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

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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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JP
Japan
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dovetail
undercut
bearing surface
dovetail slot
rotor blade
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Pending
Application number
JP3260423A
Other languages
English (en)
Inventor
Jerome A Juenger
ジェローム・アレン・ジェンジャー
Stephen C Peterson
ステファン・チャールス・ピーターソン
Frederick C Herzner
フレデリック・チャールス・ハーズナー
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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Filing date
Publication date
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    • 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
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • 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。

Description

【発明の詳細な説明】
【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。
【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。
【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。
【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
。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【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。
【図面の簡単な説明】
【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。
【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。
【符号の説明】
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

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【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。
  2. 【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。
  3. 【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。
  4. 【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。
  5. 【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。
  6. 【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。
JP3260423A 1990-09-27 1991-09-12 応力除去動翼取付けスロット Pending JPH04292501A (ja)

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US589,152 1990-09-27
US07/589,152 US5141401A (en) 1990-09-27 1990-09-27 Stress-relieved rotor blade attachment slot

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JPH04292501A true JPH04292501A (ja) 1992-10-16

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JP3260423A Pending JPH04292501A (ja) 1990-09-27 1991-09-12 応力除去動翼取付けスロット

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US (1) US5141401A (ja)
EP (1) EP0478234A1 (ja)
JP (1) JPH04292501A (ja)
CA (1) CA2048757A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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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