JP2015528540A - ガスタービンエンジン用の低半径比のファン - Google Patents

Abstract

ガスタービンエンジン用のファンブレード（１８）は、軸方向の真っ直ぐなダブテールと、翼と、ダブテールと翼との間に配置される移行部分とを含み、ファンブレードは、互いに反対向きの正圧面（４０）および負圧面（４２）を有し、正圧面および負圧面のうちの選択された方の基準面から突出する少なくとも１つの肩部（６２、６４）をさらに含み、少なくとも１つの肩部は、側面を形成するボス（６６、７４）および該ボスから半径方向外側に延在し、かつ選択された面の基準面に融合するように内側に向かって次第に細くなっている上側部分を含む。【選択図】図４

Description

本発明は、一般にガスタービンエンジンに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンのファンブレードに関する。

飛行中の航空機に動力を供給するために使用されるターボファンガスタービンエンジンは、一般的に、直列の流れ接続においてファンアセンブリ、低圧圧縮機または「ブースタ」、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン、および低圧タービンを含む。燃焼器は、燃焼ガスを生成し、燃焼ガスは、燃焼ガスが高圧タービンを駆動するために膨張される高圧タービンに運ばれ、次に、燃焼ガスが低圧タービンを駆動するためにさらに膨張される低圧タービンに連続的に運ばれる。高圧タービンは、第１のロータシャフトを介して高圧圧縮機と駆動可能に接続されており、低圧タービンは、第２のロータシャフトを介してファンアセンブリおよびブースタの両方と駆動可能に接続されている。

ファンアセンブリは、ロータディスクまたはハブから半径方向外側に延在する互いに周方向に離間された複数のファンブレードを含む。一般にファンブレードは、翼および翼の根元にある一体のダブテールを備える。ダブテールは、ロータディスクに形成された相補的なダブテールスロットに収容される。ファンブレードは、一般的に、金属（チタンなど）または複合材料（炭素−エポキシ複合系など）のいずれかから作製される。ブレードの間を運ばれる空気流のための半径方向内側の流路の境界は、隣り合ったファンブレードの間に配置されたファンプラットフォームの配列によって、ロータディスクの近傍に設けられる。

ファンが、可能な限り最小の半径比（すなわち、ブレードの先端の半径に対するハブの半径）を有することが望ましい。これは、半径比を最小化することによって、ファンの入口領域が最大化され、所定のファンの直径にとって可能な限り最大のスラストが可能になるからである。

半径比は、ハブの直径を小さくすることおよびプラットフォームを可能な限り半径方向内側に配置することによって低下され得る。しかしながら、一部のファンブレードの設計は、軸方向の真っ直ぐなダブテールを含み、上反りの翼と真っ直ぐなダブテールとの間に大きな半径方向の移行領域を必要とする。また、この設計は、ディスクがプラットフォームの一部を形成することを可能にしていない。

したがって、隣接するプラットフォームの内側位置に適合する軸方向の真っ直ぐなダブテールを含むファンブレード構造が必要とされている。

欧州特許出願公開第２１０８７８５号明細書

この必要性は、軸方向の真っ直ぐなダブテールおよびブレード間のプラットフォームに整合するように構成される１つ以上の突出する肩部を含む移行部分を有するファンブレードを提供する本発明によって対処される。

本発明の一態様によれば、ガスタービンエンジン用のファンブレードは、軸方向の真っ直ぐなダブテールと、翼と、ダブテールと翼との間に配置された移行部分とを含み、ファンブレードは、互いに反対向きの正圧面および負圧面を有し、正圧面および負圧面のうちの選択された方の基準面から突出する少なくとも１つの肩部をさらに含み、少なくとも１つの肩部は、側面を形成するボスおよび該ボスから半径方向外側に延在し、かつ選択された面の基準面に融合するように内側に向かって次第に細くなっている上側部分を含む。

本発明の別の態様によれば、ロータアセンブリは、ダブテールスロットの環状配列を含むロータディスクと、ファンブレードの配列であって、該ファンブレードのそれぞれが、ロータディスクのダブテールスロットの１つに係合された軸方向の真っ直ぐなダブテール、翼、およびダブテールと翼との間に配置された移行部分とを有し、ファンブレードが、互いに反対向きの正圧面および負圧面を有し、第１の肩部および第２の肩部であって、それぞれ正圧面および負圧面の基準面から突出する第１の肩部および第２の肩部をさらに含み、肩部のそれぞれが、側面を形成するボスおよび該ボスから半径方向外側に延在し、かつファンブレードの面のそれぞれの基準面に融合するように内側に向かって次第に細くなっている上側部分を含み、複数の空間が、隣り合ったファンブレードの間に存在するファンブレードの配列と、隣り合ったファンブレードの間の空間に配置されたプラットフォームの配列であって、プラットフォームのそれぞれが、流路の境界の一部を形成する外面を有し、隣接するファンブレードの肩部の側面に当接するプラットフォームの配列とを含む。

本発明は、添付図面と併せて以下の説明を参照することによって最も良く理解され得る。

本発明の態様に従って構成されたファンブレードを含む、ガスタービンエンジンのファン部分の概略側面図である。 図１のファンブレードの斜視図である。 図１のロータディスクの斜視図である。 図１のファンブレードの１つの、前方から後方を見た断面図である。 図１のファンの一部の斜視図である。

同一の参照符号が様々な図を通して同じ要素を示している図面を参照すると、図１は、飛行中の航空機に動力を供給するために使用される例示的なターボファンガスタービンエンジン１０の一部を示している。エンジン１０は、ファンアセンブリ１２を含み、ファンアセンブリ１２は、従来の低圧タービン（図示せず）によって動力が供給される従来のファンシャフト１４によって長手方向の中心軸線「Ａ」を中心に回転される。ファンアセンブリ１２は、ロータディスク１６を含み、ロータディスク１６からは、互いに周方向に離間された複数のファンまたはロータブレード１８（図１には、１つしか示していない）が半径方向外側に延在している。ロータブレード１８は、金属製または非金属製であってもよい。例えば、ロータブレード１８は、炭素繊維−エポキシの複合材料または他の同様の材料から作製されてもよい。ロータディスク１６は、互いに軸方向に離間されている前端２０および後端２２ならびにこれらの間に延在する半径方向外面２４を含む。

ファンアセンブリ１２の下流には、従来の低圧圧縮機または「ブースタ」２６が配置されており、従来の低圧圧縮機または「ブースタ」２６は、互いに軸方向に離間されているベーン列およびブレード列を有し、ブレード列のブレードは、ブースタスプールまたはシャフト２８に接合されている。ブースタシャフト２８は、複数のボルト３０によってロータディスクの後面２２に適切に固定的に接合されている。スピナ３２は、ファンアセンブリ１２に流入する空気３８のための空気力学的な流路を形成するためにロータディスクの前面２０に接合されている。

図２は、ファンブレード１８の１つを示している。ファンブレード１８は、正圧面４０およびその反対側の負圧面４２を有する。ファンブレード１８のそれぞれは、互いに反対向きの１対の圧力面４６を有する軸方向の真っ直ぐなダブテール４４の形態をした根元部分と、移行部分４８と、翼５０とを含む一体部品である。ダブテール４４は、ロータディスク１６にファンブレード１８を取り付けるための、ロータディスク１６のダブテールスロット５２（図３参照）に配置される。翼５０は、前縁５４から後縁５６まで翼弦方向に延在し、根元５８から先端６０まで翼長方向または半径方向に延在する。ファンブレード１８は、金属合金、非金属複合材料、およびこれらの組み合わせを含む様々な材料から構成されてもよい。図示の例において、ファンブレード１８は、複合積層材から構成されている。用語「複合材」は、一般に、バインダまたは母材中に保持された、繊維または粒子などの強化材を含有する材料を意味する。複合積層材は、正圧面４０および負圧面４２に対して略平行に配置され、母材に埋め込まれた多数の層またはプライを含んでもよい。適切な材料の非限定的な例は、エポキシなどの樹脂材料に埋め込まれた炭素質（例えば、グラファイト）繊維である。これらは、樹脂が含浸された、テープとして一方向に揃えられた繊維として市販されている。このような「プリプレグ」テープは、軽量で硬質の比較的均質な物品を形成するために、部品形状に形成されてオートクレーブ法によって硬化されてもよいし、またはプレス成形されてもよい。

プラットフォームの内側の配置に対応するために、それぞれのファンブレード１８の移行部分４８は、第１の肩部６２および第２の肩部６４を含み、第１の肩部６２および第２の肩部６４は、それぞれ正圧面４０および負圧面４２から横方向外側に延在する追加領域（ｂｕｉｌｔ−ｕｐ ｒｅｇｉｏｎ）である。図４に見られるように、第１の肩部６２の形状は、その下端にボス６６を含む。ボス６６は、プラットフォーム６８に整合するサイズおよび形状に形成されており、ほぼ半径方向に揃えられた側面７０を含む。また、第１の肩部６２は、上部７２を含み、上部７２は、ボス６６から半径方向外側に延在し、正圧面４０の基準面へ戻るように次第に細くなっている移行部を形成している。同様に、第２の肩部６４は、側面７６を有するボス７４および上部７８を含む。ファンブレード１８の前端において、第１の肩部６２および第２の肩部６４は、正圧面４０および負圧面４２の基準面（図４に破線で示されている）を越えて横方向に最大限に突出している。後方に移るにつれて、肩部６２および６４の突出の度合いは、次第に減少する。ほぼ中央の翼弦位置において、肩部６２および６４は、ファンブレード１８の表面に完全に融合している。突出の大きさは、例示目的のために誇張されている。特定のブレードによっては、第１の肩部６２および第２の肩部６４の一方のみが必要とされ得ることに留意されたい。

肩部６２および６４は、非構造的な要素である。すなわち、肩部６２および６４は、動作中にファンブレード１８のかなりの空力負荷または構造負荷を伝達することを期待されていない。したがって、肩部６２および６４は、翼に確実に取り付けるか、または翼の一部を形成する、正しい外形を形成する任意の方法を使用して形成されてもよい。例えば、個々の肩部６２および６４は、複合プリフォームとして形成され、硬化され、次に、周知の種類の接着剤でファンブレード１８に接着されてもよい。あるいは、複合プライの層が、ファンブレードの側面に積み重ねられ、次に、ファンブレード１８の残部と共に一緒に硬化されてもよい。

図５は、スピナ３２と共にロータディスク１６に組み付けられたファンブレード１８の１つおよびファンブレード１８の両側に位置するプラットフォーム６８を示している。プラットフォーム６８のそれぞれは、半径方向外面８０を有し、半径方向外面８０は、ファンブレード１８の間で空気を運ぶために内側の流路の境界を全体として形成するように、それぞれの隣り合ったファンブレード１８の間に延在している。プラットフォーム６８の外面８０は、スピナ３２の外面ならびにファンブレード１８の肩部６２および肩部６４に滑らかに融合している。このように、プラットフォーム６８は、スピナ３２とブースタ２６との間のエンジン流路の形成を維持するように機能する。

従来技術のファンブレードが使用される場合に比べて、それぞれのプラットフォーム６８の外面８０は、大幅に下方の位置（すなわち、半径方向内側の位置）に配置されている。従来技術のプラットフォームの位置の例は、図５においてファンブレード１８を通る破線によって示されている。この位置は、所定のファンブレードの外径に対して大幅に低下した半径比をもたらす。プラットフォーム６８の内部構成およびロータディスク１６へのその取り付けは、周知の実施に従えばよい。

上述したファンブレード１８およびファンアセンブリ１２は、従来技術に優るいくつかの利点を有する。具体的には、本発明は、エンジン効率の増加に直結する、ファンの内径におけるファンの流れ領域の増加（半径比の低減）を可能にする。本発明は、ダブテールと翼との間のブレード移行領域が、大きな空力的損失を生じさせることなく流路に露出されることを可能にする。低減された半径比を得るために、ブレードの根元または先端の修正は必要ない。

以上、ガスタービンエンジン用のファンブレードおよびファンアセンブリについて説明してきた。本発明の特定の実施形態について説明してきたが、これに対する様々な修正が、本発明の精神および範囲から逸脱することなく行われ得ることは、当業者には明らかであろう。したがって、本発明の好ましい実施形態に関する前述の説明および本発明を実施するための最良の態様は、限定目的ではなく例示目的のためにのみ記載されている。

１０ ターボファンガスタービンエンジン
１２ ファンアセンブリ
１４ ファンシャフト
１６ ロータディスク
１８ ファンブレード／ロータブレード
２０ 前端／前面
２２ 後端／後面
２４ ロータディスクの半径方向外面
２６ ブースタ
２８ ブースタシャフト
３０ ボルト
３２ スピナ
３８ 空気
４０ 正圧面
４２ 負圧面
４４ ダブテール
４６ 圧力面
４８ 移行部分
５０ 翼
５２ ダブテールスロット
５４ 前縁
５６ 後縁
５８ 根元
６０ 先端
６２ 第１の肩部
６４ 第２の肩部
６６、７４ ボス
６８ プラットフォーム
７０、７６ 側面
７２、７８ 上部
８０ プラットフォームの半径方向外面
Ａ 長手方向の中心軸線

Claims (15)

1. ガスタービンエンジ（１０）用のファンブレード（１８）であって、軸方向の真っ直ぐなダブテール（４４）と、翼（５０）と、前記ダブテール（４４）と前記翼（５０）との間に配置された移行部分（４８）とを備え、前記ファンブレード（１８）が、互いに反対向きの正圧面（４０）および負圧面（４２）を有し、前記正圧面（４０）および前記負圧面（４２）のうちの選択された方の基準面から突出する少なくとも１つの肩部（６２、６４）をさらに含み、前記少なくとも１つの肩部（６２、６４）が、側面（７０、７６）を形成するボス（６６、７４）および該ボス（６６、７４）から半径方向外側に延在し、かつ前記選択された面（４０、４２）の基準面に融合するように内側に向かって次第に細くなっている上側部分（７２、７８）を含むファンブレード（１８）。
2. 前記少なくとも１つの肩部（６２、６４）が、ほぼ軸方向に延びている、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
3. 前記ダブテール（４４）が、互いに反対向きの１対の圧力面（４６）を含む、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
4. 前記翼（５０）が、前記翼（５０）の根元（５８）と先端（６０）との間に延在する互いに離間した前縁（５４）および後縁（５６）を備える、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
5. 前記ダブテール（４４）、前記翼（５０）、および前記移行部分（４８）が、複合積層材として形成されており、該複合積層材が、母材に埋め込まれた複数の繊維の層を備える、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
6. 前記少なくとも１つの肩部（６２、６４）が、前記ファンブレード（１８）の残部と一体に形成されている、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
7. 前記少なくとも１つの肩部（６２、６４）が、前記ファンブレード（１８）の前縁（５４）において最大限に突出しており、軸方向後方に向かって次第に細くなっている、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
8. 第１の肩部（６２）および第２の肩部（６４）が、それぞれ前記正圧面（４０）および前記負圧面（４２）から突出している、請求項１に記載のファンブレード（１８）。
9. ロータアセンブリ（１２）であって、
   ダブテールスロット（５２）の環状配列を含むロータディスク（１６）と、
   ファンブレード（１８）の配列であって、該ファンブレード（１８）のそれぞれが、
   前記ロータディスク（１６）の前記ダブテールスロット（５２）の１つに係合された軸方向の真っ直ぐなダブテール（４４）と、翼（５０）と、前記ダブテール（４４）と前記翼（５０）との間に配置された移行部分（４８）とを有し、前記ファンブレード（１８）が、互いに反対向きの正圧面（４０）および負圧面（４２）を有し、第１の肩部（６２）および第２の肩部（６４）であって、それぞれ前記正圧面（４０）および前記負圧面（４２）の基準面から突出する第１の肩部（６２）および第２の肩部（６４）をさらに含み、前記肩部（６２、６４）のそれぞれが、側面（７０、７６）を形成するボス（６６、７４）および該ボス（６６、７４）から半径方向外側に延在し、かつ前記ファンブレード（１８）の前記面（６２、６４）のそれぞれの基準面に融合するように内側に向かって次第に細くなっている上側部分（７２、７８）を含み、複数の空間が、隣り合った前記ファンブレード（１８）の間に存在する、ファンブレード（１８）の配列と、
   隣り合った前記ファンブレード（１８）の間の前記空間に配置されたプラットフォーム（６８）の配列であって、前記プラットフォーム（６８）のそれぞれが、流路の境界の一部を形成する外面（８０）を有し、隣接する前記ファンブレード（１８）の前記肩部（６２、６４）の前記側面（７０、７６）に当接する、プラットフォーム（６８）の配列と
   を備えるロータアセンブリ（１２）。
10. 前記肩部（６２、６４）が、ほぼ軸方向に延びている、請求項９に記載のロータアセンブリ（１２）。
11. 前記ダブテール（４４）が、互いに反対向きの１対の圧力面（４６）を含む、請求項９に記載のロータアセンブリ（１２）。
12. 前記翼（５０）が、前記翼（５０）の根元（５８）と先端（６０）との間に延在する互いに離間した前縁（５４）および後縁（５６）を備える、請求項９に記載のロータアセンブリ（１２）。
13. 前記ダブテール（４４）、前記翼（５０）、および前記移行部分（４８）が、複合積層材として形成されており、該複合積層材が、母材に埋め込まれた複数の繊維の層を備える、請求項９に記載のロータアセンブリ（１２）。
14. 前記肩部（６２、６４）が、前記ファンブレード（１８）の残部と一体に形成されている、請求項９に記載のロータアセンブリ（１２）。
15. 前記肩部（６２、６４）が、前記ファンブレード（１８）の前縁（５４）において最大限に突出しており、軸方向後方に向かって次第に細くなっている、請求項９に記載のファンブレード（１８）。