RU2454572C2 - Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель - Google Patents
Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2454572C2 RU2454572C2 RU2008101906/06A RU2008101906A RU2454572C2 RU 2454572 C2 RU2454572 C2 RU 2454572C2 RU 2008101906/06 A RU2008101906/06 A RU 2008101906/06A RU 2008101906 A RU2008101906 A RU 2008101906A RU 2454572 C2 RU2454572 C2 RU 2454572C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- gas turbine
- turbine engine
- blade
- cavities
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- 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
- F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
- F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
- F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of rotor
-
- 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
- F04D29/322—Blade mountings
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к диску ротора вентилятора для газотурбинного двигателя, в частности, такого, как авиационный турбореактивный двигатель, и обеспечивает при ее использовании ограничение износа ножки лопатки и диска и увеличивает срок их службы. Указанный технический результат достигается в диске ротора вентилятора газотурбинного двигателя, содержащем по периферии по существу осевые пазы для монтажа и удержания ножек лопаток, содержащих крючки на своих задних концах, при этом на заднем конце пазов выполнены деформирующиеся зоны, образованные полостями, причем полости выполнены во фланцах крепления междулопаточных площадок. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Изобретение касается диска ротора вентилятора для газотурбинного двигателя, в частности, такого, как авиационный турбореактивный двигатель.
Как известно, диск ротора вентилятора содержит множество лопаток, установленных по его периферии и отделенных друг от друга площадками, закрепленными на фланцах диска. Каждая лопатка содержит перо, соединенное с ножкой лопатки при помощи стоек. Ножки лопаток заходят в осевые пазы, выполненные на периферии диска, и удерживаются в них в радиальном направлении за счет взаимодействия формы, при этом ножки лопаток имеют, например, поперечное сечение в виде ласточкина хвоста или аналогичной формы.
Во время работы газотурбинного двигателя разрыв соединения лопатки с диском может привести к разрушению соседних лопаток и прилегающих к ним площадок. Действительно, в случае выпадения лопатки вентилятора, она опирается на соседнюю лопатку, и возникающее усилие, действующее на эту лопатку, выражается, в частности, в виде осевого напряжения, направленного от выхода к входу, за счет расположения пера под углом по отношению к пазу, в результате чего появляется тенденция опрокидывания лопатки в сторону входа и создается сильное напряжение на уровне заднего соединения между ножкой лопатки и диском. Таким образом, может произойти поломка ножки лопатки или зуба диска, вызывающая цепную реакцию, в результате которой могут быть разрушены все лопатки вентилятора, а также площадки, и может произойти крупная поломка газотурбинного двигателя.
В некоторых типах лопаток ножка лопатки, заходящая в паз, сзади соединена с крючком. Выемки, выполненные в радиальном направлении по обе стороны от каждого крючка, взаимодействуют с кольцевым фланцем, обеспечивая удержание лопаток в осевом направлении, когда они находятся в пазах диска. В случае выпадения лопатки крепление такого типа создает сильное напряжение на уровне зоны соединения стойки с крючком и на уровне соединения выемки с крючком. Как и в предыдущем случае, это напряжение может привести к поломке на уровне крючка или на уровне диска и к цепному разрушению лопаток и площадок.
В современной технологии с каждой стороны от ножки лопатки при помощи механической обработки выполняют осевой паз длиной примерно 10 мм, сообщающийся с выемкой, для ограничения напряжения, действующего на уровне зоны соединения стойки с крючком и на уровне зоны соединения между выемкой и крючком, за счет направления усилий на вход механически обработанной части. Этот паз, хотя и позволяет ограничить усилия на уровне крючка, создает, тем не менее, пиковое напряжение на своем переднем конце, что приводит к сильному износу ножки лопатки и диска и сокращает, таким образом, срок их службы. Для ограничения износа этих деталей было предложено несколько решений, которые состоят в выполнении затыловки на переднем конце механически обработанной части или в установке прокладки из фольги между лопаткой и диском. Однако эти средства не позволяют в достаточной степени решить проблему износа с ограничением напряжения, действующего на крючок лопатки и передаваемого на площадки.
Настоящее изобретение призвано предложить простое, экономичное и эффективное решение этих проблем.
В этой связи его объектом является диск ротора вентилятора в газотурбинном двигателе, содержащий по периферии по существу осевые пазы для монтажа и удержания ножек лопаток, содержащих крючки на своих задних концах, при этом на заднем конце пазов находятся деформирующиеся зоны, образованные полостями, отличающийся тем, что полости выполнены во фланцах крепления междулопаточных площадок.
В случае выпадения лопатки напряжения, создаваемые ножками лопаток и действующие на диск, являются максимальными на заднем конце диска и приводят к локальной пластической деформации полостей, находящихся на уровне фланцев крепления междулопаточных площадок, что ограничивает уровень напряжения, действующего на диск, а также на междулопаточные площадки. Таким образом, лопатки и площадки могут удерживаться на месте в течение времени, необходимого для остановки двигателя, что позволяет избежать значительных поломок газотурбинного двигателя.
Лопатки диска ротора в соответствии с настоящим изобретением не нуждаются больше в выполнении осевой выработки, обеспечивающей отклонение усилий. Таким образом, устраняют явления износа диска и лопатки по причине наличия этой выработки, ограничивая напряжения, действующие на крючки и передаваемые на площадки, за счет полостей, выполненных в фланцах крепления междулопаточных площадок.
Согласно другому отличительному признаку настоящего изобретения полости выполняют путем механической обработки.
Предпочтительно, чтобы полости были выполнены в осевом направлении и имели трубчатую форму с закрытым дном.
Предпочтительно также, чтобы полости выполнялись путем высверливания или фрезерования.
Предпочтительно также, чтобы полости были выполнены открытыми в боковом направлении и имели выход внутрь пазов.
Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, такой как авиационный турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит диск ротора вентилятора описанного выше типа.
Другие преимущества и отличительные признаки настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера, со ссылками на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:
Фиг.1 изображает частичный вид в перспективе диска в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2 - вид в изометрии задней части ножки лопатки вентилятора из предшествующего уровня техники.
Фиг.3 - схематичный вид в изометрии первого варианта выполнения диска ротора в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.4 - схематичный вид в изометрии второго варианта выполнения диска ротора в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.5 - схематичный вид в изометрии третьего варианта выполнения диска ротора в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 показан диск 10 вентилятора, на котором установлена лопатка 12, а на фиг.2 показана радиально внутренняя задняя часть лопатки из предшествующего уровня техники.
Лопатка содержит перо 14, соединенное с ножкой 20 лопатки через стойку 18. Диск 10 содержит множество по существу осевых пазов 22, равномерно распределенных по его наружной периферии, в которые заходят лопатки 12. Между лопатками расположены площадки (не показаны), позволяющие направлять воздушный поток на входе газотурбинного двигателя. Ножка 20 лопатки в виде ласточкина хвоста или аналогичной формы взаимодействует с пазом 22, обеспечивая удержание в радиальном направлении лопатки (12) на диске 10 ротора. В заднем продолжении ножки 20 лопатки выполнен крючок 24, содержащий радиальную выемку 26 на каждой из своих боковых сторон. Эти выемки взаимодействуют с кольцевым фланцем 28 для стопорения в осевом направлении ножки 20 лопатки 12 в пазу 22 диска 10.
Во время работы газотурбинного двигателя зоны соединения стойка/крючок 30 и выемка/крючок 32 подвергаются воздействию сильных напряжений. В случае выпадения лопатки радиальный контакт отсоединившейся от диска лопатки с соседней лопаткой приводит, за счет крепления лопатки в пазу, к дополнительному напряжению в зонах соединения стойка/крючок 30 и выемка/крючок 32, при этом напряжение, действующее на заднюю часть лопатки, ослабляет крючок 24, что может привести к его поломке. Такое напряжение может также повредить диск и, следовательно, закрепленные на нем междулопаточные площадки. Разрыв соединения с диском второй лопатки может привести к цепной реакции, сопровождающейся полным разрушением лопаток вентилятора и прилегающих к ним площадок и, следовательно к серьезной поломке газотурбинного двигателя. Поэтому очень важно удерживать лопатки на месте в их пазах, а также площадки на фланцах крепления диска в случае выпадения лопатки.
Согласно известному технологическому решению, показанному на фиг.2, осевую выработку 38 выполняют с каждой стороны крючка 24, и она сообщается с выемкой 26. Осевая выработка 38 позволяет отклонить усилия, обозначенные пунктирными стрелками, за пределы выработки, что снижает напряжения, действующие на крючок, при этом усилия при отсутствии выработки показаны сплошными стрелками. Таким образом, напряжения, действующие на крючок, снижаются, и лопатка имеет более высокую прочность. Тем не менее, это решение не является удовлетворительным, так как сильное напряжение создается на переднем конце выработки 38, что приводит к сильному износу ножки лопатки и диска.
Для устранения этого явления износа при ограничении напряжения, действующего на соединение лопатки с диском и передаваемого на площадки, в настоящем изобретении предлагается выполнять деформирующиеся зоны 34 в диске 10, расположенные в радиальном направлении наружу пазов 22 на уровне крючков ножек лопаток.
Как показано на фиг.3-5, деформирующиеся зоны 34 образованы полостями 34, выполненными в фланцах 36 крепления междулопаточных площадок (не показаны), и крепятся на фланцах 36, находясь по существу в продолжении боковых стенок пазов 22 (фиг. 3-5).
На фиг.3 и 4 показаны два первых варианта осуществления настоящего изобретения, в которых полости 34 выполнены в осевом направлении и имеют трубчатую форму с закрытым дном.
В третьем варианте осуществления настоящего изобретения, показанном на фиг.5, полости 34 выполнены открытыми в боковом направлении и выходят внутрь пазов.
В этих различных вариантах выполнения полость имеет, например, диаметр порядка 6-9 мм, толщина стенки полости находится в пределах от 0 до 3 мм, глубина составляет примерно 20 мм. Эти значения приведены в качестве примера для диска 10 ротора с наружным диаметром порядка 200 мм.
Эти полости выполнены при помощи простых и высокоскоростных технологий механической обработки, таких как высверливание или фрезерование.
Выполнение полостей в фланцах 36 крепления междулопаточных площадок обеспечивает пластическую деформацию этих полостей в случае выпадения лопатки. Усилия на выходе опорной поверхности лопатки направлены в сторону полостей 34. Таким образом, напряжение, действующее на задний крючок, уменьшается, что препятствует разрыву крючка, позволяет лопатке оставаться на месте в пазу, а также прилегающим к ней площадкам оставаться закрепленными на фланцах 36 диска 10 до остановки газотурбинного двигателя. Кроме того, при нормальной работе срок службы не сокращается из-за явлений износа, связанных с осевой выработкой в ножке 20 лопатки, и необходимость в этой выработке отпадает.
Настоящее изобретение описывает частный случай для лопаток 12 с крючками, но оно не ограничивается этим вариантом и может быть использовано со всеми другими типами лопаток 12 вентилятора.
Claims (6)
1. Диск (10) ротора вентилятора в газотурбинном двигателе, содержащий по периферии, по существу, осевые пазы (22) для монтажа и удержания ножек (20) лопаток, содержащих крючки на своих задних концах, при этом на заднем конце пазов (22) выполнены деформирующиеся зоны, образованные полостями (34), отличающийся тем, что полости (34) выполнены во фланцах (36) крепления междулопаточных площадок.
2. Диск по п.1, отличающийся тем, что полости (34) выполняют путем механической обработки.
3. Диск по п.1, отличающийся тем, что полости (34) выполнены в осевом направлении и имеют трубчатую форму с закрытым дном.
4. Диск по п.1, отличающийся тем, что полости (34) выполняют путем высверливания или фрезерования.
5. Диск по п.1, отличающийся тем, что полости (34) выполнены открытыми в боковом направлении и выходят внутрь пазов (22).
6. Газотурбинный двигатель, в частности авиационный турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что содержит диск (10) ротора вентилятора по п.1.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0700326A FR2911632B1 (fr) | 2007-01-18 | 2007-01-18 | Disque de rotor de soufflante de turbomachine |
FR0700326 | 2007-01-18 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008101906A RU2008101906A (ru) | 2009-07-27 |
RU2454572C2 true RU2454572C2 (ru) | 2012-06-27 |
Family
ID=38421439
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008101906/06A RU2454572C2 (ru) | 2007-01-18 | 2008-01-17 | Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8246309B2 (ru) |
EP (1) | EP1950381B1 (ru) |
JP (1) | JP5283388B2 (ru) |
CA (1) | CA2619299C (ru) |
FR (1) | FR2911632B1 (ru) |
RU (1) | RU2454572C2 (ru) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
TWM334886U (en) * | 2007-12-12 | 2008-06-21 | Taiwei Fan Technology Co Ltd | Combination type miniature axial-flow fan |
DE102009007468A1 (de) * | 2009-02-04 | 2010-08-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Integral beschaufelte Rotorscheibe für eine Turbine |
US8485784B2 (en) * | 2009-07-14 | 2013-07-16 | General Electric Company | Turbine bucket lockwire rotation prevention |
EP2299056A1 (de) * | 2009-09-02 | 2011-03-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel |
FR2955904B1 (fr) * | 2010-02-04 | 2012-07-20 | Snecma | Soufflante de turbomachine |
FR2968363B1 (fr) * | 2010-12-03 | 2014-12-05 | Snecma | Rotor de turbomachine avec une cale anti-usure entre un disque et un anneau |
EP2546465A1 (en) | 2011-07-14 | 2013-01-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade root, corresponding blade, rotor disc, and turbomachine assembly |
JP2013249756A (ja) * | 2012-05-31 | 2013-12-12 | Hitachi Ltd | 圧縮機 |
EP2971568B1 (en) * | 2013-03-15 | 2021-11-03 | Raytheon Technologies Corporation | Flap seal for a fan of a gas turbine engine |
US10266273B2 (en) | 2013-07-26 | 2019-04-23 | Mra Systems, Llc | Aircraft engine pylon |
FR3014151B1 (fr) * | 2013-11-29 | 2015-12-04 | Snecma | Soufflante, en particulier pour une turbomachine |
FR3064667B1 (fr) * | 2017-03-31 | 2020-05-15 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de refroidissement d'un rotor de turbomachine |
CN107100894A (zh) * | 2017-07-05 | 2017-08-29 | 陕西金翼通风科技有限公司 | 一种通风机用叶片、叶轮及叶轮的安装方法 |
US10830048B2 (en) | 2019-02-01 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine rotor disk having scallop shield feature |
EP3862571A1 (en) * | 2020-02-06 | 2021-08-11 | ABB Schweiz AG | Fan, synchronous machine and method for producing a fan |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU387128A1 (ru) * | 1971-05-24 | 1973-06-21 | Рабочее колесо турбомашины | |
US4344740A (en) * | 1979-09-28 | 1982-08-17 | United Technologies Corporation | Rotor assembly |
US5330324A (en) * | 1992-09-09 | 1994-07-19 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Annular gasket disposed at one axial extremity of a rotor and covering blade feet |
EP1096107A2 (en) * | 1999-10-27 | 2001-05-02 | Rolls-Royce Plc | Locking devices |
RU2173390C2 (ru) * | 1996-06-21 | 2001-09-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Ротор для турбомашины с устанавливаемыми в пазы лопатками, а также лопатка для ротора |
US6634863B1 (en) * | 2000-11-27 | 2003-10-21 | General Electric Company | Circular arc multi-bore fan disk assembly |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2965355A (en) * | 1956-01-17 | 1960-12-20 | United Aircraft Corp | Turbine disc burst inhibitor |
US4453890A (en) * | 1981-06-18 | 1984-06-12 | General Electric Company | Blading system for a gas turbine engine |
FR2519072B1 (fr) * | 1981-12-29 | 1986-05-30 | Snecma | Dispositif de retenue axiale et radiale d'aube de rotor de turboreacteur |
US5281098A (en) * | 1992-10-28 | 1994-01-25 | General Electric Company | Single ring blade retaining assembly |
US5443365A (en) * | 1993-12-02 | 1995-08-22 | General Electric Company | Fan blade for blade-out protection |
WO1997049921A1 (de) * | 1996-06-21 | 1997-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor für eine turbomaschine mit in nuten anbringbaren schaufeln sowie schaufel für einen rotor |
US6183202B1 (en) * | 1999-04-30 | 2001-02-06 | General Electric Company | Stress relieved blade support |
FR2803623B1 (fr) * | 2000-01-06 | 2002-03-01 | Snecma Moteurs | Agencement de retenue axiale d'aubes dans un disque |
US6481971B1 (en) * | 2000-11-27 | 2002-11-19 | General Electric Company | Blade spacer |
GB2380770B (en) * | 2001-10-13 | 2005-09-07 | Rolls Royce Plc | Indentor arrangement |
GB2409240B (en) * | 2003-12-18 | 2007-04-11 | Rolls Royce Plc | A gas turbine rotor |
JP2005273646A (ja) * | 2004-02-25 | 2005-10-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 動翼体及びこの動翼体を有する回転機械 |
EP1703079A1 (de) * | 2005-08-26 | 2006-09-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotationskörper zum Befestigen von Laufschaufeln einer Strömungsmaschine |
-
2007
- 2007-01-18 FR FR0700326A patent/FR2911632B1/fr active Active
- 2007-12-27 EP EP07291632.3A patent/EP1950381B1/fr active Active
-
2008
- 2008-01-16 CA CA2619299A patent/CA2619299C/fr active Active
- 2008-01-17 RU RU2008101906/06A patent/RU2454572C2/ru active
- 2008-01-17 JP JP2008007636A patent/JP5283388B2/ja active Active
- 2008-01-18 US US12/016,517 patent/US8246309B2/en active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU387128A1 (ru) * | 1971-05-24 | 1973-06-21 | Рабочее колесо турбомашины | |
US4344740A (en) * | 1979-09-28 | 1982-08-17 | United Technologies Corporation | Rotor assembly |
US5330324A (en) * | 1992-09-09 | 1994-07-19 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Annular gasket disposed at one axial extremity of a rotor and covering blade feet |
RU2173390C2 (ru) * | 1996-06-21 | 2001-09-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Ротор для турбомашины с устанавливаемыми в пазы лопатками, а также лопатка для ротора |
EP1096107A2 (en) * | 1999-10-27 | 2001-05-02 | Rolls-Royce Plc | Locking devices |
US6634863B1 (en) * | 2000-11-27 | 2003-10-21 | General Electric Company | Circular arc multi-bore fan disk assembly |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20080298972A1 (en) | 2008-12-04 |
FR2911632A1 (fr) | 2008-07-25 |
CA2619299A1 (fr) | 2008-07-18 |
US8246309B2 (en) | 2012-08-21 |
JP5283388B2 (ja) | 2013-09-04 |
CA2619299C (fr) | 2015-06-09 |
EP1950381A1 (fr) | 2008-07-30 |
JP2008180219A (ja) | 2008-08-07 |
RU2008101906A (ru) | 2009-07-27 |
EP1950381B1 (fr) | 2016-03-02 |
FR2911632B1 (fr) | 2009-08-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2454572C2 (ru) | Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель | |
JP5230968B2 (ja) | 動翼振動ダンパシステム | |
CA2547176C (en) | Angled blade firtree retaining system | |
EP1451446B1 (en) | Turbine blade pocket shroud | |
KR20040097938A (ko) | 터빈 휠용 버킷의 조립체 | |
US9410439B2 (en) | CMC blade attachment shim relief | |
US9879548B2 (en) | Turbine blade damper system having pin with slots | |
RU2607986C2 (ru) | Ротор турбомашины и турбореактивный двигатель | |
US8322990B2 (en) | Vibration damper | |
JP2004211696A (ja) | 翼形部前縁にかかる応力を減少させるためのスロットを設けたダブテールを備える圧縮機ブレード | |
US8435008B2 (en) | Turbine blade including mistake proof feature | |
US5183389A (en) | Anti-rock blade tang | |
RU2488697C2 (ru) | Ротор вентилятора для газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор, и прокладка хвостовика лопасти для такого ротора | |
EP2275644A2 (en) | Turbine bucket tip cover comprising a plurality of depressions | |
EP1717417B1 (en) | Finger dovetail attachment | |
JP2009047165A (ja) | 接線方向入力の丸みのあるスカート型ダブテールのための全体ブレード付き閉鎖部材 | |
US7118346B2 (en) | Compressor blade | |
RU2547354C2 (ru) | Охлаждение конструктивного элемента газовой турбины, выполненного в виде диска ротора или лопатки турбины | |
JP5063034B2 (ja) | ブレードの固定を強化するためのブレード付きロータホイールの改良 | |
AU2012200534B2 (en) | Rotor blade arrangement of a turbomachine | |
KR20040049817A (ko) | 터빈 버킷 더브테일 및 그 구성 방법 | |
EP2863016A1 (en) | Turbine with bucket fixing means | |
ITCO20130002A1 (it) | Metodo e sistema per autobloccare una pala di chiusura in una macchina rotativa |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |