JPH02191802A - 羽根の固定装置を備えたタービンエンジンの動翼 - Google Patents
羽根の固定装置を備えたタービンエンジンの動翼Info
- Publication number
- JPH02191802A JPH02191802A JP1259888A JP25988889A JPH02191802A JP H02191802 A JPH02191802 A JP H02191802A JP 1259888 A JP1259888 A JP 1259888A JP 25988889 A JP25988889 A JP 25988889A JP H02191802 A JPH02191802 A JP H02191802A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flange
- blade
- shaft member
- downstream
- upstream
- 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
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 30
- NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N novaluron Chemical compound C1=C(Cl)C(OC(F)(F)C(OC(F)(F)F)F)=CC=C1NC(=O)NC(=O)C1=C(F)C=CC=C1F NJPPVKZQTLUDBO-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 7
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 12
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000011900 installation process Methods 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 230000000116 mitigating effect Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral 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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- 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
- F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
-
- 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
- F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
- F01D5/3046—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses the rotor having ribs around the circumference
-
- 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
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
-
- 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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は羽根の固定技Ｉｆｆを備えたタービンエンジン
のＩＩＪ苦に係る。
のＩＩＪ苦に係る。
現在、高い回転速度の現代式タービンエンジンの仙買又
は車に取付けられた回転羽根を径方向に確実に固定し抑
止づるためには様々な手段が用いられている。そのうち
特に−膜内なものは、いわゆる羽根部から成る羽根を備
付けることてあって、その空気力学的形状が、ガス循環
管の内壁を限定する基１Ｍ部が場合によっては載置され
ている脚部を含む基部と結合した、圧縮段又はクーピン
の求める性能を保証する。この脚部は例えばハンマー又
は樅の木の形をしており、小円板のリム上又は動翼胴部
の外径上に設けられた協働する軸方向面内に置かれてい
る。いくつかの場合には取＋１０は円周方向に想定され
ることもできる。いずれの場合でもふつう補助手段が径
方向、軸方向及び円周方向など様々な方向への羽根の鎖
錠を確実に実行する。
は車に取付けられた回転羽根を径方向に確実に固定し抑
止づるためには様々な手段が用いられている。そのうち
特に−膜内なものは、いわゆる羽根部から成る羽根を備
付けることてあって、その空気力学的形状が、ガス循環
管の内壁を限定する基１Ｍ部が場合によっては載置され
ている脚部を含む基部と結合した、圧縮段又はクーピン
の求める性能を保証する。この脚部は例えばハンマー又
は樅の木の形をしており、小円板のリム上又は動翼胴部
の外径上に設けられた協働する軸方向面内に置かれてい
る。いくつかの場合には取＋１０は円周方向に想定され
ることもできる。いずれの場合でもふつう補助手段が径
方向、軸方向及び円周方向など様々な方向への羽根の鎖
錠を確実に実行する。
これらの従来法は、軍事用としても民生用としても特に
航空工学への適用において周知であり、また今もって広
く用いられているが、新規の航空エンジン特にガスジェ
ネレータと結合したエンジン、低回転速度の補助出力タ
ービン（送風礪なりプロペラなりを駆動するための、特
に反転式２段を結合した形式の）と結合したエンジンで
は充分に満足が行くとは云えない。特に回転速度の減退
、それ数回転中の部品が受ける応力レベルの低下のため
、先行使用技術の負担の軽減が有効であることが明らか
である。この軽減化の目的は特に取付けをより容易にす
ることによって単純化を追求することをうながす。要す
るに新たな使用条件を考慮して、動翼を低回転速度に維
持できる部品の品質が得られなければならない。
航空工学への適用において周知であり、また今もって広
く用いられているが、新規の航空エンジン特にガスジェ
ネレータと結合したエンジン、低回転速度の補助出力タ
ービン（送風礪なりプロペラなりを駆動するための、特
に反転式２段を結合した形式の）と結合したエンジンで
は充分に満足が行くとは云えない。特に回転速度の減退
、それ数回転中の部品が受ける応力レベルの低下のため
、先行使用技術の負担の軽減が有効であることが明らか
である。この軽減化の目的は特に取付けをより容易にす
ることによって単純化を追求することをうながす。要す
るに新たな使用条件を考慮して、動翼を低回転速度に維
持できる部品の品質が得られなければならない。
いくつかの解決策はより最近の現在では、良く知られた
複雑で精密な！＆度の技術に達してはいないより旧式な
方法を採用しており、これでは不充分であることが判明
している。例えば米国特許出願ＵＳＡ−２６５４５６５
号は動翼を形成するため組立てられた円板のリムに設け
られたスリットと結合した引っ掛けを形成する支え面を
基部に有する羽根の取付は法を開示している。米国特許
出願ＵＳＡ−３０６３６７４号は動翼の羽根を固定する
ためリベットを使用することを提案している。
複雑で精密な！＆度の技術に達してはいないより旧式な
方法を採用しており、これでは不充分であることが判明
している。例えば米国特許出願ＵＳＡ−２６５４５６５
号は動翼を形成するため組立てられた円板のリムに設け
られたスリットと結合した引っ掛けを形成する支え面を
基部に有する羽根の取付は法を開示している。米国特許
出願ＵＳＡ−３０６３６７４号は動翼の羽根を固定する
ためリベットを使用することを提案している。
本発明によれば、上記問題の充分な解決をもたらずター
ビンエンジンの動翼は、下流側に位置する胴部フランジ
が規則的に間隔をとった一列の孔とその底部にＩ環形溝
とを含んでいること、羽根の基壇部と協！ｌｉ！ｌする
下流側フランジの各々が同様に孔を含んでいること、前
記の協働する孔が、その中央に横断っばを含むほぼ円筒
形の下流側軸部材によって１１通され、つばは２つのい
わゆる下流側フランジの間に挿入され、下流側には環形
溝が設けられていること、及び前記フランジの環形溝内
に配置された径方向に下側の底部をもつ切欠き付きセグ
メントリングが、前記軸部材の溝内に収納された２つの
切欠きを分離するそれらの歯の１つ有しており、さらに
その先端の各々には舌状部を支え、その一方は真直な形
であり、また他方は。
ビンエンジンの動翼は、下流側に位置する胴部フランジ
が規則的に間隔をとった一列の孔とその底部にＩ環形溝
とを含んでいること、羽根の基壇部と協！ｌｉ！ｌする
下流側フランジの各々が同様に孔を含んでいること、前
記の協働する孔が、その中央に横断っばを含むほぼ円筒
形の下流側軸部材によって１１通され、つばは２つのい
わゆる下流側フランジの間に挿入され、下流側には環形
溝が設けられていること、及び前記フランジの環形溝内
に配置された径方向に下側の底部をもつ切欠き付きセグ
メントリングが、前記軸部材の溝内に収納された２つの
切欠きを分離するそれらの歯の１つ有しており、さらに
その先端の各々には舌状部を支え、その一方は真直な形
であり、また他方は。
直角に折り曲げられており、動翼の羽根、前記軸部材及
び前記セグメントリングの径方向、軸方向及び接線方向
抑止を保証し、さらにこの後者の舌状部の立ち上がりに
よって前記軸部材の後部で組立て体全体の鎖錠を行うこ
とを特徴とする。
び前記セグメントリングの径方向、軸方向及び接線方向
抑止を保証し、さらにこの後者の舌状部の立ち上がりに
よって前記軸部材の後部で組立て体全体の鎖錠を行うこ
とを特徴とする。
本発明はまた、特に共通の基壇部によって２枚の羽根が
支持されている場合に、組立て体が動翼の羽根セクタを
構成する実ｌｉ！例など様々な有利な方法を提案する。
支持されている場合に、組立て体が動翼の羽根セクタを
構成する実ｌｉ！例など様々な有利な方法を提案する。
こうして胴部の上流側フランジは、前方に向き付けられ
且つ羽根の基壇部の上流側フランジに支持されたフック
と協働する駒形断面を形成する環形切欠きを含むことが
できる。
且つ羽根の基壇部の上流側フランジに支持されたフック
と協働する駒形断面を形成する環形切欠きを含むことが
できる。
あるいは目的とする適用例によれば、胴部の上流側フラ
ンジが規則的に間隔をつけられた一列の孔を含んでおり
、基壇部と協働する上流側フランジもまた孔を含んでお
り、一般に円筒形の上流側軸部材を受取るそれぞれ胴部
及び基壇部の２つの対応する孔が、その中央に２つのい
わゆる上流側フランジ間に挿入された横断方向つばを含
んでいる。
ンジが規則的に間隔をつけられた一列の孔を含んでおり
、基壇部と協働する上流側フランジもまた孔を含んでお
り、一般に円筒形の上流側軸部材を受取るそれぞれ胴部
及び基壇部の２つの対応する孔が、その中央に２つのい
わゆる上流側フランジ間に挿入された横断方向つばを含
んでいる。
本発明のその他の特徴及び利点は、添付図面を参照した
本発明の２つの具体例に関する以上の説明からより良く
理解されよう。
本発明の２つの具体例に関する以上の説明からより良く
理解されよう。
本発明タービンエンジンの動翼の第１の実施例の図示の
例では、ｖＪ買胴部に固定された可動羽根の段は２枚の
羽根のセクタ１から４４威され、その一つを第１図に示
す。各セクタ１はこのようにして２枚の羽根部２を含み
、その径方向に上位の先端２ａは共通ヒール３によって
結合され、その径方向に下位の先端２ｂは共通基壇部４
によって支持されている。
例では、ｖＪ買胴部に固定された可動羽根の段は２枚の
羽根のセクタ１から４４威され、その一つを第１図に示
す。各セクタ１はこのようにして２枚の羽根部２を含み
、その径方向に上位の先端２ａは共通ヒール３によって
結合され、その径方向に下位の先端２ｂは共通基壇部４
によって支持されている。
ヒール３の周縁は７字形の切欠き５を含んでおり、これ
が羽根セクタの隣接するヒールに動翼の可動羽根の先端
で径方向に外側の環状帯を形成するため協働する口とを
可能にする。ヒール３はさらにその外側面上に、円周上
に歯形断面を有する径方向に向き付けされたブレード部
６を支持しておる。ブレード部は、それ自体で周知の構
造の羽根列を冒う枠であって研磨加工可能な形式の密封
パツキンを場合によっては籠えた対応内側面と協働する
ことによって、可動羽根列の周縁部の密閉性を保証する
。図示の例では、単一個のブレード部６が用いられてい
るが、数個を備えることも可能である。本発明によれば
特記すべき方法で、基壇部４は径方向に下位の面上に上
流側と下流側に、円周方向に配置された２つの径方向フ
ランジ７及び８を含む。前記上流側フランジ７は前方に
曲げられ且つフック９を形成する縁によって延長され、
下流側フランジ８はその中央に孔１０を含む。図示の例
では、前記基壇部４の下面は前記フランジ７及び８の底
部を結合するリプ１１ａ、 １ＨＩによって補強されて
いる。
が羽根セクタの隣接するヒールに動翼の可動羽根の先端
で径方向に外側の環状帯を形成するため協働する口とを
可能にする。ヒール３はさらにその外側面上に、円周上
に歯形断面を有する径方向に向き付けされたブレード部
６を支持しておる。ブレード部は、それ自体で周知の構
造の羽根列を冒う枠であって研磨加工可能な形式の密封
パツキンを場合によっては籠えた対応内側面と協働する
ことによって、可動羽根列の周縁部の密閉性を保証する
。図示の例では、単一個のブレード部６が用いられてい
るが、数個を備えることも可能である。本発明によれば
特記すべき方法で、基壇部４は径方向に下位の面上に上
流側と下流側に、円周方向に配置された２つの径方向フ
ランジ７及び８を含む。前記上流側フランジ７は前方に
曲げられ且つフック９を形成する縁によって延長され、
下流側フランジ８はその中央に孔１０を含む。図示の例
では、前記基壇部４の下面は前記フランジ７及び８の底
部を結合するリプ１１ａ、 １ＨＩによって補強されて
いる。
本発明のこの第１の実施例では、動翼の胴部１２の羽根
セクタ１を支える部分を第２図に概略的に示しである。
セクタ１を支える部分を第２図に概略的に示しである。
羽根セクタは、特に例示の実施例では図示しないガスジ
ェネレータと結合し且つプロペラを駆動する出力タービ
ンを複数で構成するための可動羽根列段を形成するため
第１図に関連して先に説明した。前記胴部１２の外側面
は前記羽根列の高さに、それぞれ上流側１３と下流側１
４に長手方向に間隔を付けられた２つの径方向円周フラ
ンジを含んでいる。上流側フランジ１３は断面で鉤を形
成するようにして下流側に開いた環形切欠き１５を含む
。下流側フランジ１４は規則的に間隔を付けられた一列
の孔１６及びその底部には環形溝１７を含む。
ェネレータと結合し且つプロペラを駆動する出力タービ
ンを複数で構成するための可動羽根列段を形成するため
第１図に関連して先に説明した。前記胴部１２の外側面
は前記羽根列の高さに、それぞれ上流側１３と下流側１
４に長手方向に間隔を付けられた２つの径方向円周フラ
ンジを含んでいる。上流側フランジ１３は断面で鉤を形
成するようにして下流側に開いた環形切欠き１５を含む
。下流側フランジ１４は規則的に間隔を付けられた一列
の孔１６及びその底部には環形溝１７を含む。
動翼の胴部１２上への羽根セクタ１の取付は及び固定は
次のように実行される。
次のように実行される。
中央に横断つば１９を、下流側に環形％２０を含む一般
に円筒形の軸部材１８は下流側から上流側へ、胴部１２
の下流側フランジ１４の各々の孔１６内に挿入される。
に円筒形の軸部材１８は下流側から上流側へ、胴部１２
の下流側フランジ１４の各々の孔１６内に挿入される。
前記つば１９は前記フランジ１４の下流側面に当接する
。羽根セクタ１は羽根の基壇部４の下流側フランジ８の
孔１０を前記軸部材１８に係合させるようにセットされ
、次ぎに羽根セクタ１は軸部材１８によって案内されて
、且つ羽根基壇部４の上流側フランジ７のフック９をｅ
Ｈの胴部１２の上流側フランジ１３のフック用の切欠き
１５と係合させるようにして上流へ押される。全体の鎖
錠のためには、第３ａ、３ｂ及び３Ｃ図にその取付は法
をより詳しく図解した切欠き付きセグメントリング２１
が用いられる。各セグメントリング２１はその外径上に
歯２３によって分離されたスカラップ形切欠き２２を含
み、各先端には舌状部を含んでおり、その一方２４は真
直ぐであり、他方２５は直角に折曲げられている。切欠
き付きセグメントリング２１は軸部材１８の後ろに羽根
基壇部４の下流側フランジ８の下面上に衝止しており、
切欠き２２は第３ａ図から理解される通り、軸部材１８
に相対して位置している。次にセグメントリング２１は
第３ｂ図から分かる通り、動翼の胴部１２の満１７内に
径方向に下がる。
。羽根セクタ１は羽根の基壇部４の下流側フランジ８の
孔１０を前記軸部材１８に係合させるようにセットされ
、次ぎに羽根セクタ１は軸部材１８によって案内されて
、且つ羽根基壇部４の上流側フランジ７のフック９をｅ
Ｈの胴部１２の上流側フランジ１３のフック用の切欠き
１５と係合させるようにして上流へ押される。全体の鎖
錠のためには、第３ａ、３ｂ及び３Ｃ図にその取付は法
をより詳しく図解した切欠き付きセグメントリング２１
が用いられる。各セグメントリング２１はその外径上に
歯２３によって分離されたスカラップ形切欠き２２を含
み、各先端には舌状部を含んでおり、その一方２４は真
直ぐであり、他方２５は直角に折曲げられている。切欠
き付きセグメントリング２１は軸部材１８の後ろに羽根
基壇部４の下流側フランジ８の下面上に衝止しており、
切欠き２２は第３ａ図から理解される通り、軸部材１８
に相対して位置している。次にセグメントリング２１は
第３ｂ図から分かる通り、動翼の胴部１２の満１７内に
径方向に下がる。
こうしてセグメントリング２１を円周方向に、Ｉｆ１２
３が軸部材１８の満２０に収納されるまでスライドさせ
、次に舌状部２５を立ち上がらせ、このようにしてセグ
メントリング２１の径方向鎖錠及び羽根セクタ１の軸方
向鎖錠を臂るようにし、この工程を第３Ｃ図に、最終取
付は工程を示す第２図と対応させて示している。軸部材
１８はまた羽根セクタ１の逆回転をも実行させる。以上
説明した構造のもう１つの利点は、羽根基壇部４の上流
側フランジ７のフック９によって得られる羽根セクタ１
の円周上の案内を相対的にかなりの長さにわたって安定
して得られることである。
３が軸部材１８の満２０に収納されるまでスライドさせ
、次に舌状部２５を立ち上がらせ、このようにしてセグ
メントリング２１の径方向鎖錠及び羽根セクタ１の軸方
向鎖錠を臂るようにし、この工程を第３Ｃ図に、最終取
付は工程を示す第２図と対応させて示している。軸部材
１８はまた羽根セクタ１の逆回転をも実行させる。以上
説明した構造のもう１つの利点は、羽根基壇部４の上流
側フランジ７のフック９によって得られる羽根セクタ１
の円周上の案内を相対的にかなりの長さにわたって安定
して得られることである。
しかし本発明は特定の適用条件に従って好ましい別の実
施例に適用することもできる。こうして第４図から第６
図には本発明の第２の実施例を示しており、この例によ
れば動翼胴部１１２への羽根セクタの固定手段が下流側
で同一であり、従って第１図から第３図を参照して先に
説明した第１実施例と同一の参照番号を、羽根基壇部１
０４の下流側フランジ８及びｔｌｌｍの胴部１１２の下
流側フランジ１４、軸部材１８及び切欠き付きセグメン
トリング２１についてはそのまま保存し、逆に第２実施
例内の異なる部品を示すためには６位を補ったｉ号を用
いている。これらの差異は主として上流側で用いられる
固定手段に関連している。羽根基壇部１０４は先のよう
に上流側径方向フランジ１０７を含んでおり、これは第
２実施例に固有の特別な方法でその中央に下流側フラン
ジ８に類似の方法で孔２６を含んでいる。同様に、動翼
胴部１１２は上流側フランジ１１３を含んでおり、これ
は胴部の下流側フランジ１４のように規則的に間隔をと
られた一列の孔２７を含んでいる。対応する協働孔２６
及び２７には、下流側の軸部材１８と同形の一般に円筒
形の軸部材２８が挿入され、これは同じくその中央に横
断つば２９を含み、軸部材は２枚の協働する上流側フラ
ンジ、羽根基壇部の１０７及び回転買胴部の１１３の間
に挿入されるが、これらのフランジは下流側に溝を含ん
でいない。
施例に適用することもできる。こうして第４図から第６
図には本発明の第２の実施例を示しており、この例によ
れば動翼胴部１１２への羽根セクタの固定手段が下流側
で同一であり、従って第１図から第３図を参照して先に
説明した第１実施例と同一の参照番号を、羽根基壇部１
０４の下流側フランジ８及びｔｌｌｍの胴部１１２の下
流側フランジ１４、軸部材１８及び切欠き付きセグメン
トリング２１についてはそのまま保存し、逆に第２実施
例内の異なる部品を示すためには６位を補ったｉ号を用
いている。これらの差異は主として上流側で用いられる
固定手段に関連している。羽根基壇部１０４は先のよう
に上流側径方向フランジ１０７を含んでおり、これは第
２実施例に固有の特別な方法でその中央に下流側フラン
ジ８に類似の方法で孔２６を含んでいる。同様に、動翼
胴部１１２は上流側フランジ１１３を含んでおり、これ
は胴部の下流側フランジ１４のように規則的に間隔をと
られた一列の孔２７を含んでいる。対応する協働孔２６
及び２７には、下流側の軸部材１８と同形の一般に円筒
形の軸部材２８が挿入され、これは同じくその中央に横
断つば２９を含み、軸部材は２枚の協働する上流側フラ
ンジ、羽根基壇部の１０７及び回転買胴部の１１３の間
に挿入されるが、これらのフランジは下流側に溝を含ん
でいない。
以上説明した第２実施例によるｌｌＪ翼可動羽根列の取
付は法は、第１図から第３図を参照して先に説明した第
１の方法によるもので、さらに特定的には第３ａ、３ｂ
、３ｃ図による取付は工程による羽根固定法と同様であ
る。先述の通り、軸部材１８を配置し、つぎに同じく軸
部材２８を同様の方法で下流から上流へ動翼胴部１１２
の上流側フランジ１１３の孔２７内に挿入された状態で
配置し、軸部材のつば２９は前記フランジ１１３の下流
側面に当接する。羽根セクタ１０１は、羽根基壇部１０
４の上流側フランジ１０７が胴部のフランジ１１３と１
４との間に挿入されるようにして配置され、次ぎに羽根
セクタは、軸部材をそれぞれ羽根基壇部１０４の上流側
フランジ１０７及び下流側フランジ８の孔２６及び１０
に挿入するようにして上流へ押される。こうして切欠き
の付いたセグメントリング２１の取付けは第１実施例に
ついて先に述べた方法と同一である。
付は法は、第１図から第３図を参照して先に説明した第
１の方法によるもので、さらに特定的には第３ａ、３ｂ
、３ｃ図による取付は工程による羽根固定法と同様であ
る。先述の通り、軸部材１８を配置し、つぎに同じく軸
部材２８を同様の方法で下流から上流へ動翼胴部１１２
の上流側フランジ１１３の孔２７内に挿入された状態で
配置し、軸部材のつば２９は前記フランジ１１３の下流
側面に当接する。羽根セクタ１０１は、羽根基壇部１０
４の上流側フランジ１０７が胴部のフランジ１１３と１
４との間に挿入されるようにして配置され、次ぎに羽根
セクタは、軸部材をそれぞれ羽根基壇部１０４の上流側
フランジ１０７及び下流側フランジ８の孔２６及び１０
に挿入するようにして上流へ押される。こうして切欠き
の付いたセグメントリング２１の取付けは第１実施例に
ついて先に述べた方法と同一である。
軸部材１８、切欠き付きセグメントリング２１、羽根基
壇部の下流側フランジ８及び胴部下流側フランジ１４の
拡大尺で表した位置決めの詳細は第５図で斜視図として
示し、さらに第６ａ、６ｂ及び６０図は本発明第２実施
例で切欠き付きセグメントリング２１の取付は工程を示
し、各図は先の第３ａ。
壇部の下流側フランジ８及び胴部下流側フランジ１４の
拡大尺で表した位置決めの詳細は第５図で斜視図として
示し、さらに第６ａ、６ｂ及び６０図は本発明第２実施
例で切欠き付きセグメントリング２１の取付は工程を示
し、各図は先の第３ａ。
３ｂ及び３Ｃ図の断面図に相当する。
勿論、本発明は２枚の羽根を含むセクタをもつ実施例と
して説明したが、本発明はまた、羽根が個別に固定され
、各基壇部が羽根の単一羽根部と結合した形式のもので
あれ、セクタが異なる枚数の羽根を有する形式のもので
あれ、あらゆる回転翼羽根固定方法に直接に適用するこ
とができる。
して説明したが、本発明はまた、羽根が個別に固定され
、各基壇部が羽根の単一羽根部と結合した形式のもので
あれ、セクタが異なる枚数の羽根を有する形式のもので
あれ、あらゆる回転翼羽根固定方法に直接に適用するこ
とができる。
第１図は本発明タービンエンジンの動翼を構成する羽根
セクタの第１実施例の概略的斜視図、第２図は第１図の
羽根セクタを動ＩＮＮ部に取付けたときの動翼の軸を通
る面による縦方向断面で示した部分概略図、第３ａ、３
ｂ及び３Ｃ図は第２図の最終結果となる以前の羽根セク
タをａｍ胴部に固定するときの鎖錠用セグメントリング
の３種の取付は段階を示す説明図、第４図は本発明ター
ビンエンジンの動翼の回転軸を通る面による縦方向断面
で示した第２の実施例の第２図と同様の部分概略図、第
５図は第４図に示した動翼胴部への羽根の固定手段の細
部を拡大して示した部分斜視図、第６ａ、６ｂ及び６Ｃ
図は第４図の第２の実施例について第３ａ、３ｂ及び３
０図に示した段階に対応する勅１Ｉｆｆｉｉ１部への羽
根の取付けの３種の段階を示す説明図である。 ４・・・・・・羽根基壇部、７．８・・・・・・径方向
フランジ、１０．１６・・・・・・孔、１２・・・・・
・ｌｌＪＩｊＩＩｉｉ部、１３．１４・・・・・・径方
向フランジ、１７・・・・・・環形溝、１８・・・・・
・下流側円筒形軸部材、１９・・・・・・つば、２０・
・・・・・軸部材環形溝、２１・・・・・・切欠き付き
セグメントリング、２２・・・・・・切欠き、２３・・
・・・・歯、２４２５・・・・・・舌状部。
セクタの第１実施例の概略的斜視図、第２図は第１図の
羽根セクタを動ＩＮＮ部に取付けたときの動翼の軸を通
る面による縦方向断面で示した部分概略図、第３ａ、３
ｂ及び３Ｃ図は第２図の最終結果となる以前の羽根セク
タをａｍ胴部に固定するときの鎖錠用セグメントリング
の３種の取付は段階を示す説明図、第４図は本発明ター
ビンエンジンの動翼の回転軸を通る面による縦方向断面
で示した第２の実施例の第２図と同様の部分概略図、第
５図は第４図に示した動翼胴部への羽根の固定手段の細
部を拡大して示した部分斜視図、第６ａ、６ｂ及び６Ｃ
図は第４図の第２の実施例について第３ａ、３ｂ及び３
０図に示した段階に対応する勅１Ｉｆｆｉｉ１部への羽
根の取付けの３種の段階を示す説明図である。 ４・・・・・・羽根基壇部、７．８・・・・・・径方向
フランジ、１０．１６・・・・・・孔、１２・・・・・
・ｌｌＪＩｊＩＩｉｉ部、１３．１４・・・・・・径方
向フランジ、１７・・・・・・環形溝、１８・・・・・
・下流側円筒形軸部材、１９・・・・・・つば、２０・
・・・・・軸部材環形溝、２１・・・・・・切欠き付き
セグメントリング、２２・・・・・・切欠き、２３・・
・・・・歯、２４２５・・・・・・舌状部。
Claims (4)
- （１）径方向に外側に向き付けされ且つ軸方向に相互に
間隔を置かれた少なくとも２つのフランジを含む胴部よ
り成るタービンエンジンの動翼であって、胴部の各フラ
ンジは羽根基壇部と一体的の複数個の径方向フランジと
協働し、下流側に位置する胴部フランジが規則的に間隔
を置かれた一列の孔とその底部に環形溝とを含んでおり
、羽根基壇部と協働する下流側径方向フランジがそれぞ
れ同様に孔を含んでおり、前記の協働する孔には、中央
部に２つの下流側フランジ間に挿入された横断方向つば
を含み且つ下流側に環形溝を含む一般に円筒形の下流側
軸部材が貫通しており、フランジの前記環形溝内に置か
れた径方向に下位の基部をもつ切欠き付きセグメントリ
ングが、軸部材の前記溝内に収納された２つの切欠きを
分離するそれらの歯の１つを持ち、それらの先端のそれ
ぞれには、一方が真直ぐな、また他方が直角に折曲げら
れた舌状部を所有しており、動翼羽根、前記軸部材及び
前記セグメントリングの径方向、軸方向及び接線方向の
抑止を確実に実行するべく、更に前記軸部材の１つの後
ろでこの後者の舌状部の立ち上がりを行うことによって
組立て体全体の鎖錠を確実に実行することを特徴とする
タービンエンジンの動翼。 - （２）羽根基壇部の各々が円周方向に間隔を置かれた２
つの羽根部を支えており、径方向に外側の羽根の先端が
共通ヒールによつてつながれており、ヒールの円周縁は
Ｚ字形の切欠きを含んでおり、その外側面が少なくとも
１つの密閉用ブレード部を備えており、組立て体全体が
動翼の羽根セクタを構成する請求項１に記載のタービン
エンジンの動翼。 - （３）上流側に位置する胴部フランジが、前方に向き付
けされ且つ羽根基壇部の上流側フランジによって担持さ
れたフックと協働する鉤形断面の形をした環形くり抜き
部を含む請求項１又は２に記載のタービンエンジンの動
翼。 - （４）胴部の上流側フランジが規則的に間隔を置かれた
一列の孔を含んでおり、更に羽根基壇部と協動する上流
側フランジが同様に孔を含んでおり、それぞれ胴部と羽
根基壇部との対応する２つの孔が一般に円筒形の上流側
軸部材を受取り、軸部材はその中央に前記２つの上流側
フランジ間に挿入された横断方向つばを含んでいる請求
項１又は２に記載のタービンエンジンの動翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8813004A FR2637321B1 (fr) | 1988-10-05 | 1988-10-05 | Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes |
| FR8813004 | 1988-10-05 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02191802A true JPH02191802A (ja) | 1990-07-27 |
| JPH07109161B2 JPH07109161B2 (ja) | 1995-11-22 |
Family
ID=9370691
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1259888A Expired - Fee Related JPH07109161B2 (ja) | 1988-10-05 | 1989-10-04 | タービンエンジンのロータ |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5007800A (ja) |
| EP (1) | EP0363280B1 (ja) |
| JP (1) | JPH07109161B2 (ja) |
| DE (1) | DE68900871D1 (ja) |
| FR (1) | FR2637321B1 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04228805A (ja) * | 1990-04-03 | 1992-08-18 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード外端取付け構造 |
| JP2012500936A (ja) * | 2008-08-26 | 2012-01-12 | スネクマ | 重量が低減されたタービンエンジン用の固定ベーンアセンブリ、ならびに少なくとも一つのそうした固定ベーンアセンブリを具備してなるタービンエンジン |
| JP2012500937A (ja) * | 2008-08-26 | 2012-01-12 | スネクマ | 重量が低減されたタービンエンジン用固定翼アセンブリおよび少なくとも１つのそのような固定翼アセンブリを含むタービンエンジン |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5131814A (en) * | 1990-04-03 | 1992-07-21 | General Electric Company | Turbine blade inner end attachment structure |
| GB2268978B (en) * | 1992-07-21 | 1995-11-08 | Rolls Royce Plc | Fan for a ducted fan gas turbine engine |
| US5271718A (en) * | 1992-08-11 | 1993-12-21 | General Electric Company | Lightweight platform blade |
| US5486095A (en) * | 1994-12-08 | 1996-01-23 | General Electric Company | Split disk blade support |
| DE19960896A1 (de) * | 1999-12-17 | 2001-06-28 | Rolls Royce Deutschland | Rückhaltevorrichtung für Rotorschaufeln einer Axialturbomaschine |
| US6764282B2 (en) | 2001-11-14 | 2004-07-20 | United Technologies Corporation | Blade for turbine engine |
| EP1319805A1 (fr) * | 2001-12-17 | 2003-06-18 | Techspace aero | Rotor ou élément rotorique pour turbocompresseur |
| FR2846997B1 (fr) * | 2002-11-07 | 2006-12-22 | Snecma Moteurs | Agencement de montage de secteurs de redresseur |
| US7284958B2 (en) * | 2003-03-22 | 2007-10-23 | Allison Advanced Development Company | Separable blade platform |
| FR2858353B1 (fr) * | 2003-07-31 | 2005-10-07 | Snecma Moteurs | Plate-forme inter-aubes a pions de fixation a flexion et contraintes de cisaillement variables, pour un disque de support d'aubes de turboreacteur |
| FR2933887B1 (fr) * | 2008-07-18 | 2010-09-17 | Snecma | Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris |
| EP2369136B1 (fr) * | 2010-03-12 | 2012-12-19 | Techspace Aero S.A. | Tambour multi-étage monobloc allégé de compresseur axial |
| US9303531B2 (en) | 2011-12-09 | 2016-04-05 | General Electric Company | Quick engine change assembly for outlet guide vanes |
| US20130149130A1 (en) * | 2011-12-09 | 2013-06-13 | General Electric Company | Fan Hub Frame for Double Outlet Guide Vane |
| US9303520B2 (en) | 2011-12-09 | 2016-04-05 | General Electric Company | Double fan outlet guide vane with structural platforms |
| US9683446B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-06-20 | Rolls-Royce Energy Systems, Inc. | Gas turbine engine shrouded blade |
| US10301951B2 (en) * | 2016-05-20 | 2019-05-28 | United Technologies Corporation | Turbine vane gusset |
| US10724390B2 (en) | 2018-03-16 | 2020-07-28 | General Electric Company | Collar support assembly for airfoils |
| IT201900014724A1 (it) * | 2019-08-13 | 2021-02-13 | Ge Avio Srl | Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine. |
| FR3104195B1 (fr) * | 2019-12-10 | 2021-12-03 | Safran Aircraft Engines | fixation améliorée d’aubages de turbine contrarotative |
| US11156110B1 (en) | 2020-08-04 | 2021-10-26 | General Electric Company | Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine |
| US11655719B2 (en) | 2021-04-16 | 2023-05-23 | General Electric Company | Airfoil assembly |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2925997A (en) * | 1953-05-27 | 1960-02-23 | Rolls Royce | Rotors for axial-flow fluid machines with pivoted blades and blade pivot retaining means |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA619513A (en) * | 1961-05-02 | Morita Saburo | Bladed rotor assembly | |
| CA825995A (en) * | 1969-10-28 | General Electric Company | Turbine bucket supporting structure | |
| US2654565A (en) * | 1946-01-15 | 1953-10-06 | Power Jets Res & Dev Ltd | Construction of rotors for compressors and like machines |
| CH289173A (fr) * | 1950-03-25 | 1953-02-28 | Armstrong Siddeley Motors Ltd | Disque portant des aubes. |
| GB745073A (en) * | 1953-05-27 | 1956-02-22 | Rolls Royce | Improvements in or relating to rotors for axial-flow compressors and like machines |
| FR1227171A (fr) * | 1958-05-30 | 1960-08-19 | Gen Electric | Rotor de turbomachine |
| US3063674A (en) * | 1961-02-08 | 1962-11-13 | Jr Clarence E Middlebrooks | Rotor construction and method |
| US3752598A (en) * | 1971-11-17 | 1973-08-14 | United Aircraft Corp | Segmented duct seal |
| US4076455A (en) * | 1976-06-28 | 1978-02-28 | United Technologies Corporation | Rotor blade system for a gas turbine engine |
| US4389161A (en) * | 1980-12-19 | 1983-06-21 | United Technologies Corporation | Locking of rotor blades on a rotor disk |
| US4687413A (en) * | 1985-07-31 | 1987-08-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly |
-
1988
- 1988-10-05 FR FR8813004A patent/FR2637321B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1989
- 1989-10-04 US US07/417,324 patent/US5007800A/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-10-04 DE DE8989402737T patent/DE68900871D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1989-10-04 JP JP1259888A patent/JPH07109161B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1989-10-04 EP EP89402737A patent/EP0363280B1/fr not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2925997A (en) * | 1953-05-27 | 1960-02-23 | Rolls Royce | Rotors for axial-flow fluid machines with pivoted blades and blade pivot retaining means |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH04228805A (ja) * | 1990-04-03 | 1992-08-18 | General Electric Co <Ge> | タービンブレード外端取付け構造 |
| JP2012500936A (ja) * | 2008-08-26 | 2012-01-12 | スネクマ | 重量が低減されたタービンエンジン用の固定ベーンアセンブリ、ならびに少なくとも一つのそうした固定ベーンアセンブリを具備してなるタービンエンジン |
| JP2012500937A (ja) * | 2008-08-26 | 2012-01-12 | スネクマ | 重量が低減されたタービンエンジン用固定翼アセンブリおよび少なくとも１つのそのような固定翼アセンブリを含むタービンエンジン |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH07109161B2 (ja) | 1995-11-22 |
| EP0363280A1 (fr) | 1990-04-11 |
| EP0363280B1 (fr) | 1992-02-26 |
| US5007800A (en) | 1991-04-16 |
| DE68900871D1 (de) | 1992-04-02 |
| FR2637321A1 (fr) | 1990-04-06 |
| FR2637321B1 (fr) | 1990-11-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH02191802A (ja) | 羽根の固定装置を備えたタービンエンジンの動翼 | |
| US5018941A (en) | Blade fixing arrangement for a turbomachine rotor | |
| US3023998A (en) | Rotor blade retaining device | |
| US3734646A (en) | Blade fastening means | |
| KR820000756B1 (ko) | 로우터블레이드 | |
| JP2672676B2 (ja) | タービンロータ用釣合いおもり | |
| US3037742A (en) | Compressor turbine | |
| US3761200A (en) | Bladed rotors | |
| US2999668A (en) | Self-balanced rotor blade | |
| US6537022B1 (en) | Nozzle lock for gas turbine engines | |
| US2640679A (en) | Turbine or compressor stator ring | |
| US8221083B2 (en) | Asymmetrical rotor blade fir-tree attachment | |
| US4604033A (en) | Device for locking a turbine blade to a rotor disk | |
| CA2034349A1 (en) | Turbine blade inner and attachment structure | |
| US4747750A (en) | Transition duct seal | |
| JPH057545B2 (ja) | ||
| US5913660A (en) | Gas turbine engine fan blade retention | |
| US20100239424A1 (en) | Split disk assembly for a gas turbine engine | |
| US7507072B2 (en) | Turbine module for a gas-turbine engine with rotor that includes a monoblock body | |
| US5281098A (en) | Single ring blade retaining assembly | |
| US5409353A (en) | Turbomachine rotor with blades secured by pins | |
| US4784569A (en) | Shroud means for turbine rotor blade tip clearance control | |
| US4008000A (en) | Axial-flow rotor wheel for high-speed turbomachines | |
| US3656864A (en) | Turbomachine rotor | |
| US8961141B2 (en) | Axial retention system for a bladed rotor with multiple blade types |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 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 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20071122 Year of fee payment: 12 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20081122 Year of fee payment: 13 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |