ガスタービンエンジン用中空ファンブレードおよびその製造方法
【課題】 重量や費用を最小限に抑えつつ改良化された耐久性を備える内部キャビティとリブ形態を持つ、中空ファンブレードを提供する。
【解決手段】 ターボファンガスタービンエンジンの中空ファンブレードが２つに分割された詳細な半部（３０ａ）により作られる。各々の詳細半部（３０ａ）が軽量化してリブ（４２ａ〜４２ｄ）を形成するように機械加工された複数のキャビティ（４０ａ〜４０ｄ）を有する。機械加工を容易にするため、リブ（４２ａ〜４２ｄ）は連続して互いに交差しないように延びる。リブ（４２ａ〜４２ｄ）は詳細半部の異なる領域において種々の方向に延びる。少なくとも一つの領域において、リブ（４２ａ〜４２ｄ）は蛇行通路の形で延び、連結したリブセグメントが実質的に互いに直角となって、複数の方向に対する剛性を提供する。
【解決手段】 ターボファンガスタービンエンジンの中空ファンブレードが２つに分割された詳細な半部（３０ａ）により作られる。各々の詳細半部（３０ａ）が軽量化してリブ（４２ａ〜４２ｄ）を形成するように機械加工された複数のキャビティ（４０ａ〜４０ｄ）を有する。機械加工を容易にするため、リブ（４２ａ〜４２ｄ）は連続して互いに交差しないように延びる。リブ（４２ａ〜４２ｄ）は詳細半部の異なる領域において種々の方向に延びる。少なくとも一つの領域において、リブ（４２ａ〜４２ｄ）は蛇行通路の形で延び、連結したリブセグメントが実質的に互いに直角となって、複数の方向に対する剛性を提供する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジン用に改良された中空ファンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のターボファンエンジンのようなガスタービンエンジンは、ファンセクション、圧縮セクション、燃焼セクション、およびタービンセクションを備える。エンジンの軸がエンジン内部の中央に位置し、各セクションを通して縦方向に延びる。作動ガスの１次流路がエンジンの各セクションを通して軸方向に延びる。作動ガスの２次流路が１次流路の半径方向外側で１次流路と並行して延びている。
【０００３】
ファンセクションはロータアセンブリとステータアセンブリとを含む。ファンのロータアセンブリは、ロータディスクおよび複数の半径方向に延びるファンブレードを含む。ファンブレードが流路を通して延び、作動ガスと相互に作用して、このファンブレードと作動ガスとの間でエネルギーを変換する。ステータアセンブリは、ファンブレードの翼端にきわめて接近するようにロータアセンブリの周りを取り囲むファンケースを含む。
【０００４】
運転中、ファンは作動ガス、具体的には空気をエンジン内に引き込む。ファンは２次流路に沿って引き込まれる空気の圧力を増幅させ、それにより有用な推力を生み出す。１次流路に沿ってコンプレッサセクション内に引き込まれた空気は圧縮される。圧縮された空気は燃焼セクションへと送られ、ここでこの圧縮空気に燃料が加えられて空気／燃料混合物が燃焼される。燃焼生成物はタービンセクションへ排出される。タービンセクションではこの生成物から、ファンや圧縮空気に動力を供給する仕事が抽出される。ファンやコンプレッサの駆動に必要とされない燃焼生成物からのエネルギーは、有用な推力の一部となる。
【０００５】
あるガスタービンエンジンのファンブレードは、軽量化するために中空状である。個々のファンブレードは２つに分割した詳細な半部を結合することにより作られる。それぞれの半部は、構造的にしっかりとした内部構造を形成しながら軽量化するように機械加工された複数のキャビティとリブとを含んでなる。次に、これらの半部は接合されて中空ファンブレードを形成する。その後中空ファンブレードは、エアフォイルの形状や形態がつくられるまでの時間、極度に高い温度で成形工程にかけられる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
大方の場合、中空ファンブレードの内部形状は鳥の対衝突性能を提供するように設計されている。従来技術の中空ファンブレードは、多数の機械加工された内部キャビティと、対応した半径方向に走る１次のリブおよび翼弦方向に走る２次のリブと、を備える内部形状を有していた。ファンブレードが大きい負荷に直面したとき、この負荷がリブに対して垂直な方向に加えられるとキャビティには座屈が生じやすい。
【０００７】
外側の翼幅は一般に鳥（もしくは他の異物）の衝突から負荷を受けやすく、これが前縁に大きな初期負荷を加えて、前縁でのエアフォイルの曲げを生じさせやすい。この負荷に対し、翼幅方向のリブやキャビティは座屈に対する抵抗を僅かにしか示さず、また、進歩したブレードの形態が翼弦方向に走る外側翼幅リブを特徴とするのはこのためである。しかし衝突のミリ秒後には二次的な負荷が発生し、衝突地点から放射状に広がる衝撃波をもたらして、先へ負荷を伝えるに従い金属を曲げる。その後、この発生によるエネルギーが吸収されるまでブレード翼端は前後に曲がり続ける。曲げ運動に対して平行に走るキャビティは、垂直方向に走るキャビティに比べてはるかに座屈しやすい。
【０００８】
また、強い横風、あるいは機動飛行時の負荷の際、もしくは深刻な場合では、ブレードが外へ出てしまう際に、ブレードがケースと摩擦すると、ブレード翼端は随時円周方向に負荷を受けやすい。翼端摩擦により、翼弦方向のキャビティは座屈しやすい傾向がある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明により、重量や費用を最小限に抑えつつ改良化された耐久性を備える内部キャビティとリブの形態を持つ、中空ファンブレードが提供される。本発明により、翼幅の外側半分のような、複数の方向に負荷を受けうる中空ファンブレードの領域において、キャビティやリブが単一の翼幅方向もしくは翼弦方向に延びるのではなく、湾曲し、かつ方向転換する特徴を持つ。結果として、これらの領域は「ヒンジ線」を形成せず、断面慣性の低い、長く直線状のキャビティは排除される。
【００１０】
互いにほぼ垂直方向に走るリブセグメントが相互支持を提供するとともに、２つのリブが交わるフィレットの体積を最小限に抑える二次的な利益をもたらす。リブの改良された配置のために壁面の厚さを減少させることができる。本質的に連続するキャビティを用いてリブを形成することにより費用や製造工程の複雑さを最小限に抑える一方で、このリブの形状により複数の方向に対する剛性が提供される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
エンジン中央線、すなわち中心軸１２の周りに周方向に配置された、ターボファンガスタービンエンジンのような、ガスタービンエンジン１０が図示されている。エンジン１０は、ファン１４と、コンプレッサ１６と、燃焼セクション１８と、タービン２０とを含んでなる。周知の技術のように、コンプレッサ１６で圧縮された空気が燃料と混合され、燃焼セクションで燃焼されてタービン２０で膨張される。コンプレッサで圧縮された空気やタービン２０で膨張された燃料混合物は双方とも熱ガス流２８と呼ばれうる。タービン２０は、膨張に反応して回転するロータ２２を含み、コンプレッサ１６やファン１４を駆動する。タービン２０は、回転エアフォイルすなわちブレード２４と、静止エアフォイルすなわちベーン２６と、が交互に並ぶ列を備える。
【００１２】
ファン１４は、ファンケース２７によって取り囲まれ、ロータアセンブリを備える。ロータアセンブリは、ロータディスク２９と、複数のファンブレード３０とを含んでなる。各々のファンブレード３０がロータディスク２９から作動ガス流路を横切ってファンケース２７の近くへと半径方向外側へ延びる。ファンブレード３０は中空ファンブレードであり、第１の中空ファンブレード詳細半部３０ａと第２の中空ファンブレード詳細半部３０ｂとを含み、一方が正圧面側壁を形成するとともに、もう一方が負圧面側壁を形成する。
【００１３】
一方のファンブレード詳細半部３０ａの第１の実施例を図２に示す。もう一方のファンブレード詳細半部３０ｂはこれと対応した形状をなす。ファンブレード詳細半部３０ａは、好ましくはチタンである基材３１を備えており、翼端３４の反対側にルートエッジ３２を有し、後縁３８の反対側に前縁３６を有する。ファンブレード詳細半部３０ａはＡ部を含み、これはルートエッジ３２に近接する半径方向の最も内側のほぼ３分の１の部分である。Ｂ部が前縁３６に沿ってＡ部から翼端３４に向かって延びている。Ｂ部と後縁３８との間の、翼端３４から間隔を置いた部位がＣ部である。
【００１４】
必要な剛性と強度を維持しつつ軽量化するため、複数の細長い連続したキャビティ４０ａ〜４０ｄが基材３１の内表面に機械加工されている。キャビティ４０ａ〜４０ｄは互いに間隔を置いて設けられており、複数の連続した、交差しないリブ４２ａ〜４２ｄを形成する。機械加工に代えて（もしくは追加的に）、リブ４２ａ〜４２ｄは超塑性成形される。本明細書を通して、参照番号４０は、総称的にキャビティ４０について言及するために用い、一方、キャビティ４０の特定の部分については、参照番号４０に一つもしくは複数の文字ａ〜ｄが付加される。同様に、参照番号４２は総称的にリブ４２ａ〜４２ｄの代わりに用いられうる。
【００１５】
成形工程中および図１のタービンエンジン１０の運転中の両方において、必要な部位に剛性を提供するように、リブ４２が配置されかつ偏向されている。さらに、リブ４２は、慣性が小さなものとなる長く直線状のキャビティ４０を排除するように、カーブし、かつ向きを変えている。望ましくは、キャビティ４０はいかなる方向についても、ブレード翼弦の半分以上の長さで一方向に連続したものとはならない。
【００１６】
キャビティ４０ａとリブ４２ａの第１の部分集合がルートエッジ３２から前縁３６に向かって連続して延びている。これらのキャビティ４０ａとリブ４２ａは、ルートエッジ３２からＡ部において始めは半径方向外側へ（すなわち翼端３４に向けて）延び、前縁３６から僅かに離れた後に前縁３６に向かうようにカーブし、そしてＢ部においては実質的に４５度の角度であるが、曲線状の経路となる。Ａ部は著しいブレード引張力（すなわち、高引張応力）の加わる部位である。リブ４２ａのＡ部における部位はブレード半部３０ａの負荷を支持する助けとなる。またリブ４２ａの半径方向に延びる部位はフィレットからの応力の集中を最小限に抑える。Ａ部の僅かなカーブは、成形工程中、ファンブレードの詳細半部３０ａが所望の形状に成形される際に、キャビティ４０ａの陥没を防ぐ。
【００１７】
Ｂ部におけるキャビティ４０とリブ４２の一部、すなわちキャビティ４０ｂとリブ４２ｂの第２の部分集合が、キャビティ４０ａとリブ４２ａの第１の部分集合の半径方向外側へ配置されており、これらは、前縁３６から後縁３８に向かって連続して延び、かつルートエッジ３２に向かって下方にカーブし、曲線状の経路でもって約４５度の角度で、おおよその中間線の位置へ至り、ここからＣ部に連続して延びる。Ｂ部のリブ４２ａとリブ４２ｂの部位は、バードストライク剛性を提供するように前縁３６において実質的に翼弦方向に（約３０〜６０度の角度で）延びている。Ｃ部では、リブ４２ｂとキャビティ４０ｂが、実質的に直角な交互の折り返しによる蛇行通路の形で連続して延びる。図示の実施例では、各々のリブ４２ｂとキャビティ４０ｂが、約９０度の角度の折り返しと、反対方向に約９０度の折り返しと、そして約９０度の折り返しとの３つの折り返しを通して連続するように延びる。このように連結された実質的に直角なリブ４２ｂのリブセグメントが相互的な支持を提供してほぼＷ字状のリブ部位を形成する。（Ｃ部の）リブ４２ｂのＷ字状のリブ部位が多方向への剛性を提供し、座屈、特にバードストライク（鳥等の衝突）の発生に対する改良された耐性を提供する。これによりブレード詳細半部３０の壁面の厚さを減少させることが可能となり、全体的な重量とコストが軽減される。
【００１８】
特定の設計要求によっては、リブ４２ａとリブ４２ｂの部位が実質的に翼弦方向に延びるＢ部から、リブ４２ｂのリブセグメントが蛇行通路を延びるＣ部への移行部が、図に示すよりも前縁３６に近い位置、もしくは後縁３８に近い位置となりうる。また、Ｃ部のリブ４２ｂの実質的に直角なリブセグメントの数は図に示すより増加もしくは減少しうる。
【００１９】
翼端３４に近接するキャビティ４０ｃとリブ４２ｃの第３の部分集合は、翼弦方向に約３０〜６０度の経路のカーブに沿って連続するように延び、その後、直角に急に曲がり、実質的に半径方向へ翼端３４に向かって約４５〜６０度の角度で延びる。後縁側半分の領域で翼端３４に近接する短いキャビティ４０ｄとリブ４２ｄの第４の部分集合が、実質的に半径方向の曲線状の通路に沿って翼端３４と後縁３８に向かって約４５〜６０度の角度で連続するように延びる。
【００２０】
一般的に、翼端３４の近くでは、翼端摩擦の発生に対する半径方向の剛性が必要とされる。翼端３４と前縁３６に近接する角と、翼端３４と後縁３８に近接する角における、対角方向の剛性が必要である。
【００２１】
図３はカッタ５４によって機械加工されている詳細半部３０ａの断面図である。各々のキャビティ４０が、向かい合った壁の内面５０の間に床面４８を有し、いくつかの内面５０がリブ４２を画定している。さらに各々のキャビティ４０は、壁の内面５０から床面４８へと移行する円弧部５２を含んでなる。図示のように、床面４８と両側の壁の内面５０とがカッタ５４の一回の通過で同時に切削されることが望ましい。キャビティ４０は連続していてリブ４２は交差しないため、各々のキャビティ４０は単一のカッタを用いる一回通しによって加工される。代替例として、キャビティ４０はそれぞれ一回の荒削りと、二回目の仕上げ削りにより成形されうるが、それでもなお切削回数や必要なカッタの数を著しく削減できる。さらに、床の曲面半径が比較的大きくカッタ５４の外表面の曲率にほぼ従うため、従来まで必要であった５軸式機械（５−ａｘｉｓ ｍａｃｈｉｎｅ）に代わって、３軸式機械５５（３−ａｘｉｓ ｍａｃｈｉｎｅ）（模式的に示す）により加工しうる。さらに、リブ４２と交差する横方向に延びるリブが存在しないため、必要な異なる直径のカッタの数が大幅に減少される。想定される一方の詳細半部は、荒削りと仕上げ削りの両方を含めて、単一の成形カッタによって加工されうる。もう一方のファンブレード詳細半部３０ｂも同様の方法で成形される。
【００２２】
図４はファンブレード３０の一部の断面図である。ファンブレード詳細半部３０ａのリブ４２が、ファンブレード詳細半部３０ｂのリブ４２と整合されて結合している。成形工程および運転中に、強化された強度を提供するように、リブ４２は先細り状で、伝統的なアーチ設計の構成要素に擬似する複合曲面（円弧部５２と床面４８を含む）に移行する。（円弧部５２と床面４８との）２つの曲率半径は、互いの間の移行と先細り状の壁面形状が円滑で緩やかになるよう選択されるべきである。寸法設定は必要な負荷の移行や荷重能力に依存する。好ましくは、リブ壁面フィレットが終了する所でのキャビティの幅ｗの、床面４８の厚さｔに対する比率は１０以下であるべきであるが、リブが負荷に対してより平行に並ぶ場合には比率は１０以上になりうる。
【００２３】
半部３０ａ、３０ｂが結合された後、成形工程でファンブレード３０がエアフォイルの形状につくられる。成形工程中、２つの詳細半面が高熱の下で捻じられ反らされて所望の形状となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の中空ファンブレードを有する軸流ターボファンガスタービンエンジンの断面図。
【図２】図１の中空ファンブレードのうちの一つの詳細半部を示す平面図。
【図３】図２の詳細半部のキャビティのうちの３つと、これらのキャビティを成形するカッタとを通る断面図。
【図４】図３のファンブレード詳細半部に対応するファンブレードが組み合わされた断面図。
【符号の説明】
【００２５】
３０ａ…ファンブレードの詳細半部
３２…ルートエッジ
３４…翼端
３６…前縁
３８…後縁
４０ａ，４０ｂ，４０ｃ，４０ｄ…キャビティ
４２ａ，４２ｂ，４２ｃ，４２ｄ…リブ
【技術分野】
【０００１】
本発明は概ねガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジン用に改良された中空ファンブレードに関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機のターボファンエンジンのようなガスタービンエンジンは、ファンセクション、圧縮セクション、燃焼セクション、およびタービンセクションを備える。エンジンの軸がエンジン内部の中央に位置し、各セクションを通して縦方向に延びる。作動ガスの１次流路がエンジンの各セクションを通して軸方向に延びる。作動ガスの２次流路が１次流路の半径方向外側で１次流路と並行して延びている。
【０００３】
ファンセクションはロータアセンブリとステータアセンブリとを含む。ファンのロータアセンブリは、ロータディスクおよび複数の半径方向に延びるファンブレードを含む。ファンブレードが流路を通して延び、作動ガスと相互に作用して、このファンブレードと作動ガスとの間でエネルギーを変換する。ステータアセンブリは、ファンブレードの翼端にきわめて接近するようにロータアセンブリの周りを取り囲むファンケースを含む。
【０００４】
運転中、ファンは作動ガス、具体的には空気をエンジン内に引き込む。ファンは２次流路に沿って引き込まれる空気の圧力を増幅させ、それにより有用な推力を生み出す。１次流路に沿ってコンプレッサセクション内に引き込まれた空気は圧縮される。圧縮された空気は燃焼セクションへと送られ、ここでこの圧縮空気に燃料が加えられて空気／燃料混合物が燃焼される。燃焼生成物はタービンセクションへ排出される。タービンセクションではこの生成物から、ファンや圧縮空気に動力を供給する仕事が抽出される。ファンやコンプレッサの駆動に必要とされない燃焼生成物からのエネルギーは、有用な推力の一部となる。
【０００５】
あるガスタービンエンジンのファンブレードは、軽量化するために中空状である。個々のファンブレードは２つに分割した詳細な半部を結合することにより作られる。それぞれの半部は、構造的にしっかりとした内部構造を形成しながら軽量化するように機械加工された複数のキャビティとリブとを含んでなる。次に、これらの半部は接合されて中空ファンブレードを形成する。その後中空ファンブレードは、エアフォイルの形状や形態がつくられるまでの時間、極度に高い温度で成形工程にかけられる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
大方の場合、中空ファンブレードの内部形状は鳥の対衝突性能を提供するように設計されている。従来技術の中空ファンブレードは、多数の機械加工された内部キャビティと、対応した半径方向に走る１次のリブおよび翼弦方向に走る２次のリブと、を備える内部形状を有していた。ファンブレードが大きい負荷に直面したとき、この負荷がリブに対して垂直な方向に加えられるとキャビティには座屈が生じやすい。
【０００７】
外側の翼幅は一般に鳥（もしくは他の異物）の衝突から負荷を受けやすく、これが前縁に大きな初期負荷を加えて、前縁でのエアフォイルの曲げを生じさせやすい。この負荷に対し、翼幅方向のリブやキャビティは座屈に対する抵抗を僅かにしか示さず、また、進歩したブレードの形態が翼弦方向に走る外側翼幅リブを特徴とするのはこのためである。しかし衝突のミリ秒後には二次的な負荷が発生し、衝突地点から放射状に広がる衝撃波をもたらして、先へ負荷を伝えるに従い金属を曲げる。その後、この発生によるエネルギーが吸収されるまでブレード翼端は前後に曲がり続ける。曲げ運動に対して平行に走るキャビティは、垂直方向に走るキャビティに比べてはるかに座屈しやすい。
【０００８】
また、強い横風、あるいは機動飛行時の負荷の際、もしくは深刻な場合では、ブレードが外へ出てしまう際に、ブレードがケースと摩擦すると、ブレード翼端は随時円周方向に負荷を受けやすい。翼端摩擦により、翼弦方向のキャビティは座屈しやすい傾向がある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
本発明により、重量や費用を最小限に抑えつつ改良化された耐久性を備える内部キャビティとリブの形態を持つ、中空ファンブレードが提供される。本発明により、翼幅の外側半分のような、複数の方向に負荷を受けうる中空ファンブレードの領域において、キャビティやリブが単一の翼幅方向もしくは翼弦方向に延びるのではなく、湾曲し、かつ方向転換する特徴を持つ。結果として、これらの領域は「ヒンジ線」を形成せず、断面慣性の低い、長く直線状のキャビティは排除される。
【００１０】
互いにほぼ垂直方向に走るリブセグメントが相互支持を提供するとともに、２つのリブが交わるフィレットの体積を最小限に抑える二次的な利益をもたらす。リブの改良された配置のために壁面の厚さを減少させることができる。本質的に連続するキャビティを用いてリブを形成することにより費用や製造工程の複雑さを最小限に抑える一方で、このリブの形状により複数の方向に対する剛性が提供される。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
エンジン中央線、すなわち中心軸１２の周りに周方向に配置された、ターボファンガスタービンエンジンのような、ガスタービンエンジン１０が図示されている。エンジン１０は、ファン１４と、コンプレッサ１６と、燃焼セクション１８と、タービン２０とを含んでなる。周知の技術のように、コンプレッサ１６で圧縮された空気が燃料と混合され、燃焼セクションで燃焼されてタービン２０で膨張される。コンプレッサで圧縮された空気やタービン２０で膨張された燃料混合物は双方とも熱ガス流２８と呼ばれうる。タービン２０は、膨張に反応して回転するロータ２２を含み、コンプレッサ１６やファン１４を駆動する。タービン２０は、回転エアフォイルすなわちブレード２４と、静止エアフォイルすなわちベーン２６と、が交互に並ぶ列を備える。
【００１２】
ファン１４は、ファンケース２７によって取り囲まれ、ロータアセンブリを備える。ロータアセンブリは、ロータディスク２９と、複数のファンブレード３０とを含んでなる。各々のファンブレード３０がロータディスク２９から作動ガス流路を横切ってファンケース２７の近くへと半径方向外側へ延びる。ファンブレード３０は中空ファンブレードであり、第１の中空ファンブレード詳細半部３０ａと第２の中空ファンブレード詳細半部３０ｂとを含み、一方が正圧面側壁を形成するとともに、もう一方が負圧面側壁を形成する。
【００１３】
一方のファンブレード詳細半部３０ａの第１の実施例を図２に示す。もう一方のファンブレード詳細半部３０ｂはこれと対応した形状をなす。ファンブレード詳細半部３０ａは、好ましくはチタンである基材３１を備えており、翼端３４の反対側にルートエッジ３２を有し、後縁３８の反対側に前縁３６を有する。ファンブレード詳細半部３０ａはＡ部を含み、これはルートエッジ３２に近接する半径方向の最も内側のほぼ３分の１の部分である。Ｂ部が前縁３６に沿ってＡ部から翼端３４に向かって延びている。Ｂ部と後縁３８との間の、翼端３４から間隔を置いた部位がＣ部である。
【００１４】
必要な剛性と強度を維持しつつ軽量化するため、複数の細長い連続したキャビティ４０ａ〜４０ｄが基材３１の内表面に機械加工されている。キャビティ４０ａ〜４０ｄは互いに間隔を置いて設けられており、複数の連続した、交差しないリブ４２ａ〜４２ｄを形成する。機械加工に代えて（もしくは追加的に）、リブ４２ａ〜４２ｄは超塑性成形される。本明細書を通して、参照番号４０は、総称的にキャビティ４０について言及するために用い、一方、キャビティ４０の特定の部分については、参照番号４０に一つもしくは複数の文字ａ〜ｄが付加される。同様に、参照番号４２は総称的にリブ４２ａ〜４２ｄの代わりに用いられうる。
【００１５】
成形工程中および図１のタービンエンジン１０の運転中の両方において、必要な部位に剛性を提供するように、リブ４２が配置されかつ偏向されている。さらに、リブ４２は、慣性が小さなものとなる長く直線状のキャビティ４０を排除するように、カーブし、かつ向きを変えている。望ましくは、キャビティ４０はいかなる方向についても、ブレード翼弦の半分以上の長さで一方向に連続したものとはならない。
【００１６】
キャビティ４０ａとリブ４２ａの第１の部分集合がルートエッジ３２から前縁３６に向かって連続して延びている。これらのキャビティ４０ａとリブ４２ａは、ルートエッジ３２からＡ部において始めは半径方向外側へ（すなわち翼端３４に向けて）延び、前縁３６から僅かに離れた後に前縁３６に向かうようにカーブし、そしてＢ部においては実質的に４５度の角度であるが、曲線状の経路となる。Ａ部は著しいブレード引張力（すなわち、高引張応力）の加わる部位である。リブ４２ａのＡ部における部位はブレード半部３０ａの負荷を支持する助けとなる。またリブ４２ａの半径方向に延びる部位はフィレットからの応力の集中を最小限に抑える。Ａ部の僅かなカーブは、成形工程中、ファンブレードの詳細半部３０ａが所望の形状に成形される際に、キャビティ４０ａの陥没を防ぐ。
【００１７】
Ｂ部におけるキャビティ４０とリブ４２の一部、すなわちキャビティ４０ｂとリブ４２ｂの第２の部分集合が、キャビティ４０ａとリブ４２ａの第１の部分集合の半径方向外側へ配置されており、これらは、前縁３６から後縁３８に向かって連続して延び、かつルートエッジ３２に向かって下方にカーブし、曲線状の経路でもって約４５度の角度で、おおよその中間線の位置へ至り、ここからＣ部に連続して延びる。Ｂ部のリブ４２ａとリブ４２ｂの部位は、バードストライク剛性を提供するように前縁３６において実質的に翼弦方向に（約３０〜６０度の角度で）延びている。Ｃ部では、リブ４２ｂとキャビティ４０ｂが、実質的に直角な交互の折り返しによる蛇行通路の形で連続して延びる。図示の実施例では、各々のリブ４２ｂとキャビティ４０ｂが、約９０度の角度の折り返しと、反対方向に約９０度の折り返しと、そして約９０度の折り返しとの３つの折り返しを通して連続するように延びる。このように連結された実質的に直角なリブ４２ｂのリブセグメントが相互的な支持を提供してほぼＷ字状のリブ部位を形成する。（Ｃ部の）リブ４２ｂのＷ字状のリブ部位が多方向への剛性を提供し、座屈、特にバードストライク（鳥等の衝突）の発生に対する改良された耐性を提供する。これによりブレード詳細半部３０の壁面の厚さを減少させることが可能となり、全体的な重量とコストが軽減される。
【００１８】
特定の設計要求によっては、リブ４２ａとリブ４２ｂの部位が実質的に翼弦方向に延びるＢ部から、リブ４２ｂのリブセグメントが蛇行通路を延びるＣ部への移行部が、図に示すよりも前縁３６に近い位置、もしくは後縁３８に近い位置となりうる。また、Ｃ部のリブ４２ｂの実質的に直角なリブセグメントの数は図に示すより増加もしくは減少しうる。
【００１９】
翼端３４に近接するキャビティ４０ｃとリブ４２ｃの第３の部分集合は、翼弦方向に約３０〜６０度の経路のカーブに沿って連続するように延び、その後、直角に急に曲がり、実質的に半径方向へ翼端３４に向かって約４５〜６０度の角度で延びる。後縁側半分の領域で翼端３４に近接する短いキャビティ４０ｄとリブ４２ｄの第４の部分集合が、実質的に半径方向の曲線状の通路に沿って翼端３４と後縁３８に向かって約４５〜６０度の角度で連続するように延びる。
【００２０】
一般的に、翼端３４の近くでは、翼端摩擦の発生に対する半径方向の剛性が必要とされる。翼端３４と前縁３６に近接する角と、翼端３４と後縁３８に近接する角における、対角方向の剛性が必要である。
【００２１】
図３はカッタ５４によって機械加工されている詳細半部３０ａの断面図である。各々のキャビティ４０が、向かい合った壁の内面５０の間に床面４８を有し、いくつかの内面５０がリブ４２を画定している。さらに各々のキャビティ４０は、壁の内面５０から床面４８へと移行する円弧部５２を含んでなる。図示のように、床面４８と両側の壁の内面５０とがカッタ５４の一回の通過で同時に切削されることが望ましい。キャビティ４０は連続していてリブ４２は交差しないため、各々のキャビティ４０は単一のカッタを用いる一回通しによって加工される。代替例として、キャビティ４０はそれぞれ一回の荒削りと、二回目の仕上げ削りにより成形されうるが、それでもなお切削回数や必要なカッタの数を著しく削減できる。さらに、床の曲面半径が比較的大きくカッタ５４の外表面の曲率にほぼ従うため、従来まで必要であった５軸式機械（５−ａｘｉｓ ｍａｃｈｉｎｅ）に代わって、３軸式機械５５（３−ａｘｉｓ ｍａｃｈｉｎｅ）（模式的に示す）により加工しうる。さらに、リブ４２と交差する横方向に延びるリブが存在しないため、必要な異なる直径のカッタの数が大幅に減少される。想定される一方の詳細半部は、荒削りと仕上げ削りの両方を含めて、単一の成形カッタによって加工されうる。もう一方のファンブレード詳細半部３０ｂも同様の方法で成形される。
【００２２】
図４はファンブレード３０の一部の断面図である。ファンブレード詳細半部３０ａのリブ４２が、ファンブレード詳細半部３０ｂのリブ４２と整合されて結合している。成形工程および運転中に、強化された強度を提供するように、リブ４２は先細り状で、伝統的なアーチ設計の構成要素に擬似する複合曲面（円弧部５２と床面４８を含む）に移行する。（円弧部５２と床面４８との）２つの曲率半径は、互いの間の移行と先細り状の壁面形状が円滑で緩やかになるよう選択されるべきである。寸法設定は必要な負荷の移行や荷重能力に依存する。好ましくは、リブ壁面フィレットが終了する所でのキャビティの幅ｗの、床面４８の厚さｔに対する比率は１０以下であるべきであるが、リブが負荷に対してより平行に並ぶ場合には比率は１０以上になりうる。
【００２３】
半部３０ａ、３０ｂが結合された後、成形工程でファンブレード３０がエアフォイルの形状につくられる。成形工程中、２つの詳細半面が高熱の下で捻じられ反らされて所望の形状となる。
【図面の簡単な説明】
【００２４】
【図１】本発明の中空ファンブレードを有する軸流ターボファンガスタービンエンジンの断面図。
【図２】図１の中空ファンブレードのうちの一つの詳細半部を示す平面図。
【図３】図２の詳細半部のキャビティのうちの３つと、これらのキャビティを成形するカッタとを通る断面図。
【図４】図３のファンブレード詳細半部に対応するファンブレードが組み合わされた断面図。
【符号の説明】
【００２５】
３０ａ…ファンブレードの詳細半部
３２…ルートエッジ
３４…翼端
３６…前縁
３８…後縁
４０ａ，４０ｂ，４０ｃ，４０ｄ…キャビティ
４２ａ，４２ｂ，４２ｃ，４２ｄ…リブ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ルートエッジと、この根元部から半径方向外側へ離れた反対側の翼端と、後縁と、この後縁から翼弦方向に離れた反対側の前縁と、を含み、かつ第１の表面を含んでなる基材と、
前記基材の第１の領域における複数の蛇行リブ部位と、
を備えてなる中空ファンブレード詳細半部。
【請求項２】
前記複数の蛇行リブ部位が、互いにもしくは他のリブ部位と交差しないことを特徴とする請求項１に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項３】
前記複数の蛇行リブ部位が、前記基材の前記第１の表面に形成される複数の実質的に平行な細長い連続するキャビティによって、少なくとも部分的に画定されることを特徴とする請求項２に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項４】
前記第１の領域が、概ね前記翼端および前記後縁に近接する位置にあることを特徴とする請求項３に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項５】
前記蛇行リブ部位が、複数の第１のリブの中の一つのリブの各々の部分であって、この第１のリブは、前記基材の前記前縁に近接する第２の領域内に連続して延びるとともに、この第２の領域では前記翼端と前記前縁とに向かって鋭角に延びることを特徴とする請求項４に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項６】
前記複数の蛇行リブ部位の各々が、複数の実質的に直角に連結したリブセグメントを含むことを特徴とする請求項５に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項７】
前記複数の蛇行リブ部位の各々が、複数の実質的に直角に連結したリブセグメントを含むことを特徴とする請求項１に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項８】
請求項１記載の中空ファンブレード詳細半部が一対結合してなり、一方の中空ファンブレード詳細半部の前記複数の蛇行リブ部位が、他方の詳細半部の対応する蛇行リブ部位と接合されていることを特徴とする中空ファンブレード。
【請求項９】
複数の請求項８記載の中空ファンブレードを含んでなるガスタービンエンジン。
【請求項１０】
ａ）基材の第１の領域に、互いにもしくは他のリブ部位と交差しない、一組の実質的に平行に連続かつ蛇行した第１のリブ部位を形成するステップと、
ｂ）前記第１のリブ部位の各々に隣接する一組の実質的に平行に連続かつ蛇行した第１のキャビティを形成するステップと、
を備えてなる中空ファンブレード詳細半部の製造方法。
【請求項１１】
前記第１の領域が、前記基材の翼端に近接していることを特徴とする請求項１０に記載の製造方法。
【請求項１２】
前記第１の領域が、前記基材の後縁に近接していることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１３】
前記第１のリブ部位の各々が、複数の実質的に直角なリブセグメントを含むことを特徴とする請求項１０に記載の製造方法。
【請求項１４】
前記ステップａ）と前記ステップｂ）が、前記基材に前記第１のキャビティを機械加工することにより実行されることを特徴とする請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１５】
翼端と、前縁と、後縁と、を有する正圧面側壁と、
前記正圧面側壁から間を隔てた負圧面側壁と、
前記正圧面側壁と前記負圧面側壁との間に延びる複数の蛇行リブ部位と、
を備えてなる中空ファンブレード。
【請求項１６】
前記複数の蛇行リブ部位が、互いにもしくは他のリブ部位と交差しないことを特徴とする請求項１５に記載の中空ファンブレード詳細。
【請求項１７】
前記複数の蛇行リブ部位が、前記正圧面側壁と前記負圧面側壁との間に形成される、複数の実質的に平行な細長い連続するキャビティによって、少なくとも部分的に画定されることを特徴とする請求項１５に記載の中空ファンブレード詳細。
【請求項１８】
前記複数の蛇行リブ部位が、概ね前記翼端と前記後縁とに近接する位置にあることを特徴とする請求項１７に記載の中空ファンブレード詳細。
【請求項１】
ルートエッジと、この根元部から半径方向外側へ離れた反対側の翼端と、後縁と、この後縁から翼弦方向に離れた反対側の前縁と、を含み、かつ第１の表面を含んでなる基材と、
前記基材の第１の領域における複数の蛇行リブ部位と、
を備えてなる中空ファンブレード詳細半部。
【請求項２】
前記複数の蛇行リブ部位が、互いにもしくは他のリブ部位と交差しないことを特徴とする請求項１に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項３】
前記複数の蛇行リブ部位が、前記基材の前記第１の表面に形成される複数の実質的に平行な細長い連続するキャビティによって、少なくとも部分的に画定されることを特徴とする請求項２に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項４】
前記第１の領域が、概ね前記翼端および前記後縁に近接する位置にあることを特徴とする請求項３に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項５】
前記蛇行リブ部位が、複数の第１のリブの中の一つのリブの各々の部分であって、この第１のリブは、前記基材の前記前縁に近接する第２の領域内に連続して延びるとともに、この第２の領域では前記翼端と前記前縁とに向かって鋭角に延びることを特徴とする請求項４に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項６】
前記複数の蛇行リブ部位の各々が、複数の実質的に直角に連結したリブセグメントを含むことを特徴とする請求項５に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項７】
前記複数の蛇行リブ部位の各々が、複数の実質的に直角に連結したリブセグメントを含むことを特徴とする請求項１に記載の中空ファンブレード詳細半部。
【請求項８】
請求項１記載の中空ファンブレード詳細半部が一対結合してなり、一方の中空ファンブレード詳細半部の前記複数の蛇行リブ部位が、他方の詳細半部の対応する蛇行リブ部位と接合されていることを特徴とする中空ファンブレード。
【請求項９】
複数の請求項８記載の中空ファンブレードを含んでなるガスタービンエンジン。
【請求項１０】
ａ）基材の第１の領域に、互いにもしくは他のリブ部位と交差しない、一組の実質的に平行に連続かつ蛇行した第１のリブ部位を形成するステップと、
ｂ）前記第１のリブ部位の各々に隣接する一組の実質的に平行に連続かつ蛇行した第１のキャビティを形成するステップと、
を備えてなる中空ファンブレード詳細半部の製造方法。
【請求項１１】
前記第１の領域が、前記基材の翼端に近接していることを特徴とする請求項１０に記載の製造方法。
【請求項１２】
前記第１の領域が、前記基材の後縁に近接していることを特徴とする請求項１１に記載の製造方法。
【請求項１３】
前記第１のリブ部位の各々が、複数の実質的に直角なリブセグメントを含むことを特徴とする請求項１０に記載の製造方法。
【請求項１４】
前記ステップａ）と前記ステップｂ）が、前記基材に前記第１のキャビティを機械加工することにより実行されることを特徴とする請求項１３に記載の製造方法。
【請求項１５】
翼端と、前縁と、後縁と、を有する正圧面側壁と、
前記正圧面側壁から間を隔てた負圧面側壁と、
前記正圧面側壁と前記負圧面側壁との間に延びる複数の蛇行リブ部位と、
を備えてなる中空ファンブレード。
【請求項１６】
前記複数の蛇行リブ部位が、互いにもしくは他のリブ部位と交差しないことを特徴とする請求項１５に記載の中空ファンブレード詳細。
【請求項１７】
前記複数の蛇行リブ部位が、前記正圧面側壁と前記負圧面側壁との間に形成される、複数の実質的に平行な細長い連続するキャビティによって、少なくとも部分的に画定されることを特徴とする請求項１５に記載の中空ファンブレード詳細。
【請求項１８】
前記複数の蛇行リブ部位が、概ね前記翼端と前記後縁とに近接する位置にあることを特徴とする請求項１７に記載の中空ファンブレード詳細。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図２】
【図３】
【図４】
【公開番号】特開２００７−５１６３７（Ｐ２００７−５１６３７Ａ）
【公開日】平成１９年３月１日（２００７．３．１）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００６−２０５４９７（Ｐ２００６−２０５４９７）
【出願日】平成１８年７月２８日（２００６．７．２８）
【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１９年３月１日（２００７．３．１）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年７月２８日（２００６．７．２８）
【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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