RU2525375C1 - Turbine outlet device - Google Patents

Turbine outlet device Download PDF

Info

Publication number
RU2525375C1
RU2525375C1 RU2013122058/06A RU2013122058A RU2525375C1 RU 2525375 C1 RU2525375 C1 RU 2525375C1 RU 2013122058/06 A RU2013122058/06 A RU 2013122058/06A RU 2013122058 A RU2013122058 A RU 2013122058A RU 2525375 C1 RU2525375 C1 RU 2525375C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
contours
blades
chord
longitudinal axis
Prior art date
Application number
RU2013122058/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Игорь Николаевич Иванов
Юрий Александрович Канахин
Михаил Александрович Щербаков
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
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 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" filed Critical Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО"
Priority to RU2013122058/06A priority Critical patent/RU2525375C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2525375C1 publication Critical patent/RU2525375C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: turbine outlet device comprises hollow aerodynamic profiled supports located after the runner of the last turbine stage as well as aerodynamic profiled contours. The contours are formed by the front and rear blades set between the supports with displacement in respect to each other. The mean lines of input zones of the contours and input zones of the profiled supports are turned to the turbine longitudinal axis by 20-40° in the direction of the rotation of the last turbine stage runner. The mean lines of the output zones of the contours are directed along the turbine longitudinal axis. The blades are set with displacement in respect to each other at the distance equal to 0.03-0.15 of the length of the front blade chord. Along the contour chord the blades are set in the position of matching the front of the exit edge of the front blade and the front of the leading edge of the rear blade or are displaced in respect to the latter. The number of the contours set between the supports is determined by the dependence protected by the present invention.
EFFECT: invention allows for increasing the efficiency of the last turbine stage and reduction of swirling of the output flow.
3 dwg

Description

Изобретение относится к конструктивным элементам турбины, взаимосвязям между корпусом турбины и ее внутренними элементами, в частности, к конструкции опорных или установочных устройств выходного устройства турбины.The invention relates to structural elements of a turbine, the relationship between the turbine housing and its internal elements, in particular, to the design of the support or installation devices of the turbine output device.

Известно выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамически профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины, закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины.A turbine output device is known comprising hollow aerodynamically shaped struts located in the turbine flow section behind the impeller of the last turbine stage, fixed in a position in which the middle lines of the outlet sections of the profiles are directed along the longitudinal axis of the turbine.

/US №3751909 НКИ 60/39.17 опубл. 14.08.1973 г./ /1// US No. 3751909 NKI 60 / 39.17 publ. 08/14/1973 y. / / 1 /

Конструктивно такие стойки просты в исполнении, служат в качестве опорных силовых элементов турбины и позволяют использовать их в виде коллекторов для различных проводок в турбину и из нее.Structurally, such racks are simple in execution, serve as supporting power elements of the turbine and allow their use in the form of collectors for various wiring to and from the turbine.

К недостаткам турбин с такими выходными устройствами, следует отнести значительные, аэродинамические потери потока после турбины при попытке активизации и использования имеющегося энергетического потенциала последней ступени турбины.The disadvantages of turbines with such output devices include significant, aerodynamic flow losses after the turbine when trying to activate and use the available energy potential of the last stage of the turbine.

Задача изобретения - создать выходное устройство турбины, обеспечивающее минимальные потери потока при активизации энергетического потенциала последней ступени турбины.The objective of the invention is to create a turbine output device that provides minimal flow loss while activating the energy potential of the last stage of the turbine.

Ожидаемый технический результат - достижение оптимально возможного КПД последней ступени турбины при практически осевом потоке газа на выходе из турбины, повышение равномерности закрутки потока и минимизация сопротивления.The expected technical result is the achievement of the optimum possible efficiency of the last stage of the turbine with almost axial gas flow at the outlet of the turbine, increasing the uniformity of the swirling flow and minimizing the resistance.

Технический результат достигается тем, что известное выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, по предложению, снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором средние линии входных участков контура и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное SR=(0,03÷0,15)b1, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b1<d<0,05b1), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/tb, tb=b/t=1…3, где n - количество контуров; a - расстояние между толстыми стойками; tb - густота решетки; b - длина хорды контура; t - расстояние между контурами, SR - расстояние между передней и задней лопатками; d - смещение по длине хорды контура; b1 - длина хорды передней лопатки.The technical result is achieved by the fact that the known turbine output device containing hollow aerodynamic shaped struts located in the turbine flow section behind the impeller of the last turbine stage and secured in a position in which the middle lines of the outlet sections of the profiles are directed along the longitudinal axis of the turbine is provided aerodynamic shaped contours made of front and rear blades placed between the uprights with offset relative to each other and medium and the circuit and fixed in a position in which the middle lines of the input sections of the circuit and the input sections of the profiled racks are rotated in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine by an angle of 20-40 ° to its longitudinal axis, and the middle lines of the output sections of the circuits are directed along the longitudinal axis of the turbine , the blades are set to be offset from each other by a distance equal to S R = (0,03 ÷ 0,15) b 1, and along the length of the chord of the blade contour are set to an output of combining the front edge and the front edge of the blade the leading edge or the back of the blade are offset relative to it in the range (-0,05b 1 <d <0,05b 1), the number of circuits established between the uprights determined depending on: n = a / t b, t b = b / t = 1 ... 3, where n is the number of circuits; a is the distance between the thick struts; t b is the density of the lattice; b is the length of the contour chord; t is the distance between the contours, S R is the distance between the front and rear blades; d is the offset along the length of the chord of the contour; b 1 - the length of the chord of the anterior scapula.

Сущность изобретения заключается в следующем.The invention consists in the following.

Для обеспечения благоприятного обтекания потоком самих стоек, а также обтекания элементов конструкции двигателя, расположенных за затурбинным устройством по основному потоку, и течения с минимальными потерями в проточной части двигателя после затурбинного устройства, необходимо, чтобы поток газа на выходе из турбины был направлен практически вдоль продольной оси двигателя с малой окружной составляющей вектора скорости. Для этого приходится, вынуждено увеличивать угол выхода и снижать скорость потока в относительном движении на выходе из рабочего колеса последней ступени турбины.To ensure a favorable flow around the struts themselves, as well as flow around the engine structural elements located behind the turbine device along the main stream, and the flow with minimal losses in the engine flow section after the turbine device, it is necessary that the gas flow at the turbine outlet be directed almost along the longitudinal axis of the engine with a small peripheral component of the velocity vector. To do this, it is necessary to increase the exit angle and reduce the flow velocity in relative motion at the exit of the impeller of the last stage of the turbine.

Согласно формуле Эйлера, КПД турбины зависит от угла выхода потока. Оптимальное значение угла выхода потока составляет 20…40°. Использование этой зависимости для последней ступени турбины приводит к завышенным потерям полного давления в последующей за турбиной проточной части двигателя (форсажная камера, реактивное сопло) из-за сильной закрутки потока. Минимальные потери полного давления возможны только при осевом или близком к осевому.According to Euler’s formula, the efficiency of a turbine depends on the angle of flow exit. The optimum value of the flow exit angle is 20 ... 40 °. The use of this dependence for the last stage of the turbine leads to excessive losses of total pressure in the subsequent engine flow section (afterburner, jet nozzle) due to the strong flow swirl. Minimum total pressure losses are possible only with axial or close to axial.

Изменение угла закрутки потока после турбины осуществляется использованием профилированных стоек затурбинного устройства. Однако, определяющим геометрию стоек и их число являются не газодинамические параметры основного потока (их влияние на параметры не значительно), а параметры прочности и работоспособности стойки турбины. Через полые аэродинамически профилированные стойки в конструкции затурбинных устройств, проходят технологические трубопроводы, передающие турбине технологические среды. Для технического обслуживания турбины и размещения необходимого числа проводок в турбину и из нее достаточно М=10-15 профилированных толстых стоек, что является недостаточным для поворота потока. Расстояние между толстыми стойками определяется как, а=2πR/М, где R - средний радиус турбины. Поворот потока на необходимый угол с минимальными потерями полного давления, можно получить путем добавления тонких дополнительных промежуточных профилированных лопаток (толщина лопаток значительно меньше, чем толщина основных стоек), установленных попарно друг за другом. Каждая пара лопаток образует аэродинамический контур. Лопатки в аэродинамическом контуре образуют перекрытие по фронту и по оси затурбинного устройства таким образом, что размеры щели между передней и задней лопатками составляют SR=(0,03÷0,15)b1, а перекрытие по оси затурбинного устройства d=(-0,05÷+0,05)b1, где b1 - длина хорды передней лопатки. При указанных параметрах щели имеет место интерференция потоков, обтекающих каждую решетку: в результате перекрытия решеток образуются щелевые каналы между соседними профилями передних и задних лопаток, струя, вытекающая из щелевого канала воздействует на обтекание профиля задней лопатки, что позволяет увеличить угол безотрывного поворота потока в межлопаточном канале. При значениях SR больше 0,15b1 и значениях d меньше -0,05b1 лопатки в контуре обтекаются как одиночные профили и взаимного влияния не наблюдается. При значениях SR меньше 0,03b1 и значениях d больше +0,05b1 значительно возрастает сопротивление потоку в щели и воздействие на обтекание задней лопатки пропадает, что приводит к отрыву потока от профиля задней лопатки и к росту сопротивления потоку, следовательно, к увеличению потерь полного давления в затурбинном устройстве. Число лопаток установленных между стойками, при которых поток гарантированно направляется вдоль продольной оси турбины, определяется из условия загроможденности тракта и по заявленным формулам.Changing the swirl angle of the flow after the turbine is carried out using profiled racks of the turbine device. However, the determining geometry of the struts and their number are not the gas-dynamic parameters of the main flow (their influence on the parameters is not significant), but the parameters of the strength and performance of the turbine strut. Through hollow aerodynamically shaped struts in the design of turbine devices, process pipelines pass the process media to the turbine. For maintenance of the turbine and placement of the required number of wiring into and out of the turbine, M = 10-15 profiled thick racks are sufficient, which is insufficient to turn the flow. The distance between the thick struts is defined as, а = 2πR / М, where R is the average radius of the turbine. The rotation of the flow by the required angle with minimal loss of total pressure can be obtained by adding thin additional intermediate profiled blades (the thickness of the blades is much less than the thickness of the main racks) installed in pairs one after another. Each pair of blades forms an aerodynamic contour. The blades in the aerodynamic circuit form an overlap along the front and along the axis of the turbine device in such a way that the gap between the front and rear vanes is S R = (0.03 ÷ 0.15) b 1 , and the overlap along the axis of the turbine device is d = (- 0.05 ÷ + 0.05) b 1 , where b 1 is the length of the chord of the anterior scapula. With the specified slot parameters, interference occurs between the flows flowing around each grating: as a result of the overlapping of the gratings, slotted channels are formed between adjacent profiles of the front and rear blades, the jet flowing from the slotted channel affects the flow around the profile of the back blade, which allows an increase in the angle of continuous rotation of the flow in the interscapular channel. With S R values greater than 0.15b 1 and d values less than -0.05b 1, the blades in the circuit flow around as single profiles and there is no mutual influence. When S R values are less than 0.03b 1 and d values are more than + 0.05b 1 , the flow resistance in the slit significantly increases and the effect on the flow around the back blade disappears, which leads to separation of the flow from the profile of the back blade and to an increase in flow resistance, therefore, the increase in total pressure loss in the turbine device. The number of blades installed between the racks, at which the flow is guaranteed to be directed along the longitudinal axis of the turbine, is determined from the clutter of the tract and according to the stated formulas.

На фиг.1 показан продольный разрез последней ступени турбины с выходным устройством.Figure 1 shows a longitudinal section of the last stage of the turbine with the output device.

На фиг.2 показан поперечный разрез по рабочим лопаткам последней ступени турбины и выходного устройства.Figure 2 shows a cross section along the working blades of the last stage of the turbine and the output device.

На фиг.3 показан зазор между лопатками аэродинамического контура.Figure 3 shows the gap between the blades of the aerodynamic circuit.

Выходное устройство турбины содержит полые аэродинамические профилированные стойки 1 и аэродинамические контуры 2, выполненные из передних 3 и задних 4 лопаток, корпуса 5, размещенные в проточной части 6 за рабочим колесом последней ступени турбины 7 с рабочими лопатками 8. Выходные участки средней линии 9 профилированной стойки 1 и средней линии 10 аэродинамического контура 2 направлены вдоль продольной оси турбины 11, а входные участки средних линий 9 и 10 повернуты к продольной оси 11 турбины на угол Θ1=20-40° в сторону вращения рабочего колеса 7 последней ступени турбины. Лопатки 3 и 4 аэродинамического контура установлены относительно друг друга с зазором (фиг.3) таким образом, что в результате перекрытия профилей образуются щелевые каналы 12.The output device of the turbine contains hollow aerodynamic profiled struts 1 and aerodynamic circuits 2 made of front 3 and rear 4 blades, bodies 5, located in the flowing part 6 behind the impeller of the last stage of the turbine 7 with rotor blades 8. Outlet sections of the middle line 9 of the profiled strut 1 and the middle line 10 of the aerodynamic circuit 2 are directed along the longitudinal axis of the turbine 11, and the input sections of the middle lines 9 and 10 are turned to the longitudinal axis 11 of the turbine by an angle Θ 1 = 20-40 ° in the direction of rotation of the impeller 7 p the last stage of the turbine. The blades 3 and 4 of the aerodynamic circuit are mounted relative to each other with a gap (Fig. 3) so that as a result of the overlapping of the profiles, slotted channels 12 are formed.

При работе последнего колеса 7 турбины поток с рабочих лопаток 8 выходит с относительной средней скоростью w2 под углом β2 к фронту решетки из стоек 1 и аэродинамического контура 2. С учетом скорости вращения колеса 7 на выходе u2 абсолютная скорость потока будет равна c2 с углом α2 (фиг.2). Окружная составляющая скорости будет равна cu2=c2·cos α2. Если эта компонента будет отрицательной по отношению к направлению вращения, то при прочих равных условиях она будет давать приращение мощности N ступени, вычисляемой по формуле Эйлера:When the last turbine wheel 7 is in operation, the flow from the blades 8 comes out with a relative average speed w 2 at an angle β 2 to the front of the grill from the struts 1 and the aerodynamic circuit 2. Taking into account the speed of rotation of the wheel 7 at the output u 2, the absolute flow rate will be c 2 with angle α 2 (figure 2). The peripheral component of the velocity will be equal to c u2 = c 2 · cos α 2 . If this component is negative with respect to the direction of rotation, then, ceteris paribus, it will give an increment of power N of the stage, calculated by the Euler formula:

N=m1u1cu1-m2u2cu2,N = m 1 u 1 c u1 -m 2 u 2 c u2 ,

где m1 и m2 - расходы массы газа на входе и выходе из колеса; u1 и u2 - окружная скорость вращения колеса на входе и выходе потока из колеса; cu1 и cu2 - окружные составляющие абсолютных скоростей на входе и выходе потока из колеса.where m 1 and m 2 - the mass flow of gas at the entrance and exit of the wheel; u 1 and u 2 - peripheral speed of rotation of the wheel at the inlet and outlet of the stream from the wheel; c u1 and c u2 are the circumferential components of the absolute velocities at the inlet and outlet of the flow from the wheel.

Для организации безударного натекания потока на основные полые стойки 1 и аэродинамический контур 2 необходимо обеспечить θ1=90°-α2 или 20-40°. На участке проточной части 6 канала, образованного основными полыми стойками 1 и аэродинамическим контуром 2 поток поворачивается на угол близкий к 0° от оси турбины. Часть газа основного потока проходит через щель 12, образованную передней 3 и задней 4 лопатками аэродинамического контура 2, и, воздействуя на основной поток в районе задней лопатки 3, препятствует отрыву потока с ее поверхностей. Данный эффект воздействия струи из щели 12 на основной поток позволяет увеличить угол поворота потока при минимальном загромождении проточной части.To organize shock-free flow flow on the main hollow pillars 1 and aerodynamic circuit 2, it is necessary to ensure θ 1 = 90 ° -α 2 or 20-40 °. In the section of the channel part 6 of the channel formed by the main hollow pillars 1 and the aerodynamic circuit 2, the flow rotates at an angle close to 0 ° from the axis of the turbine. Part of the gas of the main stream passes through a slit 12 formed by the front 3 and rear 4 vanes of the aerodynamic circuit 2, and, acting on the main stream in the region of the rear vanes 3, prevents flow separation from its surfaces. This effect of the action of the jet from the slit 12 on the main stream allows to increase the angle of rotation of the stream with minimal clutter of the flow part.

Использование изобретения позволяет повысить КПД последней ступени турбины до 2% при практически осевом потоке газа на выходе из турбины и до минимума исключить закрутки выходящего потока оптимизировать сопротивление тракта.Using the invention allows to increase the efficiency of the last stage of the turbine up to 2% with an almost axial gas flow at the outlet of the turbine and to minimize swirling of the output stream to optimize the path resistance.

Claims (1)

Выходное устройство турбины, содержащее полые аэродинамические профилированные стойки, размещенные в проточной части турбины за рабочим колесом последней ступени турбины и закрепленные в положении, при котором средние линии выходных участков профилей направлены вдоль продольной оси турбины, отличающееся тем, что оно снабжено аэродинамическими профилированными контурами, выполненными из передних и задних лопаток, размещенных между стойками со смещением относительно друг друга и средней линии контура и закрепленных в положении, при котором средние линии входных участков контуров и входных участков профилированных стоек повернуты в направлении вращения рабочего колеса последней ступени турбины на угол 20-40° к ее продольной оси, а средние линии выходных участков контуров направлены вдоль продольной оси турбины, при этом лопатки установлены со смещением относительно друг друга на расстояние равное SR=(0,03÷0,15)b1, а по длине хорды контура лопатки установлены в положение совмещения фронта выходной кромки передней лопатки и фронта входной кромки задней лопатки или смещены относительно него в интервале (-0,05b1<d<0,05b1), причем количество контуров установленных между стойками определено по зависимости: n=a/tb, tb=b/t=1…3, где
n - количество контуров;
а - расстояние между толстыми стойками;
tb - густота решетки;
b - длина хорды контура;
t - расстояние между контурами;
SR - расстояние между передней и задней лопатками;
d - смещение по длине хорды контура;
b1 - длина хорды передней лопатки. Turbine output device comprising hollow aerodynamic shaped struts located in the turbine flow section behind the impeller of the last stage of the turbine and fixed in a position in which the middle lines of the output sections of the profiles are directed along the longitudinal axis of the turbine, characterized in that it is equipped with aerodynamic shaped contours made from the front and rear blades placed between the uprights with offset relative to each other and the midline of the contour and fixed in position, when otor the middle lines of the input sections of the contours and the input sections of the profiled racks are rotated in the direction of rotation of the impeller of the last stage of the turbine by an angle of 20-40 ° to its longitudinal axis, and the middle lines of the output sections of the circuits are directed along the longitudinal axis of the turbine, with the blades mounted with an offset relative to each other at a distance equal to S R = (0.03 ÷ 0.15) b 1 , and along the length of the chord of the contour of the blade are set to the position of alignment of the front of the output edge of the front blade and the front of the input edge of the rear blade relative to it in the interval (-0.05b 1 <d <0.05b 1 ), and the number of circuits installed between the racks is determined by the dependence: n = a / t b , t b = b / t = 1 ... 3, where
n is the number of circuits;
a - the distance between the thick racks;
t b is the density of the lattice;
b is the length of the contour chord;
t is the distance between the contours;
S R is the distance between the front and rear blades;
d is the offset along the length of the chord of the contour;
b 1 - the length of the chord of the anterior scapula.
RU2013122058/06A 2013-05-15 2013-05-15 Turbine outlet device RU2525375C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013122058/06A RU2525375C1 (en) 2013-05-15 2013-05-15 Turbine outlet device

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013122058/06A RU2525375C1 (en) 2013-05-15 2013-05-15 Turbine outlet device

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2525375C1 true RU2525375C1 (en) 2014-08-10

Family

ID=51355331

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013122058/06A RU2525375C1 (en) 2013-05-15 2013-05-15 Turbine outlet device

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2525375C1 (en)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE390486C (en) * 1922-07-14 1924-02-20 Rudolf Wagner Dr Blade, especially for steam and gas turbines
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
GB2475140A (en) * 2009-11-06 2011-05-11 Dresser Rand Co An Exhaust Ring and Method to Reduce Turbine Acoustic Signature
RU2474699C2 (en) * 2011-05-19 2013-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Turbine output device

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE390486C (en) * 1922-07-14 1924-02-20 Rudolf Wagner Dr Blade, especially for steam and gas turbines
US7594388B2 (en) * 2005-06-06 2009-09-29 General Electric Company Counterrotating turbofan engine
GB2475140A (en) * 2009-11-06 2011-05-11 Dresser Rand Co An Exhaust Ring and Method to Reduce Turbine Acoustic Signature
RU2474699C2 (en) * 2011-05-19 2013-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Turbine output device

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Irabu et al. Characteristics of wind power on Savonius rotor using a guide-box tunnel
Alexander et al. Axial-flow turbines for low head microhydro systems
CN103195757B (en) Pneumatic designing method of counter rotating compressor combining pumping of boundary layer
EP3483395B1 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
Momosaki et al. Numerical simulation of internal flow in a contra-rotating axial flow pump
Qian et al. Numerical simulation of water flow in an axial flow pump with adjustable guide vanes
RU2015130350A (en) SEALING ASSEMBLY FOR A GAS-TURBINE ENGINE, INCLUDING DOORS IN THE INTERNAL BANDAGE
NZ602493A (en) Turbine with radial inlet and outlet rotor for use in bi-directional flows
Sanz et al. Numerical investigation of the effect of tip leakage flow on an aggressive S-shaped intermediate turbine duct
JP2011111958A (en) Water turbine stay vane and water turbine
RU2525375C1 (en) Turbine outlet device
WO2014136032A1 (en) A stream turbine
RU2474699C2 (en) Turbine output device
WO2009130730A1 (en) Variable geometry diffuser augmentation device for wind or marine current turbines
RU2491426C2 (en) Turbine outlet device
US20110164966A1 (en) Method and apparatus to improve wake flow and power production of wind and water turbines
US20090087305A1 (en) Exit stay apparatus with intermediate flange
RU2490496C2 (en) Outlet device of double-flow gas-turbine engine
JP5977508B2 (en) Water turbine stay vane and water turbine
RU121524U1 (en) RADIAL TURBINE
Nishioka et al. Rotating stall inception from spike and rotating instability in a variable-pitch axial-flow fan
Guo et al. The effects of the inlet guide vanes on an axial pump under off design points
JP2015010569A (en) Hydraulic turbine guide vane, and hydraulic turbine
RU2452876C1 (en) Radial-flow compressor stage
Zheng et al. Flow control of annular compressor cascade by synthetic jets

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner