JP2002061598A - コーナタングファン動翼 - Google Patents
コーナタングファン動翼Info
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- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
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- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
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- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 動翼重量と、運転中の関連遠心力を減らし、
組立てに関して枢動制限特徴を改良した改良ファン。 【解決手段】 ファン動翼が有孔アンカータングを含
み、一つのタングが内側コーナを有しそして残りのタン
グは内側コーナを有しない。内側コーナはロータディス
クに設けた補完座に配置され、組立て中、動翼の枢動を
制限する。
組立てに関して枢動制限特徴を改良した改良ファン。 【解決手段】 ファン動翼が有孔アンカータングを含
み、一つのタングが内側コーナを有しそして残りのタン
グは内側コーナを有しない。内側コーナはロータディス
クに設けた補完座に配置され、組立て中、動翼の枢動を
制限する。
Description
【０００１】
【発明の背景】本発明は一般的にはガスタービンエンジ
ンに関し、特に同エンジン内のファン動翼に関する。
ンに関し、特に同エンジン内のファン動翼に関する。
【０００２】飛行中の航空機に動力を与えるように構成
されたターボファンガスタービンエンジンには１列の大
きなファン動翼が含まれ、支持ロータディスクから半径
方向外方に延在する。ファンは対応ナセル内に支持され
た環状ケーシングによって囲まれている。ケーシング
は、空気をファン動翼間を通流するように導く外側流路
境界を画成し、また、内側翼台が動翼の根元に配置され
て半径方向内側流路境界を画成する。
されたターボファンガスタービンエンジンには１列の大
きなファン動翼が含まれ、支持ロータディスクから半径
方向外方に延在する。ファンは対応ナセル内に支持され
た環状ケーシングによって囲まれている。ケーシング
は、空気をファン動翼間を通流するように導く外側流路
境界を画成し、また、内側翼台が動翼の根元に配置され
て半径方向内側流路境界を画成する。
【０００３】ファン動翼は通例、運転中に空気が面上に
導かれる翼形部の先端と根元との間にかなりの量のねじ
れを有する。従って、翼形部はこのかなりのねじれによ
って軸方向と周方向に延在し、これに対応して、概して
凸形の外側輪郭を有し、その前縁と後縁との間の先端の
軸方向または翼弦方向の全範囲に沿って先端とケーシン
グと間に実質的に均等な小さい半径方向間隙を保つ。
導かれる翼形部の先端と根元との間にかなりの量のねじ
れを有する。従って、翼形部はこのかなりのねじれによ
って軸方向と周方向に延在し、これに対応して、概して
凸形の外側輪郭を有し、その前縁と後縁との間の先端の
軸方向または翼弦方向の全範囲に沿って先端とケーシン
グと間に実質的に均等な小さい半径方向間隙を保つ。
【０００４】一種のファン動翼では、複数のアンカータ
ングが翼形部の根端から半径方向内方に、すなわち、そ
こでの一体翼台の下方に延在し、そして支持ディスクに
形成した複数の対応環状リムとインターディジタル配置
される。タングとリムは同軸的に整合した開口を有し、
対応止めピンがこれらの開口を貫通して各動翼をディス
クに枢着する。このピン継手係留形状は翼形部の重ね軸
線と整合して、運転中に発生した遠心荷重をピンを通し
て支持ディスクに伝達する。
ングが翼形部の根端から半径方向内方に、すなわち、そ
こでの一体翼台の下方に延在し、そして支持ディスクに
形成した複数の対応環状リムとインターディジタル配置
される。タングとリムは同軸的に整合した開口を有し、
対応止めピンがこれらの開口を貫通して各動翼をディス
クに枢着する。このピン継手係留形状は翼形部の重ね軸
線と整合して、運転中に発生した遠心荷重をピンを通し
て支持ディスクに伝達する。
【０００５】従来のアンカータングはそれらの半径方向
下端において概して半円形の内側輪郭を有し、こうし
て、タングの強度に寄与しない無用の材料とそれに対応
する重量を除いて、運転中に発生するかなりの遠心荷重
に対処する。従って、個々の動翼は、組立て中、完全列
のファン動翼が装着されるまで、ピンを中心として枢動
自在であり、翼列の完成時に、隣合うファン動翼が互い
に枢動を抑制する。
下端において概して半円形の内側輪郭を有し、こうし
て、タングの強度に寄与しない無用の材料とそれに対応
する重量を除いて、運転中に発生するかなりの遠心荷重
に対処する。従って、個々の動翼は、組立て中、完全列
のファン動翼が装着されるまで、ピンを中心として枢動
自在であり、翼列の完成時に、隣合うファン動翼が互い
に枢動を抑制する。
【０００６】ファン動翼は比較的薄い先端と前縁と後縁
を有するので、先端の両端における対応翼形部コーナは
比較的薄くそして鋭い。組立て中のファン動翼の過大枢
動によりいずれかの先端コーナが周囲ファンケーシング
の内面に衝突する可能性がある。この衝突は動翼先端自
体の破損またはファンケーシングの破損をひき起こすお
それがあるので望ましくない。
を有するので、先端の両端における対応翼形部コーナは
比較的薄くそして鋭い。組立て中のファン動翼の過大枢
動によりいずれかの先端コーナが周囲ファンケーシング
の内面に衝突する可能性がある。この衝突は動翼先端自
体の破損またはファンケーシングの破損をひき起こすお
それがあるので望ましくない。
【０００７】組立て中の個々の動翼の枢動を制限または
抑制するために、枢動制限を特徴とするものが通例動翼
に設けられる。一形状において、先端枢動は、対応ディ
スクリムの外面の直上の１対のアンカータング間に余分
な材料を設けることによって防止される。この余分な材
料はリム周囲とともに小さい間隙を画成し、そして動翼
がその止めピンを中心として傾斜または枢動し始めた
時、ディスク外周に当接する。このように、組立て中、
動翼先端の両端とファンケーシングとの接触が防止され
る。
抑制するために、枢動制限を特徴とするものが通例動翼
に設けられる。一形状において、先端枢動は、対応ディ
スクリムの外面の直上の１対のアンカータング間に余分
な材料を設けることによって防止される。この余分な材
料はリム周囲とともに小さい間隙を画成し、そして動翼
がその止めピンを中心として傾斜または枢動し始めた
時、ディスク外周に当接する。このように、組立て中、
動翼先端の両端とファンケーシングとの接触が防止され
る。
【０００８】しかし、両アンカータング間に必要な余分
な材料は、翼台の下側で動翼の重量を増す。運転中、こ
の余分な重量によって遠心力が増加し、従って、遠心荷
重に耐えるのに適する強さの翼台とアンカータングが必
要になる。運転中、遠心荷重に応じてタングとピンとデ
ィスクに応力が発生し、ファンの有効寿命に影響を及ぼ
す。
な材料は、翼台の下側で動翼の重量を増す。運転中、こ
の余分な重量によって遠心力が増加し、従って、遠心荷
重に耐えるのに適する強さの翼台とアンカータングが必
要になる。運転中、遠心荷重に応じてタングとピンとデ
ィスクに応力が発生し、ファンの有効寿命に影響を及ぼ
す。
【０００９】従って、動翼重量と、運転中の関連遠心力
を減らし、そして組立てに関して枢動制限特徴を改良し
た改良ファンを提供することが望まれる。
を減らし、そして組立てに関して枢動制限特徴を改良し
た改良ファンを提供することが望まれる。
【００１０】
【発明の概要】ファン動翼が有孔アンカータングを含
み、一つのタングが内側コーナを有しそして残りのタン
グは内側コーナを有しない。内側コーナはロータディス
クに設けた補完座に配置され、組立て中、動翼の枢動を
制限する。
み、一つのタングが内側コーナを有しそして残りのタン
グは内側コーナを有しない。内側コーナはロータディス
クに設けた補完座に配置され、組立て中、動翼の枢動を
制限する。
【００１１】
【発明の詳述】本発明は、他の目的と利点とともに、添
付図面と関連する好適実施例の以下の詳述からさらに明
らかとなろう。
付図面と関連する好適実施例の以下の詳述からさらに明
らかとなろう。
【００１２】図１には、飛行中の航空機に動力を与える
ように構成されたターボファンガスタービンエンジンの
一例のファン１０を示す。ファン１０は軸方向中心線に
関して軸対称形であり、そして１列のファン動翼１２を
含み、これらの動翼は支持ロータディスク１４から半径
方向外方に延在する。
ように構成されたターボファンガスタービンエンジンの
一例のファン１０を示す。ファン１０は軸方向中心線に
関して軸対称形であり、そして１列のファン動翼１２を
含み、これらの動翼は支持ロータディスク１４から半径
方向外方に延在する。
【００１３】さらに図２に示すように、ファン動翼は周
方向に相隔たりそして周囲ファンケーシング１６内にあ
り、このケーシングは、運転中周囲空気１８を通過させ
る半径方向外側流路境界を画成している。各動翼には翼
形部２０が含まれ、軸方向に前縁２２と後縁２４との間
にそして半径方向に根元２６から先端２８まで延在する
相対する側を有する。翼形部２０は、空気１８が翼形部
の面上を流れるにつれてそれを圧縮して飛行中の航空機
を推進する推力を発するように従来のように形成されて
いる。
方向に相隔たりそして周囲ファンケーシング１６内にあ
り、このケーシングは、運転中周囲空気１８を通過させ
る半径方向外側流路境界を画成している。各動翼には翼
形部２０が含まれ、軸方向に前縁２２と後縁２４との間
にそして半径方向に根元２６から先端２８まで延在する
相対する側を有する。翼形部２０は、空気１８が翼形部
の面上を流れるにつれてそれを圧縮して飛行中の航空機
を推進する推力を発するように従来のように形成されて
いる。
【００１４】各動翼はまた翼台３０を含み、この翼台３
０は通例翼形部の根元と一体に形成されそして空気１８
用の半径方向内側流路境界の一部分を画成する。
０は通例翼形部の根元と一体に形成されそして空気１８
用の半径方向内側流路境界の一部分を画成する。
【００１５】最初に図１に示したように、各動翼はさら
に、複数の軸方向に相隔たる支持用の根元タングまたは
アンカータング３２〜３８を含み、これらのタングは翼
台３０の下側から半径方向内方に延在し、そしてロータ
ディスク１４の共通ハブから半径方向外方に延在する複
数の軸方向に相隔たる環状リム４０と係合するように形
成されている。タングとリムはインターディジタル配置
され、そしてそれぞれを貫通している同軸的に整合した
開口４２を有して対応止めピン４４を受入れる。ピン４
４は有孔タングと有孔リムを軸方向に貫通して個々の動
翼をロータディスクに枢着する。
に、複数の軸方向に相隔たる支持用の根元タングまたは
アンカータング３２〜３８を含み、これらのタングは翼
台３０の下側から半径方向内方に延在し、そしてロータ
ディスク１４の共通ハブから半径方向外方に延在する複
数の軸方向に相隔たる環状リム４０と係合するように形
成されている。タングとリムはインターディジタル配置
され、そしてそれぞれを貫通している同軸的に整合した
開口４２を有して対応止めピン４４を受入れる。ピン４
４は有孔タングと有孔リムを軸方向に貫通して個々の動
翼をロータディスクに枢着する。
【００１６】図３と図４に示すように、タングの一つ
が、周方向に対置した内側コーナ４６を有し、両コーナ
は、組立て中のピン４４を中心とする動翼の回動または
枢動を制限するように形成されており、これに対し、残
りのタングは対応する内側コーナを有しない。
が、周方向に対置した内側コーナ４６を有し、両コーナ
は、組立て中のピン４４を中心とする動翼の回動または
枢動を制限するように形成されており、これに対し、残
りのタングは対応する内側コーナを有しない。
【００１７】図４に示した実施例では、４つのアンカー
タング３２〜３８が存在する。これらは、翼台３０の前
端における第１タングすなわち軸方向前側タング３２
と、翼台の軸方向に反対側の後端における第４タングす
なわち後ろ側タング３８とを含んでいる。また、軸方向
に両タングの間に２つの例の中間タング３４、３６が翼
台の中央部分の下方に配置されている。図４に示した４
つのタングは図１に示した３つのディスクリム４０とイ
ンターディジタル配置され、そしてそれらを貫通する対
応する１本の止めピン４４を支承し、こうして各動翼を
ディスクに半径方向に保持しそして運転中遠心荷重をピ
ンを通してディスクリムに伝達する。
タング３２〜３８が存在する。これらは、翼台３０の前
端における第１タングすなわち軸方向前側タング３２
と、翼台の軸方向に反対側の後端における第４タングす
なわち後ろ側タング３８とを含んでいる。また、軸方向
に両タングの間に２つの例の中間タング３４、３６が翼
台の中央部分の下方に配置されている。図４に示した４
つのタングは図１に示した３つのディスクリム４０とイ
ンターディジタル配置され、そしてそれらを貫通する対
応する１本の止めピン４４を支承し、こうして各動翼を
ディスクに半径方向に保持しそして運転中遠心荷重をピ
ンを通してディスクリムに伝達する。
【００１８】２つの制限コーナ４６は好ましくは前側タ
ング３２だけに設けられ、回り防止を特徴とするものと
して、組立て中に対応止めピンを中心とする個々のファ
ン動翼の枢動を制限する。中間および後ろ側タングを含
む３つの残りのタング３４〜３８は全て、好ましくは弧
状の内側端部を有し、それぞれの端部は概して半円形で
ありそして対応開口４２の内側半分を囲んでいる。
ング３２だけに設けられ、回り防止を特徴とするものと
して、組立て中に対応止めピンを中心とする個々のファ
ン動翼の枢動を制限する。中間および後ろ側タングを含
む３つの残りのタング３４〜３８は全て、好ましくは弧
状の内側端部を有し、それぞれの端部は概して半円形で
ありそして対応開口４２の内側半分を囲んでいる。
【００１９】このように、中間および後ろ側タングは開
口４２を囲む制限された材料を有し、この材料制限は、
運転中遠心荷重を望ましくないほど増す無用の重量を追
加することなく、運転中に発生する遠心荷重を伝達する
のに有効である。
口４２を囲む制限された材料を有し、この材料制限は、
運転中遠心荷重を望ましくないほど増す無用の重量を追
加することなく、運転中に発生する遠心荷重を伝達する
のに有効である。
【００２０】前側タング３２を含めて、図４に示したタ
ングのいずれにおける内側コーナは、運転中遠心荷重に
対処するための追加的な強度をタングにほとんど与えな
い。しかし、内側コーナは前側タングにだけ回り防止を
特徴とするものとして設けられてファン動翼の総合重量
をかなり減らし、従って運転中の遠心荷重と遠心応力を
減らしてファン動翼の有効寿命を延ばす。
ングのいずれにおける内側コーナは、運転中遠心荷重に
対処するための追加的な強度をタングにほとんど与えな
い。しかし、内側コーナは前側タングにだけ回り防止を
特徴とするものとして設けられてファン動翼の総合重量
をかなり減らし、従って運転中の遠心荷重と遠心応力を
減らしてファン動翼の有効寿命を延ばす。
【００２１】図１に示すように、翼台３０は好ましくは
動翼の一体構成部でありそして翼形部２０とタング３２
〜３８との間に配置されて一体構造体をなし、この構造
体は一実施例では鍛造と適当な機械加工によって形成す
ることができる。翼台３０は前縁２２から後縁２４に向
かって半径方向外方に傾斜しており、ファン動翼間に導
かれた空気１８を加速する。
動翼の一体構成部でありそして翼形部２０とタング３２
〜３８との間に配置されて一体構造体をなし、この構造
体は一実施例では鍛造と適当な機械加工によって形成す
ることができる。翼台３０は前縁２２から後縁２４に向
かって半径方向外方に傾斜しており、ファン動翼間に導
かれた空気１８を加速する。
【００２２】これに対し、止めピン４４は傾斜しておら
ず、エンジンの中心線と平行に軸方向に延在する。従っ
て、アンカータングは半径方向高さが、最短前側タング
３２から、順次大きくなっている中間タング３４、３６
に向かって最大の後ろ側タング３８まで増加している。
従って、４つのタングは長さまたは高さが翼台３０の後
方傾斜に合うように増加しており、翼台自体は実用的な
限り薄くして動翼の総合重量を減らす。
ず、エンジンの中心線と平行に軸方向に延在する。従っ
て、アンカータングは半径方向高さが、最短前側タング
３２から、順次大きくなっている中間タング３４、３６
に向かって最大の後ろ側タング３８まで増加している。
従って、４つのタングは長さまたは高さが翼台３０の後
方傾斜に合うように増加しており、翼台自体は実用的な
限り薄くして動翼の総合重量を減らす。
【００２３】図４に示すように、前側および後ろ側タン
グ３２、３８は半径方向外方に延在して翼台３０の対応
端部と一体に係合し、そして好ましくは翼台自体と実質
的に同じ周方向幅を有する。しかし、前側タング３２と
直接隣合う第２タング３４は、翼台３０の下側との対応
継目において前側タング３２より周方向に狭い。
グ３２、３８は半径方向外方に延在して翼台３０の対応
端部と一体に係合し、そして好ましくは翼台自体と実質
的に同じ周方向幅を有する。しかし、前側タング３２と
直接隣合う第２タング３４は、翼台３０の下側との対応
継目において前側タング３２より周方向に狭い。
【００２４】同様に、片側が第４タング３８と直接隣合
いそして反対側が第２タング３４と直接隣合う第３タン
グ３６は、翼台３０の下側との継目において第１および
第４タング３２、３８より同様に周方向に狭い。
いそして反対側が第２タング３４と直接隣合う第３タン
グ３６は、翼台３０の下側との継目において第１および
第４タング３２、３８より同様に周方向に狭い。
【００２５】このように、前側および後ろ側タング３
２、３８間に配置された１対の中間タング３４、３６は
周方向厚さがかなり減少した後翼台３０の下側と係合し
得るので、翼台と中間タングとの間の材料の量をかなり
減らして重量を軽減し得る。回り防止特徴がいずれのタ
ング間の翼台の下側に設けられていないので、さもなけ
ればそのために必要となる追加材料が除かれ、そして翼
台とタングは最小重量で強度を最大にするように調整す
ることができ、こうして、運転中に発生する遠心荷重に
対処し得る。
２、３８間に配置された１対の中間タング３４、３６は
周方向厚さがかなり減少した後翼台３０の下側と係合し
得るので、翼台と中間タングとの間の材料の量をかなり
減らして重量を軽減し得る。回り防止特徴がいずれのタ
ング間の翼台の下側に設けられていないので、さもなけ
ればそのために必要となる追加材料が除かれ、そして翼
台とタングは最小重量で強度を最大にするように調整す
ることができ、こうして、運転中に発生する遠心荷重に
対処し得る。
【００２６】図４に示すように、その代わりに、２つの
外部コーナ４６を前側タング３２の内側端部に加えるこ
とにより、回り防止特徴が設けられる。図１に示すよう
に、ディスクの最前リム４０が前側タング３２の後ろ側
と隣接し、そして環状段または環状座４８を含み、この
環状座はわずかな公差で前側タングコーナ４６を支承し
て、ピンを中心とする動翼の枢動を制限する。
外部コーナ４６を前側タング３２の内側端部に加えるこ
とにより、回り防止特徴が設けられる。図１に示すよう
に、ディスクの最前リム４０が前側タング３２の後ろ側
と隣接し、そして環状段または環状座４８を含み、この
環状座はわずかな公差で前側タングコーナ４６を支承し
て、ピンを中心とする動翼の枢動を制限する。
【００２７】これは図３にさらに詳細に示してあり、前
側タング３２の内側端部は概して直角形状を有し、両コ
ーナ４６は凹形弧状内面で互いに隣合い、この内面は座
４８の外側半径または直径に適合する半径を有して座４
８との間に比較的小さな半径方向間隙Ｇを画成する。半
径方向間隙Ｇは数ミル程に小さくし得るので、組立て中
のピン４４を中心とする動翼の枢動により、両コーナの
いずれかが座４８と半径方向に当接して動翼のさらなる
枢動を制限する。
側タング３２の内側端部は概して直角形状を有し、両コ
ーナ４６は凹形弧状内面で互いに隣合い、この内面は座
４８の外側半径または直径に適合する半径を有して座４
８との間に比較的小さな半径方向間隙Ｇを画成する。半
径方向間隙Ｇは数ミル程に小さくし得るので、組立て中
のピン４４を中心とする動翼の枢動により、両コーナの
いずれかが座４８と半径方向に当接して動翼のさらなる
枢動を制限する。
【００２８】図２に示すように、翼形部２０のその翼幅
軸線を中心とする角度ねじれにより、翼形部先端２８が
環状ケーシング１６内で部分的に軸方向にそして部分的
に周方向に突出する。従って、翼形部先端２８は概して
凸形の外側輪郭を持たなければ、動翼の前縁から後縁ま
で先端とケーシングの間に実質的に均等な半径方向間隙
Ａ、Ｂを保つことができない。止めピン４４を中心とす
る動翼の枢動により、枢動方向に応じて、前縁間隙Ａが
減少するとともに後縁間隙Ｂが増加するか、あるいはそ
の逆が生じる。
軸線を中心とする角度ねじれにより、翼形部先端２８が
環状ケーシング１６内で部分的に軸方向にそして部分的
に周方向に突出する。従って、翼形部先端２８は概して
凸形の外側輪郭を持たなければ、動翼の前縁から後縁ま
で先端とケーシングの間に実質的に均等な半径方向間隙
Ａ、Ｂを保つことができない。止めピン４４を中心とす
る動翼の枢動により、枢動方向に応じて、前縁間隙Ａが
減少するとともに後縁間隙Ｂが増加するか、あるいはそ
の逆が生じる。
【００２９】運転中の翼形部先端の鋭縁と周囲ケーシン
グ１６との間の望ましくない接触を防止するために、前
側タングコーナ４６は、代替的に、コーナ用として特に
設けた座４８に当接しそしてピンを中心とする過度な枢
動を防止する。さもなければ、動翼先端は組立て中に周
囲ケーシングに衝突してしまう。
グ１６との間の望ましくない接触を防止するために、前
側タングコーナ４６は、代替的に、コーナ用として特に
設けた座４８に当接しそしてピンを中心とする過度な枢
動を防止する。さもなければ、動翼先端は組立て中に周
囲ケーシングに衝突してしまう。
【００３０】図３は、アンカータング３２〜３８を補完
するリム４０を有する対応ロータディスクに幾つかのフ
ァン動翼１２を順に組付ける方法の一例を流れ図の形式
で示す。係留座４８はディスクリムの一つ、好ましく
は、最短前側タング３２に対応する前側ディスクリムに
設けられる。これに応じて、最短前側タング３２には２
つの内側コーナ４６が設けられ概して直角の形状をな
し、残りの全てのタング３４〜３８は、周方向に沿って
内側コーナを持たない半円形または弧状の内側端縁を有
する。
するリム４０を有する対応ロータディスクに幾つかのフ
ァン動翼１２を順に組付ける方法の一例を流れ図の形式
で示す。係留座４８はディスクリムの一つ、好ましく
は、最短前側タング３２に対応する前側ディスクリムに
設けられる。これに応じて、最短前側タング３２には２
つの内側コーナ４６が設けられ概して直角の形状をな
し、残りの全てのタング３４〜３８は、周方向に沿って
内側コーナを持たない半円形または弧状の内側端縁を有
する。
【００３１】このように、個々のファン動翼は、４つの
タング３２〜３８を３つのリム４０とインターディジタ
ル配置することにより、ディスクに装着することができ
る。次いで、止めピンをタングとリムの同軸整合開口４
２に挿通し得る。タングコーナ４６はこのように環状座
４８の周囲に近接して配置されるので、いずれかのコー
ナが環状座に当接してピンを中心とする動翼のいずれか
の方向の枢動を制限し得る。
タング３２〜３８を３つのリム４０とインターディジタ
ル配置することにより、ディスクに装着することができ
る。次いで、止めピンをタングとリムの同軸整合開口４
２に挿通し得る。タングコーナ４６はこのように環状座
４８の周囲に近接して配置されるので、いずれかのコー
ナが環状座に当接してピンを中心とする動翼のいずれか
の方向の枢動を制限し得る。
【００３２】これに応じて、図２に示したような動翼先
端２８が周囲ケーシングに衝突することが防止され、こ
れにより、翼先端とケーシングを組立て中の衝突破損か
ら保護する。動翼列の完成時の最後のファン動翼の組付
け終了時に、周方向に隣合う翼台３０が互いに当接しそ
して個々のファン動翼の対応止めピンを中心とする過度
の枢動を防止する。その後、タングコーナ４６は無用に
なる。従って、コーナの重量を最少にして、運転中にコ
ーナから発生する遠心荷重と、その結果タングとピンと
ディスクリムとに遠心荷重によって発生する応力とを減
らすことが望まれる。
端２８が周囲ケーシングに衝突することが防止され、こ
れにより、翼先端とケーシングを組立て中の衝突破損か
ら保護する。動翼列の完成時の最後のファン動翼の組付
け終了時に、周方向に隣合う翼台３０が互いに当接しそ
して個々のファン動翼の対応止めピンを中心とする過度
の枢動を防止する。その後、タングコーナ４６は無用に
なる。従って、コーナの重量を最少にして、運転中にコ
ーナから発生する遠心荷重と、その結果タングとピンと
ディスクリムとに遠心荷重によって発生する応力とを減
らすことが望まれる。
【００３３】図１に示すように、翼台３０は後方に傾斜
して半径が前後両端間で増加している。これに応じて、
４つのタングは半径方向高さが後方に向かって増加して
おり、前側タング３２は翼形部前縁２２の下方に配置さ
れ、後ろ側タング３８は翼形部後縁２４の下方に配置さ
れ、そして２つの中間タング３４、３６は前後両タング
間の翼弦中央域に配置されている。
して半径が前後両端間で増加している。これに応じて、
４つのタングは半径方向高さが後方に向かって増加して
おり、前側タング３２は翼形部前縁２２の下方に配置さ
れ、後ろ側タング３８は翼形部後縁２４の下方に配置さ
れ、そして２つの中間タング３４、３６は前後両タング
間の翼弦中央域に配置されている。
【００３４】従って、図４に示したように翼台は、その
重量を減らすために比較的薄くすることができ、そして
その下側に補強リブを備えて最小重量で強度を保ち得
る。中間タング３４、３６を翼台３０の下側に結合する
材料のウェブは比較的薄くすることができ、こうして重
量をかなり減らすとともに遠心荷重を半径方向に中間タ
ングを通して支持リムに伝達し得る。
重量を減らすために比較的薄くすることができ、そして
その下側に補強リブを備えて最小重量で強度を保ち得
る。中間タング３４、３６を翼台３０の下側に結合する
材料のウェブは比較的薄くすることができ、こうして重
量をかなり減らすとともに遠心荷重を半径方向に中間タ
ングを通して支持リムに伝達し得る。
【００３５】タングコーナ４６は図４に示した４つのタ
ングの任意のものに設けることができるが、好ましくは
前側タング３２に設けられて、利用可能な環状支持フラ
ンジ５０と協働し、このフランジは前側リム４０の前面
と一体に結合されている。ファンには図１に示した従来
の流線形スピナ５２が含まれ、１列の締結具によって支
持フランジ５０に同軸的に固定されている。フランジ５
０は、前側リム４０から軸方向前方に延在する部分が筒
形であり、そして環状座４８は、前側タング３２のコー
ナ４６とともに比較的小さな半径方向間隙を画成するよ
うに外径が容易に定められる。
ングの任意のものに設けることができるが、好ましくは
前側タング３２に設けられて、利用可能な環状支持フラ
ンジ５０と協働し、このフランジは前側リム４０の前面
と一体に結合されている。ファンには図１に示した従来
の流線形スピナ５２が含まれ、１列の締結具によって支
持フランジ５０に同軸的に固定されている。フランジ５
０は、前側リム４０から軸方向前方に延在する部分が筒
形であり、そして環状座４８は、前側タング３２のコー
ナ４６とともに比較的小さな半径方向間隙を画成するよ
うに外径が容易に定められる。
【００３６】回り防止コーナ４６はこのように、ファン
動翼の半径方向最内部分である前側タング３２の内側端
部に形成され、そしてエンジン中心線から比較的小さな
半径の位置に配置される。小さなコーナ４６によって導
入された追加重量は比較的小さく、そして運転中の回転
時に比較的低い遠心荷重を生じる。
動翼の半径方向最内部分である前側タング３２の内側端
部に形成され、そしてエンジン中心線から比較的小さな
半径の位置に配置される。小さなコーナ４６によって導
入された追加重量は比較的小さく、そして運転中の回転
時に比較的低い遠心荷重を生じる。
【００３７】回り防止コーナ４６自体はこのように、最
小の追加重量と、運転中の最小遠心荷重と、その結果と
しての最小遠心応力を導入し、そしてこのようなコーナ
により、４つのタングの間の継目において翼台自体の重
量をかなり減らすことができ、翼台は今や、そこでの回
り防止能力の導入とは無関係に、最小の重量で強度を最
大にするためにのみ設計することができる。
小の追加重量と、運転中の最小遠心荷重と、その結果と
しての最小遠心応力を導入し、そしてこのようなコーナ
により、４つのタングの間の継目において翼台自体の重
量をかなり減らすことができ、翼台は今や、そこでの回
り防止能力の導入とは無関係に、最小の重量で強度を最
大にするためにのみ設計することができる。
【００３８】以上、本発明の好適実施例と考えられるも
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
のを説明したが、それらの様々な改変が本発明の範囲内
で可能であることはもちろんである。
【図１】ターボファンガスタービンエンジン内のファン
の一部分の軸方向断面図である。
の一部分の軸方向断面図である。
【図２】図１に示したファンの一部分を線２−２に沿っ
て前から後方に見た図であり、本発明の一実施例による
動翼アンカータングを示す。
て前から後方に見た図であり、本発明の一実施例による
動翼アンカータングを示す。
【図３】一形状例による図１に示したアンカータングの
線３−３に沿う拡大半径方向正面図と、組立て方法の流
れ図である。
線３−３に沿う拡大半径方向正面図と、組立て方法の流
れ図である。
【図４】一実施例による、図１〜図３に示したファン動
翼のアンカータングの等角図である。
翼のアンカータングの等角図である。
１０ ファン １２ ファン動翼 １４ ロータディスク １６ ファンケーシング ２０ 翼形部 ２２ 前縁 ２４ 後縁 ２６ 根元 ２８ 先端 ３０ 翼台 ３２ 第１アンカータング（前側タング） ３４ 第２アンカータング（中間タング） ３６ 第３アンカータング（中間タング） ３８ 第４アンカータング（後ろ側タング） ４０ リム ４２ 開口 ４４ 止めピン ４６ 内側コーナ ４８ 環状座 ５０ 支持フランジ ５２ スピナ
フロントページの続き (72)発明者 ジェフリー・ハワード・ナスバーム アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ウ ィルミントン、ショーシーン・アベニュ ー、288番 (72)発明者 ジュアン・マリオ・ゴメス アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、マイアミ・トレイルズ・ドライブ、 6597番 Ｆターム(参考） 3H033 AA02 AA16 BB03 BB08 CC01 DD17 EE05 EE09 EE11
Claims (18)
- 【請求項１】 翼形部２０と、それから延在する複数の
支持アンカータング３２〜３８とからなり、前記タング
は、それらを貫通して止めピン４４を受入れる整合開口
４２を有し、そして前記タングの第１タング３２が、前
記ピンを中心とする当該ファン動翼の枢動を制限するた
めの対置内側コーナ４６を有する、ファン動翼１２。 - 【請求項２】 前記タングの残りのタング３４〜３８が
弧状内側端部を有する、請求項１記載の動翼。 - 【請求項３】 前記翼形部２０と前記タング３２〜３８
との間に配置されそして前記第１タング３２から前記の
残りのタング３４〜３８にわたって外方に傾斜している
一体翼台３０をさらに含む請求項２記載の動翼。 - 【請求項４】 前記第１タング３２と隣合う第２タング
３４が前記翼台３０との継目において前記第１タング３
２より狭い、請求項３記載の動翼。 - 【請求項５】 片側が前記第２タング３４と隣合いそし
て反対側が第４タング３８と隣合う第３タング３６が、
前記翼台３０との継目において前記第１および第４タン
グより狭い、請求項４記載の動翼。 - 【請求項６】 前記翼形部２０は対置した前縁２２と後
縁２４を含み、前記第１タング３２は前記前縁２２の内
側に配置され、そして前記第４タング３８は前記後縁２
４の内側に配置され、そして前記翼台３０は前記第１タ
ング３２と前記第４タング３８との間で外方に傾斜して
いる、請求項５記載の動翼。 - 【請求項７】 支持ロータディスク１４と組み合わさ
れ、前記ロータディスク１４は前記タング３２〜３８と
インターディジタル配置された複数の環状リム４０を有
し、前記リム４０はそれらを軸方向に貫通する前記止め
ピン４４を支承して前記動翼を前記ディスクに枢着し、
そして前記リム４０の第１リムが前記第１タング３２に
隣接しそして環状座４８を含み、この環状座は前記第１
タングコーナ４６を支承して前記ピン４４を中心とする
前記動翼の枢動を制限する、請求項５記載の動翼。 - 【請求項８】 前記第１リム４０と一体に結合されそし
てそれとの間の継目に前記タング座４８を有する環状支
持フランジ５０と、前記フランジに固定されたスピナ５
２とをさらに含む請求項７記載の組合せ。 - 【請求項９】 複数の有孔アンカータング３２〜３８を
有し、一つのタングが内側コーナ４６を有しそして残り
のタングが内側コーナを有しない、ファン動翼１２。 - 【請求項１０】 前記タングは、前記内側コーナ４６を
有する前側タング３２と、前記コーナを有しない後ろ側
タング３８と、両タング間にあって前記コーナを有しな
い中間タング３４、３６とを含んでいる、請求項９記載
の動翼。 - 【請求項１１】 前記中間および後ろ側タング３４〜３
８は弧状内側端部を有する、請求項１０記載の動翼。 - 【請求項１２】 前縁２２と後縁２４を有する翼形部２
０をさらに含み、この翼形部は、両縁間の翼台３０にお
いて前記タング３２〜３８と一体に結合されており、そ
して前記前側タング３２は前記前縁２２の内側に配置さ
れそして前記後ろ側タング３８は前記後縁２４の内側に
配置されている、請求項１１記載の動翼。 - 【請求項１３】 前記翼形部２０は前記翼台３０に根元
２６をそして反対側の翼幅端に先端２８を有し、そして
前記翼台は前記前縁２２から前記後縁２４に向かって外
方に傾斜しており、そして前記中間および後ろ側タング
３４〜３８は前記前側タング３２より長い、請求項１２
記載の動翼。 - 【請求項１４】 前記中間タング３４は前記翼台３０に
おいて前記前側および後ろ側タング３２、３８より狭
い、請求項１３記載の動翼。 - 【請求項１５】 前記前側および後ろ側タング３２、３
８間に配置された１対の前記中間タング３４、３６をさ
らに含む請求項１３記載の動翼。 - 【請求項１６】 支持ロータディスク１４と組み合わさ
れ、前記ロータディスク１４は前記タング３２〜３８と
インターディジタル配置された複数の環状リム４０を有
し、前記リム４０はそれらを軸方向に貫通する止めピン
４４を支承して前記動翼を前記ディスクに枢着する、請
求項１５記載の動翼。 - 【請求項１７】 前記リム４０の第１リムが前記前側タ
ング３２に隣接しそして環状座４８を含み、この環状座
は前記前側タングコーナ４６を支承して前記ピンを中心
とする前記動翼の枢動を制限する、請求項１６記載の組
合せ。 - 【請求項１８】 有孔アンカータング３２〜３８を有す
るファン動翼１２と、複数の補完リム４０を有するロー
タディスク１４とを組立てる方法であって、前記リム４
０の一つに環状座４８を設けることと、前記アンカータ
ングの一つ３２に内側コーナ４６を設け、そして残りの
タング３４〜３８には内側コーナを設けないことと、前
記タング３２〜３８を前記リム４０とインターディジタ
ル設けることと、止めピン４４を前記タングと前記リム
とに挿通し、前記タングコーナの一方が前記座４８と当
接して前記ピンを中心とする前記動翼の枢動を制限する
ようにすることとからなる方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/607490 | 2000-06-30 | ||
| US09/607,490 US6422820B1 (en) | 2000-06-30 | 2000-06-30 | Corner tang fan blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002061598A true JP2002061598A (ja) | 2002-02-28 |
Family
ID=24432501
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001197580A Withdrawn JP2002061598A (ja) | 2000-06-30 | 2001-06-29 | コーナタングファン動翼 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6422820B1 (ja) |
| EP (1) | EP1167692A3 (ja) |
| JP (1) | JP2002061598A (ja) |
| BR (1) | BR0102600A (ja) |
| CA (1) | CA2351284A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014005834A (ja) * | 2007-03-16 | 2014-01-16 | Snecma | ターボ機械ファン |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20070031260A1 (en) * | 2005-08-03 | 2007-02-08 | Dube Bryan P | Turbine airfoil platform platypus for low buttress stress |
| US8210823B2 (en) * | 2008-07-08 | 2012-07-03 | General Electric Company | Method and apparatus for creating seal slots for turbine components |
| US8851853B2 (en) * | 2011-05-26 | 2014-10-07 | United Technologies Corporation | Hybrid rotor disk assembly for a gas turbine engine |
| US8936440B2 (en) | 2011-05-26 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Hybrid rotor disk assembly with ceramic matrix composites platform for a gas turbine engine |
| US8834125B2 (en) | 2011-05-26 | 2014-09-16 | United Technologies Corporation | Hybrid rotor disk assembly with a ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine |
| DE102012209935A1 (de) * | 2011-12-08 | 2013-06-13 | Wobben Properties Gmbh | Hinterkasten, Rotorblatt mit Hinterkasten und Windenergieanlage mit solchem Rotorblatt |
| WO2014088673A2 (en) * | 2012-09-20 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine fan spacer platform attachments |
| EP3009608B1 (en) | 2014-10-02 | 2019-10-30 | United Technologies Corporation | Vane assembly with trapped segmented vane structures |
| US20190063452A1 (en) * | 2017-08-29 | 2019-02-28 | United Technologies Corporation | Conical fan hub and method for reducing blade off loads |
| US11306601B2 (en) | 2018-10-18 | 2022-04-19 | Raytheon Technologies Corporation | Pinned airfoil for gas turbine engines |
| US10822969B2 (en) | 2018-10-18 | 2020-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Hybrid airfoil for gas turbine engines |
| US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
| US11359500B2 (en) * | 2018-10-18 | 2022-06-14 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with structural platforms for gas turbine engines |
| US11136888B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-10-05 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with active damping for gas turbine engines |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB630395A (en) * | 1951-05-07 | 1949-10-12 | Joseph Atkinson | Improvements in or related to discs, rotors or stators for turbines or compressors |
| GB731456A (en) * | 1952-11-20 | 1955-06-08 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotors of axial-flow machines and blade elements therefor |
| US3554668A (en) * | 1969-05-12 | 1971-01-12 | Gen Motors Corp | Turbomachine rotor |
| DE2441249C3 (de) * | 1974-08-28 | 1979-01-04 | Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen | Axiallaufrad für hochtourige Turbomaschinen |
| JPS53113902A (en) * | 1977-03-16 | 1978-10-04 | Hitachi Ltd | Turbine blade mounting structure |
| DE2915286C2 (de) * | 1979-04-14 | 1987-04-09 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Laufrad für Axialströmungs-Turbomaschinen |
| GB2138891B (en) * | 1983-04-29 | 1987-01-28 | Rolls Royce | Mounting rotor blades |
| US5165856A (en) * | 1988-06-02 | 1992-11-24 | General Electric Company | Fan blade mount |
| US5307623A (en) * | 1991-05-28 | 1994-05-03 | General Electric Company | Apparatus and method for the diassembly of an ultra high bypass engine |
-
2000
- 2000-06-30 US US09/607,490 patent/US6422820B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-06-21 CA CA002351284A patent/CA2351284A1/en not_active Abandoned
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- 2001-06-29 BR BR0102600-3A patent/BR0102600A/pt not_active Application Discontinuation
- 2001-06-29 JP JP2001197580A patent/JP2002061598A/ja not_active Withdrawn
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2014005834A (ja) * | 2007-03-16 | 2014-01-16 | Snecma | ターボ機械ファン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20080902 |