RU2015103737A - Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора - Google Patents

Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора Download PDF

Info

Publication number
RU2015103737A
RU2015103737A RU2015103737A RU2015103737A RU2015103737A RU 2015103737 A RU2015103737 A RU 2015103737A RU 2015103737 A RU2015103737 A RU 2015103737A RU 2015103737 A RU2015103737 A RU 2015103737A RU 2015103737 A RU2015103737 A RU 2015103737A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbomachine
circuit
installation angle
casing
blades
Prior art date
Application number
RU2015103737A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2630051C2 (ru
Inventor
Жан-Лоик Эрве ЛЕКОРДИ
Original Assignee
Снекма
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2015103737A publication Critical patent/RU2015103737A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2630051C2 publication Critical patent/RU2630051C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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

Landscapes

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

Abstract

1. Двухконтурная турбомашина (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит:- внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13), так что они ограничивают первичный контур (V1) между межконтурным корпусом (12) и внутренним корпусом (11) и вторичный контур (V2) между межконтурным корпусом (12) и наружным корпусом (13),- вращающийся вал (BP), который включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор (2), который содержит радиальные лопатки (20), свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса (13) турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре (V2),турбомашина, отличающаяся тем, что содержит множество радиальных лопаток статора (5) с изменяемым углом установки, закрепленных выше по потоку от подвижного вентилятора (2), причем лопатки с изменяемым углом установки сконфигурированы так, что отклоняют осевой набегающий воздух (F), а подвижный вентилятор сконфигурирован так, что осуществляет осевое спрямление этого отклоненного воздуха во вторичном контуре (V2), причем турбомашина лишена лопаток статора во вторичном контуре (V2) ниже по потоку от подвижного вентилятора (2).2. Турбомашина (1) по п. 1, в котором внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13) радиально разнесены в турбомашине (1), так что определяют турбомашину (1), которая содержит степень двухконтурности (BPR), большую или равную 15.3. Турбомашина по п. 1, в котором частота вращения свободного конца лопаток (20) подвижного вентилятора (2) ниже 340 м/с.4. Турбомашина по п. 1, в которой множество радиальных лопаток (5) с изменяемым углом установки проходят в одной

Claims (10)

1. Двухконтурная турбомашина (1), в особенности для летательного аппарата, в котором циркулируют сверху по потоку вниз воздушные потоки, при этом турбомашина (1) проходит в осевом направлении и содержит:
- внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13), так что они ограничивают первичный контур (V1) между межконтурным корпусом (12) и внутренним корпусом (11) и вторичный контур (V2) между межконтурным корпусом (12) и наружным корпусом (13),
- вращающийся вал (BP), который включает в себя выше по потоку подвижный вентилятор (2), который содержит радиальные лопатки (20), свободный конец которых расположен напротив наружного корпуса (13) турбомашины таким образом, что сжимает воздушный поток, по меньшей мере, во вторичном контуре (V2),
турбомашина, отличающаяся тем, что содержит множество радиальных лопаток статора (5) с изменяемым углом установки, закрепленных выше по потоку от подвижного вентилятора (2), причем лопатки с изменяемым углом установки сконфигурированы так, что отклоняют осевой набегающий воздух (F), а подвижный вентилятор сконфигурирован так, что осуществляет осевое спрямление этого отклоненного воздуха во вторичном контуре (V2), причем турбомашина лишена лопаток статора во вторичном контуре (V2) ниже по потоку от подвижного вентилятора (2).
2. Турбомашина (1) по п. 1, в котором внутренний корпус (11), межконтурный корпус (12) и наружный корпус (13) радиально разнесены в турбомашине (1), так что определяют турбомашину (1), которая содержит степень двухконтурности (BPR), большую или равную 15.
3. Турбомашина по п. 1, в котором частота вращения свободного конца лопаток (20) подвижного вентилятора (2) ниже 340 м/с.
4. Турбомашина по п. 1, в которой множество радиальных лопаток (5) с изменяемым углом установки проходят в одной и той же плоскости поперечной к оси турбомашины (1).
5. Турбомашина по п. 1, в которой осевое расстояние между множеством радиальных лопаток (5) с изменяемым углом установки и подвижным вентилятором (2) составляет между 0,1-кратного и 10-кратного значения средней хорды радиальной лопатки (5) с изменяемым углом установки.
6. Турбомашина по п. 1, в которой лопатки (20) подвижного вентилятора (2) проходят между внутренним корпусом (11) и наружным корпусом (13) турбомашины (1).
7. Турбомашина по п. 1, в которой каждая лопатка (5) с изменяемым углом установки имеет аэродинамический профиль, так что позволяет ускорить набегающий воздух по ламинарному течению.
8. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки содержит тело подвижное во вращении вокруг радиальной оси.
9. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки содержит неподвижное тело (50') и подвижный щиток (51').
10. Турбомашина по п. 1, в которой каждая радиальная лопатка (5) с изменяемым углом установки сконфигурирована, чтобы обеспечить функцию воздушного тормоза в заданном положении угла установки.
RU2015103737A 2012-08-09 2013-07-29 Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора RU2630051C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1257742 2012-08-09
FR1257742A FR2994452B1 (fr) 2012-08-09 2012-08-09 Turbomachine comportant une pluralite d'aubes radiales fixes montees en amont de la soufflante
PCT/FR2013/051818 WO2014023891A1 (fr) 2012-08-09 2013-07-29 Turbomachine comportant une pluralité d'aubes radiales fixes montées en amont de la soufflante

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015103737A true RU2015103737A (ru) 2016-09-27
RU2630051C2 RU2630051C2 (ru) 2017-09-05

Family

ID=47553223

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015103737A RU2630051C2 (ru) 2012-08-09 2013-07-29 Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9835044B2 (ru)
EP (1) EP2895703B1 (ru)
CN (1) CN104520542B (ru)
BR (1) BR112015002317B1 (ru)
CA (1) CA2880146C (ru)
FR (1) FR2994452B1 (ru)
RU (1) RU2630051C2 (ru)
WO (1) WO2014023891A1 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10378554B2 (en) 2014-09-23 2019-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with partial inlet vane
US10145301B2 (en) 2014-09-23 2018-12-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine inlet
US10711631B2 (en) * 2014-12-24 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine with guide vanes forward of its fan blades
US9957807B2 (en) 2015-04-23 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with scoop
US9938848B2 (en) 2015-04-23 2018-04-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with wear member
FR3039219B1 (fr) * 2015-07-22 2020-02-07 Safran Aircraft Engines Aeronef comportant deux soufflantes contrarotatives a l’arriere d’un fuselage avec calage des aubes de la soufflante aval
FR3039227B1 (fr) * 2015-07-22 2019-12-27 Safran Aircraft Engines Aeronef comprenant un propulseur arriere carene avec stator d’entree a volets mobiles
US10724540B2 (en) 2016-12-06 2020-07-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Stator for a gas turbine engine fan
US10690146B2 (en) 2017-01-05 2020-06-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan nacelle assembly with flow disruptor
BE1025194B1 (fr) * 2017-05-05 2018-12-07 Safran Aero Boosters S.A. Capteur de turbulences dans un compresseur de turbomachine
FR3078999A1 (fr) * 2018-03-13 2019-09-20 Airbus Operations Turboreacteur double flux comportant une serie de lames rotatives pour obturer la veine du flux secondaire
US10738694B1 (en) 2018-08-23 2020-08-11 United Technologies Corporation Turbofan with motorized rotating inlet guide vane
US10724395B2 (en) 2018-10-01 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Turbofan with motorized rotating inlet guide vane
US11427304B2 (en) 2018-10-15 2022-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for slowing down aircraft
FR3097260B1 (fr) * 2019-06-12 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante de turboréacteur
US11668253B2 (en) 2020-10-16 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft
FR3128540A1 (fr) * 2021-10-27 2023-04-28 Safran Aircraft Engines Détection d’un vent de travers sur une turbomachine à partir des données du moteur

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE767258C (de) * 1939-09-12 1952-05-23 E H Ernst Heinkel Dr Ing Strahltriebwerk, insbesondere fuer Luftfahrzeuge
US3248877A (en) * 1963-09-18 1966-05-03 Gen Electric Thrust deflector
GB1069033A (en) * 1965-01-30 1967-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines
US3299638A (en) * 1965-03-12 1967-01-24 Ltv Aerospace Corp Variable flow deflection means
GB1294898A (ru) * 1969-12-13 1972-11-01
CA1020365A (en) * 1974-02-25 1977-11-08 James E. Johnson Modulating bypass variable cycle turbofan engine
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
FR2360758A1 (fr) * 1976-08-02 1978-03-03 Gen Electric Moteur a turbine a gaz d'avion
US4222234A (en) * 1977-07-25 1980-09-16 General Electric Company Dual fan engine for VTOL pitch control
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
US4254619A (en) * 1978-05-01 1981-03-10 General Electric Company Partial span inlet guide vane for cross-connected engines
US4292802A (en) * 1978-12-27 1981-10-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing compressor inlet pressure
US4667900A (en) * 1981-03-05 1987-05-26 Kyusik Kim Ram constriction vane diffuser for jet engine
US4474345A (en) * 1982-07-30 1984-10-02 Ltv Aerospace And Defence Company Tandem fan series flow VSTOL propulsion system
US5680754A (en) * 1990-02-12 1997-10-28 General Electric Company Compressor splitter for use with a forward variable area bypass injector
GB9203168D0 (en) * 1992-02-13 1992-04-01 Rolls Royce Plc Guide vanes for gas turbine engines
FR2688827B1 (fr) * 1992-03-18 1994-05-06 Snecma Systeme de commande d'aubes de stator a calage variable, pour un turboreacteur.
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
US5794432A (en) * 1996-08-27 1998-08-18 Diversitech, Inc. Variable pressure and variable air flow turbofan engines
US6901739B2 (en) * 2003-10-07 2005-06-07 General Electric Company Gas turbine engine with variable pressure ratio fan system
FR2866387B1 (fr) * 2004-02-12 2008-03-14 Snecma Moteurs Adaptation aerodynamique de la soufflante arriere d'un turboreacteur double soufflante
RU43911U1 (ru) * 2004-08-13 2005-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя
US8667774B2 (en) * 2009-08-05 2014-03-11 The Boeing Company Coannular ducted fan

Also Published As

Publication number Publication date
CN104520542A (zh) 2015-04-15
BR112015002317B1 (pt) 2021-10-05
WO2014023891A1 (fr) 2014-02-13
RU2630051C2 (ru) 2017-09-05
BR112015002317A2 (pt) 2017-07-04
FR2994452B1 (fr) 2016-12-23
CN104520542B (zh) 2016-04-13
CA2880146A1 (fr) 2014-02-13
US20150300198A1 (en) 2015-10-22
EP2895703B1 (fr) 2016-09-07
FR2994452A1 (fr) 2014-02-14
US9835044B2 (en) 2017-12-05
EP2895703A1 (fr) 2015-07-22
CA2880146C (fr) 2020-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015103737A (ru) Турбомашина, содержащая множество неподвижных радиальных лопаток, закрепленных выше по потоку от вентилятора
PL412269A1 (pl) Zanurzony wlot kanału przepływu między łopatką wirnika i łopatką kierowniczą dla turbiny gazowej z otwartym wentylatorem
US9366260B2 (en) Spool for turbo machinery
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
ES2865274T3 (es) Ventilador axial de paleta con anillos de control de flujo intermedios
FR2982635B1 (fr) Roue a aubes pour une turbomachine
RU2018104809A (ru) Летательный аппарат, содержащий закрытую обтекателем заднюю силовую установку с входным статором, содержащим функцию нагнетания
WO2014056657A3 (de) Strömungsgleichrichter für einen axiallüfter
JP2014513233A5 (ru)
EP2775119A3 (en) Compressor shroud reverse bleed holes
RU2016118644A (ru) Компрессор со встроенными двигателями и рабочими колесами, объединенными с роторами двигателей
EP2530331A3 (en) Axial fan assembly for a vehicle cooling system
US9739287B2 (en) Fan and motor assembly and method of assembling
RU2015135375A (ru) Ступень центробежного компрессора (варианты)
NZ602493A (en) Turbine with radial inlet and outlet rotor for use in bi-directional flows
RU2013158435A (ru) Многоступенчатая центробежная турбомашина
US11585347B2 (en) Mixed-flow compressor configuration for a refrigeration system
RU2015128278A (ru) Компрессорный блок с изменяемым аэродинамическим профилем
RU2013102076A (ru) Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия
JP6295009B2 (ja) タービン動翼及び可変容量タービン
US10634156B2 (en) Centrifugal compressor
KR20150089032A (ko) 배기가스 터보차저의 레이디얼 압축기의 압축기 휠
KR20160021229A (ko) 원심력 회전자
RU2016123061A (ru) Впускающий вихри корпус для компрессора осевой турбомашины
RU2013125531A (ru) Паровая турбина, ступень паровой турбины и способ эксплуатации паровой турбины

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner