(57)【要約】【課題】ロータディスクと、ブレードと、ブレード根元部とディスクとの間に取り付けられるシムと、を備えるターボ機械ロータアセンブリにおいて、より効果的なシムを提供する。【解決手段】各シム（２０）は２つの枝部（２０Ａ）と、枝部を相互に連結する基底部（２０Ｂ）と、を備え、各枝部（２０Ａ）が、ブレード根元部（１６）の支持面（１６Ａ）とディスク（２）の対応する支持面（２２Ａ）との間に配置され、各枝部（２０Ａ）がシム（２０）の動作温度範囲における任意の動作温度で値Ｅの第１のヤング率を示す第１の材料から構成されるターボ機械ロータアセンブリ。ロータアセンブリは、ディスクの支持面（２２Ａ）および／またはブレード根元部の支持面（１６Ａ）に付着されるパッド（４０）を含み、パッド（４０）は、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す第２の材料から構成されている。【選択図】図１
2009019630.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
外周にスロット（４）を示しているロータディスク（２）と、前記スロット（４）の中でそれらのブレード根元部（１６）を介して締結されるブレード（１４）と、ブレード根元部（１６）とディスク（２）との間に取り付けられるシム（２０）と、を備えるターボ機械ロータアセンブリであって、各シム（２０）は２つの枝部（２０Ａ）と、枝部を相互に連結する基底部（２０Ｂ）と、を備え、各枝部（２０Ａ）が、ブレード根元部（１６）の支持面（１６Ａ）とディスク（２）の対応する支持面（２２Ａ）との間に配置され、各枝部（２０Ａ）がシム（２０）の動作温度範囲における任意の動作温度で値Ｅの第１のヤング率を示す第１の材料から構成され、前記ロータアセンブリは、ディスクの支持面（２２Ａ）および／またはブレード根元部の支持面（１６Ａ）に付着されるパッド（４０）を含み、パッド（４０）は、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す第２の材料から構成されることを特徴とする、ターボ機械ロータアセンブリ。
【請求項２】
前記第１の材料が、金属合金または有機マトリックス複合材料であり、前記第２の材料は、非金属である、請求項１に記載のロータアセンブリ。
【請求項３】
前記第２の材料が、シムの動作温度において粘弾性挙動を示す、請求項１または２に記載のロータアセンブリ。
【請求項４】
各シム（２０）の基底部（２０Ｂ）が、個別のブレード根元部（１６）の下に延在する、請求項１から３のいずれか一項に記載のロータアセンブリ。
【請求項５】
各シム（１２０）の基底部（１２０Ｂ）が、２つの隣接スロット（１０４）の間で、ディスク（１０２）の外周にわたって延在する、請求項１から３のいずれか一項に記載のロータアセンブリ。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか一項に記載のロータアセンブリを備える、ターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、外周にスロットを示しているロータディスクと、上記スロットの中でそれらのブレード根元部を介して締結されるブレードと、ブレード根元部とディスクとの間に取り付けられるシムと、を備え、各シムは２つの枝部と、枝部を相互に連結する基底部と、を備え、各枝部が、ブレード根元部の支持面とディスクの対応する支持面との間に配置されるタイプのターボ機械ロータアセンブリに関する。
【背景技術】
【０００２】
本発明は、陸上目的または航空目的（ターボジェット、ターボプロップ、地上用ガスタービンなど）のいずれであるかに関係なく、ターボ機械の任意のタイプに適用可能である。バイパス２スプール航空機ターボジェットの特定の実施例において、本発明は、ターボジェットのファン、低圧圧縮機（または「ブースタ」）、高圧圧縮機、高圧タービンまたは低圧タービンに適用され得る。
【０００３】
本用途において、軸方向は、ターボ機械ロータの回転軸Ａに対応し、半径方向は、軸Ａに垂直な方向である。さらに、そうでないことを記載しない限り、「内部の」および「外部の」などの形容詞は、要素の（半径方向）の内側部分が同要素の（半径方向）の外側部分より軸Ａに近いというように、半径方向に対して用いられる。
【０００４】
上述のタイプのロータアセンブリ（すなわち、ロータのアセンブリ形成部分）において、（可動）ブレードは、直線状または曲線状、ハンマーヘッド状またはクリスマスツリー状などであるシャンク型締結具によって構成されてもよい締結システムによってロータのディスクに締結される。これらの締結具システムは、ブレード根元部がシステムの雄部分を形成し、ディスクの外周に形成され、「スロット」として一般に周知であるシステムの雌部分の中で半径方向に保持されるデバイスとして定義され得る。
【０００５】
ロータが回転状態に設定されているとき、ブレードは、主に遠心力を受け、軸方向の空気力も受け、ブレード根元部は、遠心力の影響下で、各スロットの外部開口部の両側にあるディスク部分に対して当接して押圧される。互いに対して当接するようになるブレード根元部の面およびディスクの面は一般に、「支持面」と呼ばれる。これらの支持面は、（上記支持面に印加される上記力の結果として）圧力を受ける。先ず得られる推量としては、この圧力は、ロータの回転速度の二乗に左右されると推定され得る。
【０００６】
したがって、ターボ機械の動作サイクル中にロータの回転速度における変動は、静止からフルスロットルまで種々の特定の中間速度（航空ターボ機械の場合にはアイドリング、地上走行、巡航、降下）を通過して、上記で定義した支持面に作用する圧力における変動を引き起こすことは理解され得よう。接触部品の弾性変形に関連するこれらの圧力の変動は、ブレード根元部とディスクとの間の相対的な移動を引き起こす。これらが繰り返されると、スリップまたはそれらの性質に左右される分離として知られているこれらの相対的移動は、ブレードまたはディスクの支持面に摩耗現象を引き起こす。また、所与の回転速度（調和性または一過性の交互の応力に対するブレードの応答）におけるブレードの動的な移動に関して、摩耗することになる上記支持面の現象に寄与する可能性もある。これらの摩耗現象は当然のことながら、ターボ機械の耐用期間に不利に作用している。
【０００７】
種々のいわゆる「摩耗防止」解決策、すなわち、接触境界における摩耗の出現を鈍化する解決策が採用され得る。これらの解決策は、ブレード根元部とディスクとの間に「シム」と呼ばれる第３の本体を挿入することに基づく解決策を含む。シムは、特に（１つのブレード／ディスクの境界から１対の境界、すなわちブレード／シムおよびシム／ディスクに至る）接触境界の数を二倍にし、接触している部分間の相対的な移動を低減し、したがって、動作中の摩耗を低減可能にするように機能する。
【０００８】
上述のタイプのシムの知られている実施例は、ＦＲ２８９０６８４に記載されている。このシムは、完全に金属から構成され、適切に折り曲げられる金属のシートによって構成される。
【特許文献１】仏国特許発明第２８９０６８４号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の目的は、ブレードの支持面およびディスクの支持面に対するよりよい保護を提供するために、「摩耗防止」機能を実現することに関して、上述の知られているシムより効果的なシムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本目的は、導入において定義されたタイプのターボ機械ロータアセンブリによって達成され、そのロータアセンブリにおいて、各枝部は、シムの動作温度範囲における任意の動作温度で、第１のヤング率Ｅを示す第１の材料から構成され、ロータアセンブリは、ディスクの支持面および／またはブレード根元部の支持面に付着されるパッドを含み、パッドは、上記動作温度でＥ／２０からＥ／５の範囲にある値の第２のヤング率を示す第２の材料から構成される。
【００１１】
材料のヤング率は、材料の温度に応じて変化することと、したがって、値ＥおよびＥ’は、温度に左右されることと、を観察すべきである。
【００１２】
「動作温度」という用語は、ターボ機械が正常な使用状態下で動作中にシムが受ける温度を意味するために用いられる。本発明において、上記第１のヤング率、第２のヤング率および第３のヤング率の間の関係は、上記で定義したように、シムの動作温度範囲における温度のすべてに関して満たされる必要がある。
【００１３】
たとえば、シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットのファンまたは低圧圧縮機に属している場合には、その動作温度は、２０℃から１５０℃の範囲にある。シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧縮機に属している場合には、その動作温度は、１５０℃から５００℃の範囲にある。シムが、バイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧タービンに属している場合には、その動作温度は、４００℃から７００℃の範囲内にある。
【００１４】
したがって、本発明は、所望の動作温度範囲において第２の材料の（等方性または異方性の）弾性特性が、第１の材料の（等方性または異方性の）弾性特性よりよいような上記多層構造を採用することに関する。
【００１５】
実施形態において、上記第１の材料は、金属合金または有機マトリックス複合材料であり、上記第２の材料は、非金属である。たとえば、非網羅的な態様において、第２の材料は、ゴム、シリコン、ポリイミド、ガラスまたはエポキシ樹脂から構成されてもよい。
【００１６】
本発明は、以下の効果を有する：
第２の材料の弾性に起因するパッドの適合性により、接触圧力を均一に分散することと、
回転速度における変化中に、上記パッドにおける「静的」剪断応力のために遠心力に起因する部品の相対的な移動を制限することと、
上記パッドの「動的」剪断応力により、ブレードの動的移動を減衰させることと、である。
【００１７】
これらの効果の具体的な結果は、支持面における摩耗現象を防止または制限し、それにより、ブレード根元部およびディスクの耐用期間を増大することである。
【００１８】
これらの効果は、第２の材料がシムの動作温度範囲において粘弾性挙動を示すとき、さらに詳細には、ブレードの任意の動的移動を減衰させる目的に関して強化される。
【００１９】
本発明はまた、そのようなロータアセンブリを含むターボ機械を提供する。
【００２０】
本発明およびその利点は、以下の詳細な説明を読めばよりよく理解され得る。説明は、添付図面について言及する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
図１および図２は、ハウジングを画定するその外周に多数の溝または「スロット」４を有するロータディスク２を示しており、それぞれの溝または「スロット」４がブレード１４の根元部１６を収容するのに適しており、根元部１６は、シム２０によって包囲されている。ブレード根元部１６およびファンディスク２は、たとえば、チタン合金から構成される。
【００２２】
ブレード根元部１６とスロット４の下部との間に配置されるスペーサを有するアセンブリ（図示せず）もまた、存在することを観察すべきである。
【００２３】
ディスク２が回転状態に設定されているとき、ブレード１４は、遠心力を受け、ブレード根元部１６の支持面１６Ａは、ディスク２の支持面に対して押圧されるようになっている。示されている実施例において、面１６Ａは、ブレード根元部１６のフランクを構成し、面２２Ａは、各スロット４の外側開口部の両側に延在するディスクのリップ形状部分２２の底面を構成する。
【００２４】
シム２０は、ブレード根元部１６の支持面１６Ａに対して近づけるための２つの側部枝部２０Ａと、基底部２０Ｂと、を備える。基底部２０Ｂは、ここでは、ベースプレートであり、枝部を相互に接続し、ブレード根元部１６の下に延在している。各枝部２０Ａは、シムの動作温度範囲における任意の温度で対応する第１のヤング率の値Ｅを示す第１の材料から構成される。シム２０は、ブレード根元部１６およびファンディスク２の摩耗を制限する主な機能を有する摩耗部片を構成する。シム２０は、適切な機械的強度を有し、その摩耗防止機能を実現するために、一定量の剛性を示す必要がある。したがって、Ｅの値は金属から構成されるシムの場合には１１０，０００メガパスカル（ＭＰａ）以上（たとえば、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）」という商品名で販売されているタイプのニッケルベースの超合金から構成されるシムの場合には２１０，０００ＭＰａ）であり、有機マトリックス複合材料から作製されるシムの場合には７０，０００ＭＰａ以上であることが好ましい。
【００２５】
本発明によれば、ロータアセンブリは、ディスクの支持面２２Ａに付着されるパッド４０を含み、これらのパッド４０は、上記温度におけるＥ／２０からＥ／５の範囲ある値の第２のヤング率を示す第２の材料から構成されている。
【００２６】
別の実施形態（図示せず）において、パッドは、ブレード根元部の支持面１６Ａに締結されるか、またはディスクの支持面２２Ａおよびブレード根元部の支持面１６Ａの両方に締結される。
【００２７】
材料の選択に関する限り、それは、当然のことながら、シムの動作温度に左右される。
【００２８】
ロータアセンブリが、バイパス２スプール航空機ターボジェットのファンまたは低圧圧縮機に属する場合には、２０℃から１５０℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）  ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であるのに対し、第２の材料は、ゴム（天然または合成）であってもよい。これらの状況において、第１の材料に関しては、たとえば、炭素から構成される補強ファイバを有するエポキシ樹脂を用いた複合材料であることも可能であり、第２の材料は次に、それ自体がエポキシ樹脂（第１の材料と第２の材料との間のヤング率の差は、ファイバの欠如に関連付けられる）であってもよい。
【００２９】
アセンブリがバイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧圧縮機に属する場合には、１５０℃から５００℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）  ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であり、第２の材料は、シリコンまたはポリイミドであってもよい。
【００３０】
アセンブリがバイパス２スプール航空機ターボジェットの高圧タービンに属する場合には、４００℃から７００℃の範囲にある動作温度を受ける。そのような状況下で、実施例として、第１の材料には、「Ｉｎｃｏｎｅｌ（登録商標）  ７１８」という商品名で販売されている超合金などの１５重量％を超えるＦｅおよびＣｒを有するニッケルベースの超合金として選択することが可能であり、第２の材料は、（この動作温度範囲では粘弾性挙動を示す）ガラスであってもよい。
【００３１】
一般に、パッド４０は、種々の方法でディスクの支持面２２Ａに締結され得、具体的には、
自然の付着によって、
パッドの重合化中（またはゴムから構成されるのであれば、その硬化中）または
接着剤によって、
または上記技術を組み合わせることによって、
締結され得ることを観察すべきである。
【００３２】
当然のことながら、得られる締結は、パッド４０が動作中に支持面２２Ａから外れないようにするほど十分でなければならない。
【００３３】
図３は、本発明のロータアセンブリ１２０の別の実施例を（部分的に）示す図２の断面図と類似の断面図である。図２と図３との間で類似の要素または要素部分は、１００を加えた同様の参照符号によって識別される。
【００３４】
図３の実施例は、シム１２０の基底部１２０Ｂが２つの隣接スロット２０４の間で、ロータディスク２０２の外周にわたって延在し、シムの各枝部１２０Ａが個別のスロット２０４の中に入り、ブレード根元部２１６の支持面２１６Ａとディスク２０２の対応する支持面２２２Ａとの間に収容されている点において、図２の実施例と異なる。パッド１４０の位置は依然として、同一である。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】ロータディスク、本発明のシムの実施例およびブレード根元部を備えるターボ機械ロータアセンブリの部分拡大概略図である。
【図２】一旦組み立てられた図１のロータアセンブリの面ＩＩ−ＩＩにおける（部分）半径方向断面図である。
【図３】本発明のロータアセンブリの別の実施例を示す図２の（部分）断面図と類似の（部分）断面図である。
【符号の説明】
【００３６】
２  ロータディスク
４、１０４  スロット
１４  ブレード
１６  ブレード根元部
１６Ａ  ブレード根元部の支持面
２０  シム
２０Ａ、１２０Ａ  シムの側部枝部
２０Ｂ、１２０Ｂ  シムの基底部
２２Ａ  ディスクの支持面
４０、１４０  パッド
１２０  ロータアセンブリ
Ｔ  動作温度
Ｅ、Ｅ’  ヤング率
【図１】
2009019630.tif 000003
【図２】
2009019630.tif 000004
【図３】
2009019630.tif 000005
【外国語明細書】
2009019630.tif 000006
2009019630.tif 000007
2009019630.tif 000008
2009019630.tif 000009
2009019630.tif 000010
2009019630.tif 000011
2009019630.tif 000012
2009019630.tif 000013
2009019630.tif 000014
2009019630.tif 000015
2009019630.tif 000016
2009019630.tif 000017
2009019630.tif 000018
2009019630.tif 000019