FR2671140A1 - Guide vanes for a turbo machine compressor - Google Patents

Guide vanes for a turbo machine compressor Download PDF

Info

Publication number
FR2671140A1
FR2671140A1 FR9016285A FR9016285A FR2671140A1 FR 2671140 A1 FR2671140 A1 FR 2671140A1 FR 9016285 A FR9016285 A FR 9016285A FR 9016285 A FR9016285 A FR 9016285A FR 2671140 A1 FR2671140 A1 FR 2671140A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
ferrule
blade
face
wedge
hoop
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
FR9016285A
Other languages
French (fr)
Other versions
FR2671140B1 (en
Inventor
Carletti Ollivier
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
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 SAS filed Critical SNECMA SAS
Priority to FR9016285A priority Critical patent/FR2671140B1/en
Publication of FR2671140A1 publication Critical patent/FR2671140A1/en
Application granted granted Critical
Publication of FR2671140B1 publication Critical patent/FR2671140B1/en
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

The present invention relates to a guide assembly for a turbo machine compressor of the type including a metallic annular hoop (2) delimiting the external profile of the stream of fluid, and a row of fixed vanes (3) extending radially towards the inside of the said hoop (2). The outer end of each of the said vanes (3) is in the form of a wedge, the thickest part of which is situated close to the outer end face (6a) of the said vane (3). The said hoop (2) exhibits prismatic slits (7) having a shape which complements the wedge, by virtue of which each vane (3) is set into the corresponding slit (7) from outside the hoop (2) and is immobilised by a wedge effect into the said hoop (2) without being able to escape therefrom in the radially inwards direction. The said vanes (3) are held in place in the corresponding slit (7) by a metallic piece (9) which bears against the end face (6a) of the said vane (3) and which interacts with notches (10) provided on the outer face of the said hoop (2).

Description

AUBAGE REDRESSEUR POUR COMPRESSEUR DE TURBOMACHINE
La présente invention concerne le domaine des turbomachines utilisées notamment dans l'aviation. Il concerne plus précisément un ensemble redresseur d'un compresseur de turbomachine du type comportant une virole annulaire métallique, délimitant le profil externe de la veine de fluide, et une rangée d'aubes fixes s'étendant radialement vers l'intérieur de ladite virole, lesdites aubes étant en matériau composite et étant retenues par ladite virole.BLADE RECTIFIER FOR TURBOMACHINE COMPRESSOR
The present invention relates to the field of turbomachinery used in particular in aviation. More specifically, it relates to a rectifier assembly of a turbomachine compressor of the type comprising a metallic annular ferrule, delimiting the external profile of the fluid stream, and a row of fixed vanes extending radially inward of said ferrule, said blades being made of composite material and being retained by said ferrule.

En général les aubes fixes d'un ensemble redresseur de turbomachine sont interposées entre une structure de bandage intérieure et une structure de bandage intérieure et elles sont fixées à ces structures de bandage de telle manière que les aubes ne puissent se déplacer radialement ni vers l'intérieur de la turbomachine ni vers l'extérieur. Plusieurs solutions ont déjà été proposées pour la fixation des aubes fixes sur les bandages. In general, the fixed blades of a turbomachine stator assembly are interposed between an inner banding structure and an inner banding structure and they are fixed to these bandage structures in such a way that the blades cannot move radially or towards the inside the turbomachine nor towards the outside. Several solutions have already been proposed for fixing the fixed blades on the tires.

Dans le brevet français n" 1 081 027, l'extrémité de chaque aube traverse deux fentes alignées prévues en correspondance dans deux enveloppes parallèles constituant la structure du bandage extérieure et elles présentent des épaulements venant buter contre les enveloppes. Le maintien radial des aubes se fait par un anneau de retenue passant par des fentes prévues dans les extrémités d'aubes ou par pliage de languettes prévues dans la paroi des aubes. Ce système de fixation nécessite le montage des aubes par l'intérieur de la virole, et il est uniquement adapté aux aubes métalliques en cas de fixation par des languettes pliées. In French Patent No. 1,081,027, the end of each blade passes through two aligned slots provided in correspondence in two parallel envelopes constituting the structure of the outer tire and they have shoulders abutting against the envelopes. The radial retention of the blades made by a retaining ring passing through slots provided in the blade ends or by folding tabs provided in the wall of the blades. This fixing system requires the blades to be mounted from the inside of the ferrule, and it is only suitable for metal blades when fixed by folded tabs.

Il est également connu de retenir l'ensemble des aubes par une sangle tendue. Le brevet US 2 812 158 décrit une telle solution. La difficulté est alors d'assurer une tension uniforme de la sangle et un maintien équivalent sur chaque aube, avec en plus le risque de la perte de l'ensemble des aubes en cas de défaillance de la sangle.  It is also known to retain all of the blades by a taut strap. US Patent 2,812,158 describes such a solution. The difficulty is then to ensure a uniform tension of the strap and an equivalent maintenance on each blade, with in addition the risk of the loss of all the blades in the event of failure of the strap.

Le brevet US 2 944 326 concerne un procédé de fixation d'aubes à tête conique dans une virole métallique par sertissage. US Patent 2,944,326 relates to a method of fixing conical head vanes in a metal ferrule by crimping.

L'inconvénient de ce procédé est que la fixation des aubes est définitive et qu'il est impossible de changer une aube en cas d'avarie. Cette solution n'est pas utilisable avec des aubes en matériau composite.The disadvantage of this process is that the attachment of the blades is final and that it is impossible to change a blade in the event of damage. This solution cannot be used with blades made of composite material.

Le brevet US 3 836 282 montre un procédé de montage d'une aube sur une virole, dans lequel on encastre l'aube par ltextérieur de la virole, et on la maintient sur la virole par des rivets coopérant avec des trous prévus en correspondance dans l'aube et dans un bossage de la virole. US Patent 3,836,282 shows a method of mounting a blade on a ferrule, in which the blade is embedded by the inside of the ferrule, and it is held on the ferrule by rivets cooperating with holes provided in correspondence in dawn and in a shell boss.

La demande de brevet européen EP 0 171 329 représente l'état de la technique le plus proche de la présente invention. European patent application EP 0 171 329 represents the state of the art closest to the present invention.

Dans ce document l'aube est en matériau composite et comporte une extrémité en forme de coin qui s'engage dans une fente en forme de coin complémentaire ménagée dans une plate-forme extérieure en matière plastique moulée. Cette plate-forme extérieure est ensuite fixée par boulonnage sur le carter du réacteur ce qui empêche l'aube de se déplacer vers l'extérieur.In this document, the blade is made of composite material and has a wedge-shaped end which engages in a complementary wedge-shaped slot formed in an outer platform of molded plastic. This external platform is then fixed by bolting to the reactor casing, which prevents the blade from moving outwards.

L'inconvenient de cette solution est qu'il est impossible de changer une aube sans un désassemblage préalable du carter et de la plate-forme extérieure. The disadvantage of this solution is that it is impossible to change a vane without first disassembling the casing and the external platform.

Le but de la présente invention est de proposer un ensemble redresseur, dans lequel les aubes sont en matériau composite de manière à assurer la légèreté de la turbomachine et dans lequel la fixation de l'aube sur la virole permet un démontage aisé d'une seule aube pour en assurer le remplacement en cas d'avarie. The object of the present invention is to provide a rectifier assembly, in which the blades are made of composite material so as to ensure the lightness of the turbomachine and in which the attachment of the blade to the shell allows easy disassembly of a single dawn to ensure replacement in the event of damage.

L'invention atteint son but par le fait que l'extrémité extérieure de chacune desdites aubes se présente sous la forme d'un coin dont la partie la plus épaisse est située près de la face d'extrémité de ladite aube ; par le fait que ladite virole présente des fentes prismatiques ayant une forme complémentaire dudit coin, grâce à quoi chaque aube est encastrée par l'extérieur de la virole dans la fente correspondante et est bloquée par effet de coin dans ladite virole sans pouvoir sans échapper en direction radiale vers l'intérieur, et par le fait que le maintien en place de chacune desdites aubes dans la fente correspondante est assuré par une pièce métallique qui est en appui contre la face d'extrémité de ladite aube et qui coopère avec des encoches prévues sur la face extérieure de ladite virole. The invention achieves its object by the fact that the outer end of each of said blades is in the form of a wedge, the thickest part of which is located near the end face of said blade; by the fact that said ferrule has prismatic slots having a shape complementary to said corner, whereby each blade is embedded from the outside of the ferrule in the corresponding slot and is blocked by wedge effect in said ferrule without being able to escape without radial direction inward, and by the fact that the holding in place of each of said blades in the corresponding slot is ensured by a metal piece which is in abutment against the end face of said blade and which cooperates with provided notches on the outer face of said ferrule.

Grâce à cette structure, il est aisé de remplacer une aube abîmée par l'extérieur de la virole, d'encastrer une aube de remplacement et de remettre la pièce métallique en place. Thanks to this structure, it is easy to replace a damaged vane from the outside of the ferrule, to embed a replacement vane and to put the metal part back in place.

De préférence la pièce métallique est réalisée dans un matériau élastique. La fente est délimitée par un bossage qui s'étend vers l'extérieur de ladite virole et sur lequel sont prévues lesdites encoches. Preferably the metal part is made of an elastic material. The slot is delimited by a boss which extends towards the outside of said ferrule and on which said notches are provided.

Avantageusement la pièce métallique est formée d'une lame à ressort dont deux extrémités opposées sont en appui contre la face d'extrémité de ladite aube, et les encoches sont du type queue d'aronde et coopèrent avec lesdites deux extrémités opposées. La lame à ressort comporte des moyens pour faciliter sa déformation élastique par un outil approprié lors de sa mise en place. Ces moyens peuvent être constitués par au moins deux ouvertures traversant la paroi de la lame à ressort. Advantageously, the metal part is formed of a spring leaf, two opposite ends of which bear against the end face of said blade, and the notches are of the dovetail type and cooperate with said two opposite ends. The spring leaf has means to facilitate its elastic deformation by an appropriate tool during its installation. These means can be constituted by at least two openings passing through the wall of the spring leaf.

D'autres avantages et caractéristiques de l'invention ressortiront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple et en référence au dessin annexé dans lequel
la figure 1 est une vue schématique en perspective d'une portion d'un ensemble redresseur de turbomachine, selon l'invention ;
la figure 2 est une vue radiale montrant la paroi extérieure de l'ensemble redresseur de l'invention
la figure 3 est une coupe selon la ligne III-III de la figure 2
la figure 4 est une coupe selon la ligne IV-IV de la figure 2. Other advantages and characteristics of the invention will emerge on reading the following description given by way of example and with reference to the appended drawing in which
Figure 1 is a schematic perspective view of a portion of a turbomachine rectifier assembly, according to the invention;
Figure 2 is a radial view showing the outer wall of the rectifier assembly of the invention
Figure 3 is a section along line III-III of Figure 2
FIG. 4 is a section along line IV-IV of FIG. 2.

On a représenté sur le dessin un ensemble redresseur 1 pour compresseur de turbomachine qui comporte une virole annulaire métallique 2 formant le profil externe de la veine de fluide actif de la turbomachine, et une pluralité d'aubes 3 radiales s'étendant entre la virole annulaire 2 et une plate-forme annulaire intérieure 4. Cette plate-forme intérieure 4 présente des fentes 5 destinées chacune à recevoir l'extrémité intérieure d'une aube 3. There is shown in the drawing a rectifier assembly 1 for a turbomachine compressor which comprises a metallic annular ferrule 2 forming the external profile of the active fluid stream of the turbomachine, and a plurality of radial vanes 3 extending between the annular ferrule 2 and an interior annular platform 4. This interior platform 4 has slots 5 each intended to receive the interior end of a blade 3.

Chaque aube 3 est réalisée en matériau composite et son extrémité extérieure 6 se présente sous la forme d'un coin dont la partie la plus épaisse est située près de la face d'extrémité extérieure 6a de l'aube 3. Cette extrémité d'aube en forme de coin loge dans une fente prismatique 7 prévue dans la paroi de la virole 2 et ayant une forme complémentaire de coin. Each blade 3 is made of composite material and its outer end 6 is in the form of a wedge, the thickest part of which is located near the outer end face 6a of the blade 3. This blade end wedge-shaped housed in a prismatic slot 7 provided in the wall of the shell 2 and having a complementary wedge shape.

L'aube 3 est introduite par l'extérieur de la virole 2 dans la fente correspondante 7 et l'extrémité extérieure 6 en forme de coin vient s'encastrer dans la-fente prismatique 7 de manière à bloquer l'aube 3 sur la virole 2 de telle façon qu'elle ne puisse s'échapper, en direction radiale, vers l'intérieur de la virole 2. The blade 3 is introduced from the outside of the ferrule 2 into the corresponding slot 7 and the outer end 6 in the form of a wedge fits into the prismatic slot 7 so as to block the blade 3 on the ferrule 2 in such a way that it cannot escape, in the radial direction, towards the interior of the shell 2.

La fente prismatique 7 est délimitée par un bossage 8 qui s'étend vers l'extérieur de la virole 2. The prismatic slot 7 is delimited by a boss 8 which extends towards the outside of the ferrule 2.

Le maintien en place de l'aube 3 est assuré par une pièce métallique 9 qui est en appui contre la face d'extrémité extérieure 6a de l'aube 3 et qui est retenue par le bossage 8 grâce à des encoches 10 prévues sur le bossage 8 et coopérant avec la pièce métallique 9. The blade 3 is held in place by a metal piece 9 which bears against the outer end face 6a of the blade 3 and which is retained by the boss 8 thanks to notches 10 provided on the boss 8 and cooperating with the metal part 9.

De préférence la pièce métallique 9 est constituée d'une lame à ressort dont les deux extrémités opposées 11 et 12 sont en appui contre la face d'extrémité extérieure 6a de l'aube 3 et s'encastrent dans des encoches 10 en forme de queue d'aronde prévues dans la paroi du bossage 8 de part et d'autre de l'extrémité extérieure 6 en forme de coin de l'aube 3.  Preferably, the metal part 9 consists of a spring leaf, the two opposite ends 11 and 12 of which bear against the external end face 6a of the blade 3 and are embedded in notches 10 in the form of a tail. dovetail provided in the wall of the boss 8 on either side of the outer end 6 in the form of a wedge of the blade 3.

Au moins deux ouvertures 13 et 14 traversent la paroi de la pièce métallique 9, et sont prévues pour coopérer avec les mâchoires d'un outil approprié permettant de déformer élastiquement la lame à ressort pour faciliter la mise en place ou le retrait de la pièce métallique 9. Les deux ouvertures 13 et 14 peuvent être de simples trous ou des encoches débouchant sur les extrémités 11 et 12. At least two openings 13 and 14 pass through the wall of the metal part 9, and are provided to cooperate with the jaws of a suitable tool making it possible to elastically deform the spring leaf to facilitate the positioning or removal of the metal part 9. The two openings 13 and 14 can be simple holes or notches opening onto the ends 11 and 12.

Le jeu entre l'extrémité extérieure 6 en forme de coin et la fente prismatique 7 est comblé lors des opérations d'assemblage par un matériau de remplissage assurant une fonction d'étanchéité. The clearance between the wedge-shaped outer end 6 and the prismatic slot 7 is filled during assembly operations by a filling material ensuring a sealing function.

I1 est possible de faire participer ce matériau de remplissage à la tenue mécanique de la liaison ainsi réalisée. On utilisera alors un adhésif.  It is possible to involve this filling material in the mechanical strength of the connection thus produced. We will then use an adhesive.

Claims (6)

REVENDICATIONS 1. Ensemble redresseur d'un compresseur de turbomachine du type comportant une virole annulaire métallique (2), délimitant le profil externe de la veine de fluide, et une rangée d'aubes (3) fixes s'étendant radialement vers l'intérieur de ladite virole (2), lesdites aubes (3) étant en matériau composite et étant retenues par ladite virole (2), ledit ensemble étant caractérisé 1. Rectifier assembly of a turbomachine compressor of the type comprising a metallic annular ferrule (2), delimiting the external profile of the fluid stream, and a row of fixed vanes (3) extending radially inward of said ferrule (2), said vanes (3) being of composite material and being retained by said ferrule (2), said assembly being characterized en ce que l'extrémité extérieure (6) de chacune desdites aubes (3) se présente sous la forme d'un coin dont la partie la plus épaisse est située près de la face d'extrémité extérieure (6a) de ladite aube (3);; in that the outer end (6) of each of said blades (3) is in the form of a wedge, the thickest part of which is located near the outer end face (6a) of said blade (3 ) ;; en ce que ladite virole (2) présente des fentes prismatiques (7) ayant une forme complémentaire de coin, grâce à quoi chaque aube (3) est encastrée par l'extérieur de la virole (2) dans la fente correspondante (7) et est bloquée par effet de coin dans ladite virole (2) sans pouvoir s'en échapper en direction radiale vers l'intérieur ; et in that said ferrule (2) has prismatic slots (7) having a complementary wedge shape, whereby each blade (3) is embedded from the outside of the ferrule (2) in the corresponding slot (7) and is blocked by wedge effect in said ferrule (2) without being able to escape therefrom in the radial direction inwards; and en ce que le maintien en place desdites aubes (3) dans la fente correspondante (7) est assuré par une pièce métallique (9) qui est en appui contre la face d'extrémité (6a) de ladite aube (3) et qui coopère avec des encoches (10) prévues sur la face extérieure de ladite virole (2). in that the retention in place of said blades (3) in the corresponding slot (7) is ensured by a metal piece (9) which is pressed against the end face (6a) of said blade (3) and which cooperates with notches (10) provided on the outer face of said ferrule (2). 2. Ensemble selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite pièce métallique (9) est réalisée dans un matériau élastique. 2. An assembly according to claim 1, characterized in that said metal part (9) is made of an elastic material. 3. Ensemble selon la revendication 2, caractérisé en ce que ladite fente primastique (7) est délimitée par un bossage (8) s'étendant vers l'extérieur de ladite virole (2) et sur lequel sont prévues lesdites encoches (10).  3. Assembly according to claim 2, characterized in that said primitive slot (7) is delimited by a boss (8) extending towards the outside of said ferrule (2) and on which said notches (10) are provided. 4. Ensemble selon la revendication 3, caractérisé en ce que ladite pièce métallique (9) est formée d'une lame à ressort dont deux extrémités opposées (11,12) sont en appui contre la face d'extrémité (6a) de ladite aube (3) et en ce que les encoches (10) sont du type queue d'aronde et coopèrent avec lesdites deux extrémités opposées (11, 12). 4. An assembly according to claim 3, characterized in that said metal part (9) is formed of a spring leaf of which two opposite ends (11,12) are supported against the end face (6a) of said blade (3) and in that the notches (10) are of the dovetail type and cooperate with said two opposite ends (11, 12). 5. Ensemble selon la revendication 4, caractérisé en ce que ladite lame à ressort comporte des moyens (13, 14) pour faciliter sa déformation élastique par un outil approprié lors de sa mise en place. 5. An assembly according to claim 4, characterized in that said spring leaf comprises means (13, 14) to facilitate its elastic deformation by an appropriate tool during its installation. 6. Ensemble selon la revendication 5, caractérisé en ce que lesdits moyens sont constitués par au moins deux ouvertures (13, 14) traversant la paroi de ladite lame à ressort.  6. An assembly according to claim 5, characterized in that said means consist of at least two openings (13, 14) passing through the wall of said spring leaf.
FR9016285A 1990-12-27 1990-12-27 RECTIFIER BLADE FOR TURBOMACHINE COMPRESSOR. Expired - Fee Related FR2671140B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9016285A FR2671140B1 (en) 1990-12-27 1990-12-27 RECTIFIER BLADE FOR TURBOMACHINE COMPRESSOR.

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9016285A FR2671140B1 (en) 1990-12-27 1990-12-27 RECTIFIER BLADE FOR TURBOMACHINE COMPRESSOR.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2671140A1 true FR2671140A1 (en) 1992-07-03
FR2671140B1 FR2671140B1 (en) 1995-01-13

Family

ID=9403677

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR9016285A Expired - Fee Related FR2671140B1 (en) 1990-12-27 1990-12-27 RECTIFIER BLADE FOR TURBOMACHINE COMPRESSOR.

Country Status (1)

Country Link
FR (1) FR2671140B1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2697285A1 (en) * 1992-10-28 1994-04-29 Snecma Locking system of blade tips.
EP1098092A2 (en) * 1999-11-05 2001-05-09 General Electric Company Stator blade
EP1213483A1 (en) * 2000-12-06 2002-06-12 Techspace Aero S.A. Compressor stator stage
EP1389670A1 (en) * 2002-08-16 2004-02-18 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vanes support with turbine vanes
FR2954420A1 (en) * 2009-12-18 2011-06-24 Snecma Outer shell part for rectifier of high pressure compressor in jet engine of aircraft, has reinforcement fixedly arranged on outer surface of core, between two directly consecutive holes, so as to be supported against each of flanges
EP2692995A1 (en) 2012-07-30 2014-02-05 Alstom Technology Ltd Stationary gas turbine arrangement and method for performing maintenance work
RU2614302C2 (en) * 2014-04-24 2017-03-24 Сафран Аэро Бустерс Са Axial turbine machine stator blades retaining ring and axial turbomachine
EP3406855A1 (en) * 2017-05-26 2018-11-28 United Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of assembling a stator assembly

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1081027A (en) * 1950-08-01 1954-12-15 Rolls Royce Improvements to structural elements of turbo-machines such as compressors or turbines of gas turbine engines
US2812158A (en) * 1951-12-06 1957-11-05 United Aircraft Corp Stator ring construction
US2812159A (en) * 1952-08-19 1957-11-05 Gen Electric Securing means for turbo-machine blading
US2857093A (en) * 1954-12-02 1958-10-21 Cincinnati Testing & Res Lab Stator casing and blade assembly
US2944326A (en) * 1955-06-02 1960-07-12 Gen Electric Method of staking blades
US3836282A (en) * 1973-03-28 1974-09-17 United Aircraft Corp Stator vane support and construction thereof
FR2282550A1 (en) * 1974-08-21 1976-03-19 Shur Lok International Sa MONOBLOC CASING COMPRESSOR STATOR
FR2355183A1 (en) * 1976-06-15 1978-01-13 Nuovo Pignone Spa PERFECTED SYSTEM TO LOCK THE BLADES IN THE POSITION IN THE STATOR ENCLOSURE OF AN AXIAL COMPRESSOR WORKING IN DUSTY ENVIRONMENTS
EP0171329A1 (en) * 1984-08-08 1986-02-12 RATIER-FIGEAC, Société dite: Stator blade for a reaction motor

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1081027A (en) * 1950-08-01 1954-12-15 Rolls Royce Improvements to structural elements of turbo-machines such as compressors or turbines of gas turbine engines
GB748912A (en) * 1950-08-01 1956-05-16 Rolls Royce Improvements in or relating to blade assemblies of compressors and turbines and likemachines
US2812158A (en) * 1951-12-06 1957-11-05 United Aircraft Corp Stator ring construction
US2812159A (en) * 1952-08-19 1957-11-05 Gen Electric Securing means for turbo-machine blading
US2857093A (en) * 1954-12-02 1958-10-21 Cincinnati Testing & Res Lab Stator casing and blade assembly
US2944326A (en) * 1955-06-02 1960-07-12 Gen Electric Method of staking blades
US3836282A (en) * 1973-03-28 1974-09-17 United Aircraft Corp Stator vane support and construction thereof
FR2282550A1 (en) * 1974-08-21 1976-03-19 Shur Lok International Sa MONOBLOC CASING COMPRESSOR STATOR
FR2355183A1 (en) * 1976-06-15 1978-01-13 Nuovo Pignone Spa PERFECTED SYSTEM TO LOCK THE BLADES IN THE POSITION IN THE STATOR ENCLOSURE OF AN AXIAL COMPRESSOR WORKING IN DUSTY ENVIRONMENTS
EP0171329A1 (en) * 1984-08-08 1986-02-12 RATIER-FIGEAC, Société dite: Stator blade for a reaction motor

Cited By (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2697285A1 (en) * 1992-10-28 1994-04-29 Snecma Locking system of blade tips.
US5399069A (en) * 1992-10-28 1995-03-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Vane extremity locking system
EP1098092A2 (en) * 1999-11-05 2001-05-09 General Electric Company Stator blade
EP1098092A3 (en) * 1999-11-05 2002-06-12 General Electric Company Stator blade
EP1213483A1 (en) * 2000-12-06 2002-06-12 Techspace Aero S.A. Compressor stator stage
US6655912B2 (en) 2000-12-06 2003-12-02 Techspace Aero S.A. Guide vane stage of a compressor
EP1389670A1 (en) * 2002-08-16 2004-02-18 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vanes support with turbine vanes
FR2954420A1 (en) * 2009-12-18 2011-06-24 Snecma Outer shell part for rectifier of high pressure compressor in jet engine of aircraft, has reinforcement fixedly arranged on outer surface of core, between two directly consecutive holes, so as to be supported against each of flanges
EP2692995A1 (en) 2012-07-30 2014-02-05 Alstom Technology Ltd Stationary gas turbine arrangement and method for performing maintenance work
CN103573300A (en) * 2012-07-30 2014-02-12 阿尔斯通技术有限公司 Stationary gas turbine arrangement and method for performing maintenance work
CN103573300B (en) * 2012-07-30 2015-10-07 阿尔斯通技术有限公司 Static gas turbine layout and the method for performing maintenance work
US9494039B2 (en) 2012-07-30 2016-11-15 General Electric Technology Gmbh Stationary gas turbine arrangement and method for performing maintenance work
RU2614302C2 (en) * 2014-04-24 2017-03-24 Сафран Аэро Бустерс Са Axial turbine machine stator blades retaining ring and axial turbomachine
EP3406855A1 (en) * 2017-05-26 2018-11-28 United Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine, corresponding gas turbine engine and method of assembling a stator assembly
US10655502B2 (en) 2017-05-26 2020-05-19 United Technologies Corporation Stator assembly with retention clip for gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2671140B1 (en) 1995-01-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1262630B1 (en) Centripetal air bleed device
FR2485117A1 (en)
EP0267097B1 (en) Blade-carrying ring for a fan with a large diameter
EP0488874A1 (en) Fan rotor with blades without platforms and fillers reconstructing the streamline profile
EP2678531B1 (en) Fan rotor and corresponding turbojet engine
CA2598532C (en) Turbomachine rotor blade
EP1921273B1 (en) Device for attaching a turbine nozzle
FR2504975A1 (en) DEVICE FOR FIXING BLADES OF ROTORS OF TURBOMACHINES
EP3074639B1 (en) Fan, in particular for a turbo engine, and flange for said fan
FR2831615A1 (en) SECTORIZED FIXED RECTIFIER FOR A TURBOMACHINE COMPRESSOR
EP0084491B1 (en) Axial locking of rotor blades for turbines and compressors
CA2831522C (en) Sealing ring for a turbine stage of an aircraft turbomachine, comprising slotted anti-rotation pegs
EP2705256A1 (en) Turbomachine rotor with a means for axial retention of the blades
FR2890105A1 (en) Retention ring immobilization device for e.g. engine of aircraft, has stops positioned such that stops are stopped respectively against immobilization hooks, and slot covered by other hook when retention ring is placed in groove
FR2671140A1 (en) Guide vanes for a turbo machine compressor
FR2978798A1 (en) Angular sector for rectifier of compressor in turbine of turboshaft engine e.g. turbojet, of aircraft, has hook projecting toward from suction face of blade, and recess receiving thinned part of external ring of sector of adjacent rectifier
EP3312384B1 (en) Rotary assembly of a turbine engine provided with a system for axial retention of a blade
WO2004074639A1 (en) Turbomachine guide bucket
EP0321344A1 (en) Bolt-retaining device for a turbo machine
EP3265654B1 (en) Bladed integrated disk comprising a shortened hub and a supporting element
FR2860031A1 (en) TURBINE WHEEL FOR TURBOMACHINE AND METHOD FOR MOUNTING SUCH A WHEEL
CA2886305A1 (en) Self-clamping fastener for cmc turbine blade
FR2873745A1 (en) ROTOR DISC OF TURBOMACHINE
FR2654773A1 (en) AXIAL FLOW TURBOMACHINE ROTOR.
FR3042825A1 (en) DAWN AND BLOWER DISK

Legal Events

Date Code Title Description
CL Concession to grant licences
CD Change of name or company name
TP Transmission of property
CD Change of name or company name
ST Notification of lapse

Effective date: 20070831