EP0214876A1 - Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine - Google Patents

Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP0214876A1
EP0214876A1 EP86401519A EP86401519A EP0214876A1 EP 0214876 A1 EP0214876 A1 EP 0214876A1 EP 86401519 A EP86401519 A EP 86401519A EP 86401519 A EP86401519 A EP 86401519A EP 0214876 A1 EP0214876 A1 EP 0214876A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
disc
labyrinth
rotor
radial
downstream
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.)
Granted
Application number
EP86401519A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0214876B1 (fr
Inventor
Théophile François Le Maout
Marc Roger Marchi
André Françis Ollivier
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
SNECMA SAS
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 Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of EP0214876A1 publication Critical patent/EP0214876A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0214876B1 publication Critical patent/EP0214876B1/fr
Expired legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • 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
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • 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
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates

Definitions

  • the invention relates to a multifunctional labyrinth-bearing disc for a turbomachine rotor, the rotor comprising at least one disc in the rim of which grooves receiving the blade roots are provided, the labyrinth-bearing comprising on its upstream face wipers cooperating with additional means provided on the stator, and on its downstream face sealing means with the upstream face of the rotor disc, means for fixing the labyrinth holder and means for axially holding the blades.
  • French Patent No. 2 324 873 describes a device comprising two flanges: an upstream and a downstream, arranged on either side of the rotor disc and formed of segments.
  • the upstream flange carries on its radial upstream face wipers ensuring the sealing of the stage with the stator while the peripheral edge of its downstream face carries means ensuring the sealing with the radial upstream face of the rim and the feet d 'dawn.
  • This downstream face carries towards its inner edge an axial flange in which are provided housings intended to maintain beaks, formed at the end of the blade roots, when all the segments are mounted.
  • the flange and therefore the upstream flange ensures the axial locking of the blades in the upstream-downstream direction.
  • the locking in the downstream-upstream direction and the fixing of the upstream flange are obtained by the downstream flange which has on its inner side and on its upstream face, bosses which are housed in a groove in the rim and which, by rotation of the flange , are placed behind a heel provided at the end of the blade root.
  • the flange is then locked in rotation by pins held by dowels immobilized by a sealing element welded to the flange.
  • the invention aims to provide a device consisting of two parts, the labyrinth-bearing disc and a stop segment capable of ensuring both the seal with respect to the rotor, the sealed supply of the blades with cooling air and the axial retention of the blades.
  • the labyrinth-bearing disc according to the invention can be removed in that it consists of a radial disc comprising at its periphery: - a conical labyrinth ring, placed upstream of the disc, and carrying on its outer surface the wipers; - A conical flange directed downstream of the disc provided with an annular bearing disposed at its periphery and on its downstream edge, capable of pressing against the upstream face of the rim of the rotor and of the blade roots; and blade retaining teeth arranged axially on the downstream face of the flange in a number equal to that of the grooves receiving the blade roots, and comprising at their end a radial heel directed towards the periphery and part of the means for fixing the disc labyrinte to the rotor disc.
  • the means for fixing the labyrinth-bearing disc consist of a stop segment, of an annular radial groove provided in the downstream face of the rotor disc and the opening of which is directed outward relative to the disc axis, and a radial annular notch provided at the end of the retaining teeth and the opening of which is directed towards the axis of the rotor disc, the stop segment constituting the only means of retaining the labyrinth-bearing disc , being capable of partially engaging in the groove and the notch.
  • FIG. 1 represents a simplified partial view in section of a turbine stage of a turbomachine.
  • the hollow shaft 1 of the turbomachine rotates the rotor disk 2 which is attached to it.
  • This disc comprises, as known, a rim 3 which is crossed axially by grooves 4 in fir (visible in FIG. 2), which receive and hold the feet 5 of the blades 6.
  • the blades are separated of the foot by a platform 7 which provides aerodynamic continuity of the annular channel in which the rotor blade turns.
  • the blades 6 of the rotor 2 receive the air flow directed by the stator vane, placed upstream, consisting of blades 8, adjustable or not, held at the periphery of the casing (not shown) of the turbine.
  • stator vanes 8 carry sealing means 9 consisting of one or more cylindrical rings (three according to the example) cooperating with the wipers 10, 11, 12 carried by a labyrinth-bearing disc 13 secured to the turbine engine rotor.
  • the labyrinth-bearing disc is - a disc 13; - A labyrinth-bearing ring 14, conical, directed upstream of the disc 13 relative to the direction of the air flow and comprising on its outer surface the wipers 10, 11, 12 forming part of a labyrinth seal; - a conical flange 15, directed downstream of the disc 13 relative to the direction of the air flow, provided at its periphery and on its downstream edge, with an annular bearing 16, intended to bear directly or indirectly by means of a seal on the upstream face of the rim of the rotor 2 and of the blade roots 5.
  • This flange still carries on its downstream surface and in a circle, blades retaining teeth, 17, 172, 173 ... axial, in number equal to that of the grooves 4 receiving the blade roots, arranged so as to be able to be housed in each of the grooves between the bottom of the groove and that of the blade root, constituting the means for axially holding the blades; -
  • a stop segment 18 partially housed in an annular radial groove 19 of the rotor disc 2, open towards the outside relative to the axis of the disc, and partially in an annular notch 20, radial, provided at the end retaining teeth 17, 172, 173 ... and on their face directed towards the axis of the turbomachine and open towards this axis.
  • the stop segment 18 is in the form of a split ring having a certain elasticity.
  • teeth these have on their face directed towards the axis of the turbomachine, a longitudinal groove 21 (FIG. 3) intended to bring the cooling air to the blades by radial passages 22.
  • the free end of the teeth carries, on their face directed towards the periphery, a radial heel 23 intended for retaining the blades.
  • the labyrinth-bearing disc according to the invention is obtained in one piece by molding and / or machining.
  • the above labyrinth disk mounting method described is as follows: - The rotor disc being placed flat on a suitable support, the stop segment 18 being in place in the groove 19, the labyrinth-bearing disc is presented, so that the teeth 17 engage slightly by their heel 23 in the grooves 4 of the rotor rim; - The blade roots 5 are placed on the teeth 17 between the bearing surface 16 and the upstream face of the radial heel 23; - the labyrinth-bearing disc is then pushed so as to simultaneously penetrate all of the blade roots into the grooves until the stop segment, previously compressed by the heels of the teeth, comes to be partially housed in the notches annular 20 of said heels. Conversely, to disassemble the labyrinth-bearing disc, the stop segment 19 must be retracted into the groove 19 of the disc 2.
  • the labyrinth carrier disc performs the following functions: the blades are locked: the blades are held axially upstream by pressing on the bearing surface 16 and downstream by pressing on the upstream face of the heel 23 of the tooth 17; the locking of the labyrinth-bearing disc: the disc is locked axially, by the stop segment 18 inserted partially in the rotor disc and partially in the teeth 17; - the cooling air supply to the blades: the cooling air enters the groove 21 and from there by radial passages in the internal cooling channels of the blades; - Damping: in operation, the span 16 of the labyrinth carrier presses on the upstream face of the blade roots and dampens the vibrations of the blades.
  • a flexible O-ring, housed in a groove in the bearing surface 16 possibly takes up the manufacturing tolerances of the blade roots.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Disque porte-labyrinthe constitué d'un disque radial (13) comportant à sa périphérie : en amont un anneau porte-­labyrinthe (14) conique portant des léchettes (10, 11, 12); en aval : une collerette conique (15) munie d'une portée annulaire (16) disposée à sa périphérie et sur son bord aval, des dents de retenue des aubes (17) disposées axialement sur la face aval de la collerette (15) et portant à leur extrémité un talon (23) radial dirigé vers la périphérie et une encoche annulaire (19) dans laquelle vient se loger partiellement un segment d'arrêt (18) dont l'autre partie se loge dans une gorge annulaire (19) prévue dans le disque de rotor.
Le disque est formé d'une seule pièce obtenue par moulage et/ou usinage.

Description

  • L'invention concerne un disque porte-labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine, le rotor comportant au moins un disque dans la jante duquel sont prévues des rainures recevant les pieds d'aube, le porte-­labyrinthe comportant sur sa face amont des léchettes coopérant avec des moyens complémentaires prévus sur le stator, et sur sa face aval des moyens d'étanchéité avec la face amont du disque de rotor, des moyens de fixation du porte-labyrinthe et des moyens de maintien axial des aubes.
  • On a cherché à simiplifier les systèmes de fixation des flasques sur les rotors afin d'obtenir à la fois une plus grande simplicité de montage et une meilleure tenue aux variations de régime de la turbine. Ces variations finissent par produire un desserrage des moyens de fixation et par suite une usure des éléments, ce qui entraîne un balourd générateur de vibrations.
  • De tels moyens sont décrits dans les brevet des EUA N° 3 832 092 et 3 034 298 et sont constitués par des boulons et/ou des clavettes.
    Les améliorations ont porté sur le mode de fixation. C'est ainsi que le brevet français N° 2 324 873 décrit un dispositif comportant deux flasques : un amont et un aval, disposés de part et d'autre du disque de rotor et formés de segments. Le flasque amont porte sur sa face radiale amont des léchettes assurant l'étanchéité de l'étage avec le stator alors que le bord périphérique de sa face aval porte des moyens assurant l'étanchéité avec la face radiale amont de la jante et les pieds d'aube. Cette face aval porte vers son bord intérieur une bride axiale dans laquelle sont prévus des logements destinés à maintenir des becs, formés à l'extrémité des pieds d'aube, lorsque tous les segments sont montés.
  • La bride et par conséquent le flasque amont assure le verrouillage axial des aubes dans le sens amont-aval. Le verrouillage dans le sens aval-amont et la fixation du flasque amont sont obtenus par le flasque aval qui présente sur son abord intérieur et sur sa face amont, des bossages qui se logent dans une gorge de la jante et qui, par rotation du flasque, viennent se placer derrière un talon prévu à l'extrémité du pied d'aube. Le flasque est alors verrouillé en rotation par des pions maintenus par des chevilles immobilisées par un élément d'étanchéité soudé au flasque.
  • Les inconvénients liés aux moyens de fixation des flasques sont éliminés dans ce mode de réalisation, mais cette amélioration a été obtenue au détriment de la simplicité. L'utilisation de nombreuses petites pièces, telles que les pions, les chevilles, et la nécessité de soudure d'un élément d'étanchéité ne facilite pas les opérations de maintenance qui sont de ce fait relativement longues et minutieuses.
  • L'invention vise à fournir un dispositif constitué de deux pièces le disque porte-labyrinthe et un segment d'arrêt susceptibles d'assurer à la fois l'étanchéité par rapport au rotor, l'alimentation étanche des aubes en air de refroidissement et la retenue axiale des aubes.
  • Le disque porte-labyrinthe, selon l'invention, est remmrquable en ce qu'il est constitué d'un disque radial comportant à sa périphérie :
    - un anneau porte-labyrinthe conique, disposé en amont du disque, et portant sur sa surface extérieure les léchettes ;
    - une collerette conique dirigée en aval du disque munie d'une portée annulaire disposée à sa périphérie et sur son bord aval, susceptible de s'appuyer contre la face amont de la jante du rotor et des pieds d'aube; et de dents de retenue des aubes disposées axialement sur la face aval de la collerette en nombre égal à celui des rainures recevant les pieds d'aube, et comportant à leur extrémité un talon radial dirigé vers la périphérie et une partie des moyens de fixation du disque porte-labyrinte au disque de rotor.
  • Les moyens de fixation du disque porte-labyrinthe sont constitués d'un segment d'arrêt, d'une gorge annulaire radiale prévue dans la face aval du disque de rotor et dont l'ouverture est dirigée vers l'extérieur par rapport à l'axe du disque, et une encoche annulaire radiale prévue à l'extrémité des dents de retenue et dont l'ouverture est dirigée vers l'axe du disque de rotor, le segment d'arrêt constituant le seul moyen de retenue du disque porte-­labyrinthe, étant susceptible de s'engager partiellement dans la gorge et l'encoche.
  • Les explications et figures données ci-après à titre d'exemple permettront de comprendre comment l'invention peut être réalisée.
    • La figure 1 représente une vue partielle, en coupe, d'un étage de turbine comportant un disque de rotor équipé d'un disque porte-labyrinthe selon l'invention.
    • La figure 2 est une vue en perspective d'un segment du disque de la figure 1.
    • La figure 3 est une vue selon III de la figure 1, avec coupe partielle et les aubes 6 étant enlevées.
  • La figure 1 représente une vue simplifiée partielle et en coupe d'un étage de turbine d'une turbomachine. L'arbre creux 1 de la turbomachine entraîne en rotation le disque de rotor 2 qui lui est fixé. Ce disque comporte, comme connu, une jante 3 qui est traversée axialement par des rainures 4 en sapin (visibles sur la figure 2), qui reçoivent et maintiennent les pieds 5 des aubes 6. Selon l'exemple de réalisation, les aubes sont séparées du pied par une plate-forme 7 qui réalise la continuité aérodynamique du canal annulaire dans lequel tourne l'aubage du rotor. Les aubes 6 du rotor 2 reçoivent le flux d'air dirigé par l'aubage statorique, placé en amont, constitué d'aubes 8, réglables ou non, maintenues à la périphérie du carter (non représenté) de la turbine. Les extrémités axiales des aubes de stator 8, portent des moyens d'étanchéité 9 constitués d'une ou plusieurs bagues cylindriques (trois selon l'exemple) coopérant avec les léchettes 10, 11, 12 portées par un disque porte-­labyrinthe 13 solidaire du rotor de la turbomachine.
  • Selon l'exemple de réalisation conforme à l'invention (figures 1 et 2) le disque porte-labyrinthe est constitué
    - d'un disque 13 ;
    - d'un anneau porte-labyrinthe 14, conique, dirigé en amont du disque 13 par rapport à la direction du flux d'air et comportant sur sa surface extérieure les léchettes 10, 11, 12 formant une partie d'un joint labyrinthe ;
    - d'une collerette conique 15, dirigée en aval du disque 13 par rapport à la direction du flux d'air, munie à sa périphérie et sur son bord aval, d'une portée annulaire 16, destinée à s'appuyer directement ou indirectement par l'intermédiaire d'un joint sur la face amont de la jante du rotor 2 et des pieds d'aube 5. Cette collerette porte encore sur sa surface aval et selon un cercle, des dents de retenue des aubes, 17, 172, 173... axiales, en nombre égal à celui des rainures 4 recevant les pieds d'aubes, disposées de manière à pouvoir se loger dans chacune des rainures entre le fond de la rainure et celui du pied d'aube, constituant les moyens de maintien axial des aubes ;
    - un segment d'arrêt 18 logé partiellement dans une gorge annulaire radiale 19 du disque de rotor 2, ouverte vers l'extérieur par rapport à l'axe du disque, et partiellement dans une encoche annulaire 20, radiale, prévue à l'extrémité des dents de retenue 17, 172, 173... et sur leur face dirigée vers l'axe de la turbomachine et ouverte vers cet axe.
    Le segment d'arrêt 18 se présente sous la forme d'un anneau fendu présentant une certaine élasticité.
  • Selon une forme de réalisation des dents, celles-ci comportent sur leur face dirigée vers l'axe de la turbomachine, une rainure longitudinal 21 (figure 3) destinée à amener l'air de refroidissement aux aubes par des passages radiaux 22. L'extrémité libre des dents porte, sur leur face dirigée vers la périphérie, un talon radial 23 destiné à la retenue des aubes.
  • De préférence le disque porte-labyrinthe selon l'invention est obtenu d'une seule pièce par moulage et/ou usinage.
  • Le mode de montage du disque porte-labyrinthe ci-dessus décrit est le suivant :
    - le disque de rotor étant posé à plat sur un support convenable, le segment d'arrêt 18 étant en place dans la gorge 19, on présente le disque porte-labyrinthe, de façon que les dents 17 s'engagent légèrement par leur talon 23 dans les rainures 4 de la jante du rotor ;
    - les pieds d'aube 5 sont mis en place sur les dents 17 entre la portée 16 et la face amont du talon radial 23 ;
    - le disque porte-labyrinthe est alors poussé de manière à faire pénétrer simultanément tous les pieds d'aube dans les rainures jusqu'à ce que le segment d'arrêt, préalablement comprimé par les talons des dents, vient se loger partiellement dans les encoches annulaires 20 desdits talons.
    A l'inverse, pour démonter le disque porte-labyrinthe, le segment d'arrêt 19 doit être escamoté dans la gorge 19 du disque 2.
  • Le disque porte-labyrinthe assure les fonctions suivantes :
    - le verrouillage des aubes : les aubes sont maintenues axialement vers l'amont par appui sur la portée 16 et vers l'aval par appui sur la face amont du talon 23 de la dent 17 ;
    - le verrouillage du disque porte-labyrinthe : le disque est verrouillé axialement, par le segment d'arrêt 18 inséré partiellement dans le disque de rotor et partiellement dans les dents 17 ;
    - l'alimentation en air de refroidissement des aubes : l'air de refroidissement pénètre dans la rainure 21 et de là par des passages radiaux dans les canaux internes de refroidissement des aubes ;
    - l'amortissement : en fonctionnement, la portée 16 du porte-labyrinthe appuie sur la face amont des pieds d'aube et amortit les vibrations des aubes. Un joint torique souple, logé dans une rainure de la portée 16 reprend éventuellement les tolérances de fabrication des pieds d'aubes.

Claims (4)

1. Disque porte-labyrinth multifonction pour rotor de turbomachine, le rotor comportant au moins un disque dans la jante duquel sont prévus des rainures recevant les pieds d'aube, un porte-labyrinthe comportant sur sa face amont des léchettes coopérant avec des moyens complémentaires prévus sur le stator, et sur sa face aval des moyens d'étanchéité avec la face amont du disque de rotor, des moyens de fixation du porte-labyrinthe et des moyens de maintien axial des aubes, caractérisé en ce qu'il est constitué d'un disque radial (13) comportant à sa périphérie :
- un anneau porte-labyrinthe (14) conique, disposé en amont du disque, et portant sur sa surface extérieure les léchettes (10, 11, 12);
- une collerette conique (15) dirigée en aval du disque munie d'un portée annulaire (16) disposée à sa périphérie et sur son bord aval, susceptible de s'appuyer contre la face amont de la jante du rotor (2) et des pieds d'aube (5) ; et de dents de retenue des aubes (17) disposées axialement sur la face aval de la collerette, en nombre égal à celui des rainures (4) recevant les pieds d'aube, et comportant à leur extrémité un talon (23) radial dirigé vers la périphérie et une partie des moyens de fixation du disque porte-labyrinthe au disque de rotor.
2. Disque selon la revendication 1, caractérisé en ce que les moyens de fixation du disque porte-labyrinthe sont constitués d'un segment d'arrêt (18) constituant le seul moyen de retenue du disque porte-labyrinthe, d'une gorge annulaire (19) radiale prévue dans la face aval du disque de rotor (2) et dont l'ouverture est dirigée vers l'extérieur par rapport à l'axe du disque, et une encoche annulaire (20) radiale prévue à l'extrémité des dents de retenue (17) et dont l'ouverture est dirigée vers l'axe du disque de rotor, le segment d'arrêt (18) étant susceptible de s'engager partiellement dans la gorge (19) et l'encoche (20).
3. Disque selon la revendication 1 ou 2, caractérisé en ce que les dents de retenue des aubes (17) comportent sur leur face dirigé vers l'axe de la turbomachine, une rainure longitudinale (21) et des passages radiaux (22).
4. Disque selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'il est formé d'une seule pièce obtenue par moulage et/ou usinage.
EP86401519A 1985-08-08 1986-07-09 Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine Expired EP0214876B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8512142 1985-08-08
FR8512142A FR2586061B1 (fr) 1985-08-08 1985-08-08 Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0214876A1 true EP0214876A1 (fr) 1987-03-18
EP0214876B1 EP0214876B1 (fr) 1989-03-15

Family

ID=9322104

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP86401519A Expired EP0214876B1 (fr) 1985-08-08 1986-07-09 Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US4668167A (fr)
EP (1) EP0214876B1 (fr)
DE (1) DE3662421D1 (fr)
FR (1) FR2586061B1 (fr)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0463955A1 (fr) * 1990-06-27 1992-01-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif de fixation d'une couronne de révolution sur un disque de turbomachine
GB2270544A (en) * 1992-09-09 1994-03-16 Snecma Annular seal for a bladed rotor.
GB2272946A (en) * 1992-11-28 1994-06-01 Rolls Royce Plc Gas turbine engine interstage seal.

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4813848A (en) * 1987-10-14 1989-03-21 United Technologies Corporation Turbine rotor disk and blade assembly
US5302086A (en) * 1992-08-18 1994-04-12 General Electric Company Apparatus for retaining rotor blades
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
US5318405A (en) * 1993-03-17 1994-06-07 General Electric Company Turbine disk interstage seal anti-rotation key through disk dovetail slot
US5725353A (en) * 1996-12-04 1998-03-10 United Technologies Corporation Turbine engine rotor disk
US6077035A (en) * 1998-03-27 2000-06-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine
GB2405183A (en) * 2003-08-21 2005-02-23 Rolls Royce Plc Ring and channel arrangement for joining components
FR2875270B1 (fr) * 2004-09-10 2006-12-01 Snecma Moteurs Sa Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz
US7520718B2 (en) * 2005-07-18 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Seal and locking plate for turbine rotor assembly between turbine blade and turbine vane
DE102009007664A1 (de) * 2009-02-05 2010-08-12 Mtu Aero Engines Gmbh Abdichtvorrichtung an dem Schaufelschaft einer Rotorstufe einer axialen Strömungsmaschine
US8511976B2 (en) * 2010-08-02 2013-08-20 General Electric Company Turbine seal system
FR2963806B1 (fr) * 2010-08-10 2013-05-03 Snecma Dispositif de blocage d'un pied d'une aube de rotor
GB201417038D0 (en) 2014-09-26 2014-11-12 Rolls Royce Plc A bladed rotor arrangement
US9664058B2 (en) * 2014-12-31 2017-05-30 General Electric Company Flowpath boundary and rotor assemblies in gas turbines
EP3048256A1 (fr) 2015-01-20 2016-07-27 Siemens Aktiengesellschaft Rotor comportant une aube de turbine avec un dispositif de verrouillage
US10975714B2 (en) * 2018-11-22 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with blade sealing tab
CN110375948B (zh) * 2019-08-16 2024-02-23 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 一种用于模型-支撑间缝隙密封装置
CN112594068B (zh) * 2021-01-21 2021-05-28 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 航空发动机的盘鼓密封机构和航空发动机

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2164197A5 (fr) * 1971-12-06 1973-07-27 Gen Electric
US3887298A (en) * 1974-05-30 1975-06-03 United Aircraft Corp Apparatus for sealing turbine blade damper cavities
FR2286282A1 (fr) * 1974-09-28 1976-04-23 Rolls Royce Perfectionnements aux rotors a aubes
FR2324873A1 (fr) * 1975-09-17 1977-04-15 Snecma Perfectionnements aux flasques de rotors de turbomachines
FR2413542A1 (fr) * 1977-12-28 1979-07-27 Gen Electric Amortisseur d'aube de turbomachine
GB2151715A (en) * 1983-12-22 1985-07-24 United Technologies Corp Two stage rotor assembly with improved coolant flow

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3034298A (en) * 1958-06-12 1962-05-15 Gen Motors Corp Turbine cooling system
US3644058A (en) * 1970-05-18 1972-02-22 Westinghouse Electric Corp Axial positioner and seal for turbine blades
GB1318654A (en) * 1970-12-05 1973-05-31 Secr Defence Bladed rotors
US3748060A (en) * 1971-09-14 1973-07-24 Westinghouse Electric Corp Sideplate for turbine blade
BE794573A (fr) * 1972-02-02 1973-05-16 Gen Electric Dispositif de fixation d'aubes
US3832092A (en) * 1973-10-19 1974-08-27 Gen Electric Device for locking turbomachinery blades
FR2345605A1 (fr) * 1976-03-25 1977-10-21 Snecma Dispositif de retenue pour aubes de soufflantes
US4111603A (en) * 1976-05-17 1978-09-05 Westinghouse Electric Corp. Ceramic rotor blade assembly for a gas turbine engine
US4093399A (en) * 1976-12-01 1978-06-06 Electric Power Research Institute, Inc. Turbine rotor with ceramic blades
US4142836A (en) * 1976-12-27 1979-03-06 Electric Power Research Institute, Inc. Multiple-piece ceramic turbine blade
US4221542A (en) * 1977-12-27 1980-09-09 General Electric Company Segmented blade retainer
US4171930A (en) * 1977-12-28 1979-10-23 General Electric Company U-clip for boltless blade retainer
US4505640A (en) * 1983-12-13 1985-03-19 United Technologies Corporation Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2164197A5 (fr) * 1971-12-06 1973-07-27 Gen Electric
US3887298A (en) * 1974-05-30 1975-06-03 United Aircraft Corp Apparatus for sealing turbine blade damper cavities
FR2286282A1 (fr) * 1974-09-28 1976-04-23 Rolls Royce Perfectionnements aux rotors a aubes
FR2324873A1 (fr) * 1975-09-17 1977-04-15 Snecma Perfectionnements aux flasques de rotors de turbomachines
FR2413542A1 (fr) * 1977-12-28 1979-07-27 Gen Electric Amortisseur d'aube de turbomachine
GB2151715A (en) * 1983-12-22 1985-07-24 United Technologies Corp Two stage rotor assembly with improved coolant flow

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0463955A1 (fr) * 1990-06-27 1992-01-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Dispositif de fixation d'une couronne de révolution sur un disque de turbomachine
FR2663997A1 (fr) * 1990-06-27 1992-01-03 Snecma Dispositif de fixation d'une couronne de revolution sur un disque de turbomachine.
US5173024A (en) * 1990-06-27 1992-12-22 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Fixing arrangement for mounting an annular member on a disk of a turboshaft engine
GB2270544A (en) * 1992-09-09 1994-03-16 Snecma Annular seal for a bladed rotor.
GB2270544B (en) * 1992-09-09 1995-12-13 Snecma Annular seal for a rotor having dovetail grooves which receive the blade roots
GB2272946A (en) * 1992-11-28 1994-06-01 Rolls Royce Plc Gas turbine engine interstage seal.

Also Published As

Publication number Publication date
DE3662421D1 (en) 1989-04-20
FR2586061B1 (fr) 1989-06-09
US4668167A (en) 1987-05-26
FR2586061A1 (fr) 1987-02-13
EP0214876B1 (fr) 1989-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0214876B1 (fr) Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine
CA2518355C (fr) Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz
EP1584784B1 (fr) Dispositif d'assemblage de brides annulaires, en particulier dans une turbomachine
EP0363280B1 (fr) Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes
CA2557765C (fr) Dispositif d'immobilisation d'un anneau de retention axiale d'une aube, disque de rotor et anneau de retention associes, et rotor et moteur d'aeronef les comportant
EP1873401B1 (fr) Rotor de turbomachine et turbomachine comportant un tel rotor
EP2294284B1 (fr) Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator
FR2967455A1 (fr) Broche d'amortissement et d'etancheite combinee pour ailette de turbine
EP0378474A1 (fr) Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes
WO2010076493A1 (fr) Roue de turbine avec système de rétention axiale des aubes
FR2971822A1 (fr) Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine
FR3009335A1 (fr) Dispositif de guidage d'aubes de redresseur a angle de calage variable de turbomachine
CA2860540A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur a amortissement de vibrations par coin pour compresseur de turbomachine
CA2481883C (fr) Dispositif d'attache d'une aube mobile sur un disque de rotor de turbine dans une turbomachine
EP1213483A1 (fr) Etage redresseur d'un compresseur
FR3029960A1 (fr) Roue a aubes avec joint radial pour une turbine de turbomachine
WO2014140449A1 (fr) Soufflante de turbomoteur a flux multiple, et turbomoteur equipe d'une telle soufflante
EP3312384B1 (fr) Ensemble rotatif d'une turbomachine muni d'un système de maintien axial d'une aube
FR2535389A1 (fr) Dispositif de montage, sur leur disque porteur, d'aubes profilees pour compresseur ou turbine
FR3029961A1 (fr) Roue a aubes avec becquets pour une turbine de turbomachine
EP0388286A1 (fr) Aubes à pied marteau à positionnement angulaire amélioré
WO2014037653A1 (fr) Rotor de soufflante, en particulier pour une turbomachine
FR2671140A1 (fr) Aubage redresseur pour compresseur de turbomachine.
FR2710103A1 (fr) Flasque de rotor de turbomachine et assemblage de ce flasque avec un rotor.
FR2893093A1 (fr) Montage d'un anneau composite sur un disque de rotor d'une turbomachine.

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 19860719

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE FR GB

17Q First examination report despatched

Effective date: 19880316

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE FR GB

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)
REF Corresponds to:

Ref document number: 3662421

Country of ref document: DE

Date of ref document: 19890420

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed
REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: IF02

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: TP

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20040628

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20040629

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20040630

Year of fee payment: 19

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20050709

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20060201

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20050709

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20060331

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: ST

Effective date: 20060331