JPH0424526B2

JPH0424526B2 -

Info

Publication number: JPH0424526B2
Application number: JP57101958A
Authority: JP
Inventors: Uiriamu Burantorei Jeemusu
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1981-06-18
Filing date: 1982-06-15
Publication date: 1992-04-27
Also published as: JPS5810102A; FR2508097B1; GB2100808A; DE3221925A1; GB2100808B; DE3221925C2; FR2508097A1; CA1187812A; US4453890A; IT1151592B; IT8221755A0

Description

【発明の詳細な説明】本発明は、ガスタービンエンジン用羽根、特に
羽根引抜きに対する抵抗が向上したダブテイル部
分を有する羽根に関する。

ガスタービンエンジン用羽根は一般にダブテイ
ル部分を設けられ、このダブテイル部分が円周方
向保持部材の対応するダブテイル受入溝またはあ
り溝に組合わさる。このようなダブテイル受入溝
と組合わさるダブテイル部分を有する代表的な羽
根が、Perkinsの米国特許第3734646号「羽根保
持装置」（1973年５月22日発行）およびBucyらの
米国特許第4265595号「ターボ機関羽根保持アセ
ンブリ」（1981年５月５日発行）に記載されてい
る。これらの羽根の１つの注目すべき特徴は、こ
れらの羽根一つ一つを個別に着脱できることであ
る。上記米国特許は本出願人に譲渡されており、
ここに参考刊行物として挙げておく。

このような従来の羽根および羽根締付は多くの
用途に満足なものである。しかし、ある条件下で
は、従来の羽根のダブテイル形状は羽根引抜き力
に対する抵抗が不十分である。例えば、通常ター
ボフアンエンジンと称される従来のガスタービン
エンジンの形態では相当な羽根引抜き力が予想さ
れる。通常のターボフアンエンジンはフアン区
分、圧縮機区分、燃焼器区分、高圧タービン区
分、低圧タービン区分および排気区分を含む。こ
のようなターボフアンエンジンは代表的には比較
的大きなフアン羽根を有し、フアン羽根は鳥その
他の異物に基因する損傷を受ける。例えば、鳥が
衝突した状況がかなりひどい場合には、１個以上
のフアン羽根またはその一部がフアン円板の保持
ダブテイル溝との嵌合からはずれる。このような
状況の結果生まれる破損モードでは、離脱した羽
根に続く羽根が離脱した羽根との相互作用により
そのダブテイル溝から引抜かれる可能性がある。
この関係で、衝撃相互作用から生じるモーメント
および荷重は、後続羽根の作動中の遠心荷重と組
合わさつて、後続羽根ダブテイルを剪断するのに
十分な程になり、これより後続羽根にさらに損害
を与えたり、さらには他のフアン羽根や関連エン
ジンハードウエア、例えば軸受、シールおよび構
造用フレームに損害を与える恐れがある。

上述の観点から、かかる羽根引抜きに対するダ
ブテイルの抵抗を向上させることが望ましい。こ
の問題の一つの簡単な解決策は一層深くかつ大き
いダブテイル形状を形成することである。しか
し、この簡単な解決策は、それ故に、一層深いダ
ブテイル溝および一層重いフアン円板を必要とす
る。このような嵩の増加は、強度目的には望まし
いものの、コストおよび燃料効率の目的には望ま
しくない。実際、大きな羽根ダブテイルおよび円
板を使用すると、深い羽根ダブテイルと関連した
一層大きな荷重に対処するために一層重い円板お
よび軸受構造が必要となる。さらに、この簡単な
解決策では、引抜き抵抗を高めるために、現在の
エンジンのダブテイル円板形状を大幅に変更しな
ければならない。従つて、羽根ダブテイル引抜き
抵抗を改良するための簡単な手段を提供すること
が望まれている。

従つて、本発明の目的は、強度が向上したダブ
テイル部分を有するガスタービンエンジン用羽根
を提供することにある。

本発明の他の目的は、羽根引抜き力に対する抵
抗が向上したダブテイル部分を有する羽根を提供
することにある。

本発明のさらに他の目的は、このような向上し
た引抜き抵抗を得るのに深いダブテイルを必要と
しない羽根を提供することにある。

本発明のさらに他の目的は、羽根引抜き力に対
する抵抗が不十分な現在の羽根と簡単に交換する
かそれを修理するのに使用できる羽根を提供する
ことにある。

本発明のさらに他の目的は、単一羽根着脱と両
立する羽根を提供することにある。

本発明のさらに他の目的は、製造が比較的簡単
な羽根を提供することにある。

本発明は、ガスタービンエンジン用の羽根を提
供する。この羽根は、エアーホイル部分と、シヤ
ンク部分と、ほゞ軸線方向のダブテイル部分とを
有し、このダブテイル部分が所定の軸線方向寸法
を有し、円周方向保持部材に設けたほゞ同じ所定
軸線方向寸法のほゞ軸線方向のダブテイル受入溝
と組合わされる型のものである。本発明によれ
ば、ダブテイル部分に物理的に結合した補強部材
を設ける。補強部材はダブテイル部分からほゞ軸
線方向に突出してダブテイル部分を補強する。

次に図面を参照しながら本発明を詳述する。

第１図および第２図において、１０は本発明の
ガスタービンエンジン用羽根の１例を示す。羽根
１０は１０Ａで窓称される前縁および前面と１０
Ｂで総称される後縁および後面とを含み、これら
は空気流（第１図の矢印）と相互作用する。羽根
１０はエアーホイル部分１２、プラツトホーム部
分１４およびシヤンク部分１６を含む。シヤンク
部分１６は、軸線方向寸法ｄを有するダブテイル
またはあり部分１８に移行している。第２図から
明らかなように、ダブテイル部分１８は底面１
９、およびここから上方に所定の（代表的には鈍
角の）角度でエアーホイル部分１２に向つて延在
する側面２２、即ち左側面２２Ｌおよび右側面２
２Ｒを含む。しばしばダブテイル加圧面と称され
る側面２４Ｌおよび２４Ｒが、上記側面２２Ｌお
よび２２Ｒから底面１９に対して所定の（代表的
には鋭角の）角度で延在する。側面２４Ｌおよび
２４Ｒは転移面２６Ｌおよび２６Ｒを経てシヤン
ク部分１６に滑らかに連らなつている。

上述の説明は従来の羽根ダブテイル形状の代表
的なものである。しかし、本発明においては、軸
線方向寸法Ｄを有する後方補強部材２０を設け
る。さらに具体的には、後方補強部材２０はダブ
テイル部分１８と一体であり、そこから軸線方向
後方に突出する。所望に応じて、後方補強部材２
０をシヤンク部分１６とも一体とするのが好都合
である。後述するところから一層よく理解できる
ように、後方補強部材２０はダブテイル部分１８
を補強するとともに、羽根１０のダブテイル受入
溝（第１，２図に図示せず）からの引抜きに対す
る抵抗を呈する。

ここで第３図および第４図に移ると、第１図の
羽根１０が、ガスタービンエンジンの構成要素の
部分と組合せたフアン羽根として示されている。
さらに具体的には、フアン円板３０（部分的に図
示）の形態の円形保持部材が設けられ、これは羽
根１０のダブテイル部分１８を受入れる複数個の
ほゞ軸線方向のダブテイル受入溝またはあり溝３
２を含む。ここで用語「ほゞ軸線方向」は、羽根
のダブテイル部分１８およびフアン円板のダブテ
イル受入溝３２がエンジンの軸線と軸線方向で合
致しているか、エンジン軸線に対して約±45℃以
内、好ましくは±20℃以内にあることを意味す
る。

第４図に一層明瞭に示す通りに、フアン円板３
０のほゞ軸線方向のダブテイル受入溝３２は、ダ
ブテイル部分１８と組合わさるように形成されて
いる。代表的には第１図および第３図に示すよう
に、通常のダブテイル嵌合では、軸線方向ダブテ
イル受入溝３２は通常の羽根ダブテイル部分１８
と同じ軸線方向寸法ｄを有する。しかし、前述し
たように、本発明の一例の羽根１０では、後方補
強部材２０がダブテイル受入溝３２を越えて軸線
方向後方へ寸法Ｄだけ突出している。第４図の断
面図を第２図と組合せて見ると、ダブタイル受入
溝３２がフアン円板３０と一体のダブテイル支柱
３２Ａを形成していることがわかる。ダブテイル
支柱３２Ａは、ダブテイル横加圧面２４Ｌおよび
２４Ｒにより発揮される羽根引抜き力（第４図の
矢印）に対して保持力を呈する荷重支持面３３を
形成する。円板の受入溝の表面３４はスペーサ部
材３５によりダブテイル底面１９から離され、特
に比較的低い回転速度での羽根１０の作動位置を
適切に保つている。フアン円板３０は、ダブテイ
ル側面２２Ｌおよび２２Ｒと離間関係で作動的に
係合する荷重支持面３６も含む。第４図に関連し
て上述した力の分布は通常のダブテイル構造にか
なり代表的なものである。

前述したように、本発明の１例の羽根１０はダ
ブテイル部分１８を補強する後方補強部材２０を
含む。後方補強部材２０がダブテイル部分１８を
どのように補強するのかを理解するために、第５
図を参照するのがわかり易い。第５図から後方補
強部材２０が円板３０の後面３０Ｂを越えて延在
していることが明らかである。

後方補強部材２０を付加することにより、ダブ
テイル部分１８に含まれるダブテイル材料の荷重
支持能力が増加する。この関係で、後方補強部材
２０は、ダブテイル部分１８が円板の荷重支持面
３３と接する部分より後方に追加材料を加える。
実際に、後方補強部材２０を付加することによ
り、これがなければダブテイル部分１８の後面１
８Ｓ（仮想線で図示）に現われる応力・歪状態を、
ポアツソン効果から軸線方向後方への歪を生じる
であろう平面応力の状態から、軸線方向歪が抑制
される平面歪に近い状態に変化させ、かくして軸
線方向圧縮応力を発現させる。この平面応力から
平面歪への変化は、ダブテイル部分１８の荷重支
持能力を増すので望ましい。

円板の荷重支持面３３と係合するダブテイル部
分１８荷重支持能力を増すことに加えて、後方補
強部材２０を使用すると追加の余分な荷重通路を
介してダブテイル引抜き抵抗をさらに増すことが
でき有利である。この関係で、再び第３図に戻る
と、羽根１０は代表的なフアンブースタスプール
部材４０と組合せて図示されている。フアンブー
スタスプール４０の円周方向前方フランジ部分４
２は、フアン円板３０の後面３０Ｂに固定関係で
結合されている。例えば、ボルト３７を用いてフ
アンブースタスプール前方フランジ４２とダブテ
イル支柱部分３８との結合を達成することができ
る。フアンブースタスプール４０自体は、複数の
フアンブースタ羽根（図示せず）のダブテイル部
分と組あわさる複数のダブテイル受入溝４４を含
む。フアンブースタスプール４０の前方フランジ
４２についてさらに説明すると、このフランジ４
２の円板支柱部分３８への連結は、円板の荷重支
持面３３（第３図に図示せず）の拡開に抗する円
周方向支持を提供するという機能を果す。フアン
ブースタスプール前方フランジ４２はほかに円周
方向フランジ面４６、例えば内面を含み、この内
面４６は後方補強部材２０の軸線方向延在荷重支
持面２１を受入れるように構成されている。

フランジ４２の受入面４６と補強部材２０の荷
重支持面２１との接触は、フアン羽根１０の正常
作動中は一般に重要でない。しかし、作動時の半
径方向荷重を羽根引抜き力から切離しまたブース
タスプール前方フランジ４２の摩耗や食込みを阻
止するために、補強部材荷重支持面２１とフラン
ジ面４６との間に作動クリアリンスＳをとるのが
好ましい。クリアリンスＳは代表的には、正常な
エンジン作動中は接触が起らず、羽根引抜き衝撃
荷重時にかかるクリアリンスＳがなくなるような
大きさのものである。この作動クリアリンスＳが
消去されるのは、羽根引抜き衝撃荷重条件で、保
持側ハードウエア、即ち円板の荷重支持面３３お
よびダブテイルの側面２２および２４が衝撃荷重
に抵抗するために弾性および／または塑性変形す
るからである。クリアリンスＳを比較的大きくと
ると、このような羽根引抜き衝撃荷重時に、フア
ンブースタスプールの前方フランジ４２が大きな
初期荷重力で衝撃を受けやすくなり、他方作動ク
リアリンスＳが比較的小さくなるにつれ、前方フ
ランジ４２に衝撃を与える力が次第に最大限に発
揮されるようになることを認識する必要がある。
従つて比較的小さい作動クリアランスＳ、例えば
約0.006〜0.060インチ（0.15〜1.5cm）の作動クリ
アリンスＳを設けることにより、比較的大きさの
小さい保持フランジ４２およびブースタスプール
４０を使用することができるようになる。勿論、
フアンブースタスプール４０の前方フランジ４２
の存在により与えられる追加の余分な荷重通路
は、ガスタービンエンジンの他の構造により設け
てもよい。例えば、任意の利用可能な構造体、例
えばフランジ、リングまたはダブテイル支柱３２
Ａからの突起を用いて余分な荷重通路を形成する
ことができる。

本発明の羽根をダブテイル部分１８とほゞ同じ
断面の部分を含む後方補強部材２０を有するもの
として説明したが、その他の変更例も採用でき
る。幾つかの変更例を第６〜８図に示す。同一部
分を示すのに同一参照数字を使用してある。

例えば、かかる変更例の一つが第６図に示され
ており、ここでは面取りした補強部材の形状の後
方補強部材１２０が、テーパ状に羽根１０の後面
１０Ｂから軸線方向に距離Ｄだけ突出している。
後方補強部材１２０の存在はダブテイル部分１８
に追加材料を加える機能をなし、この追加材料は
応力・歪状態を平面応力の状態から平面歪の状態
に変換するのを助けるように機能する。但し、そ
の変換助長の度合は第１〜５図の形状より小さ
い。さらに、第６図の補強部材１２０は軸線方向
に延在する荷重支持面１２１も含み、この面１２
１は第３図の構造を含めて種々の適用例と関連し
て説明したように使用することができる。本発明
の他の採用可能な後方補強部材形状を第７図に補
強部材２２０として示す。この補強部材２２０
は、第３図に示すような前述した作動クリアリン
スＳを与えるためのシヤンク部分１６に結合した
パツド部分２２２を含む。所望に応じて、特に製
造を簡単にするために、ダブテイル部分１８と後
方補強部材２２０との間に段状転移部２２４を設
けることができる。この段２２４は比較的浅く、
例えば約0.040インチ（0.10cm）以下で、適当な
切削すみ肉を残して前述した通りにダブテイル部
分１８を補強する。第８図の後方補強部材３２０
は、対応するダブテイル部分１８の側面２２およ
び２４を越えて延在する側面３２２Ｌおよび３２
２Ｒを含む。これによりこの構造方向羽根保持を
高める前方向ストツパ面３２４が付随的に得られ
る。

かくて、本発明の後方補強部材は、ダブテイル
部分の後面で平面応力状態を平面歪状態に近づけ
ることにより、普通の羽根ダブテイル部分の強度
を上げる作用をなす。さらに本発明の後方補強部
材は、ダブテイル加圧面で引抜き荷重力に対する
抵抗に参与するようになる追加材料を加えること
により、普通のダブテイル部分を強化する。さら
に具体的には、剪断流れを介して、隣接補強部材
の材料は普通のダブテイル部分の後端と協働し、
引抜き力に対する追加の剪断および曲げ抵抗を生
成する。

さらに、本発明の後方補強部材は、羽根引抜き
衝撃荷重時にダブテイル保持を向上する追加の余
分な荷重通路を提供する。ダブテイル保持の向上
の結果、羽根を失うことによる不均衡が少なくな
る。この羽根を失うことにより不均衡の減少によ
り、不均衡荷重がより小さくなると共に構造／軸
受必要条件が軽くなる結果、エンジン重量の減少
が可能となる。同様に、本発明の後方補強部材
は、その結果として小さくなつた羽根損失を補捉
するのに必要な収容構造の量を減少させることに
より、エンジン重量を減少させる。さらに、本発
明の羽根・ダブテイル形状は、羽根引抜きの問題
がある現存の羽根構造に関する簡単な互換性ある
修正案を提供する。また、本発明のほとんどの実
施例では、単一羽根の着脱が依然として可能であ
る。その上、本発明の羽根形状は簡単に製造する
ことができる。

本発明の羽根は、一層深いダブテイルの必要を
なくして、ほゞ等価なダブテイル引抜き抵抗を達
成することにより、一層効率よいダブテイルを提
供する。その結果、本発明の羽根では、一層重い
フアン円板、軸受および支持構造がそのような深
いダブテイルに関して予想される大きなリム荷重
を受容する必要がなくなる。

本発明の後方補強部材をダブテイル部分と一体
に製造するのが好ましいが、利用可能な結合技
術、例えば溶接、ろう付または接着により簡単に
後方補強部材をダブテイル部分に物理的に結合す
ることもできる。実際、かかる利用可能な結合技
術を使用することにより、現在の羽根の補強もし
くは修理を、適当な後方補強部材形状物を羽根の
ダブテイル部分に結合するだけで達成できる。

羽根材料、特にダブテイル部分およびこれに結
合される後方補強部材は、等方性材料、例えばほ
とんどの金属で構成するのが好ましい。等方性材
料の好適例はチタンである。適用例によつては、
周知技術で適切な改変を行いさえすれば異方性材
料を使用することができる。

本発明の羽根を望ましい流路を画成するプラツ
トホーム部分を含むものとして説明したが、当業
者であれば、本発明の羽根はそのようなプラツト
ホームの存在を必要としないことが理解できるは
ずである。

本発明の羽根をガスタービンエンジンに使用す
るフアン羽根と関連して説明したが、本発明の羽
根は、羽根引抜き力が比較的大きいあらゆる用途
におけるガスタービンエンジンに使用するに適当
である。例えば、本発明の羽根は、第１段の回転
羽根が第１段圧縮機羽根をなすターボジエツト型
ガスタービンエンジン、例えばターボシヤフトエ
ンジンに使用するのに適当である。同様に、本発
明はリフトフアン、例えば短距離離着陸機用エン
ジンに用いる羽根形状に適用できる。

本発明のダブテイル補強部材は、羽根ダブテイ
ルの後面への適用に限定されない。実際、本発明
のダブテイル補強部材は、羽根ダブテイル部分の
前面で相当な羽根引抜き力が予想される適用例に
おいて、羽根ダブテイル部分の前方部分を補強す
るのに適当である。このような適用例では、補強
部材はダブテイル部分の前面に物理的に結合さ
れ、そこから軸線方向前方に延在する。この関係
で、本発明の前方補強部材は、所望に応じて、前
掲の米国特許第4265505号に記載された軸線方向
保持装置と組合せて使用することができる。その
ような組合せの１例では、前方補強部材を半径方
向荷重を受けたダブテイルの前方部分とダブテイ
ル延長部の半径方向溝との時に配置する。

本発明を特定の実施例に関連して説明したが、
本発明の要旨を逸脱せぬ範囲内で種々の変形、改
変を加え得ることが当業者に明らかである。特許
請求の範囲は本発明のこのような変形および改変
例のすべてを包含する。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の羽根の１実施例を示す側面
図、第２図は第１図の羽根の後縁および後面を示
す後面図、第３図は第１図の羽根をガスタービン
エンジンの他の部品と組合せて示す第１図と同様
の側面図、第４図は第３図の４−４線方向に見た
断面図、第５図は第１図の羽根をフアン円板の一
部と組合せて示す斜視図、第６〜８図はそれぞれ
本発明の羽根の異なる実施例を示す第５図と同様
の斜視図である。１０……羽根、１０Ａ……前縁，前面、１０Ｂ
……後縁，後面、１２……エアーホイル部分、１
６……シヤンク部分、１８……ダブテイル部分、
２０……補強部材、２１……荷重支持面、２２，
２４……タブテイル側面、３０……フアン円板、
３２……ダブテイル受入溝、３３……荷重支持
面、４０……フアンブースタスプール、４２……
円周方向フランジ、４６……円周方向フランジ
面。

Claims

【特許請求の範囲】１エアーホイル部分、シヤンク部分およびほゞ
軸線方向のダブテイル部分を有するタイプの羽根
を組込む、所定の軸線方向寸法のほぼ軸線方向の
複数個のダブテイル受入溝を有する円周方向羽根
保持部材を含み、該ダブテイル部分が反対向きの
前面および後面を有し該前面と後面間の寸法は前
記ダブテイル受入れ溝の所定の軸線方向寸法とほ
ぼ等しいガスタービンエンジンに於て、前記ダブテイル部分の前面又は後面の一方に物
理的に結合され、そこからほぼ軸線方向に突出し
て、軸線方向延在荷重支持面を有する補強部材
と、前記円周方向羽根保持部材に固定して結合さ
れた余分な荷重通路を形成する手段とを含み、該
手段は前記補強部材の軸線方向延在荷重支持面を
受入れる様に位置決めされた内面を、該荷重支持
面が該内面より所定の作動クリアランスだけ離れ
たところに有し、該作動クリアランスは正常なエ
ンジン作動中は接触が起らず、羽根引抜き衝撃荷
重時には該荷重支持面と該内面が接触するガスタ
ービンエンジン。２前記作動クリアランスが約0.006〜0.060イン
チの範囲である特許請求の範囲第１項記載のガス
タービンエンジン。３前記補強部材が前記ダブテイル後面からほゞ
軸線方向にかつ後方に突出し、前記余分な荷重通
路が前記円周方向羽根保持部材の後面に固定して
結合されている特許請求の範囲第１項記載のガス
タービンエンジン。４前記円周方向羽根保持部材がフアン円板の形
態であり、前記荷重通路が前記フアン円板の後面
に固定して結合される手段を有しながら、前記該
荷重通路が円周方向前方フランジ部分を持つフア
ンブースタスプールを有し、前記円周方向前方フ
ランジ部分は更に前記補強部材の軸線方向延在荷
重支持面を受入れる円周方向フランジ面を有して
いる特許請求の範囲第３項記載のガスタービンエ
ンジン。５前記補強部材が前記ダブテイル部分とほゞ同
じ断面形状を有する部分を含む特許請求の範囲第
１項記載のガスタービンエンジン。６前記補強部材は、対応する前記ダブテイル部
分の側面を越えて延在する側面を有し、前記円周
方向羽根保持部材の面に接触する補強的前方向ス
トツパ面の役割をなしている特許請求の範囲第１
項記載のガスタービンエンジン。７前記補強部材が前記ダブテイル部分より小さ
い断面形状をもち、該ダブテイル部分から浅い段
状転移部を介して延在し、該段状転移部は前記補
強部材と前記ダブテイル部分の接合部にすみ肉を
有している特許請求の範囲第１項記載のガスター
ビンエンジン。８前記補強部材が前記ダブテイル部分と一体で
ある特許請求の範囲第１項記載のガスタービンエ
ンジン。