CN102308060A - 用于涡轮机的散流器-喷嘴组件 - Google Patents
用于涡轮机的散流器-喷嘴组件 Download PDFInfo
- Publication number
- CN102308060A CN102308060A CN2009801562982A CN200980156298A CN102308060A CN 102308060 A CN102308060 A CN 102308060A CN 2009801562982 A CN2009801562982 A CN 2009801562982A CN 200980156298 A CN200980156298 A CN 200980156298A CN 102308060 A CN102308060 A CN 102308060A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- nozzle
- wall
- blade
- downstream
- waveform
- 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
Images
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/14—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid characterised by the arrangement of the combustion chamber in the plant
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/48—Corrugated nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/42—Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
- F04D29/44—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/441—Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/444—Bladed diffusers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
- F23R3/04—Air inlet arrangements
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/50—Inlet or outlet
- F05D2250/52—Outlet
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
一种散流器-喷嘴组件,安装在涡轮机中压缩机的出口处,该组件包括喷嘴(18),该喷嘴具有两个大致圆柱形的壁,一径向内壁(26)和一径向外壁(28),所述径向内壁和径向外壁通过径向叶片(30)连接在一起,所述喷嘴的壁向下游延伸过径向叶片(30),它们之间的径向间距从叶片(30)向下游沿变化,其方式为大致与叶片(30)对齐时最小,在叶片(30)之间最大。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于将空气进给到涡轮机中环形燃烧室的散流器-喷嘴组件,所述涡轮机例如为飞机的涡轮螺旋桨发动机,或涡轮喷气发动机,或直升机引擎。
背景技术
在传统实施例中,涡轮机具有环形燃烧室,该燃烧室由设置在其上游的高压压缩机供给空气。该压缩机的出口连经一轴向或径向散流器,该散流器与一喷嘴相连,该喷嘴在通往燃烧室的入口包括大致径向的叶片,其自身安装在由一外壳外部限定的环形壳体中。燃料经由喷射器传递到室的环形端壁,所述喷射器有规律地间隔开,并由所述外壳承载。
燃烧室的性能很大程度取决于喷射器***的性能,所述喷射器***使燃料雾化,即以细小液滴的形式将其散开,从而通过形成再循环区域而稳定燃料的燃烧。燃料雾化由喷射器***中较大压差的空气损失来促进,而控制再循环区域由均匀供应到喷射器***的空气来加强。
这些标准在压缩机出口包含轴向型散流器-喷嘴组件或离心型散流器-喷嘴组件,即径向散流器和环形喷嘴时不易满足。
在喷嘴的出口,可以观察到,叶片下游基本与叶片成一直线的马赫数比叶片之间的低很多。喷嘴出口的空气流因此具有周边不均匀的马赫数,从而导致与对应于均匀流的马赫数不同的有效马赫数。这在供应喷射器时产生较大的压差损失,并在由该***进给时产生扭曲,从而造成影响燃烧稳定性的风险。
为了使喷嘴出口处空气速度中的周边不均匀的冲击最小,已知的是,控制作为空气流方位角函数的喷嘴叶片后缘与喷射器***的上游端部之间的距离。
本发明申请人名下的申请FR 08/01063提出一种喷嘴叶片下游的外展部分,以减小平均马赫数,并减小燃烧室入口处空气流的马赫数的周边不均匀性。
然而,这些已知方式并未得到解决喷嘴叶片尾流中马赫数较小问题的满意方案。
发明内容
本发明的具体目的是提供一种解决此问题的方案,其简单、廉价并有效。
为此,本发明提供一种散流器-喷嘴组件,安装在涡轮机中压缩机的出口,该组件包括喷嘴,该喷嘴具有两个大致圆柱形的壁,一径向内壁和一径向外壁,所述径向内壁和径向外壁通过径向叶片连接在一起,该组件的特征在于,所述喷嘴的壁向下游延伸过径向叶片,它们之间的径向间距从叶片向下游沿圆周不同,其方式为大致与叶片对齐时最小,在叶片之间最大。
最小化向下游对齐叶片的喷嘴的内壁和外壁之间的径向间距用于对比叶片之间经过的空气流而加速叶片尾流中的局部空气流。与叶片对齐的空气速度对照叶片之间的空气速度之间的差异于是减小,从而减小在喷嘴出口处空气速度的周向不均匀性。流入喷射器***的空气流因而更加均匀,可实现再循环区域的良好控制,以确保稳定的燃烧,并减小供应到喷射器***的压差损失。
此供给喷射器***的均匀性的改进可减小喷嘴叶片与喷射器***之间的距离,从而减轻涡轮机的重量。
根据本发明的另一特征,从叶片向下游到喷嘴下游壁下游端的径向间距沿周向变化,从而减小在喷嘴出口处空气流速度的周向不均匀性。
喷嘴的壁可随着从叶片向下游而背离,从而减小平均马赫数,因而进一步减小供给喷射器***的空气流的不均匀性。
根据本发明的另一特征,所述喷嘴的至少一个壁从叶片向下游成波形或成钝锯齿形。
在本发明的一个变例中,所述喷嘴的两个壁可从叶片向下游成波形或成钝锯齿形。
所述喷嘴的壁的下游部分的波形可相对于延伸叶片的径向平面为对称的或不对称的。
当所述壁不对称时,该波形可围绕压缩机的轴线螺旋形延伸,其螺旋角对应于旋转的剩余角或对应于在喷嘴叶片出口处空气流的离开夹角。当叶片出口处的空气流具有与喷嘴叶片的壁的夹角时,所述螺旋角可对应于该空气流的离开夹角,同时喷嘴下游壁之间的径向间距在此方向为最小值。
在示例中,喷嘴壁下游部分的波形为正弦曲线、钝锯齿形、圆弧形式或V形形式。
所述喷嘴下游壁的波形可相同,或两壁的波形为相同类型,或两壁的波形为不同类型。
该喷嘴可以是一单件,或其可通过焊接或机械硬焊制成。
本发明还提供一种涡轮机,例如涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或直升机引擎,其特征在于,它包括上述类型的散流器-喷嘴组件。
附图说明
在阅读以下作为非限定性例子的实施例的说明后,本发明将得到更好的理解,本发明其他的细节、优点和特征将呈现。该说明参照附图,其中:
图1是在现有技术涡轮机中离心散流器-喷嘴组件和燃烧室在轴向截面中的半剖视图;
图2是本发明第一实施例中散流器-喷嘴组件的立体图;
图3-13是本发明不同实施例的立体图或端视图。
具体实施方式
首先参照图1,其显示涡轮机的一部分,例如飞机的涡轮螺旋桨发动机,或涡轮喷气发动机,或直升机引擎,其沿穿过涡轮机气体流动方向从上游至下游包括:离心压缩机级10的出口;弯成L形的散流器-喷嘴组件12;和环形燃烧室14。
该散流器-喷嘴组件12包括一大致径向的上游环形部分16,该部分形成散流器,该散流器在其外边缘连接到形成喷嘴18的截头圆锥形或圆柱形下游环形部分。
该散流器16具有上游环形壁20和下游环形壁22,所述壁是平行的,并围绕涡轮机的旋转轴24径向延伸。
所述喷嘴包括两个大致平行的截头圆锥形的壁,内壁26和外壁28,所述壁向下游会聚,并由多个大致径向的叶片20连接在一起,所述叶片围绕涡轮机的轴线24均匀分布。
散流器16的入口与高压压缩机的最后级10的出口径向对正,喷嘴18的出口将空气进给到一环形壳体32,该环形壳体由外壳34在外侧限定,并包含燃烧室14。该室14大致为环形,并包括两个同轴壁36和38,所述同轴壁36和38形成一个在另一个内的俩旋转表面。
所述室的外壁38在其下游端包括一径向外环形法兰40,以紧固到外壳34的环形法兰42上。室14的内壁36在其下游端包括径向内环形法兰44,用于紧固到支撑散流器-喷嘴组件12的下游环形腹板48的下游端的环形法兰46。该腹板48的上游端与散流器16的下游环形壁22相连。
室14的环形端壁包括用于安装喷射器装置50的孔,喷射器装置50用于将空气和燃油的混合物喷入室14中,空气来自散流器-喷嘴组件12,燃油由紧固到外壳34上,并围绕涡轮机的轴线24均匀分布的喷射器52传递。
每个喷射器52均包括管54,管54从外壳34向内延伸,并与喷射头56相连,喷射头56向下游延伸进喷射器***50中。
离开喷嘴的空气流由于叶片30的尾流中马赫数降低而造成速度沿圆周具有不均匀性。这些不均匀性在从叶片向下游的尾流中产生局部压差损失,它们使喷射器***无法均匀得到供给,给燃烧稳定性造成障碍。
本发明通过叶片30下游的喷嘴18的内、外下游壁使得从喷嘴18的叶片30向下游的空气流能够均匀,所述壁沿径向分开,其方式为间距沿周向不同,以使与叶片30基本对正时最小,在叶片30之间时最大。此径向间隔从叶片的后缘到喷嘴内、外下游壁的下游端沿周向不同。
如图2中所示,内壁26和外壁28从叶片30向下游分别延伸到内下游壁58和外下游壁60。外下游壁60设有圆弓形的波形,所述波形的凹侧面对涡轮机的轴线。喷嘴18的内下游壁58向内倾斜,并相对于所述喷嘴18的外下游壁60背离。
外下游壁60中的圆弧数量等于喷嘴18中径向叶片30的数量。所述圆弧的形成方式为每个圆弧的中间部分位于叶片之间的中途,而其圆周端部在叶片30下游与叶片30对正。以此方式,内下游壁58和外下游壁60之间的径向间距在叶片30下游,即在叶片的尾流中与叶片30对正时最小,而在叶片30之间时处于最大值。
而且,外下游壁60中波形的波幅从叶片30的后缘到喷嘴18的出口增加。
在图3所示的另一实施例中,喷嘴18的内下游壁64包括圆弓形波形,外下游壁66相对于喷嘴18的内下游壁64径向向外背离。为了保证在叶片30下游与叶片30对正的最小径向间距,该圆弧波形的凹侧面对径向外侧。
图4和5显示本发明两个其他实施例,其中喷嘴18的内、外下游壁具有相同类型的圆弧波形。图4的实施例对应于将图2中喷嘴18的外下游壁60与图3中喷嘴18的内下游壁64相结合。在图5中,内下游壁74和外下游壁76的波形的凹侧分别面对径向内侧和径向外侧。每个圆弧的中间部分位于叶片30下游与叶片30对正处,而每个圆弧的端部位于叶片30之间的中途,以保证叶片30的尾流中喷嘴18的下游壁74和76之间的最小径向间距。
图6至8显示本发明的其他可能实施例。在图6中,喷嘴18的内下游壁78和外下游壁80为正弦曲线。在图7中,喷嘴18的下游壁82、84成钝锯齿形,在图8中,下游壁86、88由相互连接的连续V形所形成。
在图5至8的实施例中,喷嘴18的内、外下游壁围绕一旋转表面对称,该旋转表面位于这些喷嘴下游壁之间的中途。
然而,如图9中所示,也可使喷嘴18的内下游壁90和外下游壁92不相互对称。如所示,内下游壁90和外下游壁92都包括凹侧向内的圆弧波形。为了确保内下游壁90和外下游壁92之间的径向间距在叶片30下游与叶片30对正时最小,喷嘴的内下游壁90相对于喷嘴18的外下游壁92成角度偏移,该角度等于一个圆弧的角度范围的一半。因此,内下游壁90的圆弧的端部在叶片30之间的中途,外下游壁92的圆弧的端部与在叶片30下游与叶片30对正。
通过使喷嘴18内、外下游壁之间的径向间距变化,叶片30尾流中的空气流被加速以补偿它们由于叶片的存在而造成的速度损失。向喷射器***的空气的供应因而均匀化,从而确保燃油被良好雾化,有利于稳定燃烧,并限制污染物排放。
在上述实施例中,喷嘴的波形或钝锯齿形内、外下游壁关于向下游延伸叶片或在叶片之间中途经过的径向平面对称。
在某些情况下,离开喷嘴的空气流包括一旋转部件,使得空气沿与涡轮机轴线成一角度的方向流动。可通过制造波形或钝锯齿形下游壁而更好地引导离开喷嘴的空气流,所述下游壁相对于向下游延伸叶片的径向平面不对称(图10至12)。图10显示喷嘴的波形的内下游壁94和外下游壁96,所述壁相对于上述径向平面不对称。在图11的变例中,内、外下游壁94、96的波形由相互连接的连续不对称的V形形成。每个V形部分由第一分支在V形顶部连接到比第一分支短的第二分支所形成。各V形部分的端部在一位于喷嘴叶片下游与喷嘴叶片对正的区域内相连,在内、外下游壁中的各V形部分的顶部分别沿径向向内和向外。
这些结构用来使喷嘴的内、外下游壁之间的径向间距尽可能的局部化,以使它们不位于喷嘴下游部分中叶片间距的中间,而是它们相对于所述中间位置沿周向偏置,其中在位于叶片下游与叶片对正时径向间距最小。
在图12的变化实施例中,喷嘴下游壁的波形或钝锯齿形98、100围绕压缩机的轴线成螺旋形延伸,具有对应于喷嘴18的叶片30出口处的旋转残余角的螺旋角。
当离开叶片的空气流与喷嘴叶片的壁分离时,该螺旋角可对应于该空气流的分离夹角,喷嘴的下游壁之间的径向间距在此方向最小。
本发明的众多变化是可能的,特别是可结合相同类型的内、外下游壁,即如图中所示的钝锯齿形、圆弧形、V形或正弦曲线形,或者可结合不同类型的内、外下游壁,例如外下游壁102具有锯齿,以及内下游壁104具有圆弧(图13)。
在图2和3的实施例中,不具有波形的外下游壁60或内下游壁64可分别延伸喷嘴18的内上游壁62或外上游壁68,而不相对它们倾斜。
所述内、外下游壁可与喷嘴18的内、外上游壁整体形成,或它们可焊接或机械硬焊到所述上游壁上。
在本发明散流器-喷嘴组件的一具体实施例中,喷嘴18下游壁的长度可为50毫米。
尽管参照离心式散流器-喷嘴组件给出以上描述,本发明还可用于其中散流器为轴向的并布置在同样轴向布置的最后压缩级的出口处的散流器-喷嘴组件。
可以进行喷嘴叶片出口处空气流的计算或三维测量,特别是为了适应喷嘴的内、外下游壁的三维形状,以及它们在空气流叶片下游的定位。
在特定的实施例中,例如图5至13中所示的那些实施例,喷嘴内、外下游壁之间的径向间距从叶片下游到喷嘴下游壁的下游端恒定不便,而在位于两个连续叶片之间的部分中,到喷嘴下游壁的下游端径向间距逐渐增加。
Claims (11)
1.一种散流器-喷嘴组件(12),安装在涡轮机中压缩机的出口处,该组件包括喷嘴(18),该喷嘴具有两个大致圆柱形的壁,一径向内壁(26)和一径向外壁(28),所述径向内壁和径向外壁通过径向叶片(30)连接在一起,其特征在于,所述喷嘴的壁向下游延伸过径向叶片(30),它们之间的径向间距从叶片(30)向下游沿圆周变化,其方式为大致与叶片(30)对齐时最小,在叶片(30)之间最大。
2.根据权利要求1所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴(58,60)的壁随着从叶片(30)向下游而背离。
3.根据权利要求1或2所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴的至少一个壁从叶片(30)向下游成波形(60)或成钝锯齿形(84,82)。
4.根据权利要求1,2或3所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴的两个壁从叶片(30)向下游成波形(60,64,74,76)或成钝锯齿形(82,84)。
5.根据权利要求3或4所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴(18)的壁的下游部分的波形相对于延伸叶片(30)的径向平面是对称的。
6.根据权利要求3或4所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴(18)的壁的下游部分的波形相对于延伸叶片(30)的径向平面是不对称的。
7.根据权利要求6所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述波形围绕压缩机的轴线螺旋形延伸,其螺旋角对应于旋转的剩余角或对应于在喷嘴叶片出口处空气流的分离夹角。
8.根据权利要求3-7中任何一项所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴(18)壁下游部分的波形为正弦曲线形、钝锯齿形、圆弧形式或V形形式。
9.根据权利要求3-8中任何一项所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,所述喷嘴下游壁的波形是相同的(60,64),或两壁的波形为相同类型,或两壁的波形为不同类型。
10.根据前述权利要求中任何一项所述的散流器-喷嘴组件,其特征在于,该喷嘴是一单件,或其通过焊接或机械硬焊组装。
11.一种涡轮机,例如涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机或直升机引擎,其特征在于,它包括根据权利要求1-10中任何一项所述的散流器-喷嘴组件。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR09/00494 | 2009-02-05 | ||
FR0900494A FR2941742B1 (fr) | 2009-02-05 | 2009-02-05 | Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine |
PCT/FR2009/001230 WO2010089466A1 (fr) | 2009-02-05 | 2009-10-21 | Ensemble diffuseur-redresseur pour une turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN102308060A true CN102308060A (zh) | 2012-01-04 |
CN102308060B CN102308060B (zh) | 2014-11-19 |
Family
ID=40791225
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN200980156298.2A Active CN102308060B (zh) | 2009-02-05 | 2009-10-21 | 用于涡轮机的散流器-喷嘴组件 |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9512733B2 (zh) |
EP (1) | EP2394025B1 (zh) |
JP (1) | JP5481496B2 (zh) |
CN (1) | CN102308060B (zh) |
BR (1) | BRPI0924108B1 (zh) |
CA (1) | CA2750856C (zh) |
FR (1) | FR2941742B1 (zh) |
RU (1) | RU2518746C2 (zh) |
WO (1) | WO2010089466A1 (zh) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105396714A (zh) * | 2014-09-08 | 2016-03-16 | 速技能机械有限公司 | 整流器及流体喷嘴 |
CN105569740A (zh) * | 2016-03-03 | 2016-05-11 | 哈尔滨工程大学 | 一种带有叶片波浪状凹陷尾缘半劈缝冷却结构的涡轮 |
CN106471258A (zh) * | 2014-04-09 | 2017-03-01 | 赛峰直升机发动机公司 | 包括扩压器相对于燃烧室的方位角定位的航空器发动机 |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN105027100B (zh) * | 2013-02-22 | 2018-04-27 | 日本电气株式会社 | 数据共享*** |
US11732892B2 (en) * | 2013-08-14 | 2023-08-22 | General Electric Company | Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters |
US20170044979A1 (en) * | 2015-08-14 | 2017-02-16 | United Technologies Corporation | Pre-diffuser with high cant angle |
DE102015219556A1 (de) | 2015-10-08 | 2017-04-13 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Diffusor für Radialverdichter, Radialverdichter und Turbomaschine mit Radialverdichter |
JP7011502B2 (ja) * | 2018-03-20 | 2022-01-26 | 本田技研工業株式会社 | 遠心圧縮機のパイプディフューザ |
US11136993B2 (en) | 2019-04-03 | 2021-10-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Diffuser pipe with asymmetry |
US11098730B2 (en) | 2019-04-12 | 2021-08-24 | Rolls-Royce Corporation | Deswirler assembly for a centrifugal compressor |
US11286951B2 (en) | 2019-05-21 | 2022-03-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Diffuser pipe with exit scallops |
US11286952B2 (en) | 2020-07-14 | 2022-03-29 | Rolls-Royce Corporation | Diffusion system configured for use with centrifugal compressor |
US11441516B2 (en) | 2020-07-14 | 2022-09-13 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Centrifugal compressor assembly for a gas turbine engine with deswirler having sealing features |
US11578654B2 (en) | 2020-07-29 | 2023-02-14 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Centrifical compressor assembly for a gas turbine engine |
DE102021125045A1 (de) | 2021-09-28 | 2023-03-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerk mit Zentrifugalverdichter, Ringbrennkammer und einer unterschiedliche Leitkanalelemente aufweisenden Leitkanalanordnung |
Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB669357A (en) * | 1949-05-04 | 1952-04-02 | Rolls Royce | Improvements in or relating to centrifugal compressors |
US3079068A (en) * | 1960-03-16 | 1963-02-26 | Williams Res Corp | Gas turbine |
US3719430A (en) * | 1971-08-24 | 1973-03-06 | Gen Electric | Diffuser |
US4117671A (en) * | 1976-12-30 | 1978-10-03 | The Boeing Company | Noise suppressing exhaust mixer assembly for ducted-fan, turbojet engine |
US4677828A (en) * | 1983-06-16 | 1987-07-07 | United Technologies Corporation | Circumferentially area ruled duct |
GB2281356A (en) * | 1993-08-20 | 1995-03-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine guide vane platform configuration |
US6471475B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated duct diffuser |
EP1995410A1 (en) * | 2006-03-16 | 2008-11-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine cascade end wall |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3788065A (en) * | 1970-10-26 | 1974-01-29 | United Aircraft Corp | Annular combustion chamber for dissimilar fluids in swirling flow relationship |
US3879939A (en) * | 1973-04-18 | 1975-04-29 | United Aircraft Corp | Combustion inlet diffuser employing boundary layer flow straightening vanes |
SU1597449A1 (ru) * | 1987-12-21 | 1990-10-07 | Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина | Диффузорный лопаточный направл ющий аппарат центробежной турбомашины |
FR2711771B1 (fr) * | 1993-10-27 | 1995-12-01 | Snecma | Diffuseur de chambre à alimentation circonférentielle variable. |
WO2000040851A1 (en) * | 1999-01-04 | 2000-07-13 | Allison Advanced Development Company | Exhaust mixer and apparatus using same |
US6279322B1 (en) * | 1999-09-07 | 2001-08-28 | General Electric Company | Deswirler system for centrifugal compressor |
US6280139B1 (en) * | 1999-10-18 | 2001-08-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Radial split diffuser |
FR2855558B1 (fr) * | 2003-05-28 | 2005-07-15 | Snecma Moteurs | Tuyere de turbomachine a reduction de bruit |
US7100358B2 (en) * | 2004-07-16 | 2006-09-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust case and method of making |
US20070183890A1 (en) * | 2006-02-09 | 2007-08-09 | Honeywell International, Inc. | Leaned deswirl vanes behind a centrifugal compressor in a gas turbine engine |
JP2007224866A (ja) * | 2006-02-24 | 2007-09-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 遠心圧縮機 |
FR2904048B1 (fr) * | 2006-07-19 | 2012-12-14 | Snecma | Systeme de ventilation de paroi de chambre de combustion dans une turbomachine |
US7798777B2 (en) * | 2006-12-15 | 2010-09-21 | General Electric Company | Engine compressor assembly and method of operating the same |
-
2009
- 2009-02-05 FR FR0900494A patent/FR2941742B1/fr active Active
- 2009-10-21 CA CA2750856A patent/CA2750856C/fr active Active
- 2009-10-21 JP JP2011548734A patent/JP5481496B2/ja active Active
- 2009-10-21 CN CN200980156298.2A patent/CN102308060B/zh active Active
- 2009-10-21 WO PCT/FR2009/001230 patent/WO2010089466A1/fr active Application Filing
- 2009-10-21 EP EP09756535.2A patent/EP2394025B1/fr active Active
- 2009-10-21 RU RU2011136723/06A patent/RU2518746C2/ru active
- 2009-10-21 US US13/148,214 patent/US9512733B2/en active Active
- 2009-10-21 BR BRPI0924108-6A patent/BRPI0924108B1/pt active IP Right Grant
Patent Citations (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB669357A (en) * | 1949-05-04 | 1952-04-02 | Rolls Royce | Improvements in or relating to centrifugal compressors |
US3079068A (en) * | 1960-03-16 | 1963-02-26 | Williams Res Corp | Gas turbine |
US3719430A (en) * | 1971-08-24 | 1973-03-06 | Gen Electric | Diffuser |
US4117671A (en) * | 1976-12-30 | 1978-10-03 | The Boeing Company | Noise suppressing exhaust mixer assembly for ducted-fan, turbojet engine |
US4677828A (en) * | 1983-06-16 | 1987-07-07 | United Technologies Corporation | Circumferentially area ruled duct |
GB2281356A (en) * | 1993-08-20 | 1995-03-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine guide vane platform configuration |
US6471475B1 (en) * | 2000-07-14 | 2002-10-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated duct diffuser |
EP1995410A1 (en) * | 2006-03-16 | 2008-11-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine cascade end wall |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106471258A (zh) * | 2014-04-09 | 2017-03-01 | 赛峰直升机发动机公司 | 包括扩压器相对于燃烧室的方位角定位的航空器发动机 |
CN106471258B (zh) * | 2014-04-09 | 2019-12-13 | 赛峰直升机发动机公司 | 包括扩压器相对于燃烧室的方位角定位的航空器发动机 |
CN105396714A (zh) * | 2014-09-08 | 2016-03-16 | 速技能机械有限公司 | 整流器及流体喷嘴 |
CN105396714B (zh) * | 2014-09-08 | 2019-06-18 | 速技能机械有限公司 | 整流器及流体喷嘴 |
CN105569740A (zh) * | 2016-03-03 | 2016-05-11 | 哈尔滨工程大学 | 一种带有叶片波浪状凹陷尾缘半劈缝冷却结构的涡轮 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2750856C (fr) | 2016-10-18 |
RU2518746C2 (ru) | 2014-06-10 |
RU2011136723A (ru) | 2013-03-10 |
JP5481496B2 (ja) | 2014-04-23 |
US9512733B2 (en) | 2016-12-06 |
US20120018543A1 (en) | 2012-01-26 |
CN102308060B (zh) | 2014-11-19 |
CA2750856A1 (fr) | 2010-08-12 |
EP2394025A1 (fr) | 2011-12-14 |
JP2012516972A (ja) | 2012-07-26 |
WO2010089466A1 (fr) | 2010-08-12 |
EP2394025B1 (fr) | 2015-07-29 |
BRPI0924108B1 (pt) | 2020-03-31 |
FR2941742A1 (fr) | 2010-08-06 |
FR2941742B1 (fr) | 2011-08-19 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN102308060B (zh) | 用于涡轮机的散流器-喷嘴组件 | |
CN101303131B (zh) | 燃料喷嘴和制造燃料喷嘴的方法 | |
US9651260B2 (en) | Annular combustion chamber for a turbine engine | |
CN101960151B (zh) | 包括开凹口环形腹板的涡轮发动机的扩散器 | |
CN104094056A (zh) | 用于燃气涡轮机的液体燃料喷嘴组件和将燃料喷射到燃烧器中的方法 | |
JP5110635B2 (ja) | 空気と燃料の混合物を噴射する装置、ならびにそのような装置が設けられた燃焼室とターボ機械 | |
EP2618057B1 (en) | Turbine system | |
US11919028B2 (en) | Fluid atomizer | |
US20200025132A1 (en) | Gas turbine engine ejector | |
US10352570B2 (en) | Turbine engine fuel injection system and methods of assembling the same | |
WO2017139222A1 (en) | Fuel injector for combustion engine system, and engine operating method | |
EP3453973B1 (en) | Fuel spray nozzle | |
US20170370590A1 (en) | Fuel nozzle | |
CN108800204B (zh) | 压缩机周向流体分配*** | |
WO2018205889A9 (en) | Head end turning scoop for a gas turbine | |
US10883718B2 (en) | Air intake swirler for a turbomachine injection system comprising an aerodynamic deflector at its inlet | |
US9581334B2 (en) | Annular combustion chamber in a turbine engine | |
EP4008959B1 (en) | Apparatus for a turbine engine including a fuel splash plate | |
US11428411B1 (en) | Swirler with rifled venturi for dynamics mitigation | |
CN107208897A (zh) | 涡轮发动机燃烧组件 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C06 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
C10 | Entry into substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
C14 | Grant of patent or utility model | ||
GR01 | Patent grant |