RU2381388C1 - Fan or compressor impeller - Google Patents

Fan or compressor impeller Download PDF

Info

Publication number
RU2381388C1
RU2381388C1 RU2008127710/06A RU2008127710A RU2381388C1 RU 2381388 C1 RU2381388 C1 RU 2381388C1 RU 2008127710/06 A RU2008127710/06 A RU 2008127710/06A RU 2008127710 A RU2008127710 A RU 2008127710A RU 2381388 C1 RU2381388 C1 RU 2381388C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
generatrix
region
fan
gas turbine
compressor
Prior art date
Application number
RU2008127710/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Михаил Леонидович Кузменко (RU)
Михаил Леонидович Кузменко
Альберт Рудольфович Кривоногов (RU)
Альберт Рудольфович Кривоногов
Алексей Викторович Кащеев (RU)
Алексей Викторович Кащеев
Алексей Анатольевич Еремин (RU)
Алексей Анатольевич Еремин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" filed Critical Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн"
Priority to RU2008127710/06A priority Critical patent/RU2381388C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2381388C1 publication Critical patent/RU2381388C1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/314—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being inclined in relation to each other

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention relates to gas turbine production and can be used in first stages of axial fans and compressors. Proposed impeller features airfoil portion with front edge that has its generating line inclined to radial axis and comprises height-variable blades, front edge being divided into three zones, i.e. hub, central and peripheral zones. Note here that, in central zone, generating line is inclined along the flow, while, in hub zone, adjoining central one, said generating line is inclined counter the flow. Note also the remaining part of hub zone features front edge generating line inclined along the flow.
EFFECT: changed pattern of blade vibration variations results in decreased level of dynamic strains in blades and increased aerodynamic damping with deterioration of aerodynamic and acoustic characteristics of impellers.
8 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в первых ступенях осевых вентиляторов и компрессоров.The invention relates to the field of gas turbine engine manufacturing and can be used in the first stages of axial fans and compressors.

Известна рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя (патент US 6071077, МПК F04D 29/34, опубл. 2000.06.06), перо которой имеет входную кромку с углом наклона образующей к радиальной оси, изменяющимся по высоте лопатки от ее втулочного сечения до периферийного. Входная кромка разделена на три области: привтулочную, среднюю и периферийную. В привтулочной и периферийной областях образующая входной кромки наклонена против потока, а в средней области - по потоку. Использование лопаток, имеющих описанную форму входной кромки, способствует снижению волновых потерь при торможении сверхзвукового потока, а также увеличению сопротивляемости к попаданию посторонних предметов.A known fan blade of a fan or compressor of a gas turbine engine (patent US 6071077, IPC F04D 29/34, publ. 2000.06.06), the feather of which has an input edge with an angle of inclination of the generatrix to the radial axis, varying in height of the blade from its sleeve section to the peripheral. The input edge is divided into three areas: pyloric, middle and peripheral. In the inflated and peripheral regions, the generatrix of the inlet edge is inclined against the flow, and in the middle region - downstream. The use of blades having the described shape of the input edge, helps to reduce wave losses during braking of the supersonic flow, as well as increase the resistance to foreign objects.

Наиболее близким к предлагаемому техническому решению является лопатка вентилятора или компрессора, описанная в патенте US 2004/0170502 A1, MПK F03B 3/12, опубл. 2004.02.09. Такая лопатка имеет входную кромку пера с углом наклона ее образующей к радиальной оси, изменяющимся по высоте лопатки от ее втулочного сечения до периферийного. Входная кромка разделена на три области: привтулочную, среднюю и периферийную, при этом в привтулочной области образующая входной кромки наклонена против потока, а в средней и периферийной областях - по потоку. Благодаря такой форме входных кромок совместно с высоким расположением границы между средней и привтулочной областью (от 40% до 75% радиальной высоты входной кромки пера лопатки между ее втулочным сечением и периферией) улучшается распределение скоростей в межлопаточных каналах, в результате чего увеличивается производительность и снижаются потери при торможении натекающего потока в периферийной области рабочего колеса на высоких частотах вращения, снижается уровень шума.Closest to the proposed technical solution is the fan blade or compressor described in US 2004/0170502 A1, MPK F03B 3/12, publ. 2004.02.09. Such a blade has an input edge of the pen with an angle of inclination of its generatrix to the radial axis, varying in height of the blade from its sleeve section to the peripheral. The inlet edge is divided into three regions: the infeed, middle and peripheral, while in the infeed region the generatrix of the inlet edge is inclined against the flow, and in the middle and peripheral regions - downstream. Due to this shape of the input edges, together with the high location of the boundary between the middle and the inflow region (from 40% to 75% of the radial height of the input edge of the blade feather between its sleeve section and the periphery), the velocity distribution in the interscapular channels is improved, as a result of which productivity is increased and losses are reduced when braking the flow in the peripheral region of the impeller at high speeds, the noise level is reduced.

Недостатком обоих технических решений является то, что при такой форме входной кромки рабочая лопатка имеет неблагоприятный характер колебаний и пониженную степень аэродинамического демпфирования. Это влечет за собой снижение запасов устойчивости к флаттеру и возникновение областей лопатки с высоким уровнем динамических напряжений от возбуждающих гармоник, которые обусловлены неравномерностью потока воздуха на входе, особенно в условиях бокового ветра. Такие лопатки используются в рабочих колесах первых ступеней современных вентиляторов и компрессоров, к которым предъявляются высокие требования по газодинамическому и акустическому совершенству. Для снижения уровня генерируемого шума в этих лопаточных машинах максимально уменьшают величину окружной скорости вращения рабочих лопаток, при этом должна обеспечиваться высокая (потребная) степень повышения полного давления, что приводит к увеличению аэродинамической нагруженности его лопаток, то есть увеличивается их изгиб. Это, в свою очередь, способствует увеличению доли кручения при колебаниях (связанных изгибно-крутильных), что является фактором, снижающим запасы устойчивости к флаттеру. Кроме того, такие лопатки в целях снижения аэродинамических потерь выполняются без бандажных полок, что также негативно сказывается на запасах устойчивости к флаттеру. С увеличением аэродинамической нагруженности рабочего колеса усугубляются нестационарные процессы, возрастают пульсации давления, что создает трудности с обеспечением прочности лопаток.The disadvantage of both technical solutions is that with this shape of the input edge, the working blade has an unfavorable nature of vibrations and a reduced degree of aerodynamic damping. This entails a decrease in flutter resistance reserves and the appearance of areas of the blade with a high level of dynamic stresses from exciting harmonics, which are caused by uneven air flow at the inlet, especially in cross-wind conditions. Such blades are used in the impellers of the first stages of modern fans and compressors, which are subject to high requirements for gas-dynamic and acoustic perfection. To reduce the level of generated noise in these blade machines, the peripheral speed of rotation of the working blades is minimized as much as possible, while a high (required) degree of increase in the total pressure should be ensured, which leads to an increase in the aerodynamic load of its blades, i.e., their bending increases. This, in turn, contributes to an increase in the proportion of torsion during vibrations (related flexural-torsional), which is a factor that reduces the margin of resistance to flutter. In addition, such blades in order to reduce aerodynamic losses are performed without retaining shelves, which also negatively affects the reserves of resistance to flutter. With increasing aerodynamic loading of the impeller, non-stationary processes are aggravated, pressure pulsations increase, which creates difficulties with ensuring the strength of the blades.

Техническим результатом, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, является изменение характера колебаний рабочих лопаток, которое приводит к снижению уровня динамических напряжений в них и увеличению аэродинамического демпфирования без ухудшения аэродинамических и акустических характеристик рабочего колеса. Это способствует улучшению прочностных характеристик и обеспечению потребных запасов устойчивости к флаттеру лопаток высокоэффективного рабочего колеса осевого вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя.The technical result, the achievement of which the present invention is directed, is to change the nature of the vibrations of the working blades, which leads to a decrease in the level of dynamic stresses in them and an increase in aerodynamic damping without impairing the aerodynamic and acoustic characteristics of the impeller. This helps to improve the strength characteristics and ensure the required reserves of flutter resistance of the blades of the highly efficient impeller of the axial fan or compressor of a gas turbine engine.

Технический результат достигается тем, что у рабочей лопатки вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя перо имеет входную кромку с углом наклона ее образующей к радиальной оси, изменяющимся по высоте лопатки от ее втулочного сечения до периферийного. Входная кромка разделена на три области: привтулочную, среднюю и периферийную. В средней области образующая наклонена по потоку, а в части привтулочной области, прилегающей к средней, - против потока.The technical result is achieved by the fact that the pen has an input edge with the angle of inclination of its generatrix to the radial axis of the working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine, varying in height of the blade from its sleeve section to the peripheral. The input edge is divided into three areas: pyloric, middle and peripheral. In the middle region, the generatrix is inclined downstream, and in the part of the prothalic region adjacent to the middle region, it is upstream.

Новым в изобретении является то, что в остальной части привтулочной области образующая входной кромки наклонена по потоку.What is new in the invention is that in the rest of the sleeve region, the generatrix of the inlet edge is inclined downstream.

В периферийной области лопатки образующая входной кромки может быть наклонена по потоку или против потока под углом из диапазона 0-50°.In the peripheral region of the blade, the generatrix of the inlet edge can be inclined upstream or upstream at an angle from a range of 0-50 °.

В оптимальном варианте выполнения лопатки граница между привтулочной и средней областью должна быть расположена на высоте, составляющей 0,4-0,75 от общей высоты входной кромки пера лопатки между ее втулочным сечением и периферией, а часть привтулочной области с образующей, наклоненной по потоку, - составлять 0,1-0,8 от общей высоты привтулочной области, при этом углы наклона образующей входной кромки по потоку и против потока в привтулочной области и в средней области лежат в диапазоне 0-20°.In the optimal embodiment of the blade, the boundary between the prismatic and middle region should be located at a height of 0.4-0.75 of the total height of the inlet edge of the blade pen between its sleeve section and the periphery, and part of the prismatic region with a generatrix inclined downstream - be 0.1-0.8 of the total height of the puffer region, while the angles of inclination of the generatrix of the inlet edge upstream and downstream in the puff region and in the middle region are in the range of 0-20 °.

На прилагаемом чертеже изображена предлагаемая рабочая лопатка вентилятора или компрессора.The attached drawing shows the proposed rotor blade of a fan or compressor.

Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя содержит перо 1, имеющее входную кромку с углом наклона ее образующей 2 к радиальной оси 3 лопатки, изменяющимся вдоль этой оси. Входная кромка разделена на три области: периферийную 4, среднюю 5 и привтулочную, состоящую из части 6, прилегающей к средней области 5, и остальной части 7, прилегающей к втулочному сечению 8.The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine contains a feather 1 having an input edge with an angle of inclination of its generatrix 2 to the radial axis 3 of the blade, varying along this axis. The input edge is divided into three areas: peripheral 4, middle 5 and podtulochny, consisting of part 6 adjacent to the middle area 5, and the rest of 7 adjacent to the sleeve section 8.

В части 6 привтулочной области образующая 2 наклонена против потока под углом α к радиальной оси 3, а в части 7 привтулочной области - по потоку под углом β к радиальной оси 3. В средней области 5 образующая 2 входной кромки наклонена по потоку под углом γ к радиальной оси 3, и углы α, β, γ лежат в диапазоне 0-20°. В периферийной области 4 образующая 2 входной кромки может быть наклонена как по потоку, так и против потока под углом δ из диапазона 0-50°.In part 6 of the supply region, generatrix 2 is inclined against the flow at an angle α to the radial axis 3, and in part 7 of the supply region, downstream at an angle β to the radial axis 3. In the middle region 5, the generatrix 2 of the input edge is inclined downstream at an angle γ to radial axis 3, and angles α, β, γ lie in the range of 0-20 °. In the peripheral region 4, the generatrix 2 of the input edge can be inclined both upstream and upstream at an angle δ from a range of 0-50 °.

Граница между частью 6 привтулочной области и средней областью 5 расположена на высоте, составляющей 0,4-0,75 от общей высоты входной кромки 2 пера лопатки 1 между ее втулочным сечением 8 и периферией 9, а часть 7 привтулочной области с образующей, наклоненной по потоку, - составляет 0,1-0,8 от общей высоты привтулочной области.The boundary between part 6 of the infeed region and the middle region 5 is located at a height of 0.4-0.75 of the total height of the inlet edge 2 of the pen blade 1 between its sleeve section 8 and the periphery 9, and part 7 of the inflow region with a generatrix inclined along flow, - is 0.1-0.8 of the total height of the prankcase region.

При работе осевого вентилятора или компрессора ГТД под воздействием вынужденных колебаний или флаттера вибронапряжения в рабочих лопатках 1 могут достигать критической величины, что приводит к их разрушению. Использование в предлагаемом изобретении входной кромки 2 саблевидной рабочей лопатки 1 с наклоном ее образующей к радиальной оси 3 в привтулочной области 7, от втулочного сечения лопатки 8 направленным по потоку, приводит к такому изменению характера колебаний лопатки 1, что снижается крутильная составляющая связанных изгибно-крутильных колебаний лопатки 1 и увеличивается ее аэродинамическое демпфирование. За счет этого увеличиваются запасы к флаттеру лопаток 1 рабочего колеса. Кроме того, возбуждение лопаток 1 происходит на более низких режимах и при меньших значениях возбуждающей силы, что приводит к снижению динамических напряжений, то есть улучшению прочностных характеристик рабочей лопатки 1. При этом благодаря тому, что форма входной кромки изменяется только в части привтулочной области 7 лопатки 1, благоприятное распределение скоростей в межлопаточных каналах рабочего колеса сохраняется и, таким образом, аэродинамические и акустические характеристики рабочего колеса не ухудшаются.When the axial fan or gas turbine compressor is operating under the influence of forced vibrations or flutter, the vibration stresses in the working blades 1 can reach a critical value, which leads to their destruction. The use of the input edge 2 of the saber-shaped working blade 1 with the inclination of its generatrix to the radial axis 3 in the sleeve region 7, from the sleeve section of the blade 8 directed downstream, leads to such a change in the nature of the vibrations of the blade 1, which reduces the torsional component of the associated flexural-torsional vibrations of the blade 1 and increases its aerodynamic damping. Due to this, the reserves to the flutter of the blades 1 of the impeller are increased. In addition, the excitation of the blades 1 occurs at lower modes and at lower values of the exciting force, which leads to a decrease in dynamic stresses, that is, an improvement in the strength characteristics of the working blade 1. Moreover, due to the fact that the shape of the input edge changes only in part of the sleeve region 7 blades 1, a favorable distribution of speeds in the interscapular channels of the impeller is maintained and, thus, the aerodynamic and acoustic characteristics of the impeller do not deteriorate.

Описанная форма входной кромки получена в процессе проектирования рабочих лопаток вентиляторов газотурбинных двигателей при ее прочностной оптимизации, а достижение технического результата подтверждено многочисленными расчетными данными и результатами испытаний.The described shape of the input edge was obtained during the design of the working blades of the fans of gas turbine engines with its strength optimization, and the achievement of the technical result was confirmed by numerous calculated data and test results.

Claims (8)

1. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя, перо которой имеет входную кромку с углом наклона ее образующей к радиальной оси, изменяющимся по высоте лопатки от ее втулочного сечения до периферийного, входная кромка разделена на три области: привтулочную, среднюю и периферийную, при этом в средней области образующая наклонена по потоку, а в части привтулочной области, прилегающей к средней, - против потока, отличающаяся тем, что в остальной части привтулочной области образующая входной кромки наклонена по потоку.1. The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine, the feather of which has an input edge with an angle of inclination of its generatrix to the radial axis, varying in height of the blade from its sleeve section to the peripheral one, the input edge is divided into three areas: sleeve, middle and peripheral, in the middle region, the generatrix is inclined downstream, and in the part of the attractor region adjacent to the middle, it is upstream, characterized in that in the rest of the attractant region the generatrix of the inlet edge is inclined downstream at. 2. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.1, отличающаяся тем, что в периферийной области образующая входной кромки наклонена по потоку или против потока под углом 0-50°.2. The working blade of the fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 1, characterized in that in the peripheral region the generatrix of the inlet edge is inclined upstream or upstream at an angle of 0-50 °. 3. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.1 или 2, отличающаяся тем, что граница между привтулочной и средней областью расположена на высоте, составляющей 0,4-0,75 от общей высоты лопатки, а часть привтулочной области с образующей, наклоненной против потока, составляет 0,1-0,8 от общей высоты привтулочной области.3. The working blade of the fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that the boundary between the duct and the middle region is located at a height of 0.4-0.75 of the total height of the blade, and part of the duct region with the generatrix, inclined against the flow, is 0.1-0.8 of the total height of the prankcase region. 4. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.1 или 2, отличающаяся тем, что углы наклона образующей входной кромки по потоку и против потока в привтулочной области лежат в диапазоне 0-20°.4. The working blade of the fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 1 or 2, characterized in that the angles of inclination of the generatrix of the inlet edge along the flow and against the flow in the sleeve region lie in the range of 0-20 °. 5. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.3, отличающаяся тем, что угол наклона по потоку и против потока образующей входной кромки в привтулочной области лежит в диапазоне 0-20°.5. The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the angle of inclination downstream and upstream of the generatrix of the input edge in the sleeve region lies in the range of 0-20 °. 6. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.1, или 2, или 5, отличающаяся тем, что угол наклона образующей входной кромки в средней области лежит в диапазоне 0-20°.6. The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 1, or 2, or 5, characterized in that the angle of inclination of the generatrix of the input edge in the middle region lies in the range of 0-20 °. 7. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.3, отличающаяся тем, что угол наклона образующей входной кромки в средней области лежит в диапазоне 0-20°.7. The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 3, characterized in that the angle of inclination of the generatrix of the input edge in the middle region lies in the range of 0-20 °. 8. Рабочая лопатка вентилятора или компрессора газотурбинного двигателя по п.4, отличающаяся тем, что угол наклона образующей входной кромки в средней области лежит в диапазоне 0-20°. 8. The working blade of a fan or compressor of a gas turbine engine according to claim 4, characterized in that the angle of inclination of the generatrix of the input edge in the middle region lies in the range of 0-20 °.
RU2008127710/06A 2008-07-07 2008-07-07 Fan or compressor impeller RU2381388C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008127710/06A RU2381388C1 (en) 2008-07-07 2008-07-07 Fan or compressor impeller

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2008127710/06A RU2381388C1 (en) 2008-07-07 2008-07-07 Fan or compressor impeller

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2381388C1 true RU2381388C1 (en) 2010-02-10

Family

ID=42123836

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008127710/06A RU2381388C1 (en) 2008-07-07 2008-07-07 Fan or compressor impeller

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2381388C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2635734C2 (en) * 2012-04-04 2017-11-15 Снекма Turbomachine rotor blade
RU2641768C2 (en) * 2011-10-13 2018-01-22 Снекма Blade of turbomachine stator comprising convex section

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2641768C2 (en) * 2011-10-13 2018-01-22 Снекма Blade of turbomachine stator comprising convex section
RU2635734C2 (en) * 2012-04-04 2017-11-15 Снекма Turbomachine rotor blade

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5546855B2 (en) Diffuser
US8328513B2 (en) Systems and apparatus relating to compressor stator blades and diffusers in turbine engines
EP2960462B1 (en) Turbine wheel for a radial turbine
KR102196815B1 (en) Radial or mixed-flow compressor diffuser having vanes
US20170108003A1 (en) Diffuser for a radial compressor
JP6499636B2 (en) Vane arrangement with alternating vanes with different trailing edge profiles
JP6710271B2 (en) Rotating machine wings
US10221858B2 (en) Impeller blade morphology
JP2014515451A (en) Centrifugal compressor impeller
JP2023052513A (en) Method and arrangement to minimize noise and excitation of structures due to cavity acoustic modes
US9816528B2 (en) Fluid-flow machine
US7931443B1 (en) High twist composite blade
KR20120034670A (en) A centrifugal impeller for a compressor
JP4949882B2 (en) Centrifugal compressor impeller and centrifugal compressor
US20170298819A1 (en) Turbine impeller
RU2381388C1 (en) Fan or compressor impeller
JP6854687B2 (en) Multi-stage fluid machine
JP2016511358A (en) Turbine, compressor or pump impeller
US11098730B2 (en) Deswirler assembly for a centrifugal compressor
JP2016050486A (en) Fluid machinery and impeller of fluid machinery
JP6620440B2 (en) Centrifugal compressor
JP2012002140A (en) Turbine and supercharger
US20180142569A1 (en) Inlet guide wheel for a turbo engine
JP2015537156A (en) Centrifugal gas compressor or pump including ring and cowl
US11168606B2 (en) Turbine

Legal Events

Date Code Title Description
TK4A Correction to the publication in the bulletin (patent)

Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 4-2010 FOR TAG: (54)