RU2544107C2 - Housing of jet-turbine engine, and jet-turbine engine containing such housings - Google Patents

Housing of jet-turbine engine, and jet-turbine engine containing such housings Download PDF

Info

Publication number
RU2544107C2
RU2544107C2 RU2013115370/06A RU2013115370A RU2544107C2 RU 2544107 C2 RU2544107 C2 RU 2544107C2 RU 2013115370/06 A RU2013115370/06 A RU 2013115370/06A RU 2013115370 A RU2013115370 A RU 2013115370A RU 2544107 C2 RU2544107 C2 RU 2544107C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
housing
blades
blade
casing
thermoplastic resin
Prior art date
Application number
RU2013115370/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2013115370A (en
Inventor
Патрик ДЁНЛАВИ
Ришар МАССОН
Бертран ДЕЖУАЙО
Original Assignee
Эрсэль
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 Эрсэль filed Critical Эрсэль
Publication of RU2013115370A publication Critical patent/RU2013115370A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2544107C2 publication Critical patent/RU2544107C2/en

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • 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
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient 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)
  • Non-Positive Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: housing of a jet-turbine engine has the possibility of installing into it of a variety of blades and includes attachment devices of the end of each blade, which are located on the housing side opposite to blades. Attachment devices include a ring-shaped element passing around the housing, and the housing includes holes through which ends of blades pass for their interaction with attachment devices. The housing is made of long fibres connected with thermoplastic resin. The ring-shaped element is obtained by pultrusion and soaked with thermoplastic resin welded with thermoplastic resin of the housing; besides, the whole assembly is connected by means of hot pressing. The other invention of the group relates to a jet-turbine engine containing the above housing and many blades, each of which has an end connected to the housing.
EFFECT: group of inventions allows simplifying production and assembly of a jet-turbine engine housing.
5 cl, 4 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение относится к корпусу турбореактивного двигателя, выполненному с возможностью установки в нем множества лопаток, а также к турбореактивному двигателю, содержащему такие корпуса.The invention relates to a turbojet engine housing configured to install a plurality of blades therein, as well as to a turbojet engine containing such bodies.

Уровень техникиState of the art

Известны кольцевые корпуса, содержащие средства крепления, предназначенные для взаимодействия с концами лопатки.Known annular housing containing fastening means designed to interact with the ends of the scapula.

Были предложены разные средства крепления. Например, в документе US 2009/0317246 предложены концы, содержащие цилиндрическую площадку, образующую участок наружного корпуса и имеющую две крепежные боковины, что предполагает изготовление сложных форм. В документе US 2009/0317246 предложено соединять лопатки между собой при помощи круглого кольца, прежде чем устанавливать весь полученный таким образом узел в корпус. Это решение является сложным в применении и требует наличия специального сборочного инструмента.Various fasteners have been proposed. For example, in document US 2009/0317246, ends are proposed comprising a cylindrical pad forming a portion of the outer casing and having two mounting sides, which involves the manufacture of complex shapes. In the document US 2009/0317246, it is proposed to connect the blades to each other using a round ring before installing the entire assembly thus obtained in the housing. This solution is difficult to use and requires a special assembly tool.

Раскрытие изобретенияDisclosure of invention

Задача изобретения состоит в создании простого в изготовлении и легкого в установке корпуса турбореактивного двигателя.The objective of the invention is to create a simple to manufacture and easy to install housing of a turbojet engine.

Поставленная задача решена в корпусе турбореактивного двигателя, выполненном с возможностью установки в нем множества лопаток и содержащем средства крепления конца каждой лопатки на корпусе, при этом средства крепления расположены на стороне корпуса, противоположной лопаткам, и содержат кольцевой элемент, проходящий вокруг корпуса, причем корпус содержит отверстия, через которые проходят концы лопаток для их взаимодействия со средствами крепления. Согласно изобретению корпус выполнен из длинных волокон, связанных термопластической смолой, а кольцевой элемент получен посредством пултрузии и пропитан термопластической смолой, свариваемой с термопластической смолой корпуса, при этом весь узел соединен посредством горячего прессования.The problem is solved in a turbojet engine housing configured to install a plurality of vanes in it and comprising means for attaching the end of each vanes to the housing, the attachment means being located on the side of the housing opposite to the vanes and containing an annular element extending around the housing, the housing comprising holes through which the ends of the blades pass for their interaction with the fastening means. According to the invention, the casing is made of long fibers bonded with a thermoplastic resin, and the annular element is obtained by pultrusion and impregnated with a thermoplastic resin welded to the thermoplastic resin of the casing, the entire assembly being connected by hot pressing.

Такая конструкция позволяет получать легкий в изготовлении и простой в установке корпус. При этом узел имеет прочное сцепление.This design allows you to get easy to manufacture and easy to install housing. In this case, the unit has a strong grip.

Предпочтительно кольцевой элемент содержит, по меньшей мере, одну периферическую направляющую, в которую заходят концы элементов крепления концов лопаток.Preferably, the annular element comprises at least one peripheral guide into which the ends of the attachment elements of the ends of the blades enter.

Кольцевой элемент может содержать периферический уголок, на котором непосредственно закреплены концы лопаток.The annular element may contain a peripheral angle on which the ends of the blades are directly fixed.

Объектом изобретения является также турбореактивный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один корпус в соответствии с изобретением и множество лопаток, каждая из которых имеет конец, соединенный с корпусом.A subject of the invention is also a turbojet engine comprising at least one housing in accordance with the invention and a plurality of blades, each of which has an end connected to the housing.

Предпочтительно в этом турбореактивном двигателе каждая из лопаток содержит:Preferably, in this turbojet engine, each of the blades comprises:

- удлиненный моноблочный передний участок, вырезанный из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образующий переднюю кромку;- an elongated monoblock front section cut from a pultruded profile containing resin-bonded fibers and forming a leading edge;

- удлиненный моноблочный задний участок, вырезанный из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образующий заднюю кромку;- an elongated monoblock rear portion cut from a pultruded profile containing resin-bonded fibers and forming a trailing edge;

- центральный участок (4), образующий сердцевину, проходящую между передней кромкой (2) и задней кромкой (3);- a central portion (4) forming a core extending between the leading edge (2) and the trailing edge (3);

- внешний слой, вырезанный из пропитанной смолой волокнистой ткани, расположенный таким образом, чтобы перекрывать боковые стороны сердцевины, и перекрывающий, по меньшей мере, зоны передней кромки и задней кромки, смежные с центральным участком;- the outer layer cut from the resin-impregnated fibrous fabric, located so as to overlap the sides of the core, and overlapping at least the areas of the leading edge and trailing edge adjacent to the Central section;

при этом, по меньшей мере, передняя кромка или задняя кромка имеют продолжения, которые выступают из сердцевины, по меньшей мере, с одной стороны лопатки и выполнены с возможностью установки на них средств крепления лопатки, взаимодействующих со средствами крепления конца каждой лопатки на корпусе турбореактивного двигателя.at the same time, at least the leading edge or trailing edge have extensions that protrude from the core of at least one side of the blade and are configured to install means for fixing the blades on them, interacting with means for fastening the end of each blade on the turbojet engine casing .

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания частных вариантов осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.Other features and advantages of the invention will be more apparent from the following description of particular embodiments with reference to the accompanying drawings.

На фиг. 1 показана лопатка, предназначенная для крепления на корпусе в соответствии с изобретением, вид сверху;In FIG. 1 shows a blade for mounting on a housing in accordance with the invention, a top view;

на фиг. 2 показана лопатка, изображенная на фиг. 1, при этом закрывающий сердцевину лопатки внешний слой частично снят, вид в перспективе;in FIG. 2 shows the blade of FIG. 1, wherein the outer layer covering the core of the blade is partially removed, a perspective view;

на фиг. 3 показан первый вариант крепления лопатки на корпусе, вид в перспективе;in FIG. 3 shows a first embodiment of mounting a blade on a housing, a perspective view;

на фиг. 4 показан второй вариант крепления лопатки на корпусе, вид в перспективе. in FIG. 4 shows a second embodiment of mounting a blade on a housing, a perspective view.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

Лопатка 1, показанная на фиг. 1 и 2, является лопаткой спрямляющего аппарата, предназначенной для установки за вентилятором турбореактивного двигателя. Лопатка 1 содержит переднюю кромку 2, выполненную в данном случае в виде моноблочной удлиненной структуры. Кроме того, лопатка 1 содержит заднюю кромку 3, которая тоже выполнена в виде моноблочной удлиненной структуры.The blade 1 shown in FIG. 1 and 2, is the blade of the rectifier, designed for installation behind the fan of a turbojet engine. The blade 1 contains a leading edge 2, made in this case in the form of a monoblock elongated structure. In addition, the blade 1 contains a trailing edge 3, which is also made in the form of a monoblock elongated structure.

Передняя кромка 2 и задняя кромка 3 вырезаны из профилей, полученных посредством пултрузии, предпочтительно с размещением косых волокон (так называемый процесс "pullbraiding"). Профили содержат волокна, например углеродные волокна, в основном расположенные вдоль продольной оси для получения удлиненного тела. В идеале, по существу 80% волокон расположены вдоль продольной оси X передней кромки и оси Y задней кромки, и 20% волокон расположены с наклоном примерно в 60 градусов относительно продольной оси. Эти количества и расположение волокон представлены в качестве примера. В данном случае волокна пропитаны термопластической смолой.The leading edge 2 and trailing edge 3 are cut from pultruded profiles, preferably with oblique fibers (the so-called “pullbraiding” process). The profiles contain fibers, for example carbon fibers, mainly located along the longitudinal axis to obtain an elongated body. Ideally, substantially 80% of the fibers are located along the longitudinal axis X of the leading edge and the Y axis of the trailing edge, and 20% of the fibers are inclined about 60 degrees from the longitudinal axis. These amounts and arrangement of fibers are presented as an example. In this case, the fibers are impregnated with a thermoplastic resin.

Между передней кромкой 2 и задней кромкой 3 расположена сердцевина 4. Внешний слой 5, в данном случае состоящий из двух полотен 5А, 5В, вырезанных из волокнистой ткани, предварительно пропитанной термопластической смолой, расположен с двух сторон от сердцевины 4, перекрывая эту сердцевину, а также зоны передней кромки 2 и задней кромки 3, смежные с сердцевиной 4.A core 4 is located between the leading edge 2 and the trailing edge 3. The outer layer 5, in this case consisting of two webs 5A, 5B cut from a fibrous fabric pre-impregnated with thermoplastic resin, is located on both sides of the core 4, overlapping this core, and also the zones of the leading edge 2 and trailing edge 3 adjacent to the core 4.

Стороны сердцевины 4, не покрытые полотнами 5А, 5В и образующие свободные концы сердцевины 4, в данном случае защищены и усилены при помощи смеси 22 коротких волокон и смолы, заполняющих полость, образованную полотнами 5А, 5В и свободным краем сердцевины 4. Передняя кромка 2 и задняя кромка 3 имеют продолжения 10, 11, 12, 13, которые выступают из сердцевины 4 с каждой стороны лопатки 1.The sides of the core 4, not covered by the canvases 5A, 5B and forming the free ends of the core 4, in this case are protected and reinforced with a mixture of 22 short fibers and resin filling the cavity formed by the canvases 5A, 5B and the free edge of the core 4. The leading edge 2 and the trailing edge 3 have extensions 10, 11, 12, 13, which protrude from the core 4 on each side of the blade 1.

Соединение различных компонентов лопатки 1 между собой осуществляют посредством горячего прессования, чтобы получить единое целое. Этот тип соединения придает высокую прочность всей лопатке 1.The connection of the various components of the blade 1 with each other is carried out by hot pressing to obtain a single whole. This type of connection gives high strength to the entire blade 1.

Наконец, в продолжениях 10, 11, 12, 13 выполняют отверстия 14, 15, 16, 17, чтобы преобразовать эти продолжения в средства крепления лопатки 1, предназначенные для взаимодействия с соответствующими средствами крепления, расположенными на корпусе турбореактивного двигателя, что будет подробнее описано ниже со ссылками на фиг. 3 и На фиг. 3 представлен первый вариант крепления лопатки 1 на кольцевом корпусе 20 турбореактивного двигателя. (В данном случае показан наружный корпус турбореактивного двигателя, выполненный из длинных волокон, пропитанных термопластической смолой). Корпус 20 содержит отверстия 26 для прохождения через корпус 20 продолжений 10, 12 передней кромки 2 и задней кромки 3. Отверстия 26 показаны достаточно протяженными, чтобы пропускать продолжения передней и задней кромок через одно и то же отверстие. Однако в варианте можно выполнить отверстия из двух частей, то есть переднее отверстие и заднее отверстие для пропускания соответственно передней кромки и задней кромок.Finally, openings 14, 15, 16, 17 are made in the extensions 10, 11, 12, 13 to convert these extensions into attachment means for the blades 1, designed to interact with appropriate attachment means located on the housing of the turbojet engine, which will be described in more detail below with reference to FIG. 3 and FIG. 3 shows a first embodiment of mounting a blade 1 on an annular housing 20 of a turbojet engine. (In this case, the outer housing of a turbojet engine is shown made of long fibers impregnated with thermoplastic resin). The housing 20 comprises openings 26 for passage through the housing 20 of the extensions 10, 12 of the leading edge 2 and the trailing edge 3. The openings 26 are shown long enough to allow the extensions of the leading and trailing edges to pass through the same opening. However, in the embodiment, it is possible to make holes in two parts, that is, a front hole and a rear hole for passing the leading edge and trailing edges, respectively.

Корпус 20 оборудован средствами крепления передних кромок, которые содержат периферическую направляющую 21, проходящую вокруг корпуса на его стороне, противоположной лопатке. Направляющая 21 образует гнездо, выполненное с возможностью захождения в него головок 24 элементов 23 крепления, имеющих общую форму Т или L. Один из этих элементов показан на фигуре.The housing 20 is equipped with fastening means for the leading edges, which comprise a peripheral guide 21 extending around the housing on its side opposite the blade. The guide 21 forms a socket configured to fit into it the heads 24 of the fastening elements 23 having a general shape of T or L. One of these elements is shown in the figure.

Элемент 23 крепления содержит конец 25, противоположный головке 24, который вырезан таким образом, чтобы в него заходило продолжение 10 передней кромки. Соединение между элементом 23 крепления и продолжением 10 осуществляют при помощи шплинта. Для этого конец 25 содержит не видное на фигуре отверстие, расположенное напротив отверстия 14 продолжения 10 передней кромки 2 и предназначенное для прохождения крепежного шплинта 27.The attachment element 23 includes an end 25 opposite to the head 24, which is cut so that it extends continuation 10 of the leading edge. The connection between the attachment element 23 and the extension 10 is carried out using a cotter pin. To this end, the end 25 comprises an opening not visible in the figure, located opposite the opening 14 of the continuation 10 of the leading edge 2 and intended for the passage of the securing pin 27.

Крепление продолжения 12 задней кромки 3 осуществляют аналогично при помощи второй направляющей 21′, в которую вставляют второй элемент 23′ крепления для взаимодействия с продолжением 12 задней кромки 3, и весь узел скрепляют шплинтом 27′.The extension 12 of the trailing edge 3 is fixed in the same way with the second guide 21 ′, into which the second fastening element 23 ′ is inserted to interact with the extension 12 of the trailing edge 3, and the whole assembly is secured with a cotter pin 27 ′.

Согласно предпочтительному варианту осуществления направляющие 21, 21′ и элементы 23, 23′ крепления выполняют посредством пултрузии и пропитывают термопластической смолой, что позволяет получить узел в виде единого целого в ходе единственной операции горячего прессования на корпусе 20.According to a preferred embodiment, the guides 21, 21 ′ and the fastening elements 23, 23 ′ are pultruded and impregnated with a thermoplastic resin, which makes it possible to obtain a unit as a whole during a single hot pressing operation on the housing 20.

На фиг. 3 показана только половина лопатки 1. В данном случае не показанные концевые участки 11, 13 закреплены на внутреннем корпусе так же, как описано выше. Однако если лопатка не несет в себе конструктивной функции, ее можно закрепить только на одном из корпусов.In FIG. 3 shows only half of the blade 1. In this case, the end sections 11, 13 not shown are fixed to the inner casing in the same way as described above. However, if the blade does not carry a structural function, it can only be fixed on one of the cases.

На фиг. 4 показан второй вариант крепления лопатки 1 на корпусе 20 турбореактивного двигателя. В данном случае средства крепления включают в себя периферический уголок 30, проходящий вокруг корпуса. Уголок 30 расположен на противоположной стороне корпуса 20 по отношению к лопатке 1. Корпус 20 содержит проходные отверстия 26, позволяющие продолжениям передней и задней кромок лопатки проходить через корпус 20, чтобы оказаться напротив уголка 30.In FIG. 4 shows a second embodiment of mounting a blade 1 on a housing 20 of a turbojet engine. In this case, the fastening means include a peripheral corner 30 extending around the housing. The corner 30 is located on the opposite side of the casing 20 with respect to the blade 1. The casing 20 contains passage openings 26 allowing the extensions of the leading and trailing edges of the scapula to pass through the casing 20 to be opposite the corner 30.

Предпочтительно уголок 30 выполняют посредством пултрузии и пропитывают термопластической смолой.Preferably, the corner 30 is made by pultrusion and impregnated with a thermoplastic resin.

Уголок 30 имеет L-образное сечение, первая сторона 28 которого закреплена на корпусе 20 посредством горячего прессования, а вторая сторона 29 закреплена на продолжении 10 при помощи шплинта. Для этого в стороне 29 уголка 30 просверливают отверстие, расположенное напротив отверстия 114, выполненного в продолжении 10 передней кромки. Следует отметить, что отверстие 114 сверлят перпендикулярно к отверстию 14 предыдущего варианта осуществления. Следует также отметить, что продолжение 10 подвергают механической обработке, чтобы получить отшлифованную сторону, опирающуюся на находящуюся напротив сторону полки 29.The corner 30 has an L-shaped section, the first side 28 of which is fixed to the housing 20 by means of hot pressing, and the second side 29 is fixed to the extension 10 by means of a cotter pin. To do this, in the side 29 of the corner 30 drill a hole located opposite the hole 114, made in the continuation 10 of the leading edge. It should be noted that the hole 114 is drilled perpendicularly to the hole 14 of the previous embodiment. It should also be noted that the continuation 10 is machined to obtain a polished side resting on the opposite side of the shelf 29.

Как и в предыдущем примере, различные элементы корпуса соединяют между собой посредством горячего прессования.As in the previous example, the various elements of the housing are interconnected by hot pressing.

Кроме того, не показанные продолжения 11, 12, 13 передней кромки 2 и задней кромки 3 крепят точно так же на аналогичном уголке.In addition, the not shown extensions 11, 12, 13 of the leading edge 2 and trailing edge 3 are fixed in the same way on the same corner.

Операцию крепления лопатки 1 на уголке 30 повторяют столько раз, сколько лопаток необходимо установить.The operation of fixing the blades 1 at the corner 30 is repeated as many times as the number of blades to be installed.

Следует отметить, что, кроме своей роли крепления лопаток через их продолжения передней кромки или задней кромки, направляющие и уголки способствуют также повышению жесткости корпуса турбореактивного двигателя.It should be noted that, in addition to their role of fixing the blades through their extension of the leading edge or trailing edge, the guides and angles also contribute to increasing the rigidity of the turbojet engine casing.

Разумеется, изобретение не ограничивается описанными вариантами осуществления, и специалист может вносить в него свои версии не выходя за рамки правовой защиты, определенные формулой изобретения.Of course, the invention is not limited to the described options for implementation, and the specialist can make their own versions without going beyond the scope of legal protection defined by the claims.

В частности, материалы, используемые для изготовления различных элементов 2, 3, 4, 5 лопатки 1, и средств крепления 21, 23, 27 могут быть как композиционными материалами, так и металлическими материалами или комбинацией этих материалов.In particular, the materials used for the manufacture of the various elements 2, 3, 4, 5 of the blade 1, and the fastening means 21, 23, 27 can be either composite materials, metal materials, or a combination of these materials.

Точно так же усиления 22, показанные на фиг. 2, закрывающие свободные концы сердцевины 4, можно заменить или дополнить загибанием внешнего слоя полотна или полотен 5А, 5В. В этом случае размер полотен 5А, 5В необходимо подогнать таким образом, чтобы получить загиб, закрывающий свободный конец сердцевины.Similarly, the amplifications 22 shown in FIG. 2, covering the free ends of the core 4, can be replaced or supplemented by bending the outer layer of the canvas or paintings 5A, 5B. In this case, the size of the paintings 5A, 5B must be adjusted so as to obtain a bend covering the free end of the core.

Точно так же средства крепления, расположенные на корпусе, и средства крепления передней и задней кромок могут быть соединены между собой в ходе операций горячего прессования, сварки, склеивания или с использованием пар винт/гайка или любого другого решения, обеспечивающего скрепление этих элементов между собой.In the same way, the fastening means located on the case and the fastening means of the leading and trailing edges can be interconnected during hot pressing, welding, gluing, or using screw / nut pairs or any other solution that secures these elements together.

Кроме того, лопатки могут иметь структуру, отличающуюся от описанной, например моноблочную структуру.In addition, the blades may have a structure different from that described, for example, a monoblock structure.

Наконец, хотя на фиг. 3 и 4 предложены идентичные средства крепления для каждого из продолжений 10, 11, 12, 13 передней кромки 2 и задней кромки 3 согласно двум разным вариантам осуществления, вместе с тем не выходя за рамки изобретения можно предусмотреть крепление каждого продолжения на корпусе 20 независимо при помощи одного или другого из средств крепления.Finally, although in FIG. 3 and 4, identical fastening means are proposed for each of the extensions 10, 11, 12, 13 of the leading edge 2 and trailing edge 3 according to two different embodiments, however, without going beyond the scope of the invention, it is possible to secure each extension to the housing 20 independently using one or the other of the fastening means.

Хотя представленные в данном примере средства крепления содержат кольцевой элемент в виде периферической направляющей или уголка, проходящих вокруг корпуса, можно предусмотреть и другие средства крепления, такие как крепежные лапки, на которых крепят концы лопаток после их прохождения через корпус.Although the fastening means presented in this example contain an annular element in the form of a peripheral guide or corner extending around the body, other fastening means can be provided, such as fastening tabs, on which the ends of the blades are fixed after they pass through the body.

Claims (5)

1. Корпус турбореактивного двигателя, выполненный с возможностью установки в нем множества лопаток и содержащий средства (21, 30) крепления конца каждой лопатки на корпусе, при этом средства крепления расположены на стороне корпуса, противоположной лопаткам, и содержат кольцевой элемент (21, 30), проходящий вокруг корпуса, при этом корпус содержит отверстия (26), через которые проходят концы лопаток для их взаимодействия со средствами крепления, отличающийся тем, что он выполнен из длинных волокон, связанных термопластической смолой, при этом кольцевой элемент (21, 30) получен посредством пултрузии и пропитан термопластической смолой, свариваемой с термопластической смолой корпуса, причем весь узел соединен посредством горячего прессования.1. The housing of the turbojet engine, made with the possibility of installing a plurality of blades in it and containing means (21, 30) for fastening the end of each blade to the casing, while the fastening means are located on the side of the casing opposite the blades and contain an annular element (21, 30) passing around the housing, the housing contains holes (26) through which the ends of the blades pass for their interaction with the fastening means, characterized in that it is made of long fibers connected by a thermoplastic resin, while tsevoy element (21, 30) is obtained by pultrusion and impregnated with thermoplastic resin to be welded with a thermoplastic resin casing, wherein the entire assembly is connected by hot pressing. 2. Корпус по п.1, отличающийся тем, что кольцевой элемент содержит, по меньшей мере, одну периферическую направляющую (21), в которую заходят концы (24) элементов (23) крепления концов лопаток.2. The housing according to claim 1, characterized in that the annular element comprises at least one peripheral guide (21), into which the ends (24) of the blade ends attachment elements (23) enter. 3. Корпус по п.1, отличающийся тем, что кольцевой элемент содержит периферический уголок (30), на котором непосредственно закреплены концы лопаток.3. The housing according to claim 1, characterized in that the annular element contains a peripheral corner (30), on which the ends of the blades are directly fixed. 4. Турбореактивный двигатель, содержащий, по меньшей мере, один корпус по одному из пп.1-3 и множество лопаток, каждая из которых имеет конец, соединенный с корпусом.4. A turbojet engine containing at least one casing according to one of claims 1 to 3 and a plurality of blades, each of which has an end connected to the casing. 5. Турбореактивный двигатель по п.4, отличающийся тем, что каждая из лопаток содержит удлиненный моноблочный передний участок (2), вырезанный из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образующий переднюю кромку, удлиненный моноблочный задний участок (3), вырезанный из пултрудированного профиля, содержащего связанные смолой волокна, и образующий заднюю кромку, центральный участок (4), образующий сердцевину, проходящую между передней кромкой (2) и задней кромкой (3), внешний слой (5), вырезанный из пропитанной смолой волокнистой ткани, расположенный так, чтобы перекрывать боковые стороны сердцевины (4), и перекрывающий, по меньшей мере, зоны (6, 7) передней кромки (2) и задней кромки (3), смежные с центральным участком (4), при этом, по меньшей мере, передняя кромка (2) или задняя кромка (3) имеет продолжения (10, 11, 12, 13), выступающие из сердцевины (4), по меньшей мере, с одной стороны лопатки (1) и выполненные с возможностью установки на них средств (14, 15, 16, 17) крепления лопатки (1), взаимодействующих со средствами (21) крепления конца каждой лопатки на корпусе турбореактивного двигателя. 5. A turbojet engine according to claim 4, characterized in that each of the blades contains an elongated monoblock front section (2), cut from a pultruded profile containing resin-bonded fibers, and forming a leading edge, an elongated monoblock rear section (3), cut from a pultruded profile containing resin bound fibers and forming a trailing edge, a central portion (4) forming a core extending between the leading edge (2) and trailing edge (3), the outer layer (5) cut from the resin impregnated into a window fabric arranged so as to overlap the sides of the core (4), and overlapping at least the zones (6, 7) of the leading edge (2) and trailing edge (3) adjacent to the central portion (4), wherein at least the leading edge (2) or trailing edge (3) has extensions (10, 11, 12, 13) protruding from the core (4) of at least one side of the blade (1) and configured installation of means (14, 15, 16, 17) for fixing the blades (1) interacting with means (21) for fastening the end of each blade on the turbojet casing wiggler.
RU2013115370/06A 2010-09-06 2011-09-05 Housing of jet-turbine engine, and jet-turbine engine containing such housings RU2544107C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1057072 2010-09-06
FR1057072A FR2964427B1 (en) 2010-09-06 2010-09-06 CARTRIDGE OF TURBOJET AND TURBOJET RECEIVING SUCH CARTERS
PCT/EP2011/065339 WO2012032017A1 (en) 2010-09-06 2011-09-05 Turbojet casing and turbojet receiving such casings

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013115370A RU2013115370A (en) 2014-10-20
RU2544107C2 true RU2544107C2 (en) 2015-03-10

Family

ID=43770444

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013115370/06A RU2544107C2 (en) 2010-09-06 2011-09-05 Housing of jet-turbine engine, and jet-turbine engine containing such housings

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20130251519A1 (en)
EP (1) EP2614258A1 (en)
CN (1) CN103080562A (en)
BR (1) BR112013004717A2 (en)
CA (1) CA2810181A1 (en)
FR (1) FR2964427B1 (en)
RU (1) RU2544107C2 (en)
WO (1) WO2012032017A1 (en)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3077328B1 (en) * 2018-01-30 2020-07-31 Safran Aircraft Engines TURBOREACTOR INCLUDING A PART FOR CONNECTING A FIN WITH AN ELASTIC BODY AND PROCESS FOR ASSEMBLING A FIN
CN109372798A (en) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 A kind of fan blade
US11795831B2 (en) * 2020-04-17 2023-10-24 Rtx Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
US11572796B2 (en) 2020-04-17 2023-02-07 Raytheon Technologies Corporation Multi-material vane for a gas turbine engine
US11879360B2 (en) * 2020-10-30 2024-01-23 General Electric Company Fabricated CMC nozzle assemblies for gas turbine engines

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB732919A (en) * 1953-07-15 1955-06-29 Rolls Royce Improvements in or relating to blade assemblies of turbo-machines such as compressors and turbines
GB748912A (en) * 1950-08-01 1956-05-16 Rolls Royce Improvements in or relating to blade assemblies of compressors and turbines and likemachines
US5399069A (en) * 1992-10-28 1995-03-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Vane extremity locking system
RU38840U1 (en) * 2004-02-20 2004-07-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" TURBO MACHINE GUIDE BLADES

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB599391A (en) * 1945-05-25 1948-03-11 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in and relating to axial flow compressors, turbines and the like machines
US748912A (en) * 1904-01-05 Type-writing machine
US267405A (en) * 1882-11-14 debes
US764450A (en) * 1903-12-19 1904-07-05 Gen Electric Turbine-bucket cover.
GB267405A (en) * 1926-09-09 1927-03-17 Charles Oliver Improvements in or relating to shrouding for turbine blades and the like
US3674379A (en) * 1969-01-30 1972-07-04 Siai Marchetti Spa Helicopter rotor blade
US4395195A (en) * 1980-05-16 1983-07-26 United Technologies Corporation Shroud ring for use in a gas turbine engine
US4648921A (en) * 1980-10-02 1987-03-10 United Technologies Corporation Method of making fiber reinforced articles
US4470862A (en) * 1982-05-27 1984-09-11 United Technologies Corporation Manufacture of fiber reinforced articles
US4710097A (en) * 1986-05-27 1987-12-01 Avco Corporation Stator assembly for gas turbine engine
FR2699498B1 (en) * 1992-12-23 1995-03-10 Eurocopter France Blade made of thermoplastic composite, in particular for a faired tail rotor of a helicopter, and its manufacturing process.
US5494404A (en) * 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
TWI233444B (en) * 1998-10-30 2005-06-01 Toray Industries Thermoplastic resin composition, production thereof, and molded article thereof
US6409472B1 (en) * 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
EP1213484B1 (en) * 2000-12-06 2006-03-15 Techspace Aero S.A. Compressor stator stage
US6474941B2 (en) * 2000-12-08 2002-11-05 General Electric Company Variable stator vane bushing
AT503840B1 (en) 2006-06-30 2010-09-15 Facc Ag ROD ROD ARRANGEMENT FOR A TRANSMISSION
DE102007059220A1 (en) * 2007-12-07 2009-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Guide vane ring for thermal fluid flow engine of aircraft, has hooks inserted into recesses of housing parts, and grooves arranged laterally near hooks, where each hook is angularly attached at radial outer guide vane base of guide vane
EP2072760B1 (en) * 2007-12-21 2012-03-21 Techspace Aero Device for attaching vanes to a stage collar of a turbomachine stator and associated attachment method
WO2010025339A1 (en) * 2008-08-29 2010-03-04 E. I. Du Pont De Nemours And Company Composite parts for airplane engines
US7891947B2 (en) * 2008-12-12 2011-02-22 General Electric Company Turbine blade and method of fabricating the same

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB748912A (en) * 1950-08-01 1956-05-16 Rolls Royce Improvements in or relating to blade assemblies of compressors and turbines and likemachines
US2772856A (en) * 1950-08-01 1956-12-04 Rolls Royce Structural elements for turbo-machines such as compressors or turbines of gasturbineengines
GB732919A (en) * 1953-07-15 1955-06-29 Rolls Royce Improvements in or relating to blade assemblies of turbo-machines such as compressors and turbines
US5399069A (en) * 1992-10-28 1995-03-21 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Vane extremity locking system
RU38840U1 (en) * 2004-02-20 2004-07-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" TURBO MACHINE GUIDE BLADES

Also Published As

Publication number Publication date
FR2964427B1 (en) 2014-05-09
BR112013004717A2 (en) 2016-05-17
RU2013115370A (en) 2014-10-20
CN103080562A (en) 2013-05-01
EP2614258A1 (en) 2013-07-17
FR2964427A1 (en) 2012-03-09
WO2012032017A1 (en) 2012-03-15
US20130251519A1 (en) 2013-09-26
CA2810181A1 (en) 2012-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2544107C2 (en) Housing of jet-turbine engine, and jet-turbine engine containing such housings
RU2544102C2 (en) Vane of turbojet engine, in particular, vane of outlet straightener, and turbojet engine with such vanes
EP2419624B1 (en) Wind turbine blade and method of constructing same
CN102400846B (en) The wind turbine blade that the trailing edge with improvement combines
CN107407206B (en) Aircraft turbine engine component and aircraft turbine engine including the component
EP2811138B1 (en) Vane coupling part structure and jet engine using same
CN106286117A (en) Structural elements for modular rotor blade
CN104271888A (en) Metal structural reinforcement for a composite turbine engine blade
RU2598507C2 (en) Rear casing, rotor blade with rear casing, and a wind turbine that comprises such a rotor blade
CN104685161B (en) The turbine engine blade with bulb-shaped root being made up of composite
DK2592264T3 (en) Blade connection to a rotor blade of a wind turbine
CN105612100B (en) The seat structure and its manufacture method of truss structure form
WO2018205952A1 (en) Connecting mechanism, battery locking device and new energy means of transportation
CN106286118A (en) Modularity wind turbine rotor blade and its assemble method
CN110487533B (en) Sound lining test piece, assembling method and test structure thereof
RU2619914C2 (en) Sector of stator blades, axial turbomachine stator, axial turbomachine
US8550399B2 (en) Fuselage structure for an aircraft fuselage in composite material and aircraft equipped with such a fuselage structure
EP3095960B1 (en) Vane connection part structure and jet engine utilizing same
CA2871842C (en) Coupling part structure for vane and jet engine including the same
JP6653379B2 (en) Wind turbine rotor blade and wind turbine system
CN110439741A (en) Flange connector and its manufacturing method for wind turbine rotor blade
CN208738948U (en) A kind of motor mounting assembly and air conditioner
JP2013530853A (en) Fiber structure forming flange and counter flange
WO2016027368A1 (en) Cylindrical case
JP2018178873A (en) Rotor blade, axial flow type compressor, and mounting method of rotor blade

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20150906