JPH11132004A - 軸流ガスタービンエンジン用の中空ブレード - Google Patents
軸流ガスタービンエンジン用の中空ブレードInfo
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- JPH11132004A JPH11132004A JP10247893A JP24789398A JPH11132004A JP H11132004 A JPH11132004 A JP H11132004A JP 10247893 A JP10247893 A JP 10247893A JP 24789398 A JP24789398 A JP 24789398A JP H11132004 A JPH11132004 A JP H11132004A
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- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Architecture (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 離脱した中空ファンブレードが後続のブレー
ドに衝突した場合に、後続のブレードが損傷される危険
性を最小とする。 【解決手段】 前縁５０と、後縁５４と、正圧面５４
と、負圧面５６と、を有するガスタービンエンジン用の
中空エアフォイルは、翼弦の厚みが増加された中実領域
７８と、複数のバットレス８２，８４，８６，８８と、
を含む。本発明のエアフォイルは、選択的に強化され、
それにより、エアフォイルの欠損状態において、エアフ
ォイルが続くエアフォイルと衝突してしまうことによっ
てエアフォイルが破損される危険性が減少される。
ドに衝突した場合に、後続のブレードが損傷される危険
性を最小とする。 【解決手段】 前縁５０と、後縁５４と、正圧面５４
と、負圧面５６と、を有するガスタービンエンジン用の
中空エアフォイルは、翼弦の厚みが増加された中実領域
７８と、複数のバットレス８２，８４，８６，８８と、
を含む。本発明のエアフォイルは、選択的に強化され、
それにより、エアフォイルの欠損状態において、エアフ
ォイルが続くエアフォイルと衝突してしまうことによっ
てエアフォイルが破損される危険性が減少される。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンに関し、特に、ブレードの欠損時におけるエアフォ
イルの破損を減少させるように設計されたエンジンのフ
ァン用の中空のエアフォイルに関する。
ジンに関し、特に、ブレードの欠損時におけるエアフォ
イルの破損を減少させるように設計されたエンジンのフ
ァン用の中空のエアフォイルに関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンの運転時には、そ
のファンは、作動媒体ガス即ち空気をエンジン内に引き
込む。ファンは、二次流路に沿って引き込まれた空気の
圧力を高めて有用なスラストを発生させる。一次流路に
沿ってコンプレッサセクション内へと引き込まれる空気
は、圧縮される。圧縮された空気は、燃焼器セクション
へと導かれ、ここで圧縮空気に燃料が加えられて空気と
燃料の混合物が燃焼される。燃焼による生成物は、ター
ビンセクションへと排出される。タービンセクション
は、ファン及びコンプレッサを駆動するためにこれらの
生成物から仕事を取り出す。ファン及びコンプレッサを
駆動するために使用される以外の燃焼生成物からのエネ
ルギーは、有用なスラストとして活用される。
のファンは、作動媒体ガス即ち空気をエンジン内に引き
込む。ファンは、二次流路に沿って引き込まれた空気の
圧力を高めて有用なスラストを発生させる。一次流路に
沿ってコンプレッサセクション内へと引き込まれる空気
は、圧縮される。圧縮された空気は、燃焼器セクション
へと導かれ、ここで圧縮空気に燃料が加えられて空気と
燃料の混合物が燃焼される。燃焼による生成物は、ター
ビンセクションへと排出される。タービンセクション
は、ファン及びコンプレッサを駆動するためにこれらの
生成物から仕事を取り出す。ファン及びコンプレッサを
駆動するために使用される以外の燃焼生成物からのエネ
ルギーは、有用なスラストとして活用される。
【０００３】ガスタービンエンジンの製造に関する重要
な関心事の一つには、エンジンの総重量がある。ガスタ
ービンエンジンの構成部材の余分な重量によって、エン
ジンが駆動することのできる有用な積載量が制限される
とともに、航空機の航続距離が減少してしまう。従っ
て、エンジンの性能及び耐久性を損なわずにその総重量
を最小にすることは、ガスタービンエンジン業界の課題
である。
な関心事の一つには、エンジンの総重量がある。ガスタ
ービンエンジンの構成部材の余分な重量によって、エン
ジンが駆動することのできる有用な積載量が制限される
とともに、航空機の航続距離が減少してしまう。従っ
て、エンジンの性能及び耐久性を損なわずにその総重量
を最小にすることは、ガスタービンエンジン業界の課題
である。
【０００４】ガスタービンエンジンの総重量を最小にす
るための努力の一環として、業界では中空のファンブレ
ードが使用されるようになった。各中空ファンブレード
は、一般に、二つの外板を備え、これらの外板は、前縁
と後縁との両方で接合されてそれらの間には中空の内部
キャビティが画定される。中空の内部キャビティ内に
は、翼幅方向及び翼弦方向の複数の補強リブが配置され
ており、これらのリブによってその内部は更に複数の中
空キャビティに分割される。
るための努力の一環として、業界では中空のファンブレ
ードが使用されるようになった。各中空ファンブレード
は、一般に、二つの外板を備え、これらの外板は、前縁
と後縁との両方で接合されてそれらの間には中空の内部
キャビティが画定される。中空の内部キャビティ内に
は、翼幅方向及び翼弦方向の複数の補強リブが配置され
ており、これらのリブによってその内部は更に複数の中
空キャビティに分割される。
【０００５】ブレードを有するターボファンエンジンに
関する連邦航空局（ＦＡＡ）の認可要件では、ファンブ
レードの一つが最大許容回転速度で破損してしまった場
合でもエンジンが続けて運転できる能力を有することが
実証される必要があると規定している。上記のような破
損を以下では“ブレード欠損状態”と呼ぶ。認可試験で
は、ブレードの破片を全て封じ込め、エンジンを安全に
停止させることが要求される。理想的な設計基準は、離
脱した一つのブレードによって、他のブレードが破損さ
れて離脱することがないようにし、離脱したブレードに
よって生じる被害を最小とするものである。このような
設計基準では、コンテインメントケーシングにかかる衝
突荷重及びエンジン構造に伝達される偏荷重は最小とな
る。ファンの不均衡の程度が大きくなり過ぎると、ファ
ン、エンジン、またはエンジン支持構造全体が破損する
おそれがある。
関する連邦航空局（ＦＡＡ）の認可要件では、ファンブ
レードの一つが最大許容回転速度で破損してしまった場
合でもエンジンが続けて運転できる能力を有することが
実証される必要があると規定している。上記のような破
損を以下では“ブレード欠損状態”と呼ぶ。認可試験で
は、ブレードの破片を全て封じ込め、エンジンを安全に
停止させることが要求される。理想的な設計基準は、離
脱した一つのブレードによって、他のブレードが破損さ
れて離脱することがないようにし、離脱したブレードに
よって生じる被害を最小とするものである。このような
設計基準では、コンテインメントケーシングにかかる衝
突荷重及びエンジン構造に伝達される偏荷重は最小とな
る。ファンの不均衡の程度が大きくなり過ぎると、ファ
ン、エンジン、またはエンジン支持構造全体が破損する
おそれがある。
【０００６】認可試験の方法には、機械的手段及び爆発
手段の両方を使用して支持ハブからファンブレードを意
図的に離脱させることが含まれる。離脱したブレード
は、一秒間に数百フィートの速度で径方向外側へ流路内
を移動する。過去の経験から、従来の中空ファンブレー
ドがダブテール接続部の外側部分で破損すると、分離し
たブレードは、回転方向において相対的に後続となる隣
接したブレードの前縁に衝突してしまう。この隣接する
後続のブレードを以下では、“後続ブレード”と呼ぶ。
離脱したブレードは、後続ブレードの後縁にも衝突する
おそれがある。ブレードのこのような衝突の結果、後続
ブレードは破損してしまうおそれがある。これらの破損
は、衝突点またはその近接する位置で起こる。従って、
これらの破損の結果として後続ブレードの主要部分が欠
損されてしまうおそれがある。
手段の両方を使用して支持ハブからファンブレードを意
図的に離脱させることが含まれる。離脱したブレード
は、一秒間に数百フィートの速度で径方向外側へ流路内
を移動する。過去の経験から、従来の中空ファンブレー
ドがダブテール接続部の外側部分で破損すると、分離し
たブレードは、回転方向において相対的に後続となる隣
接したブレードの前縁に衝突してしまう。この隣接する
後続のブレードを以下では、“後続ブレード”と呼ぶ。
離脱したブレードは、後続ブレードの後縁にも衝突する
おそれがある。ブレードのこのような衝突の結果、後続
ブレードは破損してしまうおそれがある。これらの破損
は、衝突点またはその近接する位置で起こる。従って、
これらの破損の結果として後続ブレードの主要部分が欠
損されてしまうおそれがある。
【０００７】更に、後続ブレードの主要部分の欠損によ
り、エンジン内の不均衡が更に大きくなってしまい、コ
ンテインメントシステム、エンジンロータ及びケーシン
グ、ロータベアリング構造、エンジンマウント、及び翼
及び胴体を含む全てのエンジン支持構造、を含むエンジ
ン構造を強化する必要が生じてしまう。
り、エンジン内の不均衡が更に大きくなってしまい、コ
ンテインメントシステム、エンジンロータ及びケーシン
グ、ロータベアリング構造、エンジンマウント、及び翼
及び胴体を含む全てのエンジン支持構造、を含むエンジ
ン構造を強化する必要が生じてしまう。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】離脱したブレードと隣
接ブレードとの衝突によって切断されるファンブレード
の問題に関する種々の解決方法がある。一つの方法とし
ては、ブレード間に、より強固なプラットフォームを追
加することが挙げられる。このプラットフォームは、ブ
レードと一体の部材とならないようにし、ブレード間の
ハブに取り付けることができる。離脱したブレードは、
これらのプラットフォームが占める空間を通って移動す
ることができず、離脱したブレードの軌道に対して妨害
物となる。従って、後続ブレードとの一次衝突は、強化
されたプラットフォームによって吸収される。この結
果、離脱したブレードの軌道が変更され、後続ブレード
の翼幅の一層先端側の位置に二次的に衝突する。プラッ
トフォームは、離脱したブレードの後続ブレードへの衝
突を遅れさせることができ、これにより、破損が生じて
しまう場合でも、ブレード翼幅のより先端側で起こるこ
とになる。また、後続ブレードのより小さな部分のみが
欠損され得るので、結果的に生じる損傷を最小とするこ
とができる。しかし、中空ファンブレード間にプラット
フォームを追加することによって、ブレードの重量、フ
ァン性能、及びエンジン重量に大きな影響を与えるの
で、プラットフォームを設けることは望ましくない。
接ブレードとの衝突によって切断されるファンブレード
の問題に関する種々の解決方法がある。一つの方法とし
ては、ブレード間に、より強固なプラットフォームを追
加することが挙げられる。このプラットフォームは、ブ
レードと一体の部材とならないようにし、ブレード間の
ハブに取り付けることができる。離脱したブレードは、
これらのプラットフォームが占める空間を通って移動す
ることができず、離脱したブレードの軌道に対して妨害
物となる。従って、後続ブレードとの一次衝突は、強化
されたプラットフォームによって吸収される。この結
果、離脱したブレードの軌道が変更され、後続ブレード
の翼幅の一層先端側の位置に二次的に衝突する。プラッ
トフォームは、離脱したブレードの後続ブレードへの衝
突を遅れさせることができ、これにより、破損が生じて
しまう場合でも、ブレード翼幅のより先端側で起こるこ
とになる。また、後続ブレードのより小さな部分のみが
欠損され得るので、結果的に生じる損傷を最小とするこ
とができる。しかし、中空ファンブレード間にプラット
フォームを追加することによって、ブレードの重量、フ
ァン性能、及びエンジン重量に大きな影響を与えるの
で、プラットフォームを設けることは望ましくない。
【０００９】もう一つの可能な方法は、翼幅方向リブの
厚みを増加させ、かつブレードの衝突領域に局所的に翼
弦方向リブを追加することである。これらのリブ構造に
より、翼弦方向の変形に対してブレードの剛性を高める
ことができる。しかし、このような構造的な補強によっ
て、衝突による亀裂発生を防止できる可能性はあまりな
く、その後に起こる亀裂の伝搬を防止できるに過ぎな
い。
厚みを増加させ、かつブレードの衝突領域に局所的に翼
弦方向リブを追加することである。これらのリブ構造に
より、翼弦方向の変形に対してブレードの剛性を高める
ことができる。しかし、このような構造的な補強によっ
て、衝突による亀裂発生を防止できる可能性はあまりな
く、その後に起こる亀裂の伝搬を防止できるに過ぎな
い。
【００１０】本発明によると、中空ファンブレードが離
脱したブレードに衝突された時に破損しないように、中
空ファンブレードは、後続の回転ブレードとの衝突位置
に対応する所定の位置で強化される。前縁における特定
の中実領域を増加させるとともに、ブレードが後続の回
転ブレードと衝突した場合に荷重の分配が行われるよう
に後縁に隣接した位置に局所バットレス（ｂｕｔｔｒｅ
ｓｓ）を設けることで、後続の回転中空ファンブレード
が損傷する危険性が減少する。
脱したブレードに衝突された時に破損しないように、中
空ファンブレードは、後続の回転ブレードとの衝突位置
に対応する所定の位置で強化される。前縁における特定
の中実領域を増加させるとともに、ブレードが後続の回
転ブレードと衝突した場合に荷重の分配が行われるよう
に後縁に隣接した位置に局所バットレス（ｂｕｔｔｒｅ
ｓｓ）を設けることで、後続の回転中空ファンブレード
が損傷する危険性が減少する。
【００１１】
【課題を解決するための手段】本発明は、前縁に隣接し
て設けられた増加された中実領域を有する。翼弦の厚み
が増加された中実領域は、径方向の翼幅において、離脱
したブレードとの衝突が起こり得る位置に設けられる。
強化された領域は、亀裂を生じさせることなく、離脱し
たブレードとの衝突に耐えることができる。
て設けられた増加された中実領域を有する。翼弦の厚み
が増加された中実領域は、径方向の翼幅において、離脱
したブレードとの衝突が起こり得る位置に設けられる。
強化された領域は、亀裂を生じさせることなく、離脱し
たブレードとの衝突に耐えることができる。
【００１２】本発明のもう一つの特徴は、翼弦の厚みが
増加された中実領域と、前縁に隣接した第一の中空キャ
ビティと、の間で翼弦方向にテーパ状となった壁部であ
る。このテーパは、前縁から後縁に向かって翼弦方向に
厚みが減少される。このテーパによって、硬い中実領域
から比較的柔らかい中空キャビティへの遷移が徐々に行
われ、これにより、エアフォイルにおいて応力が集中す
る領域が最小となる。亀裂は、剛性の不連続性が最大の
領域において最初に生じやすい。衝突領域に隣接する応
力が高い領域をなくすことによって、ブレードの亀裂の
発生や伝搬がなくなる。
増加された中実領域と、前縁に隣接した第一の中空キャ
ビティと、の間で翼弦方向にテーパ状となった壁部であ
る。このテーパは、前縁から後縁に向かって翼弦方向に
厚みが減少される。このテーパによって、硬い中実領域
から比較的柔らかい中空キャビティへの遷移が徐々に行
われ、これにより、エアフォイルにおいて応力が集中す
る領域が最小となる。亀裂は、剛性の不連続性が最大の
領域において最初に生じやすい。衝突領域に隣接する応
力が高い領域をなくすことによって、ブレードの亀裂の
発生や伝搬がなくなる。
【００１３】本発明の他の特徴は、後縁に隣接して局所
的に設けられたバットレスを含む強化領域である。本発
明の一つの実施形態では、局所バットレスは、後縁に隣
接して後縁領域内の翼幅方向リブの周囲に延びる。これ
らのバットレスによって、離脱したブレードに衝突され
やすい局所領域が強化及び支持される。バットレスによ
って補強されることによって、衝突荷重が分配されやす
くなるとともに、エアフォイルの亀裂の発生及びその伝
搬が抑制される。
的に設けられたバットレスを含む強化領域である。本発
明の一つの実施形態では、局所バットレスは、後縁に隣
接して後縁領域内の翼幅方向リブの周囲に延びる。これ
らのバットレスによって、離脱したブレードに衝突され
やすい局所領域が強化及び支持される。バットレスによ
って補強されることによって、衝突荷重が分配されやす
くなるとともに、エアフォイルの亀裂の発生及びその伝
搬が抑制される。
【００１４】本発明に係る中空ファンブレードの主な利
点は、その強化された耐久性である。本発明に係る中空
ファンブレードの特徴によって、離脱したブレードが後
続のブレードに衝突した場合に後続の中空ファンブレー
ドが破損される危険性が最小とされる。このブレード衝
突耐性設計の他の利点は、上記した特徴を有するブレー
ドの製造が容易かつ安価であることである。この衝突耐
性設計は、従来のブレードと同様の製造工程及び工具を
使用して製造される。本発明のまた他の利点は、エンジ
ンの総重量が減少される点である。中空ブレード自体
は、中実領域の増加とバットレスとによって重量が増加
される。しかし、エンジンの不均衡荷重に適応するため
に必要となる関連するエンジン構造が減少されることに
よって中空ブレードの重量増加は十分に相殺される。本
発明は、ブレード欠損状態におけるブレードの分離を少
なくすることでエンジン全体にわたるファンブレードの
外的荷重を減少させる。ブレードの欠損によって、ロー
タにおける不均衡荷重が生じ、これらの荷重は、関連す
る静的エンジン構造を通じて伝達される。ブレードの欠
損を、離脱したブレードだけに食い止めることによって
不均衡荷重は減少され、これにより、本発明に係るエン
ジン構造で必要とされる強化の程度は減少される。従っ
て、ファンコンテインメントシステムと、エンジンロー
タと、エンジンベアリング構造と、エンジンマウント
と、翼及び胴体と、を含むエンジン支持構造の重量は減
少される。
点は、その強化された耐久性である。本発明に係る中空
ファンブレードの特徴によって、離脱したブレードが後
続のブレードに衝突した場合に後続の中空ファンブレー
ドが破損される危険性が最小とされる。このブレード衝
突耐性設計の他の利点は、上記した特徴を有するブレー
ドの製造が容易かつ安価であることである。この衝突耐
性設計は、従来のブレードと同様の製造工程及び工具を
使用して製造される。本発明のまた他の利点は、エンジ
ンの総重量が減少される点である。中空ブレード自体
は、中実領域の増加とバットレスとによって重量が増加
される。しかし、エンジンの不均衡荷重に適応するため
に必要となる関連するエンジン構造が減少されることに
よって中空ブレードの重量増加は十分に相殺される。本
発明は、ブレード欠損状態におけるブレードの分離を少
なくすることでエンジン全体にわたるファンブレードの
外的荷重を減少させる。ブレードの欠損によって、ロー
タにおける不均衡荷重が生じ、これらの荷重は、関連す
る静的エンジン構造を通じて伝達される。ブレードの欠
損を、離脱したブレードだけに食い止めることによって
不均衡荷重は減少され、これにより、本発明に係るエン
ジン構造で必要とされる強化の程度は減少される。従っ
て、ファンコンテインメントシステムと、エンジンロー
タと、エンジンベアリング構造と、エンジンマウント
と、翼及び胴体と、を含むエンジン支持構造の重量は減
少される。
【００１５】上記及び本発明の他の目的、特徴、及び利
点は、以下の好適な実施形態及び本発明に係る実施例を
示した付随する図面によってより明らかとなる。
点は、以下の好適な実施形態及び本発明に係る実施例を
示した付随する図面によってより明らかとなる。
【００１６】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、軸流ターボフ
ァンガスタービンエンジン１０は、長手方向軸Ａrに沿
って配置されたファンセクション１４と、コンプレッサ
セクション１６と、燃焼器セクション１８と、タービン
セクション２０と、を含む。作動媒体ガス用の一次流路
２２は、軸Ａrに沿って長手方向に延びる。作動媒体ガ
ス用の二次流路２４は、一次流路２２の径方向外側でこ
の流路と平行に延びる。
ァンガスタービンエンジン１０は、長手方向軸Ａrに沿
って配置されたファンセクション１４と、コンプレッサ
セクション１６と、燃焼器セクション１８と、タービン
セクション２０と、を含む。作動媒体ガス用の一次流路
２２は、軸Ａrに沿って長手方向に延びる。作動媒体ガ
ス用の二次流路２４は、一次流路２２の径方向外側でこ
の流路と平行に延びる。
【００１７】ファンセクション１４は、ステータアッセ
ンブリ２７とロータアッセンブリ２８とを含む。ステー
タアッセンブリ２７は、二次流路２４の外側壁を形成す
る長手方向に延びるファンケーシング３０を有する。フ
ァンケーシング３０は、外部面３１を有する。ロータア
ッセンブリ２８は、ロータディスク３２と複数の中空ブ
レード３４を含む。各中空ブレード３４は、ファンケー
シング３０に近接する位置まで作動媒体流路２２，２４
を横切ってロータディスク３２から外向きに延びる。各
中空ブレード３４は、ルート部３６と、その反対側の先
端部３８と、それらの間に延びる翼幅中間部３０と、を
有する。
ンブリ２７とロータアッセンブリ２８とを含む。ステー
タアッセンブリ２７は、二次流路２４の外側壁を形成す
る長手方向に延びるファンケーシング３０を有する。フ
ァンケーシング３０は、外部面３１を有する。ロータア
ッセンブリ２８は、ロータディスク３２と複数の中空ブ
レード３４を含む。各中空ブレード３４は、ファンケー
シング３０に近接する位置まで作動媒体流路２２，２４
を横切ってロータディスク３２から外向きに延びる。各
中空ブレード３４は、ルート部３６と、その反対側の先
端部３８と、それらの間に延びる翼幅中間部３０と、を
有する。
【００１８】図２は、図１で開示された軸流ガスタービ
ンエンジン１０のファンの内部で破損された従来のブレ
ードを示している。離脱したブレードの前縁は、その前
縁に隣接した後続ブレードに衝突する。本発明による
と、この一次衝突（図示省略）は、ブレードの径方向翼
幅の約１５％〜３５％の位置で起こることが確認され
た。この一次衝突位置では、一般に、後続ブレードに亀
裂が生じる。離脱したブレードと後続ブレードとの間で
運動量の交換が行われる時に分け与えられる荷重によっ
て、後続ブレードの中空キャビティの境界に沿って亀裂
が伝搬される。離脱したブレードが遠心的に外側に移動
するのに従って、離脱したブレードの後縁と、後続ブレ
ードの後縁と、の間で多くの場合二次衝突が起こる。後
続ブレードの後縁との衝突は、前縁間の一次衝突の約
０．５ミリ秒後に起こる。二次衝突は、ブレードの径方
向翼幅の約２４％〜３６％の位置で起こる。後縁の衝突
位置でも、一般的に亀裂（図示省略）が生じる。亀裂
は、ブレードの主要部が分離されるまで伝搬される。
ンエンジン１０のファンの内部で破損された従来のブレ
ードを示している。離脱したブレードの前縁は、その前
縁に隣接した後続ブレードに衝突する。本発明による
と、この一次衝突（図示省略）は、ブレードの径方向翼
幅の約１５％〜３５％の位置で起こることが確認され
た。この一次衝突位置では、一般に、後続ブレードに亀
裂が生じる。離脱したブレードと後続ブレードとの間で
運動量の交換が行われる時に分け与えられる荷重によっ
て、後続ブレードの中空キャビティの境界に沿って亀裂
が伝搬される。離脱したブレードが遠心的に外側に移動
するのに従って、離脱したブレードの後縁と、後続ブレ
ードの後縁と、の間で多くの場合二次衝突が起こる。後
続ブレードの後縁との衝突は、前縁間の一次衝突の約
０．５ミリ秒後に起こる。二次衝突は、ブレードの径方
向翼幅の約２４％〜３６％の位置で起こる。後縁の衝突
位置でも、一般的に亀裂（図示省略）が生じる。亀裂
は、ブレードの主要部が分離されるまで伝搬される。
【００１９】図３を参照すると、従来の中空ブレード
は、前縁５０と、後縁５２と、正圧面５４と、負圧面５
６と、を有する。中空ブレードは、作用媒体ガスの流路
２２，２４を横切って延びるように設けられている。従
来ブレードの薄い面は、離脱したブレードの衝突によっ
て損傷されるおそれがある。中空エアフォイルには、固
有の剛性の不連続性によって特に亀裂が生じやすい。こ
れらの剛性の不連続性のために、ブレード衝突が起きた
時に応力が集中する領域が形成されてしまう。この領域
は、硬い中実の前縁と、比較的柔らかいエアフォイルの
中空セクション７１〜７６と、の間の急な遷移領域であ
る。
は、前縁５０と、後縁５２と、正圧面５４と、負圧面５
６と、を有する。中空ブレードは、作用媒体ガスの流路
２２，２４を横切って延びるように設けられている。従
来ブレードの薄い面は、離脱したブレードの衝突によっ
て損傷されるおそれがある。中空エアフォイルには、固
有の剛性の不連続性によって特に亀裂が生じやすい。こ
れらの剛性の不連続性のために、ブレード衝突が起きた
時に応力が集中する領域が形成されてしまう。この領域
は、硬い中実の前縁と、比較的柔らかいエアフォイルの
中空セクション７１〜７６と、の間の急な遷移領域であ
る。
【００２０】図４を参照すると、本発明に係る中空ファ
ンブレード３４も、中実の前縁５０と、中実の後縁５２
と、を有する。正圧面５４は、前縁５０から後縁５２に
向かって翼弦方向に延びる。中空ファンブレード３４
は、その中空キャビティに設けられた翼幅方向に延びる
増厚リブ６６〜７０を有する。中空キャビティ７１〜７
６は、翼幅方向増厚リブの間に設けられてこれらのリブ
によって画成される。前縁５０は、翼弦の厚みが増加さ
れた中実領域７８を有する。正圧面５４側で、この増加
された中実領域７８はテーパ状８０となり、前縁５０か
ら後縁５２の方向に向かって翼弦方向の厚みが減少す
る。
ンブレード３４も、中実の前縁５０と、中実の後縁５２
と、を有する。正圧面５４は、前縁５０から後縁５２に
向かって翼弦方向に延びる。中空ファンブレード３４
は、その中空キャビティに設けられた翼幅方向に延びる
増厚リブ６６〜７０を有する。中空キャビティ７１〜７
６は、翼幅方向増厚リブの間に設けられてこれらのリブ
によって画成される。前縁５０は、翼弦の厚みが増加さ
れた中実領域７８を有する。正圧面５４側で、この増加
された中実領域７８はテーパ状８０となり、前縁５０か
ら後縁５２の方向に向かって翼弦方向の厚みが減少す
る。
【００２１】更に、本発明は、後縁５２に隣接して付加
的な支持を提供するバットレスを有する。正圧面５４に
は、二つのバットレス８２，８４が設けられている（こ
れらのバットレスは、図５及び図６（Ｄ）でも開示され
ている）。バットレス８２は、翼弦方向に沿ってテーパ
状となっており、翼幅方向リブ７０から翼幅方向リブ６
９に向かって厚みが減少している。バットレス８４は、
翼幅方向リブ６６〜７０の高さよりも低いが、均一の高
さを有しており、翼幅方向リブ７０から後縁５２まで翼
弦方向に延びている。負圧面５６にも、二つのバットレ
ス８６，８８が設けられている（これらのバットレス
は、図７及び図８（Ｃ）でも開示されている）。バット
レス８６は、翼弦方向に沿ってテーパ状となっており、
翼幅方向リブ７０から翼幅方向リブ６９に向かって厚み
が減少している。バットレス８８も、テーパ状となって
おり、翼幅方向リブ７０から後縁５２に向かって翼弦方
向に延びるに従って厚みが減少されている。各バットレ
ス８２，８４，８６，８８は、それぞれ正圧面５４また
は負圧面５６に隣接した位置に拡張された基部９４（図
５及び図７に開示）を有する。
的な支持を提供するバットレスを有する。正圧面５４に
は、二つのバットレス８２，８４が設けられている（こ
れらのバットレスは、図５及び図６（Ｄ）でも開示され
ている）。バットレス８２は、翼弦方向に沿ってテーパ
状となっており、翼幅方向リブ７０から翼幅方向リブ６
９に向かって厚みが減少している。バットレス８４は、
翼幅方向リブ６６〜７０の高さよりも低いが、均一の高
さを有しており、翼幅方向リブ７０から後縁５２まで翼
弦方向に延びている。負圧面５６にも、二つのバットレ
ス８６，８８が設けられている（これらのバットレス
は、図７及び図８（Ｃ）でも開示されている）。バット
レス８６は、翼弦方向に沿ってテーパ状となっており、
翼幅方向リブ７０から翼幅方向リブ６９に向かって厚み
が減少している。バットレス８８も、テーパ状となって
おり、翼幅方向リブ７０から後縁５２に向かって翼弦方
向に延びるに従って厚みが減少されている。各バットレ
ス８２，８４，８６，８８は、それぞれ正圧面５４また
は負圧面５６に隣接した位置に拡張された基部９４（図
５及び図７に開示）を有する。
【００２２】ガスタービンエンジンの運転時には、バブ
３２に対するファンブレード３４の根部の接続部３６の
欠陥によって、ブレード欠損状態が生じるおそれがあ
る。この科学的モデルは、ＦＡＡの認可要件の一部とし
てテストが行われる。離脱したブレードは、一秒当たり
数百フィートの速度でファンブレード流路を横切って移
動する。
３２に対するファンブレード３４の根部の接続部３６の
欠陥によって、ブレード欠損状態が生じるおそれがあ
る。この科学的モデルは、ＦＡＡの認可要件の一部とし
てテストが行われる。離脱したブレードは、一秒当たり
数百フィートの速度でファンブレード流路を横切って移
動する。
【００２３】離脱したブレードの後続のブレードへの一
次衝突は、前縁において正圧面のブレード翼幅の約１５
％〜４０％径方向外側の位置で起こる。前縁５０におい
て正圧面のブレード翼幅の約１５％〜４０％径方向外側
に設けられた増加された中実領域７８によって、ブレー
ドは衝突に耐えることができ、亀裂は生じない。更に、
この衝突領域において増加された中実領域７８の翼弦方
向テーパ８０によって、中実領域と第一の中空キャビテ
ィ７１との間での遷移は漸次的に行われる。このことに
よって、更に、応力の集中と、亀裂を伝搬させる中実領
域と中空領域との間の幾何学的な不連続性と、は最小と
される。
次衝突は、前縁において正圧面のブレード翼幅の約１５
％〜４０％径方向外側の位置で起こる。前縁５０におい
て正圧面のブレード翼幅の約１５％〜４０％径方向外側
に設けられた増加された中実領域７８によって、ブレー
ドは衝突に耐えることができ、亀裂は生じない。更に、
この衝突領域において増加された中実領域７８の翼弦方
向テーパ８０によって、中実領域と第一の中空キャビテ
ィ７１との間での遷移は漸次的に行われる。このことに
よって、更に、応力の集中と、亀裂を伝搬させる中実領
域と中空領域との間の幾何学的な不連続性と、は最小と
される。
【００２４】従って、離脱したブレードとの一次衝突の
後に起こり得る後続ブレードのエアフォイル破損の危険
性も、最小とされる。更に、離脱したブレードは、遠心
状に外側方向に向かって移動するので、離脱したブレー
ドの後縁は、後続ブレードの後縁に衝突してしまう。こ
の後縁衝突は、ブレード翼幅の約２０％〜４０％径方向
外側で起こる。この位置に設けられたバットレス８２，
８４，８６，８８によって、エアフォイルには亀裂が生
じない。これは、これらのバットレスがより大きい表面
積を有し、離脱したブレードとの二次衝突による荷重と
応力とが、この表面積によって吸収されて分配されるか
らである。また、正圧面５４の中空キャビティ７６内に
設けられたバットレス８４は、厚みが減少するテーパ状
ではなく、均一の高さに構成されている。このバットレ
ス８４は、後縁衝突の応力と歪みとに耐え得ることが必
要であり、その均一な厚みによって亀裂の発生や伝搬が
防止される。上記バットレスの厚み９４はエアフォイル
表面の隣接領域で拡大されているので、これらの全ての
バットレスによって支持が強化されることにより、衝突
エネルギがより広い領域に分配されることが可能となっ
ている。
後に起こり得る後続ブレードのエアフォイル破損の危険
性も、最小とされる。更に、離脱したブレードは、遠心
状に外側方向に向かって移動するので、離脱したブレー
ドの後縁は、後続ブレードの後縁に衝突してしまう。こ
の後縁衝突は、ブレード翼幅の約２０％〜４０％径方向
外側で起こる。この位置に設けられたバットレス８２，
８４，８６，８８によって、エアフォイルには亀裂が生
じない。これは、これらのバットレスがより大きい表面
積を有し、離脱したブレードとの二次衝突による荷重と
応力とが、この表面積によって吸収されて分配されるか
らである。また、正圧面５４の中空キャビティ７６内に
設けられたバットレス８４は、厚みが減少するテーパ状
ではなく、均一の高さに構成されている。このバットレ
ス８４は、後縁衝突の応力と歪みとに耐え得ることが必
要であり、その均一な厚みによって亀裂の発生や伝搬が
防止される。上記バットレスの厚み９４はエアフォイル
表面の隣接領域で拡大されているので、これらの全ての
バットレスによって支持が強化されることにより、衝突
エネルギがより広い領域に分配されることが可能となっ
ている。
【００２５】離脱したブレードの破片及び離脱したブレ
ード自体は、ファン流路を横切って移動し、ファンコン
テインメントケーシングに衝突することにも留意された
い。ファンコンテインメントケーシングとの相互作用に
よって離脱したブレードは破片に破断され、これらの破
片は、エンジン内に入り込むか、エンジンからファンダ
クトによって安全に排出される。
ード自体は、ファン流路を横切って移動し、ファンコン
テインメントケーシングに衝突することにも留意された
い。ファンコンテインメントケーシングとの相互作用に
よって離脱したブレードは破片に破断され、これらの破
片は、エンジン内に入り込むか、エンジンからファンダ
クトによって安全に排出される。
【００２６】本発明に係る第一の利点は、耐久性に関す
るものである。離脱したブレードが後続ブレードに衝突
した場合、本発明のファンブレードによって後続ファン
ブレードのブレード破損のおそれが最小とされる。
るものである。離脱したブレードが後続ブレードに衝突
した場合、本発明のファンブレードによって後続ファン
ブレードのブレード破損のおそれが最小とされる。
【００２７】本発明に係る他の利点は、エンジンの総重
量が減少される点である。中空のファンブレード自体の
重量は、増加された中実領域及びバットレスなどの強化
領域によって増加してしまう。しかし、これらの強化領
域を含まない場合には、エンジンにかかる不均衡荷重が
生じ、これに適応するために関連するエンジン構造が必
要となってしまう。従って、これらの関連するエンジン
構造の重量が不要となることによって、ファンブレード
の重量増加は十分に相殺される。本発明によって、ファ
ンブレードの外的荷重は減少され、特に、ロータ不均衡
荷重は、ブレード欠損状態におけるブレードの分離を少
なくすることによって約２５％減少される。ブレードの
欠損が起こると、ロータにおける不均衡荷重が生じてし
まい、これらの荷重は、関連するエンジン構造全体に伝
達されてしまう。ブレードの欠損を離脱したブレードだ
けに食い止めることによって、不均衡荷重は減少され、
これにより、本発明に係るエンジン構造で必要とされる
強化の程度も減少される。関連する構造には、コンテイ
ンメントシステムと、エンジンロータ及びケーシング
と、ロータベアリング構造と、エンジンマウントと、翼
と胴体とを含むエンジン支持構造と、が含まれる。
量が減少される点である。中空のファンブレード自体の
重量は、増加された中実領域及びバットレスなどの強化
領域によって増加してしまう。しかし、これらの強化領
域を含まない場合には、エンジンにかかる不均衡荷重が
生じ、これに適応するために関連するエンジン構造が必
要となってしまう。従って、これらの関連するエンジン
構造の重量が不要となることによって、ファンブレード
の重量増加は十分に相殺される。本発明によって、ファ
ンブレードの外的荷重は減少され、特に、ロータ不均衡
荷重は、ブレード欠損状態におけるブレードの分離を少
なくすることによって約２５％減少される。ブレードの
欠損が起こると、ロータにおける不均衡荷重が生じてし
まい、これらの荷重は、関連するエンジン構造全体に伝
達されてしまう。ブレードの欠損を離脱したブレードだ
けに食い止めることによって、不均衡荷重は減少され、
これにより、本発明に係るエンジン構造で必要とされる
強化の程度も減少される。関連する構造には、コンテイ
ンメントシステムと、エンジンロータ及びケーシング
と、ロータベアリング構造と、エンジンマウントと、翼
と胴体とを含むエンジン支持構造と、が含まれる。
【００２８】また他の利点としては、上記の特徴を有す
るブレードの製造が容易でかつ安価である点が挙げられ
る。この衝突耐性設計は、従来のブレードに使用される
のと同様の製造工程及び工具によって製造される。従っ
て、衝突耐性を有するエアフォイルの製造は、コスト効
率がよい。
るブレードの製造が容易でかつ安価である点が挙げられ
る。この衝突耐性設計は、従来のブレードに使用される
のと同様の製造工程及び工具によって製造される。従っ
て、衝突耐性を有するエアフォイルの製造は、コスト効
率がよい。
【００２９】本発明をその実施形態に即して開示及び説
明してきたが、当業者には、本発明の趣旨及び範囲から
離れないでその構成及び詳細に種々の変更を加えること
ができることは理解されよう。
明してきたが、当業者には、本発明の趣旨及び範囲から
離れないでその構成及び詳細に種々の変更を加えること
ができることは理解されよう。
【００３０】本発明を要約すると、前縁５０と、後縁５
４と、正圧面５４と、負圧面５６と、を有するガスター
ビンエンジン用の中空エアフォイルは、翼弦の厚みが増
加された中実領域７８と、複数のバットレス８２，８
４，８６，８８と、を含む。本発明のエアフォイルは、
選択的に強化され、それにより、エアフォイルの欠損状
態において、エアフォイルが続くエアフォイルと衝突し
てしまうことによってエアフォイルが破損される危険性
が減少される。
４と、正圧面５４と、負圧面５６と、を有するガスター
ビンエンジン用の中空エアフォイルは、翼弦の厚みが増
加された中実領域７８と、複数のバットレス８２，８
４，８６，８８と、を含む。本発明のエアフォイルは、
選択的に強化され、それにより、エアフォイルの欠損状
態において、エアフォイルが続くエアフォイルと衝突し
てしまうことによってエアフォイルが破損される危険性
が減少される。
【図１】軸流ターボファンガスタービンエンジンの説明
図である。
図である。
【図２】ファン内で破損された従来のブレードを示した
図１のエンジンのファンセクションの拡大説明図であ
る。
図１のエンジンのファンセクションの拡大説明図であ
る。
【図３】従来のブレードの断面図である。
【図４】本発明に係る中空ファンブレードの断面図であ
る。
る。
【図５】本発明に係る中空ファンブレードの正圧面の部
分説明図である。
分説明図である。
【図６】図６（Ａ）は、図５の６Ａ−６Ａ線に沿った断
面図であり、図６（Ｂ）は、図５の６Ｂ−６Ｂ線に沿っ
た断面図であり、図６（Ｃ）は、図５の６Ｃ領域の部分
説明図であり、図６（Ｄ）は、図５の６Ｄ領域の部分説
明図である。
面図であり、図６（Ｂ）は、図５の６Ｂ−６Ｂ線に沿っ
た断面図であり、図６（Ｃ）は、図５の６Ｃ領域の部分
説明図であり、図６（Ｄ）は、図５の６Ｄ領域の部分説
明図である。
【図７】本発明に係る中空ファンブレードの負圧面の部
分説明図である。
分説明図である。
【図８】図８（Ａ）は、図７の８Ａ−８Ａ線に沿った断
面図であり、図８（Ｂ）は、図７の８Ｂ−８Ｂ線に沿っ
た断面図であり、図８（Ｃ）は、図７の８Ｃ領域の部分
説明図である。
面図であり、図８（Ｂ）は、図７の８Ｂ−８Ｂ線に沿っ
た断面図であり、図８（Ｃ）は、図７の８Ｃ領域の部分
説明図である。
３４…中空ファンブレード ５０…前縁 ５２…後縁 ５４…正圧面 ５６…負圧面 ６６，６７，６８，６９，７０…リブ ７１，７２，７３，７４，７５，７６…中空キャビティ ７８…増加された中実領域 ８０…増加された中実領域のテーパ ８２，８４，８６，８８…バットレス
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ダグラス エイ．ウェルチ アメリカ合衆国，コネチカット，ポートラ ンド，ハイ ストリート 140 (72)発明者 ポール ダヴリュー．デュスレー アメリカ合衆国，コネチカット，マンチェ スター，アウバーン ロード 40 (72)発明者 パトリック ディー．マークハム アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト ンベリー，ネイシック ロード 386 (72)発明者 アラン アール．ペンダ アメリカ合衆国，コネチカット，アムスト ン，ミルストリーム ロード 95
Claims (8)
- 【請求項１】 長手方向軸を中心に配置された軸流ガス
タービンエンジン用の中空ブレードであって、前記ガス
タービンエンジンは、作動媒体ガスの流路を画成する軸
方向の流路を含み、前記ブレードは、前記ブレードの根
部から先端部へと翼幅にわたって径方向に延びる前縁と
後縁とを有し、前記ブレードは、前記前縁から前記後縁
へと翼弦方向に延びる負圧面と正圧面とを有し、前記ブ
レードは、複数の翼幅方向リブとブレード内部で前記リ
ブの間に設けられた複数の中空キャビティとを有する中
空ブレードにおいて、 前記ブレードは、前記ブレードと後続の回転ファンブレ
ードとの衝突位置に対応する不連続的な位置で強化され
ており、これにより、ブレード破損の危険性が減少され
ていることを特徴とする中空ブレード。 - 【請求項２】 前記強化されたブレードは、前記前縁に
隣接し、かつブレードの根部から約１５％〜４０％径方
向外側に設けられた増加された中実領域を含むことを特
徴とする請求項１記載の中空ブレード。 - 【請求項３】 前記前縁に隣接して第一の中空キャビテ
ィを有する中空ブレードにおいて、 前記増加された中実領域は、前記前縁から前記後縁に向
かって翼弦方向に沿って厚みが減少するテーパ状となっ
ており、これにより、この部分における応力の集中と幾
何学的不連続性とが最小となるように前記増加された中
実領域から前記第一キャビティへの遷移が漸次的に行わ
れることを特徴とする請求項２記載の中空ブレード。 - 【請求項４】 前記正圧面及び前記負圧面に隣接して厚
みが増加されたバットレスを有し、これらのバットレス
は、それぞれ前記後縁に隣接するとともに、翼弦方向に
延びるように設けられており、これにより、これらのバ
ットレスは、前記ブレードと後続の回転ブレードとの衝
突時にそれぞれ荷重を吸収してそれを分配することを特
徴とする請求項１記載の中空ブレード。 - 【請求項５】 前記各バットレスは、それぞれ前記翼幅
方向リブから前記後縁へと翼弦方向に沿って厚みが減少
するテーパ状となっていることを特徴とする請求項４記
載の中空ブレード。 - 【請求項６】 前記各バットレスは、それぞれ均一の高
さを有し、前記翼幅方向リブから前記後縁へと翼弦方向
に延びていることを特徴とする請求項４記載の中空ブレ
ード。 - 【請求項７】 前記各バットレスは、それぞれ前記ブレ
ードの翼幅の約２０％〜４０％径方向外側に設けられて
いることを特徴とする請求項４記載の中空ブレード。 - 【請求項８】 長手方向軸を中心に配置された軸流ガス
タービンエンジンのファン用の中空ブレードであって、
前記ガスタービンエンジンは、作動媒体ガスの流路を画
成する軸方向に方向づけられた流路を含み、前記ブレー
ドは、前記ブレードの根部から先端部へと翼幅にわたっ
て径方向に延びる前縁と後縁とを有し、前記ブレード
は、前記前縁から前記後縁へと翼弦方向に延びる負圧面
と正圧面とを有し、前記ブレードは、複数の翼幅方向リ
ブとブレード内部に設けられた複数の中空キャビティと
を有する中空ブレードにおいて、 前記前縁に隣接してブレードの根部から約１５％〜４０
％外側の径方向位置に設けられた増加された中実領域を
有し、この増加された中実領域は、前記前縁から前記後
縁へと翼弦方向に厚みが減少されてテーパ状となってお
り、 前記正圧面と前記負圧面に隣接して拡張された厚みを有
する少なくとも一つのバットレスを有し、このバットレ
スは、前記後縁に隣接し、かつ翼弦方向に延びるととも
に、ブレードの翼幅の約２０％〜４０％径方向外側に設
けられており、 これにより、前記ブレードと後続の回転ファンブレード
との衝突によるブレード破損の危険性が減少するように
強化されていることを特徴とする中空ブレード。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/927,680 US6048174A (en) | 1997-09-10 | 1997-09-10 | Impact resistant hollow airfoils |
| US08/927680 | 1997-09-10 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11132004A true JPH11132004A (ja) | 1999-05-18 |
| JP3017477B2 JP3017477B2 (ja) | 2000-03-06 |
Family
ID=25455084
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10247893A Expired - Fee Related JP3017477B2 (ja) | 1997-09-10 | 1998-09-02 | 軸流ガスタービンエンジン用の中空ブレード |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6048174A (ja) |
| EP (1) | EP0902165B1 (ja) |
| JP (1) | JP3017477B2 (ja) |
| DE (1) | DE69827727T2 (ja) |
Families Citing this family (32)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6364616B1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-04-02 | General Electric Company | Submerged rib hybrid blade |
| US7334333B2 (en) | 2004-01-26 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Method for making a hollow fan blade with machined internal cavities |
| US6994524B2 (en) * | 2004-01-26 | 2006-02-07 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US6994525B2 (en) * | 2004-01-26 | 2006-02-07 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US7070391B2 (en) | 2004-01-26 | 2006-07-04 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| GB0425137D0 (en) * | 2004-11-13 | 2004-12-15 | Rolls Royce Plc | Blade |
| US7476086B2 (en) * | 2005-04-07 | 2009-01-13 | General Electric Company | Tip cambered swept blade |
| US7374403B2 (en) | 2005-04-07 | 2008-05-20 | General Electric Company | Low solidity turbofan |
| GB0516036D0 (en) | 2005-08-04 | 2005-09-14 | Rolls Royce Plc | Aerofoil |
| US7458780B2 (en) | 2005-08-15 | 2008-12-02 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| US7993105B2 (en) | 2005-12-06 | 2011-08-09 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
| DE102006051813A1 (de) * | 2006-11-03 | 2008-05-08 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schaufel für einen Verdichter oder eine Turbine eines Flugtriebwerks, Flugtriebwerk mit einer solchen Schaufel sowie Verfahren zum Beschichten einer Schaufel eines Flugtriebwerks |
| US7857588B2 (en) * | 2007-07-06 | 2010-12-28 | United Technologies Corporation | Reinforced airfoils |
| GB0823347D0 (en) * | 2008-12-23 | 2009-01-28 | Rolls Royce Plc | Test blade |
| GB0903613D0 (en) * | 2009-03-04 | 2009-04-08 | Rolls Royce Plc | Method of manufacturing an aerofoil |
| US8192169B2 (en) * | 2010-04-09 | 2012-06-05 | Frederick W Piasecki | Highly reliable, low cost wind turbine rotor blade |
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| CN102734218B (zh) * | 2012-06-27 | 2014-10-22 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种宽弦空心叶片结构设计方法 |
| WO2014055122A1 (en) * | 2012-10-01 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan high gearbox power density |
| WO2014055113A1 (en) * | 2012-10-01 | 2014-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with high fan rotor power intensity |
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