RU2581262C2 - Турбомашина - Google Patents
Турбомашина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2581262C2 RU2581262C2 RU2013102285/06A RU2013102285A RU2581262C2 RU 2581262 C2 RU2581262 C2 RU 2581262C2 RU 2013102285/06 A RU2013102285/06 A RU 2013102285/06A RU 2013102285 A RU2013102285 A RU 2013102285A RU 2581262 C2 RU2581262 C2 RU 2581262C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- row
- blades
- blade
- vanes
- turbomachine
- Prior art date
Links
Images
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
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/666—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by means of rotor construction or layout, e.g. unequal distribution of blades or vanes
-
- 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
-
- 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
- F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- 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
- F04D29/544—Blade shapes
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
- F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Geometry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Турбомашина содержит первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток. Каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, причем шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда. Изобретение позволяет снизить потери давления и аэродинамическое взаимодействие между двумя рядами лопаток за счет прохождения спутных струй, образуемых на уровне задних кромок лопаток первого ряда с одной и другой стороны от лопаток второго ряда. 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к турбомашине, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащей, по меньшей мере, два последовательных кольцевых ряда неподвижных лопаток, образованных, например, лопатками ступени направляющего аппарата, установленного на выходе ступени сжатия, и кольцевой ряд стоек корпуса, расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата.
В турбомашине направляющий аппарат, установленный на выходе компрессора, содержит кольцевой ряд неподвижных лопаток, которые, согласно существующему уровню техники, равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины.
Кольцевой ряд стоек корпуса размещен ниже по потоку от направляющего аппарата; причем стойки корпуса проходят в потоке истечения газов компрессора и обеспечивают передачу усилий между внутренним и внешним корпусами, с которыми они соединены.
Согласно существующему уровню техники угловые положения стоек корпуса относительно лопаток направляющего аппарата неоптимизированы. Спутные струи, образованные на уровне задних кромок лопаток направляющего аппарата, взаимодействуют со стойками корпуса и образуют большие потери давления, ухудшающие рабочие характеристики турбомашины. Кроме того, могут отмечаться явления помпажа, возникающие на уровне направляющего аппарата.
Для улучшения рабочих характеристик турбомашины известна практическая реализация аэродинамического соединения между двумя элементами статора или ротора. В заявке ЕР-А1-2071127 заявителя приводится описание способа проектирования многоступенчатой турбины турбомашины, позволяющего осуществить аэродинамическое соединение на совокупности лопаток ротора или статора турбины.
Целью изобретения является улучшение рабочих характеристик турбомашины вышеупомянутого типа путем реализации аэродинамического соединения между неподвижными лопатками направляющего аппарата и стойками корпуса, расположенными по потоку или, в более общем плане, между двумя последовательными кольцевыми рядами неподвижных лопаток турбомашины.
В связи с этим в нем предлагается турбомашина, содержащая, по меньшей мере, первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток, таких как, например, кольцевой ряд неподвижных лопаток ступени направляющего аппарата и кольцевой ряд стоек корпуса, расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата, отличающаяся тем, что каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, и тем, что шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда.
Шаг неподвижных лопаток первого ряда, согласно изобретению, имеет большую величину между лопатками, расположенными с одной и другой стороны радиальных плоскостей, проходящих через лопатки второго ряда, и меньшую величину между лопатками, расположенными между этими радиальными плоскостями таким образом, что спутные струи, образуемые на уровне задних кромок лопаток первого ряда, проходят, соответственно, с одной и другой стороны лопаток второго ряда, ограничивая потери давления и аэродинамическое взаимодействие между двумя рядами лопаток.
Согласно другому признаку изобретения шаг (Р1) между двумя лопатками первого ряда, которые находятся с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку второго ряда, равен 360°(1+m/n)/N, где n - количество лопаток второго ряда, N равен 360°/Р2, а Р2 - шаг между лопатками первого ряда, которые расположены между двумя радиальными плоскостями, проходящими через две последовательные лопатки второго ряда; причем количество лопаток первого ряда является целочисленным, кратным количеству n лопаток второго ряда, и m - целое число меньше (n-1) и больше или равно нулю, такое, что N=k·n+m, где k - целое число.
В примере реализации шаг между двумя неподвижными лопатками первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку второго ряда, равен приблизительно 1,5 шагам между другими неподвижными лопатками первого ряда.
В том случае, когда лопатки первого ряда являются лопатками ступени направляющего аппарата, а лопатки второго ряда образованы стойками корпуса, шаг между двумя лопатками направляющего аппарата, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через стойку корпуса, может быть равен приблизительно 5,4°, а шаг между другими лопатками направляющего аппарата может быть равен приблизительно 3,6°.
Радиальная плоскость, проходящая через каждую лопатку второго ряда, может проходить между корытом первой лопатки и спинкой второй лопатки первого ряда. Расстояние по окружности между этой плоскостью и корытом упомянутой первой лопатки может быть меньше расстояния между плоскостью и спинкой упомянутой второй лопатки.
Изобретение будет понятнее, его другие детали, признаки и преимущества проявятся более отчетливо после изучения прилагаемого описания, которое приведено в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
- фиг. 1 представляет собой выполненный очень схематично частичный вид сверху направляющего аппарата и стойки корпуса турбомашины согласно предшествующему уровню техники;
- фиг. 2 представляет собой выполненный очень схематично частичный вид сверху направляющего аппарата и стойки корпуса турбомашины согласно изобретению;
- фиг. 3 представляет собой вид, соответствующий виду, изображенному на фиг. 2 и иллюстрирующий траектории спутных струй, образованных на уровне задней кромки неподвижных лопаток направляющего аппарата и стойки корпуса.
Нижеследующее описание относится к случаю, когда первый ряд неподвижных лопаток представляет собой ряд ступени направляющего аппарата, расположенного на выходе ступени сжатия в турбомашине, такой как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, а второй ряд лопаток образован кольцевым рядом стоек корпуса 20, расположенным ниже по потоку от направляющего аппарата.
Лопатки 12 направляющего аппарата проходят по существу радиально в потоке истечения воздуха, выходящего из компрессора, и прикреплены соответствующими средствами к внутренним и (или) наружным корпусам турбомашины.
Стойки корпуса 20, расположенные ниже по потоку от направляющего аппарата 10, в частности на выходе компрессора низкого давления, соединяют внутренний и наружный корпусы компрессора для передачи усилий. Эти стойки корпуса 20 содержат расположенную выше по потоку переднюю кромку 22 и расположенную ниже по потоку заднюю кромку 24 движения воздуха, поступающего из направляющего аппарата 10.
Количество стоек корпуса 20 меньше количества неподвижных лопаток 12 направляющего аппарата 10, и они равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины.
Согласно существующему уровню техники, неподвижные лопатки 12 направляющего аппарата равномерно рассредоточены вокруг продольной оси турбомашины. Другими словами, шаг Р по окружности между этими лопатками 12 является постоянным.
Кроме того, угловые положения стоек корпуса 20 против лопаток 12 направляющего аппарата являются случайными. Такое расположение приводит к большим потерям давления ввиду взаимодействия спутных струй, образованных на уровне задних кромок 16 лопаток 12, со стойками корпуса 20, а также опасность помпажа, возникающего на уровне направляющего аппарата.
Изобретение позволяет устранить данную проблему за счет оптимизации количества лопаток направляющего аппарата, шага по окружности между лопатками направляющего аппарата и угловых положений этих лопаток относительно стоек корпуса, позволяя обеспечить аэродинамическое соединение между лопатками направляющего аппарата и стойками корпуса.
Как это изображено на фиг. 2 и 3, каждая стойка корпуса 120 проходит в радиальной плоскости С, проходящей по существу между двумя последовательными лопатками 112' направляющего аппарата 110. Стойки корпуса 120 имеют такое угловое положение относительно лопаток 112, 112' направляющего аппарата, что их радиальная плоскость С проходит между двумя последовательными лопатками 112', в частности между корытом лопатки 112' и спинкой другой лопатки 112'. Предпочтительно, расстояние по окружности D1 между плоскостью С и корытом первой лопатки 112' меньше расстояния по окружности D2 между плоскостью С и спинкой другой лопатки 112'.
Величина шага Р1 между лопатками 112', расположенными с одной и другой стороны плоскости С, больше величины шага Р2 между другими лопатками 112 направляющего аппарата.
Согласно изобретению шаг Р1 может быть определен отношением:
Р1=360°∙(1+m/n)/N,
где n - количество стоек корпуса;
N - равно 360°/Р2;
количество лопаток направляющего аппарата является целочисленным, кратным количеству n стоек корпуса,
и m является целым числом меньше (n-1) и больше или равным нулю, и таким, что:
N=k·n+m, где k - целое число.
Вышеупомянутое отношение может также записываться по следующей формуле:
Р1=Р2+(360°-P2·N')/n,
Где N' - количество лопаток направляющего аппарата.
Такое отношение может быть получено исходя из примера предшествующего уровня техники, согласно которому направляющий аппарат содержит N неподвижных лопаток, равномерно рассредоточенных вокруг оси с шагом Р2, равным 360°/N, между лопатками; причем количество стоек корпуса равно n. Согласно изобретению, сохраняется шаг Р2 между лопатками направляющего аппарата, которые расположены между радиальными плоскостями, проходящими через стойки корпуса, и определяется шаг Р1 между лопатками, которые размещены с одной и другой стороны этих радиальных плоскостей посредством вышеупомянутого отношения; причем количество N' лопаток направляющего аппарата в данном случае представляет собой целочисленное кратное количество стоек корпуса.
Шаг Р2 между лопатками направляющего аппарата согласно изобретению равен среднему Р лопаток направляющего аппарата с равномерным рассредоточением согласно предшествующему уровню техники для ограничения рисков потери запасов по помпажу, когда последний вызван на уровне направляющего аппарата.
Шаг Р1 между лопатками 112', например, равен приблизительно 1,5 шагам Р2 между другими лопатками 112. Этот шаг Р1 может быть равен приблизительно 5,4°, а шаг Р2 может быть равен приблизительно 3,6°, например. Количество неподвижных лопаток 112, 112' направляющего аппарата 110, например, равно 96, а количество стоек корпуса 120 равно, например, 8.
Как это видно на фиг. 3, спутные струи 130, образованные ниже по потоку от задних кромок лопаток 112' направляющего аппарата 110, проходят соответственно с одной и другой стороны стойки корпуса 120 и следуют вдоль ее профиля, не создавая потерь давления, затем истекают с одной и другой стороны спутной струи 132, образованной задней кромкой стойки.
Таким образом, ограничиваются взаимодействия между стойками корпуса и лопатками направляющего аппарата, расположенного выше по потоку от этих стоек, снижаются осесимметричные возмущающие воздействия на направляющий аппарат и ограничиваются риски потери запаса по помпажу на уровне направляющего аппарата.
Изобретение применяется для всех конструкций, в которых два кольцевых ряда неподвижных лопаток являются последовательными и расположены ниже по потоку один за другим в турбомашине.
Claims (6)
1. Турбомашина, содержащая, по меньшей мере, первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток, отличающаяся тем, что каждая лопатка (120) второго ряда проходит в радиальной плоскости (С), проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток (112') первого ряда, и тем, что шаг (Р1) между этими двумя лопатками (112') первого ряда больше шага (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда.
2. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, которые находятся с одной и другой стороны радиальной плоскости, проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен 360°(1+m/n)/N, где n - количество лопаток второго ряда, N равен 360°/Р2, а Р2 - шаг между лопатками первого ряда, которые расположены между двумя радиальными плоскостями, проходящими через две последовательные лопатки второго ряда; причем количество лопаток первого ряда является целочисленным кратным количеству n лопаток второго ряда, и m -целое число меньше (n-1) и больше или равно нулю, так что N=k·n+m, где k - целое число.
3. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости (С), проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен приблизительно 1,5 шагам (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда.
4. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что шаг (Р1) между двумя лопатками (112') первого ряда, расположенными с одной и другой стороны радиальной плоскости (С), проходящей через лопатку (120) второго ряда, равен приблизительно 5,4°, а шаг (Р2) между другими лопатками (112) первого ряда равен приблизительно 3,6°.
5. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что радиальная плоскость (С), проходящая через лопатку второго ряда, проходит между корытом первой лопатки (112') и спинкой последующей второй лопатки (112') первого ряда, а расстояние по окружности (D1) между данной плоскостью и корытом упомянутой первой лопатки меньше расстояния (D2) между плоскостью и спинкой упомянутой второй лопатки.
6. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток представляют собой соответственно кольцевой ряд неподвижных лопаток (112, 112') ступени направляющего аппарата (110) и кольцевой ряд стоек корпуса (120), расположенный ниже по потоку от направляющего аппарата.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1054875 | 2010-06-18 | ||
FR1054875A FR2961565B1 (fr) | 2010-06-18 | 2010-06-18 | Couplage aerodynamique entre deux rangees annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine |
PCT/FR2011/051400 WO2011157971A1 (fr) | 2010-06-18 | 2011-06-17 | Couplage aérodynamique entre deux rangées annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013102285A RU2013102285A (ru) | 2014-07-27 |
RU2581262C2 true RU2581262C2 (ru) | 2016-04-20 |
Family
ID=43480796
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013102285/06A RU2581262C2 (ru) | 2010-06-18 | 2011-06-17 | Турбомашина |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9759234B2 (ru) |
EP (1) | EP2582986B1 (ru) |
CN (1) | CN102906428B (ru) |
BR (1) | BR112012027172B1 (ru) |
CA (1) | CA2801222C (ru) |
FR (1) | FR2961565B1 (ru) |
RU (1) | RU2581262C2 (ru) |
WO (1) | WO2011157971A1 (ru) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110476447A (zh) | 2017-03-21 | 2019-11-19 | 诺基亚技术有限公司 | 在支持网络切片的移动***中的增强的注册过程 |
US11002141B2 (en) * | 2017-05-22 | 2021-05-11 | General Electric Company | Method and system for leading edge auxiliary turbine vanes |
US10883515B2 (en) | 2017-05-22 | 2021-01-05 | General Electric Company | Method and system for leading edge auxiliary vanes |
DE102017221684A1 (de) * | 2017-12-01 | 2019-06-06 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinen-Strömungskanal |
FR3093756B1 (fr) * | 2019-03-15 | 2021-02-19 | Safran Aircraft Engines | redresseur de flux secondaire a Tuyère intégréE |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR982027A (fr) * | 1943-06-01 | 1951-06-04 | Perfectionnement aux compresseurs axiaux | |
US2798661A (en) * | 1954-03-05 | 1957-07-09 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine power plant apparatus |
SU1321838A1 (ru) * | 1985-04-15 | 1987-07-07 | Университет дружбы народов им.Патриса Лумумбы | Двухр дна лопаточна решетка турбомашины |
DE19525699A1 (de) * | 1995-07-14 | 1997-01-16 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Tandem-Schaufelgitter |
US6905303B2 (en) * | 2003-06-30 | 2005-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4981414A (en) * | 1988-05-27 | 1991-01-01 | Sheets Herman E | Method and apparatus for producing fluid pressure and controlling boundary layer |
US5152661A (en) * | 1988-05-27 | 1992-10-06 | Sheets Herman E | Method and apparatus for producing fluid pressure and controlling boundary layer |
JP3181200B2 (ja) * | 1995-07-20 | 2001-07-03 | 三菱重工業株式会社 | 回転流体機械の静翼 |
EP1077310A1 (de) * | 1999-08-18 | 2001-02-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufelgitter |
GB2405184A (en) * | 2003-08-22 | 2005-02-23 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine lift fan with tandem inlet guide vanes |
FR2925106B1 (fr) | 2007-12-14 | 2010-01-22 | Snecma | Procede de conception d'une turbine multi-etages de turbomachine |
-
2010
- 2010-06-18 FR FR1054875A patent/FR2961565B1/fr active Active
-
2011
- 2011-06-17 CN CN201180025363.5A patent/CN102906428B/zh active Active
- 2011-06-17 CA CA2801222A patent/CA2801222C/fr active Active
- 2011-06-17 US US13/696,727 patent/US9759234B2/en active Active
- 2011-06-17 RU RU2013102285/06A patent/RU2581262C2/ru active
- 2011-06-17 BR BR112012027172-5A patent/BR112012027172B1/pt active IP Right Grant
- 2011-06-17 EP EP11737988.3A patent/EP2582986B1/fr active Active
- 2011-06-17 WO PCT/FR2011/051400 patent/WO2011157971A1/fr active Application Filing
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR982027A (fr) * | 1943-06-01 | 1951-06-04 | Perfectionnement aux compresseurs axiaux | |
US2798661A (en) * | 1954-03-05 | 1957-07-09 | Westinghouse Electric Corp | Gas turbine power plant apparatus |
SU1321838A1 (ru) * | 1985-04-15 | 1987-07-07 | Университет дружбы народов им.Патриса Лумумбы | Двухр дна лопаточна решетка турбомашины |
DE19525699A1 (de) * | 1995-07-14 | 1997-01-16 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Tandem-Schaufelgitter |
US6905303B2 (en) * | 2003-06-30 | 2005-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN102906428B (zh) | 2017-10-10 |
FR2961565B1 (fr) | 2012-09-07 |
BR112012027172B1 (pt) | 2020-09-29 |
US9759234B2 (en) | 2017-09-12 |
CN102906428A (zh) | 2013-01-30 |
US20130058776A1 (en) | 2013-03-07 |
CA2801222C (fr) | 2018-10-23 |
FR2961565A1 (fr) | 2011-12-23 |
EP2582986B1 (fr) | 2016-07-13 |
EP2582986A1 (fr) | 2013-04-24 |
RU2013102285A (ru) | 2014-07-27 |
BR112012027172A2 (pt) | 2016-07-19 |
CA2801222A1 (fr) | 2011-12-22 |
WO2011157971A1 (fr) | 2011-12-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10267170B2 (en) | Turbine stator vane assembly for a turbomachine | |
US20160333729A1 (en) | Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes | |
RU2706098C2 (ru) | Статор авиационного газотурбинного двигателя и авиационный газотурбинный двигатель | |
EP2256299B1 (en) | Deflector for a gas turbine strut and vane assembly | |
US10280941B2 (en) | Guide device for variable pitch stator vanes of a turbine engine, and a method of assembling such a device | |
JP6468414B2 (ja) | 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン | |
RU2581262C2 (ru) | Турбомашина | |
RU2008149142A (ru) | Способ проектирования многоступенчатой турбины турбомашины | |
JP2005023935A (ja) | ガスタービンエンジンを組立てるための方法及び装置 | |
EP2943653B1 (en) | Rotor blade and corresponding gas turbine engine | |
RU2012148900A (ru) | Турбулизаторы на входе лопаточной решетки компрессора | |
JP2009108861A (ja) | 非対称流れ抽出システム | |
EP2431577A3 (en) | Axial flow compressor, gas turbine system having the axial flow compressor and method of modifying the axial flow compressor | |
US20180313364A1 (en) | Compressor apparatus with bleed slot including turning vanes | |
EP2472127A3 (en) | Axial compressor | |
CN108131168B (zh) | 包括分离器的涡轮发动机机架 | |
EP2899369B1 (en) | Multistage axial flow compressor | |
US10519976B2 (en) | Fluid diodes with ridges to control boundary layer in axial compressor stator vane | |
CN107435656B (zh) | 安装在推进器上的涡旋扰流器 | |
KR20150089032A (ko) | 배기가스 터보차저의 레이디얼 압축기의 압축기 휠 | |
EP3536902B1 (en) | Gas turbine engine component | |
JP2014214649A (ja) | 多段圧縮機 | |
EP2644830B1 (en) | Noise reduction in a turbomachine, and a related method thereof | |
US11401835B2 (en) | Turbine center frame | |
RU190525U1 (ru) | Входное устройство центробежного компрессора |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |