RU2013156047A - METHOD FOR SCATTERING THE STAGE OF COMPRESSION OF A GAS TURBINE ENGINE AND THE SCATTERING STAGE FOR APPLICATION - Google Patents

METHOD FOR SCATTERING THE STAGE OF COMPRESSION OF A GAS TURBINE ENGINE AND THE SCATTERING STAGE FOR APPLICATION Download PDF

Info

Publication number
RU2013156047A
RU2013156047A RU2013156047/06A RU2013156047A RU2013156047A RU 2013156047 A RU2013156047 A RU 2013156047A RU 2013156047/06 A RU2013156047/06 A RU 2013156047/06A RU 2013156047 A RU2013156047 A RU 2013156047A RU 2013156047 A RU2013156047 A RU 2013156047A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
disks
blades
scattering
wheel
along
Prior art date
Application number
RU2013156047/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2596691C2 (en
Inventor
Лоран ТАРНОВСКИ
Николя БЮЛО
Жером ПОРОДО
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2013156047A publication Critical patent/RU2013156047A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2596691C2 publication Critical patent/RU2596691C2/en

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00Axial-flow pumps
    • F04D19/002Axial flow fans
    • 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
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/42Casings; Connections of working fluid for radial or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/44Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/441Fluid-guiding means, e.g. diffusers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/444Bladed diffusers
    • 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
    • F05D2250/50Inlet or outlet
    • F05D2250/52Outlet

Landscapes

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

Abstract

1. Способ рассеяния истечения воздуха (F) в ступени сжатия (5) газотурбинного двигателя (1), содержащего совокупность конструктивных элементов рассеяния, образованных колесом (6), образованным двумя дисками (9), между которыми центробежным образом или наклоненным от центра к периферии истекает газообразное вещество; причем лопатки (60) решетки размещают между дисками (9) по всей длине колеса (6) для направления истечения газообразного вещества между передними кромками (6а) данных лопаток (6) со стороны центра и задними кромками (6f) со стороны периферии, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один из дисков (9) снабжают, по меньшей мере, одной совокупностью чередующихся изогнутых частей, вогнутых (91) и выпуклых (92), в направлении истечения (F) вдоль лопаток (6).2. Способ по п.1, согласно которому, по меньшей мере, один из дисков (9) также снабжают, по меньшей мере, одной совокупностью чередующихся изогнутых частей, вогнутых (91) и выпуклых (92), в межлопаточном тангенциальном направлении (6t), по существу перпендикулярном направлению истечения (F) вдоль лопаток (6).3. Ступень рассеяния радиального или комбинированного центробежно-осевого компрессоров газотурбинного двигателя, для осуществления способа по п.1, содержащая колесо (6), образованное двумя дисками (9), между которыми центробежным образом или наклоненным от центра к периферии истекает газообразное вещество; причем лопатки (60) решетки размещены между дисками (9) по всей длине колеса (6) для направления истечения газообразного вещества между передними кромками (6а) данных лопаток (60) со стороны центра и задними кромками (6f) со стороны периферии, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один 1. The method of scattering air flow (F) in the compression stage (5) of a gas turbine engine (1) containing a set of scattering structural elements formed by a wheel (6) formed by two disks (9), between which are centrifugal or inclined from the center to the periphery gaseous substance expires; moreover, the blades (60) of the lattice are placed between the disks (9) along the entire length of the wheel (6) to direct the outflow of gaseous matter between the leading edges (6a) of these blades (6) from the center side and the trailing edges (6f) from the periphery side, characterized in that at least one of the disks (9) is provided with at least one set of alternating curved parts, concave (91) and convex (92), in the direction of flow (F) along the blades (6) .2. The method according to claim 1, whereby at least one of the disks (9) is also provided with at least one set of alternating curved parts, concave (91) and convex (92), in the interscapular tangential direction (6t), essentially perpendicular to the direction of flow (F) along the blades (6). 3. The scattering stage of a radial or combined centrifugal-axial compressor of a gas turbine engine for implementing the method according to claim 1, comprising a wheel (6) formed by two disks (9), between which a gaseous substance flows out centrifugally or inclined from the center to the periphery; moreover, the blades (60) of the lattice are placed between the disks (9) along the entire length of the wheel (6) to direct the outflow of gaseous matter between the leading edges (6a) of these blades (60) from the center side and the trailing edges (6f) from the periphery side, characterized in that at least one

Claims (9)

1. Способ рассеяния истечения воздуха (F) в ступени сжатия (5) газотурбинного двигателя (1), содержащего совокупность конструктивных элементов рассеяния, образованных колесом (6), образованным двумя дисками (9), между которыми центробежным образом или наклоненным от центра к периферии истекает газообразное вещество; причем лопатки (60) решетки размещают между дисками (9) по всей длине колеса (6) для направления истечения газообразного вещества между передними кромками (6а) данных лопаток (6) со стороны центра и задними кромками (6f) со стороны периферии, отличающийся тем, что, по меньшей мере, один из дисков (9) снабжают, по меньшей мере, одной совокупностью чередующихся изогнутых частей, вогнутых (91) и выпуклых (92), в направлении истечения (F) вдоль лопаток (6).1. The method of dispersing the outflow of air (F) in the compression stage (5) of a gas turbine engine (1) containing a set of diffusion structural elements formed by a wheel (6) formed by two disks (9), between which are centrifugal or inclined from the center to the periphery gaseous substance expires; moreover, the blades (60) of the grating are placed between the disks (9) along the entire length of the wheel (6) to direct the outflow of gaseous matter between the leading edges (6a) of these blades (6) from the center side and the trailing edges (6f) from the periphery side, characterized in that at least one of the disks (9) is provided with at least one set of alternating curved parts, concave (91) and convex (92), in the direction of flow (F) along the blades (6). 2. Способ по п.1, согласно которому, по меньшей мере, один из дисков (9) также снабжают, по меньшей мере, одной совокупностью чередующихся изогнутых частей, вогнутых (91) и выпуклых (92), в межлопаточном тангенциальном направлении (6t), по существу перпендикулярном направлению истечения (F) вдоль лопаток (6).2. The method according to claim 1, according to which at least one of the disks (9) is also provided with at least one set of alternating curved parts, concave (91) and convex (92), in the interscapular tangential direction (6t ), essentially perpendicular to the direction of flow (F) along the blades (6). 3. Ступень рассеяния радиального или комбинированного центробежно-осевого компрессоров газотурбинного двигателя, для осуществления способа по п.1, содержащая колесо (6), образованное двумя дисками (9), между которыми центробежным образом или наклоненным от центра к периферии истекает газообразное вещество; причем лопатки (60) решетки размещены между дисками (9) по всей длине колеса (6) для направления истечения газообразного вещества между передними кромками (6а) данных лопаток (60) со стороны центра и задними кромками (6f) со стороны периферии, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, один из дисков (9) содержит внутреннюю сторону (91), содержащую, по меньшей мере, одну зону (Z1, Z2) чередующейся кривизны, с выемкой (91) и выпуклостью (92), между двумя соседними лопатками (60).3. The scattering stage of the radial or combined centrifugal-axial compressors of a gas turbine engine, for implementing the method according to claim 1, comprising a wheel (6) formed by two disks (9) between which a gaseous substance flows out centrifugally or inclined from the center to the periphery; moreover, the blades (60) of the lattice are placed between the disks (9) along the entire length of the wheel (6) to direct the outflow of gaseous matter between the leading edges (6a) of these blades (60) from the center side and the trailing edges (6f) from the periphery side, characterized in that at least one of the disks (9) contains an inner side (91) containing at least one zone (Z1, Z2) of alternating curvature, with a recess (91) and a bulge (92), between two adjacent shoulder blades (60). 4. Ступень рассеяния по п.3, в которой, по меньшей мере, один из дисков (9) содержит внутреннюю сторону (91), также содержащую, по меньшей мере, одну зону (Z1, Z2) чередующейся кривизны, с выемкой (91) и выпуклостью (92), между двумя соседними лопатками (60) в межлопаточном тангенциальном направлении (6t).4. The scattering stage according to claim 3, in which at least one of the disks (9) contains the inner side (91), also containing at least one zone (Z1, Z2) of alternating curvature, with a recess (91 ) and a bulge (92), between two adjacent vanes (60) in the interscapular tangential direction (6t). 5. Ступень рассеяния по п.3, отличающаяся тем, что содержит чередующиеся зоны (Z1, Z2) с выемкой (91) и выпуклостью (92) между лопатками, в частности, по существу, до 80%, предпочтительно, до 50%, хорды (6c) лопатки (60).5. The scattering stage according to claim 3, characterized in that it comprises alternating zones (Z1, Z2) with a recess (91) and a bulge (92) between the blades, in particular, essentially up to 80%, preferably up to 50%, chords (6c) of the scapula (60). 6. Ступень рассеяния по п.4, отличающаяся тем, что содержит зоны с выемкой и выпуклостью (Z1, Z2) на передней кромке (6а) лопаток (60) с началом в передней части передней кромки (6а).6. The scattering stage according to claim 4, characterized in that it comprises zones with a recess and convexity (Z1, Z2) on the leading edge (6a) of the blades (60) with a beginning in the front of the leading edge (6a). 7. Ступень рассеяния по п.4, отличающаяся тем, что содержит зоны с выемкой и выпуклостью (Z1, Z2) на задней кромке (6f) лопаток (60) до задней части задней кромки (6f).7. The scattering stage according to claim 4, characterized in that it comprises zones with a recess and convexity (Z1, Z2) on the trailing edge (6f) of the blades (60) to the trailing edge of the trailing edge (6f). 8. Ступень рассеяния по п.4, в которой данные чередующиеся зоны с выемкой и выпуклостью (Z1, Z2) применяются на одном и/или другом из двух дисков (9) центробежного или комбинированного рассеяния.8. The scattering stage according to claim 4, in which these alternating zones with a recess and a bulge (Z1, Z2) are used on one and / or the other of the two discs (9) of centrifugal or combined scattering. 9. Ступень рассеяния по предшествующему п., в которой данные чередующиеся зоны (Z1, Z2) применяются на дисках (9) симметрично относительно плоскости центральной симметрии дисков (9) или параллельно. 9. The scattering stage according to the preceding claim, in which these alternating zones (Z1, Z2) are applied on the disks (9) symmetrically with respect to the plane of central symmetry of the disks (9) or in parallel.
RU2013156047/06A 2011-06-20 2012-06-19 Method of dispersion of gas turbine engine compression stage and stage of dispersion for application RU2596691C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1155370A FR2976633B1 (en) 2011-06-20 2011-06-20 METHOD OF DIFFUSING A COMPRESSION STAGE OF A GAS TURBINE AND THE DIFFUSION STAGE THEREFOR
FR1155370 2011-06-20
PCT/FR2012/051367 WO2012175855A1 (en) 2011-06-20 2012-06-19 Method for diffusing a gas turbine compression stage, and diffusion stage for implementing same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013156047A true RU2013156047A (en) 2015-07-27
RU2596691C2 RU2596691C2 (en) 2016-09-10

Family

ID=46508080

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013156047/06A RU2596691C2 (en) 2011-06-20 2012-06-19 Method of dispersion of gas turbine engine compression stage and stage of dispersion for application

Country Status (11)

Country Link
US (1) US20140133957A1 (en)
EP (1) EP2721305B1 (en)
JP (1) JP6261498B2 (en)
KR (1) KR101946084B1 (en)
CN (1) CN103635698B (en)
CA (1) CA2838686C (en)
FR (1) FR2976633B1 (en)
IN (1) IN2014DN00118A (en)
PL (1) PL2721305T3 (en)
RU (1) RU2596691C2 (en)
WO (1) WO2012175855A1 (en)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3003908B1 (en) 2013-03-28 2017-07-07 Turbomeca DIFFUSER WITH FINES OF A RADIAL OR MIXED COMPRESSOR
DE102017122524A1 (en) * 2017-09-28 2019-03-28 Abb Turbo Systems Ag Diffuser for a compressor
US11286952B2 (en) 2020-07-14 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Diffusion system configured for use with centrifugal compressor

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB685814A (en) * 1950-03-03 1953-01-14 Escher Wyss Ag Improvements in and relating to radial centrifugal compressors and pumps
US6123506A (en) * 1999-01-20 2000-09-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Diffuser pipe assembly
RU2197644C1 (en) * 2001-07-30 2003-01-27 Открытое акционерное общество "Татнефть" Centrifugal pump impeller
US6695579B2 (en) * 2002-06-20 2004-02-24 The Boeing Company Diffuser having a variable blade height
GB0223756D0 (en) * 2002-10-14 2002-11-20 Holset Engineering Co Compressor
RU2330994C2 (en) * 2006-05-16 2008-08-10 Открытое акционерное общество "Климов" Centrifugal compressor
US8100643B2 (en) * 2009-04-30 2012-01-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Centrifugal compressor vane diffuser wall contouring
CN201461538U (en) * 2009-07-30 2010-05-12 大同北方天力增压技术有限公司 Parabola-shaped blade type pressure diffuser

Also Published As

Publication number Publication date
WO2012175855A1 (en) 2012-12-27
FR2976633B1 (en) 2015-01-09
RU2596691C2 (en) 2016-09-10
CN103635698A (en) 2014-03-12
CN103635698B (en) 2017-06-13
JP6261498B2 (en) 2018-01-17
KR20140047653A (en) 2014-04-22
EP2721305B1 (en) 2021-02-24
IN2014DN00118A (en) 2015-05-22
US20140133957A1 (en) 2014-05-15
FR2976633A1 (en) 2012-12-21
EP2721305A1 (en) 2014-04-23
JP2014517217A (en) 2014-07-17
CA2838686C (en) 2019-09-17
CA2838686A1 (en) 2012-12-27
KR101946084B1 (en) 2019-02-08
PL2721305T3 (en) 2021-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8876479B2 (en) Damper pin
RU2007143991A (en) TURBINE WHEEL
RU2014145575A (en) TURBOCHARGER CASING WITH CROSS grooves AND TURBOCHARGER WITH SUCH CASING
RU2014145472A (en) TURBOCHARGER BLADE WITH RELIEF ON EDGE PROFILE AND TURBOCHARGER CONTAINING SUCH SHOVEL
UA92141C2 (en) Centrifugal fan
RU2009119738A (en) TURBINE SHOULDER ASSEMBLY
RU2013146836A (en) DRIVING WHEEL FOR CENTRIFUGAL PUMPS
RU2013156047A (en) METHOD FOR SCATTERING THE STAGE OF COMPRESSION OF A GAS TURBINE ENGINE AND THE SCATTERING STAGE FOR APPLICATION
RU2015101483A (en) METHOD FOR REMOVING TURBIN WHEEL ALLOWANCE
ATE539234T1 (en) ANNUAL FLANGE FOR MOUNTING A ROTOR OR STATOR ELEMENT
RU2014136804A (en) GAS TURBINE SYSTEM REDUCING VOLTAGES ON TURBINES DISCS AND RELATED GAS TURBINE
WO2018013422A3 (en) Axial flow compressor with splitter blades
RU2016114806A (en) Centrifugal impeller with vanes having an S-shaped trailing edge
IN2015DN02789A (en)
FR2981979B1 (en) TURBINE WHEEL FOR A TURBOMACHINE
ATE551533T1 (en) STATOR DISC FOR TURBOMOLECULAR PUMP
RU2013139996A (en) TURBINE WHEEL, TURBINE AND ITS APPLICATION
FR2973829B1 (en) SEALING PLATE FOR AIRCRAFT TURBINE TURBINE TURBINE, COMPRISING
FR2984428B1 (en) COMPRESSOR RECTIFIER FOR TURBOMACHINE.
RU2015154050A (en) CENTRIFUGAL ROTOR
FR2960603B1 (en) RADIAL DIFFUSER OF TURBOMACHINE
JP2017532484A5 (en)
TW200736490A (en) A structure of the radial turbine wheel
RU2014151008A (en) CENTRIFUGAL COMPRESSOR STEP
FR3026430B1 (en) TURBINE WHEEL IN A TURBOMACHINE

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner