COMPOSITE BLADE WITH UNI-TAPE AIRFOIL SPARS

• Main Authors: SHAH, PRANAV, DHOJ, KRAY, NICHOLAS, JOSEPH, SHIM, DONG-JIN, PRENTICE, IAN, FRANCIS, DAVIS, TOD, WINTON
• Format: Patent
• Language: English; French
• Published: 01.05.2014
• Subjects: BLASTING; CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TOTRANSPORTATION; ENGINE PLANTS IN GENERAL; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; HEATING; INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TONON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES ORJET-PROPULSION PLANTS; INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUSSUBCLASSES OF CLASSES F01-F04; LIGHTING; MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; MECHANICAL ENGINEERING; NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAMTURBINES; NON-POSITIVE DISPLACEMENT PUMPS; POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS; STEAM ENGINES; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS; TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINSTCLIMATE CHANGE; WEAPONS

A gas turbine engine composite blade (10) includes an airfoil (12) having pressure and suction sides (41, 43) extending outwardly in a spanwise direction (S) from a blade root (20) along a span (S) to a blade tip (47). A core section (50) of the blade (10) including composite quasi-isotropic plies (52) extends spanwise outwardly through the blade (10). One or more spars (54, 56) including a stack (62) of uni-tape plies (63) having predominately a 0 degree fiber orientation with respect to the span (S) and extending spanwise outwardly through the root (20) and a portion (53) of the airfoil (12) towards the tip (47). Spars may include pressure and suction side spars (54, 56) sandwiching a chordwise extending portion (58) of the core section (50) in the airfoil (12) and which be located near or along the pressure and suction sides (41, 43) respectively. Chordwise extending portion (58) may be centered about a maximum thickness location (61) of the airfoil (12). Spars (54, 56) may have height (H), width (W), and thickness (T) that avoids flexural airfoil modes. L'invention porte sur une pale composite de moteur de turbine à gaz (10), laquelle pale comprend un profil (12) ayant un intrados et un extrados (41, 43) s'étendant vers l'extérieur dans une direction d'étendue (S) à partir d'une racine de pale (20) le long d'une étendue (S) jusqu'à une pointe de pale (47). Une section cœur (50) de la pale (10) comprenant des nappes quasi-isotropes composites (52) s'étend dans le sens de l'étendue vers l'extérieur à travers la pale (10). Un ou plusieurs longerons (54, 56) comprennent un empilement (62) de nappes uni-bande (63) ayant de façon prédominante une orientation de fibre à 0 degré par rapport à l'étendue (S) et s'étendant dans le sens de l'étendue vers l'extérieur à travers la racine (20) et une partie (53) du profil (12) vers la pointe (47). Des longerons peuvent comprendre des longerons d'intrados et d'extrados (54, 56) prenant en sandwich une partie s'étendant dans le sens de la corde (58) de la section cœur (50) dans le profil (12), et qui peuvent être disposés au voisinage de l'intrados et de l'extrados (41, 43) ou le long de ceux-ci, respectivement. Une partie s'étendant dans le sens de la corde (58) peut être centrée autour d'un emplacement d'épaisseur maximale (61) du profil (12). Des longerons (54, 56) peuvent avoir une hauteur (H), une largeur (W) et une épaisseur (T) qui évitent des modes de profil à flexion.