RU2632350C2 - Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля - Google Patents

Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля Download PDF

Info

Publication number
RU2632350C2
RU2632350C2 RU2015103931A RU2015103931A RU2632350C2 RU 2632350 C2 RU2632350 C2 RU 2632350C2 RU 2015103931 A RU2015103931 A RU 2015103931A RU 2015103931 A RU2015103931 A RU 2015103931A RU 2632350 C2 RU2632350 C2 RU 2632350C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
leading edge
head
height
rectifier
Prior art date
Application number
RU2015103931A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015103931A (ru
Inventor
Прадип КОЖАНД
Анна РЕСС
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2015103931A publication Critical patent/RU2015103931A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2632350C2 publication Critical patent/RU2632350C2/ru

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
    • 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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
    • F01D1/04—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially axially
    • 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
    • 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
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2250/00—Geometry
    • F05B2250/70—Shape
    • F05B2250/71—Shape curved
    • 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
    • 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
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Выпрямитель газотурбинного двигателя, содержащий множество лопаток, расположенных вокруг кольца с центром на оси газотурбинного двигателя, при этом каждая лопатка имеет переднюю кромку и проходит между концом ножки и концом головки. Передняя кромка на конце ножки каждой лопатки смещена в сторону входа в направлении оси газотурбинного двигателя относительно передней кромки на конце головки. Смещение передней кромки между ее двумя концами превышает на 10% высоту лопасти, измеренную в направлении оси газотурбинного двигателя, при этом касательная наборная кривая, образованная положением в касательном направлении к кольцу центров тяжести последовательных лопаточных секций по высоте лопатки, является кривой, постоянно увеличивающейся к спинке лопатки. Также представлен газотурбинный двигатель. Изобретение позволяет улучшить характеристики лопатки выпрямителя и уменьшить отрывы воздуха с головки лопатки. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение касается области выпрямителей газотурбинных двигателей и газотурбинных двигателей, содержащих такие выпрямители.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Двухконтурный турбореактивный двигатель для авиационной тяги изображен на фиг. 1. Он содержит вентилятор 10, подающий поток воздуха, центральная часть которого, называемая первичным потоком Fp, подается в компрессор 12, который питает турбину, приводящую вентилятор во вращение.
Периферийная часть, называемая вторичным потоком Fs собственно потока воздуха, выбрасывается в атмосферу для создания части тяги турбомашины 1, после прохождения через неподвижное лопаточное колесо, размещенное на выходе вентилятора. Это лопаточное колесо, называемое выпрямителем 20 (также известным под английским акронимом OGV “Outlet Guide Vanne”), позволяет выпрямлять поток воздуха на выходе вентилятора при максимальном ограничении потерь.
Действительно, уменьшение потерь на 0,1% (например, снижение давления) в выпрямителе может привести к увеличению на 0,2 балла кпд в системе, содержащей вентилятор и выпрямитель, при этом соответствие между потерями и кпд зависит, разумеется, от двигателя и аэродинамической нагрузки соответствующего вентилятора.
Эффективность выпрямителя зависит, в частности, от градиентов некоторых физических величин потока воздуха на выходе вентилятора в зависимости от расстояния от оси газотурбинного двигателя. Это то, что называют питанием выпрямителя вентилятором. Этими физическими величинами являются, например, расход воздуха, его коэффициент компрессии или его температура.
Выпрямление воздушного потока обеспечивается лопатками выпрямителя, расположение и геометрия которых приспособлены к этому потоку. В процессе развития в этой области первые лопатки выпрямителей были двухразмерными, по существу, прямоугольной формы. Однако эти геометрии не совместимы с уменьшением потерь и уменьшением габаритных размеров, необходимых для новых концепций. Поэтому были разработаны трехмерные лопатки выпрямителей, как, например, в документе FR 2 828 709.
Новые профили питания выпрямителя приводят, кроме того, к дальнейшим разработкам концепций выпрямителей в этом направлении.
В частности, в документе US 2005/008494 предложен выпрямитель, лопатки которого, расположенные радиально вокруг оси вращения выпрямителя, имеют конец головки, наклоненный на угол, составляющий от 27 до 33 градусов относительно радиального направления для уменьшения шума, создаваемого вентилятором, расположенным на входе выпрямителя.
Однако выпрямитель, предложенный в данном документе, не позволяет ни улучшить распределение расхода воздуха в потоке выпрямителя, ни уменьшить потери.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является разработка выпрямителя, лопатки которого имеют геометрию, предназначенную для устранения, по меньшей мере, одного из упомянутых недостатков предшествующего уровня техники.
Для решения задачи предложен выпрямитель газотурбинного двигателя, содержащий множество лопаток, расположенных вокруг кольца с центром на оси турбореактивного двигателя, при этом каждая лопатка имеет переднюю кромку, расположенную между концом ножки и краем головки, причем передняя кромка на конце ножки каждой лопатки расположена на входе от передней кромки до конца головки лопатки, при этом смещение передней кромки между ее двумя концами превышает 10% высоты лопасти, измеренной в осевом направлении турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что кривая касательной укладки, образованная размещением в положении, касательным к кольцу, центров тяжести сечений, последовательных по высоте лопатки, представляет собой постоянно увеличивающуюся к передней кромке лопатки кривую, а также тем, что упомянутая кривая представляет собой вблизи конца головки лопатки крутой склон к спинке по отношению к остальной части кривой, и тем, что средний наклон кривой вблизи конца головки лопатки превышает, по меньшей мере, в 1,2 раза наклон кривой на участке, составляющем от 30% до 90% высоты лопатки.
Предпочтительно, но необязательно, изобретение отвечает, по меньшей мере, одной из следующих характеристик:
- часть кривой вблизи конца головки составляет от 90% до 100% высоты лопатки,
- передняя кромка каждой лопатки содержит, по меньшей мере, часть, расположенную ниже положения передней кромки на конце головки лопатки относительно направления потока воздуха,
- часть, расположенная ниже передней кромки на конце головки лопатки, входит в зону передней кромки, расположенную в зоне передней кромки между 60 и 100% высоты лопатки,
- точка передней кромки, расположенная в направлении положения передней кромки на конце головки лопатки, размещена между 60 и 80% высоты лопатки,
- передняя кромка на конце ножки каждой лопатки расположена на входе передней кромки на конце головки лопатки относительно направления потока воздуха на расстоянии, составляющем от 12 до 20% высоты лопасти, причем расстояние измеряется вдоль направления оси газотурбинного двигателя.
Изобретение касается, кроме того, газотурбинного двигателя, содержащего, по меньшей мере, выпрямитель по изобретению.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1, уже описанная, схематично представляет двухконтурный газотурбинный двигатель,
- фиг. 2а частично изображает схематичный вид выпрямителя,
- фиг. 2b изображает принцип лопатки выпрямителя, образованного множеством секций лопаток,
- фиг. 3а представляет эволюцию следа передней кромки лопатки относительно потока воздуха в газотурбинном двигателе,
- фиг. 3b изображает кривую наложения относительно касательного направления выпрямителя,
- фиг. 4а представляет, с одной стороны, для лопатки в соответствии с вариантом воплощения изобретения (кривая сплошной линией) и, с другой стороны, для другой лопатки с двумерной геометрией (пунктирная кривая) распределение расхода воздуха вдоль высоты лопатки на уровне ножки лопатки,
- фиг. 4b представляет для одной и другой из этих двух лопаток потери давления воздуха при проходе по лопатке вдоль высоты лопатки на уровне ножки лопатки,
- фиг. 4с представляет для одной и другой из этих двух лопаток изменение потерь давления воздуха при проходе по всей высоте лопатки,
- фиг. 5а и 5b представляют расслоения в головке лопатки соответственно по известному уровню техники и по изобретению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ, ПО МЕНЬШЕЙ МЕРЕ, ОДНОГО ВАРИАНТА ВОПЛОЩЕНИЯ
На фиг. 1 двухконтурный газотурбинный двигатель 1 содержит, как описано выше, вентилятор 10 и выпрямитель типа OGV для выпрямления потока вторичного воздуха Fs, выходящего из вентилятора.
На фиг. 2а выпрямитель 20 содержит множество лопаток 22, равномерно распределенных вокруг кольца 29 с центром на оси газотурбинного двигателя (не изображенного на чертеже). Лопатки, представленные на фиг. 2а и 2b, не являются репрезентативными для геометрии, принятой в соответствии с изобретением.
Каждая лопатка 22 содержит переднюю кромку 23 и заднюю кромку 24, простирающиеся между радиально внутренним концом 25 лопатки, называемым ножкой лопатки, и радиально внешним концом 26, называемым головкой лопатки. Передняя кромка 23 и задняя кромка 24 образуют внутреннюю поверхность I и спинку Е.
Кроме того, используются следующие понятия: Х является осевым направлением газотурбинного двигателя или осью мотора, Y является касательным направлением относительно кольца 29 выпрямителя, Z является радиальным направлением, по которому расположена каждая лопатка.
Выступ передней кромки относительно ножки лопатки
На фиг. 3а представлено положение передней кромки во всех точках лопатки относительно направления Х оси двигателя. Эта кривая называется следом передней кромки.
Все размеры были, кроме того, спрогнозированы в зависимости от высоты лопатки: таким образом, ордината представляет положение по высоте передней кромки лопатки относительно общей высоты лопатки, а абсцисса представляет смещение передней кромки в процентах от высоты лопатки относительно положения Е к передней кромке на конце головки 26 лопатки.
Как видно из чертежа, положение А передней кромки на конце ножки 25 лопатки смещено в сторону входа в направлении Х по оси двигателя относительно положения Е передней кромки на конце головки 26 лопатки. Это смещение превышает 10% высоты лопатки. Оно предпочтительно составляет от 10 до 20% высоты лопатки, предпочтительно составляет от 12 до 20% или еще более предпочтительно составляет от 15 до 20%.
Этот выступ ножки лопатки позволяет обеспечить лучшее распределение расхода по высоте лопасти. Это распределение величины расхода потока воздуха по лопатке представлено на фиг. 4а вдоль высоты лопатки для части, простирающейся между концом ножки лопатки и 50% высоты последней.
Констатируются лучшие характеристики для предложенной лопатки (соответствующие кривым, обозначенным сплошными линиями на фиг. 4а-4с), чем для других лопаток и, в частности лопаток из известного уровня техники (кривые, обозначенные пунктирными линиями). В частности, на 10% высоты лопатки констатируется, что предложенный профиль позволяет обеспечить увеличение расхода более чем на 6%.
Касательная укладка в сторону передней кромки
На фиг. 2b каждая лопатка 22 классически образована из набора последовательных секций лопаток 27 по высоте лопатки.
На фиг. 3 представлена кривая касательного набора лопатки, образованного центрами тяжести сечений лопатки 27 относительно касательного направления Y к кольцу 29. Эта кривая также масштабируется по высоте лопатки, причем началом является положение А' центра тяжести сечения в ножке лопатки. Кроме того, положительные величины по оси абсцисс соответствуют смещению к передней кромке лопатки, тогда как отрицательная величина соответствует смещению к внутренней части лопатки.
Как изображено на фиг. 3b, кривая касательного набора лопатки является кривой, постоянно увеличивающейся к спинке лопатки. Этот касательный набор к спинке позволяет уменьшить отрывы потока воздуха к головке лопатки, увеличить скорость и расход ножки лопатки и уменьшить потери давления в этой зоне. В частности, на фиг. 4b показано, что потери в ножке лопатки могут быть уменьшены почти до 2% благодаря профилю предложенной лопатки.
Предпочтительно выступ передней кромки лопатки в ножке лопасти совмещен с касательным набором лопатки к спинке для комбинации полученных эффектов и максимального уменьшения потерь давления.
Кроме того, на фиг. 3b кривая тангенциального набора лопатки имеет, предпочтительно, крутой наклон вблизи головки лопатки по отношению к остальной части лопатки.
Предпочтительно кривая представляет часть C'D', расположенную в области, составляющей от 90 до 100% высоты лопатки, такой как средний наклон этой части, то есть средний наклон сегмента C'D' составляет, по меньшей мере, 1,2 от наклона части B'C', составляющего от 30% до 90% высоты лопатки.
Моделируют поток воздуха, проходящего через лопатку, касательный набор которой направлен к внутренней части, и поток воздуха, проходящий через лопатку, касательный набор которой направлен к спинке с крутым наклоном в головке лопатки.
Результаты представлены соответственно на фиг. 5а и фиг. 5b, каждая из которых изображает лопатку 22 в зоне отрыва ZD потока воздуха в головке лопатки. Отмечается, что для первой лопатки на фиг. 5а эта зона отрыва ZD является гораздо более значительной, чем для второй лопатки по изобретению на фиг. 5b.
Наконец, на фиг. 3а след передней кромки лопатки имеет, кроме того, часть, расположенную на выходе положения Е передней кромки головки лопатки относительно направления Х оси двигателя.
Таким образом, существует точка С передней кромки, расположенная на прямой от положения Е передней кромки головки лопатки. Эта точка предпочтительно расположена между 60 и 80% высоты лопатки, так что часть, размещенная на выходе в положении Е, простирается в зоне, составляющей от 60 до 100% высоты лопатки.
Точка С предпочтительно может быть расположена между 65 и 75% высоты лопатки.
Соответствующие положения точек А, С и Е показывают, что след передней кромки лопатки вблизи головки лопатки имеет форму крючка или вогнутость, открытую ко входу относительно направления оси двигателя.
Эта часть лопатки вблизи головки лопатки является, таким образом, более удаленной частью лопатки вентилятора газотурбинного двигателя, чем остальная часть лопатки, что позволяет уменьшить акустические шумы в головке лопатки.
Таким образом, предложенная геометрия позволяет улучшить характеристики лопатки выпрямителя и уменьшить отрывы воздуха с головки лопатки.

Claims (7)

1. Выпрямитель (20) газотурбинного двигателя, содержащий множество лопаток (22), расположенных вокруг кольца (29) с центром на оси газотурбинного двигателя, при этом каждая лопатка (22) имеет переднюю кромку (23) и проходит между концом ножки (25) и концом головки (26), причем передняя кромка (23) на конце ножки (25) каждой лопатки (22) расположена на входе передней кромки (23) на конце головки (26) лопатки относительно потока воздуха, а смещение передней кромки (23) между ее двумя концами превышает на 10% высоты лопасти (22), измеренной в направлении оси (X) газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что касательная наборная кривая, образованная положением в касательном направлении (Y) к кольцу (29) центров тяжести последовательных лопаточных секций (27) по высоте лопатки (22), является кривой, постоянно увеличивающейся к спинке (Е) лопатки (22), причем упомянутая кривая вблизи конца головки (26) лопатки (22) имеет сильный наклон к спинке (Е) по сравнению с остальной частью кривой, а кривая имеет средний наклон вблизи конца головки (26) лопатки, превышающий по меньшей мере в 1,2 раза средний наклон кривой на части, составляющей от 30% до 90% высоты лопатки.
2. Выпрямитель по п. 1, в котором часть наклона вблизи конца головки (26) составляет от 90% до 100% высоты лопатки (22).
3. Выпрямитель (20) газотурбинного двигателя по п. 1, в котором передняя кромка (23) каждой лопатки (22) содержит по меньшей мере одну часть, расположенную на выходе положения передней кромки (23) на конце головки (26) лопатки относительно направления потока воздуха.
4. Выпрямитель по п. 3, в котором упомянутая часть включена в зону передней кромки (23), расположенную между 60 и 100% высоты лопатки (22).
5. Выпрямитель по п. 3, в котором точка передней кромки (23), расположенная в направлении положения передней кромки на конце головки (26) лопатки, размещена между 60 и 80% высоты лопатки.
6. Выпрямитель по п. 1, в котором передняя кромка на конце ножки (25) каждой лопатки (22) расположена на входе от передней кромки (23) на конце головки (26) лопатки относительно направления потока воздуха на расстоянии, составляющем от 10 до 20% высоты лопасти, предпочтительно между 12 и 20% высоты лопасти, при этом расстояние измерено в направлении оси (X) газотурбинного двигателя.
7. Газотурбинный двигатель, содержащий по меньшей мере один выпрямитель (20) по п. 1.
RU2015103931A 2012-07-06 2013-06-28 Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля RU2632350C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1256532A FR2993020B1 (fr) 2012-07-06 2012-07-06 Redresseur de turbomachine avec aubes a profil ameliore
FR1256532 2012-07-06
PCT/FR2013/051531 WO2014006310A1 (fr) 2012-07-06 2013-06-28 Redresseur de turbomachine avec aubes à profil ameliore

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015103931A RU2015103931A (ru) 2016-08-27
RU2632350C2 true RU2632350C2 (ru) 2017-10-04

Family

ID=46826796

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015103931A RU2632350C2 (ru) 2012-07-06 2013-06-28 Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля

Country Status (7)

Country Link
US (2) US20150226074A1 (ru)
EP (1) EP2870367A1 (ru)
BR (1) BR112015000075A2 (ru)
CA (1) CA2878149C (ru)
FR (1) FR2993020B1 (ru)
RU (1) RU2632350C2 (ru)
WO (1) WO2014006310A1 (ru)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3055507B1 (en) 2013-10-08 2020-01-01 United Technologies Corporation Rotor blade with compound lean contour and corresponding gas turbine engine
CN115013089B (zh) * 2022-06-09 2023-03-07 西安交通大学 宽工况后向遮挡的涡轮后机匣整流支板设计方法及***

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2228461C2 (ru) * 1999-12-06 2004-05-10 Дженерал Электрик Компани Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб
US20050008494A1 (en) * 2003-03-28 2005-01-13 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Aircraft engine, fan thereof and fan stator vane thereof
EP1921007A2 (en) * 2006-11-10 2008-05-14 Rolls-Royce plc A turbine engine mounting arrangement
RU2350787C2 (ru) * 2007-04-13 2009-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Высокопроизводительный малошумящий компрессор низкого давления газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5494404A (en) 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
US6195983B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-06 General Electric Company Leaned and swept fan outlet guide vanes
FR2828709B1 (fr) * 2001-08-17 2003-11-07 Snecma Moteurs Aube de redresseur
US7547186B2 (en) * 2004-09-28 2009-06-16 Honeywell International Inc. Nonlinearly stacked low noise turbofan stator
GB0910955D0 (en) * 2009-06-25 2009-08-05 Rolls Royce Plc Adjustable camber aerofoil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2228461C2 (ru) * 1999-12-06 2004-05-10 Дженерал Электрик Компани Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб
US20050008494A1 (en) * 2003-03-28 2005-01-13 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Aircraft engine, fan thereof and fan stator vane thereof
EP1921007A2 (en) * 2006-11-10 2008-05-14 Rolls-Royce plc A turbine engine mounting arrangement
RU2350787C2 (ru) * 2007-04-13 2009-03-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Высокопроизводительный малошумящий компрессор низкого давления газотурбинного двигателя с высокой степенью двухконтурности

Also Published As

Publication number Publication date
US20170276004A1 (en) 2017-09-28
WO2014006310A1 (fr) 2014-01-09
US10844735B2 (en) 2020-11-24
US20150226074A1 (en) 2015-08-13
FR2993020A1 (fr) 2014-01-10
FR2993020B1 (fr) 2016-03-18
EP2870367A1 (fr) 2015-05-13
CN104411982A (zh) 2015-03-11
CA2878149A1 (fr) 2014-01-09
CA2878149C (fr) 2020-10-27
RU2015103931A (ru) 2016-08-27
BR112015000075A2 (pt) 2017-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9188017B2 (en) Airfoil assembly with paired endwall contouring
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
US9140128B2 (en) Endwall contouring
JP5410014B2 (ja) 最新式ブースタステータベーン
EP1930598B1 (en) Advanced booster rotor blade
KR102196815B1 (ko) 베인을 갖는 반경류 또는 혼류 압축기 디퓨저
JP5461439B2 (ja) 非軸対称プラットフォームを有するブレード
JP5687215B2 (ja) スケーラブルなすくい角を有する軸流遠心圧縮機
JP2011513628A (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
EP2900919B1 (en) Endwall contouring
JP2011513626A (ja) ブレード間バルブを含む三次元プラットフォームを備えるブレード
CA2877222C (en) Multistage axial flow compressor
US10344602B2 (en) Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
EP2900920B1 (en) Endwall contouring
RU2632350C2 (ru) Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля
US9879564B2 (en) Vortex generators placed in the interblade channel of a compressor rectifier
RU2624677C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства
JP6715941B2 (ja) 圧縮機動翼、圧縮機、および圧縮機動翼を輪郭形成するための方法
RU2581990C1 (ru) Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя
RU155496U1 (ru) Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления газотурбинного двигателя
RU87750U1 (ru) Статорная лопатка осевого компрессора
US20160168998A1 (en) Turbomachine having an annulus enlargment and airfoil

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner