JP2002180996A - ブリスク - Google Patents

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    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
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    • F02K3/075—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type controlling flow ratio between flows
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

(57)【要約】 【課題】環状分離体（８０）の応力集中を避け、性能を
高める。 【構成】タービンエンジン（１０）内で用いるブリスク
（２０）。このブリスク（２０）は環状ディスク（６
０）と、このディスク（６０）と一体に形成された複数
の周方向に相隔たる翼形部（７２）を含む内列の動翼
（７０）と、内列の動翼（７０）と一体に形成されそし
て前記複数の翼形部（７２）の先端（７６）を囲んでい
る環状分離体（８０）と、環状分離体（８０）と一体に
形成された複数の周方向に相隔たる翼形部（９２）を含
む外列の動翼（９０）とを含む。外列の動翼（９０）に
は内列の動翼（７０）におけるより多くの翼形部が存在
する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明が属する技術分野】本発明は一般的にはタービン
エンジン用の一体に形成された動翼付きディスクまたは
「ブリスク」に関し、特に、一体分離体を有するブリス
クに関する。
【０００２】従来のガスタービンエンジンは、エンジン
を通る空気を圧縮する高圧圧縮機と、この圧縮機の下流
にあって圧縮空気を加熱する燃焼器と、燃焼器の下流に
あって高圧圧縮機を駆動する高圧タービンとを備えてい
る。一種のエンジンはバイパスターボファンエンジンと
して知られ、これはまた、高圧タービンの下流にあって
高圧圧縮機の上流のファンを駆動する低圧タービンを有
する。可変サイクルエンジンでは、高圧圧縮機の第１段
はコア従動ファン段（コアにより駆動されるファン段）
である。可変サイクルエンジンの流路はコア従動ファン
段において分割されており、従って同心の内側および外
側ダクトを有する。外側ダクトを通る空気の量は、エン
ジンの推力と燃料消費を変えるように調整することがで
きる。
【０００３】米国特許第５９８８９８０号に開示されて
いるように、コア従動ファン段には内側および外側翼形
部が含まれ、それぞれ内側および外側ダクト内に配置さ
れている。なお、上記米国特許は参照によりここに包含
される。内側および外側翼形部間の概して筒形の分離体
が、外側ダクトの流路内面の一部分と内側ダクトの流路
外面の一部分を形成している。ある従来のコア従動ファ
ンは単体の材料で形成されており、従って、内側および
外側翼形部と、分離体と、ディスクが一体である。この
ような一体動翼付きディスクは通常「ブリスク」と呼ば
れている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来、コア従動ファン
段のブリスクは、等数の内側および外側翼形部を備える
ように製造されてきたので、各外側翼形部は、対応する
内側翼形部と半径方向に整合している。さらに、先行技
術ブリスクの各外側翼形部は内側翼形部の翼幅中央翼弦
長とほとんど同じ（すなわち、その８０％より大きい）
翼幅中央翼弦長を有する。当業者には理解されるよう
に、翼幅中央翼弦長は、翼形部の翼幅（すなわち半径方
向高さ）に沿って半分の位置における翼形部の前縁の一
点から、翼形部の翼幅（すなわち半径方向高さ）に沿っ
て半分の位置における翼形部の後縁の一点まで測定され
た直線距離である。先行技術ブリスクの外側翼形部翼弦
長は内側翼形部翼弦長に対してかなり長いので、内側翼
形部の前縁と後縁には、特に内側翼形部の先端で高い応
力が生じる。このような応力を減らす従来の試みは、米
国特許第５９８８９８０号に開示されているように、分
離体の前縁と後縁に溝を形成することを包含するもので
あった。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明の幾つかの特徴の
一つとして、タービンエンジン内で用いるブリスクを設
ける。このブリスクには環状ディスクが含まれ、中央開
口を囲んでいるハブと、このハブから概して半径方向外
方に延在するウェブと、このウェブを囲んでいるリムと
を有する。加えて、ブリスクには内列の動翼が含まれ、
ディスクと一体に形成された複数の周方向に相隔たる翼
形部を有する。内列の動翼の各翼形部は、ディスクのリ
ムに隣接する根元からこの根元とは反対側の先端まで概
して半径方向外方に延在する。さらに、ブリスクには、
内列の動翼と一体に形成されそして前記複数の翼形部の
先端を囲んでいる環状分離体が含まれる。分離体は、内
列の動翼の前記複数の翼形部の先端に面する内面と、こ
の内面とは反対側の外面とを有する。さらに、ブリスク
には外列の動翼が含まれ、分離体と一体に形成された複
数の周方向に相隔たる翼形部を有する。外列の動翼の各
翼形部は、分離体の外面に隣接する根元からこの根元と
は反対側の先端まで概して半径方向外方に延在する。外
列の動翼には内列の動翼におけるより多くの翼形部が存
在する。
【０００６】本発明の他の特徴は部分的に自明でありそ
して部分的に後述されている。
【０００７】
【発明の実施の形態】対応符号は添付図面の全図を通じ
て対応部分を表す。
【０００８】添付図面、特に図１に、可変サイクルガス
タービンエンジン（部分的に図示）が総体的に符号１０
で表されている。エンジン１０は、（総体的に１２で表
された）ステータと、このステータに回転自在に装着さ
れた（総体的に１４で表された）高圧ロータまたはコア
ロータとを有する。コアロータ１４は、総体的に２０で
表された一体動翼付きディスクすなわち「ブリスク」を
含み、これが本発明の主題である。
【０００９】ステータ１２には総体的に３０で表された
フレームが含まれ、ブリスク２０の上流に存在する。フ
レーム３０には、総体的に３２で表された外側ダクトが
含まれ、外側流路３４を画成しており、また、フレーム
３０には、総体的に３６で表された内側ダクトが含ま
れ、内側流路３８を画成している。複数の周方向に相隔
たる外側の可変ピッチ静翼４０と、複数の周方向に相隔
たる内側の可変ピッチ静翼４２が、外側流路３４内と内
側流路３８内それぞれに枢着されており、ブリスク２０
の上流の流れを方向づける。複数の周方向に相隔たる外
側静止静翼４４がブリスクの下流に装着され、外側通路
３４を通る流れを方向づけ、そして複数の周方向に相隔
たる内側の可変ピッチ静翼４６がブリスク２０の下流に
枢着され、内側通路３８を通る流れを方向づける。外側
通路３４を通る空気の量はエンジン１０の推力と燃料消
費を変えるように調整することができる。ステータ１２
の特徴は従来通りであるから、さらに詳しい説明は省略
する。
【００１０】図２に示すように、ブリスク２０には、総
体的に６０で表された環状ディスクが含まれ、中央開口
６４を囲んでいるハブ６２と、このハブから概して半径
方向外方に延在するウェブ６６と、このウェブを囲んで
いるリム６８とを有する。総体的に７０で表された内列
の動翼に複数の周方向に相隔たる翼形部７２が含まれ、
リム６８の一部分としてディスク６０と一体に形成され
ている。内列の動翼７０の各翼形部７２は、ディスク６
０のリム６８に隣接する根元７４からこの根元とは反対
側の先端７６まで概して半径方向外方に延在する。ブリ
スク２０にはまた、総体的に８０で表された環状分離体
が含まれ、内列の動翼７０と一体に形成されそして翼形
部７２の先端７６を囲んでいる。分離体８０は、内列の
動翼７０の翼形部７２の先端７６に内方に面する内面８
２と、この内面とは反対側の外面８４とを有する。複数
の周方向に相隔たる翼形部９２を含む外列の動翼９０
が、分離体８０と一体に形成されている。外列の動翼９
０の各翼形部９２は、分離体８０の外面８４に隣接する
根元９４からこの根元とは反対側の先端９６まで概して
半径方向外方に延在する。ブリスク２０にはまたアーム
９８が含まれ、後方にフランジ１００まで延在し、この
フランジはブリスクを軸１０２に連結するように形成さ
れ、軸１０２はエンジン１０を軸方向に貫通して高圧タ
ービン（図示せず）まで延在する。
【００１１】図３と図４に示すように、外列の動翼９０
には、内列の動翼７０に存在する翼形部７２より多くの
翼形部９２が存在する。一実施例において、外列の動翼
９０に存在する翼形部９２の数は、内列の動翼７０に存
在する翼形部７２の数の２倍である。図示の実施例で
は、外列の動翼９０における翼形部９２の半数が、内列
の動翼７０における翼形部７２の正に半径方向外側に配
置されており、そして外列の動翼における翼形部９２の
他の半数が、翼形部９２の最初の半数のちょうど中間に
配置されている。当業者には理解されるように、この形
状は分離体８０の応力を最小にしそして疲労寿命を最大
にする。
【００１２】図５に示すように、外列の動翼９０におけ
る各翼形部９２は、内列の動翼７０における翼形部７２
の翼幅中央翼弦長１１２の約７５％より少ない翼幅中央
翼弦長１１０を有する。一実施例では、外側翼形部９２
の翼幅中央翼弦長１１０は、内側翼形部７２の翼幅中央
翼弦長１１２の約６０％より少ない。また、一実施例で
は、外側翼形部９２の翼幅中央翼弦長１１０は、内側翼
形部７２の翼幅中央翼弦長１１２の約５４％である。当
業者には理解されるように、内側翼形部９２の応力は、
外側翼形部９２の翼弦長１１０を減らすことにより減少
する。翼形部の疲労寿命は、翼形部のピーク応力を減ら
すことにより改善される。加えて、外側翼形部の数を増
すと、先端翼形部剛率が高まり、これにより、等数の内
側および外側翼形部を有するブリスクと比べて性能を高
めることができる。
【００１３】図２に示すように、分離体８０は前縁１２
２における厚さ１２０と、後縁１２６における厚さ１２
４と、前縁と後縁とのちょうど中間における厚さ１２８
とを有する。内列の動翼７０にかかる荷重をさらに減ら
すために、前縁１２２と後縁１２６それぞれにおける厚
さ１２０、１２４は、外列の動翼９０のすぐ内側の分離
体８０の厚さ１２８より薄くなっている。当業者には理
解されるように、動翼９０の内側の分離体８０の厚さ１
２８は、所望疲労寿命を得るために最適にすることがで
きる。
【００１４】ブリスク２０は本発明の範囲内で他の方法
を用いて製造することができるが、一実施例において、
ブリスクは（例えば、数値制御フライス盤でのフライス
削りによって）単一体の材料で形成され、従って、内側
および外側翼形部と、分離体と、ディスクは一体であ
る。さらに、ブリスク２０は本発明の範囲内で、ガスタ
ービンエンジンロータ構成部の製造に用いられる任意の
従来材料（例えば、チタン基またはニッケル基合金）で
製造することができる。
【００１５】上述のブリスク２０は、エンジンの圧縮機
部においてコア従動ファン段として用いられるが、当業
者には理解されるように、本発明はまた、ガスタービン
エンジン１０の他の部分、例えば、ファン部またはター
ビン部に適用することができる。
【００１６】本発明またはその好適実施例の要素を開示
してある場合、一つ以上の要素が存在すると解釈された
い。「〜からなる」、「〜を含む」および「〜を有す
る」という用語は包括的であり、列記した要素以外の追
加要素が存在し得ることを意味する。
【００１７】本発明の範囲内で上述の構造に様々な改変
を施し得るので、以上の説明に含めたあるいは添付図面
に示した全てのものは例に過ぎず、本発明を限定するも
のではない。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明のブリスクを有するガスタービンエンジ
ンの部分縦断面図である。
【図２】上記ブリスクの断面図である。
【図３】本発明のブリスクの一部分を後方に見た斜視図
である。
【図４】上記ブリスクの一部分を前方に見た斜視図であ
る。
【図５】上記ブリスクの内側翼形部輪郭と外側翼形部輪
郭の概略図である。
【符号の説明】
１０ 可変サイクルガスタービンエンジン ２０ ブリスク ６０ 環状ディスク ６２ ハブ ６４ 中央開口 ６６ ウェブ ６８ リム ７０ 内列の動翼 ７２ 動翼７０の翼形部 ７４ 翼形部７２の根元 ７６ 翼形部７２の先端 ８０ 環状分離体 ８２ 分離体内面 ８４ 分離体外面 ９０ 外列の動翼 ９２ 動翼９０の翼形部 ９４ 翼形部９２の根元 ９６ 翼形部９２の先端 １２２ 分離体前縁 １２６ 分離体後縁 １１０ 翼形部９２の翼幅中央翼弦長 １１２ 翼形部７２の翼幅中央翼弦長
フロントページの続き (72)発明者 デビッド・ウィリアム・クラール アメリカ合衆国、オハイオ州、ラブラン ド、クリアーフィールド・コート、6563番 Ｆターム(参考） 3G002 BA02 BB02 3H033 AA02 AA16 BB08 BB11 BB17 BB19 CC02 DD03 DD06 EE11

Claims (9)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 タービンエンジン（１０）内で使用する
    ブリスク（２０）であって、中央開口（６４）を囲んで
    いるハブ（６２）と、このハブ（６２）から概して半径
    方向外方に延在するウェブ（６６）と、このウェブ（６
    ６）を囲んでいるリム（６８）とを有する環状ディスク
    （６０）と、前記ディスク（６０）と一体に形成された
    複数の周方向に相隔たる翼形部（７２）を含む内列の動
    翼（７０）であって、各翼形部（７２）が前記ディスク
    （６０）の前記リム（６８）に隣接する根元（７４）か
    らこの根元（７４）とは反対側の先端（７６）まで概し
    て半径方向外方に延在する、内列の動翼（７０）と、前
    記内列の動翼（７０）と一体に形成されそして前記複数
    の翼形部（７２）の前記先端（７６）を囲んでいる環状
    分離体（８０）であって、前記内列の動翼（７０）の前
    記複数の翼形部（７２）の前記先端（７６）に面する内
    面（８２）と、この内面（８２）とは反対側の外面（８
    ４）とを有する環状分離体（８０）と、前記分離体（８
    ０）と一体に形成された複数の周方向に相隔たる翼形部
    （９２）を含む外列の動翼（９０）であって、各翼形部
    （９２）が前記分離体（８０）の前記外面（８４）に隣
    接する根元（９４）からこの根元（９４）とは反対側の
    先端（９６）まで概して半径方向外方に延在し、該外列
    の動翼（９０）には前記内列の動翼（７０）におけるよ
    り多くの翼形部が存在する、外列の動翼（９０）とから
    なるブリスク（２０）。
  2. 【請求項２】 前記外列の動翼（９０）に存在する翼形
    部の数が前記内列の動翼（７０）における翼形部の数の
    ２倍である請求項１記載のブリスク（２０）。
  3. 【請求項３】 前記外列の動翼（９０）における前記翼
    形部（９２）の半数のおのおのが、前記内列の動翼（７
    ０）における前記翼形部（７２）の一つの正に半径方向
    外側に配置されている、請求項２記載のブリスク（２
    ０）。
  4. 【請求項４】 前記外列の動翼（９０）における各翼形
    部（９２）が、前記内列の動翼（７０）における前記翼
    形部（７２）の翼幅中央翼弦長（１１２）の約７５％よ
    り少ない翼幅中央翼弦長（１１０）を有する、請求項１
    記載のブリスク（２０）。
  5. 【請求項５】 前記外列の動翼（９０）における各翼形
    部（９２）の前記翼幅中央翼弦長（１１０）は、前記内
    列の動翼（７０）における前記翼形部（７２）の前記翼
    幅中央翼弦長（１１２）の約６０％より少ない、請求項
    ４記載のブリスク（２０）。
  6. 【請求項６】 前記外列の動翼（９０）における各翼形
    部（９２）の前記翼幅中央翼弦長（１１０）は、前記内
    列の動翼（７０）における前記翼形部（７２）の前記翼
    幅中央翼弦長（１１２）の約５４％である、請求項５記
    載のブリスク（２０）。
  7. 【請求項７】 前記分離体（８０）は前縁（１２２）に
    おける厚さ（１２０）と、後縁（１２６）における厚さ
    （１２４）と、前記前縁（１２２）と前記後縁（１２
    ６）とのちょうど中間における厚さ（１２８）とを有
    し、そして前記前縁と前記後縁とのちょうど中間におけ
    る厚さ（１２８）は前記前縁（１２２）と前記後縁（１
    ２６）における厚さ（１２０、１２４）より大きい、請
    求項１記載のブリスク（２０）。
  8. 【請求項８】 前記内列および外列の動翼（７０、９
    ０）はコア従動ファン段として用いられるように形成さ
    れている、請求項１記載のブリスク（２０）。
  9. 【請求項９】 前記タービンエンジン（１０）と組み合
    わせた請求項１記載のブリスク（２０）。
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