タービン動翼の固定構造
【課題】動翼に後方向きに作用する軸力を支持してディスクに伝達することができ、かつブレード後部スカートとディスクポストの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができるタービン動翼の固定構造を提供する。
【解決手段】ディスク３が、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されたストッパ１０を有する。また、タービン動翼１ａのブレード後部スカート１２ｃが、ストッパの上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有する。ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３をディスクポスト下流側端部のストッパ１０で支持して軸方向の位置決めを行い、動翼１ａに後方向きに作用する軸力をこのストッパで支持してディスクに伝達する。
【解決手段】ディスク３が、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されたストッパ１０を有する。また、タービン動翼１ａのブレード後部スカート１２ｃが、ストッパの上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有する。ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３をディスクポスト下流側端部のストッパ１０で支持して軸方向の位置決めを行い、動翼１ａに後方向きに作用する軸力をこのストッパで支持してディスクに伝達する。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービンにおけるタービン動翼の固定構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図５は、従来のジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。ジェットエンジン用ガスタービンは、複数の動翼列１と複数の静翼列２が軸方向（図で左右）に交互かつ多段に配置された軸流タービンである。
【０００３】
各動翼列１は、複数のタービン動翼１ａ（以下、単に「動翼」と呼ぶ）の内方端（図で下側）が円板状のディスク３の周りに取り付けられ、ディスクと共にエンジンの軸心を中心に回転する。また静翼列２は、複数のタービン静翼２ａ（以下、単に「静翼」と呼ぶ）の外方端（図で上側）がエンジンケーシングの内面に固定され、上流側（図で左側）から下流側（図で右側）に流れる燃焼ガス４の流れを動翼列１に適した方向に転向するようになっている。
【０００４】
各動翼１ａの外方端（図で上側）は、シュラウドリングで連結され、これとエンジンケーシングの内面との間にはラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
また、各静翼２ａの内方端（図で下側）とディスク３の連結部との間にもラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
【０００５】
上述した構成により、図示しない燃焼器で発生した高温高圧の燃焼ガス４が複数の動翼列１と静翼列２を通り、このガスの流れで動翼列１を軸心を中心に回転駆動し、ディスク３を介してジェットエンジンのコンプレッサを回転駆動し、或いは外部に動力を出力するようになっている。
【０００６】
図６は、図５のＡ部の拡大図である。動翼１ａの内方端には、内端部の幅が広くその外側（図で上側）が狭くなったダブテール５が設けられ、このダブテール５がディスク３の外周部に設けられたダブテール溝３ａに嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達する。
【０００７】
また、従来の構造では、ディスク３の隣接するダブテール溝３ａの間に位置する部分３ｂ（ディスクポストと呼ぶ）の外周面から外方に伸びる突起３ｃを設け、かつ動翼のダブテール５の周方向両側に支持部１ｂを設け、この支持部１ｂをディスク３の突起３ｃで支持して、動翼に作用する後方向きの軸力（図で右向き）を支持部１ｂと突起３ｃを介してディスク３に伝達している。
なお、動翼１ａに作用する前方向きの軸力（図で左向き）は、ディスクのダブテール溝３ａを塞ぐリング部材６で支持するようになっている。
【０００８】
なおこの図において、動翼１ａの内方に位置し燃焼ガス４の内方流路を形成する部分７ａをプラットホーム、プラットホーム７ａの前後端からディスクポストの外面まで延びる部分をブレード前部スカート７ｂ及びブレード後部スカート７ｃと呼ぶ。
【０００９】
特許文献１は、タービン動翼の固定構造の別の例を開示している。
図７は特許文献１の「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」の模式図であり、（Ａ）は対向する構造部分の重なりＮを示す図、（Ｂ）は回転子円板部分（ディスク）を前部から見た斜視図、（Ｃ）は回転子円板に組み付けられたタービン回転子羽根（動翼）を前部から見た斜視図、（Ｄ）は前部から見た部分切断斜視図である。
【００１０】
この図に示すように、特許文献１の構造は、回転子羽根５１の脚部５２が回転子円板５４の軸方向の溝の中に配置されており、回転子羽根の脚板５２と回転子円板５４の表面との間に軸方向及び周方向に延びたすきまが形成されている軸流回転子構造において、回転子羽根５１の脚板５５と回転子円板５４の表面との間のすきまに、回転子羽根５１の脚板５５の放射方向に延びた壁部分５６と、回転子円板５４の隣接する二つの軸方向の溝５３の間に形成された隆起５８からすきまの中に放射方向に延びている鼻状のウエブ５７とにより構造部材の軸方向の重なりＮが形成され、これにより回転子円板５４に対して回転子羽根５１が軸方向に固定されているものである。
【００１１】
【特許文献１】特許第３１２０８４９号公報、「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
図６に示した従来のタービン動翼の固定構造では、ブレード後部スカート７ｃの下端とディスクポスト３ｂの間に隙間が存在し、ブレード後部スカート７ｃ後方の空間の圧力に比してプラットホーム７ａ上方の燃焼ガス４の圧力が高いため、この隙間から高温高圧の燃焼ガス４が下流側に漏れるので、この漏れ流れがエンジン性能を悪化させていた。
この隙間を狭める試みは従来からなされているが、ブレード後部スカート７ｃの下端とディスクポスト３ｂを衝突（又は干渉）させることは望ましくないため、隙間をある一定以下に狭めることはできなかった。
【００１３】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、動翼に後方向きに作用する軸力を支持してディスクに伝達することができ、かつブレード後部スカートとディスクポストの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができるタービン動翼の固定構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明によれば、タービン動翼を円板状のディスクの外周部に固定するタービン動翼の固定構造であって、
前記タービン動翼は、ディスクとの連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテールを有し、
前記ディスクは、その外周部に前記ダブテールと嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝と、隣接する該ダブテール溝の間に位置し外周面がほぼ平坦なディスクポストと、該ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパとを有し、
前記タービン動翼は、さらに、前記ダブテールより外方に位置し周方向に延び燃焼ガスの内方流路を形成するプラットホームと、該プラットホームの後端から前記ディスクポストの外面まで延びるブレード後部スカートとを有し、
該ブレード後部スカートは、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有する、ことを特徴とするタービン動翼の固定構造が提供される。
【００１５】
本発明の好ましい実施例によれば、前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっている。
【００１６】
また、前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっている。
【発明の効果】
【００１７】
上記本発明の構成によれば、ディスクが、ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパを有し、タービン動翼のブレード後部スカートが、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有するので、ブレード後部スカートの下流側端部をディスクポスト下流側端部のストッパで支持して軸方向の位置決めを行い、動翼に後方向きに作用する軸力をこのストッパで支持してディスクに伝達することができる。
【００１８】
また、この位置で、前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっているので、ディスクに保持されたブレードを後方から見ると、ブレード後部スカートとディスクポストの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができる。
【００１９】
また、前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっているので、閉空間には低温ガスが流入してその内面を冷却し、高温ガスによる過熱を防止することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下本発明の好ましい実施形態について、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２１】
図１は、本発明によるタービン動翼の固定構造を有するジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
この図において、１は動翼列、１ａは動翼（タービン動翼）、２は静翼列、２ａは静翼（タービン静翼）、３は円板状のディスク、４は燃焼ガスである。
【００２２】
各動翼列１は、複数の動翼１ａの内方端（図で下側）が円板状のディスク３の周りに取り付けられ、ディスクと共にエンジンの軸心Ｚ−Ｚを中心に回転する。また静翼列２は、複数の静翼２ａの外方端（図で上側）がエンジンケーシングの内面に固定され、上流側（図で左側）から下流側（図で右側）に流れる燃焼ガス４の流れを動翼列１に適した方向に転向するようになっている。
【００２３】
各動翼１ａの外方端（図で上側）は、シュラウドリングで連結され、これとエンジンケーシングの内面との間にはラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
また、各静翼２ａの内方端（図で下側）とディスク３の連結部との間にもラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
【００２４】
上述した構成により、図示しない燃焼器で発生した高温高圧の燃焼ガス４が複数の動翼列１と静翼列２を通り、このガスの流れで動翼列１を軸心を中心に回転駆動し、ディスク３を介してジェットエンジンのコンプレッサを回転駆動し、或いは外部に動力を出力することができる。
【００２５】
図２は、図１のＡ部の拡大図であり、図３はエンジン前方から見たＡ部斜視図であり、図４はエンジン後方から見たＡ部斜視図である。
本発明によるタービン動翼の固定構造は、タービン動翼１ａを円板状のディスク３の外周部に固定する固定構造である。
【００２６】
図２〜図４に示すように、タービン動翼１ａは、ディスク３との連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテール５を有する。また、ディスク３は、その外周部にダブテール５と嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝３ａを有する。
ダブテール５とダブテール溝３ａの形状は、ダブテール５がダブテール溝に嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達できるように設定する。また、ダブテール５とダブテール溝３ａの隙間をできるだけ小さくし、この隙間からのガス漏れを抑えるように設定するのがよい。
【００２７】
ディスク３は、さらにディスクポスト３ｂとストッパ１０を有する。
ディスクポスト３ｂは、隣接するダブテール溝３ａの間に位置し、外周面３ｃがほぼ平坦に形成されている。
ストッパ１０は、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び、上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されている。
【００２８】
タービン動翼１ａは、さらに、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃを有する。
【００２９】
プラットホーム１２ａは、ダブテール５より外方に位置し、周方向に延び、燃焼ガス４の内方流路を形成する。
ブレード前部スカート１２ｂは、プラットホーム７ａの前端からディスクポスト３ｂの外面まで延びる。
ブレード後部スカート１２ｃは、プラットホーム７ａの後端からディスクポスト３ｂの外面まで延びる。
【００３０】
プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、連続した面を形成しており、この面が隣接するタービン動翼と密着し、その間の隙間を無くすようになっている。
また、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面とディスクポスト３ｂの外面との間には、閉じた空間が形成される。
【００３１】
ブレード前部スカート１２ｂの内方端は、ディスクポスト３ｂの外面から所定の隙間を隔てており、この隙間から上流側の冷却空気が閉じた空間に自由に流入するように形成されている。
【００３２】
また、ブレード後部スカート１２ｃは、ストッパ１０の上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有する。
ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３がストッパ１０の上流側端面１０ａに密着する位置において、ブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、隣接するタービン動翼のブレード後部スカート１２ｃと密着するように形成されている。
【００３３】
上述した構成により、動翼１ａの内方端には、内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテール５が設けられ、このダブテール５がディスク３の外周部に設けられたダブテール溝３ａに嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達する。
【００３４】
なお、動翼１ａに前方向きに作用する軸力（図で左向き）は、ディスクのダブテール溝を塞ぐリング部材６で支持するようになっている。
【００３５】
上述した本発明の構成によれば、ディスク３が、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されたストッパ１０を有し、タービン動翼１ａのブレード後部スカート１２ｃが、前記ストッパの上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有するので、ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３をディスクポスト下流側端部のストッパ１０で支持して軸方向の位置決めを行い、動翼１ａに後方向きに作用する軸力をこのストッパ１０で支持してディスク３に伝達することができる。
【００３６】
また、この位置で、前記プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、連続した面を形成しており、この面が隣接するタービン動翼１ａのそれぞれプラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃと密着し、その間の隙間を無くすようになっているので、ディスクに保持されたブレード（動翼）を後方から見ると、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができる。
【００３７】
なお、動翼列１と静翼列２の間には、内方端部分に冷却空気が導入されているため、ブレード前部スカート１２ｂの内方端近傍のガスは、冷却空気により低温に保たれている。
また、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面とディスクポスト３ｂの外面との間の閉じた空間には、ブレード前部スカート１２ｂの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するように形成されている。
従って、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの隙間からの漏れガスは、高温の燃焼ガス４ではなく、低温ガスであり、この部分の過熱を防止することができる。
【００３８】
すなわち、本発明の構成により、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの間の隙間を大幅に減らすことができ、エンジン性能が大幅に向上する。また製造コストは従来品と同等である。
本発明を旅客機用ターボファンエンジンの低圧タービンに適用した場合、約０．２％程度のＳＦＣ（Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｆｕｅｌ Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ：燃料消費率）の向上がシミュレーションにより予測される。
【００３９】
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明によるタービン動翼の固定構造を有するジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
【図２】図１のＡ部の拡大図である。
【図３】エンジン前方から見た図１のＡ部斜視図である。
【図４】エンジン後方から見た図１のＡ部斜視図である。
【図５】従来のジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
【図６】図５のＡ部の拡大図である。
【図７】特許文献１の「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」の模式図である。
【符号の説明】
【００４１】
１ 動翼列、１ａ タービン動翼（動翼）、
２ 静翼列、２ａ タービン静翼（静翼）、
３ ディスク、３ａ ダブテール溝、３ｂ ディスクポスト、３ｃ 外周面、
４ 燃焼ガス、５ ダブテール、６ リング部材、
７ａ プラットホーム、７ｂ ブレード前部スカート、
７ｃ ブレード後部スカート、
１０ ストッパ、１０ａ 上流側端面、
１２ａ プラットホーム、１２ｂ ブレード前部スカート、
１２ｃ ブレード後部スカート、１３ 下流側端部
【技術分野】
【０００１】
本発明は、軸流タービンにおけるタービン動翼の固定構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
図５は、従来のジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。ジェットエンジン用ガスタービンは、複数の動翼列１と複数の静翼列２が軸方向（図で左右）に交互かつ多段に配置された軸流タービンである。
【０００３】
各動翼列１は、複数のタービン動翼１ａ（以下、単に「動翼」と呼ぶ）の内方端（図で下側）が円板状のディスク３の周りに取り付けられ、ディスクと共にエンジンの軸心を中心に回転する。また静翼列２は、複数のタービン静翼２ａ（以下、単に「静翼」と呼ぶ）の外方端（図で上側）がエンジンケーシングの内面に固定され、上流側（図で左側）から下流側（図で右側）に流れる燃焼ガス４の流れを動翼列１に適した方向に転向するようになっている。
【０００４】
各動翼１ａの外方端（図で上側）は、シュラウドリングで連結され、これとエンジンケーシングの内面との間にはラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
また、各静翼２ａの内方端（図で下側）とディスク３の連結部との間にもラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
【０００５】
上述した構成により、図示しない燃焼器で発生した高温高圧の燃焼ガス４が複数の動翼列１と静翼列２を通り、このガスの流れで動翼列１を軸心を中心に回転駆動し、ディスク３を介してジェットエンジンのコンプレッサを回転駆動し、或いは外部に動力を出力するようになっている。
【０００６】
図６は、図５のＡ部の拡大図である。動翼１ａの内方端には、内端部の幅が広くその外側（図で上側）が狭くなったダブテール５が設けられ、このダブテール５がディスク３の外周部に設けられたダブテール溝３ａに嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達する。
【０００７】
また、従来の構造では、ディスク３の隣接するダブテール溝３ａの間に位置する部分３ｂ（ディスクポストと呼ぶ）の外周面から外方に伸びる突起３ｃを設け、かつ動翼のダブテール５の周方向両側に支持部１ｂを設け、この支持部１ｂをディスク３の突起３ｃで支持して、動翼に作用する後方向きの軸力（図で右向き）を支持部１ｂと突起３ｃを介してディスク３に伝達している。
なお、動翼１ａに作用する前方向きの軸力（図で左向き）は、ディスクのダブテール溝３ａを塞ぐリング部材６で支持するようになっている。
【０００８】
なおこの図において、動翼１ａの内方に位置し燃焼ガス４の内方流路を形成する部分７ａをプラットホーム、プラットホーム７ａの前後端からディスクポストの外面まで延びる部分をブレード前部スカート７ｂ及びブレード後部スカート７ｃと呼ぶ。
【０００９】
特許文献１は、タービン動翼の固定構造の別の例を開示している。
図７は特許文献１の「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」の模式図であり、（Ａ）は対向する構造部分の重なりＮを示す図、（Ｂ）は回転子円板部分（ディスク）を前部から見た斜視図、（Ｃ）は回転子円板に組み付けられたタービン回転子羽根（動翼）を前部から見た斜視図、（Ｄ）は前部から見た部分切断斜視図である。
【００１０】
この図に示すように、特許文献１の構造は、回転子羽根５１の脚部５２が回転子円板５４の軸方向の溝の中に配置されており、回転子羽根の脚板５２と回転子円板５４の表面との間に軸方向及び周方向に延びたすきまが形成されている軸流回転子構造において、回転子羽根５１の脚板５５と回転子円板５４の表面との間のすきまに、回転子羽根５１の脚板５５の放射方向に延びた壁部分５６と、回転子円板５４の隣接する二つの軸方向の溝５３の間に形成された隆起５８からすきまの中に放射方向に延びている鼻状のウエブ５７とにより構造部材の軸方向の重なりＮが形成され、これにより回転子円板５４に対して回転子羽根５１が軸方向に固定されているものである。
【００１１】
【特許文献１】特許第３１２０８４９号公報、「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１２】
図６に示した従来のタービン動翼の固定構造では、ブレード後部スカート７ｃの下端とディスクポスト３ｂの間に隙間が存在し、ブレード後部スカート７ｃ後方の空間の圧力に比してプラットホーム７ａ上方の燃焼ガス４の圧力が高いため、この隙間から高温高圧の燃焼ガス４が下流側に漏れるので、この漏れ流れがエンジン性能を悪化させていた。
この隙間を狭める試みは従来からなされているが、ブレード後部スカート７ｃの下端とディスクポスト３ｂを衝突（又は干渉）させることは望ましくないため、隙間をある一定以下に狭めることはできなかった。
【００１３】
本発明は上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち本発明の目的は、動翼に後方向きに作用する軸力を支持してディスクに伝達することができ、かつブレード後部スカートとディスクポストの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができるタービン動翼の固定構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
本発明によれば、タービン動翼を円板状のディスクの外周部に固定するタービン動翼の固定構造であって、
前記タービン動翼は、ディスクとの連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテールを有し、
前記ディスクは、その外周部に前記ダブテールと嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝と、隣接する該ダブテール溝の間に位置し外周面がほぼ平坦なディスクポストと、該ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパとを有し、
前記タービン動翼は、さらに、前記ダブテールより外方に位置し周方向に延び燃焼ガスの内方流路を形成するプラットホームと、該プラットホームの後端から前記ディスクポストの外面まで延びるブレード後部スカートとを有し、
該ブレード後部スカートは、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有する、ことを特徴とするタービン動翼の固定構造が提供される。
【００１５】
本発明の好ましい実施例によれば、前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっている。
【００１６】
また、前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっている。
【発明の効果】
【００１７】
上記本発明の構成によれば、ディスクが、ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパを有し、タービン動翼のブレード後部スカートが、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有するので、ブレード後部スカートの下流側端部をディスクポスト下流側端部のストッパで支持して軸方向の位置決めを行い、動翼に後方向きに作用する軸力をこのストッパで支持してディスクに伝達することができる。
【００１８】
また、この位置で、前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっているので、ディスクに保持されたブレードを後方から見ると、ブレード後部スカートとディスクポストの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができる。
【００１９】
また、前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっているので、閉空間には低温ガスが流入してその内面を冷却し、高温ガスによる過熱を防止することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下本発明の好ましい実施形態について、図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２１】
図１は、本発明によるタービン動翼の固定構造を有するジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
この図において、１は動翼列、１ａは動翼（タービン動翼）、２は静翼列、２ａは静翼（タービン静翼）、３は円板状のディスク、４は燃焼ガスである。
【００２２】
各動翼列１は、複数の動翼１ａの内方端（図で下側）が円板状のディスク３の周りに取り付けられ、ディスクと共にエンジンの軸心Ｚ−Ｚを中心に回転する。また静翼列２は、複数の静翼２ａの外方端（図で上側）がエンジンケーシングの内面に固定され、上流側（図で左側）から下流側（図で右側）に流れる燃焼ガス４の流れを動翼列１に適した方向に転向するようになっている。
【００２３】
各動翼１ａの外方端（図で上側）は、シュラウドリングで連結され、これとエンジンケーシングの内面との間にはラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
また、各静翼２ａの内方端（図で下側）とディスク３の連結部との間にもラビリンスシール等が設けられ、その間のガス流れを防止している。
【００２４】
上述した構成により、図示しない燃焼器で発生した高温高圧の燃焼ガス４が複数の動翼列１と静翼列２を通り、このガスの流れで動翼列１を軸心を中心に回転駆動し、ディスク３を介してジェットエンジンのコンプレッサを回転駆動し、或いは外部に動力を出力することができる。
【００２５】
図２は、図１のＡ部の拡大図であり、図３はエンジン前方から見たＡ部斜視図であり、図４はエンジン後方から見たＡ部斜視図である。
本発明によるタービン動翼の固定構造は、タービン動翼１ａを円板状のディスク３の外周部に固定する固定構造である。
【００２６】
図２〜図４に示すように、タービン動翼１ａは、ディスク３との連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテール５を有する。また、ディスク３は、その外周部にダブテール５と嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝３ａを有する。
ダブテール５とダブテール溝３ａの形状は、ダブテール５がダブテール溝に嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達できるように設定する。また、ダブテール５とダブテール溝３ａの隙間をできるだけ小さくし、この隙間からのガス漏れを抑えるように設定するのがよい。
【００２７】
ディスク３は、さらにディスクポスト３ｂとストッパ１０を有する。
ディスクポスト３ｂは、隣接するダブテール溝３ａの間に位置し、外周面３ｃがほぼ平坦に形成されている。
ストッパ１０は、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び、上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されている。
【００２８】
タービン動翼１ａは、さらに、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃを有する。
【００２９】
プラットホーム１２ａは、ダブテール５より外方に位置し、周方向に延び、燃焼ガス４の内方流路を形成する。
ブレード前部スカート１２ｂは、プラットホーム７ａの前端からディスクポスト３ｂの外面まで延びる。
ブレード後部スカート１２ｃは、プラットホーム７ａの後端からディスクポスト３ｂの外面まで延びる。
【００３０】
プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、連続した面を形成しており、この面が隣接するタービン動翼と密着し、その間の隙間を無くすようになっている。
また、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面とディスクポスト３ｂの外面との間には、閉じた空間が形成される。
【００３１】
ブレード前部スカート１２ｂの内方端は、ディスクポスト３ｂの外面から所定の隙間を隔てており、この隙間から上流側の冷却空気が閉じた空間に自由に流入するように形成されている。
【００３２】
また、ブレード後部スカート１２ｃは、ストッパ１０の上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有する。
ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３がストッパ１０の上流側端面１０ａに密着する位置において、ブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、隣接するタービン動翼のブレード後部スカート１２ｃと密着するように形成されている。
【００３３】
上述した構成により、動翼１ａの内方端には、内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテール５が設けられ、このダブテール５がディスク３の外周部に設けられたダブテール溝３ａに嵌り、動翼１ａに作用する遠心力をダブテール／ダブテール溝を介してディスク３に伝達する。
【００３４】
なお、動翼１ａに前方向きに作用する軸力（図で左向き）は、ディスクのダブテール溝を塞ぐリング部材６で支持するようになっている。
【００３５】
上述した本発明の構成によれば、ディスク３が、ディスクポスト３ｂの下流側端部から外方に延び上流側端面１０ａがほぼ平面に形成されたストッパ１０を有し、タービン動翼１ａのブレード後部スカート１２ｃが、前記ストッパの上流側端面１０ａに密着するように形成された下流側端部１３を有するので、ブレード後部スカート１２ｃの下流側端部１３をディスクポスト下流側端部のストッパ１０で支持して軸方向の位置決めを行い、動翼１ａに後方向きに作用する軸力をこのストッパ１０で支持してディスク３に伝達することができる。
【００３６】
また、この位置で、前記プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面は、連続した面を形成しており、この面が隣接するタービン動翼１ａのそれぞれプラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃと密着し、その間の隙間を無くすようになっているので、ディスクに保持されたブレード（動翼）を後方から見ると、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの間に隙間がほとんどなく、この隙間からの漏れ流れを大幅に低減し、エンジン性能を向上させることができる。
【００３７】
なお、動翼列１と静翼列２の間には、内方端部分に冷却空気が導入されているため、ブレード前部スカート１２ｂの内方端近傍のガスは、冷却空気により低温に保たれている。
また、プラットホーム１２ａ、ブレード前部スカート１２ｂ及びブレード後部スカート１２ｃの周方向端面とディスクポスト３ｂの外面との間の閉じた空間には、ブレード前部スカート１２ｂの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するように形成されている。
従って、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの隙間からの漏れガスは、高温の燃焼ガス４ではなく、低温ガスであり、この部分の過熱を防止することができる。
【００３８】
すなわち、本発明の構成により、ブレード後部スカート１２ｃとディスクポスト３ｂの間の隙間を大幅に減らすことができ、エンジン性能が大幅に向上する。また製造コストは従来品と同等である。
本発明を旅客機用ターボファンエンジンの低圧タービンに適用した場合、約０．２％程度のＳＦＣ（Ｓｐｅｃｉｆｉｃ Ｆｕｅｌ Ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ：燃料消費率）の向上がシミュレーションにより予測される。
【００３９】
なお、本発明は、上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００４０】
【図１】本発明によるタービン動翼の固定構造を有するジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
【図２】図１のＡ部の拡大図である。
【図３】エンジン前方から見た図１のＡ部斜視図である。
【図４】エンジン後方から見た図１のＡ部斜視図である。
【図５】従来のジェットエンジン用ガスタービンの部分断面図である。
【図６】図５のＡ部の拡大図である。
【図７】特許文献１の「圧縮機又はタービン用軸流回転子羽根構造」の模式図である。
【符号の説明】
【００４１】
１ 動翼列、１ａ タービン動翼（動翼）、
２ 静翼列、２ａ タービン静翼（静翼）、
３ ディスク、３ａ ダブテール溝、３ｂ ディスクポスト、３ｃ 外周面、
４ 燃焼ガス、５ ダブテール、６ リング部材、
７ａ プラットホーム、７ｂ ブレード前部スカート、
７ｃ ブレード後部スカート、
１０ ストッパ、１０ａ 上流側端面、
１２ａ プラットホーム、１２ｂ ブレード前部スカート、
１２ｃ ブレード後部スカート、１３ 下流側端部
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービン動翼を円板状のディスクの外周部に固定するタービン動翼の固定構造であって、
前記タービン動翼は、ディスクとの連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテールを有し、
前記ディスクは、その外周部に前記ダブテールと嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝と、隣接する該ダブテール溝の間に位置し外周面がほぼ平坦なディスクポストと、該ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパとを有し、
前記タービン動翼は、さらに、前記ダブテールより外方に位置し周方向に延び燃焼ガスの内方流路を形成するプラットホームと、該プラットホームの前端からディスクポストの外面近傍まで延びるブレード前部スカートと、プラットホームの後端から前記ディスクポストの外面まで延びるブレード後部スカートとを有し、
該ブレード後部スカートは、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有する、ことを特徴とするタービン動翼の固定構造。
【請求項２】
前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン動翼の固定構造。
【請求項３】
前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっている、ことを特徴とする請求項２に記載のタービン動翼の固定構造。
【請求項１】
タービン動翼を円板状のディスクの外周部に固定するタービン動翼の固定構造であって、
前記タービン動翼は、ディスクとの連結部に位置し内端部の幅が広くその外側が狭くなったダブテールを有し、
前記ディスクは、その外周部に前記ダブテールと嵌合し周方向に所定の間隔を隔てたダブテール溝と、隣接する該ダブテール溝の間に位置し外周面がほぼ平坦なディスクポストと、該ディスクポストの下流側端部から外方に延び上流側端面がほぼ平面に形成されたストッパとを有し、
前記タービン動翼は、さらに、前記ダブテールより外方に位置し周方向に延び燃焼ガスの内方流路を形成するプラットホームと、該プラットホームの前端からディスクポストの外面近傍まで延びるブレード前部スカートと、プラットホームの後端から前記ディスクポストの外面まで延びるブレード後部スカートとを有し、
該ブレード後部スカートは、前記ストッパの上流側端面に密着するように形成された下流側端部を有する、ことを特徴とするタービン動翼の固定構造。
【請求項２】
前記プラットホーム、ブレード前部スカート及びブレード後部スカートの周方向端面は、連続面を形成しており、該連続面が隣接するタービン動翼の連続面と密着し、その間の隙間を無くすようになっている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン動翼の固定構造。
【請求項３】
前記連続面とディスクポストの外面との間に閉空間が形成され、該閉空間に、ブレード前部スカートの内方端の隙間から上流側の低温ガスが自由に流入するようになっている、ことを特徴とする請求項２に記載のタービン動翼の固定構造。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【公開番号】特開２００８−１４４６２４（Ｐ２００８−１４４６２４Ａ）
【公開日】平成２０年６月２６日（２００８．６．２６）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００６−３３０３４４（Ｐ２００６−３３０３４４）
【出願日】平成１８年１２月７日（２００６．１２．７）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２０年６月２６日（２００８．６．２６）
【国際特許分類】
【出願日】平成１８年１２月７日（２００６．１２．７）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
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