(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジンの第１段タービンディスク（１４）部分において、
（ａ）半径方向外側へ延出し、外側端部で終わるウェブ（１８）を有する、中央に配置されたディスクハブ（２１）を備え、
（ｂ）前記ディスクハブ（２１）は、凸形の連続して湾曲するハブ面（２２）を有し、該ハブ面（２２）は、前記外側端部の反対側の該ハブ面（２２）上に頂点を形成し、該頂点の場所（Ｘ）は、主応力場を主に軸方向に向く状態から主に半径方向に向く状態へ強制的に移行させることにより、ピーク軸方向圧縮応力を減少するように選択されており、
前記連続して湾曲するハブ面（２２）は、前記頂点において有効軸方向拘束を減少し、該ピーク軸方向応力とフープ応力とを分離して面の有効応力を最小値まで最適化し、これにより、前記ディスクハブ（２１）における望ましくない軸方向応力の形成を軽減するように作用する、
第１段タービンディスク（１４）部分。
【請求項２】
前記ハブ面（２２）は、凸形の湾曲面のみからなり、その面に円筒形又は円錐台形の面を有していない、請求項１記載の第１段タービンディスク（１４）部分。
【請求項３】
前記凸形の湾曲ハブ面（２２）は、前記ディスクハブ（２１）に加わる最大軸方向応力及びフープ応力が互いに重なり合わないように位置をずらすことにより、前記ディスクハブ（２１）に加わる有効応力の大きさを減少するように位置決めされる請求項１記載の第１段タービンディスク（１４）部分。
【請求項４】
ガスタービンディスク（１４）のディスクハブ（２１）における軸方向応力を減少する方法において、
（ａ）ガスタービンディスクハブ（２１）における応力勾配を判定するステップと、
（ｂ）ピークフープ応力に対してピーク軸方向応力を軸方向に変位し、ピーク軸方向応力を減少することにより、ディスクハブ面（２２）に加わる有効応力の大きさを減少する凸形の連続して湾曲する面部分を前記ディスクハブ（２１）のディスクハブ面（２２）に形成するステップと
を含み、
前記連続して湾曲する面部分を前記ディスクハブ（２１）のディスクハブ面（２２）に形成するステップ（ｂ）は、
前記ハブ面（２２）上の頂点の場所（Ｘ）を、主応力場を主に軸方向に向く状態から主に半径方向に向く状態へ強制的に移行させることにより、ピーク軸方向圧縮応力を減少するように選択して、該頂点を形成するステップを含む
ことを特徴とする、方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンに関し、特に、ガスタービン航空機エンジンのディスクハブにおける軸方向応力の減少に関する。本明細書において、本発明は、特に、高温の圧縮機抽気及び排出ガスにさらされるガスタービン航空機エンジンの高圧タービン（「ＨＰＴ」）ディスクハブに関連して開示され且つ説明される。
【背景技術】
【０００２】
離陸中のＨＰＴディスクのハブにおける温度勾配は、ハブ面の中心に高い圧縮軸方向応力を発生させる場合がある。そのような高い軸方向応力は、計算上の耐用年数値を、エンジンプログラム条件を大きく下回る値まで減少させる。従来の解決方法は、熱勾配及び／又はディスクリム負荷を大幅に減少するか、又はハブのサイズを大幅に拡大することを含んでいた。それらの方法は、エンジン性能に悪影響を与える。
【０００３】
特に、現在、軸方向応力を減少するために採用されている方法は、ディスクハブから適切な寿命を得るためにディスクリム負荷、ハブサイズ又は無負荷ハブ流れを調整することを含む。ディスクリム負荷を調整する方法は間接的である。ディスクにおけるフープ応力を、軸方向ハブ応力が高い場合であっても耐用年数条件に適合する値まで減少するために、羽根の重量が減少される。この方法は、羽根の寿命及び性能に不都合な影響を及ぼす。ハブサイズを調整する方法も間接的である。この方法も、ディスクが大きな軸方向応力に対応し且つ許容耐用年数を有するように、フープ応力を減少する。この方法は、重量及び熱性能に関してディスクに悪影響を及ぼす。エンジン無負荷ハブ流れを増加する方法は、離陸前にディスクを暖めることにより、ハブに加わる軸方向応力を直接減少する。その結果、高い軸方向応力の原因となる熱勾配が減少される。しかし、大きなハブ流れは、システム性能に不都合な影響を与える。
【特許文献１】米国特許第5275534号明細書
【特許文献２】米国特許第5630703号明細書
【発明の開示】
【０００４】
本願において開示され且つ特許請求される発明は、新規な方法により上述の問題に対応し、それにより、従来の解決方法で見られた不都合な妥協を行うことなく、ＨＰＴディスクハブに対する軸方向応力を減少する。
【０００５】
本発明の１つの面によれば、ＨＰＴディスクハブにおける高い軸方向応力を軽減するために、凸形の湾曲した幾何学的形状がディスクハブに導入される。
【０００６】
本発明の別の面によれば、ディスクハブに凸形の湾曲ハブ面が形成される。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
添付の図面を参照すると、図１は、本発明の１つの面による航空機の高バイパス比ガスタービンエンジンのＨＰＴ部分１０の一部を示す。ＨＰＴ部分１０は、第１段ディスク１４及び第２段ディスク１６を含む。第１段ディスク１４は、ハブ２１から外側へ延出するウェブ１８を有し、第２段ディスク１６は、ハブ２４から外側へ延出するウェブ２０を有する。第１段ディスクハブ２１は、以下に更に詳細に説明される凸形の環状ハブ面２２を含む。ウェブ１８、２０の外側端部に、ダブテール溝穴２６、２８がそれぞれ形成される。
【０００８】
第１段ディスク１４は、ウェブ１８と一体である前軸３０を含む。前軸３０の壁は、エンジンの回転軸とほぼ平行である。第１段ディスク１４のハブ２１は、後方へ延出する後軸４２を含み、後軸４２は、軸受４４とねじにより係合する。後軸４２は、冷却空気を段間空間４８に流入させる複数の開口部４６を含む。第１段ディスク１４と第２段ディスク１６との間に、段間シール５０が配置される。段間シール５０は、外側シェル５２と、ハブ５６を有する中央シェル５４とを含む。外側シェル５２はほぼ円筒形であり、前方へ延出する曲りアーム５８及び後方へ延出する曲りアーム６０を有する。アーム５８及び６０は、シール歯６４を支持する中央部分６２から延出し、それぞれのディスク１４、１６に装着される。
【０００９】
タービン部分１０は、前方外側シール構体７０を更に含む。前方外側シール構体７０は、半径方向外側の周囲部分にある差込み結合部７４及び半径方向内側の周囲部分にある差込み結合部７６により第１段ディスク１４に装着された面板７２を含む。面板７２は、第１段羽根８２と接触する軸方向フランジ８０で終わる羽根保持外側リム７８を含む。
【００１０】
第１段ディスクハブ２１の湾曲面２２は、ピーク孔面有効応力を著しく減少する。この減少は、２つの方法により実現される。第１に、連続して湾曲するハブ面は、図１において「Ｘ」により表される場所にある頂点にピーク軸方向応力を強制的に移行させる。この場所では、自由面の湾曲が、主応力場を主に軸方向に向く状態から主に半径方向に向く状態へ強制的に移行させているため、ピーク軸方向圧縮応力は減少される。実際、湾曲面は、場所「Ｘ」における面の軸方向拘束を減少する。第２に、面の湾曲は、ピーク軸方向応力とフープ応力とを分離することにより、面の有効応力を最小値まで最適化できる。
【００１１】
湾曲面２２の最適な形状、角度、大きさ及び寸法は、単に分析的方法ではなく、設計変更を実行し、その結果発生する応力を観測するために、コンピュータ解析を通じて変更の効果を検討することにより、実験に基づいて判定される。設計過程は、軸方向応力の減少と、それに伴って、ディスクハブ２１の横断面の面積を縮小することにより起こるフープ応力の増加との均衡を保つように適合される。
【００１２】
以上、ディスク孔面におけるピーク軸方向有効応力を減少させたガスタービンエンジンを開示した。本発明の範囲から逸脱せずに、本発明の種々の詳細な事項が変更されてもよい。更に、本発明の好適な実施形態及び本発明を実施するための最良の態様に関する以上の説明は、本発明を制限するためではなく、単に例示を目的として提示されており、本発明は、特許請求の範囲により定義される。
【図面の簡単な説明】
【００１３】
【図１】本発明の１つの面に従ったガスタービンエンジンのＨＰＴ部分の長手方向軸に沿った部分横断面図である。
【符号の説明】
【００１４】
１０…ＨＰＴ部分、１４…第１段ディスク、１８…ウェブ、２１…第１段ディスクハブ、２２…凸形の湾曲面
【図１】
0005289704.tif 000002