JP2008261334A - 空力動翼 - Google Patents

Abstract

【課題】動翼（５０）を開示する。
【解決手段】本動翼（５０）は、翼形部（６４）を備えた金属基材（５４）と、翼形部（６４）の表面（９８）内部に陥凹部（８２）を備えた該翼形部（６４）のセクションと、陥凹部（８２）内部に配置されかつ該陥凹部（８２）と接合した複合材インレー（５８）とを含む。
【選択図】 図１

Description

本発明は、広義にはタービンに関し、具体的には、空力動翼構成に関する。

例えば圧縮機動翼及びタービン動翼のような現在広く使用されている空力動翼は、前縁においてピーク応力を生じ、このピーク応力は、前縁並びにロータディスクへの動翼の根元アタッチメントの割れを引き起こしかねない。例えば、アンダカットのような設計機構により既存の用途の範囲内で前縁応力を低減しようとする試みは、ある程度の満足すべき結果をもたらしているが、改良の余地が残っている。動翼又は根元アタッチメントの設計の変更により、前縁から離れるように荷重経路を後方に移動させ、それによって前縁における応力レベルを低下させることができるが、そのような設計の変更は、既存の用途の範囲内での使用には適していない可能性がある。

そこで、当技術分野では、これらの欠点を克服した空力動翼構成に対する必要性が存在する。

本発明の実施形態は、動翼を含む。本動翼は、翼形部を有する金属基材であって、その翼形部セクションが翼形部表面内に陥凹部を有する金属基材と、陥凹部内部に配置されかつ該陥凹部と接合した複合材インレーとを備える。

本発明の別の実施形態は、タービンを含む。本タービンは、ガス流を導く外側フレームと、該外側フレーム内部に配置されたロータと、該ロータと作動可能に連結した複数の動翼とを含む。複数の動翼の少なくとも１つは、翼形部を有する金属基材であって、その翼形部セクションが翼形部表面内に陥凹部を有する金属基材と、陥凹部内部に配置されかつ該陥凹部と接合した複合材インレーとを備える。

これらの及びその他の利点及び特徴は、添付図面と関連させて行なう本発明の好ましい実施形態の以下の詳細な説明から一層容易に理解されるであろう。

添付図において同様の構成要素には同じ符号を付した例示的な図面を参照する。

本発明の実施形態は、その特性により特有の利点が得られるように材料を戦略的に配置することによって様々な材料の特性を利用する、例えばタービン動翼又は圧縮機動翼のような空力動翼（本明細書では、「動翼」とも呼ぶ）の設計材料システムを提供する。本設計材料システムは、モノリシック金属バック構造体及び根元アタッチメントの耐摩耗性及び耐摩擦性、寸法制御並びに全体堅牢性と組合せて複合材料の高い比強度及び比剛性を利用して、所定の動翼設計の前縁から離れるように荷重経路を後方に移動させる。本明細書で使用する場合に、「比強度」という用語は、材料の密度に対する該材料のいずれかの所定の強度（例えば、引張強度、圧縮強度又は剪断強度のような）の割合を意味する。同様に、「比剛性」という用語は、材料の密度に対する該材料の何れかの所定の剛性の割合を意味する。本設計材料システムはまた、動翼の平均密度を減少させて、遠心荷重の低減をもたらす。さらに、本設計材料システムのパラメータにより、動翼の固有振動数の調整が可能になる。

図１は、タービン２０を示しており、このタービン２０は、ロータ２４を介してロータシャフト２２と作動可能に連結した複数のタービン動翼及び圧縮機動翼（その１つの実施例を図２に示す）を使用して、ロータ２４の回転により熱エネルギーを機械エネルギーに転換する。燃焼ガスは外側フレーム２６内に流れ、該外側フレーム２６によって複数のタービン動翼上に作用するように導かれる。タービン動翼は、ガスの膨脹と関連するエネルギーのロータ２４の回転への変換を行う。ロータ２４は、当業者には分かるような方法でタービン２０の中心部に近接して回転可能に配置される。タービン２０は、ガスタービンとすることができ、このガスタービンは、燃焼ガスの膨脹により生じる熱エネルギーを、例えば航空機、船舶又は列車のような乗り物を推進するための機械エネルギーを供給するように、発電或いは例えばポンプのような他の用途のための機械エネルギーを供給するように変換する。それに代えて、タービン２０は、蒸気タービンとすることができ、この蒸気タービンは、高温度蒸気の膨脹により生じる熱エネルギーを、例えば上述したもののようなあらゆる多様な用途のための機械エネルギーに転換する。

次に図２を参照すると、複合材嵌込み動翼５０の実施形態の斜視図を示している。動翼５０は、金属バック構造体（本明細書では、「基材」とも呼ぶ）及び複合材インレー５８の組を含む。本明細書で使用する場合に、符号５８は、複合材インレーの組の１以上のインレーを示す。金属基材５４は、例えば多歯形アタッチメント又は「もみの木部」（図２に示すような）及び単歯形アタッチメント又は「ダブテール部」（図３及び図５に示すような）などの一体形根元アタッチメント６２を含む。根元アタッチメント６２は、ロータディスク６５内部に配置されて該ロータディスク６５を介して動翼５０をロータ２４に取付けることができるように開口部６３の幾何形状と相補形の幾何形状を有することが分かるであろう。動翼５０はまた、前縁６６及び後縁７０を有する翼形部６４を含む。

圧縮機動翼５０の翼形部６４は、複数の動翼５０の回転（前縁６６から後縁７０に向かう方向の）に応答して、ガス又は蒸気の流れを加圧しかつ該ガス又は蒸気の流れにエネルギーを付加するように作用する。ロータディスク６５により与えられたれ力は、単歯形アタッチメント又はダブテール部６２を介して圧縮機動翼に伝達される。さらに、遠心力（ガス又は蒸気加圧の反力として発生する力に加えて）が、矢印Ｚで示すように外向き半径方向に発生し、圧縮機動翼５０を通してダブテール６２（図３を参照すると最もよく分かる）によりロータディスク６５に伝達される。圧縮機動翼は一般的に、等軸晶組織を有する材料で作られる。

タービン動翼５０の翼形部６４は、その前縁６６上を越えて後縁７０に向かう矢印Ｘで示すような方向の膨脹ガス又は蒸気の流れに応答して、矢印Ｙで示すような方向の力をタービン動翼５０上に与える。タービン動翼５０は、与えられた力をもみの木部６２を介してロータディスク６５に伝達し、それによってタービン動翼５０を（ロータディスク６５と共に）ロータシャフト２２のような中心部７４の周りで回転させる。タービン動翼５０（及びロータディスク６５）の回転に応答して、外向き半径方向に遠心力が発生する。この遠心力（膨脹ガス又は蒸気の流れにより生じる力に加えて）は、タービン動翼５０を通してもみの木部６２によりロータディスク６５に伝達される。より高い作動温度に耐えるために（下記でさらに説明するように）、タービン動翼は一般的に、圧縮機動翼材料よりも高い密度を有する単結晶材料で作られる。さらに、一般的なタービン動翼は、それぞれの圧縮機動翼よりも大きい。従って、タービン動翼は、多歯形もみの木部６２を利用して、タービン動翼のより高い密度及びより大きい寸法により生じるより大きな力をロータディスク６５に伝達することが分かるであろう。

翼形部６４の前縁６６は、比較的直線状かつ厚肉であり、ダブテール部６２への直接経路を形成する。後縁７０は、前縁６６よりも薄肉であり、前縁６６に対して湾曲させることができる。前縁６６は、翼形部６４からアタッチメント６２に力を伝達する比較的直接的な荷重経路を形成し、多くの場合、このことにより前縁６６において又は該前縁６６近傍において動翼５０のピーク応力が発生する。

次に、図３、図４及び図５を参照すると、動翼５０の実施形態の端面図及び２つの断面図を示している。動翼５０の２つの側面７６、７８上に配置した状態で、複合材インレー５８の組を示している。インレー５８の複合材料は、例えば圧縮機の場合には、それで基材５４が作られているチタン、超合金鋼及びマルテンサイトステンレス鋼のような金属材料よりも高い比強度（密度に対する強度比）及び高い比剛性（密度に対する剛性比）を示す。

複合材インレー５８は、翼形部６４の表面内の陥凹部８２内部に配置される。陥凹部８２は、翼形部６４の一部分であり、つまり全面積の１００％よりも少ない。陥凹部８２は、例えば機械加工又は鍛造のようなあらゆる好適な方法によって金属基材５４内に形成される。陥凹部８２の深さは、該陥凹部８２が翼形部６４を貫通しないように、該翼形部６４の厚さよりも小さいことが分かるであろう。実施形態では、陥凹部８２は、矢印Ｚで示すように半径方向に配向され、複合材料は、陥凹部８２と整列した単方向連続繊維を含む。複合材インレー５８の組は、金属基材５４の陥凹部８２内部に接着接合される。さらに、複合材インレー５８は、金属基材５４による外向き半径方向運動に対して機械的に拘束される。陥凹部８２を形成するために金属基材５４から材料を取除くことは、該金属基材５４の質量を減少させる。さらに、金属基材５４から取除いた比較的密度の高い金属材料をその後より低い密度を有する複合材インレー５８で置き換えることにより、より軽い全体質量及びより低い平均密度を有する動翼５０が得られる。下記でさらに説明するように、より低い平均密度はさらに、翼形部アタッチメントへの動翼荷重を減少させる。

その初期段が一般的に約１５０℃以下の温度で作動する圧縮機動翼５０の実施形態では、インレー５８は、例えば連続繊維強化炭素／エポキシのような複合材料で作られる。金属バック構造体基材５４よりも大きい剛性を有する炭化ホウ素又は炭化ケイ素のような繊維材料を含む別の複合材料は、例えば荷重、変形及び回転に対する応答に影響を与えることが分かるであろう。例えば、フェノール、ポリエステル及びポリウレタンのようなマトリックス材料は、本発明の実施形態の技術的範囲内のものとして考えている。

１２００℃を越える作動温度に達する可能性があるタービン動翼５０の実施形態では、インレー５８は、例えばセラミック複合材のような耐熱複合材で作られる。タービン動翼５０の別の実施形態では、セラミックインレー５８のような事前硬化型耐熱複合材インレー５８が、セラミック接着剤を用いて翼形部６４の陥凹部８２内部に接合される。例えば歪みゲージをタービン動翼５０に接合するために広く利用される公知のセラミック接着剤は、そのような耐熱インレー５８を接合するのに好適なものと考えられる。

実施形態では、陥凹部９５の幾何形状により、インレー９６の横方向（翼厚方向）保持が得られる。動翼５０の表面９８からの距離が増大すると、陥凹部９５の幅９７も増大し、それによってインレー９６を方向線Ｙで示す横方向に拘束する。例えば、炭素／エポキシ複合材のような複合材料は、展性がありかつ成形可能であり、それにより該複合材料を陥凹部９５内に挿入することが可能になる。硬化処理の後に、複合材料は硬化して、陥凹部９５からのインレー９６の分離を制止又は防止する。

金属基材５４は、翼形部６４と一体形になったアタッチメントを備えて、翼形部６４からの力の該アタッチメントへの直接的な伝達を行うようになっている。適切な金属材料の選択により、金属基材５４の耐摩擦性及び耐摩耗性が強化される。さらに、金属基材５４は、前縁６６、後縁７０、翼形部先端８４及びアタッチメント６２のような重要な空気力学的領域について寸法制御が行われる。一体形アタッチメント６２を含む金属基材５４によって得られる寸法制御により、動翼５０を既存の用途に改造取付けすることが可能になる。

基材５４に対する複合材インレー５８のより大きい剛性のために、動翼５０内部へのインレー５８の配置により、反作用力の局所的相対的増大が生じる。つまり、タービン２０の運転により生じる動翼５０上への力の付加に応じて、複合材インレー５８の大きい剛性により、金属バック構造体５４よりも大きい反作用力が得られる。従って、タービン動翼５０の反作用力（及び付随応力）は、複合材インレー５８を設置した領域において該複合材インレー５８の設置がない同一の領域における反作用力よりもより大きく又は集中した状態になる。従って、タービン動翼５０の後縁７０に近接させて複合材インレー５８を配置することにより、反作用力（及び随伴応力）の伝達を後縁７０に向かって後方に移動させ、それによって、タービン動翼５０の前縁６６のピーク応力量の相対的減少が得られる。このような前縁６６におけるピーク応力量の減少は、前縁６６及びアタッチメント６２における割れ発生の可能性を低下させる。さらに、タービン動翼５０の横方向外側表面位置に複合材インレー５８を配置（図４及び図５において最も良く分かる）して、動翼５０の横方向中心部９４が金属基材５４を含むようにすることにより、動翼５０のたわみ剛性又は曲げ強度を増大させてガス圧力荷重に耐えるようにしかつ特定共振振動数を増加させるようにする。

タービン動翼５０の回転軸線７４は、例えば方向Ｚで示すように半径方向を画成する。インレー５８は、該インレー５８のそれぞれ半径方向外側端部９１及び半径方向内側端部９２（本明細書では、第１の端部及び第２の端部とも呼ぶ）において方向線Ｙで示すような横方向において減少した厚さを有する半径方向のテーパ８６、９０を含む。従って、半径方向テーパ８６、９０は、端部９１、９２におけるインレー５８の減少した横方向厚さを形成して、タービン２０の作動力に応じてインレー５８によって生成されかつ基材５４に伝達される反作用力の量を制御する（減少させる）ようになる。従って、端部９１、９２においてインレー５８によって生じる力を減少させることにより、複合材インレー５８と基材５４との間での力の段階的な伝達を行って、端部９１、９２における接合破壊の可能性を減少させる。陥凹部８２の幾何形状（図４に示すように）の選択によってもまた、複合材インレー５８と基材５４との間での力の伝達を有効に行うことができることが分かるであろう。例えば、力の伝達は、半円形、半楕円形、放物線、矩形及び三角形幾何形状の全てを含む断面の選択によって影響させることができる。

基材５４の比較的密度の高い金属材料を低い密度の複合材インレー５８と置き換えることにより、所定の寸法、強度及び剛性を有する動翼５０の平均密度及び全体質量を減少させる。動翼５０の全体質量を減少させることにより、所定速度での動翼５０の回転に応答して発生する遠心力の対応する低減が得られる。従って、所定速度での動翼５０の回転に応答して発生する遠心力の低減により、動翼５０のアタッチメント６２とロータディスク６５との間の接合面における、ディスクリム荷重として知られる荷重が減少する。このようなディスクリム荷重の減少の結果としてディスクボア応力が低減することが分かるであろう。このような応力低減により、所定の用途におけるロータディスクの寸法、質量及びコストの減少、ロータディスク６５のバーストマージン又は限界速度の増大、並びに全体ロータ２４寿命の向上などの付加的利点が得られる。それに代えて、大きい長さで低い平均密度を有してタービン２０性能を高める動翼５０は、ロータディスク６５を付加的に強化する必要性なしで該ロータディスク６５と共に使用して、それによって所定のロータ２２の設計性能を高めることができる。

例えばインレー幅１００、インレー長さ１０４、インレー深さ１０８、テーパ８６、９０構成、複合材強化材料の種類、及び複合材マトリックス材料の種類のいずれかのような複合材インレー５８のパラメータにより、動翼５０の固有振動数が生じる。さらに、半径方向Ｚに対するインレーの配向θは、動翼５０のねじれ振動数又はねじれ剛性率を増大させるように選択することができる。θが０度（つまり、半径方向Ｚと整列した状態）から４５度まで増加するにつれて、強度及び振動数のねじれ成分が増加する。従って、これらパラメータを適切に選択することにより、動翼５０は、該動翼５０の固有振動数がタービン２０の既知の作動振動数を避けるように調整することができる。

複合材インレー５８の使用によりさらに、動翼５０の高い損傷許容性が得られる。例えば、前縁６６において開始する可能性がある割れ１１２（図３に示すような）の伝播は、該割れ１１１２がインレー１１６に達した時に停止させることができる。金属基材５４と複合材インレー５８との間の接合面によって形成された境界面は、万一、割れが金属基材５４又はインレー５８のいずれか内に発生した場合には割れ防止装置としての働きをする。従って、動翼５０分離により生じるタービン２０破損の危険性が減少する。

次に図６及び図７を参照すると、大きい寸法のインレー１１８を有する動翼５０の実施形態を示している。実施形態では、インレー１１８の寸法は、例えば直交強化型複合材料のような１つよりも多い方向に配向された繊維を有する複合材強化材料の使用を可能にするように大きくしている。１つよりも多い方向に配向された繊維を有する複合材料の使用は、剪断強度及び剛性並びに半径方向強度及び剛性を高めることを意図している。

図８及び図９は、保護皮膜１２０を備えた動翼５０の実施形態を示している。保護皮膜１２０は、インレー５８の材料、具体的には例えばエポキシのようなマトリックスの耐摩耗性及び耐衝撃性よりも大きい耐摩耗性及び耐衝撃性を有する。保護皮膜は、インレー５８を覆うように翼形部５４上に配置される。従って、保護皮膜１２０は、インレー５８の複合材料、具体的には例えばエポキシのようなマトリックスの耐食性を向上させる。さらに、保護皮膜１２０は、金属基材５４及び複合材インレー５８の少なくとも１つの耐腐食及び異物損傷性を高め、かつ滑らかかつ一様な空気力学的表面を形成する。

実施形態では、保護皮膜１２０は金属カバーであり、この金属カバーは陥凹部８２を囲む翼形部６４の表面内に形成又は機械加工された陥凹部１２４内部に配置されて、該陥凹部１２４内に保護皮膜１２０を配置することにより、同一平坦面の翼形部６４表面が形成されるようにする。１つの実施形態では、保護カバー１２０は、例えばエポキシにより動翼５０の翼形部６４及び複合材インレー５８に対して接合された金属カバーである。別の実施形態では、保護皮膜１２０は、翼形部６４に対してレーザ溶接された金属カバーである。金属カバー１２０は付加的に、インレー５８上に横方向の更なる制約を与えて、インレー５８が陥凹部８２と該金属カバー１２０との間に完全に拘束されるようにする。さらに別の実施形態では、保護皮膜１２０は、動翼５０上に低温溶着させた金属カバーである。金属カバー１２０は、タービン２０での使用に適した、例えばチタン合金、超合金鋼及びマルテンサイトステンレス鋼のようなあらゆる適切な金属で作ることが考えられる。別の実施形態では、保護皮膜１２０は、例えば電気メッキニッケル及び無電解ニッケル−亜リン酸メッキの少なくとも１つのような動翼５０に施工したメッキである。

次に図１１と共に図１０を参照すると、動翼５０の別の実施形態を示している。陥凹部８２は、アタッチメント６２を貫通して延在し、それによってアタッチメント６２を通るボア１２８を形成する。インレー５８は、それらインレー５８が翼形部６４からアタッチメント６２内にかつ該アタッチメント６２を貫通して延在するように設置され、ボア１２８を形成したアタッチメント６２の表面に対して接合される。インレー５８がアタッチメント６２を貫通して延在するようにすることにより、動翼５０の質量をさらに減少させながら、該アタッチメント６２の強度及び剛性の少なくとも１つが増大する。

動翼５０の２つの側面７６、７８上に配置されたインレー５８を有する本発明の実施形態を説明してきたが、本発明の技術的範囲はそのようなものに限定されるものではないこと、また本発明は、例えば側面７６及び側面７８の１つのような一方の側面上のみに配置したインレー５８を有することができる動翼にも適用されることが分かるであろう。

開示したように、本発明の幾つかの実施形態は、次のような利点、すなわち、タービン動翼前縁のピーク応力を低減することができること、所定の寸法及び強度を有するタービン動翼の平均密度を減少させることができること、ロータ遠心荷重を減少させることができること、所定の用途におけるロータディスクの寸法を縮小することができること、所定のエンベロープ寸法を有するタービン動翼の固有振動数を調整することができること、所定のロータ設計を備えた大型タービン動翼を使用してタービン性能を高めることができること、タービン動翼の損傷許容性を高めることができること、並びに現在広く使用されている用途におけるタービン動翼を低い平均密度、大きい損傷許容性及び低い前縁ピーク応力を有するタービン動翼で置き換えることができることのうちの幾つかを含むことができる。

例示的な実施形態に関して本発明を説明してきたが、本発明の技術的範囲から逸脱せずに様々な変更を加えることができまた本発明の要素を均等物で置き換えることができることは当業者には解るであろう。さらに、本発明の本質的な技術的範囲から逸脱せずに、特定の状況又は物的要件を本発明の教示に適合させるように多くの修正を加えることができる。従って、本発明は、本発明を実施するのに考えられる最良の又は唯一の形態として開示した特定の実施形態に限定されるものではなく、本発明は、提出した特許請求の範囲の技術的範囲内に属する全ての実施形態を含むことを意図している。同様に、図面及び説明において、本発明の例示的な実施形態を開示しており、また特定の用語を用いたが、それら用語は、特にそうでないことを明記しない限りは、限定を目的としてではなく一般的かつ説明的な意味のみで使用しており、従って、本発明の技術的範囲はそのように限定されるものではない。さらに、第１の、第２のなどの用語の使用は、あらゆる順序又は重要度を表わすものでなく、むしろ、第１の、第２のなどの用語は、１つの要素を他の要素から区別するために使用している。さらに、数詞の特定のない用語の使用は、量の限定を表わすものではなく、むしろ、記載したアイテムの少なくとも１つが存在していることを表わしている。

本発明の実施形態に係るタービンを示す図。 本発明の実施形態に係る動翼の斜視図。 本発明の実施形態に係る動翼の側面図。 本発明の実施形態に係る図３の動翼の断面図。 本発明の実施形態に係る図３の動翼の断面図。 本発明の実施形態に係る動翼の側面図。 本発明の実施形態に係る図６の動翼の断面図。 本発明の実施形態に係る動翼の側面図。 本発明の実施形態に係る図８の動翼の断面図。 本発明の実施形態に係る動翼の側面図。 本発明の実施形態に係る図１０の動翼の断面図。

符号の説明

２０ タービン
２２ シャフト
２４ ロータ
２６ 外側フレーム
５０ 動翼
５４ 基材
５８ 複合材インレー
６２ アタッチメント
６３ 開口部
６４ 翼形部
６５ ロータディスク
６６ 前縁
７０ 後縁
７４ 中心部
７６ 側面
７８ 側面
８２ 陥凹部
８４ 先端
８６ テーパ
９０ テーパ
９１ 第１の端部
９２ 第２の端部
９４ 横方向中心部
９５ 陥凹部
９６ インレー
９７ 幅
９８ 表面
１００ 幅
１０４ 長さ
１０８ 深さ
１１２ 割れ
１１６ インレー
１１８ インレー
１２０ 皮膜
１２４ 陥凹部
１２８ ボア

Claims (22)

1. 翼形部を有する金属基材であって、その翼形部セクションが翼形部表面内に陥凹部を有する金属基材と、
   前記陥凹部内部に配置されかつ該陥凹部と接合した複合材インレーと、
   を備える動翼。
2. 前記陥凹部の深さが前記翼形部の厚さよりも小さい、請求項１記載の動翼。
3. 前記複合材インレーが連続繊維強化炭素エポキシ複合材を含む、請求項１記載の動翼。
4. 前記複合材インレーが単方向炭素繊維を含む、請求項３記載の動翼。
5. 前記複合材インレーが第１の端部と第２の端部とを有し、第１の端部及び第２の端部の少なくとも１つが前記金属基材と前記複合材インレーとの間で伝達される力の量を制御するため横方向に厚さが薄くなるテーパを含む請求項１記載の動翼。
6. 前記翼形部に沿って半径方向を画成する回転軸線を有し、前記複合材インレーの第１の端部が前記回転軸線に対して半径方向外側に配置され、前記複合材インレーの第２の端部が前記回転軸線に対して半径方向内側に配置される、請求項５記載の動翼。
7. 前記金属基材が、当該動翼をロータディスクに取付けることができるようにロータディスク内部の開口部と相補形の幾何形状を有するアタッチメントをさらに備える、請求項１記載の動翼。
8. 前記動翼がタービン動翼であり、前記アタッチメントが多歯形アタッチメントである、請求項７記載の動翼。
9. 前記動翼が圧縮機動翼であり、前記アタッチメントが単歯形アタッチメントである、請求項７記載の動翼。
10. 前記陥凹部が前記アタッチメントを貫通して延在して該アタッチメントを通るボアを形成し、前記複合材インレーが前記ボア内部に配置されかつ該ボアを形成した前記アタッチメントの表面に接合される、請求項７記載の動翼。
11. 前記複合材インレーの材料の耐摩耗性及び耐衝撃性よりも大きい耐摩耗性及び耐衝撃性を有する皮膜をさらに含み、前記皮膜が前記複合材インレーを被覆して設層される、請求項１記載の動翼。
12. 前記皮膜がチタン合金を含む、請求項１１記載の動翼。
13. 前記皮膜が前記翼形部と接合したエポキシ樹脂である、請求項１１記載の動翼。
14. 前記皮膜が前記翼形部にレーザ溶接される、請求項１１記載の動翼。
15. 前記皮膜が電解ニッケルメッキと、無電解ニッケル−亜リン酸メッキとの少なくとも１つを含む、請求項１１記載の動翼。
16. 前記翼形部に沿って半径方向を画成する回転軸線を有し、前記半径方向に対する前記複合材インレーの配向角度が０〜４５度である、請求項１記載の動翼。
17. ガス流を導く外側フレームと、前記外側フレーム内部に配置されたロータと、前記ロータと作動可能に連結した複数の動翼と備えるタービンであって、
    前記複数の動翼の少なくとも１つが、
    翼形部を有する金属基材であって、その翼形部セクションが翼形部表面内に陥凹部を有する金属基材と、
    前記陥凹部内部に配置されかつ該陥凹部と接合した複合材インレーと、
    を備える、タービン。
18. 前記複合材インレーが連続繊維強化炭素エポキシを含む、請求項１７記載のタービン。
19. 前記複合材インレーが第１の端部及び第２の端部を含み、第１の端部及び第２の端部の少なくとも１つが前記金属基材と前記複合材インレーとの間で伝達される力の量を制御するため横方向に厚さが薄くなるテーパを含む、請求項１７記載のタービン。
20. 前記金属基材が、前記動翼をロータディスクに取付けることができるようにロータディスク内部の開口部と相補形の幾何形状を有するアタッチメントをさらに備える、請求項１７記載の圧縮機。
21. 前記陥凹部が前記アタッチメントを貫通して延在して該アタッチメントを通るボアを形成し、前記複合材インレーが前記ボア内部に配置されかつ該ボアを形成した前記アタッチメントの表面に接合される、請求項２０記載のタービン。
22. 前記複合材インレーの材料の耐摩耗性及び耐衝撃性よりも大きい耐摩耗性及び耐衝撃性を有する皮膜をさらに含み、前記皮膜が前記複合材インレーを被覆して設層される、請求項１７記載のタービン。

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