CN103452904A - 用于轴向涡轮机压缩机的具有s形轮廓的叶片 - Google Patents

用于轴向涡轮机压缩机的具有s形轮廓的叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN103452904A
CN103452904A CN2013101951480A CN201310195148A CN103452904A CN 103452904 A CN103452904 A CN 103452904A CN 2013101951480 A CN2013101951480 A CN 2013101951480A CN 201310195148 A CN201310195148 A CN 201310195148A CN 103452904 A CN103452904 A CN 103452904A
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
leading edge
profile
length
subsonic speed
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
CN2013101951480A
Other languages
English (en)
Inventor
V.伊利奥波洛
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aero Boosters SA
Original Assignee
Techspace Aero SA
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 Techspace Aero SA filed Critical Techspace Aero SA
Publication of CN103452904A publication Critical patent/CN103452904A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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)

Abstract

本发明涉及一种例如涡轮喷气发动机的轴向涡轮机压缩机的亚音速转子和/或定子叶片轮廓(22,24)。该叶片包括在其中间平面具有S形横向轮廓的前缘(26)。确切地说，该轮廓从其内端向外端包含第一凸部和第二凹部，第一凸部包含叶片的最前部，第二凹部包含叶片的最后部。该轮廓能够重新分配介于叶片长度的20%和80%之间的流体流动。该所谓的“扫掠”轮廓增加了具有这样的叶片的级的性能，因为其减少了叶顶涡流损失以及二次损失。

Description

用于轴向涡轮机压缩机的具有S形轮廓的叶片
技术领域
本发明涉及轴向涡轮机的领域，更具体地说，涉及这样的机器的压缩机。本发明涉及这样的机器的叶片。
背景技术
WO2009/103528A2公开了用于轴向涡轮机(包括轴向涡轮机的压缩机)的不同叶片几何形状。其特别公开了一种几何形状，其中，叶片的前缘具有正弦的S形轮廓。该说明结合了在其整个区段(或其翼弦)上以及在与其垂直的区段上成型的叶片。换句话说，该说明分别结合了所谓的“扫掠(sweep)”和“倾斜(lean)”轮廓。所谓的“扫掠”轮廓是沿其长度通过“移位”沿其轴向翼弦的方向上的区段而形成。上面提到的“移位”本质上是在叶片区段沿其长度堆叠的给定方向上的偏移，该偏移可改变方向。所谓的“倾斜”轮廓是沿其长度通过“移位”在与其轴向翼弦垂直的方向上的区段而形成。这种几何形状的结合已显示为能够减少二次涡流、泄漏损失和激波损失。应当注意的是，激波损失原理上不能影响低压涡轮机的压缩机叶片，而仅影响风扇和燃烧室上游的超音速压缩机，或者燃烧室下游的涡轮机叶片。该说明没有提出任何精确的叶片轮廓参数，而且没有详述所公开的每个成型机构(profiling mechanism)的确切效果。
美国专利申请No.2010/0215503A1公开了一种用于超音速或超声波应用的“扫掠”叶片轮廓。该说明专注于减少联合激波损失，以维持叶片的完整性。其确认的是，朝向叶片的前部成型(“前扫”)导致应力集中在叶片根部的前缘；该应力集中主要是由于叶片的重心向前变动。为了解决该问题，该说明提供了一种朝向叶片外部的后面的“扫掠”轮廓，以补偿重心的变动。
在亚音速应用的情况下，例如存在于助推器中的应用，包括轴向涡轮机的低压压缩机，流动损失实际上是不存在的。然而，其它类型的损失是存在的，这些损失包括由转子叶顶泄漏产生的涡流损失以及与沿流体流的内壁和外壁的流体流动相关联的二次损失。
发明内容
技术问题
本发明旨在提供一种叶片几何形状，其克服了至少一个上述问题。更具体地说，本发明旨在提出一种用于亚音速应用的叶片几何形状，以特别减少由沿叶片的流体流动而引起的空气动力损失。
技术方案
本发明涉及一种轴向涡轮机的亚音速叶片，用于沿径向定位在所述机器上，包括前缘和后缘以及彼此相对的两个空气动力面，两个空气动力面在叶片的长度范围内延伸，并将前缘连接到后缘，前缘具有S形的横向轮廓(lateral profile)，其中，前缘的最前部位于占叶片长度的3%和20%之间的位置处，和/或前缘的最后部位于占叶片长度的85%和97%之间的位置处。
所关注的叶片轮廓是在叶片的中间平面中横向的轮廓。
叶片长度是空气动力部分的长度，即与其固定的方式无关。
最前和/最后部可以是尖的，或几乎是平坦的。
术语“最前”和“最后”应关于穿过叶片翼面的流体流动的主方向来理解。
根据本发明的有利实施例，前缘的最前部位于占叶片长度的5%和17%之间、优选地占叶片长度的7%和15%之间的位置处，和/或前缘的最后部位于占叶片长度的87%和95%之间、优选地占叶片长度的90%和95%之间的位置处。
根据本发明的有利实施例，前缘的轮廓从其内端向其外端包括含有最前部的第一凸部以及含有最后部的第二凹部。
根据本发明的有利实施例，前缘的第一和/或第二部分位于与穿过前缘的内外端的直线相距最大距离处，该最大距离介于相应的叶片翼弦长度的5%和15%之间。翼弦长度是翼弦沿与叶片主轴垂直的方向上和/或在流体流动沿空气动力面的方向上的轴向长度。
前缘的第一和和第二部分是这样的，它们各自与穿过前缘的内端和外端的直线相距的最大距离彼此不会相差超过40%，优选地30%，更优选地20%。
根据本发明的有利实施例，前缘轮廓包括介于第一和第二部分之间的转折区域或拐点，所述转折区域或拐点介于沿叶片长度的40%和60%之间，优选地介于45%和55%之间。
根据本发明的有利实施例，前缘的轮廓包括或对应于穿过所述边缘的内端和外端、穿过最前区域的点和最后区域的点的多项式函数。
根据本发明的有利实施例，前缘的轮廓包括或包含相对于所述边缘的内端和外端、最前区域的点和最后区域的点定义的贝塞尔函数或B样条曲线。
根据本发明的有利实施例，后缘具有与前缘大致平行的轮廓，所述边缘之间的距离变化不会超过10%，优选地5%。
根据本发明的有利实施例，前缘的最前部的长度优选地比叶片的总长度减去前缘的最后部的长度长50%。
根据本发明的有利实施例，前缘在其外端的斜度比所述轮廓在其内端的斜度优选地大20%，更优选地大35%，最优选地大50%。
根据本发明的有利实施例，前缘轮廓的最大斜度位于所述轮廓的最后部及其外端之间。
根据本发明的有利实施例，前缘和/或后缘位于相当于叶片的中间平面的平面中，该平面位于叶片长度的10%、优选地5%、更优选地1%的公差内。
本发明还涉及一种轴向涡轮机压缩机，包括具有至少一个转子叶片级的转子和具有至少一个定子叶片级的定子，其中，转子级和定子级中的至少一个的叶片与本发明一致。
本发明还涉及一种例如喷气式发动机的轴向涡轮机，包括压缩机，其中，该压缩机与本发明一致。
取得的利益
本发明允许增加发动机的效率，其中，叶片实现了减少叶顶涡流损失以及减少二次损失。本发明所谓的“扫掠”轮廓能够在沿叶片的流体中产生径向速度分量，尤其是在前缘处。这些径向分量能够在叶片的占其长度的大致20%和80%之间的部分上重新分配流体流动。
前缘的特定轮廓，尤其是其对称性，能够最优地重新分配穿过叶片中央部分的流体。
附图说明
图1是轴向涡轮机的示意图。
图2是例如图1所示的轴向涡轮机的低压压缩机部分的截面图，其中，可使用本发明的叶片。
图3是示出一个轴向压缩机级的转子和定子叶片以及流体速度的向量图的图示。
图4是本发明的叶片的截面图。
图5是图4的叶片轮廓的放大图，示出其几何形状。
具体实施方式
图1示意性地示出轴向涡轮机2。在该情况下，其是双路式涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机2实际上包括称为低压压缩机8的第一压缩机级、称为高压压缩机10的第二压缩机级、燃烧室12和一个或多个涡轮级14。在操作中，涡轮机14的机械动力经由中心轴传输到转子4，并驱动两个压缩级8和10。两个压缩级包括多个与定子叶片排相关联的转子叶片排。转子的旋转由此产生气流，并逐渐将气流压缩到燃烧室12的入口。通常称为涡轮风扇6的入口风扇联接到转子4，并产生气流，该气流分为穿过上面提到的涡轮机的不同级的主要流(primary flow)16和穿过沿机器的长度延伸的环形通道(部分地显示)的二次流(secondary flow)18，二次流在涡轮机出口处与主要流会合。
绕过(bypass)发动机的空气量随发动机而变化。如果发动机设计成在低速下运作，那么其较高。该比例称为涵道比，即冷质量流(cold massflow)(称为二次流)与热质量流(hot mass flow)(称为主要流)的比率。优化用于超音速飞行的军用发动机能够达到低于1的涵道比，而优化用于在约0.8马赫下航行的客机的航空发动机具有在5和10之间的涵道比。这样的发动机从冷质量中得到大部分推力(80%)，热流代表推力的20%。
图2是例如图1的轴向涡轮机的低压压缩机的截面图。该图示出入口风扇或涡轮风扇6的一部分以及将主要流16和二次流18分开的分流器鼻形物(flow splitter nose)20。转子4包括几排转子叶片22。壳体支撑几排定子叶片24。每对转子及相关的定子叶片排形成压缩机8的一个压缩机级。
图3示出穿过压缩机级的流体的速度向量图。由于传输轴传输的能量，转子级22加速流体流动。定子级24由于定子的形状而将动能转换为压力。转子级22左侧的向量图与进入所述级的流体相对应。向量U1=ωR与转子叶片的转速相对应。向量W1是流体的相对转子进入速度，而向量V1是流体的绝对转子进入速度，并且是向量U1和W1的向量和。转子级22右侧的向量图与离开所述级的流体相对应。向量U2，即转子叶片的转速，与向量U1相同。可以看出，流体被加速，输出向量V2基本上比输入向量V1长。还可以看出，向量W1的方向的改变引起流体出口速度向量V2的方向改变。出口角α2基本大于进入角α1。输出向量V2基本位于与定子叶片24的前缘角相同的方向上。定子叶片24使加速的流体偏斜并减速，该减速被转换为压力增加。定子出口速度V3较小，并处于较窄的角度α3。
在下面描述中，术语“外部”和“内部”用于描述部件在流体流中的位置。这些术语指的是流体流的大致圆形横截面，“外部”指的是远离圆心，即机器的旋转轴的位置，“内部”指的是更靠近中心的位置。
图4示出本发明的叶片及其对流动的影响。其可以是转子或定子叶片。图4示出转子叶片。其“扫掠”轮廓(即关于其区段在基本对应于其翼弦的方向上的堆叠)清楚可见。可以看出，前缘26和后缘28均具有类似的S形轮廓。S形轮廓是这样的，前缘的内半部是凸的，外半部是凹的。前缘轮廓和叶片的主体具有在由内壁36和外壁30定界的流体流中产生径向速度分量的效应。该分量主要产生用于靠近壁移动的流体，目的是从所述壁去除移动的流体。流体流动在涌流中的集中减少了因叶顶泄漏涡引起的损失。这些损失主要由转子叶顶和相应的定子壁之间的机械间隙产生。它们由源于叶顶22和壁30之间的机械间隙的涡流32表示。
使流体流动在涌流中集中还可减少与沿固定壁的速度梯度有关的二次损失。这针对壁36显示。其产生构成所谓的二次损失的涡流34。这些损失通常存在于内壁36和外壁30。
图5更详细地示出叶片轮廓22、24。前缘26的特征在于许多不同的点。点A位于叶顶的外端。点B是最下游点。点D是上游中的最远点，点E在前缘的内端，位于叶片根部。点C是凸的内部和外凹部之间的拐点。在点C处，前缘26改变了曲率。
前缘26具有长度H。点D位于距离H1处，点B位于距离H2处。H1介于总长度H的3%和20%之间。H2介于总长度H的85%和97%之间。从图中可以看出，与点D靠近点E处的内端相比，点B更靠近点A处的外端。
与穿过点A和E的直线相比，前缘的凸部C-D-E和凹部C-B-A的幅度可分别由距离S1和S2表示。这些距离优选地介于叶片的平均宽度的5%和15%之间。
前缘26的轮廓可以是穿过点A、B、D和E的多项式函数，优选地具有大于或等于3的次数。其还可以是由上面提到的四个点定义的贝塞尔函数或B样条曲线。
尤其由于空间约束以及当定子和转子叶片与本发明一致时，后缘28的轮廓可以与前缘26的轮廓类似。
表征前缘轮廓的参数也可应用于后缘。相同的标号用于表征这些标号，并通过加(’)而与前缘的标号区分开。所有关于前缘做出的标记还可应用于后缘。
与已优化的级相比，本发明的设计提供的性能增加了约百分之一或百分之零点几。

Claims (14)

1.轴向涡轮机(2)的亚音速叶片(22,24)，用于沿径向定位在所述机器上，包括：
前缘(26)；
后缘(28)；
位于彼此相对两侧上的两个空气动力面，在所述叶片的长度范围内延伸，并且每个空气动力面将所述前缘连接到所述后缘，所述前缘(26)具有S形横向轮廓；以及
其中，所述前缘(26)的最前部(D)位于占所述叶片的长度的3%和20%之间的一位置(H1)处，优选地占所述叶片的长度(H)的7%和15%之间，和/或所述前缘(26)的最后部(B)位于占所述叶片的长度(H)的85%和97%之间的一位置(H2)处。
2.如权利要求1所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的最前部(D)位于占所述叶片的长度(H)的5%和17%之间的一位置(H1)处，优选地在所述叶片的长度(H)的7%和15%之间，和/或所述前缘(26)的最后部(B)位于占所述叶片的长度(H)的87%和95%之间的一位置(H2)处，优选地在90%和95%之间。
3.如权利要求1或2所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的轮廓从其内端(E)向其外端(A)包括含有所述最前部(D)的第一凸部(C-D-E)以及含有所述最后部(B)的第二凹部(A-B-C)。
4.如权利要求3所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的第一和/或第二部分(C-D-E,A-B-C)位于与穿过所述前缘(26)的内外端(A,E)的直线(A-E)相距最大距离(S1,S2)处，所述最大距离介于所述叶片的相应长度的5%和15%之间。
5.如权利要求3或4所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的轮廓包括介于第一和第二部分(C-D-E,A-B-C)之间的转折区域或拐点(C)，所述转折区域或拐点(C)在介于沿所述叶片的长度(H)的40%和60%之间、优选地45%和55%之间的距离处。
6.如权利要求1至5任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的轮廓包括或对应于穿过所述边缘的内端(E)和外端(A)、穿过最前区域点(D)和最后区域点(B)的多项式函数。
7.如权利要求1至6任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的轮廓包括或对应于关于所述边缘(26)的内端(E)和外端(A)、最前区域点(D)和最后区域点(B)定义的贝塞尔函数或B样条曲线。
8.如权利要求1至7任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述后缘(28)具有与所述前缘(26)大致平行的轮廓，所述边缘之间的距离变化不超过10%，优选地5%。
9.如权利要求1至8任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)的最前部(D)的长度(H1)优选地比叶片的总长度(H)减去所述前缘(26)的最后部长度(H2)大50%。
10.如权利要求1至9任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)在其外端(A)处的斜度比所述轮廓在其内端(E)处的斜度优选地大20%，更优选地大35%，最优选地大50%。
11.如权利要求1至10任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)轮廓的最大斜度位于所述轮廓的最后部(B)和其外端(A)之间。
12.如权利要求1至10任一项所述的亚音速叶片(22,24)，其中，所述前缘(26)和/或所述后缘(28)位于相当于所述叶片的中间平面的平面中，该平面位于所述叶片的长度(H)的10%、优选地5%、更优选地1%的公差内。
13.轴向涡轮机(2)压缩机(8)，包括具有至少一个转子叶片级(22)的转子(4)和具有至少一个定子叶片级(24)的定子；其中，所述转子级和定子级中的至少一个的叶片如权利要求1至12任一项所述。
14.一种轴向涡轮机，包括压缩机，其中，所述压缩机如权利要求13所述。
CN2013101951480A 2012-06-01 2013-05-21 用于轴向涡轮机压缩机的具有s形轮廓的叶片 Pending CN103452904A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12170536.2 2012-06-01
EP12170536.2A EP2669475B1 (fr) 2012-06-01 2012-06-01 Aube à profile en S de compresseur de turbomachine axiale, compresseur et turbomachine associée

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN103452904A true CN103452904A (zh) 2013-12-18

Family

ID=46245480

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2013101951480A Pending CN103452904A (zh) 2012-06-01 2013-05-21 用于轴向涡轮机压缩机的具有s形轮廓的叶片

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9957973B2 (zh)
EP (1) EP2669475B1 (zh)
CN (1) CN103452904A (zh)
CA (1) CA2816613C (zh)
RU (1) RU2556481C2 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106122107A (zh) * 2016-09-05 2016-11-16 上海电气燃气轮机有限公司 用于多级轴流压气机的复合弯曲静叶
CN110099846A (zh) * 2016-10-27 2019-08-06 通用电气航空系统有限责任公司 螺旋桨组件
CN110173459A (zh) * 2019-05-23 2019-08-27 清华大学 叶片及其造型方法和轮机

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107250555A (zh) 2015-04-03 2017-10-13 三菱重工业株式会社 动叶片以及轴流式旋转机械
FR3043132B1 (fr) * 2015-10-29 2017-10-20 Snecma Aube non-carenee de redresseur
US10221859B2 (en) 2016-02-08 2019-03-05 General Electric Company Turbine engine compressor blade
EP3205885A1 (de) * 2016-02-10 2017-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Verdichterlaufschaufel und verfahren zum profilieren der verdichterlaufschaufel
US10718214B2 (en) * 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
US11629599B2 (en) * 2019-11-26 2023-04-18 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a curvilinear trailing edge
BE1028108B1 (fr) 2020-02-28 2021-09-28 Safran Aero Boosters Compresseur transsonique de turbomachine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050271513A1 (en) * 2004-06-02 2005-12-08 Erik Johann Compressor blade with reduced aerodynamic blade excitation
EP1953341A2 (en) * 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Turbomachine blade and method of design
CN101379299A (zh) * 2006-03-14 2009-03-04 三菱重工业株式会社 轴流式流体机械用叶片
US20100215503A1 (en) * 2009-02-25 2010-08-26 Hitachi, Ltd Transonic blade

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6299412B1 (en) * 1999-12-06 2001-10-09 General Electric Company Bowed compressor airfoil
US7547186B2 (en) * 2004-09-28 2009-06-16 Honeywell International Inc. Nonlinearly stacked low noise turbofan stator
JP4863162B2 (ja) * 2006-05-26 2012-01-25 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジンのファン動翼
JP4911344B2 (ja) * 2006-07-04 2012-04-04 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジン
DE102007020476A1 (de) * 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
DE102008055824B4 (de) * 2007-11-09 2016-08-11 Alstom Technology Ltd. Dampfturbine
RU2354854C1 (ru) * 2007-12-20 2009-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора
ITFO20080002A1 (it) 2008-02-19 2008-05-20 Paolo Pietricola Pale rotoriche e statoriche con lean sinusoidale
US7946826B1 (en) * 2010-07-16 2011-05-24 General Electric Company Wind turbine rotor blade with a suction side winglet
US9011084B2 (en) * 2010-09-28 2015-04-21 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Steam turbine stator vane and steam turbine using the same
JP5703750B2 (ja) * 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
US9017036B2 (en) * 2012-02-29 2015-04-28 United Technologies Corporation High order shaped curve region for an airfoil

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20050271513A1 (en) * 2004-06-02 2005-12-08 Erik Johann Compressor blade with reduced aerodynamic blade excitation
CN101379299A (zh) * 2006-03-14 2009-03-04 三菱重工业株式会社 轴流式流体机械用叶片
EP1953341A2 (en) * 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Turbomachine blade and method of design
US20100215503A1 (en) * 2009-02-25 2010-08-26 Hitachi, Ltd Transonic blade

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106122107A (zh) * 2016-09-05 2016-11-16 上海电气燃气轮机有限公司 用于多级轴流压气机的复合弯曲静叶
CN110099846A (zh) * 2016-10-27 2019-08-06 通用电气航空系统有限责任公司 螺旋桨组件
CN110173459A (zh) * 2019-05-23 2019-08-27 清华大学 叶片及其造型方法和轮机

Also Published As

Publication number Publication date
US20140356154A1 (en) 2014-12-04
RU2556481C2 (ru) 2015-07-10
CA2816613A1 (en) 2013-12-01
CA2816613C (en) 2017-05-02
EP2669475B1 (fr) 2018-08-01
EP2669475A1 (fr) 2013-12-04
RU2013125095A (ru) 2014-12-10
US9957973B2 (en) 2018-05-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103452904A (zh) 用于轴向涡轮机压缩机的具有s形轮廓的叶片
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
US8573941B2 (en) Tandem blade design
CN103958833B (zh) 一种特别用于整体式叶片盘的涡轮发动机叶片
JP5410014B2 (ja) 最新式ブースタステータベーン
JP5386076B2 (ja) 最新式ブースタシステム
US8147207B2 (en) Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion
US10018050B2 (en) Turbomachine rotor blade
US9726197B2 (en) Turbomachine element
JP2010196563A (ja) 遷音速翼
CN101960093A (zh) 具有包括内叶片球形件的三维平台的叶片
US10330111B2 (en) Gas turbine engine airfoil
EP3098383B1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile
EP3372786B1 (en) High-pressure compressor rotor blade with leading edge having indent segment
US10844735B2 (en) Turbomachine guide vanes with improved vane profile
CN108138574B (zh) 涡轮机转子叶片
RU2794951C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с правилом максимальной толщины с большим запасом прочности при флаттере
US10935041B2 (en) Pressure recovery axial-compressor blading
CN104411982B (zh) 具有改进叶片轮廓的涡轮机引导叶片

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information

Address after: Belgian Herstal

Applicant after: Safran air booster Limited by Share Ltd

Address before: Belgian Blue

Applicant before: Techspace Aero Sa

COR Change of bibliographic data
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20131218

RJ01 Rejection of invention patent application after publication