JPS5810119A - タ−ボ機械のロ−タ組立体 - Google Patents
タ−ボ機械のロ−タ組立体Info
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- JPS5810119A JPS5810119A JP57110050A JP11005082A JPS5810119A JP S5810119 A JPS5810119 A JP S5810119A JP 57110050 A JP57110050 A JP 57110050A JP 11005082 A JP11005082 A JP 11005082A JP S5810119 A JPS5810119 A JP S5810119A
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- JP
- Japan
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- rotor
- dovetail
- root
- spool
- airfoil
- Prior art date
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
- F01D5/303—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
- F01D5/3038—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot the slot having inwardly directed abutment faces on both sides
-
- 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
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、ターボ機械ロータ組立体に関し、特に、この
ような組立体におけるロータスプールに圧縮機動翼とタ
ービン動翼のような動翼を固定するための動翼装着手段
に関する。本発明の動翼装着手段は、周方向のダブテー
ルおよびロータスプール溝構造を有するガスタービンエ
ンジン等の用途に特に有用である。
ような組立体におけるロータスプールに圧縮機動翼とタ
ービン動翼のような動翼を固定するための動翼装着手段
に関する。本発明の動翼装着手段は、周方向のダブテー
ルおよびロータスプール溝構造を有するガスタービンエ
ンジン等の用途に特に有用である。
軸流ガスタービンエンジンに用いる通常のロータ構造体
は、ガスタービンの縦軸線に対して部分的に半径方向外
方砧傾斜しかつガスタービン内に環状流体流路を画成す
る表面を有する比較的薄い方向列をなして固着された複
数の動画部材とを含む。流路はさらにガスタービン外側
流路壁によって画成され、この流路壁はしばしば、ター
ビン縦軸線に対してやはり半径方向外方に傾斜する一部
分を有する。外側流路壁の傾斜角は約１５〜２０度を超
えることがある。
は、ガスタービンの縦軸線に対して部分的に半径方向外
方砧傾斜しかつガスタービン内に環状流体流路を画成す
る表面を有する比較的薄い方向列をなして固着された複
数の動画部材とを含む。流路はさらにガスタービン外側
流路壁によって画成され、この流路壁はしばしば、ター
ビン縦軸線に対してやはり半径方向外方に傾斜する一部
分を有する。外側流路壁の傾斜角は約１５〜２０度を超
えることがある。
通例、圧縮機とタービンの動翼列と、それらの間の静翼
列は、軸流ターボ機械のタービン部および（または）圧
縮機部において、８買の縦軸線がタービン縦軸線にほぼ
垂直となるように方向づけられている。外側流路壁の大
きな傾斜は動翼端に対して鋭角をなし、その結果、流体
流線は動翼端に鋭角で衝突する。この構成の結果、乱流
による翼端空力損失が生゛じ、従って、タービン部と圧
縮機部の効率が低下する。
列は、軸流ターボ機械のタービン部および（または）圧
縮機部において、８買の縦軸線がタービン縦軸線にほぼ
垂直となるように方向づけられている。外側流路壁の大
きな傾斜は動翼端に対して鋭角をなし、その結果、流体
流線は動翼端に鋭角で衝突する。この構成の結果、乱流
による翼端空力損失が生゛じ、従って、タービン部と圧
縮機部の効率が低下する。
動翼の空気力学的効率を高める一構成では、動翼と静翼
が流れに対して均一に傾斜しており、従って、動翼と静
岡は流線に対する直交位置にさらに接近するように方向
づけられている。この傾斜間構成はターボ機械の圧縮機
部および（または）タービン部に利用し得るものである
。例えば、軸流ガスタービンエンジンのタービン部にお
ける傾斜構成の使用は、本発明と関連する米国特許出願
「タービン装置」に開示されている。この引例は本発明
の譲受人に譲渡されたもので、参照によりここに包含さ
れる。タービン傾斜間構成の使用は翼端損失を減らす効
果があるので、タービン構造体の空力効率を高める。し
かし、タービン動翼を傾斜させることにより、動翼に作
用する遠心曲げ力が生じ、その結果勤閤装着部に余分な
カがかがる。
が流れに対して均一に傾斜しており、従って、動翼と静
岡は流線に対する直交位置にさらに接近するように方向
づけられている。この傾斜間構成はターボ機械の圧縮機
部および（または）タービン部に利用し得るものである
。例えば、軸流ガスタービンエンジンのタービン部にお
ける傾斜構成の使用は、本発明と関連する米国特許出願
「タービン装置」に開示されている。この引例は本発明
の譲受人に譲渡されたもので、参照によりここに包含さ
れる。タービン傾斜間構成の使用は翼端損失を減らす効
果があるので、タービン構造体の空力効率を高める。し
かし、タービン動翼を傾斜させることにより、動翼に作
用する遠心曲げ力が生じ、その結果勤閤装着部に余分な
カがかがる。
ロータスプールに動Ｉ１部材を保持するための従来の動
寓装看部の一種は、胃形部の基部と一体に形成されかつ
ロータスプールの外面とほぼ平行に配置されたプラット
ホームと、このプラットホームと一体に形成された根部
またはダブテールとを含み、このダブテールは１対の横
方向逆向きに延在する半径方向に対称のダブテール肩部
また歯部を画成するくびれ部を有する。ダブテールの下
面または基面はタービンの縦軸線または中心線にほぼ平
行である。
寓装看部の一種は、胃形部の基部と一体に形成されかつ
ロータスプールの外面とほぼ平行に配置されたプラット
ホームと、このプラットホームと一体に形成された根部
またはダブテールとを含み、このダブテールは１対の横
方向逆向きに延在する半径方向に対称のダブテール肩部
また歯部を画成するくびれ部を有する。ダブテールの下
面または基面はタービンの縦軸線または中心線にほぼ平
行である。
ダブテールは、慨して空気力学的機能を持たない動翼支
持構造体に固着される。このような構造体は、例えば、
ダブテールと係合するように形成された周方向溝を有す
る厚い環状ロータスプール部である。該溝は、動翼がロ
ータから半径方向に飛出さないように動翼ダブテールを
固定するのに有効である。動翼ダブテールを動翼保持溝
内に組込むには、通常、スプールの外周に沿って１個以
上の個別点において溝に切込んだ狭い装着用スロットに
よって動翼ダブテールを挿入し、次いで動翼を動翼保持
溝内で漬らせてそれぞれの位ｗ！１つける。
持構造体に固着される。このような構造体は、例えば、
ダブテールと係合するように形成された周方向溝を有す
る厚い環状ロータスプール部である。該溝は、動翼がロ
ータから半径方向に飛出さないように動翼ダブテールを
固定するのに有効である。動翼ダブテールを動翼保持溝
内に組込むには、通常、スプールの外周に沿って１個以
上の個別点において溝に切込んだ狭い装着用スロットに
よって動翼ダブテールを挿入し、次いで動翼を動翼保持
溝内で漬らせてそれぞれの位ｗ！１つける。
傾斜したロータスプールにおいて傾斜プラットホーム付
きの従来型ダブテール根部を有する動翼を用いるために
は、ロータスプールに材料を追加する必要がある。さら
に詳述゛すると、タービン流体が周方向ダブテール溝を
通過して漏れることを抑制するために周方向ダブテール
溝の両側に周方向流体密封部またはロータスプールの動
翼プラットホームへの半径方向延長部を設ける必要があ
る。
きの従来型ダブテール根部を有する動翼を用いるために
は、ロータスプールに材料を追加する必要がある。さら
に詳述゛すると、タービン流体が周方向ダブテール溝を
通過して漏れることを抑制するために周方向ダブテール
溝の両側に周方向流体密封部またはロータスプールの動
翼プラットホームへの半径方向延長部を設ける必要があ
る。
動翼ダブテールが対称的であり、タービン半径方向軸線
の方向に延在しそして一般に傾斜するプラットホームと
鋭角で交差するという事実により、前述の流体密封部の
一方が他方より半径方向に長くなり、それだけロータス
プールの重量が増大する。
の方向に延在しそして一般に傾斜するプラットホームと
鋭角で交差するという事実により、前述の流体密封部の
一方が他方より半径方向に長くなり、それだけロータス
プールの重量が増大する。
また、ダブテールの基面はタービン縦軸線にはほぼ平行
であり、そしてロータスプールの輪郭はそれに対して傾
斜しているので、０−ダブテールは一般に、動翼に作用
しかつ０−ダブテールに伝えられる遠心力を支承するの
に十分頑強な遷移コーナまたは段を有する。流体密封部
と遷移コーナの形成は０−ダブテールの機械加工をより
複雑にし、その結果、ロータスプールは、重さが増すと
ともに空気力学的に比較的平滑でない輪郭を持つように
なる。
であり、そしてロータスプールの輪郭はそれに対して傾
斜しているので、０−ダブテールは一般に、動翼に作用
しかつ０−ダブテールに伝えられる遠心力を支承するの
に十分頑強な遷移コーナまたは段を有する。流体密封部
と遷移コーナの形成は０−ダブテールの機械加工をより
複雑にし、その結果、ロータスプールは、重さが増すと
ともに空気力学的に比較的平滑でない輪郭を持つように
なる。
運転中、ロータスプールと動翼が回転する時、動翼に作
用する遠心力は動翼ダブテールを経てロータスプールに
伝えられる。従って、ダブテールの肩または歯の半径方
向外側接触面とロータスプールの周方向溝の対応接触面
との間に接触力が作用する。
用する遠心力は動翼ダブテールを経てロータスプールに
伝えられる。従って、ダブテールの肩または歯の半径方
向外側接触面とロータスプールの周方向溝の対応接触面
との間に接触力が作用する。
代表的なタービンエンジンでは、動翼の縦軸線はタービ
ンの半径方向軸線に慨して平行である。
ンの半径方向軸線に慨して平行である。
この構成の結果、ダブテールの１対の山の両方にほぼ等
しい接触力が作用する。しかし、傾斜したタービン動翼
の設計では、動翼の縦軸線はタービンの半径方向軸線に
対して傾斜しており、その結果、遠心的に誘起された曲
げ力が動翼ダブテールにかかる。この曲げ力は、ダブテ
ールの両方の歯に作用する時、一方の歯にかかる接触力
を増すとともに他方の歯にかかる接触力を減らす。
しい接触力が作用する。しかし、傾斜したタービン動翼
の設計では、動翼の縦軸線はタービンの半径方向軸線に
対して傾斜しており、その結果、遠心的に誘起された曲
げ力が動翼ダブテールにかかる。この曲げ力は、ダブテ
ールの両方の歯に作用する時、一方の歯にかかる接触力
を増すとともに他方の歯にかかる接触力を減らす。
一方の歯と０−ダブテールにおける対応接触面との間の
接触力が減ることにより、接触力の大きさはゼロに近づ
く可能性がある。接触力がかなり小さいかまたは実質的
にゼロである時、礪内におけるダブテールのガタ運動が
生ずる可能性がある。
接触力が減ることにより、接触力の大きさはゼロに近づ
く可能性がある。接触力がかなり小さいかまたは実質的
にゼロである時、礪内におけるダブテールのガタ運動が
生ずる可能性がある。
ガタ運動は、ガスタービンエンジンに生ずる起振力が動
翼に作用することによってダブテール歯がそのロータス
プール溝内で振動的に無接触状態になることである。ガ
タ運動が生ずると、ダブテールは高サイクル疲労破損を
さらに受けやすくなる。
翼に作用することによってダブテール歯がそのロータス
プール溝内で振動的に無接触状態になることである。ガ
タ運動が生ずると、ダブテールは高サイクル疲労破損を
さらに受けやすくなる。
ダブテール歯が周溝を連打すると、ダブテールに設けで
あるかもしれない保護用の高サイクル疲労低減被覆の破
損が急速に生ずる可能性があり、また、ダブテールの割
れが生ずるおそれがある。ひとたびダブテールに割れが
生ずると、ダブテールの高サイクル疲労破損が急速に生
ずるおそれがある。
あるかもしれない保護用の高サイクル疲労低減被覆の破
損が急速に生ずる可能性があり、また、ダブテールの割
れが生ずるおそれがある。ひとたびダブテールに割れが
生ずると、ダブテールの高サイクル疲労破損が急速に生
ずるおそれがある。
軸方向に傾斜する動翼を設ける事による他の欠点は、追
加的な遠心曲げカが生ずるために、動翼装着手段が支承
しなければならない総合力が増すことである。ざらに詳
述すると、軸方向に傾斜する動翼に作用する遠心力に上
って動翼とダブテールに引張荷重が生ずるだけでなく、
傾斜動翼の使用によって生ずるモーメントアームによっ
て曲げ荷重も発生する。ダブテールの荷重が高くなるに
つれてそれに生ずる応力も高くなり、このような応力を
許容するには、一般にダブテールの寸法とそれに対応す
るロータスプールの溝面積とを増加しなければならない
。
加的な遠心曲げカが生ずるために、動翼装着手段が支承
しなければならない総合力が増すことである。ざらに詳
述すると、軸方向に傾斜する動翼に作用する遠心力に上
って動翼とダブテールに引張荷重が生ずるだけでなく、
傾斜動翼の使用によって生ずるモーメントアームによっ
て曲げ荷重も発生する。ダブテールの荷重が高くなるに
つれてそれに生ずる応力も高くなり、このような応力を
許容するには、一般にダブテールの寸法とそれに対応す
るロータスプールの溝面積とを増加しなければならない
。
軸方向に傾斜する動翼に従来型のダブテールを用いる場
合、増大する力に対処するために通常より大きなダブテ
ールの設計が必要である。さらに、ダブテールを配設す
るロータスプールも増大する力に対処するためにより頑
強に作らなければならない。ロータスプールを頑強にす
ると、一般にタービンの重量が増し、そ、して一般にタ
ービンの空気力学的効率は高くならない。事実上、従来
のダブテールを有する傾斜動翼を装着するように設計し
たロータスプールは空気効率の損失を多くする。
合、増大する力に対処するために通常より大きなダブテ
ールの設計が必要である。さらに、ダブテールを配設す
るロータスプールも増大する力に対処するためにより頑
強に作らなければならない。ロータスプールを頑強にす
ると、一般にタービンの重量が増し、そ、して一般にタ
ービンの空気力学的効率は高くならない。事実上、従来
のダブテールを有する傾斜動翼を装着するように設計し
たロータスプールは空気効率の損失を多くする。
ロータとダブテールの重量増加に加えて、構造体の製造
に要する機械加Ｔの複Ｈさも増大する。
に要する機械加Ｔの複Ｈさも増大する。
従って、本発明の目的は、ダブテールの接触力を維持し
かつダブテールのガタ運動を防止する新規改良動翼装着
手段を有する新規改良ターボ機械ロータ組立体を提供す
ることである。
かつダブテールのガタ運動を防止する新規改良動翼装着
手段を有する新規改良ターボ機械ロータ組立体を提供す
ることである。
本発明の他の目的は、ダブテールの全接触力を減らしか
つダブテール接触力の遠心的に誘起された曲げ分力、を
減らずのに有効な傾斜動翼用の新規改良動翼装着手段を
提供することである。
つダブテール接触力の遠心的に誘起された曲げ分力、を
減らずのに有効な傾斜動翼用の新規改良動翼装着手段を
提供することである。
本発明の他の目的は比較的小形で軽量のダブテールを用
い得る新規改良動翼装着手段を提供することである。
い得る新規改良動翼装着手段を提供することである。
本発明の他の目的は、空気力学的に機能しない動翼支持
構造体を極めて少なくした軽量ロータ構造を提供するこ
とである。
構造体を極めて少なくした軽量ロータ構造を提供するこ
とである。
本発明の一態様によれば、流路面を画成しかつ少なくと
も一つの周方向のダブテール形保持溝を有するロータス
プールを含む動翼装着手段を有するターボ機械ロータ組
立体が提供される。ロータスプール保持溝内には、それ
ぞれがダブテール根部を有する複数の半径方向に延在す
る動翼部材が配置されている。根部は１対の軸方向逆向
きに突出する非対称肩部を有し、両肩部は、ロータスプ
ールの保持溝の補完的な表面と係合するための半径方向
外方に面しかつ半径方向に相隔たる接触面を有する。
も一つの周方向のダブテール形保持溝を有するロータス
プールを含む動翼装着手段を有するターボ機械ロータ組
立体が提供される。ロータスプール保持溝内には、それ
ぞれがダブテール根部を有する複数の半径方向に延在す
る動翼部材が配置されている。根部は１対の軸方向逆向
きに突出する非対称肩部を有し、両肩部は、ロータスプ
ールの保持溝の補完的な表面と係合するための半径方向
外方に面しかつ半径方向に相隔たる接触面を有する。
次に添付図面を参照して本発明を他の目的および利点と
ともに詳述する。
ともに詳述する。
第１図は前述のような従来型式の動翼装着手段を有する
多段ターボ機械ロータ組立体１、例えば、軸流ガスター
ビンエンジンの圧縮機部を示す。図から明らかなように
、ガスタービン入口空気１０は動翼１２と静１１４とに
それらの縦軸線に対して鋭角をなして衝突した後圧縮機
を出る。前述のような流体密封部１６と遷移］−ナー１
８も明示しである。
多段ターボ機械ロータ組立体１、例えば、軸流ガスター
ビンエンジンの圧縮機部を示す。図から明らかなように
、ガスタービン入口空気１０は動翼１２と静１１４とに
それらの縦軸線に対して鋭角をなして衝突した後圧縮機
を出る。前述のような流体密封部１６と遷移］−ナー１
８も明示しである。
第２図は本発明によって形成された斜めダブテール２２
を有する動翼２０の一部分を示す。ダブテール°２２は
、第１図に示す前述の従来型ダブテールの使用に伴う欠
点を減らすのに有効である。
を有する動翼２０の一部分を示す。ダブテール°２２は
、第１図に示す前述の従来型ダブテールの使用に伴う欠
点を減らすのに有効である。
第２図に示すように、勅！２０はさらに、エンジンの半
径方向軸線に対して角度αをなして傾斜した翼形部２４
を有し、この翼形部は一端が円滑に拡大され、ダブテー
ル２２と翼形部２４との間に設けた慨して長方形のプラ
ットホーム２６に続いている。第３図に示す全体的な組
立体では、ダブテール２２はエンジンの半径方向軸線と
実質的に平行に整１合され、そしてプラットホーム２６
はエンジンの縦軸線または中心線に対して角度φをなす
ように向けられている。角度φはかなり大きく、例えば
、約１５〜２０度の範囲にある。
径方向軸線に対して角度αをなして傾斜した翼形部２４
を有し、この翼形部は一端が円滑に拡大され、ダブテー
ル２２と翼形部２４との間に設けた慨して長方形のプラ
ットホーム２６に続いている。第３図に示す全体的な組
立体では、ダブテール２２はエンジンの半径方向軸線と
実質的に平行に整１合され、そしてプラットホーム２６
はエンジンの縦軸線または中心線に対して角度φをなす
ように向けられている。角度φはかなり大きく、例えば
、約１５〜２０度の範囲にある。
ダブテール２２は、プラットホーム２６から半径方向内
方に延在する横方向にくびれだ部分２８を有し、そして
２個の横方向逆向きに突出する非対称ダブテール歯部ま
たは肩部３４．３６のそれぞれの半径方向上側接触面３
０．３２を画成するように横方向外方および半径方向内
方に向かって広くなっている。ダブテール歯部または肩
部３４．３６は翼形部２４の前縁と後縁の方向に軸方向
逆向きに突出しており、そして慨して３角形であり、ま
た半径方向下側表面３８．４０を有する。雨下側表面３
８．４０はそれぞれわん曲遷移コーナー４２．４４にお
いて接触面３０．３２と結合しており、そして半径方向
かつ横方向に内方に延びてダブテール２２の平らな基面
４６に達している。
方に延在する横方向にくびれだ部分２８を有し、そして
２個の横方向逆向きに突出する非対称ダブテール歯部ま
たは肩部３４．３６のそれぞれの半径方向上側接触面３
０．３２を画成するように横方向外方および半径方向内
方に向かって広くなっている。ダブテール歯部または肩
部３４．３６は翼形部２４の前縁と後縁の方向に軸方向
逆向きに突出しており、そして慨して３角形であり、ま
た半径方向下側表面３８．４０を有する。雨下側表面３
８．４０はそれぞれわん曲遷移コーナー４２．４４にお
いて接触面３０．３２と結合しており、そして半径方向
かつ横方向に内方に延びてダブテール２２の平らな基面
４６に達している。
半径方向上側接触面３０．３２はそれぞれエンジ、ンの
半径方向軸線に対して角度β、β′をなし、これらの角
度は等しい値をもつが、傾斜は逆向きである。基面４６
は大体、エンジン中心線に対して角度λをなしている。
半径方向軸線に対して角度β、β′をなし、これらの角
度は等しい値をもつが、傾斜は逆向きである。基面４６
は大体、エンジン中心線に対して角度λをなしている。
ダブテール２２は縦軸線を有し、この軸線はエンジンの
半径方向軸線と合致し、そして接触面３０．３２の２本
の周方向に延在する合力接触線（それぞれ破線３０’、
３２’で示しである）から等距離の位置にある。従来型
ダブテール構造では、ダブテール歯３４．３６はダブテ
ール縦軸線に対して対称であり、そして２本の合力接触
線゛３０’ 、３２’はタービン中心線から半径方向外
方に等距離のところにある。従って、もし従来の半径方
向に延在する翼形部をターボ機械ロータ組立体に用いれ
ば、ダブテール１対の歯にかかる合成液゛触力は実質的
に等しい。しかし、軸方向に傾斜する翼形部を用−いた
場合、ダブテールの１対の歯にかかる合成接触力は一般
に等しくない。
半径方向軸線と合致し、そして接触面３０．３２の２本
の周方向に延在する合力接触線（それぞれ破線３０’、
３２’で示しである）から等距離の位置にある。従来型
ダブテール構造では、ダブテール歯３４．３６はダブテ
ール縦軸線に対して対称であり、そして２本の合力接触
線゛３０’ 、３２’はタービン中心線から半径方向外
方に等距離のところにある。従って、もし従来の半径方
向に延在する翼形部をターボ機械ロータ組立体に用いれ
ば、ダブテール１対の歯にかかる合成液゛触力は実質的
に等しい。しかし、軸方向に傾斜する翼形部を用−いた
場合、ダブテールの１対の歯にかかる合成接触力は一般
に等しくない。
本発明によれば、合力接触力を減らしかつなるべく等し
くするために合力接触線３０’ 、３２’ 、従って、
接触面３０．３２が半径方向に距離りだけ相互に離隔す
るようにして斜めまたは非対称ダブテールを形成する。
くするために合力接触線３０’ 、３２’ 、従って、
接触面３０．３２が半径方向に距離りだけ相互に離隔す
るようにして斜めまたは非対称ダブテールを形成する。
距離りは岡形部２４の軸方向傾斜度に比例する。すなわ
ち、軸方向傾斜をもたない段では相互離隔はなく、そし
て傾斜が最大の段では相互離隔は最大である。従って、
エンジンの半径方向軸線から軸方向に離れるように傾斜
する翼形部２４の側に位＠するダブテール歯３６はダブ
テール６Ｉ３４に対して半径方向内方に所定距離だけず
れている。ダブテール歯３４．３６が半径方向に相隔た
っているので、ダブテール２２に作用する曲げ力に起因
する接触力成分は従来の対称的なダブテールに生ずるも
のより小さい。ダブテール歯３４．３６にかかる曲げ接
触力の成分を減らすには、角度β、β′を好ましくは等
しい大きさにしそして約４０度ないし約５５度の範囲に
あるようにすべきであることがわかっている。
ち、軸方向傾斜をもたない段では相互離隔はなく、そし
て傾斜が最大の段では相互離隔は最大である。従って、
エンジンの半径方向軸線から軸方向に離れるように傾斜
する翼形部２４の側に位＠するダブテール歯３６はダブ
テール６Ｉ３４に対して半径方向内方に所定距離だけず
れている。ダブテール歯３４．３６が半径方向に相隔た
っているので、ダブテール２２に作用する曲げ力に起因
する接触力成分は従来の対称的なダブテールに生ずるも
のより小さい。ダブテール歯３４．３６にかかる曲げ接
触力の成分を減らすには、角度β、β′を好ましくは等
しい大きさにしそして約４０度ないし約５５度の範囲に
あるようにすべきであることがわかっている。
さらに特定的に述べると、角度β、β′は大きさが４５
度でありそして傾斜が逆向きであることが好ましい。
度でありそして傾斜が逆向きであることが好ましい。
ダブテール歯３４．３６の半径方向厚さは、当業者に周
知の従来の標準器、例えば、せん断強度標準器を用いて
決定され、これに従って下面３８．４０の位置が定めら
れる。エンジン中心線に対するダブテール基面４６の角
度λはゼロでもよいが−１比較的滑らかなロータスプー
ルを得るには、λをプラットホーム２６の方向角度φに
ほぼ等しくすることが好ましい。
知の従来の標準器、例えば、せん断強度標準器を用いて
決定され、これに従って下面３８．４０の位置が定めら
れる。エンジン中心線に対するダブテール基面４６の角
度λはゼロでもよいが−１比較的滑らかなロータスプー
ルを得るには、λをプラットホーム２６の方向角度φに
ほぼ等しくすることが好ましい。
第３図は、傾斜動翼を有するとともに傾斜ダブテールを
用いた軸流ガスタービンエンジンの多段ターボ機械ロー
タ組立体のブースタまたは前置圧縮機部を示す。ガスタ
ービン入口空気１０は圧縮機段、すなわち動翼２０と静
１Ｒ２１の列（本例ではそれぞれ４列）を通過する−に
つれて圧縮され、４７の箇所で排出される。
用いた軸流ガスタービンエンジンの多段ターボ機械ロー
タ組立体のブースタまたは前置圧縮機部を示す。ガスタ
ービン入口空気１０は圧縮機段、すなわち動翼２０と静
１Ｒ２１の列（本例ではそれぞれ４列）を通過する−に
つれて圧縮され、４７の箇所で排出される。
圧縮機ロータ組立体には慨して筒形の薄い中空ロータス
プールまたはドラム４８が含まれ、総体的に５０で示す
半′径方向内側流路面または境界を画成し、かつ端７ラ
ンジ５２を有する。この７ランジはタービン駆動軸また
はそれと関連する回転部材、例えば、ファンロータ（図
示せず）に回転自在に装着され−Ｃいる。ロータスプー
ルの剛性を高めてロータ系振動数の所定制御をなｉＪ’
１ζめにディスクウェブ５４が設けられている。また
、半径方向外側の傾斜流路面または境界５６がロータス
プール４８と動）３９２０を囲み、そして静Ｗ２１を支
持する。
プールまたはドラム４８が含まれ、総体的に５０で示す
半′径方向内側流路面または境界を画成し、かつ端７ラ
ンジ５２を有する。この７ランジはタービン駆動軸また
はそれと関連する回転部材、例えば、ファンロータ（図
示せず）に回転自在に装着され−Ｃいる。ロータスプー
ルの剛性を高めてロータ系振動数の所定制御をなｉＪ’
１ζめにディスクウェブ５４が設けられている。また
、半径方向外側の傾斜流路面または境界５６がロータス
プール４８と動）３９２０を囲み、そして静Ｗ２１を支
持する。
【］−タダブテール８は、その周方向に延在−４る複数
の相隔た、Δνい環状部５８を有する動翼支持構造体を
含む。各環状部５８はその内部に周方向に延在する動翼
保持用ダブゾール形スロットまたは溝６０を有する。ス
ロット６０は半径方向内側の幅広いアンダカット部６２
を有し、このアンダカット部は上方に延びて比較的狭い
首部６４に続いている。この首部は動翼２０のプラット
ホーム２６に向かって外方に末広になってプラットホー
ムに近接しており、そして複数の動ｖｌ１２０の根部ま
たはダブテール２２をしまりばめ式に滑動自在に受入れ
る。このように、ロータスプール４８の各スロットは、
第２図に示すような対応傾斜ダブテールと係合するため
の補完的な溝となっている。
の相隔た、Δνい環状部５８を有する動翼支持構造体を
含む。各環状部５８はその内部に周方向に延在する動翼
保持用ダブゾール形スロットまたは溝６０を有する。ス
ロット６０は半径方向内側の幅広いアンダカット部６２
を有し、このアンダカット部は上方に延びて比較的狭い
首部６４に続いている。この首部は動翼２０のプラット
ホーム２６に向かって外方に末広になってプラットホー
ムに近接しており、そして複数の動ｖｌ１２０の根部ま
たはダブテール２２をしまりばめ式に滑動自在に受入れ
る。このように、ロータスプール４８の各スロットは、
第２図に示すような対応傾斜ダブテールと係合するため
の補完的な溝となっている。
ロータスプール４８と外側境界５６の傾斜はターボ機械
組立体の中心線に沿って変わるので、流線が翼形部２４
にそれに対してほぼ直角をなして衝突し得るように、開
設の動翼２０の翼形部２４の方向角度αは段ごとに変わ
っている。
組立体の中心線に沿って変わるので、流線が翼形部２４
にそれに対してほぼ直角をなして衝突し得るように、開
設の動翼２０の翼形部２４の方向角度αは段ごとに変わ
っている。
プラットホーム２６は内側流路面の一部分をなし、比較
的滑らかな空気力学的輪郭をなすようにタービン流体流
線とロータスプール４８の輪郭とに対して慨して平行で
ある。従って、プラットホーム２６の角度φは翼形部２
４の角度αにほぼ等しい。
的滑らかな空気力学的輪郭をなすようにタービン流体流
線とロータスプール４８の輪郭とに対して慨して平行で
ある。従って、プラットホーム２６の角度φは翼形部２
４の角度αにほぼ等しい。
傾斜ダブテール２２の基面４６の方向角度λはプラット
ホーム２６の方向角度φにほぼ等しくそしてロータスプ
ール４８の輪郭と圧縮ｍ流体流線とに対してほぼ平行で
あるから、動翼２０の両側の流体密封部１６は長さがほ
ぼ等しい。流体密封部はまた、対をなす非対称ダブテー
ル歯３４．３６のコンパクトな構成によって長さが短く
、従−タスプール４８は第１図に示した型の従来のロー
タより軽、量になり、そしてロータスプールの製造に要
する機械加工は比較的少なくてすむ。また、傾斜ダブテ
ール２２を用いることにより、ターボ機械ロータ組立体
に比較的小形軽量のダブテールを用いても、動翼２０を
ロータスプール４８内に適切に保持しつる。
ホーム２６の方向角度φにほぼ等しくそしてロータスプ
ール４８の輪郭と圧縮ｍ流体流線とに対してほぼ平行で
あるから、動翼２０の両側の流体密封部１６は長さがほ
ぼ等しい。流体密封部はまた、対をなす非対称ダブテー
ル歯３４．３６のコンパクトな構成によって長さが短く
、従−タスプール４８は第１図に示した型の従来のロー
タより軽、量になり、そしてロータスプールの製造に要
する機械加工は比較的少なくてすむ。また、傾斜ダブテ
ール２２を用いることにより、ターボ機械ロータ組立体
に比較的小形軽量のダブテールを用いても、動翼２０を
ロータスプール４８内に適切に保持しつる。
さらに詳述すると、本発明による傾斜ダブテールとロー
タスプールの設計の結果、機械効率の良い構造体が得ら
れる。当業者に明らかなように、本発明によれば、互い
に逆向きに突出するダブテール歯を半径方向に隔てるこ
とにより、翼形部２４にかかる曲げモーメントは斜めの
ダブテール歯によって一層効果的に支承される。動翼２
０をロータスプール４８内に係止するに要する反力と、
それに関連する接触力は、対称的な横向きのダブテール
歯を利用する場合に要するそれらの力より大きさが少な
い。なぜなら、所与の曲げモーメントに対し、反作用偶
力の個々゛の分力の大きさは、個々の分力門の距離が増
加するにつれて減少するからである。傾斜ダブテール２
２の歯を半径方向に互いにずらすことにより、それと関
連する反力相互間の距離が増加し、その結果、傾斜動１
１２０の回転によって生ずる曲げモーメントをつり合せ
るための反力の成分が減少する。。
タスプールの設計の結果、機械効率の良い構造体が得ら
れる。当業者に明らかなように、本発明によれば、互い
に逆向きに突出するダブテール歯を半径方向に隔てるこ
とにより、翼形部２４にかかる曲げモーメントは斜めの
ダブテール歯によって一層効果的に支承される。動翼２
０をロータスプール４８内に係止するに要する反力と、
それに関連する接触力は、対称的な横向きのダブテール
歯を利用する場合に要するそれらの力より大きさが少な
い。なぜなら、所与の曲げモーメントに対し、反作用偶
力の個々゛の分力の大きさは、個々の分力門の距離が増
加するにつれて減少するからである。傾斜ダブテール２
２の歯を半径方向に互いにずらすことにより、それと関
連する反力相互間の距離が増加し、その結果、傾斜動１
１２０の回転によって生ずる曲げモーメントをつり合せ
るための反力の成分が減少する。。
従って、傾斜ダブテール２２は従来の対称ダブテールよ
り機械効率が高いので、用途に応じて小形軽量のダブテ
ールを用い得る。傾斜ダブテール２２の保持に要する力
が減るので、ロータスプール４８における動翼保持溝６
０を含む支持構造体５８は、比較的薄くてもこのような
力を支承でき、その結果ロータスプールは軽量になる。
り機械効率が高いので、用途に応じて小形軽量のダブテ
ールを用い得る。傾斜ダブテール２２の保持に要する力
が減るので、ロータスプール４８における動翼保持溝６
０を含む支持構造体５８は、比較的薄くてもこのような
力を支承でき、その結果ロータスプールは軽量になる。
傾斜ダブチー゛）し設計は接触力の曲げ成分を減らすの
に有効であるから、１対のダブテール歯にかかる接触力
は、ゼロでない値において比較的対等になり、従って、
ダブテール歯のガタ運動のおそれが減り、傾斜ダブテー
ル２２の高サイクル疲労強度が高まる。
に有効であるから、１対のダブテール歯にかかる接触力
は、ゼロでない値において比較的対等になり、従って、
ダブテール歯のガタ運動のおそれが減り、傾斜ダブテー
ル２２の高サイクル疲労強度が高まる。
非対称傾斜ダブテールの使用により実現する他の利点は
、組立て中に動翼をタービン機械の不適当な段に配置す
ることを回避しうろことである。
、組立て中に動翼をタービン機械の不適当な段に配置す
ることを回避しうろことである。
さらに詳述すると、動翼の傾斜は一般に各段で異なるの
で、それと関連する傾斜ダブテールの形状もそれに応じ
て異なるようにあらかじめ定められる。このように、タ
ーボ機械の相異なる段の動翼は相異なるので、段間の互
換性をもたない。従って、動翼をロータスプールに誤っ
て組付けることは、傾斜ダブテールの使用によって必然
的に回避される。
で、それと関連する傾斜ダブテールの形状もそれに応じ
て異なるようにあらかじめ定められる。このように、タ
ーボ機械の相異なる段の動翼は相異なるので、段間の互
換性をもたない。従って、動翼をロータスプールに誤っ
て組付けることは、傾斜ダブテールの使用によって必然
的に回避される。
以上本発明の好適例について説明したが、もちろん本発
明の範囲において幾多の改変が可能である。例えば、本
発明の傾斜式周方向ダブテール構成はターボ機械エンジ
ンのタービン部と圧縮機部のいずれにも用い得るもので
ある。
明の範囲において幾多の改変が可能である。例えば、本
発明の傾斜式周方向ダブテール構成はターボ機械エンジ
ンのタービン部と圧縮機部のいずれにも用い得るもので
ある。
第１図は従来の動翼装着手段を有する従来の多段軸流タ
ーボ機械の部分断面図、第２図は本発明の傾斜ダブテー
ルの３次元的゛な部分図、第３図は本発明のターボ機械
ロータ組立体の断面図である。 ２０・・・・・・ 動翼 ２２・・・・・・ 斜めダブテール ２４・・・・・・ 翼形部 ２６・・・・・・ プラットホーム ３４．３６・・・・・・ ダブテールの肩（−）４６・
・・・・・ 基面 ４８・・・・・・ ロータスプール ６０・・・・・・ 動翼保持溝 特許出願人
ーボ機械の部分断面図、第２図は本発明の傾斜ダブテー
ルの３次元的゛な部分図、第３図は本発明のターボ機械
ロータ組立体の断面図である。 ２０・・・・・・ 動翼 ２２・・・・・・ 斜めダブテール ２４・・・・・・ 翼形部 ２６・・・・・・ プラットホーム ３４．３６・・・・・・ ダブテールの肩（−）４６・
・・・・・ 基面 ４８・・・・・・ ロータスプール ６０・・・・・・ 動翼保持溝 特許出願人
Claims (8)
- （１） 所定流路面を画成しかつ少なくとも一つの周方
向保持溝を有するロータスプールと、半径方向に延在す
る複数の動翼部材とを包含し、各動翼部材は前記保持溝
内に配置された根部を有し、この根部は、軸方向逆向き
に突出した１対の非対称肩部を有し、この非対称肩部は
、半径方向外方に面しかつ半径方向に相隔たる接触面を
有し、前記ロータスプールの前記保持溝は前記根部の表
面に対して補完的な表面を有するようになっている駒間
装着手段を有するターボ機械ロータ組立体。 - （２） 各動翼部材はさらに翼形部を有し、この翼形部
の縦方向軸線は前記ロータスプールの半径方向軸線に対
して所定の角度をなす、特許請求の範囲第（１）項記載
のターボ機械ロータ組立体。 - （３） 前記根部の前記１対の肩部の前記接触面は、逆
向きに傾斜しそしてロータスプールの前記半径方向軸線
に対して約４５度の方向に向けられている、特許請求の
範囲第（１）項記載のターボ機械ロータ組立体。 - （４） 各動翼部材は実質−的に長方形のプラットホー
ムをさらに含み、このプラットホームは前記動翼部材の
前記翼形部と前記根部との間にそれらと一体に配設され
ており、前記根部は前記プラットホームと前記ロータス
プールの前記流路面とにほぼ平行に整合された基面を有
する、特許請求の範囲第（１）項記載のターボ機械ロー
タ組立体。 - （５） 翼形部と、ターボ機械ロータスプールの局面に
設けた実質的に補完的な周方向のダブテール形動買保持
溝内にＲ１しうる一体根部とを有するターボ機械動翼で
あって、前記根部は前記翼形部の前縁と後縁の方向に軸
方向逆向きに突出した１対の非対称肩部を含み、両肩部
は前記保持溝内の協働接触面と係合するための半径方向
外方に面しかつ半径方向にずれている接触面を有する、
ターボ機械動翼。 - （６） 前記翼形部の縦方向軸線は前記根部の縦方向軸
線に対して所定の角度をなす、特許請求の範囲第（５）
項記載のターボ機械動翼。 - （７） 前記根部の前記１対の肩部の前記接触面は逆向
きに傾斜しそして前記根部の縦方向軸線に対して約４５
度の方向に向けられている、特許請求の範囲第（５）項
記載のターボ機械動翼。 - （８） 前記翼形部と前記根部との間にそれらと一体に
配設された実質的に長方形のプラットホームをさらに含
み、前記根部は前記プラットホームにほぼ平行に整合さ
れた基面を有する、特許請求の範囲第（５）項記載のタ
ーボ機械動翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US278923 | 1981-06-29 | ||
| US06/278,923 US4460315A (en) | 1981-06-29 | 1981-06-29 | Turbomachine rotor assembly |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5810119A true JPS5810119A (ja) | 1983-01-20 |
| JPH0366482B2 JPH0366482B2 (ja) | 1991-10-17 |
Family
ID=23066962
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP57110050A Granted JPS5810119A (ja) | 1981-06-29 | 1982-06-28 | タ−ボ機械のロ−タ組立体 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4460315A (ja) |
| JP (1) | JPS5810119A (ja) |
| DE (1) | DE3223164C2 (ja) |
| FR (1) | FR2508542B1 (ja) |
| GB (1) | GB2100809B (ja) |
| IL (1) | IL65813A (ja) |
| IT (1) | IT1190890B (ja) |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4682935A (en) * | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
| US4585395A (en) * | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
| FR2643940B1 (fr) * | 1989-03-01 | 1991-05-17 | Snecma | Aube mobile de turbomachine a moment de pied compense |
| FR2644524A1 (fr) * | 1989-03-15 | 1990-09-21 | Snecma | Aubes a pied marteau a positionnement angulaire ameliore |
| US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
| US5160242A (en) * | 1991-05-31 | 1992-11-03 | Westinghouse Electric Corp. | Freestanding mixed tuned steam turbine blade |
| US5310318A (en) * | 1993-07-21 | 1994-05-10 | General Electric Company | Asymmetric axial dovetail and rotor disk |
| FR2723397B1 (fr) | 1994-08-03 | 1996-09-13 | Snecma | Disque de compresseur de turbomachine muni d'une gorge circulaire asymetrique |
| US6290465B1 (en) * | 1999-07-30 | 2001-09-18 | General Electric Company | Rotor blade |
| US6764282B2 (en) | 2001-11-14 | 2004-07-20 | United Technologies Corporation | Blade for turbine engine |
| FR2856105B1 (fr) * | 2003-06-16 | 2007-05-25 | Snecma Moteurs | Amelioration de la capacite de retention d'une aube a attache marteau dissymetrique a l'aide des raidisseurs de plates-formes |
| FR2861128B1 (fr) * | 2003-10-16 | 2007-06-08 | Snecma Moteurs | Dispositif d'attache d'une aube mobile sur un disque de rotor de turbine dans un turbomachine |
| DE102004015301A1 (de) * | 2004-03-29 | 2005-10-13 | Mtu Aero Engines Gmbh | Laufschaufel insbesondere für eine Gasturbine |
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| US8734112B2 (en) | 2010-11-30 | 2014-05-27 | United Technologies Corporation | Asymmetrical rotor blade slot attachment |
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| US2931625A (en) * | 1956-12-17 | 1960-04-05 | Gen Electric | Compressor rotor |
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- 1981-06-29 US US06/278,923 patent/US4460315A/en not_active Expired - Lifetime
-
1982
- 1982-05-10 GB GB08213755A patent/GB2100809B/en not_active Expired
- 1982-05-18 IL IL65813A patent/IL65813A/xx unknown
- 1982-06-22 DE DE3223164A patent/DE3223164C2/de not_active Expired - Lifetime
- 1982-06-24 IT IT22039/82A patent/IT1190890B/it active
- 1982-06-28 JP JP57110050A patent/JPS5810119A/ja active Granted
- 1982-06-29 FR FR8211346A patent/FR2508542B1/fr not_active Expired
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS57186094A (en) * | 1981-04-29 | 1982-11-16 | Rolls Royce | Vane mounting structure to rotor of turbo-machine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IT8222039A0 (it) | 1982-06-24 |
| FR2508542A1 (fr) | 1982-12-31 |
| IT1190890B (it) | 1988-02-24 |
| DE3223164C2 (de) | 1993-12-09 |
| JPH0366482B2 (ja) | 1991-10-17 |
| GB2100809B (en) | 1985-09-25 |
| GB2100809A (en) | 1983-01-06 |
| FR2508542B1 (fr) | 1988-05-20 |
| DE3223164A1 (de) | 1983-01-13 |
| IL65813A0 (en) | 1983-02-23 |
| IL65813A (en) | 1990-03-19 |
| US4460315A (en) | 1984-07-17 |
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