JP2000337294A - 応力除去された動翼支持構造 - Google Patents

応力除去された動翼支持構造

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    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 接触縁端における応力を低減させるように改
良された動翼及びロータディスクの提供。 【解決手段】 外部圧力面３８及び４０と内部圧力面４
２及び４４とが半径方向に沿ってそれぞれ係合するよう
にしながら、ダブテール部２４を有する動翼１６がロー
タディスク１２に設けられた相補的なスロット１４内に
取付けられている。圧力面間の接触縁端４６における剛
性を低減させてそこでのピーク応力を低下させるための
逃げ溝４８及び５０が設けられている。

Description

【発明の詳細な説明】
アメリカ合衆国空軍省との契約番号Ｆ３３６５７−９７
−Ｃ−００１６号に従って合衆国政府は本発明に関して
所定の権利を有し得る。
【０００１】
【発明の背景】本発明はガスタービンエンジンに関する
ものであって、更に具体的には、かかるエンジンにおけ
るファン及び圧縮機動翼に関する。
【０００２】典型的なターボファンガスタービンエンジ
ンにおいては、多段軸流圧縮機で圧縮された空気が燃焼
器内で燃料と混合され、この混合気に点火することによ
って高温燃焼ガスが生成する。燃焼ガスは高圧タービン
を通って下流に流れ、その際にエネルギーが抽出され、
圧縮機の動力として使用される。また、圧縮機の前方に
はファンが配置され、その駆動力は高圧タービンの後方
の低圧タービンによって供給される。
【０００３】ファン及び圧縮機段落の各々は、支持用の
ロータディスクから半径方向に沿って外方に延びる１列
の円周方向に沿って互いに隣接した動翼を含んでいる。
各々の動翼は、圧縮すべき空気の流れに接触する翼と、
翼の根元に設けられて空気の流れに対する半径方向に沿
って内部の境界を画成するプラットホームとを含んでい
る。
【０００４】通例、動翼は着脱自在であり、従ってロー
タ円周の外周部に設けられた相補的なダブテール形のス
ロットと係合するように形成された適当なダブテール部
を含んでいる。かかるダブテール部は、ディスクの外周
部に形成された対応する軸方向又は円周方向のスロット
と係合する軸方向挿入型又は円周方向挿入型のダブテー
ル部であり得る。典型的なダブテール部は、動翼のプラ
ットホームの底面と一体を成しながら半径方向に沿って
内方に延びて最小横断面積のネックを形成し、次いで外
側に広がって１対の背中合せのダブテール部ローブを形
成している。
【０００５】軸方向挿入型のダブテール部の場合、ロー
タディスクは円周方向に沿って互いに離隔しかつ軸方向
に延びる複数のダブテール形スロットを含んでいて、こ
れらのスロットは円周方向に沿って対応するディスクポ
ストの間に画成されている。なお、軸方向のスロット及
びディスクポストはディスクの軸方向に沿った前面及び
後面の間におけるその軸方向厚さ全体にわたって延びて
いる。
【０００６】円周方向挿入型のダブテール部の場合、デ
ィスクの外周部全体にわたり、単一のダブテール形スロ
ットが円周方向に沿って延びていて、その軸方向に沿っ
た前方及び後方には連続したポストが存在している。円
周方向のスロットはある位置において局部的に拡大して
いることにより、個々の円周方向挿入型ダブテール部を
先ず半径方向に沿ってその中に挿入し、次いで円周方向
のダブテール形スロットに沿って再配置することができ
る。このような操作は、スロット全体が１列の動翼で満
たされるまで繰返される。
【０００７】いずれのタイプのダブテール部において
も、対応するディスクポストは運転時に遠心力に対抗し
ながら半径方向に沿って個々の動翼を保持するためにダ
ブテール部ローブと協働する相補的なローブを含んでい
る。各々のダブテール部ローブは半径方向に沿って外方
を向いた外部圧力面を有していて、これがディスクポス
トの半径方向に沿って内方を向いた対応する圧力面と係
合する。運転時に動翼中に生じた遠心荷重は、互いに係
合する外部及び内部圧力面の位置においてはダブテール
部ローブから対応するディスクポスト中に半径方向に沿
って外方に伝達され、次いでディスクの内部では半径方
向に沿って内方に伝達される。
【０００８】ダブテール部のネックは動翼のプラットホ
ームとダブテール部本体との間で最小の横断面積を有す
るから、そのネックには最大の遠心応力が生じる。適当
な動翼寿命を保証するためには、かかる遠心応力を制限
しなければならない。典型的な圧縮機動翼は無限の寿命
を有するように設計されるが、そのためには遠心応力が
動翼材料の強度限界より適度に小さくなるようにダブテ
ール部及びネックを適度に大きくすることが必要であ
る。
【０００９】それに対し、ロータディスクはそれによっ
て保持される動翼よりも大きい応力を受けるため、有限
の実用寿命を有している。ディスクの外周部に設けられ
た軸方向のダブテール形スロットはその外周部を円周方
向に沿って分断しているから、２本の対応するディスク
ポストが円周方向に沿って連続したフープから成り、従
ってそれに対応して高いフープ強度を有するような円周
方向挿入型のロータディスクに比べ、軸方向挿入型のロ
ータディスクは遠心応力に対して異なった反応を示す。
【００１０】過去１０年間において我が国で商業目的に
使用されてきたあるタイプのターボファン式航空機用ガ
スタービンエンジンに関し、寿命半ばの使用経験の結
果、統計的には少ない（しかし有意な）数の軸方向挿入
型ダブテール部及びそれらのためのロータディスクにお
いて高サイクル疲労亀裂が初めて発見された。定期保守
点検に際してただ１つのダブテール部に亀裂が発見され
た場合でも１組の動翼全体を交換しなければならず、ま
たロータディスク中に亀裂が発見されればロータディス
クを交換しなければならないことを考えると、それは望
ましくないことである。
【００１１】軸方向挿入型ダブテール部用のロータディ
スクの高サイクル疲労亀裂を改善するために軸方向のダ
ブテール形スロットに施される改良が、本発明の場合と
同じ譲受人に譲渡されたジュエンガー(Juenger) 等の米
国特許第５１４１４０１号明細書中に開示されている。
【００１２】同じタイプのエンジンには軸方向挿入型ダ
ブテール部及び円周方向挿入型ダブテール部の両方が含
まれているが、寿命半ばの検査によれば後者には亀裂が
認められなかった。これは、円周方向挿入型ダブテール
部及びそれらのためのスロットは強度のより高い異種の
構造を有するためであると考えられる。しかるに、同じ
エンジンを更に１０年間にわたって使用し続けた結果、
極めて高い寿命サイクル又は極めて長い寿命期間の下で
は円周方向挿入型ダブテール部においても統計的に少な
い数の亀裂が生じることが発見された。
【００１３】解析の結果、動翼の荷重を伝達するダブテ
ール部及びディスクポストの圧力面間における半径方向
に沿って外部及び内部の接触縁端の両方に局部的に大き
い応力が生じることが判明した。接触縁端付近における
応力場は、この領域に設けられた小半径のフィレットに
よって更に集中することになる。
【００１４】従って、接触縁端における応力を低減させ
るように改良された動翼及びそれと協働するロータディ
スクを提供することが望まれている。
【００１５】
【発明の概要】外部圧力面と内部圧力面とが半径方向に
沿ってそれぞれ係合するようにしながら、ダブテール部
を有する動翼がロータディスクに設けられた相補的なス
ロット内に取付けられている。圧力面間の接触縁端にお
ける剛性を低減させてそこでのピーク応力を低下させる
ための逃げ溝が設けられている。
【００１６】本発明の好適な実施形態並びに追加の目的
及び利点は、添付の図面を参照しながら以下の詳細な説
明を考察することによって一層明確に理解されよう。
【００１７】
【好ましい実施の形態】図１には、飛行中の航空機に動
力を供給するためのターボファンエンジンのごときガス
タービンエンジンのファン又は圧縮機１０が示されてい
る。かかる圧縮機は、円周方向に沿って互いに離隔した
複数のダブテール形スロット１４を外周部に有するロー
タディスク１２を含んでいる。
【００１８】対応するディスクスロット１４内には、円
周方向に沿って互いに隣接した複数の動翼１６が着脱自
在に取付けられている。各々の動翼１６は翼１８を含ん
でいて、運転時にはそれに沿って空気２０が流れること
によって加圧される。翼の根元には対応するプラットホ
ーム２２が一体接合されていて、これは圧縮すべき空気
２０に関する流路の半径方向に沿って内部の境界を画成
している。
【００１９】各々の動翼１８はまた、プラットホーム２
２に一体接合されかつそれから半径方向に沿って内方に
延びる軸方向挿入型のダブテール部２４をも含んでい
る。各々のダブテール部２４は、ディスクスロット１４
と係合して個々の動翼１８を半径方向に沿ってディスク
の外周部に保持するように形成された１対のダブテール
部ローブ２８及び３０の間に円周方向に沿って存在しか
つ半径方向において最小の横断面積を有するネック２８
を含んでいる。
【００２０】ディスクスロット１４は、対応するディス
クポスト３２の間に画成されている。各々のディスクポ
ストは、半径方向に沿って内方を向いた表面において第
１のダブテール部ローブ２８と係合する第１のディスク
ローブ３４を有している。同様に、各々のディスクポス
トは対応する第２のダブテール部ローブ３０と係合する
第２のディスクローブ３６を円周方向に沿って反対側に
有している。
【００２１】図２に一層詳しく示されているごとく、ダ
ブテール部ローブ２８及び３０は半径方向に沿って外部
に位置しかつ半径方向に沿って外方を向いた第１及び第
２の圧力面３８及び４０を有していて、それらはディス
クスロット１４を画成する対応したディスクローブ３４
及び３６の半径方向に沿って内部に位置しかつ半径方向
に沿って内方を向いた第１及び第２の圧力面４２及び４
４とそれぞれ係合している。
【００２２】これらの外部及び内部圧力面は概して直線
的であって、ダブテール部２４及びディスクポスト３２
の軸方向に沿った全幅にわたって広がっていると共に、
通常のごとくダブテール部の両側において半径方向に沿
って外方に向かって互いに接近することによりダブテー
ル部を半径方向に沿ってディスクスロット内に保持して
いる。圧力面間の接触面積は、常法に従い、回転動作中
に生じた遠心力Ｆが個々のダブテール部及びそれに隣接
したディスクポスト３２を通してディスク１２自体の内
部に向かいながら半径方向に沿って内方に伝達される際
に生じる応力が動翼及びディスクの適当な実用寿命を保
証する適当な応力範囲内に維持されるように選定され
る。
【００２３】図３に一層詳しく示されるごとく、動翼が
ディスクと共に回転する場合に遠心力Ｆは半径方向に沿
って外方を向いているが、その反作用として半径方向に
沿って内方を向いた反対向きの等しい反力（やはりＦで
表わす）が生じる。このように、動翼に働く（遠心力及
び空力的な力を含めた）全ての力は、個々の動翼のダブ
テール部２４の圧力面を介してディスクポスト中に伝達
され、次いで半径方向に沿って内方に伝達されるのであ
る。
【００２４】ダブテール部のネック２６は最小の横断面
積を有しているから、運転時にそれは大きい応力を受け
るのが通例である。同様に、各々のディスクポストも対
応した最小横断面積のネックを有するが、このネックも
運転時に比較的大きい応力を受ける。これらの大きい応
力を制限するため、ネックの両側には、与えられた有限
の幾何学的包絡線の下で実際に可能な限り大きい半径を
持ったフィレットがそれぞれ設けられる。
【００２５】ディスクローブ３４及び３６は対応する圧
力面に沿ってダブテール部ローブ３８及び４０と係合す
るが、それらの圧力面はダブテール部の全幅にわたって
軸方向に延びる半径方向に沿って外部及び内部の接触縁
端４６で終わっている。図３に示された外部の接触縁端
４６はダブテール部のネック２６より僅かに内方に配置
されており、また内部の接触縁端４６はディスクポスト
の対応したネックより僅かに外方に配置されている。外
部及び内部の接触縁端においては、対応するダブテール
部ローブ及びディスクローブは滑らかに遠去かり、それ
によって該部位における応力集中を低減させながら荷重
を伝達するために利用し得る表面積を最大にしている。
【００２６】しかしながら、「発明の背景」において述
べたごとく、従来のダブテール部及びディスクポスト構
造の場合には外部及び内部の接触縁端の両方に局部的に
大きい接触応力が生じることが解析によって判明した。
接触応力の分布は、接触縁端における局部ピーク値か
ら、半径方向に沿って対応する接触縁端間に広がる圧力
面の大部分にわたって存在する実質的に低い値にまで減
少する。このような接触応力の分布は、教科書に書かれ
ているような、平らな表面上に置かれたブロックの場合
に類似している。ブロックの底面のかど部は平らな表面
中に局部的に大きい接触応力をもたらすのであって、そ
の応力は表面に沿った公称応力よりも実質的に大きい。
【００２７】本発明に従えば、接触縁端４６における剛
性を低減させ、それに対応してそこでのピーク応力を低
下させるための手段が提供される。図１〜３に示された
好適な実施形態に従えば、かかる剛性低減手段はダブテ
ール部２４及びディスク１２の少なくとも一方において
対応する接触縁端４６から離隔して設けられた逃げ溝４
８及び５０から成っている。
【００２８】先ず図２に示されるごとく、各々のダブテ
ール部２４は対応する内部の接触縁端４６の内側におい
て第１及び第２のローブ２８及び３０中にそれぞれ配置
された１対の半径方向に沿って内部又は内側の逃げ溝４
８を含んでいる。なお、ダブテール部に設けられた内部
の逃げ溝４８はダブテール部の軸方向に沿った全幅にわ
たって延びている。
【００２９】同様に、各々のディスクポスト３２は外部
の接触縁端４６の外側においてポストローブ３４及び３
６中にそれぞれ配置された１対の半径方向に沿って外部
の逃げ溝５０を含むことがある。外部の逃げ溝５０もま
た、ディスクスロット１４内に保持された各々のダブテ
ール部２４の両側において、ディスクポストの軸方向に
沿った全幅にわたって延びている。
【００３０】図３に示されるごとく、内部の逃げ溝４８
は内部の接触縁端４６の下方に配置されており、それに
よって内部の接触縁端４６の下方における剛性を低減さ
せる（又はたわみ性を増大させる）ために役立つ。同様
に、外部の逃げ溝５０は外部の接触縁端４６の上方に配
置されており、それによって外部の接触縁端４６の上方
における剛性を低減させる（又はたわみ性を増大させ
る）ために役立つ。
【００３１】これらの逃げ溝は任意適宜の深さを有し得
るが、外部圧力面３８及び４０の下方に離隔して内部の
接触縁端４６の下方に片持ち状態の内部リップ５２をそ
れぞれ画成していることが好ましい。同様に、外部の逃
げ溝５０は内部圧力面４２及び４４の上方に離隔して外
部の接触縁端４６の上方に片持ち状態の外部リップ５４
をそれぞれ画成していることが好ましい。
【００３２】このようにすれば、逃げ溝４８及び５０は
ダブテール部及びディスクポスト中において十分な深さ
を有することになる。その結果、画成されたリップ５２
及び５４の位置における剛性が低減し、従って遠心力が
ダブテール部からディスクポストに伝達される際にはそ
の弾性曲げを可能にする。それに対応して、弾性を示す
リップ５２及び５４は逃げ溝を持たない従来の構造に比
べて外部及び内部の接触縁端４６における局部ピーク応
力を実質的に低下させる。
【００３３】逃げ溝４８及び５０自体は、母材中に局部
的な不連続性を持込むから、それらの位置に応力集中を
もたらす。公知のごとく、応力集中はそれらの曲率半径
によって規定されるのであって、半径が小さくなるほど
応力集中は大きくなる。
【００３４】ダブテール部及びディスクポストによって
提供される材料の幾何学的形状が制限されているため、
それぞれの逃げ溝４８及び５０を画成する半径の大きさ
もそれに対応して制限を受ける。接触縁端４６における
ピーク応力の低下は、必然的に他の部位における応力の
増大を伴う。
【００３５】本発明のもう１つの特徴に従えば、逃げ溝
４８及び５０が各々の接触縁端４６の周囲の狭い局部領
域内におけるピーク応力を顕著に低下させるのに対応し
て、圧力面３８及び４２の残部における応力は増大す
る。それらの圧力面は接触縁端（又は接触線）４６に比
べて実質的に大きい面積を有するから、そこでの応力の
増大は接触縁端そのものにおけるピーク応力の大幅な低
下よりも実質的に少ない。
【００３６】逃げ溝４８及び５０自体は応力集中をもた
らすから、それらは動翼に由来する遠心力がディスクを
通して伝達される際の一次的な（又は直接の）荷重経路
から分離されていることが好ましい。かかる遠心力はダ
ブテール部ネック２６、対応するダブテール部ローブ２
８及び３０、ディスクポストローブ３４及び３６、並び
にポストネックを経由しながら半径方向に沿って内方に
伝達されるから、逃げ溝はこのような直接の荷重経路を
回避するように配置されている。
【００３７】図２に示されるごとく、ダブテール部の逃
げ溝４８は内部の接触縁端４６の下方のみに位置してい
ることが好ましい。この場合、ダブテール部における外
部の接触縁端４６については、ダブテール部ネック２６
における滑らかな弓形の移行フィレット中にいかなる逃
げ溝（又は不連続部）も存在しない。
【００３８】同様に、外部の逃げ溝５０はディスクポス
トにおける外部の接触縁端４６の上方のみに位置してい
ることが好ましい。この場合、内部の接触縁端４６に隣
接したディスクポストは、ディスクポストネックにおけ
る滑らかで連続した移行フィレットを維持するために逃
げ溝を有していない。
【００３９】図３に示された実施形態においては、内部
の逃げ溝４８はそれぞれの外部圧力面３８と概して平行
に延びていると共に、対応する内部リップ５２の位置に
おける剛性を低減させるのに十分な深さを有している。
同様に、外部の逃げ溝５０はそれぞれの内部圧力面４２
と概して平行に延びていると共に、接触縁端における応
力を低減させるのに十分なたわみ性を外部リップ５４に
付与している。
【００４０】このようにすれば、内部の逃げ溝４８はダ
ブテール部２４の外部圧力面３８及び４０よりも半径方
向に沿って内方に配置され、従って圧力面を通る直接の
荷重経路から分離されている。また、ダブテール部２４
の下端はダブテール部を通して伝達される翼の遠心力か
ら解放されているから、それはそれ自身の内部で生じる
遠心力しか受けない。
【００４１】従って、内部の逃げ溝４８の下方に位置す
るダブテール部の底部における遠心力により、それらの
内部の逃げ溝は運転時に生じる遠心力に由来する圧縮荷
重を受けることになる。動翼の寿命を向上させるために
は、内部の逃げ溝４８のごとき応力集中部位が圧縮荷重
を受けることは、同じ逃げ溝が引張荷重を受ける場合に
比べて好ましいものである。
【００４２】同様に、対応する圧力面４２及び４４より
も半径方向に沿って上方に位置するディスクポストの外
方部分は、圧力面を通して伝達される遠心力の直接の荷
重経路から分離されている。従って、外部の逃げ溝５０
は一次的な荷重経路から分離され、ディスクポストに作
用する遠心力に由来する圧縮荷重を受ける。これはその
位置に起こる応力集中の悪影響を抑制し、従って外部の
逃げ溝５０が引張荷重を受ける場合に比べて好ましいも
のである。
【００４３】好適な実施形態に従って上記に開示された
逃げ溝は、所望に応じ、ダブテール部２４のみ、ディス
クポスト３２のみ、又はそれらの両方において使用する
ことができる。逃げ溝４８及び５０の実際の大きさ及び
形状は、他の部位における応力を過度に増大させること
なく接触縁端における局部ピーク応力を適当に低下させ
るという特定の設計用途に応じて決定すればよい。
【００４４】図３には、逃げ溝４８及び５０をそれぞれ
導入することによって改良される前のダブテール部及び
ディスクポストの元の（未変化の）輪郭が実線及び鎖線
で示されている。いずれの構造においても、動翼の荷重
をディスクに伝達するという点から見れば、互いに係合
する圧力面の表面積は同じである。逃げ溝は、もっぱら
接触縁端におけるピーク応力を低下させるための必要に
応じて導入されるのであって、接触縁端から離れた位置
における公称応力の増大を伴う。このように、所定構造
のダブテール部及びディスクポストに関し、好適な位置
に逃げ溝４８及び５０を導入するだけでそれらの寿命の
向上が得られるのである。
【００４５】本発明の好ましい例示的実施形態と思料す
るものについて説明してきたが、本明細書の説明から、
当業者には本発明のその他の変更も自明であろう。従っ
て、本発明の技術的思想及び範囲に属するかかるすべて
の変更が特許請求の範囲によって保護されることを求め
る。
【００４６】従って、特許による保護を求めるのは、特
許請求の範囲に規定しかつ特徴付けた発明である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の一態様に係わる軸方向挿入型の
ダブテール部を有する動翼を収容するために役立つ複数
の軸方向のダブテール形スロットを具備したガスタービ
ンエンジンのファン又は圧縮機のロータディスクの一部
分の等角図である。
【図２】図１に示された支持ディスク中に収容された１
つのダブテール部を示す拡大立面図である。
【図３】本発明の実施の一態様に係わる一方のダブテー
ル部ローブ及びそれに隣接したディスクポストローブを
示す一層の拡大図である。
【符号の説明】
１０ ファン又は圧縮機 １２ ロータディスク １４ スロット １６ 動翼 １８ 翼 ２２ プラットホーム ２４ ダブテール部 ２６ ネック ２８ ダブテール部ローブ ３０ ダブテール部ローブ ３２ ディスクポスト ３４ ディスクポストローブ ３６ ディスクポストローブ ３８ 外部圧力面 ４０ 外部圧力面 ４２ 内部圧力面 ４４ 内部圧力面 ４６ 接触縁端 ４８ 内部の逃げ溝 ５０ 外部の逃げ溝 ５２ 内部リップ ５４ 外部リップ

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ロータディスク１２のスロット１４内に
    取付けることのできるガスタービンエンジンの動翼１６
    において、前記動翼は翼１８と、前記翼に一体接合され
    たプラットホーム２２と、前記プラットホームに一体接
    合されたダブテール部２４とから成っていて、前記ダブ
    テール部は前記スロット１４と係合するように形成され
    た１対のダブテール部ローブ２８及び３０の間に存在し
    かつ最小の横断面積を有するネック２６を含み、前記ロ
    ーブの各々は対応する接触縁端４６の間において前記ス
    ロット１４の対応する内面４２又は４４と係合するよう
    に外方を向いた外面３８又は４０を有し、かつ前記ロー
    ブ２８及び３０中には前記接触縁端４６の内側に逃げ溝
    ４８が設けられていることを特徴とする動翼。
  2. 【請求項２】 前記逃げ溝４８が前記接触縁端４６の下
    方の剛性を低減させるため前記接触縁端４６の下方に位
    置している請求項１記載の動翼。
  3. 【請求項３】 前記逃げ溝４８が前記外面３８及び４０
    の下方に離隔していることにより、前記接触縁端の下方
    には片持ち状態のリップ５２がそれぞれ画成されている
    請求項２記載の動翼。
  4. 【請求項４】 前記ローブ２８及び３０の各々が外部及
    び内部の接触縁端４６を有していて、前記逃げ溝４８は
    前記内部の接触縁端の下方のみに位置している請求項３
    記載の動翼。
  5. 【請求項５】 前記逃げ溝４８が前記外面３８のそれぞ
    れと概して平行である請求項３記載の動翼。
  6. 【請求項６】 前記ロータディスク１２が前記動翼のダ
    ブテール部２４をそれぞれ収容するための対応したダブ
    テール形のスロット１４により円周方向に沿って互いに
    隔離された複数のポスト３２を含み、前記ポストの各々
    は互いに反対側に位置する第１及び第２のローブ３４及
    び３６を有し、前記ポストローブ３４及び３６の各々は
    前記接触縁端の間において前記動翼の前記ダブテール部
    の対応する外面３８又は４０と係合するように半径方向
    に沿って内方を向いた内面４２又は４４を有し、かつ前
    記ポストローブ３４及び３６中には前記接触縁端の外側
    に外部の逃げ溝５０が設けられている、請求項３記載の
    動翼と前記ロータディスク１２との組合せ。
  7. 【請求項７】 前記外部の逃げ溝５０が前記接触縁端４
    ６の上方の剛性を低減させるため前記接触縁端の上方に
    位置している請求項６記載の組合せ。
  8. 【請求項８】 前記外部の逃げ溝５０が前記内面４２及
    び４４の上方に離隔していることにより、前記接触縁端
    の上方には片持ち状態の外部リップ５４がそれぞれ画成
    されている請求項７記載の組合せ。
  9. 【請求項９】 前記ポストローブ３４及び３６の各々が
    外部及び内部の接触縁端４６を有していて、前記外部の
    逃げ溝５０は前記外部の接触縁端の上方のみに位置して
    いる請求項８記載の組合せ。
  10. 【請求項１０】 動翼１６を支持するためのガスタービ
    ンエンジンのロータディスク１２において、前記ロータ
    ディスク１２が前記動翼のダブテール部２４をそれぞれ
    収容するための対応したダブテール形のスロット１４に
    より円周方向に沿って互いに隔離された複数のポスト３
    ２を含み、前記ポストの各々は互いに反対側に位置する
    第１及び第２のローブ３４及び３６を有し、前記ローブ
    ３４及び３６の各々は接触縁端４６の間において前記動
    翼の前記ダブテール部の対応する外面３８又は４０と係
    合するように半径方向に沿って内方を向いた内面４２又
    は４４を有し、かつ前記ローブ３４及び３６中には前記
    接触縁端の外側に逃げ溝５０が設けられていることを特
    徴とするロータディスク。
  11. 【請求項１１】 前記逃げ溝５０が前記接触縁端４６の
    上方の剛性を低減させるため前記接触縁端の上方に位置
    している請求項１０記載のロータディスク。
  12. 【請求項１２】 前記逃げ溝５０が前記内面４２及び４
    ４の上方に離隔していることにより、前記接触縁端の上
    方には片持ち状態のリップ５４がそれぞれ画成されてい
    る請求項１１記載のロータディスク。
  13. 【請求項１３】 前記ローブ３４及び３６の各々が外部
    及び内部の接触縁端４６を有していて、前記逃げ溝５０
    は前記外部の接触縁端の上方のみに位置している請求項
    １２記載のロータディスク。
  14. 【請求項１４】 前記逃げ溝５０が前記内面４２のそれ
    ぞれと概して平行である請求項１２記載のロータディス
    ク。
  15. 【請求項１５】 ロータディスク１２に設けられた相補
    的なスロット１４内に取付けられたダブテール部を有す
    る動翼１８から成る装置において、対応する接触縁端４
    ６の間に広がりかつ半径方向に沿って互いに係合する外
    部圧力面３８及び内部圧力面４２が含まれ、かつ前記接
    触縁端における剛性を低減させてそこでのピーク応力を
    低下させるための手段４８及び５０が設けられているこ
    とを特徴とする装置。
  16. 【請求項１６】 前記手段４８及び５０は前記動翼中に
    生じた遠心力に由来する圧縮荷重を受ける請求項１５記
    載の装置。
  17. 【請求項１７】 前記手段４８及び５０は前記動翼１６
    からの遠心力が前記ロータディスク１２を通して伝達さ
    れる際の一次的な荷重経路から分離されている請求項１
    ５記載の装置。
  18. 【請求項１８】 前記手段が前記ダブテール部２４及び
    前記ロータディスク１２の一方に前記接触縁端４６から
    離隔して設けられた逃げ溝４８及び５０から成る請求項
    １５記載の装置。
  19. 【請求項１９】 前記逃げ溝４８が前記内部の接触縁端
    の内側において前記ダブテール部２４中に配置されてい
    る請求項１８記載の装置。
  20. 【請求項２０】 前記逃げ溝５０が前記外部の接触縁端
    の外側において前記ロータディスク１２中に配置されて
    いる請求項１８記載の装置。
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Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008180219A (ja) * 2007-01-18 2008-08-07 Snecma ターボ機械ファン用のロータディスク
JP2008540921A (ja) * 2005-05-12 2008-11-20 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 動翼／ディスク（７ＦＡ＋ｅ、第２段）の応力を低減するための動翼／ディスクダブテールバックカット
JP2008540920A (ja) * 2005-05-12 2008-11-20 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 動翼／ディスク（９ＦＡ＋ｅ、第２段）の応力を低減するための動翼／ディスクダブテールバックカット
JP2009536994A (ja) * 2006-05-12 2009-10-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ブレード／ディスクにおける応力低減のためのブレード／ディスクダブテールバックカット（６ＦＡ＋ｅ、第２段）
JP2010249073A (ja) * 2009-04-17 2010-11-04 Hitachi Ltd タービンロータ、タービン動翼結合構造、蒸気タービンおよび発電設備
JP2013249756A (ja) * 2012-05-31 2013-12-12 Hitachi Ltd 圧縮機
WO2017033226A1 (ja) * 2015-08-21 2017-03-02 三菱重工コンプレッサ株式会社 蒸気タービン
US9677406B2 (en) 2011-10-20 2017-06-13 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Rotor blade support structure
WO2019107132A1 (ja) * 2017-11-29 2019-06-06 三菱重工コンプレッサ株式会社 インペラ、回転機械
KR20200037669A (ko) * 2018-10-01 2020-04-09 두산중공업 주식회사 블레이드 일체형 탄성체를 이용한 블레이드 고정 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
WO2020137599A1 (ja) * 2018-12-28 2020-07-02 川崎重工業株式会社 回転体の動翼およびディスク

Families Citing this family (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6439851B1 (en) * 2000-12-21 2002-08-27 United Technologies Corporation Reduced stress rotor blade and disk assembly
GB2380770B (en) * 2001-10-13 2005-09-07 Rolls Royce Plc Indentor arrangement
US6764282B2 (en) * 2001-11-14 2004-07-20 United Technologies Corporation Blade for turbine engine
US6773234B2 (en) * 2002-10-18 2004-08-10 General Electric Company Methods and apparatus for facilitating preventing failure of gas turbine engine blades
DE10357134A1 (de) * 2003-12-06 2005-06-30 Alstom Technology Ltd Rotor für einen Verdichter
US7104759B2 (en) * 2004-04-01 2006-09-12 General Electric Company Compressor blade platform extension and methods of retrofitting blades of different blade angles
US7156621B2 (en) * 2004-05-14 2007-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade fixing relief mismatch
WO2006124617A2 (en) * 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (9FA+e, STAGE 1)
WO2006124618A1 (en) * 2005-05-12 2006-11-23 General Electric Company BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (6FA AND 6FA+e, STAGE 1)
WO2006124615A1 (en) * 2005-05-16 2006-11-23 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7fa+e, stage 1)
EP1703079A1 (de) * 2005-08-26 2006-09-20 Siemens Aktiengesellschaft Rotationskörper zum Befestigen von Laufschaufeln einer Strömungsmaschine
EP1818506A1 (de) * 2006-02-08 2007-08-15 Siemens Aktiengesellschaft HCF-Beanspruchungsreduktion in Tannenfüssen
US7476085B2 (en) * 2006-05-12 2009-01-13 General Electric Company Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (6FA+E, stage2)
US7594799B2 (en) * 2006-09-13 2009-09-29 General Electric Company Undercut fillet radius for blade dovetails
GB2442968B (en) 2006-10-20 2009-08-19 Rolls Royce Plc A turbomachine rotor blade and a turbomachine rotor
US20080101938A1 (en) * 2006-10-26 2008-05-01 General Electric Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 1)
US20080101939A1 (en) * 2006-10-26 2008-05-01 General Electric Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 2)
US20080101937A1 (en) * 2006-10-26 2008-05-01 General Electric Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (9FA, stage 1)
US20090208339A1 (en) * 2008-02-15 2009-08-20 United Technologies Corporation Blade root stress relief
US8240042B2 (en) 2008-05-12 2012-08-14 Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag Methods of maintaining turbine discs to avert critical bucket attachment dovetail cracks
US20090285690A1 (en) * 2008-05-19 2009-11-19 Brown Clayton D Axial blade slot pressure face with undercut
US20100126018A1 (en) * 2008-11-25 2010-05-27 General Electric Company Method of manufacturing a vane with reduced stress
US9840931B2 (en) * 2008-11-25 2017-12-12 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Axial retention of a platform seal
US8177502B2 (en) * 2008-11-25 2012-05-15 General Electric Company Vane with reduced stress
GB0906342D0 (en) * 2009-04-15 2009-05-20 Rolls Royce Plc Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture
US8925201B2 (en) * 2009-06-29 2015-01-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and apparatus for providing rotor discs
EP2299056A1 (de) * 2009-09-02 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel
EP2320030B1 (de) * 2009-11-10 2012-12-19 Alstom Technology Ltd Rotor mit Laufschaufel für eine axial durchströmte Turbomaschine
EP2546465A1 (en) 2011-07-14 2013-01-16 Siemens Aktiengesellschaft Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly
FR2981132B1 (fr) * 2011-10-10 2013-12-06 Snecma Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque
US9121296B2 (en) 2011-11-04 2015-09-01 United Technologies Corporation Rotatable component with controlled load interface
US9359905B2 (en) * 2012-02-27 2016-06-07 Solar Turbines Incorporated Turbine engine rotor blade groove
CN103850715A (zh) * 2012-11-30 2014-06-11 西门子公司 转子轮盘
US20140174098A1 (en) * 2012-12-20 2014-06-26 United Technologies Corporation Turbine disc with reduced neck stress concentration
WO2014149104A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Lock for retaining minidisks with rotors of a gas turbine engine
US9739159B2 (en) 2013-10-09 2017-08-22 General Electric Company Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress
CN106460865B (zh) 2014-05-05 2019-04-12 霍顿公司 复合物风扇
GB201416505D0 (en) 2014-09-18 2014-11-05 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
AT517878B1 (de) * 2015-11-06 2017-11-15 Ge Jenbacher Gmbh & Co Og Pleuel
US9682756B1 (en) * 2016-10-17 2017-06-20 General Electric Company System for composite marine propellers
US20180112544A1 (en) * 2016-10-26 2018-04-26 Siemens Aktiengesellschaft Turbine rotor blade, turbine rotor arrangement and method for manufacturing a turbine rotor blade
US10895160B1 (en) * 2017-04-07 2021-01-19 Glenn B. Sinclair Stress relief via unblended edge radii in blade attachments in gas turbines
KR102176954B1 (ko) * 2017-09-14 2020-11-10 두산중공업 주식회사 가스 터빈용 압축기 로터 디스크
US11021972B2 (en) * 2018-08-14 2021-06-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Variable pitch blade holder for gas turbine engine
CN109107409B (zh) * 2018-09-12 2019-07-16 绵阳飞远科技有限公司 一种基于排污池中搅拌器应用的传动机构
CN109046068B (zh) * 2018-09-12 2019-08-13 四川宣朗环保工程有限公司 一种污水搅拌池应用的搅拌组件
FR3091553B1 (fr) * 2019-01-09 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Aube destinée à être montée sur un disque de rotor d’une turbomachine
FR3091552B1 (fr) * 2019-01-09 2021-05-21 Safran Aircraft Engines Alvéole de disque de rotor destiné à recevoir une aube de turbomachine
DE102022202368A1 (de) 2022-03-10 2023-09-14 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Nutdesign einer Scheibe für eine Turbinenschaufel, Rotor und ein Verfahren
US20240093615A1 (en) * 2022-09-20 2024-03-21 Siemens Energy, Inc. System and method for reducing blade hook stress in a turbine blade

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB280221A (en) * 1926-11-06 1928-02-23 Alfred Buechi Improvements in blading for gas and steam turbines
JPS5872604A (ja) * 1981-10-26 1983-04-30 Hitachi Ltd タ−ボ機械のブレ−ド取付構造
JPS61210855A (ja) * 1985-03-13 1986-09-19 Toshiba Corp 回転電機
US5141401A (en) 1990-09-27 1992-08-25 General Electric Company Stress-relieved rotor blade attachment slot
US5511945A (en) * 1994-10-31 1996-04-30 Solar Turbines Incorporated Turbine motor and blade interface cooling system
DE19728085A1 (de) * 1997-07-02 1999-01-07 Asea Brown Boveri Fügeverbindung zwischen zwei Fügepartnern sowie deren Verwendung

Cited By (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008540921A (ja) * 2005-05-12 2008-11-20 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 動翼／ディスク（７ＦＡ＋ｅ、第２段）の応力を低減するための動翼／ディスクダブテールバックカット
JP2008540920A (ja) * 2005-05-12 2008-11-20 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 動翼／ディスク（９ＦＡ＋ｅ、第２段）の応力を低減するための動翼／ディスクダブテールバックカット
JP4870754B2 (ja) * 2005-05-12 2012-02-08 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 動翼／ディスク（７ＦＡ＋ｅ、第２段）の応力を低減するための動翼／ディスクダブテールバックカット
JP2009536994A (ja) * 2006-05-12 2009-10-22 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ブレード／ディスクにおける応力低減のためのブレード／ディスクダブテールバックカット（６ＦＡ＋ｅ、第２段）
JP2008180219A (ja) * 2007-01-18 2008-08-07 Snecma ターボ機械ファン用のロータディスク
JP2010249073A (ja) * 2009-04-17 2010-11-04 Hitachi Ltd タービンロータ、タービン動翼結合構造、蒸気タービンおよび発電設備
US9677406B2 (en) 2011-10-20 2017-06-13 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Rotor blade support structure
JP2013249756A (ja) * 2012-05-31 2013-12-12 Hitachi Ltd 圧縮機
WO2017033226A1 (ja) * 2015-08-21 2017-03-02 三菱重工コンプレッサ株式会社 蒸気タービン
JP2019100211A (ja) * 2017-11-29 2019-06-24 三菱重工コンプレッサ株式会社 インペラ、回転機械
WO2019107132A1 (ja) * 2017-11-29 2019-06-06 三菱重工コンプレッサ株式会社 インペラ、回転機械
US11280349B2 (en) 2017-11-29 2022-03-22 Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation Impeller and rotary machine
KR20200037669A (ko) * 2018-10-01 2020-04-09 두산중공업 주식회사 블레이드 일체형 탄성체를 이용한 블레이드 고정 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102113326B1 (ko) * 2018-10-01 2020-05-21 두산중공업 주식회사 블레이드 일체형 탄성체를 이용한 블레이드 고정 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
WO2020137599A1 (ja) * 2018-12-28 2020-07-02 川崎重工業株式会社 回転体の動翼およびディスク
JP2020106015A (ja) * 2018-12-28 2020-07-09 川崎重工業株式会社 回転体の動翼およびディスク
CN113227540A (zh) * 2018-12-28 2021-08-06 川崎重工业株式会社 旋转体的动翼以及轮盘
GB2594847A (en) * 2018-12-28 2021-11-10 Kawasaki Heavy Ind Ltd Rotor blade and disc of rotating body
GB2594847B (en) * 2018-12-28 2023-05-31 Kawasaki Heavy Ind Ltd Rotor blade and disc of rotating body
JP7385992B2 (ja) 2018-12-28 2023-11-24 川崎重工業株式会社 回転体の動翼およびディスク
US11946390B2 (en) 2018-12-28 2024-04-02 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Rotor blade and disc of rotating body

Also Published As

Publication number Publication date
US6183202B1 (en) 2001-02-06
EP1048821A2 (en) 2000-11-02
EP1048821A3 (en) 2002-11-20
DE60031031D1 (de) 2006-11-16
CA2306547A1 (en) 2000-10-30
CA2306547C (en) 2006-02-07
EP1048821B1 (en) 2006-10-04
RU2228445C2 (ru) 2004-05-10
DE60031031T2 (de) 2007-05-16

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