BR112014018695B1 - Motor de turbina à gás, método para projetar um motor de turbina à gás, e, módulo de turbina - Google Patents

Motor de turbina à gás, método para projetar um motor de turbina à gás, e, módulo de turbina Download PDF

Info

Publication number
BR112014018695B1
BR112014018695B1 BR112014018695-2A BR112014018695A BR112014018695B1 BR 112014018695 B1 BR112014018695 B1 BR 112014018695B1 BR 112014018695 A BR112014018695 A BR 112014018695A BR 112014018695 B1 BR112014018695 B1 BR 112014018695B1
Authority
BR
Brazil
Prior art keywords
turbine
low pressure
blades
pressure turbine
rows
Prior art date
Application number
BR112014018695-2A
Other languages
English (en)
Other versions
BR112014018695A8 (pt
BR112014018695A2 (pt
Inventor
Bruce L Morin
Detlef Korte
Original Assignee
United Technologies Corporation
MTU Aero Engines AG
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=46641531&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=BR112014018695(B1) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by United Technologies Corporation, MTU Aero Engines AG filed Critical United Technologies Corporation
Publication of BR112014018695A2 publication Critical patent/BR112014018695A2/pt
Publication of BR112014018695A8 publication Critical patent/BR112014018695A8/pt
Publication of BR112014018695B1 publication Critical patent/BR112014018695B1/pt

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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/107—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with two or more rotors connected by power transmission
    • 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
    • F02C7/06—Arrangements of bearings; Lubricating
    • 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
    • F04D29/05—Shafts or bearings, or assemblies thereof, specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/056—Bearings
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • 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
    • F05D2260/40—Transmission of power
    • F05D2260/403—Transmission of power through the shape of the drive components
    • F05D2260/4031—Transmission of power through the shape of the drive components as in toothed gearing
    • 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
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/333—Noise or sound levels
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

motor de turbina a gás, método para projetar um motor de turbina a gás, e, módulo de turbina. e descrito um motor de turbina a gás que é utilizado em combinação com uma redução de engrenagem para reduzir a velocidade de uma ventoinha em relação à velocidade da turbina de baixa pressão. o motor de turbina a gás é projetado de maneira tal que a quantidade de pás na turbina de baixa pressão multiplicada pela velocidade da turbina de baixa pressão resulta em ruído operacional que fica acima de uma faixa sensível ao ouvido humano. são também revelados um método e módulo de turbina.

Description

REFERÊNCIA CRUZADA AO PEDIDO RELACIONADO
[0001] Este pedido reivindica prioridade para o pedido de patente provisório dos Estados Unidos No. 61/592.643, que foi depositado em 31 de janeiro de 2012.
FUNDAMENTOS
[0002] Este pedido refere-se ao projeto de uma turbina que pode ser operada para produzir ruído que é menos sensível ao ouvido humano.
[0003] Motores de turbina a gás são conhecidos, e tipicamente incluem uma ventoinha que dispensar ar em um compressor. O ar é comprimido no compressor e dispensado à jusante em uma seção do combustor onde ele é misturado com combustível e inflamado. Produtos desta combustão passam à jusante sobre rotores da turbina, fazendo os rotores da turbina girar.
[0004] Tipicamente, existe um rotor de turbina de alta pressão e um rotor de turbina de baixa pressão. Cada qual dos rotores da turbina inclui inúmeras fileiras de pás de turbina que giram com o rotor. Dispostas entre as fileiras de pás de turbina estão paletas.
[0005] A turbina de baixa pressão pode ser uma fonte de ruído significante, já ruído é produzido pela interação dinâmica de fluido entre as fileiras de pás e as fileiras de paletas. Essas interações produzem tons em uma frequência de passagem da pá de cada qual dos estágios da turbina de baixa pressão, e seus harmônicos.
[0006] O ruído frequentemente pode ser em uma faixa de frequência que é muito sensível para os humanos. Para atenuar este problema, no passado, uma razão paleta para pá era controlada acima de um certo valor. Como um exemplo, uma razão paleta para pá pode ser selecionada em 1,5 ou mais, para impedir que um tom de passagem da pá fundamental propague para o campo distante. Isto é conhecido como “corte”.
[0007] Entretanto, desenhos acusticamente cortados podem ocorrer às custas de maior peso e reduzida eficiência aerodinâmica. Posto de um outro modo, limitando o projetista a uma razão paleta para pá particular, o projetista pode ficar impedido de selecionar uma razão como esta com base em outras características do motor visado.
[0008] Historicamente, a turbina de baixa pressão tem acionado tanto uma seção do compressor e uma seção da ventoinha de baixa pressão. Mais recentemente, uma redução de engrenagem foi provida, de maneira tal que a ventoinha e o compressor de baixa pressão podem ser acionados a distintas velocidades.
SUMÁRIO DA INVENÇÃO
[0009] Em uma modalidade caracterizada, um motor de turbina a gás tem uma ventoinha, uma seção do compressor incluindo um compressor de baixa pressão e um compressor de alta pressão, uma seção do combustor, uma turbina de alta pressão e uma turbina de baixa pressão. A turbina de baixa pressão aciona o compressor de baixa pressão e a ventoinha. Uma redução de engrenagem é utilizada para reduzir a velocidade da ventoinha de uma velocidade de entrada da turbina de baixa pressão. A turbina de baixa pressão tem inúmeras pás de turbina em cada qual de uma pluralidade de fileiras da turbina. As pás de turbina de baixa pressão operam a uma velocidade rotacional. O número de pás e a velocidade rotacional são selecionados de maneira tal que a fórmula seguinte se aplique para pelo menos uma das fileiras de pás da turbina de baixa pressão: (número de pás x velocidade)/60 > 5.500. A velocidade rotacional é uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto.
[00010] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade apresentada, a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
[00011] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade exposta, o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
[00012] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00013] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00014] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade caracterizada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00015] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade caracterizada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00016] Em uma outra modalidade caracterizada, um método de projetar um motor de turbina a gás inclui as etapas de incluir uma redução de engrenagem entre uma turbina de baixa pressão e uma ventoinha, e selecionar o número de pás dos rotores da turbina de baixa pressão, em combinação com a velocidade rotational da turbina de baixa pressão, de maneira tal que a fórmula seguinte é válida para pelo menos uma das fileiras de pás da turbina de baixa pressão: (número de pás x velocidade)/60 > 5.500. A velocidade rotational é uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto.
[00017] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade anterior, a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
[00018] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade anterior, o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
[00019] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00020] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00021] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade caracterizada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00022] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00023] Em uma outra modalidade caracterizada, um módulo de turbina para um motor de turbina a gás tem uma turbina de baixa pressão com inúmeras pás de turbina em cada qual de uma pluralidade de fileiras da turbina. As pás de turbina de baixa pressão operam a uma velocidade rotacional. O número de pás e a velocidade rotacional são selecionados de maneira tal que a fórmula seguinte é válida para pelo menos uma das fileiras de pás da turbina de baixa pressão: (número de pás x velocidade)/60 > 5.500. A velocidade rotacional é uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto.
[00024] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade anterior, a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
[00025] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade anterior, o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
[00026] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00027] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade supracitada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00028] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade caracterizada, a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
[00029] Em uma outra modalidade de acordo com a modalidade caracterizada, a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão. Esses e outros recursos da invenção ficarão mais bem entendidos a partir das especificações seguintes e desenhos, após o que é uma breve descrição.
BREVE DESCRIÇÃO DOS DESENHOS
[00030] A Figura 1 mostra um motor de turbina a gás.
DESCRIÇÃO DETALHADA
[00031] A figura 1 ilustra esquematicamente um motor de turbina a gás 20. O motor de turbina a gás 20 é revelado aqui como um turbofan de duas bobinas que no geral incorpora uma seção da ventoinha 22, uma seção do compressor 24, uma seção do combustor 26 e uma seção da turbina 28. Motores alternativos podem incluir uma seção de elevação (não mostrada), ou uma bobina intermediária, entre outros sistemas ou recursos. A seção da ventoinha 22 aciona ar ao longo de um trajeto de fluxo de desvio, enquanto a seção do compressor 24 aciona ar ao longo de um trajeto de fluxo do núcleo para compressão e comunicação com a seção do combustor 26 e então expansão através da seção da turbina 28. Embora representado como um motor de turbina a gás de turbofan na modalidade não limitante revelada, deve-se entender que os conceitos aqui descritos não estão limitados ao uso com turbofans, já que os preceitos podem ser aplicados a outros tipos de motores de turbina incluindo arquiteturas de três bobinas.
[00032] O motor 20 em geral inclui uma bobina de baixa velocidade 30 e uma bobina de alta velocidade 32 montados para rotação em tomo de um eixo geométrico longitudinal central do motor A em relação a uma estrutura estática do motor 36 via diversos sistemas de mancai 38. Deve-se entender que vários sistemas de mancai 38 em vários locais podem altemativamente, ou adicionalmente, ser providos.
[00033] A bobina de baixa velocidade 30 no geral inclui um eixo interno 40 que interconecta uma ventoinha 42, um compressor de baixa pressão 44 e uma turbina de baixa pressão 46. O eixo interno 40 é conectado na ventoinha 42 através de uma arquitetura engrenada 48 para acionar a ventoinha 42 a uma menor velocidade que a bobina de baixa velocidade 30. A bobina de alta velocidade 32 inclui um eixo externo 50 que interconecta um compressor de alta pressão 52 e a turbina de alta pressão 54. Um combustor 56 é arranjado entre o compressor de alta pressão 52 e a turbina de alta pressão 54. Uma armação da turbina intermediária 57 da estrutura estática do motor 36 é arranjada no geral entre a turbina de alta pressão 54 e a turbina de baixa pressão 46. A armação da turbina intermediária 57 suporta adicionalmente sistemas de mancai 38 na seção da turbina 28. O eixo interno 40 e o eixo externo 50 são concêntricos e giram via sistemas de mancai 38 em tomo do eixo geométrico longitudinal central do motor A que é colinear com seus eixos geométricos longitudinais.
[00034] O fluxo de ar do núcleo é comprimido pelo compressor de baixa pressão 44 então o compressor de alta pressão 52, misturado e queimado com combustível no combustor 56, então expandido na turbina de alta pressão 54 e turbina de baixa pressão 46. A armação da turbina intermediária 57 inclui aerofólios 59 que ficam no trajeto de fluxo de ar do núcleo. As turbinas 46, 54 acionam rotacionalmente as respectivas bobina de baixa velocidade 30 e bobina de alta velocidade 32 em resposta à expansão.
[00035] Os termos “baixa” e “alta” aplicados a velocidade ou pressão para as bobinas, os compressores e as turbinas são certamente relativos entre si. Ou seja, a bobina de baixa velocidade opera a uma menor velocidade do que a bobina de alta velocidade, e as seções de baixa pressão operam a uma menor pressão que as seções de alta pressão.
[00036] O motor 20 em um exemplo é um motor de aeronave engrenado de alto desvio. Em um exemplo adicional, a razão de desvio do motor 20 é maior que cerca de seis (6), com uma modalidade exemplar sendo maior que dez (10), a arquitetura engrenada 48 é um trem de engrenagem epicíclica, tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem, com uma razão de redução de engrenagem maior que cerca de 2,3 e a turbina de baixa pressão 46 tem uma razão de pressão que é maior que cerca de 5. Em uma modalidade revelada, a razão de desvio do motor 20 é maior que cerca de dez (10:1), o diâmetro da ventoinha é significativamente maior que a do compressor de baixa pressão 44, e a turbina de baixa pressão 46 tem uma razão de pressão que é maior que cerca de 5:1. A razão de pressão da turbina de baixa pressão 46 é a pressão medida antes da entrada da turbina de baixa pressão 46 com relação à pressão na saída da turbina de baixa pressão 46 antes de um bocal de exaustão. A arquitetura engrenada 48 pode ser um trem de engrenagem epicíclica, tal como um sistema de engrenagem planetária ou outro sistema de engrenagem, com uma razão de redução de engrenagem maior que cerca de 2,5:1. Deve-se entender, entretanto, que os parâmetros citados são somente exemplares de uma modalidade de um motor de arquitetura engrenada e que a presente invenção é aplicável a outros motores de turbina a gás incluindo turbofans de acionamento direto.
[00037] Uma quantidade significante de empuxo é provida pelo fluxo de desvio B por causa da alta razão de desvio. A seção da ventoinha 22 do motor 20 é projetada para uma condição de voo particular - tipicamente cruzeiro a cerca de 0,8 Mach e cerca de 35.000 pés (10.668 metros). A condição de voo de 0,8 Mach e 35.000 ft (10.668 metros), com o motor no seu melhor consumo de combustível - também conhecido como “consumo de combustível específico a velocidade de cruzeiro (“TSFC”). TSFC é o parâmetro padrão da indústria de Ibm de combustível que está sendo queimado por hora dividida por Ibf de empuxo que o motor produz nesse ponto mínimo. “Baixa razão de pressão da ventoinha” é a razão de pressão total através apenas da pá da ventoinha, sem o sistema de paleta de guia de saída da ventoinha (“FEGV”). A baixa razão de pressão da ventoinha revelada aqui de acordo com uma modalidade não limitante é menos que cerca de 1,45. “Baixa velocidade da ponta da ventoinha corrigida” é a velocidade da ponta da ventoinha real em ft/s dividida por uma correção de temperatura padrão da indústria de [(Temperatura do Ar de Impacto graus R)/518,7)A0,5], A “Baixa velocidade da ponta da ventoinha corrigida” aqui revelada de acordo com uma modalidade não limitante é menos que cerca de 1.150 ft/segundo (350 m/s).
[00038] O uso da redução de engrenagem entre a bobina da turbina de baixa pressão e a ventoinha permite um aumento de velocidade no compressor de baixa pressão. No passado, a velocidade da turbina de baixa pressão era até certo ponto limitada em que a velocidade da ventoinha não pode ser excessivamente grande. A máxima velocidade da ventoinha é na sua ponta externa e, em motores maiores, o diâmetro da ventoinha é muito maior que ele pode ser em motores de menor potência. Entretanto, o uso da redução de engrenagem liberou o projetista da limitação com relação à velocidade da turbina de baixa pressão causada por um desejo de não ter velocidades da ventoinha excessivamente altas.
[00039] Verificou-se que um projeto criterioso entre o número de pás rotativas e a velocidade rotacional da turbina de baixa pressão pode ser selecionado para resultar em frequências de ruído que são menos sensíveis ao ouvido humano.
[00040] Uma fórmula foi desenvolvida como se segue: (contagem de pás x velocidade rotacional)/60 > 5.500.
[00041] Ou seja, o número de pás rotativas em qualquer estágio da turbina de baixa pressão, multiplicado pela velocidade rotacional da turbina de baixa pressão (em revoluções por minuto), dividido por 60 deve ser maior ou igual a 5.500. Mais estritamente, a quantidade deve ser acima de 6.000,
[00042] A velocidade operacional da turbina de baixa pressão utilizada na fórmula deve corresponder às condições operacionais do motor em cada ponto de certificação de ruído definido na Parte 36 ou na Federal Airworthiness Regulations. Mais particularmente, a velocidade rotacional pode ser tida como um ponto de certificação de aproximação definido na Parte 36 do Federal Airworthiness Regulations. Com propósitos deste pedido e de suas reivindicações, a expressão “velocidade de aproximação” é igual a este ponto de certificação.
[00043] Considera-se que todas as fileiras na turbina de baixa pressão atendem a fórmula referida. Entretanto, este pedido pode também estender-se a turbinas de baixa pressão em que a maioria das fileiras de pás na turbina de baixa pressão atendem a fórmula referida, mas talvez algumas não possam.
[00044] Isto resultará ruído operacional que seria menos sensível ao ouvido humano.
[00045] Em modalidades, pode ser que a fórmula pode resultar em uma faixa maior ou igual a 5.500 e ficando maior. Assim, projetando criteriosamente o número de pás e controlando a velocidade operacional da turbina de baixa pressão (versados na técnica perceberão como controlar esta velocidade) pode-se garantir que as frequências de ruído produzidas pela turbina de baixa pressão são de menos preocupação para humanos.
[00046] Esta invenção é mais aplicável a motores a jato calculados para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais. Nesta faixa de empuxo, motores a jato da tecnologia anterior têm tipicamente tido faixas de frequência de cerca de 4.000 hertz. Assim, os problemas de ruído supramencionados existiam.
[00047] Motores de menor empuxo (<15.000 libras (6,8 MPa)) podem ter sido operados em condições que algumas vezes ultrapassavam número 4.000, e mesmo aproximavam de 6.000, entretanto, isto não foi em combinação com a arquitetura engrenada, nem os motores de maior potência que têm as ventoinhas maiores, e assim as maiores limitações da velocidade da turbina de baixa pressão. [00048] Embora uma modalidade desta invenção tenha sido revelada, versados na técnica perceberão que certas modificações se enquadrariam no escopo desta invenção. Por este motivo, as reivindicações seguintes devem ser estudadas para determinar o verdadeiro escopo e conteúdo desta invenção.

Claims (26)

1. Motor de turbina a gás (20), caracterizado pelo fato de que compreende: uma ventoinha (22), uma seção do compressor (24) incluindo um compressor com uma porção de baixa pressão (44) e uma porção de alta pressão (52), uma seção do combustor (26), e uma turbina (28) com uma porção de baixa pressão (46); uma redução de engrenagem realizando uma redução na velocidade da ventoinha em relação a uma velocidade de entrada da ventoinha; a porção de baixa pressão da turbina tendo inúmeras pás de turbina em cada qual de uma pluralidade de fileiras da porção da turbina, e as pás de turbina de baixa pressão operando pelo menos em parte do tempo a uma velocidade rotacional, e o número de pás e a velocidade rotacional sendo de maneira tal que a fórmula seguinte é válida para pelo menos uma das fileiras de pás da turbina de baixa pressão (número de pás x velocidade) /60 s/min > 5500 Hz; e a velocidade rotacional sendo uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto; que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
2. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
3. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
4. Motor de turbina a gás de acordo com qualquer uma das reivindicações 1 a 3, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria de fileiras de pás da turbina de baixa pressão ou para o turbofan de acionamento direto.
5. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 4, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
6. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a velocidade rotacional é uma velocidade de aproximação.
7. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
8. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a seção da turbina contém um rotor de turbina de alta pressão e um rotor da turbina de baixa pressão, com o turbofan de acionamento direto sendo o rotor da turbina de baixa pressão.
9. Motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 7, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
10. Método para projetar um motor de turbina a gás (20), caracterizado pelo fato de que compreende as etapas de incluir uma redução de engrenagem entre uma porção da turbina de baixa pressão (44) e uma ventoinha (22), e selecionar o número de pás em cada fileira dos rotores da porção da turbina de baixa pressão, em combinação com a velocidade rotacional da turbina de baixa pressão, de maneira tal que a fórmula seguinte é válida para pelo menos uma das fileiras de pás da turbina de baixa pressão: (número de pás x velocidade) /60 s/min > 5500 Hz; e a velocidade rotacional sendo uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto; em que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
11. Método para projetar um motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
12. Método para projetar um motor de turbina a gás de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
13. Método de acordo com a reivindicação 12, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão ou da turbina do turbofan de acionamento direto.
14. Método de acordo com a reivindicação 13, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
15. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a velocidade rotacional é uma velocidade de aproximação.
16. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
17. Método de acordo com a reivindicação 10, caracterizado pelo fato de que a seção da turbina contém um rotor de turbina de alta pressão e um rotor da turbina de baixa pressão, e a turbina do turbofan de acionamento direto sendo o rotor da turbina de baixa pressão.
18. Método de acordo com a reivindicação 16, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
19. Módulo de turbina, caracterizado pelo fato de que compreende: a porção de baixa pressão (46) tendo inúmeras pás de turbina em cada qual de uma pluralidade de fileiras da porção da turbina, e as pás de turbina de baixa pressão operando pelo menos parte do tempo a uma velocidade rotacional, e o número de pás e a velocidade rotacional sendo de maneira tal que a fórmula seguinte é válida para pelo menos uma das fileiras de pás da porção de baixa pressão (número de pás x velocidade) /60 s/min > 5500 Hz; e a velocidade rotacional sendo uma velocidade de aproximação em revoluções por minuto; em que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
20. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que a fórmula resulta em um número maior ou igual a 6.000.
21. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que o motor de turbina a gás é calculado para produzir 15.000 libras (6,8 MPa) de empuxo ou mais.
22. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 21, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
23. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 22, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para todas as fileiras de pás da turbina de baixa pressão.
24. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que a fórmula é válida para a maioria das fileiras de pás da turbina de baixa pressão ou do turbofan de acionamento direto.
25. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que a velocidade rotacional é uma velocidade de aproximação.
26. Módulo de turbina de acordo com a reivindicação 19, caracterizado pelo fato de que há um rotor de turbina de alta pressão (54) e um rotor de turbina de baixa pressão (46), e o turbofan de acionamento direto sendo o rotor da turbina de baixa pressão.
BR112014018695-2A 2012-01-31 2013-01-09 Motor de turbina à gás, método para projetar um motor de turbina à gás, e, módulo de turbina BR112014018695B1 (pt)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261592643P 2012-01-31 2012-01-31
US61/592,643 2012-01-31
PCT/US2013/020724 WO2013147974A2 (en) 2012-01-31 2013-01-09 Low noise turbine for geared turbofan engine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
BR112014018695A2 BR112014018695A2 (pt) 2017-06-20
BR112014018695A8 BR112014018695A8 (pt) 2017-07-11
BR112014018695B1 true BR112014018695B1 (pt) 2022-06-14

Family

ID=46641531

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
BR112014018695-2A BR112014018695B1 (pt) 2012-01-31 2013-01-09 Motor de turbina à gás, método para projetar um motor de turbina à gás, e, módulo de turbina

Country Status (9)

Country Link
US (2) US8246292B1 (pt)
EP (3) EP2776678A4 (pt)
JP (2) JP2015506441A (pt)
CN (3) CN104066932B (pt)
BR (1) BR112014018695B1 (pt)
CA (1) CA2860550C (pt)
RU (1) RU2614300C2 (pt)
SG (1) SG11201403706WA (pt)
WO (1) WO2013147974A2 (pt)

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8246292B1 (en) 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US10415468B2 (en) 2012-01-31 2019-09-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system
US10018116B2 (en) 2012-01-31 2018-07-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation
US10502135B2 (en) 2012-01-31 2019-12-10 United Technologies Corporation Buffer system for communicating one or more buffer supply airs throughout a gas turbine engine
US9212559B2 (en) * 2012-09-07 2015-12-15 United Technologies Corporation Electrical grounding for blades
US9624834B2 (en) 2012-09-28 2017-04-18 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US20160138474A1 (en) 2012-09-28 2016-05-19 United Technologies Corporation Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US11585293B2 (en) 2012-10-01 2023-02-21 Raytheon Technologies Corporation Low weight large fan gas turbine engine
US10036316B2 (en) * 2012-10-02 2018-07-31 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with high compressor exit temperature
JP6364415B2 (ja) 2012-10-08 2018-07-25 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 比較的軽量のプロパルサーモジュールを有するギア式タービンエンジン
US20140137538A1 (en) * 2012-11-16 2014-05-22 United Technologies Corporation Fast Response Bypass Engine
US9932933B2 (en) 2012-12-20 2018-04-03 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
US9920653B2 (en) 2012-12-20 2018-03-20 United Technologies Corporation Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size
EP2971658B1 (en) * 2013-03-13 2022-11-30 Raytheon Technologies Corporation Low noise compressor for geared turbofan gas turbine engine
US11719161B2 (en) 2013-03-14 2023-08-08 Raytheon Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
US10605172B2 (en) * 2013-03-14 2020-03-31 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared gas turbine engine
WO2014204542A2 (en) * 2013-04-01 2014-12-24 United Technologies Corporation Lightweight blade for gas turbine engine
WO2015026444A1 (en) 2013-08-19 2015-02-26 United Technologies Corporation Three spool turbofan engine with low noise intermediate turbine rotor
EP3617479B1 (en) * 2014-01-20 2023-04-26 Raytheon Technologies Corporation Geared gas turbine engine with reduced oil tank size
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126796A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108109B1 (en) 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
WO2015126824A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108110B1 (en) 2014-02-19 2020-04-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175058A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3114321B1 (en) 2014-02-19 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108101B1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108115B8 (en) 2014-02-19 2023-11-08 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blades
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10590775B2 (en) * 2014-02-19 2020-03-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126448A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10393139B2 (en) 2014-02-19 2019-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126715A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108113A4 (en) 2014-02-19 2017-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126450A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175073A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP2930302A1 (en) * 2014-04-09 2015-10-14 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US10001083B2 (en) * 2014-07-18 2018-06-19 MTU Aero Engines AG Turbofan aircraft engine
US20160047335A1 (en) * 2014-08-15 2016-02-18 General Electric Company Mechanical drive architectures with mono-type low-loss bearings and low-density materials
US20160186657A1 (en) * 2014-11-21 2016-06-30 General Electric Company Turbine engine assembly and method of manufacturing thereof
US10371168B2 (en) * 2015-04-07 2019-08-06 United Technologies Corporation Modal noise reduction for gas turbine engine
CN106286010B (zh) * 2015-06-26 2018-10-26 中航空天发动机研究院有限公司 一种反向安装核心机的齿轮传动涡扇发动机
EP3115577A1 (en) * 2015-07-10 2017-01-11 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
EP3144515A1 (en) * 2015-07-10 2017-03-22 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US10414486B2 (en) 2015-11-30 2019-09-17 General Electric Company Airfoil for a rotary machine including a propellor assembly
FR3065994B1 (fr) * 2017-05-02 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
GB201819694D0 (en) * 2018-12-03 2019-01-16 Rolls Royce Methods and apparatus for controlling at least part of a start-up or re-light process of a gas turbine engine
GB201820943D0 (en) * 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine having improved noise signature
GB201820940D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820936D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
US10815895B2 (en) 2018-12-21 2020-10-27 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine with differing effective perceived noise levels at differing reference points and methods for operating gas turbine engine
GB201820945D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
GB201820941D0 (en) 2018-12-21 2019-02-06 Rolls Royce Plc Low noise gas turbine engine
US11549373B2 (en) 2020-12-16 2023-01-10 Raytheon Technologies Corporation Reduced deflection turbine rotor

Family Cites Families (45)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH478994A (de) * 1963-05-21 1969-09-30 Jerie Jan Schaufelanordnung an Axialverdichter, Gebläse oder Ventilator
US3194487A (en) * 1963-06-04 1965-07-13 United Aircraft Corp Noise abatement method and apparatus
US3373928A (en) * 1966-08-29 1968-03-19 Gen Electric Propulsion fan
GB1113542A (en) * 1967-01-06 1968-05-15 Rolls Royce Gas turbine engine
US3618699A (en) * 1970-04-27 1971-11-09 Gen Electric Multiple pure tone noise suppression device for an aircraft gas turbine engine
US3747343A (en) * 1972-02-10 1973-07-24 United Aircraft Corp Low noise prop-fan
CH557468A (de) 1973-04-30 1974-12-31 Bbc Brown Boveri & Cie Turbine axialer bauart.
DE2405890A1 (de) * 1974-02-07 1975-08-14 Siemens Ag Seitenkanal-ringverdichter
US4968216A (en) * 1984-10-12 1990-11-06 The Boeing Company Two-stage fluid driven turbine
US4883240A (en) * 1985-08-09 1989-11-28 General Electric Company Aircraft propeller noise reduction
US5190441A (en) * 1990-08-13 1993-03-02 General Electric Company Noise reduction in aircraft propellers
US5197855A (en) * 1991-07-01 1993-03-30 United Technologies Corporation Engine exhaust/blade interaction noise suppression
US5169288A (en) 1991-09-06 1992-12-08 General Electric Company Low noise fan assembly
US5486091A (en) 1994-04-19 1996-01-23 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil clocking
US5709529A (en) 1995-11-14 1998-01-20 Westinghouse Electric Corporation Optimization of turbomachinery harmonics
JP3621216B2 (ja) 1996-12-05 2005-02-16 株式会社東芝 タービンノズル
ES2230913T5 (es) 1998-12-09 2014-03-07 Aloys Wobben Pala de rotor para una turbina eólica
US6195983B1 (en) 1999-02-12 2001-03-06 General Electric Company Leaned and swept fan outlet guide vanes
US6260794B1 (en) 1999-05-05 2001-07-17 General Electric Company Dolphin cascade vane
US6575406B2 (en) * 2001-01-19 2003-06-10 The Boeing Company Integrated and/or modular high-speed aircraft
US6554564B1 (en) 2001-11-14 2003-04-29 United Technologies Corporation Reduced noise fan exit guide vane configuration for turbofan engines
US6732502B2 (en) * 2002-03-01 2004-05-11 General Electric Company Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US6964155B2 (en) 2002-12-30 2005-11-15 United Technologies Corporation Turbofan engine comprising an spicyclic transmission having bearing journals
US6943699B2 (en) * 2003-07-23 2005-09-13 Harris Corporation Wireless engine monitoring system
DE102004016246A1 (de) 2004-04-02 2005-10-20 Mtu Aero Engines Gmbh Turbine, insbesondere Niederdruckturbine, einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks
US20060120854A1 (en) * 2004-12-08 2006-06-08 Wakeman Thomas G Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7546742B2 (en) * 2004-12-08 2009-06-16 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7526913B2 (en) * 2005-10-19 2009-05-05 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7603844B2 (en) * 2005-10-19 2009-10-20 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7950220B2 (en) * 2006-06-19 2011-05-31 United Technologies Corporation Turbine engine compressor
US7694505B2 (en) 2006-07-31 2010-04-13 General Electric Company Gas turbine engine assembly and method of assembling same
US7841165B2 (en) * 2006-10-31 2010-11-30 General Electric Company Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
US7721549B2 (en) * 2007-02-08 2010-05-25 United Technologies Corporation Fan variable area nozzle for a gas turbine engine fan nacelle with cam drive ring actuation system
US7950237B2 (en) * 2007-06-25 2011-05-31 United Technologies Corporation Managing spool bearing load using variable area flow nozzle
US7946823B2 (en) * 2007-07-16 2011-05-24 Nuovo Pignone Holdings, S.P.A. Steam turbine rotating blade
US7984607B2 (en) 2007-09-06 2011-07-26 United Technologies Corp. Gas turbine engine systems and related methods involving vane-blade count ratios greater than unity
US8167540B2 (en) * 2008-01-30 2012-05-01 Hamilton Sundstrand Corporation System for reducing compressor noise
US8141366B2 (en) * 2008-08-19 2012-03-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine with variable area fan nozzle
US20090301055A1 (en) 2008-06-04 2009-12-10 United Technologies Corp. Gas Turbine Engine Systems and Methods Involving Vibration Monitoring
US20100192595A1 (en) * 2009-01-30 2010-08-05 Robert Joseph Orlando Gas turbine engine assembly and methods of assembling same
FR2955085B1 (fr) * 2010-01-08 2011-12-23 Snecma Systeme d'helices contrarotatives pour turbomachine d'aeronef
US8752394B2 (en) * 2010-03-15 2014-06-17 Rolls-Royce Corporation Determining fan parameters through pressure monitoring
DE102010023703A1 (de) * 2010-06-14 2011-12-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbomaschine mit Geräuschreduzierung
US7976283B2 (en) 2010-11-10 2011-07-12 General Electric Company Noise reducer for rotor blade in wind turbine
US8246292B1 (en) 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014134968A (ru) 2016-03-20
CA2860550A1 (en) 2013-10-03
US20130202403A1 (en) 2013-08-08
BR112014018695A8 (pt) 2017-07-11
EP3327249A1 (en) 2018-05-30
WO2013147974A3 (en) 2013-11-28
CN104066932A (zh) 2014-09-24
EP2809881B1 (en) 2018-01-10
BR112014018695A2 (pt) 2017-06-20
CA2860550C (en) 2015-05-12
EP2776678A2 (en) 2014-09-17
EP2809881A4 (en) 2015-08-19
CN104246132A (zh) 2014-12-24
CN104246132B (zh) 2016-03-16
CN104500439A (zh) 2015-04-08
US8246292B1 (en) 2012-08-21
JP2015500957A (ja) 2015-01-08
US8517668B1 (en) 2013-08-27
SG11201403706WA (en) 2014-07-30
RU2614300C2 (ru) 2017-03-24
WO2013147974A2 (en) 2013-10-03
EP2809881A2 (en) 2014-12-10
CN104500439B (zh) 2018-02-23
CN104066932B (zh) 2015-11-25
JP2015506441A (ja) 2015-03-02
JP5898337B2 (ja) 2016-04-06
WO2013147974A8 (en) 2014-06-19
EP2776678A4 (en) 2015-01-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
BR112014018695B1 (pt) Motor de turbina à gás, método para projetar um motor de turbina à gás, e, módulo de turbina
US8834099B1 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US9726019B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US8632301B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US8714913B2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
CA2879244C (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
BR112015022746B1 (pt) Motor de turbina a gás, seção de turbina de um motor, e, método para fornecer uma porção de um motor de turbina a gás
US20160130949A1 (en) Low noise turbine for geared turbofan engine
US20200173370A1 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
WO2013122713A2 (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US20150204238A1 (en) Low noise turbine for geared turbofan engine
BR102016000211A2 (pt) motor de turbina a gás, e, método para projetar um motor de turbina a gás
CA2863620C (en) Low noise compressor rotor for geared turbofan engine
US20160032756A1 (en) Low noise turbine for geared turbofan engine
US20160025004A1 (en) Low noise turbine for geared turbofan engine

Legal Events

Date Code Title Description
B06F Objections, documents and/or translations needed after an examination request according [chapter 6.6 patent gazette]
B06U Preliminary requirement: requests with searches performed by other patent offices: procedure suspended [chapter 6.21 patent gazette]
B06A Patent application procedure suspended [chapter 6.1 patent gazette]
B09A Decision: intention to grant [chapter 9.1 patent gazette]
B16A Patent or certificate of addition of invention granted [chapter 16.1 patent gazette]

Free format text: PRAZO DE VALIDADE: 20 (VINTE) ANOS CONTADOS A PARTIR DE 09/01/2013, OBSERVADAS AS CONDICOES LEGAIS