JP2009019629A - ターボ機械ブレード用のシム - Google Patents

Abstract

【課題】ブレードおよびディスクの「摩耗防止」機能を実現する効果的なシムを提供する。
【解決手段】ターボ機械ブレード（１４）用のシム（２０）であって、シムは、ブレードロータ（１６）の支持面（１６Ａ）に当てられるための２つの枝部（２０Ａ）と、枝部を相互接続する基底部（２０Ｂ）と、を備える。シムは、少なくともその枝部（２０Ａ）において、互いに締結され、以下の順、すなわち第１の材料の第１の層（３１）、第２の材料の第２の層（３２）および第１の材料とは任意に異なる第３の材料の第３の層（３３）で重なり、上記第１の材料および第３の材料は、シムの動作温度範囲における任意の動作温度で個別の第１のヤング率の値ＥおよびＥ’を示し、上記第２の材料は、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５、Ｅ’／２０からＥ’／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す少なくとも３層（３１、３２、３３）を有する多層構造を示す。
【選択図】図１

Description

本発明は、ターボ機械ブレード用のシムに関し、シムは、枝部を相互接続する基底部と共に、ブレード根元部の支持面に当てられる２つの枝部を備えるタイプである。

シムは、陸上目的または航空目的（ターボジェット、ターボプロップ、地上用ガスタービンなど）のいずれであるかに関係なく、ターボ機械の任意のタイプと共に用いられ得る。バイパス２スプール航空機ターボジェットの特定の周囲において、本発明のシムは、ターボジェットのファンブレード用または低圧圧縮機（または「ブースタ」）の可動ブレード用または高圧圧縮機用または高圧タービン用または低圧タービン用に用いられ得る。

本用途において、軸方向は、ターボ機械のロータの軸Ａの方向に対応し、半径方向は、軸Ａに垂直な方向である。さらに、そうでないことを記載しない限り、「内部の」および「外部の」などの形容詞は、要素の（半径方向）の内側部分が同要素の（半径方向）の外側部分より軸Ａに近いというように、半径方向に対して用いられる。

ブレードを保持するように機能するターボ機械のロータディスク（すなわち、ロータに固定されたディスク）において、（可動）ブレードは、取り付けシステムによってディスクに締結され、直線状または曲線状、ハンマーヘッド状またはクリスマスツリー状などであってもよいシャンク型締結具によって構成されてもよい。そのような締結具システムは、ブレード根元部がシステムの雄部分を形成し、ディスクの外周に形成され、「スロット」として一般に周知であるシステムの雌部分の中で半径方向に保持されるデバイスとして記載され得る。

ロータが回転状態に設定されているとき、ブレードは、主に遠心力を受け、軸方向の空気力も受け、ブレード根元部は、遠心力の影響下で、各スロットの外部開口部の両側にあるディスク部分に対して当接して押圧される。互いに対して当接するようになるブレード根元部の面およびディスクの面は一般に、「支持面」と呼ばれる。この支持面は、（上記支持面に印加される上記力の結果として）圧力を受ける。先ず得られる推量としては、この圧力は、ロータの回転速度の二乗に左右されると推定され得る。

したがって、ターボ機械の動作サイクル中にロータの回転速度における変動は、静止からフルスロットルまで種々の特定の中間速度（航空ターボ機械の場合にはアイドリング、地上走行、巡航、降下）を通過して、上記で定義した支持面に作用する圧力における変動を引き起こすことは理解され得る。接触部品の弾性変形に関連するこれらの圧力の変動は、ブレード根元部とディスクとの間の相対的な移動を引き起こす。これらが繰り返されると、スリップまたはそれらの性質に左右される分離として知られているこれらの相対的移動は、ブレードまたはディスクの支持面に摩耗現象を引き起こす。また、所与の回転速度（調和性または一過性の交互の応力に対するブレードの応答）におけるブレードの動的な移動に関して、摩耗することになる上記支持面の現象に寄与する可能性もある。これらの摩耗現象は当然のことながら、ターボ機械の耐用期間に不利に作用している。

種々のいわゆる「摩耗防止」解決策、すなわち、接触境界における摩耗の出現を鈍化する解決策が採用され得る。これらの解決策は、ブレード根元部とディスクとの間に「シム」と呼ばれる第３の本体を挿入することに基づく解決策を含む。シムは、特に（１つのブレード／ディスクの境界から１対の境界、すなわちブレード／シムおよびシム／ディスクに至る）接触境界の数を二倍にし、接触している部分間の相対的な移動を低減し、したがって、動作中の摩耗を低減可能にするように機能する。

上述のタイプのシムの知られている実施例は、ＦＲ２８９０６８４に記載されている。そのようなシムは、完全に金属から構成され、適切に折り曲げられる金属のシートによって構成される。
仏国特許発明第２８９０６８４号明細書

本発明の目的は、ブレードの支持面およびディスクの支持面に対するよりよい保護を提供するために、「摩耗防止」機能を実現することに関して、上述の知られているシムより効果的なシムを提供することである。

本目的は、ターボ機械ブレード用のシムによって達成され、このシムは、ブレードロータの支持面に当てられるための２つの枝部と、枝部を相互接続する基底部と、を備え、シムは、少なくともその枝部において、互いに締結され、以下の順、すなわち第１の材料の第１の層、第２の材料の第２の層および第１の材料とは任意に異なる第３の材料の第３の層で重なり、上記第１の材料および第３の材料は、シムの動作温度範囲における任意の動作温度で個別の第１のヤング率の値ＥおよびＥ’を示し、上記第２の材料は、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５、Ｅ’／２０からＥ’／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す少なくとも３層を有する多層構造を示すことを特徴とする。

材料のヤング率は、材料の温度に応じて変化することと、したがって、値ＥおよびＥ’は、温度に左右されることと、に留意すべきである。

「動作温度」という用語は、ターボ機械が正常な使用状態下で動作中にシムが受ける温度を意味するために用いられる。本発明において、上記第１のヤング率、第２のヤング率および第３のヤング率の間の関係は、上記で定義したように、シムの動作温度範囲における温度のすべてに関して満たされる必要がある。

たとえば、シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットのファンまたは低圧圧縮機に属している場合には、その動作温度は、２０℃から１５０℃の範囲にある。シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧縮機に属している場合には、その動作温度は、１５０℃から５００℃の範囲にある。シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧タービンに属している場合には、その動作温度は、４００℃から７００℃の範囲内にある。

したがって、本発明は、所望の動作温度範囲において第２の材料の（等方性または異方性の）弾性特性が、第１の材料および第３の材料の（等方性または異方性の）弾性特性よりよいような上記多層構造を採用することに関する。

実施形態において、上記第１の材料および第３の材料は、同一または異なる金属合金または有機マトリックス複合材料であり、上記第２の材料は、非金属である。たとえば、非網羅的な態様において、第２の材料は、ゴム、シリコン、ポリイミド、ガラスまたはエポキシ樹脂から構成されてもよい。

本発明のシムの多層構造は、以下の効果を有する：
第２の層の弾性の結果としてのシムの適合により、接触圧力を均一に分散することと、
回転速度における変化で、第２の層における「静的」剪断応力のために遠心力に起因する部品間の相対的な移動を制限することと、
第２の層の「動的」剪断応力により、ブレードの動的移動を減衰させることと、である。

これらの効果の具体的な結果は、支持面における摩耗現象を防止または制限し、それにより、ブレード根元部およびディスクの耐用期間を増大することである。

これらの効果は、第２の材料がシムの動作温度範囲において粘弾性挙動を示すとき、さらに詳細には、ブレードの任意の動的移動を減衰させる目的に関して強化される。

本発明はまた、その外周にスロットを示しているロータディスクと、上記スロットの中でそれらのブレード根元部によって締結されるブレードと、本発明によるシムと、を備え、各シムの各枝部が、ブレード根元部の支持面とディスクの対応する支持面との間に配置されるターボ機械ロータアセンブリを提供する。

最後に、本発明はまた、そのようなロータアセンブリを含むターボ機械を提供する。

本発明およびその利点は、以下の詳細な説明を読めばよりよく理解され得る。説明は、添付図面について言及する。

図１および図２は、ハウジングを画定するその外周に多数の溝または「スロット」４を有するロータディスク２を示しており、それぞれの溝または「スロット」４がブレード１４の根元部１６を収容するのに適しており、根元部１６は、シム２０によって包囲されている。ブレード根元部１６およびファンディスク２は、たとえば、チタン合金から構成される。

ブレード根元部１６とスロット４の下部との間に配置されるスペーサを有するアセンブリ（図示せず）もまた、欠如することを観察すべきである。

ディスク２が回転状態に設定されているとき、ブレード１４は、遠心力を受け、ブレード根元部１６の支持面１６Ａは、ディスク２の支持面に対して押圧されるようになっている。示されている実施例において、面１６Ａは、ブレード根元部１６のフランクを構成し、面２２Ａは、各スロット４の外側開口部の両側に延在するディスクのリップ形状部分２２の底面を構成する。

シム２０は、ブレード根元部１６の支持面１６Ａに当てられるための２つの側部枝部２０Ａと、基底部２０Ｂと、を備える。基底部２０Ｂは、ここでは、ベースプレートであり、枝部を相互に接続し、ブレード根元部１６の下に延在している。シム２０は、摩耗部片を構成し、その主な機能は、ブレード根元部１６およびファンディスク２の摩耗を制限することである。

図２の実施例において、シム２０は、その枝部２０Ａおよびその基底部２０Ｂに多層構造を示しており、その構造は互いに接着される３層３１、３２、３３を備える。これらの３層は、ディスク２に向かってブレード根元部１６からはじめて、以下の順、すなわち、第１の材料の第１の層３１、第２の材料の第２の層３２および第３の材料の第３の層３３で重なる。この実施例において、第３の材料は、第１の材料と同一であり、その結果、これらの材料は、同一の第１のヤング率を示す。本発明によれば、シムの任意の動作温度Ｔで、第１のヤング率は、対応する値Ｅを有し、上記温度Ｔで、上記第２の材料は、範囲Ｅ／２０からＥ／５にある値の第２のヤング率を示す。

シム２０は、その機械的機能およびその摩耗防止機能を実現するために、一定量の剛性を示さなければならず、その結果、Ｅの値は金属シムの場合には１１０，０００メガパスカル（ＭＰａ）以上（たとえば、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）」という商品名で販売されているタイプのニッケルベースの超合金から構成されるシムの場合には２１０，０００ＭＰａ）であり、有機マトリックス複合材料から作製されるシムの場合には７０，０００ＭＰａ以上であることが好ましい。

材料の選択に関する限り、それは、当然のことながら、シムの動作温度に左右される。

ロータアセンブリが、バイパス２スプール航空機ターボジェットのファンまたは低圧圧縮機に属する場合には、２０℃から１５０℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標） ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であるのに対して、第２の材料はゴム（天然または合成）であってよい。これらの状況において、第１の材料に関しては、たとえば、炭素から構成される補強ファイバを有するエポキシ樹脂マトリックスを用いた複合材料であることが可能であり、第２の材料は次に、それ自体がエポキシ樹脂（第１の材料と第２の材料との間のヤング率の差は、ファイバの欠如に関連付けられる）であってもよい。

アセンブリがバイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧圧縮機に属する場合には、１５０℃から５００℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標） ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であり、第２の材料は、シリコンまたはポリイミドであってもよい。

アセンブリがバイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧タービンに属する場合には、４００℃から７００℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標） ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であり、第２の材料は、（この動作温度範囲では粘弾性挙動を示す）ガラスであってもよい。

一般に、上記層３１、３２、３３は、種々の方法で互いに締結され得、具体的には、
第２の層３２が重合化されるとき（またはゴムから構成されるのであれば、硬化されるとき）の自然の接着によって、
接着剤によって、
層３１および３３を部分的に共に溶接し、次にそれらを研磨することによって、
層３１および３３を部分的に共にろう接し、次にそれらを研磨することによって、
圧接によって、または
上記技術（たとえば、自然の接着および圧接）を組み合わせることによって、
締結され得ることを観察すべきである。

上記層は、上記多層構造を形成するために、互いに一体であってもよく、得られる締結は、構造が動作中に離層することにならないようにするために、および層３２がクリープしないようにするために、当然のことながら十分に確実でなければならない。

図３は、本発明のシム１２０の別の要素を示す図２の断面図と類似の断面図である。図２と図３との間で類似の要素または要素部分は、１００を加えた同様の参照符号によって識別される。

図３の実施例は、シム１２０の基底部１２０Ｂが、互いに接合された第１の層１３１および第３の層１３３によって形成される点において、図２の実施例と異なる。シムの枝部１２０Ａのみが、本発明の第１の層１３１、第２の層１３２および第３の層１３３から構成される多層構造を示す。シムの基底部１２０Ｂもまた、第３の層１３３によってのみ形成され得、または実際には、第１の層１３１によってのみ形成されることもできることを観察すべきである。

図４は、本発明のシム２２０の別の実施例を示す図２の断面図と類似の断面図である。図２と図４との間で類似の要素または要素部分は、２００を加えた同様の参照符号によって識別される。

図４の実施例は、シム２２０の基底部２２０Ｂが、２つの隣接するスロット２０４の間でロータディスク２０２の外周にわたって延在し、シムの各枝部２２０Ａがスロット２０４の中に貫通し、ブレード根元部２１６の支持面２１６Ａとディスク２０２の対応する支持面２２２Ａとの間に収容されている点において、図２の実施例と異なる。

シム２２０は、図２におけるシム２０の多層構造と類似の多層構造を示し、互いに締結されて重なる３つの層２３１、２３２、２３３を有する。

ロータディスク、本発明のシムの実施例およびブレード根元部を備えるターボ機械ロータアセンブリの部分拡大概略図である。 一旦組み立てられた図１のアセンブリを示す面ＩＩ−ＩＩの半径方向断面図である。 本発明のシムの別の実施例を示す図２の断面図と類似の断面図である。 ２つの隣接スロットの間に配置された本発明のシムの別の実施例を示す図２の断面図と類似の断面図である。

符号の説明

２、２０２ ロータディスク
４、２０４ スロット
１４ ブレード
１６、２１６ ブレード根元部
１６Ａ ブレード根元部の支持面
２０、１２０、２２０ シム
２０Ａ、１２０Ａ、２２０Ａ シムの側部枝部
２０Ｂ、１２０Ｂ、２２０Ｂ シムの基底部
２２Ａ、２２２Ａ ディスクの支持面
３１、３２、３３、１３１、１３２、１３３、２３１、２３２、２３３ 層
Ｔ 動作温度
Ｅ、Ｅ’ ヤング率

Claims (9)

1. ターボ機械ブレード（１４）用のシム（２０）であって、シムは、ブレードロータ（１６）の支持面（１６Ａ）に当てられるための２つの枝部（２０Ａ）と、枝部を相互接続する基底部（２０Ｂ）と、を備え、シムは、少なくともその枝部（２０Ａ）において、互いに締結され、以下の順、すなわち第１の材料の第１の層（３１）、第２の材料の第２の層（３２）および第１の材料とは任意に異なる第３の材料の第３の層（３３）で重なり、上記第１の材料および第３の材料は、シムの動作温度範囲における任意の動作温度で個別の第１のヤング率の値ＥおよびＥ’を示し、上記第２の材料は、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５、Ｅ’／２０からＥ’／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す少なくとも３層（３１、３２、３３）を有する多層構造を示すことを特徴とする、ターボ機械ブレード（１４）用のシム（２０）。
2. 前記第１の材料および前記第３の材料が、同一である、請求項１に記載のシム。
3. 前記第１の材料および前記第３の材料が、金属合金または有機マトリックス複合材料であり、第２の材料は、非金属である、請求項１または２に記載のシム。
4. 前記第２の材料が、シムの動作温度において粘弾性挙動を示す、請求項１から３のいずれか一項に記載のシム。
5. 前記第１、第２および第３の層（３１、３２、３３）がまた、シムの基底部（２０Ｂ）に延在する、請求項１から４のいずれか一項に記載のシム。
6. 外周にスロット（４）を示しているロータディスク（２）と、前記スロット（４）の中でそれらのブレード根元部（１６）によって締結されるブレード（１４）と、請求項１から５のいずれか一項に記載のシム（２０）と、を備え、各シムの各枝部（２０Ａ）が、ブレード根元部の支持面（１６Ａ）とディスクの対応する支持面（２２Ａ）との間に配置される、ターボ機械ロータアセンブリ。
7. 各シム（２０）の基底部（２０Ｂ）が、各ブレード根元部の下に延在する、請求項６に記載のターボ機械ロータアセンブリ。
8. 各シム（２２０）の基底部（２２０Ｂ）が、２つの隣接するスロット（２０４）の間にディスク（２０２）の外周にわたって延在する、請求項６に記載のターボ機械ロータアセンブリ。
9. 請求項６から８のいずれか一項に記載のロータアセンブリを備える、ターボ機械。

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