[go: up one dir, main page]

RU2018136891A - Платформа лопасти и диск вентилятора для авиационного турбинного двигателя - Google Patents

Платформа лопасти и диск вентилятора для авиационного турбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2018136891A
RU2018136891A RU2018136891A RU2018136891A RU2018136891A RU 2018136891 A RU2018136891 A RU 2018136891A RU 2018136891 A RU2018136891 A RU 2018136891A RU 2018136891 A RU2018136891 A RU 2018136891A RU 2018136891 A RU2018136891 A RU 2018136891A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disk
platform
upstream
fan
axial
Prior art date
Application number
RU2018136891A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2018136891A3 (ru
RU2728547C2 (ru
Inventor
Тома Ален ДЕ ГАЙЯР
Александр Бернар Мари БУАССОН
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2018136891A publication Critical patent/RU2018136891A/ru
Publication of RU2018136891A3 publication Critical patent/RU2018136891A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2728547C2 publication Critical patent/RU2728547C2/ru

Links

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
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (16)

1. Платформа (30), предназначенная для размещения между двумя смежными лопастями (20) вентилятора (2), причем платформа содержит:
стенку (34) прохода для определения прохода воздушного потока вентилятора;
нижнюю стенку (36), имеющую основную поверхность (36а) для прилегания к диску (40) вентилятора;
причем платформа (30) имеет осевую и радиальную удерживающие поверхности, расположенные на двух осевых концах платформы (3), причем радиальная удерживающая поверхность (38), расположенная на верхнем по потоку осевом конце платформы (30), радиально смещена от основной поверхности (36а) нижней стенки (36) в направлении, в котором нижняя стенка (36) прилегает к диску (40), причем платформа отличается тем, что нижняя стенка (36) имеет наклонную поверхность (36b), наклоненную относительно основной поверхности (36а) нижней стенки (36) и непрерывно соединяющую основную поверхность (36а) нижней стенки (36) с радиальной удерживающей поверхностью (38), расположенной на верхнем по потоку осевом конце платформы (30).
2. Платформа (30) по п.1, в которой наклонная поверхность (36b) представляет собой прямолинейный участок стенки.
3. Платформа (30) по п.1, в которой наклонная поверхность (36b) представляет собой криволинейный участок стенки.
4. Платформа (30) по любому из пп.1-3, в которой наклонная поверхность (36b) и стенка (34) прохода по существу параллельны.
5. Диск (40), предназначенный для поддержки платформ (30) и лопастей (20) вентилятора (2), содержащий:
внешнюю поверхность (40а), имеющую последовательность пазов (42) для приема лопастей (20) вентилятора и последовательность зубцов (44), расположенных между пазами (42) для поддержки платформ (30) вентилятора;
верхнюю по потоку поверхность (40b) диска; и
множество осевых выступов (46), расположенных радиально вокруг оси А диска на верхней по потоку поверхности (40b) диска (40) и предназначенных для прикрепления к удерживающему фланцу (50) платформы вентилятора, причем выступы (46) радиально смещены по направлению к внутренней части диска (40) относительно зубцов (44) диска (40), причем диск (40) отличается тем, что верхние по потоку осевые концы зубцов (44) диска имеют скошенные поверхности (44b).
6. Диск (40) по п.5, в котором осевые выступы (46) представляют собой штыри, выполненные механической обработкой на верхней по потоку поверхности (40b) диска.
7. Узел, содержащий по меньшей мере одну платформу (30) по любому из пп.1-4 и диск (40) по п.5 или 6, причем узел дополнительно содержит по меньшей мере один верхний по потоку удерживающий фланец (50) для осевого и радиального удержания верхнего по потоку конца платформы (30), причем верхний по потоку удерживающий фланец (50) закреплен на осевом выступе (46) верхней по потоку поверхности (40b) диска (40).
8. Узел по п.7, в котором платформа (30) прилегает к зубцу (44) диска (40), наклонная поверхность (36b) нижней стенки (36) находится в контакте со скошенной поверхностью (44b) зубца (44) диска, и наклонная поверхность (36b) и скошенная поверхность (44b) параллельны.
9. Узел по п.7 или 8, в котором верхний по потоку удерживающий фланец (50) представляет собой кожух.
10. Вентилятор (2) турбинного двигателя, содержащий узел по любому из пп.7-9 вместе с множеством лопастей (20), установленных в пазах (42) диска (40).
RU2018136891A 2016-03-21 2017-03-20 Платформа лопасти и диск вентилятора для авиационного турбинного двигателя RU2728547C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1652401 2016-03-21
FR1652401A FR3048997B1 (fr) 2016-03-21 2016-03-21 Plateforme d'aube et disque de soufflante de turbomachine aeronautique
PCT/FR2017/050649 WO2017162975A1 (fr) 2016-03-21 2017-03-20 Plateforme, disque et ensemble de soufflante

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2018136891A true RU2018136891A (ru) 2020-04-22
RU2018136891A3 RU2018136891A3 (ru) 2020-06-03
RU2728547C2 RU2728547C2 (ru) 2020-07-30

Family

ID=57184524

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018136891A RU2728547C2 (ru) 2016-03-21 2017-03-20 Платформа лопасти и диск вентилятора для авиационного турбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11021973B2 (ru)
EP (1) EP3433469B1 (ru)
JP (1) JP7164435B2 (ru)
CN (1) CN108884720B (ru)
FR (1) FR3048997B1 (ru)
RU (1) RU2728547C2 (ru)
WO (1) WO2017162975A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3089548B1 (fr) * 2018-12-07 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee a l’amont par une virole
FR3120813B1 (fr) 2021-03-16 2024-02-09 Safran Aircraft Engines Procédé de fabrication d’un disque de soufflante avec partie en fabrication additive
US12352174B2 (en) * 2023-02-10 2025-07-08 General Electric Company Fan retention member for supporting a blade platform of a fan assembly
US12473863B2 (en) 2024-03-13 2025-11-18 General Electric Company Gas turbine engine having composite fan blades
US12510104B2 (en) 2024-06-14 2025-12-30 General Electric Company Gas turbine engine with acoustic spacing of the fan blades and outlet guide vanes

Family Cites Families (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2006883B (en) * 1977-10-27 1982-02-24 Rolls Royce Fan or compressor stage for a gas turbine engine
US4265595A (en) * 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
US5281096A (en) * 1992-09-10 1994-01-25 General Electric Company Fan assembly having lightweight platforms
FR2814495B1 (fr) * 2000-09-28 2003-01-17 Snecma Moteurs Systeme de retention amont pour aubes et plates-formes de soufflante
US6481971B1 (en) 2000-11-27 2002-11-19 General Electric Company Blade spacer
US6634863B1 (en) * 2000-11-27 2003-10-21 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk assembly
US6447250B1 (en) * 2000-11-27 2002-09-10 General Electric Company Non-integral fan platform
US6520742B1 (en) 2000-11-27 2003-02-18 General Electric Company Circular arc multi-bore fan disk
US6764282B2 (en) 2001-11-14 2004-07-20 United Technologies Corporation Blade for turbine engine
JP4045993B2 (ja) * 2003-03-28 2008-02-13 株式会社Ｉｈｉ ファン静翼、航空エンジン用ファン、及び航空エンジン
JP4807113B2 (ja) 2006-03-14 2011-11-02 株式会社Ｉｈｉ ファンのダブテール構造
FR2913734B1 (fr) 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
FR2930595B1 (fr) 2008-04-24 2011-10-14 Snecma Rotor de soufflante d'une turbomachine ou d'un moteur d'essai
FR2931871B1 (fr) 2008-05-29 2011-08-19 Snecma Rotor de soufflante pour une turbomachine.
FR2949142B1 (fr) 2009-08-11 2011-10-14 Snecma Cale amortisseuse de vibrations pour aube de soufflante
US8435006B2 (en) * 2009-09-30 2013-05-07 Rolls-Royce Corporation Fan
US8353161B2 (en) * 2010-04-19 2013-01-15 Honeywell International Inc. High diffusion turbine wheel with hub bulb
GB2484988B (en) 2010-11-01 2013-08-14 Rolls Royce Plc Annulus filler
EP2447476A3 (en) 2010-11-01 2017-11-15 Rolls-Royce plc Annulus filler for a rotor disk of a gas turbine
GB201020857D0 (en) * 2010-12-09 2011-01-26 Rolls Royce Plc Annulus filler
GB201104994D0 (en) * 2011-03-25 2011-05-11 Rolls Royce Plc a rotor having an annulus filler
FR2974864B1 (fr) 2011-05-04 2016-05-27 Snecma Rotor de turbomachine avec moyen de retenue axiale des aubes
FR2987086B1 (fr) 2012-02-22 2014-03-21 Snecma Joint lineaire de plateforme inter-aubes
FR2989724B1 (fr) * 2012-04-20 2015-12-25 Snecma Etage de turbine pour une turbomachine
CN202645641U (zh) * 2012-05-10 2013-01-02 中航商用航空发动机有限责任公司 一种轮盘
US9399922B2 (en) 2012-12-31 2016-07-26 General Electric Company Non-integral fan blade platform
US9759226B2 (en) * 2013-02-15 2017-09-12 United Technologies Corporation Low profile fan platform attachment
WO2014143268A1 (en) 2013-03-12 2014-09-18 United Technologies Corporation T-shaped platform leading edge anti-rotation tabs
GB201314542D0 (en) * 2013-08-14 2013-09-25 Rolls Royce Plc Annulus Filler
DE102014217887A1 (de) 2014-09-08 2016-03-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Füllelemente eines Fans einer Gasturbine
US10024234B2 (en) * 2014-09-08 2018-07-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Panels of a fan of a gas turbine
FR3029563B1 (fr) * 2014-12-08 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Plateforme a faible rapport de moyeu
FR3033179B1 (fr) * 2015-02-26 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
US10605117B2 (en) * 2015-10-08 2020-03-31 General Electric Company Fan platform for a gas turbine engine
FR3082876B1 (fr) * 2018-06-21 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme et un verrou de blocage

Also Published As

Publication number Publication date
CN108884720A (zh) 2018-11-23
CA3018448A1 (fr) 2017-09-28
WO2017162975A1 (fr) 2017-09-28
US11021973B2 (en) 2021-06-01
FR3048997B1 (fr) 2020-03-27
RU2018136891A3 (ru) 2020-06-03
BR112018069179A2 (pt) 2019-01-29
FR3048997A1 (fr) 2017-09-22
EP3433469B1 (fr) 2023-04-26
JP2019512639A (ja) 2019-05-16
RU2728547C2 (ru) 2020-07-30
JP7164435B2 (ja) 2022-11-01
CN108884720B (zh) 2021-11-02
EP3433469A1 (fr) 2019-01-30
US20190055847A1 (en) 2019-02-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2018136891A (ru) Платформа лопасти и диск вентилятора для авиационного турбинного двигателя
JP6882819B2 (ja) スロット付きピンを有するタービンブレードダンパーシステム
JP6483995B2 (ja) ロック用スペーサアセンブリ
RU2014113393A (ru) Узел, образованный направляющим сопловым аппаратом турбины или спрямляющим аппаратом компрессора из ккм для турбомашины и кольцом - подложкой для истираемого материала, и турбина или компрессор, содержащие такой узел
US8661641B2 (en) Rotor blade assembly tool for gas turbine engine
RU2008109760A (ru) Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток
JP6785041B2 (ja) シール構造及びタービン
EP4495410A3 (en) Turbofan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
RU2016150099A (ru) Роторное устройство для турбомашины
RU2016142470A (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки
RU2011128021A (ru) Рабочее колесо турбины, снабженное устройством аксиальной фиксации, стопорящим лопатки относительно диска
JP2015078692A5 (ru)
BR102016009615A2 (pt) conjuntos de lâmina e de disco de turbina
EP2484867A3 (en) Rotating component of a turbine engine
EP2889565A3 (en) Centrifugal fan for devices including refrigerators
JP2016079904A5 (ru)
RU2014145610A (ru) Ступица турбины с несплошностью поверхности и турбонагнетатель, содержащий такую ступицу
EP2514975A3 (de) Strömungsmaschine
RU2016145846A (ru) Радиальная турбомашина
WO2018013422A3 (en) Axial flow compressor with splitter blades
RU2012122553A (ru) Винт для гидравлической машины, гидравлическая машина, снабженная таким винтом, и способ соединения такого винта
RU2017103314A (ru) Модуль газотурбинного двигателя
RU2016110757A (ru) Ротационное устройство для турбомашины
RU2015132428A (ru) Лопасть ротора турбомашины, диск ротора турбомашины, ротор турбомашины и газотурбинный двигатель с разными углами контактной поверхности хвостовика и гнезда
JP2016512586A5 (ru)