(57)【要約】      （修正有）【課題】隣接するファンブレードの回転能力を制限しない、小型で製造が容易であり、安価なファンプラットフォームを提供する。【解決手段】プラットフォーム３４は、ロータディスクに接合される隣接するファンブレード１８間で使用して内側流路境界を提供するために設けられる。プラットフォーム３４は、対向する前端及び後端と対向する横方向縁部とを有する金属弓形本体と、前記横方向縁部から横方向に且つ前記本体を越えて半径方向に延びる脆弱ウィングのペアと、を含む。【選択図】図１
2013044328.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ロータディスクに接合される隣接するファンブレード（１８）間で使用して内側流路境界を提供するプラットフォーム（３４）であって、
対向する前端及び後端と対向する横方向縁部とを有する金属弓形本体（４０）と、
前記横方向縁部から横方向に且つ前記本体（４０）を越えて半径方向に延びる脆弱ウィング（４２）のペアと、
を備える、プラットフォーム（３４）。
【請求項２】
前記本体（４０）及び前記ウィング（４２）が単体構造部材の一部を形成する、請求項１に記載のプラットフォーム（３４）。
【請求項３】
前記ウィング（４２）の各々の先端に取り付けられる弾性シール部材（６２）を更に備える、請求項１に記載のプラットフォーム（３４）。
【請求項４】
前記プラットフォーム（３４）の前端から軸方向外向きに延びる前方取付フランジ（６４）と、前記プラットフォーム（３４）の後端から軸方向外向きに延びる後方取付フランジ（６６）とを更に備える、請求項１に記載のプラットフォーム（３４）。
【請求項５】
ファンロータ組立体であって、
ダブテールスロット（９４）の環状アレイを含むロータ（１６）と、
前記ロータ（１６）のダブテールスロット（９４）の１つに係合されるダブテール（９６）と、前記ダブテール（９６）から半径方向外向きに延びる翼形部とを各々が有するファンブレード（１８）のアレイと、
を備え、前記ファンブレード（１８）の隣接するファンブレード間に複数のスペースが存在し、
前記ファンロータ組立体が更に、前記隣接するブレード間のスペース内に配置されるプラットフォーム（３４）のアレイを備え、該プラットフォーム（３４）が、
対向する前端及び後端と、対向する横方向の縁部とを有する金属弓形本体（４０）と、
前記横方向縁部から横方向に且つファンブレード（１８）に向かって前記本体（４０）を越えて半径方向に延びる脆弱ウィング（４２）のペアと、
を含む、ファンロータ組立体。
【請求項６】
前記本体（４０）及び前記ウィング（４２）が単体構造部材の一部を形成する、請求項１〜９の何れかに記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項７】
前記横方向縁部の一方が凹曲面を有し、前記横方向縁部の他方が凸曲面を有する、請求項１〜９の何れかに記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項８】
前記各ウィング（４２）の一方が凹曲面を有し、前記各ウィング（４２）の他方が凸曲面を有する、請求項１〜９の何れかに記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項９】
前記各ウィング（４２）と前記本体（４０）の外側表面との間の傾斜角が９０度よりも小さい、請求項１〜９の何れかに記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項１０】
前記各ウィング（４２）の根元の厚みに対する前記各ウィング（４２）の先端の厚みの比が１よりも小さい、請求項１〜９の何れかに記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項１１】
前記プラットフォーム（３４）の各々の各横方向縁部と、前記隣接するファンブレード（１８）との間にギャップが存在する、請求項９に記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項１２】
前記各ウィング（４２）の半径方向長さが、前記ギャップのサイズよりも実質的に大きい、請求項１１に記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項１３】
前記各ウィング（４２）の各々の先端と前記隣接するファンブレード（１８）との間に配置される弾性シール部材（６２）を更に備える、請求項９に記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【請求項１４】
前記各プラットフォーム（３４）が、該プラットフォーム（３４）の前端から軸方向外向きに延びる前方取付フランジ（６４）と、前記プラットフォーム（３４）の後端から軸方向外向きに延びる後方取付フランジ（６６）とを通じて前記ロータ（１６）に取り付けられる、請求項９に記載のプラットフォーム（３４）又はファンロータ組立体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、全体的に、ガスタービンエンジンのタービンに関し、より詳細には、このようなエンジンにおいて隣接ファンブレード間に配置された離散的空気流プラットフォームに関する。
【背景技術】
【０００２】
飛行中の航空機に動力を供給するのに使用されるターボファンガスタービンエンジンは通常、直列流れ関係で、ファン組立体、低圧圧縮機又は「ブースタ」、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービン、及び低圧タービンを含む。燃焼器は、燃焼ガスを発生し、該燃焼ガスは連続的に高圧タービンに送られ、ここで燃焼ガスが膨張して高圧タービンを駆動し、次いで、低圧タービンに送られ、ここで更に膨張して低圧タービンを駆動する。高圧タービンは、第１のロータシャフトを介して高圧圧縮機に駆動可能に接続され、低圧タービンは、第２のロータシャフトを介してファン組立体及びブースタの両方に駆動可能に接続される。
【０００３】
ファン組立体は、ロータディスクから半径方向外向きに延びた、複数の円周方向に離間したファンブレードを含む。ファンブレードは、一般に、翼形部セクションと一体的ダブテール根元セクションとを備える。ダブテールセクションは、ブレードをロータディスクに取り付けるためにロータディスク内に形成される相補的構成のダブテールスロットに滑動可能に受けられる。ファンブレードは通常、チタンのような金属か又は複合材料の何れかで作られる。
【０００４】
周知のファン組立体は、異物損傷、例えば、鳥又は霰などの異物の侵入による損傷を受けやすい。大きな異物がファンブレードに衝突した場合、ファンブレード又はその一部がロータディスクから破断する可能性がある。剥離されたファンブレードは、隣接するファンブレードに損傷を与え、ファン組立体に大きな不均衡をもたらす恐れがある。更に、剥離されたファンブレードは、ファンケーシングによって閉じ込められない場合には、エンジンにより動力が供給されている航空機自体にかなりの損傷を生じる可能性がある。吸込み事象の際に失われるブレード量を低減するために、ブレードに加わる過大な力に応答してダブテールスロット内でのブレード根元セクションの限定した回転を可能にするようにファン組立体を設計することが知られている。この回転により、多くの場合、ベースでのブレードの破損が阻止される。
【０００５】
エンジン作動中、周囲空気流が回転ブレード間に送られて加圧され、これにより飛行中の航空機に動力を供給するスラスト（推力）を発生させる。ブレード間に送られる空気流の半径方向内側流路境界は、ロータディスク付近で隣接するファンブレード間に位置付けられるファンプラットフォームによって提供される。一体的に形成されるプラットフォームを有するファンブレードを製造することは公知である。しかしながら、これは、ファンブレード翼形部及びプラットフォーム両方からの遠心荷重がファンブレードダブテールによって支持されなければならず、これには適度に大型のダブテールであることが必要となり、その結果、遠心加重の全てを許容可能な応力限界内に対応するために適度に大型のロータディスクが必要となることを意味する。更に、このような一体的に形成されたプラットフォームに対する損傷は、多くの場合、ブレード全体の交換が必要となる。また、複合材のファンブレードの場合には、プラットフォームをブレードと一体的に形成することは、製造上の観点から実行可能ではない。
【０００６】
従って、ファン組立体は、隣接するファンブレード間のロータディスクに独立して接合される離散的プラットフォームを用いて開発されてきた。これらの別個のプラットフォームは、運転中に遠心荷重と、バードストライクなどに起因するような衝突荷重との両方に対応するのに好適な強度を有する必要がある。
【０００７】
このような構成の１つには、横方向に延びるウィングを備えた構造体を含む複合材プラットフォームがある。複合材プラットフォームは、異物吸込みの際にファンブレードに損傷を与えるのを防ぐ程度に脆弱である。このタイプのプラットフォームは効果的であるが、通常は、十分な構造的強度を得るために箱形の構成を必要とし、空気力学的効率の目的に望ましい大きさよりも大きなものとなる。更に、複合材構造は、製造が比較的高価である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】米国特許第７，１５３，０９９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
従って、隣接するファンブレードの回転能力を制限せず、小型で製造が容易であり、安価であるファンプラットフォームに対する要求がある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
この要求は、横方向及び半径方向に延びる脆弱ウィングを有する金属ファンプラットフォームを提供する、本発明によって対処される。
【００１１】
本発明の１つの態様によれば、ロータディスクに接合される隣接するファンブレード間で使用して内側流路境界を提供するためにプラットフォームが設けられる。プラットフォームは、対向する前端及び後端と対向する横方向縁部とを有する金属弓形本体と、前記横方向縁部から横方向に且つ前記本体を越えて半径方向に延びる脆弱ウィングのペアと、を含む。
【００１２】
本発明の別の態様によれば、ファンロータ組立体は、ダブテールスロットの環状アレイを含むロータと、ロータのダブテールスロットの１つに係合されるダブテールと、ダブテールから半径方向外向きに延びる翼形部とを各々が有するファンブレードのアレイと、を含み、ファンブレードの隣接するファンブレード間に複数のスペースが存在し、ファンロータ組立体が更に、隣接するブレード間のスペース内に配置されるプラットフォームのアレイを含み、該プラットフォームが、対向する前端及び後端と、対向する横方向の縁部とを有する金属弓形本体と、横方向縁部から横方向に且つファンブレードに向かって本体を越えて半径方向に延びる脆弱ウィングのペアと、を有する。
【００１３】
本発明は、添付図面と共に以下の説明を参照することにより最もよく理解することができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】本発明の１つの態様に従って製造されたファンプラットフォームを含む、例示的なターボファンガスタービンエンジンの部分断面図。
【図２】本発明の１つの態様に従って製造されたファンプラットフォームの拡大断面図。
【図３】ファンロータの一部の軸方向断面図。
【図４】図２に示すファンプラットフォームの軸方向断面図。
【図５】正常作動条件下でのファンロータの一部の軸方向断面図。
【図６】異物衝突時のファンロータの一部の軸方向断面図。
【図７】ファンロータの一部の斜視図。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
種々の図を通して同じ参照符号が同じ要素を示す図面を参照すると、図１は、飛行中の航空機に動力を供給するのに使用される例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示している。エンジン１０は、従来の低圧タービン（図示せず）によって動力が供給される従来のファンシャフト１４により回転するファン組立体１２を含む。ファン組立体１２は、ロータディスク１６を含み、ここから複数の円周方向に離間したファン又はロータブレード１８（図１では１つだけ図示されている）が半径方向外向きに延びる。ロータブレード１８は、金属でもよく、又は非金属であってもよい。例えば、ロータブレードは、炭素繊維、すなわち、エポキシ複合材又は他の同様の材料から作ることができる。ロータディスク１６は、軸方向に離間した前端２０及び後端２２それぞれと、これらの間を延びる半径方向外側表面２４とを含む。
【００１６】
ファン組立体１２の下流側に配置されるのは、軸方向に離間したベーン及びブレード列を有する従来の低圧圧縮機又は「ブースタ」２６であり、このブレードはブースタスプール又はシャフト２８に接合されている。ブースタシャフト２８は、複数のボルト３０によりロータディスク後方側部２２に好適に固定接合される。スピナー３２は、ロータディスクの前方側部２０に接合され、ファン組立体１２に流入する空気３８に対する空力流路を提供する。
【００１７】
本発明は、ファンブレード１８の間に設けられる複数の離散的プラットフォーム３４（その１つだけが図１に示されている）を含み、各プラットフォーム３４は、ファンブレード１８のそれぞれの隣接するファンブレード１８の間で且つロータディスク１６を半径方向で越えて配置される。プラットフォーム３４の各々は、それぞれの隣接するファンブレード１８の間に延びる半径方向外側表面３６を有し、該ファンブレード１８間に空気３８を送るための内側流路境界を全体として定めるようにする。従って、プラットフォーム３４は、スピナー３２とブースタ２６との間のエンジン流路形成を維持する役割を果たす。
【００１８】
図２〜４を参照すると、単一のファンプラットフォーム３４がより詳細に示されている。各プラットフォーム３４は、外側表面３６を定める本体４０と、実質的にＵ字形配置の断面（図４を参照）で本体４０に接合される外向きに延びるウィング４２のペアとを備えた、機能的に単体構造の部材である。プラットフォーム３４は、好適な強度を維持しながらプラットフォーム３４の全体コスト及び製造の複雑さを低減するために、金属合金から作られるのが好ましい。ガスタービンエンジン用途に好適な合金の実施例は、アルミニウム、鋼鉄、及びチタン合金である。プラットフォーム３４は、鋳造、鍛造、及び／又は機械加工などの従来の方法で製作することができ、各プラットフォーム３４は、より小さな構成要素から構成されてもよく、或いは、単一構成の一体的な、すなわち単体構造の構成要素であってもよい。図２で最もよく分かるように、プラットフォーム３４は、ディスク前端２０付近に配置される前端４４と、ディスク後端２２付近に配置される軸方向に対向する後端４６とを有する。本体４０は、プラットフォームの質量の大部分を与え、そのため遠心荷重を支持するのに必要な強度をプラットフォーム３４に提供する。図示の実施例において、本体４０は、部分的回転体である単層の弓形構造であるが、特定用途に合わせて特定の物理的構成に修正することができる。本体４０は、前端４４と後端４６との間に延びる離間した横方向縁部４１及び４３を含む。
【００１９】
プラットフォーム３４は、前端４４から軸方向外向きに延びる弓形前方取付フランジ６４と、後端４６から軸方向外向きに延びる後方取付フランジ６６とを有する。前方及び後方取付フランジ６４、６６は、半径方向外向きに面する前方及び後方当接面６８及び７０それぞれと、軸方向に面する前方及び後方当接面７２及び７４それぞれとを定めるように構成される。
【００２０】
流路表面部分４２は、ファンの過速度要件、低サイクル疲労、及び吸込み要件に適合するのに必要な強度を提供する。ウィング３４を含めて、プラットフォーム３４を製造するのに用いられる金属合金は通常、ファンブレード１８を製造することができる非金属複合材と比べてより延性があり、脆性が低い。結果として、プラットフォーム３４が単純な円筒断面であった場合、ファンブレード１８とプラットフォーム３４との間に強い衝突破壊荷重を受けたときにファンブレード１８に損傷を与える傾向がある。従って、本体４０の横方向の範囲は、隣接するファンブレード１８間の距離よりも小さく作られており、本体４０と隣接するファンブレード１８との間に小さな横方向間隔「Ｓ」があることになる。また、ウィング４２は脆弱であり、ファンブレード１８が移動した場合に大きく変形及び／又は破断するように提供され構成されている。この特性は、ウィング４２の物理的寸法を選択することによりもたらすことができる。例えば、ウィング４２は、根元４５から先端４７までテーパーにされる。より具体的には、ウィング４２は、その先端４７において第１の厚み「ｘ」を有し、その根元４５において第２の厚み「ｙ」を有する。第２の厚みｙは、第１の厚みｘよりも大きい。換言すると、λ＝ｘ／ｙで定義されるウィング４２の「テーパー比」は１よりも小さい。ウィング４２の傾斜角はまた、ファンブレード１８の移動に応答してウィング４２の曲げ撓みを促進するよう選択される。具体的には、各ウィング４２と外側表面３６との間の傾斜角θは９０度よりも小さい。最後に、各ウィング４２の長さ「Ｌ」は、本体４０とファンブレード１８との間の横方向間隔「Ｓ」よりも実質的に大きい。これらのパラメータ（テーパー比、ウィング角、及び長さ比）は、特定の用途に合わせて変えることができる。
【００２１】
図７で最もよく分かるように、各ファンブレード１８は、前縁４９と後縁５１とを有する。対向する凸状及び凹状側面５３及び５７それぞれが、前縁４９と後縁５１との間に延びる。ファンブレード１８は、大きなキャンバ量を組み込んでいる。ウィング４２は、このキャンバを辿るような曲線輪郭が付けられ、その結果、隣接するウィング４２は、ファンブレード１８の前縁４９及び後縁５１にて互いに適合することになる。必要であれば、本体４０の横方向縁部４１及び４３はまた、ファンブレード１８のキャンバを辿るような曲線輪郭を付けることができ、すなわち、換言すると、一方の側方縁部４１が凹面状となり、他方の側方縁部４３が凸面状となる。
【００２２】
各ウィング４２の外側横方向縁部は、エンジン作動中にファンブレードの空気漏洩をシールするために弾性シール部材６２を備える。縁部シール６２は、接着材によりウィング４１に接合することができ、シリコーン又は別のエラストマー材料のような好適な材料から作られる。
【００２３】
図２に示すように、プラットフォーム３４は、前方支持リング７６及び後方支持リング７８により保持される。前方支持リング７６は、内側セグメント８０を含む環状部材であり、該内側セグメント８０は、外側セグメント８２から半径方向に離間して配置され、これらの間に環状の後方に面する溝８４が定められるようになる。前方支持リング７６は、例えば、複数のボルト（図示せず）によりその遠位端においてロータディスク１６の前端２０に固定接合される。半径方向外側セグメント８２は、前方取付フランジ６４と重なって半径方向前方当接面６８を係合し、これにより、プラットフォーム３４の前端４４をエンジン作動中のロータディスク１６の回転時の遠心荷重に起因した半径方向外向きの移動に対して保持する。その上、外側セグメント８２の遠位端が軸方向に面する前方当接面７２に当接し、プラットフォーム３４を前方軸方向移動に対して保持する。任意選択的に、前方支持リング７６は、他の部分は従来と同様のスピナー３２の一体部分とすることができる。単層本体４０を有するプラットフォーム３４の金属構造により、前方支持リング７６の半径方向高さ「Ｒ」を従来技術のプラットフォームの場合よりも大幅に小さくすることが可能となる。これは、ファン組立体１２の空気力学的効率の向上をもたらす。
【００２４】
後方支持リング７８は環状部材である。図示の実施例では、後方支持リング７８は実質的にＶ字形断面であり、半径方向内側セグメント８６と半径方向外側セグメント８８とを含み、当接部９０を定める交点にて共に接合される。内側セグメント８６は、その遠位端においてブースタシャフト２８上に形成された取付フランジ９２に固定接合される。当接部９０は、後方取付フランジ６６と重なって半径方向後方当接面７０を係合し、これにより、プラットフォーム３４の後端４６をエンジン作動中のロータディスク１６の回転時の遠心荷重に起因した半径方向外向きの移動に対して保持する。当接部９０はまた、軸方向に面する後方当接面７４を係合し、プラットフォーム３４を後方の軸方向移動に対して保持するようにする。
【００２５】
図５及び６を参照すると、ロータディスク１６は、ディスク外側表面２４から半径方向内向きに延びる複数の円周方向に離間したダブテールスロット９４を含み、該ダブテールスロット９４間のディスク部分はまた、ダブテールポストとして知られる。ファンブレード１８の各々は、軸方向嵌め込み式の相補的なダブテールの形態の一体的根元セクション９６を含む。ダブテール根元セクション９６は、ファンブレード１８をロータディスク１６に取り付けるためのダブテールスロット９４のそれぞれのスロット内に配置される。当技術分野で周知のように、ダブテールスロット９４及び根元セクション９６は、ブレード１８に加わる過大な力に応答してダブテールスロット９４内での根元セクション９６の限定した回転を可能にするように設計される。このブレードの回転機能により、異物損傷に対するブレードの脆弱性が実質的に低減される。
【００２６】
正常作動条件下でのファン組立体１２を示した図５に示すように、本体４０は、ロータディスク１６及び隣接ブレード１８と十分なクリアランスを提供するようなサイズにされ且つ構成され、プラットフォーム３４とブレード１８又はロータディスク１６との間を拘束することによりブレードの回転機能が過度に妨げられないようにする。従って、図６に示すように、ファンブレード１８の１つ（図では最左のブレード）が異物によって固着されている場合、ブレード１８は、衝突に応答してダブテールスロット９４内で回転するようになる。ブレード１８が回転すると、ウィング４２が変形及び／破断し、ブレード１８を通常は約１８度の回転機能によって回転させることが可能となる。吸込み事象の際にはウィング４２は破壊されるが、プラットフォームの質量の大部分を与える本体４０は、相対的に損傷を受けていない状態のままである。従って、プラットフォームの質量のほんの少しが失われ、内側流路境界を形成する役割のほとんどが保持される。
【００２７】
上述のプラットフォーム３４及びファン組立体１２は、従来技術に優る複数の利点を有する。詳細には、金属プラットフォーム３４は、製造時間の短縮及び部品コストの低減の恩恵を享受すると共に、脆弱なウィング４２及び簡単に支持される拘束部は、過度の力学的事象の際に複合材ファンブレードの回転要件に影響を及ぼすことがない。その上、このプラットフォーム構成は、前縁における保持構造のサイズを低減することができ、従って、複合材ファンの効率及びファン流の両方を増大させる。
【００２８】
以上、隣接ファンブレードの回転機能及びこのようなプラットフォームを製造するプロセスを制限しない離散的な金属ファンプラットフォームについて説明した。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、添付の請求項によって定義される本発明の技術的思想及び範囲から逸脱することなく種々の修正形態を実施できることは、当業者であれば理解されるであろう。
【符号の説明】
【００２９】
１０  ターボファンガスタービンエンジン
１２  ファン組立体
１４  ファンシャフト
１６  ロータディスク
１８  ロータブレード
２０  前端
２２  後端
２４  半径方向外側表面
２６  低圧圧縮機又はブースタ
２８  シャフト
３０  ボルト
３２  スピナー
３４  プラットフォーム
【図１】
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【図２】
2013044328.tif 000004
【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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