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1. WO2013191195 - STRUCTURE DE PARTIE DE LIAISON D'AUBE, ET TURBORÉACTEUR UTILISANT LADITE STRUCTURE

Numéro de publication WO/2013/191195
Date de publication 27.12.2013
N° de la demande internationale PCT/JP2013/066786
Date du dépôt international 19.06.2013
CIB
F02K 3/06 2006.1
FMÉCANIQUE; ÉCLAIRAGE; CHAUFFAGE; ARMEMENT; SAUTAGE
02MOTEURS À COMBUSTION; ENSEMBLES FONCTIONNELS DE MOTEURS À GAZ CHAUDS OU À PRODUITS DE COMBUSTION
KENSEMBLES FONCTIONNELS DE PROPULSION PAR RÉACTION
3Ensembles fonctionnels comportant une turbine à gaz entraînant un compresseur ou un ventilateur soufflant
02dans lesquels une partie du fluide énergétique passe en dehors de la turbine et de la chambre de combustion
04l'ensemble fonctionnel comprenant des soufflantes carénées, c. à d. des soufflantes à fort débit volumétrique sous basse pression pour augmenter la poussée, p.ex. du type à double flux
06comprenant une soufflante avant
F01D 9/02 2006.1
FMÉCANIQUE; ÉCLAIRAGE; CHAUFFAGE; ARMEMENT; SAUTAGE
01"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; ENSEMBLES FONCTIONNELS DE MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; MACHINES À VAPEUR
D"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR
9Stators
02Injecteurs; Logement des injecteurs; Aubes de stator; Tuyères de guidage
F01D 25/24 2006.1
FMÉCANIQUE; ÉCLAIRAGE; CHAUFFAGE; ARMEMENT; SAUTAGE
01"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; ENSEMBLES FONCTIONNELS DE MACHINES MOTRICES EN GÉNÉRAL; MACHINES À VAPEUR
D"MACHINES" OU MACHINES MOTRICES À DÉPLACEMENT NON POSITIF, p.ex. TURBINES À VAPEUR
25Parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans les autres groupes ou d'un intérêt non traité dans ces groupes
24Carcasses d'enveloppe; Eléments de la carcasse, p.ex. diaphragmes, fixations
F02C 7/00 2006.1
FMÉCANIQUE; ÉCLAIRAGE; CHAUFFAGE; ARMEMENT; SAUTAGE
02MOTEURS À COMBUSTION; ENSEMBLES FONCTIONNELS DE MOTEURS À GAZ CHAUDS OU À PRODUITS DE COMBUSTION
CENSEMBLES FONCTIONNELS DE TURBINES À GAZ; ENTRÉES D'AIR POUR ENSEMBLES FONCTIONNELS DE PROPULSION PAR RÉACTION; COMMANDE DE L'ALIMENTATION EN COMBUSTIBLE, DANS DES ENSEMBLES FONCTIONNELS DE PROPULSION PAR RÉACTION ALIMENTÉS EN AIR AMBIANT
7Caractéristiques, parties constitutives, détails ou accessoires non couverts dans, ou d'un intérêt plus général que, les groupes F02C1/-F02C6/181; Entrées d'air pour ensembles fonctionnels de propulsion par réaction
CPC
F01D 25/005
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
25Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
005Selecting particular materials
F01D 25/24
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
25Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
24Casings
F01D 5/282
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
5Blades; Blade-carrying members
12Blades
28Selecting particular materials; ; Particular measures relating thereto;; Measures against erosion or corrosion
282Selecting composite materials, e.g. blades with reinforcing filaments
F01D 9/02
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
9Stators
02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits ; , e.g. individual nozzles
F02C 7/20
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
7Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
20Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
F02K 3/06
FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
KJET-PROPULSION PLANTS
3Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
02in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
04the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
06with front fan
Déposants
  • 株式会社IHI IHI CORPORATION [JP]/[JP]
  • 株式会社IHIエアロスペース IHI AEROSPACE CO., LTD. [JP]/[JP]
Inventeurs
  • 稲田 貴臣 INADA, Takaomi
  • 田中 真一 TANAKA, Shinichi
Mandataires
  • 長門 侃二 NAGATO, Kanji
Données relatives à la priorité
2012-13865520.06.2012JP
Langue de publication Japonais (ja)
Langue de dépôt japonais (JA)
États désignés
Titre
(EN) VANE LINKING PORTION STRUCTURE, AND JET ENGINE USING SAME
(FR) STRUCTURE DE PARTIE DE LIAISON D'AUBE, ET TURBORÉACTEUR UTILISANT LADITE STRUCTURE
(JA) 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン
Abrégé
(EN) At a linking portion between a vane proximal end portion (21) of a guide vane (20) and a mounting flange (31f), a linking support member (33) including a pair of segment pieces (34, 34) joined to the vane proximal end portion (21) from both sides in a vane thickness direction is disposed. In one end joining surface (35a) of the linking support member (33), a groove (35b) is formed, while a ridge (35c) is formed on the other end joining surface (35a). The vane proximal end portion (21) is formed in a concave-convex shape and includes a joint surface (21a) for the one end joining surface (35a) with a ridge (21b) for engaging with the groove (35b) formed in the end joining surface (35a), and a joint surface (21a) for the other end joining surface (35a) with a groove (21c) for engaging with the ridge (35c) formed in the end joining surface (35a). The vane proximal end portion (21) is held between the segment pieces (34, 34) of the linking support member with a fastening force applied to the linking support member (33) from both sides in the vane thickness direction. The invention provides high structural strength while contributing to weight reduction of a jet engine.
(FR) A une partie de liaison entre une partie d'extrémité proximale d'aube (21) d'une aube de guidage (20) et une bride de montage (31f), un élément de support de liaison (33), qui comprend une paire de pièces formant segments (34, 34) jointes à la partie d'extrémité proximale d'aube (21) à partir des deux côtés dans un sens de l'épaisseur de l'aube, est disposé. Dans une première surface de jonction d'extrémité (35a) de l'élément de support de liaison (33), une rainure (35b) est formée, alors qu'une arête (35c) est formée sur l'autre surface de jonction d'extrémité (35a). La partie d'extrémité proximale d'aube (21) présente une forme concavo-convexe et comprend une surface de joint (21a) pour la première surface de jonction d'extrémité (35a) avec une arête (21b) pour entrer en prise avec la rainure (35b) formée dans la surface de jonction d'extrémité (35a), et une surface de joint (21a) pour l'autre surface de jonction d'extrémité (35a) avec une rainure (21c) pour entrer en prise avec l'arête (35c) formée dans la surface de jonction d'extrémité (35a). La partie d'extrémité proximale d'aube (21) est retenue entre les pièces formant segments (34, 34) de l'élément de support de liaison avec une force de fixation appliquée sur l'élément de support de liaison (33) à partir des deux côtés dans le sens de l'épaisseur de l'aube. L'invention fournit une résistance structurale élevée tout en contribuant à la réduction de poids d'un turboréacteur.
(JA)  ガイドベーン20の翼基端部21と取り付けフランジ31fとの連結部には、翼基端部21に対して翼厚方向両側から接合する一対の分割片34,34を有する連結サポート体33が配置され、連結サポート体33の一方の端部接合面35aには溝35bが形成され、他方の端部接合面35aには突条35cが形成され、翼基端部21は凹凸状に形成されて、一方の端部接合面35aとの接合面21aには端部接合面35aに形成された溝35bと係合する突条21bが形成され、他方の端部接合面35aとの接合面21aには端部接合面35aに形成された突条35cと係合する溝21cが形成され、翼基端部21は、連結サポート体33に翼厚方向両側から付与される締結力により連結サポート体の分割片34,34間に保持されている。ジェットエンジンの軽量化に寄与しつつ、高い構造強度を得ることが可能である。
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