JPH07224604A - ブレード一体型ディスク及びその製造方法 - Google Patents
ブレード一体型ディスク及びその製造方法Info
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- JPH07224604A JPH07224604A JP1447494A JP1447494A JPH07224604A JP H07224604 A JPH07224604 A JP H07224604A JP 1447494 A JP1447494 A JP 1447494A JP 1447494 A JP1447494 A JP 1447494A JP H07224604 A JPH07224604 A JP H07224604A
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Links
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Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【構成】 翼体１１の基端部に結合部９を有する複数の
動翼本体７を、翼体先端部１２から翼体１１の内部を縦
通する強化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の内部を前記の繊
維群Ｃに対し交差する方向へ延びる強化耐熱性繊維群Ｄ
とを強化材としたセラミックス系複合材料により形成
し、各動翼本体７の結合部９を一体的に固着する結合環
１４ａ，１４ｂを、各結合部９の前後に設けた突出部８
ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた強化耐熱性繊維群
Ｅ1，Ｅ2を強化材としたセラミックス系複合材料によっ
て形成している。 【効果】 動翼本体７を構成する翼体１１並びに結合部
９と両結合環１４ａ，１４ｂとをそれぞれセラミックス
系複合材料により形成しているので、耐熱温度が高く、
燃焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性
能向上を図ることが可能となる。
動翼本体７を、翼体先端部１２から翼体１１の内部を縦
通する強化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の内部を前記の繊
維群Ｃに対し交差する方向へ延びる強化耐熱性繊維群Ｄ
とを強化材としたセラミックス系複合材料により形成
し、各動翼本体７の結合部９を一体的に固着する結合環
１４ａ，１４ｂを、各結合部９の前後に設けた突出部８
ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた強化耐熱性繊維群
Ｅ1，Ｅ2を強化材としたセラミックス系複合材料によっ
て形成している。 【効果】 動翼本体７を構成する翼体１１並びに結合部
９と両結合環１４ａ，１４ｂとをそれぞれセラミックス
系複合材料により形成しているので、耐熱温度が高く、
燃焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性
能向上を図ることが可能となる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はブレード一体型ディスク
及びその製造方法に関するものである。
及びその製造方法に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図５は従来の航空用ガスタービンエンジ
ンの動翼部分の一例を示すもので、１は略環状のタービ
ンディスク本体、２は動翼本体であり、該動翼本体２
は、タービンディスク本体１の外周部に周方向に略等間
隔に且つタービンディスク本体１の回転中心Ｏに対して
放射状に位置するように固着されている。
ンの動翼部分の一例を示すもので、１は略環状のタービ
ンディスク本体、２は動翼本体であり、該動翼本体２
は、タービンディスク本体１の外周部に周方向に略等間
隔に且つタービンディスク本体１の回転中心Ｏに対して
放射状に位置するように固着されている。
【０００３】動翼本体２をタービンディスク本体１に対
して固着するために、タービンディスク本体１の外周部
には、周方向に略等間隔にファーツリー結合溝３が設け
られている。
して固着するために、タービンディスク本体１の外周部
には、周方向に略等間隔にファーツリー結合溝３が設け
られている。
【０００４】一方、動翼本体２は、前記のファーツリー
結合溝３に嵌合する鳩尾状のファーツリー結合部４と、
該ファーツリー結合部４の端部に設けたプラットホーム
部５と、該プラットホーム部５の外側部に設けた翼体６
とから構成されている。
結合溝３に嵌合する鳩尾状のファーツリー結合部４と、
該ファーツリー結合部４の端部に設けたプラットホーム
部５と、該プラットホーム部５の外側部に設けた翼体６
とから構成されている。
【０００５】動翼本体２のファーツリー結合部４は、タ
ービンディスク本体１のファーツリー結合溝３に嵌合さ
れ、このファーツリー結合部４とファーツリー結合溝３
との嵌合によって、動翼本体２はタービンディスク本体
１の径方向へ変位しないように拘束されている。
ービンディスク本体１のファーツリー結合溝３に嵌合さ
れ、このファーツリー結合部４とファーツリー結合溝３
との嵌合によって、動翼本体２はタービンディスク本体
１の径方向へ変位しないように拘束されている。
【０００６】また、タービンディスク本体１の前方Ａ側
端面並びに後方Ｂ側端面には、それぞれ動翼本体２のフ
ァーツリー結合部４の前方Ａ側端面並びに後方Ｂ側端面
に当接するように拘束部材（図示せず）が取り付けられ
ており、このタービンディスク本体１の前後の拘束部材
によって、動翼本体２はタービンディスク本体１の軸方
向へ変位しないように拘束されている。
端面並びに後方Ｂ側端面には、それぞれ動翼本体２のフ
ァーツリー結合部４の前方Ａ側端面並びに後方Ｂ側端面
に当接するように拘束部材（図示せず）が取り付けられ
ており、このタービンディスク本体１の前後の拘束部材
によって、動翼本体２はタービンディスク本体１の軸方
向へ変位しないように拘束されている。
【０００７】上述したタービンディスク本体１並びに動
翼本体２は金属材料により形成されている。
翼本体２は金属材料により形成されている。
【０００８】更に、先に述べたタービンディスク本体１
と動翼本体２とを金属材料によって一体的に形成したブ
レード一体型ディスクを用いた航空用ガスタービンエン
ジンもある。
と動翼本体２とを金属材料によって一体的に形成したブ
レード一体型ディスクを用いた航空用ガスタービンエン
ジンもある。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】近年、航空用ガスター
ビンエンジンの性能向上を図るために、燃焼ガス温度を
上昇させることが検討されているが、金属材料により形
成したタービンディスク本体１並びに動翼本体２では、
燃焼ガス温度の大幅な上昇に対応することができない。
ビンエンジンの性能向上を図るために、燃焼ガス温度を
上昇させることが検討されているが、金属材料により形
成したタービンディスク本体１並びに動翼本体２では、
燃焼ガス温度の大幅な上昇に対応することができない。
【００１０】本発明は燃焼ガス温度の大幅な上昇に対応
することが可能なブレード一体型ディスク及びその製造
方法を提供することを目的としている。
することが可能なブレード一体型ディスク及びその製造
方法を提供することを目的としている。
【００１１】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するた
め、本発明のブレード一体型ディスクでは、翼体１１の
基端部に結合部９を有し且つ該結合部９が回転中心Ｏを
向くように放射状に配置された複数の動翼本体７と、前
記の各結合部９の動翼本体前方Ａ側端部に設けた突出部
８ａにそれぞれ外接して各結合部９を一体的に固着する
環状の前部結合環１４ａと、前記の各結合部９の動翼本
体後方Ｂ側端部に設けた突出部８ｂにそれぞれ外接して
各結合部９を一体的に固着する環状の後部結合環１４ｂ
とを備え、翼体先端部１２から結合部９へ縦通する動翼
本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の動翼本体前方
Ａ側から動翼本体後方Ｂ側へ貫通する結合部貫通強化耐
熱性繊維群Ｄとを強化材としたセラミックス系複合材料
によって前記の各動翼本体７を形成し、回転中心Ｏを取
り巻くように延びる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ 1
を強化材としたセラミックス系複合材料によって前記の
前部結合環１４ａを形成し、回転中心Ｏを取り巻くよう
に延びる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ2を強化材と
したセラミックス系複合材料によって前記の後部結合環
１４ｂを形成している。
め、本発明のブレード一体型ディスクでは、翼体１１の
基端部に結合部９を有し且つ該結合部９が回転中心Ｏを
向くように放射状に配置された複数の動翼本体７と、前
記の各結合部９の動翼本体前方Ａ側端部に設けた突出部
８ａにそれぞれ外接して各結合部９を一体的に固着する
環状の前部結合環１４ａと、前記の各結合部９の動翼本
体後方Ｂ側端部に設けた突出部８ｂにそれぞれ外接して
各結合部９を一体的に固着する環状の後部結合環１４ｂ
とを備え、翼体先端部１２から結合部９へ縦通する動翼
本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の動翼本体前方
Ａ側から動翼本体後方Ｂ側へ貫通する結合部貫通強化耐
熱性繊維群Ｄとを強化材としたセラミックス系複合材料
によって前記の各動翼本体７を形成し、回転中心Ｏを取
り巻くように延びる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ 1
を強化材としたセラミックス系複合材料によって前記の
前部結合環１４ａを形成し、回転中心Ｏを取り巻くよう
に延びる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ2を強化材と
したセラミックス系複合材料によって前記の後部結合環
１４ｂを形成している。
【００１２】また、本発明のブレード一体型ディスクの
製造方法では、翼体１１の基端部に形成すべきブレード
一体型ディスクの回転中心Ｏの前後方向に突出する突出
部８ａ，８ｂを有する結合部９を設けた動翼本体７を、
翼体先端部１２から結合部９へ縦通する動翼本体縦通強
化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の動翼本体前方Ａ側端部か
ら後方Ｂ側端部へ貫通する結合部貫通強化耐熱性繊維群
Ｄとを強化材としたセラミックス系複合材料により形成
し、翼体１１が円周上に略等間隔に位置し且つ結合部９
が形成すべきブレード一体型ディスクの回転中心Ｏを向
くように複数の動翼本体７を放射状に配置し、これらの
動翼本体７の突出部８ａ，８ｂを取り囲むように結合環
周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を巻き付け、該結合環
周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材としたセラミ
ックス系複合材料よりなる前部結合環１４ａ及び後部結
合環１４ｂを形成させて両結合環１４ａ，１４ｂにより
各動翼本体７の結合部９を一体的に固着させる。
製造方法では、翼体１１の基端部に形成すべきブレード
一体型ディスクの回転中心Ｏの前後方向に突出する突出
部８ａ，８ｂを有する結合部９を設けた動翼本体７を、
翼体先端部１２から結合部９へ縦通する動翼本体縦通強
化耐熱性繊維群Ｃと結合部９の動翼本体前方Ａ側端部か
ら後方Ｂ側端部へ貫通する結合部貫通強化耐熱性繊維群
Ｄとを強化材としたセラミックス系複合材料により形成
し、翼体１１が円周上に略等間隔に位置し且つ結合部９
が形成すべきブレード一体型ディスクの回転中心Ｏを向
くように複数の動翼本体７を放射状に配置し、これらの
動翼本体７の突出部８ａ，８ｂを取り囲むように結合環
周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を巻き付け、該結合環
周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材としたセラミ
ックス系複合材料よりなる前部結合環１４ａ及び後部結
合環１４ｂを形成させて両結合環１４ａ，１４ｂにより
各動翼本体７の結合部９を一体的に固着させる。
【００１３】
【作用】本発明のブレード一体型ディスクでは、動翼本
体７を構成する翼体１１並びに結合部９と両結合環１４
ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系複合材料により形
成しているので、耐熱温度が高く、燃焼ガスの温度を上
昇させてガスタービンエンジンの性能向上を図ることが
可能となる。
体７を構成する翼体１１並びに結合部９と両結合環１４
ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系複合材料により形
成しているので、耐熱温度が高く、燃焼ガスの温度を上
昇させてガスタービンエンジンの性能向上を図ることが
可能となる。
【００１４】また、本発明のブレード一体型ディスクの
製造方法では、放射状に配置した複数の動翼本体７の突
出部８ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた結合環周方
向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材として、セラミッ
クス系複合材料よりなる結合環１４ａ及び後部結合環１
４ｂを形成させるので、各動翼本体７の結合部９を容易
に一体的に固着させることができる。
製造方法では、放射状に配置した複数の動翼本体７の突
出部８ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた結合環周方
向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材として、セラミッ
クス系複合材料よりなる結合環１４ａ及び後部結合環１
４ｂを形成させるので、各動翼本体７の結合部９を容易
に一体的に固着させることができる。
【００１５】
【実施例】以下本発明の実施例を図面を参照しつつ説明
する。
する。
【００１６】図１から図４は本発明の一実施例を示すも
ので、７は動翼本体であり、該動翼本体７は、翼体１１
と、該翼体１１の基端部にプラットホーム部１０を介し
て設けた結合部９とによって構成されている。
ので、７は動翼本体であり、該動翼本体７は、翼体１１
と、該翼体１１の基端部にプラットホーム部１０を介し
て設けた結合部９とによって構成されている。
【００１７】この動翼本体７は、結合部９が回転中心Ｏ
を向くように放射状に配置されている（図３等参照）。
を向くように放射状に配置されている（図３等参照）。
【００１８】結合部９の動翼本体前方Ａ側端部には突出
部８ａが、また、結合部９の動翼本体後方Ｂ側端部には
突出部８ｂが設けられている（図２等参照）。
部８ａが、また、結合部９の動翼本体後方Ｂ側端部には
突出部８ｂが設けられている（図２等参照）。
【００１９】上記の動翼本体７は、翼体先端部１２から
結合部９へ翼体１１の内部を縦通する炭素繊維等よりな
る動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃと、結合部９の動翼
本体前方Ａ側端部から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する
炭素繊維等よりなる結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄとを
強化材としたセラミックス系複合材料によって形成され
ている（図１等参照）。
結合部９へ翼体１１の内部を縦通する炭素繊維等よりな
る動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃと、結合部９の動翼
本体前方Ａ側端部から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する
炭素繊維等よりなる結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄとを
強化材としたセラミックス系複合材料によって形成され
ている（図１等参照）。
【００２０】１３はセラミックス系複合材料よりなる補
間部材であり、該補間部材１３は、前記の結合部９と略
同様な側面形状を有している。
間部材であり、該補間部材１３は、前記の結合部９と略
同様な側面形状を有している。
【００２１】この補間部材１３は、互いに隣接する結合
部９，９の間に、該結合部９，９の左右側面並びにプラ
ットホーム部１０に当接するように挿入されている（図
３等参照）。
部９，９の間に、該結合部９，９の左右側面並びにプラ
ットホーム部１０に当接するように挿入されている（図
３等参照）。
【００２２】１４ａは前部結合環であり、該前部結合環
１４ａは、前記の回転中心Ｏを取り囲むように配置され
ている。
１４ａは、前記の回転中心Ｏを取り囲むように配置され
ている。
【００２３】この前部結合環１４ａは、内側部が前記の
各突出部８ａにそれぞれ外接し、また、動翼本体後方Ｂ
側端面が各結合部９及び各補間部材１３の前方Ａ側端面
に当接して各結合部９を一体的に固着している（図４等
参照）。
各突出部８ａにそれぞれ外接し、また、動翼本体後方Ｂ
側端面が各結合部９及び各補間部材１３の前方Ａ側端面
に当接して各結合部９を一体的に固着している（図４等
参照）。
【００２４】１４ｂは後部結合環であり、該後部結合環
１４ｂは、前記の回転中心Ｏを取り囲むように配置され
ている。
１４ｂは、前記の回転中心Ｏを取り囲むように配置され
ている。
【００２５】この後部結合環１４ｂは、内側部が前記の
各突出部８ｂにそれぞれ外接し、また、動翼本体前方Ａ
側端面が各結合部９及び各補間部材１３の後方Ｂ側端面
に当接して各結合部９を一体的に固着している（図１参
照）。
各突出部８ｂにそれぞれ外接し、また、動翼本体前方Ａ
側端面が各結合部９及び各補間部材１３の後方Ｂ側端面
に当接して各結合部９を一体的に固着している（図１参
照）。
【００２６】上記の両結合環１４ａ，１４ｂは、回転中
心Ｏを取り囲むように延びる炭素繊維あるいは窒化炭素
繊維等よりなる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2
を強化材としたセラミックス系複合材料によって形成さ
れている（図１参照）。
心Ｏを取り囲むように延びる炭素繊維あるいは窒化炭素
繊維等よりなる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2
を強化材としたセラミックス系複合材料によって形成さ
れている（図１参照）。
【００２７】これら前部結合環１４ａ、後部結合環１４
ｂ、補間部材１３によって、図５に示すタービンディス
ク本体１に相当する部材を形成している。
ｂ、補間部材１３によって、図５に示すタービンディス
ク本体１に相当する部材を形成している。
【００２８】以下、本実施例のブレード一体型ディスク
を製作する手順を説明する。
を製作する手順を説明する。
【００２９】炭素繊維等よりなる動翼本体縦通強化耐熱
性繊維群Ｃと、該動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃに対
し交差する方向へ延びる炭素繊維等よりなる結合部貫通
強化耐熱性繊維群Ｄとを強化材として、該強化材に対し
前駆体焼成、ＣＶＩ（化学的蒸着法）等の手段によりセ
ラミックスを付着させ、図２に示すような動翼本体７を
セラミックス系複合材料により形成させる。
性繊維群Ｃと、該動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃに対
し交差する方向へ延びる炭素繊維等よりなる結合部貫通
強化耐熱性繊維群Ｄとを強化材として、該強化材に対し
前駆体焼成、ＣＶＩ（化学的蒸着法）等の手段によりセ
ラミックスを付着させ、図２に示すような動翼本体７を
セラミックス系複合材料により形成させる。
【００３０】次いで、治具を用いて、翼体１１が円周上
に略等間隔に位置し且つ結合部９が回転中心Ｏを向くよ
うに複数の動翼本体７を放射状に配置し、動翼本体７の
互いに隣接する結合部９，９の間に、該結合部９，９の
左右側面並びにプラットホーム部１０に当接するように
補間部材１３を挿入する（図３参照）。
に略等間隔に位置し且つ結合部９が回転中心Ｏを向くよ
うに複数の動翼本体７を放射状に配置し、動翼本体７の
互いに隣接する結合部９，９の間に、該結合部９，９の
左右側面並びにプラットホーム部１０に当接するように
補間部材１３を挿入する（図３参照）。
【００３１】これらの動翼本体７の突出部８ａを取り囲
むように炭素繊維あるいは窒化炭素繊維等よりなる結合
環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1を巻き付け、同様に、突
出部８ｂを取り囲むように炭素繊維あるいは窒化炭素繊
維等よりなる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ2を巻き
付ける。
むように炭素繊維あるいは窒化炭素繊維等よりなる結合
環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1を巻き付け、同様に、突
出部８ｂを取り囲むように炭素繊維あるいは窒化炭素繊
維等よりなる結合環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ2を巻き
付ける。
【００３２】更に、結合環周方向強化耐熱性繊維群
Ｅ1，Ｅ2を強化材として、該強化材に対し前駆体焼成、
ＣＶＩ等の手段によりセラミックスを付着させて結合環
１４ａ，１４ｂをセラミックス系複合材料により形成
し、該結合環１４ａ，１４ｂにより各動翼本体７の結合
部９と補間部材１３とを一体的に固着させる。
Ｅ1，Ｅ2を強化材として、該強化材に対し前駆体焼成、
ＣＶＩ等の手段によりセラミックスを付着させて結合環
１４ａ，１４ｂをセラミックス系複合材料により形成
し、該結合環１４ａ，１４ｂにより各動翼本体７の結合
部９と補間部材１３とを一体的に固着させる。
【００３３】上述したような手順により製造したブレー
ド一体型ディスクにおいては、動翼本体７、補間部材１
３、両結合環１４ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系
複合材料により形成させているので、従来の金属材料に
より形成したものに比べて耐熱温度が高く、従って、燃
焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性能
向上を図ることが可能となる。
ド一体型ディスクにおいては、動翼本体７、補間部材１
３、両結合環１４ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系
複合材料により形成させているので、従来の金属材料に
より形成したものに比べて耐熱温度が高く、従って、燃
焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性能
向上を図ることが可能となる。
【００３４】一方、動翼本体７の内部には、翼体先端部
１２から結合部９へ縦通する動翼本体縦通強化耐熱性繊
維群Ｃが配設され、また、結合部９の内部には、動翼本
体前方Ａ側端部から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する炭
素繊維等よりなる結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄが配設
されているので、翼体１１、結合部９、結合環１４ａ，
１４ｂの各部分にそれぞれ適切な強度を具備させること
ができる。
１２から結合部９へ縦通する動翼本体縦通強化耐熱性繊
維群Ｃが配設され、また、結合部９の内部には、動翼本
体前方Ａ側端部から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する炭
素繊維等よりなる結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄが配設
されているので、翼体１１、結合部９、結合環１４ａ，
１４ｂの各部分にそれぞれ適切な強度を具備させること
ができる。
【００３５】なお、本発明のブレード一体型ディスク及
びその製造方法は、上述した実施例のみに限定されるも
のではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において
種々変更を加え得ることは勿論である。
びその製造方法は、上述した実施例のみに限定されるも
のではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において
種々変更を加え得ることは勿論である。
【００３６】
【発明の効果】以上述べたように、本発明のブレード一
体型ディスク及びその製造方法によれば、下記のような
種々の優れた効果を奏し得る。
体型ディスク及びその製造方法によれば、下記のような
種々の優れた効果を奏し得る。
【００３７】（１）本発明のブレード一体型ディスクに
おいては、動翼本体７を構成する翼体１１並びに結合部
９と両結合環１４ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系
複合材料により形成しているので、耐熱温度が高く、燃
焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性能
向上を図ることが可能となる。
おいては、動翼本体７を構成する翼体１１並びに結合部
９と両結合環１４ａ，１４ｂをそれぞれセラミックス系
複合材料により形成しているので、耐熱温度が高く、燃
焼ガスの温度を上昇させてガスタービンエンジンの性能
向上を図ることが可能となる。
【００３８】（２）また、本発明のブレード一体型ディ
スクにおいては、動翼本体７の内部に翼体先端部１２か
ら結合部９へ縦通する動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃ
が配設され、結合部９の内部に、動翼本体前方Ａ側端部
から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する炭素繊維等よりな
る結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄが配設されているの
で、翼体１１、結合部９、結合環１４ａ，１４ｂの各部
分にそれぞれ適切な強度を具備させることができる。
スクにおいては、動翼本体７の内部に翼体先端部１２か
ら結合部９へ縦通する動翼本体縦通強化耐熱性繊維群Ｃ
が配設され、結合部９の内部に、動翼本体前方Ａ側端部
から動翼本体後方Ｂ側端部へ貫通する炭素繊維等よりな
る結合部貫通強化耐熱性繊維群Ｄが配設されているの
で、翼体１１、結合部９、結合環１４ａ，１４ｂの各部
分にそれぞれ適切な強度を具備させることができる。
【００３９】（３）本発明のブレード一体型ディスクの
製造方法においては、放射状に配置した複数の動翼本体
７の突出部８ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた結合
環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材として、セ
ラミックス系複合材料よりなる前部結合環１４ａ及び後
部結合環１４ｂを形成させるので、各動翼本体７の結合
部９を容易に一体的に固着させることができる。
製造方法においては、放射状に配置した複数の動翼本体
７の突出部８ａ，８ｂを取り囲むように巻き付けた結合
環周方向強化耐熱性繊維群Ｅ1，Ｅ2を強化材として、セ
ラミックス系複合材料よりなる前部結合環１４ａ及び後
部結合環１４ｂを形成させるので、各動翼本体７の結合
部９を容易に一体的に固着させることができる。
【図１】本発明のブレード一体型ディスクの一実施例を
示す部分切断斜視図である。
示す部分切断斜視図である。
【図２】本発明のブレード一体型ディスクの一実施例に
おける動翼本体を示す斜視図である。
おける動翼本体を示す斜視図である。
【図３】本発明のブレード一体型ディスクの一実施例の
製造過程を示す正面図である。
製造過程を示す正面図である。
【図４】本発明のブレード一体型ディスクの一実施例を
示す正面図である。
示す正面図である。
【図５】従来の航空用ガスタービンエンジンの動翼部分
の一例を示す部分切断斜視図である。
の一例を示す部分切断斜視図である。
７ 動翼本体 ８ａ，８ｂ 突出部 ９ 結合部 １１ 翼体 １２ 翼体先端部 １４ａ 前部結合環 １４ｂ 後部結合環 Ｏ 回転中心 Ａ 動翼本体前方 Ｂ 動翼本体後方 Ｃ 動翼本体縦通強化耐熱性繊維群 Ｄ 結合部貫通強化耐熱性繊維群 Ｅ1，Ｅ2 結合環周方向強化耐熱性繊維群
Claims (2)
- 【請求項１】 翼体（１１）の基端部に結合部（９）を
有し且つ該結合部（９）が回転中心（Ｏ）を向くように
放射状に配置された複数の動翼本体（７）と、前記の各
結合部（９）の動翼本体前方（Ａ）側端部に設けた突出
部（８ａ）にそれぞれ外接して各結合部（９）を一体的
に固着する環状の前部結合環（１４ａ）と、前記の各結
合部（９）の動翼本体後方（Ｂ）側端部に設けた突出部
（８ｂ）にそれぞれ外接して各結合部（９）を一体的に
固着する環状の後部結合環（１４ｂ）とを備え、翼体先
端部（１２）から結合部（９）へ縦通する動翼本体縦通
強化耐熱性繊維群（Ｃ）と結合部（９）の動翼本体前方
（Ａ）側から動翼本体後方（Ｂ）側へ貫通する結合部貫
通強化耐熱性繊維群（Ｄ）とを強化材としたセラミック
ス系複合材料によって前記の各動翼本体（７）を形成
し、回転中心（Ｏ）を取り巻くように延びる結合環周方
向強化耐熱性繊維群（Ｅ1）を強化材としたセラミック
ス系複合材料によって前記の前部結合環（１４ａ）を形
成し、回転中心（Ｏ）を取り巻くように延びる結合環周
方向強化耐熱性繊維群（Ｅ2）を強化材としたセラミッ
クス系複合材料によって前記の後部結合環（１４ｂ）を
形成したことを特徴とするブレード一体型ディスク。 - 【請求項２】 翼体（１１）の基端部に形成すべきブレ
ード一体型ディスクの回転中心（Ｏ）の前後方向に突出
する突出部（８ａ）（８ｂ）を有する結合部（９）を設
けた動翼本体（７）を、翼体先端部（１２）から結合部
（９）へ縦通する動翼本体縦通強化耐熱性繊維群（Ｃ）
と結合部（９）の動翼本体前方（Ａ）側端部から後方
（Ｂ）側端部へ貫通する結合部貫通強化耐熱性繊維群
（Ｄ）とを強化材としたセラミックス系複合材料により
形成し、翼体（１１）が円周上に略等間隔に位置し且つ
結合部（９）が形成すべきブレード一体型ディスクの回
転中心（Ｏ）を向くように複数の動翼本体（７）を放射
状に配置し、これらの動翼本体（７）の突出部（８ａ）
（８ｂ）を取り囲むように結合環周方向強化耐熱性繊維
群（Ｅ1）（Ｅ2）を巻き付け、該結合環周方向強化耐熱
性繊維群（Ｅ1）（Ｅ2 ）を強化材としたセラミックス系
複合材料よりなる前部結合環（１４ａ）及び後部結合環
（１４ｂ）を形成させて両結合環（１４ａ）（１４ｂ）
により各動翼本体（７）の結合部（９）を一体的に固着
させることを特徴とするブレード一体型ディスクの製造
方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1447494A JPH07224604A (ja) | 1994-02-08 | 1994-02-08 | ブレード一体型ディスク及びその製造方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1447494A JPH07224604A (ja) | 1994-02-08 | 1994-02-08 | ブレード一体型ディスク及びその製造方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07224604A true JPH07224604A (ja) | 1995-08-22 |
Family
ID=11862066
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1447494A Pending JPH07224604A (ja) | 1994-02-08 | 1994-02-08 | ブレード一体型ディスク及びその製造方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07224604A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009092064A (ja) * | 2007-10-04 | 2009-04-30 | General Electric Co <Ge> | ディスクロータ及びその製造方法 |
-
1994
- 1994-02-08 JP JP1447494A patent/JPH07224604A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009092064A (ja) * | 2007-10-04 | 2009-04-30 | General Electric Co <Ge> | ディスクロータ及びその製造方法 |
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