RU2019123817A - Ступица промежуточного корпуса, содержащая каналы для направления разгрузочного потока, образованные разгрузочными ребрами - Google Patents

Ступица промежуточного корпуса, содержащая каналы для направления разгрузочного потока, образованные разгрузочными ребрами Download PDF

Info

Publication number
RU2019123817A
RU2019123817A RU2019123817A RU2019123817A RU2019123817A RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A RU 2019123817 A RU2019123817 A RU 2019123817A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
hub
pipe
wall
intermediate housing
flow
Prior art date
Application number
RU2019123817A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2019123817A3 (ru
RU2761285C2 (ru
Inventor
Жюльен Антуан Анри Жан ШИДЛОВСКИ
Ромэн Никола ЛАГАРД
Гислен Максим Ромуальд МАДЬО
Бенжамен ЛЮКОВСКИ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2019123817A publication Critical patent/RU2019123817A/ru
Publication of RU2019123817A3 publication Critical patent/RU2019123817A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2761285C2 publication Critical patent/RU2761285C2/ru

Links

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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/06—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas
    • F02C6/08—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output providing compressed gas the gas being bled from the gas-turbine compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/129—Cascades, i.e. assemblies of similar profiles acting in parallel
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Light Guides In General And Applications Therefor (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Claims (24)

1. Ступица (2) промежуточного корпуса для двухконтурного газотурбинного двигателя, при этом указанная ступица содержит:
- внутреннюю обечайку (3), выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт (10) газового потока (F1) первого контура газотурбинного двигателя,
- наружную обечайку (5), выполненную с возможностью ограничивать проточный тракт (14) газового потока (F2) второго контура указанного газотурбинного двигателя,
- промежуточное пространство (16) между трактами,
- по меньшей мере один клапан (12) перепуска для отвода части потока первого контура в промежуточное пространство (16),
- по меньшей мере одно выпускное отверстие (6), выходящее из наружной обечайки (5) в проточный тракт (14) потока второго контура,
отличающаяся тем, что выпускное отверстие (6) содержит выпускную трубу (18) и одно или несколько разгрузочных ребер, которые расположены в указанной трубе (18), при этом ребра и стенки трубы образуют вместе несколько спрямляющих каналов, выполненных с возможностью удаления потока (F3) газов из промежуточного пространства (16), направляя его в проточный тракт потока второго контура, при этом длина (L2) хорды по меньшей мере одного из ребер (22) превышает 50% длины (L1) канала трубы (18).
2. Ступица (2) промежуточного корпуса по п. 1, в которой длина (L2) хорды всех разгрузочных ребер (22) по меньшей мере равна 75% длины (L1) канала.
3. Ступица (2) промежуточного корпуса по п. 2, в которой длина (L2) хорды всех разгрузочных ребер (22) составляет от 75% до 110% длины (L1) канала.
4. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-3, в которой промежуточное пространство (16) между трактами содержит стенку (16а) дна, расположенную между внутренней обечайкой (3) и впускным отверстием (6) наружной обечайки (5), при этом указанная стенка дна имеет общую криволинейную длину между внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (5) и содержит:
- первую часть (А), проходящую от внутренней обечайки (3) по криволинейной длине, составляющей от 75% до 90% общей криволинейной длины, и выполненную с возможностью улавливать и ускорять газовый поток (F3), при этом указанная первая часть (А) включает в себя участок трубы (18), и
- вторую часть (В), расположенную между первой частью (А) и выпускным отверстием (6) и выполненную с возможностью спрямления газового потока (А), способствуя переходу в поток (F2) второго контура.
5. Ступица промежуточного корпуса по п. 4, в которой первая часть стенки (16а) дна содержит первую подчасть (А1), проходящую между внутренней обечайкой (3) и радиально внутренним концом трубы (18), и вторую подчасть (А2), проходящую между радиально внутренним концом трубы (18) и второй частью (В), при этом угол между первой подчастью и второй подчастью составляет от 125° до 135°, чтобы ускорять газовый поток (F3) во время его прохождения в трубу (18).
6. Ступица промежуточного корпуса по одному из пп. 1-4, в которой труба (18) содержит верхнюю по потоку внутреннюю стенку (18а) и нижнюю по потоку внутреннюю стенку (18b), между которыми расположено разгрузочное ребро или разгрузочные ребра, при этом самый нижний по потоку внутренний канал (21) ограничен, с одной стороны, нижней по потоку внутренней стенкой (18b) и, с другой стороны, стенкой корытца (I) разгрузочного ребра (22), самого нижнего по направлению прохождения газового потока (D2) второго контура, при этом указанный самый нижний по потоку внутренний канал (21) имеет первое сечение (S1), соответствующее площади указанного канала (21), расположенной в плоскости, нормальной к указанной стенке корытца (I) на уровне передней кромки (23) самого нижнего по потоку разгрузочного ребра (22), и второе сечение (S2), соответствующее площади указанного канала (21), расположенной в плоскости, нормальной к указанной стенке корытца (I) на уровне задней кромки (24) самого нижнего по потоку разгрузочного ребра (22), при этом соотношение между первым сечением (S1) и вторым сечением (S2) составляет от 1,5 до 3, предпочтительно равно около 2,5.
7. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-6, в которой труба (8) содержит верхнюю по потоку внутреннюю стенку (18а) и нижнюю по потоку внутреннюю стенку (18b), между которыми расположено разгрузочное ребро или разгрузочные ребра, при этом соотношение h/Н не превышает 0,5:
Figure 00000001
,
где: Н является расстоянием вдоль оси, радиальной относительно оси вращения ступицы промежуточного корпуса, между внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (5), а h является криволинейной длиной верхней по потоку внутренней стенки (18b) трубы (18).
8. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-7, содержащая от 1 до 4 разгрузочных ребер (22).
9. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-8, в которой изгиб передней кромки ребра совмещен с направлением газового потока на уровне этой передней кромки.
10. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-9, в которой направление изгиба ребра на его задней кромке образует угол (α), меньший 35°, предпочтительно 5°, относительно направления потока в проточном тракте второго контура.
11. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-10, в которой угол (β) отклонения между входом и выходом различных каналов составляет от 70° до 90°.
12. Ступица (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-11, в которой по меньшей мере одно из разгрузочных ребер (22) имеет азимутальную протяженность (θ), составляющую от 30° до 50°, например, около 40°.
13. Промежуточный корпус (1), содержащий ступицу (2) промежуточного корпуса по одному из пп. 1-12.
14. Газотурбинный двигатель, содержащий промежуточный корпус (1) по п. 13.
RU2019123817A 2016-12-30 2017-12-28 Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами RU2761285C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1663562 2016-12-30
FR1663562A FR3061519B1 (fr) 2016-12-30 2016-12-30 Moyeu de carter intermediaire comprenant des canaux de guidage du flux de decharge formes par les ailettes de decharge
PCT/FR2017/053862 WO2018122538A1 (fr) 2016-12-30 2017-12-28 Moyeu de carter intermédiaire comprenant des canaux de guidage du flux de décharge formés par les ailettes de décharge

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2019123817A true RU2019123817A (ru) 2021-02-01
RU2019123817A3 RU2019123817A3 (ru) 2021-07-01
RU2761285C2 RU2761285C2 (ru) 2021-12-06

Family

ID=59253562

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2019123817A RU2761285C2 (ru) 2016-12-30 2017-12-28 Внутренний корпус промежуточного корпуса, содержащий каналы для направления перепускаемого потока, образованные выходными ребрами

Country Status (7)

Country Link
US (1) US11053846B2 (ru)
EP (1) EP3563047B1 (ru)
CN (1) CN110121588B (ru)
CA (1) CA3048800A1 (ru)
FR (1) FR3061519B1 (ru)
RU (1) RU2761285C2 (ru)
WO (1) WO2018122538A1 (ru)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11702995B2 (en) 2020-07-15 2023-07-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Devices and methods for guiding bleed air in a turbofan engine

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2180045C2 (ru) * 2000-02-16 2002-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
CA2598983C (en) * 2005-02-25 2014-04-01 Volvo Aero Corporation A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine
EP2092163A4 (en) * 2006-11-14 2013-04-17 Volvo Aero Corp RUNWAY ARRANGEMENT CONFIGURATED FOR ROTATING AN ELECTRICITY IN A GAS TURBINE ENGINE, STATOR COMPONENT WITH THE ROW ROD ARRANGEMENT, GAS TURBINE AND AIRCRAFT RADIATOR
DE102008014957A1 (de) * 2008-03-19 2009-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenverdichter mit Zapfluftentnahme
FR2976022B1 (fr) * 2011-05-31 2015-05-22 Snecma Turbomachine a vannes de decharge localisees au niveau du carter intermediaire
EP2900959B1 (en) * 2012-09-26 2019-05-01 United Technologies Corporation Bleed duct for laminar fan duct flow
DE102013202786B4 (de) * 2013-02-20 2015-04-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorrichtung zum Abblasen von Verdichterluft in einem Turbofantriebwerk
US10247043B2 (en) * 2014-12-31 2019-04-02 General Electric Company Ducted cowl support for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR3061519A1 (fr) 2018-07-06
BR112019013526A2 (pt) 2020-01-07
RU2019123817A3 (ru) 2021-07-01
CA3048800A1 (fr) 2018-07-05
RU2761285C2 (ru) 2021-12-06
WO2018122538A1 (fr) 2018-07-05
EP3563047B1 (fr) 2022-07-27
CN110121588B (zh) 2022-01-14
US11053846B2 (en) 2021-07-06
FR3061519B1 (fr) 2019-01-25
EP3563047A1 (fr) 2019-11-06
US20190345875A1 (en) 2019-11-14
CN110121588A (zh) 2019-08-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6279322B1 (en) Deswirler system for centrifugal compressor
JP6497183B2 (ja) 遠心圧縮機
CN102042048B (zh) 排气扩散器
US8303258B2 (en) Fan platform fin
US11187243B2 (en) Diffusor for a radial compressor, radial compressor and turbo engine with radial compressor
US20160115971A1 (en) Diffuser pipe with splitter vane
RU2017134989A (ru) Канал разгрузочного прохода газотурбинного двигателя, содержащий решетку рдк с различными углами установки
RU2011108828A (ru) Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора
JP2009197613A (ja) 遠心圧縮機及びディフューザベーンユニット
JP4802786B2 (ja) 遠心形ターボ機械
ES2743501T3 (es) Rejilla guía de salida y turborreactor de doble flujo con una rejilla guía de salida
US11435079B2 (en) Diffuser pipe with axially-directed exit
RU2019123817A (ru) Ступица промежуточного корпуса, содержащая каналы для направления разгрузочного потока, образованные разгрузочными ребрами
US20160230573A1 (en) Steam turbine diffuser configuration
JP6716609B2 (ja) ラジアルコンプレッサのディフューザ用のガイドベーン
JP4505523B2 (ja) 遠心型圧縮機のアキシャルディフューザ
US10570923B2 (en) Scroll for a turbomachine, turbomachine comprising the scroll, and method of operation
JP2019019765A (ja) 遠心圧縮機、ターボチャージャ
JP2006322462A (ja) ガスタービン
US20170030213A1 (en) Turbine section with tip flow vanes
JP6642258B2 (ja) 過給機
RU2020100836A (ru) Лопастная машина
RU2021129540A (ru) Спрямляющий аппарат для потока второго контура со встроенным соплом
JP2019027751A5 (ru)
RU2020138282A (ru) Крыльчатка центробежного компрессора