JPH04224203A - ガスタービン用ブレード付きディスク - Google Patents
ガスタービン用ブレード付きディスクInfo
- Publication number
- JPH04224203A JPH04224203A JP3070327A JP7032791A JPH04224203A JP H04224203 A JPH04224203 A JP H04224203A JP 3070327 A JP3070327 A JP 3070327A JP 7032791 A JP7032791 A JP 7032791A JP H04224203 A JPH04224203 A JP H04224203A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- dovetail
- blade
- disk
- profile
- chord
- 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
Links
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 claims abstract description 8
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 30
- 239000011888 foil Substances 0.000 claims description 4
- 230000001154 acute effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 9
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 9
- 238000013461 design Methods 0.000 description 6
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000005284 excitation Effects 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 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
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
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、一般にガスタービン
エンジンのロータブレードに関し、特に、ガスタービン
エンジンのファンおよび圧縮機部分のブレードおよびブ
レード付きディスクアセンブリに関する。
エンジンのロータブレードに関し、特に、ガスタービン
エンジンのファンおよび圧縮機部分のブレードおよびブ
レード付きディスクアセンブリに関する。
【０００２】
【従来の技術】ブレード付きディスクアセンブリ、すな
わち個別のブレードのダブテールをロータディスクの相
補形状の溝（スロット）に装着した組立体は、当業界で
周知である。ブレードとディスクとを一体にしたディス
クアセンブリ、すなわち「ブリスク」（ｂｌａｄｅ
＋ ｉｎｔｅｇｒａｌ ｄｉｓｋ＝ｂｌｉｓｋ）も当
業界で周知であり、たとえばＪ．Ｒ．Ｍａｒｔｉｎの米
国特許第４，３６３，６０２号「複合エアーホイルおよ
びディスクアセンブリ」、Ｄ．Ｄ．Ｋｌａｓｓｅｎらの
米国特許第４，５９５，３４０号「ガスタービンのブレ
ード付きディスクアセンブリ」に開示されている。
わち個別のブレードのダブテールをロータディスクの相
補形状の溝（スロット）に装着した組立体は、当業界で
周知である。ブレードとディスクとを一体にしたディス
クアセンブリ、すなわち「ブリスク」（ｂｌａｄｅ
＋ ｉｎｔｅｇｒａｌ ｄｉｓｋ＝ｂｌｉｓｋ）も当
業界で周知であり、たとえばＪ．Ｒ．Ｍａｒｔｉｎの米
国特許第４，３６３，６０２号「複合エアーホイルおよ
びディスクアセンブリ」、Ｄ．Ｄ．Ｋｌａｓｓｅｎらの
米国特許第４，５９５，３４０号「ガスタービンのブレ
ード付きディスクアセンブリ」に開示されている。
【０００３】ブレード付きディスクアセンブリに対して
ブリスクアセンブリを使用すると、構造強度の増大や空
気力学的性能の向上など多数の利点が得られる。特に、
ブリスクは、入口ルート半径をブレード先端半径で割っ
た商として定義される半径比を比較的小さく、具体的に
は約０．５以下の値とし、またルート弦長さを隣接する
ブレード間の距離で割った商として定義されるブレード
ルート部ソリディティ（剛率）を比較的大きくし、具体
的には約２．３以上の値とするように設計することがで
き、こうして空気力学的性能を大幅に改良する。また、
ブリスク段は比較的短い軸線方向距離で空気流を効率よ
く圧縮するのに有効であるので、ブリスクは、代表的に
は、約１０°以上の比較的大きなルート傾斜角をとる。
ブリスクアセンブリを使用すると、構造強度の増大や空
気力学的性能の向上など多数の利点が得られる。特に、
ブリスクは、入口ルート半径をブレード先端半径で割っ
た商として定義される半径比を比較的小さく、具体的に
は約０．５以下の値とし、またルート弦長さを隣接する
ブレード間の距離で割った商として定義されるブレード
ルート部ソリディティ（剛率）を比較的大きくし、具体
的には約２．３以上の値とするように設計することがで
き、こうして空気力学的性能を大幅に改良する。また、
ブリスク段は比較的短い軸線方向距離で空気流を効率よ
く圧縮するのに有効であるので、ブリスクは、代表的に
は、約１０°以上の比較的大きなルート傾斜角をとる。
【０００４】ブリスクは空気力学的性能面で大きな利点
を有するが、異物によるブレードの損傷をなるべく簡単
に修理するために、ブレードを交換可能とするのが望ま
しい。しかし、経験によれば、従来のブレード付きディ
スクアセンブリは、低サイクル疲労（ＬＣＦ＝ｌｏｗ
ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ）および高サイクル疲
労（ＨＣＦ＝ｈｉｇｈ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕ
ｅ）を含む寿命および強度を考慮すると、半径比約０．
３５−０．５以上、ソリディティ約２．２以下に限定さ
れる。 なお、どの圧縮機段についても、必要な量の仕事を行う
のに必要なブレードの数と寸法は通常固定値となる。ブ
レードの数がこのように所定の値である場合、空気力学
的性能の改良をめざして半径比を減少させるためには、
ディスクの外周をその分減少させなければならず、そう
するとブレードをディスクに装着するための円周方向ス
ペースが少なくなり、そのためソリディティが増大する
。
を有するが、異物によるブレードの損傷をなるべく簡単
に修理するために、ブレードを交換可能とするのが望ま
しい。しかし、経験によれば、従来のブレード付きディ
スクアセンブリは、低サイクル疲労（ＬＣＦ＝ｌｏｗ
ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕｅ）および高サイクル疲
労（ＨＣＦ＝ｈｉｇｈ ｃｙｃｌｅ ｆａｔｉｇｕ
ｅ）を含む寿命および強度を考慮すると、半径比約０．
３５−０．５以上、ソリディティ約２．２以下に限定さ
れる。 なお、どの圧縮機段についても、必要な量の仕事を行う
のに必要なブレードの数と寸法は通常固定値となる。ブ
レードの数がこのように所定の値である場合、空気力学
的性能の改良をめざして半径比を減少させるためには、
ディスクの外周をその分減少させなければならず、そう
するとブレードをディスクに装着するための円周方向ス
ペースが少なくなり、そのためソリディティが増大する
。
【０００５】したがって、半径比の小さい設計に応じた
小さい円周という物理的限定があるので、ブレードのシ
ャンクおよびダブテール部分をもっと小さくする必要が
ある。しかし、ブレードのエアーホイル部分の寸法が基
本的に変わらない限り、ここで必要とされる一層小さな
普通のダブテールおよびシャンクは、ブレードをディス
クに適切に装着するには、構造的に不適当である。たと
えば、このような普通のシャンクおよびダブテールは相
対的に可撓性が大きく、荷重伝達表面積が小さく、この
ためダブテールおよびディスクアセンブリのＬＣＦおよ
びＨＣＦ寿命が望ましい値からは遠くなる。特に、普通
の低半径比のブレードの可撓性が増加すると、ガスター
ビンエンジンの２／ＲＥＶマージンが減少することにな
る。１回転当たり２回（２／ＲＥＶ）の起振振動数は典
型的であり、ブレードのＨＣＦ寿命を許容範囲内のもの
とするには、適正な２／ＲＥＶマージンを有する比較的
剛性なブレード付きディスクアセンブリが望ましい。
小さい円周という物理的限定があるので、ブレードのシ
ャンクおよびダブテール部分をもっと小さくする必要が
ある。しかし、ブレードのエアーホイル部分の寸法が基
本的に変わらない限り、ここで必要とされる一層小さな
普通のダブテールおよびシャンクは、ブレードをディス
クに適切に装着するには、構造的に不適当である。たと
えば、このような普通のシャンクおよびダブテールは相
対的に可撓性が大きく、荷重伝達表面積が小さく、この
ためダブテールおよびディスクアセンブリのＬＣＦおよ
びＨＣＦ寿命が望ましい値からは遠くなる。特に、普通
の低半径比のブレードの可撓性が増加すると、ガスター
ビンエンジンの２／ＲＥＶマージンが減少することにな
る。１回転当たり２回（２／ＲＥＶ）の起振振動数は典
型的であり、ブレードのＨＣＦ寿命を許容範囲内のもの
とするには、適正な２／ＲＥＶマージンを有する比較的
剛性なブレード付きディスクアセンブリが望ましい。
【０００６】通常、ガスタービンロータが大きな回転速
度で作動している場合、回転するブレードの質量は大き
な遠心力を発生する。したがって、ブレードをロータデ
ィスクに保持する手段は、その大きな遠心力を吸収する
ことができなければならず、一方、ＬＣＦ寿命を適切な
ものとするとともに、ブレードをディスクから軸線方向
外方へ滑り出させようとする遠心力の軸線方向成分を許
容範囲内の小さい値としなければならない。
度で作動している場合、回転するブレードの質量は大き
な遠心力を発生する。したがって、ブレードをロータデ
ィスクに保持する手段は、その大きな遠心力を吸収する
ことができなければならず、一方、ＬＣＦ寿命を適切な
ものとするとともに、ブレードをディスクから軸線方向
外方へ滑り出させようとする遠心力の軸線方向成分を許
容範囲内の小さい値としなければならない。
【０００７】
【発明の目的】したがって、この発明の目的は、新規な
改良されたブレード付きディスクアセンブリを提供する
ことにある。
改良されたブレード付きディスクアセンブリを提供する
ことにある。
【０００８】この発明の別の目的は、ブレード付きディ
スクアセンブリの新規な改良されたロータブレードを提
供することにある。
スクアセンブリの新規な改良されたロータブレードを提
供することにある。
【０００９】この発明の他の目的は、比較的低い半径比
、比較的大きなソリディティ、および比較的大きなルー
ト傾斜を有する、ブリスクアセンブリと互換性のあるブ
レード付きディスクアセンブリを提供することにある。
、比較的大きなソリディティ、および比較的大きなルー
ト傾斜を有する、ブリスクアセンブリと互換性のあるブ
レード付きディスクアセンブリを提供することにある。
【００１０】この発明のさらに他の目的は、改良された
ダブテールを有する改良されたロータブレードを提供す
ることにある。
ダブテールを有する改良されたロータブレードを提供す
ることにある。
【００１１】この発明のさらに他の目的は、曲げ剛性お
よび荷重担持能力を許容範囲内に維持しながら、普通の
ダブテールより軽量なダブテールを有する改良されたロ
ータブレードを提供することにある。
よび荷重担持能力を許容範囲内に維持しながら、普通の
ダブテールより軽量なダブテールを有する改良されたロ
ータブレードを提供することにある。
【００１２】この発明のさらに他の目的は、ダブテール
に発生する遠心力の軸線方向成分がないか比較的小さい
、低半径比設計に適当な改良されたロータブレードを提
供することにある。
に発生する遠心力の軸線方向成分がないか比較的小さい
、低半径比設計に適当な改良されたロータブレードを提
供することにある。
【００１３】
【発明の概要】この発明は、新規な改良されたロータブ
レードおよびそのロータブレードを組み込んだブレード
付きディスクアセンブリを提供する。ブレードはエアー
ホイルから延在するダブテールを含み、ダブテールは長
さ方向軸線を有し、長さ方向軸線に直角な方向に切った
前部輪郭および後部輪郭を含む。前部輪郭と後部輪郭が
互いに回転しているので、ダブテールを低半径比設計の
ロータディスクに装着することができる。
レードおよびそのロータブレードを組み込んだブレード
付きディスクアセンブリを提供する。ブレードはエアー
ホイルから延在するダブテールを含み、ダブテールは長
さ方向軸線を有し、長さ方向軸線に直角な方向に切った
前部輪郭および後部輪郭を含む。前部輪郭と後部輪郭が
互いに回転しているので、ダブテールを低半径比設計の
ロータディスクに装着することができる。
【００１４】
【具体的な構成】図１にガスタービンエンジンの圧縮機
１０の一部を示す。圧縮機１０は、軸線方向中心軸線１
６のまわりに互いに同軸に配置された、この発明の好適
な実施例による第１（入口）段のブレード付きディスク
アセンブリ１２と、その下流に配置された円周方向に離
間した複数の通常のステータベーン１４とを含む。ブレ
ード付きディスクアセンブリ１２は、この発明に従って
、複数のロータブレード１８をロータディスク２０に円
周方向に間隔をあけて取り付けた構成である。
１０の一部を示す。圧縮機１０は、軸線方向中心軸線１
６のまわりに互いに同軸に配置された、この発明の好適
な実施例による第１（入口）段のブレード付きディスク
アセンブリ１２と、その下流に配置された円周方向に離
間した複数の通常のステータベーン１４とを含む。ブレ
ード付きディスクアセンブリ１２は、この発明に従って
、複数のロータブレード１８をロータディスク２０に円
周方向に間隔をあけて取り付けた構成である。
【００１５】さらに詳しくは、各ブレード１８は、半径
方向外側の先端（チップ）２４、半径方向内側の根部（
ルート）２６、そして先端２４およびルート部２６間に
延在する前縁２８および後縁３０を有する比較的薄い中
実エアーホイル２２を含む。典型的な例では、ブレード
１８はそのルート部２６に、流路の内側境界を画定する
大体長方形のプラットホームを含む。この発明の好適な
実施例では、ブレード１８にそのようなプラットホーム
を設けないが、場合によっては、通常通りのプラットホ
ームを使用してもよい。しかし、プラットホームを使用
する代わりに、この発明の好適な実施例では、ロータデ
ィスク２０の外周３２をブレード付きディスク１２の半
径方向内側の流路境界として使用する。外周３２は、前
縁２８から後縁３０へブレード先端２４に向かって上向
きに、中心軸線１６に対して約２０−３５度の範囲の角
度Ｓで比較的大きく傾斜しており、圧縮機１０の内側空
気流境界を画定している。
方向外側の先端（チップ）２４、半径方向内側の根部（
ルート）２６、そして先端２４およびルート部２６間に
延在する前縁２８および後縁３０を有する比較的薄い中
実エアーホイル２２を含む。典型的な例では、ブレード
１８はそのルート部２６に、流路の内側境界を画定する
大体長方形のプラットホームを含む。この発明の好適な
実施例では、ブレード１８にそのようなプラットホーム
を設けないが、場合によっては、通常通りのプラットホ
ームを使用してもよい。しかし、プラットホームを使用
する代わりに、この発明の好適な実施例では、ロータデ
ィスク２０の外周３２をブレード付きディスク１２の半
径方向内側の流路境界として使用する。外周３２は、前
縁２８から後縁３０へブレード先端２４に向かって上向
きに、中心軸線１６に対して約２０−３５度の範囲の角
度Ｓで比較的大きく傾斜しており、圧縮機１０の内側空
気流境界を画定している。
【００１６】ブレード１８はさらに、この発明の好適な
実施例による、エアーホイル２２のルート部２６から半
径方向内方へ延在するダブテール３４を含む。図２に示
すように、ダブテール３４は対称で、エアーホイルルー
ト部２６から半径方向内方へ延在するシャンク３６と、
シャンク３６から半径方向内方へかつダブテール３４の
半径方向軸線４０から外向きに互いに反対方向へ延在す
る１対の突出部（ローブ）３８とを含む。ダブテール半
径方向軸線４０は、図示の実施例では、ダブテール３４
の垂直方向中心軸線である。ダブテール半径方向軸線４
０は、ロータディスク２０の半径方向軸線４２に平行に
しても平行にしなくてもよい。
実施例による、エアーホイル２２のルート部２６から半
径方向内方へ延在するダブテール３４を含む。図２に示
すように、ダブテール３４は対称で、エアーホイルルー
ト部２６から半径方向内方へ延在するシャンク３６と、
シャンク３６から半径方向内方へかつダブテール３４の
半径方向軸線４０から外向きに互いに反対方向へ延在す
る１対の突出部（ローブ）３８とを含む。ダブテール半
径方向軸線４０は、図示の実施例では、ダブテール３４
の垂直方向中心軸線である。ダブテール半径方向軸線４
０は、ロータディスク２０の半径方向軸線４２に平行に
しても平行にしなくてもよい。
【００１７】また図１に示すように、通常の第２段のブ
レード付きディスクアセンブリ４４がブレード付きディ
スク１２の下流に配置され、ロータディスク２０に通常
通り連結されている。空気４６は、圧縮機１０に導びか
れ、ブレード付きディスク１２、ベーン１４および第２
段４４を通り、その間に圧縮される。第２段４４は、そ
のブレードの半径方向内端に、第２段４４を流れる空気
４６の内側境界を画定する通常通りの大体長方形のプラ
ットホーム４８を含む。図２および図３に示すように、
ディスク２０にはその外周３２に、大体軸線方向に延在
する複数のダブテール溝（スロット）５０が円周方向に
間隔をあけて設けられている。ダブテール溝５０は、形
状がブレード１８のダブテール３４と相補形で、そこに
ダブテール３４を受け入れてブレード１８をディスク２
０に取り付ける。
レード付きディスクアセンブリ４４がブレード付きディ
スク１２の下流に配置され、ロータディスク２０に通常
通り連結されている。空気４６は、圧縮機１０に導びか
れ、ブレード付きディスク１２、ベーン１４および第２
段４４を通り、その間に圧縮される。第２段４４は、そ
のブレードの半径方向内端に、第２段４４を流れる空気
４６の内側境界を画定する通常通りの大体長方形のプラ
ットホーム４８を含む。図２および図３に示すように、
ディスク２０にはその外周３２に、大体軸線方向に延在
する複数のダブテール溝（スロット）５０が円周方向に
間隔をあけて設けられている。ダブテール溝５０は、形
状がブレード１８のダブテール３４と相補形で、そこに
ダブテール３４を受け入れてブレード１８をディスク２
０に取り付ける。
【００１８】図１に戻ると、ブレード１８は比較的小さ
な入口ルート半径比Ｒ１ ／Ｒ２ を有する。ここで、
入口ルート半径比Ｒ１ ／Ｒ２ は、ロータディスク２
０の中心を通る中心線１６に関して定義され、前縁２８
の位置で規定されるブレード１８のルート部半径Ｒ１
を前縁２８の位置で規定されるブレード先端２４の先端
半径Ｒ２ で割った商に等しい。
な入口ルート半径比Ｒ１ ／Ｒ２ を有する。ここで、
入口ルート半径比Ｒ１ ／Ｒ２ は、ロータディスク２
０の中心を通る中心線１６に関して定義され、前縁２８
の位置で規定されるブレード１８のルート部半径Ｒ１
を前縁２８の位置で規定されるブレード先端２４の先端
半径Ｒ２ で割った商に等しい。
【００１９】図１に示したブレード１８の頂面図である
図４に示すように、ブレード１８は、ルート部２６（図
４に一部仮想線で示す）で隣接する前縁２８間の距離Ｄ
だけ円周方向に互いに離れている。各ブレード１８は、
ルート部２６で前縁２８から後縁３０まで延在する翼弦
長Ｃ１ と、同じく前縁２８から後縁３０まで延在する
が、直線ではない中心線Ｍ１ とを有する。中心線Ｍ１
は、前縁２８および後縁３０間でルート部２６から先
端２４まで延在するブレード１８の凹面５４と凸面５６
両方から等距離離れた線を表わす。ブレードルート部の
ソリディティは、比Ｃ１ ／Ｄとして定義され、ディス
ク溝５０が適切に吸収しなければならない遠心力荷重の
無次元表示であり、それに正比例する。ソリディティの
値が比較的大きいということは、ディスク溝５０がブレ
ード１８からダブテール３４を通して比較的大きな遠心
力荷重を受けることを示す。経験によれば、シャンク３
６および１対の突出部３８を含むダブテール３４および
溝５０において十分なＬＣＦおよびＨＣＦ寿命限界を維
持するためには、通常のブレード付きディスクアセンブ
リの使用をソリディティの値で約２．２以下に限定する
。
図４に示すように、ブレード１８は、ルート部２６（図
４に一部仮想線で示す）で隣接する前縁２８間の距離Ｄ
だけ円周方向に互いに離れている。各ブレード１８は、
ルート部２６で前縁２８から後縁３０まで延在する翼弦
長Ｃ１ と、同じく前縁２８から後縁３０まで延在する
が、直線ではない中心線Ｍ１ とを有する。中心線Ｍ１
は、前縁２８および後縁３０間でルート部２６から先
端２４まで延在するブレード１８の凹面５４と凸面５６
両方から等距離離れた線を表わす。ブレードルート部の
ソリディティは、比Ｃ１ ／Ｄとして定義され、ディス
ク溝５０が適切に吸収しなければならない遠心力荷重の
無次元表示であり、それに正比例する。ソリディティの
値が比較的大きいということは、ディスク溝５０がブレ
ード１８からダブテール３４を通して比較的大きな遠心
力荷重を受けることを示す。経験によれば、シャンク３
６および１対の突出部３８を含むダブテール３４および
溝５０において十分なＬＣＦおよびＨＣＦ寿命限界を維
持するためには、通常のブレード付きディスクアセンブ
リの使用をソリディティの値で約２．２以下に限定する
。
【００２０】この発明の１実施例によるブレード付きデ
ィスクアセンブリ１２は、通常のブレード付きディスク
アセンブリと比較して入口半径比を小さくし、ソリディ
ティを大きくして、空気力学的性能を改良する一方、ア
センブリの寿命および応力レベルを許容範囲に保つとい
う新規な改良された特徴を有する。さらに詳しくは、こ
の発明の特徴は、たとえば図３および図５に示したよう
なダブテール３４にある。図３では、２つのブレード１
８をロータディスク２０に装填位置に装着し、真ん中の
第３のブレード１８をロータディスク２０に部分的に挿
入して、ダブテール溝５０が中まで見えるようにしてい
る。図５では、分かりやすいようにエアーホイル２２を
除去してダブテール３４だけを示す。
ィスクアセンブリ１２は、通常のブレード付きディスク
アセンブリと比較して入口半径比を小さくし、ソリディ
ティを大きくして、空気力学的性能を改良する一方、ア
センブリの寿命および応力レベルを許容範囲に保つとい
う新規な改良された特徴を有する。さらに詳しくは、こ
の発明の特徴は、たとえば図３および図５に示したよう
なダブテール３４にある。図３では、２つのブレード１
８をロータディスク２０に装填位置に装着し、真ん中の
第３のブレード１８をロータディスク２０に部分的に挿
入して、ダブテール溝５０が中まで見えるようにしてい
る。図５では、分かりやすいようにエアーホイル２２を
除去してダブテール３４だけを示す。
【００２１】ダブテール３４は、（図３に示すような）
エアーホイル前縁２８に隣接して配置された平面な前部
プロフィールまたは断面輪郭５８（図５に部分的に仮想
線で示す）と、（図２に示すような）エアーホイル後縁
３０に隣接して配置された平面な後部プロフィールまた
は断面輪郭６０とを含む。後部輪郭６０は、前部輪郭５
８と大体同様であり、好適な実施例では同一である。ダ
ブテール３４はさらに、前部輪郭５８から後部輪郭６０
までそれらに直角に延在する長さ方向中心軸線６２を含
む。前部輪郭５８、後部輪郭６０およびそれらの間のす
べての輪郭は、それぞれ長さ方向軸線６２に直交する単
一平面に画定されるダブテール３４の外面であると説明
され、好適な実施例では同一の対称な輪郭である。
エアーホイル前縁２８に隣接して配置された平面な前部
プロフィールまたは断面輪郭５８（図５に部分的に仮想
線で示す）と、（図２に示すような）エアーホイル後縁
３０に隣接して配置された平面な後部プロフィールまた
は断面輪郭６０とを含む。後部輪郭６０は、前部輪郭５
８と大体同様であり、好適な実施例では同一である。ダ
ブテール３４はさらに、前部輪郭５８から後部輪郭６０
までそれらに直角に延在する長さ方向中心軸線６２を含
む。前部輪郭５８、後部輪郭６０およびそれらの間のす
べての輪郭は、それぞれ長さ方向軸線６２に直交する単
一平面に画定されるダブテール３４の外面であると説明
され、好適な実施例では同一の対称な輪郭である。
【００２２】図２および図５に示すこの発明の好適な実
施例では、後部輪郭６０はロータディスク２０の環状後
面６４と同一平面にある。ダブテール３４の長さ方向軸
線６２は以下にさらに説明するように円弧状であるので
、前部輪郭５８は、図３に示すように、ロータディスク
２０の環状前面６６で長さ方向軸線６２に直角なダブテ
ール３４の最後の完全な輪郭となる。ディスク２０の後
面６４および前面６６は互いに平行かつディスク軸線方
向軸線１６に直角であり、ディスク２０の外周３２が後
面６４および前面６６につながっている。ダブテール長
さ方向軸線６２は円弧状であり、図３に示す実施例では
、ディスクの軸線方向軸線１６に対して斜めに位置する
ので、ダブテール３４の前部輪郭５８はディスクの前面
６６と同一平面にならない。ディスクの前面６６はダブ
テール長さ方向軸線６２に直角に配置されていないので
、ダブテール３４の最前端の輪郭６８はダブテール長さ
方向軸線６２に対して斜めの平面のダブテール３４の輪
郭を表わし、これは図３および図５に示すように、対称
な前部輪郭５８と比較して変形した非対称な輪郭を表わ
す。この実施例では、最前端輪郭６８は前部輪郭５８と
約４５度の角度αで交差する。
施例では、後部輪郭６０はロータディスク２０の環状後
面６４と同一平面にある。ダブテール３４の長さ方向軸
線６２は以下にさらに説明するように円弧状であるので
、前部輪郭５８は、図３に示すように、ロータディスク
２０の環状前面６６で長さ方向軸線６２に直角なダブテ
ール３４の最後の完全な輪郭となる。ディスク２０の後
面６４および前面６６は互いに平行かつディスク軸線方
向軸線１６に直角であり、ディスク２０の外周３２が後
面６４および前面６６につながっている。ダブテール長
さ方向軸線６２は円弧状であり、図３に示す実施例では
、ディスクの軸線方向軸線１６に対して斜めに位置する
ので、ダブテール３４の前部輪郭５８はディスクの前面
６６と同一平面にならない。ディスクの前面６６はダブ
テール長さ方向軸線６２に直角に配置されていないので
、ダブテール３４の最前端の輪郭６８はダブテール長さ
方向軸線６２に対して斜めの平面のダブテール３４の輪
郭を表わし、これは図３および図５に示すように、対称
な前部輪郭５８と比較して変形した非対称な輪郭を表わ
す。この実施例では、最前端輪郭６８は前部輪郭５８と
約４５度の角度αで交差する。
【００２３】図５に戻ると、ダブテール３４の１対の突
出部（ローブ）３８はそれぞれ頂点（ピーク）７０を含
み、１対の突出部３８は両突出部頂点７０間に延在する
弦（コード）を含む。ダブテール３４の後部輪郭６０に
おける弦は長さＣ１ の後部弦７２であり、ダブテール
の前部輪郭５８における弦は長さＣ２ の前部弦７４で
ある。図５に示すように、ダブテールの長さ方向軸線６
２は円弧状で、ダブテール３４はその長さ方向軸線６２
に対してねじれている。ダブテール３４のねじれを記述
する方法の１つとして、後部輪郭６０に対する前部輪郭
５８の角度配向でねじれを表示することができる。言い
換えると、１対の突出部３８間の前部弦７４は、後部弦
７２の角度位置に対して回転した角度位置に位置する。 後部輪郭６０を、後部輪郭６０におけるダブテールの半
径方向軸線４０も含めて、基準にすると、横方向軸線７
６を半径方向軸線４０に直角かつそれと同一平面内にあ
ると定義することができる。後部弦７２は、後部輪郭６
０において横方向軸線７６に大体平行に、かつ後部輪郭
６０において半径方向軸線４０に直角に配置されている
。 一方、前部弦７４は、前部輪郭５８において横方向軸線
７６および後部輪郭６０の後部弦７２に対して、約６０
度の角度βで配置されている。長さ方向軸線６２に直角
に配置されたダブテール輪郭はすべて同一であり、それ
ぞれの半径方向軸線４０に関して対称である。しかし、
このような輪郭はすべて、後部輪郭６０を除いて、ロー
タ半径方向軸線４２に対してねじれているので、ロータ
半径方向軸線４２に関して非対称である。
出部（ローブ）３８はそれぞれ頂点（ピーク）７０を含
み、１対の突出部３８は両突出部頂点７０間に延在する
弦（コード）を含む。ダブテール３４の後部輪郭６０に
おける弦は長さＣ１ の後部弦７２であり、ダブテール
の前部輪郭５８における弦は長さＣ２ の前部弦７４で
ある。図５に示すように、ダブテールの長さ方向軸線６
２は円弧状で、ダブテール３４はその長さ方向軸線６２
に対してねじれている。ダブテール３４のねじれを記述
する方法の１つとして、後部輪郭６０に対する前部輪郭
５８の角度配向でねじれを表示することができる。言い
換えると、１対の突出部３８間の前部弦７４は、後部弦
７２の角度位置に対して回転した角度位置に位置する。 後部輪郭６０を、後部輪郭６０におけるダブテールの半
径方向軸線４０も含めて、基準にすると、横方向軸線７
６を半径方向軸線４０に直角かつそれと同一平面内にあ
ると定義することができる。後部弦７２は、後部輪郭６
０において横方向軸線７６に大体平行に、かつ後部輪郭
６０において半径方向軸線４０に直角に配置されている
。 一方、前部弦７４は、前部輪郭５８において横方向軸線
７６および後部輪郭６０の後部弦７２に対して、約６０
度の角度βで配置されている。長さ方向軸線６２に直角
に配置されたダブテール輪郭はすべて同一であり、それ
ぞれの半径方向軸線４０に関して対称である。しかし、
このような輪郭はすべて、後部輪郭６０を除いて、ロー
タ半径方向軸線４２に対してねじれているので、ロータ
半径方向軸線４２に関して非対称である。
【００２４】ねじれた円弧状ダブテール３４の意義は、
図２および図３を検討することでもっとよく理解できる
。ダブテールの後部輪郭６０はディスクの後面６４に隣
接し、それと同一平面にあり、一方、前部輪郭５８はデ
ィスク前面６６に隣接し、前部輪郭５８の一部、すなわ
ち図３に示すように左側部分に沿ってディスク前面６６
に接触し、そして前端輪郭６８がディスク前面６６と同
一平面にある。図２と図３を較べると、隣接するブレー
ド１８のダブテール前部輪郭５８の隣接するもの同士は
、ダブテールの後部輪郭６０の隣接するもの同士よりも
、相互に近接して配置されている。さらに、ダブテール
の後部輪郭６０は、前部輪郭５８より、エアーホイル２
２に半径方向に一層近接して配置されている。これらの
輪郭がダブテール長さ方向軸線６２のまわりにねじれて
いるためである。
図２および図３を検討することでもっとよく理解できる
。ダブテールの後部輪郭６０はディスクの後面６４に隣
接し、それと同一平面にあり、一方、前部輪郭５８はデ
ィスク前面６６に隣接し、前部輪郭５８の一部、すなわ
ち図３に示すように左側部分に沿ってディスク前面６６
に接触し、そして前端輪郭６８がディスク前面６６と同
一平面にある。図２と図３を較べると、隣接するブレー
ド１８のダブテール前部輪郭５８の隣接するもの同士は
、ダブテールの後部輪郭６０の隣接するもの同士よりも
、相互に近接して配置されている。さらに、ダブテール
の後部輪郭６０は、前部輪郭５８より、エアーホイル２
２に半径方向に一層近接して配置されている。これらの
輪郭がダブテール長さ方向軸線６２のまわりにねじれて
いるためである。
【００２５】ロータディスク２０は図１に示すように、
比較的大きな傾斜Ｓと比較的小さな入口ルート部半径比
Ｒ１ ／Ｒ２ を有するので、ディスク２０の外周３２
はディスク前面６６での方がディスク後面６４でより小
さい。したがって、ダブテールをディスク２０に収容す
るのに使用できる円周が相対的に小さくなる。ダブテー
ル３４を、たとえば図５に示すようにねじり且つ湾曲さ
せることにより、ダブテール３４をディスク２０の後面
６４で外周３２にはめるとともに、ディスク２０の前面
６６でも相対的に小さい外周３２にはめることが可能に
なる。ダブテール長さ方向軸線６２に直角に切ったダブ
テール３４の一連の横断輪郭は、後面６４から前面６６
まで円弧状長さ方向軸線６２のまわりを連続的に回転さ
せることができ、こうしてディスク２０の前面６６で適
当な向きをとらせ、前面６６でダブテール３４およびデ
ィスク２０間の適切な荷重伝達を可能にする。もしもダ
ブテール３４が図５に示すようにねじれていないと、図
３に示すような相補形のダブテール溝５０が前面６６で
互いに交錯するか、あるいは互いに近づき過ぎることに
なる。そうすると、前面６６にまた後面６４に向かって
その軸線方向内方に存在する材料が不十分となるので、
ブレード１８からダブテール３４を経てディスク２０へ
の荷重の伝達が不適切なものとなる。
比較的大きな傾斜Ｓと比較的小さな入口ルート部半径比
Ｒ１ ／Ｒ２ を有するので、ディスク２０の外周３２
はディスク前面６６での方がディスク後面６４でより小
さい。したがって、ダブテールをディスク２０に収容す
るのに使用できる円周が相対的に小さくなる。ダブテー
ル３４を、たとえば図５に示すようにねじり且つ湾曲さ
せることにより、ダブテール３４をディスク２０の後面
６４で外周３２にはめるとともに、ディスク２０の前面
６６でも相対的に小さい外周３２にはめることが可能に
なる。ダブテール長さ方向軸線６２に直角に切ったダブ
テール３４の一連の横断輪郭は、後面６４から前面６６
まで円弧状長さ方向軸線６２のまわりを連続的に回転さ
せることができ、こうしてディスク２０の前面６６で適
当な向きをとらせ、前面６６でダブテール３４およびデ
ィスク２０間の適切な荷重伝達を可能にする。もしもダ
ブテール３４が図５に示すようにねじれていないと、図
３に示すような相補形のダブテール溝５０が前面６６で
互いに交錯するか、あるいは互いに近づき過ぎることに
なる。そうすると、前面６６にまた後面６４に向かって
その軸線方向内方に存在する材料が不十分となるので、
ブレード１８からダブテール３４を経てディスク２０へ
の荷重の伝達が不適切なものとなる。
【００２６】図１、図３および図５を参照すると、ダブ
テール３４はディスクの外周３２に比較的近接して配置
されているものとして図示されており、したがって大体
「シャンクなし」のダブテール３４となっている。さら
に詳しくは、ディスク２０の外周３２は前面６６から後
面６４まで半径方向外方へ角度Ｓで傾斜して、空気４６
に対して傾斜した流路内面を画定し、前面６６から後面
６４まで増加するディスク２０の半径比に対応させてい
るので、ダブテール３４を外周３２の表面直下にそれに
大体平行に位置させるのがよい。したがって、ダブテー
ルの長さ方向軸線６２は、図１に示すようにディスク外
周３２に大体平行であり、ディスク中心軸線１６に対し
て傾斜Ｓに大体等しい傾斜を持つ。あるいはまた、ダブ
テール長さ方向軸線６２は、図１に示すように、前部輪
郭５８および後部輪郭６０間に延在する平面において、
ダブテール半径方向軸線４０に対して９０°−Ｓ（例え
ば５５°から７０°）で表わされる傾斜を持つ。この配
置は、ダブテール３４の全重量を少なくし、ダブテール
３４が吸収しなければならない遠心力荷重の量を少なく
する。
テール３４はディスクの外周３２に比較的近接して配置
されているものとして図示されており、したがって大体
「シャンクなし」のダブテール３４となっている。さら
に詳しくは、ディスク２０の外周３２は前面６６から後
面６４まで半径方向外方へ角度Ｓで傾斜して、空気４６
に対して傾斜した流路内面を画定し、前面６６から後面
６４まで増加するディスク２０の半径比に対応させてい
るので、ダブテール３４を外周３２の表面直下にそれに
大体平行に位置させるのがよい。したがって、ダブテー
ルの長さ方向軸線６２は、図１に示すようにディスク外
周３２に大体平行であり、ディスク中心軸線１６に対し
て傾斜Ｓに大体等しい傾斜を持つ。あるいはまた、ダブ
テール長さ方向軸線６２は、図１に示すように、前部輪
郭５８および後部輪郭６０間に延在する平面において、
ダブテール半径方向軸線４０に対して９０°−Ｓ（例え
ば５５°から７０°）で表わされる傾斜を持つ。この配
置は、ダブテール３４の全重量を少なくし、ダブテール
３４が吸収しなければならない遠心力荷重の量を少なく
する。
【００２７】図２および図５を参照すると、ダブテール
３４のシャンク３６は半径方向に厚みｔ１ を有し、ダ
ブテールの１対の突出部（ローブ）３８は半径方向に厚
みｔ２ を有する。通常シャンク厚みｔ１ が突出部３
８の厚みｔ２ より大きくないので、ダブテール３４は
実質的にシャンクなしとみなされる。もちろん、別の実
施例では、これらの厚みｔ１ およびｔ２ を変えても
よい。しかし、それでもダブテール３４はシャンクなし
とみなされる。それは、シャンク３６の半径方向厚みが
通常ダブテール突出部３８の半径方向厚みより大きくな
いからであり、そのため、ダブテール３４を前面６６か
ら後面６４までロータディスク２０の外周３２にできる
だけ近づけて配置し、しかもなおダブテール３４からデ
ィスク２０への適切な荷重伝達を確保することができる
。
３４のシャンク３６は半径方向に厚みｔ１ を有し、ダ
ブテールの１対の突出部（ローブ）３８は半径方向に厚
みｔ２ を有する。通常シャンク厚みｔ１ が突出部３
８の厚みｔ２ より大きくないので、ダブテール３４は
実質的にシャンクなしとみなされる。もちろん、別の実
施例では、これらの厚みｔ１ およびｔ２ を変えても
よい。しかし、それでもダブテール３４はシャンクなし
とみなされる。それは、シャンク３６の半径方向厚みが
通常ダブテール突出部３８の半径方向厚みより大きくな
いからであり、そのため、ダブテール３４を前面６６か
ら後面６４までロータディスク２０の外周３２にできる
だけ近づけて配置し、しかもなおダブテール３４からデ
ィスク２０への適切な荷重伝達を確保することができる
。
【００２８】この発明の好適な実施例によれば、ダブテ
ール３４は、長さ方向軸線６２で表わされる通りらせん
の一部分からなる。さらに詳しくは、図６に示したらせ
ん７８は、らせん中心軸線８０から半径ｒの円筒上にね
じ山が描く曲線である。らせん７８は円筒と一定の角度
θで交差する。らせん７８のピッチｈは中心軸線８０に
対するらせんの１巻のコイルの長さに等しい。この発明
の好適な実施例によるダブテール３４は、図５に示すよ
うにらせん７８の一部分から構成され、この場合、ダブ
テールの長さ方向軸線６２がらせん中心軸線８０から半
径ｒに位置するらせん線７８の一部分からなる。このよ
うならせん状ダブテール中心軸線６２は、通常のダブテ
ールを軸線方向に滑らせてディスク２０から外へ押し出
そうとする回転ブレード１８の遠心力の軸線方向成分を
減らすかなくすのに好適である。
ール３４は、長さ方向軸線６２で表わされる通りらせん
の一部分からなる。さらに詳しくは、図６に示したらせ
ん７８は、らせん中心軸線８０から半径ｒの円筒上にね
じ山が描く曲線である。らせん７８は円筒と一定の角度
θで交差する。らせん７８のピッチｈは中心軸線８０に
対するらせんの１巻のコイルの長さに等しい。この発明
の好適な実施例によるダブテール３４は、図５に示すよ
うにらせん７８の一部分から構成され、この場合、ダブ
テールの長さ方向軸線６２がらせん中心軸線８０から半
径ｒに位置するらせん線７８の一部分からなる。このよ
うならせん状ダブテール中心軸線６２は、通常のダブテ
ールを軸線方向に滑らせてディスク２０から外へ押し出
そうとする回転ブレード１８の遠心力の軸線方向成分を
減らすかなくすのに好適である。
【００２９】さらに詳しくは、図１を参照すると、Ｆｃ
は、運転中にブレード１８がディスク２０とともに回転
しているとき、ブレード１８にかかる半径方向外向きの
遠心力を表わす。ダブテール長さ方向軸線６２を含めて
ダブテール３４はロータディスク２０の外周３２に大体
平行に、したがって傾斜角Ｓにて配置されているので、
ダブテール３４に作用する遠心力Ｆｃの軸線方向成分は
ダブテール３４を溝５０から滑り出さそうとする。遠心
力Ｆｃの軸線方向成分はＦｃｓｉｎＳで表わすことがで
き、これは約１０°以上の傾斜角の場合かなりの大きさ
となる。図示した特定の実施例では、傾斜角Ｓが約３０
°であり、遠心力の軸線方向成分は約Ｆｃ／２である。 もしも通常のダブテールをディスク２０に使用したとす
ると、遠心力の軸線方向成分Ｆｃ／２が相当に大きいの
で、ブレード１８をディスク２０に保持できるように設
計できないか、あるいは実質的な通常のブレードリテイ
ナが必要となり、ロータアセンブリの複雑さと重量を増
加することになる。この発明の好適な実施例によれば、
ダブテール３４のらせん状長さ方向軸線６２を適切な形
状および配向として、ダブテール３４を保持溝５０から
押し出そうとする、傾斜Ｓに基づく遠心力の軸線方向成
分を減らすかなくすことができる。
は、運転中にブレード１８がディスク２０とともに回転
しているとき、ブレード１８にかかる半径方向外向きの
遠心力を表わす。ダブテール長さ方向軸線６２を含めて
ダブテール３４はロータディスク２０の外周３２に大体
平行に、したがって傾斜角Ｓにて配置されているので、
ダブテール３４に作用する遠心力Ｆｃの軸線方向成分は
ダブテール３４を溝５０から滑り出さそうとする。遠心
力Ｆｃの軸線方向成分はＦｃｓｉｎＳで表わすことがで
き、これは約１０°以上の傾斜角の場合かなりの大きさ
となる。図示した特定の実施例では、傾斜角Ｓが約３０
°であり、遠心力の軸線方向成分は約Ｆｃ／２である。 もしも通常のダブテールをディスク２０に使用したとす
ると、遠心力の軸線方向成分Ｆｃ／２が相当に大きいの
で、ブレード１８をディスク２０に保持できるように設
計できないか、あるいは実質的な通常のブレードリテイ
ナが必要となり、ロータアセンブリの複雑さと重量を増
加することになる。この発明の好適な実施例によれば、
ダブテール３４のらせん状長さ方向軸線６２を適切な形
状および配向として、ダブテール３４を保持溝５０から
押し出そうとする、傾斜Ｓに基づく遠心力の軸線方向成
分を減らすかなくすことができる。
【００３０】さらに詳しくは、ダブテール３４のらせん
状長さ方向軸線６２を適切な形状および配向として、半
径ｒにらせん状長さ方向軸線６２を規定するらせん中心
軸線８０がディスクの軸線方向中心軸線１６と一致しな
いようにする。もしもらせん中心軸線８０がディスクの
軸線方向中心軸線１６と一致すると、ダブテール長さ方
向軸線６２は単にディスク２０の外周３２を大体対角線
方向に横切って位置することになり、ブレード１８に作
用する軸線方向の力にダブテール３４が抵抗せず、した
がって通常の軸線方向ブレードリテイナが必要となる。
状長さ方向軸線６２を適切な形状および配向として、半
径ｒにらせん状長さ方向軸線６２を規定するらせん中心
軸線８０がディスクの軸線方向中心軸線１６と一致しな
いようにする。もしもらせん中心軸線８０がディスクの
軸線方向中心軸線１６と一致すると、ダブテール長さ方
向軸線６２は単にディスク２０の外周３２を大体対角線
方向に横切って位置することになり、ブレード１８に作
用する軸線方向の力にダブテール３４が抵抗せず、した
がって通常の軸線方向ブレードリテイナが必要となる。
【００３１】しかし、ダブテール長さ方向軸線６２の半
径ｒおよびらせん中心軸線８０の配向は、ダブテール３
４をディスク２０の外周３２にできるだけ近く、かつ大
体平行に配置するように、またダブテール３４に作用す
る遠心力荷重Ｆｃの軸線方向成分を減らすかなくすよう
に、選択することができる。
径ｒおよびらせん中心軸線８０の配向は、ダブテール３
４をディスク２０の外周３２にできるだけ近く、かつ大
体平行に配置するように、またダブテール３４に作用す
る遠心力荷重Ｆｃの軸線方向成分を減らすかなくすよう
に、選択することができる。
【００３２】本発明の好適な実施例によるこの特徴をも
っと分かりやすく説明するために、ここで図１、図３お
よび図７−１０を参照する。図７から始めると、ここで
はブレード１８のうち１枚を、ディスク前面６６にて溝
５０に部分的に挿入した状態で示してある。各ブレード
１８は重心８２を有する。図１０はブレード１８を装填
済み位置にて示し、ダブテール３４がディスク前面６６
およびディスク後面６４両方と同一平面にあり、これを
基準位置とする。装填位置で重心８２ａは、ディスク軸
線方向中心軸線１６から測定して半径方向位置Ｒ３ に
位置する。ブレード１８の装填位置での重心８２ａの位
置を図１にも示す。図７に示すようにブレード１８を前
面６６からディスク２０に部分的に挿入したとき、ブレ
ード１８は図１０に示す装填位置のブレード１８に関し
て相対的に時計方向に倒される。これはダブテール３４
が湾曲しねじれているからである。ブレード１８をこの
ように部分的に挿入した位置で、重心８２は、ディスク
軸線方向中心軸線１６から測定して半径Ｒ４ にある第
１半径方向位置に位置する。この位置を重心８２ｂとし
、図１にも示す。図８は、部分的に挿入した位置にある
ブレード１８の側面図であり、ブレード１８が、図１０
に示す装填位置におけるブレード１８に対して傾斜して
、大きくに時計方向に倒れている状態をより明瞭に示す
。図８は、重心８２ｂがロータ半径方向軸線４２からそ
の右側に大きくはずれている様子も示している。
っと分かりやすく説明するために、ここで図１、図３お
よび図７−１０を参照する。図７から始めると、ここで
はブレード１８のうち１枚を、ディスク前面６６にて溝
５０に部分的に挿入した状態で示してある。各ブレード
１８は重心８２を有する。図１０はブレード１８を装填
済み位置にて示し、ダブテール３４がディスク前面６６
およびディスク後面６４両方と同一平面にあり、これを
基準位置とする。装填位置で重心８２ａは、ディスク軸
線方向中心軸線１６から測定して半径方向位置Ｒ３ に
位置する。ブレード１８の装填位置での重心８２ａの位
置を図１にも示す。図７に示すようにブレード１８を前
面６６からディスク２０に部分的に挿入したとき、ブレ
ード１８は図１０に示す装填位置のブレード１８に関し
て相対的に時計方向に倒される。これはダブテール３４
が湾曲しねじれているからである。ブレード１８をこの
ように部分的に挿入した位置で、重心８２は、ディスク
軸線方向中心軸線１６から測定して半径Ｒ４ にある第
１半径方向位置に位置する。この位置を重心８２ｂとし
、図１にも示す。図８は、部分的に挿入した位置にある
ブレード１８の側面図であり、ブレード１８が、図１０
に示す装填位置におけるブレード１８に対して傾斜して
、大きくに時計方向に倒れている状態をより明瞭に示す
。図８は、重心８２ｂがロータ半径方向軸線４２からそ
の右側に大きくはずれている様子も示している。
【００３３】図９は、図７および図１０に示した位置の
中間位置にあるブレード１８を示し、重心８２ｃがディ
スク軸線方向中心軸線１６に対して半径Ｒ５ にあるこ
とを示す。重心８２ｃを図１にも示す。基本的にダブテ
ール３４を溝５０に反時計方向にねじ込んでいるので、
図９におけるブレード１８の時計方向への傾きは図７に
おけるそれより小さい。
中間位置にあるブレード１８を示し、重心８２ｃがディ
スク軸線方向中心軸線１６に対して半径Ｒ５ にあるこ
とを示す。重心８２ｃを図１にも示す。基本的にダブテ
ール３４を溝５０に反時計方向にねじ込んでいるので、
図９におけるブレード１８の時計方向への傾きは図７に
おけるそれより小さい。
【００３４】図３に示すブレード１８は別の位置にあり
、この場合、ブレード１８を溝５０にディスク後面６４
に対して部分的に挿入している。言い換えると、この位
置は、ブレード１８を溝５０からディスク後面６４にて
部分的に引き抜いた位置である。ブレード１８の重心８
２ｄは、ディスク軸線方向中心軸線１６に対して第２の
半径方向位置Ｒ６ にある。なお、ダブテール３４をダ
ブテール溝５０内に反時計方向にねじ込んでいるので、
図３のブレード１８は、図１０の装填位置のブレード１
８に対して反時計方向に回転している。ここで、重心８
２ｄは半径方向軸線４２の左側に位置する。ブレード１
８が、図１０におけるブレード１８の装填位置に対して
、また半径方向軸線４２に対して反時計方向に傾いてい
るからである。重心８２ｄの位置を図１にも示す。
、この場合、ブレード１８を溝５０にディスク後面６４
に対して部分的に挿入している。言い換えると、この位
置は、ブレード１８を溝５０からディスク後面６４にて
部分的に引き抜いた位置である。ブレード１８の重心８
２ｄは、ディスク軸線方向中心軸線１６に対して第２の
半径方向位置Ｒ６ にある。なお、ダブテール３４をダ
ブテール溝５０内に反時計方向にねじ込んでいるので、
図３のブレード１８は、図１０の装填位置のブレード１
８に対して反時計方向に回転している。ここで、重心８
２ｄは半径方向軸線４２の左側に位置する。ブレード１
８が、図１０におけるブレード１８の装填位置に対して
、また半径方向軸線４２に対して反時計方向に傾いてい
るからである。重心８２ｄの位置を図１にも示す。
【００３５】このように構成することにより、重心８２
は図１に破線で示すような軌跡８４を描く。軌跡８４は
、ブレード１８をダブテール溝５０に、部分的に挿入し
た位置を通って、図１０に示す通りのブレード１８の装
填位置まで挿入し、ついで図３に示す通りのディスクの
後面６４に対してブレード１８を引き抜いた位置まで移
動する際の、重心８２の相対的な位置を示す。湾曲しね
じれたダブテール３４のせいで、ブレード１８をダブテ
ール溝５０にひねり入れなければならず、その際ダブテ
ール溝５０がブレード１８を反時計方向に回転し、こう
して重心８２をディスク軸線方向中心軸線１６に対する
相対的最小位置（８２ｂおよび８２ｄ）から最大位置（
８２ａ）まで移動する。らせん半径ｒおよびらせん中心
軸線８０の向きを、ブレード付きディスク１２の特定の
幾何形状に応じて選択して、図１に示す通りの好適な重
心の軌跡８４を得る。
は図１に破線で示すような軌跡８４を描く。軌跡８４は
、ブレード１８をダブテール溝５０に、部分的に挿入し
た位置を通って、図１０に示す通りのブレード１８の装
填位置まで挿入し、ついで図３に示す通りのディスクの
後面６４に対してブレード１８を引き抜いた位置まで移
動する際の、重心８２の相対的な位置を示す。湾曲しね
じれたダブテール３４のせいで、ブレード１８をダブテ
ール溝５０にひねり入れなければならず、その際ダブテ
ール溝５０がブレード１８を反時計方向に回転し、こう
して重心８２をディスク軸線方向中心軸線１６に対する
相対的最小位置（８２ｂおよび８２ｄ）から最大位置（
８２ａ）まで移動する。らせん半径ｒおよびらせん中心
軸線８０の向きを、ブレード付きディスク１２の特定の
幾何形状に応じて選択して、図１に示す通りの好適な重
心の軌跡８４を得る。
【００３６】したがって、ブレード１８の装填位置にお
ける重心８２ａを、図１に示すように最大半径Ｒ３ に
正確に位置決めすることができる。重心８２ａをこのよ
うに位置決めすれば、ブレード１８は、ダブテール３４
を溝５０から滑り出さそうとする、遠心力Ｆｃの軸線方
向に働く成分を持たない。これは、ダブテール３４が図
１０に示す通りの装填位置から滑り出るためには、重心
８２の半径方向高さが重心８２ａで示す最大値から必ず
減少しなければならず、そのような高さの減少は重心８
２ａを通して作用する遠心力により阻止されるからであ
る。重心８２ａが最大半径Ｒ３ より小さい半径の位置
に移ろうとするのにつれて、遠心力Ｆｃはブレード１８
を、重心８２ａが最大半径Ｒ３ に位置する直立位置に
戻そうとする。したがって、この発明の好適な実施例に
よるブレード１８は、ダブテール溝５０内で自己保持性
である。
ける重心８２ａを、図１に示すように最大半径Ｒ３ に
正確に位置決めすることができる。重心８２ａをこのよ
うに位置決めすれば、ブレード１８は、ダブテール３４
を溝５０から滑り出さそうとする、遠心力Ｆｃの軸線方
向に働く成分を持たない。これは、ダブテール３４が図
１０に示す通りの装填位置から滑り出るためには、重心
８２の半径方向高さが重心８２ａで示す最大値から必ず
減少しなければならず、そのような高さの減少は重心８
２ａを通して作用する遠心力により阻止されるからであ
る。重心８２ａが最大半径Ｒ３ より小さい半径の位置
に移ろうとするのにつれて、遠心力Ｆｃはブレード１８
を、重心８２ａが最大半径Ｒ３ に位置する直立位置に
戻そうとする。したがって、この発明の好適な実施例に
よるブレード１８は、ダブテール溝５０内で自己保持性
である。
【００３７】もちろん、設計によっては、重心８２ａの
最大半径方向位置Ｒ３ が、図１０に示す通りのブレー
ド１８の装填位置にこないで、そのような位置のどちら
かの側にくることもある。しかし、そのような位置での
遠心力の軸線方向成分は比較的小さく、通常の軸線方向
ブレードリテイナで吸収することができる。
最大半径方向位置Ｒ３ が、図１０に示す通りのブレー
ド１８の装填位置にこないで、そのような位置のどちら
かの側にくることもある。しかし、そのような位置での
遠心力の軸線方向成分は比較的小さく、通常の軸線方向
ブレードリテイナで吸収することができる。
【００３８】再度図４を参照すると、ディスク軸線方向
中心軸線１６、らせん状中心軸線８０およびダブテール
長さ方向軸線６２の相対位置が示されている。本発明の
この好適な実施例について図示したように、らせん中心
軸線８０は、前述したように、ダブテール３４をディス
ク２０の外周３２の近くに配置するために、ディスク中
心軸線１６に対して斜めに配置されている。図３は、ル
ート部中心線Ｍ１ がダブテールのらせん状長さ方向軸
線６２に大体平行に配置されていることも示している。 ブレード１８はさらに、ブレード先端２４にて前縁２８
から後縁３０まで延在する弦Ｃ３ を含み、またブレー
ドエアーホイル２２は比較的大きくねじれていて、先端
弦Ｃ３ はルート部の弦Ｃ１ から鋭角に位置する。図
４を図２および図３と組み合わせて見ると、ブレード１
８の曲げを最小にするため、遠心力荷重をダブテール３
４へ伝える直接の半径方向通路を与えるよう、前縁２８
がダブテール前部輪郭５８とその半径方向外向きに大体
整列した好適な配向もわかる。後縁３０も同様に、ブレ
ード１８の曲げを最小にするため、遠心力荷重をブレー
ド１８からダブテール３４へ伝える直接の半径方向通路
を与えるよう、ダブテール後部輪郭６０とその半径方向
外向きに大体整列しているのが好ましい。
中心軸線１６、らせん状中心軸線８０およびダブテール
長さ方向軸線６２の相対位置が示されている。本発明の
この好適な実施例について図示したように、らせん中心
軸線８０は、前述したように、ダブテール３４をディス
ク２０の外周３２の近くに配置するために、ディスク中
心軸線１６に対して斜めに配置されている。図３は、ル
ート部中心線Ｍ１ がダブテールのらせん状長さ方向軸
線６２に大体平行に配置されていることも示している。 ブレード１８はさらに、ブレード先端２４にて前縁２８
から後縁３０まで延在する弦Ｃ３ を含み、またブレー
ドエアーホイル２２は比較的大きくねじれていて、先端
弦Ｃ３ はルート部の弦Ｃ１ から鋭角に位置する。図
４を図２および図３と組み合わせて見ると、ブレード１
８の曲げを最小にするため、遠心力荷重をダブテール３
４へ伝える直接の半径方向通路を与えるよう、前縁２８
がダブテール前部輪郭５８とその半径方向外向きに大体
整列した好適な配向もわかる。後縁３０も同様に、ブレ
ード１８の曲げを最小にするため、遠心力荷重をブレー
ド１８からダブテール３４へ伝える直接の半径方向通路
を与えるよう、ダブテール後部輪郭６０とその半径方向
外向きに大体整列しているのが好ましい。
【００３９】この発明の好適な実施例においては、ダブ
テールの長さ方向軸線６２は約０．０３山／インチのピ
ッチ、約５．０インチのらせん半径ｒおよび約４５°の
ねじれ角θを有するらせん線の一部分である。もちろん
、らせんの特定の寸法、ダブテール３４およびロータデ
ィスク２０の向き、前部輪郭５８および後部輪郭６０を
含むダブテール輪郭の相対的ねじれは、この発明に従っ
て、特定の設計例に応じて決定すべきである。
テールの長さ方向軸線６２は約０．０３山／インチのピ
ッチ、約５．０インチのらせん半径ｒおよび約４５°の
ねじれ角θを有するらせん線の一部分である。もちろん
、らせんの特定の寸法、ダブテール３４およびロータデ
ィスク２０の向き、前部輪郭５８および後部輪郭６０を
含むダブテール輪郭の相対的ねじれは、この発明に従っ
て、特定の設計例に応じて決定すべきである。
【００４０】この発明は、ディスク外周３２に画定され
るブレードの内側流路に比較的小さな入口半径比および
比較的大きな傾斜を与えることを許す、ブレードを使用
した改良ブレード−ロータディスク・アセンブリを提供
する。たとえば、解析およびモデル試験から、ブレード
１８の入口ルート部半径比Ｒ１ ／Ｒ２ を約０．３５
以下にしても、そして約０．３まで下げても、ＨＣＦお
よびＬＣＦ寿命限界を許容レベルに維持できることがわ
かる。上述したようなほぼシャンクなしのダブテール３
４をディスク２０の傾斜した外周３２に比較的近くにか
つ大体平行に配置して、ブレード重量を軽くし、適正な
２／ＲＥＶマージンを維持するために適正なブレードの
構造的剛性を維持しながら、適切なブレード保持を達成
することができる。ダブテール３４は円弧状でねじれた
形状として、ディスク２０の後面６４および比較的円周
の小さいディスク前面６６両方で相補形のダブテール溝
５０における適正な荷重吸収を可能にするのが好ましい
。
るブレードの内側流路に比較的小さな入口半径比および
比較的大きな傾斜を与えることを許す、ブレードを使用
した改良ブレード−ロータディスク・アセンブリを提供
する。たとえば、解析およびモデル試験から、ブレード
１８の入口ルート部半径比Ｒ１ ／Ｒ２ を約０．３５
以下にしても、そして約０．３まで下げても、ＨＣＦお
よびＬＣＦ寿命限界を許容レベルに維持できることがわ
かる。上述したようなほぼシャンクなしのダブテール３
４をディスク２０の傾斜した外周３２に比較的近くにか
つ大体平行に配置して、ブレード重量を軽くし、適正な
２／ＲＥＶマージンを維持するために適正なブレードの
構造的剛性を維持しながら、適切なブレード保持を達成
することができる。ダブテール３４は円弧状でねじれた
形状として、ディスク２０の後面６４および比較的円周
の小さいディスク前面６６両方で相補形のダブテール溝
５０における適正な荷重吸収を可能にするのが好ましい
。
【００４１】ブレード１８を相補形ダブテール溝５０に
挿入するには、ブレードを溝にディスク後面６４または
前面６６いずれかからねじりながら押し込めばよい。通
常、ディスク後面６４での外周３２の円周がディスク前
面６６での外周３２の円周より大きいので、後面６４か
らのねじり込みの方が隣接するブレード間のクリアラン
スが大きくなる。上述したようならせん状ダブテール３
４およびダブテール長さ方向軸線６２を用いることによ
り、ブレード１８をダブテール溝５０内に軸線方向に自
己保持することができ、あるいは別の例では、ダブテー
ル３４を溝５０から滑り出そうとする遠心力荷重の軸線
方向成分が比較的小さくなる。
挿入するには、ブレードを溝にディスク後面６４または
前面６６いずれかからねじりながら押し込めばよい。通
常、ディスク後面６４での外周３２の円周がディスク前
面６６での外周３２の円周より大きいので、後面６４か
らのねじり込みの方が隣接するブレード間のクリアラン
スが大きくなる。上述したようならせん状ダブテール３
４およびダブテール長さ方向軸線６２を用いることによ
り、ブレード１８をダブテール溝５０内に軸線方向に自
己保持することができ、あるいは別の例では、ダブテー
ル３４を溝５０から滑り出そうとする遠心力荷重の軸線
方向成分が比較的小さくなる。
【００４２】以上、この発明の好適な実施例と考えられ
るものを説明したが、当業者には、以上の教示からこの
発明の種々の変形が明らかである。したがって、このよ
うな変形例、変更例もすべてこの発明の範囲内に入ると
考えるべきである。具体的には、たとえば、好適な実施
例として大体対称な両側に膨れたダブテール３４を開示
したが、特定の用途に応じて、ダブテール３４はクリス
マスツリー型輪郭を含むどのような輪郭としてもよい。 この発明の多数の好適な特徴を開示したが、このような
特徴を単独で用いても組み合わせて用いてもよい。
るものを説明したが、当業者には、以上の教示からこの
発明の種々の変形が明らかである。したがって、このよ
うな変形例、変更例もすべてこの発明の範囲内に入ると
考えるべきである。具体的には、たとえば、好適な実施
例として大体対称な両側に膨れたダブテール３４を開示
したが、特定の用途に応じて、ダブテール３４はクリス
マスツリー型輪郭を含むどのような輪郭としてもよい。 この発明の多数の好適な特徴を開示したが、このような
特徴を単独で用いても組み合わせて用いてもよい。
【図１】この発明の１実施例によるガスタービンエンジ
ンの圧縮機の一部の断面図である。
ンの圧縮機の一部の断面図である。
【図２】図１の２−２線方向に見たこの発明の好適な実
施例によるブレード付きロータの後端の図である。
施例によるブレード付きロータの後端の図である。
【図３】図１の３−３線方向に見たこの発明の好適な実
施例によるブレード付きディスクの一部の前端の図であ
る。
施例によるブレード付きディスクの一部の前端の図であ
る。
【図４】図１の４−４線方向に見たこの発明の好適な実
施例によるブレード付きディスクの頂面図である。
施例によるブレード付きディスクの頂面図である。
【図５】この発明の好適な実施例によるブレード付きデ
ィスクにおけるブレードのダブテールの斜視図である。
ィスクにおけるブレードのダブテールの斜視図である。
【図６】らせんを示す略図である。
【図７】この発明の好適な実施例によるブレード付きデ
ィスクの一部を前方から見た斜視図である。
ィスクの一部を前方から見た斜視図である。
【図８】図７に示したブレード付きディスクの側面図で
ある。
ある。
【図９】図７に示したブレード付きディスクの一部を前
方から見た斜視図で、中間位置にあるブレードを示す。
方から見た斜視図で、中間位置にあるブレードを示す。
【図１０】図７に示したブレード付きディスクの一部を
前方から見た斜視図で、装填位置にあるブレードを示す
。
前方から見た斜視図で、装填位置にあるブレードを示す
。
１０ 圧縮機
１２ ブレード付きディスクアセンブリ２０ ロー
タディスク ２２ エアーホイル ２４ 先端 ２６ ルート部 ２８ 前縁 ３０ 後縁 ３２ 外周 ３４ ダブテール ３６ シャンク ３８ 突出部 ４０ ダブテール半径方向軸線 ４６ 空気 ５０ ダブテール溝 ５８ 前部輪郭 ６０ 後部輪郭 ６２ ダブテール長さ方向軸線 ６４ ディスク後面 ６６ ディスク前面 ６８ 最前端輪郭 ７２ 後部弦 ７４ 前部弦 ７６ 横方向軸線 ７８ らせん ８０ らせん中心軸線 ８２ 重心
タディスク ２２ エアーホイル ２４ 先端 ２６ ルート部 ２８ 前縁 ３０ 後縁 ３２ 外周 ３４ ダブテール ３６ シャンク ３８ 突出部 ４０ ダブテール半径方向軸線 ４６ 空気 ５０ ダブテール溝 ５８ 前部輪郭 ６０ 後部輪郭 ６２ ダブテール長さ方向軸線 ６４ ディスク後面 ６６ ディスク前面 ６８ 最前端輪郭 ７２ 後部弦 ７４ 前部弦 ７６ 横方向軸線 ７８ らせん ８０ らせん中心軸線 ８２ 重心
Claims (40)
- 【請求項１】先端およびルート部を有し、上記ルート部
から上記先端まで延在する前縁および後縁を有するエア
ーホイルと、上記エアーホイルのルート部から延在する
ダブテールとを備えるガスタービンエンジンのロータブ
レードにおいて、上記ダブテールは、上記エアーホイル
前縁に隣接して配置された前部輪郭と、上記エアーホイ
ル後縁に隣接して配置された前部輪郭と同様の後部輪郭
と、前部輪郭から後部輪郭まで延在する長さ方向軸線と
、長さ方向軸線から直角にかつ前部輪郭の平面内で上記
エアーホイル中に半径方向外向きに延在する半径方向軸
線とを有し、前部輪郭がダブテール長さ方向軸線のまわ
りにダブテール半径方向軸線および後部輪郭に対して回
転した角度位置に配置されたガスタービンエンジンのロ
ータブレード。 - 【請求項２】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの一
部からなる請求項１に記載のブレード。 - 【請求項３】上記エアーホイルルート部が上記前縁から
後縁まで延在する中心線を有し、上記ダブテール長さ方
向軸線が中心線に大体平行に配置された請求項１に記載
のブレード。 - 【請求項４】上記ダブテールは、シャンクと、シャンク
から半径方向内方へ、かつダブテール半径方向軸線から
外向きに互いに反対方向に延在する１対の突出部とを含
む請求項１に記載のブレード。 - 【請求項５】上記ダブテールの突出部それぞれが頂点を
有し、１対の突出部が両頂点間に延在する弦を含み、ダ
ブテール後部輪郭における弦を後部弦とし、ダブテール
前部輪郭における弦を前部弦として、前部弦が後部弦に
対して回転している請求項４に記載のブレード。 - 【請求項６】上記前部弦が後部弦から約６０度回転して
いる請求項５に記載のブレード。 - 【請求項７】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの一
部からなる請求項６に記載のブレード。 - 【請求項８】上記らせんがピッチ約０．０３山／インチ
、らせん半径約５．０インチ、ねじり角約４５°のらせ
んである請求項１に記載のブレード。 - 【請求項９】上記ダブテール長さ方向軸線が上記前部輪
郭と後部輪郭との間に延在する平面において上記ダブテ
ール半径方向軸線に対して約７０度以下の傾斜を有する
請求項４に記載のブレード。 - 【請求項１０】上記ダブテール後部輪郭がダブテール前
部輪郭より上記エアーホイルに半径方向に近接して配置
され、上記ダブテール後部輪郭がダブテール半径方向軸
線のまわりに対称である請求項９に記載のブレード。 - 【請求項１１】上記エアーホイル後縁が上記ダブテール
後部輪郭とその半径方向外方へ大体整列しており、上記
エアーホイル前縁が上記ダブテール前部輪郭とその半径
方向外方へ大体整列している請求項１０に記載のブレー
ド。 - 【請求項１２】上記エアーホイル先端が先端弦を有し、
上記エアーホイルルート部がルート弦を有し、上記エア
ーホイルは上記先端弦がルート弦に対して鋭角に位置す
るようにねじられている請求項１１に記載のブレード。 - 【請求項１３】上記ダブテール長さ方向軸線に直交する
上記ダブテールの輪郭のすべてが、上記前部輪郭および
後部輪郭を含めて同一である請求項４に記載のブレード
。 - 【請求項１４】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの
一部からなり、上記ダブテール輪郭それぞれが隣のダブ
テール輪郭に対して回転している請求項１３に記載のブ
レード。 - 【請求項１５】上記シャンクの半径方向厚みが上記１対
の突出部の半径方向厚みより大きくなく、上記ダブテー
ルが実質的にシャンクなしである請求項４に記載のブレ
ード。 - 【請求項１６】上記ダブテール長さ方向軸線に直交する
ダブテールの輪郭それぞれが対称である請求項１に記載
のブレード。 - 【請求項１７】請求項１に記載の複数のロータブレード
とロータディスクとを含み、上記ロータディスクは前面
と、後面と、これらの前面と後面とをつなぐ外周と、軸
線方向中心軸線とを有し、ロータディスクの外周に前面
から後面まで延在する複数の溝が円周方向に間隔をあけ
て設けられ、これらの溝の形状は上記ブレードのダブテ
ールと相補形であり、複数のロータブレードのダブテー
ルを上記ディスクの対応する溝に配置した、ガスタービ
ンエンジン用のブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項１８】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの
一部からなる請求項１７に記載のブレード付きディスク
アセンブリ。 - 【請求項１９】上記らせんの長さ方向中心軸線が上記デ
ィスクの軸線方向中心軸線に対して斜めに配置されてい
る請求項１８に記載のブレード付きディスクアセンブリ
。 - 【請求項２０】上記エアーホイルルート部が上記前縁か
ら後縁まで延在する中心線を有し、上記ダブテール長さ
方向軸線が中心線に大体平行に配置された請求項１７に
記載のブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項２１】上記ダブテールは、シャンクと、シャン
クから半径方向内方へ、かつダブテール半径方向軸線か
ら外向きに互いに反対方向に延在する１対の突出部とを
含む請求項１７に記載のブレード付きディスクアセンブ
リ。 - 【請求項２２】上記ダブテールの突出部それぞれが頂点
を有し、１対の突出部が両頂点間に延在する弦を含み、
ダブテール後部輪郭における弦を後部弦とし、ダブテー
ル前部輪郭における弦を前部弦として、前部弦が後部弦
に対して回転している請求項２１に記載のブレード付き
ディスクアセンブリ。 - 【請求項２３】上記ダブテール前部輪郭が上記ディスク
前面に隣接し、上記ダブテール後部輪郭が上記ディスク
後面に隣接し、ダブテール前部輪郭の隣り合うもの同士
がダブテール後部輪郭の隣り合うもの同士より近接して
配置されている請求項２２に記載のブレード付きディス
クアセンブリ。 - 【請求項２４】上記前部弦が後部弦から約６０度回転し
ている請求項２３に記載のブレード付きディスクアセン
ブリ。 - 【請求項２５】上記らせんがピッチ約０．０３山／イン
チ、らせん半径約５．０インチ、ねじり角約４５°のら
せんである請求項２４に記載のブレード付きディスクア
センブリ。 - 【請求項２６】上記ダブテール長さ方向軸線が上記ディ
スク軸線方向中心軸線に対して約２０度以上の傾斜を有
する請求項１７に記載のブレード付きディスクアセンブ
リ。 - 【請求項２７】上記ディスク外周がその前面から後面ま
で上記ディスク軸線方向中心軸線に対して傾斜を有する
請求項２６に記載のブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項２８】上記ディスク外周の傾斜が上記ダブテー
ル長さ方向軸線の傾斜に大体等しい請求項２７に記載の
ブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項２９】上記ダブテールは、シャンクと、シャン
クから半径方向内方へ、かつダブテール半径方向軸線か
ら外向きに互いに反対方向に延在する１対の突出部とを
含み、上記シャンクの半径方向厚みが上記１対の突出部
の半径方向厚みより大きくなく、上記ダブテールが実質
的にシャンクなしである請求項２８に記載のブレード付
きディスクアセンブリ。 - 【請求項３０】上記エアーホイル後縁が上記ダブテール
後部輪郭とその半径方向外方へ大体整列しており、上記
エアーホイル前縁が上記ダブテール前部輪郭とその半径
方向外方へ大体整列している請求項２９に記載のブレー
ド付きディスクアセンブリ。 - 【請求項３１】上記エアーホイル先端が先端弦を有し、
上記エアーホイルルート部がルート弦を有し、上記エア
ーホイルは上記先端弦がルート弦に対して鋭角に位置す
るようにねじられている請求項３０に記載のブレード付
きディスクアセンブリ。 - 【請求項３２】上記ダブテール長さ方向軸線に直交する
上記ダブテールの輪郭のすべてが、上記前部輪郭および
後部輪郭を含めて同一である請求項１７に記載のブレー
ド付きディスクアセンブリ。 - 【請求項３３】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの
一部からなり、上記ダブテール輪郭それぞれが隣のダブ
テール輪郭に対して回転している請求項３２に記載のブ
レード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項３４】上記ダブテール長さ方向軸線に直角に切
ったダブテールの各輪郭が対称である請求項１７記載の
ブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項３５】上記ロータブレードがその前縁に入口ル
ート半径比を、その後縁に出口ルート半径比を有し、出
口ルート半径比が入口ルート半径比より大きい請求項１
７に記載のブレード付きディスクアセンブリ。 - 【請求項３６】上記入口ルート半径比が約０．３５以下
である請求項３５に記載のブレード付きディスクアセン
ブリ。 - 【請求項３７】上記ダブテール長さ方向軸線がらせんの
一部からなり、各ロータブレードが重心を有し、ブレー
ド重心の装填時の半径方向位置が、ブレードをディスク
の溝に部分的に挿入したときのブレード重心の第１半径
方向位置より大きくなるように、ブレードダブテールを
ディスクに配置した請求項１７に記載のブレード付きデ
ィスクアセンブリ。 - 【請求項３８】上記第１半径方向位置がブレードをディ
スクの溝にその前面から部分的に挿入したときに得られ
る請求項３７に記載のブレード付きディスクアセンブリ
。 - 【請求項３９】上記ブレード重心の装填時の半径方向位
置が、ブレードをディスクの溝にその後面から部分的に
挿入したときのブレード重心の第２半径方向位置より大
きい請求項３８に記載のブレード付きディスクアセンブ
リ。 - 【請求項４０】上記装填位置でのブレード重心が最大で
ある請求項３９に記載のブレード付きディスクアセンブ
リ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US500,974 | 1990-03-29 | ||
| US07/500,974 US5067876A (en) | 1990-03-29 | 1990-03-29 | Gas turbine bladed disk |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04224203A true JPH04224203A (ja) | 1992-08-13 |
Family
ID=23991637
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3070327A Pending JPH04224203A (ja) | 1990-03-29 | 1991-03-12 | ガスタービン用ブレード付きディスク |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5067876A (ja) |
| JP (1) | JPH04224203A (ja) |
| CA (1) | CA2034478A1 (ja) |
| DE (1) | DE4108930A1 (ja) |
| FR (1) | FR2660361B1 (ja) |
| GB (1) | GB2243413B (ja) |
| IT (1) | IT1245264B (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009503329A (ja) * | 2005-07-30 | 2009-01-29 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 回転機械内の又は関連する改良 |
| JP2012530871A (ja) * | 2009-06-23 | 2012-12-06 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 軸流ターボ機械のためのロータブレードおよびそのようなロータブレードのための組み付け部 |
Families Citing this family (54)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5222865A (en) * | 1991-03-04 | 1993-06-29 | General Electric Company | Platform assembly for attaching rotor blades to a rotor disk |
| US5275535A (en) * | 1991-05-31 | 1994-01-04 | Innerspace Corporation | Ortho skew propeller blade |
| US5242270A (en) * | 1992-01-31 | 1993-09-07 | Westinghouse Electric Corp. | Platform motion restraints for freestanding turbine blades |
| FR2697051B1 (fr) * | 1992-10-21 | 1994-12-02 | Snecma | Rotor de turbomachine comprenant un disque dont le pourtour est occupé par des alvéoles obliques qui alternent avec des dents de section transversale variable. |
| US5310318A (en) * | 1993-07-21 | 1994-05-10 | General Electric Company | Asymmetric axial dovetail and rotor disk |
| FR2723397B1 (fr) * | 1994-08-03 | 1996-09-13 | Snecma | Disque de compresseur de turbomachine muni d'une gorge circulaire asymetrique |
| GB9615826D0 (en) * | 1996-07-27 | 1996-09-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan blade retention |
| ATE225460T1 (de) * | 1997-09-08 | 2002-10-15 | Siemens Ag | Schaufel für eine strömungsmaschine sowie dampfturbine |
| GB2345943B (en) * | 1998-12-04 | 2003-07-09 | Glenn Bruce Sinclair | Precision crowning of blade attachments in gas turbines |
| US6541733B1 (en) | 2001-01-29 | 2003-04-01 | General Electric Company | Laser shock peening integrally bladed rotor blade edges |
| US6764282B2 (en) | 2001-11-14 | 2004-07-20 | United Technologies Corporation | Blade for turbine engine |
| US7442007B2 (en) * | 2005-06-02 | 2008-10-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Angled blade firtree retaining system |
| GB0521242D0 (en) * | 2005-10-19 | 2005-11-23 | Rolls Royce Plc | A blade mounting |
| JP4807113B2 (ja) * | 2006-03-14 | 2011-11-02 | 株式会社Ｉｈｉ | ファンのダブテール構造 |
| JP4911286B2 (ja) * | 2006-03-14 | 2012-04-04 | 株式会社Ｉｈｉ | ファンのダブテール構造 |
| FR2900989B1 (fr) | 2006-05-12 | 2008-07-11 | Snecma Sa | Ensemble pour compresseur de moteur d'aeronef comprenant des aubes a attache marteau a pied incline |
| 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 |
| US7581924B2 (en) * | 2006-07-27 | 2009-09-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vanes with airfoil-proximate cooling seam |
| US7488157B2 (en) * | 2006-07-27 | 2009-02-10 | Siemens Energy, Inc. | Turbine vane with removable platform inserts |
| US20080089789A1 (en) * | 2006-10-17 | 2008-04-17 | Thomas Joseph Farineau | Airfoils for use with turbine assemblies and methods of assembling the same |
| US20080298973A1 (en) * | 2007-05-29 | 2008-12-04 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine vane with divided turbine vane platform |
| US8221083B2 (en) * | 2008-04-15 | 2012-07-17 | United Technologies Corporation | Asymmetrical rotor blade fir-tree attachment |
| US8052393B2 (en) * | 2008-09-08 | 2011-11-08 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| US8057187B2 (en) * | 2008-09-08 | 2011-11-15 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| US8210822B2 (en) * | 2008-09-08 | 2012-07-03 | General Electric Company | Dovetail for steam turbine rotating blade and rotor wheel |
| US8100657B2 (en) * | 2008-09-08 | 2012-01-24 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| US8096775B2 (en) * | 2008-09-08 | 2012-01-17 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| US8075272B2 (en) * | 2008-10-14 | 2011-12-13 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade for a low pressure section of a steam turbine engine |
| US8459956B2 (en) * | 2008-12-24 | 2013-06-11 | General Electric Company | Curved platform turbine blade |
| US8118557B2 (en) * | 2009-03-25 | 2012-02-21 | General Electric Company | Steam turbine rotating blade of 52 inch active length for steam turbine low pressure application |
| US7997873B2 (en) * | 2009-03-27 | 2011-08-16 | General Electric Company | High efficiency last stage bucket for steam turbine |
| US8439643B2 (en) * | 2009-08-20 | 2013-05-14 | General Electric Company | Biformal platform turbine blade |
| US20110189924A1 (en) * | 2010-01-29 | 2011-08-04 | Erickson Robert E | Method of machining between contoured surfaces with cup shaped tool |
| US8651820B2 (en) * | 2010-07-14 | 2014-02-18 | General Electric Company | Dovetail connection for turbine rotating blade and rotor wheel |
| DE102011006273A1 (de) | 2011-03-28 | 2012-10-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Rotor einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine |
| DE102011006275A1 (de) | 2011-03-28 | 2012-10-04 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Stator einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine |
| DE102011007767A1 (de) | 2011-04-20 | 2012-10-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine |
| US10036261B2 (en) | 2012-04-30 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Blade dovetail bottom |
| US9033669B2 (en) * | 2012-06-15 | 2015-05-19 | General Electric Company | Rotating airfoil component with platform having a recessed surface region therein |
| US10119400B2 (en) * | 2012-09-28 | 2018-11-06 | United Technologies Corporation | High pressure rotor disk |
| US10215032B2 (en) | 2012-10-29 | 2019-02-26 | General Electric Company | Blade having a hollow part span shroud |
| US9328619B2 (en) | 2012-10-29 | 2016-05-03 | General Electric Company | Blade having a hollow part span shroud |
| US9739158B2 (en) * | 2013-03-10 | 2017-08-22 | Rolls-Royce Corporation | Attachment feature of a gas turbine engine blade having a curved profile |
| WO2015009454A1 (en) * | 2013-07-15 | 2015-01-22 | United Technologies Corporation | Turbine clearance control utilizing low alpha material |
| FR3042825B1 (fr) * | 2015-10-27 | 2019-09-06 | Safran Aircraft Engines | Aube et disque de soufflante |
| US10605260B2 (en) * | 2016-09-09 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Full-span forward swept airfoils for gas turbine engines |
| 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 |
| KR102013256B1 (ko) * | 2017-11-23 | 2019-10-21 | 두산중공업 주식회사 | 스팀터빈 |
| US11231043B2 (en) | 2018-02-21 | 2022-01-25 | General Electric Company | Gas turbine engine with ultra high pressure compressor |
| US10823191B2 (en) | 2018-03-15 | 2020-11-03 | General Electric Company | Gas turbine engine arrangement with ultra high pressure compressor |
| FR3085992B1 (fr) * | 2018-09-14 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Aube de roue mobile de turbine comportant un pied de forme curviligne |
| CN110360475A (zh) * | 2019-08-09 | 2019-10-22 | 佛山市清源科技有限公司 | 具有静音大风量风道结构的照明装置 |
| US11834964B2 (en) | 2021-11-24 | 2023-12-05 | General Electric Company | Low radius ratio fan blade for a gas turbine engine |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63173802A (ja) * | 1986-12-29 | 1988-07-18 | ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション | 回転子組立体 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1793468A (en) * | 1929-05-28 | 1931-02-24 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Turbine blade |
| US2415847A (en) * | 1943-05-08 | 1947-02-18 | Westinghouse Electric Corp | Compressor apparatus |
| DE838191C (de) * | 1946-06-07 | 1952-03-27 | Gebrüder Sulzer Aktiengesellschaft, Winterthur (Schweiz) | Schaufelung für axiale Turbomaschinen und Verfahren zur Herstellung derselben |
| GB778667A (en) * | 1954-03-29 | 1957-07-10 | Rolls Royce | Improvements in or relating to compressor blade root fixings |
| GB798613A (en) * | 1955-05-06 | 1958-07-23 | Ite Circuit Breaker Ltd | Improvements in or relating to the securing of an element such as turbine blade to abody such as a rotor |
| US3112914A (en) * | 1960-08-01 | 1963-12-03 | Gen Motors Corp | Turbine rotor |
| BE755608A (fr) * | 1969-09-04 | 1971-02-15 | Gen Electric | Aubes de compresseurs |
| GB1419381A (en) * | 1972-03-09 | 1975-12-31 | Rolls Royce | Fan for gas turbine engines |
| US3986793A (en) * | 1974-10-29 | 1976-10-19 | Westinghouse Electric Corporation | Turbine rotating blade |
| US4169694A (en) * | 1977-07-20 | 1979-10-02 | Electric Power Research Institute, Inc. | Ceramic rotor blade having root with double curvature |
| GB2008203A (en) * | 1977-11-16 | 1979-05-31 | Rolls Royce | Rotor Blade Fixing |
| US4621979A (en) * | 1979-11-30 | 1986-11-11 | United Technologies Corporation | Fan rotor blades of turbofan engines |
| US4363602A (en) * | 1980-02-27 | 1982-12-14 | General Electric Company | Composite air foil and disc assembly |
| US4460315A (en) * | 1981-06-29 | 1984-07-17 | General Electric Company | Turbomachine rotor assembly |
| JPS59108805A (ja) * | 1982-12-15 | 1984-06-23 | Toshiba Corp | タ−ビン動翼の固定装置 |
| US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
-
1990
- 1990-03-29 US US07/500,974 patent/US5067876A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-01-17 CA CA002034478A patent/CA2034478A1/en not_active Abandoned
- 1991-03-12 JP JP3070327A patent/JPH04224203A/ja active Pending
- 1991-03-19 DE DE4108930A patent/DE4108930A1/de not_active Ceased
- 1991-03-25 GB GB9106275A patent/GB2243413B/en not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-27 FR FR9103723A patent/FR2660361B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 1991-03-28 IT ITMI910831A patent/IT1245264B/it active IP Right Grant
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63173802A (ja) * | 1986-12-29 | 1988-07-18 | ユナイテッド・テクノロジーズ・コーポレイション | 回転子組立体 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009503329A (ja) * | 2005-07-30 | 2009-01-29 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 回転機械内の又は関連する改良 |
| US7949479B2 (en) | 2005-07-30 | 2011-05-24 | Napier Turbochargers Limited | In on or relating to rotating machines |
| JP4897808B2 (ja) * | 2005-07-30 | 2012-03-14 | ナピア ターボチャージャーズ リミテッド | ターボ機械の羽根車 |
| JP2012530871A (ja) * | 2009-06-23 | 2012-12-06 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | 軸流ターボ機械のためのロータブレードおよびそのようなロータブレードのための組み付け部 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2660361B1 (fr) | 1993-03-26 |
| IT1245264B (it) | 1994-09-13 |
| US5067876A (en) | 1991-11-26 |
| ITMI910831A0 (it) | 1991-03-28 |
| GB2243413A (en) | 1991-10-30 |
| DE4108930A1 (de) | 1991-10-02 |
| FR2660361A1 (fr) | 1991-10-04 |
| CA2034478A1 (en) | 1991-09-30 |
| ITMI910831A1 (it) | 1992-09-28 |
| GB2243413B (en) | 1993-12-22 |
| GB9106275D0 (en) | 1991-05-08 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JPH04224203A (ja) | ガスタービン用ブレード付きディスク | |
| JP4942244B2 (ja) | 湾曲圧縮機翼形部 | |
| CA2613601C (en) | A turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same | |
| US7445433B2 (en) | Fan or compressor blisk | |
| US4595340A (en) | Gas turbine bladed disk assembly | |
| JP5138138B2 (ja) | ブリスク | |
| EP1111188B1 (en) | Swept airfoil with barrel shaped leading edge | |
| US8834129B2 (en) | Turbofan flow path trenches | |
| RU2219377C2 (ru) | Лопатка с узкой средней частью | |
| EP1106836A2 (en) | Double bowed compressor airfoil | |
| US5369882A (en) | Turbine blade damper | |
| US7204676B2 (en) | Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan | |
| EP1939398A2 (en) | Stator vane with lean and sweep | |
| US5310318A (en) | Asymmetric axial dovetail and rotor disk | |
| CA2615625C (en) | Methods and apparatus for fabricating a rotor assembly | |
| JPS6215760B2 (ja) | ||
| JP2006505730A (ja) | ターボコンプレッサ用再循環構造 | |
| JP2008539356A (ja) | タービン・ホイール | |
| BR102016024900A2 (pt) | Compressors | |
| US20040170502A1 (en) | Backswept turbojet blade | |
| JP2002047944A (ja) | 高回転型インペラ | |
| US20180017075A1 (en) | Airfoil with stress-reducing fillet adapted for use in a gas turbine engine | |
| US5486095A (en) | Split disk blade support | |
| GB2162588A (en) | Gas turbine blades | |
| CN110700897A (zh) | 用于气体涡轮引擎的叶片 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19950411 |