BLADE/DISK DOVETAIL BACKCUT FOR BLADE/DISK STRESS REDUCTION (6FA AND 6FA+e, STAGE 1)

Blade load path on a gas turbine disk can be diverted to provide a significant disk fatigue life benefit. A plurality of gas turbine blades are attachable to a gas turbine disk, where each of the gas turbine blades includes a blade dovetail engageable in a correspondingly-shaped dovetail slot in the gas turbine disk. In order to reduce gas turbine disk stress, an optimal material removal area is defined according to blade and/or disk geometry to maximize a balance between stress reduction on the gas turbine disk, a useful life of the gas turbine blade, and maintaining or improving the aeromechanical behavior of the gas turbine blade. Removing material from the material removal area effects the maximized balance. Selon l'invention, la voie de charge à la pale sur un disque de turbine à gaz peut être déviée afin de renforcer considérablement la résistance à la fatigue du disque. Une pluralité de pales de turbine à gaz peuvent être fixées à un disque de turbine à gaz. Chacune de ces pales de turbine à gaz comprend un tenon en queue d'aronde ajustable dans une mortaise correspondant dans le disque de turbine à gaz. Afin de réduire la contrainte du disque de turbine à gaz, une zone optimale de suppression de matériau est définie conformément à la forme géométrique de la pale et/ou du disque de façon à maximiser l'équilibre entre la réduction de contrainte sur le disque de turbine à gaz, la vie utile de la pale de turbine à gaz et la conservation voire l'amélioration du comportement aéromécanique de la pale de turbine à gaz. La suppression de matériau de la zone de suppression de matériau permet de maximiser l'équilibre.