FR2898646A1 - STRUCTURE OF TAIL-D'ARONDE OF A BLOWER. - Google Patents
STRUCTURE OF TAIL-D'ARONDE OF A BLOWER. Download PDFInfo
- Publication number
- FR2898646A1 FR2898646A1 FR0701689A FR0701689A FR2898646A1 FR 2898646 A1 FR2898646 A1 FR 2898646A1 FR 0701689 A FR0701689 A FR 0701689A FR 0701689 A FR0701689 A FR 0701689A FR 2898646 A1 FR2898646 A1 FR 2898646A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- dovetail
- blower
- hub
- engaging
- centrifugal force
- 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
Links
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims description 20
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 claims description 4
- 238000010790 dilution Methods 0.000 description 8
- 239000012895 dilution Substances 0.000 description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 235000012489 doughnuts Nutrition 0.000 description 1
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- 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
La présente invention fournit une structure de queue-d'aronde d'une soufflante qui fixe la soufflante (20) ayant un diamètre de moyeu d'entrée inférieur à un diamètre de moyeu de sortie sur une partie autour d'un disque entraîné en rotation par une turbine. Le disque (10) a une pluralité de gorges de queue-d'aronde principales (12) s'étendant parallèlement à un axe (1) d'un axe de rotation à partir d'un bord d'attaque vers un bord de fuite de celui-ci. La soufflante (20) a une partie de queue-d'aronde principale (22) adaptée à la gorge de queue-d'aronde principale (12), et une sous-partie de mise en prise (24) pour supporter une force centrifuge avant. En outre, la structure de queue-d'aronde est munie d'un cône d'hélice (30) venant en prise avec la sous-partie de mise en prise (24) de manière à être capable de transmettre la force centrifuge avant au disque 10.The present invention provides a fan dovetail structure that secures the fan (20) having an inlet hub diameter smaller than an output hub diameter on a portion around a rotatably rotated disk. by a turbine. The disk (10) has a plurality of main dovetail grooves (12) extending parallel to an axis (1) of an axis of rotation from a leading edge to a trailing edge of it. The blower (20) has a main dovetail portion (22) adapted to the main dovetail groove (12), and an engaging subpart (24) for supporting centrifugal force. before. In addition, the dovetail structure is provided with a helical cone (30) engaging the engaging sub-portion (24) so as to be capable of transmitting the centrifugal force forward to the record 10.
Description
3889.FRD STRUCTURE DE QUEUE-D'ARONDE D'UNE SOUFFLANTE3889.FRD WATER TAIL STRUCTURE OF A BLOWER
La présente invention concerne un moteur à dou- ble flux qui a un rapport de dilution élevé, et qui peut atteindre un bon kilométrage et un faible bruit, et plus particulièrement une structure de queue-d'aronde d'une soufflante dans laquelle un diamètre de moyeu d'entrée est plus petit qu'un diamètre de moyeu de sortie. The present invention relates to a dual flow motor which has a high dilution ratio, and which can achieve good mileage and low noise, and more particularly a dovetail structure of a blower in which a diameter Inlet hub is smaller than an outlet hub diameter.
La figure 1 est une vue selon l'art antérieur d'un moteur d'aéronef 51 (un moteur à réaction). Comme représenté sur ce dessin, le moteur à réaction est muni d'une soufflante 52 admettant de l'air vers l'intérieur, d'un compresseur 53 comprimant l'air d'admission, d'un dispositif de combustion 54 brûlant un carburant d'air comprimé, d'une turbine 55 entraînant la soufflante 52 et le compresseur 53 sur la base d'un gaz de combustion du dispositif de combustion 54, d'un dispositif de poste-combustion 56 effectuant une poste-combustion pour aug- menter une poussée, et analogue. Le dispositif de post-combustion 56 est constitué par un stabilisateur de flamme 57 ayant une coupe transversale triangulaire ou analogue, et formant une zone de circulation dans un côté aval de manière à obte- nir une stabilisation de flamme, d'un injecteur de carburant 58 pour éjecter un carburant, d'une bougie d'allumage 59 et analogue, éjecté à partir d'une tuyère d'échappement 62 à travers un côté intérieur d'un revête-ment intérieur 61 dans un côté intérieur d'un post- conduit 60, et augmente une poussée. Dans le moteur à réaction mentionné ci-dessus, une structure dans laquelle la soufflante 52 d'admission d'air vers l'intérieur est d'une dimension agrandie, et un rapport de dilution est agrandi, est appelé un "moteur à double flux". Le rapport de dilution correspond à un rapport d'écoulement (écoulement de dilution/écoulement de coeur) d'un écoulement de dilution contournant un bloc moteur (le compresseur 53, le dispositif de combustion 54 et la turbine 55 mentionnés ci-dessus) par rapport à un écoulement d'air (un écoulement de coeur) s'écoulant dans le bloc moteur. Plus le rapport de dilution est grand, plus le débit d'écoulement du jet d'échappement est ré-duit, de sorte que l'on obtient un effet d'abaissement d'un bruit et d'une consommation de carburant spécifique. Cependant, dans le moteur à réaction mentionné ci-dessus, si le rapport de dilution est agrandi, une pale de rotor de premier étage de soufflante (une pale de soufflante dans la rangée avant) et un diamètre intérieur d'un carter l'entourant deviennent agrandis, et il y a un problème, en ce sens que le poids du moteur est accru. En d'autres termes, le fait qu'une pale de rotor de premier étage de soufflante 52a ayant une structure encastrée dans un cône d'hélice 63 du moteur à dou- ble flux a une structure encastrée, un certain degré du rapport moyeu/pointe (diamètre de moyeu d'entrée/diamètre de pointe représenté sur la figure 2 : normalement environ 0,3) est nécessaire, et une aire d'entrée de soufflante devient plus étroite au niveau d'une zone corres- pondant au diamètre de moyeu d'entrée. En conséquence, s'il est souhaité d'augmenter le rapport de dilution afin d'obtenir le bon kilométrage et le faible bruit, le diamètre de soufflante et le dia-mètre de moyeu d'entrée deviennent encore plus grands, et le poids du moteur est augmenté. Alors, pour résoudre le problème, le même demandeur que celui de la présente invention a déjà proposé un "moteur à double flux" dans le document de brevet 1 mentionné plus loin. Figure 1 is a view according to the prior art of an aircraft engine 51 (a jet engine). As shown in this drawing, the jet engine is provided with a fan 52 which inwardly supplies air, a compressor 53 which compresses the intake air, with a combustion device 54 burning a fuel compressed air, a turbine 55 driving the fan 52 and the compressor 53 on the basis of a combustion gas of the combustion device 54, a post-combustion device 56 performing a combustion station to increase to make a push, and the like. The afterburner 56 is constituted by a flame stabilizer 57 having a triangular cross-section or the like, and forming a circulation zone in a downstream side so as to obtain a flame stabilization, a fuel injector 58 for ejecting fuel, a spark plug 59 and the like, ejected from an exhaust nozzle 62 through an inner side of an inner liner 61 in an inner side of a post-nozzle. leads 60, and increases a thrust. In the above-mentioned jet engine, a structure in which the inward air intake blower 52 is of an enlarged size, and a dilution ratio is enlarged, is referred to as a "dual flow engine ". The dilution ratio corresponds to a flow ratio (dilution flow / core flow) of a dilution flow bypassing an engine block (the compressor 53, the combustion device 54 and the turbine 55 mentioned above) by relative to an air flow (a core flow) flowing in the engine block. The greater the dilution ratio, the more the flow rate of the exhaust jet is reduced, so that a noise lowering effect and a specific fuel consumption are achieved. However, in the above-mentioned jet engine, if the dilution ratio is enlarged, a first stage rotor blade of a fan (a fan blade in the front row) and an inside diameter of a casing surrounding it become enlarged, and there is a problem, in that the weight of the engine is increased. In other words, the fact that a first-stage fan rotor blade 52a having a structure embedded in a propeller cone 63 of the double-flow motor has a built-in structure, a certain degree of hub-to-hub ratio. The tip (inlet hub diameter / tip diameter shown in Figure 2: normally about 0.3) is required, and a fan inlet area becomes narrower at an area corresponding to the diameter of the hub. inlet hub. Therefore, if it is desired to increase the dilution ratio to obtain good mileage and low noise, the fan diameter and the input hub diameter become even larger, and the weight of the engine is increased. Then, to solve the problem, the same applicant as that of the present invention has already proposed a "dual flow engine" in patent document 1 mentioned later.
Le moteur à double flux est muni d'une pale de rotor de premier étage de soufflante 65 pour admettre de l'air, et d'un cône d'hélice 64 entraînant en rotation la pale de rotor de premier étage de soufflante, comme re-présenté sur la figure 3, et le cône d'hélice a une pale en spirale 66 s'étendant en spirale vers un côté extérieur dans une direction radiale à partir d'un axe de celui-ci, et aspirant l'air à partir d'une surface avant du cône d'hélice de manière à alimenter celui-ci vers la pale de rotor de premier étage de soufflante. Dans ce cas, les références 67 et 67' indiquent un diamètre intérieur de carter, et la référence numérique 68 indique un écoulement d'air d'écoulement d'entrée. Selon la structure du document de brevet 1, du fait que le cône d'hélice 64 a la pale en spirale 66 s'étendant en spirale vers le côté extérieur dans la di-rection radiale à partir de son axe, et aspirant l'air à partir de la surface avant du cône d'hélice de manière à l'alimenter vers la pale de rotor de premier étage de soufflante 65, il est possible d'aspirer l'air à partir de la surface avant du cône d'hélice correspondant au diamètre de moyeu d'entrée, de manière à comprimer l'air et à l'alimenter vers la pale de rotor de premier étage de soufflante 65. The dual-flow motor is provided with a first-stage fan rotor blade 65 for admitting air, and a helical cone 64 rotating the first-stage fan rotor blade, as shown in FIG. 3, and the helical cone has a spiral blade 66 spirally extending toward an outer side in a radial direction from an axis thereof, and drawing air from a front surface of the propeller cone so as to supply it to the first stage rotor blade of a blower. In this case, the references 67 and 67 'indicate an internal casing diameter, and the reference numeral 68 indicates an inlet flow air flow. According to the structure of the patent document 1, since the helical cone 64 has the spiral blade 66 spiraling towards the outer side in the radial direction from its axis, and sucking the air from the front surface of the fan cone so as to feed it to the first fan stage rotor blade 65, it is possible to suck the air from the front surface of the corresponding helical cone to the inlet hub diameter, so as to compress the air and supply it to the first stage rotor blade 65.
Par conséquent, du fait qu'une aire entière dans le côté avant du moteur devient l'aire d'écoulement d'entrée d'air de la pale de rotor de premier étage de soufflante 65, il est possible de faire en sorte que le diamètre de soufflante soit petit, et il est possible de réduire le poids du moteur. De plus, du fait que la pale de rotor de premier étage de soufflante 65 et la pale en spirale 66 du moteur à double flux mentionnées ci-dessus sont couplées en un seul bloc, il est possible de relier les surfaces de pale respectives de manière régulière, et il est pas- sible d'aspirer et de comprimer l'air efficacement. Ci-après, la soufflante dans laquelle la pale de rotor de premier étage de soufflante 65 et la pale en spirale 66 sont formées en un seul bloc, l'air peut être aspiré à partir de la surface avant du cône d'hélice, et le rapport moyeu/pointe substantiel peut être établi à zéro, est appelée "soufflante à rapport moyeu/pointe nul". Document-brevet 1 : Publication de Brevet Japonais Non Examiné N 2004-27 854 "TURBOFAN ENGINE" (moteur à double flux). Document-brevet 2 : U.S.P. N 6 764 282 "BLADE FOR TURBINE ENGINE" (pale pour moteur à double flux). Il est nécessaire de fixer la pale de soufflante du moteur à double flux sur une partie autour d'un disque discoïde (ou cône d'hélice) entraîné en rotation par une turbine. En conséquence, de manière classique, on a utilisé généralement une structure de queue-d'aronde dans laquelle une partie de queue-d'aronde s'étendant dans une direction longitudinale est fournie dans une partie d'emplanture de la pale de soufflante, et la partie de queue-d'aronde est adaptée sur une gorge de queue-d'aronde formée autour du disque. Dans la structure de queue-d'aronde habituelle mentionnée ci-dessus, la partie de queue-d'aronde et la gorge de queue-d'aronde sont agencées parallèlement à un axe de rotation Z-Z du disque, en empêchant ainsi une force centrifuge appliquée à la pale de soufflante de générer une composante de force dans une direction axiale. Par la suite, cette structure est appelée "structure de queue-d'aronde parallèle". Cependant, dans le cas où un changement de dia-mètre dans un côté intérieur du trajet d'écoulement en forme de beignet auquel la pale de soufflante est reliée est important, si la structure de queue-d'aronde parai- lèle est utilisée, il est nécessaire de faire en sorte qu'un diamètre de la partie de queue-d'aronde et de la gorge de queue-d'aronde, soit égal ou plus petit qu'un diamètre minimum du trajet d'écoulement, et il y a un risque qu'une contrainte générée dans la partie de queue- d'aronde et la gorge de queue-d'aronde devienne trop importante. En conséquence, on a proposé une structure de queue-d'aronde dans laquelle la partie de queue-d'aronde et la gorge de queue-d'aronde représentées sur la figure 4 sont inclinées par rapport à l'axe de rotation (par exemple, document-brevet 2). Sur ce dessin, la référence numérique 71 indique un disque, la référence numérique 73 indique une pale, la référence numérique 77 indique une queue-d'aronde, et la référence numérique 79 indique une patte. Par la suite, cette structure est appelée "structure de queue-d'aronde en pente". Cependant, dans le cas de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul mentionnée ci-dessus, du fait que le rapport moyeu/pointe est entre 0 et 0,35, et puisque le diamètre du côté intérieur du trajet d'écoulement en forme de beignet auquel la soufflante à rapport moyeu/pointe nul est reliée est nul ou presque nul, il y a un problème, en ce sens que la structure de queue- d'aronde parallèle ne peut essentiellement pas être appliquée. En outre, même dans le cas où la structure de queue-d'aronde en pente est appliquée, il est impossible de supporter la force centrifuge de la partie latérale avant (la partie correspondant à la pale en spirale men- tionnée ci-dessus) de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul par le disque (ou du cône d'hélice). En outre, dans le cas où la structure de queue-d'aronde en pente est appliquée à la soufflante à rapport moyeu/pointe nul, du fait que la force constitutive dans la direction axiale de la force centrifuge appliquée à la pale de soufflante est importante, il y a un risque que la contrainte générée devienne trop importante dans la structure ayant une aire de cisaillement petite, comme la patte décrite dans le document-brevet 2. La présente invention a été réalisée dans le but de résoudre les problèmes mentionnés ci-dessus. En d'autres termes, un but de la présente invention est de fournir une structure de queue-d'aronde d'une soufflante qui peut recevoir de manière sûre la fixation d'une soufflante ayant un diamètre de moyeu d'entrée plus petit qu'un diamètre de moyeu de sortie sur une partie autour d'un disque entraîné en rotation par une turbine, et qui peut supporter de manière sûre des composantes de force dans une direction radiale et une direction axiale d'une force centrifuge appliquée à la soufflante ayant le dia-mètre de moyeu d'entrée plus petit que le diamètre de moyeu de sortie par une contrainte basse. Selon la présente invention, on fournit une structure de queue-d'aronde d'une soufflante qui fixe la soufflante ayant un diamètre de moyeu d'entrée plus petit qu'un diamètre de moyeu de sortie sur une partie autour d'un disque discoïde entraîné en rotation par une turbine, dans laquelle le disque a une pluralité de gorges de queue-d'aronde s'étendant parallèlement à un axe d'un axe de rotation à partir d'un bord d'attaque vers un bord de fuite de celui-ci, et espacées selon un angle fixe dans une direction périphérique, dans laquelle la soufflante a une partie de queue-d'aronde principale adaptée à la gorge de queue-d'aronde principale afin d'être capable de transmettre une force centrifuge arrière appliquée à une partie à partir d'une partie intermédiaire vers un bord de fuite, et une sous-partie de mise en prise pour supporter une force centrifuge avant appliquée à une partie à partir d'un bord d'attaque vers la partie intermédiaire, et dans laquelle la structure de queue-d'aronde est munie d'un cône d'hélice venant en prise avec la sous-partie de mise en prise afin d'être capable de transmettre la force centrifuge avant au disque. Selon un aspect préférable de la présente invention, la soufflante est constituée par une soufflante à rapport moyeu/pointe nul qui est capable d'aspirer de l'air à proximité d'un centre de rotation, et dans la-quelle un diamètre de moyeu d'entrée substantiel est nul ou presque nul, et un rapport moyeu/pointe est compris entre 0 et 0,35. En outre, la souspartie de mise en prise est constituée d'une partie faisant saillie qui est fournie dans une partie d'extrémité intérieure d'une extrémité avant de la soufflante, et qui a une surface périphérique extérieure espacée selon une distance fixe R de l'axe de l'arbre rotatif, et le cône d'hélice a une gorge concave ayant une surface périphérique intérieure adaptée à une surface périphérique extérieure de la partie faisant saillie, et une partie d'adaptation adaptée à une surface intérieure cylindrique agencée dans le disque. Therefore, since an entire area in the forward side of the engine becomes the air inlet flow area of the first stage fan rotor blade 65, it is possible to make the fan diameter is small, and it is possible to reduce the weight of the motor. In addition, because the first fan stage rotor blade 65 and the spiral blade 66 of the above-mentioned dual flow motor are coupled in a single block, it is possible to connect the respective blade surfaces in such a way that and it is impossible to suck and compress the air effectively. Hereinafter, the blower in which the first blower stage rotor blade 65 and the spiral blade 66 are formed in one block, the air can be sucked from the front surface of the propeller cone, and the ratio hub / tip substantial can be set to zero, is called "blower ratio hub / zero point". Patent Document 1: Japanese Patent Publication Not Examined N 2004-27 854 "TURBOFAN ENGINE". Patent Document 2: U.S.P. N 6 764 282 "BLADE FOR TURBINE ENGINE". It is necessary to fix the blower blade of the engine with a double flow on a part around a disk disc (or cone of propeller) driven in rotation by a turbine. Accordingly, in a conventional manner, a dovetail-shaped structure has generally been used in which a longitudinally extending dovetail portion is provided in a root portion of the fan blade, and the dovetail portion is fitted on a dovetail groove formed around the disc. In the usual dovetail structure mentioned above, the dovetail portion and the dovetail groove are arranged parallel to an axis of rotation ZZ of the disc, thereby preventing centrifugal force. applied to the fan blade to generate a force component in an axial direction. Subsequently, this structure is called "parallel dovetail structure". However, in the case where a change of diameter in an inner side of the donut-shaped flow path to which the fan blade is connected is important, if the parallel dovetail structure is used, it is necessary to ensure that a diameter of the dovetail portion and the dovetail groove is equal to or smaller than a minimum diameter of the flow path, and there is has a risk that a constraint generated in the dovetail portion and the dovetail groove becomes too large. As a result, a dovetail structure has been proposed in which the dovetail portion and the dovetail groove shown in FIG. 4 are inclined with respect to the axis of rotation (for example, example, patent document 2). In this drawing, numeral 71 indicates a disc, numeral 73 indicates a blade, numeral 77 indicates a dovetail, and numeral 79 indicates a tab. Subsequently, this structure is called "sloping dovetail structure". However, in the case of the hub / tip ratio blower mentioned above, since the hub / tip ratio is between 0 and 0.35, and since the inside diameter of the flow path is If the donut to which the hub / tip ratio blower is connected is zero or almost zero, there is a problem in that the parallel dovetail structure can not essentially be applied. In addition, even in the case where the sloping dovetail structure is applied, it is impossible to withstand the centrifugal force of the front lateral part (the part corresponding to the spiral blade mentioned above). of the hub-to-tip blower by the disc (or propeller cone). Furthermore, in the case where the sloping dovetail structure is applied to the hub / tip ratio blower, since the constituent force in the axial direction of the centrifugal force applied to the fan blade is Importantly, there is a risk that the stress generated will become too great in the structure having a small shear area, such as the tab described in patent document 2. The present invention has been realized in order to solve the problems mentioned herein. -above. In other words, an object of the present invention is to provide a fan dowel structure which can securely receive the attachment of a fan having a smaller inlet hub diameter than an outlet hub diameter on a portion around a disk rotated by a turbine, and which can safely support force components in a radial direction and an axial direction of a centrifugal force applied to the fan having the input hub diameter smaller than the output hub diameter by a low stress. According to the present invention, there is provided a dovetail structure of a blower which secures the blower having an inlet hub diameter smaller than an exit hub diameter on a portion around a disc disc. rotated by a turbine, wherein the disk has a plurality of dovetail grooves extending parallel to an axis of an axis of rotation from a leading edge to a trailing edge of therein, and spaced at a fixed angle in a circumferential direction, wherein the blower has a main dovetail portion adapted to the main dovetail throat to be capable of transmitting centrifugal force. backing applied to a portion from an intermediate portion to a trailing edge, and an engaging subpart to support a forward centrifugal force applied to a portion from a leading edge to the intermediate portion , and in which the str The dovetail assembly is provided with a helical cone engaging the engagement sub-portion to be able to transmit the centrifugal force forward to the disc. According to a preferable aspect of the present invention, the blower is constituted by a hub / tip ratio blower which is capable of sucking air near a center of rotation, and in which a hub diameter Substantial input is zero or almost zero, and a hub / tip ratio is between 0 and 0.35. In addition, the engaging subpart is comprised of a projecting portion which is provided in an inner end portion of a front end of the blower, and which has an outer peripheral surface spaced at a fixed distance R of the axis of the rotating shaft, and the helical cone has a concave groove having an inner peripheral surface adapted to an outer peripheral surface of the protruding portion, and a matching portion adapted to a cylindrical inner surface arranged in the disc.
En outre, selon l'autre mode préférable de réalisation, la sous-partie de mise en prise est constituée d'une pluralité de parties de queue-d'aronde en pente s'étendant sur un angle fixe par rapport à l'axe de l'arbre rotatif à partir du bord d'attaque de la soufflante vers la partie intermédiaire, et espacées selon un angle fixe dans une direction périphérique, et le cône d'hélice a une pluralité de gorges de queue-d'aronde en pente adaptées aux parties de queue-d'aronde en pente, et une partie d'adaptation agencée sur la surface intérieure cylindrique fournie dans le disque. Further, in the other preferred embodiment, the engaging sub-portion is comprised of a plurality of sloping dovetail portions extending at a fixed angle to the the rotary shaft from the leading edge of the blower to the intermediate portion, and spaced at a fixed angle in a circumferential direction, and the helical cone has a plurality of adapted sloping dovetail grooves; to the sloping dovetail portions, and an adapter portion arranged on the cylindrical inner surface provided in the disc.
En outre, selon l'autre mode préférable de réalisation, la sous-partie de mise en prise a une pluralité de parties de queue-d'aronde parallèles s'étendant parallèlement à l'axe de l'arbre rotatif depuis le bord d'attaque de la soufflante vers la partie intermédiaire, et espacées selon un angle fixe dans une direction périphérique, et le cône d'hélice a une pluralité de gorges de queue-d'aronde parallèles adaptées aux parties de queue- d'aronde parallèles, et une partie d'adaptation adaptée à la surface intérieure cylindrique fournie dans le disque. En outre, selon l'autre mode préférable de réalisation, la sous-partie de mise en prise est constituée d'une pluralité de parties agrandies s'étendant depuis le bord d'attaque de la soufflante vers la partie intermédiaire et espacées selon un angle fixe dans une direction périphérique, et le cône d'hélice a une pluralité de gorges d'agencement adaptées à un bord inférieur avant de la soufflante dans une partie supérieure par rapport aux parties agrandies, et une partie d'adaptation adaptée la surface intérieure cylindrique fournie dans le disque. Selon la structure de la présente invention mentionnée ci-dessus, du fait que le disque a la gorge de queue-d'aronde principale s'étendant parallèlement à l'axe de l'axe de rotation depuis le bord d'attaque vers le bord de fuite, et la soufflante ayant le diamètre de moyeu d'entrée plus petit que le diamètre de moyeu de sortie a la partie de queue-d'aronde principale s'éten- dant sur le même angle que l'angle de la gorge de queue-d'aronde, et capable d'être adaptée à la gorge de queue-d'aronde, il est possible de fixer de manière sûre la soufflante sur la partie autour du disque, et il est possible de transmettre de manière sûre la force centrifuge arrière appliquée à la soufflante vers le disque via la partie de queue-d'aronde et la gorge de queue-d'aronde principale. En outre, du fait que la partie de queue-d'aronde principale et la gorge de queue-d'aronde princi- pale s'étendent parallèlement à l'axe de l'axe de rotation, il est possible d'établir une gorge de queue-d'aronde principale suffisamment longue, capable de transmettre la force centrifuge arrière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite, même dans le cas de la fixation de la soufflante ayant le diamètre de moyeu d'entrée plus petit que le diamètre de moyeu de sortie, et il est possible de supprimer suffisamment la contrainte générée dans la partie de queue-d'aronde principale et la gorge de queue- d'aronde principale. En outre, du fait que la soufflante a la sous-partie de mise en prise destinée à supporter la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire, et est munie du cône d'hélice venant en prise avec la sous-partie de mise en prise afin d'être capable de transmettre la force centrifuge avant vers le disque, il est possible de supporter de manière sûre la force centrifuge avant appliquée à la partie ayant le diamètre de moyeu petit de la souf- fiante dans laquelle le diamètre de moyeu d'entrée est plus petit que le diamètre de moyeu de sortie, via le cône d'hélice, afin d'être capable d'une transmission sûre au disque. En outre, du fait que la force centrifuge ar- rière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite est transmise vers le disque par la gorge de queue-d'aronde principale et la partie de queue-d'aronde principale s'étendant parallèlement à l'axe de l'arbre rotatif, il est possible de faire en sorte que la composante de force le long de la gorge de queue-d'aronde principale de la force centrifuge appliquée à la soufflante, où le diamètre de moyeu d'entrée est plus petit que le diamètre de moyeu de sortie, soit petite, et il est possible de supporter de manière sûre la composante de force par l'intermédiaire de la faible contrainte sur la base de la structure de l'élément de retenue ayant la même structure qu'habituellement. Les autres objets et les caractéristiques avantageuses de la présente invention, vont apparaître à par- tir de la description qui suit, en référence aux dessins annexés, sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique d'un turboréacteur à double flux classique, - la figure 2 est une vue explicative d'un rap- port moyeu/pointe, - la figure 3 est une vue schématique d'un "moteur à double flux" dans le document-brevet 1, - la figure 4 est une vue schématique d'une "structure de queue-d'aronde en pente" dans le document- 2C brevet 2, - la figure 5 est une vue en coupe transversale d'une soufflante munie d'une structure de queue-d'aronde selon la présente invention, - les figures 6A, 6B, 6C et 6D sont des vues 25 partiellement en coupe transversale de la figure 5, - la figure 7 est une vue d'un deuxième mode de réalisation de la structure de queue-d'aronde selon la présente invention, -- les figures 8A, 8B et 8C sont des vues par- 30 tiellement en perspective et une vue partiellement en coupe transversale de la figure 7, - la figure 9 est une vue d'un troisième mode de réalisation de la structure de queue-d'aronde selon la présente invention, - la figure 10 est une vue partiellement en perspective de la figure 9, - la figure :Ll est une vue d'un quatrième mode de réalisation de la structure de queue d'aronde selon la présente invention, et - les figures 12A et 12B sont des vues partiellement en perspective de la figure 11. Une description va être donnée ci-dessous d'un mode préféré de réalisation selon la présente invention en référence aux dessir..s annexés. Dans ce cas, sur chacun des dessins, les mêmes références numériques sont attribuées à une partie commune, et une description en double sera omise. Ira figure 5 est une vue en coupe transversale d'une soufflante munie d'une structure de queue-d'aronde selon un premier mode de réalisation, et représente uni- quement un côté supérieur d'un axe 1 d'un arbre rotatif. En outre les figures 6A, 6B, 6C et 6D sont des vues partiellement en croupe transversale de la figure 5, et sont respectivement des vues en coupe transversale prises le long de la ligne A-A, de la ligne B-B, de la ligne C-C et de la ligne D-D. Une structure de queue-d'aronde selon la pré- sente invention est structurée de telle sorte qu'une soufflante, dans laquelle un diamètre de moyeu d'entrée est plus petit qu'un diamètre de moyeu de sortie, est fixée sur une partie autour d'un disque discoïde 10 en- traîné en rotation par une turbine (non représentée). En outre, dans ce mode de réalisation, la souf-flante est constituée par une soufflante à rapport moyeu/pointe nul qui peut aspirer de l'air à proximité d'un centre de rotation, et dans laquelle un diamètre de moyeu d'entrée substantiel est nul ou presque nul, et un rapport moyeu/pointe est compris entre 0 et 0,35. Further, in the other preferred embodiment, the engaging subpart has a plurality of parallel dovetail portions extending parallel to the axis of the rotating shaft from the edge of the blowing the blower toward the intermediate portion, and spaced at a fixed angle in a circumferential direction, and the helix cone has a plurality of parallel dovetail grooves adapted to the parallel dovetail portions, and an adaptation portion adapted to the cylindrical inner surface provided in the disc. Further, in the other preferred embodiment, the engaging sub-portion is comprised of a plurality of enlarged portions extending from the leading edge of the blower to the intermediate portion and spaced at an angle. fixed in a peripheral direction, and the helical cone has a plurality of arrangement grooves adapted to a lower front edge of the fan in an upper portion relative to the enlarged portions, and a matching portion adapted to the cylindrical inner surface provided in the disk. According to the structure of the present invention mentioned above, since the disk has the main dovetail throat extending parallel to the axis of the axis of rotation from the leading edge to the edge and the blower having the inlet hub diameter smaller than the outlet hub diameter at the main dovetail portion extending at the same angle as the angle of the outlet groove. dovetail, and capable of being adapted to the dovetail groove, it is possible to securely fix the blower on the part around the disc, and it is possible to safely transmit the force centrifugal back applied to the blower towards the disc via the dovetail portion and the main dovetail groove. Further, since the main dovetail portion and the main dovetail throat extend parallel to the axis of the axis of rotation, it is possible to establish a throat main dovetail sufficiently long, capable of transmitting the centrifugal force applied back to the part from the intermediate part towards the trailing edge, even in the case of the attachment of the fan having the inlet hub diameter more small as the output hub diameter, and it is possible to sufficiently suppress the stress generated in the main dovetail portion and the main dovetail groove. Furthermore, because the blower has the engaging subpart for supporting the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion, and is provided with the engaging propeller cone with the engagement sub-portion in order to be able to transmit the forward centrifugal force to the disc, it is possible to safely withstand the forward centrifugal force applied to the portion having the small hub diameter of the in which the inlet hub diameter is smaller than the output hub diameter, via the helical cone, in order to be capable of safe transmission to the disk. Moreover, since the backward centrifugal force applied to the portion from the intermediate portion to the trailing edge is transmitted to the disc by the main dovetail throat and the main dovetail portion. extending parallel to the axis of the rotating shaft, it is possible to cause the force component along the main dovetail groove of the centrifugal force applied to the fan, where the diameter input hub is smaller than the output hub diameter, which is small, and it is possible to safely support the force component through the low stress on the basis of the element structure with the same structure as usual. The other objects and the advantageous features of the present invention will appear from the description which follows, with reference to the appended drawings, in which: FIG. 1 is a schematic view of a conventional turbofan engine, FIG. 2 is an explanatory view of a hub / tip ratio; FIG. 3 is a diagrammatic view of a "double flow motor" in patent document 1; FIG. 4 is a diagrammatic view; of a "sloping dovetail structure" in the 2C patent 2, - Figure 5 is a cross-sectional view of a fan provided with a dovetail structure according to the present invention. FIGS. 6A, 6B, 6C and 6D are partially cross-sectional views of FIG. 5; FIG. 7 is a view of a second embodiment of the dovetail structure according to FIG. 8A, 8B and 8C are partial views in perspective and a view of the present invention. Fig. 9 is a view of a third embodiment of the dovetail structure according to the present invention; Fig. 10 is a partially perspective view of the FIG. 9 is a view of a fourth embodiment of the dovetail structure according to the present invention, and FIGS. 12A and 12B are partially perspective views of FIG. Description will be given below of a preferred embodiment of the present invention with reference to the attached drawings. In this case, on each of the drawings, the same reference numerals are assigned to a common part, and a duplicate description will be omitted. Fig. 5 is a cross-sectional view of a fan provided with a dovetail structure according to a first embodiment, and only shows an upper side of an axis 1 of a rotating shaft. Further, Figs. 6A, 6B, 6C and 6D are partially cross-sectional views of Fig. 5, and are respectively cross-sectional views taken along the line AA, line BB, line CC and the DD line. A dovetail structure according to the present invention is structured such that a blower, in which an inlet hub diameter is smaller than an outlet hub diameter, is fixed on a portion around a disk disc 10 rotated by a turbine (not shown). Further, in this embodiment, the blower is a hub / tip ratio blower that can draw air near a center of rotation, and in which an inlet hub diameter. Substantial is zero or almost zero, and a hub / tip ratio is between 0 and 0.35.
Dans ce cas, sur la figure 5, la référence numérique 1 indique un axe d'un arbre rotatif d'un disque 10, et la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et la référence numérique 2 indique un trajet d'écoulement d'air, la référence numérique 3 indique une surface périphérique intérieure du trajet d'écoulement d'air, la référence numérique 4 indique un palier supportant le dis-que 10 en rotation, et la référence numérique 5 indique un écoulement d'air d'écoulement d'entrée. In this case, in FIG. 5, the reference numeral 1 indicates an axis of a rotary shaft of a disc 10, and the hub / tip ratio blower 20, and numeral 2 indicates a flow path of In the air, reference numeral 3 indicates an inner peripheral surface of the air flow path, numeral 4 indicates a bearing supporting the rotor 10, and numeral 5 indicates an air flow of inlet flow.
La soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 est formée de telle sorte qu'une pale de rotor de premier étage de soufflante 20a pour attirer l'air vers l'intérieur, et une pale en spirale 20b aspirant l'air à partir de la partie à proximité du centre de rotation de manière à comprimer et à alimenter la pale de rotor de premier étage de soufflante, sont couplées en un seul bloc, et des surfaces de pale respectives sont reliées de manière régulière. Dans ce cas, le rapport moyeu/pointe substantiel de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 n'est pas 0, mais peut être établi à 0. Sur les figures 5, 6A, 6B, 6C et 6D, le disque 10 a une pluralité (par exemple dix-huit dans ce mode de réalisation) de gorges de queue-d'aronde principales 12 qui sont espacées selon un angle fixe (par exemple, 20 degrés dans ce mode de réalisation) dans une direction périphérique. En outre, la gorge de queue-d'aronde principale 12 s'étend parallèlement à l'axe 1 de l'arbre rotatif, à partir d'un bord d'attaque l0a vers un bord de fuite 10b du disque 10. The hub / tip ratio blower 20 is formed such that a first stage rotor blade 20a for drawing air inward, and a spiral blade 20b sucking air from the portion adjacent to the center of rotation so as to compress and feed the first stage fan blade blade, are coupled in a single block, and respective blade surfaces are connected in a regular manner. In this case, the hub / peak ratio of the hub / tip ratio blower 20 is not 0, but can be set to 0. In FIGS. 5, 6A, 6B, 6C and 6D, the disk 10 has a plurality (e.g., eighteen in this embodiment) of main dovetail grooves 12 which are spaced at a fixed angle (e.g., 20 degrees in this embodiment) in a peripheral direction. In addition, the main dovetail groove 12 extends parallel to the axis 1 of the rotary shaft, from a leading edge 10a to a trailing edge 10b of the disk 10.
La soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a une partie de queue-d'aronde principale 22 dans une extrémité intérieure de celle-ci. La partie de queue-d'aronde principale 22 s'étend parallèlement à l'axe 1 de l'arbre rotatif de la même manière que la gorge de queue- d'aronde principale 12 du disque 10, et est structurée de manière à pouvoir être adaptée à la gorge de queue-d'aronde principale 12. Il est préférable que la partie de queue-d'aronde principale 22 soit fournie dans une position correspondant à une pale de rotor de premier étage de soufflante 20a, et soit structurée de manière à être capable de transmettre une force centrifuge arrière appliquée à une partie depuis une partie intermédiaire vers une bord de fuite de la soufflante vers le disque 10. The hub / tip ratio blower 20 has a main dovetail portion 22 in an inner end thereof. The main dovetail portion 22 extends parallel to the axis 1 of the rotary shaft in the same manner as the main dovetail groove 12 of the disk 10, and is structured so as to be able to to be adapted to the main dovetail groove 12. It is preferred that the main dovetail portion 22 be provided in a position corresponding to a first-stage fan rotor blade 20a, and be structured to so as to be able to transmit a centrifugal force applied back to a portion from an intermediate portion to a trailing edge of the blower towards the disc 10.
La soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a en outre une sous-partie de mise en prise 24 pour supporter une force centrifuge avant appliquée à une partie de-puis un bord d'attaque vers la partie intermédiaire de la soufflante. La sous-partie de mise en prise 24 est de préférence fournie dans une position correspondant à une pale en spirale 20b. Dans ce cas, la référence numérique 26 sur ce dessin indique une partie de plate-forme constituant la surface périphérique intérieure 3 du trajet d'écoulement d'air 2 de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20. Sur la figure 5, la structure de queue-d'aronde selon la présente invention est en outre munie d'un cône d'hélice 30 capable d'être fixé au disque 10 par un étrier de couplage 15, dans un côté avant (un côté gauche sur le dessin) de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20. Le cône d'hélice 30 vient en prise avec la sous-partie de mise en prise 24 de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et a une fonction de transmission d'une force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire de la soufflante au disque 10. Dans le premier mode de réalisation représenté sur la figure 5, la sous-partie de mise en prise 24 est constituée par une partie faisant saillie 25 qui est fournie dans une partie d'extrémité intérieure d'une ex- trémité avant de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et a une surface périphérique extérieure 25a espacée selon une distance fixe R de l'axe 1 de l'arbre rotatif. En outre, dans ce mode de réalisation, le cône d'hélice 30 a une gorge concave 31 ayant une surface périphérique intérieure adaptée à la surface périphérique extérieure 25a de la partie faisant saillie 25, et une partie d'adaptation 37 adaptée à une surface intérieure cylindrique 10c fournie dans le disque 10. The hub / tip ratio blower 20 further has an engaging sub-portion 24 for supporting a forward centrifugal force applied to a portion of and then a leading edge to the intermediate portion of the blower. The engaging sub-portion 24 is preferably provided in a position corresponding to a spiral blade 20b. In this case, reference numeral 26 in this drawing indicates a platform portion constituting the inner peripheral surface 3 of the air flow path 2 of the hub / tip ratio blower 20. In FIG. dovetail structure according to the present invention is further provided with a helical cone 30 capable of being fixed to the disk 10 by a coupling bracket 15, in a front side (a left side in the drawing) The propeller cone 30 engages with the engagement sub-portion 24 of the hub / tip ratio blower 20, and has a transmission function of forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion of the blower to the disk 10. In the first embodiment shown in Figure 5, the engaging sub-portion 24 is constituted by a portion protruding 25 which is provided in a part of ext inner end of a front end of the hub / tip ratio blower 20, and has an outer peripheral surface 25a spaced at a fixed distance R from the axis 1 of the rotary shaft. Further, in this embodiment, the helical cone 30 has a concave groove 31 having an inner peripheral surface adapted to the outer peripheral surface 25a of the protruding portion 25, and a matching portion 37 adapted to a surface inner cylindrical 10c provided in the disk 10.
Dans ce mode de réalisation, le cône d'hélice 30 a en outre une tête de cône 36 fixée sur une extrémité d'attaque de celui-ci par un étrier de couplage 35. Dans le cas de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 dans laquelle le diamètre de moyeu d'entrée substantiel est nul ou presque nul, un diamètre de trajet d'écoulement de la surface périphérique intérieure 3 du trajet d'écoulement d'air 2 est largement modifié par rapport à zéro ou un petit diamètre proche de zéro en un grand diamètre atteignant trois fois ou plus (environ trois fois dans ce mode de réalisation) celui-ci. En conséquence, un diamètre d'une surface périphérique extérieure 25a de la partie faisant saillie 25 de-vient égal ou inférieur à un tiers du diamètre maximum de la partie de montage de la partie de queue-d'aronde prin- cipale 22. En outre, la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire de la soufflante correspond à une force centrifuge appliquée à la pale en spirale 20b positionnée dans un côté extérieur de celle-ci, et est inférieure par comparaison à une force centrifuge arrière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite de la soufflante. En conséquence, il est possible de supporter la force centrifuge avant sur la base d'une mise en prise entre la partie faisant: saillie 25 fournie dans la partie d'extrémité intérieure de l'extrémité avant et la gorge concave du cône d'hélice 30. Selon la structure mentionnée ci-dessus, puis- que le disque 10 a la gorge de queue-d'aronde principale 12 s'étendant parallèlement à l'axe 1 de l'arbre rotatif à partir du bord d'attaque l0a vers le bord de fuite 10b, et puisque la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a la partie de queue-d'aronde principale 22 qui est adaptée à la gorge de queue-d'aronde principale, et peut transmettre la force centrifuge arrière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite, il est possible de fixer de manière sûre la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 sur la partie autour du dis- que 10, et il est possible de transmettre de manière sûre la force centrifuge arrière appliquée à la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 au disque 10 via la partie de queue-d'aronde principale et la gorge de queue-d'aronde principale 12. In this embodiment, the helical cone 30 further has a cone head 36 attached to a leading end thereof by a coupling bracket 35. In the case of the hub / tip ratio blower Wherein the substantial inlet hub diameter is zero or nearly zero, a flow path diameter of the inner peripheral surface 3 of the air flow path 2 is greatly changed from zero or a small diameter close to zero in a large diameter up to three times or more (about three times in this embodiment) thereof. Accordingly, a diameter of an outer circumferential surface 25a of the recessed protruding portion equal to or less than one-third of the maximum diameter of the mounting portion of the main dovetail portion 22. In FIG. further, the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion of the blower corresponds to a centrifugal force applied to the spiral blade 20b positioned in an outer side thereof, and is lower by comparison a centrifugal force back applied to the portion from the intermediate portion to the trailing edge of the blower. Accordingly, it is possible to withstand the forward centrifugal force on the basis of engagement between the protrusion portion provided in the inner end portion of the forward end and the concave throat of the helical cone. 30. According to the above-mentioned structure, since the disk 10 has the main dovetail throat 12 extending parallel to the axis 1 of the rotary shaft from the leading edge 10a to the trailing edge 10b, and since the hub / tip ratio blower 20 has the main dovetail portion 22 which is adapted to the main dovetail throat, and can transmit the applied back centrifugal force at the portion from the intermediate part towards the trailing edge, it is possible to securely fasten the hub / tip ratio blower 20 to the portion around the disc 10, and it is possible to securely transmit the centrifugal force back applied to the blower at zero hub / tip ratio to disk 10 via the main dovetail portion and the main dovetail throat 12.
En outre, du fait que la partie de queue-d'aronde 22 et la gorge de queue-d'aronde 12 s'étendent parallèlement à l'axe 1 de l'arbre rotatif, il est possible d'établir la gorge de queue-d'aronde principale suffisamment longue qui peut transmettre la force centrifuge arrière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite, même dans le cas de la fixation de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul dans laquelle le diamètre de moyeu d'entrée substantiel est nul ou presque nul, et il est possible de supprimer la contrainte générée dans la partie de queue-d'aronde principale 22 et la gorge de queue-d'aronde principale 12 suffisamment petite. En outre, du fait que la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a la sous-partie de mise en prise 24 35 (la partie faisant saillie 25 dans ce mode de réalisa- tion) destinée à supporter la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire, a en outre la gorge concave 31 et la partie d'adaptation 37 dans ce mode de réalisation, et est munie d'un cône d'hélice 30 venant en prise avec la sous-partie de mise en prise 24 afin d'être capable de transmettre la force centrifuge avant au disque 10, il est possible de supporter de manière sûre la force centrifuge avant appliquée à la partie dans laquelle le dia- mètre de moyeu de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 est nul ou presque nul via la gorge concave 31 et la partie d'adaptation 37 du cône d'hélice 30, pour une transmission sûre au disque 10. En outre, du fait que la force centrifuge ar- rière appliquée à la partie depuis la partie intermédiaire vers le bord de fuite est transmise au disque 10 par la gorge de queue-d'aronde principale 12, et la partie de queue-d'aronde principale 12 s'étend parallèlement à l'axe de l'arbre rotatif, il est possible de faire en sorte que la composante de force le long de la gorge de queue-d'aronde principale de la force centrifuge appliquée à la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 soit petite, et il est possiblede supporter de manière sûre la composante de force par la faible contrainte sur la base de la structure d'élément de retenue ayant la même structure qu'habituellement. Sur la figure 5, la partie de queue-d'aronde principale 22 de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a une surface arrière verticale 23 qui est orthogonale à la gorge de queue-d'aronde principale 12, dans une extrémité arrière de celle-ci. En outre, la structure de queue-d'aronde selon la présente invention a un élément de retenue arrière 16 fixé sur une surface d'extrémité arrière (un bord arrière 10b) du disque 10 par un étrier de couplage (par exemple, un boulon et un écrou) (non représenté). L'élément de retenue arrière 16 est structuré de sorte que sa surface avant est fixée de manière serrée sur la surface arrière verticale 23 de manière à empêcher la partie de queue-d'aronde principale 22a de se déplacer vers l'arrière. Selon cette structure, il est possible de par-venir à une pression de surface d'une surface de contact de l'élément de retenue arrière sensiblement constante, et il est possible de réduire la contrainte interne générée dans l'élément de retenue arrière. Dans ce cas, :les moyens de fixation dans la di-rection axiale de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 ne sont. pas limités à la surface arrière verticale 23 et à l'élément de retenue arrière 16 mentionnés ci-dessus, mais peuvent utiliser les autres moyens bien connus seuls ou ensemble. La figure 7 est une vue représentant un deuxième mode de réalisation de la structure de queue-d'aronde selon la présente invention. En outre, la figure 8A est une vue partiellement en perspective d'une partie avant de soufflante, la figure 8B est une vue en perspective, prise le long de la ligne B-B sur la figure 7, et la figure 8C est une vue partiellement en coupe transver- sale, prise le long de la ligne C-C sur la figure 7. Dans ce mode de réalisation, la sous-partie de mise en prise 24 est constituée par une pluralité de parties de queue-d'aronde en pente 27. Les parties de queue- d'aronde en pente 27 s'étendent sur un angle fixe 0 par rapport à l'axe 1 de l'arbre rotatif depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et sont espacées selon un angle fixe (par exemple, 20 degrés dans ce mode de réali- sation) dans une direction périphérique. Further, because the dovetail portion 22 and the dovetail groove 12 extend parallel to the axis 1 of the rotating shaft, it is possible to establish the tail groove. -a sufficiently large main dovetail that can transmit the centrifugal force applied back to the part from the intermediate part towards the trailing edge, even in the case of fixing the hub-to-tip ratio blower in which the hub diameter substantial entry is zero or almost zero, and it is possible to remove the constraint generated in the main dovetail portion 22 and the main dovetail throat 12 sufficiently small. Further, since the hub-to-tip ratio blower 20 has the engaging sub-portion 24 (the protruding portion 25 in this embodiment) for supporting the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion, further has the concave groove 31 and the matching portion 37 in this embodiment, and is provided with a helical cone 30 engaging the sub-portion. In order to be able to transmit the forward centrifugal force to the disc 10, it is possible to securely support the centrifugal force before applied to the part in which the hub diameter of the blower is connected. hub / tip 20 is zero or almost zero through the concave groove 31 and the adapter portion 37 of the spiral cone 30, for safe transmission to the disk 10. In addition, because the centrifugal force rear applied at the party from the intermediate part to the bo rd leak is transmitted to the disk 10 by the main dovetail groove 12, and the main dovetail portion 12 extends parallel to the axis of the rotary shaft, it is possible to do so that the force component along the main dovetail groove of the centrifugal force applied to the hub / tip ratio blower 20 is small, and it is possible to safely support the force component by the low stress on the base of the retainer structure having the same structure as usual. In Fig. 5, the main dovetail portion 22 of the hub / tip ratio blower 20 has a vertical rear surface 23 which is orthogonal to the main dovetail groove 12 in a rear end. of it. In addition, the dovetail structure of the present invention has a rear retainer 16 attached to a rear end surface (a trailing edge 10b) of the disc 10 by a coupling bracket (e.g., a bolt). and a nut) (not shown). The rear retainer 16 is structured so that its front surface is snugly attached to the vertical rear surface 23 so as to prevent the main dovetail portion 22a from moving rearwardly. According to this structure, it is possible to reach a surface pressure of a contact surface of the substantially constant rear retaining element, and it is possible to reduce the internal stress generated in the rear retaining element. In this case, the fastening means in the axial di-rection of the blower hub ratio / zero tip 20 are. not limited to the vertical rear surface 23 and the rear retainer 16 mentioned above, but may use the other well-known means alone or together. Fig. 7 is a view showing a second embodiment of the dovetail structure according to the present invention. Further, Fig. 8A is a partially perspective view of a blower front portion, Fig. 8B is a perspective view taken along the line BB in Fig. 7, and Fig. 8C is a partially in-line view. cross-section, taken along the line CC in Fig. 7. In this embodiment, the engaging sub-portion 24 is constituted by a plurality of sloping dovetail portions 27. Sloping dovetail portions 27 extend at a fixed angle θ relative to the axis 1 of the rotary shaft from the leading edge to the intermediate portion of the hub / tip ratio blower 20. and are spaced at a fixed angle (e.g., 20 degrees in this embodiment) in a peripheral direction.
L'angle fixe 0 correspond à un angle selon le-quel un côté avant est proche de l'axe 1 et un côté arrière est éloigné de l'axe 1, et correspond de préférence à un angle le long de la surface périphérique intérieure 3 du trajet d'écoulement d'air 1. Dans ce cas, l'angle 0 est d'environ 40 degrés dans ce mode de réalisation. En outre, dans ce mode de réalisation, le cône d'hélice 30 a une pluralité de gorges de queue-d'aronde en pente 32 adaptées aux parties de queue-d'aronde en pente 27, une partie d'adaptation 37 adaptée à une sur-face intérieure cylindrique 10c fournie dans le disque 10, et une partie d'adaptation 38 adaptée à une surface intérieure cylindrique 10d fournie dans un côté extérieur du disque 10. The fixed angle θ corresponds to an angle according to which a front side is close to the axis 1 and a rear side is away from the axis 1, and preferably corresponds to an angle along the inner peripheral surface 3 of the air flow path 1. In this case, the angle θ is about 40 degrees in this embodiment. Further, in this embodiment, the helical cone 30 has a plurality of sloping dovetail grooves 32 adapted to the sloping dovetail portions 27, a matching portion 37 adapted to a cylindrical inner surface 10c provided in the disk 10, and an adapter portion 38 adapted to a cylindrical inner surface 10d provided in an outer side of the disk 10.
Les autres structures sont les mêmes que celles du premier mode de réalisation. Selon la structure mentionnée ci-dessus, puis-que la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a la sous-partie de mise en prise 24 (la partie de queue- d'aronde en pente 27 dans ce mode de réalisation) pour supporter la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire, a en outre la gorge de queue-d'aronde en pente 32 et les parties d'adaptation 37 et 38 dans ce mode de réalisa- tion, et est munie d'un cône d'hélice 30 venant en prise avec la sous-partie de mise en prise 24 de manière à être capable de transmettre la force centrifuge avant au dis-que 10, il est possible de supporter de manière sûre la force centrifuge avant appliquée à la partie dans la- quelle le diamètre de moyeu de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul est nul ou presque nul via la gorge de queue-d'aronde en pente 32 et les parties d'adaptation 37 et 38 du cône d'hélice 30, de manière à être capable d'une transmission sûre au disque 10. The other structures are the same as those of the first embodiment. According to the above-mentioned structure, then the hub / tip ratio blower 20 has the engaging sub-portion 24 (the sloping dovetail portion 27 in this embodiment) to support the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion, further has the sloping dovetail groove 32 and the adapter portions 37 and 38 in this embodiment, and is provided with a helical cone 30 engaging engaging sub-portion 24 so as to be capable of transmitting the centrifugal force forward to the dis-10, it is possible to safely support the forward centrifugal force applied to the portion in which the hub-to-tip ratio blower hub diameter is zero or nearly zero via sloping dovetail groove 32 and adapter portions 37 and 38 of the helical cone 30, so as to be capable of safe transmission to the disk 10.
Les autres opérations et effets sont les mêmes que ceux du premier mode de réalisation. La figure 9 est une vue d'un troisième mode de réalisation de la structure de queue-d'aronde selon la présente invention. En outre, la figure 10 est une vue partiellement en perspective d'une partie avant de soufflante de la figure 9. Dans ce mode de réalisation, la sous-partie de mise en prise 24 est constituée par une pluralité de par- ties de queue-d'aronde parallèles 28. Les parties de queue-d'aronde parallèles 28 s'étendent parallèlement à l'axe 1 de l'arbre rotatif depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et sont espacées selon un angle fixe (par exemple, 20 degrés dans ce mode de réalisation) dans la direction périphérique. Une force centrifuge (une force centrifuge avant) appliquée à la partie de queue-d'aronde parallèle 28 correspond à une force centrifuge appliquée à la pale en spirale 20b positionnée dans une partie extérieure de celle-ci, et est plus petite par comparaison à une force centrifuge de la pale de rotor de premier étage de soufflante 20a appliquée à la partie de queue-d'aronde principale 22. The other operations and effects are the same as those of the first embodiment. Fig. 9 is a view of a third embodiment of the dovetail structure according to the present invention. Further, Fig. 10 is a partially perspective view of a blower front portion of Fig. 9. In this embodiment, the engaging sub-portion 24 is constituted by a plurality of tail portions. Parallel dovetail portions 28. The parallel dart-tail portions 28 extend parallel to the axis 1 of the rotary shaft from the leading edge to the intermediate portion of the hub / tip ratio blower. 20, and are spaced at a fixed angle (e.g., 20 degrees in this embodiment) in the peripheral direction. Centrifugal force (a forward centrifugal force) applied to the parallel dovetail portion 28 corresponds to a centrifugal force applied to the spiral blade 20b positioned in an outer portion thereof, and is smaller in comparison to a centrifugal force of the first fan stage rotor blade 20a applied to the main dovetail portion 22.
En conséquence, il est préférable qu'une taille de la partie de queue-d'aronde parallèle 28 soit réalisée suffisamment plus petite qu'une taille de la partie de queue-d'aronde principale 22. En outre, dans ce mode de réalisation, le cône d'hélice 30 a une pluralité de gorges de queue-d'aronde parallèles 33 adaptées à la partie de queue-d'aronde parallèle 28, et une partie d'adaptation 37 adaptée à une surface intérieure. cylindrique 10c fournie dans le disque 10. Accordingly, it is preferred that a size of the parallel dovetail portion 28 be made sufficiently smaller than a size of the main dovetail portion 22. In addition, in this embodiment the helical cone 30 has a plurality of parallel dovetail grooves 33 adapted to the parallel dovetail portion 28, and an adapter portion 37 adapted to an interior surface. cylindrical 10c provided in the disk 10.
Les autres structures sont les mêmes que celles du premier mode de réalisation. Selon la structure mentionnée ci-dessus, puis-que la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a la sous-partie de mise en prise 24 (la partie de queue-d'aronde parallèle 28 dans ce mode de réalisation) destinée à supporter la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire, a en outre la gorge de queue-d'aronde parallèle 33 et la partie d'adaptation 37 dans ce mode de réalisation, et est munie du cône d'hélice 30 venant en prise avec la sous-partie de mise en prise 24 de manière à être capable de transmettre la force centrifuge avant au dis-que 10, il est possible de supporter de manière sûre la force centrifuge avant appliquée à la partie dans la-quelle le diamètre de moyeu de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul est nul ou presque nul via la gorge de queue-d'aronde parallèle 33 et la partie d'adaptation 37 du cône d'hélice 30, de manière à être capable d'une transmission sûre au disque 10. Les autres opérations et effets sont les mêmes que ceux du premier mode de réalisation. La figure 11 est une vue d'un quatrième mode de réalisation de la structure de queue-d'aronde selon la présente invention, la figure 12A est une vue partielle-ment en perspective de la partie avant de soufflante, et la figure 12B est une vue partiellement en perspective du cône d'hélice. Dans ce mode de réalisation, la sous-partie de mise en prise 24 est constituée par une pluralité de parties agrandies 29. Les parties agrandies 29 s'étendent vers la partie intermédiaire depuis le bord d'attaque de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20, et sont espacées selon un angle fixe (par exemple, 20 degrés dans ce mode de réalisation) dans la direction périphérique. The other structures are the same as those of the first embodiment. According to the above-mentioned structure, then the hub-to-tip ratio blower 20 has the engaging sub-portion 24 (the parallel dovetail portion 28 in this embodiment) for supporting the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion, further has the parallel dovetail groove 33 and the adapter portion 37 in this embodiment, and is provided with the cone propeller 30 engaging the engaging sub-portion 24 so as to be capable of transmitting the centrifugal force forward to the disc 10, it is possible to safely withstand the centrifugal force before applied to the part wherein the hub-to-tip ratio blower hub diameter is zero or nearly zero through the parallel dovetail throat 33 and the adapter portion 37 of the helical cone 30, so as to to be capable of safe transmission to disk 10. Others operations and effects are the same as those of the first embodiment. FIG. 11 is a view of a fourth embodiment of the dovetail structure according to the present invention, FIG. 12A is a partial perspective view of the front fan part, and FIG. 12B is a partially perspective view of the helical cone. In this embodiment, the engaging sub-portion 24 is constituted by a plurality of enlarged portions 29. The enlarged portions 29 extend toward the intermediate portion from the leading edge of the hub / tip ratio blower 20, and are spaced at a fixed angle (e.g., 20 degrees in this embodiment) in the peripheral direction.
Une largeur dans la direction périphérique de la partie agrandie 29 est de préférence formée de manière plus épaisse qu'un bord inférieur avant de la soufflante. Dans ce cas, une "structure dans laquelle la largeur dans la direction périphérique de la partie agrandie 29 est formée de manière plus épaisse que le bord inférieur avant de la soufflante" n'est pas essentielle dans le cas où la force centrifuge avant appliquée à la partie intermédiaire depuis le bord d'attaque de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 est suffisamment faible. En d'autres termes, il n'est pas essentiel d'utiliser une structure dans laquelle une épaisseur est augmentée et une charge est transmise. En outre, dans ce mode de réalisation, le cône d'hélice 30 a une pluralité de gorges d'agencement 34 adaptées au bord inférieur avant de la soufflante dans la partie supérieure à la partie agrandie 29, une partie d'adaptation 37 adaptée à la surface intérieure cylindrique 10c fournie dans le disque 10, et une partie d'adap- tation 38 adaptée à la surface intérieure cylindrique 10d fournie dans un côté extérieur du disque 10. Les autres structures sont les mêmes que celles du premier mode de réalisation. Selon la structure mentionnée ci-dessus, puis- que la soufflante à rapport moyeu/pointe nul 20 a la sous-partie de mise en prise 24 (la partie agrandie 29 dans ce mode de réalisation) destinée à supporter la force centrifuge avant appliquée à la partie depuis le bord d'attaque vers la partie intermédiaire, a en outre la gorge d'agencement 34 et les parties d'adaptation 37 et 38 dans ce mode de réalisation, et est munie d'un cône d'hélice 30 venant en prise avec la sous-partie de mise en prise 24 de manière à être capable de transmettre la force centrifuge avant au disque 10, il est possible de supporter de manière sûre la force centrifuge avant ap- pliquée à la partie dans laquelle le diamètre de moyeu de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul est nul ou presque nul via la gorge d'agencement 34 et les parties d'adaptation 37 et 38 du cône d'hélice 30, de manière à être capable d'une transmission sûre au disque 10. Les autres opérations et effets sont les mêmes que ceux du premier mode de réalisation. Dans le quatrième mode de réalisation mention-née ci-dessus, (1) il est possible de transmettre la force centrifuge avant appliquée à la partie dans la-quelle le diamètre de moyeu de la soufflante à rapport moyeu/pointe nul est nul ou presque nul, et le rapport moyeu/pointe est compris entre 0 et 0,35, au disque 10 sur la base de l'agencement entre la partie de queue- d'aronde principale 22 et la gorge de queue-d'aronde principale 12, et (2) il est possible de faire en sorte que la taille de la partie agrandie 29 soit petite, ou d'omettre sensiblement la partie agrandie 29, tant que le bord inférieur avant de la soufflante dans la partie su- périeure par rapport à la partie agrandie 29 et la gorge d'agencement 34 sont adaptés de manière à supprimer les vibrations de la soufflante. Dans ce cas, il va sans dire que la présente invention n'est pas limitée aux modes de réalisation men- tionnés ci-dessus, mais qu'elle peut être modifiée de manière diverse dans une mesure dans la portée de la pré-sente invention. A width in the peripheral direction of the enlarged portion 29 is preferably formed thicker than a lower front edge of the blower. In this case, a "structure in which the width in the peripheral direction of the enlarged portion 29 is formed thicker than the lower front edge of the blower" is not essential in the case where the forward centrifugal force applied to the the intermediate portion from the leading edge of the hub / tip ratio blower 20 is sufficiently small. In other words, it is not essential to use a structure in which a thickness is increased and a load is transmitted. Further, in this embodiment, the helical cone 30 has a plurality of arrangement grooves 34 adapted to the lower front edge of the fan in the upper portion of the enlarged portion 29, an adapter portion 37 adapted to the cylindrical inner surface 10c provided in the disk 10, and an adaptation portion 38 adapted to the cylindrical inner surface 10d provided in an outer side of the disk 10. The other structures are the same as those of the first embodiment. According to the above-mentioned structure, since the hub / tip ratio blower 20 has the engaging sub-portion 24 (the enlarged portion 29 in this embodiment) for supporting the forward centrifugal force applied to the portion from the leading edge to the intermediate portion, furthermore has the arrangement groove 34 and the adaptation portions 37 and 38 in this embodiment, and is provided with a helical cone 30 coming into taken with the engaging sub-portion 24 so as to be able to transmit the forward centrifugal force to the disc 10, it is possible to safely withstand the centrifugal force before applied to the part in which the hub diameter of the hub / tip ratio blower is zero or nearly zero via the arrangement groove 34 and the adapter portions 37 and 38 of the fan cone 30 so as to be capable of safe transmission to the disk 10 The other operations and effects are the m my than the first embodiment. In the fourth embodiment mentioned above, (1) it is possible to transmit the centrifugal force before applied to the portion in which the hub diameter of the zero hub / tip ratio blower is zero or so zero, and the hub / tip ratio is 0 to 0.35, to the disk 10 based on the arrangement between the main dovetail portion 22 and the main dovetail groove 12, and (2) it is possible to make the size of the enlarged portion 29 small, or to substantially omit the enlarged portion 29, as long as the lower front edge of the blower in the upper portion relative to the enlarged portion 29 and the arrangement groove 34 are adapted to suppress vibration of the blower. In this case, it goes without saying that the present invention is not limited to the embodiments mentioned above, but may be varied in a variety of ways within the scope of the present invention. .
Claims (6)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2006068517A JP4807113B2 (en) | 2006-03-14 | 2006-03-14 | Fan dovetail structure |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2898646A1 true FR2898646A1 (en) | 2007-09-21 |
| FR2898646B1 FR2898646B1 (en) | 2011-12-16 |
Family
ID=37908789
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR0701689A Expired - Fee Related FR2898646B1 (en) | 2006-03-14 | 2007-03-08 | STRUCTURE OF TAIL-D'ARONDE OF A BLOWER. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US20070217915A1 (en) |
| JP (1) | JP4807113B2 (en) |
| DE (1) | DE102007012374B4 (en) |
| FR (1) | FR2898646B1 (en) |
| GB (1) | GB2436132B (en) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007247407A (en) * | 2006-03-13 | 2007-09-27 | Ihi Corp | Holding structure of fan blade |
| GB0803366D0 (en) | 2008-02-26 | 2008-04-02 | Rolls Royce Plc | Nose cone assembly |
| FR2930595B1 (en) * | 2008-04-24 | 2011-10-14 | Snecma | BLOWER ROTOR OF A TURBOMACHINE OR A TEST ENGINE |
| US8435006B2 (en) * | 2009-09-30 | 2013-05-07 | Rolls-Royce Corporation | Fan |
| US10018048B2 (en) | 2013-03-12 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | T-shaped platform leading edge anti-rotation tabs |
| WO2014143267A1 (en) * | 2013-03-15 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low fan noise |
| US20160201684A1 (en) | 2013-09-30 | 2016-07-14 | United Technologies Corporation | Compressor area splits for geared turbofan |
| FR3033359B1 (en) * | 2015-03-02 | 2017-04-07 | Snecma | MONOBLOC DRAWING DISK HAVING A HUB HAVING AN EVIDENCE FACED BY A BODY COMPRISING SAME |
| FR3048997B1 (en) | 2016-03-21 | 2020-03-27 | Safran Aircraft Engines | BLADE PLATFORM AND AERONAUTICAL TURBOMACHINE BLOWER DISC |
| FR3070183B1 (en) | 2017-08-18 | 2019-09-13 | Safran Aircraft Engines | TURBINE FOR TURBOMACHINE |
| US10738630B2 (en) * | 2018-02-19 | 2020-08-11 | General Electric Company | Platform apparatus for propulsion rotor |
| US11280199B2 (en) | 2018-11-21 | 2022-03-22 | Honeywell International Inc. | Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution |
| US11181120B2 (en) * | 2018-11-21 | 2021-11-23 | Honeywell International Inc. | Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution |
| CN113738530B (en) * | 2021-10-15 | 2022-06-17 | 清华大学 | Multi-duct aero-engine casing structure with blade tip fan |
Family Cites Families (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2755868A (en) * | 1953-09-17 | 1956-07-24 | United Aircraft Corp | Spinner construction for an aeronautical propeller |
| FR2345605A1 (en) * | 1976-03-25 | 1977-10-21 | Snecma | RETAINING DEVICE FOR BLOWER BLADES |
| US4621979A (en) * | 1979-11-30 | 1986-11-11 | United Technologies Corporation | Fan rotor blades of turbofan engines |
| FR2502690B1 (en) * | 1981-03-27 | 1985-09-13 | Snecma | DEVICE FOR LOCKING BLOWER VANES AND FOR FIXING A FRONT HOOD OF A TURBO-JET |
| FR2507679A1 (en) * | 1981-06-12 | 1982-12-17 | Snecma | DEVICE FOR LOCKING A TURBOMACHINE ROTOR BLADE |
| FR2514409B1 (en) * | 1981-10-09 | 1986-03-21 | Snecma | DEVICE FOR LAYING BLADES IN SECTORS ON A TURBOMACHINE ROTOR DISC |
| US4451205A (en) * | 1982-02-22 | 1984-05-29 | United Technologies Corporation | Rotor blade assembly |
| FR2566061B1 (en) * | 1984-06-14 | 1988-09-02 | Snecma | AXIAL LOCKING DEVICE OF A TURBOMACHINE BLADE |
| US5022822A (en) * | 1989-10-24 | 1991-06-11 | United Technologies Corporation | Compressor blade attachment assembly |
| US5067876A (en) * | 1990-03-29 | 1991-11-26 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk |
| US5112193A (en) * | 1990-09-11 | 1992-05-12 | Pratt & Whitney Canada | Fan blade axial retention device |
| FR2669686B1 (en) * | 1990-11-28 | 1994-09-02 | Snecma | BLOWER ROTOR WITH BLADES WITHOUT PLATFORMS AND SHOES RECONSTRUCTING THE VEIN PROFILE. |
| US5197857A (en) * | 1991-06-06 | 1993-03-30 | General Electric Company | Multiple rotor disk assembly |
| US5281096A (en) * | 1992-09-10 | 1994-01-25 | General Electric Company | Fan assembly having lightweight platforms |
| JP3306998B2 (en) * | 1993-06-10 | 2002-07-24 | 石川島播磨重工業株式会社 | Turbine rotor |
| US5443365A (en) * | 1993-12-02 | 1995-08-22 | General Electric Company | Fan blade for blade-out protection |
| US5486095A (en) * | 1994-12-08 | 1996-01-23 | General Electric Company | Split disk blade support |
| GB2299834B (en) * | 1995-04-12 | 1999-09-08 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine rotary disc |
| GB9615826D0 (en) * | 1996-07-27 | 1996-09-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine fan blade retention |
| GB9814567D0 (en) * | 1998-07-07 | 1998-09-02 | Rolls Royce Plc | A rotor assembly |
| US6149380A (en) * | 1999-02-04 | 2000-11-21 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Hardwall fan case with structured bumper |
| FR2819289B1 (en) * | 2001-01-11 | 2003-07-11 | Snecma Moteurs | COMBINED OR CASCADE BLADE RETENTION SYSTEM |
| JP4316168B2 (en) * | 2001-08-30 | 2009-08-19 | 株式会社東芝 | Method for selecting blade material and shape of steam turbine blade and steam turbine |
| US6764282B2 (en) * | 2001-11-14 | 2004-07-20 | United Technologies Corporation | Blade for turbine engine |
| GB2382382B (en) * | 2001-11-23 | 2005-08-10 | Rolls Royce Plc | A fan for a turbofan gas turbine engine |
| JP4352757B2 (en) * | 2003-05-14 | 2009-10-28 | 株式会社Ｉｈｉ | Jet engine fan and fan spacer |
| FR2930595B1 (en) * | 2008-04-24 | 2011-10-14 | Snecma | BLOWER ROTOR OF A TURBOMACHINE OR A TEST ENGINE |
-
2006
- 2006-03-14 JP JP2006068517A patent/JP4807113B2/en active Active
-
2007
- 2007-02-16 GB GB0703073A patent/GB2436132B/en active Active
- 2007-02-28 US US11/680,010 patent/US20070217915A1/en not_active Abandoned
- 2007-03-08 FR FR0701689A patent/FR2898646B1/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-03-14 DE DE102007012374.6A patent/DE102007012374B4/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB2436132A (en) | 2007-09-19 |
| GB0703073D0 (en) | 2007-03-28 |
| JP4807113B2 (en) | 2011-11-02 |
| US20070217915A1 (en) | 2007-09-20 |
| JP2007247427A (en) | 2007-09-27 |
| DE102007012374A1 (en) | 2007-09-20 |
| DE102007012374B4 (en) | 2015-06-03 |
| GB2436132B (en) | 2008-05-14 |
| FR2898646B1 (en) | 2011-12-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2898646A1 (en) | STRUCTURE OF TAIL-D'ARONDE OF A BLOWER. | |
| FR2898636A1 (en) | STRUCTURE OF TAIL-OF BROWN RADIUS. | |
| EP1357279B1 (en) | Noise reducing attachment for a turbofan engine | |
| EP2028375B1 (en) | Nose cone for an airplane turbine engine with integrated balancing ring | |
| EP2042806B1 (en) | Combustion chamber of a turbomachine | |
| EP1626170B1 (en) | Turbomachine with counter-rotating fan | |
| FR2926791A1 (en) | AIR INLET FOR AIRCRAFT NACELLE, AND PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING SUCH AN AIR INTAKE | |
| FR2904033A1 (en) | Diffuser-synchronizing ring assembly for supplying air to annular combustion chamber in turbomachine e.g. jet engine or jet prop engine, has annular flanges and cylinders made of sheets to which blades are fixed by brazing | |
| WO2017085386A1 (en) | Aircraft turbomachine front part | |
| FR2943726A1 (en) | ROTATING INPUT COVER FOR TURBOMACHINE, COMPRISING AN EXTREMITY BEFORE EXCENTREE | |
| FR2935349A1 (en) | TURBOMACHINE WITH NON-CARINEATED PROPELLERS | |
| FR2964725A1 (en) | AERODYNAMIC FAIRING FOR BOTTOM OF COMBUSTION CHAMBER | |
| FR3039134A1 (en) | AIRCRAFT WITH A PROPULSIVE ASSEMBLY COMPRISING A BLOWER AT THE REAR OF THE FUSELAGE | |
| FR2961564A1 (en) | COMPRESSOR AND OPTIMIZED TURBOMACHINE | |
| CA2925441C (en) | Combustion chamber for a turbine engine with homogeneous air intake through fuel-injection systems | |
| EP3473813A1 (en) | Turbine engine with a rectifier unit | |
| CA2779253A1 (en) | Dual flow turbine engine for an aircraft including structural means for stiffening the central casing | |
| FR2951502A1 (en) | Turbomachine e.g. jet engine, for aircraft, has connection unit with air flow annular channel centered on longitudinal axle, where channel is traversed by oblique torque arms connecting internal units with streamline annual cases | |
| FR3032753A1 (en) | RECTIFIER FOR A TURBOMACHINE | |
| FR2943725A1 (en) | Rotating inlet cowl for turbine engine i.e. jet engine, of aircraft, has front end taking shape of rod, where rod comprises axis parallely merged with rotation axis and made of inconel alloy | |
| FR3118787A1 (en) | PROPULSION ASSEMBLY FOR AIRCRAFT COMPRISING A RECTIFIER VANE INTEGRATED IN AN UPSTREAM PART OF A REDUCED HEIGHT ATTACHMENT MAST | |
| WO2022269180A1 (en) | Fan module impeller, and jet turbine engine equipped with such an impeller | |
| WO2022096832A1 (en) | Fastening of an exhaust cone in a turbine of a turbomachine | |
| FR3126142A1 (en) | Movable wheel for an aircraft turbomachine turbine, comprising a flexible passive member for regulating the flow of cooling air in an axial cavity at the bottom of the cell | |
| FR3131732A1 (en) | PROPULSION ASSEMBLY FOR AIRCRAFT, COMPRISING A STATOR VANE INTEGRATED INTO AN UPSTREAM END PART OF A REDUCED HEIGHT ATTACHMENT MAST |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 14 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 15 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 16 |
|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20231105 |