KR960023674A - 가스 터빈 엔진의 컴프레서 단벽 처리용 장치 및 그 방법 - Google Patents
가스 터빈 엔진의 컴프레서 단벽 처리용 장치 및 그 방법 Download PDFInfo
- Publication number
- KR960023674A KR960023674A KR1019950046381A KR19950046381A KR960023674A KR 960023674 A KR960023674 A KR 960023674A KR 1019950046381 A KR1019950046381 A KR 1019950046381A KR 19950046381 A KR19950046381 A KR 19950046381A KR 960023674 A KR960023674 A KR 960023674A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- blade
- cell
- tip
- gas turbine
- turbine engine
- Prior art date
Links
Classifications
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
- F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/28—Arrangement of seals
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
-
- 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
- F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
-
- 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
- F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/28—Three-dimensional patterned
- F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
가스 터빈 엔진의 컴프레서 섹션은 벌집형 콘피규레이션을 가진 셀들을 포함하는 컴프레서 블레이드들의 주위에 설치된 삽입부를 포함한다. 각 셀운 블레이드가 회전하여 그 팁이 셀의 위를 통과함에 따라 팁의 공기유동을 활성화하도록 블레이드 팁에 대하여 복합의 각을 가지고 있으므로, 실속 마진을 개선한다. 각 셀은 블레이드 익현의 방향으로 향하여 전진하는 블레이드들을 면한다. 블레이드가 회전함에 따라 블레이드는 각 셀을 지나며 고압의 공기 유동이 블레이드의 고압측으로부터 셀내의 우선 포획되어 블레이드가 셀을 통과함에 따라 저압측에 방출하므로, 블레이드에 걸쳐서 공기 유동의 방향으로 고속 유동의 활성화된 분사를 발생시킨다.
Description
본 내용은 요부공개 건이므로 전문내용을 수록하지 않았음
제1도는 제8도에 도시된, 전형적인 가스 터빈 엔진의 1-1선에 따른 단면도이다, 제2도는 본 발명에 따른 블레이드들을 둘러싼 보호판의 단면도이다, 제3도는 제2도의 3-3선을 따라 취한 단면도이다.
Claims (15)
- 케이스 및 컴프레서 블레이드들을 가진 컴프레서 스테이지로 이루어진 가스 터빈으로서, 블레이드가 회전함에 따라 공기 유동의 방향으로 블레이드를 거쳐서 블레이드의 저압측까지 압축된 공기 유동을 제공하기 위하여 블레이드 팁들의 고압측으로부터 압축된 공기 유동을 포획하는 제1수단을 이루어진 케이스와 컴프레서 블레이드들의 사이에 삽입부가 있는 것을 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제1항에 있어서, 상기 제1수단이 유동 방향의 하류를 향하게 하기 위하여 접선 방향에 대하여 각 셀이 제1각도의 방향을 가지며 케이스에 수직인 선에 대하여 30도보다 더 큰 제2각도의 방향을 가진 다수의 셀들로 이루어진 것을 추가적인 특성으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제1항에 있어서, 상기 제1수단이 블레이드 회전의 방향에 접하는 선에 대하여 제1각도의 방향을 가지며 케이스에 수직인 선에 대하여 30도보다 더 큰 제2각도의 방향을 가지고 각 셀이 블레이드 팁을 향하여 연장하는 다수의 셀들로 이루어진 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제2항에 있어서, 상기 삽입부가 상기 셀들로 각각이 이루어진 일 층의 벌집형 시트들로 이루어진 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제2항에 있어서, 상기 삽입부가 상기 셀들로 이루어진 층들의 벌집형 시트들로 이루어진 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제5항에 있어서, 셀들이 블레이드의 두께와 실제상으로 같은 직경 및 이 직경보다 작지 않은 깊이를 가진 다변형들인 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제6항에 있어서, 셀들이 블레이드의 두께와 실제상으로 같은 직경 및 이 직경보다 작지 않은 깊이를 가진 다변형들인 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제6항에 있어서, 길이가 직경보다 큰 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 제7항에 있어서, 길이가 직경보다 큰 것을 추가적인 특징으로 하는 가스 터빈 엔진.
- 단벽을 향하여 이동하고 있는 날개에서 단벽을 면하는 그 팁을 활성화하는 방법으로서, 팁이 단벽에 대하여 이동함에 따라 공기의 유동 방향으로 블레이드를 거쳐서 블레이드의 저압측까지 압축된 공기 유동을 제공하기 위하여 블레이드 팁들의 고압측으로부터 압축된 공기 유동을 포획하는 제1수단으로 이루어진 삽입부를 단벽과 팁의 사이에 설치하는 단계로 이루어진 것을 특징으로 하는 방법.
- 제10항에 있어서, 삽입부가 날개 익현을 따라 팁을 향하여 날개 회전의 방향의 접선으로부터 10도보다 큰 제1각도를 가지고 연장하는 각 셀을 가진 다수의 셀들로 이루어진 것을 추가적인 특징으로 하는 방법.
- 제11항에 있어서, 상기 삽입부가 셀 축이 블레이드 익현을 따라 성분을 가지기 위한 제1각도 및 단벽에 수직인 블레이드에 대하여 30도보다 더 큰 제2각도를 가지고 각 셀이 향하는 다수의 셀들로 이루어진 것을 추가적인 특징으로 하는 방법.
- 단벽과 단벽에 대하여 회전 운동을 하는 날개의 결합체로서, 날개가 단벽에 대하여 이동함에 따라 공기 유동의 방향으로 팁을 거쳐서 블레이드의 저압측까지 압축된 공기 유동을 제공하기 위하여 팁의 고압측로부터 압축된 공기 유동을 포획하는 제1수단으로 이루어진 단벽과 날개의 팁의 사이에 있는 삽입부를 가진 것을 특징으로 하는 결합체.
- 단벽과 단벽에 대하여 회전 운동을 하는 날개의 결합체로서, 각 셀이 날개가 회전함에 따라 상기 회전 운동의 방향에 대하여 복합의 각을 가지고 날개의 고압측 및 저압측에 노출된 다수의 셀들로 이루어진 단벽과 날개의 팁 사이에 있는 삽입부를 가진 것을 특징으로 하는 결합체.
- 제14항에 있어서, 각 셀이 날개의 익현을 한정하는 선을 따라 날개의 상대 운동의 방향의 접선에 대하여 10도보다 더 큰 각도로 팁을 향하여 연장하며, 각 셀의 직경이 실제상으로 팁 두께와 동일하며 셀의 깊이는 셀의 직경과 최소한 동일한 다수의 셀들로 이루어진 삽입부를 가진 것을 추가적인 특징으로 하는 결합체.※ 참고사항 : 최초출원 내용에 의하여 공개하는 것임.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/350208 | 1994-12-05 | ||
US08/350,208 US5520508A (en) | 1994-12-05 | 1994-12-05 | Compressor endwall treatment |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
KR960023674A true KR960023674A (ko) | 1996-07-20 |
KR100389797B1 KR100389797B1 (ko) | 2003-11-14 |
Family
ID=23375684
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
KR1019950046381A KR100389797B1 (ko) | 1994-12-05 | 1995-12-04 | 가스터빈엔진의컴프레서단부벽처리용장치및그방법 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5520508A (ko) |
EP (1) | EP0716218B1 (ko) |
JP (1) | JP3894970B2 (ko) |
KR (1) | KR100389797B1 (ko) |
CN (1) | CN1097176C (ko) |
DE (1) | DE69515814T2 (ko) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE4432685C1 (de) * | 1994-09-14 | 1995-11-23 | Mtu Muenchen Gmbh | Anlaufbelaf für das Gehäuse einer Turbomaschine und Verfahren zur Herstellung |
US5961278A (en) * | 1997-12-17 | 1999-10-05 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Housing for turbine assembly |
ATE371097T1 (de) | 1998-02-26 | 2007-09-15 | Allison Advanced Dev Co | Zapfsystem für eine kompressorwand sowie betriebsverfahren |
GB9820226D0 (en) * | 1998-09-18 | 1998-11-11 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing |
US6164911A (en) * | 1998-11-13 | 2000-12-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Low aspect ratio compressor casing treatment |
US6231301B1 (en) | 1998-12-10 | 2001-05-15 | United Technologies Corporation | Casing treatment for a fluid compressor |
ATE420272T1 (de) * | 1999-12-20 | 2009-01-15 | Sulzer Metco Ag | Profilierte, als anstreifschicht verwendete oberfläche in strömungsmaschinen |
DE10038452B4 (de) | 2000-08-07 | 2011-05-26 | Alstom Technology Ltd. | Abdichtung einer thermischen Turbomaschine |
FR2832180B1 (fr) * | 2001-11-14 | 2005-02-18 | Snecma Moteurs | Revetement abradable pour parois de turbines a gaz |
GB2385378B (en) * | 2002-02-14 | 2005-08-31 | Rolls Royce Plc | Engine casing |
US7074006B1 (en) | 2002-10-08 | 2006-07-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Endwall treatment and method for gas turbine |
FR2846034B1 (fr) * | 2002-10-22 | 2006-06-23 | Snecma Moteurs | Carter, compresseur, turbine et turbomoteur a combustion comprenant un tel carter |
CH696854A5 (de) | 2003-04-14 | 2007-12-31 | Alstom Technology Ltd | Thermische Turbomaschine. |
DE102004004915A1 (de) * | 2004-01-31 | 2005-08-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Dichtungsanordnung |
US7234918B2 (en) * | 2004-12-16 | 2007-06-26 | Siemens Power Generation, Inc. | Gap control system for turbine engines |
DE102005002270A1 (de) * | 2005-01-18 | 2006-07-20 | Mtu Aero Engines Gmbh | Triebwerk |
US7861823B2 (en) * | 2005-11-04 | 2011-01-04 | United Technologies Corporation | Duct for reducing shock related noise |
US8602156B2 (en) * | 2006-05-19 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Multi-splice acoustic liner |
US20080044273A1 (en) * | 2006-08-15 | 2008-02-21 | Syed Arif Khalid | Turbomachine with reduced leakage penalties in pressure change and efficiency |
US7523552B2 (en) | 2007-05-30 | 2009-04-28 | United Technologies Corporation | Milling bleed holes into honeycomb process |
GB0912796D0 (en) | 2009-07-23 | 2009-08-26 | Cummins Turbo Tech Ltd | Compressor,turbine and turbocharger |
US8602720B2 (en) | 2010-06-22 | 2013-12-10 | Honeywell International Inc. | Compressors with casing treatments in gas turbine engines |
DE102010062087A1 (de) * | 2010-11-29 | 2012-05-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Strömungsmaschine mit Dichtstruktur zwischen drehenden und ortsfesten Teilen sowie Verfahren zur Herstellung dieser Dichtstruktur |
DE102012200883B4 (de) * | 2012-01-23 | 2015-12-03 | MTU Aero Engines AG | Strömungsmaschinen-Dichtungsanordnung |
US10240471B2 (en) * | 2013-03-12 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Serrated outer surface for vortex initiation within the compressor stage of a gas turbine |
DE102013207452A1 (de) * | 2013-04-24 | 2014-11-13 | MTU Aero Engines AG | Gehäuseabschnitt einer Turbomaschinenverdichter- oder Turbomaschinenturbinenstufe |
JP6184173B2 (ja) * | 2013-05-29 | 2017-08-23 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン |
BR102013021427B1 (pt) | 2013-08-16 | 2022-04-05 | Luis Antonio Waack Bambace | Turbomáquinas axiais de carcaça rotativa e elemento central fixo |
CN103422913A (zh) * | 2013-08-29 | 2013-12-04 | 哈尔滨工程大学 | 一种带有蜂窝状内壁机匣的涡轮 |
CN103422912B (zh) * | 2013-08-29 | 2015-04-08 | 哈尔滨工程大学 | 一种包括叶顶带有孔窝的动叶片的涡轮 |
US9289917B2 (en) | 2013-10-01 | 2016-03-22 | General Electric Company | Method for 3-D printing a pattern for the surface of a turbine shroud |
US9243511B2 (en) | 2014-02-25 | 2016-01-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with zig zag groove pattern |
CN106030045B (zh) * | 2014-02-25 | 2017-10-03 | 西门子公司 | 具有带有复合角、不对称表面面积密度脊和槽样式的耐磨层的涡轮环形节段 |
US9151175B2 (en) * | 2014-02-25 | 2015-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with progressive wear zone multi level ridge arrays |
US10041500B2 (en) | 2015-12-08 | 2018-08-07 | General Electric Company | Venturi effect endwall treatment |
EP3375980B1 (de) * | 2017-03-13 | 2019-12-11 | MTU Aero Engines GmbH | Dichtungsträger für eine strömungsmaschine |
DE102017211643A1 (de) * | 2017-07-07 | 2019-01-10 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinen-Dichtungselement |
CN109322709B (zh) * | 2018-09-13 | 2021-11-12 | 合肥通用机械研究院有限公司 | 一种透平膨胀机的可调式喷嘴叶片机构 |
CN109723674B (zh) * | 2019-01-24 | 2024-01-26 | 上海海事大学 | 一种用于压气机转子的可转动内端壁机匣 |
FR3136504A1 (fr) * | 2022-06-10 | 2023-12-15 | Safran Aircraft Engines | Elément abradable pour une turbine de turbomachine, comprenant des alvéoles présentant différentes inclinaisons |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB793886A (en) * | 1955-01-24 | 1958-04-23 | Solar Aircraft Co | Improvements in or relating to sealing means between relatively movable parts |
DE1022745B (de) * | 1956-07-20 | 1958-01-16 | Maschf Augsburg Nuernberg Ag | Anordnung zur Verminderung des Spaltverlustes in Stroemungsmaschinen |
US3365172A (en) * | 1966-11-02 | 1968-01-23 | Gen Electric | Air cooled shroud seal |
GB1518293A (en) * | 1975-09-25 | 1978-07-19 | Rolls Royce | Axial flow compressors particularly for gas turbine engines |
GB2017228B (en) * | 1977-07-14 | 1982-05-06 | Pratt & Witney Aircraft Of Can | Shroud for a turbine rotor |
JPS6318799Y2 (ko) * | 1980-12-02 | 1988-05-26 | ||
US4479755A (en) * | 1982-04-22 | 1984-10-30 | A/S Kongsberg Vapenfabrikk | Compressor boundary layer bleeding system |
US4526509A (en) * | 1983-08-26 | 1985-07-02 | General Electric Company | Rub tolerant shroud |
GB2146707B (en) * | 1983-09-14 | 1987-08-05 | Rolls Royce | Turbine |
US4781530A (en) * | 1986-07-28 | 1988-11-01 | Cummins Engine Company, Inc. | Compressor range improvement means |
CN1016373B (zh) * | 1989-04-24 | 1992-04-22 | 北京航空航天大学 | 提高压气机失速裕度和效率的方法 |
US5160248A (en) * | 1991-02-25 | 1992-11-03 | General Electric Company | Fan case liner for a gas turbine engine with improved foreign body impact resistance |
-
1994
- 1994-12-05 US US08/350,208 patent/US5520508A/en not_active Expired - Lifetime
-
1995
- 1995-12-04 KR KR1019950046381A patent/KR100389797B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1995-12-04 CN CN95121885A patent/CN1097176C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1995-12-05 JP JP31621495A patent/JP3894970B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1995-12-05 DE DE69515814T patent/DE69515814T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-12-05 EP EP95308806A patent/EP0716218B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN1097176C (zh) | 2002-12-25 |
EP0716218B1 (en) | 2000-03-22 |
CN1133404A (zh) | 1996-10-16 |
JP3894970B2 (ja) | 2007-03-22 |
EP0716218A1 (en) | 1996-06-12 |
DE69515814D1 (de) | 2000-04-27 |
KR100389797B1 (ko) | 2003-11-14 |
DE69515814T2 (de) | 2000-10-12 |
US5520508A (en) | 1996-05-28 |
JPH08226336A (ja) | 1996-09-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR960023674A (ko) | 가스 터빈 엔진의 컴프레서 단벽 처리용 장치 및 그 방법 | |
US7726937B2 (en) | Turbine engine compressor vanes | |
US7410343B2 (en) | Gas turbine | |
US7549838B2 (en) | Taking air away from the tips of the rotor wheels of a high pressure compressor in a turbojet | |
EP1947294B1 (en) | Airfoil with device against boundary layer separation | |
EP3070266A2 (en) | Turbofan arrangement with blade channel variations | |
US10107302B2 (en) | Durable riblets for engine environment | |
JP2007120494A (ja) | 可変幾何学形状インレットガイドベーン | |
CA2364321A1 (en) | Centrifugal air flow control | |
EP3726062A1 (en) | Inclination of forward and aft groove walls of casing treatment for gas turbine engine | |
EP1375826B1 (en) | Radial turbine with guide vanes for reducing vibrations | |
JPH10502150A (ja) | 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ | |
US4318669A (en) | Vane configuration for fluid wake re-energization | |
US5513952A (en) | Axial flow compressor | |
US20070098562A1 (en) | Blade | |
JP2006125402A5 (ko) | ||
EP3205842A1 (en) | Fan containment case | |
US5460488A (en) | Shrouded fan blade for a turbine engine | |
GB2034435A (en) | Fluid rotary power conversion means | |
EP3108120B1 (en) | Gas turbine engine having a geared architecture and a specific fixed airfoil structure | |
EP3333369B1 (en) | Fan blade having a tip assembly | |
JP4402503B2 (ja) | 風力機械のディフューザおよびディフューザ | |
KR840002956A (ko) | 유동매체에 의한 에너지 발생장치 | |
Law et al. | The use of vortex generators as inexpensive compressor casing treatment | |
JP3541479B2 (ja) | 軸流圧縮機の静翼 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A201 | Request for examination | ||
E902 | Notification of reason for refusal | ||
E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
GRNT | Written decision to grant | ||
FPAY | Annual fee payment |
Payment date: 20070413 Year of fee payment: 5 |
|
LAPS | Lapse due to unpaid annual fee |