WO2007105701A1 - ファンブレードの保持構造 - Google Patents

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WO2007105701A1
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fan blade
dovetail
retainer
tooth portion
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Takashi Oka
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Ihi Corporation
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322—Blade mountings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • Y—GENERAL 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a fan blade holding structure that prevents a fan blade from falling off a disk even when an axially forward load is applied when the fan blade breaks.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of a turbofan engine 110 for an aircraft.
  • the engine 110 includes a fan assembly 112 that is driven by a core engine 114 disposed concentrically with respect to a central shaft 116.
  • the fan assembly 112 draws in the outside air 118 force, thereby generating a thrust force that causes the aircraft to fly.
  • a relatively large bird 120 may be sucked into the fan assembly 112 when an aircraft having the engine 110 described above takes off or lands.
  • the bird 120 may impact the fan blade 122 extending radially outward from the rotor disk 124, and a part thereof may be broken and scattered.
  • the fan blade 122 or a part thereof may be damaged and scattered due to damage to parts caused by foreign matter sucked from the front, not limited to birds, and unexpected excessive loads.
  • FBO Fran Blade Of f
  • Such an axially forward impact force acting on the fan blade 122 acts in a direction in which the fan blade 122 also removes the force of the rotor disk 124, so that the fan assembly 112 does not move the fan blade 122 even if the impact force is received. It is necessary to provide a structure that can be held by the rotor disk 124.
  • Patent Document 1 has already been proposed as a fan blade retainer that satisfies such demands.
  • Patent Document 1 discloses a holding assembly 126 that holds a fan blade 122 on a rotor disk 124. As shown in FIG. 2, the holding assembly 126 includes a disk 124, a first blade retainer 138, and a second blade retainer 144.
  • the disc 124 has a plurality of dovetail posts 128 spaced in the circumferential direction, and a dovetail groove 130 extending in the axial direction is provided therebetween.
  • Each blade 122 has a dovetail 132 that fits axially into the dovetail groove 130, and the dovetail 132 is held by the dovetail post 128 from moving radially. With this configuration, the centrifugal force generated by the rotation of the blade 122 is transmitted to the disk 124 via the dovetail post 128.
  • a first blade retainer 138 is provided in order to prevent the blade 122 from moving forward in the axial direction (upstream).
  • the first blade retainer 138 has a fixing plate 140 fixed to the rotor disk 124 and holds the blade 122 in the dovetail groove 130 so as not to move in the axial direction.
  • the fixing plate 140 is inserted radially outward into a pair of grooves 142 provided in the adjacent post 128.
  • the second blade retainer 144 prevents the axial movement of the blade 122 when the first blade retainer 138 cannot prevent the axial movement of the blade 122 after the blade 122 has moved a predetermined distance. It is provided as follows. With this configuration, both the first blade retainer 138 and the second blade retainer 144 distribute the axially forward impact energy acting on the fan blade 122 so that the blade 122 is held in the dovetail groove 130. .
  • Patent Document 1 US Pat. No. 5,282,720, “Fan blade retainer”
  • FIG. 3 is a schematic diagram of a conventional dovetail structure.
  • the fan blade of a turbofan engine needs to be mounted around a disk-like disk (referred to as a fan disk or spinner) that is rotationally driven by a turbine. Therefore, conventionally, a dovetail structure in which a dovetail portion extending in the front-rear direction is provided at the base portion of the fan blade and this dovetail portion is fitted in a dovetail groove provided around the disk is generally employed.
  • the axially forward force described above prevents the fan blade from coming out of the dovetail groove.
  • a member called a retainer is fastened to the front side of the blade with fastening bolts and nuts.
  • This retainer has an annular shape that functions for a plurality of blades and a plate shape that functions for each blade.
  • annular shape retainer there is a problem that it is difficult to predict and design the stress acting on the bolt due to the load because the distance between the acting portion of the load and the fastening portion such as the bolt and nut is long.
  • a plate shape retainer workability during assembly is poor because it is assembled for each blade. For this reason, both the annular shape retainer and the plate shape retainer have the problems that it is difficult to reduce the weight and the cost is high.
  • the first blade retainer 138 and the second blade retainer 144 both distribute the axially forward impact energy acting on the fan blade 122.
  • the blade 122 can be held in the dovetail groove 130.
  • the structure is complicated and the processing cost is high.
  • this holding assembly requires a large number of first blade retainers 138 and second blade retainers 144, there is a problem that workability during assembly is poor.
  • the present invention has been developed to solve the above-described problems.
  • the purpose of the present invention is to prevent the fan blades from falling off the disk even when an axially forward load is applied at the time of the fan blade breakage, and design with high stress prediction accuracy.
  • Provide a fan blade holding structure that is easy to use, can be tightened bolts with a lighter, smaller size and fewer screws, and can reduce the number of parts, thereby reducing weight and cost. There is.
  • a fan blade holding structure in which a plurality of fan blades are attached to an outer peripheral portion of a disk that is rotationally driven by a turbine
  • the disc has a plurality of dovetail grooves extending in the axial direction at a constant angle in the circumferential direction,
  • the fan blade is fitted in the dovetail groove in the axial direction and the centrifugal force during rotation is reduced. Has a dovetail that can be transmitted to the disc,
  • the disc further includes a flange ⁇ ⁇ that is located in front of the dovetail groove and extends radially outward,
  • a fan blade holding structure is provided.
  • the flange portion of the disc has a disc tooth portion protruding radially outward at a constant angle in the circumferential direction
  • the retainer member has a ring portion having a back surface that contacts the front surface of the dovetail portion, and a retainer tooth portion that is provided inward of the ring portion and protrudes radially inward at a certain angle in the circumferential direction.
  • the retainer tooth portion can pass between adjacent disk tooth portions in the axial direction and overlaps with the back surface of the disk tooth portion at the same position in the circumferential direction.
  • a fastener is provided that fixes the retainer tooth portion and the disk tooth portion in close proximity to each other in the circumferential direction.
  • the disk tooth portion is provided at an intermediate position in the circumferential direction between adjacent dovetail grooves.
  • the disk tooth portion is provided at the same circumferential position as the dovetail groove.
  • the stress generated in the retainer member by this axial load is mainly compressive stress in the axial direction, and the stress generated in the flange portion is mainly tensile stress in the axial direction. Therefore, the internal stress of the retainer member and flange portion is converted into the axial load. Can be predicted accurately.
  • the retainer member and the flange can prevent the fan blade from falling off the disk.
  • the fastening bolts are lighter, smaller in size and less in size than conventional ones.
  • the number of parts can be reduced, and the number of parts can be reduced, thereby reducing weight and cost.
  • the flange portion of the disc has a disc tooth portion protruding radially outward
  • the retainer member has a ring portion that contacts the front surface of the dovetail portion, and a retainer tooth protruding radially inward This retainer tooth portion can pass between adjacent disk tooth portions in the axial direction and is close to the back surface of the disk tooth portion at the same circumferential position.
  • the retainer teeth of the retainer member are passed axially between the disk teeth that are in contact with the P, and then swung to the same position in the circumferential direction and stacked close to the back of the disk teeth, so that the front surface of the fan blade
  • the retainer member can be easily fitted with a small gap between the flange and the rear surface of the flange portion.
  • the axial load does not act on the fastener, so the fastener is lighter than before.
  • the size can be reduced to a small and small size, and the number of parts can be reduced.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of an aircraft turbofan engine.
  • FIG. 2 is a configuration diagram of a fan blade retainer of Patent Document 1.
  • FIG. 3 is a schematic diagram of a conventional dovetail structure.
  • FIG. 4 is an overall perspective view showing the fan blade holding structure of the present invention in a separated state.
  • FIG. 5A is a cross-sectional view of a fan portion of an engine provided with the fan blade holding structure of the present invention.
  • FIG. 5B is an enlarged view of part B of FIG. 5A.
  • FIG. 6A is a CC arrow view of FIG. 5B during assembly of the retainer member.
  • FIG. 6B is a CC arrow view of FIG. 5B when the assembly of the retainer member is completed.
  • FIG. 4 is an overall perspective view showing the fan blade holding structure of the present invention in a separated state.
  • a plurality of fan blades 20 are attached to the outer periphery of a disk 10 that is rotationally driven by a turbine (not shown).
  • the fan blade holding structure of the present invention includes a disk 10, a fan blade 20, a retainer member 30, and a fastener 40.
  • the disc 10 has a plurality of dovetail grooves 12 extending in the axial direction at a certain angle in the circumferential direction.
  • the number of dovetail grooves 12 is preferably the same as the number of fan blades 20.
  • a structure in which a plurality of (two or more) fan blades 20 are attached to one dovetail groove 12 may be used.
  • the dovetail groove 12 is the axis of the rotating shaft. It may be inclined with respect to the force axis 1 parallel to 1. Also, as long as the fan blade 20 can be inserted and fitted axially from the front, the dovetail groove 12 can be straight or circular.
  • the fan blade 20 has a dovetail portion 22 that fits into the dovetail groove 12 at the radially inner end.
  • the dovetail portion 22 can be fitted into the dovetail groove 12 by inserting it from the front in the axial direction, and is configured to be able to transmit centrifugal force acting on the fan blade 20 during rotation to the disk 10.
  • FIG. 5A is a cross-sectional view of the fan portion of the engine having the fan blade holding structure of the present invention, and shows only the upper side of the axis 1 of the rotating shaft.
  • FIG. 5B is an enlarged view of part B of FIG. 5A.
  • 1 is the axis of the rotating shaft of the disk 10 and fan blade 20
  • 2 is the air flow path
  • 3 is the inner peripheral surface of the air flow path
  • 4 is the flow of incoming air
  • 5 is the fan blade at FBO. Axial forward force acting on 20.
  • the disk 10 further includes a flange portion 14 that is located in front of the dovetail groove 12 and extends radially outward.
  • the flange portion 14 is integrally connected to each other by a hollow cylindrical portion 13 that extends forward from the radially inner end of the disk 10. Yes.
  • the flange portion 14 has a disk tooth portion 16 that protrudes radially outward at a certain angle in the circumferential direction.
  • the retainer member 30 includes a hollow disc-shaped ring portion 32 and a retainer tooth portion 34 integrally formed inside the ring portion 32.
  • the ring portion 32 has a back surface 32a, and the back surface 32a abuts on the front surface 22a of the dovetail portion 22 inserted into the dovetail groove 12.
  • the retainer teeth 34 are positioned at a certain angle in the circumferential direction and protrude inward in the radial direction.
  • the disk tooth portion 16 is provided at a circumferential intermediate position of the dovetail groove 12 adjacent in the circumferential direction, and is not positioned on the extension line of the dovetail groove 12. Yes.
  • the same number of retainer teeth 34 as the dovetail grooves 12 are provided at the same pitch as the dovetail grooves 12 in the circumferential direction.
  • the radial position of the disk tooth portion 16 can be made almost the same height as the dovetail portion 22, and the axially forward load from the dovetail portion 22 can be reliably supported by the two disk tooth portions 16 in the circumferential direction. be able to.
  • the disk tooth portion may be provided at the same position in the circumferential direction as the dovetail groove.
  • the number of disk teeth 16 and the number of retainer teeth 34 need not be the same as the number of dovetail grooves 12, and can be an arbitrary number of 2 or more (for example, 4, 8, 16, etc.) as long as the balance can be achieved during high-speed rotation. May be.
  • FIG. 6A is a CC arrow view of FIG. 5B during assembly of the retainer member
  • FIG. 6B is a CC arrow view of FIG. 5B when the assembly of the retainer member is completed.
  • the retainer teeth 30 are separated from the back surface 32a of the retainer member 30.
  • the axial distance (thickness) to the front surface 34a is set smaller than the axial distance from the front surface 22a of the dovetail portion 22 at the assembly position to the back surface 16a of the disk tooth portion 16 at the assembly position.
  • This clearance is preferably set to such an extent that the retainer member 30 can be smoothly swiveled around the axis 1 when the retainer member is assembled.
  • the retainer tooth portion 34 can pass between the adjacent disk tooth portions 16 in the axial direction, and as shown in FIG. By turning a certain angle to the center (about 30 ° in this example), it overlaps close to the back surface of the disk tooth portion 16 at the same circumferential position. This close gap should be set as small as possible within the operating temperature range of the engine as long as they do not interfere with each other.
  • the constricting tool 40 is a Bonoleto 41 and a nut 42, and a through hole 35 provided in the retainer B material 30 and a flange portion 14 of the disk 10.
  • the retainer tooth portion 34 and the disk tooth portion 16 are fixed at the same position in the circumferential direction.
  • the flange portion 14 is also extended inward in the radial direction, a through hole 17 is provided in this portion, and an inverted L-shaped portion in contact with the retainer member 30 is provided, and this portion is penetrated. Holes 3 and 5 are provided.
  • the retainer member 30 may be a ring-shaped flat plate with the inverted L-shaped portion omitted, and the flat plate may be directly fixed to the disk 10. .
  • the ring-shaped retainer member 30 is fixed at the same position in the circumferential direction when the retainer member assembly shown in FIG. 6B is completed and the engine is running. Being located.
  • the retainer member 30 is fitted between the front surface 22a of the dovetail portion 22 and the rear surface 16a of the disk tooth portion 16, and applies an axial forward load acting on the fan blade 20 via the rear surface 16a of the disk tooth portion 16. Can be transmitted to disk 10.
  • the retainer member 30 is fitted between the front surface 22a of the dovetail portion 22 and the rear surface 16a of the flange portion 14 (disk tooth portion 16), the fan blade 20 Even when an axially forward load acts on the fan blade at the time of breakage, An axial load can be transmitted from the front surface 22a of the dovetail portion 22 to the disk 10 via the retainer member 30 and the rear surface 16a of the flange portion.
  • the stress generated in the retainer member 30 due to the axial load is mainly compressive stress in the axial direction
  • the stress generated in the flange portion 14 is mainly tensile stress in the axial direction
  • the internal stress of the retainer member 30 and the flange portion 14 is reduced. It can be predicted accurately according to the axial load.
  • the fastening bolt 40 is lighter and smaller than before. The size can be reduced to a small number and the number of parts can be reduced.
  • the flange portion 14 of the disc 10 has a disc tooth portion 16 projecting radially outward
  • the retainer member 30 has a ring portion 32 abutting against the front surface 22a of the dovetail portion 22, and a radially inward portion.
  • the retainer teeth 34 project in the axial direction, and the retainer teeth 34 can pass between the adjacent disk teeth 16 in the axial direction and are close to the back surface 16a of the disk teeth 16 at the same circumferential position.
  • the retainer teeth 34 of the retainer member 30 are passed between the adjacent disk teeth 16 in the axial direction, and then swung to the same position in the circumferential direction so as to be close to the back surface of the disk teeth 16 so that the fan
  • the retainer member 30 can be easily fitted between the front surface 22a of the blade and the rear surface 16a of the flange portion.

Landscapes

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

Abstract

　ディスク１０が、周方向に一定の角度を隔てかつ軸方向に延びる複数のダブテール溝１２を有し、ファンブレード２０が、ダブテール溝に軸方向に嵌まり回転時の遠心力をディスクに伝達可能なダブテール部２２を有する。ディスクは、さらにダブテール溝より前方に位置し半径方向外方に延びるフランジ部１４を有する。また、ダブテール部２２の前面２２ａとフランジ部１４の背面１６ａとの間に嵌まり、ファンブレード２０に作用する軸方向前向きの荷重をフランジ部の背面１６ａを介してディスク１０に伝達するリング状のリテイナ部材３０を有する。

Description

明 細 書
ファンブレードの保持構造
発明の背景
[0001] 発明の技術分野
本発明は、ファンブレードの破断時において、軸方向前向きの荷重が作用した場 合でも、ファンブレードがディスクから脱落するのを防止するファンブレードの保持構 造に関する。
[0002] 関連技術の説明
図 1は、航空機用のターボファンエンジン 110の模式図である。このエンジン 110は 、中心軸 116に対し同心に配置されたコアエンジン 114で駆動されるファン組立体 1 12を有してレ、る。エンジン 110の運転中に、ファン組立体 112により外気 118力及レヽ 込まれ、これにより航空機を飛行させるスラスト力を発生するようになっている。
上述したエンジン 110を有する航空機が離陸又は着陸する時に、例えば比較的大 きな鳥 120がファン組立体 112に吸い込まれることがある。この場合、鳥 120はロータ ディスク 124から半径方向外方に延びるファンブレード 122に衝撃を与え、その一部 が破損して飛散することがある。また、鳥に限らず前方から吸い込まれた異物による 部品の損傷や、想定外の過大荷重などに起因してファンブレード 122又はその一部 が破損して飛散することがある。以下、このような現象を FBO (Fan Blade Of f )と 呼ぶ。
[0003] FBO時において、ファンブレード 122の一部が飛散し隣接する別のファンブレード
122に衝突し、そのファンブレード 122に軸方向前向き（上流向き）の衝撃力を与える こと力 Sfeる。
ファンブレード 122に作用するこのような軸方向前向きの衝撃力は、ファンブレード 122をロータディスク 124力も抜く方向に作用するため、ファン組立体 112はこのよう な衝撃力を受けてもファンブレード 122をロータディスク 124に保持できる構造を備え る必要がある。
[0004] このような要望を満たすファンブレードリティナ（Fan blade retainer)として、特 許文献 1が既に提案されてレ、る。 [0005] 特許文献 1において、ファンブレード 122をロータディスク 124に保持する保持組立 体 126が開示されている。この保持組立体 126は、図 2に示すように、ディスク 124、 第 1ブレードリティナ 138及び第 2ブレードリティナ 144を備える。
[0006] ディスク 124は、周方向に間隔を隔てた複数のダブテールポスト 128を有し、その 間に軸方向に延びるダブテール溝 130が設けられている。各ブレード 122は、ダブテ ール溝 130に軸方向に嵌まるダブテール 132を有し、このダブテール 132はダブテ 一ルポスト 128により半径方向に移動しないように保持される。この構成により、ブレ ード 122の回転により発生する遠心力は、ダブテールポスト 128を介してディスク 124 に伝達される。
[0007] ブレード 122の軸方向前向き（上流向き）の移動を防止するために、第 1ブレードリ ティナ 138を備える。第 1ブレードリティナ 138は、ロータディスク 124に固定された固 定板 140を有し、ダブテール溝 130内でブレード 122が軸方向に移動しないように保 持する。固定板 140は、隣接するポスト 128に設けられた 1対の溝 142に半径方向外 方に挿入されている。
[0008] 第 2ブレードリティナ 144は、ブレード 122の軸方向移動を第 1ブレードリティナ 138 で防止できないときに、ブレード 122が所定距離だけ移動した後、楔が作用して軸方 向移動を防止するように設けられている。この構成により、第 1ブレードリティナ 138と 第 2ブレードリティナ 144の両方で、ファンブレード 122に作用する軸方向前向きの 衝撃エネルギーを分散させ、ブレード 122をダブテール溝 130内に保持するようにな つている。
[0009] 特許文献 1 :米国特許第 5, 282, 720号明細書、 " Fan blade retainer"
[0010] 図 3は、従来のダブテール構造の模式図である。この図に示すように、 ターボファ ンエンジンのファンブレードは、タービンにより回転駆動される円板状のディスク（ファ ンディスク又はスピンナ一と呼ぶ）の周囲に取り付ける必要がある。そのため従来、フ アンブレードの根元部に前後方向に延びるダブテール部を設け、このダブテール部 をディスク周囲に設けたダブテール溝に嵌合させるダブテール構造が一般的に採用 されている。
[0011] また、上述した軸方向前向きの力で、ファンブレードがダブテール溝から抜けるのを 防止するため、従来、ブレード前側にリティナと呼ばれる部材を締結ボルトナット等で 締結している。
このリティナには、複数のブレードに対して機能する円環形状の形態と、ブレードご とに機能する板形状の形態がある。
しかし、円環形状リティナの場合、荷重の作用部とボルト'ナット等の締結部の間隔 が長いため、荷重によりボルトに作用する応力の予測、設計が難しい問題点があった 。一方、板形状リティナの場合、ブレードごとに組付けるため、組み立て時の作業性 が悪い。そのため、円環形状リティナ、板形状リティナのいずれの場合も、軽量化が 困難であり、かつコストが高い問題点があった。
[0012] また、上述した特許文献 1の保持組立体の場合、第 1ブレードリティナ 138と第 2ブ レードリティナ 144の両方で、ファンブレード 122に作用する軸方向前向きの衝撃ェ ネルギーを分散させて、ブレード 122をダブテール溝 130内に保持することができる 、構造が複雑であり、加工コストが高い問題点があった。
さらに、この保持組立体では、多数の第 1ブレードリティナ 138及び第 2ブレードリテ イナ 144を必要とするため、組み立て時の作業性が悪いというような問題点があった
発明の要約
[0013] 本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発 明の目的は、ファンブレードの破断時において軸方向前向きの荷重が作用した場合 でも、ファンブレードがディスクから脱落するのを確実に防止することができ、応力の 予測精度が高く設計が容易であり、締結用のボルトを従来よりも軽く小さいサイズで かつ少ない本数にでき、部品点数を少なくでき、これにより重量軽減とコスト低減を図 ることができるファンブレードの保持構造を提供することにある。
[0014] 本発明によれば、タービンにより回転駆動されるディスクの外周部に、複数のファン ブレードを取り付けるファンブレードの保持構造であって、
前記ディスクは、周方向に一定の角度を隔てかつ軸方向に延びる複数のダブテー ル溝を有し、
前記ファンブレードは、前記ダブテール溝に軸方向に嵌まり回転時の遠心力をディ スクに伝達可能なダブテール部を有し、
前記ディスクは、さらに前記ダブテール溝より前方に位置し半径方向外方に延びる フランジ咅 βを有し、
さらに、前記ダブテール部の前面と前記フランジ部の背面との間に嵌まり、ファンブ レードに作用する軸方向前向きの荷重をフランジ部の背面を介して前記ディスクに伝 達するリング状のリティナ部材を有する、ことを特徴とするファンブレードの保持構造 が提供される。
[0015] 本発明の好ましい実施形態によれば、前記ディスクのフランジ部は、周方向に一定 の角度を隔てかつ半径方向外方に突出するディスク歯部を有し、
前記リティナ部材は、ダブテール部の前面に当接する背面を有するリング部と、該リ ング部の内方に設けられ周方向に一定の角度を隔てかつ半径方向内方に突出する リティナ歯部を有し、
該リティナ歯部は、隣接するディスク歯部の間を軸方向に通過でき、かつ周方向同 一位置でディスク歯部の背面に近接して重なる。
[0016] また、前記リティナ歯部とディスク歯部を周方向同一位置に近接して重ねて固定す る締結具を備える。
[0017] また、前記ディスク歯部は、隣接するダブテール溝の周方向中間位置に設けられる 、ことが好ましい。
[0018] また、前記ディスク歯部は、ダブテール溝と周方向同一位置に設けられる、ことが好 ましい。
[0019] 上記本発明の構成によれば、ダブテール部の前面とフランジ部の背面との間に嵌 まるリティナ部材を有するので、ファンブレードの破断時において、ファンブレードに 軸方向前向きの荷重が作用した場合でも、ダブテール部の前面からリティナ部材とフ ランジ部の背面を介して前記ディスクに軸方向荷重を伝達することができる。
この軸方向荷重によりリティナ部材に生じる応力は主として軸方向の圧縮応力であ り、フランジ部に生じる応力は主として軸方向の引張応力であるので、リティナ部材と フランジ部の内部応力を軸方向荷重に応じて正確に予測できる。
[0020] またこの内部応力を十分小さい応力に設定することで、リティナ部材及びフランジ 部の破損を防ぎ、ファンブレードのディスクからの脱落を確実に防止することができる
[0021] また、リング状のリティナ部材を用いるので、部品点数を少なくできる。
また、軸方向荷重はリティナ部材とフランジ部に伝達され、これらを締結する締結具 (ボルト'ナット等）に力が作用しないので、締結用のボルトを従来よりも軽く小さいサイ ズでかつ少なレ、本数にでき、部品点数を少なくでき、これにより重量軽減とコスト低減 を図ることができる。
[0022] さらに、ディスクのフランジ部が半径方向外方に突出するディスク歯部を有し、リティ ナ部材が、ダブテール部の前面に当接するリング部と、半径方向内方に突出するリ ティナ歯部を有し、このリティナ歯部は、隣接するディスク歯部の間を軸方向に通過 でき、かつ周方向同一位置でディスク歯部の背面に近接するので、
リティナ部材のリティナ歯部を、 P 接するディスク歯部の間を軸方向に通過させ、次 いで周方向に同一位置まで旋回させてディスク歯部の背面に近接して重ねることで、 ファンブレードの前面とフランジ部の背面との間にリティナ部材を小さな隙間で容易 に嵌めることができる。
[0023] また、締結具 (ボルト'ナット等）でリティナ歯部とディスク歯部を周方向同一位置に 固定することにより、軸方向荷重は締結具に作用しないので、締結具を従来よりも軽 く小さレ、サイズでかつ少なレ、本数にでき、部品点数を少なくできる。
図面の簡単な説明
[0024] [図 1]は、航空機用のターボファンエンジンの模式図である。
[図 2]は、特許文献 1のファンブレードリティナの構成図である。
[図 3]は、従来のダブテール構造の模式図である。
[図 4]は、本発明のファンブレードの保持構造を分離状態で示す全体斜視図である。
[図 5A]は、本発明のファンブレードの保持構造を備えたエンジンのファン部横断面図 である。
[図 5B]は、図 5Aの B部拡大図である。
[図 6A]は リティナ部材の組付け中の図 5Bの C C矢視図である。
[図 6B]は リティナ部材の組付け完了時の図 5Bの C C矢視図である。 好ましい実施例の説明
[0025] 以下本発明の好ましい実施形態について、図面を参照して説明する。なお、各図 において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図 4は、本発明のファンブレードの保持構造を分離状態で示す全体斜視図である。 本発明のファンブレード保持構造は、図示しないタービンにより回転駆動されるディ スク 10の外周部に、複数のファンブレード 20を取り付けるものである。
[0026] この図に示すように、本発明のファンブレード保持構造は、ディスク 10、ファンブレ ード 20、リティナ部材 30及び締結具 40からなる。
[0027] ディスク 10は、周方向に一定の角度を隔てかつ軸方向に延びる複数のダブテール 溝 12を有する。ダブテール溝 12は、ファンブレード 20と同数設けるのが好ましいが、 複数（2以上）のファンブレード 20を 1つのダブテール溝 12に取り付ける構造でもよい ダブテール溝 12は、この例では、回転軸の軸心 1に平行である力 軸心 1に対し傾 斜していてもよい。また、ファンブレード 20を前方から軸方向に挿入して嵌められる限 りで、ダブテール溝 12は直線でも円弧でもよレ、。
[0028] ファンブレード 20は、半径方向内端部にダブテール溝 12に嵌まるダブテール部 22 を有する。このダブテール部 22は、ダブテール溝 12に軸方向に前方から揷入して嵌 めることができ、ファンブレード 20に作用する回転時の遠心力をディスク 10に伝達可 能に構成されている。
[0029] 図 5Aは、本発明のファンブレードの保持構造を備えたエンジンのファン部横断面 図であり、回転軸の軸心 1の上側のみを示している。また図 5Bは、図 5Aの B部拡大 図である。
なおこの図において、 1はディスク 10及びファンブレード 20の回転軸の軸心、 2は 空気流路、 3は空気流路の内周面、 4は流入空気の流れ、 5は FBO時においてファ ンブレード 20に作用する軸方向前向きの力である。
[0030] 図 4、図 5A、図 5Bに示すように、ディスク 10は、さらにダブテール溝 12より前方に 位置し半径方向外方に延びるフランジ部 14を有する。フランジ部 14は、ディスク 10 の半径方向内端部から前方に延びる中空円筒部 13により互いに一体に連結されて いる。
また、フランジ部 14は、周方向に一定の角度を隔てかつ半径方向外方に突出する ディスク歯部 16を有する。
[0031] リティナ部材 30は、中空円板状のリング部 32と、リング部 32の内方に一体に形成さ れたリティナ歯部 34とを有する。
リング部 32は背面 32aを有し、この背面 32aは、ダブテール溝 12に揷入されたダブ テール部 22の前面 22aに当接する。
また、リティナ歯部 34は、周方向に一定の角度を隔てて位置し、かつ半径方向内 方に突出する。
[0032] 図 4に示すように、ディスク歯部 16は、この例では、周方向に隣接するダブテール 溝 12の周方向中間位置に設けられ、ダブテール溝 12の延長線上に位置しないよう になっている。またこれに対応して、リティナ歯部 34は、この例では、ダブテール溝 1 2と同一ピッチで周方向にダブテール溝 12と同一数設けられている。
この構成により、ディスク歯部 16の半径方向位置をダブテール部 22とほぼ同じ高さ にでき、ダブテール部 22からの軸方向前向きの荷重を周方向の 2つのディスク歯部 1 6で確実に支持することができる。
[0033] なお、本発明はこの構成に限定されず、ディスク歯部をダブテール溝と周方向同一 位置に設けてもよい。
この場合、ダブテール溝 12の延長線上に位置しないように、ディスク歯部 16の半 径方向位置をダブテール部 22の底部より低くする必要がある力 ダブテール部 22か らの軸方向前向きの荷重を周方向同一位置のディスク歯部 16で確実に支持すること ができる。
また、ディスク歯部 16とリティナ歯部 34は、ダブテール溝 12と同一数設ける必要は なぐ高速回転時のバランスをとれる限りで、 2以上の任意数 (例えば、 4， 8, 16等） であってもよい。
[0034] 図 6Aは、リティナ部材の組付け中の図 5Bの C— C矢視図であり、図 6Bは、リティナ 部材の組付け完了時の図 5Bの C_C矢視図である。
図 4〜図 6A及び図 6Bにおいて、リティナ部材 30の背面 32aからリティナ歯部 34の 前面 34aまでの軸方向距離 (厚さ）は、組付け位置におけるダブテール部 22の前面 22aから組付け位置におけるディスク歯部 16の背面 16aまでの軸方向距離より小さく 設定されている。この隙間は、リティナ部材の組付け時に、リティナ部材 30を軸心 1を 中心に円滑に旋回できる程度に設定するのがよい。
[0035] また、リティナ歯部 34は、図 6Aに示すように、隣接するディスク歯部 16の間を軸方 向に通過でき、かつ図 6Bに示すように、リティナ部材 30を軸心 1を中心に一定角度（ この例では約 30° )旋回させることにより、周方向同一位置でディスク歯部 16の背面 に近接して重なる。この近接時の隙間は、エンジンの使用温度範囲で、互いに干渉 しない限りで小さく設定するのがよい。
[0036] 図 4、図 5A、図 5Bにおレヽて、縮結具 40は、ボノレト 41とナット 42であり、リティナ咅 B 材 30に設けられた貫通孔 35と、ディスク 10のフランジ部 14に設けられた貫通孔 17 を通して互いに螺合し、リティナ歯部 34とディスク歯部 16を周方向同一位置に固定 する。
[0037] なお、この例では、フランジ部 14を半径方向内方にも延ばして、この部分に貫通孔 17を設け、リティナ部材 30にこれと接する逆 L字部分を設けて、この部分に貫通孔 3 5を設けている。
しかし、本発明はこの構成に限定されず、例えば、逆 L字部分を省略してリティナ部 材 30をリング状の平板とし、この平板をディスク 10に直接固定する構成であってもよ レ、。
[0038] 上述した構成により、リング状のリティナ部材 30は、図 6Bに示すリティナ部材の組 付け完了時及びエンジンの運転中において、リティナ歯部 34とディスク歯部 16が周 方向同一位置に固定されて位置する。
また、リティナ部材 30は、ダブテール部 22の前面 22aとディスク歯部 16の背面 16a との間に嵌まり、ファンブレード 20に作用する軸方向前向きの荷重をディスク歯部 16 の背面 16aを介してディスク 10に伝達することができる。
[0039] 上述した本発明の構成によれば、ダブテール部 22の前面 22aとフランジ部 14 (ディ スク歯部 16)の背面 16aとの間に嵌まるリティナ部材 30を有するので、ファンブレード 20の破断時において、ファンブレードに軸方向前向きの荷重が作用した場合でも、 ダブテール部 22の前面 22aからリティナ部材 30とフランジ部の背面 16aを介してディ スク 10に軸方向荷重を伝達することができる。
この軸方向荷重によりリティナ部材 30に生じる応力は主として軸方向の圧縮応力 であり、フランジ部 14に生じる応力は主として軸方向の引張応力であるので、リティ ナ部材 30とフランジ部 14の内部応力を軸方向荷重に応じて正確に予測できる。
[0040] またこの内部応力を十分小さい応力に設定することで、リティナ部材 30及びフラン ジ部 14の破損を防ぎ、ファンブレード 20のディスク 10からの脱落を確実に防止する こと力 Sできる。
また、リング状のリティナ部材 30を用いるので、部品点数を少なくできる。 また、軸方向荷重はリティナ部材 30とフランジ部 14に伝達され、これらを締結する 締結具 40 (ボルト'ナット等）に力が作用しないので、締結用のボルト 40を従来よりも 軽く小さレ、サイズでかつ少なレ、本数にでき、部品点数を少なくできる。
[0041] さらに、ディスク 10のフランジ部 14が半径方向外方に突出するディスク歯部 16を有 し、リティナ部材 30が、ダブテール部 22の前面 22aに当接するリング部 32と、半径 方向内方に突出するリティナ歯部 34を有し、このリティナ歯部 34は、隣接するデイス ク歯部 16の間を軸方向に通過でき、かつ周方向同一位置でディスク歯部 16の背面 16aに近接するので、リティナ部材 30のリティナ歯部 34を、隣接するディスク歯部 16 の間を軸方向に通過させ、次いで周方向に同一位置まで旋回させてディスク歯部 16 の背面に近接させることで、ファンブレードの前面 22aとフランジ部の背面 16aとの間 にリティナ部材 30を容易に嵌めることができる。
[0042] また、締結具 40 (ボルト'ナット等）でリティナ歯部 34とディスク歯部 16を周方向同 一位置に固定することにより、軸方向荷重は締結具 40に作用しないので、締結具を 従来よりも軽く小さいサイズでかつ少ない本数にでき、部品点数を少なくできる。
[0043] なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範 囲で種々に変更することができることは勿論である。

Claims

請求の範囲
[1] タービンにより回転駆動されるディスクの外周部に、複数のファンブレードを取り付 けるファンブレードの保持構造であって、
前記ディスクは、周方向に一定の角度を隔てかつ軸方向に延びる複数のダブテー ル溝を有し、
前記ファンブレードは、前記ダブテール溝に軸方向に嵌まり回転時の遠心力をディ スクに伝達可能なダブテール部を有し、
前記ディスクは、さらに前記ダブテール溝より前方に位置し半径方向外方に延びる フランジ咅 βを有し、
さらに、前記ダブテール部の前面と前記フランジ部の背面との間に嵌まり、ファンブ レードに作用する軸方向前向きの荷重をフランジ部の背面を介して前記ディスクに伝 達するリング状のリティナ部材を有する、ことを特徴とするファンブレードの保持構造
[2] 前記ディスクのフランジ部は、周方向に一定の角度を隔てかつ半径方向外方に突 出するディスク歯部を有し、
前記リティナ部材は、ダブテール部の前面に当接する背面を有するリング部と、該リ ング部の内方に設けられ周方向に一定の角度を隔てかつ半径方向内方に突出する リティナ歯部を有し、
該リティナ歯部は、 Ρ 接するディスク歯部の間を軸方向に通過でき、かつ周方向同 一位置でディスク歯部の背面に近接して重なる、ことを特徴とする請求項 1に記載の ファンブレードの保持構造。
[3] 前記リティナ歯部とディスク歯部を周方向同一位置に近接して重ねて固定する締 結具を備える、ことを特徴とする請求項 2に記載のファンブレードの保持構造。
[4] 前記ディスク歯部は、 Ρ 接するダブテール溝の周方向中間位置に設けられる、こと を特徴とする請求項 2に記載のファンブレードの保持構造。
[5] 前記ディスク歯部は、ダブテール溝と周方向同一位置に設けられる、ことを特徴と する請求項 2に記載のファンブレードの保持構造。
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