EP0953729A1 - Aubage redresseur de turbomachine - Google Patents

Aubage redresseur de turbomachine Download PDF

Info

Publication number
EP0953729A1
EP0953729A1 EP98201416A EP98201416A EP0953729A1 EP 0953729 A1 EP0953729 A1 EP 0953729A1 EP 98201416 A EP98201416 A EP 98201416A EP 98201416 A EP98201416 A EP 98201416A EP 0953729 A1 EP0953729 A1 EP 0953729A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
platforms
platform
blades
blade
shell
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
EP98201416A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP0953729B1 (fr
Inventor
Hung Quac Tran
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 Aero Boosters SA
Original Assignee
Techspace Aero SA
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 Techspace Aero SA filed Critical Techspace Aero SA
Priority to DE69815815T priority Critical patent/DE69815815T2/de
Priority to EP98201416A priority patent/EP0953729B1/fr
Priority to PCT/EP1999/003390 priority patent/WO2004074639A1/fr
Priority to US09/446,131 priority patent/US6296442B1/en
Publication of EP0953729A1 publication Critical patent/EP0953729A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP0953729B1 publication Critical patent/EP0953729B1/fr
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Definitions

  • the present invention relates to a straightening vane of turbomachine comprising arrangements for fixing the fixed vanes which constitute it.
  • the invention is particularly applicable to a blading multi-flow turbojet rectifier.
  • the blades are arranged between a ferrule radially outer stator and a stator shell radially inner which delimit the profile of the vein of the flow flowing in the channel.
  • FR-A-2 321 616 thus shows a fixing of the platforms blade tip by bolting on the ferrule outside.
  • the object of the invention is to provide an alternative solution facilitating the attachment of the blades of a straightening vane.
  • a aims of the invention is also to ensure a blocking anti-rotation of the blades of the stator vane during assembly and operation.
  • the outer shell has a housing whose bottom has a non-planar, spherical or cylindrical surface with a radius of curvature R, where the platforms of the blades are introduced whose cooperating surface has a corresponding shape not planar, spherical or cylindrical, with radius of curvature upper R + delta R before positioning and which is brought back at radius R under stress, by the action of rivets of fixing, assembling the blade platforms and the ferrule outside.
  • FIGS 1 to 7 show an embodiment of a rectifier vane 1 according to the invention and constituting a fixed stage of multi-flow turbojet.
  • rectifier vane 1 is constituted by a crown of blades fixed 2 arranged between a stator shell radially outer 3 and a radially inner stator shell 4.
  • the radially inner end 5 of each blade 2 is inserted into a slot 6 of complementary shape formed in said inner shroud 4.
  • the blade of the blade 2 brings to its radially outer end a platform 7 which is place in a housing 8 formed between two shoulders 9 on the inner face of the outer shell 3.
  • Each platform 7 has holes 10, two in number per platform according to the preferred embodiment shown in the drawings and arranged one on each side of the blade of the blade, in an opposite position along a diagonal of the platform 7.
  • the outer shell 3 has holes correspondents 11.
  • the face upper 12 of platform 7 has a shape not plane whose radius of curvature before mounting the blade is R + delta R, as shown schematically in Figure 2.
  • the shape realized can be spherical or cylindrical.
  • the bottom 13 correspondent of the housing 8 of the outer shell 3 also has a non-planar surface whose radius of curvature R is less than the radius of curvature of the platform before mounting.
  • the shape produced by machining is spherical or cylindrical corresponding to that of the platform.
  • the platforms 7 of the blades 2 are fixed to the outer shell 3 by means of rivets 14 introduced in the corresponding holes 10 and 11.
  • the upper face 12 of the platform 7 and the bottom 13 of the housing 8 come into contact, by deformation of platforms whose radius R + delta R is made equal to the radius R of the housing, thus making the contact spherical or cylindrical depending on the shape adopted, between the platform 7 and housing 8.
  • washers 15 can be placed under the rivet heads 14 to avoid a matting effect on the outer shell 3, according to the used materials.
  • the shoulders 9 formed on each side of the housing 8 on the outer shell 3 allow the assembly of the platforms 7 in the housing 8 and also provide the anti-rotation locking of the blades during assembly and operation.
  • the adjacent edges 15 of the platforms 7 have a chamfer in one direction over half a length and the other way around on the other half length, like shown in figure 8.
  • a notch 16 triangular hollow can be formed on an edge 15 of platform while the adjacent platform edge neighbor carries the corresponding prominent element 17.
  • an additional rivet can also be added, placed astride the two adjacent edges of neighboring platforms 7, as shown in 18 on the figure 10.

Landscapes

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

Abstract

Un aubage redresseur de turbomachines est constitué d'une couronne d'aubes fixes (2) comportant des plates-formes (7) disposées dans un logement (8) ménagé sur une virole extérieure (3). Le fond (13) du logement (8) présente une surface non plane, sphérique ou cylindrique, de rayon de courbure R et la surface coopérante (12) des plates-formes (7) présente une surface correspondante non plane, sphérique ou cylindrique, de rayon de courbure supérieur R + deltaR avant la mise en place et qui est ramené au rayon R sous contrainte, par l'action de rivets (14) de fixation, assemblant les plates-formes (7) d'aubes et la virole extérieure (3). <IMAGE> <IMAGE>

Description

La présente invention concerne un aubage redresseur de turbomachine comportant des dispositions de fixation des aubes fixes qui le constituent.
L'invention s'applique particulièrement à un aubage redresseur de turboréacteur multiflux.
Diverses solutions ont été mises en oeuvre pour réaliser la fixation des aubes d'un redresseur de turboréacteur. De manière courante, les aubes sont disposées entre une virole statorique radialement extérieure et une virole statorique radialement intérieure qui délimitent le profil de la veine du flux circulant dans le canal.
FR-A-2 321 616 montre ainsi une fixation des plates-formes d'extrémité des aubes par boulonnage sur la virole extérieure.
On connaít également par FR-A-2 671 133 un aubage redresseur où la fixation des aubes est réalisée au moyen d'une douille placée en appui sur la surface externe de la virole extérieure et sertie sur une tige portée par l'extrémité de l'aube.
Le but de l'invention est de fournir une solution alternative facilitant la fixation des aubes d'un aubage redresseur. Un des buts de l'invention est également d'assurer un blocage anti-rotation des aubes de l'aubage redresseur pendant le montage et en fonctionnement.
Le but est atteint selon l'invention par le fait que la virole extérieure comporte un logement dont le fond présente une surface non plane, sphérique ou cylindrique de rayon de courbure R, où sont introduites les plates-formes des aubes dont la surface coopérante présente une forme correspondante non plane, sphérique ou cylindrique, de rayon de courbure supérieur R + delta R avant mise en place et qui est ramené au rayon R sous contrainte, par l'action de rivets de fixation, assemblant les plates formes d'aubes et la virole extérieure.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention seront mieux compris à la lecture de la description qui va suivre d'un mode de réalisation de l'invention, en référence aux dessins annexés sur lesquels :
  • la figure 1 représente une vue schématique partielle en perspective d'un aubage redresseur de turbomachine conforme à l'invention, en cours de montage ;
  • la figure 2 représente une vue schématique en coupe des surfaces d'assemblage entre plate-forme d'aube et logement ;
  • la figure 3 représente une vue schématique partielle en perspective de l'aubage redresseur représenté sur la figure 1, à l'état assemblé ;
  • la figure 4 représente une vue en coupe par un plan longitudinal d'une aube montée de l'aubage redresseur représenté sur la figure 3 ;
  • la figure 5 représente une vue partielle en coupe transversale de l'aubage redresseur représenté sur la figure 3 ;
  • la figure 6 représente un détail agrandi de la figure 5 ;
  • la figure 7 représente une vue partielle de dessus de l'aubage redresseur représenté sur la figure 3 ;
  • la figure 8 représente selon une vue analogue à celle de la figure 1 un aubage redresseur conforme à l'invention comportant un exemple de disposition de blocage anti-chute des aubes ;
  • la figure 9 représente selon une vue analogue à celle de la figure 8 un autre exemple de blocage anti-chute des aubes d'un redresseur conforme à l'invention ;
  • la figure 10 représente selon une vue analogue à celle de la figure 9 un autre exemple de blocage anti-chute des aubes d'un redresseur conforme à l'invention.
Les figures 1 à 7 montrent un exemple de réalisation d'un aubage redresseur 1 conforme à l'invention et constituant un étage fixe de turboréacteur multiflux. De manière classique, l'aubage redresseur 1 est constitué par une couronne d'aubes fixes 2 disposées entre une virole statorique radialement extérieure 3 et une virole statorique radialement intérieure 4. L'extrémité radialement intérieure 5 de chaque aube 2 est introduite dans une fente 6 de forme complémentaire ménagée dans ladite virole intérieure 4. La pale de l'aube 2 porte à son extrémité radialement extérieure une plate-forme 7 qui se place dans un logement 8 ménagé entre deux épaulements 9 sur la face intérieure de la virole extérieure 3. Chaque plate-forme 7 comporte des perçages 10, au nombre de deux par plate-forme selon le mode préférentiel de réalisation représenté sur les dessins et disposés un de chaque côté de la pale d'aube, en position opposée selon une diagonale de la plate-forme 7. La virole extérieure 3 comporte des perçages correspondants 11.
De manière remarquable et conforme à l'invention, la face supérieure 12 de la plate-forme 7 présente une forme non plane dont le rayon de courbure avant montage de l'aube est R + delta R, comme schématisé sur la figure 2. La forme réalisée peut être sphérique ou cylindrique. Le fond 13 correspondant du logement 8 de la virole extérieure 3 présente également une surface non plane dont le rayon de courbure R est inférieure au rayon de courbure de la plate-forme avant montage. La forme réalisée par usinage est sphérique ou cylindrique correspondant à celle de la plate-forme.
Après mise en place, les plates-formes 7 des aubes 2 sont fixées sur la virole extérieure 3 au moyen de rivets 14 introduits dans les perçages correspondants 10 et 11. Après la fixation des rivets 14, la face supérieure 12 de la plate-forme 7 et le fond 13 du logement 8 viennent en contact, par déformation des plates-formes dont le rayon R + delta R est rendu égal au rayon R du logement, réalisant ainsi le contact sphérique ou cylindrique suivant la forme adoptée, entre la plate-forme 7 et le logement 8.
Comme représenté sur les figures 5 et 6, des rondelles 15 peuvent être placées sous les têtes de rivets 14 pour éviter un effet de matage sur la virole extérieure 3, suivant les matériaux utilisés.
Les épaulements 9 ménagés de chaque coté du logement 8 sur la virole extérieure 3 permettent de guider le montage des plates-formes 7 dans le logement 8 et assurent également le blocage anti-rotation des aubes pendant le montage et en fonctionnement.
Afin d'éviter la chute de l'aube 2 de redresseur lors du montage ou en cas de perte des rivets 14, des dispositions complémentaires peuvent être apportées à l'aubage redresseur 1 conforme à l'invention. Les bords adjacents 15 des plates-formes 7 ont un chanfrein dans un sens sur une demi-longueur et dans l'autre sens sur l'autre demi-longueur, comme représenté sur la figure 8.
En variante, comme représenté sur la figure 9, une encoche 16 triangulaire en creux peut être ménagée sur un bord 15 de plate-forme tandis que le bord adjacent de plate-forme voisine porte l'élément proéminent correspondant 17.
En variante, un rivet supplémentaire peut également être ajouté, placé à cheval sur les deux bords adjacents de plates-formes voisines 7, comme représente en 18 sur la figure 10.

Claims (5)

  1. Aubage redresseur de turbomachine constitué d'une couronne d'aubes fixes (2) disposées entre un virole statorique radialement extérieure (3) et une virole statorique radialement intérieure (4), l'extrémité intérieure (5) de chaque aube (2) étant placée dans une fente (6) de forme complémentaire ménagée dans ladite virole intérieure (4) et l'extrémité extérieure de chaque aube (2) portant une plate-forme (7) qui est fixée sur la face intérieure de la virole extérieure (3) caractérisé en ce que la virole extérieure (3) comporte un logement (8) dont le fond (13) présente une surface non plane, sphérique ou cylindrique de rayon de courbure R, où sont introduites les plates-formes (7) des aubes (2) dont la surface coopérante (12) présente une surface correspondante non plane, sphérique ou cylindrique, de rayon de courbure supérieur R + delta R avant la mise en place et qui est ramené au rayon R sous contrainte, par l'action de rivets (14) de fixation, assemblant les plates-formes (7) d'aubes et la virole extérieure (3).
  2. Aubage redresseur de turbomachine selon la revendication 1 caractérisé en ce que le logement (8) est délimité sur la face intérieure de la virole extérieure (3) par deux épaulements (9) qui assurent le guidage de montage des plates-formes (7) et le blocage anti-rotation des aubes (2) pendant le montage et en fonctionnement et les rivets (14) de fixation sont au nombre de deux par plate-forme (7), chacun disposé de chaque côté de l'aube (2) en position opposée selon une diagonale de la plate-forme (7)
  3. Aubage redresseur de turbomachine selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que les bords (15) des plates-formes (7) ont un chanfrein, dans un sens sur une demi-longueur et dans l'autre sens sur l'autre demi-longueur et de forme complémentaire sur les bords adjacents (15) de deux plates-formes voisines (7).
  4. Aubage redresseur de turbomachine selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que une encoche (16) triangulaire en creux est ménagée sur un bord (15) de chaque plate-forme (7) et le bord adjacent de la plate-forme voisine (7) porte un élément proéminent (17) correspondant.
  5. Aubage redresseur de turbomachine selon l'une des revendications 1 ou 2 caractérisé en ce que un rivet supplémentaire est placé à cheval sur les deux bords adjacents (15) de deux plates-formes (7) voisines.
EP98201416A 1998-05-01 1998-05-01 Aubage redresseur de turbomachine Expired - Lifetime EP0953729B1 (fr)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE69815815T DE69815815T2 (de) 1998-05-01 1998-05-01 Leitbeschaufelung für eine Turbomaschine
EP98201416A EP0953729B1 (fr) 1998-05-01 1998-05-01 Aubage redresseur de turbomachine
PCT/EP1999/003390 WO2004074639A1 (fr) 1998-05-01 1999-04-27 Aubage redresseur de turbomachine
US09/446,131 US6296442B1 (en) 1998-05-01 1999-04-27 Turbomachine stator vane set

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP98201416A EP0953729B1 (fr) 1998-05-01 1998-05-01 Aubage redresseur de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP0953729A1 true EP0953729A1 (fr) 1999-11-03
EP0953729B1 EP0953729B1 (fr) 2003-06-25

Family

ID=8233667

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP98201416A Expired - Lifetime EP0953729B1 (fr) 1998-05-01 1998-05-01 Aubage redresseur de turbomachine

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6296442B1 (fr)
EP (1) EP0953729B1 (fr)
DE (1) DE69815815T2 (fr)
WO (1) WO2004074639A1 (fr)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1801357A1 (fr) 2005-12-22 2007-06-27 Techspace aero Aubage statorique de turbomachine, turbomachine comportant l'aubage et aube de turbomachine
FR2906296A1 (fr) * 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa Dispositif de fixation d'une aube fixe dans un carter annulaire de turbomachine, turboreacteur incorporant le dispositif et procede de montage de l'aube.
EP1936121A1 (fr) * 2006-12-22 2008-06-25 Techspace aero Calage angulaire d'aubes de redresseur de turbomachine
EP2075412A1 (fr) * 2007-12-26 2009-07-01 Techspace aero Dispositif de fixation par boulonnage d'aubes à une virole d'étage de stator d'une turbomachine et procédé associé de fixation par boulonnage
US8469662B2 (en) 2008-12-22 2013-06-25 Techspace Aero S.A. Guide vane architecture
EP2562361B2 (fr) † 2011-08-25 2019-04-10 United Technologies Corporation Aube directrice de sortie de fan composite structurelle pour turbomachine
CN109986489A (zh) * 2019-03-12 2019-07-09 上海应达风机股份有限公司 一种风机叶轮自动装配设备及风机叶轮装配工艺

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7195453B2 (en) * 2004-08-30 2007-03-27 General Electric Company Compressor stator floating tip shroud and related method
US8092165B2 (en) * 2008-01-21 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. HP segment vanes
US8157507B1 (en) * 2010-01-19 2012-04-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Damped stator assembly
US10309235B2 (en) 2012-08-27 2019-06-04 United Technologies Corporation Shiplap cantilevered stator
EP2738356B1 (fr) * 2012-11-29 2019-05-01 Safran Aero Boosters SA Aube de redresseur de turbomachine, redresseur de turbomachine et procédé de montage associé
CN106050322A (zh) * 2016-08-08 2016-10-26 中国船舶重工集团公司第七�三研究所 一种倾斜轴式变几何动力涡轮导叶
US10900364B2 (en) * 2017-07-12 2021-01-26 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane support
US11286797B2 (en) 2018-06-06 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane base shape

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE967089C (de) * 1940-12-21 1957-10-03 Kuehnle Kopp Kausch Ag Auswechselbare Axialleitapparat-Beschaufelung von Geblaesen, Pumpen u. dgl.
DE1476928A1 (de) * 1965-05-29 1969-07-31 Bergmann Borsig Veb Leitschaufelfuss fuer Turbinen mit hoher Eintrittstemperatur
FR2106561A1 (fr) * 1970-09-16 1972-05-05 United Kingdom Government
FR2321616A1 (fr) * 1975-08-21 1977-03-18 Snecma Perfectionnements a la fixation des aubes statoriques d'une soufflante ou d'un compresseur a flux axial
EP0243274A1 (fr) * 1986-04-24 1987-10-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Anneau de turbine sectorisé
US4710097A (en) * 1986-05-27 1987-12-01 Avco Corporation Stator assembly for gas turbine engine
US4722184A (en) * 1985-10-03 1988-02-02 United Technologies Corporation Annular stator structure for a rotary machine
FR2671133A1 (fr) 1990-12-27 1992-07-03 Snecma Aube a pivot a fixation rapide pour aubage redresseur de turbomachine et procede de fixation de ladite aube.
EP0616110A1 (fr) * 1993-03-03 1994-09-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Etage d'aubes libres à une extrémité

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2661147A (en) * 1949-01-19 1953-12-01 Ingersoll Rand Co Blower blade fastening device
GB2110768A (en) * 1981-12-01 1983-06-22 Rolls Royce Fixings for stator vanes
US4832568A (en) * 1982-02-26 1989-05-23 General Electric Company Turbomachine airfoil mounting assembly
US5622475A (en) * 1994-08-30 1997-04-22 General Electric Company Double rabbet rotor blade retention assembly

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE967089C (de) * 1940-12-21 1957-10-03 Kuehnle Kopp Kausch Ag Auswechselbare Axialleitapparat-Beschaufelung von Geblaesen, Pumpen u. dgl.
DE1476928A1 (de) * 1965-05-29 1969-07-31 Bergmann Borsig Veb Leitschaufelfuss fuer Turbinen mit hoher Eintrittstemperatur
FR2106561A1 (fr) * 1970-09-16 1972-05-05 United Kingdom Government
FR2321616A1 (fr) * 1975-08-21 1977-03-18 Snecma Perfectionnements a la fixation des aubes statoriques d'une soufflante ou d'un compresseur a flux axial
US4722184A (en) * 1985-10-03 1988-02-02 United Technologies Corporation Annular stator structure for a rotary machine
EP0243274A1 (fr) * 1986-04-24 1987-10-28 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Anneau de turbine sectorisé
US4710097A (en) * 1986-05-27 1987-12-01 Avco Corporation Stator assembly for gas turbine engine
FR2671133A1 (fr) 1990-12-27 1992-07-03 Snecma Aube a pivot a fixation rapide pour aubage redresseur de turbomachine et procede de fixation de ladite aube.
EP0616110A1 (fr) * 1993-03-03 1994-09-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Etage d'aubes libres à une extrémité

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1801357A1 (fr) 2005-12-22 2007-06-27 Techspace aero Aubage statorique de turbomachine, turbomachine comportant l'aubage et aube de turbomachine
FR2906296A1 (fr) * 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa Dispositif de fixation d'une aube fixe dans un carter annulaire de turbomachine, turboreacteur incorporant le dispositif et procede de montage de l'aube.
EP1908923A1 (fr) * 2006-09-26 2008-04-09 Snecma Dispositif de fixation d'une aube fixe dans un carter annualire de turbomachine, turboréacteur incorporant le dispositif et procédé de montage de l'aube
US7959408B2 (en) 2006-09-26 2011-06-14 Snecma Device for attaching a stator vane to a turbomachine annular casing, turbojet engine incorporating the device and method for mounting the vane
CN101153547B (zh) * 2006-09-26 2012-10-24 斯奈克玛 安装定子叶片的装置和涡轮喷气发动机及安装方法
EP1936121A1 (fr) * 2006-12-22 2008-06-25 Techspace aero Calage angulaire d'aubes de redresseur de turbomachine
US8075264B2 (en) 2006-12-22 2011-12-13 Techspace Aero Blade angle setting for a turbomachine
EP2075412A1 (fr) * 2007-12-26 2009-07-01 Techspace aero Dispositif de fixation par boulonnage d'aubes à une virole d'étage de stator d'une turbomachine et procédé associé de fixation par boulonnage
US8469662B2 (en) 2008-12-22 2013-06-25 Techspace Aero S.A. Guide vane architecture
EP2562361B2 (fr) † 2011-08-25 2019-04-10 United Technologies Corporation Aube directrice de sortie de fan composite structurelle pour turbomachine
CN109986489A (zh) * 2019-03-12 2019-07-09 上海应达风机股份有限公司 一种风机叶轮自动装配设备及风机叶轮装配工艺
CN109986489B (zh) * 2019-03-12 2021-03-02 上海应达风机股份有限公司 一种风机叶轮自动装配设备及风机叶轮装配工艺

Also Published As

Publication number Publication date
EP0953729B1 (fr) 2003-06-25
DE69815815T2 (de) 2004-05-13
US6296442B1 (en) 2001-10-02
DE69815815D1 (de) 2003-07-31
WO2004074639A1 (fr) 2004-09-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0953729B1 (fr) Aubage redresseur de turbomachine
CA2626118C (fr) Ensemble rotatif d&#39;une soufflante de turbomachine
EP2937517B1 (fr) Stator de turbomachine axiale et turbomachine associée
EP1262633B1 (fr) Aube de turbine avec léchette d&#39;étanchéité
FR2688264A1 (fr) Redresseur de turbomachine a aubes ayant une face alveolee chargee en materiau composite.
CA2639206C (fr) Etage d&#39;aubes a calage variable pour une turbomachine
EP0370899A1 (fr) Disque aileté de rotor de turbomachine
CA2537672A1 (fr) Carter interne de turbomachine equipe d&#39;un bouclier thermique
EP0616110B1 (fr) Etage d&#39;aubes libres à une extrémité
CA2824379C (fr) Rotor de soufflante et turboreacteur associe
FR2600379A1 (fr) Redresseur de soufflante de turboreacteur multiflux
EP1308630A1 (fr) Redresseur fixe sectorisé pour compresseur d&#39;une turbomachine
EP0214876A1 (fr) Disque porte labyrinthe multifonction pour rotor de turbomachine
FR3038351B1 (fr) Redresseur de soufflante pour turbomachine a double flux
FR2978798A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur de turbomachine a amortissement des modes de vibrations
EP1936121A1 (fr) Calage angulaire d&#39;aubes de redresseur de turbomachine
FR2860040A1 (fr) Realisation de l&#39;etancheite dans un turboreacteur pour le prelevement cabine par un joint a brosse
EP1662093B1 (fr) Montage de secteurs de distributeur dans un compresseur axial
FR2942638A1 (fr) Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine
EP3433469B1 (fr) Plateforme, ensemble pour soufflante et soufflante
FR2671140A1 (fr) Aubage redresseur pour compresseur de turbomachine.
FR2991387A1 (fr) Turbomachine, telle qu&#39;un turboreacteur ou un turbopropulseur d&#39;avion
FR2636378A1 (fr) Redresseur de soufflante de turboreacteur a double flux
FR3074219B1 (fr) Ensemble de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et moyens de maintien.
FR3109795A1 (fr) Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc

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

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): BE DE FR GB

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

17P Request for examination filed

Effective date: 19991201

AKX Designation fees paid

Free format text: BE DE FR GB

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Designated state(s): BE DE FR GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REF Corresponds to:

Ref document number: 69815815

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20030731

Kind code of ref document: P

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

Effective date: 20030806

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

Effective date: 20040326

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 19

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: GB

Payment date: 20170426

Year of fee payment: 20

Ref country code: DE

Payment date: 20170420

Year of fee payment: 20

Ref country code: FR

Payment date: 20170413

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: BE

Payment date: 20170424

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 69815815

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20180430

REG Reference to a national code

Ref country code: BE

Ref legal event code: MK

Effective date: 20180501

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 EXPIRATION OF PROTECTION

Effective date: 20180430