CN105736461A - 并入分流叶片的轴流式压缩机转子 - Google Patents

并入分流叶片的轴流式压缩机转子 Download PDF

Info

Publication number
CN105736461A
CN105736461A CN201511002306.1A CN201511002306A CN105736461A CN 105736461 A CN105736461 A CN 105736461A CN 201511002306 A CN201511002306 A CN 201511002306A CN 105736461 A CN105736461 A CN 105736461A
Authority
CN
China
Prior art keywords
compressor blade
compressor
splitterr vanes
root
blade
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.)
Granted
Application number
CN201511002306.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105736461B (zh
Inventor
A.L.小迪皮特罗
G.J.卡法什
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN105736461A publication Critical patent/CN105736461A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105736461B publication Critical patent/CN105736461B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—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
    • 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
    • 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
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种压缩机装置，包括：转子，具有：安装成用于围绕中心线轴线旋转的盘，盘的外周缘限定流路表面；从流路表面径向地向外延伸的翼型状轴流式的压缩机叶片的阵列，其中压缩机叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘，其中压缩机叶片具有弦尺寸并以周向间距间隔开，弦与周向间距的比限定叶片坚固性参数；以及与压缩机叶片交替的翼型状的分流叶片的阵列，其中分流叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘；其中分流叶片在其根部处的弦尺寸和分流叶片的跨度尺寸中的至少一个小于压缩机叶片的对应的尺寸。

Description

并入分流叶片的轴流式压缩机转子
技术领域
本发明大体上涉及涡轮机械压缩机，并且更具体地涉及这样的压缩机的转子叶片级。
背景技术
燃气涡轮发动机按照顺序流动连通的关系包括压缩机、燃烧器以及涡轮。涡轮机械地联接至压缩机，并且这三个构件限定涡轮机械核心。核心能以已知的方式运行，以生成热的、增压的、燃气流，从而使发动机运行，以及执行有用功，诸如提供推进推力或机械功。一个常见的类型的压缩机是轴流式压缩机，该轴流式压缩机带有多个转子级，其各自包括带有一排被称为压缩机叶片的轴流式翼型的盘。
由于热力循环效率的原因，通常期望的是，将具有最大可能的压力比(即，入口压力与出口压力的比)的压缩机并入。还期望的是，包括最少的数量的压缩机级。然而，存在众所周知的对最大的压力比和可能穿过给定的压缩机级的质量流量的互相关联的空气动力限制。
已知通过使在给定的转子叶片排中使用的压缩机翼型的总数极小化而减轻重量、改进转子性能并简化制造。然而，随着翼型叶片计数减少，随之降低的轮毂坚固性(hubsolidity)趋向于促使转子翼型的轮毂区域中的空气流不期望地与翼型表面分离。
还已知将盘配置为带有非轴对称的“扇形”表面轮廓，以降低盘中的机械应力。该特征的空气动力学上不利的副作用是增加穿过流动区域的转子叶片排和空气动力载荷水平而促进空气流分离。
因此，依然需要能以足够的失速范围和空气动力及结构性能的可接受的平衡来运行的压缩机转子。
发明内容
通过本发明而解决了该需要，本发明提供轴流式压缩机，该轴流式压缩机具有转子叶片排，该转子叶片排包括压缩机叶片和分流叶片翼型。
根据本发明的一个方面，一种压缩机装置包括：转子，包括：盘，其安装成用于围绕中心线轴线旋转，盘的外周缘限定流路表面；翼型状轴流式的压缩机叶片的阵列，其从流路表面径向地向外延伸，其中压缩机叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘，其中压缩机叶片具有弦尺寸并以周向间距间隔开，弦尺寸与周向间距的比限定叶片坚固性参数；以及翼型状的分流叶片的阵列，其与压缩机叶片交替，其中分流叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘；其中，分流叶片在其根部处的弦尺寸和分流叶片的跨度尺寸中的至少一个小于压缩机叶片的对应的尺寸。
根据本发明的另一方面，选择坚固性参数，以便导致正常的运行条件下的轮毂流分离。
根据本发明的另一方面，流路表面不是转动体。
根据本发明的另一方面，流路表面包括相邻的压缩机叶片之间的凹形扇形件。
根据本发明的另一方面，扇形件在邻近压缩机叶片的根部处具有最小的径向深度，并且在相邻的压缩机叶片之间的大约中途的位置处具有最大的径向深度。
根据本发明的另一方面，各个分流叶片大约位于两个相邻的压缩机叶片之间的中途。
根据本发明的另一方面，定位分流叶片使得其后缘相对于盘而位于与压缩机叶片的后缘大约相同的轴向位置处。
根据本发明的另一方面，分流叶片的跨度尺寸是压缩机叶片的跨度尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片的跨度尺寸是压缩机叶片的跨度尺寸的30%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片在其根部处的弦尺寸是压缩机叶片在其根部处的弦尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片在其根部处的弦尺寸是压缩机叶片在其根部处的弦尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，一种压缩机包括多个轴流式级，级的至少所选择的一个包括：盘，其安装成用于围绕中心线轴线旋转，盘的外周缘限定流路表面；翼型状轴流式的压缩机叶片的阵列，其从流路表面径向地向外延伸，其中压缩机叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘，其中压缩机叶片具有弦尺寸并以周向间距间隔开，弦尺寸与周向间距的比限定叶片坚固性参数；以及翼型状的分流叶片的阵列，其与压缩机叶片交替，其中分流叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘；其中，分流叶片在其根部处的弦尺寸和分流叶片的跨度尺寸中的至少一个小于压缩机叶片的对应的尺寸。
根据本发明的另一方面，选择坚固性参数，以便导致正常的运行条件下的轮毂流分离。
根据本发明的另一方面，流路表面不是转动体。
根据本发明的另一方面，流路表面包括相邻的压缩机叶片之间的凹形扇形件。
根据本发明的另一方面，分流叶片的跨度尺寸是压缩机叶片的跨度尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片的跨度尺寸是压缩机叶片的跨度尺寸的30%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片在其根部处的弦尺寸是压缩机叶片在其根部处的弦尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，分流叶片在其根部处的弦尺寸是压缩机叶片在其根部处的弦尺寸的50%或更小。
根据本发明的另一方面，所选择的级是压缩机的最靠后的转子。
附图说明
通过参考结合附图的以下描述而可以最清楚地理解本发明，在附图中：
图1是并入按照本发明的一方面而构建的压缩机转子装置的燃气涡轮发动机的横截面示意图；
图2是压缩机装置的转子的一部分的透视图；
图3是压缩机装置的转子的一部分的顶视平面图；
图4是压缩机装置的转子的一部分的后视立视图；
图5是沿着图4的线5-5截取的侧视图；
图6是沿着图4的线6-6截取的侧视图；
图7是备选的压缩机装置的转子的一部分的透视图；
图8是备选的压缩机装置的转子的一部分的顶视平面图；
图9是备选的压缩机装置的转子的一部分的后视立视图；
图10是沿着图9的线10-10截取的侧视图；以及
图11是沿着图9的线11-11截取的侧视图。
零件列表
F 流动方向
C1 弦
S1 跨度
d 深度
S2 跨度
C2 弦
s 间距
C3 弦
S3 跨度
r 半径
C4 弦
S4 跨度
10 发动机
11 轴线
12 风扇
14 增压器
16 高压压缩机
18 燃烧器
20 高压涡轮
22 低压涡轮
24 核心
26 外轴
28 内轴
30 旁通导管
32 叶片
34 旋转盘
36 导叶
38 转子
40 盘
42 腹板
44 缘部
46 前端
48 后端
50 流路表面
52 压缩机叶片
54 根部
56 尖端
58 压力侧
60 吸力侧
62 前缘
64 后缘
66 扇形件
152 分流叶片
154 根部
156 尖端
158 压力侧
160 吸力侧
162 前缘
164 后缘
238 转子
240 盘
242 腹板
244 缘部
246 前端
248 后端
250 流路表面
252 压缩机叶片
254 根部
256 尖端
258 压力侧
260 吸力侧
262 前缘
264 后缘
352 分流叶片
354 根部
356 尖端
358 压力侧
360 吸力侧
362 前缘
364 后缘
具体实施方式
参考附图，其中同一参考标号贯穿附图表示相同的元件，图1图示通常标示为10的燃气涡轮发动机。发动机10具有纵向中心线轴线11，并且按照轴向流动序列包括风扇12、低压压缩机或“增压器”14、高压压缩机(“HPC”)16、燃烧器18、高压涡轮(“HPT”)20以及低压涡轮(“LPT”)22。共同地，HPC16、燃烧器18以及HPT20限定发动机10的核心24。HPT20和HPC16通过外轴26而互相连接。共同地，风扇12、增压器14以及LPT22限定发动机10的低压系统。风扇12、增压器14以及LPT22通过内轴28而互相连接。
在运行时，使来自HPC16的增压空气与燃烧器18中的燃料混合并焚烧而生成燃气。通过HPT20而从这些气体提取一些功，这些功经由外轴26而驱动压缩机16。燃气的剩余部分从核心24排放至LPT22中。LPT22从燃气提取功，并且穿过内轴28而驱动风扇12和增压器14。风扇12运行，以生成增压空气风扇流。风扇流的第一部分(“核心流”)进入增压器14和核心24，并且风扇流的第二部分(“旁通流”)穿过围绕核心24的旁通导管30而排放。虽然所图示的示例是高旁通涡扇发动机，但本发明的原理同样地可应用于其他类型的发动机，诸如低旁通涡扇、涡轮喷气发动机以及涡轮轴发动机。
应注意到，如本文中所使用的，用语“轴向的”和“纵向的”两者都是指与中心线轴线11平行的方向，而“径向的”是指与轴向方向垂直的方向，并且“切向的”或“周向的”是指与轴向方向和切向方向相互垂直的方向。如本文中所使用的，用语“前部”或“前面”是指在经过或绕过构件的空气流中相对地位于上游的位置，并且用语“后部”或“后面”是指在经过或绕过构件的空气流中相对地位于下游的位置。该气流的方向由图1中的箭头“F”示出。这些方向用语只不过为了方便起见而在描述中使用，不要求据此描述的结构的特定的定向。
HPC16配置成用于轴向流体流，即通常与中心线轴线11平行的流体流。这与离心式压缩机或混流式压缩机形成对照。HPC16包括许多级，各个级包括转子，该转子包括(一般地)安装至旋转盘34的一排翼型或叶片32，以及一排固定的翼型或导叶36。导叶36用来使退出上游的一排叶片32的空气流在进入下游的一排叶片32之前转向。
图2-6图示根据本发明的第一示范性的实施例而构建并适合于包括在HPC16中的转子38的一部分。例如，转子38可以并入HPC16的后半部分中的一个或更多个级，特别地最后的或最靠后的级中。
转子38包括带有腹板42和缘部44的盘40。将理解到，完全的盘40是安装成用于围绕中心线轴线11旋转的环形结构。缘部44具有前端46和后端48。环形流路表面50在前端46与后端48之间延伸。
压缩机叶片52的阵列从流路表面50延伸。各个压缩机叶片从流路表面50处的根部54延伸至尖端56，并且，包括凹形压力侧58，凹形压力侧58在前缘62和后缘64处联结至凸形吸力侧60。如在图5中最清楚地看到的，各个压缩机叶片52具有限定为从根部54至尖端56的径向距离的跨度(或跨度尺寸)“S1”和限定为连接前缘62和后缘64的假想直线的长度的弦(或弦尺寸)“C1”。取决于压缩机叶片52的具体设计，在沿着跨度S1的不同的位置处，其弦C1可能是不同的。对于本发明，相关测量是根部54处的弦C1。
如在图4中所看到的，流路表面50不是转动体。而是，流路表面50具有非轴对称的表面轮廓。作为非轴对称的表面轮廓的示例，在各个相邻对的压缩机叶片52之间，可以以凹形曲线或“扇形件”66形成轮廓。出于比较的目的，图4中的虚线图示带有经过压缩机叶片52的根部54的半径的假设的圆柱形表面。能够看到，流路表面弯曲部分在压缩机叶片根部54处具有其最大的半径(或扇形件66的最小的径向深度)，并且在大约位于相邻的压缩机叶片52之间的中途的位置处具有其最小的半径(或扇形件66的最大的径向深度“d”)。
在稳态或在瞬间运行中，该扇形配置对降低沿着流路表面50的缘部44上的翼型轮毂交叉点处的机械应力和热箍(thermalhoop)应力集中的大小是有效的。这有助于实现盘40的可接受地长久的构件寿命的目标。使流路50成扇形的空气动力学上不利的副作用是增大相邻的压缩机叶片52之间的转子通道流动区域。在穿过流动区域的转子通道中的该增大提高空气动力载荷水平，继而趋向于导致压缩机叶片52的吸力侧60、根部54附近的内侧部分处以及后部位置处，例如自前缘62起的大约75%的弦距离C1处的不期望的流分离。
分流叶片152的阵列从流路表面50延伸。在压缩机叶片52的每一对之间设置一个分流叶片152。在周向方向上，分流叶片152可以在两个相邻的压缩机叶片52之间位于中途或周向地偏置，或与扇形件66的最深的部分d周向地对准。换句话说，压缩机叶片52和分流叶片152围绕流路表面50的周缘交替。各个分流叶片152从流路表面50处的根部154延伸至尖端156，并且包括凹形压力侧158，凹形压力侧158在前缘162和后缘164处联结至凸形吸力侧160。如在图6中最清楚地看到的，各个分流叶片152具有限定为从根部154至尖端156的径向距离的跨度(或跨度尺寸)“S2”和限定为连接前缘162和后缘164的假想直线的长度的弦(或弦尺寸)“C2”。取决于分流叶片152的具体设计，在沿着跨度S2的不同的位置处，其弦C2可能是不同的。对于本发明，相关测量是根部154处的弦C2。
分流叶片152起作用以局部地提高转子38的轮毂坚固性，由此防止上面提到的自压缩机叶片52的流分离。通过仅仅增大压缩机叶片152的数量，并因此减小叶片与叶片的间距，从而能够获得类似的效果。然而，这具有如下的不期望的副作用：增大空气动力表面区域摩擦损失，这将表现为降低的空气动力效率和增加的转子重量。因此，可以选择分流叶片152的尺寸及其位置，以在使其表面区域极小化的同时，防止流分离。分流叶片152定位使得其后缘164相对于缘部44而位于与压缩机叶片52的后缘大约相同的轴向位置。这能够在图3中看到。分流叶片152的跨度S2和/或弦C2可能稍小于压缩机叶片52的对应的跨度S1和弦C1的联合。这些可以被称为“部分跨度”和/或“部分弦”分流叶片。例如，跨度S2可能等于或小于跨度S1。优选地，为了降低摩擦损失，跨度S2是跨度S1的50%或更小。更优选地，为了最小的摩擦损失，跨度S2是跨度S1的30%或更小。作为另一示例，弦C2可能等于或小于弦C1。优选地，为了最小的摩擦损失，弦C2是弦C1的50%或更小。
盘40、压缩机叶片52以及分流叶片152可以由在运行时能够经受预期的应力和环境条件的任何材料构建。已知的合适的合金的非限制性的示例包括铁、镍、以及钛合金。在图2-6中，盘40、压缩机叶片52、以及分流叶片152被描绘为一体、单一或单块的整体。这类结构可以被称为“装有叶片的盘(bladeddisk)”或“整体叶盘(blisk)”。本发明的原理同样地可应用于由分离的构件构建的转子(未示出)。
图7-11图示根据本发明的第二示范性的实施例而构建并适合于包括在HPC16中的转子238的一部分。例如，转子238可以并入HPC16的后半部分中的一个或更多个级，特别地最后的或最靠后的级中。
转子238包括带有腹板242和缘部244的盘240。将理解到，完全的盘240是安装成用于围绕中心线轴线11旋转的环形结构。缘部244具有前端246和后端248。环形流路表面250在前端246与后端248之间延伸。
压缩机叶片252的阵列从流路表面250延伸。各个压缩机叶片252从流路表面250处的根部254延伸至尖端256，并且包括凹形压力侧258，凹形压力侧258在前缘262和后缘264处联结至凸形吸力侧260。如在图10中最清楚地看到的，各个压缩机叶片252具有限定为从根部254至尖端256的径向距离的跨度(或跨度尺寸)“S3”和限定为连接前缘262和后缘264的假想直线的长度的弦(或弦尺寸)“C3”。取决于压缩机叶片252的具体设计，在沿着跨度S3的不同的位置处，其弦C3可能是不同的。对于本发明，相关测量是根部254处的弦C3。
压缩机叶片252围绕流路表面250的周缘均匀地间隔开。相邻的压缩机叶片252之间的平均周向间距“s”(参见图9)限定为s=2πr/Z，其中，“r”是压缩机叶片252(例如根部254处)的指定的半径，并且“Z”是压缩机叶片252的数量。被称为“叶片坚固性”的无量纲参数限定为c/s，其中“c”等于如上所述的叶片弦。在所图示的示例中，压缩机叶片252可能具有比在现有技术中预期的间距显著地更大的间距，导致比在现有技术中预期的显著地更小的叶片坚固性。
如在图9中所看到的，流路表面250被描绘为转动体(即轴对称)。任选地，流路表面250可以具有如在上文中针对流路表面250而描述的非轴对称的表面轮廓。
降低的叶片坚固性将具有通过使在给定的转子级中使用的压缩机翼型的总数最小化而减轻重量、改进转子性能并使制造简化的效果。降低的叶片坚固性的空气动力学上不利的副作用是增大相邻的压缩机叶片252之间的转子通道流动区域。在穿过流动区域的转子通道中的该增大提高空气动力载荷水平，并且继而趋向于导致压缩机叶片252的吸力侧260、根部254附近的内侧部分处以及后部位置处，例如自前缘262起的大约75%的弦距离C3处的不期望的流分离，也被称为“轮毂流分离”。对于任何给定的转子设计，可以特意地选择压缩机叶片间距，以产生低至足以在预期的运行条件下导致轮毂流分离的坚固性。
分流叶片352的阵列从流路表面250延伸。在压缩机叶片252的每一对之间设置一个分流叶片352。在周向方向上，在两个相邻的压缩机叶片252之间，分流叶片352可以位于中途或周向地偏置。换句话说，压缩机叶片252和分流叶片352围绕流路表面250的周缘交替。各个分流叶片352从流路表面250处的根部354延伸至尖端356，并且包括凹形压力侧358，凹形压力侧358在前缘362和后缘364处联结至凸形吸力侧360。如在图11中最清楚地看到的，各个分流叶片352具有限定为从根部354至尖端356的径向距离的跨度(或跨度尺寸)“S4”和限定为连接前缘362和后缘364的假想直线的长度的弦(或弦尺寸)“C4”。取决于分流叶片352的具体设计，在沿着跨度S4的不同的位置处，其弦C4可能是不同的。对于本发明，相关测量是根部354处的弦C4。
分流叶片352起作用以局部地提高转子238的轮毂坚固性，由此防止上面提到的自压缩机叶片252的流分离。通过仅仅增大压缩机叶片252的数量，并因此减小叶片间的间距，从而能够获得类似的效果。然而，这具有如下的不期望的副作用：增大空气动力表面区域摩擦损失，这将表现为降低的空气动力效率和增加的转子重量。因此，可以选择分流叶片352的尺寸及其位置，以在使其表面区域最小化的同时，防止流分离。分流叶片352定位使得其后缘364相对于缘部244而位于与压缩机叶片252的后缘264大约相同的轴向位置。这能够在图8中看到。分流叶片352的跨度S4和/或弦C4可能稍小于压缩机叶片252的对应的跨度S3和弦C3的联合。这些可以被称为“部分跨度”和/或“部分弦”分流叶片。例如，跨度S4可能等于或小于跨度S3。优选地，为了降低摩擦损失，跨度S4是跨度S3的50%或更小。更优选地，为了最小的摩擦损失，跨度S4是跨度S3的30%或更小。作为另一示例，弦C4可能等于或小于弦C3。优选地，为了最小的摩擦损失，弦C4是弦C3的50%或更小。
盘240、压缩机叶片252以及分流叶片352使用与上述的盘40、压缩机叶片52以及分流叶片152相同的材料和结构配置(例如单块的或可分离的)。
带有分流叶片的在本文中描述的转子装置局部地提高转子轮毂坚固性水平，并且局部地降低轮毂空气动力载荷水平，并且抑制转子翼型轮毂在存在非轴对称的轮廓的轮毂流路表面的情况下欲分离的趋势，或轴对称的流路上的翼型计数转子减少。部分跨度和/或部分弦分流叶片的使用对保持转子的中间区段和上部区段的坚固性水平不从标称值改变并因此维持中间及上部翼型区段性能是有效的。
前文已描述了压缩机转子装置。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要以及附图)中所公开的所有的特征和/或如此公开的任何方法或过程的所有的步骤可以以除了其中这样的特征和/或步骤中的一些相互排斥的组合之外的任何组合来组合。
本说明书(包括任何所附权利要求、摘要以及附图)中所公开的各个特征可以被适用于相同的、等效的或类似的目的备选的特征取代，除非另有明确说明。因此，除非另有明确说明，否则所公开的各个特征只是通用的一系列的等效的或类似的特征中的一个示例。
本发明不局限于前文的(多个)实施例的细节。本发明扩展本说明书(包括任何所附权利要求、摘要以及附图)中所公开的特征的任何新型特征或任何新型组合，或扩展至如此公开的任何方法或过程的步骤的任何新型步骤或任何新型组合。

Claims (10)

1.一种压缩机装置，包括：
转子，包括：
盘，其安装成用于围绕中心线轴线旋转，所述盘的外周缘限定流路表面；
翼型状轴流式的压缩机叶片的阵列，其从所述流路表面径向地向外延伸，其中所述压缩机叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘，其中所述压缩机叶片具有弦尺寸并以周向间距间隔开，所述弦尺寸与所述周向间距的比限定叶片坚固性参数；以及
翼型状的分流叶片的阵列，其与所述压缩机叶片交替，其中所述分流叶片各自具有根部、尖端、前缘以及后缘；
其中，所述分流叶片在其根部处的弦尺寸和所述分流叶片的跨度尺寸中的至少一个小于所述压缩机叶片的对应的尺寸。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，选择坚固性参数，以便导致正常的运行条件下的轮毂流分离。
3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述流路表面不是转动体。
4.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述流路表面包括相邻的压缩机叶片之间的凹形扇形件。
5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述扇形件在邻近所述压缩机叶片的所述根部处具有最小的径向深度，并且在相邻的压缩机叶片之间的大约中途的位置处具有最大的径向深度。
6.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，各个分流叶片大约位于两个相邻的压缩机叶片之间的中途。
7.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，定位所述分流叶片使得其后缘相对于所述盘而位于与所述压缩机叶片的所述后缘大约相同的轴向位置处。
8.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分流叶片的所述跨度尺寸是所述压缩机叶片的所述跨度尺寸的50%或更小。
9.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分流叶片的所述跨度尺寸是所述压缩机叶片的所述跨度尺寸的30%或更小。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，所述分流叶片在其所述根部处的所述弦尺寸是所述压缩机叶片在其所述根部处的所述弦尺寸的50%或更小。
CN201511002306.1A 2014-12-29 2015-12-29 并入分流叶片的轴流式压缩机转子 Active CN105736461B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/585,158 US9874221B2 (en) 2014-12-29 2014-12-29 Axial compressor rotor incorporating splitter blades
US14/585158 2014-12-29

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105736461A true CN105736461A (zh) 2016-07-06
CN105736461B CN105736461B (zh) 2019-10-18

Family

ID=54850438

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201511002306.1A Active CN105736461B (zh) 2014-12-29 2015-12-29 并入分流叶片的轴流式压缩机转子

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9874221B2 (zh)
EP (1) EP3040512A1 (zh)
JP (1) JP2016138549A (zh)
CN (1) CN105736461B (zh)
BR (1) BR102015031429A2 (zh)
CA (1) CA2915469A1 (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736460A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子
CN109416050A (zh) * 2016-07-15 2019-03-01 通用电气公司 具有分流器叶片的轴流式压缩机
CN110701111A (zh) * 2019-10-25 2020-01-17 江汉大学 一种利用分流叶片减少轴流风机导流叶片总压损失的方法
CN113653672A (zh) * 2021-08-31 2021-11-16 佛山市南海九洲普惠风机有限公司 一种带有分流叶片的轴流叶轮
CN113661304A (zh) * 2019-02-19 2021-11-16 赛峰飞机发动机公司 包括多个弦不相同的叶片的涡轮机的定子轮

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180017019A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Turbofan engine wth a splittered rotor fan
EP3372785A1 (en) * 2017-03-09 2018-09-12 General Electric Company Turbine airfoil arrangement incorporating splitters
US10670037B2 (en) * 2017-11-21 2020-06-02 General Electric Company Turbofan engine's fan blade and setting method thereof
DE102018212176A1 (de) 2018-07-23 2020-01-23 MTU Aero Engines AG Hochdruckverdichter für ein Triebwerk
EP3608505B1 (en) * 2018-08-08 2021-06-23 General Electric Company Turbine incorporating endwall fences
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
IT202100002240A1 (it) 2021-02-02 2022-08-02 Gen Electric Motore a turbine con palette a flusso trasversale ridotto
BE1030046B1 (fr) * 2021-12-17 2023-07-17 Safran Aero Boosters Roue mobile a plusieurs rangees d’aubes
BE1030473B1 (fr) * 2022-04-21 2023-11-27 Safran Aero Boosters Rotor a plusieurs rangees d’aubes
FR3142778A1 (fr) * 2022-12-06 2024-06-07 Safran Pièce statorique à ailette creusée dans une turbomachine

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6511294B1 (en) * 1999-09-23 2003-01-28 General Electric Company Reduced-stress compressor blisk flowpath
CN101173673A (zh) * 2007-11-29 2008-05-07 北京航空航天大学 叶片沿周向非均匀分布的大小叶片叶轮及压气机
CN101173672A (zh) * 2007-11-29 2008-05-07 北京航空航天大学 带有非全高小叶片的大小叶片叶轮及压气机
WO2009127204A1 (de) * 2008-04-19 2009-10-22 Mtu Aero Engines Gmbh Stator- und/oder rotor-stufe eines axialverdichters einer strömungsmaschine mit strömungsleitelementen zur wirkungsgradsteigerung
US8403645B2 (en) * 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
US20140090380A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Endwall Controuring
US20140348660A1 (en) * 2013-05-24 2014-11-27 MTU Aero Engines AG Blade cascade and continuous-flow machine
CN105736460A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子

Family Cites Families (39)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE611328C (de) 1933-03-24 1935-03-26 Paul Kaehler Leitvorrichtung
GB630747A (en) * 1947-07-09 1949-10-20 George Stanley Taylor Improvements in or relating to multi-stage axial-flow compressors
GB752674A (en) 1953-03-24 1956-07-11 Daimler Benz Axtiexgeselischaf Improvements 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
US2953295A (en) 1954-10-22 1960-09-20 Edward A Stalker Supersonic compressor with axially transverse discharge
US2920864A (en) 1956-05-14 1960-01-12 United Aircraft Corp Secondary flow reducer
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
GB1514096A (en) 1977-02-01 1978-06-14 Rolls Royce Axial flow rotor or stator assembly
US4512718A (en) 1982-10-14 1985-04-23 United Technologies Corporation Tandem fan stage for gas turbine engines
US5152661A (en) 1988-05-27 1992-10-06 Sheets Herman E Method and apparatus for producing fluid pressure and controlling boundary layer
US5002461A (en) 1990-01-26 1991-03-26 Schwitzer U.S. Inc. Compressor impeller with displaced splitter blades
GB2258272B (en) 1991-07-27 1994-12-07 Rolls Royce Plc Rotors for turbo machines
US5299914A (en) 1991-09-11 1994-04-05 General Electric Company Staggered fan blade assembly for a turbofan engine
US5639217A (en) 1996-02-12 1997-06-17 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Splitter-type impeller
DE19650656C1 (de) 1996-12-06 1998-06-10 Mtu Muenchen Gmbh Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe
GB2337795A (en) 1998-05-27 1999-12-01 Ebara Corp An impeller with splitter blades
EP0978632A1 (de) 1998-08-07 2000-02-09 Asea Brown Boveri AG Turbomaschine mit Zwischenschaufeln als Strömungsteilelemente
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
US6478545B2 (en) 2001-03-07 2002-11-12 General Electric Company Fluted blisk
US7094027B2 (en) 2002-11-27 2006-08-22 General Electric Company Row of long and short chord length and high and low temperature capability turbine airfoils
GB0314123D0 (en) 2003-06-18 2003-07-23 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US20070154314A1 (en) 2005-12-29 2007-07-05 Minebea Co., Ltd. Reduction of tonal noise in cooling fans using splitter blades
US7465155B2 (en) 2006-02-27 2008-12-16 Honeywell International Inc. Non-axisymmetric end wall contouring for a turbomachine blade row
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
DE102008055824B4 (de) 2007-11-09 2016-08-11 Alstom Technology Ltd. Dampfturbine
US8858161B1 (en) * 2007-11-29 2014-10-14 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple staged compressor with last stage airfoil cooling
FR2939852B1 (fr) 2008-12-15 2014-10-31 Snecma Etage d'aubes statoriques dans un compresseur
US8182204B2 (en) 2009-04-24 2012-05-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Deflector for a gas turbine strut and vane assembly
US8529210B2 (en) 2010-12-21 2013-09-10 Hamilton Sundstrand Corporation Air cycle machine compressor rotor
US8920127B2 (en) 2011-07-18 2014-12-30 United Technologies Corporation Turbine rotor non-metallic blade attachment
US20130051996A1 (en) * 2011-08-29 2013-02-28 Mtu Aero Engines Gmbh Transition channel of a turbine unit
EP2746534B1 (de) 2012-12-19 2019-07-31 MTU Aero Engines AG Stator- und/oder Rotorstufe einer Strömungsmaschine, sowie zugehörige Gasturbine
GB201303767D0 (en) 2013-03-04 2013-04-17 Rolls Royce Plc Stator Vane Row
US10221707B2 (en) 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
US20140314549A1 (en) 2013-04-17 2014-10-23 General Electric Company Flow manipulating arrangement for a turbine exhaust diffuser
EP2799721B8 (fr) * 2013-05-03 2016-12-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur de turbomachine axiale avec aubes auxiliaires en pieds d'aubes

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6511294B1 (en) * 1999-09-23 2003-01-28 General Electric Company Reduced-stress compressor blisk flowpath
CN101173673A (zh) * 2007-11-29 2008-05-07 北京航空航天大学 叶片沿周向非均匀分布的大小叶片叶轮及压气机
CN101173672A (zh) * 2007-11-29 2008-05-07 北京航空航天大学 带有非全高小叶片的大小叶片叶轮及压气机
WO2009127204A1 (de) * 2008-04-19 2009-10-22 Mtu Aero Engines Gmbh Stator- und/oder rotor-stufe eines axialverdichters einer strömungsmaschine mit strömungsleitelementen zur wirkungsgradsteigerung
US8403645B2 (en) * 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
US20140090380A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 United Technologies Corporation Endwall Controuring
US20140348660A1 (en) * 2013-05-24 2014-11-27 MTU Aero Engines AG Blade cascade and continuous-flow machine
CN105736460A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105736460A (zh) * 2014-12-29 2016-07-06 通用电气公司 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子
CN105736460B (zh) * 2014-12-29 2020-08-07 通用电气公司 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子
CN109416050A (zh) * 2016-07-15 2019-03-01 通用电气公司 具有分流器叶片的轴流式压缩机
CN109416050B (zh) * 2016-07-15 2022-03-29 通用电气公司 具有分流器叶片的轴流式压缩机
CN113661304A (zh) * 2019-02-19 2021-11-16 赛峰飞机发动机公司 包括多个弦不相同的叶片的涡轮机的定子轮
CN113661304B (zh) * 2019-02-19 2023-12-29 赛峰飞机发动机公司 包括多个弦不相同的叶片的涡轮机的定子轮
CN110701111A (zh) * 2019-10-25 2020-01-17 江汉大学 一种利用分流叶片减少轴流风机导流叶片总压损失的方法
CN110701111B (zh) * 2019-10-25 2021-02-09 江汉大学 一种利用分流叶片减少轴流风机导流叶片总压损失的方法
CN113653672A (zh) * 2021-08-31 2021-11-16 佛山市南海九洲普惠风机有限公司 一种带有分流叶片的轴流叶轮
CN113653672B (zh) * 2021-08-31 2023-11-10 佛山市南海九洲普惠风机有限公司 一种带有分流叶片的轴流叶轮

Also Published As

Publication number Publication date
EP3040512A1 (en) 2016-07-06
US9874221B2 (en) 2018-01-23
CA2915469A1 (en) 2016-06-29
US20160186773A1 (en) 2016-06-30
CN105736461B (zh) 2019-10-18
JP2016138549A (ja) 2016-08-04
BR102015031429A2 (pt) 2016-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105736461A (zh) 并入分流叶片的轴流式压缩机转子
CN107035435B (zh) 结合分流器的压缩机
JP6025269B2 (ja) 先端上反角を備えた圧縮機翼形部
US20210239132A1 (en) Variable-cycle compressor with a splittered rotor
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
CN105736460B (zh) 结合非轴对称毂流路和分流叶片的轴向压缩机转子
US20120272663A1 (en) Centrifugal compressor assembly with stator vane row
US11125089B2 (en) Turbine incorporating endwall fences
CN112983885B (zh) 用于燃气涡轮发动机的风扇的分流器和转子翼型件的围带
CN109477391B (zh) 涡扇发动机及对应的操作方法
US20210372288A1 (en) Compressor stator with leading edge fillet
EP3098383B1 (en) Compressor airfoil with compound leading edge profile

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant