特表2015-537143(P2015-537143A)IP Force 特許公報掲載プロジェクト 2015.5.11 β版

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特表2015-537143一方向性テープの翼形部桁を有する複合材ブレード
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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公表特許公報(A)
(11)【公表番号】特表2015-537143(P2015-537143A)
(43)【公表日】2015年12月24日
(54)【発明の名称】一方向性テープの翼形部桁を有する複合材ブレード
(51)【国際特許分類】
   F01D 5/28 20060101AFI20151201BHJP
   F01D 5/14 20060101ALI20151201BHJP
   F02C 7/00 20060101ALI20151201BHJP
【FI】
   F01D5/28
   F01D5/14
   F02C7/00 C
【審査請求】未請求
【予備審査請求】未請求
【全頁数】19
(21)【出願番号】特願2015-537713(P2015-537713)
(86)(22)【出願日】2013年9月24日
(85)【翻訳文提出日】2015年6月16日
(86)【国際出願番号】US2013061294
(87)【国際公開番号】WO2014065968
(87)【国際公開日】20140501
(31)【優先権主張番号】13/658,209
(32)【優先日】2012年10月23日
(33)【優先権主張国】US
(81)【指定国】 AP(BW,GH,GM,KE,LR,LS,MW,MZ,NA,RW,SD,SL,SZ,TZ,UG,ZM,ZW),EA(AM,AZ,BY,KG,KZ,RU,TJ,TM),EP(AL,AT,BE,BG,CH,CY,CZ,DE,DK,EE,ES,FI,FR,GB,GR,HR,HU,IE,IS,IT,LT,LU,LV,MC,MK,MT,NL,NO,PL,PT,RO,RS,SE,SI,SK,SM,TR),OA(BF,BJ,CF,CG,CI,CM,GA,GN,GQ,GW,KM,ML,MR,NE,SN,TD,TG),AE,AG,AL,AM,AO,AT,AU,AZ,BA,BB,BG,BH,BN,BR,BW,BY,BZ,CA,CH,CL,CN,CO,CR,CU,CZ,DE,DK,DM,DO,DZ,EC,EE,EG,ES,FI,GB,GD,GE,GH,GM,GT,HN,HR,HU,ID,IL,IN,IS,JP,KE,KG,KN,KP,KR,KZ,LA,LC,LK,LR,LS,LT,LU,LY,MA,MD,ME,MG,MK,MN,MW,MX,MY,MZ,NA,NG,NI,NO,NZ,OM,PA,PE,PG,PH,PL,PT,QA,RO,RS,RU,RW,SA,SC,SD,SE,SG,SK,SL,SM,ST,SV,SY,TH,TJ,TM,TN,TR,TT,TZ,UA,UG,US,UZ
(71)【出願人】
【識別番号】390041542
【氏名又は名称】ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ
(74)【代理人】
【識別番号】100137545
【弁理士】
【氏名又は名称】荒川 聡志
(74)【代理人】
【識別番号】100105588
【弁理士】
【氏名又は名称】小倉 博
(74)【代理人】
【識別番号】100129779
【弁理士】
【氏名又は名称】黒川 俊久
(74)【代理人】
【識別番号】100113974
【弁理士】
【氏名又は名称】田中 拓人
(72)【発明者】
【氏名】クレイ,ニコラス・ジョゼフ
(72)【発明者】
【氏名】プレンティス,イアン・フランシス
(72)【発明者】
【氏名】デイビス,トッド・ウィントン
(72)【発明者】
【氏名】シム,ドン−ジン
(72)【発明者】
【氏名】シャー,プラナブ・ドージ
【テーマコード(参考)】
3G202
【Fターム(参考)】
3G202BA02
3G202BA03
3G202BA09
3G202BB01
3G202BB02
3G202BB04
3G202EA02
3G202EA09
(57)【要約】
ガスタービンエンジンの複合材ブレード10は、根元20から、長さSに沿って先端(47)へと、翼長方向に外向きに延びる、正圧側面41及び負圧側面43を有する翼形部12を含む。複合材擬似等方性層52を含むブレードのコア部50は、ブレードを通って、翼長方向外向きに延びる。桁54、56は、長さに対して0度の繊維配向の一方向性テープ層63の積層体62を含み、先端に向けて翼長方向外向きに延びている。桁は、コア部50の翼弦方向延長部58を挟んでいる、正圧側桁及び負圧側桁を含むことができ、正圧及び負圧側面のそれぞれの近くに又はそれぞれに沿って配置され得る。翼弦方向延長部は、最大厚さ位置61を中心とすることができる。桁は、曲げ翼形部モードを回避する、高さH、幅W及び厚さTを有することができる。
【選択図】図1
【特許請求の範囲】
【請求項1】
ガスタービンエンジンの複合材ブレード(10)であって、
前記ブレード(10)のブレードの根元(20)から、長さ(S)に沿ってブレードの先端(47)まで、翼長方向(S)に外向きに延びる、正圧側面(41)及び負圧側面(43)を有する、翼形部(12)と、
前記根元(20)、及び前記先端(47)に向かう前記翼形部(12)を有する前記ブレード(10)を通って、翼長方向外向きに延びる複合材擬似等方性層(52)を含む前記ブレード(10)のコア部(50)と、
前記長さ(S)に対して、主として0度の繊維配向を有する、一方向性テープ層(63)の積層体(62)を含む1つ以上の桁(54、56)と
を含み、
前記1つ以上の桁(54、56)が、前記先端(47)に向かって、前記根元(20)を通り、かつ前記翼形部(12)の一部(53)を通って翼長方向外向きに延びている、
ガスタービンエンジンの複合材ブレード(10)。
【請求項2】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、正圧側桁(54)、及び負圧側桁(56)を含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項1に記載のブレード(10)。
【請求項3】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項2に記載のブレード(10)。
【請求項4】
前記翼形部(12)の最大厚さ位置(61)を中心とした、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項1に記載のブレード(10)。
【請求項5】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、正圧側桁(54)及び負圧側桁(56)を含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項4に記載のブレード(10)。
【請求項6】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項5に記載のブレード(10)。
【請求項7】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ(H)、翼弦方向の幅(W)、及び桁の厚さ(TS)を有する前記桁(54、56)を更に備える、請求項1に記載のブレード(10)。
【請求項8】
第1及び第2の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項7に記載のブレード(10)。
【請求項9】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の、翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、正圧側桁(54)及び負圧側桁(56)を含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項8に記載のブレード(10)。
【請求項10】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項9に記載のブレード(10)。
【請求項11】
前記翼形部(12)の最大厚さ位置(61)を中心とした、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項8に記載のブレード(10)。
【請求項12】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、正圧側桁(54)及び負圧側桁(56)を含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項11に記載のブレード(10)。
【請求項13】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項12に記載のブレード(10)。
【請求項14】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、翼弦方向に離間した上流及び下流の正圧側桁(74、76)と、翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁(78、80)とを含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項1に記載のブレード(10)。
【請求項15】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項14に記載のブレード(10)。
【請求項16】
前記翼形部(12)の最大厚さ位置(61)を中心とした、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項15に記載のブレード(10)。
【請求項17】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ(H)、翼弦方向の幅(W)、及び桁の厚さ(TS)を有する、前記上流及び下流の正圧側桁(74、76)と、前記翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁(78、80)とを更に備える、請求項16に記載のブレード(10)。
【請求項18】
第1及び第2の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項17に記載のブレード(10)。
【請求項19】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項17に記載のブレード(10)。
【請求項20】
第1及び第2の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項19に記載のブレード(10)。
【請求項21】
一体型ダブテール(28)を含む前記根元(20)と、
前記コア部(50)の周囲の1つ以上の外皮層(66)と、
前縁(LE)の周囲に接合された前縁金属シールド(68)とを更に含む、
請求項1に記載のブレード(10)。
【請求項22】
曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ(H)、翼弦方向の幅(W)、及び桁の厚さ(TS)を有する前記桁(54、56)を更に備える、請求項21に記載のブレード(10)。
【請求項23】
第1及び第2の曲げ翼形部モードを含む、前記曲げ翼形部モードを更に有する、請求項22に記載のブレード(10)。
【請求項24】
前記翼形部(12)において、前記コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、正圧側桁(54)及び負圧側桁(56)を含む、前記1つ以上の桁を更に備える、請求項23に記載のブレード(10)。
【請求項25】
前記翼形部(12)の最大厚さ位置(61)を中心とした、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項24に記載のブレード(10)。
【請求項26】
前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は前記正圧側面(41)及び前記負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置された、前記コア部(50)の前記翼弦方向延長部(58)を更に含む、請求項25に記載のブレード(10)。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本発明は、ガスタービンエンジンのブレードに関し、特に、複合材ブレードに関する。
【背景技術】
【0002】
軽量の母材に合成された細長いフィラメントからなる複合材ブレードが、航空機のガスタービンエンジン用に開発されてきた。このブレードは、高強度で軽量である。複合材という用語は、バインダ又は母材内に保持された繊維や粒子等の、強化材を含む材料として定義されつつある。金属複合材及び非金属複合材の両方を含む多くの複合材が、航空宇宙産業において使用されている。本明細書に開示されているブレードに使用される複合材は、一方向性のテープ材料と、エポキシ樹脂の母材とで形成されている。この材料、及びその他の好適な材料の説明は、ASM INTERNATIONALによる「Engineered Materials Handbook」(1987〜1989年、又はそれ以降の版)に記載されている。
【0003】
本明細書に開示されている複合材ブレードは、エポキシ、PMR15、BMI、PEEU等の樹脂材に埋め込まれた炭素、シリカ、金属、金属酸化物、又はセラミック繊維等の繊維を含む材料からなる非金属性のもので作られている。繊維は、テープに一方向に配列され、内部に積層すなわち層を有する、軽量で、剛性で、比較的均質な物品を形成するために、樹脂を含浸させ、部品形状に形成され、かつオートクレーブ工程やプレス成形を介して硬化する。
【0004】
複合材ファンブレードは、重量及び費用を減少させるために、航空機のガスタービンエンジン、特により大きなエンジンのファンブレード用に開発された。大きなエンジンの複合材幅広翼弦ファンブレードは、標準的な翼弦のファンブレードを有する大きなエンジンと比較して、著しい軽量化をもたらす。問題として、ガスタービンエンジンのブレードは全て、共振や曲げモードに直面している。比較的広径のファンを備えた、高バイパス比の航空機ガスタービンエンジン用の大型複合材ファンブレードは、この問題に直面している。これは、ブレードが第1及び第2の曲げ翼形部モード(1F、2F)を受けるような振動数について、特に当てはまる。
【0005】
類似のモードや曲げモード、特に、第1及び第2の曲げ翼形部モード(1F、2F)を経験、すなわち受けることのない、軽量で強力な航空機のガスタービンエンジンのファンブレードを提供することが非常に望まれている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0006】
【特許文献1】欧州特許出願公開第1980714号明細書
【発明の概要】
【0007】
ガスタービンエンジンの複合材ファンブレード(10)は、ブレード(10)のブレードの根元(20)から、長さ(S)に沿ってブレードの先端(47)へと翼長方向(S)外向きに延びる、正圧側面(41)及び負圧側面(43)を有する翼形部(12)を含む。ブレード(10)のコア部(50)は、根元(20)と、先端(47)に向かう翼形部(12)とを有するブレード(10)を通って、翼長方向外向きに延びる複合材擬似等方性層(52)を含む。1つ以上の桁(54、56)は、長さ(S)に対して主として0度の繊維配向を有する、一方向性テープ層(63)の積層体(62)を含み、翼長方向外向きに、根元(20)を通り、かつ先端(47)に向かって翼形部(12)の一部(53)を通っている。
【0008】
コア部(50)の翼弦方向延長部(58)は、翼形部(12)の最大厚さ位置(61)を中心とすることができる。桁(54、56)は、第1及び第2の曲げ翼形部モード等の曲げ翼形部モードを回避する、翼長方向の高さ(H)、翼弦方向の幅(W)、及び桁の厚さ(TS)を有することができる。1つ以上の桁は、翼形部(12)において、コア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる正圧側桁(54)及び負圧側桁(56)を含むことができ、正圧側面(41)及び負圧側面(43)のそれぞれの近く、又は正圧側面(41)及び負圧側面(43)のそれぞれに沿って配置され得る。
【0009】
ブレード(10)の一実施形態において、1つ以上の桁は、翼形部(12)においてコア部(50)の翼弦方向延長部(58)を挟んでいる、翼弦方向に離間した上流及び下流の正圧側桁(74、76)と、翼弦方向に離間した上流及び下流の負圧側桁(78、80)とを含む。
【0010】
本発明の上記の態様及びその他の特徴は、添付の図面を参照しながら、以下の記載において説明されている。
【図面の簡単な説明】
【0011】
図1】複合材一方向性テープの桁を有する、航空機ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
図2図1の2−2を通る、複合材ファンブレードの断面図である。
図3】複合材一方向性テープの桁を有する、別の航空機ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
図4図3に示す、複合材一方向性テープの桁の斜視図である。
図5図2に示す複合材ファンブレードの−P度、0度、及び+P度の層の斜視図である。
図6】複合材一方向性テープの桁を有する、別の航空機用ガスタービンエンジンの複合材ファンブレードの斜視図である。
図7図6の7−7を通る、複合材ファンブレードの断面図である。
【発明を実施するための形態】
【0012】
図1及び図2は、複合材の翼形部12を有する、高バイパス比のファンジェットガスタービンエンジン(図示せず)用の複合材ファンブレード10を示す。複合材ファンブレード10は、フィラメント強化複合材の層40(図5参照)の複合材料レイアップ36から形成された、フィラメント強化積層30から構成されている。本明細書で使用されているように、「積層」及び「層」という用語は同義である。翼形部12は、ファンブレードの根元20から、長さSに沿ってブレードの先端47まで、翼長方向に外向きに延びる、正圧側面41及び負圧側面43を有する。例示的実施形態において、根元20は、ファンブレード10のロータディスクへの取り付けを可能にする、一体型ダブテール28を含む。
【0013】
本明細書に示されている、例示的な正圧側面41及び負圧側面43は、それぞれ凹面及び凸面である。翼形部12は、翼弦方向に離間した前縁LEと後縁TEとの間で、翼弦方向Cに沿って延びている。翼形部12の厚さTは、翼弦方向C及び翼長方向Sの両方で変化しており、ブレード10の正圧側面41と負圧側面43との間に延びている。正圧側面41及び負圧側面43は、ブレード又は翼形部の、凸面及び凹面とも呼ばれる。翼形部12は、ハブに取り付けられ、かつ、ブレード一体型ロータ(IBR)や、ディスクと一体化したブリスク構成を形成するために、ハブと一体化されてもよい。
【0014】
層40は、一般に、しばしばそう呼ばれるように好ましくはテープである、一方向性の繊維フィラメント層材料で全て作られる。層40は、ほぼ長さの順に配置され、図1に示すように、複合材の翼形部12を形成するために使用される。図1及び図3に示すように、層40は本質的に、ブレード10の翼形部12、及び根元20を構成する層である。
【0015】
複合材ファンブレード10は、異なるフィラメント強化翼形部の層40の、複合材料レイアップ36から形成された、フィラメント強化積層30から構成されている。ブレード10には、図5に示すように、0度、+P度、及び−P度のフィラメント配向を有する、フィラメント強化した積層すなわち層が使用されている。角度Pは、0度から測定される所定の角度であり、これは、翼形部の中心線、又は積層している線とすることができる、翼形部のほぼ半径方向に延びる軸線に対応しており、通常は約45度である。例示的な配置は、発明者Stanleyによる米国特許第4022547号明細書において、特に指摘され、説明されている。
【0016】
図1図4を参照すると、複合材ファンブレード10は、複合材擬似等方性層52のコア部50を含んでいる。正圧側桁54及び負圧側桁56は、翼形部12において、正圧側面41及び負圧側面43のそれぞれのほぼ近く、又は正圧側面41及び負圧側面43のそれぞれにほぼ沿って配置され、複合材擬似等方性層52からなるコア部50の、翼弦方向延長部58を挟んでいる。コア部50の翼弦方向延長部58は、部分的に翼形部12を通って、翼弦方向に延びている。コア部50の翼弦方向延長部58は、翼形部12において、翼弦方向のほぼ中心に置かれている。本明細書に示した翼弦方向延長部58の例示的な実施形態は、約1/3が翼形部12を通って翼弦方向に延びており、翼形部12の中央で、翼弦のほぼ中心に置かれている。コア部50の、複合材擬似等方性層の翼弦方向延長部58は、図2に示すように、好ましくは翼形部12の断面領域がより厚い部分の周辺に制限されるか、又は翼形部12の最大厚さTmax位置61を中心とするのが、最も効果的である。Tmax位置61は、本明細書に示す例示的な翼形部の、前縁LEと後縁TEとの間で翼弦方向Cに、翼形部の中央の約1/3を占める。正圧側桁54及び負圧側桁56は、長さSに対して0度の繊維配向を有する、主として0度の一方向性テープ層63(図5参照)の積層体62でできている。
【0017】
図3及び図4を参照すると、正圧側桁54及び負圧側桁56(及びこれを形成する一方向性テープ層)は、ファンブレードの根元20を通り、かつ翼形部12の一部53を通って、桁先端57まで、翼長方向Sに延びている。正圧側桁54及び負圧側桁56は、ファンブレードの根元20から桁先端57までを測定した翼長方向の高さHを有し、この高さHは、翼形部の長さSよりも小さい。本明細書に示した複合材ファンブレード10の一実施形態において、正圧側桁54及び負圧側桁56(及びこれを形成する一方向性テープ層)は、ダブテール28を含む根元20の全長にわたって延びている。
【0018】
擬似等方性層のコア部50は、一般に、+P、0、及び−Pの異なる繊維配向を有するテープが、交互に並んでいる層を含む。正圧側桁54及び負圧側桁56は、主として0度の繊維配向を有する、一方向性テープ層を含んでいる。例示的なブレードの層のレイアップが、1994年12月27日に発行された、発明者Evansによる「Foreign Object Damage Resistant Composite Blade and Manufacture」という名称の米国特許第5375978号明細書に開示されており、これは、本発明と同一の譲受人に譲渡され、参照により本明細書に組み込まれる。米国特許第5375978号明細書に開示されている層のレイアップでは、多数の層形状を有する層において、0度、+45度、0度、−45度の繊維配向が、標準的な擬似等方性レイアップの順序として参照される。
【0019】
桁の積層体62は、主として0度の繊維配向を有する、一方向性テープ層を含んでいる。いくつかの層は、別の繊維配向を有していてもよい。一例として、ある積層体は、+30度及び−30度の2つの層の両側に0度の繊維配向の層を4層ずつ、全部で8層有している。この層のレイアップは0、0、0、0、+30、−30、0、0、0、0と表すことができる。
【0020】
図1図3を参照すると、桁は、ブレードの重量を増大させることなく、翼形部12の半径方向すなわち翼長方向の剛性を高めるように設計された、翼長方向の高さH、翼弦方向の幅W、及び桁の厚さTSを有する。桁はまた、第1及び第2の曲げ翼形部モード1F及び2F等の、曲げ翼形部モードを回避するように設計又は調整されている。翼長方向の高さH、及び桁の厚さTSは、第1及び第2の曲げ翼形部モード1F及び2F等の、曲げ翼形部モードを回避するように設計又は調整されている。主として0度の繊維配向を有する、一方向性テープ層の桁によって、厚さを加えることなく、かつ、重量や性能上の不利益を加えることなく、ブレードの剛性を高めることが可能になる。本明細書に示した複合材ブレードの例示的な実施形態はファンブレードであるが、擬似等方性層のコア部、及び0度の一方向性テープ層63の積層体62から作られた桁を有する複合材ブレードは、圧縮機ブレード等の他のガスタービンエンジンのブレードにも用いることができる。
【0021】
本明細書に示した複合材ブレード10の例示的な実施形態は、複合材擬似等方性層からなるコア部50の周囲の1つ以上の外皮層66と、正圧側桁54及び負圧側桁56とを備える。前縁LEの周囲には、前縁金属シールド68が接合されている。このシールドは、金属外装と呼ばれることが多い。
【0022】
図6及び図7を参照すると、複合材ファンブレード10の別の桁の設計では、複合材擬似等方性層のコア部50と、2組の正圧側桁及び負圧側桁とが含まれる。この2組は、翼弦方向に離間した、上流及び下流の正圧側桁74、76と、翼弦方向に離間した、上流及び下流の負圧側桁78、80とを含み、正圧側面41及び負圧側面43のそれぞれのほぼ近く、又は正圧側面41及び負圧側面43のそれぞれにほぼ沿って、複合材擬似等方性層で作られた、コア部50の翼弦方向延長部58を挟んでいる。
【0023】
本発明は例示的な方法で記載されている。使用されている用語は、限定を意図したものではなく、説明を意図したものであることを理解されたい。本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを本明細書に記載したが、本明細書の教示から、本発明の他の修正が当業者には明らかであり、したがって、本発明の真の精神及び範囲内に入る、このような全ての修正が、添付の特許請求の範囲において保護されることが望ましい。
【0024】
したがって、特許によって保護されることが望まれるのは、添付の特許請求の範囲において、定義及び特定されている発明である。
【符号の説明】
【0025】
10 ブレード
12 翼形部
20 根元
28 ダブテール
30 フィラメント強化積層
36 複合材料レイアップ
40 層
41 正圧側面
43 負圧側面
47 先端
50 コア部
52 複合材擬似等方性層
53 翼形部の一部
54 正圧側桁
56 負圧側桁
57 桁先端
58 翼弦方向延長部
61 Tmax位置
62 積層体
63 一方向性テープ層
66 外皮層
68 前縁金属シールド
74 上流の正圧側桁
76 下流の正圧側桁
78 上流の負圧側桁
80 下流の負圧側桁
1F 第1の曲げ翼形部モード
2F 第2の曲げ翼形部モード
C 翼弦方向
H 高さ
LE 前縁
P 角度
S 翼長方向の長さ
T 厚さ
TE 後縁
TS 桁の厚さ
W 幅
図1
図2
図3
図4
図5
図6
図7
【国際調査報告】