JP2011530038A - ターボ機械ブレードアタッチメント用振動減衰装置、関連ターボ機械、および関連エンジン - Google Patents

Abstract

本発明は、ブレード付きホイールのキャリアディスク（１）のポケット（２）に挿入可能なブレードルート（６）を備えるターボ機械ブレード用の振動減衰装置であって、前記ブレードルートと前記ポケットの保持壁（１４ａ、１４ｂ）との間に位置決めできる振動減衰装置に関する。前記装置は、硬質材料製層（８、１０）と粘弾性材料製層（９）とのアセンブリからなり、各々が２つの保持壁（１４ａ、１４ｂ）の一方に沿って挿入されることができる側方分岐部（７ａ、７ｂ）を形成する２つの部分を備える少なくとも１つのシム（７）を備え、２つの側方分岐部は、シム底部（７ｃ）を形成する硬質材料製の第３の部分によって一体部品を形成するように互いに結合される。上記装置は、少なくとも１つの粘弾性材料製層は、２つの硬質材料製層（８、１０）の間に位置決めされることを特徴とする。

Description

本発明は、ターボ機械、特に、ターボジェットエンジン、ターボプロップエンジン、または高速ファンを有するエンジン（「プロップファン」として知られている）などのガスタービンエンジンの分野に関する。本発明は、これらのエンジンのブレードアタッチメント用振動減衰装置を目的とする。

航空用ターボ機械は、複数のブレード付きロータ、すなわち、可動ブレードの周囲に取り付けられる回転ディスクからなる。これらのブレード付きロータは、設計において、回転時や空力的負荷時の機械的完全性の要件を満たさなければならないので、特に精度を要する部品である。これらの要件の全ての側面は、これらの構造物が静的に負荷されるということ、寿命の条件を考えて、これらの構造物が受ける振動の振幅が小さい状態で維持される必要があることを意味する。

ターボ機械の設計および開発は複数の分野を統合することを伴う、つまり、設計プロセスは反復プロセスであるということである。振動設計は、動作範囲における臨界モードの発生を避けるために行われる。振動振幅が測定されるエンジンテストを経て、設計サイクルの終わりに全体の有効性が確認される。場合によっては、同期もしくは非同期の強制応答の結果として、または不安定の結果として、高い誘導レベルが生じることがある。次に、設計は、特に、時間および費用がかかるプロセスであるかが見直されなければならない。

したがって、産業的観点から見た目的は、設計プロセスのできるだけ早い段階で必要な補正手段が取られるように、構造物の振動応答のレベルが何であるかを設計サイクルのできるだけ早い段階で予測することである。この部類に含まれる機械的減衰は、設計者が対処しなければならない重要な側面である。

圧縮機のエアフォイルの振動減衰は、これらのエアフォイルが特に、その長さが非常に長い場合に、特に振動現象の影響を受けやすいために細心の注意が必要な特有の問題である。したがって、この問題は、低圧圧縮機の第１の段のエアフォイルの場合、これがターボプロップ段のダクテッドロータでないブレード付きロータ、バイパスターボジェット段のダクテッドロータまたは「ファン」、あるいはプロップファンエンジンのアンダクテッドロータの場合に、特に深刻である。

また、プロップファンエンジンの場合は、この問題は特に厄介である。それは、一方でこれらのエアフォイルはファンに使用される最新のエアフォイルの半分の細さであり、そのために、フラッタ現象の影響をより受けやすく、また、２列の二重反転ファンがあることが、第１のファンが第２のファンに及ぼす後流作用のためにかなりの励振応力を生成してしまうためである。２列の二重反転ファンの振動モード間を、これらを支持する構造物（エンジンに悪影響を及ぼす場合もある）によって結合する形が見られる場合もある。さらに、プロップファンは、ダクテッドファンとは違って、エンジンが入射角を取るとき、特に航空機が離陸を始めるときに生じる１Ｐ負荷として知られている負荷の影響を受けやすい。これらの局面では、プロップファンのエアフォイルは、その角度位置に応じて空気流の入射角は変化するので均一な入射角の空気流を受けず、したがって、エンジンの速度と同期する特定の励振を受ける。

従来、エアフォイルは、ピン型アタッチメントタイプのアセンブリによって、つまり、ブレードルートを形成する球状部が摺入する開口キャビティによって、圧縮機のディスクに取り付けられる。これらのキャビティは、ディスクに切り込まれたもので、ブレードルートの対応する面が支承する保持壁を有する。

米国特許第６１０２６６４号明細書 米国特許第５２４０３７５号明細書 欧州特許第２０１４８７３号明細書

ブレードの振動を低減するための装置が考案されてきた。一例は、ＮＡＳＡの特許である米国特許第６１０２６６４号明細書に記載されている装置であり、この装置は、ディスク内のキャビティの保持壁と接触するブレードルートの対応する面に粘弾性材料を接着することを伴う。この技術では、ファンまたはプロップファンのブレードの製造方法に変更を加える必要がある、また既存のブレードの改造に適さないという欠点がある。また、減衰装置の劣化が見られた場合に、ここで提案されたような減衰装置がブレードと切り離される構造とは違って、ブレード全体を取り換えなければならないという欠点もある。

先行技術の別の技術は、キャビティの表面とブレードルートの球状部の表面との間にシムを挿入することを伴う。このようなシムは、Ｇｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙの特許である米国特許第５２４０３７５号明細書に記載されており、低摩擦係数を有するリン青銅製の２つの層間に挟まれたオーステナイト鋼の層とサンドイッチとして組み立てられた複数の金属層の形をとる。しかしながら、上記特許は、接触する部品の摩耗を防ぐことを目的としており、エアフォイルの振動応力に耐える能力にはあまり影響を与えない。

本出願人の特許である欧州特許第２０１４８７３号明細書は、硬質層と弾性材料製層とを交互に有するシムを記載している。

ピン型アタッチメントによってディスクに保持される航空機エンジンのブレードの振動減衰を改善することが、本発明の目的である。

この目的を達成するために、本発明の主題は、エアフォイルおよび、ブレード付きロータを支持するディスク内のキャビティに挿入可能なブレードルートを備えるターボ機械ブレード用の振動減衰装置で、前記装置は、前記ブレードルートと前記保持キャビティの壁との間で、ブレードルートとキャビティとの間の動作時に生じる接触領域に位置決めされることができ、硬質材料製層と粘弾性材料製層とのアセンブリからなる少なくとも１つのシムを備え、少なくとも１つの粘弾性材料製層は、２つの硬質材料製層の間に位置決めされ、シムは、各々が２つの保持壁の一方に沿って挿入されることができる側方分岐部を形成する２つの部分を備え、２つの側方分岐部は、シム底部を形成する硬質材料製の第３の部分によって一体部品を形成するように結合される振動減衰装置であって、前記シム底部は、取り付けた後にブレードルートの上流側端部または下流側端部にくるように、側方分岐部に対して位置決めされることを特徴とする。

粘弾性材料製の少なくとも１つの層と硬質材料製の２つの層とを備える層状シムを挿入することで、シムが引き起こすエネルギーの散逸によって、ブレードの振動減衰を大きくすることができる。このことで、ブレードの振動モードをより低い周波数に移すことができ、ひいては、エンジンのアイドル回転数以下にすることができる。シム底部を形成する部分をブレードルートの上流側または下流側に位置決めすることで、シム底部とキャビティの底部さらにはブレードルートとの接触により生じる恐れのあるいかなる干渉も介在せずに、確実に側方分岐部が保持壁と接触して最適に位置決めされる。このことで、確実に、側方壁を構成する層の相対変位が阻害されず、こうして、これらの側方壁が減衰機能を十分に果たすことができる。

好適な実施形態によれば：
−シムは、３より大きい奇数の層で、硬質材料製層と交互に続く粘弾性材料製層のアセンブリからなり、最外層は硬質材料製である。
−粘弾性材料の特性は層によって異なる。
−硬質材料の特性は層によって異なる。
−シム底部は、側方分岐部の硬質材料製層の１つと一体構造をなす。
−シムは、折り目によって互いに分割された３つの連続セグメントからなる平面部品から得られ、シム底部を形成するセグメントは側方分岐部を形成する２つのセグメントの間に位置決めされる。

本発明の別の主題は、ブレード付きロータを支持する少なくとも１つのディスクを備えるターボ機械で、上述したような振動減衰装置の挿入を介して、ブレードがディスクのキャビティに挿入されるターボ機械である。

好適な実施形態によれば：
−ファンを備えるガスタービンエンジンのファン段のディスクは、上述した振動減衰装置を備える。
−プロップファンエンジンのアンダクテッドファンを担持する少なくとも１つの段のディスクは、上述した振動減衰装置を備える。

他の特徴、および利点は、添付の図面を参照し、以下の本発明の様々な例示的な実施形態の説明から明らかである。

ピン型アタッチメント技術を使用する圧縮機ディスクの断面図である。 可変ピッチファンのブレードの場合のキャビティの斜視図である。 先行技術のディスクのキャビティ内にブレードを保持するための装置の断面図である。 圧縮応力を受けた状態の本発明の一実施形態のシムを構成する材料の断面図である。 せん断応力を受けた状態の本発明の一実施形態のシムを構成する材料の断面図である。 本発明の一実施形態のシムが曲げられた形状になる前の平面図である。 本発明の一実施形態のシムが曲げられた形状になった後の正面図である。 本発明の一実施形態のシムが曲げられた形状になった後の上から見た断面図である。 ディスクのキャビティを介してブレードを保持するための装置およびキャビティとブレードルートとの間に挿入された本発明の一実施形態のシムを示す断面図である。 ディスクのキャビティ内の定位置にあるブレードおよびブレードルート、および本発明の一実施形態のシムの断面図であって、負荷が伝達される様子および関連する移動の方向を示す図である。

図１を参照すると、ターボ機械の圧縮機のディスク１を示し、その周囲は、全周囲にわたって均一に分布されるキャビティ２が切り込まれている。図２は、可変ピッチエンジン用のピン型アタッチメントを示し、キャビティ２は円筒状部品３から切り取られ、ディスク１によって保持され回転自在に装着されるピボット４における円筒状部品の下端で終わる。キャビティ２は、ブレードが入るように半径方向に外側に向かって開口し、エンジンの作動中にブレードを保持するための２つの保持壁１４を有する。図３は、球状またはダブテール状のブレード５のルート６がディスク１の１つのセグメントのキャビティ２に挿入された状態を示す図である。

図４を参照すると、圧縮機ブレード５のルート６と対応するディスク１のキャビティ２の保持壁１４ａ、１４ｂとの間に挿入できるシム７を形成するための層状材料を示している。図示された例では、層状材料は、３つの積層からなり、一緒に固定される。これらの層は、２つの最外層８、１０については、例えば、金属材料などの硬質材料から作られ、中間層９については、粘弾性材料から作られる。

粘弾性は、固体または液体の特性であり、変形されたときに、機械的エネルギーを同時に散逸および蓄積することにより粘性および弾性の両方の挙動を示す。

硬質材料の等方性または異方性の弾性特性は、エンジンの動作の所望の温度範囲および周波数範囲において、粘弾性材料の等方特性または異方特性より大きくなるように選択される。非限定的な例として、硬質層の材料は、金属材料または複合タイプの材料とすることができ、粘弾性層の材料は、エラストマー、ゴム、シリコーン、ポリマー、ガラスまたはエポキシ樹脂タイプの材料とすることができる。

層の数の３は単なる目安であり、一連の硬質層と粘弾性層とがあり、かつ最外層が硬質材料製であれば、この数はそれより多くすることも可能である。層の数は、第一に利用可能なスペース、第二にシム７が所望の減衰を達成するために必要な硬性および粘性に応じて決められる。用途に応じて、粘弾性材料製層と硬質材料製層とは、同じサイズにしてもよいし、異なるサイズにしてもよい。シムが粘弾性材料製の複数の層を備える場合、これらの層は全て同じ機械的特性を有してもよいし、あるいは、異なる機械的特性を有してもよい。同様に、硬質材料製の層は全て同じ機械的特性を有してもよいし、あるいは、異なる機械的特性を有してもよい。

図４では、層状材料は圧縮応力を受けるが、それによる変形はあまりない。一方、図５では、層状材料はせん断応力を受けて、横方向の移動が見られ、粘弾性材料製の層９はその移動を可能にするように変形する。関連する変形によって、ブレード５の移動によって伝達されるエネルギーの一部が散逸されて、このブレードの振動モードを変更することができる。

図６は、しかるべき形状になる前の本発明のシムの最外層の１つで、２つの折り目１１、１２によって互いに分割された３つの直線状の連続セグメントで構成されたストリップからなる最外層の１つを示す。図７は、折り目１１、１２に沿って曲げられた後の本発明のシムの正面図であり、図８は、線ＶＩＩＩ−ＶＩＩＩに沿った上からの断面図である。図示された実施形態では、シムの最も外側の２つのセグメント７ａ、７ｂのみが層状構造を有し、２つの折り目１１、１２の間に位置する第３のセグメント７ｃは、層をなさずに、硬質材料製の単一層として製造されている。製造の簡略化の理由から、第３のセグメント７ｃは、折り目の内側に位置決めされる最外層１０を連続させて製造される。別の実施形態では、第３のセグメント７ｃは、折り目の外側に位置決めされる最外層８を連続させて製造される場合もあり、または装置がこのような中間層を含む場合には、硬質材料製の中間層の１つを連続させて製造される場合もある。

この構造では、シムは、上から見たときに、略Ｕ字型であるが、Ｕ字の２つの側方分岐部７ａ、７ｂは、Ｕ字の対称面に平行な直線を中心とした回転によって、この対称面に対して傾斜している。シム７ｃの底部を形成するＵ字の基部は、この対称面に垂直であり、シム７の２つの側方分岐部と結合される部分である。この基部は、ブレード５に対して、空気がエンジン内を流れる方向に対してブレード５のルート６の上流側端部または下流側端部に位置決めされる。

図９は、圧縮機のディスク１のキャビティ２内の定位置にあるシム７の２つの部分を示す。２つの分岐部７ａ、７ｂは、ブレード５のルート６の上壁１３ａ、１３ｂとキャビティ２の保持壁１４ａ、１４ｂとの間に置かれる。粘弾性材料製層が平らであるために、また粘弾性材料製層が平らな硬質材料製層間で保持されるために、粘弾性材料製層は、ブレードから保持壁１４ａ、１４ｂに遠心力が伝達されることによる圧縮の影響下での変形がほとんどない。その一方で、粘弾性材料製層は、層の面において変形される能力は維持する。

ブレードが回転し始めると、シム７は、最初に、圧縮機の回転によりブレードルート６に印加される遠心力のために圧縮され、次に、保持壁１４ａ、１４ｂがキャビティ２の中心を通る半径方向となす角度に応じたせん断力を受ける。このせん断応力下で、粘弾性材料製層９は変形し、ブレードルート６と接触する２つの分岐部７ａ、７ｂの硬質材料製層１０は半径方向外側に移動する。エンジン速度が一定値に達した後、振動応力が無い状態で、シム７はこの変形した位置での固定状態を維持する。

図１０は、シム７がブレード５の撓み振動時、つまり、エンジンの回転軸に沿ったブレードの移動時に受ける負荷を示している。ブレード５のルート６は、キャビティ２の中心軸と同一直線上の軸を中心とした回転運動で駆動され、さらにせん断力がシム７の側方分岐部７ａ、７ｂに印加される。ブレード５が図１０で示された方向に移動した場合、右側の分岐部７ｂではせん断力は増大され、左側の分岐部７ａではせん断力は低減されることになる。次に、撓み振動がブレード５を反対方向に戻す傾向があり、そのために、分岐部７ｂではせん断力は低減され、分岐部７ａではせん断力は増大される。粘弾性材料においてこの撓みが引き起こす前後運動により、振動エネルギーは散逸され、所望の減衰効果が得られる。

シム底部７ｃを位置決めすることで、このシムが側方分岐部７ａ、７ｂの移動を妨げるのを防ぎ、また、シム底部がブレードのルート６またはキャビティ２の底部と接触する場合、これらの分岐部で寄生張力が生じることに留意されたい。

発明は特定の一実施形態に関して説明されているが、本発明の範囲内であれば、説明した手段の全ての技術的等価物およびその組み合わせを含むことは明らかである。

Claims (9)

1. エアフォイル（５）および、ブレード付きロータを支持するディスク（１）内のキャビティ（２）に挿入可能なブレードルート（６）を備えるターボ機械ブレード用の振動減衰装置にして、前記装置が、前記ブレードルートと前記ルート保持キャビティの壁（１４ａ、１４ｂ）との間で、ブレードルート（６）とキャビティ（２）との間の動作時に生じる接触領域に位置決めされることができ、硬質材料製層（８、１０）と粘弾性材料製層（９）とのアセンブリからなる少なくとも１つのシム（７）を備え、少なくとも１つの粘弾性材料製層（９）が、２つの硬質材料製層（８、１０）の間に位置決めされ、シム（７）は、各々が２つの保持壁（１４ａ、１４ｂ）の一方に沿って挿入されることができる側方分岐部（７ａ、７ｂ）を形成する２つの部分を備え、２つの側方分岐部が、シム底部を形成する硬質材料製の第３の部分（７ｃ）によって一体部品を形成するように結合される振動減衰装置であって、前記シム底部が、取り付けた後にブレードルート（６）の上流側端部または下流側端部にくるように、側方分岐部（７ａ、７ｂ）に対して位置決めされることを特徴とする、振動減衰装置。
2. シム（７）が、３より大きい奇数の層で、硬質材料製層と交互に続く粘弾性材料製層（９）のアセンブリからなり、最外層（８、１０）が硬質材料製である、請求項１に記載の振動減衰装置。
3. 粘弾性材料の特性が層によって異なる、請求項２に記載の振動減衰装置。
4. 硬質材料の特性が層によって異なる、請求項１から３のいずれか一項に記載の振動減衰装置。
5. シム底部（７ｃ）が、側方分岐部（７ａ、７ｂ）の硬質材料製層（８、１０）の１つと一体構造をなす、請求項１から４のいずれか一項に記載の振動減衰装置。
6. シム（７）が、折り目（１１、１２）によって互いに分割された３つの連続セグメントからなる平面部品から得られ、シム底部（７ｃ）を形成するセグメントが側方分岐部（７ａ、７ｂ）を形成する２つのセグメントの間に位置決めされる、請求項５に記載の振動減衰装置。
7. ブレード付きロータを支持する少なくとも１つのディスク（１）を備えるターボ機械であって、請求項１から６のいずれか一項に記載の振動減衰装置の挿入を介して、ブレードルート（６）がディスク（１）のキャビティ（２）に挿入されるターボ機械。
8. ファンを備えるガスタービンエンジンであって、ファン段のディスク（１）が請求項１から６のいずれか一項に記載の装置を備えた、ガスタービンエンジン。
9. アンダクテッドファンを担持する少なくとも１つの段のディスク（１）が、請求項１から６のいずれか一項に記載の装置を備えた、プロップファンエンジン。

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