JPH07111121B2 - 翼付きディスクアセンブリ - Google Patents

翼付きディスクアセンブリ

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JPH07111121B2
JPH07111121B2 JP5103411A JP10341193A JPH07111121B2 JP H07111121 B2 JPH07111121 B2 JP H07111121B2 JP 5103411 A JP5103411 A JP 5103411A JP 10341193 A JP10341193 A JP 10341193A JP H07111121 B2 JPH07111121 B2 JP H07111121B2
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    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322—Blade mountings
    • 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
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    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般的にはガスタービ
ンエンジン動翼に関し、特に、動翼を軸方向に保持した
改良型翼付きディスクアセンブリに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のガスタービンエンジンファンはロ
ータディスクを含んでおり、ロータディスクは、ロータ
ディスクに固定された周方向に相隔たっている複数のフ
ァン動翼を有している。一実施例におけるロータディス
クは、周方向に相隔たっていると共に軸方向に延在して
いる複数のダブテールスロットを含んでおり、各スロッ
ト内には、ファン動翼の補完的な軸方向挿入式ダブテー
ルがファン動翼をロータディスクに固定するために、摺
動自在に挿入されている。軸方向ダブテールスロット
は、個々のファン動翼をそれぞれのダブテールスロット
内へ軸方向に嵌め込み易くする。従来の動翼保持体はダ
ブテールの前端と後端とに配置されており、運転中にダ
ブテールをダブテールスロット内に軸方向に保持してい
る。
【０００３】ガスタービンエンジンファンは通例、異物
吸引、例えばファン動翼に対する鳥の衝突に際して、過
度の破損を起こさないように設計されている。過度の破
損が起こると、運転中にファン動翼が完全に切断される
か又はファンの過度の不均衡が生ずるため、運転中にエ
ンジンを停止しなければならなくなる。航空機に飛行動
力を与えるガスタービンエンジンにおいて、鳥の衝突は
通例、空港の滑走路上で航空機の離陸又は降下中に発生
する。更に、動翼の離脱が発生した場合、離脱した動翼
は隣の動翼に衝突し、そして鳥の衝突時に生ずるような
力を加える。鳥の衝突時に望ましいことは、エンジンが
鳥を吸引した場合でも必要に応じて動力を供給するよう
に動作し続けることである。又、動翼離脱の場合には、
隣の動翼の翼保持装置の損傷を防止することが望まし
い。
【０００４】ファン動翼は通例、その根本から先端まで
大きなねじれを有しているので、鳥の衝突は通例、例え
ば離陸中に、高速回転中のファン動翼の後ろ向き側面、
即ち圧力側に衝撃を与え、ファン動翼に衝撃荷重をもた
らす。例えば、降下中に生じ得るファン動翼の比較的低
い回転速度では、鳥はファン動翼の前向き側面、即ち吸
い込み側に衝撃を与えることもあり得る。
【０００５】どちらの場合も、鳥の衝撃は、鳥の衝突位
置、例えばファン動翼先端近辺において軸方向の荷重成
分を包含しており、この軸方向荷重の結果、それに対応
して動翼保持体に軸方向反力荷重が生じると共に、動翼
のダブテールと根本とを中心として曲げモーメントが生
じて、ダブテールと根本とに曲げ応力を引き起こす。フ
ァン動翼の圧力側における鳥の前方衝撃荷重が通例、最
大の大きさを有しておち、それに応じて前方動翼保持体
に最大の軸方向衝撃反力が生ずると共に、動翼の根本と
ダブテールとに最大衝撃曲げ応力が生ずる。このような
鳥の衝突による軸方向衝撃荷重に対処するために、動翼
保持体を適当な寸法にしなければならず、従って、動翼
保持体の重量が増し、それに応じてロータディスクを、
ロータディスクを経由する衝撃荷重に抗するように重く
する必要がある。
【０００６】
【発明の目的】従って、本発明の目的は、新規で改良さ
れた翼付きディスクアセンブリを提供することである。
本発明の他の目的は、異物の衝撃荷重からのエネルギの
消散に有効な改良された動翼保持体を有している翼付き
ディスクアセンブリを提供することである。
【０００７】本発明の他の目的は、動翼への鳥の衝突に
有効に対処すると共に重量の少ない翼付きディスクアセ
ンブリを提供することである。
【０００８】
【発明の概要】本発明に係る翼付きディスクアセンブリ
は、軸方向ダブテールスロットを有しているロータディ
スクと、ダブテールスロット内に配置されているダブテ
ールを有している動翼とを含んでいる。動翼保持体がダ
ブテールをダブテールスロット内に保持するように、ロ
ータディスクに固定されている。スペーサが動翼保持体
とダブテールとの間においてダブテールスロット内に配
置されており、スペーサは、ダブテールが所定の寸法の
異物の衝突時にエネルギを消散すべく、ダブテールスロ
ット内で動翼保持体に向かって摺動し摩擦力を生じ得る
ように、選択的に圧縮可能である。
【０００９】本発明は、他の目的及び利点と共に、図面
と関連する以下の詳述から更に明らかとなろう。
【００１０】
【実施例の記載】図１は本発明の一実施例による翼付き
ディスクアセンブリ１２を含んでいる航空機用ターボフ
ァンガスタービンエンジン１０の一例の概略図である。
アセンブリ１２はファンロータディスク１４を含んでお
り、ファンロータディスク１４は従来のように、ブース
タ圧縮機１８の前側コーン１６に、エンジン１０の縦方
向又は軸方向中心線２０を中心として同軸的に連結され
ている。ファンロータディスク１４とブースタ圧縮機１
８とは、公知の方式でタービンによって中心線２０を中
心としてＲで示す方向に従来のように回転される。ロー
タディスク１４には周方向に相隔たっている複数のファ
ン動翼２２が取り付けられており、動翼２２の各々は翼
形部２４と、翼形部２４と一体のダブテール２６とを含
んでいる。
【００１１】エンジン１０の運転中、ファン動翼２２は
中心線２０の周りを回転しており、ファン動翼２２は鳥
の衝突により生ずるような異物損傷を起こすことがあ
る。図１は例えば離陸中にエンジン１０が航空機を駆動
しているときに、ファン動翼２２に吸引される可能性の
ある鳥２８の一例を示す。図２にはファン動翼２２の１
つが示されており、ファン動翼２２は図示のように、そ
の根本から先端まで比較的大きなねじれを有している。
この動翼のねじれと、例えば離陸中の比較的高い回転速
度Ｒとにより、鳥２８は通常、垂直衝撃荷重ベクトルＦ
ｎによって示されるように、翼形部の圧力側、即ち後ろ
向きの概して凹形の側面２４ａに衝撃を与える。垂直衝
撃荷重Ｆｎは、接線方向衝撃荷重ベクトルＦｔと、軸方
向衝撃荷重ベクトルＦａとに分解され得る。本例の鳥の
衝突時の軸方向衝撃荷重Ｆａは、前方の上流方向に向か
って翼形部２４にかかり、ダブテール２６を介してファ
ンディスク１４に伝達される。鳥の衝突はダブテール２
６に対して半径方向外側の位置で起こるので、軸方向衝
撃荷重Ｆａは又、ダブテール２６を中心とする軸方向曲
げモーメントを発生し、その結果、翼形部２４がダブテ
ール２６に合している翼形部２４の根本で追加的な衝撃
曲げ応力が発生する。
【００１２】従来の形状では、ファン動翼２２と、ファ
ンディスク１４と、動翼２２をディスク１４に保持して
いる従来の前側動翼保持体とはすべて、比較的高い軸方
向衝撃荷重Ｆａと、その結果生ずる曲げ応力とに対処す
るために適当な寸法にされなければならず、従って、ア
センブリの重量は、望ましくないほど増加してしまう。
【００１３】図３には、本発明の一実施例による翼付き
ディスクアセンブリ１２が更に詳細に示されている。翼
付きディスクアセンブリ１２は軸方向衝撃荷重Ｆａと、
それによる曲げ応力とに耐えるように構成されており、
アセンブリ１２の寸法は従来より小さくすることができ
る。更に詳述すると、ロータディスク１４は、周方向に
相隔たっていると共に軸方向に延在している複数のダブ
テール柱状体３０を含んでおり、隣り合っている柱状体
３０は相互間に、従来のように形成されており軸方向に
延在しているダブテールスロット３２を画定している。
動翼ダブテール２６の各々は、ダブテールスロット３２
の形状に対して補完的な形状を有しており、図３に示す
実施例では、従来のように形成されており周方向に対向
している一対のタング（tang）又はローブ３４を有して
いる。
【００１４】この実施例では、ブースタ圧縮機１８の前
側コーン１６は、従来のボルト３６によってファンディ
スク１４の後端に従来のように固定されている前側半径
方向フランジ１６ａを含んでいる。この場合、前側コー
ン半径方向フランジ１６ａは後ろ側動翼保持体として用
いられており、従って、動翼ダブテール２６がそれぞれ
のスロット３２内に軸方向に挿入されたときに、動翼ダ
ブテール２６は半径方向フランジ１６ａに当接するの
で、更に軸方向後方に移動することがない。ダブテール
２６がそれぞれのスロット３２に挿入された後、前側動
翼保持体３８がファンディスク１４に固定され、ダブテ
ール２６をスロット３２内に軸方向に保持して、その軸
方向前方への移動を防止する。
【００１５】図３に示す実施例では、ダブテール柱状体
３０の各々は、半径方向に延在していると共に周方向に
傾斜した一対の捕捉溝４０を含んでおり、一対の捕捉溝
４０は、隣のダブテール柱状体３０の対応する捕捉溝４
０から周方向に隔たっていると共に、その対応する捕捉
溝４０に面している。前側動翼保持体３８は保持板４２
を含んでおり、保持板４２は、この実施例では台形を有
しており、図３に示すように対応する捕捉溝４０内に半
径方向外向きに挿入され得る。図３に示す右側の保持板
４２はそれに対応する捕捉溝４０に上向きに挿入されつ
つあるのに対し、左側の保持板４２はそれに対応する捕
捉溝４０内に完全に挿入されている。台形の保持板４２
と、周方向に傾斜した捕捉溝４０とは、捕捉溝４０内の
保持板４２の半径方向外向きの移動を制限している３角
形を呈しており、こうして、運転中に保持板４２を遠心
力に抗して保持する。従って、保持板４２は隣り合って
いる捕捉溝４０内に取り外し自在に配置されているの
で、保持板４２の着脱が容易である。捕捉溝４０内に装
着されている保持板４２は、ダブテール２６をダブテー
ルスロット３２内に保持して、その軸方向前方への移動
を阻止する。
【００１６】図３、図５及び図６に示す実施例では、前
側動翼保持体３８は更に、軸方向に細長いばね４４を含
んでおり、ばね４４は、保持板４２に固定されている片
持ちばりの形態を成しており、ダブテールスロット３２
内に軸方向に延在していると共に、スロット３２内にお
いてダブテール２６に半径方向上向きの予荷重をかける
よう、弾性的に半径方向上向きにダブテール２６の底部
に接している。図３に示す右側の動翼保持体３８は分解
した状態で示してあり、先ず保持板４２を半径方向上向
きに捕捉溝４０に挿入し、次いで、保持体ばね４４をダ
ブテール２６の底部とダブテールスロット３２との間に
おいて軸方向にダブテールスロット３２内に、図３に示
す左側の動翼保持体３８が占めているような最終位置ま
で挿入し得る。保持板４２の底部は好ましくは、軸方向
に延在しているフランジ４２ａを含んでおり、従来のボ
ルト４６が保持板４２を保持体ばね４４に固定するよう
に、フランジ４２ａに挿通している。図５はボルト４６
によって保持体ばね４４に固定されている保持板４２を
後ろ向きに見た図である。図６はダブテール２６の底部
とダブテールスロット３２との間の保持体ばね４４を含
んでいる組み立て済みの前側動翼保持体３８の軸方向断
面図である。保持体ばね４４の末端部は波形（サーペン
タイン状）であって、ダブテール２６の底部とダブテー
ルスロット３２との両方に弾性的に接触可能であり、ダ
ブテールスロット３２の抑止部に支えられて、ダブテー
ル２６に弾性的に上向きの予荷重をかける。図７は捕捉
溝４０内の前側動翼保持体３８の上面図である。
【００１７】本発明の重要な特徴は、例えば図３に示す
保持体第１のスペーサ又は前側スペーサ４８であり、ス
ペーサ４８は、動翼保持体３８とダブテール２６との間
においてダブテールスロット３２内に配置されている。
第１のスペーサ４８は本発明に従って所定のように圧縮
可能であり、これにより、ダブテール２６はスロット３
２内で動翼保持体３８の方へ摺動して、ダブテール２６
とダブテールスロット３２の補完的な保持表面との間に
摩擦力を生じ、所定の大きさの鳥の衝突又は動翼の離脱
から生ずる軸方向衝撃力Ｆａにより伝達されるエネルギ
を摩擦によって消散し得る。
【００１８】図３、図６及び図７を参照して更に詳述す
ると、前側スペーサ４８は保持板４２とダブテール２６
の前端との間に軸方向に配置されており、保持板４２と
ダブテール２６の前端とに接触しているので、軸方向衝
撃力Ｆａと、他の垂直軸方向力とは、ダブテール２６か
ら直接前方に伝達され、前側スペーサ４８を介して保持
板４２に達し、更にダブテール柱状体３０に達する。前
側スペーサ４８は好ましくは、正常運転中及び小さな鳥
の衝突の場合には剛性を保って変形せず、そして大きな
鳥の衝突時には、ダブテール２６から前側スペーサ４８
を介して動翼保持体３８に伝達される軸方向衝撃力Ｆａ
の所定の限度Ｆｍａｘに達したときに座屈するような寸
法及び形状を有している。従って、前側スペーサ４８は
正常運転中に、ダブテール２６から保持板４２への直接
荷重伝達路として従来のように軸方向力の通常の伝達を
なすと共に、ダブテールスロット３２内にダブテール２
６を保持してその軸方向の移動を阻止する。
【００１９】例えば、大きな鳥の衝突が起きた際、衝突
した鳥２８は短時間の衝動的衝撃荷重を翼形部２４にか
け、瞬間的に比較的高い軸方向衝撃荷重Ｆａを生ずる。
従来の設計では、ファン動翼２２と、ファンディスク１
４と、前側動翼保持体３８とは、前側スペーサ４８が無
いので、やはり鳥の衝突による軸方向衝撃荷重Ｆａの可
能性に対処するために、寸法が比較的大きくなければな
らない。しかしながら、本発明の一目的によれば、縮小
可能（コラプシブル）な前側スペーサ４８が用いられて
おり、前側スペーサ４８が鳥の衝突時にスロット３２内
のダブテール２６の幾らかの軸方向移動を許容して衝突
エネルギのかなりの部分を消散するので、軸方向反力荷
重及びモーメントと、その結果翼形部２４の根部及び隣
接構造体に生ずる応力とが減少する。これは、鳥の衝突
からの同量の予想衝撃荷重に耐え得る構造的に比較的効
率が良く且つ比較的軽量のアセンブリをもたらす。
【００２０】図６及び図７には、前側スペーサ４８の元
来の無変形形状が実線で示されていいる。軸方向力の所
定の限度Ｆｍａｘは、各設計用途に対して、設計要目と
しての所与の鳥の衝撃の発生と関連する程度の大きさを
有するように従来のように決定され得る。例えば、米国
政府（ＦＡＡ：連邦航空局）の規則は、約１ｋｇの比較
的大きな鳥を安全に吸引する要件を含んでいる。このよ
うな大きな鳥の翼形部２４に対する衝撃力は、軸方向衝
撃力Ｆａの適当な限度Ｆｍａｘを決定するために従来の
ように分解され得る。次いで、前側スペーサ４８は、所
定の軸方向力限度Ｆｍａｘに達したときにのみ座屈又は
縮小するように従来のように設計され得る。図６及び図
７には、鳥の衝突により軸方向衝撃荷重Ｆａが所定の限
度Ｆｍａｘを超えた後の前側スペーサ４８の座屈又は縮
小した形状が破線で示されていると共に、参照番号４８
ｂで表されている。軸方向衝撃力Ｆａはダブテール２６
を前方に駆動して、前側スペーサ４８を保持板４２に押
し付けて圧縮する。例えば座屈により前側スペーサ４８
が圧縮するにつれて、ダブテール２６は摺動することが
でき、ダブテール２６とダブテールスロット３２との間
にかなり大きな摩擦力を生じてエネルギを消散し、これ
は又、保持板４２に伝達される軸方向反力を減少させ
る。
【００２１】更に詳述すると、従来の剛着されたファン
動翼では、鳥の衝撃により軸方向衝撃荷重Ｆａが生ずる
と共に、前側動翼保持体３８によって同等であるが反対
向きの軸方向反力荷重が生ずる。軸方向衝撃荷重Ｆａは
又、翼根において軸方向曲げモーメントを生じ、この曲
げモーメントは軸方向衝撃荷重Ｆａと、衝撃点から翼根
反力面までの長さとの積に等しい。軸方向衝撃力Ｆａ
と、その結果生ずる衝撃モーメントとは、大きな鳥の衝
突要件に対してかなり大きい。しかしながら、鳥の衝突
時にダブテール２６を前方にわずかに移動し得ることに
より、ダブテール２６にかかる全軸方向反力荷重は、フ
ァン動翼２２の質量を前方に加速する慣性力、即ち、質
量と加速度との積だけ減少する。翼根反力面における曲
げモーメントも又、ファン動翼の重心における慣性力
と、そのモーメントアームとの積だけ減少する。このよ
うに、鳥の衝突による前側スペーサ４８の座屈に伴うダ
ブテールスロット３２内のダブテール２６の限られた軸
方向摺動により、ダブテール２６とスロット３２との間
の滑り摩擦力と、保持板４２による反力とを含んでいる
ダブテール２６における全軸方向反力が減少すると共
に、ダブテール２６の摺動につれて、摩擦力が鳥の衝突
エネルギの一部を消散し得る。
【００２２】従って、鳥の衝突からのエネルギは、ダブ
テール２６がダブテールスロット３２内を摺動するにつ
れて、ダブテール２６とスロット３２との間に生ずるか
なりの摩擦力によって消散するだけでなく、前側スペー
サ４８自体の座屈によっても消散する。従来のアセンブ
リでは、ダブテール２６は運転中、軸方向に摺動するこ
とを阻止されるので、エネルギを消散する摩擦力は発生
し得ず、軸方向反力はすべて保持板４２に伝達される。
本発明では、座屈する前側スペーサ４８が鳥の衝突によ
る衝撃エネルギの消散を可能にし、しかもダブテール２
６をダブテールスロット３２内に軸方向に保持する。な
ぜなら、保持板４２と、残りの前側スペーサ４８とがダ
ブテールスロット３２からのダブテール２６の自由射出
を阻止するからである。
【００２３】図３を再び参照すると、前側スペーサ４８
は、保持板４２とダブテール２６の前端との間に簡単に
緩く配置されていてもよい、即ち、取り付けられていな
くてもよい。しかしながら、好適な実施例では、前側ス
ペーサ４８は保持板４２に従来のように固定されている
と共に、ダブテールスロット３２内のダブテール２６に
当接している。前側スペーサ４８は、溶接、ろう付け、
又は従来の接着剤の使用を包含する任意の従来の方法に
より、保持板４２に接合され得る。こうすると、前側ス
ペーサ４８は保持板４２に一体に接合されるので、保持
板４２と共に組み立てることが容易になる。
【００２４】図４は従来の６角形ハニコムの形態を成し
ている前側スペーサ４８の一実施例を示す。このハニコ
ムは、複数のハニコムセル５０を有しており、正常運転
中、実質的に剛性で軸方向荷重に抗している。セル５０
の各々は組み立て時に、保持板４２とダブテール２６の
前端との間に軸方向、即ち垂直方向に延在している複数
の壁５２によって画定されている。この実施例における
セル５０は中空であると共に、向かい合っている壁５２
間の距離を表す寸法Ｓを有している。壁５２の各々は壁
厚Ｗを有しており、前側スペーサ４８は、保持板４２と
ダブテール２６の前端との間で垂直方向に測った壁５２
の長さにより表される厚さＴを有している。前側スペー
サ４８の座屈強度は、セル寸法Ｓ、壁厚Ｗ及びスペーサ
の厚さＴのいずれかを変えることにより、従来のように
変えることができる。セル寸法Ｓと、壁厚Ｗとは、前側
スペーサ４８が所定の軸方向力限度Ｆｍａｘに達したと
きに座屈し得るように予め選定し得る主要変数である。
厚さＴは好ましくは、摩擦によるエネルギ消散量を最大
にするため、及び保持板４２にかかる残りの軸方向衝撃
荷重を最小にするために、できるだけ大きくすべきもの
である。
【００２５】従って、ハニコム形の前側スペーサ４８
は、軸方向剛性が比較的高い構造体であり、ファン動翼
２２の正常動作中にダブテール２６の軸方向移動を起こ
さない剛性部材として、すべての軸方向力をダブテール
２６から保持板４２へ直接伝達するように作用する。し
かしながら、十分大きな鳥の衝突がファン動翼２２の１
つに起きた場合、前側スペーサ４８は、軸方向力が所定
の限度Ｆｍａｘに達してそれを超えたときに、図６に点
線４８ｂで示すように座屈して厚さが縮小する。圧縮さ
れた前側スペーサ４８は、発生する軸方向反力荷重及び
モーメントを減少させ、そしてダブテール２６とスロッ
ト３２との間の滑り摩擦による鳥の衝突エネルギの一部
の消散を可能にする。このようにして、ファン動翼２２
に生ずる損傷が減らされ、従って、前側動翼保持体３８
自体又はロータディスク１４のダブテール柱状体３０の
２次的な損傷の可能性が低減する。個々の破損したファ
ン動翼２２は整備の際に交換可能であり、そしてロータ
ディスク１４及び前側動翼保持体３８は適宜、再使用さ
れ得る。
【００２６】前側スペーサ４８は、所定の軸方向力限度
Ｆｍａｘ以下ではダブテール２６をほとんど動かすこと
なく、軸方向力をダブテール２６からスペーサ４８を介
して保持板４２へ伝達し得るような任意の適当な代替形
態を採り得るが、限度Ｆｍａｘに達したときに、前側ス
ペーサ４８は、ダブテール２６をスロット３２内で摺動
させて摩擦によるエネルギの消散を可能にするように適
度に圧縮可能であるべきである。例えば図８には、液体
でも気体でもよい粘性流体５４を含有している袋の形態
を成す前側スペーサ４８の代替実施例が参照番号４８Ａ
で示されている。袋４８Ａは、流体５４を袋４８Ａ内に
密封している常閉流量規制オリフィス５６を含んでい
る。袋４８Ａは、適当な金属、例えばステンレス鋼のよ
うな任意の従来材料のものでもよく、その剛性を保つた
めに流体５４で完全に満たされた容器の形態を成してい
る。流量規制オリフィス５６は、単に袋材料の比較的薄
い円形膜でもよく、この薄膜は、軸方向力が所定の限度
Ｆｍａｘに達したときに袋４８Ａから離れ得るような所
定の厚さを有しており、所定の限度の軸方向力により袋
４８Ａが圧縮され、内部の流体５４の圧力を高めて流量
規制オリフィス５６の膜を裂開する。又は、プラグをオ
リフィス５６に用いてもよく、このプラグは、流体５４
の適当な高圧を受けて射出するものである。
【００２７】流量規制オリフィス５６は、所定の軸方向
力限度Ｆｍａｘで袋４８Ａが保持板４２とダブテール２
６の前端との間で圧縮されたときに開いて、流体５４を
図８に破線で示すように袋４８Ａから射出し、これによ
り、ダブテール２６がスロット３２内で摺動して摩擦を
起こし、鳥の衝突エネルギを消散し得る。流量規制オリ
フィス５６の寸法は、比較的速い鳥の衝突の発生時に袋
４８Ａから射出される流体５４の流量を制御するように
予め選定されており、このオリフィス寸法が小さければ
小さいほど、射出流量は少なくなる。袋４８Ａは、流体
５４が袋４８Ａから射出されるにつれて、図８に破線４
８ｂで示すように圧縮される。流体５４は、例えば染料
を含有している液体でもよく、この染料は、翼形部２４
の鳥の衝突による破損が見分け易くない場合に袋４８Ａ
の縮小をただちに示すためのものである。流体５４は
又、適度に小さな流量規制オリフィス５６の場合には、
空気のような気体でもよい。
【００２８】図２を再び参照すると、ファン動翼２２の
回転速度Ｒが比較的低い場合、例えば、着陸する際の航
空機の降下中、鳥２８が翼形部２４の前向きの吸い込み
側、即ち凸形側面２４ｂに衝突して、破線で示す後ろ向
きの軸方向衝撃力Ｆｂを加える可能性もある。それ故、
図３に示すような第２のスペーサ、即ち後ろ側のスペー
サ５８をダブテール２６と、前側コーン半径方向フラン
ジ１６ａの形態で示されている後ろ側動翼保持体との間
に配置してもよい。従って、前側スペーサ４８と、後ろ
側スペーサ５８との両方を所望に応じて用いることがで
き、前側スペーサ４８はダブテール２６の前端に配置さ
れていると共に、後ろ側スペーサ５８はダブテール２６
の反対側の後端に半径方向フランジ１６ａに接して配置
されている。後ろ側スペーサ５８は好ましくは、構造及
び動作が前側スペーサ４８と実質的に同じであり、図６
〜図８におけるハニコム（５８）及び袋（５８Ａ）形の
実施例において、後ろ側スペーサの圧縮されていないと
きの形態が実線で追加的に示されており、又、後ろ向き
軸方向衝撃荷重Ｆｂの力限度Ｆｍａｘを超える鳥の衝突
に伴う後ろ側スペーサの縮小後の形態が破線で示されて
いる。
【００２９】前側及び後ろ側スペーサ４８及び５８は、
例えば適当なマトリクス状の軸方向に整合した複数のピ
ン（図示せず）を含んでいる他の代替形態のものでもよ
く、これらのピンは、所定の軸方向衝撃力限度Ｆｍａｘ
に達したときに座屈し得るものである。これらすべての
実施例において、スペーサ４８及び５８はそれぞれの動
翼保持体と組み合わされており、正常運転状態ではダブ
テール２６を軸方向に移動させることなく適切に堅固に
保持しているが、例えば鳥の衝突時には、ダブテール２
６の軸方向移動を許容して、前述のように衝撃エネルギ
の消散に役立つ。その結果、例えば前側動翼保持体３８
と、ダブテール柱状体３０とを介して伝達される軸方向
反力は、もしダブテール２６が鳥の衝突時に摺動できな
ければ生ずるはずの力以下に減少される。これは、ファ
ン動翼２２に生ずる翼根荷重及びモーメントを減少さ
せ、従って、所与の翼根及び動翼ダブテール２６の形状
に対する動翼２２の鳥の衝突に対する耐性（鳥衝突耐
性）を高める。又、鳥の衝突時に予想されるピーク荷重
の低減により、比較的軽量の動翼保持設計が可能にな
る。正常運転状態では、動翼保持体３８と前側スペーサ
４８とは、ファン動翼２２をダブテールスロット３２内
に正確に位置付けていると共に、動翼の通常のガス荷重
及び振動荷重に抗している。又、鳥が衝突した状態で
は、その衝突エネルギがダブテール２６とダブテールス
ロット３２との間の滑り摩擦により消散されるので、改
良されたアセンブリが得られる。これは、ファン動翼が
本発明の実施例で用いたような複合材料から成っている
ときに、特に重要である。しかしながら、ファン動翼２
２は又、例えばチタンのような従来の非複合材料のもの
でもよく、その場合でもスペーサ４８及び５８は、前述
のような利点をもたらす。
【００３０】以上、本発明の好適な実施例と考えられる
ものを説明したが、当業者には様々な改変がこの教示か
ら明らかであろうが、これらの改変は、本発明の要旨に
含まれるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例による翼付きディスクアセン
ブリを有している航空機用ターボファンガスタービンエ
ンジンの一例の軸方向部分断面図である。
【図２】図１に示すファン動翼の１つを線２−２に沿っ
て示す横方向部分断面図である。
【図３】図１に示す翼付きディスクアセンブリを部分的
に分解して示す斜視図であって、それぞれのファン動翼
を支承する３つの隣り合っているダブテールスロットを
示す図である。
【図４】図３に示す翼付きディスクアセンブリに用いら
れているスペーサの一実施例の拡大斜視図である。
【図５】図１に示す翼付きディスクアセンブリの一部を
線５−５に沿って後ろ向きに見た図である。
【図６】図５に示す翼付きディスクアセンブリの線６−
６に沿った拡大軸方向断面図である。
【図７】図５に示す翼付きディスクアセンブリの線７−
７に沿った部分断面上面図である。
【図８】図７と類似の図であって、翼付きディスクアセ
ンブリに用いられているスペーサの他の実施例を示す図
である。
【符号の説明】
１２ 翼付きディスクアセンブリ １４ ファンロータディスク １６ａ 半径方向フランジ（後ろ側動翼保持体） ２２ ファン動翼 ２４ 翼形部 ２６ ダブテール ３０ ダブテール柱状体 ３２ ダブテールスロット ３８ 前側動翼保持体 ４０ 捕捉溝 ４４ ばね ４８ 前側スペーサ ４８Ａ 袋 ５０ ハニコムセル ５４ 粘性流体 ５６ 流量規制オリフィス ５８ 後ろ側スペーサ

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 軸方向ダブテールスロット（３２）を有
    しているロータディスク（１４）と、 翼形部（２４）と、前記スロット（３２）内に設けられ
    ているダブテール（２６）とを含んでいる動翼（２２）
    と、 前記ディスク（１４）に固定されており、前記ダブテー
    ル（２６）を前記スロット（３２）内に保持する動翼保
    持体（３８、１６ａ）と、 該動翼保持体（３８、１６ａ）と前記ダブテール（２
    ６）との間において前記スロット（３２）内に設けられ
    ている第１のスペーサ（４８、５８）であって、該第１
    のスペーサ（４８、５８）は、前記ダブテール（２６）
    から該第１のスペーサ（４８、５８）を介して前記動翼
    保持体（３８、１６ａ）に伝達される軸方向力が所定の
    限度に達するまで実質的に剛性を有しており、前記軸方
    向力が前記限度に達したときに前記ダブテール（２６）
    がエネルギを消散する摩擦力を発生すべく、前記スロッ
    ト（３２）内で前記動翼保持体（３８、１６ａ）の方へ
    摺動するよう所定のように圧縮可能である、第１のスペ
    ーサ（４８、５８）とを備えた翼付きディスクアセンブ
    リ（１２）。
  2. 【請求項２】 前記第１のスペーサ（４８、５８）は、
    前記ダブテール（２６）から該第１のスペーサ（４８、
    ５８）を介して前記動翼保持体（３８、１６ａ）に伝達
    される軸方向力が前記所定の限度に達したときに座屈す
    るように、寸法及び形状が定められている請求項１に記
    載のアセンブリ。
  3. 【請求項３】 前記ロータディスク（１４）は、前記ダ
    ブテールスロット（３２）を相互間に画定している一対
    のダブテール柱状体（３０）を含んでおり、該柱状体
    （３０）の各々は、半径方向に延在している捕捉溝（４
    ０）を含んでおり、該捕捉溝は、前記柱状体（３０）の
    うちの隣り合っている柱状体の対応する捕捉溝（４０）
    に周方向に面しており、 前記動翼保持体（３８）は、前記ダブテール（２６）を
    前記スロット（３２）内に保持するように、隣り合って
    いる前記捕捉溝（４０）内に着脱自在に設けられている
    保持板（４２）を含んでおり、 前記第１のスペーサ（４８）は、前記保持板（４２）と
    前記ダブテール（２６）との間に該保持板と該ダブテー
    ルとに接触して設けられている請求項２に記載のアセン
    ブリ。
  4. 【請求項４】 前記第１のスペーサ（４８）は、前記保
    持板（４２）に固定されていると共に、前記スロット
    （３２）内の前記ダブテール（２６）と当接している請
    求項３に記載のアセンブリ。
  5. 【請求項５】 前記第１のスペーサ（４８）は、複数の
    セル（５０）を有しているハニコムを備えている請求項
    ４に記載のアセンブリ。
  6. 【請求項６】 前記ハニコムのセル（５０）は、前記軸
    方向力が所定の限度に達したときに前記第１のスペーサ
    （４８）が座屈し得るように予め選定された寸法及び壁
    厚を有している請求項５に記載のアセンブリ。
  7. 【請求項７】 前記軸方向力の所定の限度は、前記翼形
    部（２４）に衝突する鳥（２８）に対応しており、該鳥
    （２８）は、約１ｋｇの重さを有している請求項６に記
    載のアセンブリ。
  8. 【請求項８】 前記第１のスペーサ（４８）は、流体
    （５４）を含んでいる袋（４８Ａ）を備えており、該袋
    （４８Ａ）は、常閉流量規制オリフィス（５６）を有し
    ており、該流量規制オリフィスは、前記袋（４８Ａ）が
    前記軸方向力の所定の限度で前記保持板（４２）と前記
    ダブテール（２６）との間で圧縮されたときに、前記ダ
    ブテール（２６）が摩擦を発生すべく前記スロット（３
    ２）内で摺動するよう、前記流体（５４）を前記袋（４
    ８Ａ）から放出するように開いている請求項４に記載の
    アセンブリ。
  9. 【請求項９】 前記動翼保持体（３８）は、前記保持板
    （４２）に固定されている細長いばね（４４）を更に含
    んでおり、該ばねは、前記スロット（３２）内で前記ダ
    ブテール（２６）に半径方向上向きの予荷重をかけるよ
    うに、前記スロット（３２）内に延在していると共に前
    記ダブテール（２６）に弾性的に接している請求項４に
    記載のアセンブリ。
  10. 【請求項１０】 前記第１のスペーサ（４８）と実質的
    に同じ第２のスペーサ（５８）を更に含んでおり、前記
    第１のスペーサ（４８）は、前記ダブテール（２６）の
    一端に設けられており、前記第２のスペーサ（５８）
    は、前記ダブテール（２６）の反対側の第２の端に設け
    られている請求項４に記載のアセンブリ。
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