JP2005009492A - プラットフォーム補強材の利用による非対称ハンマーヘッド形ファスナを有するブレードの保持能力の改良 - Google Patents

プラットフォーム補強材の利用による非対称ハンマーヘッド形ファスナを有するブレードの保持能力の改良 Download PDF

Info

Publication number
JP2005009492A
JP2005009492A JP2004176735A JP2004176735A JP2005009492A JP 2005009492 A JP2005009492 A JP 2005009492A JP 2004176735 A JP2004176735 A JP 2004176735A JP 2004176735 A JP2004176735 A JP 2004176735A JP 2005009492 A JP2005009492 A JP 2005009492A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
disk
blade
upstream
rib
downstream
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP2004176735A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4227077B2 (ja
Inventor
Claude Lejars
クロード・ルジヤール
Patrick Reghezza
パトリツク・ルゲザ
Jerome Mace
ジエローム・マセ
Christophe Follonier
クリストフ・フオロニエ
Bruce Pontoizeau
ブリユス・ポントワゾー
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of JP2005009492A publication Critical patent/JP2005009492A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4227077B2 publication Critical patent/JP4227077B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3023Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F01D5/303Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
    • F01D5/3038Fixing 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
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/80Platforms for stationary or moving blades

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】欠点を克服する改良されたブレードを提案する。
【解決手段】ターボマシン用のブレード形ディスクは円錐状流れ内に延び、かつハンマーヘッド形ファスナによりディスク(12)の周辺溝(7)内に保持されるブレード(1)を含む。ブレードのそれぞれはさらにプラットフォーム(30)を含み、このプラットフォームの半径方向外側面(30a)が気体流の流れの境界面を画定し、また半径方向内側面(30b)が、上流側リブ(32)および下流側リブ(33)を有し、上流側リブ(32)および下流側リブ(33)はディスクの回転軸に垂直な平面内に配置され、かつ上記溝(7)の両側でディスク(12)の周縁部に形成された上流側リング(20)および下流側リング(21)のそれぞれに、これらゾーンの気密性を維持するべく半径方向で近接している。ディスクは、下流側リブ(3)の軸方向の厚みが上流側リング(21)の厚みより厚いことを特徴とする。
【選択図】 図1

Description

本発明はターボマシン用のブレードディスクに関するものであり、このディスクは円錐状の流れ内に延び、かつハンマーヘッド形ファスナにより上記ディスクの周辺溝内に保持されるブレードを含む。上記ブレードのそれぞれはさらにプラットフォームを含み、このプラットフォームの半径方向外側面が気体流の流れの境界面を画定し、また半径方向内側面が上流側リブおよび下流側リブを有し、上流側リブおよび下流側リブは上記ディスクの回転軸に垂直な平面内に配置され、かつ上記溝の両側で上記ディスクの周辺部に形成された上流側リングおよび下流側リングのそれぞれに、これらゾーンの気密性を維持するべく、半径方向で近接している。
大きい希釈率を有するターボジェットにおいては、主流れの半径は、低圧コンプレッサ内で、上流から下流の方向に向かって減少する。この流れはコンプレッサの最終段ではほぼ円錐形になる。これらの段のブレードは流れ内に、コンプレッサの回転軸に垂直な平面に対して斜めに、すなわち遠心力の半径方向に対して斜めに延びる。
さらに詳細には、本発明は、ブレードが、ディスクの周辺溝にはめ込まれるハンマーヘッド形ファスナで保持されるこの方式のブレードディスクに関するものであり、この溝は、ターボマシンが作動中に、ブレードの付根の側面を支承する支承面を形成する溝の底に結合された面を有する、上流側リップおよび下流側リップにより画定される。これら支承面は反力に耐え、合力はブレードが受ける遠心力の平面内にあることが望ましい。
この結果を得るために、EP0695856号明細書は非対称ハンマーヘッド形ファスナ(すなわち、回転軸に垂直な平面に対する、直径の大きい方のリップである上流側リップの支承面の角度が、下流側リップと上記平面との間に形成される角度より大きいもの)を用いる。前記文献の図4Bは、大きい軸方向応力、例えばターボマシンの吸入した破片からの衝撃による軸方向応力を受けたときに、下流側リップの支承面の上流側縁端の位置にある回転の中心Cのまわりでブレードが回転する傾向にある場合の、ブレードとディスクの結合を示す。溝およびブレードの根元の形状のため、大きい衝撃の場合には、ブレードが抜けてしまうことがある。
US5271718号明細書は、プラットフォームを備えた非対称ハンマーヘッド形ファスナ方式のブレードを記載している。プラットフォームは、半径方向内側面上に周方向および軸方向に延びるリブを有しており、リブは振動共振を回避するように設計されている。この周方向リブの2つがディスクの周辺部に形成されたリングと協働してこのゾーンの気密性を維持する。リブの軸方向の厚みは、リングの軸方向の厚みにほぼ等しい。
この文献では、プラットフォームの半径方向内側面上に形成された軸方向リブの高さが、リングと協働するリブの高さより低いことを示している。大きな軸方向応力の場合、下流に位置するリブが発生した力の大部分を支え、リブは下流側リング上を軸方向に滑るかもしれない。このことは、ブレードの外れを引き起こしてしまうことがある。
さらに、接線方向応力の場合には、上記リブの縁端部がリング上を滑る可能性があり、ブレードが外れてしまはない場合でも、2つの隣接ブレードの隣接縁端部が重なることがある。
これらの問題点は特に、本明細書の冒頭部分で述べた、ブレードが高度に円錐形をした流れの内に延びる種類のブレードディスクに発生しやすい。
欧州特許出願公開第0695856号明細書 米国特許第5271718号明細書
本発明の目的は、欠点を克服する改良されたブレードを提案することである。
本発明によれば、この目的は、下流側リブの軸方向の厚みが、上流側リングの厚みに比べて厚いという事実により達成される。
この構成により、ディスクのリブと任意で密封ガスケットを収容する溝を有するリングとの間に平らで、均一な接触面を提供する。
別の有利な特徴によれば、上流側リブの軸方向の厚みが、上流側リングの厚みに比べて厚い。
好ましくは、リブの高さはプラットフォームの重なりの可能性を制限するのに十分に大きい。
本発明の他の特性および利点は、例として示された添付図面を参照する以下の説明を読めば明らかである。
図1はブレード1を示し、ダブテール形状のブレードの根元2は、上流側側面3aおよび下流側側面3bを備え、上流側側面3aおよび下流側側面3bは上流側リップ5および下流側リップ6の内側面上の支承面4aおよび4bに支承される面を有する。上記上流側リップ5および下流側リップ6は合わさって、ディスク12の周辺部に形成された溝7を画定し、この溝の底面8がそれぞれの丸い面9aおよび9bにより支承面4aおよび4bに結合されている。
ブレード1の空気力学的部分に対する破片からの衝撃による大きい軸方向の応力の場合、ブレードは、下流側リップ6の支承面4bの上流側縁端部Cのまわりに回転する傾向にある。ブレード1の根元のヒール11の縁端部、すなわち、回転中心Cから最も遠い点が、破線Cで示される円を描くような作用を受ける。
ブレード1がほぼ円錐状の流れ内に延びており、すなわち上流側リップ5の直径が下流側リップ6の直径より大きいこと、および、軸受面4aおよび4bがディスク2の回転軸に垂直な平面に対して異なる角度であることに注意すべきである。
上流側縁端部においては、ディスク12は、本明細書では「上流側リング」と呼ばれる第1の半径方向延長部20を備え、この延長部は軸方向厚みが薄く、下流側縁端部には、本明細書では「下流側リング」と呼ばれる第2の半径方向延長部20を備え、この延長部は密封ガスケット(簡単化のために、図面では示していない)を収容する溝22を有する。
上流側および下流側リング20および21は、ディスク12の回転軸まわりに円対称である円筒形周辺面20aおよび21aを備える。
ブレードの根元2と流体力学的部分の間に、ブレード1は、半径方向外側面30aが円錐状流れの境界を決定し、かつ半径方向内側面30bが上流側リブ32および下流側リブを有するプラットフォーム30を備える。これら両方のリブは、上流側リング20および下流側リング21の周辺表面20aおよび21aの直ぐ近くに円周方向に延びる。
詳細には、これらリブ32および33はそれぞれ円筒形表面部分32aおよび32bを備え、これら円筒形表面部分は、ディスク12の回転軸まわりに円対称であり、かつ上流側リング21および下流側リング22の周辺表面20aおよび21aを覆い、さらに、周辺表面20aおよび21aの幅より広い軸方向の幅を有する。
破片からの衝撃によりブレード1に軸方向の応力が加えられる場合、ブレード1は、点Cのまわりに回転する傾向にある。この応力は下流側リング21に対する下流側リブ33の正のスラストを発生する。
表面32bは円筒形で、軸方向に広がっているため、この表面はリング21の周辺表面21aの上に横すべりできない。この配置がブレード1の運動を制限するため、ブレードの根元2が溝7から外れることを防止する。
接線方向応力が強い場合、2つのリブ32および33の端部は、上流側および下流側リング20および21の周辺表面20aおよび20bに対して正にスラストされる。
表面32aおよび33aの幅は、これら幅が、作動中のブレードの運動の全体範囲にわたり、リング20および21に対して常に十分な支承面積を提供するように計算される。
リブ32および33の高さの計算は、図2に示されるように、接線方向応力による隣接ブレードの移動に関係なく、2つの連続ブレード1aおよび1bのプラットフォーム30の隣接縁端部が重ならないように計算される。
図2は、上流側リブ32および下流側リブ33の間に配置された別の補強リブも備えるブレード1aおよび1bを示す。
ブレードはまた、本発明の範囲を超えない軸方向に向けられたリブを有することができる。
回転軸を含む平面の断面図であり、本発明によるブレード−ディスク間の結合と、高度に円錐状の流れの内に延びているブレードと、非対称ハンマーヘッド形ファスナとを示している。 2つの隣接ブレード1aおよび1bの下方からの斜視図である。
符号の説明
1、1a、1b ブレード
2 根元、
3、33 下流側リブ
3a 上流側側面
3b 下流側側面
4a、4b 支承面
5 上流側リップ
6 下流側リップ
7 周辺溝
8 底面
9a、9b 面
11 ヒール11
12 ディスク
20 半径方向延長部
20a、21a 周辺表面
22 溝
30 プラットフォーム
30a 半径方向外側面
30b 半径方向内側面
20 上流側リング
21 下流側リング
32 上流側リブ
32a、32b 円筒形表面部分
C 流側縁端部

Claims (3)

  1. 円錐状の流れ内に延び、かつハンマーヘッド形ファスナによりディスク(12)の周辺溝(7)内に保持されるブレード(1)を含み、
    前記ブレードのそれぞれはさらにプラットフォーム(30)を含み、
    プラットフォームの半径方向外側面(30a)が気体流の流れの境界面を画定し、半径方向内側面(30b)が上流側リブ(32)および下流側リブ(33)を有し、上流側リブ(32)および下流側リブ(33)は前記ディスクの回転軸に垂直な平面内に配置され、かつ前記溝(7)の両側で前記ディスク(12)の周辺部に形成された上流側リング(20)および下流側リング(21)のそれぞれに、これらゾーンの気密性を維持するべく、半径方向で近接している、ターボマシン用のブレードディスクであって、
    下流側リブ(3)の軸方向の厚みが上流側リング(21)の厚みより厚いことを特徴とする、ターボマシン用のブレード形ディスク。
  2. 上流側リブ(32)の軸方向の厚みが、上流側リング(20)の厚みより厚いことを特徴とする、請求項1に記載のディスク。
  3. リブの高さが、プラットフォームが重なる可能性を制限するのに十分に大きいことを特徴とする、請求項1または2に記載のディスク。
JP2004176735A 2003-06-16 2004-06-15 プラットフォーム補強材の利用による非対称ハンマーヘッド形ファスナを有するブレードの保持能力の改良 Expired - Lifetime JP4227077B2 (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0307214A FR2856105B1 (fr) 2003-06-16 2003-06-16 Amelioration de la capacite de retention d'une aube a attache marteau dissymetrique a l'aide des raidisseurs de plates-formes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2005009492A true JP2005009492A (ja) 2005-01-13
JP4227077B2 JP4227077B2 (ja) 2009-02-18

Family

ID=33396778

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2004176735A Expired - Lifetime JP4227077B2 (ja) 2003-06-16 2004-06-15 プラットフォーム補強材の利用による非対称ハンマーヘッド形ファスナを有するブレードの保持能力の改良

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7080974B2 (ja)
EP (1) EP1489266B1 (ja)
JP (1) JP4227077B2 (ja)
CA (1) CA2470073C (ja)
DE (1) DE602004008153T2 (ja)
ES (1) ES2291833T3 (ja)
FR (1) FR2856105B1 (ja)
RU (1) RU2333366C2 (ja)
UA (1) UA81901C2 (ja)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004051116A1 (de) * 2004-10-20 2006-04-27 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor einer Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenrotor
FR2897099B1 (fr) * 2006-02-08 2012-08-17 Snecma Roue de rotor de turbomachine
US8608447B2 (en) * 2009-02-19 2013-12-17 Rolls-Royce Corporation Disk for turbine engine
EP2282010A1 (de) 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine axial durchströmbare Turbomaschine
US9097131B2 (en) 2012-05-31 2015-08-04 United Technologies Corporation Airfoil and disk interface system for gas turbine engines
US9140136B2 (en) 2012-05-31 2015-09-22 United Technologies Corporation Stress-relieved wire seal assembly for gas turbine engines
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
EP2885506B8 (en) 2012-08-17 2021-03-31 Raytheon Technologies Corporation Contoured flowpath surface
GB201800732D0 (en) 2018-01-17 2018-02-28 Rolls Royce Plc Blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2391623A (en) * 1943-12-08 1945-12-25 Armstrong Siddeley Motors Ltd Bladed rotor
US2494658A (en) * 1946-05-10 1950-01-17 United Aircraft Corp Blade mounting
GB612097A (en) * 1946-10-09 1948-11-08 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to the cooling of gas turbine rotors
US4349318A (en) * 1980-01-04 1982-09-14 Avco Corporation Boltless blade retainer for a turbine wheel
US4304523A (en) * 1980-06-23 1981-12-08 General Electric Company Means and method for securing a member to a structure
US4460315A (en) * 1981-06-29 1984-07-17 General Electric Company Turbomachine rotor assembly
FR2680828A1 (fr) * 1991-08-28 1993-03-05 Sev Motorola Rotor de turbomachine a positionnement angulaire ameliore des aubes.
US5622475A (en) * 1994-08-30 1997-04-22 General Electric Company Double rabbet rotor blade retention assembly
FR2758364B1 (fr) * 1997-01-16 1999-02-12 Snecma Disque aubage a aubes tripodes
GB2332024B (en) 1997-12-03 2000-12-13 Rolls Royce Plc Rotary assembly
FR2812906B1 (fr) 2000-08-10 2002-09-20 Snecma Moteurs Bague de retention axiale d'un flasque sur un disque

Also Published As

Publication number Publication date
CA2470073C (fr) 2011-08-16
FR2856105B1 (fr) 2007-05-25
RU2004118078A (ru) 2006-01-10
EP1489266A1 (fr) 2004-12-22
EP1489266B1 (fr) 2007-08-15
ES2291833T3 (es) 2008-03-01
RU2333366C2 (ru) 2008-09-10
JP4227077B2 (ja) 2009-02-18
US7080974B2 (en) 2006-07-25
DE602004008153T2 (de) 2008-05-15
DE602004008153D1 (de) 2007-09-27
US20040253113A1 (en) 2004-12-16
CA2470073A1 (fr) 2004-12-16
UA81901C2 (uk) 2008-02-25
FR2856105A1 (fr) 2004-12-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8834129B2 (en) Turbofan flow path trenches
US6916021B2 (en) Sealing arrangement
US9133855B2 (en) Rotor for a turbo machine
EP2463481B1 (en) Blade disk arrangement for blade frequency tuning
US8771786B2 (en) Method for repair of a component of a turbomachine and a component repaired according to this method
JP5030813B2 (ja) ブリスク
JP5439423B2 (ja) 遠心圧縮機のスクロール形状
US9982554B2 (en) Turbine engine casing and rotor wheel
US9404506B2 (en) Impeller and rotary machine
JP2002371802A (ja) ガスタービンにおけるシュラウド一体型動翼と分割環
JP4227077B2 (ja) プラットフォーム補強材の利用による非対称ハンマーヘッド形ファスナを有するブレードの保持能力の改良
JP5538337B2 (ja) 動翼
US20190292914A1 (en) Edge profiles for tip shrouds of turbine rotor blades
JP2009287556A (ja) 圧縮機ロータブレードのアンダカット
JP2012202323A5 (ja)
KR101720491B1 (ko) 원심팬
JP6270280B2 (ja) インペラ、及び回転機械
JPS5810119A (ja) タ−ボ機械のロ−タ組立体
US20110182721A1 (en) Sealing arrangement for a gas turbine engine
US10982566B2 (en) Turbine and gas turbine
JP6066948B2 (ja) シュラウド、動翼体、及び回転機械
US9097129B2 (en) Segmented seal with ship lap ends
JP2009036112A (ja) 回転機械の翼
JP4047837B2 (ja) 非対称ハンマーヘッド接続を有するブレードの保持容量の改善
JP7214774B2 (ja) ロータ用のシールリングおよびこのようなシールリングを有するロータ

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050427

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080226

A601 Written request for extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601

Effective date: 20080520

A602 Written permission of extension of time

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602

Effective date: 20080523

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080821

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20081111

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20081127

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111205

Year of fee payment: 3

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 4227077

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121205

Year of fee payment: 4

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131205

Year of fee payment: 5

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250