JP6869174B2 - ファンロータ、アセンブリ、および飛行機ターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン - Google Patents
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Description
上流側に沿って前縁および下流側に沿って後縁を有するブレードと、
ターボ機械のディスクの溝に係合されるべき根元であって、ブレードよりもさらに内方に半径方向に位置しており、前記半径方向の伸び方向に対して横方向に上流端部および下流端部を有し、(翼に属するかまたは属しない)翼間内側プラットフォームが、ターボ機械において循環されるべきガスの流れのために保有されるダクトの半径方向内側限界を画定するように、根元とブレードとの間に半径方向に同様に延在している、根元と
を有する、ターボ機械の翼、または翼/プラットフォームアセンブリであって、
ブレードの前縁のまたは後縁の前記半径方向内側端部が、根元の上流、または下流端部よりもさらに下流に、または上流に位置するように、各翼において、根元の上流端部および下流端部のうちの少なくとも1つが、根元と翼間内側プラットフォームとの間に半径方向に中間の、かつ下流、または上流陥凹部を有する結合ゾーン(またはブレードシャンク)の上流縁部または下流縁部によってブレードの前縁の、または後縁の半径方向内側端部に結合されていることを特徴とする、ターボ機械の翼、または翼/プラットフォームアセンブリを提案する。
応力流れがブレードシャンクの局所応力を低減するために大きな横断面を通過させられるばかりでなく、応力流れは上流接触ゾーンによってできる限り拡散もされることになる。
翼の伸びの前記半径方向に、自由(半径方向内側)端に向かってラッパ状に広がるスパンを有し、
この方向に、スパンの起点と自由端との間の距離(R)を備え、
伸びの前記半径方向に垂直な、根元の上流端部と、ブレードの前縁の前記半径方向内側端部もしくはブレードと根元との間の結合ゾーンの前記陥凹部の下流端部のどちらかとの間の距離(L)を備え、
Lが、2Rよりも小さいかまたはこれに等しい
ことをむしろ選ぶことができるであろう。
上流側において、根元の前記軸線方向端縁が延在する軸線に垂直な上流面を画定するように根元の上流端部を
さらに提供することによって、
この根元の上流端部に面する、強い軸線方向当接が確保されることになる。
半径方向および軸線方向は、それぞれ、翼の延長部分の方向10を、および根元18が(ロータの回転軸Aに対して平行に)係合される溝20の向きを指し、根元は、溝20の軸線に平行に係合されるべき内側軸線方向端縁19(または半径方向内側自由端)を(内側に向かって半径方向に)有することが特定され、
内側のおよび外部の(それぞれEXTおよびINT、図1、図2を参照されたい)は、翼の延長部分の方向10に沿った位置を指し、根元18は内側に向かい、ブレード13は外側に向かい、
上流のおよび下流の(それぞれAMおよびAV、図1から図3を参照されたい)は、軸線方向Aに沿った位置を指す。
かつ(半径方向に)このゾーンのその全長にわたって(およびしたがって、内部プラットフォームと同じ高さまで結合部から根元の方に)位置するように、根元の上流または下流端部が、上流端部および/または下流端部において、前記下流または上流陥凹部によって根元と翼間内側プラットフォーム(16’または16”)との間の前記結合ゾーン47’、47”の半径方向内側部の上流または下流縁部に、半径方向外部に結合されることは(特に質量にとって、なおまた作り出される形状が上流および下流で異なる場合はバランスにとって)有利であることになる。
関係している翼の伸びの前記半径方向10に、そのスパンゾーンが、(図3における19’などの)自由端に向かってラッパ状に広がり、
この方向に、スパン(図3、図4における180’、180”)の起点と自由端(19’または19”)との間の距離Rを備え、
かつ、前記半径方向の伸び方向10に垂直な、根元の上流端部と、ブレードの前縁の前記半径方向内側端部(図2、図4における455’、455”)もしくはブレードと根元との間の前記結合ゾーンの陥凹部(49’、49”)の下流端部のどちらかとの間の距離Lを備え(図3を参照されたい)、
その場合、Lは、2Rよりも小さいかまたはこれに等しい
ことがこの点に関して提案されることが、再び留意されるであろう。
Claims (10)
- ターボ機械のファンロータであって、ファンロータは、
それぞれが根元(18’、18”)を有する、翼(12’、12”)と、
回転軸を有するディスク(14、56)と
を有し、ディスク(14、56)が、翼の根元(18’、18”)が係合される、実質的に軸方向の溝(20、58)を、外周に有し、
各翼(12’、12”)が、上流側および下流側を有し、
各翼(12’、12”)が、翼の伸びの半径方向(10)に、
上流側に沿って前縁および下流側に沿って後縁を有するブレード(13’、13”)と、
翼よりもさらに内方に半径方向に位置しており、半径方向の伸び方向(10)に対して横方向に上流端部および下流端部を有する、前記根元(18’、18”)と、
根元(18’、18”)とブレード(13’、13”)との間に半径方向に同様に位置している翼間内側プラットフォーム(16)と、
を有し、
ファンロータはさらに、
ディスクのフランジ(66)に対して軸線方向に当接している環(86)と、
環(86)に対して当接によって回転固定されたプレート(74)であって、ディスク(56)の環状溝に取り付けられたプレート(74)と
を有し、
ブレードの前縁の半径方向内側端部(430’、430”)が、根元の上流端部よりもさらに下流に位置するように、根元の上流端部(450’、450”)が、根元(18’、18”)と翼間内側プラットフォーム(16)との間で半径方向に中間の、結合ゾーン(47’、47”)の上流縁部によってブレードの前縁(431’、431”)の前記半径方向内側端部に結合され、前記結合ゾーンは、下流に向かう凹部を画定する陥凹部(49’、49”)を有し、
前記半径方向(10)において、前記結合ゾーン(47’、47”)の上流縁部から前記ブレードの自由端に向かって、前記ブレードの前縁(431’、431”)は、凸形状が続く凹形状(433’、433”)を有し、
各根元の上流端部(450’、450”)は、プレート(74)に対して軸線方向に当接することを特徴とする、ファンロータ。 - 前記結合ゾーン(47’、47”)の上流縁部が、凹状である形状を有する、請求項1に記載のファンロータ。
- ブレードと根元との間の結合ゾーン(47’、47”)の上流縁部が、或る半径を有する形状を有する、請求項1または請求項2に記載のファンロータ。
- 前記ブレードの後縁が、凸形状を有し、前縁の凸形状(453’、453”)が、後縁の凸形状(459’、459”)よりもより膨らんでいる、請求項1から3のいずれか一項に記載のファンロータ。
- 翼の伸びの前記半径方向(10)に、自由端(19’)に向かってラッパ状に広がるスパン(180’、180”)と、
前記半径方向に、スパン(180’、180”)の起点と自由端(19’)との間の距離(R)と、
伸びの前記半径方向(10)に垂直な、根元(18’、18”)の上流端部(450’、450”)と、ブレードの前縁の前記半径方向内側端部(430’、430”)もしくはブレード(13’、13”)と根元(18’、18”)との間の前記結合ゾーンの上流陥凹部(49’、49”)の下流端部のどちらかとの間の距離(L)と、
を有し、
Lが、2Rよりも小さいかまたはこれに等しい、
請求項1から4のいずれか一項に記載のファンロータ。 - 前記半径方向(10)に対して横方向に、根元の上流端部が、全長にわたって前記結合ゾーン(47’、47”)の前記上流縁部(491’、491”)よりもさらに上流に位置しているように、根元の上流端部(451’、451”)が、半径方向外方で、下流に向かう凹部を画定する前記陥凹部(49’、49”)によって、根元(18’、18”)と翼間内側プラットフォーム(16)との間の前記結合ゾーン(47’、47”)の半径方向内側部分の上流縁部(491’、491”)に、結合されることを特徴とする、請求項1から5のいずれか一項に記載のファンロータ。
- 各翼(12’)が、根元(18’、18”)、上流側および下流側を有し、翼の伸びの半径方向(10)に、
上流側に沿って前縁および下流側に沿って後縁を有するブレード(13”)、ならびに
ターボ機械のディスクの溝に係合されるべき根元(18”)であって、ブレードよりもさらに内方に半径方向に位置しており、上流端部を有する、根元(18”)
を有する、ターボ機械の翼と、
それぞれ2つの連続する翼の間に挿入され、これらの翼の根元(18”)とブレード(13”)との間の中間レベルに半径方向に面する、翼間内側プラットフォーム(16”a)と、
を備える、アセンブリであって、ディスク(14、56)は、回転軸を有し、翼の根元(18’、18”)が係合される、実質的に軸方向の溝(20、58)を、外周に有し、
アセンブリはさらに、
ディスクのフランジ(66)に対して軸線方向に当接している環(86)と、
環(86)に対して当接によって回転固定されたプレート(74)であって、ディスク(56)の環状溝に取り付けられたプレート(74)と
を有し、
各翼において、根元の上流端部(450”)が、根元(18”)と翼間内側プラットフォーム(16”a)との間に半径方向に中間の、結合ゾーン(47”)の上流縁部によってブレードの前縁(431”)の半径方向内側端部に結合され、前記結合ゾーンは、下流に向かう凹部を画定する陥凹部(49”)を有し、したがって、ブレードの前縁の前記半径方向内側端部が、根元の上流端部よりもさらに下流に位置しており、
前記半径方向(10)において、前記結合ゾーン(47’、47”)の上流縁部から前記ブレードの自由端に向かって、前記ブレードの前縁(431’、431”)は、凸形状(453’、453”)が続く凹形状(433’、433”)を有し、
各根元の上流端部(450’、450”)は、プレート(74)に対して軸線方向に当接することを特徴とする、アセンブリ。 - 各内側プラットフォーム(16’、16”a)が、上流端部を有し、対応するブレードのどちら側にも側方に延在し、したがって、プラットフォームが、ターボ機械において循環されるべきガスの流れ(21、144)に対して半径方向内側限界を一緒に画定し、各翼の根元の上流端部(450’、450”)が、各内側プラットフォームの上流端部(160’)よりもさらに上流に位置している、請求項1から6のいずれか一項に記載のファンロータ。
- 前記翼のうちの1つの根元が、内側に向かって半径方向に、これを受け入れる溝(20、58)の軸線に平行な軸線方向端縁(19’、19”)を有し、
上流側において、根元の上流端部(450’、450”)が、根元の前記軸線方向端縁が延在する軸線に垂直な上流端面を画定する、
請求項8に記載のファンロータ。 - 請求項7のアセンブリ、または請求項1から6、8から9のいずれか一項に記載のファンロータ(100、100’)を備えることを特徴とする、飛行機ターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン。
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Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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GB1419381A (en) | 1972-03-09 | 1975-12-31 | Rolls Royce | Fan for gas turbine engines |
US4265595A (en) * | 1979-01-02 | 1981-05-05 | General Electric Company | Turbomachinery blade retaining assembly |
FR2502690B1 (fr) * | 1981-03-27 | 1985-09-13 | Snecma | Dispositif de verrouillage d'aubes de soufflante et de fixation de capot avant d'un turboreacteur |
US4453890A (en) | 1981-06-18 | 1984-06-12 | General Electric Company | Blading system for a gas turbine engine |
FR2508541B1 (fr) | 1981-06-25 | 1985-11-22 | Snecma | Dispositif d'amortissement d'aubes de turbomachines, notamment de soufflantes |
FR2524932A1 (fr) * | 1982-04-08 | 1983-10-14 | Snecma | Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine |
US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
US4872812A (en) * | 1987-08-05 | 1989-10-10 | General Electric Company | Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus |
US5435694A (en) * | 1993-11-19 | 1995-07-25 | General Electric Company | Stress relieving mount for an axial blade |
US6328533B1 (en) | 1999-12-21 | 2001-12-11 | General Electric Company | Swept barrel airfoil |
JP3864157B2 (ja) * | 2003-12-05 | 2006-12-27 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型タービンホイール |
US7252481B2 (en) * | 2004-05-14 | 2007-08-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Natural frequency tuning of gas turbine engine blades |
FR2918409B1 (fr) * | 2007-07-05 | 2011-05-27 | Snecma | Partie tournante de turbomachine comprenant des secteurs inter-aubes formant plateforme rapportes fixement sur un disque |
FR2931871B1 (fr) * | 2008-05-29 | 2011-08-19 | Snecma | Rotor de soufflante pour une turbomachine. |
US8419370B2 (en) * | 2009-06-25 | 2013-04-16 | Rolls-Royce Corporation | Retaining and sealing ring assembly |
US8435006B2 (en) * | 2009-09-30 | 2013-05-07 | Rolls-Royce Corporation | Fan |
CN103850751A (zh) * | 2012-12-06 | 2014-06-11 | 武隆县驰锐轮胎销售部 | 一种磁场静化抗磨剂补给机油隔 |
RU144424U1 (ru) * | 2014-04-22 | 2014-08-20 | Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") | Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя |
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