RU2459120C2 - Вентилятор газотурбинного двигателя - Google Patents

Вентилятор газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2459120C2
RU2459120C2 RU2008110029/06A RU2008110029A RU2459120C2 RU 2459120 C2 RU2459120 C2 RU 2459120C2 RU 2008110029/06 A RU2008110029/06 A RU 2008110029/06A RU 2008110029 A RU2008110029 A RU 2008110029A RU 2459120 C2 RU2459120 C2 RU 2459120C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
brackets
platform
blades
fan
Prior art date
Application number
RU2008110029/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008110029A (ru
Inventor
Арно Жан-Мари ПЬЕРРО (FR)
Арно Жан-Мари ПЬЕРРО
Стефан РУССЕЛЭН (FR)
Стефан РУССЕЛЭН
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 RU2008110029A publication Critical patent/RU2008110029A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2459120C2 publication Critical patent/RU2459120C2/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322Blade mountings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/36Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • YGENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Группа изобретений относится к вентилятору газотурбинного двигателя, например турбореактивного или турбовинтового двигателя самолета со шплинтом крепления лопатки вентилятора на его диске и обеспечивает значительное снижение механических напряжений, которым подвергаются ножки лопаток в процессе работы. Указанный технический результат достигается в вентиляторе (10) газотурбинного двигателя, содержащем лопатки (16), вставляемые в канавки (23), выполненные по окружности диска (12) ротора, а также располагаемые между лопатками площадки (20), содержащей радиальные скобы крепления на соответствующих скобах диска (12), причем каждая площадка (20) крепится на диске (12) при помощи одного шплинта (64), вставляемого в отверстия скоб площадки (20) и соответствующие отверстия скоб диска (12). 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к вентилятору газотурбинного двигателя, например турбореактивного или турбовинтового двигателя самолета.
Как известно, вентилятор газотурбинного двигателя содержит диск ротора с установленным на нем определенным количеством лопаток, ножки которых вставлены и удерживаются в канавках, выполненных по окружности диска и имеющих фактически осевое расположение. Радиально внутренние концы этих лопаток сопряжены с площадками, которые ограничивают с внутренней стороны кольцеобразный газовоздушный тракт движения воздушного потока, поступающего в газотурбинный двигатель.
Каждая лопатка вентилятора может быть выполнена за одно с площадкой в виде единой детали. В данном случае лопатка относительно тяжела, что в процессе функционирования проявляется в виде значительных механических напряжений на ножке лопатки, которые способные привести к образованию трещин или разрывов на ножке. Кроме того, потеря лопатки вентилятора данного типа приводит к значительным повреждениям в газотурбинном двигателе и значительно увеличивает несбалансированность вентилятора.
Лопатки и площадки вентилятора могут также быть независимыми друг от друга. Каждая из площадок, которые называются располагаемыми между лопатками площадками, насаживается и закрепляется на диске вентилятора между двумя соседними лопатками. Каждая площадка содержит внутренние радиальные скобы, которые крепятся к соответствующим скобам диска посредством множества систем типа винтовой пары или металлических заготовок, размещаемых в отверстиях скоб площадок и в соответствующих отверстиях скоб диска. Эти лопатки не сопряжены с площадками, что позволяет значительно уменьшить механические напряжения, которым подвергаются ножки лопаток в процессе функционирования. В связи с этим представляется возможным уменьшить размеры ножек лопаток с целью облегчения вентилятора и улучшения, тем самым, рабочих характеристик газотурбинного двигателя. Кроме того, в случае потери лопатки вентилятора две площадки, располагаемые по одну и другую стороны от лопатки, продолжают оставаться на диске и не вызывают никаких дополнительных повреждений в газотурбинном двигателе. Кроме того, эти две площадки обеспечивают защиту окружающих лопаток вентилятора, не позволяя, чтобы обломки оторванной лопатки вступили в контакт с внутренними радиальными концами лопаток.
Хотя использование располагаемых между лопатками площадок и считается предпочтительным по ранее упомянутым причинам, однако операция закрепления этих площадок при помощи системы типа винтовой пары или металлических заготовок является трудной и даже невозможной в малых двигателях с диаметром около одного метра. Действительно, системы крепления типа винтовой пары имеют очень большие габариты и не могут использоваться в двигателе с небольшим диаметром. Кроме того, расстояние между двумя соседними лопатками вентилятора и пространство, располагаемое по радиусу внутри площадки, не дают возможности пользоваться инструментами для завинчивания этих систем крепления. В связи с этим производители вынуждены применять в двигателях с небольшим диаметром лопатки, содержащие интегрированные площадки.
Задачей настоящего изобретения, в частности, является разработка простого, экономичного и эффективного решения вышеуказанных проблем, которое позволит, например, использовать в двигателях с малым диаметром располагаемые между лопатками площадки.
В связи с этим предлагается вентилятор газотурбинного двигателя, содержащий набор лопаток, ножки которых размещены в канавках, выполненных по окружности диска ротора, и располагаемые между лопатками площадки (между канавками для монтажа ножек лопаток), содержащие радиальные скобы крепления на соответствующих скобах диска, отличающийся тем, что каждая площадка крепится на диске посредством одного шплинта, вставляемого в отверстия скоб площадки и в соответствующие отверстия скоб диска.
Предпочтительно, чтобы каждая располагаемая между лопатками площадка крепилась на диске посредством единой детали, которая вытянута фактически на всю длину осевого размера площадки и вставляется фактически по оси спереди или сзади в отверстия скоб площадки и соответствующие отверстия скоб диска. Установка шплинта осуществляется из передней или задней части вентилятора и не требует использования специального инструмента для выполнения операций в расположенном в радиальном направлении внутри площадки пространстве. Таким образом, располагаемые между лопатками площадки представляется возможным использовать на всех типах двигателей, включая двигатели с малым диаметром.
Каждая из указанных площадок на каждом своем переднем и заднем концах может содержать радиальную скобу.
Предпочтительно, чтобы передний конец каждой площадки в осевом и радиальном направлении упирался в переднюю скобу диска, а ее задний край упирался в скобу кольцевого фланца, насаживаемого и закрепляемого на диске.
Упор переднего и заднего концов площадки в диск и кольцевой фланец, соответственно, обеспечивает правильное расположение площадки на диске и позволяет добиться, чтобы отверстия скоб площадки были хорошо выровнены относительно отверстий скоб диска и кольцевого фланца.
Предпочтительно, чтобы шплинт вставлялся спереди в отверстия скоб площадки и диска и имел на своем переднем конце головку, удерживаемую на передней скобе площадки посредством переднего кольцевого фланца, насаженного и закрепленного на диске.
Таким образом, за счет упора в осевом направлении в передний фланец и переднюю скобу площадки обеспечивается фиксация шплинта в осевом положении. Такая фиксация не требует использования специального инструмента.
При сборке шплинт предпочтительно размещать под углом относительно оси вращения диска. Он может, например, выступать из задней части наружу.
Изобретение также относится к газотурбинному двигателю, например турбореактивному двигателю самолета, отличающемуся тем, что он содержит вентилятор, описание которого представлено выше.
Изобретение также относится к шплинту крепления располагаемой между лопатками площадки на диске вентилятора, который был описан ранее, отличающемуся тем, что он содержит стержень, имеющий вытянутую, прямолинейную, фактически цилиндрическую форму, один конец которого соединен с головкой, имеющей больший, чем стержень, диаметр или поперечный размер.
Шплинт может изготавливаться из легкого и прочного материала, например из титана или композитного материала.
В дальнейшем изобретение поясняется описанием, приводимым в качестве примера и не носящим ограничительного характера, со ссылкой на фигуры чертежей, в числе которых:
Фиг.1 изображает частичный вид половины вентилятора газотурбинного двигателя согласно изобретению, выполненный в разрезе по оси;
Фиг.2 - схематичный вид (спереди и сбоку) в изометрии располагаемой между лопастями площадки, представленной на фиг.1;
Фиг.3 - схематичный вид (спереди и сбоку) в изометрии диска вентилятора, представленного на фиг.1;
Фиг.4 изображает другой схематичный вид спереди и в изометрии диска вентилятора, представленного на фиг.1, и иллюстрирует этап сборки этого вентилятора.
На фиг.1 схематично изображен вентилятор 10 газотурбинного двигателя. Он содержит размещенный на переднем конце вала 14 турбины диск 12, на котором по окружности установлено множество лопаток 16, равномерно рассредоточенных вокруг оси 18 вращения вентилятора, и между которыми смонтированы располагаемые между лопатками площадки 20.
С внешней стороны вокруг лопаток 16 располагается кожух (не показан), который вместе с площадками 20 ограничивает кольцеобразный газовоздушный тракт движения воздушного потока 22, поступающего в газотурбинный двигатель.
Диск 12 по своей окружности содержит чередование канавок 23 и ребер жесткости 24, имеющих продольное расположение и вытянутых на всю длину диска 12 (фиг.3). На внутренних радиальных концах лопатки 16 располагаются ножки, которые спереди по оси вставлены в канавки 23 и взаимодействуют посредством конфигурационного соединения с этими канавками 23 для того, чтобы обеспечить надежное радиальное удержание лопаток 16 на диске 12. Ножки лопаток имеют, например, форму ласточкиного хвоста.
В направлении задней части по оси лопатки 16 удерживаются посредством кольцевого фланца 26, насаживаемого и закрепляемого на задней стороне диска 12. В представленном примере фланец 26 крепится на задних, внешних радиальных скобах 28 диска 12 при помощи средств типа винтовой пары 29. Герметичность данного заднего фланца 26 обеспечивается за счет взаимодействия его внешнего радиального конца с внутренним картером 30 вентилятора, который выровнен с располагаемыми между лопатками площадками 20.
Для фиксации в радиальном направлении лопатки 16 на диске 12 (фиг.1 и 4) по оси, спереди, между ножкой лопатки и основанием канавки 23 вставляется опорная колодка 32. Данная опорная колодка 32 содержит на своем переднем конце радиальный выступающий край 34, который в осевом направлении опирается на передний конец ножки лопатки для обеспечения осевого удержания лопатки в направлении передней части. Опорные колодки 32 фиксируются в осевом направлении при помощи переднего кольцевого фланца 36, который насаживается и крепится на передней стороне диска 12 и упирается своим внешним радиальным краем в радиальные выступающие края опорных колодок 32. Внутренний радиальный край переднего фланца 36 располагается между кольцеобразной скобой 38 диска вентилятора (размещается сзади) и кольцеобразной скобой 40 входного обтекателя 42 газотурбинного двигателя (размещается спереди) и закрепляется между этими скобами 38, 40 посредством крепежного средства типа винтовой пары 29. Входной обтекатель 42 выравнивается с располагаемыми между лопатками площадками 20.
Каждая площадка 20 содержит стенку 44, ориентированную фактически по окружности, и две радиальные скобы 46, 48, соответственно, переднюю и заднюю, которые вытянуты в радиальном направлении внутрь, начиная от внутренней поверхности стенки 44. Две скобы 46, 48 соединены между собой, по меньшей мере, одним продольным усиливающим ребром жесткости 50, которое располагается между передней скобой 46 и задней скобой 48 по внутренней поверхности стенки 44 (фиг.2).
Каждая площадка 20 располагается на ребре жесткости 24 диска 12 между двумя соседними лопатками 16 и в осевом и радиальном направлении опирается на внешнюю радиальную переднюю скобу 52 диска 12 и на внешнюю радиальную скобу 54, размещаемую на заднем фланце 26. Скобы 46, 48 площадки 20 по оси в направлении задней части опираются на скобы 52, 54 диска 12 и заднего фланца 26, стенка 44 или ребро жесткости 50 площадки 20 в радиальном направлении своим передним концом опирается на внешний радиальный конец передней скобы 52 диска 12, а ребро жесткости 50 площадки 20 своим задним концом в радиальном направлении опирается на внешний радиальный конец скобы 54 заднего фланца 26. Эти упоры обеспечивают правильное расположение площадки 20 на ребре жесткости 24 диска 12 и осевое выравнивание отверстий 56, 58 скоб площадки 20 с отверстиями 60, 62 скоб диска 12 и заднего фланца 26 (фиг.1).
Согласно изобретению площадка 20 фиксируется на ребре жесткости 24 диска 12 при помощи шплинта 64, который вставляется фактически по оси спереди в отверстия 56, 58 скоб площадки 20 и отверстия 60, 62 скоб диска 12 и заднего фланца 26.
Данный шплинт 64 содержит стержень 66, имеющий вытянутую, прямолинейную, фактически цилиндрическую форму, располагаемый в радиальном направлении в вышеупомянутых отверстиях 56, 58, 60, 62 внутри площадки 20. В представленном примере шплинт 64 установлен под углом относительно оси 18 вращения вентилятора 10 и выступает сзади наружу.
Стержень 66 шплинта 64 соединен своим передним концом с головкой 68, имеющей больший, чем стержень 66, диаметр или поперечный размер; при этом головка 68, имеющая радиальную сторону, ориентированную назад, предназначена для обеспечения упора в переднюю поверхность скобы 46 площадки 20 с целью осевого удержания площадки 20 в направлении передней части. Головка 68 шплинта 64 фиксируется в данном положении при помощи переднего фланца 36, который упирается своим внешним радиальным концом в передний край головки 68 шплинта 64.
Сборка вентилятора согласно изобретению осуществляется следующим образом: задний фланец 26 крепится на диске 12 при помощи средств 29 типа винтовой пары (фиг.3). Затем ножки лопаток 16 вставляются спереди в осевом направлении в канавки 23 диска до тех пор, пока лопатки 16 не упрутся в задний фланец 26. Опорные колодки 32 подкладываются под ножки лопаток для того, чтобы зафиксировать в радиальном направлении лопатки 16 на диске 12 (фиг.4). Далее на ребрах жесткости 24 диска 12 размещаются площадки 20. Каждая площадка 20 может располагаться сверху ребра жесткости 24 диска 12, а затем перемещаться в радиальном направлении внутрь до тех пор, пока площадка 20 в осевом и радиальном направлении не упрется в переднюю скобу 52 диска 12 и скобу 54 заднего фланца 26. Шплинт 64 вставляется спереди, фактически по оси в отверстия 56, 58 скоб 46, 48 площадки 20 и отверстия 60, 62 скоб диска 12 и фланца 26 до тех пор, пока передняя головка 68 шплинта 64 не упрется в переднюю поверхность передней скобы 46 площадки 20 (фиг.1 и 4). В результате этого передний фланец 36 насаживается и крепится на передней скобе 38 диска 12 с целью обеспечения фиксации всей конструкции (фиг.1).
Если использование вентилятора 10 согласно изобретению представляет собой особый интерес для малых двигателей, то он также может быть использован и в больших двигателях. В связи с этим представляется возможным предусмотреть одну или несколько дополнительных, радиально располагаемых скоб на площадке 20 и, соответственно, радиальных скоб на ребре жесткости 24 диска 12; при этом эти скобы содержат отверстия, через которые проходит шплинт 64. Это позволяет ограничить сгибающиеся движения площадки 20 в процессе функционирования газотурбинного двигателя.
Диск 12 и задний кольцевой фланец 26 могут быть выполнены из одной детали.
Площадка 20 может быть выполнена из материала, аналогичного материалу, из которого изготавливаются лопатки 16, например из металла или из легких и прочных материалов, в частности композитного материала или титана.

Claims (10)

1. Вентилятор газотурбинного двигателя содержит набор лопаток, ножки которых вставляются в канавки, выполненные по окружности диска ротора, и располагаемые между углублениями установки ножек лопаток площадки, которые содержат радиальные скобы крепления на соответствующих скобах диска, отличающийся тем, что каждая площадка крепится на диске при помощи шплинта, вставляемого в отверстия скоб площадки и соответствующие отверстия скоб диска.
2. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что каждая площадка на каждом своем переднем и заднем конце содержит радиальную скобу.
3. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что каждая площадка своим передним концом в осевом и радиальном направлениях упирается в переднюю скобу диска.
4. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что каждая площадка своим задним концом в осевом и радиальном направлениях упирается в скобу заднего кольцевого фланца, насаживаемого и прикрепляемого к диску.
5. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что шплинт вставляется спереди в отверстия скоб площадки и диска и содержит на своем переднем конце головку, которая накладывается и закрепляется на передней скобе площадки при помощи переднего кольцевого фланца, насаживаемого и закрепляемого на диске.
6. Вентилятор по п.1, отличающийся тем, что при сборке шплинт располагается под углом относительно оси вращения диска.
7. Вентилятор по п.6, отличающийся тем, что шплинт выступает сзади наружу.
8. Газотурбинный двигатель, например турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета, отличающийся тем, что содержит вентилятор согласно изобретению.
9. Шплинт крепления располагаемой между лопатками площадки на диске вентилятора по п.1, отличающийся тем, что он содержит стержень, имеющий вытянутую прямолинейную фактически цилиндрическую форму, который своим концом соединен с головкой, имеющей больший, чем стержень, диаметр.
10. Шплинт по п.9, отличающийся тем, что он изготовлен из легкого и прочного материала, например из титана или композитного материала.
RU2008110029/06A 2007-03-16 2008-03-14 Вентилятор газотурбинного двигателя RU2459120C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0701903A FR2913734B1 (fr) 2007-03-16 2007-03-16 Soufflante de turbomachine
FR0701903 2007-03-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008110029A RU2008110029A (ru) 2009-09-20
RU2459120C2 true RU2459120C2 (ru) 2012-08-20

Family

ID=38657661

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008110029/06A RU2459120C2 (ru) 2007-03-16 2008-03-14 Вентилятор газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8246310B2 (ru)
EP (1) EP1970537B1 (ru)
JP (2) JP2008232147A (ru)
CA (1) CA2625319C (ru)
DE (1) DE602008000388D1 (ru)
FR (1) FR2913734B1 (ru)
RU (1) RU2459120C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2737272C2 (ru) * 2016-06-22 2020-11-26 Сафран Эркрафт Энджинз Пластически деформирующийся кольцевой обтекатель ступицы лопаточного колеса газовой турбины

Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2961847B1 (fr) * 2010-06-25 2012-08-17 Snecma Roue mobile a aubes en materiau composite pour moteur a turbine a gaz a liaison pied d'aube/disque par serrage
FR2965843B1 (fr) * 2010-10-06 2012-11-09 Snecma Rotor pour turbomachine
FR2974864B1 (fr) * 2011-05-04 2016-05-27 Snecma Rotor de turbomachine avec moyen de retenue axiale des aubes
FR2974863B1 (fr) * 2011-05-06 2015-10-23 Snecma Disque de soufflante de turbomachine
US9303520B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
US10344601B2 (en) 2012-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
US10119423B2 (en) 2012-09-20 2018-11-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine fan spacer platform attachments
FR3004227B1 (fr) * 2013-04-09 2016-10-21 Snecma Disque de soufflante pour un turboreacteur
WO2015053848A2 (en) * 2013-09-18 2015-04-16 United Technologies Corporation Fan platform with leading edge tab
US10539148B2 (en) 2013-10-11 2020-01-21 United Technologies Corporation Fan rotor with integrated platform attachment
US10024234B2 (en) * 2014-09-08 2018-07-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Panels of a fan of a gas turbine
DE102014217884A1 (de) * 2014-09-08 2016-03-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Füllelemente eines Fans einer Gasturbine
US9909430B2 (en) 2014-11-13 2018-03-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine disk assembly including seperable platforms for blade attachment
FR3038653B1 (fr) * 2015-07-08 2017-08-04 Snecma Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
FR3038654B1 (fr) * 2015-07-08 2017-08-04 Snecma Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
US9976426B2 (en) * 2015-07-21 2018-05-22 United Technologies Corporation Fan platform with stiffening feature
FR3048997B1 (fr) * 2016-03-21 2020-03-27 Safran Aircraft Engines Plateforme d'aube et disque de soufflante de turbomachine aeronautique
FR3051174B1 (fr) * 2016-05-10 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Partie avant tournante d'un recepteur de turbomachine d'aeronef, a conception amelioree permettant un retrait repete de la pointe de cone
FR3057908B1 (fr) * 2016-10-21 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Ensemble rotatif d'une turbomachine muni d'un systeme de maintien axial d'une aube
FR3066552B1 (fr) 2017-05-22 2021-11-19 Safran Aircraft Engines Assemblage sur un arbre de turbomachine d'un disque aubage monobloc et d'un rotor de compresseur basse pression a au moins deux etages d'aubes mobiles
US10280767B2 (en) * 2017-08-29 2019-05-07 United Technologies Corporation Fan hub attachment for leading and trailing edges of fan blades
US10612400B2 (en) * 2017-11-27 2020-04-07 United Technologies Corporation Composite fan platform lug reinforcement
US10781702B2 (en) * 2018-03-08 2020-09-22 Raytheon Technologies Corporation Fan spacer for a gas turbine engine
US10724390B2 (en) 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
US11174741B2 (en) 2018-04-19 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Platform for an airfoil of a gas turbine engine
FR3082876B1 (fr) * 2018-06-21 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme et un verrou de blocage
US11092020B2 (en) * 2018-10-18 2021-08-17 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly for gas turbine engines
FR3089548B1 (fr) * 2018-12-07 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee a l’amont par une virole
FR3094400B1 (fr) 2019-03-28 2022-12-16 Safran Rotor de soufflante pour turbomachine
FR3107923B1 (fr) 2020-03-03 2022-02-04 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef
FR3107914B1 (fr) 2020-03-03 2022-02-04 Safran Aircraft Engines Plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef
FR3107915B1 (fr) 2020-03-03 2022-02-04 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’une plateforme composite pour une soufflante de turbomachine d’aeronef
FR3109793B1 (fr) 2020-05-04 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Plateforme pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef
FR3109794B1 (fr) * 2020-05-04 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Plateforme pour un rotor de soufflante d’une turbomachine d’aéronef

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR989839A (fr) * 1949-06-28 1951-09-13 Cem Comp Electro Mec Aube pour turbo-machine
US2751189A (en) * 1950-09-08 1956-06-19 United Aircraft Corp Blade fastening means
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
EP0677645B1 (en) * 1994-03-19 1998-06-17 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine fan blade assembly
US6447250B1 (en) * 2000-11-27 2002-09-10 General Electric Company Non-integral fan platform
RU2004123584A (ru) * 2003-07-31 2006-01-27 Снекма Мотер (Fr) Облегченная междулопаточная площадка для опорного диска лопаток турбореактивного двигателя

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9208409D0 (en) * 1992-04-16 1992-06-03 Rolls Royce Plc Rotors for gas turbine engines
FR2715968B1 (fr) * 1994-02-10 1996-03-29 Snecma Rotor à plates-formes rapportées entre les aubes.
JP2000320492A (ja) * 1999-05-12 2000-11-21 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ファンブレード支持装置用ブッシュ
EP1124038A1 (de) * 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelanordnung
US6422820B1 (en) * 2000-06-30 2002-07-23 General Electric Company Corner tang fan blade
FR2814495B1 (fr) * 2000-09-28 2003-01-17 Snecma Moteurs Systeme de retention amont pour aubes et plates-formes de soufflante
US6481971B1 (en) * 2000-11-27 2002-11-19 General Electric Company Blade spacer
US6416280B1 (en) * 2000-11-27 2002-07-09 General Electric Company One piece spinner
US7063505B2 (en) * 2003-02-07 2006-06-20 General Electric Company Gas turbine engine frame having struts connected to rings with morse pins
US7811053B2 (en) * 2005-07-22 2010-10-12 United Technologies Corporation Fan rotor design for coincidence avoidance

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR989839A (fr) * 1949-06-28 1951-09-13 Cem Comp Electro Mec Aube pour turbo-machine
US2751189A (en) * 1950-09-08 1956-06-19 United Aircraft Corp Blade fastening means
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
EP0677645B1 (en) * 1994-03-19 1998-06-17 ROLLS-ROYCE plc A gas turbine engine fan blade assembly
US6447250B1 (en) * 2000-11-27 2002-09-10 General Electric Company Non-integral fan platform
RU2004123584A (ru) * 2003-07-31 2006-01-27 Снекма Мотер (Fr) Облегченная междулопаточная площадка для опорного диска лопаток турбореактивного двигателя

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2737272C2 (ru) * 2016-06-22 2020-11-26 Сафран Эркрафт Энджинз Пластически деформирующийся кольцевой обтекатель ступицы лопаточного колеса газовой турбины

Also Published As

Publication number Publication date
DE602008000388D1 (de) 2010-01-28
FR2913734B1 (fr) 2009-05-01
US8246310B2 (en) 2012-08-21
EP1970537A1 (fr) 2008-09-17
RU2008110029A (ru) 2009-09-20
CA2625319C (fr) 2015-04-28
JP2008232147A (ja) 2008-10-02
JP5719888B2 (ja) 2015-05-20
EP1970537B1 (fr) 2009-12-16
JP2014005834A (ja) 2014-01-16
CA2625319A1 (fr) 2008-09-16
US20080226458A1 (en) 2008-09-18
FR2913734A1 (fr) 2008-09-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2459120C2 (ru) Вентилятор газотурбинного двигателя
RU2478806C2 (ru) Вентилятор для турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата, содержащая такой вентилятор
RU2525363C2 (ru) Колесо турбины и турбомашина, включающая в себя указанное колесо турбины
RU2487250C2 (ru) Ротор вентилятора газотурбинного двигателя или опытного двигателя
RU2407897C2 (ru) Устройство балансировки ротора турбины
RU2470169C2 (ru) Турбомашина с диффузором
RU2486346C2 (ru) Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель
RU2646167C2 (ru) Держатель трубы для отвода воздуха в турбогенераторе
RU2436965C2 (ru) Устройство для крепления направляющего соплового аппарата турбины, турбина и двигатель самолета с таким оборудованием
US8162615B2 (en) Split disk assembly for a gas turbine engine
JP6660298B2 (ja) 特にタービンエンジン用のファン
RU2619914C2 (ru) Сектор лопаток статора, статор осевой турбомашины, осевая турбомашина
RU2582382C2 (ru) Направляющий аппарат для турбомашины, турбомашина и способ сборки направляющего аппарата
US9752610B2 (en) Device for locking a nut
RU2704572C2 (ru) Вращающийся узел авиационного газотурбинного двигателя, вентилятор авиационного газотурбинного двигателя, содержащий такой узел, и способ монтажа этого узла
RU2631585C2 (ru) Направляющий аппарат компрессора для турбомашины
US20160032734A1 (en) Fan for a multi-flow turboshaft engine, and turboshaft engine equipped with such a fan
JP6249499B2 (ja) タービン排気ケースのマルチピース型フレーム
RU87212U1 (ru) Рабочее колесо вентилятора или компрессора
US20150267614A1 (en) Turbine engine cowl capable of covering a fan cone
EP3631171B1 (en) Gas turbine engine rotor disc retention assembly
US20130323042A1 (en) Stator vane mistake proofing
RU2343293C2 (ru) Турбина, ее элемент и авиационный двигатель (варианты)
US10119403B2 (en) Mistuned concentric airfoil assembly and method of mistuning same
JP5933749B2 (ja) ガスタービンエンジン構成要素

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner