RU2017131460A - Узел для спрямления воздуха в газотурбинном двигателе с улучшенными аэродинамическими характеристиками - Google Patents

Узел для спрямления воздуха в газотурбинном двигателе с улучшенными аэродинамическими характеристиками Download PDF

Info

Publication number
RU2017131460A
RU2017131460A RU2017131460A RU2017131460A RU2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
output
input end
extreme point
Prior art date
Application number
RU2017131460A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2715131C2 (ru
RU2017131460A3 (ru
Inventor
Анри-Мари ДАМВЕН
Филип Жак Пьер ФЕССУ
Вьаннэ Кристоф Мари МАНЬЕР
Микаэль Франк Антуан ШВАЛИНГЕР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017131460A publication Critical patent/RU2017131460A/ru
Publication of RU2017131460A3 publication Critical patent/RU2017131460A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2715131C2 publication Critical patent/RU2715131C2/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
    • 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
    • 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
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • 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
    • F02K3/06—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 with front fan
    • 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
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2240/123—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the pressure side of a stator vane
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)

Claims (13)

1. Узел газотурбинного двигателя, содержащий пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, при этом узел содержит
спрямляющую решетку (20), содержащую по меньшей мере одну лопатку (21), имеющую переднюю кромку (22) и заднюю кромку (23), и
по меньшей мере одну конструктивную стойку (30),
при этом лопатка (21) и стойка (30) распложены радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя, а конструктивная стойка содержит:
входную концевую часть (31) относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку (310), выравненную в окружном направлении с передней кромкой (22) лопаток, и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки (21), при этом входная концевая часть (31) ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой (А),
выходную часть (33), размеры которой таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и
промежуточную часть (34), соединяющую входную концевую часть (31) с выходной частью (33), содержащую стенку (44) спинки, расположенную между входной крайней точкой (А) и выходной крайней точкой (В) с заданным осевым положением,
отличающийся тем, что входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
выходная крайняя точка (В) находится на расстоянии (хВ) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
причем угол (αА) касательной к стенке (44) спинки во входной крайней точке (А) равен углу (αВ) касательной к стенке (44) в выходной крайней точке (В) с точностью до одного градуса.
2. Узел спрямления воздушного потока по п. 1, в котором входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,3с, предпочтительно равном 0,3с.
3. Узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1 или 2, содержащий множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.
4. Двухконтурный газотурбинный двигатель (А), содержащий узел по одному из пп. 1-3.
RU2017131460A 2015-02-09 2016-02-09 Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками RU2715131C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1551011 2015-02-09
FR1551011A FR3032480B1 (fr) 2015-02-09 2015-02-09 Ensemble de redressement d'air a performances aerodynamiques ameliorees
PCT/FR2016/050275 WO2016128665A1 (fr) 2015-02-09 2016-02-09 Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017131460A true RU2017131460A (ru) 2019-03-11
RU2017131460A3 RU2017131460A3 (ru) 2019-07-17
RU2715131C2 RU2715131C2 (ru) 2020-02-25

Family

ID=53298504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017131460A RU2715131C2 (ru) 2015-02-09 2016-02-09 Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11149565B2 (ru)
EP (1) EP3256697B1 (ru)
JP (1) JP2018510086A (ru)
CN (1) CN107250486B (ru)
BR (1) BR112017016971A2 (ru)
CA (1) CA2975947A1 (ru)
FR (1) FR3032480B1 (ru)
RU (1) RU2715131C2 (ru)
WO (1) WO2016128665A1 (ru)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3059735B1 (fr) * 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
GB201703422D0 (en) * 2017-03-03 2017-04-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vanes
FR3070440B1 (fr) * 2017-08-30 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Aube de redressement et arbre structural raccordes dans une veine primaire
FR3073891B1 (fr) * 2017-11-22 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Mat d'un ensemble propulsif
CN108425887A (zh) * 2018-04-12 2018-08-21 深圳福世达动力科技有限公司 超宽弦三角函数波形叶片
FR3083260B1 (fr) * 2018-06-28 2020-06-19 Safran Aircraft Engines Module d’un moteur d’aeronef a double flux dont un bras integre une aube de stator
FR3089550B1 (fr) * 2018-12-11 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine a loi d’epaisseur maximale a forte marge au flottement
FR3092868B1 (fr) * 2019-02-19 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Roue de stator d’une turbomachine comprenant des aubes présentant des cordes différentes
FR3093756B1 (fr) * 2019-03-15 2021-02-19 Safran Aircraft Engines redresseur de flux secondaire a Tuyère intégréE
BE1027876B1 (fr) 2019-12-18 2021-07-26 Safran Aero Boosters Sa Module pour turbomachine
CN113123834B (zh) * 2021-06-17 2021-09-28 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 发动机的叶片组件及发动机
US11873738B2 (en) * 2021-12-23 2024-01-16 General Electric Company Integrated stator-fan frame assembly

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
US5203163A (en) * 1990-08-01 1993-04-20 General Electric Company Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
FR2896481B1 (fr) * 2006-01-23 2009-12-04 Aircelle Sa Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur
US20080028763A1 (en) * 2006-08-03 2008-02-07 United Technologies Corporation Thermal management system with thrust recovery for a gas turbine engine fan nacelle assembly
US8221071B2 (en) * 2008-09-30 2012-07-17 General Electric Company Integrated guide vane assembly
DE102010002394A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
DE102010014900A1 (de) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes
JP6012222B2 (ja) 2012-03-30 2016-10-25 三菱重工業株式会社 静翼セグメント、これを備える軸流流体機械及びその静翼連結方法
US9068460B2 (en) * 2012-03-30 2015-06-30 United Technologies Corporation Integrated inlet vane and strut
FR3004749B1 (fr) * 2013-04-22 2015-05-08 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue
GB201408415D0 (en) * 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Bifurcation fairing

Also Published As

Publication number Publication date
FR3032480B1 (fr) 2018-07-27
US11149565B2 (en) 2021-10-19
CN107250486B (zh) 2019-12-17
RU2715131C2 (ru) 2020-02-25
FR3032480A1 (fr) 2016-08-12
CN107250486A (zh) 2017-10-13
EP3256697A1 (fr) 2017-12-20
JP2018510086A (ja) 2018-04-12
CA2975947A1 (fr) 2016-08-18
WO2016128665A1 (fr) 2016-08-18
US20180038235A1 (en) 2018-02-08
RU2017131460A3 (ru) 2019-07-17
EP3256697B1 (fr) 2022-07-27
BR112017016971A2 (pt) 2018-04-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017131460A (ru) Узел для спрямления воздуха в газотурбинном двигателе с улучшенными аэродинамическими характеристиками
US9249666B2 (en) Airfoils for wake desensitization and method for fabricating same
JP2018510086A5 (ru)
RU2017111463A (ru) Статор авиационного газотурбинного двигателя
RU2017131456A (ru) Спрямляющий узел с оптимизированными аэродинамическими характеристиками
CN103174465B (zh) 包括用于减小噪声的末端轮廓的翼型件及其制造方法
EP3070266A3 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
WO2015041801A3 (en) Diffuser with strut-induced vortex mixing
RU2018104809A (ru) Летательный аппарат, содержащий закрытую обтекателем заднюю силовую установку с входным статором, содержащим функцию нагнетания
RU2012101096A (ru) Лопатка с аэродинамическим профилем для осевой турбомашины
US9938984B2 (en) Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades
JP2014077441A5 (ru)
JP2012154320A5 (ru)
RU2016125715A (ru) Рабочее колесо центробежного компрессора, лопатки которого имеют непрямолинейную переднюю кромку, и соответствующий способ проектирования
JP2012508668A5 (ru)
US20190107046A1 (en) Turbine engine with struts
RU2014122331A (ru) Пилон подвески для газотурбинного двигателя
US11187234B2 (en) Wheel blade for turbomachine, comprising a winglet at its tip and at the leading edge
RU2011123883A (ru) Воздухозаборник авиационного двигателя с толкающими воздушными винтами, не заключенными в обтекатель
GB2611423A (en) Profiled structure for an aircraft or turbomachine for an aircraft
RU2015141126A (ru) Лопатка турбины со штыревым пазом для уплотнения
US11274563B2 (en) Turbine rear frame for a turbine engine
RU2017107567A (ru) Лопатка со спойлером
RU2013101809A (ru) Система спрямления воздушного потока для гондолы двигателя летательного аппарата
US9926081B2 (en) Aircraft turbopropeller