JP2007046608A - ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法 - Google Patents

ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法 Download PDF

Info

Publication number
JP2007046608A
JP2007046608A JP2006214059A JP2006214059A JP2007046608A JP 2007046608 A JP2007046608 A JP 2007046608A JP 2006214059 A JP2006214059 A JP 2006214059A JP 2006214059 A JP2006214059 A JP 2006214059A JP 2007046608 A JP2007046608 A JP 2007046608A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
blade
blades
fan
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.)
Pending
Application number
JP2006214059A
Other languages
English (en)
Inventor
Robert J Morris
ジェイ.モリス ロバート
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.)
RTX Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
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 United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JP2007046608A publication Critical patent/JP2007046608A/ja
Pending 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
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/16Form or construction for counteracting blade vibration

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】ファンブレードの外形状を変えることなく、ガスタービンエンジンのファンブレードを調整する方法を提供する。
【解決手段】ブレード22のシェル10およびコア18は、第1および第2の剛性をそれぞれ有する。第1および第2の剛性の関係を変えることにより、ブレード22全体の剛性が調節される。コア18を含有するキャビティ14は、シェル10に組み込まれ、これにより、同じ外形状で、異なった剛性を有するブレードを形成することができ、かつブレードの外形状に影響を及ぼすことなく、キャビティ14のサイズ変更が可能となる。コア18を備えたブレード22およびコアを備えていないブレード22が交互に配設されることが好ましい。同一の外形状を有するブレード22によって、従来の異なった外形状による望ましくない空力特性が改善され、複数のブレードの剛性を変更することによって、振動を制御することができる。
【選択図】図2

Description

本発明は、ガスタービンエンジンのファンに関し、特に、非一体型の振動(non−integral vibration)を減少させるようにガスタービンエンジンのファンを調整(tuning)することに関する。
ガスタービンエンジンのデザイン、特にロータおよびファンのブレードのデザインにおける1つの目標は、フラッタおよびフロー励振(flow−shedding)により生じる非一体型の振動を最小限にすることである。ガスタービンエンジンのファンを調整することにより、ガスタービンエンジンにおける非一体型の振動が減少することが分かっている。
ガスタービンエンジンのファンを調整する周知の方法の1つとしては、ブレードのエッジから材料を取り除くことにより、個々のファンブレードの固有振動数を変動させる方法が挙げられる。この方法は、通常、「クリッピング」と呼ばれている。ブレードのエッジから材料を取り除くことにより、ブレードの固有振動数が変化し、これにより、ファンの非一体型の振動が減少する。この方法では、通常、ブレードの製造後にブレードのエッジが修正される。
ガスタービンエンジンのファンを調整する他の方法では、複数のファンブレードは、同じロータ上において種々の厚さを有する。通常、この方法においては、複数のファンブレードは、異なった外形状を備えており、ロータ上に交互に配設される。したがって、「厚い」ブレードおよび「薄い」ブレードがそれぞれ製造され、利用される。
上記の「クリッピング」および「厚い/薄いブレード」の方法では、望ましくない空力的な結果が生じてしまう。ロータ上のファンブレードは、全体的な外形状が同じであることが望ましい。
したがって、ファンブレードの外形状を変えることなく、ガスタービンエンジンのファンを調整することが望ましい。また、前記調整方法が現在のガスタービンエンジンファンの製造工程に組み込まれることが望ましい。
タービンブレードは、それぞれが所定の剛性を有するブレードシェルおよびブレードコアを備える。ブレードシェルやブレードコアの剛性を調節することにより、ブレードの固有振動数が変化する。ブレードの固有振動数に加えて、前記の調節により、重量などの他の調整可能な特性が修正され得る。
ブレードコアは、通常、ブレードシェル内に埋め込まれる。したがって、タービンブレードの外形状に影響を及ぼすことなく、ブレードコアのサイズを修正することができる。さらに、タービンブレードの外形状を変えることなく、ブレードコアを排除することができる。したがって、複数のファンブレードを備えるタービンロータディスクは、種々のサイズのブレードコアを有するファンブレードを備えていてもよい。また、タービンロータディスクは、ブレードコアを備えていない1つまたは複数のファンブレードを備えていてもよい。
金属マトリックス複合材料(MMC:metal matrix composite)をブレードコアとして用いてもよい。ブレード内のMMC材料の領域は、現在のタービンブレード製造技術に容易に導入され得る。ガスタービンエンジンのファンを調整するようにMMC材料のサイズを調節することができる。同様に、ガスタービンエンジンのファンを調整するようにMMC材料の剛性を調節することができる。好ましくは、MMC材料は、タービンロータディスク上に交互に配設されるブレード内に含有される。
したがって、本発明により、ファンブレードの外形状を変えることなくファンブレードを調整する方法が提供される。さらに、本発明の方法は、現在のブレード製造技術に容易に導入され得る。
図1を参照すると、ガスタービンエンジン38の断面図が図示されている。ロータディスク30により、中心軸42を中心に複数のブレード22が回転する。複数のブレード22が回転することにより、ガスタービンエンジン38を通流する空気が移動するとともに、ガスタービンエンジン38に対してフラッタおよびフロー励振(flow−shedding)などの非一体型の振動(non−integral vibration)が生じる場合がある。非一体型の振動は、前記複数のブレード22の1つまたは複数ブレードの剛性を変更することにより制御され得る。ガスタービンエンジン38のファン部を開示しているが、タービン部46などのガスタービンエンジン38の他の部分に本発明を組み込んでもよい。また、ガスタービンエンジン38は、圧縮機44および燃焼器48を備える。
図2では、異なった剛性の材料で調整されたブレード22が図示されている。ブレード22は、キャビティ14を画定するブレードシェル部10を備え、該キャビティ14は、ブレードコア部18を含有する。ブレードシェル部10は、第1の剛性を有し、ブレードコア部18は、第2の剛性を有する。第1の剛性と第2の剛性との間の関係を変えることにより、ブレード22全体の剛性が調節される。単一のキャビティ14について述べているが、キャビティ14がブレードシェル部10内に第2のキャビティ50を備えていてもよいことを理解されたい。
図2では、さらに取付構造34が図示されている。取付構造34は、ブレード22をロータディスク30に固定するように機能する。望ましくは、取付構造34により、ロータからブレード22を取り外すことが容易になる。通常、ブレードシェル部10により、取付構造34から延びるエアフォイルが画定される。
次に図3および図4を参照すると、ブレード22内のキャビティ14が図示されている。図3では、図2の線3−3に沿ったブレード22の断面図が図示されており、図4では、図2の線4−4に沿ったブレード22の断面図が図示されている。キャビティ14は、ブレードシェル部10によりブレード22内に画定される。ブレードシェル部10のサイズを変更することにより、キャビティ14のサイズが変わり、これにより、種々のサイズのブレードコア部18に適応することができる。ブレードシェル部10およびブレードコア部18のサイズを変更することにより、設計者がブレード22の全体の剛性および特性を調節することが可能となる。
図示されているように、ブレードコア部18を含有するキャビティ14は、通常、ブレードシェル部10内に組み込まれる。キャビティ14を組み込むことにより、同じ外形状で、異なった剛性を有するブレード22を形成することができる。例えば、キャビティ14がブレードシェル部10内に組み込まれているため、キャビティ14を備えるブレード22は、キャビティ14を備えていないブレード22と同様の外形状を維持することが可能となる。さらに、キャビティ14がブレードシェル部10内に組み込まれたままであれば、ブレード22の外形状に影響を及ぼすことなく、キャビティ14のサイズを変更することができる。したがって、複数のブレード22がロータディスク30上に配設されるが、図5に図示されているように、ブレード22は、ブレードコア部18を備えていても、備えていなくてもよい。ロータディスクに配設された複数のブレード22が、ブレードコア部18を埋め込んだブレード22、およびブレードコア部18を備えていないブレード22から交互に配列されることが好ましい。ブレード22が同一の外形状を有することにより、望ましくない空力特性を有する従来の異なった外形状が改善される。
ブレード22は、通常、拡散接合により形成される。つまり、半分に分割された2つのブレード22(ブレードのハーフ)を極度の温度下および圧力下で接合する。金属マトリックス複合材料(MMC)26は、極度の温度および圧力に耐え得る。ブレード22のハーフが互いに接合される際に、金属マトリックス複合材料26は、2つのブレードハーフの間に挟まれる。
ブレード22は、Ti−6−4から製造されてもよく、金属マトリックス複合材料26は、炭化ケイ素繊維の添加物を備えたTi−6−4であってもよい。炭化ケイ素繊維の添加物の量および向きを変更することにより、金属マトリックス複合材料26の剛性が変わる。本発明では、他の多くの適切な材料を用いてもよい。さらに、剛性は、幾何学形状などを変えることにより変化し得る。2つの異なった剛性を有するブレードを交互に配列することについて開示したが、異なった剛性を有するブレードの他の配列であってもよい。
本発明の好ましい実施形態が開示されたが、当業者であれば、ある種の変更形態が本発明の範囲内にあることを理解されよう。
ガスタービンエンジンの断面図。 ガスタービンエンジンのファンブレードの斜視図。 図2の線3−3に沿ったファンブレードの断面図。 図2の線4−4に沿ったファンブレードの断面図。 本発明の一実施例によるロータおよびブレードの斜視図。
符号の説明
10…ブレードシェル部
14…キャビティ
18…ブレードコア部
22…ブレード
26…金属マトリックス複合材料
30…ロータディスク
34…取付構造
38…ガスタービンエンジン
42…中心軸
44…圧縮機
48…燃焼器
50…第2のキャビティ

Claims (20)

  1. 第1のグループのブレードと、
    シェル部およびコア部を有する第2のグループのブレードと、
    を取付けたロータを備え、
    前記第2のグループのブレードが、前記第1のグループのブレードと異なった剛性を有することを特徴とするガスタービンエンジンのロータ。
  2. 前記コア部が、前記シェル部内に埋め込まれることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  3. 前記コア部の剛性を調節することにより、前記第2のグループのブレードが調整されることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  4. 前記シェル部のサイズおよび前記コア部のサイズを調節することにより、前記第2のグループのブレードが調整されることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  5. 複数のコア部をさらに備え、前記複数のコア部が複数の剛性を有することを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  6. 前記ブレードコア部が、複合材料からなることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  7. 前記複合材料が、金属マトリックス複合材料であることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  8. 前記第2のグループのブレードが、前記第1のグループのブレードの間に交互に配設されることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  9. 前記ロータおよび前記ブレードが、ガスタービンエンジンのファン部の一部を形成することを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  10. 前記第1のグループのブレードが、シェル部およびコア部を備えることを特徴とする請求項1に記載のガスタービンエンジンロータ。
  11. ファン部と、
    圧縮機と、
    燃焼器と、
    タービンと、
    を備え、
    前記ファンおよび前記タービンの少なくとも一方が、複数のブレードを有するロータを備え、前記複数のブレードが、1つまたは複数のブレード内に第1の剛性を有する材料および第2の剛性を有する材料を備え、前記第2の剛性を変えることにより、前記複数のブレードの前記1つまたは複数のブレードが調整されることを特徴とするガスタービンエンジン。
  12. 第2の剛性を有する前記材料が、前記複数のブレードの交互に並ぶブレード内に配設されることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  13. 前記複数のブレードの外形状が、実質的に同一であることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  14. 第2の剛性を有する前記材料が、金属マトリックス複合材料であることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  15. 第2の剛性を有する前記材料が、第1の剛性を有する前記材料に組み込まれることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  16. 第2の剛性を有する前記材料が、複合材料からなることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  17. 第2の剛性を有する前記材料が、金属マトリックス複合材料からなることを特徴とする請求項16に記載のガスタービンエンジン。
  18. 前記ロータおよび前記ブレードが、前記ファンの一部であることを特徴とする請求項11に記載のガスタービンエンジン。
  19. ガスタービンエンジンのファンを調整する方法であって、
    (a)第1の剛性を有する第1のファンブレードをロータに取付けるステップと、
    (b)第2の剛性を有する第2のファンブレードを前記ロータに取付けるステップと、
    (c)前記第1のファンブレードおよび前記第2のファンブレードを選択的に取付けて選択された剛性のブレードを備えたガスタービンエンジンファンを形成するように、前記(a)および(b)のステップを繰り返すステップと、
    を含むガスタービンエンジンファン調整方法。
  20. 前記第1の剛性を変更するステップをさらに含み、前記第1の剛性を変更することにより、前記第1のファンブレードの振動特性が変わることを特徴とする請求項19に記載のガスタービンエンジンファン調整方法。
JP2006214059A 2005-08-09 2006-08-07 ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法 Pending JP2007046608A (ja)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/200,359 US20070036658A1 (en) 2005-08-09 2005-08-09 Tunable gas turbine engine fan assembly

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2007046608A true JP2007046608A (ja) 2007-02-22

Family

ID=37074202

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2006214059A Pending JP2007046608A (ja) 2005-08-09 2006-08-07 ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20070036658A1 (ja)
EP (1) EP1752610A2 (ja)
JP (1) JP2007046608A (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013213487A (ja) * 2012-03-30 2013-10-17 Taida Electronic Ind Co Ltd 放熱モジュール

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1985803A1 (de) * 2007-04-23 2008-10-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum Herstellen von beschichteten Turbinenlaufschaufeln
US9004873B2 (en) 2010-12-27 2015-04-14 Rolls-Royce Corporation Airfoil, turbomachine and gas turbine engine
GB2490127A (en) * 2011-04-19 2012-10-24 Rolls Royce Plc Aerofoil assembly
US8834098B2 (en) * 2011-12-02 2014-09-16 United Technologies Corporation Detuned vane airfoil assembly
US9121284B2 (en) * 2012-01-27 2015-09-01 United Technologies Corporation Modal tuning for vanes
EP2986822B8 (en) * 2013-04-16 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Rotors with elastic modulus mistuned airfoils
WO2015047511A2 (en) * 2013-07-15 2015-04-02 United Technologies Corporation Composite airfoil
US10400606B2 (en) 2014-01-15 2019-09-03 United Technologies Corporation Mistuned airfoil assemblies
EP2942481B1 (en) 2014-05-07 2019-03-27 Rolls-Royce Corporation Rotor for a gas turbine engine
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
US10641281B2 (en) * 2016-08-08 2020-05-05 United Technologies Corporation Mistuned laminate airfoil
GB201704832D0 (en) 2017-02-20 2017-05-10 Rolls Royce Plc Fan
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
US12116903B2 (en) 2021-06-30 2024-10-15 General Electric Company Composite airfoils with frangible tips
US11674399B2 (en) 2021-07-07 2023-06-13 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US11668317B2 (en) 2021-07-09 2023-06-06 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US12043368B2 (en) 2022-03-23 2024-07-23 General Electric Company Rotating airfoil assembly
US20240280027A1 (en) * 2023-02-21 2024-08-22 General Electric Company Turbine engine airfoil with a woven core and woven layer

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3368795A (en) * 1967-07-12 1968-02-13 Gen Motors Corp Composite rotor blade having high modal frequencies
US4098559A (en) * 1976-07-26 1978-07-04 United Technologies Corporation Paired blade assembly
US4097192A (en) * 1977-01-06 1978-06-27 Curtiss-Wright Corporation Turbine rotor and blade configuration
US4178667A (en) * 1978-03-06 1979-12-18 General Motors Corporation Method of controlling turbomachine blade flutter
DE3826378A1 (de) * 1988-08-03 1990-02-08 Mtu Muenchen Gmbh Fasertechnische propellerschaufeln
US5269657A (en) * 1990-07-20 1993-12-14 Marvin Garfinkle Aerodynamically-stable airfoil spar
US5181678A (en) * 1991-02-04 1993-01-26 Flex Foil Technology, Inc. Flexible tailored elastic airfoil section
US5160242A (en) * 1991-05-31 1992-11-03 Westinghouse Electric Corp. Freestanding mixed tuned steam turbine blade
US5490764A (en) * 1994-05-23 1996-02-13 General Electric Company Unshrouded blading for high bypass turbofan engines
US5993161A (en) * 1997-02-21 1999-11-30 California Institute Of Technology Rotors with mistuned blades
US6190133B1 (en) * 1998-08-14 2001-02-20 Allison Engine Company High stiffness airoil and method of manufacture
US6379112B1 (en) * 2000-11-04 2002-04-30 United Technologies Corporation Quadrant rotor mistuning for decreasing vibration
US6471482B2 (en) * 2000-11-30 2002-10-29 United Technologies Corporation Frequency-mistuned light-weight turbomachinery blade rows for increased flutter stability
US6428278B1 (en) * 2000-12-04 2002-08-06 United Technologies Corporation Mistuned rotor blade array for passive flutter control
USH2057H1 (en) * 2001-01-10 2003-01-07 Sandia Corporation Load attenuating passively adaptive wind turbine blade
US7147437B2 (en) * 2004-08-09 2006-12-12 General Electric Company Mixed tuned hybrid blade related method

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013213487A (ja) * 2012-03-30 2013-10-17 Taida Electronic Ind Co Ltd 放熱モジュール

Also Published As

Publication number Publication date
EP1752610A2 (en) 2007-02-14
US20070036658A1 (en) 2007-02-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP2007046608A (ja) ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法
US10801519B2 (en) Blade disk arrangement for blade frequency tuning
US7037078B2 (en) Turbomachine turbines with blade inserts having resonant frequencies that are adjusted to be different, and a method of adjusting the resonant frequency of a turbine blade insert
US9382916B2 (en) Method for machining an integrally bladed rotor
US9765626B2 (en) Gas turbine blade
JP5111975B2 (ja) タービンエンジンで使用するノズルセグメントを製作するためのノズルシングレット及びガスタービンエンジン
US8172511B2 (en) Radial compressor with blades decoupled and tuned at anti-nodes
JP4711717B2 (ja) 振動数調整圧縮機ステータブレード及び関連する方法
US8499449B2 (en) Method for manufacturing a turbine blade
WO2005111377A1 (en) Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
EP2562358A1 (en) Split-ring cooling structure and gas turbine
JP2003314201A (ja) ターボ機械に用いられる動翼
US20130280068A1 (en) Method for damping a gas-turbine blade, and vibration damper for implementing same
JP2006329203A (ja) ガスタービンディスクスロット並びに、それを用いたガスタービン・エンジン
US10465524B2 (en) Turbine blade
US6779979B1 (en) Methods and apparatus for structurally supporting airfoil tips
JP3895195B2 (ja) タービンブレード用の取付部の空気入口形状
US10641112B2 (en) Bladed disk
US11578603B2 (en) Turbine blade, turbine, and method of tuning natural frequency of turbine blade
JP2009013928A (ja) 動翼構造

Legal Events

Date Code Title Description
A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20090127

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20090707