RU2624677C2 - Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства - Google Patents
Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства Download PDFInfo
- Publication number
- RU2624677C2 RU2624677C2 RU2015104651A RU2015104651A RU2624677C2 RU 2624677 C2 RU2624677 C2 RU 2624677C2 RU 2015104651 A RU2015104651 A RU 2015104651A RU 2015104651 A RU2015104651 A RU 2015104651A RU 2624677 C2 RU2624677 C2 RU 2624677C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- turbine engine
- vane
- gas turbine
- height
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
-
- 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/38—Blades
- F04D29/384—Blades characterised by form
-
- 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
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси (Z-Z). Каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси (Х-Х) между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси (Y-Y) между стороной корытца и стороной спинки. Секции лопатки распределены в соответствии с правилами продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющими положение их соответствующих центров тяжести по отношению к упомянутым продольной (Х-Х) и тангенциальной (Y-Y) осям по высоте лопатки, проходящей от ножки лопатки до вершины лопатки. Каждое из упомянутых правил продольного Xg и тангенциального Yg распределения имеет изменение направления наклона между 90 и 100% высоты лопатки. Позволяет повысить КПД в верхней части лопатки, улучшить механические характеристики за счет уменьшения статических напряжений, не затрагивая при этом динамические характеристики. 5 н. и 3 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
ОБЩАЯ ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области лопаток газотурбинного двигателя и находит применение, в частности, для металлических лопаток вентилятора, компрессора высокого давления или компрессора низкого давления газотурбинного двигателя.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Лопатки газотурбинного двигателя вращаются с высокими скоростями; следовательно, аэродинамические и механические характеристики лопаток являются первостепенными для обеспечения нормальной работы газотурбинного двигателя.
С целью улучшения характеристик лопаток было предложено несколько решений, связанных с их геометрической формой.
В частности, можно сослаться на документ FR 2908152, зарегистрированный на имя заявителя, в котором предложено изменять геометрию лопатки вдоль ее высоты.
В частности, в этом документе предложено улучшить аэродинамические характеристики лопатки за счет придачи ей геометрической формы, представленной как комбинация относительно низкой и выраженной выпуклости с сильно выраженным задним прогибом в продольных и тангенциальных направлениях.
Однако, несмотря на улучшение аэродинамических характеристик, полученных при помощи такой лопатки, ее эксплуатация остается проблематичной по причине влияния этой особой геометрии на ее механическую прочность и, в частности, по причине влияния этой геометрии на некоторые резонансные моды лопатки.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение призвано решить эту проблему и предложить лопатку, объединяющую в себе улучшенные аэродинамические и механические характеристики.
В связи с этим объектом изобретения является лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси, при этом каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси между стороной корытца и стороной спинки, при этом секции лопатки распределены в соответствии с правилами продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющими положение их соответствующих центров тяжести по отношению к упомянутым продольной и тангенциальной осям по высоте лопатки, проходящей от ножки лопатки до вершины лопатки, отличающаяся тем, что в секции вершины лопатки, расположенной между 90 и 100% высоты Н лопатки:
- существует первая высота, начиная от которой правило продольного распределения Xg определяет поворот к передней кромке лопатки,
- существует вторая высота, начиная от которой правило тангенциального распределения Yg определяет поворот к спинке лопатки.
В варианте упомянутые первая и вторая высоты заключены между 90% и 95% высоты Н лопатки.
Согласно частному варианту выполнения, упомянутые первая и вторая высоты равны.
Как правило, упомянутую лопатку выполняют из металлического материала.
Объектами изобретения являются также вентилятор газотурбинного двигателя, компрессор низкого давления или компрессор высокого давления, содержащие множество вышеуказанных лопаток.
Кроме того, объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий множество вышеуказанных лопаток.
ОПИСАНИЕ ФИГУР
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного в качестве неограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 изображает частичный вид в продольном разрезе известного вентилятора газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 и 3 изображают примеры кривых, отображающих изменение правил Xg и Yg соответственно на части высоты лопатки в соответствии с изобретением.
Фиг. 4 и 5 - примеры кривых, отображающих изменение правил Xg и Yg соответственно по высоте лопатки в соответствии с изобретением.
Фиг. 6 изображает график, отображающий выигрыш в КПД, полученный при помощи заявленной лопатки, по сравнению с известными лопатками.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
На фиг. 1 схематично и частично показан вентилятор 2 газотурбинного двигателя, как правило турбореактивного двигателя, применяемого в авиации.
Вентилятор 2 содержит множество лопаток 4, равномерно распределенных вокруг диска 6 (обычно называемого ступицей) ротора с центром на продольной оси Х-Х вентилятора 2.
Как известно, каждая лопатка 4 содержит перо 8, ножку 10 и вершину 12. Ножка 10 лопатки установлена на диске 6 ротора и соединена с пером 8 через площадку 14, ограничивающую газовый поток 16, проходящий через вентилятор 2. Диск 6 ротора вращается вокруг продольной оси Х-Х в направлении, показанном стрелкой 18.
Что касается вершины 12 лопатки, то она расположена напротив внутренней стороны 20 неподвижного картера вентилятора, причем эта сторона 20 ограничивает также канал 16, заключенный между площадкой 14 и внутренней стороной 20 картера.
Перо 8 состоит из множества секций 22 лопатки, упакованных вдоль радиальной оси Z-Z, перпендикулярной к оси Х-Х. Секции 22 лопатки находятся на возрастающих радиальных расстояниях от продольной оси Х-Х. Получаемый в результате набор образует аэродинамическую поверхность, которая проходит вдоль продольной оси Х-Х между передней кромкой 24 и задней кромкой 26 и вдоль тангенциальной оси Y-Y вентилятора между стороной корытца, противоположной к тяге, и стороной спинки со стороны тяги (на фигурах не показаны).
Лопатка имеет высоту Н, измеренную от ножки 10 к вершине 12 лопатки вдоль радиальной оси Z-Z. Согласно определению, секция лопатки, находящаяся на 0% высоты Н, соответствует радиусу пересечения между передней кромкой 24 и внутренним каналом прохождения газового потока, а секция, находящаяся на 100% высоты Н, соответствует точке на радиусе пересечения между передней кромкой 24 и внутренним каналом прохождения газового потока.
Определенные таким образом продольная ось Х-Х, тангенциальная ось Y-Y и радиальная ось Z-Z вентилятора образуют прямой ортонормированный трехгранный угол.
Настоящее изобретение можно применять для различных типов подвижных лопаток газотурбинного двигателя; например, для подвижных лопаток вентилятора, компрессора высокого давления, то есть компрессора, находящегося на входе в направлении прохождения потока, и компрессора высокого давления, то есть компрессора, находящегося на выходе в направлении прохождения потока.
На фиг. 1 вентилятор показан частично исключительно в качестве примера, чтобы определить различные оси газотурбинного двигателя.
Понятно, что нижеследующее описание можно также транспонировать на лопатки газотурбинного двигателя, отличные от лопаток вентилятора, в частности на лопатки компрессора низкого давления и/или компрессора высокого давления.
На фиг. 2 и 3 представлены примеры кривых, отображающих изменение правил Xg и Yg соответственно на части высоты лопатки в соответствии с изобретением.
Эти две кривые показывают изменение правил продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющих положение соответствующих центров тяжести упакованных секций лопатки, образующих лопатку, по отношению к продольной Х-Х и тангенциальной Y-Y осям. На оси ординат показано соотношение h/H, где Н является определенной выше общей высотой лопатки, и h является высотой рассматриваемого центра тяжести, измеренной от основания 10 лопатки.
Как показано на этих кривых, настоящим изобретением предложено изменять направление наклона правил распределения Xg и Yg в участке вершины лопатки, то есть в верхних 10% лопатки, образующих вершину 12.
Здесь наблюдается изгиб этих двух правил распределения, происходящий при значениях высоты, заключенных между 90 и 100% высоты Н лопатки, начиная от ее основания.
В целом, для каждого из правил распределения Xg и Yg существует высота, которая заключена между 90% и 100% высоты Н лопатки и начиная от которой эти два правила распределения уменьшаются.
Обычно эти высоты заключены между 90% и 95% высоты Н лопатки.
Значение высоты, заключенной между 90% и 100% высоты Н лопатки, начиная от которой уменьшается правило распределения Xg, и значение высоты, заключенной между 90% и 100% высоты Н лопатки, начиная от которой уменьшается правило распределения Yg, могут быть одинаковыми или разными.
Правила продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющие положение соответствующих центров тяжести образующих лопатку упакованных секций относительно продольной Х-Х и тангенциальной Y-Y осей, как правило, предопределяют единое изменение направления их наклона при значениях высоты, заключенных между 90 и 100% высоты Н лопатки от ее основания.
Таким образом, лопатка в соответствии с изобретением имеет профиль, который между 90 и 100% высоты от ее основания проходит вперед в направлении передней кромки 24 и в сторону спинки, что соответствует повороту вперед и в сторону спинки участка вершины лопатки.
На фиг. 3 и 4 представлен соответственно пример правила продольного Xg и тангенциального Yg распределения по всей высоте лопатки.
Как и на фиг. 2 и 3, здесь происходит изменение направления наклона этих правил распределения Xg и Yg в участке вершины лопатки, то есть в верхних 10% лопатки, образующих вершину 12. Это изменение направления наклона правил распределения Xg и Yg в участке вершины лопатки не зависит от изменения правил Xg и Yg на остальной части высоты лопатки.
На фиг. 6 представлен график выигрыша в КПД, получаемого для лопатки в соответствии с изобретением, по сравнению с известными лопатками.
Учитываемый выигрыш оценивают между входом и выходом лопатки с учетом входных и выходных давлений и температур. На этой фигуре показано его изменение на верхней половине лопатки, то есть для высот от Н/2 до Н, где Н является общей высотой лопатки.
На этой фигуре показаны три кривые 100, 102 и 104, которые иллюстрируют КПД, соответственно полученный с лопаткой в соответствии с изобретением, с известной лопаткой, не имеющей изгиба в вершине, и с известной лопаткой, имеющей изгиб правила продольного распределения Xg в вершине.
Как видно на этом графике, настоящее изобретение позволяет повысить КПД в верхней части лопатки. Кроме того, отмечается, что изменение вершины лопатки приводит к изменению КПД в намного более обширном диапазоне высот; изменение геометрии 10% лопатки влияет на аэродинамической КПД более 50% лопатки.
Кроме того, в отличие от известных решений, за счет одновременного изменения правила продольного распределения Xg и тангенциального распределения Yg изобретение позволяет повысить механическую прочность лопатки.
Действительно изгиб правила продольного распределения Xg позволяет уменьшить статические напряжения в лопатке. Кроме того, хотя этот изгиб по Xg приводит к соответствующему уменьшению частоты собственной моды лопатки, в данном случае моды 4, это уменьшение компенсируется изгибом правила тангенциального распределения Yg, которое приводит по существу к эквивалентному увеличению частоты этой же моды.
Влиянием изгибов по Xg и Yg на другие собственные моды можно пренебречь.
Таким образом, это изменение правил продольного Xg и тангенциального Yg распределения позволяет улучшить механические характеристики за счет уменьшения статических напряжений, не затрагивая при этом динамические характеристики.
Настоящее изобретение находит свое предпочтительное применение для лопаток, выполненных из металлического материала, например для лопаток небольшого размера, как правило от 40 до 50 дюймов, то есть от 101,60 см до 127 см.
Claims (10)
1. Лопатка газотурбинного двигателя, имеющая множество секций лопатки, упакованных вдоль радиальной оси (Z-Z), при этом каждая секция лопатки расположена вдоль продольной оси (Х-Х) между передней кромкой и задней кромкой и вдоль тангенциальной оси (Y-Y) между стороной корытца и стороной спинки, при этом секции лопатки распределены в соответствии с правилами продольного Xg и тангенциального Yg распределения, определяющими положение их соответствующих центров тяжести по отношению к упомянутым продольной (Х-Х) и тангенциальной (Y-Y) осям по высоте лопатки, проходящей от ножки лопатки до вершины лопатки, отличающаяся тем, что в секции вершины лопатки, расположенной между 90 и 100% высоты (Н) лопатки:
- существует первая высота (Нх), начиная от которой правило продольного распределения Xg определяет поворот к передней кромке лопатки,
- существует вторая высота (Hy), начиная от которой правило тангенциального распределения Yg определяет поворот к спинке лопатки.
2. Лопатка газотурбинного двигателя по п. 1, в которой упомянутые первая и вторая высоты (Нх и Hy) заключены между 90% и 95% высоты H лопатки.
3. Лопатка газотурбинного двигателя по п. 1, в которой упомянутые первая и вторая высоты (Нх и Hy) равны.
4. Лопатка газотурбинного двигателя по п. 1, в которой упомянутая лопатка выполнена из металлического материала.
5. Вентилятор газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержит множество лопаток по п. 1.
6. Компрессор низкого давления газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержит множество лопаток по п. 1.
7. Компрессор высокого давления газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержит множество лопаток по п. 1.
8. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что содержит множество лопаток по п. 1.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1256746A FR2993323B1 (fr) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Aube de turbomachine ayant un profil configure de maniere a obtenir des proprietes aerodynamiques et mecaniques ameliorees |
FR1256746 | 2012-07-12 | ||
PCT/FR2013/051522 WO2014009628A1 (fr) | 2012-07-12 | 2013-06-28 | Aube de turbomachine ayant un profil configuré de manière à obtenir des propriétés aérodynamiques et mécaniques améliorées |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015104651A RU2015104651A (ru) | 2016-08-27 |
RU2624677C2 true RU2624677C2 (ru) | 2017-07-05 |
Family
ID=46826816
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015104651A RU2624677C2 (ru) | 2012-07-12 | 2013-06-28 | Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9995156B2 (ru) |
EP (1) | EP2872782B1 (ru) |
JP (2) | JP2015522132A (ru) |
CN (1) | CN104583604B (ru) |
BR (1) | BR112015000676B1 (ru) |
CA (1) | CA2878827C (ru) |
FR (1) | FR2993323B1 (ru) |
RU (1) | RU2624677C2 (ru) |
WO (1) | WO2014009628A1 (ru) |
Families Citing this family (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3043428B1 (fr) * | 2015-11-10 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Aube de redresseur de turbomachine |
EP3879072B1 (en) * | 2018-11-05 | 2024-07-17 | IHI Corporation | Rotor blade of axial-flow fluid machine |
FR3129686B1 (fr) * | 2021-11-29 | 2024-07-12 | Safran Aircraft Engines | Aube pour une soufflante carénée d’une turbomachine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB680036A (en) * | 1949-04-26 | 1952-10-01 | Francis Henry Keast | Blading for rotary compressors, turbines and the like |
SU1613701A1 (ru) * | 1988-07-15 | 1990-12-15 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Лопатка осевой турбомашины |
EP0441097A1 (en) * | 1990-02-07 | 1991-08-14 | United Technologies Corporation | Airfoil for the compression section of a rotary machine |
RU2228461C2 (ru) * | 1999-12-06 | 2004-05-10 | Дженерал Электрик Компани | Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб |
RU2354854C1 (ru) * | 2007-12-20 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4012172A (en) * | 1975-09-10 | 1977-03-15 | Avco Corporation | Low noise blades for axial flow compressors |
JPH07139302A (ja) * | 1993-11-17 | 1995-05-30 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ブレードの構造 |
DE19812624A1 (de) * | 1998-03-23 | 1999-09-30 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Rotor-Schaufelblatt einer Axialströmungsmaschine |
DE10054244C2 (de) * | 2000-11-02 | 2002-10-10 | Honda Motor Co Ltd | Turbinenblattanordnung und Turbinenblatt für eine Axialturbine |
US6508630B2 (en) * | 2001-03-30 | 2003-01-21 | General Electric Company | Twisted stator vane |
FR2851798B1 (fr) * | 2003-02-27 | 2005-04-29 | Snecma Moteurs | Aube en fleche de turboreacteur |
DE102005025213B4 (de) * | 2005-06-01 | 2014-05-15 | Honda Motor Co., Ltd. | Schaufel einer Axialströmungsmaschine |
FR2908152B1 (fr) * | 2006-11-08 | 2009-02-06 | Snecma Sa | Aube en fleche de turbomachine |
GB0701866D0 (en) * | 2007-01-31 | 2007-03-14 | Rolls Royce Plc | Tone noise reduction in turbomachines |
US8083487B2 (en) * | 2007-07-09 | 2011-12-27 | General Electric Company | Rotary airfoils and method for fabricating same |
EP2017466A1 (en) * | 2007-07-20 | 2009-01-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Wind turbine rotor blade and turbine rotor |
US8167567B2 (en) * | 2008-12-17 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
JP4923073B2 (ja) * | 2009-02-25 | 2012-04-25 | 株式会社日立製作所 | 遷音速翼 |
FR2969230B1 (fr) * | 2010-12-15 | 2014-11-21 | Snecma | Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree |
JP5703750B2 (ja) * | 2010-12-28 | 2015-04-22 | 株式会社Ihi | ファン動翼及びファン |
US9062554B2 (en) * | 2012-01-03 | 2015-06-23 | General Electric Company | Gas turbine nozzle with a flow groove |
-
2012
- 2012-07-12 FR FR1256746A patent/FR2993323B1/fr active Active
-
2013
- 2013-06-28 CA CA2878827A patent/CA2878827C/fr active Active
- 2013-06-28 WO PCT/FR2013/051522 patent/WO2014009628A1/fr active Application Filing
- 2013-06-28 JP JP2015521037A patent/JP2015522132A/ja not_active Withdrawn
- 2013-06-28 BR BR112015000676-0A patent/BR112015000676B1/pt active IP Right Grant
- 2013-06-28 US US14/414,307 patent/US9995156B2/en active Active
- 2013-06-28 EP EP13744659.7A patent/EP2872782B1/fr active Active
- 2013-06-28 CN CN201380043045.0A patent/CN104583604B/zh active Active
- 2013-06-28 RU RU2015104651A patent/RU2624677C2/ru active
-
2018
- 2018-05-08 JP JP2018089707A patent/JP6649981B2/ja active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB680036A (en) * | 1949-04-26 | 1952-10-01 | Francis Henry Keast | Blading for rotary compressors, turbines and the like |
SU1613701A1 (ru) * | 1988-07-15 | 1990-12-15 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Лопатка осевой турбомашины |
EP0441097A1 (en) * | 1990-02-07 | 1991-08-14 | United Technologies Corporation | Airfoil for the compression section of a rotary machine |
RU2228461C2 (ru) * | 1999-12-06 | 2004-05-10 | Дженерал Электрик Компани | Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб |
RU2354854C1 (ru) * | 2007-12-20 | 2009-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2872782B1 (fr) | 2017-03-08 |
CA2878827C (fr) | 2019-08-27 |
JP2018155248A (ja) | 2018-10-04 |
CN104583604B (zh) | 2017-04-12 |
WO2014009628A1 (fr) | 2014-01-16 |
BR112015000676B1 (pt) | 2021-09-28 |
RU2015104651A (ru) | 2016-08-27 |
CN104583604A (zh) | 2015-04-29 |
FR2993323A1 (fr) | 2014-01-17 |
US9995156B2 (en) | 2018-06-12 |
EP2872782A1 (fr) | 2015-05-20 |
FR2993323B1 (fr) | 2014-08-15 |
JP6649981B2 (ja) | 2020-02-19 |
US20150192024A1 (en) | 2015-07-09 |
JP2015522132A (ja) | 2015-08-03 |
BR112015000676A2 (pt) | 2017-06-27 |
CA2878827A1 (fr) | 2014-01-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7118331B2 (en) | Stator vane assembly for a turbomachine | |
JP6430505B2 (ja) | タービンエンジンロータブレード | |
US9593584B2 (en) | Turbine rotor blade of a gas turbine | |
JP6126995B2 (ja) | 亜音速流れ用の翼およびプラットフォームアセンブリ | |
JP6047141B2 (ja) | 高キャンバーステータベーン | |
US9140128B2 (en) | Endwall contouring | |
JP5300874B2 (ja) | 非軸対称プラットフォームならびに外輪上の陥没および突起を備えるブレード | |
RU2626886C2 (ru) | Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель | |
JP5687215B2 (ja) | スケーラブルなすくい角を有する軸流遠心圧縮機 | |
JP5461439B2 (ja) | 非軸対称プラットフォームを有するブレード | |
JP5777531B2 (ja) | 軸流ターボ機械用のエーロフォイル羽根 | |
JP5080689B2 (ja) | 低ギャップ損失を有する軸流ターボ機械 | |
KR102196815B1 (ko) | 베인을 갖는 반경류 또는 혼류 압축기 디퓨저 | |
US9638040B2 (en) | Blade of a row of rotor blades or stator blades for use in a turbomachine | |
US20140140822A1 (en) | Contoured Stator Shroud | |
US20150139789A1 (en) | Array of flow-directing elements for a gas turbine compressor | |
US9212558B2 (en) | Endwall contouring | |
US20200024984A1 (en) | Endwall Controuring | |
RU2624677C2 (ru) | Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства | |
US10655471B2 (en) | Turbine and gas turbine | |
CA2956347A1 (en) | Turbine engine compressor blade | |
US20230279777A1 (en) | Blisk for a gas turbine | |
US20140241899A1 (en) | Blade leading edge tip rib | |
EP3372786B1 (en) | High-pressure compressor rotor blade with leading edge having indent segment | |
US10458245B2 (en) | Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the third stage of a turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |