JPS59108805A - タ−ビン動翼の固定装置 - Google Patents
タ−ビン動翼の固定装置Info
- Publication number
- JPS59108805A JPS59108805A JP21831682A JP21831682A JPS59108805A JP S59108805 A JPS59108805 A JP S59108805A JP 21831682 A JP21831682 A JP 21831682A JP 21831682 A JP21831682 A JP 21831682A JP S59108805 A JPS59108805 A JP S59108805A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- hook
- blade
- disc
- moving blade
- implantation
- 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
Links
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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (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
【発明の詳細な説明】
〔発明の技術分野〕
本発明はタービン翼に係わシ、特にアキシアル〔発明の
技術的背景とその問題点〕 従来アキシャルエントリ方式のタービン動翼の固定装置
としては、第１図に示すように動翼１および翼有効部２
と一体に形成された翼植込部フック８と、それに対応す
るロータディスク４の植込部ｌｓ５とが軸方向に対し水
平に形成され、翼はロータディスク４に対し水平に組み
込まれる構造のものが知られている。この固定装置は、
翼の遠心力を嵐のフック８とディスクのフック６とで支
える構造であり、フック部に作用する翼遠心力が均等に
分布されればその剪断面積が犬さく強度上堅牢であり、
かつ翼とディスクの植込部の接触面が大きいので振動減
衰効果があり、振動強度上優れた翼の固定装置である。
技術的背景とその問題点〕 従来アキシャルエントリ方式のタービン動翼の固定装置
としては、第１図に示すように動翼１および翼有効部２
と一体に形成された翼植込部フック８と、それに対応す
るロータディスク４の植込部ｌｓ５とが軸方向に対し水
平に形成され、翼はロータディスク４に対し水平に組み
込まれる構造のものが知られている。この固定装置は、
翼の遠心力を嵐のフック８とディスクのフック６とで支
える構造であり、フック部に作用する翼遠心力が均等に
分布されればその剪断面積が犬さく強度上堅牢であり、
かつ翼とディスクの植込部の接触面が大きいので振動減
衰効果があり、振動強度上優れた翼の固定装置である。
しかしながら、低圧最終段具のように長大で遠心力が大
きな翼では翼植込部にかかる遠心力は均等とならず、従
来構造では以下の理由により強度が損なわれる恐れがあ
る。即ち最終段具のように長大な翼は、遠心力が太きい
ため翼根元部はど巾広の形状をしており、又そのＲ根元
断面は第２図に示すよう流体性能の面から中央部はど厚
く、前縁７．後縁８に行くほど薄くなる形状である。こ
のような翼に作用する遠心力は面積分布に比例し、第８
図に示すように冥土台部９と植込フックｓ８での遠心力
Ｆの分布は、軸方向で中央はど大きく両端で小さくなシ
、又植込フック部での主応力σは遠心力分布と同様な分
布とな９、その方向は翼全体の重心に向く傾向、すなわ
ち植込部フックの軸方向両端部で曲げが生ずることにな
る。したがって従来の翼植込構造は、土台部９と植込フ
ック部８が軸方向に水平で一様厚みの形状、酊い換えれ
ば剛性が一様なため土台部と翼フック部を含む植込郡全
体が軸方向の中央で延び、ディスク中心に対し、外側に
弧を画くように湾曲した形状となる。一方ディスク植込
部においては、遠心力による変形は軸方向でほぼ一様で
あり、結果的に翼植込部フック８とそれに対応するディ
スク植込部フック６の結合部に片あたシが生ずることに
なる。
きな翼では翼植込部にかかる遠心力は均等とならず、従
来構造では以下の理由により強度が損なわれる恐れがあ
る。即ち最終段具のように長大な翼は、遠心力が太きい
ため翼根元部はど巾広の形状をしており、又そのＲ根元
断面は第２図に示すよう流体性能の面から中央部はど厚
く、前縁７．後縁８に行くほど薄くなる形状である。こ
のような翼に作用する遠心力は面積分布に比例し、第８
図に示すように冥土台部９と植込フックｓ８での遠心力
Ｆの分布は、軸方向で中央はど大きく両端で小さくなシ
、又植込フック部での主応力σは遠心力分布と同様な分
布とな９、その方向は翼全体の重心に向く傾向、すなわ
ち植込部フックの軸方向両端部で曲げが生ずることにな
る。したがって従来の翼植込構造は、土台部９と植込フ
ック部８が軸方向に水平で一様厚みの形状、酊い換えれ
ば剛性が一様なため土台部と翼フック部を含む植込郡全
体が軸方向の中央で延び、ディスク中心に対し、外側に
弧を画くように湾曲した形状となる。一方ディスク植込
部においては、遠心力による変形は軸方向でほぼ一様で
あり、結果的に翼植込部フック８とそれに対応するディ
スク植込部フック６の結合部に片あたシが生ずることに
なる。
このような片あたシは翼の遠心力を局部で受は持つこと
になシ、過大な遠心応力が発生ずりとともに、流れの不
均一などで生ずる振動がその片あたシ郡を支点として嵌
れ易くなり、この部分の振動応力が増加して疲労強度が
著しく低下し、最悪な場合には翼植込部が疲労損傷して
翼が飛散する恐れもある。
になシ、過大な遠心応力が発生ずりとともに、流れの不
均一などで生ずる振動がその片あたシ郡を支点として嵌
れ易くなり、この部分の振動応力が増加して疲労強度が
著しく低下し、最悪な場合には翼植込部が疲労損傷して
翼が飛散する恐れもある。
本発明は上記従来装置の欠点を除くためになされたもの
で、翼植込部のフックとディスク植込部のフックとが片
あたシせず、過大な遠心応力の発生をなくすとともに、
振動応力の増加による疲労強度の低下を防止することが
できるようなタービン動翼の固定装置を提供することを
目的とする。
で、翼植込部のフックとディスク植込部のフックとが片
あたシせず、過大な遠心応力の発生をなくすとともに、
振動応力の増加による疲労強度の低下を防止することが
できるようなタービン動翼の固定装置を提供することを
目的とする。
上記目的を達成するため本発明は、′Ｒ植込部のフック
とこのフックに嵌合するローターディスクの７ｇとの嵌
合面を軸方向に円弧状に湾曲させた仁とを特徴とするも
のである。
とこのフックに嵌合するローターディスクの７ｇとの嵌
合面を軸方向に円弧状に湾曲させた仁とを特徴とするも
のである。
以下本発明を第４図から第５図に示す一実施例に基ずい
て説明する。なお第１図ないし第８図と同−ｉ１５分に
ついては同一符号を付して説明を省略する。
て説明する。なお第１図ないし第８図と同−ｉ１５分に
ついては同一符号を付して説明を省略する。
第４図は本発明に係わる動翼の固定装置を具備する動翼
の糾祝図である。第４図に示すように動ｇ１の賀有効部
２の下側に底面１０が軸方向でディスク中心に向って弧
となるよう湾曲した翼土台郡９を設け、その下側にディ
スク植込部と嵌曾する翼植込部のフック８を複数列止金
底部と同様に軸方向でディスク中心に向って弧となΦよ
う湾曲形成する。この湾曲構造を詳述すれば、第６図に
示すように翼土台底部１０と植込部フック８は各々−円
弧γ１〜γ、で形成されており、その半径はディスク中
心ｔ１すほど大きく、かつ各円弧の中心はディスク外周
側つまり翼先端側の一点に一致する構・造である。一方
翼植込部が嵌合するディスク植込部のフック６は翼と同
じく、ディスク外周側の一点を中心としてディスク中心
はど大さな半径を有する円弧形状である。なお翼とディ
スク植込部の円弧の中心は一致する構造である。このよ
うに翼とディスクの植込部が一点を中心として円弧形状
とすることで、翼のディスクへの組み込みは各円弧の中
心を基準として弧を画くようにして容易に挿入でき、か
つ翼とディスクの植込部フックのクリアランスが全体で
一様に保つことが可能である７本翼のように翼土台底部
は、軸方向で円弧形状とすることで中央部はど厚くなシ
剛性が大きくなる。
の糾祝図である。第４図に示すように動ｇ１の賀有効部
２の下側に底面１０が軸方向でディスク中心に向って弧
となるよう湾曲した翼土台郡９を設け、その下側にディ
スク植込部と嵌曾する翼植込部のフック８を複数列止金
底部と同様に軸方向でディスク中心に向って弧となΦよ
う湾曲形成する。この湾曲構造を詳述すれば、第６図に
示すように翼土台底部１０と植込部フック８は各々−円
弧γ１〜γ、で形成されており、その半径はディスク中
心ｔ１すほど大きく、かつ各円弧の中心はディスク外周
側つまり翼先端側の一点に一致する構・造である。一方
翼植込部が嵌合するディスク植込部のフック６は翼と同
じく、ディスク外周側の一点を中心としてディスク中心
はど大さな半径を有する円弧形状である。なお翼とディ
スク植込部の円弧の中心は一致する構造である。このよ
うに翼とディスクの植込部が一点を中心として円弧形状
とすることで、翼のディスクへの組み込みは各円弧の中
心を基準として弧を画くようにして容易に挿入でき、か
つ翼とディスクの植込部フックのクリアランスが全体で
一様に保つことが可能である７本翼のように翼土台底部
は、軸方向で円弧形状とすることで中央部はど厚くなシ
剛性が大きくなる。
このように翼土台中央部の剛性を増加することは前述し
た翼の遠心力分布が中央部はど大きく作用するのに対し
て翼上台部中央部の延ひを阻止する効果があシ、又翼有
効部の遠心力を翼植込フック部に滑らかに伝え、フック
部の遠心応力分布を軸方向でほぼ均等にする効果を有す
る。又翼植込フック都の軸方向の湾曲は、第５図に示す
ように遠心力による主応力と垂直になるよう円弧形を決
めることで軸方向の曲げが減少され、翼植込フック面と
それが妖会するディスク植込部の溝が全面でなめらかに
結合し、翼の遠心力が植込のフック面を通してディスク
側に無理なく伝わり、片あたりが無くなることで局部応
力の増大が阻止される。
た翼の遠心力分布が中央部はど大きく作用するのに対し
て翼上台部中央部の延ひを阻止する効果があシ、又翼有
効部の遠心力を翼植込フック部に滑らかに伝え、フック
部の遠心応力分布を軸方向でほぼ均等にする効果を有す
る。又翼植込フック都の軸方向の湾曲は、第５図に示す
ように遠心力による主応力と垂直になるよう円弧形を決
めることで軸方向の曲げが減少され、翼植込フック面と
それが妖会するディスク植込部の溝が全面でなめらかに
結合し、翼の遠心力が植込のフック面を通してディスク
側に無理なく伝わり、片あたりが無くなることで局部応
力の増大が阻止される。
なお円弧形状としたことにより植込フック剪断面が増加
し、従来構造に比べ植込強度が向上することは当然で：
ｂ ６゜ 文具の振動に関して疲労損傷の主因となる軸方向の振動
については、木賃のようにディスクとの低合部が円弧状
であるため、振動形態は植込フッり而の接線方向に力が
加わシ変形するが、同−円弧上でかつ遠心力による力が
フック面の垂直方向に作用するため、摩擦により減衰さ
れて振動応力が低減される。勿論水翼のように４ＮＮス
フツクが円弧状で従来に比べ接触面が増加することによ
る振動減衰効果が向上することは明らかでおる１〔発明
の効果〕 本発明によれば、翼上台底部と舅植込フック部ならびに
それに対応するディスク植込部の形状を軸方向で湾曲し
た形状とすることにより、翼の遠心力による応力を植込
嵌合部でおるフック部で一様かつ低応力とすることがで
き、東に振動減衰効果が向上し疲労強度上優れた動員の
固定装置を提供することができる。
し、従来構造に比べ植込強度が向上することは当然で：
ｂ ６゜ 文具の振動に関して疲労損傷の主因となる軸方向の振動
については、木賃のようにディスクとの低合部が円弧状
であるため、振動形態は植込フッり而の接線方向に力が
加わシ変形するが、同−円弧上でかつ遠心力による力が
フック面の垂直方向に作用するため、摩擦により減衰さ
れて振動応力が低減される。勿論水翼のように４ＮＮス
フツクが円弧状で従来に比べ接触面が増加することによ
る振動減衰効果が向上することは明らかでおる１〔発明
の効果〕 本発明によれば、翼上台底部と舅植込フック部ならびに
それに対応するディスク植込部の形状を軸方向で湾曲し
た形状とすることにより、翼の遠心力による応力を植込
嵌合部でおるフック部で一様かつ低応力とすることがで
き、東に振動減衰効果が向上し疲労強度上優れた動員の
固定装置を提供することができる。
第１図は従来のアキシャルエントリ一方式のタービン動
員の固定装置を示す斜視図、第２図は第１図の！８ＩＩ
翼有効部根元のｉ＠而面、第８図（、）は従来の！１Ｌ
ｌｌ＠土台部の遠心力分布を示す曲線図、第８図（ｂ）
は植込フック部を示す側面図、第８図＜ｃ）は植込フッ
ク部の主応力分布図、第４図（、）および（ｂ）は本発
明の一実施例を示す斜視図、第５図（、）は第４図の側
面図、第５図（ｂ）は植込フック部の応力分布図である
。 １・・・動翼、 ８・・・翼博込部フック、４
・・・ロータティスフ、５・・・植込部１搏、６・・・
フック。 （７１１７）代工ｊ人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほ
か１名）第１図 第２図 第４図 （α） 第５図 （α」 （ｂ） ２２
員の固定装置を示す斜視図、第２図は第１図の！８ＩＩ
翼有効部根元のｉ＠而面、第８図（、）は従来の！１Ｌ
ｌｌ＠土台部の遠心力分布を示す曲線図、第８図（ｂ）
は植込フック部を示す側面図、第８図＜ｃ）は植込フッ
ク部の主応力分布図、第４図（、）および（ｂ）は本発
明の一実施例を示す斜視図、第５図（、）は第４図の側
面図、第５図（ｂ）は植込フック部の応力分布図である
。 １・・・動翼、 ８・・・翼博込部フック、４
・・・ロータティスフ、５・・・植込部１搏、６・・・
フック。 （７１１７）代工ｊ人 弁理士 則 近 憲 佑 （ほ
か１名）第１図 第２図 第４図 （α） 第５図 （α」 （ｂ） ２２
Claims (1)
- 脚部に複数個のフックにて形成されるアキシアルエント
リー形翼植込部を有する動翼と、この植込部に嵌合する
溝を有するロータディスクとよりなるタービン動翼の固
定装置において、前記フックと溝の嵌合面を軸方向に円
弧状に湾曲させたことを特徴とするタービン動翼の固定
装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21831682A JPS59108805A (ja) | 1982-12-15 | 1982-12-15 | タ−ビン動翼の固定装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21831682A JPS59108805A (ja) | 1982-12-15 | 1982-12-15 | タ−ビン動翼の固定装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59108805A true JPS59108805A (ja) | 1984-06-23 |
Family
ID=16717936
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21831682A Pending JPS59108805A (ja) | 1982-12-15 | 1982-12-15 | タ−ビン動翼の固定装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59108805A (ja) |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
| EP0821133A1 (en) * | 1996-07-27 | 1998-01-28 | ROLLS-ROYCE plc | Gas turbine engine fan blade retention |
| KR20020016093A (ko) * | 2000-08-24 | 2002-03-04 | 이중구 | 가스터어빈엔진용 디스크 |
| KR100355508B1 (ko) * | 1993-08-23 | 2002-12-11 | 웨스팅하우스 일렉트릭 코포레이션 | 터보기계 |
| EP2090751A1 (de) * | 2008-02-15 | 2009-08-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufel für eine Turbomaschine |
| CN102817639A (zh) * | 2012-06-18 | 2012-12-12 | 北京航空航天大学 | 一种低应力波浪型接触面直榫连接结构 |
| EP2896786A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-22 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor assemblies with improved slot cavities |
| JP2023514100A (ja) * | 2020-02-25 | 2023-04-05 | ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ | 回転機械内の軸方向エントリブレードにシュラウド干渉を与えるための方法及び回転機械 |
-
1982
- 1982-12-15 JP JP21831682A patent/JPS59108805A/ja active Pending
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
| KR100355508B1 (ko) * | 1993-08-23 | 2002-12-11 | 웨스팅하우스 일렉트릭 코포레이션 | 터보기계 |
| EP0821133A1 (en) * | 1996-07-27 | 1998-01-28 | ROLLS-ROYCE plc | Gas turbine engine fan blade retention |
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| EP2090751A1 (de) * | 2008-02-15 | 2009-08-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufel für eine Turbomaschine |
| WO2009100795A1 (de) * | 2008-02-15 | 2009-08-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Laufschaufel für eine turbomaschine |
| CN102817639A (zh) * | 2012-06-18 | 2012-12-12 | 北京航空航天大学 | 一种低应力波浪型接触面直榫连接结构 |
| EP2896786A1 (en) * | 2014-01-20 | 2015-07-22 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor assemblies with improved slot cavities |
| US9777575B2 (en) | 2014-01-20 | 2017-10-03 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor assemblies with improved slot cavities |
| JP2023514100A (ja) * | 2020-02-25 | 2023-04-05 | ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ | 回転機械内の軸方向エントリブレードにシュラウド干渉を与えるための方法及び回転機械 |
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