RU2525997C2 - Turbomachine compound compressor - Google Patents
Turbomachine compound compressor Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525997C2 RU2525997C2 RU2012136779/06A RU2012136779A RU2525997C2 RU 2525997 C2 RU2525997 C2 RU 2525997C2 RU 2012136779/06 A RU2012136779/06 A RU 2012136779/06A RU 2012136779 A RU2012136779 A RU 2012136779A RU 2525997 C2 RU2525997 C2 RU 2525997C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- air
- blades
- stage
- boundary layer
- guide apparatus
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области газотурбостроения, в частности к многоступенчатым компрессорам турбомашин, и может быть использовано в конструкциях компрессоров газотурбинных двигателей, центробежных нагнетателей, турбонаддува и других высоконагруженных лопаточных машин. Изобретение служит для решения задачи управления пограничным слоем при обтекании аэродинамических профилей (лопаток) для расширения области устойчивой работы и увеличения нагруженности компрессора.The invention relates to the field of gas turbine construction, in particular to multi-stage turbomachine compressors, and can be used in the construction of compressors for gas turbine engines, centrifugal blowers, turbochargers and other highly loaded vanes. The invention serves to solve the problem of controlling the boundary layer during flow around aerodynamic profiles (blades) to expand the field of stable operation and increase the compressor load.
Одной из основных задач аэродинамического совершенствования лопаточных машин является предотвращение срывного обтекания лопаточных венцов и снижение уровня потерь, обусловленных нерасчетным обтеканием лопаток и аэродинамическими следами за элементами в проточной части компрессора.One of the main tasks of aerodynamic improvement of blade machines is to prevent stall flow around the blade crowns and reduce losses caused by off-design flow around the blades and aerodynamic traces of the elements in the compressor flow path.
Основное назначение газодинамического воздействия на поток состоит в снижении уровня потерь, связанных со срывом потока в лопаточных венцах, и выравнивании поля скоростей и давлений за выходными кромками элементов компрессора. Причина обращения к газодинамическим методам управления обтеканием решеток путем управления пограничным слоем и аэродинамическими следами заключается в том, что при работе лопаточных венцов на предсрывных режимах давление в пограничном слое на поверхности лопаток в ступенях меньше, чем в межлопаточных каналах (ядре потока), поэтому пограничный слой не может преодолеть высокого положительного градиента давления на спинке лопатки при больших углах атаки: происходит срыв потока с поверхности. Срыв может быть предотвращен или локализован, а интенсивность аэродинамических следов за выходными кромками лопаток уменьшена применением энергетических методов воздействия на течение в пристенных слоях.The main purpose of the gas-dynamic effect on the flow is to reduce the level of losses associated with the stall of the flow in the scapular crowns, and to equalize the velocity and pressure fields behind the outlet edges of the compressor elements. The reason for turning to gas-dynamic methods for controlling the flow around gratings by controlling the boundary layer and aerodynamic traces is that when the blade crowns operate in pre-discontinuous modes, the pressure in the boundary layer on the surface of the blades in steps is lower than in the interscapular channels (flow core), therefore, the boundary layer cannot overcome the high positive pressure gradient on the back of the scapula at large angles of attack: there is a flow stall from the surface. Disruption can be prevented or localized, and the intensity of the aerodynamic traces behind the outlet edges of the blades is reduced by applying energy methods to influence the flow in the wall layers.
Известен многоступенчатый компрессор, включающий ротор с рабочими лопатками, направляющий аппарат первой ступени с поворотными лопатками, направляющий аппарат последней ступени с лопатками, и трубопровод, соединяющий эти направляющие аппараты, причем трубопровод содержит клапан для регулирования потока воздуха (Патент DE 1476791 от 19.08.1965, опубл. 06.07.1966, МПК F02C 7/32).A multi-stage compressor is known, including a rotor with rotor blades, a first stage guiding apparatus with rotary vanes, a last stage guiding apparatus with vanes, and a pipeline connecting these guide vanes, the pipeline comprising a valve for regulating air flow (Patent DE 1476791 of 08.19.1965, published on July 6, 1966,
Недостатком данного многоступенчатого компрессора является наличие клапана для регулирования потока воздуха в трубопроводе, что значительно снижает надежность работы компрессора и снижает отказоустойчивость компрессора.The disadvantage of this multistage compressor is the presence of a valve for regulating the air flow in the pipeline, which significantly reduces the reliability of the compressor and reduces the fault tolerance of the compressor.
Известен компрессор с лопатками, включающий устройство для управления пограничным слоем, которое содержит внутреннюю полость, соединенную с внешней средой при помощи щели для отсоса пограничного слоя и щели для вдува, выполненные на спинке лопатки, при этом щель для отсоса пограничного слоя на спинке профиля проходит в направлении нормали к поверхности спинки, а щель для вдува воздуха выполнена под острым углом к поверхности спинки лопатки (Патент РФ №2372251 от 22.04.2008, опубл. 10.11.2009, Бюл. №31, МПК B64C 21/02).A compressor with blades is known, which includes a device for controlling the boundary layer, which contains an internal cavity connected to the external environment by means of a slit for suctioning the boundary layer and blowing slots made on the back of the blade, and the slot for suctioning the boundary layer on the back of the profile extends into the direction of the normal to the back surface, and the gap for blowing air is made at an acute angle to the surface of the back of the scapula (RF Patent No. 2372251 of 04.22.2008, publ. 10.11.2009, Bull. No. 31, IPC B64C 21/02).
Недостатком данного компрессора является значительная величина потребного перепада давлений между местами расположения щелей отсоса и вдува для осуществления устойчивого перетекания с учетом потерь. Кроме того, в данной конструкции вдув потока в пограничный слой производится значительно раньше теоретической точки отрыва, что может привести к ухудшению обтекания на спинке лопатки. Поэтому достижение положительного суммарного эффекта от такого рода управления пограничным слоем может оказаться проблематичным.The disadvantage of this compressor is the significant magnitude of the required pressure difference between the locations of the suction and injection slots for a stable flow taking into account losses. In addition, in this design, the flow is blown into the boundary layer much earlier than the theoretical separation point, which can lead to a deterioration of flow around the back of the scapula. Therefore, achieving a positive cumulative effect from this kind of boundary layer control can be problematic.
Известен компрессор турбомашины, содержащий ротор с лопатками и статор с лопатками, при этом ротор и статор содержат устройства для управления пограничным слоем, включающие щель для отбора воздуха, выполненную на спинке роторных лопаток и на корыте статорных лопаток, и щель для подачи воздуха, выполненную на спинке роторных лопаток и на корыте статорных лопаток, а также трубопровод для передачи отобранного воздуха, соединяющий внутренние полости лопаток ротора и статора, где производится отбор пограничного слоя, с внутренними полостями лопаток, где производится подача воздуха (Патент GB647947 от 13.12.1946, опубл. 28.12.1950, МПК F04D 29/68).A turbomachine compressor is known, comprising a rotor with blades and a stator with blades, the rotor and stator containing devices for controlling the boundary layer, including a slot for air sampling made on the back of rotor blades and on the trough of stator blades, and a slot for supplying air made on the back of the rotor blades and on the trough of the stator blades, as well as a pipeline for transferring selected air connecting the internal cavities of the rotor blades and the stator, where the boundary layer is selected, with internal cavities blades where air is supplied (Patent GB647947 dated 12/13/1946, publ. 12/28/1950, IPC F04D 29/68).
Наиболее близким является многоступенчатый компрессор турбомашины, содержащий, по меньшей мере, один ротор с рабочими лопатками, и статор, по меньшей мере, с одним направляющим аппаратом первой ступени с лопатками и, по меньшей мере, с одним направляющим аппаратом последней ступени с лопатками, устройство для активного управления пограничным слоем, включающее лопатки направляющего аппарата последней ступени, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие для отбора пограничного слоя воздуха, лопатки направляющего аппарата первой ступени, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие для подачи отобранного воздуха, и трубопровод для передачи отобранного воздуха от лопаток направляющего аппарата последней ступени к лопаткам направляющего аппарата первой ступени (Патент GB2406139 от 19.09.2003, опубл. 23.03.2005, МПК F04D 27/02, F04D 29/68).The closest is a multi-stage turbomachine compressor containing at least one rotor with rotor blades and a stator with at least one first stage guide vanes with vanes and at least one last stage vanes guide vanes, device for active control of the boundary layer, including vanes of the guide device of the last stage, in which at least one slotted hole is made for selecting the boundary layer of air, vanes of the guide app the mouth of the first stage, in which there is made at least one slotted hole for supplying selected air, and a pipeline for transferring selected air from the blades of the guide apparatus of the last stage to the blades of the guide apparatus of the first stage (Patent GB2406139 of 09/19/2003, publ. 23.03 .2005, IPC F04D 27/02, F04D 29/68).
Недостатками вышеуказанных компрессоров являются: неравномерность обтекания лопаток направляющего аппарата последней ступени при нестационарном взаимодействии «ротор-статор», приводящая к различному расположению точек отрыва потока и уменьшению эффективности передачи воздуха к лопаткам направляющего аппарата первой ступени вплоть до 0 и, как следствие, резкому падению запасов устойчивой работы многоступенчатого компрессора; увеличение количества трубопроводов, идущих от направляющего аппарата последней ступени к направляющему аппарату первой ступени, что усложняет конструкцию и увеличивает массу многоступенчатого компрессора.The disadvantages of the above compressors are: the uneven flow around the vanes of the guide vanes of the last stage with unsteady “rotor-stator” interaction, leading to a different arrangement of the points of separation of the flow and a decrease in the efficiency of air transfer to the vanes of the guide vanes of the first stage up to 0 and, as a result, a sharp drop in reserves stable operation of a multi-stage compressor; an increase in the number of pipelines going from the last stage guide apparatus to the first stage guide apparatus, which complicates the design and increases the mass of the multi-stage compressor.
Техническим результатом является увеличение отказоустойчивости и надежности работы компрессора в связи с отсутствием дополнительных элементов (клапанов, дросселей); уменьшение количества трубопроводов для передачи отобранного воздуха и снижение массы направляющих аппаратов, и, как следствие, уменьшение массы компрессора и упрощение его конструкции за счет снижения количества ступеней компрессора благодаря увеличению нагрузки на каждую ступень, а также исключение зависимости работы системы от неравномерности нестационарного обтекания лопаток последней ступени направляющего аппарата.The technical result is to increase the fault tolerance and reliability of the compressor due to the lack of additional elements (valves, throttles); reducing the number of pipelines for transferring selected air and reducing the mass of the guide vanes, and, as a result, reducing the mass of the compressor and simplifying its design by reducing the number of compressor stages due to an increase in the load on each stage, and also eliminating the dependence of the system on the uneven non-stationary flow around the blades of the latter steps of the guide apparatus.
Технический результат достигается тем, что многоступенчатый компрессор турбомашины содержит, по меньшей мере, один ротор с рабочими лопатками и статор, по меньшей мере, с одним направляющим аппаратом первой ступени с лопатками и, по меньшей мере, с одним направляющим аппаратом последней ступени с лопатками, устройство для активного управления пограничным слоем, включающее лопатки направляющего аппарата последней ступени, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие для отбора пограничного слоя воздуха, лопатки направляющего аппарата первой ступени, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие для подачи отобранного воздуха, и трубопровод для передачи отобранного воздуха от лопаток направляющего аппарата последней ступени к лопаткам направляющего аппарата первой ступени.The technical result is achieved in that the multistage compressor of the turbomachine contains at least one rotor with rotor blades and a stator, at least one guide device of the first stage with blades and at least one guide device of the last stage with blades, a device for actively controlling the boundary layer, including vanes of the guide device of the last stage, in which at least one slotted hole is made for selecting the boundary layer of air, vanes for example vlyayuschego apparatus of the first stage, in which the pen provided with at least one slit opening for supplying bleed air, and a conduit for the transmission of bleed air from the guide blades of the last stage to the blades of the first stage guide vanes.
Новым в изобретении является то, что щелевое отверстие для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени и щелевое отверстие для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени выполнены в спинках лопаток в точке отрыва пограничного слоя, при этом каждое из щелевых отверстий соединено, по меньшей мере, с одной внутренней полостью лопатки, над торцами лопаток направляющего аппарата последней ступени выполнен ресивер для сбора воздуха из внутренних полостей лопаток, а над торцами лопаток направляющего аппарата первой ступени выполнен ресивер для распределения воздуха по внутренним полостям лопаток, между собой ресивер для сбора воздуха и ресивер для распределения воздуха соединены трубопроводом.What is new in the invention is that the slot hole for selecting the boundary layer of air in the guide device of the last stage and the slot hole for supplying selected air in the guide device of the first stage are made in the backs of the blades at the point of separation of the boundary layer, each of the slot holes being connected with at least one internal cavity of the blade, a receiver is made above the ends of the blades of the guide vanes of the last stage to collect air from the internal cavities of the blades, and above the ends of the blades The first stage control apparatus has a receiver for distributing air along the internal cavities of the blades, a receiver for collecting air and a receiver for distributing air are connected by a pipeline.
Высота каждого щелевого отверстия для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени и высота каждого щелевого отверстия для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени определяются как отношение 80-90% от высоты пера соответствующей лопатки к количеству щелевых отверстий на каждом пере лопатки, при этом ширина щелевого отверстия для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени и ширина щелевого отверстия для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени должны составлять 2-5% от хорды лопатки.The height of each slot hole for the selection of the boundary layer of air in the guide device of the last stage and the height of each slot hole for supplying the selected air in the guide device of the first stage are determined as the ratio of 80-90% of the pen height of the corresponding blade to the number of slot holes on each feather of the blade, this is the width of the slit hole for selection of the boundary layer of air in the guide apparatus of the last stage and the width of the slit hole for supplying selected air in the guide app rate of the first stage should be 2-5% of the blade chord.
На фигурах показано:The figures show:
Фиг.1 - многоступенчатый компрессор турбомашины;Figure 1 - multistage compressor of a turbomachine;
Фиг.2 - перо лопатки направляющего аппарата последней ступени с щелевыми отверстиями для отбора пограничного слоя;Figure 2 - feather blades of the guide apparatus of the last stage with slotted holes for the selection of the boundary layer;
Фиг.3 - перо лопатки направляющего аппарата первой ступени с щелевыми отверстиями для подачи отобранного воздуха;Figure 3 - feather blades of the guide apparatus of the first stage with slotted holes for supplying selected air;
Фиг.4 - отбор пограничного слоя с поверхности направляющей лопатки направляющего аппарата последней ступени;Figure 4 - selection of the boundary layer from the surface of the guide vanes of the guide apparatus of the last stage;
Фиг.5 - подача отобранного воздуха через щелевые отверстия в рабочую среду компрессора;Figure 5 - supply of selected air through slotted holes in the working environment of the compressor;
Фиг.6 - сравнение аэродинамических характеристик многоступенчатых компрессоров.6 is a comparison of the aerodynamic characteristics of multi-stage compressors.
Многоступенчатый компрессор турбомашины состоит, по меньшей мере, из одного ротора 1 с рабочими лопатками 2, статора и устройства для активного управления пограничным слоем.A multistage compressor of a turbomachine consists of at least one
Статор содержит, по меньшей мере, один направляющий аппарат первой ступени 3 с лопатками 4 и, по меньшей мере, один направляющий аппарат последней ступени 5 с лопатками 6.The stator contains at least one guide device of the
Устройство для активного управления пограничным слоем содержит лопатки 6 направляющего аппарата последней ступени 5, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие 7 для отбора пограничного слоя воздуха, лопатки 4 направляющего аппарата первой ступени 3, в пере которых выполнено, по меньшей мере, одно щелевое отверстие 8 для подачи отобранного воздуха, и трубопровод 9 для передачи отобранного воздуха от лопаток 6 направляющего аппарата последней ступени 5 к лопаткам 4 направляющего аппарата первой ступени 3.A device for actively controlling the boundary layer comprises
Щелевое отверстие 7 для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате 5 последней ступени и щелевое отверстие 8 для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени 3 выполнены в спинках лопаток 6, 4 в точке отрыва пограничного слоя. Каждое из щелевых отверстий 7, 8 соединено, по меньшей мере, с одной внутренней полостью 10 лопаток 6, 4.The
Над торцами лопаток 6 направляющего аппарата последней ступени 5 выполнен ресивер 11 для сбора воздуха из внутренней полости 10 лопатки 6. Над торцами лопаток 4 направляющего аппарата первой ступени 3 выполнен ресивер 12 для распределения воздуха во внутреннюю полость 10 лопатки 4. При этом ресивер 11 для сбора воздуха соединен с ресивером 12 для распределения воздуха трубопроводом 9.Above the ends of the
Высота каждого щелевого отверстия 7 для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени 5 и высота каждого щелевого отверстия 8 для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени 3 определяется как отношение 80-90% от высоты пера соответствующей лопатки 6, 4 к количеству щелевых отверстий 7, 8 на каждом пере лопатки 6, 4.The height of each
Ширина щелевого отверстия 7 для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени 5 и ширина щелевого отверстия 8 для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени 3 должны составлять 2-5% от хорды соответствующей лопатки 6, 4.The width of the
Многоступенчатый компрессор турбомашины работает следующим образом.A multi-stage turbomachine compressor operates as follows.
Воздух, проходя, по меньшей мере, через одну ступень ротора 1 с рабочими лопатками 2, попадает на направляющий аппарат первой ступени 3, и, проходя, по меньшей мере, еще через одну ступень ротора 1 с рабочими лопатками 3, в итоге попадает на направляющий аппарат последней ступени 5. Через щелевые отверстия 7 на спинке лопаток 6 последней ступени 5 отбирается пограничный слой воздуха, который может обусловить отрыв воздуха от поверхности пера лопатки 6, вызывая, тем самым, запирание каналов и, в конечном итоге, помпаж компрессора. Затем поток воздуха из щелевых отверстий 7 попадает во внутренние полости 10 лопаток 6 направляющего аппарата последней ступени 5, а из них попадает в ресивер 11 для сбора воздуха через торец лопатки 6. Поток воздуха, собранный в ресивере 11, по трубопроводу 9 передается в ресивер 12 для распределения воздуха к направляющему аппарату первой ступени 3, после чего поток воздуха из ресивера 12 распределяется и попадает во внутренние полости 10 лопаток 4 направляющего аппарата первой ступени 3 и через щелевые отверстия 8 сдувает пограничный слой воздуха с поверхности лопаток 4 и попадает в рабочую среду компрессора. Далее цикл повторяется сначала.Air, passing through at least one stage of the
Благодаря тому, что устройство для активного управления пограничным слоем не содержит дополнительных элементов, таких как дроссели или клапаны, увеличивается отказоустойчивость и надежность работы компрессора.Due to the fact that the device for active control of the boundary layer does not contain additional elements, such as chokes or valves, the fault tolerance and reliability of the compressor are increased.
Благодаря тому, что многоступенчатый компрессор содержит над торцами лопаток направляющего аппарата последней ступени ресивер для сбора воздуха из внутренних полостей лопаток, а над торцами лопаток направляющего аппарата первой ступени ресивер для распределения воздуха по внутренним полостям лопаток, достигается уменьшение количества трубопроводов для передачи отобранного воздуха.Due to the fact that the multistage compressor contains a receiver over the ends of the vanes of the guide vanes of the last stage for collecting air from the internal cavities of the vanes, and above the ends of the vanes of the vanes of the first stage, a receiver for distributing air over the internal cavities of the vanes, a reduction in the number of pipelines for transferring the selected air is achieved.
Благодаря тому, что лопатки содержат внутренние полости и щелевые отверстия, достигается снижение массы направляющих аппаратов и, как следствие, уменьшение массы компрессора, и упрощение его конструкции за счет снижения количества ступеней компрессора благодаря увеличению нагрузки на каждую ступень.Due to the fact that the blades contain internal cavities and slotted holes, a reduction in the mass of guide vanes and, as a consequence, a decrease in the mass of the compressor and simplification of its design by reducing the number of compressor stages due to an increase in the load on each stage are achieved.
Благодаря тому, что щелевое отверстие для отбора пограничного слоя воздуха в направляющем аппарате последней ступени и щелевое отверстие для подачи отобранного воздуха в направляющем аппарате первой ступени выполнены на спинках направляющих лопаток в точке отрыва пограничного слоя и соединены с помощью ресиверов и трубопроводов, исключается зависимость работы системы от неравномерности нестационарного обтекания лопаток последней ступени направляющего аппарата.Due to the fact that the slot hole for the selection of the boundary layer of air in the guide apparatus of the last stage and the slot hole for supplying the selected air in the guide apparatus of the first stage are made on the backs of the guide vanes at the point of separation of the boundary layer and are connected with the help of receivers and pipelines, the operation of the system is eliminated from the uneven non-stationary flow around the blades of the last stage of the guide apparatus.
Пример.Example.
На основе высоконагруженного трехступенчатого компрессора (ВТК) с 
Проведен сравнительный анализ аэродинамических характеристик высоконагруженного трехступенчатого компрессора (ВТК) и компрессора согласно предложенному изобретению (НВТК) с устройством для активного управления пограничным слоем.A comparative analysis of the aerodynamic characteristics of a highly loaded three-stage compressor (VTK) and a compressor according to the proposed invention (NVTK) with a device for active control of the boundary layer is carried out.
Анализ показал улучшение течения в межлопаточном канале благодаря отбору пограничного слоя и смещению срыва в район входной кромки лопатки (таблица 1).The analysis showed an improvement in the flow in the interscapular canal due to the selection of the boundary layer and the displacement of the stall to the region of the inlet edge of the scapula (table 1).
Сравнение аэродинамических характеристик (ЛРР - линия рабочих режимов, ГУР - граница устойчивой работы) двух компрессоров показало, что многоступенчатый компрессор, предложенный согласно изобретению (НВКТ), имеет большие запасы устойчивой работы, чем высоконагруженный трехступенчатый компрессор (ВТК), и тем самым отодвигая границу помпажа от линии рабочих режимов (Фиг.6).Comparison of aerodynamic characteristics (LRR - line of operating modes, power steering - the boundary of stable operation) of two compressors showed that the multi-stage compressor proposed according to the invention (NVKT) has greater reserves of stable operation than a high-load three-stage compressor (VTK), and thereby pushing the boundary surge from the line of operating modes (Fig.6).
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136779/06A RU2525997C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Turbomachine compound compressor |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012136779/06A RU2525997C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Turbomachine compound compressor |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012136779A RU2012136779A (en) | 2014-03-10 |
| RU2525997C2 true RU2525997C2 (en) | 2014-08-20 |
Family
ID=50191304
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012136779/06A RU2525997C2 (en) | 2012-08-28 | 2012-08-28 | Turbomachine compound compressor |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2525997C2 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2933238A (en) * | 1954-06-24 | 1960-04-19 | Edward A Stalker | Axial flow compressors incorporating boundary layer control |
| US3694102A (en) * | 1969-07-26 | 1972-09-26 | Daimler Benz Ag | Guide blades of axial compressors |
| EP1382855A2 (en) * | 2002-07-20 | 2004-01-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Turbomachine with integrated fluid recirculation system |
| GB2406139A (en) * | 2003-09-19 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | Compressor boundary layer control |
| RU2370674C2 (en) * | 2004-09-30 | 2009-10-20 | Снекма | Method of circulating air in turbine compressor, compressor exploiting this method, compressor stage of aforesaid design and aircraft engine incorporating said compressor |
-
2012
- 2012-08-28 RU RU2012136779/06A patent/RU2525997C2/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2933238A (en) * | 1954-06-24 | 1960-04-19 | Edward A Stalker | Axial flow compressors incorporating boundary layer control |
| US3694102A (en) * | 1969-07-26 | 1972-09-26 | Daimler Benz Ag | Guide blades of axial compressors |
| EP1382855A2 (en) * | 2002-07-20 | 2004-01-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Turbomachine with integrated fluid recirculation system |
| GB2406139A (en) * | 2003-09-19 | 2005-03-23 | Rolls Royce Plc | Compressor boundary layer control |
| RU2370674C2 (en) * | 2004-09-30 | 2009-10-20 | Снекма | Method of circulating air in turbine compressor, compressor exploiting this method, compressor stage of aforesaid design and aircraft engine incorporating said compressor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012136779A (en) | 2014-03-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN107202036B (en) | Self-circulation treatment casing capable of improving flowing of stator corner area simultaneously | |
| NO20161161A1 (en) | Two-way power turbine device | |
| EP2383434A2 (en) | High pitch-to-chord turbine airfoils | |
| US10323571B2 (en) | Method and system for inlet guide vane heating | |
| JP2003214117A (en) | Diffuser for ground or aircraft gas turbine | |
| CN107165864B (en) | Multistage axial flow compressor with combined self-adaptive adjustment of rotating vanes and fixed vanes | |
| EP2878796B1 (en) | Engine duct and aircraft engine | |
| EP3231997A1 (en) | Gas turbine engine airfoil bleed | |
| US20160238019A1 (en) | Gas pipeline centrifugal compressor and gas pipeline | |
| EP2559850A1 (en) | Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser | |
| CN104791025B (en) | A kind of control structure for reducing low-pressure turbine blade separation losses and method | |
| US11585347B2 (en) | Mixed-flow compressor configuration for a refrigeration system | |
| CN105756719A (en) | Gas compressor stator blade root slotting method based on optimization algorithm | |
| EP2559851A1 (en) | Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser | |
| EP2428664A2 (en) | An inner bleed structure of 2-shaft gas turbine and a method to determine the stagger angle of last stage stator of compressor for 2-shaft gas turbine | |
| RU2525997C2 (en) | Turbomachine compound compressor | |
| GB201204339D0 (en) | A wind turbine assembly | |
| CN101158293A (en) | Guiders, method for regulating throat flow area and turbine engine thereof | |
| JP5876033B2 (en) | Engine compressors equipped with an air bleed system, in particular aircraft jet engine compressors | |
| JP2010236401A (en) | Centrifugal fluid machine | |
| CN104405457B (en) | A kind of energy gradient utilization system of back pressure turbine heat supply | |
| Yang et al. | Design and test of a novel highly-loaded compressor | |
| CN204238990U (en) | A kind of energy gradient utilization system of back pressure turbine heat supply | |
| US11486359B1 (en) | Multi-stage wind turbine | |
| RU133217U1 (en) | CLOSING HIGH-LOADED AXIAL COMPRESSOR STEP OF HIGH PRESSURE FOR GAS TURBINE ENGINES |