JPH07247804A - ガスタービンエンジン用のロータ及び動翼アセンブリ、並びに多層被覆シム - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 動翼ダブテール部とロータダブテールスロッ
ト部との摺動接触により生ずるフレッチングによる疲労
損傷を低減することのできるガスタービンエンジン用の
ロータ及び動翼アセンブリを提供する。 【構成】 ガスタービンエンジン用のロータ及び動翼ア
センブリには、多層被覆シム４０が動翼１８のダブテー
ル部２６とロータのダブテールスロット部２０との間に
介在している。シムは好ましくは、リン青銅の表面層と
オーステナイトステンレス鋼の中央層とから成ってお
り、チタン製エンジン構成部のフレッチング損傷の防止
に特に有効である。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、タービンエンジンに関
し、特に、タービンエンジンの圧縮機段及びファン段の
ロータに摩擦的に生ずる摩耗損傷を減らすことに関す
る。尚、本願は、ウェイト（Wayte)の１９９１年１月１
５日付同時係属米国特許出願番号第６４１２２９号と、
ハーツナ（Herzner)等の１９９１年１月１５日付同時係
属米国特許出願番号第６４１２３０号とに関連し、両関
連米国特許出願は本発明の譲受人（本出願人）に譲渡さ
れたものである。各関連出願の開示はすべて、ここに参
照されるべきである。

【０００２】

【従来の技術】２つの材料片に摩擦又は滑りが繰り返し
生ずると、その結果発生する摩擦力が、発熱により、或
いは一般にフレッチングと呼ばれる様々な疲労過程によ
り、材料の損傷を引き起こすおそれがある。ある材料組
織、例えばチタンにチタンを接触させたものは、このよ
うな損傷を特に起こし易い。

【０００３】同じ又は実質的に同じ金属、例えばチタン
から成る２つの金属片を、垂直力をかけながらこすり合
わせると、両片はゴーリングと呼ばれる他種の表面損傷
を示す可能性がある。チタンはわずか１００サイクル後
にゴーリングを起こし得る。フレッチング及びゴーリン
グはいずれも、サイクル数と共に増加し、結局、両片の
一方又は両方の疲労による破損を引き起こすおそれがあ
る。

【０００４】互いに摩擦し合う可能性のあるチタン部品
の使用は、様々な航空宇宙用途において行われている。
チタン合金は、それらの良好な強度、低い密度、並びに
低温及び中程度の温度での良好な環境特性の故に、航空
機及び航空機エンジンにおいて用いられている。チタン
片相互間に摩擦が発生するような特定の設計では、前述
のような損傷が発生するおそれがある。

【０００５】一種の航空機エンジンの設計では、チタン
製の圧縮機ディスク（ロータとも呼ばれる）、又はファ
ンディスク即ちファンロータが、その外周に配列されて
いるダブテールスロットを有している。チタン製の圧縮
機動翼又はファン動翼のダブテール形基部が、ディスク
の各ダブテールスロット内にはまり込んでいる。ディス
クが静止しているとき、動翼のダブテールはスロット内
に保持されている。エンジン運転中、遠心力により動翼
が半径方向外方に移動する。動翼ダブテールの側部がデ
ィスクのダブテールスロットの傾斜側面上を摺動し、動
翼とロータディスクとの間の相対運動を生ずる。

【０００６】この摺動は、エンジン始動、出力上昇（離
陸）、出力低下及びエンジン停止等の過渡運転状態中、
ロータと動翼のチタン片との間に発生する。運転サイク
ルの繰り返しと共に、摺動は表面形状に影響を与え、そ
して互いに係合したチタン片の耐疲労性を減らすおそれ
がある。このような運転状態中、ダブテールスロットの
近辺でロータに作用する垂直力及び摺動力が、ゴーリン
グを引き起こす可能性があり、その結果、ディスクに疲
労割れが起こり始め、そして拡大するおそれがある。割
れの開始時期、又は実際のエンジンサイクル数に関係す
る損傷の程度を予想することは困難である。従って、航
空会社等のエンジン使用者は、ロータのダブテールスロ
ットの内面をしばしば検査しなければならず、これは、
非常に労力を要する作業である。

【０００７】チタン製動翼ダブテールと、チタン製ロー
タディスクのダブテールスロットとの間の摩擦運動によ
り生ずる損傷をなくすか、又は減らすために、様々な技
術が試みられてきた。現在最も広範に容認されている技
術は、チタン片の接触域を金属合金で被覆して、チタン
部品をフレッチング又はゴーリングから保護することで
ある。被覆された両接触域間の摺動接触部は、主として
二硫化モリブデンを含有している固状乾膜潤滑剤で潤滑
され、摩擦を更に減らす。

【０００８】この方式はロータ及び動翼の部片における
フレッチング又は疲労損傷の発生の減少に有効である
が、被覆の使用寿命がかなり変わることがわかってい
る。更に、ディスク及び動翼の部片に金属合金を施す方
式は、被覆された部片の耐疲労性を減らす可能性がある
こともわかっている。上述のような損傷を減らして構成
部の健全性を確保する改良方式が絶えず求められてい
る。このような方式は、望ましくは、何年かにわたって
最適化されてきたロータ及び動翼の大がかりな再設計を
回避する一方で、チタン製構成部の寿命と所要検査間の
期間とを長くするような方式である。本発明は、この要
求を満たし、更に幾つかの関連する利点をもたらす。

【０００９】ヨーロッパ特許出願番号第８９１０６９２
１．３号に記載されている高温構成部におけるフレッチ
ングの発生を減らす新しい方式は、２枚の別々ではある
が重ね合わされたフォイルを利用しており、両フォイル
は、低摩擦係数の材料接触表面を有しているが、又、ダ
ブテール及びダブテールスロットと係合している高摩擦
係数の表面を有している。両フォイルは、低摩擦係数を
有する材料接触表面に沿った摺動を許容するが、高摩擦
係数によりフォイルと係合部分との間の摺動を防止す
る。この種の設計に関する経験によれば、薄いフォイル
の各々はダブテールスロット域から徐々に抜け出し、動
翼ダブテールとロータダブテールスロットとを接触させ
てしまい、その結果、フレッチングが生ずる。一実施例
では、フォイルにフランジが形成されている。これらの
フランジは、動翼ダブテールとロータダブテールスロッ
トとの間の小間隙の故に必然的に小さく、そして幾らか
の改良をもたらすが、フォイルの漸動問題を解消し得な
い。

【００１０】ハーツナ（Herzner)等により説明されてい
る他の新しい方式（１９９１年１月１５日付米国特許出
願番号第６４１２３０号）では、補強されたシムがファ
ン又は圧縮機の動翼のダブテールに取り付けられてお
り、そしてシムを取り付けた動翼がロータダブテールス
ロット内に配置されている。シムは金属ダブラ（double
r)で補強されており、ダブテールスロット域から抜け出
せないような形状を有している。シムは圧縮機及びファ
ンのロータ及び動翼用としてしばしば選択されるチタン
合金以外の材料で作られており、リン青銅が動翼及びロ
ータの接触表面間に介在しているシムの部分の好適材料
と認められている。

【００１１】

【発明の概要】本発明は、ガスタービンエンジンの圧縮
機又はファンのチタン製動翼及びチタン製ロータに生ず
るフレッチングによる疲労損傷、即ち動翼ダブテールと
ロータダブテールスロットとの摺動接触により生ずるフ
レッチングによる疲労損傷を低減する改良方式を提供す
る。この方式は、動翼とロータとの間に配置されている
多層被覆シムを備えている。これにより、チタン部品の
摩耗寿命が従来の方式に比べて長くなり、又、寿命変動
が比較的少ない。ロータダブテールスロットも動翼ダブ
テールも摩耗を減らすための特殊な被覆を必要としない
ので、基材の特性に悪影響を与えるような特別な被覆工
程の必要がない。本発明のシムが摩耗寿命に達したと
き、シムを交換することによりエンジンを直ちに一新し
て更に使用できる。

【００１２】本発明によれば、ロータ及び動翼のアセン
ブリが、それぞれが側壁と底部とを含んでいる複数のダ
ブテールスロットをロータ外周に有しているチタン製ロ
ータと、各スロットに対応しており、ダブテールスロッ
ト内にはまり込んでいると共にダブテールスロットの両
側壁の一対の接触域に沿ってロータと接触するような寸
法を有するダブテールを有しているチタン製動翼と、多
層被覆シムとを備えており、ダブテールスロットの各側
に一つの接触域が存在しており、各ダブテールスロット
底部と動翼ダブテール底部との間に無接触域が残存して
いる。多層被覆シムは、各動翼ダブテール底部とロータ
ダブテールスロット底部との間のこの無接触域内に設け
られており、ダブテールスロットの接触域におけるチタ
ン製動翼ダブテールとチタン製ロータのフレッチング摩
耗を阻止する手段を含んでいる。ここで用いる「チタ
ン」という用語は、純粋なチタンとチタン合金との両方
を意味する。

【００１３】更に、本発明によれば、多層被覆シムは２
つの表面層と１つの中央層とを含んでいる少なくとも３
つの層から成っており、中央層は表面層間に設けられて
いると共に、各表面層に永久的に接合されている。「多
層被覆シム」という用語は、表面層と中央層との間の接
合部の永久的性質を強調するために用いられている。各
表面層は、シムとチタン製ロータとの間、及びシムとチ
タン製動翼との間の接触域におけるフレッチング摩耗を
阻止する手段を備えており、チタン部品間の接触は実質
的に阻止される。表面層の好適材料はリン青銅であり、
その様々な合金が市販されている。これらの合金は１重
量％〜１０重量％のスズと、約０．２重量％以下のリン
とを含有しており、残部は銅である。５％のスズと０．
１％のリンとを含有している合金が、本発明において特
に有用である。中央層の代表的な材料はオーステナイト
ステンレス鋼、例えば３０４型のものであり、その公称
組成はクロムが１９重量％、ニッケルが９重量％で、残
部は鉄である。中央層の強度は、エンジン運転中にシム
がその製造形状を保つのに十分なほど大きく、従って、
動翼ダブテールとロータダブテールスロットとの間の区
域からシムが徐々に移動することを防止する。エンジン
運転中、シムは動翼とロータとの間の位置に残存して動
翼とロータとの接触を防ぐので、動翼及びロータのフレ
ッチング摩耗を阻止し続ける。

【００１４】本発明は、他の疲労低減技術の使用を可能
にする。疲労損傷の発生は、表面硬化、潤滑又は当該技
術において知られている任意の他の技術を動翼ダブテー
ル、ロータダブテールスロット又はシムに適用すること
により、更に減らすことができる。本発明の他の特徴及
び利点は、本発明の原理を例示する図面と関連する好適
実施例の以下の詳述から更に明らかとなろう。

【００１５】

【実施例の記載】本発明に係るシムは、好ましくは、図
１に示すような航空機ガスタービンエンジン１０と関連
して用いられる。エンジン１０はバイパスファン１４を
駆動するタービン部１２を含んでいる。バイパスファン
１４はファンディスク又はロータ１６を含んでおり、ロ
ータ１６には複数のファン動翼１８が装着されている。
本発明の使用はファンロータ及びファン動翼に関して説
明されるが、本発明は、ガスタービンエンジン１０の圧
縮機部における圧縮機ロータ及び圧縮機動翼にも同様に
適用でき、特に、使用温度が約８００゜Ｆ以下の圧縮機
前部において同様に適用し得るものである。ここに説明
する実施例において、ファン動翼、ファンロータ、圧縮
機動翼及び圧縮機ロータはチタン製である。しかしなが
ら、ロータ又はディスクと係合動翼とは、互いに接触す
るように係合したとき、特に係合表面が互いに移動する
ときにフレッチング又はゴーリングを起こし易すい任意
の合金又は合金の組み合わせで製造され得る。

【００１６】ファン動翼のファンロータへの組み立てを
図２〜図４に詳細に示す。図３及び図４は同様の図であ
るが、図３は先行技術を示すのに対し、図４は本発明の
特徴を示す。ロータ１６はその外周に外方に開いている
複数のダブテールスロット２０を有している。各ダブテ
ールスロット２０は、ディスク又はロータの外周からそ
の内部への方向に末広になっている傾斜側壁２２を有し
ているが、底部２４で終わっている。各ファン動翼１８
はその下端にダブテール２６を有しており、ダブテール
２６は、動翼本体からダブテールのスタブ形端部に向か
う方向に外向きに傾斜している側面２８を有している。
動翼ダブテール２６は、図３に示すように、ロータダブ
テールスロット２０内に滑り込むような形状及び寸法を
有している。

【００１７】ロータ１６が静止状態にあるとき、各動翼
ダブテール２６はロータダブテールスロット２０内に保
持されている。動翼ダブテールの底部はロータダブテー
ルスロットの底部２４と接触し得る。エンジン１０の運
転中、ロータ１６が中心軸の周りに回転する結果、動翼
１８は遠心力により外方に、即ち図３及び図４の矢印３
０の方向に移動する。このとき、ダブテール側面２８は
ロータダブテールスロットの側壁２２に接触して、動翼
１８をロータダブテールスロット２０内に固定し、そし
て動翼１８がロータ１６から投出されることを防止す
る。動翼ダブテールの摺動と、ダブテール接触圧力及び
係合部間の摩擦力との組み合わせにより、動翼及びロー
タ両者の係合表面にせん断力が発生する。図３を見れば
明らかなように、スロット側壁２２には、参照番号３２
で大まかに示す荷重受け接触域が存在しており、又、ス
ロット側壁２２及びスロット底部２４には、参照番号３
４で大まかに示す無接触域が存在しており、無接触域３
４では荷重による接触は生じない。

【００１８】エンジン１０が静止状態から飛行運転を経
て、再び静止状態に戻るように使用され、こうして、一
般に「サイクル」と呼ばれる動作をなすと、動翼１８は
様々な荷重を受けて方向３０に引っ張られる。動翼ダブ
テール側面２８とロータダブテールスロット側壁２２と
は互いに摺動し、その摺動距離はわずかで、通例約０．
０１０インチ以下であるが、フレッチング損傷の発生に
は十分な距離である。サイクルの繰り返し後、ロータ１
６の損傷が小さな割れとして発生する可能性があり、こ
れは極めて重大なことである。このような割れは、ダブ
テールスロットの側壁２２からロータ１６内に拡大し、
結局、ロータの故障を引き起こすおそれがある。

【００１９】本発明によれば、動翼ダブテール側面２８
とロータ１６のスロット側壁２２とにおける摺動の故
に、接触域に従来発生した摩耗及び疲労損傷は、動翼ダ
ブテール側面２８とダブテールスロットの側壁２２との
間に多層被覆シム４０を挿入することにより低減され
る。シム４０の配置は図２及び図４に示されており、
又、シムの詳細な構造は図５に示されている。シムの厚
さは約０．０１５インチから約０．０４０インチであ
り、好ましくは約０．０２０インチから約０．０３５イ
ンチである。

【００２０】シム４０は、動翼ダブテール２６に取り付
けられるように形成されていると共に、運転中に動翼ダ
ブテール２６とロータスロットの側壁２２との間に保持
されるように形成されている多層被覆板である。シム４
０の形状は概して狭められたＵ形であって、Ｕ形の両脚
の上部が互いに近寄るようにわずかに曲げられている。
好ましくは、シムの形状は動翼ダブテール２６の形状と
合致している。シム４０は、動翼ダブテールのスタブ形
端部の周囲に延在するのに十分な長さを有していると共
に、ダブテール側面２８を覆うのに十分な長さを有して
いる。運転中、シムの内面５０はダブテール側面２８と
接触しており、シムの外面５２はダブテールスロットの
側壁２２と接触して、動翼ダブテール側面２８とロータ
ダブテールスロットの側壁２２とを完全に隔離するの
で、側面２８と側壁２２とは接触表面３２に沿って互い
に接触できない。ダブテールスロット２０及び（又は）
ダブテール２６の寸法は、それらの間に配置されている
多層被覆シム４０に応じて調整されなければならない。

【００２１】動翼をロータに組み付けるには、シムを摺
動させて各動翼に取り付け、そして動翼シムアセンブリ
を従来のようにロータダブテールスロット内に挿入す
る。所望に応じて、組み立ての前又は組み立て中に潤滑
剤をシム、ロータダブテールスロット又は動翼ダブテー
ルに施し得る。シム４０は図５に示すように、多層薄板
材料で作られている。外側表面層４２と内側表面層４４
とは、前述のような運動及び荷重の下でロータ材料及び
動翼材料とそれぞれ接触するように配置されたときにフ
レッチングを阻止する材料から成っている。層４２及び
４４は同じ材料でも、相異なる材料でもよい。スズが約
４重量％〜６重量％、リンが約０．０５重量％〜０．１
５重量％、そして残部が銅である公称組成を有するリン
青銅が好適な材料である。表面層はエンジン運転中、動
翼とロータとの間の応力に耐えるのに十分な強度レベル
を有していなければならない。ファンロータの用途で
は、この強度レベルは約６００００ｐｓｉから約９００
００ｐｓｉの引張強度に相当し、その場合の伸びは少な
くとも１２％である。中央層４６は次のような材料、即
ち表面層と両立するが、約１１００００ｐｓｉから約１
９００００ｐｓｉの引張強度と、少なくとも１０％の伸
びとに処理され、しかも８００゜Ｆに近い温度に長期間
さらされた後でもその強度を保つことができるような材
料から成っている。オーステナイトステンレス鋼、例え
ばＡＩＳＩ３０４型が中央層には好適である。表面層及
び中央層の機械的特性値には幾らかの余裕があるが、強
度はエンジン運転特有の荷重を支持するのに十分なほど
高くなければならないのに対し、延性は材料を所要形状
に形成できるほど高くなければならない。

【００２２】シムの寸法は、特定のロータ及び動翼の用
途の寸法に合うように選定されなければならない。中央
層は、表面層を支持するのに十分な厚さを有していなけ
ればならず、しかもシムがロータと動翼との間の適所か
ら抜け出ることを防ぐのに十分な剛性を有していなけれ
ばならない。中央層の好適な厚さは、約０．０１０イン
チから約０．０１５インチであるが、厚さはファンの寸
法と共に変わり、ファンを大きくすれば、層の厚さを増
す必要がある。

【００２３】表面層は、フレッチングに耐える材料が予
定されている整備検査の合間に摩滅しないように十分厚
くなければならない。好適な厚さは約０．００２インチ
から約０．００５インチである。上述した組成のリン青
銅が表面層の好適材料であるが、他の材料も用い得る。
例えば、次のような公称組成、即ち、Ｃｕ−９Ｎｉ−
２．５Ｓｎ及びＣｕ−１０Ａｌ−１Ｆｅのような組成の
市販の銅基合金を用い得る。中央層用として、他のオー
ステナイトステンレス鋼又はニッケル基合金も用い得
る。

【００２４】表面層４２及び４４と、中央層４６とは、
任意の従来の方法により接合され得る。例えば、米国貨
幣鋳造用の冷間圧延方法と同様な冷間圧延により、表面
層を中央層に接合し得る。この方法により生ずる接合部
は通常、永久接合部であり、これは通常、冶金学的接合
部と考えられる。本発明の場合、好適な機械的特性を得
るように、複数の冷間圧下段階及びそれらの間の焼なま
し工程のスケジュールが選定される。

【００２５】多層被覆シムの性能は、少なくとも動翼ダ
ブテール２６とロータダブテールスロットの側壁２２と
の間に介在しているシムの部分を潤滑することにより高
められる。様々な潤滑剤を適用でき、１９９１年１月１
５日付同時係属米国特許出願番号第６４１２２９号に記
載されている乾膜潤滑剤が好適である。 例１ 材料のフレッチングに耐える能力は、摺動摩耗試験で測
定できる。この試験の一態様では、第１の試験材料のブ
ロックが試験装置の静止フレームに固定されており、そ
して第２の試験材料の帯片が試験装置の可動シューに固
定されている。可動シューは、８００００ポンド毎平方
インチの垂直接触応力の下で、試験ブロックの表面に平
行な方向の往復運動を与えられる。この往復運動の大き
さは約０．００８インチであり、振動数は１Ｈｚであ
る。例１〜例３に記載の各試験において、試験ブロック
の材料はＴｉ−６Ａｌ−４Ｖであった。これは広く用い
られているチタン合金である。試験を受ける両材料間の
摩擦係数を監視することにより、フレッチング及び（又
は）ゴーリングの発生による表面損傷の発生が明らかに
なる。

【００２６】一つの試験では、第２の試験材料もＴｉ−
６Ａｌ−４Ｖであった。ゴーリングが非常に急速且つ激
烈に発生したので、試験はわずか２００サイクル後に中
止された。 例２ 例１において説明した試験方式による他の試験におい
て、第２の試験材料は、スズが約５％、リンが０．１
％、残部が銅である公称組成を有するリン青銅の帯片で
あり、これを可動シューに固定した。帯片の厚さは約
０．０１８インチであった。１６００サイクル後、その
厚さは０．００９インチだけ減少していた。摩擦係数は
試験開始時の０．４５から試験終了時の０．７１へと増
加した。一試験材料としてのリン青銅の使用は、この摺
動摩耗試験における寿命を例１の試験に比べて８倍だけ
増加させた。

【００２７】例３ 例１において説明した試験方式による第３の試験におい
て、第２の試験材料は、本発明のシムを製造するために
考えられた形態の多層被覆帯片であった。このシム材料
は２つのリン青銅製表面層と、１つのＡＩＳＩ３０４Ｌ
型ステンレス鋼製中央構造層とから成っており、前述の
好適な強度レベルを有している。リン青銅の公称組成
は、スズが約５％、リンが０．１％、残部が銅であり、
ステンレス鋼の公称組成は、クロムが１９％、ニッケル
が９％、残部が鉄であった。各表面層の厚さは約０．０
０５インチであり、中央層の厚さは約０．０１０インチ
であった。１００００サイクルの試験後、チタン合金の
ブロックと往復運動接触をなした表面層から約０．００
４インチの材料が摩滅していた。摩擦係数は試験開始時
の０．３２から試験終了時の０．６５へと増加した。多
層被覆材料の使用は、この摺動摩耗試験における寿命
を、例２の試験に比べて６倍だけ増加させ、又、例１の
試験に比べて５０倍だけ増加させた。

【００２８】以上の説明から当業者に明らかなように、
本発明は、ここに説明した実施例、方法及び組成に限定
されるものではなく、様々な改変、変更、代替及び対等
物の適用が本発明の範囲内で可能である。

【図面の簡単な説明】

【図１】ガスタービンエンジンの斜視図である。

【図２】ファンロータと、ファン動翼と、挿入されるシ
ムとの斜視分解図である。

【図３】組み立てられたファンロータ及びファン動翼の
一部の側面図であって、先行技術を表す形状を例示する
図である。

【図４】ファンロータとファン動翼との間に配置されて
いる多層被覆シムを有しているファンロータ及びファン
動翼アセンブリの一部の側面図である。

【図５】多層被覆シムの断面図である。

【符号の説明】

１６ ファンディスク（ファンロータ） １８ ファン動翼 ２０ ダブテールスロット ２２ ダブテールスロット側壁 ２６ 動翼ダブテール ２８ ダブテール側面 ４０ 多層被覆シム ４２ 外側表面層 ４４ 内側表面層 ４６ 中央層

Claims (10)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ロータ外周からロータ内部への方向に末
   広になっている少なくとも一対の側壁を含んでいると共
   に底部で終わっているダブテールスロットを前記ロータ
   外周に有しているロータと、 動翼に沿って第１端に向かう方向に末広になっている少
   なくとも一対の側面を含んでいると共にスタブ形端部で
   終わっているダブテールを前記第１端に有している動翼
   と、 ２つの面を有している中央構造帯片と、該帯片の第１の
   面に永久的に接合されている第１の表面層と、前記帯片
   の第２の面に永久的に接合されている第２の表面層とを
   含んでいる多層被覆シムとを備えており、 各表面層は、フレッチング防止材料から成っており、 前記シムは、該シムの前記第１の表面層の一部が前記ダ
   ブテールの各側面の少なくとも一部と接触すると共に前
   記シムの前記第２の表面層の一部が前記ダブテールスロ
   ットの各側壁の少なくとも一部と接触するように前記ダ
   ブテールと前記ダブテールスロットとの間に設けられて
   いるガスタービンエンジン用のロータ及び動翼アセンブ
   リ。
2. 【請求項２】 前記ロータと前記動翼とはそれぞれチタ
   ンから成っている請求項１に記載のアセンブリ。
3. 【請求項３】 前記フレッチング防止材料はリン青銅で
   ある請求項１に記載のアセンブリ。
4. 【請求項４】 前記中央構造帯片はオーステナイトステ
   ンレス鋼から成っている請求項１に記載のアセンブリ。
5. 【請求項５】 前記シムは、少なくとも１つの表面層に
   施されている潤滑剤を更に含んでいる請求項１に記載の
   アセンブリ。
6. 【請求項６】 前記ロータは該ロータの周囲に沿って相
   隔たっている複数のダブテールスロットを有しており、
   １つの動翼と、１つのシムとが各ダブテールスロット内
   に設けられている請求項１に記載のアセンブリ。
7. 【請求項７】 ２つの面を有している中央構造帯片と、
   該帯片の第１の面に永久的に接合されている第１の表面
   層と、前記帯片の第２の面に永久的に接合されている第
   ２の表面層とを備えており、ガスタービンエンジンのロ
   ータ内のダブテールスロットと前記エンジン内の動翼の
   ダブテールとの間にはまり込むように形成されていると
   共に、更に前記ダブテールと前記ダブテールスロットと
   の間に配置されたときに前記ダブテールと前記ダブテー
   ルスロットとの接触を防止するように形成されており、
   各表面層はフレッチング防止材料から成っている多層被
   覆シム。
8. 【請求項８】 前記表面層はリン青銅から成っている請
   求項７に記載のシム。
9. 【請求項９】 前記中央構造帯片はオーステナイトステ
   ンレス鋼から成っている請求項７に記載のシム。
10. 【請求項１０】 少なくとも１つの表面層に施されてい
    る潤滑剤の被覆を更に含んでいる請求項７に記載のシ
    ム。