(57)【要約】【課題】　本発明は、一般にガスタービンエンジンブレードに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンブレードの破損防止を促進するための方法及び装置に関する。【解決手段】　ガスタービンエンジン（１０）のローター組立体（１２）の製造を可能にする方法。この方法は、一体化したダブテール（５２）から延びる翼形部（５０）を含み、ローター組立体内でダブテールを用いて取り付けられるブレード（３０）を形成し、ブレードの少なくとも一部から突出部（９４）を延在させて、ブレードの少なくとも一部（８６）内で生じた応力をブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進してブレードの破損防止を促進することを含む。【選択図】　　　図１
2004138069.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のローター組立体（１２）を製造する方法であって、
　一体化したダブテール（５２）から延びる翼形部（５０）を含み、前記ローター組立体内で前記ダブテールを用いて取り付けられるブレード（３０）を形成し、
　前記ブレードの少なくとも一部から突出部（９４）を延在させて、前記ブレードの少なくとも一部（８６）内で生じた応力を前記ブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進して前記ブレードの破損防止を促進する、
ことを含む方法。
【請求項２】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部が前記ブレードの少なくとも一部から外方に延びるように前記突出部を前記ブレードの少なくとも一部に連結することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部が前記ブレードの少なくとも一部から外方に延びるように前記突出部を前記ブレードの少なくとも一部上で一体的に形成することを含む請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部を用いて前記ブレードの少なくとも一部の動きの少なくとも部分的な抑制を促進させることを含む請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部を用いて前記ブレードの少なくとも一部（８６）内の引張応力を前記ブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進させることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部を用いて前記ブレードの少なくとも一部の回転の少なくとも部分的な抑制を促進させることを含む請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記ブレードの少なくとも一部（８６）から突出部（９４）を延在させることが、前記突出部を用いて第２ガスタービンエンジンブレードの破損及びブレード脱落の少なくとも一方の間は、該ブレードの少なくとも一部内の応力を前記ブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進させることを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記突出部（９４）を用いて前記ブレード（３０）の少なくとも一部内の応力を維持することが、前記突出部を用いて第２ガスタービンエンジンブレードの破損及びブレード脱落の少なくとも一方の間は、前記ブレードの少なくとも一部の動きを少なくとも部分的に抑制することを促進することを含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
ガスタービンエンジンブレード（３０）であって、
　翼形部（５０）と、
　前記翼形部と一体的に形成されるダブテール（５２）と、
　前記翼形部と前記ダブテールの少なくとも一方から外方に延び、前記ブレードの動きを少なくとも部分的に抑制することを促進して前記ブレードの破損防止を促進するよう構成された突出部（９４）と、
を備えるガスタービンエンジンブレード（３０）。
【請求項１０】
前記突出部（９４）が、前記翼形部（５０）と前記ダブテール（５２）の少なくとも一方内で生じる応力を前記ブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進するように更に構成されている、請求項９に記載のブレード（３０）。
【請求項１１】
前記突出部（９４）が、前記翼形部（５０）と前記ダブテール（５２）の少なくとも一方内の引張応力を前記ブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進するように更に構成されている、請求項１０に記載のブレード（３０）。
【請求項１２】
前記突出部（９４）が、前記ダブテール（５２）から半径方向外方に延びることを特徴とする請求項９に記載のブレード（３０）。
【請求項１３】
ガスタービンエンジンのファン組立体（１２）であって、
　ファンハブ（２４）と、
　前記ファンハブから半径方向外方に延び、ダブテール（５２）と前記ダブテールから外方に延びる翼形部（５０）と該ダブテールから外側に延びて前記ダブテールと前記翼形部の少なくとも一方内で生じる応力を所定の破損閾値よりも低く維持する突出部（９４）とを含む、少なくとも１つのファンブレード（３０）と、
を備えるファン組立体。
【請求項１４】
前記突出部（９４）が、前記ファンブレード（３０）の動きを少なくとも部分的に抑制することを促進するよう構成されて、前記ファンブレード翼形部（５０）と前記ファンブレードダブテール（５２）の少なくとも一方内で生じる応力が、前記ファンブレードの所定の破損閾値よりも低く維持されることが促進されるようになる請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項１５】
前記突出部（９４）が前記ダブテール（５２）に連結される請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項１６】
前記突出部（９４）が前記ダブテール（５２）と一体的に形成される請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項１７】
前記ダブテール（５２）が該ダブテールから外方に延びるスペーサー（８４）を備え、前記突出部が前記スペーサーから外方に延びている請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項１８】
前記ファンブレード（３０）が更に翼形部先端（３２）を備え、前記翼形部（５０）が前記ダブテール（５２）と前記翼形部先端との間から延び、前記突出部（９４）が前記翼形部先端から離れる方向の該ダブテール部分から外方に延びていることを特徴とする請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項１９】
前記ファンハブ（２４）が該内部に少なくとも１つのディスクスロット（７４）を備え、前記ダブテール（５２）が前記ディスクスロット内で少なくとも部分的に支持されて前記ファンベースに対して前記ファンブレード（３０）が固定されるようになり、前記突出部（９４）が前記ダブテールから前記ディスクスロットに半径方向に延びて、前記ディスクスロット内での前記ファンブレードの動きを少なくとも部分的に抑制することを促進することを特徴とする請求項１３に記載のファン組立体（１２）。
【請求項２０】
前記突出部（９４）が更に、前記ディスクスロット（７４）に対する前記ファンブレード（３０）の回転を少なくとも部分的に抑制することを促進するように構成されていることを特徴とする請求項１９に記載のファン組立体（１２）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
　本発明は、一般にガスタービンエンジンブレードに関し、より具体的には、ガスタービンエンジンブレードの破損防止を促進するための方法及び装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
　少なくとも一部の既知のガスタービンエンジンは、流れに沿って直列配置された、ファン組立体と、エンジンに流入する空気流を加圧する高圧圧縮機とを有するコアエンジンを含む。該燃焼器は、その後タービンノズル組立体を通して高圧タービン及び低圧タービンに向けて導かれる燃料空気混合気を燃焼させ、該タービンの各々は、燃焼器を流出する空気流から回転エネルギーを取り出す複数のロータブレードを含む。
【０００３】
　システム内の構成部品の破損は、システム及び／又は他のシステムの構成部品に重大な損傷を与える場合があり、更に破損した構成部品が交換又は修理される間、システム動作を一時的な停止を要する場合もある。特に、構成部品がターボファン式ガスタービンエンジンのファンブレードである場合、ブレード脱落により、外れたブレードから下流側にあるブレードに損傷を与える可能性がある。より具体的には、下流側ブレードへの損傷の程度によって、外れたブレード又は損傷した後部ブレードより下流側にある他のブレードも更に損傷する恐れがある。後部ブレードの損傷は後部ブレードを破損させ、これによりターボファン式ガスタービンエンジンの運転の一時的な停止を要する恐れがあり、及び／又はターボファン式ガスタービンエンジン内の他のファンブレード及び／又は他の構成部品への損傷を与える可能性がある。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
　例えば、少なくとも一部の既知のターボファン式ガスタービンエンジンは、半径方向外方に延びる複数のファンブレードを有するファンベースを含む。外れたブレードの後部ブレードへの衝突は、後部ブレードにファンの回転に対して接線方向の軸周りで振動させる可能性がある。最初に、後部ブレードは接線軸周りを後部ブレードの前方部に向かって振動し、後部ブレードがディスクスロットから離れて半径方向外方に取り外されるようになる。次いで、接線軸周りの後部ブレードの動きはファンの回転により反転して、後部ブレードは該ブレードの後端に向かって後方に振動するようになる。ブレードの振動は、ブレード内の圧縮応力及び引張応力を誘発するようになる。後部ブレードのこの引張応力及び圧縮応力の大きさは、後部ブレードを破損させるブレード材料の破損閾値を超える可能性がある。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
　１つの態様において、ガスタービンエンジンのためのファン組立体を製造する方法が提供される。この方法は、一体化したダブテールから延びる翼形部を含み、ローター組立体内でダブテールを用いて取り付けられるブレードを形成し、ブレードの少なくとも一部から突出部を延在させて、ブレードの少なくとも一部内で生じた応力をブレードの所定の破損閾値よりも低く維持することを促進してブレードの破損防止を促進することを含む。
【０００６】
　別の態様において、翼形部と、前記翼形部と一体的に形成されるダブテールと、翼形部とダブテールの少なくとも一方から外方に延びる突出部とを備えるガスタービンエンジンブレードが提供される。突出部は、ブレードの動きを少なくとも部分的に抑制することを促進してブレードの破損防止を促進するよう構成されている。
【０００７】
　更に別の態様において、ガスタービンエンジンのファン組立体が提供される。ファン組立体は、ファンハブと、ファンハブから半径方向外方に延びる少なくとも１つのファンブレードとを備える。ファンブレードは、ダブテールと、ダブテールから外方に延びる翼形部と、ダブテールから外側に延びてダブテールと翼形部の少なくとも一方内で生じる応力を、ファンブレードの所定の破損閾値よりも低く維持する突出部とを備える。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００８】
　本明細書で使用されている用語「破損」及び「破損する」は、どのような損傷及び構成部品が正しく機能することを少なくとも部分的に損なう他の状況をも含むことができ、例えば、どのような損傷及び構成部品が正しく機能することを少なくとも部分的に損なう他の状況は、構成部品の完全な破損、構成部品の部分的破損、構成部品の形状の変化、及び構成部品の特性の変化を含むことができるが、これに限定されない。上記の例は例証に過ぎず、従って、用語「破損」及び「破損する」の定義及び／又は意味はどのようにも限定されるものではない。更に、本発明は、ターボファン式ガスタービンエンジンに関して、より具体的には、ターボファン式ガスタービンエンジン内のファンブレードの使用に関してここで説明しているが、本発明はどのような構成部品にも適用可能であることは理解されるであろう。従って、本発明の実施はターボファン式ガスタービンエンジンのファンブレード又は他の構成部品に限定されない。
【０００９】
　図１は、ファン組立体１２、高圧圧縮機１４、及び燃焼器１６を含むターボファン式ガスタービンエンジン１０の概略図である。エンジン１０はまた、高圧タービン１８、低圧タービン２０、及びブースタ２２を含む。ファン組立体１２は、内部に複数のディスクスロット（図１には図示せず）を有するファンハブ２４を備え、該ディスクスロットはファンハブ２４の周りに円周方向に間隔を置いて配置されている。ファン組立体１２はまた、ディスクスロット及びファンハブ２４から半径方向外方にファンブレード翼形部先端３２まで延びるファンブレード３０の列を含む。ファン組立体１２は、回転軸４０の周りを回転する。エンジン１０は、吸入側４２及び排出側４４を有する。１つの実施形態において、エンジン１０は、オハイオ州シンシナチ所在のＧｅｎｅｒａｌ　Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ａｉｒｃｒａｆｔ　Ｅｎｇｉｎｅｓから商業的に入手可能なＧＥ−９０型エンジンである。
【００１０】
　運転中、空気はファン組立体１２を通って流れ、加圧された空気が高圧圧縮機１４に供給される。高圧の空気が燃焼器１６に送られ、そこで燃料と混合されて、点火される。燃焼ガスは燃焼器１６から導かれて、タービン１８及び２０を駆動するのに使用され、タービン２０はファン組立体１２を駆動する。
【００１１】
　図２は、ファン組立体１２（図１に図示）で使用することができる例示的なファンブレード３０の部分斜視図である。各ブレード３０は、中空の翼形部５０と、既知の方法で該翼形部５０をファンハブ２４に取り付けるために用いられる、一体のダブテール５２とを含む。各翼形部５０は、第１の輪郭のついた側壁５４及び第２の輪郭のついた側壁５６を含む。第１側壁５４は凸状であり、翼形部５０の負圧側面を形成し、第２側壁５６は凹状であり、翼形部５０の正圧側面を形成する。側壁５４及び５６は、翼形部５０の前縁５８と、軸方向に間隔を置いて配置された後縁６０とにおいて接合される。より具体的には、翼形部後縁６０は、翼形部前縁５８から翼弦方向で下流側に間隔を置いて配置される。第１及び第２側壁５４と５６は、ダブテール５２に隣接して位置するブレード根元６２から、長手方向すなわち半径方向外方に翼形部先端３２（図１に図示）までスパンにわたってそれぞれ延びる。ファンブレード３０は前端６６から後端６８まで長さ６４だけ延びる。ダブテール５２は、第１圧力表面接触表面７０及び第２圧力表面接触表面７２を含む。
【００１２】
　図３は、図２の線３−３に沿ったファン組立体１２の一部の断面図である。図４は、図３の線４−４に沿ったファン組立体１２の一部の断面図である。具体的には、図３及び４の中で、ファンブレード３０はファンハブ２４内で連結されている。より具体的には、ファンブレード３０は、ファンハブ２４に形成されたディスクスロット７４内で支持されて固定され、ここでは着座されたとも呼ばれる。１つの実施形態において、ファンハブ２４は、内部に形成された複数のディスクスロット７４を含み、該スロットはファンハブ２４の周りに円周方向に間隔を置いて配置されている。
【００１３】
　各ディスクスロット７４は、各ダブテール５２が該ディスクスロット内で完全に支持されるように、少なくとも長さ６４だけ延びる。各ファンブレードのダブテール５２がそれぞれのディスクスロット７４内で着座されている場合、各ファンブレード３０はファンハブ２４から半径方向外方に延びる。ディスクスロット７４は半径方向内表面７６を含み、ディスクスロット７４の部分７８は、ダブテール５２の部分に相補的に形成されることにより、ダブテール５２がディスクスロット７４内に着座されている場合に、第１圧力表面接触表面７０が第１ディスクスロット圧力表面８０に隣接し、第２圧力表面接触表面７２が第２ディスクスロット圧力表面８２に接触するようにする。
【００１４】
　例示的な実施形態において、ダブテール５２は、ダブテール５２の半径方向内表面８６から外方に延びるブレードスペーサー８４を含む。或いは、ダブテール５２はスペーサー８４を含まない。より具体的には、スペーサー８４は、ファンハブ２４及びディスクスロットの半径方向内表面７６に向かって半径方向内方に延びる。ファンハブ３０がディスクスロット７４内で着座されている場合、ブレードスペーサー８４は、ダブテールの半径方向内表面８６から距離８８だけ延びて、スペーサー８４の半径方向内表面９２とディスクスロットの半径方向内表面７６との間で、ブレード／ディスク間の公称半径ギャップ９０が定められるようにする。例示的な実施形態において、ブレードスペーサー８４は、ファンブレード長さ６４にわたって実質的に延びる。或いは、別の実施形態において、ブレードスペーサー８４はファンブレード長さ６４の一部だけにわたって延びる。例示的な実施形態において、ブレードスペーサー８４は、ダブテール５２を連結する別個の構成部品である。別の実施形態において、ブレードスペーサー８４は、ファンブレードダブテール５２と一体的に形成されている。
【００１５】
　ファンブレードダブテール５２はまた、ブレードスペーサー８４から外方に延びる突出部９４を含む。より具体的には、突出部９４は、ダブテール５２から半径方向内方に、軸４０、ファンハブ２４、及びディスクスロットの半径方向内表面７６に向かって延びる。ファンブレード３０がディスクスロット７４内に着座されている場合、突出部９４は、ブレードスペーサーの半径方向内表面９２から距離９６で位置付けられて、ディスクスロットの半径方向内表面７６と突出部９４の半径方向内表面１００との間に突出部／ディスクスロット間の半径ギャップ９８が定められるようにする。１つの実施形態において、ギャップ９０はほぼ０．１９０インチに等しく、ギャップ９８はほぼ０．０４０インチに等しい。
【００１６】
　例示的な実施形態において、突出部９４は、ブレードスペーサー８４と連結されるか、又は摩擦的に連結される別個の構成部品である。別の実施形態において、突出部９４は、ブレードスペーサー８４と一体的に形成されている。１つの実施形態において、ファンブレード３０は、ブレードスペーサー８４を含まず、むしろ突出部９４が、ダブテールの半径方向内表面８６から外方に軸４０、ファンハブ２４、ディスクスロットの半径方向内表面７６に向かって延びる。別の実施形態において、ファンブレード３０は、ブレードスペーサー８４を含まず、突出部９４が、ダブテール５２と一体的に形成されるか、又はダブテール５２に連結されている。突出部９４は、ファンブレード後端６８からファンブレード前端６６へ距離１０２だけ延びる。突出部９４はここでは、後端６８から前端６６へ距離１０２だけ延びるように表されているが、突出部９４は、ブレードスペーサーの半径方向内表面９２に沿ってどこにでも位置付けられ、下記に述べるように、ファンブレード３０の破損防止を促進し得ることを理解されたい。例えば、別の実施形態において、突出部９４は、ファンブレード前端６６に隣接して位置付けられる。
【００１７】
　ファン組立体１２は、ディスクスロットの半径方向内表面７６に対して接線方向にある軸１０４を含む。軸１０４はここでは、ファンブレード長さ６４のほぼ中心を通って延びているように表されているが、軸１０４は、長さ６４に沿ったブレード３０のどの部分を通り、ディスクスロットの半径方向内表面７６に対して接線方向に延び得ることを理解されたい。
【００１８】
　ファン組立体１２が回転中、ブレード３０から上流側のファンハブ２４に取り付けられたブレードが破損し、又は各ディスクスロットから外れた、本明細書で「ブレード脱落」と表現している状況にある場合、このようなファンブレードの一部がファンブレード３０に衝突する恐れがある。このような接触は、ファンブレード３０の振動又は軸１０４の周りでの回転を引き起こす可能性がある。具体的には、最初にファンブレード３０がファンブレード前端６６に向かって軸１０４の周りに回転して、その結果、前端６６がディスクスロットの半径方向内表面７６の方へ半径方向内方に押し付けられ、ファンブレード後端６８がディスクスロットの半径方向内表面７６から離れて半径方向外方に押し付けられるようになる。更に具体的には、このような衝突は、ファンブレード前端６６がディスクスロット７４からの部分的な着座外れを引き起こす可能性がある。外れたブレード衝突により生じた応力波が反射してブレード３０を伝搬すると、軸１０４周りの回転運動が反転し、これによりファンブレード３０がファンブレード後端６８に向かって回転するようになり、その結果、ファンブレード前端６６がディスクスロットの半径方向内表面７６から離れて半径方向外方に押し付けられ、ファンブレード後端６８がディスクスロットの半径方向内表面７６の方へ半径方向内方に押しつけられるようになる。より具体的には、ファンブレード後端６８は、ディスクスロット７４から部分的に着座外れを生じる可能性がある。
【００１９】
　ファンブレード後端６８が、ディスクスロット７４から少なくとも部分的に着座外れを生じた場合、ファンブレード第１圧力面接触表面７０と第１ディスクスロット圧力表面８０との間の圧力、及びファンブレード第２圧力面接触表面７２と第２ディスクスロット圧力表面８２との間の圧力は、ファンブレード前端６６に集中する。より具体的には、比較的高い圧縮応力がファンブレード後端６８に集中し、比較的高い引張応力がファンブレード前端６６に集中する可能性がある。ファンブレード３０のこれら引張応力及び圧縮応力の大きさは、ファンブレード３０の少なくとも一部に対する所定の破損閾値を超えることができ、そのためファンブレード３０が部分的あるいは完全に破損する恐れがある。しかしながら、突出部９４はファンブレード３０の動きを抑制し、より具体的には、ファンブレード３０の軸１０４周りの回転を抑制し、これによりファンブレード前端６６内で生じる恐れがある引張応力の減少を促進する。より具体的には、ファンブレード後端６８がディスクスロット７４から着座外れを生じると、突出部９４がファンブレード後端６８の半径方向内方の移動を部分的に抑制して、制限された大きさの引張応力だけがファンブレード前端６６に集中するようにする。従って、突出部９４は、ファンブレード３０内の応力レベルをファンブレード３０の破損閾値よりも低く維持することを促進する。
【００２０】
　上述の部材は、構成部品の破損防止の促進に対して、費用効果及び信頼性が高い。この部材は、構成部品の少なくとも一部で生じる応力を、構成部品の所定の破損閾値よりも低く維持することを促進する。より具体的には、この部材は、構成部品の動きを少なくとも部分的に抑制して、構成部品内の引張応力及び圧縮応力を該構成部品の破損閾値よりも低く維持する。その結果、この部材は費用効果が高く、信頼性のある方法で構成部品の破損防止を促進する。
【００２１】
　ブレード及び組立体の例示的な実施形態が詳細に上記で説明された。本システムは本明細書で説明された特定の実施形態に限定されるものではなく、むしろ各組立体の構成部品は、本明細書で説明された他の構成部品から独立して個別に使用することができる。また、各ブレード及び組立体の構成部品は、他の部材及び組立体の構成部品と組み合わせて使用してもよい。
【００２２】
　なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】例示的なターボファン式ガスタービンエンジンの概略図。
【図２】図１に示されたターボファン式ガスタービンエンジンに含むことができる例示的なファンブレードの部分斜視図。
【図３】図１に示されたファン組立体の一部の図２の線３−３に沿った断面図。
【図４】図３に示されたファン組立体の一部の図３の線４−４に沿った断面図。
【符号の説明】
【００２４】
　１０　ガスタービンエンジン
　１２　ローター組立体
　３０　ブレード
　５０　翼形部
　５２　ダブテール
　９４　突出部
【図１】
2004138069.tif 000003
【図２】
2004138069.tif 000004
【図３】
2004138069.tif 000005
【図４】
2004138069.tif 000006