PL200265B1 - Sprężarka - Google Patents

Sprężarka

Info

Publication number
PL200265B1
PL200265B1 PL345839A PL34583901A PL200265B1 PL 200265 B1 PL200265 B1 PL 200265B1 PL 345839 A PL345839 A PL 345839A PL 34583901 A PL34583901 A PL 34583901A PL 200265 B1 PL200265 B1 PL 200265B1
Authority
PL
Poland
Prior art keywords
blades
compressor
stage
circumferentially
radially
Prior art date
Application number
PL345839A
Other languages
English (en)
Other versions
PL345839A1 (en
Inventor
John Jared Decker
Andrew Breeze-Stringfellow
Original Assignee
Gen Electric
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Gen Electric filed Critical Gen Electric
Publication of PL345839A1 publication Critical patent/PL345839A1/xx
Publication of PL200265B1 publication Critical patent/PL200265B1/pl

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/141Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Sprezarka (14) zawiera obudow e (36, 36b) i umieszczony w niej wirnik z lopatkami (16, 16b) i kierownic e (16c) oraz ma kana l przep lywowy (20) do dyfuzji powietrza (22). Kana l przep lywowy (20) utworzony jest przez liczne lopatki (16, 16b, 16c) umieszczone obwodowe z odst epem wzgl edem siebie, a ka zda lopatka (16, 16b, 16c) posiada usytuowane osiowo wzgl edem siebie kraw edzie natarcia (28) i sp lywu (30) i posiada usytuowane promieniowo wzgl edem siebie stopk e (34) i ko ncówk e (32), oraz przez promieniowo usytuowane wzgl edem siebie sciany, zewn etrzn a (36, 36b, 36c) otaczaj aca ko n- cówki (32) wie nca lopatek (16, 16b, 16c) i we- wn etrzn a (38, 38b, 38c). Co najmniej jedna ze scian, zewn etrznej (36, 36b, 36c) i wewn etrznej (38, 38b, 38c), posiada, lokalnie zwi ekszaj acy obszar przep ly- wu, zlobek (40) przyleg ly do kraw edzi natarcia (28) lopatki (16, 16b, 16c). PL PL PL PL PL PL PL

Description

Opis wynalazku
Przedmiotem wynalazku jest sprężarka.
W znanym silniku turbowentylatorowym, dwuprzepływowym z turbiną gazową powietrze sprężone w sprężarce miesza się z paliwem, po czym następuje zapłon w zespole komory spalania, dla wytworzenia gorących spalin. Odzysk energii ze spalin następuje w turbinie wysokoprężnej napędzającej sprężarkę, i w kolejnej turbinie niskoprężnej, napędzającej wentylator stanowiący pierwszy stopień sprężarki i umieszczony przed jej pozostałymi stopniami.
Łopatki wentylatora są największe ze wszystkich łopatek sprężarkowych, które sprężają powietrze dostarczające siłę ciągu dla napędu samolotu podczas lotu. Począwszy od wentylatora, w pierwszym stopniu sprężarki, poprzez liczne jej pozostałe stopnie, kolejno następuje wzrost sprężenia powietrza.
Sprężanie powietrza odbywa się poprzez przekształcenie energii obrotowej łopatek na szybkość powietrza, które następnie ulega dyfuzji dla odzysku ciśnienia. Dyfuzja następuje w miejscowo rozbieżnych kanałach przepływowych i jest ograniczona przez niepożądane rozdzielenie przepływu i odpowiadające temu częściowe zatrzymanie przepływu w sprężarce.
Łopatki wentylatora są dostosowane do pompowania przepływu powietrza, dla wytworzenia siły ciągu silnika podczas pracy. Wielostopniowa sprężarka jest dostosowana do wytworzenia wysokiego ciśnienia powietrza dla zespołu komory spalania, w celu spalenia z paliwem i uzyskania energii odzyskiwanej przez wylotowe turbiny.
Przy projektowaniu tych elementów ważne jest maksymalizowanie zdolności pompowania przepływu oraz wydatku sprężania z odpowiednim zapasem, zwłaszcza w warunkach dużego ciągu, gdzie silnik pracuje w pobliżu granicznych szybkości i temperatur. Przy dużej szybkości obrotowej liczba Macha dla przepływu względem łopatek wirnika jest duża i może być naddźwiękowa, a obciążenia aerodynamiczne lub dyfuzja są również duże. Uzyskanie wymaganych cech aerodynamicznych urządzenia jest utrudnione ograniczeniami mechanicznymi i aeromechanicznymi łopatek wirnika.
Znane sprężarki zawierają łopatki wirnika i łopatki kierownicy, których płaty specjalnie dostosowano do uzyskania możliwie największych osiągów.
Konstrukcja płata jest kompromisem w zakresie charakterystyki aerodynamicznej, mechanicznej i aeromechanicznej. Płaty przedstawiają układ trójwymiarowy typowo skręcony na rozpiętoś ci od stopki do końcówki i o szerokości zmiennej w kierunku osiowym pomiędzy krawędzią natarcia a krawędzią spływu, dla kontroli aerodynamicznego obciążenia po stronie tłoczącej i ssącej.
Kanał przepływowy jest poprowadzony obwodowo poprzez każdy stopień sprężarki pomiędzy sąsiednimi łopatkami oraz promieniowo między jego ścianami końcowymi, czyli jego ścianą zewnętrzną i wewnętrzną.
Przykładowo, stosunkowo długie łopatki wentylatora w stopniu pierwszym sprężarki umieszczono wewnątrz pierścieniowej obudowy wentylatora, która tworzy promieniowo zewnętrzne obrzeże, czyli ścianę zewnętrzną kanału przepływowego. Łopatki wystają promieniowo na zewnątrz z podpierającej tarczy, i nieciągłych międzyłopatkowych płytek zamontowanych na tarczy dla utworzenia promieniowo wewnętrznego obrzeża kanału przepływowego, czyli jego ściany wewnętrznej.
Podobnie, kolejne stopnie sprężarki zawierają wieńce łopatek wirnika o malejącej wysokości w kierunku przepływu, umieszczonych wewnątrz pierścieniowej obudowy stanowiącej promieniowo zewnętrzne obrzeże wokół każdego stopnia. Kolejne stopnie sprężarki typowo zawierają integralne z łopatkami płytki usytuowane przy stopkach i w swoim pobliżu dla utworzenia ściany wewnę trznej kanału przepływowego.
Stopnie kierownicy zawierają łopatki zamocowane swoimi końcówkami zewnętrznymi do pierścieniowej opaski zewnętrznej utworzonej w obwodowych lub łukowych segmentach.
Końcówki wewnętrzne łopatek kierownicy mogą być płaskie lub mogą być przyłączone do pierścieniowej opaski wewnętrznej, która stanowi ścianę wewnętrzną kanału przepływowego, również typowo zbudowaną z łukowych segmentów.
Wszystkie opisane powyżej rodzaje ścian wewnętrznych i zewnętrznych kanału przepływowego są podobne do siebie i symetryczne w kierunku osiowym. Ściany zewnętrzne są obwodowe wklęsłe i tworzą skierowaną promieniowo do wewnątrz gładką powierzchnię cylindryczną lub stożkową. Ściany wewnętrzne są obwodowe wypukłe i tworzą skierowaną promieniowo na zewnątrz gładką powierzchnię cylindryczną lub stożkową.
Dla danej wielkości silnika i żądanego ciągu występują określone lub ograniczone wielkości łopatek wirnika i łopatek kierownicy, współpracujące z odpowiednimi wielkością ścianami zewnętrzną i wewnętrzną
PL 200 265 B1 kanału przepływowego. Przy takich ograniczeniach konstrukcyjnych trójwymiarowa konfiguracja łopatek podlega zmianie dla maksymalizacji przepływu uzyskanego przez pompowanie i wydatku sprężania z odpowiednim zapasem. Projektowanie płatów sprężarki wspomagane jest przez nowoczesną trójwymiarową analizę komputerową lepkości, lecz osiągi będą ciągle ograniczone przez czynniki opisane powyżej.
Celem wynalazku jest opracowanie sprężarki o konstrukcji dającej lepszą charakterystykę aeromechaniczną.
Sprężarka, według niniejszego wynalazku, zawiera obudowę i umieszczony w niej wirnik z łopatkami oraz ma kanał przepływowy do dyfuzji powietrza, który jest utworzony przez liczne łopatki umieszczone obwodowe z odstępem względem siebie, każda łopatka posiada usytuowane osiowo względem siebie krawędzie natarcia i spływu, i usytuowane promieniowo względem siebie stopkę i końcówkę, oraz jest utworzony obwodowo pomiędzy sąsiadującymi łopatkami a promieniowo przez ściany, zewnętrzną sprzężoną z łopatkami na ich końcówkach oraz wewnętrzną sprzężoną z łopatkami przy ich stopkach, przy czym co najmniej jedna ze ścian, zewnętrznej i wewnętrznej, ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek rozciągający się pomiędzy sąsiadującymi krawędziami natarcia, a charakteryzuje się tym, że co najmniej jeden żłobek ma początek usytuowany w kierunku osiowym przed krawędziami natarcia łopatki.
Korzystnie, łopatki obejmują część kanału przepływowego z promieniowo ścianą zewnętrzną otaczającą łopatki na ich końcówkach i z promieniowo ścianę wewnętrzną łączącą łopatki przy ich stopkach.
Korzystnie, co najmniej jeden żłobek ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu łopatek.
Korzystnie, co najmniej jeden żłobek rozciąga się na szerokość obwodowe pomiędzy krawędziami natarcia łopatek i rozciąga się na długość osiowo w kierunku do tyłu krawędzi natarcia.
Korzystnie, co najmniej jeden żłobek ma zmniejszającą się szerokość od krawędzi natarcia w kierunku krawę dzi spł ywu.
Korzystnie, łopatki stanowią łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki rozciągające się promieniowo na zewnątrz od tarczy podpierającej wirnika, a ścianę zewnętrzną stanowi pierścieniowa obudowa stopnia pierwszego sprężarki oddalona promieniowo od końcówek łopatek i obwodowo otaczająca łopatki na ich końcówkach, zaś ścianę wewnętrzną stanowią liczne płytki oddalone promieniowo od tarczy podpierającej wirnika i obwodowo łączące łopatki przy ich stopkach, przy czym każda z płytek ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek rozcią gający się pomiędzy sąsiadującymi krawędziami natarcia.
Korzystnie, co najmniej jeden żłobek ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu łopatek i rozciąga się na szerokość obwodowo pomiędzy sąsiadującymi łopatkami.
Korzystnie, łopatki stanowią łopatki wirnika kolejnych stopni sprężarki rozciągające się promieniowo na zewnątrz od bębna podpierającego wirnika, a ścianę zewnętrzną stanowi obudowa kolejnych stopni sprężarki oddalona promieniowo od końcówek łopatek i obwodowo otaczająca łopatki na ich końcówkach, zaś ścianę wewnętrzną stanowią liczne płytki oddalone promieniowo na zewnątrz od bębna podpierającego wirnika i obwodowo łączące łopatki przy ich stopkach, przy czym każda z płytek ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek w sąsiedztwie krawędzi natarcia.
Korzystnie, żłobek rozciąga się na swojej szerokości obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia, ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu i jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia do krawędzi spływu.
Korzystnie, łopatki stanowią łopatki kierownicy kolejnych stopni sprężarki, a ścianę zewnętrzną stanowi pierścieniowa opaska zewnętrzna przymocowana do końcówki zewnętrznej łopatki kierownicy, przy czym opaska zewnętrzna ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek w sąsiedztwie krawędzi natarcia.
Korzystnie, żłobek rozciąga się na swojej szerokości obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia, ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu i jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia do krawędzi spływu.
Żłobek jest usytuowany obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia łopatek i osiowo w kierunku krawędzi spływu łopatki.
Wymiar osiowy żłobka jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia w kierunku krawędzi spływu łopatki.
Każda łopatka ma wypukłą stronę ssącą i obwodowo przeciwną, wklęsłą stronę tłoczącą, a żłobek styka się ze stroną ssącą jednej łopatki i jest rozbieżny od strony tłoczącej sąsiedniej łopatki.
PL 200 265 B1
Żłobek jest obwodowo wklęsły przy jednej łopatce i przechodzi w obwodowo wypukły obszar przy sąsiedniej łopatce.
Żłobek jest obwodowo wklęsły.
Początek żłobka jest usytuowany w kierunku osiowym przed krawędzią natarcia łopatki.
Żłobek ma jednakową szerokość od jego początku do krawędzi natarcia łopatki i następnie ma jednakową szerokość w kierunku zakończenia.
Łopatki stopnia pierwszego sprężarki umocowane w podpierającej tarczy wirnika są umieszczone w kanale przepływowym promieniowo na zewnątrz, a ścianę zewnętrzną kanału przepływowego stanowi pierścieniowa obudowa stopnia pierwszego sprężarki, zaś ścianę wewnętrzną kanału przepływowego stanowi płytka usytuowana z odstępem promieniowo na zewnątrz od tarczy.
Kanał przepływowy jest utworzony przez stożkowy kołpak przylegający do płytki przy krawędziach natarcia łopatek, a początek żłobka jest usytuowany w kołpaku, zaś żłobek rozciąga się w płytce.
Łopatki tworzące kanał przepływowy stanowią łopatki kolejnych stopni sprężarki umocowane w podpierającej tarczy wirnika bębnowego promieniowo na zewnątrz, przy czym ścianę zewnętrzną kanału przepływowego stanowi pierścieniowa obudowa sprężarki, zaś ścianę wewnętrzną stanowi płytka trwale połączona z łopatkami i usytuowana promieniowo na zewnątrz od wirnika typu bębnowego.
Łopatki tworzące kanał przepływowy stanowią łopatki kierownicy, a do zewnętrznych końców łopatek kierownicy jest przymocowana pierścieniowa opaska zewnętrzna stanowiąca ścianę zewnętrzną, zaś do wewnętrznych końców łopatek jest przymocowana pierścieniowa opaska wewnętrzna stanowiąca ścianę wewnętrzną.
Żłobki są usytuowane w opaskach zewnętrznej i wewnętrznej stanowiących ściany końcowe zewnętrzną i wewnętrzną kanału przepływowego.
Sprężarka, w korzystnym przykładzie wykonania wynalazku, zawiera obudowę i umieszczony w niej wirnik z łopatkami oraz ma kanał przepływowy do dyfuzji powietrza w stopniu pierwszym sprężarki, a kanał przepływowy utworzony jest przez liczne łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki umieszczone obwodowo z odstępem od siebie i promieniowo na zewnątrz w podpierającej tarczy wirnika, przez pierścieniową obudowę stopnia pierwszego sprężarki i przez liczne płytki umieszczone z odstępem promieniowo na zewnątrz od tarczy i łączące obwodowo łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki przy ich stopkach, przy czym każda łopatka wirnika stopnia pierwszego sprężarki posiada usytuowane osiowo względem siebie krawędzie natarcia i spływu oraz usytuowane promieniowo względem siebie stopkę i końcówkę, a obudowa stopnia pierwszego sprężarki umieszczona jest promieniowo z odstę pem od koń cówek łopatek wirnika stopnia pierwszego sprężarki i otacza obwodowo wieniec ł opatek wirnika stopnia pierwszego sprężarki, zaś każda płytka posiada wklęsły i lokalnie zwiększający obszar przepływu żłobek przylegający do krawędzi natarcia łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki.
Żłobek usytuowany obwodowo pomiędzy sąsiednimi łopatkami wirnika stopnia pierwszego sprężarki jest zakończony w kierunku osiowym przed krawędzią spływu, zaś jego początek jest usytuowany w kierunku osiowym przed krawędzią natarcia łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki.
Żłobek ma jednakową szerokość od początku do krawędzi natarcia łopatki wirnika stopnia pierwszego sprężarki i następnie ma jednakową szerokość w kierunku swego zakończenia.
Sprężarka, w korzystnym przykładzie wykonania wynalazku, zawiera obudowę i umieszczony w niej wirnik z ł opatkami oraz ma kanał przepł ywowy do dyfuzji powietrza w kolejnych stopniach sprężarki, znamienna tym, że kanał przepływowy kolejnych stopni sprężarki utworzony jest przez liczne łopatki wirnika kolejnych stopni sprężarki umieszczone obwodowo z odstępem od siebie i promieniowo na zewnątrz w podpierającej tarczy wirnika typu bębnowego, przez obudowę kolejnych stopni sprężarki i przez liczne płytki, przy czym każda łopatka wirnika kolejnych stopni sprężarki posiada usytuowane osiowo względem siebie krawędzie natarcia i spływu oraz usytuowane promieniowo względem siebie stopkę i końcówkę, a obudowa jest umieszczona promieniowo z odstępem od końcówek łopatek wirnika kolejnych stopni sprężarki i otacza obwodowe wieniec łopatek wirnika kolejnych stopni sprężarki, zaś są umieszczone z odstępem promieniowo na zewnątrz od tarczy wirnika typu bębnowego i łączą obwodowo łopatki wirnika kolejnych stopni sprężarki przy ich stopkach, a każda płytka posiada wklęsły i lokalnie zwiększający obszar przepływu żłobek przylegający do krawędzi natarcia łopatki wirnika kolejnych stopni sprężarki.
Żłobek jest usytuowany obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia łopatek wirnika kolejnych stopni sprężarki i jest zakończony w kierunku osiowym przed krawędziami spływu łopatek wirnika kolejnych stopni sprężarki.
Żłobek jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia do krawędzi spływu łopatek wirnika kolejnych stopni sprężarki.
PL 200 265 B1
Sprężarka, w korzystnym przykładzie wykonania wynalazku, zawiera obudowę i umieszczony w niej wirnik z ł opatkami oraz ma kanał przepł ywowy do dyfuzji powietrza i charakteryzuje się tym, ż e kanał przepływowy kolejnych stopni sprężarki utworzony jest przez liczne łopatki kierownicy kolejnych stopni sprężarki posiadające usytuowane osiowo względem siebie krawędzie natarcia i spływu i usytuowane promieniowo z odstępem od siebie końcówki wewnętrzną i zewnętrzną, oraz utworzony jest przez pierścieniową opaskę zewnętrzną przymocowaną do końcówki zewnętrznej łopatki kierownicy, przy czym opaska zewnętrzna posiada wklęsły i lokalnie zwiększający obszar przepływu żłobek przylegający do krawędzi natarcia łopatki kierownicy.
Żłobek jest usytuowany obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia łopatek i jest zakończony w kierunku osiowym przed krawę dziami spł ywu ł opatek kierownicy.
Żłobek jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia do krawędzi spływu łopatki kierownicy.
Żłobek jest usytuowany obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia łopatek kierownicy w pierścieniowej opasce wewnętrznej przymocowanej do końcówek wewnętrznych łopatek kierownicy.
Przedmiot wynalazku w przykładzie wykonania jest uwidoczniony na rysunku, na którym fig. 1 przedstawia przekrój osiowy stopnia pierwszego sprężarki w silniku turbinowym, fig. 2 - sąsiadujące łopatki sprężarki w przekroju planimetrycznym wzdłuż linii 2-2 z fig. 1, fig. 3 - fragmenty stopek sąsiadujących łopatek sprężarki i ścian wewnętrznych kanału przepływowego w sprężarce, w rzucie aksonometrycznym wzdłuż linii 3-3 z fig. 1, fig. 4 - przekrój promieniowy przez sąsiadujące łopatki sprężarki przy ich krawędziach natarcia wzdłuż linii 4-4 z fig. 2, fig. 5 - przekrój promieniowy przez sąsiadujące łopatki sprężarki przy ich krawędziach spływu wzdłuż linii 5-5 z fig. 2, fig. 6 - osiowy przekrój częściowy kolejnych stopni wielostopniowej sprężarki osiowej umieszczonych za jej stopniem pierwszym, pokazanym na fig. 1, według następnego przykładu wykonania wynalazku, fig. 7 - promieniowy rzut aksonometryczny z częściowym przekrojem wzdłuż linii 7-7 z fig. 6 przez sąsiadujące ze sobą wirnik i kierownicę sprężarki, według korzystnego przykładu wykonania wynalazku z fig. 6.
Na fig. 1 pokazano część dwuprzepływowego silnika turbinowego 10, który jest asymetryczny względem osi symetrii 12. W silniku turbinowym 10 znajduje się wielostopniowa sprężarka 14 z jej niskoprężnym stopniem pierwszym stanowiącym wentylator, napędzana przez turbinę niskoprężną (nie pokazano). Stopień pierwszy sprężarki 14 zawiera wieniec płatów aerodynamicznych w postaci łopatek 16 wirnika promieniowo wystających na zewnątrz z podpierającej tarczy 18 wirnika i osadzonych w tradycyjny sposób, na przykład, za pomocą osiowych trapezowych żłobków w obwodzie tarczy 18.
Łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 pokazane na fig. 1 rozstawione są obwodowe względem siebie, jak pokazano na fig. 2, i dzielą kanał przepływowy 20 na tory, poprzez które podczas pracy sprężarki 14 przechodzi powietrze 22. Obracająca się tarcza 18 i łopatki 16 wirnika stopnia pierwszego sprężarki 14 przekazują energię powietrzu 22, które jest początkowo przyśpieszane, a następnie opóźniane w wyniku dyfuzji, dla odzysku energii do kompresji, tzn. sprężania powietrza 22.
Powietrze 22 sprężane w obszarze pomiędzy zewnętrznymi częściami rozpiętości łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 wykorzystuje się do wytworzenia siły ciągu przy napędzie samolotu podczas lotu. Powietrze 22 sprężane w obszarze pomiędzy wewnętrznymi częściami rozpiętości łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 przepływa torami do kolejnych stopni sprężarki 14, opisanych poniżej, w których jest dodatkowo sprężane, a następnie mieszane z paliwem w zespole komory spalania (nie pokazano) i zapalane dla wytworzenia gorących spalin. Energia odbierana ze spalin w turbinie wysokoprężnej (nie pokazano) służy do napędu sprężarki 14, a dodatkowo energia odbierana w turbinie niskoprężnej służy do napędu stopnia pierwszego sprężarki 14, czyli wentylatora, w konwencjonalny sposób.
Jak pokazano na fig. 1 i 2, każda z łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 posiada wypukłą stronę ssącą 24, i obwodowo przeciwną, wklęsłą stronę tłoczącą 26. Obie strony ssąca 24 i tłocząca 26 łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 rozciągają się osiowo pomiędzy krawędzią natarcia 28 a krawędzią spływu 30 oraz promieniowo pomiędzy stopką 34 a końcówką 32 łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14.
Kanał przepływowy 20 sprężarki 14 pokazany na fig. 2 jest ukształtowany obwodowo pomiędzy stronami tłoczącą 26 a ssącą 24 sąsiadujących łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 oraz promieniowo pomiędzy płytkami 38 a obudową 36b, jak pokazano na fig. 1. Pierścieniowa obudowa 36b sprężarki 14, stanowiąca zamknięcie aerodynamiczne, tworzy ścianę zewnętrzną 36, która otacza wieniec końcówek 32 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Liczne międzyłopatkowe płytki 38b zostały usytuowane promieniowo na zewnątrz od tarczy 18 i konwencjonalnie z nią połączone. Poszczególne płytki 38b rozciągają się obwodowo pomiędzy sąsiadującymi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 przy ich stopkach 34.
PL 200 265 B1
Łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 pokazane na fig. 1 i 2 mogą posiadać dowolny konwencjonalny profil płata aerodynamicznego dla pompowania powietrza 22 wytwarzającego ciąg, z odpowiednią sprawnością sprężania oraz zapasem silnika. Kanały przepływowe 20 sprężarki 14 osiowo są rozbieżne w kierunku przepływu strumienia powietrza 22 do krawędzi spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, w celu dyfuzji powietrza 22 i odzysku w ten sposób ciśnienia statycznego. Łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 dostosowano konwencjonalnie do przydźwiękowego lub naddźwiękowego przepływu przy odpowiednio wysokiej szybkości wirnika podczas pracy. W związku z tym, podczas pracy, na łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki oddziaływają fale uderzeniowe powstające pomiędzy sąsiadującymi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Tam, gdzie było to możliwe, szkodliwy wpływ fal uderzeniowych zmniejszono poprzez specjalny profil płata aerodynamicznego wzdłuż jego rozpiętości. Przykładowo, kanał przepływowy 20 konwencjonalnie jest rozbieżny od przewężenia wlotowego o minimalnym polu przy krawędziach natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 i dla większości łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 przy ścianie wewnętrznej kanału przepływowego 20. Typowo, kanał przepływowy 20 sprężarki 14 przy swojej ścianie zewnętrznej nad wieńcem końcówek 32 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 początkowo jest osiowo zbieżny w kierunku do przewężenia, a następnie rozbieżny w obszarze do krawędzi spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Jak pokazano na fig. 1, pomiędzy obudową 36b sprężarki 14 a końcówkami 32 wieńca łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 znajduje się szczelina wierzchołkowa B dla możliwego ruchu obrotowego łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 wewnątrz nieruchomej obudowy 36b, bez niepożądanego ocierania końcówek 32 o obudowę 36b. Ściana zewnętrzna kanału przepływowego 20 jest nieruchoma względem obracających się łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Płytki 38 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 tworzące ścianę wewnętrzną kanału przepływowego 20 zamocowane są do tarczy podpierającej 18 wirnika i obracają się wraz z łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, bez względnego obrotowego przemieszczenia między nimi.
Wymiary łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 wraz z ich długością pomiędzy stopką 34 a końcówką 32 są wstępnie dobierane dla uzyskania żądanej wydajności pompowania stopnia pierwszego sprężarki 14, wyrażonej w masie powietrza 22 w jednostce czasu. Określa się również wewnętrzną średnicę obudowy 36b sprężarki 14 oraz zewnętrzną średnicę płytek 38 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 względem osi 12 silnika 10, a zatem wyznacza się dostępną przestrzeń dla kanału przepływowego 20. Przestrzenne ukształtowanie aerodynamiczne łopatek 16 sprężarki 14 optymalizuje się za pomocą nowoczesnej komputerowej trójwymiarowej 3D analizy lepkościowej, dla uzyskania maksymalnej wydajności pompowania i sprawności sprężania przy odpowiednim zapasie silnika 10, który zmienia się w funkcji szybkości silnika 10 w zakresie od biegu jałowego, przy krążeniu statku powietrznego, do pracy z maksymalną mocą.
Zgodnie z przykładem wykonania wynalazku pokazanym na fig. 1 i 2 każda płytka 38 posiada żłobek 40 w sąsiedztwie krawędzi natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, mający na celu lokalne zwiększenie obszaru przepływu. Pomiędzy sąsiednimi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 umieszczono pojedynczy żłobek 40 tworzący obwodowe wgłębienie, które lokalnie powiększa obszar przepływu. Jak pokazano na fig. 2 i 3, każdy żłobek 40 rozciąga się obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia 28 sąsiednich łopatek 16 oraz osiowo od krawędzi natarcia 28 do krawędzi spływu 30 każdej łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Każdy żłobek 40 posiada jednakową szerokość dookoła obwodu. Każdy żłobek 40 łączy się z promieniowo wypukłym obszarem 38a płytki 38 osiowo przed krawędziami spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Taki przestrzenny kształt żłobków 40 w sprężarce 14 ma wiele zalet, przy zachowaniu ograniczeń związanych z zadanymi wartościami średnic ściany zewnętrznej ściany wewnę trznej kanału przepływowego. Przykładowo, promieniowo do wewnątrz wklęsły żłobek 40 w płytce 38, pokazany na fig. 3, daje miejscowe zwiększenie obszaru przepływu kanału przepływowego 20 w pobliżu stopek 34 pomiędzy krawędzią natarcia 28 i krawędzią spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14.
Powiększone obszary przepływu współpracują z rozbieżnymi torami kanału przepływowego 20 dając miejscowe zmniejszenia średniej liczby Macha, dla przepływu powietrza 22 w pobliżu krawędzi natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, co obniża dyfuzję dla uzyskania żądanego wzrostu ciśnienia pomiędzy krawędzią natarcia 28 a krawędzią spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Lokalne zmniejszenie liczby Macha obniża opory tarcia powierzchniowego w tym regionie, co zwiększa sprawność sprężania. Dla pracy w zakresie poddźwiękowym zwiększenie obszaru przepływu kanału przepływowego 20 na krawędziach natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 zwiększa sprawność sprężania, i dodatkowo umożliwia modyfikację rozkładu obciążenia dyfuzyjnego na
PL 200 265 B1 płatach łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 dla uzyskania, oprócz zmniejszonej dyfuzji, również lepszych osiągów.
Przy pracy naddźwiękowej z falą uderzeniową miejscowe zwiększenie obszarów przepływu torów kanału przepływowego 20 za pomocą żłobków 40 przy krawędziach natarcia 28 dodatkowo zwiększa pole obszaru indukcyjnego kanału przepływowego 20. Obszar indukcyjny powstaje pomiędzy krawędzią natarcia 28 jednej łopatki 16 a tyłem krawędzi natarcia 28 po stronie ssącej 24 sąsiedniej łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, gdzie powstaje pierwsza uchwycona fala Macha. Poprzez lokalne zwiększenie obszaru przepływu w płytkach 38 w pobliżu krawędzi natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 uzyskuje się wzrost wydajności przepływu, czyli pompowania w pierwszym stopniu sprężarki 14 ze zwiększeniem sprawności sprężania.
Miejscowe zwiększenie obszaru indukcyjnego w przewężeniu kanału przepływowego 20 w tym regionie zmniejsza skuteczną strzałk ę linii szkieletowej profilu ł opatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 przy pracy stopnia pierwszego sprężarki 14 z dużą szybkością. To z kolei zwiększa w znacznym stopniu wydajność przepływu i sprawność sprężania przy duż ej szybkości, co potwierdzają analizy symetryczne pierwszych stopni sprężarek 14 różniących się jedynie obecnością wyżej opisanych żłobków 40 w płytkach 38.
Wprowadzenie płytek 30 ze żłobkami 40 pozwala także na dalszą modyfikację rozkładu obciążenia łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 w pobliżu ich stopek 34, niemożliwą przy tradycyjnych ograniczeniach działania sprężającego, włącznie z zapasem silnika. Profil aerodynamiczny łopatek 16 stopnia pierwszego, sprężarki 14 może być, zatem dodatkowo zoptymalizowany dla dalszego zwiększenia wydajności pompowania i sprawności sprężania stopnia pierwszego sprężarki 14, przy zachowaniu odpowiedniego zapasu silnika. Przykładowo, płytki 38 ze żłobkami 40 zmniejszają siłę fali uderzeniowej przy pracy naddźwiękowej oraz zmniejszają pola wtórnego przepływu przy stopkach 34 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14.
Zmniejszając miejscowe poziomy dyfuzji i siły fali uderzeniowej przy wprowadzeniu płytek 38 ze żłobkami 40 zmniejszono straty ciśnienia ograniczając przepływ za pomocą pierścieniowego dławienia. W wirniku przydźwiękowym szybki przepływ można ograniczyć specyficznym kątem nastawienia strony ssącej 24 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 pomiędzy krawędzią natarcia 28 łopatki 16 w tył do pierwszej fali Macha dla strony ssącej 18 w obszarze indukcyjnym. Żłobki 40 powiększają obszar indukcyjny, co zwiększa przepływ powietrza 22 przy tym samym specyficznym kącie nastawienia łopatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Ponadto, rozkład przepływu w kanale przepływowym 20 sprężarki 14 z płytkami 38 ze żłobkami 40 zwiększa pierścieniową zbieżność wieńca łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Prowadzi to, zwłaszcza przy wysokich natężeniach przepływu, do mniejszego rozdzielenia i tym samym lepszej sprawności wirnika.
Zwiększenie obszaru przepływu poprzez zastosowanie płytek 38 ze żłobkami 40 uzyskuje się bez potrzeby zwiększenia rozpiętości łopatki 16, która zachowuje daną wielkość dla danego przeznaczenia. Zwiększenie obszaru przepływu następuje bez zmiany charakterystyki mechanicznej lub aeromechanicznej, której zmiany są powiązane ze zmianami rozpiętości łopatki 16, co z kolei byłoby związane ze zmianami ciężaru łopatek 16.
Najkorzystniej, żłobki 40 pokazane na fig. 1, 2 i 3 powinny rozpoczynać się przed krawędziami natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, w dostępnej przestrzeni silnika 10. Przykładowo, pierwszy stopień sprężarki 14 pokazany na fig. 1 posiada stożkowy kołpak 42, który jest osiowo przyłączony do wieńca łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 i płytek 38 z utworzeniem linii podziału czy szczeliny przed krawędziami natarcia 28 łopatek 16. Każdy żłobek 40 posiada część wlotową 40a na zewnętrznej powierzchni kołpaka 42, która rozpoczyna się w kołpaku 42 przed krawędziami natarcia 28 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, a następnie rozciąga się w tył do płytek 38 ze żłobkami 40. Części wlotowe 40a żłobków 40 łagodnie przechodzą w części zasadnicze żłobków 40 na połączeniu pomiędzy kołpakiem 42 a płytkami 38.
W przykładzie pokazanym na fig. 2 i 3 każdy żłobek 40 ma dookoła obwodu jednakową szerokość na swojej długości od początku w kołpaku 42 do zakończenia przed krawędziami spływu 30 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14. Osiowy profil żłobków 40 korzystnie odpowiada dominującemu kierunkowi torów kanału przepływowego 20 przechodzącym pomiędzy sąsiadującymi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 i ma kształt sierpowy.
Wymiary przestrzenne żłobków 40 mogą się zmieniać według potrzeby dla zwiększenia ich korzystnych właściwości. Przykładowo, pomiędzy sąsiednimi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 można zastosować jeden żłobek 40 lub liczne żłobki 40, a obwodowy profil żłobków 40 może się
PL 200 265 B1 zmieniać, według potrzeby, dla uzyskania najlepszej charakterystyki i utworzenia kanału przepływowego 20 z bokami łopatki 16. Aerodynamiczna charakterystyka żłobków 40 w innych konstrukcjach może być zmieniania razem z profilem, pozostałej części powierzchni płytek 38.
Opisane powyżej żłobki 40 płytek 38 łopatek 16 stopnia pierwszego sprężarki 14 można zastosować w kanale przepływowym 20 pomiędzy łopatkami 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 z fig. 6 i 7. Podobnie jak ł opatki 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, ł opatki 16b wirnika kolejnych jej stopni wystają promieniowo z bębna podpierającego 18b wirnika w postaci pierścieniowego wirnika typu bębnowego. Tory kanału przepływowego 20 kolejnych stopni sprężarki 14 utworzono obwodowo pomiędzy sąsiednimi łopatkami 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i promieniowo pomiędzy ścianą wewnętrzną kanału przepływowego 20, czyli płytkami 38b łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i promieniowo pomiędzy ścianą zewnętrzną kanału przepływowego 20, czyli obudową 36b sprężarki 14. Podczas, gdy płytki 38 łopatek 16 wirnika stopnia pierwszego sprężarki 14, pokazane na fig. 1, są oddzielnymi elementami zamontowanymi pomiędzy sąsiadującymi łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, to płytki 38b łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14, pokazane na fig. 6 i 7, są integralnie zespolone ze stopkami 34 łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i przyłączone do siebie w pobliżu środka każdego toru kanału przepływowego 20.
Żłobki 40 mogą być wykonane w płytkach 38b łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 w ten sam sposób, jak w p ł ytkach 38 ł opatek 16 wirnika stopnia pierwszego sprężarki 14. W jednej z odmian wykonania wynalazku pokazanym na fig. 6 nie wystę puje koł pak 42, a żłobki 40 rozpoczynają się w płytkach 38b tuż za krawędziami natarcia 28, wobec osiowego ograniczenia przestrzeni przez łopatki 16c kierownicy.
Ponieważ łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 ukształtowano w aerodynamicznie podobny sposób jak łopatki 16 wirnika stopnia pierwszego sprężarki 14, to w płytkach 38b łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 mogą być ukształtowane podobnie zwymiarowane żłobki 40. Podobnie każdy żłobek 40 rozciąga się obwodowe pomiędzy krawędziami natarcia 28 sąsiednich łopatek 16b i osiowo na swojej długości kończy się przed krawędziami spływu 30.
W tym korzystnym przykł adzie wykonania przedmiotu wynalazku, żłobki 40 są osiowo w kierunku przepływu zbieżne pomiędzy krawędzią natarcia 20 a krawędzią spływu 30.
Profil żłobków 40 dostosowano do różnych obciążeń aerodynamicznych występujących po stronie ssącej 24 i tłoczącej 26 łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14. Korzystnie, każdy żłobek 40 łączy się ze stroną ssącą 24 łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i jest rozbieżny od strony tłoczącej 26 sąsiedniej łopatki 16b współtworząc między nimi tor kanału przepływowego 20.
Jak pokazano na fig. 7, każdy żłobek 40 jest na obwodzie początkowo wklęsły promieniowo do wewnątrz, pomiędzy krawędziami natarcia 28 sąsiednich łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14. Każdy żłobek 40 jest zbieżny pomiędzy krawędzi natarcia 28 a krawędzią spływu 30 i nadąża za wypukłym zarysem strony ssącej 24 łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14, lecz odchyla się od strony tłoczącej 26 sąsiedniej łopatki 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14.
Jak pokazano na fig. 7, wklęsły żłobek 40 łączy się z promieniowo wypukłym obszarem 38a płytki 38b, w której utworzono wklęsły żłobek 40. Obszary 38a płytek 38b łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 są w tradycyjny sposób promieniowo na zewnętrz wypukłe. Wklęsłe żłobki 40 zmieniają kierunek profilu zewnętrznej powierzchni płytki 38b tworząc obszar lokalnie zwiększonego przepływu.
Sierpowy osiowy profil żłobków 40 odpowiada dominującemu kierunkowi torów kanału przepływowego 20 powietrza 22 pomiędzy sąsiadującymi łopatkami 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i lokalnie zwię ksza obszar przepł ywu torów kanał u przepł ywowego 20 rozpoczynają cych się w pobliż u krawędzi natarcia 28 łopatek 16b i kończących się w pobliżu krawędzi spływu 30 łopatek 16b. Żłobki 40 podążają za osiowym profilem stron ssących 24 łopatek 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14 i odchylają się od stron tł oczą cych 26 za krawę dziami natarcia 28. Wklę s ł y żłobek 40 daje wiele zalet opisanych powyżej w pracy w warunkach poddźwiękowych lub naddźwiękowych.
Na fig. 6 i 7 pokazano inną odmianę wykonania wynalazku, w którym kanały przepływowe 20 sprężarki 14 utworzono pomiędzy sąsiadującymi płatami aerodynamicznymi łopatek 16c kierownicy, które rozciągają się promieniowo pomiędzy pierścieniową ścianą zewnętrzną kanału przepływowego 20, czyli obudowa 36b a ścianą wewnętrzną kanału przepływowego 20 w tym rejonie, czyli opaską wewnętrzną 38c. Poszczególne łopatki 16c kierownicy zamocowano odpowiednio w ścianach zewnętrznych i wewnętrznych wykonanych z łukowych segmentów, wspólnie tworzących pierścienie. W niektórych konstrukcjach wewnętrzne końcówki łopatek 16c kierownicy będą płaskie bez dołączonej opaski wewnętrznej 38c.
PL 200 265 B1
Wielkość żłobków 40 w opasce zewnętrznej 36c i opasce wewnętrznej 38c kierownicy można dostosować do wymagań, podobnie jak żłobki 40 w płytkach 38, 38b opisanych powyżej, celem dalszej poprawy charakterystyki pracy łopatek 16c kierownicy. Tak jak w poprzednich przykładach, dla lokalnego zwiększenia obszaru przepływu żłobki 40 można wykonać w opaskach wewnętrznej 38c i zewnętrznej 36c kierownicy, w analogiczny sposób poprawiając charakterystykę aerodynamiczną i sprawność.
We wszystkich trzech opisanych powyżej przypadkach kanał przepływowy 20 sprężarki 14 jest obwodowo utworzony pomiędzy łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, łopatkami 16b kolejnych stopni sprężarki 14 i łopatkami 16c kierownicy. Kanał przepływowy 20 jest również promieniowo utworzony pomiędzy jego ścianą zewnętrzną w postaci obudowy 36, 36b lub opaski zewnętrznej 36c kierownicy a ścianą wewnętrzną kanału przepływowego 20 w postaci płytek 38, 38b lub opaski wewnętrznej 38c kierownicy. We wszystkich przykładach wykonania wynalazku żłobki 40 wykonano w ścianach końcowych kanału przepływowego 20 połączonych z sąsiadującymi łopatkami 16, 16b, 16c, które dostosowano do dyfuzji powietrza.
Żłobki 40 mogą mieć podobnie wklęsły kształt oraz odpowiednią szerokość i profil obwodowy pomiędzy łopatkami 16 stopnia pierwszego sprężarki 14, 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14, 16c kierownicy, a także odpowiednie profile osiowe pomiędzy krawędziami natarcia 28 a krawędziami spływu 30 łopatek 16 wirnika stopnia pierwszego sprężarki 14, 16b wirnika kolejnych stopni sprężarki 14, 16c kierownicy. Zoptymalizowanie profilu żłobków 40 dla każdego z zastosowań ujawnionych powyżej może być przeprowadzone metodą analizy. Żłobki 40 w ścianach końcowych kanału przepływowego 20 zwiększają obszar przepływu, natomiast układ i rozmiar ścian końcowych pozostają bez zmian.
Dla danej geometrii stopnia pierwszego sprężarki 14 stanowiącego wentylator, kolejnych jej stopni lub kierownicy sprężarki 14 zastosowanie żłobków 40 daje dodatkowe korzyści w charakterystyce pracy sprężarki 14, bez wprowadzania innych zmian geometrii poszczególnych jej stopni.

Claims (11)

  1. Zastrzeżenia patentowe
    1. Sprężarka, zawierająca obudowę i umieszczony w niej wirnik z łopatkami oraz mająca kanał przepływowy do dyfuzji powietrza, który jest utworzony przez liczne łopatki umieszczone obwodowo z odstępem względem siebie, każda łopatka posiada usytuowane osiowo względem siebie krawędzie natarcia i spływu, i usytuowane promieniowo względem siebie stopkę i końcówkę, oraz jest utworzony obwodowo pomiędzy sąsiadującymi łopatkami a promieniowo przez ściany, zewnętrzną sprzężoną z łopatkami na ich końcówkach oraz wewnętrzną sprzężoną z łopatkami przy ich stopkach, przy czym co najmniej jedna ze ścian, zewnętrznej i wewnętrznej, ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek rozciągający się pomiędzy sąsiadującymi krawędziami natarcia, znamienna tym, że co najmniej jeden żłobek (40) ma początek usytuowany w kierunku osiowym przed krawędziami natarcia (28) łopatki.
  2. 2. Sprężarka według zastrz. 1, znamienna tym, że łopatki obejmują część kanału przepływowego (20) z promieniowo ścianą zewnętrzną (36) otaczającą łopatki na ich końcówkach (32) i z promieniowo ścianę wewnętrzną (38) łączącą łopatki przy ich stopkach (34).
  3. 3. Sprężarka według zastrz. 2, znamienna tym, że co najmniej jeden żłobek (40) ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu (30) łopatek.
  4. 4. Sprężarka według zastrz. 3, znamienna tym, że co najmniej jeden żłobek (40) rozciąga się na szerokość obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia (28) łopatek i rozciąga się na długość osiowo w kierunku do tyłu krawędzi natarcia (28).
  5. 5. Sprężarka według zastrz. 3, znamienna tym, że co najmniej jeden żłobek (40) ma zmniejszającą się szerokość od krawędzi natarcia (28) w kierunku krawędzi spływu (30).
  6. 6. Sprężarka według zastrz. 1, znamienna tym, że łopatki stanowią łopatki (16) wirnika stopnia pierwszego sprężarki (14) rozciągające się promieniowo na zewnątrz od tarczy podpierającej (18) wirnika, a ścianę zewnętrzną (36) stanowi pierścieniowa obudowa stopnia pierwszego sprężarki (14) oddalona promieniowo od końcówek (32) łopatek (16) i obwodowo otaczająca łopatki (16) na ich końcówkach (32), zaś ścianę wewnętrzną (38) stanowią liczne płytki oddalone promieniowo od tarczy podpierającej (18) wirnika i obwodowo łączące łopatki (16) przy ich stopkach (34), przy czym każda z płytek ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek (40) rozciągający się pomiędzy sąsiadującymi krawędziami natarcia (28).
    PL 200 265 B1
  7. 7. Sprężarka według zastrz. 6, znamienna tym, ż e co najmniej jeden żłobek (40) ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu (30) łopatek (16) i rozciąga się na szerokość obwodowo pomiędzy sąsiadującymi łopatkami (16).
  8. 8. Sprężarka według zastrz. 1, znamienna tym, że łopatki stanowią łopatki (16b) wirnika kolejnych stopni sprężarki (14) rozciągające się promieniowo na zewnątrz od bębna podpierającego (18b) wirnika, a ścianę zewnętrzną (36) stanowi obudowa (36b) kolejnych stopni sprężarki (14) oddalona promieniowo od końcówek (32) łopatek (16b) i obwodowo otaczająca łopatki (16b) na ich końcówkach (32), zaś ścianę wewnętrzną (38) stanowią liczne płytki (38b) oddalone promieniowo na zewnątrz od bębna podpierającego (18b) wirnika i obwodowo łączące łopatki (16b) przy ich stopkach (34), przy czym każda z płytek (38b) ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek (40) w sąsiedztwie krawędzi natarcia (28).
  9. 9. Sprężarka według zastrz. 8, znamienna tym, że żłobek (40) rozciąga się na swojej szerokości obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia (28), ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu (30) i jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia (28) do krawędzi spływu (30).
  10. 10. Sprężarka według zastrz. 1, znamienna tym, że łopatki stanowią łopatki (16c) kierownicy kolejnych stopni sprężarki (14), a ścianę zewnętrzną (36) stanowi pierścieniowa opaska zewnętrzna (36c) przymocowana do końcówki zewnętrznej łopatki (16c) kierownicy, przy czym opaska zewnętrzna (36c) ma, lokalnie zwiększający obszar przepływu, co najmniej jeden żłobek (40) w sąsiedztwie krawędzi natarcia (28).
  11. 11. Sprężarka według zastrz. 10, znamienna tym, że żłobek (40) rozciąga się na swojej szerokości obwodowo pomiędzy krawędziami natarcia (28), ma zakończenie usytuowane w kierunku osiowym przed krawędziami spływu (30) i jest zbieżny na swojej długości od krawędzi natarcia (28) do krawędzi spływu (30).
PL345839A 2000-02-18 2001-02-14 Sprężarka PL200265B1 (pl)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/507,408 US6561761B1 (en) 2000-02-18 2000-02-18 Fluted compressor flowpath

Publications (2)

Publication Number Publication Date
PL345839A1 PL345839A1 (en) 2001-08-27
PL200265B1 true PL200265B1 (pl) 2008-12-31

Family

ID=24018530

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PL345839A PL200265B1 (pl) 2000-02-18 2001-02-14 Sprężarka

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6561761B1 (pl)
EP (1) EP1126132A3 (pl)
JP (1) JP4974096B2 (pl)
BR (1) BR0100603B1 (pl)
CA (1) CA2333843C (pl)
PL (1) PL200265B1 (pl)
RU (1) RU2232922C2 (pl)

Families Citing this family (126)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001271602A (ja) * 2000-03-27 2001-10-05 Honda Motor Co Ltd ガスタービンエンジン
US6524070B1 (en) * 2000-08-21 2003-02-25 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6669445B2 (en) * 2002-03-07 2003-12-30 United Technologies Corporation Endwall shape for use in turbomachinery
US7441410B2 (en) 2003-10-31 2008-10-28 Hitachi, Ltd. Gas turbine and manufacturing process of gas turbine
JP2005155613A (ja) * 2003-10-31 2005-06-16 Hitachi Ltd ガスタービン及びガスタービンの製造方法
JP4913326B2 (ja) * 2004-01-05 2012-04-11 株式会社Ihi シール構造及びタービンノズル
CA2569026C (en) * 2004-09-24 2009-10-20 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine
US7217096B2 (en) * 2004-12-13 2007-05-15 General Electric Company Fillet energized turbine stage
US7134842B2 (en) * 2004-12-24 2006-11-14 General Electric Company Scalloped surface turbine stage
US7249933B2 (en) * 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
WO2006080055A1 (ja) 2005-01-26 2006-08-03 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. ターボファンエンジン
US7374403B2 (en) 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
US7476086B2 (en) * 2005-04-07 2009-01-13 General Electric Company Tip cambered swept blade
US7220100B2 (en) * 2005-04-14 2007-05-22 General Electric Company Crescentic ramp turbine stage
US7484935B2 (en) * 2005-06-02 2009-02-03 Honeywell International Inc. Turbine rotor hub contour
US20070031260A1 (en) * 2005-08-03 2007-02-08 Dube Bryan P Turbine airfoil platform platypus for low buttress stress
GB0518628D0 (en) * 2005-09-13 2005-10-19 Rolls Royce Plc Axial compressor blading
US7465155B2 (en) * 2006-02-27 2008-12-16 Honeywell International Inc. Non-axisymmetric end wall contouring for a turbomachine blade row
JP4616781B2 (ja) * 2006-03-16 2011-01-19 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール
US7874794B2 (en) * 2006-03-21 2011-01-25 General Electric Company Blade row for a rotary machine and method of fabricating same
US8500399B2 (en) * 2006-04-25 2013-08-06 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for enhancing compressor performance
US8366399B2 (en) * 2006-05-02 2013-02-05 United Technologies Corporation Blade or vane with a laterally enlarged base
US8511978B2 (en) * 2006-05-02 2013-08-20 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall depression and components of the array
US7887297B2 (en) * 2006-05-02 2011-02-15 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall protrusion and components of the array
US7721526B2 (en) 2006-06-28 2010-05-25 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbofan engine
JP4911344B2 (ja) 2006-07-04 2012-04-04 株式会社Ihi ターボファンエンジン
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
US7624787B2 (en) * 2006-12-06 2009-12-01 General Electric Company Disposable insert, and use thereof in a method for manufacturing an airfoil
US7938168B2 (en) * 2006-12-06 2011-05-10 General Electric Company Ceramic cores, methods of manufacture thereof and articles manufactured from the same
US20080135721A1 (en) * 2006-12-06 2008-06-12 General Electric Company Casting compositions for manufacturing metal casting and methods of manufacturing thereof
US8413709B2 (en) 2006-12-06 2013-04-09 General Electric Company Composite core die, methods of manufacture thereof and articles manufactured therefrom
US8884182B2 (en) 2006-12-11 2014-11-11 General Electric Company Method of modifying the end wall contour in a turbine using laser consolidation and the turbines derived therefrom
US7487819B2 (en) * 2006-12-11 2009-02-10 General Electric Company Disposable thin wall core die, methods of manufacture thereof and articles manufactured therefrom
GB0704426D0 (en) * 2007-03-08 2007-04-18 Rolls Royce Plc Aerofoil members for a turbomachine
JP5283855B2 (ja) * 2007-03-29 2013-09-04 株式会社Ihi ターボ機械の壁、及びターボ機械
DE102007020025A1 (de) * 2007-04-27 2008-10-30 Honda Motor Co., Ltd. Form eines Gaskanals in einer Axialströmungs-Gasturbinenmaschine
US8313291B2 (en) * 2007-12-19 2012-11-20 Nuovo Pignone, S.P.A. Turbine inlet guide vane with scalloped platform and related method
FR2926856B1 (fr) * 2008-01-30 2013-03-29 Snecma Compresseur de turboreacteur
FR2928174B1 (fr) * 2008-02-28 2011-05-06 Snecma Aube avec plateforme non axisymetrique : creux et bosse sur extrados.
FR2928173B1 (fr) * 2008-02-28 2015-06-26 Snecma Aube avec plateforme 3d comportant un bulbe interaubes.
FR2928172B1 (fr) * 2008-02-28 2015-07-17 Snecma Aube avec plateforme non axisymetrique lineaire.
DE102008021053A1 (de) * 2008-04-26 2009-10-29 Mtu Aero Engines Gmbh Nachgeformter Strömungspfad einer Axialströmungsmaschine zur Verringerung von Sekundärströmung
DE102008031789A1 (de) * 2008-07-04 2010-01-07 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung von Sekundärströmungen bei einer Turbomaschine
DE102008060424A1 (de) * 2008-12-04 2010-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere
US8647067B2 (en) * 2008-12-09 2014-02-11 General Electric Company Banked platform turbine blade
US8459956B2 (en) * 2008-12-24 2013-06-11 General Electric Company Curved platform turbine blade
US8231353B2 (en) * 2008-12-31 2012-07-31 General Electric Company Methods and apparatus relating to improved turbine blade platform contours
US8105037B2 (en) * 2009-04-06 2012-01-31 United Technologies Corporation Endwall with leading-edge hump
JP5398405B2 (ja) * 2009-07-30 2014-01-29 三菱重工業株式会社 流路構造及びガスタービン排気ディフューザ
US8439643B2 (en) * 2009-08-20 2013-05-14 General Electric Company Biformal platform turbine blade
US8403645B2 (en) 2009-09-16 2013-03-26 United Technologies Corporation Turbofan flow path trenches
FR2950942B1 (fr) * 2009-10-02 2013-08-02 Snecma Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
DE102009052142B3 (de) * 2009-11-06 2011-07-14 MTU Aero Engines GmbH, 80995 Axialverdichter
US20110158808A1 (en) * 2009-12-29 2011-06-30 Hamilton Sundstrand Corporation Method for propeller blade root flow control by airflow through spinner
FR2960604B1 (fr) * 2010-05-26 2013-09-20 Snecma Ensemble a aubes de compresseur de turbomachine
US8727716B2 (en) * 2010-08-31 2014-05-20 General Electric Company Turbine nozzle with contoured band
US9732674B2 (en) 2010-12-24 2017-08-15 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Flow path structure and gas turbine exhaust diffuser
DE102011006275A1 (de) * 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
DE102011006273A1 (de) 2011-03-28 2012-10-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine
CH704825A1 (de) * 2011-03-31 2012-10-15 Alstom Technology Ltd Turbomaschinenrotor.
US8926267B2 (en) 2011-04-12 2015-01-06 Siemens Energy, Inc. Ambient air cooling arrangement having a pre-swirler for gas turbine engine blade cooling
DE102011007767A1 (de) 2011-04-20 2012-10-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine
US8777576B2 (en) * 2011-08-22 2014-07-15 General Electric Company Metallic fan blade platform
US9255480B2 (en) 2011-10-28 2016-02-09 General Electric Company Turbine of a turbomachine
US8967959B2 (en) 2011-10-28 2015-03-03 General Electric Company Turbine of a turbomachine
US8992179B2 (en) 2011-10-28 2015-03-31 General Electric Company Turbine of a turbomachine
US9051843B2 (en) 2011-10-28 2015-06-09 General Electric Company Turbomachine blade including a squeeler pocket
US8807930B2 (en) * 2011-11-01 2014-08-19 United Technologies Corporation Non axis-symmetric stator vane endwall contour
ES2581753T3 (es) * 2012-03-15 2016-09-07 Mtu Aero Engines Gmbh Segmento de corona de álabes con superficie de delimitación de espacio anular con un perfil de altura ondulado así como procedimiento para fabricar el mismo
WO2013163150A1 (en) 2012-04-23 2013-10-31 General Electric Company Turbine airfoil with local wall thickness control
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
FR2993927B1 (fr) * 2012-07-27 2014-08-22 Snecma Piece de modification du profil d'une veine aerodynamique
US10344601B2 (en) 2012-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
US9212558B2 (en) * 2012-09-28 2015-12-15 United Technologies Corporation Endwall contouring
US20140154068A1 (en) * 2012-09-28 2014-06-05 United Technologies Corporation Endwall Controuring
US9598967B2 (en) * 2012-12-18 2017-03-21 United Technologies Corporation Airfoil member and composite platform having contoured endwall
ES2535096T3 (es) * 2012-12-19 2015-05-05 MTU Aero Engines AG Rejilla de álabe y turbomáquina
WO2014105103A1 (en) 2012-12-28 2014-07-03 United Technologies Corporation Platform with curved edges
US9297257B2 (en) 2013-01-31 2016-03-29 General Electric Company Spinner assembly with removable fan blade leading edge fairings
EP2959108B1 (en) 2013-02-21 2021-04-21 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine having a mistuned stage
EP2971521B1 (en) 2013-03-11 2022-06-22 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flow path geometry
US9879540B2 (en) 2013-03-12 2018-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor stator with contoured endwall
US10196897B2 (en) 2013-03-15 2019-02-05 United Technologies Corporation Fan exit guide vane platform contouring
US10641114B2 (en) 2013-06-10 2020-05-05 United Technologies Corporation Turbine vane with non-uniform wall thickness
ES2755052T3 (es) * 2013-08-06 2020-04-21 MTU Aero Engines AG Rejilla de álabes y la turbomáquina correspondiente
EP3033497B1 (en) * 2013-08-12 2020-02-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine and corresponding method of assembling
WO2015041758A1 (en) * 2013-09-17 2015-03-26 United Technologies Corporation Fan root endwall contouring
FR3011888B1 (fr) * 2013-10-11 2018-04-20 Snecma Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
US9388704B2 (en) * 2013-11-13 2016-07-12 Siemens Energy, Inc. Vane array with one or more non-integral platforms
US9598981B2 (en) 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
US9540956B2 (en) 2013-11-22 2017-01-10 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system with modular struts and collars
US9644497B2 (en) 2013-11-22 2017-05-09 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system with splined profile tail cone
US9512740B2 (en) * 2013-11-22 2016-12-06 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system with area ruled exhaust path
FR3015552B1 (fr) 2013-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
JP2017528632A (ja) 2014-06-18 2017-09-28 シーメンス エナジー インコーポレイテッド ガスタービンエンジン用のエンドウォール構成
JP2016040463A (ja) * 2014-08-13 2016-03-24 株式会社Ihi 軸流式ターボ機械
DE102014225689A1 (de) * 2014-12-12 2016-07-14 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine mit Ringraumerweiterung und Schaufel
FR3032495B1 (fr) * 2015-02-09 2017-01-13 Snecma Ensemble de redressement a performances aerodynamiques optimisees
FR3032480B1 (fr) * 2015-02-09 2018-07-27 Safran Aircraft Engines Ensemble de redressement d'air a performances aerodynamiques ameliorees
US9470093B2 (en) 2015-03-18 2016-10-18 United Technologies Corporation Turbofan arrangement with blade channel variations
PL412269A1 (pl) 2015-05-11 2016-11-21 General Electric Company Zanurzony wlot kanału przepływu między łopatką wirnika i łopatką kierowniczą dla turbiny gazowej z otwartym wentylatorem
GB2545711B (en) * 2015-12-23 2018-06-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vane splitter
US10240462B2 (en) 2016-01-29 2019-03-26 General Electric Company End wall contour for an axial flow turbine stage
US20170314509A1 (en) * 2016-04-27 2017-11-02 General Electric Company Turbofan assembly and method of assembling
US10458426B2 (en) 2016-09-15 2019-10-29 General Electric Company Aircraft fan with low part-span solidity
US10590781B2 (en) * 2016-12-21 2020-03-17 General Electric Company Turbine engine assembly with a component having a leading edge trough
DE102016226157A1 (de) * 2016-12-23 2018-06-28 Ziehl-Abegg Se Ventilatormodul sowie Anordnung eines oder mehrerer solcher Ventilatormodule in einem Strömungskanal
ES2819128T3 (es) 2017-03-03 2021-04-15 MTU Aero Engines AG Contorneo de una plataforma de una rejilla de paletas
US20180306041A1 (en) * 2017-04-25 2018-10-25 General Electric Company Multiple turbine vane frame
EP3428391B1 (de) * 2017-07-14 2019-09-11 MTU Aero Engines GmbH Turbomaschinen-schaufelgitter
JP6953322B2 (ja) * 2018-02-01 2021-10-27 本田技研工業株式会社 ファンブレードの形状決定方法
FR3079008B1 (fr) * 2018-03-19 2020-02-28 Safran Aircraft Engines Disque aubage monobloc souple en partie basse des aubes
US10890072B2 (en) * 2018-04-05 2021-01-12 Raytheon Technologies Corporation Endwall contour
FR3082229B1 (fr) * 2018-06-08 2020-07-03 Safran Aircraft Engines Turbomachine avec une aube partielle de compression
CN111435399B (zh) * 2018-12-25 2023-05-23 中国航发商用航空发动机有限责任公司 风扇组件的造型方法
US20200232330A1 (en) * 2019-01-18 2020-07-23 United Technologies Corporation Fan blades with recessed surfaces
JP7130575B2 (ja) 2019-02-28 2022-09-05 三菱重工業株式会社 軸流タービン
FR3098244B1 (fr) * 2019-07-04 2021-09-10 Safran Aircraft Engines Aubage de turbomachine
BE1027709B1 (fr) * 2019-10-25 2021-05-27 Safran Aero Boosters Sa Etage de compresseur de turbomachine
US11440673B2 (en) 2019-11-19 2022-09-13 Ge Aviation Systems Llc Aircraft propulsion system with voltage regulator
US20220082023A1 (en) * 2020-09-15 2022-03-17 General Electric Company Turbine blade with non-axisymmetric forward feature
CN113606187B (zh) * 2021-09-13 2023-05-16 安徽环茨智能科技有限公司 高速离心风机三元叶轮的纹路型叶片
DE102022117268A1 (de) * 2022-07-12 2024-01-18 MTU Aero Engines AG Laufschaufel und Laufschaufelanordnung für eine Strömungsmaschine
US12345177B2 (en) 2023-02-20 2025-07-01 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12352284B2 (en) 2023-02-20 2025-07-08 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12331661B2 (en) 2023-02-20 2025-06-17 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CH229266A (de) * 1942-03-26 1943-10-15 Sulzer Ag Turbomaschine, deren Schaufelblattflächen am Schaufelfuss mit einer Abrundung in die Grundfläche übergehen.
US3316714A (en) * 1963-06-20 1967-05-02 Rolls Royce Gas turbine engine combustion equipment
US3481531A (en) * 1968-03-07 1969-12-02 United Aircraft Canada Impeller boundary layer control device
FR1602965A (pl) * 1968-08-16 1971-03-01
US4096614A (en) * 1975-09-02 1978-06-27 General Electric Company Method and apparatus for removing stator vanes
US4194869A (en) * 1978-06-29 1980-03-25 United Technologies Corporation Stator vane cluster
US4804311A (en) * 1981-12-14 1989-02-14 United Technologies Corporation Transverse directional solidification of metal single crystal articles
US4900221A (en) * 1988-12-16 1990-02-13 General Electric Company Jet engine fan and compressor bearing support
US5167489A (en) 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
JPH06257597A (ja) * 1993-03-02 1994-09-13 Jisedai Koukuuki Kiban Gijutsu Kenkyusho:Kk 軸流圧縮機の翼列構造
US5275531A (en) 1993-04-30 1994-01-04 Teleflex, Incorporated Area ruled fan blade ends for turbofan jet engine
US5397215A (en) 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
JPH07247996A (ja) * 1994-03-11 1995-09-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 圧縮機の通路形状
US5588804A (en) * 1994-11-18 1996-12-31 Itt Automotive Electrical Systems, Inc. High-lift airfoil with bulbous leading edge
US5642985A (en) * 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
GB9607316D0 (en) 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
US5735673A (en) 1996-12-04 1998-04-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade pair
DE19650656C1 (de) * 1996-12-06 1998-06-10 Mtu Muenchen Gmbh Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe
JP4241937B2 (ja) 1997-04-01 2009-03-18 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 蒸気タービンおよび蒸気タービン用翼
US5820338A (en) * 1997-04-24 1998-10-13 United Technologies Corporation Fan blade interplatform seal
US5947688A (en) * 1997-12-22 1999-09-07 General Electric Company Frequency tuned hybrid blade
EP0943784A1 (de) * 1998-03-19 1999-09-22 Asea Brown Boveri AG Konturierter Kanal einer axialen Strömungsmaschine
JP2000274202A (ja) * 1999-03-23 2000-10-03 Toshiba Corp 流体機械

Also Published As

Publication number Publication date
US6561761B1 (en) 2003-05-13
BR0100603A (pt) 2001-10-09
EP1126132A2 (en) 2001-08-22
RU2232922C2 (ru) 2004-07-20
EP1126132A3 (en) 2003-05-02
PL345839A1 (en) 2001-08-27
BR0100603B1 (pt) 2010-02-09
JP2001271792A (ja) 2001-10-05
CA2333843C (en) 2009-09-15
JP4974096B2 (ja) 2012-07-11
CA2333843A1 (en) 2001-08-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
PL200265B1 (pl) Sprężarka
JP5235253B2 (ja) 凸形圧縮機ケーシング
CA2496543C (en) Recirculation structure for a turbocompressor
EP2199543B1 (en) Rotor blade for a gas turbine engine and method of designing an airfoil
RU2586426C2 (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
US7513102B2 (en) Integrated counterrotating turbofan
EP1731716B1 (en) Forward tilted turbine nozzle
EP2518326A2 (en) Centrifugal compressor assembly with stator vane row
CA2701312C (en) Centrifugal compressor vane diffuser wall contouring
US8684698B2 (en) Compressor airfoil with tip dihedral
JP2001132696A (ja) 狭ウェスト部を有する静翼
CA1093318A (en) Turbine engine with induced pre-swirl at compressor inlet
JP2007536459A (ja) 遷音速ガスタービンの衝撃波誘起境界層の抽気
CA3035039A1 (en) Diffuser pipe with non-axisymmetric end wall
CN117716135A (zh) 离心式加速稳定器
RU2173796C1 (ru) Компрессор газотурбинного двигателя