JPH10317907A - 圧縮機翼固定構造 - Google Patents
圧縮機翼固定構造Info
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- JPH10317907A JPH10317907A JP13187897A JP13187897A JPH10317907A JP H10317907 A JPH10317907 A JP H10317907A JP 13187897 A JP13187897 A JP 13187897A JP 13187897 A JP13187897 A JP 13187897A JP H10317907 A JPH10317907 A JP H10317907A
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- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】圧縮機翼はロータディスクに対して翼固定部品
により固定され、移動脱落を防止することが可能であっ
たが、ガスタービン作動時に翼根部と嵌合溝の間隙を通
して作動流体が漏れ、圧縮機効率が低下する課題が残さ
れていた。 【解決手段】翼根部と嵌合溝の間隙よりも寸法の大きな
抜け止め板を有する翼固定部品により圧縮機翼を固定す
ることにより上記課題は解決する。
により固定され、移動脱落を防止することが可能であっ
たが、ガスタービン作動時に翼根部と嵌合溝の間隙を通
して作動流体が漏れ、圧縮機効率が低下する課題が残さ
れていた。 【解決手段】翼根部と嵌合溝の間隙よりも寸法の大きな
抜け止め板を有する翼固定部品により圧縮機翼を固定す
ることにより上記課題は解決する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン構造に
関し、特に圧縮機動翼の固定構造に関する。
関し、特に圧縮機動翼の固定構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンの軸流圧縮機の動翼は、一
般にその根元にダブティルと呼ばれる翼根部を有し、ロ
ータディスク外周に配設された嵌合溝に挿入されること
により遠心力に対して支持される。圧縮機翼に作用する
力は、上記遠心力が最大であるが、このほかに作動空気
の流体力による軸方向および周方向の力や振動による力
が作用する。これらの力は、嵌合溝方向の成分も有する
ため、ガスタービン運転時に圧縮機翼が嵌合溝より抜け
出す可能性があり、適切な抜け止めを防止するための動
翼固定構造が必要となる。
般にその根元にダブティルと呼ばれる翼根部を有し、ロ
ータディスク外周に配設された嵌合溝に挿入されること
により遠心力に対して支持される。圧縮機翼に作用する
力は、上記遠心力が最大であるが、このほかに作動空気
の流体力による軸方向および周方向の力や振動による力
が作用する。これらの力は、嵌合溝方向の成分も有する
ため、ガスタービン運転時に圧縮機翼が嵌合溝より抜け
出す可能性があり、適切な抜け止めを防止するための動
翼固定構造が必要となる。
【０００３】このような動翼固定構造としては、ロータ
ディスクの嵌合溝に動翼翼根部を挿入後、ロータディス
クの嵌合溝端部をかしめることにより簡便に固定する方
法があるが、ガスタービンの出力増大とともに流体力等
が増加した場合、かしめによる固定は十分ではない。
ディスクの嵌合溝に動翼翼根部を挿入後、ロータディス
クの嵌合溝端部をかしめることにより簡便に固定する方
法があるが、ガスタービンの出力増大とともに流体力等
が増加した場合、かしめによる固定は十分ではない。
【０００４】このような状況では、別の翼固定部品によ
る固定方法が用いられ、従来技術としては日本航空技術
協会刊「ジェットエンジン（構造遍）」７５ページに記
載のブレードロック等による動翼固定構造がある。本従
来技術では、ブレードロックと呼ばれる動翼固定部品を
動翼翼根底部とロータディスク嵌合溝の間隙に挿入した
後、両端を折ることにより、動翼の抜け止めを可能とし
ている。
る固定方法が用いられ、従来技術としては日本航空技術
協会刊「ジェットエンジン（構造遍）」７５ページに記
載のブレードロック等による動翼固定構造がある。本従
来技術では、ブレードロックと呼ばれる動翼固定部品を
動翼翼根底部とロータディスク嵌合溝の間隙に挿入した
後、両端を折ることにより、動翼の抜け止めを可能とし
ている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、本従来
技術は圧縮機動翼の嵌合溝軸方向への抜け止めは可能と
するが、以下の課題を残している。すなわち、圧縮機は
多段の翼で構成され、各翼は作動流体である空気を圧縮
する。従って、各翼の下流側は上流側より圧力が高いた
め、嵌合部に間隙が存在すると、該間隙を通して空気の
逆流が生じシール性能の確保が困難となり効率の低下を
もたらす。従来技術では、このシール性能に対する配慮
が十分ではなかった。
技術は圧縮機動翼の嵌合溝軸方向への抜け止めは可能と
するが、以下の課題を残している。すなわち、圧縮機は
多段の翼で構成され、各翼は作動流体である空気を圧縮
する。従って、各翼の下流側は上流側より圧力が高いた
め、嵌合部に間隙が存在すると、該間隙を通して空気の
逆流が生じシール性能の確保が困難となり効率の低下を
もたらす。従来技術では、このシール性能に対する配慮
が十分ではなかった。
【０００６】
【課題を解決するための手段】上記技術的課題は、翼固
定部品端部の抜け止め部の形状を、動翼翼根部とロータ
ディスク嵌合溝間の間隙を覆うことが可能な形状、もし
くは覆うことが可能な別部品を組み合わせることにより
達成される。
定部品端部の抜け止め部の形状を、動翼翼根部とロータ
ディスク嵌合溝間の間隙を覆うことが可能な形状、もし
くは覆うことが可能な別部品を組み合わせることにより
達成される。
【０００７】
【発明の実施の形態】以下実施例を用いて説明する。図
７には従来技術の実施例の一つを示す。圧縮機翼１は通
常ダブティルと呼ばれる翼根部２を根元に有し、ロータ
ディスク３の嵌合溝４に移入され、遠心力により飛散す
ることを防止される。圧縮機翼１には遠心力以外にガス
曲げ力，圧力差による力，振動応力等が作用するため、
翼根部２を嵌合溝４に単に挿入するのみでは、嵌合溝４
に沿って移動し最悪の場合、脱落する可能性がある。そ
こで、従来技術では、通常ブレードロックと呼ばれる翼
固定部品５により圧縮機翼１をロータディスク３に固定
し、抜け止め防止を図る。
７には従来技術の実施例の一つを示す。圧縮機翼１は通
常ダブティルと呼ばれる翼根部２を根元に有し、ロータ
ディスク３の嵌合溝４に移入され、遠心力により飛散す
ることを防止される。圧縮機翼１には遠心力以外にガス
曲げ力，圧力差による力，振動応力等が作用するため、
翼根部２を嵌合溝４に単に挿入するのみでは、嵌合溝４
に沿って移動し最悪の場合、脱落する可能性がある。そ
こで、従来技術では、通常ブレードロックと呼ばれる翼
固定部品５により圧縮機翼１をロータディスク３に固定
し、抜け止め防止を図る。
【０００８】翼固定部品５は支持部６とその両端に抜け
止め板７，８を有し、組み立て前には抜け止め板の一方
７のみ支持部６に対して折曲した形状に加工してある。
組み立ては、本翼固定部品５を予めロータディスク３の
嵌合溝４に外周部９より配設し、その後翼固定部品５の
折曲していない側より圧縮機翼１の翼根部２を挿入し、
挿入後の抜け止め板８を折曲することにより、圧縮機翼
１の固定を完了する。
止め板７，８を有し、組み立て前には抜け止め板の一方
７のみ支持部６に対して折曲した形状に加工してある。
組み立ては、本翼固定部品５を予めロータディスク３の
嵌合溝４に外周部９より配設し、その後翼固定部品５の
折曲していない側より圧縮機翼１の翼根部２を挿入し、
挿入後の抜け止め板８を折曲することにより、圧縮機翼
１の固定を完了する。
【０００９】図８には、図７の従来技術の実施例をロー
タディスク３の前方から見た状態を示すが、圧縮機翼１
の翼根部２はロータディスク３の嵌合溝４に挿入され、
翼固定部品５の抜け止め板７により固定されていること
がわかる。翼固定部品５の支持部６は圧縮機翼１の翼根
部２の底部とロータディスク３の底部に挟持され固定さ
れる。本従来技術では以上のように圧縮機翼１のロータ
ディスク３の嵌合溝４からの移動と脱落は防止できる
が、組み立て後翼根部２と嵌合溝４の間には間隙１０が
形成される。ガスタービン運転時には圧縮機翼１の前後
で圧力差があるため、この間隙１０を通して作動流体で
ある空気の漏れが生じ、圧縮機効率の低下を招くことが
問題となる。
タディスク３の前方から見た状態を示すが、圧縮機翼１
の翼根部２はロータディスク３の嵌合溝４に挿入され、
翼固定部品５の抜け止め板７により固定されていること
がわかる。翼固定部品５の支持部６は圧縮機翼１の翼根
部２の底部とロータディスク３の底部に挟持され固定さ
れる。本従来技術では以上のように圧縮機翼１のロータ
ディスク３の嵌合溝４からの移動と脱落は防止できる
が、組み立て後翼根部２と嵌合溝４の間には間隙１０が
形成される。ガスタービン運転時には圧縮機翼１の前後
で圧力差があるため、この間隙１０を通して作動流体で
ある空気の漏れが生じ、圧縮機効率の低下を招くことが
問題となる。
【００１０】図９には、従来技術を用いて圧縮機翼１を
固定したロータディスク３の断面図を示す。圧縮機翼１
の翼根部２は、翼固定部品５の支持部６と抜け止め板
７，８により、ロータディスク３に固定されていること
がわかる。
固定したロータディスク３の断面図を示す。圧縮機翼１
の翼根部２は、翼固定部品５の支持部６と抜け止め板
７，８により、ロータディスク３に固定されていること
がわかる。
【００１１】図１には、図８の従来技術の実施例で示し
た間隙１０を通した漏れを防止するために考案した本発
明の実施例を示す。圧縮機翼１の翼根部２はロータディ
スク３の嵌合溝４に挿入され、従来技術と同様に翼固定
部品５により固定されるが、本発明では抜け止め板７，
８の寸法は嵌合溝４より大きな平板としているため、抜
け止め板７，８は間隙１０を全面的に覆うことが可能
で、ガスタービン運転時の作動流体の間隙１０を通した
漏れを防止することが可能である。
た間隙１０を通した漏れを防止するために考案した本発
明の実施例を示す。圧縮機翼１の翼根部２はロータディ
スク３の嵌合溝４に挿入され、従来技術と同様に翼固定
部品５により固定されるが、本発明では抜け止め板７，
８の寸法は嵌合溝４より大きな平板としているため、抜
け止め板７，８は間隙１０を全面的に覆うことが可能
で、ガスタービン運転時の作動流体の間隙１０を通した
漏れを防止することが可能である。
【００１２】また、ロータディスク３の嵌合溝４の底部
には翼固定部品５の支持部６を保持するための保持溝１
１が配設されており、翼固定部品５の支持部６は嵌合溝
４の底部より若干内周側に保持されることにより、抜け
止め板７，８は間隙１０を全面的に覆うことを可能とし
ている。
には翼固定部品５の支持部６を保持するための保持溝１
１が配設されており、翼固定部品５の支持部６は嵌合溝
４の底部より若干内周側に保持されることにより、抜け
止め板７，８は間隙１０を全面的に覆うことを可能とし
ている。
【００１３】図２には、図１の本発明の実施例をロータ
ディスク３の前面から見た状況を示す。抜け止め板７は
嵌合溝４より大きいため、嵌合溝４と翼根部２の間隙１
０を覆うことが可能であることがわかる。また翼固定部
品５の支持部６は、ロータディスク３の嵌合溝４の底部
に配設された保持溝１１に保持されるため、抜け止め板
７の下端１２は嵌合溝４の底部より内周側に位置し間隙
１０を全面的に覆うことを可能としている。
ディスク３の前面から見た状況を示す。抜け止め板７は
嵌合溝４より大きいため、嵌合溝４と翼根部２の間隙１
０を覆うことが可能であることがわかる。また翼固定部
品５の支持部６は、ロータディスク３の嵌合溝４の底部
に配設された保持溝１１に保持されるため、抜け止め板
７の下端１２は嵌合溝４の底部より内周側に位置し間隙
１０を全面的に覆うことを可能としている。
【００１４】図３には本発明のほかの実施例を示す。本
実施例では、図１の実施例と同様に、圧縮機翼１の翼根
部２はロータディスク３の嵌合溝４に挿入され翼固定部
品５により固定されるが、本実施例では翼固定部品５の
抜け止め板７，８は、ロータディスク３の嵌合溝４と翼
根部２の間隙１０のみを覆う構造を採用している。
実施例では、図１の実施例と同様に、圧縮機翼１の翼根
部２はロータディスク３の嵌合溝４に挿入され翼固定部
品５により固定されるが、本実施例では翼固定部品５の
抜け止め板７，８は、ロータディスク３の嵌合溝４と翼
根部２の間隙１０のみを覆う構造を採用している。
【００１５】図４には、図３の実施例をロータディスク
の前面から見た状況を示すが、抜け止め板７は、間隙１
０のみを覆う形状をしているため、漏れに対する効果は
図１，図２の実施例と同様であるが、抜け止め板７の重
量が低減されるため、ガスタービン運転時に翼固定部品
５に作用する遠心力を低減し信頼性を向上することが可
能である。
の前面から見た状況を示すが、抜け止め板７は、間隙１
０のみを覆う形状をしているため、漏れに対する効果は
図１，図２の実施例と同様であるが、抜け止め板７の重
量が低減されるため、ガスタービン運転時に翼固定部品
５に作用する遠心力を低減し信頼性を向上することが可
能である。
【００１６】図５には、本発明のほかの実施例を示す。
本実施例においては、翼固定部品５は支持部６と支持部
の一端に設けられた抜け止め板７から構成され、さらに
別部品の板部品１３を必要とする。板部品１３は翼固定
部品５の支持部６を貫入可能な孔１４を有している。圧
縮機翼１の固定は、嵌合溝４に翼固定部品５を配置し翼
根部２を挿入した後、支持部６に板部品１２を孔１３を
介して配置し、その後支持部６の端部を図示するように
折曲することにより行われる。
本実施例においては、翼固定部品５は支持部６と支持部
の一端に設けられた抜け止め板７から構成され、さらに
別部品の板部品１３を必要とする。板部品１３は翼固定
部品５の支持部６を貫入可能な孔１４を有している。圧
縮機翼１の固定は、嵌合溝４に翼固定部品５を配置し翼
根部２を挿入した後、支持部６に板部品１２を孔１３を
介して配置し、その後支持部６の端部を図示するように
折曲することにより行われる。
【００１７】図６には、発想の異なる実施例を示す。本
実施例においては、圧縮機翼１の翼根部２の軸方向の一
端は予め嵌合溝４より寸法の大きな板状部１５を具備し
ている。このため、圧縮機翼１は板状部１５の存在する
ロータディスク面と逆側への移動もしくは脱落は予め防
止される。板状部１５の存在するロータディスク面側へ
の移動もしくは脱落は図１〜図５の実施例と同様に翼固
定部品５により防止される。
実施例においては、圧縮機翼１の翼根部２の軸方向の一
端は予め嵌合溝４より寸法の大きな板状部１５を具備し
ている。このため、圧縮機翼１は板状部１５の存在する
ロータディスク面と逆側への移動もしくは脱落は予め防
止される。板状部１５の存在するロータディスク面側へ
の移動もしくは脱落は図１〜図５の実施例と同様に翼固
定部品５により防止される。
【００１８】
【発明の効果】本発明によれば、圧縮機翼の翼根部とロ
ータディスクの嵌合溝の間隙は、翼固定部品もしくは翼
根部の一端設けられた板部により覆われるため、ガスタ
ービン作動時に間隙を通した作動流体の漏れを最小限に
抑制することが可能で、圧縮機効率の向上を図ることが
可能である。
ータディスクの嵌合溝の間隙は、翼固定部品もしくは翼
根部の一端設けられた板部により覆われるため、ガスタ
ービン作動時に間隙を通した作動流体の漏れを最小限に
抑制することが可能で、圧縮機効率の向上を図ることが
可能である。
【図１】本発明の実施例である圧縮機翼の固定構造の分
解図。
解図。
【図２】翼固定部品による図１の圧縮機翼の固定構造を
ロータディスク前面より見た図。
ロータディスク前面より見た図。
【図３】本発明の実施例である圧縮機翼の固定構造の分
解図。
解図。
【図４】本発明の実施例である圧縮機翼の固定構造をロ
ータディスク前面より見た図。
ータディスク前面より見た図。
【図５】本発明の実施例である圧縮機翼の固定構造の実
施例。
施例。
【図６】圧縮機翼の固定構造の分解図。
【図７】従来の実施例として示した圧縮機翼の固定構造
を示す分解図。
を示す分解図。
【図８】従来の実施例をロータディスク前面より見た
図。
図。
【図９】従来の実施例を有するロータディスクの断面
図。
図。
１…圧縮機翼、２…翼根部、３…ロータディスク、４…
嵌合溝、５…翼固定部品、６…支持部、７，８…抜け止
め板、９…外周部、１０…間隙、１１…保持溝、１２…
下端、１３…板部品、１４…孔、１５…板状部。
嵌合溝、５…翼固定部品、６…支持部、７，８…抜け止
め板、９…外周部、１０…間隙、１１…保持溝、１２…
下端、１３…板部品、１４…孔、１５…板状部。
Claims (1)
- 【請求項１】外周に嵌合溝を有するロータディスクと、
該嵌合溝に適合する翼根部を有する圧縮機翼と、翼固定
部品からなる圧縮機翼固定構造において、翼固定部品
は、該圧縮機翼翼根部底部とロータディスク嵌合溝間に
挟持される支持部とその両端もしくは一端に形成される
板状部からなり該板状部は少なくとも一方がロータディ
スク嵌合溝と圧縮機翼翼根部との間隙を覆う形状を有す
ることを特徴とする圧縮機翼固定構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13187897A JPH10317907A (ja) | 1997-05-22 | 1997-05-22 | 圧縮機翼固定構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13187897A JPH10317907A (ja) | 1997-05-22 | 1997-05-22 | 圧縮機翼固定構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10317907A true JPH10317907A (ja) | 1998-12-02 |
Family
ID=15068263
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13187897A Pending JPH10317907A (ja) | 1997-05-22 | 1997-05-22 | 圧縮機翼固定構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10317907A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007077993A (ja) * | 2005-09-15 | 2007-03-29 | Snecma | ターボジェットブレードのためのシム |
| JP2013545926A (ja) * | 2010-12-09 | 2013-12-26 | アルストム テクノロジー リミテッド | 流体流動装置、特に高温ガス流によって軸方向に貫通されるガスタービン |
| WO2015075970A1 (ja) * | 2013-11-20 | 2015-05-28 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ組立体およびタービンロータ組立体における翼止板並びに翼止板の組付け方法 |
| JP2015113709A (ja) * | 2013-12-09 | 2015-06-22 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ組立体およびそれを備えたタービン |
| JP2016205402A (ja) * | 2016-08-29 | 2016-12-08 | 三菱重工業株式会社 | 翼止板 |
-
1997
- 1997-05-22 JP JP13187897A patent/JPH10317907A/ja active Pending
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007077993A (ja) * | 2005-09-15 | 2007-03-29 | Snecma | ターボジェットブレードのためのシム |
| JP2013545926A (ja) * | 2010-12-09 | 2013-12-26 | アルストム テクノロジー リミテッド | 流体流動装置、特に高温ガス流によって軸方向に貫通されるガスタービン |
| US9657641B2 (en) | 2010-12-09 | 2017-05-23 | General Electric Company | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
| WO2015075970A1 (ja) * | 2013-11-20 | 2015-05-28 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ組立体およびタービンロータ組立体における翼止板並びに翼止板の組付け方法 |
| JP2015098848A (ja) * | 2013-11-20 | 2015-05-28 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ組立体およびタービンロータ組立体における翼止板並びに翼止板の組付け方法 |
| CN105473824A (zh) * | 2013-11-20 | 2016-04-06 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮机转子组装体和涡轮机转子组装体的叶片止动板以及叶片止动板的组装方法 |
| JP2015113709A (ja) * | 2013-12-09 | 2015-06-22 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ組立体およびそれを備えたタービン |
| JP2016205402A (ja) * | 2016-08-29 | 2016-12-08 | 三菱重工業株式会社 | 翼止板 |
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