EP1503040B1 - Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur - Google Patents

Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur Download PDF

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EP1503040B1
EP1503040B1 EP04291888A EP04291888A EP1503040B1 EP 1503040 B1 EP1503040 B1 EP 1503040B1 EP 04291888 A EP04291888 A EP 04291888A EP 04291888 A EP04291888 A EP 04291888A EP 1503040 B1 EP1503040 B1 EP 1503040B1
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EP
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securing
blade
orifices
support disk
platform
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EP04291888A
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EP1503040A1 (fr
Inventor
Michèle Jacqueline Queriault
Claude Robert Louis Lejars
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Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position

Definitions

  • the invention relates to the field of turbojets, and more particularly that of the inter-blade platforms for the blade support disks of turbojet blowers.
  • Blowers (or "fan") of turbojet whose blades have a curvilinear foot, generally comprise blade support discs equipped with inter-blade platforms reported to optimize the flow of air between the blades , and more precisely to reconstruct the aerodynamic profile of the internal "vein" at the blades.
  • the first mode is to arrange the three brackets in the form of flanges provided with an orifice for the passage of a fixing pin.
  • the second mode is to arrange two of the three brackets in the form of flanges provided with an orifice for the passage of a fixing pin, and to provide the third fastening lug of a bayonet type fixing device.
  • the document US 5, 277, 548 discloses a platform which comprises a deflecting part whose lower face comprises two fixing lugs which are each pierced with an orifice for the passage of a fixing pin.
  • the reported platforms being generally metallic or composite, their three fastening tabs are formed by machining a solid block.
  • accessibility to the central fastening tab is difficult, which makes its machining particularly difficult.
  • the weight of the platforms is relatively important, which contributes to weigh down the turbojets they equip.
  • the blade when an incident occurs on a blade, for example due to the ingestion of a foreign body by the turbojet, the blade can move (or flex) and interfere with the side edge of one of the neighboring platforms.
  • said platforms deform while remaining substantially in place, which can cause significant damage to the level of the dawn, or even in the engine part of the turbojet engine located downstream of the blades, and / or induce a loss of efficiency of the turbojet, or even its disablement.
  • the invention therefore aims to improve the situation.
  • an inter-blade platform for a blade support disc of a turbojet fan, comprising a deflecting part comprising a lower face provided with a first fixing lug provided with a first orifice. for the passage of a first fixing pin, and a second fixing lug provided with second and third holes for the passage of second and third fixing pins, these fixing pins being intended to secure the two fastening lugs ( or flanges) to the support disk between two adjacent blades.
  • first and second orifices may be placed in the first and second fixing lugs, substantially facing each other, so that the first and second fixing pins are substantially aligned according to the same axis.
  • the platform in case of rupture of the third fixing pin, under the impact of a blade (or any other constraint, in particular centrifugal), the platform can be rotated about the axis defined by the two other fixing pins. This frees up space for the constrained dawn and prevents the platform from being subjected to a deforming deformation both to neighboring blades and performance.
  • the third fixing pin may have a lower resistance to stress than that of the first and second fixing pins.
  • the sections of the first and second fixing pins may be greater than that of the third fixing pin and / or their materials may be different.
  • Such a platform can be made of a metallic or composite material.
  • the invention also relates to a blade support disk comprising a multiplicity of inter-blade platforms of the type shown above and respectively interposed between pairs of adjacent blades.
  • the invention relates to an inter-blade platform for equipping a blade support disc for a blower (or “fan”) of a turbojet engine equipped with curvilinear foot blades (also called “wide rope” blades).
  • a blade support disk 1 is an element of a fan (not shown), mounted on a rotor shaft and on which are fixed a plurality of blades 2, on foot curvilinear, and a multiplicity of inter-blade platforms 3 reported, preferably metal (for example aluminum). More specifically, each reported platform 3 is installed on the support disc 1, between two adjacent blades 2 so as to reconstitute the aerodynamic profile of the internal "vein" at the blades.
  • each platform 3 comprises a deflecting part 4 comprising a lower face 5 provided with a first fixing lug (or flange) 6 provided with a first port 7 for the passage of a first securing pin 8, and a second bracket (or flange) 9 provided with second 10 and third 11 orifices for the passage of second 12 and third 13 fixing pins.
  • the second 10 and third 11 orifices are placed next to each other, substantially in the same level, so that the third pin 13 undergoes the least possible constraints. But, they could also be superimposed or shifted laterally and vertically.
  • the fixing pins 8, 12 and 13 are preferably of the shouldered and threaded type. They each comprise a rod whose one end is provided with a shouldered head and the other end of a thread cooperating with a nut 14, 15 or 16, so as to immobilize the corresponding fastening lug 6 or 9 on one end. fastening lugs 17 or 18 of an element 19 of the support disk 1.
  • the first fixing pin 8 is intended to immobilize the first fastening lug 6 on the fastening lug 17 of the element 19
  • the second 12 and third 13 fixing pins are intended to immobilize the second fixing lug 9 on the bracket 18 of said element 19.
  • the first orifice 7 and the second orifice 10 are placed in the first 6 and second 9 fastening lugs, substantially facing one another, so that the first 8 and second 12 fixing pins are substantially aligned along the same axis X.
  • the platform 3 when the third attachment pin 13 breaks, for example due to a centrifugal stress or under the impact of a blade 2 subjected to a constraint, the platform 3 can pivot around the X axis defined by the alignment of the two fixing pins 8 and 12. The platform 3 released can then follow the movements of the blades constrained (or afflicted) by the events, so that the whole finds a new position equilibrium, the platform 3 can indeed rely on a blade side 2 to a certain extent (beyond a certain displacement there is indeed rupture of the platform and pions).
  • the platform 3 is little or not deformed, which guarantees a streamline aerodynamic little modified, but above all it remains fully in place, which prevents it is ingested by the turbojet engine.
  • the third broken attachment pin 13 remains trapped in the "box" delimited by the platform 3, so that it does not risk damaging elements located at the rear of the fan.
  • this rotation of the platform 3 frees room for the blade 2 which has moved under the effect of the constraint, which prevents it from being badly damaged.
  • the latter may have dimensions that are identical to those of the first 8 and second 12 fixing pins, but have a resistance to stresses lower than their transverse section smaller than that of the first 8 and second 12 fixing pins. This last solution is illustrated in FIG.
  • first 7 and second 10 orifices have substantially identical dimensions but greater than those of the third orifice 11 in order to receive first 8 and second 12 fixing pins, the transverse section of which is greater than that of the third fixing pin 13.
  • the first 8 and second 12 securing pins thus support the centrifugal forces, while said third pin attachment 13 serves in normal operation to ensure the isostatism of the plate -form 3 and abnormal operation to trigger, in case of rupture, the pivoting of said platform 3.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

  • L'invention concerne le domaine des turboréacteurs, et plus particulièrement celui des plate-formes inter-aubes pour les disques de support d'aubes des soufflantes de turboréacteur.
  • Les soufflantes (ou "fan") de turboréacteur, dont les aubes présentent un pied curviligne, comprennent généralement des disques de support d'aubes équipés de plate-formes inter-aubes rapportées destinées à optimiser l'écoulement de l'air entre les aubes, et plus précisément à reconstituer le profil aérodynamique de la "veine" interne au niveau des aubes.
  • Ces plate-formes rapportées comprennent une partie déflectrice dont la face inférieure comporte fréquemment trois pattes de fixation (une amont, une centrale et une aval) destinées à permettre leur solidarisation, de façon isostatique, à un disque de support. Deux modes de réalisation sont couramment rencontrés. Le premier mode consiste à agencer les trois pattes de fixation sous la forme de brides pourvues d'un orifice pour le passage d'un pion de fixation. Le second mode consiste à agencer deux des trois pattes de fixation sous la forme de brides pourvues d'un orifice pour le passage d'un pion de fixation, et à pourvoir la troisième patte de fixation d'un dispositif de fixation de type baïonnette.
  • Le document US 5, 277, 548 décrit une plate-forme qui comporte une partie déflectrice dont la face inférieure comporte deux pattes de fixation qui sont chacune percées d'un orifice pour le passage d'un pion de fixation.
  • Les plate-formes rapportées étant généralement métalliques ou composites, leurs trois pattes de fixation sont formées par usinage d'un bloc massif. Or, du fait de la présence des pattes de fixation amont et aval, l'accessibilité à la patte de fixation centrale est difficile, ce qui rend son usinage particulièrement délicat. En outre, en raison de la présence de trois pattes de fixation le poids des plate-formes est relativement important, ce qui contribue à alourdir les turboréacteurs qu'elles équipent.
  • De plus, lorsqu'un incident survient sur une aube, par exemple en raison de l'ingestion d'un corps étranger par le turboréacteur, l'aube peut se déplacer (ou fléchir) et interférer avec le bord latéral de l'une des plate-formes voisines. Or, du fait du mode de solidarisation des plate-formes, lors d'une telle interférence lesdites plate-formes se déforment tout en demeurant sensiblement en place, ce qui peut provoquer des dégâts importants au niveau de l'aube, voire même dans la partie moteur du turboréacteur située en aval des aubes, et/ou induire une perte d'efficacité du turboréacteur, voire sa mise hors service.
  • L'invention a donc pour but d'améliorer la situation.
  • Elle propose à cet effet une plate-forme inter-aubes, pour un disque de support d'aubes d'une soufflante de turboréacteur, comprenant une partie déflectrice comportant une face inférieure munie d'une première patte de fixation pourvue d'un premier orifice pour le passage d'un premier pion de fixation, et d'une seconde patte de fixation pourvue de deuxième et troisième orifices pour le passage de deuxième et troisième pions de fixation, ces pions de fixation étant destinés à solidariser les deux pattes de fixation (ou brides) au disque de support entre deux aubes adjacentes.
  • Ainsi, en n'utilisant plus que deux pattes de fixation, d'une part, on facilite notablement les opérations d'usinage, et d'autre part, on réduit sensiblement le poids des plate-formes. L'isostatisme est néanmoins conservé du fait de la solidarisation de la plate-forme par l'intermédiaire de trois pions de fixation.
  • Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, les premier et second orifices peuvent être placés dans les première et seconde pattes de fixation, sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que les premier et deuxième pions de fixation soient sensiblement alignés suivant un même axe.
  • De la sorte, en cas de rupture du troisième pion de fixation, sous l'impact d'une aube (ou de toute autre contrainte, notamment centrifuge), la plate-forme peut être entraînée en rotation autour de l'axe défini par les deux autres pions de fixation. Cela permet de libérer de la place pour l'aube contrainte et d'éviter que la plate-forme ne fasse l'objet d'une déformation nuisible tant aux aubes voisines qu'aux performances.
  • Par ailleurs, afin de favoriser la rupture du troisième pion de fixation en cas d'incident, le troisième pion de fixation peut présenter une résistance aux contraintes inférieure à celle des premier et second pions de fixation. Pour ce faire, les sections des premier et deuxième pions de fixation peuvent être supérieures à celle du troisième pion de fixation et/ou leurs matériaux peuvent être différents.
  • Une telle plate-forme peut être réalisée dans un matériau métallique ou composite.
  • L'invention concerne également un disque de support d'aubes comportant une multiplicité de plate-formes inter-aubes du type de celle présentée ci-avant et respectivement intercalées entre des paires d'aubes adjacentes.
  • D'autres caractéristiques et avantages de l'invention apparaîtront à l'examen de la description détaillée ci-après, et des dessins annexés, sur lesquels :
    • la figure 1 illustre de façon schématique une partie d'un disque de support d'aubes dans une vue de face,
    • la figure 2 illustre de façon schématique, dans une vue en coupe transversale décalée, un mode de réalisation d'une plate-forme inter-aubes selon l'invention, et
    • la figure 3 est une vue en coupe selon l'axe III-III de la figure 2, d'une plate-forme inter-aubes selon l'invention illustrant un exemple de réalisation d'une patte de fixation à deux orifices.
  • Les dessins annexés pourront non seulement servir à compléter l'invention, mais aussi contribuer à sa définition, le cas échéant.
  • L'invention porte sur une plate-forme inter-aubes destinée à équiper un disque de support d'aubes pour une soufflante (ou "fan") de turboréacteur équipée d'aubes à pied curviligne (également appelées aubes "large corde").
  • Comme cela est partiellement illustré sur la figure 1, un disque de support d'aubes 1 est un élément d'une soufflante (non représentée), monté sur un arbre de rotor et sur lequel sont fixés une multiplicité d'aubes 2, à pied curviligne, et une multiplicité de plate-formes inter-aubes 3 rapportées, de préférence métalliques (par exemple en aluminium). Plus précisément, chaque plate-forme rapportée 3 est installée sur le disque de support 1, entre deux aubes 2 adjacentes de manière à reconstituer le profil aérodynamique de la "veine" interne au niveau des aubes.
  • Comme cela est illustré sur les figures 2 et 3, chaque plate-forme 3, selon l'invention, comprend une partie déflectrice 4 comportant une face inférieure 5 munie d'une première patte de fixation (ou bride) 6 pourvue d'un premier orifice 7 pour le passage d'un premier pion de fixation 8, et d'une seconde patte de fixation (ou bride) 9 pourvue de deuxième 10 et troisième 11 orifices pour le passage de second 12 et troisième 13 pions de fixation.
  • Préférentiellement, et comme illustré, les deuxième 10 et troisième 11 orifices sont placés l'un à côté de l'autre, sensiblement en un même niveau, afin que le troisième pion 13 subisse le moins de contraintes possible. Mais, ils pourraient également être superposés ou décalés latéralement et en hauteur.
  • Les pions de fixation 8, 12 et 13 sont préférentiellement de type épaulé et fileté. Ils comprennent chacun une tige dont une extrémité est munie d'une tête épaulée et l'autre extrémité d'un filetage coopérant avec un écrou 14, 15 ou 16, de manière à immobiliser la patte de fixation correspondante 6 ou 9 sur l'une des pattes de fixation 17 ou 18 d'un élément 19 du disque de support 1. En d'autres termes, le premier pion de fixation 8 est destiné à immobiliser la première patte de fixation 6 sur la patte de fixation 17 de l'élément 19, et les deuxième 12 et troisième 13 pions de fixation sont destinés à immobiliser la seconde patte de fixation 9 sur la patte de fixation 18 dudit élément 19.
  • Ainsi, en utilisant deux pattes de fixation 6 et 9 et trois pions de fixation 8, 12 et 13 l'isostatisme est respecté.
  • Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, illustré sur la figure 2, le premier orifice 7 et le second orifice 10 sont placés dans les première 6 et seconde 9 pattes de fixation, sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que les premier 8 et deuxième 12 pions de fixation soient sensiblement alignés suivant un même axe X.
  • Grâce à cet agencement particulier, lorsque le troisième pion de fixation 13 se rompt, par exemple du fait d'une contrainte centrifuge ou sous l'impact d'une aube 2 objet d'une contrainte, la plate-forme 3 peut pivoter autour de l'axe X défini par l'alignement des deux pions de fixation 8 et 12. La plate-forme 3 libérée peut ensuite suivre les mouvements des aubes contraintes (ou affligées) par les événements, si bien que l'ensemble retrouve une nouvelle position d'équilibre, la plate-forme 3 pouvant en effet s'appuyer sur un flanc d'aube 2 jusqu'à un certain point (au-delà d'un certain déplacement il y a en effet rupture de la plate-forme et des pions).
  • Ainsi, la plate-forme 3 est peu ou pas déformée, ce qui garantit un flux aérodynamique peu modifié, mais surtout elle demeure intégralement en place, ce qui évite qu'elle soit ingérée par le moteur du turboréacteur. En outre, le troisième pion de fixation 13 rompu reste prisonnier du "caisson" que délimite la plate-forme 3, si bien qu'il ne risque pas d'endommager des éléments situés à l'arrière de la soufflante. De plus, cette rotation de la plate-forme 3 libère de la place pour l'aube 2 qui s'est déplacée sous l'effet de la contrainte, ce qui permet d'éviter qu'elle ne soit gravement endommagée.
  • Afin de favoriser la rupture du troisième pion de fixation 13 en cas d'incident, celui-ci peut soit présenter des dimensions identiques à celles des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation mais une résistance aux contraintes inférieure à la leur, soit présenter une section transverse inférieure à celle des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation. Cette dernière solution est illustrée sur la figure 2.
  • Plus précisément, dans l'exemple illustré sur la figure 2, les premier 7 et second 10 orifices présentent des dimensions sensiblement identiques mais supérieures à celles du troisième orifice 11 afin de recevoir des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation dont la section transverse est supérieure à celle du troisième pion de fixation 13.
  • On peut également envisager d'utiliser un troisième pion de fixation 13 présentant à la fois une résistance et une section transverse inférieures à celles des premier 8 et deuxième 12 pions de fixation.
  • Dans ces variantes de réalisation à troisième pion de fixation 13 "sécable", les premier 8 et deuxième 12 pions de fixation supportent donc les efforts centrifuges, tandis que ledit troisième pion de fixation 13 sert en fonctionnement normal à assurer l'isostatisme de la plate-forme 3 et en fonctionnement anormal à déclencher, en cas de rupture, le pivotement de ladite plate-forme 3.
  • L'invention ne se limite pas aux modes de réalisation de plate-forme inter-aubes et de disque de support d'aubes décrits ci-avant, seulement à titre d'exemple, mais elle englobe toutes les variantes que pourra envisager l'homme de l'art dans le cadre des revendications ci-après.
  • Ainsi, on a décrit une plate-forme dans laquelle la première patte de fixation, la moins haute et comportant un seul orifice destiné à recevoir un pion, était placée en amont de la seconde patte de fixation, la plus haute et comportant deux orifices destinés à recevoir chacun un pion. Mais, on peut envisager l'inverse, la première patte étant alors la plus haute, comportant toujours un seul orifice destiné à recevoir un pion, et étant placée en aval de la seconde patte de fixation, la moins haute et comportant toujours deux orifices destinés à recevoir chacun un pion.

Claims (11)

  1. Plate-forme inter-aubes (3) pour un disque (1) de support d'aubes (2) d'une soufflante de turboréacteur, comprenant une partie déflectrice (4) comportant une face inférieure (5) munie d'une première patte de fixation (6) pourvue d'un premier orifice (7), et d'une seconde patte de fixation (9) pourvue d'un deuxième orifice (10), caractérisée en ce que la seconde patte de fixation (9) est en outre pourvue d'un troisième (11) orifice, lesdits orifices (7, 10, 11) étant propres à coopérer avec des pions de fixation pour solidariser lesdites pattes de fixation (6, 9) audit disque de support (1).
  2. Plate-forme selon la revendication 1, caractérisée en ce que lesdits premier (7) et deuxième (10) orifices sont placés dans lesdites première (6) et seconde (9) pattes de fixation sensiblement en regard l'un de l'autre, de sorte que des pions de fixation pénétrant lesdits premier (7) et deuxième (10) orifices sont sensiblement alignés suivant un même axe (X).
  3. Plate-forme selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que lesdits premier (7) et deuxième (10) orifices présentent des dimensions sensiblement identiques, et en ce que ledit troisième orifice (11) présente des dimensions sensiblement inférieures à celles desdits premier (7) et deuxième (10) orifices.
  4. Plate-forme inter-aubes selon l'une des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'elle comporte des premier (8), deuxième (12) et troisième (13) pions de fixation (8) qui pénètrent respectivement lesdits premier (7), deuxième (10) et troisième (11) orifices et qui sont propres à coopérer avec lesdits orifices (7, 10, 11) pour solidariser lesdites pattes de fixation (6,9) audit disque de support (1).
  5. Plate-forme selon la revendication 4, caractérisée en ce que ledit troisième pion de fixation (13) présente une résistance aux contraintes inférieure à celle desdits premier (8) et deuxième (12) pions de fixation.
  6. Plate-forme selon l'une des revendications 4 et 5, caractérisée en ce que les premier (8) et deuxième (12) pions de fixation présentent une première section choisie, et en ce que le troisième pion de fixation (13) présente une seconde section inférieure à ladite première section.
  7. Plate-forme selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisée en ce que ledit troisième pion de fixation (13) est réalisé dans un matériau dont la résistance aux contraintes est inférieure à celle des matériaux constituant lesdits premier (8) et deuxième (12) pions de fixation.
  8. Plate-forme selon l'une des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que lesdits second (10) et troisième (11) orifices de la seconde patte de fixation (9) sont placés l'un à côté de l'autre, sensiblement en un même niveau.
  9. Plate-forme selon l'une des revendications 1 à 8, caractérisée en ce qu'elle est réalisée dans un matériau métallique.
  10. Disque de support d'aubes (1), caractérisé en ce qu'il comporte une multiplicité de plate-formes inter-aubes (3) selon l'une des revendications précédentes, respectivement intercalées entre des paires d'aubes (2) adjacentes.
  11. Turboréacteur, caractérisé en ce qu'il comporte un disque de support d'aubes (1) selon la revendication 10 et une multiplicité d'aubes (2) fixées sur ledit disque de support d'aubes (1).
EP04291888A 2003-07-31 2004-07-23 Plate-forme inter-aubes allégée, pour un disque de support d'aubes de turboréacteur Expired - Lifetime EP1503040B1 (fr)

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UA (1) UA77742C2 (fr)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2913734B1 (fr) * 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
FR2926613B1 (fr) * 2008-01-23 2010-03-26 Snecma Disque de soufflante de turbomachine
FR2933887B1 (fr) * 2008-07-18 2010-09-17 Snecma Procede de reparation ou de reprise d'un disque de turbomachine et disque de turbomachine repare ou repris
US8939727B2 (en) 2011-09-08 2015-01-27 Siemens Energy, Inc. Turbine blade and non-integral platform with pin attachment
WO2014088673A2 (fr) * 2012-09-20 2014-06-12 United Technologies Corporation Dispositifs de fixation de plateforme d'élément d'espacement de ventilateur de turbine à gaz
US9759226B2 (en) * 2013-02-15 2017-09-12 United Technologies Corporation Low profile fan platform attachment
US10584592B2 (en) * 2015-11-23 2020-03-10 United Technologies Corporation Platform for an airfoil having bowed sidewalls
US10458425B2 (en) 2016-06-02 2019-10-29 General Electric Company Conical load spreader for composite bolted joint
FR3089548B1 (fr) * 2018-12-07 2021-03-19 Safran Aircraft Engines Soufflante comprenant une plateforme inter-aubes fixee a l’amont par une virole
FR3097904B1 (fr) * 2019-06-26 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Plateforme inter-aube avec caisson sacrificiel
US12410720B2 (en) 2023-11-02 2025-09-09 General Electric Company Turbine engine having a rotatable disk and a blade

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR989839A (fr) * 1949-06-28 1951-09-13 Cem Comp Electro Mec Aube pour turbo-machine
US2751189A (en) * 1950-09-08 1956-06-19 United Aircraft Corp Blade fastening means
US3455537A (en) * 1967-09-27 1969-07-15 Continental Aviat & Eng Corp Air-cooled turbine rotor self-sustaining shroud plate
US4621979A (en) * 1979-11-30 1986-11-11 United Technologies Corporation Fan rotor blades of turbofan engines
US5277548A (en) * 1991-12-31 1994-01-11 United Technologies Corporation Non-integral rotor blade platform
GB9405473D0 (en) * 1994-03-19 1994-05-04 Rolls Royce Plc A gas turbine engine fan blade assembly
US6447250B1 (en) * 2000-11-27 2002-09-10 General Electric Company Non-integral fan platform

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