发明名称 Cam damper for the fan blades of a jet engine.
摘要 <p>L'invention est relative à une soufflante de turbomachine comprenant l'ensemble d'un disque rotatif et des aubes qui y sont fixées, une masselotte (12-16) étant susceptible d'être en appui sur les plates-formes (9) et les tiges (7) des aubes en vue de réduire les vibrations. Selon l'invention, deux basculeurs rigides (13) sont interposés entre la masselotte (12-16) et les tiges (7) et plates-formes (9) des aubes et sont susceptibles, sous l'effet de la force centrifuge à laquelle est soumise la masselotte, d'être en appui, d'une part, mutuel (18B) l'un sur l'autre, d'autre part, chacun sur (14) une plate-forme (9) d'une des aubes, sur (15) sur une tige (7) d'une (14,15) des aubes et sur (18A) la masselotte (16-12), les zones d'appui (14,15) d'un basculeur (13) sur la plate-forme (9) et sur la tige (7) d'une aube étant distinctes. Une application est la réalisation d'une turbo-soufflante exempte de vibrations. <IMAGE></p>
申请公布号 EP0470907(A1) 申请公布日期 1992.02.12
申请号 EP19910402205 申请日期 1991.08.08
申请人 SOCIETE NATIONALE D'ETUDE ET DE CONSTRUCTION DE MOTEURS D'AVIATION, "S.N.E.C.M.A." 发明人 VERMONT, GERARD ROBERT EDMOND RENE
分类号 F01D5/22 主分类号 F01D5/22
代理机构 代理人
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