JPS6155302A - ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体 - Google Patents

ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体

Info

Publication number
JPS6155302A
JPS6155302A JP60164263A JP16426385A JPS6155302A JP S6155302 A JPS6155302 A JP S6155302A JP 60164263 A JP60164263 A JP 60164263A JP 16426385 A JP16426385 A JP 16426385A JP S6155302 A JPS6155302 A JP S6155302A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
blade
shank portion
platform
airfoil
end surface
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
Application number
JP60164263A
Other languages
English (en)
Inventor
デビツド・ダブル・クラセン
ダグラス・ブライアン・バレンテイン
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS6155302A publication Critical patent/JPS6155302A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/147Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/80Platforms for stationary or moving blades
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (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。

Description

【発明の詳細な説明】 発明の背理 本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、詳しくはガスタービンエンジンのファンおよび
圧縮礪部分のブレードおよびブレード付きディスク組立
体に関する。
ブレード付きディスク組立体、即ち個々のブレードのダ
ブティル部分をロータディスクの相補形のスロットに取
り付けた組立体は当業界でよく知られている。一体のブ
レードとディスクを有するブリスフ(blisk )組
立体も、例えば米国特許第4.363.602号に見ら
れるように、当業界でよく知られている。ブレード付き
ディスク組立体の代りにブリスフ組立体を用いることは
、構造的強度が増し、空力学的性能が改良されるなどの
多数の利点がある。特に、ブリスフは半径比(入口ハブ
半径をブレード先端半径でvlっだ商として定義される
)を比較的低い約0.5未満の値となるように、かつブ
レード付根のソリディティ(ブレード付根の弦長を隣り
合うブレード間の距離で削った商として定義される)を
比較的高い約2゜3より大きい値となるように設計でき
、空力学的性能の著しい改良をはかることができる。
例えば、ゼネラル・エレクトリック・カンバニイが開発
したエンジンでは、第1段チタン製圧縮機ブリスクは約
0.42の半径比および約3.1のソリディティを有す
る。このブリスフには性能上の実質的な効果があるが、
ブレードの異物による損傷をもっと簡単に修理できるよ
うにするために、交換可能なブレードを設けるのが望ま
しい。
さらに、普通のブレード用のスチール材料を用いる方が
コスト低減の上で望ましいと考えられる。
しかし、経験によれば、通常のスチール製ブレード付き
ディスク組立体では、低サイクル疲労(LCF)および
高サイクル疲労(ト1cF)を含めた寿命および強度条
件に基づいて、半径比が約0.5より大ぎい値、ソリデ
ィティが約2.2未満の値に制限される。任意の所定の
圧縮機段において、必要山の仕事を行わせるのに必要な
ブレードの数と寸法についての要件は一般に定まってい
る。この所定数のブレードでは、空力学的性能を向上さ
せるために半径比を小さくするには、ディスクの外周を
それに応じて小さくしなければならず、そのようにする
と、ブレードを取り付けるための円周方向のスペースが
小さくなり、これによりソリディティが増加する。
従って、小さな半径比を実現するためには、外周が減少
するという物理的制約から、ブレードのシャンク部分お
よびダブティル部分を小さくする必要がある。しかし、
ブレードの翼形部分の寸法が基本的に変わらないので、
このように必要とされるだけ一層小さくした従来のダブ
ティル部分およびシャンク部分は、ブレードをディスク
に適切に取り付けるのに構造的に不適当である。例えば
、従来のシャンクおよびダブティル部分は比較的可撓性
が大きく、荷重伝達表面積が小さく、従ってダブテイル
部分およびディスク組立体に望ましくないLCFおよび
HCFの問題を惹き起す。
従って本発明の目的は、新しい改良されたブレード付き
ディスク組立体を提供することにある。
本発明の他の目的は、比較的小さい半径比および比較的
大ぎいソリディティを有するブリスフ組立体と置き換え
ることの出来るブレード付きディスフ組立体を提供する
ことにある。
本発明の別の目的は、シャンク部分を改良した新しい改
良されたロータブレードを提供することにある。
本発明のさらに他の目的は、曲げこわさく5tirrn
ess )および荷重伝速能力を許容範囲内に維持しな
がら、シャンク部分およびダブテイル部分を従来のもの
より軽くした改良ロータブレードを提供することにある
本発明のさらに他の目的は、重量を軽くして応力集中作
用を最小にした改良ロータブレードを提供することにあ
る。
発明の開示 本発明は、新しい改良されたロータブレードを有するブ
レード付きディスク組立体を提供する。
ブレードはその翼形部分から延在するシャンク部分およ
びダブテイル部分を含む。シャンク部分にはその端面か
らシーン9部分内に延在するポケットを設ける。シャン
ク部分のボケツI−は、ブレードの曲げこわさを許容範
囲内に維持しながらブレードの重囲を減少させる。本発
明の代表的な例では、スチール製ブレード付きディスク
組立体は、入口半径比が約0.5未満およびソリディテ
ィが約2.2より大きいチク21フ929組立体と置き
換えることのできる効果を持つ。
及1υL旦至m 本発明に特有の新しい特徴は特許請求の範囲に記載した
通りである。本発明の構成およびその目的と利点を以下
に図面と関連させて詳しく説明する。
第1図にガスタービンエンジンの圧縮機10の一部を示
す。この圧縮110には、入口側第1段ブレード付きデ
ィスク組立体12が、多数の円周方向に間隔をおいて設
けられた静翼14より上流でかつそれと同軸に、エンジ
ンまたは圧縮機の長さ方向中心線16のまわりに配置さ
れている。ブレード付きディスク組立体12は、多数の
円周方向に間隔をおいて設けられたロータブレード18
をロータディスク20に取り付けた組立体である。
第1図および第2図を参照してさらに詳述すると、ブレ
ード18は比較的薄い中実の翼形部分22を含み、この
翼形部分22は先端24、付根26、前縁28および後
縁3oを有する。ブレード18はさらに、翼形部分の付
llI!26から横外方へ張り出すほぼ長方形のプラッ
トホーム32を含む。
プラットホーム32は、前縁28から後縁30まで、先
端24に向って上向きに、約20−735゜の範囲で比
較的大ぎく傾斜しており、圧縮機10の内側空気流境界
を限定している。プラットホーム32は上流側の前端3
4と下流側の後9a36を含み、後端36は前@34の
半径より大きな半径の所に位置する。ブレード18はさ
らに、プラットホーム32の所の翼形部分22から同軸
的に延在するシャンク部分38と、このシャンク部分3
8から延在する通常の形状の軸線方向差込式のダブテイ
ル部分40を含む。
ディスク20には、その外周44に多数の軸線方向スロ
ット42が円周方向に間隔をおいて設けられており、こ
れらのスロット42はブレードのダブテイル部分40に
対して相補形の形状をもち、ブレード18をディスク2
0に取り付けるためにダブテイル部分40を受は入れる
。空気46はブレード18および静翼14の適当な通路
を通り抜けて、これにより圧縮される。
ブレード18は中心線16に対して定義された入口ハブ
半径比R1/R2を有する。この半径比は、ブレード前
縁28とプラットホーム32との交点で定められるブレ
ード18のハブ半径R1を、前縁28で定められるブレ
ード先端24の半径R2で割った商に等しい。ディスク
外周44の半径R3は、プラットホーム32、シャンク
部分38およびダブテイル部分4oを収容するのに適当
な分だけハブ半径R1より小さい。
ブレード18は、付根26の所において隣り合う前縁2
8が距1111Dだけ円周方向に離間するように配置さ
れている。各ブレード18は付根26の所における前縁
28から後縁30までの弦長Cを有する。ブレード付根
のソリディティ(solidity)は比C/Dとして
定義され、これはディスクの各スロット42によって適
当に対処しなければならない遠心荷重を無次元で表わす
ものであり、該荷重に正比例する。比較的大きな値のソ
リディティは、ディスクの各スロット42がダブテイル
部分40を介してブレード18から比較的大きな遠心荷
重を受けることを意味している。経験によれば、シャン
ク部分38、ダブテイル部分40およびスロット42に
十分なLCFおよびHCF寿命限界を維持するためには
、従来のブレード付きディスク組立体を用いると、ソリ
ディティは約2.4までの値に制限されている。
本発明の1実施例においては、ブレード付きディスク組
立体12に施こした新しい改良によって、従来のブレー
ド付きディスク組立体と較べて入口半径比を減らしかつ
ソリディティを増すことができ、これにより組立体に許
容範囲内の寿命および応力レベルを保ちながら、優れた
空力学的性能が得られる。さらに具体的にいうと、スチ
ール製ブレード付きディスク組立体12は、プラットホ
ーム26の傾斜が約20’以上でソリディティが約2.
2より大きい場合、約0.5未満の半径比を有するのが
好ましい。これらの値が得られれば、スチール製ブレー
ド付きディスク組立体12を同様の寸法のブリスフ組立
体の代りに用いることができ、これによりチタン製ブリ
スク組立体と同様のりぐれた空力学的性能の利点が得ら
れるとともに、起り得る異物による損傷を修理するため
に個々のブレードを取り外すことができる。
従来のファンおよび圧縮機のブレード付きディスク−組
立体の例が、米国特許第4.265.595号および米
国特許第3,395,891号に開示されている。これ
らの従来のロータブレードは翼形部分、傾斜したプラッ
トホーム、シャンク部分およびダブテイル部分を含む。
従来のシャンク部分は断面が実質的に長方形の中実(s
olid )部材である。
約0.5未満の半径比および約2.2より大きいソリデ
ィティを有しかつ約20〜35°の急傾斜のプラットホ
ームを有するスチール製ブレード′付きディスク組立体
に通常のブレードを用いるためには、ブレードをディス
クに適切に取り付けるためにシャンク部分を半径方向に
比較的長く、特 □にその後端で長くしなければならず
、この結果シャンク部分の重量と可撓性が増加し望まし
くない。
またシャンク部分およびダプテイル部分は、減少させた
ディスク外周に取り付けるため、またflfflを減ら
してダプテイル領域でのLCF*命限界を回避するため
に、より薄くより小さく作られる。
しかし、通常のシャンク部分の厚さを減らずど、シャン
ク部分の慣性モーメントまたは曲げこわさが減少し、こ
れにより回転周波数の2倍の励振周波数での周知の第1
曲げ撮動モードにより望ましくないHCF寿命限界が生
じる。
本発明の1実施例によれば、第3A、3Bおよび3C図
に詳しく示すように、ブレード18は許容可能な曲げ剛
性を維持しながら重量を減じた改良シャンク部分38を
含む。
具体的にいうと、シャンク部分38は、第1図のディス
ク20に対して実質的に接線方向に配置された2つの互
に反対向きの側面48と、互に反対向きの第1および第
2端面50および52を含む。第1端面50は上流方向
に面し、第2端面52は下流方向に面する。第1端面5
0および第2端面52はそれぞれ前縁28および後縁3
0とほぼ整列する。
シャンク部分3日は断面がほぼ長方形で、側面48が端
面50,52より長く、従ってシャンク部分38は軸線
方向の長さが接線方向の幅より大きい。シャンク゛部分
38の半径方向外端54はプラットホーム32に固定接
合され、プラットホーム32に平行に傾斜している。シ
ャンク部分38の半径方向内端56はダブティル部分4
0に固定接合されている。
本発明の代表的な実施例では、シャンク部分38の上流
側の第1端面50よりも半径方向の長さが長い下流側の
第2端面52には、第1端面50に向ってシャンク部分
38の中まで延在する凹所またはポケット58が設けら
れている。詳しく説明すると、ポケット58は第2端面
52の中心部59から第1端面50に向って、ダブティ
ル部分40とプラットホーム32の所の翼形部分の付根
26との間に延在する(第3B図参照)。ポケット58
はほぼ三角形とするのが好ましく、その底辺をシャンク
部分の第2端面52に配置し、頂点をシャンク部分の第
1端面50の方へ向けるようにする。このポケット58
によりシャンク部分の第2端面52において横方向に離
間した第1脚部60と第2脚部62が形成される。脚部
60.62はプラットホーム32からダブテイル部分4
8までほぼその長さ方向、即ち半径方向に延在する。
ポケット58を設ければ、シャンク部分38の曲げこわ
さをたいして減少することなくシャンク部分38の重量
を減少させることができる。特に、ポケット58を設け
ることにより、第1脚部60および第2脚部62は、プ
ラットホーム32に近いシャンク部分の半径方向外端5
4において、ダブテイル部分40に近いシャンク部分の
半径方向内端56におけるよりも遠く離すことができ、
またそのように遠く離すのが好ましい。
この構成により、重量を増す不都合なしにシャンク部分
38の曲げこわさを増加することができる。LCFによ
る損傷が重ωに正比例するので、シャンク部分38の重
ωを減じることは有意義である。曲げこわさを維持もし
くは増加することは、ブレード18の周波数応答、特に
回転周波数の2倍の周波数での応答を制御するため、そ
して許容可能なl−10F寿命限界を得るように許容可
能な周波数余裕(マージン)を維持するために、有意義
である。さらに、通常の軽發化のための孔を設けた場合
に生じるような応力集中が何ら実質的に生じない比較的
簡単なポケット58を用いることにより、シャンク部分
38の重量は小さくなる。
シャンク部分38の曲げこわさをほとんど減少させるこ
となくシャンク部分38のff1ffiをさらに減らす
ために、シャンク部分の第2端面52を凹状の形状にし
て、その中心部5つがシャンク部分の第1端面50によ
り近くなるようにする。このようにすると、第2端面5
2が実質的にまっすぐだった場合に第1脚部60および
第2脚部62に存在する材料分の重量が除かれる。
勿論、ポケット58はシャンク部分38J5よびダブテ
イル部分40の全体的寸法を小さくし、HCFおよびL
CF寿命限界を許容範囲内に保ちながら、入口半径比を
小さくできることを理解されたい。
第4図にシャンク部分38に対する翼形部分22の適切
な位置合わせを示す。具体的にいうと、三日月形の翼形
部分22はブレードの長さ方向、即ち半径方向軸線64
(第3Bおよび3C図参照)に対してほぼ位置合わせさ
れており、従って翼形部分22は実質的にシャンク部分
38の内の第1脚部60および中実の前側部分66の半
径方向外方にのみ位置する。この配置により翼形部分2
2からダブテイル部分40までほぼ直線の荷重経路が得
られ、翼形部分22が第1脚部60に対して位置合わせ
されていない場合に生じるおそれのある余分な望ましく
ない曲げ応力が生じない。
ポケット58はシャンク部分38内に部分的にしか延在
しないので、シャンク部分の前側部分66および第1脚
部60には、翼形部分22およびプラットホーム32の
遠心Mfjをダブテイル部分40まで伝えるのに適切な
断面積がlt1持される。
第2wJ部62はこの荷重の一部を伝えるが、−ff重
要なことはシャンク部分38の曲げこわざを許容範囲内
に維持する作用をなす。
勿論、ブレード付きディスク組立体12についての許容
可能な半径比R1/R2およびソリディティC/Dは、
選んだ材料およびその強度対M最沈の関数である。例え
ば、ファンまたは圧縮機ブレード用に用いられているス
チール、例えばAM35743を使用した場合、従来の
シャンク/ダブディル部分の設計では、許容可能な半径
比R1/ R2が約0.5以上に制限され、ブレード付
根のソリディティは約2.2未満である。しかし、本発
明によれば、スチール製ブレード付きディスク組立体1
2において、約2.2より大きい、特に約3.1のブレ
ード付根のソリディティおよび約30°のプラットホー
ムの傾斜では、約0.5未満、特に約0.42の半径比
R1/R2が得られた。
チタン、例えばAM34928から製造した従来のファ
ンおよび圧縮機ブレードでは、半径比R1/R2は約0
.34以上およびソリディティに約2.3未満になる。
しかし、本発明を適用すれば、チタンから製造した場合
には約2.3より大きい、特に約3.5ソリデイテイを
有するブレード付きディスク組立体12では、0.34
より著しく低い半径比R1/R2を得ることができる。
第5図に本発明の別の実施例を示す。この例ではポケッ
ト68が下流側の第2端面52がらシャンク部分38内
に延在し、次いでブラン1−ホーム32を貫通して付根
26の近くにある翼形部分22の一部の中まで延在する
。翼形部分22は一般に比較的薄い構造体であるので、
典型的には肉厚であり、あるいはポケット68を組入れ
るために厚(することのできる翼形部分の半径方向下端
部に、ポケット68が設けられても、空力学的性能に悪
影響を与えず、しかもさらに重量節減をはかることかで
きる。
従って、上述した説明から理解できるように、ブレード
のシャンク部分38にポケット58を設けたブレード付
ディスク組立体12では、ポケット58なしの場合に実
現できる曲げこわさにほぼ等しいかそれより大きい曲げ
こわさを有する一層軽石のブレード18が得られる。従
って、多くの用途で、本発明によるブレード付きディス
ク組立体12を同様の寸法の従来のブリスフ組立体に代
えて用いることができ、この結果小さい半径比に基づく
すぐれた空力学的性能が得られ、しかも起り(qる異物
による損傷を煤理するために比較的容易にブレードを取
り外すことができる。本発明はその他の従来のブレード
付きディスク組立体にも適用して、曲げこわさを維持し
ながら型口を減じて、LCFおよびHCF*命を改良す
ることができる。 本発明の好適な実施例を説明したが
、当業者であれば以上の説明から他の変更例が想起でき
るであろう。
【図面の簡単な説明】
第1図は本発明の1実施例によるガスタービンエンジン
圧縮機の部分断面図、 第2図は第1図に示す圧縮機のブレード付きディスク組
立体を第1図の矢印2の方向に見た正面図、 第3A図は第1図に示すロータブレードの1つを下流側
から見た斜視図、 第3B図は第3A図のブレードの側面図、第3C図は第
3A図のブレードの後側喘面図、第4図は第3A図のブ
レードを第3A図の4−4a方向に見た平面図、そして 第5図は本発明の伯の実施例によるロータブレードの側
面図である。 12・・・ブレード付ディスク組立体、16・・・中心
線、18・・・ブレード、20・・・ロータディスク、
22・・・翼形部分、24・・・ブレードの先端、26
・・・付根、28・・・前縁、30・・・後縁、32・
・・プラットホーム、38・・・シャンク部分、40・
・・ダブティル部分、42・・・スロット、44・・・
ディスク外周、48・・・シャンク部分の側面、50.
52・・・シャンク部分の端面、54・・・シャンク部
分の半径方向外端、56・・・シャンク部分の半径方向
内端、58・・・ポケット、60.62・・・脚部、6
4・・・ブレードの軸線、68・・・ポケット。 B11 すjz

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 1、付根を有する翼形部分、この翼形部分から延在する
    シャンク部分、およびこのシャンク部分から延在するダ
    ブテイル部分を備えるガスタービンエンジンのブレード
    において、 上記シャンク部分が互に反対向きの2つの側面および互
    に反対向きの第1および第2端面を有し、上記側面が上
    記端面より長く、上記シャンク部分の第2端面には、上
    記シャンク部分の第1端面に向って上記シャンク部分の
    中にかつ上記ダブテイル部分と上記翼形部分との間に延
    在するポケットが設けられていることを特徴とするブレ
    ード。 2、上記翼形部分が先端、前縁および後縁を有し、上記
    ブレードがプラットホームを含み、このプラットホーム
    が上記翼形部分の付根から外方に延在しかつ上記前縁か
    ら上記後縁まで上記先端に向って上方に傾斜しており、
    上記シャンク部分が上記プラットホームに接合しかつ上
    記プラットホームに平行に傾斜した外端を有し、上記シ
    ャンク部分の上記ポケットが上記後縁から上記前縁へ向
    う方向に延在する特許請求の範囲第1項記載のブレード
    。 3、先端、付根、前縁および後縁を有する翼形部分、 上記翼形部分の上記付根に接合され、上記翼形部分の上
    記前縁から上記後縁まで上記先端に向って上方に傾斜し
    たほぼ長方形の、空気流の境界を定めるプラットホーム
    、 このプラットホームから延在するシャンク部分、および このシャンク部分から延在するダブテイル部分を備える
    ガスタービンエンジンのロータブレードにおいて、 上記シャンク部分が互に反対向きの2つの側面および互
    に反対向きの第1および第2端面を有し、上記第1およ
    び第2端面がそれぞれ上記翼形部分の上記前縁および上
    記後縁とほぼ整列されており、上記シャンク部分の上記
    第2端面には、上記シャンク部分の上記第1端面に向っ
    て上記シャンク部分の中にかつ上記プラットホームと上
    記ダブテイル部分との間に延在するポケットが設けられ
    ていることを特徴とするロータブレード。 4、上記ポケットがほぼ三角形状であり、上記シャンク
    部分の上記第2端面が上記プラットホームから上記ダブ
    テイル部分まで延在する互に離間した第1および第2脚
    部を含んでいる特許請求の範囲第3項記載のロータブレ
    ード。 5、上記第1および第2脚部の間隔が上記ダブテイル部
    分の所におけるよりも上記プラットホームの所において
    大きくなっていて、上記シャンク部分の曲げこわさを増
    加した特許請求の範囲第4項記載のロータブレード。 6、上記シャンク部分の上記第2端面が凹状の形状であ
    って、その中心部が上記シャンク部分の上記第1端面に
    一層近くなるように形成されている特許請求の範囲第4
    項記載のロータブレード。 7、上記翼形部分が上記ロータブレードの長さ方向軸線
    に関して実質的に上記シャンク部分の上記第1端面およ
    び第1脚部にのみ沿うように位置合わせされていて、上
    記翼形部分から上記ダブテイル部分への荷重伝達経路を
    ほぼ直線とした特許請求の範囲第4項記載のロータブレ
    ード。 8、上記ポケットがさらに上記プラットホームを貫通し
    て上記翼形部分の中まで延在する特許請求の範囲第3項
    記載のロータブレード。 9、複数個の軸線方向のスロットが円周方向に間隔をお
    いて設けられたディスク、および それぞれが翼形部分、プラットホーム、シャンク部分お
    よびダブテイル部分を含む複数個のロータブレードを備
    え、上記ダブテイル部分を上記ディスクのスロット内に
    配置して上記ブレードを上記ディスクに取り付けたガス
    タービンエンジン用のブレード付きディスク組立体にお
    いて、 上記ブレードの上記シャンク部分の各々が、該シャンク
    部分の中にその下流側端面から上流方向へ延在するポケ
    ットを含んでいることを特徴とするブレード付きディス
    ク組立体。 10、上記プラットホームの前端が上記エンジンの長さ
    方向中心線からの半径R_1をもち、上記翼形部分の先
    端が上記中心線からの半径R_2をもち、半径比R_1
    /R_2が約0.5未満であり、隣り合う上記ブレード
    がその付根間で距離Dだけ離れており、各々の上記ブレ
    ードがその付根の弦長Cをもち、比C/Dがブレード付
    根のソリディティを規定する特許請求の範囲第9項記載
    のブレード付きディスク組立体。 11、上記プラットホームが上記長さ方向中心線に対し
    て約20〜35°の角度で傾斜している特許請求の範囲
    第10項記載のブレード付きディスク組立体。 12、上記ブレードがスチール製ブレードであり、上記
    半径比が約0.42である特許請求の範囲第10項記載
    のブレード付きディスク組立体。 13、上記ブレードがスチール製ブレードであり、上記
    ブレード付根のソリディティが約2.2より大きい特許
    請求の範囲第10項記載のブレード付きディスク組立体
    。 14、上記ブレードがスチール製ブレードであり、上記
    半径比が約0.42であり、上記ブレード付根のソリデ
    ィティが約3.1に等しい特許請求の範囲第10項記載
    のブレード付きディスク組立体。 15、上記ブレードがチタン製ブレードであり、上記半
    径比が約0.34未満である特許請求の範囲第10項記
    載のブレード付きディスク組立体。 16、上記ブレードがチタン製ブレードであり、上記半
    径比が約0.34未満であり、上記ブレード付根のソリ
    ディティが約2.3より大きい特許請求の範囲第10項
    記載のブレード付きディスク組立体。 17、上記翼形部分が先端、付根、前縁および後縁を含
    み、 上記シャンク部分が互に反対向きの2つの側面および互
    に反対向きの第1および第2端面を有し、上記第1およ
    び第2端面がそれぞれ上記翼形部分の上記前縁および上
    記後縁とほぼ整列しており、上記ポケットが上記シャン
    ク部分の上記第2端面から上記第1端面に向つてかつ上
    記プラットホームと上記ダブテイル部分との間に延在し
    、上記ポケットがほぼ三角形状であり、上記シャンク部
    分の上記第2端面が上記プラットホームから上記ダブテ
    イル部分まで延在する互に離間した第1および第2脚部
    を含む特許請求の範囲第10項記載ののブレード付きデ
    ィスク組立体。 18、上記第1および第2脚部の間隔が上記ダブテイル
    部分の所におけるよりも上記プラットホームの所におい
    て一層大きくなっていて、上記シャンク部分の曲げこわ
    さを増加した特許請求の範囲第17項記載のブレード付
    きディスク組立体。 19、上記シャンク部分の上記第2端面が凹状の形状で
    あって、その中心部が上記シャンク部分の上記第1端面
    に一層近くなるように形成されている特許請求の範囲第
    17項記載のブレード付きディスク組立体。
JP60164263A 1984-07-30 1985-07-26 ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体 Pending JPS6155302A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US635958 1984-07-30
US06/635,958 US4595340A (en) 1984-07-30 1984-07-30 Gas turbine bladed disk assembly

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS6155302A true JPS6155302A (ja) 1986-03-19

Family

ID=24549810

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP60164263A Pending JPS6155302A (ja) 1984-07-30 1985-07-26 ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体

Country Status (7)

Country Link
US (1) US4595340A (ja)
JP (1) JPS6155302A (ja)
CA (1) CA1233126A (ja)
DE (1) DE3527122A1 (ja)
FR (1) FR2568308B1 (ja)
IT (1) IT1185308B (ja)
SE (1) SE8503614L (ja)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH062784U (ja) * 1992-06-10 1994-01-14 三洋電機株式会社 シールド板の取り付け構造
JP2003524104A (ja) * 2000-02-25 2003-08-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン翼
JP2007537385A (ja) * 2004-05-14 2007-12-20 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション ガスタービンエンジン用ブレードの固有振動数のチューニング
JP2013015142A (ja) * 2011-07-01 2013-01-24 Alstom Technology Ltd タービンブレード

Families Citing this family (55)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5022822A (en) * 1989-10-24 1991-06-11 United Technologies Corporation Compressor blade attachment assembly
US5067876A (en) * 1990-03-29 1991-11-26 General Electric Company Gas turbine bladed disk
US5108261A (en) * 1991-07-11 1992-04-28 United Technologies Corporation Compressor disk assembly
US5183389A (en) * 1992-01-30 1993-02-02 General Electric Company Anti-rock blade tang
US5310318A (en) * 1993-07-21 1994-05-10 General Electric Company Asymmetric axial dovetail and rotor disk
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
US5988980A (en) * 1997-09-08 1999-11-23 General Electric Company Blade assembly with splitter shroud
DE50014498D1 (de) 2000-09-14 2007-08-30 Siemens Ag Dampfturbine und Verfahren zur Messung der Schwingung einer Laufschaufel in einem Strömungskanal einer Dampfturbine
EP1426553A1 (fr) * 2002-12-03 2004-06-09 Techspace Aero S.A. Réduction de la masse d'aubes mobiles
FR2851285B1 (fr) * 2003-02-13 2007-03-16 Snecma Moteurs Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine
DE10357134A1 (de) * 2003-12-06 2005-06-30 Alstom Technology Ltd Rotor für einen Verdichter
JP4911344B2 (ja) * 2006-07-04 2012-04-04 株式会社Ihi ターボファンエンジン
DE102007011990B4 (de) * 2007-03-09 2019-01-10 Tlt-Turbo Gmbh Vorrichtung zum hydraulischen Verstellen der Laufschaufeln eines Laufrades eines Axialventilators
US20150377123A1 (en) 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11242805B2 (en) 2007-08-01 2022-02-08 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11346289B2 (en) 2007-08-01 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11149650B2 (en) 2007-08-01 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US8844265B2 (en) 2007-08-01 2014-09-30 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
US11486311B2 (en) 2007-08-01 2022-11-01 Raytheon Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
DE102009035573A1 (de) 2009-07-31 2011-02-10 Man Diesel & Turbo Se Radialkompressor und Verfahren zum Herstellen eines Radialkompressors
DE102010004854A1 (de) 2010-01-16 2011-07-21 MTU Aero Engines GmbH, 80995 Laufschaufel für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
US8727730B2 (en) * 2010-04-06 2014-05-20 General Electric Company Composite turbine bucket assembly
FR2973453B1 (fr) * 2011-03-29 2015-10-02 Snecma Aube de soufflante de turbomachine
RU2466301C1 (ru) * 2011-07-26 2012-11-10 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-исследовательский и опытно-конструкторский институт "АЭРОТУРБОМАШ" Рабочее колесо осевого вентилятора
US9109456B2 (en) * 2011-10-26 2015-08-18 General Electric Company System for coupling a segment to a rotor of a turbomachine
EP2597266B1 (de) * 2011-11-22 2014-08-27 MTU Aero Engines GmbH Laufschaufel und Strömungsmaschine
US10633985B2 (en) * 2012-06-25 2020-04-28 General Electric Company System having blade segment with curved mounting geometry
US20150322959A1 (en) * 2012-09-06 2015-11-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbo machine and method for the operation thereof
US9243501B2 (en) 2012-09-11 2016-01-26 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform rail with gusset
US9347325B2 (en) * 2012-10-31 2016-05-24 Solar Turbines Incorporated Damper for a turbine rotor assembly
RU2516739C1 (ru) * 2012-11-12 2014-05-20 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Алтайский государственный технический университет им. И.И. Ползунова" (АлтГТУ) Лопасть осевого вентилятора
US9303589B2 (en) 2012-11-28 2016-04-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine
CA2896543A1 (en) * 2013-02-23 2014-09-25 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine component
US10221707B2 (en) 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
PL2818639T3 (pl) 2013-06-27 2020-01-31 MTU Aero Engines AG Łopata maszyny wirnikowej i przynależna maszyna wirnikowa
US9835038B2 (en) 2013-08-07 2017-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US8869504B1 (en) 2013-11-22 2014-10-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine gearbox arrangement
FR3015553B1 (fr) * 2013-12-23 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une echasse, munie d'une seule portion en depression
US10458257B2 (en) 2013-12-23 2019-10-29 Safran Aircraft Engines Blade comprising a shank, provided with a depressed portion
FR3025553B1 (fr) * 2014-09-08 2019-11-29 Safran Aircraft Engines Aube a becquet amont
US10370973B2 (en) 2015-05-29 2019-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor airfoil with compound leading edge profile
US9909434B2 (en) 2015-07-24 2018-03-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords
RU2617523C1 (ru) * 2016-04-12 2017-04-25 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный нефтяной технический университет" Способ управления работой компрессорной станции при выработке природного газа из отключаемого на ремонт участка магистрального газопровода
US10443451B2 (en) 2016-07-18 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud housing supported by vane segments
RU2628843C1 (ru) * 2016-08-15 2017-08-22 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Способ изготовления комбинированной полой лопатки турбомашины из алюминиевого сплава
RU2633564C1 (ru) * 2016-09-26 2017-10-13 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" Способ изготовления пустотелой лопатки турбомашины
US11053797B2 (en) * 2017-01-23 2021-07-06 General Electric Company Rotor thrust balanced turbine engine
US10563665B2 (en) 2017-01-30 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbomachine stage and method of making same
RU2705502C1 (ru) * 2018-11-02 2019-11-07 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Турбокомпрессор
RU2711901C1 (ru) * 2019-03-21 2020-01-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Сибирский государственный индустриальный университет", ФГБОУ ВО "СибГИУ" Устройство защиты промышленного турбокомпрессора от помпажа
US11401814B2 (en) 2020-01-17 2022-08-02 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with internal vanes
US11286781B2 (en) * 2020-01-17 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11834964B2 (en) 2021-11-24 2023-12-05 General Electric Company Low radius ratio fan blade for a gas turbine engine
US20230175407A1 (en) * 2021-12-03 2023-06-08 General Electric Company Dovetailed composite outlet guide vane assembly and method of assembling thereof

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4827114A (ja) * 1971-08-13 1973-04-10
JPS5026682A (ja) * 1973-03-27 1975-03-19

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB653267A (en) * 1947-12-12 1951-05-09 Mini Of Supply Improvements in and relating to combustion turbines
US2656146A (en) * 1948-04-08 1953-10-20 Curtiss Wright Corp Turbine blade construction
GB651449A (en) * 1948-11-25 1951-04-04 Rolls Royce Improvements in or relating to blades for turbines or compressors
CH281549A (de) * 1948-11-25 1952-03-15 Rolls Royce Schaufelungselement an einer Strömungsmaschine.
US3112557A (en) * 1958-02-10 1963-12-03 Rolls Royce Turbine and compressor blades
GB872705A (en) * 1959-01-22 1961-07-12 Gen Motors Corp Improvements in cast turbine blades and the manufacture thereof
GB1151937A (en) * 1966-08-26 1969-05-14 Mini Of Technology Bladed Rotors for Fluid Flow Machines
US3395891A (en) * 1967-09-21 1968-08-06 Gen Electric Lock for turbomachinery blades
FR1599247A (ja) * 1968-12-13 1970-07-15
US3661475A (en) * 1970-04-30 1972-05-09 Gen Electric Turbomachinery rotors
BE791162A (fr) * 1971-11-10 1973-03-01 Penny Robert N Rotor de turbine
GB1419381A (en) * 1972-03-09 1975-12-31 Rolls Royce Fan for gas turbine engines
US3810711A (en) * 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US3819008A (en) * 1972-10-19 1974-06-25 Gen Electric Broad band acoustic barrier
US3832090A (en) * 1972-12-01 1974-08-27 Avco Corp Air cooling of turbine blades
CH626947A5 (ja) * 1978-03-02 1981-12-15 Bbc Brown Boveri & Cie
US4265595A (en) * 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
US4343593A (en) * 1980-01-25 1982-08-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Composite blade for turbofan engine fan
US4363602A (en) * 1980-02-27 1982-12-14 General Electric Company Composite air foil and disc assembly

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4827114A (ja) * 1971-08-13 1973-04-10
JPS5026682A (ja) * 1973-03-27 1975-03-19

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH062784U (ja) * 1992-06-10 1994-01-14 三洋電機株式会社 シールド板の取り付け構造
JP2003524104A (ja) * 2000-02-25 2003-08-12 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン翼
JP4698917B2 (ja) * 2000-02-25 2011-06-08 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト タービン翼
JP2007537385A (ja) * 2004-05-14 2007-12-20 プラット アンド ホイットニー カナダ コーポレイション ガスタービンエンジン用ブレードの固有振動数のチューニング
JP2013015142A (ja) * 2011-07-01 2013-01-24 Alstom Technology Ltd タービンブレード
US9316105B2 (en) 2011-07-01 2016-04-19 Alstom Technology Ltd Turbine blade

Also Published As

Publication number Publication date
SE8503614D0 (sv) 1985-07-26
FR2568308A1 (fr) 1986-01-31
FR2568308B1 (fr) 1993-03-12
DE3527122A1 (de) 1986-01-30
US4595340A (en) 1986-06-17
CA1233126A (en) 1988-02-23
IT8521719A0 (it) 1985-07-25
IT1185308B (it) 1987-11-12
SE8503614L (sv) 1986-01-31

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS6155302A (ja) ガスタ−ビンのブレ−ド付きデイスク組立体
US5725354A (en) Forward swept fan blade
US6471485B1 (en) Rotor with integrated blading
JP4856302B2 (ja) 応力の減少された圧縮機ブリスクの流れ通路
US5067876A (en) Gas turbine bladed disk
US6439851B1 (en) Reduced stress rotor blade and disk assembly
US8834129B2 (en) Turbofan flow path trenches
JP5138138B2 (ja) ブリスク
JP5059991B2 (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
CA2613601C (en) A turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same
US7445433B2 (en) Fan or compressor blisk
US5562419A (en) Shrouded fan blisk
JP5384621B2 (ja) 変化する楕円形の接続部を備えている圧縮機のインペラの羽根
US5993162A (en) Ramped dovetail rails for rotor blade assembly
EP1605137B1 (en) Cooled rotor blade
US20080107538A1 (en) swept turbomachine blade
JPS5841299A (ja) 遠心圧縮機用インペラ
JPH0141839B2 (ja)
KR20080002882A (ko) 터빈 휠
KR20010062118A (ko) 이중 절곡형 압축기 에어포일
JPH0115719B2 (ja)
US20170096901A1 (en) Shrouded blade for a gas turbine engine
US2394124A (en) Bladed body
CN110566281A (zh) 非对称风扇叶片尖端包层
US5486095A (en) Split disk blade support