JP2003148102A - ロータアセンブリのためのブレードプラットフォーム - Google Patents
ロータアセンブリのためのブレードプラットフォームInfo
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- JP2003148102A JP2003148102A JP2002303985A JP2002303985A JP2003148102A JP 2003148102 A JP2003148102 A JP 2003148102A JP 2002303985 A JP2002303985 A JP 2002303985A JP 2002303985 A JP2002303985 A JP 2002303985A JP 2003148102 A JP2003148102 A JP 2003148102A
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- sheet metal
- blade
- disc
- web
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- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/90—Coating; Surface treatment
-
- 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
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/611—Coating
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Wind Motors (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 従来技術にみられる欠点を回避し、ブレード
に嵌め付けられるプラットフォームと、そのようなプラ
ットフォームを使用したロータアセンブリとを提供す
る。 【解決手段】 各プラットフォーム(6)は、断面が実
質的にオメガ状の一片のシートメタルであり、ウェブ
(11)によって相互に接続され且つ隣り合う2つのブ
レードの底部の側壁(9、10)に対して押圧するよう
に形成された2つの側面部(7、8)を有し、側面部の
端部(12、13)には、ブレード基部の一側面(1
4)の外形と、ブレード基部が受けられる凹部(5)の
壁の隣接する側面(15)の外形とに密接に嵌合する返
し部(セットバック)がそれぞれ形成されている。
に嵌め付けられるプラットフォームと、そのようなプラ
ットフォームを使用したロータアセンブリとを提供す
る。 【解決手段】 各プラットフォーム(6)は、断面が実
質的にオメガ状の一片のシートメタルであり、ウェブ
(11)によって相互に接続され且つ隣り合う2つのブ
レードの底部の側壁(9、10)に対して押圧するよう
に形成された2つの側面部(7、8)を有し、側面部の
端部(12、13)には、ブレード基部の一側面(1
4)の外形と、ブレード基部が受けられる凹部(5)の
壁の隣接する側面(15)の外形とに密接に嵌合する返
し部(セットバック)がそれぞれ形成されている。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機のガスター
ビンエンジンのためのロータアセンブリに関する。特
に、本発明は、そのようなエンジンのファン部のための
ブレードプラットフォームに関するものであるが、例え
ばコンプレッサ等の他のロータアセンブリに装着される
ブレードのためのプラットフォームにも同様に適用でき
る。
ビンエンジンのためのロータアセンブリに関する。特
に、本発明は、そのようなエンジンのファン部のための
ブレードプラットフォームに関するものであるが、例え
ばコンプレッサ等の他のロータアセンブリに装着される
ブレードのためのプラットフォームにも同様に適用でき
る。
【0002】
【従来の技術】ガスタービンエンジンのファンは、周知
の形態で、所定の角度間隔をもって離間するブレードを
有するディスクを備えており、ブレードは、僅かに回動
できるようにディスクに受けられている。各ブレード
は、通常の状況でブレードの回動を規制する力伝達部材
(プラットフォームとも称される)を介して、隣り合う
2つのブレードに対して接続される。また、これらのプ
ラットフォームは、部品が高価なファンのディスクおよ
びブレードを保護するのにも役立つ。
の形態で、所定の角度間隔をもって離間するブレードを
有するディスクを備えており、ブレードは、僅かに回動
できるようにディスクに受けられている。各ブレード
は、通常の状況でブレードの回動を規制する力伝達部材
(プラットフォームとも称される)を介して、隣り合う
2つのブレードに対して接続される。また、これらのプ
ラットフォームは、部品が高価なファンのディスクおよ
びブレードを保護するのにも役立つ。
【0003】今日、ガスタービンエンジンのファンのた
めのブレードプラットフォームには、2つのタイプがあ
る。これらは、以下の技術を使用して形成される。
めのブレードプラットフォームには、2つのタイプがあ
る。これらは、以下の技術を使用して形成される。
【0004】ストレート結合のためのブレードと直接一
体を成すタイプのプラットフォーム。
体を成すタイプのプラットフォーム。
【0005】ブレード間に嵌め付けるタイプのプラット
フォーム。
フォーム。
【0006】一例として、ブレード間に嵌め付けられる
プラットフォームにおいての周知のシステムでは、ファ
ンディスクのフランジ上に固定され且つディスクの前面
に設けられたチークプレートに固定されたペグにより、
例えばアルミニウム等から成るプラットフォームが保持
される。アセンブリは、ファンディスクの回転に伴う遠
心力によりブレードに対して押圧されて変形されるゴム
状の横方向ガスケットによってシールされる。
プラットフォームにおいての周知のシステムでは、ファ
ンディスクのフランジ上に固定され且つディスクの前面
に設けられたチークプレートに固定されたペグにより、
例えばアルミニウム等から成るプラットフォームが保持
される。アセンブリは、ファンディスクの回転に伴う遠
心力によりブレードに対して押圧されて変形されるゴム
状の横方向ガスケットによってシールされる。
【0007】このようなプラットフォームを保持するシ
ステムには、ペグによって成されるプラットフォームの
釣り合わせと、ペグとプラットフォームとの間での変位
の制御とに関連する大きな問題がある。
ステムには、ペグによって成されるプラットフォームの
釣り合わせと、ペグとプラットフォームとの間での変位
の制御とに関連する大きな問題がある。
【0008】また、動作に伴う問題は多数に及ぶ。特
に、以下のような問題がある。シールガスケットが離昇
する。プラットフォームの組立時にクランプされるにも
かかわらず、保持ペグのブッシュが並進移動する。ペグ
がフランジに対して緩む。腐食の虞がある。
に、以下のような問題がある。シールガスケットが離昇
する。プラットフォームの組立時にクランプされるにも
かかわらず、保持ペグのブッシュが並進移動する。ペグ
がフランジに対して緩む。腐食の虞がある。
【0009】また、ブレードの支持面およびファンのデ
ィスクの支持面が摩耗するという問題もある。これらの
問題、特に支持面の摩耗に関する問題を解決するため
に、ブレード基部が装着されるディスクの凹部を新たに
機械加工して、シムとして作用する金属片(「ティンセ
ル」(tinsel)とも称される)を挿入することが
知られている。
ィスクの支持面が摩耗するという問題もある。これらの
問題、特に支持面の摩耗に関する問題を解決するため
に、ブレード基部が装着されるディスクの凹部を新たに
機械加工して、シムとして作用する金属片(「ティンセ
ル」(tinsel)とも称される)を挿入することが
知られている。
【0010】しかし、シムの存在にもかかわらず、ブレ
ードの支持面およびファンディスクの支持面からワニス
状の耐摩耗材料から成る堆積物が離昇することが分かっ
ている。また、新たに穴を空ける困難で時間がかかる作
業が必要となる。
ードの支持面およびファンディスクの支持面からワニス
状の耐摩耗材料から成る堆積物が離昇することが分かっ
ている。また、新たに穴を空ける困難で時間がかかる作
業が必要となる。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、前述した欠
点を回避し、ブレードに嵌め付けられるプラットフォー
ムと、そのようなプラットフォームを使用したロータア
センブリとを提供することを目的とする。
点を回避し、ブレードに嵌め付けられるプラットフォー
ムと、そのようなプラットフォームを使用したロータア
センブリとを提供することを目的とする。
【0012】
【課題を解決するための手段】この目的のため、本発明
は、その外周に凹部を有するディスクと、ディスクによ
って支持され且つディスクの対応する凹部と係合するブ
レード基部を有する複数のブレードと、隣り合う2つの
ブレード間でディスクにそれぞれ装着される複数の嵌め
込み式のプラットフォームとを備えたロータアセンブリ
であって、各プラットフォームは、断面が実質的にオメ
ガ状の一片のシートメタルであり、ウェブによって相互
に接続され且つ隣り合う2つのブレードの底部の側壁に
対して押圧するように形成された2つの側面部を有し、
側面部の端部には、ブレード基部の一側面の外形と、ブ
レード基部が受けられる凹部の壁の隣接する側面の外形
とに密接に嵌合する返し部(セットバック)がそれぞれ
形成されていることを特徴とするロータアセンブリを提
供する。
は、その外周に凹部を有するディスクと、ディスクによ
って支持され且つディスクの対応する凹部と係合するブ
レード基部を有する複数のブレードと、隣り合う2つの
ブレード間でディスクにそれぞれ装着される複数の嵌め
込み式のプラットフォームとを備えたロータアセンブリ
であって、各プラットフォームは、断面が実質的にオメ
ガ状の一片のシートメタルであり、ウェブによって相互
に接続され且つ隣り合う2つのブレードの底部の側壁に
対して押圧するように形成された2つの側面部を有し、
側面部の端部には、ブレード基部の一側面の外形と、ブ
レード基部が受けられる凹部の壁の隣接する側面の外形
とに密接に嵌合する返し部(セットバック)がそれぞれ
形成されていることを特徴とするロータアセンブリを提
供する。
【0013】この特有のプラットフォーム形状により、
ブレードおよびディスクの両方を保護することができる
とともに、アセンブリのためのシールを形成することが
できる。
ブレードおよびディスクの両方を保護することができる
とともに、アセンブリのためのシールを形成することが
できる。
【0014】本発明の他の特徴および利点は、非限定的
な実施形態を示す添付図面を参照する以下の説明から明
らかとなる。
な実施形態を示す添付図面を参照する以下の説明から明
らかとなる。
【0015】
【発明の実施の形態】図1において、参照符号1は、ガ
スタービンエンジンのロータアセンブリを示している。
ロータアセンブリはディスク2を有している。ロータア
センブリは、例えばエンジン・ファンであっても良い。
ロータアセンブリのディスクには、従来通り、空気力学
的な形態を成す複数のムービング・ブレード3が設けら
れている。これらのムービング・ブレード3は、ディス
クの全周にわたって、互いに一定の間隔をもって離間さ
れている。
スタービンエンジンのロータアセンブリを示している。
ロータアセンブリはディスク2を有している。ロータア
センブリは、例えばエンジン・ファンであっても良い。
ロータアセンブリのディスクには、従来通り、空気力学
的な形態を成す複数のムービング・ブレード3が設けら
れている。これらのムービング・ブレード3は、ディス
クの全周にわたって、互いに一定の間隔をもって離間さ
れている。
【0016】各ブレード3は蟻継ぎ状の(doveta
il−shaped)基部4を有している。この基部4
は、ロータアセンブリ1のディスク2にこの目的のため
に設けられた凹部5内に装着されている。これらの凹部
5も同様に蟻継ぎ状(dovetail−shape
d)を成しており、凹部5の寸法はブレード基部4の寸
法よりも僅かに大きくなっている。したがって、基部は
一定の遊びをもって凹部内に装着される。
il−shaped)基部4を有している。この基部4
は、ロータアセンブリ1のディスク2にこの目的のため
に設けられた凹部5内に装着されている。これらの凹部
5も同様に蟻継ぎ状(dovetail−shape
d)を成しており、凹部5の寸法はブレード基部4の寸
法よりも僅かに大きくなっている。したがって、基部は
一定の遊びをもって凹部内に装着される。
【0017】また、各ブレード3は、その基部4の近傍
で、嵌め込み式の各プラットフォーム6により、隣り合
う2つの各ブレードに対して接続されている。したがっ
て、プラットフォーム6は、ブレードおよびディスクを
保護するとともに、空気力学的な断面をブレード間で再
構成するのに役立つ。
で、嵌め込み式の各プラットフォーム6により、隣り合
う2つの各ブレードに対して接続されている。したがっ
て、プラットフォーム6は、ブレードおよびディスクを
保護するとともに、空気力学的な断面をブレード間で再
構成するのに役立つ。
【0018】この目的のため、プラットフォーム6は、
図1に示されるように、隣り合う2つのブレード間で受
けられるように形成されている。図2に明確に示される
ように、プラットフォーム6は、略オメガ(Ω)形状を
成す一片のシートメタルであり、ウェブ11によって相
互に接続された2つの側面部7、8を有している。側面
部は、その間にプラットフォームが挿入される2つの隣
り合うブレードの底部の側壁9、10に対して押圧する
ように形成されている。
図1に示されるように、隣り合う2つのブレード間で受
けられるように形成されている。図2に明確に示される
ように、プラットフォーム6は、略オメガ(Ω)形状を
成す一片のシートメタルであり、ウェブ11によって相
互に接続された2つの側面部7、8を有している。側面
部は、その間にプラットフォームが挿入される2つの隣
り合うブレードの底部の側壁9、10に対して押圧する
ように形成されている。
【0019】また、各側面部7、8は、ウェブ11から
離れた端部12、13で終端しており、これらの端部1
2、13は、ブレード基部4の一側面14と、ブレード
基部が受けられる凹部5の隣接する壁面15との間に係
合されるようになっている。より正確には、プラットフ
ォームの側面部の端部12、13に返し部(セットバッ
ク)16、16’すなわち凹部が設けられており、これ
らの凹部が、一側面14の外形と密接に嵌合するととも
に、ディスク2のそれのハウジングの対応する面と密接
に嵌合している。
離れた端部12、13で終端しており、これらの端部1
2、13は、ブレード基部4の一側面14と、ブレード
基部が受けられる凹部5の隣接する壁面15との間に係
合されるようになっている。より正確には、プラットフ
ォームの側面部の端部12、13に返し部(セットバッ
ク)16、16’すなわち凹部が設けられており、これ
らの凹部が、一側面14の外形と密接に嵌合するととも
に、ディスク2のそれのハウジングの対応する面と密接
に嵌合している。
【0020】このような特有の形状により、また、各ブ
レード3の基部4が対応する凹部5内に良好に受けられ
ることにより、プラットフォームの径方向位置を制御し
易くなる。ディスクの回転に伴う遠心力により、プラッ
トフォーム6の側面部7、8は、その間にプラットフォ
ームが係合する2つのブレードの底部の側壁9、10に
対して押圧され易くなり、これにより、アセンブリのた
めの良好なシールがディスクの外周に形成される。した
がって、シールガスケットを使用する必要がない。
レード3の基部4が対応する凹部5内に良好に受けられ
ることにより、プラットフォームの径方向位置を制御し
易くなる。ディスクの回転に伴う遠心力により、プラッ
トフォーム6の側面部7、8は、その間にプラットフォ
ームが係合する2つのブレードの底部の側壁9、10に
対して押圧され易くなり、これにより、アセンブリのた
めの良好なシールがディスクの外周に形成される。した
がって、シールガスケットを使用する必要がない。
【0021】無論、プラットフォーム6の側面部7、8
は、基部とブレードの先端との間で十分な高さを有して
おり、これにより、遠心力の作用によって生じ得るよう
な過度の変形を引き起こさないで済む。また、プラット
フォームは、弾性的に変形可能な材料によって形成され
ており、これにより、遠心力の作用によってプラットフ
ォームが破損しないようになっている。例えば、アルミ
ニウムまたは他の同様な任意の材料によってプラットフ
ォームを形成することができる。
は、基部とブレードの先端との間で十分な高さを有して
おり、これにより、遠心力の作用によって生じ得るよう
な過度の変形を引き起こさないで済む。また、プラット
フォームは、弾性的に変形可能な材料によって形成され
ており、これにより、遠心力の作用によってプラットフ
ォームが破損しないようになっている。例えば、アルミ
ニウムまたは他の同様な任意の材料によってプラットフ
ォームを形成することができる。
【0022】プラットフォーム6は、そのウェブと同じ
高さに、補強材(図示せず)を有していることが好まし
い。補強材は、遠心力の作用に伴う過度の変形を防止す
る。補強材は、プラットフォームの一端から径方向に延
びる折り曲げられたあるいは溶接されたシートメタルの
形態を成している。
高さに、補強材(図示せず)を有していることが好まし
い。補強材は、遠心力の作用に伴う過度の変形を防止す
る。補強材は、プラットフォームの一端から径方向に延
びる折り曲げられたあるいは溶接されたシートメタルの
形態を成している。
【0023】プラットフォーム6の側面部7、8には、
少なくともブレード3の側壁9、10の底部およびディ
スク2の凹部5の壁と接触する面に、ワニス状の耐摩耗
材料をコーティングすることは有利である。
少なくともブレード3の側壁9、10の底部およびディ
スク2の凹部5の壁と接触する面に、ワニス状の耐摩耗
材料をコーティングすることは有利である。
【0024】また、本発明は、前述したようなガスター
ビンエンジンのファンのためのブレードプラットフォー
ム6を提供する。
ビンエンジンのファンのためのブレードプラットフォー
ム6を提供する。
【0025】以下、本発明のプラットフォーム6の3つ
の異なる実施形態について簡単に説明する。
の異なる実施形態について簡単に説明する。
【0026】第1の実施形態(図2)において、プラッ
トフォーム6は、一片のアルミニウムシートメタルまた
は同様のシートメタルを折り曲げることによって形成さ
れる。
トフォーム6は、一片のアルミニウムシートメタルまた
は同様のシートメタルを折り曲げることによって形成さ
れる。
【0027】第2の実施形態(図3A)において、プラ
ットフォーム6は、アルミニウムまたは同様の金属から
成る2つのシートメタル部を折り曲げて互いに溶接する
ことによって形成される。この場合、継ぎ目は、プラッ
トフォームのウェブ11の中央の形成ライン17に沿っ
ている。
ットフォーム6は、アルミニウムまたは同様の金属から
成る2つのシートメタル部を折り曲げて互いに溶接する
ことによって形成される。この場合、継ぎ目は、プラッ
トフォームのウェブ11の中央の形成ライン17に沿っ
ている。
【0028】最後に、第3の実施形態(図3B)におい
て、プラットフォームは、3片のアルミニウムシートメ
タルまたは同様のシートメタルを折り曲げてプラットフ
ォームの側面部7、8の各形成ライン18、18’に沿
って互いに溶接することによって形成される。
て、プラットフォームは、3片のアルミニウムシートメ
タルまたは同様のシートメタルを折り曲げてプラットフ
ォームの側面部7、8の各形成ライン18、18’に沿
って互いに溶接することによって形成される。
【0029】前述したように、本発明は複数の利点を提
供する。特に、本発明は、プラットフォームを従来のよ
うに使用する際に生じる問題を緩和する。特に、本発明
のプラットフォームの特有の形状は、ブレードおよびブ
レードを支持するディスクの両方を保護し、アセンブリ
をシールするのに役立つ。
供する。特に、本発明は、プラットフォームを従来のよ
うに使用する際に生じる問題を緩和する。特に、本発明
のプラットフォームの特有の形状は、ブレードおよびブ
レードを支持するディスクの両方を保護し、アセンブリ
をシールするのに役立つ。
【図1】ガスタービンエンジンのファンディスクに装着
された本発明のプラットフォームの概略断面図である。
された本発明のプラットフォームの概略断面図である。
【図2】本発明の第1の実施形態を構成するプラットフ
ォームの斜視図である。
ォームの斜視図である。
【図3A】本発明のプラットフォームの第2の実施形態
に係る斜視図である。
に係る斜視図である。
【図3B】本発明のプラットフォームの第3の実施形態
に係る斜視図である。
に係る斜視図である。
1 ロータアセンブリ
2 ディスク
3 ムービング・ブレード
4 ブレード基部
5 凹部
6 プラットフォーム
7、8 側面部
9、10 側壁
11 ウェブ
12、13 端部
14 一側面
15 壁面
16、16’ 返し部(セットバック)
17 形成ライン
18、18’ 各形成ライン
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ピエール・ラモト
フランス国、31530・サン−ポール・シユ
ール・サーブ、ルート・ドウ・グルナー
ド、645
Fターム(参考) 3G002 BA02 BB04 FA04 FB03
3H033 AA02 AA16 BB02 BB03 BB08
CC02 DD03 DD06 DD18 EE11
Claims (10)
- 【請求項1】 外周に凹部(5)を有するディスク
(2)と、前記ディスクによって支持され且つ前記ディ
スクの対応する凹部と係合するブレード基部(4)を各
々が有する複数のブレード(3)と、隣り合う2つのブ
レード間でディスクにそれぞれ装着される複数の嵌め込
み式のプラットフォーム(6)とを備えたロータアセン
ブリ(1)であって、各プラットフォーム(6)は、断
面が実質的にオメガ状の一片のシートメタルであり、ウ
ェブ(11)によって相互に接続され且つ隣り合う2つ
のブレードの底部の側壁(9、10)に対して押圧する
ように形成された2つの側面部(7、8)を有し、前記
側面部の端部(12、13)には、ブレード基部の一側
面(14)の外形と、ブレード基部が受けられる凹部
(5)の壁の隣接する側面(15)の外形とに密接に嵌
合する返し部(16、16’)がそれぞれ形成されてい
ることを特徴とする、ロータアセンブリ(1)。 - 【請求項2】 各プラットフォーム(6)のウェブ(1
1)が補強材を有していることを特徴とする、請求項1
に記載のアセンブリ。 - 【請求項3】 各プラットフォーム(6)の前記側面部
(7、8)は、耐摩耗材でコーティングされていること
を特徴とする、請求項1または2に記載のアセンブリ。 - 【請求項4】 各プラットフォームは、折り曲げられた
一片のシートメタルから成ることを特徴とする、請求項
1から3のいずれか1項に記載のアセンブリ。 - 【請求項5】 各プラットフォームは、2片のシートメ
タルを折り曲げるとともに、これらをプラットフォーム
の前記ウェブ(11)の中央に沿って延びる形成ライン
(17)に沿って互いに溶接することにより形成される
ことを特徴とする、請求項1から3のいずれか1項に記
載のアセンブリ。 - 【請求項6】 各プラットフォームは、3片のシートメ
タルを折り曲げるとともに、これらをプラットフォーム
の前記各側面部(7、8)の各形成ライン(18、1
8’)に沿って互いに溶接することにより形成されるこ
とを特徴とする、請求項1から3のいずれか1項に記載
のアセンブリ。 - 【請求項7】 ディスク(2)の凹部(5)にブレード
(3)を装着するためのプラットフォーム(6)であっ
て、前記プラットフォームが断面が実質的にオメガ状の
一片のシートメタルによって形成されるとともに、ウェ
ブ(11)によって相互に接続され且つ隣り合う2つの
ブレードの底部の側壁(9、10)に対して押圧するよ
うに形成された2つの側面部(7、8)を有し、前記側
面部の端部(12、13)には、各々が、ブレード基部
の一側面(14)と、ブレード基部が受けられる凹部
(5)の壁の隣接する側面(15)との間に係合する返
し部(16、16’)が形成されていることを特徴とす
る、プラットフォーム(6)。 - 【請求項8】 ウェブ(11)が補強材を有しているこ
とを特徴とする、請求項7に記載のプラットフォーム
(6)。 - 【請求項9】 側面部(7、8)は、耐摩耗材でコーテ
ィングされていることを特徴とする、請求項7または8
に記載のプラットフォーム(6)。 - 【請求項10】 折り曲げられたシートメタルから成る
ことを特徴とする、請求項7から9のいずれか1項に記
載のプラットフォーム(6)。
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Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005207423A (ja) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 |
JP2007518917A (ja) * | 2004-01-20 | 2007-07-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼およびそのタービン翼を備えたガスタービン |
JP2008232151A (ja) * | 2007-03-21 | 2008-10-02 | Snecma | ターボ機械ファン用のロータリアセンブリ |
JP2008232146A (ja) * | 2007-03-16 | 2008-10-02 | Snecma | ロータディスク |
JP2011058497A (ja) * | 2009-09-09 | 2011-03-24 | Alstom Technology Ltd | タービンのブレード |
JP2013044328A (ja) * | 2011-08-22 | 2013-03-04 | General Electric Co <Ge> | 金属ファンブレードプラットフォーム |
JP2013519030A (ja) * | 2010-02-04 | 2013-05-23 | スネクマ | タービンエンジンファン |
JP2015526650A (ja) * | 2012-09-03 | 2015-09-10 | スネクマ | ターボ機械用のタービンロータ |
Families Citing this family (36)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1876351B1 (en) * | 2005-03-30 | 2017-07-19 | Zephyr Corporation | Windmill |
US7597542B2 (en) * | 2005-08-30 | 2009-10-06 | General Electric Company | Methods and apparatus for controlling contact within stator assemblies |
GB0614640D0 (en) * | 2006-07-22 | 2006-08-30 | Rolls Royce Plc | An annulus filler seal |
GB2441543B (en) * | 2006-09-07 | 2008-07-23 | Rolls Royce Plc | An array of components |
DE102006061916A1 (de) * | 2006-12-21 | 2008-06-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fanschaufel für ein Gasturbinentriebwerk |
US7762781B1 (en) | 2007-03-06 | 2010-07-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Composite blade and platform assembly |
US7878763B2 (en) * | 2007-05-15 | 2011-02-01 | General Electric Company | Turbine rotor blade assembly and method of assembling the same |
US7931442B1 (en) * | 2007-05-31 | 2011-04-26 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Rotor blade assembly with de-coupled composite platform |
FR2918702B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Clinquant pour aube de turbomachine |
GB0802834D0 (en) * | 2008-02-18 | 2008-03-26 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
US8297935B2 (en) * | 2008-11-18 | 2012-10-30 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of forming modified turbine blades and turbine rotors |
CH700001A1 (de) | 2008-11-20 | 2010-05-31 | Alstom Technology Ltd | Laufschaufelanordnung, insbesondere für eine gasturbine. |
US8616849B2 (en) * | 2009-02-18 | 2013-12-31 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade platform |
GB0906342D0 (en) * | 2009-04-15 | 2009-05-20 | Rolls Royce Plc | Apparatus and method for simulating lifetime of and/or stress experienced by a rotor blade and rotor disc fixture |
US8573947B2 (en) * | 2010-03-10 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Composite fan blade dovetail root |
FR2959527B1 (fr) * | 2010-04-28 | 2012-07-20 | Snecma | Piece anti-usure pour echasse d'aube de soufflante de turboreacteur |
FR2965843B1 (fr) | 2010-10-06 | 2012-11-09 | Snecma | Rotor pour turbomachine |
GB2489222A (en) * | 2011-03-21 | 2012-09-26 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor with annulus filler |
GB201104994D0 (en) * | 2011-03-25 | 2011-05-11 | Rolls Royce Plc | a rotor having an annulus filler |
GB201106278D0 (en) | 2011-04-14 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | Annulus filler system |
GB201119655D0 (en) | 2011-11-15 | 2011-12-28 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
US10036261B2 (en) * | 2012-04-30 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Blade dovetail bottom |
US9650902B2 (en) * | 2013-01-11 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Integral fan blade wear pad and platform seal |
EP2981676A4 (en) | 2013-04-02 | 2016-12-07 | United Technologies Corp | MOTOR COMPONENT HAVING A SUPPORT WITH AN INTERMEDIATE LAYER |
EP3025030B1 (en) * | 2013-07-24 | 2021-04-21 | Raytheon Technologies Corporation | Trough seal for gas turbine engine |
US9896946B2 (en) * | 2013-10-31 | 2018-02-20 | General Electric Company | Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same |
FR3021691B1 (fr) | 2014-06-03 | 2016-06-24 | Snecma | Rotor pour turbomachine comportant des aubes a plates-formes raportees |
FR3037367B1 (fr) * | 2015-06-15 | 2017-06-30 | Snecma | Ensemble rotatif de turbomachine a garnitures de protection bombees |
US10099323B2 (en) * | 2015-10-19 | 2018-10-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotating structure and a method of producing the rotating structure |
US10753368B2 (en) * | 2016-08-23 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-piece non-linear airfoil |
US10358922B2 (en) | 2016-11-10 | 2019-07-23 | Rolls-Royce Corporation | Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields |
FR3099520B1 (fr) * | 2019-07-31 | 2021-07-23 | Safran Aircraft Engines | Roue de turbomachine |
US11428105B2 (en) | 2020-04-13 | 2022-08-30 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with integral platform for gas turbine engines |
FR3139159B1 (fr) * | 2022-08-31 | 2024-07-19 | Safran Aircraft Engines | Roue de turbine comprenant un dispositif de maintien radial de pieds d’aube dans les alveoles d’un disque de rotor |
US12012857B2 (en) | 2022-10-14 | 2024-06-18 | Rtx Corporation | Platform for an airfoil of a gas turbine engine |
FR3144838A1 (fr) * | 2023-01-11 | 2024-07-12 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de maintien d’aubes à un disque rotatif, machine tournante comprenant le dispositif de maintien et procédé de montage d’aubes sur un disque rotatif. |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1025421B (de) * | 1955-10-31 | 1958-03-06 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Befestigung von Lauftschaufeln sproeden Werkstoffes in metallischem Schaufeltraeger |
US3119595A (en) * | 1961-02-23 | 1964-01-28 | Gen Electric | Bladed rotor and baffle assembly |
US3640640A (en) * | 1970-12-04 | 1972-02-08 | Rolls Royce | Fluid flow machine |
US5160243A (en) * | 1991-01-15 | 1992-11-03 | General Electric Company | Turbine blade wear protection system with multilayer shim |
FR2739136B1 (fr) | 1995-09-21 | 1997-10-31 | Snecma | Agencement amortissant pour des aubes de rotor |
US6290466B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-09-18 | General Electric Company | Composite blade root attachment |
US6431835B1 (en) * | 2000-10-17 | 2002-08-13 | Honeywell International, Inc. | Fan blade compliant shim |
-
2001
- 2001-10-24 FR FR0113714A patent/FR2831207B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-10-14 EP EP02292522A patent/EP1306523A1/fr not_active Withdrawn
- 2002-10-18 JP JP2002303985A patent/JP2003148102A/ja not_active Withdrawn
- 2002-10-21 CA CA002409328A patent/CA2409328A1/fr not_active Abandoned
- 2002-10-23 RU RU2002128178/06A patent/RU2002128178A/ru not_active Application Discontinuation
- 2002-10-23 US US10/277,810 patent/US6832896B1/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2007518917A (ja) * | 2004-01-20 | 2007-07-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼およびそのタービン翼を備えたガスタービン |
JP2005207423A (ja) * | 2004-01-21 | 2005-08-04 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 |
JP2008232146A (ja) * | 2007-03-16 | 2008-10-02 | Snecma | ロータディスク |
JP2008232151A (ja) * | 2007-03-21 | 2008-10-02 | Snecma | ターボ機械ファン用のロータリアセンブリ |
JP2011058497A (ja) * | 2009-09-09 | 2011-03-24 | Alstom Technology Ltd | タービンのブレード |
US8801381B2 (en) | 2009-09-09 | 2014-08-12 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade |
JP2013519030A (ja) * | 2010-02-04 | 2013-05-23 | スネクマ | タービンエンジンファン |
US9376925B2 (en) | 2010-02-04 | 2016-06-28 | Snecma | Turbine engine fan |
JP2013044328A (ja) * | 2011-08-22 | 2013-03-04 | General Electric Co <Ge> | 金属ファンブレードプラットフォーム |
JP2015526650A (ja) * | 2012-09-03 | 2015-09-10 | スネクマ | ターボ機械用のタービンロータ |
US10329912B2 (en) | 2012-09-03 | 2019-06-25 | Safran Aircraft Engines | Turbine rotor for a turbomachine |
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