FR2913735A1 - Disque de rotor d'une turbomachine - Google Patents

Disque de rotor d'une turbomachine Download PDF

Info

Publication number
FR2913735A1
FR2913735A1 FR0701906A FR0701906A FR2913735A1 FR 2913735 A1 FR2913735 A1 FR 2913735A1 FR 0701906 A FR0701906 A FR 0701906A FR 0701906 A FR0701906 A FR 0701906A FR 2913735 A1 FR2913735 A1 FR 2913735A1
Authority
FR
France
Prior art keywords
disk
disc
ribs
platforms
blade
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
FR0701906A
Other languages
English (en)
Other versions
FR2913735B1 (fr
Inventor
Olivier Belmonte
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 FR0701906A priority Critical patent/FR2913735B1/fr
Priority to DE602008001269T priority patent/DE602008001269D1/de
Priority to EP08152232A priority patent/EP1970538B1/fr
Priority to CA2625317A priority patent/CA2625317C/fr
Priority to RU2008109760/06A priority patent/RU2487249C2/ru
Priority to JP2008065685A priority patent/JP5152755B2/ja
Priority to US12/048,726 priority patent/US8277188B2/en
Publication of FR2913735A1 publication Critical patent/FR2913735A1/fr
Application granted granted Critical
Publication of FR2913735B1 publication Critical patent/FR2913735B1/fr
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322—Blade mountings
    • 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
    • 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
    • F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • 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
    • F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps

Landscapes

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

Abstract

Disque (32) de rotor de turbomachine, comportant des plates-formes (44) inter-aubes fixées sur des nervures (16) délimitées par des alvéoles (14) dans lesquelles sont retenus des pieds d'aubes (20), et des garnitures de protection (30) montées entre les fllancs des alvéoles (14) du disque (32) et les pieds des aubes (20), caractérisé en ce que les garnitures de protection (30) ont une section en C permettant de les engager en translation et de les retenir radialement sur les nervures (16) du disque (32) et constituent des moyens de verrouillage des plates-formes (44) sur les nervures (16) du disque (32).

Description

1 DISQUE DE ROTOR D'UNE TURBOMACHINE
La présente invention concerne un disque de rotor de soufflante d'une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion.
Dans la technique connue, un disque de rotor est formé à sa périphérie avec une alternance d'alvéoles et de nervures et porte une pluralité d'aubes, chacune formée d'une pale raccordée à un pied engagé axialement et retenu radialement dans une alvéole du disque. Des plates-formes sont fixées entre les aubes par l'intermédiaire de brides radiales reliées à des brides radiales correspondantes formées sur les nervures du disque. La cinématique de montage et démontage des plates-formes sur les nervures du disque impose que la plate-forme effectue une translation sur la nervure afin que des orifices des brides de la plate-forme viennent s'engager avec des pions ou tiges prévues sur les brides du disque. Dans une turbomachine, les bords latéraux des plates-formes doivent être suffisamment proches des pales de l'aube afin d'éviter les circulations d'air parasites vers le disque. Les pales d'une soufflante ont un profil courbe, ce qui nécessite que les bords latéraux des plates-formes soient également courbes. Cependant, du fait de la cinématique de montage et de démontage, un jeu est nécessaire entre les bords des plates-formes et les pales et induit des fuites d'air vers le disque. Ce jeu est particulièrement important aux extrémités axiales de la plate-forme. Ainsi, le cumul des jeux aubes / plates-formes sur l'ensemble du disque entraîne une diminution du rendement de la turbomachine. Dans la technique antérieure, les solutions se sont focalisées sur la restauration de l'étanchéité entre la plate-forme et l'aube. Cependant ces techniques nécessitent l'incorporation de pièces supplémentaires, ce qui conduit à un alourdissement de la turbomachine.
L'invention a notamment pour but d'apporter une solution simple, économique et efficace à ces différents problèmes.
2 Elle propose à cet effet un disque de rotor de soufflante de turbomachine, comportant à sa périphérie des aubes dont les pieds sont retenus dans des alvéoles du disque, et des plates-formes inter-aubes fixées sur des nervures délimitées par les alvéoles de montage des pieds d'aubes, des garnitures de protection étant montées entre les flancs des alvéoles du disque et les pieds des aubes, caractérisé en ce que les garnitures de protection ont une section en C permettant de les engager en translation et de les retenir radialement sur les nervures du disque et constituent des moyens de verrouillage des plates-formes sur les nervures du disque. Dans la technique connue, les garnitures sont utilisées pour protéger les pieds des aubes contre des frottements sur les parois internes de l'alvéole. La garniture est habituellement réalisée dans un matériau présentant une résistance à l'usure plus importante que le pied d'aube et que le disque. Selon l'invention, les garnitures exercent une fonction supplémentaire en permettant de retenir radialement les plates-formes inter-aubes en position sur les nervures du disque de rotor par des moyens de verrouillage. L'invention permet donc de réduire le jeu entre l'aube et la plate-forme puisque la plate-forme n'a plus à être insérée axialement, le verrouillage étant assuré par les garnitures. Les bords latéraux de la plate-forme peuvent ainsi parfaitement correspondre à la courbure de la pale de l'aube. Selon une autre caractéristique de l'invention, les plates-formes sur le disque comprennent des pieds appliqués sur les nervures du disque, ces pieds étant engagés et retenus dans des découpes ou fenêtres des garnitures. Dans un mode de réalisation préféré, les garnitures sont déplaçables en translation sur les nervures entre une position de libération et une position de retenue des pieds des plates-formes, et sont immobilisées dans leur position de retenue par une pièce annulaire montée sur la face amont
3 du disque pour la retenue axiale des pieds d'aubes dans les alvéoles du disque. Ce système de verrouillage par translation de la garniture de protection permet un montage de la plate-forme avec un minimum de jeu sur une nervure du disque. Selon une autre caractéristique de l'invention, les pieds des plates-formes comprennent des contants radiaux et des rebords axiaux s'étendant vers l'amont depuis les montants radiaux. Lorsque la garniture de protection est en position de verrouillage, les rebords axiaux sont à l'intérieur de la garniture de protection et permettent ainsi le maintien de la plate-forme sur la nervure du disque. Avantageusement, les alvéoles et nervures du disque, et les garnitures de protection ont un profil hélicoïdal. Dans certaines configurations de turbomachine, les pieds des aubes mobiles sont montés dans des alvéoles du disque qui forment un angle avec l'axe du disque. Ainsi, lorsque les aubes sont montées dans les alvéoles du disque, il existe une disproportion d'épaisseurs de nervure assurant la retenue radiale des aubes de chaque côté du pied d'aube ce qui est la source d'une usure prématurée des pieds d'aubes. L'utilisation de profils hélicoïdaux pour les alvéoles et nervures du disque permet de conserver des épaisseurs constantes de chaque côté des pieds d'aubes sur toute la longueur du disque, les garnitures ayant un profil hélicoïdal pour pouvoir être engagées sur les nervures. Les plates-formes sont avantageusement montées sur le disque par translation radiale. L'invention concerne également une turbomachine, telle qu'un turboréacteur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un disque du type décrit ci-dessus. L'invention concerne encore une garniture de protection d'un pied d'aube dans une turbomachine, caractérisée en ce qu'elle a une section en C et comprend des découpes ou fenêtres formées dans sa paroi reliant les
4 ailes du C. La garniture de protection peut avoir un profil hélicoïdal. D'autres avantages et caractéristiques de l'invention apparaîtront à la lecture de la description suivante faite à titre d'exemple non limitatif et en référence aux dessins annexés dans lesquels : la figure 1 est une vue partielle en perspective d'un disque portant une aube et une plate-forme selon la technique antérieure ; la figure 2 est une vue schématique en perspective d'une garniture de protection engagée sur une nervure du disque selon l'invention ; la figure 3 est une vue schématique de côté d'une plate-forme inter-aubes selon l'invention verrouillée sur une nervure du disque ; la figure 4 est une vue :schématique de gauche du disque de la figure 3. On se réfère tout d'abord à la figure 1 qui représente une partie d'un disque 10 d'une turbomachine portant une aube 12 selon la technique antérieure. Le disque 10 comprend à sa périphérie une alternance d'alvéoles 14 et de nervures 16 s'étendant longitudinalement sur toute la longueur du disque 10. L'aube mobile 12 formée d'une pale 18 raccordée à un pied d'aube 20 est engagée et retenue radialement dans une alvéole 14 du disque 10. Une plate-forme 22 est positionnée sur une nervure 16 du disque 10, les bords 24 de la plate-forme 22 étant placés suffisamment proche de la pale 18 de l'aube 12 attenante pour éviter les circulations d'air vers le disque 10. La plate-forme 22 est fixée par des brides radiales s'étendant vers l'intérieur sur des brides 26 radiales s'étendant vers l'extérieur d'une nervure 16 du disque 10. Des tiges 28 insérées dans les brides 26 du disque 10 et les brides de la plate-forme 22 assurent la retenue radiale de la plate-forme 22 sur la nervure 16. La cinématique de montage et de démontage de la plate-forme 22 impose que ses brides soient engagées dans les tiges 28 par un mouvement de déplacement de la plate-forme 22 selon l'axe médian de la nervure 16. Or la pale 18 étant courbée, il est nécessaire d'avoir un jeu entre les bords 24 de la plate-forme 22 et la pale 18 pour permettre le déplacement selon l'axe médian de la nervure 16 de la plate-forme 22. Ce jeu est de l'ordre de 3 5 mm et est le plus important aux extrémités axiales de la plate-forme 22. Une circulation d'air peut ainsi avoir lieu entre la plate-forme 22 et l'aube 12 réduisant les performances de la turbomachine. L'invention permet de réduire le jeu entre les bords 24 de la plate-forme et la pale 18 de l'aube 12 en modifiant la cinématique de montage des plates-formes sur les nervures 16 du disque 10 et en utilisant des garnitures de protection pour verrouiller les plates-formes sur le disque. Dans la technique antérieure, on utilise des garnitures pour protéger les pieds d'aubes 20 engagés dans les alvéoles 14 contre les frottements de ceux-ci sur les flancs des alvéoles 14 du disque. L'interposition d'un élément tel qu'une garniture de protection entre la nervure 16 et le pied d'aube 20, dont la résistance à l'usure est plus faible que celles du pied d'aube 20 et du disque 10, permet de préserver le pied d'aube 20. En figure 2 est représenté schématiquement une garniture de protection 30 selon l'invention, engagée en translation sur une nervure 16 d'un disque 32 selon l'invention dont seule une partie est visible. La garniture de protection 30 à une section transverse en forme de C lui permettant d'être engagée axialement et retenue radialement sur la nervure 16. La partie centrale 34 de la garniture de protection 30 s'étend sur une partie de la nervure 16 du disque et est raccordée par des montants 36 sensiblement radiaux aux bords 38 latéraux de la garniture 30 et s'étendent sur toute la longueur du disque 32. Les bords 38 latéraux disposés à l'intérieur de l'alvéole 14, sont en appui contre une partie de la nervure et assurent la retenue radiale de la garniture de protection 30. La partie centrale 34 est sensiblement parallèle à la surface externe périphérique de la nervure 16 du disque 32 et ses extrémités axiales 40 sont sensiblement parallèles à un plan perpendiculaire, à l'axe du disque 32.
6 La garniture de protection 30 selon l'invention permet non seulement d'éviter l'endommagement des pieds d'aubes 20, mais également de maintenir la plate-forme sur la nervure 16 du disque 32 en formant des moyens de verrouillage de la plate-forme. Pour cela, la partie centrale 34 de la garniture 30 comprend une fenêtre 42 et des découpes 40 à ses extrémités axiales. En figure 3 est représentée une plate-forme 44 selon l'invention comprenant des pieds 46 s'étendant radialement vers l'intérieur, lesquels sont formés de montants radiaux 48 et de rebords axiaux 50.
Le verrouillage d'une plate-forme 44 posée sur une nervure 16 du disque 32 est réalisé en insérant par translation la garniture de protection 30 sur une nervure 16 du disque 32. La garniture 30 est déplacée sur la nervure 16 du disque 32 jusqu'à une position telle que les pieds 46 de la plate-forme 44 puissent être insérés par translation radiale selon la flèche A dans une découpe 40 et la fenêtre 42 de la garniture de protection 30. La plate-forme 44 représentée en figure 3 comprend deux pieds 46 décalés axialement et qui reposent après insertion à travers la garniture de protection 30 sur la nervure 16 du disque 32. La garniture de protection 30 est ensuite translatée selon la flèche B sur la nervure 16 de manière à ce que les rebords axiaux 50 soient retenus radialement par la partie centrale 34 de la garniture de protection 30, ce qui assure un verrouillage radial de la plate-forme 44 sur le disque 32. En effet, en fonctionnement, la plate-forme 44 subit l'effet de la force centrifuge et effectue un mouvement de déplacement radial stoppé par les rebords axiaux 50 qui viennent buter contre la partie centrale 34 de la garniture de protection. L'insertion radiale de la plate-forme 44 permet que la courbure des bords de la plate-forme 44 coïncide parfaitement avec la courbure de la pale 18 et le jeu entre la plate-forme 44 et l'aube 12 est ainsi réduit. Dans le mode de réalisation de la garniture de protection 30 représenté aux dessins, les extrémités amont latérales de la garniture 30 forment des saillies 52 par rapport à la face amont du disque 32 lorsque la
7 garniture 30 est en position de verrouillage de la plate-forme 44. Ces saillies 52 sont destinées à coopérer avec une pièce annulaire non représentée, montée sur la face amont du disque 32 pour la retenue axiale des pieds d'aubes 20 et des garnitures de protection 30.
Dans un mode de réalisation préféré de l'invention représenté en figure 4, les alvéoles 14 et les nervures 16 ainsi que les garnitures de protection 30 ont un profil hélicoïdal. Ce profil permet dans le cas où les alvéoles 14 font un angle avec l'axe du disque 32 de conserver une épaisseur el constante sur toute la longueur du disque 32 et sensiblement égale à l'épaisseur e2 puisque les alvéoles 14 et nervures 16 suivent le profil cylindrique du disque 32. Ce type de profil permet ainsi de réduire l'usure des pieds d'aubes 20. En cas de perte d'aube, la garniture de protection 30 peut également servir de butée ou bien se déformer pour éviter le contact entre la plate-forme 44 et l'aube 12 désolidarisée qui peut conduire à l'éjection de la plate-forme 44. La garniture de protection 30 peut comprendre un nombre variable de découpes 42 et d'ajours en fonction du nombre de pieds 46 requis pour la plate-forme 44.
Les garnitures de protection sont métalliques et ont une épaisseur comprise entre 0,1 et quelques millimètres.

Claims (9)

REVENDICATIONS
1. Disque (32) de rotor de soufflante de turbomachine, comportant à sa périphérie des aubes (12) dont les pieds (20) sont retenus dans des alvéoles (14) du disque (32), et des plates-formes (44) inter-aubes fixées sur des nervures (16) délimitées par les alvéoles (14) de montage des pieds d'aubes (20), des garnitures de protection (30) étant montées entre les flancs des alvéoles (14) du disque (32) et les pieds des aubes (20), caractérisé en ce que les garnitures de protection (30) ont une section en C permettant de les engager en translation et de les retentir radialement sur les nervures (16) du disque (32) et constituent des moyens de verrouillage des plates-formes (44) sur les nervures (16) du disque (32).
2. Disque selon la revendication 1, caractérisé en ce que les plates-formes (44) comprennent des pieds (46) appliqués sur les nervures (16) du disque (32), ces pieds (46) étant engagés et retenus dans des découpes ou fenêtres (40, 42) des garnitures.
3. Disque selon la revendication 2, caractérisé en ce que les garnitures (30) sont déplaçables en translation sur les nervures (16) entre une position de libération et une position de retenue des pieds (46) des plates-formes (44), et sont immobilisées dans leur position de retenue par une pièce annulaire montée sur la face amont du disque (32) pour la retenue axiale des pieds d'aubes (20) dans les alvéoles (14) du disque (32).
4. Disque selon la revendication 2 ou 3, caractérisé en ce que les pieds (46) des plates-formes (44) comprennent des montants (48) radiaux et des rebords (50) axiaux s'étendant vers l'amont depuis les montants (48) radiaux.
5. Disque selon l'une des revendications 1 à 4, caractérisé en ce que les alvéoles (14) et nervures (16) du disque (32), et les garnitures de protection (30) ont un profil hélicoïdal.
6. Disque selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que les plates-formes (44) sont montées sur le disque (32) par translation radiale.
7. Turbomachine, telle qu'un turboréacteur ou un turbopropulseur d'avion, caractérisée en ce qu'elle comprend un disque (32) de rotor de soufflante selon l'une des revendications précédentes.
8. Garniture de protection (30) d'un pied d'aube (20) dans une soufflante, caractérisée en ce qu'elle a une section en C et comprend des découpes ou fenêtres (40, 42) formées dans sa paroi reliant les ailes du C.
9. Garniture selon la revendication 8, caractérisée en ce qu'elle a un profil hélicoïdal.15
FR0701906A 2007-03-16 2007-03-16 Disque de rotor d'une turbomachine Active FR2913735B1 (fr)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0701906A FR2913735B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Disque de rotor d'une turbomachine
DE602008001269T DE602008001269D1 (de) 2007-03-16 2008-03-04 Rotorscheibe einer Strömungsmaschine
EP08152232A EP1970538B1 (fr) 2007-03-16 2008-03-04 Disque de rotor d'une turbomachine
CA2625317A CA2625317C (fr) 2007-03-16 2008-03-12 Disque de rotor d'une turbomachine
RU2008109760/06A RU2487249C2 (ru) 2007-03-16 2008-03-13 Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток
JP2008065685A JP5152755B2 (ja) 2007-03-16 2008-03-14 ロータディスク
US12/048,726 US8277188B2 (en) 2007-03-16 2008-03-14 Turbomachine rotor disk

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0701906A FR2913735B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Disque de rotor d'une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
FR2913735A1 true FR2913735A1 (fr) 2008-09-19
FR2913735B1 FR2913735B1 (fr) 2013-04-19

Family

ID=38657112

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
FR0701906A Active FR2913735B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Disque de rotor d'une turbomachine

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8277188B2 (fr)
EP (1) EP1970538B1 (fr)
JP (1) JP5152755B2 (fr)
CA (1) CA2625317C (fr)
DE (1) DE602008001269D1 (fr)
FR (1) FR2913735B1 (fr)
RU (1) RU2487249C2 (fr)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3037367A1 (fr) * 2015-06-15 2016-12-16 Snecma Ensemble rotatif de turbomachine a garnitures de protection bombees

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2913735B1 (fr) * 2007-03-16 2013-04-19 Snecma Disque de rotor d'une turbomachine
FR2933887B1 (fr) * 2008-07-18 2010-09-17 Snecma Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris
FR2955904B1 (fr) * 2010-02-04 2012-07-20 Snecma Soufflante de turbomachine
US8573947B2 (en) * 2010-03-10 2013-11-05 United Technologies Corporation Composite fan blade dovetail root
US8708656B2 (en) * 2010-05-25 2014-04-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade fixing design for protecting against low speed rotation induced wear
GB201104994D0 (en) * 2011-03-25 2011-05-11 Rolls Royce Plc a rotor having an annulus filler
FR2995003B1 (fr) * 2012-09-03 2014-08-15 Snecma Rotor de turbine pour une turbomachine
WO2014149366A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Plateforme de ventilateur composite moulée par injection
WO2014197105A2 (fr) * 2013-03-25 2014-12-11 United Technologies Corporation Segment de plate-forme et pale non solidaire pour un rotor
EP3058180B1 (fr) * 2013-10-11 2018-12-12 United Technologies Corporation Rotor de soufflante ayant une fixation de plate-forme intégrée
FR3052485B1 (fr) * 2016-06-08 2019-05-10 Safran Aircraft Engines Rotor a element de dissipation d'energie
GB201612288D0 (en) * 2016-07-15 2016-08-31 Rolls-Royce Ltd A rotor assembly for a turbomachine and a method of manufacturing the same
FR3082232B1 (fr) * 2018-06-12 2020-08-28 Safran Aircraft Engines Systeme de maintien pour le demontage d'une roue a aubes
FR3085711B1 (fr) * 2018-09-06 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Roue a aubes de turbomachine pour aeronef
FR3089258B1 (fr) * 2018-12-03 2020-11-06 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixée radialement par une tôle de protection sacrificielle
JP7269029B2 (ja) * 2019-02-27 2023-05-08 三菱重工業株式会社 動翼及び回転機械
CN113914999B (zh) * 2021-12-14 2022-03-18 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机压气机装配方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3640640A (en) * 1970-12-04 1972-02-08 Rolls Royce Fluid flow machine
GB2064667A (en) * 1979-11-30 1981-06-17 United Technologies Corp Turbofan rotor blades
FR2608674A1 (fr) * 1986-12-17 1988-06-24 Snecma Roue de turbine a aubes ceramique
EP1085172A2 (fr) * 1999-09-17 2001-03-21 General Electric Company Fixation d'une aube en composite
EP1306523A1 (fr) * 2001-10-24 2003-05-02 Snecma Moteurs Plates-formes pour aubes d'un ensemble rotatif

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US323072A (en) * 1885-07-28 William k
US322493A (en) * 1885-07-21 Philippe sorgue
US323642A (en) * 1885-08-04 Cotton-planter
GB928349A (en) * 1960-12-06 1963-06-12 Rolls Royce Improvements in or relating to bladed rotors of fluid flow machines
GB1276106A (en) * 1969-12-19 1972-06-01 Rolls Royce FLUID FLOW MACHINE, e.g. GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR
US3801222A (en) * 1972-02-28 1974-04-02 United Aircraft Corp Platform for compressor or fan blade
US5240375A (en) * 1992-01-10 1993-08-31 General Electric Company Wear protection system for turbine engine rotor and blade
EP1124038A1 (fr) * 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Aubage de turbine
US6431835B1 (en) * 2000-10-17 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Fan blade compliant shim
US6520742B1 (en) * 2000-11-27 2003-02-18 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk
FR2819289B1 (fr) * 2001-01-11 2003-07-11 Snecma Moteurs Systeme de retention des aubes de type combine ou cascade
US6860722B2 (en) * 2003-01-31 2005-03-01 General Electric Company Snap on blade shim
US7284958B2 (en) * 2003-03-22 2007-10-23 Allison Advanced Development Company Separable blade platform
FR2913735B1 (fr) * 2007-03-16 2013-04-19 Snecma Disque de rotor d'une turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3640640A (en) * 1970-12-04 1972-02-08 Rolls Royce Fluid flow machine
GB2064667A (en) * 1979-11-30 1981-06-17 United Technologies Corp Turbofan rotor blades
FR2608674A1 (fr) * 1986-12-17 1988-06-24 Snecma Roue de turbine a aubes ceramique
EP1085172A2 (fr) * 1999-09-17 2001-03-21 General Electric Company Fixation d'une aube en composite
EP1306523A1 (fr) * 2001-10-24 2003-05-02 Snecma Moteurs Plates-formes pour aubes d'un ensemble rotatif

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3037367A1 (fr) * 2015-06-15 2016-12-16 Snecma Ensemble rotatif de turbomachine a garnitures de protection bombees

Also Published As

Publication number Publication date
US8277188B2 (en) 2012-10-02
US20080226457A1 (en) 2008-09-18
FR2913735B1 (fr) 2013-04-19
EP1970538A1 (fr) 2008-09-17
RU2008109760A (ru) 2009-09-20
DE602008001269D1 (de) 2010-07-01
CA2625317C (fr) 2015-04-28
JP2008232146A (ja) 2008-10-02
JP5152755B2 (ja) 2013-02-27
CA2625317A1 (fr) 2008-09-16
RU2487249C2 (ru) 2013-07-10
EP1970538B1 (fr) 2010-05-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1970538B1 (fr) Disque de rotor d'une turbomachine
EP2060750B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur, en particulier de turbomachine
EP2042689B1 (fr) Clinquant pour aube de turbomachine
CA2870102C (fr) Etage de turbine pour une turbomachine
CA2619299C (fr) Disque de rotor de soufflante de turbomachine
FR3057300A1 (fr) Assemblage d'anneau mobile de turbine de turbomachine
CA2802821C (fr) Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine
FR2955898A1 (fr) Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine
FR2958323A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine.
FR2972759A1 (fr) Systeme d'etancheite et de retenue axiale des aubes pour une roue de turbine de turbomachine
CA2952752A1 (fr) Ensemble rotatif pour turbomachine
CA2644326C (fr) Etage de turbine ou de compresseur d'un turboreacteur
FR2954797A1 (fr) Rotor de turbine basse pression a agencement de ventilation de l'arriere vers l'avant d'un disque aval de tambour, et turbomachine equipee d'un tel rotor
FR2963382A1 (fr) Roue de turbine a aubes en composite a matrice ceramique
FR2971022A1 (fr) Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
FR3075869A1 (fr) Roue mobile de turbine pour turbomachine d'aeronef, comprenant un anneau d'etancheite retenu radialement par des excroissances sur l'echasse des aubes
FR2993599A1 (fr) Disque labyrinthe de turbomachine
EP2060744B1 (fr) Etage de turbine ou de compresseur de turbomachine
FR3033359A1 (fr) Disque aubage monobloc comportant un moyeu ayant une face evidee a laquelle est rapporte un organe de comblement
EP1818507A1 (fr) Roue de rotor de turbomachine
FR2961556A1 (fr) Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise
FR3068385A1 (fr) Ailette amovible pour un element annulaire aubage de turbomachine
FR3052485A1 (fr) Rotor a element de dissipation d'energie
FR3091719A1 (fr) secteur de flasque d’etancheite de disque de rotor
FR3086328A1 (fr) Turbine a aubes retenues axialement, pour turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
PLFP Fee payment

Year of fee payment: 10

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 11

CD Change of name or company name

Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR

Effective date: 20170717

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 12

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 13

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 14

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 15

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 16

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 17

PLFP Fee payment

Year of fee payment: 18