(57)【要約】  本発明は、ロータディスクを含むタービンエンジンエアブロワーに関する。ロータディスクは、外周に、ディスクを下流側の圧縮機ロータに取り付けるための半径方向ラグ（２６）をそれぞれ備える長手方向リブ（１２）を備える。ラグ（２６）の側面はディスクに取り付けられた羽根を保持するための当接部を形成し、ラグ（２６）の側面を保護するための手段（３２）がラグ（２６）と羽根との間で円周方向に挿入される。
2013519030.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ブレード根元部（２４）を取り付けるためのスロット（１４）を外周に有するロータディスク（１０）を備え、スロット（１４）はディスク（１０）を下流側の圧縮機ロータに固定するための半径方向ラグ（２６）を各々備える長手方向リブ（１２）によって画定され、ラグ（２６）の側面はディスク（１０）に取り付けられたブレード（１６）を保持するためのストッパを形成するタービンエンジンファンであって、Ｕ字状クリップ（２６）は、ディスクのラグに取り付けられ、それぞれ半径方向ラグの側面を覆う２つの側方タブ（３６、３８）を備えることを特徴とする、タービンエンジンファン。
【請求項２】
クリップ（３２）が、ラグ（２６）に上流側から軸方向に嵌め込まれることを特徴とする、請求項１に記載のファン。
【請求項３】
各々のクリップ（３２）が、ラグ（２６）の半径方向上流側面に当てられる横壁（３４）で、下流側の圧縮機ロータに固定するためのネジまたはボルトを通すためにラグ（３２）内の対応オリフィス（２８）と位置合わせされるオリフィス（４０）を備える横壁（３４）を備えることを特徴とする、請求項１または２に記載のファン。
【請求項４】
各々の側方タブ（３６、３８）が、半径方向ラグ（２６）の側面のストッパに適合する長手方向フォールド部（４１）を備えることを特徴とする、請求項３に記載のファン。
【請求項５】
クリップ（３２）の横壁（３４）が、少なくとも１つの半径方向タブ（４２、４４）を備え、その端部はディスク（１０）のリブ（１２）に沿って上流側に向かって延びることを特徴とする、請求項３または４に記載のファン。
【請求項６】
各々のクリップが、平行で互いに円周方向に離間した上述の２つの半径方向タブ（４２、４４）を備えることを特徴とする、請求項５に記載のファン。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項に記載のファンディスク（１０）の周辺リブ１２の半径方向ラグ（２６）の側面を保護するためのクリップ（３２）であって、中央オリフィス（４０）を備える横壁（３４）によって接続される２つのほぼ平行な側方タブ（３６、３８）を備えることを特徴とする、クリップ（３２）。
【請求項８】
横壁（３４）が、２つの曲がったタブ（４２、４４）によって延長され、その自由端部はクリップ（３２）の側方タブ（３６、３８）と反対方向に延びることを特徴とする、請求項７に記載のクリップ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ジェットエンジンまたはターボプロップエンジンのようなタービンエンジンのファンに関する。
【背景技術】
【０００２】
周知の形では、タービンエンジンファンは、その外周に複数の長手方向リブを有するロータディスクを備え、複数の長手方向リブ間にブレード根元部を軸方向に取り付けて半径方向に保持するためのスロットが画定される。それぞれのリブの下流側端部は、半径方向ラグを備え、半径方向ラグは、ファンディスクをファンの下流側に配置される低圧圧縮機の上流側フランジに固定するためのネジまたはボルトを通すためのオリフィスを備える。したがって、低圧圧縮機は、タービンシャフトによってファンのロータと一緒に回転駆動される。
【０００３】
各々のラグの側面は、ブレードを保持するためのストッパとなって、ブレードの角移動を制限する。ブレードが脱落した場合に、ディスクから分離されたブレードは隣接ブレードに衝突し、隣接ブレードは角度傾斜してラグの側面に当接し、ラグの側面が分離されたブレードの隣接ブレードへの衝突によって放出されたエネルギーをディスク全体に伝達して、翼列内のブレードの脱落を防ぐ。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
航空機が地上にあってタービンエンジンが停止している時、タービンエンジンの回転部品は、自転（「空転（ｗｉｎｄｍｉｌｌｉｎｇ）」と呼ばれる）する場合がある。これは、タービンエンジンに流入する空気がファンのロータを約４０〜５０回転／秒の速度で回転させるためである。この低回転速度では、ブレードをスロット内の適切な位置で係止するのにブレードの十分な遠心力が得られない。結果として、ファンのブレードがディスクリブのラグの側面に傾斜する可能性がある。ブレードの度重なる接触がラグの側面とブレードとの間の摩擦を引き起こし、このことがストッパの早期の摩耗につながるので、ストッパをより頻繁に修理する必要がある。
【０００５】
現在では、ラグの側面の修理は、金属層のプラズマ蒸着によって行われる。しかしながら、このように修理されたディスクのラグの疲労強度は新しいディスクのラグの疲労強度よりも低い。さらに、これらの金属蒸着物は、限られた耐衝撃性を有し、時間と共に徐々に崩壊する可能性がある。
【０００６】
最後に、この作業は翼の下で行うことができないので、分解して、メンテナンス作業場内で修理する必要がある。これは、結果として、拘束時間が長時間になり、コストがかかり、また高価で複雑なツーリングが必要になる。
【０００７】
本発明の目的は、特に、上述した種々の問題に対する簡単で経済的で有効な解決策を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
上述の目的を達成するために、本発明は、ブレード根元部を取り付けるためのスロットを外周に有するロータディスクを備え、スロットはディスクを下流側圧縮機ロータに固定するための半径方向ラグを各々有する長手方向リブによって画定され、ラグの側面はディスクに取り付けられたブレードを保持するためのストッパを形成するタービンエンジンファンであって、ディスクのラグにＵ字状クリップが取り付けられ、その各々が半径方向ラグの側面を覆う２つの側方タブを備えることを特徴とするタービンエンジンファンを提案する。
【０００９】
したがって、本発明は、ディスクのラグを保護するためのクリップを組み込んで、ファンが自転を始めた時にブレードの度重なる接触によって生じるラグの側面の摩耗を防ぐことを提案する。
【００１０】
したがって、ファンディスクのリブのラグを修理するのにタービンエンジンを分解する必要がなくなる。これらのクリップの組み込みは、容易に実現でき、航空機の翼の下に取り付けられたタービンエンジンで行うことができるので、分解やメンテナンス作業場への輸送を避けることができる。
【００１１】
クリップは、ラグの上流側から軸方向に嵌め込まれてもよい。
【００１２】
本発明の一実施形態では、各々のクリップは、ラグの半径方向上流側面に当てられる横壁で、下流側圧縮機ロータに固定するのにネジまたはボルトを通すためのラグ内の対応オリフィスと位置合わせされたオリフィスを備える横壁を備える。
【００１３】
したがって、各々のクリップは、ディスクを下流側圧縮機ロータと固定する時に、ディスクの半径方向ラグに締め付けられる。横壁の厚さは、固定ネジまたはボルトをさらに大きなネジまたはボルトに交換する必要がない程度に薄い。
【００１４】
有利には、クリップの各々の側方タブは、半径方向ラグの側面のストッパに適合する長手方向のＵ字状のフォールド部を備え、確実にクリップをラグに軸方向に取り付けて、このクリップをこのラグ上で半径方向に保持することができる。
【００１５】
本発明の別の特徴によれば、クリップの各々の横壁は、少なくとも１つの半径方向タブを備え、その自由端部はディスクのリブに沿って上流側に延びる。
【００１６】
好ましくは、各クリップは、平行で互いに円周方向に離間した上述の２つの半径方向タブを備え、クリップがラグに締め付けられる時にクリップが回転するのを防ぐ。
【００１７】
本発明はさらに、上述したようなファンディスクの周辺リブの半径方向ラグの側面を保護するためのクリップであって、中央オリフィスを備える横壁によって接続される２つのほぼ平行な側方タブを備え、各々のクリップの横壁は２つの曲がったタブによって延長され、タブの自由端部はクリップの側方タブと反対方向に延びることを特徴とするクリップに関する。
【００１８】
添付図面を参照して、非限定的な例として挙げられた以下の説明を読むことによって、本発明はよりよく理解され、本発明の他の詳細、利点、および特徴が明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】先行技術のファンディスクの部分概略斜視図である。
【図２】先行技術のファンディスクのスロットに取り付けられるブレードの部分概略断面図である。
【図３】本発明のディスクのラグを保護する手段を備えるディスク部分を上流側から見た概略図である。
【図４Ａ】本発明のファンディスクの半径方向ラグを保護するためのクリップの斜視図である。
【図４Ｂ】本発明のファンディスクの半径方向ラグを保護するためのクリップの斜視図である。
【図５】下流側に配置されている低圧圧縮機ロータに本発明のファンディスクを固定した軸方向断面概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
最初に、図１を参照する。図１は、外周に長手方向リブ１２を備え、長手方向リブ１２間にブレード１６を軸方向に取り付けて半径方向に保持するためのスロット１４が画定されるタービンエンジンファンディスク１０の一部を示す概略図である。各々のブレード１６は、羽根１８と、羽根の基部に形成され、タービンエンジンに流入する空気流の環状ストリームを内側に画定するプラットフォーム２０とを備える。「プロップ」として周知のゾーン２２は、プラットフォーム２０と羽根１８とをブレード根元部２４に接続するゾーンである。
【００２１】
ファンディスク１０の各々のリブ１２は、下流側端部に形成される半径方向ラグ２６を備える。これらのラグ２６はそれぞれ、下流側に配置される低圧圧縮機ロータの環状フランジに形成される対応オリフィスと位置合わせされる軸方向オリフィス２８を備える（図５参照）。固定ネジは、ディスク１０のラグ２６のオリフィス２８と、圧縮機ロータの環状フランジのオリフィスとに挿入される。
【００２２】
各々の半径方向ラグ２６は、各々が突出した長手方向ストッパ３０を有する側面を備える。ラグ２６の側面に形成される各ストッパ３０は、隣接ラグのストッパ３０と円周方向に位置合わせされる（図２）。
【００２３】
ブレード１６がファンディスク１０に取り付けられると、長手方向ストッパ３０の向かい側に位置するのはプロップ２２である。
【００２４】
ブレードが脱落した場合、分離されたブレードは隣接するブレード１６に衝突し、隣接ブレードが傾斜して、プロップ２２が半径方向ラグ２６のストッパ３０と接触する。したがって、これらのストッパ３０は、分離されたブレードの圧力を受けるブレード１６の角移動を制限して、衝突のエネルギーをファンディスク１０に伝達することができる。
【００２５】
先行技術では、これらのストッパ３０が、主にタービンエンジンの始動および停止の衝撃、および地上で停止している時に時々生じる自転の作用により、比較的大きい摩耗を受けたことがわかった。これは、タービンエンジンに流入する空気により、ブレード１６の遠心作用およびスロット１４の安定位置でのブレード根元部２４の係止を達成するのには十分でないファンの回転が生じるためである。その結果、ブレード１６が連続的に傾斜して、プロップ２２とストッパ３０との摩擦を引き起こし、半径方向ラグ２６のストッパ３０が摩耗することになる。
【００２６】
先行技術で提案された上述の解決策は、耐久性がなく、メンテナンス作業場での修理を行うためにはタービンエンジンを分解しなければならず、高価な設備が必要である。
【００２７】
本発明によれば、クリップ３２は、ファンディスク１０の半径方向ラグ２６に取り付けられて、ストッパ３０を保護するためにラグ２６の側面を覆う（図３）。
【００２８】
各々のクリップは、Ｕ字状であり、２つの平行な側方タブ３６、３８に接続されるほぼ長方形の横壁３４を備える。横壁３４は、中央オリフィス４０を備え、平行で端部が側方タブ３６、３８と反対方向に曲がった２つの半径方向の扁平タブ４２、４４によって延長され、これらの２つの半径方向タブ４２、４４は、互いに離間している（図４Ａおよび図４Ｂ）。
【００２９】
クリップ３２の側方タブ３６、３８はそれぞれ、ディスク１０のラグ２６の長手方向ストッパ３０に適合するようにＵ字状の長手方向フォールド部４１を備える。
【００３０】
タービンエンジンディスク１０のラグ２６にクリップ３２を取り付けるために、クリップ３２は、半径方向ラグ４２、４４がリブ１２に沿ってディスク１０の上流側に向かって延びるようにディスク１０に位置決めされる。その後、クリップ３２は、側方タブ３６、３８のＵ字状フォールド部４１がディスク１０の半径方向ラグ２６の長手方向ストッパ３０に適合するように下流側に平行移動され、クリップ３２の横壁３４は半径方向ラグ２６の上流側半径方向面に当てられる。その後、固定ネジ４６が下流側から、クリップ３２、ラグ２６、および低圧圧縮機ロータの環状フランジ４８の位置合わせされたオリフィスに挿入される。固定ナット５０が、クリップ３２の上流側面で締められる（図５）。
【００３１】
横壁３４が約１０分の数ミリメートルの非常に薄い厚さであることを考えると、クリップ３２の挿入により固定ネジ４６の寸法が変わることはない。
【００３２】
半径方向ラグ２６のオリフィス２８の半径方向位置決めの許容差を補償して、どんな場合でも確実にクリップ３２のオリフィス４０を半径方向ラグ２６のオリフィス２８と位置合わせできるように、半径方向タブ４２、４４がディスク１０のリブ１２に対して半径方向間隙Ｊを空けて取り付けられるようなサイズでクリップ３２を形成するのが望ましい。
【００３３】
ラグの側面を保護するためのこのタイプの保護クリップ３２は、新しいファンディスク１０および使用中のディスクの両方に使用できる。使用中のディスクでは、ストッパ３０にある程度摩耗が見られる場合、ストッパ３０の表面をクリップ３２と接触する滑らかな表面にするように研磨することによってブリーチングを行う必要がある。したがって、この作業は、摩耗したラグの側面の０．２ｍｍ〜０．５ｍｍの材料を除去するステップから成る。
【００３４】
クリップ３２は、タービンエンジンが航空機の翼の下の定位置にある時に、ファンディスク１０のラグ２６に組み込むことができる。このことで、拘束時間を低減することができ、各々のクリップ３２は既存の固定要素で固定されるので複雑な設備は必要でない。
【００３５】
クリップ３２は、ＩＮＣＯＮＥＬなどの金属材料で製造することができ、ブレード１６は、チタン製にすることができる。こうすることで、クリップ３２がブレード１６よりも早く摩耗することがほとんどなくなる。
【００３６】
クリップ３２は、金属板を折り曲げて切り取るという連続的な作業によって、または材料ブロックを機械加工することによって、製造することができる。
【図１】
2013519030.tif 000003
【図２】
2013519030.tif 000004
【図３】
2013519030.tif 000005
【図４Ａ】
2013519030.tif 000006
【図４Ｂ】
2013519030.tif 000007
【図５】
2013519030.tif 000008
【国際調査報告】
2013519030.tif 000009
2013519030.tif 000010
2013519030.tif 000011
2013519030.tif 000012