RU2487249C2 - Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток - Google Patents
Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток Download PDFInfo
- Publication number
- RU2487249C2 RU2487249C2 RU2008109760/06A RU2008109760A RU2487249C2 RU 2487249 C2 RU2487249 C2 RU 2487249C2 RU 2008109760/06 A RU2008109760/06 A RU 2008109760/06A RU 2008109760 A RU2008109760 A RU 2008109760A RU 2487249 C2 RU2487249 C2 RU 2487249C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- pads
- legs
- recesses
- blades
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- 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
- F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
-
- 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
- F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
- F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the 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
- F04D29/60—Mounting; Assembling; Disassembling
- F04D29/64—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
- F04D29/644—Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя содержит лопатки, ножки которых удерживаются в выемках диска, площадки, располагаемые между лопатками, и защитные накладки. Площадки крепятся на ребрах жесткости, ограниченных выемками, в которых устанавливаются ножки лопаток. Защитные накладки размещены между боковыми поверхностями выемок диска и ножками лопаток и имеют С-образное сечение, позволяющее располагать их за счет поступательного движения и удерживать в радиальном направлении на ребрах жесткости диска. Площадки содержат ножки, размещаемые на ребрах жесткости диска и удерживаемые в радиальном направлении в вырезах или отверстиях накладок. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше диск ротора вентилятора. Еще одно изобретение относится к защитной накладке ножек лопаток в вентиляторе, имеющей С-образное сечение и винтообразный профиль и содержащей вырезы или отверстия, образуемые в ее стенке, соединяющей края буквы С. Вырезы в ее стенке позволяют вводить и удерживать в ней ножки располагаемой между лопатками площадки. Изобретения позволяют уменьшить зазор между лопаткой вентилятора и площадкой, располагаемой между лопатками. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к диску ротора вентилятора газотурбинного двигателя, например авиационного турбореактивного двигателя.
В соответствии с известными технологиями, на диске ротора, окружность которого представляет собой чередование выемок и ребер жесткости, установлено определенное количество лопаток, при этом каждая из них состоит из пера лопатки, сопряженной с ножкой, которая вставлена в осевом направлении и удерживается в радиальном направлении в выемке диска. Площадки закреплены между лопатками посредством радиальных скоб, соединенных с соответствующими радиальными скобами, располагаемыми на ребрах жесткости диска.
Кинематика монтажа и демонтажа площадок на ребрах жесткости диска требует, чтобы площадки выполняли поступательное движение на ребре жесткости до тех пор, пока в отверстия скоб площадки не будут введены металлические заготовки или болты, установка которых предусмотрена на скобах диска.
В газотурбинном двигателе боковые края площадок должны располагаться достаточно близко от перьев лопатки для того, чтобы не допустить прохождения паразитного воздуха к диску. В связи с тем, что перья лопаток вентилятора имеют изогнутый профиль, боковые края площадок также должны быть изогнутыми. Однако с учетом кинематики монтажа и демонтажа между краями площадок и перьями лопаток появляется зазор, через который происходит прохождение воздуха к диску. Этот зазор наиболее значителен на осевых концах площадки. Таким образом, общая совокупность зазоров между лопатками и площадками на диске приводит к уменьшению коэффициента полезного действия газотурбинного двигателя.
Технические решения из известного уровня техники направлены на восстановление герметичности между площадкой и лопаткой. Однако эти технологии требуют задействования дополнительных деталей, что приводит к увеличению массы газотурбинного двигателя.
Задачей настоящего изобретения является, в частности, разработка простого, экономичного и эффективного решения вышеуказанных проблем.
Для решения поставленной задачи предлагается диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя, содержащий установленные по его окружности лопатки, ножки которых удерживаются в выемках диска; располагаемые между лопатками площадки, которые крепятся на ребрах жесткости, ограниченных выемками, в которых устанавливаются ножки лопаток; защитную накладку, размещаемую между боковыми поверхностями выемок диска и ножками лопаток, отличающийся тем, что защитные накладки имеют С-образное сечение, позволяющее располагать их за счет поступательного движения и удерживать в радиальном направлении на ребрах жесткости диска, и представляют собой средства крепления площадок на ребрах жесткости диска.
Согласно известной технологии, накладки используются для защиты ножек лопаток от трения о внутренние стенки выемок. Накладка обычно изготавливается из материалов, обладающих более высокой устойчивостью к истиранию, чем ножка лопатки и диск.
Согласно изобретению, накладки выполняют дополнительную функцию, которая позволяет удерживать при помощи средств крепления, располагаемые между лопатками площадки в радиальном направлении на ребрах жесткости диска ротора. Таким образом, предлагаемое изобретение позволяет уменьшить зазор между лопаткой и площадкой, поскольку площадка не будет больше вставляться по оси, а крепление будет обеспечиваться посредством накладок. Таким образом, боковые края площадки могут строго соответствовать изогнутости пера лопатки.
Предпочтительно, чтобы площадки на диске содержали ножки, устанавливаемые на ребрах жесткости диска, при этом эти ножки вставляются и удерживаются в вырезах или отверстиях накладок.
Предпочтительно также, чтобы поступательное перемещение накладок по ребрам жесткости осуществлялось между положением высвобождения и положением удержания ножек площадок, при этом накладки фиксируются в их положении удержания посредством кольцеобразной детали, устанавливаемой на передней стороне диска для удержания в осевом направлении ножек лопаток в выемках диска.
Данная система крепления за счет поступательного движения защитной накладки позволяет осуществлять установку площадки на ребре жесткости диска с минимальным зазором.
Целесообразно, чтобы ножки площадок содержали радиальные вертикальные стойки и осевые выступы, которые вытянуты вперед относительно радиальных вертикальных стоек. Когда защитная накладка находится в положении закрепления, имеющие осевое расположение выступы размещаются внутри защитной накладки и позволяют таким образом удерживать площадку на ребре жесткости диска.
Целесообразно также, чтобы выемки и ребра жесткости диска, а также защитные накладки имели винтообразный профиль.
В некоторых конструкциях газотурбинного двигателя ножки подвижных лопаток устанавливаются в выемках диска под углом к оси диска. Таким образом, после установки лопаток в выемках диска возникает неравномерность толщины ребра жесткости, обеспечивающего удержание в радиальном направлении лопаток, по каждую сторону от ножки лопатки, что является источником преждевременного изнашивания ножек лопаток. Применение винтообразного профиля для выемок и ребер жесткости диска позволяет сохранить постоянную толщину каждой стороны ножек лопаток на протяжении всей длины диска, при этом накладки имеют винтообразный профиль, обеспечивающий их расположение на ребрах жесткости.
Предпочтительно, чтобы площадки преимущественно монтировались на диске за счет поступательного движения в радиальном направлении.
Изобретение также относится к газотурбинному двигателю, в частности авиационному турбореактивному двигателю, отличающемуся тем, что он содержит вышеописанный диск.
Изобретение также относится к защитной накладке ножек лопаток в газотурбинном двигателе, отличающейся тем, что она имеет С-образное сечение и содержит вырезы или отверстия, образуемые в стенке, соединяющей края буквы С, при этом данные вырезы позволяют вводить и удерживать в них ножки располагаемой между лопатками площадки. Защитная накладка может иметь винтообразный профиль.
Другие преимущества и отличительные признаки предлагаемого изобретения будут видны из описания, представленного в качестве примера и не носящего ограничительного характера, приводимого со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежей, в числе которых:
Фиг.1 изображает частичный вид в изометрии диска с установленными на нем лопаткой и площадкой согласно известному уровню техники;
Фиг.2 - вид в изометрии защитной накладки, установленной на ребре жесткости диска согласно изобретению;
Фиг.3 - вид сбоку располагаемой между лопатками площадки согласно изобретению, закрепленной на ребре жесткости диска;
Фиг.4 - вид слева диска, представленного на фиг.3.
На фиг.1 изображена часть диска 10 газотурбинного двигателя с установленной на нем лопаткой 12, изготовленной с учетом известного уровня техники. Окружность диска 10 представляет собой чередование выемок 14 и ребер жесткости 16, которые вытянуты в продольном направлении на всю длину диска 10. Подвижная лопатка 12, которая состоит из пера 18 лопатки, сопряженной с ножкой 20 лопатки, вставляется в радиальном направлении в выемку 14 диска 10 и удерживается в нем. Площадка 22 размещается на ребре жесткости 16 диска 10, при этом края 24 площадки 22 располагаются достаточно близко от пера 18 прилегающей лопатки 12 для того, чтобы не допустить движения воздуха к диску 10. Площадка 22 крепится посредством радиальных скоб, которые вытянуты внутрь, на радиальных скобах 26, которые вытянуты наружу относительно ребра жесткости 16 диска 10. Болты 28, вставляемые в скобы 26 диска 10 и скобы площадки 22, обеспечивают удержание в радиальном направлении площадки 22 на ребре жесткости 16. Кинематика монтажа и демонтажа площадки 22 требует, чтобы скобы были вложены в болты 28 путем поступательного движения площадки 22 относительно срединной оси ребра жесткости 16. Кроме того, поскольку перо 18 лопатки имеет изогнутую форму, то необходимо иметь зазор между краями 24 площадки 22 и пером 18 лопатки для обеспечения перемещения площадки 22 вдоль срединной оси ребра жесткости 16. Этот зазор составляет около 3 мм и имеет максимальное значение на осевых концах площадки 22. В связи с этим возможно движение воздуха между площадкой 22 и лопаткой 12, что приводит к снижению рабочих характеристик газотурбинного двигателя.
Изобретение позволяет уменьшить зазор между краями 24 площадки и пером 18 лопатки 12 за счет изменения кинематики монтажа площадок на ребрах жесткости 16 диска 10 и использования защитных накладок для закрепления площадок на диске.
Согласно известному уровню техники, накладки применяются для защиты вставляемых в выемки 14 ножек лопаток 20 от их трения о боковые поверхности выемок 14 диска. Расположение такого элемента как защитная накладка между ребром жесткости 16 и ножкой лопатки 20, устойчивость которой к изнашиванию меньше, чем у ножки лопатки 20 и у диска 10, позволяет сохранить ножку лопатки 20.
На фиг.2 в схематичном виде изображена защитная накладка 30 согласно изобретению, которая располагается за счет поступательного движения на ребре жесткости 16 диска 32 (видна только его часть) согласно изобретению. С-образное поперечное сечение защитной накладки 30 позволяет вставлять ее в осевом направлении и удерживать в радиальном направлении на ребре жесткости 16. Центральная часть 34 защитной накладки 30 размещается на части ребра жесткости 16 диска и соединяется вертикальными стойками 36, которые расположены фактически радиально относительно боковых краев 38 защитной накладки 30 и вытянуты на всю длину диска 32. Боковые края 38, располагаемые внутри выемки 14, упираются в часть ребра жесткости и обеспечивают удержание в радиальном направлении защитной накладки 30. Центральная часть 34 фактически параллельна периферийной внешней поверхности ребра жесткости 16 диска 32, а его осевые концы 40 практически параллельны плоскости, перпендикулярной оси диска 32.
Защитная накладка 30 согласно изобретению позволяет не только избежать повреждения ножек лопаток 20, но и удерживать площадку на ребре жесткости 16 диска 32, образуя, таким образом, средства крепления площадки. С этой целью центральная часть 34 защитной накладки 30 содержит отверстие 42 и вырезы 40 на ее осевых концах.
На фиг.3 изображена площадка 44 согласно изобретению, которая содержит ножки 46, вытянутые в радиальном направлении внутрь, которые образованы радиальными вертикальными стойками 48 и осевыми выступами 50.
Крепление площадки 44, располагаемой на ребре жесткости 16 диска 32, осуществляется путем размещения в результате поступательного движения защитной накладки 30 на ребре жесткости 16 диска 32. Накладка 30 перемещается по ребру жесткости 16 диска 32 до положения, в котором ножки 46 площадки 44 будут вставлены путем радиального поступательного движения по стрелке А в вырез 40 и в отверстие 42 защитной накладки 30. Изображенная на фиг.3 площадка 44 содержит две смещенные по оси ножки 46, которые располагаются после установки через защитную накладку 30 на ребре жесткости 16 диска 32. После этого защитная накладка 30 перемещается по стрелке В по ребру жесткости 16 до тех пор, пока осевые выступы 50 не будут удерживаться в радиальном направлении центральной частью 34 защитной накладки 30, в результате чего будет обеспечено радиальное закрепление площадки 44 на диске 32. Действительно, в процессе функционирования на площадку 44 оказывается воздействие центробежной силы, в результате чего она перемещается в радиальном направлении, которое прекращается осевыми выступами 50, упирающимися в центральную часть 34 защитной накладки.
Радиальная установка площадки 44 позволяет добиться четкого совпадения изогнутости краев площадки 44 с изогнутостью пера 18 лопатки и уменьшения тем самым зазора между площадкой 44 и лопаткой 12.
Согласно варианту осуществления защитной накладки 30, изображенной на фигурах чертежей, боковые передние концы накладки 30, когда накладка 30 находится в положении закрепления площадки 44, образуют выступы 52 относительно передней поверхности диска 32. Эти выступы 52 предназначены для обеспечения взаимодействия с кольцевой деталью (не показана), монтируемой на передней поверхности диска 32 для удержания в осевом направлении ножек лопаток 20 и защитных накладок 30.
Согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, изображенному на фиг.4, выемки 14 и ребра жесткости 16, а также защитные накладки 30 имеют винтообразный профиль. В том случае, если выемки 14 установлены под углом к оси диска 32, данный профиль позволяет сохранить постоянную толщину е1 на протяжении всей длины диска 32, фактически равную толщине е2, поскольку выемки 14 и ребра жесткости 16 совпадают с цилиндрическим профилем диска 32. Таким образом, этот тип профиля позволяет уменьшить изнашиваемость ножек лопаток 20.
В случае потери лопатки защитная накладка 30 может служить упором или также деформироваться с целью не допустить соприкосновения площадки 44 с отделившейся лопаткой 12, которая способна привести к выталкиванию площадки 44.
Защитная накладка 30 в зависимости от количества ножек 46, которые необходимы для площадки 44, может содержать различное количество вырезов 42 и отверстий.
Защитные накладки изготовлены из металла и имеют толщину от 0,1 до нескольких миллиметров.
Claims (7)
1. Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя, содержащий установленные по его окружности лопатки, ножки которых удерживаются в выемках диска; располагаемые между лопатками площадки, которые крепятся на ребрах жесткости, ограниченных выемками, в которых устанавливаются ножки лопаток; защитные накладки, размещаемые между боковыми поверхностями выемок диска и ножками лопаток, отличающийся тем, что защитные накладки имеют С-образное сечение, позволяющее располагать их за счет поступательного движения и удерживать в радиальном направлении на ребрах жесткости диска, причем площадки содержат ножки, размещаемые на ребрах жесткости диска, при этом эти ножки устанавливаются и удерживаются в радиальном направлении в вырезах или отверстиях накладок.
2. Диск по п.1, отличающийся тем, что поступательное перемещение накладок по ребрам жесткости осуществляется между положением высвобождения и положением удержания ножек площадок, при этом накладки фиксируются в их положении удержания посредством кольцеобразной детали, устанавливаемой на передней стороне диска для удержания в осевом направлении ножек лопаток в выемках диска.
3. Диск по п.1, отличающийся тем, что ножки площадок содержат радиальные вертикальные стойки и осевые выступы, которые вытянуты вперед относительно радиальных вертикальных стоек.
4. Диск по п.1, отличающийся тем, что выемки и ребра жесткости диска, а также защитные накладки имеют винтообразный профиль.
5. Диск по п.1, отличающийся тем, что площадки монтируются на диске за счет радиального поступательного движения.
6. Газотурбинный двигатель, в частности авиационные турбореактивный или турбовинтовой двигатели, отличающийся тем, что он содержит диск ротора вентилятора по п.1.
7. Защитная накладка ножек лопаток в вентиляторе, отличающаяся тем, что она имеет С-образное сечение и винтообразный профиль и содержит вырезы или отверстия, образуемые в своей стенке, соединяющей края буквы С, при этом данные вырезы позволяют вводить и удерживать в ней ножки располагаемой между лопатками площадки.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0701906 | 2007-03-16 | ||
FR0701906A FR2913735B1 (fr) | 2007-03-16 | 2007-03-16 | Disque de rotor d'une turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008109760A RU2008109760A (ru) | 2009-09-20 |
RU2487249C2 true RU2487249C2 (ru) | 2013-07-10 |
Family
ID=38657112
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008109760/06A RU2487249C2 (ru) | 2007-03-16 | 2008-03-13 | Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8277188B2 (ru) |
EP (1) | EP1970538B1 (ru) |
JP (1) | JP5152755B2 (ru) |
CA (1) | CA2625317C (ru) |
DE (1) | DE602008001269D1 (ru) |
FR (1) | FR2913735B1 (ru) |
RU (1) | RU2487249C2 (ru) |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
FR2933887B1 (fr) * | 2008-07-18 | 2010-09-17 | Snecma | Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris |
FR2955904B1 (fr) * | 2010-02-04 | 2012-07-20 | Snecma | Soufflante de turbomachine |
US8573947B2 (en) * | 2010-03-10 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Composite fan blade dovetail root |
US8708656B2 (en) * | 2010-05-25 | 2014-04-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade fixing design for protecting against low speed rotation induced wear |
GB201104994D0 (en) * | 2011-03-25 | 2011-05-11 | Rolls Royce Plc | a rotor having an annulus filler |
FR2995003B1 (fr) * | 2012-09-03 | 2014-08-15 | Snecma | Rotor de turbine pour une turbomachine |
US20160053636A1 (en) | 2013-03-15 | 2016-02-25 | United Technologies Corporation | Injection Molded Composite Fan Platform |
US10590798B2 (en) | 2013-03-25 | 2020-03-17 | United Technologies Corporation | Non-integral blade and platform segment for rotor |
WO2015076900A2 (en) | 2013-10-11 | 2015-05-28 | United Technologies Corporation | Fan rotor with integrated platform attachment |
FR3037367B1 (fr) * | 2015-06-15 | 2017-06-30 | Snecma | Ensemble rotatif de turbomachine a garnitures de protection bombees |
FR3052485B1 (fr) * | 2016-06-08 | 2019-05-10 | Safran Aircraft Engines | Rotor a element de dissipation d'energie |
GB201612288D0 (en) * | 2016-07-15 | 2016-08-31 | Rolls-Royce Ltd | A rotor assembly for a turbomachine and a method of manufacturing the same |
FR3082232B1 (fr) * | 2018-06-12 | 2020-08-28 | Safran Aircraft Engines | Systeme de maintien pour le demontage d'une roue a aubes |
FR3085711B1 (fr) * | 2018-09-06 | 2021-07-23 | Safran Aircraft Engines | Roue a aubes de turbomachine pour aeronef |
FR3089258B1 (fr) * | 2018-12-03 | 2020-11-06 | Safran Aircraft Engines | Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixée radialement par une tôle de protection sacrificielle |
JP7269029B2 (ja) * | 2019-02-27 | 2023-05-08 | 三菱重工業株式会社 | 動翼及び回転機械 |
CN113914999B (zh) * | 2021-12-14 | 2022-03-18 | 成都中科翼能科技有限公司 | 一种燃气轮机压气机装配方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1276106A (en) * | 1969-12-19 | 1972-06-01 | Rolls Royce | FLUID FLOW MACHINE, e.g. GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR |
US6290466B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-09-18 | General Electric Company | Composite blade root attachment |
RU2221169C2 (ru) * | 2001-01-11 | 2004-01-10 | Снекма Мотер | Ротор вентилятора турбореактивного двигателя |
US6726452B2 (en) * | 2000-02-09 | 2004-04-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade arrangement |
US6832896B1 (en) * | 2001-10-24 | 2004-12-21 | Snecma Moteurs | Blade platforms for a rotor assembly |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US323642A (en) * | 1885-08-04 | Cotton-planter | ||
US323072A (en) * | 1885-07-28 | William k | ||
US322493A (en) * | 1885-07-21 | Philippe sorgue | ||
GB928349A (en) * | 1960-12-06 | 1963-06-12 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotors of fluid flow machines |
US3640640A (en) * | 1970-12-04 | 1972-02-08 | Rolls Royce | Fluid flow machine |
US3801222A (en) * | 1972-02-28 | 1974-04-02 | United Aircraft Corp | Platform for compressor or fan blade |
US4621979A (en) * | 1979-11-30 | 1986-11-11 | United Technologies Corporation | Fan rotor blades of turbofan engines |
FR2608674B1 (fr) * | 1986-12-17 | 1991-04-19 | Snecma | Roue de turbine a aubes ceramique |
US5240375A (en) * | 1992-01-10 | 1993-08-31 | General Electric Company | Wear protection system for turbine engine rotor and blade |
US6431835B1 (en) * | 2000-10-17 | 2002-08-13 | Honeywell International, Inc. | Fan blade compliant shim |
US6520742B1 (en) * | 2000-11-27 | 2003-02-18 | General Electric Company | Circular arc multi-bore fan disk |
US6860722B2 (en) * | 2003-01-31 | 2005-03-01 | General Electric Company | Snap on blade shim |
US7284958B2 (en) * | 2003-03-22 | 2007-10-23 | Allison Advanced Development Company | Separable blade platform |
FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
-
2007
- 2007-03-16 FR FR0701906A patent/FR2913735B1/fr active Active
-
2008
- 2008-03-04 DE DE602008001269T patent/DE602008001269D1/de active Active
- 2008-03-04 EP EP08152232A patent/EP1970538B1/fr active Active
- 2008-03-12 CA CA2625317A patent/CA2625317C/fr active Active
- 2008-03-13 RU RU2008109760/06A patent/RU2487249C2/ru active
- 2008-03-14 US US12/048,726 patent/US8277188B2/en active Active
- 2008-03-14 JP JP2008065685A patent/JP5152755B2/ja active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1276106A (en) * | 1969-12-19 | 1972-06-01 | Rolls Royce | FLUID FLOW MACHINE, e.g. GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR |
US6290466B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-09-18 | General Electric Company | Composite blade root attachment |
US6726452B2 (en) * | 2000-02-09 | 2004-04-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade arrangement |
RU2221169C2 (ru) * | 2001-01-11 | 2004-01-10 | Снекма Мотер | Ротор вентилятора турбореактивного двигателя |
US6832896B1 (en) * | 2001-10-24 | 2004-12-21 | Snecma Moteurs | Blade platforms for a rotor assembly |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
ВЬЮНОВ С.А. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989, с.5. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1970538A1 (fr) | 2008-09-17 |
US8277188B2 (en) | 2012-10-02 |
FR2913735A1 (fr) | 2008-09-19 |
CA2625317C (fr) | 2015-04-28 |
US20080226457A1 (en) | 2008-09-18 |
JP2008232146A (ja) | 2008-10-02 |
JP5152755B2 (ja) | 2013-02-27 |
DE602008001269D1 (de) | 2010-07-01 |
FR2913735B1 (fr) | 2013-04-19 |
RU2008109760A (ru) | 2009-09-20 |
CA2625317A1 (fr) | 2008-09-16 |
EP1970538B1 (fr) | 2010-05-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2487249C2 (ru) | Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток | |
JP5719888B2 (ja) | ターボ機械ファン | |
AU2005202260B2 (en) | Turbine blade nested seal damper assembly | |
US8186961B2 (en) | Blade preloading system | |
JP5642762B2 (ja) | ステータアセンブリおよびステータアセンブリの製造方法 | |
US7530791B2 (en) | Turbine blade retaining apparatus | |
CN101096914B (zh) | 涡轮机转子和装有这种转子的涡轮机 | |
JP5551758B2 (ja) | ステータアッセンブリ、その製造方法およびダンパスプリング | |
US20090116965A1 (en) | Arrangement for axially securing rotating blades in a rotor, sealing element for such an arangement, and use of such an arrangement | |
RU2677021C1 (ru) | Турбина | |
JP6730031B2 (ja) | タービン動翼を取り付けるための固定治具および方法 | |
EP2163725B1 (en) | Turbine blade damper arrangement | |
US8661641B2 (en) | Rotor blade assembly tool for gas turbine engine | |
RU2620883C2 (ru) | Внешняя сегментированная оболочка, выполненная с возможностью корректирования смещения ротора по отношению к статору | |
US20130209249A1 (en) | Annular anti-wear shim for a turbomachine | |
JP2010270754A (ja) | ロータブレードのための低応力円周方向ダブテール取付け装置 | |
US8926269B2 (en) | Stepped, conical honeycomb seal carrier | |
RU2488697C2 (ru) | Ротор вентилятора для газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор, и прокладка хвостовика лопасти для такого ротора | |
JP6027606B2 (ja) | ブレードの軸方向保持手段を備えたターボ機械ロータ | |
CA2740105C (en) | Blade fixing design for protecting against low speed rotation induced wear | |
RU2490477C2 (ru) | Ступень турбомашины, турбина, компрессор и турбомашина, содержащие такую ступень | |
RU2123614C1 (ru) | Лопаточный венец статора осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |