ガスタービンエンジンのファンブレードプラットフォーム、関連のローター組立体、及びガスタービンエンジン、並びにこれを組み立てる方法を開示する。プラットフォームは、回転軸の近位にある前方部、後方部、及び前方部と後方部との間の移行部を有する。前方部は軸方向前方に向いた前方境界面を有し、後方部は半径方向外向きの後方境界面を有し、移行部は少なくとも1つの取付け特徴部を有する。組み立て方法に関して、後方支持部をファンディスク及びブースタースプール組立体に組み込む。複数のファンブレードをファンディスクに組み込み、その後、ファンプラットフォームを隣接するブレードの間に組み込み、取付け特徴部をディスクに固定し、これによってファンディスクのアニュラスを塞ぐ。最後に、前方支持部をファンディスク上に組み込む。【選択図】 図2

    Described are a gas turbine engine fan blade platform, related rotor assembly and gas turbine engine, as well as a method of assembling the same. The platform has a forward portion proximal to an axis of rotation, an aft portion, and a transition portion between the forward and aft portions. The forward portion has a forward interface surface facing axially forward, the aft portion has an aft interface surface facing radially outward, and the transition portion has at least one mounting feature. For the method of assembly, an aft support is installed on a fan disk and booster spool assembly. A plurality of fan blades are installed into a fan disk, followed by installing a fan platform between adjacent blades and securing the mounting features to the disk, thereby filling the annulus of the fan disk. Finally, a forward support is installed on the fan disk.


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    Titel :

    非一体型ファンブレードプラットフォーム


    Erscheinungsdatum :

    2016-03-31


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Japanisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge / F01D Strömungsmaschinen [Kraft- und Arbeitsmaschinen oder Kraftmaschinen], z.B. Dampfturbinen , NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES / F02C Gasturbinenanlagen , GAS-TURBINE PLANTS / F02K JET-PROPULSION PLANTS , Strahltriebwerke