DE69936939T2 - Zapfsystem für eine kompressorwand sowie betriebsverfahren - Google Patents

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Description

  • Diese Erfindung wurde mit Unterstützung der US-Regierung gemacht, unter dem Vertrag F33615-95-C-2502, erteilt durch die Luftwaffe der Vereinigten Staaten.
  • ALLGEMEINER STAND DER TECHNIK
  • Die vorliegende Erfindung betrifft im Allgemeinen das Gebiet von Gasturbinentriebwerken, und im Einzelnen definiert die vorliegende Erfindung in einer Ausführungsform ein Stirnwand-Entlüftungssystem zum Entfernen einer abgelösten Grenzschicht stromabwärts von einem sich drehenden Verdichter-Spitzendeckband. Obwohl die vorliegende Erfindung für ein Gasturbinentriebwerk entwickelt wurde, können bestimmte Anwendungen außerhalb dieses Gebietes liegen.
  • Ein Gasturbinentriebwerk ist typisch für die Art von Turbomaschinen, in denen die hierin beschriebenen vorliegenden Erfindungen vorteilhaft eingesetzt werden können. Es ist gut bekannt, dass ein Gasturbinentriebwerk herkömmlicherweise einen Verdichter zum Verdichten der Einlassluft auf einen gesteigerten Druck für die Verbrennung in einer Verbrennungskammer umfasst. Das Gemisch aus Kraftstoff und der Luft unter gesteigertem Druck wird in der Verbrennungskammer verbrannt, um einen gasförmigen Hochtemperatur-Strömungsfluss zu erzeugen, um eine Drehung der Turbinenschaufeln innerhalb einer Turbine zu bewirken. Die Turbinenschaufeln wandeln die Energie von dem gasförmigen Hochtemperatur-Strömungsfluss in kinetische Energie um, die benutzt wird, im den Verdichter anzutreiben und um einen Propeller, ein Gebläse oder eine andere Vorrichtung zu drehen. Ferner kann der gasförmige Hochtemperatur-Strömungsfluss, wie beispielsweise bei einem Turbinenstrahltriebwerk, unmittelbar als Schub verwendet werden, um eine Triebkraft bereitzustellen.
  • Es wird angenommen, dass Gasturbinentriebwerkskonstrukteuren ein Gasturbinentriebwerk, das einen abgedeckten Verdichterrotor einschließt, gut bekannt ist. Abgedeckte Verdichterrotoren sind mit einem Verdichterrotor ohne Schaufelspalt zu vergleichen. Der Schaufelspalt wird im Allgemeinen als ein Raum zwischen der Spitze der Verdichterschaufel und einem gegenüberliegenden Wandelement definiert. Es ist gezeigt worden, dass ein Rotor ohne Schaufelspalt eine schlechtere Leistung hat als ein Rotor mit einem kleinen Maß an Schaufelspalt, wie beispielsweise einem Schaufelspalt, der etwa einem Prozent der Verdichterschaufel-Spannweite entspricht. Bei vielen früheren Verdichtersystemen, die einen abgedeckten Rotor benutzen, tritt an der Spitzenstirnwand und der Saugseitenecke eine große dreidimensionale Grenzschichtablösung auf. Diese große Grenzschichtablösung beherrscht die Verluste und den Strömungsabriss-Einsetzmechanismus für den Verdichterrotor.
  • Ein Beispiel eines Gasturbinentriebwerks mit einem abgedeckten Rotor wird in US 3735593 offenbart. Ein Rad, das mehrere Verdichterschaufeln trägt, dreht sich innerhalb eines Gehäuses. Ein Deckband ist an die Schaufel gekoppelt, um so eine Fluidströmung in eine Kernströmung (die zum Verdichter strömt) und eine Bypassströmung zu trennen. Ein statisches Wandbauteil ist so an das Gehäuse gekoppelt, dass ein Abschnitt des Wandbauteils mit einer Hinterkante des Deckbandes ausgerichtet ist, wobei zwischen denselben ein enger Spalt gelassen wird. Der Spalt zwischen dem statischen Wandbauteil und dem Deckband ermöglicht, das Luft am der Bypassströmung in die Kerngasströmung ausströmt.
  • Bisher hat es einen Bedarf an einem Verfahren und einer Vorrichtung zum Entfernen wenigstens eines Teils der abgelösten Grenzschicht stromabwärts von einem sich drehenden Verdichter- Spitzendeckband gegeben. Die vorliegende Erfindung befriedigt diesen und/oder anderen Bedarf auf eine neuartige und nicht offensichtliche Weise.
  • KURZDARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Nach der vorliegenden Erfindung wird ein Kompressionssystem bereitgestellt, umfassend:
    ein mechanisches Gehäuse;
    ein Rad, das im Gehäuse rotierbar ist, wobei das Rad eine Mehrheit von daran gekoppelten Schaufeln aufweist;
    ein Deckband, das an die Mehrheit von Schaufeln gekoppelt ist, um Fluidströmung im Kompressionssystem in eine Kernströmung und eine Bypassströmung zu trennen, wobei das Deckband eine Vorderkante und eine Hinterkante aufweist;
    ein statisches Wandbauteil, das an das mechanische Gehäuse gekoppelt ist und ein Teilstück aufweist, das mit der Hinterkante des Deckbands fluchtet; und
    gekennzeichnet durch mindestens eine Entlüftungsöffnung, die im Wandbauteil angrenzend an die Hinterkante des Deckbands gebildet ist, um Fluiddurchgang in die Bypassströmung aus der Kernströmung zuzulassen.
  • Nach einem zweiten Aspekt der vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren bereitgestellt, umfassend:
    Bereitstellen eines Gasturbinentriebwerks mit einem darin abgedeckten Rotor;
    Trennen einer Fluidströmung in einen Kernströmungsteil und einen Bypassströmungsteil;
    Rotieren des abgedeckten Rotors relativ zu einem mechanischen Gehäuse im Gasturbinentriebwerk, wobei eine Trennung der Spitzengrenzschicht im Kernströmungsteil auftritt;
    Entlüften mindestens eines Teils der getrennten Spitzengrenzschicht; und
    Leiten mindestens eines Teils der getrennten Spitzengrenzschicht durch eine Öffnung in einem statischen Wandbauteil im Gasturbinentriebwerk zum Bypassströmungsteil.
  • Diese und andere Merkmale der Erfindung werden offensichtlicher aus der folgenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform.
  • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • 1 ist eine schematische Darstellung eines Gasturbinentriebwerks.
  • 2 ist eine illustrative Ansicht einer Ausführungsform eines Stirnwand-Entlüftungssystems für ein Kompressionssystem, umfassend einen Abschnitt eines Gasturbinentriebwerks mit einer Fan-Stufe.
  • 3 ist eine vergrößerte Ansicht einer Dichtung von rotierend zu statisch, umfassend einen Abschnitt des Stirnwand-Entlüftungssystems für ein Kompressionssystem von 2.
  • 4 ist eine nach vom blickende Rückansicht der mehreren Stirnwand-Entlüftungsöffnungen, umfassend einen Abschnitt des Stirnwand-Entlüftungssystems für ein Kompressionssystem von 2.
  • 5 ist eine Draufsicht der Ablassseite der mehreren Stirnwand-Entlüftungsöffnungen, umfassend einen Abschnitt des Stirnwand-Entlüftungssystems für ein Kompressionssystem von 2.
  • 6a ist eine Ausgabe aus einer numerischen Auswertung unter Verwendung eines dreidimensionalen viskosen CFD-Codes mit Entlüftung.
  • 6b ist eine Ausgabe aus einer numerischen Auswertung unter Verwendung eines dreidimensionalen viskosen CFD-Codes ohne Entlüftung.
  • 7 ist eine illustrative Ansicht einer anderen Ausführungsform eines Stirnwand-Entlüftungssystems für ein Kompressionssystem.
  • BESCHREIBUNG DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORM
  • Zum Zweck der Förderung eines Verständnisses der Prinzipien der Erfindung wird nun Bezug genommen auf die in den Zeichnungen illustrierte Ausführungsform, und es wird eine spezifische Sprache verwendet, um dieselbe zu beschreiben. Trotzdem versteht es sich, dass damit keine Einschränkung des Rahmens der Erfindung beabsichtigt ist, der die Änderungen und weiteren Modifikationen in der illustrierten Vorrichtung und die weiteren Anwendungen der Prinzipien der Erfindung, wie sie hierin illustriert wird, einschließen soll, die einem Fachmann auf dem Gebiet, auf das sich die Erfindung bezieht, normalerweise offensichtlich sein dürften.
  • Unter Bezugnahme auf 1 wird darin eine schematische Ansicht eines Gasturbinentriebwerks 20 illustriert, das ein Kompressionssystem 15, eine Brennkammersektion 23 und eine Turbinensektion 24 einschließt, die miteinander integriert sind, um ein Luftfahrzeug-Flugvortriebstriebwerk zu erzeugen. Bei einer Form schließt das Kompressionssystem 15 eine Fan-Sektion 21 und eine Verdichtersektion 22 ein. Diese Art eines Gasturbinentriebwerks wird im Allgemeinen als Zweistromtriebwerk bezeichnet. Eine alternative Form eines Gasturbinentriebwerks schließt einen Verdichter, eine Brennkammer und eine Turbine ein, die miteinander integriert worden sind, um ein Luftfahrzeug-Flugvortriebstriebwerk ohne die Fan-Sektion zu erzeugen. Der Begriff Luftfahrzeug ist allgemein und schließt Hubschrauber, Flugzeuge, Raketen, unbemannte Raumfahrzeuge und jegliche anderen im Wesentlichen ähnlichen Vorrichtungen ein. Es ist wichtig, zu erkennen, dass es eine Vielzahl von Weisen gibt, wie die Gasturbinentriebwerksbauteile miteinander verknüpft werden können. Zusätzliche Verdichter und Turbinen könnten hinzugefügt werden, wobei Zwischenkühler zwischen den Verdichtern verbinden, und Nachverbrennungskammern könnten zwischen den Turbinen hinzugefügt werden.
  • Ein Gasturbinentriebwerk ist gleichfalls dafür geeignet, für eine industrielle Anwendung verwendet zu werden. In der Vergangenheit hat es eine weit verbreitete Anwendung von industriellen Gasturbinentriebwerken, wie beispielsweise Dir Pumpanlagen Dir Gas- und Öltransportleitungen, Elektrizitätserzeugung und Schiffsvortrieb, gegeben.
  • Die Verdichtersektion 22 schließt einen Rotor 19 ein, der mehrere an denselben gekoppelte Verdichterschaufeln 28 hat. Der Rotor 19 ist an einer Welle 25 befestigt, die innerhalb des Gasturbinentriebwerks 20 gedreht werden kann. Mehrere Verdichterflügel 29 sind innerhalb der Verdichtersektion 22 angeordnet, um den Fluidstrom im Verhältnis zu den Schaufeln 28 zu leiten. Die Turbinensektion 24 schließt mehrere Turbinenschaufeln 30 ein, die an eine Rotorscheibe 31 gekoppelt sind. Die Rotorscheibe 31 ist an der Welle 25 befestigt, die innerhalb des Gasturbinentriebwerks 20 gedreht werden kann. Die in der Turbinensektion 24 dem heißen Gas, das die Brennkammersektion 23 verlässt, entzogene Energie wird durch die Welle 25 weitergeleitet, um die Verdichtersektion 22 anzutreiben. Ferner sind mehrere Turbinenflügel 32 innerhalb der Turbinensektion 24 angeordnet, um den heißen gasförmigen Strömungsfluss, der die Brennkammersektion 23 verlässt, zu leiten.
  • Die Turbinensektion 24 stellt einer Gebläsewelle 26, welche die Fan-Sektion 21 antreibt, Leistung bereit. Die Fan-Sektion 21 schließt ein Gebläse 18 ein, das mehrere Gebläseschaufeln 33 hat. Luft tritt in der Richtung der Pfeile A in das Gasturbinentriebwerk 20 ein und geht durch die Fan-Sektion 21 hindurch in die Verdichtersektion 22 und eine Bypassleitung 27. Der Begriff Flügel wird hierin benutzt, um Gebläseschaufeln, Gebläseflügel, Verdichterschaufeln, Turbinenschaufeln, Verdichterflügel und Turbinenflügel zu bezeichnen, wenn es im Text nicht ausdrücklich anders erklärt wird. Weitere mit den Prinzipien und Bestandteilen eines herkömmlichen Gasturbinentriebwerks verbundene Einzelheiten werden hierin nicht beschrieben, da angenommen wird, dass sie Durchschnittsfachleuten auf dem Gebiet bekannt sind.
  • Unter Bezugnahme auf 2 wird ein Abschnitt einer Ausführungsform eines Kompressionssystems innerhalb eines Gasturbinentriebwerks 20 illustriert. Bei einer Form der vorliegenden Erfindung umfasst das Kompressionssystem einen Abschnitt eines Triebwerks mit veränderlichem Zyklus. Die vorliegende Erfindung ist jedoch nicht auf ein Triebwerk mit veränderlichem Zyklus begrenzt und wäre auf ein beliebiges Kompressionssystem innerhalb jedes Gasturbinentriebwerks anwendbar. Die Beschreibung der vorliegenden Erfindung wird im Allgemeinen in Bezug auf die Fan-Stufe 21 des Kompressionssystems vorgenommen, jedoch ist die Anwendung der vorliegenden Erfindung auf andere Stufenabschnitte des Kompressionssystems hierin vorgesehen.
  • Die Fan-Stufe 21 schließt mehrere Schaufehl 33 ein, die sich von einem Rad 34 aus erstrecken. Ein sich umlaufend erstreckendes Deckband 35 trennt den Fluidstrom A, der in das Gasturbinentriebwerk 20 eintritt, in einen durch den Pfeil B angezeigten Kernströmungsteil und einen durch den Pfeil C angezeigten Bypassströmungsteil. Das Deckband 35 hat eine Vorderkante 35a und eine Hinterkante 35b. Das Deckband 35 ist zwischen der Spitze 39 und einer inneren Strömungswegfläche 40 angeordnet. Die Position des Deckbandes 35 ist nicht auf die in 2 illustrierte Position begrenzt und kann bei alternativen Ausführungsformen irgendwo längs der Spanne zwischen der inneren Strömungswegfläche 40 und der Spitze 39 angeordnet sein. Ferner ist die vorliegende Erfindung nicht auf integral mit Schaufeln versehen Räder/Rotoren begrenzt und schließt Räder/Rotoren ein, die einsetzbare Schaufeln haben. Die Hinterkante 35b ist im Wesentlichen mit einem Abschnitt 36 eines statischen Wandbauteils 37 ausgerichtet, das an das mechanische Gehäuse 38 gekoppelt ist, das die sich drehenden Bestandteile des Verdichters 22 umschließt.
  • Bei einer Ausführungsform umfasst das Stirnwand-Entlüftungssystem mehrere mit Zwischenraum in Umfangsrichtung angeordnete Entlüftungsöffnungen 41, die stromabwärts von der Hinterkante 35b des Deckbandes 35 angeordnet sind. Bei einer bevorzugten Form ist die Kernseite 42 des Deckbandes 35 so konturiert, dass sie einen glatten Eintritt für einen Fluidstrom zu den mehreren Entlüftungsöffnungen 41 bereitstellt. Jede der mehreren Entlüftungsöffnungen 41 ist dafür ausgelegt und aufgebaut, die abgelöste Spitzengrenzschicht an der Spitzenstirnwand und der Saugseitenecke abzuleiten, um den Staudruck zu verringern. Die mehreren Entlüftungsöffnungen 41 definieren einen Durchgang zwischen dem Kernströmungsteil B und dem Bypassströmungsteil C. Bei einer Ausführungsform lassen die mehreren Entlüftungsöffnungen 41 vor der Bypassrahmenauslass-Flügelreihe 46 einen Teil des Kernströmungsteils B in den Bypassströmungsteil C ab.
  • Unter Bezugnahme auf 3 wird eine vergrößerte Teilansicht von 2 illustriert. Bei einer Ausführungsform ist ein sich umlaufend erstreckender geflügelter Abschnitt 47 an der Hinterkante 35b des Deckbandes 35 angeordnet und ist mit einem sich umlaufend erstreckenden nach vom vorspringenden Bauteil 48 der statischen Wand 36 verbunden. Die Grenzfläche zwischen dem geflügelten Abschnitt 47 und dem nach vom vorspringenden Bauteil 48 ist dafür ausgelegt und aufgebaut, eine Fluidleckage vor den mehreren Entlüftungsöffnungen 41 auf ein Minimum zu verringern. Im Einzelnen wird sich bei einer Ausführungsform der Abstand „L" verringern, wenn die Bestandteile einer Zentrifugalbelastung ausgesetzt werden, und die Abdichtungseigenschaften der anstoßenden Bestandteile verbessern.
  • Die mehreren Entlüftungsöffnungen 41 sind durch den Abschnitt 36 des statischen Wandbauteils 37 geformt. Bei einer bevorzugten Form sind die mehreren Entlüftungsöffnungen 41 in einem Winkel durch den Abschnitt 36 des statischen Wandbauteils 37 geformt. Bei einer besonders bevorzugten Form ist jede der mehreren Entlüftungsöffnungen in einem zusammengesetzten Winkel durch den Abschnitt 36 des statischen Wandbauteils 37 geformt. Der zusammengesetzte Winkel jeder der mehreren Entlüftungsöffnungen wird durch einen ersten Winkel θ und einen zweiten Winkel φ (siehe 5) dargestellt. Der erste Winkel θ liegt in Bereich von etwa 10 bis 20 Grad, und der zweite Winkel φ wird so gewählt, dass er in Wesentlichen zum Strömungswinkel der Bypassströmung passt. Jedoch ist nicht beabsichtigt, die vorliegende Erfindung hierin auf die spezifischen gezeigten Winkel zu begrenzen, da für spezifische Auslegungsanforderungen andere Winkel ausgewählt werden können.
  • Unter Bezugnahme auf 4 wird eine nach vom blickende Rückansicht der mehreren Entlüftungsöffnungen 41 illustriert, die durch den Abschnitt 36 des statischen Wandbauteils 37 geformt sind. Bei einer Ausführungsform definiert jede der mehreren Entlüftungsöffnungen 41 über ihre Länge einen konstanten Querschnitt und hat einen annähernd rechtwinkligen Querschnitt. Es werden hierin jedoch andere geometrische Querschnitte vorgesehen, einschließlich von kreisförmigen und elliptischen, ohne darauf begrenzt zu sein. Bei einer Form der vorliegenden Erfindung sind die Wände 41a und 41b, welche die Öffnung 41 definieren, eben, aber bei einer anderen Ausführungsform sind eine oder beide der Wände krummlinig. Ferner wird gezeigt, dass die Stirnwände 41a und 41b, welche die Öffnung 41 definieren, einen Radius haben, jedoch definiert die Verbindung der Wände, welche die Öffnungen 41 bilden, bei einer alternativen Ausführungsform scharfe Ecken. Ferner ist nicht beabsichtigt, die vorliegende Erfindung hierin auf eine Öffnung zu begrenzen, die eine konstante Querschnittsfläche hat.
  • Unter Bezugnahme auf 5 wird eine Draufsicht der Ablassseite der mehreren Entlüftungsöffnungen 41 illustriert. Die aus jeder der mehreren Entlüftungsöffnungen 41 abgeleitete Menge wird durch die Querschnittsfläche der Öffnungen und die statische Änderung des Drucks über der Öffnung gesteuert.
  • Unter Bezugnahme auf 6a und 6b wird eine Simulationsausgabe am einem dreidimensionalen viskosen CFD-Code illustriert. 6a zeigt die Ergebnisse einer numerischen Auswertung unter Verwendung des viskosen 3D-CFD-Codes mit 3 % Entlüftung, und 6b zeigt die Ergebnisse einer numerischen Auswertung unter Verwendung des viskosen 3D-CFD-Codes ohne Entlüftung. Die Ausgabe schließt die Umrisse der vorhergesagten Machzahl von Schaufel zu Schaufel nahe der Spitze eines abgedeckten Rotors mit und ohne Entlüftung ein. Für den Rotor mit Entlüftung wurde der geplante Spitzenwirkungsgrad um 1 % gesteigert, und die Strömungsabrissgrenze wurde um ungefähr 5 % gesteigert.
  • Es hat sich gezeigt, dass ungefähr 2 % der Einlass-Durchflussmenge erforderlich sind, um die Grenzschicht ausreichend abzuleiten.
  • Unter Bezugnahme auf 7 wird ein Abschnitt 200 eines Kompressionssystems illustriert, das eine drehbare Scheibe 201 mit mehreren Schaufeln 202, die sich von derselben aus erstrecken, hat. Im Einzelnen wird ein Stirnwand-Entlüftungssystem illustriert, das im Wesentlichen dem zuvor erörterten Stirnwand-Entlüftungssystem ähnelt. Jedoch teilt ein umlaufendes Deckband 203 nicht das Arbeitsfluid in mehrere Fluidströmungsflüsse. Das umlaufende Deckband 203 ist zwischen die mehreren Schaufeln 202 gekoppelt und ist am Spitzenende 204 jeder der mehreren Schaufeln 202 angeordnet. Die Drehung der drehbaren Scheibe 201 und der mehreren Schaufeln 202 erzeugt eine abgelöste Spitzengrenzschicht, die durch eine Öffnung 205 abgeleitet wird. Die Entfernung der Strömungsstörung wird vorzugsweise durch mehrere mit Zwischenraum angeordnete Entlüftungsöffnungen 205 erreicht, die durch das mechanische Gehäuse 206 geformt sind, Der abgeleitete Teil des Fluids kann in einem Verteiler oder einer anderen Struktur gesammelt und als Kühlluft zum Strömungsfluss zurückgeführt oder in einen anderen Abschnitt des Gasturbinentriebwerks abgelassen werden. Ferner kann der Entlüftungsstrom ebenfalls aus dem Gasturbinentriebwerk abgelassen werden.
  • Der Einlass 209 zu den mehreren Entlüftungsöffnungen 205 leitet die abgelöste Grenzschicht ab und führt sie durch den Durchgang 205 zum passenden Bestimmungsort. Die Entlüftungsöffnungen 205 ähneln im Wesentlichen den Entlüftungsöffnungen 41, jedoch können die Entlüftungsöffnungen 205 im Allgemeinen einen größeren ersten Winkel θ benutzen, und vorzugsweise liegt der erste Winkel θ im Bereich von etwa 10 bis 90 Grad. Jedoch ist nicht beabsichtigt, die vorliegende Erfindung auf die gezeigten Winkel zu begrenzen, da andere Winkel ausgewählt werden können, um spezifischen Auslegungsanforderungen zu entsprechen.
  • Während die Erfindung in den Zeichnungen und der vorstehenden Beschreibung ausführlich illustriert und beschrieben worden ist, sind dieselben als illustrativ und nicht einschränkend im Charakter zu betrachten, wobei es sich versteht, dass nur die bevorzugte Ausführungsform gezeigt und beschrieben worden ist.

Claims (18)

  1. Kompressionssystem, umfassend: ein mechanisches Gehäuse (38); ein Rad (34), das im Gehäuse (38) rotierbar ist, wobei das Rad (34) eine Mehrheit von daran gekoppelten Schaufeln (33) aufweist; ein Deckband (35), das an die Mehrheit von Schaufeln (33) gekoppelt ist, um Fluidströmung im Kompressionssystem in eine Kernströmung (B) und eine Bypassströmung (C) zu trennen, wobei das Deckband (35) eine Vorderkante (35a) und eine Hinterkante (35b) aufweist; ein statisches Wandbauteil (37), das an das mechanische Gehäuse gekoppelt ist und ein Teilstück (36) aufweist, das mit der Hinterkante (36b) des Deckbands (35) fluchtet; und gekennzeichnet durch mindestens eine Entlüftungsöffnung (41), die im Wandbauteil (37) angrenzend an die Hinterkante (35b) des Deckbands (35) gebildet ist, um Fluiddurchgang in die Bypassströmung (C) aus der Kernströmung (B) zuzulassen.
  2. Kompressionssystem nach Anspruch 1, wobei die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) eine Mehrheit von Entlüftungsöffnungen (41) definiert.
  3. Kompressionssystem nach Anspruch 2, wobei die Mehrheit von Entlüftungsöffnungen (41) mit einheitlichem Abstand entlang des statischen Wandbauteils (37) angeordnet ist.
  4. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) unmittelbar stromabwärts der Hinterkante (35b) positioniert ist.
  5. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) einen konstanten Querschnitt aufweist.
  6. Kompressionssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) einen veränderlichen Querschnitt aufweist.
  7. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) an einem zusammengesetzten Winkel im statischen Wandbauteil (37) gebildet ist.
  8. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, das weiter Mittel zum Minimieren von Leckage der Kernströmung (B) in die Bypassströmung (C) vor dem mindestens einen Entlüftungsdurchgang (41) umfasst.
  9. Kompressionssystem nach Anspruch 8, wobei der Teil (36) des statischen Wandbauteils (37) mit der Hinterkante (35b) des Deckbands (35) kooperiert, um Fluidleckage vor der mindestens einen Entlüftungsöffnung (41) zu minimieren.
  10. Kompressionssystem nach Anspruch 9, wobei die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) stromabwärts der Hinterkante (35b) positioniert ist und, das weiter ein Umfangsbauteil (48) umfasst, das mit einem Teilstück (47) der Hinterkante (35b) verbunden ist, um Fluidleckage vor der mindestens einen Entlüftungsöffnung (41) zu reduzieren.
  11. Kompressionssystem nach Anspruch 10, wobei das Umfangsbauteil (48) kontinuierlich ist und wobei die Hinterkante (35b) ein gabelförmiges Bauteil (47) einschließt.
  12. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei jede der Mehrheit von Schaufeln (33) eine Spanne mit einer Spitze (39) an einem Ende aufweist und wobei das Deckband (35) zwischen der Spitze (39) und einer inneren Strömungswegfläche (40) positioniert ist und wobei der Durchgang der Strömung angepasst ist, die getrennte Grenzschicht stromabwärts des Deckbands (35) zu entfernen.
  13. Kompressionssystem nach Anspruch 12, wobei die innere Strömungswegfläche (40) durch das Rad (34) definiert ist.
  14. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei das Rad (34) einen Teil einer Fan-Stufe (21) definiert.
  15. Kompressionssystem nach einem vorhergehenden Anspruch, wobei sich das Deckband (35) umfangsbezogen um eine Mittellinie (X) des Rads (34) erstreckt; und die mindestens eine Entlüftungsöffnung (41) einen Einlass nahe der Hinterkante (35b) und in Strömungskommunikation mit der Kernströmung (B) und einen Auslass in Strömungskommunikation mit der Bypassströmung (C) aufweist.
  16. Verfahren, umfassend: Bereitstellen eines Gasturbinentriebwerks mit einem darin abgedeckten Rotor; Trennen einer Fluidströmung in einen Kernströmungsteil und einen Bypassströmungsteil; Rotieren des abgedeckten Rotors relativ zu einem mechanischen Gehäuse im Gasturbinentriebwerk, wobei eine Trennung der Spitzengrenzschicht im Kernströmungsteil auftritt; Entlüften mindestens eines Teils der getrennten Spitzengrenzschicht; und Leiten mindestens eines Teils der getrennten Spitzengrenzschicht durch eine Öffnung in einem statischen Wandbauteil im Gasturbinentriebwerk zum Bypassströmungsteil.
  17. Verfahren nach Anspruch 16, wobei das Entlüften den Rückdruck entlastet, der mit der getrennten Spitzengrenzschicht assoziiert ist.
  18. Verfahren nach Anspruch 17, das weiter das Minimieren der Strömungsleckage zwischen dem ersten Teil und dem zweiten Teil vor dem Durchgang umfasst.
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Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7147426B2 (en) * 2004-05-07 2006-12-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Shockwave-induced boundary layer bleed
FR2875866B1 (fr) * 2004-09-30 2006-12-08 Snecma Moteurs Sa Procede de circulation d'air dans un compresseur de turbomachine, agencement de compresseur le mettant en oeuvre , etage de compression et compresseur comportant un tel agencement, et moteur d'aeronef equipe d'un tel compresseur
JP4893110B2 (ja) * 2006-05-31 2012-03-07 株式会社Ｉｈｉ 軸流流体装置
FR2912790B1 (fr) * 2007-02-16 2013-08-02 Snecma Agencement de circuits de prelevement d'air,etage de compresseur le comportant,compresseur les comportant et turboreacteur les comportant
US7766280B2 (en) * 2007-05-29 2010-08-03 United Technologies Corporation Integral suction device with acoustic panel
US7937929B2 (en) * 2007-11-16 2011-05-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Exhaust duct with bypass channel
US8092145B2 (en) * 2008-10-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Particle separator and separating method for gas turbine engine
CN101871459B (zh) * 2009-04-24 2013-10-30 德昌电机(深圳)有限公司 排水泵
US8668446B2 (en) 2010-08-31 2014-03-11 General Electric Company Supersonic compressor rotor and method of assembling same
GB201015029D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US9022730B2 (en) 2010-10-08 2015-05-05 General Electric Company Supersonic compressor startup support system
US8864454B2 (en) 2010-10-28 2014-10-21 General Electric Company System and method of assembling a supersonic compressor system including a supersonic compressor rotor and a compressor assembly
DE102010063071A1 (de) * 2010-12-14 2012-06-14 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Kühlvorrichtung für ein Strahltriebwerk
US8657571B2 (en) 2010-12-21 2014-02-25 General Electric Company Supersonic compressor rotor and methods for assembling same
US8827640B2 (en) 2011-03-01 2014-09-09 General Electric Company System and methods of assembling a supersonic compressor rotor including a radial flow channel
US8550770B2 (en) 2011-05-27 2013-10-08 General Electric Company Supersonic compressor startup support system
US8770929B2 (en) 2011-05-27 2014-07-08 General Electric Company Supersonic compressor rotor and method of compressing a fluid
US9394792B2 (en) 2012-10-01 2016-07-19 United Technologies Corporation Reduced height ligaments to minimize non-integral vibrations in rotor blades
US9810157B2 (en) 2013-03-04 2017-11-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor shroud reverse bleed holes
US9726084B2 (en) 2013-03-14 2017-08-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor bleed self-recirculating system
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US10934943B2 (en) * 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
US20180313364A1 (en) * 2017-04-27 2018-11-01 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot including turning vanes
US10808572B2 (en) * 2018-04-02 2020-10-20 General Electric Company Cooling structure for a turbomachinery component
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11725530B1 (en) * 2022-05-20 2023-08-15 General Electric Company Offtake scoops for bleed pressure recovery in gas turbine engines

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1302282A (en) * 1916-06-23 1919-04-29 British Westinghouse Electric Steam-turbine.
NL64849C (de) * 1937-01-07
US2520697A (en) * 1943-10-11 1950-08-29 Vickers Electrical Co Ltd Internal-combustion turbine plant
FR1012339A (fr) * 1949-07-13 1952-07-08 Hispano Suiza Sa Perfectionnements apportés aux compresseurs axiaux, notamment à ceux pour turbo-machines d'aviation
US2693904A (en) * 1950-11-14 1954-11-09 A V Roe Canada Ltd Air bleed for compressors
US2738921A (en) * 1950-11-22 1956-03-20 United Aircraft Corp Boundary layer control apparatus for compressors
US2958456A (en) * 1954-10-06 1960-11-01 Power Jets Res & Dev Ltd Multi-stage aerofoil-bladed compressors
US2848156A (en) * 1956-12-18 1958-08-19 Gen Electric Fixed stator vane assemblies
US3142438A (en) * 1961-04-21 1964-07-28 Rolls Royce Multi-stage axial compressor
US3262635A (en) * 1964-11-06 1966-07-26 Gen Electric Turbomachine sealing means
GB1197711A (en) * 1964-12-02 1970-07-08 Gen Electric Improvements in Turbofan Type Engine.
US3248081A (en) 1964-12-29 1966-04-26 Gen Electric Axial locating means for airfoils
US3632223A (en) * 1969-09-30 1972-01-04 Gen Electric Turbine engine having multistage compressor with interstage bleed air system
BE757915A (fr) * 1969-10-24 1971-04-01 Gen Electric Construction combinee de carter de compresseur et de collecteurd'air
GB1291943A (en) * 1970-02-11 1972-10-04 Secr Defence Improvements in or relating to ducted fans
FR2166494A5 (de) 1971-12-27 1973-08-17 Onera (Off Nat Aerospatiale)
FR2248732A5 (de) 1973-10-23 1975-05-16 Onera (Off Nat Aerospatiale)
US3945759A (en) * 1974-10-29 1976-03-23 General Electric Company Bleed air manifold
US3966355A (en) * 1975-06-24 1976-06-29 Westinghouse Electric Corporation Steam turbine extraction system
JPS5254809A (en) 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Axial-flow fluid machine construction
FR2370170A1 (fr) * 1976-11-05 1978-06-02 Snecma Procede et dispositif pour la diminution du bruit des turbomachines
US4156344A (en) * 1976-12-27 1979-05-29 The Boeing Company Inlet guide vane bleed system
FR2438157A1 (fr) * 1978-10-05 1980-04-30 Alsthom Atlantique Grille d'aubes pour turbine ou compresseur
FR2438155A1 (fr) 1978-10-05 1980-04-30 Alsthom Atlantique Grille d'aubes pour turbine ou compresseur et turbine ou compresseur comportant une telle grille d'aubes
US4534701A (en) 1982-06-29 1985-08-13 Gerhard Wisser Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring
GB2192229B (en) 1986-07-04 1990-05-02 Rolls Royce Plc A compressor and air bleed system
US4761116A (en) 1987-05-11 1988-08-02 General Electric Company Turbine blade with tip vent
US4969326A (en) * 1988-08-15 1990-11-13 General Electric Company Hoop shroud for the low pressure stage of a compressor
US5059093A (en) * 1990-06-07 1991-10-22 United Technologies Corporation Compressor bleed port
FR2666846B1 (fr) 1990-09-13 1992-10-16 Alsthom Gec Grille d'aubes pour turbomachine munie de fentes d'aspiration dans le plafond et/ou dans le plancher et turbomachine comportant ces grilles.
US5209633A (en) 1990-11-19 1993-05-11 General Electric Company High pressure compressor flowpath bleed valve extraction slot
US5327716A (en) * 1992-06-10 1994-07-12 General Electric Company System and method for tailoring rotor tip bleed air
US5275531A (en) 1993-04-30 1994-01-04 Teleflex, Incorporated Area ruled fan blade ends for turbofan jet engine
DE4326799A1 (de) * 1993-08-10 1995-02-16 Abb Management Ag Vorrichtung zur Sekundärluftentnahme aus einem Axialverdichter
GB9400555D0 (en) 1994-01-13 1994-03-09 Short Brothers Plc Boundery layer control in aerodynamic low drag structures
US5520508A (en) 1994-12-05 1996-05-28 United Technologies Corporation Compressor endwall treatment
US5586859A (en) 1995-05-31 1996-12-24 United Technologies Corporation Flow aligned plenum endwall treatment for compressor blades
US5904470A (en) 1997-01-13 1999-05-18 Massachusetts Institute Of Technology Counter-rotating compressors with control of boundary layers by fluid removal

Also Published As

Publication number Publication date
AU5201699A (en) 1999-10-25
US6428271B1 (en) 2002-08-06
ATE371097T1 (de) 2007-09-15
CA2321640A1 (en) 1999-10-14
DE69936939D1 (de) 2007-10-04
EP1147291A2 (de) 2001-10-24
WO1999051866A2 (en) 1999-10-14
CA2321640C (en) 2004-01-06
JP2003517525A (ja) 2003-05-27
WO1999051866A3 (en) 2001-07-19
EP1147291A4 (de) 2003-03-26
EP1147291B1 (de) 2007-08-22

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