JPH1054204A - ガスタービン用の多構成部翼 - Google Patents

ガスタービン用の多構成部翼

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JPH1054204A
JPH1054204A JP9124590A JP12459097A JPH1054204A JP H1054204 A JPH1054204 A JP H1054204A JP 9124590 A JP9124590 A JP 9124590A JP 12459097 A JP12459097 A JP 12459097A JP H1054204 A JPH1054204 A JP H1054204A
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metal
blade
elastomer
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JP9124590A
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John James Fitzgerald
ジョン・ジェイムズ・フィッツジェラルド
William Elliot Bachrach
ウィリアム・エリオット・バクラック
Wendy Wen Ling Lin
ウェンディー・ウェン−リング・リン
Scott Roger Finn
スコット・ロジャー・フィン
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Original Assignee
General Electric Co
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Abstract

(57)【要約】 【課題】比較的軽量でかつ鳥の吸引による損傷に比較的
良く耐えるガスタービン翼を提供する。 【解決手段】軽量の耐衝撃性ガスタービン翼、例えば航
空機エンジンファン翼が翼形部を有し、この翼形部に本
質的に金属からなる金属部と本質的要素として金属から
構成されない少なくとも一つのパネル部とが含まれる。
金属部はほぼ翼根からほぼ翼端まで延在する。各パネル
はエラストマー部である。好ましくは、金属部部と少な
くとも一つのパネル部とが共に概して翼形の形状を画成
する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は一般的にはガスタービン
に関し、特に、相異なる材料製の２つ以上の構成部から
なるガスタービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンはガスタービン発電装置と
航空機用ガスタービンエンジンを包含するがこれらに限
定されない。ガスタービンにはコアエンジンが含まれ、
コアエンジンに入る空気流を圧縮する高圧圧縮機と、燃
料と圧縮空気の混合物を燃やして推進用ガス流を生成す
る燃焼器と、推進用ガス流により回転する高圧タービン
とを有し、高圧タービンは比較的大径の軸に連結されて
高圧圧縮機を駆動する。典型的な前ファン付きガスター
ビン航空機エンジンには低圧タービン（高圧タービンの
後方に配置）が追加され、同軸の小径軸に連結されて前
ファン（高圧圧縮機の前方に配置）を駆動するとともに
任意に設けられるの低圧圧縮機（前ファンと高圧圧縮機
との間に配置）を駆動する。低圧圧縮機は時々ブースタ
圧縮機または単にブースタと呼ばれる。
【０００３】ファンと、高圧と低圧の圧縮機とタービン
はガスタービン翼を有し、各翼には翼形部が含まれ、シ
ャンク部に取付けられている。動翼は回転するガスター
ビンロータディスクに取付けたガスタービン翼である。
静翼は回転しないガスタービンステータケーシングに取
付けたガスタービン翼である。通例、半径方向外方に延
在する動翼の周方向列と、半径方向内方に延在する静翼
の周方向列とが交互に存在する。最初及び（又は）最後
の列の静翼（入口および出口案内翼とも呼ばれる）が存
在する場合、それらの半径方向内端も回転しないガスタ
ービンステータケーシングに取付け得る。逆転する「ス
テータ」ベーン（静翼）も知られている。従来のガスタ
ービン翼設計は通例、全体的に金属製例えばチタン製あ
るいは全体的に複合材製の翼形部を有する。全体が金属
製の翼は高価な幅広の翼弦中空翼を含むものであり、比
較的重く、その結果燃料性能が低下しそして比較的頑丈
な翼取付部が必要になるが、一方、比較的軽い全体が複
合材製の翼は鳥の吸引により比較的破損しやすい。公知
の混成翼は、壊食と鳥の衝撃に対する表面被覆によって
覆われる翼形を有する複合材翼（表面被覆の内、翼端並
びに前縁及び後縁の部分が金属からなる）を包含する。
ファン翼は通例、航空機用ガスタービンエンジン内で最
大の（従って最も重い）翼であり、そして前ファン翼は
鳥の衝突により衝撃を受ける最初の翼である。必要なも
のは、比較的軽量でかつ鳥の吸引及び翼外れによる損傷
に比較的良く耐えるガスタービン翼、特に航空機用ガス
タービンファン翼である。
【０００４】
【発明の概要】本発明のガスタービン翼はシャンク部と
翼形部とを含む。翼形部は、運転温度範囲と、設計回転
速度と、シャンク部に取付けた翼根と、翼端と、この翼
端に向かって外方にかつ翼根に向かって内方に延在する
半径方向軸線とを有する。翼形部はまた金属部と、少な
くとも一つの弾性部とを含む。金属部は金属からなり、
第１質量密度を有しそして半径方向にほぼ翼根からほぼ
翼端まで延在する。少なくとも一つの弾性部は本質的に
エラストマーからなり、第２質量密度を有し、金属部に
接合され、そして運転温度範囲で弾性である。第２質量
密度は第１質量密度より小さい。好ましくは、金属部
と、少なくとも一つの弾性部は、設計回転速度でこれら
だけで概して翼形の形状を画成する。
【０００５】本発明のガスタービン翼から様々な利点及
び効果が得られる。金属部は、翼のほぼ半径方向全長に
わたって半径方向に延在して構造強度をもたらし、一
方、少なくとも一つの弾性部は比較的軽量をもたらす。
軽量は比較的燃料消費が良く、且つ、頑丈性が比較的に
低い翼取付部とすることができる。更に、少なくとも一
つの弾性部は、例えばガスタービン航空機エンジンファ
ン翼の鳥の衝突のような衝撃に対して、少なくとも一つ
の弾性部が金属部から不所望な離脱をすることなく、翼
の残存をよくする。
【０００６】
【実施例の記載】添付図面は本発明の好適な構成を示
す。全図を通じて同符号は同要素を表す。図１〜図３は
本発明のガスタービン翼１０の好適な構成の概略を示
す。本発明の第一実施例では、ガスタービン翼１０はシ
ャンク部１２と翼形部１４とを含んでいる。翼形部１４
は運転温度範囲と、設計回転速度と、シャンク部１２に
取付けた翼根１６と、翼端１８と、翼端１８に向かって
外方にかつ翼根１６に向かって内方に延在する半径方向
軸線２０とを有する。シャンク部１２は通例、翼１０を
ロータディスク（図示せず）に取付けるためのダブテー
ル２２と、空気流（空気流の方向は図１に矢印２６で示
してある）を半径方向に包含するのを助ける翼台２４を
含んでいる。翼形部１４は前縁３０と後縁３２とを有
し、空気流の方向２６は概して前縁３０から後縁３２へ
の方向である。翼形部１４はまた圧力（凹形）側３４と
吸込み（凸形）側３６とを有し、ガスタービン翼１０
は、吸込み側３６が基準点を通る前に圧力側３４が同じ
基準点を通るような方向に回転する。
【０００７】翼形部１４はまた本質的に金属からなる
（そして好ましくは金属からなる）金属部２８（図２と
図３参照）を有する。「金属」という用語は合金を包含
する。金属フォーム（泡）は、その泡空胴（即ち、胞）
のため、本発明の記述の目的では、本質的に金属からな
るとは考えられない。好ましくは金属部２８は一体の金
属部分である。一実施例において、金属は本質的にチタ
ン（そして好ましくはチタン）からなる。金属として選
択し得る他のものは、アルミニウム、コバルト、ニッケ
ルまたは鋼であるが、これらに限定されない。金属部２
８は第１質量密度を有しそして半径方向にほぼ翼根１６
からほぼ翼端１８まで延在する。軽量金属の場合でも、
金属部２８の第１質量密度は通例ほぼ２グラム毎立方セ
ンチメートルより大きい。実施例の構成では、金属部２
８は表面を貫通する孔も内部空隙もない。
【０００８】翼形部１４はまた少なくとも一つのパネル
部３８（図２と図３参照）を有し、このパネル部は金属
から本質的に構成されず、第２質量密度を有し、金属部
２８に接合されている。好ましくは、少なくとも一つの
パネル部３８は、相隔たる第１および第２パネル部３
８′、３８″からなり、第１および第２パネル部３
８′、３８″間に配置され且つそれらに接合されたリブ
４０を金属部２８は含んでいる。第２質量密度は第１質
量密度より小さい。好ましくは、第２質量密度はほぼ
２．０グラム毎立方センチメートル未満である。金属部
２８と、少なくとも一つのパネル部３８（図２と図３に
示した好適な構成では第１、第２および第３パネル部３
８′、３８″、３８″′からなるもの）は共に概して翼
形の形状を画成する。少なくとも一つのパネル部の数、
形状、及び位置は熟練工により選定される。翼形部１４
の金属部２８には剛性を高めるための追加のリブ（例え
ば、追加のリブ４２）を含ませて割れ・層剥離停止手段
として使用し得ることと、リブの数及び配向は熟練工に
任せられることに注意されたい。例えば、略半径方向に
延びるリブ４０及び４２の外に、別のリブ（図示せず）
が大体弦方向に延び或いは半径方向軸線２０に対してあ
る任意の角度に沿って延びてもよい。
【０００９】少なくとも一つのパネル部３８に対する材
料の選択は、金属から本質的に構成されず、金属部２８
の質量密度より低い質量密度を有し、特定のガスタービ
ン環境での特定の翼に用いるのに適していて、且つ、特
定のガスタービンの通常の運転中に金属部２８から離れ
ることがなければ、制限はない。少なくとも一つのパネ
ル部３８に対する材料の選択は、剛性複合材、剛性フォ
ーム、及びそれらの混合から本質的に構成される材料を
含むが、これらに限定されない。
【００１０】「複合材」なる用語は、任意の（金属又は
非金属）マトリックス結合剤に埋め込んだ任意の（金属
または非金属）繊条を有する材料と定義されるが、「複
合材」という用語は金属マトリックスに埋め込んだ金属
繊維（即ち、繊条）を含まない。少なくとも一つのパネ
ル部３８が一つの複合パネル部の場合、好ましくは、複
合パネル部は複合材の個別薄層の集積物である。一実施
例において、複合材は本質的に（そして好ましくは完全
に）、エポキシ（すなわちエポキシ樹脂）マトリックス
結合剤に埋め込んだ炭素繊条からなる。複合材として選
択し得る他のものは、繊維ビスマレイミド、繊維ポリイ
ミド、および他の繊維エポキシ熱硬化性又は熱可塑性樹
脂及びそれらの混合物を包含するが、これらに限定され
ない。繊維−フィラメント率と繊条方位は、熟練工の技
能レベル以内にあるように、遠心荷重と空気力学的荷重
の下で翼形部の全体的な剛性を保って翼の構造的固着を
最少にするように選定される。
【００１１】「フォーム」なる用語は、本質的に材料全
体にわたってほぼ分散した多孔性（例えば、蜂の巣状）
構造体（寸法、形状、一様性、含量に無関係）の任意の
材料（重合体、セラミック、シリコーン、金属、及びそ
れらの混合物を含む）を意味する。前述したように、
「金属フォーム（泡）」は、その泡胞（即ち、空胴）の
ため、本発明の記述の目的では、本質的に金属からなる
とは考えられない。一実施例において、重合体フォーム
は不規則形状の、そして好ましくはほぼ同寸法のほぼ１
０-16 立方ミリメートルの空気封入空洞を有する。フォ
ームの他のものは、構造フォーム及び合成フォームを含
む。「構造フォーム」なる用語は、多孔性の芯と一体の
表皮を有するプラスチックと、「合成フォーム」なる用
語は、剛性微粒子を流動性重合体内に分散して、それか
ら硬化して作られた多孔性重合体と定義される。合成フ
ォームの例はロハセル（Ｒｏｈａｃｅｌｌ）フォームで
ある。
【００１２】一好適実施例において、複合材又はフォー
ム材は金属部２８の金属の融点より低い温度で金属部２
８から熱的に除去可能である。これにより翼形部１４
は、異物の衝撃により破損した場合修理しやすい。もし
翼形部１４が複合材或いはフォームパネルの区域で破損
すれば、複合材或いはフォーム材料を熱的に除去し、金
属部２８を修理し、そして新しい複合材或いはフォーム
材料とを再び取付ける。
【００１３】好ましくは、少なくとも一つのパネル部３
８の金属部２８への接合は少なくとも一つのパネル部３
８と金属部２８との間の自己接着または接着により達成
される。接合の他の例は、接着剤接合（接着膜またはペ
ースト）と融接を包含するが、これらに限定されない。
金属部２８は第１体積を有し、少なくとも一つのパネル
部３８は第２体積を有し、そして一実施例において、少
なくとも一つのパネル部３８の第２体積は金属部２８の
第１体積の少なくともほぼ２０％に等しいことに注意さ
れたい。更に注意されたいことは、剛性複合材及び剛性
フォームはガスタービン翼１０の翼形部１４の運転温度
範囲で剛性な複合材及びフォームであることである。
【００１４】シャンク部１２は好ましくは金属シャンク
部であることに注意されたい。しかし、複合材シャンク
部（翼形部１４に適当に接合または別様に固定されたも
の）を特定翼の設計において用いてもよい。シャンク部
１２のダブテール２２を圧力（凹）側で部分的に複合材
製にし得る（図示せず）ことに注意されたい。代替的
に、ダブテール２２は、隣接フォーム或いは複合材部を
確実に捕捉しそしてダブテール金属摩耗表面を呈するよ
うに金属くさびシステム（やはり図示せず）を有し得
る。
【００１５】意外なことに、少なくとも一つのパネル部
３８の材料の選択がエラストマーであることであるが、
これは翼形部１４を剛性材料で作らなければならないと
いうガスタービン技術で確立された考えとは逆に行って
いる。大きな鳥衝撃で模擬した試験では、ポリ（フェニ
ルヂメチルシロキサン）として知られるエラストマーは
複合材或いはフォームよりも接合剥離がかなり少ないこ
とを示した。
【００１６】従って、エラストマーが好適材料であり、
本発明の第２の好適実施例は、先に記述した第１の好適
実施例と、「少なくとも一つのパネル部３８」を「少な
くとも一つのエラストマー部４６」で置き換えたことを
除けば同じである。ここで、少なくとも一つのエラスト
マー部４６は本質的にエラストマーからなり、運転温度
範囲に亙って弾性であり、且つ、好ましくは、金属部２
８と少なくとも一つのエラストマー部４６は設計回転速
度で共にほぼ翼形を区画することである。通常、翼形は
回転速度ゼロでも存在するが、特定の用途では、熟練工
の設計能力の範囲内で、回転遠心力の下でのみ翼形が存
在するようにエラストマーの弾性が求められることがあ
る。
【００１７】「エラストマー」（ｅｌａｓｔｏｍｅｒ）
なる用語は、ウェブスタ新国際辞典第３版（Ｗｅｂｓｔ
ｅｒ’ｓ Ｔｈｉｒｄ Ｎｅｗ Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏ
ｎａｌ Ｄｉｃｔｉｏｎａｒｙ）による定義によれば、
「弾力のあるゴム状物質（天然ゴムの物理的特性の幾つ
かを有する合成ゴム又はプラスチックのような）」を意
味する。実施例に於いて、エラストマーは本質的に、そ
して好ましくは、ポリ（フェニルヂメチルシロキサン）
からなる。エラストマーの他の選択は、ポリ（ヂメチル
シロキサン）のようなポリオルガノシロキサン、ポリ
（フルオロシロキサン）のようなポリ（ハロシロキサ
ン）、ポリホスファゼンのような窒素及び燐含有重合
体、ポリ（ヂフェノールシロキサン）のようなポリ（ア
リールシロキサン）、及びこれらのものから調製される
共重合体を含むが、これらに限定されない。用語「本質
的にエラストマーからなる」は炭酸カルシウム、フュー
ムドシリカ、石英のような、これらに限定されないが、
エラストマー充填剤を含むエラストマーを含むが、これ
に限定されない。「弾性］（ｒｅｓｉｌｉｅｎｔ）なる
用語は、ウェブスタ新国際辞典第３版（Ｗｅｂｓｔｅ
ｒ’ｓ Ｔｈｉｒｄ ＮｅｗＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａ
ｌ Ｄｉｃｔｉｏｎａｒｙ）による定義によれば、前の
位置、形状、或いは、状態に自由に戻る：永久変形或い
は破壊・・・をすることなく衝撃に耐えうる・・・」を
包含する。好ましくは、少なくとも一つのエラストマー
部４６の少なくとも一つのの金属部２８への接合は自己
接着または接着により達成される。接合の他の例は、接
着剤接合（接着膜またはペースト）と融接を包含する
が、これらに限定されない。
【００１８】好ましくは、少なくとも一つのエラストマ
ー部４６は、弾性率が運転温度範囲に亙って約２５０ポ
ンド／平方インチ（ｐｓｉ）と約５０，０００ポンド／
平方インチ（ｐｓｉ）との間（より好ましくは、約２５
０ｐｓｉと約２０，０００ｐｓｉとの間）にある。エラ
ストマーが柔らかすぎると（約２５０ｐｓｉ未満の弾性
率を有すると）構造的に翼形を得ることができないであ
ろうし、エラストマーが固すぎると（約５０，０００ｐ
ｓｉを越える弾性率を有すると）重い鳥の衝撃から弾性
的に戻れないであろう。少なくとも一つのエラストマー
部４６のより好ましい弾性率範囲は、約５００ｐｓｉと
約１５，０００ｐｓｉとの間にある。可能な例では、翼
形部１４は航空機エンジンファン翼形部であり、運転温
度範囲は飛行温度範囲を含むものであり、少なくとも一
つのエラストマー部４６は飛行温度範囲に亙って弾性で
ある。典型的な運転温度範囲は−１００から３５０°Ｆ
であり、典型的な飛行温度範囲は−１５から３５０°Ｆ
である。
【００１９】金属部２８は第１体積を有し、少なくとも
一つのエラストマー部４６は第２体積を有している。好
ましくは、第２体積は第１体積の少なくともほぼ２０％
に等しい。実施例に於いて、少なくとも一つのエラスト
マー部４６は離隔した第１及び第２エラストマー部４
６′、４６″（且つ好ましくは離隔した第３エラストマ
ー部４６′″）を含む。一好適構成では、金属部２８に
第１および第２表面凹み４８′、４８″が含まれ、それ
ぞれ開頂部５０′、５０″と閉底部５２′、５２″を有
する。第１および第２表面凹み４８′、４８″はそれぞ
れ翼形部１４の圧力側３４に面することが好ましいが、
特定の翼の用途では、一つ或いは幾つかは吸込み側３６
に面することができる。第１エラストマー部４６′は第
１表面凹み４８′内に配置され、そして第２エラストマ
ー部４６″は第２表面凹み４８″内に配置されている。
好ましくは、金属部２８にはリブ４０が含まれ、第１及
び第２エラストマー部４６′、４６″間に配置されかつ
両エラストマー部に接合され、リブ４０は、第１および
第２表面凹み４８′、４８″の閉底部５２′、５２″か
ら開頂部５０′、５０″に向かって狭くなっている。少
なくとも一つのエラストマー部４６の所望位置は翼根１
６に向かっており、翼端１８並びに前縁３０及び後縁３
２から離れていることに注意されたい。例示の構成で
は、金属部２８はエラストマー部４６を含んでいる以外
のところに表面凹みがない。
【００２０】好適実施例では、翼形部１４はさらに表皮
５４を含み、この表皮は少なくとも一つのエラストマー
部４６を全体に囲みかつそれに接合されていて、表皮５
４は少なくとも一つのエラストマー部４６の弾性率の少
なくとも約１０倍高い弾性率を有する。そのような表皮
５４は好ましくは複合材或いは金属構造である。表皮５
４は個別の複合材層の或いは編組み構造の積層物であ
る。好適実施例に於いて、表皮複合材は、本質的に（好
ましくは完全に）エポキシ（即ちエポキシ樹脂）マトリ
ックス結合剤に埋め込んだ炭素繊条、ガラス繊条又はア
ラミド繊条からなる。複合材として選択し得る他のもの
は、繊維ビスマレイミド、繊維ポリイミド、及び他の繊
維エポキシ熱硬化性又は熱可塑性樹脂及びそれらの混合
物を包含するが、これらに限定されず、繊維はガラス、
アラミド又は黒鉛及びそれらの混合物である。繊維−フ
ィラメント率と繊条方位は、熟練工の技能レベル以内に
あるように、遠心荷重と空気力学的荷重の下で翼形部の
全体的な剛性を保って翼の構造的固着を最少にするよう
に選定される。好ましくは、複合材表皮の接合は、別の
接着膜材料、あるいは樹脂移送成形または注入を用いる
ことにより達成される。接合の他の例は、複合材樹脂自
体と基体との間の接着を包含するが、これに限定されな
い。典型的には、表皮５４は薄層であって、（図２に示
すように）金属部２８を覆っても、又、覆わなくてもよ
い。表皮５４の目的は、それが存在すれば、少なくとも
一つのエラストマー部４６に固い表面を与えて、衝撃の
力を分散する。
【００２１】好ましくは、翼形部１４は（表皮が十分な
壊食抵抗を与えないならば）さらに壊食被覆５６を含
み、この被覆は表皮５４をほぼ囲みかつそれに接合され
る。所望構造では、壊食被覆５６に金属域５６′が含ま
れ、ほぼ前縁３０にだけ配置される。壊食被覆５６はま
た金属域５６′からほぼ後縁３２まで配置された非金属
域５６″を含むことが好ましい。非金属域５６″の材料
の一例はポリウレタンであるがこれに限定されず、また
金属域５６′の材料の一例はチタンであるがこれに限定
されない。
【００２２】翼の設計目標は、ガスタービン翼に可能な
最も軽量な材料を用いることであり、航空機エンジン翼
に対しては鳥の衝突に抵抗力があり且つ鳥の衝突により
離れない材料を用いることである、ことに注意された
い。さらに、鳥衝撃の跡は、主に、前縁３０近くの圧力
側３４の区域に存在し、次に、圧力側３４の他の区域に
存在することに注意されたい。表皮５４と少なくとも一
つのエラストマー部４６の衝撃を受ける区域は耐座屈性
を呈する。また、少なくとも一つのエラストマー部４６
は普通の衝撃では、（表皮５４が在ってもなくっても）
金属部２８から破砕も離れもしないので、翼形部１４用
の受止め構造体（図示せず）が比較的少なくてすむこと
に注意されたい。
【００２３】一好適実施例において、エラストマー４６
は金属材料の融点より低い温度で金属部２８から機械的
または熱的に除去可能である。これにより翼形部１４
は、鳥の衝突または異物の衝撃により破損した場合修理
しやすい。もし翼形部１４がエラストマー区域で破損す
れば、エラストマーを機械的または熱的に除去し、金属
部２８を修理し、そして新しいエラストマーを再び取付
ける。このような翼破損のほとんどは最前列のガスター
ビン航空機エンジン翼１０で発生するので、前述のよう
に、翼形部１４はガスタービン航空機エンジンファン翼
１０の翼形部（あるいは、もしもエンジンがファンを持
たなければ、ガスタービン航空機エンジン圧縮機翼の翼
形部）であることが好ましい。
【００２４】本発明のガスタービン翼１０を製造する好
適方法は、オートクレーブ、圧縮成形、又は、注入成形
技術を用いて、金属部２８と、少なくとも一つのパネル
部３８（それが少なくとも一つのエラストマー部４６で
あるか、或いは、複合材、フォーム、などで作られてい
るか）、と表皮５４とを別々にあるいは一体物（共硬化
物）として製造することを包含するが、これに限定され
ない。オートクレーブを選んだ場合、金属部２８は工具
の一方として働くので、工具を最小にできる。好ましく
は、表皮５４は手又は機械加層により或いは金属部／パ
ネル部集成体の周囲に編組みにより作られ、次いで樹脂
移送成形される。金属部２８は好ましくは鍛造、押出成
形又は鋳造され、そして表面凹み４８′、４８″は好ま
しくは化学ミリング、電解加工、水噴射ミリング、放電
加工、又は、高速機械加工によりさらに加工されること
に注意されたい。
【００２５】以上、本発明の様々な好適実施例を例示の
目的で説明したが、本発明の態様を記述し尽くしたもの
ではなく、又、開示した明確な態様に限定されるもので
はなく、明らかに、上述の教示から多様な改変及び変更
が可能である。
【図面の簡単な説明】
【図１】ガスタービン航空機エンジンファン翼の形態の
本発明のガスタービン翼の好適構成の圧力側の概略側面
図である。
【図２】図１のガスタービン翼の翼形部の線２ー２に沿
う概略断面図である。
【図３】図１の翼の図１と同様の図であるが、好適壊食
被覆と好適表皮が翼形部から除去されている。
【符号の説明】
１０ ガスタービン翼 １２ シャンク部 １４ 翼形部 １６ 翼根 １８ 翼端 ２０ 半径方向軸線 ３０ 前縁 ３２ 後縁 ２８ 金属部 ３４ 圧力側 ３６ 吸込み側 ３８ パネル部 ３８′ 第１パネル部 ３８″ 第２パネル部 ３８″′ 第３パネル部 ４０、４２ リブ ４６ 少なくとも一つのエラストマー部 ４８′ 第１表面凹み ４８″ 第２表面凹み ５０′、５０″ 開頂部 ５２′、５２″ 閉底部 ５４ 表皮 ５６ 壊食被覆
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウィリアム・エリオット・バクラック アメリカ合衆国、バーモント州、ベニント ン、ピー・オー・ボックス・4225（番地な し) (72)発明者 ウェンディー・ウェン−リング・リン アメリカ合衆国、ニューヨーク州、スケネ クタデイ、スーザンヌ・レーン、7003番 (72)発明者 スコット・ロジャー・フィン アメリカ合衆国、ニューヨーク州、スケネ クタデイ、スーザンヌ・レーン、7003番

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 （ａ）シャンク部、（ｂ）運転温度範囲
    と、設計回転速度と、前記シャンク部に取付けた翼根
    と、翼端と、該翼端に向かって外方にかつ前記翼根に向
    かって内方に延在する半径方向軸線とを有する翼形部と
    からなり、前記翼形部はまた、（１）本質的に金属から
    なり、第１質量密度を有し、そして半径方向にほぼ前記
    翼根からほぼ前記翼端まで延在する金属部と、（２）本
    質的にエラストマーからなり、第２質量密度を有し、前
    記金属部に接着された少なくとも一つのエラストマー部
    とを含み、そして前記少なくとも一つのエラストマー部
    は前記運転温度範囲で弾性であり、前記第２質量密度は
    前記第１質量密度より小さい、ガスタービン翼。
  2. 【請求項２】前記金属部と、前記少なくとも一つのエラ
    ストマー部は、前記設計回転速度で共に概して翼形の形
    状を画成する請求項１記載のガスタービン翼。
  3. 【請求項３】前記少なくとも一つのエラストマー部は、
    弾性率が前記運転温度範囲に亙って約２５０ポンド／平
    方インチと約５０，０００ポンド／平方インチとの間に
    ある請求項２記載のガスタービン翼。
  4. 【請求項４】前記金属部は第１体積を有し、そして前記
    少なくとも一つのエラストマー部は第２体積を有し、こ
    の第２体積は前記第１体積の少なくともほぼ２０％に等
    しい請求項３記載のガスタービン翼。
  5. 【請求項５】前記少なくとも一つのエラストマー部は相
    隔たる第１および第２エラストマー部からなる請求項３
    記載のガスタービン翼。
  6. 【請求項６】 前記金属部は第１および第２表面凹みを
    含み、各表面凹みは開頂部と閉底部を有し、前記第１エ
    ラストマー部は前記第１表面凹み内に配置され、そして
    前記第２エラストマー部は前記第２表面凹み内に配置さ
    れている請求項５記載のガスタービン翼。
  7. 【請求項７】前記翼形部はさらに圧力側と吸込み側とを
    有し、そして前記第１表面凹み及び前記第２表面凹みは
    それぞれ前記圧力側に面している請求項６記載のガスタ
    ービン翼。
  8. 【請求項８】 前記金属部は、又、前記第１および第２
    エラストマー部間に配置されかつ両エラストマー部に接
    合されたリブを含み、このリブは前記第１および第２表
    面凹みの前記閉底部から前記開頂部に向かって狭くなっ
    ている請求項６記載のガスタービン翼。
  9. 【請求項９】前記翼形部は航空機エンジンファン翼形部
    であり、前記運転温度範囲は飛行温度範囲を含むもので
    あり、前記少なくとも一つのエラストマー部は前記飛行
    温度範囲に亙って弾性である請求項１記載のガスタービ
    ン翼。
  10. 【請求項１０】前記翼形部は、更に、前記少なくとも一
    つのエラストマー部をほぼ囲み、且つ、前記少なくとも
    一つのエラストマー部に接合された表皮を含み、前記表
    皮は前記少なくとも一つのエラストマー部の弾性率の少
    なくとも約１０倍高い弾性率を有する請求項１記載のガ
    スタービン翼。
  11. 【請求項１１】 前記翼形部は前記表皮を全体に覆い、
    且つ、前記表皮に接合された壊食被覆をさらに含む請求
    項１０記載のガスタービン翼。
JP9124590A 1996-05-20 1997-05-15 ガスタービン用の多構成部翼 Withdrawn JPH1054204A (ja)

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