KR100523308B1 - 가스터빈엔진로터조립체디스크 - Google Patents

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KR100523308B1
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첸 유 제이 쵸
알프레드 폴 매더니
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유나이티드 테크놀로지스 코포레이션
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    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Abstract

본 발명의 터빈 엔진 로터 조립체 디스크는 전방 웨브와, 후방 웨브와, 복수의 제 1 스터브 샤프트와, 복수의 제 2 스터브 샤프트를 구비한다. 제 1 스터브 샤프트 및 제 2 스터브 샤프트는 축방향 단부 및 웨브 단부를 갖는다. 스터브 샤프트는 각각 전방 웨브 또는 후방 웨브에 부착된다. 제 1 스터브 샤프트 및 제 2 스터브 샤프트는 그 숫자가 동일하고, 축방향 중심선의 둘레에 유사하게 이격되어 있으며, 파스너에 의해 서로간에 부착된다.

Description

가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크{TURBINE ENGINE ROTOR DISK}
본 발명은 가스 터빈 엔진 로터 조립체에 관한 것으로, 특히 로터 조립체 디스크에 관한 것이다.
일반적으로 축류 터빈 엔진은 팬과, 압축기와, 연소기 및 종종 엔진의 "회전축"으로 불리는 축방향 중심선을 따라 위치하는 터빈 섹션을 구비한다. 팬과 압축기 및 연소기 섹션은 엔진을 통하여 유동하는 공기(또한 "코어 가스"로 불려짐)에 일을 추가한다. 터빈은 코어 가스 유동으로부터 일을 추출하여 팬 및 압축기 섹션을 구동시킨다. 팬과 압축기 및 터빈 섹션은 일련의 스테이터 및 로터 조립체를 각각 구비한다. 회전하지 않는(그러나 가변의 피치 베인을 구비할 수도 있음) 스테이터 조립체는 코어 가스를 로터 조립체의 내부 또는 외부로 안내하는 것에 의해 엔진의 효율을 증가시킨다.
통상적으로 로터 조립체는 디스크에 부착되어 원주 방향의 외부로 연장하는 복수의 블레이드를 구비한다. 로터 블레이드를 디스크 내부의 상보형 리세스 내에 수용된 "전나무형" 블레이드 루트 등에 의해서 디스크에 부착하는 것이 공지되어 있다. "전나무형" 부착 방식의 단점은 디스크 상에서 작동하는 블레이드에 의해 발생되는 응력을 수용할 수 있을 정도로 디스크가 비교적 큰 사이즈를 가져야 한다는 것이다. 상세하게는, 디스크는 로터 블레이드의 정합 루트에 의해 리세스 상에 부과되는 전단 하중을 견딜 수 있도록 인접한 리세스 사이에 충분한 영역을 구비하여야 한다. 로터 블레이드 부착의 다른 방법은 핀을 사용하여 로터 블레이드를 디스크에 고정하는 것을 포함한다. 핀을 이용함에 있어서, 각 블레이드의 블레이드 루트는 핀을 수용하는 구멍을 갖는 러그의 아래로 좁아진다. 러그는 디스크로부터 외부로 연장하는 플랜지 사이에 수용된다. 핀은 디스크 플랜지 및 블레이드 러그를 통해 연장하고 블레이드를 디스크에 고정한다. 블레이드 상의 전체 하중은 핀에 의해 지탱되고, 또한 핀의 하중을 디스크 플랜지에 전달하다. 바람직하지 않은 응력 수준을 피하기 위해, 핀의 단면적이 커야 하며, 디스크는 인접한 핀 구멍 사이에 충분한 웨브 재료를 가져야 한다. 통상적으로, 충분한 웨브 재료는 핀 구멍을 반경방향 외부로 이동하는 것에 의해 얻게 된다. 실질적인 핀 직경 및 핀 구멍의 반경방향 위치는 종종 로터 디스크가 최적 이상의 중량 및 내부 유동 통로 직경을 갖게 한다.
따라서, 최소의 중량을 가지며, 로터 블레이드 하중을 용이하게 수용할 수 있는 디스크를 구비하고, 그리고 최소의 내부 유동 통로 직경을 갖는 가스 터빈 로터 조립체가 요구된다.
따라서, 본 발명의 목적은 최소의 내부 유동 통로 직경을 갖는 축류 터빈 엔진 로터 조립체를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 최소 중량의 축류 터빈 엔진 로터 조립체를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 로터 블레이드 하중을 수용할 수 있는 축류 터빈 엔진용 디스크를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 복합 블레이드를 사용하는 축류 터빈 엔진용 로터 조립체를 제공하는 것이다.
본 발명에 따르면, 터빈 엔진 로터 조립체 디스크를 전방 웨브와 후방 웨브와 복수의 제1 스터브 샤프트 및 복수의 제2 스터브 샤프트를 구비한다. 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 축방향 단부 및 웨브 단부를 갖는다. 스터브 샤프트는 그의 웨브 단부가 전방 웨브 또는 후방 단부에 부착된다. 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 숫자가 동일하고, 축방향 중심선 둘레에서 유사하게 이격되어 있으며, 파스너에 의해 서로간에 부착된다.
본 발명의 제1 실시예에 있어서, 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 엔진의 축방향 중심선에 대해 경사져 있다.
본 발명의 다른 실시예에 있어서, 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 웨브들 사이에서 나선형을 이룬다.
본 발명의 이점은 로터 조립체 디스크가 최소의 내부 유동 통로 직경을 갖는다는 것이다. 본 발명의 스터브 샤프트 및 웨브 배치에 의하면, 웨브 내의 응력이 효율적인 방식으로 처리된다. 그 결과로서, 보다 작은 웨브 재료가 요구되고, 샤프트 반경 방향 위치가 종래의 블레이드 부착 설계를 사용해서 가능한 것보다 축방향 중심선에 더 가깝게 된다.
본 발명을 이용하는데 따른 다른 이점은 경량의 로터 조립체 디스크가 제공된 다는 것이다. 본 발명의 디스크는 하중 요건을 충족시키기 위하여 재료 크기보다 오히려 기계적 이점을 사용함으로써, 보다 크고 무거운 로터 조립체 디스크의 필요성을 배제한다.
본 발명의 다른 이점은 블레이드 하중을 수용하도록 블레이드를 디스크에 고정하는 샤프트가 경사 및/또는 나선형을 이룰 수 있다는 것이다. 스터브 샤프트를 블레이드로부터 전달되는 하중과 함께 정렬하는 것은 스터브 샤프트 및 웨브 내에 응력을 최소화하며, 이에 의해 디스크의 하중 용량을 증가시킨다. 또한, 샤프트를 경사 및/또는 나선형을 이루도록 하는 것은 에어포일과 브레이드 루크 벽 사이의 정렬을 용이하게 한다. 에어포일과 블레이드 루트 벽 사이의 정렬은 에어포일의 반경방향 풀 라인(pull line)이 블레이드 루트 내로 진행하는 것을 허용하며, 이에 의해 블레이드 쌍 내의 다른 곳에서 응력을 최소화하게 된다. "반경방향 풀 라인"은 에어포일을 통해 연장하는 외력 벡터를 기술하는데 사용되는 기술 용어이다. 본 발명의 경우에 있어서, 본 발명의 스터브 샤프트 및 웨브 배열은 다양한 블레이드 루트 기하형상을 수용할 수 있으며, 이는 블레이드 루트와 에어포일 사이에 보다 큰 정렬을 허용할 것이다.
본 발명의 전술한 특징 및 이점은 첨부 도면에 도시된 바와 같이 본 발명의 최적의 실시예의 상세한 설명을 통하여 보다 명확해질 것이다.
도1을 참조하며, 축류 터빈 엔진(10)은 복수의 입구 가이드 베인(16)을 구비하는 팬 섹션(12)과, 제1 로터 스테이지(18)와, 제1 스테이터 스테이지(20)와, 제2 로터 스테이지(22)와 제2 스테이터 스테이지(24) 및 제3 로터 스테이지(26)를 포함하며, 이들은 각각 후방을 향해 배치된다. 전방은 후방의 상류가 되는 것으로 규정된다. 입구 가이드 베인(16) 및 스테이터 스테이지(20,24)는 로터 스테이지(18,22,26)의 내부 또는 외부로 안내한다. 제1 로터 스테이지(18), 제2 로터 스테이지(22), 제3 로터 스테이지(26)는 엔진(10)의 축방향 중심선(28)을 중심으로 회전한다. 하류 터빈(도시하지 않음)에 의해 동력을 공급받는 스풀(30)은 팬 로터 스테이지(18,22,26)를 구동한다. 제1 로터 스테이지(18)는 로터 디스크(32)와 디스크(32)의 원주방향 둘레에 분포된 복수의 로터 블레이드 쌍(34)을 구비한다.
I. 로터 블레이드
도2 내지 도6을 참조하면, 각각의 로터 블레이드 쌍(34)은 제1 에어포일(36), 제2 에어포일(38), 플랫폼(40) 및 루트(42)를 구비한다. 플랫폼(40)은 전연(44)과 후연(46)과 외측 반경 방향 표면(48)과 내측 반경 방향 표면(50)을 갖는다. 에어포일(36,38)은 서로 이격되어 있고, 실질적으로 평행하며, 플랫폼(40)의 외측 반경방향 표면(48)으로부터 바깥으로 연장한다. 각각의 블레이드 쌍(34)의 루트(42)는 제1 루트 벽(52) 및 제2 루트 벽(54)을 구비하고, 이들은 서로 일체식으로 부착되고, 플랫폼(40)의 내측 반경방향 표면(50)으로부터 외측으로 연장한다. 블레이드 루트 벽(52,54) 사이에 형성된 중공부(56)는 로터 디스크 스터브 샤프트(86,98)(나중에 보다 상세히 설명됨)와 유사한 단면을 갖는다.
도4 및 도5를 참조하면, 공기역학적인 이유에 의해, 에어포일(36,38)은 축방향 중심선(28)으로부터 에어포일(36,38)의 익현과 축방향 중심선(28) 사이에 연장된 각도(α)로 경사져 있다. 게다가, 블레이드 쌍 에어포일(36,38)은 각각의 에어포일(36,38)의 베이스(58)와 팁(60) 사이와, 전연(62)과 후연(64) 사이에서 복합적인 방식으로 나선형을 이룬다. 각 에어포일(36,38)의 베이스(58)에서, 에어포일은 전연(62)과 후연(64) 사이에서 연장한 축을 거의 전적으로 중심으로 하여 나선형을 이룬다. 에어포일 나선의 베이스(58)로부터 팁(60)까지의 구성 요소는 베이스(58)에서 떨어진 반경방향 위치로 증가하며, 따라서 베이스(58)에서 상당히 작아진다. 나선의 결과로서, 에어포일(36,38)은 일정한 평면을 따라 플랫폼(40)을 가로지르지는 않는다. 당업자라면 공기역학적 특성, 제조 및 응력과 관련하여 로터 블레이드 에어 포일의 정확한 외형이 영향을 받을 수 있으며, 에어포일 외형이 에어 포일의 대칭으로부터 벗어나는 작은 편차를 가질 수 있다는 것을 인지할 것이다.
따라서, 각 블레이드 루트 벽(52,54)은 에어포일(36,38)중 하나와 실질적으로 정렬되고, 결과적으로 에어포일(36,38)과 동일하게 또는 거의 동일하게 나선형을 이룬다. 에어포일(36,38)과 같은 블레이드 루트 벽(52,54)은 블레이드 루트 벽(52,54)의 대칭으로부터 벗어나는 작은 편차를 가질 수도 있다. 도5에 도시되는 각도 "β"는 블레이드 루트(42)의 전연(66)과 후연(68) 사이의 블레이드 루트(42) 내에서의 나선형을 이루는 정도를 나타낸다.
도2를 참조하면, 바람직한 실시예에 있어서 블레이드 쌍(34)은 복합 매트릭스 내에 배치되는 복수의 제1 파이버(72) 및 제2 파이버(73)를 구비하는 복합 재료로 제조된다. 제1 파이버(72)는 플랫폼(40)을 통하여 아래로 하나의 에어포일(36,38)의 팁(60)으로부터 또는 그와 인접하여 연장하고, 다른 블레이드 루트 벽(54,52)를 통해 위로 하나의 블레이드 루트 벽(52,54) 내로 연장하고, 플랫폼(40)을 통하여 뒤로 연장하고, 팁(60)에 또는 인접하여 끝나는 다른 에어포일(38,36) 내로 연장한다. 제2 파이버(73)는 에어포일(36,38) 및 루트(42)를 따라 연장하는 제1 파이버(72)에 인접하게 위치된다. 또한 제2 파이버(73)는 플랫폼(40)을 통하여 연장한다. 예를 들면, 제2 파이버(73)는 플랫폼(40)의 섹션으로부터 블레이드 루트 벽(52,54)내로 또는 플랫폼(40)으로부터 에어포일(36,38) 내로 또는 하나의 에어포일(36,38)로부터 플랫폼 안쪽 블레이드 영역(70)을 통하여 다른 에어포일(36,38) 내로 연장할 수 있다. 제1 파이버(72)는 제2 파이버(73)의 탄성 계수보다 높은 값을 가지므로, 제2 파이버(72)보다 "단단한(stiffer)"것이다. 그러나 제2 파이버(73)는 제1 파이버(72)보다 파손시 보다 높은 신장율을 갖는다.
블레이드 쌍(34) 내의 제1 파이버(72) 및 제2 파이어(73)의 분포와, 제1 파이버(72) 및 제2 파이버(73)의 기계적 특성은 블레이드 쌍(34)에 바람직한 성능 특성을 제공한다. 에어포일(36,38)과 블레이드 루트 벽(52,54) 사이의 정렬은 제1 파이버(72)가 블레이드 쌍(34)을 통하여 연속적으로 연장하는 것을 가능하게 한다. 결론적으로 반경방향 풀 라인은 각 에어포일(36,38) 및 정렬된 블레이드 루트 벽(52,54)을 통하여 선형으로 또는 거의 선형으로 연장하며, 블레이드 쌍(34)의 하중 용량을 최적화한다. 특히 플랫폼 블레이드간 영역(70) 내의 저강도의 제2 파이버(73)의 분포는 1) 피로 문제와 관련된 진동을 피하기 위해 적당한 전단 및 굽힘 강성과, 2) 하나 또는 양쪽의 에어포일에 충격을 가하는 외부 물체로부터 전달되는 에너지를 분산시키는 능력을 블레이드 쌍(34)에 부여한다. 낮은 에너지 외부 물체 충격은 충격 에너지를 허용하여 플랫폼(40) 내로 전달하거나 분산시킴으로써 수용되며, 이에 의해 에어포일(36,38) 및 루트(42)의 손상을 최소화한다. 또한, 높은 에너지 외부 물체 충격은 충격 에너지를 플랫폼(40) 내로 전달함으로써 수용된다. 그러나, 충격 에너지가 매우 크면, 충격 에너지를 분산시키는 동안 플랫폼이 부분적으로 또는 전체적으로 좌굴 및 파손된다. 만약 필요하다면, 플랫폼(40)이 희생되어 그것에 부착된 에어포일(36,38)을 보호하며, 이것은 엔진(10) 내에 추가적인 손상을 최소화한다. 제1 파이버(72) 및 제2 파이버(73)의 구성 재료는 응용예에 따라 좌우된다. 탄소 파이버 및 유리 파이버는 각각 제1 파이버 재료 및 제2 파이버 재료의 예이다.
II. 로터 디스크
도1과 도7 내지 도9를 참조하면, 로터 디스크(32)는 전방 웨브(74) 및 후방 웨브(76)를 구비한다. 전방 웨브(74)는 내부 표면(78)과 전방 스풀 부착 부재(80)와 전방 플랜지(82)와 중앙 허브(84)와 복수의 제1 스터브 샤프트(86)를 구비한다. 내부 표면(78)은 축방향 중심선(28)에 직각을 이루는 반경방향 라인(80)에 대해 각도"φ"로 배치된다. 제1 스터브 샤프트(86)는 내부 표면(78)으로부터 바깥으로 연장하는 전방 웨브(74)의 주변 둘레에 분배된다. 각 제1 스터브 샤프트(86)는 축방향 단부(88)와 웨브 단부(90) 사이에 길이방향으로 연장한다. 바람직하게는, 각 제1 스터브 샤프트(86)의 웨브 단부(90)가 전방 웨브(74)의 내부 표면(78)에 예를 들면 야금학적 접합에 의해 일체식으로 부착된다.
후방 웨브(76)는 내부 표면(92)과 후방 스풀 부착 부재(94)와 중앙 허브(96) 및 복수의 제2 스터브 샤프트(98)를 구비한다. 후방 웨브(76)의 내부 표면(92)은 축방향 중심선(28)에 직각을 이루는 반경 방향 라인(100)에 대해 각도 "λ"로 배치된다. 제2 스터브 샤프트(98)는 후방 웨브(76)의 주변 둘레에 분포되며, 내부 표면(92)으로부터 외부로 연장한다. 각각의 제2 스터브 샤프트(98)는 축방향 단부(102)와 웨브 단부(104) 사이에 길이방향으로 연장한다. 바람직하게는 각각의 제2 스터브 샤프트(98)의 웨브 단부(104)가 후방 웨브(76)의 내부 표면(92)에 예를 들면 야금학적 접합에 의해 일체식으로 부착된다.
제1 스터브 샤프트(86) 및 제2 스터브 샤프트(98)는 수가 동일하고, 축방향 중심선(28) 주위로 유사하게 이격되어 있다. 각각의 제1 스터브 샤프트(86)는 제2 스터브 샤프트(98)에 정렬되고, 그와 반대의 경우에도 마찬가지이다. 너트 및 볼트 쌍과 같은 복수의 파스너(106)는 제1 스터브 샤프트(86)와 제2 스터브 샤프트(98)를, 그리고 따라서 웨브(74,76)를 서로 부착시킨다. 바람직한 실시예에 있어서, 각각의 제1 스터브 샤프트(86) 및 제2 스터브 샤프트(98)는 축방향 단부(88,102)에 인접하는 플랜지(108)를 구비하고, 스터브 샤프트(86,98)의 외측 반경방향 표면(110)으로부터 외부로 연장한다. 서로간에 정렬하는 정렬 스터브 샤프트(86,98)의 플랜지(108) 및 파스너(106)는 플랜지(108)를 통하여 정렬 스터브 샤프트(86,98)를 결합한다. 제1 스터브 샤프트(86) 및 제2 스터브 샤프트(98)는 각 샤프트(86,98)의 축방향 단부(88,102) 내에 배치되는 정합 표면(112)을 구비한다. 도1 및 도9는 각각의 제1 스터브 샤프트(86) 및 제2 스터브 샤프트(98)가 다른 샤프트(98,86) 내로 연장하는 텅(114)을 구비하는 정합 표면(112)의 일실시예를 도시한 것이다. 다른 정합 표면(112)이 대안적으로 사용될 수도 있다.
스터브 샤프트(86,98)는 전방 웨브(74)와 후방 웨브(76) 사이에서 연장하고, 축방향 중심선(28)으로부터 경사져 있으며, 상술한 바와 같이 블레이드 루트(42)와 유사하게 웨브(74,76) 사이에서 나선형을 이룬다. 스터브 샤프트(86,98)와 축방향 중심선(28) 사이에 경사진 정도는 에어포일(36,38)의 코드 라인과 축방향 중심선(28) 사이에서의 경사와 실질적으로 동일하여, 같은 각도 "α"로 나타난다. 결합된 스터브 샤프트(86,98)의 길이를 따른 나선(또는 "비틀림")의 정도는 마찬가지로 각도 "β"로 표시되며, 블레이드 쌍 루트(42) 내에서 나선형을 이루는 정도로 기술되었다. 경사 각도 "α" 및 나선 각도 "β" 크기는 응용예에 따라 좌우된다. 본 발명의 이점은, 다양한 경사 각도 및 나선의 정도가 수용될 수 있으며, 그리하여 본 발명에 상당한 융통성을 제공한다는 것이다.
도9를 참조하면, 팬 섹션(12)은 적절한 수량의 로터 블레이드 쌍(34)의 블레이드 루트 중공부(56) 내에 제1 스터브 샤프트(86)를 수용함으로써 조립된다. 다음으로, 제2 스터브 샤프트(98)는 중공부(56) 내로 삽입되며, 제1 스터브 샤프트(86)와 정렬된다. 이러한 점에서, 각각 "φ" 및 "λ"의 각도로 배치되는 전방 웨브(74) 및 후방 웨브(76)의 내부 표면(78,92)은 제 위치에 블레이드 쌍(34)을 유지함으로써 조립을 용이하게 한다. 그 후 파스너(106)가 스터브 샤프트(86,98)의 외측 반경방향 표면(110) 상에 플랜지(108) 내로 삽입되어 스터브 샤프트(86,98)를, 그리고 따라서 웨브(74,76)를 서로 부착하도록 조여진다.
본 발명은 상세한 실시예에 따라 도시하고 설명하였지만, 당업자라면 본 발명의 사상과 범위내에서 다양하게 변화되는 것을 이해할 수 있을 것이다. 예를 들면, 본 발명의 로터 조립체는 본 명세서에 팬 로터 조립체로서 기술된다. 본 발명 로터 조립체는 대안적으로는 압축기 및/또는 터빈 용도로 사용될 수도 있다. 제2 실시예로서, 본 발명의 블레이드 쌍(34)은 복합 구조체와 같은 최상의 모드로 기술된다. 그러나, 블레이드 쌍은 복합 재료에 한정되지 않는다. 기술되 방식으로 에너지를 흡수하기 위해 설계된 플랫폼(40)을 갖는 합금 블레이드 쌍(34)이 대안적으로 사용될 수 있다.
본 발명의 축류 터빈 엔진용 디스크는 최소의 내부 유동 통로 직경을 가지며, 중량이 작고, 로터 블레이드 하중을 수용할 수 있으며, 복합 블레이드를 사용할 수 있다.
도1은 가스 터빈 엔진의 팬의 개략적인 단면도.
도2는 본 발명의 로터 블레이드 쌍의 개략적인 사시도.
도3은 도2에 도시된 로터 블레이드 쌍의 개략적인 측면도.
도4는 도3에 도시된 블레이드 쌍의 반경방향 내측의 개략도.
도5는 도4에 도시된 블레이드 쌍의 축방향 개략도.
도6은 제1파이버 및 제2 파이버를 도시하는 복합 로터 블레이드 쌍의 부분 개략도.
도7은 본 발명의 로터 디스크의 개략적인 사시도.
도8은 파스너에 결합되는, 각 웨브로부터 외부로 연장하는 한 쌍의 스터브 샤프트를 도시한 것으로, 디스크를 향하여 반경방향 내측을 바라본 개략적인 사시도.
도9는 여기에 부착된 디스크를 일부 절개하여 도시하는 부분 개략도.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
10 : 엔진
12 : 팬 섹션
32 : 디스크
34 : 로터 블레이드 쌍
58 : 베이스
73 : 파이버

Claims (15)

  1. 회전축 둘레로 회전하기 위한 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크이며,
    전방 웨브와,
    제1 축방향 단부와, 상기 전방 웨브에 부착된 제1 웨브 단부와, 상기 제1 축방향 단부 및 제1 웨브 단부 사이에서 연장하는 길이부를 각각 구비하며, 회전축으로부터 경사져 있으며 상기 전방 웨브로부터 연장하는 복수개의 제1 스터브 샤프트와,
    후방 웨브와,
    제2 축방향 단부와, 상기 후방 웨브에 부착된 제2 웨브 단부와, 상기 제2 축방향 단부 및 제2 웨브 단부 사이에서 연장하는 길이부를 각각 구비하며, 회전축에 대해 상기 제1 스터브 샤프트와 실질적으로 동일한 양으로 경사져 있으며 상기 후방 웨브로부터 연장하는 복수개의 제2 스터브 샤프트와,
    상기 제1 및 제2 스터브 샤프트를 서로 부착하는, 복수개의 파스너를 포함하고,
    상기 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 수가 동일하며, 상기 디스크의 회전축을 중심으로 유사하게 이격되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  2. 제1항에 있어서, 각각의 상기 제1 스터브 샤프트는 상기 제1 웨브 단부 및 상기 제1 축방향 단부 사이에서 나선형을 이루며, 각각의 상기 제2 스터브 샤프트는 상기 제2 웨브 단부 및 상기 제2 축방향 단부 사이에서 나선형을 이루는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  3. 제2항에 있어서, 상기 제2 스터브 샤프트는 상기 제1 스터브 샤프트의 상기 나선형과 실질적으로 동일한 양으로 나선형을 이루는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  4. 제1항에 있어서, 상기 각각의 제1 스터브 샤프트는 상기 제1 축방향 단부에 인접한 외부 반경방향 표면으로부터 연장하는 제1 부착 플랜지를 포함하고, 상기 각각의 제2 스터브 샤프트는 상기 제2 축방향 단부에 인접한 외부 반경방향 표면으로부터 연장하는 제2 부착 플랜지를 포함하고,
    상기 제1 및 제2 부착 플랜지는 서로 정렬되고, 상기 파스너는 상기 제1 및 제2 부착 플랜지 내에 배치되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  5. 제4항에 있어서, 상기 전방 또는 후방 웨브 중의 하나는 상기 디스크를 스풀에 부착하기 위한 수단을 포함하는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  6. 제5항에 있어서, 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트의 상기 제 1 및 제2 축방향 단부는 각각 정합 쌍으로 함께 결합되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  7. 제6항에 있어서, 상기 제1 축방향 단부 또는 상기 제2 축방향 단부의 하나는 암형 정합 표면을 포함하며, 상기 제1 축방향 단부 또는 상기 제2 축방향 단부의 다른 하나는 수형 정합면을 포함하며, 상기 수형 정합면은 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트가 상기 파스너에 의해 서로 부착될 때 상기 암형 정합 표면 내에 수용되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  8. 제6항에 있어서, 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트의 길이는 실질적으로 동일한 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  9. 회전축 둘레로 회전하기 위한 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크이며,
    전방 웨브와,
    제1 축방향 단부와, 상기 전방 웨브에 부착된 제1 웨브 단부와, 상기 제1 축방향 단부 및 제1 웨브 단부 사이에서 연장하는 길이부를 각각 구비하며, 상기 제1 웨브 단부와 상기 제1 축방향 단부 사이에서 나선형을 이루는 복수개의 제1 스터브 샤프트와,
    후방 웨브와,
    제2 축방향 단부와, 상기 후방 단부에 부착된 제2 웨브 단부와, 상기 제2 축방향 단부 및 제2 웨브 단부 사이에서 연장하는 길이부를 각각 구비하며, 상기 제2 웨브 단부와 상기 제2 축방향 단부 사이에서 나선형을 이루는 복수개의 제2 스터브 샤프트와,
    상기 제1 및 제2 스터브 샤프트를 서로 부착하는, 복수개의 파스너를 포함하고,
    상기 제1 스터브 샤프트 및 제2 스터브 샤프트는 수가 동일하며, 상기 디스크의 회전축을 중심으로 유사하게 이격되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  10. 제9항에 있어서, 상기 제2 스터브 샤프트는 상기 제1 스터브 샤프트의 상기 나선과 실질적으로 동일한 양으로 나선형을 이루는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  11. 제9항에 있어서, 상기 각각의 제1 스터브 샤프트는 상기 제1 축방향 단부에 인접한 외부 반경방향 표면으로부터 연장하는 제1 부착 플랜지를 포함하고, 상기 각각의 제2 스터브 샤프트는 상기 제2 축방향 단부에 인접한 외부 반경방향 표면으로부터 연장하는 제2 부착 플랜지를 포함하고,
    상기 제1 및 제2 부착 플랜지는 서로 정렬되고, 상기 파스너는 상기 제1 및 제2 부착 플랜지 내에 배치되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  12. 제11항에 있어서, 상기 전방 또는 후방 웨브 중의 하나는 상기 디스크를 스풀에 부착하기 위한 수단을 포함하는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  13. 제12항에 있어서, 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트의 상기 제 1 및 제2 축방향 단부는 각각 정합 쌍으로 함께 결합되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  14. 제13항에 있어서, 상기 제1 축방향 단부 또는 상기 제2 축방향 단부의 하나는 암형 정합 표면을 포함하며, 상기 제1 축방향 단부 또는 상기 제2 축방향 단부의 다른 하나는 수형 정합면을 포함하며, 상기 수형 정합면은 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트가 상기 파스너에 의해 서로 부착될 때 상기 암형 정합 표면 내에 수용되는 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
  15. 제14항에 있어서, 상기 제1 및 제2 스터브 샤프트의 길이는 실질적으로 동일한 가스 터빈 엔진 로터 조립체 디스크.
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT1394295B1 (it) 2009-05-08 2012-06-06 Nuovo Pignone Spa Girante centrifuga del tipo chiuso per turbomacchine, componente per tale girante, turbomacchina provvista di tale girante e metodo di realizzazione di tale girante
IT1397058B1 (it) 2009-11-23 2012-12-28 Nuovo Pignone Spa Stampo per girante centrifuga, inserti per stampo e metodo per costruire una girante centrifuga
IT1397057B1 (it) 2009-11-23 2012-12-28 Nuovo Pignone Spa Girante centrifuga e turbomacchina
DE102011006275A1 (de) 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
DE102011006273A1 (de) 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
DE102011007767A1 (de) 2011-04-20 2012-10-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine
ITCO20110064A1 (it) 2011-12-14 2013-06-15 Nuovo Pignone Spa Macchina rotante comprendente un rotore con una girante composita ed un albero metallico
GB201215908D0 (en) 2012-09-06 2012-10-24 Rolls Royce Plc Fan blade
US9677405B2 (en) 2013-03-05 2017-06-13 Rolls-Royce Corporation Composite gas turbine engine blade having multiple airfoils
ITCO20130067A1 (it) 2013-12-17 2015-06-18 Nuovo Pignone Srl Girante con elementi di protezione e compressore centrifugo
US11208892B2 (en) * 2020-01-17 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with multiple rotor disks
US11434771B2 (en) * 2020-01-17 2022-09-06 Raytheon Technologies Corporation Rotor blade pair for rotational equipment
US11339673B2 (en) 2020-01-17 2022-05-24 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with internal vanes
US11371351B2 (en) 2020-01-17 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment
EP4386213A1 (de) * 2022-12-14 2024-06-19 mdGroup Germany GmbH Rotor, insbesondere für eine turbomaschine, verfahren zum herstellen eines rotors, turbomaschine

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE614103C (de) * 1933-11-21 1935-06-01 Fried Krupp Germaniawerft Akt Einrichtung zur Sicherung der Schraubenbolzen und Muttern von Flanschverbindungen an Turbinenlaeufern
SU472205A1 (ru) * 1973-06-22 1975-05-30 Предприятие П/Я В-2451 Узел соединени валов гидроагрегата
US3916495A (en) * 1974-02-25 1975-11-04 Gen Electric Method and means for balancing a gas turbine engine
US4022547A (en) * 1975-10-02 1977-05-10 General Electric Company Composite blade employing biased layup
US4098559A (en) * 1976-07-26 1978-07-04 United Technologies Corporation Paired blade assembly
US4108572A (en) * 1976-12-23 1978-08-22 United Technologies Corporation Composite rotor blade
US4111606A (en) * 1976-12-27 1978-09-05 United Technologies Corporation Composite rotor blade
DE2715639C2 (de) * 1977-04-07 1979-06-07 Gelenkwellenbau Gmbh, 4300 Essen Gelenkwelle
GB1553038A (en) * 1977-04-28 1979-09-19 Snecma Drum for an axial flow compressor rotor and process for its manufacture
US4221542A (en) * 1977-12-27 1980-09-09 General Electric Company Segmented blade retainer
US4265595A (en) * 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
GB2080486B (en) * 1980-07-15 1984-02-15 Rolls Royce Shafts
US4364160A (en) * 1980-11-03 1982-12-21 General Electric Company Method of fabricating a hollow article
US4369149A (en) * 1981-05-29 1983-01-18 Violett Robert S Carburetor for model jet power plant
FR2523208A1 (fr) * 1982-03-12 1983-09-16 Snecma Dispositif d'amortissement des vibrations d'aubes mobiles de turbine
US4613316A (en) * 1984-10-29 1986-09-23 Barry Wright Corporation Molded constant velocity coupling
FR2586061B1 (fr) * 1985-08-08 1989-06-09 Snecma Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine
US5135354A (en) * 1990-09-14 1992-08-04 United Technologies Corporation Gas turbine blade and disk
US5340280A (en) * 1991-09-30 1994-08-23 General Electric Company Dovetail attachment for composite blade and method for making
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
FR2685732B1 (fr) * 1991-12-31 1994-02-25 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite.
US5273401A (en) * 1992-07-01 1993-12-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Wrapped paired blade rotor
US5281096A (en) * 1992-09-10 1994-01-25 General Electric Company Fan assembly having lightweight platforms
FR2700362B1 (fr) * 1993-01-14 1995-02-10 Snecma Rotor de turbomachine à attaches d'aubes par broches.
US5388964A (en) * 1993-09-14 1995-02-14 General Electric Company Hybrid rotor blade
GB2299834B (en) * 1995-04-12 1999-09-08 Rolls Royce Plc Gas turbine engine rotary disc

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Publication number Publication date
KR19980063736A (ko) 1998-10-07
EP0846846A3 (en) 2000-07-05
EP0846846B1 (en) 2004-04-07
DE69728500D1 (de) 2004-05-13
JPH10169402A (ja) 1998-06-23
US5725353A (en) 1998-03-10
DE69728500T2 (de) 2004-08-12
EP0846846A2 (en) 1998-06-10

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