(57)【要約】【課題】従来技術の実施形態に関する上述の問題を取り除いたハンマー取り付け部を備えるディスク／ブレードアセンブリを提供すること。【解決手段】本発明は、ディスク（２）およびハンマー取り付け部を備える複数のブレード（６）を含む航空機エンジン圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリに関し、各ブレードは、エアフォイルの前縁側に位置する上流軸受表面（３２）とこのエアフォイルの後縁側に位置する下流軸受表面（３４）を設けたブレード根元部を含み、ディスクには、各ブレードのブレード根元部が軸受表面によって保持される周縁溝（１０）が設けられる。本発明によれば、複数のブレードの各々について、下流軸受表面（３４）は、上流軸受表面（３２）からエアフォイルの後縁（２２）と前縁（２０）との間の偏向方向に一致する所与の偏向（４２）方向に周縁状に偏向する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ディスクおよび前記ディスク上に搭載されたハンマー取り付け部を備える複数のブレードを含み、各ブレードは、放射内側方向へ連続的に、前縁および所与の偏向方向に前縁から周縁状に偏向する後縁を含むエアフォイルと、プラットフォームと、支柱と、エアフォイルの前縁側に位置する上流軸受表面およびこのエアフォイルの後縁に位置する下流軸受表面が設けられたブレード根元部とを含み、ディスクには周縁溝が設けられ、前記複数のブレードの各々の前記ブレード根元部が、この周縁溝に対面する前記軸受表面によって保持される、航空機エンジン圧縮機のディスク／ブレードアセンブリであって、前記複数のブレードの各々について、下流軸受表面が上流軸受表面から前記所与の偏向方向に周縁状に偏向する、ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項２】
前記複数のブレードの各々が、前記ブレードに関して上方から見て、その上流軸受表面からその下流軸受表面へ展延する前記ブレード根元部の主要方向が０．５〜１０°の間の角度Ａだけ前記ディスクの中心軸から偏向するように設計される、請求項１に記載の圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項３】
前記角度Ａが約３°である、請求項２に記載の圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項４】
前記複数のブレードの各々について、ブレード根元部が前記軸受表面のどちらかの側に配置された２つの対向する周縁上端部表面を有し、これらの周縁端部表面が各々実質上平坦な形状を有する、請求項１から３のいずれか一項に記載の圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項５】
前記複数のブレードの各々について、ブレード根元部が前記軸受表面のどちらかの側に配置された２つの対向する周縁端部表面を有し、これらの周縁端部表面が各々実質上凹形状を有する、請求項１から３のいずれか一項に記載の圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項６】
前記ブレードに関して上方から見て、ブレード根元部の前記上流と下流軸受表面の気圧中心が、この図で考えて、前記上流および下流軸受表面の対称中心を形成するように、前記複数のブレードの各々が設計される、請求項１から５のいずれか一項に記載の圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか一項に記載のディスク／ブレードアセンブリの少なくとも１つを取り付けた、航空機エンジン圧縮機。
【請求項８】
請求項７に記載の圧縮機を少なくとも１つ含む、航空機エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ディスクおよびこの同じディスク上に、さらに詳細には、ディスクの周縁溝中に搭載されたハンマー取り付け部を備える複数のブレードを含む航空機エンジン圧縮機のディスク／ブレードアセンブリに関する。
【０００２】
本出願は、好ましくは、ターボジェットまたはターボプロップなどの航空機エンジンの高圧圧縮機、好ましくはこの圧縮機の後段に関する。しかし、本発明は、本発明の概念から逸脱することなく、同様に低圧圧縮機に適用することもできるであろう。
【０００３】
また、本発明は、少なくともそのようなディスク／ブレードアセンブリを取り付けた高圧航空機エンジン圧縮機または低圧航空機エンジン圧縮機、および少なくともそのような圧縮機を装着した航空機エンジンにも関する。
【背景技術】
【０００４】
従来技術はディスクおよびこのディスク上に搭載されたハンマー取り付け部を備える複数のブレードを含む航空機エンジン圧縮機のディスク／ブレードアセンブリを実際に開示し、各ブレードは、放射内側方向へ連続的に、エアフォイル、プラットフォーム、支柱、エアフォイルの前縁側に位置する上流軸受表面とこのエアフォイルの後縁に位置する下流軸受表面が設けられたブレード根元部とを含む。
【０００５】
さらに、ディスクには周縁溝が設けられ、各ブレードのブレード根元部は、この目的のために設けられたこの周縁溝に対面する軸受表面によって保持される。したがって、これは、それらのブレード根元部が収容されるディスクに対して外側に向かって放射方向にブレードを保持することを可能にする。
【特許文献１】欧州特許出願公開第１２１９７８２号明細書
【特許文献２】独国特許出願公開第４１０８９３０号明細書
【特許文献３】国際公開第９７／４９９２１号パンフレット
【特許文献４】特開昭５７−１８６００４号公報
【特許文献５】英国特許出願公開第２２７１８１７号明細書
【特許文献６】英国特許出願公開第７７８６６７号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従来技術の実施形態において、軸受表面と支柱が受ける機械的応力の強さは非常に不均一であることが注目され、明らかに設計の問題を意味する。
【０００７】
したがって、本発明の目的は、従来技術の実施形態に関する上述の問題を取り除いたハンマー取り付け部を備えるディスク／ブレードアセンブリを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
これを行うために、本発明の目的は、ディスクおよびこのディスク上に搭載されたハンマー取り付け部を備える複数のブレードを含む航空機エンジン圧縮機のディスク／ブレードアセンブリであり、各ブレードは、放射内側方向へ連続的に、前縁および所与の偏向方向に前縁から周縁状に偏向した後縁を含むエアフォイル、プラットフォーム、支柱、エアフォイルの前縁側に位置する上流軸受表面およびこのエアフォイルの後縁に位置する下流軸受表面が設けられたブレード根元部とを含み、ディスクには周縁溝が設けられ、複数のブレードの各ブレード根元部はこの周縁溝に対面する軸受表面によって保持される。本発明によれば、複数のブレードの各々について、下流軸受表面は上流軸受表面から前述の所与の偏向方向に周縁状に偏向する。
【０００９】
したがって、本発明は、各根元部をその上流軸受表面からその下流軸受表面へディスクの中心軸に平行に展延して構成する、従来用いられたブレード根元部の幾何形状を変更することを有利に提案する。詳細には、下流軸受表面が、上流軸受表面からエアフォイルの前縁に対してエアフォイルの後縁の偏向方向に一致する所与の偏向方向に周縁状に偏向する提案の構成において、有利な結果はブレード根元部およびその付属支柱が実質上エアフォイルの輪郭に従うことである。したがって、言い換えれば、上方から所与のブレードを見るとき、ブレード根元部とエアフォイルとの間の交差の大きさは、ディスクの中心軸に沿う根元部の配列とエアフォイル輪郭の幾何形状との間の適合性が小さいため、この大きさが比較的小さかった従来技術のものに比べて大きく増加する。
【００１０】
したがって、これは、軸受表面と支柱が受ける機械的応力の強さをより良好に均一化することができ、これはしたがって、これまで経験した設計の困難さを有利に大きく低減する。
【００１１】
さらに、この特別な特徴によって周縁方向の軸受表面の展延部の増加を期待することができ、したがって、より良好なブレードの保持とピーニング圧力の低減が可能になる。
【００１２】
本発明によるアセンブリは、１個または同じブレードの上流および下流軸受表面が、付属ディスクの中心軸に沿って見て周縁方向に互いに部分的に「重なり合う」ように設計されるのが好ましいことに留意すべきである。
【００１３】
複数のブレードの各々については、このブレードの上方から見てブレード根元部がその上流軸受表面からその下流軸受表面へ展延する主要方向は、ディスクの中心軸から０．５〜１０°の間の角度Ａ、例えば、約３°偏向するように設計されることが好ましい。したがって、これは、軸受表面と支柱が受ける機械的応力の強さと、加わるピーニング圧力の強さを同時に満足できる均一性を得ることを可能にする。
【００１４】
複数のブレードの各々については、ブレード根元部が軸受表面のいずれかの側に配置された２つの対向する周縁端部表面を有し、これらの周縁端部表面は各々実質上平坦な形状を有することが好ましい。代替として、それらは、実質上凹形状を有することができ、これによってその展延部の実質的な増加を期待することができ、にもかかわらず、このブレード全体の重量を著しく不利にすることなくブレードの保持とピーニング圧力の分布を向上させることができる。実際に凹の幾何形状によって、ブレード根元部および必要な場合に付属の支柱はくびれ形状を有し、その中心部分は、前述の中心部分のいずれかの側に配置された、ディスク軸方向の２つの軸状端部部分よりも小さな周縁方向長さを有することを意味し、各々上流軸受表面と下流軸受表面を受け入れる。
【００１５】
最終的に、複数のブレードの各々について、このブレードの上方から見て、ブレード根元部の上流と下流軸受表面の気圧中心が、この見方で、上流と下流軸受表面の対称中心を形成するような設計を提供することができる。
【００１６】
本発明のさらに他の目的は、少なくとも１個のそのようなディスク／ブレードアセンブリが取り付けられ、好ましくは少なくとも部分的にこの圧縮機、特に高圧圧縮機の後段を形成するように提供された航空機エンジン圧縮機である。
【００１７】
最終的に、本発明のさらに他の目的は、そのような圧縮機の少なくとも１個を含むターボジェットなどの航空機エンジンである。
【００１８】
本発明の他の利点および特徴は、以下の非制限的な詳細な説明によって明らかになるであろう。
【００１９】
この説明は添付図面に関して行われる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
最初に図１を参照すれば、ターボジェットなどの航空機エンジンの高圧圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ１を見ることができ、好ましくはこの高圧圧縮機の１つの後段の一部を形成するように設計されたこのアセンブリ１は、本発明の好ましい実施形態の形である。
【００２１】
当業者に知られているやり方で、このアセンブリは、第一に、ターボジェットの長手軸に一致する中心軸４を有するディスク２を含む。このディスク２の放射状周縁端部に、ディスク２はハンマー取り付け部を備えるブレードと呼ばれる複数のブレードを支持し、したがって、中心軸４の周り全てに角度を付けて配分される。これらのハンマー取り付け部を備えるブレード６は、ディスク２の周縁溝１０に収容されるように設計されたブレード根元部８を含む特別な特徴を有し、したがって、このディスクの周縁溝はディスク２の放射状端部に配置され、外側に放射状に開放している。当業者に知られているように、この周縁溝１０は、各ブレードを溝中に挿入することを可能にする拡大された切欠きを有し、したがって、これらのブレードは溝１０の内部を周縁状に動かされる。さらに、ブレードの全てが周縁溝１０の内部に挿入され配置されると、次いで小さなハンマー（図示されない）を挿入してアセンブリ全体の保持を提供することができる。図１から明瞭に見ることができるように、周縁溝１０は全体的に外側に放射状に開放したＣ形状を有し、本明細書において説明するように、このＣの２つの端部の間にブレードの支柱を通すことが可能である。
【００２２】
特に、各ブレード６は、当業者に知られているやり方で、矢１２で示される内側放射方向に連続的に、エアフォイル１４、プラットフォーム１６、支柱１８、最終的に前述のブレード根元部８を含む。したがって、従来、エアフォイルは前縁２０および後縁２２を有し、後縁２２は、このエアフォイルの輪郭の関数である所与の偏向方向に前縁２０に対してディスクの周縁方向に偏向していることが注目される。したがって、プラットフォームはそれが支えるエアフォイル１４よりもはるかに長い周縁長さを有し、それに直接隣接するアセンブリの２つのブレード６のプラットフォームにできる限り近接するように設計されることが好ましい。したがって、ブレードの全てが溝１０の内部に搭載されるとき、これらのブレードのプラットフォーム１６は実質上軸４を中心とする円形リングを形成する。
【００２３】
支柱１８は、ディスクの軸方向および周縁方向の両方とも、ディスクに対して外側へ放射状に配列されたプラットフォームの寸法よりもはるかに小さな寸法を有する。前述のように、この支柱１８は、放射状内側にブレード根元部８を支持し、それが搭載されるディスク２に対してブレードを保持する働きをする。
【００２４】
図１および図２に見ることができるように、ブレード根元部８はその中心軸４の傍に所与のディスクの軸方向の３つの連続的な部分を有するものと定義することができるが、ブレード根元部８全体、および好ましくはブレード６の全体は当業者に知られている技術によって単一部品から作ることができることが注目される。したがって、ブレード根元部は実際に支柱１８の内部放射状展延部に球状に配置された中心部分２６を有する。この中心部分２６の上流に、参照符号２８の上流の軸状端部部分があり、全体的に外側へ放射状に配列された上流軸受表面３２を有する。同様に、この中心部分２６の下流に、参照符号３０の下流の軸状端部部分があり、やはり全体的に外側へ放射状に配列された下流軸受表面３４を有する。
【００２５】
これに関しては、説明に用いられる上流および下流の用語は、アセンブリ１を通る流体の流れの主要方向に対して与えられ、この方向は、矢４０によって図示され、したがって、このアセンブリの軸方向およびその中心軸４に平行である。
【００２６】
最終的に、ブレード根元部８は、図２において各々参照符号３６、３８を有する２つの対向する周縁端部表面を有し、図２にさらに明瞭に見ることができるように、これらの表面は支柱１８の対向する周縁端部表面に連続して配置される。したがって、これらの２つの表面３６、３８は、図３を参照して説明されるように、実質上平坦であり、前述の放射方向１２に平行であると明記することができる。
【００２７】
図１に最も良好に見ることができるように、ディスク２に対してブレード６の外側放射状の保持は、周縁溝１０によって形成されるＣの２つの分岐と、実質上外側放射状に配列された２つの軸受表面３２、３４との接触によって提供されることを見ることができる。これに関しては、軸受表面３２、３４が必要とする上流と下流の接触は平坦接触であることが好ましい。
【００２８】
ここで図３を参照すれば、本発明の特別な特徴の１つを見ることができ、これによれば、上流軸受表面３２は下流軸受表面３４から周縁方向に偏向している。さらに正確には、エアフォイル１４の後縁２２は、後縁２０に対して、所与の周縁偏向方向にディスク２の周縁方向に偏向していることを見ることができ、この図３では矢４２で図示される。この同じ図において、明瞭さのために点線で部分的に示され、やはりこの同じ図に示される２つのブレード６の間に位置する中央ブレードに対応して、上方から見て、中央ブレード６のいずれかの側部に位置するこれらの２つのブレードの１つの前縁２０と後縁２２との間の周縁状の偏向は、参照符号４４で寸法が図示されている。このように、下流軸受表面３４が上流軸受表面３２に対して偏向しているのは、特にこの同じ所与の周縁方向の偏向４２であり、本明細書において偏向は参照符号４６で寸法が図示されている。
【００２９】
この図３に明瞭に見ることができるように、２つの軸受表面３２、３４の周縁偏向は、関連エアフォイル１４の前縁２０と後縁２２との間に現れるものよりもはるかに小さい。これは特に、目的が幾何形状１６を得ることであり、それによってブレード根元部の主要方向４８が中心軸４から０．５〜１０°の角度Ａ、例えば３°偏向していることによって説明される。「ブレード根元部の主要方向」は、このブレード根元部がその上流軸受表面からその下流軸受表面へ展延する方向を意味し、特にこの方向は図３に示した上方から見て、２つの前述の軸受表面各々の気圧中心を通過する直線で表すことができる。
【００３０】
本発明のこの好ましい実施形態において、対向する周縁端部表面３６、３８各々が実質上平坦な形状を有し、すなわち両方ともブレードの放射方向および上述の主要方向４８に平行であることが実際に提供される。
【００３１】
図４に示したように、本発明の他の好ましい実施形態において、これらの２つの周縁端部表面３６、３８の各々は凹形状を有することが可能であり、それによって支柱およびブレード根元部が全体的にくびれ形状を有し、特に軸受表面３２、３４に周縁方向の拡大を提供することが可能である。この好ましい実施形態において、これらの凹形状表面は実質上ブレードの放射方向に平行であることが提供される。さらに、それらは同じ凹を有する支柱１８の周縁端部表面の展延部に配置される。
【００３２】
考えられる好ましい実施形態にかかわらず、任意のブレード６の上面図において、図４においてＱで参照される、組み合わされた上流と下流軸受表面３２、３４の気圧中心に一致する気圧中心は、この同じ上面図で考えて、同じブレード６に付属する、これらの２つの軸受表面３２、３４の対称中心を確実に形成することが提供される。
【００３３】
無論、当業者であれば、非制限的な実施例としてのみ説明した本発明に様々な修正を加えることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明の好ましい実施形態による、航空機エンジン圧縮機用のハンマー取り付け部を備えるディスク／ブレードアセンブリを示す断面図である。
【図２】図１に示すアセンブリの一体化された部分を形成するハンマー取り付け部を備えるブレードの１つを示す斜視図である。
【図３】このアセンブリの所与のブレードに関して上方から見た、図１に示したディスク／ブレードアセンブリの部分図である。
【図４】本発明の他の好ましい実施形態による、このアセンブリの所与のブレードに関して上方から見たディスク／ブレードアセンブリを示す部分図である。
【符号の説明】
【００３５】
１  高圧圧縮機用ディスク／ブレードアセンブリ
２  ディスク
４  中心軸
６  ブレード
８  ブレード根元部
１０  周縁溝
１４  エアフォイル
１６  プラットフォーム
１８  支柱
２０  前縁
２２  後縁
２６  中心部分
２８  上流の軸状端部部分
３２  上流軸受表面
３４  下流軸受表面
３６、３８  周縁端部表面
４２  偏向
４８  主要方向
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【外国語明細書】
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