RU2002101357A - TURBOJET ENGINE FAN ROTOR - Google Patents

TURBOJET ENGINE FAN ROTOR

Info

Publication number
RU2002101357A
RU2002101357A RU2002101357/06A RU2002101357A RU2002101357A RU 2002101357 A RU2002101357 A RU 2002101357A RU 2002101357/06 A RU2002101357/06 A RU 2002101357/06A RU 2002101357 A RU2002101357 A RU 2002101357A RU 2002101357 A RU2002101357 A RU 2002101357A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
flange
blades
fan rotor
radial
Prior art date
Application number
RU2002101357/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2221169C2 (en
Inventor
Шарль Жан-Пьер ДУГЕ
Морис Ги ЖЮДЕ
Клод Робер Луи ЛЕЖАР
Тьерри НИТР
Original Assignee
Снекма Мотер
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
Priority claimed from FR0100294A external-priority patent/FR2819289B1/en
Application filed by Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер
Publication of RU2002101357A publication Critical patent/RU2002101357A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2221169C2 publication Critical patent/RU2221169C2/en

Links

Claims (4)

1. Ротор вентилятора турбореактивного двигателя, содержащий множество съемных лопаток (18) вентилятора, закрепленных на ободе (12) диска (10), причем каждая из лопаток (18) вентилятора содержит корневую часть (16) лопатки, которая устанавливается в канавку (14), имеющую по существу осевое направление и соответствующую форму и выполненную в ободе (12) диска (10), и каждая из этих лопаток (18) вентилятора удерживается в канавке (14) при помощи шпонки (20), размещенной под каждой корневой частью (16) лопатки, и средства, предназначенные для удержания в осевом направлении шпонок (20) и корневых частей (16) лопаток в канавках (14), причем эти средства содержат, в частности, фланец (24), упирающийся в переднюю по потоку поверхность диска (10) и прикрепленный к этому диску (10) при помощи соответствующих средств крепления, отличающийся тем, что шпонки (20) содержат на одном из своих концов утолщение (22), располагающееся между корневыми частями (16) лопаток и фланцем (24), при этом диск (10) содержит на своей передней по потоку поверхности множество радиальных выступов (26), чередующихся с упомянутыми канавками (14), фланец (24) содержит на своей задней по потоку поверхности множество радиальных зубцов (28), способных входить в контакт с упором с радиальными выступами (26) диска (10) в случае осевого смещения одной лопатки, а средства крепления фланца (24) на упомянутом диске (10) расположены на внутренней в радиальном направлении части фланца.1. The fan rotor of a turbojet engine containing a plurality of removable fan blades (18) mounted on the rim (12) of the disk (10), each of the fan blades (18) containing the root part (16) of the blade, which is installed in the groove (14) having essentially axial direction and corresponding shape and made in the rim (12) of the disk (10), and each of these fan blades (18) is held in the groove (14) by means of a key (20) located under each root part (16 ) blades and means intended to be held in axial direction the appearance of dowels (20) and root parts (16) of the blades in the grooves (14), moreover, these means contain, in particular, a flange (24), abutting against the upstream surface of the disk (10) and attached to this disk (10) when using appropriate fastening means, characterized in that the dowels (20) contain at one of their ends a thickening (22) located between the root parts (16) of the blades and the flange (24), while the disk (10) contains on its upstream surface many radial protrusions (26), alternating with the above-mentioned grooves (14), flange (24) with holds a plurality of radial teeth (28) on its backstream surface that can come into contact with the stop with the radial protrusions (26) of the disk (10) in case of axial displacement of one blade, and the fastening means of the flange (24) on the said disk (10) located on the radially inner part of the flange. 2. Ротор вентилятора по п.1, отличающийся тем, что радиальные выступы (26) диска (10) проходят в направлении наружу или в направлении внутрь, и радиальные зубцы (28) фланца (24) проходят в направлении внутрь или в направлении наружу.2. The fan rotor according to claim 1, characterized in that the radial protrusions (26) of the disk (10) extend outward or inward, and the radial teeth (28) of the flange (24) extend inward or outward. 3. Ротор вентилятора по п.1 или 2, отличающийся тем, что осевой зазор (48) сформирован между радиальными выступами (26) диска (10) и радиальными зубцами (28) фланца (24).3. The fan rotor according to claim 1 or 2, characterized in that the axial clearance (48) is formed between the radial protrusions (26) of the disk (10) and the radial teeth (28) of the flange (24). 4. Ротор вентилятора по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что средства крепления фланца (24) на диске (10) содержат множество шпилек (42, 44, 46), параллельных оси вращения данного диска (10).4. The fan rotor according to any one of claims 1 to 3, characterized in that the fastening means of the flange (24) on the disk (10) contain many studs (42, 44, 46) parallel to the axis of rotation of this disk (10).
RU2002101357/06A 2001-01-11 2002-01-10 Turbojet engine fan rotor RU2221169C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0100294A FR2819289B1 (en) 2001-01-11 2001-01-11 COMBINED OR CASCADE BLADE RETENTION SYSTEM
FR0100294 2001-01-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2002101357A true RU2002101357A (en) 2003-08-20
RU2221169C2 RU2221169C2 (en) 2004-01-10

Family

ID=8858676

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2002101357/06A RU2221169C2 (en) 2001-01-11 2002-01-10 Turbojet engine fan rotor

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20020090300A1 (en)
EP (1) EP1223309B1 (en)
JP (1) JP4031247B2 (en)
CA (1) CA2364128A1 (en)
DE (1) DE60204486T2 (en)
ES (1) ES2240665T3 (en)
FR (1) FR2819289B1 (en)
RU (1) RU2221169C2 (en)
UA (1) UA72255C2 (en)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007247406A (en) * 2006-03-13 2007-09-27 Ihi Corp Holding structure of fan blade
JP4807113B2 (en) * 2006-03-14 2011-11-02 株式会社Ihi Fan dovetail structure
FR2900437B1 (en) * 2006-04-27 2008-07-25 Snecma Sa SYSTEM FOR RETENTING AUBES IN A ROTOR
FR2913735B1 (en) * 2007-03-16 2013-04-19 Snecma ROTOR DISC OF A TURBOMACHINE
FR2929660B1 (en) * 2008-04-07 2012-11-16 Snecma ANTI-WEAR DEVICE FOR TURBOMACHINE ROTOR, CAP FORMING ANTI-WEAR DEVICE AND ROTOR COMPRESSOR OF GAS TURBINE ENGINE HAVING ANTI-WEAR CAP
FR2930595B1 (en) * 2008-04-24 2011-10-14 Snecma BLOWER ROTOR OF A TURBOMACHINE OR A TEST ENGINE
FR2931871B1 (en) * 2008-05-29 2011-08-19 Snecma BLOWER ROTOR FOR A TURBOMACHINE.
FR2971822B1 (en) * 2011-02-21 2015-04-24 Snecma BLOWER ROTOR, ESPECIALLY FOR A TURBOMACHINE
FR2996584A1 (en) * 2012-10-10 2014-04-11 Snecma FOOTBED FOR LEVELED BLADE FOOT
CN106224360A (en) * 2016-07-25 2016-12-14 珠海格力节能环保制冷技术研究中心有限公司 Fan and motor shaft mounting structure
CN113083537A (en) * 2021-05-08 2021-07-09 广州极飞科技股份有限公司 Centrifugal spray disc, atomizing device and unmanned equipment

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB928349A (en) * 1960-12-06 1963-06-12 Rolls Royce Improvements in or relating to bladed rotors of fluid flow machines
FR2561307B1 (en) * 1984-03-14 1986-09-12 Snecma BLOWER BLADE LOCKING DEVICE
GB2244100A (en) * 1990-05-16 1991-11-20 Rolls Royce Plc Retaining gas turbine rotor blades
FR2663997B1 (en) * 1990-06-27 1993-12-24 Snecma DEVICE FOR FIXING A REVOLUTION CROWN ON A TURBOMACHINE DISC.
FR2681374B1 (en) 1991-09-18 1993-11-19 Snecma FIXING OF A TURBOREACTOR BLOWER BLADE.

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4349318A (en) Boltless blade retainer for a turbine wheel
RU2006119275A (en) METHOD FOR ASSEMBLING A LOT OF BLADES ON A DRIVING WHEEL (OPTIONS), AND ALSO A ASSEMBLY OF A DRIVING WHEEL OF A TURBINE AND BLADES
RU2002101357A (en) TURBOJET ENGINE FAN ROTOR
RU2009115503A (en) GAS TURBINE ENGINE FAN ROTOR OR EXPERIENCED ENGINE
SU1477253A3 (en) Damping member of turbomachine
US3023998A (en) Rotor blade retaining device
JPS6146644B2 (en)
KR100269525B1 (en) Surpporting device of turbine blade
RU2000115961A (en) ROTOR WITH INTEGRAL SHOVEL KIT DESIGN
RU2004138597A (en) LEAKAGE ZONE CONTROL UNIT UNDER THE BLADE PLATFORM
RU2006112029A (en) WRAPABLE SEAL BETWEEN A TURBINE ROTOR AND A FIXED COMPONENT
RU2006131299A (en) LOCKING RING LOCKING DEVICE FOR RETAINING THE BLADE IN AXIAL DIRECTION, ASSEMBLY, DISK / RING OF THE GAS TURBINE ENGINE, GAS TURBINE ENGINE ROTOR AND GAS TURBINE ENGINE
KR870009106A (en) Fixed system for side entry turbine blades
JPH07109161B2 (en) Turbine engine rotor
RU2011128021A (en) TURBINE OPERATING WHEEL EQUIPPED WITH AXIAL FIXING DEVICE LOCKING BLADES RELATING TO THE DISC
GB905582A (en) Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor
JPH04246203A (en) Vaned turbomachine wheel
RU2006114419A (en) DRIVING WHEEL OF TURBINE (OPTIONS), AND ALSO FASTENING OF WORKING WHEEL AND TURBINE VANES
DE3876768D1 (en) AXIAL FLOWED BLADE BLADES FOR COMPRESSORS OR TURBINES.
CA2017263A1 (en) Turbine stator for a turbojet, and method of manufacture
RU2011138334A (en) ROTARY ASSEMBLY, TURBINE ENGINE AND METHOD FOR ASSEMBLING A ROTARY ASSEMBLY
RU2221169C2 (en) Turbojet engine fan rotor
JP2017519143A (en) Rotationally symmetric components for turbine engine rotors, and associated turbine engine rotors, turbine engine modules, and turbine engines
SE9903590L (en) Centrifugallamellkoppling
RU196871U1 (en) Vane Impeller with Radial Trowel