JP7806938B2

JP7806938B2 - 複合材翼

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Publication number: JP7806938B2
Application number: JP2024571612A
Authority: JP
Inventors: 正吾八木橋; 集大前; 俊彦穂坂; 貴臣稲田
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2023-01-16
Filing date: 2023-09-25
Publication date: 2026-01-27
Anticipated expiration: 2043-09-25
Also published as: US12565843B2; JPWO2024154386A1; GB2639409A; US20250250902A1; WO2024154386A1; GB202506375D0

Description

本開示は複合材翼に関する。

ジェットエンジンにおける燃料消費率の削減は恒久的な課題である。この課題に対してターボファンエンジンではファン口径を増大させて高バイパス化を図っている。しかしながら、高バイパス化に伴ってファン動翼が大型化し、エンジンの重量が増加してしまう。このため、ファン動翼には高い強靭性を持ちつつも重量の削減が求められている。

複合材翼は、互いに積層された強化繊維樹脂の複合材層を備える翼である。繊維に炭素繊維を採用した炭素繊維強化樹脂（ＣＦＲＰ）は、ファン動翼に強靭性を与えつつ軽量化を促進させることができる素材として注目されている。これに関連して、特許文献１は翼根部の強度低下を抑制する目的で開発された複合材翼を開示している。

特開２０１９－１７３７２６号公報

複合材翼の翼根部（ダブテール部）は、翼面から続く複合材層（メインプライ）の間に短尺の複合材層を介在させることで形成される。バードストライク等の異物（所謂ＦＯＤ）が衝突した場合、翼根部とその近傍には衝突に伴う局所的な応力が発生する。発生した応力が過剰に大きい場合、層間剥離等の損傷が発生してしまう。

本開示は上述の事情を鑑みて成されたものであり、異物の衝突による層間剥離等の損傷の発生を抑制することが可能な複合材翼の提供を目的とする。

本開示の一態様に係る複合材翼は、翼形部と、前記翼形部の一端に設けられる翼根部と、強化繊維樹脂によって形成され互いに積層される複数の複合材層をそれぞれ含み、前記翼根部において前記複合材翼の翼厚方向に交互に積層される主積層体及び副積層体とを備え、前記翼根部は前記翼根部の取付溝に接触可能な接触可能面を含む側面を含み、前記主積層体は、前記翼形部に至るまでに合流するように、前記翼根部から前記翼形部まで延伸し、前記副積層体は、前記翼根部から前記主積層体の合流点のそれぞれまで延伸し、前記接触可能面は、前記複合材翼の翼長方向に間隔をおいて前記翼根部の長手方向に延伸する第１縁部及び第２縁部を有し、前記第１縁部は前記第２縁部よりも前記翼形部に近く、前記翼根部の内部には、前記接触可能面の前記第１縁部の周りに位置する第１区域と、前記第１区域と前記翼根部の中心面との間に位置する第２区域とが設定され、前記第１区域には前記副積層体の端部が位置せず、前記第２区域のうちの少なくとも一部には前記主積層体と前記副積層体のそれぞれの一部が前記翼厚方向に沿って交互に位置する。

前記第１区域は、前記翼長方向に沿った所定の長さと、前記翼根部の前記中心面に向かう所定の深さとを有してもよい。前記翼長方向に沿った前記第１縁部から前記第２縁部までの長さを参照長と称した場合、前記第１区域の前記所定の長さは、前記第１縁部から前記第２縁部に向かう少なくとも前記参照長の２５％以上の長さと前記第１縁部から前記翼形部に向かう少なくとも前記参照長の１１０％以上の長さの和に設定され、前記第１区域の前記所定の深さは、前記翼形部と前記翼根部が接続するネック部の最小幅の２０％以上に設定されてもよい。

前記強化繊維樹脂を構成する繊維は単方向炭素繊維でもよい。前記副積層体のうちの少なくとも１つは、前記翼厚方向における前記副積層体と前記主積層体の配列において前記翼根部の中心面から最も外側に位置してもよい。前記翼根部の前記側面は、前記複合材翼の基端に近づくほど前記翼根部の前記中心面から離れるように延伸する傾斜面として形成されてもよい。

本開示によれば、異物の衝突による層間剥離等の損傷の発生を抑制することが可能な複合材翼を提供することができる。

本開示の実施形態に係る複合材翼の一例であるファン動翼の斜視図である。本開示の実施形態に係る積層体を構成する複数の複合層の一例を示す図である。本開示の実施形態に係る翼根部とその周囲の断面図である。図３Ａに示す断面における第１区域、第２区域、及び第３区域を示す図である。図１に示すファン動翼の取付溝の断面図である。異物等の衝突によって翼根部に生じる局所的な応力を示す断面図である。異物等の衝突によって翼根部に生じる局所的な応力を示す断面図である。異物等の衝突によって翼根部に生じる局所的な応力を示す断面図である。

以下、本開示の実施形態に係る複合材翼について図面を参照して説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。説明の便宜上、本実施形態に係る複合材翼の一例としてファン動翼１０を挙げる。ファン動翼１０は、ターボファンエンジン（図示せず）等の航空機用エンジンに使用される。

図１はファン動翼１０の斜視図である。図２は積層体３０を構成する複数の複合材層３１の一例を示す図である。図３Ａはファン動翼１０の翼根部１２とその周囲の断面図である。図３Ｂは、図３Ａに示す断面における第１区域４１、第２区域４２及び第３区域４３を示す図である。図４はファン動翼１０の取付溝５０の断面図である。図５は、異物等の衝突によって翼根部１２に生じる局所的な応力を示す断面図である。なお、図３Ａ～図５に示す各断面は翼根部１２の延伸方向（即ち長手方向ＬＤ）と直交している。

図１に示すように、ファン動翼１０は、ファン動翼１０の先端側に設けられる翼形部１１と、ファン動翼１０の基端側に設けられる翼根部１２とを備える。翼形部１１と翼根部１２は、後述する複数の複合材層３１によって一体物として形成される。翼形部１１は、前縁１１ａと、後縁１１ｂと、チップ１１ｃと、ハブ１１ｄとを有する。翼形部１１は、その一端であるハブ１１ｄからその他端であるチップ１１ｃまで、ファン動翼１０の翼長方向ＳＤに延伸している。

翼根部１２は翼形部１１のハブ１１ｄに接続している。翼根部１２は長手方向ＬＤに延伸し、ファン動翼１０が取り付けられるロータ（図示せず）の取付溝５０（図３参照）に嵌合する。翼根部１２の詳細については後述する。

図２に示すように、ファン動翼１０の主要な構造材は、強化繊維樹脂によって形成された複数の複合材層３１である。複合材層３１は、樹脂を含浸させた強化繊維によって構成されている。強化繊維樹脂を構成する樹脂は、熱硬化性樹脂又は熱可塑性樹脂である。熱硬化性樹脂は、エポキシ樹脂、フェノール樹脂、又はポリイミド樹脂である。熱可塑性樹脂は、ポリエーテルエーテルケトン又はポリフェニレンスルファイドである。ただし、樹脂の成分は上述の物質に限られない。一方、強化繊維樹脂を構成する繊維は炭素繊維であり、互いに平行に且つ所定の一方向に揃えられている。即ち、強化繊維樹脂を構成する繊維は単方向炭素繊維である。ただし、炭素繊維と同等の機械的強度及び柔軟性をもつ限り、強化繊維樹脂を構成する繊維は炭素繊維に限られない。

複数の複合材層３１は翼厚方向ＷＤに交互に積層され、図３Ａに示す主積層体３２又は副積層体３３として形成される単一の積層体（プライ）３０を構成する。この積層体３０の形成において、複数の複合材層３１は、それぞれの繊維の配向角を周期的に変えながら積層される。繊維の配向角とは翼長方向ＳＤに対する繊維の延伸方向である。例えば図２に示すように、互いに積層した４層の複合材層３１ａ、３１ｂ、３１ｃ、３１ｄの配向角は、それぞれ、０°、－４５°、０°、４５°である。このように、絶対値が等しい正負の配向角の複合材層（この場合は、複合材層３１ｂと複合材層３１ｄ）を積層することにより、それぞれに生じるクロスエラスティシティ効果を打ち消すことができる。

翼根部１２について説明する。
図３Ａに示すように、長手方向ＬＤから見て、翼根部１２は頂点を翼形部１１に向けた略三角形の断面、換言すれば上底(short base)を翼形部１１に向けた略台形の断面を有する。翼根部１２は、上述の断面を形成する底面１２ｂ及び一対の側面１２ａ、１２ａを有する。底面１２ｂはファン動翼１０の基端に位置する。なお、底面１２ｂは金属製の保護部（図示せず）に覆われてもよい。保護部（図示せず）は底面１２ｂを形成する主積層体３２及び副積層体３３の各端面を覆い、これらを保護する。

各側面１２ａは、ファン動翼１０の基端（換言すれば底面１２ｂ）に近づくほど翼根部１２の中心面５から離れるように延伸する傾斜面として形成されている。各側面１２ａは複合材層２２によって構成され、取付溝５０の側面５０ａに接触可能な接触可能面１３を含んでいる。複合材層２２を構成する強化繊維は、例えばガラス繊維又は炭素繊維である。但し、複合材層２２に要求される性能を満たす限り、複合材層２２の強化繊維はこれらに限定されない。なお、側面１２ａには保護材（図示せず）が貼り付けられてもよい。保護材は、ファン動翼１０の側面１２ａと取付溝５０の側面５０ａの過剰な摩耗を抑制する。

接触可能面１３は、翼長方向ＳＤに間隔をおいて翼根部１２の長手方向ＬＤに延伸する第１縁部１４及び第２縁部１５を有する。第１縁部１４は第２縁部１５よりも翼形部１１に近い。

翼根部１２の側面１２ａは第１縁部１４よりも翼形部１１に近い位置まで延伸している。従って、第１縁部１４は段差等の不連続な構造を持たない。翼根部１２の側面１２ａは、第２縁部１５よりも底面１２ｂに近い位置まで延伸してもよく、或いは、接触可能面１３（側面１２ａ）と底面１２ｂの境界に位置してもよい。前者の場合、第１縁部１４と同様に、第２縁部１５は段差等の不連続な構造を持たない。後者の場合、第２縁部１５は接触可能面１３（側面１２ａ）の角部として形成される。第２縁部１５が何れの形状をとるかは、取付溝５０の側面５０ａ（図４参照）の形状及び寸法に依存する。

図３Ａに示すように、翼根部１２においては、上述の積層体３０として構成された主積層体（メインプライ）３２と副積層体（フィラー）３３が設けられている。翼根部１２では、主積層体３２と副積層体３３が翼厚方向ＷＤに交互に積層され、上述の断面形状の殆どの部分を形成する。複合材層の積層数は、主積層体３２間で異なっていても等しくてもよい。何れを選択するかは翼根部１２の断面形状は寸法に依存する。これは、副積層体３３についても同様である。

主積層体３２は翼根部１２から翼形部１１まで延伸している。例えば、主積層体３２は翼根部１２の底面１２ｂから翼形部１１のチップ１１ｃまで延伸している。主積層体３２は翼形部１１の主要な構造材である。従って、主積層体３２は翼形部１１に至るまでに合流し、翼形部１１において互いに積層され、一体化される。

副積層体３３は、翼根部１２の底面１２ｂから主積層体３２の複数の合流点１６のそれぞれまで延伸する。図３Ａは、複数の合流点１６のうちの１つを黒丸で例示している。副積層体３３は、翼厚方向ＷＤにおいて互いに隣接する主積層体３２の２つの間に設けられ、翼根部１２に所望の厚みを与える。なお、各副積層体３３を構成する複合材層３１の長さ（底面１２ｂから合流点１６に向かった長さ）は、合流点１６に至る副積層体３３の端部（先端）の厚みが徐々に薄くなるように調整されている。

図３Ａ及び図３Ｂに示すように、翼根部１２の内部には、第１区域４１と第２区域４２が設定されている。第１区域４１は、接触可能面１３の第１縁部１４の周りに位置する。第２区域４２は、第１区域４１と翼根部１２の中心面５との間に位置する。

図３Ｂに示すように、第１区域４１は、例えば、翼長方向ＳＤに沿った長さＬと、翼根部１２の中心面５に向かう深さＤとを有する。第１区域４１の長さＬは、第１縁部１４から第２縁部１５に向かう少なくとも参照長ＲＬの２５％以上の長さＬ１と第１縁部１４から翼形部１１に向かう少なくとも参照長ＲＬの１１０％以上の長さＬ２の和に設定される。ここで、参照長ＲＬとは、翼長方向ＳＤに沿った第１縁部１４から第２縁部１５までの長さである。また、第１区域４１の深さＤは、翼形部１１と翼根部１２が接続するネック部２１の最小幅ＲＷの２０％以上に設定される。

上述の値は、翼根部１２と同一形状の翼根部を有し、副積層体３３の長さと配置を様々に変えた試験体を用いた強度試験の結果に基づいて設定されている。この強度試験では、取付溝５０に取り付けられた試験体に、段階的に増加する荷重が与えられる。試験体に与えられる荷重は、試験体の回転体の周りで回転したときの遠心力相当の引張荷重と、異物の衝突によって生じる曲げ相当の荷重である。これらの荷重によって、翼根部１２とネック部２１に相当する部分（便宜上、対応部位と称する）には過大な応力が発生し、ある時点で層間剥離又は積層体を貫く亀裂が発生する。この強度試験によれば、対応部位のうち、曲げ荷重による応力が比較的高い領域に副積層体３３の端部が存在すると、比較的低い引張荷重で上述の層間剥離又は亀裂が発生することが判った。つまり、この試験結果は、応力が比較的高い領域に副積層体３３の端部を配置させないことによって、層間剥離又は亀裂の発生を抑制できることを示している。本実施形態では、この領域が、上述の第１区域４１に相当する。したがって、第１区域４１では、図３Ａに示すように副積層体３３の端部（先端、翼形部１１側の端部）が位置しない。換言すれば、第１区域４１は主積層体３２によって占められているか、当該区域を通過する主積層体３２と副積層体３３とによって占められている。

第１区域４１については、例えば、サイドフィラー３４に着目して説明する。サイドフィラー３４は副積層体３３のうちの１つであり、副積層体３３と主積層体３２の配列において翼根部１２の中心面５に対して最も外側に位置する。つまり、副積層体３３と主積層体３２の集合体において最も外側に位置する副積層体である。サイドフィラー３４は中心面５の両側のうちの少なくとも一方の側に設けられる。図３Ａに示す例では、サイドフィラー３４は中心面５の両側に設けられる。サイドフィラー３４を設けることにより、機械加工を伴うファン動翼１０の製造時に主積層体３２を保護することができる。また、エンジンの運用中に亀裂が発生したとき、主積層体３２への当該亀裂の進展を防ぐこともできる。更に、ネック部２１における主積層体３２の曲率半径が、サイドフィラー３４を設けないときよりも若干大きくなるため、ネック部２１における応力の緩和も期待できる。

上述の通り、第１区域４１では副積層体３３の端部が位置しない。従って、白丸で示すサイドフィラー３４の端部３４ａは、第１区域４１よりもファン動翼１０の基端側、即ち、翼根部１２の底面１２ｂに近い位置に位置する（図３Ａ参照）。つまり、第１区域４１よりも接触可能面１３に沿ってファン動翼１０の基端側に位置する第３区域４３を定義した場合、第３区域４３にはサイドフィラー３４等の副積層体３３と主積層体３２が設けられるものの、そのうちの副積層体３３だけが第１区域４１までは延伸していない。なお、第３区域４３は、翼厚方向ＷＤに沿って第１区域４１と同じ深さを有する。

なお、サイドフィラー３４等の第３区域４３内に設けられた副積層体３３の端部３３ｃは、第１区域４１よりも翼形部１１に近い位置に位置してもよい。即ち、第３区域４３内の副積層体３３と主積層体３２は、何れも翼形部１１に向けて第１区域４１を通過してもよい。

第２区域４２のうちの少なくとも一部には、主積層体３２と副積層体３３のそれぞれの一部が翼厚方向ＷＤに沿って交互に位置する。即ち、第１区域４１と中心面５の間には、少なくとも２つの副積層体３３が、主積層体３２の間に設けられている。第２区域４２では副積層体３３が一箇所に密集せず、翼厚方向に点在する。副積層体３３の幾つかを第２区域４２まで延ばすことにより、主積層体３２の数を減らしつつ、翼形部１１と翼根部１２が接続するネック部２１に求められる幅を確保することができる。

翼根部１２は、図４に示す取付溝５０に装着される。取付溝５０はロータ（図示せず）の外面に形成され、少なくとも、一対の側面５０ａ、５０ａと、底面５０ｂとを有する。一対の側面５０ａ、５０ａは、互いに間隔を置いて翼根部１２の長手方向ＬＤに延伸し、底面１２ｂを介して互いに接続している。取付溝５０は、翼根部１２の断面と相補的な断面を有する。従って、一対の側面５０ａ、５０ａは翼根部１２に設けられた一対の側面１２ａ、１２ａと平行に設けられ、且つ、それぞれの接触可能面１３に接触する。

翼根部１２が取付溝５０に装着された状態でロータ（図示せず）が回転すると、ファン動翼１０には翼根部１２から翼形部１１に向かう遠心力が発生し、取付溝５０の側面５０ａと翼根部１２の接触可能面１３との間の密着度が高まる。

ロータが回転している状態で鳥等の異物が翼根部１２に衝突した場合、翼形部１１は翼厚方向ＷＤの一方側に撓む。図５Ａはその一例として、翼形部１１が右側に撓んだ様子を示している。このとき、右側の接触可能面１３の第１縁部１４における圧力と左側の接触可能面１３の第２縁部１５における圧力が増加する。一方、右側の接触可能面１３の第２縁部１５における圧力と左側の接触可能面１３の第１縁部１４における圧力は減少する。このとき、右側の接触可能面１３の第１縁部１４の近傍で、層間せん断応力が急激に増加する。

図５Ｂに示すように翼形部１１が左側に撓んだ場合、図５Ａに示す翼形部１１が右側に撓んだ場合とは逆の圧力分布が生じる。その結果、左側の接触可能面１３の第１縁部１４の近傍で、層間せん断応力が急激に増加する。異物の衝突により翼形部１１は左右に撓む。従って、異物が衝突すると、右側と左側の各第１縁部１４の近傍で層間せん断応力が急激に増加するため、層間剥離（即ち、複合材層３１に沿った亀裂）が発生しやすくなる。積層体の内部における層間剥離は、層の端部が位置する領域で発生しやすい。

しかしながら、本実施形態に係る翼根部１２の内部には第１縁部１４の周りに第１区域４１が設定され、この第１区域４１内にはあらゆる積層体の端部が存在しない。つまり、層間剥離を誘発するせん断応力が上昇しやすい区域に積層体の端部が無い。そのため、積層体間の剥離や亀裂などの損傷の発生を抑制することができる。

なお、副積層体３３はその全体の中で比較的長い第１副積層体３３ａと、比較的短い（即ち第１副積層体の何れよりも短い）第２副積層体３３ｂとに分類できる長さを有してもよい。本実施形態では、第１副積層体３３ａの一部と第２副積層体３３ｂの一部が、翼厚方向ＷＤに沿って交互に配置されている。

図３Ａに示すように、第２副積層体３３ｂは、翼厚方向ＷＤに平行な第１縁部１４と第２縁部１５の間の中間に位置する中間線１７よりも底面１２ｂに近い位置に位置してもよい。この場合、殆どの或いは全ての第２副積層体３３ｂは、底面１２ｂと、線分１８と、線分１９とによって囲まれた領域２０（図５Ｃ参照）内に位置する。線分１８は接触可能面１３ａの第１縁部１４と接触可能面１３ｂの第２縁部１５とを結ぶ直線である。同様に、線分１９は接触可能面１３ｂの第１縁部１４と接触可能面１３ａの第２縁部１５とを結ぶ直線である。接触可能面１３ａは、中心面５の両側に設けられた２つの接触可能面１３のうちの一方（例えば図３Ａにおける右側）であり、接触可能面１３ｂは、そのうちの他方（例えば図３Ａにおける左側）である。

図５Ｃは、図５Ａと図５Ｂを重ねた上で、上述の線分１８、線分１９、及び領域２０を示した図である。殆どの第２副積層体３３ｂは、この領域２０内に位置する。この領域では、翼根部１２が翼長方向ＳＤに撓んだときに圧縮応力が発生する。しかしながら、この圧縮応力が層間剥離を誘発する可能性は低いため、領域２０に第２副積層体３３ｂの端部が存在するものの、領域２０内での層間剥離の発生は抑制される。

なお、本開示は上述の実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含む。

Claims

複合材翼であって、
翼形部と、
前記翼形部の一端に設けられる翼根部と、
強化繊維樹脂によって形成され互いに積層される複数の複合材層をそれぞれ含み、前記翼根部において前記複合材翼の翼厚方向に交互に積層される主積層体及び副積層体と
を備え、
前記翼根部は前記翼根部の取付溝に接触可能な接触可能面を含む側面を含み、
前記主積層体は、前記翼形部に至るまでに合流するように、前記翼根部から前記翼形部まで延伸し、
前記副積層体は、前記翼根部から前記主積層体の合流点のそれぞれまで延伸し、
前記接触可能面は、前記複合材翼の翼長方向に間隔をおいて前記翼根部の長手方向に延伸する第１縁部及び第２縁部を有し、前記第１縁部は前記第２縁部よりも前記翼形部に近く、
前記翼根部の内部には、前記接触可能面の前記第１縁部の周りに位置する第１区域と、前記第１区域と前記翼根部の中心面との間に位置する第２区域とが設定され、
前記第１区域には前記副積層体の端部が位置せず、
前記第２区域のうちの少なくとも一部には前記主積層体と前記副積層体のそれぞれの一部が前記翼厚方向に沿って交互に位置し、
前記副積層体のうちの少なくとも１つは、前記翼厚方向における前記副積層体と前記主積層体の配列において前記翼根部の中心面から最も外側に位置する複合材翼。
前記第１区域は、前記翼長方向に沿った所定の長さと、前記翼根部の前記中心面に向かう所定の深さとを有し、
前記翼長方向に沿った前記第１縁部から前記第２縁部までの長さを参照長と称した場合、
前記第１区域の前記所定の長さは、前記第１縁部から前記第２縁部に向かう少なくとも前記参照長の２５％以上の長さと前記第１縁部から前記翼形部に向かう少なくとも前記参照長の１１０％以上の長さの和に設定され、
前記第１区域の前記所定の深さは、前記翼形部と前記翼根部が接続するネック部の最小幅の２０％以上に設定されている
請求項１に記載の複合材翼。
前記強化繊維樹脂を構成する繊維は単方向炭素繊維である
請求項１又は２に記載の複合材翼。
前記翼根部の前記側面は、前記複合材翼の基端に近づくほど前記翼根部の前記中心面から離れるように延伸する傾斜面として形成されている
請求項１又は２に記載の複合材翼。