DE10310150B4 - Begrenzungswand-Konfiguration zur Verwendung bei Turbomaschinen - Google Patents
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Abstract
Strömungsleitanordnung
zur Verwendung bei einer rotierenden Maschine, mit einer Mehrzahl von
Schaufeln (12), von denen jede ein Strömungsprofil (14) und eine Plattform
(16) aufweist, und mit einer Mehrzahl von Strömungspassagen (24), die durch
die Strömungsprofile
(14) der Schaufeln (12) definiert sind, wobei jede der Strömungspassagen
(24) eine innere Begrenzungswand (18) aufweist, die durch Plattformen
(16) von benachbarten Schaufeln (12) definiert ist, wobei die innere Begrenzungswand
(18) einer jeden Strömungspassage (24)
eine Einrichtung zum Minimieren von Stoßeffekten innerhalb sowie hinter
jeder der Strömungspassagen
(24) aufweist, wobei die Stoßeffekt-Minimiereinrichtung
eine nicht achsensymmetrische Mulde (30) aufweist, die sich von
einer Stelle innerhalb der Strömungspassage
(24) zu einer Stelle hinter der Strömungspassage (24) erstreckt, und
die Mulde (30) eine anfängliche
Tiefe an einer Stelle in der Nähe
eines vorderen Endbereichs der Strömungspassage (24), eine maximale
Tiefe in der Nähe
einer axialen Stelle eines Strömungspassagenhalses
sowie eine abschließende
Tiefe an einer stromabwärtigen
Erstreckung der Plattform...
Description
- Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Strömungsleitanordnung zur Verwendung bei rotierenden Maschinen und betrifft eine Begrenzungswand-Konfiguration zur Verwendung bei rotierenden Turbomaschinen zum Reduzieren der Stoßstärke bei Transsonik-Turbomaschinen-Strömungsprofilen.
- Aus
US 5 397 215 A ist eine Strömungsleitanordnung zur Verwendung bei einer rotierenden Maschine bekannt, mit einer Mehrzahl von Schaufeln, von denen jede ein Strömungsprofil und eine Plattform aufweist und mit einer Mehrzahl von Strömungspassagen, die durch die Strömungsprofile der Schaufeln definiert sind, wobei jede der Strömungspassagen eine innere Begrenzungswand aufweist, die durch Plattformen von benachbarten Schaufeln definiert ist, und wobei die innere Begrenzungswand einer jeden Strömungspassage eine Einrichtung in der Form einer Mulde zum Minimieren von Stoßeffekten innerhalb sowie hinter jeder der Strömungspassagen aufweist. -
US 6 017 186 A beschreibt eine Strömungsleitanordnung, bei der sich die Mulde bis hinter die Hinterkante der Leitschaufel erstreckt. - Bei rotierenden Turbomaschinen, wie z. B. den Kompressor- und Turbinenstufen von Strahltriebwerken, werden Strömungspassagen durch Strömungsprofilflächen sowie eine innere Begrenzungswand definiert. Während des Betriebs treten Stoßwellen in der Nähe der inneren Begrenzungswand auf. Das Vorhandensein dieser Stoßwellen führt dort zu Druckverlusten, wo sie mit der inneren Begrenzungswand in Wechselwirkung treten.
- Aus diesem Grund ist es äußerst wünschenswert, die durch die Stoß-/Begrenzungswand-Wechselwirkung bedingten Verluste zu reduzieren, die während einer transsonischen Fluidströmung bzw. einer Fluidströmung mit Strömungsgeschwindigkeit in der Gegend der Schallgeschwindigkeit durch die Passagen auftreten.
- Erfindungsgemäß wird dies erreicht durch Schaffung einer Begrenzungswand, die eine nicht achsensymmetrische Mulde aufweist, die durch Stoß-/Begrenzungswand-Wechselwirkung bedingte Verluste reduziert.
- Ferner schafft die vorliegende Erfindung eine nicht achsensymmetrische Mulde der inneren Begrenzungswand, mit der sich eine Reduzierung der Querpassagen-Druckverzerrung in Querrichtung der Passage verwirklichen läßt.
- Gemäß der vorliegenden Erfindung weist eine Begrenzungswand-Konfiguration zum Reduzieren der Stoßstärke bei Transsonik-Turbomaschinen-Strömungsprofilen, die mindestens eine Strömungspassage bilden, eine nicht achsensymmetrische Mulde auf, die sich von einem vorderen Bereich der mindestens einen Strömungspassage bis zu einer Stelle in der Nähe eines hinteren Endbereichs der mindestens einen Strömungspassage erstreckt. Der Begriff "nicht achsensymmetrisch", wie er hierin verwendet wird, soll bedeuten, dass sich die Mulde nicht ausschließlich entweder in axialer Richtung oder in Umfangsrichtung oder Radialrichtung erstreckt. Vielmehr erstreckt sich die Mulde gleichzeitig sowohl in Axialrichtung als auch in Umfangsrichtung.
- Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
- Die Erfindung und Weiterbildungen der Erfindung werden im Folgenden anhand der zeichnerischen Darstellungen noch näher erläutert; in den Zeichnungen zeigen:
-
1 eine Draufsicht auf einen Bereich einer Turbomaschine-Strömungsleitanordnung mit einer konturierten inneren Begrenzungswand gemäß der vorliegenden Erfindung; -
2 eine Schnittansicht entlang der Linie 2-2 der1 ; -
3 eine Schnittansicht entlang der Linie 3-3 der2 ; und -
4 eine Schnittansicht entlang der Linie 4-4 der3 . - Unter Bezugnahme auf die Zeichnungen stellt
1 einen Bereich einer Strömungsleitanordnung10 dar, die bei einer rotierenden Maschine verwendet wird, wie z. B. einer Kompressorstufe oder einer Hochdruck-Turbinenstufe einer Turbinenmaschine. Die Strömungsleitanordnung10 weist eine Mehrzahl von Laufschaufeln oder Leitschaufeln12 auf, wobei jede Laufschaufel oder Leitschaufel12 ein Strömungsprofil14 und eine Plattform16 aufweist, die Teil einer inneren Begrenzungswand18 bildet. Jedes Strömungsprofil14 weist eine Druckseite20 , eine Sogseite22 , eine Vorderkante23 und eine Hinterkante26 auf. Einander benachbarte der Strömungsprofile14 in der Anordnung10 bilden Fluidströmungspassagen24 . Typischerweise sind die Plattformen16 derart konfiguriert (s. gestrichelte Linien in2 und3 ), dass es zu einem Stoß voller Spannweite kommt, der von der Hinterkante26 jedes Strömungsprofils14 ausgeht. Dies führt zu einer starken Änderung in der Mach-Zahl in Querrichtung nahe einer von der Plattform stromabwärts gelegenen Stelle hinter von der Hinterkante26 , was wiederum zu Druckverlusten und Einbußen bei der Effizienz beiträgt. - Gemäß der vorliegenden Erfindung ist der hintere Endbereich
28 jeder Plattform16 mit einer nicht achsensymmetrischen Mulde30 versehen. Jede Mulde30 erstreckt sich von einem vorderen Endbereich30' einer jeweiligen Strömungspassage24 zu einer Stelle34 in der Nähe des hinteren Endbereichs der Strömungspassage24 . Wie aus1 ersichtlich ist, erstreckt sich die Mulde30 nicht ausschließlich in Axialrichtung oder ausschließlich in einer Umfangsrichtung. Die Mulde30 erstreckt sich vielmehr gleichzeitig sowohl in Axialrichtung als auch in Umfangsrichtung. - Wie unter Bezugnahme auf die
2 bis4 ersichtlich ist, weist die Mulde30 eine Amplitude oder Tiefe auf, die nahe der axialen Stelle32 des Strömungspassagenhalses ihr Maximum (max) hat. Die tatsächliche maximale Tiefe der jeweiligen Mulde30 variiert in Abhängigkeit von der Aerodynamik, die man zu erreichen sucht. Von der Stelle34' der maximalen Tiefe verläuft die Mulde30 vorzugsweise sanft gekrümmt nach oben zu einer ersten Stelle40 , wo sie in die Druckseite20 eines ersten der Strömungsprofile14 übergeht, sowie sanft gekrümmt nach oben zu einer zweiten Stelle42 , wo sie in die Sogseite22 eines zweiten der Strömungsprofile14 übergeht. Die seitliche Krümmung der Mulde30 kann einen zentralen konkaven Bereich36 sowie im Wesentlichen konvexe Bereiche37 und38 beinhalten. Falls gewünscht, kann die Mulde30 in der in den1 und4 gezeigten Weise eine Krümmung von der Spitze bis zum Ende aufweisen, die im Wesentlichen identisch mit der Krümmung eines hinteren Bereichs44 der Sogseite22 des Strömungsprofils14 ist. - Falls gewünscht, kann der Eckbereich
39 jeder Plattform16 leicht nach unten gekrümmt sein, so dass er in die Mulde30 in einer benachbarten Plattform16 übergeht. - Durch Integrieren der Mulde
30 in jede Plattform60 werden eine Reduzierung der Stoßstärke sowie eine reduzierte Verzerrung in der Mach-Zahl in der Nähe der Oberfläche der Plattform16 erzielt. Ferner wird die Stoß-/Begrenzungswand-Wechselwirkung minimiert, was zu einer Reduzierung von Verzerrungen der Mach-Zahl in Querrichtung, einer Reduzierung der Druckverluste sowie einer Steigerung der Effizienz führt. Die Mulde minimiert die Wirkungen von Stößen innerhalb sowie stromabwärts von der Strömungspassage24 . Die Mulde30 kann in viele verschiedene Strömungsleitanordnungen integriert werden, zu denen Kompressorstufen von Turbomaschinen sowie Turbinenstufen von Turbomaschinen gehören, ohne jedoch darauf beschränkt zu sein.
Claims (7)
- Strömungsleitanordnung zur Verwendung bei einer rotierenden Maschine, mit einer Mehrzahl von Schaufeln (
12 ), von denen jede ein Strömungsprofil (14 ) und eine Plattform (16 ) aufweist, und mit einer Mehrzahl von Strömungspassagen (24 ), die durch die Strömungsprofile (14 ) der Schaufeln (12 ) definiert sind, wobei jede der Strömungspassagen (24 ) eine innere Begrenzungswand (18 ) aufweist, die durch Plattformen (16 ) von benachbarten Schaufeln (12 ) definiert ist, wobei die innere Begrenzungswand (18 ) einer jeden Strömungspassage (24 ) eine Einrichtung zum Minimieren von Stoßeffekten innerhalb sowie hinter jeder der Strömungspassagen (24 ) aufweist, wobei die Stoßeffekt-Minimiereinrichtung eine nicht achsensymmetrische Mulde (30 ) aufweist, die sich von einer Stelle innerhalb der Strömungspassage (24 ) zu einer Stelle hinter der Strömungspassage (24 ) erstreckt, und die Mulde (30 ) eine anfängliche Tiefe an einer Stelle in der Nähe eines vorderen Endbereichs der Strömungspassage (24 ), eine maximale Tiefe in der Nähe einer axialen Stelle eines Strömungspassagenhalses sowie eine abschließende Tiefe an einer stromabwärtigen Erstreckung der Plattform (16 ) aufweist, und dass die anfängliche und abschließende Tiefe geringer sind als die maximale Tiefe. - Strömungsleitanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass sich jede Mulde (
30 ) in einem Bereich der Plattform (16 ) befindet, der einer jeweiligen Schaufel (12 ) zugeordnet ist. - Strömungsleitanordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass jedes Strömungsprofil (
14 ) eine Sogseite (22 ) aufweist und jede Mulde (30 ) eine Krümmung aufweist, die im Wesentlichen identisch mit der Krümmung eines hinteren Bereichs der Strömungsprofil-Sogseite (22 ) ist. - Strömungsleitanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Mehrzahl von Schaufeln (
12 ) Turbinenschaufeln, vorzugsweise Turbinen-Laufschaufeln, aufweist. - Strömungsleitanordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Mehrzahl von Schaufeln Kompressorschaufeln, vorzugsweise Kompressor-Laufschaufeln, aufweist.
- Endwand-Konfiguration zum Reduzieren der Stoßstärke bei Transsonik-Turbomaschinen-Strömungsprofilen, wobei mindestens eine Strömungspassage (
24 ) vorhanden ist, die durch mindestens zwei Strömungsprofile (14 ) gebildet ist, aufweisend eine nicht achsensymmetrische Mulde (30 ), die sich von einem vorderen Bereich der mindestens einen Strömungspassage (24 ) zu einer Stelle nahe einem hinteren Endbereich der mindestens einen Strömungspassage (24 ) erstreckt, wobei die nicht achsensymmetrische Mulde (30 ) eine maximale Tiefe in der Nähe der axialen Stelle eines Passagenhalsbereichs aufweist. - Endwand-Konfiguration nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die Mulde (
30 ) eine anfängliche Tiefe an dem vorderen Endbereich und eine abschließende Tiefe in der Nähe der Stelle nahe dem hinteren Randbereich aufweist, und dass sowohl die anfängliche Tiefe als auch die abschließende Tiefe geringer sind als die maximale Tiefe.
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---|---|---|---|
US10/093989 | 2002-03-07 | ||
US10/093,989 US6669445B2 (en) | 2002-03-07 | 2002-03-07 | Endwall shape for use in turbomachinery |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE10310150A1 DE10310150A1 (de) | 2003-09-25 |
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---|---|---|---|
DE10310150A Expired - Fee Related DE10310150B4 (de) | 2002-03-07 | 2003-03-07 | Begrenzungswand-Konfiguration zur Verwendung bei Turbomaschinen |
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---|---|
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JP (1) | JP3961436B2 (de) |
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GB (1) | GB2388162B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11319820B2 (en) | 2016-06-23 | 2022-05-03 | MTU Aero Engines AG | Blade or guide vane with raised areas |
Families Citing this family (87)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4913326B2 (ja) * | 2004-01-05 | 2012-04-11 | 株式会社Ihi | シール構造及びタービンノズル |
US7690890B2 (en) * | 2004-09-24 | 2010-04-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co. Ltd. | Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine |
US7217096B2 (en) * | 2004-12-13 | 2007-05-15 | General Electric Company | Fillet energized turbine stage |
US7134842B2 (en) * | 2004-12-24 | 2006-11-14 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage |
US7249933B2 (en) * | 2005-01-10 | 2007-07-31 | General Electric Company | Funnel fillet turbine stage |
US7220100B2 (en) * | 2005-04-14 | 2007-05-22 | General Electric Company | Crescentic ramp turbine stage |
GB0518628D0 (en) | 2005-09-13 | 2005-10-19 | Rolls Royce Plc | Axial compressor blading |
JP4616781B2 (ja) * | 2006-03-16 | 2011-01-19 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼列エンドウォール |
US7874794B2 (en) * | 2006-03-21 | 2011-01-25 | General Electric Company | Blade row for a rotary machine and method of fabricating same |
US7887297B2 (en) * | 2006-05-02 | 2011-02-15 | United Technologies Corporation | Airfoil array with an endwall protrusion and components of the array |
US8511978B2 (en) * | 2006-05-02 | 2013-08-20 | United Technologies Corporation | Airfoil array with an endwall depression and components of the array |
US8366399B2 (en) * | 2006-05-02 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Blade or vane with a laterally enlarged base |
US7581930B2 (en) | 2006-08-16 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | High lift transonic turbine blade |
US20080135721A1 (en) * | 2006-12-06 | 2008-06-12 | General Electric Company | Casting compositions for manufacturing metal casting and methods of manufacturing thereof |
US7938168B2 (en) * | 2006-12-06 | 2011-05-10 | General Electric Company | Ceramic cores, methods of manufacture thereof and articles manufactured from the same |
US8413709B2 (en) * | 2006-12-06 | 2013-04-09 | General Electric Company | Composite core die, methods of manufacture thereof and articles manufactured therefrom |
US7624787B2 (en) * | 2006-12-06 | 2009-12-01 | General Electric Company | Disposable insert, and use thereof in a method for manufacturing an airfoil |
US8884182B2 (en) | 2006-12-11 | 2014-11-11 | General Electric Company | Method of modifying the end wall contour in a turbine using laser consolidation and the turbines derived therefrom |
US7487819B2 (en) * | 2006-12-11 | 2009-02-10 | General Electric Company | Disposable thin wall core die, methods of manufacture thereof and articles manufactured therefrom |
JP4838733B2 (ja) * | 2007-01-12 | 2011-12-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの翼構造 |
GB0704426D0 (en) * | 2007-03-08 | 2007-04-18 | Rolls Royce Plc | Aerofoil members for a turbomachine |
JP5283855B2 (ja) * | 2007-03-29 | 2013-09-04 | 株式会社Ihi | ターボ機械の壁、及びターボ機械 |
DE102007020025A1 (de) * | 2007-04-27 | 2008-10-30 | Honda Motor Co., Ltd. | Form eines Gaskanals in einer Axialströmungs-Gasturbinenmaschine |
JP4929193B2 (ja) * | 2008-01-21 | 2012-05-09 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼列エンドウォール |
JP5291355B2 (ja) * | 2008-02-12 | 2013-09-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン翼列エンドウォール |
FR2928174B1 (fr) * | 2008-02-28 | 2011-05-06 | Snecma | Aube avec plateforme non axisymetrique : creux et bosse sur extrados. |
FR2928172B1 (fr) * | 2008-02-28 | 2015-07-17 | Snecma | Aube avec plateforme non axisymetrique lineaire. |
JP5010507B2 (ja) * | 2008-03-03 | 2012-08-29 | 三菱重工業株式会社 | 軸流式ターボ機械のタービン段、及びガスタービン |
DE102008031789A1 (de) * | 2008-07-04 | 2010-01-07 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung von Sekundärströmungen bei einer Turbomaschine |
US8206115B2 (en) * | 2008-09-26 | 2012-06-26 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage with trailing edge ridges |
DE102008060424A1 (de) | 2008-12-04 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere |
US8647067B2 (en) * | 2008-12-09 | 2014-02-11 | General Electric Company | Banked platform turbine blade |
US8459956B2 (en) * | 2008-12-24 | 2013-06-11 | General Electric Company | Curved platform turbine blade |
US8231353B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-07-31 | General Electric Company | Methods and apparatus relating to improved turbine blade platform contours |
US8105037B2 (en) * | 2009-04-06 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Endwall with leading-edge hump |
US8439643B2 (en) * | 2009-08-20 | 2013-05-14 | General Electric Company | Biformal platform turbine blade |
FR2950942B1 (fr) * | 2009-10-02 | 2013-08-02 | Snecma | Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee |
US8360731B2 (en) * | 2009-12-04 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Tip vortex control |
US8356975B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-01-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform |
US9976433B2 (en) | 2010-04-02 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform |
US8684684B2 (en) | 2010-08-31 | 2014-04-01 | General Electric Company | Turbine assembly with end-wall-contoured airfoils and preferenttial clocking |
US8727716B2 (en) * | 2010-08-31 | 2014-05-20 | General Electric Company | Turbine nozzle with contoured band |
US8602740B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine vane airfoil |
US8393870B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Turbine blade airfoil |
FR2971540B1 (fr) * | 2011-02-10 | 2013-03-08 | Snecma | Ensemble pale-plateforme pour ecoulement supersonique |
CH704825A1 (de) * | 2011-03-31 | 2012-10-15 | Alstom Technology Ltd | Turbomaschinenrotor. |
US8926267B2 (en) | 2011-04-12 | 2015-01-06 | Siemens Energy, Inc. | Ambient air cooling arrangement having a pre-swirler for gas turbine engine blade cooling |
US8864452B2 (en) | 2011-07-12 | 2014-10-21 | Siemens Energy, Inc. | Flow directing member for gas turbine engine |
US8721291B2 (en) | 2011-07-12 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Flow directing member for gas turbine engine |
US8915706B2 (en) | 2011-10-18 | 2014-12-23 | General Electric Company | Transition nozzle |
US9017030B2 (en) | 2011-10-25 | 2015-04-28 | Siemens Energy, Inc. | Turbine component including airfoil with contour |
US8992179B2 (en) | 2011-10-28 | 2015-03-31 | General Electric Company | Turbine of a turbomachine |
US9051843B2 (en) | 2011-10-28 | 2015-06-09 | General Electric Company | Turbomachine blade including a squeeler pocket |
US8967959B2 (en) | 2011-10-28 | 2015-03-03 | General Electric Company | Turbine of a turbomachine |
US9255480B2 (en) | 2011-10-28 | 2016-02-09 | General Electric Company | Turbine of a turbomachine |
US8807930B2 (en) | 2011-11-01 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Non axis-symmetric stator vane endwall contour |
CN102536329B (zh) * | 2011-12-31 | 2014-04-02 | 西北工业大学 | 一种压气机/涡轮环形叶栅的非轴对称端壁造型方法 |
US9085985B2 (en) * | 2012-03-23 | 2015-07-21 | General Electric Company | Scalloped surface turbine stage |
EP2650475B1 (de) | 2012-04-13 | 2015-09-16 | MTU Aero Engines AG | Schaufel für eine Strömungsmaschine, Schaufelanordnung sowie Strömungsmaschine |
BR112014026360A2 (pt) | 2012-04-23 | 2017-06-27 | Gen Electric | aerofólio de turbina e pá de turbina |
US9267386B2 (en) | 2012-06-29 | 2016-02-23 | United Technologies Corporation | Fairing assembly |
JP6035946B2 (ja) * | 2012-07-26 | 2016-11-30 | 株式会社Ihi | エンジンダクト及び航空機エンジン |
EP2885506B8 (de) | 2012-08-17 | 2021-03-31 | Raytheon Technologies Corporation | Profilierte durchflusswegfläche |
US20140154068A1 (en) * | 2012-09-28 | 2014-06-05 | United Technologies Corporation | Endwall Controuring |
EP2746533B1 (de) * | 2012-12-19 | 2015-04-01 | MTU Aero Engines GmbH | Schaufelgitter und Strömungsmaschine |
EP2959108B1 (de) | 2013-02-21 | 2021-04-21 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbinenmotor mit verstimmter stufe |
US10612407B2 (en) | 2013-02-28 | 2020-04-07 | United Technologies Corporation | Contoured blade outer air seal for a gas turbine engine |
US9879540B2 (en) * | 2013-03-12 | 2018-01-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor stator with contoured endwall |
WO2014197062A2 (en) | 2013-03-15 | 2014-12-11 | United Technologies Corporation | Fan exit guide vane platform contouring |
EP2806103B1 (de) * | 2013-05-24 | 2019-07-17 | MTU Aero Engines AG | Schaufelgitter und Strömungsmaschine |
EP2806102B1 (de) * | 2013-05-24 | 2019-12-11 | MTU Aero Engines AG | Schaufelgitter einer Strömungsmaschine und zugehörige Strömungsmaschine |
WO2015023331A2 (en) * | 2013-06-10 | 2015-02-19 | United Technologies Corporation | Turbine vane with non-uniform wall thickness |
WO2014204608A1 (en) | 2013-06-17 | 2014-12-24 | United Technologies Corporation | Turbine vane with platform pad |
ES2755052T3 (es) * | 2013-08-06 | 2020-04-21 | MTU Aero Engines AG | Rejilla de álabes y la turbomáquina correspondiente |
US9388704B2 (en) | 2013-11-13 | 2016-07-12 | Siemens Energy, Inc. | Vane array with one or more non-integral platforms |
US11118471B2 (en) | 2013-11-18 | 2021-09-14 | Raytheon Technologies Corporation | Variable area vane endwall treatments |
US10830070B2 (en) * | 2013-11-22 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Endwall countouring trench |
CN106661944B (zh) | 2014-06-18 | 2019-03-19 | 西门子能源公司 | 用于燃气涡轮发动机的端壁构造 |
US10151210B2 (en) | 2014-09-12 | 2018-12-11 | United Technologies Corporation | Endwall contouring for airfoil rows with varying airfoil geometries |
GB201418948D0 (en) * | 2014-10-24 | 2014-12-10 | Rolls Royce Plc | Row of aerofoil members |
US20170009589A1 (en) * | 2015-07-09 | 2017-01-12 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine engine blade with increased wall thickness zone in the trailing edge-hub region |
US10577955B2 (en) | 2017-06-29 | 2020-03-03 | General Electric Company | Airfoil assembly with a scalloped flow surface |
US10890072B2 (en) * | 2018-04-05 | 2021-01-12 | Raytheon Technologies Corporation | Endwall contour |
JP7190370B2 (ja) * | 2019-02-28 | 2022-12-15 | 三菱重工業株式会社 | 軸流タービン |
US20210079799A1 (en) * | 2019-09-12 | 2021-03-18 | General Electric Company | Nozzle assembly for turbine engine |
DE102021109844A1 (de) | 2021-04-19 | 2022-10-20 | MTU Aero Engines AG | Gasturbinen-Schaufelanordnung |
US20230073422A1 (en) * | 2021-09-03 | 2023-03-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Stator with depressions in gaspath wall adjacent trailing edges |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4194869A (en) * | 1978-06-29 | 1980-03-25 | United Technologies Corporation | Stator vane cluster |
US5397215A (en) * | 1993-06-14 | 1995-03-14 | United Technologies Corporation | Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine |
DE19650656C1 (de) * | 1996-12-06 | 1998-06-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2735612A (en) * | 1956-02-21 | hausmann | ||
US3989406A (en) * | 1974-11-26 | 1976-11-02 | Bolt Beranek And Newman, Inc. | Method of and apparatus for preventing leading edge shocks and shock-related noise in transonic and supersonic rotor blades and the like |
DE3202855C1 (de) * | 1982-01-29 | 1983-03-31 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur Verminderung von Sekundaerstroemungsverlusten in einem beschaufelten Stroemungskanal |
US5275531A (en) * | 1993-04-30 | 1994-01-04 | Teleflex, Incorporated | Area ruled fan blade ends for turbofan jet engine |
GB2281356B (en) * | 1993-08-20 | 1997-01-29 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine turbine |
JP2906939B2 (ja) * | 1993-09-20 | 1999-06-21 | 株式会社日立製作所 | 軸流圧縮機 |
GB9823840D0 (en) * | 1998-10-30 | 1998-12-23 | Rolls Royce Plc | Bladed ducting for turbomachinery |
DE19941134C1 (de) * | 1999-08-30 | 2000-12-28 | Mtu Muenchen Gmbh | Schaufelkranz für eine Gasturbine |
US6511294B1 (en) * | 1999-09-23 | 2003-01-28 | General Electric Company | Reduced-stress compressor blisk flowpath |
US6561761B1 (en) * | 2000-02-18 | 2003-05-13 | General Electric Company | Fluted compressor flowpath |
US6524070B1 (en) * | 2000-08-21 | 2003-02-25 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress |
US6471474B1 (en) * | 2000-10-20 | 2002-10-29 | General Electric Company | Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress |
-
2002
- 2002-03-07 US US10/093,989 patent/US6669445B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-02-12 FR FR0301678A patent/FR2836954B1/fr not_active Expired - Fee Related
- 2003-03-07 JP JP2003061211A patent/JP3961436B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-03-07 DE DE10310150A patent/DE10310150B4/de not_active Expired - Fee Related
- 2003-03-07 GB GB0305320A patent/GB2388162B/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4194869A (en) * | 1978-06-29 | 1980-03-25 | United Technologies Corporation | Stator vane cluster |
US5397215A (en) * | 1993-06-14 | 1995-03-14 | United Technologies Corporation | Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine |
DE69423789T2 (de) * | 1993-06-14 | 2000-07-27 | United Technologies Corp | Stroemungsleiteinrichtung fuer den kompressorteil einer stroemungsmaschine |
DE19650656C1 (de) * | 1996-12-06 | 1998-06-10 | Mtu Muenchen Gmbh | Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe |
US6017186A (en) * | 1996-12-06 | 2000-01-25 | Mtu-Motoren-Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh | Rotary turbomachine having a transonic compressor stage |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11319820B2 (en) | 2016-06-23 | 2022-05-03 | MTU Aero Engines AG | Blade or guide vane with raised areas |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE10310150A1 (de) | 2003-09-25 |
US20030170124A1 (en) | 2003-09-11 |
JP3961436B2 (ja) | 2007-08-22 |
JP2003269384A (ja) | 2003-09-25 |
FR2836954A1 (fr) | 2003-09-12 |
GB2388162A (en) | 2003-11-05 |
GB0305320D0 (en) | 2003-04-09 |
FR2836954B1 (fr) | 2008-04-04 |
US6669445B2 (en) | 2003-12-30 |
GB2388162B (en) | 2004-11-24 |
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