CN112119204A - 涡轮机定子元件 - Google Patents

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Abstract

涡轮机定子元件(50)，围绕纵向轴线延伸，所述元件包括至少一个第一定子轮叶(1)和至少一个第二定子轮叶(1’)，所述至少一个第二定子轮叶与所述第一定子轮叶(1)周向相邻，每个第一和第二定子轮叶(1，1’)包括平台和从所述平台径向地延伸的叶片，所述定子元件还包括至少一个平台间密封件(12)，所述至少一个平台间密封件布置在所述第一定子轮叶(1)的平台和所述第二定子轮叶(1’)的平台之间，其特征在于，所述平台间密封件(12)包括平坦支撑件(14)，所述平坦支撑件具有上表面，所述上表面上延伸有散热片(15)。

Description

涡轮机定子元件
技术领域
本发明涉及涡轮机领域，并且特别是涉及双流涡轮机，其中空气从上游流动向下游。本发明更精确地但非唯一地涉及一种包括定子轮叶的涡轮机定子元件。
背景技术
从双流涡轮机已知的是，双流涡轮机包括移动风扇，该移动风扇根据涡轮机中的气体流布置在气体发生器上游。气体发生器容纳在环形内壳体中，而风扇容纳在环形外壳体中。这些内壳体和外壳体由环形管道间壳体分隔开，以界定主管道和次级管道。风扇包括风扇轮叶，风扇轮叶的自由端部面向外壳体，以使至少在次级管道中并且优选地还在主管道中压缩随之而来的空气流。该涡轮机被称为管道风扇涡轮机。在主管道中流通的空气流照惯例在进入燃烧室之前由涡轮机的压缩机级压缩。通过涡轮级回收燃烧能量，涡轮级参与驱动压缩机级和风扇。在次级管道中流通的空气流动贡献了涡轮机的推力。
传统上，次级管道包括风扇下游的定子轮叶，定子轮叶被称为整流器或出口导向轮叶(OGV)。这些定子轮叶从管道间壳体的外表面径向地布置在风扇轮叶的下游，并有助于对风扇在旋转时产生和偏转的流动进行矫直。流动矫直使得能够通过减少固定标记物中的流动速度以增加静压，但伴随有总压力损失。定子轮叶被设计成使这些损失最小化，这些损失会降低它们的性能。然而，这还有摩擦损失和由流动旋涡引起的损失。流动旋涡是由于在每个轮叶的根部处存在壁而产生的。这些流动旋涡呈现出大致马蹄的形状，并分布在轮叶的压力侧和吸力侧。在该流动旋涡进入两个相邻轮叶之间形成的通路时，流动旋涡从一个轮叶的压力侧迁移到相邻轮叶的吸力侧。当旋涡碰到轮叶的吸力侧时，会引起空气动力分离。
减少两个相邻轮叶之间存在的这种旋涡的解决方案是在轮叶之间放置多个散热片。散热片的示例在文献WO 2015/092306中描述，其中散热片布置在压缩机轮叶之间。然而，这是使用空气动力计算的简单建模，并且没有集成轮叶之间的散热片的制造和位置的约束。
本发明旨在通过提出一种涡轮机的定子元件以弥补这些缺点，该涡轮机中的次级流(角旋涡、流动旋涡)被减小，以保证涡轮机的空气动力性能。
发明内容
因此，本发明的主题是一种围绕纵向轴线延伸的涡轮机定子元件，该元件包括至少一个第一定子轮叶和至少一个第二定子轮叶，该至少一个第二定子轮叶与第一定子轮叶周向相邻，每个第一和第二定子轮叶包括平台和从平台径向延伸的叶片，定子元件还包括至少一个平台间密封件，该至少一个平台间密封件布置在第一定子轮叶的平台和第二定子轮叶的平台之间。
在根据本发明的组件中，平台间密封件包括平坦支撑件，该平坦支撑件具有上表面，在该上表面上延伸有散热片。
因此，通过将散热片集成到平台间密封件中，形成单个部件，这使得可以克服散热片和平台间密封件之间的接口和机械强度的问题。散热片用于引导流动并防止电流线在定子轮叶的吸力侧上升。
平台和叶片是整体的。
优选地，第一定子轮叶和第二定子轮叶是完全相同的。
有利地，散热片在大致平行于纵向轴线的方向上是细长的。
散热片可以具有与定子轮叶相同的曲率，定子轮叶的吸力侧位于散热片的一侧。
平台间密封件的支撑件可包括两个相邻纵向部件，每个部件遵循相邻轮叶的平台的一半的轮廓。
散热片的前边缘可纵向地位于将定子轮叶的前边缘与到轮叶的后边缘连接的弦的0％到25％之间的位置。
散热片的弦的长度可以在定子轮叶的弦的长度的75％到100％之间。
散热片的最大厚度可以在定子轮叶的最大厚度的0.5倍到0.7倍之间。
散热片和与散热片相邻的轮叶之间的距离可以在两个相邻轮叶之间的距离的30％到70％之间。
散热片在横截面上可包括具有圆弧形状的顶端。
散热片的后边缘和/或前边缘与顶端之间的连接区域可以是弯曲的纵向截面。
散热片的下部件与密封件的平坦支撑件的上表面之间的连接区域可具有弯曲的横截面。
散热片的径向高度可在布置有定子轮叶的涡轮机中的次级环形管道的最大径向高度的3％到5％之间。
根据本发明的涡轮机的定子元件可包括以下被独立采用或被彼此比较采用的特征中的一个或多个：
-平坦支撑件的长度大于定子轮叶的平台的长度；
-支撑件的每个纵向部件包括纵向部分和两个横向部分；
-散热片由支撑件的每个纵向部件的纵向部分的至少一部分承载；
-支撑件的每个纵向部分围绕平台的一个纵向边缘，并且每个横向部分围绕所述平台的横向边缘的一半；
-散热片的前边缘设置在支撑件的第一纵向部件上，该第一纵向部件布置在轮叶的吸力侧上，散热片的后边缘设置在支撑件的第二纵向部件上并且远离所述第一纵向部件；
-前边缘与该前边缘的顶端之间的连接区域的曲率的半径小于后边缘与该后边缘的顶端之间的连接区域的曲率的半径；
-平台间密封件包括紧固件，紧固件布置在支撑件的纵向部件的径向延伸部上。
本发明还涉及一种包括至少一个定子元件的涡轮机。
附图说明
当参照附图阅读以非限制性示例的方式做出的以下说明时，本发明将被更好地理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将显现，在附图中：
-图1示意性地表示了在气体发生器的上游具有风扇的涡轮机，并且该涡轮机应用于本发明，
-图2是可应用于本发明的定子轮叶的示例的透视图，
-图3是现有技术定子元件的局部透视图，
-图4是现有技术定子元件的透视图，
-图5是根据本发明的定子元件的透视图，
-图6是在根据本发明的定子元件中使用的平台间密封件的透视图，
-图7是示意性地示出在定子元件中的平台间密封件的两种构造的图，
-图8和图9是两种平台间密封件构造的透视图，
-图10和图11是平台间密封件的局部示意视图，以及
-图12至图14是根据密封件的附接的一个实施例的平台间密封件的透视图。
具体实施方式
图1示出了应用于本发明的涡轮机50，例如飞行器涡轮喷气发动机。该涡轮机50在这里是沿纵向轴线X延伸的双流涡轮机。涡轮机50通常包括外部舱室51，该外部舱室51围绕气体发生器52，在该气体发生器52的上游安装有风扇53。在本发明中，按通常的方式，术语“上游”和“下游”是相对于涡轮机中的气体流动限定的。术语“上”和“下”是相对于与轴线X垂直的径向轴线Z和相对于纵向轴线X的距离而限定的。横向轴线Y也垂直于纵向轴线X和径向轴线Z。图1中所示的X、Y、Z这些轴形成笛卡尔坐标系。
在这个示例中，气体发生器52从上游到下游包括低压压缩机54、高压压缩机55、燃烧室56、高压涡轮57和低压涡轮58。气体发生器52围绕内部壳体59被容纳。
风扇53在这里被遮蔽。该风扇53也容纳在舱室51中。风扇53对进入涡轮机50的空气流F进行压缩，该空气流F被划分为在穿过气体发生器52的环形主管道V1中流通的主流和在围绕气体发生器52的环形次级管道V2中流通的次级流。特别地，主管道V1和次级管道V2由布置在舱室51和内部壳体59之间的环形管道间壳体60分隔开。在主管道V1中流通的热空气流照惯例在进入燃烧室56之前由压缩机级54、55压缩。通过驱动压缩机级和风扇的涡轮级57、58回收燃烧能量。在次级管道V2中流通的冷空气流沿纵向轴线定向，并贡献了涡轮机的大部分推力。
舱室51具有通常圆筒形的形状。舱室51包括附接到舱室并围绕多个移动风扇轮叶62的外风扇壳体61，该移动风扇轮叶62被安装并从相对于舱室沿轴线X旋转的风扇轴径向地延伸。风扇53的每个轮叶62的自由端部面向外风扇壳体61。
在次级管道V2中布置至少一个径向定子轮叶1或径向静轮叶，以矫直由风扇53产生的冷空气流。在本发明中，术语“固定轮叶”或“定子轮叶”是指不绕涡轮机的轴线X旋转的轮叶。换言之，该定子轮叶不同于涡轮机的运动轮叶或转子轮叶并且与涡轮机的运动轮叶或转子轮叶相反。
在这个示例中，轮叶轮的多个定子轮叶1在横向于纵向轴线X的平面中大致横向地布置在舱室51中。作为示例，需要十到五十个定子轮叶以矫直冷空气流。这些定子轮叶1布置在风扇53的下游。这些定子轮叶1围绕涡轮机50的轴线X均匀地分布。
参照图2，每个定子轮叶1包括叶片2，叶片2由风扇产生的气体流扫过。该叶片2在根部顶端3和头部顶端4之间径向地延伸。该叶片2还包括在上游的前边缘7和下游的后边缘8之间沿纵向轴线X轴向地延伸的压力表面5和吸力表面6。因此，吸力表面6和压力表面5横向地彼此相对。定子轮叶还包括平台9，叶片2从该平台9径向地延伸。有利地，定子轮叶1是完全相同的，并且以相同的方式围绕定子的整个外围纵向地布置。
平台9在该叶片2的根部顶端3处附接到叶片2。特别地，平台9和叶片2是整体的。换言之，叶片2和平台9形成为一体。平台9横向地跨过叶片2延伸，以形成叶片2的吸力侧平台部分9E和叶片2的压力侧平台部分9I。平台9具有大致平行六面体的形状。具体地，平台9在上游的第一边缘10A和下游的相对的第二边缘10B之间轴向地延伸。平台9还在侧向和横向相对的两个纵向边缘11A、11B之间延伸。该平台9可以具有恒定的厚度。
图3示出了局部的一组两个部件，该两个部件包括从平台(在这里沿横向轴线)延伸的两个相邻叶片。特别地，第一定子轮叶1和第二定子轮叶1’相邻。每个第一定子轮叶和第二定子轮叶1’包括一个叶片和一个集成的平台。
如图4所示，在组件1、1’是多个相邻的现有技术部件之一的情况下，每个定子轮叶1、1’在定子轮叶的平台9处由平台间密封件12围绕。因此，两个相邻定子轮叶1、1’在定子轮叶的平台间密封件12处接触。每个轮叶1、1’以使得能够对力进行恢复并确保结构作用的方式固定到管道间壳体60和舱室51。定子轮叶的头端部4连接到舱室51的套圈68(图1)。平台9和密封件12是用于创建次级管道V2的内表层的部件。
每个定子轮叶1、1’由金属或复合材料制成。在叶片的一个实施例中，该叶片具有中心凹部，该中心凹部沿着横向轴线Y在任一侧上横跨叶片。该中心凹部填充有插入物。这个插入物可以由复合材料制成并且可以附接到金属叶片。
根据本发明，每个平台间密封件12包括平坦支撑件14，该平坦支撑件14具有上表面，该上表面上布置有散热片15(图5)。散热片15在大致平行于纵向轴线X的方向上是细长的。特别地，散热片15大致遵循相邻轮叶1的轮廓。横向(方位角)分布的一种可能性是，散热片15具有与相邻轮叶1相同的曲率，相邻轮叶1的吸力侧位于散热片15的一侧。散热片15在轮叶1的吸力和压力平台部件的第一边界10A和第二边界10B之间延伸。
如图6所示，散热片15的支撑件14可包括两个相邻且对称的纵向部件14a、14b。每个支撑件部件14a、14b可位于靠近组件的轮叶1的底部处。因此，部件14a旨在位于布置在部件14a的一侧上的轮叶1的吸力侧，而部件14b旨在位于布置在部件14b的一侧上的相邻轮叶1’的压力侧。因此，每个部件14a、14b构造成围绕相邻轮叶1、1’的一半。特别地，每个部件14a、14b遵循相邻轮叶的平台9的一半的轮廓。因此，部件14a包括纵向部分14a1和两个横向部分14a2，纵向部分围绕相邻轮叶1’的平台9的纵向边缘11B，两个横向部分各自围绕相邻轮叶1’的平台9的横向边缘10A、10B，并且它们处在横向边缘10A、10B和涡轮机的管道间壳体的内护罩之间的位置。类似地，部件14b包括纵向部分14b1和两个横向部分14b2，纵向部分围绕相邻轮叶1的平台9的纵向边缘11A，两个横向部分各自围绕相邻轮叶1的平台9的横向边缘10A、10B，并且它们处在横向边缘10A、10B和涡轮机的管道间壳体的内护罩之间的位置。
通常，平台间密封件12的平坦支撑件14可以是通常I-形状的，即它包括横向于纵向轴线X延伸的两个端部部分和纵向地且大致平行于轴线X延伸的中心部分。该端部部分具有彼此大致相同的尺寸。中心部分的平均宽度小于端部部分的宽度。一个密封件支撑件的每个端部部分与定子元件的另一密封件的相邻支撑件的另一端部部分接触。例如，一个密封件支撑件的横跨部分14a2与相邻密封件支撑件的横跨部分14b2接触。另一方面，支撑件的每个纵向部件14a、14b可以是具有轴向部件的大体L-形状的，该轴向部件特别是由纵向部件14a1、14b1和横向部分14a2、14ba以及从支撑件向内延伸的径向部件14c形成。支撑件的这个径向部件14c与平台9接触。径向部件14c可包括第一径向部件14c1，该第一径向部件14c1从纵向部分14a1、14b1径向地向内延伸。类似地，部件14c可包括第二径向部件14c2，该第二径向部件14c2从横向部分14a2、14b2径向地向内延伸。密封件12的平坦支撑件14的这种特别的构造使得能够密封相邻轮叶的平台之间的接合区域，同时确保围绕相邻轮叶的最佳且大致均匀的表面以用于次级流的空气动力流动。另外，还可能易于将这个密封件12组装在两个相邻轮叶1、1’的两个平台9的上方和之间，而不会损害定子元件的密封。因此，这个中心部分包括纵向部分14a1和14b1，而末端部分包括横向部分14a2、14b2。散热片15可以至少部分地装在这些纵向部分的上表面上。
散热片15可包括位于一个支撑件部件14a上的前边缘BA和位于其他支撑件部件14b上的后边缘BF，例如，支撑件部件14a位于相邻轮叶1的一侧，该相邻轮叶1的吸力侧位于散热片15的一侧。散热片的这种特别的几何形状大致类似于轮叶的形状并且定位在相邻轮叶之间，引导次级流的流动并充当电流线在轮叶的吸力侧上升的阻挡物。另外，这种特别的散热片的几何形状还可以限制静压畸变效应，该静压畸变效应会在轮叶附近的次级流内产生。
如图7至图9所示，散热片15的前边缘BA可以纵向地位于将相邻轮叶的前边缘Ba与轮叶的后边缘Bf连接的弦(或弦线)的0％到25％之间的位置。
因此，散热片15的前边缘BA可以位于两个极限位置之间。在第一极限位置(图7和图8的左图)中，散热片15的前边缘BA位于等于轮叶的弦的25％的位置，即在轮叶的前边缘Ba和散热片的前边缘BA之间的间距等于弦的长度的25％，散热片15的后边缘BF与轮叶的后边缘Bf在纵向上重合。在这个第一端部位置中，散热片15不经受上游流动的过量发生的潜在问题，因为散热片15的前边缘BA从轮叶的前边缘Ba缩回。这种布置使得可以以非常有效的方式使轮叶的出口角度重新均匀化。轮叶的出口处的流被整流，因此通过使压力下降最小化而提高次级通道的性能。
在第二端部位置(图7和图9的右图)中，散热片15的前边缘BA位于等于轮叶的弦的0％的位置，即轮叶的前边缘Ba和散热片的前边缘BA在纵向上重合，并且在散热片的后边缘BF和轮叶的后边缘Bf之间的间距等于弦的长度的25％。这个第二端部位置使得可以在毂的通路的较早级处限制旋涡的发展。
如图7所示，散热片15的弦的长度等于轮叶的弦的长度的75％。散热片15的弦是将散热片15的前边缘BA与散热片15的后边缘BF连接的直线。还可能考虑散热片的弦的长度在轮叶的弦的长度的75％到100％之间。散热片15的高度可小于次级管道的径向范围的10％。更具体地，散热片15的高度可在次级管道的高度的3％到5％之间。有利地，散热片15的最大厚度在轮叶的最大厚度的0.5倍到0.7倍之间，以便确保足够的机械强度而不过度阻塞通道。关于散热片15的侧向(方位角)位置，散热片15和与散热片15相邻的轮叶之间的距离可以在轮叶间节距(即两个相邻轮叶之间的距离)的30％到70％之间，散热片15的、距离等于节距的50％的位置是中间通道位置。
如图10中的横截面所示，散热片15可具有圆形形状的顶端S，称为翼尖。通过去除散热片15的顶端S的尖锐边缘，间隙旋涡和散热片15的尾流被减弱。以相同的方式，散热片15的根部P可以是弯曲的截面。散热片15的根部P相对于散热片15的顶端S过厚。
如图11中的纵向截面所示，散热片15的前边缘BA和翼尖S之间的连接区域是弯曲的。有利地，曲率的半径大约为2mm。以相同的方式，翼尖和散热片15的后边缘BF之间的连接区域以及翼尖S是弯曲的，并且有利地，其曲率的半径大约为4mm。这种圆弧构造还使得能够减弱间隙旋涡和散热片15的尾流。
有利地，定子轮叶1的几何规律用于散热片15的几何构造。因此，散热片的骨架角度可以与定子轮叶的骨架角度完全相同。骨架角度是在轮叶骨架每个点处的切线和马达轴线之间的角度。
一种涡轮机轮叶，包括沿径向轴线堆叠的多个轮叶部段，每个轮叶部段在前边缘和后边缘之间沿纵向轴线延伸以及在压力面和吸力面之间沿切向轴线延伸，这些轮叶部段根据纵向Xg和切向Yg分布规律来分布，该分布规律根据从轮叶的根部延伸到其头部的轮叶的高度来限定它们相应的重心相对于所述纵向轴线和切向轴线的位置。有利地，散热片15的纵向Xg和切向Yg分布规律与定子轮叶的纵向Xg和切向Yg分布规律完全相同。同样，有利地，散热片的厚度/弦规律与定子轮叶的厚度/弦规律完全相同。
平台间密封件可包括用于钩到壳体外壳的对应突出部分的装置。如图12所示，夹部16可以在平台间密封件12的支撑件14下方的下游位置，在密封件12的下游横跨部分14a2、14b2处。类似地，夹部17可以在平台间密封件12的支撑件14下方的上游位置，在密封件12的上游横跨部分14a2、14b2处(图13)。特别地，夹部16、17布置在支撑件的第二径向部件14c2上。另外，侧向夹部18可在平台间密封件12的支撑件14的内侧上，在密封件12的纵向部分14a1、14b1处的侧向位置(图13和图14)。特别地，夹部18布置在支撑件的第一径向部件14c1上。

Claims (12)

1.一种涡轮机(50)的定子元件，围绕纵向轴线(X)延伸，所述元件包括至少一个第一定子轮叶(1)和至少一个第二定子轮叶(1’)，所述至少一个第二定子轮叶与所述第一定子轮叶(1)周向相邻，每个第一和第二定子轮叶(1，1’)包括平台(9)和从所述平台(9)径向延伸的叶片(2)，所述定子元件还包括至少一个平台间密封件(12)，所述至少一个平台间密封件布置在所述第一定子轮叶(1)的所述平台(9)和所述第二定子轮叶(1’)的所述平台(9)之间，其特征在于，所述平台间密封件(12)包括平坦支撑件(14)，所述平坦支撑件具有上表面，在所述上表面上延伸有散热片(15)，并且所述平台间密封件(12)的所述支撑件(14)包括两个相邻的纵向部件(14a，14b)，每个部件(14a，14b)遵循相邻轮叶(1，1’)的平台(9)的一半的轮廓。
2.根据权利要求1所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)在大致平行于所述纵向轴线(X)的方向上是细长的。
3.根据权利要求1或2所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)具有与所述定子轮叶(1’)相同的曲率，所述定子轮叶的吸力侧位于所述散热片(15)的一侧。
4.根据权利要求1至3中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的前边缘(BA)纵向地位于将定子轮叶(1，1’)的前边缘(Ba)与所述轮叶(1，1’)的后边缘(Bf)连接的弦的0％到25％之间的位置。
5.根据权利要求1至4中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的弦的长度是在定子轮叶(1，1’)的弦的长度的75％到100％之间。
6.根据权利要求1至5中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的最大厚度是在定子轮叶(1，1’)的最大厚度的0.5倍到0.7倍之间。
7.根据权利要求1至6中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)和与所述散热片(15)相邻的轮叶(1，1’)之间的距离是在所述两个相邻轮叶(1，1’)之间的距离的30％到70％之间。
8.根据权利要求1至7中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)在横截面上包括具有圆弧形状的顶端(S)。
9.根据权利要求8所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的后边缘(BF)和/或前边缘(BA)与所述顶端(S)之间的连接区域具有弯曲的纵向截面。
10.根据权利要求1至9中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的下部件与所述密封件(12)的所述平坦支撑件(14)的上表面之间的连接区域(P)具有弯曲的横截面。
11.根据权利要求1至10中一项所述的定子元件，其特征在于，所述散热片(15)的径向高度是在布置有所述定子轮叶(1，1’)的涡轮机的次级环形管道(V2)的最大径向高度的3％到5％之间。
12.一种涡轮机，其特征在于，所述涡轮机包括至少一个根据权利要求1至11中一项所述的定子元件。
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3104692B1 (fr) * 2019-12-12 2022-12-09 Safran Aircraft Engines Echangeur de chaleur comportant une paroi inter-aubes pourvue de générateurs de turbulence creux
CN111472998A (zh) * 2020-04-21 2020-07-31 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机内流道表面静压测试静子叶片结构
FR3109795B1 (fr) * 2020-04-29 2022-03-25 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3124214A1 (fr) * 2021-06-18 2022-12-23 Safran Aircraft Engines Module de soufflante a joint ameliore
FR3134415B1 (fr) * 2022-04-11 2024-02-23 Safran Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
FR3147586A1 (fr) 2023-04-07 2024-10-11 Safran Organe de stator, pour une turbomachine, equipe d’au moins une ailette et procede de montage d’au moins une ailette dans l’organe de stator.

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB630747A (en) * 1947-07-09 1949-10-20 George Stanley Taylor Improvements in or relating to multi-stage axial-flow compressors
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
JPS62190802U (zh) * 1986-05-27 1987-12-04
JPH0941902A (ja) * 1995-08-01 1997-02-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転流体機械の翼
US20060120864A1 (en) * 2004-12-02 2006-06-08 General Electric Company Bullnose step turbine nozzle
CN101779003A (zh) * 2008-01-21 2010-07-14 三菱重工业株式会社 涡轮叶栅端壁
CN105829653A (zh) * 2013-12-18 2016-08-03 斯奈克玛 涡轮机组件或组件集以及相关的涡轮机

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5632441B2 (zh) * 1973-11-30 1981-07-28
JPS56162205A (en) * 1980-05-21 1981-12-14 Hitachi Ltd Construction of blade row for axial flow hydraulic machine
US8105039B1 (en) * 2011-04-01 2012-01-31 United Technologies Corp. Airfoil tip shroud damper
US8967973B2 (en) * 2011-10-26 2015-03-03 General Electric Company Turbine bucket platform shaping for gas temperature control and related method
FR3060065B1 (fr) * 2016-12-12 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de soufflante a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3063118B1 (fr) * 2017-02-21 2019-03-15 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et turbomachine correspondante

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB630747A (en) * 1947-07-09 1949-10-20 George Stanley Taylor Improvements in or relating to multi-stage axial-flow compressors
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
JPS62190802U (zh) * 1986-05-27 1987-12-04
JPH0941902A (ja) * 1995-08-01 1997-02-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転流体機械の翼
US20060120864A1 (en) * 2004-12-02 2006-06-08 General Electric Company Bullnose step turbine nozzle
CN101779003A (zh) * 2008-01-21 2010-07-14 三菱重工业株式会社 涡轮叶栅端壁
CN105829653A (zh) * 2013-12-18 2016-08-03 斯奈克玛 涡轮机组件或组件集以及相关的涡轮机

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