RU2406879C2 - Компрессор газотурбинного двигателя - Google Patents
Компрессор газотурбинного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2406879C2 RU2406879C2 RU2006130308/06A RU2006130308A RU2406879C2 RU 2406879 C2 RU2406879 C2 RU 2406879C2 RU 2006130308/06 A RU2006130308/06 A RU 2006130308/06A RU 2006130308 A RU2006130308 A RU 2006130308A RU 2406879 C2 RU2406879 C2 RU 2406879C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- compressor
- fan
- cuff
- chamber
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D29/00—Details, component parts, or accessories
- F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
- F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
- F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/526—Details of the casing section radially opposing blade tips
-
- 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
- F05D2240/40—Use of a multiplicity of similar components
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к области компрессоров двухконтурных турбовентиляторных двигателей или газотурбинных двигателей, содержащих два вентилятора с противоположным вращением, и позволяет при своем использовании обеспечить установку композитных лопастей вентилятора с возможностью их прохода через первичный поток сжимаемой среды. Указанный технический результат достигается в компрессоре, содержащем множество камер, образующих кольцевое пространство разделения потоков в газотурбинном двигателе. Этот компрессор содержит разделительную носовую часть (10), продолжаемую внутренней и внешней кольцеобразными стенками (12а, 12b), ограничивающими кольцевое пространство (V) разделения первичного потока (F1) и вторичного потока (F2). Пространство (V) содержит множество кольцеобразных сегментов в виде камер (20), разделенных на пары лопастями (15) первого вентилятора, которые проходят через первичный поток (F1) и через вторичный поток (F2). Эти камеры (20) прикреплены к расположенной впереди кольцеобразной манжете (30) и расположенной позади кольцеобразной манжете (40), приводимым во вращение лопастями (15). 4 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение относится в общем к области компрессоров двухконтурных турбовентиляторных двигателей.
Предпочтительно его применяют в газотурбинных двигателях, содержащих два вентилятора с противоположным вращением, но его применение этим не ограничено.
В Европейском патенте №1367250 раскрыт двухконтурный турбовентиляторный двигатель, содержащий вентилятор с лопастями продольной формы, содержащими три поперечных ребра.
В этом двигателе первые ребра, расположенные близко к основанию лопасти, определяют, со вторыми промежуточными ребрами, часть струи первичного потока, а вторые промежуточные ребра определяют, с третьими эксцентриковыми ребрами, часть объема разделения двух потоков. Таким образом, струя вторичного потока локально определяется между третьими эксцентриковыми ребрами и внешним корпусом.
Согласно предпочтительному варианту вышеупомянутая лопасть проходит через первичный поток и через вторичный поток. Более точно, продольный участок лопасти, расположенный между первым ребром и вторым промежуточным ребром, проходит в радиальном направлении через первичный поток, а продольный участок лопасти, расположенный с внешней стороны от третьего эксцентрикового ребра, проходит в продольном направлении через вторичный поток.
Специалистам в данной области техники должно быть понятно, что такую лопасть продольного общего профиля с тремя выступающими поперечными ребрами нельзя выполнять из композиционного материала, составные части элемента, выполненные из композиционного материала, все должны быть ориентированы по существу в одном и том же направлении.
Поэтому изобретение пытается найти решение общей проблемы компрессоров двухконтурных турбовентиляторных двигателей, в которых лопасти вентилятора проходят и через первичный поток, и через вторичный поток и в которых, в частности, лопасти можно изготавливать из композиционного материала.
С этой целью согласно первому объекту изобретения создан компрессор газотурбинного двигателя, содержащий разделительную носовую часть, продолжаемую внутренней кольцеобразной стенкой и внешней кольцеобразной стенкой, ограничивающими кольцевое пространство разделения первичного потока и вторичного потока, которое содержит множество кольцеобразных сегментов в виде камер, разделенных на пары лопастями первого вентилятора, проходящими и через первичный поток, и через вторичный поток, причем камеры прикреплены к расположенной впереди кольцеобразной манжете и расположенной позади кольцеобразной манжете, приводимым вращательным образом лопастями.
В соответствии с изобретением сегменты кольцевого пространства, разделяющие первичный поток и вторичный поток, состоят из камер, выполненных между лопастями первого вентилятора. Следовательно, профиль лопастей, проходящих через первичный поток и вторичный поток, может быть обычного продольного типа, так что эти лопасти могут в случае необходимости состоять из композиционного материала.
Предпочтительно компрессор может содержать второй вентилятор с первым рядом лопастей, расположенных впереди разделительной носовой части, и со вторым рядом лопастей, расположенных в первичном потоке, причем первый и второй вентиляторы способны вращаться в противоположных направлениях.
Изобретение также относится к газотурбинному двигателю, содержащему вышеописанный компрессор.
Согласно еще одному объекту изобретение относится к камере для вышеописанного компрессора, содержащей две первые противоположные стенки, каждая из которых имеет форму, подходящую для определения сегмента кольцевого пространства разделения первичного потока и вторичного потока в компрессоре, и две противоположные стенки, разделенные расстоянием, по существу меньшим, чем расстояние, разделяющее две следующие друг за другом лопасти первого вентилятора, и имеющие формы, соответствующие профилю этих лопастей.
Предпочтительно камера изготовлена из композиционного материала.
Предпочтительно камера содержит вторые противоположные стенки, каждая из которых имеет средство для закрепления кольцеобразных манжет.
В первом варианте осуществления отсек содержит по меньшей мере одну распорку, имеющую два конца с винтовыми резьбами, выровненными с двумя сквозными отверстиями во вторых противоположных стенках.
В этом первом варианте камера предпочтительно содержит две распорки.
Во втором варианте средство для закрепления камеры согласно изобретению содержит по меньшей мере одну втулку, вставленную в каждую из вторых стенок.
Предпочтительно в этом втором варианте осуществления камера содержит четыре втулки, две из которых предназначены для прикрепления к расположенной впереди манжете и другие две предназначены для прикрепления к расположенной позади манжете.
Согласно третьему объекту изобретение относится к кольцеобразной манжете для вышеописанного компрессора, содержащей множество выемок, приспособленных для приема кромки лопасти первого вентилятора компрессора, приводимой вращательным образом лопастями и имеющей средство для прикрепления манжеты к множеству отсеков этого компрессора.
В зависимости от того, приспособлены ли выемки для приема передней кромки или хвостовой кромки лопасти первого вентилятора, такая манжета упоминается как "расположенная впереди манжета" и соответственно "расположенная позади манжета".
Предпочтительно расположенная впереди манжета согласно изобретению содержит конец, образующий опору для носовой части, разделяющей первичный поток и вторичный поток в компрессоре.
Предпочтительно эта расположенная впереди манжета содержит множество радиальных лопастей, расположенных в первичном потоке.
Специалистам в данной области техники будет понятно, что эти радиальные лопасти приводятся вращательным образом с помощью лопастей первого вентилятора посредством расположенной впереди манжеты.
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения выяснятся из приведенного ниже описания со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют примерный вариант осуществления изобретения без какого-либо ограничительного характера. На чертежах показано следующее:
фиг.1 изображает половину вида в продольном разрезе компрессора двухконтурного турбовентиляторного двигателя в соответствии с изобретением в предпочтительном варианте осуществления;
фиг.2 изображает увеличенный вид фиг.1, центрированный в зоне разделения этих потоков;
фиг.3 изображает камеру компрессора в соответствии с изобретением в предпочтительном варианте осуществления;
фиг.4 и 5 изображают камеру, показанную на фиг.3; и
фиг.6 изображает камеру в соответствии со вторым вариантом осуществления.
На фиг.1 и 2 показан компрессор, ограниченный внешним корпусом 11 и имеющий ось Х-Х' вращения.
В описанном здесь варианте осуществления компрессор содержит два вентилятора, вращающихся в противоположных направлениях.
Первый вентилятор содержит лопасти 15, вращаемые с помощью первого продольного трансмиссионного вала 60, оканчивающегося радиальным рычагом 62, к которому прикреплена опора 63 для прикрепления основания 64 этих лопастей 15.
В данном варианте осуществления второй вентилятор содержит первый ряд лопастей 16, вращаемых с помощью второго продольного трансмиссионного вала 70, продолжаемого рычагом 72, на котором установлена опора 73 для прикрепления основания этих лопастей 16.
Первый ряд лопастей 16 выполнен впереди носовой части 10 для разделения первичного F1 и вторичного F2 потоков.
Второй вентилятор также содержит второй ряд лопастей 17, вращаемый вторым продольным трансмиссионным валом 70 посредством рычага 74, и второй ряд лопастей 17 размещен в первичном потоке F1.
Первичный поток F1 и вторичный поток F2 разделяются кольцевым пространством V.
Кольцевое пространство V главным образом состоит из разделительной носовой части 10, продолжаемой внутренней кольцеобразной стенкой 12а и внешней кольцеобразной стенкой 12b.
В соответствии с изобретением лопасти 15 первого вентилятора проходят и через первичный поток F1, и через вторичный поток F2. Также, на уровне этих лопастей 15, кольцевое пространство V разделения потоков образовано кольцеобразными сегментами Р, причем каждый сегмент образован камерой 20, при этом камеры 20 разделены на пары лопастями 15 первого вентилятора.
Камера 20 предпочтительно выполнена из композиционного материала.
В соответствии с изобретением камера 20 содержит две первые противоположные стенки, а именно верхнюю стенку 21 и нижнюю стенку 22, и формы этих стенок приспособлены для определения сегмента Р кольцевого пространства V разделения первичных потоков F1 и вторичных потоков F2.
Более точно, форма нижней стенки 22 приспособлена для определения верхней внешней границы первичного потока F1, a верхняя стенка 21 - нижней внешней границы вторичного потока F2, определяемых внешним корпусом 11.
Камеры 20 размещены между двумя следующими друг за другом лопастями 15 первого вентилятора. Следовательно, камеры 20 имеют две противоположные стенки 23, разделенные расстоянием, по существу меньшим, чем расстояние, разделяющее две следующие друг за другом лопасти 15. Профиль стенок 23 камеры 20 соответствует профилю лопастей 15 первого вентилятора.
Предпочтительно между стенками 23 камеры 20 и профилями лопастей 15 расположено уплотнение (не показано).
Камеры 20 прикреплены к расположенной впереди кольцеобразной манжете 30 и расположенной позади кольцеобразной манжете 40, и эти манжеты вращаются посредством лопастей 15. Для этого манжеты 30, 40 содержат выемки 45, приспособленные для приема ведущей кромки 151 и соответственно хвостовой кромки 152 лопастей 15 первого вентилятора, как изображено на фиг.4 и 5.
Таким образом, когда лопасти 15 вращаются посредством трансмиссионного вала 60, эти лопасти, захватываемые в выемках 45 манжет 30, 40, приводят эти манжеты во вращение.
В описанном здесь предпочтительном варианте осуществления камера 20 содержит вторые противоположные стенки 24, 25, каждая из которых имеет средство для закрепления кольцеобразных манжет 30, 40 так, что эти камеры 20 приводятся во вращение посредством лопастей 15.
На фиг.3 показана камера 20 в соответствии с изобретением в первом варианте осуществления.
В этом варианте осуществления средство для прикрепления камеры 20 содержит сквозные отверстия 26, приспособленные для выравнивания с соответствующими сквозными отверстиями 41 и 31, выполненными соответственно в манжетах 30, 40 (фиг.2).
В этом варианте камера 20 содержит две распорки 50, концы которых содержат винтовую резьбу, которая выровнена со сквозными отверстиями 26 камеры 20 и со сквозными отверстиями 31, 41 манжет 30, 40.
Таким образом, распорки 50 обеспечивают возможность прикрепления камеры 20 и манжетам 30, 40 привинчиванием.
Фиг.6 изображает камеру 20' в соответствии со вторым вариантом ее осуществления.
Камера 20' предпочтительно выполнена из композиционного материала и приспособлена для прикрепления посредством привинчивания к манжетам 30', 40'. В этом втором варианте осуществления средство для прикрепления камеры 20' содержит втулки 27, вставленные во вторые стенки 24 и 25 камеры 20'.
Эти втулки могут быть расположены напротив сквозного отверстия 31 манжеты 30' и сквозного отверстия 41 манжеты 40'.
В предпочтительном варианте осуществления описанного здесь изобретения манжета 30, 30' содержит расположенный впереди конец 33, образующий опору для разделительной носовой части 10. Разделительную носовую часть 10 предпочтительно прикрепляют к части 33 манжеты 30 винтами (не показаны).
В описанном здесь предпочтительном варианте осуществления манжета 30, 30' содержит множество радиальных лопастей 18, расположенных в первичном потоке Fl. Радиальные лопасти 18, например, могут быть расположены впереди второго ряда лопастей 17 второго вентилятора.
Claims (11)
1. Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий разделительную носовую часть (10), продолжаемую внутренней кольцеобразной стенкой (12а) и внешней кольцеобразной стенкой (12b), ограничивающими кольцевое пространство (V) разделения первичного потока (F1) и вторичного потока (F2), которое содержит множество кольцеобразных сегментов в виде камер (20, 20'), разделенных на пары лопастями (15) первого вентилятора, проходящими и через первичный поток (F1) и вторичный поток (F2), причем камеры (20, 20') прикреплены к расположенной впереди кольцеобразной манжете (30, 30') и расположенной позади кольцеобразной манжете (40, 40'), которые приводятся вращательным образом лопастями (15).
2. Компрессор по п.1, который содержит второй вентилятор с первым рядом лопастей (16), расположенных впереди разделительной носовой части (10), и со вторым рядом лопастей (17), расположенных в первичном потоке (F1), причем первый и второй вентиляторы способны вращаться в противоположных направлениях.
3. Камера (20, 20') для компрессора по п.1 или 2, содержащая две первые противоположные стенки (21, 22), каждая из которых имеет соответствующую форму для определения сегмента (Р) кольцевого пространства (V) разделения первичного потока (F1) и вторичного потока (F2), и две противоположные стенки (23), разделенные расстоянием, по существу, меньшим, чем расстояние, разделяющее две следующие друг за другом лопасти (15) первого вентилятора компрессора, и имеющие формы, соответствующие профилю лопастей (15).
4. Камера (20, 20') по п.3, которая содержит вторые противоположные стенки (24, 25), каждая из которых имеет средство (26, 27) для прикрепления кольцеобразных манжет (30, 30', 40, 40').
5. Камера (20) по п.4, которая содержит по меньшей мере одну распорку (50), имеющую два конца с винтовыми резьбами, выровненными с двумя сквозными отверстиями (26) во вторых противоположных стенках (24, 25).
6. Камера (20') по п.4, в которой средство прикрепления содержит по меньшей мере одну втулку (27), вставленную в каждую из вторых стенок (24, 25).
7. Камера (20, 20') по любому из пп.3-6, которая состоит из композиционного материала.
8. Кольцеобразная манжета (30, 30', 40, 40') для компрессора по п.1 или 2, содержащая множество выемок (45), приспособленных для размещения кромки (151, 152) лопасти (15) первого вентилятора компрессора, приводимой вращательным образом лопастями (15) и имеющей средство для прикрепления манжеты (30, 30', 40, 40') к камерам (20, 20') компрессора.
9. Манжета (30, 30') по п.8, в которой выемки (45) приспособлены для размещения ведущей кромки (151) лопасти (15) первого вентилятора, и которая содержит расположенный впереди конец (33), образующий опору для носовой части, разделяющей первичный поток (F1) и вторичный поток (F2) в компрессоре.
10. Манжета (30, 30') по п.9, которая содержит множество радиальных лопастей (18), расположенных в первичном потоке (F1) в компрессоре.
11. Газотурбинный двигатель, содержащий компрессор по п.1 или 2.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0508656A FR2889863B1 (fr) | 2005-08-22 | 2005-08-22 | Compresseur comportant une pluralite de caissons reconstituant un volume annulaire de separation de flux dans une turbomachine. |
FR0508656 | 2005-08-22 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006130308A RU2006130308A (ru) | 2008-02-27 |
RU2406879C2 true RU2406879C2 (ru) | 2010-12-20 |
Family
ID=36600242
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006130308/06A RU2406879C2 (ru) | 2005-08-22 | 2006-08-21 | Компрессор газотурбинного двигателя |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7618232B2 (ru) |
EP (1) | EP1757796B1 (ru) |
JP (1) | JP4795892B2 (ru) |
CA (1) | CA2556485C (ru) |
FR (1) | FR2889863B1 (ru) |
RU (1) | RU2406879C2 (ru) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101547759B (zh) | 2006-11-02 | 2013-03-20 | 日本精工株式会社 | 齿条及其制造方法 |
FR2913048B1 (fr) * | 2007-02-28 | 2009-04-10 | Snecma Sa | Soufflante de turbomachine |
US8833087B2 (en) * | 2008-10-29 | 2014-09-16 | Rolls Royce Corporation | Flow splitter for gas turbine engine |
DE102008060489A1 (de) | 2008-12-05 | 2010-06-10 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsteiler für ein Fantriebwerk |
FR2961483B1 (fr) * | 2010-06-18 | 2013-01-18 | Aircelle Sa | Carter de soufflante de turboreacteur d'aeronef |
US8764387B2 (en) | 2011-01-25 | 2014-07-01 | Rolls-Royce Corporation | Aggregate vane assembly |
FR3005693B1 (fr) * | 2013-05-16 | 2017-12-22 | Snecma | Turbomachine d'aeronef a double flux comprenant une virole inter-veine a maintien aval simplifie |
US10352328B2 (en) | 2015-11-23 | 2019-07-16 | United Technologies Corporation | Fan case bushing |
WO2017194165A1 (en) | 2016-05-13 | 2017-11-16 | Nkt Hv Cables Gmbh | Joint, termination or cross-connection arrangement for a cable and method for providing a joint, termination or cross-connection arrangement |
GB201718600D0 (en) | 2017-11-10 | 2017-12-27 | Rolls Royce Plc | Annulus filler |
US11149552B2 (en) | 2019-12-13 | 2021-10-19 | General Electric Company | Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine |
EP4382727A1 (en) * | 2022-12-09 | 2024-06-12 | Lilium eAircraft GmbH | A rotor for a ducted fan engine |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1544318A (en) * | 1923-09-12 | 1925-06-30 | Westinghouse Electric & Mfg Co | Turbine-blade lashing |
US3112865A (en) * | 1961-10-03 | 1963-12-03 | Gen Electric | Blade platform structure |
GB1041587A (en) * | 1962-08-27 | 1966-09-07 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Improvements in gas turbine engines |
US3262635A (en) * | 1964-11-06 | 1966-07-26 | Gen Electric | Turbomachine sealing means |
US3330475A (en) * | 1965-04-12 | 1967-07-11 | United Aircraft Corp | Vane construction in turbofan engine |
US3375971A (en) * | 1966-09-01 | 1968-04-02 | United Aircraft Corp | Attachment means for turbofan low compressor assembly |
FR1520460A (fr) * | 1967-01-11 | 1968-04-12 | Snecma | Perfectionnements aux turboréacteurs à flux multiples |
FR1555814A (ru) * | 1967-12-12 | 1969-01-31 | ||
US3546882A (en) * | 1968-04-24 | 1970-12-15 | Gen Electric | Gas turbine engines |
FR2036093A5 (ru) * | 1969-03-12 | 1970-12-24 | Gen Electric | |
US3673802A (en) * | 1970-06-18 | 1972-07-04 | Gen Electric | Fan engine with counter rotating geared core booster |
GB1309721A (en) * | 1971-01-08 | 1973-03-14 | Secr Defence | Fan |
US4860537A (en) * | 1986-08-29 | 1989-08-29 | Brandt, Inc. | High bypass ratio counterrotating gearless front fan engine |
US5222360A (en) * | 1991-10-30 | 1993-06-29 | General Electric Company | Apparatus for removably attaching a core frame to a vane frame with a stable mid ring |
US5388964A (en) * | 1993-09-14 | 1995-02-14 | General Electric Company | Hybrid rotor blade |
US6158210A (en) * | 1998-12-03 | 2000-12-12 | General Electric Company | Gear driven booster |
US6732502B2 (en) * | 2002-03-01 | 2004-05-11 | General Electric Company | Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor |
US6739120B2 (en) * | 2002-04-29 | 2004-05-25 | General Electric Company | Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine |
US6666017B2 (en) * | 2002-05-24 | 2003-12-23 | General Electric Company | Counterrotatable booster compressor assembly for a gas turbine engine |
US6763652B2 (en) * | 2002-09-24 | 2004-07-20 | General Electric Company | Variable torque split aircraft gas turbine engine counter rotating low pressure turbines |
US6763654B2 (en) * | 2002-09-30 | 2004-07-20 | General Electric Co. | Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans |
GB2396389B (en) * | 2002-12-20 | 2006-01-18 | Rolls Royce Plc | Blade arrangement for gas turbine engine |
US7094033B2 (en) * | 2004-01-21 | 2006-08-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
FR2866074B1 (fr) * | 2004-02-11 | 2006-04-28 | Snecma Moteurs | Architecture d'un turboreacteur ayant une double soufflante a l'avant |
FR2866387B1 (fr) * | 2004-02-12 | 2008-03-14 | Snecma Moteurs | Adaptation aerodynamique de la soufflante arriere d'un turboreacteur double soufflante |
FR2882394B1 (fr) * | 2005-02-22 | 2007-05-18 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif de variation de la section de col d'un distributeur de turbine |
-
2005
- 2005-08-22 FR FR0508656A patent/FR2889863B1/fr active Active
-
2006
- 2006-08-18 EP EP06119166.4A patent/EP1757796B1/fr active Active
- 2006-08-18 JP JP2006222963A patent/JP4795892B2/ja active Active
- 2006-08-21 US US11/465,998 patent/US7618232B2/en active Active
- 2006-08-21 RU RU2006130308/06A patent/RU2406879C2/ru active
- 2006-08-21 CA CA2556485A patent/CA2556485C/fr active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2006130308A (ru) | 2008-02-27 |
CA2556485C (fr) | 2013-07-23 |
FR2889863B1 (fr) | 2007-11-02 |
EP1757796A3 (fr) | 2016-02-10 |
JP4795892B2 (ja) | 2011-10-19 |
FR2889863A1 (fr) | 2007-02-23 |
US20070039310A1 (en) | 2007-02-22 |
CA2556485A1 (fr) | 2007-02-22 |
EP1757796A2 (fr) | 2007-02-28 |
US7618232B2 (en) | 2009-11-17 |
JP2007056867A (ja) | 2007-03-08 |
EP1757796B1 (fr) | 2018-10-03 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2406879C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
RU2395010C2 (ru) | Компрессор турбомашины, а также турбомашина, включающая в себя такой компрессор | |
US8985952B2 (en) | Turbine engine fan comprising a balancing system with blind holes for accommodating masses | |
CN102705266B (zh) | 压缩机 | |
EP0671563B1 (en) | Axial-flow pumps | |
JP4084848B2 (ja) | 繊維パルプ懸濁液を汲み上げるポンプ | |
US7828514B2 (en) | Rotor for an engine | |
US10287902B2 (en) | Variable stator vane undercut button | |
CN102378855B (zh) | 用于涡轮发动机的具有偏心前端的旋转进气整流罩 | |
WO2014132786A1 (ja) | ミストセパレータ | |
JP2006505730A (ja) | ターボコンプレッサ用再循環構造 | |
EP2977619A1 (en) | Centrifugal fluid machine | |
JP2010031860A (ja) | スロット付き圧縮機ディフューザ及び関連する方法 | |
CN108869008A (zh) | 具有子午线划分的涡轮壳体和可变涡轮喷嘴的涡轮增压器 | |
JP2008151022A (ja) | 軸流圧縮機の翼列 | |
JP2019100342A (ja) | 遠心圧縮機 | |
CN106930975B (zh) | 用于在涡扇发动机中使用的转子组件和组装的方法 | |
WO2020008771A1 (ja) | 静翼セグメント、及び蒸気タービン | |
JP2008196381A (ja) | 遠心圧縮機のインペラ及び遠心圧縮機 | |
RU2598117C2 (ru) | Центробежный компрессор | |
JP2013224627A (ja) | 軸流ファン | |
JP5579104B2 (ja) | 回転機械の抽気構造 | |
KR20030006810A (ko) | 원심 압축기 | |
WO2015056454A1 (ja) | 圧縮機、及びガスタービン | |
JPS59168296A (ja) | 多段軸流圧縮機のサ−ジング防止装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |