊維構造（図７）が形成され、正圧側８２、プラットフォームセグメント７８、負圧側８４及びプラットフォームセグメント８０が連続的に形成される。ＣＭＣ層８８の第１の部分は、エアフォイル部６８を画定し、ＣＭＣ層８８の横断部分はプラットフォームセクション７８，８０を画定する。前記第１の部分は、エアフォイル部６８の正圧側８２及び負圧側８４を画定する。前記第１の部分における最も内側のＣＭＣ層８８は、中実又は中空のエアフォイル部６８を形成するように、中心エアフォイル軸Ｂに直接的に隣接するか又は該軸Ｂから離間している。
【００１８】
例示的な実施例において、プラットフォームセクション７８，８０は、内側及び外側コアガス流路（図３）を画定するように隣接するプラットフォームセグメントと当接する縁部の係合のため相補的な形状をもたらす山形（つまりＶ字形：ｃｈｅｖｒｏｎ−ｓｈａｐｅ）をなしている。すなわち、ＣＭＣエアフォイル６６は、隣接するエアフォイルと相補的な関係で互いに組み付けられ、エアフォイルのリングを形成する。該エアフォイルのリングは、さらに、隣接する複数のプラットフォームセクション７８，８０の周囲に沿って、ＣＭＣからなるＣＭＣ外側リング１００及びＣＭＣ内側リング１０２によってさらに覆われて、完全に環状となる。図７，８では図示していないが、エアフォイル等に適切なねじれ（ツイスト）等を施してもよいことを理解されたい。
【００１９】
本発明の開示した製造方法により、連続的なＩ字形状に基づく１つまたは複数のエアフォイルを容易に製造することが可能となる。図６，７に示すように、「連続（的）」という用語は、強度を最大にする中断されず連続したＣＭＣ層を意味する。
【００２０】
図面において同様の部品については同様の参照数字を付している。図示した実施例では、特定の配置について開示しているが、他の配置や構成であってもよいことを理解されたい。
【００２１】
特定の手順について図示、開示しているが、当該手順については、他の順番であってもよいし、独立又は組み合わせてもよいことを理解されたい。
【００２２】
上記の説明は例示的なものであって、限定的なものではない。当業者であれば、以下の特許請求の範囲の範囲から逸脱することなく、種々の変更や修正がなされることを理解されるであろう。
【符号の説明】
【００２３】
３０ 低速スプール
３２ 高速スプール
３８ ベアリングシステム
４０ 内側シャフト
４２ ファン
４４ 低圧圧縮機
４６ 低圧タービン
４８ ギア付き構造体
５０ 外側シャフト
５２ 高圧圧縮機
５４ 高圧タービン
５６ 燃焼器
６０ 低圧タービンケース
６２Ａ，６２Ｂ，６２Ｃ ロータ構造体
６４Ａ，６４Ｂ ベーン
６６ エアフォイル
６８ エアフォイル部
７０ 前縁
７２ 後縁
７８，８０ プラットフォームセグメント
８２ 正圧側
８４ 負圧側
８８ ＣＭＣ層
１００ ＣＭＣ外側リング
１０２ ＣＭＣ内側リング
【特許請求の範囲】
【請求項１】
連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を備えることを特徴とするガスタービンエンジン用セラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項２】
最も内側に位置するＣＭＣ層の少なくとも一部は、中空のエアフォイルを形成するように、負圧側及び正圧側を画定するエアフォイル部内において離間していることを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項３】
最も内側に位置するＣＭＣ層の少なくとも一部は、中実のエアフォイルを形成するように、負圧側及び正圧側を画定するエアフォイル部内において直接的に隣接していることを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項４】
外側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項５】
内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項６】
外側プラットフォーム及び内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項７】
ガスタービンエンジンのセラミック複合材料（ＣＭＣ）製ベーンであって、
セラミック複合材料からなるＣＭＣ外側リングと、
セラミック複合材料からなるＣＭＣ内側リングと、
ＣＭＣ外側リングとＣＭＣ内側リングとの間で一体化された、セラミック複合材料からなる複数のＣＭＣエアフォイル部と、
備え、
各ＣＭＣエアフォイル部は、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層から形成され、該ＣＭＣ層は、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定することを特徴とする記載のガスタービンエンジン用セラミック複合材料製ベーン。
【請求項８】
複数のＣＭＣエアフォイル部は、低圧タービン内に配設されることを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項９】
複数のＣＭＣエアフォイル部は、高圧圧縮機内に配設されることを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１０】
外側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１１】
内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１２】
外側プラットフォーム及び内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１３】
負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定するように、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を連続的なＩ字形状の繊維構造とすることを含むセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【請求項１４】
中空のエアフォイルを形成するように、エアフォイル部内において、最も内側に位置するＣＭＣ層を離間させることをさらに含む請求項１３に記載のセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【請求項１５】
中実のエアフォイルを形成するように、エアフォイル部内において、最も内側に位置するＣＭＣ層を配置することをさらに含む請求項１３に記載のセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【請求項１】
連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定する、セラミック複合材料（ＣＭＣ）からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を備えることを特徴とするガスタービンエンジン用セラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項２】
最も内側に位置するＣＭＣ層の少なくとも一部は、中空のエアフォイルを形成するように、負圧側及び正圧側を画定するエアフォイル部内において離間していることを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項３】
最も内側に位置するＣＭＣ層の少なくとも一部は、中実のエアフォイルを形成するように、負圧側及び正圧側を画定するエアフォイル部内において直接的に隣接していることを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項４】
外側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項５】
内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項６】
外側プラットフォーム及び内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項１に記載のセラミック複合材料製エアフォイル。
【請求項７】
ガスタービンエンジンのセラミック複合材料（ＣＭＣ）製ベーンであって、
セラミック複合材料からなるＣＭＣ外側リングと、
セラミック複合材料からなるＣＭＣ内側リングと、
ＣＭＣ外側リングとＣＭＣ内側リングとの間で一体化された、セラミック複合材料からなる複数のＣＭＣエアフォイル部と、
備え、
各ＣＭＣエアフォイル部は、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層から形成され、該ＣＭＣ層は、連続的なＩ字形状の繊維構造を含み、負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定することを特徴とする記載のガスタービンエンジン用セラミック複合材料製ベーン。
【請求項８】
複数のＣＭＣエアフォイル部は、低圧タービン内に配設されることを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項９】
複数のＣＭＣエアフォイル部は、高圧圧縮機内に配設されることを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１０】
外側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１１】
内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１２】
外側プラットフォーム及び内側プラットフォームは山形をなすことを特徴とする請求項７に記載のセラミック複合材料製ベーン。
【請求項１３】
負圧側、外側プラットフォーム、正圧側及び内側プラットフォームを画定するように、セラミック複合材料からなる少なくとも１つのＣＭＣ層を連続的なＩ字形状の繊維構造とすることを含むセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【請求項１４】
中空のエアフォイルを形成するように、エアフォイル部内において、最も内側に位置するＣＭＣ層を離間させることをさらに含む請求項１３に記載のセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【請求項１５】
中実のエアフォイルを形成するように、エアフォイル部内において、最も内側に位置するＣＭＣ層を配置することをさらに含む請求項１３に記載のセラミック複合材料製エアフォイル形成方法。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【公開番号】特開２０１２−２４６９１９（Ｐ２０１２−２４６９１９Ａ）
【公開日】平成２４年１２月１３日（２０１２．１２．１３）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１２−１０５６０７（Ｐ２０１２−１０５６０７）
【出願日】平成２４年５月７日（２０１２．５．７）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２４年１２月１３日（２０１２．１２．１３）
【国際特許分類】
【出願日】平成２４年５月７日（２０１２．５．７）
【出願人】（５９０００５４４９）ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション (581)
【氏名又は名称原語表記】ＵＮＩＴＥＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＩＥＳ ＣＯＲＰＯＲＡＴＩＯＮ
【Ｆターム（参考）】
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