JPH0141839B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0141839B2 JPH0141839B2 JP55169443A JP16944380A JPH0141839B2 JP H0141839 B2 JPH0141839 B2 JP H0141839B2 JP 55169443 A JP55169443 A JP 55169443A JP 16944380 A JP16944380 A JP 16944380A JP H0141839 B2 JPH0141839 B2 JP H0141839B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- root
- fan blade
- section
- stress
- root portion
- 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.)
- Expired
Links
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 20
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 2
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 2
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 1
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- 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
-
- 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
Landscapes
- 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)
- Sheets, Magazines, And Separation Thereof (AREA)
- Paper (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
産業上の利用分野
本発明は、ガスタービンエンジンの一つである
ターボフアンエンジンに係り、更に詳細にはその
フアンブレードの形状に係る。
ターボフアンエンジンに係り、更に詳細にはその
フアンブレードの形状に係る。
従来の技術
ターボフアンエンジンのフアンブレードに限ら
ず一般の軸流型タービン或いはコンプレツサのブ
レードは通常エアフオイル部とルート部とを有
し、エアフオイル部とルート部とが遷移領域を経
て互いに連続した形状を有し、このルート部にて
ロータの周縁部に形成されたルート部保持溝内に
装着され、これよりエアフオイル部がロータ半径
方向外方へ延在するようになつている。かかるブ
レードロータを有する軸流式回転機械に於ては、
通常ブレードはそのエアフオイル部に於ては円弧
状に湾曲した横断面形状を有するが、そのルート
部は制作及び取付け上の便宜からエアフオイル部
の横断面に垂直な方向に見てほぼ直線状の形状に
作られている。但しブレードのルート部をエアフ
オイル部の湾曲に倣つた湾曲形状とすることはタ
ービンブレードに於ては概に公知である。例えば
米国特許第1041269号、同第1719415号、同第
1793468号、同第3986793号には蒸気タービンのタ
ービンブレードのルート部をエアフオイル部の湾
曲横断面形状に倣つた湾曲形状とすることが示さ
れている。またフランス特許第1143952号にはガ
スタービンエンジンのタービンブレードのルート
部を円弧状に湾曲した形状とすることが示されて
いる。
ず一般の軸流型タービン或いはコンプレツサのブ
レードは通常エアフオイル部とルート部とを有
し、エアフオイル部とルート部とが遷移領域を経
て互いに連続した形状を有し、このルート部にて
ロータの周縁部に形成されたルート部保持溝内に
装着され、これよりエアフオイル部がロータ半径
方向外方へ延在するようになつている。かかるブ
レードロータを有する軸流式回転機械に於ては、
通常ブレードはそのエアフオイル部に於ては円弧
状に湾曲した横断面形状を有するが、そのルート
部は制作及び取付け上の便宜からエアフオイル部
の横断面に垂直な方向に見てほぼ直線状の形状に
作られている。但しブレードのルート部をエアフ
オイル部の湾曲に倣つた湾曲形状とすることはタ
ービンブレードに於ては概に公知である。例えば
米国特許第1041269号、同第1719415号、同第
1793468号、同第3986793号には蒸気タービンのタ
ービンブレードのルート部をエアフオイル部の湾
曲横断面形状に倣つた湾曲形状とすることが示さ
れている。またフランス特許第1143952号にはガ
スタービンエンジンのタービンブレードのルート
部を円弧状に湾曲した形状とすることが示されて
いる。
タービンブレードは高温にて作動する部材であ
り、特にガスタービンエンジンのタービンブレー
ドは著しい高温状態にて作動する部材である。従
つてタービンブレードはそのスパン（長さ）に比
して分厚い形状を有し、特にそのエアフオイル部
のルート部に接続する遷移領域に於てはその横断
面形状はより一層分厚い形状を有し、それに伴つ
てルート部もブレードの厚み方向に分厚い形状を
有する。従つてかかるタービンブレードに於て
は、そのルート部の形状を直線状とせずエアフオ
イル部の湾曲した横断面形状に倣わせることはタ
ービンブレードのルート部の厚みをなるべく減ず
ることに着目して行われているものである。
り、特にガスタービンエンジンのタービンブレー
ドは著しい高温状態にて作動する部材である。従
つてタービンブレードはそのスパン（長さ）に比
して分厚い形状を有し、特にそのエアフオイル部
のルート部に接続する遷移領域に於てはその横断
面形状はより一層分厚い形状を有し、それに伴つ
てルート部もブレードの厚み方向に分厚い形状を
有する。従つてかかるタービンブレードに於て
は、そのルート部の形状を直線状とせずエアフオ
イル部の湾曲した横断面形状に倣わせることはタ
ービンブレードのルート部の厚みをなるべく減ず
ることに着目して行われているものである。
一方コンプレツサ或いはフアンに於けるブレー
ドは低温にて作動する部材であり、そのエアフオ
イル部はスパンに比して比較的薄い横断面形状を
有し、またエアフオイル部の横断面形状の湾曲度
もタービンブレードのそれに比して一般に小さい
ものである。かかるフアンブレードに於ては、そ
のルート部は従来よりフアンブレードの製作及び
そのルート部を受けるべくロータの周縁部に形成
されるルート部受け溝の製作上の便宜から直線形
状とされていた。
ドは低温にて作動する部材であり、そのエアフオ
イル部はスパンに比して比較的薄い横断面形状を
有し、またエアフオイル部の横断面形状の湾曲度
もタービンブレードのそれに比して一般に小さい
ものである。かかるフアンブレードに於ては、そ
のルート部は従来よりフアンブレードの製作及び
そのルート部を受けるべくロータの周縁部に形成
されるルート部受け溝の製作上の便宜から直線形
状とされていた。
発明が解決しようとする課題
ところでタービンブレードやフアンブレードは
その作動中にそれを横切つて流れる作動流体の偏
向に伴う強い力を及ぼされると同時にロータの回
転に基く遠心力を及ぼされるものであり、そのエ
アフオイル部とルート部の接続部にある遷移領域
には大きな応力が作用する。特にターボエンジン
のフアンブレードは横断面寸法に比してスパンが
かなり大きいエアフオイル部を有し、そのため特
にその遷移領域に作用する応力は大きく、応力集
中によつて遷移領域より破損を生ずる危険が大き
いものである。
その作動中にそれを横切つて流れる作動流体の偏
向に伴う強い力を及ぼされると同時にロータの回
転に基く遠心力を及ぼされるものであり、そのエ
アフオイル部とルート部の接続部にある遷移領域
には大きな応力が作用する。特にターボエンジン
のフアンブレードは横断面寸法に比してスパンが
かなり大きいエアフオイル部を有し、そのため特
にその遷移領域に作用する応力は大きく、応力集
中によつて遷移領域より破損を生ずる危険が大き
いものである。
本発明は、ターボフアンエンジンのフアンブレ
ードに於ける上記の問題に対処し、そのエアフオ
イル部とルート部が接続する遷移領域に於ける応
力集中をなくし、そこに作用する応力分布を均一
化することによりフアンブレードの耐久性を改善
することを課題としている。
ードに於ける上記の問題に対処し、そのエアフオ
イル部とルート部が接続する遷移領域に於ける応
力集中をなくし、そこに作用する応力分布を均一
化することによりフアンブレードの耐久性を改善
することを課題としている。
課題を解決するための手段
かかる課題は、本発明によれば、遷移領域を経
て一体的に接続されたエアフオイル部とルート部
とを有し、前記エアフオイル部の先端より前記ル
ート部へ向かう方向に見て前記ルート部と前記遷
移領域とは吸入側にて凸状であり圧力側にて凹状
であるように湾曲しているターボフアンエンジン
のフアンブレードにして、前記ルート部は前記と
同じ方向に見てそのトレーリングエツジよりその
リーデイングエツジへ向けて先細になつているこ
とを特徴とするフアンブレードによつて達成され
る。
て一体的に接続されたエアフオイル部とルート部
とを有し、前記エアフオイル部の先端より前記ル
ート部へ向かう方向に見て前記ルート部と前記遷
移領域とは吸入側にて凸状であり圧力側にて凹状
であるように湾曲しているターボフアンエンジン
のフアンブレードにして、前記ルート部は前記と
同じ方向に見てそのトレーリングエツジよりその
リーデイングエツジへ向けて先細になつているこ
とを特徴とするフアンブレードによつて達成され
る。
実施例
以下に添付の図を参照しつつ本発明をその好ま
しい実施例について詳細に説明する。添付の第１
図に本発明によるフアンブレードがターボフアン
ガスタービンエンジンのフアン組立体１０に組込
まれた状態にて示されている。複数個のフアンブ
レード１２がロータデイスク１４より半径方向外
方へ延在している。各フアンブレードはエアフオ
イル部１６とルート部１８とを有している。ルー
ト部１８は鳩尾状の断面形状を有しており、ロー
タデイスク１４に形成された対応する形状の溝２
０に係合するようになつている。更に各フアンブ
レードはデイスクの上流側端部２４に位置するリ
ーデイングエツジ２２と、デイスクの下流側端部
２８に位置するトレーリングエツジ２６とを有し
ている。各フアンブレードは凸状の吸入側３０と
凹状の圧力側３２とを有している。図示の実施例
に於ては、一つのフアンブレードの吸入側３０と
それに隣接するフアンブレードの圧力側３２との
間にブレード間プラツトフオーム３４が延在して
いる。ブレード間に位置するこれらのプラツトフ
オームは互いに共働してフアンブレードを横切る
作動媒体ガス流路の半径方向内側の壁を形成して
いる。図示の如く各プラツトフオームはロータデ
イスク１４に直接ヒンジ式に取付けられている。
作動媒体ガス流路の半径方向内側の壁は上記の如
きプラツトフオームなしでロータデイスクの周縁
により直接与えられてもよい。
しい実施例について詳細に説明する。添付の第１
図に本発明によるフアンブレードがターボフアン
ガスタービンエンジンのフアン組立体１０に組込
まれた状態にて示されている。複数個のフアンブ
レード１２がロータデイスク１４より半径方向外
方へ延在している。各フアンブレードはエアフオ
イル部１６とルート部１８とを有している。ルー
ト部１８は鳩尾状の断面形状を有しており、ロー
タデイスク１４に形成された対応する形状の溝２
０に係合するようになつている。更に各フアンブ
レードはデイスクの上流側端部２４に位置するリ
ーデイングエツジ２２と、デイスクの下流側端部
２８に位置するトレーリングエツジ２６とを有し
ている。各フアンブレードは凸状の吸入側３０と
凹状の圧力側３２とを有している。図示の実施例
に於ては、一つのフアンブレードの吸入側３０と
それに隣接するフアンブレードの圧力側３２との
間にブレード間プラツトフオーム３４が延在して
いる。ブレード間に位置するこれらのプラツトフ
オームは互いに共働してフアンブレードを横切る
作動媒体ガス流路の半径方向内側の壁を形成して
いる。図示の如く各プラツトフオームはロータデ
イスク１４に直接ヒンジ式に取付けられている。
作動媒体ガス流路の半径方向内側の壁は上記の如
きプラツトフオームなしでロータデイスクの周縁
により直接与えられてもよい。
第２図は本発明の概念に従つて構成されたフア
ンブレード１２を示す概略図的斜視図であり、第
３図はこのフアンブレードを下方より見た概略図
である。第２図に於て破線Ｌは装着時に隣接する
プラツトフオームと当接する部分を示しており、
作動媒体ガス流路の最も内側の部分を示してい
る。エアフオイル部１６とルート部１８との間に
は遷移領域３６が延在している。ルート部１８は
円弧状に形成されており、エアフオイル部の横断
面に垂直の方向に見てエアフオイル部の横断面と
同様の形状に形成された一対の歯状部３８を含ん
でいる。
ンブレード１２を示す概略図的斜視図であり、第
３図はこのフアンブレードを下方より見た概略図
である。第２図に於て破線Ｌは装着時に隣接する
プラツトフオームと当接する部分を示しており、
作動媒体ガス流路の最も内側の部分を示してい
る。エアフオイル部１６とルート部１８との間に
は遷移領域３６が延在している。ルート部１８は
円弧状に形成されており、エアフオイル部の横断
面に垂直の方向に見てエアフオイル部の横断面と
同様の形状に形成された一対の歯状部３８を含ん
でいる。
ルート部１８の円弧状は第３図に最もよく示さ
れている。歯状部３８Ａ及び３８Ｂ、は半径が
RRである円弧状中央線の周りに形成されている。
この半径RRはリーデイングエツジ２２とトレー
リングエツジ２６との間にてルート部１８の横方
向に位置する点PRより前記円弧状中央線までの
距離である。ルート部１８はトレーリングエツジ
２６よりリーデイングエツジ２２まで円弧状中央
線LRに沿つてテーパがされている。歯状部３８
Ａの凹状曲面及び歯状部３８Ｂの凸状曲面はそれ
ぞれ実質的に等しいRA、RBにて形成されている。
これらの曲面の中心点PA及びPBは点PRとルート
部のトレーリングエツジ２６との交点を通る線Ｘ
上に位置している。点PA及びPBは点PRより等し
い距離にあり、従つてRRにその中央線に沿つて
一様なテーパを与えている。
れている。歯状部３８Ａ及び３８Ｂ、は半径が
RRである円弧状中央線の周りに形成されている。
この半径RRはリーデイングエツジ２２とトレー
リングエツジ２６との間にてルート部１８の横方
向に位置する点PRより前記円弧状中央線までの
距離である。ルート部１８はトレーリングエツジ
２６よりリーデイングエツジ２２まで円弧状中央
線LRに沿つてテーパがされている。歯状部３８
Ａの凹状曲面及び歯状部３８Ｂの凸状曲面はそれ
ぞれ実質的に等しいRA、RBにて形成されている。
これらの曲面の中心点PA及びPBは点PRとルート
部のトレーリングエツジ２６との交点を通る線Ｘ
上に位置している。点PA及びPBは点PRより等し
い距離にあり、従つてRRにその中央線に沿つて
一様なテーパを与えている。
第４図は第２図に示されたフアンブレードをそ
の吸入側より見た概略図であり、第５図はフアン
ブレードをそのリーデイングエツジの側より見た
概略図的部分図である。遠心力によりフアンブレ
ードに発生する最大表面応力は、遷移領域Ｓに於
ける弦の約75％の位置にある質量中心の近傍に発
生する。エアフオイル部の捩りが低減されんとす
る結果として、エアフオイル部の凹側に於ては弦
の約25％の位置にあるS1の部分にて、またエアフ
オイル部の凸側に於ては弦の約75％の位置にある
S2の部分にてフアンブレードの表面に局部的に高
い応力が発生する。これらの応力はあり継ぎ式取
付部の歯状部上方の曲面部４０に2.5〜3.5程度の
応力集中係数にて最も大きく影響する。
の吸入側より見た概略図であり、第５図はフアン
ブレードをそのリーデイングエツジの側より見た
概略図的部分図である。遠心力によりフアンブレ
ードに発生する最大表面応力は、遷移領域Ｓに於
ける弦の約75％の位置にある質量中心の近傍に発
生する。エアフオイル部の捩りが低減されんとす
る結果として、エアフオイル部の凹側に於ては弦
の約25％の位置にあるS1の部分にて、またエアフ
オイル部の凸側に於ては弦の約75％の位置にある
S2の部分にてフアンブレードの表面に局部的に高
い応力が発生する。これらの応力はあり継ぎ式取
付部の歯状部上方の曲面部４０に2.5〜3.5程度の
応力集中係数にて最も大きく影響する。
本発明によるフアンブレードは作動媒体ガス流
路の内壁を郭定する一体的に剛固に組付けられた
プラツトフオームと共に使用されたのではその効
果を発揮することはできない。本発明と共にプラ
ツトフオームが用いられる時には、プラツトフオ
ームは第１図に示されている如きヒンジーピン構
造の如き適当な可撓手段によりロータデイスクに
装着されるべきである。プラツトフオームをフア
ンブレードの吸入側壁部及び圧力側壁部とは別体
に構成することにより、エアフオイル部とルート
部との間の遷移領域に大きな曲げ応力が集中する
ことが回避される。従来のフアンブレードはエア
フオイル部とルート部が接続する遷移領域に於け
る応力集中係数が1.2〜1.4であり、このことによ
つて遷移領域に於ける許容応力が大きく制限され
ている。本発明のフアンブレードに於てはかかる
応力集中の発生は回避される。
路の内壁を郭定する一体的に剛固に組付けられた
プラツトフオームと共に使用されたのではその効
果を発揮することはできない。本発明と共にプラ
ツトフオームが用いられる時には、プラツトフオ
ームは第１図に示されている如きヒンジーピン構
造の如き適当な可撓手段によりロータデイスクに
装着されるべきである。プラツトフオームをフア
ンブレードの吸入側壁部及び圧力側壁部とは別体
に構成することにより、エアフオイル部とルート
部との間の遷移領域に大きな曲げ応力が集中する
ことが回避される。従来のフアンブレードはエア
フオイル部とルート部が接続する遷移領域に於け
る応力集中係数が1.2〜1.4であり、このことによ
つて遷移領域に於ける許容応力が大きく制限され
ている。本発明のフアンブレードに於てはかかる
応力集中の発生は回避される。
しかし本発明はプラツトフオームのヒンジ等に
よる可動構造に直接関係するものではなく、また
プラツトフオームを有しないフアンロータは公知
である。本発明はフアンブレードのための新規な
ルート部の形状を提案するものである。本発明が
プラツトフオームを有しないフアンブレードに適
用された場合には、プラツトフオームに接する部
分に於ける応力集中がないので、応力集中の問題
はエアフオイル部とルート部が接続する遷移領域
に於ける応力集中に限られる。従つて本発明はエ
アフオイル部とルート部の間の遷移領域に沿つて
応力を低減することに関するものである。
よる可動構造に直接関係するものではなく、また
プラツトフオームを有しないフアンロータは公知
である。本発明はフアンブレードのための新規な
ルート部の形状を提案するものである。本発明が
プラツトフオームを有しないフアンブレードに適
用された場合には、プラツトフオームに接する部
分に於ける応力集中がないので、応力集中の問題
はエアフオイル部とルート部が接続する遷移領域
に於ける応力集中に限られる。従つて本発明はエ
アフオイル部とルート部の間の遷移領域に沿つて
応力を低減することに関するものである。
本発明を説明する目的でテーパのついた曲面状
ルート部を有する第６図に示されたフアンブレー
ドを直線的なルート部を有する第７図に示された
従来のフアンブレードと比較する。これらのフア
ンブレードはエアフオイル部の根元部を横切る圧
力比が1.7であり、エアフオイル部の先端部を横
切る圧力比が1.9である設計条件の下にコンピユ
ータにより設計されたものである。かかる設計条
件に於けるブレード先端速度は1680fps（512ｍ／
sec）に設定された。
ルート部を有する第６図に示されたフアンブレー
ドを直線的なルート部を有する第７図に示された
従来のフアンブレードと比較する。これらのフア
ンブレードはエアフオイル部の根元部を横切る圧
力比が1.7であり、エアフオイル部の先端部を横
切る圧力比が1.9である設計条件の下にコンピユ
ータにより設計されたものである。かかる設計条
件に於けるブレード先端速度は1680fps（512ｍ／
sec）に設定された。
幾何学的には各フアンブレードはエアフオイル
部の根元部の弦長が4.85インチ（12.3cm）であ
り、エアフオイル部のスパンが17.5インチ（44.5
cm）であり、従つてアスペクト比（平均スパンを
平均弦長で割つた値）が3.6のものである。各フ
アンブレードは高強度チタン合金（AMS4928）
にて製造されたものである。但し本発明は金属組
成及び非金属組成の他の材料にも同様に適用され
るものである。また本発明は高弾性高強度の繊維
強化された構造体にも適したものである。
部の根元部の弦長が4.85インチ（12.3cm）であ
り、エアフオイル部のスパンが17.5インチ（44.5
cm）であり、従つてアスペクト比（平均スパンを
平均弦長で割つた値）が3.6のものである。各フ
アンブレードは高強度チタン合金（AMS4928）
にて製造されたものである。但し本発明は金属組
成及び非金属組成の他の材料にも同様に適用され
るものである。また本発明は高弾性高強度の繊維
強化された構造体にも適したものである。
第６図及び第７図はそれぞれ本発明及び従来技
術のフアンブレードを示しており、第４図の線Ａ
―Ａ及び線Ｂ―Ｂによる断面をエアフオイル部の
先端よりルート部へ向かつて見たところをルート
部の形状に重ね合せて投影された状態にて示され
ている。断面Ａ―Ａは作動媒体ガス流路の内壁近
傍に於てフアンブレードを横切る横断面であり、
断面Ｂ―Ｂはフアンブレードの先端領域を横切る
横断面である。空気力学的荷重が作用する条件の
下に於ては、エアフオイル部は第６図及び第７図
で見て反時計廻り方向に回転して捩りを低減しよ
うとする。
術のフアンブレードを示しており、第４図の線Ａ
―Ａ及び線Ｂ―Ｂによる断面をエアフオイル部の
先端よりルート部へ向かつて見たところをルート
部の形状に重ね合せて投影された状態にて示され
ている。断面Ａ―Ａは作動媒体ガス流路の内壁近
傍に於てフアンブレードを横切る横断面であり、
断面Ｂ―Ｂはフアンブレードの先端領域を横切る
横断面である。空気力学的荷重が作用する条件の
下に於ては、エアフオイル部は第６図及び第７図
で見て反時計廻り方向に回転して捩りを低減しよ
うとする。
本発明によるフアンブレードを示す第６図に於
て、フアンブレードの断面Ａ―Ａは円弧状の中央
線LAに沿つて形成されている。ルート部の中央
線LRは円弧状であり、中央線LAの曲率に近似し
た曲率の曲率半径RRを有している。かかる構造
体の最適化を行う過程に於て、応力を最小限にす
べく、中央線LRのリーデイングエツジ領域が中
央線LAの凸側即ち吸入側へオフセツトされてお
り、また中央線LRのトレーリングエツジ領域が
中央線LAと一致する形状に定められた。更に、
第３図より解る如く、ルート部のテーパ形状を構
成するに当たり直線の基準線Ｘは点PR及びルー
ト部の中央線LRとトレーリングエツジ２６との
交点を通るよう定められている。凹側の歯状部３
８Ａ及び凸状の歯状部３８Ｂは、点PRより等距
離にて線Ｘ上に位置するそれぞれの中心PA及び
PBより等しい半径をRA及びRBの曲線に沿つて延
在している。
て、フアンブレードの断面Ａ―Ａは円弧状の中央
線LAに沿つて形成されている。ルート部の中央
線LRは円弧状であり、中央線LAの曲率に近似し
た曲率の曲率半径RRを有している。かかる構造
体の最適化を行う過程に於て、応力を最小限にす
べく、中央線LRのリーデイングエツジ領域が中
央線LAの凸側即ち吸入側へオフセツトされてお
り、また中央線LRのトレーリングエツジ領域が
中央線LAと一致する形状に定められた。更に、
第３図より解る如く、ルート部のテーパ形状を構
成するに当たり直線の基準線Ｘは点PR及びルー
ト部の中央線LRとトレーリングエツジ２６との
交点を通るよう定められている。凹側の歯状部３
８Ａ及び凸状の歯状部３８Ｂは、点PRより等距
離にて線Ｘ上に位置するそれぞれの中心PA及び
PBより等しい半径をRA及びRBの曲線に沿つて延
在している。
作用及び効果
ルート部を図示の如き円弧形状に形成すること
により、フアンブレードのルート部とエアフオイ
ル部との間の遷移領域に於ける局部的な曲げ応力
を低減する効果が得られる。局部的な曲げ応力は
遠心力及び空気力学的荷重が作用する下でフアン
ブレードがその捩りを低減する方向に付勢される
ことによるものである。かかる曲げ応力を低減す
ると、それに付随してピーク応力も低減され、そ
の結果割れの発生や伝播が低減される。ブレード
の表面に発生する割れはその領域に於ける高い応
力がその振動数を増大しつつブレードの中心部へ
向けて伝播することにより生ずるものである。大
きな応力の伝播が生じた場合、ブレードが破損す
ることがある。かかる割れの発生を防止したり割
れが金属構造体の表面より内部へ伝播するのを低
減することが、その領域に於ける最大応力を低減
することによつて達成される。
により、フアンブレードのルート部とエアフオイ
ル部との間の遷移領域に於ける局部的な曲げ応力
を低減する効果が得られる。局部的な曲げ応力は
遠心力及び空気力学的荷重が作用する下でフアン
ブレードがその捩りを低減する方向に付勢される
ことによるものである。かかる曲げ応力を低減す
ると、それに付随してピーク応力も低減され、そ
の結果割れの発生や伝播が低減される。ブレード
の表面に発生する割れはその領域に於ける高い応
力がその振動数を増大しつつブレードの中心部へ
向けて伝播することにより生ずるものである。大
きな応力の伝播が生じた場合、ブレードが破損す
ることがある。かかる割れの発生を防止したり割
れが金属構造体の表面より内部へ伝播するのを低
減することが、その領域に於ける最大応力を低減
することによつて達成される。
圧力レベルの弦方向の分布を示すべくフアンブ
レードの凹側及び凸側の曲面部に沿う表面応力の
計算値が第６Ａ図（本発明）及び第７Ａ図（従来
技術）のグラフにプロツトされている。特に従来
の直線状のルート部を有するフアンブレードのグ
ラフである第７Ａ図に於て、圧力レベルはフアン
ブレードの凹側に於ては弦の約25％の位置に於て
85000psi（5976Kg／cm2）の最高値を有し、またブ
レードの凸側に於ては弦の約75％の位置に於て
60000psi（4219Kg／cm2）の最高値を有している。
本発明に従つてルート部を所定の形状に形成され
たフアンブレードについての対応するデータが第
６Ａ図のグラフにプロツトされている。このグラ
フより解る如く、従来の直線状ルート部を有する
フアンブレードに於て弦の25％の位置及び弦の75
％の位置に於て発生するピーク応力は実質的に低
減されている。フアンブレードの凹側に於ては、
応力レベルはほぼ一様であり、弦の50％の位置に
於て45000psi（3164Kg／cm2）の大きさを有してい
る。これに対応してフアンブレードの凸側に於け
る応力は約35000psi（2461Kg／cm2）のほぼ一様な
レベルの値に低減されている。
レードの凹側及び凸側の曲面部に沿う表面応力の
計算値が第６Ａ図（本発明）及び第７Ａ図（従来
技術）のグラフにプロツトされている。特に従来
の直線状のルート部を有するフアンブレードのグ
ラフである第７Ａ図に於て、圧力レベルはフアン
ブレードの凹側に於ては弦の約25％の位置に於て
85000psi（5976Kg／cm2）の最高値を有し、またブ
レードの凸側に於ては弦の約75％の位置に於て
60000psi（4219Kg／cm2）の最高値を有している。
本発明に従つてルート部を所定の形状に形成され
たフアンブレードについての対応するデータが第
６Ａ図のグラフにプロツトされている。このグラ
フより解る如く、従来の直線状ルート部を有する
フアンブレードに於て弦の25％の位置及び弦の75
％の位置に於て発生するピーク応力は実質的に低
減されている。フアンブレードの凹側に於ては、
応力レベルはほぼ一様であり、弦の50％の位置に
於て45000psi（3164Kg／cm2）の大きさを有してい
る。これに対応してフアンブレードの凸側に於け
る応力は約35000psi（2461Kg／cm2）のほぼ一様な
レベルの値に低減されている。
このように従来の直線状ルート部を有するフア
ンブレードに於ては第７Ａ図に示す如くルート部
にはその弦方向に亙つてその両側に互いに他の側
と逆方向に反転しそのため一部に於ては引張り応
力から圧縮応力に変わる高い応力が生じていたの
に比して、本発明によれば第６Ａ図に示す如くル
ート部の両側に於ける応力が弦方向の全域に亙つ
てほぼ均一な引張り応力とされることは、ルート
部が上述の如く遷移領域に傲つた湾曲形状とされ
ることと共に、その厚みがトレーリングエツジ２
６よりリーデイングエツジ２２へ向けて先細にさ
れていることに大きく依存している。
ンブレードに於ては第７Ａ図に示す如くルート部
にはその弦方向に亙つてその両側に互いに他の側
と逆方向に反転しそのため一部に於ては引張り応
力から圧縮応力に変わる高い応力が生じていたの
に比して、本発明によれば第６Ａ図に示す如くル
ート部の両側に於ける応力が弦方向の全域に亙つ
てほぼ均一な引張り応力とされることは、ルート
部が上述の如く遷移領域に傲つた湾曲形状とされ
ることと共に、その厚みがトレーリングエツジ２
６よりリーデイングエツジ２２へ向けて先細にさ
れていることに大きく依存している。
従来の弦方向に亙つて同一の厚みを有する直線
状ルート部を有するフアンブレードに於て、その
作動中にルート部に第７Ａ図に示す如く吸入側と
圧力側に弦の中間点にて互いに反転する大きな応
力が生ずることは、フアンの作動中にフアンブレ
ードが流体圧によつて捩られることにより、弦方
向中間点よりトレーリング側に位置するルート部
と該中間点よりリーデイング側に位置するルート
部とが互いに他方に対し曲げ作用を及ぼしている
ことを意味する。このようにルート部のトレーリ
ング側とリーデイング側とが互いに他に対し曲げ
作用を及ぼすことによりそれぞれの吸入側と圧力
側とに引張り及び圧縮の反対方向応力を及ぼす如
き状態は、ルート部の厚みを減らしその軟らかさ
を増せば軽減される筈である。しかしルート部は
フアンの作動中にブレードに作用する流体圧によ
る力と遠心力による力とを保持するに必要な強度
を有していなければならず、その厚みは所要の設
計値以下とはされ得ないものである。この点に関
し、本件発明者等は、ルート部全体の厚みを減ら
す代わりに、トレーリング側或いはリーデイング
側の何れか一方の厚みを他方より相対的に小さく
することにより一方を他方より軟らかくすること
により両者が互いに他に対し高い曲げ応力を及ぼ
すことを回避することを計つた。
状ルート部を有するフアンブレードに於て、その
作動中にルート部に第７Ａ図に示す如く吸入側と
圧力側に弦の中間点にて互いに反転する大きな応
力が生ずることは、フアンの作動中にフアンブレ
ードが流体圧によつて捩られることにより、弦方
向中間点よりトレーリング側に位置するルート部
と該中間点よりリーデイング側に位置するルート
部とが互いに他方に対し曲げ作用を及ぼしている
ことを意味する。このようにルート部のトレーリ
ング側とリーデイング側とが互いに他に対し曲げ
作用を及ぼすことによりそれぞれの吸入側と圧力
側とに引張り及び圧縮の反対方向応力を及ぼす如
き状態は、ルート部の厚みを減らしその軟らかさ
を増せば軽減される筈である。しかしルート部は
フアンの作動中にブレードに作用する流体圧によ
る力と遠心力による力とを保持するに必要な強度
を有していなければならず、その厚みは所要の設
計値以下とはされ得ないものである。この点に関
し、本件発明者等は、ルート部全体の厚みを減ら
す代わりに、トレーリング側或いはリーデイング
側の何れか一方の厚みを他方より相対的に小さく
することにより一方を他方より軟らかくすること
により両者が互いに他に対し高い曲げ応力を及ぼ
すことを回避することを計つた。
そして更に本発明に於ては、ルート部をそのト
レーリングエツジよりそのリーデイングエツジへ
向けてテーパ状に先細になる形状とし、リーデイ
ング側の柔軟性を増大することが図られている。
これは、第６図からも理解される通り、ターボフ
アンエンジンのフアンブレードに於けるルート部
が湾曲形状とされるときは、その流体力学的設計
から、ブレードの長手方向軸線に垂直な平面で見
て、フアンロータの中心軸線に対しルート部中心
線がなす角はトレーリングエツジよりリーデイン
グエツジへ近付くにつれてより大きく傾斜して配
置され、従つてロータ周方向に計つたルート部の
厚みがたとえトレーリングエツジに於ける寸法と
リーデイングエツジに於ける寸法とで同一であつ
ても、ルート部の中心線に対し垂直の方向の厚み
はリーデイング部の方がトレーリング部より傾斜
角の余弦に比例して小さくなることに着目して選
択されたものである。即ちターボフアンエンジン
のフアンブレードに於ては、ルート部のリーデイ
ング部の厚みをトレーリング部の厚みより小さく
することがブレード全体の配置上の構成に於て有
利である。
レーリングエツジよりそのリーデイングエツジへ
向けてテーパ状に先細になる形状とし、リーデイ
ング側の柔軟性を増大することが図られている。
これは、第６図からも理解される通り、ターボフ
アンエンジンのフアンブレードに於けるルート部
が湾曲形状とされるときは、その流体力学的設計
から、ブレードの長手方向軸線に垂直な平面で見
て、フアンロータの中心軸線に対しルート部中心
線がなす角はトレーリングエツジよりリーデイン
グエツジへ近付くにつれてより大きく傾斜して配
置され、従つてロータ周方向に計つたルート部の
厚みがたとえトレーリングエツジに於ける寸法と
リーデイングエツジに於ける寸法とで同一であつ
ても、ルート部の中心線に対し垂直の方向の厚み
はリーデイング部の方がトレーリング部より傾斜
角の余弦に比例して小さくなることに着目して選
択されたものである。即ちターボフアンエンジン
のフアンブレードに於ては、ルート部のリーデイ
ング部の厚みをトレーリング部の厚みより小さく
することがブレード全体の配置上の構成に於て有
利である。
かくして、本発明によれば、ブレード全体の構
成に適合してルート部の厚みをトレーリングエツ
ジよりリーデイングエツジへ向けて先細にするこ
とにより、ルート部全体の荷重担持断面積を減ず
ることなくルート部のリーデイング側の曲げ剛性
を低減し、これによつてルート部のトレーリング
側とリーデイング側とが互いに他に対して曲げ応
力を及ぼすことを緩和し、ブレードの弦方向全体
に亙る応力を均一化することが達成されている。
成に適合してルート部の厚みをトレーリングエツ
ジよりリーデイングエツジへ向けて先細にするこ
とにより、ルート部全体の荷重担持断面積を減ず
ることなくルート部のリーデイング側の曲げ剛性
を低減し、これによつてルート部のトレーリング
側とリーデイング側とが互いに他に対して曲げ応
力を及ぼすことを緩和し、ブレードの弦方向全体
に亙る応力を均一化することが達成されている。
第７Ａ図（従来技術）のデータに引張り荷重の
場合の応力集中係数2.8及び曲げ荷重の場合の応
力集中係数1.6を考慮すると、その全集中応力は
177000psi（12445Kg／cm2）となつた。これに対し
第６Ａ図（本発明）のデータに上述したものと同
一の応力集中係数を考慮すると、その最大集中応
力は118000psi（8297Kg／cm2）となつた。
場合の応力集中係数2.8及び曲げ荷重の場合の応
力集中係数1.6を考慮すると、その全集中応力は
177000psi（12445Kg／cm2）となつた。これに対し
第６Ａ図（本発明）のデータに上述したものと同
一の応力集中係数を考慮すると、その最大集中応
力は118000psi（8297Kg／cm2）となつた。
上述の如く応力は大きく低減されるが、その意
味は低サイクル疲労寿命で表現した場合、より一
層明瞭なものとなる。例えば応力が10％低減され
ると、低サイクル疲労寿命はほぼ100％改善され
ることが知られている。
味は低サイクル疲労寿命で表現した場合、より一
層明瞭なものとなる。例えば応力が10％低減され
ると、低サイクル疲労寿命はほぼ100％改善され
ることが知られている。
以上に於ては本発明をその特定の実施例につい
て詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に限
定されるものではなく、本発明の範囲内にて種々
の修正及び省略が可能であることは当業者にとつ
て明らかであろう。
て詳細に説明したが、本発明はかかる実施例に限
定されるものではなく、本発明の範囲内にて種々
の修正及び省略が可能であることは当業者にとつ
て明らかであろう。
第１図は本発明によるフアンブレードを組込ん
だターボフアンエンジンのフアン組立体の一部を
示す概略図的斜視図である。第２図は本発明によ
るフアンブレードを示す概略図的斜視図である。
第３図は第２図に示すフアンブレードをルート部
の側よりエアフオイル部の側へ向つて見た概略図
である。第４図は第２図に示されたフアンブレー
ドを吸入側より見た概略図である。第５図は第２
図に示されたフアンブレードのルート部をリーデ
イングエツジの側より見た図である。第６図は第
４図の線Ａ―Ａ及び線Ｂ―Ｂによるエアフオイル
部の断面をルート部の輪郭上に投影して示す概略
図である。第６Ａ図は第６図に示されたフアンブ
レードのルート部に於ける最大応力が作用する部
分の応力レベルの弦方向の分布状態を示すグラフ
である。第７図は従来技術によるフアンブレード
についての第６図と同様の図である。第７Ａ図は
第７図に示されたフアンブレードのルート部に於
ける最大応力が作用する部分の応力レベルの弦方
向の分布状態を示すグラフである。 １０…フアン組立体、１２…フアンブレード、
１４…ロータデイスク、１６…エアフオイル部、
１８…ルート部、２０…溝、２２…リーデイング
エツジ、２４…上流側端部、２６…トレーリング
エツジ、２８…下流側端部、３０…吸入側、３２
…圧力側、３４…プラツトフオーム、３６…遷移
領域、３８…歯状部、４０…曲面部。
だターボフアンエンジンのフアン組立体の一部を
示す概略図的斜視図である。第２図は本発明によ
るフアンブレードを示す概略図的斜視図である。
第３図は第２図に示すフアンブレードをルート部
の側よりエアフオイル部の側へ向つて見た概略図
である。第４図は第２図に示されたフアンブレー
ドを吸入側より見た概略図である。第５図は第２
図に示されたフアンブレードのルート部をリーデ
イングエツジの側より見た図である。第６図は第
４図の線Ａ―Ａ及び線Ｂ―Ｂによるエアフオイル
部の断面をルート部の輪郭上に投影して示す概略
図である。第６Ａ図は第６図に示されたフアンブ
レードのルート部に於ける最大応力が作用する部
分の応力レベルの弦方向の分布状態を示すグラフ
である。第７図は従来技術によるフアンブレード
についての第６図と同様の図である。第７Ａ図は
第７図に示されたフアンブレードのルート部に於
ける最大応力が作用する部分の応力レベルの弦方
向の分布状態を示すグラフである。 １０…フアン組立体、１２…フアンブレード、
１４…ロータデイスク、１６…エアフオイル部、
１８…ルート部、２０…溝、２２…リーデイング
エツジ、２４…上流側端部、２６…トレーリング
エツジ、２８…下流側端部、３０…吸入側、３２
…圧力側、３４…プラツトフオーム、３６…遷移
領域、３８…歯状部、４０…曲面部。
Claims (1)
- １ 遷移領域３６を経て一体的に接続されたエア
フオイル部１６とルート部１８とを有し、前記エ
アフオイル部の先端より前記ルート部へ向かう方
向に見て前記ルート部と前記遷移領域とは吸入側
３０にて凸状であり圧力側３２にて凹状であるよ
うに湾曲しているターボフアンエンジンのフアン
ブレードにして、前記ルート部は前記と同じ方向
に見てそのトレーリングエツジ２６よりそのリー
デイングエツジ２２へ向けて先細になつているこ
とを特徴とするフアンブレード。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/099,058 US4621979A (en) | 1979-11-30 | 1979-11-30 | Fan rotor blades of turbofan engines |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS57400A JPS57400A (en) | 1982-01-05 |
| JPH0141839B2 true JPH0141839B2 (ja) | 1989-09-07 |
Family
ID=22272381
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP16944380A Granted JPS57400A (en) | 1979-11-30 | 1980-12-01 | Fan blade |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4621979A (ja) |
| JP (1) | JPS57400A (ja) |
| BE (1) | BE886426A (ja) |
| DE (1) | DE3045224A1 (ja) |
| FR (1) | FR2471502B1 (ja) |
| GB (1) | GB2064667B (ja) |
| IL (1) | IL61521A (ja) |
| NO (1) | NO156502C (ja) |
| SE (1) | SE444028B (ja) |
Families Citing this family (45)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6042267A (ja) * | 1983-08-16 | 1985-03-06 | 太平洋セメント株式会社 | 不燃性石こうボ−ドの製造方法 |
| US4682935A (en) * | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
| FR2556409B1 (fr) * | 1983-12-12 | 1991-07-12 | Gen Electric | Aube perfectionnee pour moteur a turbine a gaz et procede de fabrication |
| US4585395A (en) * | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
| FR2615254A1 (fr) * | 1987-05-13 | 1988-11-18 | Snecma | Aube mobile de soufflante comportant une depouille en extremite |
| FR2654773B1 (fr) * | 1989-11-22 | 1992-02-14 | Snecma | Rotor de turbomachine a flux axial. |
| US5030063A (en) * | 1990-02-08 | 1991-07-09 | General Motors Corporation | Turbomachine rotor |
| US5017091A (en) * | 1990-02-26 | 1991-05-21 | Westinghouse Electric Corp. | Free standing blade for use in low pressure steam turbine |
| US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
| US5222865A (en) * | 1991-03-04 | 1993-06-29 | General Electric Company | Platform assembly for attaching rotor blades to a rotor disk |
| US5310318A (en) * | 1993-07-21 | 1994-05-10 | General Electric Company | Asymmetric axial dovetail and rotor disk |
| JPH07317699A (ja) * | 1994-05-23 | 1995-12-05 | Matsushita Electric Ind Co Ltd | 円筒形多翼ファンのケーシング |
| FR2725239B1 (fr) * | 1994-09-30 | 1996-11-22 | Gec Alsthom Electromec | Disposition pour l'ecretement des pointes de contrainte dans l'ancrage d'une ailette de turbine, comportant une racine dite en "pied-sapin" |
| US6375419B1 (en) | 1995-06-02 | 2002-04-23 | United Technologies Corporation | Flow directing element for a turbine engine |
| FR2743845B1 (fr) * | 1996-01-23 | 1998-02-20 | Snecma | Aube mobile de soufflante a profil de securite |
| GB2345943B (en) * | 1998-12-04 | 2003-07-09 | Glenn Bruce Sinclair | Precision crowning of blade attachments in gas turbines |
| DE19936761A1 (de) * | 1999-08-09 | 2001-05-10 | Abb Alstom Power Ch Ag | Befestigungsvorrichtung für Hitzeschutzschilde |
| EP1124038A1 (de) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufelanordnung |
| US6338611B1 (en) * | 2000-06-30 | 2002-01-15 | General Electric Company | Conforming platform fan blade |
| FR2858370B1 (fr) * | 2003-07-31 | 2005-09-30 | Snecma Moteurs | Plate-forme inter-aubes allegee, pour un disque de support d'aubes de turboreacteur |
| US7811053B2 (en) * | 2005-07-22 | 2010-10-12 | United Technologies Corporation | Fan rotor design for coincidence avoidance |
| JP4911286B2 (ja) * | 2006-03-14 | 2012-04-04 | 株式会社Ｉｈｉ | ファンのダブテール構造 |
| JP4807113B2 (ja) * | 2006-03-14 | 2011-11-02 | 株式会社Ｉｈｉ | ファンのダブテール構造 |
| FR2903138B1 (fr) * | 2006-06-28 | 2017-10-06 | Snecma | Aube mobile et disque de rotor de turbomachine, et dispositif d'attache d'une telle aube sur un tel disque |
| US7762781B1 (en) | 2007-03-06 | 2010-07-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Composite blade and platform assembly |
| US20080273982A1 (en) * | 2007-03-12 | 2008-11-06 | Honeywell International, Inc. | Blade attachment retention device |
| FR2913734B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2009-05-01 | Snecma Sa | Soufflante de turbomachine |
| FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
| EP2379276A4 (en) * | 2008-12-19 | 2012-06-27 | Volvo Aero Corp | MEMORY FOR A STATOR COMPONENT, STATOR COMPONENT, AND METHOD FOR PRODUCING A STATOR COMPONENT |
| US8568102B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade anti-fretting insert |
| US8616849B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-12-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade platform |
| US9200593B2 (en) * | 2009-08-07 | 2015-12-01 | Hamilton Sundstrand Corporation | Energy absorbing fan blade spacer |
| US20120034086A1 (en) * | 2010-08-04 | 2012-02-09 | General Electric Company | Swing axial entry dovetail for steam turbine buckets |
| US8939727B2 (en) | 2011-09-08 | 2015-01-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade and non-integral platform with pin attachment |
| JP5982837B2 (ja) * | 2012-01-30 | 2016-08-31 | 株式会社Ihi | 航空機用ジェットエンジンのファン動翼 |
| CN102817639B (zh) * | 2012-06-18 | 2014-12-24 | 北京航空航天大学 | 一种低应力波浪型接触面直榫连接结构 |
| 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 |
| EP3047109B1 (en) * | 2013-09-18 | 2020-04-15 | United Technologies Corporation | Fan platform with leading edge tab |
| GB201504182D0 (en) * | 2015-03-12 | 2015-04-29 | Rolls Royce Plc | Chocking and retaining device |
| US10584592B2 (en) * | 2015-11-23 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Platform for an airfoil having bowed sidewalls |
| US10895160B1 (en) | 2017-04-07 | 2021-01-19 | Glenn B. Sinclair | Stress relief via unblended edge radii in blade attachments in gas turbines |
| US10584600B2 (en) | 2017-06-14 | 2020-03-10 | General Electric Company | Ceramic matrix composite (CMC) blade and method of making a CMC blade |
| KR102176954B1 (ko) * | 2017-09-14 | 2020-11-10 | 두산중공업 주식회사 | 가스 터빈용 압축기 로터 디스크 |
| FR3085992B1 (fr) * | 2018-09-14 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Aube de roue mobile de turbine comportant un pied de forme curviligne |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB778667A (en) * | 1954-03-29 | 1957-07-10 | Rolls Royce | Improvements in or relating to compressor blade root fixings |
| JPS48101603A (ja) * | 1972-03-09 | 1973-12-21 |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1041269A (en) * | 1910-09-23 | 1912-10-15 | Hans Guyer | Blading for turbines. |
| US1793468A (en) * | 1929-05-28 | 1931-02-24 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Turbine blade |
| US1719415A (en) * | 1927-09-14 | 1929-07-02 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Turbine-blade attachment |
| DE587923C (de) * | 1931-04-05 | 1933-11-11 | Ljungstroms Angturbin Ab | Verfahren zur Herstellung von Turbinenschaufelfuessen |
| GB808837A (en) * | 1955-03-17 | 1959-02-11 | Havilland Engine Co Ltd | Blades and blade assemblies of turbines and compressors |
| US3986793A (en) * | 1974-10-29 | 1976-10-19 | Westinghouse Electric Corporation | Turbine rotating blade |
-
1979
- 1979-11-30 US US06/099,058 patent/US4621979A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-01-12 FR FR8025420A patent/FR2471502B1/fr not_active Expired
- 1980-11-13 GB GB8036532A patent/GB2064667B/en not_active Expired
- 1980-11-19 IL IL61521A patent/IL61521A/xx not_active IP Right Cessation
- 1980-11-25 NO NO803544A patent/NO156502C/no unknown
- 1980-11-27 SE SE8008320A patent/SE444028B/sv not_active IP Right Cessation
- 1980-12-01 BE BE0/202994A patent/BE886426A/fr not_active IP Right Cessation
- 1980-12-01 JP JP16944380A patent/JPS57400A/ja active Granted
- 1980-12-01 DE DE19803045224 patent/DE3045224A1/de active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB778667A (en) * | 1954-03-29 | 1957-07-10 | Rolls Royce | Improvements in or relating to compressor blade root fixings |
| JPS48101603A (ja) * | 1972-03-09 | 1973-12-21 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4621979A (en) | 1986-11-11 |
| DE3045224A1 (de) | 1981-06-19 |
| SE444028B (sv) | 1986-03-17 |
| JPS57400A (en) | 1982-01-05 |
| IL61521A0 (en) | 1980-12-31 |
| NO156502C (no) | 1987-10-07 |
| FR2471502A1 (ja) | 1981-06-19 |
| GB2064667A (en) | 1981-06-17 |
| DE3045224C2 (ja) | 1992-07-09 |
| NO803544L (no) | 1981-06-01 |
| SE8008320L (sv) | 1981-05-31 |
| GB2064667B (en) | 1983-09-21 |
| BE886426A (fr) | 1981-04-01 |
| IL61521A (en) | 1984-07-31 |
| NO156502B (no) | 1987-06-22 |
| FR2471502B1 (ja) | 1986-06-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH0141839B2 (ja) | ||
| US7445433B2 (en) | Fan or compressor blisk | |
| CA2327850C (en) | Swept barrel airfoil | |
| JP3876195B2 (ja) | 遠心圧縮機のインペラ | |
| Wadia et al. | Inner workings of aerodynamic sweep | |
| US5352092A (en) | Light weight steam turbine blade | |
| US8721287B2 (en) | Compressor impeller blade with variable elliptic connection | |
| US5211703A (en) | Stationary blade design for L-OC row | |
| US8221065B2 (en) | Turbomachine blade with variable chord length | |
| US6290465B1 (en) | Rotor blade | |
| US5221181A (en) | Stationary turbine blade having diaphragm construction | |
| US5554000A (en) | Blade profile for axial flow compressor | |
| US6439851B1 (en) | Reduced stress rotor blade and disk assembly | |
| JP2005320973A (ja) | タービンブレードユニット | |
| JPS6155302A (ja) | ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体 | |
| US20050169758A1 (en) | Rotor blade for a rotary machine | |
| US4460315A (en) | Turbomachine rotor assembly | |
| US5513952A (en) | Axial flow compressor | |
| US5120197A (en) | Tip-shrouded blades and method of manufacture | |
| US5131815A (en) | Rotor blade of axial-flow machines | |
| JPH0222239B2 (ja) | ||
| US3719432A (en) | Articulated sleeve for turbine bucket lashing | |
| GB2106192A (en) | Turbomachine blade | |
| US20050169760A1 (en) | Rotor blade for a rotary machine | |
| GB2106193A (en) | Turbomachine rotor blade |