JP5099941B2 - 複合ブレード根元取付装置 - Google Patents
複合ブレード根元取付装置 Download PDFInfo
- Publication number
- JP5099941B2 JP5099941B2 JP2000279036A JP2000279036A JP5099941B2 JP 5099941 B2 JP5099941 B2 JP 5099941B2 JP 2000279036 A JP2000279036 A JP 2000279036A JP 2000279036 A JP2000279036 A JP 2000279036A JP 5099941 B2 JP5099941 B2 JP 5099941B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- root
- blade
- slot wall
- shim
- blade root
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired - Fee Related
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
- F01D5/28—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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Harvester Elements (AREA)
Description
【技術分野】
この発明は、ガスタービンエンジンのロータに複合ブレードを取り付ける根元取付装置に関し、特に複合ブレード根元に対するスロット壁と低摩擦ブレード根元の界面に関する。
【0002】
【背景技術】
ガスタービンエンジンの複合ファンブレードは、そのダブテールまたは根元を金属ディスクまたはドラムロータのスロットに保持した構成である。作動中、高い圧縮荷重および根元とスロット壁(しばしばディスクポストと称される)との相対運動のもとで、摩耗や擦過エロージョンが見られ、特にロータにより保持されたブレード根元で顕著である。当業界で周知のように、複合ブレードは、強化ポリマー材料、たとえばグラファイト、ガラス、ホウ素などの繊維構造で補強したエポキシ母材のプライを積層してなる。このようなブレードの例が米国特許第3,752,600号、第4,040,770号および第5,292,231号に記載されている。このような周知の構造において、金属アウトサートまたは金属シェルを、このようなアセンブリにおいて通常用いられるスプレー状のブレード根元と保持部材のダブテールスロットとの間に配置することがよく行われている。ブレードとスロットとの接合部で保持部材の金属スロットと金属アウトサートまたはシェルとが接触すると、その界面で摩耗や擦過エロージョンが生じる。
【0003】
このような擦過やそれに伴うエロージョンを解決するために、米国特許第5,573,377号「複合ブレード根元とロータのアセンブリ」(本出願の譲受人と同じ譲受人であるゼネラル・エレクトリック・カンパニイに譲渡されており、本発明の先行技術として援用する)に記載されているように、複合ブレード根元およびロータアセンブリが開発されている。米国特許第5,573,377号には、ロータのブレード根元受け入れスロットにより保持されたブレード根元を含む複合ブレード複数個のアセンブリが開示され、ここでスロットはスロット壁を有し、その半径方向外側部分は、組み立て時に、離間されかつ並置されたブレード根元圧力面の半径方向外側表面から、アセンブリの作動時にブレードに働く所定量の遠心荷重の関数である量だけ発散し、かくして根元圧力面の半径方向外側表面の少なくとも一部が、作動中に、スロット壁の半径方向外側表面と接触するようになる。根元外側パッドは、金属ではなく実質的に非金属の複合プライ複数枚を、ブレード根元中に延在するエーロフォイル構造プライと結合してなる。低摩擦摩耗コートを根元外側圧力面に設けて、ブレード根元に摩擦により誘引される応力を軽減する。摩耗コートは圧力面に塗工し、硬化することができ、このような被覆材料としては、自己潤滑性フィルムや布、たとえばTeflon材料繊維のようなポリテトラフルオロエチレン(PTFE)繊維、ガラス繊維、Nomex材料繊維のような有機アラミド繊維の織物がある。また、テフロン材料や他の形態のPTFE材料を吹付けたものなどを用いることができる。低摩擦コーティングは、作動中のロータ減速時にブレードがロータスロット内にロックされるのを防止するのに有効である。この組合せに低摩擦コーティングを用いることから得られる別の利点として、ブレード根元は、予想可能な荷重条件にてスリップし、ブレードベースとロータスロット壁との間の相対運動による共振交差時や潜在的ブレード不安定時にブレードのために減衰をとることができる。
【0004】
シムが低摩擦コートとスロットとの間に配置され、低摩擦摩耗コート材料からさらに改善された性能を引き出すのに適切な硬度と表面仕上げを有する。シムは、スロット壁が所望の摩耗特性がいつも得られるわけではないチタン合金製である場合、特に重要である。シムは、摩耗コートの寿命を延ばし、摩耗がスロット壁に生じるのを防止し、摩耗コートとスロット壁との間に配置され、ロータダブテールから取り外し可能かつ交換可能である。シムは単一材料、たとえば鋼、チタンまたはチタン合金から形成することができ、あるいは片側に銅または銅合金などの皮膜を設けた単一材料とすることができる。
【0005】
新しいエンジンのファンロータは、レッドライン速度までのエンジン回転速度運転範囲にわたってバランスをとっている。摩耗ストリップのすり合わせと関連したスロットにおけるファンブレードダブテール着座のばらつきに起因する相対的なファンブレード半径方向および円周方向モーメント重量変化があるので、困難が生じる。エンジン合格判定試験中に、いったん運転したロータは、数度のエンジンならしサイクル、たとえば10サイクル後にバランス調整しなおさなければ、適正なファンブレードダブテール着座を実現することができない。これらのならしサイクル後にファンロータを再バランス調整する必要をなくすことが強く望まれている。
【0006】
【発明の概要】
本発明は、複合ブレード根元とエンジンのロータに設けた根元受け入れスロットの壁との間に用いるガスタービンエンジンのブレード根元シムを提供する。1実施態様のシムは、横方向に離間した第1および第2末端を有する長さ方向に延在するベースと、前記第1端および第2端から鋭角にベースに向かって内向きに曲げられた長さ方向に延在する第1および第2レッグと、前記第1および第2レッグの外向きに面する第1および第2表面上の低摩擦係数の第1および第2コーティングとを備える。本発明に用いるコーティングとしては、ポリテトラフルオロエチレン粉末を樹脂バインダに分散してなるコーティングや、ポリテトラフルオロエチレンを含有する他のコーティングが適当である。
【0007】
本発明の別の実施態様によれば、支持部材としてのロータにより保持された複数の複合ブレードを有するロータアセンブリが提供される。各複合ブレードは複数の複合プライを結合してなり、エーロフォイルおよびロータによる保持に適当な形状のブレード根元を有する。ブレード根元はこの根元上に配置されロータにより保持された複合根元外側圧力パッドを有し、この複合根元外側圧力パッドは複数の非金属複合プライを互いにかつ前記ブレード根元と結合してなる。複数のブレード根元受け入れスロットが、ロータのまわりでディスクまたはドラムに円周方向に配置されている。各スロット壁は、少なくともその一部がブレード根元を受け入れる形状とされ、前記スロット壁は、半径方向内方部分と半径方向外方部分とを含み、前記複合根元圧力パッドの根元外側圧力面の少なくとも一部を受け入れかつ保持する形状とされている。複合根元外側圧力パッド上の根元外側圧力面は、根元端から延在する半径方向内側表面と、この内側表面との接合境界からブレードエーロフォイルに向けて延在する半径方向外側表面とを有する。内側表面は前記スロット壁に向けて押圧されかつスロット壁により保持される。根元圧力面の半径方向外側表面とスロット壁の半径方向外側部分とは、組み立て時に、徐々に広がる間隔をあけた並置関係にあり、この間隔をあけた並置関係は、前記根元圧力面内側表面および外側表面間の接合境界で始まって、そこから概して半径方向外方へ、ロータアセンブリの作動時にブレードにかかる所定量の遠心荷重の関数である発散量にて発散している。これにより作動中に、前記根元外側圧力面の半径方向外側表面の少なくとも一部が前記スロット壁の半径方向外側表面に向けて押しつけられる。低摩擦摩耗コートが前記根元外側圧力面上にかつ前記圧力面と前記スロット壁との間に配置される。シムが前記スロット壁により保持され、前記低摩擦摩耗コートと前記スロット壁との間に配置される。シムは、前記低摩擦摩耗コートと接触しているシムの外向き表面上に低摩擦係数コーティングを有する。
【0008】
シムのレッグ上の低摩擦係数のコーティングは、ブレード根元がロータのスロット内に適切に着座するのを可能にし、エンジンの組み立てまたは再組み立ておよび試験中にロータを再バランス調整する必要をなくす。
【0009】
【好適な実施態様】
この発明を特徴付けると考えられる新規な特徴は特許請求の範囲に記載し、明確にしたとおりである。この発明の構成をその目的および効果とともに、添付の図面を参照しながら、以下に具体的に説明する。
【0010】
図1は、支持部材、たとえばガスタービンエンジン・ロータ12のディスクまたはドラムにより、ダブテールスロット14を介して保持された本発明の複合ファンブレード10の分解図である。ブレード10は、ロータの円周方向に配置されたブレード受け入れダブテールスロット14に植設された複数の円周方向に配置されたブレードを代表するもので、複合エーロフォイル16およびスプレー状ダブテール根元18を有し、ブレードはこの根元18を介してロータ12に保持されている。
【0011】
さらに図2および図3を参照すると、ブレード10は、エーロフォイル16における複数の第1の構造的兼荷重支持エーロフォイルプライ20および根元18における複数の第2の根元プライ22を含む、複数の積層複合プライを含む。根元プライ22は、当業界で周知の方法などにより互いに結合され、1対の根元外側圧力パッド28を形成している。
【0012】
複合ブレード10は、非金属根元外側圧力パッド28を、ダブテール根元18の各ローブ29に一つ、合計2つ有し、これらパッド28はダブテールスロット14のスロット壁34により保持される形状となっている。圧力パッド28は、根元の半径方向内側部分に沿って根元外側圧力面32に向かって延在する根元端30を有する。スロット壁34はそれぞれ、組み立て時に、外側圧力面32と協動してブレード根元18を保持する。本発明の実施例では、外側パッド28を含むブレード根元18は、エンジン作動中に受けると予想される遠心力による応力の関数として設計されている。
【0013】
圧力パッド28の根元外側圧力面32は半径方向内側表面33を有し、この内側表面33は、組み立て時に、ダブテールスロット壁の半径方向内方部分37と接触関係で協動する。外側圧力面32は、圧力面の内側表面と外側表面との接合境界36から半径方向外向きに延在する半径方向外側表面35も有する。外側表面35は、ダブテールスロット壁の半径方向外側部分39と間隔をあけた並置関係にあり、概して接合境界36から半径方向外向きに、内側表面33と外側表面35との接合境界36にて始まる、たとえば約1°〜2°のような小さな角度にて発散している。この形状の特徴は、ブレードおよびロータの組立体に関して「クラウニング」(crowning)と称されることもあり、ロータの作動中、作動時の遠心力荷重により誘引される破砕応力を、圧力面32の全長に沿って根元圧力パッドとブレード構造(エーロフォイル)プライ両方に分散させることを可能にする。遠心力荷重は、内側表面33および外側表面35を互いに接近させるように作用する。
【0014】
ブレード根元18の外側圧力面32上の低摩擦摩耗コート38を用いて、ブレード根元における摩擦誘引応力を軽減する。このような摩耗コートは通常圧力面32に塗工し、硬化する。このような被覆材料としては、自己潤滑性フィルムまたはクロス、たとえばポリテトラフルオロエチレン(PTFE)繊維、有機アラミド繊維またはガラス繊維の織物などがある。たとえば米国特許第5,573,377号参照。市販の布を用いてもよい。また、テフロン材料や他の形態のPTFE材料を吹付けたものなどを用いることができる。低摩擦被覆と上述した「クラウニング」とを組合せると、作動中のロータ減速時にブレードがロータスロット内にロックされるのを防止するのに有効である。
【0015】
シム40が低摩擦摩耗コート38とスロット壁34との間に配置され、このシム40は、所望の硬度と表面仕上げを有し、低摩擦摩耗コート材料からさらに改善された性能を引き出し、摩耗コートの寿命を延ばし、スロット壁に摩耗が起こるのを防止する。この構成の特徴は、スロット壁が所望の摩耗特性がいつも得られるわけではないチタン合金である場合、特に重要である。シム40は取り替え、取り外しいずれも可能であり、スロット壁34の一部を構成するポスト50と通常称される部分の頂部に重ね合わされる。ロータディスクの場合、ポストはディスクポストと称される。
【0016】
シムは単一材料、たとえば鋼、チタンまたはチタン合金から形成することができ、あるいは片側に銅または銅合金などのコーティングを設けた単一材料とすることができる。別の形態では、シムは、バイメタル材料、たとえば鉄基合金(具体的には鋼)の帯板またはシートをそれより軟質な材料(具体的には銅または銅合金)の帯板またはシートに張り合わせたものとすることができる。片側に比較的硬質な鉄基合金を有し、他方の側に比較的軟質な銅または銅合金を有するバイメタルシムの場合、軟質側をスロット壁に向かい合わせ、スロット壁とシムとの相対運動を防止し、スロット壁の擦過や摩耗を回避する。本発明によれば、上述した形態のシムは、低摩擦コートに向かい合う側に、このようなコーティングの性能を向上する材料特性と表面仕上げを有する。スロット壁およびロータに向かい合うシムの他方の側は異なる材料製とすることができ、この他方の側の材料を犠牲材料とすれば、シムがスロット圧力面の摩耗や擦過の原因とならない。シムのスロット壁に向かい合う側に比較的軟質な材料を用いることにより、壁とシムとの相対運動を防止し、スロット壁の擦過や摩耗を防止する。また、摩擦係数がわかっている、低摩擦摩耗コートとシムとの間にほぼすべての運動が起こり、ブレード根元応力の最適化を十分に利用することができる。応力および重量軽減用穴90をベース60に貫通配置し、シム40の寿命を短縮するおそれのある応力を緩和する。
【0017】
シムは、横方向に離間した第1および第2末端64および68を有する長さ方向に延在するベース60と、第1および第2末端64および68からベースに向かって内方へ鋭角に曲げられた、長さ方向に延在する第1および第2レッグ70および72と、第1および第2レッグ70および72の第1および第2外向き表面84および86上の第1および第2低摩擦係数コーティング78および80とを含む。本発明に用いるコーティングとしては、樹脂バインダにポリテトラフルオロエチレン粉末を分散したものや、ポリテトラフルオロエチレンを含有する他のコーティングが適当である。
【0018】
以上、本発明を種々の実施態様、例および組合せについて説明した。しかし、当業者であれば、本発明には、その要旨から逸脱することなく、種々の変更、改変が可能であることが理解できるはずである。本発明の好適なかつ例示の実施態様とみなされるものを説明したが、当業者には、ここでの教示内容から本発明の他の変更例が明らかであり、したがって、このような変更例もすべて本発明の要旨の範囲内に包含される。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明の複合ファンブレードおよびシムを、ガスタービンエンジン・ロータのダブテールスロットに組み立てた状態にて示す分解図である。
【図2】図1の組立体における複合ブレードおよびシムを一部断面にて示す斜視図である。
【図3】ダブテールスロット内のブレード根元およびシムの組立体を示す拡大断面図である。
【符号の説明】
10 複合ファンブレード
12 エンジンロータ
14 スロット
16 エーロフォイル
18 根元
20 エーロフォイルプライ
22 根元プライ
28 圧力パッド
29 ローブ
30 根元端
32 圧力面
34 スロット壁
33 内側表面
35 外側表面
37 内方位置
39 外方位置
36 接合境界
38 摩耗コート
40 シム
Claims (7)
- 支持部材としてのロータにより保持された複数の複合ブレードを含み、各複合ブレードは複数の複合プライを結合してなってエーロフォイルおよび前記ロータによる保持に適当な形状のブレード根元を有し、前記ブレード根元は前記根元上に配置され前記ロータにより保持された複合根元外側圧力パッドを有し、この複合根元外側圧力パッドは複数の非金属複合プライを互いにかつ前記ブレード根元と結合してなり、
スロット壁を有する複数の円周方向に配置されたブレード根元受け入れスロットを含み、少なくともスロット壁の一部がブレード根元を受け入れる形状とされ、前記スロット壁は、半径方向内方部分と半径方向外方部分とを含みそして前記複合根元圧力パッドの根元外側圧力面の少なくとも一部を受け入れかつ保持する形状とされており、
前記ブレードは、前記複合根元外側圧力パッド上に根元外側圧力面を含み、この圧力面は、根元端から延在する半径方向内側表面と、この内側表面との接合境界から前記ブレードエーロフォイルに向けて延在する半径方向外側表面とを有し、前記内側表面は前記スロット壁に向けて押圧されかつスロット壁により保持され、
前記根元圧力面の半径方向外側表面と前記スロット壁の半径方向外側部分とは、組み立て時に、徐々に広がる間隔をあけた並置関係にあり、この間隔をあけた並置関係は前記根元圧力面内側表面および外側表面間の接合境界で始まって、そこから概して半径方向外方へ、ロータアセンブリの作動時にブレードにかかる所定量の遠心荷重の関数である発散量にて発散し、これにより作動中に前記根元外側圧力面の半径方向外側表面の少なくとも一部が前記スロット壁の半径方向外側表面に向けて押しつけられるようにし、
前記根元外側圧力面上にかつ前記圧力面と前記スロット壁との間に配置された低摩擦摩耗コートを含み、そして
前記スロット壁により保持されて前記低摩擦摩耗コートと前記スロット壁との間に配置されたブレード根元シムを含み、
前記ブレード根元シムは、横方向に離間した第1末端および第2末端を有する長さ方向に延在するベースと、前記第1末端から鋭角に前記ベースに向かって内向きに曲げられた長さ方向に延在する第1レッグと、この第1レッグの外向き第1表面上の低摩擦係数の第1コーティングとを備え、
前記低摩擦摩耗コートと前記ブレード根元シムの外向きに面する表面上の低摩擦係数コーティングとが接触し、
前記ブレード根元シムは、片側に銅又は銅合金を有し且つ他方の側に前記銅又は銅合金よりも硬質な鉄基合金を有するバイメタルシムであり、前記片側を前記スロット壁に向かい合わせる
ことを特徴とする、ロータアセンブリ。 - ロータにより保持された複数の複合ブレードを含み、各複合ブレードは複数の複合プライを結合してなってエーロフォイルおよび前記ロータによる保持に適当な形状のブレード根元を有し、
スロット壁を有する複数の円周方向に配置されたブレード根元受け入れスロットを含み、少なくともスロット壁の一部がブレード根元を受け入れる形状とされ、前記ブレードが前記スロット壁に面する根元外側圧力面を含み、
前記根元外側圧力面上にかつ前記圧力面と前記スロット壁との間に配置された低摩擦摩耗コートを含み、そして
前記スロット壁により保持されて前記低摩擦摩耗コートと前記スロット壁との間に配置されたブレード根元シムを含み、
前記ブレード根元シムは、横方向に離間した第1末端および第2末端を有する長さ方向に延在するベースと、前記第1末端から鋭角に前記ベースに向かって内向きに曲げられた長さ方向に延在する第1レッグと、この第1レッグの外向き第1表面上の低摩擦係数の第1コーティングとを備え、
前記低摩擦摩耗コートと前記ブレード根元シムの外向きに面する表面上の前記第1コーティングとが直接接触し、
前記ブレード根元シムは、片側に銅又は銅合金を有し且つ他方の側に前記銅又は銅合金よりも硬質な鉄基合金を有するバイメタルシムであり、前記片側を前記スロット壁に向かい合わせる
ことを特徴とする、ロータアセンブリ。 - 前記第1コーティングがポリテトラフルオロエチレン粉末を樹脂バインダ中に分散してなる、請求項1又は2に記載のロータアセンブリ。
- 前記第1コーティングがポリテトラフルオロエチレンを含有する、請求項1又は2に記載のロータアセンブリ。
- 前記ブレード根元シムは、さらに、前記第2末端から鋭角に前記ベースに向かって内向きに曲げられた長さ方向に延在する第2レッグと、この第2レッグの外向き第2表面上の低摩擦係数の第2コーティングとを備える、請求項1又は2に記載のロータアセンブリ。
- 前記第1及び第2コーティングがポリテトラフルオロエチレン粉末を樹脂バインダ中に分散してなる、請求項5に記載のロータアセンブリ。
- 前記第1及び第2コーティングがポリテトラフルオロエチレンを含有する、請求項5に記載のロータアセンブリ。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/399197 | 1999-09-17 | ||
US09/399,197 US6290466B1 (en) | 1999-09-17 | 1999-09-17 | Composite blade root attachment |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2001132407A JP2001132407A (ja) | 2001-05-15 |
JP5099941B2 true JP5099941B2 (ja) | 2012-12-19 |
Family
ID=23578557
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2000279036A Expired - Fee Related JP5099941B2 (ja) | 1999-09-17 | 2000-09-14 | 複合ブレード根元取付装置 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6290466B1 (ja) |
EP (1) | EP1085172A3 (ja) |
JP (1) | JP5099941B2 (ja) |
BR (1) | BR0004168A (ja) |
CA (1) | CA2317840C (ja) |
MX (1) | MXPA00008980A (ja) |
SG (1) | SG87167A1 (ja) |
Families Citing this family (68)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2831207B1 (fr) * | 2001-10-24 | 2004-06-04 | Snecma Moteurs | Plates-formes pour aubes d'un ensemble rotatif |
SE523720C2 (sv) * | 2001-10-31 | 2004-05-11 | Saab Ab | Anordning och metod vid rotorblad |
GB2387203B (en) * | 2002-04-02 | 2005-10-05 | Rolls Royce Plc | Rotor disc for gas turbine engine |
US6857856B2 (en) * | 2002-09-27 | 2005-02-22 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Tailored attachment mechanism for composite airfoils |
US7300255B2 (en) * | 2002-09-27 | 2007-11-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Laminated turbomachine airfoil with jacket and method of making the airfoil |
US6860722B2 (en) * | 2003-01-31 | 2005-03-01 | General Electric Company | Snap on blade shim |
US6908285B2 (en) * | 2003-04-08 | 2005-06-21 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling rotatable machines |
US20050158171A1 (en) * | 2004-01-15 | 2005-07-21 | General Electric Company | Hybrid ceramic matrix composite turbine blades for improved processibility and performance |
FR2872884B1 (fr) * | 2004-07-07 | 2006-11-10 | Snecma Moteurs Sa | Procede de protection des surfaces de contact entre deux pieces metalliques beneficiant d'une telle protection |
US8180596B2 (en) * | 2004-07-13 | 2012-05-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling rotatable machines |
US7278821B1 (en) * | 2004-11-04 | 2007-10-09 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
US7329101B2 (en) * | 2004-12-29 | 2008-02-12 | General Electric Company | Ceramic composite with integrated compliance/wear layer |
US7572101B2 (en) * | 2005-02-22 | 2009-08-11 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling rotatable machines |
US20060263613A1 (en) * | 2005-05-20 | 2006-11-23 | General Electric Company | Temperature dependent transparent optical coatings for high temperature absorption |
US7217099B2 (en) * | 2005-05-24 | 2007-05-15 | General Electric Company | Coated forward stub shaft dovetail slot |
FR2890126B1 (fr) * | 2005-08-26 | 2010-10-29 | Snecma | Ensemble et procede pour le montage du pied d'une aube de turbomachine, soufflante, compresseur et turbomachine comportant un tel ensemble |
DE102006049818A1 (de) * | 2006-10-18 | 2008-04-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Fanschaufel aus Textilverbundwerkstoff |
US7806655B2 (en) * | 2007-02-27 | 2010-10-05 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling blade shims |
FR2913735B1 (fr) * | 2007-03-16 | 2013-04-19 | Snecma | Disque de rotor d'une turbomachine |
FR2918703B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Ensemble de rotor de turbomachine |
FR2918702B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Clinquant pour aube de turbomachine |
US8206118B2 (en) | 2008-01-04 | 2012-06-26 | United Technologies Corporation | Airfoil attachment |
US8210819B2 (en) * | 2008-02-22 | 2012-07-03 | Siemens Energy, Inc. | Airfoil structure shim |
FR2927997A1 (fr) * | 2008-02-25 | 2009-08-28 | Snecma Sa | Procede pour tester un revetement de pied d'aube. |
FR2927998A1 (fr) * | 2008-02-25 | 2009-08-28 | Snecma Sa | Machine de test d'un revetement pour pied d'aube. |
US8123463B2 (en) * | 2008-07-31 | 2012-02-28 | General Electric Company | Method and system for manufacturing a blade |
FR2937370B1 (fr) * | 2008-10-16 | 2013-06-14 | Snecma | Disque de roue de turbine. |
FR2945331B1 (fr) * | 2009-05-07 | 2011-07-22 | Snecma | Virole pour stator de turbomoteur d'aeronef a fentes de dechargement mecanique d'aubes. |
US9488059B2 (en) | 2009-08-05 | 2016-11-08 | Hamilton Sundstrand Corporation | Fan blade dovetail with compliant layer |
US8282356B2 (en) * | 2009-11-03 | 2012-10-09 | General Electric Company | Apparatus and method for reducing wear in disk lugs |
GB0922308D0 (en) * | 2009-12-22 | 2010-02-03 | Rolls Royce Plc | Hydrophobic surface |
FR2955904B1 (fr) * | 2010-02-04 | 2012-07-20 | Snecma | Soufflante de turbomachine |
US8573947B2 (en) * | 2010-03-10 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Composite fan blade dovetail root |
US8794925B2 (en) | 2010-08-24 | 2014-08-05 | United Technologies Corporation | Root region of a blade for a gas turbine engine |
US8672634B2 (en) * | 2010-08-30 | 2014-03-18 | United Technologies Corporation | Electroformed conforming rubstrip |
GB201104994D0 (en) * | 2011-03-25 | 2011-05-11 | Rolls Royce Plc | a rotor having an annulus filler |
GB201106276D0 (en) * | 2011-04-14 | 2011-05-25 | Rolls Royce Plc | Annulus filler system |
FR2974593B1 (fr) * | 2011-04-28 | 2015-11-13 | Snecma | Moteur a turbine comportant une protection metallique d'une piece composite |
US9840917B2 (en) | 2011-12-13 | 2017-12-12 | United Technologies Corporation | Stator vane shroud having an offset |
US8899914B2 (en) | 2012-01-05 | 2014-12-02 | United Technologies Corporation | Stator vane integrated attachment liner and spring damper |
US8920112B2 (en) | 2012-01-05 | 2014-12-30 | United Technologies Corporation | Stator vane spring damper |
FR2991372B1 (fr) * | 2012-06-04 | 2014-05-16 | Snecma | Roue de turbine dans une turbomachine |
US10633985B2 (en) * | 2012-06-25 | 2020-04-28 | General Electric Company | System having blade segment with curved mounting geometry |
US9239062B2 (en) * | 2012-09-10 | 2016-01-19 | General Electric Company | Low radius ratio fan for a gas turbine engine |
US9410439B2 (en) | 2012-09-14 | 2016-08-09 | United Technologies Corporation | CMC blade attachment shim relief |
WO2014088673A2 (en) | 2012-09-20 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine fan spacer platform attachments |
US9650902B2 (en) | 2013-01-11 | 2017-05-16 | United Technologies Corporation | Integral fan blade wear pad and platform seal |
US9745856B2 (en) | 2013-03-13 | 2017-08-29 | Rolls-Royce Corporation | Platform for ceramic matrix composite turbine blades |
US9506356B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite retention feature |
US10519788B2 (en) * | 2013-05-29 | 2019-12-31 | General Electric Company | Composite airfoil metal patch |
EP2851515A1 (de) * | 2013-09-24 | 2015-03-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Anordnung zur Befestigung von Turbinenschaufeln |
WO2015057369A1 (en) * | 2013-10-14 | 2015-04-23 | United Technologies Corporation | Blade wedge attachment lay-up |
US9896946B2 (en) * | 2013-10-31 | 2018-02-20 | General Electric Company | Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same |
EP3094825A1 (en) * | 2014-01-16 | 2016-11-23 | General Electric Company | Composite blade root stress reducing shim |
US9976429B2 (en) | 2015-06-09 | 2018-05-22 | General Electric Company | Composite disk |
EP3307989B1 (de) * | 2015-08-19 | 2020-09-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenschaufel oder verdichterschaufel mit anti-fretting-beschichtung im schaufelfussbereich und rotor |
US10677259B2 (en) | 2016-05-06 | 2020-06-09 | General Electric Company | Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge |
US10753368B2 (en) * | 2016-08-23 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Multi-piece non-linear airfoil |
US10767498B2 (en) | 2018-04-03 | 2020-09-08 | Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. | Turbine disk with pinned platforms |
US10890081B2 (en) | 2018-04-23 | 2021-01-12 | Rolls-Royce Corporation | Turbine disk with platforms coupled to disk |
US10577961B2 (en) | 2018-04-23 | 2020-03-03 | Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. | Turbine disk with blade supported platforms |
US11346363B2 (en) | 2018-04-30 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Composite airfoil for gas turbine |
US11286796B2 (en) | 2019-05-08 | 2022-03-29 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled attachment sleeve for a ceramic matrix composite rotor blade |
JP7236337B2 (ja) * | 2019-06-19 | 2023-03-09 | 三菱重工業株式会社 | 複合材翼及び複合材翼の成形方法 |
CN113833691A (zh) * | 2020-06-08 | 2021-12-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种风扇组件及涡轮风扇发动机 |
CN112412541B (zh) * | 2020-11-05 | 2022-07-15 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带凸肩一级转子结构 |
FR3127522A1 (fr) * | 2021-09-24 | 2023-03-31 | Safran Aircraft Engines | Procede de preparation d’un pied d’une aube de turbomachine |
FR3139363A1 (fr) * | 2022-09-01 | 2024-03-08 | Safran Aircraft Engines | Clinquant pour disque de turbine de turbomachine, ensemble pour rotor comportant un tel clinquant et procédé de montage d’un tel ensemble |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3640640A (en) * | 1970-12-04 | 1972-02-08 | Rolls Royce | Fluid flow machine |
US3752600A (en) | 1971-12-09 | 1973-08-14 | United Aircraft Corp | Root pads for composite blades |
US4040770A (en) | 1975-12-22 | 1977-08-09 | General Electric Company | Transition reinforcement of composite blade dovetails |
US4169694A (en) * | 1977-07-20 | 1979-10-02 | Electric Power Research Institute, Inc. | Ceramic rotor blade having root with double curvature |
US5160243A (en) * | 1991-01-15 | 1992-11-03 | General Electric Company | Turbine blade wear protection system with multilayer shim |
FR2685732B1 (fr) | 1991-12-31 | 1994-02-25 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite. |
US5573377A (en) | 1995-04-21 | 1996-11-12 | General Electric Company | Assembly of a composite blade root and a rotor |
-
1999
- 1999-09-17 US US09/399,197 patent/US6290466B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-09-05 SG SG200005084A patent/SG87167A1/en unknown
- 2000-09-07 CA CA2317840A patent/CA2317840C/en not_active Expired - Fee Related
- 2000-09-13 EP EP00307926A patent/EP1085172A3/en not_active Withdrawn
- 2000-09-13 MX MXPA00008980A patent/MXPA00008980A/es active IP Right Grant
- 2000-09-14 BR BR0004168-8A patent/BR0004168A/pt not_active IP Right Cessation
- 2000-09-14 JP JP2000279036A patent/JP5099941B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2317840A1 (en) | 2001-03-17 |
SG87167A1 (en) | 2002-03-19 |
CA2317840C (en) | 2011-02-15 |
EP1085172A2 (en) | 2001-03-21 |
EP1085172A3 (en) | 2003-09-17 |
MXPA00008980A (es) | 2002-05-23 |
JP2001132407A (ja) | 2001-05-15 |
US6290466B1 (en) | 2001-09-18 |
BR0004168A (pt) | 2001-04-17 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP5099941B2 (ja) | 複合ブレード根元取付装置 | |
JP5362252B2 (ja) | ターボ機械の羽根用のダンパ | |
US5573377A (en) | Assembly of a composite blade root and a rotor | |
US10837457B2 (en) | Composite blade root stress reducing shim | |
JP4869616B2 (ja) | 蒸気タービン動翼と蒸気タービンロータ及びそれを用いた蒸気タービン並びにその発電プラント | |
CN101344013B (zh) | 一种涡轮机转子组件 | |
EP1867836B1 (en) | Enhanced bucket vibration damping system | |
US8876478B2 (en) | Turbine blade combined damper and sealing pin and related method | |
US5368444A (en) | Anti-fretting blade retention means | |
US8231352B2 (en) | Vibration damper assembly | |
EP1477634A2 (en) | Vibration damper assembly for the buckets of a turbine | |
CN102245859B (zh) | 具有相对于轮盘锁定叶片的轴向保持装置的涡轮机叶轮 | |
RU2580447C2 (ru) | Система лопаток и соответствующая газовая турбина | |
US6659725B2 (en) | Vibration damping | |
US20010024614A1 (en) | Blade assembly with damping elements | |
RU2517005C2 (ru) | Турбинная или компрессорная лопатка | |
US20080310778A1 (en) | Air Foil Bearing Having a Porous Foil | |
CN101344015A (zh) | 涡轮机叶片用的衬垫 | |
US5593282A (en) | Turbomachine rotor construction including a serrated root section and a rounded terminal portion on a blade root, especially for an axial-flow turbine of a gas turbine engine | |
JP2014502693A (ja) | ガスタービンブレードを減衰させる方法、およびそれを実施するための振動ダンパ | |
US2917274A (en) | Compressor and turbine blades | |
JP2013170577A (ja) | 複合タービン要素のための層間応力を低下させる構成 | |
WO2008030324A2 (en) | Method for damping vibrations in a steam turbine and low coefficient of friction, wear resistant coating for steam turbine blade contact areas | |
EP3865666B1 (en) | Blade for a turbomachine with a shroud | |
US20160298457A1 (en) | Rotor damper |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070912 |
|
RD02 | Notification of acceptance of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7422 Effective date: 20090917 |
|
RD04 | Notification of resignation of power of attorney |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7424 Effective date: 20090917 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20100202 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20100428 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20100507 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20100729 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20110201 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20110601 |
|
A911 | Transfer to examiner for re-examination before appeal (zenchi) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911 Effective date: 20110608 |
|
A912 | Re-examination (zenchi) completed and case transferred to appeal board |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A912 Effective date: 20110930 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20120319 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20120323 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20120813 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20120925 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20151005 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |