RU2228461C2 - Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб - Google Patents
Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб Download PDFInfo
- Publication number
- RU2228461C2 RU2228461C2 RU2000130594/06A RU2000130594A RU2228461C2 RU 2228461 C2 RU2228461 C2 RU 2228461C2 RU 2000130594/06 A RU2000130594/06 A RU 2000130594/06A RU 2000130594 A RU2000130594 A RU 2000130594A RU 2228461 C2 RU2228461 C2 RU 2228461C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- shank
- axis
- blade
- low pressure
- bend
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/38—Blades
- F04D29/384—Blades characterised by 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
-
- 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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
- F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
- F04D29/324—Blades
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Профилированная лопатка 12 компрессора имеет стороны 18, 20 повышенного и низкого давления, протирающиеся от хвостовика 22 к вершине 24 и между передней и задней кромками 26, 28. Поперечные сечения имеют соответствующие хорды и линии изгиба. Для улучшения эксплуатационных характеристик центры тяжести 34 сечений выровнены вдоль оси укладки, имеющей двойной изгиб. 3 с. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям, в частности к компрессорам или вентиляторам, входящим в их состав.
В газотурбинном двигателе турбовентиляторного самолета во время работы давление воздуха повышается в вентиляторе и компрессоре. Воздух из вентилятора приводит в движение самолет в полете. Воздух, прокачиваемый через компрессор, смешивается с топливом в камере сгорания и воспламеняется для получения горячих газообразных продуктов сгорания, которые проходят через ступени турбины, отбирающие у них энергию для приведения в действие вентилятора и компрессора.
Типичный турбовентиляторный двигатель содержит многоступенчатый осевой компрессор, который последовательно нагнетает воздух, чтобы получить сжатый воздух для горения. Сжатый воздух по мере его сжатия рассеивается и замедляется. Поэтому профилированные лопатки компрессора должны иметь такую конфигурацию, которая бы уменьшала нежелательное разделение потока, отрицательно влияющее на границу срыва потока и производительность.
Что же касается газообразных продуктов сгорания, то они разгоняются через ступени турбины, и для повышения эффективности отбора энергии лопатки турбины имеют разные аэродинамические профили.
Основным аспектом конструкции компрессора является эффективность сжатия воздуха с достаточным запасом по срыву потока по всей границе режимов полета, включая взлет, полет на постоянном режиме и приземление.
Однако производительность компрессора и граница срыва потока обычно имеют обратное соотношение, и повышение производительности, как правило, приводит к снижению границы срыва потока. В отличие от менее требовательных коммерческих применений эти противоречивые требования границы срыва потока и производительности особенно ощутимы применительно к высокопроизводительным двигателям военного назначения, в которых требуется высокий уровень границы срыва потока, достигаемый обычно за счет производительности компрессора.
Повышение эффективности профилированных лопаток компрессора обеспечивается в основном посредством оптимизации распределения скоростей на стороне повышенного давления (лицевой) и стороне низкого давления (тыльной) лопатки. Однако в обычных конструкциях компрессора производительность, как правило, ограничена требованием обеспечения соответствующей границы срыва потока. Любое дополнительное повышение производительности обычно приводит к снижению границы срыва потока и наоборот дополнительное повышение границы срыва потока приводит к снижению производительности.
Высокую производительность обычно обеспечивают посредством уменьшения обтекаемой площади поверхности профилированных лопаток данной ступени, чтобы соответственно уменьшить гидравлическое сопротивление лопатки. Это обычно достигается посредством уменьшения массивности профилированной лопатки или концентрации профилированных лопаток на окружности диска рабочего колеса или увеличения отношения длины размаха к длине хорды лопатки.
Для заданной скорости рабочего колеса такое повышение производительности снижает границу срыва потока. Для обеспечения высоких уровней границы срыва потока можно использовать уровень массивности выше оптимального и/или отношения длин профиля ниже оптимальных в совокупности с конструированием профилированных лопаток под углами установки ниже оптимальных. Но при этом снижается производительность осевого компрессора.
Повышение границы срыва потока можно достичь посредством увеличения скорости рабочего колеса, но это в свою очередь снижает производительность из-за увеличения числа Маха воздушного потока, которое вызывает увеличение гидравлического сопротивления профилированной лопатки.
Кроме того, на лопатки компрессора действует напряжение под действием центробежных сил, которое зависит от аэродинамического профиля. Для обеспечения полезного срока службы лопатки необходимо ограничить пиковое напряжение, а это в свою очередь ограничивает возможность оптимизации аэродинамических характеристик.
Следовательно, в типичных конструкциях компрессоров обязательно заложен компромисс между производительностью и границей срыва потока, при котором отдается предпочтение одному в ущерб другому, и при этом дополнительно учитывается допустимое напряжение под действием центробежных сил.
Таким образом, чтобы улучшить характеристики компрессоpa газотурбинного двигателя, необходимо повысить как производительность компрессора, так и границу срыва потока, ограничив при этом напряжение, возникающее под действием центробежных сил.
Профилированная лопатка компрессора имеет стороны повышенного и низкого давления, простирающиеся от хвоста до вершины и между передней и задней кромками. Поперечные сечения имеют соответствующие хорды и линии изгиба. Для повышения эксплуатационных характеристик центры тяжести сечений выровнены вдоль оси укладки, имеющей двойной изгиб.
В дальнейшем изобретение поясняется подробным описанием предпочтительных примеров его воплощения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых
фиг.1 изображает изометрическую проекцию части ступени рабочего колеса компрессора газотурбинного двигателя, содержащей изогнутые профилированные лопатки, простирающиеся в радиальном направлении наружу от неразъемного рабочего колеса, согласно примерному варианту воплощения изобретения,
фиг.2 изображает изометрическую проекцию одной из профилированных лопаток, показанных на фиг.1, если смотреть сзади, и разрез по линии 2-2 в тангенциальной и радиальной плоскости,
фиг.3 изображает вид сбоку одной из профилированных лопаток, показанных на фиг.1, по линии 3-3, контурно спроецированной на аксиальную и радиальную плоскость,
фиг.4 изображает вид сверху профилированной лопатки, изображенной на фиг.3, по линии 4-4,
фиг.5 графически изображает примерный вид тангенциальной оси укладки профилированной лопатки, изображенной на фиг.1-4, с двойным изгибом.
На фиг.1 изображена часть узла 10 кольцевого рабочего колеса, образующая одну ступень многоступенчатого осевого компрессора для газотурбинного двигателя. Этот узел содержит множество разнесенных по окружности лопастей или профилированных лопаток 12, простирающихся радиально наружу от периметра неразъемного диска 14 рабочего колеса, образующего монолитный единый узел. Этот узел может быть изготовлен с применением обычных операций фрезерования и электрохимической обработки.
Согласно другой известной конфигурации профилированные лопатки могут быть альтернативно изготовлены за одно целое с деталями в форме ласточкиного хвоста, чтобы их можно было разъемно устанавливать в соответствующих пазах в форме ласточкиного хвоста, выполненных по периметру отдельного диска рабочего колеса.
В работе этот узел вращается, например, по часовой стрелке, как показано на фиг.1, чтобы создавать избыточное давление воздуха 16 по мере его прохождения между смежными профилированными лопатками. Аэродинамический профиль лопаток выполнен таким образом, чтобы повышать эффективность сжатия воздуха, а также обеспечивать достаточно высокую границу срыва потока для улучшения эксплуатационных характеристик компрессора. Узел 10, изображенный на фиг.1, представляет только одну из нескольких ступеней лопаток рабочего колеса, которые могут быть выполнены в соответствии с настоящим изобретением, чтобы улучшить эксплуатационные характеристики компрессора за счет повышения как производительности, так и границы срыва потока при допустимых пределах напряжения под действием центробежных сил.
Невзирая на обычный компромисс между аэродинамическим качеством и границей срыва потока, современное программное обеспечение вычислительных машин позволяет решать трехмерные уравнения для вязкого потока для оценки эксплуатационных характеристик профилированной лопатки. Лопатки, полученные в результате этих решений, обычно имеют отчетливые трехмерные конфигурации, которые существенно отличаются от обычных профилированных лопаток, имеющих меньшие изменения радиального сечения по их размаху.
На фиг.1 изображена конкретная профилированная лопатка 12 с двойным изгибом, полученная в результате трехмерного анализа, которая обладает улучшенными эксплуатационными характеристиками, позволяющими повысить как производительность, так и границу срыва потока, что было невозможно ранее в силу ограничений по напряжению.
Диск 14 рабочего колеса имеет три ортогональные оси: аксиальную ось X, тангенциальную или круговую ось Y и радиальную ось Z. Аксиальная ось Х проходит в направлении вниз по потоку воздуха 16 через компрессор. Тангенциальная ось Y проходит в направлении вращения диска и профилированных лопаток. Радиальная ось Z проходит радиально наружу от периметра диска для каждой имеющейся на нем профилированной лопатки.
Каждая профилированная лопатка 12 имеет по существу вогнутую сторону 18 повышенного давления и по существу выпуклую сторону 20 низкого давления, которые проходят в радиальном или продольном направлении от хвостовика или втулки 22, неразъемно соединенной с периметром диска, к радиальной наружной вершине 24. Эти две стороны проходят по хорде или по оси между передней и задней кромками 26, 28 от хвостовика к вершине.
Согласно одному существенному признаку изобретения сторона 20 низкого давления профилированной лопатки изогнута поперечно или тангенциально вдоль задней кромки 28 вблизи хвостовика 22 на пересечении с периметром диска. Это позволяет значительно уменьшить или исключить разделение потока воздуха на этом участке, чтобы повысить производительность лопатки и границу срыва потока.
Задняя кромка стороны низкого давления изогнута в основном только в тангенциальном направлении, как показано на фиг.2. В боковой проекции на аксиальную и радиальную плоскость X-Z, показанной на фиг.3, изгиб стороны низкого давления неощутим. Однако, как показано на фиг.3, профилированная лопатка может также иметь аксиальный изгиб, чтобы дополнительно повысить эксплуатационные характеристики, как будет описано ниже.
Показанная на фиг.1-3 профилированная лопатка образована множеством поперечных сечений, уложенных в радиальном или продольном направлении от хвостовика к вершине, как показано на фиг.4. Каждое сечение имеет аэродинамический профиль, образованный соответствующими частями сторон 18, 20 повышенного и низкого давления, простирающимися между передней и задней кромками 26, 28. Каждый профиль образован прямой хордой 30, проходящей в аксиальном направлении между передней и задней кромками, и дугообразной линией изгиба 32, представляющей собой среднюю линию, расположенную на равном расстоянии между сторонами повышенного и низкого давления от передней к задней кромке.
Профилированная лопатка 12 компрессора закручивается от хвостовика к вершине, чтобы повысить эксплуатационные характеристики компрессора. Эта закрутка образована углом зигзага А, измеренным между хордой 30 и аксиальной осью Х у передней кромки 26, например, для каждого радиального сечения. Этот зигзаг обычно увеличивается от хвостовика к вершине и больше у вершины, чем у хвостовика.
Каждое сечение профилированной лопатки имеет центр тяжести 34, который выровнен в радиальном направлении вдоль продольного размаха лопатки по оси 36 укладки, как показано на фиг.1, имеющей предпочтительно двойной изгиб в тангенциальном направлении, согласно другому признаку изобретения. В соответствии с настоящим изобретением ось 36 укладки вместе с конфигурациями соответствующих сечений лопатки, включая их хорды 30 и линии изгиба 32, позволяет получить трехмерное решение профилированной лопатки, обеспечивающее более высокие эксплуатационные характеристики.
В частности, ось 36 укладки, показанная на фиг.1, имеет две ортогональные составляющие: тангенциальную ось 36а укладки, показанную на фиг.2 и 5, и аксиальную ось 36b укладки, показанную на фиг.3. Тангенциальная ось 36а укладки нелинейная или изогнута вблизи хвостовика 22 лопатки, чтобы придать изгиб стороне 20 низкого давления профилированной лопатки вблизи хвостовика или втулки задней кромки.
Как показано на фиг.1 и 5, тангенциальная ось 36а укладки включает первую инверсию или изгиб 38, который сначала отклоняется вперед в направлении вращения лопаток и диска от хвостовика 22 к стороне 18 повышенного давления лопатки. Затем первый изгиб 38 изменяет направление отклонения в обратную сторону к радиальной оси Z.
Ось 36а укладки также включает вторую инверсию или изгиб 40, который отклоняется назад за радиальную ось Z от первого изгиба в направлении, противоположном направлению вращения лопаток и диска, к стороне 20 низкого давления рядом с вершиной 24. Затем второй изгиб изменяет отклонение вперед по направлению к радиальной оси Z. Следовательно, угол зигзага поперечных сечений лопатки вблизи хвостовика поочередно изменяется, чтобы придать изгиб стороне низкого давления вдоль задней кромки.
Таким образом, двойной изгиб тангенциальной оси 36а укладки имеет практически S-образную форму, а соответствующие конфигурации поперечных секций выбираются таким образом, чтобы уменьшить или исключить разделение потока воздуха на стороне низкого давления вблизи втулки профилированной лопатки у задней кромки, а также уменьшить напряжение под действием центробежных сил. Например, задняя кромка 28 также имеет S-образную форму от хвостовика к вершине.
Такая S-образная ось укладки позволяет ориентировать заднюю кромку 28, как показано на фиг.1 и 2, практически перпендикулярно к хвостовику изогнутой стороны 20 низкого давления и отклонять ее назад над ним. Задняя кромка 28 пересекает периметр или платформу диска рабочего колеса под углом пересечения В, который в противном случае, без изгиба задней кромки, был бы острым. Компьютерный анализ показал, что острые углы пересечения задней кромки способствуют разделению потока втулкой, что снижает эффективность профилированной лопатки. Изгиб стороны низкого давления уменьшает остроту угла пересечения В для соответствующего уменьшения разделения потока, что дает сопутствующее повышение производительности.
Однако поскольку профилированная лопатка имеет трехмерную конфигурацию, ее разные сечения имеют сложную аэродинамическую и механическую взаимосвязь. В частности, конфигурацию и величину тангенциального отклонения первого изгиба 38 в направлении вращения предпочтительно корректируют с помощью аэродинамического анализа таким образом, чтобы исключить или уменьшить разделение потока втулкой у задней кромки. Первый изгиб также соответственно смещает пиковое напряжение, возникающее под действием центробежных сил, от хвостовика лопатки к сечениям лопатки на первом изгибе.
Для уменьшения напряжения под действием центробежных сил в области первого изгиба можно использовать механический анализ или анализ напряжений, чтобы скорректировать остальную часть профиля тангенциальной оси укладки на переходе первого изгиба к направлению, противоположному направлению вращения. Напряжение, возникающее под действием центробежных сил вблизи хвостовика и в области первого изгиба, можно дополнительно уменьшить посредством ввода второго изгиба 40, который отклоняет ось укладки снова в направлении вращения в области вершины лопатки.
Первый и второй изгибы 38 и 40 расположены на противоположных сторонах радиальной оси Z, проходящей через центр тяжести хвостовика лопатки, чтобы уменьшить пиковое напряжение, возникающее под действием центробежных сил, и максимально повысить аэродинамические характеристики вблизи хвостовика. Оба изгиба включают точки инверсии, в которых ось укладки изменяет направление между направлением вперед и направлением назад. При этом второй изгиб может проходить обратно через радиальную ось, если необходимо дополнительно снизить напряжение под действием центробежных сил вблизи хвостовика.
Изогнутая в виде S ось укладки позволяет центробежным нагрузкам, развивающимся во время работы, слегка выпрямить профилированную лопатку и ввести локальное сжимающее изгибное напряжение, которое локально смещает растягивающее напряжение, возникающее под действием центробежных сил.
Следовательно, профилированная лопатка с предпочтительным изгибом уменьшает разделение потока на втулке и ограничена только степенью изгиба оси укладки, который можно ввести при допустимых изгибных напряжениях во время работы. Второй изгиб наружу позволяет первому изгибу внутрь наклониться еще больше, чем это было бы возможно в противном случае. Улучшенный воздушный поток на втулке повышает эффективность лопатки без ущерба для границы срыва потока и при допустимых пределах напряжения.
В качестве обычного параметра для оценки работы лопатки компрессора используется аэродинамическая развертка. Развертка в хвостовой части может быть ограничена конфигурацией передней кромки 26 лопатки, имеющей расположенную аксиально в одной плоскости выступающую радиально наружу часть, которая включает вершину 24, как показано на фиг.3. При этом остальная часть выступающей радиально внутрь передней кромки 26 наклонена по оси вперед к хвостовику 22 от выступающей наружу части.
На фиг.3 показана аксиальная проекция профилированной лопатки 12 от ее тыльной стороны 20 и прямая наружная часть передней кромки, которая предпочтительно расположена в постоянном аксиальном положении. Внутренняя часть передней кромки 26 отклоняется вперед при приближении к хвостовику лопатки относительно радиальной линии, показанной пунктиром. Аэродинамическая задняя развертка профилированной лопатки таким образом ограничена у передней кромки от хвостовика к вершине лопатки.
Аэродинамическая развертка в хвостовой части может быть дополнительно ограничена предпочтительной конфигурацией задней кромки 28 лопатки, как показано на фиг.3. Для регулировки конфигурации задней кромки может использоваться аксиальная ось 36b укладки вместе с соответствующими длинами хорд. В предпочтительном варианте осуществления изобретения задняя кромка 28 имеет расположенную аксиально в одной плоскости внутреннюю часть, включающую хвостовик 22, и наружную часть, наклоненную по оси вперед к вершине 24 от внутренней части.
Так как ось укладки включает как тангенциальную, так и аксиальную составляющие, тангенциальную составляющую можно использовать для того, чтобы ввести изогнутую сторону 20 низкого давления вблизи задней кромки у хвостовика, как показано на фиг.1 и 2, для обеспечения описанных выше преимуществ. Соответственно, аксиальная составляющая оси укладки может быть выбрана таким образом, чтобы ограничить заднюю развертку вдоль передней и задней кромок 26, 28, как показано на фиг.3. Конфигурация оси укладки определяется в совокупности с конфигурациями отдельных поперечных сечений лопатки, включая распределение длины хорд 30 и изгиб линий изгиба 32.
Таким образом, две составляющие оси укладки и конфигурацию поперечных сечений лопатки можно определить на основе трехмерного анализа вязкого потока таким образом, чтобы повысить эффективность лопатки и ее границу срыва потока с одновременным учетом напряжения, возникающего под действием центробежных сил, в результате чего получается отчетливая трехмерная конфигурация, показанная на чертежах.
Степень изгиба стороны низкого давления и S-образной укладки можно корректировать в разных комбинациях для разных конфигураций профилированной лопатки, чтобы варьировать выгоду от повышения аэродинамических характеристик и уменьшения напряжения под действием центробежных сил. Таким образом, благодаря современным достижениям в области компьютерного анализа можно усовершенствовать конфигурацию профилированной лопатки 12 с учетом действительно трехмерных размерных характеристик.
Хотя были изображены и описаны предпочтительные примерные варианты воплощения настоящего изобретения, специалистам будут очевидны различные его модификации, подпадающие под объем притязаний изобретения, которые охарактеризованы в прилагаемой формуле изобретения.
Claims (14)
1. Профилированная лопатка 12 компрессора для диска 14 рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны 18, 20 повышенного и низкого давления, протирающиеся в радиальном направлении от хвостовика 22 к вершине 24 и в аксиальном направлении между передней и задней кромками 26, 28, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, проходящие между передней и задней кромками, и центры 34 тяжести, выровненные по оси 36 укладки, имеющей двойной изгиб, причем сторона 20 низкого давления изогнута вдоль задней кромки вблизи хвостовика 22 для уменьшения разделения потока на нем.
2. Лопатка по п.1, в которой ось укладки содержит две ортогональные составляющие, включающие тангенциальную ось 36а укладки и аксиальную ось 36b укладки, при этом тангенциальная ось укладки изогнута рядом с хвостовиком 22 лопатки, чтобы придать изгиб стороне 20 низкого давления в этом месте.
3. Лопатка по п.2, в которой тангенциальная ось 36а укладки включает первый изгиб 38, имеющий начальное отклонение вперед от хвостовика 22 к стороне 18 повышенного давления, и второй изгиб 40, соединенный с первым изгибом и отклоняющийся назад к стороне 20 низкого давления рядом с вершиной 24, и зигзагообразное расположение сечений рядом с хвостовиком изменяется, чтобы придать изгиб стороне низкого давления в этом месте.
4. Лопатка по п.3, в которой отклонение вперед является отклонением в направлении вращения профилированной лопатки на диске 14, а отклонение назад является направлением, противоположным направлению вращения.
5. Лопатка по п.3, в которой задняя кромка 28 ориентирована по существу перпендикулярно хвостовику на изогнутой стороне 20 низкого давления и отклонена назад над ним.
6. Лопатка по п.3, в которой первый и второй изгибы 38, 40 расположены на противоположных сторонах радиальной оси, проходящей через хвостовик 22 лопатки.
7. Лопатка по п.3, в которой зигзаг возрастает от хвостовика к вершине.
8. Лопатка по п.3, в которой тангенциальная ось укладки имеет по существу S-образную форму от хвостовика к вершине.
9. Лопатка по п.3, в которой задняя кромка 28 имеет по существу S-образную форму от хвостовика к вершине.
10. Профилированная лопатка 12 компрессора для диска 14 рабочего колеса, имеющего аксиальную, тангенциальную и радиальную ортогональные оси, содержащая стороны 18, 20 повышенного и низкого давления, протирающиеся в радиальном направлении от хвостовика 22 к вершине 24 и в аксиальном направлении между передней и задней кромками 26, 28, поперечные сечения, имеющие соответствующие хорды и линии изгиба, простирающиеся между передней и задней кромками, и центры тяжести 34, выровненные по оси укладки 36, имеющей двойной изгиб, причем сторона 20 низкого давления изогнута вдоль задней кромки 28 рядом с хвостовиком 22 для уменьшения разделения потока на нем, в которой ось укладки имеет две ортогональные составляющие, включающие тангенциальную ось 36а укладки и аксиальную ось 36b укладки, и тангенциальная ось укладки имеет двойной изгиб, чтобы придать изгиб стороне низкого давления вдоль задней кромки вблизи хвостовика 22.
11. Профилированная лопатка 12 для рабочего колеса компрессора, содержащая ось 36 укладки с двойным изгибом и сторону низкого давления, изогнутую вдоль задней кромки 28 рядом с хвостовиком 22 для уменьшения разделения потока на нем.
12. Лопатка по п.11, в которой ось укладки имеет по существу S-образную форму, и задняя кромка имеет по существу S-образную форму.
13. Лопатка по п.12, в которой задняя кромка 28 ориентирована по существу перпендикулярно к хвостовику на изогнутой стороне низкого давления.
14. Лопатка по п.13, в которой задняя кромка 28 отклонена от изогнутой стороны низкого давления к вершине лопатки.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/455,826 | 1999-12-06 | ||
US09/455,826 US6331100B1 (en) | 1999-12-06 | 1999-12-06 | Doubled bowed compressor airfoil |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000130594A RU2000130594A (ru) | 2003-01-27 |
RU2228461C2 true RU2228461C2 (ru) | 2004-05-10 |
Family
ID=23810426
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000130594/06A RU2228461C2 (ru) | 1999-12-06 | 2000-12-05 | Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6331100B1 (ru) |
EP (1) | EP1106836B1 (ru) |
JP (1) | JP4771585B2 (ru) |
KR (1) | KR100827055B1 (ru) |
CN (1) | CN1311144C (ru) |
CA (1) | CA2326424C (ru) |
DE (1) | DE60039957D1 (ru) |
PL (1) | PL196777B1 (ru) |
RU (1) | RU2228461C2 (ru) |
Cited By (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EA015947B1 (ru) * | 2009-07-20 | 2011-12-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
EA015948B1 (ru) * | 2009-07-20 | 2011-12-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
EA015968B1 (ru) * | 2009-10-12 | 2012-01-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
RU2493438C2 (ru) * | 2008-06-13 | 2013-09-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Направляющая или рабочая лопатка для осевого компрессора |
RU2607712C1 (ru) * | 2011-11-29 | 2017-01-10 | Снекма | Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса |
RU2624677C2 (ru) * | 2012-07-12 | 2017-07-05 | Снекма | Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства |
RU2632350C2 (ru) * | 2012-07-06 | 2017-10-04 | Снекма | Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля |
RU2633475C2 (ru) * | 2012-08-06 | 2017-10-12 | Сименс Акциенгезелльшафт | Локальное улучшение перемешивания воздуха и топлива в горелках, снабженных завихрителями, имеющими скрещенные в наружной области концы лопаток |
RU2635734C2 (ru) * | 2012-04-04 | 2017-11-15 | Снекма | Лопатка ротора турбомашины |
RU195347U1 (ru) * | 2019-09-16 | 2020-01-23 | Акционерное общество (АО) "Научно-исследовательский институт "Лопастных машин" ("НИИ ЛМ") | Рабочее колесо лопастной машины с радиальными наборными лопатками |
Families Citing this family (122)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6709239B2 (en) * | 2001-06-27 | 2004-03-23 | Bharat Heavy Electricals Ltd. | Three dimensional blade |
JP3836050B2 (ja) * | 2002-06-07 | 2006-10-18 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
JP4318940B2 (ja) * | 2002-10-08 | 2009-08-26 | 本田技研工業株式会社 | 圧縮機翼型 |
KR100484825B1 (ko) * | 2002-11-22 | 2005-04-22 | 엘지전자 주식회사 | 축류팬 |
FR2851798B1 (fr) * | 2003-02-27 | 2005-04-29 | Snecma Moteurs | Aube en fleche de turboreacteur |
FR2853022B1 (fr) * | 2003-03-27 | 2006-07-28 | Snecma Moteurs | Aube de redresseur a double courbure |
US20040243360A1 (en) * | 2003-05-30 | 2004-12-02 | General Electric Company | Persistent compressor airfoils |
US6899526B2 (en) * | 2003-08-05 | 2005-05-31 | General Electric Company | Counterstagger compressor airfoil |
EP1582696A1 (de) * | 2004-03-30 | 2005-10-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel und ein Verfahren zum Konstruieren einer Verdichterschaufel |
US7024744B2 (en) * | 2004-04-01 | 2006-04-11 | General Electric Company | Frequency-tuned compressor stator blade and related method |
US7204676B2 (en) * | 2004-05-14 | 2007-04-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan |
US7186090B2 (en) * | 2004-08-05 | 2007-03-06 | General Electric Company | Air foil shape for a compressor blade |
DE102004054752A1 (de) | 2004-11-12 | 2006-05-18 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit erweiterter Randprofiltiefe |
US7374403B2 (en) * | 2005-04-07 | 2008-05-20 | General Electric Company | Low solidity turbofan |
US7476086B2 (en) * | 2005-04-07 | 2009-01-13 | General Electric Company | Tip cambered swept blade |
CH698109B1 (de) * | 2005-07-01 | 2009-05-29 | Alstom Technology Ltd | Turbomaschinenschaufel. |
DE102005042115A1 (de) | 2005-09-05 | 2007-03-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit blockweise definierter Profilskelettlinie |
DE102005060699A1 (de) | 2005-12-19 | 2007-06-21 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Verstellstator |
US7534093B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-05-19 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7513749B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-07 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7517190B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-14 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7494322B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-02-24 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7572104B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7517196B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-14 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7534092B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-05-19 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7572105B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7513748B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-07 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7494321B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-02-24 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7566202B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-07-28 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7534094B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-05-19 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7517188B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-14 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7540715B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-06-02 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7568892B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-08-04 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7537435B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-05-26 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
JP4664890B2 (ja) * | 2006-11-02 | 2011-04-06 | 三菱重工業株式会社 | 遷音速翼及び軸流回転機 |
US7524170B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-04-28 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7537434B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-05-26 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7497665B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-03-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
FR2908152B1 (fr) * | 2006-11-08 | 2009-02-06 | Snecma Sa | Aube en fleche de turbomachine |
US8087884B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-01-03 | General Electric Company | Advanced booster stator vane |
US8292574B2 (en) * | 2006-11-30 | 2012-10-23 | General Electric Company | Advanced booster system |
US7967571B2 (en) * | 2006-11-30 | 2011-06-28 | General Electric Company | Advanced booster rotor blade |
US7794201B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-09-14 | General Electric Company | Gas turbine engines including lean stator vanes and methods of assembling the same |
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 |
JP4659008B2 (ja) * | 2007-09-13 | 2011-03-30 | ルネサスエレクトロニクス株式会社 | ホスト負荷調整機能付周辺回路 |
DE102008055824B4 (de) * | 2007-11-09 | 2016-08-11 | Alstom Technology Ltd. | Dampfturbine |
CN101182784B (zh) * | 2007-12-03 | 2011-05-11 | 南京航空航天大学 | 应用于航空发动机的风扇/压气机的转子超声叶型的设计方法 |
US8147207B2 (en) * | 2008-09-04 | 2012-04-03 | Siemens Energy, Inc. | Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion |
US8480372B2 (en) * | 2008-11-06 | 2013-07-09 | General Electric Company | System and method for reducing bucket tip losses |
US8167567B2 (en) * | 2008-12-17 | 2012-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US8202051B2 (en) | 2009-02-03 | 2012-06-19 | Ronald Paul Ackerman | Turbine apparatus |
EP2241761A1 (en) * | 2009-04-09 | 2010-10-20 | Alstom Technology Ltd | Blade for an Axial Compressor and Manufacturing Method Thereof |
EP2299124A1 (de) | 2009-09-04 | 2011-03-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterlaufschaufel für einen Axialverdichter |
US9291059B2 (en) | 2009-12-23 | 2016-03-22 | Alstom Technology Ltd. | Airfoil for a compressor blade |
US8523531B2 (en) * | 2009-12-23 | 2013-09-03 | Alstom Technology Ltd | Airfoil for a compressor blade |
DE102010009615B4 (de) * | 2010-02-27 | 2016-11-17 | MTU Aero Engines AG | Schaufelblatt mit gefädelten Profilschnitten |
GB2483061A (en) * | 2010-08-23 | 2012-02-29 | Rolls Royce Plc | A method of damping aerofoil structure vibrations |
FR2969230B1 (fr) * | 2010-12-15 | 2014-11-21 | Snecma | Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree |
US9309769B2 (en) | 2010-12-28 | 2016-04-12 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine airfoil shaped component |
CN102032214B (zh) * | 2010-12-30 | 2012-07-04 | 北京理工大学 | 一种抑制分离的叶片前缘改型方法 |
US8702384B2 (en) * | 2011-03-01 | 2014-04-22 | General Electric Company | Airfoil core shape for a turbomachine component |
CN102536327B (zh) * | 2011-12-07 | 2014-09-10 | 北京航空航天大学 | 一种兼顾气动与结构特征的航空发动机风扇叶片三维几何结构 |
GB201217482D0 (en) * | 2012-10-01 | 2012-11-14 | Rolls Royce Plc | Aerofoil for axial-flow machine |
US9869191B2 (en) | 2012-10-09 | 2018-01-16 | United Technologies Corporation | Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle |
CN103148015B (zh) * | 2013-01-15 | 2015-09-09 | 南京航空航天大学 | 尾缘负载荷扩压式叶轮机叶片 |
USD748054S1 (en) | 2013-02-19 | 2016-01-26 | Tnp Co., Ltd. | Wind turbine blade |
US10221707B2 (en) | 2013-03-07 | 2019-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane |
CN103498813B (zh) * | 2013-05-23 | 2016-08-10 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种20-30mw等级燃气轮机用压气机的低压首级动叶片 |
CN103498812A (zh) * | 2013-05-23 | 2014-01-08 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种燃气轮机用压气机的低压中间级动叶片 |
US9835038B2 (en) | 2013-08-07 | 2017-12-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut and vane arrangements |
EP3108123B1 (en) * | 2014-02-19 | 2023-10-04 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
EP3108106B1 (en) | 2014-02-19 | 2022-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126824A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108100B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-04-14 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade |
EP3114321B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175058A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10422226B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10584715B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10605259B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10519971B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108122B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils |
EP3108119B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-10-04 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils |
US9163517B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-10-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10570915B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108118B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-09-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108104B1 (en) | 2014-02-19 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10570916B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10557477B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9140127B2 (en) | 2014-02-19 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126452A1 (en) * | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10352331B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9765795B2 (en) | 2014-08-27 | 2017-09-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor rotor airfoil |
US10443390B2 (en) * | 2014-08-27 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rotary airfoil |
EP3051142B1 (de) | 2015-01-28 | 2017-10-11 | MTU Aero Engines GmbH | Gasturbinen-axialverdichter |
US9470093B2 (en) * | 2015-03-18 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Turbofan arrangement with blade channel variations |
US9909434B2 (en) | 2015-07-24 | 2018-03-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords |
FR3040071B1 (fr) * | 2015-08-11 | 2020-03-27 | Safran Aircraft Engines | Aube de rotor de turbomachine |
GB201519946D0 (en) * | 2015-11-12 | 2015-12-30 | Rolls Royce Plc | Compressor |
DE102015224096A1 (de) * | 2015-12-02 | 2017-06-08 | Mahle International Gmbh | Lüfterrad für einen Axiallüfter |
US10221859B2 (en) | 2016-02-08 | 2019-03-05 | General Electric Company | Turbine engine compressor blade |
US10443451B2 (en) | 2016-07-18 | 2019-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud housing supported by vane segments |
JP6414197B2 (ja) * | 2016-12-28 | 2018-10-31 | ダイキン工業株式会社 | 軸流ファンおよび送風ユニット |
CN107237777B (zh) * | 2017-08-01 | 2023-10-27 | 中国农业大学 | 一种农用通风机弯掠叶片及其设计方法 |
KR102000281B1 (ko) | 2017-10-11 | 2019-07-15 | 두산중공업 주식회사 | 압축기 및 이를 포함하는 가스 터빈 |
CN107965352A (zh) * | 2017-12-26 | 2018-04-27 | 北京全四维动力科技有限公司 | 能降低水蚀危险性的弯叶片、采用其的叶栅及工业汽轮机 |
US20190234419A1 (en) * | 2018-01-31 | 2019-08-01 | Carrier Corporation | Axial fan with tip fences |
USD911512S1 (en) | 2018-01-31 | 2021-02-23 | Carrier Corporation | Axial flow fan |
JP6953322B2 (ja) * | 2018-02-01 | 2021-10-27 | 本田技研工業株式会社 | ファンブレードの形状決定方法 |
WO2019244344A1 (ja) * | 2018-06-22 | 2019-12-26 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | 回転翼及びこの回転翼を備える遠心圧縮機 |
US10711615B2 (en) * | 2018-08-21 | 2020-07-14 | Chromalloy Gas Turbine Llc | First stage turbine blade |
JP6959589B2 (ja) * | 2018-11-05 | 2021-11-02 | 株式会社Ihi | 軸流流体機械の動翼 |
EP3951138B1 (en) | 2019-03-26 | 2024-03-20 | IHI Corporation | Stationary blade segment of axial turbine |
CN110130995B (zh) * | 2019-05-31 | 2023-10-20 | 南京赛达科技有限公司 | 一种高强度汽轮机叶片及其制备方法 |
DE102019210880A1 (de) * | 2019-07-23 | 2021-01-28 | MTU Aero Engines AG | Laufschaufel für eine strömungsmaschine |
CN111156195B (zh) * | 2020-01-07 | 2023-11-17 | 哈尔滨工程大学 | 一种压气机叶片前缘结构 |
US11371354B2 (en) | 2020-06-03 | 2022-06-28 | Honeywell International Inc. | Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor |
US11286779B2 (en) * | 2020-06-03 | 2022-03-29 | Honeywell International Inc. | Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor |
FR3115322B1 (fr) * | 2020-10-20 | 2022-10-14 | Safran Aircraft Engines | Aube de soufflante à dièdre nul en tête |
CN114856831B (zh) | 2021-02-03 | 2024-06-28 | 和谐工业有限责任公司 | 带成形轮叶的空气涡轮起动器 |
CN113439699B (zh) * | 2021-06-03 | 2022-10-04 | 浙江海洋大学 | 一种深海智慧渔场养殖的阻流装置 |
CN114046269B (zh) * | 2022-01-11 | 2022-05-03 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | 轴流压气机的转子叶片及其设计方法 |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2663493A (en) | 1949-04-26 | 1953-12-22 | A V Roe Canada Ltd | Blading for compressors, turbines, and the like |
US3745629A (en) * | 1972-04-12 | 1973-07-17 | Secr Defence | Method of determining optimal shapes for stator blades |
US4682935A (en) | 1983-12-12 | 1987-07-28 | General Electric Company | Bowed turbine blade |
US4585395A (en) | 1983-12-12 | 1986-04-29 | General Electric Company | Gas turbine engine blade |
FR2603953B1 (fr) * | 1986-09-12 | 1991-02-22 | Peugeot Aciers Et Outillage | Pale profilee d'helice et son application aux motoventilateurs |
FR2643940B1 (fr) * | 1989-03-01 | 1991-05-17 | Snecma | Aube mobile de turbomachine a moment de pied compense |
US5088892A (en) | 1990-02-07 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
JP2753382B2 (ja) | 1990-09-17 | 1998-05-20 | 株式会社日立製作所 | 軸流タービン静翼装置及び軸流タービン |
US5641268A (en) | 1991-09-17 | 1997-06-24 | Rolls-Royce Plc | Aerofoil members for gas turbine engines |
DE4228879A1 (de) | 1992-08-29 | 1994-03-03 | Asea Brown Boveri | Axialdurchströmte Turbine |
GB9417406D0 (en) | 1994-08-30 | 1994-10-19 | Gec Alsthom Ltd | Turbine blade |
JPH08312303A (ja) * | 1995-05-18 | 1996-11-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流圧縮機静翼のカーブドスタッキング方法 |
US6071077A (en) * | 1996-04-09 | 2000-06-06 | Rolls-Royce Plc | Swept fan blade |
GB9607316D0 (en) * | 1996-04-09 | 1996-06-12 | Rolls Royce Plc | Swept fan blade |
ITTO980276A1 (it) * | 1998-03-30 | 1999-09-30 | Gate Spa | Ventola assiale, particolarmente per autoveicoli. |
US6299412B1 (en) * | 1999-12-06 | 2001-10-09 | General Electric Company | Bowed compressor airfoil |
-
1999
- 1999-12-06 US US09/455,826 patent/US6331100B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2000
- 2000-08-29 PL PL342227A patent/PL196777B1/pl unknown
- 2000-11-23 CA CA002326424A patent/CA2326424C/en not_active Expired - Fee Related
- 2000-12-05 RU RU2000130594/06A patent/RU2228461C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2000-12-05 DE DE60039957T patent/DE60039957D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-05 JP JP2000369362A patent/JP4771585B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2000-12-05 EP EP00310798A patent/EP1106836B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2000-12-05 KR KR1020000073159A patent/KR100827055B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2000-12-06 CN CNB001350900A patent/CN1311144C/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2493438C2 (ru) * | 2008-06-13 | 2013-09-20 | Сименс Акциенгезелльшафт | Направляющая или рабочая лопатка для осевого компрессора |
US8678757B2 (en) | 2008-06-13 | 2014-03-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane or blade for an axial flow compressor |
EA015947B1 (ru) * | 2009-07-20 | 2011-12-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
EA015948B1 (ru) * | 2009-07-20 | 2011-12-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
EA015968B1 (ru) * | 2009-10-12 | 2012-01-30 | Феликс Мубаракович Давлетшин | Лопасть вентилятора градирни |
RU2607712C1 (ru) * | 2011-11-29 | 2017-01-10 | Снекма | Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса |
RU2635734C2 (ru) * | 2012-04-04 | 2017-11-15 | Снекма | Лопатка ротора турбомашины |
RU2632350C2 (ru) * | 2012-07-06 | 2017-10-04 | Снекма | Выпрямитель газотурбинного двигателя с лопатками улучшенного профиля |
RU2624677C2 (ru) * | 2012-07-12 | 2017-07-05 | Снекма | Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства |
RU2633475C2 (ru) * | 2012-08-06 | 2017-10-12 | Сименс Акциенгезелльшафт | Локальное улучшение перемешивания воздуха и топлива в горелках, снабженных завихрителями, имеющими скрещенные в наружной области концы лопаток |
US10012386B2 (en) | 2012-08-06 | 2018-07-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Local improvement of the mixture of air and fuel in burners comprising swirl generators having blade ends that are crossed in the outer region |
RU195347U1 (ru) * | 2019-09-16 | 2020-01-23 | Акционерное общество (АО) "Научно-исследовательский институт "Лопастных машин" ("НИИ ЛМ") | Рабочее колесо лопастной машины с радиальными наборными лопатками |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN1299003A (zh) | 2001-06-13 |
EP1106836A2 (en) | 2001-06-13 |
DE60039957D1 (de) | 2008-10-02 |
EP1106836B1 (en) | 2008-08-20 |
CA2326424C (en) | 2009-06-09 |
JP2001193692A (ja) | 2001-07-17 |
JP4771585B2 (ja) | 2011-09-14 |
EP1106836A3 (en) | 2004-05-19 |
US6331100B1 (en) | 2001-12-18 |
CA2326424A1 (en) | 2001-06-06 |
KR20010062118A (ko) | 2001-07-07 |
KR100827055B1 (ko) | 2008-05-02 |
CN1311144C (zh) | 2007-04-18 |
PL342227A1 (en) | 2001-06-18 |
PL196777B1 (pl) | 2008-01-31 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2228461C2 (ru) | Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб | |
RU2220329C2 (ru) | Изогнутая лопатка компрессора | |
JP3578769B2 (ja) | 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ | |
US6508630B2 (en) | Twisted stator vane | |
US6312219B1 (en) | Narrow waist vane | |
US5167489A (en) | Forward swept rotor blade | |
US6338609B1 (en) | Convex compressor casing | |
EP1152122B1 (en) | Turbomachinery blade array | |
US8419355B2 (en) | Fluid flow machine featuring an annulus duct wall recess | |
US5286168A (en) | Freestanding mixed tuned blade | |
RU2255248C2 (ru) | Стреловидная выпуклая лопатка (варианты) | |
RU2354854C1 (ru) | Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора | |
EP0040534A1 (en) | Compressor diffuser | |
EP2476862A1 (en) | Vane for an axial flow turbomachine and corresponding turbomachine | |
JP2003522890A (ja) | 軸流ターボ機械のためのエーロフォイル | |
US7789631B2 (en) | Compressor of a gas turbine and gas turbine | |
US7052237B2 (en) | Turbine blade and turbine | |
US11203935B2 (en) | Blade with protuberance for turbomachine compressor | |
EP3392459A1 (en) | Compressor blades | |
JPH03138404A (ja) | 蒸気タービン用の羽根 | |
CN111577656B (zh) | 叶片及使用其的轴流叶轮 | |
JPH1061405A (ja) | 軸流形ターボ機械の静翼 | |
JPH06193402A (ja) | 軸流タービン静翼装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20071206 |