RU2015132428A - Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда - Google Patents

Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда Download PDF

Info

Publication number
RU2015132428A
RU2015132428A RU2015132428A RU2015132428A RU2015132428A RU 2015132428 A RU2015132428 A RU 2015132428A RU 2015132428 A RU2015132428 A RU 2015132428A RU 2015132428 A RU2015132428 A RU 2015132428A RU 2015132428 A RU2015132428 A RU 2015132428A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shank
socket
nest
angle
protrusion
Prior art date
Application number
RU2015132428A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2633287C2 (ru
Inventor
Ричард БЛАК
Дэвид Батлер
Дэвид ОВЕРТОН
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015132428A publication Critical patent/RU2015132428A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2633287C2 publication Critical patent/RU2633287C2/ru

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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • 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
    • F05D2200/00—Mathematical features
    • F05D2200/30—Mathematical features miscellaneous
    • F05D2200/33—Mathematical features miscellaneous bigger or smaller
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (46)

1. Лопасть (20) ротора турбомашины с хвостовиком (23) елочной формы, приспособленная для закрепления в диске (11) ротора, установленном с возможностью вращения вокруг оси (31) ротора,
в которой, в плоскости, перпендикулярной оси (31) ротора,
- хвостовик (23) содержит нижнюю часть (36) хвостовика и боковую сторону хвостовика;
- боковая сторона хвостовика содержит множество выступов (41, 43, 45) хвостовика, каждый из выступов (41, 43, 45) хвостовика содержит контактную поверхность хвостовика, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью диска (11) ротора;
- множество выступов (41, 43, 45) хвостовика содержит первый выступ (41) хвостовика с первой контактной поверхностью (33) хвостовика, второй выступ (43) хвостовика со второй контактной поверхностью (34) хвостовика и третий выступ (45) хвостовика с третьей контактной поверхностью (35) хвостовика, первый выступ (41) хвостовика, расположенный ближе к нижней части (36) хвостовика, чем второй выступ (43) хвостовика, и второй выступ (43) хвостовика, расположенный ближе к нижней части (36) хвостовика, чем третий выступ (45) хвостовика;
- первая контактная поверхность (33) хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика на первый угол (331) хвостовика, радиальная ось (32) нижней части хвостовика, определенная линией, проходящей через ось (31) ротора и нижнюю часть (36) хвостовика;
- вторая контактная поверхность (34) хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика на второй угол (341) хвостовика; и
- третья контактная поверхность (35) хвостовика наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика на третий угол (351) хвостовика;
- отличающаяся тем, что
любой один или более из первого угла (331) хвостовика, второго угла (341) хвостовика или третьего угла (351) хвостовика находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов хвостовика.
2. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 1, в которой любой один или более из первого угла (331) хвостовика, второго угла (341) хвостовика или третьего угла (351) хвостовика находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов хвостовика.
3. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 1, в которой первый угол (331) хвостовика меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика по существу равен третьему углу (351) хвостовика.
4. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 2, в которой первый угол (331) хвостовика меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика по существу равен третьему углу (351) хвостовика.
5. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой первый угол (331) хвостовика примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика или третий угол (351) хвостовика.
6. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой первый угол (331) хвостовика примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341) хвостовика, а второй угол хвостовика равен третьему углу (351) хвостовика.
7. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой хвостовик (23) содержит дополнительную боковую сторону хвостовика, которая содержит множество дополнительных выступов хвостовика, и боковая сторона хвостовика и дополнительная боковая сторона хвостовика расположены напротив друг друга по окружности.
8. Лопасть (20) ротора турбомашины по п. 7, в которой множество выступов (41, 43, 45) хвостовика содержит первую форму хвостовика, а множество дополнительных выступов хвостовика содержит вторую форму хвостовика, первая форма хвостовика, являющаяся копией, зеркально отображенной относительно радиальной оси (32) нижней части хвостовика, второй формы хвостовика.
9. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой
- каждый из выступов (41, 43, 45) хвостовика имеет максимальное расстояние хвостовика до радиальной оси (32) нижней части хвостовика, расстояние хвостовика, определяемое длиной линейного сегмента хвостовика между секцией поверхности выступа хвостовика и секцией оси радиальной оси (32) нижней части хвостовика, линейный сегмент хвостовика, перпендикулярный радиальной оси (32) нижней части хвостовика; и
- максимальное расстояние хвостовика первого выступа (41) хвостовика меньше, чем максимальное расстояние хвостовика второго выступа (43) хвостовика, и/или максимальное расстояние хвостовика второго выступа (43) хвостовика меньше, чем максимальное расстояние хвостовика третьего выступа (45) хвостовика.
10. Лопасть (20) ротора турбомашины по любому из пп. 1-4, в которой лопасть (20) ротора турбомашины является деталью газотурбинного двигателя, в частности, деталью секции турбины газотурбинного двигателя и/или секции компрессора газотурбинного двигателя.
11. Диск (11) ротора турбомашины с гнездом (12) елочной формы, установленный с возможностью вращения вокруг оси (31) ротора;
в котором, в плоскости, перпендикулярной оси (31) ротора
- гнездо (12) содержит нижнюю часть (37) гнезда и боковую сторону гнезда;
- боковая сторона гнезда содержит множество выступов (42, 44, 46) гнезда, каждый из выступов (42, 44, 46) гнезда содержит контактную поверхность гнезда, приспособленную для того, чтобы находиться в физическом контакте с контактной поверхностью хвостовика лопасти (20) ротора турбомашины;
- множество выступов (42, 44, 46) гнезда содержит первый выступ (42) гнезда с первой контактной поверхностью (33') гнезда, второй выступ (44) гнезда со второй контактной поверхностью (34') гнезда и третий выступ (46) гнезда с третьей контактной поверхностью (35') гнезда, первый выступ (42) гнезда, расположенный ближе к нижней части (37) гнезда, чем второй выступ (44) гнезда, и второй выступ (44) гнезда, расположенный ближе к нижней части (37) гнезда, чем третий выступ (46) гнезда;
- первая контактная поверхность (33') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на первый угол (331') гнезда, радиальная ось (32) нижней части гнезда, определенная линией, проходящей через ось (31) ротора и нижнюю часть (37) гнезда;
- вторая контактная поверхность (34') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на второй угол (341') гнезда; и
- вторая контактная поверхность (35') гнезда наклонена относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда на второй угол (351') гнезда;
отличающийся тем, что
- любой один или более из первого угла (331') гнезда, второго угла (341') гнезда или третьего угла (351') гнезда находится в диапазоне от 1° до 15° от любого из других углов гнезда.
12. Диск (11) ротора турбомашины по п. 11, в котором любой один или более из первого угла (331') гнезда, второго угла (341') гнезда или третьего угла (351') гнезда находится в диапазоне от 1° до 5° от любого из других углов гнезда.
13. Диск (11) ротора турбомашины по п. 11, в котором первый угол (331') гнезда меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда, а второй угол гнезда по существу равен третьему углу (351') гнезда.
14. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором первый угол (331') гнезда примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда или третий угол (351') гнезда.
15. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором первый угол (331') гнезда примерно на 2° меньше или больше, чем второй угол (341') гнезда, а второй угол гнезда равен третьему углу (351') гнезда.
16. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором гнездо (12) содержит дополнительную боковую сторону гнезда, которая содержит множество дополнительных выступов гнезда, и боковая сторона гнезда и дополнительная боковая сторона гнезда расположены напротив друг друга по окружности.
17. Диск (11) ротора турбомашины по п. 16, в котором множество выступов (42, 44, 46) гнезда содержит первую форму гнезда, а множество дополнительных выступов гнезда содержит вторую форму гнезда;
первая форма гнезда, являющаяся копией, зеркально отображенной относительно радиальной оси (32) нижней части гнезда, второй формы гнезда.
18. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором
- каждый из выступов (42, 44, 46) гнезда имеет максимальное расстояние гнезда до радиальной оси (32) нижней части гнезда, расстояние гнезда, определяемое длиной линейного сегмента гнезда между секцией поверхности выступа гнезда и секцией оси радиальной оси (32) нижней части гнезда, линейный сегмент гнезда, перпендикулярный радиальной оси (32) нижней части гнезда; и
- максимальное расстояние гнезда первого выступа (42) гнезда меньше, чем максимальное расстояние гнезда второго выступа (44) гнезда, и/или максимальное расстояние гнезда второго выступа (44) гнезда меньше, чем максимальное расстояние гнезда третьего выступа (46) гнезда.
19. Диск (11) ротора турбомашины по любому из пп. 11-13, в котором диск (11) ротора турбомашины является деталью газотурбинного двигателя, в частности, деталью секции турбины газотурбинного двигателя и/или секции компрессора газотурбинного двигателя.
20. Ротор турбомашины, содержащий лопасть (20) ротора турбомашины по одному из пп. 1-4 и диск (11) ротора турбомашины по одному из пп. 11-13.
21. Ротор турбомашины по п. 20,
в котором физический контакт между первой контактной поверхностью (33) хвостовика и первой контактной поверхностью (33') гнезда, и/или между второй контактной поверхностью (34) хвостовика и второй контактной поверхностью (34') гнезда, и/или между третьей контактной поверхностью (35) хвостовика и третьей контактной поверхностью (35') гнезда устанавливается во время работы ротора турбомашины.
22. Газотурбинный двигатель, содержащий ротор турбомашины по одному из пп. 20 или 21.
RU2015132428A 2013-02-04 2014-02-03 Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда RU2633287C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13153863.9 2013-02-04
EP13153863.9A EP2762676A1 (en) 2013-02-04 2013-02-04 Turbomachine rotor blade, turbomachine rotor disc, turbomachine rotor, and gas turbine engine with different root and slot contact face angles
PCT/EP2014/051995 WO2014118358A1 (en) 2013-02-04 2014-02-03 Turbomachine rotor blade, turbomachine rotor disc, turbomachine rotor, and gas turbine engine with different root and slot contact face angles

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015132428A true RU2015132428A (ru) 2017-03-10
RU2633287C2 RU2633287C2 (ru) 2017-10-11

Family

ID=47709938

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015132428A RU2633287C2 (ru) 2013-02-04 2014-02-03 Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9903213B2 (ru)
EP (2) EP2762676A1 (ru)
JP (1) JP6214677B2 (ru)
CN (1) CN105008667B (ru)
RU (1) RU2633287C2 (ru)
WO (1) WO2014118358A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2016195689A1 (en) * 2015-06-04 2016-12-08 Siemens Energy, Inc. Attachment system for turbine engine airfoil
EP3293362B1 (en) * 2015-08-21 2020-07-22 Mitsubishi Heavy Industries Compressor Corporation Steam turbine
WO2017209752A1 (en) * 2016-06-02 2017-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Asymmetric attachment system for a turbine blade
DE102016215907A1 (de) * 2016-08-24 2018-03-01 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel, Laufschaufelkranz und Turbine
EP3812072B1 (en) * 2018-04-13 2023-07-19 EKIN, S.Coop. Broach for broaching machine
CN113623017A (zh) * 2020-05-09 2021-11-09 中国石化工程建设有限公司 烟气轮机动叶片组件和烟气轮机
US20240352861A1 (en) * 2023-04-21 2024-10-24 Raytheon Technologies Corporation Turbine airfoil attachment with serration profile

Family Cites Families (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA484150A (en) * 1952-06-17 William Gardner Francis Turbine blading or the like
CA484140A (en) 1952-06-17 Joseph Lucas Limited Liquid fuel injection nozzles
US2429215A (en) * 1943-01-16 1947-10-21 Jarvis C Marble Turbine blade
DE889159C (de) * 1943-01-16 1953-09-07 Svenska Rotor Maskiner Ab Turbinenschaufel
CH240283A (de) * 1944-03-25 1945-12-15 Sulzer Ag Turbomaschine.
GB677142A (en) 1949-08-24 1952-08-13 Power Jets Res & Dev Ltd Improved mounting for turbine and like blades
US3045968A (en) * 1959-12-10 1962-07-24 Gen Motors Corp Fir tree blade mount
US3908447A (en) 1973-01-15 1975-09-30 Gen Electric Method of measuring article fatigue life
GB2030657B (en) * 1978-09-30 1982-08-11 Rolls Royce Blade for gas turbine engine
JPS6138888Y2 (ru) 1979-03-19 1986-11-08
JPS5758701U (ru) 1980-09-25 1982-04-07
US4533298A (en) * 1982-12-02 1985-08-06 Westinghouse Electric Corp. Turbine blade with integral shroud
US4692976A (en) * 1985-07-30 1987-09-15 Westinghouse Electric Corp. Method of making scalable side entry turbine blade roots
US4824328A (en) * 1987-05-22 1989-04-25 Westinghouse Electric Corp. Turbine blade attachment
GB2238581B (en) * 1989-11-30 1994-01-12 Rolls Royce Plc Improved attachment of a gas turbine engine blade to a turbine rotor disc
US5147180A (en) * 1991-03-21 1992-09-15 Westinghouse Electric Corp. Optimized blade root profile for steam turbine blades
US5176500A (en) * 1992-03-24 1993-01-05 Westinghouse Electric Corp. Two-lug side-entry turbine blade attachment
US5480285A (en) * 1993-08-23 1996-01-02 Westinghouse Electric Corporation Steam turbine blade
DE4435268A1 (de) * 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Beschaufelter Rotor einer Turbomaschine
GB9606963D0 (en) * 1996-04-02 1996-06-05 Rolls Royce Plc A root attachment for a turbomachine blade
US6019580A (en) * 1998-02-23 2000-02-01 Alliedsignal Inc. Turbine blade attachment stress reduction rings
ITMI20011970A1 (it) * 2001-09-21 2003-03-21 Nuovo Pignone Spa Connessione migliorata di palette su di un disco rotorico di una turbina a gas
US7905709B2 (en) * 2004-02-10 2011-03-15 General Electric Company Advanced firtree and broach slot forms for turbine stage 1 and 2 buckets and rotor wheels
US8079817B2 (en) * 2004-02-10 2011-12-20 General Electric Company Advanced firtree and broach slot forms for turbine stage 3 buckets and rotor wheels
JP4584102B2 (ja) * 2005-09-30 2010-11-17 株式会社日立製作所 タービンロータと逆クリスマスツリー型タービン動翼及びそれを用いた低圧蒸気タービン並びに蒸気タービン発電プラント
JP4918806B2 (ja) * 2006-04-06 2012-04-18 株式会社日立製作所 タービンロータ及びタービン動翼
US20080050238A1 (en) * 2006-08-24 2008-02-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Disc firtree slot with truncation for blade attachment
GB2442968B (en) 2006-10-20 2009-08-19 Rolls Royce Plc A turbomachine rotor blade and a turbomachine rotor
US8047797B2 (en) * 2007-07-16 2011-11-01 Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. Steam turbine and rotating blade
US8038404B2 (en) * 2007-07-16 2011-10-18 Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. Steam turbine and rotating blade
US8047796B2 (en) * 2007-11-16 2011-11-01 General Electric Company Dovetail attachment for use with turbine assemblies and methods of assembling turbine assemblies
US8210822B2 (en) * 2008-09-08 2012-07-03 General Electric Company Dovetail for steam turbine rotating blade and rotor wheel
EP2436883A1 (en) * 2010-09-29 2012-04-04 Siemens Aktiengesellschaft Blade root, particularly of a turbine blade, a blade, and a turbomachine assembly
US9546556B2 (en) * 2012-09-26 2017-01-17 United Technologies Corporation Turbine blade root profile

Also Published As

Publication number Publication date
US20150361803A1 (en) 2015-12-17
CN105008667B (zh) 2017-07-11
CN105008667A (zh) 2015-10-28
EP2951395B1 (en) 2019-09-18
EP2951395A1 (en) 2015-12-09
WO2014118358A1 (en) 2014-08-07
JP2016507024A (ja) 2016-03-07
EP2762676A1 (en) 2014-08-06
RU2633287C2 (ru) 2017-10-11
JP6214677B2 (ja) 2017-10-18
US9903213B2 (en) 2018-02-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015132428A (ru) Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда
RU2014144262A (ru) Лопатка ротора турбомашины
RU2013126514A (ru) Лопатка турбомашины с улучшенным законом наслоения
RU2016146011A (ru) Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
EP3489461A3 (en) Gas turbine engine
RU2014145610A (ru) Ступица турбины с несплошностью поверхности и турбонагнетатель, содержащий такую ступицу
RU2013116442A (ru) Турбомашина, турбина и установка, содержащая турбину
RU2015141126A (ru) Лопатка турбины со штыревым пазом для уплотнения
RU2014118768A (ru) Лопатка статора турбомашины, содержащая выпуклый участок
RU2014145575A (ru) Кожух турбонагнетателя с поперечными канавками и турбонагнетатель с таким кожухом
JP2015078692A5 (ru)
JP2015083835A5 (ru)
MX2016005523A (es) Impulsor de compresor centrifugo con cuchillas que tienen un borde de arrastre con forma de s.
RU2014146428A (ru) Пакет лопаток vtg турбонагнетателя в сборе с истираемым покрытием
JP2016512586A5 (ru)
RU2012158333A (ru) Ступень (варианты) и турбина газотурбинного двигателя
RU2017112764A (ru) Конструкция лопаток статора и турбовентиляторный двигатель
RU2015113234A (ru) Способы изготовления лопаток турбомашин путем электроэрозионной обработки, лопатки и турбомашины
RU2014125101A (ru) Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток
MX2015011666A (es) Sello de pasador de pala de turbina.
RU2017114524A (ru) Подвижная лопатка газотурбинного двигателя, содержащая лопатку, входящую в защепление с фиксирующим вырезом диска ротора
RU2013156800A (ru) Пластинчатый фиксатор крепления лопаток, содержащий внутренние вырезы, для статора турбомашины
RU2017110166A (ru) Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя
RU2016140852A (ru) Круглая деталь для ротора газотурбинного двигателя, соответствующие ротор газотурбинного двигателя, модуль газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114