CN104131845B - 在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子 - Google Patents

在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子 Download PDF

Info

Publication number
CN104131845B
CN104131845B CN201410178090.3A CN201410178090A CN104131845B CN 104131845 B CN104131845 B CN 104131845B CN 201410178090 A CN201410178090 A CN 201410178090A CN 104131845 B CN104131845 B CN 104131845B
Authority
CN
China
Prior art keywords
auxiliary blade
primary blades
stator
blade
string
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.)
Active
Application number
CN201410178090.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104131845A (zh
Inventor
A.德克莱
D.德佩普
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
Safran Aero Boosters 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 Safran Aero Boosters SA filed Critical Safran Aero Boosters SA
Publication of CN104131845A publication Critical patent/CN104131845A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104131845B publication Critical patent/CN104131845B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • 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
    • 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
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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

本发明涉及一种轴流式涡轮机的压缩机定子。所述定子包括：环形的定子主叶片(26)排和辅助叶片(34)，每个所述辅助叶片(34)均与一个主叶片(26)关联。所述辅助叶片(34)位于所述主叶片(26)的后缘(38)处，并且在所述主叶片(26)的压力面(40)附近。所述辅助叶片(34)被布置成在所述主叶片(26)的后缘(38)处产生低压区域(56)。因此，当绕过所述主叶片(26)的吸入面(42)的流靠近所述主叶片(26)的后缘(38)时，所述流被吸入所述低压区域(56)。由此，避免发生失速并且提高来机器的效率。

Description

在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子
技术领域
本发明涉及一种轴流式压缩机的定子。具体来说，本发明涉及一种轴流式涡轮机的定子，包括主叶片以及与主叶片关联的辅助叶片。本发明还涉及安装有根据本发明的定子的轴流式涡轮机。
背景技术
为了使环形流变直，轴流式涡轮机具有定子。这些叶片阵列位于每排环形的转子叶片的下游。所述叶片使环形流偏转以便将切向分量转换成轴向分量。该流然后能够被位于下游的转子叶片的另一环状阵列重新加速。
定子通常具有内壳和外壳，定子叶片在所述内壳和外壳之间径向延伸。在操作中，环形流会脱离叶片，从而产生降低涡轮机效率的熵。
专利FR2939852A1公开了一种安装有中间叶片的具有叶片的定子。所述叶片可以由内壳或外壳装载(carry)。所述中间叶片的尺寸比定子叶片的尺寸小，且中间叶片位于所述定子的下游部分并相对主叶片而凹入。这种定子结构意欲减少壳体处的失速。但是，失速仍会发生在叶片的吸入侧。这会引起进一步降低涡轮机效率的漩涡。
专利EP1927723B1公开了一种涡轮机轴流式压缩机的定子级。一系列的板条(slat)位于每个叶片的吸入侧。所述板条减少了所述叶片之间的次级流动。但是，板条在轴向上位于叶片处。然而会在叶片的吸入侧(靠近其后缘)观测到失速。该失速产生降低涡轮机效率的熵。多个板条的存在会降低环形流的流动面积，这会引起压力下降。
发明内容
技术问题
本发明目的在于解决现有技术存在的至少一个问题。具体来说，本发明旨在提高定子使流变直的能力。更具体地，本发明旨在增加具有叶片的定子的输出压力。本发明还旨在提高安装了具有叶片的定子的压缩机的性能。
技术方案
本发明涉及一种涡轮机的轴向定子，包括：径向延伸的环形的定子主叶片排，每个所述定子主叶片包括压力侧和吸入侧；一系列的辅助叶片，布置在所述主叶片之间；其中，每个所述辅助叶片均与所述主叶片之一关联，所述辅助叶片沿着所关联的主叶片的压力面在该压力面的下游延伸，并且所述辅助叶片与所述压力面在圆周方向上相距一段距离，所述距离小于两个相邻的主叶片之间的距离的30％。
根据本发明的优选实施方式，所述辅助叶片分别大体上平行于其所关联的主叶片而延伸。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片在轴向上与所关联的主叶片重叠一段距离C，所述距离C为所述辅助叶片的轴向长度的5％-50％，优选地为10％-30％。
根据本发明的优选实施方式，在每个辅助叶片与其所关联的主叶片之间的轴向重叠被限制至距离C。
根据本发明的优选实施方式，所述辅助叶片的一部分与其所关联的对应主叶片的后缘在同一高度上，所述一部分是这样一部分：在轴向方向上从辅助叶片前缘延伸至辅助叶片的弦的30％。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片的弦的长度比所关联的主叶片小，优选地比所关联的主叶片的弦的长度小50％，更优选地小40％，更优选地小30％。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片的弦与所关联的相应主叶片的弦形成角度α，所述角度α在5°-45°之间，优选地在5°-20°之间。
根据本发明的优选实施方式，在涡轮机的运行期间，每个辅助叶片被定位且被调整成在所关联的主叶片的后缘处产生负压，所述负压通过将来自所关联的主叶片的吸入面的环流的一部分吸向所述后缘而使所述环流的一部分偏转。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片具有压力面和吸入面，所述吸入面朝向所关联的主叶片的压力面，所述辅助叶片的吸入面在其所关联的主叶片的后缘处产生负压。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片的弦与所关联的主叶片的压力面在所相应的后缘处的切线形成角度，所述角度小于20°，优选地小于15°，更优选地小于10°。
根据本发明的优选实施方式，所述辅助叶片在轴向上与所关联的主叶片重叠一段距离C，所述距离C为辅助叶片的轴向长度的5％-50％，优选地为10％-30％。
根据本发明的优选实施方式，所述辅助叶片具有径向高度，所述径向高度在所关联的主叶片的径向高度10％-100％的范围内，优选地在10％-50％的范围内，更优选地在15％-25％的范围内。
根据本发明的优选实施方式，每个主叶片包括彼此径向布置的第一部分和第二部分，第二部分的压力面在轴向上比第一部分弯曲，每个辅助叶片大体上径向沿着所关联的主叶片的第二部分的径向高度的80％-120％延伸，优选为90％-110％。
根据本发明的优选实施方式，每个辅助叶片的径向高度是所关联的主叶片的第二部分的径向高度的80％-120％，优选为90％-110％。
根据本发明的优选实施方式，所述定子包括外部环形壁，且优选地包括与所述外部环形壁同轴的内部环形壁，所述主叶片径向地从所述外部环形壁延伸，所述辅助叶片径向地从所述外部环形壁和/或从所述内部环形壁延伸。
根据本发明的优选实施方式，所述辅助叶片与所述辅助叶片从其延伸的环形壁或环形壁之一形成一体，并优选地由复合材料或金属材料制成。
根据本发明的优选实施方式，单个辅助叶片与每个主叶片关联。
根据本发明的优选实施方式，单个辅助叶片存在于两个毗邻的主叶片之间。
本发明还涉及一种涡轮机，包括具有至少一个定子的压缩机和/或涡轮，其中，至少一个所述定子为根据本发明的定子。
根据本发明的优选实施方式，每个主叶片的面积大于辅助叶片的面积。
根据本发明的优选实施方式，所述环形的主叶片排包括相对于排中其它主叶片不同或布置方式不同的至少一个主叶片。
所具优点
本发明可以减少和/或延迟在绕过(bypass)主叶片的吸入面侧的流中的失速的发生。可以消除失速。因此，本发明能够增加定子中叶片所产生的力，并提高定子使流变直的能力。
每个辅助叶片间接地有利于使流变直。辅助叶片通过吸入绕过主叶片的吸入面的部分流来为主叶片提供帮助。由于其几何尺寸和延伸至流中的自身表面，辅助叶片也直接起到帮助作用。
在这样的定子中可以减少叶片的数量。可以拓宽定子的叶片的通道，这也提高了性能。定子除了变得更轻之外，还降低了生产成本。
本发明提高了安装有这样的定子的压缩机或涡轮的性能。安装有这样的压缩机和/或这样的涡轮的涡轮机将会更有效率。
附图说明
图1示出根据本发明的轴流式涡轮机。
图2示出根据本发明的涡轮机的压缩机的剖视图。
图3示出根据本发明的图1所示压缩机的定子之一的平面图。
图4示出根据本发明的定子主叶片和辅助叶片。
图5示出根据本发明的定子，其中相对定子的环状形状的切向来观察叶片。
具体实施方式
在以下的说明中，术语内或内部以及外或外部指的是相对于轴流式涡轮机的旋转轴的位置。
图1示意性地示出轴流式涡轮机。在该情况下是双流的涡轮喷气机(turbojet)。所述涡轮喷气机包括第一压缩级(所谓的低压压缩机4)、第二压缩级(所谓的高压压缩机6)、燃烧室8和一个或多个涡轮级10。在操作中，涡轮机10的机械功率通过中心轴传递至转子12，然后驱动两个压缩机4和6。减阻机构(reduction mechanism)可以增加传递至压缩机的旋转速度。此外，不同的涡轮级可以通过同心轴连接至压缩机级。这些压缩机级包括与定子叶片排相关联的多个转子叶片排。因而转子的旋转产生空气流，然后逐渐将空气流压缩到燃烧室10的入口处。
入口风扇(通常指风扇16)联接至转子12并产生气流，所述气流分成主流18和次流20，所述主流18穿过多个上述涡轮机级，所述次流20沿着机器的长度穿过环形导管(部分示出)然后在涡轮机出口处重新加入主流。主流18和次流20为环形流，并且被引导穿过涡轮机的外壳。为此，所述外壳具有内部或外部的柱形壁或壳。
图2是诸如图1的轴流式涡轮机2的低压压缩机4的剖视图。可以看到涡轮风扇18的一部分，还可以看到在主流18和次流20之间的分流凸起22。所述转子12包括多排转子叶片24，在本例中是三排。
低压压缩机4包括多个定子，在本例中是四个，每个定子包括一排定子叶片26。定子与风扇16结合或者与一排转子叶片结合，用于使空气流变直从而将气流的速度转化成压力。定子和转子叶片排的结合一起形成了压缩级。
定子包括至少一个环形壁，优选地包括两个环形壁，所述环形壁设计成引导环形主流18。该环形壁可以是内壳28或者外壁30。至少一个定子可包括一层(优选为多层)耐磨材料32。有利地，压缩机包括在每个内壳28下方的耐磨材料层32和在外壁30上位于每个转子叶片排24的外端的的耐磨材料层32。
定子叶片26从外壁大致径向地延伸至它们所关联的内壳28。内壳28被固定至定子叶片26的内端。这些定子叶片26有规律地相互间隔，并且对所述流具有相同的角度方向。有利地，这些叶片是相同的。可选地，叶片之间的间距以及它们的角度方向可以局部改变。某些叶片可以与一排中的其它叶片不同。
该定子包括定子主叶片26。所述定子的至少一个安装有至少一个定子辅助叶片34，所述定子辅助叶片34位于主叶片26之一的下游。优选地，同一个定子的每个主叶片26安装有辅助叶片34。定子辅助叶片34的组件形成环形叶片排。优选地，所有的定子都安装有辅助叶片34。
辅助叶片34从环形壁28、30径向延伸。单个主叶片26可以配备有两个辅助叶片34。一个辅助叶片从内壳28径向延伸，另一个辅助叶片从外壳30径向延伸。这两个辅助叶片34的尖端相互间隔。可选地，在同一个定子上的所有叶片都安装有两个辅助叶片34。
内壳28及其辅助叶片34可以形成一体。外壁30的部分及其辅助叶片34可以形成一体。为此，外壁30可以由几个外壳组成，每个外壳均为定子的一部分。定子可以是分段的。定子或定子段可以形成一体。定子或定子段可以由复合材料经注塑制成，或者由金属材料制成并由电火花加工进行加工。
图3是图2的压缩机的一部分定子的平面图。
所述定子包括主叶片26和辅助叶片34，每个辅助叶片34均与一个主叶片26关联。主叶片26均具有前缘36和后缘38。主叶片26均具有压力面40和吸入面42。这些面从叶片的前缘36延伸至叶片的后缘38。主叶片可以被局部或者在整个高度弯曲。主叶片26的弦44通常相对于涡轮机的旋转轴14而倾斜。
辅助叶片34在轴向上相对主叶片26的后缘38位于所述主叶片26之间。每个辅助叶片34均与一个主叶片26关联并且位于该主叶片的后缘38附近。辅助叶片34均具有前缘46和后缘48。辅助叶片34均具有压力面50和吸入面52。这些面从叶片的前缘46延伸至叶片的后缘48。辅助叶片34的吸入面52面对所关联的主叶片26的压力面40。
两个主叶片26之间的间距大于主叶片26与其所关联的辅助叶片34之间的距离的两倍。主叶片26的前缘36之间的距离D1大于主叶片26的后缘38与其所关联的辅助叶片34的前缘之间的切线距离D2的两倍，优选地大于距离D2的四倍，更优选地大于距离D2的十倍。
主叶片26和辅助叶片34在轴向上重叠。该轴向重叠C为辅助叶片34的长度的1％-90％，优选地为10％-60％，更优选地为20％-40％。
辅助叶片34的弦54相对于主叶片26的弦44而倾斜。倾斜角度α在1°-30°之间，优选地在5°-20°之间，更优选地在8°-12°之间。主叶片26的弦44相对于定子轴14的倾斜大于辅助叶片的弦54相对于定子轴14的倾斜，优选地约两倍。
图4示出主叶片26及其所关联的辅助叶片34。
辅助叶片34设计成在由定子变直的流中产生低压区域56。该低压区域56轴向且径向地延伸。该低压区域56主要从辅助叶片34径向地延伸。该低压区域56还切向地延伸至主叶片26的压力面并且优选地越过主叶片的吸入面。该低压区域56在轴向上延伸到主叶片26的后缘38的下游。
在这个结构中，来自转子叶片的主流18更靠近主叶片26的吸入面42。因此，用流线58示出了流动路径。这些流线中的某些靠近主叶片的吸入面42。最靠近所述吸入面42的那些则被吸入靠近主叶片26的后缘38的低压区域56。
请注意，离主叶片26最远的流线与吸入面脱离。该流线在主叶片26的整个长度上没有被变直。应该注意的是，在缺少辅助叶片34的情况下，所有流线在到达主叶片26的后缘之前就脱离，从而降低定子的效率。因此，本发明提高了定子使流变直的能力。本发明延迟和/或减少失速。每个定子主叶片的效率增加，所以能够减少所述定子主叶片的数量。这除了能够节约成本，还能够提高定子的效率。
为了产生低压区域56，辅助叶片34可具有不同的特征。辅助叶片34可以具有弦54，所述弦54相对于主叶片26的弦而倾斜，弦54相对于定子轴的倾斜要小于弦54相对于主叶片26的弦的倾斜。为了产生低压区域同时使流变直，辅助叶片34和/或其弦54大体上平行于主叶片26的后缘38。
附加地或可替换地，辅助叶片34可具有弧形。所述辅助叶片34的形状可以有不同的厚度。因此，辅助叶片34的压力面50和吸入面52具有明显不同的长度。低压在吸入面52上尤其重要。
低压区域56大体上由辅助叶片34的上游部分产生。这是因为在这个点处所述流受到最大的加速。低压区域56通常在辅助叶片34的三分之一上游延伸。因此，建议将两个叶片相对于彼此布置成主叶片26的后缘38在轴向上位于辅助叶片34的三分之一上游处。
低压区域56大体上是轴向对称的。因此，可以通过将主叶片26的后缘38相对于辅助叶片34的前缘46回推其弦长的六分之一，将主叶片26的后缘38在轴向上定位。因此，对于给定的距离D2，主叶片26的后缘38将位于压力最小的点。
图5示出根据本发明的定子，其中相对于定子的环状形状的切向来观察叶片。
定子具有在内壳28和外罩30之间径向延伸的主叶片26。定子的至少一个主叶片26，优选地定子的所有主叶片26具有第一部分60和至少一个第二部分62，所述第一部分60和第二部分62相对于彼此而径向定位。该第一部分60可以是内部分，而第二部分62可以是外部分。径向地在这些第二部分62上或在至少这些第二部分62之一上，压力面40在轴向上比第一部分60的压力面弯曲。这个特征使得环形流18远离环形流壁。
在沿主叶片的压力面40轴向地移动时，可以在切线方向上看到轴向弯曲的性质(nature)。可选地，第一部分60具有中性轴66基本上为直线的横截面64。这些第二部分62或至少这些第二部分62之一的横截面64的中性轴66的平均曲率半径小于第一部分60的横截面64的中性轴66的平均曲率半径。
第一部分60可以是中央部分60，第二部分可以是侧向部分62。根据本发明的有利实施方式，每个主叶片26包括第二个侧向部分62，中央部分60位于侧向部分之间。两个侧向部分62的压力面40在轴向上比第一部分60的压力面40弯曲。所述侧向部分62连接至定子的环形壁。
吸入面40上的流更容易在侧向部分62上发生失速。因此，使辅助叶片34位于后缘38处是明智的。有利地，辅助叶片34与每个定子主叶片26的第二部分62关联。辅助叶片34主要沿每个第二部分62径向延伸。每个辅助叶片34会沿着其所关联的主叶片26的第二部分62的径向高度的70％-130％延伸，优选为80％-120％，更优选为90％-110％。就所产生的效果而言，该特征被设计成优化主流18中的流动区域，所述流动区域被辅助叶片34占据。

Claims (23)

1.一种轴向涡轮压缩机(4)的轴向的定子，包括：
-径向延伸的环形的定子主叶片(26)排，每个所述定子主叶片(26)具有压力面(40)和吸入面(42)；
-一系列的定子辅助叶片(34)，位于所述主叶片(26)之间；
其中，
每个所述辅助叶片(34)均与所述主叶片(26)之一关联，所述辅助叶片(34)沿着所关联的主叶片的压力面(40)在该压力面(40)的下游延伸，并且所述辅助叶片(34)与所述压力面(40)在圆周方向上相距一段距离，所述距离小于两个相邻的主叶片(26)之间的距离的30％，
所述辅助叶片(34)具有径向高度，所述径向高度在所关联的主叶片(26)的径向高度10％-50％的范围内。
2.根据权利要求1所述的定子，其中，所述辅助叶片(34)分别大体上平行于其所关联的主叶片(26)而延伸。
3.根据权利要求1或2所述的定子，其中，所述辅助叶片(34)在轴向上与所关联的主叶片(26)重叠一段距离C，所述距离C为所述辅助叶片的轴向长度的5％-50％。
4.根据权利要求1或2所述的定子，其中，所述辅助叶片(34)在轴向上与所关联的主叶片(26)重叠一段距离C，所述距离C为所述辅助叶片的轴向长度的10％-30％。
5.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)的长度比所关联的主叶片(26)小50％。
6.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)的长度比所关联的主叶片(26)小40％。
7.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)的长度比所关联的主叶片(26)小30％。
8.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)与所关联的相应主叶片的弦(44)形成角度α，所述角度α在5°-45°之间。
9.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)与所关联的相应主叶片的弦(44)形成角度α，所述角度α在5°-20°之间。
10.根据权利要求1所述的定子，其中，在涡轮机的运行期间，每个辅助叶片(34)被定位且配置成在所关联的主叶片(26)的后缘(38)处产生低压区域(56)，所述低压区域(56)通过将来自所关联的主叶片(26)的吸入面(42)的环流的一部分吸向所述后缘(38)而使所述环流的一部分偏转。
11.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)具有压力面(50)和吸入面(52)，所述吸入面(52)与所关联的主叶片(26)的压力面(40)相对，所述辅助叶片(34)的吸入面(52)在所关联的主叶片(26)的后缘处产生低压区域(56)。
12.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)与所关联的主叶片(26)的压力面在所相应的后缘(38)处的切线形成角度，所述角度小于20°。
13.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)与所关联的主叶片(26)的压力面在所相应的后缘(38)处的切线形成角度，所述角度小于15°。
14.根据权利要求1所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的弦(54)与所关联的主叶片(26)的压力面在所相应的后缘(38)处的切线形成角度，所述角度小于10°。
15.根据权利要求1所述的定子，其中，所述辅助叶片(34)的径向高度在所关联的主叶片(26)的径向高度的15％-25％的范围内。
16.根据权利要求1所述的定子，其中，每个主叶片(26)包括径向分布的第一部分和第二部分(60、62)，所述第二部分(62)的压力面(40)的横截面比所述第一部分(60)的横截面弯曲，每个辅助叶片(34)大体上径向延伸至所关联的主叶片(26)的所述第二部分的径向高度的80％-120％。
17.根据权利要求1所述的定子，其中，每个主叶片(26)包括径向分布的第一部分和第二部分(60、62)，所述第二部分(62)的压力面(40)的横截面比所述第一部分(60)的横截面弯曲，每个辅助叶片(34)大体上径向延伸至所关联的主叶片(26)的所述第二部分的径向高度的90％-110％。
18.根据权利要求16或17所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的径向高度是所关联的主叶片(26)的所述第二部分的径向高度的80％-120％。
19.根据权利要求16或17所述的定子，其中，每个辅助叶片(34)的径向高度是所关联的主叶片(26)的所述第二部分的径向高度的90％-110％。
20.根据权利要求1所述的定子，其中，所述定子包括外部环形壁(30)，且包括与所述外部环形壁同轴的内部环形壁(32)，所述主叶片(26)径向地从所述外部环形壁(30)延伸，所述辅助叶片(34)径向地从所述外部环形壁(30)和/或从所述内部环形壁(32)延伸。
21.根据权利要求20所述的定子，其中，所述辅助叶片(34)与所述辅助叶片从其延伸的环形壁形成一体，并由复合材料或金属材料制成。
22.根据权利要求1所述的定子，其中，单个辅助叶片(34)与每个所述主叶片(26)关联。
23.一种涡轮机(2)，包括具有至少一个根据权利要求1-22中任一项所述的定子的压缩机。
CN201410178090.3A 2013-05-03 2014-04-29 在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子 Active CN104131845B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13166527.5A EP2799721B8 (fr) 2013-05-03 2013-05-03 Redresseur de turbomachine axiale avec aubes auxiliaires en pieds d'aubes
EP13166527.5 2013-05-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104131845A CN104131845A (zh) 2014-11-05
CN104131845B true CN104131845B (zh) 2017-04-05

Family

ID=48288885

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410178090.3A Active CN104131845B (zh) 2013-05-03 2014-04-29 在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9739154B2 (zh)
EP (1) EP2799721B8 (zh)
CN (1) CN104131845B (zh)
CA (1) CA2849651C (zh)
RU (1) RU2586426C2 (zh)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014203604A1 (de) * 2014-02-27 2015-08-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufelreihengruppe
US9938984B2 (en) 2014-12-29 2018-04-10 General Electric Company Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades
US9874221B2 (en) * 2014-12-29 2018-01-23 General Electric Company Axial compressor rotor incorporating splitter blades
US20170114796A1 (en) * 2015-10-26 2017-04-27 General Electric Company Compressor incorporating splitters
CN105422186B (zh) * 2015-12-18 2017-10-24 清华大学 具有小叶片结构的轴流式涡轮
CN105864105A (zh) * 2016-04-25 2016-08-17 西北工业大学 一种轮毂角区带离体小叶片的轴流压气机静子
US10151322B2 (en) * 2016-05-20 2018-12-11 United Technologies Corporation Tandem tip blade
US20180017079A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Variable-cycle compressor with a splittered rotor
US20180017019A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Turbofan engine wth a splittered rotor fan
US10502220B2 (en) 2016-07-22 2019-12-10 Solar Turbines Incorporated Method for improving turbine compressor performance
US20180306041A1 (en) * 2017-04-25 2018-10-25 General Electric Company Multiple turbine vane frame
US11002141B2 (en) * 2017-05-22 2021-05-11 General Electric Company Method and system for leading edge auxiliary turbine vanes
US10385871B2 (en) * 2017-05-22 2019-08-20 General Electric Company Method and system for compressor vane leading edge auxiliary vanes
US10883515B2 (en) 2017-05-22 2021-01-05 General Electric Company Method and system for leading edge auxiliary vanes
DE102017212311A1 (de) 2017-07-19 2019-01-24 MTU Aero Engines AG Umströmungsanordung zum Anordnen im Heißgaskanal einer Strömungsmaschine
WO2019236062A1 (en) * 2018-06-05 2019-12-12 Siemens Energy, Inc. Arrangement of a last stage with flow blockers and corresponding method for suppressing rotating flow instability cells
EP3608505B1 (en) 2018-08-08 2021-06-23 General Electric Company Turbine incorporating endwall fences
BE1026884B1 (fr) 2018-12-18 2020-07-22 Safran Aero Boosters Sa Etage statorique d’un compresseur d’une turbomachine d’aéronef
US11401824B2 (en) * 2019-10-15 2022-08-02 General Electric Company Gas turbine engine outlet guide vane assembly
US11149552B2 (en) 2019-12-13 2021-10-19 General Electric Company Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine
BE1027876B1 (fr) * 2019-12-18 2021-07-26 Safran Aero Boosters Sa Module pour turbomachine
FR3116299B1 (fr) * 2020-11-13 2023-05-26 Safran Helicopter Engines Compresseur de turbomachine
BE1029074B1 (fr) 2021-02-02 2022-08-29 Safran Aero Boosters Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef
IT202100002240A1 (it) 2021-02-02 2022-08-02 Gen Electric Motore a turbine con palette a flusso trasversale ridotto
FR3139854A1 (fr) * 2022-09-19 2024-03-22 Safran Aircraft Engines Carter inter-turbines

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB628263A (en) * 1943-06-01 1949-08-25 Louis Breguet Improvements in or relating to axial flow compressors
US2839239A (en) * 1954-06-02 1958-06-17 Edward A Stalker Supersonic axial flow compressors
US3039736A (en) * 1954-08-30 1962-06-19 Pon Lemuel Secondary flow control in fluid deflecting passages
US3075743A (en) * 1958-10-20 1963-01-29 Gen Dynamics Corp Turbo-machine with slotted blades
BE638547A (zh) * 1962-10-29 1900-01-01
US3692425A (en) * 1969-01-02 1972-09-19 Gen Electric Compressor for handling gases at velocities exceeding a sonic value
FR2083742A5 (zh) * 1970-03-23 1971-12-17 Cit Alcatel
US4512718A (en) * 1982-10-14 1985-04-23 United Technologies Corporation Tandem fan stage for gas turbine engines
SU1366722A1 (ru) * 1985-04-15 1988-01-15 Университет дружбы народов им.Патриса Лумумбы Двухр дный лопаточный аппарат осевого компрессора
US4981414A (en) * 1988-05-27 1991-01-01 Sheets Herman E Method and apparatus for producing fluid pressure and controlling boundary layer
JPH04287802A (ja) * 1991-03-19 1992-10-13 Hitachi Ltd 蒸気タービンノズル
JPH06207504A (ja) * 1993-01-11 1994-07-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd エンジン用圧縮機の静翼構造
JP2001027103A (ja) * 1999-07-14 2001-01-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ターボ機械の静翼構造
GB0002257D0 (en) * 2000-02-02 2000-03-22 Rolls Royce Plc Rotary apparatus for a gas turbine engine
DE102006057063B3 (de) 2006-11-28 2008-07-31 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Stator-Stufe eines Axialverdichters einer Strömungsmaschine mit Querlamellen zur Wirkungsgradsteigerung
CN100494640C (zh) * 2007-11-29 2009-06-03 北京航空航天大学 大小叶片串列叶栅叶轮及压气机
RU2397351C2 (ru) * 2008-08-01 2010-08-20 Николай Евгеньевич Староверов Турбодвигатель (варианты)
FR2939852B1 (fr) 2008-12-15 2014-10-31 Snecma Etage d'aubes statoriques dans un compresseur
DE102009013399A1 (de) * 2009-03-16 2010-09-23 Mtu Aero Engines Gmbh Tandemschaufelkonstruktion
CN102052095B (zh) * 2010-07-07 2013-12-04 北京全四维动力科技有限公司 轴流汽轮机用非对称隔板静叶栅和喷嘴组内非对称叶片
US9074483B2 (en) * 2011-03-25 2015-07-07 General Electric Company High camber stator vane

Also Published As

Publication number Publication date
EP2799721B1 (fr) 2016-09-07
CA2849651A1 (en) 2014-11-03
RU2014117435A (ru) 2015-11-10
RU2586426C2 (ru) 2016-06-10
EP2799721A1 (fr) 2014-11-05
US9739154B2 (en) 2017-08-22
EP2799721B8 (fr) 2016-12-07
CA2849651C (en) 2018-10-09
CN104131845A (zh) 2014-11-05
US20140328675A1 (en) 2014-11-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104131845B (zh) 在叶片根部具有副翼的轴流式涡轮机定子
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
JP5419339B2 (ja) 最新式ブースタロータブレード
JP6468414B2 (ja) 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン
CN101037960B (zh) 高压力比后部风扇
RU2598970C2 (ru) Облопаченный элемент для турбомашины и турбомашина
US20060024162A1 (en) Method and apparatus for assembling gas turbine engines
EP2820279A2 (en) High order shaped curve region for an airfoil
US20160153465A1 (en) Axial compressor endwall treatment for controlling leakage flow therein
US8152456B2 (en) Turbojet compressor
JP2007536459A (ja) 遷音速ガスタービンの衝撃波誘起境界層の抽気
JP2016138549A (ja) スプリッタブレードを組み込んだ軸流圧縮機ロータ
US10539154B2 (en) Compressor end-wall treatment having a bent profile
JP2016125481A (ja) 非軸対称ハブ流路及びスプリッタブレードを組み込んだ軸流圧縮機ロータ
US8708639B2 (en) Turbine bucket shroud tail
KR102073766B1 (ko) 배기가스 터보차저의 레이디얼 압축기의 압축기 휠
US20210372288A1 (en) Compressor stator with leading edge fillet
US20120121404A1 (en) Exhaust Hood Diffuser
US10876549B2 (en) Tandem stators with flow recirculation conduit
CN107084006A (zh) 用于燃气涡轮发动机翼型件的加速器插入件
JP5454083B2 (ja) ジェットエンジン用圧縮機及びジェットエンジン
CN106662119A (zh) 用于涡轮机的改进的涡管、包括所述涡管的涡轮机和操作的方法
CN108691658A (zh) 具有平台冷却回路的涡轮发动机
CN111630250A (zh) 涡轮

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
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant