[특허]Turbine engine rotor stack

United Technologies Corporation

검색어에 아래의 연산자를 사용하시면 더 정확한 검색결과를 얻을 수 있습니다.
검색연산자

검색도움말
검색연산자	기능	검색시 예
()	우선순위가 가장 높은 연산자	예1) (나노 (기계 \| machine))
공백	두 개의 검색어(식)을 모두 포함하고 있는 문서 검색	예1) (나노 기계) 예2) 나노 장영실
\|	두 개의 검색어(식) 중 하나 이상 포함하고 있는 문서 검색	예1) (줄기세포 \| 면역) 예2) 줄기세포 \| 장영실
!	NOT 이후에 있는 검색어가 포함된 문서는 제외	예1) (황금 !백금) 예2) !image
*	검색어의 *란에 0개 이상의 임의의 문자가 포함된 문서 검색	예) semi*
""	따옴표 내의 구문과 완전히 일치하는 문서만 검색	예) "Transform and Quantization"

과학기술 지식인프라 ScienceON

연합인증

연합인증 가입 기관의 연구자들은 소속기관의 인증정보(ID와 암호)를 이용해 다른 대학, 연구기관, 서비스 공급자의 다양한 온라인 자원과 연구 데이터를 이용할 수 있습니다.

이는 여행자가 자국에서 발행 받은 여권으로 세계 각국을 자유롭게 여행할 수 있는 것과 같습니다.

연합인증으로 이용이 가능한 서비스는 NTIS, DataON, Edison 등이 있습니다.

한번의 인증절차만으로 연합인증 가입 서비스에 추가 로그인 없이 이용이 가능합니다.

다만, 연합인증을 위해서는 최초 1회만 인증 절차가 필요합니다. (회원이 아닐 경우 회원 가입이 필요합니다.)

연합인증 절차는 다음과 같습니다.

최초이용시에는
ScienceON에 로그인 → 연합인증 서비스 접속 → 로그인 (본인 확인 또는 회원가입) → 서비스 이용

그 이후에는
ScienceON 로그인 → 연합인증 서비스 접속 → 서비스 이용

연합인증을 활용하시면 KISTI가 제공하는 다양한 서비스를 편리하게 이용하실 수 있습니다.

특허 상세정보

MyON담기

내보내기 페이스북 공유 트위터 공유 카카오톡 공유

Turbine engine rotor stack

특허상세정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	F02C-003/04 F02C-003/00
미국특허분류(USC)	060/805; 415/141; 416/194
출원번호	US-0016454 (2004-12-17)
등록번호	US-7448221 (2008-11-11)
발명자 / 주소	Suciu,Gabriel L. Norris,James W.
출원인 / 주소	United Technologies Corporation
대리인 / 주소	Bachman & LaPointe, P.C.
인용정보	피인용 횟수 : 8 인용 특허 : 18

초록

A turbine engine has a first disk and a second disk, each extending radially from an inner aperture to an outer periphery. A coupling, transmits a torque and a longitudinal compressive force between the first and second disks. The coupling has first means for transmitting a majority of the torque and second means, radially outboard of the first means, for transmitting a majority of the force.

대표
청구항
▼

What is claimed is: 1. A turbine engine comprising: a first disk and a second disk, each extending radially from an inner aperture to an outer periphery; and a coupling, transmitting a torque and a longitudinal compressive force between the first and second disks and comprising: first means for transmitting a majority of the torque; and second means, radially outboard of the first means, for transmitting a majority of the force. 2. The engine of claim 1 wherein: the first means comprise interfitting first and second pluralities of teeth on the first and second disks, respectively. 3. The engine of claim 2 wherein: the first plurality of teeth is at an aft rim of a first sleeve extending aft from and unitarily-formed with a web of the first disk; the second plurality of teeth is at a forward rim of a second sleeve extending forward from and unitarily-formed with a web of the second disk; and the first and second disks each have an inboard annular protuberance inboard of the respective first and second sleeves. 4. The engine of claim 2 wherein: the second means comprises a spacer having an outwardly longitudinally concave portion having a thickness and a longitudinal extent effective to provide an increase in said force with a rotation speed of the first and second disks. 5. The engine of claim 1 wherein: the engine has a high speed and pressure compressor section; and the first and second disks are in the high speed and pressure compressor section. 6. The engine of claim 5 further comprising: a plurality of circumferentially-spaced anti-vortex tubes carried by the first means. 7. The engine of claim 1 further comprising: a tension shaft extending within the inner aperture of each of the first and second disks. 8. The engine of claim 1 further comprising: a tension shaft extending within the inner aperture of each of the first and second disks and substantially nonrotating relative to the first and second disks; and means for sealing between the first disk and the shaft. 9. The engine of claim 1 further comprising: a third disk, extending radially from an inner aperture to an outer periphery; and a second coupling, transmitting a torque and a longitudinal compressive force between the third and second disks and comprising: first means for transmitting a majority of the torque; and second means, radially outboard of the first means, for transmitting a majority of the force. 10. The engine of claim 1 wherein: there are no off-center tie members holding the first and second disks under longitudinal compression. 11. A thermally-controlled, center-tied, rotor comprising: a central shaft; a plurality of blade disks, the disks each having a central aperture surrounding the shaft, and the disks defining annular cavities between adjacent pairs of the disks; one or more circumferentially-distributed anti-vortex tubes extending within at least a first of said cavities between first and second of said disks; and a radially compliant seal between the shaft and at least one of said disks. 12. The rotor of claim 11 further comprising: a radial spline torque coupling between the first and second disks and carrying the one or more circumferentially distributed anti-vortex tubes. 13. The rotor of claim 11 wherein: the radially compliant seal is a bellows seal positioned to thermally isolate at least a portion of one or more of the cavities from one or more others of the cavities. 14. The rotor of claim 11 wherein: the one or more circumferentially-distributed anti-vortex tubes are a plurality of evenly circumferentially-spaced tubes at a common longitudinal position. 15. A turbine engine rotor comprising: a plurality of disks, each disk extending radially from an inner aperture to an outer periphery; a plurality of stages of blades, each stage borne by an associated one of said disks; a plurality of spacers, each spacer between an adjacent pair of said disks; and a central shaft carrying the plurality of disks and the plurality of spacers to rotate about an axis with the plurality of disks and the plurality of spacers, wherein: a first of the spacers transmits a majority of a longitudinal compressive force between a first and a second of the disks; and interfitting first and second portions of said first and second disks radially inboard of said first spacer transmit a majority of a longitudinal torque between the first and second disks. 16. The rotor of claim 15 wherein: the interfitting first and second portions comprise radial splines. 17. The rotor of claim 15 wherein: the first spacer is unitarily-formed with the first disk; and the first spacer has an end portion essentially interference fit within a portion of the second disk. 18. The rotor of claim 15 in combination with a stator and wherein: the stator comprises a plurality of stages of vanes; the first spacer has a longitudinal cross-section, said longitudinal cross-section having a first portion being essentially outwardly concave in a static condition; and said stages of vanes include at least a first stage of vanes having inboard vane tips in facing proximity to an outer surface of said first spacer at said first portion. 19. The combination of claim 18 wherein: the inboard tips of the first stage of vanes are longitudinally convex. 20. A system for coupling first and second turbomachine disks comprising: first interfitting portions of the first and second disks; transmitting a majority of a longitudinal torque between the first and second disks; and a spacer, spaced radially outboard of the first interfitting portions, the spacer having a longitudinally outwardly concave portion and transmitting a majority of a longitudinal compressive force between the first and second disks. 21. The system of claim 20 wherein: the first interfitting portions of the first and second disks comprise interfitting first and second pluralities of teeth on the first and second disks, respectively. 22. The system of claim 20 wherein: the spacer is separate from at least one of the first and second disks. 23. The system of claim 20 wherein: the first and second disks each extend radially from an inner aperture to an outer periphery, the outer periphery carrying an associated stage of blades either unitarily-formed therewith or attached thereto; the spacer is proximate the outer peripheries; and a tension shaft extends through the inner apertures.

이 특허에 인용된 특허 (18)

이 특허를 인용한 특허 (8)

IPC 상위 출원인

내보내기

상세정보
내보내기 구분	파일저장 인쇄 메일전송
구성항목	관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표IPC 관리번호, 국가코드, 자료구분, 상태, 출원번호, 출원일자, 공개번호, 공개일자, 공고번호, 공고일자, 등록번호, 등록일자, 발명명칭(한글), 발명명칭(영문), 출원인(한글), 출원인(영문), 출원인코드, 대표출원인, 출원인국적, 출원인주소, 발명자, 발명자E, 발명자코드, 발명자주소, 발명자 우편번호, 발명자국적, 대표IPC, IPC코드, 요약, 미국특허분류, 대리인주소, 대리인코드, 대리인(한글), 대리인(영문), 국제공개일자, 국제공개번호, 국제출원일자, 국제출원번호, 우선권, 우선권주장일, 우선권국가, 우선권출원번호, 원출원일자, 원출원번호, 지정국, Citing Patents, Cited Patents
저장형식	Text(ASCII format) Excel format PIAS분석(.xls)
메일정보	받는사람 (필수) @ 보내는사람 (선택) @ 제목 내용 KISTI 검색결과 이메일 서비스
안내	> 총 건의 자료가 검색되었습니다. > 다운받으실 자료의 인덱스를 입력하세요. (1-10,000) > 검색결과의 순서대로 최대 10,000건 까지 다운로드가 가능합니다. > 데이타가 많을 경우 속도가 느려질 수 있습니다.(최대 2~3분 소요) > 다운로드 파일은 UTF-8 형태로 저장됩니다. 파일의 내용이 제대로 보이지 않을실 때는 웹브라우저 상단의 보기 -> 인코딩 -> 자동선택 여부를 확인하십시오 > ~ > Text(ASCII format) Excel format

과학기술 지식인프라 ScienceON

ScienceON Chatbot

연합인증

특허 상세정보

Turbine engine rotor stack

초록

대표
청구항
▼

이 특허에 인용된 특허 (18)

이 특허를 인용한 특허 (8)

IPC 상위 출원인

과제정보

상세정보조회

원문조회

IPC 상세정보(version : 201201)

연구과제 성과물(0)

참여연구원의 다른 문헌(0)

처리중입니다.

잠시만 기다려주세요.

ScienceON Chatbot

연합인증

특허 상세정보

Turbine engine rotor stack

초록

대표청구항 ▼

이 특허에 인용된 특허 (18)

이 특허를 인용한 특허 (8)

IPC 상위 출원인

과제정보

상세정보조회

원문조회

IPC 상세정보(version : 201201)

연구과제 성과물(0)

참여연구원의 다른 문헌(0)

처리중입니다.

잠시만 기다려주세요.

대표
청구항
▼