CN106662015B - 涡轮机的空气引导装置 - Google Patents

涡轮机的空气引导装置 Download PDF

Info

Publication number
CN106662015B
CN106662015B CN201580035169.3A CN201580035169A CN106662015B CN 106662015 B CN106662015 B CN 106662015B CN 201580035169 A CN201580035169 A CN 201580035169A CN 106662015 B CN106662015 B CN 106662015B
Authority
CN
China
Prior art keywords
guiding device
air guiding
groove
section
feed path
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
CN201580035169.3A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106662015A (zh
Inventor
亚历山大·科莱克斯
罗曼·费里尔
尼古拉斯·瑟温
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 Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
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 Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN106662015A publication Critical patent/CN106662015A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106662015B publication Critical patent/CN106662015B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • 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
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/057—Control or regulation
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • 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
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture
    • 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
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮机的空气引导装置(10)，其包括涡轮机发动机的空气供给通道(11)，所述供给通道(11)具有通过转向区段(11d)连接在一起的上游区段(11am)和下游区段(11av)，所述上游区段(11am)和所述转向区段(11d)通过内肘部(Ci)和外肘部(Ce)连接在一起。在所述内肘部(Ci)，该内表面(10i)具有凹槽(13)，所述凹槽(13)在供给通道(11)长度(11L)的方向纵向地延伸，并且该凹槽(13)的纵向边缘(13L)在供给通道(11)的上游区段(11am)的下游端的方向向外展开。

Description

涡轮机的空气引导装置
技术领域
本发明涉及航空器涡轮机的领域，并且更具体地涉及一种涡轮机的空气引导装置，其类型包括一对广泛地被称为“开式转子”的无护罩的反转风扇，以及航空器涡轮螺旋桨发动机。
背景技术
使用一个或多个空气引导装置是已知的。这些通常采取周向位于涡轮机的纵轴线周围的波瓣的形式。
图1示出了一种根据在FR2951502中描述的有时被称为双波瓣的涡轮机1的示例。特别地，该涡轮机1包括每个都具有S形的两个空气引导装置2。这些空气引导装置2关于涡轮发动机1的纵轴线X对称并且连接到主气流3，该主气流3供给空气到涡轮机1的发动机，该涡轮机包括至少一个压缩机，燃烧室和涡轮。
通常，空气引导装置的主要功能是用于以最均匀方式为发动机供给可能的空气。然而这些空气引导装置的显著径向偏移，以及后者不轴对称的事实导致气流变形，所述气流穿过它们并且旨在供给涡轮机主气流。这些变形导致相当大的发动机效率损失。
更特别地，一种空中引导装置2具有沿第一方向接收气流的上游区段2am，所述气流然后经由转向区段2d以第二方向被引导到下游区段2av。该转向区段2d如在示例中可由两个连续的肘部形成。变形效应基本上是由于在上游区段2am和转向区段2d之间方向变化时发生的分层。该分层导致低压区域(由区域Z表示)，该低压区域在出口导致巨大漩涡，换句话说在下游区段2av的最下游端导致巨大漩涡。转向角越大，导致很大变形的分层越大。
发明内容
本发明的目的因此是为了弥补现有技术中的缺点。在该背景下，本发明的目的是提供一种降低分层效应的涡轮机的空气引导装置。
为此，本发明涉及一种涡轮机的空气引导装置，其包括涡轮机发动机的空气供给通道，其中该供给通道具有通过转向区段连接在一起的上游区段和下游区段，所述转向区段被构造和适用于在下游区段中以第二方向引导以第一方向接收的来自上游区段的气流。
此外，该上游区段和转向区段通过内肘部和外肘部连接在一起。在该内肘部该空气引导装置的内表面具有凹槽，所述凹槽在供给通道长度的方向纵向地延伸。
此外，该凹槽的纵向边缘在供给通道的上游区段的下游端的方向向外展开。
换句话说，该凹槽被定位在上游区段和转向区段之间改变方向的位置。
应该注意的是，该凹槽局部地增加了紊流的水平。紊流水平的增加限制了在该空气引导装置中边界层的分层，并且因此改善了其效率和其变形。换句话说，由于凹槽的存在降低了气流移动的速度，该凹槽显著地限制了在空气引导装置中的分层。
通常，在全部本说明书中使用的术语“上游”和“下游”都被认为是相对于流体的移动方向。
以非限制性方式，空气引导装置可由涡轮机进气套筒形成，其类型包括与航空器涡轮螺旋桨发动机一起的一对通常称为“开式转子”类型的无护罩的反转风扇。
在另一非限制性实施方式中，该空气引导装置可由压缩机组件的管道形成。
此外，该凹槽与涡流发生器(VG)相比的一个益处是由于其在管道中的非侵入性特征。它不能被进入发动机的外部元素(鸟类、冰雹等)所损坏。相反，涡流发生器突出到导管内，并且可被所摄入的外部元素损坏。
除了前述段落刚刚陈述的特征外，根据本发明的装置可具有一个或多个以下的额外特征，单独地或根据技术上可行的组合所考虑。
在一个非限制性实施方式中，该凹槽的上游宽度在0.021xR和0.082xR之间，其中R是圆的半径，所述圆的表面积等于供给通道的上游区段的入口横截面的表面积，其中该入口横截面位于与上游区段的纵轴线垂直的平面中。术语上游区段的纵轴线涉及基本上位于中心并且在上游区段的长度方向延伸的轴线。
在一个非限制性实施方式中，凹槽的下游宽度在0.021xR和0.082xR之间，其中R是圆的半径，所述圆的表面积等于供给通道的上游区段的入口横截面的表面积，其中所述入口横截面位于与上游区段的纵轴线垂直的平面中。
在一个非限制性实施方式中，该凹槽的长度在0.01xR和0.21xR之间，其中R是圆的半径，所述圆的表面积等于供给通道的上游区段的入口横截面的表面积，其中所述入口横截面位于与上游区段的纵轴线垂直的平面中。
在一个非限制性实施方式中，该凹槽的高度在0.001xR和0.012xR之间，其中R是圆的半径，所述圆的表面积等于供给通道的上游区段的入口横截面的表面积，其中所述入口横截面位于与上游区段的纵轴线垂直的平面中。
在一个非限制性实施方式中，该凹槽的内表面的至少一部分具有缺陷(imperfections)。
在一个非限制性实施方式中，被布置在该凹槽的内表面的上游端的一部分是光滑的。
在一个非限制性实施方式中，该凹槽的下游端与该凹槽的内表面形成一个大于90度的角度。
在一个非限制性实施例方式中，该空气引导装置进一步包括用于移除不必要对象的通道，所述移除不必要对象的通道连接到供给通道的上游区段的下游端。
附图说明
参考附图，从以下作为说明性且以非限制性方式给出的本发明描述，本发明的其它特征和优点将明显地显现，其中：
—图1示出了一种根据现有技术包括两个空气引导装置的具有反转风扇的涡轮机；
—图2示意性地示出了根据本发明的涡轮机的空气引导装置的第一示例；
—图3示意性地示出了根据本发明的涡轮机的空气引导装置的第二示例；
—图4示意性地示出了根据本发明的空气引导装置的凹槽的第一非限制性示例；
—图5示意性地示出了根据本发明的空气引导装置的凹槽的第二非限制性示例；
—图6示出了根据本发明的供给通道的上游区段的入口横截面；
—图7示意性地示出了根据本发明的空气引导装置的凹槽的可能尺寸；
—图8示意性地示出了根据本发明的空气引导装置的第三非限制性示例。
在所有附图中，共同元件具有相同的附图标记。
本发明至少一个非限制性实施方式的详细描述
图1用于示出一种根据现有技术的空气引导装置。
图2示意性地示出一种根据本发明的涡轮机的空气引导装置10。该空气引导装置10包括涡轮机发动机的空气供给通道11。
供给通道11具有上游区段11am和下游区段11av，所述上游区段11am和下游区段11av通过使气流转向的区段11d相连。更具体地，气流经由上游区段11am的上游端进入供给通道11，然后以第一方向D1经由上游区段11am被引导到转向区段11d。转向区段11d然后引导该气流到供给通道11的下游区段11av，在该下游区段11av内气流以第二方向D2移动。
此外，上游区段11am和转向区段11d经由内肘部Ci和外肘部Ce连接在一起。在内肘部Ci(即，在分层效应通常发生的方向改变处)空气引导装置10的内表面积10i具有在供给通道11的长度11L方向中纵向地延伸的凹槽13(也称为凹形件13)。
内表面积10i对应于与气流运移动接触的表面。此外，与外肘部Ce相比，在所示的示例中，内肘部Ci对应于具有最小曲率半径的肘部。
该凹槽13延迟了分层，从而减少甚至消除了涡流的产生。该特定特性保持了均匀流体以及在供给通道11出口的最佳压力。
在该非限制性实施方式中，凹槽13被布置在由转向区段11d导致的气流方向的变化处。
图3示出了根据本发明的空气引导装置10的第二示例实施方式。更具体地，图3示出了空气引导装置上游区段11am和的内肘部Ci。存在的多个凹槽13也可以透过透明对象看到。
实际上，在该非限制性实施方式中，空气引导装置10的内表面积10i在内肘部Ci包括在供给通道长度的方向中纵向延伸的多个凹槽13。多个凹槽13的存在改进了包括延迟分层的效果。气流在空气引导装置内的运动从而均匀并且优化了在供给通道11出口的压力。
图4示出了一种根据本发明的空气引导装置的凹槽13的非限制性示例实施方式。在该非限制性实施方式中，凹槽13的纵向边缘13L在供给通道11的上游区段11am的下游端方向向外展开。换句话说，凹槽13的上游宽度1am小于凹槽13的下游宽度1av。该发散凹槽13的形式减缓了在凹槽13内侧移动的气流，并且因此局部地形成增加局部紊流的剪切区域。该效应用于延迟任何下游分层效应。
图5示意性地示出了根据本发明的供给通道所包括的凹槽13的内表面13i的实施方式实施例。
可以看出，在该限制性实施方式中，凹槽13的纵向边缘13L彼此平行。
此外，在该实施方式中，与形成凹槽13底部的表面对应的凹槽13的内表面13i在第一区段P1具有缺陷14。该第一区段P1被布置在凹槽13的下游端，并且包括多个狭槽14。这些狭槽14可由任何其它类型的缺陷代替。这些缺陷例如可通过内表面13i的粗糙度或由于尖状物的出现而产生。
在该实施方式中，凹槽13的内表面积13i具有第二光滑区段P2，其公差例如可以是+/-0.127毫米。该第二光滑区段P2被布置在凹槽13的上游区段的端部。
应该注意的是，区段P1和P2的该布置绝不是限制性的。因此内表面13i可不包括缺陷，可在一个区段，在彼此间隔的几个区段上，或在其整个表面上包括它们。同样地内表面13i可不光滑，可在一个区段上光滑，可在彼此间隔的几个区段上光滑，或可在其整个表面上光滑。
在未示出的另一非限制性实施方式中，凹槽13的内表面例如可在其上游端和在其下游端为粗糙的。
图6示出了根据本发明的供给通道的上游区段11am的入口横截面S。所示出的入口区段S位于与供给通道11的上游区段11am的纵轴线X垂直的平面中。在该非限制性实施例方式中，入口区段具有波瓣形式。
凹槽13的尺寸例如可根据圆C确定，其中，该圆C表面积等于供给通道11的上游区段11am的上游区段S的入口横截的表面积。
因此，例如：
—凹槽13的上游宽度lam(图7所示)在0.021xR和0.082xR之间，其中R是圆C的半径，所述圆的表面积等于供给通道11的上游区段11am的入口区段S的表面积。
—凹槽13的下游宽度1av在0.021xR和0.082xR之间，
—凹槽13的长度L在0.01xR和0.21xR之间，
—凹槽13的高度H在0.001xR和0.012xR之间，
在该示例中，凹槽13的下游端e13与凹槽的内表面13i形成一个大于90度的角度。因此，供给通道11不具有用于阻止可形成紊流的气流的表面。
图8示意性地示出了根据本发明的空气引导装置的第二非限制性示例。在该实施例方式中，空气引导装置10此外包括用于移除不必要对象的通道15。该用于移除不必要对象的通道15连接到供给通道11的上游区段11am的下游端。
应该注意的是，根据本发明的空气引导装置适用于一种包括空气引导装置、几个空气引导装置或开式转子的涡轮螺旋桨发动机。
换句话说，空气引导装置10适用于下列空气入口：
—涡轮螺旋桨发动机单波瓣，
—涡轮螺旋桨发动机双波瓣，或
—开式转子双波瓣。
通常，供给通道11的尺寸依赖于发动机的功率以及依赖于它们的位置。供给通道尺寸11因此可根据发动机的功率和所述供给通道的位置改变。

Claims (8)

1.一种涡轮机的空气引导装置(10)，其包括供给空气到涡轮机发动机的通道(11)，所述供给通道(11)具有通过转向区段(11d)连接在一起的上游区段(11am)和下游区段(11av)，所述转向区段(11d)被构造和适用于在所述下游区段(11av)中以第二方向(02)引导以第一方向(01)接收的来自所述上游区段(11am)的气流，所述上游区段(11am)和所述转向区段(11d)通过内肘部(Ci)和外肘部(Ce)连接在一起，在该内肘部(Ci)，其中该空气引导装置(10)的内表面积(10i)具有凹槽(13)，所述凹槽(13)在供给通道(11)长度(11L)的方向纵向地延伸，所述空气引导装置(10)的特征在于，该凹槽(13)的纵向边缘(13L)在供给通道(11)的上游区段(11am)的下游端的方向向外展开；其中，该凹槽(13)的长度(L)在0.01xR和0.21xR之间，其中R是圆(C)的半径，所述圆(C)的表面积等于供给通道(11)的上游区段(11am)的入口横截面(S)的表面积。
2.根据权利要求1所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，该凹槽(13)的上游宽度(lam)在0.021xR和0.082xR之间，其中R是圆(C)的半径，所述圆(C)的表面积等于供给通道(11)的上游区段(11am)的入口横截面(S)的表面积。
3.根据前述权利要求任一所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，该凹槽(13)的下游宽度(lav)在0.021xR和0.082xR之间，其中R是圆(C)的半径，所述圆(C)的表面积等于供给通道(11)的上游区段(11am)的入口横截面(S)的表面积。
4.根据权利要求1或2所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，该凹槽(13)的高度(H)在0.001xR和0.012xR之间，其中R是圆(C)的半径，所述圆(C)的表面积等于供给通道(11)的上游区段(11am)的入口横截面(S)的表面积。
5.根据权利要求1或2所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，该凹槽(13)的内表面(13i)的至少一部分具有缺陷。
6.根据权利要求1或2所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，被布置在该凹槽(13)的内表面(13i)的上游端的一部分是光滑的。
7.根据权利要求1或2所述的空气引导装置(10)，根据所述空气引导装置(10)，该凹槽(13)的下游端与该凹槽(13)的内表面(13i)形成大于90度的角度(α)。
8.根据权利要求1或2所述的空气引导装置(10)，其进一步包括用于移除不必要对象的通道(15)，所述移除不必要对象的通道(15)连接到供给通道(11)的上游区段(11am)的下游端。
CN201580035169.3A 2014-07-03 2015-07-02 涡轮机的空气引导装置 Active CN106662015B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR1456407 2014-07-03
FR1456407A FR3023322B1 (fr) 2014-07-03 2014-07-03 Manche d'entree d'air pour turbomachine
PCT/FR2015/051844 WO2016001602A1 (fr) 2014-07-03 2015-07-02 Dispositif de guidage d'air pour turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106662015A CN106662015A (zh) 2017-05-10
CN106662015B true CN106662015B (zh) 2019-03-19

Family

ID=51688229

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580035169.3A Active CN106662015B (zh) 2014-07-03 2015-07-02 涡轮机的空气引导装置

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10054049B2 (zh)
EP (1) EP3164585B1 (zh)
CN (1) CN106662015B (zh)
BR (1) BR112016030871B1 (zh)
CA (1) CA2953046C (zh)
FR (1) FR3023322B1 (zh)
RU (1) RU2682935C2 (zh)
WO (1) WO2016001602A1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3048727B1 (fr) * 2016-03-14 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
GB2558917B (en) * 2017-01-19 2021-02-10 Gkn Aerospace Sweden Ab Transition duct of a multi-stage compressor with areas of different surface roughness

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4047912A (en) * 1976-06-11 1977-09-13 Consolidated Freightways, Inc. Turbocharger and air cleaner device
US4455045A (en) * 1981-10-26 1984-06-19 Wheeler Gary O Means for maintaining attached flow of a flowing medium
CN102434285A (zh) * 2011-11-21 2012-05-02 南京航空航天大学 基于特种气囊的轴对称可变形进气道

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4706910A (en) * 1984-12-27 1987-11-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Combined riblet and lebu drag reduction system
DE3609541A1 (de) * 1986-03-21 1987-09-24 Deutsche Forsch Luft Raumfahrt Verminderten stroemungswiderstand durch herabgesetzte wandschubspannung aufweisende oberflaeche eines turbolent ueberstroemten koerpers
RU2020304C1 (ru) * 1992-03-31 1994-09-30 Геннадий Ираклиевич Кикнадзе Поверхность обтекания для формирования динамических вихревых структур в пограничных и пристенных слоях потоков сплошных сред
US5598990A (en) * 1994-12-15 1997-02-04 University Of Kansas Center For Research Inc. Supersonic vortex generator
NO313544B1 (no) * 2001-02-02 2002-10-21 Fred Olsen Utforminger på overflaten av et legeme
EP1808508A1 (de) * 2006-01-17 2007-07-18 Siemens Aktiengesellschaft Im Strömungskanal einer Strömungsmaschine anzuordnendes Bauteil und Spritzverfahren zum Erzeugen einer Beschichtung
US7678165B2 (en) * 2006-12-28 2010-03-16 General Electric Company Particle separator using boundary layer control
FR2914364B1 (fr) * 2007-03-30 2009-06-12 Snecma Sa Partie avant de turbomachine comprenant un systeme de deflecteur de corps etrangers, tels que des grelons.
WO2008136697A1 (en) * 2007-05-04 2008-11-13 Siemens Aktiengesellschaft Method and apparatus for flow control of a gas
EP2031243A1 (en) * 2007-08-31 2009-03-04 Lm Glasfiber A/S Means to maintain a flow attached to the exterior of a flow control member
US8528601B2 (en) * 2009-03-30 2013-09-10 The Regents Of The University Of Michigan Passive boundary layer control elements
FR2951502B1 (fr) 2009-10-15 2013-08-02 Snecma Architecture de turbomachine ameliorant l'admission d'air
US20130022444A1 (en) * 2011-07-19 2013-01-24 Sudhakar Neeli Low pressure turbine exhaust diffuser with turbulators
US9416802B2 (en) * 2012-12-31 2016-08-16 University Of Kansas Radar energy absorbing deformable low drag vortex generator

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4047912A (en) * 1976-06-11 1977-09-13 Consolidated Freightways, Inc. Turbocharger and air cleaner device
US4455045A (en) * 1981-10-26 1984-06-19 Wheeler Gary O Means for maintaining attached flow of a flowing medium
CN102434285A (zh) * 2011-11-21 2012-05-02 南京航空航天大学 基于特种气囊的轴对称可变形进气道

Also Published As

Publication number Publication date
US20170138260A1 (en) 2017-05-18
WO2016001602A1 (fr) 2016-01-07
RU2682935C2 (ru) 2019-03-22
BR112016030871B1 (pt) 2021-12-07
CA2953046C (fr) 2022-06-28
EP3164585A1 (fr) 2017-05-10
RU2017103442A3 (zh) 2018-08-06
FR3023322B1 (fr) 2019-09-06
BR112016030871A2 (pt) 2017-08-22
US10054049B2 (en) 2018-08-21
RU2017103442A (ru) 2018-08-06
CA2953046A1 (fr) 2016-01-07
FR3023322A1 (fr) 2016-01-08
EP3164585B1 (fr) 2018-04-18
CN106662015A (zh) 2017-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013154300A (ru) Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством
US10060265B2 (en) Turbine blade
WO2015041801A3 (en) Diffuser with strut-induced vortex mixing
JP2015063994A5 (zh)
US7661926B2 (en) Turbomachine blade
CN106662015B (zh) 涡轮机的空气引导装置
CA2879892C (en) Cooling system and method for supplying a cooling gas flow
EP2618057A1 (en) Micromixer of turbine system
US20200025132A1 (en) Gas turbine engine ejector
JP2017025906A (ja) 固定ブレード用冷却構造体
JP2018071445A5 (zh)
CA2833859C (en) Turbine blade with loss-suppressing trailing edge
US10794280B2 (en) Air intake for gas turbine engine
JP6580155B2 (ja) 配管接続構造
RU2017134269A (ru) Устройство с решетками для выталкивания микроструй для уменьшения шума реактивной струи газотурбинного двигателя
CN108700241B (zh) 弯管及具备该弯管的流体机械
EP3189276B1 (en) Gas turbine with combustor arrangement including flow control vanes
RU2016143550A (ru) Авиационный двигатель с установкой диффузора под азимутальным углом относительно камеры сгорания
JP5311101B2 (ja) タービン流路面のフィルム冷却構造
US20220251961A1 (en) Non-axisymmetric secondary duct portion
US9915227B2 (en) Discharge system of a separated twin-flow turbojet for an aircraft, corresponding turbojet and associated design method
US9388710B2 (en) Exhaust diffuser arrangement for a turbine system and method of redirecting a flow
KR20090041623A (ko) 가이드 윙을 구비한 터보 인터쿨러 덕트
CN115898557A (zh) 一种抑制涡轮导向器叶片通道内二次流的主动控制结构
RU2014126936A (ru) Носовая часть рассекателя, содержащая лист, образующий поверхность для направления контура и выполняющий функцию противообледенительного канала

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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