JP4087057B2 - ガスタービンロータのためのカバープレート - Google Patents
ガスタービンロータのためのカバープレート Download PDFInfo
- Publication number
- JP4087057B2 JP4087057B2 JP2000524559A JP2000524559A JP4087057B2 JP 4087057 B2 JP4087057 B2 JP 4087057B2 JP 2000524559 A JP2000524559 A JP 2000524559A JP 2000524559 A JP2000524559 A JP 2000524559A JP 4087057 B2 JP4087057 B2 JP 4087057B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cover plate
- blade
- rim
- blade rotor
- rivet
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
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
- F01D5/32—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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【0002】
【技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。より詳しくは、本発明は、タービンロータおよび、タービンロータのエアホイルブレードとディスクとの間の結合部分をシールするための改良を施したカバープレートに関する。
【0003】
【背景技術】
タービンロータは、通常、ロータディスクの周囲に取り付けた複数の個別のエアホイルロータブレードを使って組み立てる。それぞれのブレードは、ディスクの周囲に形成した個別のスロットの中に滑り込むルートを備える。カバープレートは、ルートとプラットホームとの間の結合部分およびエリアをシールする必要がある。この結合部分およびエリアは、ガス流路の内側の境界に位置する。そのような、カバープレートは、比較的重量があり、ロータのバランスを損なう可能性がある。例えば、カバープレートを取り付けるために、リベットやその他の留め具が必要である。
【0004】
ペリーによる1982年8月10日に発行された米国特許第4,343,594号は、従来技術の一例である。この特許は、ブレードプラットホームとディスクとの間のエリアをシールするために使用するカバーの重量に関連している。この特許では、ルートの間のディスクを貫通するリベットを使ってカバーを接続することが、提案されている。実際、リベットは、カバーによって避けられない重量の増加となる。
米国特許第4,505,640号には、ロータアッセンブリ上のブレードアタッチメントのためのシール装置が説明されている。ここでは、エンドピースを二ヘッドリベットにより保持する。このリベットは、ブレード保持スロットを通って延びている。リベットのヘッドは、円錐台形であり、エンドピース内の円錐台形のシート部に納まる。
英国公開特許第2300677号には、ロータのいずれかの側面上にワッシャを備えた類似のリベットが示されている。さらに、このリベットは、リベットの円錐台形のヘッドを納めるために、ワッシャの中に円錐形のシート部を備える。この英国特許でも、傾斜したリベットを検討している。
【0005】
【発明の要旨】
本発明の目的は、留め具を追加する必要のない、ディスクのルートエリアをシールするためのカバーのリング状の列を提供することにある。これによって、カバーにより増加する重量を低く維持することができる。
【0006】
本発明のさらなる目的は、既存の留め具を利用するカバープレートの列を提供することである。
【0007】
本発明の構成は、ブレードロータとともに使用するカバープレートを備える。ロータはディスクを備え、このディスクは、リング状リムと、ディスクのリム周囲に画定した複数のスロットとを備える。それぞれのスロットは、ロータの回転軸に対して鋭角に延びている。ブレードは、エアホイル、ブレードプラットホーム、ルートを備える。ルートは、スロットに差し込んである。ディスクに取り付けたブレードを保持するために、リベットが、ブレードのルートとスロットとの間に延びている。加圧された気体がリムの軸方向に逃げないようにルートとスロットとをシールするために、カバープレートのリング状の列を、リムに沿って半径方向に設ける。個別のカバープレートは、リベットにより、適所に保持してある。このリベットは、スロット内のブレードのルートを保持するために使用してある。
【0008】
より具体的には、遠心力に対して半径方向にカバープレートを保持するために、ショルダを、ディスクのリムに、半径方向外向きに、カバープレートに隣接して設ける。
【0009】
以上のように本発明の性質を一般的に説明したので、次に本発明の好ましい実施態様を図によって示している添付図面を参照する。
【0010】
【好ましい実施態様の説明】
ここで図面を、特に図1を参照すると、ガスタービンエンジンのためのタービンアッセンブリの一部が示してある。この図では、ロータ12を軸方向の断面図で示す。ロータ12は、ディスクリム20を備える。このディスクリム20に、半径方向に延びる複数のブレード14が取り付けてある。それぞれのブレード14は、ブレードプラットホーム16を備える。具体的には、ブレード14は、ディスクリム20内に形成したスロット内に差し込むルート24を備える。このディスクリム20は、上流リング面20aと、平行する下流面20bとを備える。
【0011】
段付のショルダ35を、ディスクリム20の下流面20bの半径方向外側端部に形成する。
【0012】
第1のカバー34が、ディスクリム20の上流に位置し、リム面20aをカバーする。さらに、第1のカバー34は、冷却空気をブレード14に向けるために利用することができる。ディスクリム20の下流側において、薄い複数のカバー18を、プラットホーム16の直ぐ下にあるディスクリム面20b上に、リング状の列状に、配置する。カバー18の目的は、ロータ12のリムにあるスロット36内のルート24の間のエリアを、加圧された気体から、シールすることである。
【0013】
それぞれのカバー18は、カバー18の表面から突き出た、複数のシート部30を備える。このシート部30は、以下に説明するように、外広がり円錐台形面32を備える。
【0014】
リベット26を、通常の方法で設ける。このリベット26は、ディスクリム20を通してその片側からもう片側に延びる。このリベット26は、ルート24とディスクリム20の材料との間におおむね接触している。
【0015】
リベット26は、ロータ12のディスクリム20内において、ブレード14を固定するのに役立つ。
【0016】
図3、図4に示すように、リベットの軸は、ロータの回転軸に対して鋭角αであり、ブレード14のルートに対してはおおむね平行である。好ましい実施態様では、この角度αは、18°である。
【0017】
カバープレート18のシート部30は、リベット26と位置を合わせる。シート部30は、外広がり円錐台形面32を備える。この外広がり円錐台形面32の軸は、図3、図4に示すように、リベット26の軸と一致する。ブレード14のルートを固定するために使用するリベット26は、プレート18のシート部30に納められる。外広がり円錐台形面32が、リベットのヘッド28を納める。(リベットヘッド28は、図2には示していない。)
従って、理解されるように、ルートを固定するための同一のリベット26を、カバープレート18を取り付けるために使用できる。これは、カバープレートを備えるときに増える重量を低く抑える結果をもたらす。なぜなら、リベットは既にロータ構造の部品になっているからである。
【0018】
遠心力に対して、カバープレートを半径方向に保持するのを補うために、図1に示すように、カバープレート18は、さらに、ショルダ35に対して接触している。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の実施態様を示す、ガスタービンエンジンの具体的なタービンアッセンブリを通して取った軸方向の断面図。
【図2】 本発明のカバープレートを備えるブレードロータを示す、一部後面図。
【図3】 本発明の特徴を示すために一部切り欠いた、ブレードの上面から取った一部放射断面図。
【図4】 図2の4−4線に沿った、一部拡大接線断面図。
【図5】 カバープレートの一部を切り欠いた、図2と同様の一部拡大後面図。
【技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに関する。より詳しくは、本発明は、タービンロータおよび、タービンロータのエアホイルブレードとディスクとの間の結合部分をシールするための改良を施したカバープレートに関する。
【0003】
【背景技術】
タービンロータは、通常、ロータディスクの周囲に取り付けた複数の個別のエアホイルロータブレードを使って組み立てる。それぞれのブレードは、ディスクの周囲に形成した個別のスロットの中に滑り込むルートを備える。カバープレートは、ルートとプラットホームとの間の結合部分およびエリアをシールする必要がある。この結合部分およびエリアは、ガス流路の内側の境界に位置する。そのような、カバープレートは、比較的重量があり、ロータのバランスを損なう可能性がある。例えば、カバープレートを取り付けるために、リベットやその他の留め具が必要である。
【0004】
ペリーによる1982年8月10日に発行された米国特許第4,343,594号は、従来技術の一例である。この特許は、ブレードプラットホームとディスクとの間のエリアをシールするために使用するカバーの重量に関連している。この特許では、ルートの間のディスクを貫通するリベットを使ってカバーを接続することが、提案されている。実際、リベットは、カバーによって避けられない重量の増加となる。
米国特許第4,505,640号には、ロータアッセンブリ上のブレードアタッチメントのためのシール装置が説明されている。ここでは、エンドピースを二ヘッドリベットにより保持する。このリベットは、ブレード保持スロットを通って延びている。リベットのヘッドは、円錐台形であり、エンドピース内の円錐台形のシート部に納まる。
英国公開特許第2300677号には、ロータのいずれかの側面上にワッシャを備えた類似のリベットが示されている。さらに、このリベットは、リベットの円錐台形のヘッドを納めるために、ワッシャの中に円錐形のシート部を備える。この英国特許でも、傾斜したリベットを検討している。
【0005】
【発明の要旨】
本発明の目的は、留め具を追加する必要のない、ディスクのルートエリアをシールするためのカバーのリング状の列を提供することにある。これによって、カバーにより増加する重量を低く維持することができる。
【0006】
本発明のさらなる目的は、既存の留め具を利用するカバープレートの列を提供することである。
【0007】
本発明の構成は、ブレードロータとともに使用するカバープレートを備える。ロータはディスクを備え、このディスクは、リング状リムと、ディスクのリム周囲に画定した複数のスロットとを備える。それぞれのスロットは、ロータの回転軸に対して鋭角に延びている。ブレードは、エアホイル、ブレードプラットホーム、ルートを備える。ルートは、スロットに差し込んである。ディスクに取り付けたブレードを保持するために、リベットが、ブレードのルートとスロットとの間に延びている。加圧された気体がリムの軸方向に逃げないようにルートとスロットとをシールするために、カバープレートのリング状の列を、リムに沿って半径方向に設ける。個別のカバープレートは、リベットにより、適所に保持してある。このリベットは、スロット内のブレードのルートを保持するために使用してある。
【0008】
より具体的には、遠心力に対して半径方向にカバープレートを保持するために、ショルダを、ディスクのリムに、半径方向外向きに、カバープレートに隣接して設ける。
【0009】
以上のように本発明の性質を一般的に説明したので、次に本発明の好ましい実施態様を図によって示している添付図面を参照する。
【0010】
【好ましい実施態様の説明】
ここで図面を、特に図1を参照すると、ガスタービンエンジンのためのタービンアッセンブリの一部が示してある。この図では、ロータ12を軸方向の断面図で示す。ロータ12は、ディスクリム20を備える。このディスクリム20に、半径方向に延びる複数のブレード14が取り付けてある。それぞれのブレード14は、ブレードプラットホーム16を備える。具体的には、ブレード14は、ディスクリム20内に形成したスロット内に差し込むルート24を備える。このディスクリム20は、上流リング面20aと、平行する下流面20bとを備える。
【0011】
段付のショルダ35を、ディスクリム20の下流面20bの半径方向外側端部に形成する。
【0012】
第1のカバー34が、ディスクリム20の上流に位置し、リム面20aをカバーする。さらに、第1のカバー34は、冷却空気をブレード14に向けるために利用することができる。ディスクリム20の下流側において、薄い複数のカバー18を、プラットホーム16の直ぐ下にあるディスクリム面20b上に、リング状の列状に、配置する。カバー18の目的は、ロータ12のリムにあるスロット36内のルート24の間のエリアを、加圧された気体から、シールすることである。
【0013】
それぞれのカバー18は、カバー18の表面から突き出た、複数のシート部30を備える。このシート部30は、以下に説明するように、外広がり円錐台形面32を備える。
【0014】
リベット26を、通常の方法で設ける。このリベット26は、ディスクリム20を通してその片側からもう片側に延びる。このリベット26は、ルート24とディスクリム20の材料との間におおむね接触している。
【0015】
リベット26は、ロータ12のディスクリム20内において、ブレード14を固定するのに役立つ。
【0016】
図3、図4に示すように、リベットの軸は、ロータの回転軸に対して鋭角αであり、ブレード14のルートに対してはおおむね平行である。好ましい実施態様では、この角度αは、18°である。
【0017】
カバープレート18のシート部30は、リベット26と位置を合わせる。シート部30は、外広がり円錐台形面32を備える。この外広がり円錐台形面32の軸は、図3、図4に示すように、リベット26の軸と一致する。ブレード14のルートを固定するために使用するリベット26は、プレート18のシート部30に納められる。外広がり円錐台形面32が、リベットのヘッド28を納める。(リベットヘッド28は、図2には示していない。)
従って、理解されるように、ルートを固定するための同一のリベット26を、カバープレート18を取り付けるために使用できる。これは、カバープレートを備えるときに増える重量を低く抑える結果をもたらす。なぜなら、リベットは既にロータ構造の部品になっているからである。
【0018】
遠心力に対して、カバープレートを半径方向に保持するのを補うために、図1に示すように、カバープレート18は、さらに、ショルダ35に対して接触している。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の実施態様を示す、ガスタービンエンジンの具体的なタービンアッセンブリを通して取った軸方向の断面図。
【図2】 本発明のカバープレートを備えるブレードロータを示す、一部後面図。
【図3】 本発明の特徴を示すために一部切り欠いた、ブレードの上面から取った一部放射断面図。
【図4】 図2の4−4線に沿った、一部拡大接線断面図。
【図5】 カバープレートの一部を切り欠いた、図2と同様の一部拡大後面図。
Claims (7)
- ガスタービンエンジンのためのブレードロータ(12)であって、前記ブレードロータは、回転軸を備え、前記ブレードロータ(12)はディスクを備え、前記ディスクは、リング状リム(20)と、前記ディスクの前記リム(20)周囲に画定した複数のスロット(36)とを備え、それぞれの前記スロット(36)は、回転軸に対して鋭角に延びており、さらに前記ブレードロータ(12)は、それぞれのブレード(14)を備え、前記ブレード(14)は、エアホイル、ブレードプラットホーム(16)、ルート(24)を備え、前記ルート(24)はそれぞれのスロット(36)に差し込んであり、前記ブレードロータ(12)は、さらに、リベット(26)を備え、前記リベット(26)は、前記ブレード(14)を前記ディスクに保持するのに役立つように、前記それぞれのスロット(36)において前記ルート(24)と前記リム(20)との間に接触して延びており、さらに前記ブレードロータ(12)は、少なくとも1つのカバープレート(18)を備え、前記カバープレート(18)は、前記ディスクの前記リム(20)に半径方向面に備えられ、前記カバープレート(18)は、前記スロット(36)を軸方向にカバーし、前記カバープレート(18)は、前記リベット(26)により、適所に保持され、前記カバープレート(18)は、加圧された気体が前記リム(20)の軸方向に逃げないように前記ルート(24)とスロット(36)とをシールするために、前記リム(20)、リベット(26)、ルート(24)、スロット(36)と協同する、ガスタービンエンジンのためのブレードロータ(12)において、少なくとも1つのシート部(30)が、対応する前記リベット(26)のヘッド(28)を納めるように前記カバープレート(18)上に形成してある突起部を備え、前記シート部(30)は、外広がり円錐面(32)を備え、前記外広がり円錐面(32)は、前記リベット(26)の軸と一致する軸を備えることを特徴とするガスタービンエンジンのためのブレードロータ(12)。
- 前記リム(20)は、前記リム(20)の半径方向に離れた部分にショルダ(35)を備え、前記ショルダ(35)は、前記リム(20)の半径方向の面から延びる軸方向部を備え、これによって、前記カバープレート(18)を、前記ショルダ(35)により遠心力に対して拘束することができることを特徴とする請求項1記載のブレードロータ(12)。
- 前記外広がり円錐面(32)と前記リベット(26)の軸は、前記スロット(36)の軸と平行し、かつ、前記ロータ(12)の回転軸に対して鋭角であることを特徴とする請求項1記載のブレードロータ(12)。
- 前記カバープレート(18)のリング状の列を備え、前記列の前記それぞれのカバープレート(18)は、複数の前記スロット(36)をカバーすることを特徴とする請求項3記載のブレードロータ(12)。
- それぞれの前記カバープレート(18)は、複数のシート部(30)を備え、前記シート部(30)は、前記それぞれのスロット(36)に対応することを特徴とする請求項4記載のブレードロータ(12)。
- ガスタービンアッセンブリ(10)のためのブレードロータ(12)であって、前記ロータ(12)は、回転軸と、半径方向に延びる複数のブレード(14)とを備え、前記ブレードロータ(12)はディスクを備え、前記ディスクは、リング状リム(20)と、前記ディスクの前記リム(20)周囲に画定した複数のスロット(36)とを備え、それぞれの前記スロット(36)は、回転軸に対して鋭角に延びており、前記ぞれぞれのブレード(14)は、エアホイル、ブレードプラットホーム(16)、ルート(24)を備え、前記ルート(24)はそれぞれのスロット(36)に差し込んであり、さらに前記ブレードロータ(12)は、リベット(26)を備え、前記リベット(26)は、前記ブレードを前記ディスクに保持するのに役立つように、前記スロット(36)において前記ルート(24)と前記リム(20)との間に接触して延びており、さらに前記ブレードロータ(12)は、複数のカバープレート(18)を備え、前記カバープレート(18)は、前記ディスクの前記リム(20)に半径方向面に備えられ、前記カバープレート(18)は、前記スロット(36)を軸方向にカバーし、前記カバープレート(18)は、前記リベット(26)により、適所に保持される、ガスタービンアッセンブリ(10)のためのブレードロータ(12)であって、前記カバープレート(18)はそれぞれ、それぞれのスロット(36)に対応する少なくとも1つのシート部(30)を備え、前記シート部(30)は、前記カバープレート(18)の突起部に設けられ、前記シート部(30)は、対応するリベット(26)のヘッド(28)を納めるために、外広がり円錐面(32)を備え、前記外広がり円錐面(32)の軸は、前記リベット(26)の軸と一致することを特徴とするガスタービンアッセンブリ(10)のためのブレードロータ(12)。
- 前記カバープレート(18)のリング状の列を備え、前記列の前記それぞれのカバープレート(18)は、複数の前記スロット(36)をカバーすることを特徴とする請求項6記載のブレードロータ(12)。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/988,962 US5993160A (en) | 1997-12-11 | 1997-12-11 | Cover plate for gas turbine rotor |
US08/988,962 | 1997-12-11 | ||
PCT/CA1998/001134 WO1999030008A1 (en) | 1997-12-11 | 1998-12-07 | Cover plate for gas turbine rotor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001526345A JP2001526345A (ja) | 2001-12-18 |
JP4087057B2 true JP4087057B2 (ja) | 2008-05-14 |
Family
ID=25534632
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000524559A Expired - Fee Related JP4087057B2 (ja) | 1997-12-11 | 1998-12-07 | ガスタービンロータのためのカバープレート |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5993160A (ja) |
EP (1) | EP1038092B1 (ja) |
JP (1) | JP4087057B2 (ja) |
CA (1) | CA2312951C (ja) |
CZ (1) | CZ295252B6 (ja) |
DE (1) | DE69820293T2 (ja) |
PL (1) | PL195048B1 (ja) |
WO (1) | WO1999030008A1 (ja) |
Families Citing this family (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6672832B2 (en) * | 2002-01-07 | 2004-01-06 | General Electric Company | Step-down turbine platform |
US7284958B2 (en) * | 2003-03-22 | 2007-10-23 | Allison Advanced Development Company | Separable blade platform |
US7264448B2 (en) * | 2004-10-06 | 2007-09-04 | Siemens Power Corporation, Inc. | Remotely accessible locking system for turbine blades |
DE102004051116A1 (de) * | 2004-10-20 | 2006-04-27 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor einer Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenrotor |
US8128371B2 (en) | 2007-02-15 | 2012-03-06 | General Electric Company | Method and apparatus to facilitate increasing turbine rotor efficiency |
US8708652B2 (en) * | 2007-06-27 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Cover plate for turbine rotor having enclosed pump for cooling air |
US8061995B2 (en) * | 2008-01-10 | 2011-11-22 | General Electric Company | Machine component retention |
US8043044B2 (en) * | 2008-09-11 | 2011-10-25 | General Electric Company | Load pin for compressor square base stator and method of use |
US7877891B2 (en) * | 2008-09-12 | 2011-02-01 | General Electric Company | Rotor clocking bar and method of use |
US20100068050A1 (en) * | 2008-09-12 | 2010-03-18 | General Electric Company | Gas turbine vane attachment |
US7685731B1 (en) * | 2008-09-12 | 2010-03-30 | General Electric Company | Blade verification plates and method of use |
US8033785B2 (en) * | 2008-09-12 | 2011-10-11 | General Electric Company | Features to properly orient inlet guide vanes |
FR2939834B1 (fr) * | 2008-12-17 | 2016-02-19 | Turbomeca | Roue de turbine avec systeme de retention axiale des aubes |
US8277191B2 (en) * | 2009-02-25 | 2012-10-02 | General Electric Company | Apparatus for bucket cover plate retention |
US8696320B2 (en) * | 2009-03-12 | 2014-04-15 | General Electric Company | Gas turbine having seal assembly with coverplate and seal |
US20100232939A1 (en) * | 2009-03-12 | 2010-09-16 | General Electric Company | Machine Seal Assembly |
US8439635B2 (en) * | 2009-05-11 | 2013-05-14 | Rolls-Royce Corporation | Apparatus and method for locking a composite component |
US8979502B2 (en) | 2011-12-15 | 2015-03-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rotor retaining system |
US9249676B2 (en) | 2012-06-05 | 2016-02-02 | United Technologies Corporation | Turbine rotor cover plate lock |
WO2014168862A1 (en) | 2013-04-12 | 2014-10-16 | United Technologies Corporation | Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine |
WO2015020931A2 (en) | 2013-08-09 | 2015-02-12 | United Technologies Corporation | Cover plate assembly for a gas turbine engine |
US10415401B2 (en) | 2016-09-08 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Airfoil retention assembly for a gas turbine engine |
FR3057908B1 (fr) * | 2016-10-21 | 2019-11-22 | Safran Aircraft Engines | Ensemble rotatif d'une turbomachine muni d'un systeme de maintien axial d'une aube |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE335573C (de) * | 1920-09-11 | 1921-04-07 | Fritz Herfurth | Universaltransportgeraet |
US2753149A (en) * | 1951-03-30 | 1956-07-03 | United Aircraft Corp | Blade lock |
GB745073A (en) * | 1953-05-27 | 1956-02-22 | Rolls Royce | Improvements in or relating to rotors for axial-flow compressors and like machines |
US3112914A (en) * | 1960-08-01 | 1963-12-03 | Gen Motors Corp | Turbine rotor |
US3266770A (en) * | 1961-12-22 | 1966-08-16 | Gen Electric | Turbomachine rotor assembly |
US3300179A (en) * | 1966-04-22 | 1967-01-24 | Gen Motors Corp | Blade stalk cover plate |
US3395891A (en) * | 1967-09-21 | 1968-08-06 | Gen Electric | Lock for turbomachinery blades |
US3936222A (en) * | 1974-03-28 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine construction |
GB2043796B (en) | 1979-03-10 | 1983-04-20 | Rolls Royce | Bladed rotor for gas turbine engine |
US4455122A (en) * | 1981-12-14 | 1984-06-19 | United Technologies Corporation | Blade to blade vibration damper |
US4505640A (en) * | 1983-12-13 | 1985-03-19 | United Technologies Corporation | Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly |
US4778342A (en) * | 1985-07-24 | 1988-10-18 | Imo Delaval, Inc. | Turbine blade retainer |
DE19516694C2 (de) * | 1995-05-06 | 2001-06-28 | Mtu Aero Engines Gmbh | Einrichtung zur Fixierung von Laufschaufeln am Laufrad, insbesondere einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks |
-
1997
- 1997-12-11 US US08/988,962 patent/US5993160A/en not_active Expired - Lifetime
-
1998
- 1998-12-07 WO PCT/CA1998/001134 patent/WO1999030008A1/en active IP Right Grant
- 1998-12-07 CZ CZ20002116A patent/CZ295252B6/cs not_active IP Right Cessation
- 1998-12-07 JP JP2000524559A patent/JP4087057B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-07 EP EP98959686A patent/EP1038092B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-07 CA CA002312951A patent/CA2312951C/en not_active Expired - Lifetime
- 1998-12-07 DE DE69820293T patent/DE69820293T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1998-12-07 PL PL98341064A patent/PL195048B1/pl not_active IP Right Cessation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE69820293T2 (de) | 2004-05-27 |
US5993160A (en) | 1999-11-30 |
CA2312951C (en) | 2007-12-04 |
WO1999030008A1 (en) | 1999-06-17 |
CZ20002116A3 (cs) | 2000-12-13 |
CZ295252B6 (cs) | 2005-06-15 |
PL195048B1 (pl) | 2007-08-31 |
EP1038092B1 (en) | 2003-12-03 |
DE69820293D1 (de) | 2004-01-15 |
JP2001526345A (ja) | 2001-12-18 |
PL341064A1 (en) | 2001-03-26 |
CA2312951A1 (en) | 1999-06-17 |
EP1038092A1 (en) | 2000-09-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4087057B2 (ja) | ガスタービンロータのためのカバープレート | |
EP0374079B1 (en) | Turbine blade retention and damping device | |
JP4856302B2 (ja) | 応力の減少された圧縮機ブリスクの流れ通路 | |
US5263823A (en) | Gas turbine engine impeller having an annular collar platform | |
US5161949A (en) | Rotor fitted with spacer blocks between the blades | |
US3037742A (en) | Compressor turbine | |
EP0169801B1 (en) | Turbine side plate assembly | |
US6179551B1 (en) | Gas turbine containment casing | |
US4349318A (en) | Boltless blade retainer for a turbine wheel | |
CA2547176C (en) | Angled blade firtree retaining system | |
JPH057544B2 (ja) | ||
US4743164A (en) | Interblade seal for turbomachine rotor | |
JPH0647921B2 (ja) | ブレ−ド保持プレ−ト固定装置 | |
US5018941A (en) | Blade fixing arrangement for a turbomachine rotor | |
US5624233A (en) | Gas turbine engine rotary disc | |
CA2528668A1 (en) | Rotor assembly with cooling air deflectors and method | |
JPH057541B2 (ja) | ||
EP0955468A3 (en) | Centrifugal flow fan and fan/orifice assembly | |
US4668167A (en) | Multifunction labyrinth seal support disk for a turbojet engine rotor | |
JP3352690B2 (ja) | プラットホームを有するロータブレードサポートおよびダンパの位置決め手段 | |
US5913660A (en) | Gas turbine engine fan blade retention | |
JP5349000B2 (ja) | タービンエンジンホイール | |
EP0971096A3 (en) | Attaching a rotor blade to a rotor | |
GB2122691A (en) | Mounting of aerofoil blades | |
JPS60184905A (ja) | 軸流回転機械の動翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050819 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080129 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080220 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110228 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |