RU2646168C2 - Лопатка турбомашины, содержащая накладку, защищающую торец лопатки - Google Patents

Лопатка турбомашины, содержащая накладку, защищающую торец лопатки Download PDF

Info

Publication number
RU2646168C2
RU2646168C2 RU2014139700A RU2014139700A RU2646168C2 RU 2646168 C2 RU2646168 C2 RU 2646168C2 RU 2014139700 A RU2014139700 A RU 2014139700A RU 2014139700 A RU2014139700 A RU 2014139700A RU 2646168 C2 RU2646168 C2 RU 2646168C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
rotor
lining
working part
turbomachine
Prior art date
Application number
RU2014139700A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014139700A (ru
Inventor
Себастьен МАРЭН
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48083455&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2646168(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014139700A publication Critical patent/RU2014139700A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2646168C2 publication Critical patent/RU2646168C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/286—Particular treatment of blades, e.g. to increase durability or resistance against corrosion or erosion
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium
    • 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)
  • Architecture (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка ротора турбомашины содержит простирающуюся радиально рабочую часть и накладку, закрывающую торец рабочей части. Накладка образована первой частью, радиально закрывающей торец лопатки, и второй частью, частично закрывающей корыто лопатки. Первая часть накладки имеет боковину, расположенную со стороны спинки и находящуюся заподлицо со спинкой рабочей части. Сечение накладки в радиальной плоскости относительно оси ротора имеет форму уголка, причем первая часть накладки расположена перпендикулярно радиальному направлению, а вторая часть простирается в целом радиально. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей ротор, несущий указанную лопатку, и статор, окружающий ротор. Внутренняя цилиндрическая стенка статора, расположенная аксиально на уровне упомянутой лопатки, содержит слой истираемого материала, размещенный радиально на уровне торца лопатки. Группа изобретений позволяет защитить корыто рабочей части лопатки от износа, возникающего при контакте с истираемым материалом статора, без существенного увеличения веса лопатки. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к лопатке турбомашины, такой как авиационный турбовинтовой двигатель, которая выполнена с возможностью ограничения следов, оставляемых при контакте между концом лопатки и истираемой частью статора.
В частности, изобретение относится к лопатке турбомашины, содержащей рабочую часть из композитного материала, несущую накладку на торце лопатки.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В турбомашине, такой как турбомашина летательного аппарата, статор турбомашины содержит слой истираемого материала, способного легко изнашиваться при контакте с подвижным элементом и, в частности, с подвижными лопатками, которые установлены на роторе.
Этот истираемый материал позволяет оптимизировать радиальный зазор между лопатками и статором для ограничения утечек воздуха.
При первом пуске турбомашины контакт между каждой лопаткой и истираемым слоем вызывает прогрессирующий износ истираемого слоя.
В современной турбомашине лопатка выполнена из композитного материала для ограничения общего веса турбомашины и, следовательно, летательного аппарата.
В результате этого контакта между лопаткой и истираемым слоем было установлено, что на свободном конце, или торце, лопатки появляются определенные следы.
Эти следы не влияют ни на целостность лопатки, ни на нормальное функционирование турбомашины. Однако эти следы портят общий эстетичный вид турбомашины, что могло бы кого-нибудь беспокоить, кто мог бы сомневаться в реальной надежности лопаток.
Использование накладок на торце лопатки известно, в частности, из документа ЕР-А-2348192, описывающего накладку, полностью закрывающую весь торец лопатки, а также входную кромку лопатки.
Такая накладка является довольно объемистой, а из этого следует увеличение общего веса лопатки. Это противоречит процессу снижения общего веса турбомашины, для чего и была создана лопатка из композитного материала.
Целью изобретения является предложение лопатки, содержащей накладку, защищающую лопатку от следов, вызываемых износом истираемого слоя, которая ограничивает увеличение веса лопатки.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В изобретении предлагается лопатка ротора турбомашины, которая содержит рабочую часть, простирающуюся радиально относительно основной оси ротора турбомашины и содержащую радиально внешний торец, корыто, размещенное с передней стороны рабочей части в направлении вращения ротора, входную кромку с основной радиальной ориентацией, расположенную аксиально выше по потоку газа в турбомашине, и выходную кромку с основной радиальной ориентацией, расположенную аксиально ниже по потоку газа в турбомашине, при этом лопатка содержит накладку, покрывающую торец рабочей части, причем накладка образована первой частью, радиально закрывающей торец лопатки, и второй частью, частично закрывающей корыто лопатки, отличающаяся тем, что сечение накладки по радиальной плоскости относительно оси ротора имеет форму уголка, причем первая часть накладки простирается по касательной относительно основной оси ротора, а вторая часть простирается в целом радиально относительно основной оси ротора.
Такая конструкция накладки в форме уголка позволяет ограничить количество материала, используемого для формирования накладки, и защитить части лопатки, входящие в контакт с истираемым материалом.
Предпочтительно, вторая часть накладки простирается по всему осевому размеру лопатки, от входной кромки до выходной кромки.
Предпочтительно, вторая часть накладки имеет корыто, которое расположено заподлицо с корытом рабочей части.
Предпочтительно, радиальная длина второй части накладки меньше или равна 10 мм.
Предпочтительно, первая часть накладки имеет боковину, расположенную с задней стороны лопатки в направлении вращения ротора, которая расположена заподлицо со спинкой рабочей части, которая расположена с задней стороны рабочей части в направлении вращения ротора.
Предпочтительно, две части накладки выполнены в виде единой детали.
Предпочтительно, две части накладки выполнены в виде двух раздельных деталей.
Предпочтительно, лопатка содержит защитную накладку, закрывающую, по меньшей мере, входную кромку рабочей части и передний аксиальный конец упомянутой накладки.
В изобретении также предлагается турбомашина, содержащая ротор, несущий по меньшей мере одну лопатку согласно изобретению, и содержащая статор, окружающий ротор, в которой внутренняя цилиндрическая стенка статора, которая расположена аксиально на уровне упомянутой лопатки, содержит слой истираемого материала, размещенный радиально на уровне торца лопатки, отличающаяся тем, что лопатка содержит накладку, которая выполнена с возможностью вхождения в контакт со слоем истираемого материала.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 схематично представляет в перспективе лопатку, содержащую накладку, выполненную в соответствии с изобретением;
- фиг.2 в более крупном масштабе изображает фрагмент радиального конца лопатки, на котором установлена накладка;
- фиг.3 изображает сечение по радиальной плоскости радиального конца лопатки, изображенного на фиг.2.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ЧАСТНЫХ ВАРИАНТОВ ВОПЛОЩЕНИЯ
На фиг.1 изображена лопатка 10 турбомашины, такая как лопатка вентилятора для турбомашины летательного аппарата.
Лопатка 10 предназначена для ее установки на роторе (не изображен) турбомашины. В установленном положении лопатка 10 простирается в плоскости, ориентированной главным образом радиально относительно основной оси ротора.
В нижеследующем описании лопатка 10 будет описана с использованием такой основной радиальной ориентации лопатки 10 относительно основной оси ротора турбомашины. Так, радиальное направление соответствует направлению сверху вниз на фиг.1, а осевое направление соответствует направлению слева направо.
Лопатка 10 содержит основную рабочую часть 12, выполненную из композитного материала, которая простирается в основной радиальной плоскости лопатки 10 относительно основной оси ротора.
Рабочая часть 12 содержит радиально внутренний хвостовик 14, который простирается в осевом направлении и которым лопатка 10 крепится на роторе с помощью известных средств. Рабочая часть 12 содержит также радиально внешний торец 16, который расположен дальше от ротора, когда лопатка 10 установлена на роторе, и который предназначен вращаться вблизи внутренней стенки статора (не изображен) турбомашины.
Аксиальные концевые кромки рабочей части 12 простираются в основном радиально и состоят соответственно из входной кромки 18, расположенной с передней стороны рабочей части 12 в направлении течения воздуха в турбомашине и показанной справа на фиг.1, и выходной кромки 20, расположенной с задней стороны рабочей части 12 в направлении течения воздуха.
Рабочая часть 12 содержит также корыто 22, которое является поверхностью, расположенной с передней стороны рабочей части 12 в направлении вращения ротора, и спинку 24 лопатки, которая является поверхностью, расположенной с задней стороны рабочей части 12 в направлении вращения ротора.
Лопатка 10 содержит накладку 26, которая установлена на торце 16 рабочей части 12.
Накладка 26 предназначена для вхождения в контакт со слоем истираемого материала (не изображен), покрывающим внутреннюю стенку статора, при первых запусках турбомашины, то есть при приработке турбомашины, в ходе которой устанавливаются радиальные рабочие зазоры между лопатками 10 и внутренней стенкой статора.
Накладка 26 выполнена из металла, предпочтительно титана. Понятно, что накладка может быть выполнена из любого другого металла без выхода за рамки изобретения.
Как более детально показано на фиг.2 и 3, накладка 26 содержит первую часть 28, которая радиально закрывает торец 16 рабочей части 12, и вторую часть 30, которая частично закрывает корыто 22 рабочей части 12.
Как упомянуто выше, рабочая часть 12 выполнена из композитного материала для ограничения общего веса лопатки 10, а накладка 26 выполнена из металла.
Для того чтобы слишком сильно не увеличивать вес лопатки 10, размеры накладки 26 уменьшены, насколько это возможно.
Для этого, как изображено на фиг.3, сечение накладки 26 вдоль плоскости, радиальной относительно оси ротора, имеет форму уголка, первая часть 28 которого простирается по касательной относительно основной оси ротора и вторая часть 30 которого простирается в целом радиально относительно основной оси ротора.
Накладка 26 выполнена так, чтобы радиально продолжать рабочую часть 12 и участвовать в аэродинамической работе лопатки 10.
Для этого накладка простирается аксиально по всей осевой длине рабочей части 12, то есть она простирается аксиально от входной кромки 18 до выходной кромки 20.
Сечение первой части 28 по касательной плоскости относительно основной оси ротора имеет форму, подобную форме сечения рабочей части 12 по касательной плоскости, а радиальная толщина первой части 28 является по существу идентичной в любой точке.
Радиальная толщина первой части 28 накладки составляет от величины, меньшей одного миллиметра, до величины в несколько миллиметров, как, например, 0,5 мм, 1 мм или 2 мм, и первая часть накладки простирается по всей толщине рабочей части 12, то есть от корыта 22 до спинки 24.
Радиальная длина второй части 30 накладки также является небольшой, предпочтительно, радиальная длина второй части 30 меньше или равна 10 мм.
Так, вторая часть 30 накладки 26 включает в себя корыто 32, которое расположено заподлицо с корытом 22 рабочей части 12 и которое продолжает радиально вверх корыто 22.
Торец 24 рабочей части 12 содержит для этого верхнюю выемку 34, которая простирается аксиально от входной кромки 18 до выходной кромки 20 и в которой принимается вторая часть 30 накладки 26.
В соответствии с вариантом воплощения, представленным на чертежах, накладка 26 выполнена в виде единой детали, то есть обе части 28, 30 накладки 26 являются двумя частями единой детали.
В соответствии с неизображенным вариантом воплощения две части 28, 30 накладки 26 выполнены из двух отдельных деталей, которые соединяются и монтируются на рабочей части 12.
Крепление накладки 26 на торце рабочей части 12 предпочтительно выполняют приклеиванием. Для этого слой клея размещают между расположенными друг против друга поверхностями торца 16 рабочей части 12, с одной стороны, и частей 28, 30 накладки 26, с другой стороны.
В соответствии с другим вариантом лопатки 10 вторая накладка 36, также выполненная из металла, покрывает входную кромку 18 лопатки 10. Эта вторая накладка позволяет защитить лопатку 10 от ударов, которые могут быть вызваны, например, засасыванием птиц турбомашиной.
Как указано выше, накладка 26 выполнена так, что две части 18, 30 расположены заподлицо с корытом 22 и спинкой 24 рабочей части.
Таким образом, накладка 26 не мешает ни размещению, ни креплению второй накладки 36 на лопатке 10. Вторая накладка 36 может, кроме того, закрывать накладку 26.

Claims (16)

1. Лопатка (10) ротора турбомашины, содержащая рабочую часть (12), простирающуюся в радиальном направлении и включающую в себя:
- радиально внешний торец (16),
- корыто (22),
- спинку (24),
- входную кромку (18) с основной радиальной ориентацией и
- выходную кромку (20) с основной радиальной ориентацией,
при этом лопатка (10) содержит накладку (26), закрывающую торец (16) рабочей части (12), причем накладка (26) образована первой частью (28), радиально закрывающей торец (16) лопатки (10), и второй частью (30), частично закрывающей корыто (22) лопатки (10),
при этом первая часть (28) накладки (26) имеет боковину, расположенную со стороны спинки (24) и находящуюся заподлицо со спинкой (24) рабочей части (12),
отличающаяся тем, что сечение накладки (26) по радиальной плоскости имеет форму уголка, причем первая часть (28) накладки (26) простирается перпендикулярно радиальному направлению, а вторая часть (30) простирается в целом радиально.
2. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что вторая часть (30) накладки (26) простирается от входной кромки (18) до выходной кромки (20).
3. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что вторая часть (30) накладки (26) имеет корыто (32), которое расположено заподлицо с корытом (22) рабочей части (12).
4. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что радиальная длина второй части (30) накладки (26) меньше или равна 10 мм.
5. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что обе части (28, 30) накладки (26) выполнены в виде единой детали.
6. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что обе части (28, 30) накладки (26) выполнены в виде двух отдельных деталей.
7. Лопатка (10) ротора по п. 1, отличающаяся тем, что она содержит защитную накладку (36), которая закрывает, по меньшей мере, входную кромку (18) рабочей части (12) и конец накладки (26), расположенный на уровне входной кромки (18) рабочей части (12).
8. Турбомашина, содержащая ротор, несущий по меньшей мере одну лопатку (10) по любому из пп. 1-7, и содержащая статор, окружающий ротор, в которой внутренняя цилиндрическая стенка статора, которая расположена аксиально на уровне упомянутой лопатки (10), содержит слой истираемого материала, размещенный радиально на уровне торца (16) лопатки (10), отличающаяся тем, что лопатка (10) содержит накладку (26), которая выполнена с возможностью вхождения в контакт со слоем истираемого материала.
RU2014139700A 2012-03-09 2013-03-06 Лопатка турбомашины, содержащая накладку, защищающую торец лопатки RU2646168C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1252150A FR2987867B1 (fr) 2012-03-09 2012-03-09 Aube de turbomachine comportant un insert de protection de la tete de l'aube
FR1252150 2012-03-09
PCT/FR2013/050478 WO2013132189A1 (fr) 2012-03-09 2013-03-06 Aube de turbomachine comportant un insert de protection de la tete de l'aube

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014139700A RU2014139700A (ru) 2016-04-27
RU2646168C2 true RU2646168C2 (ru) 2018-03-01

Family

ID=48083455

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014139700A RU2646168C2 (ru) 2012-03-09 2013-03-06 Лопатка турбомашины, содержащая накладку, защищающую торец лопатки

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10408067B2 (ru)
EP (1) EP2823150B8 (ru)
CN (1) CN104160111B (ru)
BR (1) BR112014021680B1 (ru)
CA (1) CA2865695C (ru)
FR (1) FR2987867B1 (ru)
RU (1) RU2646168C2 (ru)
WO (1) WO2013132189A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3202089B1 (en) * 2014-09-30 2020-03-11 Convida Wireless, LLC Dynamic policy control
FR3058181B1 (fr) * 2016-10-28 2018-11-09 Safran Aircraft Engines Renfort de bord d'attaque d'une aube de turbomachine
FR3086323B1 (fr) * 2018-09-24 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Carter interne de turmomachine a isolation thermique amelioree

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1107024A (en) * 1965-11-04 1968-03-20 Parsons C A & Co Ltd Improvements in and relating to blades for turbo-machines
DE1428165A1 (de) * 1962-12-18 1969-02-20 Licentia Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Endes einer Stroemungsmaschinenschaufel
GB2050530A (en) * 1979-05-12 1981-01-07 Papst Motoren Kg Impeller Blades
SU1204749A1 (ru) * 1984-07-04 1986-01-15 Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт По Оборудованию Для Кондиционирования Воздуха И Вентиляции "Вниикондиционер" Лопатка осевой турбомашины
US20030082053A1 (en) * 2001-10-31 2003-05-01 Jackson Melvin Robert Repair of advanced gas turbine blades
EP2348192A2 (en) * 2010-01-26 2011-07-27 United Technologies Corporation Fan airfoil sheath

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11182204A (ja) 1997-12-15 1999-07-06 Toshiba Corp タービン動翼
FR2832191B1 (fr) * 2001-11-14 2004-10-08 Snecma Moteurs Aube de soufflante a sommet fragilise
EP1642217A4 (en) * 2003-07-03 2008-10-22 Xerox Corp SYSTEM AND METHOD FOR ELECTRONIC MANAGEMENT OF DISCOVERY PLEADING INFORMATION
US7001145B2 (en) 2003-11-20 2006-02-21 General Electric Company Seal assembly for turbine, bucket/turbine including same, method for sealing interface between rotating and stationary components of a turbine
US20080015986A1 (en) * 2006-06-30 2008-01-17 Wright Robert E Systems, methods and computer program products for controlling online access to an account
US7780410B2 (en) * 2006-12-27 2010-08-24 General Electric Company Method and apparatus for gas turbine engines
EP2088311B1 (en) * 2008-02-05 2015-10-14 OpenHydro Group Limited A hydroelectric turbine with floating rotor
US20100050435A1 (en) * 2008-09-02 2010-03-04 Alstom Technology Ltd. Blade tip replacement method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1428165A1 (de) * 1962-12-18 1969-02-20 Licentia Gmbh Verfahren zum Herstellen eines Endes einer Stroemungsmaschinenschaufel
GB1107024A (en) * 1965-11-04 1968-03-20 Parsons C A & Co Ltd Improvements in and relating to blades for turbo-machines
GB2050530A (en) * 1979-05-12 1981-01-07 Papst Motoren Kg Impeller Blades
SU1204749A1 (ru) * 1984-07-04 1986-01-15 Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт По Оборудованию Для Кондиционирования Воздуха И Вентиляции "Вниикондиционер" Лопатка осевой турбомашины
US20030082053A1 (en) * 2001-10-31 2003-05-01 Jackson Melvin Robert Repair of advanced gas turbine blades
EP2348192A2 (en) * 2010-01-26 2011-07-27 United Technologies Corporation Fan airfoil sheath

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014139700A (ru) 2016-04-27
CA2865695A1 (fr) 2013-09-12
CN104160111B (zh) 2016-07-13
EP2823150A1 (fr) 2015-01-14
EP2823150B8 (fr) 2016-10-12
US20150017010A1 (en) 2015-01-15
BR112014021680A2 (ru) 2017-06-20
US10408067B2 (en) 2019-09-10
FR2987867A1 (fr) 2013-09-13
EP2823150B1 (fr) 2016-07-27
CN104160111A (zh) 2014-11-19
WO2013132189A1 (fr) 2013-09-12
BR112014021680B1 (pt) 2022-01-18
CA2865695C (fr) 2019-12-03
FR2987867B1 (fr) 2016-05-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7950900B2 (en) Aerofoil stage and seal for use therein
EP2372088B1 (en) Turbofan flow path trenches
EP1004750B1 (en) Contoured abradable shroud structure
EP2767676B1 (en) Fan containment system, corresponding fan assembly and gas turbine engine
RU2646168C2 (ru) Лопатка турбомашины, содержащая накладку, защищающую торец лопатки
US9157330B2 (en) Layout of a blisk
US10883374B2 (en) Blade comprising a folded leading edge shield and method of manufacturing the blade
US20110243714A1 (en) Sealing structure on a shroud of a turbine blade
CA2614406A1 (en) Methods and apparatus for fabricating a fan assembly for use with turbine engines
US9657581B2 (en) Rotor for a turbomachine
CN104704244A (zh) 涡轮发动机外壳和转子轮
CN105275500B (zh) 作为切削工具的风扇叶尖
WO2009138057A3 (de) Deckband für laufschaufeln einer strömungsmaschine
EP2458156B1 (en) Turbine engine stator e.g. a compressor stator
JP2013181431A5 (ru)
EP2935790B1 (en) Composite aerofoil structure with a cutting edge tip portion
US20110158811A1 (en) Turbomachinery component
US20190368361A1 (en) Non-symmetric fan blade tip cladding
US11015460B2 (en) Blade comprising a blade body made of composite material and a leading-edge shield
US8807925B2 (en) Fan blade having internal rib break-edge
CA3077572A1 (en) Method of shedding ice and fan blade
EP2573324B1 (en) Fan blade
CN105715309A (zh) 燃气涡轮导叶
US11215070B2 (en) Dual density abradable panels
EP2573323B1 (en) Fan blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner