ES2294996T3 - Alabe de estator. - Google Patents
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Abstract
Un álabe (18) del estator de compresor que comprende unos lados de presión y aspiración (20, 22) que se extiende de forma cordada entre los bordes de ataque y trasero (24, 26), y caracterizado por un borde de ataque escotado (24) con un estrechamiento (36) de cuerda mínimo dispuesto longitudinalmente entre una raíz (28) y una punta (30) y un borde trasero (26) curvado ortogonalmente hacia dicho borde de ataque.
Description
Álabe de estator.
La presente invención se refiere en general al
campo de los motores con turbina de gas, y, más concretamente al
campo de los compresores o ventiladores situados en su interior.
En un motor de avión con turbina de gas con
turboventilador, el aire es presurizado en un ventilador y un
compresor durante su funcionamiento. El aire del ventilador es
utilizado para propulsar una aeronave en vuelo. El aire canalizado
a través del compresor es mezclado con el combustible en un quemador
e inflamado por los gases de combustión calientes generados que
fluyen a través de las etapas de la turbina que extraen la energía
para dar potencia al ventilador y al compresor.
Un motor con turboventilador típico incluye un
compresor de flujo axial multigradual que presuriza el aire de
forma secuencial para producir un aire a gran presión para la
combustión. El aire comprimido se dispersa y desacelera a medida
que es comprimido. Los álabes aerodinámicos del compresor deben, por
consiguiente, estar diseñadas para reducir la separación indeseable
del flujo, lo que afectaría negativamente al margen de entrada en
pérdida y a la eficiencia.
A la inversa, los gases de combustión son
acelerados a través de las etapas de la turbina y los álabes de la
turbina tienen diferentes diseños aerodinámicos para potenciar la
eficacia de la extracción de energía.
Fundamental para el diseño del compresor es la
eficiencia en la compresión del aire con un margen de entrada en
pérdida suficiente con relación a la totalidad de las fases de
vuelo, desde el despegue, pasando por el vuelo en crucero, hasta el
aterrizaje.
Sin embargo, la eficiencia del compresor y el
margen de sustentación por lo general están inversamente
relacionados, de forma que un incremento de la eficiencia
típicamente se corresponde con una reducción del margen de entrada
en pérdida. Las exigencias opuestas de margen de entrada en pérdida
y eficiencia son particularmente exigentes en aplicaciones de
motores militares de alto rendimiento, frente a las menores
exigencias de las aplicaciones comerciales, las cuales requieren un
alto nivel de margen de entrada en pérdida típicamente a expensas de
la eficiencia del compresor.
La potenciación de la eficiencia de los perfiles
de ala se lleva básicamente a cabo optimizando las distribuciones
de la velocidad sobre los lados de presión y aspiración del perfil
de ala. Sin embargo, la eficiencia resulta típicamente limitada en
el diseño de compresor convencional por la necesidad de un margen de
entrada en pérdida apropiado. Cualquier incremento adicional de la
eficiencia típicamente da como resultado una reducción en el margen
de entrada en pérdida, y, a la inversa, un incremento adicional en
el margen de entrada en pérdida da como resultado una reducción de
la eficiencia.
Una eficiencia elevada se obtiene típicamente
reduciendo al mínimo el área superficial mojada de los perfiles de
ala para una etapa determinada para reducir en la medida
correspondiente la resistencia aerodinámica de los perfiles de ala.
Esto se consigue típicamente reduciendo la solidez de los perfiles
de ala o la densidad de los perfiles de ala alrededor de la
circunferencia de un disco de rotor, o incrementando la relación del
aspecto del perfil de ala de la cuerda con respecto a las
longitudes de la envergadura.
Para una velocidad determinada del rotor, el
incremento de la eficiencia reduce el margen de entrada en pérdida.
Para conseguir unos niveles elevados de margen de entrada en
pérdida, puede utilizarse un nivel de solidez mayor que el óptimo,
combinado con un diseño de los perfiles de ala con unos ángulos de
incidencia por debajo del óptimo. Ello reduce la eficiencia del
compresor de flujo axial.
Un margen de entrada en pérdida incrementado
puede también obtenerse incrementando la velocidad del rotor, pero
esto, a su vez, reduce la eficiencia al incrementar los números de
Mach de los perfiles de ala, lo que incrementa la resistencia
aerodinámica de los perfiles de ala.
El rendimiento del compresor resulta también
afectado por la cooperación de los álabes del rotor del compresor y
de los álabes del estator. Una fila de álabes se extiende
radialmente hacia fuera desde un disco de soporte del rotor y rota
durante su funcionamiento dentro de una envuelta que rodea el
estator. Una fila correspondiente de álabes del estator está
dispuesta directamente corriente arriba de los álabes para controlar
el flujo de aire entrante.
Los álabes del estator típicamente tienen unas
puntas radialmente hacia fuera montadas en una banda exterior
anular, y unos pies radialmente hacia dentro pertinentemente
montados en una banda radialmente hacia dentro que típicamente
soporta una junta de estanqueidad interior. Dicho montaje
típicamente se lleva a cabo perforando los álabes individuales al
penetrar en unas aberturas complementarias existentes en las bandas,
y fijando las paletas a aquéllas mediante cobresoldadura o soldeo,
por ejemplo. Las paletas individuales son típicamente rectas y
rígidas para soportar este procedimiento de fabricación sin
distorsión.
Sin embargo, los álabes típicos tienen unos
perfiles radiales relativamente uniformes desde la raíz a la punta
y limitan la eficiencia del funcionamiento y del margen de entrada
en pérdida. Las bandas definen unas paredes terminales a lo largo
de las cuales se forman durante su accionamiento unas capas
limítrofes de aire, afectando a su rendimiento. La carga
aerodinámica o de difusión de las paletas es mayor cerca de las
paredes terminales que en las zonas del centro de salida del ala de
los álabes, y las zonas de contacto de las paredes terminales de
los álabes están sometidas a una separación de flujo a lo largo de
los lados de aspiración de los álabes cerca de los bordes traseros
cuando el aire se difunde durante su funciona-
miento.
miento.
El documento US 5,246,339 divulga un álabe de
guía para un ventilador axial.
El documento US 5,249,922 divulga un aparato de
un álabe fijo para una turbina de flujo axial.
De acuerdo con ello, el diseño de compresor
típico necesariamente exige un compromiso entre la eficiencia y el
margen de entrada en pérdida, favoreciendo al uno o al otro, y las
diferencias de los diseños de los álabes y las paletas complican
adicionalmente el diseño del compresor. Por consiguiente, se desea
mejorar en mayor medida tanto la eficiencia del compresor como el
margen de entrada en pérdida potenciando el rendimiento de los
álabes del compresor y mejorando la cooperación con los álabes
correspondientes del compresor.
En las reivindicaciones adjuntas se definen
diversos aspectos y formas de realización de la invención.
La invención, de acuerdo con formas de
realización preferentes y ejemplares, junto con objetos y ventajas
adicionales de aquélla, se describe con mayor detalle en la
descripción detallada subsecuente tomada en combinación con los
dibujos que se acompañan, en los cuales:
La Figura 1 es una vista en sección axial tomada
a través de una porción de un compresor de un motor con turbina de
combustión interna que incluye una fila de paletas del estator
dispuestas axialmente entre unas filas correspondientes de álabes
del rotor de acuerdo con una forma de realización ejemplar de la
presente invención.
La Figura 2 es una vista en sección radial
tomada a través de una de los álabes del compresor ilustrados en la
Figura 2 y tomada a lo largo de la línea 2-2.
La Figura 3 es una vista en alzado lateral,
axial, como la Figura 1, de las paletas del compresor de acuerdo
con una forma de realización alternativa de la presente
invención.
La Figura 4 es una vista isométrica, encarada
corriente arriba de tres álabes adyacentes del compresor montados
en unas bandas interior y exterior radialmente correspondientes y
tomada genéricamente a lo largo de la línea 4-4 de
la Figura 1.
La Figura 1, ilustrada en una vista en alzado
lateral, es una porción de un compresor 10 de un motor con turbina
de gas configurada para canalizar y presurizar el aire 12. El
compresor es asimétrico alrededor de un eje de una línea central
axial 14 e incluye múltiples grapas axiales de unos álabes 16 del
rotor correspondientes que se extienden radialmente hacia fuera
desde los correspondientes rotores en forma de discos separados o
elementos integrales, o tambores anulares de cualquier forma
convencional.
Cooperando con cada fase de rotor se encuentra
un estator correspondiente del compresor que tiene una pluralidad
de álabes 18 del estator separadas en círculo a intervalos
regulares. El álabe 16 y los álabes 18 definen unos perfiles de ala
que tienen unos perfiles o contornos aerodinámicos correspondientes
para presurizar el aire 12 sucesivamente en fases axiales. En
funcionamiento, la presión del aire se incrementa a medida que el
aire se desacelera y difunde en la dirección axial de fase en
fase.
Como se muestra en las Figuras 1 y 2, cada álabe
18 del estator define un perfil de ala que incluye un lado de
presión 20 genéricamente cóncavo y un lado de aspiración
genéricamente convexo 22 situado enfrente en círculo. Los dos
lados 20, 22 se extienden en la dirección de la cuerda del ala entre
un borde de ataque corriente arriba 24 y un borde trasero corriente
abajo 26, opuesto en dirección axial.
Los álabes individuales 18 pueden ser definidos
con respecto a un sistema de coordenadas ortogonal que incluye un
eje axial X que se extiende en paralelo con el eje 14 de la línea
central del motor; un eje Y que se extiende circunferencial o
tangencialmente; y un eje Z que se extiende en dirección radial.
Cada álabe 18 puede, por consiguiente, estar definida por una
pluralidad de secciones planares radialmente apiladas que se
extienden radialmente hacia fuera desde una raíz 28 y hasta una
punta 30, como se muestra en la Figura 1.
En la forma de realización ejemplar ilustrada en
la Figura 1, la fila de álabes 18 se apoya oportunamente en unas
bandas correspondientes 32, 34 radialmente interior y exterior,
soportando típicamente la banda interior una junta de estanqueidad
apropiada (no mostrada). Las raíces 28 y las puntas 30 de las
paletas están típicamente montadas de manera fija en unas aberturas
complementarias practicadas en las bandas correspondientes 32, 34,
definiendo las bandas unas paredes terminales que limitan
radialmente el flujo del aire 12 entre los álabes adyacentes 18.
Como se indicó anteriormente, el diseño de
compresor convencional típicamente exige un compromiso entre la
eficiencia de la compresión y el margen de entrada en pérdida. Los
perfiles de ala de los álabes del compresor convencionales son
típicamente similares en dirección radial debido a su definición
aerodinámica en dos dimensiones.
Ahora se dispone de un software de computadora
moderno para resolver las ecuaciones de flujo laminar en tres
dimensiones (3D) para evaluar con mayor precisión el rendimiento de
los perfiles de ala. Dicho software de 3D puede utilizarse para
diseñar tanto el álabe 16 de los rotores como las paletas 18 del
estator, siendo las paletas del estator el objeto de la presente
invención. Los perfiles de ala resultantes de las paletas de
acuerdo con la presente invención genéricamente tienen unas
configuraciones en 3D características que difieren
considerablemente de los perfiles de ala convencionales que varían
poco en sección radial con respecto a sus envergaduras longitudinal
o radial.
Como se muestra inicialmente en la Figura 2,
cada sección radial de la paleta 18 está definida por el contorno o
perfil aerodinámico a lo largo de los lados de presión y aspiración
20, 22 que se extienden entre los bordes de ataque y trasero 24,
26. Cada sección tiene una cuerda aerodinámica que se extiende desde
el borde de ataque hasta el trasero, y se identifica mediante su
longitud C de la cuerda aerodinámica.
Como se muestra en la Figura 1, y de acuerdo con
una característica ejemplar de la presente invención, la paleta 18
del estator se estrecha en una cuerda aerodinámica hasta una parte
central 36 de una longitud de cuerda aerodinámica mínima que está
preferentemente dispuesta en posición central entre la raíz 28 y la
punta 30 a lo largo de la envergadura longitudinal o radial del
álabe.
El borde de ataque 24 está preferentemente
ahusado hacia la parte central 36 tanto desde la raíz 28 como desde
la punta 30, definiendo una vista lateral axial o proyección
genéricamente cóncava, según se ilustra en la Figura 1, un borde de
ataque que tiene una única escotadura. El estrechamiento central 36
está preferentemente dispuesto con una amplitud que oscila entre el
30% y el 70% de la envergadura longitudinal o radial del álabe
desde su raíz 28. En la forma de realización preferente ilustrada,
el estrechamiento central 36 está dispuesto al nivel de un 50% de
la envergadura. Y, el estrechamiento central 36 puede ser,
aproximadamente, inferior hasta un 30% respecto de las cuerdas de
la raíz y de la punta.
Como se muestra en la vista lateral o proyección
axial en la Figura 1, el borde trasero 26 es longitudinal o
radialmente recto entre la raíz y la punta. En proyección axial
desde uno u otro lado del álabe, el borde trasero 26 aparece recto
tanto en los lados de presión como de aspiración en el plano
X-Z.
Como se exponen con mayor detalle más adelante,
el álabe 18 del estator preferentemente se estrecha en cuerda
únicamente desde el borde de ataque 24 hacia el borde trasero 26,
permaneciendo el borde trasero recto en perfil axial. En la forma
de realización preferente, el borde trasero 36 está configurado para
extenderse únicamente en dirección radial en elevación o proyección
radial sin inclinación con el borde de ataque. De esta forma, el
estrechamiento central 36 está definido únicamente por el borde de
ataque 24 ahusado o con escotadura, siendo el borde trasero recto
en dirección radial o sin escotadura.
Introduciendo el estrechamiento 36 centralmente
dentro de la paleta mediante la reducción de la longitud de cuerda
desde ambas paredes terminales, puede obtenerse un rendimiento
mejorado en 3D de la extensión del estator. La porción estrecha de
la zona media de la envergadura de la paleta tiene una reducción
correspondiente en área superficial mojada, y, por consiguiente, la
resistencia aerodinámica se reduce de manera correspondiente.
Preferentemente, el álabe se estrecha hasta su
parte central con un acortamiento correspondiente de las cuerdas
desde ambas paredes terminales para efectuar una carga de difusión
sustancialmente uniforme en dirección longitudinal o radial desde
la raíz 28 hasta la punta 30. Definiendo la distribución de la
cuerda radial del álabe para conseguir una carga aerodinámica
sustancial y uniforme a través de la envergadura de los perfiles de
ala, debe obtenerse un rendimiento y una eficiencia potenciadas,
eliminando al tiempo la longitud extra de la cuerda cerca del
estrechamiento del álabe que no se requiere a los fines de la
eficiencia de la compresión del aire.
El álabe está selectivamente estrechado en la
parte central para incrementar en la medida correspondiente la
carga y difusión en ese punto sin comprometer la carga y difusión
cerca de las paredes terminales. La distribución de la carga
longitudinal puede ser sustancialmente uniforme de acuerdo con lo
anteriormente indicado, o puede ser ligeramente mayor en el tramo
central del álabe para asegurar una distribución suave de la cuerda.
La eficiencia de la compresión se incrementa por tanto
incrementando la difusión en la región central de la paleta,
reduciendo al tiempo en la medida correspondiente la resistencia
aerodinámica en ese punto.
Así mismo, la reducción de la cuerda se efectúa
preferentemente en el borde frontal o de ataque del perfil de ala
en lugar de en el borde trasero para incrementar el paso angular
aerodinámico del borde de ataque de las bandas de las paredes
terminales. El paso angular aerodinámico es un parámetro
convencional y el paso angular de ataque producido en el borde de
ataque de la paleta cerca de las bandas interior y exterior 32 y 34
mejora aún más el rendimiento aerodinámico del álabe.
El borde de ataque 24 con escotadura puede
también efectuarse con un borde trasero recto pero inclinado. Como
se muestra en una forma de realización alternativa en la Figura 2,
el borde trasero 26 puede permanecer recto en proyección axial pero
puede estar inclinado hacia el borde de ataque 24 desde la raíz
hasta la punta en un ángulo de inclinación agudo A que puede ser de
aproximadamente 10º. El ángulo de inclinación A es preferentemente
constante entre la raíz y la punta.
La eficiencia del compresor puede incrementarse
adicionalmente, junto con un margen de sustentación mejorado,
modificando adicionalmente las paletas 18 según se ilustra en una
vista tangencial o proyección en el plano Y-Z
ilustrado en la Figura 4. El plano Y-Z ilustrado en
la Figura 4 es un plano ortogonal o normal al plano
X-Z de la Figura 1 para mostrar dos proyecciones de
los mismos álabes 18 que se corresponden con las proyecciones
tangencial y axial, respectivamente.
Como se muestra en la Figura 4, el lado de
aspiración 22 del álabe está preferentemente inclinado en un ángulo
obtuso B entre el borde trasero 26 y cada una de las porciones de la
raíz 28 y la punta 30. El borde trasero 26 define también un ángulo
inclinado D con el eje radial en la dirección o vista tangencial
ilustrada.
Dado que los álabes 18 están configurados para
girar y difundir el flujo de aire 12, la separación del flujo de
aire es una consideración de diseño fundamentalmente sobre el lado
de aspiración del álabe cerca del borde trasero. En un álabe de
estator convencional genéricamente recta en dirección radial, el
lado de aspiración del álabe es genéricamente normal a las paredes
terminales correspondientes y está sometido en ese punto a la
separación del flujo. Sin embargo, doblando el lado de aspiración de
los álabes 18 ilustrado en la Figura 4 a lo largo de los bordes
traseros, los ángulos obtusos resultantes B pueden considerablemente
reducir o eliminar la separación del flujo indeseable en las bandas
o paredes terminales. En la medida correspondiente, puede obtenerse
con ello un incremento adicional en la eficiencia del compresor y en
el margen en entrada de pérdida.
En la vista desde un extremo axial ilustrado en
la Figura 4, los álabes individuales 18 están dobladas básicamente
a lo largo de sus bordes traseros 26 para crear unos ángulos obtusos
similares B tanto en la raíz 28 como en la punta 30. El ángulo
inclinado D varía en la medida correspondiente a lo largo de la
envergadura longitudinal del álabe para interconectar suavemente
con la raíz inclinada opuesta y con las porciones de la punta del
borde trasero. Preferentemente, el ángulo agudo varía de forma
continua entre la raíz y la punta.
El borde trasero inclinado ilustrado en la
Figura 4 puede llevarse a la práctica variando el ángulo de
curvatura y el ángulo del paletaje con relación al eje de cada
sección radial, junto con la flexión del eje de apilamiento 38 de
la paleta respecto de una línea radial, fundamentalmente en el
componente tangencial de ésta. El eje de apilamiento para los
álabes es preferentemente el locus de los puntos medios de las
líneas de curvatura de las secciones radiales individuales del
álabe, puntos medios que están típicamente alineados en dirección
radial a lo largo de envergadura de la paleta. En la Figura 4, el
componente tangencial del eje de apilamiento 38 está inclinado y
desplazado respecto del eje de envergadura radial para producir el
borde trasero inclinado preferente del álabe.
El borde de ataque escotado 24 ilustrado en la
Figura 1, se utiliza preferentemente en combinación con el borde
trasero inclinado 26 ilustrado en la Figura 4, preferentemente sin
que uno comprometa el otro. La combinación de estos incrementa
adicionalmente la eficiencia aerodinámica y la reducción o
eliminación de la separación del flujo indeseable en las paredes
terminales.
Más concretamente, la misma paleta 18 ilustrada
en las Figuras 1 y 4 preferentemente incluye tanto el borde de
ataque escotado 24 con el estrechamiento central 36 de cuerda
mínima, como el borde trasero 26 inclinado ortogonalmente a partir
de aquél. Como se muestra en la Figura 1, el borde trasero 26 es
genéricamente recto en la proyección axial de los lados de presión
y aspiración 20, 22 estando también doblado a lo largo del lado de
aspiración 22 en el plano tangencial ortogonal ilustrado en la
Figura 4. Esta combinación del borde trasero 28 en los dos planos
ortogonales permite que la cantidad de la inclinación D del borde
trasero se potencie al máximo, con un ángulo obtuso B
sustancialmente amplio para mejorar en mayor medida la eficiencia
del compresor y el margen de sustentación.
El ángulo obtuso B puede, por consiguiente,
incrementarse dentro de una amplitud ejemplar aproximada de 100º a
130º, escogiéndose el límite superior ejemplar de 130º por razones
de fabricación, de acuerdo con lo expuesto más adelante. La
inclinación del borde trasero amplio coopera con el borde de ataque
escotado con una sinergia de 3D para potenciar al máximo la
uniformidad de la carga de difusión en sentido longitudinal desde la
raíz 28 del álabe hasta la punta 30. Se produce una carga
aerodinámica uniforme con una sustancial reducción o eliminación
también de la separación del flujo entre el lado de aspiración del
álabe y las correspondientes paredes terminales del borde
trasero.
Como se muestra en las Figuras 2 y 4, el borde
de ataque 24 del álabe es preferentemente, de forma sustancial,
normal o perpendicular a la raíz 28 y a la punta 30 correspondientes
y se extiende básicamente en la dirección radial.
Así mismo, el borde de ataque 24 es
genéricamente recto en la raíz y en la punta en el plano tangencial
ilustrado en la Figura 4, el cual es ortogonal con el ahusamiento
del borde de ataque en el plano axial ilustrado en la Figura 1.
Aunque la porción del borde trasero de cada
paleta está tangencialmente inclinada de acuerdo con lo
anteriormente expuesto, las porciones del borde de ataque de los
álabes son relativamente rectas para mantener la rigidez
longitudinal de los álabes para permitir su montaje con las bandas
correspondientes. Dicho montaje se efectúa típicamente perforando
los álabes individuales introduciéndolos en las aberturas
complementarias practicadas en las bandas con la fuerza suficiente
para efectuar un encaje de interferencia entre ellas. Los álabes
individuales, por consiguiente, requieren una rigidez longitudinal
que impida el pandeo o la distorsión longitudinal bajo las
considerables fuerzas de presión empleadas.
El ángulo de interconexión obtuso B ilustrado en
la Figura 4 es situado preferentemente en posición local en el
borde trasero del álabe, y preferentemente decrece en magnitud desde
el borde trasero hacia el borde de ataque 24. En el borde de
ataque, el ángulo de interconexión B se aproxima a los 90º. De esta
forma, una poción considerable de cada álabe puede mantener una
orientación normal o perpendicular con respecto a su raíz o punta
opuestas para mantener su rigidez radial y permitir el montaje de
perforación de los álabes con las bandas. La inclinación de cada
álabe puede de esta forma limitarse en la zona del borde trasero
para potenciar el rendimiento aerodinámico sin comprometer la
manufacturabilidad.
Los álabes 18 del estator escotados e inclinados
ilustrados en la Figura 4 obtienen un rendimiento aerodinámico
mejorado con sus bandas de soporte 32, 34. El ángulo de
interconexión obtuso B se produce entre el lado de aspiración 22 y
el borde trasero 26 en ambas paredes terminales 32, 34. La
separación del flujo en ese punto se reduce de manera considerable
o se elimina, y se produce, para mejorar adicionalmente la
eficiencia, una carga aerodinámica más uniforme de los álabes a
través de sus envergaduras radiales.
Las características escotadas e inclinadas de
los álabes del estator son utilizadas en combinación para potenciar
al máximo la eficiencia y el margen de entradas en pérdida debido a
la combinación sinérgica de aquéllas.
Claims (9)
1. Un álabe (18) del estator de compresor que
comprende unos lados de presión y aspiración (20, 22) que se
extiende de forma cordada entre los bordes de ataque y trasero (24,
26), y caracterizado por un borde de ataque escotado (24)
con un estrechamiento (36) de cuerda mínimo dispuesto
longitudinalmente entre una raíz (28) y una punta (30) y un borde
trasero (26) curvado ortogonalmente hacia dicho borde de ataque.
2. Un álabe de acuerdo con la reivindicación 1
en el que dicho borde de ataque (24) está ahusado hacia dicho
estrechamiento (36) desde dicha raíz (28) y desde dicha punta
(30).
3. Un álabe de acuerdo con las reivindicaciones
1 o 2 en el que dicho estrechamiento (36) está dispuesto en un
margen de aproximadamente entre un 30% y un 70% de la envergadura
desde dicha raíz (28).
4. Un álabe de acuerdo con las reivindicaciones
1 o 2 en el que dicho borde trasero (26) es genéricamente recto en
dirección longitudinal entre dicha raíz (28) y dicha punta (30).
5. Un álabe de acuerdo con la reivindicación 2
en el que dichas cuerdas se acortan hacia dicho estrechamiento (36)
para efectuar dicha carga de difusión sustancialmente uniforme en
dirección longitudinal desde dicha raíz (28) hacia dicha punta
(30).
6. Un álabe de acuerdo con las reivindicaciones
1 o 2 en el que dicho lado de aspiración (22) está inclinado
formando un ángulo obtuso entre dicho borde trasero (26) y cada uno
de dichas raíz (28) y punta (30).
7. Un álabe de acuerdo con la reivindicación 6
en el que dicho borde trasero (26) es genéricamente recto en dichos
lados de presión y aspiración (20, 22) ortogonales a dicha
inclinación de dicho lado de aspiración (22) al nivel de
aquellas.
8. Un álabe de acuerdo con la reivindicación 6
en el que dicho borde de ataque (24) es sustancialmente normal a
dicha raíz (28) y a dicha punta (30).
9. Un álabe de acuerdo con la reivindicación 1
que comprende así mismo una banda interior (32) unida de forma
normal a dicha raíz (28), y una banda (34) exterior unida de forma
normal a dicha punta (30) para producir un ángulo obtuso entre
dicho lado de aspiración (22) y dicho lado trasero (26) con dichas
dos bandas.
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Families Citing this family (74)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6508630B2 (en) * | 2001-03-30 | 2003-01-21 | General Electric Company | Twisted stator vane |
JP4786077B2 (ja) * | 2001-08-10 | 2011-10-05 | 本田技研工業株式会社 | タービン用静翼及びその製造方法 |
GB2384276A (en) * | 2002-01-18 | 2003-07-23 | Alstom | Gas turbine low pressure stage |
FR2853022B1 (fr) * | 2003-03-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aube de redresseur a double courbure |
EP1642005B1 (de) * | 2003-07-09 | 2009-10-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel |
CN101298872A (zh) * | 2003-07-22 | 2008-11-05 | 奇鋐科技股份有限公司 | 风向出口控制装置 |
EP1508669B1 (de) * | 2003-08-19 | 2007-03-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Vorleitschaufelring für einen Verdichter und eine Turbine |
EP1582696A1 (de) * | 2004-03-30 | 2005-10-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel und ein Verfahren zum Konstruieren einer Verdichterschaufel |
US6996978B2 (en) * | 2004-05-05 | 2006-02-14 | Goerend David J | Torque converter stator |
US8757965B2 (en) * | 2004-06-01 | 2014-06-24 | Volvo Aero Corporation | Gas turbine compression system and compressor structure |
US7320575B2 (en) * | 2004-09-28 | 2008-01-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades |
US7547186B2 (en) | 2004-09-28 | 2009-06-16 | Honeywell International Inc. | Nonlinearly stacked low noise turbofan stator |
DE102004054752A1 (de) * | 2004-11-12 | 2006-05-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe |
US20060198726A1 (en) * | 2005-03-07 | 2006-09-07 | General Electric Company | Apparatus for eliminating compressor stator vibration induced by tip leakage vortex bursting |
EP1710397B1 (en) * | 2005-03-31 | 2014-06-11 | Kabushiki Kaisha Toshiba | Bowed nozzle vane |
DE112006002658B4 (de) | 2005-10-11 | 2021-01-07 | General Electric Technology Gmbh | Turbomaschinenschaufel |
US7686567B2 (en) * | 2005-12-16 | 2010-03-30 | United Technologies Corporation | Airfoil embodying mixed loading conventions |
FR2899270A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-05 | Snecma Sa | Aube de redresseur a amenagement de forme localise, secteur de redresseurs, etage de compression, compresseur et turbomachine comportant une telle aube |
US7967571B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Advanced booster rotor blade |
US8292574B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-10-23 | General Electric Company | Advanced booster system |
US8087884B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-01-03 | General Electric Company | Advanced booster stator vane |
GB0704426D0 (en) * | 2007-03-08 | 2007-04-18 | Rolls Royce Plc | Aerofoil members for a turbomachine |
US8333559B2 (en) * | 2007-04-03 | 2012-12-18 | Carrier Corporation | Outlet guide vanes for axial flow fans |
DE102008055824B4 (de) | 2007-11-09 | 2016-08-11 | Alstom Technology Ltd. | Dampfturbine |
EP2133573B1 (en) | 2008-06-13 | 2011-08-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane or blade for an axial flow compressor |
DE102008060847B4 (de) * | 2008-12-06 | 2020-03-19 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschine |
GB2471152B (en) * | 2009-06-17 | 2016-08-10 | Dresser-Rand Company | Use of bowed nozzle vanes to reduce acoustic signature |
US8137062B2 (en) * | 2010-05-11 | 2012-03-20 | General Electric Company | Turbomachine nozzle |
EP2476862B1 (en) | 2011-01-13 | 2013-11-20 | Alstom Technology Ltd | Vane for an axial flow turbomachine and corresponding turbomachine |
US8684698B2 (en) | 2011-03-25 | 2014-04-01 | General Electric Company | Compressor airfoil with tip dihedral |
US9074483B2 (en) * | 2011-03-25 | 2015-07-07 | General Electric Company | High camber stator vane |
US8702398B2 (en) | 2011-03-25 | 2014-04-22 | General Electric Company | High camber compressor rotor blade |
FR2977908B1 (fr) | 2011-07-13 | 2016-11-25 | Snecma | Aube de turbomachine |
FR2983234B1 (fr) * | 2011-11-29 | 2014-01-17 | Snecma | Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine |
CN103946487B (zh) * | 2011-11-30 | 2016-01-20 | 三菱重工业株式会社 | 径流式涡轮机 |
US8424313B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-04-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine mid turbine frame with flow turning features |
US9115584B2 (en) * | 2012-04-24 | 2015-08-25 | General Electric Company | Resistive band for turbomachine blade |
US9777584B2 (en) * | 2013-03-07 | 2017-10-03 | Rolls-Royce Plc | Outboard insertion system of variable guide vanes or stationary vanes |
ES2695723T3 (es) * | 2013-06-14 | 2019-01-10 | United Technologies Corp | Alabe de turbina con radio interior variable de borde posterior |
EP2824277B1 (de) | 2013-07-12 | 2016-03-23 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbinenstufe |
US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9347323B2 (en) | 2014-02-19 | 2016-05-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil total chord relative to span |
EP3108119B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-04 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils |
EP3108104B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126450A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108101B1 (en) | 2014-02-19 | 2022-04-20 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108100B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-04-14 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade |
EP3108120B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-03-31 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine having a geared architecture and a specific fixed airfoil structure |
US10570916B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10465702B2 (en) * | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3114321B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108116B1 (en) | 2014-02-19 | 2024-01-17 | RTX Corporation | Gas turbine engine |
WO2015126715A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175052A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9163517B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108103B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-27 | Raytheon Technologies Corporation | Fan blade for a gas turbine engine |
WO2015178974A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175073A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9140127B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10495106B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10570915B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
DE102014205226A1 (de) * | 2014-03-20 | 2015-09-24 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufelreihengruppe |
EP2921647A1 (en) * | 2014-03-20 | 2015-09-23 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine blade comprising bended leading and trailing edges |
CN106574505B (zh) | 2014-08-29 | 2018-06-19 | 西门子公司 | 用于燃气涡轮发动机的受控会聚压缩机流动路径 |
JP6421091B2 (ja) | 2015-07-30 | 2018-11-07 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 軸流圧縮機、それを備えたガスタービン、及び軸流圧縮機の静翼 |
GB201519946D0 (en) * | 2015-11-12 | 2015-12-30 | Rolls Royce Plc | Compressor |
PL415835A1 (pl) * | 2016-01-18 | 2017-07-31 | General Electric Company | Zespół łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego i sposób kontrolowania strumienia przecieku przez uszczelnienia wokół zespołu łopatki sprężarki do gazowego silnika turbinowego |
US10526894B1 (en) * | 2016-09-02 | 2020-01-07 | United Technologies Corporation | Short inlet with low solidity fan exit guide vane arrangements |
GB201707811D0 (en) * | 2017-05-16 | 2017-06-28 | Rolls Royce Plc | Compressor aerofoil member |
KR101901682B1 (ko) | 2017-06-20 | 2018-09-27 | 두산중공업 주식회사 | 제이 타입 캔틸레버드 베인 및 이를 포함하는 가스터빈 |
KR101997985B1 (ko) | 2017-10-27 | 2019-07-08 | 두산중공업 주식회사 | 변형된 제이 타입 캔틸레버드 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
US11286779B2 (en) * | 2020-06-03 | 2022-03-29 | Honeywell International Inc. | Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor |
DE102022103319A1 (de) | 2022-02-11 | 2023-08-17 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufel für eine Strömungsmaschine |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1037610A (fr) * | 1950-03-03 | 1953-09-22 | Rolls Royce | Perfectionnements aux ensembles d'aubes de guidage pour conduits annulaires de fluide |
US2801790A (en) * | 1950-06-21 | 1957-08-06 | United Aircraft Corp | Compressor blading |
JPS5925091B2 (ja) * | 1979-11-09 | 1984-06-14 | 株式会社日立製作所 | タ−ビン静翼 |
US4682935A (en) | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
US4585395A (en) | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
US4726737A (en) | 1986-10-28 | 1988-02-23 | United Technologies Corporation | Reduced loss swept supersonic fan blade |
US4784575A (en) | 1986-11-19 | 1988-11-15 | General Electric Company | Counterrotating aircraft propulsor blades |
US5246339A (en) * | 1988-06-08 | 1993-09-21 | Abb Flakt Ab | Guide vane for an axial fan |
US5088892A (en) * | 1990-02-07 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
JP2753382B2 (ja) * | 1990-09-17 | 1998-05-20 | 株式会社日立製作所 | 軸流タービン静翼装置及び軸流タービン |
FR2671140B1 (fr) * | 1990-12-27 | 1995-01-13 | Snecma | Aubage redresseur pour compresseur de turbomachine. |
US5167489A (en) | 1991-04-15 | 1992-12-01 | General Electric Company | Forward swept rotor blade |
US5641268A (en) | 1991-09-17 | 1997-06-24 | Rolls-Royce Plc | Aerofoil members for gas turbine engines |
DE4228879A1 (de) | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
JP3631271B2 (ja) * | 1993-11-19 | 2005-03-23 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | インナーシュラウド一体型ステータベーン構造 |
JPH08114199A (ja) * | 1994-10-19 | 1996-05-07 | Hitachi Ltd | 軸流圧縮機 |
JPH0925897A (ja) * | 1995-07-11 | 1997-01-28 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流圧縮機の静翼 |
US5642985A (en) | 1995-11-17 | 1997-07-01 | United Technologies Corporation | Swept turbomachinery blade |
JPH10103002A (ja) * | 1996-09-30 | 1998-04-21 | Toshiba Corp | 軸流流体機械用翼 |
JP3604533B2 (ja) * | 1997-05-30 | 2004-12-22 | 株式会社東芝 | 軸流圧縮機用翼 |
-
1999
- 1999-11-05 US US09/434,344 patent/US6312219B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-08-22 ES ES00307193T patent/ES2294996T3/es not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE60037170D1 (de) | 2008-01-03 |
US6312219B1 (en) | 2001-11-06 |
DE60037170T2 (de) | 2008-09-18 |
JP5059991B2 (ja) | 2012-10-31 |
EP1098092A2 (en) | 2001-05-09 |
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RU2219377C2 (ru) | 2003-12-20 |
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