RU2199680C2 - Turbomachine overrotor device - Google Patents
Turbomachine overrotor device Download PDFInfo
- Publication number
- RU2199680C2 RU2199680C2 RU2001102377/06A RU2001102377A RU2199680C2 RU 2199680 C2 RU2199680 C2 RU 2199680C2 RU 2001102377/06 A RU2001102377/06 A RU 2001102377/06A RU 2001102377 A RU2001102377 A RU 2001102377A RU 2199680 C2 RU2199680 C2 RU 2199680C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- rotor blades
- path
- duct
- edges
- Prior art date
Links
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract description 12
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims abstract description 6
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 7
- 230000003134 recirculating effect Effects 0.000 description 4
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 1
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области турбостроения и может быть использовано во входных ступенях осевых компрессоров турбомашин, преимущественно для энергоустановок и газоперекачивающих станций. The invention relates to the field of turbine construction and can be used in the input stages of axial compressors of turbomachines, mainly for power plants and gas pumping stations.
Известна ступень осевого компрессора, содержащая направляющие и роторные лопатки, размещенные с зазором в корпусе, имеющем кольцевую замкнутую полость, ограниченную со стороны проточной части ступени статорным кольцом с щелями, расположенными наклонно к радиусу корпуса по направлению вращения роторных лопаток и сообщающими кольцевую полость с проточной частью. Каждая щель имеет форму дуги с закругленными краями, а в плоскости, перпендикулярной радиусу статорного кольца, углы, образованные продольной осью ступени осевого компрессора и касательные к средней линии щели в точках пересечения линии с диаметральными сечениями кольца на противоположных концах щели, соответственно равны углам установки лопаток предыдущего направляющего аппарата и роторных лопаток [1]. Known stage axial compressor containing guides and rotor blades placed with a gap in the housing having an annular closed cavity bounded on the side of the duct part of the stage by a stator ring with slots located obliquely to the radius of the housing in the direction of rotation of the rotor blades and communicating the annular cavity with the flow part . Each slot has the shape of an arc with rounded edges, and in the plane perpendicular to the radius of the stator ring, the angles formed by the longitudinal axis of the axial compressor stage and tangent to the midline of the gap at the intersection points of the line with the diametrical sections of the ring at opposite ends of the gap are respectively equal to the angles of the blades previous guide vane and rotor blades [1].
Недостатком известной конструкции является неполное использование возможностей повышения кпд компрессора и снижения аэродинамического шума при сохранении диапазона устойчивой работы входных ступеней осевых турбомашин наземных энергоустановок, например диагональной ступени компрессора низкого давления, расположенной первой по потоку на входе в компрессор. Это объясняется потерями давления высокотурбулентного рециркулирующего течения потока воздуха через полость вне тракта на вход роторных лопаток, интенсивными низкочастотными пульсациями полного давления на частоте прохождения роторных лопаток. A disadvantage of the known design is the incomplete use of opportunities to increase the efficiency of the compressor and reduce aerodynamic noise while maintaining the range of stable operation of the input stages of the axial turbomachines of ground-based power plants, for example, the diagonal stage of the low-pressure compressor, located first downstream at the compressor inlet. This is explained by the pressure loss of the highly turbulent recirculating air flow through the cavity outside the path to the entrance of the rotor blades, by the intense low-frequency pulsations of the total pressure at the frequency of passage of the rotor blades.
Наиболее близкой к заявляемому устройству является ступень турбомашины, содержащая кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и лопаточный венец ротора, между периферийными торцами лопаток которого имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены кольцевые ряды наклонных к образующей отверстий, сообщающих проточный тракт с полостью вне тракта. В известной ступени турбомашины трактовая стенка перфорирована круглыми отверстиями, которые выполнены двумя поясами, причем отверстиями, расположенными перед входными кромками лопаток, образован передний пояс, и оси указанных отверстий направлены внутрь газовоздушного тракта в сторону передних кромок лопаточного венца под углом к образующей трактовой стенки в диаметральной плоскости и в окружном направлении под углом, равным углу потока в абсолютном движении в сечении на входе лопатки. Задний пояс отверстий расположен от входной кромки до точки горла межлопаточного канала по спинке профиля, причем оси отверстий заднего пояса направлены из газовоздушного тракта внутрь внетрактовой полости под углом к образующей трактовой стенки в диаметральной плоскости и в окружном направлении под углом потока в абсолютном движении в сечении горла межлопаточного канала. Осевая протяженность внетрактовой полости выполнена не менее суммарной ширины переднего и заднего поясов перфорации, а высота внетрактовой полости выполнена обеспечивающей проходную кольцевую площадь не менее суммарной площади всех отверстий заднего пояса перфорации [2]. Closest to the claimed device is a turbomachine stage containing an annular path wall with a cavity outside the path and a rotor blade wreath, between the peripheral ends of the blades of which there is a radial clearance, and in the path wall there are made circular rows of holes inclined to the generatrix, communicating the flow path with the cavity outside the path . In a known stage of a turbomachine, the path wall is perforated with round holes that are made of two belts, with holes located in front of the input edges of the blades, a front belt is formed, and the axes of these holes are directed inside the gas duct towards the front edges of the blade crown at an angle to the generatrix of the path wall in the diametrical plane and in the circumferential direction at an angle equal to the angle of the flow in absolute motion in the section at the inlet of the scapula. The rear belt of the holes is located from the input edge to the throat point of the interscapular canal along the profile back, and the axis of the holes of the rear belt are directed from the gas duct into the extra-cavity at an angle to the generatrix of the path wall in the diametrical plane and in the circumferential direction at an angle of flow in absolute motion in the throat section interscapular canal. The axial extent of the extra-duct cavity is made not less than the total width of the front and rear perforation belts, and the height of the extra-duct cavity is made providing an annular passage area of not less than the total area of all openings of the posterior perforation belt [2].
Недостатком известного устройства, принятого за прототип, является неполное использование возможностей повышения кпд компрессора и снижения аэродинамического шума при сохранении диапазона его устойчивой работы. Это объясняется тем, что из-за интенсивных перетеканий воздуха из межлопаточных каналов сквозь ряды наклонных к образующей отверстий заднего пояса в трактовой стенке, полость вне тракта и далее сквозь перфорированные отверстия переднего пояса в проточный тракт на вход роторных лопаток реализуется течение с высокотурбулентным потоком и с интенсивными низкочастотными пульсациями полного давления, а также с отдельными дискретными гармониками, соответствующими частоте прохождения роторных лопаток. Из-за потерь давления рециркулирующего течения потока воздуха и интенсивных пульсаций давления кпд компрессора уменьшается при увеличении запаса газодинамической устойчивости, при этом в роторных лопатках возбуждаются повышенные вибронапряжения, снижающие ресурс лопаток. Кроме того, в известной ступени турбомашины не реализуются возможности дополнительного уменьшения аэродинамического шума из-за сложности настройки рециркулирующих потоков воздуха на частоте прохождения роторных лопаток. A disadvantage of the known device adopted for the prototype is the incomplete use of opportunities to increase the efficiency of the compressor and reduce aerodynamic noise while maintaining the range of its stable operation. This is due to the fact that due to the intensive flow of air from the interscapular channels through the rows of openings of the back girdle inclined to the generatrix in the path wall, the cavity outside the path and further through the perforated openings of the front girdle into the flow path to the inlet of the rotor blades, a flow with a highly turbulent flow and from intense low-frequency pulsations of the total pressure, as well as with individual discrete harmonics corresponding to the frequency of passage of the rotor blades. Due to pressure losses in the recirculating air flow and intense pressure pulsations, the compressor efficiency decreases with an increase in the gas-dynamic stability margin, and increased vibratory stresses are excited in the rotor blades, which reduce the resource of the blades. In addition, in the known stage of the turbomachine, the possibilities of further reducing aerodynamic noise are not realized due to the difficulty of setting up the recirculating air flows at the frequency of passage of the rotor blades.
Техническая задача, на решение которой направлено заявляемое изобретение, заключается в снижении аэродинамического шума, в повышении кпд компрессора турбомашины при сохранении запаса газодинамической устойчивости, в повышении ресурса роторных лопаток путем исключения рециркулирующих течений из полости вне тракта на вход роторных лопаток, уменьшения неравномерности потока текучей среды: пульсаций и амплитуд импульсов потока в пограничных с трактовой стенкой слоях и снижения вибронапряжений в лопатках. The technical problem to which the claimed invention is directed is to reduce aerodynamic noise, to increase the efficiency of the turbomachine compressor while maintaining a supply of gas-dynamic stability, to increase the resource of rotor blades by eliminating recirculating flows from the cavity outside the path to the entrance of the rotor blades, and to reduce the unevenness of the fluid flow : pulsations and amplitudes of flow pulses in the layers bordering the path wall and the reduction of vibration stresses in the blades.
Сущность технического решения заключается в том, что в надроторном устройстве турбомашины, содержащем кольцевую трактовую стенку с полостью вне тракта и лопаточный венец ротора, между периферийными торцами лопаток которого имеется радиальный зазор, а в трактовой стенке выполнены наклонные к образующей отверстия, сообщающие проточный тракт с полостью вне тракта, согласно изобретению отверстия в трактовой стенке выполнены в виде кольцевого ряда щелевых каналов, ориентированных в проекции на ось вращения ротора вдоль хорд на периферии роторных лопаток, края щелевых каналов, расположенные выше по потоку, совпадают с входными кромками роторных лопаток, а выше по потоку от входных кромок роторных лопаток трактовая стенка выполнена сплошной, при этом вдоль оси вращения ротора протяженность полости вне тракта равна по меньшей мере осевому расстоянию между входными и выходными кромками на периферии роторных лопаток, а объем щелевых каналов составляет 0,08... 0,25 объема полости вне тракта. Длина каждого из щелевых каналов не превышает ширины горла межлопаточных каналов на периферии роторных лопаток. Ширина каждого из щелевых каналов превышает максимальную толщину периферийных торцов роторных лопаток. Внетрактовая полость ниже по потоку от ряда щелевых каналов содержит тупиковую кольцевую полость. Поверхность кольцевой трактовой стенки над роторными лопатками выполнена конически расширяющейся по потоку. The essence of the technical solution lies in the fact that in the rotor device of the turbomachine containing an annular path wall with a cavity outside the path and a blade blade of the rotor, there is a radial clearance between the peripheral ends of the blades, and holes are made inclined to the generatrix of the path, communicating the flow path with the cavity outside the path, according to the invention, the holes in the path wall are made in the form of an annular row of slotted channels oriented in projection onto the axis of rotation of the rotor along the chords at the periphery p otor blades, the edges of the slotted channels located upstream coincide with the inlet edges of the rotor blades, and upstream of the inlet edges of the rotor blades the path wall is solid, while along the axis of rotation of the rotor the length of the cavity outside the path is at least the axial distance between input and output edges on the periphery of the rotor blades, and the volume of the slotted channels is 0.08 ... 0.25 of the volume of the cavity outside the tract. The length of each of the slotted channels does not exceed the width of the throat of the interscapular channels on the periphery of the rotor blades. The width of each of the slotted channels exceeds the maximum thickness of the peripheral ends of the rotor blades. The extra-tract cavity downstream of a number of slotted channels contains a dead-end annular cavity. The surface of the annular path wall above the rotor blades is made conically expanding downstream.
Выполнение отверстий в трактовой стенке в виде кольцевого ряда щелевых каналов, ориентированных в проекции на ось вращения ротора вдоль хорд на периферии роторных лопаток, а краев щелевых каналов - совпадающими с входными кромками роторных лопаток, позволяет проводить "слив" пограничного с трактовой стенкой слоя и отбор вращающихся вихрей вдоль линий равных уровней статического давления в межлопаточных каналах над периферийной частью роторной ступени. Это позволяет пассивно управлять турбулентностью в пограничном с трактовой стенкой слое воздушного потока и снижает потери давления в межлопаточных каналах роторной ступени. The holes in the path wall in the form of an annular row of slotted channels oriented in the projection onto the axis of rotation of the rotor along the chords on the periphery of the rotor blades, and the edges of the slotted channels coincide with the input edges of the rotor blades, allow the layer to be drained and selected rotating vortices along lines of equal levels of static pressure in the interscapular channels above the peripheral part of the rotor stage. This allows you to passively control turbulence in the layer of air flow bordering the path wall and reduces pressure losses in the interscapular channels of the rotor stage.
Выполнение трактовой стенки выше по потоку от входных кромок роторных лопаток сплошной исключает рециркуляцию высокотурбулентных вихрей из полости вне тракта на вход роторных лопаток. При этом внетрактовая полость из проточной (рециркулируемой) превращается в резонаторную камеру Гельмгольца (H. Heimhoitz), а кпд ступени и компрессора повышается за счет исключения рециркуляционных потерь давления сжатого в ступени компрессора воздуха. Газодинамическая устойчивость ступени и компрессора при этом сохраняется и обеспечивается за счет синхронизации волнового сжатия воздуха в поперечном сечении воздушного тракта на соответствующей частоте прохождения роторных лопаток. The execution of the path wall upstream from the input edges of the rotor blades solid eliminates the recirculation of highly turbulent vortices from the cavity outside the path to the entrance of the rotor blades. In this case, the off-path cavity from the flowing (recirculated) cavity is converted into the Helmholtz resonator chamber (H. Heimhoitz), and the efficiency of the stage and compressor is increased by eliminating the recirculation pressure loss of the compressed air in the compressor stage. The gas-dynamic stability of the stage and the compressor is maintained and ensured by synchronizing the wave compression of air in the cross section of the air path at the corresponding frequency of passage of the rotor blades.
Выполнение полости вне тракта вдоль оси вращения ротора протяженностью, равной по меньшей мере осевому расстоянию между входными и выходными кромками на периферии роторных лопаток, а объема щелевых каналов, составляющего 0,08. ..0,25 объема полости вне тракта, обеспечивает требуемый запас газодинамической устойчивости на заданных режимах работы турбомашины при максимальных значениях кпд ступени компрессора за счет уменьшения турбулизации вращающихся вихрей вдоль трактовой стенки в межлопаточных каналах ротора. Это снижает потери давления за счет синхронизации волнового перемещения сжатого роторными лопатками воздуха в поперечном сечении тракта по отношению к скорости волн, зависящей от частоты вращающегося срыва над первой по потоку ступенью роторных лопаток. The implementation of the cavity outside the path along the axis of rotation of the rotor with a length equal to at least the axial distance between the input and output edges on the periphery of the rotor blades, and the volume of the slotted channels is 0.08. ..0.25 the volume of the cavity outside the tract, provides the required margin of gas-dynamic stability at the specified operating modes of the turbomachine at the maximum values of the compressor stage efficiency by reducing the turbulization of the rotating vortices along the path wall in the interscapular channels of the rotor. This reduces pressure losses due to the synchronization of the wave movement of compressed air by the rotor blades in the cross section of the tract with respect to the wave velocity, which depends on the frequency of the rotating stall above the first stage of the rotor blades.
Выполнение длины каждого из щелевых каналов в проекции на ось вращения ротора, не превышающей ширины горла межлопаточных каналов на периферии роторных лопаток, дополнительно уменьшает неравномерность потока текучей среды: пульсаций и амплитуд импульсов потока в пограничных с трактовой стенкой слоях и снижает вибронапряжения в роторных лопатках. The implementation of the length of each of the slotted channels in the projection onto the axis of rotation of the rotor, not exceeding the width of the neck of the interscapular channels on the periphery of the rotor blades, further reduces the unevenness of the fluid flow: pulsations and amplitudes of the flow pulses in the layers bordering the path wall and reduces vibration stresses in the rotor blades.
Выполнение ширины каждого из щелевых каналов превышающей максимальную толщину периферийных торцов роторных лопаток обеспечивает более точную настройку внетрактовой полости в зависимости от частоты вращающегося срыва над первой по потоку ступенью роторных лопаток за счет пассивного демпфирования вращающихся вихрей, снижения пульсаций и амплитуд потока в пограничных с трактовой стенкой слоях, что расширяет границы газодинамической устойчивости компрессора, а также снижает уровень аэродинамического шума. The implementation of the width of each of the slotted channels exceeding the maximum thickness of the peripheral ends of the rotor blades provides a more accurate adjustment of the extra-path cavity depending on the frequency of the rotating stall above the first step of the rotor blades due to the passive damping of the rotating vortices, reducing ripples and flow amplitudes in the layers bordering the path wall , which expands the boundaries of the gas-dynamic stability of the compressor, and also reduces the level of aerodynamic noise.
Выполнение внетрактовой полости ниже по потоку от ряда щелевых каналов с тупиковой кольцевой щелью упрощает настройку полости вне тракта на соответствующей частоте прохождения роторных лопаток и обеспечивает требуемый тембр аэродинамического шума. The implementation of the extra-duct cavity downstream of a number of slotted channels with a dead-end annular slot simplifies the adjustment of the cavity outside the path at the appropriate frequency of passage of the rotor blades and provides the required timbre of aerodynamic noise.
Выполнение поверхности кольцевой трактовой стенки над роторными лопатками конически расширяющейся по потоку дополнительно уменьшает потери давления от вращающихся вихрей, демпфируемых во внетрактовой полости и возвращаемых в межлопаточные каналы за спинками профиля роторных лопаток, а также снижает уровень шума компрессора. The execution of the surface of the annular path wall above the rotor blades conically expanding in the flow further reduces pressure losses from rotating vortices damped in the extra-duct cavity and returned to the interscapular channels behind the backs of the profile of the rotor blades, and also reduces the noise level of the compressor.
На фиг.1 изображено надроторное устройство турбомашины; на фиг.2 - элемент I на фиг.1. на фиг.3 - вид на фиг.2; на фиг.4 - разрез Б-Б на фиг.3. Figure 1 shows the rotor device of a turbomachine; figure 2 - element I in figure 1. figure 3 is a view of figure 2; figure 4 is a section bB in figure 3.
Надроторное устройство турбомашины содержит кольцевую трактовую стенку 1 с полостью вне тракта 2 и лопаточный венец ротора 3, между периферийными торцами 4 лопаток 5 которого имеется радиальный зазор α. В трактовой стенке 1 выполнены наклонные к образующей отверстия 6, сообщающие проточный тракт 7 с полостью вне тракта 2, см. фиг.2-4. Полость вне тракта 2 образована корпусом 8 компрессора низкого давления и кольцевой трактовой стенкой 1. Отверстия 6 в трактовой стенке 1 выполнены в виде кольцевого ряда щелевых каналов 9, ориентированных в проекции на ось вращения 10 ротора 3 вдоль хорд 11 на периферии роторных лопаток 5 (фиг.3). Края 12 щелевых каналов 9, расположенные выше по потоку 13, совпадают с входными кромками 14 роторных лопаток 5, а выше по потоку 13 от входных кромок 14 роторных лопаток 5 трактовая стенка 1 выполнена сплошной, т.е. без отверстий (фиг.2). Вдоль оси вращения 10 ротора 3 протяженность L полости вне тракта 2 равна по меньшей мере осевому расстоянию К между входными кромками 14 и выходными кромками 15 на периферии роторных лопаток 5, а К1 - хорда 11 на периферии роторных лопаток 5 в проекции на ось вращения 10 ротора 3. Объем щелевых каналов 9 составляет 0,08. ..0,25 объема полости вне тракта 2. Длина Т каждого из щелевых каналов 9 не превышает ширины горла Г межлопаточных каналов М на периферии 4 роторных лопаток 5, а Т1 - осевое расстояние между краями каждого из щелевых каналов 9 (фиг. 3). Ширина Щ каждого из щелевых каналов 9 превышает максимальную толщину Z периферийных торцов 4 роторных лопаток 5 (фиг.4). Внетрактовая полость 2 ниже по потоку 13 от ряда щелевых каналов 9 содержит тупиковую кольцевую щель Н (фиг.2). Поверхность кольцевой трактовой стенки 1 над роторными лопатками 5 выполнена конически расширяющейся по потоку 13 под углом γ (фиг.2). Кроме того, поз.16 - окружная составляющая потока воздуха на входе в полость вне тракта 2 (фиг.4). The rotor device of the turbomachine contains an annular path wall 1 with a cavity outside the
Надроторное устройство работает следующим образом. Пульсации давления в проточном тракте 7 вниз по потоку 13 от роторных лопаток 5 имеют вид сложных колебаний, спектр частот которых состоит из сплошной части и отдельных составляющих в виде лопаточной частоты, модулированной частотой вращающегося срыва. Вращающийся вихрь над периферийными кромками 4 роторных лопаток 5 вытесняется в направлении поз.16 в полость вне тракта 2 вдоль хорд 11 роторных лопаток 5. При этом втекание, вытекание и демпфирование вращающегося вихря вовне трактовой полости 2, а также слив пограничного с трактовой стенкой 1 слоя происходит вдоль линий равных уровней статического давления в межлопаточных каналах М над периферийной частью 4 роторных лопаток 5, вдоль которых ориентированы щелевые каналы 9. Вращающийся вихрь при движении вдоль щелевых каналов 9 создает низкоинтенсивную турбулентность, а при обратных токах из внетрактовой полости 2, настроенной резонатором камеры Гельмгольца, устраняет возникновение интенсивных дискретных гармоник на частоте вращающегося срыва над первой по потоку ступенью роторных лопаток 5. При этом "запирания", т. е. уменьшения расхода воздуха, предшествующего помпажу, не происходит, потери давления в резонаторной полости вне тракта 2 меньше потерь давления по сравнению с внетрактовой полостью с рециркуляцией потоков, снижаются пульсации и амплитуды импульсов потоков в пограничных с трактовой стенкой 1 слоях потока 13. Надроторное устройство турбомашины позволяет существенно (от 1,5 до 3%) повысить кпд ступени при сохранении запасов газодинамической устойчивости, снизить вибронапряжения в роторных лопатках и аэродинамический шум. Nadrotorny device operates as follows. Pressure pulsations in the
Источники информации
1. RU, патент 2066402, МКИ F 04 D 19/00, 1993 г.Sources of information
1. RU, patent 2066402, MKI F 04 D 19/00, 1993
2. RU, патент 2148732, МКИ F 04 D 29/66, 1998 г. - прототип. 2. RU, patent 2148732, MKI F 04 D 29/66, 1998 - prototype.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001102377/06A RU2199680C2 (en) | 2001-01-26 | 2001-01-26 | Turbomachine overrotor device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2001102377/06A RU2199680C2 (en) | 2001-01-26 | 2001-01-26 | Turbomachine overrotor device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2001102377A RU2001102377A (en) | 2003-01-20 |
| RU2199680C2 true RU2199680C2 (en) | 2003-02-27 |
Family
ID=20245303
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2001102377/06A RU2199680C2 (en) | 2001-01-26 | 2001-01-26 | Turbomachine overrotor device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2199680C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2269021C1 (en) * | 2004-06-29 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Intermediate housing of compressor of double-flow turbojet engine |
| RU2395010C2 (en) * | 2005-02-16 | 2010-07-20 | Снекма | Compressor of turbo-machine and turbo-machine including this compressor |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2606891A1 (en) * | 1975-03-12 | 1976-09-23 | Stal Laval Turbin Ab | Method of fixing blades to axial-flow turbine rotors - peripheral lacing wire secures interlocking blades positively, root shoulder is peened over |
| US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
| RU2066402C1 (en) * | 1993-11-30 | 1996-09-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Stage of axial-flow compressor |
| RU2148732C1 (en) * | 1998-05-05 | 2000-05-10 | Открытое акционерное общество Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова | Turbo-machine stage |
| RU2162164C1 (en) * | 1999-12-10 | 2001-01-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Turbocompressor |
| RU2162165C1 (en) * | 1999-12-10 | 2001-01-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Turbocompressor |
-
2001
- 2001-01-26 RU RU2001102377/06A patent/RU2199680C2/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2606891A1 (en) * | 1975-03-12 | 1976-09-23 | Stal Laval Turbin Ab | Method of fixing blades to axial-flow turbine rotors - peripheral lacing wire secures interlocking blades positively, root shoulder is peened over |
| US4595340A (en) * | 1984-07-30 | 1986-06-17 | General Electric Company | Gas turbine bladed disk assembly |
| RU2066402C1 (en) * | 1993-11-30 | 1996-09-10 | Акционерное общество "Авиадвигатель" | Stage of axial-flow compressor |
| RU2148732C1 (en) * | 1998-05-05 | 2000-05-10 | Открытое акционерное общество Самарский научно-технический комплекс им. Н.Д. Кузнецова | Turbo-machine stage |
| RU2162164C1 (en) * | 1999-12-10 | 2001-01-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Turbocompressor |
| RU2162165C1 (en) * | 1999-12-10 | 2001-01-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Turbocompressor |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2269021C1 (en) * | 2004-06-29 | 2006-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Intermediate housing of compressor of double-flow turbojet engine |
| RU2395010C2 (en) * | 2005-02-16 | 2010-07-20 | Снекма | Compressor of turbo-machine and turbo-machine including this compressor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6312222B1 (en) | Centrifugal fluid machine | |
| US10480531B2 (en) | Axial flow compressor, gas turbine including the same, and stator blade of axial flow compressor | |
| JP5649758B2 (en) | Centrifugal compressor | |
| US6540481B2 (en) | Diffuser for a centrifugal compressor | |
| EP3564537B1 (en) | Centrifugal compressor and turbocharger | |
| CN101743406B (en) | Outflow device of radial compressors and exhaust driven supercharger | |
| CN102705266B (en) | Compressor device | |
| RU2148732C1 (en) | Turbo-machine stage | |
| CN102428282A (en) | Compressor for exhaust turbo-charger | |
| JP2017519154A (en) | Diffuser for centrifugal compressor | |
| CN102410249B (en) | Supersonic compressor rotor and its assemble method | |
| US20100068066A1 (en) | System and method for generating modulated pulsed flow | |
| RU2192564C2 (en) | Turbomachine overrotor device | |
| US5167486A (en) | Turbo-machine stage having reduced secondary losses | |
| RU2199680C2 (en) | Turbomachine overrotor device | |
| US12480530B2 (en) | Centrifugal acceleration stabilizer | |
| WO1998045601A1 (en) | Centrifugal fan with flow control vanes | |
| KR20030016175A (en) | Vortex flow fan | |
| RU2261372C1 (en) | Device for aerodynamic sealing of clearance between butt ends of axial-flow compressor rotor blades and turbine shell | |
| JP3912331B2 (en) | Centrifugal fluid machine | |
| GB2253443A (en) | Gas turbine nozzle guide vane arrangement | |
| RU2066402C1 (en) | Stage of axial-flow compressor | |
| US12196103B2 (en) | Radial turbine impeller | |
| JP2009174350A (en) | Centrifugal compressor and diffuser used therefor | |
| RU2776734C1 (en) | Fan and guide apparatus for a fan |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20051206 |
|
| PC4A | Invention patent assignment |
Effective date: 20090209 |
|
| QZ4A | Changes in the licence of a patent |
Effective date: 20051206 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20110331 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |