JPS6217679B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔発明の目的〕 （産業上の利用分野） 本発明はコンプレツサやターボ機械のタービン
におけるロータへの翼取付け構造に関する。

（従来の技術および発明が解決しようとする問
題点） ターボ機械のボスへの翼の取付けには種々の方
式がある。本発明はダブテール（鳩尾）状の基部
をもつた翼を円周方向に伸びる断面ダブテール状
の溝中に位置させるようにした方式に関する。か
かる取付け方式はたとえば英国特許第1187227号
明細書に記載されている。

円周溝による取付け構造に関しては種々の問題
があるが、この方式は安価であり、製作が容易で
あり、別の取付け方式に比べて重量が節約できる
という利点がある。

従来周知の円周溝による取付け構造は、断面ダ
ブテール状の溝部の一部に、翼基部を放射方向に
装脱できる装填用溝を設けること、およびこの溝
を通して各翼の基部を挿入しなければならないこ
とに関連した問題を有している。

一旦挿入された各翼は円周溝に沿つて移動して
並べねばならず、最終翼は付加的な止め金具を設
けるか、あるいは全ての翼基部を円周溝に挿入し
た後、２個の翼が装填用溝に関してずれた位置に
なるように全ての翼を移動させることによつて保
持されねばならない。また装填用溝は円周溝への
ガス漏れを防止するために閉鎖する必要がある。

装填用溝を設置する別の問題は、装填用溝が一
般に高い応力を受ける個所に位置し、装填用溝の
存在のための応力集中が発生しないようにしなけ
ればならないということにある。

更に異物による衝撃のために破損してしまうこ
とがあるフアンあるいはLP用コンプレツサの第
１段の翼列においても、装填用溝を通して挿入で
きるように、円周溝に沿う方向の幅が狭い基部を
用いる必要がある等の厳しい制限があり、円周溝
による取付構造の強度を十分に活用できない等の
問題もある。

本発明は装填用ないし供給用溝を不要にする円
周溝による取付け溝造を提案することによつて上
述の問題を解決するものである。

〔発明の構成〕

本発明は、円周方向に延びる断面ダブテール状
の翼保持溝をもつたボスと、前記翼保持溝に取り
付けられるダブテール状基部をもつた複数の翼形
形状の翼とから構成されているターボ機械のロー
タへの翼取付け構造において、翼保持溝１６の少
なくとも一方の空洞部がその空洞部内に挿入され
る翼基部２２の円周方向に延びる第１の側面２７
の厚さより深く形成され、上記第１の側面２７を
翼保持溝１６の一方の空洞部に挿入し、翼１９の
翼形部分２０を、ボス１１の回転軸線を含む平面
内において翼基部２２の第２の側面２８が翼保持
溝１６内に挿入される方向に回したとき、上記第
２の側面２８の先端部が、翼保持溝１６ののど部
を構成する互いに対向方向に突出する突縁部間に
よつて形成される最小溝幅部分を容易に通過する
ような寸法に上記最小幅部分が形成されており、
更に各翼の支持座とリム間に介装され、ダブテー
ル状の翼基部２２の側面２７，２８にある外方に
向いた面２４，２５が断面ダブテール状の翼保持
溝１６の半径方向内方に向いた面１７，１８と接
触した状態で翼１９をボス１１に対して外方に保
持する支持装置２６，４４，４５が設けられてい
ることを特徴とする。

（実施例） 以下図面に示す実施例に基づいて本発明を詳細
に説明する。

第１図および第２図には、ガスタービン航空エ
ンジンの高圧コンプレツサ装置１０の一部分が示
されており、そのコンプレツサの最終段が本発明
に基づいて形成されている。

ボス１１はそれぞれ中心塊部１３、ラジアルフ
ランジ１４およびリム１５を有している複数の環
状コンプレツサ円板１２から構成されている。隣
合う円板１２のリム１５は単一の多段コンプレツ
サロータボス１１を形成するために互に溶接され
ている。

コンプレツサの最終段は円周方向に伸びる断面
ダブテール（鳩尾）状の翼保持溝１６を備えてお
り、この翼保持溝１６は翼１９にかかる遠心力お
よびガス荷重を受け取める半径方向内方に向いた
２つの面１７，１８を有している。これらの面１
７，１８はラジアルフランジ１４を通つて延びる
ラジアル平面４６に対して傾斜されているので、
それらの反力は各翼１９の重心と半径方向におい
て一直線上にある一点で交差する。

翼１９は翼形部分２０、支持座２１およびダブ
テール状の翼基部２２を有している。ダブテール
状の翼基部２２は前記翼保持溝１６の面１７，１
８の傾斜角に対して余角を成す半径方向外方に向
いた２つの面２４，２５を有し、これらの面２
４，２５は前記翼保持溝１６の面１７，１８にそ
れれぞれ係合する。翼基部２２が面１７，１８に
係合して翼１９を中心位置に保持するように翼１
９を支持するために、セグメントに分割されたシ
ールプレート２６が設けられている。翼基部２２
の一方の側面２７は他方の側面２８よりも長く、
翼が翼保持溝１６の中心に位置された場合、翼の
中心線は、翼基部２２の中心線を翼基部２２にか
かる遠心力の作用線に接近させるために、翼の積
み重ね線から外れている。

翼基部２２に類似した翼保持溝１６は、溝のの
ど部を構成する互いに対向方向に突出する突縁部
間によつて形成される最小溝幅部分の中心を通る
ラジアル平面に対して対称ではなく、長い側面２
７を収容するためおよび翼保持溝１６への翼１９
の装填を容易にするために、他方の側面２８を取
容するための空洞の長さ（ラジアル平面からの測
定距離）よりも長い空洞を有している。翼保持溝
１６は翼基部２２の面２４，２５から半径方向内
方に向いた内厚より深く形成され、翼保持溝１６
の最小溝幅部分および最大溝幅部分の寸法および
翼基部２２の最大幅部分および最小幅部分の寸法
は、翼を第２図に示されているように装填できる
ように互に構成されて配置されている。

第２図において、長い側面２７のノーズ部はコ
ンプレツサの後方から長い空洞に挿入され、他方
の側面２８のノーズ部は、各翼の先端を前方へ回
すことによつて翼保持溝１６の短い空洞側の最小
幅部分を容易に通過できる。すべての翼１９はこ
のようにして装填され、各翼１９は側面２７，２
８の面２４，２５をそれぞれ翼保持溝１６の面１
７，１８と接触させるために、半径方向外方へ引
つ張られる。約半分の翼が装填された後で、シー
ルプレート２６のひとつのセグメントが翼１９の
支持座２１の下側にある凹部２９およびボス１１
のリム１５の部分にある円周凹部３０の中に挿入
され、翼を保持するためにその凹部に沿つて周方
向に移動される。更に複数のセグメントが凹部２
９および３０の中に位置され、翼保持溝１６に沿
つて移動することによつて装填された残りの翼が
別のセグメントに保持される。最後にわずかに変
形されたセグメントが他のセグメントを保持する
ために挿入され、完成翼列を保持する。各セグメ
ントはシール面３１，３２とシール面３３，３４
を備えており、シール面３１，３２は凹部３０の
側面および底面と係合し、シール面３３，３４は
凹部２９の側面および底面と係合する。更にシー
ルプレート２６の隣合うセグメント間の接続部は
気密シールをおこなうために重ね合わされ、支持
座２１の前縁は有効な気密シールを形成するため
にリム１５と共働している。

このようにして翼支持座２１の下側の空気漏れ
は減少できる。

翼１９が翼保持溝１６に沿つて移動することを
防止するために、１個あるいは数個の翼１９の支
持座２１の前縁が、支持座２１を収容するリム１
５にある凹部から隆起している突起３５が係合す
る凹部を形成するために切削除去されている。

同様にシールプレート２６のセグメントは、こ
れらのセグメントにリム１５あるいは翼１９にあ
る突起３７が係合する突起３６を設けることによ
つて、凹部２９と３０内における回転が防止され
ている。

第３図には、それぞれ本発明に基づく２つのコ
ンプレツサ段を有しているようなバイパス形ガス
タービン航空エンジンの低圧コンプレツサの一部
が示されている。明瞭にするために第１図および
第２図において示された部品に相応する部品には
第１図と同一の符号が付されている。第１図およ
び第２図に示された実施例との主な相異点は、各
翼保持溝１６における翼１９の支持構造およびそ
れらの翼保持溝１６への翼１９の装填方向にあ
る。

第１段の翼列は、翼保持溝１６の空洞の最大幅
部分に翼１９の前方側面を挿入してこの翼１９を
後方に傾けることによつて、前方から装填され
る。

翼１９の面２４，２５を面１７，１８に係合し
て翼１９の位置を保持するために、分割形のシー
ルプレートを用いる代りに、翼１９は翼支持座２
１によつて支持されている。

各々の翼支持座２１の円周方向に伸びる後縁
は、半径方向内方に面している傾斜面４０を形成
するために面取りされている。その傾斜面４０は
リム１５の張出し部に設けられかつ外方に向いて
いる傾斜面４１に係合する。各支持座２１は前縁
に内方に向いた面４３を有し、その前縁には着脱
自在なノーズバレツト４４の後方突出縁の外方に
向いた面４２が係合する。ノーズバレツト４４は
リム１５にねじ止めされ、面４２，４３と接触し
て翼支持座２１を保持する。

第１段の翼１９の翼保持溝１６に沿う回転は、
翼支持座縁とノーズバレツト４４およびリム１５
との摩擦係合によつて、あるいは翼支持座２１と
リム１５との間または翼支持座２１とノーズバレ
ツト４４との間にかみ合いスプライン溝（あるい
は凹部）と突起を設けることによつて、あるいは
少くとも１個の翼の基部にある突起と共働する小
さな突起を翼保持溝１６の底に設けることによつ
て防止できる。

第２段の翼列においても翼１９は支持座２１に
よつて翼保持溝１６の中に支持されているが、翼
１９はコンプレツサの後方から翼保持溝１６の中
に装填される。この場合に支持座２１の前縁は内
方に向いた面を有し、この面はボス１１のリム１
５に設けられている凹部の外方に向いた面に係合
する。また支持座２１の後縁は放射方向後方に向
いた傾斜面を有し、この傾斜面はリム１５にねじ
止めされた着脱自在なフランジ４５にある傾斜面
と係合する。

翼１９の翼基部２２のダブテール状の形状が上
述したように側面２７，２８の長さにおいて異な
つている必要はない。しかし翼１９の翼基部２２
の幅狭い部分および幅広い部分に関連して各ダブ
テール状翼保持溝１６の幅狭い部分および幅広い
部分の寸法は、翼の一方の側面を挿入し各翼を軸
方向に回すことによつて翼を翼保持溝の中に装填
できるように互に構成され配置されている。

必要に応じて翼保持溝１６は、翼保持溝の幅広
い部分の軸方向の少くとも一端が上述したように
ダブテール状の翼基部の側面を挿入するために十
分な深さをもつように寸法づけて対称にできる。

また翼が翼保持溝の中に半径方向に整列された
場合に翼基部の側面２７，２８と翼保持溝の内方
に向けた面１７，１８との重なり量が翼を十分に
保持するように、翼のダブテール状基部を対称に
することもできる。

〔発明の効果〕

本発明はこのように構成したので、翼保持溝に
翼基部を放射方向に装脱できる翼基部装填用ない
し供給用溝を形成する必要がなく、円周方向に延
びる翼保持溝を形成するだけでよく、当該部分へ
の応力集中等の問題も解消できる。しかも翼の取
付もきわめて容易に行なうことができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明に基づくガスタービン航空エン
ジンのコンプレツサの部分断面図、第２図は第１
図におけるコンプレツサのボスにある円周方向に
伸びる翼保持溝に最終段の翼を装填する過程の説
明図、第３図は本発明に基づくガスタービン航空
エンジンのコンプレツサの異なる実施例の断面図
である。 １１……ボス、１５……リム、１６……翼保持
溝、１７，１８……翼保持溝の内方に向いた面、
１９……翼、２０……翼形部分、２１……翼支持
座、２２……翼基部、２４，２５……翼基部の各
側面の外方に向いた面、２６……シールプレー
ト、２７，２８……翼基部の側面、４４……ノー
ズバレツト、４５……フランジ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 円周方向に延びる断面ダブテール状の翼保持
   溝をもつたボスと、前記翼保持溝に取り付けられ
   るダブテール状基部をもつた複数の翼形形状の翼
   とから構成されているターボ機械のロータへの翼
   取付け構造において、翼保持溝１６の少なくとも
   一方の空洞部がその空洞部内に挿入される翼基部
   ２２の円周方向に延びる第１の側面２７の厚さよ
   り深く形成され、上記第１の側面２７を翼保持溝
   １６の一方の空洞部に挿入し、翼１９の翼形部分
   ２０をボス１１の回転軸線を含む平面内において
   翼基部２２の第２の側面２８が翼保持溝１６内に
   挿入される方向に回したとき上記第２の側面２８
   の先端部が翼保持溝１６の最小溝幅部分を容易に
   通過するような寸法に上記最小溝幅部分が形成さ
   れており、更に各翼の支持座とリム間に介装さ
   れ、ダブテール状の翼基部２２の側面２７，２８
   にある外方に向いた面２４，２５が断面ダブテー
   ル状の翼保持溝１６の半径方向内方に向いた面１
   ７，１８と接触した状態で翼１９をボス１１に対
   して外方に保持する支持装置２６，４４，４５が
   設けられていることを特徴とするターボ機械のロ
   ータへの翼取付け構造。 ２ 各翼１９が翼基部２２と翼形部分２０との間
   に備えられた支持座２１が、ボス１１と共に回転
   するリム１５の外方に向いた面４１，４２と係合
   する内方に向いた面４０，４３をもつた円周方向
   に伸びる２つの縁を有していることを特徴とする
   特許請求の範囲第１項に記載の翼取付け構造。 ３ 支持座２１とリム１５の間に介装される支持
   装置が着脱自在な部品２６，４４，４５とから成
   つていることを特徴とする特許請求の範囲第１項
   に記載の翼取付け構造。 ４ 着脱自在な部品が、翼１９の支持座２１にあ
   る凹部およびボス１１にある凹部に位置される分
   割形のプレート２６から成つていることを特徴と
   する特許請求の範囲第３項に記載の翼取付け構
   造。 ５ １個あるいは複数の翼１９が、翼１９が翼保
   持溝１６内においてボス１１のまわりを移動する
   ことを防止するために、ボス１１にある部分３５
   と係合する装置を備えていることを特徴とする特
   許請求の範囲第１項に記載の翼取付け構造。 ６ ボス１１がコンプレツサのボスであり、ダブ
   テール状の翼基部２２の外方に向いた面２４，２
   ５によつて係合される翼保持溝１６の内方に向い
   た面１７，１８が、翼１９にかかる遠心力および
   ガス荷重に対してラジアルフランジ１４を通つて
   延びるラジアル平面で交差する線に沿つて対向す
   る反力を生じさせるために、上記ラジアル平面に
   対して傾斜していることを特徴とする特許請求の
   範囲第１項に記載の翼取付け構造。 ７ 翼基部２２の半径方向断面形状の中心線が、
   翼形部分２０の積み重ね線からずれていることを
   特徴とする特許請求の範囲第１項に記載の翼取付
   け構造。