DE60122550T2 - Nachgiebiges zwischenstück für eine fanschaufel - Google Patents
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Description
- TECHNISCHES GEBIET
- Die vorliegende Erfindung betrifft allgemein Turbomotoren und insbesondere ein nachgiebiges Zwischenstück, das zwischen dem schwalbenschwanzförmigen Fuß einer Fan- oder Verdichterschaufel und der entsprechenden schwalbenschwanzförmigen Nut in einer Fan- oder Verdichterscheibe verwendet wird.
- HINTERGRUND DER ERFINDUNG
- Wie im Herzner et al. US-Patent Nr. 5,160,243 besprochen, können bei wiederholtem Aneinandergleiten oder -reiben von zwei Materialteilen die sich ergebenden Reibungskräfte die Materialien durch die Erzeugung von Wärme oder durch die verschiedensten Ermüdungsprozesse, die allgemein als Reibverschleiß bezeichnet werden, beschädigen. Einige Materialsysteme, wie zum Beispiel Titan berührendes Titan, sind besonders anfällig für eine solche Beschädigung. wenn zwei Titanteile mit einer angelegten Normalkraft aneinander gerieben werden, können die Teile nach nur hundert Zyklen eine als Abrieb bezeichnete Art von Oberflächenbeschädigung aufweisen. Der Abrieb verstärkt sich mit der Anzahl der Zyklen und kann letztendlich zu Versagen eines oder beider Teile durch Ermüdung führen.
- Die Verwendung von Titanteilen, die potentiell aneinander reiben können, kommt bei mehreren Luft- und Raumfahrtanwendungen vor. Titanlegierungen werden aufgrund ihrer großen Festigkeit, geringen Dichte und günstigen Umwelteigenschaften bei geringen und mittleren Temperaturen in Flugzeugen und Flugzeugtriebwerken verwendet. Wenn eine bestimmte Ausführung das Aneinanderreiben von Titanteilen erfordert, kann es zu der soeben angeführten Art von Ermüdungsbeschädigung kommen.
- Bei einer Art von Flugzeugtriebwerksausführung weist eine auch als Rotor bezeichnete Titanverdichterscheibe oder Fanscheibe in ihrem Außenumfang eine Anordnung von schwalbenschwanzförmigen Schlitzen auf. Die schwalbenschwanzförmige Basis einer Verdichter- oder Fanschaufel aus Titan passt in jeden schwalbenschwanzförmigen Schlitz der Scheibe. Wenn die Scheibe in Ruhestellung ist, wird der Schwalbenschwanz der Schaufel in dem Schlitz festgehalten. Wenn das Triebwerk in Betrieb ist, wird durch Zentrifugalkraft eine radial nach außen verlaufende Bewegung der Schaufel erzeugt. Die Seiten des Schaufelschwalbenschwanzes gleiten an den geneigten Seiten des schwalbenschwanzförmigen Schlitzes der Scheibe, wodurch zwischen der Schaufel und der Rotorscheibe eine Relativbewegung erzeugt wird.
- Die Gleitbewegung tritt zwischen den Scheiben- und Schaufeltitanteilen unter Übergangsbetriebsbedingungen, wie zum Beispiel Triebwerkstart, Hochfahren (Abheben), Herunterfahren und Abschalten, auf. Bei wiederholten Betriebszyklen kann die Gleitbewegung die Oberflächentopographie beeinträchtigen und zu einer Verringerung der Ermüdungsleistung der aneinander angreifenden Titanteile führen. Unter solchen Betriebsbedingungen können auf den Rotor in der Nähe des schwalbenschwanzförmigen Schlitzes ausgeübte Normal- und Gleitkräfte zu Abrieb führen, woran sich die Erzeugung und Verbreitung von Ermüdungsrissen in der Scheibe anschließt. Es ist schwer, Risserzeugung oder Ausmaß von Beschädigung mit zunehmender Anzahl von Triebwerkszyklen vorherzusagen. Triebwerksbetreiber, wie zum Beispiel Fluggesellschaften, müssen deshalb das Innere der schwalbenschwanzförmigen Rotorschlitze häufig inspizieren, was ein sehr arbeitsaufwendiger Prozess ist.
- Es sind verschiedene Techniken ausprobiert worden, um die durch die Reibbewegung zwischen dem Titanschaufelschwalbenschwanz und dem schwalbenschwanzförmigen Schlitz der Titanrotorscheibe erzeugte Beschädigung zu vermeiden oder zu verringern. Eine Technik besteht darin, die Berührungsbereiche der Titanteile mit einer Metalllegierung zu überziehen, um die Titanteile vor Abrieb zu schützen. Der Gleitkontakt zwischen den beiden überzogenen Berührungsbereichen wird zur weiteren Reibungsverringerung mit einem festen Trockenschmierfilm, der Primärmolybdändisulfid enthält, geschmiert.
- Obgleich dieser Ansatz dahingehend effektiv sein kann, das Auftreten von Abrieb oder Ermüdungsbeschädigung bei Rotor-/Schaufelteilen zu verringern, hat sich gezeigt, dass die Betriebslebensdauer des Überzugs stark variiert. Des Weiteren hat sich gezeigt, dass der Prozess des Auftragens der Metalllegierung auf die Scheiben- und Schaufelteile die Ermüdungsleistung der überzogenen Teile reduzieren kann. Es besteht fortwährender Bedarf an einem verbesserten Ansatz zur Verringerung solch einer Beschädigung und zur Gewährleistung der Funktionsfähigkeit von Komponenten. Solch ein Ansatz würde wünschenswerterweise eine wesentliche Neukonstruktion der Rotoren und Schaufeln vermeiden, die über Jahre hinweg optimiert worden sind, während er die Lebensdauer der Titankomponenten und den Zeitraum zwischen erforderlichen Inspektionen verlängert. Die vorliegende Erfindung erfüllt diesen Bedarf und liefert weiterhin verwandte Vorteile.
- Die US-Patente Nr. 5,160,243 und 5,240,375 offenbaren die verschiedensten ein- und mehrschichtigen Zwischenstücke, die zur Montage zwischen dem Fuß einer Titanschaufel und seiner entsprechenden Nut in einem Titanrotor ausgeführt sind. Das einfachste dieser Zwischenstücke ist ein U-förmiges Zwischenstück, das gemäß seiner Ausführung über den Fuß der Fanschaufel geschoben werden soll (siehe
3 des '243-Patents). Ein Nachteil dieser Art von Zwischenstück besteht darin, dass es dazu neigt, sich während des Triebwerksbetriebs zu lösen. Des Weiteren beseitigt es nicht völlig den Abrieb zwischen der Nut und dem Fanschaufelfuß. - Das US-Patent Nr. 2,686,656 von Abild offenbart eine Schaufelverriegelung für eine Scheibe eines Verdichters oder einer Turbine; die Schaufelverriegelung liegt in Form eines Streifens mit einem Paar lateral angeordneter Kerben vor, wobei der Streifen weiterhin an seinen Enden nach innen gebogen ist. Das US-Patent Nr. 6,132,175 von Cai et al. offenbart eine nachgiebige Hülse für keramische Turbinenschaufeln, wobei die Hülse ein Superlegierungssubstrat, eine Nickelschicht, eine Platinschicht, eine Zunderschicht, einen Bornitridüberzug über das Oxid auf einer Metallberührungsseite und eine Goldschicht über dem Oxid auf einer Keramikberührungsseite umfasst.
- Das US-Patent Nr. 5,558,500 von Elliott et al. offenbart eine elastomere Dichtung zur Verhinderung von Luftstrom unter Rotorschaufeln eines Turbomotors.
- Demgemäß besteht Bedarf an einem verbesserten nachgiebigen Zwischenstück zur Beseitigung von Abrieb zwischen Titankomponenten und einem Mechanismus zum Festhalten solch eines Zwischenstücks bei Motorbetrieb.
- KURZE DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
- Die vorliegende Erfindung erfüllt diese Aufgabe durch Bereitstellung einer Turbomotoranordnung nach Anspruch 1, die unter anderem ein nachgiebiges Zwischenstück zur Verwendung zwischen dem Fuß einer Gasturbinenfanschaufel und einer schwalbenschwanzförmigen Nut in einer Gasturbinenrotorscheibe zur Verringerung von Abrieb dazwischen umfasst. Das nachgiebige Zwischenstück weist einen ersten und einen zweiten Schlitz zur Ineingriffnahme von sich von dem Fanschaufelfuß erstreckenden Nasen auf. Die Schlitze und Nasen wirken zusammen, um das Zwischenstück während des Motorbetriebs zu halfen. Bei einer bevorzugten Ausführungsform bedeckt eine Oxidationsschicht das nachgiebige Zwischenstück und verringert Abrieb zwischen der Schaufel und dem nachgiebigen Zwischenstück.
- Diese und weitere Aufgaben, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden in der folgenden ausführlichen Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung bei Lektüre in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen speziell angeführt oder daraus ersichtlich.
- KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
-
1 ist eine auseinandergezogene Ansicht einer von der vorliegenden Erfindung vorgesehenen Rotoranordnung. -
2 ist eine perspektivische Ansicht einer Schaufelanordnung mit dem von der vorliegenden Erfindung vorgesehenen nachgiebigen Zwischenstück. -
3 ist eine Perspektive des von der vorliegenden Erfindung vorgesehenen nachgiebigen Zwischenstücks. -
4 ist eine Querschnittsansicht entlang der Linie 4-4 von3 . - BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
- Auf
1 Bezug nehmend, wird eine Fananordnung allgemein durch die Bezugszahl10 bezeichnet. Die Anordnung10 enthält eine Scheibe12 mit einem ringförmigen Stegteil14 und einem Außenumfang16 , der mehrere schwalbenschwanzförmig konfigurierte Nuten18 mit radial nach außen weisenden Basisflächen20 aufweist. Die Nuten18 verlaufen in einem Winkel zwischen den axialen und tangentialen Achsen der Scheibe12 , der als Scheibenschlitzwinkel bezeichnet wird. - Fanschaufeln
30 werden am Außenumfang16 getragen. Jede Schaufel30 enthält einen radial hochstehenden Schaufelblattteil32 , der sich von einer Eintrittskante34 zu einer Austrittskante36 axial erstreckt. Des Weiteren weist jede Schaufel30 einen Fußteil40 auf, der zur Aufnahme von einer der Nuten18 schwalbenschwanzförmig geformt ist. An seiner Eintritts- und Austrittskante weist der Fußteil40 eine erste und eine zweite Nase42 ,44 auf, die sich radial nach innen zur Basisfläche20 erstrecken, um zwischen der Basisfläche20 und einer Innenfläche41 des Fußteils40 einen Spalt zu definieren. Eine dritte Nase46 neben der ersten Nase42 erstreckt sich weiter nach innen und stößt an eine in Axialrichtung weisende Fläche des Außenumfangs16 . Die dritte Nase46 wird gemeinhin als Biberzahn bezeichnet. Bei der bevorzugten Ausführungsform sind die Scheibe12 und die Fanschaufel30 aus Titan oder Titanlegierungen hergestellt. - Auf die
2 und3 Bezug nehmend, handelt es sich bei dem Zwischenstück50 um eine dünne, geschichtete Platte, die zur Montage in dem Spalt zwischen der Basisfläche20 und der Innenfläche41 geformt ist. Das Zwischenstück50 weist eine flache Basis52 und zwei beabstandete Wände54 ,64 auf, die sich von der Basis52 nach außen erstrecken. Jede der Wände54 ,64 ist krummlinig und weist einen ersten Teil56 ,66 , die sich voneinander weg krümmen, und einen zweiten Teil58 ,68 , die sich zueinander krümmen, und einen dritten Teil60 ,70 , die sich voneinander weg krümmen, auf. Das Zwischenstück50 erstreckt sich von einem ersten Ende72 zu einem zweiten Ende76 . Das erste Ende72 weist einen ersten Schlitz74 zur Aufnahme der ersten Nase42 auf, und das zweite Ende76 weist einen zweiten Schlitz78 zur Aufnahme der zweiten Nase44 auf. Die Schaufel30 wird durch Aufschieben des Zwischenstücks50 auf den Fuß40 und dann Einführen der mit dem Zwischenstück versehenen Schaufel in einen schwalbenschwanzförmigen Schlitz auf dem Fachmann vertraute Weise an der Scheibe12 angebracht. Auf4 Bezug nehmend, weist das Zwischenstück sowohl auf der Innen- als auch auf der Außenfläche eine Oxidationsschicht80 auf. Die Oxidationsschicht80 weist auf jeder Seite eine Dicke in einem Bereich von 5–7,6 mm (0,0002–0,0003 Zoll) auf und wird durch Wärmebehandlung des Zwischenstücks50 für 14 bis 16 Minuten in einer Luftatmosphäre bei 1135°C (2075°F) gebildet. Das Zwischenstück50 ist vorzugsweise aus einer Kobaltlegierung, wie zum Beispiel L605, hergestellt. - Somit wird ein Zwischenstück
50 bereitgestellt, das Abrieb zwischen dem Fanschaufelfuß und seinem entsprechenden Scheibenschlitz verhindert. Weiterhin ist das Zwischenstück50 mit einem Schlitz versehen, um sich von dem Schaufelfuß nach unten erstreckende Nasen in Eingriff zu nehmen, die dann das Zwischenstück bei Betrieb des Motors festhalten.
Claims (7)
- Turbomotorrotoranordnung (
10 ), die Folgendes umfasst: eine Scheibe (12 ), die mindestens eine schwalbenschwanzförmige Nut (18 ) entlang ihrem Umfang (16 ) aufweist; eine Schaufel (30 ) mit einem Schaufelblattteil (32 ) und einem Fußteil (40 ), wobei der Fußteil (40 ) zur Aufnahme in der schwalbenschwanzförmigen Nut (18 ) konturiert ist und eine sich axial von einer Eintrittskante zu einer Austrittskante erstreckende Innenfläche (41 ) aufweist, die eine erste und eine zweite Nase (42 ,44 ) enthält, die sich von der Innenfläche (41 ) nach innen erstrecken, um zwischen der Innenfläche (41 ) und einer Basis der schwalbenschwanzförmigen Nut (18 ) einen Spalt zu definieren, wobei die erste Nase (42 ) an der Eintrittskante der Innenfläche (41 ) und die zweite Nase (44 ) an der Austrittskante der Innenfläche (41 ) angeordnet ist; und ein nachgiebiges Zwischenstück (50 ), das zwischen dem Fußteil (40 ) und der schwalbenschwanzförmigen Nut (18 ) angeordnet ist; dadurch gekennzeichnet, dass das nachgiebige Zwischenstück (50 ) in dem Spalt angeordnet ist, das nachgiebige Zwischenstück (50 ) ein erstes Ende (72 ) und ein zweites Ende (76 ), einen am ersten Ende (72 ) zur Ineingriffnahme der ersten Nase (42 ) angeordneten ersten Schlitz (74 ) und einen am zweiten Ende (76 ) zur Ineingriffnahme der zweiten Nase (44 ) angeordneten zweiten Schlitz (78 ) aufweist; und das nachgiebige Zwischenstück (50 ) eine flache Basis (52 ) und zwei sich von der Basis (52 ) nach außen erstreckende, voneinander beabstandete Wände (54 ,64 ) aufweist. - Anordnung (
10 ) nach Anspruch 1, bei der jede der Wände (54 ,64 ) krummlinig ist. - Anordnung (
10 ) nach Anspruch 2, bei der die Wände (54 ,64 ) erste Teile (56 ,66 ), die voneinander weg gekrümmt sind, zweite Teile (58 ,68 ), die zueinander gekrümmt sind, und dritte Teile (60 ,70 ), die voneinander weg gekrümmt sind, aufweisen. - Anordnung (
10 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, weiter mit einer Oxidationsschicht (80 ) über mindestens einen Teil des nachgiebigen Zwischenstücks (50 ). - Anordnung (
10 ) nach Anspruch 4, bei der die Dicke der Oxidationsschicht (80 ) in einem Bereich von 5–7,6 mm (0,0002–0,0003 Zoll) liegt. - Anordnung (
10 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der die Scheibe (12 ) und die Schaufel (36 ) aus einer Titanlegierung bestehen und das nachgiebige Zwischenstück (50 ) aus einer Kobaltlegierung besteht. - Anordnung (
10 ) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der das nachgiebige Zwischenstück (50 ) eine dritte Nase (46 ) enthält, die von der ersten Nase (42 ) nach innen ragt, wobei die dritte Nase (46 ) an einer in Axialrichtung weisenden Fläche des Umfangs (16 ) der Scheibe (12 ) anliegt.
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Families Citing this family (87)
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US6565322B1 (en) * | 1999-05-14 | 2003-05-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbo-machine comprising a sealing system for a rotor |
FR2831207B1 (fr) * | 2001-10-24 | 2004-06-04 | Snecma Moteurs | Plates-formes pour aubes d'un ensemble rotatif |
US6733234B2 (en) | 2002-09-13 | 2004-05-11 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Biased wear resistant turbine seal assembly |
US6883807B2 (en) | 2002-09-13 | 2005-04-26 | Seimens Westinghouse Power Corporation | Multidirectional turbine shim seal |
US6773234B2 (en) * | 2002-10-18 | 2004-08-10 | General Electric Company | Methods and apparatus for facilitating preventing failure of gas turbine engine blades |
US6860722B2 (en) * | 2003-01-31 | 2005-03-01 | General Electric Company | Snap on blade shim |
GB2408295A (en) * | 2003-11-14 | 2005-05-25 | Rolls Royce Plc | An assembly with a plastic insert between two metal components |
EP1557534A1 (de) * | 2004-01-20 | 2005-07-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel und Gasturbine mit einer solchen Turbinenschaufel |
GB0427083D0 (en) * | 2004-12-10 | 2005-01-12 | Rolls Royce Plc | Platform mounted components |
US7329101B2 (en) * | 2004-12-29 | 2008-02-12 | General Electric Company | Ceramic composite with integrated compliance/wear layer |
WO2006080055A1 (ja) * | 2005-01-26 | 2006-08-03 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | ターボファンエンジン |
GB2426301B (en) * | 2005-05-19 | 2007-07-18 | Rolls Royce Plc | A seal arrangement |
FR2890684B1 (fr) * | 2005-09-15 | 2007-12-07 | Snecma | Clinquant pour aube de turboreacteur |
JP4528721B2 (ja) * | 2005-12-28 | 2010-08-18 | 株式会社東芝 | 発電機ロータのき裂進展予測システムと運転条件決定支援システム、方法およびプログラム、並びに運転制御システム |
US7721526B2 (en) * | 2006-06-28 | 2010-05-25 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbofan engine |
JP4911344B2 (ja) * | 2006-07-04 | 2012-04-04 | 株式会社Ihi | ターボファンエンジン |
US7806655B2 (en) * | 2007-02-27 | 2010-10-05 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling blade shims |
US20080273982A1 (en) * | 2007-03-12 | 2008-11-06 | Honeywell International, Inc. | Blade attachment retention device |
FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
EP2128450B1 (de) * | 2007-03-27 | 2018-05-16 | IHI Corporation | Gebläserotorflügelstützstruktur und diese verwendendes mantelstromtriebwerk |
US8016565B2 (en) * | 2007-05-31 | 2011-09-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
FR2918703B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Ensemble de rotor de turbomachine |
FR2918702B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Clinquant pour aube de turbomachine |
US7878764B2 (en) | 2007-07-23 | 2011-02-01 | Caterpillar Inc. | Adjustable fan and method |
GB2452515B (en) * | 2007-09-06 | 2009-08-05 | Siemens Ag | Seal coating between rotor blade and rotor disk slot in gas turbine engine |
FR2921409B1 (fr) * | 2007-09-25 | 2009-12-18 | Snecma | Clinquant pour aube de turbomachine. |
US8210819B2 (en) * | 2008-02-22 | 2012-07-03 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil structure shim |
FR2934873B1 (fr) * | 2008-08-06 | 2011-07-08 | Snecma | Dispositif amortisseur de vibrations pour attaches d'aubes. |
GB2462810B (en) * | 2008-08-18 | 2010-07-21 | Rolls Royce Plc | Sealing means |
US8075280B2 (en) * | 2008-09-08 | 2011-12-13 | Siemens Energy, Inc. | Composite blade and method of manufacture |
US20100077612A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Courtney James Tudor | Method of manufacturing a fairing with an integrated seal |
FR2938872B1 (fr) * | 2008-11-26 | 2015-11-27 | Snecma | Dispositif anti-usure pour aubes d'un distributeur de turbine d'une turbomachine aeronautique |
FR2945074B1 (fr) * | 2009-04-29 | 2011-06-03 | Snecma | Cale d'aube de soufflante renforcee |
US8734089B2 (en) | 2009-12-29 | 2014-05-27 | Rolls-Royce Corporation | Damper seal and vane assembly for a gas turbine engine |
FR2959527B1 (fr) | 2010-04-28 | 2012-07-20 | Snecma | Piece anti-usure pour echasse d'aube de soufflante de turboreacteur |
US8616850B2 (en) | 2010-06-11 | 2013-12-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade mounting arrangement |
FR2963383B1 (fr) * | 2010-07-27 | 2016-09-09 | Snecma | Aube de turbomachine, rotor, turbine basse pression et turbomachine equipes d'une telle aube |
US8672634B2 (en) * | 2010-08-30 | 2014-03-18 | United Technologies Corporation | Electroformed conforming rubstrip |
GB2477825B (en) * | 2010-09-23 | 2015-04-01 | Rolls Royce Plc | Anti fret liner assembly |
JP5416072B2 (ja) * | 2010-10-26 | 2014-02-12 | 株式会社日立産機システム | スクリュー圧縮機 |
US8985960B2 (en) * | 2011-03-30 | 2015-03-24 | General Electric Company | Method and system for sealing a dovetail |
GB201106050D0 (en) * | 2011-04-11 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | A retention device for a composite blade of a gas turbine engine |
GB201106278D0 (en) | 2011-04-14 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | Annulus filler system |
GB201106276D0 (en) * | 2011-04-14 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | Annulus filler system |
GB201119655D0 (en) | 2011-11-15 | 2011-12-28 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
US9840917B2 (en) | 2011-12-13 | 2017-12-12 | United Technologies Corporation | Stator vane shroud having an offset |
US9085989B2 (en) | 2011-12-23 | 2015-07-21 | General Electric Company | Airfoils including compliant tip |
US8899914B2 (en) | 2012-01-05 | 2014-12-02 | United Technologies Corporation | Stator vane integrated attachment liner and spring damper |
US8920112B2 (en) | 2012-01-05 | 2014-12-30 | United Technologies Corporation | Stator vane spring damper |
US9810077B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-07 | United Technologies Corporation | Fan blade attachment of gas turbine engine |
US9611746B2 (en) * | 2012-03-26 | 2017-04-04 | United Technologies Corporation | Blade wedge attachment |
FR2994216B1 (fr) * | 2012-08-02 | 2014-09-05 | Snecma | Partie de revolution de carter intermediaire comportant un insert dispose dans une rainure annulaire |
US9410439B2 (en) * | 2012-09-14 | 2016-08-09 | United Technologies Corporation | CMC blade attachment shim relief |
US9500083B2 (en) * | 2012-11-26 | 2016-11-22 | U.S. Department Of Energy | Apparatus and method to reduce wear and friction between CMC-to-metal attachment and interface |
US20140169979A1 (en) * | 2012-12-14 | 2014-06-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade platform seal |
CN103985407A (zh) | 2013-02-07 | 2014-08-13 | 辉达公司 | 采用分段式页面配置的dram |
EP2971736B1 (de) | 2013-03-13 | 2019-07-10 | Rolls-Royce Corporation | Zwischenschaufelmetallplattform für keramikmatrix- verbundturbinenschaufeln |
EP2971559B1 (de) * | 2013-03-13 | 2019-10-23 | United Technologies Corporation | Schaufelanordnung mit verschleissschutzpolstern, gasturbinentriebwerk und verfahren zum herstellen einer schaufelanordnung |
EP2971551B1 (de) * | 2013-03-14 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Lüfter mit niedriger geschwindigkeit für gasturbinenmotoren |
US9470098B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-10-18 | General Electric Company | Axial compressor and method for controlling stage-to-stage leakage therein |
WO2014143286A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Fan blade lubrication |
EP3004561A2 (de) | 2013-05-29 | 2016-04-13 | General Electric Company | Metallplatte für eine verbundstofftragfläche |
US20160281515A1 (en) * | 2013-11-18 | 2016-09-29 | United Technologies Corporation | Method of attaching a ceramic matrix composite article |
WO2015108616A1 (en) | 2014-01-16 | 2015-07-23 | General Electric Company | Composite blade root stress reducing shim |
US20160024946A1 (en) * | 2014-07-22 | 2016-01-28 | United Technologies Corporation | Rotor blade dovetail with round bearing surfaces |
FR3027071B1 (fr) * | 2014-10-13 | 2019-08-23 | Safran Aircraft Engines | Procede d'intervention sur un rotor et clinquant associe |
US10087948B2 (en) * | 2015-03-30 | 2018-10-02 | United Technologies Corporation | Fan blade and method of covering a fan blade root portion |
US10036503B2 (en) | 2015-04-13 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Shim to maintain gap during engine assembly |
US10099323B2 (en) | 2015-10-19 | 2018-10-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotating structure and a method of producing the rotating structure |
DE102017207445A1 (de) | 2017-05-03 | 2018-11-08 | MTU Aero Engines AG | Verschleißschutzblech für eine Laufschaufel einer Gasturbine |
US10907491B2 (en) | 2017-11-30 | 2021-02-02 | General Electric Company | Sealing system for a rotary machine and method of assembling same |
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 |
FR3085415B1 (fr) * | 2018-09-05 | 2021-04-16 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une structure en materiau composite et une coque metallique |
JP7269029B2 (ja) * | 2019-02-27 | 2023-05-08 | 三菱重工業株式会社 | 動翼及び回転機械 |
US11242761B2 (en) | 2020-02-18 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Tangential rotor blade slot spacer for a gas turbine engine |
FR3107922B1 (fr) * | 2020-03-03 | 2023-06-16 | Safran Aircraft Engines | Clinquant pour aube mobile de turbomachine |
US11486261B2 (en) | 2020-03-31 | 2022-11-01 | General Electric Company | Turbine circumferential dovetail leakage reduction |
CN113833691A (zh) * | 2020-06-08 | 2021-12-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种风扇组件及涡轮风扇发动机 |
FR3113421B1 (fr) * | 2020-08-11 | 2022-11-04 | Safran Aircraft Engines | Clinquant pour aube de rotor |
FR3114347B1 (fr) * | 2020-09-24 | 2022-08-12 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante comprenant un système anti-pivotement amélioré |
US11591919B2 (en) * | 2020-12-16 | 2023-02-28 | Integran Technologies Inc. | Gas turbine blade and rotor wear-protection system |
GB2607886A (en) | 2021-06-11 | 2022-12-21 | Siemens Energy Global Gmbh & Co Kg | Rotor assembly and method of assembling a rotor assembly for a gas turbine engine |
FR3124218A1 (fr) * | 2021-06-21 | 2022-12-23 | Safran Aircraft Engines | Clinquant a languette longue pour pied d’aube de rotor de turbomachine |
FR3127986A1 (fr) * | 2021-10-11 | 2023-04-14 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbine avec un pied comprenant un bloquage du clinquant |
US20230175416A1 (en) * | 2021-12-03 | 2023-06-08 | General Electric Company | Apparatuses for deicing fan blades and methods of forming the same |
Family Cites Families (37)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2686656A (en) | 1950-04-04 | 1954-08-17 | United Aircraft Corp | Blade locking device |
NL301760A (de) | 1962-12-14 | |||
GB996729A (en) | 1963-12-16 | 1965-06-30 | Rolls Royce | Improvements relating to turbines and compressors |
IL36770A (en) | 1970-09-25 | 1973-07-30 | Gen Electric | Turbomachinery blade wear insert |
US4019832A (en) | 1976-02-27 | 1977-04-26 | General Electric Company | Platform for a turbomachinery blade |
US4169694A (en) | 1977-07-20 | 1979-10-02 | Electric Power Research Institute, Inc. | Ceramic rotor blade having root with double curvature |
US4183720A (en) | 1978-01-03 | 1980-01-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Composite fan blade platform double wedge centrifugal seal |
US4326835A (en) | 1979-10-29 | 1982-04-27 | General Motors Corporation | Blade platform seal for ceramic/metal rotor assembly |
US4417854A (en) | 1980-03-21 | 1983-11-29 | Rockwell International Corporation | Compliant interface for ceramic turbine blades |
FR2503247B1 (fr) | 1981-04-07 | 1985-06-14 | Snecma | Perfectionnements aux etages de turbine a gaz de turboreacteurs munis de moyens de refroidissement par air du disque de la roue de la turbine |
US4422827A (en) | 1982-02-18 | 1983-12-27 | United Technologies Corporation | Blade root seal |
US4875830A (en) | 1985-07-18 | 1989-10-24 | United Technologies Corporation | Flanged ladder seal |
US4820126A (en) | 1988-02-22 | 1989-04-11 | Westinghouse Electric Corp. | Turbomachine rotor assembly having reduced stress concentrations |
DE3815977A1 (de) | 1988-05-10 | 1989-11-30 | Mtu Muenchen Gmbh | Folienzwischenlage zur fuegung von reibkorrosionsgefaehrdeten maschinenbauteilen |
US5087174A (en) | 1990-01-22 | 1992-02-11 | Westinghouse Electric Corp. | Temperature activated expanding mineral shim |
US5137420A (en) * | 1990-09-14 | 1992-08-11 | United Technologies Corporation | Compressible blade root sealant |
US5139389A (en) * | 1990-09-14 | 1992-08-18 | United Technologies Corporation | Expandable blade root sealant |
US5160243A (en) | 1991-01-15 | 1992-11-03 | General Electric Company | Turbine blade wear protection system with multilayer shim |
US5312696A (en) | 1991-09-16 | 1994-05-17 | United Technologies Corporation | Method for reducing fretting wear between contacting surfaces |
US5240375A (en) | 1992-01-10 | 1993-08-31 | General Electric Company | Wear protection system for turbine engine rotor and blade |
US5281097A (en) | 1992-11-20 | 1994-01-25 | General Electric Company | Thermal control damper for turbine rotors |
US5368444A (en) | 1993-08-30 | 1994-11-29 | General Electric Company | Anti-fretting blade retention means |
AU7771394A (en) | 1993-12-03 | 1995-06-08 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine blade alloy |
US5558500A (en) | 1994-06-07 | 1996-09-24 | Alliedsignal Inc. | Elastomeric seal for axial dovetail rotor blades |
GB2293628B (en) | 1994-09-27 | 1998-04-01 | Europ Gas Turbines Ltd | Turbines |
FR2726323B1 (fr) * | 1994-10-26 | 1996-12-13 | Snecma | Ensemble d'un disque rotatif et d'aubes, notamment utilise dans une turbomachine |
US5573375A (en) | 1994-12-14 | 1996-11-12 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device |
US5513955A (en) | 1994-12-14 | 1996-05-07 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor blade platform seal |
FR2739136B1 (fr) | 1995-09-21 | 1997-10-31 | Snecma | Agencement amortissant pour des aubes de rotor |
GB9602129D0 (en) | 1996-02-02 | 1996-04-03 | Rolls Royce Plc | Rotors for gas turbine engines |
US5827047A (en) | 1996-06-27 | 1998-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine blade damper and seal |
US5924699A (en) | 1996-12-24 | 1999-07-20 | United Technologies Corporation | Turbine blade platform seal |
US5820338A (en) * | 1997-04-24 | 1998-10-13 | United Technologies Corporation | Fan blade interplatform seal |
US5836744A (en) | 1997-04-24 | 1998-11-17 | United Technologies Corporation | Frangible fan blade |
US6132175A (en) * | 1997-05-29 | 2000-10-17 | Alliedsignal, Inc. | Compliant sleeve for ceramic turbine blades |
US6202273B1 (en) * | 1999-07-30 | 2001-03-20 | General Electric Company | Shim removing tool |
CA2412963C (en) | 2000-06-30 | 2010-04-13 | British Telecommunications Public Limited Company | Apparatus for generating sequences of elements |
-
2000
- 2000-10-17 US US09/690,216 patent/US6431835B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2001
- 2001-03-19 US US09/813,626 patent/US6398499B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-10-15 EP EP01977744A patent/EP1327056B1/de not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6431835B1 (en) | 2002-08-13 |
CA2426135C (en) | 2008-01-08 |
TW567276B (en) | 2003-12-21 |
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DE60122550D1 (de) | 2006-10-05 |
EP1327056A1 (de) | 2003-07-16 |
US6398499B1 (en) | 2002-06-04 |
EP1327056B1 (de) | 2006-08-23 |
ATE337471T1 (de) | 2006-09-15 |
CA2426135A1 (en) | 2002-04-25 |
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