RU2017116634A - Турбомашина, содержащая направляющую лопатку, и способ сборки указаннной турбомашины - Google Patents

Турбомашина, содержащая направляющую лопатку, и способ сборки указаннной турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2017116634A
RU2017116634A RU2017116634A RU2017116634A RU2017116634A RU 2017116634 A RU2017116634 A RU 2017116634A RU 2017116634 A RU2017116634 A RU 2017116634A RU 2017116634 A RU2017116634 A RU 2017116634A RU 2017116634 A RU2017116634 A RU 2017116634A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
trough
distal
thickness
guide vane
turbomachine
Prior art date
Application number
RU2017116634A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2700807C2 (ru
RU2017116634A3 (ru
Inventor
Томас Уилльям ВАНДЕПЮТТЕ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2017116634A publication Critical patent/RU2017116634A/ru
Publication of RU2017116634A3 publication Critical patent/RU2017116634A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2700807C2 publication Critical patent/RU2700807C2/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
    • 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/045—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector for radial flow machines or engines
    • 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
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/125—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the tip of a stator vane

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)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (37)

1. Направляющая лопатка для турбомашины, имеющая:
корыто,
спинку, противолежащую корыту, так что корыто и спинка ограничивают между собой толщину лопатки, и
первый конец, имеющий дистальную часть, проксимальную часть, первую часть корыта и первую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из первой части корыта и первой части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на первом конце увеличивается от минимальной толщины в указанной проксимальной части до максимальной толщины в указанной дистальной части.
2. Направляющая лопатка по п. 1, которая имеет второй конец, имеющий дистальную часть, проксимальную часть, вторую часть корыта и вторую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из второй части корыта и второй части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на втором конце увеличивается от минимальной толщины в указанной проксимальной части до максимальной толщины в указанной дистальной части.
3. Направляющая лопатка по п. 2, которая имеет среднюю часть, проходящую между первым концом и вторым концом, при этом средняя часть соединена с проксимальной частью первого конца и с проксимальной частью второго конца.
4. Направляющая лопатка по п. 3, в которой корыто и спинка ограничивают толщину средней части, которая является по существу постоянной на протяжении указанной средней части, при этом толщина средней части равна минимальной толщине на первом конце и минимальной толщине на втором конце.
5. Направляющая лопатка по п. 4, в которой максимальная толщина лопатки на первом конце равна максимальной толщине на втором конце.
6. Направляющая лопатка по п. 2, в которой максимальная толщина лопатки на первом конце превышает максимальную толщину на втором конце.
7. Направляющая лопатка по п. 3, в которой средняя часть содержит среднюю часть корыта, при этом первая часть корыта образует со средней частью корыта угол, составляющий примерно от 140° до 165°.
8. Направляющая лопатка по п. 1, в которой как первая часть корыта, так и первая часть спинки являются наклонными.
9. Направляющая лопатка по п. 2, в которой как дистальная часть первого конца, так и дистальная часть второго конца соединены с турбомашиной с возможностью поворота.
10. Направляющая лопатка по п. 9, в которой дистальная часть первого конца имеет первую дистальную поверхность, профиль которой так согласован с внутренней поверхностью турбомашины, что зазор, образованный между указанными поверхностями, остается постоянным при повороте направляющей лопатки.
11. Направляющая лопатка по п. 10, в которой дистальная часть второго конца имеет вторую дистальную поверхность, профиль которой так согласован со второй внутренней поверхностью турбомашины, что зазор, образованный между указанными поверхностями, остается постоянным при повороте направляющей лопатки.
12. Турбомашина, содержащая:
по меньшей мере один элемент, выполненный с возможностью вращения,
корпус, проходящий по меньшей мере частично в окружном направлении вокруг указанного по меньшей мере одного элемента, выполненного с возможностью вращения, при этом корпус по меньшей мере частично образует воздушный канал, и
направляющую лопатку, проходящую через указанный воздушный канал и имеющую:
корыто,
спинку, противолежащую корыту, так что корыто и спинка ограничивают между собой толщину лопатки, и
первый конец, имеющий дистальную часть, соединенную с корпусом таким образом, что она отстоит от указанного корпуса, проксимальную часть, первую часть корыта и первую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из первой части корыта и первой части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на первом конце увеличивается от минимальной толщины в указанной проксимальной части до максимальной толщины в указанной дистальной части.
13. Турбомашина по п. 12, в которой направляющая лопатка имеет второй конец, имеющий дистальную часть, связанную с корпусом таким образом, что она отстоит от указанного корпуса, и проксимальную часть.
14. Турбомашина по п. 13, в которой направляющая лопатка имеет среднюю часть, проходящую между первым концом и вторым концом, при этом указанная средняя часть соединена с проксимальной частью первого конца и с проксимальной частью второго конца.
15. Турбомашина по п. 13, в которой второй конец имеет вторую часть корыта и вторую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из второй части корыта и второй части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на втором конце увеличивается от минимальной толщины в проксимальной части до максимальной толщины в дистальной части.
16. Турбомашина по п. 14, в которой направляющая лопатка поворачивается вокруг оси поворота, проходящей через указанную лопатку от первого конца ко второму концу.
17. Турбомашина по п. 12, в которой направляющая лопатка имеет высоту, и дистальная часть первого конца отстоит от корпуса на расстояние, составляющее примерно от 0,6% до 1,3% от указанной высоты.
18. Турбомашина по п. 13, в которой направляющая лопатка имеет высоту, и дистальная часть второго конца отстоит от корпуса на расстояние, составляющее примерно от 0,6% до 1,3% от указанной высоты.
19. Способ сборки турбомашины, включающий:
присоединение первого элемента корпуса ко второму элементу корпуса так, что они по меньшей мере частично окружают элемент, выполненный с возможностью вращения, при этом первый и второй элементы корпуса по меньшей мере частично образуют воздушный канал,
формование расширяющейся направляющей лопатки, имеющей корыто, спинку, противолежащую корыту, так что корыто и спинка ограничивают между собой толщину лопатки, и первый конец, имеющий дистальную часть, имеющую первую дистальную поверхность, проксимальную часть, первую часть корыта и первую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из первой части корыта и первой части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на первом конце увеличивается от минимальной толщины в указанной проксимальной части до максимальной толщины в указанной дистальной части, и
присоединение указанного первого конца к первому элементу корпуса с возможностью поворота таким образом, что первая дистальная поверхность отстоит от первого элемента корпуса, и направляющая лопатка поворачивается вокруг оси поворота, проходящей через лопатку.
20. Способ по п. 19, в котором при формовании указанной направляющей лопатки формуют лопатку, имеющую:
второй конец, имеющий дистальную часть, имеющую вторую дистальную поверхность, проксимальную часть, вторую часть корыта и вторую часть спинки, при этом по меньшей мере одна из второй части корыта и второй части спинки отклонена от другой из указанных частей таким образом, что толщина лопатки на втором конце увеличивается от минимальной толщины в указанной проксимальной части до максимальной толщины в указанной дистальной части.
21. Способ по п. 20, в котором присоединяют направляющую лопатку ко второму элементу корпуса с возможностью поворота таким образом, что вторая дистальная поверхность отстоит от второго элемента корпуса, и направляющая лопатка поворачивается вокруг оси поворота.
22. Способ по п. 19, в котором согласуют первую дистальную поверхность с первым элементом корпуса таким образом, что зазор между первой дистальной поверхностью и первым элементом корпуса остается постоянным при поворотном движении направляющей лопатки.
23. Способ по п. 19, в котором присоединяют расширяющиеся направляющие лопатки к первому элементу корпуса.
24. Способ по п. 19, в котором согласуют указанный первый конец с первым элементом корпуса таким образом, что наклонная часть по меньшей мере одной из первой части корыта и первой части спинки образует с первым элементом корпуса угол, составляющий примерно от 50° до 75°.
RU2017116634A 2014-11-21 2015-10-16 Направляющая лопатка, турбомашина, содержащая направляющую лопатку, и способ сборки указанной турбомашины RU2700807C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/550,506 2014-11-21
US14/550,506 US9995166B2 (en) 2014-11-21 2014-11-21 Turbomachine including a vane and method of assembling such turbomachine
PCT/US2015/055848 WO2016081107A1 (en) 2014-11-21 2015-10-16 Turbomachine including a vane and method of assembling such turbomachine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017116634A true RU2017116634A (ru) 2018-12-21
RU2017116634A3 RU2017116634A3 (ru) 2019-03-15
RU2700807C2 RU2700807C2 (ru) 2019-09-23

Family

ID=54364751

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017116634A RU2700807C2 (ru) 2014-11-21 2015-10-16 Направляющая лопатка, турбомашина, содержащая направляющую лопатку, и способ сборки указанной турбомашины

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9995166B2 (ru)
EP (1) EP3221564B1 (ru)
JP (1) JP6843046B2 (ru)
KR (1) KR102429194B1 (ru)
RU (1) RU2700807C2 (ru)
WO (1) WO2016081107A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102014223975A1 (de) * 2014-11-25 2016-05-25 MTU Aero Engines AG Leitschaufelkranz und Strömungsmaschine
US10526894B1 (en) * 2016-09-02 2020-01-07 United Technologies Corporation Short inlet with low solidity fan exit guide vane arrangements
FR3059353B1 (fr) * 2016-11-29 2019-05-17 Safran Aircraft Engines Aube directrice de sortie pour turbomachine d'aeronef, comprenant une zone coudee de passage de lubrifiant presentant une conception amelioree
US10982549B2 (en) * 2017-04-17 2021-04-20 General Electric Company Stator vanes including curved trailing edges
FR3109959B1 (fr) * 2020-05-06 2022-04-22 Safran Helicopter Engines Compresseur de turbomachine comportant une paroi fixe pourvue d’un traitement de forme

Family Cites Families (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2314572A (en) * 1938-12-07 1943-03-23 Herman E Chitz Turboengine
US3269701A (en) * 1963-10-17 1966-08-30 Carrier Corp Stator blade support
GB1049080A (en) * 1963-12-02 1966-11-23 Gen Electric Improvements in adjustable stator vanes
US3314654A (en) * 1965-07-30 1967-04-18 Gen Electric Variable area turbine nozzle for axial flow gas turbine engines
US3295827A (en) * 1966-04-06 1967-01-03 Gen Motors Corp Variable configuration blade
US4025227A (en) 1975-06-30 1977-05-24 United Technologies Corporation Variable area turbine
US3966352A (en) 1975-06-30 1976-06-29 United Technologies Corporation Variable area turbine
US3990810A (en) * 1975-12-23 1976-11-09 Westinghouse Electric Corporation Vane assembly for close coupling the compressor turbine and a single stage power turbine of a two-shaped gas turbine
US4193738A (en) 1977-09-19 1980-03-18 General Electric Company Floating seal for a variable area turbine nozzle
US4214852A (en) * 1978-04-20 1980-07-29 General Electric Company Variable turbine vane assembly
JPS551924U (ru) * 1978-06-20 1980-01-08
CA1115639A (en) 1979-02-23 1982-01-05 Delmer H. Landis, Jr. Floating seal for a variable area turbine nozzle
US4307994A (en) * 1979-10-15 1981-12-29 General Motors Corporation Variable vane position adjuster
FR2524934B1 (fr) * 1982-04-08 1986-12-26 Snecma Dispositif de butee de securite pour pivot d'aubes de stator a calage variable
US4652208A (en) * 1985-06-03 1987-03-24 General Electric Company Actuating lever for variable stator vanes
FR2586268B1 (fr) * 1985-08-14 1989-06-09 Snecma Dispositif de variation de la section de passage d'un distributeur de turbine
US4874289A (en) * 1988-05-26 1989-10-17 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable stator vane assembly for a rotary turbine engine
FR2646467A1 (fr) * 1989-04-26 1990-11-02 Snecma Aube de stator a calage variable a coupelle rapportee
JP3070167B2 (ja) * 1991-07-18 2000-07-24 石川島播磨重工業株式会社 タービンノズル
FR2696500B1 (fr) * 1992-10-07 1994-11-25 Snecma Turbomachine équipée de moyens de réglage du jeu entre les redresseurs et le rotor d'un compresseur.
US5261227A (en) * 1992-11-24 1993-11-16 General Electric Company Variable specific thrust turbofan engine
US5672047A (en) * 1995-04-12 1997-09-30 Dresser-Rand Company Adjustable stator vanes for turbomachinery
JPH1037703A (ja) * 1996-07-25 1998-02-10 Toshiba Corp タービンノズル
JPH11229815A (ja) * 1998-02-16 1999-08-24 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 可変容量型タービン
GB2339244B (en) 1998-06-19 2002-12-18 Rolls Royce Plc A variable camber vane
US6283705B1 (en) 1999-02-26 2001-09-04 Allison Advanced Development Company Variable vane with winglet
FR2814205B1 (fr) * 2000-09-18 2003-02-28 Snecma Moteurs Turbomachine a veine d'ecoulement ameliore
JP2002213206A (ja) * 2001-01-12 2002-07-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンにおける翼構造
DE10323132B4 (de) 2003-05-22 2006-10-26 Mtu Aero Engines Gmbh Verstellbare Leitschaufel und Verfahren zur Herstellung derselben
DE10355241A1 (de) * 2003-11-26 2005-06-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Fluidzufuhr
FR2864990B1 (fr) * 2004-01-14 2008-02-22 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux fentes d'evacuation de l'air de refroidissement d'aubes de turbine haute-pression
DE102004026386A1 (de) * 2004-05-29 2005-12-22 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelblatt einer Strömungsmaschine sowie Strömungsmaschine
US7360990B2 (en) * 2004-10-13 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
FR2883599B1 (fr) * 2005-03-23 2010-04-23 Snecma Moteurs Dispositif de liaison entre une enceinte de passage d'air de refroidissement et un aubage de distributeur dans une turbomachine
US7452182B2 (en) * 2005-04-07 2008-11-18 Siemens Energy, Inc. Multi-piece turbine vane assembly
US7628579B2 (en) * 2005-07-20 2009-12-08 United Technologies Corporation Gear train variable vane synchronizing mechanism for inner diameter vane shroud
DE102005040574A1 (de) * 2005-08-26 2007-03-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Spaltkontrollvorrichtung für eine Gasturbine
GB0519502D0 (en) * 2005-09-24 2005-11-02 Rolls Royce Plc Vane assembly
DE102005060699A1 (de) * 2005-12-19 2007-06-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Verstellstator
FR2899637B1 (fr) * 2006-04-06 2010-10-08 Snecma Aube de stator a calage variable de turbomachine
US7963742B2 (en) 2006-10-31 2011-06-21 United Technologies Corporation Variable compressor stator vane having extended fillet
US7806653B2 (en) * 2006-12-22 2010-10-05 General Electric Company Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same
US7670107B2 (en) * 2007-03-26 2010-03-02 Honeywell International Inc. Variable-vane assembly having fixed axial-radial guides and fixed radial-only guides for unison ring
US7806652B2 (en) * 2007-04-10 2010-10-05 United Technologies Corporation Turbine engine variable stator vane
US8105019B2 (en) 2007-12-10 2012-01-31 United Technologies Corporation 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement
FR2924958B1 (fr) * 2007-12-14 2012-08-24 Snecma Aube de turbomachine realisee de fonderie avec un engraissement local de la section de la pale
JP4317906B1 (ja) * 2008-10-09 2009-08-19 株式会社テクネス 可変ベーンの製造方法
CN101598037B (zh) 2009-06-30 2011-08-31 康跃科技股份有限公司 可变喷嘴零间隙浮动调节装置
DE102009036406A1 (de) 2009-08-06 2011-02-10 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelblatt
EP2309098A1 (en) * 2009-09-30 2011-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil and corresponding guide vane, blade, gas turbine and turbomachine
US8613596B2 (en) 2009-12-28 2013-12-24 Rolls-Royce Corporation Vane assembly having a vane end seal
JP5603800B2 (ja) * 2011-02-22 2014-10-08 株式会社日立製作所 タービン静翼、およびそれを用いた蒸気タービン設備
US8777564B2 (en) 2011-05-17 2014-07-15 General Electric Company Hybrid flow blade design
DE102011083778A1 (de) * 2011-09-29 2013-04-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel einer Rotor- oder Statorreihe für den Einsatz in einer Strömungsmaschine
JP5667039B2 (ja) 2011-12-26 2015-02-12 三菱日立パワーシステムズ株式会社 圧縮機及びこれに用いる可変静翼
EP2888449B1 (en) * 2012-08-22 2020-04-29 United Technologies Corporation Cantilevered airfoil, corresponding gas turbine engine and method of tuning
EP2725195B1 (en) 2012-10-26 2019-09-25 Rolls-Royce plc Turbine blade and corresponding rotor stage
EP2738356B1 (fr) * 2012-11-29 2019-05-01 Safran Aero Boosters SA Aube de redresseur de turbomachine, redresseur de turbomachine et procédé de montage associé
US10385728B2 (en) * 2013-11-14 2019-08-20 United Technologies Corporation Airfoil contour for low-loss on-boarding of cooling air through an articulating spindle
US9638212B2 (en) * 2013-12-19 2017-05-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor variable vane assembly
US9533485B2 (en) * 2014-03-28 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor variable vane assembly

Also Published As

Publication number Publication date
RU2700807C2 (ru) 2019-09-23
JP2017535719A (ja) 2017-11-30
EP3221564B1 (en) 2023-03-15
KR102429194B1 (ko) 2022-08-03
WO2016081107A1 (en) 2016-05-26
JP6843046B2 (ja) 2021-03-17
KR20170085127A (ko) 2017-07-21
US9995166B2 (en) 2018-06-12
US20160146038A1 (en) 2016-05-26
EP3221564A1 (en) 2017-09-27
RU2017116634A3 (ru) 2019-03-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017116634A (ru) Турбомашина, содержащая направляющую лопатку, и способ сборки указаннной турбомашины
EP3106621A3 (en) Flow directing cover for engine component
WO2015099869A3 (en) Variable area vane endwall treatments
WO2014056657A3 (de) Strömungsgleichrichter für einen axiallüfter
WO2015175073A3 (en) Gas turbine engine airfoil
GB201702382D0 (en) Gas turbine engine fan blade
GB201716178D0 (en) Blade or vane for a gas turbine engine
WO2015175044A3 (en) Gas turbine engine airfoil
RU2015129738A (ru) Лопаточный аппарат с ответвлениями на бандаже компрессора осевой турбомашины
RU2016151424A (ru) Измерительная гребенка для измерения параметров газов на выходе проточного тракта газотурбинного двигателя
GB2568583B (en) Axial retention of the fan shaft in a gas turbine engine
GB201702380D0 (en) Gas turbine engine fan blade with axial lean
DK3423706T3 (da) Vindkraftanlæg med forbedret rotorbladsfastgørelse
DK3514370T3 (da) Rotorvingesamling og en vindmølle, som har rotorvingesamlingen
GB201700128D0 (en) Assembly for turbine machine with open rota contra-rotating propellers, comprising a small duct for the passage of ancillaries
EP3000968A3 (en) Rotor disk assembly for a gas turbine engine
RU2016114283A (ru) Уплотнение для турбовентиляторного двигателя
RU2016147887A (ru) Входной сопловой аппарат турбомашины для асимметричного потока с лопатками различной формы
EP3645895A4 (en) FLOW DIVIDER WITH INTERNAL WING
EP2827030A3 (en) A leaf seal
RU2016123656A (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, в частности турбовинтового или турбовентиляторного двигателя самолета
JP2015127533A5 (ru)
GB201702383D0 (en) Gas turbine engine fan blade with axial lean
WO2015173485A3 (fr) Ventilateur de machine électrique tournante
EP3844410C0 (de) Lageranordnung eines rotors einer windkraftanlage