(57)【要約】【課題】ターボ機械ファン用のロータディスク、詳細には航空機ターボジェットなどにおけるターボ機械ファン用のロータディスクに関する様々な問題点について簡単で低コストおよび効果的な解決方法を提供すること。【解決手段】ターボ機械のファン用のロータディスク（１０）はディスクの周辺に、下流側端にフックを有する翼根元部（２０）を取り付けおよび保持するためのほぼ軸方向の溝（２２）と、ディスクと翼根元部との間の応力を吸収するために、翼間プラットフォームの取付フランジ（３６）内の溝（２２）の下流側端に位置する空洞（３４）によって形成される変形可能な領域と、を備える。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ターボ機械のファン用のロータディスクであって、
ディスクの周辺に、下流側端にフックを有する翼根元部を取り付けおよび保持するためのほぼ軸方向の複数の溝と、
溝の下流側端に位置する空洞によって形成される変形可能な領域と、
を備え、
空洞が翼間プラットフォームの取付フランジ内に形成されている、
ロータディスク。
【請求項２】
空洞が機械加工で形成されている、請求項１に記載のディスク。
【請求項３】
空洞が軸方向に向けられる、底の閉じた管形状である、請求項１に記載のディスク。
【請求項４】
空洞がドリル加工またはフライス加工により形成されている、請求項１に記載のディスク。
【請求項５】
空洞が横方向に開いており、溝内に通じている、請求項１に記載のディスク。
【請求項６】
請求項１に記載のファン用のロータディスクを備える、航空機ターボジェットなどのターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ターボ機械ファン用のロータディスク、詳細には航空機ターボジェットなどにおけるターボ機械ファン用のロータディスクに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来技術においては、ファンのロータディスクは、ディスク周辺部まわりに取り付けられた、およびディスクフランジに固定されたプラットフォームによって相互に分離された、複数の翼を備える。各翼は中間部分によって翼根元部に結合されたブレードから形成される。翼根元部は、ディスクの周辺にほぼ軸方向に形成された溝に嵌合され、それらの形状の連結によって翼を半径方向に保持する。翼根元部は、横断面においてダブテール形または同様の形状とされる。
【０００３】
ターボ機械が作動しているとき、翼とディスクとの結合を失うと、隣接の翼および関連のプラットフォームの破壊を招く可能性がある。これにより発生する結果は、ファン翼が破損される場合、その翼は隣接の翼を押し付け、この翼に加えられる結果としての力は、溝に対するブレードの傾斜した取り付けに起因して、詳細には上流方向に向く軸方向応力を発生し、これは、翼を上流側に曲げ、および翼根元部とディスクとの間の後部結合に大きな応力を発生させる傾向がある。このため、翼根元部またはディスクの歯が破壊し、連鎖反応を生じて、ファンの翼ならびにプラットフォームの全てを破壊し、ターボ機械に重大な損害を与えることもある。
【０００４】
ある特定のタイプの翼では、溝に嵌合された翼根元部は、下流側でフックに結合される。各フックのいずれかの側面に半径方向に形成された凹部は環状プレートに嵌合され、これにより、翼がディスクの溝内に位置するとき、翼を軸方向に保持する。翼が破損した場合、この固定方法は、中間部分とフックとの結合領域、および凹部とフックとの結合領域に大きな応力を発生する。上と同様に、この応力は翼のフックまたはディスクに破壊を発生する可能性があり、また翼とプラットフォームの連鎖破壊を発生する可能性がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
従来技術では、凹部に通じる約１０ｍｍの長さの軸方向の溝が、翼根元部の各側面に機械加工で形成され、これにより機械加工されたノッチの上流側に力を誘導することによって、中間部分／フックの結合領域と凹部／フックの結合領域とに加えられる応力を制限する。この溝はフックに加わる力を制限するが、これの欠点は、溝の上流側に応力ピークを発生し、結果として翼根元部およびディスクの重大な磨耗を生じ、したがってそれらの寿命を制限することである。多くの解決方法がこれら部品の磨耗を制限するために考えられてきており、また、機械加工されたノッチの上流側端部において材料を除去するか、または翼とディスクとの間にシムをはめ込むことを含んできた。しかしこれら手段は、翼のフックに加えられおよびプラットフォームに伝播される応力を制限することによって、磨耗の問題点を満足に解決しない。
【０００６】
本発明の特定の目的は、これらの様々な問題点について簡単で低コストおよび効果的な解決方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
この目的を達成するために、本発明はターボ機械のファン用のロータディスクを提供し、このロータディスクは、ディスクの周辺に、下流側端にフックを有する翼根元部を取り付けおよび保持するための複数のほぼ軸方向の溝と、溝の下流側端に位置する空洞によって形成される変形可能な領域とを備え、空洞は翼間プラットフォームの取付フランジ内に形成される。
【０００８】
翼の破損が発生すると、翼根元部によってディスクに加わる応力は、ディスクの下流側端部において最大になり、翼間プラットフォームの取付フランジの空洞の局所的弾性変形を発生し、これにより、ディスクおよび翼間プラットフォームに加えられる応力を制限する。このように、翼およびプラットフォームは、エンジンが停止されるまで所定の位置に保持され、これにより、ターボ機械の重大な破壊を回避する。
【０００９】
本発明によるロータディスクの翼では、力を迂回させるための軸方向の機械加工を必要としない。これにより、この機械加工に起因するディスクおよび翼の磨耗現象をなくすると同時に、翼間プラットフォームの取付フランジに形成された空洞によって、フックに加えられおよびプラットフォームに伝播される応力を制限する。
【００１０】
本発明の別の形態によれば、空洞は機械加工で形成される。
【００１１】
有利には、空洞は軸方向に向けられ、底の閉じた管形状である。
【００１２】
本発明の１つの実施形態では、空洞はドリル加工またはフライス加工により形成される。
【００１３】
本発明の別の変形形態では、空洞は横方向に開いており、溝内に通じている。
【００１４】
本発明はまた、上述のタイプのファンロータディスクを備える、例えば航空機ターボジェットなどのターボ機械に関する。
【００１５】
本発明の別の利点および特徴は、添付の図面に関連して非限定の実例として提供される以下の説明によって明らかになるであろう。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
最初に図１を参照する。図１は翼１２を保持するファンディスク１０を示し、一方、図２は従来技術の翼の半径方向内側の下流部分を示す。
【００１７】
翼は中間部分１８を介して翼根元部２０に結合されたブレード１４から形成されている。ディスク１０は外側周辺まわりに規則的に分散された複数のほぼ軸方向の溝２２を備え、翼１２はこれら溝に嵌合されている。プラットフォーム（図示せず）は翼の間に配置され、ターボ機械に入る空気流を方向付けるのに役立つ。ダブテールまたは同様形状の翼根元部２０は、溝２２に嵌合して、ロータディスク１０上に翼１２を半径方向に保持する。ディスク１０の翼根元部２０に続く下流側には、根元部２０の横面のそれぞれに半径方向の凹部２６を備えるフック２４が形成されている。これら凹部は環状プレート２８に嵌合して、翼１２の根元部２０をディスク１０の溝２２内に軸方向に固定する。
【００１８】
ターボ機械が作動しているとき、中間部分／フック結合領域３０および凹部／フック結合領域３２は大きな応力を受ける。翼が破損すると、ディスクから外れた翼と隣接の翼との半径方向の接触により、溝内の翼の取り付けに起因して、中間部分／フック結合領域３０および凹部／フック結合領域３２に追加の応力を発生する。結果的に、翼の背面に加えられる応力は減少し、フック２４を破壊する可能性がある。このような応力はまた、ディスク、したがってディスクに固定された翼間プラットフォームを破壊する可能性がある。ディスクの第２翼との結合の破壊により連鎖反応が発生し、ファン翼および関連のプラットフォームの全体破壊に至り、結果としてターボ機械に重大な破壊を生じる可能性もある。したがって、翼を溝内の所定の位置に保持し、翼の破損時にプラットフォームをディスク取付フランジ上に保持することは極めて重要である。
【００１９】
従来技術では、図２に示されるとおり、凹部２６から入る軸方向のノッチ３８がフック２４の各側面に機械加工で形成されている。軸方向のノッチ３８は、点線矢印で示されるとおり、負荷をノッチから離して迂回させ、これにより、フックに加えられる応力を減少させる。ノッチのない場合に発生する力は実線矢印で示されている。このように、フックに加えられる応力は制限され、翼は良好に機能する。しかしこのタイプの解決方法は、ノッチ３８の上流側端部に大きな応力が発生し、これにより翼根元部およびディスクの重大な磨耗を生じる理由から、満足されるものはない。
【００２０】
この磨耗現象を克服し、さらに翼／ディスク結合に加えられ、およびプラットフォームに伝播される応力を制限するために、本発明ではディスクの翼根元部のフック部に、溝２２の半径方向外側に位置する変形可能領域３４をディスク１０に設ける。
【００２１】
図３、図４および図５に示されるとおり、変形可能領域３４が、翼間プラットフォーム（図示せず）の取付フランジ３６内に形成された空洞３４によって形成され、溝２２の側壁（図３から図５）にほぼ沿って延びるフランジ３６に固定される。
【００２２】
図３および図４は本発明の最初の２つの実施形態を示し、これらの実施形態では、空洞３４は軸方向に向けられ、閉じた底面を有する管形状である。
【００２３】
図５に示される本発明の第３の実施形態では、空洞３４は横方向に開いており、溝内に通じている。
【００２４】
これらのそれぞれの実施形態では、空洞の直径は、例えば約６から９ｍｍであってもよく、空洞の壁厚は０から３ｍｍであり、深さは約２０ｍｍである。これらの値は、約２００ｍｍの外径を有するロータディスク１０における指針として与えられる。
【００２５】
これらの空洞は、ドリル加工またはフライス加工といった高速の簡単な機械加工方法によって生成されてもよい。
【００２６】
翼間プラットフォームの取付フランジ３６に空洞３４を設けることにより、空洞は翼の破損時に弾性変形可能になる。翼に作用する引抜力は、空洞３４の方向に向けられる。したがって背面フックに加わる応力は減少し、フックの破壊を防止し、翼を溝内の所定の位置に保持でき、ターボ機械が停止するまで、関連のプラットフォームをディスク１０のフランジ３６に固定して保持できる。さらに、正常動作では、寿命は翼根元部２０の軸方向の機械加工（必要でなくなるため）に起因する磨耗によって制限されなくなる。
【００２７】
上述のとおり、本発明はフック２４を有する翼１２において組み合わせて用いる場合に特に有利であるが、本発明はこのタイプの用途に限定されず、他の全てのタイプのファン翼１２において利用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００２８】
【図１】本発明によるディスクの部分斜視図である。
【図２】従来技術によるファン翼根元部の下流側部分の斜視図である。
【図３】本発明によるロータディスクの第１実施形態の概略斜視図である。
【図４】本発明によるロータディスクの第２実施形態の概略斜視図である。
【図５】本発明によるロータディスクの第３実施形態の概略斜視図である。
【符号の説明】
【００２９】
１０  ロータディスク
１２  翼
１４  ブレード
１８  取付フランジ
２０  翼根元部
２２  溝
２４  フック
２６  凹部
２８  環状プレート
３０  中間部分／フック結合領域
３２  凹部／フック結合領域
３４  変形可能領域
３６  取付フランジ
３８  ノッチ
【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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【外国語明細書】
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