SE424215B - Rotorbladkonstruktion - Google Patents
RotorbladkonstruktionInfo
- Publication number
- SE424215B SE424215B SE7714726A SE7714726A SE424215B SE 424215 B SE424215 B SE 424215B SE 7714726 A SE7714726 A SE 7714726A SE 7714726 A SE7714726 A SE 7714726A SE 424215 B SE424215 B SE 424215B
- Authority
- SE
- Sweden
- Prior art keywords
- rotor blade
- matrix material
- wires
- sheath
- construction according
- Prior art date
Links
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
- C22C47/06—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element
- C22C47/062—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element from wires or filaments only
- C22C47/068—Aligning wires
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
- C22C—ALLOYS
- C22C47/00—Making alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
- C22C47/02—Pretreatment of the fibres or filaments
- C22C47/06—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element
- C22C47/062—Pretreatment of the fibres or filaments by forming the fibres or filaments into a preformed structure, e.g. using a temporary binder to form a mat-like element from wires or filaments only
-
- 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
- F01D5/282—Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B22—CASTING; POWDER METALLURGY
- B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
- B22F2998/00—Supplementary information concerning processes or compositions relating to powder metallurgy
-
- 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
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Metallurgy (AREA)
- Crystallography & Structural Chemistry (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Laminated Bodies (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Manufacture Of Alloys Or Alloy Compounds (AREA)
Description
7714726-2 Sammansatta material som bildas av trådar eller fibrer med hög hållfasthet och hög elasticitetsmodul, vilka är inbäddade i ett matrismaterial, har under det senaste decenniet givit stora löf- ten för framtida dramatiska ökningar i förhållandena mellan hållfasthet och vikt. Samansatta blad har emellertid olyckligt- vis hittills haft en erkänt låg tolerans för skador från främ- mande föremål. Utvecklade system, såsom de som beskrivs inom den kända tekniken i form av amerikanska patenten 3 098 723 med rubriken "Novel structural composite Material", 3 572 971 med rubriken “Light weight Turbo-Machinery Blading", 3 649 425 med rubriken "Arcuate Shaped Composites of Refractory Tapes Embedded in a Metal Matrix", 3 699 623 med rubriken “Method for Fabricat- ing Corrosion Resistant Composítes" och 3 762 835 med rubriken "Foreign Object Damage Protection for Compressor Blades and Other Structures and Related Methods", innesluter det sammansatta kärn- materialet i en mera formbar eller tänjbar, fullständigt metal- lisk skida eller hölje för att förbättra motstândskraften hos den sammansatta konstruktionen gentemot skador från främmande föremål.
Ytterligare förbättringar som ökar livslängden på de sammansatta bladen och ökar möjligheterna för framställningen av de samman- satta bladen, erfordras innan fullt utnyttjande i turbomaskiner kan förverkligas.
Ett primärt ändamål med föreliggande uppfinning är att tillämpa teknologin för samansatta material på kompressorrotorblad i ett utförande som har adekvat motståndskraft mot skador från främ- mande föremål. Förbättrade energiabsorberande förmågor är önsk- värda och vid åtminstone en utföringsform är syftet att åstad- komma en hel sammansatt bärytasektion.
Enligt föreliggande uppfinning framställes ett rotorblad av en kärna av trådar eller fibrer med hög hållfasthet och hög elasti- citetsmodul, vilka är inbäddade i ett första matrismaterial, och en skida eller hölje av fibrer med hög hållfasthet och hög elas- 7714726-2 ticitetsmodul, vilka sistnämnda trådar är inbäddade i ett andra matrismaterial, där nämnda första matrismaterial har en lägre draghållfasthet eller sträckgräns och större tänjbarhet än nämnda andra matrismaterial.
En primär egenskap hos föreliggande uppfinning är kärnan med trådar eller fibrer som sträcker sig över spännvidden och som är inbäddade i det första matrismaterialet. En annan egenskap är skidan eller höljet med snedorienterade trådar vilka är inbäddade i ett andra matrismaterial. Det första matrismaterialet har en lägre draghållfasthet än det andra matrismaterialet och är mer formbart eller tänjbart. Vid en utföringsform sträcker sig kär- nan med över spännvidden utbredda trådar och skidan med sned- orienterade trådar in i basområdet hos bladet och är inneslutna och belägna mellan ett par basblock av metall. Vid åtminstone en utföringsform sträcker sig skidan från basen endast delvis tvärs- över spännvidden av bladet.
En principiell fördel med föreliggande uppfinning är de ökade förhållandena mellan hållfasthet och vikt som möjliggöres genom användningen av sammansatta material med låg vikt. Förbättrad motståndskraft mot skador från främmande föremål och minskad känslighet för katastrofala fel är egenskaper som utvecklas av den kombinerade sammansatta konstruktionen. Vridhållfasthet och hållfasthet vid basfästet hos den sammansatta konstruktionen bi- behålles medan bladets energiabsorberande egenskaper förbättras.
Tillverkningen förbättras genom undvikandet av metallskidor eller metallhöljen i de helt sammansatta utföringsformerna av bärytan enligt föreliggande uppfinning.
Ovanstående och andra ändamål, egenskaper och fördelar med före- liggande uppfinning kommer att framgå av följande beskrivning av en föredragen utföringsform som visas på ritningen.
Fig. l är en förenklad bild av ett rotorblad till en kompressor. 7714726-2 Fig. 2 är en genomskärningsvy längs linjen 2 ~ 2 i fig. l.
Fig. 3 är en genomskärningsvy längs linjen 3 - 3 i fig. l.
Fig. 4, är en genomskärningsvy längs linjen 4 - 4 i fig. l.
Fig. 5 är en grafisk framställning som visar energiabsorptions- egenskaperna hos material som har avvikande draghåll- fastheter eller sträckgränser.
Ett rotorblad, såsom ett propellerblad 10 till en gasturbinmotor, visas i fig. 1. Bladet uppvisar en bärytasektion l2, som inne- fattar en yttre ände 14, och en bassektion 16. Bärytasektionen består av en över spännvidden sig sträckande kärna 18 av konti- nuerliga trådar eller fibrer 20, vilka är inbäddade i ett första matrismaterial 22, och en skida eller baljliknande hölje 24 med snedorienterade trådar eller fibrer 26, vilka är inbäddade i ett andra matrismaterial 28. Trådarna hos kärnan och trådarna hos skidan sträcker sig enligt en utföringsform, som visas i fig. 2, in i bassektionen l6 hos bladet. Ett par basblock 30 av metall håller fast och innesluter mellan sig trådarna hos kärnan 7 och skidan i basområdet. En metallkil 32 förskjuter trådarna mot basblocken för att hålla kärnan och skidan i det fortsatta .skicket.
Vid utföringsformen enligt fig. l sträcker sig skidan 24 med de snedorienterade trådarna 26 från bassektionen endast delvis över 'bladets spännvidd. Vid en alternativ utföringsform sträcker sig skidan från bassektionen 16 över bladets hela spännvidd.
Trådförstärkta sammansatta konstruktioner är särskilt önskvärda för rotorblad beroende på ingående egenskaper ifråga om hög spe- cifik hållfasthet och hög specifik elasticitetsmodul. Trådarna hos den över spännvidden sig sträckande kärnan 18 löper i huvud- sak parallellt med de centrifugalt alstrade krafter som verkar på bladet. Ett utmärkt förhållande mellan spännviddshållfasthet och vikt erhålles och den totala vikten på bladsystemet reduce- ras. Såsom visas är trådarna hos skidan 24 snedorienterade med 7714726-2 avseende på trådarna hos kärnan 18. Snedställning av trådarna för- bättrar vridningsstyvheten hos konstruktionen och föredrages vid de flesta utföringsformer.
Trådarna hos kärnan och trådarna hos skidan sträcker sig in i bladets bassektion. Trådarna hålls mellan basblocken 30 och kilen 32. Skidan med trådar sträcker sig enligt en utföringsform från bassektionen över endast en del av bladets spännvidd. Den procen- tuella andelen av spännvidden som är täckt vid varje utförings- form beror till övervägande del på graden av vridningsstyvhet som erfordras och det ställe för och den storlek av påverkan från främmande föremål som kan förutses.
Matrismaterialet, i vilket de över spännvidden sig sträckande trådarna är inbäddade, har jämförelsevis låg draghållfasthet och den resulterande sammansatta konstruktionen har hög tänjbarhet.
Denna kombination hos den sammansatta konstruktionen ger god to- _ lerans för påverkan från främmande föremål. Vid påverkan eller slag inträffar materialdeformation med endast en begränsad san- nolikhet till katastrofartad sprickbildning. Energin från sla- gen eller stötarna absorberas genom plastisk deformation av det sammansatta materialet och bladet förblir intakt.
En serie laboratorieprovningar indikerar de relativa absorp- tionsegenskaperna hos liknande sammansatta konstruktioner som har andra matrismaterial av aluminiumlegering. De provstycken som undersöktes var bortrådförstärkta stänger med identiskt lika tvärsnitt. Provstyckena underkastades slag vid provningar med trepunktsbryning, varvid slagriktningen var vinkelrät mot tråd- orienteringen. Provningen simulerar slaget eller stöten från ett främmande föremål mot den över spännvidden sig sträckande kärnan hos rotorbladet. Den maximala belastningen som provstycken tålde vid slag (PMAX) och den totala energiförlusten före sprickbild- ningen (ETOTAL) uppmättes med följande värden som resultat. 7714726-2 6 . . P E Matrislegering MAX TOTAL (kg) (m/kg) 2024 (matris med hög draghåll- fasthet) 1130 6,7 1100 (matris med låg draghåll- fasthet) 816 16 (inget brott) Provstycket med låg draghållfasthet deformerades ut från tre- punktsstödet utan att brista och därför utan att nå sin energi- absorptionsgräns.
Energiabsorptionen kan förstås bättre genom studium av fig. 5.
Den mängd energi som absorberas av ett provstycke representeras av arean under den tillämpliga kurvan, kurva A för ett material med hög draghållfasthet och kurva B för ett material med låg drag- hållfasthet. Enligt kurva A har provbiten brustit och ingen ytter- ligare energi kan absorberas. Enligt kurva B fortsätter provstyc- ket att deformeras och fortsätter att absorbera energi.
Energiabsorptionen vid slag utan katastrofartad sprickbildning är önskvärd vid ett bladsystem och därför väljes ett tänjbart matrismaterial med låg- eller sträckhâllfasthet, såsom aluminium-i legering 1100, som stöd för de över spännvidden sig sträckande trådarna hos kärnan 18. Matrisens låga sträckhållfasthet erbju- der olyckligtvis litet vridmotstånd mot deformation och låg to- lerans för alstrade centrifugalkrafter vid basen. Bladen tende- rar att tvinna upp sig efter fortsatt användning vid driftstem- peraturer och systemets aerodynamiska duglighet påverkas menligt.
Ett matrismaterial med högre sträckhållfasthet och jämförelsevis lägre tänjbarhet väljes till stödet för trådarna 26 i skidan el- ler höljet 24. Matrismaterialet med högre sträckhållfasthet i kombination med snedorienterade trådar, såsom beskrivits häri, ger god motståndskraft mot vridningsdeformation och god hållfasthet vid bladets bas. 7714726-2 Hela den sammansatta bärytan enligt föreliggande uppfinning und- viker de tidigare använda konstruktionerna med skida eller hölje av metall och undviker de tillverkningsproblem som är förknippa- de med sådana konstruktioner. Bladet enligt föreliggande uppfin- ning kan formas av ett flertal bandlager som orienterats såsom beskrivits häri och sammanpressats i ett enda steg för bildande av både kärna och skida eller hölje. Användningen av dessa lik- artade och i hög grad kompatibla material, som beskrivits, er- bjuder en betydande enkelhet vid framställningen.
Fastän system med aluminiumlegeringmatris och bortrådar beskri- vits häri, är principen med kombinerade matrissystem för för- bättrad energiabsorption och förbättrade hållfasthetsegenskaper enligt vad som angivits ovan lika väl applicerbar på andra matrismaterial som uppvisar liknande eller avvikande hög håll- fasthet och trådar med hög elasticitetsmodul. Även om uppfinningen har visats och beskrivits med avseende på föredragna utföringsformer därav, skall det förstås att fackman- nen inom området kan göra olika ändringar och uteslutningar i utformningen av uppfinningen utan att frångå omfattningen av uppfinningen.
Claims (11)
1. Rotorbladkonstruktion som omfattar en bassektion och en utsträckt bärytasektion, k ä n n e t'e c k n a d av att den utsträckta bärytasektionen (12) är utformad med en kärna (18) av trådar (20) med hög hållfasthet och hög elasticitetsmodul, vilka trådar är inbäddade i ett första) matrismaterial (22), och en skida eller hölje (24) av trådar (26) med hög hållfasthet och hög elasticitetsmodul, vilka sistnämnda trådar är inbäddade i ett andra matris- material (28), och att nämnda första matrismaterial (22) har en lägre draghållfasthet än nämnda andra matrismaterial (28) .
2. Rotorbladkonstruktion enligt krav 1, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda hög hållfasthet och hög elas- ticitetsmodul uppvisande trådarna (20,26) utgöres i huvud- sak av bor.
3. Rotorbladkonstruktion enligt krav 2, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda första matrismaterial (22) i huvudsak utgöres av aluminium.
4. Rotorbladkonstruktion enligt krav 3, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda första matrismaterial (22) är aluminiumlegering 1100.
5. Rotorbladkonstruktion enligt kraven 1 - 4, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda andra matrismaterial (28) i huvudsak utgöres av aluminium.
6. .Rotorbladkonstruktion enligt krav 5, k ä n n e- t e c k nza d -av att nämnda andra matrismaterial (28) är aluminiumlegering 2024. 7714726-2
7. Rotorbladkonstruktion enligt krav 1, k ä n n e- t e c k n a d av att trådarna (20) hos nämnda kärna sträcker sig i spännvidds riktning genom bladet (10).
8. Rotorbladkonstruktion enligt krav 7, k ä n n e- t e c k n a d av att trådarna (26) has nämnda skida (24) är snett orienterade i förhållande till trådarna (20) hos kärnan (18).
9. Rotorbladkonstruktion enligt krav 8, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda skida eller hölje (24) är utformad med ett flertal snedorienterade lager.
10. Rotorbladkonstruktion enligt krav 9, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda kärna (18) med överspänn- vidden sig sträckande trådar (26) utbreder sig in i nämnda bassektion (16).
11. Rotorbladkonstruktion enligt krav 10, k ä n n e- t e c k n a d av att nämnda skida (24) med fibrer (26) sträcker sig in i nämnda bassektion (16). ANFURDÅ PUBLIKATIONER:
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US05/754,668 US4111606A (en) | 1976-12-27 | 1976-12-27 | Composite rotor blade |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
SE7714726L SE7714726L (sv) | 1978-06-28 |
SE424215B true SE424215B (sv) | 1982-07-05 |
Family
ID=25035800
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
SE7714726A SE424215B (sv) | 1976-12-27 | 1977-12-23 | Rotorbladkonstruktion |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4111606A (sv) |
JP (1) | JPS5383107A (sv) |
BE (1) | BE862055A (sv) |
CA (1) | CA1073819A (sv) |
DE (1) | DE2757403A1 (sv) |
FR (1) | FR2375441A1 (sv) |
GB (1) | GB1539634A (sv) |
IL (1) | IL53512A (sv) |
SE (1) | SE424215B (sv) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4227857A (en) * | 1977-08-19 | 1980-10-14 | Textron, Inc. | Composite flexural yoke for helicopters |
US4589176A (en) * | 1983-11-25 | 1986-05-20 | Rockwell International Corporation | Fiber-composite turbine blade and method for its construction |
GB2166202B (en) * | 1984-10-30 | 1988-07-20 | Rolls Royce | Hollow aerofoil blade |
GB2167500B (en) * | 1984-11-20 | 1988-05-18 | Rolls Royce | Rotor aerofoil blade containment |
US4810167A (en) * | 1986-12-08 | 1989-03-07 | Hartzell Propeller Inc. | Composite aircraft propeller blade |
DE3718678A1 (de) * | 1987-06-04 | 1988-12-22 | Mtu Muenchen Gmbh | Fasertechnische verdichterschaufel |
US5112194A (en) * | 1990-10-18 | 1992-05-12 | United Technologies Corporation | Composite blade having wear resistant tip |
US5129787A (en) * | 1991-02-13 | 1992-07-14 | United Technologies Corporation | Lightweight propulsor blade with internal spars and rigid base members |
US5375978A (en) * | 1992-05-01 | 1994-12-27 | General Electric Company | Foreign object damage resistant composite blade and manufacture |
US5378110A (en) * | 1992-09-14 | 1995-01-03 | United Technologies Corporation | Composite compressor rotor with removable airfoils |
US5375324A (en) * | 1993-07-12 | 1994-12-27 | Flowind Corporation | Vertical axis wind turbine with pultruded blades |
US5449273A (en) * | 1994-03-21 | 1995-09-12 | United Technologies Corporation | Composite airfoil leading edge protection |
FR2723868B1 (fr) * | 1994-08-24 | 1996-09-20 | Snecma | Procede d'obtention d'une piece circulaire metallique a aubes |
US5636969A (en) * | 1995-03-28 | 1997-06-10 | Sikorsky Aircraft Corporation | Torque tube/spar assembly for variable diameter helicopter rotors |
FR2732406B1 (fr) * | 1995-03-29 | 1997-08-29 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite |
US5876651A (en) * | 1996-05-29 | 1999-03-02 | United Technologies Corporation | Method for forming a composite structure |
DE19627860C1 (de) * | 1996-07-11 | 1998-01-08 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufel für Strömungsmaschine mit metallischer Deckschicht |
US5735673A (en) * | 1996-12-04 | 1998-04-07 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor blade pair |
US5725353A (en) * | 1996-12-04 | 1998-03-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine rotor disk |
SE511439C2 (sv) | 1997-06-16 | 1999-09-27 | Amal Ab | Förfarande för åstadkommande av en böjstyv, långsträckt kropp samt en anordning vid en böjstyv, långsträckt kropp |
US6413051B1 (en) | 2000-10-30 | 2002-07-02 | General Electric Company | Article including a composite laminated end portion with a discrete end barrier and method for making and repairing |
DE10326719A1 (de) * | 2003-06-06 | 2004-12-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Verdichterschaufelfuß für Triebwerksschaufeln von Flugzeugtriebwerken |
SE528006C2 (sv) * | 2004-12-23 | 2006-08-01 | Volvo Aero Corp | Statisk gasturbinkomponent och förfarande för reparation av en sådan komponent |
GB2443482A (en) * | 2006-11-02 | 2008-05-07 | Smiths Group Plc | Propeller blade retention |
US7780420B1 (en) | 2006-11-16 | 2010-08-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with a foam metal leading or trailing edge |
GB2448886B (en) | 2007-05-01 | 2009-06-17 | Rolls Royce Plc | Turbomachine blade |
US8956105B2 (en) * | 2008-12-31 | 2015-02-17 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbine vane for gas turbine engine |
US9556742B2 (en) * | 2010-11-29 | 2017-01-31 | United Technologies Corporation | Composite airfoil and turbine engine |
US8449784B2 (en) | 2010-12-21 | 2013-05-28 | United Technologies Corporation | Method for securing a sheath to a blade |
US8740571B2 (en) * | 2011-03-07 | 2014-06-03 | General Electric Company | Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same |
CH705171A1 (de) | 2011-06-21 | 2012-12-31 | Alstom Technology Ltd | Turbinenschaufel mit einem Schaufelblatt aus Verbundwerkstoff und Verfahren zum Herstellen davon. |
GB201112870D0 (en) * | 2011-07-27 | 2011-09-07 | Rolls Royce Plc | Composite aerofoil |
EP2971525B1 (en) * | 2013-03-14 | 2019-02-06 | United Technologies Corporation | Frangible sheath for a fan blade of a gas turbine engine |
US9506356B2 (en) * | 2013-03-15 | 2016-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite retention feature |
US10358929B2 (en) | 2013-07-15 | 2019-07-23 | United Technologies Corporation | Composite airfoil |
WO2015057369A1 (en) * | 2013-10-14 | 2015-04-23 | United Technologies Corporation | Blade wedge attachment lay-up |
DE102015223404B4 (de) * | 2015-11-26 | 2019-01-31 | Airbus Defence and Space GmbH | Zugprobe, Verfahren zum Herstellen einer Zugprobe, Vorrichtung zur Durchführung eines Zugversuchs und Verfahren zur Durchführung eines Zugversuchs |
US10400612B2 (en) | 2015-12-18 | 2019-09-03 | Rolls-Royce Corporation | Fiber reinforced airfoil |
CN107755668B (zh) * | 2017-09-20 | 2020-03-17 | 上海交通大学 | 制备增强镍基高温合金复合材料单晶叶片的方法 |
US11846192B1 (en) | 2023-04-21 | 2023-12-19 | General Electric Company | Airfoil assembly with a trunnion and spar |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3606667A (en) * | 1968-09-27 | 1971-09-21 | United Aircraft Corp | Method of fabricating fiber-reinforced articles |
US3572971A (en) * | 1969-09-29 | 1971-03-30 | Gen Electric | Lightweight turbo-machinery blading |
US3600103A (en) * | 1969-10-06 | 1971-08-17 | United Aircraft Corp | Composite blade |
GB1324898A (en) * | 1970-06-23 | 1973-07-25 | Monsanto Co | Graphite-fibre-reinforced laminates |
US3699623A (en) * | 1970-10-20 | 1972-10-24 | United Aircraft Corp | Method for fabricating corrosion resistant composites |
US3679324A (en) * | 1970-12-04 | 1972-07-25 | United Aircraft Corp | Filament reinforced gas turbine blade |
US3731360A (en) * | 1971-04-07 | 1973-05-08 | United Aircraft Corp | Method of making a composite blade with an integrally attached root thereon |
US3737250A (en) * | 1971-06-16 | 1973-06-05 | Us Navy | Fiber blade attachment |
GB1328167A (en) * | 1971-06-18 | 1973-08-30 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
US3762835A (en) * | 1971-07-02 | 1973-10-02 | Gen Electric | Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods |
US3886647A (en) * | 1971-07-07 | 1975-06-03 | Trw Inc | Method of making erosion resistant articles |
US3752600A (en) * | 1971-12-09 | 1973-08-14 | United Aircraft Corp | Root pads for composite blades |
US3756745A (en) * | 1972-03-15 | 1973-09-04 | United Aircraft Corp | Composite blade root configuration |
US3749518A (en) * | 1972-03-15 | 1973-07-31 | United Aircraft Corp | Composite blade root configuration |
FR2195255A5 (sv) * | 1972-08-04 | 1974-03-01 | Snecma | |
US3795042A (en) * | 1972-08-22 | 1974-03-05 | United Aircraft Corp | Method for producing composite materials |
US3793700A (en) * | 1972-09-01 | 1974-02-26 | Gen Dynamics Corp | Method of reshaping metal matrix composite material |
US3942231A (en) * | 1973-10-31 | 1976-03-09 | Trw Inc. | Contour formed metal matrix blade plies |
US3900150A (en) * | 1974-08-22 | 1975-08-19 | United Aircraft Corp | Duplex composite tape |
US4006999A (en) * | 1975-07-17 | 1977-02-08 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Leading edge protection for composite blades |
US4022547A (en) * | 1975-10-02 | 1977-05-10 | General Electric Company | Composite blade employing biased layup |
US4043703A (en) * | 1975-12-22 | 1977-08-23 | General Electric Company | Impact resistant composite article comprising laminated layers of collimated filaments in a matrix wherein layer-layer bond strength is greater than collimated filament-matrix bond strength |
US4000956A (en) * | 1975-12-22 | 1977-01-04 | General Electric Company | Impact resistant blade |
US4051289A (en) * | 1976-04-12 | 1977-09-27 | General Electric Company | Composite airfoil construction |
-
1976
- 1976-12-27 US US05/754,668 patent/US4111606A/en not_active Expired - Lifetime
-
1977
- 1977-11-15 CA CA290,935A patent/CA1073819A/en not_active Expired
- 1977-12-02 IL IL53512A patent/IL53512A/xx unknown
- 1977-12-06 GB GB50743/77A patent/GB1539634A/en not_active Expired
- 1977-12-08 FR FR7736965A patent/FR2375441A1/fr active Granted
- 1977-12-20 BE BE183620A patent/BE862055A/xx unknown
- 1977-12-22 DE DE19772757403 patent/DE2757403A1/de not_active Withdrawn
- 1977-12-23 JP JP15634577A patent/JPS5383107A/ja active Pending
- 1977-12-23 SE SE7714726A patent/SE424215B/sv unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SE7714726L (sv) | 1978-06-28 |
IL53512A (en) | 1979-10-31 |
DE2757403A1 (de) | 1978-06-29 |
US4111606A (en) | 1978-09-05 |
GB1539634A (en) | 1979-01-31 |
BE862055A (fr) | 1978-04-14 |
JPS5383107A (en) | 1978-07-22 |
FR2375441B1 (sv) | 1983-02-11 |
FR2375441A1 (fr) | 1978-07-21 |
CA1073819A (en) | 1980-03-18 |
IL53512A0 (en) | 1978-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
SE424215B (sv) | Rotorbladkonstruktion | |
US4643647A (en) | Rotor aerofoil blade containment | |
US4098559A (en) | Paired blade assembly | |
US20210355952A1 (en) | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines | |
US3628890A (en) | Compressor blades | |
US4040770A (en) | Transition reinforcement of composite blade dovetails | |
US7008689B2 (en) | Pin reinforced, crack resistant fiber reinforced composite article | |
EP2348192B1 (en) | Fan airfoil sheath | |
CA1085304A (en) | Composite rotor blade | |
EP2458153B1 (en) | Impact tolerant composite airfoil for a turbine engine | |
US5785498A (en) | Composite fan blade trailing edge reinforcement | |
US8734114B2 (en) | Blade for a gas turbine engine comprising composite material having voids configured to act as crack initiation points when subject to deformation wave | |
US3572971A (en) | Lightweight turbo-machinery blading | |
US5509781A (en) | Compressor blade containment with composite stator vanes | |
US11286782B2 (en) | Multi-material leading edge protector | |
US4043703A (en) | Impact resistant composite article comprising laminated layers of collimated filaments in a matrix wherein layer-layer bond strength is greater than collimated filament-matrix bond strength | |
US20160003061A1 (en) | Hollow Fan Blade with Extended Wing Sheath | |
JPH11201089A (ja) | 線条付ハイブリッドブレード | |
US11668317B2 (en) | Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy | |
US20080075602A1 (en) | Blades | |
GB2167500A (en) | Rotor aerofoil blade containment | |
EP3093485A1 (en) | A wind turbine blade | |
CN107269320B (zh) | 叶片 | |
US3271004A (en) | Turbine vane adapted for high temperature operation | |
US20230392502A1 (en) | Fan blade with zero tip dihedral at the head |