JPH05106403A - ブレードシユラウドの変形可能な保護被膜 - Google Patents
ブレードシユラウドの変形可能な保護被膜Info
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- JPH05106403A JPH05106403A JP3218061A JP21806191A JPH05106403A JP H05106403 A JPH05106403 A JP H05106403A JP 3218061 A JP3218061 A JP 3218061A JP 21806191 A JP21806191 A JP 21806191A JP H05106403 A JPH05106403 A JP H05106403A
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- C23C—COATING METALLIC MATERIAL; COATING MATERIAL WITH METALLIC MATERIAL; SURFACE TREATMENT OF METALLIC MATERIAL BY DIFFUSION INTO THE SURFACE, BY CHEMICAL CONVERSION OR SUBSTITUTION; COATING BY VACUUM EVAPORATION, BY SPUTTERING, BY ION IMPLANTATION OR BY CHEMICAL VAPOUR DEPOSITION, IN GENERAL
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Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 ガスタービンエンジンが異物を吸い込んだ場
合のシュラウド衝撃からエアーホイルの損傷を軽減する
手段を提供する。 【構成】 ブレード３６ｂのシュラウドは、エアーホイ
ル３８の前縁４１と後縁４２の間に形成された大体凸状
の吸引面４４と大体凹状の加圧面４６から夫々円周方向
に延在する実質的に三角形状を呈する第１、第２シュラ
ウド突出部５４，５６を含む。両突出部は隣接のシュラ
ウドと当接係合関係にある第１、第２衝合面６４，６６
と第１、第２コーナ面７４，７６を具える。第１コーナ
面７４に変形可能な保護被膜９５を施す。空気流９に沿
ってエンジンに入って来る異物１１は、例えばブレード
３６ｂの加圧面４６に衝突する。ブレード３６ｂの第１
衝合面６４は隣接するブレード３６ａの第２衝合面に沿
って滑り、コーナ面７４がブレード３６ａのエアーホイ
ル３８に衝突するが保護被膜９５が変形して衝撃、エネ
ルギーを吸収する。
合のシュラウド衝撃からエアーホイルの損傷を軽減する
手段を提供する。 【構成】 ブレード３６ｂのシュラウドは、エアーホイ
ル３８の前縁４１と後縁４２の間に形成された大体凸状
の吸引面４４と大体凹状の加圧面４６から夫々円周方向
に延在する実質的に三角形状を呈する第１、第２シュラ
ウド突出部５４，５６を含む。両突出部は隣接のシュラ
ウドと当接係合関係にある第１、第２衝合面６４，６６
と第１、第２コーナ面７４，７６を具える。第１コーナ
面７４に変形可能な保護被膜９５を施す。空気流９に沿
ってエンジンに入って来る異物１１は、例えばブレード
３６ｂの加圧面４６に衝突する。ブレード３６ｂの第１
衝合面６４は隣接するブレード３６ａの第２衝合面に沿
って滑り、コーナ面７４がブレード３６ａのエアーホイ
ル３８に衝突するが保護被膜９５が変形して衝撃、エネ
ルギーを吸収する。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、一般に、ガスタービ
ンエンジンにおけるブレードの耐久性の向上に関する。
特に、この発明は、変形可能な保護被膜をシュラウド付
きブレードに施して、隣接するブレードのシュラウドと
エアーホイルとの衝突によるブレードエアーホイルの損
傷の受けやすさを軽減することに関する。被膜は、衝撃
時に変形することによりショックアブソーバとして作用
し、エアーホイルに伝えられる局部的な衝撃エネルギー
を軽減する。
ンエンジンにおけるブレードの耐久性の向上に関する。
特に、この発明は、変形可能な保護被膜をシュラウド付
きブレードに施して、隣接するブレードのシュラウドと
エアーホイルとの衝突によるブレードエアーホイルの損
傷の受けやすさを軽減することに関する。被膜は、衝撃
時に変形することによりショックアブソーバとして作用
し、エアーホイルに伝えられる局部的な衝撃エネルギー
を軽減する。
【０００２】
【従来の技術】軸流ファンと圧縮機を有するガスタービ
ンエンジンは、中間径間（スパン）シュラウド突出部を
用いて、振動を減衰する、つまりブレードエアーホイル
の振動を抑えることが多い。ファンまたは圧縮機ブレー
ドは、ロータディスクから半径方向に延在するエアーホ
イル部分を有する。シュラウド突出部が、各ブレードエ
アーホイルから円周方向に延在し、エンジンの運転中、
隣のブレード上のシュラウド突出部と接触する。隣接す
るシュラウド突出部には向かい合う衝合面があり、これ
らがエンジンの運転中当接係合する。すべてのブレード
エアーホイル上のシュラウドがエンジンの運転中互いに
係合し、環状の補強リングを形成する。高アスペクト比
のファンおよび圧縮機ブレードには、中間径間シュラウ
ドを使用するのが普通である。高アスペクト比のブレー
ドは比較的長く狭い、つまり翼長さ対翼弦幅比が大き
い。このようなブレードは空気力学的フラッタを特に受
けやすく、代表的には、ロータ回転速度で励起される低
い共振周波数を有する。中間径間シュラウドが形成する
補強リングは、ブレードの空気力学的フラッタを防止
し、ブレードの共振周波数を増加する。
ンエンジンは、中間径間（スパン）シュラウド突出部を
用いて、振動を減衰する、つまりブレードエアーホイル
の振動を抑えることが多い。ファンまたは圧縮機ブレー
ドは、ロータディスクから半径方向に延在するエアーホ
イル部分を有する。シュラウド突出部が、各ブレードエ
アーホイルから円周方向に延在し、エンジンの運転中、
隣のブレード上のシュラウド突出部と接触する。隣接す
るシュラウド突出部には向かい合う衝合面があり、これ
らがエンジンの運転中当接係合する。すべてのブレード
エアーホイル上のシュラウドがエンジンの運転中互いに
係合し、環状の補強リングを形成する。高アスペクト比
のファンおよび圧縮機ブレードには、中間径間シュラウ
ドを使用するのが普通である。高アスペクト比のブレー
ドは比較的長く狭い、つまり翼長さ対翼弦幅比が大き
い。このようなブレードは空気力学的フラッタを特に受
けやすく、代表的には、ロータ回転速度で励起される低
い共振周波数を有する。中間径間シュラウドが形成する
補強リングは、ブレードの空気力学的フラッタを防止
し、ブレードの共振周波数を増加する。
【０００３】中間径間シュラウドを有するブレードの例
が、Ｐｅｒｋｉｎｓの米国特許第３，７３４，６４６号
（１９７３年５月２２日発行）およびＢｅｔｔｓらの米
国特許第４，２５７，７４１号（１９８１年３月２４日
発行）に示されている。ベッツの特許のシュラウド付き
ブレードでは、シュラウド衝合面にパッドを設けてい
る。しかし、ベッツの特許に使用されているパッドは、
変形可能ではなくて、耐摩耗性であり、隣接するブレー
ドのシュラウドとエアーホイルとの衝突によるブレード
エアーホイルへの損傷を軽減することを意図していな
い。
が、Ｐｅｒｋｉｎｓの米国特許第３，７３４，６４６号
（１９７３年５月２２日発行）およびＢｅｔｔｓらの米
国特許第４，２５７，７４１号（１９８１年３月２４日
発行）に示されている。ベッツの特許のシュラウド付き
ブレードでは、シュラウド衝合面にパッドを設けてい
る。しかし、ベッツの特許に使用されているパッドは、
変形可能ではなくて、耐摩耗性であり、隣接するブレー
ドのシュラウドとエアーホイルとの衝突によるブレード
エアーホイルへの損傷を軽減することを意図していな
い。
【０００４】エンジンの運転中、ファンおよび圧縮機部
分に異物が入ることがある。ファンおよび圧縮機ブレー
ドは、このような異物の吸込みに耐え、ブレードエアー
ホイルの損害を最小ですませるように設計しなければな
らない。鳥吸込みのような深刻な異物吸込みの際、異物
がぶつかったブレードは損傷する恐れがある。その上、
ブレードに急激な荷重がかかるため、ブレードシュラウ
ドが隣のブレードのシュラウドからはずれ、前方へすべ
って隣のブレードのエアーホイルに衝突する恐れがあ
る。シュラウドが隣のブレードのエアーホイルに衝突す
る結果、過酷な局部的衝撃荷重が生じ、エアーホイルが
損傷し、隣のブレードを取り替えなければならなくな
る。極端な場合には、ブレードの破損が起こり、バラン
スの崩れた荷重による振動のため、エンジン停止を余儀
なくされる。
分に異物が入ることがある。ファンおよび圧縮機ブレー
ドは、このような異物の吸込みに耐え、ブレードエアー
ホイルの損害を最小ですませるように設計しなければな
らない。鳥吸込みのような深刻な異物吸込みの際、異物
がぶつかったブレードは損傷する恐れがある。その上、
ブレードに急激な荷重がかかるため、ブレードシュラウ
ドが隣のブレードのシュラウドからはずれ、前方へすべ
って隣のブレードのエアーホイルに衝突する恐れがあ
る。シュラウドが隣のブレードのエアーホイルに衝突す
る結果、過酷な局部的衝撃荷重が生じ、エアーホイルが
損傷し、隣のブレードを取り替えなければならなくな
る。極端な場合には、ブレードの破損が起こり、バラン
スの崩れた荷重による振動のため、エンジン停止を余儀
なくされる。
【０００５】異物吸込み時のエアーホイル損傷（ダメー
ジ）を軽減する１つの方法としては、エアーホイル部分
の厚さを厚くすることが考えられる。しかし、エアーホ
イル部分を肉厚にすることは、エンジンの重量を増し、
ブレードエアーホイルの空気力学的性能に影響するの
で、望ましくない。その結果、エンジニアや研究者は、
ガスタービンエンジンに用いるブレードの耐異物損傷性
を上げる良好な方法を捜し続けている。
ジ）を軽減する１つの方法としては、エアーホイル部分
の厚さを厚くすることが考えられる。しかし、エアーホ
イル部分を肉厚にすることは、エンジンの重量を増し、
ブレードエアーホイルの空気力学的性能に影響するの
で、望ましくない。その結果、エンジニアや研究者は、
ガスタービンエンジンに用いるブレードの耐異物損傷性
を上げる良好な方法を捜し続けている。
【０００６】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、異物吸
込み時のシュラウド衝撃からのエアーホイルの損傷を軽
減する手段を提供することにある。
込み時のシュラウド衝撃からのエアーホイルの損傷を軽
減する手段を提供することにある。
【０００７】この発明の別の目的は、ブレード性能に悪
影響を与えたり、エンジン重量を著しく増大したりする
ことのない、シュラウド衝撃からのエアーホイル損傷を
軽減する手段を提供することにある。
影響を与えたり、エンジン重量を著しく増大したりする
ことのない、シュラウド衝撃からのエアーホイル損傷を
軽減する手段を提供することにある。
【０００８】この発明の他の目的は、エンジンに機械的
複雑さを付加しない、エアーホイル損傷を軽減する手段
を提供することにある。
複雑さを付加しない、エアーホイル損傷を軽減する手段
を提供することにある。
【０００９】この発明のさらに他の目的は、現行のエン
ジン機構に簡単かつ安価に適用可能な、エアーホイル損
傷を軽減する手段を提供することにある。
ジン機構に簡単かつ安価に適用可能な、エアーホイル損
傷を軽減する手段を提供することにある。
【００１０】この発明のさらに他の目的は、耐久性で、
ブレード間を通る空気流による侵食や使用劣化を受けに
くい、エアーホイル損傷を軽減する手段を提供すること
にある。
ブレード間を通る空気流による侵食や使用劣化を受けに
くい、エアーホイル損傷を軽減する手段を提供すること
にある。
【００１１】
【発明の概要】この発明の目的は、以下の説明および図
面から十分に理解できるであろう。簡潔に説明すると、
この発明によれば、比較的薄い、変形可能な保護被膜を
シュラウド付きブレード上の限定された区域に設けて、
隣接するブレードのシュラウドとエアーホイルとの衝突
によるブレードエアーホイルの損傷を軽減する。被膜は
隣接するブレードのシュラウドとエアーホイルとの衝突
に応じて変形して、エアーホイルに伝えられる局部的衝
撃エネルギーを減らし、こうして、エアーホイルの損傷
を軽減する。好適な実施例では、変形可能な保護被膜と
して、アルミニウム層をチタン合金製シュラウドのコー
ナ面に設ける。
面から十分に理解できるであろう。簡潔に説明すると、
この発明によれば、比較的薄い、変形可能な保護被膜を
シュラウド付きブレード上の限定された区域に設けて、
隣接するブレードのシュラウドとエアーホイルとの衝突
によるブレードエアーホイルの損傷を軽減する。被膜は
隣接するブレードのシュラウドとエアーホイルとの衝突
に応じて変形して、エアーホイルに伝えられる局部的衝
撃エネルギーを減らし、こうして、エアーホイルの損傷
を軽減する。好適な実施例では、変形可能な保護被膜と
して、アルミニウム層をチタン合金製シュラウドのコー
ナ面に設ける。
【００１２】発明と考えている要旨は特許請求の範囲に
記載した通りであるが、添付の図面を参照した以下の詳
細な説明から、この発明をもっと完全に理解することが
できるはずである。
記載した通りであるが、添付の図面を参照した以下の詳
細な説明から、この発明をもっと完全に理解することが
できるはずである。
【００１３】
【具体的な構成】図１は代表的なガスタービンエンジン
１０の概略断面図である。このエンジン１０は、ファン
部分１４、圧縮機部分１６、燃焼器部分１８、高圧ター
ビン部分２０および低圧タービン部分２２をすべて軸流
通路内に直列関係で配置し、かつ長さ方向軸線１２のま
わりに大体同心に整列した構成である。エンジン運転
中、矢印９で示す空気をファン部分１４に取り入れ、フ
ァン部分１４のブレード付きロータ１５および圧縮機部
分１６のブレード付きロータ１７で圧縮する。圧縮され
た空気は圧縮機部分１６を出た後、燃焼器部分１８に流
れ、そこで燃料と混合し、燃焼させて高圧高温のガス流
を生成する。高圧高温のガス流は燃焼器部分１８を出た
後、高圧タービンブレード付きロータ２１および低圧タ
ービンブレード付きロータ２３を通して膨張させる。高
圧タービンブレード付きロータ２１は圧縮機ブレード付
きロータ１７をコアシャフト２４を介して駆動し、一方
低圧タービンブレード付きロータ２３はファンブレード
付きロータ１５を、コアシャフト２４とほゞ同軸なファ
ンシャフト２５を介して駆動する。エンジン１０に入る
空気流９には異物１１が入り込むことがある。ガスター
ビンエンジンに、たとえば、鳥その他の異物、たとえば
ごみや破片が取り込まれる。
１０の概略断面図である。このエンジン１０は、ファン
部分１４、圧縮機部分１６、燃焼器部分１８、高圧ター
ビン部分２０および低圧タービン部分２２をすべて軸流
通路内に直列関係で配置し、かつ長さ方向軸線１２のま
わりに大体同心に整列した構成である。エンジン運転
中、矢印９で示す空気をファン部分１４に取り入れ、フ
ァン部分１４のブレード付きロータ１５および圧縮機部
分１６のブレード付きロータ１７で圧縮する。圧縮され
た空気は圧縮機部分１６を出た後、燃焼器部分１８に流
れ、そこで燃料と混合し、燃焼させて高圧高温のガス流
を生成する。高圧高温のガス流は燃焼器部分１８を出た
後、高圧タービンブレード付きロータ２１および低圧タ
ービンブレード付きロータ２３を通して膨張させる。高
圧タービンブレード付きロータ２１は圧縮機ブレード付
きロータ１７をコアシャフト２４を介して駆動し、一方
低圧タービンブレード付きロータ２３はファンブレード
付きロータ１５を、コアシャフト２４とほゞ同軸なファ
ンシャフト２５を介して駆動する。エンジン１０に入る
空気流９には異物１１が入り込むことがある。ガスター
ビンエンジンに、たとえば、鳥その他の異物、たとえば
ごみや破片が取り込まれる。
【００１４】図２はファンブレード付きロータ１５を一
部破断して示す斜視図である。ブレード付きロータ１５
は、大体軸対称なロータディスク３０およびこのロータ
ディスク３０の円周上のリム３２に装着した複数のブレ
ード３６を含む。ブレード３６はディスクリム３２に、
当業者に周知の手段、たとえば、ディスクリム３２のダ
ブテイルスロットとのはめ合い係合により装着する。ブ
レード３６は、図２に示すように、ロータディスクリム
３２に大体均一にかつ円周方向に間隔をあけて装着す
る。各ブレード３６は、ディスク３０から大体半径方向
外方へ延在するエアーホイル部分３８を含む。エンジン
の運転中、ファンブレード付きロータ１５はエンジン軸
線１２のまわりを、矢印４９で示す方向に回転する。
部破断して示す斜視図である。ブレード付きロータ１５
は、大体軸対称なロータディスク３０およびこのロータ
ディスク３０の円周上のリム３２に装着した複数のブレ
ード３６を含む。ブレード３６はディスクリム３２に、
当業者に周知の手段、たとえば、ディスクリム３２のダ
ブテイルスロットとのはめ合い係合により装着する。ブ
レード３６は、図２に示すように、ロータディスクリム
３２に大体均一にかつ円周方向に間隔をあけて装着す
る。各ブレード３６は、ディスク３０から大体半径方向
外方へ延在するエアーホイル部分３８を含む。エンジン
の運転中、ファンブレード付きロータ１５はエンジン軸
線１２のまわりを、矢印４９で示す方向に回転する。
【００１５】各ブレード３６は、ブレードエアーホイル
３８から円周方向へ延在するシュラウド５０も含む。シ
ュラウド５０はブレードエアーホイルに大体直角であ
る。隣接するエアーホイルのシュラウドは隣接するブレ
ード間に延在する。エンジンの運転中、隣接するシュラ
ウド５０は当接係合関係にあり、そして隣接するシュラ
ウド５０は一緒に、環状シュラウドリング５１を形成す
る。シュラウドリング５１は、図２に示すように、ロー
タディスク３０のまわりにかつロータディスク３０から
離れて、円周方向へ延在する。
３８から円周方向へ延在するシュラウド５０も含む。シ
ュラウド５０はブレードエアーホイルに大体直角であ
る。隣接するエアーホイルのシュラウドは隣接するブレ
ード間に延在する。エンジンの運転中、隣接するシュラ
ウド５０は当接係合関係にあり、そして隣接するシュラ
ウド５０は一緒に、環状シュラウドリング５１を形成す
る。シュラウドリング５１は、図２に示すように、ロー
タディスク３０のまわりにかつロータディスク３０から
離れて、円周方向へ延在する。
【００１６】図３は、２つの隣接するブレード３６ａお
よび３６ｂを、図２の３−３線方向に見た、すなわちブ
レードエアーホイルの軸線に沿って半径方向内方へ見た
図である。図３に示すように、エアーホイル部分３８
は、エアーホイルの上流端を形成する前縁４１と、エア
ーホイルの下流端を形成する後縁４２とを含む。エアー
ホイル３８の片側の大体凸状の吸引面４４が、前縁４１
から後縁４２まで延在する。エアーホイル３８の他側の
大体凹状の加圧面４６が、前縁４１から後縁４２まで延
在する。
よび３６ｂを、図２の３−３線方向に見た、すなわちブ
レードエアーホイルの軸線に沿って半径方向内方へ見た
図である。図３に示すように、エアーホイル部分３８
は、エアーホイルの上流端を形成する前縁４１と、エア
ーホイルの下流端を形成する後縁４２とを含む。エアー
ホイル３８の片側の大体凸状の吸引面４４が、前縁４１
から後縁４２まで延在する。エアーホイル３８の他側の
大体凹状の加圧面４６が、前縁４１から後縁４２まで延
在する。
【００１７】各ブレード３６の各ブレードシュラウド５
０は、エアーホイルの吸引面４４から大体円周方向へ延
在する第１シュラウド突出部５４と、エアーホイルの加
圧面４６から大体円周方向へ延在する第２シュラウド突
出部５６とを含む。第１シュラウド突出部５４は実質的
に三角形で、第１衝合（メイティング）面６４、上流面
８４および第１コーナ面７４を含む。第１コーナ面７４
は第１衝合面６４に隣接しており、第１衝合面６４から
上流面８４まで延在する。第２シュラウド突出部５６は
大体三角形で、第２衝合面６６、下流面８６および第２
コーナ面７６を含む。第２コーナ面７６は第２衝合面６
６から下流面８６まで延在する。第２シュラウド突出部
５６は、第２衝合面６６に隣接して大体凹状のカットバ
ック面７７も含む。エアーホイル移行面７９が、カット
バック面７７とエアーホイル加圧面４６との間に延在す
る。エアーホイル移行面７９は、カットバック面７７か
ら加圧面４６への滑らかな空気力学的移行部を形成す
る。
０は、エアーホイルの吸引面４４から大体円周方向へ延
在する第１シュラウド突出部５４と、エアーホイルの加
圧面４６から大体円周方向へ延在する第２シュラウド突
出部５６とを含む。第１シュラウド突出部５４は実質的
に三角形で、第１衝合（メイティング）面６４、上流面
８４および第１コーナ面７４を含む。第１コーナ面７４
は第１衝合面６４に隣接しており、第１衝合面６４から
上流面８４まで延在する。第２シュラウド突出部５６は
大体三角形で、第２衝合面６６、下流面８６および第２
コーナ面７６を含む。第２コーナ面７６は第２衝合面６
６から下流面８６まで延在する。第２シュラウド突出部
５６は、第２衝合面６６に隣接して大体凹状のカットバ
ック面７７も含む。エアーホイル移行面７９が、カット
バック面７７とエアーホイル加圧面４６との間に延在す
る。エアーホイル移行面７９は、カットバック面７７か
ら加圧面４６への滑らかな空気力学的移行部を形成す
る。
【００１８】さらに図３に示すように、エンジンの運転
中、各ブレードの第１シュラウド突出部５４の第１衝合
面６４は、隣接するブレードの第２シュラウド突出部５
６の第２衝合面６６と当接係合関係にある。ブレードの
回転（４９）のため、空気流９に沿ってエンジンに入っ
てくる異物１１はブレード、たとえばブレード３６ｂの
加圧面４６に衝突する。この衝突が原因で、ブレード３
６ｂの第１衝合面６４がブレード３６ａの第２衝合面６
６からはずれ、そしてブレード３６ｂが前方へ、ブレー
ド３６ｂの第１衝合面６４とブレード３６ａの第２衝合
面６６との界面に沿って滑る。ブレード３６ｂの移動し
た位置を図３に仮想線で３６ｂ’として示す。
中、各ブレードの第１シュラウド突出部５４の第１衝合
面６４は、隣接するブレードの第２シュラウド突出部５
６の第２衝合面６６と当接係合関係にある。ブレードの
回転（４９）のため、空気流９に沿ってエンジンに入っ
てくる異物１１はブレード、たとえばブレード３６ｂの
加圧面４６に衝突する。この衝突が原因で、ブレード３
６ｂの第１衝合面６４がブレード３６ａの第２衝合面６
６からはずれ、そしてブレード３６ｂが前方へ、ブレー
ド３６ｂの第１衝合面６４とブレード３６ａの第２衝合
面６６との界面に沿って滑る。ブレード３６ｂの移動し
た位置を図３に仮想線で３６ｂ’として示す。
【００１９】ブレード３６ａに対するブレード３６ｂの
移動の結果として、ブレード３６ｂのコーナ面７４がブ
レード３６ａのエアーホイルに衝突する。エアーホイル
移行面７９への衝撃点を図３に点９０で示す。コーナ面
７４がブレード３６ａに衝突する結果、ブレード３６ａ
のエアーホイルが激しい損傷を受け、極端な場合には、
ブレードが破損する恐れがある。
移動の結果として、ブレード３６ｂのコーナ面７４がブ
レード３６ａのエアーホイルに衝突する。エアーホイル
移行面７９への衝撃点を図３に点９０で示す。コーナ面
７４がブレード３６ａに衝突する結果、ブレード３６ａ
のエアーホイルが激しい損傷を受け、極端な場合には、
ブレードが破損する恐れがある。
【００２０】この発明は、異物を吸込んだ場合のブレー
ドエアーホイルの耐損傷性を増大する。各ブレードに変
形可能な保護被膜を施すことにより対損傷性を増大す
る。保護被膜を配置して、隣接するブレードシュラウド
の離脱時に隣接するブレードのシュラウドとエアーホイ
ルとの衝突によるエアーホイル損傷を軽減する。保護被
膜は衝撃を受けると変形し、こうしてエネルギーを吸収
し、エアーホイルに伝わる衝撃荷重を軽減する。
ドエアーホイルの耐損傷性を増大する。各ブレードに変
形可能な保護被膜を施すことにより対損傷性を増大す
る。保護被膜を配置して、隣接するブレードシュラウド
の離脱時に隣接するブレードのシュラウドとエアーホイ
ルとの衝突によるエアーホイル損傷を軽減する。保護被
膜は衝撃を受けると変形し、こうしてエネルギーを吸収
し、エアーホイルに伝わる衝撃荷重を軽減する。
【００２１】図３を参照すると、好適な実施例では、各
ブレードエアーホイル吸引面４４から延在する第１シュ
ラウド突出部５４の第１コーナ面７４に、保護被膜９５
を適用する。図４はコーナ面７４上の被膜９５の拡大図
である。被膜９５は、異物の吸込み時に隣接するブレー
ドエアーホイルに接触する、コーナ面７４の部分の上に
かぶさっている。図５は図４の５−５線方向に見た図
で、保護被膜９５が、第１シュラウド突出部５４の厚さ
全体にわたってその底面５３から頂面５５まで延在して
いることが分かる。好適な実施例では、保護被膜９５を
コーナ面７４、頂面５５および底面５３と滑らかになじ
ませて、コーナ面７４上の空気流を乱す恐れのある段や
不連続をなくす。好適な実施例では、保護被膜は第１衝
合面６４に延在させず、また上流面８４にも延在させな
い。
ブレードエアーホイル吸引面４４から延在する第１シュ
ラウド突出部５４の第１コーナ面７４に、保護被膜９５
を適用する。図４はコーナ面７４上の被膜９５の拡大図
である。被膜９５は、異物の吸込み時に隣接するブレー
ドエアーホイルに接触する、コーナ面７４の部分の上に
かぶさっている。図５は図４の５−５線方向に見た図
で、保護被膜９５が、第１シュラウド突出部５４の厚さ
全体にわたってその底面５３から頂面５５まで延在して
いることが分かる。好適な実施例では、保護被膜９５を
コーナ面７４、頂面５５および底面５３と滑らかになじ
ませて、コーナ面７４上の空気流を乱す恐れのある段や
不連続をなくす。好適な実施例では、保護被膜は第１衝
合面６４に延在させず、また上流面８４にも延在させな
い。
【００２２】別の例では、保護被膜をエアーホイル表
面、たとえば図３に示す衝撃点９０に配置することがで
きる。しかし、保護被膜をエアーホイル表面に配置する
と、エアーホイルの空気力学的性能に悪影響が出ること
がある。エアーホイル移行表面７９に被膜厚さによる隆
起ができるからである。さらに、被膜がエアーホイル表
面に沿った空気流による侵食を受けることになる。被膜
をシュラウドコーナ面に配置する場合には、被膜をシュ
ラウドコーナ面になめらかになごませることができるの
で、そのような大きな空気力学的難点がない。被膜をシ
ュラウドコーナ面に配置すると、被膜がブレードエアー
ホイルに沿った空気流による侵食を受ける可能性も低く
なる。
面、たとえば図３に示す衝撃点９０に配置することがで
きる。しかし、保護被膜をエアーホイル表面に配置する
と、エアーホイルの空気力学的性能に悪影響が出ること
がある。エアーホイル移行表面７９に被膜厚さによる隆
起ができるからである。さらに、被膜がエアーホイル表
面に沿った空気流による侵食を受けることになる。被膜
をシュラウドコーナ面に配置する場合には、被膜をシュ
ラウドコーナ面になめらかになごませることができるの
で、そのような大きな空気力学的難点がない。被膜をシ
ュラウドコーナ面に配置すると、被膜がブレードエアー
ホイルに沿った空気流による侵食を受ける可能性も低く
なる。
【００２３】シュラウド突出部５０およびエアーホイル
３８を含むブレード３６をチタン合金の鍛造品とするの
が好ましいが、他の金属または複合材から鋳造などによ
り製造することもできる。チタン合金ブレードは、約６
重量％のアルミニウム、約４重量％のバナジウムおよび
残量のチタンから本質的になる公称組成を有する。この
合金は通常、Ｔｉ−６−４と呼ばれる。
３８を含むブレード３６をチタン合金の鍛造品とするの
が好ましいが、他の金属または複合材から鋳造などによ
り製造することもできる。チタン合金ブレードは、約６
重量％のアルミニウム、約４重量％のバナジウムおよび
残量のチタンから本質的になる公称組成を有する。この
合金は通常、Ｔｉ−６−４と呼ばれる。
【００２４】保護被膜は複数の被膜層を含んでもよい。
チタン合金のようなブレード材料は接着性酸化物被膜を
形成する可能性があるので、ある種の被膜を良好に接着
するのが困難である。したがって、通常、ブレード材料
と適合性であり、かつ第２被覆層と適合性である第１結
合被覆層を設ける必要がある。たとえば、図４および図
５に示すように、保護被膜９５として、第１結合被覆
層、たとえばニッケル−アルミニウム合金結合被覆層９
７と、第１結合被覆層の少なくとも一部の上に配置した
第２被覆層、たとえばアルミニウム外層９９とを設ける
ことができる。
チタン合金のようなブレード材料は接着性酸化物被膜を
形成する可能性があるので、ある種の被膜を良好に接着
するのが困難である。したがって、通常、ブレード材料
と適合性であり、かつ第２被覆層と適合性である第１結
合被覆層を設ける必要がある。たとえば、図４および図
５に示すように、保護被膜９５として、第１結合被覆
層、たとえばニッケル−アルミニウム合金結合被覆層９
７と、第１結合被覆層の少なくとも一部の上に配置した
第２被覆層、たとえばアルミニウム外層９９とを設ける
ことができる。
【００２５】第１ニッケル−アルミニウム合金結合被覆
層９７を、シュラウドコーナ面に設けた厚さ０．００４
〜０．００６インチの層とするのが好ましく、たとえ
ば、通常のプラズマ溶射法により設層して、シュラウド
コーナ面にプラズマ溶射層を形成する。第１結合被覆層
９７は、たとえば、約５重量％のアルミニウムおよび残
量のニッケルから本質的になる公称組成を有する。合金
粉末として入手でき、プラズマ溶射するのに適当なニッ
ケル−アルミニウム合金として、Ｍｅｔｃｏ４５０（メ
トコ社Ｍｅｔｃｏ，Ｉｎｃ．製）がある。
層９７を、シュラウドコーナ面に設けた厚さ０．００４
〜０．００６インチの層とするのが好ましく、たとえ
ば、通常のプラズマ溶射法により設層して、シュラウド
コーナ面にプラズマ溶射層を形成する。第１結合被覆層
９７は、たとえば、約５重量％のアルミニウムおよび残
量のニッケルから本質的になる公称組成を有する。合金
粉末として入手でき、プラズマ溶射するのに適当なニッ
ケル−アルミニウム合金として、Ｍｅｔｃｏ４５０（メ
トコ社Ｍｅｔｃｏ，Ｉｎｃ．製）がある。
【００２６】好適な実施例では、第２被覆層はアルミニ
ウム外層９９であり、これを第１結合被覆層９７の少な
くとも一部の上に設層した厚さ０．０１６〜０．０２０
インチの層とし、たとえば、通常のプラズマ溶射法によ
り設層して、第１結合被覆層９７の上にプラズマ溶射層
を形成する。アルミニウム外層を約９９重量％以上のア
ルミニウムおよび残量の不可避的不純物とするのが好ま
しい。この好適な実施例に適当なアルミニウム組成物
は、プラズマ溶射用の粉末として市販されており、たと
えば、Ｍｅｔｃｏ５４（メトコ社製）がある。
ウム外層９９であり、これを第１結合被覆層９７の少な
くとも一部の上に設層した厚さ０．０１６〜０．０２０
インチの層とし、たとえば、通常のプラズマ溶射法によ
り設層して、第１結合被覆層９７の上にプラズマ溶射層
を形成する。アルミニウム外層を約９９重量％以上のア
ルミニウムおよび残量の不可避的不純物とするのが好ま
しい。この好適な実施例に適当なアルミニウム組成物
は、プラズマ溶射用の粉末として市販されており、たと
えば、Ｍｅｔｃｏ５４（メトコ社製）がある。
【００２７】ファンブレードの検定には、異物を吸込ん
だ際のブレードの耐損傷性を測定する試験が必要であ
り、代表的には、エンジンテスト中に回転しているブレ
ードに発射体を放つことによって行う。保護被膜のない
ブレードに行った試験では、シュラウドコーナ面７４が
隣のブレードのエアーホイル移行面７９に点９０で穴を
掘り、したがって、衝撃エネルギーは図３の衝撃点９０
に集中した。試験では、エアーホイルの損傷が検定の許
容レベルを越えてしまった。
だ際のブレードの耐損傷性を測定する試験が必要であ
り、代表的には、エンジンテスト中に回転しているブレ
ードに発射体を放つことによって行う。保護被膜のない
ブレードに行った試験では、シュラウドコーナ面７４が
隣のブレードのエアーホイル移行面７９に点９０で穴を
掘り、したがって、衝撃エネルギーは図３の衝撃点９０
に集中した。試験では、エアーホイルの損傷が検定の許
容レベルを越えてしまった。
【００２８】保護被膜を設けたブレードに行った試験で
は、衝撃時に保護被膜が変形することが確認された。変
形には、保護被膜の圧縮だけでなく、保護被膜の剪断作
用またはこすりつけ（スメアリング）も含まれ、後者は
シュラウドコーナ面が隣のブレードのエアーホイル表面
に対してわずかに滑るのを許す。その結果、衝撃エネル
ギーは被膜の変形により吸収され、エアーホイルに伝え
られる荷重は局限された衝撃点９０よりも広い面積に分
配される。試験結果から、保護被膜によりエアーホイル
の損傷が検定の許容レベルまで減少したことが確認され
た。
は、衝撃時に保護被膜が変形することが確認された。変
形には、保護被膜の圧縮だけでなく、保護被膜の剪断作
用またはこすりつけ（スメアリング）も含まれ、後者は
シュラウドコーナ面が隣のブレードのエアーホイル表面
に対してわずかに滑るのを許す。その結果、衝撃エネル
ギーは被膜の変形により吸収され、エアーホイルに伝え
られる荷重は局限された衝撃点９０よりも広い面積に分
配される。試験結果から、保護被膜によりエアーホイル
の損傷が検定の許容レベルまで減少したことが確認され
た。
【００２９】変形可能な保護被膜のエネルギー吸収およ
び荷重分配効果は、少なくとも部分的に、ブレードエア
ーホイル材料の剪断降伏強さと比べて、保護被膜の剪断
降伏強さが低いせいである。剪断応力は、代表的には、
物体の表面に平行に引張力が加えられる結果である。材
料の剪断降伏強さは、その材料が永久ひずみまたは永久
変形を受ける剪断応力のレベルである。エアーホイルお
よびシュラウドを形成するＴｉ−６−４ブレード合金の
最小剪断降伏強さは、６０ｋｓｉ（６０，０００ポンド
／平方インチ）以上である。プラズマ溶射により設けた
外側アルミニウム層の剪断降伏強さが、約５ｋｓｉを越
えないのが好ましい。プラズマ溶射層には通常空隙や包
含物が含まれ、このため層の強さが低下する。好適な実
施例では、保護被膜の剪断降伏強さを、エアーホイル材
料の剪断降伏強さの約１０％以下とする。
び荷重分配効果は、少なくとも部分的に、ブレードエア
ーホイル材料の剪断降伏強さと比べて、保護被膜の剪断
降伏強さが低いせいである。剪断応力は、代表的には、
物体の表面に平行に引張力が加えられる結果である。材
料の剪断降伏強さは、その材料が永久ひずみまたは永久
変形を受ける剪断応力のレベルである。エアーホイルお
よびシュラウドを形成するＴｉ−６−４ブレード合金の
最小剪断降伏強さは、６０ｋｓｉ（６０，０００ポンド
／平方インチ）以上である。プラズマ溶射により設けた
外側アルミニウム層の剪断降伏強さが、約５ｋｓｉを越
えないのが好ましい。プラズマ溶射層には通常空隙や包
含物が含まれ、このため層の強さが低下する。好適な実
施例では、保護被膜の剪断降伏強さを、エアーホイル材
料の剪断降伏強さの約１０％以下とする。
【００３０】図６は図３に示した隣接するブレードの相
対移動を示す拡大図である。シュラウド突出部５４が隣
接するエアーホイルに衝突する場合、通常、衝撃力には
エアーホイル表面に直角な力の成分と、エアーホイル表
面に平行な力の成分とが含まれる。たとえば、衝撃点９
０でのエアーホイル移行表面７９への接線を、図６に仮
想軸線１０４で示す。異物の吸込み時に、第１シュラウ
ド突出部５４は、ブレード３６ｂの第１衝合面６４およ
びブレード３６ａの第２衝合面６６に大体平行な仮想軸
線１０８に沿ってすべる。軸線１０４と１０８の交差す
る角度１０２は９０度未満である。その結果、シュラウ
ド突出部５４が点９０で衝突する時、その衝撃力にはエ
アーホイル移行面７９に平行な力の成分と、エアーホイ
ル移行面７９に直角な力の成分とが含まれる。保護被膜
のないブレードでは、チタン製シュラウドコーナ面７４
がチタン製エアーホイル移行面７９に点９０で食い込
む。エアーホイルは、剪断降伏強さが大きいので、変形
に抵抗し、そうでなければエアーホイル移行面７９に平
行な力の成分によりシュラウドコーナ面がすべるのに、
シュラウドコーナ面がすべるのを許さない。
対移動を示す拡大図である。シュラウド突出部５４が隣
接するエアーホイルに衝突する場合、通常、衝撃力には
エアーホイル表面に直角な力の成分と、エアーホイル表
面に平行な力の成分とが含まれる。たとえば、衝撃点９
０でのエアーホイル移行表面７９への接線を、図６に仮
想軸線１０４で示す。異物の吸込み時に、第１シュラウ
ド突出部５４は、ブレード３６ｂの第１衝合面６４およ
びブレード３６ａの第２衝合面６６に大体平行な仮想軸
線１０８に沿ってすべる。軸線１０４と１０８の交差す
る角度１０２は９０度未満である。その結果、シュラウ
ド突出部５４が点９０で衝突する時、その衝撃力にはエ
アーホイル移行面７９に平行な力の成分と、エアーホイ
ル移行面７９に直角な力の成分とが含まれる。保護被膜
のないブレードでは、チタン製シュラウドコーナ面７４
がチタン製エアーホイル移行面７９に点９０で食い込
む。エアーホイルは、剪断降伏強さが大きいので、変形
に抵抗し、そうでなければエアーホイル移行面７９に平
行な力の成分によりシュラウドコーナ面がすべるのに、
シュラウドコーナ面がすべるのを許さない。
【００３１】一方、保護被膜９５は剪断降伏強さが小さ
いので、点９０に衝撃が加わった時、剪断またはこすり
つけにより被膜が変形する。保護被膜の剪断は、エアー
ホイル移行面７９に平行な衝撃力の成分により、シュラ
ウドコーナ面７４がエアーホイル移行面７９に沿って衝
撃点９０から離れた点９１まですべるのを許す。このす
べり運動によりブレード３６ｂが移動した位置を図６に
仮想線３６ｂ”で示す。被膜の変形により衝撃エネルギ
ーを吸収する。さらに、被膜の変形およびエアーホイル
に対するシュラウドコーナ面の僅かなすべりの結果、衝
撃荷重がエアーホイル移行面７９上の広い面積に分配さ
れる。したがって、単位面積当りの力の尺度である、エ
アーホイルへの局部的な衝撃応力が軽減される。
いので、点９０に衝撃が加わった時、剪断またはこすり
つけにより被膜が変形する。保護被膜の剪断は、エアー
ホイル移行面７９に平行な衝撃力の成分により、シュラ
ウドコーナ面７４がエアーホイル移行面７９に沿って衝
撃点９０から離れた点９１まですべるのを許す。このす
べり運動によりブレード３６ｂが移動した位置を図６に
仮想線３６ｂ”で示す。被膜の変形により衝撃エネルギ
ーを吸収する。さらに、被膜の変形およびエアーホイル
に対するシュラウドコーナ面の僅かなすべりの結果、衝
撃荷重がエアーホイル移行面７９上の広い面積に分配さ
れる。したがって、単位面積当りの力の尺度である、エ
アーホイルへの局部的な衝撃応力が軽減される。
【００３２】以上、この発明の好適な実施例を説明した
が、この発明の要旨から逸脱しない範囲内で種々の変更
が可能であることが、当業者に明らかである。たとえ
ば、この発明を、ファンブレード上のシュラウド保護被
膜に関して説明したが、この発明は圧縮機またはタービ
ンのシュラウド付きブレードにも適用できる。同様に、
この発明をチタン合金製ブレードについて説明したが、
別の例では、別の金属組成を有するブレードや、複合材
料で形成したブレード上のシュラウド保護被膜も含まれ
る。さらに、他の例では、保護被膜の剪断降伏強さがエ
アーホイル材料の剪断降伏強さと比べて低ければ、シュ
ラウド被覆材料とエアーホイル材料との異なる組み合わ
せも含まれる。
が、この発明の要旨から逸脱しない範囲内で種々の変更
が可能であることが、当業者に明らかである。たとえ
ば、この発明を、ファンブレード上のシュラウド保護被
膜に関して説明したが、この発明は圧縮機またはタービ
ンのシュラウド付きブレードにも適用できる。同様に、
この発明をチタン合金製ブレードについて説明したが、
別の例では、別の金属組成を有するブレードや、複合材
料で形成したブレード上のシュラウド保護被膜も含まれ
る。さらに、他の例では、保護被膜の剪断降伏強さがエ
アーホイル材料の剪断降伏強さと比べて低ければ、シュ
ラウド被覆材料とエアーホイル材料との異なる組み合わ
せも含まれる。
【００３３】この発明を特定の代表的な実施例や例に関
して説明した。しかし、当業者であれば、この発明は、
その要旨から逸脱しない限りで、他の実施例や例が可能
であることが理解できるはずである。
して説明した。しかし、当業者であれば、この発明は、
その要旨から逸脱しない限りで、他の実施例や例が可能
であることが理解できるはずである。
【図１】ガスタービンエンジンの概略を示す断面図であ
る。
る。
【図２】中間径間シュラウドを有するファンブレードを
含むファン部分のブレード付きロータを一部破断して示
す拡大図である。
含むファン部分のブレード付きロータを一部破断して示
す拡大図である。
【図３】ブレードエアーホイル軸線に沿って半径方向内
向きに見た、すなわち図２の３−３線方向に見た図で、
異物の吸込みによる隣接するブレードの相対移動を示
す。
向きに見た、すなわち図２の３−３線方向に見た図で、
異物の吸込みによる隣接するブレードの相対移動を示
す。
【図４】図３に円４で囲んだ区域の拡大図で、シュラウ
ドコーナ面上の保護被膜の配置を示す。
ドコーナ面上の保護被膜の配置を示す。
【図５】図４の５−５線方向に見たシュラウドコーナ面
上の保護被膜の断面図である。
上の保護被膜の断面図である。
【図６】図３の隣接するブレードの相対移動を示す拡大
図で、保護被膜の変形時に、シュラウドのコーナ面が隣
のブレードのエアーホイルに対して相対的にすべるのを
示す。
図で、保護被膜の変形時に、シュラウドのコーナ面が隣
のブレードのエアーホイルに対して相対的にすべるのを
示す。
３６ ブレード ３８ エアーホイル ４４ 吸引面 ４６ 加圧面 ５０ シュラウド ５４、５６ 第１シュラウド突出部 ６４、６６ 衝合面 ７４、７６ コーナ面 ７９ エアーホイル移行面 ８４ 上流面 ８６ 下流面 ９０ 衝撃点 ９５ 保護被膜 ９７ 第１結合被覆層 ９９ 第２被覆層
Claims (23)
- 【請求項１】ａ）ロータディスクと、 ｂ）ロータディスクに円周方向にほぼ均一に装着された
複数のブレードとを備え、各ブレードはロータディスク
から半径方向外方へ延在するエアーホイルおよびエアー
ホイルから円周方向へ延在するシュラウドを含み、隣接
するブレードのシュラウドが当接係合しており、さらに ｃ）各ブレードに施した変形可能な保護被膜を備え、保
護被膜は隣接するブレードのシュラウドとエアーホイル
との衝突によるエアーホイルの損傷を軽減するように配
置されたブレード付きロータ。 - 【請求項２】変形可能な保護被膜がシュラウドに施され
た請求項１に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項３】変形可能な保護被膜の剪断降伏強さがエア
ーホイル材料の剪断降伏強さより小さい請求項１に記載
のブレード付きロータ。 - 【請求項４】エアーホイル材料の剪断降伏強さが変形可
能な保護被膜の剪断降伏強さより１０倍以上大きい請求
項１に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項５】上記変形可能な保護被膜がアルミニウム層
を含む請求項１に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項６】シュラウドおよびエアーホイルを含む上記
ブレードがチタン合金であり、上記変形可能な保護被膜
が少なくともアルミニウム被覆層を含む請求項１に記載
のブレード付きロータ。 - 【請求項７】上記変形可能な保護被膜が、ブレードの少
なくとも一部に施された、ブレード材料と適合性のよい
第１結合被覆層と、第１結合被覆層の少なくとも一部に
施された、第１結合被覆層と適合性のよい第２被覆層と
を含む請求項１に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項８】上記第１結合被覆層が、約５重量％のアル
ミニウムおよび残量のニッケルから本質的になる公称組
成を有するニッケル−アルミニウム合金である請求項７
に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項９】上記第２被覆層が約９９重量％以上のアル
ミニウムおよび残量の不可避的不純物からなる請求項８
に記載のブレード付きロータ。 - 【請求項１０】上記第１結合被覆層の厚さが約０．００
４〜０．００６インチであり、上記第２被覆層の厚さが
約０．０１６〜０．０２０インチである請求項９に記載
のブレード付きロータ。 - 【請求項１１】上記第１結合被覆層および第２被覆層が
プラズマ溶射層である請求項１０に記載のブレード付き
ロータ。 - 【請求項１２】エアーホイルおよびシュラウドを含むブ
レードが、約６重量％のアルミニウム、約４重量％のバ
ナジウムおよび残量のチタンから本質的になる公称組成
を有するチタン合金鍛造品である請求項１１に記載のブ
レード付きロータ。 - 【請求項１３】ロータディスクに実質的に均一にかつ円
周方向に間隔をあけて装着されるブレードにおいて、 ａ）ディスクから半径方向外方へ延在し、加圧面と吸引
面とを有するエアーホイル部分と、 ｂ）ブレードエアーホイル部分の吸引面から円周方向に
延在し、第１衝合面とその隣のコーナ面とを含む第１シ
ュラウド突出部と、 ｃ）ブレードエアーホイル部分の加圧面から円周方向に
延在し、第２衝合面を含む第２シュラウド突出部とを備
え、ロータディスク上の隣接するブレードの第１および
第２衝合面が当接係合関係にあり、さらに ｄ）第１シュラウド突出部のコーナ面に施された変形可
能な保護皮膜を備え、保護被膜は隣接するブレードの第
１シュラウド突出部とエアーホイルとの衝突によるエア
ーホイルの損傷を軽減するように配置されたロータディ
スク装着用ブレード。 - 【請求項１４】上記変形可能な保護被膜の剪断降伏強さ
がエアーホイル材料の剪断降伏強さより小さい請求項１
３に記載のブレード。 - 【請求項１５】エアーホイル材料の剪断降伏強さが変形
可能な保護被膜の剪断降伏強さより１０倍以上大きい請
求項１３に記載のブレード。 - 【請求項１６】上記変形可能な保護被膜がアルミニウム
層を含む請求項１３に記載のブレード。 - 【請求項１７】アルミニウム層がプラズマ溶射層である
請求項１６に記載のブレード。 - 【請求項１８】上記変形可能な保護被膜が、第１シュラ
ウド突出部のコーナ面の少なくとも一部に施された、シ
ュラウド材料と適合性のよい第１結合被覆層と、第１結
合被覆層の少なくとも一部に施された、第１結合被覆層
と適合性のよい第２被覆層とを含む請求項１３に記載の
ブレード。 - 【請求項１９】上記第１結合被覆層および第２被覆層が
プラズマ溶射層である請求項１８に記載のブレード。 - 【請求項２０】上記第１結合被覆層が、約５重量％のア
ルミニウムおよび残量のニッケルから本質的になる公称
組成を有するニッケル−アルミニウム合金である請求項
１８に記載のブレード。 - 【請求項２１】上記第２被覆層が約９９重量％以上のア
ルミニウムおよび残量の不可避的不純物からなる請求項
２０に記載のブレード。 - 【請求項２２】上記第１結合被覆層の厚さが約０．００
４〜０．００６インチであり、上記第２被覆層の厚さが
約０．０１６〜０．０２０インチである請求項２１に記
載のブレード。 - 【請求項２３】エアーホイルおよびシュラウドを含むブ
レードが、約６重量％のアルミニウム、約４重量％のバ
ナジウムおよび残量のチタンから本質的になる公称組成
を有するチタン合金鍛造品である請求項２２に記載のブ
レード。
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|---|
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| US7758311B2 (en) * | 2006-10-12 | 2010-07-20 | General Electric Company | Part span shrouded fan blisk |
| WO2013141944A1 (en) * | 2011-12-30 | 2013-09-26 | Rolls-Royce Corporation | Formed gas turbine engine shroud |
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| EP3080426A4 (en) * | 2013-12-12 | 2017-07-26 | United Technologies Corporation | Systems and methods controlling fan pressure ratios |
| GB201403072D0 (en) * | 2014-02-21 | 2014-04-09 | Rolls Royce Plc | A rotor for a turbo-machine and a related method |
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| US10156149B2 (en) | 2016-02-09 | 2018-12-18 | General Electric Company | Turbine nozzle having fillet, pinbank, throat region and profile |
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Family Cites Families (17)
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|---|---|---|---|---|
| US2776253A (en) * | 1950-05-04 | 1957-01-01 | Siegfried G Bart | Method of making airfoil sections |
| US3041040A (en) * | 1955-12-23 | 1962-06-26 | Gen Electric | Metal clad blade |
| DE1251127B (de) * | 1959-04-08 | 1967-09-28 | The de Havilland Aircraft Company Limited, Hatfield, Hertfordshire, Norton Grinding Wheel Company Limi ted, Welwyn Garden City, Hertfordshire (Großbritannien) | Verfahren zum Überziehen eines metallischen oder nicht metallischen Korpers mit einer erosions bestandigen Schutzschicht durch Flammspritzen |
| US3357850A (en) * | 1963-05-09 | 1967-12-12 | Gen Electric | Vibration damping turbomachinery blade |
| GB1084537A (en) * | 1965-07-31 | 1967-09-27 | Rolls Royce | A compressor or turbine rotor for a gas turbine engine |
| FR1491613A (fr) * | 1966-07-28 | 1967-08-11 | Rolls Royce | Perfectionnement aux rotors de compresseur ou de turbine |
| US3451654A (en) * | 1967-08-25 | 1969-06-24 | Gen Motors Corp | Blade vibration damping |
| GB1186240A (en) * | 1967-12-22 | 1970-04-02 | Rolls Royce | Improvements in Blades for Fluid Flow Machines. |
| US3572971A (en) * | 1969-09-29 | 1971-03-30 | Gen Electric | Lightweight turbo-machinery blading |
| US3694104A (en) * | 1970-10-07 | 1972-09-26 | Garrett Corp | Turbomachinery blade |
| US3699623A (en) * | 1970-10-20 | 1972-10-24 | United Aircraft Corp | Method for fabricating corrosion resistant composites |
| US3762835A (en) * | 1971-07-02 | 1973-10-02 | Gen Electric | Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods |
| US3758233A (en) * | 1972-01-17 | 1973-09-11 | Gen Motors Corp | Vibration damping coatings |
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| US4108572A (en) * | 1976-12-23 | 1978-08-22 | United Technologies Corporation | Composite rotor blade |
| US4257741A (en) * | 1978-11-02 | 1981-03-24 | General Electric Company | Turbine engine blade with airfoil projection |
| US4798519A (en) * | 1987-08-24 | 1989-01-17 | United Technologies Corporation | Compressor part span shroud |
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012180764A (ja) * | 2011-02-28 | 2012-09-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン動翼 |
| US10570754B2 (en) | 2014-11-06 | 2020-02-25 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Steam turbine rotor blade, method for manufacturing steam turbine rotor blade, and steam turbine |
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