(57)【要約】【課題】翼−ディスク組立構造体においてディスク側に存在する不均一性による過大振動を判定する方法を提供する。【解決手段】翼−ディスク組立構造体の不均一性を複数の程度に模擬的に変化させた固有振動数解析と応答シミュレーション解析を実施し、固有振動数解析の結果から得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘと応答シミュレーション解析の結果から得られた振動レベル増加量ｙとの関係ｙ＝ｆ（ｘ）を予め求め、検査対象ディスクの直交振動モードの固有振動数計測を実施し、固有振動数計測で得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘ１から、前記関係ｙ＝ｆ（ｘ）により検査対象ディスクの振動レベル増加量ｙ１を予測する。【選択図】図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
検査対象ディスクの外周部に複数の翼を備えた翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法であって、
前記翼−ディスク組立構造体の不均一性を複数の程度に模擬的に変化させた固有振動数解析と応答シミュレーション解析を実施し、
前記固有振動数解析の結果から得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘと応答シミュレーション解析の結果から得られた振動レベル増加量ｙとの関係ｙ＝ｆ（ｘ）を予め求め、
検査対象ディスクの直交振動モードの固有振動数計測を実施し、
前記固有振動数計測で得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘ１から、前記関係ｙ＝ｆ（ｘ）により検査対象ディスクの振動レベル増加量ｙ１を予測する、ことを特徴とする翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法。
【請求項２】
前記固有振動数解析において、節直径で特徴付けられるディスク振動モードの固有振動数の周波数分離度を前記周波数分離度ｘとする、ことを特徴とする請求項１に記載の翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法。
【請求項３】
前記検査対象ディスクの直交振動モードの固有振動数計測は、ハンマリングによる、ことを特徴とする請求項１に記載の翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ディスクの外周部に複数の翼を備えた翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ターボ機械、ガスタービン、航空エンジン等には、円板状のディスクの外周部に複数の翼を備えた翼−ディスク組立構造体が用いられる。かかる翼−ディスク組立構造体は、「翼車」とも呼ばれる。
【０００３】
翼−ディスク組立構造体すなわち翼車は、高速回転するため、回転時の振動や振幅を小さく抑える必要がある。そのため、翼車に関して従来から種々の提案がされている（例えば、特許文献１〜３）。
【０００４】
特許文献１の「タービン翼車及びタービン翼車の製造方法」は、共振回避設計をすべき振動モードと、それに関わる共振条件にある励振次数範囲を明確に限定できることを目的とする。
そのため、この発明は、図７に示すように、ロータディスク５４に取付けられた動翼５１の半径方向の異なる位置に、タイワイヤ５３とシュラウド５２などからなる少なくとも２種の周方向連結構造を持たせ、これにより全周１リング翼構造と群翼構造をひとつの翼車に併せ持たせ、このとき、シュラウド５２によるタービン動翼５１の先端部の連結構造又はタイワイヤ５３によるタービン動翼中間部の連結構造の一方の周方向分割グループ数が１２〜３０個になるようにしたものである。
この発明は、ディスク連成振動モードに着目した振動低減法に基づくものであるが、構造物の不均一性およびそれによる振動レベルの増加は考慮していない。
【０００５】
特許文献２の「タービン翼車」は、タービン翼構造において、共振回避設計をすべき振動モードの単一な正弦波状の節直径振動モードの発生を防ぎ、翼の振幅を小さくすることを目的とする。
そのため、この発明は、図８に示すように、タービン動翼６１が回転体のロータ６４にディスク６３を介して備えられ、動翼６１は半径方向の少なくとも１カ所の位置にワイヤあるいはシュラウド６２など周方向に延びる連結部材を備え、隣り合う動翼６１をある本数ごとに周方向に連結し、ディスク６３の周方向には、等間隔に突起物６５、あるいは溝を設けたものである。
この発明も、ディスク連成振動モードに着目した振動低減法に基づくものであるが、構造物の不均一性およびそれによる振動レベルの増加は考慮していない。
【０００６】
特許文献３の「タービン動翼の配列方法」は、所定の設計公差内で製造された複数のタービン動翼を高速回転するディスクの外周に等間隔で取り付け、かつ発生する振動レベルを十分に小さく抑制することを目的とする。
そのため、この発明は、図９に示すように、複数のタービン動翼の固有振動数をそれぞれ計測し、タービン動翼を複数のグループに分割し、各グループ内のタービン動翼を固有振動数の小さい順にディスクの反回転方向に沿って配列するものである。
この発明は、本願発明の発明者らによる翼の固有振動のばらつきの不均一を前提にしたばらつき低減法に関するものであり、ディスク側の不均一は考慮していない。
【０００７】
【特許文献１】特開平５−９８９０７号公報、「タービン翼車及びタービン翼車の製造方法」
【特許文献２】特開平６−１９３４０１号公報、「タービン翼車」
【特許文献３】特開平１０−４７００７号公報、「タービン動翼の配列方法」
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００８】
図１は、翼−ディスク組立構造体（翼車）の模式的斜視図である。
翼−ディスク組立構造体（翼車）の翼には種々の外力が加わり、その外力との共振が問題になる。翼−ディスク組立構造体は翼がディスクに等間隔で配置された周期対称構造であるが、この図１に模式的に示すように、それぞれの部品の寸法や諸条件には製造工差内でわずかな不均一が存在している。不均一の具体例は、翼同士の固有振動数のばらつき、ディスク固定部（カービック、スプラインなど）の不均一、シュラウドの接触状態の不均一などである。
【０００９】
図２は、翼の固有振動数比と振動応答比の例を示す図である。この図において、固有振動数比は、平均値を１００％として正規化した固有振動数であり、振動応答比は平均値を１００％として正規化した振動応答である。
これらの不均一の割合は図２Ａに例示するように、基準特性のたかだか数％であるが、これがディスクとの構造連成によって増幅され、その結果、図２Ｂに例示するように、各翼の振動レベルを均一という前提で設計された場合の数倍までばらつかせて、過大な振動が発生することがある。
【００１０】
翼−ディスク組立構造体（翼車）の不均一の要因は翼側とディスク側の両方にあるが、従来は翼の不均一性のみに注目し、ディスク側に存在する不均一の影響は考慮されていなかった。そのため、従来は、ディスク側にも存在する不均一が過大振動に対してどの程度許容されるのかは不明であった。
【００１１】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、翼−ディスク組立構造体においてディスク側に存在する不均一性による過大振動を判定する方法を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、検査対象ディスクの外周部に複数の翼を備えた翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法であって、
前記翼−ディスク組立構造体の不均一性を複数の程度に模擬的に変化させた固有振動数解析と応答シミュレーション解析を実施し、
前記固有振動数解析の結果から得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘと応答シミュレーション解析の結果から得られた振動レベル増加量ｙとの関係ｙ＝ｆ（ｘ）を予め求め、
検査対象ディスクの直交振動モードの固有振動数計測を実施し、前記固有振動数計測で得られた直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘ１から、前記関係ｙ＝ｆ（ｘ）により検査対象ディスクの振動レベル増加量ｙ１を予測する、ことを特徴とする翼−ディスク組立構造体の過大振動判定方法が提供される。
【００１３】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記固有振動数解析において、節直径で特徴付けられるディスク振動モードの固有振動数の周波数分離度を前記周波数分離度ｘとする。
【００１４】
また前記検査対象ディスクの直交振動モードの固有振動数計測は、ハンマリングによる。
【発明の効果】
【００１５】
上記本発明の方法によれば、ディスク状構造の諸特性に不均一がある場合にのみに現れる「直交振動モードの固有振動数分離現象」を振動ばらつきの量を表す代表パラメータとして利用する。
【００１６】
すなわち、この方法によれば、代表パラメータとして直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘを用いることにより、いろいろな原因に起因する不均一の程度をひとつの量（周波数分離度ｘ）として表すことができる。
また検査対象ディスクの特定モードの固有振動数計測（例えばハンマリング）によって容易に得られる実測値から検査対象ディスクの周波数分離度ｘ１を求め、事前に行った解析によって設けた許容値と比較することで過大振動に対してどの程度許容されるのかが判定可能となる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下、本発明の好ましい実施形態を図面を参照して説明する。
【００１８】
タービンの翼−ディスク組立構造体（翼車）では、組立状態の不均一や翼の振動特性にばらつきがある場合（以下、Ｍｉｓｔｕｎｅ系と呼ぶ）に、これらの不均一が無い場合（以下、Ｔｕｎｅ系と呼ぶ）に比べて翼振動レベルが大きく増大する場合がある。
【００１９】
本発明の発明者は、この原因を究明するために、タービン翼の回転２次成分と翼−ディスク組立構造体の２節直径振動モードの共振を対象に、ディスク固定状態を種々変えた状態での振動モード実測、翼単体の固有振動数とディスク拘束に不均一を与えた固有値解析と応答解析を実施した。
これらから、各不均一要因の振動応答への影響を検討した結果、ディスク拘束の不均一が振動レベルへ与える影響が特に大きいことがわかった。
【００２０】
（振動モード実測およびＭｉｓｔｕｎｅ系固有値解析）
振動モード実測では特定翼の局所的大振幅（Ｍｏｄｅ  Ｌｏｃａｌｉｚａｔｉｏｎ）と、ディスクモード対の周波数分離（Ｍｏｄｅ  Ｐａｉｒ  Ｓｐｌｉｔ）の２つの傾向が確認された。これは、不均一を含むＭｉｓｔｕｎｅ系の振動モードに特徴的な傾向であり、Ｔｕｎｅ系では２つのモード対は同一の周波数に存在し、ディスクモード対の周波数分離は現れない。
特定翼の局所的大振幅は、翼単体固有振動数のばらつきの影響であり、ディスクモード対の周波数分離はディスク結合不均一の影響が現れたものである。
これらの傾向は、以降の検討に用いた解析でも再現された。
【００２１】
図３は、翼−ディスク組立構造体の不均一性の相違と振動レベルとの関係を示すＦＥＭ解析例である。この解析例の詳細は後述する。
【００２２】
この図において、Ａは組立状態の不均一や翼の振動特性にばらつきが無い場合（ばらつき無し）、Ｂは翼のばらつきのみが有る場合（ばらつきのみ）、Ｃは翼−ディスク間の拘束に不均一のみがある場合（拘束不均一のみ）、Ｄは固有振動数にばらつきがあり、かつ翼−ディスク間の拘束に不均一がある場合（固有振動数ばらつき＋拘束不均一）である。
【００２３】
（Ｔｕｎｅ系固有値解析と応答解析）
（Ｍｉｓｔｕｎｅ系応答解析）
図３において、Ｍｉｓｔｕｎｅ系Ｂ〜Ｄでは、翼単体の固有振動数ばらつき、ディスク拘束不均一のどちらがあっても翼振動レベルはＴｕｎｅ系に比べて増加する。しかし、その影響度はディスク拘束不均一（Ｃ，Ｄ）による方が大きく、翼単体の固有振動数ばらつきによる影響はほとんど現われない（Ｂ）。
【００２４】
上述した知見に基づき、本発明の方法では、図４に模式的に示すように、振動モードの周波数分離度ｘと振動レベル増加量ｙの関係を種々の拘束不均一を想定した応答シミュレーション解析により事前に得て、これと振動許容値との関係により、周波数分離度に基準を設ける（図４Ｂ）。次いで、実測（ハンマリングによる固有振動数計測）によってディスクの当該モードの周波数分離度ｘ１を得（図４Ｂ）、さきに設けた基準との比較によって合否を判断する。
なお、本出願において、直交振動モード（この例ではディスク主体モード）の固有周波数の分離度（Ｈｚ）を単に「モードの分離度」と呼ぶ。
【実施例１】
【００２５】
（振動モード計測）
翼−ディスク組立構造体を用いて、振動モードを実測した。またこの計測条件として、複数の翼をディスクに固定するための周方向８本のボルトの締付けトルクを１８通りに変化させて試験した。１８通りのうち１ケースは、上半分のボルトを手締めとし、残りのトルクを０とした（手締め条件）。
【００２６】
この試験の結果、以下の傾向が確認された。
（１）４２０Ｈｚと４３１Ｈｚ付近に２節直径モードの固有振動数が存在する。
（２）手締め条件では、４２０Ｈｚのモード（ディスク主体モード）の固有振動数が１０Ｈｚ低下する。他のモードは大きな変化無し。
【実施例２】
【００２７】
（ＦＥＭ解析）
図５は、ＦＥＭ解析に用いた解析モデル形状を示す斜視図である。このモデルを用い、以下の４通りのケースの固有値解析を実施した。
ケースＴ−Ｆ：全翼の固有振動数が同一（Ｔｕｎｅ系）＋ディスク固定部端面全周を均一に拘束。
ケースＴ−Ｈ：全翼の固有振動数が同一（Ｔｕｎｅ系）＋ディスク固定部端面の半周のみ拘束した。
ケースＭ−Ｆ：全翼の固有振動数が不均一（Ｍｉｓｔｕｎｅ系）＋ディスク固定部端面全周を均一に拘束。
ケースＭ−Ｈ：全翼の固有振動数が不均一（Ｍｉｓｔｕｎｅ系）＋ディスク固定部端面の半周のみ拘束した。
【００２８】
この固有値解析の結果を表１に示す。この結果から、以下の知見が得られた。
（１）解析結果は、２節直径モードの周波数分離、翼の局所的振動など、実測の傾向をよく再現している。
（２）２節直径モードの周波数分離は、主にディスク固定部の拘束不均一により生じる。一方、翼固有振動数ばらつきには大きく左右されない。
（３）特定の翼の局所的振動は、翼固有振動数ばらつきにより生じ、カービック部の拘束条件には大きく左右されない。
【００２９】
【表１】
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【実施例３】
【００３０】
（周波数応答解析）
実施例２と同一条件で周波数応答解析を実施した。
図６は、周波数応答解析で得られた周波数と応答振幅の関係図である。なお各図において、横軸は周波数（Ｈｚ）、縦軸は応答振幅を示している。
【００３１】
図６Ａは、Ｔｕｎｅ系の拘束不均一無し（ケースＴ−Ｆ）の場合である。このケースでは全翼が同一振幅で応答する（図で翼列１〜８９の結果が一致している）。また、２節直径モードの固有振動数のみで応答し、他のモードでは応答ゼロである。
図６Ｂは、Ｔｕｎｅ系のＴＯＰ振分け１８０度分の拘束を解除（ケースＴ−Ｈ）の場合である。このケースでは全翼（翼列１〜８９）の応答振幅にばらつきが生じている。また、２節直径モードの固有振動数以外でも応答が発生している。さらに、応答最大値は翼ばらつきの場合より増大している。
図６Ｃは、Ｍｉｓｔｕｎｅ系のＴＯＰ振分け１８０度分の拘束を解除（ケースＭ−Ｈ）の場合である。このケースでは、翼主体モード付近（４３５Ｈｚ）のピークが増えている。その他の点では、図６Ｂと同様である。
【００３２】
上述した知見に基づき、本発明の方法では、図４に模式的に示したように、振動モードの周波数分離度ｘと振動レベル増加量ｙの関係を種々の拘束不均一を想定した応答シミュレーション解析により事前に得て、これと振動許容値との関係により、周波数分離度に基準を設ける（図４Ｂ）。次いで、実測（ハンマリングによる固有振動数計測）によってディスクの当該モードの周波数分離度ｘ１を得（図４Ｂ）、さきに設けた基準との比較によって合否を判断する。
【００３３】
本発明の方法によれば、ディスク状構造の諸特性に不均一がある場合にのみに現れる「直交振動モードの固有振動数分離現象」を振動ばらつきの量を表す代表パラメータとして利用する。
すなわち、この方法によれば、代表パラメータとして直交振動モードの固有振動数の周波数分離度ｘを用いることにより、いろいろな原因に起因する不均一の程度をひとつの量（周波数分離度ｘ）として表すことができる。
また検査対象ディスクの特定モードの固有振動数計測（例えばハンマリング）によって容易に得られる実測値から検査対象ディスクの周波数分離度ｘ１を求め、事前に行った解析によって設けた許容値と比較することで過大振動に対してどの程度許容されるのかが判定可能となる。
【００３４】
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】翼−ディスク組立構造体（翼車）の模式的斜視図である。
【図２】翼の固有振動数比と振動応答比の例を示す図である。
【図３】翼−ディスク組立構造体の不均一性の相違と振動レベルとの関係を示すＦＥＭ解析例である。
【図４】本発明の方法を模式的に示す図である。
【図５】ＦＥＭ解析に用いた解析モデル形状を示す斜視図である。
【図６】周波数応答解析で得られた周波数と応答振幅の関係図である。
【図７】特許文献１のタービン翼車の模式図である。
【図８】特許文献２のタービン翼車の模式図である。
【図９】特許文献３のタービン動翼の配列方法の模式図である。
【符号の説明】
【００３６】
ｘ，ｘ１  直交振動モードの固有振動数の周波数分離度
ｙ，ｙ１  振動レベル増加量
【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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