JP2009264189A - Rotator of chip turbine fan - Google Patents

Rotator of chip turbine fan Download PDF

Info

Publication number
JP2009264189A
JP2009264189A JP2008112842A JP2008112842A JP2009264189A JP 2009264189 A JP2009264189 A JP 2009264189A JP 2008112842 A JP2008112842 A JP 2008112842A JP 2008112842 A JP2008112842 A JP 2008112842A JP 2009264189 A JP2009264189 A JP 2009264189A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rotor blade
fan rotor
fan
chip
stress
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
JP2008112842A
Other languages
Japanese (ja)
Inventor
Satoru Iwase
識 岩瀬
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.)
Toyota Motor Corp
Original Assignee
Toyota Motor Corp
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 Toyota Motor Corp filed Critical Toyota Motor Corp
Priority to JP2008112842A priority Critical patent/JP2009264189A/en
Publication of JP2009264189A publication Critical patent/JP2009264189A/en
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a rotator of a chip turbine fan can reduce stress acting on a fan rotor blade. <P>SOLUTION: An extension structure for extending in a diameter direction when centrifugal force acts by rotation is provided on the fan rotor blade 2. When the fan rotor blade 2 is going to extend in the diameter direction during rotation, great hoop stress H is acted on the chip shroud 4 which supports the extension. Thereby, even when a temperature of the chip shroud 4 increases to a high temperature and compression stress C is generated, circumferential tensile stress inside the chip shroud 4, that is stress dispersed in the chip shroud 4 out of the stress of the fan rotor blade 2, is sufficiently secured, and the stress S acting on the fan rotor blade 2 is reduced. <P>COPYRIGHT: (C)2010,JPO&INPIT

Description

本発明は、外周側にタービン動翼が設けられたチップタービンファンの回転体に関する。   The present invention relates to a rotating body of a chip turbine fan in which turbine rotor blades are provided on the outer peripheral side.

従来、チップタービンファンの回転体として、主軸と同軸となるように環状に形成されたシュラウドの内周面にファン動翼の端部が接続されると共に、このシュラウドの外周面にタービン動翼が設けられ、タービン動翼に高圧ガスが供給されることによって、タービン動翼と共に、シュラウドとファン動翼とが回転するものが知られている。
特開２００７−２１１６６０号公報 Conventionally, as a rotating body of a chip turbine fan, an end portion of a fan rotor blade is connected to an inner peripheral surface of a shroud that is annularly formed so as to be coaxial with a main shaft, and a turbine rotor blade is connected to the outer peripheral surface of the shroud. It is known that a shroud and a fan rotor blade are rotated together with the turbine rotor blade by supplying a high pressure gas to the turbine rotor blade.
Japanese Patent Laid-Open No. 2007-21660

しかしながら、このようなチップタービンファンの回転体にあっては、回転時に、ファン動翼に作用する応力が大きくなってしまう可能性があるため、このようなファン動翼の応力を低減することが求められていた。   However, in such a rotating body of a chip turbine fan, stress acting on the fan rotor blade may increase during rotation. Therefore, it is possible to reduce the stress on the fan rotor blade. It was sought after.

本発明は、このような要求に応じてなされたものであり、ファン動翼に作用する応力を低減することができるチップタービンファンの回転体を提供することを目的とする。   The present invention has been made in response to such a demand, and an object of the present invention is to provide a rotating body of a chip turbine fan that can reduce stress acting on a fan rotor blade.

一般的に、ファン動翼の外周側に設けられたチップシュラウドは、回転時に遠心力を受けるファン動翼を支持し、その内部で周方向の引張応力（フープ応力）を発生させることにより、ファン動翼に作用する応力の一部を分散する機能を有している。しかし、チップシュラウドの外周面にタービン動翼が設けられた回転体にあっては、このタービン動翼に高温の作動流体が供給されるため、チップシュラウドが高温となってしまう。高温となった場合、チップシュラウドは、熱膨張によって周方向に伸びようとするが、ファン動翼に支持され伸びることができないため、その内部で周方向の圧縮応力が発生してしまう。その結果、従来の回転体にあっては、フープ応力と圧縮応力とが打ち消しあうことによって、チップシュラウドの内部における周方向の引張応力、すなわちファン動翼の応力のうちチップシュラウドに分散される応力が減少してしまい、ファン動翼に作用する応力を十分に低減できない場合がある。   In general, a chip shroud provided on the outer peripheral side of a fan rotor blade supports the fan rotor blade that receives centrifugal force during rotation, and generates a tensile stress (hoop stress) in the circumferential direction inside the fan rotor blade. It has a function of dispersing a part of the stress acting on the rotor blade. However, in the rotating body in which the turbine rotor blade is provided on the outer peripheral surface of the tip shroud, a high-temperature working fluid is supplied to the turbine rotor blade, so that the tip shroud becomes hot. When the temperature becomes high, the chip shroud tends to extend in the circumferential direction due to thermal expansion, but it cannot be extended by being supported by the fan rotor blade, so that a compressive stress in the circumferential direction is generated therein. As a result, in the conventional rotating body, the hoop stress and the compressive stress cancel each other, so that the tensile stress in the circumferential direction inside the chip shroud, that is, the stress distributed to the chip shroud among the stresses of the fan blades. May decrease, and the stress acting on the fan rotor blade may not be sufficiently reduced.

ここで、本発明に係るチップタービンファンの回転体は、中心軸線周りに複数並設されるファン動翼と、内周側が複数のファン動翼の径方向外側の端部に固定されるリング状のチップシュラウドと、チップシュラウドの外周側で中心軸線周りに複数並設されるタービン動翼と、を備えるチップタービンファンの回転体であって、ファン動翼は、回転による遠心力が作用することによって径方向に伸張する伸張構造を有していることを特徴とする。   Here, the rotating body of the chip turbine fan according to the present invention includes a plurality of fan rotor blades arranged in parallel around the central axis, and a ring shape in which an inner peripheral side is fixed to a radially outer end portion of the plurality of fan rotor blades. Of the tip shroud and a plurality of turbine rotor blades arranged in parallel around the central axis on the outer peripheral side of the tip shroud, the fan rotor blade being subjected to centrifugal force by rotation It has the expansion | extension structure extended | stretched to radial direction by.

このチップタービンファンの回転体では、ファン動翼が、回転による遠心力が作用することによって径方向に伸張する伸張構造を有している。従って、回転時にファン動翼が径方向に伸張しようとすることによって、その伸張を支持しようとするチップシュラウドに、大きなフープ応力を作用させることができる。これによって、チップシュラウドが高温となって圧縮応力が発生したとしても、チップシュラウドの内部における周方向の引張応力、すなわちファン動翼の応力のうちチップシュラウドに分散される応力を十分に確保することができ、ファン動翼に作用する応力を低減することができる。   In the rotating body of this chip turbine fan, the fan rotor blade has an extending structure that extends in the radial direction when a centrifugal force due to the rotation acts. Therefore, when the fan rotor blades try to expand in the radial direction during rotation, a large hoop stress can be applied to the tip shroud that supports the expansion. As a result, even if the tip shroud becomes hot and compressive stress is generated, the tensile stress in the circumferential direction inside the tip shroud, that is, the stress that is distributed to the tip shroud among the stresses of the fan blades is sufficiently secured. And the stress acting on the fan rotor blade can be reduced.

本発明に係るチップタービンファンの回転体において、ファン動翼の周方向の断面中心が径方向に沿って連なることで形成されるスタッキングラインをＳ字状とすることによって、伸張構造が構成されていることが好ましい。ファン動翼のスタッキングラインをＳ字状とすることによって、ファン動翼をたわみ易くすることができ、回転時に、ファン動翼を容易に径方向へ伸張させることができる。   In the rotating body of the chip turbine fan according to the present invention, the extension structure is configured by forming the stacking line formed by connecting the circumferential cross-sectional centers of the fan rotor blades along the radial direction into an S shape. Preferably it is. By making the stacking line of the fan rotor blades into an S shape, the fan rotor blades can be easily bent and the fan rotor blades can be easily extended in the radial direction during rotation.

本発明に係るチップタービンファンの回転体において、スタッキングラインの径方向内側の曲がり幅が、径方向外側の曲がり幅よりも小さくなっていることが好ましい。スタッキングラインが曲がっていることにより、ファン動翼の回転時の周方向への変形に対しては、径方向外側の曲がり幅の影響よりも径方向内側の曲がり幅の影響の方が大きくなる。従って、スタッキングラインの径方向内側の曲がり幅を、径方向外側の曲がり幅よりも小さくすることによってファン動翼全体としてバランスをとり、スタッキングラインが曲がっていることによるファン動翼の周方向への変形の影響を小さくすることができる。   In the rotating body of the chip turbine fan according to the present invention, it is preferable that the bending width on the radially inner side of the stacking line is smaller than the bending width on the radially outer side. Since the stacking line is bent, the influence of the bending width on the inner side in the radial direction is larger than the influence of the bending width on the outer side in the radial direction with respect to the deformation in the circumferential direction when the fan rotor blade rotates. Accordingly, the entire width of the fan blade is balanced by making the bending width on the radially inner side of the stacking line smaller than the bending width on the outer side of the radial direction, and the circumferential direction of the fan blade by bending the stacking line. The influence of deformation can be reduced.

本発明に係るチップタービンファンの回転体において、ファン動翼の径方向外側の端部におけるスタッキングラインが、チップシュラウドの内周面に対して垂直となっていることが好ましい。径方向外側の端部のスタッキングラインをチップシュラウドの内周面に対して垂直とすることによって、当該端部付近のファン動翼に作用する応力を低減することができる。   In the rotating body of the chip turbine fan according to the present invention, it is preferable that the stacking line at the radially outer end of the fan rotor blade is perpendicular to the inner peripheral surface of the chip shroud. By making the stacking line at the radially outer end perpendicular to the inner peripheral surface of the tip shroud, the stress acting on the fan rotor blade near the end can be reduced.

本発明に係るチップタービンファンの回転体において、複数のファン動翼の径方向内側の端部は、中心軸線を取り囲むハブの外周面に固定されており、ファン動翼の径方向内側の端部におけるスタッキングラインが、ハブの外周面に対して垂直となっていることが好ましい。径方向内側の端部のスタッキングラインをハブの外周面に対して垂直とすることによって、当該端部付近のファン動翼に作用する応力を低減することができる。   In the rotating body of the chip turbine fan according to the present invention, the radially inner ends of the plurality of fan rotor blades are fixed to the outer peripheral surface of the hub surrounding the central axis, and the radially inner ends of the fan rotor blades It is preferable that the stacking line is perpendicular to the outer peripheral surface of the hub. By making the stacking line at the radially inner end perpendicular to the outer peripheral surface of the hub, the stress acting on the fan blade near the end can be reduced.

本発明によれば、ファン動翼に作用する応力を低減することができる。   According to the present invention, the stress acting on the fan rotor blade can be reduced.

以下、図面を参照して、本発明に係るチップタービンファンの回転体の好適な実施形態について詳細に説明する。   DESCRIPTION OF EMBODIMENTS Hereinafter, a preferred embodiment of a rotating body of a chip turbine fan according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

図１は、本発明の実施形態に係るチップタービンファンの斜視図であり、図２は、図１の一点鎖線で示す部分の拡大図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は周方向の断面図を示す。   1 is a perspective view of a chip turbine fan according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is an enlarged view of a portion indicated by a one-dot chain line in FIG. 1, (a) is a front view, and (b) is a circumferential view. A sectional view in the direction is shown.

チップタービンファンの回転体１は、例えば、航空機などに用いられ、エンジンやコンプレッサなどの供給装置（不図示）から供給された作動流体により回転することによって推進力を発生するものである。回転体１は、図１及び図２に示すように、中心軸線Ａ周りに複数並設されるファン動翼２と、ファン動翼２の径方向内側の端部２ａを支持するハブ３と、ファン動翼２の径方向外側の端部２ｂを支持するチップシュラウド４と、チップシュラウド４の外周面に複数並設されるタービン動翼６とを備えて構成されている。   The rotating body 1 of the chip turbine fan is used in, for example, an aircraft and generates propulsive force by rotating with working fluid supplied from a supply device (not shown) such as an engine or a compressor. As shown in FIGS. 1 and 2, the rotating body 1 includes a plurality of fan rotor blades 2 arranged around the central axis A, a hub 3 that supports an end portion 2 a on the radially inner side of the fan rotor blade 2, and A tip shroud 4 that supports the radially outer end 2 b of the fan rotor blade 2 and a plurality of turbine rotor blades 6 arranged in parallel on the outer peripheral surface of the tip shroud 4 are configured.

ハブ３は、中央位置に所定の出力軸（不図示）が挿入される貫通穴を有すると共に、その径方向外側には、ファン動翼２を支持するためのリング状の支持部材７が設けられている。この支持部材７の外周側のハブ面（外周面）３ａには、複数のファン動翼２の径方向内側の端部２ａが固定されている。   The hub 3 has a through hole into which a predetermined output shaft (not shown) is inserted at a central position, and a ring-shaped support member 7 for supporting the fan rotor blade 2 is provided on the outer side in the radial direction. ing. End portions 2 a on the radially inner side of the plurality of fan rotor blades 2 are fixed to a hub surface (outer peripheral surface) 3 a on the outer peripheral side of the support member 7.

ファン動翼２は、中心軸線Ａ周りに所定の間隔で複数並設される流線形の動翼であり、推進方向の前側から取り込んだ空気を回転によって加速させて、後方へ排出することによって推進力を得る機能を有している。このファン動翼２は、回転による遠心力が作用することによって径方向に伸張する伸張構造を有している。ファン動翼２の伸張構造の詳細な説明については後述する。   The fan rotor blades 2 are streamlined rotor blades arranged in parallel around the central axis A at a predetermined interval. The fan rotor blades 2 are propelled by accelerating the air taken from the front side in the propulsion direction by rotation and discharging the air backward. It has a function to gain power. The fan rotor blade 2 has an extension structure that extends in the radial direction when a centrifugal force due to rotation acts. Details of the extension structure of the fan rotor blade 2 will be described later.

チップシュラウド４は、複数のファン動翼２を中心軸線Ａ周りに取り囲むと共に、その内側のチップ面（内周面）４ａが複数のファン動翼２の径方向外側の端部２ｂに固定されるリング状の支持部材である。このチップシュラウド４は、回転時に遠心力を受けるファン動翼２を支持し、その内部で周方向の引張応力（フープ応力）を発生させることにより、ファン動翼２に作用する応力の一部を分散する機能を有している。   The tip shroud 4 surrounds the plurality of fan rotor blades 2 around the central axis A, and the inner tip surface (inner peripheral surface) 4a thereof is fixed to the radially outer ends 2b of the plurality of fan rotor blades 2. It is a ring-shaped support member. The tip shroud 4 supports the fan blade 2 that receives centrifugal force during rotation, and generates a tensile stress (hoop stress) in the circumferential direction within the tip shroud 4, thereby reducing a part of the stress acting on the fan blade 2. It has a function to distribute.

タービン動翼６は、チップシュラウド４の外周面に、中心軸線Ａ周りに所定の間隔で複数並設される流線形の動翼である、このタービン動翼６は、動翼同士の間に形成された隙間を流路として作動流体を通過させ、それぞれの動翼に作動流体を作用させることによって回転力を得る機能を有している。この回転に伴い、チップシュラウド４及びファン動翼２も回転する。なお、このタービン動翼６には高温の作動流体が供給されるため、タービン動翼６が固定されているチップシュラウド４も高温となる。   The turbine rotor blades 6 are streamlined rotor blades arranged in parallel at a predetermined interval around the central axis A on the outer peripheral surface of the tip shroud 4. The turbine rotor blades 6 are formed between the rotor blades. The working fluid is allowed to pass through the formed gap as a flow path, and the working fluid is applied to each rotor blade to obtain a rotational force. With this rotation, the tip shroud 4 and the fan rotor blade 2 also rotate. In addition, since a high temperature working fluid is supplied to the turbine blade 6, the tip shroud 4 to which the turbine blade 6 is fixed also becomes high temperature.

次に、図２〜４を参照して、ファン動翼２の伸張構造について詳細に説明する。図３は、ファン動翼を径方向から見た断面図であり、図４は、ファン動翼のスタッキングラインの形状を示す線図である。   Next, the extension structure of the fan rotor blade 2 will be described in detail with reference to FIGS. FIG. 3 is a cross-sectional view of the fan rotor blade as viewed from the radial direction, and FIG. 4 is a diagram showing the shape of the stacking line of the fan rotor blade.

ファン動翼２の伸張構造は、ファン動翼２の周方向の断面中心が径方向に沿って連なることで形成されるスタッキングラインをＳ字状とし、伸張し易い形状とすることによって構成されている。ここで、ファン動翼２のスタッキングラインについて詳細に説明する。図２に示すように、中心軸線Ａを中心とする所定の半径ｒｎの円弧面でファン動翼２を切断することによって周方向の断面ＣＦｎを形成すると、この断面ＣＦｎにおける断面中心Ｇｎが定まる（図３参照）。このようにして得られる断面と断面中心をファン動翼２の径方向内側の端部２ａから径方向外側の端部２ｂに亘り、すなわち、円弧面の半径を径方向に沿って半径ｒ１から半径ｒＮまで変化させながら複数の断面ＣＦ１〜ＣＦＮと断面中心Ｇ１〜ＧＮを形成する。そして、それらの断面ＣＦ１〜ＣＦＮの断面中心Ｇ１〜ＧＮが連なることによって形成される線分がスタッキングラインとして定められる。なお、本実施形態においては、中心軸線Ａの延在方向から見て、径方向内側の端部２ａにおける断面中心Ｇ１はファン動翼２の端部２ａの周方向の中心位置と一致しており、径方向外側の端部２ｂにおける断面中心ＧＮはファン動翼２の端部２ｂの周方向の中心位置と一致している。 The extension structure of the fan rotor blade 2 is configured by making the stacking line formed by connecting the circumferential cross-sectional centers of the fan rotor blade 2 along the radial direction into an S-shape and easily extending. Yes. Here, the stacking line of the fan rotor blade 2 will be described in detail. As shown in FIG. 2, to form a circumferential section CF n by cutting the fan blades 2 by an arc surface of a predetermined radius r n around the central axis A, the cross-sectional center G in the cross section CF n n is determined (see FIG. 3). Thus over the cross section and the cross-sectional center of the end portion 2b of the radially outward from the radially inner end portion 2a of the fan rotor blade 2 obtained, i.e., from a radius r 1 along a radius of the circular arc surface radially while changing to a radius r N to form a plurality of cross-sectional CF 1 ~CF N and the cross-sectional center G 1 ~G N. Then, the line segment formed by the cross-sectional center G 1 ~G N of their cross-section CF 1 ~CF N is contiguous is defined as a stacking line. In the present embodiment, when viewed from the extending direction of the central axis A, the cross-sectional center G 1 in the radially inner end portion 2a is consistent with the circumferential direction of the center position of the end portion 2a of the fan rotor blade 2 cage, the cross-sectional center G N in the radial outer end portion 2b is in agreement with the circumferential direction of the center position of the end portion 2b of the fan rotor blade 2.

上述のようにして取得されたスタッキングラインＳＬの形状を図４に示す。図４の線図の横軸は、断面中心Ｇ１と断面中心ＧＮとを結ぶ基準線ＢＬと一致しており、所定の断面中心Ｇｎの径方向の座標を示している。縦軸は、中心軸線の延在方向から見て基準線ＢＬと直交する方向における所定の断面中心Ｇｎの座標を示している。この縦軸は、ハブ３のハブ面３ａの断面中心Ｇ１の位置における接線と一致している。また、チップシュラウド４のチップ面４ａの断面中心ＧＮの位置における接線ＴＬは、縦軸と平行な直線となる。なお、図４において、縦軸の座標は横軸に比して百数十倍程度拡大されて示されている。 The shape of the stacking line SL obtained as described above is shown in FIG. The horizontal axis of the diagram of Figure 4 is consistent with the reference line BL that connects the cross-sectional center G 1 and the cross-sectional center G N, it indicates a radial coordinate of the predetermined sectional center G n. The vertical axis indicates the coordinates of a predetermined cross-sectional center Gn in a direction orthogonal to the reference line BL when viewed from the extending direction of the central axis. The vertical axis coincident with the tangent at the position of the cross-sectional center G 1 of the hub surface 3a of the hub 3. Also, the tangent TL at the position of the cross-sectional center G N of the chip surface 4a of the tip shroud 4 is a vertical axis and a straight line parallel. In FIG. 4, the coordinates of the vertical axis are shown enlarged about a hundred and ten times as compared with the horizontal axis.

図４に示すように、スタッキングラインＳＬは、径方向内側で極大値ＥＶｍａｘを有し、径方向外側で極小値ＥＶｍｉｎを有するようなＳ字状の形状をなしている。スタッキングラインＳＬの径方向外側の極値である極小値ＥＶｍｉｎの絶対値は、径方向内側の極値である極大値ＥＶｍａｘの絶対値よりも７倍程度大きくされている。これらの極値の値はスタッキングラインＳＬの曲がり幅を示しており、スタッキングラインＳＬの径方向内側の曲がり幅が、径方向外側の曲がり幅よりも小さくなっている。 As shown in FIG. 4, the stacking line SL has an S-shape that has a maximum value EV max on the radially inner side and a minimum value EV min on the radially outer side. The absolute value of the minimum value EV min that is the extreme value on the radially outer side of the stacking line SL is about seven times larger than the absolute value of the maximum value EV max that is the extreme value on the radially inner side. These extreme values indicate the bending width of the stacking line SL, and the bending width on the inner side in the radial direction of the stacking line SL is smaller than the bending width on the outer side in the radial direction.

更に、ファン動翼２の径方向外側の端部２ｂにおけるスタッキングラインＳＬは、チップシュラウド４のチップ面４ａに対して垂直となっている。具体的には、スタッキングラインＳＬの断面中心ＧＮの位置における接線が、縦軸と平行な接線ＴＬと垂直に交わっている。 Furthermore, the stacking line SL at the radially outer end 2 b of the fan rotor blade 2 is perpendicular to the tip surface 4 a of the tip shroud 4. Specifically, the tangent at the position of the cross-sectional center G N of the stacking line SL has intersects the longitudinal axis parallel to the tangent TL and vertical.

また、ファン動翼２の径方向内側の端部２ａにおけるスタッキングラインＳＬは、ハブ３のハブ面３ａに対して垂直となっている。具体的には、スタッキングラインＳＬの断面中心Ｇ１の位置における接線が、縦軸と垂直に交わっている。 In addition, the stacking line SL at the radially inner end 2 a of the fan rotor blade 2 is perpendicular to the hub surface 3 a of the hub 3. Specifically, the tangent at the position of the cross-sectional center G 1 of the stacking line SL has intersects the longitudinal axis perpendicularly.

上述のようなスタッキングラインＳＬは、例えばｓｉｎカーブにガウス曲線を乗じることによって得られ、具体的には（１）に示すような数式で得られる。なお、スタッキングラインＳＬは、中心軸線Ａの延在方向から見た場合は上述のようなＳ字状をなすが、中心軸線Ａと直交する方向から見た場合（図２における（ｂ）で示す方向）は直線となる。   The stacking line SL as described above is obtained, for example, by multiplying a sine curve by a Gaussian curve, and specifically obtained by a mathematical formula as shown in (1). The stacking line SL has an S shape as described above when viewed from the extending direction of the central axis A, but when viewed from a direction orthogonal to the central axis A (shown in FIG. 2B). Direction) is a straight line.

Figure 2009264189
Figure 2009264189

次に、本実施形態に係るチップタービンファンの回転体１の作用・効果について、図５及び図６を参照して説明する。   Next, the operation and effect of the rotating body 1 of the chip turbine fan according to the present embodiment will be described with reference to FIGS. 5 and 6.

図５は一般的な回転体のファン動翼に作用する応力を示す図である。また、図６はチップシュラウドの外周面にタービン動翼が設けられた回転体のファン動翼に作用する応力を示す図であり、（ａ）に従来の回転体を示し、（ｂ）に本発明の実施形態に係る回転体を示す。図６（ａ）に示す従来の回転体２０は、本実施形態に係る回転体１と同様な構成を有するチップタービンファン用の回転体であるが、回転体２０のファン動翼２１のスタッキングラインは、ファン動翼２１の径方向と直交するいずれの方向から見ても直線となるように構成されており、遠心力によって伸張する伸張構造を有していないものである。   FIG. 5 is a diagram showing stress acting on a fan rotor blade of a general rotating body. FIG. 6 is a diagram showing the stress acting on the fan rotor blade of the rotating body provided with the turbine rotor blade on the outer peripheral surface of the tip shroud. FIG. 6A shows a conventional rotating body, and FIG. 1 shows a rotating body according to an embodiment of the invention. A conventional rotating body 20 shown in FIG. 6A is a rotating body for a chip turbine fan having the same configuration as that of the rotating body 1 according to the present embodiment, but the stacking line of the fan rotor blades 21 of the rotating body 20 is used. Is configured to be a straight line when viewed from any direction orthogonal to the radial direction of the fan rotor blade 21, and does not have an expansion structure that expands by centrifugal force.

まず、図５（ａ）に示すように、ファン動翼５１の径方向外側にチップシュラウド５２が設けられ、タービン動翼が設けられていない一般的な回転体５０にあっては、回転時に遠心力によってファン動翼に応力Ｓが作用する。このような回転体５０では、図５（ｂ）に示すように、チップシュラウド５２がファン動翼５１を支持して、その内部で周方向の引張応力（フープ応力）Ｈを発生させることにより、ファン動翼５１に作用する応力の一部をチップシュラウド５２に分散させることができる。これによって、ファン動翼５１に作用する応力Ｓを低減することができる。   First, as shown in FIG. 5 (a), in a general rotating body 50 in which a tip shroud 52 is provided outside the fan rotor blade 51 in the radial direction and no turbine rotor blade is provided, the centrifugal rotor is rotated during rotation. A stress S acts on the fan rotor blade by the force. In such a rotating body 50, as shown in FIG. 5 (b), the tip shroud 52 supports the fan rotor blade 51 and generates a tensile stress (hoop stress) H in the circumferential direction therein. Part of the stress acting on the fan rotor blade 51 can be dispersed in the chip shroud 52. As a result, the stress S acting on the fan rotor blade 51 can be reduced.

しかし、図６（ａ）に示すように、チップシュラウド２２の外周面にタービン動翼２３が設けられている回転体２０にあっては、タービン動翼２３に高温の作動流体が供給されるため、チップシュラウド２２が高温となってしまう。高温となった場合、このチップシュラウド２２は、熱膨張によって周方向に伸びようとするが、ファン動翼２１に支持されて伸びることができないため、その内部で周方向の圧縮応力Ｃが発生してしまう。その結果、フープ応力Ｈと圧縮応力Ｃとが打ち消しあうことによって、チップシュラウド２２の内部における周方向の引張応力、すなわちファン動翼２１の応力のうちチップシュラウド２２に分散される応力が減少してしまい、ファン動翼２１に作用する応力を十分に低減できない場合がある。特に、フープ応力Ｈと圧縮応力Ｃの絶対値が同一となった場合は、チップシュラウド２２内に発生する応力が実質的に無くなり、チップシュラウド２２に分散されるはずの応力が全てファン動翼２１に作用してしまう可能性がある。   However, as shown in FIG. 6A, in the rotating body 20 in which the turbine rotor blade 23 is provided on the outer peripheral surface of the tip shroud 22, a high-temperature working fluid is supplied to the turbine rotor blade 23. The chip shroud 22 becomes hot. When the temperature becomes high, the tip shroud 22 tends to extend in the circumferential direction due to thermal expansion, but cannot be extended by being supported by the fan rotor blade 21, so that a circumferential compressive stress C is generated therein. End up. As a result, the hoop stress H and the compressive stress C cancel each other, so that the tensile stress in the circumferential direction inside the tip shroud 22, that is, the stress distributed to the tip shroud 22 among the stresses of the fan rotor blade 21 is reduced. Therefore, the stress acting on the fan rotor blade 21 may not be sufficiently reduced. In particular, when the absolute values of the hoop stress H and the compressive stress C are the same, the stress generated in the tip shroud 22 is substantially eliminated, and all of the stress that should be dispersed in the tip shroud 22 is completely removed. There is a possibility of acting on.

ここで、本実施形態に係るチップタービンファンの回転体１では、ファン動翼２が、回転による遠心力が作用することによって径方向に伸張する伸張構造を有している。従って、回転時にファン動翼２が径方向に伸張しようとすることによって、その伸張を支持しようとするチップシュラウド４に、大きなフープ応力Ｈを作用させることができる。これによって、チップシュラウド４が高温となって圧縮応力Ｃが発生したとしても、チップシュラウド４の内部における周方向の引張応力、すなわちファン動翼２の応力のうちチップシュラウド４に分散される応力を十分に確保することができ、ファン動翼２に作用する応力Ｓを低減することができる。   Here, in the rotating body 1 of the chip turbine fan according to the present embodiment, the fan rotor blade 2 has an extension structure that extends in the radial direction when a centrifugal force due to the rotation acts. Therefore, when the fan rotor blade 2 tries to expand in the radial direction during rotation, a large hoop stress H can be applied to the tip shroud 4 that supports the extension. As a result, even if the tip shroud 4 becomes hot and the compressive stress C is generated, the tensile stress in the circumferential direction inside the tip shroud 4, that is, the stress distributed to the tip shroud 4 among the stress of the fan rotor blade 2. It can be ensured sufficiently, and the stress S acting on the fan rotor blade 2 can be reduced.

また、ファン動翼２の形状がＳ字状のスタッキングラインＳＬを備えることによって、伸張構造が構成されているため、ファン動翼２をたわみ易くすることができ、回転時に、ファン動翼２を容易に径方向へ伸張させることができる。   In addition, since the fan rotor blade 2 is provided with the S-shaped stacking line SL, an extension structure is formed, so that the fan rotor blade 2 can be easily bent and the fan rotor blade 2 can be rotated during rotation. It can be easily extended in the radial direction.

また、スタッキングラインＳＬが曲がっていることにより、ファン動翼２の回転時の周方向への変形に対しては、スタッキングラインＳＬの径方向外側の曲がり幅による影響よりも径方向内側の曲がり幅による影響の方が大きくなる。従って、スタッキングラインＳＬの径方向内側の曲がり幅を径方向外側の曲がり幅よりも小さくすることによってファン動翼２全体としてバランスをとり、スタッキングラインＳＬが曲がっていることによるファン動翼２の周方向への変形の影響を小さくすることができる。   In addition, since the stacking line SL is bent, the bending width on the inner side in the radial direction is larger than the influence of the bending width on the outer side in the radial direction of the stacking line SL when the fan rotor blade 2 is deformed in the circumferential direction. The effect of is greater. Therefore, the fan rotor blade 2 as a whole is balanced by making the bending width on the inner side in the stacking line SL smaller than the bending width on the outer side in the radial direction, and the periphery of the fan rotor blade 2 due to the bending of the stacking line SL. The influence of deformation in the direction can be reduced.

また、ファン動翼２の径方向外側の端部２ｂにおけるスタッキングラインＳＬが、チップシュラウド４のチップ面４ａに対して垂直となっているため、端部２ｂ付近のファン動翼２に作用する応力を低減することができる。更に、ファン動翼２の径方向内側の端部２ａのスタッキングラインＳＬをハブ３のハブ面３ａに対して垂直とすることによって、端部２ａ付近のファン動翼２に作用する応力を低減することができる。   Further, since the stacking line SL at the radially outer end 2b of the fan rotor blade 2 is perpendicular to the tip surface 4a of the tip shroud 4, the stress acting on the fan rotor blade 2 near the end 2b. Can be reduced. Further, by making the stacking line SL at the radially inner end 2a of the fan rotor blade 2 perpendicular to the hub surface 3a of the hub 3, the stress acting on the fan rotor blade 2 near the end 2a is reduced. be able to.

本発明は、上述した実施形態に限定されるものではない。   The present invention is not limited to the embodiment described above.

例えば、本実施形態においては、中心軸線Ａの延在方向から見てスタッキングラインＳＬをＳ字状とすることによって伸張構造を構成しているが、中心軸線Ａと直交する方向（図２における（ｂ）の方向）から見てＳ字状としてもよく、あるいは斜めから見てＳ字状であってもよく、要は、ファン動翼２の径方向と直交する方向からみてＳ字状であればよい。   For example, in the present embodiment, the extension structure is configured by forming the stacking line SL in an S shape when viewed from the extending direction of the central axis A, but the direction perpendicular to the central axis A (( It may be S-shaped when viewed from the direction b), or may be S-shaped when viewed obliquely. In short, it may be S-shaped when viewed from the direction perpendicular to the radial direction of the fan rotor blade 2. That's fine.

また、スタッキングラインＳＬをＳ字状に構成するに限らず、スタッキングラインＳＬを曲げることによって、ファン動翼が遠心力で伸張しやすくなれば、どのような形状であってもよい。   Further, the stacking line SL is not limited to the S-shape, and any shape may be used as long as the fan rotor blades are easily extended by centrifugal force by bending the stacking line SL.

本発明の実施形態に係るチップタービンファンの斜視図である。1 is a perspective view of a chip turbine fan according to an embodiment of the present invention. 図１の一点鎖線で示す部分の拡大図であり、（ａ）は正面図、（ｂ）は周方向の断面図を示す。It is an enlarged view of the part shown with the dashed-dotted line of FIG. 1, (a) is a front view, (b) shows sectional drawing of the circumferential direction. 図２に示すファン動翼を径方向から見た断面図である。It is sectional drawing which looked at the fan rotor blade shown in FIG. 2 from radial direction. 図２に示すファン動翼のスタッキングラインの形状を示す線図である。It is a diagram which shows the shape of the stacking line of the fan rotor blade shown in FIG. 一般的な回転体のファン動翼に作用する応力を示す図である。It is a figure which shows the stress which acts on the fan rotor blade of a general rotary body. チップシュラウドの外周面にタービン動翼が設けられた回転体のファン動翼に作用する応力を示す図であり、（ａ）に従来の回転体を示し、（ｂ）に本発明の実施形態に係る回転体を示す。It is a figure which shows the stress which acts on the fan rotor blade of the rotary body by which the turbine rotor blade was provided in the outer peripheral surface of the chip shroud, (a) shows the conventional rotary body, (b) shows the embodiment of the present invention. The rotary body which concerns is shown.

符号の説明Explanation of symbols

１…チップタービンファンの回転体、２…ファン動翼、２ａ…径方向内側の端部、２ｂ…径方向外側の端部、３…ハブ、３ａ…ハブ面（外周面）、４…チップシュラウド、４ａ…チップ面（内周面）、６…タービン動翼、Ａ…中心軸線、Ｇｎ…断面中心、ＣＦｎ…断面、ＳＬ…スタッキングライン。 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Rotor of chip turbine fan, 2 ... Fan rotor blade, 2a ... Radial inner end part, 2b ... Radial outer end part, 3 ... Hub, 3a ... Hub surface (outer peripheral surface), 4 ... Chip shroud , 4a ... chip surface (inner peripheral surface), 6 ... turbine blade, A ... central axis, G n ... sectional center, CF n ... sectional, SL ... stacking line.

Claims (5)

中心軸線周りに複数並設されるファン動翼と、
内周側が複数の前記ファン動翼の径方向外側の端部に固定されるリング状のチップシュラウドと、
前記チップシュラウドの外周側で前記中心軸線周りに複数並設されるタービン動翼と、を備えるチップタービンファンの回転体であって、
前記ファン動翼は、回転による遠心力が作用することによって径方向に伸張する伸張構造を有していることを特徴とするチップタービンファンの回転体。 A plurality of fan blades juxtaposed around the central axis,
A ring-shaped tip shroud, the inner peripheral side of which is fixed to the radially outer ends of the plurality of fan rotor blades;
A plurality of turbine rotor blades arranged side by side around the central axis on the outer peripheral side of the chip shroud, and a rotating body of a chip turbine fan,
A rotating body of a chip turbine fan, wherein the fan rotor blade has an extension structure that extends in a radial direction when a centrifugal force due to rotation acts. 前記ファン動翼の周方向の断面中心が径方向に沿って連なることで形成されるスタッキングラインをＳ字状とすることによって、前記伸張構造が構成されていることを特徴とする請求項１記載のチップタービンファンの回転体。   2. The extension structure is configured by forming a stacking line formed by connecting the circumferential cross-sectional centers of the fan rotor blades along a radial direction into an S shape. Rotating body of chip turbine fan. 前記スタッキングラインの径方向内側の曲がり幅が、前記径方向外側の曲がり幅よりも小さくなっていることを特徴とする請求項２記載のチップタービンファンの回転体。   The rotating body of a chip turbine fan according to claim 2, wherein a bending width on the radially inner side of the stacking line is smaller than a bending width on the radially outer side. 前記ファン動翼の前記径方向外側の端部における前記スタッキングラインが、前記チップシュラウドの内周面に対して垂直となっていることを特徴とする請求項１〜３の何れか一項記載のチップタービンファンの回転体。   4. The stacking line at the radially outer end of the fan rotor blade is perpendicular to the inner peripheral surface of the tip shroud. 5. A rotating body of a chip turbine fan. 複数の前記ファン動翼の径方向内側の端部は、前記中心軸線を取り囲むハブの外周面に固定されており、
前記ファン動翼の前記径方向内側の端部における前記スタッキングラインが、前記ハブの前記外周面に対して垂直となっていることを特徴とする請求項１〜４の何れか一項記載のチップタービンファンの回転体。 The radially inner ends of the plurality of fan rotor blades are fixed to the outer peripheral surface of the hub surrounding the central axis,
The tip according to any one of claims 1 to 4, wherein the stacking line at the radially inner end of the fan rotor blade is perpendicular to the outer peripheral surface of the hub. Turbine fan rotor.
JP2008112842A 2008-04-23 2008-04-23 Rotator of chip turbine fan Pending JP2009264189A (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008112842A JP2009264189A (en) 2008-04-23 2008-04-23 Rotator of chip turbine fan

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008112842A JP2009264189A (en) 2008-04-23 2008-04-23 Rotator of chip turbine fan

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2009264189A true JP2009264189A (en) 2009-11-12

Family

ID=41390344

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008112842A Pending JP2009264189A (en) 2008-04-23 2008-04-23 Rotator of chip turbine fan

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP2009264189A (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116395133A (en) * 2023-04-13 2023-07-07 南京航空航天大学 Aircraft and tail rotor and duct tail rotor blade

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116395133A (en) * 2023-04-13 2023-07-07 南京航空航天大学 Aircraft and tail rotor and duct tail rotor blade
CN116395133B (en) * 2023-04-13 2024-05-14 南京航空航天大学 Aircraft and tail rotor and duct tail rotor blade

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6818423B2 (en) Shroud assembly and shroud for gas turbine engines
JP5145117B2 (en) Compressor housing
US20130164137A1 (en) Turbofan flow path trenches
JP2017115873A (en) Turbomachine and turbine nozzle therefor
JP2018509554A5 (en)
JP2005337251A (en) Rotor blade
JP2008057537A (en) Nozzle singlet for manufacturing nozzle segment used in turbine engine, and gas turbine engine
CN105888735B (en) Turbine arrangement
JP2009008086A (en) Device for cooling slot of turbomachine rotor disk
JP2007170389A (en) High pressure turbine disk hub with curved hub surface and method
US10465524B2 (en) Turbine blade
JP2015507126A (en) Turbomachine gear reduction structure support assembly
EP3575609B1 (en) System having machine and fan
JP2016211545A (en) Rotor blade having flared tip
JP2006250147A (en) Compressor
US20140169972A1 (en) Fan with integral shroud
KR20120112398A (en) An axial fan, fan rotor and method of manufacturing a rotor for an axial fan
CN104879317B (en) Fan propeller with bulged blading root
JP4946901B2 (en) Impeller structure
WO2016129628A1 (en) Turbine and gas turbine
JP2017053616A (en) Gas turbine components and methods of assembling the same
US20170074101A1 (en) Axial turbo machine
WO2017203917A1 (en) Rotating body and supercharger
JP2009264189A (en) Rotator of chip turbine fan
JP6012519B2 (en) Turbine and rotating machine equipped with the same