JPH09264102A - Fan vane for gas turbine engine - Google Patents
Fan vane for gas turbine engineInfo
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- JPH09264102A JPH09264102A JP7596596A JP7596596A JPH09264102A JP H09264102 A JPH09264102 A JP H09264102A JP 7596596 A JP7596596 A JP 7596596A JP 7596596 A JP7596596 A JP 7596596A JP H09264102 A JPH09264102 A JP H09264102A
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- laser shock
- fan blade
- gas turbine
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- 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
- Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
- Y02P10/00—Technologies related to metal processing
- Y02P10/20—Recycling
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】この出願は、１９９４年１０月６日に出願
され、出願人に譲渡されていて、三人の発明者がこの出
願と共通である係属中の米国特許出願通し番号第０８／
３１９，３４６号、発明の名称「ターボ流体機械に対す
るレーザ衝撃ピーニングを加えた回転子部品」の関連す
る主題を扱うものである。この出願は、１９９４年１２
月１６日に出願され、出願人に譲渡され、一人の発明者
がこの出願と共通である係属中の米国特許出願通し番号
第０８／（出願人控え番号１３ＤＶ−１２１３９）、発
明の名称「飛行形レーザ衝撃ピーニング」の関連する主
題を取扱う。This application was filed on Oct. 6, 1994, assigned to the applicant, and pending co-pending US patent application serial no. 08 /
No. 319,346, entitled "Rotor Components with Laser Shock Peening for Turbofluid Machines," which deals with related subject matter. This application was filed in December 1994
Filed on March 16, assigned to the applicant and having one inventor in common with this application, pending US patent application serial no. 08 / (Applicant's ref. 13DV-12139) It deals with the related subject of "laser shock peening".
【０００２】[0002]
【発明の背景】政府は本発明について、空軍省によって
与えられた契約番号Ｆ３３６５７−８８Ｃ−２１３３に
従う権利を有する。BACKGROUND OF THE INVENTION The government has the right to this invention pursuant to Contract No. F33657-88C-2133 awarded by the Department of Air Force.
【０００３】[0003]
【発明の分野】この発明はガスタービン機関の回転子の
羽根、更に具体的に云えば、レーザ衝撃ピーニングによ
って加えられた局在化した残留圧縮応力を持つ前縁に関
する。FIELD OF THE INVENTION The present invention relates to rotor blades for gas turbine engines, and more particularly to leading edges having localized residual compressive stresses applied by laser shock peening.
【０００４】[0004]
【関連技術の説明】ガスタービン機関、特に航空機用ガ
スタービン機関の回転子は高い回転速度で運転され、こ
の速度によって、羽根内に強い張力及び振動応力の場が
生じ、それがファンの羽根を異物損傷（ＦＯＤ）を受け
易くする。ベーンの伴流、入口圧力の歪み並びにその他
の空気力学的な現象によっても、振動が起こり得る。こ
のＦＯＤによって、特にファンの羽根のエーロフォイル
の前縁及び後縁に、刻み目及び裂け目が生じ、従って応
力集中が起こる。こう云う刻み目及び裂け目が強い応力
集中又は応力上昇部分の源となり、振動応力による高サ
イクル疲労（ＨＣＦ）の為に、こう云う羽根の寿命を著
しく制限する。ＦＯＤ損傷が、破損した羽根が切離され
たことによって、機関の損失を惹きおこすことがある。
ファンの羽根を一新する並びに／又は交換することは費
用がかゝり、従って回転子の能力を高めること、特に航
空機用機関のファンの羽根の寿命を伸ばす手段があれ
ば、非常に望ましい。ファンの羽根の寿命を伸ばすと云
う問題に対するこの発明の解決策は、エーロフォイルの
縁に於ける応力集中の余裕を見込んで応力レベルを下げ
ることにより、適切な余裕を設計するものである。典型
的には、これは、エーロフォイルの前縁に沿って局部的
に厚さを厚くすることによってなされるが、そうすると
ファンの羽根に望ましくない重量が増え、この空気力学
的な性能に悪影響がある。別の方法は、羽根のダンパを
使って、羽根の運動力学を管理することである。ダンパ
は高価であって、羽根を非常に厳しいＦＯＤから保護す
ることが出来ない。こう云う設計は費用がかゝり、当然
ながら顧客の満足をそこなう。2. Description of Related Art Gas turbine engines, especially rotors of gas turbine engines for aircraft, are operated at high rotational speeds, which create strong tension and oscillatory stress fields in the blades that cause the fan blades to rotate. Makes it more susceptible to foreign object damage (FOD). Oscillations can also occur due to vane wakes, inlet pressure distortions and other aerodynamic phenomena. This FOD causes nicks and tears, and thus stress concentrations, especially at the leading and trailing edges of the airfoils of the fan blades. These nicks and fissures are the source of strong stress concentrations or stress rises, which severely limit the life of these blades due to high cycle fatigue (HCF) due to oscillatory stress. FOD damage can cause engine loss due to the broken blades being separated.
Refurbishing and / or replacing fan blades is expensive, and therefore it would be highly desirable to have increased rotor capability, and especially means to extend the life of fan blades in aircraft engines. The solution of the present invention to the problem of extending fan blade life is to design a proper margin by reducing the stress level to allow for stress concentration margins at the airfoil edges. This is typically done by locally increasing the thickness along the leading edge of the airfoil, which adds unwanted weight to the fan blades and adversely affects this aerodynamic performance. is there. Another method is to use blade dampers to control blade kinematics. Dampers are expensive and cannot protect the blades from very severe FOD. Such designs are expensive and, of course, detract from customer satisfaction.
【０００５】従って、現在のファンの羽根よりも、低サ
イクル及び高サイクルの両方の疲労に一層よく抵抗する
ことが出来る様な、より長持ちするファンの羽根を設計
並びに構成することが非常に望ましい。この発明はこの
目的に向かって、ファンの羽根の前縁、並びに後縁の面
にレーザ衝撃ピーニングを加えることによって加えられ
た深い残留圧縮応力を持つ領域をファンの羽根に持たせ
る。Therefore, it is highly desirable to design and construct a longer lasting fan blade that is better able to resist both low cycle and high cycle fatigue than current fan blades. To this end, the present invention provides the fan blades with regions of deep residual compressive stress applied by applying laser shock peening to the leading and trailing surfaces of the fan blades.
【０００６】この発明のレーザ衝撃ピーニングによって
加えられた深い残留圧縮応力を持つ領域は、米国特許第
５，２３５，８３８号、発明の名称「真の工作物の形直
し又は矯正を行う方法と装置」に記載されている様に、
工作物を局部的に加熱して硬化する為にレーザ・ビーム
を用いた硬化作業によって誘起された、局部的に区切ら
れた残留圧縮応力を持つ工作物の表面層区域と混同して
はならない。この発明は、大エネルギのパルス・レーザ
からの多数の放射パルスを使って、米国特許第３，８５
０，６９８号、発明の名称「材料の性質の変更」、同第
４，４０１，４７７号、発明の名称「レーザ衝撃処理」
及び同第５，１３１，９５７号、発明の名称「材料の性
質」に記載された方法と同様に、工作物の表面に衝撃波
を発生する。普通理解されている、そしてこの明細書で
使われるレーザ・ピーニングは、レーザ・ビーム源から
のレーザ・ビームを利用して、面の一部分に強い局在化
した圧縮力を発生することを意味する。レーザ・ピーニ
ングは、工作物の外面に圧縮応力を加えた保護層を作る
為に利用されており、これは、米国特許第４，９３７，
４２１号、発明の名称「レーザ・ピーニング装置及び方
法」に記載されている様に、疲労破壊に対する工作物の
抵抗力をかなり強めることが知られている。しかし、従
来、この発明で取り上げる様な種類のファンの羽根の前
縁も、それを作る方法も開示されていない。この発明が
取り上げるのはそう云う目的である。The areas with deep residual compressive stresses applied by laser shock peening of the present invention are described in US Pat. No. 5,235,838, entitled "Method and Apparatus for Performing True Workpiece Reshaping or Straightening." ”,
It should not be confused with the surface layer area of the work piece having locally delimited residual compressive stresses induced by a hardening operation using a laser beam to locally heat and harden the work piece. This invention uses multiple radiation pulses from a high energy pulsed laser to produce a laser beam in US Pat. No. 3,853.
No. 0,698, title of the invention "change of material properties", No. 4,401,477, title of the invention "laser impact treatment"
A shock wave is generated on the surface of the workpiece in the same manner as the method described in US Pat. No. 5,131,957, entitled "Property of material". Laser peening, as commonly understood and used in this specification, means utilizing a laser beam from a laser beam source to generate a strong localized compressive force in a portion of a surface. . Laser peening has been used to create a compressive protective layer on the outer surface of a workpiece, which is described in US Pat.
No. 421, entitled "Laser Peening Machine and Method", it is known to significantly increase the resistance of a work piece to fatigue failure. However, heretofore, neither the leading edge of a fan blade of the type discussed in this invention nor the method of making it has been disclosed. That is the purpose of this invention.
【０００７】[0007]
【発明の要約】この発明はガスタービン機関のファンの
羽根の前縁並びに／又は後縁に沿った少なくとも１つの
レーザ衝撃ピーニングを加えた面と、レーザ衝撃ピーニ
ングを加えた面から羽根の中に入り込む、レーザ衝撃ピ
ーニング（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留圧縮応
力を持つ領域とを有する。羽根が羽根の吸込み側及び圧
力側の両側にレーザ衝撃ピーニングを加えた面を持つこ
とが好ましく、両側を同時にレーザ衝撃ピーニングにか
ける。この発明は新品、中古及び修理したファンの羽根
に使うことが出来る。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is directed to at least one laser shock peened surface along a leading edge and / or a trailing edge of a fan of a gas turbine engine and into the blade from the laser shock peened surface. And regions with deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP). It is preferable that the blade has a surface subjected to laser shock peening on both suction side and pressure side of the blade, and both sides are subjected to laser shock peening at the same time. This invention can be used on new, used and repaired fan blades.
【０００８】[0008]
【利点】この発明で得られる利点としては、強い張力及
び振動応力の場の中で動作する様に設計されたものとし
て、ファンの羽根の前縁及び後縁の刻み目及び裂け目に
よる疲労破損に一層よく耐えることが出来ると共に、従
来通りに構成されたファンの羽根よりも寿命を長くした
ガスタービン機関の羽根を安全に構成することが出来る
ことが挙げられる。この発明の別の利点は、普通行われ
ている様に、前縁及び後縁に沿って厚さを厚くすること
なく、従って羽根に望ましくない重量が加わるのを避け
ながら、商業的に受入れることの出来る様な長さの寿命
を持つファンの羽根を構成することが出来ることであ
る。前縁及び後縁に沿って厚さを厚くせずにファンの羽
根を構成することの別の利点は、一層薄手の前縁及び後
縁を持つ羽根で利用することの出来る、エーロフォイル
の改良された空気力学的な性能である。この発明は、羽
根の手入れ並びに／又は交換の回数を減らす為に、能力
を高めた新品及び手入れをしたファンの羽根を提供する
こと、並びに特にファンの羽根の寿命を伸ばすことが出
来る様にする。この発明はファンの羽根及び機関の重量
を増加する様な、前縁区域を太らせることなく、ＦＯＤ
又はその他のファンの羽根の損傷を見込んだ振動応力に
対する能力を高めることによって、航空機用機関のファ
ンの羽根を適切な余裕をもって設計することが出来る様
にする。この発明は、現在しばしば行われ又は必要とさ
れている様に、疑いのあるファンの羽根の高価な設計し
直しの努力や頻繁な交換を避けながら、古い形式のガス
タービン機関のファンの羽根の安全で信頼性のある動作
を保証する為に、現存のファンの羽根を手入れする為に
有利に用いることが出来る。[Advantages] The advantage of the present invention is that it is designed to operate in the field of high tension and vibration stress, and is more resistant to fatigue damage due to nicks and crevices at the leading and trailing edges of fan blades. It is possible to safely construct the blades of the gas turbine engine which can endure well and have a longer life than the blades of the conventionally constructed fan. Another advantage of the present invention is that it is commercially acceptable without increasing the thickness along the leading and trailing edges as is commonly done, thus avoiding undesired weight on the vanes. That is, it is possible to construct a fan blade having a life of such a length as possible. Another advantage of constructing fan blades without increasing thickness along the leading and trailing edges is an improved airfoil that can be utilized with blades having thinner leading and trailing edges. Aerodynamic performance. The present invention provides new and maintained fan blades with enhanced capacity to reduce the number of blade maintenance and / or replacements, and in particular, allows the fan blade life to be extended. . The present invention allows FOD without thickening the leading edge area which would increase the weight of the fan blades and engine.
Alternatively, the ability to design the fan blades of an aircraft engine with an adequate margin can be enhanced by increasing the ability to withstand vibrational stresses that anticipate damage to the fan blades. The present invention, as is now often done or required, avoids the costly redesign efforts and frequent replacement of suspicious fan blades while preserving the fan blades of older style gas turbine engines. It can be advantageously used to care for the blades of existing fans to ensure safe and reliable operation.
【０００９】この発明の上記並びにその他の面及び特徴
は、以下図面について説明する所から明らかになろう。The above and other aspects and features of the present invention will become apparent from the following description of the drawings.
【００１０】[0010]
【発明の詳しい説明】図１には、この発明の１実施例に
よるファンの羽根８の形をした一例としての航空機用ガ
スタービン機関の部品を含む航空機用ガスタービン機関
１０が略図で示されている。ガスタービン機関１０が、
機関の中心線１１の周りに円周方向に配置されていて、
流れに対して直列に、ファン部分１２、高圧圧縮機１
６、燃焼部分１８、高圧タービン２０及び低圧タービン
２２を含む。燃焼部分１８、高圧タービン２０及び低圧
タービン２２は、機関１０の高温部分と呼ばれる場合が
多い。高圧回転子軸２４が、高圧タービン２０を高圧圧
縮機１６に駆動関係をもって接続し、低圧回転子軸２６
が低圧タービン２２をファン部分１２に駆動接続する。
燃焼部分１８で燃料を燃焼させて、非常に高温のガス流
２８を発生し、それが高圧及び低圧タービン２０、２２
に通されて、機関１０の動力とする。ファン部分１２を
通過する空気の一部分を側路ダクト３０を介して高圧圧
縮機１６及び高温部分を側路させる。このダクトは、フ
ァン部分１２と高圧圧縮機１６の間に入口又は分割器３
２を有する。多くの機関は、分割器３２及び高圧圧縮機
１６の間で低圧回転子軸２６に装着された低圧圧縮機
（図に示してない）を持っている。ファン部分１２はフ
ァンの第１、第２、及び第３段１２ａ、１２ｂ、１２ｃ
でそれぞれ例示する様に、多段ファン部分であり、多く
のガスタービン機関でも同じである。この発明のファン
の羽根８が単一段ファン部分あるいは多段ファン部分の
いずれかの段で使用するように設計される。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION FIG. 1 schematically illustrates an aircraft gas turbine engine 10 including components of an exemplary aircraft gas turbine engine in the form of fan blades 8 according to one embodiment of the present invention. There is. The gas turbine engine 10
Are arranged circumferentially around the centerline 11 of the engine,
In series with the flow, the fan section 12, the high pressure compressor 1
6, a combustion section 18, a high pressure turbine 20 and a low pressure turbine 22. Combustion portion 18, high pressure turbine 20, and low pressure turbine 22 are often referred to as the high temperature portions of engine 10. A high pressure rotor shaft 24 connects the high pressure turbine 20 to the high pressure compressor 16 in a driving relationship, and a low pressure rotor shaft 26
Drivably connects the low pressure turbine 22 to the fan portion 12.
The fuel is combusted in the combustion section 18 to produce a very hot gas stream 28, which is used in the high and low pressure turbines 20, 22.
To drive the engine 10. A portion of the air passing through the fan portion 12 is bypassed through the bypass duct 30 to the high pressure compressor 16 and the hot portion. This duct provides an inlet or divider 3 between the fan section 12 and the high pressure compressor 16.
2 Many engines have a low pressure compressor (not shown) mounted on the low pressure rotor shaft 26 between the divider 32 and the high pressure compressor 16. The fan portion 12 includes first, second and third stages 12a, 12b, 12c of the fan.
As illustrated in each of the above, it is a multi-stage fan portion, and is the same in many gas turbine engines. The fan blades 8 of the present invention are designed for use in either a single stage fan section or a multi-stage fan section.
【００１１】図２及び３について説明すると、ファンの
羽根８が、羽根のプラットフオーム３６から羽根先端３
８まで半径方向外向きに伸びるエーロフォイル３４を有
する。ファンの羽根８が、プラットフォーム３６から根
元部分４０の半径方向内側の端３７まで半径方向内向き
に伸びる根元部分４０を含む。根元部分４０の半径方向
内側の端３７に羽根の根元４２があり、これが羽根軸部
４４によってプラットフォーム３６に接続される。エー
ロフォイル３４が、エーロフォイルの前縁ＬＥ及び後縁
ＴＥの間で弦方向に伸びる。エーロフォイル３４の弦Ｃ
は、図３に示す様に、羽根の各々の断面で、前縁ＬＥと
後縁ＴＥの間の線である。エーロフォイル３４の圧力側
４６は、矢印で示す全体的な回転方向と向かい合ってお
り、吸込み側４８はエーロフォイルの反対側にあり、平
均線ＭＬが大体弦方向に２つの面の中間にある。Referring to FIGS. 2 and 3, the fan blades 8 move from the blade platform 36 to the blade tips 3.
8 having an airfoil 34 extending radially outward. The fan blades 8 include a root portion 40 that extends radially inward from the platform 36 to a radially inner end 37 of the root portion 40. At the radially inner end 37 of the root portion 40 is a blade root 42, which is connected to the platform 36 by a blade shank 44. An airfoil 34 extends chordally between the leading edge LE and the trailing edge TE of the airfoil. String C of airfoil 34
Is the line between the leading edge LE and the trailing edge TE in each cross section of the blade, as shown in FIG. The pressure side 46 of the airfoil 34 faces the general direction of rotation indicated by the arrow, the suction side 48 is on the opposite side of the airfoil and the mean line ML is approximately midway between the two faces.
【００１２】図２（Ａ）に戻って説明すると、ファンの
羽根８が前縁部分５０を持ち、これはエーロフォイル３
４の前縁ＬＥに沿って、羽根のプラットフォーム３６か
ら羽根先端３８まで伸びる。前縁部分５０は予定の第１
の幅Ｗ１を持ち、前縁部分５０が、エーロフォイル３４
の前縁に沿って起こり得る刻み目５２及び裂け目を取囲
む。ファンの羽根８が機関の運転中に回転することによ
って発生される遠心力により、エーロフォイルがかなり
の引っ張り応力の場にさらされる。エーロフォイル３４
は、機関の運転中に発生される振動の作用も受け、刻み
目５２及び裂け目が高サイクル疲労応力上昇部分として
作用して、その周りに余分の応力集中を生ずる。Returning to FIG. 2A, the fan blades 8 have a leading edge portion 50, which is the airfoil 3.
4 extends from the vane platform 36 to the vane tip 38 along the leading edge LE of 4. Leading edge 50 is the first planned
The width W1 of the airfoil 34 with the leading edge 50
Surrounds possible indentations 52 and crevices along the leading edge of the. The centrifugal force generated by the rotation of the fan blades 8 during engine operation exposes the airfoil to a field of significant tensile stress. Airfoil 34
Is also subject to vibrations generated during operation of the engine, and the notches 52 and the fissures act as high cycle fatigue stress rise portions, resulting in extra stress concentration around them.
【００１３】刻み目及び裂け目から発生して拡がる、考
えられるひゞ割れの線に沿った羽根の部分の疲労破損に
対抗する為、圧力側４６及び吸込み側４８の少なくとも
一方、好ましくは両方は、図３に見られる様に、少なく
とも１つのレーザ衝撃ピーニングを加えた面５４、及び
レーザ衝撃ピーニングを加えた面からエーロフォイル３
４の中に入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）に
よって加えられた深い残留圧縮応力を持つ予め応力を加
えた領域５６を有する。エーロフォイルは、前縁ＬＥに
沿って２つのレーザ衝撃ピーニングを加えた面５４及び
予め応力を加えた領域５６が、弦方向に、幅Ｗ１の範囲
全体まで、前縁部分５０と同長であると共に、幅Ｗ１の
少なくとも一部分にわたって合体する位に、深くエーロ
フォイル３４の中に入り込んでいることが好ましい。予
め応力を加えた領域５６が、半径方向には、前縁ＬＥに
沿って前縁部分５０と同長であることが示されている
が、それより短かくてもよい。レーザ衝撃ピーニングを
加えた面５４の全体は、レーザ衝撃ピーニングを加えた
円形スポット５８を重ね合せて形成される。At least one, and preferably both, of pressure side 46 and suction side 48 are provided to counter the fatigue failure of the portion of the vane along a possible crack line originating from the nicks and cracks and extending. 3, at least one laser shock peened surface 54 and the airfoil 3 from the laser shock peened surface.
4 into which there is a prestressed region 56 with deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP). The airfoil has two laser shock peened surfaces 54 and a prestressed region 56 along the leading edge LE that are coextensive with the leading edge portion 50 in the chord direction up to the entire width W1. At the same time, it is preferable that the airfoil 34 is deeply inserted into the airfoil 34 at a position where it is integrated over at least a part of the width W1. The pre-stressed region 56 is shown to be radially the same length as the leading edge portion 50 along the leading edge LE, but may be shorter. The entire laser shock peened surface 54 is formed by overlaying laser shock peened circular spots 58.
【００１４】図２Ｂは、前縁の長さの一部分にわたって
予め応力を受けた領域５６を持つ場合のこの発明を例示
している。この領域５６は、全体的に予定の節線５９を
中心とし、そこで前縁ＬＥと交差する前縁ＬＥのレーザ
衝撃ピーニングを加えた面の長さＬ１にわたって伸び
る。節線５９が、振動応力による主破損モードの内の１
つであることが好ましい。この応力は、曲げ及び捩れ撓
みモードで羽根を励振したことによるものであることが
ある。この主破損モードは必ずしも最大応力モードでな
いことがあり、むしろ機関の使命にわたって一層長い期
間の間存在する一層低応力のモード又はモードの組合せ
である。例として云うと、図２Ｂに示した予定の節線５
９は、第１の撓みモードによるものである。前縁ＬＥの
この区域にある刻み目５２は、このモードでの共振状態
で、羽根を破損する潜在性が最大である。別の例とし
て、前縁の長さの一部分にわたる予め応力を受けた領域
５６のレーザ衝撃ピーニングを加えた面の長さＬ１は、
先端３８からプラットフォーム３６までのファンの羽根
の長さの約２０％にわたり、前縁ＬＥに沿って伸びるこ
とがある。FIG. 2B illustrates the invention with a prestressed region 56 over a portion of the length of the leading edge. This region 56 extends generally over the intended nodal line 59 and extends over the laser impact peened surface length L1 of the leading edge LE where it intersects the leading edge LE. Nodal line 59 is one of the main failure modes due to vibration stress
It is preferably one. This stress may be due to exciting the blades in bending and torsional flexure modes. This primary failure mode may not necessarily be the maximum stress mode, but rather a lower stress mode or combination of modes that exists for a longer period of time over the mission of the engine. For example, the planned nodal line 5 shown in FIG. 2B.
9 is due to the first bending mode. The notch 52 in this area of the leading edge LE has the greatest potential to damage the vane at resonance in this mode. As another example, the laser shock peened surface length L1 of the prestressed region 56 over a portion of the length of the leading edge is:
It may extend along the leading edge LE for about 20% of the fan blade length from the tip 38 to the platform 36.
【００１５】この発明は、第２の幅Ｗ２を持つ後縁部分
７０に、後縁ＴＥに沿ったレーザ衝撃ピーニングを加え
た面５４が後縁ＴＥにだけにあるファンの羽根構造を含
む。レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加えられ
た深い残留圧縮応力を持つ、これと関連する予め応力を
受けた領域５６が、後縁部分７０のレーザ衝撃ピーニン
グを加えた面５４からエーロフォイル３４の中に入り込
む。圧力側４６及び吸込み側４８の少なくとも一方、好
ましくは両方が、レーザ衝撃ピーニングを加えた面５４
と、後縁ＴＥに沿った後縁部分のレーザ衝撃ピーニング
を加えた面からエーロフォイル３４に入り込む、レーザ
衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留
圧縮応力を持つ予め応力を受けた領域５６とを有する。
予め圧縮応力を受けた領域５６が幅Ｗ２の範囲一杯ま
で、弦方向に前縁部分５０と同長であって、幅Ｗ２の少
なくとも一部分にわたって合体する位に深くエーロフォ
イル３４に入り込んでいることが好ましい。予め圧縮応
力を受けた領域５６が、後縁ＴＥに沿って半径方向に
は、前縁部分５０と同長である場合が示されているが、
これより一層短く、先端３８から、プラットフォーム３
６に向かう後縁ＴＥに沿った経路の一部分にわたって伸
びていてもよい。The present invention includes a fan blade structure in which a trailing edge portion 70 having a second width W2 has a laser shock peened surface 54 along the trailing edge TE only at the trailing edge TE. An associated prestressed region 56, having deep residual compressive stresses applied by laser shock peening (LSP), is introduced into the airfoil 34 from the laser shock peened surface 54 of the trailing edge portion 70. Get in. At least one of pressure side 46 and suction side 48, and preferably both, are laser shock peened surfaces 54.
And a prestressed region 56 having a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that enters the airfoil 34 from the laser shock peened surface of the trailing edge portion along the trailing edge TE. Have.
The pre-compressed stressed region 56 is chordwise the same length as the leading edge portion 50 and extends deep into the airfoil 34 to coalesce over at least a portion of the width W2. preferable. Although the pre-compressed stressed region 56 is shown as being radially the same length as the leading edge portion 50 along the trailing edge TE,
Shorter than this, from tip 38 to platform 3
It may extend over a part of the path along the trailing edge TE towards 6.
【００１６】レーザ・ビーム衝撃によって誘起された、
予め圧縮応力を受けた領域５６に於ける深い残留圧縮応
力は、一般的に約５０−１５０ ＫＰＳＩ（キロポンド
／平方吋）であり、レーザ衝撃を加えた面５４から、レ
ーザ衝撃によって誘起された残留圧縮応力を持つ領域５
６の中に約２０−５０ミルの深さに入り込む。レーザ・
ビーム衝撃によって誘起された深い残留圧縮応力は、塗
料で覆われた面５４に対して±数ミルだけ焦点外れにし
た高エネルギのレーザ・ビームを反復的に発射すること
によって発生される。典型的には、レーザ・ビームは、
ギガワット／cm 2 の大きさ程度のピーク・エネルギ密度
を持ち、塗料を塗った面５４の上に流す流水のカーテン
を介して発射される。塗料が削摩されてプラズマを発生
し、その結果、材料の面に衝撃波が生ずる。こう云う衝
撃波が、流水のカーテンによって塗料を塗った面に向け
直され、塗料を塗った面の下方にある材料内に進行する
衝撃波（圧力波）を発生する。こう云う衝撃波の大きさ
及び量が、圧縮応力の深さ及び強度を決定する。塗料を
使ってターゲットの面を保護すると共に、プラズマを発
生する。削摩された塗料材料は、流水のカーテンによっ
て洗い流される。Induced by laser beam bombardment,
Deep residual compression response in the area 56 that was previously subjected to compressive stress.
The force is typically about 50-150 KPSI (kilopounds)
/ Square inch), and from the surface 54 to which the laser shock was applied,
Region 5 with residual compressive stress induced by laser impact
Go into the 6 to a depth of about 20-50 mils. laser·
The deep residual compressive stress induced by the beam impact is
Defocus ± 5 mils for the coated surface 54
Repetitive firing of a high-energy laser beam
Generated by. Typically, the laser beam
Gigawatt / cm Two Energy density of about the size of
Curtain with running water flowing over the painted surface 54
Is fired through. Paint is abraded to generate plasma
As a result, a shock wave is generated on the surface of the material. Such an opposition
The shooting wave is aimed at the surface painted by the curtain of running water.
Healed and proceed into the material below the painted surface
Generates a shock wave (pressure wave). The magnitude of such a shock wave
And amount determine the depth and strength of the compressive stress. Paint
To protect the surface of the target and generate plasma.
Live. The abraded paint material is covered by a curtain of running water.
Washed away.
【００１７】前に引用した係属中の米国特許出願通し番
号第０７／（出願人控え番号１３ＤＶ−１２１３９）、
発明の名称「飛行形レーザ衝撃ピーニング」には、「飛
行形」レーザ衝撃ピーニングに関する情報が記載されて
いる。レーザは、図４に例示する様に、逐次的に「飛行
中」に発射して、重なり合うレーザ衝撃ピーニングを受
けた円形スポットの行６４内に直径Ｄを持つレーザ衝撃
ピーニングを加えた円形スポット５８（円で示す）の行
の中心線６２に沿って、隣接していない中心Ｘのパター
ンに命中させることが出来る。このパターンは、レーザ
衝撃ピーニングを加える面５４上の重なり合う衝撃ピー
ニングを加えた円形スポットの重なり合う多数の行６４
であってよい。第１の重なりは、所定の行内の隣合った
レーザ衝撃ピーニングを加えた円形スポット５８の間で
起こり、一般的には、隣合ったレーザ衝撃ピーニングを
加えた円形スポット５８の中心Ｘの間の第１のオフセッ
トＯ１によって限定されるが、直径Ｄの約の３０％乃至
５０％又はそれ以上に変化し得る。第２の重なりは、隣
合った行にある隣接したレーザ衝撃ピーニングを加えた
円形スポット５８の間で起こり、一般的には隣合った行
の中心線６２の間の第２のオフセットＯ２によって限定
されるが、レーザ・ビームの使い方及び強度又はなだら
かさに応じて、直径Ｄの約３０％−５０％で変わり得
る。第３の重なりは、隣接した行６４にある隣接したレ
ーザ衝撃ピーニングを加えた円形スポット５８の中心Ｘ
の間の直線的なオフセットＯ３であり、特定の用途に応
じて、直径Ｄの約３０％−５０％で変わり得る。Pending US Patent Application Serial No. 07 / (Applicant Ref. No. 13DV-12139) cited above,
The title of the invention "flying laser shock peening" contains information about "flying" laser shock peening. The laser fires sequentially "in flight", as illustrated in FIG. 4, to add laser shock peening circular spots 58 having diameter D in rows 64 of overlapping laser shock peening circular spots. Along the centerline 62 of the row (indicated by a circle), it is possible to hit a pattern of non-adjacent centers X. The pattern is a number of overlapping rows 64 of overlapping impact peened circular spots on the surface 54 to which laser impact peening is applied.
It may be. The first overlap occurs between adjacent laser shock peened circular spots 58 in a given row, typically between the centers X of adjacent laser shock peened circular spots 58. Limited by the first offset O1, it can vary from about 30% to 50% or more of the diameter D. The second overlap occurs between adjacent laser shock peened circular spots 58 in adjacent rows and is generally defined by a second offset O2 between the centerlines 62 of adjacent rows. However, it can vary from about 30% -50% of the diameter D, depending on the use and intensity or gentleness of the laser beam. The third overlap is the center X of adjacent laser shock peened circular spots 58 in adjacent rows 64.
Is a linear offset O3 between and can vary from about 30% -50% of diameter D depending on the particular application.
【００１８】この方法は、エーロフォイルの表面に目立
った様な効果又は損傷を何ら伴わずに、生又は生に近い
塗料だけが削摩される様に設計されている。これは、レ
ーザによる僅かな汚点又は再溶解さえも防止する為であ
る。そうしないと、羽根の動作に望ましくない空気力学
的な影響が生ずる。パターン全体をカバーするには何回
かの順序が必要になることがあり、レーザ発射の各順序
の合間に、レーザ衝撃ピーニングを加える面５４の塗料
の再塗布が行われる。レーザ発射の各順序は多数回のレ
ーザ発射又はパルスを持ち、この発射の間の期間は“ｒ
ｅｐ”と呼ばれる場合が多い。ｒｅｐの間、次のパルス
が、その順序内の次のレーザ衝撃ピーニングを加える円
形スポット５８の場所で発生する様に、部品を動かす。
部品を連続的に動かして、レーザ・ビームのパルス又は
発射の時に適切な位置にある様に調時することが好まし
い。各順序の１回又は更に多くの繰返しを用いて、各々
のレーザ衝撃ピーニングを加える円形スポット５８に１
回よりも多く命中させることが出来る。これによって、
毎回の発射又はレーザ・パルスに、より小さいレーザ・
エネルギを使うことが出来る。This method is designed so that only the raw or near-green paint is abraded without any noticeable effect or damage to the surface of the airfoil. This is to prevent slight spots or even redissolution by the laser. Otherwise, there will be undesirable aerodynamic effects on the operation of the vanes. Several sequences may be required to cover the entire pattern, with recoating of the surface 54 to be laser shock peened between each sequence of laser firings. Each sequence of laser firings has multiple laser firings or pulses, the period between the firings being "r
Often referred to as "ep". During rep, the next pulse moves the part so that it occurs at the location of the circular spot 58 that adds the next laser shock peening in the sequence.
It is preferable to move the part continuously to time it so that it is in the proper position during the pulse or firing of the laser beam. Use one or more iterations of each sequence to place one on each circular spot 58 to which each laser shock peening is applied.
You can hit more than once. by this,
With each firing or laser pulse, a smaller laser
You can use energy.
【００１９】この発明の１例は、長さ約１１吋のエーロ
フォイル、約３．５吋の弦Ｃ及び前縁ＬＥに沿った長さ
約２吋のレーザ衝撃ピーニングを加えた面５４を持つフ
ァンの羽根８である。レーザ衝撃ピーニングを加えた面
５４の幅（Ｗ１）は約０．５吋である。前縁ＬＥに最も
近いレーザ衝撃ピーニングを加えた円形スポット５８の
第１の行６４は、レーザ・スポットの直径Ｄ、即ち約
０．２７吋の約２０％、前縁を通り越し、こうしてレー
ザ衝撃ピーニングを加えた面５４の下方に、前縁から約
０．５４吋入り込んだ、予め応力を受けた領域５６内に
深い残留圧縮応力を加える。連続的なレーザの発射及び
羽根の移動の４回の順序を用いた。レーザのｒｅｐの間
の発射を、削摩されていない塗料を塗った面上にあるス
ポット５８に対して行い、この為、各々の順序の合間に
塗料を塗り直すことを必要とする。各々のスポット５８
に３回命中させ、この為、４回ずつの順序からなる３組
を用いて、レーザ衝撃ピーニングを加えた面５４には合
計１２回の塗料塗り並びに塗り直しを用いた。One example of the present invention has an airfoil of about 11 inches long, a chord C of about 3.5 inches and a laser shock peened surface 54 along the leading edge LE of about 2 inches long. The fan blades 8. The width (W1) of the surface 54 to which the laser shock peening is applied is about 0.5 inch. The first row 64 of laser spot peened circular spots 58 closest to the leading edge LE passes the leading edge about 20% of the diameter D of the laser spot, or about 0.27 inch, thus laser striking peening. A deep residual compressive stress is applied in the pre-stressed region 56, which is about 0.54 inches deep from the leading edge, below the slab 54. Four sequences of continuous laser firing and vane movement were used. Firing during the rep of the laser is done to spots 58 on the unablated painted surface, thus necessitating repainting between each sequence. Each spot 58
For this reason, a total of 12 coatings and recoatings were applied to the surface 54 to which laser shock peening had been applied, using 3 sets of 4 times each.
【００２０】塗料を塗ること並びに塗り直しに代わる方
法は、塗料を塗ることを全く用いないで、エーロフォイ
ルの面上の金属合金で上に述べたプラズマを形成するこ
とである。レーザ衝撃ピーニング過程を実施した後、レ
ーザ衝撃ピーニングを加えた面を、エーロフォイルの動
作に妨げがあるかも知れない面上に形成された再溶解部
を取除くのに十分な深さまで取除くことが出来る。An alternative to painting and repainting is to form the above-described plasma in the metal alloy on the face of the airfoil without any repainting. After performing the laser shock peening process, remove the laser shock peened surface to a depth sufficient to remove the remelted portion formed on the surface which may interfere with the operation of the airfoil. Can be done.
【００２１】特に図３について説明すると、この発明
は、レーザ衝撃ピーニングを加えた面５４と、前に述べ
た様にレーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加えら
れた、深い残留圧縮応力を持つ関連する予め応力を受け
た領域５６とを有する前縁ＬＥ、又は後縁ＴＥの部分又
は前縁ＬＥ並びに後縁ＴＥの両方の部分の何れかを有す
るファンの羽根８の構造を含む。後縁ＴＥ部分にあるレ
ーザ衝撃を加えた面並びに関連する予め応力を受けた領
域は、前に述べた前縁ＬＥ部分の場合と同様に構成され
る。前縁ＬＥの刻み目は、後縁ＴＥの刻み目よりも一層
大きくなる傾向があり、従って、前縁部分５０の第１の
幅Ｗ１は後縁部分７０の第２の幅Ｗ２より大きくするこ
とが出来る。例として云うと、Ｗ１は約０．５吋であっ
てよく、Ｗ２は約０．２５吋であってよい。With particular reference to FIG. 3, the present invention is directed to a laser shock peened surface 54 and associated predecessor with deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) as previously described. A fan vane 8 having either a leading edge LE with a stressed region 56, or a portion of the trailing edge TE or both portions of the leading edge LE as well as the trailing edge TE. The laser-impacted surface at the trailing edge TE portion as well as the associated prestressed area are constructed as in the previously described leading edge LE portion. The notch of the leading edge LE tends to be larger than the notch of the trailing edge TE, and thus the first width W1 of the leading edge portion 50 can be greater than the second width W2 of the trailing edge portion 70. . By way of example, W1 may be about 0.5 inch and W2 may be about 0.25 inch.
【００２２】この発明の原理を説明する為に、この発明
の好ましい実施例を詳しく説明したが、この実施例に
は、特許請求の範囲によって限定されたこの発明の範囲
を逸脱せずに、種々の変更を加えることが出来ることは
云うまでもない。Although a preferred embodiment of the present invention has been described in detail in order to explain the principle of the present invention, various modifications may be made to this embodiment without departing from the scope of the invention defined by the claims. Needless to say, it is possible to make changes.
【図１】この発明による一例の航空機用ガスタービン機
関の断面図。1 is a cross-sectional view of an example aircraft gas turbine engine according to the present invention.
【図２】（Ａ）は、この発明による一例の航空機用ガス
タービン機関のファンの羽根の斜視図。（Ｂ）は、この
発明に従って前縁に沿ってレーザ衝撃ピーニングにかけ
た半径方向に伸びる部分を持つ別の航空機用ガスタービ
ン機関のファンの羽根の斜視図。FIG. 2A is a perspective view of a blade of a fan of an aircraft gas turbine engine according to an example of the present invention. FIG. 3B is a perspective view of another aircraft gas turbine engine fan blade having a radially extending portion that has been laser shock peened along a leading edge in accordance with the present invention.
【図３】図２（Ａ）に示した線３−３で切ったファンの
羽根の断面図。FIG. 3 is a cross-sectional view of the fan blades taken along line 3-3 shown in FIG.
【図４】図２（Ａ）に示したファンの羽根の前縁に沿っ
て、レーザ衝撃ピーニングにかけられた面上のレーザ衝
撃ピーニングにかけられた円形スポットのパターンの簡
略図。FIG. 4 is a simplified diagram of the pattern of laser shock peened circular spots on the laser shock peened surface along the leading edge of the fan blade shown in FIG. 2 (A).
ＬＥ 前縁 ＴＥ 後縁 ３４ エーロフォイル ３８ 先端 ５４ ピーニングを加えた面 ５６ 予め応力を受けた領域 LE leading edge TE trailing edge 34 airfoil 38 tip 54 peened surface 56 prestressed area
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウィリアム・デウェイン・コウイ アメリカ合衆国、オハイオ州、ジーニア、 トレビーイン・ロード、1841番 (72)発明者 ハーバート・ハリラ アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、グリーンフィールド・ドライブ、7150 番 (72)発明者 ジェームス・エドウィン・ロダ アメリカ合衆国、オハイオ州、メイソン、 スナイダー・ロード、9837番 (72)発明者 ジェームス・エドワード・グクニヒト アメリカ合衆国、オハイオ州、シンシナテ ィ、ディアホーン・ドライブ、12157番 ─────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (72) Inventor William Dewain Cowy United States, Ohio, Genia, Treby Inn Road, No. 1841 (72) Inventor Herbert Harira United States, Ohio, Cincinnati, Greenfield Drive , 7150 (72) Inventor James Edwin Roda, Mason, Snyder Road, Ohio, United States, 9837 (72) James Edward Gkunicht, Inventor, United States, Ohio, Cincinnati, Dearhorn Drive, 12157 Turn
Claims (19)
つ金属のエーロフォイルと、該エーロフォイルの片側に
あって、前記前縁の少なくとも一部分に沿って半径方向
に伸びると共に前記前縁から弦方向に伸びるレーザ衝撃
ピーニングを加えた面と、該レーザ衝撃ピーニングを加
えた面からエーロフォイルの中に入り込む、レーザ衝撃
ピーニング（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留圧縮
応力を持つ領域とを有するガスタービン機関のファンの
羽根。1. A metal airfoil having a leading edge, a trailing edge and a radially outer tip, and one side of the airfoil extending radially along at least a portion of the leading edge and the leading edge. A laser shock peened surface extending in a chord direction from the surface, and a region having deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that penetrates into the airfoil from the laser shock peened surface. Fan blades of a gas turbine engine.
１のレーザ衝撃ピーニングを加えた面と、該第１のレー
ザ衝撃ピーニングを加えた面からエーロフォイルの中に
入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加
えられた深い残留圧縮応力を持つ第１の領域と、前記前
縁の吸込み側に沿って設けられた第２のレーザ衝撃ピー
ニングを加えた面と、該第２のレーザ衝撃ピーニングを
加えた面からエーロフォイルの中に入り込む、レーザ衝
撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留圧
縮応力を持つ第２の領域とを有する請求項１記載のガス
タービン機関のファンの羽根。2. A first laser shock peened surface provided along the pressure side of the front edge, and a laser shock entering into the airfoil from the first laser shock peened surface. A first region having a deep residual compressive stress applied by peening (LSP), a second laser impact peened surface provided along the suction side of the leading edge, and the second laser impact A fan blade for a gas turbine engine according to claim 1 having a second region having a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that penetrates into the airfoil from the peened surface.
らエーロフォイルの中に入り込むレーザ衝撃ピーニング
を受けた領域が、前記エーロフォイルの両側に同時にレ
ーザ衝撃ピーニングを加えることによって形成される請
求項２記載のガスタービン機関のファンの羽根。3. The laser shock peened region entering the airfoil from the laser shock peened surface is formed by simultaneously applying laser shock peening to both sides of the airfoil. Blades of a gas turbine engine fan.
根である請求項１記載のガスタービン機関のファンの羽
根。4. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 1, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
根である請求項２記載のガスタービン機関のファンの羽
根。5. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 2, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
つ金属のエーロフォイルと、該エーロフォイルの片側に
あって、前記後縁に沿って半径方向に伸びると共に前記
後縁から弦方向に伸びるレーザ衝撃ピーニングを加えた
面と、該レーザ衝撃ピーニングを加えた面からエーロフ
ォイルの中に入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳ
Ｐ）によって加えられた深い残留圧縮応力を持つ領域と
を有するガスタービン機関のファンの羽根。6. A metal airfoil having a leading edge, a trailing edge, and a radially outer tip and a metal foil on one side of the airfoil that extends radially along the trailing edge and chords from the trailing edge. Laser shock peening (LS), which extends into the airfoil from the surface to which laser shock peening is applied
A fan blade of a gas turbine engine having a region with a deep residual compressive stress exerted by P).
１のレーザ衝撃ピーニングを加えた面と、該第１のレー
ザ衝撃ピーニングを加えた面からエーロフォイルの中に
入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加
えられた深い残留圧縮応力を持つ第１の領域と、前記後
縁の吸込み側に沿って設けられた第２のレーザ衝撃ピー
ニングを加えた面と、該第２のレーザ衝撃ピーニングを
加えた面からエーロフォイルの中に入り込む、レーザ衝
撃ピーニング（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留圧
縮応力を持つ第２の領域とを有する請求項６記載のガス
タービン機関のファンの羽根。7. A laser impact peening surface provided along the pressure side of the trailing edge and a laser impact penetrating into the airfoil from the first laser impact peening surface. A first region having a deep residual compressive stress applied by peening (LSP), a second laser impact peened surface provided along the suction side of the trailing edge, and the second laser impact 7. A fan blade for a gas turbine engine according to claim 6, having a second region having a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that penetrates into the airfoil from the peened surface.
ら前記エーロフォイルの中に入り込む前記レーザ衝撃ピ
ーニングを受けた領域が、前記エーロフォイルの後縁の
両側を同時にレーザ衝撃ピーニングにかけることによっ
て形成される請求項７記載のガスタービン機関のファン
の羽根。8. The laser shock peened region entering into the airfoil from the laser shock peened surface is formed by simultaneously subjecting both sides of a trailing edge of the airfoil to laser shock peening. A blade of a fan of a gas turbine engine according to claim 7.
根である請求項６記載のガスタービン機関のファンの羽
根。9. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 6, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
羽根である請求項８記載のガスタービン機関のファンの
羽根。10. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 8, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
持つ金属のエーロフォイルと、該エーロフォイルの片側
にあって、前記後縁に沿って半径方向に伸びると共に該
後縁から弦方向に伸びるレーザ衝撃ピーニングを加えた
面と、前記エーロフォイルの片側にあって、前記前縁の
少なくとも一部分に沿って半径方向に伸びると共に前記
前縁から弦方向に伸びるレーザ衝撃ピーニングを加えた
面と、前記エーロフォイルの前縁及び後縁に沿って、前
記レーザ衝撃ピーニングを加えた面からエーロフォイル
に入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）によって
加えられた深い残留圧縮応力を持つ領域とを有するガス
タービン機関のファンの羽根。11. A metal airfoil having a leading edge, a trailing edge, and a radially outer tip and a metal foil on one side of the airfoil that extends radially along the trailing edge and chords from the trailing edge. And a laser shock peened surface on one side of the airfoil that extends radially along at least a portion of the leading edge and extends chordally from the leading edge. A region having a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that enters the airfoil from the laser shock peened surface along the leading and trailing edges of the airfoil. The fan blades of the engine.
て設けられた第１の対のレーザ衝撃ピーニングを加えた
面と、該第１の対のレーザ衝撃ピーニングを加えた面か
らエーロフォイルに入り込む、レーザ衝撃ピーニング
（ＬＳＰ）によって加えられた深い残留圧縮応力を持つ
第１の対の領域と、前記後縁の圧力側及び吸込み側に沿
って設けられた第２の対のレーザ衝撃ピーニングを加え
た面と、該第２の対のレーザ衝撃ピーニングを加えた面
から前記エーロフォイルに入り込む、レーザ衝撃ピーニ
ング（ＬＳＰ）によって加えられた、深い残留圧縮応力
を持つ第２の対の領域とを有する請求項１１記載のガス
タービン機関のファンの羽根。12. A first pair of laser shock peened surfaces provided along the pressure side and suction side of the leading edge, and an airfoil from the first pair of laser shock peened surfaces. A first pair of regions having a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) intruding into it and a second pair of laser shock peening provided along the pressure side and suction side of the trailing edge. And a second pair of regions with deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP) that enter the airfoil from the second pair of laser shock peened surfaces. A blade of a fan of a gas turbine engine according to claim 11, further comprising:
から前記エーロフォイルに入り込む前記レーザ衝撃ピー
ニングを受けた領域が、前記エーロフォイルの前記前縁
の両側を同時にレーザ衝撃ピーニングにかけると共に、
前記エーロフォイルの後縁の両側を同時にレーザ衝撃ピ
ーニングにかけることによって形成される請求項１２記
載のガスタービン機関のファンの羽根。13. The laser shock peened region entering the airfoil from the laser shock peened surface simultaneously laser shock peens both sides of the leading edge of the airfoil,
13. A fan blade for a gas turbine engine fan according to claim 12, formed by subjecting both sides of the trailing edge of the airfoil to laser shock peening simultaneously.
羽根である請求項１１記載のガスタービン機関のファン
の羽根。14. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 11, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
羽根である請求項１３記載のガスタービン機関のファン
の羽根。15. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 13, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
持つ金属のエーロフォイルと、前記エーロフォイルの圧
力側にある第１のレーザ衝撃ピーニングを加えた面と、
前記エーロフォイルの吸込み側にある第２のレーザ衝撃
ピーニングを加えた面とを有し、前記レーザ衝撃ピーニ
ングを加えた面は前記前縁の一部分に沿って半径方向に
伸びると共に前記前縁から弦方向に伸びており、更に、
前記レーザ衝撃ピーニングを加えた面から前記エーロフ
ォイルに入り込む、レーザ衝撃ピーニング（ＬＳＰ）に
よって加えられた深い残留圧縮応力を持つレーザ衝撃を
受けた領域を有し、前記一部分は前記前縁及び前記羽根
の予定の節線の交差部を中心としているガスタービン機
関のファンの羽根。16. A metal airfoil having a leading edge, a trailing edge and a radially outer tip, and a first laser shock peened surface on the pressure side of the airfoil.
A second laser shock peened surface on the suction side of the airfoil, the laser shock peened surface extending radially along a portion of the leading edge and chording from the leading edge. Direction, and further,
A portion of the leading edge and the blade that penetrates the airfoil from the laser shock peened surface and has a deep residual compressive stress applied by laser shock peening (LSP). The fan blades of the gas turbine engine centered on the intersection of the planned nodal lines.
記載のガスタービン機関のファンの羽。17. The nodal line is a main break line.
Fan blade of the listed gas turbine engine.
から前記エーロフォイルに入り込むレーザ衝撃ピーニン
グを受けた領域が、前記エーロフォイルの両側を同時に
レーザ衝撃ピーニングにかけることによって形成された
請求項１７記載のガスタービン機関のファンの羽根。18. The laser shock peened region of entry into the airfoil from the laser shock peened surface is formed by simultaneously subjecting both sides of the airfoil to laser shock peening. Fan blades of a gas turbine engine.
羽根である請求項１８記載のガスタービン機関のファン
の羽根。19. The fan blade of a gas turbine engine according to claim 18, wherein the fan blade is a repaired fan blade.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7596596A JP3728006B2 (en) | 1996-03-29 | 1996-03-29 | Fan blades of gas turbine engine |
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Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09264102A true JPH09264102A (en) | 1997-10-07 |
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