RU2015132759A - Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро - Google Patents
Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015132759A RU2015132759A RU2015132759A RU2015132759A RU2015132759A RU 2015132759 A RU2015132759 A RU 2015132759A RU 2015132759 A RU2015132759 A RU 2015132759A RU 2015132759 A RU2015132759 A RU 2015132759A RU 2015132759 A RU2015132759 A RU 2015132759A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rib
- aerodynamic profile
- lateral outer
- longitudinal axis
- section
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
-
- 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
- F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
-
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
Claims (38)
1. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:
аэродинамический профиль, содержащий нагнетающую боковую внешнюю поверхность, засасывающую боковую внешнюю поверхность и первое ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью,
причем упомянутый аэродинамический профиль закручен от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,
причем упомянутое первое ребро закручено от нижнего конца первого ребра до верхнего конца первого ребра, и
причем нагнетающая боковая внешняя поверхность, засасывающая боковая внешняя поверхность и первое ребро отлиты за одно целое.
2. Лопатка по п. 1, дополнительно содержащая второе ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью, которое закручено от нижнего конца второго ребра до верхнего конца второго ребра, причем в по меньшей мере одном радиальном сечении аэродинамического профиля продольные оси первого ребра и второго ребра не параллельны.
3. Лопатка по п. 1, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10º от перпендикуляра к по меньшей мере одной из внешней поверхности нагнетающей боковой внешней поверхности и внешней поверхности засасывающей боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
4. Лопатка по п. 1, в которой для каждого радиального поперечного сечения аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10º от перпендикуляра к по меньшей мере одной из нагнетающей боковой внешней поверхности и засасывающей боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
5. Лопатка по п. 1, в которой для каждого радиального поперечного сечения аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10º от перпендикуляра к
нагнетающей боковой внешней поверхности и засасывающей боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
6. Лопатка по п. 1, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля передняя крайняя сторона первого ребра не параллельна задней крайней стороне первого ребра.
7. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:
аэродинамический профиль, содержащий нижний конец, верхний конец, нагнетающую боковую внешнюю поверхность, засасывающую боковую внешнюю поверхность и первое ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью,
причем нагнетающая боковая внешняя поверхность, засасывающая боковая внешняя поверхность и первое ребро отлиты за одно целое;
причем в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первое ребро определяет первую продольную ось и содержит первую переднюю крайнюю сторону и первую заднюю крайнюю сторону;
причем для радиального поперечного сечения аэродинамического профиля, выполненного в нижнем конце первого ребра, первая продольная ось определяет первую опорную ось; и
при этом в другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля соответствующая первая продольная ось не параллельна первой опорной оси, тем самым образуя первый угол пересечения с первой опорной осью.
8. Лопатка по п. 7, в которой упомянутый первый угол непрерывно изменяется от нижнего конца до верхнего конца первого ребра.
9. Лопатка по п. 7, в которой упомянутый первый угол изменяется так, чтобы повторять закручивание аэродинамического профиля.
10. Лопатка по п. 7, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось находится в пределах 10º от перпендикуляра к по меньшей мере одной из нагнетающей боковой внешней поверхности и засасывающей боковой внешней поверхности в соответствующих
точках пересечения.
11. Лопатка по п. 7, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая передняя крайняя сторона не параллельна первой задней крайней стороне.
12. Лопатка по п. 7, дополнительно содержащая второе ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью,
причем в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля упомянутое второе ребро определяет вторую продольную ось и содержит вторую переднюю крайнюю сторону и вторую заднюю крайнюю сторону,
причем для радиального поперечного сечения аэродинамического профиля, выполненного в нижнем конце второго ребра, вторая продольная ось определяет вторую опорную ось; и
при этом в другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля вторая продольная ось не параллельна второй опорной оси, тем самым образуя второй угол пересечения с второй опорной осью.
13. Лопатка по п. 12, в которой упомянутый второй угол изменяется так, чтобы повторять закручивание аэродинамического профиля.
14. Лопатка по п. 12, в которой для по меньшей мере одного радиального поперечного сечения аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.
15. Лопатка по п. 12, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля вторая продольная ось находится в пределах 10º от перпендикуляра к по меньшей мере одной из нагнетающей боковой внешней поверхности и засасывающей боковой внешней поверхности в соответствующих точках пересечения.
16. Лопатка по п. 12, в которой в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля вторая передняя крайняя сторона не параллельна второй задней крайней стороне.
17. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:
аэродинамический профиль, содержащий нагнетающую боковую внешнюю поверхность, засасывающую боковую внешнюю поверхность, первое ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью и определяющее первую продольную ось, и второе ребро, проходящее между нагнетающей боковой внешней поверхностью и засасывающей боковой внешней поверхностью и определяющее вторую продольную ось,
причем упомянутый аэродинамический профиль закручен от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,
причем упомянутое первое ребро закручено от нижнего конца первого ребра до верхнего конца первого ребра,
причем упомянутое второе ребро закручено от нижнего конца первого ребра до верхнего конца второго ребра,
причем в по меньшей мере одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны, и
при этом нагнетающая боковая внешняя поверхность, засасывающая боковая внешняя поверхность и первое ребро отлиты за одно целое.
18. Лопатка по п. 17, в которой в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/760,137 | 2013-02-06 | ||
US13/760,137 US9057276B2 (en) | 2013-02-06 | 2013-02-06 | Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib |
PCT/US2014/014820 WO2014186000A2 (en) | 2013-02-06 | 2014-02-05 | Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015132759A true RU2015132759A (ru) | 2017-03-14 |
RU2666717C2 RU2666717C2 (ru) | 2018-09-11 |
Family
ID=51259348
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015132759A RU2666717C2 (ru) | 2013-02-06 | 2014-02-05 | Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9057276B2 (ru) |
EP (1) | EP2954170A2 (ru) |
JP (1) | JP2016508562A (ru) |
CN (1) | CN105008668A (ru) |
RU (1) | RU2666717C2 (ru) |
WO (1) | WO2014186000A2 (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3049627B1 (en) * | 2013-09-24 | 2019-10-30 | United Technologies Corporation | A gas turbine engine component and method of fabricating the same |
EP2918399B1 (en) * | 2014-03-10 | 2021-04-28 | Siemens Gamesa Renewable Energy A/S | A method for manufacturing a rotor blade for a wind turbine |
CN106536859B (zh) * | 2014-08-07 | 2018-06-26 | 西门子公司 | 具有中间翼弦的分叉冷却腔室的涡轮翼型冷却系统 |
JP6753865B2 (ja) | 2015-04-08 | 2020-09-09 | ホートン, インコーポレイテッド | ファンブレード表面の造作 |
EP3088667A1 (de) * | 2015-04-29 | 2016-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit querrippen |
US20170218842A1 (en) * | 2016-02-02 | 2017-08-03 | General Electric Company | Adjusting Airflow Distortion in Gas Turbine Engine |
US10655476B2 (en) | 2017-12-14 | 2020-05-19 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engines with airfoils having improved dust tolerance |
BE1026579B1 (fr) * | 2018-08-31 | 2020-03-30 | Safran Aero Boosters Sa | Aube a protuberance pour compresseur de turbomachine |
US11118462B2 (en) * | 2019-01-24 | 2021-09-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade tip pocket rib |
US11371359B2 (en) | 2020-11-26 | 2022-06-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade for a gas turbine engine |
Family Cites Families (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2675208A (en) * | 1948-10-11 | 1954-04-13 | Packard Motor Car Co | Turbine rotor blade |
US3606580A (en) * | 1969-09-10 | 1971-09-20 | Cyclops Corp | Hollow airfoil members |
US4501053A (en) | 1982-06-14 | 1985-02-26 | United Technologies Corporation | Method of making rotor blade for a rotary machine |
US4512069A (en) | 1983-02-04 | 1985-04-23 | Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh | Method of manufacturing hollow flow profiles |
SU1238465A2 (ru) * | 1983-08-05 | 1996-02-27 | Уфимский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе | Охлаждаемая лопатка турбины |
SU1275962A1 (ru) * | 1985-06-11 | 1996-01-27 | В.М. Брегман | Охлаждаемая лопатка турбины |
US4815939A (en) | 1986-11-03 | 1989-03-28 | Airfoil Textron Inc. | Twisted hollow airfoil with non-twisted internal support ribs |
US4738587A (en) * | 1986-12-22 | 1988-04-19 | United Technologies Corporation | Cooled highly twisted airfoil for a gas turbine engine |
US5660524A (en) * | 1992-07-13 | 1997-08-26 | General Electric Company | Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling |
US5269058A (en) | 1992-12-16 | 1993-12-14 | General Electric Company | Design and processing method for manufacturing hollow airfoils |
US6033186A (en) | 1999-04-16 | 2000-03-07 | General Electric Company | Frequency tuned hybrid blade |
US6969233B2 (en) | 2003-02-27 | 2005-11-29 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle segment with a single hollow vane having a bifurcated cavity |
US6893210B2 (en) * | 2003-10-15 | 2005-05-17 | General Electric Company | Internal core profile for the airfoil of a turbine bucket |
US6984103B2 (en) * | 2003-11-20 | 2006-01-10 | General Electric Company | Triple circuit turbine blade |
US7334333B2 (en) | 2004-01-26 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Method for making a hollow fan blade with machined internal cavities |
GB0418906D0 (en) * | 2004-08-25 | 2004-09-29 | Rolls Royce Plc | Internally cooled aerofoils |
US7686578B2 (en) | 2006-08-21 | 2010-03-30 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
GB2441771B (en) | 2006-09-13 | 2009-07-08 | Rolls Royce Plc | Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine |
US7641445B1 (en) * | 2006-12-01 | 2010-01-05 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Large tapered rotor blade with near wall cooling |
US20090165988A1 (en) | 2007-12-31 | 2009-07-02 | General Electric Company | Turbine airfoil casting method |
GB2462087A (en) | 2008-07-22 | 2010-01-27 | Rolls Royce Plc | An aerofoil comprising a partition web with a chordwise or spanwise variation |
US8303252B2 (en) * | 2008-10-16 | 2012-11-06 | United Technologies Corporation | Airfoil with cooling passage providing variable heat transfer rate |
US8083484B2 (en) | 2008-12-26 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine rotor blade tips that discourage cross-flow |
US8052378B2 (en) | 2009-03-18 | 2011-11-08 | General Electric Company | Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same |
-
2013
- 2013-02-06 US US13/760,137 patent/US9057276B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2014
- 2014-02-05 CN CN201480007615.5A patent/CN105008668A/zh active Pending
- 2014-02-05 WO PCT/US2014/014820 patent/WO2014186000A2/en active Application Filing
- 2014-02-05 RU RU2015132759A patent/RU2666717C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2014-02-05 JP JP2015557013A patent/JP2016508562A/ja active Pending
- 2014-02-05 EP EP14766240.7A patent/EP2954170A2/en not_active Withdrawn
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2666717C2 (ru) | 2018-09-11 |
WO2014186000A3 (en) | 2015-01-08 |
WO2014186000A2 (en) | 2014-11-20 |
US9057276B2 (en) | 2015-06-16 |
CN105008668A (zh) | 2015-10-28 |
JP2016508562A (ja) | 2016-03-22 |
EP2954170A2 (en) | 2015-12-16 |
US20140219811A1 (en) | 2014-08-07 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2015132759A (ru) | Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро | |
USD710962S1 (en) | Chisel tip for use with expandable broadheads | |
RU2015132762A (ru) | Литейный стержень для закрученного аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, содержащего закрученное ребро | |
RU2014121516A (ru) | Способ изготовления композитных лопаток турбинного двигателя со встроенными полками | |
WO2015080781A3 (en) | Ply architecture for integral platform and damper retaining features in cmc turbine blades | |
WO2014011290A3 (en) | Airfoil having internal lattice network | |
PT2182203E (pt) | Pá de rotor com extensão de ponta de pá para uma turbina eólica | |
GB201102987D0 (en) | A propfan engine | |
RU2016128925A (ru) | Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель | |
EP2786932A3 (en) | Continuously curved spar and method of manufacturing | |
RU2017118460A (ru) | Композитная лопатка, содержащая полку с элементом жесткости | |
JP2015105821A5 (ru) | ||
WO2015073096A3 (en) | Fan platform | |
RU2015134137A (ru) | Лопасть турбины | |
AR103482A1 (es) | Forma de rosca equilibrada, materiales tubulares que emplean la misma, y métodos relacionados | |
DK201370122A (en) | Two or three wind turbine blades as one unit | |
JP2013213655A5 (ru) | ||
AR086620A1 (es) | Boquilla de hidrochorro y metodo | |
RU2017109449A (ru) | Направляющая лопатка, изготовленная из композиционного материала, содержащая разнесенные друг от друга крепежные лапы, для газотурбинного двигателя | |
AR097607A1 (es) | Inyector rotativo y proceso de adición de sólidos fundentes en aluminio fundido | |
RU2015107176A (ru) | Подвижная лопатка турбины | |
CN204365498U (zh) | 一种喷嘴 | |
EP2669500A3 (en) | Jet exhaust noise reduction | |
CN204313572U (zh) | 用于将蜂窝板安装在出风口支撑部中的拉手结构 | |
CN204458526U (zh) | 一种干变横流冷却风机外壳 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20180125 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200206 |