CN104619955B - 用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇 Download PDF

Info

Publication number
CN104619955B
CN104619955B CN201380047083.3A CN201380047083A CN104619955B CN 104619955 B CN104619955 B CN 104619955B CN 201380047083 A CN201380047083 A CN 201380047083A CN 104619955 B CN104619955 B CN 104619955B
Authority
CN
China
Prior art keywords
shoulder
fan blade
thumbpiece
dovetails
lobe
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201380047083.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104619955A (zh
Inventor
J.O.兰博伊
N.J.克雷
G.A.保利
Q.李
D.A.威尔金
T.W.戴维斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN104619955A publication Critical patent/CN104619955A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104619955B publication Critical patent/CN104619955B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F05D2220/3217—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage for the first stage of a compressor or a low pressure compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

用于燃气涡轮发动机的风扇叶片(18)包括：直的轴向燕尾件、翼形件、和配置在燕尾件与翼形件之间的过渡区段，风扇叶片具有相反的压力(40)和吸力侧(42)，并且还包括从压力和吸力侧中选定的一者的标称表面突出的至少一个肩部(62、64)，其中，该至少一个肩部包括限定侧面的凸起部(66、74)、和从凸起部径向向外延伸并且向内渐缩来连结该选定侧的标称表面的上区段。

Description

用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及燃气涡轮发动机的风扇叶片。
背景技术
用于在飞行中驱动飞行器的涡轮风扇燃气涡轮发动机典型地包括串联地流体连接的：风扇组件、低压压缩机或“增压机”、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮、和低压涡轮。燃烧器生成燃烧气体，该燃烧气体被接连地引导至高压涡轮，在此它们膨胀来驱动高压涡轮，且然后被引导至低压涡轮，在此它们进一步膨胀来驱动低压涡轮。高压涡轮经由第一转子轴驱动地连接至高压压缩机，并且低压涡轮经由第二转子轴驱动地连接至风扇组件和增压机二者。
风扇组件包括从转子盘或毂径向地向外延伸的多个周向地间隔开的风扇叶片。风扇叶片通常包括翼形件和翼形件根部处的一体燕尾件。燕尾件容纳在形成于转子盘中的互补燕尾槽中。风扇叶片典型地由金属(例如钛)或复合物材料(例如碳-环氧树脂)复合系统制成。通过位于相邻风扇叶片之间、接近转子盘的风扇平台的阵列，提供用于在叶片之间引导的空气流的径向内流路边界。
期望的是，风扇具有最小可能的半径比，即毂的半径与叶片末梢的半径，因为使半径比最小化最大化了风扇入口面积，并且对于给定的风扇直径允许最大可能的推力。
通过减少毂直径并尽可能向内放置平台，可降低径向半径比。但是，一些风扇叶片设计包括直的轴向燕尾件，从而在弯曲翼形件与直的燕尾件之间要求大的径向过渡区域。该设计也不允许盘形成平台的部分。
由此，存在对如下风扇叶片结构的需要，其包括与相邻平台的向内位置相容的直的轴向燕尾件。
发明内容
该需要通过本发明解决，本发明提供具有直的轴向燕尾件和过渡区段的风扇叶片，该过渡区段包括一个或更多个突出肩部，突出肩部构造为与叶片间平台接触。
根据本发明的一方面，用于燃气涡轮发动机的风扇叶片包括：直的轴向燕尾件、翼形件、和配置在燕尾件与翼形件之间的过渡区段，风扇叶片具有相反的压力和吸力侧，并且还包括从压力和吸力侧中选定的一者的标称表面突出的至少一个肩部，其中，该至少一个肩部包括限定侧面的凸起部(boss)、和从凸起部径向向外延伸并且向内渐缩来连结该选定侧的标称表面的上区段。
根据本发明的另一方面，转子组件包括：转子盘，其包括燕尾槽的环形阵列；风扇叶片的阵列，其各自具有：直的轴向燕尾件，其结合在转子的燕尾槽中的一个中；翼形件；和过渡区段，其配置在燕尾件与翼形件之间；风扇叶片具有相反的压力和吸力侧，并且还包括第一和第二肩部，该第一和第二肩部分别从压力和吸力侧的标称表面突出，各肩部包括：限定侧面的凸起部；和上区段，其从凸起部径向向外延伸并且向内渐缩来连结风扇叶片的各侧的标称表面，其中，在相邻风扇叶片之间存在多个空间；和平台的阵列，其配置在相邻的风扇叶片之间的空间中，各平台具有限定流路边界的一部分的外表面并邻接相邻叶片的肩部的侧面。
附图说明
可通过参照结合附图做出的下列描述而最好地理解本发明，在附图中：
图1是根据本公开的方面构造的包括风扇叶片的燃气涡轮发动机的风扇区段的示意侧视图；
图2是图1的风扇叶片的透视图；
图3是图1的转子盘的透视图；
图4是图1的风扇叶片中的一个的从前视后方向的剖面图；
图5是图1的风扇的部分的透视图。
具体实施方式
参考附图，其中遍及多种视图，相同的标号代表相同的元件，图1显示了用于在飞行中驱动飞行器的示范涡轮风扇燃气涡轮发动机10的部分。发动机10包括风扇组件12，风扇组件12通过由常规低压涡轮(未显示)驱动的常规风扇轴14而围绕中央纵向轴线“A”旋转。风扇组件12包括转子盘16，多个周向地间隔开的风扇或转子叶片18(在图1中仅显示一个)从该转子盘16径向向外延伸。转子叶片18可为金属或非金属。例如，它们可由碳纤维-环氧树脂复合物或其它相似材料形成。转子盘16包括分别轴向地间隔开的前端和后端20和22，以及在其间延伸的径向外表面24。
具有轴向地间隔开的静叶和叶片排的常规低压压缩机或“增压机”26配置在风扇组件12的下游，其中，它们的叶片连结至增压机卷轴或轴28。增压机轴28通过多个螺栓30适当地固定地连结至转子盘后侧22。整流罩32连结至转子盘前侧20，以提供用于进入风扇组件12的空气38的空气动力流路。
图2示出了风扇叶片18中的一个。风扇叶片18具有压力侧40和相反的吸力侧42。风扇叶片18中的各个是一体构件，其包括根部区段、过渡区段48、和翼形件50，根部区段为直的轴向燕尾件44的形式，该燕尾件44具有一对相反的压力面46。燕尾件44配置在转子盘16的燕尾槽52中(见图3)，以用于将风扇叶片18附接至转子盘16。翼形件50沿弦向方向从前缘54延伸至后缘56，并且沿翼展方向或径向方向从根部50延伸至末梢60。风扇叶片18可由多种材料构成，包括金属合金、非金属复合物、以及它们的组合。在示出的实例中，风扇叶片18由复合物叠层(layup)构成。术语“复合物”通常指如下材料，其包含增强物(例如在粘合料(binder)或基质材料中得到支撑的纤维或颗粒)。复合物叠层可包括多个层或层片(ply)，其嵌入基质中且定向为基本平行于压力和吸力侧40、42。适当的材料的非限制实例为嵌入树脂材料(诸如环氧树脂)中的碳质(例如石墨)纤维。这些是商业上可获得的，因为纤维不定向地排列到浸渍有树脂的带中。这种“预浸”带可形成为零件形状，并且经由压煮处理或加压模制来形成轻量、坚硬、相对均质的物品。
为了适应向内平台定位，各风扇叶片18的过渡区段48包括第一和第二肩部62和64，它们分别为从压力和吸力侧40和42横向地向外延伸的组合(built-up)区。如图4可见，第一肩部62的形状包括在其下端处的凸起部(boss)66。凸起部66尺寸确定为并定形为与平台68对接，并且包括大体径向地对准的侧面70。第一肩部62还包括上部72，其从凸起部66径向地向外延伸并且限定回到压力侧40标称表面的渐缩过渡。相似地，第二肩部64包括具有侧面76的凸起部74和上部78。在风扇叶片18的前端处，第一和第二肩部62和64最大范围横向地突出超过压力和吸力侧40和42的标称表面(在图4中以虚线显示)。当朝后方向移动时，肩部62和64的突出程度逐渐减小。在近似中弦位置处，肩部62和64完全地融合到风扇叶片18的表面中。出于例示目的，夸大了突出的量。应当注意，取决于特定叶片，可需要第一和第二肩部62和64中的仅一个。
肩部62和64是非结构元件，即，不期待它们在操作期间承载风扇叶片18的任何显著的空气动力或结构负载。由此，它们可使用将提供正确外部形状和牢固地附接至翼形件或形成翼形件的部分的任何方法而形成。例如，单独的肩部62、64可形成为复合物预型件，固化，并然后借助已知类型的粘合剂结合至风扇叶片18。备选地，复合物层片的层可建立在风扇叶片的侧部上，并且然后与风扇叶片18的其余部分一起共同固化。
图5示出了与整流罩32一起装配在转子盘16中的风扇叶片18中的一个、和位于风扇叶片18的各侧侧面的平台68。平台68中的各个具有在相应的相邻风扇叶片18之间延伸的径向外表面80，以便共同地限定用于在风扇叶片18之间引导空气的内流路边界。平台68的外表面80平滑地融合到整流罩32的外表面中并且融合到风扇叶片18的肩部62和64中。因而，平台68作用为维持整流罩32与增压机26之间的发动机流路限定。
各平台68的外表面80配置在如下位置，该位置比如果使用现有技术风扇叶片其将处于的位置显著低的位置(即，径向在内位置)。现有技术平台的位置的实例由沿着图5中的风扇叶片18延伸的虚线显示。该位置导致对于给定风扇叶片外径的显著降低的半径比。平台68的内部构造和它们对转子盘16的附接可与已知的实践一致。
上述风扇叶片18和风扇组件12具有优于现有技术的若干优点。尤其是，本发明允许风扇内径处的风扇流动面积的增大(半径定量减少)，这直接地转化为增大的发动机效率。本发明允许燕尾件与翼形件之间的叶片过渡区域暴露于流路，而不造成较大的空气动力损耗。不要求叶片根部或末梢修改来获得降低的半径比。
前述已描述了用于燃气涡轮发动机的风扇叶片和风扇组件。尽管已经描述了本发明的具体实施例，但是可进行各种更改而不脱离本公开的精神和范畴这点对于本领域技术人员是显而易见的。由此，提供了本发明的优选实施例和用于实施本发明的最佳模式的前述说明仅用于示出且不用于限制目的。

Claims (13)

1.一种用于燃气涡轮发动机的风扇叶片，包括：直的轴向燕尾件、翼形件、和配置在所述燕尾件与所述翼形件之间的过渡区段，所述风扇叶片具有相反的压力侧和吸力侧，并且还包括至少一个肩部，所述至少一个肩部从所述压力侧和吸力侧中选定的一者的标称表面突出，其中，所述至少一个肩部包括限定侧面的凸起部、和上区段，所述上区段从所述凸起部径向向外延伸并且向内渐缩来连结该选定侧的标称表面，以及其中，所述至少一个肩部为牢固地附接至所述翼形件的单独的非结构元件。
2.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，所述至少一个肩部在大体轴向方向上延伸。
3.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，所述燕尾件包括一对相反的压力面。
4.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，所述翼形件包括在所述翼形件的根部与末梢之间延伸的间隔开的前缘和后缘。
5.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，所述燕尾件、翼形件、和过渡区段形成为复合物叠层，所述复合物叠层包括嵌入基质中的多个纤维层。
6.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，所述至少一个肩部在所述风扇叶片的前缘处突出至最大范围，并且沿轴向向后方向逐渐缩减。
7.根据权利要求1所述的风扇叶片，其特征在于，第一肩部和第二肩部分别从所述压力侧和吸力侧突出。
8.一种转子组件，包括：
转子盘，其包括燕尾槽的环形阵列；
风扇叶片的阵列，其各自具有：
直的轴向燕尾件，其结合在所述转子的所述燕尾槽中的一个中；翼形件；和过渡区段，其配置在所述燕尾件与所述翼形件之间，所述风扇叶片具有相反的压力侧和吸力侧，并且还包括第一肩部和第二肩部，所述第一肩部和第二肩部分别从所述压力侧和吸力侧的标称表面突出，各肩部包括凸起部和上区段，所述凸起部限定侧面，所述上区段从所述凸起部径向向外延伸并且向内渐缩来连结所述风扇叶片的各侧的标称表面，其中，在相邻风扇叶片之间存在多个空间，以及其中，各肩部为牢固地附接至所述翼形件的单独的非结构元件；和
平台的阵列，其配置在相邻风扇叶片之间的空间中，各平台具有限定流路边界的一部分的外表面并邻接相邻叶片的肩部的侧面。
9.根据权利要求8所述的转子组件，其特征在于，所述第一肩部和第二肩部在大体轴向方向上延伸。
10.根据权利要求8所述的转子组件，其特征在于，所述燕尾件包括一对相反的压力面。
11.根据权利要求8所述的转子组件，其特征在于，所述翼形件包括在所述翼形件的根部与末梢之间延伸的间隔开的前缘和后缘。
12.根据权利要求8所述的转子组件，其特征在于，所述燕尾件、翼形件、和过渡区段形成为复合物叠层，所述复合物叠层包括嵌入基质中的多个纤维层。
13.根据权利要求8所述的转子组件，其特征在于，所述第一肩部和第二肩部在所述风扇叶片的前缘处突出至最大范围，并且沿轴向向后方向逐渐缩减。
CN201380047083.3A 2012-09-10 2013-09-09 用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇 Active CN104619955B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/608754 2012-09-10
US13/608,754 US9239062B2 (en) 2012-09-10 2012-09-10 Low radius ratio fan for a gas turbine engine
PCT/US2013/058771 WO2014039974A1 (en) 2012-09-10 2013-09-09 Low radius ratio fan for a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104619955A CN104619955A (zh) 2015-05-13
CN104619955B true CN104619955B (zh) 2016-10-19

Family

ID=49237640

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380047083.3A Active CN104619955B (zh) 2012-09-10 2013-09-09 用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9239062B2 (zh)
EP (1) EP2900926A1 (zh)
JP (1) JP2015528540A (zh)
CN (1) CN104619955B (zh)
BR (1) BR112015005209A2 (zh)
CA (1) CA2883859A1 (zh)
WO (1) WO2014039974A1 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9745851B2 (en) 2015-01-15 2017-08-29 General Electric Company Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
SG11201708740XA (en) * 2015-06-08 2017-11-29 Leybold Gmbh Vacuum-pump rotor
FR3045709B1 (fr) * 2015-12-21 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante
US10458425B2 (en) 2016-06-02 2019-10-29 General Electric Company Conical load spreader for composite bolted joint
US10570917B2 (en) 2016-08-01 2020-02-25 United Technologies Corporation Fan blade with composite cover
US11231043B2 (en) 2018-02-21 2022-01-25 General Electric Company Gas turbine engine with ultra high pressure compressor
US10823191B2 (en) 2018-03-15 2020-11-03 General Electric Company Gas turbine engine arrangement with ultra high pressure compressor
US10767498B2 (en) 2018-04-03 2020-09-08 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with pinned platforms
US10890081B2 (en) 2018-04-23 2021-01-12 Rolls-Royce Corporation Turbine disk with platforms coupled to disk
US10577961B2 (en) 2018-04-23 2020-03-03 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with blade supported platforms
GB201810887D0 (en) * 2018-07-03 2018-08-15 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan arrangement
US20200318486A1 (en) * 2019-04-04 2020-10-08 General Electric Company Monolithic Composite Blade and Platform
US11834964B2 (en) 2021-11-24 2023-12-05 General Electric Company Low radius ratio fan blade for a gas turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1085172A2 (en) * 1999-09-17 2001-03-21 General Electric Company Composite blade root attachment
EP2108785A2 (en) * 2008-04-11 2009-10-14 United Technologies Corporation Turbine blade and vane assembly with a ceramic platform
CN101782000A (zh) * 2008-12-30 2010-07-21 通用电气公司 涡轮叶片根部构造
CN102121400A (zh) * 2009-11-10 2011-07-13 阿尔斯托姆科技有限公司 用于轴向通流式涡轮机的转子及用于这种转子的动叶片
CN102227545A (zh) * 2008-10-31 2011-10-26 索拉透平公司 包括密封件凹座的涡轮叶片

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6217283B1 (en) * 1999-04-20 2001-04-17 General Electric Company Composite fan platform
GB0521242D0 (en) * 2005-10-19 2005-11-23 Rolls Royce Plc A blade mounting
FR2914008B1 (fr) * 2007-03-21 2009-10-09 Snecma Sa Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine
US7878763B2 (en) * 2007-05-15 2011-02-01 General Electric Company Turbine rotor blade assembly and method of assembling the same
US8714932B2 (en) * 2008-12-31 2014-05-06 General Electric Company Ceramic matrix composite blade having integral platform structures and methods of fabrication

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1085172A2 (en) * 1999-09-17 2001-03-21 General Electric Company Composite blade root attachment
EP2108785A2 (en) * 2008-04-11 2009-10-14 United Technologies Corporation Turbine blade and vane assembly with a ceramic platform
CN102227545A (zh) * 2008-10-31 2011-10-26 索拉透平公司 包括密封件凹座的涡轮叶片
CN101782000A (zh) * 2008-12-30 2010-07-21 通用电气公司 涡轮叶片根部构造
CN102121400A (zh) * 2009-11-10 2011-07-13 阿尔斯托姆科技有限公司 用于轴向通流式涡轮机的转子及用于这种转子的动叶片

Also Published As

Publication number Publication date
EP2900926A1 (en) 2015-08-05
JP2015528540A (ja) 2015-09-28
CA2883859A1 (en) 2014-03-13
US20140219805A1 (en) 2014-08-07
WO2014039974A1 (en) 2014-03-13
WO2014039974A8 (en) 2015-04-16
BR112015005209A2 (pt) 2017-07-04
CN104619955A (zh) 2015-05-13
US9239062B2 (en) 2016-01-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104619955B (zh) 用于燃气涡轮发动机的低半径比风扇
US9657577B2 (en) Rotor blade with bonded cover
US7547194B2 (en) Rotor blade and method of fabricating the same
US8573947B2 (en) Composite fan blade dovetail root
US11156090B2 (en) Low speed fan for gas turbine engines
US9303589B2 (en) Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine
EP2713014A2 (en) Annulus filler for axial flow machine
US9745851B2 (en) Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
US9334743B2 (en) Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
EP2896794B1 (en) Blisk
US20160186657A1 (en) Turbine engine assembly and method of manufacturing thereof
US20140271178A1 (en) Fan Blades for Gas Turbine Engines with Reduced Stress Concentration at Leading Edge
EP2672066B1 (en) Mechanical interlock for a multi-material airfoil
US9777579B2 (en) Attachment of composite article
US10330112B2 (en) Fan blade with root through holes

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant