JP2807624B2 - タービンエンジンのロータ - Google Patents
タービンエンジンのロータInfo
- Publication number
- JP2807624B2 JP2807624B2 JP6002747A JP274794A JP2807624B2 JP 2807624 B2 JP2807624 B2 JP 2807624B2 JP 6002747 A JP6002747 A JP 6002747A JP 274794 A JP274794 A JP 274794A JP 2807624 B2 JP2807624 B2 JP 2807624B2
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- blade
- rotor
- disk
- blades
- pin
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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
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
-
- 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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、複数の環状のリブ（ｎ
ｅｒｖｕｒｅ）を有するディスクであって、前記リブが
ディスクの周囲から外側に伸び、複数の環状の溝を画定
するようなディスクと、それぞれが前記ディスクの対応
する溝に入る下端部（ｔａｌｏｎｓ）を画定するように
溝穴のついた脚部をそれぞれ有し、前記ディスクの周囲
に規則的に配置され、径方向を外側に伸びる複数の羽根
と、前記羽根をディスクに固定する手段とを含む型のタ
ービンエンジンのロータに関わる。
ｅｒｖｕｒｅ）を有するディスクであって、前記リブが
ディスクの周囲から外側に伸び、複数の環状の溝を画定
するようなディスクと、それぞれが前記ディスクの対応
する溝に入る下端部（ｔａｌｏｎｓ）を画定するように
溝穴のついた脚部をそれぞれ有し、前記ディスクの周囲
に規則的に配置され、径方向を外側に伸びる複数の羽根
と、前記羽根をディスクに固定する手段とを含む型のタ
ービンエンジンのロータに関わる。
【０００２】より詳しくは、プラットフォームを包含せ
ず、脚部が櫛型の取付部（ａｔｔａｃｈｅ）を含む、複
合材から成る、大翼弦の翼（ｐａｌｅｓ ａ ｇｒａｎ
ｄｅ ｃｏｒｄｅ）を装備する送風機のロータに関わ
る。
ず、脚部が櫛型の取付部（ａｔｔａｃｈｅ）を含む、複
合材から成る、大翼弦の翼（ｐａｌｅｓ ａ ｇｒａｎ
ｄｅ ｃｏｒｄｅ）を装備する送風機のロータに関わ
る。
【０００３】
【従来の技術】ＵＳ特許３、６９４、１０４では、脚部
が溝穴付で、ピンと協働させる金属製のソケット（ｄｏ
ｕｉｌｌｅ）に限定される穴（ａｌｅｓａｇｅ）をそれ
ぞれ含む下端部を有する複合材製の羽根が記載されてい
る。羽根の脚部は、一方は羽根の上流側、翼の前縁面に
位置し、他方は羽根の下流側、翼の後縁面に位置する軸
が変位している二つのピンによってディスクのリブに固
定されている。
が溝穴付で、ピンと協働させる金属製のソケット（ｄｏ
ｕｉｌｌｅ）に限定される穴（ａｌｅｓａｇｅ）をそれ
ぞれ含む下端部を有する複合材製の羽根が記載されてい
る。羽根の脚部は、一方は羽根の上流側、翼の前縁面に
位置し、他方は羽根の下流側、翼の後縁面に位置する軸
が変位している二つのピンによってディスクのリブに固
定されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】この配置では、羽根に
加えられる力の全体を軸が吸収することができない。従
って、羽根の間に付加されたプラットフォームが力の接
線成分の吸収のために必要とされ、そのプラットフォー
ムは堅固で、固定ねじによってディスクに確実に固定さ
れなければならない。さらに、上流の軸と下流の軸の間
に存在する角度の変位のために羽根及びディスクの構成
が難しい。最後に、ピン及び固定ねじのなかには、一方
はディスクの前面から、他方はディスクの背面から組み
立てられるものがある。このために、翼の分解の場合ロ
ータを除去しなければならない。
加えられる力の全体を軸が吸収することができない。従
って、羽根の間に付加されたプラットフォームが力の接
線成分の吸収のために必要とされ、そのプラットフォー
ムは堅固で、固定ねじによってディスクに確実に固定さ
れなければならない。さらに、上流の軸と下流の軸の間
に存在する角度の変位のために羽根及びディスクの構成
が難しい。最後に、ピン及び固定ねじのなかには、一方
はディスクの前面から、他方はディスクの背面から組み
立てられるものがある。このために、翼の分解の場合ロ
ータを除去しなければならない。
【０００５】本発明の目的は、羽根のディスクへの固定
手段が羽根に加えられる力の全体を吸収できる前記の型
のタービンエンジンのロータを提供することである。
手段が羽根に加えられる力の全体を吸収できる前記の型
のタービンエンジンのロータを提供することである。
【０００６】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、前述の
目的は、各羽根の脚部における下端部が二つの下端部グ
ループに分かれており、該グループの一方における下端
部が羽根の腹面側に偏倚していると共に該グループの他
方における下端部が羽根の背面側に偏倚しており、任意
の羽根における下端部グループの一方に属する下端部
が、これに隣接する羽根における下端部グループの他方
に属する下端部と羽根列を形成しており、羽根を固定す
る手段が、各羽根列毎に、複数の環状リブ及び羽根列の
下端部を貫通する通し穴に配置されたピンを含んでいる
ロータによって達成される。
目的は、各羽根の脚部における下端部が二つの下端部グ
ループに分かれており、該グループの一方における下端
部が羽根の腹面側に偏倚していると共に該グループの他
方における下端部が羽根の背面側に偏倚しており、任意
の羽根における下端部グループの一方に属する下端部
が、これに隣接する羽根における下端部グループの他方
に属する下端部と羽根列を形成しており、羽根を固定す
る手段が、各羽根列毎に、複数の環状リブ及び羽根列の
下端部を貫通する通し穴に配置されたピンを含んでいる
ロータによって達成される。
【０００７】この配置のために、各羽根はディスクの周
囲にあって規則的に間隔をおいた平行する２つのピンに
よって保持され、各ピンは２つの羽根を保持するため、
全体の質量を低減できる。
囲にあって規則的に間隔をおいた平行する２つのピンに
よって保持され、各ピンは２つの羽根を保持するため、
全体の質量を低減できる。
【０００８】有利には、ピンがディスクの軸に平行であ
り、ディスクの同じ側から導入される。
り、ディスクの同じ側から導入される。
【０００９】有利には、羽根が複合部材で作られると共
に、その下端部における各穴がソケットによって画定さ
れており、羽根の外方端に向かって伸長する複合物のフ
ァイバが、羽根の下方部分でソケットを巻き込んでい
る。
に、その下端部における各穴がソケットによって画定さ
れており、羽根の外方端に向かって伸長する複合物のフ
ァイバが、羽根の下方部分でソケットを巻き込んでい
る。
【００１０】
【実施例】非限定的実施例を示す添付図面に基づく以下
の詳細な記載より本発明の別の利点及び特徴が理解され
よう。
の詳細な記載より本発明の別の利点及び特徴が理解され
よう。
【００１１】図に示されているタービンエンジンのロー
タ１は、リムの形状を有するロータのディスク１０を含
み、ディスクの周囲には、ディスク１０への固定脚部１
２及びディスク１０の周囲から外側へ径方向に伸びる翼
１３をそれぞれ含む複数の羽根１１が、規則的な間隔で
固定されている。ロータ１の稼働中にロータ１の羽根１
１を通って上流から下流へ循環するガス流用の流管をロ
ータの軸側で限定するように付加されたプラットフォー
ム１４は羽根１１の間に配置される。
タ１は、リムの形状を有するロータのディスク１０を含
み、ディスクの周囲には、ディスク１０への固定脚部１
２及びディスク１０の周囲から外側へ径方向に伸びる翼
１３をそれぞれ含む複数の羽根１１が、規則的な間隔で
固定されている。ロータ１の稼働中にロータ１の羽根１
１を通って上流から下流へ循環するガス流用の流管をロ
ータの軸側で限定するように付加されたプラットフォー
ム１４は羽根１１の間に配置される。
【００１２】本発明はさらに特に大翼弦型で複合材から
成る、送風機を備えた羽根１１の固定に関する。
成る、送風機を備えた羽根１１の固定に関する。
【００１３】羽根１１をディスク１０に接続するため
に、ディスク１０はその周囲から外側へ径方向に伸長
し、複数の環状の溝１６を規定するリブ１５を含む。
に、ディスク１０はその周囲から外側へ径方向に伸長
し、複数の環状の溝１６を規定するリブ１５を含む。
【００１４】羽根の脚部１２は、その末端に、環状のリ
ブ１５の間に下端部１７を交互に有するように環状のリ
ブ１５に取り付けられた径方向の溝穴を有する。
ブ１５の間に下端部１７を交互に有するように環状のリ
ブ１５に取り付けられた径方向の溝穴を有する。
【００１５】本発明によれば、羽根１１の下端部１７は
図では五つ示され、タービンエンジンの上流から下流に
向けてそれぞれＡ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅと表記されており、
二つのグループの下端部に分類される。第一下端部グル
ープの下端部は、羽根１１の下面すなわち腹面側に変位
あるいは偏倚して一列に並び、一方、第二下端部グルー
プの下端部は上面すなわち背面側に偏倚して同様に一列
に並ぶ。
図では五つ示され、タービンエンジンの上流から下流に
向けてそれぞれＡ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅと表記されており、
二つのグループの下端部に分類される。第一下端部グル
ープの下端部は、羽根１１の下面すなわち腹面側に変位
あるいは偏倚して一列に並び、一方、第二下端部グルー
プの下端部は上面すなわち背面側に偏倚して同様に一列
に並ぶ。
【００１６】さらに、各羽根１１の下端部は、ある羽根
１１の一方の下端部グループの下端部が、隣接する羽根
の他方の下端部グループの下端部と羽根列１８を形成す
るように偏倚している。
１１の一方の下端部グループの下端部が、隣接する羽根
の他方の下端部グループの下端部と羽根列１８を形成す
るように偏倚している。
【００１７】図に示された実施例では、第二下端部グル
ープには羽根の脚部１２の中央部に位置する下端部Ｃし
か含まないが、連続又は非連続の複数の下端部１７を含
むこともあり得る。図３に明白に示されるように、羽根
１１ａの下端部Ｃは羽根１１ｂの下端部ＢとＤとの間に
設置される。
ープには羽根の脚部１２の中央部に位置する下端部Ｃし
か含まないが、連続又は非連続の複数の下端部１７を含
むこともあり得る。図３に明白に示されるように、羽根
１１ａの下端部Ｃは羽根１１ｂの下端部ＢとＤとの間に
設置される。
【００１８】羽根１１は複数のピン１９でディスク１０
に固定される。各ピンは環状のリブ及び下端部列１８の
下端部を貫通する、一直線上の穴に設置される。
に固定される。各ピンは環状のリブ及び下端部列１８の
下端部を貫通する、一直線上の穴に設置される。
【００１９】この下端部の配列１２のために各羽根１１
は二つの隣接するピン１９によってディスク１０に固定
され、各ピン１９は連続する二つの羽根１１ａ及び１１
ｂを保持する。好ましくは、すべてのピンがディスク１
０の同じ側から組み立てられ、ロータの軸と平行であ
る。
は二つの隣接するピン１９によってディスク１０に固定
され、各ピン１９は連続する二つの羽根１１ａ及び１１
ｂを保持する。好ましくは、すべてのピンがディスク１
０の同じ側から組み立てられ、ロータの軸と平行であ
る。
【００２０】羽根１１を保持する隣接する二つのピン１
９は、角度的に離間して位置しており、羽根１１に加え
られる力の径方向及び接線方向成分を吸収する。
９は、角度的に離間して位置しており、羽根１１に加え
られる力の径方向及び接線方向成分を吸収する。
【００２１】好ましくは各下端部１７はピン１９が通る
ソケット２０を含む。翼１３を構成する複合材製のファ
イバ２１がソケット２０の下部を翼下面から翼上面方向
に包囲し、遠心性負荷の連続を保証する。
ソケット２０を含む。翼１３を構成する複合材製のファ
イバ２１がソケット２０の下部を翼下面から翼上面方向
に包囲し、遠心性負荷の連続を保証する。
【００２２】図８に示されるように、前記ファイバ２１
は翼の全レベルで交差するように配置されている。いく
つかのファイバは、羽根の前縁から他方の後縁へ進み、
シンメトリックな逆の道をたどった別のファイバと交差
しながら翼１３の他方の面を再びたどる。ファイバ２１
全体が袋を形成しており、その袋が高度な耐性を示して
取付部に結合されており、ショックの後のプロフィルの
破損に対して優れた安全性を与えるのは、ファイバ２１
のこのような配置のために、大半のショックにおいてこ
の交差網加工によって結合された羽根の断片の保持が可
能となり確実な安全が保証されるためである。
は翼の全レベルで交差するように配置されている。いく
つかのファイバは、羽根の前縁から他方の後縁へ進み、
シンメトリックな逆の道をたどった別のファイバと交差
しながら翼１３の他方の面を再びたどる。ファイバ２１
全体が袋を形成しており、その袋が高度な耐性を示して
取付部に結合されており、ショックの後のプロフィルの
破損に対して優れた安全性を与えるのは、ファイバ２１
のこのような配置のために、大半のショックにおいてこ
の交差網加工によって結合された羽根の断片の保持が可
能となり確実な安全が保証されるためである。
【００２３】二つの連続する羽根１１ａ及び１１ｂの間
には、流管としてプラットフォーム１４が設置され、中
央リブ２２で二つの羽根１１ａ及び１１ｂの結合部に支
持される。ロータの軸に対して傾斜し、二つの連続する
羽根１１ａ及び１１ｂの向かい合う面の間に伸長し、ロ
ータの軸に向かって径方向に伸びる二つのプレート２３
及び２４によって前後の末端が延長されている壁２２ａ
を各プラットフォーム１４は有する。これらのプレート
２３及び２４の内側端部はディスク１０に固定されたリ
ング２７及び２８によって保持されている軸フランジ２
５及び２６を有する。前方のリング２７はまた、ピン１
９の頭部２９の保持手段として働く。
には、流管としてプラットフォーム１４が設置され、中
央リブ２２で二つの羽根１１ａ及び１１ｂの結合部に支
持される。ロータの軸に対して傾斜し、二つの連続する
羽根１１ａ及び１１ｂの向かい合う面の間に伸長し、ロ
ータの軸に向かって径方向に伸びる二つのプレート２３
及び２４によって前後の末端が延長されている壁２２ａ
を各プラットフォーム１４は有する。これらのプレート
２３及び２４の内側端部はディスク１０に固定されたリ
ング２７及び２８によって保持されている軸フランジ２
５及び２６を有する。前方のリング２７はまた、ピン１
９の頭部２９の保持手段として働く。
【００２４】ロータの組み立ては以下のとおり実施され
る。リブ１５の穴が脚部１２のソケット２０と並ぶよう
に、ディスク１０に第一の羽根１１ｂを配置する。次に
羽根１１ｂの下端部ＢとＤとの間に隣接するように羽根
１１ａの中央下端部Ｃをはめ込み、下端部列にピン１９
を通す。羽根１１全てに対して同様にする。プラットフ
ォーム１４を設置し、そのプラットフォーム１４及びピ
ン１９を維持するようにリング２７及び２８を固定す
る。ロータの分解は上記の操作と逆の順番で実施され
る。
る。リブ１５の穴が脚部１２のソケット２０と並ぶよう
に、ディスク１０に第一の羽根１１ｂを配置する。次に
羽根１１ｂの下端部ＢとＤとの間に隣接するように羽根
１１ａの中央下端部Ｃをはめ込み、下端部列にピン１９
を通す。羽根１１全てに対して同様にする。プラットフ
ォーム１４を設置し、そのプラットフォーム１４及びピ
ン１９を維持するようにリング２７及び２８を固定す
る。ロータの分解は上記の操作と逆の順番で実施され
る。
【図１】固定のためのピンを通る面による、本発明によ
るタービンエンジンのロータの軸断面図である。
るタービンエンジンのロータの軸断面図である。
【図２】図１の直線II−IIによるタービンエンジンの軸
に垂直な面による断面図である。
に垂直な面による断面図である。
【図３】図２の直線III−IIIによる断面図である。
【図４】付加されるプラットフォームの固定手段が示さ
れた図１の実施例の変形例の軸断面図である。
れた図１の実施例の変形例の軸断面図である。
【図５】図４の直線Ｖ−Ｖによる断面図である。
【図６】羽根の脚部の横断面図である。
【図７】図６の直線VII−VIIによる断面図である。
【図８】羽根の側面図である。
１ ロータ １０ ディスク １１ 羽根 １２ 脚部 １３ 翼 １４ プラットフォーム １５ リブ １６ 溝 １７ 下端部 １９ ピン ２０ ソケット ２１ ファイバ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭52−67405（ＪＰ，Ａ) 実開 昭57−53004（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F01D 5/30 F01D 5/06 F01D 5/34
Claims (5)
- 【請求項１】 複数の環状リブ（１５）を有するディス
ク（１０）であって、各リブが該ディスクの周囲から外
側に伸びて複数の環状溝（１６）を画定するディスク
（１０）と、 ディスク（１０）の周囲に規則的に配置されて径方向外
側に伸長しており、夫々が対応するディスク（１０）の
溝（１６）に受容される下端部（１７）を画定するよう
に切込みのある脚部（１２）を有する複数の羽根（１
１）と、 羽根（１１）をディスク（１０）に固定する手段とを備
えるタイプのタービンエンジンのロータであって、 各羽根の脚部（１２）における下端部（１７）が二つの
下端部グループに分かれており、該グループの一方にお
ける下端部（Ａ、Ｂ、Ｄ、Ｅ）が前記羽根の腹面側に偏
倚していると共に該グループの他方における下端部
（Ｃ）が該羽根の背面側に偏倚しており、 任意の羽根（１１ｂ）における下端部グループの一方に
属する下端部（Ａ、Ｂ、Ｄ、Ｅ）が、これに隣接する羽
根（１１ａ）における下端部グループの他方に属する下
端部（Ｃ）と羽根列（１８）を形成しており、 前記羽根（１１）を固定する手段が、各羽根列（１８）
毎に、複数の環状リブ（１５）及び羽根列（１８）の下
端部（Ａ、Ｂ、Ｃ、Ｄ、Ｅ）を貫通する通し穴に配置さ
れたピン（１９）を含んでいることを特徴とするロー
タ。 - 【請求項２】 各ピン（１９）が前記ディスク（１０）
の同一面から導入されることを特徴とする請求項１に記
載のロータ。 - 【請求項３】 前記ピン（１９）が前記ディスク（１
０）の軸と平行に伸長していることを特徴とする請求項
２に記載のロータ。 - 【請求項４】 前記羽根（１１）が複合部材で作られる
と共に、その下端部における各穴がソケット（２０）に
よって画定されており、前記羽根の外方端に向かって伸
長する複合物のファイバ（２１）が、該羽根の下方部分
で前記ソケットを巻き込んでいることを特徴とする請求
項１から３のいずれか一項に記載のロータ。 - 【請求項５】 前記背面側に偏倚した下端部グループの
下端部（Ｃ）が、前記羽根における脚部（１２）の中央
部に設けられていることを特徴とする請求項１から４の
いずれか一項に記載のロータ。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9300276A FR2700362B1 (fr) | 1993-01-14 | 1993-01-14 | Rotor de turbomachine à attaches d'aubes par broches. |
| FR93276 | 1993-01-14 | ||
| FR9300276 | 1993-01-14 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06241002A JPH06241002A (ja) | 1994-08-30 |
| JP2807624B2 true JP2807624B2 (ja) | 1998-10-08 |
Family
ID=9443009
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6002747A Expired - Fee Related JP2807624B2 (ja) | 1993-01-14 | 1994-01-14 | タービンエンジンのロータ |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5409353A (ja) |
| EP (1) | EP0607082B1 (ja) |
| JP (1) | JP2807624B2 (ja) |
| DE (1) | DE69400079T2 (ja) |
| FR (1) | FR2700362B1 (ja) |
Families Citing this family (19)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5725353A (en) * | 1996-12-04 | 1998-03-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor disk |
| US5735673A (en) * | 1996-12-04 | 1998-04-07 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor blade pair |
| DE10310994B4 (de) * | 2003-03-06 | 2006-09-07 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Rotor für ein Turbinentriebwerk |
| US20050068646A1 (en) * | 2003-09-25 | 2005-03-31 | Homedics, Inc. | Mirror with adjustable magnification and with a plurality of displays and devices |
| US8556531B1 (en) * | 2006-11-17 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Simple CMC fastening system |
| FR2925015B1 (fr) * | 2007-12-14 | 2010-06-04 | Eurocopter France | Pale de giravion, rotor de giravion muni de ladite pale, et procede de fabrication de cette pale |
| EP2322763A1 (de) * | 2009-11-17 | 2011-05-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinen- oder Verdichterschaufel |
| FR2963055B1 (fr) * | 2010-07-21 | 2014-01-31 | Snecma | Aube de rotor d'un turbomoteur a gaz en materiau composite comprenant une chape de liaison, procede de fabrication de l'aube |
| FR2990462B1 (fr) * | 2012-05-14 | 2014-05-30 | Snecma | Dispositif d'attache d'aubes sur un disque de rotor de turbomachine |
| FR2995004B1 (fr) * | 2012-09-03 | 2015-03-20 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite et son attache sur un disque de rotor |
| US9470092B2 (en) * | 2013-01-02 | 2016-10-18 | General Electric Company | System and method for attaching a rotating blade in a turbine |
| EP3034783B1 (en) * | 2014-12-17 | 2019-11-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | A blade arrangement of a jet engine or an aircraft propeller and corresponding engine |
| US10677075B2 (en) * | 2018-05-04 | 2020-06-09 | General Electric Company | Composite airfoil assembly for an interdigitated rotor |
| US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
| US11306601B2 (en) | 2018-10-18 | 2022-04-19 | Raytheon Technologies Corporation | Pinned airfoil for gas turbine engines |
| US11208892B2 (en) * | 2020-01-17 | 2021-12-28 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly with multiple rotor disks |
| US11371351B2 (en) | 2020-01-17 | 2022-06-28 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment |
| US11156110B1 (en) | 2020-08-04 | 2021-10-26 | General Electric Company | Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine |
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Family Cites Families (8)
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