JPH11280403A - 振動数調整ハイブリッドブレ―ド - Google Patents
振動数調整ハイブリッドブレ―ドInfo
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- JPH11280403A JPH11280403A JP10363719A JP36371998A JPH11280403A JP H11280403 A JPH11280403 A JP H11280403A JP 10363719 A JP10363719 A JP 10363719A JP 36371998 A JP36371998 A JP 36371998A JP H11280403 A JPH11280403 A JP H11280403A
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- rib
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- 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
-
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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- 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
- F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving 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
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- 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】 （修正有）
【課題】ブレードの振動数を調整するとともに異物損傷
に対する耐久性を保持するための特有構成のポケットを
有する改良ハイブリッドファンブレードを提供する。 【解決手段】ファンブレード１０は、根元２０と先端２
２の間に半径方向に延在しかつ前縁２４と後縁２６の間
に軸方向に延在する相対した第一側面１６と第二側面１
８とを有する金属翼形部１４を含む。当該翼形部は、第
一側面に設けられた複数のポケット３６であって対応リ
ブ３８で分割された複数のポケット３６をさらに含んで
いる。充填材４０が上記ポケット内に結合していて、翼
形部第一側面と同一曲面上にある。半径方向及び斜行リ
ブ３８ａ−ｃが、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高め
て隣接したねじり共振モードと曲げ共振モード間の振動
数余裕を増大すべく、お互いの間でのみ交差している。
に対する耐久性を保持するための特有構成のポケットを
有する改良ハイブリッドファンブレードを提供する。 【解決手段】ファンブレード１０は、根元２０と先端２
２の間に半径方向に延在しかつ前縁２４と後縁２６の間
に軸方向に延在する相対した第一側面１６と第二側面１
８とを有する金属翼形部１４を含む。当該翼形部は、第
一側面に設けられた複数のポケット３６であって対応リ
ブ３８で分割された複数のポケット３６をさらに含んで
いる。充填材４０が上記ポケット内に結合していて、翼
形部第一側面と同一曲面上にある。半径方向及び斜行リ
ブ３８ａ−ｃが、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高め
て隣接したねじり共振モードと曲げ共振モード間の振動
数余裕を増大すべく、お互いの間でのみ交差している。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は概括的にはガスタービン
エンジンに関するものであり、さらに具体的にはガスタ
ービンエンジンにおけるワイドコード型ファンブレード
に関する。
エンジンに関するものであり、さらに具体的にはガスタ
ービンエンジンにおけるワイドコード型ファンブレード
に関する。
【０００２】
【従来の技術】ターボファンガスタービンエンジンは、
低圧タービン（ＬＰＴ）で駆動されるファンブレードの
列を含んでいる。空気はまずファンを通ってエンジンに
入り、その内側部分は圧縮機に入る。圧縮機は空気を加
圧して燃焼器内で燃料と混合し、点火して高温燃焼ガス
を発生させ、その燃焼ガスが高圧タービン（ＨＰＴ）を
通って下流に流れ、ＨＰＴで圧縮機を駆動するためのエ
ネルギーが抽出される。燃焼ガスは次いでＬＰＴに流
れ、ＬＰＴでファンを駆動するためのエネルギーが燃焼
ガスからさらに抽出される。ファンを流れる空気の残り
の外側部分はエンジンから排出され、飛行中の航空機を
推進するスラストを発生する。
低圧タービン（ＬＰＴ）で駆動されるファンブレードの
列を含んでいる。空気はまずファンを通ってエンジンに
入り、その内側部分は圧縮機に入る。圧縮機は空気を加
圧して燃焼器内で燃料と混合し、点火して高温燃焼ガス
を発生させ、その燃焼ガスが高圧タービン（ＨＰＴ）を
通って下流に流れ、ＨＰＴで圧縮機を駆動するためのエ
ネルギーが抽出される。燃焼ガスは次いでＬＰＴに流
れ、ＬＰＴでファンを駆動するためのエネルギーが燃焼
ガスからさらに抽出される。ファンを流れる空気の残り
の外側部分はエンジンから排出され、飛行中の航空機を
推進するスラストを発生する。
【０００３】ファンブレードはその半径方向内端にダブ
テールを含んでおり、ダブテールはロータディスク外周
の相補形ダブテールスロットにはめ込まれる。翼形部は
構造シャンクによってダブテールに取付けられる。プラ
ットホームはブレードと一体としてつながっていてもよ
いし、或いは別個に隣接ブレード間に取付けてもよく、
ファン空気に半径方向内側の流路境界を与え、プラット
ホームは翼形部の半径方向内側根元のシャンクの半径方
向頂部に位置する。
テールを含んでおり、ダブテールはロータディスク外周
の相補形ダブテールスロットにはめ込まれる。翼形部は
構造シャンクによってダブテールに取付けられる。プラ
ットホームはブレードと一体としてつながっていてもよ
いし、或いは別個に隣接ブレード間に取付けてもよく、
ファン空気に半径方向内側の流路境界を与え、プラット
ホームは翼形部の半径方向内側根元のシャンクの半径方
向頂部に位置する。
【０００４】翼形部は反対側の先端まで半径方向外向き
に延在しているとともに、前縁とその軸方向反対側の後
縁とを有していて、これらが総合的に翼形部の周縁を画
定する。翼形部は概略凹面すなわち正圧第一側面とその
外周方向反対側の凸面すなわち負圧第二側面を有する。
翼形部は、翼形部の取付けられるロータディスクの中心
線から半径方向に延びるスパンすなわち縦軸を有し、ま
た前縁と後縁間に軸方向に延在する種々の翼弦を有す
る。翼形部は空力性能を最大限に引き出すためその根元
から先端までねじれているのが通例である。
に延在しているとともに、前縁とその軸方向反対側の後
縁とを有していて、これらが総合的に翼形部の周縁を画
定する。翼形部は概略凹面すなわち正圧第一側面とその
外周方向反対側の凸面すなわち負圧第二側面を有する。
翼形部は、翼形部の取付けられるロータディスクの中心
線から半径方向に延びるスパンすなわち縦軸を有し、ま
た前縁と後縁間に軸方向に延在する種々の翼弦を有す
る。翼形部は空力性能を最大限に引き出すためその根元
から先端までねじれているのが通例である。
【０００５】ワイドコード型ファンブレードはアスペク
ト比（すなわちスパン／翼弦比）が比較的低く、中実金
属部品として形成すると比較的重い。含チタン超合金等
の高強度超合金材料を用いることで通例軽量化がなされ
る。しかし、エンジンの寸法が大型化するに伴って対応
ファンブレードも寸法と重量が増し、作動中に発生する
高い遠心荷重下でその妥当な寿命を達成するのが一段と
困難になる。
ト比（すなわちスパン／翼弦比）が比較的低く、中実金
属部品として形成すると比較的重い。含チタン超合金等
の高強度超合金材料を用いることで通例軽量化がなされ
る。しかし、エンジンの寸法が大型化するに伴って対応
ファンブレードも寸法と重量が増し、作動中に発生する
高い遠心荷重下でその妥当な寿命を達成するのが一段と
困難になる。
【０００６】別個になされた数々の開発例におけるコン
ポジットファンブレードはすべてガスタービンエンジン
環境で妥当な性能を与えつつ軽量化するために設計され
ている。典型的なコンポジットブレードは、軽量構造体
におけるブレード強度を調整するため、エポキシ等の適
当な母材に埋め込んだグラファイト等の構造繊維の層を
幾つか含んでいる。コンポジットブレードは複雑な製造
プロセスを必要とし、製造コストも高い。
ポジットファンブレードはすべてガスタービンエンジン
環境で妥当な性能を与えつつ軽量化するために設計され
ている。典型的なコンポジットブレードは、軽量構造体
におけるブレード強度を調整するため、エポキシ等の適
当な母材に埋め込んだグラファイト等の構造繊維の層を
幾つか含んでいる。コンポジットブレードは複雑な製造
プロセスを必要とし、製造コストも高い。
【０００７】幾つかのハイブリッドブレードも開発され
ているが、これらは主にチタン等の金属であって、軽量
化のため適当なポケットを有しており、翼形部の所要の
空力翼形を完成するためポケットは適当な充填材料で充
填される。しかし、その他の点では構造翼形部のポケッ
トは翼形部の剛性又は対応慣性モーメントを低下させ、
そのため振動性能や耐異物損傷（ＦＯＤ）性にさらなる
問題を生じる。
ているが、これらは主にチタン等の金属であって、軽量
化のため適当なポケットを有しており、翼形部の所要の
空力翼形を完成するためポケットは適当な充填材料で充
填される。しかし、その他の点では構造翼形部のポケッ
トは翼形部の剛性又は対応慣性モーメントを低下させ、
そのため振動性能や耐異物損傷（ＦＯＤ）性にさらなる
問題を生じる。
【０００８】具体的には、作動中ファンブレードは、エ
ンジンの様々な作動速度域でのファンブレードの回転の
ため、遠心力、空気力学的力、振動刺激を受ける。ファ
ンブレードは、エンジン作動中に発生する様々な励振力
のため様々なモードの共振を有する。ファンブレードは
基本的にロータディスクからの片持支持であり、そのた
め、基本及び高次曲げモードで概略外周方向に撓んだり
曲がったりする。翼形部は、また、翼形部スパン軸周囲
でのねじれによって生じる基本及び高次ねじりモードの
振動も受ける。曲げモードとねじりモードの振動が互い
に結合する可能性もあるが、そうするとブレード設計は
一段と困難さを増す。
ンジンの様々な作動速度域でのファンブレードの回転の
ため、遠心力、空気力学的力、振動刺激を受ける。ファ
ンブレードは、エンジン作動中に発生する様々な励振力
のため様々なモードの共振を有する。ファンブレードは
基本的にロータディスクからの片持支持であり、そのた
め、基本及び高次曲げモードで概略外周方向に撓んだり
曲がったりする。翼形部は、また、翼形部スパン軸周囲
でのねじれによって生じる基本及び高次ねじりモードの
振動も受ける。曲げモードとねじりモードの振動が互い
に結合する可能性もあるが、そうするとブレード設計は
一段と困難さを増す。
【０００９】軽量化ポケットの設けられたハイブリッド
ブレードは、ポケットの基部に残る薄肉金属が別個に振
動する可能性があるため、局部的なパネルモードの振動
も受ける。個々のブレードについてのかかる様々なモー
ドの振動に加えて、ロータディスクのブレード列全体が
集団モードで集合的に振動する可能性もある。開発され
たハイブリッドブレードではブレード重量のかなりの軽
量化が可能となるが、その開口型ポケットは必然的に翼
形部の曲げ剛性及びねじり剛性（すなわち慣性モーメン
ト）を共に低下させ、各種振動モードに悪影響を及ぼ
す。例えばポケットは曲げ剛性を低下させ、それに応じ
て基本曲げモードの共振振動数を下げかねない。そうす
ると基本ブレード振動モードとエンジンの通常の１／ｒ
ｅｖ基本励振振動数との間の振動数余裕が減少する。振
動数余裕が小さいほど、励振応答並びにその結果生じる
振動変位及び応力が増大するが、これらは適当な減衰手
段で減少させ得る。ポケットはブレードのねじり剛性も
低下させるが、これは例えばねじりモードとその隣接曲
げモードとの間の振動数余裕の減少をもたらしかねな
い。このことも作動中の空気力学的励振力に起因する不
都合なブレード励振をもたらしかねない。
ブレードは、ポケットの基部に残る薄肉金属が別個に振
動する可能性があるため、局部的なパネルモードの振動
も受ける。個々のブレードについてのかかる様々なモー
ドの振動に加えて、ロータディスクのブレード列全体が
集団モードで集合的に振動する可能性もある。開発され
たハイブリッドブレードではブレード重量のかなりの軽
量化が可能となるが、その開口型ポケットは必然的に翼
形部の曲げ剛性及びねじり剛性（すなわち慣性モーメン
ト）を共に低下させ、各種振動モードに悪影響を及ぼ
す。例えばポケットは曲げ剛性を低下させ、それに応じ
て基本曲げモードの共振振動数を下げかねない。そうす
ると基本ブレード振動モードとエンジンの通常の１／ｒ
ｅｖ基本励振振動数との間の振動数余裕が減少する。振
動数余裕が小さいほど、励振応答並びにその結果生じる
振動変位及び応力が増大するが、これらは適当な減衰手
段で減少させ得る。ポケットはブレードのねじり剛性も
低下させるが、これは例えばねじりモードとその隣接曲
げモードとの間の振動数余裕の減少をもたらしかねな
い。このことも作動中の空気力学的励振力に起因する不
都合なブレード励振をもたらしかねない。
【００１０】ファンブレードは、ガスタービンエンジン
において吸入空気を受け入れる最初の回転構造体である
ので、例えば鳥の衝突等による異物損傷（ＦＯＤ）も受
ける。典型的なファンブレードはそれゆえ適当なＦＯＤ
強度をもつようにも設計され、鳥の衝突にも永久損傷が
全く或いはほとんどない状態で耐えるためブレードの前
縁部に可撓性をもたせてある。ハイブリッドブレード用
に開発されたポケットは必然的に前縁より後方の翼形部
の剛性を低下させるので、翼形部の耐異物損傷能力が低
下する。
において吸入空気を受け入れる最初の回転構造体である
ので、例えば鳥の衝突等による異物損傷（ＦＯＤ）も受
ける。典型的なファンブレードはそれゆえ適当なＦＯＤ
強度をもつようにも設計され、鳥の衝突にも永久損傷が
全く或いはほとんどない状態で耐えるためブレードの前
縁部に可撓性をもたせてある。ハイブリッドブレード用
に開発されたポケットは必然的に前縁より後方の翼形部
の剛性を低下させるので、翼形部の耐異物損傷能力が低
下する。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】従って、ブレードの振
動数を調整（チューニング）するとともにＦＯＤ耐久性
を保持するための特有構成のポケットを有する改良ハイ
ブリッドファンブレードを提供することが望まれてい
る。
動数を調整（チューニング）するとともにＦＯＤ耐久性
を保持するための特有構成のポケットを有する改良ハイ
ブリッドファンブレードを提供することが望まれてい
る。
【００１２】
【発明の概要】ファンブレードは、根元と先端の間に半
径方向に延在しかつ前縁と後縁の間に軸方向に延在する
相対した第一側面と第二側面とを有する金属翼形部を含
む。当該翼形部は、第一側面に設けられた複数のポケッ
トであって対応リブで分割された複数のポケットをさら
に含んでいる。充填材が上記ポケット内に結合してい
て、翼形部第一側面と同一曲面上にある。半径方向リブ
及び斜行リブが、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高め
て隣接したねじり共振モードと曲げ共振モード間の振動
数余裕を増大すべく、お互いの間でのみ交差している。
径方向に延在しかつ前縁と後縁の間に軸方向に延在する
相対した第一側面と第二側面とを有する金属翼形部を含
む。当該翼形部は、第一側面に設けられた複数のポケッ
トであって対応リブで分割された複数のポケットをさら
に含んでいる。充填材が上記ポケット内に結合してい
て、翼形部第一側面と同一曲面上にある。半径方向リブ
及び斜行リブが、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高め
て隣接したねじり共振モードと曲げ共振モード間の振動
数余裕を増大すべく、お互いの間でのみ交差している。
【００１３】
【好ましい実施形態の説明】以下の詳細な説明では、添
付の図面を参照して、本発明を例示的かつ好ましい実施
形態に従ってその目的及び利点と併せてさらに具体的に
説明する。図１に示したのは、ロータディスク１２（一
部のみ図示）の外周に装着された複数の例示的ガスター
ビンエンジンファンロータブレード１０のうちの一つで
ある。本発明によれば、ブレード１０は、概略凹面の第
一側面すなわち正圧面１６とその外周方向反対側の概略
凸面の第二側面すなわち負圧面１８とを有する金属翼形
部１４を含むハイブリッドブレードとして構成される。
第一側面１６及び第二側面１８は、翼形部１４のスパン
（翼高）に沿って、半径方向内側の根元２０とその反対
側の半径方向外側の先端２２の間に半径方向に延在す
る。
付の図面を参照して、本発明を例示的かつ好ましい実施
形態に従ってその目的及び利点と併せてさらに具体的に
説明する。図１に示したのは、ロータディスク１２（一
部のみ図示）の外周に装着された複数の例示的ガスター
ビンエンジンファンロータブレード１０のうちの一つで
ある。本発明によれば、ブレード１０は、概略凹面の第
一側面すなわち正圧面１６とその外周方向反対側の概略
凸面の第二側面すなわち負圧面１８とを有する金属翼形
部１４を含むハイブリッドブレードとして構成される。
第一側面１６及び第二側面１８は、翼形部１４のスパン
（翼高）に沿って、半径方向内側の根元２０とその反対
側の半径方向外側の先端２２の間に半径方向に延在す
る。
【００１４】第一側面１６及び第二側面１８は、翼形部
の翼弦に沿って、翼形部の前縁２４と軸方向反対側の後
縁２６の間に軸方向に延在する。周囲空気２８は、作動
時に前縁から後縁に向かってこれら２つの翼形面上を流
れ、従来通り翼形部によって加圧され、飛行中の航空機
に動力を供給する推進スラストを作動時に発生する。翼
形部１４はブリスクとして知られる一体アセンブリとし
てロータディスク１２に一体として或いは直接装着して
もよいが、図１に示す例示的実施形態では、各翼形部１
４が従来通りディスク１２に着脱自在に取付けられてい
る。具体的には、ブレード１０には、ブレードをロータ
ディスク１２に取付けるための、翼形部根元２０と一体
としてつながった一体金属シャンク３０が含まれてい
る。ブレードのロータディスク１２への取付けは、シャ
ンク３０と一体としてつながった慣用金属ダブテール３
２を用いて、ロータディスクの相補形ダブテールスロッ
ト１２ａにブレードを取付けることによって行われる。
翼形部１４とシャンク３０とダブテール３２は最初に一
体（すなわち単一の）金属構造体として鍛造等により形
成し得る。ファンブレード１０に好適な金属は例えばチ
タンである。
の翼弦に沿って、翼形部の前縁２４と軸方向反対側の後
縁２６の間に軸方向に延在する。周囲空気２８は、作動
時に前縁から後縁に向かってこれら２つの翼形面上を流
れ、従来通り翼形部によって加圧され、飛行中の航空機
に動力を供給する推進スラストを作動時に発生する。翼
形部１４はブリスクとして知られる一体アセンブリとし
てロータディスク１２に一体として或いは直接装着して
もよいが、図１に示す例示的実施形態では、各翼形部１
４が従来通りディスク１２に着脱自在に取付けられてい
る。具体的には、ブレード１０には、ブレードをロータ
ディスク１２に取付けるための、翼形部根元２０と一体
としてつながった一体金属シャンク３０が含まれてい
る。ブレードのロータディスク１２への取付けは、シャ
ンク３０と一体としてつながった慣用金属ダブテール３
２を用いて、ロータディスクの相補形ダブテールスロッ
ト１２ａにブレードを取付けることによって行われる。
翼形部１４とシャンク３０とダブテール３２は最初に一
体（すなわち単一の）金属構造体として鍛造等により形
成し得る。ファンブレード１０に好適な金属は例えばチ
タンである。
【００１５】ダブテール３２は典型的には軸方向差し込
み型ダブテールで、ロータディスク１２外周の相補形の
軸方向ダブテールスロット１２ａにはめ込まれる。シャ
ンク３０はダブテール３２から空力翼形部１４への構造
移行部であり、通例それ自体は空力部材でない。シャン
ク３０は通例、翼形部根元２０に該根元と一体として或
いは従来通り別個に隣接ブレード１０間に取付けられた
プラットホームとして配置された適当な流れ境界プラッ
トホーム３４によって空気流２８から隠されている。
み型ダブテールで、ロータディスク１２外周の相補形の
軸方向ダブテールスロット１２ａにはめ込まれる。シャ
ンク３０はダブテール３２から空力翼形部１４への構造
移行部であり、通例それ自体は空力部材でない。シャン
ク３０は通例、翼形部根元２０に該根元と一体として或
いは従来通り別個に隣接ブレード１０間に取付けられた
プラットホームとして配置された適当な流れ境界プラッ
トホーム３４によって空気流２８から隠されている。
【００１６】本発明によれば、翼形部１４は符号３６で
示す複数の窪みすなわちポケットをさらに含んでいて、
該ポケットは好ましくは翼形部第一側面すなわち正圧面
１６だけに設けられ、符号３８で示す対応金属桁すなわ
ちリブで分割される。リブ３８翼形部１４内に一体形成
され、その単一金属構造体の一部である。本発明の翼形
部１４には、その構造的一体性を維持しつつその重量を
実質的に軽減するための適当な数のポケット３６が設け
られる。
示す複数の窪みすなわちポケットをさらに含んでいて、
該ポケットは好ましくは翼形部第一側面すなわち正圧面
１６だけに設けられ、符号３８で示す対応金属桁すなわ
ちリブで分割される。リブ３８翼形部１４内に一体形成
され、その単一金属構造体の一部である。本発明の翼形
部１４には、その構造的一体性を維持しつつその重量を
実質的に軽減するための適当な数のポケット３６が設け
られる。
【００１７】ポケット３６は例えば機械加工や鋳造等で
適切に形成することができ、その底端は残りの翼形部第
二側面１８の比較的薄肉部で閉ざされていて、翼形部第
一側面１６側で開いている。ポケット３６を翼形部の凹
面１６に設けることにより、凸面１８は慣性モーメント
剛性を最大にする中実金属として残る。個々のポケット
３６は、ポケット３６内に結合し得る適切な軽量充填材
４０で充填される。充填材４０は各ポケット３６を完全
に充填し、その外面は第一側面１６についての所要空力
翼形を満足する空力的に滑らかで連続した表面を与える
ように翼形部第一側面１６と同一曲面をなす。充填材４
０は、ポケット内に結合したエラストマー状ゴムなど好
適な任意の形態を取り得る。充填材は翼形部１４の金属
よりも重量又は密度が軽く、ブレード１０の好適な空力
翼形を保ちつつその総重量を減少させる。充填材４０
は、好ましくは作動時の翼形部１４の振動応答を軽減す
るための内部減衰をも提供する。
適切に形成することができ、その底端は残りの翼形部第
二側面１８の比較的薄肉部で閉ざされていて、翼形部第
一側面１６側で開いている。ポケット３６を翼形部の凹
面１６に設けることにより、凸面１８は慣性モーメント
剛性を最大にする中実金属として残る。個々のポケット
３６は、ポケット３６内に結合し得る適切な軽量充填材
４０で充填される。充填材４０は各ポケット３６を完全
に充填し、その外面は第一側面１６についての所要空力
翼形を満足する空力的に滑らかで連続した表面を与える
ように翼形部第一側面１６と同一曲面をなす。充填材４
０は、ポケット内に結合したエラストマー状ゴムなど好
適な任意の形態を取り得る。充填材は翼形部１４の金属
よりも重量又は密度が軽く、ブレード１０の好適な空力
翼形を保ちつつその総重量を減少させる。充填材４０
は、好ましくは作動時の翼形部１４の振動応答を軽減す
るための内部減衰をも提供する。
【００１８】本発明の好ましい実施形態では、リブ３８
は、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高めて隣接したね
じり共振モードと曲げ共振モード間の振動数余裕を増大
すべく、お互いの間でのみ交差した半径方向リブ及び斜
行リブだけを含む。リブ３８は、翼形部１４の振動応答
を特異的にチューニングしてその不都合な応答を軽減す
べく、翼形部１４内で所定の配向をもつ。
は、ねじり剛性と曲げ剛性を選択的に高めて隣接したね
じり共振モードと曲げ共振モード間の振動数余裕を増大
すべく、お互いの間でのみ交差した半径方向リブ及び斜
行リブだけを含む。リブ３８は、翼形部１４の振動応答
を特異的にチューニングしてその不都合な応答を軽減す
べく、翼形部１４内で所定の配向をもつ。
【００１９】上記の通り、図１に示したようなファンブ
レードは、特定共振振動数の固有の曲げ及びねじり振動
モードを有する。図示した例示的実施形態では、第一振
動モードは、簡単な片持翼のようにダブテール３２を中
心として翼形部１４が概略外周方向に曲がるという第一
曲げモードである。第二振動モードは、翼形部１４が振
動変位のないノード（節）を有し、そのノードの上下で
逆の曲げ変位が起こる第二曲げモードである。
レードは、特定共振振動数の固有の曲げ及びねじり振動
モードを有する。図示した例示的実施形態では、第一振
動モードは、簡単な片持翼のようにダブテール３２を中
心として翼形部１４が概略外周方向に曲がるという第一
曲げモードである。第二振動モードは、翼形部１４が振
動変位のないノード（節）を有し、そのノードの上下で
逆の曲げ変位が起こる第二曲げモードである。
【００２０】第三振動モードは、翼形部１４がそのスパ
ン軸を中心としてダブテール３２に対し振動もしくはね
じれるという第一ねじりモードである。そして第四振動
モードは、変位ゼロの２つのノード線と、これらのノー
ド線を横切るように変位の変動する第三曲げモードであ
る。これら最初の４モードについての付随共振振動数は
第一モードから第四モードにかけて増大し、各モードは
別個の共振振動数で起こる。無論、さらに高次の振動モ
ードも知られており、一段と高い共振振動数で発生する
が、もっと高い励振エネルギーを必要とする。この例示
的実施形態での最初の４つのモードは、ガスタービンエ
ンジンファンブレードにおいて空気力学的励振力すなわ
ち１／ｒｅｖ励振力による励振を受ける。
ン軸を中心としてダブテール３２に対し振動もしくはね
じれるという第一ねじりモードである。そして第四振動
モードは、変位ゼロの２つのノード線と、これらのノー
ド線を横切るように変位の変動する第三曲げモードであ
る。これら最初の４モードについての付随共振振動数は
第一モードから第四モードにかけて増大し、各モードは
別個の共振振動数で起こる。無論、さらに高次の振動モ
ードも知られており、一段と高い共振振動数で発生する
が、もっと高い励振エネルギーを必要とする。この例示
的実施形態での最初の４つのモードは、ガスタービンエ
ンジンファンブレードにおいて空気力学的励振力すなわ
ち１／ｒｅｖ励振力による励振を受ける。
【００２１】全くの中実ファンブレードは最大の曲げ剛
性及びねじり剛性（すなわち慣性モーメント）を享有す
る。すべて金属製外周で覆われた比較的簡単な中空ファ
ンブレードはそれに応じて曲げ剛性及びねじり剛性が低
減する。ファンブレードの片側にのみポケットを設ける
ことで曲げ剛性及びねじり剛性はさらに低下する。曲げ
剛性とねじり剛性の変化は各種共振振動数並びに対応モ
ードの形状（そのモードが曲げ、ねじり、その組合せの
いずれであろうと）に直接影響する。
性及びねじり剛性（すなわち慣性モーメント）を享有す
る。すべて金属製外周で覆われた比較的簡単な中空ファ
ンブレードはそれに応じて曲げ剛性及びねじり剛性が低
減する。ファンブレードの片側にのみポケットを設ける
ことで曲げ剛性及びねじり剛性はさらに低下する。曲げ
剛性とねじり剛性の変化は各種共振振動数並びに対応モ
ードの形状（そのモードが曲げ、ねじり、その組合せの
いずれであろうと）に直接影響する。
【００２２】主に半径方向リブ、軸方向リブ又はその双
方で画定される対称的ポケットを有するハイブリッドブ
レードでは、曲げ剛性とねじり剛性の大きな低下がみら
れ、そのため例えば第一振動モードの不都合な励振が起
きる。第一曲げ振動モードは１／ｒｅｖ励振力について
比較的小さな振動数余裕しか有さないことがある。さら
に高次の曲げ及びねじりモードは振動数が互いに比較的
接近していることがあり、また作動中過度の振動応答を
受ける。
方で画定される対称的ポケットを有するハイブリッドブ
レードでは、曲げ剛性とねじり剛性の大きな低下がみら
れ、そのため例えば第一振動モードの不都合な励振が起
きる。第一曲げ振動モードは１／ｒｅｖ励振力について
比較的小さな振動数余裕しか有さないことがある。さら
に高次の曲げ及びねじりモードは振動数が互いに比較的
接近していることがあり、また作動中過度の振動応答を
受ける。
【００２３】従って、最初の幾つかの振動モード間の振
動数余裕を高めるとともに１／ｒｅｖ励振力に対する基
本モードの振動数余裕を増大させるべく、ポケット３６
及びリブ３８を特異的に構成することが望まれる。この
目的は、実質的な軽量化を達成しつつブレードの安定性
を高めるべく共振振動数及びそれらの間の振動数余裕を
調製するのに好ましい断面剛性を得るための、本発明に
よる翼形部１４内の選択的リブ配置によって達成され
る。図１に示す例示的実施形態では、半径方向リブ３８
ａは、翼形部の根元２０と先端２２の間の数個のポケッ
ト３６を軸方向に離隔すべく、翼形部の前縁と後縁の中
間のほぼ翼弦中央に配置される。一対の斜行リブ３８
ｂ、３８ｃは、ポケット３６を半径方向に離隔すべく前
縁２４から後縁２６まで一体的に延在していて、かつ前
縁と後縁の中間で半径方向リブ３８ａと一体的につなが
っている。翼形部１４の前縁、後縁、根元及び先端に沿
った翼形部の周縁は連続した金属であり、その間に総合
的剛性を提供する様々な金属リブが延在している。
動数余裕を高めるとともに１／ｒｅｖ励振力に対する基
本モードの振動数余裕を増大させるべく、ポケット３６
及びリブ３８を特異的に構成することが望まれる。この
目的は、実質的な軽量化を達成しつつブレードの安定性
を高めるべく共振振動数及びそれらの間の振動数余裕を
調製するのに好ましい断面剛性を得るための、本発明に
よる翼形部１４内の選択的リブ配置によって達成され
る。図１に示す例示的実施形態では、半径方向リブ３８
ａは、翼形部の根元２０と先端２２の間の数個のポケッ
ト３６を軸方向に離隔すべく、翼形部の前縁と後縁の中
間のほぼ翼弦中央に配置される。一対の斜行リブ３８
ｂ、３８ｃは、ポケット３６を半径方向に離隔すべく前
縁２４から後縁２６まで一体的に延在していて、かつ前
縁と後縁の中間で半径方向リブ３８ａと一体的につなが
っている。翼形部１４の前縁、後縁、根元及び先端に沿
った翼形部の周縁は連続した金属であり、その間に総合
的剛性を提供する様々な金属リブが延在している。
【００２４】図２に示す通り、翼形部１４は、好ましく
は、従来通りの空力的理由によりその根元２０から先端
２２までねじれており、例えば約６０度のねじれ角を有
する。斜行リブ３８ｂ、３８ｃは、共に前縁と後縁間で
軸方向及び半径方向に延在するので、翼形部１４のねじ
れに従い、それに対応したねじれもしくはらせん形の構
成である。斜行リブ３８ｂ、３８ｃは前縁と後縁間の３
次元剛性連結をもたらし、主にねじり剛性（すなわち慣
性極モーメント）を高める。
は、従来通りの空力的理由によりその根元２０から先端
２２までねじれており、例えば約６０度のねじれ角を有
する。斜行リブ３８ｂ、３８ｃは、共に前縁と後縁間で
軸方向及び半径方向に延在するので、翼形部１４のねじ
れに従い、それに対応したねじれもしくはらせん形の構
成である。斜行リブ３８ｂ、３８ｃは前縁と後縁間の３
次元剛性連結をもたらし、主にねじり剛性（すなわち慣
性極モーメント）を高める。
【００２５】図１及び図３に示す通り、第一斜行リブ３
８ｂは翼形部１４のほぼスパン中央下方に配置された最
も低い位置にある斜行リブであり、半径方向リブ３８ａ
と交差して少なくとも一対の根元ポケット３６ａを画定
する。根元ポケット３６ａは、本発明の好ましい実施形
態によれば、翼形部根元２０の極近傍での翼形部１４の
曲げ剛性とねじり剛性を選択的に高めて基本曲げ振動モ
ードと基本ねじり振動モードの共振振動数を高めるた
め、好ましくは翼形部根元２０から半径方向外方に離隔
している。
８ｂは翼形部１４のほぼスパン中央下方に配置された最
も低い位置にある斜行リブであり、半径方向リブ３８ａ
と交差して少なくとも一対の根元ポケット３６ａを画定
する。根元ポケット３６ａは、本発明の好ましい実施形
態によれば、翼形部根元２０の極近傍での翼形部１４の
曲げ剛性とねじり剛性を選択的に高めて基本曲げ振動モ
ードと基本ねじり振動モードの共振振動数を高めるた
め、好ましくは翼形部根元２０から半径方向外方に離隔
している。
【００２６】これと相応して、前縁と後縁間並びに第一
側面と第二側面間の翼形部根元２０の半径方向断面は、
根元２０の空力翼形内部の曲げ剛性及びねじり剛性を最
大限にすべく、好ましくは図４に示すような閉じた輪郭
を有し、この部分のねじり強さを損なうポケットは設け
ない。翼形部１４は、曲げ剛性とねじり剛性を選択的に
高めるべく、好ましくは根元ポケット３６ａの底部と根
元２０自体の間の所定スパン方向範囲にわたって閉じた
断面を有する。ダブテール３２との接合部におけるブレ
ードの剛性を保つため、一体シャンク３０も同様に閉断
面を有する。
側面と第二側面間の翼形部根元２０の半径方向断面は、
根元２０の空力翼形内部の曲げ剛性及びねじり剛性を最
大限にすべく、好ましくは図４に示すような閉じた輪郭
を有し、この部分のねじり強さを損なうポケットは設け
ない。翼形部１４は、曲げ剛性とねじり剛性を選択的に
高めるべく、好ましくは根元ポケット３６ａの底部と根
元２０自体の間の所定スパン方向範囲にわたって閉じた
断面を有する。ダブテール３２との接合部におけるブレ
ードの剛性を保つため、一体シャンク３０も同様に閉断
面を有する。
【００２７】このようにして、翼形部１４の閉断面根部
は比較的高い基本曲げモード振動数を保ち、１／ｒｅｖ
に対する適当な振動数余裕をもたらす。さらに、基本ね
じりモードも比較的高い振動数である。第一斜行リブ３
８ｂは概略せん形であってしかも翼形部１４の底部にお
ける対応翼高部に延在するので、異なる振動モードの振
動を結合してしまうことなく翼形部のねじり剛性を高め
るように特別に設計されている。このようにして、第一
ねじりモードとその次の低曲げモードとの間の振動数余
裕を増大し得る。これにより、これらの隣接振動モード
がさらに分離されて作動時のブレードの振動応答が改善
される。
は比較的高い基本曲げモード振動数を保ち、１／ｒｅｖ
に対する適当な振動数余裕をもたらす。さらに、基本ね
じりモードも比較的高い振動数である。第一斜行リブ３
８ｂは概略せん形であってしかも翼形部１４の底部にお
ける対応翼高部に延在するので、異なる振動モードの振
動を結合してしまうことなく翼形部のねじり剛性を高め
るように特別に設計されている。このようにして、第一
ねじりモードとその次の低曲げモードとの間の振動数余
裕を増大し得る。これにより、これらの隣接振動モード
がさらに分離されて作動時のブレードの振動応答が改善
される。
【００２８】ブレード１０の重量をさらに軽減するた
め、翼形部１４の根元ポケット３６ａ下方の根元部の閉
断面は、シャンク３０及び翼形部根元断面を半径方向に
貫通して根元ポケット３６ａ下方まで延在する複数の内
腔４２を含んでいてもよい。内腔４２は、シャンク及び
根元領域におけるブレードの曲げ及びねじり剛性を実質
的に低減することなく、重量を効果的に軽減する。
め、翼形部１４の根元ポケット３６ａ下方の根元部の閉
断面は、シャンク３０及び翼形部根元断面を半径方向に
貫通して根元ポケット３６ａ下方まで延在する複数の内
腔４２を含んでいてもよい。内腔４２は、シャンク及び
根元領域におけるブレードの曲げ及びねじり剛性を実質
的に低減することなく、重量を効果的に軽減する。
【００２９】図１に示す通り、第二斜行リブ３８ｃは第
一斜行リブ３８ｂの半径方向上方に離隔していて、前縁
２４と後縁２６のいずれかの近傍で翼形部先端２２と交
差する。図示した好ましい実施形態では、第一斜行リブ
３８ｂと第二斜行リブ３８ｃは非平行で、前縁２４から
後縁２６に向かって収束する。別の実施形態（図示せ
ず）では、２つのリブ３８ｂ、３８ｃは互いに平行とす
ることもできるが、ブレードの振動応答にかなりの影響
を与える。
一斜行リブ３８ｂの半径方向上方に離隔していて、前縁
２４と後縁２６のいずれかの近傍で翼形部先端２２と交
差する。図示した好ましい実施形態では、第一斜行リブ
３８ｂと第二斜行リブ３８ｃは非平行で、前縁２４から
後縁２６に向かって収束する。別の実施形態（図示せ
ず）では、２つのリブ３８ｂ、３８ｃは互いに平行とす
ることもできるが、ブレードの振動応答にかなりの影響
を与える。
【００３０】第二斜行リブ３８ｃは、第一斜行リブ３８
ｂと同様に、共通の半径方向リブ３８ａとだけその半径
方向外端にて交差している。図１に示す例示的実施形態
における第二斜行リブ３８ｃは、翼形部先端及び後縁と
共に単一の対応先端ポケット３６ｂを画定しており、振
動数調整にはそこにそれ以上のリブを設ける必要はな
い。
ｂと同様に、共通の半径方向リブ３８ａとだけその半径
方向外端にて交差している。図１に示す例示的実施形態
における第二斜行リブ３８ｃは、翼形部先端及び後縁と
共に単一の対応先端ポケット３６ｂを画定しており、振
動数調整にはそこにそれ以上のリブを設ける必要はな
い。
【００３１】様々な共振モード間の不都合な振動の結合
を防止するため翼形部１４に設けるリブの数を制限し、
その代わり望ましい振動数余裕が得られるように翼形部
１４を特別に調整するのが望ましい。図１及び図２に示
したような翼形部１４の外側部分は翼形部の半径方向内
側部分に比べて比較的薄肉であるので、外側部分は比較
的撓みやすく高次モードの振動を受ける。翼形部の前縁
と先端との連絡部の角から後縁２６における低スパン連
絡部まで翼形部１４のスパン外側部を横切って延在する
第二斜行リブ３８ｃを選択的に設けることで、翼形部の
外側部分の曲げ剛性とねじり剛性が増大する。第二斜行
リブ３８ｃは、翼形部下部の振動性能を損なうことな
く、翼形部の外側部分における対応曲げ振動モードとね
じり振動モード間の振動数余裕を効果的に増大させる。
を防止するため翼形部１４に設けるリブの数を制限し、
その代わり望ましい振動数余裕が得られるように翼形部
１４を特別に調整するのが望ましい。図１及び図２に示
したような翼形部１４の外側部分は翼形部の半径方向内
側部分に比べて比較的薄肉であるので、外側部分は比較
的撓みやすく高次モードの振動を受ける。翼形部の前縁
と先端との連絡部の角から後縁２６における低スパン連
絡部まで翼形部１４のスパン外側部を横切って延在する
第二斜行リブ３８ｃを選択的に設けることで、翼形部の
外側部分の曲げ剛性とねじり剛性が増大する。第二斜行
リブ３８ｃは、翼形部下部の振動性能を損なうことな
く、翼形部の外側部分における対応曲げ振動モードとね
じり振動モード間の振動数余裕を効果的に増大させる。
【００３２】半径方向リブ３８ａと第一斜行リブ３８ｂ
と第二斜行リブ３８ｃはそれらの間に複数のスパン中央
ポケット３６ｃを画定する。図１に示す例示的実施形態
では、前縁２４を特異的に補強すべく、第四斜行リブす
なわち架橋リブ３８ｄが半径方向にみて第一斜行リブ３
８ｂと第二斜行リブ３８ｃの中間に隔設され、かつ軸方
向にみて前縁２４（スパン中央付近）と翼弦中央の半径
方向リブ３８ａの間に延在する。２つの斜行リブ３８
ｂ、３８ｃは後縁から前縁に向かって末広形に広がるの
で、架橋リブ３８ｄがなければ前縁２４の背後に比較的
丈の高いポケットが画定されるはずである。
と第二斜行リブ３８ｃはそれらの間に複数のスパン中央
ポケット３６ｃを画定する。図１に示す例示的実施形態
では、前縁２４を特異的に補強すべく、第四斜行リブす
なわち架橋リブ３８ｄが半径方向にみて第一斜行リブ３
８ｂと第二斜行リブ３８ｃの中間に隔設され、かつ軸方
向にみて前縁２４（スパン中央付近）と翼弦中央の半径
方向リブ３８ａの間に延在する。２つの斜行リブ３８
ｂ、３８ｃは後縁から前縁に向かって末広形に広がるの
で、架橋リブ３８ｄがなければ前縁２４の背後に比較的
丈の高いポケットが画定されるはずである。
【００３３】前縁２４は作動時にかなりの空力荷重を受
けるだけでなく、鳥の衝突のようなＦＯＤによる衝撃荷
重も受ける。架橋リブ３８ｄは前縁２４と半径方向リブ
３８ａの構造的リンクを提供するが、このリンクが前縁
２４の剛性を局所的に高めてそこから荷重を後方の半径
方向リブ３８ａへと伝える。架橋リブ３８ｄは、ブレー
ド１０の振動応答をさらに調整すべく、好ましくは前縁
２４から後縁２６に向かって半径方向外側に斜めに傾い
ている。
けるだけでなく、鳥の衝突のようなＦＯＤによる衝撃荷
重も受ける。架橋リブ３８ｄは前縁２４と半径方向リブ
３８ａの構造的リンクを提供するが、このリンクが前縁
２４の剛性を局所的に高めてそこから荷重を後方の半径
方向リブ３８ａへと伝える。架橋リブ３８ｄは、ブレー
ド１０の振動応答をさらに調整すべく、好ましくは前縁
２４から後縁２６に向かって半径方向外側に斜めに傾い
ている。
【００３４】従って、図１に示したように翼形部１４に
斜行リブと半径方向リブを選択的に設けることによっ
て、共振振動数及び振動数余裕に対して振動応答を低減
するようにブレード１０を特異的に調節し得る。それ以
上のリブを加えるのは、それらが別々の振動モードに対
して特異的に調整されていてかつ異なる振動モードを結
合しないものでない限り、好ましくない。縦に３列のポ
ケット（図示せず）が画定されるように半径方向リブを
追加してもよく、２つの斜行リブ３８ｂ、３８ｃがそれ
と交差する。また、長い翼形部では、ねじり剛性を追加
するためのもう一つの調整用斜行リブが必要とされるこ
ともあろう。
斜行リブと半径方向リブを選択的に設けることによっ
て、共振振動数及び振動数余裕に対して振動応答を低減
するようにブレード１０を特異的に調節し得る。それ以
上のリブを加えるのは、それらが別々の振動モードに対
して特異的に調整されていてかつ異なる振動モードを結
合しないものでない限り、好ましくない。縦に３列のポ
ケット（図示せず）が画定されるように半径方向リブを
追加してもよく、２つの斜行リブ３８ｂ、３８ｃがそれ
と交差する。また、長い翼形部では、ねじり剛性を追加
するためのもう一つの調整用斜行リブが必要とされるこ
ともあろう。
【００３５】ポケットの好ましい数及びリブの好ましい
配置は、作動時のブレードの安定性を向上させるために
必要とされる共振振動数及び振動数余裕の条件に関する
具体的設計ごとに変動し得る。これはシステマティック
な試行錯誤で、或いはそのために特別に設計された適切
な計算アルゴリズムを用いた解析によって為し得る。各
々のポケット及びリブの構成が全体としての振動応答に
影響するので、数度の反復法が必要となることもあろ
う。
配置は、作動時のブレードの安定性を向上させるために
必要とされる共振振動数及び振動数余裕の条件に関する
具体的設計ごとに変動し得る。これはシステマティック
な試行錯誤で、或いはそのために特別に設計された適切
な計算アルゴリズムを用いた解析によって為し得る。各
々のポケット及びリブの構成が全体としての振動応答に
影響するので、数度の反復法が必要となることもあろ
う。
【００３６】本発明によるポケット及びリブの好ましい
構成は、ポケットの軽量化効果を保つ一方で、空力励振
振動数及び１／ｒｅｖ励振振動数に付されるガスタービ
ンエンジン環境下での作動中の不都合な共振モードがな
くなるように振動応答を調整する。ポケット３６内の充
填材４０は翼形部の空力翼形及び空力効率を保つ一方
で、ブレードを軽量化するとともにその補修性を改善す
る。作動時に翼形部が損傷を受けた場合には、充填材４
０をポケットから適切に除去し、ブレードを補修し、新
たな充填材４０をポケット３６に再度充填すれば、ブレ
ードを使用に供することができる。
構成は、ポケットの軽量化効果を保つ一方で、空力励振
振動数及び１／ｒｅｖ励振振動数に付されるガスタービ
ンエンジン環境下での作動中の不都合な共振モードがな
くなるように振動応答を調整する。ポケット３６内の充
填材４０は翼形部の空力翼形及び空力効率を保つ一方
で、ブレードを軽量化するとともにその補修性を改善す
る。作動時に翼形部が損傷を受けた場合には、充填材４
０をポケットから適切に除去し、ブレードを補修し、新
たな充填材４０をポケット３６に再度充填すれば、ブレ
ードを使用に供することができる。
【００３７】以上本発明の例示的で好ましいと考えられ
る実施形態について記載してきたが、本発明についての
その他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には
自明であり、従って、添付の特許請求の範囲においてか
かる修正のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的
範囲に属するものとして保護されることを望むものであ
る。
る実施形態について記載してきたが、本発明についての
その他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には
自明であり、従って、添付の特許請求の範囲においてか
かる修正のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的
範囲に属するものとして保護されることを望むものであ
る。
【００３８】よって、特許による保護を求めるのは特許
請求の範囲に記載されかつ特徴付けられた発明である。
請求の範囲に記載されかつ特徴付けられた発明である。
【図１】 本発明の例示的実施形態に従う特有構成のポ
ケットを有するガスタービンエンジンハイブリッドファ
ンブレードの一具体例の立面図である。
ケットを有するガスタービンエンジンハイブリッドファ
ンブレードの一具体例の立面図である。
【図２】 図１に示すファンブレードのロータディスク
に装着した状態でのほぼ線２−２に沿っての上面図であ
る。
に装着した状態でのほぼ線２−２に沿っての上面図であ
る。
【図３】 図１に示す翼形部の斜行リブ上方のスパン中
央部の線２−２に沿っての半径方向断面図である。
央部の線２−２に沿っての半径方向断面図である。
【図４】 図１に示すブレードの翼形部部分の根元付近
での線４−４に沿っての半径方向断面図である。
での線４−４に沿っての半径方向断面図である。
１０ ガスタービンエンジンファンブレード １２ ロータディスク １４ 翼形部 １６ 第一側面（正圧面） １８ 第二側面（負圧面） ２０ 根元 ２２ 先端 ２４ 前縁 ２６ 後縁 ３０ シャンク ３２ ダブテール ３６ ポケット ３８ リブ ４０ 充填材 ４２ 内腔
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョセフ・ティモシー・スティーブンソン アメリカ合衆国、オハイオ州、アメリア、 ゴードン・ドライブ、3866番
Claims (13)
- 【請求項１】 表面を流れる空気２８を加圧するため
の、根元２０と先端２２の間に半径方向に延在しかつ前
縁２４と後縁２６の間に軸方向に延在する相対した第一
側面１６と第二側面１８とを有する金属翼形部１４であ
って、第一側面１６に設けられかつ対応リブ３８で分割
された複数のポケット３６をさらに含む金属翼形部１４
を備え、 上記ポケット内に結合しかつ上記翼形部第一側面と同一
曲面上にある充填材４０を備え、かつ上記リブには、ね
じり剛性と曲げ剛性を選択的に高めて隣接したねじり共
振モードと曲げ共振モード間の振動数余裕を増大すべく
お互いの間でのみ交差した半径方向リブ３８ａと斜行リ
ブ３８ｂ，ｃとが含まれている、ガスタービンエンジン
ファンブレード。 - 【請求項２】 前記斜行リブ３８ｂ，ｃは前縁２４から
後縁２６まで延在しかつ前縁と後縁の間で前記半径方向
リブ３８ａとつながっている、請求項１記載のブレー
ド。 - 【請求項３】 前記翼形部１４が根元２０から先端２２
までねじれており、前記斜行リブ３８ｂ，ｃがそれに対
応したらせん形である、請求項２記載のブレード。 - 【請求項４】 前記半径方向リブ３８ａと交差しもって
翼形部根元２０から半径方向外方に離隔した一対の根元
ポケット３６ａを画定する前記斜行リブのうちの第一リ
ブ３８ｂを備え、かつ翼形部１４が曲げ剛性とねじり剛
性を選択的に高めるべく根元ポケット３６ａと根元２０
の間に閉じた根元断面を有する、請求項３記載のブレー
ド。 - 【請求項５】 前記第一斜行リブ３８ｂの半径方向上方
に離隔しかつ前縁２４と後縁２６のいずれかの近傍で翼
形部先端２２と交差する前記斜行リブのうちの第二リブ
３８ｃをさらに備える、請求項４記載のブレード。 - 【請求項６】 前記第一斜行リブ３８ｂと第二斜行リブ
３８ｃが非平行である、請求項５記載のブレード。 - 【請求項７】 前記第一斜行リブ３８ｂと第二斜行リブ
３８ｃが前縁２４から後縁２６に向かって収束してい
る、請求項６記載のブレード。 - 【請求項８】 前記半径方向リブ３８ａ及び第一斜行リ
ブ３８ｂ及び第二斜行リブ３８ｃがそれらの間に複数の
スパン中央ポケット３６ｃを画定しており、かつ前縁に
加わる荷重に対して前縁を補強すべく第一斜行リブと第
二斜行リブの間で半径方向に離隔しかつ前縁２４と半径
方向リブ３８ａ間に軸方向に延在する架橋リブ３８ｄを
さらに備える、請求項７記載のブレード。 - 【請求項９】 翼形部の振動を減衰するため前記充填材
４０がエラストマーである、請求項５記載のブレード。 - 【請求項１０】 翼形部根元２０と一体につながったシ
ャンク３０、及びブレードをロータディスク１２に装着
するためシャンク３０と一体につながったダブテール３
２をさらに備える、請求項５記載のブレード。 - 【請求項１１】 前記シャンク３０及び翼形部根元断面
を通って前記根元ポケット３６ａ下方まで延在する複数
の内腔４２をさらに備える、請求項１０記載のブレー
ド。 - 【請求項１２】 第一側面１６が概略凹面である、請求
項５記載のブレード。 - 【請求項１３】 前記リブが半径方向リブ３８ａと斜行
リブ３８ｂ，ｃだけを含む、請求項５記載のブレード。
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Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001271792A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-10-05 | General Electric Co <Ge> | 縦溝付き圧縮機流路 |
| JP2002038903A (ja) * | 2000-05-05 | 2002-02-06 | General Electric Co <Ge> | 埋没リブハイブリッドブレード |
| JP2003524104A (ja) * | 2000-02-25 | 2003-08-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
| JP2005337244A (ja) * | 2004-05-05 | 2005-12-08 | General Electric Co <Ge> | ハイブリッド型バケット及び関連するポケット設計の方法 |
| JP2007270843A (ja) * | 2006-03-31 | 2007-10-18 | General Electric Co <Ge> | 機械的保持のためのハイブリッドバケットのダブテール形空洞有する翼形部 |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5913661A (en) * | 1997-12-22 | 1999-06-22 | General Electric Company | Striated hybrid blade |
| US6287080B1 (en) * | 1999-11-15 | 2001-09-11 | General Electric Company | Elastomeric formulation used in the construction of lightweight aircraft engine fan blades |
| US6454536B1 (en) * | 2000-02-09 | 2002-09-24 | General Electric Company | Adhesion enhancers to promote bonds of improved strength between elastomers metals in lightweight aircraft fan blades |
| DE50014498D1 (de) | 2000-09-14 | 2007-08-30 | Siemens Ag | Dampfturbine und Verfahren zur Messung der Schwingung einer Laufschaufel in einem Strömungskanal einer Dampfturbine |
| US6481972B2 (en) * | 2000-12-22 | 2002-11-19 | General Electric Company | Turbine bucket natural frequency tuning rib |
| EP1426553A1 (fr) * | 2002-12-03 | 2004-06-09 | Techspace Aero S.A. | Réduction de la masse d'aubes mobiles |
| US20040115059A1 (en) * | 2002-12-12 | 2004-06-17 | Kehl Richard Eugene | Cored steam turbine bucket |
| US20040136831A1 (en) * | 2003-01-09 | 2004-07-15 | Barb Kevin J. | Weight reduced steam turbine blade |
| US6854959B2 (en) | 2003-04-16 | 2005-02-15 | General Electric Company | Mixed tuned hybrid bucket and related method |
| FR2855441B1 (fr) * | 2003-05-27 | 2006-07-14 | Snecma Moteurs | Aube creuse pour turbomachine et procede de fabrication d'une telle aube. |
| GB0325215D0 (en) * | 2003-10-29 | 2003-12-03 | Rolls Royce Plc | Design of vanes for exposure to vibratory loading |
| US7334998B2 (en) * | 2003-12-08 | 2008-02-26 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Low-noise fan exit guide vanes |
| US7104761B2 (en) * | 2004-07-28 | 2006-09-12 | General Electric Company | Hybrid turbine blade and related method |
| US7147437B2 (en) * | 2004-08-09 | 2006-12-12 | General Electric Company | Mixed tuned hybrid blade related method |
| JP4863162B2 (ja) * | 2006-05-26 | 2012-01-25 | 株式会社Ｉｈｉ | ターボファンエンジンのファン動翼 |
| US20080159856A1 (en) * | 2006-12-29 | 2008-07-03 | Thomas Ory Moniz | Guide vane and method of fabricating the same |
| GB2450937B (en) * | 2007-07-13 | 2009-06-03 | Rolls Royce Plc | Component with tuned frequency response |
| US8083489B2 (en) * | 2009-04-16 | 2011-12-27 | United Technologies Corporation | Hybrid structure fan blade |
| US8585368B2 (en) | 2009-04-16 | 2013-11-19 | United Technologies Corporation | Hybrid structure airfoil |
| US9121284B2 (en) | 2012-01-27 | 2015-09-01 | United Technologies Corporation | Modal tuning for vanes |
| US9074482B2 (en) * | 2012-04-24 | 2015-07-07 | United Technologies Corporation | Airfoil support method and apparatus |
| US9453418B2 (en) | 2012-12-17 | 2016-09-27 | United Technologies Corporation | Hollow airfoil with composite cover and foam filler |
| US9957824B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Vibration damping for structural guide vanes |
| US10330112B2 (en) | 2013-12-30 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Fan blade with root through holes |
| US9920650B2 (en) | 2014-02-14 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Retention of damping media |
| JP6503698B2 (ja) * | 2014-11-17 | 2019-04-24 | 株式会社Ihi | 軸流機械の翼 |
| US10260372B2 (en) * | 2015-01-29 | 2019-04-16 | United Technologies Corporation | Vibration damping assembly and method of damping vibration in a gas turbine engine |
| US10294965B2 (en) | 2016-05-25 | 2019-05-21 | Honeywell International Inc. | Compression system for a turbine engine |
| US10577940B2 (en) * | 2017-01-31 | 2020-03-03 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade |
| US11448233B2 (en) | 2017-05-23 | 2022-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Following blade impact load support |
| US10612387B2 (en) | 2017-05-25 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Airfoil damping assembly for gas turbine engine |
| US10641098B2 (en) * | 2017-07-14 | 2020-05-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine hollow fan blade rib orientation |
| US10465715B2 (en) * | 2017-10-18 | 2019-11-05 | Goodrich Corporation | Blade with damping structures |
| US10557353B2 (en) | 2017-10-18 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade constrained layer damper |
| US10677068B2 (en) | 2018-01-18 | 2020-06-09 | Raytheon Technologies Corporation | Fan blade with filled pocket |
| US10920607B2 (en) * | 2018-09-28 | 2021-02-16 | General Electric Company | Metallic compliant tip fan blade |
| US11286807B2 (en) | 2018-09-28 | 2022-03-29 | General Electric Company | Metallic compliant tip fan blade |
| US10995632B2 (en) | 2019-03-11 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Damped airfoil for a gas turbine engine |
| GB201917767D0 (en) * | 2019-12-05 | 2020-01-22 | Rolls Royce Plc | High power epicyclic gearbox and operation thereof |
| GB201917772D0 (en) | 2019-12-05 | 2020-01-22 | Rolls Royce Plc | Aircraft engine |
| US11371358B2 (en) | 2020-02-19 | 2022-06-28 | General Electric Company | Turbine damper |
| US11624287B2 (en) * | 2020-02-21 | 2023-04-11 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic matrix composite component having low density core and method of making |
| US11572796B2 (en) | 2020-04-17 | 2023-02-07 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-material vane for a gas turbine engine |
| US11795831B2 (en) | 2020-04-17 | 2023-10-24 | Rtx Corporation | Multi-material vane for a gas turbine engine |
| US11639685B1 (en) * | 2021-11-29 | 2023-05-02 | General Electric Company | Blades including integrated damping structures and methods of forming the same |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB493255A (en) * | 1937-03-20 | 1938-10-05 | Dornier Werke Gmbh | Improvements in or relating to metal air propellers |
| FR2688264A1 (fr) * | 1992-03-04 | 1993-09-10 | Snecma | Redresseur de turbomachine a aubes ayant une face alveolee chargee en materiau composite. |
| FR2695163B1 (fr) * | 1992-09-02 | 1994-10-28 | Snecma | Aube creuse pour turbomachine et son procédé de fabrication. |
| FR2698126B1 (fr) * | 1992-11-18 | 1994-12-16 | Snecma | Aube creuse de soufflante ou compresseur de turbomachine. |
| US5655883A (en) * | 1995-09-25 | 1997-08-12 | General Electric Company | Hybrid blade for a gas turbine |
| US5634771A (en) * | 1995-09-25 | 1997-06-03 | General Electric Company | Partially-metallic blade for a gas turbine |
| US5839882A (en) * | 1997-04-25 | 1998-11-24 | General Electric Company | Gas turbine blade having areas of different densities |
-
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Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001271792A (ja) * | 2000-02-18 | 2001-10-05 | General Electric Co <Ge> | 縦溝付き圧縮機流路 |
| JP2003524104A (ja) * | 2000-02-25 | 2003-08-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
| JP4698917B2 (ja) * | 2000-02-25 | 2011-06-08 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
| JP2002038903A (ja) * | 2000-05-05 | 2002-02-06 | General Electric Co <Ge> | 埋没リブハイブリッドブレード |
| JP2005337244A (ja) * | 2004-05-05 | 2005-12-08 | General Electric Co <Ge> | ハイブリッド型バケット及び関連するポケット設計の方法 |
| JP2007270843A (ja) * | 2006-03-31 | 2007-10-18 | General Electric Co <Ge> | 機械的保持のためのハイブリッドバケットのダブテール形空洞有する翼形部 |
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| Publication number | Publication date |
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