JP2002161702A - ロータ組立体の円周方向リム応力を減少させる方法及び装置 - Google Patents

ロータ組立体の円周方向リム応力を減少させる方法及び装置

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Abstract

(57)【要約】 【課題】 円周方向リム応力集中の影響を減少させるた
めに、根元フィレットの半径を増大させると、流れ性能
に有害となる。 【解決手段】 ロータ組立体は、環状リム（２０）から
半径方向外方に延びる複数のロータブレード（２６）を
備えるロータ（１４）を含む。根元フィレット（８０）
は、ブレードとリムの間で各ブレードの周りに円周方向
に延びる。リムは、隣接するロータブレード間に延び、
複合半径を形成する複数の凹状くぼみを備える外面（２
８）を含む。各くぼみは、ロータブレードの前縁（４
０）からロータブレードの後縁（４２）に向かって延び
る。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本出願は、一般的にガスター
ビンエンジンに関し、より具体的には、ブリスクロータ
組立体を通り抜ける流路に関する。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンは、一般的に、共
通の環状リムから半径方向外方に延びる複数のロータブ
レードを備える少なくとも１つのロータを含む。具体的
には、ブリスクロータでは、ロータブレードは、ダブテ
ール継手でリムに取り付けられるのではなくて、環状リ
ムと一体に形成される。リムの外面は、一般的にロータ
組立体を通り抜けて流れる空気の半径方向内側流路表面
を形成する。
【０００３】回転するブレードにより生じる遠心力は、
ロータブレードの下方のリムの部分により担持される。
遠心力は、リムとブレードの間に円周方向リム応力集中
を生じる。その上に、過渡運転中のリムとロータディス
クの間の熱勾配が、ロータ組立体の低サイクル疲労寿命
に悪影響を及ぼす可能性のある熱応力を発生させる。し
かも、リムは流路空気に直接さらされるので、熱勾配及
びリム応力集中は増大される可能性がある。さらに、ロ
ータブレードが回転すると、ブレード根元は、リム応力
集中をさらに増大させる懼れがある局部的な力を生じる
可能性がある。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】円周方向リム応力集中
の影響を減少させるために、追加材料を各根元フィレッ
トに取り付け、根元フィレットの半径を増大させる。し
かしながら、根元フィレットは流路空気に曝されるの
で、根元フィレットに取り付けられる追加材料は、流れ
性能に有害となる可能性がある。
【０００５】他の既知のロータ組立体は、リム前縁と後
縁の間のリムの軸方向部分にわたって隣接するロータブ
レード間に延びる複数のくぼみを備える。くぼみは、根
元フィレット及びロータブレードと組み合わさって一体
形の複合形状を構成し形成する。一般的に、かかるくぼ
みは、電解加工すなわちＥＣＭプロセスを用いて形成さ
れる。ＥＣＭプロセスに固有の寸法管理の限界のため
に、表面の凸凹が、不可避的に生じる可能性がある。か
かる表面の凸凹は、リムに応力半径を生じ、それが結果
として表面応力集中を増大させることになる可能性があ
る。従って、表面の凸凹は、作業台を使って手作業でミ
ル加工される。かかる作業台を使った手作業は、ロータ
組立体の製造原価を増大させる。さらに、かかるくぼみ
は、リム後縁まで延びているので、前方に面する段部
が、隣接する下流のステータ段に生じる。かかる段部
は、流れ性能に有害になる可能性がある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】例示的な実施形態におい
て、ブリスクロータ組立体は、エンジン運転中に発生す
る円周方向リム応力の減少を促進するための湾曲した外
面を備える外側リムを含む。より具体的には、例示的な
実施形態において、ロータ組立体は、複数のロータブレ
ード及び半径方向外側リムを備えるブリスクロータを含
む。ロータブレードは、リムと一体に形成されて、リム
から半径方向外方に延びる。根元フィレットが、ロータ
ブレード／リム接合面に支持を与えて、ロータブレード
とリムの間の各ロータブレード／リム接合面の周りを円
周方向に延びる。リムは、隣接するロータブレード間に
延びる凹状の湾曲したくぼみを有する外面を含む。各湾
曲したくぼみは、ロータブレードの前縁からロータブレ
ードの後縁に向かって延びて、複合半径を形成する。複
合半径は、第１の半径及び第２の半径を含む。第１の半
径は、各ロータブレードの正圧側面に隣接する根元フィ
レットにより形成され、また第２の半径は、第１の半径
より大きく、第１の半径から延びる。各くぼみは、隣接
するロータブレード間の外側リムの部分内における端部
まで傾斜している。
【０００７】運転中に、ロータブレードが回転すると
き、ブレードにより生じる遠心荷重は、各ロータブレー
ドの下方の外側リムの部分により担持される。空気が隣
接するロータブレード間を流れるとき、外側リムは、ロ
ータブレードと外側リムの間で生じる可能性がある熱勾
配の減少を促進するので、少なくとも一部の他の既知の
ロータ組立体に比較して、ロータ組立体の低サイクル疲
労寿命（ＬＣＦ）に影響を及ぼす可能性がある熱応力を
減少させる。湾曲した表面は、応力を遮蔽し、ロータブ
レード根元フィレットの下方の円周方向応力を遮断する
ことにより応力集中を減少させる。第２の半径は第１の
半径より大きいので、円周方向応力領域に生じる応力集
中は少なくなり、また少なくとも一部の他の既知のロー
タ組立体と比較して、リムとロータブレードの間に生じ
る円周方向リム応力集中は少なくなる。結果として、ロ
ータ組立体は、高性能運転を可能にし同時に円周方向リ
ム応力集中の減少を促進する。
【０００８】
【発明の実施の形態】図１は、ガスタービンエンジン１
２に用いられるロータ組立体１０の１部の概略図であ
る。１つの実施形態において、ガスタービンエンジン１
２は、オハイオ州シンシナチのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅ
ｃｔｒｉｃ Ｃｏｍｐａｎｙから市販されているＦ４１
４エンジンである。例示的な実施形態において、ロータ
組立体１０は、軸方向中心軸線（図示せず）の周りに同
軸に軸継手１６により一体に結合されたロータ１４を含
む。各ロータ１４は、１つ又はそれ以上のブリスク１８
により形成され、各ブリスク１８は、環状の半径方向外
側リム２０、半径方向内側ハブ２２及びそれらの間で半
径方向に延びる一体のウェブ２４を備える。各ブリスク
１８はまた、リム２０から半径方向外方に延びる複数の
ブレード２６を備える。ブレード２６は、図１に示す実
施形態においては、それぞれのリム２０と一体に結合さ
れている。それに代えて、また少なくとも１つの段につ
いて、各ロータブレード２６は、それぞれのリム２０中
の相補形のスロット（図示せず）内に取り付けられるブ
レードダブテール（図示せず）を用いる既知の方法で、
着脱可能にリム２０に結合されてもよい。
【０００９】図１に示す例示的な実施形態には、５つの
ロータ段が示され、ロータブレード２６は、空気のよう
な原動力となる流体、すなわち作動流体と協働できるよ
うに構成されている。図１に示す例示的な実施形態にお
いては、ロータ組立体１０は、ガスタービンエンジン１
２の圧縮機であり、ロータブレード２６は連続する段に
おいて原動力となる流体空気を好適に圧縮することがで
きるように構成されている。ロータリム２０の外面２８
は、空気が段から段へと圧縮されるとき、圧縮機の半径
方向内側の流路表面を形成する。
【００１０】ブレード２６は、軸方向中心軸線の周りを
特定の最大設計回転速度まで回転し、回転構成部品に遠
心荷重を生じさせる。回転するブレード２６により生じ
る遠心荷重は、各ブレード２６のすぐ下方のリム２０の
部分により担持される。ロータ組立体１０及びブレード
２６の回転は、空気にエネルギーを与えて、空気は、最
初は加速され次いで拡散により減速されてエネルギーを
回復し、空気を加圧または圧縮する。半径方向内側流路
では、隣接するロータブレード２６が円周方向の境界と
なり、またシュラウド（図示せず）が半径方向の境界と
なる。
【００１１】ロータブレード２６の各々は、前縁４０、
後縁４２及びその間に延びるボディー４４を含む。ボデ
ィー４４は、負圧側面４６及び円周方向に対向する正圧
側面４８を含む。負圧側面４６及び正圧側面４８は、そ
れぞれ軸方向に間隔を置いて配置された前縁４０と後縁
４２の間でそれぞれ延び、かつロータブレード先端５０
とロータブレード根元５２の間の半径方向スパン内に延
びている。ブレードの翼弦５４は、それぞれロータブレ
ード後縁４２とロータブレード前縁４０の間で測定され
る。ロータブレード２６はまた、ロータブレード前縁４
０とリム先端６２の間に延びる前縁根元フィレット６０
を含む。リム先端６２は軸対称である。１つの実施形態
において、リム先端６２は旋盤で製作される。
【００１２】図２は、外側リム２０から半径方向外方に
延びるロータブレード２６を含むロータ組立体１０の１
部の上面図である。図３は、図２に示す線３−３で切断
されたロータ組立体１０の１部の断面図である。ロータ
ブレード根元フィレット８０は、ロータブレード根元５
２に隣接して各ロータブレード２６を取巻き、かつロー
タブレード２６とリム外面２８の間に延びる。各根元フ
ィレット８０は、各根元フィレット８０がロータブレー
ド根元フィレット８０に隣接する頂点８２から円周方向
外方に傾斜するように、半径Ｒ1により形成される。１
つの実施形態において、根元フィレット半径Ｒ1は、ロ
ータブレード厚さＴのおよそ２５％から７５％までに等
しい。
【００１３】凹状形状の湾曲した表面９０は、窪んでお
り、根元フィレット８０から隣接するロータブレード２
６間に延びる。より具体的には、各湾曲表面９０は、隣
接するロータブレードフィレット８０間に延びて、各ロ
ータブレード正圧側面４８に隣接して形成される。各湾
曲表面９０は、ロータブレード前縁４０からロータブレ
ード後縁４２に向かって距離９２だけ後方に延びる。距
離９２は、ブレード根元の翼弦５４より小さい。距離９
２で湾曲表面９０が終わり、また外面２８が隣接するロ
ータブレード根元フィレット８０の間に延びて、湾曲表
面９０を含まないように、湾曲表面９０は傾斜してい
る。１つの実施形態において、距離９２は、ブレード根
元の翼弦５４（図１に示す）のおよそ１０％から２０％
の間である。
【００１４】各湾曲表面９０は、各根元フィレット８０
と共に複合半径を作り出す。複合半径は、各ロータブレ
ード正圧側面４８に隣接しており、各複合半径は、根元
フィレット８０により形成される第１の半径Ｒ1、及び第
１の半径Ｒ1より大きい第２の半径Ｒ2を含む。１つの実
施形態において、第２の半径Ｒ2は、第１の半径Ｒ1のお
よそ５倍から１０倍の大きさである。湾曲表面９０は、
例えば、フライス削りを用いて形成され、ロータブレー
ド２６とは独立して形成され製作されることが可能であ
る。湾曲表面９０は、ロータブレード２６とは独立して
形成されるので、湾曲表面９０は、現在市場にある部品
（図示せず）に追加して、かかる部品の有効寿命を延ば
すことができる。
【００１５】リム外面２８の部分９６は、隣接するロー
タブレード２６間のブレード根元フィレット８０に隣接
する基準流路から半径方向内方に窪んでいる。リム外面
９６は、さもなければ複合フィレット９０により閉塞さ
れるはずの隣接するロータブレード２６間の空気流を回
復することを可能にする。
【００１６】運転中に、ブレード２６が回転するとき、
回転するブレード２６により生じる遠心荷重は、ロータ
ブレード２６の下方のリム２０の部分により担持され
る。リム２０の外面２８は、空気が段から段へと圧縮さ
れるとき、ロータ組立体１０の半径方向内側流路表面を
形成する。リム外面２８が、凹状の湾曲表面９０を含む
ことにより、空気流は、直近のブレード２６から離れる
ように隣接するブレード２６間の流路の中央部（図示せ
ず）に向かって全体的に導かれ、このことが空気力学的
性能の損失を減少させる。より具体的には、凹状の湾曲
表面９０のために、ロータブレード正圧側面４８の周り
を流れる空気は、ロータブレード負圧側面４６の周りを
流れる空気よりもリム外面２８に対してより高い半径方
向高さにある。各窪んだリム外面部分９６は、さもなけ
れば複合フィレット９０により閉塞されるはずの隣接す
るロータブレード２６間の空気流を回復することを可能
にする。
【００１７】湾曲表面９０は、応力を遮蔽して、根元フ
ィレット８０の深さより下方の深さにおいて円周方向応
力を遮断することにより、周方向応力集中の減少をさら
に促進する。湾曲表面半径Ｒ2は、根元フィレット半径
Ｒ1より大きいので、同じ円周方向応力領域で生じる応
力集中は少なくなり、またブレード／リム接合面（図示
せず）の位置におけるリム２０とロータブレード２６の
間で生じる円周方向リム応力集中が、くぼみ半径Ｒ2が
根元フィレット半径Ｒ1より大きくない場合に生じる可
能性がある応力集中より少なくなる。接合面でのかかる
応力集中を減少させることで、リム２０のＬＣＦ寿命を
延ばすことが促進される。
【００１８】上記の実施形態の種々の変更が可能であ
る。例えば、凹状複合半径の形状と異なるより複雑な形
状を、隣接するブレード２６間のリム外面２８に対して
選定することが可能である。一般的に、外面２８の形状
は、リム２０中に生じる円周方向リム応力集中を効果的
に減少させるようにに選定される。さらに、湾曲表面９
０を含むようにリム２０を製作するかまたはフィレット
溶接を用いて湾曲表面９０を形成するのに代えて、各ロ
ータブレード２６は、ブレード／リム接合面の位置に所
望の湾曲表面９０を設けるように製作することができ
る。
【００１９】上記のロータ組立体は、対費用効果がよ
く、しかも信頼性が高い。ロータ組立体は、凸面形状を
備える外側リムから半径方向外方に延びる複数のロータ
ブレードを含む。リムは、隣接するロータブレード間に
おいて、ロータブレード前縁からロータブレード後縁に
向かって、ロータブレード負圧側面に沿って延びる複数
の円周方向に凹状のくぼみを含む。くぼみは、ロータ前
縁と後縁の間で外側リム外面内に傾斜する。運転中に、
湾曲表面の複合半径が、応力を遮蔽し、ロータブレード
根元フィレット接点より下方において、円周方向応力を
遮断することにより応力集中を減少させる。結果とし
て、ロータブレードとリムの間に生じる円周方向リム応
力集中が少なくなる。さらに、くぼみは、ブレード間の
空気流の増加を促進する。
【００２０】本発明を、様々な特定の実施形態に関して
説明してきたが、発明は特許請求の範囲の技術思想及び
技術的範囲内の変形形態で実施することが可能であるこ
とは、当業者には分かるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】 ガスタービンエンジン用のロータ組立体の１
部の概略図。
【図２】 図１に示すロータ組立体の１部の上面図。
【図３】 図２に示すロータ組立体の１部の断面図。
【符号の説明】
２０ 外側リム ２６ ロータブレード ２８ 外側リム外面 ４０ 前縁 ４２ 後縁 ４６ 負圧側面 ４８ 正圧側面 ５０ ロータブレード先端 ５２ ロータブレード根元 ８０ 根元フィレット ９０ 湾曲表面 ９６ 窪んだリム外面部分
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョン・ジャレド・デッカー アメリカ合衆国、オハイオ州、リバティ ー・タウンシップ、ウッズエッジ・ドライ ブ、6675番 Ｆターム(参考） 3G002 BA04 BB02

Claims (20)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ガスタービンエンジン（１２）におい
    て、半径方向外側リム（２０）及び該外側リムから半径
    方向外方に延びる複数のロータブレード（２６）を備
    え、前記外側リムは外面（２８）を備え、各ロータブレ
    ードは前縁（４０）及び後縁（４２）を備えるロータ
    （１４）を含むロータ組立体（１０）を円周方向リム応
    力集中の減少を促進するように製作する方法であって、 隣接するロータブレード間に、複合半径を備える複数の
    円周方向に凹状のくぼみ（９０）を形成する段階と、 前記くぼみを前記外側リム内に前記ロータブレード前縁
    から前記ロータブレード後縁に向かって延ばす段階と、
    を含むことを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 複数のくぼみ（９０）を形成する前記段
    階は、第１の半径及び第２の半径を含む前記複合半径を
    形成する段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１
    に記載の方法。
  3. 【請求項３】 複数のくぼみ（９０）を形成する前記段
    階は、前記第１の半径が前記第２の半径のおよそ１０倍
    の大きさになるように、前記複合半径を形成する段階を
    さらに含むことを特徴とする、請求項２に記載の方法。
  4. 【請求項４】 各ロータブレード（２６）は、前記外側
    リム外面（２８）と前記ロータブレードの間に延びる根
    元フィレット（８０）を含み、複数のくぼみ（９０）を
    形成する前記段階は、前記第２の半径が前記ロータブレ
    ード根元フィレットにより形成されるように、前記複合
    半径を形成する段階をさらに含むことを特徴とする、請
    求項２に記載の方法。
  5. 【請求項５】 各ロータブレード（２６）は、正圧側面
    (４８)及び円周方向に対向する負圧側面（４６）を含
    み、複数のくぼみ（９０）を形成する前記段階は、各ロ
    ータブレード負圧側面に隣接して複数のくぼみを形成す
    る段階をさらに含むことを特徴とする、請求項１に記載
    の方法。
  6. 【請求項６】 ガスタービンエンジン（１２）用のロー
    タ組立体（１０）であって、半径方向外側リム（２０）
    及び該半径方向外側リムから半径方向外方に延びる複数
    のロータブレード（２６）を備えるロータ（１４）を含
    み、前記外側リムは、外面（２８）、前縁（４０）及び
    後縁（４２）を含み、前記外側リム外面は、複合半径を
    備える円周方向に凹状の形状を含み、該凹状形状は、隣
    接する前記ロータブレード間で前記外面の１部分にわた
    って前記ロータブレード前縁から前記ロータブレード後
    縁に向かって延びており、前記ロータブレードと前記半
    径方向外側リムの間の円周方向リム応力集中を減少させ
    るように構成されていることを特徴とするロータ組立体
    （１０）。
  7. 【請求項７】 前記ロータ（１４）は、複数のブリスク
    （１８）をさらに含むことを特徴とする、請求項６に記
    載のロータ組立体（１０）。
  8. 【請求項８】 前記複合半径は、第１の半径及び第２の
    半径を含み、前記第１の半径は、前記第２の半径のおよ
    そ１０倍の大きさであることを特徴とする、請求項６に
    記載のロータ組立体（１０）。
  9. 【請求項９】 前記複数のロータブレード（２６）の各
    々は、正圧側面（４８）及び負圧側面（４６）をさらに
    含み、前記正圧側面は、前記負圧側面に円周方向に対向
    しており、前記凹状形状は、前記ロータブレード負圧側
    面の各々に沿って延びていることを特徴とする、請求項
    ６に記載のロータ組立体（１０）。
  10. 【請求項１０】 前記複数のロータブレード（２６）の
    各々は、前記外側リム外面（２８）と前記ロータブレー
    ドの間に延びる根元フィレット（８０）をさらに含むこ
    とを特徴とする、請求項６に記載のロータ組立体（１
    ０）。
  11. 【請求項１１】 前記複合半径は、第１の半径及び第２
    の半径を含み、前記第１の半径は、前記第２の半径のお
    よそ１０倍の大きさであり、前記第２の半径は、前記根
    元フィレット（８０）により形成されることを特徴とす
    る請求項１０に記載のロータ組立体（１０）。
  12. 【請求項１２】 前記外側リムの凹状形状は、前記ロー
    タブレード（２６）の各々と前記外側リムの間の接合面
    から離れるように空気流を導くことを特徴とする、請求
    項６に記載のロータ組立体（１０）。
  13. 【請求項１３】 前記外側リムの凹状形状は、隣接する
    前記ブレード（２６）間の空気流を増大させるように構
    成されていることを特徴とする、請求項６に記載のロー
    タ組立体（１０）。
  14. 【請求項１４】 半径方向外側リム（２０）及び該半径
    方向外側リムから半径方向外方に延びる複数のロータブ
    レード（２６）を備えるロータ（１４）を含み、前記外
    側リムは外面（２８）を含み、前記複数のロータブレー
    ド（２６）の各々は、前縁（４０）及び後縁（４２）を
    含み、前記外側リム外面は、複合半径を備える凹状の形
    状を含み、該凹状形状は、隣接する前記ロータブレード
    間で前記外面の１部分にわたって前記ロータブレード前
    縁から前記ロータブレード後縁に向かって延びており、
    前記ロータブレードと前記半径方向外側リムの間の円周
    方向リム応力集中を減少させるように構成されているロ
    ータ組立体（１０）を含むことを特徴とするガスタービ
    ンエンジン（１２）。
  15. 【請求項１５】 前記ロータ組立体の外側リム表面（２
    ８）は、隣接する前記ロータブレード（２６）間に円周
    方向に凹状の形状をさらに含むことを特徴とする、請求
    項１４に記載のガスタービンエンジン（１２）。
  16. 【請求項１６】 前記ロータ組立体の複合半径は、第１
    の半径及び第２の半径を含み、前記ロータ組立体の第１
    の半径は、前記第２の半径のおよそ１０倍の大きさであ
    ることを特徴とする。請求項１４に記載のガスタービン
    エンジン（１２）。
  17. 【請求項１７】 前記ロータブレード（２６）の各々
    は、前記ロータ組立体の外側リム（２０）と前記ロータ
    ブレードの間に延びる根元フィレット（８０）を含み、
    前記ロータ組立体の複合第２の半径は、前記ロータブレ
    ード根元フィレットにより形成されることを特徴とす
    る、請求項１６に記載のガスタービンエンジン（１
    ２）。
  18. 【請求項１８】 前記複数のロータブレード（２６）の
    各々は、正圧側面（４８）及び負圧側面（４６）をさら
    に含み、前記凹状形状は、前記ロータブレードの負圧側
    面の各々に沿って延びていることを特徴とする、請求項
    １４に記載のガスタービンエンジン（１２）。
  19. 【請求項１９】 前記ロータ組立体のロータ（１４）
    は、複数のブリスク（１８）をさらに含むことを特徴と
    する、請求項１４に記載のガスタービンエンジン（１
    ２）。
  20. 【請求項２０】 前記ロータ組立体の外側リム（２０）
    の凹状形状は、前記ロータ組立体のロータブレード（２
    ６）の各々と前記ロータ組立体の外側リムの間の接合面
    から離れるように空気流を導くことを特徴とする、請求
    項１４に記載のガスタービンエンジン（１２）。
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008084563A1 (ja) * 2007-01-12 2008-07-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ガスタービンの翼構造
JP2011513627A (ja) * 2008-02-28 2011-04-28 スネクマ 非軸対称プラットフォームを有するブレード
JP2011513628A (ja) * 2008-02-28 2011-04-28 スネクマ 非軸対称プラットフォームならびに外輪上の陥没および突起を備えるブレード
JP2015522759A (ja) * 2012-07-26 2015-08-06 アイ・エイチ・アイ チャージング システムズ インターナショナル ゲーエムベーハー 流体機械の羽根車
DE102015214854A1 (de) * 2015-08-04 2017-02-09 Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg Verdichterrad für einen Abgasturbolader

Families Citing this family (87)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6669445B2 (en) * 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
JP3876195B2 (ja) * 2002-07-05 2007-01-31 本田技研工業株式会社 遠心圧縮機のインペラ
US6837685B2 (en) * 2002-12-13 2005-01-04 General Electric Company Methods and apparatus for repairing a rotor assembly of a turbine
US7269955B2 (en) * 2004-08-25 2007-09-18 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
WO2006033407A1 (ja) * 2004-09-24 2006-03-30 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. 軸流機械の壁形状及びガスタービンエンジン
WO2006060014A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Starter generator system for a tip turbine engine
DE602004028297D1 (de) * 2004-12-01 2010-09-02 United Technologies Corp Umfangsbrennkammer für spitzenturbinenmotor
US7883315B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine
WO2006110124A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
WO2006059996A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine
DE602004019709D1 (de) * 2004-12-01 2009-04-09 United Technologies Corp Tip-turbinentriebwerk und entsprechendes betriebsverfahren
EP1828545A2 (en) 2004-12-01 2007-09-05 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
WO2006060003A2 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine
US7845157B2 (en) 2004-12-01 2010-12-07 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
US8061968B2 (en) 2004-12-01 2011-11-22 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
EP1834067B1 (en) 2004-12-01 2008-11-26 United Technologies Corporation Fan blade assembly for a tip turbine engine and method of assembly
WO2006059994A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine
WO2006059989A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
US7937927B2 (en) 2004-12-01 2011-05-10 United Technologies Corporation Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
WO2006059993A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages
EP1825126B1 (en) * 2004-12-01 2011-02-16 United Technologies Corporation Vectoring transition duct for turbine engine
EP1828568B1 (en) 2004-12-01 2011-03-23 United Technologies Corporation Fan-turbine rotor assembly for a tip turbine engine
EP1831521B1 (en) 2004-12-01 2008-08-20 United Technologies Corporation Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method
US9845727B2 (en) 2004-12-01 2017-12-19 United Technologies Corporation Tip turbine engine composite tailcone
US9003759B2 (en) 2004-12-01 2015-04-14 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine
DE602004020125D1 (de) 2004-12-01 2009-04-30 United Technologies Corp Schmiermittel-versorgungssystem für das getriebe eines tip-turbinen-triebwerks
WO2006060004A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Combustor for turbine engine
US8033092B2 (en) 2004-12-01 2011-10-11 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case
WO2006059972A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Compressor variable stage remote actuation for turbine engine
EP1828573B1 (en) 2004-12-01 2010-06-16 United Technologies Corporation Hydraulic seal for a gearbox of a tip turbine engine
WO2006110125A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
EP1828547B1 (en) 2004-12-01 2011-11-30 United Technologies Corporation Turbofan comprising a plurality of individually controlled inlet guide vanes and corresponding controlling method
US8468795B2 (en) * 2004-12-01 2013-06-25 United Technologies Corporation Diffuser aspiration for a tip turbine engine
US7976272B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Inflatable bleed valve for a turbine engine
DE602004032186D1 (de) 2004-12-01 2011-05-19 United Technologies Corp Turbinenschaufelgruppe eines Fanrotors sowie Verfahren zur Montage einer solchen Gruppe
US8096753B2 (en) 2004-12-01 2012-01-17 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
US7631485B2 (en) * 2004-12-01 2009-12-15 United Technologies Corporation Tip turbine engine with a heat exchanger
WO2006059978A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
WO2006060010A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Compressor inlet guide vane for tip turbine engine and corresponding control method
WO2006059974A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Close coupled gearbox assembly for a tip turbine engine
US8757959B2 (en) 2004-12-01 2014-06-24 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment
US7882695B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Turbine blow down starter for turbine engine
WO2006059979A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount, and mixer
US8561383B2 (en) 2004-12-01 2013-10-22 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
WO2006062497A1 (en) 2004-12-04 2006-06-15 United Technologies Corporation Tip turbine engine mount
US7476086B2 (en) * 2005-04-07 2009-01-13 General Electric Company Tip cambered swept blade
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
US8967945B2 (en) 2007-05-22 2015-03-03 United Technologies Corporation Individual inlet guide vane control for tip turbine engine
US10544677B2 (en) * 2017-09-01 2020-01-28 United Technologies Corporation Turbine disk
US8100655B2 (en) * 2008-03-28 2012-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of machining airfoil root fillets
US8616849B2 (en) * 2009-02-18 2013-12-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade platform
US8568102B2 (en) * 2009-02-18 2013-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade anti-fretting insert
FR2946083B1 (fr) 2009-05-28 2011-06-17 Snecma Turbine basse-pression
US8403645B2 (en) 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
FR2950942B1 (fr) * 2009-10-02 2013-08-02 Snecma Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
US8636195B2 (en) * 2010-02-19 2014-01-28 General Electric Company Welding process and component formed thereby
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
DE102011006273A1 (de) * 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
DE102011006275A1 (de) 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
DE102011007767A1 (de) 2011-04-20 2012-10-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine
US8788083B2 (en) * 2011-07-22 2014-07-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Compensation for process variables in a numerically-controlled machining operation
US8904636B2 (en) 2011-07-22 2014-12-09 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of fabricating integrally bladed rotor using surface positioning in relation to surface priority
US8631577B2 (en) 2011-07-22 2014-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of fabricating integrally bladed rotor and stator vane assembly
US8844132B2 (en) 2011-07-22 2014-09-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Method of machining using an automatic tool path generator adapted to individual blade surfaces on an integrally bladed rotor
US10077663B2 (en) * 2011-09-29 2018-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine rotor stack assembly
US9909425B2 (en) 2011-10-31 2018-03-06 Pratt & Whitney Canada Corporation Blade for a gas turbine engine
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
US10344601B2 (en) 2012-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
EP2971521B1 (en) 2013-03-11 2022-06-22 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flow path geometry
WO2014197062A2 (en) 2013-03-15 2014-12-11 United Technologies Corporation Fan exit guide vane platform contouring
US10465519B2 (en) * 2013-10-17 2019-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Fastening system for rotor hubs
US10352180B2 (en) 2013-10-23 2019-07-16 General Electric Company Gas turbine nozzle trailing edge fillet
WO2015130381A2 (en) * 2013-12-20 2015-09-03 United Technologies Corporation A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets
EP3012411A1 (en) * 2014-10-23 2016-04-27 United Technologies Corporation Integrally bladed rotor having axial arm and pocket
JP2016084751A (ja) * 2014-10-27 2016-05-19 三菱重工業株式会社 インペラ、遠心式流体機械、及び流体装置
US20160208626A1 (en) * 2015-01-19 2016-07-21 United Technologies Corporation Integrally bladed rotor with pressure side thickness on blade trailing edge
US10458426B2 (en) 2016-09-15 2019-10-29 General Electric Company Aircraft fan with low part-span solidity
ES2750815T3 (es) * 2017-07-14 2020-03-27 MTU Aero Engines AG Rejilla de alas perfiladas para turbomáquinas
US10641110B2 (en) 2017-09-01 2020-05-05 United Technologies Corporation Turbine disk
US10472968B2 (en) 2017-09-01 2019-11-12 United Technologies Corporation Turbine disk
US10550702B2 (en) 2017-09-01 2020-02-04 United Technologies Corporation Turbine disk
US10724374B2 (en) 2017-09-01 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Turbine disk
KR20190046118A (ko) * 2017-10-25 2019-05-07 두산중공업 주식회사 터빈 블레이드
EP3636880B1 (de) * 2018-10-11 2023-06-07 BorgWarner, Inc. Turbinenrad
WO2021117077A1 (ja) * 2019-12-09 2021-06-17 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 遠心圧縮機の羽根車、遠心圧縮機及びターボチャージャ
US11614028B2 (en) 2020-12-21 2023-03-28 Brp-Rotax Gmbh & Co. Kg Turbocharger and turbine wheel for a turbine of a turbocharger

Family Cites Families (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2735612A (en) 1956-02-21 hausmann
US1793468A (en) 1929-05-28 1931-02-24 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade
CH229266A (de) * 1942-03-26 1943-10-15 Sulzer Ag Turbomaschine, deren Schaufelblattflächen am Schaufelfuss mit einer Abrundung in die Grundfläche übergehen.
US2429324A (en) 1943-12-30 1947-10-21 Meisser Christian Rotor for centrifugal compressors
US2415380A (en) 1944-11-15 1947-02-04 Weber Max Propeller blade
US2790620A (en) 1952-07-09 1957-04-30 Gen Electric Multiple finger dovetail attachment for turbine bucket
US2918254A (en) 1954-05-10 1959-12-22 Hausammann Werner Turborunner
US3095180A (en) 1959-03-05 1963-06-25 Stalker Corp Blades for compressors, turbines and the like
FR1442526A (fr) 1965-05-07 1966-06-17 Rateau Soc Perfectionnements aux canaux courbes parcourus par un gaz ou une vapeur
GB1119392A (en) 1966-06-03 1968-07-10 Rover Co Ltd Axial flow rotor for a turbine or the like
US3481531A (en) 1968-03-07 1969-12-02 United Aircraft Canada Impeller boundary layer control device
US3584969A (en) 1968-05-25 1971-06-15 Aisin Seiki Flexible blade fan
GB1302036A (ja) 1969-06-26 1973-01-04
US3661475A (en) 1970-04-30 1972-05-09 Gen Electric Turbomachinery rotors
US3890062A (en) 1972-06-28 1975-06-17 Us Energy Blade transition for axial-flow compressors and the like
US3927952A (en) 1972-11-20 1975-12-23 Garrett Corp Cooled turbine components and method of making the same
US3951611A (en) 1974-11-14 1976-04-20 Morrill Wayne J Blank for fan blade
NO146029C (no) 1976-08-11 1982-07-14 Kongsberg Vapenfab As Impellerelement i et radialgassturbinhjul
US4135857A (en) 1977-06-09 1979-01-23 United Technologies Corporation Reduced drag airfoil platforms
SU756083A1 (ru) 1978-07-18 1980-08-15 Vladislav D Lubenets Рабочее колесо вихревой машины 1
US4335997A (en) 1980-01-16 1982-06-22 General Motors Corporation Stress resistant hybrid radial turbine wheel
DE3023466C2 (de) 1980-06-24 1982-11-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal
US4671739A (en) 1980-07-11 1987-06-09 Robert W. Read One piece molded fan
DE3202855C1 (de) * 1982-01-29 1983-03-31 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal
US4587700A (en) 1984-06-08 1986-05-13 The Garrett Corporation Method for manufacturing a dual alloy cooled turbine wheel
US4659288A (en) 1984-12-10 1987-04-21 The Garrett Corporation Dual alloy radial turbine rotor with hub material exposed in saddle regions of blade ring
DE3514122A1 (de) 1985-04-19 1986-10-23 MAN Gutehoffnungshütte GmbH, 4200 Oberhausen Verfahren zur herstellung einer leitschaufel fuer ein turbinen- oder verdichter-leitrad und nach dem verfahren hergestellte leitschaufel
DE3710321C1 (de) 1987-03-28 1988-06-01 Mtu Muenchen Gmbh Geblaeseschaufel,insbesondere fuer Prop-Fan-Triebwerke
DE3726522A1 (de) 1987-08-10 1989-02-23 Standard Elektrik Lorenz Ag Aus einer metallblechscheibe hergestelltes luefterrad und verfahren zu seiner herstellung
US4866985A (en) 1987-09-10 1989-09-19 United States Of America As Represented By The Secretary Of Interior Bucket wheel assembly for a flow measuring device
US5018271A (en) 1988-09-09 1991-05-28 Airfoil Textron Inc. Method of making a composite blade with divergent root
US5061154A (en) 1989-12-11 1991-10-29 Allied-Signal Inc. Radial turbine rotor with improved saddle life
US5215439A (en) 1991-01-15 1993-06-01 Northern Research & Engineering Corp. Arbitrary hub for centrifugal impellers
GB2251897B (en) 1991-01-15 1994-11-30 Rolls Royce Plc A rotor
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
GB2281356B (en) 1993-08-20 1997-01-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine turbine
US5554004A (en) 1995-07-27 1996-09-10 Ametek, Inc. Fan impeller assembly
FR2738303B1 (fr) 1995-08-30 1997-11-28 Europ Propulsion Turbine en materiau composite thermostructural, en particulier a petit diametre, et procede pour sa fabrication
US5628621A (en) * 1996-07-26 1997-05-13 General Electric Company Reinforced compressor rotor coupling
US5735673A (en) 1996-12-04 1998-04-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade pair
DE19650656C1 (de) * 1996-12-06 1998-06-10 Mtu Muenchen Gmbh Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe
JP4241937B2 (ja) * 1997-04-01 2009-03-18 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 蒸気タービンおよび蒸気タービン用翼
DE19941134C1 (de) * 1999-08-30 2000-12-28 Mtu Muenchen Gmbh Schaufelkranz für eine Gasturbine
US6511294B1 (en) * 1999-09-23 2003-01-28 General Electric Company Reduced-stress compressor blisk flowpath

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2008084563A1 (ja) * 2007-01-12 2008-07-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. ガスタービンの翼構造
KR101173725B1 (ko) 2007-01-12 2012-08-13 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 가스 터빈의 날개 구조체
US8317466B2 (en) 2007-01-12 2012-11-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Blade structure of gas turbine
JP2011513627A (ja) * 2008-02-28 2011-04-28 スネクマ 非軸対称プラットフォームを有するブレード
JP2011513628A (ja) * 2008-02-28 2011-04-28 スネクマ 非軸対称プラットフォームならびに外輪上の陥没および突起を備えるブレード
JP2015522759A (ja) * 2012-07-26 2015-08-06 アイ・エイチ・アイ チャージング システムズ インターナショナル ゲーエムベーハー 流体機械の羽根車
DE102015214854A1 (de) * 2015-08-04 2017-02-09 Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg Verdichterrad für einen Abgasturbolader
US10689982B2 (en) 2015-08-04 2020-06-23 BMTS Technology GmbH & Co. KG Impeller for an exhaust gas turbocharger

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