RU2017110166A - Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя - Google Patents

Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2017110166A
RU2017110166A RU2017110166A RU2017110166A RU2017110166A RU 2017110166 A RU2017110166 A RU 2017110166A RU 2017110166 A RU2017110166 A RU 2017110166A RU 2017110166 A RU2017110166 A RU 2017110166A RU 2017110166 A RU2017110166 A RU 2017110166A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
compressor
trailing edge
turbine engine
leading edge
gas turbine
Prior art date
Application number
RU2017110166A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017110166A3 (ru
RU2673977C2 (ru
Inventor
Джон А. ОРОСА
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2017110166A3 publication Critical patent/RU2017110166A3/ru
Publication of RU2017110166A publication Critical patent/RU2017110166A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2673977C2 publication Critical patent/RU2673977C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • F04D29/547—Ducts having a special shape in order to influence fluid flow
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F04D19/028—Layout of fluid flow through the stages
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (20)

1. Газотурбинный двигатель (14), содержащий:
компрессор (12), образованный из роторного узла (48) и статорного узла (50);
при этом роторный узел (48) образован из множества проходящих в радиальном направлении наружу рабочих лопаток (42) компрессора, выровненных в виде множества рядов (30), проходящих в направлении вдоль окружности, и при этом роторный узел (48) выполнен с возможностью вращения;
при этом статорный узел (50) образован из множества проходящих в радиальном направлении внутрь, направляющих лопаток (36) компрессора, выровненных в виде множества рядов (30), проходящих в направлении вдоль окружности, при этом статорный узел (50) зафиксирован относительно вращающегося роторного узла (48), и при этом ряды (30) направляющих лопаток (36) компрессора чередуются с рядами (30) рабочих лопаток (42) компрессора при перемещении в направлении дальше по потоку;
при этом внутренняя поверхность (22) компрессора образует окружную внутреннюю граничную поверхность (16) компрессора (12), а наружная поверхность (20) компрессора образует окружную наружную граничную поверхность (18) компрессора (12), при этом внутренняя и наружная поверхности (22, 20) компрессора образуют проточную часть (10) компрессора;
при этом проточная часть (10) компрессора сужается при перемещении дальше по потоку;
при этом проточная часть (10) компрессора между передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора обеспечивает увеличение сужения при перемещении дальше по потоку к задней кромке (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора вследствие увеличенного сужения внутренней поверхности (22) компрессора вблизи основания (24) первой рабочей лопатки (42) компрессора; и
при этом проточная часть (10) компрессора между задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора и передней кромкой (32) первой направляющей лопатки (36) компрессора, расположенной по потоку непосредственно за первой рабочей лопаткой (42) компрессора, обеспечивает уменьшение сужения от степени сужения между передней и задней кромками (44, 46) первой рабочей лопатки (42) компрессора.
2. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором проточная часть (10) компрессора между передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора обеспечивает увеличение сужения сзади от имеющего максимальную толщину места (60) основания (24) первой рабочей лопатки (42) компрессора.
3. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором внутренняя поверхность (22) компрессора, совпадающая в радиальном направлении с передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора и расположенная между передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора, является нелинейной.
4. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором внутренняя поверхность (22) компрессора, совпадающая в радиальном направлении с передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора и расположенная между передней кромкой (44) и задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора, искривляется в радиальном направлении внутрь при перемещении дальше по потоку.
5. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором внутренняя поверхность (22) компрессора между задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора и передней кромкой (32) первой направляющей лопатки (36) компрессора, расположенной по потоку непосредственно за первой рабочей лопаткой (42) компрессора, является линейной.
6. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором наружная поверхность компрессора между задней кромкой (46) первой рабочей лопатки (42) компрессора и передней кромкой (32) первой направляющей лопатки (36) компрессора, расположенной по потоку непосредственно за первой рабочей лопаткой (42) компрессора, является линейной.
7. Газотурбинный двигатель (14) по п.1, в котором проточная часть (10) компрессора между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора, расположенной по потоку непосредственно за первой рабочей лопаткой (42) компрессора, обеспечивает увеличение сужения при перемещении дальше по потоку.
8. Газотурбинный двигатель (14) по п.7, в котором проточная часть (10) компрессора между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора обеспечивает увеличение сужения при перемещении дальше по потоку вследствие увеличенного сужения наружной поверхности (20) компрессора.
9. Газотурбинный двигатель (14) по п.8, в котором проточная часть (10) компрессора между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора обеспечивает увеличение сужения сзади от имеющего максимальную толщину места (62) основания (24) первой направляющей лопатки (36) компрессора.
10. Газотурбинный двигатель (14) по п.8, в котором внутренняя поверхность (22) компрессора обеспечивает уменьшение сужения в радиальном направлении внутрь между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора.
11. Газотурбинный двигатель (14) по п.8, в котором наружная поверхность (20) компрессора, совпадающая в радиальном направлении с передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора и расположенная между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора, является нелинейной.
12. Газотурбинный двигатель (14) по п.8, в котором наружная поверхность (20) компрессора, совпадающая в радиальном направлении с передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора и расположенная между передней кромкой (32) и задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора, искривляется в радиальном направлении внутрь при перемещении дальше по потоку.
13. Газотурбинный двигатель (14) по п.7, в котором проточная часть (10) компрессора между задней кромкой (34) первой направляющей лопатки (36) компрессора и передней кромкой рабочей лопатки компрессора, расположенной по потоку непосредственно за первой направляющей лопаткой (36) компрессора, обеспечивает уменьшение сужения от степени сужения между передней и задней кромками (32, 34) первой направляющей лопатки (36) компрессора.
RU2017110166A 2014-08-29 2014-08-29 Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя RU2673977C2 (ru)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2014/053345 WO2016032506A1 (en) 2014-08-29 2014-08-29 Controlled convergence compressor flowpath for a gas turbine engine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017110166A3 RU2017110166A3 (ru) 2018-10-01
RU2017110166A true RU2017110166A (ru) 2018-10-01
RU2673977C2 RU2673977C2 (ru) 2018-12-03

Family

ID=52633575

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017110166A RU2673977C2 (ru) 2014-08-29 2014-08-29 Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10473118B2 (ru)
EP (1) EP3186484B1 (ru)
JP (1) JP6423084B2 (ru)
CN (1) CN106574505B (ru)
RU (1) RU2673977C2 (ru)
SA (1) SA517380958B1 (ru)
WO (1) WO2016032506A1 (ru)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10822973B2 (en) * 2017-11-28 2020-11-03 General Electric Company Shroud for a gas turbine engine
US10920599B2 (en) * 2019-01-31 2021-02-16 Raytheon Technologies Corporation Contoured endwall for a gas turbine engine
JP7273363B2 (ja) * 2019-04-22 2023-05-15 株式会社Ihi 軸流圧縮機

Family Cites Families (44)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2991929A (en) * 1955-05-12 1961-07-11 Stalker Corp Supersonic compressors
US3269119A (en) * 1960-03-16 1966-08-30 Nathan C Price Turbo-jet powerplant with toroidal combustion chamber
US3203180A (en) * 1960-03-16 1965-08-31 Nathan C Price Turbo-jet powerplant
US3169747A (en) * 1961-01-06 1965-02-16 Bristol Siddeley Engines Ltd Rotary bladed power conversion machines
US3365125A (en) * 1966-08-03 1968-01-23 Gen Motors Corp Turbomachinery
US3494129A (en) * 1968-03-06 1970-02-10 Gen Electric Fluid compressors and turbofan engines employing same
US4371311A (en) 1980-04-28 1983-02-01 United Technologies Corporation Compression section for an axial flow rotary machine
US4460309A (en) 1980-04-28 1984-07-17 United Technologies Corporation Compression section for an axial flow rotary machine
DE3022206C2 (de) * 1980-06-13 1983-08-11 M.A.N. Maschinenfabrik Augsburg-Nürnberg AG, 4200 Oberhausen Axialverdichter mit verschobener Pumpgrenze
SU953271A1 (ru) * 1980-07-28 1982-08-23 Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова Осевой многоступенчатый компрессор
SU1719662A1 (ru) * 1989-10-05 1992-03-15 Ленинградский Политехнический Институт Им.М.И.Калинина Последн турбинна ступень большой веерности
US5167489A (en) * 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
US5447413A (en) 1992-03-31 1995-09-05 Dresser-Rand Company Stator endwall for an elastic-fluid turbine
US5397215A (en) 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
DE59609405D1 (de) 1996-04-01 2002-08-08 Alstom Wandkontur für eine axiale Strömungsmaschine
US6321221B1 (en) 1998-07-17 2001-11-20 Net Perceptions, Inc. System, method and article of manufacture for increasing the user value of recommendations
GB9823840D0 (en) 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
US6312219B1 (en) 1999-11-05 2001-11-06 General Electric Company Narrow waist vane
US6312221B1 (en) * 1999-12-18 2001-11-06 United Technologies Corporation End wall flow path of a compressor
US6564555B2 (en) 2001-05-24 2003-05-20 Allison Advanced Development Company Apparatus for forming a combustion mixture in a gas turbine engine
GB2384276A (en) 2002-01-18 2003-07-23 Alstom Gas turbine low pressure stage
US6693824B2 (en) * 2002-06-28 2004-02-17 Motorola, Inc. Circuit and method of writing a toggle memory
DE10233033A1 (de) 2002-07-20 2004-01-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungs-Arbeits-Maschine mit überhöhtem Rotor-Stator-Kontraktionsverhältnis
US6921246B2 (en) 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US7794202B2 (en) 2003-07-09 2010-09-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
US6899526B2 (en) 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
GB2415749B (en) 2004-07-02 2009-10-07 Demag Delaval Ind Turbomachine A gas turbine engine including an exhaust duct comprising a diffuser for diffusing the exhaust gas produced by the engine
US7220100B2 (en) 2005-04-14 2007-05-22 General Electric Company Crescentic ramp turbine stage
DE102009033591A1 (de) 2009-07-17 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Schaufelreihengruppe
US20110052406A1 (en) * 2009-08-25 2011-03-03 General Electric Company Airfoil and process for depositing an erosion-resistant coating on the airfoil
GB201011854D0 (en) 2010-07-14 2010-09-01 Isis Innovation Vane assembly for an axial flow turbine
US8591184B2 (en) 2010-08-20 2013-11-26 General Electric Company Hub flowpath contour
GB201114674D0 (en) 2011-08-25 2011-10-12 Rolls Royce Plc A rotor for a compressor of a gas turbine
US9109608B2 (en) * 2011-12-15 2015-08-18 Siemens Energy, Inc. Compressor airfoil tip clearance optimization system
US20130192198A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Lisa I. Brilliant Compressor flowpath
US9175567B2 (en) 2012-02-29 2015-11-03 United Technologies Corporation Low loss airfoil platform trailing edge
US9175693B2 (en) * 2012-06-19 2015-11-03 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US10046424B2 (en) * 2014-08-28 2018-08-14 Honeywell International Inc. Rotors with stall margin and efficiency optimization and methods for improving gas turbine engine performance therewith
US9732761B2 (en) * 2015-09-04 2017-08-15 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9777744B2 (en) * 2015-09-04 2017-10-03 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9745994B2 (en) * 2015-09-04 2017-08-29 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9938985B2 (en) * 2015-09-04 2018-04-10 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US9759227B2 (en) * 2015-09-04 2017-09-12 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US20170114796A1 (en) * 2015-10-26 2017-04-27 General Electric Company Compressor incorporating splitters

Also Published As

Publication number Publication date
SA517380958B1 (ar) 2020-11-26
CN106574505A (zh) 2017-04-19
EP3186484B1 (en) 2019-06-05
US10473118B2 (en) 2019-11-12
RU2017110166A3 (ru) 2018-10-01
RU2673977C2 (ru) 2018-12-03
EP3186484A1 (en) 2017-07-05
JP6423084B2 (ja) 2018-11-14
CN106574505B (zh) 2018-06-19
WO2016032506A1 (en) 2016-03-03
US20170204878A1 (en) 2017-07-20
JP2017531122A (ja) 2017-10-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3070266A3 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
RU2015136552A (ru) Турбина с уплотнением повышенной эффективности
JP6514511B2 (ja) ２つの部分スパンシュラウドおよび湾曲したダブテールを有する高翼弦動翼
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
WO2014143413A3 (en) Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud
WO2014114662A3 (en) Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
RU2009137887A (ru) Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины
EP2738392A3 (en) Fan blade for a turbofan gas turbine engine
EP2518273A3 (en) Axial compressor with arrangement for bleeding air from variable stator vane stages
JP2015017607A5 (ru)
EP2518326A3 (en) Centrifugal compressor assembly with stator vane row
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2013123448A (ru) Рабочая лопатка турбины
JP2015040566A5 (ru)
JP2014077442A5 (ru)
RU2012158322A (ru) Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины
UA91191C2 (ru) Перо направляющей или сопловой лопатки, или рабочей лопатки лопаточной машины и лопаточная машина
US20140169977A1 (en) Blade cascade and turbomachine
JP2016098695A5 (ru)
JP2013148086A5 (ru)
RU2012158333A (ru) Ступень (варианты) и турбина газотурбинного двигателя
EP2441964A3 (en) Axial compressor
RU2013156810A (ru) Крыльчатка центробежного компрессора
JP2016512586A5 (ru)
JP2015155697A5 (ru)

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220111