RU2445465C2 - Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом - Google Patents

Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом Download PDF

Info

Publication number
RU2445465C2
RU2445465C2 RU2007135622/06A RU2007135622A RU2445465C2 RU 2445465 C2 RU2445465 C2 RU 2445465C2 RU 2007135622/06 A RU2007135622/06 A RU 2007135622/06A RU 2007135622 A RU2007135622 A RU 2007135622A RU 2445465 C2 RU2445465 C2 RU 2445465C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
cavity
aerodynamic surface
reinforcing element
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2007135622/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007135622A (ru
Inventor
Стефан ЖИЮСТИ (FR)
Стефан ЖИЮСТИ
Кристоф ЖАК (FR)
Кристоф ЖАК
Жан-Пьер ЛОМБАР (FR)
Жан-Пьер ЛОМБАР
Арно СЮФФИ (FR)
Арно СЮФФИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2007135622A publication Critical patent/RU2007135622A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2445465C2 publication Critical patent/RU2445465C2/ru

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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/02—Selection of particular materials
    • F04D29/023—Selection of particular materials especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/388—Blades characterised by construction
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • B29C65/4805—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding characterised by the type of adhesives
    • B29C65/483—Reactive adhesives, e.g. chemically curing adhesives
    • B29C65/484—Moisture curing adhesives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12461—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being rounded, i.e. U-shaped or C-shaped
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/10—Particular design of joint configurations particular design of the joint cross-sections
    • B29C66/12—Joint cross-sections combining only two joint-segments; Tongue and groove joints; Tenon and mortise joints; Stepped joint cross-sections
    • B29C66/124—Tongue and groove joints
    • B29C66/1246—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove
    • B29C66/12463—Tongue and groove joints characterised by the female part, i.e. the part comprising the groove being tapered
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/01—General aspects dealing with the joint area or with the area to be joined
    • B29C66/05—Particular design of joint configurations
    • B29C66/301—Three-dimensional joints, i.e. the joined area being substantially non-flat
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/50—General aspects of joining tubular articles; General aspects of joining long products, i.e. bars or profiled elements; General aspects of joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; General aspects of joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/51—Joining tubular articles, profiled elements or bars; Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars; Joining several hollow-preforms to form hollow or tubular articles
    • B29C66/53—Joining single elements to tubular articles, hollow articles or bars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/72—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material characterised by the structure of the material of the parts to be joined
    • B29C66/721—Fibre-reinforced materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C66/00—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts
    • B29C66/70—General aspects of processes or apparatus for joining preformed parts characterised by the composition, physical properties or the structure of the material of the parts to be joined; Joining with non-plastics material
    • B29C66/74—Joining plastics material to non-plastics material
    • B29C66/742—Joining plastics material to non-plastics material to metals or their alloys
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity
    • 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
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/506—Hardness
    • 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
    • F05D2300/70—Treatment or modification of materials
    • F05D2300/702—Reinforcement

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя содержит аэродинамическую поверхность (12) в первом направлении (14) между передней кромкой (16) и задней кромкой и во втором направлении, по существу перпендикулярном к первому направлению, между ножкой и вершиной лопатки. Аэродинамическую поверхность выполняют из композитного материала. Лопатка содержит сплошной металлический усилительный элемент (32), приклеенный к передней кромке (16) аэродинамической поверхности лопатки. Усилительный элемент расположен в первом направлении (14) за пределами передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и во втором направлении между ножкой и вершиной лопатки. Усилительный элемент содержит, по меньшей мере, одну полость (34а), предназначенную для поглощения, по меньшей мере, части энергии при столкновении постороннего предмета с передней кромкой лопатки. Достигается лучшее рассеяние энергии удара и снижение повреждений лопатки. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области конструирования лопаток газотурбинного двигателя. В частности, оно касается лопатки вентилятора газотурбинного двигателя, выполненной из композитного материала и содержащей переднюю кромку, оборудованную металлическим конструктивным усилительным элементом.
Предшествующий уровень техники
Известно усиление лопаток вентилятора газотурбинного двигателя, выполненных из композитного материала, металлическим конструктивным усилительным элементом, расположенным по всей высоте лопатки и за пределами ее передней кромки. Такой усилительный элемент позволяет защитить композиционные лопатки при столкновениях с вентилятором постороннего объекта, такого, например, как птица, попавшая в газотурбинный двигатель.
В частности, металлический усилительный элемент защищает переднюю кромку лопатки из композитного материала и позволяет избежать расслоения в случае многослойной лопатки и повреждения при расцеплении между волокнами и матрицей или при разрыве волокна в случае лопатки, выполненной из переплетенных волокон.
Вместе с тем, наличие металлического конструктивного усилительного элемента, закрывающего переднюю кромку лопатки, не всегда является эффективным для защиты композиционной лопатки при попадании постороннего предмета.
Сущность изобретения
Таким образом, задачей настоящего изобретения является устранение этого недостатка путем создания композиционной лопатки, способной выдерживать удар постороннего предмета, чтобы не допустить повреждения композиционной лопатки.
В связи с этим объектом настоящего изобретения является лопатка газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамическую поверхность в первом направлении между передней кромкой и задней кромкой и во втором направлении, по существу перпендикулярном к первому направлению, между ножкой и вершиной лопатки, при этом упомянутую аэродинамическую поверхность выполняют из композитного материала, при этом, согласно изобретению, лопатка содержит сплошной металлический усилительный элемент, приклеенный к передней кромке аэродинамической поверхности лопатки, расположенный вдоль первого направления за пределами передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и вдоль второго направления между ножкой и вершиной лопатки и содержащий, по меньшей мере, одну полость, предназначенную для поглощения, по меньшей мере, части энергии при столкновении постороннего предмета с передней кромкой лопатки.
Наличие, по меньшей мере, одной полости в сплошном металлическом усилительном элементе позволяет ему поглощать часть энергии, возникающей при столкновении постороннего предмета с лопаткой. Рассеяние энергии удара происходит за счет пластической деформации металлического усилительного элемента. Таким образом, столкновение постороннего предмета с лопаткой не приводит к значительному повреждению композиционной лопатки.
Предпочтительно, чтобы полость была выполнена по существу в первом направлении. В этом случае полость может выходить наружу на уровне передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и/или на уровне передней кромки металлического усилительного элемента.
Предпочтительно также, чтобы полость была выполнена по существу во втором направлении. В этом случае полость может выходить наружу на уровне ножки и/или на уровне вершины лопатки.
Предпочтительно также, чтобы полость была выполнена по существу в третьем направлении, перпендикулярном к первому и второму направлениям. В этом случае полость может выходить наружу на уровне корытца лопатки и/или спинки лопатки.
Металлический усилительный элемент можно выполнять на основе титана. Что касается лопатки, то она может быть лопаткой вентилятора газотурбинного двигателя.
Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну описанную выше лопатку.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют не ограничительный пример выполнения и в числе которых:
фиг.1 изображает вид в продольном разрезе лопатки в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.2 и 3 изображает частичный вид в разрезе соответственно по II-II и III-III;
фиг.4А и 4В - частичный вид в поперечном разрезе варианта выполнения лопатки, показанной на фиг.1;
фиг.5А и 5В - частичный вид в поперечном разрезе лопатки согласно другому варианту осуществления настоящего изобретения;
фиг.6А и 6В - частичный вид в поперечном разрезе лопатки согласно еще одному варианту осуществления настоящего изобретения.
Подробное описание варианта осуществления изобретения
На фиг.1 и 2 показана лопатка 10 газотурбинного двигателя согласно варианту осуществления настоящего изобретения. Эта лопатка является, например, подвижной лопаткой вентилятора газотурбинного двигателя.
Лопатка содержит аэродинамическую поверхность 12, выполненную в первом осевом направлении 14 между передней кромкой 16 и задней кромкой 18 и во втором радиальном направлении 20, по существу перпендикулярном к первому направлению 14, между ножкой 22 и вершиной 24. Как показано на фиг.2, где лопатка изображена частично в поперечном разрезе, лопатка расположена также в третьем тангенциальном направлении 26, перпендикулярном к первому и второму направлениям, между корытцем 28 и спинкой 30. Корытце и спинка лопатки образуют боковые стороны лопатки, соединяющие переднюю кромку 16 с задней кромкой 18 лопатки.
Лопатку и, в частности, ее аэродинамическую поверхность 12 выполняют путем наложения полотен слоями или путем переплетения волокон композитного материала. Например, этот композитный материал может представлять собой соединение переплетением углеродных волокон или формованием углеродных волокон, полученных путем вакуумной инжекции RTM («Resin Transfer Molding»).
Аэродинамическая поверхность 12 лопатки в соответствии с изобретением содержит металлический конструктивный усилительный элемент 32, приклеенный к ее передней кромке 16 и расположенный одновременно в первом направлении 14 за пределами передней кромки 16 аэродинамической поверхности лопатки и во втором направлении 20 между ножкой 22 и вершиной 24 лопатки.
Как показано на фиг.2 и 3, конструктивный усилительный элемент 32 повторяет форму передней кромки 16 аэродинамической поверхности, которую он продолжает, образуя переднюю кромку 16', называемую в дальнейшем передней кромкой усилительного элемента. Например, расстояние, отделяющее передние кромки 16 и 16', измеренное в первом направлении 14, может составлять порядка 3-4 см для лопатки, в которой расстояние между передней кромкой 16 и задней кромкой 18 достигает 50 см (что составляет 6-8% этого расстояния).
Кроме того, конструктивный усилительный элемент 32 расположен в первом направлении 14 за пределами передней кромки 16 аэродинамической поверхности, охватывая профиль корытца 28 и спинки 30 лопатки.
Конструктивный усилительный элемент 32 в соответствии с настоящим изобретением является сплошным (или моноблочным), то есть заполнен материалом как в поперечном разрезе, так и в продольном разрезе. Например, как показано на фиг.2, в поперечном разрезе не происходит разрыва сплошности между передним кромками 16 и 16'.
Конструктивный усилительный элемент 32 лопатки является металлическим и предпочтительно выполнен на основе титана. Действительно, этот материал обладает высокой способностью поглощения энергии при ударах. Усилительный элемент крепится на лопатке при помощи клея, при этом используемый клей может быть, например, цианолитом или эпоксидным клеем.
Согласно изобретению, металлический усилительный элемент 32 лопатки содержит, по меньшей мере, одну полость, предназначенную для поглощения, по меньшей мере, части энергии, возникающей при столкновении постороннего предмета с передней кромкой лопатки.
Число полостей металлического усилительного элемента лопатки, их форма, размещение и направление могут меняться в зависимости от варианта применения. Эти параметры определяют и оптимизируют в зависимости от наиболее критического случая столкновения, которое может произойти в реальности.
Далее следует описание различных предпочтительных геометрических форм полостей металлического усилительного элемента в соответствии с настоящим изобретением.
В варианте выполнения, показанном на фиг.3, 4А и 4В, полость усилительного элемента 32 выполнена в виде полого пространства 34а, расположенного в первом направлении 14 лопатки.
В частности, в варианте выполнения, показанном на фиг.3, полость выполнена в виде полого пространства 34а, которое выходит на уровне передней кромки 16 аэродинамической поверхности 12 лопатки.
В варианте, показанном на фиг.4А, полость выполнена в виде полого пространства 34а, которое выходит на уровне передней кромки 16' металлического усилительного элемента 32.
Что касается полости 43А, показанной на фиг.4В, то она выходит одновременно на уровне передней кромки 16 аэродинамической поверхности 12 и на уровне передней кромки 16' металлического усилительного элемента 32.
В варианте выполнения, показанном на фиг.5А и 5В, полость усилительного элемента 32 выполнена в виде полого пространства 34b, расположенного во втором направлении 20 лопатки.
Это полое пространство 34b может выходить на уровне ножки 22 и/или на уровне вершины 24 лопатки. В случае полого пространства, выходящего одновременно на уровне ножки и вершины лопатки, воздушный поток может проходить через лопатку, что способствует улучшению аэродинамических характеристик газотурбинного двигателя.
Кроме того, как показано на фиг.5А, полость металлического усилительного элемента может быть выполнена в виде только одного полого пространства 34b, имеющего по существу круглое сечение. В альтернативном варианте, показанном на фиг.5В, полость может состоять из нескольких полых пространств (в количестве трех в данном примере выполнения).
Можно предусмотреть любую другую форму сечения (овальное, многоугольное и т.д.). Кроме того, размеры полого пространства или полых пространств могут меняться по всей высоте лопатки, чтобы соответствовать соотношению массы постороннего предмета, сталкивающегося с лопаткой, и высоты лопатки.
В варианте выполнения, показанном на фиг.6А и 6В, полости усилительного элемента 32 выполнены в виде полых пространств 34с, расположенных в третьем направлении 26 лопатки.
В частности, в варианте выполнения, показанном на фиг.6А, предусмотрены две полости, каждая из которых образует полое пространство 34с, которое выходит одновременно на уровне корытца 28 лопатки и на уровне спинки 30 лопатки. Таким образом, полости способствуют циркуляции воздушного потока между корытцем и спинкой, что позволяет улучшить аэродинамические характеристики газотурбинного двигателя.
В варианте выполнения, показанном на фиг.6В, предусмотрены две полости, каждая из которых выполнена в виде полого пространства 34с, выходящего только на уровне спинки 30 лопатки.
В вариантах выполнения, показанных на фиг.3, 4А, 4В, 5А, 5В, 6А и 6В, полости выполнены в виде пространств 34а-34с, которые являются пустыми. Вместе с тем, можно предположить, что эти пространства заполнены не конструктивным материалом (то есть не обладающих жесткостью) таким образом, чтобы заполнить поверхность профиля. Например, таким не конструктивным материалом может быть полимер, каучук или силикон.

Claims (10)

1. Лопатка (10) газотурбинного двигателя, содержащая аэродинамическую поверхность (12) в первом направлении (14) между передней кромкой (16) и задней кромкой (18) и во втором направлении (20), по существу, перпендикулярном к первому направлению, между ножкой (22) и вершиной (24) лопатки, при этом упомянутую аэродинамическую поверхность (12) выполняют из композитного материала, отличающаяся тем, что содержит сплошной металлический усилительный элемент (32), приклеенный к передней кромке (16) аэродинамической поверхности лопатки, расположенный в первом направлении (14) за пределами передней кромки аэродинамической поверхности лопатки и во втором направлении (20) между ножкой и вершиной лопатки и содержащий, по меньшей мере, одну полость (34а, 34b, 34с), предназначенную для поглощения, по меньшей мере, части энергии при столкновении постороннего предмета с передней кромкой лопатки.
2. Лопатка по п.1, в которой полость (34а) выполняют, по существу, в первом направлении (14).
3. Лопатка по п.2, в которой полость (34а) выходит наружу на уровне передней кромки (16) аэродинамической поверхности (12) лопатки и/или на уровне передней кромки (16') сплошного металлического усилительного элемента (32).
4. Лопатка по п.1, в которой полость (34b) выполняют, по существу, во втором направлении (20).
5. Лопатка по п.4, в которой полость (34b) выходит наружу на уровне ножки (22) лопатки и/или на уровне вершины (24) лопатки.
6. Лопатка по п.1, в которой полость (34с) выполняют, по существу, в третьем направлении (26), перпендикулярном к первому направлению (14) и к второму направлению (20).
7. Лопатка по п.6, в которой полость (34с) выходит наружу на уровне корытца (28) лопатки и/или спинки (30) лопатки.
8. Лопатка по любому из пп.1-7, в которой сплошной металлический усилительный элемент (32) выполняют на основе титана.
9. Лопатка по п.1, являющаяся лопаткой вентилятора газотурбинного двигателя.
10. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одну лопатку (10) по любому из пп.1-9.
RU2007135622/06A 2006-09-26 2007-09-25 Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом RU2445465C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0653937 2006-09-26
FR0653937A FR2906320B1 (fr) 2006-09-26 2006-09-26 Aube composite de turbomachine a renfort metallique

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007135622A RU2007135622A (ru) 2009-03-27
RU2445465C2 true RU2445465C2 (ru) 2012-03-20

Family

ID=37889653

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007135622/06A RU2445465C2 (ru) 2006-09-26 2007-09-25 Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8137073B2 (ru)
EP (1) EP1908919B1 (ru)
JP (1) JP2008088976A (ru)
CN (1) CN101153612B (ru)
CA (1) CA2603003C (ru)
DE (1) DE602007003170D1 (ru)
ES (1) ES2335706T3 (ru)
FR (1) FR2906320B1 (ru)
RU (1) RU2445465C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2637163C2 (ru) * 2012-04-30 2017-11-30 Снекма Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя

Families Citing this family (86)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2921099B1 (fr) * 2007-09-13 2013-12-06 Snecma Dispositif d'amortissement pour aube en materiau composite
GB0815567D0 (en) * 2008-08-28 2008-10-01 Rolls Royce Plc An aerofoil
DE102008042452A1 (de) * 2008-09-29 2010-04-08 Airbus Deutschland Gmbh Faserverbundbauteil zur Energieabsorption im Crash-Fall für ein Luft- oder Raumfahrzeug, Rumpfstrukturabschnitt eines Luft- oder Raumfahrzeugs und Luft- oder Raumfahrzeug
FR2943102B1 (fr) * 2009-03-12 2014-05-02 Snecma Aube en materiau composite comportant un dispositif d'amortissement.
WO2011064406A1 (fr) 2009-11-30 2011-06-03 Snecma Procede de realisation d' un renfort metallique d' aube de turbomachine
FR2953430B1 (fr) * 2009-12-03 2012-03-02 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2954200B1 (fr) 2009-12-23 2012-03-02 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
US20110194941A1 (en) * 2010-02-05 2011-08-11 United Technologies Corporation Co-cured sheath for composite blade
FR2956602B1 (fr) 2010-02-25 2012-05-25 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'aube de turbomachine
FR2961866B1 (fr) 2010-06-24 2014-09-26 Snecma Procede de realisation d’un renfort metallique d’aube de turbomachine
JP5614131B2 (ja) * 2010-07-01 2014-10-29 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
GB201011228D0 (en) * 2010-07-05 2010-08-18 Rolls Royce Plc A composite turbomachine blade
JP6026411B2 (ja) 2010-07-12 2016-11-16 スネクマ 一体型部品を製造する方法
FR2962482B1 (fr) * 2010-07-12 2012-07-13 Snecma Procede de realisation d?une piece massive
FR2962483B1 (fr) * 2010-07-12 2012-07-13 Snecma Procede de realisation d?un renfort metallique creux d?aube de turbomachine
CA2805337C (en) * 2010-07-15 2014-11-18 Ihi Corporation Fan rotor blade and fan
FR2965496B1 (fr) 2010-09-30 2013-07-12 Snecma Outillage de forme « multi-effets » apte au formage a haute temperature.
FR2965497B1 (fr) * 2010-10-05 2013-07-12 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique
FR2965498B1 (fr) * 2010-10-05 2012-09-28 Snecma Procede de realisation d?un renfort metallique d?aube de turbomachine.
FR2965824B1 (fr) 2010-10-11 2013-11-15 Snecma Procede de fabrication d'une structure fibreuse metallique par tissage
GB2484726B (en) * 2010-10-22 2012-11-07 Rolls Royce Plc Blade
FR2970943B1 (fr) 2011-01-31 2014-02-28 Eurocopter France Pale et procede de fabrication de ladite pale
FR2970891B1 (fr) * 2011-02-01 2013-02-15 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique renforcee, telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
EP2681345B1 (fr) 2011-03-01 2019-01-16 Safran Aircraft Engines Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2972124B1 (fr) 2011-03-01 2014-05-16 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
WO2012117202A1 (fr) 2011-03-01 2012-09-07 Snecma Procede de realisation d'une piece metallique telle qu'un renfort d'aube de turbomachine
FR2975037B1 (fr) * 2011-05-13 2014-05-09 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine composite avec pied integre
US20130149163A1 (en) * 2011-12-13 2013-06-13 United Technologies Corporation Method for Reducing Stress on Blade Tips
US9085989B2 (en) * 2011-12-23 2015-07-21 General Electric Company Airfoils including compliant tip
JP5982837B2 (ja) * 2012-01-30 2016-08-31 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
JP6083112B2 (ja) * 2012-01-30 2017-02-22 株式会社Ihi 航空機用ジェットエンジンのファン動翼
FR2990642B1 (fr) * 2012-05-16 2014-12-26 Snecma Procede de collage de pieces intermediaires de fabrication dites pif sur une aube en materiau composite de turbomachine
FR2991206B1 (fr) * 2012-06-01 2014-06-20 Snecma Procede de realisation d'un renfort metallique d'une aube de turbomachine
US9822652B2 (en) * 2012-07-03 2017-11-21 Gkn Aerospace Sweden Ab Supporting structure for a gas turbine engine
FR2993942B1 (fr) 2012-07-24 2017-03-24 Snecma Aube composite de turbomachine a renfort structurel
DE102012015136A1 (de) 2012-07-30 2014-01-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Entkoppelte Verdichterschaufel einer Gasturbine
DE102012015137A1 (de) * 2012-07-30 2014-02-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Niedermodulige Gasturbinenverdichterschaufel
DE102012213596A1 (de) * 2012-08-01 2014-02-06 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel, Laufbeschaufelung oder Leitbeschaufelung einer Turbine sowie Verfahren zur Herstellung zumindest einer Schaufel einer Turbine
US10385703B2 (en) 2013-03-08 2019-08-20 United Technologies Corporation Fan blades with protective sheaths and galvanic shields
US20140271214A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 Bell Helicopter Textron Inc. Amorphous metal rotor blade abrasion strip
FR3009982B1 (fr) 2013-09-02 2016-02-19 Snecma Procede de forgeage a haute temperature d'un renfort metallique d'aube
FR3010132A1 (fr) * 2013-09-04 2015-03-06 Safran Bord d'attaque metallique d'aube en materiau composite pour moteur a turbine a gaz
US10487843B2 (en) * 2013-09-09 2019-11-26 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
US10458428B2 (en) * 2013-09-09 2019-10-29 United Technologies Corporation Fan blades and manufacture methods
JP6278191B2 (ja) * 2014-04-07 2018-02-14 株式会社Ihi 複合材翼及び複合材翼の製造方法
US10030522B2 (en) 2014-12-19 2018-07-24 Rolls-Royce Plc Blade with metallic leading edge and angled shear zones
EP3034787B1 (en) 2014-12-19 2019-01-09 Rolls-Royce plc A gas turbine fan blade comprising a metallic leading edge having a weakened region
US10174625B2 (en) * 2014-12-19 2019-01-08 Rolls-Royce Plc Blade
DE102014226700A1 (de) 2014-12-19 2016-06-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kompressorschaufel einer Gasturbine
US10287891B2 (en) * 2014-12-29 2019-05-14 United Technologies Corporation Radial lock for fan blade sheath
US9745851B2 (en) 2015-01-15 2017-08-29 General Electric Company Metal leading edge on composite blade airfoil and shank
FR3032785B1 (fr) 2015-02-16 2019-07-05 Safran Aircraft Engines Procede de controle dimensionnel d'une piece ayant une forme creuse
FR3032898B1 (fr) 2015-02-19 2017-03-10 Snecma Procede de forgeage a haute temperature d'une piece metallique preformee
BE1022809B1 (fr) * 2015-03-05 2016-09-13 Techspace Aero S.A. Aube composite de compresseur de turbomachine axiale
FR3035679B1 (fr) * 2015-04-29 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Aube composite, comprenant un renfort de bord d'attaque en un autre materiau
FR3041684B1 (fr) * 2015-09-28 2021-12-10 Snecma Aube comprenant un bouclier de bord d'attaque et procede de fabrication de l'aube
US20170122109A1 (en) * 2015-10-29 2017-05-04 General Electric Company Component for a gas turbine engine
US11149642B2 (en) 2015-12-30 2021-10-19 General Electric Company System and method of reducing post-shutdown engine temperatures
US11053861B2 (en) 2016-03-03 2021-07-06 General Electric Company Overspeed protection system and method
US10337405B2 (en) 2016-05-17 2019-07-02 General Electric Company Method and system for bowed rotor start mitigation using rotor cooling
US10583933B2 (en) 2016-10-03 2020-03-10 General Electric Company Method and apparatus for undercowl flow diversion cooling
GB201702698D0 (en) * 2017-02-20 2017-04-05 Rolls Royce Plc Fan
US10731470B2 (en) * 2017-11-08 2020-08-04 General Electric Company Frangible airfoil for a gas turbine engine
US10947993B2 (en) 2017-11-27 2021-03-16 General Electric Company Thermal gradient attenuation structure to mitigate rotor bow in turbine engine
US10815798B2 (en) * 2018-02-08 2020-10-27 General Electric Company Turbine engine blade with leading edge strip
FR3081496B1 (fr) 2018-05-24 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Tissu comprenant des fibres d'aramide pour proteger une aube contre les impacts
FR3084400B1 (fr) 2018-07-24 2021-05-07 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine comportant un renfort structurel a adherence renforcee
US20200039641A1 (en) * 2018-08-02 2020-02-06 Bell Helicopter Textron Inc. Abrasion strip and method of manufacturing the same
US10760428B2 (en) * 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
CN109590192B (zh) * 2018-11-27 2019-11-12 中国航空制造技术研究院 一种复合材料叶片保护壳体制造方法
FR3090031B1 (fr) 2018-12-14 2022-07-22 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante comprenant un bouclier fin et un raidisseur
FR3090437B1 (fr) 2018-12-21 2021-02-26 Mecachrome Renfort métallique d’aube de turbomachine et procédé correspondant
KR20200102143A (ko) * 2019-02-21 2020-08-31 한화에어로스페이스 주식회사 블레이드용 보호 장비
FR3098544B1 (fr) * 2019-07-11 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante
FR3103731B1 (fr) * 2019-11-29 2021-11-26 Safran Aube composite pour un moteur d’aeronef et ses procedes de fabrication et de reparation
FR3108662B1 (fr) 2020-03-26 2022-12-02 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante rotative de turbomachine, soufflante et turbomachine munies de celle-ci
FR3112821B1 (fr) 2020-07-22 2023-05-12 Safran Aircraft Engines Bouclier pour aube en materiau composite, aube et turbomachine comprenant le bouclier, procede de fabrication de l’aube
FR3112822B1 (fr) 2020-07-22 2023-05-12 Safran Aircraft Engines Aube en materiau composite avec un bouclier, et turbomachine comprenant l’aube
FR3115079B1 (fr) 2020-10-12 2022-10-14 Safran Aircraft Engines Aube en materiau composite comprenant un bouclier de bord d’attaque, turbomachine comprenant l’aube
FR3116311B1 (fr) 2020-11-17 2023-05-19 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante comprenant un bouclier à densité variable
CN115111192B (zh) * 2021-03-23 2024-05-14 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇叶片和航空发动机
FR3127017B1 (fr) * 2021-09-10 2023-09-08 Safran Aircraft Engines Bouclier de protection pour un bord d’attaque d’une aube, aube associee et procede de fabrication du bouclier
FR3127016B1 (fr) 2021-09-10 2023-09-08 Safran Aircraft Engines Procede de correction du poids moment radial d’une aube
CN113944515B (zh) * 2021-10-20 2023-05-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 前缘劈缝冷却的涡轮叶片
US11879411B2 (en) 2022-04-07 2024-01-23 General Electric Company System and method for mitigating bowed rotor in a gas turbine engine
US11753942B1 (en) * 2022-04-11 2023-09-12 General Electric Company Frangible airfoils

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4006999A (en) * 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
SU1242034A1 (ru) * 1985-01-17 1986-07-07 Научно-Производственное Объединение По Сельскохозяйственному Машиностроению "Висхом" Транспортирующее устройство дл корнеклубнеплодов
RU1313055C (ru) * 1984-01-09 1995-12-10 Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" Композиционная лопатка турбомашины
US5672417A (en) * 1995-03-29 1997-09-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbomachine blade made of composite material

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1186486A (en) * 1968-10-22 1970-04-02 Rolls Royce Fibre Reinforced Blade
BE755608A (fr) * 1969-09-04 1971-02-15 Gen Electric Aubes de compresseurs
GB1500776A (en) * 1976-04-08 1978-02-08 Rolls Royce Fibre reinforced composite structures
US4426193A (en) * 1981-01-22 1984-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Impact composite blade
DE3815906A1 (de) * 1988-05-10 1989-11-23 Mtu Muenchen Gmbh Luftschraubenblatt aus faserverstaerktem kunststoff
US5141400A (en) * 1991-01-25 1992-08-25 General Electric Company Wide chord fan blade
US5375978A (en) * 1992-05-01 1994-12-27 General Electric Company Foreign object damage resistant composite blade and manufacture
US5480284A (en) * 1993-12-20 1996-01-02 General Electric Company Self bleeding rotor blade
DE4411679C1 (de) * 1994-04-05 1994-12-01 Mtu Muenchen Gmbh Schaufelblatt in Faserverbundbauweise mit Schutzprofil
US5908285A (en) * 1995-03-10 1999-06-01 United Technologies Corporation Electroformed sheath
FR2739832B1 (fr) * 1995-10-12 1997-12-26 Aerospatiale Structure metallique creuse monobloc et dissymetrique telle qu'un bord de fuite d'un bec d'attaque d'une voilure d'aeronef et son procede de fabrication
US5725354A (en) * 1996-11-22 1998-03-10 General Electric Company Forward swept fan blade
JP3647612B2 (ja) * 1997-07-24 2005-05-18 富士重工業株式会社 航空機の前縁構造及びその製造方法
DE19751129C1 (de) * 1997-11-19 1999-06-17 Mtu Muenchen Gmbh FAN-Rotorschaufel für ein Triebwerk
JP4137508B2 (ja) * 2002-05-02 2008-08-20 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ リフレッシュ用孔のメータリング板を備えるタービン翼形部
FR2867096B1 (fr) * 2004-03-08 2007-04-20 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4006999A (en) * 1975-07-17 1977-02-08 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Leading edge protection for composite blades
RU1313055C (ru) * 1984-01-09 1995-12-10 Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" Композиционная лопатка турбомашины
SU1242034A1 (ru) * 1985-01-17 1986-07-07 Научно-Производственное Объединение По Сельскохозяйственному Машиностроению "Висхом" Транспортирующее устройство дл корнеклубнеплодов
US5672417A (en) * 1995-03-29 1997-09-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Turbomachine blade made of composite material

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2637163C2 (ru) * 2012-04-30 2017-11-30 Снекма Защитная накладка композитной лопатки турбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
US8137073B2 (en) 2012-03-20
EP1908919A1 (fr) 2008-04-09
CN101153612B (zh) 2012-03-28
FR2906320B1 (fr) 2008-12-26
FR2906320A1 (fr) 2008-03-28
US20080075601A1 (en) 2008-03-27
CA2603003C (fr) 2014-10-28
ES2335706T3 (es) 2010-03-31
CA2603003A1 (fr) 2008-03-26
EP1908919B1 (fr) 2009-11-11
RU2007135622A (ru) 2009-03-27
JP2008088976A (ja) 2008-04-17
DE602007003170D1 (de) 2009-12-24
CN101153612A (zh) 2008-04-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2445465C2 (ru) Композиционная лопатка газотурбинного двигателя с металлическим усилительным элементом
RU2620482C1 (ru) Композитная лопатка
ES2440563T3 (es) Canal de álabe con contornos de pared lateral y correspondiente aparato de flujo
US8075274B2 (en) Reinforced composite fan blade
JP6141411B2 (ja) 複合タービンエンジンブレード用金属構造補強材
DK2363599T3 (en) A rotor blade for a wind turbine, wind turbine and method of producing a rotor blade
JP4406212B2 (ja) 多部品のハイブリッド・タービンブレード
JP6818692B2 (ja) インサートを含むプラットフォームを備えるブレード
US10662920B2 (en) Trailing-edge girder with rectangular cross section
CN101446263A (zh) 风力涡轮机叶片加强件
ES2902012T3 (es) Protección del borde de ataque de una pala de aerogenerador
RU2591968C2 (ru) Лопатка из композитного материала и содержащая такую лопатку ступень турбомашины
RU2632317C2 (ru) Роторная лопасть ветроэнергетической установки
JP6771488B2 (ja) 保持脚を含むプラットフォームを装備したブレード
ES2633479T3 (es) Una pala para una turbina eólica y un método para la fabricación de una pala para una turbina eólica
JP6816022B2 (ja) 補強材を含むランドを備えるブレード
US11396820B2 (en) Hybridization of fibers of the fibrous reinforcement of a fan blade
CN107110111A (zh) 设置有表面安装装置的风力涡轮机叶片
ES2605930T3 (es) Procedimiento y herramienta de moldeo para fabricar un segmento de larguero de una pala de rotor de aerogenerador
CN114127425B (zh) 具有牺牲性的箱部段的叶片间平台
US20200072186A1 (en) Rotor blade for a wind turbine and wind turbine
US20190360344A1 (en) Fan blade
CN113272522A (zh) 包括薄护罩和加强件的风扇叶片
JP5174036B2 (ja) シャトル
US11933194B2 (en) Fan or propeller vane for an aircraft turbomachine and method for manufacturing same

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner