JP2003148104A - タービンエンジン用のブレードおよびロータアセンブリ - Google Patents
タービンエンジン用のブレードおよびロータアセンブリInfo
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- JP2003148104A JP2003148104A JP2002326472A JP2002326472A JP2003148104A JP 2003148104 A JP2003148104 A JP 2003148104A JP 2002326472 A JP2002326472 A JP 2002326472A JP 2002326472 A JP2002326472 A JP 2002326472A JP 2003148104 A JP2003148104 A JP 2003148104A
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- turbine engine
- rotor assembly
- disk
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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
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
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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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/322—Blade mountings
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/34—Blade mountings
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
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- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービンエンジンのエンジン重量を減少させ
る。 【解決手段】 中心線を有するタービンエンジン用のブ
レード（２０３）は、上記中心線に対してある角度で延
在する根部と、この根部から延在するエアフォイル部
（２１５）とを含む。根部は、エアフォイル部（２１
５）に直接隣接している。すなわち、ブレード（２０
３）は、ネック部を有していない。ブレード（２０３）
は、ロータアセンブリの一部であり、好ましくはファン
ブレードである。
る。 【解決手段】 中心線を有するタービンエンジン用のブ
レード（２０３）は、上記中心線に対してある角度で延
在する根部と、この根部から延在するエアフォイル部
（２１５）とを含む。根部は、エアフォイル部（２１
５）に直接隣接している。すなわち、ブレード（２０
３）は、ネック部を有していない。ブレード（２０３）
は、ロータアセンブリの一部であり、好ましくはファン
ブレードである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、タービンエンジン
用のブレードに関し、特に、ガスターボファンエンジン
用のファンブレードに関する。
用のブレードに関し、特に、ガスターボファンエンジン
用のファンブレードに関する。
【０００２】
【従来の技術】図１は、ナセルＮ内に設けられたガスタ
ーボファンエンジン５０の断面図を示している。簡単に
説明すると、空気は、ナセルＮの入口５１から流入す
る。ファン部５３は、入口５１から流入する空気を圧縮
する。ファン部５３は、また、主要なエンジン流れすな
わちコアエンジン流れＣと、２次的な流れすなわちバイ
パス流れＢへと空気を分離する。これらの流れは、この
地点からエンジンの異なる流路を通って移動する。
ーボファンエンジン５０の断面図を示している。簡単に
説明すると、空気は、ナセルＮの入口５１から流入す
る。ファン部５３は、入口５１から流入する空気を圧縮
する。ファン部５３は、また、主要なエンジン流れすな
わちコアエンジン流れＣと、２次的な流れすなわちバイ
パス流れＢへと空気を分離する。これらの流れは、この
地点からエンジンの異なる流路を通って移動する。
【０００３】コアエンジン流れＣは、エンジンの圧縮部
に流入する。圧縮部は、一般に低圧圧縮機５５と高圧圧
縮機５７とを含む。圧縮部では、空気の圧力を上昇させ
て、燃焼サイクルを促進する。
に流入する。圧縮部は、一般に低圧圧縮機５５と高圧圧
縮機５７とを含む。圧縮部では、空気の圧力を上昇させ
て、燃焼サイクルを促進する。
【０００４】圧縮されたコアエンジン流れＣは、続いて
ディフューザ／燃焼部５９に流入する。ディフューザ
は、コアエンジン流れＣの速度を減少させて、圧力をさ
らに上昇させる。燃焼部５９では、コアエンジン流れＣ
が燃料（図示省略）と混合され、この混合物が燃焼され
る。
ディフューザ／燃焼部５９に流入する。ディフューザ
は、コアエンジン流れＣの速度を減少させて、圧力をさ
らに上昇させる。燃焼部５９では、コアエンジン流れＣ
が燃料（図示省略）と混合され、この混合物が燃焼され
る。
【０００５】燃焼部５９からのガスは、次にタービン部
に流入する。一般に、タービン部は、高圧圧縮機５７に
接続された高圧タービン６１と、低圧圧縮機５５とファ
ンとに接続された低圧タービン６３とを含む。
に流入する。一般に、タービン部は、高圧圧縮機５７に
接続された高圧タービン６１と、低圧圧縮機５５とファ
ンとに接続された低圧タービン６３とを含む。
【０００６】コアエンジン流れＣは、高圧タービン６１
と低圧タービン６３を駆動した後に、ノズル６５を通っ
てエンジン５０から流出する。ノズル６５を通るコアエ
ンジン流れＣは、推力を発生させる。
と低圧タービン６３を駆動した後に、ノズル６５を通っ
てエンジン５０から流出する。ノズル６５を通るコアエ
ンジン流れＣは、推力を発生させる。
【０００７】バイパス流れＢは、コアエンジンを迂回す
る。その代わりに、バイパス流れＢは、ファン部５３を
通ってノズル６７から流出し、コアエンジンの周囲を移
動する。ノズル６７を通るバイパス流れＢも、推力を発
生させる。高バイパス比のターボファンでは、バイパス
流れＢによって発生する推力がエンジンの総推力の大き
な部分（例えば７５パーセント）を占めうる。
る。その代わりに、バイパス流れＢは、ファン部５３を
通ってノズル６７から流出し、コアエンジンの周囲を移
動する。ノズル６７を通るバイパス流れＢも、推力を発
生させる。高バイパス比のターボファンでは、バイパス
流れＢによって発生する推力がエンジンの総推力の大き
な部分（例えば７５パーセント）を占めうる。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】設計者は、推力の要求
が増すに従って、一般にエンジン５０の直径を増加させ
る。エンジンが大きくなると、より大きい推力が発生す
る一方で、航空機の重量が増加する。重量増加の一部分
は、エンジン内で直接生じる。例えば、より大きいエン
ジンは、より大きくかつ重いファンブレードを有し、こ
のようなファンブレードは、比較的重いディスク、ベア
リング、および支持部を必要とする。また、重量増加の
一部分は、間接的に生じる。例えば、より大きいファン
ブレードは、破断したブレードの破片を吸収するより強
固な封じ込め構造体を必要とする。さらに、より大きい
エンジンでは、より強固なパイロンを航空機に設けると
ともに、比較的大きい支柱、フランジ、支持部、および
取付部をナセルに設けることが必要となる。
が増すに従って、一般にエンジン５０の直径を増加させ
る。エンジンが大きくなると、より大きい推力が発生す
る一方で、航空機の重量が増加する。重量増加の一部分
は、エンジン内で直接生じる。例えば、より大きいエン
ジンは、より大きくかつ重いファンブレードを有し、こ
のようなファンブレードは、比較的重いディスク、ベア
リング、および支持部を必要とする。また、重量増加の
一部分は、間接的に生じる。例えば、より大きいファン
ブレードは、破断したブレードの破片を吸収するより強
固な封じ込め構造体を必要とする。さらに、より大きい
エンジンでは、より強固なパイロンを航空機に設けると
ともに、比較的大きい支柱、フランジ、支持部、および
取付部をナセルに設けることが必要となる。
【０００９】従って、重量増加を最小に抑えることが求
められている。実際には、可能な限り重量を減少させる
ことが好ましい。
められている。実際には、可能な限り重量を減少させる
ことが好ましい。
【００１０】本発明の目的は、エンジン重量を減少させ
ることである。
ることである。
【００１１】本発明の他の目的は、ファンブレードの重
量を減少させることである。
量を減少させることである。
【００１２】本発明のまた他の目的は、ディスクにファ
ンブレードを固定する保持構造体の寸法を減少させるこ
とである。
ンブレードを固定する保持構造体の寸法を減少させるこ
とである。
【００１３】本発明のさらに他の目的は、ディスクの寸
法を減少させることである。
法を減少させることである。
【００１４】本発明のまた他の目的は、エンジン直径を
一定に保ちながらファンを通る質量流量を増加させるこ
とである。
一定に保ちながらファンを通る質量流量を増加させるこ
とである。
【００１５】本発明のさらに他の目的は、ファンを通る
質量流量を一定に保ちながらブレード長さを短縮するこ
とである。
質量流量を一定に保ちながらブレード長さを短縮するこ
とである。
【００１６】本発明のまた他の目的は、ブレードの破断
時にブレードの破片の運動エネルギを減少させることで
ある。
時にブレードの破片の運動エネルギを減少させることで
ある。
【００１７】本発明のさらに他の目的は、破断したブレ
ードの破片を閉じ込めるために使用される封じ込め構造
体の寸法を減少させることである。
ードの破片を閉じ込めるために使用される封じ込め構造
体の寸法を減少させることである。
【００１８】本発明のまた他の目的は、ブレードの破断
後にロータにかかる不均衡負荷を減少させることであ
る。
後にロータにかかる不均衡負荷を減少させることであ
る。
【００１９】本発明のさらに他の目的は、エンジンケー
ス、支柱、フランジ、支持部、取付部、およびエンジン
パイロンの寸法などのエンジンおよび航空機の構造的な
必要条件を減少させることである。
ス、支柱、フランジ、支持部、取付部、およびエンジン
パイロンの寸法などのエンジンおよび航空機の構造的な
必要条件を減少させることである。
【００２０】
【課題を解決するための手段】本発明の上述およびその
他の目的は、１つの形態では、中心線を有するタービン
エンジン用のブレードによって達成される。このブレー
ドは、上記中心線に対してある角度で延在する根部と、
この根部から延在するエアフォイル部と、を含む。上記
根部は、上記エアフォイル部に直接隣接している。
他の目的は、１つの形態では、中心線を有するタービン
エンジン用のブレードによって達成される。このブレー
ドは、上記中心線に対してある角度で延在する根部と、
この根部から延在するエアフォイル部と、を含む。上記
根部は、上記エアフォイル部に直接隣接している。
【００２１】本発明の上述およびその他の目的は、他の
形態では、軸方向を有するタービンエンジン用のブレー
ドによって達成される。このブレードは、軸方向に設け
られた根部と、この根部から延在するエアフォイル部と
を含む。ブレードは、根部とエアフォイル部との間にネ
ック部を有していない。
形態では、軸方向を有するタービンエンジン用のブレー
ドによって達成される。このブレードは、軸方向に設け
られた根部と、この根部から延在するエアフォイル部と
を含む。ブレードは、根部とエアフォイル部との間にネ
ック部を有していない。
【００２２】本発明の上述およびその他の目的は、また
他の形態では、軸方向を有するタービンエンジン用のロ
ータアセンブリによって達成される。このロータアセン
ブリは、軸方向に設けられた複数の溝と、複数のネック
部を含まないブレードと、を有する。これらのブレード
は、連続するとともに拡大されたヘッド部を備える根部
を有し、この拡大されたヘッド部は、対応する溝に配置
されるように設けられる。
他の形態では、軸方向を有するタービンエンジン用のロ
ータアセンブリによって達成される。このロータアセン
ブリは、軸方向に設けられた複数の溝と、複数のネック
部を含まないブレードと、を有する。これらのブレード
は、連続するとともに拡大されたヘッド部を備える根部
を有し、この拡大されたヘッド部は、対応する溝に配置
されるように設けられる。
【００２３】本発明の上述およびその他の目的は、さら
に他の形態では、流路を有するターボファンエンジンに
よって達成される。このエンジンは、ファン部、圧縮
部、燃焼部、タービン部、および排気部を含む。ファン
部は、ディスクと、このディスクに固定された複数のブ
レードと、を含む。上記ディスクの外側面と、上記ブレ
ードの一部と、が上記流路の内側境界を画成する。
に他の形態では、流路を有するターボファンエンジンに
よって達成される。このエンジンは、ファン部、圧縮
部、燃焼部、タービン部、および排気部を含む。ファン
部は、ディスクと、このディスクに固定された複数のブ
レードと、を含む。上記ディスクの外側面と、上記ブレ
ードの一部と、が上記流路の内側境界を画成する。
【００２４】
【発明の実施の形態】図２〜図４は、従来の種々のロー
タアセンブリを示している。図２では、ロータアセンブ
リ１００は、複数の溝１０３を備えるディスク１０１を
含む。これらの溝１０３は、タービンエンジンの軸方向
中心線Ａに実質的に平行に延びている。各々の溝１０３
は、対応するブレード１１１をそれぞれ収容する。
タアセンブリを示している。図２では、ロータアセンブ
リ１００は、複数の溝１０３を備えるディスク１０１を
含む。これらの溝１０３は、タービンエンジンの軸方向
中心線Ａに実質的に平行に延びている。各々の溝１０３
は、対応するブレード１１１をそれぞれ収容する。
【００２５】ブレード１１１の基部から離れた領域すな
わち外側領域は、エアフォイル１１３を含み、ブレード
１１１の基部に近い領域すなわち内側領域は、ダブテー
ル１１５を備える根部を含んでいる。ダブテール１１５
は、対応する溝１０３と係合するように、エンジンの軸
方向中心線Ａに対して実質的に平行に延在する。ダブテ
ール１１５は、ノッチ１１７を備えている。
わち外側領域は、エアフォイル１１３を含み、ブレード
１１１の基部に近い領域すなわち内側領域は、ダブテー
ル１１５を備える根部を含んでいる。ダブテール１１５
は、対応する溝１０３と係合するように、エンジンの軸
方向中心線Ａに対して実質的に平行に延在する。ダブテ
ール１１５は、ノッチ１１７を備えている。
【００２６】ダブテール１１５とエアフォイル１１３と
の間で、ブレード１１１からプラットフォーム１１９が
延在している。このプラットフォーム１１９は、エンジ
ンの軸方向中心線Ａに対してある角度で径方向に延在す
る。また、プラットフォーム１１９は、隣接するブレー
ドのプラットフォームとそれぞれ接触してコアエンジン
流路の内側境界を画成する。ダブテール１１５とプラッ
トフォーム１１９との間には、ネック部１２１が設けら
れている。
の間で、ブレード１１１からプラットフォーム１１９が
延在している。このプラットフォーム１１９は、エンジ
ンの軸方向中心線Ａに対してある角度で径方向に延在す
る。また、プラットフォーム１１９は、隣接するブレー
ドのプラットフォームとそれぞれ接触してコアエンジン
流路の内側境界を画成する。ダブテール１１５とプラッ
トフォーム１１９との間には、ネック部１２１が設けら
れている。
【００２７】分割ロックリング１３１が、ディスク１０
１にブレード１１１を固定するのを補助する。分割ロッ
クリング１３１は、ブレード１１１を溝１０３内に配置
した後でダブテール１１５のノッチ１１７内に配置され
る。
１にブレード１１１を固定するのを補助する。分割ロッ
クリング１３１は、ブレード１１１を溝１０３内に配置
した後でダブテール１１５のノッチ１１７内に配置され
る。
【００２８】図３は、ディスク１０１’とブレード１１
１’とを有する同様のロータアセンブリ１００’を示し
ている。図２のノッチ１１７と分割リング１３１を含む
保持機構を使用する代わりに、ダブテール１１５’は、
ディスク１０１’の面に接触するタブ１３３’を備えて
いる。円錐状セグメント（図示省略）がロータ１００’
の前方面に固定されると、タブ１３３’は、ロータ１０
０’と円錐状セグメントとの間に締結される。
１’とを有する同様のロータアセンブリ１００’を示し
ている。図２のノッチ１１７と分割リング１３１を含む
保持機構を使用する代わりに、ダブテール１１５’は、
ディスク１０１’の面に接触するタブ１３３’を備えて
いる。円錐状セグメント（図示省略）がロータ１００’
の前方面に固定されると、タブ１３３’は、ロータ１０
０’と円錐状セグメントとの間に締結される。
【００２９】図２のダブテールと同様に、ダブテール１
１５’は、エンジンの軸方向中心軸Ａに対して実質的に
平行に延在する。
１５’は、エンジンの軸方向中心軸Ａに対して実質的に
平行に延在する。
【００３０】図４は、他のロータアセンブリ１００”を
示している。ロータ１００と同様に、ロータアセンブリ
１００”は、ディスク１０１”にブレード１１１”を保
持するのを補助するために、分割ロックリング１３１”
を使用する。図２，図３のブレードとは異なり、ブレー
ド１１１”では、コアエンジン流路の内側境界を画成す
るためにプラットフォームが使用されない。その代わり
に、インサート１３５”が隣接するブレード１１１”の
間に配置される。これらのインサート１３５”が、コア
エンジン流路の内側境界を画成する。
示している。ロータ１００と同様に、ロータアセンブリ
１００”は、ディスク１０１”にブレード１１１”を保
持するのを補助するために、分割ロックリング１３１”
を使用する。図２，図３のブレードとは異なり、ブレー
ド１１１”では、コアエンジン流路の内側境界を画成す
るためにプラットフォームが使用されない。その代わり
に、インサート１３５”が隣接するブレード１１１”の
間に配置される。これらのインサート１３５”が、コア
エンジン流路の内側境界を画成する。
【００３１】図２のダブテールと同様に、ダブテール１
１５”は、エンジンの軸方向中心線Ａに対して実質的に
平行に延在する。
１５”は、エンジンの軸方向中心線Ａに対して実質的に
平行に延在する。
【００３２】図５は、図１〜図４に示した従来のロータ
アセンブリの共通の特徴を概略的に示している。これら
のロータアセンブリでは、ダブテール１１５，１１
５’，１１５”は、軸方向に対して実質的に平行な線Ｄ
に沿って延びている。ダブテール１１５は、軸方向に対
して実質的に平行であるが、径方向成分を僅かに有する
こともできる。角度αが、線Ｄの軸方向中心線に対する
径方向のずれを示している。角度αは、約０°〜１０°
でありうる。
アセンブリの共通の特徴を概略的に示している。これら
のロータアセンブリでは、ダブテール１１５，１１
５’，１１５”は、軸方向に対して実質的に平行な線Ｄ
に沿って延びている。ダブテール１１５は、軸方向に対
して実質的に平行であるが、径方向成分を僅かに有する
こともできる。角度αが、線Ｄの軸方向中心線に対する
径方向のずれを示している。角度αは、約０°〜１０°
でありうる。
【００３３】さらに、上述のロータでは、コアエンジン
流路の内側境界は、線Ｉに沿って延在している。線Ｉ
は、実質的に軸方向に延びているが、径方向成分も有し
ている。角度βが、線Ｉの軸方向中心線Ａに対する径方
向のずれを示している。角度βは、約１０°〜２５°の
範囲でありうる。
流路の内側境界は、線Ｉに沿って延在している。線Ｉ
は、実質的に軸方向に延びているが、径方向成分も有し
ている。角度βが、線Ｉの軸方向中心線Ａに対する径方
向のずれを示している。角度βは、約１０°〜２５°の
範囲でありうる。
【００３４】図５に示されているように、線Ｉと線Ｄと
の角度差は、約２５°に達しうる。一般に、遷移領域す
なわちネック部が、ダブテールとコアエンジン流路の内
側境界との間の領域を占めている。しかし、ネック部
は、ブレードの“機能する”部分ではない。このネック
部は、ディスク内でのブレードの保持を補助する機能も
コアエンジン流れＣを圧縮する機能も有していない。こ
のように機能しない部品は、エンジン重量を増加させる
だけである。
の角度差は、約２５°に達しうる。一般に、遷移領域す
なわちネック部が、ダブテールとコアエンジン流路の内
側境界との間の領域を占めている。しかし、ネック部
は、ブレードの“機能する”部分ではない。このネック
部は、ディスク内でのブレードの保持を補助する機能も
コアエンジン流れＣを圧縮する機能も有していない。こ
のように機能しない部品は、エンジン重量を増加させる
だけである。
【００３５】本発明では、上述のような遷移領域すなわ
ちネック部を使用していない。残りの図面は、本発明の
種々の異なる実施例を示している。
ちネック部を使用していない。残りの図面は、本発明の
種々の異なる実施例を示している。
【００３６】図６〜図８は、ロータアセンブリの１つの
実施例を示す説明図である。ロータアセンブリ２００
は、ディスク２０１とブレード２０３とを含む。図９
は、ディスク２０１の一部を示す斜視図である。
実施例を示す説明図である。ロータアセンブリ２００
は、ディスク２０１とブレード２０３とを含む。図９
は、ディスク２０１の一部を示す斜視図である。
【００３７】ディスク２０１は、環状の形状を有し、か
つ前方面２０５、後方面２０７、および外側面２０９を
備える。図７に明瞭に示されているように、ディスク２
０１の外径は、前方面２０５から後方面２０７に向かっ
て拡大している。（例えば図１１などの）図では、ディ
スク２０１の外側面２０９が、前方面２０５と後方面２
０７との間で曲線状に設けられているが、外側面は直線
状などの他の適切な形状を有することができる。
つ前方面２０５、後方面２０７、および外側面２０９を
備える。図７に明瞭に示されているように、ディスク２
０１の外径は、前方面２０５から後方面２０７に向かっ
て拡大している。（例えば図１１などの）図では、ディ
スク２０１の外側面２０９が、前方面２０５と後方面２
０７との間で曲線状に設けられているが、外側面は直線
状などの他の適切な形状を有することができる。
【００３８】外側面２０９は、コアエンジン流路の内側
境界を実質的に画成する。外側面２０９は、実質的に前
方面２０５と後方面２０７との間に延在する複数の溝２
１１を備える。ショルダ部２１３が、溝２１１に隣接し
て前方面２０５に沿って設けられている。これらの溝２
１１は、ディスク２０１にブレード２０３を固定する保
持構造体の一方側を定める。
境界を実質的に画成する。外側面２０９は、実質的に前
方面２０５と後方面２０７との間に延在する複数の溝２
１１を備える。ショルダ部２１３が、溝２１１に隣接し
て前方面２０５に沿って設けられている。これらの溝２
１１は、ディスク２０１にブレード２０３を固定する保
持構造体の一方側を定める。
【００３９】図１１に最も良く示されているように、溝
２１１は、軸方向中心線Ａに対してある角度で延在して
いる。また、溝２１１は、前方面２０５から後方面２０
７まで直線状に延びることが好ましい。これらの溝２１
１は、実質的にディスク２０１の外側面２０９に沿って
設けられる。外側面２０９は、曲線状とすることができ
るので、直線状の溝２１１は、（例えば約５°までの）
僅かに非平行な局部領域を有してもよい。
２１１は、軸方向中心線Ａに対してある角度で延在して
いる。また、溝２１１は、前方面２０５から後方面２０
７まで直線状に延びることが好ましい。これらの溝２１
１は、実質的にディスク２０１の外側面２０９に沿って
設けられる。外側面２０９は、曲線状とすることができ
るので、直線状の溝２１１は、（例えば約５°までの）
僅かに非平行な局部領域を有してもよい。
【００４０】図９に示すように、溝２１１は、弓状とす
ることもできる。この形状は、ブレードのエアフォイル
部２１５の複雑な形状に対応する。図１０は、ブレード
２０３の一部を示している。
ることもできる。この形状は、ブレードのエアフォイル
部２１５の複雑な形状に対応する。図１０は、ブレード
２０３の一部を示している。
【００４１】エアフォイル２１５は、ブレード２０３の
基部から離れた領域即ち外側領域に設けられている。ブ
レード２０３は、さらにダブテール２１７を有する根部
を含み、このダブテール２１７は、対応する１つの溝２
１１に挿入される。ブレード２０３の根部は、さらにタ
ブ２１９を備えている。
基部から離れた領域即ち外側領域に設けられている。ブ
レード２０３は、さらにダブテール２１７を有する根部
を含み、このダブテール２１７は、対応する１つの溝２
１１に挿入される。ブレード２０３の根部は、さらにタ
ブ２１９を備えている。
【００４２】ダブテール２１７は、ブレード２０３をデ
ィスク２０１に固定するために使用される保持構造体の
他方側を定めている。図では、保持構造体を溝２１１／
ダブテール２１７として示しているが、ディスク２０１
にブレード２０３を固定するのに適した他の機構を使用
することもできる。例えば、保持構造体は、ダブテール
２１７の代わりにもみの木形の機構を使用してもよい。
ィスク２０１に固定するために使用される保持構造体の
他方側を定めている。図では、保持構造体を溝２１１／
ダブテール２１７として示しているが、ディスク２０１
にブレード２０３を固定するのに適した他の機構を使用
することもできる。例えば、保持構造体は、ダブテール
２１７の代わりにもみの木形の機構を使用してもよい。
【００４３】ブレード２０３は、根部とエアフォイル２
１５との間にプラットフォーム２２１を含む。プラット
フォーム２２１は、ブレード２０３をディスク２０１の
溝２１１に設置した後に、間隙を塞ぐように機能する。
換言すると、プラットフォーム２２１は、コアエンジン
流路の内側境界の小さな部分を画成する。図８に示すよ
うに、プラットフォーム２２１は、ディスク２０１の外
側面２０９と面一となっている。
１５との間にプラットフォーム２２１を含む。プラット
フォーム２２１は、ブレード２０３をディスク２０１の
溝２１１に設置した後に、間隙を塞ぐように機能する。
換言すると、プラットフォーム２２１は、コアエンジン
流路の内側境界の小さな部分を画成する。図８に示すよ
うに、プラットフォーム２２１は、ディスク２０１の外
側面２０９と面一となっている。
【００４４】本発明のプラットフォーム２２１は、従来
のブレードのプラットフォームに比べて幅が狭い。概し
て言えば、プラットフォーム２２１の幅が狭くなってい
るのは、ディスク２０１の外側面２０９がコアエンジン
流路の内側境界の大部分を画成しているためである。ブ
レード２０３の根部がエアフォイル部へと直接遷移して
いるので、ブレード２０３はネック部がないと見なされ
る。
のブレードのプラットフォームに比べて幅が狭い。概し
て言えば、プラットフォーム２２１の幅が狭くなってい
るのは、ディスク２０１の外側面２０９がコアエンジン
流路の内側境界の大部分を画成しているためである。ブ
レード２０３の根部がエアフォイル部へと直接遷移して
いるので、ブレード２０３はネック部がないと見なされ
る。
【００４５】図１１は、エンジンに完全に設置された状
態のロータアセンブリを示している。この状態に達する
には、以下のように組立が行われる。各々のブレード２
０３は、タブ２１９がショルダ部２１３に接する位置ま
で、ディスク２０１の溝２１１内にそれぞれ連続的に配
置される。次に、ブレード２０３の前方移動を防止する
ために、分割ロックリング２２３が、ブレード２０３と
ディスク２０１との間に形成される間隙内に配置され
る。従来のブレードとは異なり、本発明のタブ２１９
は、回転によるブレードの後方移動を防止する。後方移
動は、溝２１１が軸方向と径方向の両方向に延びている
ために生じる。
態のロータアセンブリを示している。この状態に達する
には、以下のように組立が行われる。各々のブレード２
０３は、タブ２１９がショルダ部２１３に接する位置ま
で、ディスク２０１の溝２１１内にそれぞれ連続的に配
置される。次に、ブレード２０３の前方移動を防止する
ために、分割ロックリング２２３が、ブレード２０３と
ディスク２０１との間に形成される間隙内に配置され
る。従来のブレードとは異なり、本発明のタブ２１９
は、回転によるブレードの後方移動を防止する。後方移
動は、溝２１１が軸方向と径方向の両方向に延びている
ために生じる。
【００４６】続いて、ロータアセンブリ１００は、従来
技術を用いて低圧コンプレッサ２２５と円錐状セグメン
ト２２７に固定される。
技術を用いて低圧コンプレッサ２２５と円錐状セグメン
ト２２７に固定される。
【００４７】本発明の使用により、種々の利点が得られ
る。本発明を使用することによる主な利点は、ファンブ
レード重量の減少である。この主な利点は、多くの他の
利点をもたらす。
る。本発明を使用することによる主な利点は、ファンブ
レード重量の減少である。この主な利点は、多くの他の
利点をもたらす。
【００４８】第一に、より軽量なファンブレードは、デ
ィスクにブレードを保持するために比較的小さい保持構
造体を使用することができる。保持構造体が比較的小さ
いと、直径が比較的小さいディスクの使用が可能とな
る。ディスクの直径が小さいと、（エンジン直径が一定
であると仮定すると）ファンを通る質量流量が増加す
る。また、直径が小さいディスクは、ファンを通る同じ
質量流量を提供しながらエンジン直径を縮小することを
可能とする。
ィスクにブレードを保持するために比較的小さい保持構
造体を使用することができる。保持構造体が比較的小さ
いと、直径が比較的小さいディスクの使用が可能とな
る。ディスクの直径が小さいと、（エンジン直径が一定
であると仮定すると）ファンを通る質量流量が増加す
る。また、直径が小さいディスクは、ファンを通る同じ
質量流量を提供しながらエンジン直径を縮小することを
可能とする。
【００４９】第二に、より軽量なファンブレードは、ブ
レードの破断時におけるブレードの破片の運動エネルギ
を減少させる。このエネルギの減少により、破断したブ
レードの破片を閉じ込めるために使用される封じ込め構
造体の寸法を縮小することができる。
レードの破断時におけるブレードの破片の運動エネルギ
を減少させる。このエネルギの減少により、破断したブ
レードの破片を閉じ込めるために使用される封じ込め構
造体の寸法を縮小することができる。
【００５０】第三に、より軽量なファンブレードは、ブ
レード破断後にロータにかかる不均衡負荷を減少させ
る。不均衡負荷が比較的小さいことによって、エンジン
ケース、支柱、フランジ、支持部、取付部、およびエン
ジンパイロンの寸法などの構造的な必要条件が減少す
る。
レード破断後にロータにかかる不均衡負荷を減少させ
る。不均衡負荷が比較的小さいことによって、エンジン
ケース、支柱、フランジ、支持部、取付部、およびエン
ジンパイロンの寸法などの構造的な必要条件が減少す
る。
【００５１】図１２〜図１４は、ロータアセンブリの他
の実施例を示している。このロータアセンブリは、ロー
タアセンブリ２００と類似しているので、異なる点のみ
について説明する。同様の特徴部には同様の符号が付さ
れているが、百の位が変更されている。
の実施例を示している。このロータアセンブリは、ロー
タアセンブリ２００と類似しているので、異なる点のみ
について説明する。同様の特徴部には同様の符号が付さ
れているが、百の位が変更されている。
【００５２】図１２は、ディスク３０１を示している。
このディスク３０１は、ディスク２０１と同様の特徴を
有する。しかし、ディスク３０１は、追加の特徴部を有
している。すなわち、ディスク３０１は、後方面３０７
と外側面３０９との間に延びる開口部３２９を含んでい
る。これらの開口部は、隣接する溝３１１の間に位置す
る。
このディスク３０１は、ディスク２０１と同様の特徴を
有する。しかし、ディスク３０１は、追加の特徴部を有
している。すなわち、ディスク３０１は、後方面３０７
と外側面３０９との間に延びる開口部３２９を含んでい
る。これらの開口部は、隣接する溝３１１の間に位置す
る。
【００５３】図１３は、ブレード３０３を示している。
ブレード３０３は、ダブテール２１７に設けられたタブ
２１９を除いてブレード２０３と同様の特徴を有する。
ブレード３０３は、ダブテール３１９のみを有してい
る。
ブレード３０３は、ダブテール２１７に設けられたタブ
２１９を除いてブレード２０３と同様の特徴を有する。
ブレード３０３は、ダブテール３１９のみを有してい
る。
【００５４】図１４は、エンジンに完全に設置された状
態のロータアセンブリを示している。ロータアセンブリ
２００に関して上述したように、ブレード３０３のダブ
テール３１９は、ディスク３０１の溝３１１に挿入され
る。次に、分割ロックリングが、ロータアセンブリの前
方で、かつディスク３０１とブレード３０３との間の間
隙に配置される。
態のロータアセンブリを示している。ロータアセンブリ
２００に関して上述したように、ブレード３０３のダブ
テール３１９は、ディスク３０１の溝３１１に挿入され
る。次に、分割ロックリングが、ロータアセンブリの前
方で、かつディスク３０１とブレード３０３との間の間
隙に配置される。
【００５５】ロータアセンブリは、ロータアセンブリの
後方端部においてロータアセンブリ２００とは異なる保
持機構を使用する。具体的には、エンジンは、ディスク
３０１を低圧コンプレッサ３２５の環状のフランジ３３
１に固定するために締結具Ｆを使用する。環状のフラン
ジ３３１は、溝３１１の後部にわたって延在して、ブレ
ード３０３の後方移動を防止する。締結具Ｆは、ディス
ク３０１の開口部３２９を通って延在する。これらの開
口部は、コアエンジン流れの乱れを防止するために、続
いて適切なシール材で充填される。
後方端部においてロータアセンブリ２００とは異なる保
持機構を使用する。具体的には、エンジンは、ディスク
３０１を低圧コンプレッサ３２５の環状のフランジ３３
１に固定するために締結具Ｆを使用する。環状のフラン
ジ３３１は、溝３１１の後部にわたって延在して、ブレ
ード３０３の後方移動を防止する。締結具Ｆは、ディス
ク３０１の開口部３２９を通って延在する。これらの開
口部は、コアエンジン流れの乱れを防止するために、続
いて適切なシール材で充填される。
【００５６】図１５は、ロータアセンブリのまた他の実
施例を示している。このロータアセンブリは、上述のロ
ータアセンブリと類似しているので、異なる点のみにつ
いて説明する。同様の特徴部には同様の符号が付されて
いるが、百の位が変更されている。
施例を示している。このロータアセンブリは、上述のロ
ータアセンブリと類似しているので、異なる点のみにつ
いて説明する。同様の特徴部には同様の符号が付されて
いるが、百の位が変更されている。
【００５７】このロータアセンブリと他の実施例との主
な違いは、後方保持機構にある。図１５に示すように、
このロータアセンブリは、第２の分割ロックリング４３
３を使用する。ロックリング４３３を収容するために、
ディスク４０１の後部には複数の延長部４３５が含まれ
ており、これらの延長部は、ディスク４０１の前方でロ
ックリング４２３を保持するために使用されるものと同
様である。延長部４３５は、溝４１１の側方に位置する
とともに、ディスク４０１の後部とブレード４０３との
間に間隙を提供する。ロックリング４３３は、ブレード
４０１の後方移動を防止するためにこの間隙に配置され
る。
な違いは、後方保持機構にある。図１５に示すように、
このロータアセンブリは、第２の分割ロックリング４３
３を使用する。ロックリング４３３を収容するために、
ディスク４０１の後部には複数の延長部４３５が含まれ
ており、これらの延長部は、ディスク４０１の前方でロ
ックリング４２３を保持するために使用されるものと同
様である。延長部４３５は、溝４１１の側方に位置する
とともに、ディスク４０１の後部とブレード４０３との
間に間隙を提供する。ロックリング４３３は、ブレード
４０１の後方移動を防止するためにこの間隙に配置され
る。
【００５８】図１６〜図１９は、ロータアセンブリのさ
らに他の実施例を示している。このロータアセンブリ
は、他のロータアセンブリと類似しているので、異なる
点のみについて説明する。同様の特徴部には同様の符号
が付されているが、百の位が変更されている。
らに他の実施例を示している。このロータアセンブリ
は、他のロータアセンブリと類似しているので、異なる
点のみについて説明する。同様の特徴部には同様の符号
が付されているが、百の位が変更されている。
【００５９】このロータアセンブリと他の実施例との主
な違いは、保持機構にある。図１７に示すように、ディ
スク５０１の溝５１１は、前方面５０５に隣接して拡大
された部分５３７を含んでいる。この拡大された部分５
３７は、ブレード５０３のプラットフォーム５２１に設
けられた延長部５３９を収容する。プラットフォーム５
２１と延長部５３９とは、ブレードの前方でウェッジ形
状を成す。図１８は、プラットフォーム５２１に設けら
れた延長部５３９を示している。
な違いは、保持機構にある。図１７に示すように、ディ
スク５０１の溝５１１は、前方面５０５に隣接して拡大
された部分５３７を含んでいる。この拡大された部分５
３７は、ブレード５０３のプラットフォーム５２１に設
けられた延長部５３９を収容する。プラットフォーム５
２１と延長部５３９とは、ブレードの前方でウェッジ形
状を成す。図１８は、プラットフォーム５２１に設けら
れた延長部５３９を示している。
【００６０】図１６および図１９は、ディスク５０１に
固定されたブレード５０３を示している。ブレード５０
３のウェッジ形状部分は、対応する形状を有するディス
ク５０１の溝５１１の拡大された部分５３７と接する。
このウェッジ形状は、ブレード５０３の後方移動を防止
する。他の実施例と同様に、ディスク５０１とブレード
５０３との間に配置された分割ロックリング（図示省
略）がブレード５０３の前方移動を防止する。
固定されたブレード５０３を示している。ブレード５０
３のウェッジ形状部分は、対応する形状を有するディス
ク５０１の溝５１１の拡大された部分５３７と接する。
このウェッジ形状は、ブレード５０３の後方移動を防止
する。他の実施例と同様に、ディスク５０１とブレード
５０３との間に配置された分割ロックリング（図示省
略）がブレード５０３の前方移動を防止する。
【００６１】本発明を種々の図面の好適実施例に関連し
て説明した。しかし、本発明から逸脱せずに本発明と同
様の機能を実行するために、他の同様の実施例を使用す
ることができるとともに、説明した実施例に変更や追加
を行うことができる。よって、本発明は、１つの実施例
に限定されるものではなく、請求項に記載された範囲に
よって定められる。
て説明した。しかし、本発明から逸脱せずに本発明と同
様の機能を実行するために、他の同様の実施例を使用す
ることができるとともに、説明した実施例に変更や追加
を行うことができる。よって、本発明は、１つの実施例
に限定されるものではなく、請求項に記載された範囲に
よって定められる。
【図１】ガスターボファンエンジンの断面図である。
【図２】従来技術に係るロータアセンブリの斜視図であ
る。
る。
【図３】従来技術に係る他のロータアセンブリの斜視図
である。
である。
【図４】従来技術に係るまた他のロータアセンブリの斜
視図である。
視図である。
【図５】図２〜図４のような従来のディスクとブレード
を使用するタービンエンジンの種々の部品の配置を示す
説明図である。
を使用するタービンエンジンの種々の部品の配置を示す
説明図である。
【図６】本発明に係る１つの実施例のロータアセンブリ
の正面図である。
の正面図である。
【図７】図６のロータアセンブリの側面図である。
【図８】図６のロータアセンブリの部分説明図である。
【図９】図６のロータアセンブリで使用されるディスク
の部分説明図である。
の部分説明図である。
【図１０】図６のロータアセンブリで使用されるブレー
ドの部分説明図である。
ドの部分説明図である。
【図１１】図６のロータアセンブリを含むタービンエン
ジンの部分断面図である。
ジンの部分断面図である。
【図１２】ロータアセンブリの他の実施例で使用される
ディスクの部分説明図である。
ディスクの部分説明図である。
【図１３】図１３Ａは、ロータアセンブリの他の実施例
で使用されるブレードの前方からの説明図である。図１
３Ｂは、ロータアセンブリの他の実施例で使用されるブ
レードの後方からの説明図である。
で使用されるブレードの前方からの説明図である。図１
３Ｂは、ロータアセンブリの他の実施例で使用されるブ
レードの後方からの説明図である。
【図１４】ロータアセンブリの他の実施例を含むタービ
ンエンジンの部分断面図である。
ンエンジンの部分断面図である。
【図１５】ロータアセンブリのまた他の実施例を含むタ
ービンエンジンの部分断面図である。
ービンエンジンの部分断面図である。
【図１６】ロータアセンブリのさらに他の実施例の斜視
図である。
図である。
【図１７】図１６のロータアセンブリで使用されるディ
スクの部分説明図である。
スクの部分説明図である。
【図１８】図１６のロータアセンブリで使用されるブレ
ードの部分説明図である。
ードの部分説明図である。
【図１９】図１６のロータアセンブリの部分説明図であ
る。
る。
２０３…ブレード
２１５…エアフォイル
２１７…ダブテール
２１９…タブ
２２１…プラットフォーム
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ガブリエル エル．スシウ
アメリカ合衆国，コネチカット，グラスト
ンベリー，タングルウッド ドライブ 27
(72)発明者 マイケル バブ
アメリカ合衆国，コネチカット，フェアフ
ィールド，ブルーベリー レーン 60
(72)発明者 ジェイムス アール．マードック
アメリカ合衆国，コネチカット，トラン
ド，メイプルウッド ドライブ 25
Ｆターム(参考） 3G002 FA04 FA06
3H033 AA02 AA16 BB03 BB08 BB17
CC02 DD18 EE00
Claims (20)
- 【請求項１】 中心線を有するタービンエンジン用のブ
レードであって、このブレードは、 前記中心線に対してある角度で延在する根部と、 前記根部から延在するエアフォイル部と、を有し、 前記根部は、前記エアフォイル部に直接隣接しているこ
とを特徴とするタービンエンジン用のブレード。 - 【請求項２】 前記ブレードは、ファンブレードである
ことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン用の
ブレード。 - 【請求項３】 前記根部は、連続していることを特徴と
する請求項１記載のタービンエンジン用のブレード。 - 【請求項４】 前記根部は、拡大されたヘッド部を含む
ことを特徴とする請求項３記載のタービンエンジン用の
ブレード。 - 【請求項５】 前記拡大されたヘッド部は、ダブテール
もしくはもみの木形状を有することを特徴とする請求項
４記載のタービンエンジン用のブレード。 - 【請求項６】 前記ブレードをディスクに取り付けたと
きに、このブレードの後方移動を防止する手段をさらに
含むことを特徴とする請求項１記載のタービンエンジン
用のブレード。 - 【請求項７】 軸方向を有するタービンエンジン用のブ
レードであって、このブレードは、 軸方向に設けられた根部と、 前記根部から延在するエアフォイル部と、を有し、 前記ブレードは、前記根部と前記エアフォイル部との間
にネック部を有していないことを特徴とするタービンエ
ンジン用のブレード。 - 【請求項８】 前記ブレードは、ファンブレードである
ことを特徴とする請求項７記載のタービンエンジン用の
ブレード。 - 【請求項９】 前記根部は、連続していることを特徴と
する請求項７記載のタービンエンジン用のブレード。 - 【請求項１０】 前記根部は、拡大されたヘッド部を含
むことを特徴とする請求項９記載のタービンエンジン用
のブレード。 - 【請求項１１】 前記拡大されたヘッド部は、ダブテー
ルもしくはもみの木形状を有することを特徴とする請求
項１０記載のタービンエンジン用のブレード。 - 【請求項１２】 前記ブレードをディスクに取り付けた
ときに、このブレードの後方移動を防止する手段をさら
に含むことを特徴とする請求項７記載のタービンエンジ
ン用のブレード。 - 【請求項１３】 軸方向を有するタービンエンジン用の
ロータアセンブリであって、 軸方向に設けられた複数の溝を備えるディスクと、 ネック部を含まない複数のブレードと、を有し、前記ブ
レードは、連続するとともに拡大されたヘッド部を有す
る根部をそれぞれ含み、前記ヘッド部は、対応する前記
溝の１つに配置されるように設けられていることを特徴
とするタービンエンジン用のロータアセンブリ。 - 【請求項１４】 前記ブレードは、ファンブレードであ
ることを特徴とする請求項１３記載のタービンエンジン
用のロータアセンブリ。 - 【請求項１５】 前記拡大されたヘッド部は、ダブテー
ルもしくはもみの木形状を有することを特徴とする請求
項１３記載のタービンエンジン用のロータアセンブリ。 - 【請求項１６】 前記ブレードを前記ディスクに取り付
けたときに、このブレードの後方移動を防止する手段を
さらに含むことを特徴とする請求項１３記載のタービン
エンジン用のロータアセンブリ。 - 【請求項１７】 流路を有するターボファンエンジンで
あって、 ディスクと、このディスクに固定された複数のブレード
と、を含むファン部と、 圧縮部と、 燃焼部と、 タービン部と、 排気部と、を有し、 前記ディスクの外側面と、前記ブレードの一部と、によ
って前記流路の内側境界が画成されていることを特徴と
するターボファンエンジン。 - 【請求項１８】 前記ブレードの一部は、前記ディスク
の外側面と面一となっていることを特徴とする請求項１
７記載のターボファンエンジン。 - 【請求項１９】 前記ブレードの一部は、プラットフォ
ームであることを特徴とする請求項１８記載のターボフ
ァンエンジン。 - 【請求項２０】 前記ブレードは、前記ディスクの対応
する溝に収容される保持部をそれぞれ有し、この保持部
は、前記流路の内側境界に対して平行に延在しているこ
とを特徴とする請求項１７記載のターボファンエンジ
ン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/991149 | 2001-11-14 | ||
| US09/991,149 US6764282B2 (en) | 2001-11-14 | 2001-11-14 | Blade for turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003148104A true JP2003148104A (ja) | 2003-05-21 |
Family
ID=25536930
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002326472A Pending JP2003148104A (ja) | 2001-11-14 | 2002-11-11 | タービンエンジン用のブレードおよびロータアセンブリ |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6764282B2 (ja) |
| EP (1) | EP1312756B1 (ja) |
| JP (1) | JP2003148104A (ja) |
| CA (1) | CA2409382C (ja) |
| DE (1) | DE60239120D1 (ja) |
| PL (1) | PL357125A1 (ja) |
| RU (1) | RU2002129998A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007247428A (ja) * | 2006-03-14 | 2007-09-27 | Ihi Corp | ファンのダブテール構造 |
| JP2011528297A (ja) * | 2008-07-18 | 2011-11-17 | スネクマ | ブレードを固定する際に該ブレードのピッチ角を変更可能な装置 |
| JP2016125492A (ja) * | 2014-12-31 | 2016-07-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ガスタービンにおける流路境界及びロータ組立体 |
| JP2019512639A (ja) * | 2016-03-21 | 2019-05-16 | サフラン エアークラフト エンジンズ | 航空機タービンエンジン用の翼台座及びファンディスク |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| US7153102B2 (en) * | 2004-05-14 | 2006-12-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Bladed disk fixing undercut |
| US7507075B2 (en) * | 2005-08-15 | 2009-03-24 | United Technologies Corporation | Mistake proof identification feature for turbine blades |
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