UA57816C2 - Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток - Google Patents
Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток Download PDFInfo
- Publication number
- UA57816C2 UA57816C2 UA2000063539A UA00063539A UA57816C2 UA 57816 C2 UA57816 C2 UA 57816C2 UA 2000063539 A UA2000063539 A UA 2000063539A UA 00063539 A UA00063539 A UA 00063539A UA 57816 C2 UA57816 C2 UA 57816C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- blade
- feather
- rotor
- metal
- blades
- Prior art date
Links
- 229920002430 Fibre-reinforced plastic Polymers 0.000 claims abstract description 16
- 239000011151 fibre-reinforced plastic Substances 0.000 claims abstract description 16
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 48
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 48
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 44
- 229910001069 Ti alloy Inorganic materials 0.000 claims description 5
- 229920003023 plastic Polymers 0.000 claims description 4
- 239000004033 plastic Substances 0.000 claims description 4
- 238000003466 welding Methods 0.000 claims description 4
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 3
- 239000000835 fiber Substances 0.000 claims description 3
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 3
- 230000003628 erosive effect Effects 0.000 description 3
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 3
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910000599 Cr alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000004760 aramid Substances 0.000 description 1
- 229920006231 aramid fiber Polymers 0.000 description 1
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 1
- 229910052799 carbon Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000000788 chromium alloy Substances 0.000 description 1
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 description 1
- 238000000576 coating method Methods 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 239000003733 fiber-reinforced composite Substances 0.000 description 1
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 description 1
- 238000005304 joining Methods 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 1
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 239000002990 reinforced plastic Substances 0.000 description 1
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
- F01D5/34—Rotor-blade aggregates of unitary construction, e.g. formed of sheet laminae
-
- 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
- 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
-
- 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
- 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
-
- 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)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Architecture (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток, які розташовані по його периметру головним чином у радіальному напрямку, що використовується, насамперед, у двигунах або силових установках, при цьому лопатки ротора, з метою зниження вібрацій, оснащено металевим хвостовиком, металевою ділянкою пера, що утворює принаймні частину вхідної кромки лопатки й ділянку поверхні лопатки, що примикає до неї, а також пером із армованого волокном пластику.
Description
Опис винаходу
Даний винахід стосується ротора з інтегральною конструкцією набору лопаток (лопатевої решітки), що 2 розташовано по його периметру й проходять, головним чином, у радіальному напрямку, який можна застосовувати насамперед у двигунах або силових установках
Відомі лопатки роторів турбовентиляторних двигунів, виконані з армованих волокном пластиків, мають порівняно великий діаметр, що становить, наприклад, 3,2м, й виготовляються або суцільними (без порожнин) із нерознімним хвостовиком типу "ластівчин хвіст", або порожніми з внутрішнім елементом, так званим лонжероном 70 Перевага армованих волокном пластиків над металом як матеріалом, Із якого виготовляється перо лопатки, полягає в значному зниженні ваги такої лопатки Проте, описана конструкцію неможливо використовувати у невеликих лопатках роторів турбовентиляторних двигунів, що обертаються з більш високими коловими швидкостями, оскільки в цьому випадку лопатка просто не витримує визначених стандартами й нормативами навантажень при зіткненні з птахами Незважаючи на це, щоб усе ж таки досягти вищенаведеної переваги у 72 зниженій вазі, перо лопатки з армованого волокном пластику кріплять до п хвостовика в металевому вильчастому тримачеві. Недолік такої комбінованої або гібридної конструкції полягає в тому, що при зіткненні з птахами через недостатню пластичність занадто великі частини пластмасових пер лопаток можуть обламуватися, у результаті чого двигун уже не зможе розвити необхідної у такій ситуації максимальної потужності. Крім того, вильчастий тримач, що відкривається в напрямку вхідної та вихідної кромок лопатки, характеризується недостатньою міцністю при крутінні Поряд із цим перо лопатки не захищено від ерозійного зносу
З 0БЕ-О5 2042665 відомо про компресорну лопатку, що має металеву частину, яка утворює профільовану частину вхідної кромки лопатки, й елемент з армованого волокном композиційного матеріалу, що утворює іншу частину профілю поверхні лопатки, причому цей елемент закріплено у пазу металевого елемента, а сам с 22 металевий елемент устатковано стрижнем для рознімного з'єднання компресорної лопатки з ротором Го)
У ОЕ 19535713 АЇ описано лопатку з композиційного матеріалу, вихідна кромка якої для зниження на ній зносу матеріалу має на окремих ділянках металеве покриття
З ОРЕ 2631856 С2 відомо про компресорну лопатку з композиційного матеріалу, в якій цей армований волокном матеріал принаймні з переднього боку частково захищено металевим елементом, що перекриває о кромку, причому така компресорна лопатка має хвостовик типу "ластівчин хвіст" для рознімного кріплення до «- ротора
У 5 3883267 описано лопатку для газової турбіни, яку устатковано металевим стрижнем плавно вигнутої со форми, навколо якого розташовується ділянка пера лопатки з армованого волокном матеріалу. ї-
З 05 3088192 відомо про спосіб з'єднання металевих лопаток турбін із виконаним зі сплаву хрому несучим елементом, що здійснюється після проведення специфічного формування з'єднуваних поверхонь із о використанням для такого з'єднання розташованого між з'єднуваними поверхнями нікелевого шару шляхом дифузійного з'єднання під високим тиском і при високій температурі з одержанням суцільної нерознімної деталі.
Зазвичай лопатки ротора рознімно кріплять по периметру бічної поверхні елемента ротора, що виконує роль « їхнього носія, використовуючи, наприклад, кріплення типу "ластівчин хвіст". При цьому вібрації, що виникають З 50 у процесі роботи, гасяться за рахунок тертя між хвостовиком лопатки, що має конфігурацію типу "ластівчин с хвіст" і відповідним пазом у несучому елементі. У роторах з інтегральною конструкцією набору лопаток
Із» подібного гасіння вібрацій немає, у результаті чого з'являється певна проблема, пов'язана з вібраціями, що виникають у ході роботи й концентраціями напруг, які утворюються через ушкодження в пері лопатки, такі, наприклад, як тріщини.
Виходячи з вищенаведеного, під час створення даного винаходу малося на меті розробити такий ротор з і-й інтегральною конструкцією набору лопаток наведеного на початку опису типу, в якому було б знижено вібрації, -і що виникають у процесі роботи . Для цього вага набору лопаток повинна бути мінімальною.
За даним винаходом, вищенаведеної мети можна досягти, якщо устаткувати лопатки ротора металевим со хвостовиком, металевою ділянкою пера, що утворює принаймні частину вхідної кромки лопатки й ділянки - 20 поверхні, яка примикає до неї, та пером з армованого волокном пластику.
Перевага цього способу полягає в тому, що подібні лопатки ротора, завдяки використанню армованого с волокном пластику, з одного боку, є оптимальнішими з погляду зменшеної ваги в порівнянні з металевими лопатками, а з іншого боку, завдяки наявності металевої ділянки пера лопатки, що проходить уздовж принаймні частини вхідної кромки лопатки й ділянки поверхні лопатки, яка примикає до неї, вони характеризуються 29 підвищеною пластичністю й краще захищені від ерозійного зносу. Крім того, такі лопатки мають високі
ГФ) властивості віброгасника. Так, зокрема, завдяки наявності на пері лопатки металевої ділянки, вони юю характеризуються підвищеною міцністю в зоні втулки, й, У разі поломки, їх можна легко відремонтувати, замінивши пластикове перо лопатки Здатність роторів із конструкцією набору лопаток за даним винаходом, , таких, наприклад, як ротори компресорів або ротори турбовентиляторних двигунів, успішно діяти у функції 60 віброгасників уможливлює, якщо в процесі їхньої роботи виникають ушкодження пера лопатки, наприклад, тріщини, наявність підвищеної концентрації напруг За рахунок цього необхідність у ремонті такого ротора або його лопаток, у порівнянні зі звичайними роторами при нормальному зносі, виникає рідше
У бажаному варіанті металева ділянка пера лопатки, починаючись радіально усередині з хвостовика лопатки й закінчуючи на певній відстані від радіально зовнішнього кінця вхідної кромки або поверхні лопатки, утворює бо вхідну кромку лопатки Таким чином, лопатки ротора захищаються у розташованій на вхідній кромці точці повного гальмування потоку, а також на ділянках поверхні лопатки, що з обох боків примикають до неї та які також обтікає потік
Крім того, у металевій ділянці пера лопатки бажано проточити паз, у якому кріпиться перо лопатки, виконане з армованого волокном пластику
Далі бажано, щоб цей паз проходив, наприклад, у формі плавно вигнутої кривої, по всій кінцевій ділянці від розташованого на вхідній кромці лопатки першого кінця металевої ділянки лопатки до розташованого нижче в осьовому напрямку й на деякій відстані від передньої кромки лопатки другого кінця цієї металевої ділянки
Може виявитися доцільним кріпити перо лопатки з армованого волокном пластику до металевої ділянки пера 7/0 лопатки шляхом приклеювання і/або клепання
Крім того, хвостовик лопатки і/або металеву ділянку пера лопатки бажано виготовляти з титанового сплаву.
В оптимальному варіанті необхідну кількість лопаток ротора турбовентиляторного двигуна розташовують по периметру диска робочого колеса компресора на однаковій відстані одна від одної, орієнтуючи їх, головним чином, у радіальному напрямку, з одержанням так званого облопаченого диска компресора з інтегральною 7/5 конструкцією набору лопаток. При цьому вищенаведені лопатки ротора кріплять до диска шляхом зварення тертям або за аналогічними методами з одержанням суцільної деталі. У результаті вдається знизити вагу усього робочого колеса, що позитивно діє на процес гасіння вібрацій, а також дає змогу збільшувати частоту обертання.
У бажаному варіанті виконання ротора його несучим елементом, по периметру якого установлюють набір лопаток, є диск робочого колеса компресора, але в альтернативному варіанті цей елемент може бути виконано у формі кільця робочого колеса компресора.
Інші бажані варіанти здійснення даного винаходу описано в залежних пунктах формули винаходу, зокрема бажаний варіант виконання передбачає, що лопатки нерознімно з'єднано з ротором шляхом індукційного зварення струмами високої частоти з утворенням у площині їхнього з'єднання кованої структури.
Нижче даний винахід детальніше розглянуто на прикладі одного з варіантів його здійснення з посиланнями сч ов на креслення, що додаються до цього й на яких зображено: на фіг1 - схематичне зображення в перспективі ротора за даним винаходом, на фіг.2 - схематичне і) зображення в перспективі лопатки ротора за даним винаходом для турбовентиляторного двигуна й на фіг. З - перетин лопатки ротора турбовентиляторного двигуна за фіг.2.
На фіг.1 наведено приклад виконання ротора за даним винаходом, який можна використовувати, наприклад, («о зо як ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток у компресорі для авіаційного двигуна, і в якому несучий елемент 18 являє собою диск робочого колеса компресора, на бічній поверхні 19 якого закріплено необхідну -- кількість розподілених по периметру лопаток 1, що розташовано, головним чином, у радіальному напрямку. со
Кожна з лопаток 1 має металеву ділянку З пера й перо 4 з армованого волокном пластику. Металеву ділянку З пера лопатки й диск 18 робочого колеса компресора можна виконати, наприклад, шляхом фрезування із - суцільної заготовки або спочатку виготовити нарізно й потім у відповідний спосіб з'єднати в єдину нерознімну ю деталь З цією метою можна використовувати, зокрема, індукційне зварення струмами високої частоти, коли у стику між диском 18 і лопаткою 1, тобто в площині їхнього з'єднання, утворюється "кутова" структура.
Металева ділянка З пера лопатки утворює у варіанті за фіг.1 принаймні частину вхідної кромки 5 лопатки й одну з ділянок поверхні 15 лопатки, що примикають до неї Кінцева ділянка 12 металевої ділянки З має в цьому « варіанті вигнуту форму, причому й виконано таким чином, щоб навіть при зламі й можливому відламуванні пера пт) с 4 лопатки, виконаного з армованого пластику, двигун міг би розвивати необхідну в цій ситуації максимальну потужність. ;» На фіг.2 зображено лопатку ротора під номером 1 складеної або гібридної конструкції, що в цьому варіанті являє собою лопатку ротора турбовентиляторного двигуна, що використовується, наприклад, в авіаційному двигуні діаметром приблизно 1,5м Ця лопатка 1 складається, в основному, з металевого хвостовика 2, металевої с ділянки З пера, а також пера 4 з армованого волокном пластику Хвостовик 2 й металеву ділянку З пера лопатки виконано як одне ціле з титанового сплаву Хвостовик 2 наведено лише як приклад, й у випадку нерознімного
Ш- кріплення лопаток 1 на несучому елементі 18 ротора його виконують відповідної форми З метою армування о пластикового пера 4 лопатки можна використовувати різноманітні види волокон, такі, наприклад, як вуглецеві
Волокна, скловолокна або арамідні волокна. - Металева ділянка З пера лопатки утворює частину и вхідної кромки 5 І проходить від радіальне внутрішнього
Ф кінця 6 вхідної кромки 5, тобто в радіальному напрямку від хвостовика 2 до першого кінця 7 ділянки З, при цьому цей кінець 7 розташовано на певній відстані від радіальне зовнішнього кінця 8 вхідної кромки 5 або поверхні 15 лопатки У даному варіанті металева ділянка З пера лопатки займає приблизно 9/10 довжини вхідної дв Кромки 5, причому експерименти показали, що оптимальним буде 2/3 від довжини вхідної кромки 5 У такому варіанті виконання повернуту назустріч потоку вхідну кромку 5 із розташованою на ній точкою повного
Ф) гальмування потоку, що обтікає лопатку 1, досить надійно захищено від ерозійного зносу й від ударів при ка зіткненні з птахами Крім того, металева ділянка З пера лопатки має таку радіальну висоту, щоб навіть при повністю відламаному пластиковому пері 4 лопатки забезпечити бажаний режим роботи двигуна й необхідну в во цій ситуації максимальну потужність.
Як наведено на фіг.2, металева ділянка З пера лопатки, що починається від радіальне внутрішнього кінця б її вхідної кромки 5, проходить не по всій ширині поверхні 15 лопатки аж до радіально внутрішнього кінця 10 вихідної кромки 11 лопатки, а трохи не доходить до цієї точки й закінчується другим кінцем 9, що знаходиться на деякій відстані від вхідної кромки 5 лопатки. 65 Оскільки металеву ділянку З опера лопатки виконано з титанового сплаву, лопатка 1 ротора турбовентиляторного двигуна має достатню пластичність і, насамперед, високу міцність у зоні втулки, яка є просто необхідною на випадок можливого удару від зіткнення з птахами Оскільки поверхня 15 лопатки також складається переважно з пера 4 лопатки з армованого волокном пластику з питомою вагою приблизно 1,6бг/см (тоді як питома вага титанового сплаву становить близько 4,5г/см 3), така лопатка 1 має порівняно невелику вагу й може використовуватися також у двигунах з високими коловими швидкостями.
Кінцева ділянка 12, розташована між першим кінцем 7 і другим кінцем 9 металевої ділянки З пера лопатки, має в даному варіанті плавно вигнуту форму Оскільки запропоновану лопатку 1 турбовентиляторного двигуна конструктивно виконують, виходячи з критеріїв, якими зазвичай користуються під час виготовлення лопаток турбовентиляторних двигунів, вищенаведена кінцева ділянка 12 може мати також Іншу форму, яка буде 70 Відповідати цим критеріям Проте, у будь-якому випадку металева ділянка З пера лопатки навіть при повному зламі й, отже, обламуванні пера 4 лопатки, виконаного з армованого волокном пластику, повинна забезпечувати розвиток двигуном необхідної у цій ситуації максимальної потужності.
Позначену на мал. 2 пунктирною лінією ділянку 13 з'єднання або стику наочніше наведено у перетині на мал. 3. Ця ділянка 13 з'єднання утворюється пазом 14 у металевій ділянці З пера лопатки, в який уставлено перо 4, 75 що кріпиться в цьому пазу шляхом приклеювання або за іншим придатним методом. Бічні поверхні 16 і 17 паза 14 можуть мати, залежно від варіанта виконання, різну довжину. Паз 14 проходить від розташованого на вхідній кромці 5 лопатки першого кінця 7 до віддаленого від цієї вхідної кромки 5 другого кінця 9 металевої ділянки З пера лопатки по всій, в основному радіальній, довжині металевої ділянки 3. Другий кінець 9 металевої ділянки
З пера лопатки, залежно від конкретних умов застосування, може розташовуватися в радіальному напрямку зі значним зсувом назовні або знаходитися на вихідній кромці 11 лопатки. Усі конструктивні особливості, які проілюстровано на прикладі лопатки 1 ротора турбовентиляторного двигуна, так само застосовні й у всіх інших типах лопаток роторів.
Claims (8)
1. Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток (1), які розташовуються по його периметру й проходять, головним чином, у радіальному напрямку, який використовується, насамперед, у двигунах або силових установках , який відрізняється тим, що лопатки (1) ротора устатковано металевим хвостовиком (2), «о зо металевою ділянкою (3) пера й пером (4) з армованого волокном пластику, при цьому металева ділянка (3) пера лопатки утворює частину вхідної кромки (5), що починається радіально усередині біля хвостовика (2) лопатки й - закінчується на певній відстані від радіально зовнішнього кінця (8) цієї вхідної кромки (5) лопатки, а також со частину ділянки поверхні (15) лопатки, що примикає до неї, і ця утворена металевою ділянкою (3) пера лопатки ділянка поверхні (15) лопатки має такі розміри, щоб при відламаному пері (4) лопатки, виконаному з армованого - З5 Волокном пластику, забезпечити необхідну в цій ситуації максимальну потужність двигуна. ю
2. Ротор за п. 1, який відрізняється тим, що металева ділянка (3) пера лопатки має паз (14), у якому кріпиться перо (4) лопатки, виконане з армованого волокном пластику.
3. Ротор за п. 1 або 2, який відрізняється тим, що паз (14) проходить від розташованого на вхідній кромці (5) лопатки першого кінця (7) до віддаленого від цієї вхідної кромки (5) другого кінця (9) металевої ділянки « (3) пера лопатки. шщ с
4. Ротор за будь-яким із пп. 1-3, який відрізняється тим, що перо (4) лопатки з армованого волокном пластику закріплено на металевій ділянці (3) пера лопатки шляхом склеювання і/або клепання. ;»
5. Ротор за будь-яким із пп. 1-4, який відрізняється тим, що перо (4) лопатки з армованого волокном пластику закріплено на металевій ділянці (3) пера лопатки шляхом затиску.
6. Ротор за будь-яким із пп. 1-5, який відрізняється тим, що металевий хвостовик (2) і/або металеву ділянку «сл (3) пера лопатки виконано з титанового сплаву.
7. Ротор за будь-яким із пп. 1-6, який відрізняється тим, що елемент (18) ротора, який несе лопатки (1),
це. виконано у формі диска або кільця робочого колеса компресора. Го)
8. Ротор за будь-яким із пп. 1-7, який відрізняється тим, що лопатки (1) нерознімно з'єднано з ротором 5р шляхом індукційного зварювання струмами високої частоти з утворенням у площині їхнього з'єднання кованої - структури. 42) Ф) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19751129A DE19751129C1 (de) | 1997-11-19 | 1997-11-19 | FAN-Rotorschaufel für ein Triebwerk |
| PCT/DE1998/003375 WO1999027234A1 (de) | 1997-11-19 | 1998-11-17 | Rotor mit integraler beschaufelung |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA57816C2 true UA57816C2 (uk) | 2003-07-15 |
Family
ID=7849117
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2000063539A UA57816C2 (uk) | 1997-11-19 | 1998-11-17 | Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6471485B1 (uk) |
| EP (1) | EP1032749B1 (uk) |
| JP (1) | JP2001524633A (uk) |
| DE (2) | DE19751129C1 (uk) |
| ES (1) | ES2178294T3 (uk) |
| RU (1) | RU2221922C2 (uk) |
| UA (1) | UA57816C2 (uk) |
| WO (1) | WO1999027234A1 (uk) |
Families Citing this family (48)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6655921B2 (en) * | 2000-12-18 | 2003-12-02 | Deutsches Zentrum Fuer Luft- Und Raumfahrt E.V. | Rotor blade |
| DE10110102C2 (de) * | 2000-12-18 | 2002-12-05 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Rotorschaufel |
| DE10305912B4 (de) | 2003-02-13 | 2014-01-30 | Alstom Technology Ltd. | Hybrid- Schaufel für thermische Turbomaschinen |
| DE10313489A1 (de) | 2003-03-26 | 2004-10-14 | Alstom Technology Ltd | Axial durchströmte thermische Turbomaschine |
| DE10313490A1 (de) | 2003-03-26 | 2004-10-14 | Alstom Technology Ltd | Axial durchströmte thermische Turbomaschine |
| US7575417B2 (en) * | 2003-09-05 | 2009-08-18 | General Electric Company | Reinforced fan blade |
| US7878759B2 (en) | 2003-12-20 | 2011-02-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Mitigation of unsteady peak fan blade and disc stresses in turbofan engines through the use of flow control devices to stabilize boundary layer characteristics |
| FR2867096B1 (fr) * | 2004-03-08 | 2007-04-20 | Snecma Moteurs | Procede de fabrication d'un bord d'attaque ou de fuite de renforcement pour une aube de soufflante |
| US7258713B2 (en) * | 2004-08-27 | 2007-08-21 | Dreison International, Inc. | Inlet vane for centrifugal particle separator |
| US7448844B1 (en) | 2005-08-16 | 2008-11-11 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Blisk having partially cut blade attachment |
| US7334997B2 (en) * | 2005-09-16 | 2008-02-26 | General Electric Company | Hybrid blisk |
| US7341431B2 (en) * | 2005-09-23 | 2008-03-11 | General Electric Company | Gas turbine engine components and methods of fabricating same |
| US20070134094A1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-06-14 | Stephen Gregory | Rotor apparatus and turbine system incorporating same |
| DE102005061673A1 (de) | 2005-12-21 | 2007-07-05 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Vorderkantenausbildung für die Verdichterschaufeln von Gasturbinentriebwerken |
| US7841834B1 (en) | 2006-01-27 | 2010-11-30 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Method and leading edge replacement insert for repairing a turbine engine blade |
| GB2440345A (en) * | 2006-07-26 | 2008-01-30 | Rolls Royce Plc | Integrally bladed rotor having blades made of metallic and non-metallic materials |
| FR2906320B1 (fr) * | 2006-09-26 | 2008-12-26 | Snecma Sa | Aube composite de turbomachine a renfort metallique |
| US7780419B1 (en) | 2007-03-06 | 2010-08-24 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Replaceable leading edge insert for an IBR |
| US7736130B2 (en) * | 2007-07-23 | 2010-06-15 | General Electric Company | Airfoil and method for protecting airfoil leading edge |
| US7942635B1 (en) * | 2007-08-02 | 2011-05-17 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Twin spool rotor assembly for a small gas turbine engine |
| GB2455095B (en) * | 2007-11-28 | 2010-02-10 | Rolls Royce Plc | Turbine blade |
| US7805839B2 (en) * | 2007-12-31 | 2010-10-05 | Turbine Engine Components Technologies Corporation | Method of manufacturing a turbine fan blade |
| US8075280B2 (en) * | 2008-09-08 | 2011-12-13 | Siemens Energy, Inc. | Composite blade and method of manufacture |
| US8075278B2 (en) * | 2009-05-21 | 2011-12-13 | Zuteck Michael D | Shell structure of wind turbine blade having regions of low shear modulus |
| GB0908707D0 (en) * | 2009-05-21 | 2009-07-01 | Rolls Royce Plc | Reinforced composite aerofoil blade |
| US9140135B2 (en) * | 2010-09-28 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Metallic radius block for composite flange |
| US8398374B2 (en) * | 2010-01-27 | 2013-03-19 | General Electric Company | Method and apparatus for a segmented turbine bucket assembly |
| JP5614131B2 (ja) * | 2010-07-01 | 2014-10-29 | 株式会社Ihi | ファン動翼及びファン |
| DE102010032464B4 (de) * | 2010-07-28 | 2017-03-16 | MTU Aero Engines AG | Duale Blisken im Hochdruckverdichter |
| CH705171A1 (de) * | 2011-06-21 | 2012-12-31 | Alstom Technology Ltd | Turbinenschaufel mit einem Schaufelblatt aus Verbundwerkstoff und Verfahren zum Herstellen davon. |
| US8858182B2 (en) * | 2011-06-28 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Fan blade with sheath |
| US20130089431A1 (en) * | 2011-10-07 | 2013-04-11 | General Electric Company | Airfoil for turbine system |
| US8920128B2 (en) | 2011-10-19 | 2014-12-30 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers and methods for the production thereof |
| JP6083112B2 (ja) | 2012-01-30 | 2017-02-22 | 株式会社Ihi | 航空機用ジェットエンジンのファン動翼 |
| FR2989991B1 (fr) * | 2012-04-30 | 2016-01-08 | Snecma | Renfort structurel metallique d'aube de turbomachine |
| WO2014099085A2 (en) * | 2012-10-01 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with forward moment arm |
| US11635025B2 (en) | 2012-10-01 | 2023-04-25 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with forward moment arm |
| US9410438B2 (en) * | 2013-03-08 | 2016-08-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dual rotor blades having a metal leading airfoil and a trailing airfoil of a composite material for gas turbine engines |
| US9862493B2 (en) * | 2013-05-28 | 2018-01-09 | Hamilton Sundstrand Corporation | Motor cooling blower and containment structure |
| EP3044419B1 (en) * | 2013-09-09 | 2019-10-02 | United Technologies Corporation | Airfoil and manufacturing method |
| FR3011875B1 (fr) * | 2013-10-11 | 2018-04-20 | Snecma | Aube de turbomachine a profil asymetrique |
| US9777593B2 (en) | 2015-02-23 | 2017-10-03 | General Electric Company | Hybrid metal and composite spool for rotating machinery |
| FR3039855B1 (fr) * | 2015-08-07 | 2017-09-01 | Snecma | Aube comprenant un corps d'aube en materiau composite et un bouclier de bord d'attaque |
| US10047763B2 (en) | 2015-12-14 | 2018-08-14 | General Electric Company | Rotor assembly for use in a turbofan engine and method of assembling |
| FR3045713B1 (fr) | 2015-12-21 | 2020-09-18 | Snecma | Bouclier de bord d'attaque |
| US11542820B2 (en) | 2017-12-06 | 2023-01-03 | General Electric Company | Turbomachinery blade and method of fabricating |
| FR3086881B1 (fr) * | 2018-10-09 | 2021-08-06 | Safran Aircraft Engines | Texture fibreuse pour realiser une aube de soufflante en materiau composite |
| RU2740442C2 (ru) * | 2019-06-27 | 2021-01-14 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Моноколесо осевого компрессора и ротор компрессора низкого давления авиационного газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1364197A (en) * | 1918-10-07 | 1921-01-04 | Heath Spencer | High-speed propeller |
| US2630868A (en) * | 1949-10-29 | 1953-03-10 | Gen Electric | Plastic rotor blade |
| US3088192A (en) * | 1957-04-26 | 1963-05-07 | Int Nickel Co | Method of joining turbine blade parts |
| GB1040825A (en) * | 1965-04-20 | 1966-09-01 | Rolls Royce | Improvements in rotor blades and/or stator blades for gas turbine engines |
| GB1268202A (en) | 1968-08-01 | 1972-03-22 | Rolls Royce | Composite blade for an elastic fluid flow machine |
| BE755608A (fr) * | 1969-09-04 | 1971-02-15 | Gen Electric | Aubes de compresseurs |
| US3762835A (en) * | 1971-07-02 | 1973-10-02 | Gen Electric | Foreign object damage protection for compressor blades and other structures and related methods |
| FR2195255A5 (uk) * | 1972-08-04 | 1974-03-01 | Snecma | |
| 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 |
| DE3815906A1 (de) * | 1988-05-10 | 1989-11-23 | Mtu Muenchen Gmbh | Luftschraubenblatt aus faserverstaerktem kunststoff |
| DE3821005A1 (de) * | 1988-06-22 | 1989-12-28 | Mtu Muenchen Gmbh | Metall-keramik-verbundschaufel |
| US5490764A (en) * | 1994-05-23 | 1996-02-13 | General Electric Company | Unshrouded blading for high bypass turbofan engines |
| GB2293631B (en) * | 1994-09-30 | 1998-09-09 | Gen Electric | Composite fan blade trailing edge reinforcement |
| US5655883A (en) * | 1995-09-25 | 1997-08-12 | General Electric Company | Hybrid blade for a gas turbine |
| FR2745589B1 (fr) * | 1996-02-29 | 1998-04-30 | Snecma | Piece hybride a haut rapport resistance-masse et procede de realisation |
| US5725355A (en) * | 1996-12-10 | 1998-03-10 | General Electric Company | Adhesive bonded fan blade |
-
1997
- 1997-11-19 DE DE19751129A patent/DE19751129C1/de not_active Expired - Fee Related
-
1998
- 1998-11-17 WO PCT/DE1998/003375 patent/WO1999027234A1/de active IP Right Grant
- 1998-11-17 UA UA2000063539A patent/UA57816C2/uk unknown
- 1998-11-17 ES ES98962276T patent/ES2178294T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-17 RU RU2000115961/06A patent/RU2221922C2/ru not_active IP Right Cessation
- 1998-11-17 JP JP2000522355A patent/JP2001524633A/ja not_active Withdrawn
- 1998-11-17 US US09/554,676 patent/US6471485B1/en not_active Expired - Fee Related
- 1998-11-17 DE DE59804362T patent/DE59804362D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1998-11-17 EP EP98962276A patent/EP1032749B1/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US6471485B1 (en) | 2002-10-29 |
| JP2001524633A (ja) | 2001-12-04 |
| DE59804362D1 (de) | 2002-07-11 |
| RU2221922C2 (ru) | 2004-01-20 |
| DE19751129C1 (de) | 1999-06-17 |
| EP1032749A1 (de) | 2000-09-06 |
| WO1999027234A1 (de) | 1999-06-03 |
| ES2178294T3 (es) | 2002-12-16 |
| EP1032749B1 (de) | 2002-06-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA57816C2 (uk) | Ротор з інтегральною конструкцією набору лопаток | |
| EP2305954B1 (en) | Internally damped blade | |
| US10408223B2 (en) | Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine | |
| US5725354A (en) | Forward swept fan blade | |
| EP0924380B1 (en) | Striated turbomachine blade | |
| EP3361052B1 (en) | Gas turbine engine fan blade | |
| EP2077376B1 (en) | Rotor blade attachment in a gas turbine | |
| CA1233126A (en) | Gas turbine bladed disk assembly | |
| US7399159B2 (en) | Detachable leading edge for airfoils | |
| CA2313929C (en) | Reduced-stress compressor blisk flowpath | |
| US6039542A (en) | Panel damped hybrid blade | |
| US5431542A (en) | Ramped dovetail rails for rotor blade assembly | |
| US20070243068A1 (en) | Tip cambered swept blade | |
| EP0924381A2 (en) | Frequency tuned turbomachine blade | |
| US20120063909A1 (en) | Fan blade with winglet | |
| EP3084139B1 (en) | A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets | |
| GB2440345A (en) | Integrally bladed rotor having blades made of metallic and non-metallic materials | |
| US10408227B2 (en) | Airfoil with stress-reducing fillet adapted for use in a gas turbine engine | |
| US8021113B2 (en) | Twin-airfoil blade with spacer strips | |
| EP3816398A1 (en) | Airfoil having sheaths with continuous stiffness joint | |
| US20190368361A1 (en) | Non-symmetric fan blade tip cladding | |
| EP1167688A2 (en) | Fan blade platform | |
| US7066714B2 (en) | High speed rotor assembly shroud | |
| US9828864B2 (en) | Fan blade tall dovetail for individually bladed rotors | |
| EP3287601B1 (en) | Multi-piece non-linear fan blade |