(57)【要約】【解決手段】  ガスタービンディスク上の動翼荷重経路をそらすと、耐疲労寿命に多大な利点が得られる。複数のガスタービン動翼は、ガスタービンディスクに取付け可能であり、ガス各タービン動翼は、ガスタービンディスクの対応する形状のダブテールスロットに係合可能な動翼ダブテールを含む。ガスタービンディスク応力を低減するために、最適材料除去区域は、動翼及び／又はディスクの幾何形状に応じて、ガスタービンディスクでの応力低減と、ガスタービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となるように決定される。材料除去区域からの材料の除去は、最大限の均衡を生じるように行われる。【選択図】      図１２
2008540921.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ディスクに複数のタービン動翼を取付けることができ、各タービン動翼がディスクの対応する形状のダブテールスロットに係合可能な動翼ダブテールを備えていて、動翼ダブテールが正圧側と負圧側とを有するとともに広いタング、中間タング及び狭いタングの３つのタングを含む、タービンディスク及びタービン動翼の少なくとも一方における応力を低減する方法であって、当該方法が、
（ａ）ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点を基準線に対して決定するステップと、
（ｂ）ダブテールバックカットの切込み角度を決定するステップと、
（ｃ）上記開始点及び切込み角度に従って動翼ダブテール又はディスクダブテールスロットの少なくとも一方から材料を除去して、ダブテールバックカットを形成するステップと、
を含んでおり、上記開始点及び切込み角度が、動翼及びディスクの幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となるように最適化され、
上記基準線が、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置しており、ステップ（ａ）が、ダブテールの正圧側で、ダブテールバックカットの開始点が、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にあるように実施される、方法。
【請求項２】
ダブテールの負圧側で、ダブテールバックカットの開始点が、基準線から少なくとも約１．７２５インチ後方にある、請求項１記載の方法。
【請求項３】
ステップ（ｂ）が、切込み角度が正圧側バックカット及び負圧側バックカットの各々で最大約５°になるように実施される、請求項２記載の方法。
【請求項４】
前記開始点及び切込み角度の最適化が、動翼及びディスクの幾何形状について有限要素解析を行うことによって実施される、請求項３記載の方法。
【請求項５】
ステップ（ｂ）が、非平面の表面のダブテールバックカットを規定する複数の切込み角度を決定することによって実施される、請求項１記載の方法。
【請求項６】
ステップ（ｃ）が、動翼ダブテールから材料を除去することによって実施される、請求項１記載の方法。
【請求項７】
ステップ（ｃ）が、ディスクダブテールスロットから材料を除去することによって実施される、請求項１記載の方法。
【請求項８】
ステップ（ｃ）が、動翼ダブテール及びディスクダブテールスロットから材料を除去することによって実施される、請求項１記載の方法。
【請求項９】
ステップ（ｃ）が、さらに、動翼ダブテール及びディスクダブテールスロットから除去した材料に基づいて得られる角度が切込み角度を超えないように実施される、請求項８記載の方法。
【請求項１０】
翼形部と、タービンディスクのダブテールスロットに対応する形状の動翼ダブテールとを備えるタービン動翼であって、
動翼ダブテールが正圧側と負圧側とを有するとともに広いタング、中間タング及び狭いタングの３つのタングを含み、
動翼ダブテールが、動翼の幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となる寸法及び位置のダブテールバックカットを含んでおり、
ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点が、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置する基準線に対して決定され、
ダブテールの正圧側で、ダブテールバックカットの開始点が、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にある、タービン動翼。
【請求項１１】
ダブテールの負圧側で、ダブテールバックカットの開始点が基準線から少なくとも約１．７２５インチ後方にある、請求項１０記載のタービン動翼。
【請求項１２】
正圧側バックカット及び負圧側バックカットの各々の切込み角度が最大約５°である、請求項１１記載のタービン動翼。
【請求項１３】
ダブテールバックカットが非平面の表面を有する、請求項１０記載のタービン動翼。
【請求項１４】
ロータディスクに結合した複数のタービン動翼を備えるタービンロータであって、各動翼が翼形部と動翼ダブテールとを備え、ロータディスクが動翼ダブテールに対応する形状の複数のダブテールスロットを備え、動翼ダブテールが正圧側と負圧側とを有するとともに広いタング、中間タング及び狭いタングの３つのタングを含み、
動翼ダブテール及びダブテールスロットの少なくとも一方が、動翼及びディスクの幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となる寸法及び位置のダブテールバックカットを含んでおり、
ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点が、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置する基準線に対して決定され、
ダブテールの正圧側で、ダブテールバックカットの開始点が、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にある、タービンロータ。
【請求項１５】
ダブテールの負圧側で、ダブテールバックカットの開始点が基準線から少なくとも約１．７２５インチ後方にある、請求項１４記載のタービンロータ。
【請求項１６】
翼形部と、タービンディスクのダブテールスロットに対応する形状の動翼ダブテールとを備えるタービン動翼であって、
動翼ダブテールが正圧側と負圧側とを有するとともに広いタング、中間タング及び狭いタングの３つのタングを含み、
動翼ダブテールが、動翼の幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となる寸法及び位置のダブテールバックカットを含んでおり、
ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点が、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置する基準線に対して決定され、
ダブテールの負圧側で、ダブテールバックカットの開始点が基準線から少なくとも１．７２５インチ後方にある、タービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン技術に関し、具体的には、動翼が取り付けられるディスクにおける応力集中形状部及び／又は動翼自体における応力集中形状部の周辺に動翼荷重経路をそらすように設計された改良動翼及び／又はディスクダブテールに関する。
【背景技術】
【０００２】
ある種のガスタービンディスクは、ディスクの外周に円周方向に離隔した複数のダブテールを有しており、それらの間にダブテールスロットを画成する。ダブテールスロットの各々は、ダブテールスロットに相補的な形状の動翼ダブテールと翼形部とからなる動翼を軸方向に受け入れる。
【０００３】
動翼は、ディスク内の冷却スロットと動翼のダブテール部に形成された溝又はスロットを通して流入する空気によって冷却することができる。通例、冷却スロットはダブテールとダブテールスロットを交互に貫通して円周方向に３６０°延在する。
【０００４】
今回、動翼ダブテールとダブテールスロットとの接触箇所が、突き出た動翼の荷重及び応力集中寸幾何形状のため、寿命制限箇所となるおそれがあることが判明した。従前、ある種のタービンエンジンでは、応力を除去するためにダブテールバックカットが用いられていた。しかし、こうしたバックカットは本質的に軽微で、本発明で取り組んだ問題とは無関係であった。さらに、その位置及び材料の除去量は、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、動翼の有効寿命とのバランスが最大となるように最適化されてはいなかった。
【発明の開示】
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明の例示的な実施形態に係る方法は、タービン動翼又はタービンディスクの少なくとも一方における応力を低減する。ディスクに複数のタービン動翼を取付けることができ、各タービン動翼は、ディスクの対応する形状のダブテールスロットに係合可能な動翼ダブテールを備える。本方法は、（ａ）ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点を基準線に対して決定するステップと、（ｂ）ダブテールバックカットの切込み角度を決定するステップと、（ｃ）上記開始点及び切込み角度に従って動翼ダブテール又はディスクダブテールスロットの少なくとも一方から材料を除去して、ダブテールバックカットを形成するステップとを含む。上記開始点及び切込み角度は、動翼及びディスクの幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となるように最適化される。さらに、上記基準線は、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置しており、ステップ（ａ）は、ダブテールの正圧側では、ダブテールバックカットの開始点が、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にあるように実施される。
【０００６】
本発明の別の例示的な実施形態に係るタービン動翼は、タービンディスクのダブテールスロットに対応する形状の動翼ダブテールと翼形部とを備える。動翼ダブテールは、動翼の幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となる寸法及び位置のダブテールバックカットを含む。ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点は、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置する基準線に対して決定される。ダブテールの正圧側では、ダブテールバックカットの開始点は、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にある。
【０００７】
本発明のさらに別の例示的な実施形態に係るタービンロータは、ロータディスクに結合した複数のタービン動翼を備えており、各動翼は翼形部と動翼ダブテールとを備え、ロータディスクは動翼ダブテールに対応する形状の複数のダブテールスロットを備えている。動翼ダブテール及びダブテールスロットの少なくとも１つは、動翼及びディスクの幾何形状に応じて、ディスクでの応力低減と、動翼での応力低減と、タービン動翼の有効寿命と、タービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となる寸法及び位置のダブテールバックカットを含む。ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定するダブテールバックカットの開始点は、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼ダブテールの前面から一定の距離に位置する基準線に対して決定される。ダブテールの正圧側では、ダブテールバックカットの開始点が、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方に、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方に、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にあるように実施される。
【０００８】
本発明のさらに別の例示的な実施形態では、ダブテールの負圧側では、ダブテールバックカットの開始点は、基準線から少なくとも約１．７２５インチ後方にある。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１は、ガスタービン動翼１２が固定された例示的なガスタービンディスクセグメント１０の斜視図である。ガスタービンディスク１０は、対応する形状の動翼ダブテール１６を収容してガスタービン動翼１２をディスク１０に固定するためのダブテールスロット１４を備えている。図２及び図３は、翼形部１８と動翼ダブテール１６とを備えるガスタービン動翼１２の底部セクションの両側を示す。図２は、ガスタービン動翼１２のいわゆる正圧側を示し、図３は、ガスタービン動翼１２のいわゆる負圧側を示す。
【００１０】
ダブテールスロット１４は一般に「軸方向挿入式」スロットと呼ばれ、動翼１２のダブテール１６は、略軸方向つまりディスク１０の軸線に対して斜めではあるが軸線と略平行にダブテールスロット１４に挿入される。
【００１１】
ガスタービンディスクの応力集中形状部の具体例は冷却スロットである。動翼及びディスク１０の上流面又は下流面には、各ダブテール１６及びダブテールスロット１４の半径方向内側部分を貫通して完全に３６０°円周方向に延在する環状の冷却スロットを設けてもよい。明らかであろうが、ロータディスク１０に動翼を取り付けて、冷却空気（例えば、圧縮機吐出空気）を冷却スロットに供給すれば、冷却スロットからダブテールスロット１４の半径方向内側部分に冷却空気が供給され、動翼１２の基部を通して開口した溝又はスロット（図示せず）を通して冷却空気が流れ、動翼翼形部１８の内部が冷却される。
【００１２】
ガスタービンディスク応力集中形状部の第２の具体例は、動翼保持ワイヤスロットである。動翼１２及びディスク１０の上流面又は下流面には、各ダブテール１６及びダブテールスロット１４の半径方向内側部分を貫通して完全に３６０°円周方向に延在する環状の保持スロットを設けてもよい。明らかであろうが、ロータディスク１０に動翼を取り付けて、動翼保持ワイヤを保持ワイヤスロットに挿入すれば、動翼保持ワイヤによって動翼は軸方向に保持される。
【００１３】
本明細書に開示した特徴は、あらゆる翼形部／ディスク接触面にあまねく適用できる。図１〜図３に示す構造は、様々なクラスのタービンにおける多種多様なディスク及び動翼設計の代表例にすぎない。例えば、寸法及び構成の異なるディスク及び動翼を備える少なくとも３つのクラスのガスタービンが、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社（米国ニューヨーク州スケネクタディ）によって製造されており、例えばＧＥ社の６ＦＡ（及び６ＦＡ＋ｅ）、７ＦＡ＋ｅタービン及び９ＦＡ＋ｅが挙げられる。各タービンは、さらに動翼及びディスク幾何形状の異なる複数の段をタービン内に含む。
【００１４】
今回、動翼ダブテール１６とディスクダブテールスロット１４との接触面が、タービンディスク１０及び／又はタービン動翼１２の寿命制限部位となるおそれのある応力集中を受けることが判明した。ガスタービン動翼の寿命又は空力特性に悪影響を与えずに、かかる応力集中を低減させてディスク及び／又は動翼の寿命を最大限に延ばすことができれば望ましい。
【００１５】
図４〜図７を参照すると、ガスタービン動翼ダブテール１６は、ダブテール正圧側の複数の圧力面又はタング２０と、ダブテール負圧側の複数の圧力面又はタング２０とを含む。タービンのクラスと動翼及びディスク段とに応じて、動翼ダブテールタング２０又はディスクダブテールタング２１（図１参照）の負圧側後端部及び正圧側前端部のいずれか又は両方にバックカット２２を設ければよい。特に図６及び図７を参照すると、バックカット２２は、動翼ダブテール１６又はディスクダブテールスロット１４の正圧面２０から材料を除去することによって形成される。材料は、研削加工、フライス加工などのあらゆる適当な加工法を用いて除去すればよく、動翼ダブテール１６又はディスクダブテールスロット１４の形成に用いた加工法と同一又は同様のものであってもよい。
【００１６】
除去すべき材料の量、従ってバックカット２２の寸法は、まずダブテールバックカットの開始点を基準線に対して決定することによって決定される。なお、ダブテールバックカットの開始点は、ダブテール軸線に沿ってダブテールバックカットの長さを規定する。ダブテールバックカットに関する切込み角度についても決定するが、図６及び図７に示す例示的な角度は最大３°である。開始点及び切込み角度は、動翼及びディスクの幾何形状に応じて、ガスタービンディスク１０での応力低減と、ガスタービン動翼１２での応力低減と、ガスタービン動翼１２の有効寿命と、ガスタービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となるように最適化される。従って、ダブテールバックカット２２が大きすぎると、バックカットは、タービン動翼１２の寿命に悪影響を与える。ダブテールバックカットが小さすぎると、タービン動翼の寿命は最大となるが、タービン動翼とディスクとの接触面での応力集中は最小化されず、ディスクは寿命の最大化による恩恵を受けない。
【００１７】
バックカット２２は平面でもよいし、或いは図６に破線で示すように、バックカット２２’は非平面でもよい。これに関連して、切込み角度は、開始切込み角度として定義される。あるタービンクラスでは、切込み角度は、開始点から、バックカット２２、２２’が十分に深くなって動翼ダブテール１６の動翼荷重面がディスクダブテールスロット１４と接触しなくなるまでの部分に関する。ディスクスロット１４との接触が失われるに至れば、所定の包絡面の外側のいかなる深さ又は形状の切込みであっても許容できる。
【００１８】
上述の通り、動翼ダブテール１６及びディスクダブテールスロット１４が複数のタング２０を含む場合、ダブテールバックカットの開始点及び／又は切込み角度は、複数のタングの各々に対して個別に決定することができる。これに関連して、上述の通り、ダブテールバックカットは、タービン動翼及び／又はディスクの正圧側及び負圧側の一方又は両方に形成することができる。
【００１９】
ダブテールバックカットの開始点及び切込み角度の最適化は、動翼及びディスクの幾何形状について有限要素解析を行うことによって決定される。動翼及びディスクの有限要素格子に対して、エンジンデータに基づく仮想熱的及び構造的荷重を適用して、エンジン作動条件をシミュレーションする。有限要素モデルを用いて、バックカットなしの幾何形状及び一連の様々なバックカット幾何形状を解析する。バックカット幾何形状と動翼及びディスク応力との伝達関数は、有限要素解析から推測される。次に、材料データを用いて予測応力を現場データと相関させて、各バックカット幾何形状について動翼及びディスクの寿命と動翼の空力特性とを予測する。動翼及びディスクの寿命と動翼の空力特性の両方を考慮することによって、最適バックカット幾何形状及び許容できるバックカット幾何形状の範囲が決定される。
【００２０】
基準線Ｗも、動翼又はディスクの幾何形状に応じて変化する。基準線Ｗは、ダブテール軸線の中心線に沿って動翼又はディスクダブテールの前面から一定の距離に位置する。図２１〜図２７は、上述のＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ製タービンの各クラス並びに各動翼及びディスク段についての基準線Ｗの決定を示す。例えば、図２１は、第１のタービンクラスの第１のタイプ（６ＦＡ）における第１段動翼及びディスクに対する基準線Ｗの決定を示しており、この場合、基準線Ｗは、ダブテール軸線の中心線（基準線Ｓ）に沿って動翼及びディスクダブテールの前面から１．７０４インチに位置している。図２２は、第１のタービンクラスの第２のタイプ（６ＦＡ＋ｅ）における第１段動翼及びディスクに対する基準線Ｗの決定を示しており、この場合、基準線Ｗは、ダブテール軸線の中心線（基準線Ｓ）に沿って動翼及びディスクダブテールの前面から１．６９８インチに位置している。図２３は、第１のタービンクラスの第２のタイプの第２段動翼及びディスクに対する基準線Ｗの決定を示しており、この場合、基準線Ｗは、ダブテール軸線の中心線（基準線Ｓ）に沿って動翼及びディスクダブテールの前面から１．９３６インチに位置している。図２４は、第２のタービンクラス（７ＦＡ＋ｅ）における第１段動翼及びディスクに対する寸法２．４７０インチを示しており、図２５は、第２のタービンクラスの第２段動翼及びディスクに対する寸法２．８１７インチを示す。図２６は、第３のタービンクラス（９ＦＡ＋ｅ）における第１段動翼及びディスクに対する寸法２．９４６インチを示し、図２７は、第３のタービンクラスの第２段動翼及びディスクに対する寸法３．３７９インチを示す。基準線Ｗは、各タービンクラスの各段動翼及びディスクについて最適化されたダブテールバックカットの開始点を特定するための特定可能な基準点を与える。
【００２１】
各タービンクラスの各動翼及びディスク段について最適化された開始点及び切込み角度の詳細について、図８〜図２０を参照して説明する。上述の通り、ガスタービンディスクでの応力低減と、ガスタービン動翼での応力低減と、ガスタービン動翼の有効寿命と、ガスタービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスが最大となるように有限要素解析を用いて各ダブテールバックカットについて最適な開始点及び切込み角度を決定した。具体的な寸法について説明するが、本発明は必ずしも、かかる特定の寸法に限定されるものではない。最大ダブテールバックカットは、基準線Ｗから図示した開始点までの公称寸法によって測定される。有限要素解析から、ダブテールバックカットが大きすぎると、ガスタービン動翼の妥当な寿命が犠牲になることが判明した。最適寸法を表す際に、動翼ダブテール１６及び／又はディスクダブテールスロット１４の複数のタング２０について個別の値を決定してもよい。
【００２２】
図８及び図９は、第１のタービンクラスの第１のタイプの第１段動翼及びディスクについての値を示すが、これはタング組間の概略幅で識別される３組のダブテールタングを含んでおり、ダブテールバックカットの開始点は、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．６４９インチ後方にあり、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．５５２インチ後方にあり、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５１９インチ後方にある。切込み角度は最大３°である。
【００２３】
図１０及び図１１は、第１のタービンクラスの第２のタイプの第１段動翼及びディスクについての値を示すが、これはタング組間の概略幅で識別される３組のダブテールタングを含んでおり、ダブテールバックカットの開始点は、広いタング及び中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．５４９インチ後方にあり、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．４６６インチ後方にある。切込み角度は最大３°である。第１のタービンクラスの第２のタイプの第２段動翼及びディスクで、タング組間の概略幅で識別される３組のダブテールタングを含むものを図１２に示すが、この図は、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも０．９２３インチ後方にあり、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．６５４インチ後方にあるダブテールバックカットの開始点を示す。切込み角度は最大５°である。
【００２４】
図１３及び図１４は、３組のダブテールタングを含む第２のタービンクラスの第１段動翼及びディスクについての値を示す。ダブテールバックカットの開始点は、基準線から少なくとも１．９４５インチ後方にあり、切込み角度は最大３°である。タング組間の概略幅によって識別される３組のダブテールタングを含む第２のタービンクラスの第２段動翼及びディスクの正圧側について、図１５は、広いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．５７４インチ前方にあり、中間タングでは基準線Ｗから少なくとも１．４００インチ前方にあり、狭いタングでは基準線Ｗから少なくとも１．２２６インチ前方にあるダブテールバックカットの開始点を示す。切込み角度は最大５°である。図１６に示すように、３組のダブテールタングを含む第２のタービンクラスの第２段動翼及びディスクの負圧側について、ダブテールバックカットの開始点は、基準線から少なくとも１．７２５インチ後方にあり、切込み角度は最大５°である。
【００２５】
図１７及び図１８は、３組のダブテールタングを含む第３のタービンクラスの第１段動翼及びディスクを示しており、この場合、ダブテールバックカットの開始点は、基準線Ｗから少なくとも１．８３９インチ後方にある。切込み角度は最大３°である。図１９には、３組のダブテールタングを含む第３のタービンクラスの第２段動翼の正圧側を示す。ダブテールバックカットの開始点は、基準線Ｗから少なくとも１．８４８インチ前方にあり、切込み角度は最大５°である。図２０には、３組のダブテールタングを含む第３のタービンクラスの第２段動翼及びディスクの負圧側を示す。ダブテールバックカットの開始点は、基準線Ｗから少なくとも２．１５３インチ後方にあり、切込み角度は最大５°である。
【００２６】
明らかであろうが、ダブテールバックカットは、通常の高温ガス流路検査プロセスの際にユニットに形成することができる。この構成では、動翼荷重経路は、ディスク及び／又は動翼応力集中形状部における高応力領域の周辺にそらすべきである。基準線に対する最適開始点及び最適切込み角度を含む逃し切込みパラメータによって、ガスタービンディスクでの応力低減と、ガスタービン動翼での応力低減と、ガスタービン動翼の有効寿命と、ガスタービン動翼の空力特性の維持もしくは向上とのバランスを最大限にするダブテールバックカットが形成される。応力集中の低減は、ガスタービンディスクにおける疲労低減に役立ち、全ディスク疲労寿命に多大な利点が得られる。
【００２７】
現在最も実用的で好ましいと想定される実施形態を参照して本発明を説明してきたが、本発明は、開示した実施形態に限定されるものではなく、特許請求の範囲の技術的思想及び技術的範囲に属する様々な変更及び均等な構成を包含する。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】ガスタービン動翼が取り付けられた例示的なガスタービンディスクセグメントの斜視図。
【図２】上記の例示的なガスタービン動翼の正圧側の斜視図。
【図３】上記の例示的なガスタービン動翼の負圧側の斜視図。
【図４】材料を除去する動翼又はディスクダブテール部の拡大図。
【図５】材料を除去する動翼又はディスクダブテール部の拡大図。
【図６】材料を除去する動翼又はディスクダブテール部の拡大図。
【図７】材料を除去する動翼又はディスクダブテール部の拡大図。
【図８】第１のタービンクラスの第１のタイプにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図９】第１のタービンクラスの第１のタイプにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１０】第１のタービンクラスの第２のタイプにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１１】第１のタービンクラスの第２のタイプにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１２】第１のタービンクラスにおける第２段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１３】第２のタービンクラスにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１４】第２のタービンクラスにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１５】第２のタービンクラスにおける第２段動翼又はディスクの正圧側の材料除去領域を示す図。
【図１６】第２のタービンクラスにおける第２段動翼又はディスクの負圧側の材料除去領域を示す図。
【図１７】第３のタービンクラスにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１８】第３のタービンクラスにおける第１段動翼又はディスクの材料除去領域を示す図。
【図１９】第３のタービンクラスにおける第２段動翼又はディスクの正圧側の材料除去領域を示す図。
【図２０】第３のタービンクラスにおける第２段動翼又はディスクの負圧側の材料除去領域を示す図。
【図２１】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２２】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２３】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２４】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２５】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２６】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【図２７】各タービンクラスの各段動翼又はディスクに対する基準線Ｗの決定を示す図。
【符号の説明】
【００２９】
１０  ガスタービンディスクセグメント
１２  ガスタービン動翼
１４  ダブテールスロット
１６  動翼ダブテール
１８  翼形部
２０  動翼ダブテールタング
２１  ディスクダブテールタング
２２、２２’  バックカット
Ｗ  基準線
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【国際調査報告】
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