JPH11311130A - ジェットエンジンのブースタ構造 - Google Patents
ジェットエンジンのブースタ構造Info
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- JPH11311130A JPH11311130A JP10134401A JP13440198A JPH11311130A JP H11311130 A JPH11311130 A JP H11311130A JP 10134401 A JP10134401 A JP 10134401A JP 13440198 A JP13440198 A JP 13440198A JP H11311130 A JPH11311130 A JP H11311130A
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- JP
- Japan
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- booster
- blade
- tandem
- jet engine
- boundary layer
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/542—Bladed diffusers
- F04D29/544—Blade shapes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
- F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
- F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Geometry (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Supply Devices, Intensifiers, Converters, And Telemotors (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Braking Systems And Boosters (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 少数段で所望の圧力比が得られるブースタ構
造を提供する。 【解決手段】 ブースタ２の動翼が境界層制御タンデム
動翼１１とされてなものである。
造を提供する。 【解決手段】 ブースタ２の動翼が境界層制御タンデム
動翼１１とされてなものである。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明はジェットエンジンの
ブースタ構造に関する。さらに詳しくは、単段当たりの
圧力比が向上してなるジェットエンジンのブースタ構造
に関する。
ブースタ構造に関する。さらに詳しくは、単段当たりの
圧力比が向上してなるジェットエンジンのブースタ構造
に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、高バイパスエンジンの性能向
上のため、図１１に示すように、ファン１の下流にブー
スタ２’を設けることがなされている。
上のため、図１１に示すように、ファン１の下流にブー
スタ２’を設けることがなされている。
【０００３】しかしながら、図１１に示すように、この
ブースタ２’はファン１と同一のシャフト３’に設けら
れているため、ブースタ２’とファン１は回転数が同じ
となり、ブースタ２’の動翼４の周速はファン１の周速
により制約される。そのため、その周速は所望速度と比
較して著しく低速となるので、一段当たりの圧力比が非
常に小さくなる。その結果、所望の圧力比を確保するた
めに、ブースタ２’を多段としなければならないという
問題がある。また、ブースタ２’の段数を多くすると圧
縮機の全長が長くなるため、エンジンＥ’の重量増大を
招来するという問題もある。さらにまた、その重量の増
大により種々の問題を招来する。
ブースタ２’はファン１と同一のシャフト３’に設けら
れているため、ブースタ２’とファン１は回転数が同じ
となり、ブースタ２’の動翼４の周速はファン１の周速
により制約される。そのため、その周速は所望速度と比
較して著しく低速となるので、一段当たりの圧力比が非
常に小さくなる。その結果、所望の圧力比を確保するた
めに、ブースタ２’を多段としなければならないという
問題がある。また、ブースタ２’の段数を多くすると圧
縮機の全長が長くなるため、エンジンＥ’の重量増大を
招来するという問題もある。さらにまた、その重量の増
大により種々の問題を招来する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】本発明はかかる従来技
術の課題に鑑みなされたものであって、少数段で所望の
圧力比が得られるブースタ構造を提供することを目的と
している。
術の課題に鑑みなされたものであって、少数段で所望の
圧力比が得られるブースタ構造を提供することを目的と
している。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明のジェットエンジ
ンのブースタ構造は、ブースタの動翼が境界層制御タン
デム動翼とされてなることを特徴とする。
ンのブースタ構造は、ブースタの動翼が境界層制御タン
デム動翼とされてなることを特徴とする。
【０００６】本発明のジェットエンジンのブースタ構造
においては、タンデム動翼列に対する流入角が５０度〜
７０度の範囲とされてなるのが好ましく、またタンデム
動翼列からの流出角が０度〜４５度の範囲、つまり静翼
による転向角が０度〜４５度の範囲とされてなるのがさ
らに好ましい。
においては、タンデム動翼列に対する流入角が５０度〜
７０度の範囲とされてなるのが好ましく、またタンデム
動翼列からの流出角が０度〜４５度の範囲、つまり静翼
による転向角が０度〜４５度の範囲とされてなるのがさ
らに好ましい。
【０００７】
【作用】本発明のブースタ構造においては、ブースタの
動翼をタンデム動翼としているので、単段当たりの圧力
上昇が大きいので、少数の段数で所望の圧力上昇と得る
ことができる。
動翼をタンデム動翼としているので、単段当たりの圧力
上昇が大きいので、少数の段数で所望の圧力上昇と得る
ことができる。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を参照しながら本
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
発明を実施の形態に基づいて説明するが、本発明はかか
る実施の形態のみに限定されるものではない。
【０００９】実施の形態１本発明の実施の形態１のジェ
ットエンジンのブースタ構造を備えたターボファンエン
ジンＥを図１に、またその要部を図２にそれぞれ概略図
で示し、このブースタ構造はブースタ２の動翼をタンデ
ム動翼１１としてなるものである。そして、このタンデ
ム動翼１１は、具体的には、境界層制御タンデム翼１１
とされる。すなわち、このブースタ２の動翼列はタンデ
ム動翼列１０とされる。
ットエンジンのブースタ構造を備えたターボファンエン
ジンＥを図１に、またその要部を図２にそれぞれ概略図
で示し、このブースタ構造はブースタ２の動翼をタンデ
ム動翼１１としてなるものである。そして、このタンデ
ム動翼１１は、具体的には、境界層制御タンデム翼１１
とされる。すなわち、このブースタ２の動翼列はタンデ
ム動翼列１０とされる。
【００１０】このタンデム動翼列１０のタンデム動翼１
１の前置翼１２の形状、後置翼１３の形状、前置翼１２
と後置翼１３との位置関係、静翼列２０との位置関係、
タンデム動翼列１０および静翼列２０のピッチなどにつ
いては、コンピュータにより３次元の流れ解析を行い決
定される。例えば、タンデム動翼列１０については図３
に模式図的に示すように、前置翼１２下面後縁から後置
翼１３上面に吹き上げる噴流の速度および運動量などを
調整して噴流が後置翼１３上面に沿って流れるようにし
て後置翼１３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定され
るように設定されている。つまり、前置翼１２により後
置翼１３の境界層制御をなすものである。なお、図中の
符号３はファン１およびブースタ２を駆動している軸
を、符号１４はディスクを、符号２１は静翼をそれぞれ
示す。
１の前置翼１２の形状、後置翼１３の形状、前置翼１２
と後置翼１３との位置関係、静翼列２０との位置関係、
タンデム動翼列１０および静翼列２０のピッチなどにつ
いては、コンピュータにより３次元の流れ解析を行い決
定される。例えば、タンデム動翼列１０については図３
に模式図的に示すように、前置翼１２下面後縁から後置
翼１３上面に吹き上げる噴流の速度および運動量などを
調整して噴流が後置翼１３上面に沿って流れるようにし
て後置翼１３上面の境界層の剥離が後縁近傍に限定され
るように設定されている。つまり、前置翼１２により後
置翼１３の境界層制御をなすものである。なお、図中の
符号３はファン１およびブースタ２を駆動している軸
を、符号１４はディスクを、符号２１は静翼をそれぞれ
示す。
【００１１】この３次元の流れ解析を行うプログラム
は、翼列の回りの流れや衝撃波の分布を３次元的に解析
できるものであればいかなるプログラムでもよく、その
適用プログラムについては特に限定はない。
は、翼列の回りの流れや衝撃波の分布を３次元的に解析
できるものであればいかなるプログラムでもよく、その
適用プログラムについては特に限定はない。
【００１２】そして、図４に示すタンデム動翼列１０に
対する流入角αは５０°〜７０°の範囲となるように静
翼列２０の形状が設定されるのが好ましい。また、その
場合におけるタンデム動翼列１０からの流出角βは０°
〜４５°の範囲となるように、タンデム動翼列１０の前
置翼１２および後置翼１３の形状が設定されてるのが好
ましい。つまり、静翼２１による転向角が０°〜４５°
の範囲となるようにされるのが好ましい。
対する流入角αは５０°〜７０°の範囲となるように静
翼列２０の形状が設定されるのが好ましい。また、その
場合におけるタンデム動翼列１０からの流出角βは０°
〜４５°の範囲となるように、タンデム動翼列１０の前
置翼１２および後置翼１３の形状が設定されてるのが好
ましい。つまり、静翼２１による転向角が０°〜４５°
の範囲となるようにされるのが好ましい。
【００１３】しかして、このような特性を有するタンデ
ム動翼列１０は、タンデム動翼１１の前置翼１２および
後置翼１３の位置関係ならびにタンデム翼１１、１１相
互の位置関係を、例えば、図５〜図８に示すように、前
置翼１２および後置翼１３の寸法関係を図示のように設
定し、また前置翼１２および後置翼１３の相互関係をＨ
ＵＢ部からＴＩＰ部にかけて前置翼１２および後置翼１
３が共に寝た状態から立ち上がった状態にしかつ前置翼
１２と後置翼１３との隙間を漸増させ、つまり前置翼１
２および後置翼１３を共に撚った状態にすれば得られ
る。
ム動翼列１０は、タンデム動翼１１の前置翼１２および
後置翼１３の位置関係ならびにタンデム翼１１、１１相
互の位置関係を、例えば、図５〜図８に示すように、前
置翼１２および後置翼１３の寸法関係を図示のように設
定し、また前置翼１２および後置翼１３の相互関係をＨ
ＵＢ部からＴＩＰ部にかけて前置翼１２および後置翼１
３が共に寝た状態から立ち上がった状態にしかつ前置翼
１２と後置翼１３との隙間を漸増させ、つまり前置翼１
２および後置翼１３を共に撚った状態にすれば得られ
る。
【００１４】このように、この実施の形態ではブースタ
２の動翼にタンデム動翼列１０を用いているため、一段
で得られる圧力比が大きいところからブースタ２の段数
を低減できるので、圧縮機構造の寸法を短くできるとと
もにその重量を軽減できる。
２の動翼にタンデム動翼列１０を用いているため、一段
で得られる圧力比が大きいところからブースタ２の段数
を低減できるので、圧縮機構造の寸法を短くできるとと
もにその重量を軽減できる。
【００１５】なお、本明細書においては、前置翼１２に
より後置翼１３の境界層制御をなす特性を有するタンデ
ム翼１１を「境界層制御タンデム翼」と定義する。
より後置翼１３の境界層制御をなす特性を有するタンデ
ム翼１１を「境界層制御タンデム翼」と定義する。
【００１６】
【実施例】以下、より具体的な実施例に基づいて本発明
をより具体的に説明する。
をより具体的に説明する。
【００１７】実施例および比較例 下記に示す要目の境界層制御タンデム翼列（実施例）を
図５〜図８に示す形状および寸法にて作製してブースタ
とし、図９に示す試験装置によりその性能を測定した。
また、下記に示す要目の従来の翼列（比較例）を実施例
のタンデム翼と同一の翼幅にて作製し、実施例と同一の
試験装置によりその性能を測定した。
図５〜図８に示す形状および寸法にて作製してブースタ
とし、図９に示す試験装置によりその性能を測定した。
また、下記に示す要目の従来の翼列（比較例）を実施例
のタンデム翼と同一の翼幅にて作製し、実施例と同一の
試験装置によりその性能を測定した。
【００１８】測定は図１０に模式図的に示すように、翼
の前方（図１０のＡ点）および翼の後方（図１０のＢ
点）に全圧測定用プローブおよび全温測定用プローブを
９０度の角度で配置し、その各プローブをＴＩＰ〜ＨＵ
Ｂ間において半径方向に１ｍｍごとにトラバースするこ
とにより行った。また、流量は入口ダクト部の上流に設
けられたオリフィスにより測定し、翼列の回転数は翼列
が装着されているディスクの回転軸に設けられた回転数
ピックアップにより測定した。
の前方（図１０のＡ点）および翼の後方（図１０のＢ
点）に全圧測定用プローブおよび全温測定用プローブを
９０度の角度で配置し、その各プローブをＴＩＰ〜ＨＵ
Ｂ間において半径方向に１ｍｍごとにトラバースするこ
とにより行った。また、流量は入口ダクト部の上流に設
けられたオリフィスにより測定し、翼列の回転数は翼列
が装着されているディスクの回転軸に設けられた回転数
ピックアップにより測定した。
【００１９】そして、その測定により得られた各データ
は次のようにして処理を行った。
は次のようにして処理を行った。
【００２０】（１）Ａ点およびＢ点におけるＴＩＰ〜Ｈ
ＵＢ間の全圧測定値および全温測定値の各平均値を算出
する。
ＵＢ間の全圧測定値および全温測定値の各平均値を算出
する。
【００２１】（２）Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点
の全圧の平均値ＰAの比ＰB／ＰAより圧力比を算出す
る。
の全圧の平均値ＰAの比ＰB／ＰAより圧力比を算出す
る。
【００２２】（３）さらにＢ点の全温の平均値ＴBおよ
びＡ点の全温の平均値ＴAをも算出し、先に算出された
Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点の全圧の平均値ＰAを
を用いて下記式により効率を算出した。
びＡ点の全温の平均値ＴAをも算出し、先に算出された
Ｂ点の全圧の平均値ＰBおよびＡ点の全圧の平均値ＰAを
を用いて下記式により効率を算出した。
【００２３】
【数１】
【００２４】そして、このようにして測定された実施例
の測定結果および算出された圧力比、圧力上昇ならびに
効率を表１に実施例の要目と併せて示し、また比較例の
測定結果および圧力比、圧力上昇ならびに効率を表２に
比較例の要目と併せて示す。
の測定結果および算出された圧力比、圧力上昇ならびに
効率を表１に実施例の要目と併せて示し、また比較例の
測定結果および圧力比、圧力上昇ならびに効率を表２に
比較例の要目と併せて示す。
【００２５】
【表１】
【００２６】
【表２】
【００２７】表１および表２の対比から実施例において
は比較例と同一の効率を確保しながら、比較例よりもほ
ぼ２倍の０．３という高い圧力上昇が得られるのがわか
る。
は比較例と同一の効率を確保しながら、比較例よりもほ
ぼ２倍の０．３という高い圧力上昇が得られるのがわか
る。
【００２８】以上、本発明を実施の形態および実施例に
基づいて説明してきたが、本発明はかかる実施の形態お
よび実施例に限定されるものではなく、種々改変が可能
である。例えば、実施の形態および実施例ではタンデム
動翼列の段数は単段とされているが、要求される圧力比
に応じて２段あるい３段の多段とすることもできる。
基づいて説明してきたが、本発明はかかる実施の形態お
よび実施例に限定されるものではなく、種々改変が可能
である。例えば、実施の形態および実施例ではタンデム
動翼列の段数は単段とされているが、要求される圧力比
に応じて２段あるい３段の多段とすることもできる。
【００２９】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明のブースタ
構造においては、ブースタの動翼をタンデム動翼として
いるので、単段当たりの圧力上昇が大きいので、少数の
段数で所望の圧力上昇を得ることができるという優れた
効果を奏する。また、ブースタの段数を少数段とできる
ので、圧縮機の全長を短くできるとともに、圧縮機の重
量も低減できるという優れた効果も得られる。
構造においては、ブースタの動翼をタンデム動翼として
いるので、単段当たりの圧力上昇が大きいので、少数の
段数で所望の圧力上昇を得ることができるという優れた
効果を奏する。また、ブースタの段数を少数段とできる
ので、圧縮機の全長を短くできるとともに、圧縮機の重
量も低減できるという優れた効果も得られる。
【図１】本発明の一実施の形態のブースタ構造を備えた
ターボファンエンジンの概略図である。
ターボファンエンジンの概略図である。
【図２】本発明の一実施の形態のブースタ構造の要部概
略図である。
略図である。
【図３】同実施の形態に用いられているタンデム動翼列
における流れの模式図である。
における流れの模式図である。
【図４】同実施の形態に用いられているタンデム動翼列
および静翼列における速度三角形を示す説明図である。
および静翼列における速度三角形を示す説明図である。
【図５】同タンデム動翼列の一例の側面図である。
【図６】図５に示すタンデム動翼列のＨＵＢ部の横断面
図である。
図である。
【図７】図５に示すタンデム動翼列のＭＥＡＮ部の横断
面図である。
面図である。
【図８】図５に示すタンデム動翼列のＴＩＰ部の横断面
図である。
図である。
【図９】実施例および比較例の性能試験に用いられた試
験装置の概略図である。
験装置の概略図である。
【図１０】図９の試験装置における測定の仕方を示す説
明図である。
明図である。
【図１１】従来のブースタ構造を備えたターボファンエ
ンジンの概略図である。
ンジンの概略図である。
１ ファン ２ ブースタ ３ 軸 １０ タンデム動翼列 １１ タンデム動翼 １２ 前置翼 １３ 後置翼 ２０ 静翼列 ２１ 静翼 Ｅ ターボファンエンジン
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成１１年５月１７日
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００５
【補正方法】変更
【補正内容】
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明のジェットエンジ
ンのブースタ構造は、ブースタの動翼が境界層制御タン
デム動翼とされ、前記タンデム動翼における単段当たり
の圧力比が１．２以上とされてなることを特徴とする。
ンのブースタ構造は、ブースタの動翼が境界層制御タン
デム動翼とされ、前記タンデム動翼における単段当たり
の圧力比が１．２以上とされてなることを特徴とする。
Claims (5)
- 【請求項１】 ブースタの動翼が境界層制御タンデム動
翼とされてなることを特徴とするジェットエンジンのブ
ースタ構造。 - 【請求項２】 タンデム動翼列に対する流入角が５０度
〜７０度の範囲とされてなることを特徴とする請求項１
記載のジェットエンジンのブースタ構造。 - 【請求項３】 タンデム動翼列からの流出角が０度〜４
５度の範囲とされてなることを特徴とする請求項１記載
のジェットエンジンのブースタ構造。 - 【請求項４】 静翼による転向角が０度〜４５度の範囲
とされてなることを特徴とする請求項１記載のジェット
エンジンのブースタ構造。 - 【請求項５】 請求項１ないし請求項４記載のブースタ
構造を備えてなることを特徴とするジェットエンジン。
Priority Applications (5)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10134401A JPH11311130A (ja) | 1998-04-27 | 1998-04-27 | ジェットエンジンのブースタ構造 |
| DE69914823T DE69914823T2 (de) | 1998-04-27 | 1999-04-26 | Hilfskompressor mit Tandembeschaufelung |
| US09/299,318 US6350103B1 (en) | 1998-04-27 | 1999-04-26 | Jet engine booster structure |
| CA002269889A CA2269889C (en) | 1998-04-27 | 1999-04-26 | Jet engine booster structure |
| EP99303217A EP0953728B1 (en) | 1998-04-27 | 1999-04-26 | Booster compressor with tandem blading |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10134401A JPH11311130A (ja) | 1998-04-27 | 1998-04-27 | ジェットエンジンのブースタ構造 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11311130A true JPH11311130A (ja) | 1999-11-09 |
Family
ID=15127538
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10134401A Pending JPH11311130A (ja) | 1998-04-27 | 1998-04-27 | ジェットエンジンのブースタ構造 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6350103B1 (ja) |
| EP (1) | EP0953728B1 (ja) |
| JP (1) | JPH11311130A (ja) |
| CA (1) | CA2269889C (ja) |
| DE (1) | DE69914823T2 (ja) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3912989B2 (ja) * | 2001-01-25 | 2007-05-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
| CN100436837C (zh) * | 2005-10-25 | 2008-11-26 | 西北工业大学 | 一种提高气动稳定性的叶栅布局 |
| US8540490B2 (en) * | 2008-06-20 | 2013-09-24 | General Electric Company | Noise reduction in a turbomachine, and a related method thereof |
| DE102009013399A1 (de) † | 2009-03-16 | 2010-09-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Tandemschaufelkonstruktion |
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