CN102414397A - 增强型风扇叶片垫片 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种垫片，其用于插入到涡轮发动机风扇叶片的根部以及容纳所述根部的分隔空间的底部之间，所述分隔空间由风扇轮盘限定，所述垫片包括装配有至少一个由弹性材料制成的外部元件的金属加强片(124)，该金属加强片包括用于支承所述外部元件的支承表面(134)。根据本发明，所述支承表面(134)包括至少一个波浪形区域(136)。

Description

增强型风扇叶片垫片
说明书
技术领域
本发明通常涉及用于飞行器的涡轮喷气飞机发动机的风扇领域，特别地，涉及旨在插入到风扇叶片根部与被风扇盘限定的分隔空间的底部的垫片。
背景技术
说明书附图1示出了一种涡轮发动机风扇的分解视图。其整体上包括以风扇轴4为中心的轮盘2，所述轮盘2上环向分隔开的齿状物6形成于所述轮盘2的外缘，每一个齿状物大体上纵向地、径向地延伸，并且大体上与所述风扇轴4平行。在圆周方向上连续的两个齿状物6划分出一个分隔空间8，该分隔空间8位于两个齿状物6之间且将固定风扇叶片10的根部12。在已知方式中，每一个齿状物具有加宽的头部，用来在径向向外的方向上保持所述叶片。换句话说，所述分隔空间8具有变窄的外部径向端部，所述叶片10的茎部从该外部径向端部中穿过，与所述叶片的根部12相比，所述叶片的颈部尺寸更小。所以，所述合成的组件为楔形榫型或枞树形榫连结构(″fir-tree attachment″)类型的组件。
此外，所述风扇1包括与每一个叶片10相关联的垫片20，并且所述垫片被插入到所述叶片根部12较低的一端与所述分隔空间8的底部8a之间，所述分隔空间与有关的叶片相关联。
在图2中可以更加清楚地看到，所述垫片20在径向向内的方向上阻挡所述叶片10并且迫使所述根部12的接触面与齿状物6的能量端部(energy end)相接触。此外，如图1所示，所述垫片20包括用于阻挡与其相关联的叶片的轴向保持止挡块22，该止挡块22用来与由所述轮盘2支承且以所述轴4为中心的保持环(图中未示出)相接触。
惯常地，所述垫片20包括金属加强板24，一个或多个由弹性材料制成的外部元件26围绕所述金属加强板24放置，因此，该外部元件26与所述分隔空间8的底部8a以及与所述叶片根部12的径向内侧端部相接触。在已知方式中，每一个外部元件26均通过喷射成型法制造于所述金属加强板上，所述金属加强板优选地由钛金属制成。使用喷射法成型的插入模制件用于将由弹性材料制成外部元件26粘合在所述加强片24所提供的支承表面。
尽管这一技术方案被广泛地应用于涡轮喷气发动机中，但它可能会产生所述外部元件26的分离(分层)问题。在安装发动机的过程中和/或在插入所述垫片所必需的处理操作过程中，在所述垫片20被插入到所述根部12与所述分隔空间的底部8a之间的时候，基本上会发生上述问题。如图1所示，所述垫片是通过沿着所述垫片的纵向方向30滑动的方式插入到它专有空间中的，所述纵向方向30通常有轻微的弯曲。
当这种类型的分离(tearoff)发生时，与该垫片相关的所述叶片的保持性能可能会不再符合要求。进一步地，由于该垫片还具有减弱叶片内振动的功能，该垫片的损坏将会导致在操作过程中发生在该风扇叶片上的振动的衰减程度降低。
发明内容
因此，本发明的目的在于至少可以部分地克服如上所述的与所述现有技术的实施方式有关的缺陷。
为了达到这一目的，本发明的目的在于提供一种如权利要求1或2所述的垫片。
优先地，所述垫片为沿轴向方向延伸的带状物，所述波浪形区域包括多个沿相同的纵向方向相互接连在一起的波状结构。当所述垫片被插入到叶片根部与分隔空间的底部之间时，如此排列的波状结构能够更有效的抵抗由弹性材料制成的外部元件的分层。而后，这些波状结构对于所述垫片的加强片与外部元件之间沿着纵向方向的相对位移形成直接的妨碍，所述纵轴向方向对应于所述垫片插入到其位于所述叶片下面的专有区域中的方向。
优先地，所述由弹性材料制成的外部元件被插入成型于所述金属加强片上，优选地通过高压喷射方法。
优选地，所述金属加强片由钛金属材料制成。
本发明的另外一个目的在于提供包括多个风扇叶片以及一个轮盘的所述涡轮发动机风扇，所述轮盘限定了多个围绕在其外围的多个分隔空间，每一个风扇叶片的根部设置在其中一个分隔空间中，而且与如上所述的垫片相类似的垫片被插入到所述分隔空间的底部与所述根部之间。
优选地，每一个垫片沿着与其相关联的风扇叶片的根部移动。
优选地，每一个垫片具有用于阻挡与其相关联的风扇叶片的轴向保持止挡块。
最后，本发明的另外一个目的在于提供一种包括如上所述风扇的飞行器涡轮发动机。
本发明的其它优点以及特征将在下面的非限制性的、详细的说明中变得清楚。
附图简要说明
本说明书相对于所附视图进行说明，其中：
图1，如前所述，示出了现在技术中已知的用于飞行器的涡轮发动机风扇的分解透视图；
图2，也如前所述，示出了如图1所示的风扇的局部横断面视图；
图3示出了如本发明一个优选实施方式所述的用于涡轮发动机风扇的垫片的透视图；
图4示出了与图3相类似的视图，在该视图中，移除了由弹性材料制成的外部元件，以便仅仅显示所述金属加强片及其用于支承外部元件的支承表面；以及
图4a示出了沿图4中平面P剖开所呈现的剖面图，该视图中包括垫片的纵向方向，并且示出了由金属加强片形成的支承表面的波浪形区域。
具体实施方式
因此，图3示出了根据本发明一个较佳实施例制成的垫片120。该垫片的外部形状大体上与如图1和图2所示的现有技术中的垫片20的形状相同或相近似，该垫片呈带状，沿着纵向方向130呈弯曲形状延伸，所述延伸方向与相关联的叶片的根部12以及所述分隔空间的底部8a的延伸方向相一致。因此，应该认识到：为了达到保持所述叶片以及抑制所述叶片振动的目的，所述垫片120将被插入到所述叶片10与所述分隔空间8的底部8a之间(如图1所示)。
图3示出了所述金属加强片124与由弹性材料制成的外部元件126装配在一起，所述金属加强片124优选地由钛金属制成，所述外部元件126局部地覆盖了该加强片124的外表面。换句话说，所述外部元件126由所述加强片124上的弹性材料通过高压喷射成型的方法制成，该加强片124的部分外表面上没有覆盖该外部元件126。
图4示出了相同的加强片124，所述加强片124处于没有被其外部元件126覆盖的状态下。这使得用于支承外部元件的支承表面134在图4以及图4a中可见，其示出了支承表面具有数个波浪形区域136。实际上，每一个波浪形区域136是由一系列的波状结构140构成，在所述波状结构140之间形成有圆形的沟槽142。因此，在所述弹性材料喷射成型的过程中，所述弹性材料将渗入所述沟槽142中，这使得所述外部元件126在所述加强片124上的粘合面积增加到之前的两倍，并且，在所述外部元件的沟槽中形成了多个所述加强片波状结构的机械接合，反之亦然。
在这方面，为了更进一步地降低所述外部元件126分层的风险，所述每一个波浪区域的波状结构140沿纵向方向130按序排列，在所述纵向方向130上，所述垫片120通常相对于所述轮盘120移位以便插入到叶片根部12与分隔空间底部8a之间。如图4所示，两个波浪区域136设置在相反的方向上并且得以定向，其中一个波浪区域可能在一个或多个位置上被部分加强片124中断，该部分加强片124将形成最终完成的垫片外部表面上的一部分。一旦所述垫片被置于其分隔空间内的位置时，所述波状结构140在其振幅的方向上沿着所述风扇轮盘2的圆周方向延伸。
进一步地，所述两个波浪形区域136通过径向的外侧区域146以及径向的内侧区域(未在图4中示出)相互连接，所述两个区域优先地为平面且平行于所述方向130。它们也形成了所述支承表面134的不可分割的部分，一旦所述喷射成型完成，所述由弹性材料制成的外部元件将粘合在所述支承表面上
显而易见地，在此示出的所述垫片120也包括轴向保持止挡块122，其用于阻挡与其相关联的风扇叶片，所述保持止挡块122具有如图1中所示出的垫片20的止挡块22相同的几何结构。
显而易见地，本领域技术人员能够针对本发明进行各种不同的改动，因为本发明仅仅通过非限制性的实施例进行说明。

Claims (9)

1.一种用于插入到涡轮发动机风扇叶片(12)的根部以及容纳所述根部的分隔空间(8)的底部之间的垫片(120)，所述分隔空间(8)由风扇轮盘(2)限定，所述垫片包括装配有至少一个由弹性材料制成的外部元件(126)的金属加强片，所述金属加强片具有用于支承由弹性材料制成的所述外部元件的支承表面(134)，
其特征在于，所述支承表面(134)包括至少一个波浪形区域(136)。
2.如权利要求1所述的垫片，其特征在于，所述支承表面(134)包括在相反方向上被定向的两个波浪形区域(136)。
3.如权利要求1或2所述的垫片，其特征在于，所述垫片呈带状并沿着纵向方向(130)延伸，还在于所述波浪形区域包括数个波状结构(140)，所述波状结构(140)沿着所述纵向方向(130)相互接连。
4.如前述任一项权利要求所述的垫片，其特征在于，所述外部元件(126)是插入成型到所述金属加强片(124)上的。
5.如前述任一项权利要求所述的垫片，其特征在于，所述金属加强片(124)由金属钛制成。
6.一种涡轮发动机风扇(1)，其包括多个风扇叶片(10)以及轮盘(2)，所述轮盘限定了多个围绕在其外围的多个分隔空间(8)，每一个风扇叶片(10)的根部(12)容纳在一个分隔空间(8)中，而且如前述任一项权利要求所述的垫片(120)被插入到所述分隔空间的底部(8a)与所述根部(12)之间。
7.如权利要求6所述的风扇，其特征在于，每一个垫片(120)沿着与其相关联的风扇叶片(10)的根部(12)移动。
8.如权利要求6或7所述的风扇，其特征在于，每一个垫片(120)具有用于阻挡与其相关联的风扇叶片的轴向保持止挡块(122)。
9.一种包括有如权利要求6-8中任一项权利要求所述的风扇的飞行器涡轮发动机。
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RU (1) RU2526607C2 (zh)
WO (1) WO2010125089A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109630465A (zh) * 2018-12-16 2019-04-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种风扇垫片

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT1403416B1 (it) * 2010-12-21 2013-10-17 Avio Spa Rotore palettato di una turbina a gas per motori aeronautici e metodo per il raffreddamento di detto rotore palettato
FR2981132B1 (fr) * 2011-10-10 2013-12-06 Snecma Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque
US8851854B2 (en) * 2011-12-16 2014-10-07 United Technologies Corporation Energy absorbent fan blade spacer
FR2984429B1 (fr) 2011-12-16 2014-02-14 Snecma Bandes d'amortissement de vibrations a evacuation de fluides, pour protection acoustique de carter de soufflante de turbomachine d'aeronef
EP2711504A1 (de) * 2012-09-19 2014-03-26 Siemens Aktiengesellschaft Vorrichtung zum Überbrücken eines Spiels
US9422819B2 (en) * 2012-12-18 2016-08-23 United Technologies Corporation Rotor blade root spacer for arranging between a rotor disk and a root of a rotor blade
WO2014113009A1 (en) 2013-01-17 2014-07-24 United Technologies Corporation Rotor blade root spacer with grip element
US9506356B2 (en) 2013-03-15 2016-11-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Composite retention feature
FR3004484B1 (fr) * 2013-04-11 2017-09-08 Snecma Aube de turbomachine cooperant avec un disque de retention d'aubes
WO2015053922A1 (en) * 2013-10-11 2015-04-16 United Technologies Corporation Compressible fan blade with root spacer
US20150192144A1 (en) * 2014-01-08 2015-07-09 United Technologies Corporation Fan Assembly With Fan Blade Under-Root Spacer
GB201417417D0 (en) * 2014-10-02 2014-11-19 Rolls Royce Plc Slider
FR3027071B1 (fr) * 2014-10-13 2019-08-23 Safran Aircraft Engines Procede d'intervention sur un rotor et clinquant associe
US10099323B2 (en) * 2015-10-19 2018-10-16 Rolls-Royce Corporation Rotating structure and a method of producing the rotating structure
FR3049306B1 (fr) 2016-03-24 2018-03-23 Snecma Mexico, S.A. De C.V. Outil d'extraction de cales dans une turbomachine
RU2662755C2 (ru) * 2016-11-29 2018-07-30 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения. Ротор бустера и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения, с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств. Способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора
RU2686353C2 (ru) * 2017-06-27 2019-04-25 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" Место крепления рабочих лопаток роторов компрессора низкого и высокого давления авиадвигателей пятого поколения, ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств, способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов компрессора
RU185519U1 (ru) * 2017-08-16 2018-12-07 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" Демпфирующее устройство рабочих лопаток тепловых турбин
US10738626B2 (en) 2017-10-24 2020-08-11 General Electric Company Connection assemblies between turbine rotor blades and rotor wheels
US11555407B2 (en) 2020-05-19 2023-01-17 General Electric Company Turbomachine rotor assembly
KR102355521B1 (ko) 2020-08-19 2022-01-24 두산중공업 주식회사 압축기 블레이드의 조립구조와 이를 포함하는 가스 터빈 및 압축기 블레이드의 조립방법
KR102454379B1 (ko) * 2020-09-08 2022-10-14 두산에너빌리티 주식회사 로터 및 이를 포함하는 터보머신
CN116323390A (zh) 2020-10-16 2023-06-23 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机叶片的紧固组件
US11834960B2 (en) * 2022-02-18 2023-12-05 General Electric Company Methods and apparatus to reduce deflection of an airfoil

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996041068A1 (en) * 1995-06-07 1996-12-19 National Research Council Of Canada Anti-fretting barrier
EP0797005A1 (fr) * 1996-03-21 1997-09-24 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif de retenue du pied des aubes d'une soufflante
EP1209322A2 (en) * 2000-11-27 2002-05-29 General Electric Company Blade insert
US6416280B1 (en) * 2000-11-27 2002-07-09 General Electric Company One piece spinner
US20050254951A1 (en) * 2002-06-27 2005-11-17 Anne Thenaisie Restraining device for fan blade root
CN101344015A (zh) * 2007-07-13 2009-01-14 斯奈克玛 涡轮机叶片用的衬垫

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2786648A (en) * 1950-04-04 1957-03-26 United Aircraft Corp Blade locking device
SU418618A1 (zh) * 1972-01-25 1974-03-05
SU435360A1 (ru) * 1972-06-13 1974-07-05 В. Э. Гохберг, В. Д. Шалаев , В. Н. Шеповалов Устройство для демпфирования колебаний рабочих лопаток турбомашины
GB1549152A (en) * 1977-01-11 1979-08-01 Rolls Royce Rotor stage for a gas trubine engine
US4265595A (en) * 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
US4711007A (en) * 1986-09-29 1987-12-08 Westinghouse Electric Corp. Method and apparatus for installing free standing turbine blades
DE3815977A1 (de) * 1988-05-10 1989-11-30 Mtu Muenchen Gmbh Folienzwischenlage zur fuegung von reibkorrosionsgefaehrdeten maschinenbauteilen
US5160243A (en) * 1991-01-15 1992-11-03 General Electric Company Turbine blade wear protection system with multilayer shim
US5356545A (en) * 1991-01-15 1994-10-18 General Electric Company Curable dry film lubricant for titanium alloys
US5240375A (en) * 1992-01-10 1993-08-31 General Electric Company Wear protection system for turbine engine rotor and blade
US5282720A (en) * 1992-09-15 1994-02-01 General Electric Company Fan blade retainer
US5431543A (en) * 1994-05-02 1995-07-11 Westinghouse Elec Corp. Turbine blade locking assembly
US6132175A (en) * 1997-05-29 2000-10-17 Alliedsignal, Inc. Compliant sleeve for ceramic turbine blades
US6109877A (en) * 1998-11-23 2000-08-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade-to-disk retention device
US6431835B1 (en) * 2000-10-17 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Fan blade compliant shim
US6837686B2 (en) * 2002-09-27 2005-01-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade retention scheme using a retention tab
US6860722B2 (en) * 2003-01-31 2005-03-01 General Electric Company Snap on blade shim
JP2005273646A (ja) * 2004-02-25 2005-10-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 動翼体及びこの動翼体を有する回転機械
FR2881174B1 (fr) * 2005-01-27 2010-08-20 Snecma Moteurs Dispositif de positionnement d'une aube et disque aubage comportant un tel dispositif
FR2888897B1 (fr) 2005-07-21 2007-10-19 Snecma Dispositif d'amortissement des vibrations d'un anneau de retention axiale des aubes de soufflante d'une turbomachine
FR2890684B1 (fr) * 2005-09-15 2007-12-07 Snecma Clinquant pour aube de turboreacteur
FR2900437B1 (fr) * 2006-04-27 2008-07-25 Snecma Sa Systeme de retention des aubes dans un rotor
US7806662B2 (en) * 2007-04-12 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade retention system for use in a gas turbine engine
FR2918129B1 (fr) * 2007-06-26 2009-10-30 Snecma Sa Perfectionnement a une cale intercalee entre un pied d'aube et le fond de l'alveole du disque dans laquelle il est monte
FR2918703B1 (fr) * 2007-07-13 2009-10-16 Snecma Sa Ensemble de rotor de turbomachine
FR2921409B1 (fr) * 2007-09-25 2009-12-18 Snecma Clinquant pour aube de turbomachine.
FR2939836B1 (fr) 2008-12-12 2015-05-15 Snecma Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine
FR2939835B1 (fr) * 2008-12-12 2017-06-09 Snecma Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine, methode pour ameliorer l'etancheite entre une plateforme et une aube de turbomachine.
US8186961B2 (en) * 2009-01-23 2012-05-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade preloading system
JP4880019B2 (ja) * 2009-10-14 2012-02-22 川崎重工業株式会社 タービンのシール構造
US8616850B2 (en) * 2010-06-11 2013-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade mounting arrangement

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1996041068A1 (en) * 1995-06-07 1996-12-19 National Research Council Of Canada Anti-fretting barrier
EP0797005A1 (fr) * 1996-03-21 1997-09-24 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif de retenue du pied des aubes d'une soufflante
EP1209322A2 (en) * 2000-11-27 2002-05-29 General Electric Company Blade insert
US6416280B1 (en) * 2000-11-27 2002-07-09 General Electric Company One piece spinner
US20050254951A1 (en) * 2002-06-27 2005-11-17 Anne Thenaisie Restraining device for fan blade root
CN101344015A (zh) * 2007-07-13 2009-01-14 斯奈克玛 涡轮机叶片用的衬垫

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109630465A (zh) * 2018-12-16 2019-04-16 中国航发沈阳发动机研究所 一种风扇垫片

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