RU2012116096A - Ротор компрессора турбомашины с оптимизированной внутренней торцевой стенкой - Google Patents

Ротор компрессора турбомашины с оптимизированной внутренней торцевой стенкой Download PDF

Info

Publication number
RU2012116096A
RU2012116096A RU2012116096/06A RU2012116096A RU2012116096A RU 2012116096 A RU2012116096 A RU 2012116096A RU 2012116096/06 A RU2012116096/06 A RU 2012116096/06A RU 2012116096 A RU2012116096 A RU 2012116096A RU 2012116096 A RU2012116096 A RU 2012116096A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wall
blade
rotor
blades
section
Prior art date
Application number
RU2012116096/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2556151C2 (ru
Inventor
Эрик Жак БОСТОН
Александр Франк Арно ШАРТУАР
Василики ИЛИОПУЛУ
Ингрид ЛЕПО
Тьерри Жан-Жак ОБРЕХТ
Original Assignee
Снекма
Сэнаэро
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 Снекма, Сэнаэро filed Critical Снекма
Publication of RU2012116096A publication Critical patent/RU2012116096A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2556151C2 publication Critical patent/RU2556151C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • 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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave
    • 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

Abstract

1. Ротор компрессора турбомашины, включающий в себя диск ротора, несущий лопатки (14, 16), каждая из которых имеет внешнюю поверхность (18) и внутреннюю поверхность (20), при этом диск на его радиально внешнем конце оснащен стенкой (10), образующей внутренний конец кольцевого проточного канала основного потока газа в турбомашине, причем стенка (10) выполнена из нескольких угловых секторов (12), каждый из которых ограничен между внешней поверхностью (18) первой лопатки (14) и внутренней поверхностью (20) второй лопатки (16), следующей непосредственно за первой лопаткой (14) в окружном направлении (17), при этом каждый из секторов (12) включает в себя выпученный участок (22), который является выпуклым в осевом направлении (25) и в окружном направлении (17) и имеет вершину (26), находящуюся радиально снаружи по отношению к воображаемой поверхности (42) вращения вокруг оси диска ротора и проходящую через четыре точки, определяемые пересечением стенки (10), соответственно, с передней кромкой (44, 46) каждой из первой и второй лопаток (14, 16) и задней кромкой (48, 50) каждой из лопаток (14, 16), причем вершина (26) отстоит в окружном направлении от внешней поверхности (18) первой лопатки (14) на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между внешней и внутренней поверхностями (18) и (20) лопаток (14, 16), измеренное на уровне вершины (26), при этом стенка (10) также включает в себя выше по потоку от выпученного участка (22) впадинный участок (24), вогнутый в осевом направлении (25), ротор, отличающийся тем, что впадинный участок (24) также является вогнутым в окружном направлении (17) и имеет основание (28), которое является приближенно точечным.2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что основание (28)

Claims (6)

1. Ротор компрессора турбомашины, включающий в себя диск ротора, несущий лопатки (14, 16), каждая из которых имеет внешнюю поверхность (18) и внутреннюю поверхность (20), при этом диск на его радиально внешнем конце оснащен стенкой (10), образующей внутренний конец кольцевого проточного канала основного потока газа в турбомашине, причем стенка (10) выполнена из нескольких угловых секторов (12), каждый из которых ограничен между внешней поверхностью (18) первой лопатки (14) и внутренней поверхностью (20) второй лопатки (16), следующей непосредственно за первой лопаткой (14) в окружном направлении (17), при этом каждый из секторов (12) включает в себя выпученный участок (22), который является выпуклым в осевом направлении (25) и в окружном направлении (17) и имеет вершину (26), находящуюся радиально снаружи по отношению к воображаемой поверхности (42) вращения вокруг оси диска ротора и проходящую через четыре точки, определяемые пересечением стенки (10), соответственно, с передней кромкой (44, 46) каждой из первой и второй лопаток (14, 16) и задней кромкой (48, 50) каждой из лопаток (14, 16), причем вершина (26) отстоит в окружном направлении от внешней поверхности (18) первой лопатки (14) на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между внешней и внутренней поверхностями (18) и (20) лопаток (14, 16), измеренное на уровне вершины (26), при этом стенка (10) также включает в себя выше по потоку от выпученного участка (22) впадинный участок (24), вогнутый в осевом направлении (25), ротор, отличающийся тем, что впадинный участок (24) также является вогнутым в окружном направлении (17) и имеет основание (28), которое является приближенно точечным.
2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что основание (28) впадинного участка (24) каждого сектора (12) стенки (10) отстоит в окружном направлении от внешней поверхности (18) первой лопатки (14) на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между внешней и внутренней поверхностями (18) и (20) лопаток (14, 16), измеренное на уровне основания (28).
3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что для каждого из секторов (12) стенки (10) основание (28) впадинного участка (24) находится радиально изнутри по отношению к воображаемой поверхности (42).
4. Ротор по п.3, отличающийся тем, что стенка (10) имеет такую форму, что для каждого из секторов (12) этой стенки выпученный участок (22) и впадинный участок (24) сектора имеют, в общем, по меньшей мере, одну точку (66) сопряжения, находящуюся на воображаемой поверхности (42).
5. Компрессор турбомашины, отличающийся тем, что он содержит ротор по любому из предыдущих пунктов.
6. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит компрессор по п.5.
RU2012116096/06A 2009-10-02 2010-10-01 Ротор компрессора турбомашины, компрессор турбомашины и турбомашина RU2556151C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0956891A FR2950942B1 (fr) 2009-10-02 2009-10-02 Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
FR0956891 2009-10-02
PCT/EP2010/064652 WO2011039352A2 (fr) 2009-10-02 2010-10-01 Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012116096A true RU2012116096A (ru) 2013-11-10
RU2556151C2 RU2556151C2 (ru) 2015-07-10

Family

ID=42136085

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012116096/06A RU2556151C2 (ru) 2009-10-02 2010-10-01 Ротор компрессора турбомашины, компрессор турбомашины и турбомашина

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9200638B2 (ru)
EP (1) EP2483565B1 (ru)
JP (1) JP5777627B2 (ru)
CN (1) CN102549271B (ru)
BR (1) BR112012007354B1 (ru)
CA (1) CA2776207C (ru)
FR (1) FR2950942B1 (ru)
RU (1) RU2556151C2 (ru)
WO (1) WO2011039352A2 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2928173B1 (fr) * 2008-02-28 2015-06-26 Snecma Aube avec plateforme 3d comportant un bulbe interaubes.
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
DE102011007767A1 (de) 2011-04-20 2012-10-25 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine
EP2631429B1 (de) * 2012-02-27 2016-05-11 MTU Aero Engines GmbH Beschaufelung
US9194235B2 (en) 2011-11-25 2015-11-24 Mtu Aero Engines Gmbh Blading
EP2597257B1 (de) * 2011-11-25 2016-07-13 MTU Aero Engines GmbH Beschaufelung
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
US10344601B2 (en) 2012-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
US20140154068A1 (en) * 2012-09-28 2014-06-05 United Technologies Corporation Endwall Controuring
EP2806103B1 (de) * 2013-05-24 2019-07-17 MTU Aero Engines AG Schaufelgitter und Strömungsmaschine
FR3011888B1 (fr) * 2013-10-11 2018-04-20 Snecma Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
FR3015552B1 (fr) * 2013-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
JP2016040463A (ja) * 2014-08-13 2016-03-24 株式会社Ihi 軸流式ターボ機械
GB201418948D0 (en) * 2014-10-24 2014-12-10 Rolls Royce Plc Row of aerofoil members
EP3404210A1 (de) * 2017-05-15 2018-11-21 MTU Aero Engines GmbH Schaufelgittersegment für eine strömungsmaschine mit achsen-asymmetrischer plattformoberfläche, zugehörige schaufelgitter, schaufelkanal, plattform, und strömungsmaschine
US10577955B2 (en) 2017-06-29 2020-03-03 General Electric Company Airfoil assembly with a scalloped flow surface
BE1025667B1 (fr) * 2017-10-26 2019-05-27 Safran Aero Boosters S.A. Virole asymetrique pour compresseur de turbomachine
BE1025666B1 (fr) 2017-10-26 2019-05-27 Safran Aero Boosters S.A. Profil non-axisymetrique de carter pour compresseur turbomachine
EP3759318A1 (en) * 2018-03-30 2021-01-06 Siemens Aktiengesellschaft Endwall contouring for a conical endwall
US10968748B2 (en) 2019-04-08 2021-04-06 United Technologies Corporation Non-axisymmetric end wall contouring with aft mid-passage peak
US10876411B2 (en) 2019-04-08 2020-12-29 United Technologies Corporation Non-axisymmetric end wall contouring with forward mid-passage peak
BE1030046B1 (fr) * 2021-12-17 2023-07-17 Safran Aero Boosters Roue mobile a plusieurs rangees d’aubes
BE1030473B1 (fr) * 2022-04-21 2023-11-27 Safran Aero Boosters Rotor a plusieurs rangees d’aubes

Family Cites Families (14)

* 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.
FR1602965A (ru) * 1968-08-16 1971-03-01
JPH04121495U (ja) * 1991-04-15 1992-10-29 株式会社次世代航空機基盤技術研究所 軸流圧縮機の翼列構造
JPH06257597A (ja) * 1993-03-02 1994-09-13 Jisedai Koukuuki Kiban Gijutsu Kenkyusho:Kk 軸流圧縮機の翼列構造
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
US6471474B1 (en) * 2000-10-20 2002-10-29 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
CA2569026C (en) * 2004-09-24 2009-10-20 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine
US7134842B2 (en) * 2004-12-24 2006-11-14 General Electric Company Scalloped surface turbine stage
GB0518628D0 (en) * 2005-09-13 2005-10-19 Rolls Royce Plc Axial compressor blading
US8511978B2 (en) * 2006-05-02 2013-08-20 United Technologies Corporation Airfoil array with an endwall depression and components of the array
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
JP5291355B2 (ja) * 2008-02-12 2013-09-18 三菱重工業株式会社 タービン翼列エンドウォール

Also Published As

Publication number Publication date
BR112012007354B1 (pt) 2021-10-05
EP2483565B1 (fr) 2016-01-06
RU2556151C2 (ru) 2015-07-10
US9200638B2 (en) 2015-12-01
CN102549271A (zh) 2012-07-04
FR2950942B1 (fr) 2013-08-02
JP2013506783A (ja) 2013-02-28
EP2483565A2 (fr) 2012-08-08
BR112012007354A2 (pt) 2020-09-29
WO2011039352A2 (fr) 2011-04-07
JP5777627B2 (ja) 2015-09-09
FR2950942A1 (fr) 2011-04-08
WO2011039352A3 (fr) 2011-09-29
CA2776207C (fr) 2017-05-02
US20120201692A1 (en) 2012-08-09
CA2776207A1 (fr) 2011-04-07
CN102549271B (zh) 2016-02-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012116096A (ru) Ротор компрессора турбомашины с оптимизированной внутренней торцевой стенкой
CA2569026C (en) Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine
US8172525B2 (en) Centrifugal compressor
JP2017115873A (ja) ターボ機械およびそのためのタービンノズル
RU2011105788A (ru) Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры
JP6017033B2 (ja) 半径流入式軸流タービン及びターボチャージャ
JP2015190354A5 (ru)
RU2011108828A (ru) Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора
US8894376B2 (en) Turbomachine blade with tip flare
JP2007270837A (ja) 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械
JP2008169783A (ja) ガスタービンの翼構造
RU2013102076A (ru) Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия
JP2012251549A (ja) 軸流型コンプレッサのケーシングの内周面形状
JP2014181716A (ja) 不均一に分布させられた翼と均一なスロート面積とを備えたノズルリング
EP2853694A3 (en) Steam turbine
JPWO2017168766A1 (ja) 回転機械翼、過給機、および、これらの流れ場の形成方法
JP2011017290A (ja) 翼体および回転機械
US8591185B2 (en) Low pressure exhaust gas diffuser for a steam turbine
JP2015175247A (ja) シュラウド、動翼体、及び回転機械
GB2441270A (en) Impulse turbine with rotor blade for prevention clearance flow loss
RU2624677C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства
US10450869B2 (en) Gas turbine compressor
RU2014139700A (ru) Лопатка турбомашины, содержащая защитную вставку вершины лопатки
EP2642129A3 (en) Variable length compressor rotor pumping vanes
JP5851900B2 (ja) 排気ディフューザおよびタービン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner