特許 6745832 複合材料翼および複合材料翼の製造方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B2)

(11)【特許番号】6745832

(24)【登録日】2020年8月6日

(45)【発行日】2020年8月26日

(54)【発明の名称】複合材料翼および複合材料翼の製造方法

(51)【国際特許分類】

   F01D 5/30 20060101AFI20200817BHJP

   F01D 5/28 20060101ALI20200817BHJP

   F01D 25/00 20060101ALI20200817BHJP

   F02C 7/00 20060101ALI20200817BHJP

【ＦＩ】

   F01D5/30

   F01D5/28

   F01D25/00 X

   F02C7/00 D

   F01D25/00 V

【請求項の数】12

【全頁数】16

(21)【出願番号】特願2018-65882(P2018-65882)

(22)【出願日】2018年3月29日

(65)【公開番号】特開2019-173732(P2019-173732A)

(43)【公開日】2019年10月10日

【審査請求日】2019年2月26日

(73)【特許権者】

【識別番号】000006208

【氏名又は名称】三菱重工業株式会社

(74)【代理人】

【識別番号】110002147

【氏名又は名称】特許業務法人酒井国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】神谷 昌美

(72)【発明者】

【氏名】岡部 良次

(72)【発明者】

【氏名】新藤 健太郎

(72)【発明者】

【氏名】野中 吉紀

【審査官】 北村 亮

(56)【参考文献】

【文献】 米国特許第０４９６６５２７（ＵＳ，Ａ）

【文献】 特開平０４−３３０３０１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許出願公開第２０１０／０１８９５６６（ＵＳ，Ａ１）

【文献】 特表２０１１−５０３６０１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 米国特許第０４８８４９４８（ＵＳ，Ａ）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｆ０１Ｄ ５／３０

Ｆ０１Ｄ ５／２８

Ｆ０１Ｄ ２５／００

Ｆ０２Ｃ ７／００

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を翼厚方向に積層して形成された複合材料翼であって、
基端側に設けられる翼根部と、
前記翼根部の先端側から延びる翼形部と、
前記翼根部に設けられた金属部材と、
前記翼根部と前記金属部材とを締結する締結具と、を備え、
前記翼根部は、本体部と、前記本体部から前記翼厚方向の外側に向かって湾曲する湾曲部と、前記湾曲部から前記翼厚方向の外側に向かって延びる固定部と有し、
前記金属部材は、前記翼根部の表面層に配置されると共に、前記締結具によって前記固定部に固定されることを特徴とする複合材料翼。

【請求項2】

前記金属部材及び前記固定部は前記締結具を挿通する締結孔を有し、前記金属部材及び前記固定部は前記締結孔に挿通される前記締結具によって固定されることを特徴とする請求項１に記載の複合材料翼。

【請求項3】

前記翼根部を形成する前記複合材料層は、前記翼形部から連続して延在することを特徴とする請求項１または請求項２に記載の複合材料翼。

【請求項4】

前記金属部材は、前記固定部に設けられた第２の金属部材と共に前記締結具によって固定されることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の複合材料翼。

【請求項5】

前記複合材料層を複数積層して形成され、前記第２の金属部材と前記湾曲部との間に設けられた追加積層体をさらに備えることを特徴とする請求項４に記載の複合材料翼。

【請求項6】

前記追加積層体は、強化繊維が長手方向および前記翼厚方向と直交する方向に沿って延在することを特徴とする請求項５に記載の複合材料翼。

【請求項7】

前記湾曲部に設けられ、前記複合材料層の損傷を検出するセンサをさらに備えることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の複合材料翼。

【請求項8】

前記湾曲部の下部において前記第２の金属部材に設けられ、前記複合材料層の損傷を検出するセンサをさらに備えることを特徴とする請求項４から請求項６のいずれか一項に記載の複合材料翼。

【請求項9】

強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を翼厚方向に積層して形成され、基端側に設けられる翼根部と、前記翼根部の先端側から延びる翼形部とを備えた複合材料翼の製造方法であって、
前記翼根部となる前記複合材料層を複数積層する積層ステップと、
前記翼根部を成形する硬化ステップと、
前記翼根部に金属部材を固定する組立ステップと、
を備え、
前記翼根部は、本体部と、前記本体部から前記翼厚方向の外側に向かって湾曲する湾曲部と、前記湾曲部から前記翼厚方向の外側に向かって延びる固定部とを有し、
前記組立ステップは、前記金属部材を前記翼根部の表面層に配置すると共に、前記金属部材を締結具によって前記固定部に取り付けることを特徴とする複合材料翼の製造方法。

【請求項10】

前記金属部材及び前記固定部は前記締結具を挿通する締結孔を有し、前記金属部材及び前記固定部は前記締結孔に挿通される前記締結具によって固定されることを特徴とする請求項９に記載の複合材料翼の製造方法。

【請求項11】

前記組立ステップは、前記固定部に設けられた第２の金属部材を、前記金属部材と共に前記締結具によって前記固定部に取り付けることを特徴とする請求項９または請求項１０に記載の複合材料翼の製造方法。

【請求項12】

前記積層ステップの後、前記硬化ステップの前に、前記第２の金属部材の表面形状に沿った板状部材を前記翼根部の前記湾曲部の下部に配置し、前記板状部材の上に、前記複合材料層を複数積層した追加積層体を形成する追加積層ステップをさらに備えることを特徴とする請求項１１に記載の複合材料翼の製造方法。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、複合材料翼および複合材料翼の製造方法に関する。

【背景技術】

【0002】

従来、ガスタービンの動翼として、強化繊維に樹脂を含浸した複合材料層を積層して形成された複合材料翼に関する技術が知られている。例えば、特許文献１には、翼形部と、翼形部の末端に設けられる翼根部とを備えた複合材料翼が開示されている。この複合材料翼では、翼根部において、翼形部から延在する複合材料層の一部を離間させて形成し、翼根部を翼形部より外側に広げた形状、いわゆるダブテール形状としている。そして、複合材料層の一部を離間させた位置には、他の複合材料層を追加積層することで、強化繊維が存在しない領域（樹脂のみが存在する領域）を少なくして、翼根部の強度低下を抑制している。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0003】

【特許文献1】米国特許第８１００６６２号明細書

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0004】

上記特許文献１に記載の複合材料翼では、追加積層される複合材料層の止端を、複合材料翼に生じる引張応力と圧縮応力とが切り替わる遷移エリアに位置するように形成している。その結果、複合材料層の止端において強化繊維が存在せず樹脂のみが存在するプライドロップに生じる応力が低減される。しかしながら、複合材料層の層間せん断応力については考慮されていない。そのため、層間せん断応力が高まる領域においてはプライドロップに破損が生じるリスクがあり、翼根部の強度低下を抑制可能な複合材料翼の実現が求められる。

【0005】

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、翼根部の強度低下を抑制可能な複合材料翼及び複合材料翼の製造方法の提供を目的とする。

【課題を解決するための手段】

【0006】

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を翼厚方向に積層して形成された複合材料翼であって、基端側に設けられる翼根部と、前記翼根部の先端側から延びる翼形部と、前記翼根部に設けられた金属部材と、前記翼根部と前記金属部材とを締結する締結具と、を備え、前記翼根部は、本体部と、前記本体部から前記翼厚方向の外側に向かって湾曲する湾曲部と、前記湾曲部から前記翼厚方向の外側に向かって延びる固定部とを有し、前記金属部材は、前記翼根部の表面層に沿った内面と、前記翼厚方向の外側に広がる方向に傾斜した外面とを有し、前記締結具によって前記固定部に固定されることを特徴とする。

【0007】

この構成により、翼根部の表面層に、翼厚方向の外側に広がる方向に傾斜した外面を有する金属部材を取り付けることで、翼根部を翼形部より外側に広げたダブテール形状とする必要がなくなる。すなわち、金属部材の外面が、このダブテール形状を満たすことになる。そのため、翼根部を翼厚方向の外側に広げ、かつ、広げた分だけ複合材料層の追加積層を行う必要がない。それにより、追加積層によるプライドロップの領域を発生させることなく、翼根部を形成することができる。したがって、本発明によれば、翼根部の強度低下を抑制可能な複合材料翼を提供することができる。

【0008】

また、前記翼根部を形成する前記複合材料層は、前記翼形部から連続して延在することが好ましい。

【0009】

この構成により、複合材料層の追加積層を行うことなく翼根部が形成されるため、追加積層によるプライドロップの領域を発生させないようにして、翼根部の強度低下を抑制することができる。

【0010】

また、前記翼根部に締結具によって取り付けられ、前記翼根部の前記金属部材が当接する面とは異なる面に当接する第２の金属部材をさらに備えることが好ましい。

【0011】

この構成により、複合材料翼に遠心力が作用した際に、翼根部に変形が生じることを、より良好に抑制できる。

【0012】

また、前記第２の金属部材は、前記固定部の前記基端側の面に当接し、前記固定部に前記金属部材と共に締結具によって取り付けられることが好ましい。

【0013】

この構成により、金属部材と第２の金属部材とによって翼根部を挟み込むことになるため、複合材料翼に遠心力が作用した際に、翼根部に変形が生じることを、さらに良好に抑制できる。また、第２の金属部材を金属部材と共に締結具によって固定部に取り付けることで、固定部に形成される締結具用の締結孔を少なくし、翼根部の強度低下を抑制できる。

【0014】

また、前記複合材料層を複数積層して形成され、前記第２の金属部材と前記湾曲部との間に設けられた追加積層体をさらに備えることが好ましい。

【0015】

この構成により、第２の金属部材の大きさを低減し、複合材料翼の軽量化を図ることができる。

【0016】

また、前記追加積層体は、強化繊維が長手方向および前記翼厚方向と直交する方向に沿って延在することが好ましい。

【0017】

この構成により、追加積層体の複合材料層を湾曲部と第２の金属部材との間に、隙間なく充填することができる。

【0018】

また、前記湾曲部に設けられ、前記複合材料層の損傷を検出するセンサをさらに備えることが好ましい。

【0019】

この構成により、複合材料翼に対して遠心力が作用した際に、特に応力が高まりやすく、過大な引張荷重の作用や長期運転によって損傷が発生しやすい翼根部の湾曲部近傍の損傷を、リアルタイムで検出することができる。

【0020】

また、前記湾曲部の下部において前記第２の金属部材に設けられ、前記複合材料層の損傷を検出するセンサをさらに備えることが好ましい。

【0021】

この構成により、第２の金属部材を設ける場合にも、特に応力が高まりやすい翼根部の湾曲部近傍の損傷を、速やかに検出することができる。

【0022】

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、強化繊維に樹脂が含浸された複合材料層を翼厚方向に積層して形成され、基端側に設けられる翼根部と、前記翼根部の先端側から延びる翼形部とを備えた複合材料翼の製造方法であって、前記翼根部となる前記複合材料層を複数積層する積層ステップと、前記翼根部を成形する硬化ステップと、前記翼根部に金属部材を固定する組立ステップと、を備え、前記翼根部は、本体部と、前記本体部から前記翼厚方向の外側に向かって湾曲する湾曲部と、前記湾曲部から前記翼厚方向の外側に向かって延びる固定部とを有し、前記組立ステップは、前記金属部材を前記翼根部の表面層に当接させ、締結具によって前記固定部に取り付けることを特徴とする。

【0023】

この構成により、翼根部の表面層に、翼厚方向の外側に広がる方向に傾斜した外面を有する金属部材を取り付けることで、翼根部を翼形部より外側に広げたダブテール形状とする必要がなくなる。すなわち、金属部材の外面が、このダブテール形状を満たすことになる。そのため、翼根部を翼厚方向の外側に広げ、かつ、広げた分だけ複合材料層の追加積層を行う必要がない。それにより、追加積層によるプライドロップの領域を発生させることなく、翼根部を形成することができる。したがって、本発明によれば、翼根部の強度低下を抑制可能な複合材料翼の製造方法を提供することができる。

【0024】

また、前記組立ステップは、第２の金属部材を前記固定部の基端側の面に当接させ、前記金属部材および前記第２の金属部材を前記締結具によって前記固定部に取り付けることが好ましい。

【0025】

この構成により、金属部材と第２の金属部材とによって翼根部を挟み込むことになるため、複合材料翼に遠心力が作用した際に、翼根部に変形が生じることを、さらに良好に抑制できる。また、第２の金属部材を金属部材と共に締結具によって固定部に取り付けることで、固定部に形成される締結具用の締結孔を少なくし、翼根部の強度低下を抑制できる。

【0026】

また、前記積層ステップの後、前記硬化ステップの前に、前記第２の金属部材の表面形状に沿った板状部材を前記翼根部の前記湾曲部の下部に配置し、前記板状部材の上に、前記複合材料層を複数積層した追加積層体を形成する追加積層ステップをさらに備えることが好ましい。

【0027】

この構成により、第２の金属部材の大きさを低減し、複合材料翼の軽量化を図ることができる。また、第２の金属部材の表面形状に沿った板状部材を用いることで、追加積層体の形状を第２の金属部材の表面形状に容易にあわせることができる。

【図面の簡単な説明】

【0028】

【図1】図１は、第１実施形態にかかる複合材料翼の概略を示す模式図である。

【図2】図２は、複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。

【図3】図３は、複合材料層の構成を示す模式図である。

【図4】図４は、第１実施形態にかかる複合材料翼の製造方法の手順を示す説明図である。

【図5】図５は、第２実施形態にかかる複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。

【図6】図６は、第２実施形態にかかる複合材料翼の製造方法における組立ステップを示す説明図である。

【図7】図７は、第３実施形態にかかる複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。

【図8】図８は、第３実施形態にかかる複合材料翼の製造方法における追加積層ステップを示す説明図である。

【発明を実施するための形態】

【0029】

以下に、本発明にかかる複合材料翼および複合材料翼の製造方法の実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。

【0030】

（第１実施形態）
図１は、第１実施形態にかかる複合材料翼の概略を示す模式図である。第１実施形態にかかる複合材料翼１００は、ガスタービンの動翼である。複合材料翼１００が用いられるガスタービンは、例えば航空機用のエンジンに用いられるものであるが、例えば発電用のガスタービンなど、任意の用途に用いられるものであってよい。

【0031】

図１に示すように、複合材料翼１００は、先端１００ａから基端１００ｂまで延在している。複合材料翼１００は、基端１００ｂ側においてタービンディスク２に取付けられている。ここで、図１に示す方向Ｚは、複合材料翼１００が延在する方向、すなわち先端１００ａから基端１００ｂまでに沿った方向である。方向Ｚは、複合材料翼１００の長手方向である。また、方向Ｚは、タービンディスク２の径方向（放射方向）に相当する。方向Ｙは、方向Ｚに直交する方向であって、タービンディスク２の軸方向に沿った方向である。方向Ｘは、方向Ｙ及び方向Ｚに直交する方向であり、タービンディスク２の周方向接線に沿った方向である。

【0032】

複合材料翼１００は、翼形部１０と翼根部１１とを有する。翼形部１０は、タービンディスク２の回転に伴ってガスタービン内を流れるガスを圧縮する翼である。翼形部１０は、先端１００ａから翼形端部１０ａまで複合材料翼１００の方向Ｚ（長手方向）に沿って捻じれながら延びる。翼根部１１は、翼形部１０の末端である翼形端部１０ａに設けられる。言い換えると、翼形部１０は、翼根部１１の先端１００ａ側から方向Ｚに沿って延在する。

【0033】

図２は、複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。複合材料翼１００は、上記翼形部１０および翼根部１１が、複合材料層２０を翼厚方向に沿って複数積層した積層体により構成される。「翼厚方向」は、翼形部１０の翼根部１１に対する付根部分である翼形端部１０ａにおける複合材料翼１００の翼厚方向であり、方向Ｘ（図２の左右方向）を意味する。以下、翼厚方向を方向Ｘと称して説明する。また、以下の説明では、方向Ｘにおける複合材料翼１００の表面側を「外側」と称する。

【0034】

図３は、複合材料層の構成を示す模式図である。複合材料層２０は、強化繊維２１に樹脂２２を含浸させた複合材の層である。各複合材料層２０は、図３に示すように、強化繊維２１が方向Ｚに沿って複数設けられており、強化繊維２１の周囲に樹脂２２が充填されている。複合材料層２０は、隣接する（積層された）複合材料層２０と、樹脂２２同士が接着することで、樹脂２２の部分が他の複合材料層２０と一体化している。そのため、複合材料層２０は、強化繊維２１と、強化繊維２１の周囲の樹脂２２とが存在する層である。なお、複合材料層２０は、図３に示した強化繊維２１とは異なる方向に延在する他の強化繊維を有してもよい。その場合、他の強化繊維は、強化繊維２１に対して織り込まれてもよい。なお、図２においては、模式的に、複合材料層２０を中心線Ｌ１の片側において４層ずつ記載している。

【0035】

第１実施形態において、強化繊維２１は、炭素繊維が用いられた炭素繊維強化プラスチックス（CFRP：Carbon Fiber Reinforced Plastic）である。ただし、強化繊維２１は、炭素繊維に限定されず、その他のプラスチック繊維、ガラス繊維又は金属繊維でもよい。また、樹脂２２は、例えば熱硬化性樹脂または熱可塑性樹脂である。熱硬化性樹脂としては、例えばエポキシ樹脂を用いることができる。熱可塑性樹脂としては、例えばポリエーテルエーテルケトン（PEEK）、ポリエーテルケトンケトン（PEKK）、ポリフェニレンサルファイド（PPS）等を用いることができる。なお、樹脂２２は、これらに限定されず、その他の樹脂を用いてもよい。

【0036】

ここで、タービンディスク２は、図１に示すように、周方向に沿って互いに間隔を空けて形成された複数の溝部２ａを有している。複合材料翼１００は、翼根部１１において溝部２ａ内に取付けられることにより、タービンディスク２に取付け及び固定される。そして、複合材料翼１００は、図２に示すように、タービンディスク２の溝部２ａに取り付けられた際に、翼根部１１と溝部２ａとの間に介在する金属部材３０と、金属部材３０を翼根部１１に締結するボルト４０（締結具）とを備えている。以下、複合材料翼１００を溝部２ａに取り付けるための翼根部１１および金属部材３０の構成について、図２を参照しながら、より詳細に説明する。

【0037】

（翼根部１１）
第１実施形態において、翼根部１１は、複数の複合材料層２０を翼形部１０と共有している。すなわち、翼根部１１を構成する各複合材料層２０は、翼形部１０から連続的に延在する。また、第１実施形態において、翼根部１１は、図２に示すように、方向Ｘにおいて中心線Ｌ１に対して略対称な形状に形成される。以下の説明では、適宜、翼根部１１の中心線Ｌ１に対して図中左側に配置される部分を翼根部１１Ａと称し、翼根部１１の中心線Ｌ１に対して図中右側に配置される部分を翼根部１１Ｂと称する。

【0038】

翼根部１１Ａ、１１Ｂは、本体部１１１と、湾曲部１１２と、固定部１１３とを有している。本体部１１１は、翼形部１０から連続して方向Ｚに延在する。湾曲部１１２は、本体部１１１の基端１００ｂ側から、方向Ｘの外側に向かって湾曲する。第１実施形態において、湾曲部１１２は、本体部１１１に対して概ね９０°程度の角度をなす位置まで湾曲する。固定部１１３は、湾曲部１１２の本体部１１１とは反対側から、さらに、方向Ｘの外側に向かって延びる部分である。したがって、第１実施形態において、翼根部１１Ａ、１１Ｂは、方向Ｙからみた断面上で略Ｌ字形状を呈する。そのため、翼根部１１Ａ、１１Ｂを中心線Ｌ１で一体化させた翼根部１１は、方向Ｙからみた断面上で略Ｔ字形状を呈することになる。また、翼根部１１Ａ、１１Ｂの固定部１１３には、後述するボルト４０を挿通可能な締結孔１１３ａが、各複合材料層２０を貫通して形成されている。締結孔１１３ａは、固定部１１３に、方向Ｙに沿って互いに間隔を空けて複数形成される。

【0039】

（金属部材３０）
金属部材３０は、金属材料により形成される。金属部材３０は、翼根部１１Ａと溝部２ａとの間および翼根部１１Ｂと溝部２ａとの間に、１つずつ設けられる。金属部材３０は、内面３１が翼根部１１（１１Ａ、１１Ｂ）の表面層２０ａの表面形状に沿った形状を呈している。そのため、金属部材３０は、内面３１が、本体部１１１、湾曲部１１２および固定部１１３と同様に、方向Ｙからみた断面上で略Ｌ字形状を呈する。また、金属部材３０は、外面３２が、溝部２ａの側面形状に沿った形状を呈している。第１実施形態において、溝部２ａは、図２に示すように、タービンディスク２の外周面から方向Ｚに延びる側面２ｂと、側面２ｂから方向Ｘにおいて外側に広がる方向に延びる傾斜面２ｃとを有している。そのため、金属部材３０の外面３２は、側面２ｂに当接可能に形成された側面３２ａと、傾斜面２ｃに当接可能となるように方向Ｘの外側に広がる方向に延びる傾斜面３２ｂとを有する。また、金属部材３０は、翼根部１１Ａ、１１Ｂの固定部１１３に形成された締結孔１１３ａと対応する位置に、後述するボルト４０を締結可能な締結孔３０ａが複数形成されている。

【0040】

（翼根部１１と金属部材３０との固定）
翼根部１１と金属部材３０とは、締結具としてのボルト４０によって固定される。上述したように、翼根部１１Ａ、１１Ｂの固定部１１３に形成された締結孔１１３ａと、各金属部材３０に形成された締結孔３０ａとに、ボルト４０が締結されることにより、翼根部１１Ａ、１１Ｂと各金属部材３０とが固定される。

【0041】

（損傷検出センサ）
また、第１実施形態において、翼根部１１Ａ、１１Ｂの湾曲部１１２には、損傷検出センサ５０が取り付けられている。損傷検出センサ５０は、例えば、薄膜ＵＴ（Ultrasonic Testing：超音波探傷試験）センサであり、湾曲部１１２の近傍において、各複合材料層２０内の損傷の有無を検出可能なセンサである。なお、損傷検出センサ５０は、各複合材料層２０内の損傷の有無を検出可能なセンサであり、溝部２ａ内で湾曲部１１２に取り付けることさえできれば、いかなるセンサであってもよい。

【0042】

次に、第１実施形態にかかる複合材料翼の製造方法について説明する。図４は、第１実施形態にかかる複合材料翼の製造方法の手順を示す説明図である。第１実施形態にかかる複合材料翼の製造方法は、積層ステップＳ１０と、型合わせステップＳ２０と、硬化ステップＳ３０と、組立ステップＳ４０とを備える。

【0043】

積層ステップＳ１０は、翼根部１１となる複合材料層２０を複数積層するステップである。第１実施形態では、翼形部１０と翼根部１１とで各複合材料層２０が連続的に延在するため、積層ステップＳ１０は、翼形部１０および翼根部１１となる複合材料層２０を複数積層するステップであるといえる。なお、積層ステップＳ１０において、複合材料層２０は、樹脂２２が未硬化の状態、すなわちプリプレグである。

【0044】

積層ステップＳ１０では、翼形部１０および翼根部１１となる積層体１００Ａ、１００Ｂを半分ずつ形成する。積層ステップＳ１０では、まず、基台１上に複数の複合材料層２０を積層し、積層体１００Ａを形成する。このとき、基台１を予め略Ｌ字型の表面形状としておくことで、積層体１００Ａの翼根部１１となる部分に、本体部１１１と、湾曲部１１２と、固定部１１３とを形成することができる。また、各複合材料層２０は、積層された状態で固定部１１３に締結孔１１３ａが形成されるように、対応した位置に予め孔部が形成されている。なお、締結孔１１３ａは、後述する硬化ステップＳ３０の後に、固定部１１３に加工を施して形成されるものであってもよい。同様に、他の基台１上に複数の複合材料層２０を積層し、上記翼根部１１Ｂを含む積層体１００Ｂ（ステップＳ２０参照）を形成する。

【0045】

次に、型合わせステップＳ２０として、半分ずつ形成された積層体１００Ａと積層体１００Ｂとを型合わせさせる。型合わせステップＳ２０が終了すると、硬化ステップＳ３０を行う。硬化ステップＳ３０は、型合わせさせた積層体１００Ａと積層体１００Ｂとにおいて未硬化の樹脂２２を硬化させることにより、複合材料翼１００を成形するステップである。硬化ステップＳ３０では、例えば、複合材料翼１００の未硬化体をバギング材１５０で覆って真空引きした後、オートクレーブ炉内で加圧及び加熱することで、樹脂２２を硬化させる。これにより、翼形部１０および翼根部１１の硬化体が成形される。なお、硬化ステップＳ３０では、樹脂２２を硬化させて翼形部１０および翼根部１１の硬化体を成形するものであれば、その成形方法はこれに限られない。

【0046】

次に、組立ステップＳ４０を行う。組立ステップＳ４０は、金属部材３０を固定部１１３に取り付けるステップである。より詳細には、図４に実線矢印で示すように、硬化ステップＳ３０で成形した翼根部１１Ａ、１１Ｂの表面層２０ａに、金属部材３０の内面３１を当接させる。次に、図４に破線矢印で示すように、固定部１１３の各締結孔１１３ａおよび金属部材３０の各締結孔３０ａにボルト４０を締結する。それにより、翼根部１１Ａ、１１Ｂと金属部材３０とが固定され、複合材料翼１００が製造される。なお、損傷検出センサ５０は、組立ステップＳ４０の後に湾曲部１１２に取り付けてもよいし、硬化ステップＳ３０の後に湾曲部１１２に取り付けてもよい。このようにして製造された複合材料翼１００は、タービンディスク２の溝部２ａに、溝部２ａの延在方向である方向Ｙに沿って挿入することで、タービンディスク２に取り付けることができる。

【0047】

以上説明したように、第１実施形態にかかる複合材料翼１００および複合材料翼の製造方法は、翼根部１１の表面層２０ａに、方向Ｘ（翼厚方向）の外側に広がる方向に傾斜した外面３２を有する金属部材３０を取り付けることで、翼根部１１を翼形部１０より外側に広げたダブテール形状とする必要がなくなる。すなわち、金属部材３０の外面３２が、このダブテール形状を満たすことになる。複合材料翼１００がタービンディスク２の溝部２ａに取り付けられた状態では、金属部材３０が溝部２ａと翼根部１１の表面層２０ａとの間に介在し、金属部材３０の傾斜面３２ｂと溝部２ａの傾斜面２ｃとが当接することで、複合材料翼１００が溝部２ａから抜け出ることが抑制される。そのため、翼根部１１を方向Ｘの外側に広げ、かつ、広げた分だけ複合材料層２０の追加積層を行う必要がない。それにより、追加積層によるプライドロップの領域（樹脂２２のみが存在する領域）を発生させることなく、翼根部１１を形成することができる。したがって、第１実施形態にかかる複合材料翼１００および複合材料翼の製造方法によれば、翼根部１１の強度低下を抑制可能な複合材料翼１００を提供することができる。

【0048】

そして、翼根部１１の固定部１１３に金属部材３０をボルト４０（締結具）によって固定することで、翼根部１１が溝部２ａから抜け出ることを抑制できる。

【0049】

また、複合材料翼１００に遠心力Ｆが作用した際、翼根部１１が先端１００ａ側（図２の上側）に引っ張られるため、翼根部１１は、本体部１１１に対する湾曲部１１２の角度が鈍角になる方向に変形しようする（湾曲部１１２が溝部２ａに接近する方向に移動しようとする）。複合材料翼１００は、翼根部１１の表面層２０ａと溝部２ａとの間に金属部材３０を介在させるため、この翼根部１１の変形を抑制することができる。さらに、翼根部１１Ａ、１１Ｂが略Ｌ字型形状を呈し、中心線Ｌ１に対して互いに向かいあって配置されるため、複合材料翼１００に遠心力Ｆが作用した際に、翼根部１１Ａ、１１Ｂが互いの移動を規制しあうことになる。それによっても、翼根部１１に変形が生じることが抑制される。

【0050】

また、翼根部１１の表面層２０ａと溝部２ａとの間に金属部材３０を介在させることで、金属材料により形成される翼をタービンディスク２の溝部２ａに取り付けた場合と同様に、複合材料翼１００をタービンディスク２に安定的に取り付けることができる。さらに、溝部２ａと金属部材３０とが摺動したとしても、摺動面が金属面となることから、金属材料により形成される翼と同様に取り扱うことができる。

【0051】

また、複合材料翼１００に遠心力Ｆが作用した際、金属部材３０の傾斜面３２ｂが溝部２ａの傾斜面２ｃから力を受けることで、２つの金属部材３０に挟み込まれた翼根部１１には、２つの金属部材３０から圧縮力が作用することになる。その結果、例えば金属部材３０が傾斜面３２ｂを有さない場合に比べて、翼根部１１に対する金属部材３０からの面圧が大きくなり、翼根部１１と２つの金属部材３０とが一体的な部材（ダブテール部）として機能して遠心力Ｆを受ける。それにより、遠心力Ｆのうち、金属部材３０が負担する分力を大きくし、一方で翼根部１１が負担する分力を小さくすることができる。したがって、複合材料翼１００は、より大きな遠心力Ｆに耐えることが可能となる。

【0052】

また、翼根部１１を形成する複合材料層２０は、翼形部１０から連続して延在することが好ましい。

【0053】

この構成により、複合材料層２０の追加積層を行うことなく翼根部１１が形成されるため、追加積層によるプライドロップの領域を発生させないようにして、翼根部１１の強度低下を抑制することができる。

【0054】

また、湾曲部１１２に設けられ、複合材料層２０の損傷を検出する損傷検出センサ５０をさらに備える。

【0055】

この構成により、複合材料翼１００に対する遠心力Ｆが作用した際に、特に応力が高まりやすく、過大な引張荷重の作用や長期運転によって損傷が発生しやすい翼根部１１の湾曲部１１２近傍の損傷を、リアルタイムで検出することができる。そのため、複合材料翼１００をタービンディスク２に取り付けたまま、複合材料翼１００の寿命判定を行うことが可能となり、検査工程を省略することができる。

【0056】

（第２実施形態）
次に、第２実施形態にかかる複合材料翼２００について説明する。図５は、第２実施形態にかかる複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。第２実施形態にかかる複合材料翼２００は、複合材料翼１００の構成に加えて、第２の金属部材６０を備えている。複合材料翼２００の他の構成は、複合材料翼１００と同様であるため、同じ符号を付し、説明を省略する。

【0057】

第２の金属部材６０は、翼根部１１において、金属部材３０が当接する表面層２０ａとは異なる面に当接する。第２実施形態において、第２の金属部材６０は、図５に示すように、上面６０ａが、湾曲部１１２の基端１００ｂ側の下面１１２ｂおよび固定部１１３の基端１００ｂ側の下面１１３ｂに沿った形状を呈しいている。第２の金属部材６０は、上面６０ａが下面１１２ｂ、１１３ｂに当接する。また、第２の金属部材６０は、上面６０ａから下面６０ｂまでを貫通する複数の締結孔６０ｃが形成されている。複数の締結孔６０ｃは、上述した締結孔３０ａおよび締結孔１１３ａに対応した位置に形成されている。つまり、第２の金属部材６０が下面１１２ｂ、１１３ｂに当接した状態では、締結孔３０ａ、締結孔１１３ａおよび締結孔６０ｃが連続的に形成された一つの締結孔となる。

【0058】

また、第２実施形態において、第２の金属部材６０の下面６０ｂには、上述した損傷検出センサ５０が取り付けられている。損傷検出センサ５０は、図５に示すように、湾曲部１１２の下部に設けられる。すなわち、損傷検出センサ５０は、方向Ｘにおいて湾曲部１１２と重なる位置に設けられる。

【0059】

次に、第２実施形態にかかる複合材料翼の製造方法について、図６を参照しながら説明する。図６は、第２実施形態にかかる複合材料翼の製造方法における組立ステップを示す説明図である。第２実施形態にかかる複合材料翼の製造方法は、第１実施形態にかかる複合材料翼の製造方法における組立ステップＳ４０に代えて、組立ステップＳ４１を備えている。第２実施形態において、積層ステップＳ１０、型合わせステップＳ２０および硬化ステップＳ３０は、図４に示すものと同様であるため、説明を省略する。

【0060】

第２実施形態において、組立ステップＳ４１は、図６に実線矢印で示すように、硬化ステップＳ３０で成形した翼根部１１Ａ、１１Ｂの表面層２０ａに、金属部材３０の内面３１を当接させると共に、第２の金属部材６０を下面１１２ｂ、１１３ｂに当接させる。次に、図６に破線矢印で示すように、締結孔３０ａ、締結孔１１３ａおよび締結孔６０ｃにボルト４０を締結する。それにより、翼根部１１Ａ、１１Ｂと金属部材３０および第２の金属部材６０とが固定され、複合材料翼２００が製造される。

【0061】

以上説明したように、第２実施形態にかかる複合材料翼２００は、翼根部１１にボルト４０（締結具）によって取り付けられ、翼根部１１の金属部材３０が当接する面とは異なる面に当接する第２の金属部材６０をさらに備える。

【0062】

この構成により、複合材料翼２００に遠心力Ｆが作用した際に、翼根部１１に変形が生じることを、より良好に抑制できる。

【0063】

また、第２の金属部材６０は、固定部１１３の基端１００ｂ側の下面１１３ｂに当接し、固定部１１３に金属部材３０と共にボルト４０によって取り付けられる。

【0064】

この構成により、金属部材３０と第２の金属部材６０とによって翼根部１１を挟み込むことになるため、複合材料翼２００に遠心力Ｆが作用した際に、翼根部１１に変形が生じることを、さらに良好に抑制できる。また、第２の金属部材６０を金属部材３０と共にボルト４０によって固定部１１３に取り付けることで、固定部１１３に形成されるボルト４０用の締結孔１１３ａを少なくし、翼根部１１の強度低下を抑制できる。

【0065】

また、湾曲部１１２の下部において第２の金属部材６０に設けられ、複合材料層２０の損傷を検出する損傷検出センサ５０をさらに備える。

【0066】

この構成により、第２の金属部材６０を設ける場合にも、特に応力が高まりやすい翼根部１１の湾曲部１１２近傍の損傷を、リアルタイムに検出することができる。

【0067】

（第３実施形態）
次に、第３実施形態にかかる複合材料翼３００について説明する。図７は、第３実施形態にかかる複合材料翼を方向Ｙから見た断面図である。第３実施形態にかかる複合材料翼３００は、第２実施形態にかかる複合材料翼２００の第２の金属部材６０に代えて、第２の金属部材７０を備えている。また、複合材料翼３００は、第２実施形態にかかる複合材料翼２００の構成に加えて、追加積層体８０を備えている。複合材料翼３００の他の構成は、複合材料翼２００と同様であるため、同じ符号を付し、説明を省略する。

【0068】

第２の金属部材７０は、図７に示すように、固定部１１３の基端１００ｂ側の下面１１３ｂに沿って延びる形状を呈した上面７１ａを有している。また、上面７１ａ同士の間を延びる上面７２ａは、湾曲部１１２の基端１００ｂ側の下面１１２ｂよりも緩やかな角度で、上面７１ａから山型に突出した形状を呈している。そのため、第２の金属部材７０を固定部１１３の下面１１３ｂに当接させた状態では、上面７２ａと湾曲部１１２の下面１１２ｂとの間に、方向Ｙに沿って延びる隙間Ｇ１が形成されることになる。また、第２の金属部材７０は、第２の金属部材６０と同様に、上面７１ａから下面７０ｂまでを貫通する複数の締結孔７０ｃが形成されている。

【0069】

追加積層体８０は、複合材料層２０を複数積層して形成された積層体である。追加積層体８０は、第２の金属部材７０の上面７２ａと湾曲部１１２の下面１１２ｂとの間に形成された隙間Ｇ１に設けられる。第２実施形態において、追加積層体８０は、強化繊維２１が方向Ｚ（長手方向）および方向Ｘ（翼厚方向）と直交する方向Ｙに沿って延在する。

【0070】

次に、第３実施形態にかかる複合材料翼の製造方法について、図８を参照しながら説明する。図８は、第３実施形態にかかる複合材料翼の製造方法における追加積層ステップを示す説明図である。第３実施形態にかかる複合材料翼の製造方法は、第２実施形態にかかる複合材料翼の製造方法の各ステップに加えて、追加積層ステップＳ２５をさらに備えている。

【0071】

追加積層ステップＳ２５は、積層ステップＳ１０および型合わせステップＳ２０の後、硬化ステップＳ３０の前に行われる。追加積層ステップＳ２５は、型合わせステップＳ２０において型合わせされた積層体１００Ａおよび積層体１００Ｂに、上述した追加積層体８０を追加積層するステップである。より詳細には、追加積層ステップＳ２５では、図８のステップＳ２５１に示すように、型合わせされた積層体１００Ａおよび積層体１００Ｂの湾曲部１１２および固定部１１３の下側に、板状部材９０を配置する。板状部材９０は、上述した第２の金属部材７０の上面７１ａ、７２ａに沿った形状を呈している。そのため、板状部材９０を固定部１１３に当接させた状態では、板状部材９０と湾曲部１１２との間には、方向Ｙに沿って、上述した隙間Ｇ１と同じ形状の隙間Ｇ２が形成される。そして、図８のステップＳ２５２に示すように、この隙間Ｇ２に、追加積層体８０を積層する。このとき、追加積層体８０の強化繊維２１は、上述したように方向Ｙに沿った方向に延在させる。このように、第２の金属部材７０の表面形状に沿った板状部材９０を用いることで、追加積層体８０の形状を第２の金属部材７０の表面形状に容易にあわせることができる。

【0072】

以降、図４に示す硬化ステップＳ３０と同様の手法により、積層体１００Ａ、１００Ｂおよび追加積層体８０を形成し、図６に示す組立ステップＳ４１と同様の手順で金属部材３０および第２の金属部材７０を取り付ける。これにより、複合材料翼３００が形成される。

【0073】

以上説明したように、第３実施形態にかかる複合材料翼３００は、複合材料層２０を複数積層して形成され、第２の金属部材７０と湾曲部１１２との間に設けられた追加積層体８０をさらに備える。

【0074】

この構成により、第２の金属部材７０の大きさを低減し、複合材料翼３００の軽量化を図ることができる。

【0075】

また、追加積層体８０は、強化繊維２１が方向Ｚ（長手方向）および方向Ｘ（翼厚方向）と直交する方向Ｙに沿って延在する。

【0076】

この構成により、追加積層体８０の複合材料層２０を湾曲部１１２と第２の金属部材７０との間に、隙間なく充填することができる。

【0077】

なお、第１実施形態から第３実施形態において、損傷検出センサ５０は、省略してもよい。また、損傷検出センサ５０は、固定部１１３に形成された締結孔１１３ａの近傍に設けられてもよい。

【0078】

また、第２実施形態において、第２の金属部材６０は、例えば、翼根部１１の方向Ｙにおける側面に取り付けられてもよい。この場合、第２の金属部材６０は、翼根部１１のいずれかの位置に締結具によって固定されればよい。このような構成によっても、第２の金属部材６０によって翼根部１１が変形することを抑制できる。

【符号の説明】

【0079】

１ 基台
２ タービンディスク
２ａ 溝部
２ｂ 側面
２ｃ 傾斜面
１０ 翼形部
１０ａ 翼形端部
１１，１１Ａ，１１Ｂ 翼根部
１１１ 本体部
１１２ｂ 下面
１１２ 湾曲部
１１３ 固定部
１１３ａ 締結孔
１１３ｂ 下面
２０ 複合材料層
２０ａ 表面層
２１ 強化繊維
２２ 樹脂
３０ 金属部材
３０ａ 締結孔
３１ 内面
３２ 外面
３２ａ 側面
３２ｂ 傾斜面
４０ ボルト
５０ 損傷検出センサ
６０，７０ 第２の金属部材
６０ａ，７１ａ，７２ａ 上面
６０ｂ 下面
６０ｃ 締結孔
８０ 追加積層体
９０ 板状部材
１００，２００，３００ 複合材料翼
１００Ａ，１００Ｂ 積層体
１００ａ 先端
１００ｂ 基端
１５０ バギング材
Ｆ 遠心力
Ｌ１ 中心線
Ｇ１ 隙間
Ｇ２ 隙間

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】