FR2995004A1 - High pressure turbine blade for rotor of double flow type turbojet in aeronautical field, has foot mounted on rotor disk, where foot of blade is provided as lengthened band that is rolled up around two cylindrical supports - Google Patents
High pressure turbine blade for rotor of double flow type turbojet in aeronautical field, has foot mounted on rotor disk, where foot of blade is provided as lengthened band that is rolled up around two cylindrical supports Download PDFInfo
- Publication number
- FR2995004A1 FR2995004A1 FR1258181A FR1258181A FR2995004A1 FR 2995004 A1 FR2995004 A1 FR 2995004A1 FR 1258181 A FR1258181 A FR 1258181A FR 1258181 A FR1258181 A FR 1258181A FR 2995004 A1 FR2995004 A1 FR 2995004A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- blade
- foot
- rotor
- supports
- disk
- 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.)
- Granted
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 19
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 5
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 claims description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 4
- 238000007493 shaping process Methods 0.000 description 5
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 5
- 239000000835 fiber Substances 0.000 description 4
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 241000272165 Charadriidae Species 0.000 description 2
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 2
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 229910001026 inconel Inorganic materials 0.000 description 1
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
- 238000009941 weaving Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/284—Selection of ceramic materials
-
- 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
- F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Arrière-plan de l'invention La présente invention se rapporte au domaine général de l'attache d'aubes de turbomachine en matériau composite sur un disque de rotor. Un domaine privilégié mais non exclusif d'application de l'invention est celui des aubes en matériau composite équipant la turbine haute-pression d'une turbomachine aéronautique à double corps. Il est connu de réaliser les aubes de turbine en matériau composite, notamment en matériau composite à matrice céramique (CMC). On pourra ainsi se référer à la demande de brevet VVO 2010/061140 qui décrit un exemple de procédé de fabrication de telles aubes. Par rapport au métal, le composite présente une excellente tenue à la température, ce qui permet d'augmenter les températures en entrée de la turbine, et possède une faible masse volumique, ce qui contribue à diminuer la masse globale de la turbine.BACKGROUND OF THE INVENTION The present invention relates to the general field of the attachment of turbomachine blades of composite material to a rotor disk. A privileged but non-exclusive field of application of the invention is that of the blades of composite material equipping the high-pressure turbine of a dual-acting aerospace turbomachine. It is known to make turbine blades of composite material, in particular ceramic matrix composite material (CMC). We can thus refer to the patent application VVO 2010/061140 which describes an example of a method of manufacturing such blades. Compared with the metal, the composite exhibits excellent temperature resistance, which makes it possible to increase the inlet temperatures of the turbine, and has a low density, which contributes to reducing the overall mass of the turbine.
Le principal inconvénient des matériaux composites réside cependant dans leur faible tenue aux contraintes mécaniques à laquelle est soumise l'aube, en particulier au niveau de leur attache sur le disque de rotor. Les aubes de turbine sont en effet soumises à d'importants 25 efforts externes, comme l'effort aérodynamique des gaz, et plus particulièrement l'effort centrifuge généré par la rotation du disque de rotor. Ces efforts sont contrebalancés par l'effort de retenue exercé par le disque de rotor, cet effort transitant par les systèmes d'attache des aubes sur le disque. 30 Le principe d'une attache conventionnelle par un pied d'aube en forme de queue d'aronde venant s'enchâsser dans une dent du disque de rotor est à ce titre difficilement transposable pour une aube en matériau composite. En effet, les dimensions d'une queue d'aronde sont trop limitées par l'espace disponible entre les pieds des aubes, ce qui conduit à 35 des contraintes de matage trop importantes pour un matériau composite tel que le CMC.The main drawback of composite materials, however, lies in their poor resistance to mechanical stresses to which the blade is subjected, in particular at their attachment to the rotor disk. The turbine blades are in fact subjected to considerable external forces, such as the aerodynamic force of the gases, and more particularly the centrifugal force generated by the rotation of the rotor disk. These forces are counterbalanced by the retaining force exerted by the rotor disk, this effort passing through the blade attachment systems on the disk. The principle of a conventional fastener by a dovetail-shaped blade root that engages in a tooth of the rotor disk is therefore difficult to transpose for a blade of composite material. Indeed, the dimensions of a dovetail are too limited by the space available between the blade roots, which leads to excessive matting stresses for a composite material such as CMC.
De plus, une queue d'aronde se comporte mécaniquement comme un encastrement rigide ; l'aube n'est pas libre de fléchir sous les efforts aérodynamiques. Il en résulte d'importantes contraintes de flexion dans l'échasse de l'aube, ces contraintes de flexion étant amplifiées par les coefficients de concentration de contraintes qui se situent au niveau du col de l'échasse. Enfin, le matériau composite tel que le CMC engendre une diffusion de ses composants dans le métal du disque de rotor, ce qui a pour conséquence de fragiliser les dents du disque et d'en diminuer ainsi la durée de vie. Objet et résumé de l'invention Il existe donc un besoin de pouvoir disposer d'un système d'attache des aubes de turbine sur un disque de rotor qui ne présentent pas les inconvénients précités. Conformément à l'invention, ce but est atteint grâce à une aube de turbomachine en matériau composite dans laquelle le pied se présente sous la forme d'une bande sensiblement allongée qui est enroulée autour d'au moins deux supports cylindriques.In addition, a dovetail behaves mechanically as a rigid embedding; dawn is not free to flex under aerodynamic forces. This results in significant bending stresses in the stilt of the blade, these bending stresses being amplified by the stress concentration coefficients which are located at the neck of the stilt. Finally, the composite material such as the CMC causes a diffusion of its components in the metal of the rotor disc, which has the effect of weakening the teeth of the disc and thereby reduce the service life. OBJECT AND SUMMARY OF THE INVENTION There is therefore a need to be able to have a system for attaching the turbine blades to a rotor disc that do not have the aforementioned drawbacks. According to the invention, this object is achieved by means of a turbomachine blade of composite material in which the foot is in the form of a substantially elongate strip which is wound around at least two cylindrical supports.
Les efforts centrifuges à laquelle est soumise une telle aube lors de la rotation du disque de rotor sur laquelle elle est montée sont repris par frottement de la bande formant son pied sur les supports cylindriques, ce frottement étant généré par la mise en tension du matériau composite sous ces efforts (à la manière du frottement d'une corde sur une poulie).The centrifugal forces to which such a blade is subjected during the rotation of the rotor disc on which it is mounted are resumed by friction of the band forming its foot on the cylindrical supports, this friction being generated by the tensioning of the composite material. under these efforts (like the friction of a rope on a pulley).
L'enroulement du pied de l'aube autour des supports cylindriques permet ainsi d'obtenir une répartition douce et progressive des contraintes à laquelle est soumise l'aube directement sur la peau du composite, limitant de la sorte leur ampleur. Il en résulte une attache des aubes parfaitement adaptée aux contraintes spécifiques du matériau composite.Winding the foot of the blade around the cylindrical supports thus provides a soft and gradual distribution of stresses to which the blade is subjected directly on the skin of the composite, thereby limiting their magnitude. This results in a blade attachment perfectly adapted to the specific constraints of the composite material.
De plus, les supports utilisés sont soumis à de faibles contraintes mécaniques et sont par nature redondants. Aussi, il n'est pas nécessaire de les classer parmi les pièces particulièrement à risque. De la sorte, le phénomène de diffusion du matériau composite dans le métal des supports ne constitue pas un problème.In addition, the supports used are subjected to low mechanical stresses and are redundant by nature. Also, it is not necessary to classify them as particularly risky parts. In this way, the diffusion phenomenon of the composite material in the metal of the supports is not a problem.
Enfin, étant donné que l'attache de l'aube sur le disque de rotor s'effectue sur une surface courbe (par l'enroulement), ce type d'attache offre une grande souplesse au niveau de l'inclinaison de l'aube par rapport à l'axe longitudinal de la turbine. En particulier, l'aube peut être orientée dans le sens des efforts aérodynamiques et centrifuge de façon à travailler en traction pure, sans cisaillement. Ainsi, il est possible de minimiser les contraintes dans la pale de l'aube et donc d'en limiter l'épaisseur. De préférence, une extrémité libre de la bande allongée du pied est enroulée autour d'une autre portion de la bande. Ce contact entre les portions de bande permet d'assurer une contrainte au cisaillement qui équilibre l'effort centrifuge auquel est soumise l'aube en fonctionnement. fi en résulte une adhérence totale du pied de l'aube sur les supports cylindriques et donc un parfait blocage de l'aube sur le disque de rotor. La bande allongée du pied peut s'étendre dans une direction correspondant à la direction longitudinale de l'aube. Les supports peuvent s'étendre longitudinalement sur toute la largeur de la bande allongée du pied. Les deux supports peuvent être disposés l'un au-dessus de l'autre par rapport à la direction longitudinale de l'aube. La bande allongée du pied peut recouvrir en partie une surface extérieure des deux supports.Finally, since the attachment of the blade on the rotor disk is performed on a curved surface (by the winding), this type of fastener provides great flexibility in the inclination of the blade relative to the longitudinal axis of the turbine. In particular, the blade can be oriented in the direction of the aerodynamic and centrifugal forces so as to work in pure tension without shear. Thus, it is possible to minimize the stresses in the blade of the blade and thus to limit the thickness thereof. Preferably, a free end of the elongate web of the foot is wrapped around another portion of the web. This contact between the strip portions ensures a shear stress which balances the centrifugal force to which the blade is subjected during operation. This results in a total adhesion of the blade root to the cylindrical supports and thus a perfect blocking of the blade on the rotor disc. The elongate band of the foot may extend in a direction corresponding to the longitudinal direction of the blade. The supports can extend longitudinally over the entire width of the elongate strip of the foot. The two supports can be arranged one above the other with respect to the longitudinal direction of the blade. The elongated band of the foot may partially cover an outer surface of the two supports.
De préférence, chaque support se termine à ses extrémités longitudinales par un téton pour le montage de l'aube de turbine sur un disque de rotor. De préférence également, l'aube est en matériau composite à matrice céramique et les supports en métal.Preferably, each support ends at its longitudinal ends with a pin for mounting the turbine blade on a rotor disc. Also preferably, the blade is made of ceramic matrix composite material and the metal supports.
L'invention a aussi pour objet un rotor de turbine pour turbomachine comprenant un disque ayant à sa périphérie un rail circonférentiel ouvert vers l'extérieur, et une pluralité d'aubes telles que définies précédemment dont le pied est monté dans le rail du disque. Le disque comprend avantageusement deux flasques annulaires assemblés l'un sur l'autre par une pluralité de systèmes d'attache. L'invention a encore pour objet une turbomachine comprenant au moins un tel rotor de turbine. Brève description des dessins D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent un exemple de réalisation dépourvu de tout caractère limitatif. Sur les figures : - la figure 1 est une partielle et en perspective d'un rotor de turbine équipé d'aubes conformes à l'invention ; et - les figures 2A à 2C sont des vues montrant différentes étapes de réalisation d'une aube de la figure 1. Description détaillée de l'invention L'invention est applicable à tous corps d'une turbomachine 10 comprenant un disque de rotor sur lequel sont montées des aubes en matériau composite, par exemple à la turbine haute-pression d'un turboréacteur de type à double flux. De façon connue, comme représenté sur la figure 1, une turbine haute-pression de turboréacteur comprend un disque de rotor 10 centré 15 sur un axe longitudinal X-X de la turbine haute-pression et sur lequel sont montées une pluralité d'aubes de turbine 20. Les aubes de turbine 20 sont ici sont réalisées en matériau composite, et de préférence en matériau composite à matrice céramique (CMC). Elles comprennent chacune un pied 22 monté sur le disque de 20 rotor 10 et une pale 24 qui se raccorde au pied 22 par l'intermédiaire d'une plate-forme intérieure 26 délimitant, à l'intérieur, la veine d'écoulement du flux gazeux dans la turbine. Par ailleurs, conformément à l'invention, le pied 22 de chaque aube de turbine se présente sous la forme d'une bande sensiblement 25 allongée qui est enroulée autour d'au moins deux supports cylindriques 30 pour permettre le montage de l'aube sur le disque de rotor 10. Les supports 30 sont réalisés en alliage métallique résistant aux hautes températures, par exemple en Inconel®. Ils se présentent chacun sous la forme d'un cylindre dont la longueur est sensiblement égale à la 30 largeur de la bande allongée formant le pied 22 de l'aube et s'étendent ainsi, dans le sens de leur longueur, sur toute la largeur de la bande fibreuse. Chaque support 30 se termine à ses extrémités longitudinales par un téton 32 pour le montage de l'aube sur le disque de rotor. A cet 35 effet, le disque de rotor 10 présente, à sa périphérie, un rail circonférentiel 12 qui est ouvert vers l'extérieur et qui est destiné à recevoir le pied des aubes de turbine 20. Ce rail 12 est formé par l'assemblage entre eux de deux flasques annulaires 14, 14', ces flasques étant fixés l'un sur l'autre par l'intermédiaire de systèmes d'attache 16 de type vis/écrou traversant des brides annulaires, respectivement 18, 18'. Les flasques 14, 14' du disque de rotor présentent des trous 19 pour recevoir les tétons 32 des supports des pieds des aubes et assurer ainsi le montage des aubes de turbine sur le disque de rotor. Les tétons 32 des supports des pieds des aubes peuvent être munis d'une forme hexagonale afin de bloquer ces supports en rotation autour de leur axe respectif. En liaison avec les figures 2A à 2C, on décrira maintenant comment est formé l'enroulement du pied des aubes de turbine selon l'invention autour des deux supports cylindriques. Les aubes de turbine sont réalisées en matériau composite au moyen d'un procédé de fabrication tel que celui décrit dans le document WO 2010/061140 dont le contenu est incorporé ici par référence. Selon le procédé de fabrication décrit dans ce document, une ébauche fibreuse de l'aube est réalisée par tissage tridimensionnel en une seule pièce. Cette ébauche fibreuse 100, représentée sur les figures 2A et 2B, comprend une première partie 102 destinée à constituer, après mise en forme, une partie de préforme constitutive de pale et de pied d'aube, et une seconde partie 104 destinée à constituer, après mise en forme, une partie de préforme constitutive de plate-forme d'aube. La préforme fibreuse obtenue par mise en forme de cette ébauche fibreuse 100 est ultérieurement densifiée par une matrice pour obtenir une aube en matériau composite ayant un renfort fibreux constitué par la préforme et densifié par la matrice, et formant une seule pièce avec plateforme intégré. La première partie de l'ébauche fibreuse qui est destinée, après mise en forme, à constituer une partie de préforme de pale et de pied d'aube se présente sous la forme d'une bande fibreuse 102 sensiblement allongée qui s'étend de façon générale dans une direction Y-Y correspondant à la direction longitudinale de l'aube à réaliser. Cette bande fibreuse 102 possède une largeur I qui est sensiblement constante et qui est choisie notamment en fonction en fonction de la longueur du profil développé (à plat) de la pale et du pied de l'aube à réaliser. Une fois cette première partie d'ébauche fibreuse réalisée, elle est mise en forme pour obtenir une partie de préforme constitutive de pale et de pied d'aube. En particulier, la portion supérieure de la bande fibreuse 102 destinée à former la préforme de pale de l'aube est mise dans un moule pour y être déformée et reproduire ainsi le profil incurvé de la pale de l'aube à réaliser. Après l'étape d'injection, la portion inférieure de la bande fibreuse 102 qui est destinée à former plus spécifiquement la préforme de pied d'aube est enroulée autour des deux supports cylindriques 30. A cet effet, les deux supports 30 sont disposés l'un au-dessus de l'autre par rapport à la direction Y correspondant à la direction longitudinale de l'aube à réaliser et la portion inférieure de la bande fibreuse 102 est enroulée autour des supports de sorte à venir recouvrir en partie la surface extérieure des deux supports. Le double enroulement de la bande fibreuse 102 autour de ces deux supports 30 est notamment réalisé de sorte à ce que l'extrémité libre de la bande fibreuse soit de préférence enroulée autour d'une autre portion de la bande. Ainsi, dans la zone 106 illustrée sur la figure 2C (représentant l'ébauche fibreuse 100 après enroulement), deux portions de bande fibreuse sont en contact l'une avec l'autre. Lors de l'injection de la matrice, cette dernière va jouer de rôle de « soudure » entre ces deux portions de bande fibreuse et conférer ainsi au pied de l'aube une bonne tenue au cisaillement. De plus, pour améliorer l'adhérence entre le pied de l'aube et les supports (et donc le blocage de l'aube sur le disque de rotor), le rayon de courbure des supports cylindriques pourra être ajusté pour être toujours sensiblement supérieur à celui de la bande fibreuse 102.The invention also relates to a turbomachine turbine rotor comprising a disk having at its periphery a circumferential rail open to the outside, and a plurality of vanes as defined above whose foot is mounted in the rail of the disk. The disk advantageously comprises two annular flanges assembled one on the other by a plurality of fastening systems. The invention further relates to a turbomachine comprising at least one such turbine rotor. BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS Other features and advantages of the present invention will emerge from the description given below, with reference to the accompanying drawings which illustrate an embodiment having no limiting character. In the figures: - Figure 1 is a partial perspective of a turbine rotor equipped with blades according to the invention; and FIGS. 2A to 2C are views showing different steps for producing a blade of FIG. 1. DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION The invention is applicable to all bodies of a turbomachine comprising a rotor disk on which blades of composite material are mounted, for example at the high-pressure turbine of a turbojet engine of the double-flow type. In known manner, as shown in FIG. 1, a turbojet high-pressure turbine comprises a rotor disk 10 centered on a longitudinal axis XX of the high-pressure turbine and on which a plurality of turbine blades 20 are mounted. The turbine blades 20 are here made of composite material, and preferably of ceramic matrix composite material (CMC). They each comprise a foot 22 mounted on the rotor disc 10 and a blade 24 which connects to the foot 22 via an inner platform 26 delimiting, inside, the flow flow channel. gaseous in the turbine. Furthermore, in accordance with the invention, the foot 22 of each turbine blade is in the form of a substantially elongated strip which is wound around at least two cylindrical supports 30 to allow the mounting of the blade on the rotor disc 10. The supports 30 are made of high-temperature resistant metal alloy, for example Inconel®. They are each in the form of a cylinder whose length is substantially equal to the width of the elongate strip forming the root 22 of the blade and thus extend, in the direction of their length, over the entire width fibrous web. Each support 30 terminates at its longitudinal ends by a pin 32 for mounting the blade on the rotor disc. For this purpose, the rotor disc 10 has, at its periphery, a circumferential rail 12 which is open towards the outside and which is intended to receive the foot of the turbine blades 20. This rail 12 is formed by the assembly between them two annular flanges 14, 14 ', these flanges being fixed to one another by means of fastening systems 16 of screw / nut type passing through annular flanges, respectively 18, 18'. The flanges 14, 14 'of the rotor disc have holes 19 for receiving the pins 32 of the blade root supports and thus ensure the mounting of the turbine blades on the rotor disc. The pins 32 of the blade root supports may be provided with a hexagonal shape to block these supports in rotation about their respective axis. In connection with Figures 2A to 2C, will now be described how is formed the winding of the turbine blade foot according to the invention around the two cylindrical supports. The turbine blades are made of composite material by means of a manufacturing method such as that described in WO 2010/061140 whose contents are incorporated herein by reference. According to the manufacturing method described in this document, a fibrous blank of the blade is made by three-dimensional weaving in one piece. This fiber blank 100, shown in FIGS. 2A and 2B, comprises a first part 102 intended to form, after shaping, a preform part constituting blade and blade root, and a second part 104 intended to constitute, after shaping, a portion of preform constituting a blade platform. The fibrous preform obtained by shaping this fiber blank 100 is subsequently densified by a matrix to obtain a blade of composite material having a fiber reinforcement constituted by the preform and densified by the matrix, and forming a single piece with integrated platform. The first part of the fibrous blank which is intended, after shaping, to constitute a part of blade preform and blade root is in the form of a substantially elongated fibrous strip 102 which extends so in a direction YY corresponding to the longitudinal direction of the blade to be produced. This fibrous band 102 has a width I which is substantially constant and which is chosen in particular according to the length of the developed profile (flat) of the blade and the blade root to be produced. Once this first portion of fibrous roughing is carried out, it is shaped to obtain a portion of preform constituting blade and blade root. In particular, the upper portion of the fibrous web 102 intended to form the blade preform of the blade is placed in a mold to be deformed and thus reproduce the curved profile of the blade of the blade to be produced. After the injection step, the lower portion of the fibrous web 102, which is intended to more specifically form the blade root preform, is wound around the two cylindrical supports 30. For this purpose, the two supports 30 are arranged one above the other with respect to the direction Y corresponding to the longitudinal direction of the blade to be produced and the lower portion of the fibrous strip 102 is wound around the supports so as to partially cover the outer surface both supports. The double winding of the fibrous web 102 around these two supports 30 is in particular made so that the free end of the fibrous web is preferably wrapped around another portion of the web. Thus, in area 106 shown in Fig. 2C (showing fiber blank 100 after winding), two portions of fibrous web are in contact with each other. During the injection of the matrix, the latter will play the role of "welding" between these two portions of fibrous web and thus give the foot of the blade a good shear strength. In addition, to improve the adhesion between the root of the blade and the supports (and thus the blocking of the blade on the rotor disk), the radius of curvature of the cylindrical supports can be adjusted to be always substantially greater than that of the fibrous band 102.
Une fois effectué la mise en forme de l'ébauche fibreuse 100, cette dernière est densifiée par une matrice pour obtenir une aube de turbine en matériau composite telle que celle illustrée sur la figure 1.Once the shaping of the fibrous blank 100 has been carried out, the latter is densified by a matrix to obtain a turbine blade of composite material such as that illustrated in FIG.
Claims (11)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1258181A FR2995004B1 (en) | 2012-09-03 | 2012-09-03 | DRAWER OF TURBOMACHINE IN COMPOSITE MATERIAL AND ITS ATTACHMENT ON A ROTOR DISC |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1258181A FR2995004B1 (en) | 2012-09-03 | 2012-09-03 | DRAWER OF TURBOMACHINE IN COMPOSITE MATERIAL AND ITS ATTACHMENT ON A ROTOR DISC |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2995004A1 true FR2995004A1 (en) | 2014-03-07 |
| FR2995004B1 FR2995004B1 (en) | 2015-03-20 |
Family
ID=47003143
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR1258181A Active FR2995004B1 (en) | 2012-09-03 | 2012-09-03 | DRAWER OF TURBOMACHINE IN COMPOSITE MATERIAL AND ITS ATTACHMENT ON A ROTOR DISC |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| FR (1) | FR2995004B1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3020927A1 (en) * | 2014-11-17 | 2016-05-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbine wheel with ceramic blade |
| CN106050738A (en) * | 2016-08-10 | 2016-10-26 | 珠海格力节能环保制冷技术研究中心有限公司 | Fan and power equipment |
| WO2018237101A1 (en) * | 2017-06-22 | 2018-12-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Apparatus for securing cmc blades in a gas turbine engine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3694104A (en) * | 1970-10-07 | 1972-09-26 | Garrett Corp | Turbomachinery blade |
| US4037990A (en) * | 1976-06-01 | 1977-07-26 | General Electric Company | Composite turbomachinery rotor |
| EP0607082A1 (en) * | 1993-01-14 | 1994-07-20 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Turbomachine rotor with blade attachment by pins |
| EP2070819A1 (en) * | 2007-12-14 | 2009-06-17 | Eurocopter | Rotorcraft blade, rotorcraft rotor equipped with said blade and method of manufacturing this blade |
-
2012
- 2012-09-03 FR FR1258181A patent/FR2995004B1/en active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3694104A (en) * | 1970-10-07 | 1972-09-26 | Garrett Corp | Turbomachinery blade |
| US4037990A (en) * | 1976-06-01 | 1977-07-26 | General Electric Company | Composite turbomachinery rotor |
| EP0607082A1 (en) * | 1993-01-14 | 1994-07-20 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" | Turbomachine rotor with blade attachment by pins |
| EP2070819A1 (en) * | 2007-12-14 | 2009-06-17 | Eurocopter | Rotorcraft blade, rotorcraft rotor equipped with said blade and method of manufacturing this blade |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3020927A1 (en) * | 2014-11-17 | 2016-05-18 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbine wheel with ceramic blade |
| US9963979B2 (en) | 2014-11-17 | 2018-05-08 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Composite components for gas turbine engines |
| CN106050738A (en) * | 2016-08-10 | 2016-10-26 | 珠海格力节能环保制冷技术研究中心有限公司 | Fan and power equipment |
| CN106050738B (en) * | 2016-08-10 | 2018-12-25 | 珠海格力电器股份有限公司 | Fan and power equipment |
| WO2018237101A1 (en) * | 2017-06-22 | 2018-12-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Apparatus for securing cmc blades in a gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2995004B1 (en) | 2015-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1918512B1 (en) | Balancing system for a turbomachine rotor | |
| EP2914818B1 (en) | Exhaust housing hub for a turbomachine | |
| EP1918511B1 (en) | Balancing system for a turbomachine rotor | |
| FR2941487A1 (en) | TURBOMACHINE DRAFT IN COMPOSITE MATERIAL WITH A REINFORCED FOOT | |
| EP1516690B1 (en) | Method of manufacturing or repairing a bladed rotor disc | |
| EP1481756B1 (en) | Method of fabricating a hollow turbine blade | |
| FR2963383A1 (en) | DUST OF TURBOMACHINE, ROTOR, LOW PRESSURE TURBINE AND TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH A DAWN | |
| EP1406019B1 (en) | Drum rotor for a turbomachine | |
| FR2955608A1 (en) | LAMINATED VIBRATION SHOCK ABSORBER AND SHOES BETWEEN ADJACENT BLADE HEADS IN COMPOSITE MATERIAL OF A TURBOMACHINE MOBILE WHEEL. | |
| EP3004554B1 (en) | Rotor disk blade for turbomachine, turbomachine rotor disk, turbomachine and method of assembly of plates onto a blade foot | |
| FR2961847A1 (en) | MOBILE WHEEL WITH AUBES IN COMPOSITE MATERIAL FOR A GAS TURBINE ENGINE WITH A WAVEBASE / TIGHTENING DISC CONNECTION | |
| FR2955142A1 (en) | PIONE VIBRATION SHOCK ABSORBER BETWEEN ADJACENT AUB THREADS IN COMPOSITE MATERIAL OF A TURBOMACHINE MOBILE WHEEL. | |
| EP3212373A1 (en) | Composite blade comprising a platform equipped with a stiffener | |
| CA2837040C (en) | Method for reinforcing a mechanical component | |
| FR2724690A1 (en) | MOBILE WHEEL OF A TURBOMACHINE, IN PARTICULAR AN AXIAL FLOW TURBINE OF A GAS TURBINE PROPELLER. | |
| FR2995004A1 (en) | High pressure turbine blade for rotor of double flow type turbojet in aeronautical field, has foot mounted on rotor disk, where foot of blade is provided as lengthened band that is rolled up around two cylindrical supports | |
| EP2564031B1 (en) | Wear-resistant part for the support of a blade of a turbojet engine fan | |
| WO2011104457A1 (en) | Device for absorbing vibrations between adjacent composite material blade roots of a movable turbine engine wheel | |
| EP1481755B1 (en) | Method for manufacturing a hollow blade for turbomachine | |
| EP2435686B1 (en) | Part for attaching together the mobile portion of a deployable divergent nozzle of a propulsive unit and a mechanism for deploying said mobile portion | |
| EP3935265B1 (en) | Aircraft turbomachine rotor comprising a damping device | |
| WO2020157405A1 (en) | Turbomachine stator sector having flexible regions subjected to high stress | |
| FR3108665A1 (en) | Fan rotor with upstream center of gravity vanes | |
| FR2962481A1 (en) | Vibration dampener for blade of rotor of gas turbine engine, has connection zone providing support against external support surface under effect of centrifugal rotation force of rotor in way to ensure axial sealing against gases | |
| FR3137125A1 (en) | Bladed turbomachine assembly comprising blades joined together in pairs at their platforms |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 5 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 6 |
|
| CD | Change of name or company name |
Owner name: SAFRAN AIRCRAFT ENGINES, FR Effective date: 20170719 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 7 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 8 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 9 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 10 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 11 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 12 |
|
| PLFP | Fee payment |
Year of fee payment: 13 |