JPS63183203A - セラミック材料製の羽根を有するタービンロータ - Google Patents

セラミック材料製の羽根を有するタービンロータ

Info

Publication number
JPS63183203A
JPS63183203A JP62320030A JP32003087A JPS63183203A JP S63183203 A JPS63183203 A JP S63183203A JP 62320030 A JP62320030 A JP 62320030A JP 32003087 A JP32003087 A JP 32003087A JP S63183203 A JPS63183203 A JP S63183203A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
blade
platform
vane
turbine wheel
leg
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
JP62320030A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH0629522B2 (ja
Inventor
ジヤン−フランソワ・ロベール．アンボー
フイリツプ・マルク・ドニ・ガストボワ
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
Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
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 Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA, SNECMA SAS filed Critical Societe Nationale dEtude et de Construction de Moteurs dAviation SNECMA
Publication of JPS63183203A publication Critical patent/JPS63183203A/ja
Publication of JPH0629522B2 publication Critical patent/JPH0629522B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

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
    • F01D5/3084—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers the blades being made of ceramics
    • 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
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • 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
    • F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
    • 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
    • F01D5/284—Selection of ceramic materials
    • 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
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は複合セラミック材料でできた羽根を含むタービ
ン車に係わる。
現代のタービンエンジンの適用、特に航空機領域におけ
る性能の向上の追求は作動温度、特にタービンの入口で
の温度の定常的上昇を辺うながす。
これらの作動条件は冷却法に関するすべての適用を含む
考案の技術的開発をもたらしたが、それは特にタービン
を構成する機械部品、なかでも特に例えばタービンの回
転子の羽根のように高熱ガスの循環流に最もよ践くさら
される部品について可能寿命を得るためである。開発に
対応する一方法は、要求される機械的又は航空力学的機
能を満たしながら高温に対する耐性を向上させた新規材
料の完成に関するものである。この方法では、様々な複
合材料、特にセラミックファイバをベースとする材料の
利用のための試みが実施された。幾つかの例がこれ桑ら
の公知技術を説明している。
フランス特許出願第Ｆ　Ｒ−Ａ　２１７６３５０号は複
合羽根に係わり、特殊なファイバ分配法及び、例えば蟻
継ぎ形の羽根脚部にこの複合羽根から移行するための処
置を開示する。
フランス特許出願第Ｆ　Ｒ−Ａ　２１５４０５０号はタ
ービンエンジンの羽根の実施方法に係わり、そのブレー
ドはファイバゝ喫強化層から成り、その脚部は層間に挿
入された硬化したくさびを含む。
フランス特許出願第Ｆ　Ｒ−Ａ　２５３８０２９号は、
耐熱セラミックの覆いで囲まれた金Ｂ製心を含み、通気
及び内部冷却装置が結合されているセラミック羽根を開
示する。羽根のらっは形になった脚部は固定ビンによっ
て中央心と一体的にされている。
ドイツ特許第ＤＥ−Ｃ−８３０８５４号は、材料の特れ
た１１１１に限疋された側■間υノ収宋用勿脚Ｕ）涼恨
のがもつセラミック羽根を開示する。
しかしどの公知の解決法も完全な満足を与えない。実際
にブレード内の金属部分の存在は、複合セラミック材料
の利用で期待される主たる利点を失わさせ、あるいは極
めて複雑なファイバの配置が要求されて、ファイバ又は
織物の構成、並びに羽根のブレード部から脚部への通路
及びこの脚部又は羽根のブレード部からプラットフォー
ム部への通路の形状付けに際して製造上の困難をもたら
す。
本発明は先行の公知解決法により受ける不都合を避けな
がら上記種類の羽根の実現を目指す。前記種類の羽根を
含む本発明タービン車は、各々の羽根がくさび形の少な
くとも１個の部材及びプラットフォーム部を形成する部
材によって構成される少なくとも１部品に結合しており
、これらの部材は羽根の同じ側に位置し、前記くさび形
及びプラットフオーム形部材はくさび形の２つの部材が
羽根の脚部の側面と円板のスロットの面との間に両側に
配置されるようにして足高部によって結合されて、羽根
の径方向鎖錠を保証すること、及びプラットフォーム部
を形成しかつ前記ブレード部の両側に配置された部材が
タービンの航空力学的ガス循環管の内壁を限定する連続
リングを形成することを特徴とする。
さらに有利には、プラットフォーム部を形成し、２枚の
ｎＦＡする羽根の間に位置する２個の部材がさらに横形
単一部品を形成するため結合されている。これらすべて
条の本発明装置は重要な具通の利点をもつ。これらのｔ
ｉ＠は、さらに高温に対する耐性及び１ａ能保存性、並
びに耐食性、機械的特性及び本発明に従うブレード部及
びプラットフォーム部の間の分離によって、それぞれが
別々に複合セラミックによる実現に適する反った形状を
もつ羽根を実現するための質迅的特性について興味深い
結果を示す複合セラミック材料の利用を可能ならしめる
。さらにまた、ブレード部と羽根脚部との結びつきを、
羽根の脚部から分離された、本発明により得られるくさ
び形部材のような結合部材によって満たされる羽根の取
付けと、径方向抑止又は鎖錠機能とブレード部の航空力
学的ｍ能の間の分離によって、良好な機能保持に有害な
形状ひずみを受けない連続ファイバによって可能ならし
める。
本発明のその他の特徴及び利点は、以下に幾つかの具体
例について添付図面を参照して説明することによってよ
り理解されよう。
第１図では、部分的に示されたタービン車１は円板２及
びこの円板によって回転を誘導される回転羽根３によっ
て構成される。円板２は、その円周上に一様に分配され
、タービン車の回転軸の方向に向き付けされ、かつ蟻継
ぎ形（ばち形）断面をもつ直線形の多数のスロット４を
含んでいる。
学的１ｍ能に合わせてあり、さらに前記ブレード３ａは
羽根３の半径方向に内側の辺を脚部３ｂにより延長され
、しかも完全に連続したブレード部３ａから脚部３ｂへ
の移行のなかで形状の破壊が何ら生じない。羽根３の脚
部３ｂは球根状部で構成され、その横側部３Ｃ及び３ｄ
は平面で、これらの平面間の収束角ａは例えば５度であ
り得るが、但し１０度を超えない。
羽根の脚部３ｂの下面は軸方向に従って脚部３ｂの幅の
中央に設けられた切欠き５を含んでいる。羽根の脚部３
ｂの横側面３Ｃ及び３ｄと円板２のスロット４の側面４
ａ及び４ｂの間に、くさび形の部材、それぞれ羽根３の
外側の６ａ及び羽根３の内側の７８が配置されている。
円板２の円周から短かい距離に、各羽根３の両側に、プ
ラットフォーム部がそれぞれ外側６ｂ及び内側７ｂに配
置されている。これらのプラットフォーム６ｂ及び７ｂ
は、リングを形成し、該リングはタービンを通る航空力
学的ガス循環管の半径方向内側を限定する壁を構成する
。第１図に示す第１具体例によれば、前記くさび形部材
及びプラットフォームは、それぞれ足高部によって均一
化された部品を形成するため結合されかつ一体化されて
おり、キー部６ａ及びプラットフォーム部６ｂは部品６
を形成するため足高部６Ｃによって結合され、同様にキ
ー部７ａ及びプラットフォーム部７ｂは部品７を構成す
るため足高部７Ｃによって結合されている。
第２図は羽４Ｉ３の形状の１具体例を上面図で示す。羽
根の脚部３ｂ及びいわゆるブレード部３ａ間には形状の
旋回が生じている。従って、すべての衝突は一方では足
高部６Ｃ又はＩＣ及び他方では羽根の形状の間で避けら
れなければならない。
羽根３の内側の足高部ＩＣはこのようにして羽根の前縁
側ではくり抜き部７ｄを、羽根の後縁側でばくり扱き部
７ｅを含む。同様に羽根３の外側の足高部６Ｃはプラッ
トフォーム部６ｂの下側で、足高部の中央に設けられた
くり抜き部６ｄを含む。
キー部８が、羽根脚部３ｂの下面と円板２のスロット４
の底部との間に挿入されている。キー部６ａ及び７ａと
協働して、前記キー部８は半径方向に羽根の脚部３ｂを
このようにして鎖錠する。
キー部８はその上面に、羽根脚部３ｂの下面の切欠き５
と協動する軸方向に配置されたくさび部８ａを含んでい
る。くさび部８ａは各端に円板２の面上に折返えされた
縁を含み、このようにして軸方向項錠確保する。
第４図に示した第２の具体例は、ここでは第１の具体例
と同じままの部品の符号は第１図〜第３図について先に
用いられた符号と同一であり、類似部品の符号には１０
を加えである。該具体例はそれぞれ２つのキー部材とプ
ラットフォーム部で構成され、連続する２枚の羽根、そ
れぞれ羽根の内側の１枚と次の羽根の外側の１枚、の間
に位置する２個の部品が、単一部品を形成するため継ぎ
合わせたプラットフォームの高さで結合されている。
従って第４図には、円板２及びそのスロット４、羽根３
及びその脚部３ｂ及びブレード部３ａ％鎖錠キー部８が
見られる。２枚の羽根３の間には、第１キー部１７ａ１
第１足高部１７Ｃ１プラットフォームを形成する羽根間
の単一テーブル９ａ、第２足高部１６ｃ及び第２キー部
１６ａによって構成される中間部品９が配置されている
。
先に示した通り、以上説明した様々な本発明具体例では
、羽根３は方向付けされたファイバをもつ公知形式の、
公知技術に従って作製されることができる複合セラミッ
ク材料で実現され、あるいはさらにこれらの羽根はいわ
ゆる「三次元形」横着のセラミックで作られることがで
き、その形成法はこの種の機械加工法に含まれることが
できる。
プラットフォーム部はブレード部から分離しており、同
じく複合セラミック材料で、あるいは耐熱性の超合金の
種類の金属材料で作られることができる。以上説明した
具体例では、作動時に部品間の微小すべりも観察され、
従って羽根に悪く作用する振動が減衰される。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の第１具体例のタービン車の、その回転
軸に対して垂直な部分横断面図、第２図は第１図の矢印
Ｆに従うタービン車の羽根の概略的な上面図、第３ａ及
び３ｂ図は第１図のタービン車の羽根のそれぞれ内側及
び外側の２個の取付は及びプラットフォーム部材の概略
的な斜視図、第４図は本発明の第２具体例のタービン車
の第１図に類似の説明図である。 ２・・・・・・円板、３・・・・・・セラミック羽根、
４・・・・・・スロット、６ａ、　７ａ、　１６ａ、　
１７ａ・・・・・・キー部、６ｂ、　７ｂ、　９ａ・・
・・・・プラットフォーム、６ｃ、　７Ｃ，１６Ｃ，１
７Ｃ・・・・・・足高部。

Claims (5)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）円板から成る種類のタービン車であつて、その円
    周状に一様に分配されて蟻継ぎ形断面をもつ直線形軸方
    向スロットと、前記スロット内に上流側及び下流側にそ
    れぞれ当接するフランジを用いて軸方向に鎖錠される脚
    部を含む複合セラミック材料製の羽根とを含んでおり、
    円板と協働するスロット内のブレード部の径方向内端を
    延長する羽根脚部が球根状部分から成り、その２つの平
    坦な側面がそれらの間に、セラミックファイバが幾何学
    的ひずみ無しにいわゆるブレード部から羽根脚部へ連続
    するようにして１０度を超えない収束角をなし、各羽根
    がくさび形の少なくとも１個の部材及びプラットフォー
    ム部を形成する部材によって構成される少なくとも１部
    品に結合しており、これらの部材は羽根の同じ側に位置
    し、前記くさび形及びプラットフォーム形部材はくさび
    形の２つの部材が羽根の脚部の側面と円板のスロットの
    面との間に両側に配置されるようにして足高部を形成す
    る部分によって結合されて、羽根の径方向鎖錠を保証す
    ること、及びプラットフォーム部を形成しかつ前記ブレ
    ード部の両側に配置された部材がタービンの航空力学的
    ガス循環管の内壁を限定する連続リングを構成すること
    を特徴とするタービン車。
  2. （２）前記足高部がくり抜き部を含むことを特徴とする
    、特許請求の範囲第１項に記載のタービン車。
  3. （３）羽根の内側に位置する各足高部が、それぞれ羽根
    の前縁側と後縁側に位置するへり部上にくりぬき部を含
    むこと、及び羽根の外側に位置する各足高部がプラット
    フォーム部の下側の足高部の中央にくり抜き部を含んで
    いることを特徴とする、特許請求の範囲第２項に記載の
    タービン車。
  4. （４）２枚の連続する羽根の間に位置し、プラットフォ
    ーム部を形成する２個の部材が単一部品として結合され
    、このようにして２枚の羽根の間に連続して、第１キー
    部と、第１足高部と、プラットフォーム部と、第２足高
    部及び第２キー部とを含む橋形部品を構成することを特
    徴とする、特許請求の範囲第１項から第３項のいずれか
    １項に記載のタービン車。
  5. （５）羽根の脚部の下面が切欠き部を含んでいること、
    及びキー部が前記下面と円板のスロットの底部との間に
    軸方向に挿入されており、さらに前記切欠きと協働する
    くさび部を含んでおり、その先端が円板の面上に折返え
    される縁をそれぞれ持っていることを特徴とする、特許
    請求の範囲第１項から第４項のいずれか１項に記載のタ
    ービン車。
JP62320030A 1986-12-17 1987-12-17 セラミック材料製の羽根を有するタービンロータ Expired - Lifetime JPH0629522B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR8617634A FR2608674B1 (fr) 1986-12-17 1986-12-17 Roue de turbine a aubes ceramique
FR8617634 1986-12-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPS63183203A true JPS63183203A (ja) 1988-07-28
JPH0629522B2 JPH0629522B2 (ja) 1994-04-20

Family

ID=9341984

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP62320030A Expired - Lifetime JPH0629522B2 (ja) 1986-12-17 1987-12-17 セラミック材料製の羽根を有するタービンロータ

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4802824A (ja)
EP (1) EP0275726B1 (ja)
JP (1) JPH0629522B2 (ja)
DE (1) DE3766357D1 (ja)
FR (1) FR2608674B1 (ja)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000320491A (ja) * 1999-04-20 2000-11-21 General Electric Co <Ge> 複合ファンプラットホーム
JP2007205350A (ja) * 2005-12-22 2007-08-16 General Electric Co <Ge> 複合材翼配列部材およびその製造方法
JP2010007536A (ja) * 2008-06-26 2010-01-14 Hitachi Ltd タービン動翼の固定構造
JP2010159748A (ja) * 2009-01-06 2010-07-22 General Electric Co <Ge> 非一体形タービンブレードプラットフォーム及びそのシステム
JP2011220325A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> 複合タービン動翼組立体
JP2012154319A (ja) * 2010-12-23 2012-08-16 General Electric Co <Ge> セラミック基材料を含むタービンエアフォイル部品とその製造工程
JP2012522925A (ja) * 2009-04-02 2012-09-27 ターボメカ 離調ブレードを有し、ダンパ装置を備えるタービンホイール
JP2015530518A (ja) * 2012-09-28 2015-10-15 スネクマ Ｃｍｃタービンブレード用の自己固定型ファスナ
JP2015197082A (ja) * 2014-04-02 2015-11-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼及び回転機械
JP2015532376A (ja) * 2012-09-26 2015-11-09 スネクマ 球状根元部を有する複合材料製タービンエンジンブレード

Families Citing this family (79)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2237846B (en) * 1989-11-09 1993-12-15 Rolls Royce Plc Rim parasitic weight reduction
US5030063A (en) * 1990-02-08 1991-07-09 General Motors Corporation Turbomachine rotor
US5100292A (en) * 1990-03-19 1992-03-31 General Electric Company Gas turbine engine blade
GB2251897B (en) * 1991-01-15 1994-11-30 Rolls Royce Plc A rotor
US5222865A (en) * 1991-03-04 1993-06-29 General Electric Company Platform assembly for attaching rotor blades to a rotor disk
FR2679296B1 (fr) * 1991-07-17 1993-10-15 Snecma Plate-forme separee inter-aube pour disque ailete de rotor de turbomachine.
FR2679599A1 (fr) * 1991-07-24 1993-01-29 Snecma Perfectionnement aux roues a aubes de turbomachines.
GB9209895D0 (en) * 1992-05-07 1992-06-24 Rolls Royce Plc Rotors for gas turbine engines
US5405245A (en) * 1993-11-29 1995-04-11 Solar Turbines Incorporated Ceramic blade attachment system
US5584748A (en) * 1995-01-10 1996-12-17 Nelco Manufacturing Corp. Blast wheel having a rotatable shaft with radial discs and blades dovetailed across the discs
US5580219A (en) * 1995-03-06 1996-12-03 Solar Turbines Incorporated Ceramic blade attachment system
US6033185A (en) * 1998-09-28 2000-03-07 General Electric Company Stress relieved dovetail
EP1124038A1 (de) 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelanordnung
EP1319805A1 (fr) * 2001-12-17 2003-06-18 Techspace aero Rotor ou élément rotorique pour turbocompresseur
US7284958B2 (en) * 2003-03-22 2007-10-23 Allison Advanced Development Company Separable blade platform
US7094021B2 (en) * 2004-02-02 2006-08-22 General Electric Company Gas turbine flowpath structure
US7604456B2 (en) * 2006-04-11 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Vane shroud through-flow platform cover
US7762781B1 (en) 2007-03-06 2010-07-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite blade and platform assembly
FR2913735B1 (fr) 2007-03-16 2013-04-19 Snecma Disque de rotor d'une turbomachine
FR2914008B1 (fr) * 2007-03-21 2009-10-09 Snecma Sa Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine
US7972113B1 (en) * 2007-05-02 2011-07-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Integral turbine blade and platform
US7874804B1 (en) 2007-05-10 2011-01-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with detached platform
US8257045B2 (en) * 2008-08-15 2012-09-04 United Technologies Corp. Platforms with curved side edges and gas turbine engine systems involving such platforms
US8814524B2 (en) * 2008-12-11 2014-08-26 Rolls-Royce Corporation Wheel formed from a bladed ring and disk
FR2941487B1 (fr) * 2009-01-28 2011-03-04 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite a pied renforce
FR2955143B1 (fr) * 2010-01-12 2012-05-11 Snecma Agencement de disque aubage
FR2961847B1 (fr) * 2010-06-25 2012-08-17 Snecma Roue mobile a aubes en materiau composite pour moteur a turbine a gaz a liaison pied d'aube/disque par serrage
FR2965843B1 (fr) * 2010-10-06 2012-11-09 Snecma Rotor pour turbomachine
US8827651B2 (en) 2010-11-01 2014-09-09 Rolls-Royce Plc Annulus filler
US20120156045A1 (en) * 2010-12-17 2012-06-21 General Electric Company Methods, systems and apparatus relating to root and platform configurations for turbine rotor blades
GB201104994D0 (en) * 2011-03-25 2011-05-11 Rolls Royce Plc a rotor having an annulus filler
GB201106278D0 (en) 2011-04-14 2011-05-25 Rolls Royce Plc Annulus filler system
US8821127B1 (en) * 2011-04-21 2014-09-02 Ken Knecht Blade lock for compressor
GB201119655D0 (en) 2011-11-15 2011-12-28 Rolls Royce Plc Annulus filler
FR2990462B1 (fr) 2012-05-14 2014-05-30 Snecma Dispositif d'attache d'aubes sur un disque de rotor de turbomachine
US9376916B2 (en) 2012-06-05 2016-06-28 United Technologies Corporation Assembled blade platform
US9017033B2 (en) * 2012-06-07 2015-04-28 United Technologies Corporation Fan blade platform
US9212559B2 (en) 2012-09-07 2015-12-15 United Technologies Corporation Electrical grounding for blades
GB201217257D0 (en) * 2012-09-27 2012-11-07 Rolls Royce Plc Annulus filler for axial flow machine
US9297272B2 (en) * 2012-10-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Grounding for fan blades on an underblade spacer
US9598967B2 (en) * 2012-12-18 2017-03-21 United Technologies Corporation Airfoil member and composite platform having contoured endwall
US9650902B2 (en) * 2013-01-11 2017-05-16 United Technologies Corporation Integral fan blade wear pad and platform seal
US10273816B2 (en) * 2013-02-12 2019-04-30 United Technologies Corporation Wear pad to prevent cracking of fan blade
EP2959110B1 (en) 2013-02-23 2017-06-28 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine component
EP2971736B1 (en) 2013-03-13 2019-07-10 Rolls-Royce Corporation Interblade metal platform for ceramic matrix composite turbine blades
US9506356B2 (en) 2013-03-15 2016-11-29 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Composite retention feature
EP2971557B1 (en) * 2013-03-15 2019-02-20 Rolls-Royce Corporation Composite retention feature
FR3008131B1 (fr) * 2013-07-02 2016-09-30 Snecma Etage de turbine ou de compresseur comprenant une piece d'interface en materiau ceramique
US9618002B1 (en) * 2013-09-27 2017-04-11 University Of South Florida Mini notched turbine generator
US10280769B2 (en) 2013-09-30 2019-05-07 United Technologies Corporation Nonmetallic airfoil with a compliant attachment
US10774660B2 (en) * 2013-10-14 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Blade wedge attachment lay-up
US9896946B2 (en) * 2013-10-31 2018-02-20 General Electric Company Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same
US9969654B2 (en) 2014-01-24 2018-05-15 United Technologies Corporation Method of bonding a metallic component to a non-metallic component using a compliant material
GB201408463D0 (en) * 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Test blade
FR3021691B1 (fr) 2014-06-03 2016-06-24 Snecma Rotor pour turbomachine comportant des aubes a plates-formes raportees
US10082034B2 (en) * 2014-07-03 2018-09-25 United Technologies Corporation Rotor and gas turbine engine including same
US10156151B2 (en) 2014-10-23 2018-12-18 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Composite annulus filler
CA2915234A1 (en) 2015-01-13 2016-07-13 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with clamped blade attachment
US20160201483A1 (en) * 2015-01-13 2016-07-14 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with clamped blade attachment
US10012238B2 (en) * 2015-04-24 2018-07-03 United Technologies Corporation Electrostatic discharge prevention for a fan blade
FR3035678B1 (fr) * 2015-04-29 2017-05-12 Snecma Aube munie de plateformes possedant une jambe de retenue
US10577951B2 (en) 2016-11-30 2020-03-03 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine with dovetail connection having contoured root
CA3000376A1 (en) 2017-05-23 2018-11-23 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly having ceramic matrix composite track segments with metallic attachment features
US10767498B2 (en) 2018-04-03 2020-09-08 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with pinned platforms
US10890081B2 (en) 2018-04-23 2021-01-12 Rolls-Royce Corporation Turbine disk with platforms coupled to disk
US10577961B2 (en) 2018-04-23 2020-03-03 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with blade supported platforms
WO2019217792A1 (en) 2018-05-11 2019-11-14 Carrier Corporation Surface plasmon resonance gas detection system
US11268389B2 (en) 2018-05-14 2022-03-08 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Blisk bonded CMC airfoil having attachment
US10787916B2 (en) 2018-06-22 2020-09-29 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite components
FR3085415B1 (fr) * 2018-09-05 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une structure en materiau composite et une coque metallique
CN109386311A (zh) * 2018-12-27 2019-02-26 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种氦气轮机涡轮动叶片组结构
US11434771B2 (en) 2020-01-17 2022-09-06 Raytheon Technologies Corporation Rotor blade pair for rotational equipment
US11371351B2 (en) 2020-01-17 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment
US11286781B2 (en) 2020-01-17 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment
US11208892B2 (en) 2020-01-17 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with multiple rotor disks
US11339673B2 (en) 2020-01-17 2022-05-24 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with internal vanes
US11401814B2 (en) 2020-01-17 2022-08-02 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with internal vanes
US11280202B2 (en) 2020-04-06 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Balanced composite root region for a blade of a gas turbine engine
US11846192B1 (en) 2023-04-21 2023-12-19 General Electric Company Airfoil assembly with a trunnion and spar

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4937009A (ja) * 1972-08-15 1974-04-06
JPS50112255A (ja) * 1973-10-31 1975-09-03
JPS61244804A (ja) * 1985-04-24 1986-10-31 Toshiba Corp ガスタ−ビンロ−タ

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE550328C (de) * 1932-05-11 Siemens Schuckertwerke Akt Ges Verfahren zur Befestigung von Hohlschaufeln im Radkranz einer Dampf- oder Gasturbine
US2317338A (en) * 1942-02-07 1943-04-20 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade fastening apparatus
GB653267A (en) * 1947-12-12 1951-05-09 Mini Of Supply Improvements in and relating to combustion turbines
CH273791A (de) * 1949-05-25 1951-02-28 Tech Studien Ag Schaufelschloss an füllstücklosen Laufschaufelungen von Axialströmungsmaschinen.
DE830854C (de) * 1949-10-05 1952-02-07 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Keramiklaufschaufel fuer axial durchstroemte Kreiselradmaschinen
US2950083A (en) * 1954-07-23 1960-08-23 Thompson Ramo Wooldridge Inc Blade assembly
BE540433A (ja) * 1954-08-12
US3132841A (en) * 1958-05-12 1964-05-12 Gen Motors Corp Compressor blade and manufacture thereof
FR1281033A (fr) * 1961-02-15 1962-01-08 Daimler Benz Ag Montage d'aubes mobiles en céramique sur des machines à rotors centrifuges traversés axialement par des courants, en particulier sur des turbines à gaz
US3294364A (en) * 1962-01-02 1966-12-27 Gen Electric Rotor assembly
US3606572A (en) * 1969-08-25 1971-09-20 Gen Motors Corp Airfoil with porous leading edge
GB1276106A (en) * 1969-12-19 1972-06-01 Rolls Royce FLUID FLOW MACHINE, e.g. GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR
US3679324A (en) * 1970-12-04 1972-07-25 United Aircraft Corp Filament reinforced gas turbine blade
CH536183A (de) * 1971-09-17 1973-04-30 Bbc Brown Boveri & Cie Verfahren zur Herstellung einer Schaufel für Strömungsmaschinen
US3752600A (en) * 1971-12-09 1973-08-14 United Aircraft Corp Root pads for composite blades
US3801222A (en) * 1972-02-28 1974-04-02 United Aircraft Corp Platform for compressor or fan blade
US3749518A (en) * 1972-03-15 1973-07-31 United Aircraft Corp Composite blade root configuration
US3810711A (en) * 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
CH581783A5 (ja) * 1975-01-30 1976-11-15 Bbc Sulzer Turbomaschinen
FR2404134A1 (fr) * 1977-09-23 1979-04-20 Snecma Rotor pour turbomachines
US4343593A (en) * 1980-01-25 1982-08-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Composite blade for turbofan engine fan
US4417854A (en) * 1980-03-21 1983-11-29 Rockwell International Corporation Compliant interface for ceramic turbine blades
US4501053A (en) * 1982-06-14 1985-02-26 United Technologies Corporation Method of making rotor blade for a rotary machine
FR2538029A1 (fr) * 1982-12-15 1984-06-22 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux aubes ceramiques, tournantes ou fixes de turbomachines

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS4937009A (ja) * 1972-08-15 1974-04-06
JPS50112255A (ja) * 1973-10-31 1975-09-03
JPS61244804A (ja) * 1985-04-24 1986-10-31 Toshiba Corp ガスタ−ビンロ−タ

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2000320491A (ja) * 1999-04-20 2000-11-21 General Electric Co <Ge> 複合ファンプラットホーム
JP4572411B2 (ja) * 1999-04-20 2010-11-04 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複合ファンプラットホーム
JP2007205350A (ja) * 2005-12-22 2007-08-16 General Electric Co <Ge> 複合材翼配列部材およびその製造方法
JP2010007536A (ja) * 2008-06-26 2010-01-14 Hitachi Ltd タービン動翼の固定構造
JP2010159748A (ja) * 2009-01-06 2010-07-22 General Electric Co <Ge> 非一体形タービンブレードプラットフォーム及びそのシステム
JP2012522925A (ja) * 2009-04-02 2012-09-27 ターボメカ 離調ブレードを有し、ダンパ装置を備えるタービンホイール
JP2011220325A (ja) * 2010-04-06 2011-11-04 General Electric Co <Ge> 複合タービン動翼組立体
JP2012154319A (ja) * 2010-12-23 2012-08-16 General Electric Co <Ge> セラミック基材料を含むタービンエアフォイル部品とその製造工程
JP2015532376A (ja) * 2012-09-26 2015-11-09 スネクマ 球状根元部を有する複合材料製タービンエンジンブレード
JP2015530518A (ja) * 2012-09-28 2015-10-15 スネクマ Ｃｍｃタービンブレード用の自己固定型ファスナ
JP2015197082A (ja) * 2014-04-02 2015-11-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼及び回転機械

Also Published As

Publication number Publication date
DE3766357D1 (de) 1991-01-03
US4802824A (en) 1989-02-07
FR2608674B1 (fr) 1991-04-19
EP0275726B1 (fr) 1990-11-22
JPH0629522B2 (ja) 1994-04-20
EP0275726A1 (fr) 1988-07-27
FR2608674A1 (fr) 1988-06-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS63183203A (ja) セラミック材料製の羽根を有するタービンロータ
US6761534B1 (en) Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud
US20230304408A1 (en) Component for a gas turbine engine
US5472316A (en) Enhanced cooling apparatus for gas turbine engine airfoils
US11480064B2 (en) Distributor made of CMC, with stress relief provided by a sealed clamp
JP5059991B2 (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
JP4942244B2 (ja) 湾曲圧縮機翼形部
JP4311919B2 (ja) ガスタービンエンジン用のタービン翼形部
JPS5923001A (ja) セラミツク殻を使用したロ−タブレ−ド及びステ−タ羽根
GB2264755A (en) Stator blade construction
US20040076519A1 (en) High effectiveness cooled turbine vane or blade
US3610769A (en) Porous facing attachment
JPH07150905A (ja) ガスタービンエンジンのステータベーン
JPH10274001A (ja) ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造
CN101131096A (zh) 扩口形叶尖涡轮叶片
US20180298765A1 (en) Engine component with replaceable tip element
JPH10103014A (ja) ガスタービンシュラウド構造
JPH04246204A (ja) 軸流ガスタービンの耐熱性ベーン
CN107636256A (zh) 涡轮
EP0994239A2 (en) Truncated chamfer turbine blade
CN109931113A (zh) 具有冷却孔的发动机部件
EP3594448B1 (en) Airfoil with leading edge convective cooling system
US10914318B2 (en) Engine casing treatment for reducing circumferentially variable distortion
US11401818B2 (en) Turbomachine cooling trench
KR102373729B1 (ko) 가스 터빈 로터 블레이드용 냉각 통로

Legal Events

Date Code Title Description
R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

EXPY Cancellation because of completion of term
FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080420

Year of fee payment: 14