JP2017194050A - 破砕し易いガスタービンエンジンエーロフォイル - Google Patents

Abstract

【課題】航空機エンジン用のエーロフォイルを提供する。【解決手段】エーロフォイル６２は、翼弦方向に前縁から後縁まで延び、スパン方向にエーロフォイル先端６６とエーロフォイル基部６４との間を延びる複数の複合プライ８２を含むことができる。エーロフォイル６２は、第１のプライセグメント９０と、第２のプライセグメント９２と、第１のプライセグメント９０と第２のプライセグメント９２の間に配設される突合せ継手９６と、を含む少なくとも１つの不連続なプライを含むことができる。突合せ継手９６は、第１のプライセグメント９０および第２のプライセグメント９２を破砕し易く取り付けるために、第１の断片プロファイル９８に沿って配設することができる。【選択図】図８

Description

本主題は、一般にエーロフォイルに関し、より詳細には、航空機エンジンのエーロフォイルに関する。

ガスタービンエンジンのファンブレードなどの航空機エンジンに使用されるエーロフォイルは、極端なローディング事象（ｌｏａｄｉｎｇ ｅｖｅｎｔｓ）の影響を受け易いことがある。例えば、ファンブレードは、エンジンの中に吸い込まれた鳥に当たることがあり、或いは、ファンブレードのうちの１つがロータディスクから切断されるブレードアウト事件（ｂｌａｄｅ−ｏｕｔ ｏｃｃｕｒｒｅｎｃｅ）が起きることがある。衝撃が十分大きい場合、ファンブレードは、エンジンを通って下流に移動する前に、破断して１つまたは複数の破片になることがある。大型の破片により、望ましくない損傷が航空機やエンジンに生じることがある。エーロフォイルによっては、エーロフォイル全体の強度や剛性を向上させるために様々な特徴部を備えて形成されるものがある。それでも、破断が起きるのをすべて未然に防ぐことは困難である。更に、そういった特徴に起因して、エーロフォイルが、特定のローディング事象中に、部分的にだけ破断することがある。破断が完全でないまたはなめらかでない場合には、部分的に切断されたブレードがエンジン回転からエネルギーを得るのに伴って、より大きい損傷が生じることがある。事例によっては、エーロフォイルの破片が、エンジンを通って航空機や周囲環境に放出されることがある。

エーロフォイルが破断する際の寸法と速度に関する懸念に加えて、エーロフォイルの破断した破片の形状が、極端なローディング事象によって生じる損傷を決定づけることがある。エーロフォイルの破砕部片の可能性の高い寸法と形状を認識することによって、そのような事件に関する良好な予想と準備が可能になることがある。予期しない形状や寸法を有する断片によって、より大きな損傷がエンジンに生じることがある。しかしながら、エーロフォイルの断片の寸法を最小化することやモデル化することは困難なことがある。既存のエーロフォイルでは、エーロフォイルの破断の場所と寸法は、極端なローディング事象の規模と場所に応じて大きく異なる。破砕部片を事前に決定することや方向付けることによって、エーロフォイルの破断の有害な影響について、使用者による最小化と予想が可能になることがある。

したがって、航空機のエーロフォイル構造には、更なる改善が望まれている。例えば、航空機エンジンのエーロフォイルの衝撃または破壊の挙動を制御することが望ましいことがある。

米国特許第８，９６０，６０６号公報

本発明の態様と利点については、一部が次の説明において記載され、または、この説明から明らかになることがあり、もしくは本発明の実施を通して学ぶことができる。

本開示の１つの実施形態に従って、航空機エンジン用のエーロフォイルが提供される。エーロフォイルは、翼弦方向に前縁から後縁まで延び、スパン方向にエーロフォイル先端とエーロフォイル基部との間を延びる複数の複合プライを含むことができる。エーロフォイルは、第１のプライセグメントと、第２のプライセグメントと、第１のプライセグメントと第２のプライセグメントの間に配設される突合せ継手と、を含む少なくとも１つの不連続なプライを含むことができる。突合せ継手は、第１および第２のプライセグメントを破砕し易く取り付けるために、第１の断片プロファイルに沿って配設することができる。

本開示の他の実施形態に従って、ガスタービンエンジンが提供される。ガスタービンエンジンは、エンジンシャフト、圧縮機、燃焼器、タービン、およびファンセクションを含むことができる。エンジンシャフトは、中心軸に沿って延びることができ、一方、圧縮機は、エンジンシャフトに取り付けられて、中心軸の周りを半径方向に延びることができる。燃焼器は、圧縮機から圧縮流体を受け取るために圧縮機の下流に位置決めすることができる。タービンは、回転力を燃焼器に提供するために燃焼器の下流のエンジンシャフト上に実装されたタービンとすることができる。ファンは、エンジンシャフトに作動可能に連結された、半径方向に延びる複数のファンブレードを含むことができる。各ファンブレードは、翼弦方向に前縁から後縁まで延び、スパン方向にエーロフォイル先端とエーロフォイル基部との間を延びる複数の複合プライを含むことができる。各ファンブレードは、翼弦方向に前縁から後縁まで延び、スパン方向にエーロフォイル先端とエーロフォイル基部との間を延びる複数の複合プライを有する、少なくとも１つの不連続のプライも含むことができる。各ファンブレードは、第１のプライセグメントと、第２のプライセグメントと、第１のプライセグメントと第２のプライセグメントの間に配設される突合せ継手と、を有する少なくとも１つの不連続なプライも含むことができる。突合せ継手は、第１および第２のプライセグメントを破砕し易く取り付けるために、第１の断片プロファイルに沿って配設することができる。

本発明のこれらや他の特徴、態様、および利点については、以下の説明と添付した特許請求の範囲を参照してよりよく理解されるであろう。本明細書に組み入れられてその一部を構成している添付図面は、本発明の実施形態を図示しており、説明と共に本発明の原理を明らかにするのに役立つ。

当業者を対象にした本発明の完全かつ実施可能な程度の開示は、その最良の形態を含めて、添付図面を参照する本明細書に記載されている。

本開示の一実施形態に従ったガスタービンエンジンの概略断面図である。 本開示の一実施形態に従ったガスタービンエンジンの一部分の拡大概略断面図である。 本開示の一実施形態に従ったファンブレードの斜視図である。 本開示の一実施形態に従ったファンブレードの側面図である。 本開示の別実施形態に従ったファンブレードの側面図である。 本開示の一実施形態に従った翼弦方向平面に沿ったエーロフォイルの一部分の概略断面図である。 本開示の別実施形態に従った翼弦方向平面に沿ったエーロフォイルの一部分の概略断面図である。 本開示の一実施形態に従ったスパン方向平面に沿ったエーロフォイルの一部分の概略断面図である。 本開示の別実施形態に従ったスパン方向平面に沿ったエーロフォイルの一部分の概略断面図である。

本明細書および図面において参照符号を繰り返し使用することは、本発明の同一または類似の特徴部または要素を表すことを意図している。

以下、その１つまたは複数の例が添付図面に示されている本発明の実施形態について詳細に言及する。各例は、本発明の限定ではなく、本発明の説明として提供する。実際上、当業者に明らかであろうことは、様々な修正と変形が、本発明においてその範囲と精神から逸脱することなくできる、ということである。例えば、１つの実施形態の一部として図示または説明された特徴を別の実施形態のために使用して、更に別の実施形態を生み出すことができる。したがって、本発明が、添付した特許請求の範囲とそれと等価なものの範囲内に入るような修正と変形を包含することが意図される。

本明細書で使用するとき、用語「第１の」、「第２の」、および「第３の」は、一つの構成要素を別の構成要素から区別するために交換可能に使用することができ、個別の構成要素の場所や重要度を表すことを意図していない。

用語「上流」および「下流」は、流体経路内の流体の流れに関して相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、その方向から流体が流れてくることを指し、「下流」は、その方向に流体が流れていくことを指す。

エーロフォイルは、一般にガスタービンエンジンで使用するために設けられる。以下で説明するように、エーロフォイルは、極端な衝撃または負荷時に、１つまたは複数の所定のプロファイルに沿って破断して断片になるように構成することができる。エーロフォイルは、積重されたシートとして互いに結合された幾つかのプライとして形成されることがある。１つまたは複数のプライは、多数の部片で構成される。それらの部片は一般的に、例えば、樹脂突合せ継手で連結することができる。それを貫いて延びる突合せ継手を有する１つまたは複数のプライは、エーロフォイルの断片プロファイルを決定することができる。

以下、図面を参照すると、図１は、本主題の態様に従って航空機の内部で利用され得るガスタービンエンジン１０の一実施形態の断面図を示す。より具体的には、図１の実施形態に関して、ガスタービンエンジンは、高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、エンジン１０は、参照目的のために、それを貫いて延びる長手方向または軸方向の中心線軸１２を有して示されている。例示的なターボファンの実施形態が示されているが、本開示は、オープンロータ、ターボシャフト、またはターボプロップの構成などの他のエンジンにも同等に適用できる可能性があることが期待される。

一般に、エンジン１０は、コアガスタービンエンジン（参照番号１４で全体を示す）と、その上流に位置決めされたファンセクション１６と、を含む。コアエンジン１４は一般的に、環状の入口２０を画定する実質上管状の外側ケーシング１８を含む。加えて、外側ケーシング１８は更に、コアエンジン１４に入る空気の圧力を第１の圧力レベルまで上昇させるための低圧（ＬＰ）圧縮機２２を囲んで支持する。その後、多段軸流高圧（ＨＰ）圧縮機２４が、ＬＰ圧縮機２２からの加圧空気を受け取り、その空気の圧力を更に上昇させる。ＨＰ圧縮機２４を出る加圧空気は、その後、燃焼器２６に流れることができ、燃焼器２６では燃料が加圧空気の流れの中に注入され、その結果生じる混合物は燃焼器２６の中で燃焼される。高エネルギーの燃焼生成物は、燃焼器２６から、エンジン１０の高温ガス経路に沿って、高圧（ＨＰ）シャフトまたはスプール３０を介してＨＰ圧縮機２４を駆動するための高圧（ＨＰ）タービン２８に導かれ、その後、ＨＰシャフト３０と概ね同軸である低圧（ＬＰ）駆動シャフトまたはスプール３４を介してＬＰ圧縮機２２およびファンセクション１６を駆動するための低圧（ＬＰ）タービン３２に導かれる。タービン２８および３２の個々の駆動後に、燃焼生成物は、推進力のあるジェット推力を提供するために、コアエンジン１４から排気ノズル３６を介して排出することができる。

加えて、図１および図２に示しているように、エンジン１０のファンセクション１６は一般的に、環状ファンケーシング４０で囲まれるように構成された回転型軸流ファンロータ３８を含む。特定の実施形態では、ＬＰシャフト３４は、ファンロータ３８やロータディスク３９に、例えばダイレクトドライブの構成で、直接連結されることがある。代替の構成では、ＬＰシャフト３４は、間接駆動や歯車駆動の構成の減速歯車ギアボックスなどの減速デバイス３７を介してファンロータ３８に連結されることがある。そういった減速デバイスは、要望または要求に応じて、エンジン１０内の任意の適切なシャフト／スプール間に含めることができる。

ファンケーシング４０は、複数の実質上半径方向に延びる周方向に離間した出口案内ベーン４２によってコアエンジン１４に対して支持されるように構成できることを、当業者なら理解されよう。そのため、ファンケーシング４０は、ファンロータ３８とそれに対応するファンロータブレード４４を囲むことができる。更に、ファンケーシング４０の下流セクション４６は、追加の推進力のあるジェット推力を提供する、第２の、すなわちバイパスの空気流導管４８を画定するようにコアエンジン１４の外側部分の全体にわたって延びることができる。

エンジン１０の動作中、最初の空気流（矢印５０で示す）は、ファンケーシング４０に関連する入口５２を通ってエンジン１０に入ることができることを理解されたい。空気流５０は、その後ファンブレード４４を通り抜けて、導管４８を通って移動する第１の圧縮空気流（矢印５４で示す）と、ＬＰ圧縮機２２に入る第２の圧縮空気流（矢印５６で示す）と、に分かれる。第２の圧縮空気流５６の圧力はそのとき上昇し、ＨＰ圧縮機２４に入る（矢印５８で示す）。燃料と混合され、燃焼器２６内で燃焼された後、燃焼生成物６０は、燃焼器２６を出て、第１のタービン２８を通って流れる。その後、燃焼生成物６０は、エンジン１０用の推力を提供するために、第２のタービン３２を通って流れて、排気ノズル３６を出る。

図３〜５を参照すると、幾つかの例示的なエーロフォイル６２が、ファンブレード４４との関連で提供される。図示したエーロフォイル６２はファンブレード４４の一部として示しているが、エーロフォイル６２についての以下の議論は、他のエーロフォイルの実施形態に、例えば圧縮機２２、２４および／またはタービン２８、３２（図１参照）のステータベーンやロータブレードに同等に適用できることが理解される。示しているように、各ファンブレード４４は、エーロフォイル基部６４からエーロフォイル先端６６までスパンＳに沿って半径方向外方に延びる。エーロフォイル６２の第１および第２の側部６８、７０は、翼弦方向Ｃに沿ってエーロフォイルの前縁７２から後縁７４まで延びる。図示実施形態では、ファンブレード４４の側部６８、７０は、対向する圧力側部６８と吸込み側部７０として構成される。任意として、各ファンブレード４４は、移行セクション８０に繋がっている１対の対向する圧力面７８を備えた真っ直ぐな軸方向ダブテールの形態の根元セクション７６を有する、一体化した構成要素を含む。エンジン１０内に実装するとき、図２に図示しているように、根元セクション７６は、ファンロータディスク３９のダブテールスロットの中に配設され、それにより、ファンブレード４４がファンロータ３８に取り付けられる。

図４および図５に図示しているように、１つまたは複数の断片プロファイル９８が、各エーロフォイル６２を通して画定される。一般的に、断片プロファイル９８は、エーロフォイル６２がそれに沿って破断するように決定される線または平面として構成され、それによりエーロフォイル６２が割れて多数のエーロフォイル断片１００になる。図４に示しているように、特定の実施形態の断片プロファイル９８は、翼弦方向Ｃに前縁７２から後縁７４まで直線的に延びる。図４の断片プロファイル９８は、翼弦方向Ｃに対して負角θを有するように図示されているが、１つまたは複数の断片プロファイル９８は、０度より大きいかまたは等しい角度θを画定することがある。エンジン内に実装するとき、断片プロファイル９８の任意的な実施形態は、中心線軸１２（図１参照）に実質上平行に構成されることがある。図５の例示的な実施形態などの他の実施形態では、断片プロファイル９８は、部分的に翼弦方向Ｃに延び、部分的にスパン方向Ｓに延びる。例えば、図５の実施形態は、エーロフォイル先端６６から後縁７４に弓形に延びる。実施形態によっては、前縁７２とエーロフォイル先端６６の間に延びる同様の弓形の断片プロファイル９８を含むことがある。

代替的な実施形態は、多数のプロファイル経路とそれらの組み合わせを含めて他の適切な断片プロファイル構成を含むことができる。代替的な実施形態によっては、少なくとも１つの断片プロファイル９８は、僅かに部分的にエーロフォイル６２を横断する。換言すると、断片プロファイル９８は、エーロフォイルの寸法のうち２つの極値まで延びることはない。例えば、断片プロファイル９８は、前縁７２または後縁７４の一方または双方に到達することなく、エーロフォイル６２内を翼弦方向Ｃに沿って延びることができる。加えて、弓形の断片プロファイル９８は、エーロフォイル先端６６またはエーロフォイル縁部７２、７４の一方または双方に到達することなく、部分的に翼弦方向Ｃに、また部分的にスパン方向Ｓに延びることができる。別の実施形態では、多数の横切る断片プロファイル９８が、エーロフォイル６２を再分割するために互いに交差するように設けられることがある。

図６〜９に移ると、例示的なエーロフォイルの幾つかの断面図が提供される。図６および図７のエーロフォイル６２は、上からの部分的断面として示され、一方、図８および図９のエーロフォイルは、後ろ向きの断面として示されている。各エーロフォイル６２の全体でなくとも大部分は、ラミネートシートまたはプライとして互いに結合された複合材料で構成される。用語「複合（ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ）」は一般的に、バインダまたは母材中に支持された繊維または粒子などの補強材を含有する材料を指す。エーロフォイルレイアップ（ａｉｒｆｏｉｌ ｌａｙｕｐ）の全体は、母材に埋め込まれて圧力側部６８および／または吸込み側部７０に実質上平行に配向された幾つかの層またはプライ８２を含むことがある。実施形態によっては、複合材料は、エポキシなどの樹脂材料に埋め込まれた炭素質（例えば、黒鉛）繊維の例を含む。繊維は、樹脂材料を含浸するテープの中に一方向に整列されることがある。そういった「プレプレッグ（ｐｒｅｐｒｅｇ）」テープは、部品形状に形成し、オートクレーブ処理またはプレス成形を介して硬化させて、軽量で堅く比較的均質な物品を形成することができる。隣接するプライの一方向整列テープ（ｕｎｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌｙ−ａｌｉｇｎｅｄ ｔａｐｅ）は、平行角、垂直角、または他の適切なオフセット角、例えば互いに対して４５度で位置決めすることができる。位置決めは、エーロフォイル６２の所望の剛性または破砕性に従って選択することができる。

例示的な炭素繊維材料が説明されているが、他のエーロフォイル６２の実施形態は、他の複合材料を含むために同様または代替の方法を介して形成されることがある。例えば、特定のエーロフォイル６２の実施形態は、セラミックマトリックス複合材（ＣＭＣ）、ポリママトリックス複合材（ＰＭＣ）、または金属マトリックス複合材（ＭＭＣ）などの他の適切な複合材料のプライを含むことになろう。

図６〜９の図示される実施形態では、複数の複合プライ８２は、エーロフォイルコア８４上のラミネート積層物として互いに結合される。積層物は、横方向Ｗの全体にわたって外方に一般的に延びる。示しているように、複数の複合プライ８２は、圧力側部６８と吸込み側部７０において最外側プライ８６を含む。最外側プライ８６は、翼弦方向Ｃに前縁７２（図５参照）から後縁７４まで１つまたは複数の内側プライ８８を囲む単一シートまたは多数シートとして構成することができる。更に、最外側プライ８６は、スパン方向Ｓにエーロフォイル基部６４からエーロフォイル先端６６まで内側プライ８８とエーロフォイルコア８４を更に囲むことができる。各内側プライ８８は、最外側プライ８６に実質上平行に配設することができる。

エーロフォイルコア８４は、内側プライ８８と最外側プライ８６用の基部ガイドを形成する。エーロフォイル８４は、図示を分かりやすくするために一体の塊として示されているが、エーロフォイルコア８４の任意的な実施形態は、１つまたは複数の最外側プライ８６に平行な、例えば、内側プライ８８と同様の、追加のプライまたは複合プライ８２として構成することができる。例えば、任意的な実施形態では、エーロフォイルコア８４は、それぞれ連続しており、突合せ継手を全く含んでいない多数の複合プライ８２を含むことがある。連続したプライによっては、エーロフォイル基部６４からエーロフォイル先端６６まで途切れずにまたは間断なく延びることがある。エーロフォイルコア８４の他の実施形態は、対応する突合せ継手９６を有する１つまたは複数の不連続なプライを含むことがある。更なるエーロフォイルコア８４の追加的または代替的な実施形態は、エーロフォイル基部６４からエーロフォイル先端６６まで部分的または全体的に延びる中空キャビティを画定することがある。任意として、剛化材料が中空キャビティの中に配置されるか、または中空キャビティを充填してもよい。例えば、織地コア、発泡体、または適切な低密度材料が、エーロフォイルコア８４の中空キャビティを実質上充填することができる。

図７〜９に示しているように、幾つかの複合プライ８２は、不連続なプライ部材として形成される。各不連続なプライは、突合せ継手９６によって接合された整列した第１のプライセグメント９０および第２のプライセグメント９２を含む。各プライセグメントは、同一の材料または任意として別々の材料から形成されることがあり、したがって、第１のプライセグメント９０は、第２のプライセグメントとは異なる材料から形成される。異なった材料は、例えば、別々のバインダ材料、別々の繊維もしくはテープアライメント、別々の繊維材料、または他の幾何的もしくは化学的な特徴部によって区別することができる。突合せ継手９６は、例えば、２つのプライセグメント９０、９２を破砕し易く取り付ける樹脂プールを含むことがある。特定の実施形態では、突合せ継手９６の樹脂プールは、スパン方向Ｓまたは翼弦方向Ｃの一方において一定の厚さを維持する。樹脂は、ポリマ樹脂またはエポキシを含むことがある。任意として、ポリマ樹脂は、個別の複合プライ８２に含められたマトリックス補強材と同様の材料またはそれとは別の材料を含むことがある。図７の実施形態では、突合せ継手９６は、翼弦方向Ｃに分離している２つの整列したプライセグメント９０、９２を取り付ける。その結果、突合せ継手９６は、少なくとも部分的にスパン方向Ｓ（図５参照）に延びる。

エーロフォイル６２の特定の実施形態は、突合せ継手を実質上含んでいない多数の連続したプライ、並びに、１つまたは複数の埋め込んだ突合せ継手９６を有する多数の不連続なプライを含む。上で説明したように、各不連続なプライは、突合せ継手９６によって破砕し易く取り付けられた第１のプライセグメント９０および第２のプライセグメント９２を含む。図８および図９の図示される実施形態では、各突合せ継手９６は、少なくとも部分的に翼弦方向Ｃに延びる。任意的な実施形態では、突合せ継手９６は、後縁７４（図４および図５参照）から前方へ、その対応しているプライ８２およびエーロフォイル６２の他の部分まで延びる。特定の実施形態では、少なくとも１つの途切れない突合せ継手９６は、断片プロファイル９８を画定するために、後縁７４から前縁７２（図４参照）まで全体的に延びる。

図７〜９の例示的な実施形態は、それぞれ複数の不連続なプライを含む。示しているように、特定の実施形態では、複数の突合せ継手９６は、オフセットしたまたは千鳥状の位置に配設される。換言すると、少なくとも２つの突合せ継手９６は、異なった翼弦方向位置（図７参照）に配設されるか、または、異なったスパン方向高さ、例えば、エーロフォイル基部６４に対する最大高さ（図８参照）に配設される。そういった実施形態によっては、断片プロファイル９８は、図８に図示しているように、エーロフォイル６２の横方向Ｗの全体にわたって形成される。任意として、不連続なプライは、複数の突合せ継手９６を含んでいてもよい。例えば、図８の例示的な実施形態に設けられているように、不連続なプライの実施形態によっては、３つの別々のプライセグメント９０、９２、９４として構成される。第１の突合せ継手９６Ａは、第１および第２のプライセグメント９０、９２を取り付けるために第１の破断高さＨＢ１に設けられる。第２の突合せ継手９６Ｂは、第２および第３のプライセグメント９２、９４を取り付けるために第２の破断高さＨＢ２に設けられる。極端な衝撃時、不連続なプライおよび／またはエーロフォイル６２全体は、異なった破断高さＨＢ１、ＨＢ２で、例えば、第１の突合せ継手９６Ａと第２の突合せ継手９６Ｂで、突合せ継手９６に対応する複数の断片プロファイル９８に沿って分離することができる。

図８に示しているように、破断高さＨＢ１、ＨＢ２は、エーロフォイル基部６４とエーロフォイル先端６６の間のエーロフォイルの全体高さＨＡ、例えば最大高さに対して画定される。例えば、特定の実施形態の第１の破断高さＨＢ１、第１の突合せ継手９６Ａの第１の破断高さＨＢ１は、エーロフォイルの全体高さＨＡの２５％よりも大きい点にある。換言すると、エーロフォイル基部６４とエーロフォイル先端６６の間の距離の４分の１よりも長い。追加的または代替的な実施形態では、第２の破断高さＨＢ２は、突合せ継手９６のためにエーロフォイルの全体高さＨＡの７５％よりも大きい点に画定される。上記の実施形態では第１の突合せ継手９６Ａと第２の突合せ継手９６Ｂだけが説明されているが、別の実施形態では、多数の破断高さＨＢ１、ＨＢ２に３つ以上の突合せ継手９６を含むことがある。追加的または代替的な実施形態は、独立した別々の不連続のプライセグメント９０、９２、９４のために、離れた破断高さＨＢ１、ＨＢ２に第１の突合せ継手９６Ａと第２の突合せ継手９６Ｂを含むことがある。換言すると、複数の千鳥状の突合せ継手９６は、複数の対応する断片プロファイル９８を画定することがある。

複数の突合せ継手９６が千鳥状である実施形態では、断片プロファイル９８は、複合プライ８２を通る連続的な経路に概ね従うことができる。換言すると、千鳥状の突合せ継手９６の実施形態では、断片プロファイル９８は、様々な突合せ継手９６の位置に概ね対応するデコボコまたは鋸歯状のプロファイルを有する断片プロファイル９８を作り出すために横方向にデコボコに延びることができる。更に、実施形態によっては、多数の突合せ継手９６は、エーロフォイル６２の全体に多数の断片プロファイル９８を画定するように構成される。極端な衝撃の後、幾つかのそういった実施形態のエーロフォイル６２は、多数の断片プロファイル９８に沿って突合せ継手９６で分離することができる。

図４および図５に戻ると、各断片プロファイル９８は、不連続なプライの１つまたは複数の突合せ継手９６に概ね対応する（図７〜９参照）。換言すると、断片プロファイル９８は、翼弦方向Ｃおよびスパン方向Ｓについて突合せ継手９６に実質上従うことができる。そして、複数の断片プロファイル９８は、離れた破断高さＨＢ１、ＨＢ２に画定されることができる。エーロフォイル６２は任意で、各突合せ継手９６で切断および分離するように構成される。極端な衝撃事象の時、突合せ継手９６での分離は、連続したプライがあればそのプライに連鎖的に伝わって、エーロフォイル６２を完全に切断してばらばらのエーロフォイル断片１００にする。断片プロファイル９８は、その結果、各エーロフォイル断片１００のための分離と形状のすべてを画定する。

ここに記載した説明は、例を用いて、最良の形態を含めて本発明を開示していると共に、任意のデバイスやシステムを作製および使用することと任意の組み入れた方法を実行することとを含めて任意の当業者が本発明を実施することも可能にする。特許性を有する本発明の範囲は特許請求の範囲によって定義され、当業者の想到する他の例を含むことができる。そういった他の例は、特許請求の範囲の文字通りの用語と異ならない構造要素を含む場合に、或いは、特許請求の範囲の文字通りの用語に対する差異の実体がない等価な構造要素を含む場合に、特許請求の範囲の範囲内にあることを意図している。

１０ ガスタービンエンジン
１２ 中心線軸
１４ コアガスタービンエンジン
１６ ファンセクション
１８ 外側ケーシング
２０ 環状入口
２２ 低圧圧縮機
２４ 高圧圧縮機
２６ 燃焼器
２８ 高圧タービン
３０ 高圧駆動シャフト
３２ 低圧タービン
３４ 低圧駆動シャフト
３６ 排気ノズル
３８ ファンロータ
３９ ファンロータディスク
４０ 環状ファンケーシング
４２ 出口案内ベーン
４４ ファンブレード
４６ 下流セクション
４８ 空気流導管
５０ 空気流
５２ 入口
５４ 第１の圧縮空気流
５６ 第２の圧縮空気流
５８ 空気流
６０ 燃焼生成物
６２ エーロフォイル
６４ エーロフォイル基部
６６ エーロフォイル先端
６８ 第１（圧力）側部
７０ 第２（吸込み）側部
７２ 前縁
７４ 後縁
７６ 根元セクション
７８ 対向する圧力面
８０ 移行セクション
８２ 複合プライ
８４ エーロフォイルコア
８６ 最外側プライ
８８ 内側プライ
９０ プライセグメント（第１）
９２ プライセグメント（第２）
９４ プライセグメント（第３）
９６ 突合せ継手
９６ａ 突合せ継手（第１）
９６ｂ 突合せ継手（第２）
９８ 断片プロファイル
１００ エーロフォイル断片
θ 角度
Ｃ 翼弦方向
Ｓ スパン方向
Ｗ 横方向
ＨＡ エーロフォイルの全体高さ
ＨＢ１ 破断高さ（第１）
ＨＢ２ 破断高さ（第２）

Claims (10)

1. 航空機エンジン用のエーロフォイル（６２）であって、
   翼弦方向に前縁（７２）から後縁（７４）まで延び、スパン方向にエーロフォイル先端（６６）とエーロフォイル基部（６４）との間を延び、少なくとも１つの不連続なプライを含む、複数の複合プライ（８２）を含み、前記少なくとも１つの不連続なプライは、
   第１のプライセグメント（９０）と、
   第２のプライセグメント（９２）と、
   前記第１のプライセグメント（９０）および前記第２のプライセグメント（９２）を破砕し易く取り付けるために、第１の断片プロファイル（９８）に沿って前記第１のプライセグメント（９０）と前記第２のプライセグメント（９２）との間に配設される突合せ継手（９６）と、を含む、エーロフォイル（６２）。
2. 前記複数の複合プライ（８２）は、少なくとも２つの不連続なプライを含み、各不連続なプライは、別個の突合せ継手（９６）を含み、その２つの突合せ継手（９６）は、前記スパン方向に千鳥状である、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
3. 前記突合せ継手（９６）は、少なくとも部分的に翼弦方向に沿って延びる、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
4. 前記第１のプライセグメント（９０）は、第１の複合材料を含み、前記第２のプライセグメント（９２）は、第２の複合材料を含み、前記第１の複合材料は、前記第２の複合材料とは異なる、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
5. 前記突合せ継手（９６）は、少なくとも部分的に前記スパン方向に延びる、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
6. 前記エーロフォイル（６２）は、前記エーロフォイル基部（６４）とエーロフォイル先端（６６）との間のエーロフォイルの全体高さを画定し、前記突合せ継手（９６）は、第１の破断高さに位置決めされ、前記第１の破断高さは、前記エーロフォイルの全体高さの２５％よりも大きい、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
7. 前記複数の複合プライ（８２）は、第２の断片プロファイル（９８）に沿って前記エーロフォイル（６２）を通って延びる第２の突合せ継手（９６）を更に含む、請求項６記載のエーロフォイル（６２）。
8. 前記突合せ継手（９６）は、樹脂材料を含む、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
9. 前記複数の複合プライ（８２）は、前記エーロフォイル基部（６４）から前記エーロフォイル先端（６６）まで途切れずに延びる少なくとも１つの連続したプライを含む、請求項１記載のエーロフォイル（６２）。
10. ファンセクション（１６）を含み、前記ファンセクション（１６）は、請求項１記載の前記エーロフォイルを含むファンブレード（４４）を含む、ガスタービンエンジン（１０）。