RU2526607C2 - Усиленная прокладка лопатки вентилятора - Google Patents
Усиленная прокладка лопатки вентилятора Download PDFInfo
- Publication number
- RU2526607C2 RU2526607C2 RU2011148428/06A RU2011148428A RU2526607C2 RU 2526607 C2 RU2526607 C2 RU 2526607C2 RU 2011148428/06 A RU2011148428/06 A RU 2011148428/06A RU 2011148428 A RU2011148428 A RU 2011148428A RU 2526607 C2 RU2526607 C2 RU 2526607C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gasket
- fan
- tail
- compartment
- fan blade
- Prior art date
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
- F01D5/30—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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/04—Antivibration arrangements
- F01D25/06—Antivibration arrangements for preventing blade vibration
-
- 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)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
Прокладка для вставления между хвостом лопатки вентилятора турбореактивного двигателя и нижней частью отсека, в котором размещен этот хвост. Отсек ограничен диском вентилятора. Прокладка имеет металлический элемент жесткости, оснащенный, по меньшей мере, одним наружным элементом, выполненным из эластомерного материала, и содержащий несущую поверхность (134) этого наружного элемента. Несущая поверхность (134) содержит, по меньшей мере, одну волнистую зону (136). Достигается надежное удержание и демпфирование лопатки за счет улучшенного сцепления между элементом жесткости и наружным элементом. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение в целом относится к области вентиляторов турбореактивного двигателя для воздушного судна и более конкретно к прокладкам, выполненным с возможностью вставления между хвостом лопаток вентилятора и нижней частью отсеков, образованных диском вентилятора.
Предшествующий уровень техники
Вид в разобранном состоянии такого вентилятора реактивного двигателя изображен на фиг.1. Он в целом содержит диск 2, центрированный на оси 4 вентилятора, на котором по периферии диска образованы зубья 6, расположенные на расстоянии друг от друга в окружном направлении, причем каждый зуб простирается, приблизительно, продольно и радиально и, приблизительно, параллельно оси 4. Два последовательных зуба 6 в окружном направлении ограничивают отсек 8 между ними, который будет удерживать хвост 12 лопатки 10 вентилятора. Каждый зуб имеет расширенную головку для удерживания лопаток в направлении радиально наружу известным способом. Иначе говоря, отсек 8 имеет суженный наружный радиальный конец, через который может проходить ножка лопатки с меньшим сечением, чем ее хвост 12. Таким образом, полученная сборка является сборкой типа ласточкин хвост или «елочное крепление».
К тому же вентилятор 1 содержит прокладку 20, связанную с каждой лопаткой 10, и вставленную между нижним концом хвоста 12 лопатки и нижней частью 8а отсека, связанного с рассматриваемой лопаткой.
Как лучше видно из фиг.2, прокладка 20 блокирует лопатку 10 в направлении радиально вовнутрь, а так же способствует соприкосновению поверхностей соприкосновения хвоста 12 с силовым концом зубьев 6. К тому же, как видно из фиг.1, прокладка 20 содержит упор 22 осевого удерживания для ее соответствующей лопатки, причем этот упор 22 выполнен с возможностью нахождения в соприкосновении с удерживающим кольцом (не изображенным), поддерживаемым диском 2 и центрированным на оси 4.
Прокладка 20 обычно содержит металлический элемент 24 жесткости, вокруг которого помещены один или несколько наружных элементов 26, выполненных из эластомерного материала, следовательно, этот элемент 26 соприкасается с нижней частью 8а отсека и радиально внутренним концом хвоста 12 лопатки. Известным способом каждый элемент 26 выполнен посредством инжекционного формования на металлическом элементе жесткости, который предпочтительно выполнен из титана. Заливка посредством инжекционного способа связывает наружный элемент 26, выполненный из эластомерного материала, на несущей поверхности, предусмотренной на элементе 24 жесткости.
Несмотря на то что это технологическое решение широко используется в турбореактивных двигателях, оно может вызвать проблемы отделения (отслоения) наружного элемента 26. Эта проблема возникает, по существу, когда прокладка 20 вставлена между хвостом 12 и нижней частью 8а отсека во время установки двигателя и/или во время операций манипулирования, необходимых для вставления прокладки. Как схематично изображено на фиг.1, можно заметить, что прокладка вставляется в предназначенное для нее пространство посредством ее скольжения вдоль продольного направления 30, которое обычно слегка искривлено.
Когда происходит этот тип отрывания, свойства удерживания лопатки, связанные с это прокладкой, больше не могут быть удовлетворительными. К тому же, поскольку прокладка также выполняет функцию уменьшения вибрации в лопатке, ухудшение прокладки приведет к уменьшению демпфирования вибраций, происходящих на этой лопатке вентилятора во время работы.
Краткое изложение сущности изобретения
Следовательно, целью изобретения является, по меньшей мере, частичное преодоление недостатков, упомянутых выше, относящихся к вариантам осуществления согласно предшествующему уровню техники.
Для достижения этого целью изобретения является прокладка по п.1 или 2.
Предпочтительно, прокладка имеет форму полосы, простирающейся вдоль продольного направления, причем упомянутая волнистая зона содержит множество волн, следующих друг за другом вдоль этого же направления. Расположенные таким образом волны обеспечивают улучшенное сопротивление отслаиванию наружного элемента, выполненного из эластомерного материала, когда прокладка вставляется между хвостом лопатки и нижней частью отсека. Эти волны затем образуют непосредственные препятствия для взаимных смещений между элементом жесткости и наружным элементом прокладки вдоль продольного направления, которое обычно соответствует направлению, в котором прокладка вставляется в предназначенное для нее пространство под лопаткой.
Предпочтительно наружный элемент, выполненный из эластомерного материала, является вставкой, выполненной посредством литья на металлическом элементе жесткости, предпочтительно посредством инжекции под высоким давлением.
Предпочтительно металлический элемент жесткости выполнен из титана.
Другой целью изобретения является вентилятор турбореактивного двигателя, содержащий множество лопаток вентилятора и диск, образующий множество отсеков вокруг его периферии, причем хвост каждой лопатки вентилятора размещен в одном из отсеков, и прокладка, подобная той, что описана выше, вставлена между нижней частью отсека и упомянутым хвостом.
Предпочтительно каждая прокладка перемещается вдоль хвоста ее соответствующей лопатки вентилятора.
Предпочтительно каждая прокладка имеет упор осевого удерживания для его соответствующей лопатки вентилятора.
Наконец, другой целью изобретения является турбореактивный двигатель воздушного судна, содержащий вентилятор, подобный тому, который описан выше.
Другие преимущества и характеристики изобретения будут поняты из неограничивающего подробного описания, данного ниже.
Краткое описание чертежей
Это описание будет выполнено относительно прилагаемых чертежей, в которых:
- на уже описанной фиг.1 изображен вид в перспективе в разобранном состоянии части вентилятора турбореактивного двигателя для воздушного судна с известной конструкцией согласно предшествующему уровню техники;
- на фиг.2, также уже описанной, изображен вид в частичном разрезе вентилятора, изображенного на фиг.1;
- на фиг.3 изображен вид в перспективе прокладки для вентилятора турбореактивного двигателя согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения;
- на фиг.4 изображен вид, подобный фиг.3, на котором наружный элемент, выполненный из эластомерного материала, был удален для того, чтобы показать только металлический элемент жесткости и его несущую поверхность наружного элемента; и
- на фиг.4а изображен вид в разрезе, взятом по плоскости Р на фиг.4а, включая продольное направление прокладки, и на котором изображены волнистые зоны несущей поверхности, образованной металлическим элементом жесткости.
Подробное описание вариантов осуществления настоящего изобретения
Таким образом, на фиг.3 изображена прокладка 120, выполненная согласно предпочтительному варианту осуществления настоящего изобретения. Эта прокладка, которая имеет наружную форму, практически идентичную или подобную форме прокладки 20 согласно предшествующему уровню техники, изображенной на фиг.1 и 2, также имеет общую форму полосы, простирающейся вдоль продольного направления 130, с изогнутой формой, соответствующей направлению, вдоль которого также простираются хвост 12 его соответствующей лопатки и нижняя часть 8а отсека. Таким образом, следует понимать, что прокладка 120 будет вставлена между лопаткой 10 и нижней частью 8а отсека 8, которые изображены на фиг.1, с целью удерживания лопатки и демпфирования вибраций лопатки.
Как видно из фиг.3, металлический элемент 124 жесткости, предпочтительно выполненный из титана, оснащен наружным элементом 126 из эластомерного материала, который частично накрывает наружную поверхность этого элемента жесткости. Иначе говоря, наружный элемент 126, выполненный посредством инжекционного формования под высоким давлением эластомерного материала на элементе жесткости 124, оставляет часть наружной поверхности этого элемента жесткости свободной.
На фиг.4 изображен этот же элемент жесткости в состоянии, в котором он еще не покрыт его наружным элементом 126. Это делает несущую поверхность 134 этого наружного элемента видимой на фиг.4 и 4а, из которых видно, что она имеет несколько волнистых зон 136. Каждая волнистая зона 136 в действительности образована из последовательности волн 140, между которыми образованы закругленные впадины 142. Таким образом, во время инжекционного формования эластомерного материала эластомерный материал будет проникать во впадины 142, следствием чего является двукратное увеличение площади сцепления элемента 126 на элементе 124 жесткости и создание множества механических зацеплений волн элемента жесткости во впадинах на наружном элементе и наоборот.
В этом отношении для дополнительного уменьшения рисков отслаивания элемента 126 волны 140 каждой волнистой зоны 136 предусмотрены в последовательности вдоль продольного направления 130, в котором прокладка 120 может, как правило, смещаться относительно диска 2, чтобы быть вставленной между хвостом 12 лопатки и нижней частью 8а отсека. Как видно из фиг.4, предусмотрены две волнистые зоны 136, ориентированные в противоположных направлениях, одна из которых, возможно, прервана в одном или нескольких местах посредством элемента 124 жесткости, который образует часть наружной поверхности готовой прокладки. Когда прокладка будет вставлена на место в ее отсеке, волны 140 будут простираться вдоль окружного направления диска 2 вентилятора в направлении их амплитуды.
К тому же две волнистые зоны 136 соединены друг с другом посредством радиально наружной зоны 146 и радиально внутренней зоны (невидимой на фиг.4), причем эти две зоны являются предпочтительно плоскими и параллельными направлению 130. Они также образуют неотъемлемую часть несущей поверхности 134, на которой будет закреплен элемент 126, выполненный из эластомерного материала, когда инжекционное формование будет завершено.
Очевидно, прокладка 120, изображенная в этом документе, также имеет упор 122 осевого удерживания для ее соответствующей лопатки вентилятора, имеющий такую же геометрию, как упор 22, изображенный на прокладке 22 на фиг.1
Очевидно, специалисты в данной области техники могут выполнить различные изменения изобретения, так как оно было описано только посредством неограничивающих примеров.
Claims (9)
1. Прокладка (120), выполненная с возможностью вставления между хвостом (12) лопасти вентилятора турбореактивного двигателя и нижней частью (8а) отсека (8), в котором размещен этот хвост, причем отсек ограничен диском (2) вентилятора, причем упомянутая прокладка имеет металлический элемент (124) жесткости, оснащенный, по меньшей мере, одним наружным элементом (126), выполненным из эластомерного материала, причем упомянутый элемент жесткости имеет несущую поверхность (134) упомянутого наружного элемента, выполненного из эластомерного материала, отличающаяся тем, что упомянутая несущая поверхность (134) содержит, по меньшей мере, одну волнистую зону (136).
2. Прокладка по п.1, отличающаяся тем, что упомянутая несущая поверхность (134) имеет две волнистые зоны (136), ориентированные в противоположных направлениях.
3. Прокладка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что прокладка имеет форму полосы, простирающейся вдоль продольного направления (130), и тем, что упомянутая волнистая зона (130) содержит множество волн (140), следующих друг за другом вдоль упомянутого продольного направления (130).
4. Прокладка по п.1, отличающаяся тем, что упомянутый наружный элемент (126) выполнен посредством литья со вставкой на металлический элемент (124) жесткости.
5. Прокладка по п.1, отличающаяся тем, что металлический элемент (124) жесткости выполнен из титана.
6. Вентилятор (1) турбореактивного двигателя, содержащий множество лопастей (10) вентилятора и диск (2), образующий множество отсеков (8) вокруг его периферии, причем хвост (12) каждой лопасти (10) вентилятора размещен в одном из отсеков (8), и прокладка (120) по п.1 вставлена между нижней частью (8а) отсека и упомянутым хвостом (12).
7. Вентилятор по п.6, отличающийся тем, что каждая прокладка (12) перемещается вдоль хвоста (12) ее соответствующей лопасти вентилятора.
8. Вентилятор по п.6 или 7, отличающийся тем, что каждая прокладка (120) имеет упор (122) осевого удерживания для его соответствующей лопасти вентилятора.
9. Турбореактивный двигатель воздушного судна, содержащий вентилятор (1) по п.6.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0952812A FR2945074B1 (fr) | 2009-04-29 | 2009-04-29 | Cale d'aube de soufflante renforcee |
FR0952812 | 2009-04-29 | ||
PCT/EP2010/055689 WO2010125089A1 (fr) | 2009-04-29 | 2010-04-28 | Cale d'aube de soufflante renforcee |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011148428A RU2011148428A (ru) | 2013-06-10 |
RU2526607C2 true RU2526607C2 (ru) | 2014-08-27 |
Family
ID=41508313
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011148428/06A RU2526607C2 (ru) | 2009-04-29 | 2010-04-28 | Усиленная прокладка лопатки вентилятора |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8870545B2 (ru) |
EP (1) | EP2425100B1 (ru) |
JP (1) | JP5699131B2 (ru) |
CN (1) | CN102414397B (ru) |
BR (1) | BRPI1013981B1 (ru) |
CA (1) | CA2760290C (ru) |
FR (1) | FR2945074B1 (ru) |
RU (1) | RU2526607C2 (ru) |
WO (1) | WO2010125089A1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2662755C2 (ru) * | 2016-11-29 | 2018-07-30 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения. Ротор бустера и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения, с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств. Способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора |
RU185519U1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-12-07 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" | Демпфирующее устройство рабочих лопаток тепловых турбин |
RU2686353C2 (ru) * | 2017-06-27 | 2019-04-25 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Место крепления рабочих лопаток роторов компрессора низкого и высокого давления авиадвигателей пятого поколения, ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств, способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов компрессора |
RU2694603C2 (ru) * | 2014-10-13 | 2019-07-16 | Сафран Эйркрафт Энджинз | Способ выполнения работ на роторе и связанный с ним профильный элемент |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IT1403416B1 (it) * | 2010-12-21 | 2013-10-17 | Avio Spa | Rotore palettato di una turbina a gas per motori aeronautici e metodo per il raffreddamento di detto rotore palettato |
FR2981132B1 (fr) * | 2011-10-10 | 2013-12-06 | Snecma | Ensemble pour turbomachine a refroidissement de disque |
FR2984429B1 (fr) | 2011-12-16 | 2014-02-14 | Snecma | Bandes d'amortissement de vibrations a evacuation de fluides, pour protection acoustique de carter de soufflante de turbomachine d'aeronef |
US8851854B2 (en) | 2011-12-16 | 2014-10-07 | United Technologies Corporation | Energy absorbent fan blade spacer |
EP2711504A1 (de) * | 2012-09-19 | 2014-03-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Vorrichtung zum Überbrücken eines Spiels |
US9422819B2 (en) * | 2012-12-18 | 2016-08-23 | United Technologies Corporation | Rotor blade root spacer for arranging between a rotor disk and a root of a rotor blade |
EP2946080B1 (en) | 2013-01-17 | 2018-05-30 | United Technologies Corporation | Rotor blade root spacer with grip element |
US9506356B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-11-29 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Composite retention feature |
FR3004484B1 (fr) * | 2013-04-11 | 2017-09-08 | Snecma | Aube de turbomachine cooperant avec un disque de retention d'aubes |
EP3058179B1 (en) * | 2013-10-11 | 2020-01-15 | United Technologies Corporation | Compressible fan blade with root spacer |
US20150192144A1 (en) * | 2014-01-08 | 2015-07-09 | United Technologies Corporation | Fan Assembly With Fan Blade Under-Root Spacer |
GB201417417D0 (en) * | 2014-10-02 | 2014-11-19 | Rolls Royce Plc | Slider |
US10099323B2 (en) * | 2015-10-19 | 2018-10-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotating structure and a method of producing the rotating structure |
FR3049306B1 (fr) * | 2016-03-24 | 2018-03-23 | Snecma Mexico, S.A. De C.V. | Outil d'extraction de cales dans une turbomachine |
US10738626B2 (en) * | 2017-10-24 | 2020-08-11 | General Electric Company | Connection assemblies between turbine rotor blades and rotor wheels |
CN109630465A (zh) * | 2018-12-16 | 2019-04-16 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种风扇垫片 |
US11555407B2 (en) | 2020-05-19 | 2023-01-17 | General Electric Company | Turbomachine rotor assembly |
KR102355521B1 (ko) | 2020-08-19 | 2022-01-24 | 두산중공업 주식회사 | 압축기 블레이드의 조립구조와 이를 포함하는 가스 터빈 및 압축기 블레이드의 조립방법 |
KR102454379B1 (ko) * | 2020-09-08 | 2022-10-14 | 두산에너빌리티 주식회사 | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 |
US20230383658A1 (en) | 2020-10-16 | 2023-11-30 | Safran Aircraft Engines | Fastening assembly for a turbomachine blade |
US11834960B2 (en) * | 2022-02-18 | 2023-12-05 | General Electric Company | Methods and apparatus to reduce deflection of an airfoil |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU241833A1 (ru) * | А. Ф. Кармадонов , В. И. Рогачёв | Металлопластмассовый вкладыш подшипникаскольжения | ||
SU418618A1 (ru) * | 1972-01-25 | 1974-03-05 | ||
SU435360A1 (ru) * | 1972-06-13 | 1974-07-05 | В. Э. Гохберг, В. Д. Шалаев , В. Н. Шеповалов | Устройство для демпфирования колебаний рабочих лопаток турбомашины |
WO1996041068A1 (en) * | 1995-06-07 | 1996-12-19 | National Research Council Of Canada | Anti-fretting barrier |
RU2309301C2 (ru) * | 2002-06-27 | 2007-10-27 | Снекма Мотер | Стопорный клин для ножки лопатки вентилятора |
Family Cites Families (33)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2786648A (en) * | 1950-04-04 | 1957-03-26 | United Aircraft Corp | Blade locking device |
GB1549152A (en) * | 1977-01-11 | 1979-08-01 | Rolls Royce | Rotor stage for a gas trubine engine |
US4265595A (en) * | 1979-01-02 | 1981-05-05 | General Electric Company | Turbomachinery blade retaining assembly |
US4711007A (en) * | 1986-09-29 | 1987-12-08 | Westinghouse Electric Corp. | Method and apparatus for installing free standing turbine blades |
DE3815977A1 (de) * | 1988-05-10 | 1989-11-30 | Mtu Muenchen Gmbh | Folienzwischenlage zur fuegung von reibkorrosionsgefaehrdeten maschinenbauteilen |
US5160243A (en) * | 1991-01-15 | 1992-11-03 | General Electric Company | Turbine blade wear protection system with multilayer shim |
US5356545A (en) * | 1991-01-15 | 1994-10-18 | General Electric Company | Curable dry film lubricant for titanium alloys |
US5240375A (en) * | 1992-01-10 | 1993-08-31 | General Electric Company | Wear protection system for turbine engine rotor and blade |
US5282720A (en) * | 1992-09-15 | 1994-02-01 | General Electric Company | Fan blade retainer |
US5431543A (en) * | 1994-05-02 | 1995-07-11 | Westinghouse Elec Corp. | Turbine blade locking assembly |
FR2746456B1 (fr) * | 1996-03-21 | 1998-04-30 | Snecma | Dispositif de retenue du pied des aubes d'une soufflante |
US6132175A (en) * | 1997-05-29 | 2000-10-17 | Alliedsignal, Inc. | Compliant sleeve for ceramic turbine blades |
US6109877A (en) * | 1998-11-23 | 2000-08-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade-to-disk retention device |
US6431835B1 (en) * | 2000-10-17 | 2002-08-13 | Honeywell International, Inc. | Fan blade compliant shim |
US6481971B1 (en) * | 2000-11-27 | 2002-11-19 | General Electric Company | Blade spacer |
US6416280B1 (en) * | 2000-11-27 | 2002-07-09 | General Electric Company | One piece spinner |
US6837686B2 (en) * | 2002-09-27 | 2005-01-04 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade retention scheme using a retention tab |
US6860722B2 (en) * | 2003-01-31 | 2005-03-01 | General Electric Company | Snap on blade shim |
JP2005273646A (ja) * | 2004-02-25 | 2005-10-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 動翼体及びこの動翼体を有する回転機械 |
FR2881174B1 (fr) * | 2005-01-27 | 2010-08-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de positionnement d'une aube et disque aubage comportant un tel dispositif |
FR2888897B1 (fr) | 2005-07-21 | 2007-10-19 | Snecma | Dispositif d'amortissement des vibrations d'un anneau de retention axiale des aubes de soufflante d'une turbomachine |
FR2890684B1 (fr) * | 2005-09-15 | 2007-12-07 | Snecma | Clinquant pour aube de turboreacteur |
FR2900437B1 (fr) * | 2006-04-27 | 2008-07-25 | Snecma Sa | Systeme de retention des aubes dans un rotor |
US7806662B2 (en) * | 2007-04-12 | 2010-10-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade retention system for use in a gas turbine engine |
FR2918129B1 (fr) * | 2007-06-26 | 2009-10-30 | Snecma Sa | Perfectionnement a une cale intercalee entre un pied d'aube et le fond de l'alveole du disque dans laquelle il est monte |
FR2918702B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Clinquant pour aube de turbomachine |
FR2918703B1 (fr) * | 2007-07-13 | 2009-10-16 | Snecma Sa | Ensemble de rotor de turbomachine |
FR2921409B1 (fr) * | 2007-09-25 | 2009-12-18 | Snecma | Clinquant pour aube de turbomachine. |
FR2939835B1 (fr) * | 2008-12-12 | 2017-06-09 | Snecma | Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine, methode pour ameliorer l'etancheite entre une plateforme et une aube de turbomachine. |
FR2939836B1 (fr) | 2008-12-12 | 2015-05-15 | Snecma | Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine |
US8186961B2 (en) * | 2009-01-23 | 2012-05-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade preloading system |
JP4880019B2 (ja) * | 2009-10-14 | 2012-02-22 | 川崎重工業株式会社 | タービンのシール構造 |
US8616850B2 (en) * | 2010-06-11 | 2013-12-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade mounting arrangement |
-
2009
- 2009-04-29 FR FR0952812A patent/FR2945074B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2010
- 2010-04-28 WO PCT/EP2010/055689 patent/WO2010125089A1/fr active Application Filing
- 2010-04-28 RU RU2011148428/06A patent/RU2526607C2/ru active
- 2010-04-28 JP JP2012507727A patent/JP5699131B2/ja active Active
- 2010-04-28 EP EP10718553.0A patent/EP2425100B1/fr active Active
- 2010-04-28 CA CA2760290A patent/CA2760290C/fr active Active
- 2010-04-28 BR BRPI1013981-8A patent/BRPI1013981B1/pt active IP Right Grant
- 2010-04-28 US US13/265,200 patent/US8870545B2/en active Active
- 2010-04-28 CN CN201080018604.9A patent/CN102414397B/zh active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU241833A1 (ru) * | А. Ф. Кармадонов , В. И. Рогачёв | Металлопластмассовый вкладыш подшипникаскольжения | ||
SU418618A1 (ru) * | 1972-01-25 | 1974-03-05 | ||
SU435360A1 (ru) * | 1972-06-13 | 1974-07-05 | В. Э. Гохберг, В. Д. Шалаев , В. Н. Шеповалов | Устройство для демпфирования колебаний рабочих лопаток турбомашины |
WO1996041068A1 (en) * | 1995-06-07 | 1996-12-19 | National Research Council Of Canada | Anti-fretting barrier |
RU2309301C2 (ru) * | 2002-06-27 | 2007-10-27 | Снекма Мотер | Стопорный клин для ножки лопатки вентилятора |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2694603C2 (ru) * | 2014-10-13 | 2019-07-16 | Сафран Эйркрафт Энджинз | Способ выполнения работ на роторе и связанный с ним профильный элемент |
RU2662755C2 (ru) * | 2016-11-29 | 2018-07-30 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Место крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора авиадвигателей пятого поколения. Ротор бустера и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения, с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств. Способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов бустера и компрессора |
RU2686353C2 (ru) * | 2017-06-27 | 2019-04-25 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва" | Место крепления рабочих лопаток роторов компрессора низкого и высокого давления авиадвигателей пятого поколения, ротор компрессора низкого давления и ротор компрессора высокого давления авиадвигателя пятого поколения с рабочими лопатками, закрепляемыми с помощью замков типа "ласточкин хвост" в кольцевых канавках этих устройств, способ сборки места крепления рабочих лопаток роторов компрессора |
RU185519U1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-12-07 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" | Демпфирующее устройство рабочих лопаток тепловых турбин |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5699131B2 (ja) | 2015-04-08 |
FR2945074B1 (fr) | 2011-06-03 |
EP2425100A1 (fr) | 2012-03-07 |
JP2012525530A (ja) | 2012-10-22 |
FR2945074A1 (fr) | 2010-11-05 |
RU2011148428A (ru) | 2013-06-10 |
US8870545B2 (en) | 2014-10-28 |
BRPI1013981A2 (pt) | 2016-04-05 |
CN102414397A (zh) | 2012-04-11 |
CA2760290C (fr) | 2017-03-07 |
US20120107125A1 (en) | 2012-05-03 |
EP2425100B1 (fr) | 2015-02-18 |
CA2760290A1 (fr) | 2010-11-04 |
WO2010125089A1 (fr) | 2010-11-04 |
BRPI1013981B1 (pt) | 2020-06-23 |
CN102414397B (zh) | 2015-02-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2526607C2 (ru) | Усиленная прокладка лопатки вентилятора | |
JP3914909B2 (ja) | ガスタービンエンジンの圧縮機のステータ羽根とケーシングと間の振動を減衰させる装置及び方法 | |
US9638042B2 (en) | Turbine engine comprising a metal protection for a composite part | |
US8011892B2 (en) | Turbine blade nested seal and damper assembly | |
EP2105597B1 (en) | Acoustic liner panel for a turbofan engine | |
US4305696A (en) | Stator vane assembly for a gas turbine engine | |
US8596980B2 (en) | Vibration damper assembly | |
US8794908B2 (en) | Stator stage for turbomachine compressor | |
WO2009001415A1 (ja) | 静翼環およびこれを用いた軸流圧縮機 | |
US20160333704A1 (en) | Turbine blade damper system having pin with slots | |
CA2769217A1 (en) | Outer shell sector for a bladed ring for an aircraft turbomachine stator, including vibration damping shims | |
US9261112B2 (en) | Dampers for fan spinners of aircraft engines | |
US10138756B2 (en) | Method for damping a gas-turbine blade, and vibration damper for implementing same | |
RU2014125101A (ru) | Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток | |
US10072508B2 (en) | Turbomachine rotor with optimised bearing surfaces | |
JP2017519143A (ja) | タービンエンジンロータ用の回転対称部品、ならびに関連するタービンエンジンロータ、タービンエンジンモジュール、およびタービンエンジン | |
US9920628B2 (en) | Steam turbine with resonance chamber | |
EP3351746B1 (en) | Engine case for fan blade out retention | |
US6851926B2 (en) | Variable thickness turbine bucket cover and related method | |
US20140020649A1 (en) | Multi-directional asymmetric surfaces for housings and housing covers and internal combustion engines comprising the same | |
JP2012122485A (ja) | ブリスク | |
CN109328267B (zh) | 一种用于燃气涡轮机的叶轮的毂的可塑性变性的整流罩环 | |
JP5953039B2 (ja) | 樹脂製部材の組み付け構造 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |