EP0275726A1 - Roue de turbine à aubes céramique - Google Patents
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- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
Definitions
- the present invention relates to a turbine wheel comprising blades of composite ceramic material.
- FR-A-2 176 350 relates to a composite blade of which a particular mode of distribution of the fibers is described and their arrangement for passing from the blade to the foot of the blade which has for example a dovetail shape.
- FR-A-2 154 050 relates to a method for producing a turbomachine fin, the blade of which is composed of layers reinforced with fibers and the base of which comprises hardened corners inserted between layers.
- FR-A-2 538 029 describes ceramic vanes comprising a metallic core surrounded by an envelope of refractory ceramic, ventilation and internal cooling arrangements being associated.
- a flared foot of the blade is made integral with the central core by a fixing pin.
- DE-C-830854 describes a ceramic blade, the bulb of the base of which has an angle of convergence between the flanks limited to a value deduced from the characteristics of the material, in particular from the ratio of admissible stresses in compression and in traction.
- a partially represented turbine wheel 1 is composed of a disc 2 and of movable blades 3 driven in rotation by the disc.
- the disc 2 has on its periphery and uniformly distributed, a multiplicity of cells 4, rectilinear, oriented axially, in the direction of the axis of rotation of the turbine wheel and having a section in the form of a dovetail.
- Each blade 3 comprises a blade 3a whose arched profile is adapted to the aerodynamic functions which it must fulfill in operation and said blade 3a is extended on the radially internal side of the blade 3 by a foot 3b without any break in shape. occurs in the transition from the blade 3a to the foot 3b which is in perfect continuity.
- the foot 3b of the blade 3 consists of a bulb whose lateral flanks 3c and 3d are planar and these planes have between them an angle of convergence a which can be for example five degrees of angle but which must not exceed ten degrees of angle.
- the underside of said blade root 3b has a notch 5 formed in an axial direction and in the middle of the width of root 3b.
- wedge-shaped elements respectively 6a on the suction side of the blade 3 and 7a on the pressure side of the blade 3.
- platforms respectively 6b on the upper side and 7b on the lower side and these platforms 6b and 7b form a ring which constitutes a wall delimiting on the radially internal side the aerodynamic flow path of the gases passing through the turbine.
- said corner elements and the platforms are connected and secured to form a single piece by a stilt, respectively, a corner 6a and a platform 6b are joined by a stilt 6c to constitute a part 6, as well as a corner 7a and a platform 7b are joined by a stilt 7c to constitute a part 7.
- FIG. 2 shows a top view of an exemplary embodiment of the blade profile 3.
- the stilt 7c on the lower side of the blade 3 thus comprises a recess 7d, on the leading edge side of the blade and a recess 7e, on the trailing edge side of the blade.
- the stilt 6c on the upper surface side of the blade 3 has a recess 6d formed under the platform 6b, in the middle of the stilt.
- a wedge 8 is inserted between the underside of the blade root 3b and the bottom of the cavity 4 of the disc 2.
- said wedge 8 In cooperation with the corners 6a and 7a, said wedge 8 thus locks the blade root 3b in the radial direction.
- the wedge 8 has on its upper face a stopper 8a disposed in the axial direction which cooperates with the notch 5 on the lower face of the blade root 3b.
- the cleat 8a has at each end an edge folded over the face of the disc 2 thus ensuring axial locking.
- FIG. 4 According to a second embodiment represented in FIG. 4, in which the references of the elements which have been kept identical to the first embodiment are the same as those which have been used above with reference to FIGS. 1 to 3 and the references similar elements have been increased by ten, the two parts each consisting of a wedge element and a platform and located between two successive blades, respectively one on the underside of a blade and the other on the upper surface side of the following dawn, are joined at the level of the adjoining platforms to form a single piece.
- the disc 2 and its cells 4 the blades 3 and their feet 3b and blades 3a, the wedges 8 of locking.
- Between two blades 3 is placed an intermediate piece 9 consisting of a first corner 17a, a first stilt 17c, a single plate 9a inter-blade forming a platform, a second stilt 16c and a second corner 16a.
- the blades 3 are made of a composite ceramic material which may be of a known type with oriented fibers and produced according to known techniques or else they can be made of ceramic with a structure of the so-called "three-dimensional" kind and the shaping can in this case include machining.
- the platforms, separated from the blades, can also be made of a composite ceramic material or of a metallic material of the superalloy heat resistant type. In the embodiments described, there is also observed in operation micro-sliding between the parts where it results in a damping of the vibrations affecting the blades.
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Abstract
Description
- La présente invention concerne une roue de turbine comportant des aubes en matériau céramique composite.
- La recherche de l'accroissement des performances dans les applications des turbomachines modernes, particulièrement dans le domaine aéronautique, conduit à une élévation constante des températures de fonctionnement, notamment les températures à l'entrée de la turbine. Ces conditions de fonctionnement ont amené des développements technologiques de conception, englobant notamment toutes les adaptations concernant les solutions de refroidissement en vue d'obtenir une durée de vie acceptable des pièces mécaniques constituant la turbine et parmi celles-ci plus particulièrement en ce qui concerne les pièces les plus exposées au courant de circulation des gaz chauds, comme par exemple les aubes de rotor de turbine. Une voie parallèle de développements concerne également la mise au point de matériaux nouveaux présentant des résistances améliorées aux hautes températures tout en remplissant les fonctions mécaniques ou aérodynamiques demandées. Dans cette voie, des tentatives ont été effectuées pour l'utilisation de divers matériaux composites et en particulier à base de fibres céramiques. Quelques exemples illustrent ces techniques connues.
- FR-A-2 176 350 concerne une pale composite dont on décrit un mode particulier de répartition des fibres et leur disposition pour passer de la pale au pied de l'aube qui présente par exemple une forme en queue d'aronde.
- FR-A-2 154 050 concerne un procédé de réalisation d'une ailette de turbomachine dont la pale est composée de couches armées de fibres et dont le pied comporte des coins durcis insérés entre les couches.
- FR-A-2 538 029 décrit des aubes céramiques comportant une âme métallique entourée par une enveloppe de céramique réfractaire, des dispositions de ventilation et de refroidissement interne étant associées. Un pied évasé de l'aube est rendu solidaire de l'âme centrale par une goupille de fixation.
- DE-C-830854 decrit une aube céramique dont le bulbe du pied présente un angle de convergence entre les flancs limité à une valeur déduite des caractéristiques du matériau, notamment du rapport des contraintes admissibles en compression et en traction.
- Aucune des solutions connues ne donne toutefois entière satisfaction. En effet, soit la présence de parties métalliques dans la pale fait perdre les avantages principaux attendus de l'utilisation de matériaux céramiques composites, soit des arrangements de fibres trés complexes sont imposés qui entrainent des difficultés en fabrication dans l'agencement des fibres ou tissus, aussi bien dans les passages de la pale au pied de l'aube et la mise en forme de ce pied ou encore les passages, de la pale à la plateforme de l'aube.
- La présente invention vise à la réalisation d'aubes du genre précité en évitant les inconvénients encourus par les solutions précédemment connues. Une roue de turbine conforme à l'invention et comportant des aubes du genre précité est caractérisée en ce que chaque aube est associée à au moins une pièce constituée d'au moins un élément en forme de coin et d'un élément formant plateforme, situés du même côté de l'aube, lesdits éléments de coin et de plate-forme étant reliés par une échasse de telle sorte que deux éléments en forme de coins sont disposés de part et d'autre entre les flancs du pied d'aube et les faces de l'alvéole de disque, assurant le verrouillage radial de l'aube et que les éléments formant plates-formes et disposés de part et d'autre de ladite pale constituent un anneau continu délimitant la paroi interne de la veine de circulation des gaz de la turbine.
Avantageusement, deux éléments formant plates-formes, situés entre deux aubes successives sont en outre réunis pour former une pièce monobloc en pont.
Toutes ces dispositions selon l'invention présentent des avantages communs importants. Elles permettent l'utilisation d'un matériau céramique composite qui présente par ailleurs des résultats intéressants de résistance et de tenue en service à des températures élevées de fonctionnement ainsi que de résistance aux corrosions, de caractéristiques mécaniques et de masse pour la réalisation d'aubes présentant des profils cambrés, grâce à la dissociation, selon l'invention, entre la pale et la plate-forme qui se prêtent ainsi, chacune séparément, à la réalisation en céramique composite et en permettant également la liaison entre pale et pied d'aube par des fibres continues, non soumises à des distorsions de forme préjudiciables à une bonne tenue en service grâce à la séparation entre les fonctions aérodynamiques de la pale et des fonctions d'attache ou de rétention radiale ou de verrouillage des aubes qui sont remplies par des éléments associés, séparés du pied de l'aube, tels les éléments en forme de coins prévus par l'invention. D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à l'aide de la description qui va suivre de modes de réalisation, en référence aux dessins annexés, sur lesquels, - - la figure 1 représente une vue partielle en coupe transversale perpendiculaire à son axe de rotation d'une roue de turbine selon un premier mode de réalisation de l'invention ;
- - la figure 2 représente schématiquement une vue de dessus d'une aube de la roue de turbine selon la flêche F de la figure 1 ;
- - les figures 3a et 3b représentent des vues schématiques en perspective de deux éléments d'attache et de plate-forme des aubes de la roue de turbine représentée à la figure 1 situés, respectivement du côté intrados et du côté extrados d'une aube ;
- - la figure 4 représente une vue analogue à la figure 1 d'une roue de turbine selon un second mode de réalisation de l'invention,
- A la figure 1, une roue de turbine 1 partiellement représentée est composée d'un disque 2 et d'aubes mobiles 3 entraînées en rotation par le disque. Le disque 2 comporte sur sa périphérie et uniformément réparties, une multiplicité d'alvéoles 4, rectilignes, orientées axialement, dans la direction de l'axe de rotation de la roue de turbine et ayant une section en forme de queue d'aronde. Chaque aube 3 comporte une pale 3a dont le profil cambré est adapté aux fonctions aérodynamiques qu'elle doit remplir en fonctionnement et ladite pale 3a est prolongée du côté radialement interne de l'aube 3 par un pied 3b sans qu'aucune rupture de forme ne se produise dans la transition de la pale 3a au pied 3b qui se trouve en parfaite continuité. Le pied 3b de l'aube 3 est constitué d'un bulbe dont les flancs latéraux 3c et 3d sont planaires et ces plans présentent entre eux un angle de convergence ª qui peut être par exemple de cinq degrés d'angle mais qui ne doit pas dépasser dix degrés d'angle.
- La face inférieure dudit pied 3b d'aube comporte une encoche 5 ménagée suivant une direction axiale et au milieu de la largeur du pied 3b. Entre les flancs latéraux 3c et 3d du pied d'aube 3b et les faces 4a et 4b de l'alvéole 4 du disque 2 sont disposés des éléments en forme de coins, respectivement 6a côté extrados de l'aube 3 et 7a côté intrados de l'aube 3. A une courte distance de la périphérie du disque 2, de part et d'autre de chaque aube 3, sont disposées des plates-formes, respectivement 6b côté extrados et 7b côté intrados et ces plates-formes 6b et 7b forment un anneau qui constitue une paroi délimitant du côté radialement interne la veine aérodynamique de circulation des gaz traversant la turbine. Selon un premier mode de réalisation représenté à la figure 1, lesdits éléments en coins et les plates-formes sont reliés et solidarisés pour former une pièce unique par une échasse, respectivement, un coin 6a et une plate-forme 6b sont réunis par une échasse 6c pour constituer une pièce 6, de même qu'un coin 7a et une plate-forme 7b sont réunis par une échasse 7c pour constituer une pièce 7.
- La figure 2 indique en vue de dessus un exemple de réalisation de profil de l'aube 3. Il en résulte une évolution de profil entre le pied d'aube 3b et la pale proprement dite 3a. Par suite, toute interférence doit être évitée entre, d'une part, les échasses 6c ou 7c et d'autre part, le profil de l'aube. L'échasse 7c du côté intrados de l'aube 3 comporte ainsi un évidement 7d, du côté bord d'attaque de l'aube et un évidement 7e, du côté bord de fuite de l'aube. De même l'échasse 6c du côté extrados de l'aube 3 comporte un évidement 6d ménagé sous la plate-forme 6b, au milieu de l'échasse.
Une cale 8 est insérée entre la face inférieure du pied d'aube 3b et le fond de l'alvéole 4 du disque 2. En coopération avec les coins 6a et 7a, ladite cale 8 verrouille ainsi le pied d'aube 3b dans la direction radiale. La cale 8 comporte sur sa face supérieure un taquet 8a disposé dans le sens axial qui coopère avec l'encoche 5 de la face inférieure du pied d'aube 3b. Le taquet 8a comporte à chaque extrémité un bord replié sur la face du disque 2 assurant ainsi un verrouillage axial. - Selon un second mode de réalisation représenté à la figure 4, sur laquelle les repères des éléments qui ont été conservés identiques au premier mode de réalisation sont les mêmes que ceux qui ont été utilisés ci-dessus en référence aux figures 1 à 3 et les repères des éléments analogues ont été augmentés d'une dizaine, les deux pièces constituées chacune d'un élément en coin et d'une plate-forme et situées entre deux aubes successives, respectivement l'une du coté intrados d'une aube et l'autre du côté extrados de l'aube suivante, sont réunies au niveau des plates-formes jointives pour former une pièce monobloc.
On retrouve ainsi à la figure 4, le disque 2 et ses alvéoles 4, les aubes 3 et leurs pieds 3b et pales 3a, les cales 8 de verrouillage. Entre deux aubes 3 est placée une pièce intermédiaire 9 constituée d'un premier coin 17a, d'une première échasse 17c, d'un plateau unique 9a inter-aubes formant plate-forme, d'une seconde échasse 16c et d'un second coin 16a. - Comme précédemment indiqué, dans les divers modes de réalisation de l'invention qui viennent d'être décrits, les aubes 3 sont réalisées en un matériau céramique composite qui peut être d'un type connu à fibres orientées et élaboré selon des techniques connues ou encore elles peuvent être réalisées en céramique à structure du genre dit "à trois dimensions" et la mise en forme peut comporter dans ce cas des usinages. Les plates-formes, séparées des pales, peuvent également être réalisées en un matériau céramique composite ou en un matériau métallique du genre superalliage résistant à chaud. Dans les modes de réalisation décrits, on observe également en fonctionnement des microglissements entre les pièces d'où il résulte un amortissement des vibrations affectant les aubes.
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---|---|---|---|
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Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2237846A (en) * | 1989-11-09 | 1991-05-15 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
GB2243193A (en) * | 1990-03-19 | 1991-10-23 | Gen Electric | Gas turbine engine blade |
GB2251897A (en) * | 1991-01-15 | 1992-07-22 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
US5464326A (en) * | 1992-05-07 | 1995-11-07 | Rolls-Royce, Plc | Rotors for gas turbine engines |
EP2503102A3 (fr) * | 2011-03-25 | 2017-08-09 | Rolls-Royce plc | Rotor doté de plateformes inter-aubes |
FR3085415A1 (fr) * | 2018-09-05 | 2020-03-06 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une structure en materiau composite et une coque metallique |
Families Citing this family (84)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5030063A (en) * | 1990-02-08 | 1991-07-09 | General Motors Corporation | Turbomachine rotor |
US5222865A (en) * | 1991-03-04 | 1993-06-29 | General Electric Company | Platform assembly for attaching rotor blades to a rotor disk |
FR2679296B1 (fr) * | 1991-07-17 | 1993-10-15 | Snecma | Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine. |
FR2679599A1 (fr) * | 1991-07-24 | 1993-01-29 | Snecma | Perfectionnement aux roues a aubes de turbomachines. |
US5405245A (en) * | 1993-11-29 | 1995-04-11 | Solar Turbines Incorporated | Ceramic blade attachment system |
US5584748A (en) * | 1995-01-10 | 1996-12-17 | Nelco Manufacturing Corp. | Blast wheel having a rotatable shaft with radial discs and blades dovetailed across the discs |
US5580219A (en) * | 1995-03-06 | 1996-12-03 | Solar Turbines Incorporated | Ceramic blade attachment system |
US6033185A (en) * | 1998-09-28 | 2000-03-07 | General Electric Company | Stress relieved dovetail |
US6217283B1 (en) * | 1999-04-20 | 2001-04-17 | General Electric Company | Composite fan platform |
EP1124038A1 (fr) * | 2000-02-09 | 2001-08-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Aubage de turbine |
EP1319805A1 (fr) * | 2001-12-17 | 2003-06-18 | Techspace aero | Rotor ou élément rotorique pour turbocompresseur |
US7284958B2 (en) * | 2003-03-22 | 2007-10-23 | Allison Advanced Development Company | Separable blade platform |
US7094021B2 (en) * | 2004-02-02 | 2006-08-22 | General Electric Company | Gas turbine flowpath structure |
US7510379B2 (en) * | 2005-12-22 | 2009-03-31 | General Electric Company | Composite blading member and method for making |
US7604456B2 (en) * | 2006-04-11 | 2009-10-20 | Siemens Energy, Inc. | Vane shroud through-flow platform cover |
US7762781B1 (en) | 2007-03-06 | 2010-07-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Composite blade and platform assembly |
FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
FR2914008B1 (fr) * | 2007-03-21 | 2009-10-09 | Snecma Sa | Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine |
US7972113B1 (en) * | 2007-05-02 | 2011-07-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Integral turbine blade and platform |
US7874804B1 (en) | 2007-05-10 | 2011-01-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with detached platform |
JP4871919B2 (ja) * | 2008-06-26 | 2012-02-08 | 株式会社日立製作所 | タービン動翼の固定構造 |
US8257045B2 (en) * | 2008-08-15 | 2012-09-04 | United Technologies Corp. | Platforms with curved side edges and gas turbine engine systems involving such platforms |
US8814524B2 (en) * | 2008-12-11 | 2014-08-26 | Rolls-Royce Corporation | Wheel formed from a bladed ring and disk |
US8382436B2 (en) * | 2009-01-06 | 2013-02-26 | General Electric Company | Non-integral turbine blade platforms and systems |
FR2941487B1 (fr) * | 2009-01-28 | 2011-03-04 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite a pied renforce |
FR2944050B1 (fr) * | 2009-04-02 | 2014-07-11 | Turbomeca | Roue de turbine a pales desaccordees comportant un dispositif d'amortissement |
FR2955143B1 (fr) * | 2010-01-12 | 2012-05-11 | Snecma | Agencement de disque aubage |
US8727730B2 (en) * | 2010-04-06 | 2014-05-20 | General Electric Company | Composite turbine bucket assembly |
FR2961847B1 (fr) * | 2010-06-25 | 2012-08-17 | Snecma | Roue mobile a aubes en materiau composite pour moteur a turbine a gaz a liaison pied d'aube/disque par serrage |
FR2965843B1 (fr) | 2010-10-06 | 2012-11-09 | Snecma | Rotor pour turbomachine |
US8827651B2 (en) | 2010-11-01 | 2014-09-09 | Rolls-Royce Plc | Annulus filler |
US20120156045A1 (en) * | 2010-12-17 | 2012-06-21 | General Electric Company | Methods, systems and apparatus relating to root and platform configurations for turbine rotor blades |
US9228445B2 (en) * | 2010-12-23 | 2016-01-05 | General Electric Company | Turbine airfoil components containing ceramic-based materials and processes therefor |
GB201106278D0 (en) | 2011-04-14 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | Annulus filler system |
US8821127B1 (en) * | 2011-04-21 | 2014-09-02 | Ken Knecht | Blade lock for compressor |
GB201119655D0 (en) | 2011-11-15 | 2011-12-28 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
FR2990462B1 (fr) * | 2012-05-14 | 2014-05-30 | Snecma | Dispositif d'attache d'aubes sur un disque de rotor de turbomachine |
US9376916B2 (en) | 2012-06-05 | 2016-06-28 | United Technologies Corporation | Assembled blade platform |
US9017033B2 (en) | 2012-06-07 | 2015-04-28 | United Technologies Corporation | Fan blade platform |
US9212559B2 (en) * | 2012-09-07 | 2015-12-15 | United Technologies Corporation | Electrical grounding for blades |
FR2995933B1 (fr) * | 2012-09-26 | 2014-10-17 | Snecma | Aube pour turbomachine en materiau composite a pied en forme de bulbe |
GB201217257D0 (en) * | 2012-09-27 | 2012-11-07 | Rolls Royce Plc | Annulus filler for axial flow machine |
FR2996251B1 (fr) * | 2012-09-28 | 2018-07-27 | Safran Aircraft Engines | Attache auto-serrante pour aube de turbine en cmc |
US9297272B2 (en) | 2012-10-24 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Grounding for fan blades on an underblade spacer |
US9598967B2 (en) * | 2012-12-18 | 2017-03-21 | United Technologies Corporation | Airfoil member and composite platform having contoured endwall |
US9650902B2 (en) * | 2013-01-11 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Integral fan blade wear pad and platform seal |
US10273816B2 (en) * | 2013-02-12 | 2019-04-30 | United Technologies Corporation | Wear pad to prevent cracking of fan blade |
EP2959110B1 (fr) | 2013-02-23 | 2017-06-28 | Rolls-Royce Corporation | Composant de turbine à gaz |
US9745856B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-08-29 | Rolls-Royce Corporation | Platform for ceramic matrix composite turbine blades |
US9506356B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite retention feature |
EP2971557B1 (fr) * | 2013-03-15 | 2019-02-20 | Rolls-Royce Corporation | Élément de retenue en composite |
FR3008131B1 (fr) | 2013-07-02 | 2016-09-30 | Snecma | Etage de turbine ou de compresseur comprenant une piece d'interface en materiau ceramique |
US9618002B1 (en) * | 2013-09-27 | 2017-04-11 | University Of South Florida | Mini notched turbine generator |
WO2015047450A2 (fr) * | 2013-09-30 | 2015-04-02 | United Technologies Corporation | Surface portante non métallique à accessoire flexible |
US10774660B2 (en) * | 2013-10-14 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Blade wedge attachment lay-up |
US9896946B2 (en) * | 2013-10-31 | 2018-02-20 | General Electric Company | Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same |
US9969654B2 (en) | 2014-01-24 | 2018-05-15 | United Technologies Corporation | Method of bonding a metallic component to a non-metallic component using a compliant material |
JP6479328B2 (ja) * | 2014-04-02 | 2019-03-06 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 動翼及び回転機械 |
GB201408463D0 (en) * | 2014-05-13 | 2014-06-25 | Rolls Royce Plc | Test blade |
FR3021691B1 (fr) | 2014-06-03 | 2016-06-24 | Snecma | Rotor pour turbomachine comportant des aubes a plates-formes raportees |
US10082034B2 (en) * | 2014-07-03 | 2018-09-25 | United Technologies Corporation | Rotor and gas turbine engine including same |
US10156151B2 (en) | 2014-10-23 | 2018-12-18 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Composite annulus filler |
US20160201483A1 (en) * | 2015-01-13 | 2016-07-14 | Rolls-Royce Corporation | Turbine wheel with clamped blade attachment |
CA2915234A1 (fr) | 2015-01-13 | 2016-07-13 | Rolls-Royce Corporation | Roue de turbine dotee d'un accessoire de pale pince |
US10012238B2 (en) * | 2015-04-24 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Electrostatic discharge prevention for a fan blade |
FR3035678B1 (fr) * | 2015-04-29 | 2017-05-12 | Snecma | Aube munie de plateformes possedant une jambe de retenue |
US10577951B2 (en) | 2016-11-30 | 2020-03-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine with dovetail connection having contoured root |
CA3000376A1 (fr) | 2017-05-23 | 2018-11-23 | Rolls-Royce Corporation | Assemblage de carenage de turbine comportant des segments de piste en composite a matrice ceramique dotes de fonctionnalites de fixation metallique |
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 |
US11988602B2 (en) | 2018-05-11 | 2024-05-21 | Carrier Corporation | Surface plasmon resonance detection system |
US11268389B2 (en) | 2018-05-14 | 2022-03-08 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Blisk bonded CMC airfoil having attachment |
US10787916B2 (en) | 2018-06-22 | 2020-09-29 | Rolls-Royce Corporation | Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite components |
CN109386311A (zh) * | 2018-12-27 | 2019-02-26 | 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 | 一种氦气轮机涡轮动叶片组结构 |
US11208892B2 (en) | 2020-01-17 | 2021-12-28 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with multiple rotor disks |
US11339673B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-05-24 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with internal vanes |
US11401814B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-08-02 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with internal vanes |
US11434771B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-09-06 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor blade pair for rotational equipment |
US11286781B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-03-29 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment |
US11371351B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment |
US11280202B2 (en) | 2020-04-06 | 2022-03-22 | Raytheon Technologies Corporation | Balanced composite root region for a blade of a gas turbine engine |
US12078080B1 (en) | 2023-04-21 | 2024-09-03 | General Electric Company | Airfoil assembly with a trunnion and spar |
US11846192B1 (en) | 2023-04-21 | 2023-12-19 | General Electric Company | Airfoil assembly with a trunnion and spar |
Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE550328C (de) * | 1932-05-11 | Siemens Schuckertwerke Akt Ges | Verfahren zur Befestigung von Hohlschaufeln im Radkranz einer Dampf- oder Gasturbine | |
DE830854C (de) * | 1949-10-05 | 1952-02-07 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Keramiklaufschaufel fuer axial durchstroemte Kreiselradmaschinen |
US2950083A (en) * | 1954-07-23 | 1960-08-23 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Blade assembly |
US3132841A (en) * | 1958-05-12 | 1964-05-12 | Gen Motors Corp | Compressor blade and manufacture thereof |
US3294364A (en) * | 1962-01-02 | 1966-12-27 | Gen Electric | Rotor assembly |
FR2073854A5 (fr) * | 1969-12-19 | 1971-10-01 | Rolls Royce | |
US3679324A (en) * | 1970-12-04 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Filament reinforced gas turbine blade |
FR2164134A5 (fr) * | 1971-12-09 | 1973-07-27 | United Aircraft Corp | |
FR2176350A5 (fr) * | 1972-03-15 | 1973-10-26 | United Aircraft Corp | |
US4343593A (en) * | 1980-01-25 | 1982-08-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Composite blade for turbofan engine fan |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2317338A (en) * | 1942-02-07 | 1943-04-20 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Turbine blade fastening apparatus |
GB653267A (en) * | 1947-12-12 | 1951-05-09 | Mini Of Supply | Improvements in and relating to combustion turbines |
CH273791A (de) * | 1949-05-25 | 1951-02-28 | Tech Studien Ag | Schaufelschloss an füllstücklosen Laufschaufelungen von Axialströmungsmaschinen. |
BE540433A (fr) * | 1954-08-12 | |||
FR1281033A (fr) * | 1961-02-15 | 1962-01-08 | Daimler Benz Ag | Montage d'aubes mobiles en céramique sur des machines à rotors centrifuges traversés axialement par des courants, en particulier sur des turbines à gaz |
US3606572A (en) * | 1969-08-25 | 1971-09-20 | Gen Motors Corp | Airfoil with porous leading edge |
CH536183A (de) * | 1971-09-17 | 1973-04-30 | Bbc Brown Boveri & Cie | Verfahren zur Herstellung einer Schaufel für Strömungsmaschinen |
US3801222A (en) * | 1972-02-28 | 1974-04-02 | United Aircraft Corp | Platform for compressor or fan blade |
JPS4937009A (fr) * | 1972-08-15 | 1974-04-06 | ||
US3810711A (en) * | 1972-09-22 | 1974-05-14 | Gen Motors Corp | Cooled turbine blade and its manufacture |
US3942231A (en) * | 1973-10-31 | 1976-03-09 | Trw Inc. | Contour formed metal matrix blade plies |
CH581783A5 (fr) * | 1975-01-30 | 1976-11-15 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | |
FR2404134A1 (fr) * | 1977-09-23 | 1979-04-20 | Snecma | Rotor pour turbomachines |
US4417854A (en) * | 1980-03-21 | 1983-11-29 | Rockwell International Corporation | Compliant interface for ceramic turbine blades |
US4501053A (en) * | 1982-06-14 | 1985-02-26 | United Technologies Corporation | Method of making rotor blade for a rotary machine |
FR2538029A1 (fr) * | 1982-12-15 | 1984-06-22 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Perfectionnements apportes aux aubes ceramiques, tournantes ou fixes de turbomachines |
JPS61244804A (ja) * | 1985-04-24 | 1986-10-31 | Toshiba Corp | ガスタ−ビンロ−タ |
-
1986
- 1986-12-17 FR FR8617634A patent/FR2608674B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1987
- 1987-12-02 EP EP87402724A patent/EP0275726B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1987-12-02 DE DE8787402724T patent/DE3766357D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1987-12-11 US US07/131,725 patent/US4802824A/en not_active Expired - Lifetime
- 1987-12-17 JP JP62320030A patent/JPH0629522B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE550328C (de) * | 1932-05-11 | Siemens Schuckertwerke Akt Ges | Verfahren zur Befestigung von Hohlschaufeln im Radkranz einer Dampf- oder Gasturbine | |
DE830854C (de) * | 1949-10-05 | 1952-02-07 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Keramiklaufschaufel fuer axial durchstroemte Kreiselradmaschinen |
US2950083A (en) * | 1954-07-23 | 1960-08-23 | Thompson Ramo Wooldridge Inc | Blade assembly |
US3132841A (en) * | 1958-05-12 | 1964-05-12 | Gen Motors Corp | Compressor blade and manufacture thereof |
US3294364A (en) * | 1962-01-02 | 1966-12-27 | Gen Electric | Rotor assembly |
FR2073854A5 (fr) * | 1969-12-19 | 1971-10-01 | Rolls Royce | |
US3679324A (en) * | 1970-12-04 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Filament reinforced gas turbine blade |
FR2164134A5 (fr) * | 1971-12-09 | 1973-07-27 | United Aircraft Corp | |
FR2176350A5 (fr) * | 1972-03-15 | 1973-10-26 | United Aircraft Corp | |
US4343593A (en) * | 1980-01-25 | 1982-08-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Composite blade for turbofan engine fan |
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2237846A (en) * | 1989-11-09 | 1991-05-15 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
US5104290A (en) * | 1989-11-09 | 1992-04-14 | Rolls-Royce Plc | Bladed rotor with axially extending radially re-entrant features |
GB2237846B (en) * | 1989-11-09 | 1993-12-15 | Rolls Royce Plc | Rim parasitic weight reduction |
GB2243193A (en) * | 1990-03-19 | 1991-10-23 | Gen Electric | Gas turbine engine blade |
GB2251897A (en) * | 1991-01-15 | 1992-07-22 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
GB2251897B (en) * | 1991-01-15 | 1994-11-30 | Rolls Royce Plc | A rotor |
US5464326A (en) * | 1992-05-07 | 1995-11-07 | Rolls-Royce, Plc | Rotors for gas turbine engines |
EP2503102A3 (fr) * | 2011-03-25 | 2017-08-09 | Rolls-Royce plc | Rotor doté de plateformes inter-aubes |
FR3085415A1 (fr) * | 2018-09-05 | 2020-03-06 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une structure en materiau composite et une coque metallique |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPS63183203A (ja) | 1988-07-28 |
DE3766357D1 (de) | 1991-01-03 |
FR2608674A1 (fr) | 1988-06-24 |
FR2608674B1 (fr) | 1991-04-19 |
JPH0629522B2 (ja) | 1994-04-20 |
EP0275726B1 (fr) | 1990-11-22 |
US4802824A (en) | 1989-02-07 |
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