EP1503040A1 - Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur - Google Patents

Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur Download PDF

Info

Publication number
EP1503040A1
EP1503040A1 EP04291888A EP04291888A EP1503040A1 EP 1503040 A1 EP1503040 A1 EP 1503040A1 EP 04291888 A EP04291888 A EP 04291888A EP 04291888 A EP04291888 A EP 04291888A EP 1503040 A1 EP1503040 A1 EP 1503040A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
fixing
blade
platform
platform according
orifices
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
EP04291888A
Other languages
German (de)
English (en)
Other versions
EP1503040B1 (fr
Inventor
Michèle Jacqueline Queriault
Claude Robert Louis Lejars
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
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA, SNECMA SAS filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of EP1503040A1 publication Critical patent/EP1503040A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of EP1503040B1 publication Critical patent/EP1503040B1/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position

Definitions

  • the invention relates to the field of turbojets, and more particularly that of platforms inter-blades for blade support discs of turbojet blowers.
  • Blowers (or "fan") of turbojet typically include blade support discs equipped with inter-blade platforms reported to optimize the flow of air between the blades, and more precisely to reconstitute the aerodynamic profile of the internal "vein” at the blades.
  • the first mode is to arrange the three brackets in the form of flanges provided with an orifice for the passage of a fixing pin.
  • the second mode is to arrange two of the three brackets under the form of flanges provided with an orifice for the passage of a fixing pin, and to be provided the third fastening lug of a bayonet type fastening device.
  • the dawn when an incident occurs on a dawn, for example because of the ingestion of a foreign body by the turbojet, the dawn can move (or flex) and interfere with the side edge of one of the neighboring platforms.
  • said platforms deform while remaining substantially in place, which can cause significant damage to the dawn, or even in the engine part of the turbojet engine located downstream of the blades, and / or induce a loss of efficiency of the turbojet, or even its decommissioning.
  • the invention therefore aims to improve the situation.
  • an inter-blade platform for a blade support disc of a turbojet fan comprising a deflecting portion having a lower face provided with a first fixing lug provided with a first orifice for the passage of a first securing pin, and a second securing tab provided with second and third orifices for the passage of second and third fixing pins, these pins of fixation being intended to secure the two fixing lugs (or flanges) to the disk of support between two adjacent blades.
  • first and second orifices can be placed in the first and second fixing lugs, substantially opposite from one another, so that the first and second fixing pins are substantially aligned along the same axis.
  • the platform in case of rupture of the third fixing pin, under the impact of a blade (or any other constraint, in particular centrifugal), the platform can be rotated around the axis defined by the two other fixing pins. This frees up space for constrained dawn and to prevent the platform from being deformed harmful to both neighboring blades and performance.
  • the third pin may have a lower stress resistance than the first and second fixing pins.
  • the sections of the first and second pieces may be greater than that of the third attachment pin and / or their materials may be different.
  • Such a platform can be made of a metallic or composite material.
  • the invention also relates to a blade support disk having a multiplicity inter-blade platforms of the type presented above and interspersed respectively between pairs of adjacent blades.
  • the invention relates to an inter-blade platform for equipping a support disk of blades for a blower (or “fan”) of a turbojet engine equipped with blades with curvilinear feet (also called “wide rope” blades).
  • a blade support disc 1 is a element of a blower (not shown), mounted on a rotor shaft and on which are fixed a multiplicity of blades 2, curvilinear foot, and a multiplicity of platforms inter-blades 3 reported, preferably metal (eg aluminum). More precisely, each reported platform 3 is installed on the support disc 1, between two blades 2 in order to reconstruct the aerodynamic profile of the internal "vein" blades.
  • each platform 3 comprises a baffle portion 4 having a lower face 5 provided with a first fixing lug (or flange) 6 provided with a first orifice 7 for the passage of a first fixing pin 8, and a second fixing lug (or flange) 9 provided with second 10 and third 11 orifices for the passage of second 12 and third 13 fixing pins.
  • the second 10 and third 11 orifices are placed one next to the other, substantially in one level, so that the third pawn 13 undergoes the least constraints possible. But, they could also be superimposed or staggered Laterally and in height.
  • the fixing pins 8, 12 and 13 are preferably of the shouldered and threaded type. They each comprise a stem one end of which is provided with a shoulder head and the other end of a thread cooperating with a nut 14, 15 or 16, so as to immobilize the corresponding fixing lug 6 or 9 on one of the fixing lugs 17 or 18 of a element 19 of the support disk 1.
  • the first fixing pin 8 is intended to immobilize the first fastening lug 6 on the fastening lug 17 of the element 19
  • the second 12 and third 13 fixing pins are intended to immobilize the second fixing lug 9 on the fixing lug 18 of said element 19.
  • the first port 7 and the second port 10 are placed in the first 6 and second 9 legs of fastening, substantially facing one another, so that the first 8 and second 12 fixing pins are substantially aligned along the same axis X.
  • the platform 3 when the third attachment pin 13 breaks, by example because of a centrifugal stress or under the impact of a blade 2 object of a constrained, the platform 3 can pivot around the X axis defined by the alignment of the two securing pins 8 and 12. The released platform 3 can then follow the movements of the constraints (or afflicted) by the events, so that the whole finds a new equilibrium position, the platform 3 can indeed rely on a dawn flank 2 up to a certain point (beyond a certain displacement there is indeed a break in platform and pawns).
  • the platform 3 is little or not deformed, which guarantees a little aerodynamic flow modified, but above all it remains fully in place, which prevents it from being ingested by the turbojet engine.
  • the third broken attachment pin 13 remains prisoner of the "box” that defines the platform 3, so that it does not risk damaging elements located at the rear of the blower.
  • this rotation of the platform 3 free space for dawn 2 which has moved under the effect of the constraint, which prevents it from being seriously damaged.
  • the third fixing pin 13 In order to promote breaking of the third fixing pin 13 in the event of an incident, it may have the same dimensions as the first 8 and second 12 pieces of fixation but a resistance to stresses lower than theirs, ie to present a section transverse lower than that of the first 8 and second 12 fixing pins. This last solution is illustrated in Figure 2.
  • the first 7 and second 10 orifices have dimensions that are substantially identical but superior to those of the third 11 to receive first 8 and second 12 fixing pins whose section transverse is greater than that of the third fixing pin 13.
  • third fixing pin 13 "breakable"
  • the first 8 and second 12 fixing pins thus support the centrifugal forces
  • said third fixing pin 13 serves in normal operation to ensure the isostatism of the platform 3 and in abnormal operation to trigger, in case of rupture, the pivoting of said platform 3.

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

Une plate-forme inter-aubes (3), pour un disque de support d'aubes (1) d'une soufflante de turboréacteur, comprend une partie déflectrice (4) comportant une face inférieure (5) munie d'une première patte de fixation (6) pourvue d'un premier orifice (7) pour le passage d'un premier pion de fixation (8), et d'une seconde patte de fixation (9) pourvue de deuxième (10) et troisième (11) orifices pour le passage de deuxième (12) et troisième (13) pions de fixation. Les pions de fixation (8,12,13) sont destinés à solidariser les deux pattes de fixation (6,9) au disque de support (1) entre deux aubes adjacentes (2). <IMAGE>

Description

L'invention concerne le domaine des turboréacteurs, et plus particulièrement celui des plate-formes inter-aubes pour les disques de support d'aubes des soufflantes de turboréacteur.
Les soufflantes (ou "fan") de turboréacteur, dont les aubes présentent un pied curviligne, comprennent généralement des disques de support d'aubes équipés de plate-formes inter-aubes rapportées destinées à optimiser l'écoulement de l'air entre les aubes, et plus précisément à reconstituer le profil aérodynamique de la "veine" interne au niveau des aubes.
Ces plate-formes rapportées comprennent une partie déflectrice dont la face inférieure comporte fréquemment trois pattes de fixation (une amont, une centrale et une aval) destinées à permettre leur solidarisation, de façon isostatique, à un disque de support. Deux modes de réalisation sont couramment rencontrés. Le premier mode consiste à agencer les trois pattes de fixation sous la forme de brides pourvues d'un orifice pour le passage d'un pion de fixation. Le second mode consiste à agencer deux des trois pattes de fixation sous la forme de brides pourvues d'un orifice pour le passage d'un pion de fixation, et à pourvoir la troisième patte de fixation d'un dispositif de fixation de type baïonnette.
Les plate-formes rapportées étant généralement métalliques ou composites, leurs trois pattes de fixation sont formées par usinage d'un bloc massif. Or, du fait de la présence des pattes de fixation amont et aval, l'accessibilité à la patte de fixation centrale est difficile, ce qui rend son usinage particulièrement délicat. En outre, en raison de la présence de trois pattes de fixation le poids des plate-formes est relativement important, ce qui contribue à alourdir les turboréacteurs qu'elles équipent.
De plus, lorsqu'un incident survient sur une aube, par exemple en raison de l'ingestion d'un corps étranger par le turboréacteur, l'aube peut se déplacer (ou fléchir) et interférer avec le bord latéral de l'une des plate-formes voisines. Or, du fait du mode de solidarisation des plate-formes, lors d'une telle interférence lesdites plate-formes se déforment tout en demeurant sensiblement en place, ce qui peut provoquer des dégâts importants au niveau de l'aube, voire même dans la partie moteur du turboréacteur située en aval des aubes, et/ou induire une perte d'efficacité du turboréacteur, voire sa mise hors service.
L'invention a donc pour but d'améliorer la situation.
Elle propose à cet effet une plate-forme inter-aubes, pour un disque de support d'aubes d'une soufflante de turboréacteur, comprenant une partie déflectrice comportant une face inférieure munie d'une première patte de fixation pourvue d'un premier orifice pour le passage d'un premier pion de fixation, et d'une seconde patte de fixation pourvue de deuxième et troisième orifices pour le passage de deuxième et troisième pions de fixation, ces pions de fixation étant destinés à solidariser les deux pattes de fixation (ou brides) au disque de support entre deux aubes adjacentes.
Ainsi, en n'utilisant plus que deux pattes de fixation, d'une part, on facilite notablement les opérations d'usinage, et d'autre part, on réduit sensiblement le poids des plate-formes. L'isostatisme est néanmoins conservé du fait de la solidarisation de la plate-forme par l'intermédiaire de trois pions de fixation.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, les premier et second orifices peuvent être placés dans les première et seconde pattes de fixation, sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que les premier et deuxième pions de fixation soient sensiblement alignés suivant un même axe.
De la sorte, en cas de rupture du troisième pion de fixation, sous l'impact d'une aube (ou de toute autre contrainte, notamment centrifuge), la plate-forme peut être entraínée en rotation autour de l'axe défini par les deux autres pions de fixation. Cela permet de libérer de la place pour l'aube contrainte et d'éviter que la plate-forme ne fasse l'objet d'une déformation nuisible tant aux aubes voisines qu'aux performances.
Par ailleurs, afin de favoriser la rupture du troisième pion de fixation en cas d'incident, le troisième pion de fixation peut présenter une résistance aux contraintes inférieure à celle des premier et second pions de fixation. Pour ce faire, les sections des premier et deuxième pions de fixation peuvent être supérieures à celle du troisième pion de fixation et/ou leurs matériaux peuvent être différents.
Une telle plate-forme peut être réalisée dans un matériau métallique ou composite.
L'invention concerne également un disque de support d'aubes comportant une multiplicité de plate-formes inter-aubes du type de celle présentée ci-avant et respectivement intercalées entre des paires d'aubes adjacentes.
D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaítront à l'examen de la description détaillée ci-après, et des dessins annexés, sur lesquels :
  • la figure 1 illustre de façon schématique une partie d'un disque de support d'aubes dans une vue de face,
  • la figure 2 illustre de façon schématique, dans une vue en coupe transversale décalée, un mode de réalisation d'une plate-forme inter-aubes selon l'invention, et
  • la figure 3 est une vue en coupe selon l'axe III-III de la figure 2, d'une plate-forme inter-aubes selon l'invention illustrant un exemple de réalisation d'une patte de fixation à deux orifices.
Les dessins annexés pourront non seulement servir à compléter l'invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant.
L'invention porte sur une plate-forme inter-aubes destinée à équiper un disque de support d'aubes pour une soufflante (ou "fan") de turboréacteur équipée d'aubes à pied curviligne (également appelées aubes "large corde").
Comme cela est partiellement illustré sur la figure 1, un disque de support d'aubes 1 est un élément d'une soufflante (non représentée), monté sur un arbre de rotor et sur lequel sont fixés une multiplicité d'aubes 2, à pied curviligne, et une multiplicité de plate-formes inter-aubes 3 rapportées, de préférence métalliques (par exemple en aluminium). Plus précisément, chaque plate-forme rapportée 3 est installée sur le disque de support 1, entre deux aubes 2 adjacentes de manière à reconstituer le profil aérodynamique de la "veine" interne au niveau des aubes.
Comme cela est illustré sur les figures 2 et 3, chaque plate-forme 3, selon l'invention, comprend une partie déflectrice 4 comportant une face inférieure 5 munie d'une première patte de fixation (ou bride) 6 pourvue d'un premier orifice 7 pour le passage d'un premier pion de fixation 8, et d'une seconde patte de fixation (ou bride) 9 pourvue de deuxième 10 et troisième 11 orifices pour le passage de second 12 et troisième 13 pions de fixation.
Préférentiellement, et comme illustré, les deuxième 10 et troisième 11 orifices sont placés l'un à côté de l'autre, sensiblement en un même niveau, afin que le troisième pion 13 subisse le moins de contraintes possible. Mais, ils pourraient également être superposés ou décalés latéralement et en hauteur.
Les pions de fixation 8, 12 et 13 sont préférentiellement de type épaulé et fileté. Ils comprennent chacun une tige dont une extrémité est munie d'une tête épaulée et l'autre extrémité d'un filetage coopérant avec un écrou 14, 15 ou 16, de manière à immobiliser la patte de fixation correspondante 6 ou 9 sur l'une des pattes de fixation 17 ou 18 d'un élément 19 du disque de support 1. En d'autres termes, le premier pion de fixation 8 est destiné à immobiliser la première patte de fixation 6 sur la patte de fixation 17 de l'élément 19, et les deuxième 12 et troisième 13 pions de fixation sont destinés à immobiliser la seconde patte de fixation 9 sur la patte de fixation 18 dudit élément 19.
Ainsi, en utilisant deux pattes de fixation 6 et 9 et trois pions de fixation 8, 12 et 13 l'isostatisme est respecté.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, illustré sur la figure 2, le premier orifice 7 et le second orifice 10 sont placés dans les première 6 et seconde 9 pattes de fixation, sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que les premier 8 et deuxième 12 pions de fixation soient sensiblement alignés suivant un même axe X.
Grâce à cet agencement particulier, lorsque le troisième pion de fixation 13 se rompt, par exemple du fait d'une contrainte centrifuge ou sous l'impact d'une aube 2 objet d'une contrainte, la plate-forme 3 peut pivoter autour de l'axe X défini par l'alignement des deux pions de fixation 8 et 12. La plate-forme 3 libérée peut ensuite suivre les mouvements des aubes contraintes (ou affligées) par les événements, si bien que l'ensemble retrouve une nouvelle position d'équilibre, la plate-forme 3 pouvant en effet s'appuyer sur un flanc d'aube 2 jusqu'à un certain point (au-delà d'un certain déplacement il y a en effet rupture de la plate-forme et des pions).
Ainsi, la plate-forme 3 est peu ou pas déformée, ce qui garantit un flux aérodynamique peu modifié, mais surtout elle demeure intégralement en place, ce qui évite qu'elle soit ingérée par le moteur du turboréacteur. En outre, le troisième pion de fixation 13 rompu reste prisonnier du "caisson" que délimite la plate-forme 3, si bien qu'il ne risque pas d'endommager des éléments situés à l'arrière de la soufflante. De plus, cette rotation de la plate-forme 3 libère de la place pour l'aube 2 qui s'est déplacée sous l'effet de la contrainte, ce qui permet d'éviter qu'elle ne soit gravement endommagée.
Afin de favoriser la rupture du troisième pion de fixation 13 en cas d'incident, celui-ci peut soit présenter des dimensions identiques à celles des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation mais une résistance aux contraintes inférieure à la leur, soit présenter une section transverse inférieure à celle des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation. Cette dernière solution est illustrée sur la figure 2.
Plus précisément, dans l'exemple illustré sur la figure 2, les premier 7 et second 10 orifices présentent des dimensions sensiblement identiques mais supérieures à celles du troisième orifice 11 afin de recevoir des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation dont la section transverse est supérieure à celle du troisième pion de fixation 13.
On peut également envisager d'utiliser un troisième pion de fixation 13 présentant à la fois une résistance et une section transverse inférieures à celles des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation.
Dans ces variantes de réalisation à troisième pion de fixation 13 "sécable", les premier 8 et deuxième 12 pions de fixation supportent donc les efforts centrifuges, tandis que ledit troisième pion de fixation 13 sert en fonctionnement normal à assurer l'isostatisme de la plate-forme 3 et en fonctionnement anormal à déclencher, en cas de rupture, le pivotement de ladite plate-forme 3.
L'invention ne se limite pas aux modes de réalisation de plate-forme inter-aubes et de disque de support d'aubes décrits ci-avant, seulement à titre d'exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager l'homme de l'art dans le cadre des revendications ci-après.
Ainsi, on a décrit une plate-forme dans laquelle la première patte de fixation, la moins haute et comportant un seul orifice destiné à recevoir un pion, était placée en amont de la seconde patte de fixation, la plus haute et comportant deux orifices destinés à recevoir chacun un pion. Mais, on peut envisager l'inverse, la première patte étant alors la plus haute, comportant toujours un seul orifice destiné à recevoir un pion, et étant placée en aval de la seconde patte de fixation, la moins haute et comportant toujours deux orifices destinés à recevoir chacun un pion.

Claims (9)

  1. Plate-forme inter-aubes (3) pour un disque (1) de support d'aubes (2) d'une soufflante de turboréacteur, caractérisée en ce qu'elle comprend une partie déflectrice (4) comportant une face inférieure (5) munie d'une première patte de fixation (6) pourvue d'un premier orifice (7) pour le passage d'un premier pion de fixation (8), et d'une seconde patte de fixation (9) pourvue d'un deuxième (10) et d'un troisième (11) orifices pour le passage d'un deuxième (12) et d'un troisième (13) pions de fixation, lesdits pions de fixation (8,12,13) étant destinés à solidariser lesdites pattes de fixation (6,9) audit disque de support (1) entre deux aubes adjacentes (2).
  2. Plate-forme selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premier (7) et deuxième (10) orifices sont placés dans lesdites première (6) et seconde (9) pattes de fixation sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que lesdits premier (8) et deuxième (12) pions de fixation soient sensiblement alignés suivant un même axe (X).
  3. Plate-forme selon l'une des revendications 1 et 2, caractérisée en ce que ledit troisième pion de fixation (13) présente une résistance aux contraintes inférieure à celle desdits premier (8) et deuxième (12) pions de fixation.
  4. Plate-forme selon la revendication 3, caractérisée en ce que lesdits premier (7) et deuxième (10) orifices présentent des dimensions sensiblement identiques et sont propres à recevoir des premier (8) et deuxième (12) pions de fixation présentant une première section choisie, et en ce que ledit troisième orifice (11) présente des dimensions sensiblement inférieures à celles desdits premier (7) et deuxième (10) orifices de manière à recevoir un troisième pion de fixation (13) présentant une seconde section inférieure à ladite première section.
  5. Plate-forme selon l'une des revendications 3 et 4, caractérisée en ce que ledit troisième pion de fixation (13) est réalisé dans un matériau dont la résistance aux contraintes est inférieure à celle des matériaux constituant lesdits premier (8) et deuxième (12) pions de fixation.
  6. Plate-forme selon l'une des revendications 1à 5, caractérisée en ce que lesdits second (10) et troisième (11) orifices de la seconde patte de fixation (9) sont placés l'un à côté de l'autre, sensiblement en un même niveau.
  7. Plate-forme selon l'une des revendications 1à 6, caractérisée en ce qu'elle est réalisée dans un matériau métallique.
  8. Plate-forme selon l'une des revendications 1à 6, caractérisée en ce qu'elle est réalisée dans un matériau composite.
  9. Disque de support d'aubes (1), caractérisé en ce qu'il comporte une multiplicité de plate-formes inter-aubes (3) selon l'une des revendications précédentes, respectivement intercalées entre des paires d'aubes (2) adjacentes.
EP04291888A 2003-07-31 2004-07-23 Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur Expired - Lifetime EP1503040B1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0309452 2003-07-31
FR0309452A FR2858370B1 (fr) 2003-07-31 2003-07-31 Plate-forme inter-aubes allegee, pour un disque de support d'aubes de turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1503040A1 true EP1503040A1 (fr) 2005-02-02
EP1503040B1 EP1503040B1 (fr) 2007-02-14

Family

ID=33523037

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP04291888A Expired - Lifetime EP1503040B1 (fr) 2003-07-31 2004-07-23 Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur

Country Status (9)

Country Link
US (1) US7163375B2 (fr)
EP (1) EP1503040B1 (fr)
JP (1) JP4216782B2 (fr)
CA (1) CA2475145C (fr)
DE (1) DE602004004700T2 (fr)
ES (1) ES2277662T3 (fr)
FR (1) FR2858370B1 (fr)
RU (1) RU2343292C2 (fr)
UA (1) UA77742C2 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2926613A1 (fr) * 2008-01-23 2009-07-24 Snecma Sa Disque de soufflante de turbomachine

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2913734B1 (fr) * 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
FR2933887B1 (fr) * 2008-07-18 2010-09-17 Snecma Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris
US8939727B2 (en) 2011-09-08 2015-01-27 Siemens Energy, Inc. Turbine blade and non-integral platform with pin attachment
US10119423B2 (en) * 2012-09-20 2018-11-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan spacer platform attachments
US9759226B2 (en) * 2013-02-15 2017-09-12 United Technologies Corporation Low profile fan platform attachment
US10584592B2 (en) * 2015-11-23 2020-03-10 United Technologies Corporation Platform for an airfoil having bowed sidewalls
US10458425B2 (en) 2016-06-02 2019-10-29 General Electric Company Conical load spreader for composite bolted joint
FR3089548B1 (fr) * 2018-12-07 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee a l’amont par une virole
FR3097904B1 (fr) * 2019-06-26 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Plateforme inter-aube avec caisson sacrificiel
US12410720B2 (en) 2023-11-02 2025-09-09 General Electric Company Turbine engine having a rotatable disk and a blade

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
EP0677645A1 (fr) * 1994-03-19 1995-10-18 ROLLS-ROYCE plc Arrangement des aubes de soufflante d'un réacteur à turbine à gaz

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR989839A (fr) * 1949-06-28 1951-09-13 Cem Comp Electro Mec Aube pour turbo-machine
US2751189A (en) * 1950-09-08 1956-06-19 United Aircraft Corp Blade fastening means
US3455537A (en) * 1967-09-27 1969-07-15 Continental Aviat & Eng Corp Air-cooled turbine rotor self-sustaining shroud plate
US6447250B1 (en) * 2000-11-27 2002-09-10 General Electric Company Non-integral fan platform

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
EP0677645A1 (fr) * 1994-03-19 1995-10-18 ROLLS-ROYCE plc Arrangement des aubes de soufflante d'un réacteur à turbine à gaz

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2926613A1 (fr) * 2008-01-23 2009-07-24 Snecma Sa Disque de soufflante de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
UA77742C2 (uk) 2007-01-15
FR2858370B1 (fr) 2005-09-30
CA2475145C (fr) 2012-08-28
RU2004123584A (ru) 2006-01-27
DE602004004700T2 (de) 2007-11-22
US7163375B2 (en) 2007-01-16
ES2277662T3 (es) 2007-07-16
JP4216782B2 (ja) 2009-01-28
RU2343292C2 (ru) 2009-01-10
JP2005054785A (ja) 2005-03-03
FR2858370A1 (fr) 2005-02-04
US20050276692A1 (en) 2005-12-15
CA2475145A1 (fr) 2005-01-31
DE602004004700D1 (de) 2007-03-29
EP1503040B1 (fr) 2007-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CA2769781C (fr) Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
EP2414638B1 (fr) Roue de turbine a pales désaccordées comportant un dispositif d&#39;amortissement.
EP2028375B1 (fr) Soufflante pour turbomachine d&#39;aéronef comprenant une bride d&#39;équilibrage masquée par le cône d&#39;entrée
CA2440995C (fr) Maitrise de la position axiale d`une aube de soufflante
EP1811131B1 (fr) Ensemble de redresseurs fixes sectorise pour un compresseur de turbomachine
EP1503044B1 (fr) Plate-forme inter-aubes à fléchissement latéral pour un support d&#39;aubes de turboréacteur
EP1503040B1 (fr) Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d&#39;aubes de turboréacteur
FR2888621A1 (fr) Dispositif de retention d&#39;un support de palier dans une turbomachine comportant un dispositif de decouplage
EP2705256B1 (fr) Rotor de turbomachine avec moyen de retenue axiale des aubes
CA2931769A1 (fr) Soufflante pour une turbomachine
CA2726018C (fr) Rotor de soufflante pour une turbomachine
FR3027340B1 (fr) Disque aubage monobloc comportant un moyeu pourvu de fentes radiales delimitant des embases de pales
FR2858353A1 (fr) Plate-forme inter-aubes a pions de fixation a flexion et contraintes de cisaillement variables, pour un disque de support d&#39;aubes de turboreacteur
FR3124218A1 (fr) Clinquant a languette longue pour pied d’aube de rotor de turbomachine
WO2022079360A1 (fr) Ensemble d&#39;attache pour une aube de turbomachine
FR3102796A1 (fr) Plateformes inter-aubes
FR3145185A1 (fr) Dispositif d’arret en rotation pour rotor de turbomachine, rotor et turbomachine associes.
CA2786988C (fr) Soufflante de turbomachine
WO2024156954A1 (fr) Cale pour rotor de turbomachine, ensemble de rotor et turbomachine associes
EP4341533A1 (fr) Plateforme de roue aubagée
FR3052484A1 (fr) Rotor resistant aux impacts
FR3056630A1 (fr) Disque aubage monobloc de soufflante pour turbomachine d&#39;aeronef
CA3009226A1 (fr) Bouclier de bord d&#39;attaque

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): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LI LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL HR LT LV MK

17P Request for examination filed

Effective date: 20050203

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: SNECMA

AKX Designation fees paid

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE ES FR GB IT SE

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: 602004004700

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20070329

Kind code of ref document: P

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

Effective date: 20070314

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2277662

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

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: 20071115

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

Ref country code: ES

Payment date: 20120716

Year of fee payment: 9

REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FD2A

Effective date: 20150709

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

Ref country code: ES

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

Effective date: 20130724

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 13

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 14

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: CD

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES

Effective date: 20170719

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 15

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

Ref country code: IT

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 20

Ref country code: FR

Payment date: 20230621

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: SE

Payment date: 20230622

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: 20230620

Year of fee payment: 20

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

Ref country code: DE

Payment date: 20230620

Year of fee payment: 20

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R071

Ref document number: 602004004700

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: PE20

Expiry date: 20240722

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: EUG

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: 20240722

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: 20240722