JPH10299407A - Rotor for gas turbine engine - Google Patents
Rotor for gas turbine engineInfo
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- JPH10299407A JPH10299407A JP10423597A JP10423597A JPH10299407A JP H10299407 A JPH10299407 A JP H10299407A JP 10423597 A JP10423597 A JP 10423597A JP 10423597 A JP10423597 A JP 10423597A JP H10299407 A JPH10299407 A JP H10299407A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービンエンジ
ンのロータに関する。The present invention relates to a gas turbine engine rotor.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンエンジンのロータの、ロー
タディスクと翼との取り付けは、通常、ロータディスク
の外周部に設けた軸方向または周方向の取付溝に翼の取
付部を植え込むことにより、回転による遠心力を支える
構造となっている。一方、取付溝に沿う方向に対して
は、遠心力ほどの大きい力は作用しないが、流体力によ
る軸方向の力や振動による力などが作用するため、翼の
抜け止めが必要である。2. Description of the Related Art Generally, a rotor of a gas turbine engine is mounted on a rotor disk and blades by implanting blade mounting portions in axial or circumferential mounting grooves provided on an outer peripheral portion of the rotor disk. It has a structure that supports the centrifugal force caused by. On the other hand, a force as large as a centrifugal force does not act in a direction along the mounting groove, but an axial force due to a fluid force or a force due to vibration acts, so that it is necessary to prevent the blade from coming off.
【０００３】従来、翼の抜け止めを主とした取付構造の
例を記した文献として、「ジェットエンジン(構造編)」
(pp.７４−７５）(社団法人・日本航空技術協会)などが
ある。これには、翼取付部底部にリテイナを差し込んで
ロータディスクに引っかけるダブテール・ロック方式
や、翼とロータディスクをピンで固定するピン・ジョイ
ント方式などが示されている。これらは翼が比較的軽い
ジェットエンジンに主として用いられることが多い方法
である。[0003] Conventionally, a document describing an example of a mounting structure mainly for retaining a wing is described in "Jet Engine (Structure Edition)".
(pp.74-75) (Japan Aviation Technology Association). This shows a dovetail lock system in which a retainer is inserted into the bottom of the blade mounting portion and hooked on the rotor disk, and a pin joint system in which the blade and the rotor disk are fixed with pins. These are methods that are often used primarily in jet engines with relatively light wings.
【０００４】また、ロータディスクの外周および翼のダ
ブテール部に周方向にスロットを設け、両者の位置を合
わせてキーを挿入することにより抜けを防止する構造の
例として特開平2−153203 号の公報がある。また、ロー
タディスクの側面に周方向に溝を設け、その溝にブレー
ド保持具を通して翼のダブテール端面を押さえつけるこ
とにより抜けを防止する構造の例として特開平7−26905
号の公報がある。これらによれば、上記のダブテールロ
ック方式やピンジョイント方式と較べて保持力が強く、
激しい振動を受けても相互に外れることがなく、確実な
抜け止めが実現できるとされている。Japanese Patent Application Laid-Open No. 2-153203 discloses an example of a structure in which slots are provided in the outer circumference of the rotor disk and the dovetail portion of the blade in the circumferential direction, and the two are aligned so as to prevent a key from being inserted. There is. Japanese Patent Application Laid-Open No. 7-26905 discloses an example of a structure in which a groove is formed in the side surface of the rotor disk in the circumferential direction, and the dovetail end face of the blade is pressed through a blade holder in the groove to prevent the blade from coming off.
There is a gazette of the issue. According to these, holding force is stronger than the above-mentioned dovetail lock method and pin joint method,
It is said that even if it receives severe vibration, it does not come off from each other, and it is possible to realize a reliable retaining.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】ガスタービンエンジン
のロータにおける翼の抜け止め構造には前述したような
ものがある。これらのうち、ダブテール・ロック方式，
ピン・ジョイント方式は主として翼やロータディスクの
軽いジェットエンジンに対して用いられているものであ
るが、コスト面から重量の大きい翼を使用している産業
用ガスタービンに対しては信頼性に欠ける方式である。
前述の公報で示されている例は、このような場合に対し
ても翼の抜けを確実に防止するために用いられるもので
あるが、翼の着脱には時間がかかる構造である。The structure for retaining blades in a rotor of a gas turbine engine is as described above. Of these, dovetail locking,
The pin joint method is mainly used for jet engines with light wings and rotor disks, but is not reliable for industrial gas turbines using heavy wings due to cost considerations. It is a method.
The example shown in the above-mentioned publication is used to reliably prevent the blade from coming off even in such a case, but it has a structure in which it takes time to attach and detach the blade.
【０００６】一方、ロータの組立や翼の交換などの上か
らは、できるだけ簡単な着脱方法が望まれる。On the other hand, from the viewpoint of assembling the rotor and exchanging the blades, it is desired that the attachment / detachment method be as simple as possible.
【０００７】本発明は、ガスタービンエンジンのロータ
における翼の抜け止め構造に関して、特に、流量の大き
いガスタービンエンジンの翼、すなわち大きい流体力を
受ける翼や、テーパを持つディスクに取り付けられる場
合のように翼の取付方向に遠心力の分力の作用するよう
な場合に対しても、運転時における翼の抜けを確実に防
止するとともに、静止時には翼の保持を柔軟にすること
により、ロータの組立や翼の交換時などには容易に着脱
可能な取付構造を提供することを目的とする。The present invention relates to a structure for retaining blades of a rotor of a gas turbine engine, particularly when the blade is attached to a blade of a gas turbine engine having a large flow rate, that is, a blade which receives a large fluid force or a tapered disk. Even when the centrifugal force component acts in the direction in which the blades are attached, the blades can be reliably prevented from coming off during operation, and the blades can be held flexibly at rest to assemble the rotor. It is an object of the present invention to provide a mounting structure that can be easily attached and detached when exchanging a wing or a wing.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明のガスタービンエ
ンジンのロータは、請求項１に記載したように、ロータ
ディスクと、ロータディスクに軸方向に設けられた取付
溝に差し込むことによりロータに取り付けられて回転す
る翼との取付構造を有するロータで、翼の取付部の両端
に設けた爪と、取付溝の両端に設けた爪のはめ込み部が
互いにぶつかりあうことにより、翼の抜けを防止する構
造としたものである。また、静止時にはばねを押さえつ
けながら翼取付部を取付溝にそってすべらせることによ
り、組立て，分解が容易にできるように、また、運転時
には、遠心力により翼取付部が外周側に押さえつけられ
るため、翼取付部の爪が取付溝の爪のはめ込み部に確実
に固定され、翼の抜けを確実に防止できるように、取付
溝底部に穴をあけ、ばねと押え板を挿入する構造とした
ものである。According to the present invention, a rotor of a gas turbine engine is mounted on a rotor disk by inserting the rotor disk into a mounting groove provided in an axial direction of the rotor disk. A rotor having a mounting structure for rotating and rotating blades. The claws provided at both ends of the mounting portion of the blade and the fitting portions of the claws provided at both ends of the mounting groove collide with each other to prevent the blade from coming off. It is a structure. When stationary, the blade mounting part slides along the mounting groove while holding down the spring to facilitate assembly and disassembly. In operation, the blade mounting part is pressed to the outer peripheral side by centrifugal force. A hole is formed in the bottom of the mounting groove to insert the spring and the holding plate so that the claw of the wing mounting part is securely fixed to the fitting part of the claw of the mounting groove and the wing can be securely prevented from coming off. It is.
【０００９】また、請求項２は、請求項１で、ばねと押
え板の代わりに折れ曲がった板ばねを用いたものであ
る。A second aspect of the present invention is the first aspect, wherein a bent leaf spring is used instead of the spring and the holding plate.
【００１０】また、本発明のガスタービンエンジンのロ
ータは、請求項３に記載したように、翼の取付部と取付
溝の互いに接触する部分のそれぞれに設けられた段違い
となるはめあい部が互いにぶつかりあうことにより、翼
の抜けを防止する構造としたものである。また、静止時
にはばねを押さえつけながら翼取付部を取付溝にそって
すべらせることにより、組立て，分解が容易にできるよ
うに、また、運転時には、遠心力により翼取付部が外周
側に押さえつけられるため翼取付部の爪がはめ込み部に
確実に固定され、翼の抜けを確実に防止できるように、
取付溝底部に穴をあけ、ばねと押え板を挿入する構造と
したものである。In the gas turbine engine rotor according to the present invention, the step-fitting portions provided at the contact portions of the blade mounting portion and the mounting groove may collide with each other. This structure prevents the wings from coming off. When stationary, the blade mounting part slides along the mounting groove while holding down the spring to facilitate assembly and disassembly. In operation, the blade mounting part is pressed to the outer peripheral side by centrifugal force. In order that the claw of the wing mounting part is securely fixed to the fitting part and the wing can be securely prevented from coming off
A hole is made in the bottom of the mounting groove, and a spring and a holding plate are inserted.
【００１１】また、請求項４は請求項３で、ばねと押え
板の代わりに折れ曲がった板ばねを用いたものである。A fourth aspect is the third aspect, wherein a bent leaf spring is used instead of the spring and the holding plate.
【００１２】本発明により、ロータディスクと、ロータ
ディスクの外周に設けられた取付溝に翼の取付部を差し
込むことにより固定されてロータディスクとともに回転
する翼とからなるガスタービンエンジンのロータで、請
求項１に記載したように、翼の取付部の両端に設けた爪
と、取付溝の両端に設けた爪のはめ込み部が互いにぶつ
かりあう構造とすることにより、翼の抜けを防止でき
る。また、取付溝底部の穴にばねと押え板を挿入する構
造とし、静止時には、ばねを押さえつけながら翼取付部
を取付溝にそってすべらせることにより、組立て，分解
が容易にでき、また、運転時には、遠心力により翼取付
部が外周側に押さえつけられるため翼取付部の爪がはめ
込み部に確実に固定され、翼の抜けを確実に防止でき
る。According to the present invention, there is provided a rotor for a gas turbine engine comprising a rotor disk and a blade fixed by inserting a blade mounting portion into a mounting groove provided on an outer periphery of the rotor disk and rotating together with the rotor disk. As described in Item 1, the structure in which the claws provided at both ends of the mounting portion of the wing and the fitting portions of the claws provided at both ends of the mounting groove collide with each other can prevent the blade from coming off. Also, a structure is adopted in which a spring and a holding plate are inserted into the holes at the bottom of the mounting groove. At rest, the wing mounting part slides along the mounting groove while holding down the spring, allowing easy assembly and disassembly. In some cases, the wing mounting portion is pressed to the outer peripheral side by centrifugal force, so that the claw of the wing mounting portion is securely fixed to the fitting portion, and the wing can be reliably prevented from coming off.
【００１３】また、本発明の請求項２に記載したよう
に、請求項１で、ばねと押え板の代わりに折れ曲がった
板ばねを用いることにより、簡単な部品で請求項１の場
合と同様の効果を得ることができる。Further, as described in claim 2 of the present invention, by using a bent leaf spring instead of the spring and the holding plate in claim 1, it is possible to use simple components similar to those in claim 1. The effect can be obtained.
【００１４】また、本発明の請求項３に記載したよう
に、翼の取付部と取付溝の互いに接触する部分のそれぞ
れに設けられた段違いとなるはめあい部が互いにぶつか
りあう構造とすることにより、翼の抜けを防止すること
ができる。また、取付溝底部に穴をあけ、ばねと押え板
を挿入する構造とすることにより、請求項１の場合と同
様に、静止時には組立て，分解を容易にすることがで
き、また、運転時には翼の抜けを確実に防止できる。According to a third aspect of the present invention, a step-shaped fitting portion provided at each of the contacting portions of the mounting portion of the wing and the mounting groove collides with each other. The wings can be prevented from coming off. Further, by forming a hole at the bottom of the mounting groove and inserting a spring and a holding plate, as in the case of the first aspect, assembly and disassembly can be facilitated when stationary, and the blade can be operated during operation. Can be reliably prevented from coming off.
【００１５】また、本発明の請求項４に記載したよう
に、請求項３で、ばねと押え板の代わりに折れ曲がった
板ばねを用いることにより、簡単な部品で請求項３の場
合と同様の効果を得ることができる。Further, as described in claim 4 of the present invention, by using a bent leaf spring instead of the spring and the holding plate in claim 3, it is possible to use simple components similar to those in claim 3 The effect can be obtained.
【００１６】[0016]
【発明の実施の形態】以下、図に示した実施例に基づい
て本発明を詳細に説明する。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, the present invention will be described in detail based on an embodiment shown in the drawings.
【００１７】図５に本発明のロータを用いたガスタービ
ンエンジンの圧縮機の例を示す。また、図６にロータデ
ィスクに取付溝が設けられている様子を示す。FIG. 5 shows an example of a compressor of a gas turbine engine using the rotor of the present invention. FIG. 6 shows a state in which a mounting groove is provided in the rotor disk.
【００１８】図５で、１はガスタービンエンジンの圧縮
機のロータ、２はロータの一部で、翼が取り付けられる
ロータディスク、３はロータディスクに固定されてロー
タディスクとともに回転する動翼である。圧縮機は主と
して動翼３を含めたロータ１と、ケーシング４、およ
び、ケーシング４に固定された静翼５によって構成され
る。ロータ１は外部より軸動力を受けて回転する。その
仕事により、入口側６より取り入れられた低圧の空気は
動翼３，静翼５で圧縮され、出口側７で高圧となる。こ
の場合、翼には高圧側から低圧側に向かう方向に流体力
が作用する。すなわち、翼には軸方向に沿って後方から
前方の向きに流体力が作用する。これに伴って、翼の取
付部にも後方から前方の向きに流体力が作用することに
なる。また、ロータディスク２の中には、２ａのよう
に、流路の関係で外周にテーパを持つもの、すなわち、
前後部でディスク径の異なるものがある。通常、圧縮機
では後方に向かって流路が狭くなり、ディスク径が大き
くなる。このため、翼の取付部には遠心力の分力とし
て、後方へ向かう力を受けることになる。以上のよう
に、翼の取付部には、運転時には、流体力によって前方
に向かう力を、また、テーパを持つようなディスクの場
合には遠心力によって後方に向かう力を受けることにな
る。翼の取り付けでは、このような力や振動による力な
どに対して、翼を確実に保持することが必要である。In FIG. 5, reference numeral 1 denotes a rotor of a compressor of a gas turbine engine, reference numeral 2 denotes a part of the rotor, a rotor disk on which blades are mounted, and reference numeral 3 denotes moving blades which are fixed to the rotor disk and rotate together with the rotor disk. . The compressor mainly includes a rotor 1 including a moving blade 3, a casing 4, and a stationary blade 5 fixed to the casing 4. The rotor 1 rotates by receiving shaft power from the outside. Due to the work, the low-pressure air taken in from the inlet side 6 is compressed by the moving blades 3 and the stationary blades 5 and becomes high-pressure at the outlet side 7. In this case, a fluid force acts on the blade in a direction from the high pressure side to the low pressure side. That is, a fluid force acts on the wing from the rear to the front along the axial direction. Along with this, the fluid force also acts on the mounting portion of the wing from the rear to the front. In addition, some rotor disks 2 have a taper on the outer periphery due to the flow path, such as 2a,
Some have different disk diameters at the front and rear. Normally, in a compressor, the flow path narrows rearward, and the disk diameter increases. Therefore, the mounting portion of the wing receives a rearward force as a component of centrifugal force. As described above, the mounting portion of the blade receives a forward force due to the fluid force during operation, and a backward force due to the centrifugal force in the case of a tapered disk. In attaching the wing, it is necessary to securely hold the wing against such a force or a force due to vibration.
【００１９】なお、５ａは静翼５の先端とロータ１の外
周面との間の空気の漏れを防止するシールなどがついた
シュラウドが取り付けられるところであり、組立，分解
時には動翼３を着脱する空間となる。Reference numeral 5a denotes a place where a shroud provided with a seal or the like for preventing air from leaking between the tip of the stationary blade 5 and the outer peripheral surface of the rotor 1 is attached. It becomes space.
【００２０】図６で、２は図５でも示したロータディス
クで、その外周に翼の取付溝１１が周方向に翼の枚数分
だけ設けられている。また、動翼は翼取付部と一体にな
っており、取付溝１１に軸方向にすべらせて着脱する方
法で取り付けられる。In FIG. 6, reference numeral 2 denotes a rotor disk also shown in FIG. 5, on the outer periphery of which the blade mounting grooves 11 are provided in the circumferential direction by the number of blades. In addition, the moving blade is integrated with the blade mounting portion, and is attached to the mounting groove 11 by sliding in the axial direction to be detached.
【００２１】実際の圧縮機では、翼の取付角度の関係よ
り、通常、図のように軸方向１ａに対してある角度を持
って設けられるが、軸方向にまっすぐに取り付けられた
場合とともに、アクシャルエントリー型の取付構造と呼
ばれている。In an actual compressor, it is usually provided at a certain angle with respect to the axial direction 1a as shown in the figure due to the mounting angle of the blades. It is called a char-entry type mounting structure.
【００２２】図１は本発明の請求項１に関する実施例を
示したものである。１１はロータディスク２に設けられ
た取付溝、１２は矢印１９ｂの方向にすべらせることに
よりロータディスク２の取付溝１１に取り付けられる翼
の取付部、１３はロータディスクの取付溝１１の底部に
設けられた穴、１４は翼取付部１２の両端に設けられた
爪、１５は取付溝端に設けられた爪のはめ込み部であ
る。押え板１７は、ばね１６をはさんでロータディスク
取付溝底部の穴１３に挿入される。FIG. 1 shows an embodiment according to claim 1 of the present invention. Reference numeral 11 denotes a mounting groove provided on the rotor disk 2, 12 denotes a mounting portion of a wing mounted on the mounting groove 11 of the rotor disk 2 by sliding in the direction of arrow 19b, and 13 denotes a bottom portion of the mounting groove 11 of the rotor disk. The holes 14 are claws provided at both ends of the wing mounting portion 12, and 15 is a claw fitting portion provided at the end of the mounting groove. The holding plate 17 is inserted into the hole 13 at the bottom of the rotor disk mounting groove with the spring 16 interposed therebetween.
【００２３】図２、および、図３は、それぞれ、翼取付
部１２を取付溝１１にはめ込む途中、および、はめ込ん
だ状態を取付溝に添った方向から見た図である。取り付
けは、図２に示すように、押え板１７およびばね１６を
押さえつけながら翼取付部１２をすべらせることにより
容易に行うことができる。また、分解も同様にして容易
に行うことができる。FIGS. 2 and 3 are views showing the wing mounting portion 12 as it is being fitted into the mounting groove 11 and a state in which the wing mounting portion 12 is fitted, as viewed from the direction along the mounting groove. As shown in FIG. 2, the attachment can be easily performed by sliding the wing attachment portion 12 while holding down the holding plate 17 and the spring 16. Decomposition can also be easily performed in the same manner.
【００２４】また、図３は取付部の爪１４と、爪のはめ
込み部１５とがはまりあった状態で、互いがぶつかりあ
うことにより、翼の溝方向への移動、すなわち、抜けを
防止することができる。また、運転時にはロータの回転
により生じる遠心力によって翼取付部１２は外周側に押
えつけられることにより、爪１４および爪のはめ込み部
１５が強く固定され、翼の抜けを確実に防止することが
できる。すなわち、本実施例によれば、静止時には着脱
が容易であり、運転時には翼の両側への抜けを確実に防
止することができる。FIG. 3 shows that the wings are prevented from moving in the groove direction, that is, coming off, when the claws 14 of the mounting portions and the fitting portions 15 of the claws are engaged with each other in a state where they are fitted. Can be. Further, during operation, the wing mounting portion 12 is pressed against the outer peripheral side by the centrifugal force generated by the rotation of the rotor, whereby the claw 14 and the claw fitting portion 15 are firmly fixed, and the wing can be reliably prevented from coming off. . That is, according to the present embodiment, it is easy to attach and detach when the vehicle is stationary, and it is possible to reliably prevent the blade from slipping to both sides during operation.
【００２５】図４は本発明の請求項２に関する実施例を
示したものである。本実施例では請求項１の実施例で、
ばね１６と押え板１７の代わりに折れ曲がった板ばね１
８を用いることにより、簡単で少ない部品数で実施例と
同様の効果を得ることができる。FIG. 4 shows an embodiment according to claim 2 of the present invention. In this embodiment, in the embodiment of claim 1,
Bent spring 1 instead of spring 16 and holding plate 17
By using 8, the same effect as the embodiment can be obtained with a simple and small number of parts.
【００２６】次に、本発明の請求項３に関する実施例を
図７，図８、および、図９を用いて説明する。図７で、
２１および２２はそれぞれ翼取付部１２、および、取付
溝１１の互いの接触部に設けられた段違いのはめあい部
である。また、１３は取付溝底部に設けられた穴、１７
は矢印１９ａのようにばね１６をはさんで穴１３に挿入
され、取付部１２を押さえあげる押え板である。取り付
けは矢印１９ｂの方向に向かって行われる。図８は本実
施例で、翼が取り付けられる状況を示した図である。図
のように、押え板１７およびばね１６を押さえつけなが
ら翼取付部を取付溝に沿って矢印１９ｂの方向にすべら
せることにより、容易に翼の取り付けを行うことができ
る。本実施例では、翼取付部の幅が前後部で異なるよう
にしており、翼が図の左側から抜け出ることがないよう
になっている。また、取り外しの場合も同様に、押え板
１７およびばね１６を押さえつけながら矢印と逆方向に
すべらせることにより容易に行うことができる。図９は
翼取付部と取付溝が完全にはまり合った状態を示してい
る。段違いとなったはめあい部が互いにぶつかりあうこ
とにより、取付溝方向への翼の抜けを防止することがで
きる。また、運転時には、ロータの回転により生じる遠
心力によって、翼取付部１２は外周側に押えつけられる
ことにより、はめあい部２１および２２は強く固定さ
れ、翼の抜けを確実に防止することができる。Next, an embodiment according to claim 3 of the present invention will be described with reference to FIGS. 7, 8, and 9. FIG. In FIG.
Reference numerals 21 and 22 denote step fitting portions provided at the contact portions of the wing mounting portion 12 and the mounting groove 11, respectively. 13 is a hole provided at the bottom of the mounting groove;
Is a holding plate that is inserted into the hole 13 with the spring 16 interposed therebetween as indicated by an arrow 19a and holds down the mounting portion 12. The attachment is performed in the direction of arrow 19b. FIG. 8 is a view showing a situation where the wings are attached in the present embodiment. As shown in the figure, the wing can be easily mounted by sliding the wing mounting portion in the direction of arrow 19b along the mounting groove while holding down the pressing plate 17 and the spring 16. In the present embodiment, the width of the wing attachment portion is different between the front and rear portions, so that the wing does not come off from the left side of the drawing. Similarly, the detachment can be easily performed by sliding the retaining plate 17 and the spring 16 in the direction opposite to the arrow while pressing them. FIG. 9 shows a state where the wing mounting portion and the mounting groove are completely fitted. When the fitting portions that have been stepped against each other collide with each other, it is possible to prevent the blade from slipping in the direction of the mounting groove. Further, during operation, the blade mounting portion 12 is pressed against the outer peripheral side by centrifugal force generated by the rotation of the rotor, so that the fitting portions 21 and 22 are strongly fixed, and the blade can be reliably prevented from coming off.
【００２７】すなわち、本実施例によれば、静止時には
着脱が容易であり、運転時には翼の抜けを確実に防止す
ることができる。That is, according to the present embodiment, the detachment is easy when the vehicle is stationary, and the blades can be reliably prevented from coming off during operation.
【００２８】図１０は本発明の請求項４に関する実施例
を示したものである。本実施例では請求項３の実施例の
ばね１６と押え板１７の代わりに折れ曲がった板ばね１
８を用いることにより、簡単で少ない部品数で請求項３
に関する実施例と同様の効果を得ることができる。FIG. 10 shows an embodiment according to claim 4 of the present invention. In this embodiment, a bent leaf spring 1 is used in place of the spring 16 and the holding plate 17 of the third embodiment.
Claim 8 uses a simple and small number of parts.
The same effect as that of the embodiment can be obtained.
【００２９】図１１および図１２は、それぞれ、本実施
例で、それぞれ、翼取付部１２を取付溝１１にはめ込む
途中、および、はめ込んだ状態を示す断面図である。本
実施例によれば、請求項３に関する実施例と同様の効果
により、静止時には着脱が容易であり、運転時には翼の
抜けを確実に防止する取付構造を実現することができ
る。FIGS. 11 and 12 are cross-sectional views of the present embodiment, respectively, showing the wing mounting portion 12 in the process of being fitted into the mounting groove 11 and the fitted state. According to this embodiment, by the same effect as that of the embodiment according to the third aspect, it is possible to realize a mounting structure that can be easily attached and detached at a standstill and reliably prevent the blade from coming off during operation.
【００３０】[0030]
【発明の効果】本発明は、ロータディスクと、ロータデ
ィスクの外周に設けられた取付溝に翼の取付部を差し込
むことにより固定されてロータディスクとともに回転す
る翼とからなるガスタービンエンジンのロータで、翼取
付部の両端に設けた爪と、取付溝の両端に設けた爪のは
め込み部と、取付溝底部に設けた穴と、穴にばねをはさ
んで挿入されて翼取付時に翼取付部の底を外周側に押し
付ける押え板とにより構成される翼の抜けを防止する取
付構造を有することにより、運転時には遠心力の効果を
利用して翼の抜けを確実に防止できるとともに、静止時
には容易に翼の着脱が行えるロータを提供することが可
能となる。The present invention relates to a rotor for a gas turbine engine comprising a rotor disk and a blade fixed by inserting a blade mounting portion into a mounting groove provided on the outer periphery of the rotor disk and rotating together with the rotor disk. , A claw provided at both ends of the wing mounting portion, a claw fitting portion provided at each end of the mounting groove, a hole provided at the bottom of the mounting groove, and a spring inserted into the hole, and the wing mounting portion is inserted when the wing is mounted. The mounting structure that prevents the blades from coming off, which is constituted by a presser plate that presses the bottom of the blades to the outer peripheral side, can reliably prevent the blades from coming off using the effect of centrifugal force during operation and easily when stationary. It is possible to provide a rotor capable of attaching and detaching blades.
【００３１】また、押え板とばねを用いる代わりに、折
れ曲がった板ばねを使用することにより、上記と同様の
効果を簡単で少ない部品で実現することができる可能と
なる。Further, by using a bent leaf spring instead of using the holding plate and the spring, it is possible to realize the same effect as above with simple and small parts.
【００３２】また、翼取付部と取付溝の互いに接触する
部分のそれぞれに設けられた段違いとなるはめあい部
と、取付溝底部に設けた穴と、穴にばねをはさんで挿入
されて翼取付時に翼取付部の底を外周側に押し付ける押
え板とにより構成される翼の抜けを防止する取付構造を
有することにより、運転時には遠心力の効果を利用して
翼の抜けを確実に防止できるとともに、静止時には容易
に翼の着脱が行えるロータを提供することが可能とな
る。Also, a stepped fitting portion provided at each of the contact portions of the wing mounting portion and the mounting groove, a hole provided at the bottom of the mounting groove, and a blade mounted by inserting a spring between the holes. At the time of operation, by using the effect of centrifugal force, it is possible to reliably prevent the blade from coming off by having a mounting structure that prevents the blade from coming off, which is constituted by a presser plate that presses the bottom of the blade mounting portion to the outer peripheral side. In addition, it is possible to provide a rotor in which the blades can be easily attached and detached when the rotor is stationary.
【図１】本発明の爪、および、爪はめ込み部を設けた実
施例を示す説明図。FIG. 1 is an explanatory view showing an embodiment in which a nail and a nail fitting portion of the present invention are provided.
【図２】図１を実施した場合の、取付途中の状態を示し
た説明図。FIG. 2 is an explanatory view showing a state in the middle of mounting when FIG. 1 is implemented.
【図３】図１を実施した場合の、取付完了時の状態を示
した説明図。FIG. 3 is an explanatory view showing a state at the time of completion of mounting when FIG. 1 is implemented.
【図４】本発明の爪、および、爪はめ込み部を設けた他
の実施例で、折れ曲がった板ばねを用いた実施例を示す
説明図。FIG. 4 is an explanatory view showing an embodiment using a bent leaf spring in another embodiment provided with a claw and a claw fitting portion of the present invention.
【図５】本発明のロータを用いたガスタービン用圧縮機
の一例を示す説明図。FIG. 5 is an explanatory view showing an example of a gas turbine compressor using the rotor of the present invention.
【図６】本発明のロータのロータディスク部に設けた取
付溝の様子を示す説明図。FIG. 6 is an explanatory view showing a state of a mounting groove provided in a rotor disk portion of the rotor of the present invention.
【図７】本発明の段違いのはめあい部を設けた場合の実
施例を示す説明図。FIG. 7 is an explanatory view showing an embodiment of the present invention in which a step fitting portion is provided.
【図８】図７を実施した場合の、取付途中の状態を示し
た説明図。FIG. 8 is an explanatory view showing a state in the middle of mounting when FIG. 7 is implemented.
【図９】図７を実施した場合の、取付完了時の状態を示
した説明図。FIG. 9 is an explanatory view showing a state at the time of completion of mounting when FIG. 7 is implemented.
【図１０】本発明の段違いのはめあい部を設けた場合の
他の実施例で、折れ曲がった板ばねを用いた実施例を示
す説明図。FIG. 10 is an explanatory view showing another embodiment in which a step fitting portion is provided according to the present invention, in which an embodiment using a bent leaf spring is used.
【図１１】図１０を実施した場合の、取付途中の状態を
示した説明図。FIG. 11 is an explanatory view showing a state in the middle of mounting when FIG. 10 is implemented.
【図１２】図１０を実施した場合の、取付完了時の状態
を示した説明図。FIG. 12 is an explanatory diagram showing a state at the time of completion of mounting when FIG. 10 is implemented.
１…ロータ、２…ロータディスク、２ａ…テーパを有す
るロータディスク、３…動翼、４…ケーシング、５…静
翼、５ａ…シュラウド取付部、６…圧縮機入口、７…圧
縮機出口、１１…取付溝、１２…翼取付部、１３…取付
溝底部の穴、１４…翼取付部端の爪、１５…取付溝端の
爪はめ込み部、１６…ばね、１７…押え板、１８…板ば
ね、２１…翼取付部側段違いはめあい部、２２…取付溝
側段違いはめあい部。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... rotor, 2 ... rotor disk, 2a ... taper rotor disk, 3 ... rotor blade, 4 ... casing, 5 ... stationary blade, 5a ... shroud mounting part, 6 ... compressor inlet, 7 ... compressor outlet, 11 ... Mounting groove, 12 ... wing mounting part, 13 ... hole at bottom of mounting groove, 14 ... claw at end of wing mounting part, 15 ... claw fitting part at end of mounting groove, 16 ... spring, 17 ... holding plate, 18 ... leaf spring, Reference numeral 21 denotes a step fitting portion on the wing mounting portion side, and 22 denotes a step fitting portion on the mounting groove side.
Claims (4)
外周に設けられた取付溝に翼の取付部を差し込むことに
より固定されて上記ロータディスクとともに回転する翼
とからなるガスタービンエンジンのロータにおいて、 上記翼の取付部の両端に設けた爪と、上記取付溝の両端
に設けた上記爪のはめ込み部と、上記取付溝の底部に設
けた穴と、上記穴にばねをはさんで挿入されて翼取付時
に翼取付部の底を外周側に押し付ける押え板とにより構
成される翼の抜けを防止する取付構造を有することを特
徴とするガスタービンエンジンのロータ。1. A gas turbine engine rotor comprising: a rotor disk; and a blade fixed by inserting a blade mounting portion into a mounting groove provided on an outer periphery of the rotor disk and rotating together with the rotor disk. Claws provided at both ends of the mounting portion of the wing, fitting portions of the claw provided at both ends of the mounting groove, a hole provided at the bottom of the mounting groove, and a wing inserted through a spring in the hole. A gas turbine engine rotor, comprising: a mounting structure configured to prevent a blade from coming off constituted by a presser plate that presses a bottom of a blade mounting portion to an outer peripheral side during mounting.
板ばねを挿入した取付構造を有するガスタービンエンジ
ンのロータ。2. The gas turbine engine rotor according to claim 1, further comprising a mounting structure in which a bent leaf spring is inserted in place of the holding plate and the spring.
外周に設けられた取付溝に翼の取付部を差し込むことに
より固定されて上記ロータディスクとともに回転する翼
とからなるガスタービンエンジンのロータにおいて、 上記翼の取付部と上記取付溝の互いに接触する部分のそ
れぞれに設けられた段違いのはめあい部と、取付溝底部
に設けた穴と、上記穴にばねをはさんで挿入されて翼取
付時に翼取付部の底を外周側に押し付ける押え板とによ
り構成される翼の抜けを防止する取付構造を有すること
を特徴とするガスタービンエンジンのロータ。3. A gas turbine engine rotor comprising: a rotor disk; and a blade fixed by inserting a blade mounting portion into a mounting groove provided on an outer periphery of the rotor disk and rotating together with the rotor disk. A stepped fitting portion provided at each of the wing mounting portion and the portion of the mounting groove that comes into contact with each other, a hole provided at the bottom of the mounting groove, and a spring inserted into the hole to mount the wing at the time of wing mounting. A rotor for a gas turbine engine, having a mounting structure for preventing a blade from coming off constituted by a press plate for pressing a bottom of the portion toward an outer peripheral side.
板ばねを挿入した取付構造を有するガスタービンエンジ
ンのロータ。4. A gas turbine engine rotor according to claim 3, wherein said rotor has a mounting structure in which a bent leaf spring is inserted in place of said holding plate and said spring.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10423597A JPH10299407A (en) | 1997-04-22 | 1997-04-22 | Rotor for gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10423597A JPH10299407A (en) | 1997-04-22 | 1997-04-22 | Rotor for gas turbine engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10299407A true JPH10299407A (en) | 1998-11-10 |
Family
ID=14375309
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10423597A Pending JPH10299407A (en) | 1997-04-22 | 1997-04-22 | Rotor for gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10299407A (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2881174A1 (en) * | 2005-01-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs Sa | DEVICE FOR POSITIONING A DASHBOARD AND AUBAGE DISK COMPRISING SUCH A DEVICE |
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| JP2019519712A (en) * | 2016-05-27 | 2019-07-11 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | Radial support function of margin bucket dovetails for axially inserted buckets |
-
1997
- 1997-04-22 JP JP10423597A patent/JPH10299407A/en active Pending
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