RU2343322C2 - Лопатка компрессора, а также способ изготовления и применение лопатки компрессора - Google Patents
Лопатка компрессора, а также способ изготовления и применение лопатки компрессора Download PDFInfo
- Publication number
- RU2343322C2 RU2343322C2 RU2007108295/06A RU2007108295A RU2343322C2 RU 2343322 C2 RU2343322 C2 RU 2343322C2 RU 2007108295/06 A RU2007108295/06 A RU 2007108295/06A RU 2007108295 A RU2007108295 A RU 2007108295A RU 2343322 C2 RU2343322 C2 RU 2343322C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- profile
- blade
- compressor
- sealing
- height
- 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
- F04D29/08—Sealings
- F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
- F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
-
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/4932—Turbomachine making
- Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49336—Blade making
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к лопатке (50) компрессора (9), которая вдоль главной оси (53) имеет хвостовик (55) лопатки, область (59) платформы и примыкающий к ней профиль (61) лопатки с торцом профиля, причем профиль (61) лопатки образован выпуклой стенкой (69) со стороны всасывания и противоположной стенке (69) со стороны всасывания вогнутой стенкой (67) со стороны нагнетания, причем эти поверхности по отношению к среде потока проходят от входной кромки (63) к выходной кромке (65), и между ними посередине проходит средняя линия (71) профиля, причем на торце (72) профиля расположена проходящая поперек главной оси (53) торцевая поверхность (73), на которой, по меньшей мере, частично, проходит уплотнительная фаска (75) от входной кромки (63) к выходной кромке (65), и профиль (61) лопатки, включая уплотнительную фаску (74), имеет проходящую в направлении главной оси (53) высоту (Н) профиля лопатки. Для того чтобы получить экономичную и аэродинамически усовершенствованную лопатку компрессора с модифицированной уплотнительной фаской, уплотнительное действие которой является неизменным, предлагается, чтобы высота (HL) уплотнительной фаски (74) была меньше 2% от высоты (Н) профиля (61) лопатки.3 н. и 6 з.п.ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к лопатке компрессора, которая имеет вдоль главной оси хвостовик лопатки, платформу и примыкающий к ней профиль лопатки с торцом профиля, причем профиль лопатки образован выпуклой стенкой со стороны всасывания и расположенной противоположно стенке со стороны всасывания вогнутой стенкой со стороны нагнетания, причем стенки по отношению к протекающей среде проходят от входной кромки к выходной кромке и между ними посередине проходит средняя линия профиля, причем на торце профиля имеется расположенная поперек главной оси торцевая поверхность, на которой выполненная за одно целое с профилем лопатки уплотнительная фаска, по меньшей мере, частично проходит от входной кромки к выходной кромке на расстоянии от стенки со стороны всасывания и от стенки со стороны нагнетания вдоль средней линии профиля, и профиль лопатки, включая уплотнительную фаску, имеет проходящую в направлении главной оси высоту профиля.
Из заявки США US 6039531 известна лопатка турбины с прилитой к рабочей стороне лопатки уплотнительной фаской. Уплотнительная фаска проходит посередине между стороной всасывания и стороной нагнетания по торцу профиля.
Кроме того, из японской заявки JP-A-2000130102 известна рабочая лопатка компрессора, которая на своем свободном конце профиля лопатки имеет торцевую поверхность, по которой проходит выполненное в виде фаски ребро в области стороны всасывания профиля рабочей лопатки от входной кромки к выходной кромке. Ребро лопатки компрессора при работе компрессора служит в качестве уплотнительного элемента, чтобы снижать аэродинамические потери в зазоре торца в компрессоре, которые возникают между торцом лопатки и ограничивающей поверхностью канала компрессора.
Изготовление такого уплотнительного ребра на стороне всасывания лопатки с изнашиваемой кромкой, в частности при сильно корригированных краевых зонах, т.е. особенно сильно изогнутых в области торца, может быть очень дорогостоящим, так как изготовление или фрезерование контура осуществляется с помощью пятикоординатной фрезы. После фрезерования стенки со стороны всасывания и геометрии уплотнительной фаски лопатку со стороны всасывания шлифуют вручную, чтобы достичь требуемого качества поверхности. Эта ручная обработка приводит к частым дефектам в изготовлении с соответствующими последствиями, как, например, брак или неоптимальные контуры.
Задачей изобретения, поэтому, является предложить улучшенную в отношении аэродинамических свойств лопатку компрессора, не снижая уплотняющего действия уплотнительной фаски. Кроме того, задачей изобретения является предложить экономичный способ изготовления такой лопатки компрессора, а также ее применение.
Задача, относящаяся к лопатке компрессора, решается с помощью признаков п.1 формулы изобретения, задача, направленная на изготовление, решается с помощью признаков п.6 формулы изобретения, и направленная на применение задача - с помощью признаков п.8 формулы изобретения.
Изобретение предлагает, чтобы высота уплотнительной фаски составляла меньше двух процентов высоты профиля лопатки.
Изобретение исходит из знания о том, что уплотнительная фаска согласно изобретению экономично изготовляется с помощью трехкоординатного фрезерующего устройства, хотя из-за геометрически сложной аэродинамической формы профиля лопатки компрессора этот профиль изготовляется с помощью пятикоординатного фрезерующего устройства или с помощью прецизионной ковки.
Для изготовления можно, таким образом, использовать более простой способ и/или применить для этого более экономичный в эксплуатации станок. Это является преимуществом в частности, при сравнительно сильно изогнутых в области торца лопатках компрессора.
К тому же отпадают связанные с большими расходами этапы изготовления, как, например, дополнительная ручная обработка. Процесс изготовления сокращается. Далее, отказ от дополнительной ручной обработки приводит к значительно более высокой надежности процесса.
Также можно проще проверить и контролировать точность геометрии уплотнительной фаски согласно изобретению, чем точность геометрии уплотнительных фасок, которые выполнены параллельно стороне всасывания. Это приводит к дальнейшему снижению стоимости изготовления.
Согласно изобретению высота уплотнительной фаски составляет максимально два процента высоты профиля лопатки. До настоящего времени выполненная за одно целое с профилем лопатки уплотнительная фаска из технологических соображений имеет большую высоту.
Расчеты показывают, что вновь выбранная величина уплотнительной фаски на торцевой поверхности не имеет никакого негативного влияния на аэродинамическую производительность профиля лопатки, более того, благодаря более низкой уплотнительной фаске оптимизированная в отношении аэродинамических свойств активная поверхность профиля лопатки увеличивается, что в компрессоре, оснащенном лопатками согласно изобретению, приводит к улучшению аэродинамики, меньшим помехам при протекании в области торца профиля лопатки и в целом - к более высокому коэффициенту полезного действия.
Предпочтительные варианты выполнения приведены в зависимых пунктах формулы изобретения.
В частности, если уплотнительная фаска имеет боковую поверхность на стороне всасывания и боковую поверхность на стороне нагнетания, которые проходят параллельно главной оси, ее можно особенно просто и, таким образом, экономично изготовить. Кроме того, рекомендуется обе боковые поверхности изготовить таким образом, чтобы они проходили параллельно средней линии профиля. Вследствие этого боковые поверхности уплотнительной фаски не сформированы аэродинамически, т.е. не наклонены относительно главной оси, как контур боковых стенок профиля лопатки. Далее, уплотнительная фаска снижает потери в зазоре торца по торцу профиля.
В предпочтительном варианте выполнения боковые поверхности уплотнительной фаски соединены друг с другом посредством изнашиваемой поверхности, которая расположена перпендикулярно радиусу ротора компрессора. Таким образом, между конструктивными частями корпуса и, соответственно, ступицы и лопаткой компрессора может образоваться цилиндрический зазор, который снижает потери в зазоре.
Лопатка компрессора согласно изобретению может использоваться равным образом предпочтительно в качестве рабочей лопатки, так и в качестве направляющей лопатки.
Особенно предпочтителен вариант, при котором, по меньшей мере, одна боковая поверхность уплотнительной фаски соединена с торцевой поверхностью посредством радиуса перехода, величина которого составляет максимально 25 процентов высоты уплотнительной фаски. За счет особенно малого радиуса перехода можно достичь чрезвычайно малой высоты уплотнительной фаски. Изготовление такого радиуса перехода осуществляется экономично вместе с уплотнительной фаской с помощью хвостовой фрезы на трех-координатном фрезерном устройстве. В противоположность этому, прежде сильно изогнутые профили лопаток с уплотнительной фаской, фрезерованной с большим радиусом перехода особенно в средней части между входной кромкой и выходной кромкой имели большую высоту уплотнительной фаски, чем в области входной и выходной кромки, что до настоящего времени приводило к нарушениям потока. Этого выпуклого характера уплотнительной фаски или ее высоты можно избежать с помощью значительно меньших радиусов перехода.
Изобретение поясняется далее более подробно с привлечением чертежей, которые показывают:
Фиг.1 - продольный частичный разрез газовой турбины с компрессором;
Фиг.2 - лопатку компрессора согласно изобретению в перспективном изображении и
Фиг.3 - детализированный вид изнашиваемой поверхности лопатки компрессора.
Компрессоры и газовые турбины, а также принципы их действия общеизвестны. В этой связи фиг.1 показывает газовую турбину 1 с расположенным с возможностью вращения вокруг оси 3 ротором 5.
Вдоль оси 3 вращения газовая турбина 1 имеет камеру 7 всасывания, компрессор 9, выполненную в виде тора кольцевую камеру 11 сгорания и турбинную установку 13.
Как в компрессоре 9, так и в турбинной установке 13 направляющие лопатки 15 и рабочие лопатки 17 расположены в соответствующих венцах. В компрессоре 9 за венцом 19 рабочих лопаток следует венец 21 направляющих лопаток. Рабочие лопатки 17 при этом закреплены на роторе 5 с помощью диска 23 ротора, тогда как направляющие лопатки 15 неподвижно смонтированы на корпусе 25.
Точно также в турбинной установке 13 расположены венцы 21 из направляющих лопаток 15, за которыми соответственно в направлении протекающей среды следует венец из рабочих лопаток 17.
Соответствующие профили направляющих лопаток 15 и рабочих лопаток 17 проходят при этом в виде лучей в имеющем форму кольца канале 27.
При работе газовой турбины 1 воздух подсасывается через камеру 7 всасывания и сжимается компрессором 9. На выходе 31 из компрессора 9 сжатый воздух направляется к горелкам 33, которые, располагаясь на кольце, предусмотрены в кольцевой камере 11 сгорания. В горелках сжатый воздух 29 смешивается с топливом 35, и эта смесь сжигается в кольцевой камере 11 сгорания с образованием горячего газа 37. Затем горячий газ 37 через канал 27 турбинной установки 13 протекает мимо направляющих лопаток 15 и рабочих лопаток 17. При этом горячий газ 37 расширяется у рабочих лопаток 17 турбинной установки 13, производя работу. За счет этого ротор 5 газовой турбины 1 приводится во вращательное движение, которое используется для привода компрессора и привода не показанной рабочей машины.
Фиг.2 показывает лопатку 50 компрессора в перспективном изображении. Лопатка 50 компрессора вдоль главной оси 53 имеет хвостовик 55 лопатки, область 57 платформы с платформой 59 и профиль 61 лопатки. Профиль 61 лопатки при работе компрессора 9 омывается воздухом 29, который набегает на входную кромку 63 и стекает с выходной кромки 65. Профиль 61 лопатки образован стенкой 67 со стороны нагнетания и стенкой 69 со стороны всасывания и имеет проходящую в направлении главной оси 53 высоту H.
От входной кромки 63 к выходной кромке 65 проходит средняя линия 71 профиля, к которой в любом месте ее протяженности может быть восстановлен перпендикуляр 74, который пересекает как стенку 69 со стороны всасывания, так и стенку 67 со стороны нагнетания. При этом соответственно первое расстояние A между точками пересечения перпендикуляров 74 со средней линией 71 профиля и стенки 67 со стороны нагнетания с перпендикулярами 74 идентично второму расстоянию B, которое имеется между точками пересечения средней линии 71 профиля с перпендикулярами 74 и стенки 69 со стороны всасывания с перпендикулярами 74.
Далее, профиль 61 лопатки на своем обращенном от платформы торце 72 профиля имеет торцевую поверхность 73, на которой расположена уплотнительная фаска 75. Уплотнительная фаска 75 является более узкой, чем профиль 61 лопатки, проходит от входной кромки 63 к выходной кромке 65 вдоль средней линии 71 профиля, т.е. в промежутке между контурами стенки 69 со стороны всасывания и стенки 67 со стороны нагнетания.
Уплотнительная фаска 75, также называемая изнашиваемой кромкой, имеет обращенную к стенке 67 со стороны нагнетания первую боковую поверхность 77 и обращенную к стенке 69 со стороны всасывания вторую боковую поверхность 79.
Изогнутые боковые поверхности 77, 79 уплотнительной фаски 75 проходят параллельно главной оси 53, а также параллельно средней линии 71 профиля, тогда как, стенка 69 со стороны всасывания профиля 61 лопатки, как и стенка 67 со стороны нагнетания профиля 61 лопатки из аэродинамических соображений наклонены, т.е. проходят под углом к главной оси 53. По сравнению с лопаткой из уровня техники можно благодаря этому достичь более простого изготовления уплотнительной фаски 75.
Кроме того, боковые поверхности 77, 79 уплотнительной фаски 75 соединены друг с другом посредством изнашиваемой поверхности 81, которая расположена перпендикулярно радиусу ротора 5 компрессора 9.
Уплотнительная фаска 75 имеет направленную параллельно главной оси 53 высоту HL, которая измеряется между торцевой поверхностью 73 профиля лопатки и изнашиваемой поверхностью 81 и является частью высоты H профиля лопатки.
Фиг.3 показывает детализированный вид изнашиваемой кромки согласно изобретению. При этом ясно видно, что уплотнительная фаска 75 проходит посередине между стенкой 69 со стороны всасывания и стенкой 67 со стороны нагнетания от входной кромки 63 к выходной кромке 65, с направленными параллельно главной оси 53 и средней линии 71 профиля боковыми поверхностями 77, 79.
Боковые поверхности 77, 79 переходят через радиус R перехода в торцевую поверхность 73, причем радиус R перехода составляет предпочтительно максимально 25 процентов высоты HL уплотнительной фаски. Благодаря этому можно изготовить особенно низкую уплотнительную фаску, высота HL которой составляет максимально 2 процента высоты H листа лопатки.
Благодаря новой геометрии и положению уплотнительной фаски 75 отпадают сопряженные с дефектами и связанные с повышенными затратами этапы изготовления. Благодаря этому можно снизить как затраты на изготовление, так и долю отбраковок изготовленных лопаток 50 компрессора. Ухудшения потерь в зазоре торца через радиальный зазор между лопаткой 50 компрессора и внутренним корпусом при этом не происходит, равно, как и потерь потока за счет незначительно уменьшенной, максимально возможной аэродинамически активной поверхности профиля.
Claims (9)
1. Лопатка (50) для компрессора (9), которая имеет вдоль главной оси (53) хвостовик (55) лопатки, область (59) платформы и примыкающий к ней профиль (61) лопатки с торцом (72) профиля, причем профиль (61) лопатки образован выпуклой стенкой (69) со стороны всасывания и расположенной противоположно стенке (69) со стороны всасывания вогнутой стенкой (67) со стороны нагнетания, причем стенки по отношению к среде потока проходят от входной кромки (63) к выходной кромке (65), и между стенками посередине проходит средняя линия (71) профиля, причем на торце (72) профиля расположена стоящая поперек главной оси (53) торцевая поверхность (73), на которой выполнена за одно целое с профилем (61) лопатки уплотнительная фаска (75), которая, по меньшей мере, частично проходит от входной кромки (63) к выходной кромке (65) в промежутке между стенкой (69) со стороны всасывания и стенкой (67) со стороны нагнетания вдоль средней линии (71) профиля, и профиль (61) лопатки, включая уплотнительную фаску (74), имеет проходящую в направлении главной оси (53) высоту (Н) профиля, отличающаяся тем, что высота (HL) уплотнительной фаски (74) составляет меньше 2% от высоты (Н) профиля (61) лопатки.
2. Лопатка по п.1, у которой уплотнительная фаска (75) имеет расположенную на стороне всасывания боковую поверхность (79) и расположенную на стороне нагнетания боковую поверхность (77), которые проходят параллельно главной оси (53).
3. Лопатка по п.2, у которой обе боковые поверхности (79, 77) проходят параллельно средней линии (71) профиля.
4. Лопатка (50) по п.2 или 3, у которой боковые поверхности (77, 79) уплотнительной фаски (75) соединены друг с другом изнашиваемой поверхностью (81), которая расположена перпендикулярно радиусу ротора (5) компрессора (9).
5. Лопатка (50) по одному из пп.1-3, в которой, по меньшей мере, одна боковая поверхность (77, 79) уплотнительной фаски (75) соединена с торцевой поверхностью (73) посредством радиуса (R), величина которого составляет максимально 25% высоты (HL) уплотнительной фаски (75).
6. Лопатка (50) по п.4, в которой, по меньшей мере, одна боковая поверхность (77, 79) уплотнительной фаски (75) соединена с торцевой поверхностью (73) посредством радиуса (R), величина которого составляет максимально 25% высоты (HL) уплотнительной фаски (75).
7. Способ изготовления уплотнительной фаски (74) лопатки (50) компрессора по одному из пп.1-6, отличающийся тем, что на торце (72) профиля (61) лопатки уплотнительную фаску (74) выполняют путем фрезерования с помощью трехкоординатного фрезерного устройства.
8. Способ по п.7, при котором лопатки (50) компрессора изготовляют фрезерованием или прецизионной ковкой.
9. Применение лопатки компрессора по одному из пп.1-6 в качестве рабочей лопатки или направляющей лопатки в компрессоре (9), в частности в компрессоре стационарной пропускающей поток по оси газовой турбины (1).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP04018728.8 | 2004-08-06 | ||
EP04018728A EP1624192A1 (de) | 2004-08-06 | 2004-08-06 | Verdichterschaufel für einen Verdichter und Verdichter |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007108295A RU2007108295A (ru) | 2008-09-20 |
RU2343322C2 true RU2343322C2 (ru) | 2009-01-10 |
Family
ID=34926091
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007108295/06A RU2343322C2 (ru) | 2004-08-06 | 2005-06-20 | Лопатка компрессора, а также способ изготовления и применение лопатки компрессора |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8951008B2 (ru) |
EP (2) | EP1624192A1 (ru) |
JP (1) | JP4660547B2 (ru) |
CN (1) | CN100523519C (ru) |
AT (1) | ATE519036T1 (ru) |
CA (1) | CA2575948C (ru) |
ES (1) | ES2370402T3 (ru) |
MX (1) | MX2007001443A (ru) |
PL (1) | PL1774179T3 (ru) |
RU (1) | RU2343322C2 (ru) |
WO (1) | WO2006015899A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476729C1 (ru) * | 2011-07-29 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP4830812B2 (ja) * | 2006-11-24 | 2011-12-07 | 株式会社Ihi | 圧縮機動翼 |
GB0807358D0 (en) * | 2008-04-23 | 2008-05-28 | Rolls Royce Plc | Fan blade |
DE102010034604A1 (de) * | 2010-08-13 | 2012-02-16 | Ziehl-Abegg Ag | Flügelrad für einen Ventilator |
CN102536897B (zh) * | 2010-12-29 | 2015-04-22 | 台达电子工业股份有限公司 | 风扇及其叶轮 |
FR2972380A1 (fr) | 2011-03-11 | 2012-09-14 | Alstom Technology Ltd | Procede de fabrication d'un diaphragme de turbine a vapeur |
US8790088B2 (en) * | 2011-04-20 | 2014-07-29 | General Electric Company | Compressor having blade tip features |
EP2798175A4 (en) * | 2011-12-29 | 2017-08-02 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and turbine blade |
JP5555727B2 (ja) | 2012-01-23 | 2014-07-23 | 川崎重工業株式会社 | 軸流圧縮機翼の製造方法 |
EP2696031B1 (de) | 2012-08-09 | 2015-10-14 | MTU Aero Engines AG | Schaufel für eine Strömungsmaschine und zugehörige Strömungsmaschine |
CN103883361B (zh) * | 2012-12-20 | 2016-05-04 | 中航商用航空发动机有限责任公司 | 涡轮叶片 |
CN103925244B (zh) * | 2014-04-02 | 2017-03-15 | 清华大学 | 一种用于300mw f级重型燃气轮机的大流量高负荷轴流压气机 |
US20160238021A1 (en) * | 2015-02-16 | 2016-08-18 | United Technologies Corporation | Compressor Airfoil |
US10934847B2 (en) * | 2016-04-14 | 2021-03-02 | Mitsubishi Power, Ltd. | Steam turbine rotor blade, steam turbine, and method for manufacturing steam turbine rotor blade |
CN106271469B (zh) * | 2016-08-29 | 2018-03-30 | 中航动力股份有限公司 | 一种细长空心多腔薄壁压气机叶片的加工方法 |
CN111219362A (zh) * | 2018-11-27 | 2020-06-02 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 轴流压气机叶片、轴流压气机及燃气轮机 |
CN110076524B (zh) * | 2019-04-30 | 2020-07-31 | 沈阳透平机械股份有限公司 | 一种轴流型压缩机静叶流道板的加工方法 |
DE102021130682A1 (de) | 2021-11-23 | 2023-05-25 | MTU Aero Engines AG | Schaufelblatt für eine Strömungsmaschine |
Family Cites Families (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE1428165A1 (de) | 1962-12-18 | 1969-02-20 | Licentia Gmbh | Verfahren zum Herstellen eines Endes einer Stroemungsmaschinenschaufel |
DE1937395A1 (de) | 1969-07-23 | 1971-02-11 | Dettmering Prof Dr Ing Wilhelm | Gitter zur Vermeidung der Sekundaerstroemung |
US3854842A (en) * | 1973-04-30 | 1974-12-17 | Gen Electric | Rotor blade having improved tip cap |
US4390320A (en) * | 1980-05-01 | 1983-06-28 | General Electric Company | Tip cap for a rotor blade and method of replacement |
JPS62142805A (ja) * | 1985-12-18 | 1987-06-26 | Toshiba Corp | 軸流流体機械の動翼 |
GB9112043D0 (en) * | 1991-06-05 | 1991-07-24 | Sec Dep For The Defence | A titanium compressor blade having a wear resistant portion |
US5476363A (en) * | 1993-10-15 | 1995-12-19 | Charles E. Sohl | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
GB2310897B (en) * | 1993-10-15 | 1998-05-13 | United Technologies Corp | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
JP3137527B2 (ja) * | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
JP3453268B2 (ja) * | 1997-03-04 | 2003-10-06 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼 |
US6219916B1 (en) * | 1997-12-19 | 2001-04-24 | United Technologies Corporation | Method for linear friction welding and product made by such method |
JP2000130102A (ja) | 1998-10-29 | 2000-05-09 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 回転機械翼端構造 |
US6206642B1 (en) * | 1998-12-17 | 2001-03-27 | United Technologies Corporation | Compressor blade for a gas turbine engine |
US6086328A (en) * | 1998-12-21 | 2000-07-11 | General Electric Company | Tapered tip turbine blade |
US6190129B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-02-20 | General Electric Company | Tapered tip-rib turbine blade |
US6059530A (en) * | 1998-12-21 | 2000-05-09 | General Electric Company | Twin rib turbine blade |
JP2001303904A (ja) * | 2000-04-24 | 2001-10-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
US6672829B1 (en) * | 2002-07-16 | 2004-01-06 | General Electric Company | Turbine blade having angled squealer tip |
-
2004
- 2004-08-06 EP EP04018728A patent/EP1624192A1/de not_active Withdrawn
-
2005
- 2005-06-20 JP JP2007524310A patent/JP4660547B2/ja active Active
- 2005-06-20 EP EP05767976A patent/EP1774179B1/de active Active
- 2005-06-20 RU RU2007108295/06A patent/RU2343322C2/ru active
- 2005-06-20 WO PCT/EP2005/052848 patent/WO2006015899A1/de active Application Filing
- 2005-06-20 AT AT05767976T patent/ATE519036T1/de active
- 2005-06-20 CA CA2575948A patent/CA2575948C/en active Active
- 2005-06-20 US US11/659,551 patent/US8951008B2/en active Active
- 2005-06-20 ES ES05767976T patent/ES2370402T3/es active Active
- 2005-06-20 PL PL05767976T patent/PL1774179T3/pl unknown
- 2005-06-20 MX MX2007001443A patent/MX2007001443A/es active IP Right Grant
- 2005-06-20 CN CNB2005800336717A patent/CN100523519C/zh active Active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2476729C1 (ru) * | 2011-07-29 | 2013-02-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2575948C (en) | 2010-10-19 |
JP4660547B2 (ja) | 2011-03-30 |
EP1774179A1 (de) | 2007-04-18 |
CA2575948A1 (en) | 2006-02-16 |
WO2006015899A1 (de) | 2006-02-16 |
EP1624192A1 (de) | 2006-02-08 |
MX2007001443A (es) | 2007-04-19 |
EP1774179B1 (de) | 2011-08-03 |
CN101035988A (zh) | 2007-09-12 |
US8951008B2 (en) | 2015-02-10 |
CN100523519C (zh) | 2009-08-05 |
ATE519036T1 (de) | 2011-08-15 |
US20110044800A1 (en) | 2011-02-24 |
PL1774179T3 (pl) | 2011-12-30 |
JP2008509316A (ja) | 2008-03-27 |
RU2007108295A (ru) | 2008-09-20 |
ES2370402T3 (es) | 2011-12-15 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2343322C2 (ru) | Лопатка компрессора, а также способ изготовления и применение лопатки компрессора | |
US10458427B2 (en) | Compressor aerofoil | |
RU2228461C2 (ru) | Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб | |
US9650896B2 (en) | Turbine engine blade having improved stacking law | |
US7607893B2 (en) | Counter tip baffle airfoil | |
JP4665916B2 (ja) | ガスタービンの第1段動翼 | |
US20100098548A1 (en) | Mixed Flow Turbine or Radial Turbine | |
US9745859B2 (en) | Radial-inflow type axial flow turbine and turbocharger | |
US9109455B2 (en) | Turbomachine blade tip shroud | |
JP2007270837A (ja) | 最適化された案内羽根、案内羽根の環状体セクタ、そのような羽根を備える圧縮段階、圧縮機およびターボ機械 | |
US11203935B2 (en) | Blade with protuberance for turbomachine compressor | |
US20110097205A1 (en) | Turbine airfoil-sidewall integration | |
US11274558B2 (en) | Compressor aerofoil | |
US20210140324A1 (en) | Compressor aerofoil | |
EP1601860B1 (en) | Turbine nozzle airfoil | |
EP2486241B1 (en) | Guide vane with a winglet for an energy converting machine and machine for converting energy comprising the guide vane | |
US11085308B2 (en) | Compressor aerofoil | |
CN116753036A (zh) | 具有高加速度和低叶片转动的翼型件的涡轮发动机 | |
CN103089325B (zh) | 翼型件及其制造方法 | |
US10138736B2 (en) | Turbomachine blade tip shroud | |
CN110869584B (zh) | 压气机翼型 | |
RU2794951C2 (ru) | Лопатка газотурбинного двигателя с правилом максимальной толщины с большим запасом прочности при флаттере | |
JP2007009761A (ja) | 軸流タービン | |
KR20170073501A (ko) | 터보기계 및 터보기계를 위한 터빈 노즐 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20210330 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20150707 Effective date: 20210407 |