JPH04292501A - 応力除去動翼取付けスロット - Google Patents
応力除去動翼取付けスロットInfo
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- JPH04292501A JPH04292501A JP3260423A JP26042391A JPH04292501A JP H04292501 A JPH04292501 A JP H04292501A JP 3260423 A JP3260423 A JP 3260423A JP 26042391 A JP26042391 A JP 26042391A JP H04292501 A JPH04292501 A JP H04292501A
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Classifications
-
- 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
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
- F05D2250/71—Shape curved
- F05D2250/711—Shape curved convex
-
- 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
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- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】本発明はターボ機械に関し、特に
ターボ機械で用いるロータ組立体に関する。
ターボ機械で用いるロータ組立体に関する。
【0002】
【従来の技術】ターボ機械、例えば、ガスタービンエン
ジンのロータ組立体は複数列のロータディスクで構成さ
れ、各ディスクにはその周囲に配列した動翼が取付けら
れている。動翼をディスクに取付ける代表的な方法は、
横入れ形ダブテールスロットを設け、それらに動翼のダ
ブテール根部を滑り込ませそして係止する。エンジン運
転中、遠心荷重により相対的な滑り運動が動翼ダブテー
ルとディスクダブテールスロットとの間に生じる。遠心
荷重によりディスク外径が大きくなるので、動翼は半径
方向外方に滑り得る。この動翼荷重と滑動とに関連して
、動翼ダブテールとスロットダブテールの境界表面に摩
擦せん断力が抵抗力として生じる。加えて、ヘルツ接触
応力が、垂直破砕荷重と摩擦せん断荷重とにより、接触
し合う表面の境界に発生する。これらの応力の大きさは
、動翼とスロットのダブテール形状と、境界摩擦係数と
、動翼荷重とに依存する。垂直破砕荷重と関連する表面
応力は圧縮応力であるのに対し、摩擦せん断と関連する
表面応力は、せん断荷重の方向により引張応力かまたは
圧縮応力になり得る。
ジンのロータ組立体は複数列のロータディスクで構成さ
れ、各ディスクにはその周囲に配列した動翼が取付けら
れている。動翼をディスクに取付ける代表的な方法は、
横入れ形ダブテールスロットを設け、それらに動翼のダ
ブテール根部を滑り込ませそして係止する。エンジン運
転中、遠心荷重により相対的な滑り運動が動翼ダブテー
ルとディスクダブテールスロットとの間に生じる。遠心
荷重によりディスク外径が大きくなるので、動翼は半径
方向外方に滑り得る。この動翼荷重と滑動とに関連して
、動翼ダブテールとスロットダブテールの境界表面に摩
擦せん断力が抵抗力として生じる。加えて、ヘルツ接触
応力が、垂直破砕荷重と摩擦せん断荷重とにより、接触
し合う表面の境界に発生する。これらの応力の大きさは
、動翼とスロットのダブテール形状と、境界摩擦係数と
、動翼荷重とに依存する。垂直破砕荷重と関連する表面
応力は圧縮応力であるのに対し、摩擦せん断と関連する
表面応力は、せん断荷重の方向により引張応力かまたは
圧縮応力になり得る。
【0003】高い荷重がかかる動翼を利用する高推力エ
ンジンの場合、摩擦せん断荷重と関連する引張表面応力
は非常に高いことが解析と実際的な試験によりわかった
。このような高い応力は、通常のエンジン運転中のよう
に周期的に作用すると、ファン動翼および(または)デ
ィスクの疲労耐性を超え、その結果割れを起こすおそれ
がある。
ンジンの場合、摩擦せん断荷重と関連する引張表面応力
は非常に高いことが解析と実際的な試験によりわかった
。このような高い応力は、通常のエンジン運転中のよう
に周期的に作用すると、ファン動翼および(または)デ
ィスクの疲労耐性を超え、その結果割れを起こすおそれ
がある。
【0004】摩擦せん断による表面応力を除去するため
に、従来、モリジスルフィドのような乾膜潤滑剤の使用
により動翼とスロットの境界表面の摩擦を最少にするこ
とに注意が向けられてきた。この方策は動翼表面とスロ
ットダブテール表面とが摩擦し合う際の両面のフレッチ
ングまたはゴーリングを減らすにも有利である。フレッ
チングは、過早割れを起こすおそれがあるので低サイク
ル疲労(LCF )耐性に特に不利な影響を与えること
がわかった。境界表面の潤滑は摩擦係数を減らすが、こ
の有利な効果は、ガスタービンエンジンの厳しい運転環
境での劣化により長続きしない。従って、周期的な再潤
滑により所望の低い境界表面摩擦係数を再設定する必要
がある。この種の頻繁な整備は不便であり費用がかさむ
。
に、従来、モリジスルフィドのような乾膜潤滑剤の使用
により動翼とスロットの境界表面の摩擦を最少にするこ
とに注意が向けられてきた。この方策は動翼表面とスロ
ットダブテール表面とが摩擦し合う際の両面のフレッチ
ングまたはゴーリングを減らすにも有利である。フレッ
チングは、過早割れを起こすおそれがあるので低サイク
ル疲労(LCF )耐性に特に不利な影響を与えること
がわかった。境界表面の潤滑は摩擦係数を減らすが、こ
の有利な効果は、ガスタービンエンジンの厳しい運転環
境での劣化により長続きしない。従って、周期的な再潤
滑により所望の低い境界表面摩擦係数を再設定する必要
がある。この種の頻繁な整備は不便であり費用がかさむ
。
【0005】動翼とディスクとの境界に沿う摩擦応力を
除去する他の従来策は、スロット形状を変えることによ
り垂直破砕応力を減らすことであった。これは境界の接
触面積を増すことにより達成され得る。しかし、それに
は動翼とスロットそれぞれのダブテールの寸法を増す必
要があり、その結果ファン動翼とロータディスクが重く
なる。これはエンジン重量低減に重点をおく現今の設計
に反するものである。他のスロット変形案は、動翼とス
ロットのダブテール接触表面の圧力面角度を減らすこと
である。しかし、これはそれらの境界における垂直荷重
を高め、また別の欠点として、スロット相互間のディス
ク材料に作用する曲げ応力の増加によりダブテールスロ
ット湾曲面における応力を高める。
除去する他の従来策は、スロット形状を変えることによ
り垂直破砕応力を減らすことであった。これは境界の接
触面積を増すことにより達成され得る。しかし、それに
は動翼とスロットそれぞれのダブテールの寸法を増す必
要があり、その結果ファン動翼とロータディスクが重く
なる。これはエンジン重量低減に重点をおく現今の設計
に反するものである。他のスロット変形案は、動翼とス
ロットのダブテール接触表面の圧力面角度を減らすこと
である。しかし、これはそれらの境界における垂直荷重
を高め、また別の欠点として、スロット相互間のディス
ク材料に作用する曲げ応力の増加によりダブテールスロ
ット湾曲面における応力を高める。
【0006】商用および軍用航空機のガスタービンエン
ジンの性能を改善するために設計上重視されるのは、運
転速度と温度と圧力を高めるとともにエンジン重量を減
らすことである。その結果ファン動翼の遠心荷重が増す
ので、ダブテールスロットにおける表面応力問題が悪化
し、それに伴って低サイクル疲労寿命が短くなる。
ジンの性能を改善するために設計上重視されるのは、運
転速度と温度と圧力を高めるとともにエンジン重量を減
らすことである。その結果ファン動翼の遠心荷重が増す
ので、ダブテールスロットにおける表面応力問題が悪化
し、それに伴って低サイクル疲労寿命が短くなる。
【0007】
【発明の目的】従って、本発明の目的はガスタービンエ
ンジンにおいて動翼をロータディスクに取付ける手段を
改良することである。
ンジンにおいて動翼をロータディスクに取付ける手段を
改良することである。
【0008】他の目的は、動翼とロータディスクとの組
立体の低サイクル疲労(LCF )寿命を非常に長くす
るのに効果的な改良ダブテールスロット形状を提供する
ことである。
立体の低サイクル疲労(LCF )寿命を非常に長くす
るのに効果的な改良ダブテールスロット形状を提供する
ことである。
【0009】他の目的は、ガスタービンエンジンにおけ
るロータ組立体の動翼とディスク間の境界におけるピー
ク摩擦応力の低減に有効なダブテールスロット形状を提
供することである。
るロータ組立体の動翼とディスク間の境界におけるピー
ク摩擦応力の低減に有効なダブテールスロット形状を提
供することである。
【0010】他の目的は、スロットの輪郭に沿う表面応
力の分布をより均等にするようなダブテールスロット形
状を提供することである。
力の分布をより均等にするようなダブテールスロット形
状を提供することである。
【0011】他の目的は、ガスタービンエンジンに用い
るロータ組立体の低サイクル疲労寿命を延ばす方法を提
供することである。
るロータ組立体の低サイクル疲労寿命を延ばす方法を提
供することである。
【0012】本発明の他の目的のうち、あるものは自明
であり、他のものは以下の説明から明らかとなろう。
であり、他のものは以下の説明から明らかとなろう。
【0013】
【発明の概要】ガスタービンエンジンロータ組立体にお
いて、摩擦応力がダブテールスロットに動翼ダブテール
の半径方向内側辺縁と接触する箇所で生じることがわか
っているが、本発明によれば、動翼ダブテールとスロッ
トダブテールそれぞれの支え面の辺縁におけるこのよう
な摩擦応力を減らすために、スロット輪郭にアンダカッ
トを設けることにより、さもないと動翼ダブテール内縁
と接触するはずのディスク材料を除去する。摩擦せん断
荷重と隣接しかつそれと同一線上にあるこの重要なダブ
テールスロット箇所におけるディスク材料の除去は、同
箇所の関連引張応力をなくする。翼根内縁の半径方向内
側のアンダカットは、特定エンジンの設計特性に基づい
て、ダブテールスロットの両側に沿う表面応力の分布を
実質上均等にするように形成される。
いて、摩擦応力がダブテールスロットに動翼ダブテール
の半径方向内側辺縁と接触する箇所で生じることがわか
っているが、本発明によれば、動翼ダブテールとスロッ
トダブテールそれぞれの支え面の辺縁におけるこのよう
な摩擦応力を減らすために、スロット輪郭にアンダカッ
トを設けることにより、さもないと動翼ダブテール内縁
と接触するはずのディスク材料を除去する。摩擦せん断
荷重と隣接しかつそれと同一線上にあるこの重要なダブ
テールスロット箇所におけるディスク材料の除去は、同
箇所の関連引張応力をなくする。翼根内縁の半径方向内
側のアンダカットは、特定エンジンの設計特性に基づい
て、ダブテールスロットの両側に沿う表面応力の分布を
実質上均等にするように形成される。
【0014】従って、本発明は以下に述べる構造の諸特
徴と、諸要素の組合せと、諸部分の配置を包含する。
徴と、諸要素の組合せと、諸部分の配置を包含する。
【0015】本発明の性質と諸目的は、添付図面と関連
する以下の説明から十分理解されよう。
する以下の説明から十分理解されよう。
【0016】
【実施例の記載】図1の断片側面図において、符号10
は動翼を表し、符号12はガスタービンエンジンにおけ
るロータ組立体のディスクを表す。翼根部14はダブテ
ール形であり、ディスク外周に設けた横入れ式ダブテー
ル形スロット16に挿入される。動翼ダブテール14の
各側には平らな傾斜支え面18が形成され、ファン動翼
の翼形部15が貫通するディスクダブテールスロット1
6の半径方向開口の各側に沿う平らな傾斜支え面20と
接触する。エンジン運転およびその結果としての動翼1
0の遠心荷重発生中、両支え面はディスクの半径方向膨
張により両面の境界において互いに滑り合う。矢印22
はディスクにかかる垂直破砕荷重を表すのに対し、矢印
24はディスクにかかる摩擦せん断荷重を表す。支え面
18、20は識別しやすいように面間にわずかな間隔を
置いて示してある。
は動翼を表し、符号12はガスタービンエンジンにおけ
るロータ組立体のディスクを表す。翼根部14はダブテ
ール形であり、ディスク外周に設けた横入れ式ダブテー
ル形スロット16に挿入される。動翼ダブテール14の
各側には平らな傾斜支え面18が形成され、ファン動翼
の翼形部15が貫通するディスクダブテールスロット1
6の半径方向開口の各側に沿う平らな傾斜支え面20と
接触する。エンジン運転およびその結果としての動翼1
0の遠心荷重発生中、両支え面はディスクの半径方向膨
張により両面の境界において互いに滑り合う。矢印22
はディスクにかかる垂直破砕荷重を表すのに対し、矢印
24はディスクにかかる摩擦せん断荷重を表す。支え面
18、20は識別しやすいように面間にわずかな間隔を
置いて示してある。
【0017】従来、ダブテールスロット両側の輪郭は破
線26で示した輪郭に実質上合致するものであった。こ
の輪郭は、動翼ダブテールの下方のダブテールスロット
の湾曲面における表面応力を減らすことに重点を置いた
解析と試験に基づいて選定されている。スロット表面の
疲労割れ問題の最近の調査でわかったことは、ダブテー
ルスロットに沿う表面応力が、スロット支え面20と接
触する動翼支え面の半径方向内側辺縁30と合致する矢
印28で示した箇所でピークに達するということである
。図2の曲線32は、辺縁30から始まりスロット表面
26に沿う半径方向内方の距離と、高摩擦状態での表面
応力との関係を表すもので、上述の応力ピーキングを3
2aにおいて明示している。この曲線は有限要素解析で
得られたもので、スロット輪郭26により、スロット湾
曲面における表面応力を減らすという従来の主要目的が
達成されることも示している。
線26で示した輪郭に実質上合致するものであった。こ
の輪郭は、動翼ダブテールの下方のダブテールスロット
の湾曲面における表面応力を減らすことに重点を置いた
解析と試験に基づいて選定されている。スロット表面の
疲労割れ問題の最近の調査でわかったことは、ダブテー
ルスロットに沿う表面応力が、スロット支え面20と接
触する動翼支え面の半径方向内側辺縁30と合致する矢
印28で示した箇所でピークに達するということである
。図2の曲線32は、辺縁30から始まりスロット表面
26に沿う半径方向内方の距離と、高摩擦状態での表面
応力との関係を表すもので、上述の応力ピーキングを3
2aにおいて明示している。この曲線は有限要素解析で
得られたもので、スロット輪郭26により、スロット湾
曲面における表面応力を減らすという従来の主要目的が
達成されることも示している。
【0018】本発明によれば、ダブテールスロット16
の両側にアンダカットを設けることにより34で示すよ
うな表面輪郭が得られる。さらに重要なことは、このア
ンダカットがスロット表面上の線36に沿って始まって
いることで、線36は動翼ダブテール辺縁30から半径
方向外方にわずかに離間している。この離間は、翼縁3
0がファン動翼10の最大遠心荷重の下でディスク支え
面20と接触するように滑り込むことを阻止するのに十
分である。アンダカット34の利点は図2に曲線38に
より示されている。スロット輪郭26の場合の図1の箇
所28におけるピーク表面応力、すなわち、曲線部32
aで表されているピーク応力は、スロットアンダカット
34を設けた場合、曲線部38aで示すようにかなり低
下することに注意されたい。また曲線38からわかるよ
うに、表面応力は翼縁30の半径方向内側に延在するア
ンダカット表面に適度に均等に、ただし輪郭26の場合
より幾分高い値で分布する。しかし、動翼内縁30に隣
接する表面応力ピーキングを除去するとロータ組立体の
低サイクル疲労寿命がかなり延びることがわかっている
。これは両ダブテール形状、すなわち、従来の形状26
とアンダカット形状34の実験室内試験で証明された。 各形状を有する試験片を、ディスクに対する動翼の相対
運動と、それと関連する破砕荷重22および摩擦せん断
荷重24とを模擬するように特別に設計した試験装置に
おいて試験した。高摩擦を模擬するために潤滑剤を用い
ない動翼・ディスク境界の試験において、アンダカット
形状34は疲労寿命を3倍以上改善することがわかった
。この改善はある範囲の荷重の大きさと荷重発生方法、
すなわち、純粋なLCF 型荷重発生とLCF 型と振
動型を重ね合わせた荷重発生とにわたっている。境界表
面を潤滑した低摩擦試験では、両形状は同等の疲労寿命
を有した。
の両側にアンダカットを設けることにより34で示すよ
うな表面輪郭が得られる。さらに重要なことは、このア
ンダカットがスロット表面上の線36に沿って始まって
いることで、線36は動翼ダブテール辺縁30から半径
方向外方にわずかに離間している。この離間は、翼縁3
0がファン動翼10の最大遠心荷重の下でディスク支え
面20と接触するように滑り込むことを阻止するのに十
分である。アンダカット34の利点は図2に曲線38に
より示されている。スロット輪郭26の場合の図1の箇
所28におけるピーク表面応力、すなわち、曲線部32
aで表されているピーク応力は、スロットアンダカット
34を設けた場合、曲線部38aで示すようにかなり低
下することに注意されたい。また曲線38からわかるよ
うに、表面応力は翼縁30の半径方向内側に延在するア
ンダカット表面に適度に均等に、ただし輪郭26の場合
より幾分高い値で分布する。しかし、動翼内縁30に隣
接する表面応力ピーキングを除去するとロータ組立体の
低サイクル疲労寿命がかなり延びることがわかっている
。これは両ダブテール形状、すなわち、従来の形状26
とアンダカット形状34の実験室内試験で証明された。 各形状を有する試験片を、ディスクに対する動翼の相対
運動と、それと関連する破砕荷重22および摩擦せん断
荷重24とを模擬するように特別に設計した試験装置に
おいて試験した。高摩擦を模擬するために潤滑剤を用い
ない動翼・ディスク境界の試験において、アンダカット
形状34は疲労寿命を3倍以上改善することがわかった
。この改善はある範囲の荷重の大きさと荷重発生方法、
すなわち、純粋なLCF 型荷重発生とLCF 型と振
動型を重ね合わせた荷重発生とにわたっている。境界表
面を潤滑した低摩擦試験では、両形状は同等の疲労寿命
を有した。
【0019】翼縁36と向かい合うスロット表面におけ
る摩擦せん断応力ピーキングがなくなることは、アンダ
カット34によりディスク材料が翼縁30と接触しなく
なるという事実から認識できることである。支え面間の
相対滑動は依然として存在するが、摩擦せん断荷重と隣
接しかつそれと同一直線上にあって引張応力を発生し得
るようなディスク材料は存在しない。曲線38からわか
るように、点38bにおける最大表面応力は支え面18
、20の接触境界から半径方向内方に良く移されている
。すなわち、両支え面は、両面にフレッチングまたはゴ
ーリングが生じてそれらの低サイクル疲労耐性が劣化し
た場合、過早疲労破損を引起こすようなピーク応力を受
けないですむ。
る摩擦せん断応力ピーキングがなくなることは、アンダ
カット34によりディスク材料が翼縁30と接触しなく
なるという事実から認識できることである。支え面間の
相対滑動は依然として存在するが、摩擦せん断荷重と隣
接しかつそれと同一直線上にあって引張応力を発生し得
るようなディスク材料は存在しない。曲線38からわか
るように、点38bにおける最大表面応力は支え面18
、20の接触境界から半径方向内方に良く移されている
。すなわち、両支え面は、両面にフレッチングまたはゴ
ーリングが生じてそれらの低サイクル疲労耐性が劣化し
た場合、過早疲労破損を引起こすようなピーク応力を受
けないですむ。
【0020】本発明の他の関連利点として、動翼とディ
スクそれぞれの支え面の代表的なものにはそれらのフレ
ッチングを抑制するために耐フレッチング摩耗被覆を施
し得る。被覆方法は通例プラズマ溶射であり、耐フレッ
チング摩耗被覆の下にある母材の疲労耐性を低減し得る
ことがわかった。また、アンダカット34はピーク表面
応力の箇所を支え面から比較的高い材料特性をもつ箇所
に移す効果があるので、ロータ組立体全体の疲労寿命を
かなり長くする。
スクそれぞれの支え面の代表的なものにはそれらのフレ
ッチングを抑制するために耐フレッチング摩耗被覆を施
し得る。被覆方法は通例プラズマ溶射であり、耐フレッ
チング摩耗被覆の下にある母材の疲労耐性を低減し得る
ことがわかった。また、アンダカット34はピーク表面
応力の箇所を支え面から比較的高い材料特性をもつ箇所
に移す効果があるので、ロータ組立体全体の疲労寿命を
かなり長くする。
【0021】動翼ダブテール下縁における応力ピーキン
グを除去しかつ同縁の半径方向内方のダブテールスロッ
ト表面に表面応力を均等に分布させるためのアンダカッ
トの最大深さと輪郭は、特定のエンジン設計の破砕荷重
分布、支え面の境界における摩擦係数、同境界の圧力角
等に依存する。アンダカット輪郭のこのような特徴は、
公知の技術、例えば、有限要素解析、境界要素解析、光
弾性試験等により決定される。
グを除去しかつ同縁の半径方向内方のダブテールスロッ
ト表面に表面応力を均等に分布させるためのアンダカッ
トの最大深さと輪郭は、特定のエンジン設計の破砕荷重
分布、支え面の境界における摩擦係数、同境界の圧力角
等に依存する。アンダカット輪郭のこのような特徴は、
公知の技術、例えば、有限要素解析、境界要素解析、光
弾性試験等により決定される。
【0022】本発明の目的の達成に寄与する特に重要な
アンダカット輪郭の特徴は逸れ角40である。これは、
支え面境界と整合する線42と、アンダカット34が線
36においてディスク支え面20から逸れ始める点にお
けるアンダカット34の接線44との間の角度である。 理想的には、逸れ角が大きければ大きいほど、動翼ダブ
テール辺縁30における応力ピーキングの除去に関する
結果は良くなる。しかし、例えば90度を超える大きな
逸れ角は線36の半径方向外側のディスク材料を弱める
。 最適逸れ角は、やはり特定エンジン設計に応じて3〜6
0度の範囲内にあるものと定められた。
アンダカット輪郭の特徴は逸れ角40である。これは、
支え面境界と整合する線42と、アンダカット34が線
36においてディスク支え面20から逸れ始める点にお
けるアンダカット34の接線44との間の角度である。 理想的には、逸れ角が大きければ大きいほど、動翼ダブ
テール辺縁30における応力ピーキングの除去に関する
結果は良くなる。しかし、例えば90度を超える大きな
逸れ角は線36の半径方向外側のディスク材料を弱める
。 最適逸れ角は、やはり特定エンジン設計に応じて3〜6
0度の範囲内にあるものと定められた。
【0023】このように、本発明はガスタービンエンジ
ンにおけるロータ組立体の低サイクル疲労寿命を延ばす
ための簡単で著しく効果的な方策を提供する。この目的
は過早疲労損傷を最も起こしやすいディスク表面の箇所
、すなわち、通常のエンジン運転中フレッチングを起こ
す支え面20におけるピーク応力を除去することにより
達成される。詳述したように、アンダカット34は、こ
れらの重要な箇所における表面応力ピーキングを除くだ
けでなく、ダブテールスロットの両側に沿って表面応力
を均等に分布させるように上記箇所の半径方向内側に形
成され得る。
ンにおけるロータ組立体の低サイクル疲労寿命を延ばす
ための簡単で著しく効果的な方策を提供する。この目的
は過早疲労損傷を最も起こしやすいディスク表面の箇所
、すなわち、通常のエンジン運転中フレッチングを起こ
す支え面20におけるピーク応力を除去することにより
達成される。詳述したように、アンダカット34は、こ
れらの重要な箇所における表面応力ピーキングを除くだ
けでなく、ダブテールスロットの両側に沿って表面応力
を均等に分布させるように上記箇所の半径方向内側に形
成され得る。
【0024】以上の説明からわかるように本発明の諸目
的は効率良く達成される。開示した構造について幾つも
の改変が本発明の範囲内で可能であるから、詳述した全
てのものは例に過ぎず本発明を限定するものではないと
了解されたい。
的は効率良く達成される。開示した構造について幾つも
の改変が本発明の範囲内で可能であるから、詳述した全
てのものは例に過ぎず本発明を限定するものではないと
了解されたい。
【図1】本発明によりアンダカットを形成した単一のダ
ブテールスロットに重点を置いたロータ組立体の拡大断
片側面図である。
ブテールスロットに重点を置いたロータ組立体の拡大断
片側面図である。
【図2】ダブテールスロット表面における応力のグラフ
で、本発明による改良達成度を示す。
で、本発明による改良達成度を示す。
10 ファン動翼
12 ディスク
14 翼根部
16 ダブテールスロット
18 動翼の支え面
20 ディスクの支え面
30 動翼支え面の半径方向内側辺縁34 アンダ
カット 36 アンダカット開始線
カット 36 アンダカット開始線
Claims (6)
- 【請求項1】 ディスクを有しその外周にダブテール
スロットが配設されて動翼のダブテールを受入れるよう
なターボ機械用ロータ組立体において、(A)各動翼ダ
ブテールがその各側に第1傾斜支え面を有し、これらの
第1支え面は半径方向内側辺縁で終わっており、そして
(B)各ダブテールスロットが(1)その各側に第2傾
斜支え面を有し、これらの第2支え面は前記動翼の遠心
荷重発生中前記第1支え面と半径方向に重なり合って接
触する関係にあり、また(2)各ダブテールスロット側
部に形成したアンダカットを有し、これらのアンダカッ
トは前記第1支え面半径方向内側辺縁の半径方向外側に
ある前記第2支え面上の線に沿って始まっており、これ
により前記第1支え面半径方向内側辺縁と向い合う箇所
で前記ダブテールスロット側部におけるピーク表面応力
を除去するロータ組立体。 - 【請求項2】 前記アンダカットは前記ダブテールス
ロット側部に表面応力を実質的に均等に分布させるよう
に前記開始線から半径方向内方に形成されている、請求
項1記載のロータ組立体。 - 【請求項3】 前記アンダカットは前記開始線におい
て前記第2支え面から3〜60度の範囲の逸れ角で逸れ
ている、請求項2記載のロータ組立体。 - 【請求項4】 ディスクを有しその外周にダブテール
スロットが配設されて動翼のダブテールを受入れ、各動
翼ダブテールがその各側に第1傾斜支え面を有し、これ
らの第1支え面は半径方向内側辺縁で終わっており、そ
して各ダブテールスロットがその各側に第2傾斜支え面
を有し、これらの第2支え面は前記動翼の遠心荷重発生
中前記第1支え面と半径方向に重なり合って接触する関
係にあるような、ガスタービンエンジンにおけるロータ
組立体の低サイクル疲労寿命を延ばす方法であって、前
記ダブテールスロットの各側にアンダカットを形成する
段階を包含し、各アンダカットは前記第1支え面半径方
向内側辺縁の半径方向外側にある前記第2支え面上の線
に沿って始まっており、これにより前記第1支え面がそ
の半径方向内側辺縁に沿って前記ダブテールスロット側
部と接触しないようにする方法。 - 【請求項5】 前記開始線に沿って前記第2支え面か
ら3〜60度の範囲の逸れ角で逸れている初部を設ける
ように前記アンダカットを形成する段階をさらに含む請
求項4記載の方法。 - 【請求項6】 前記ダブテールスロット側部に沿って
表面応力を実質的に均等に分布させるように前記アンダ
カットの残部を前記初部の半径方向内側に形成する段階
をさらに含む請求項5記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US589,152 | 1990-09-27 | ||
US07/589,152 US5141401A (en) | 1990-09-27 | 1990-09-27 | Stress-relieved rotor blade attachment slot |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04292501A true JPH04292501A (ja) | 1992-10-16 |
Family
ID=24356823
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP3260423A Pending JPH04292501A (ja) | 1990-09-27 | 1991-09-12 | 応力除去動翼取付けスロット |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5141401A (ja) |
EP (1) | EP0478234A1 (ja) |
JP (1) | JPH04292501A (ja) |
CA (1) | CA2048757A1 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2000154702A (ja) * | 1998-09-28 | 2000-06-06 | General Electric Co <Ge> | 応力緩和ダブテ―ル |
JP2006189031A (ja) * | 2004-12-29 | 2006-07-20 | General Electric Co <Ge> | 一体化コンプライアンス/摩耗層を備えるセラミック複合体 |
Families Citing this family (47)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5368444A (en) * | 1993-08-30 | 1994-11-29 | General Electric Company | Anti-fretting blade retention means |
US5430936A (en) * | 1993-12-27 | 1995-07-11 | United Technologies Corporation | Method for making gas turbine engine blade attachment slots |
US5423659A (en) * | 1994-04-28 | 1995-06-13 | United Technologies Corporation | Shroud segment having a cut-back retaining hook |
FR2725239B1 (fr) * | 1994-09-30 | 1996-11-22 | Gec Alsthom Electromec | Disposition pour l'ecretement des pointes de contrainte dans l'ancrage d'une ailette de turbine, comportant une racine dite en "pied-sapin" |
DE4435268A1 (de) * | 1994-10-01 | 1996-04-04 | Abb Management Ag | Beschaufelter Rotor einer Turbomaschine |
DE4436727A1 (de) * | 1994-10-14 | 1996-04-18 | Abb Management Ag | Trommelrotor für eine axial durchströmte Turbomaschine |
DE4436729A1 (de) * | 1994-10-14 | 1996-04-18 | Abb Management Ag | Beschaufelter Rotor |
DE19728085A1 (de) * | 1997-07-02 | 1999-01-07 | Asea Brown Boveri | Fügeverbindung zwischen zwei Fügepartnern sowie deren Verwendung |
GB2345943B (en) * | 1998-12-04 | 2003-07-09 | Glenn Bruce Sinclair | Precision crowning of blade attachments in gas turbines |
US6183202B1 (en) | 1999-04-30 | 2001-02-06 | General Electric Company | Stress relieved blade support |
US6267558B1 (en) | 1999-05-26 | 2001-07-31 | General Electric Company | Dual intensity peening and aluminum-bronze wear coating surface enhancement |
US6302651B1 (en) * | 1999-12-29 | 2001-10-16 | United Technologies Corporation | Blade attachment configuration |
US6416280B1 (en) | 2000-11-27 | 2002-07-09 | General Electric Company | One piece spinner |
US6457942B1 (en) | 2000-11-27 | 2002-10-01 | General Electric Company | Fan blade retainer |
US6481971B1 (en) | 2000-11-27 | 2002-11-19 | General Electric Company | Blade spacer |
US6520742B1 (en) | 2000-11-27 | 2003-02-18 | General Electric Company | Circular arc multi-bore fan disk |
US6447250B1 (en) | 2000-11-27 | 2002-09-10 | General Electric Company | Non-integral fan platform |
GB2380770B (en) * | 2001-10-13 | 2005-09-07 | Rolls Royce Plc | Indentor arrangement |
US7156621B2 (en) * | 2004-05-14 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade fixing relief mismatch |
EP1703080A1 (de) * | 2005-03-03 | 2006-09-20 | ALSTOM Technology Ltd | Rotierende Maschine |
US7261518B2 (en) * | 2005-03-24 | 2007-08-28 | Siemens Demag Delaval Turbomachinery, Inc. | Locking arrangement for radial entry turbine blades |
US7156612B2 (en) * | 2005-04-05 | 2007-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Spigot arrangement for a split impeller |
WO2006124617A2 (en) * | 2005-05-12 | 2006-11-23 | General Electric Company | BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (9FA+e, STAGE 1) |
ES2347210B2 (es) * | 2005-05-12 | 2012-02-14 | General Electric Company | Recorte de cola de milano de una pala/disco de una turbina para la reducción de la tensión de la pala disco. |
US7217099B2 (en) * | 2005-05-24 | 2007-05-15 | General Electric Company | Coated forward stub shaft dovetail slot |
GB2442968B (en) * | 2006-10-20 | 2009-08-19 | Rolls Royce Plc | A turbomachine rotor blade and a turbomachine rotor |
US20090208339A1 (en) * | 2008-02-15 | 2009-08-20 | United Technologies Corporation | Blade root stress relief |
US8240042B2 (en) | 2008-05-12 | 2012-08-14 | Wood Group Heavy Industrial Turbines Ag | Methods of maintaining turbine discs to avert critical bucket attachment dovetail cracks |
US20090285690A1 (en) * | 2008-05-19 | 2009-11-19 | Brown Clayton D | Axial blade slot pressure face with undercut |
US8608447B2 (en) * | 2009-02-19 | 2013-12-17 | Rolls-Royce Corporation | Disk for turbine engine |
US20100278652A1 (en) * | 2009-04-29 | 2010-11-04 | General Electric Company | Tangential entry dovetail cantilever load sharing |
EP2320030B1 (de) | 2009-11-10 | 2012-12-19 | Alstom Technology Ltd | Rotor mit Laufschaufel für eine axial durchströmte Turbomaschine |
EP2546465A1 (en) | 2011-07-14 | 2013-01-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly |
JP5922370B2 (ja) | 2011-10-20 | 2016-05-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼支持構造 |
JP5982837B2 (ja) * | 2012-01-30 | 2016-08-31 | 株式会社Ihi | 航空機用ジェットエンジンのファン動翼 |
US9359905B2 (en) | 2012-02-27 | 2016-06-07 | Solar Turbines Incorporated | Turbine engine rotor blade groove |
US10633985B2 (en) * | 2012-06-25 | 2020-04-28 | General Electric Company | System having blade segment with curved mounting geometry |
US9200516B2 (en) * | 2012-08-24 | 2015-12-01 | General Electric Company | Turbomachine rotor having dovetail slot and method of machining |
US9828865B2 (en) * | 2012-09-26 | 2017-11-28 | United Technologies Corporation | Turbomachine rotor groove |
CN103850715A (zh) * | 2012-11-30 | 2014-06-11 | 西门子公司 | 转子轮盘 |
US20140182293A1 (en) * | 2012-12-31 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Compressor Rotor for Gas Turbine Engine With Deep Blade Groove |
ES2620486T3 (es) | 2013-10-08 | 2017-06-28 | MTU Aero Engines AG | Soporte de componente y turbomáquina |
US9739159B2 (en) | 2013-10-09 | 2017-08-22 | General Electric Company | Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress |
WO2015061109A1 (en) * | 2013-10-24 | 2015-04-30 | United Technologies Corporation | Blade with protective layer |
JP6364363B2 (ja) * | 2015-02-23 | 2018-07-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 2軸式ガスタービン及びその制御装置と制御方法 |
EP3293362B1 (en) * | 2015-08-21 | 2020-07-22 | Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation | Steam turbine |
US10895160B1 (en) | 2017-04-07 | 2021-01-19 | Glenn B. Sinclair | Stress relief via unblended edge radii in blade attachments in gas turbines |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS58167807A (ja) * | 1982-03-29 | 1983-10-04 | Hitachi Ltd | タ−ボ機械のブレ−ド取付構造 |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE632001C (de) * | 1931-04-05 | 1936-07-01 | Spontan Ab | Einrichtung zur Befestigung von Turbinenschaufeln |
US2729422A (en) * | 1951-04-06 | 1956-01-03 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Shaped article of ceramic material |
DE1062881B (de) * | 1956-08-24 | 1959-08-06 | Krantz H Fa | Axialventilator mit bei Stillstand im Nabenkranz auf verschiedene Anstellwinkel einstellbaren Laufschaufeln |
CH423431A (de) * | 1965-10-13 | 1966-10-31 | Licentia Gmbh | Verfahren zur Herstellung eines Strömungsmaschinenschaufelfusses und/oder dessen am Schaufelträger befindlichen Halterung |
US3887987A (en) * | 1973-01-15 | 1975-06-10 | Gen Electric | Method of making, and of measuring article fatigue life |
US3922169A (en) * | 1973-03-05 | 1975-11-25 | Xerox Corp | Photoelectric and electrophotographic pigments comprising derivatives of condensed polycyclic aromatic hydrocarbon aldehydes |
US4169694A (en) * | 1977-07-20 | 1979-10-02 | Electric Power Research Institute, Inc. | Ceramic rotor blade having root with double curvature |
US4191509A (en) * | 1977-12-27 | 1980-03-04 | United Technologies Corporation | Rotor blade attachment |
US4453890A (en) * | 1981-06-18 | 1984-06-12 | General Electric Company | Blading system for a gas turbine engine |
JPS59113206A (ja) * | 1982-12-20 | 1984-06-29 | Hitachi Ltd | タ−ボ機械のブレ−ド取付構造 |
US4692976A (en) * | 1985-07-30 | 1987-09-15 | Westinghouse Electric Corp. | Method of making scalable side entry turbine blade roots |
-
1990
- 1990-09-27 US US07/589,152 patent/US5141401A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-08-08 CA CA002048757A patent/CA2048757A1/en not_active Abandoned
- 1991-09-12 JP JP3260423A patent/JPH04292501A/ja active Pending
- 1991-09-20 EP EP91308583A patent/EP0478234A1/en not_active Withdrawn
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS58167807A (ja) * | 1982-03-29 | 1983-10-04 | Hitachi Ltd | タ−ボ機械のブレ−ド取付構造 |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2000154702A (ja) * | 1998-09-28 | 2000-06-06 | General Electric Co <Ge> | 応力緩和ダブテ―ル |
JP2006189031A (ja) * | 2004-12-29 | 2006-07-20 | General Electric Co <Ge> | 一体化コンプライアンス/摩耗層を備えるセラミック複合体 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US5141401A (en) | 1992-08-25 |
EP0478234A1 (en) | 1992-04-01 |
CA2048757A1 (en) | 1992-03-28 |
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Sayyed | Selection of high performance low flow compressors |
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Date | Code | Title | Description |
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Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 19950411 |