RU2459122C2 - Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель - Google Patents

Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2459122C2
RU2459122C2 RU2007141386/06A RU2007141386A RU2459122C2 RU 2459122 C2 RU2459122 C2 RU 2459122C2 RU 2007141386/06 A RU2007141386/06 A RU 2007141386/06A RU 2007141386 A RU2007141386 A RU 2007141386A RU 2459122 C2 RU2459122 C2 RU 2459122C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
sections
projection
gas turbine
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2007141386/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007141386A (ru
Inventor
Беатрис БАУ (FR)
Беатрис БАУ
Ален МАДЕК (FR)
Ален Мадек
Амаду М'БЕНГЮ (FR)
Амаду М'БЕНГЮ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2007141386A publication Critical patent/RU2007141386A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2459122C2 publication Critical patent/RU2459122C2/ru

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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Группа изобретений относится к области подвижных лопастей газотурбинного двигателя, таких как лопасти вентилятора газотурбинного двигателя, и обеспечивает при использовании повышение производительности при уменьшении шума, вызываемого газовым потоком, при этом лопасть газотурбинного двигателя включает множество секций (22), набранных по радиальной оси (Z-Z), в которой проекция линии (28а), связывающая ребра атаки секций нижнего набора секций (28) в меридиональной плоскости, наклонена под первым углом продольного наклона (α) к ребру атаки (24), который составляет от 10 до 25°, проекция линии (30а), связывающая ребра атаки секций среднего набора (30), наклонена под вторым углом продольного наклона (β) к задней кромке (26), который составляет от 10 до 25°; проекция линии (32а), связывающая ребра атаки верхнего набора (32) секций лопасти, наклонена под третьим продольным углом наклона (γ) к задней кромке, который составляет от 20 до 50°, а нижняя граница (34) среднего набора (30) секций лопасти размещена между 30 и 40% общей радиальной высоты (h) набора секций лопасти. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Область техники
Настоящее изобретение относится к области подвижных лопастей газотурбинного двигателя, таких как лопасти вентилятора газотурбинного двигателя.
Предшествующий уровень техники
Лопасти вентилятора газотурбинного двигателя вращаются со скоростями, которые вызывают дозвуковые и сверхзвуковые скорости вращения газового потока, проходящего через вентилятор. Несмотря на то, что повышенные скорости потока позволяют, в частности, увеличить производительность газотурбинного двигателя, они вместе с тем вызывают неудобства, связанные с высоким уровнем шума. Высокий уровень шума обусловлен, помимо прочего, «ультразвуковым ударом», соответствующим переходу от сверхзвуковых скоростей к дозвуковым скоростям газового потока. Другие процессы взаимодействия, являющиеся причиной турбулентности газового потока вблизи вентилятора (широкополосный шум), также являются источниками шума.
Постоянно ведутся работы по усовершенствованию лопастей вентилятора, которые позволили бы повысить производительность при уменьшении шума, вызываемого газовым потоком. Более того, при разработке таких лопастей должны быть учтены многие другие параметры, такие как аэродинамические и механические характеристики лопастей. Действительно, лопасти должны быть выполнены таким образом, чтобы оптимизировать расход и давление проходящего через них газового потока с сохранением высокой механической прочности. В частности, при повышенных скоростях вращения механические напряжения, испытываемые лопастями, являются очень высокими из-за повышенного уровня вибраций и центробежной силы, прикладываемых к лопастям.
Известны лопасти вентилятора с различными геометриями. Они принципиально характеризуются законами наборов лопастных секций, их общей кривой и возможным наличием изгибов для улучшения аэродинамических свойств и уменьшения шума, создаваемого вентилятором. Однако ни одна из этих лопастей не позволяет добиться эффективного аэродинамического функционирования при всех условиях использования газотурбинного двигателя, в частности, при высоком режиме (например, при взлете и окончании набора высоты самолета) и частном режиме (например, при заходе на посадку самолета), учитывая нормы шума, которые становятся все более и более жесткими.
Раскрытие изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение указанных недостатков: за счет новой геометрии лопасти газотурбинного двигателя, которая позволяет гарантировать оптимальное аэродинамическое функционирование во всех режимах работы газотурбинного двигателя при уменьшении создаваемого шума.
Эта задача решается благодаря лопасти, выполненной с набором секций, уложенных по радиальной оси, при этом каждая секция простирается в направлении продольной оси между ребром атаки и задней кромкой лопасти, а по тангенциальной оси - между нижней поверхностью и спинкой попасти, при этом набор секций лопасти разделен по радиальной оси на нижний, средний и верхний наборы, причем нижний набор простирается от основания лопасти до нижней границы среднего набора, средний набор простирается от нижней границы до своей верхней границы, и верхний набор простирается от верхней границы среднего набора до верхнего края лопасти, в которой согласно изобретению:
проекция линии, связывающей ребра атаки секций лопасти нижнего набора на меридиональную плоскость, образованную продольной осью и радиальной осью, образует с радиальной осью первый угол наклона в сторону ребра атаки, составляющий от 10 до 25°;
проекция линии, связывающей ребра атаки секций лопасти среднего набора на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью второй угол наклона в сторону задней кромки лопасти, составляющий от 10 до 25°;
проекция линии, связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего набора на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью третий угол наклона в сторону задней кромки лопасти, составляющий от 20 до 50°; и
нижняя граница среднего набора секций лопасти составляет от 30 до 40% общей радиальной высоты набора секций лопасти, измеренной от основания лопасти.
Заявителем установлено, что наличие выпуклости (соответствующей нижней границе среднего набора) на высоте, составляющей от 30 до 40% общей высоты лопасти, сочетающейся с углами наклона линии ребра жесткости, определенными выше, позволяет значительно улучшить аэродинамические эксплуатационные качества газотурбинного двигателя, в частности, на высоком режиме. При повышенной мощности это выражается в резком повышении производительности вентилятора газотурбинного двигателя, снабженного такими лопастями. Акустические характеристики лопасти также улучшаются. Кроме того, лопасть по изобретению удовлетворяет критериям механического равновесия и технологичности при изготовлении из композитных материалов.
Предпочтительно, чтобы в нижнем наборе была предусмотрена линия, связывающая центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость, образованную тангенциальной осью и радиальной осью, образует с радиальной осью первый тангенциальный угол наклона, расположенный между -10 и 10°; в среднем наборе была предусмотрена линия, связывающая центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью второй тангенциальный угол наклона, расположенный между -20 и 0°, а в верхнем наборе была предусмотрена линия, связывающая центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью третий тангенциальный угол наклона, расположенный между -40 и -20°.
Предпочтительно, чтобы проекция линии, связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего края верхнего набора секций, на меридиональную плоскость формировала с радиальной осью Z-Z четвертый угол наклона в сторону ребра атаки.
Средний и верхний наборы секций могут иметь одинаковую высоту в радиальном направлении.
Объектом изобретения является также вентилятор и газотурбинный двигатель, снабженные множеством описанных выше лопастей.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, в числе которых:
фиг.1 изображает вид в продольном и частичном разрезе вентилятора газотурбинного двигателя, снабженного лопастями согласно изобретению;
фиг.2А и 2В изображают виды лопасти в меридиональной плоскости и тангенциальной плоскости;
фиг.3 изображает вид в меридиональной плоскости лопасти согласно варианту осуществления изобретения;
фиг.4 изображает кривую, показывающую увеличение производительности, получаемой с помощью лопасти согласно изобретению, по сравнению с производительностью лопасти из известного уровня техники.
Фиг.1 изображает в схематическом виде вентилятор 2 газотурбинного двигателя самолета. Он состоит из множества лопастей 4, равномерно распределенных вокруг диска 6 (или ступицы) ротора, отцентрованного по продольной оси Х-Х вентилятора.
Как известно, каждая лопасть содержит тело лопасти 8, основание 10 и верхний край 12. Основание 10 лопасти установлено на диске 6 ротора и соединено с телом лопасти 8 посредством платформы 14, ограничивающей нижнюю струю 16 газового потока, проходящего через вентилятор. Диск 6 ротора приводится во вращение вокруг продольной оси Х-Х в направлении, показанном стрелкой 18. Верхний край 12 лопасти размещен вблизи внутренней поверхности 20 неподвижного кольцевого корпуса вентилятора, при этом поверхность 20 ограничивает струю 16 сверху.
Тело лопасти 8 выполнено с набором секций 22 лопасти по радиальной оси Z-Z, перпендикулярной оси Х-Х. Секции 22 лопасти размещены на возрастающих радиальных промежутках по продольной оси Х-Х. В результате набор секций формирует аэродинамическую поверхность, которая простирается по продольной оси Х-Х между ребром атаки 24 и задней кромкой 26 лопасти и по тангенциальной оси Y-Y вентилятора между нижней поверхностью и спинкой лопасти (эти поверхности не показаны на чертежах).
Следует отметить, что продольная ось Х-Х, тангенциальная ось Y-Y и радиальная ось Z-Z вентилятора образуют, таким образом, прямой ортонормальный трехгранник.
Как показано на фиг.2А и 2В, набор секций 22 лопасти разделен по радиальной оси Z-Z на нижний набор 28, средний набор 30 и верхний набор 32.
Начиная от основания 10 лопасти, нижний набор 28 простирается по радиальной оси Z-Z от основания до нижней границы 34 среднего набора 30. Проекция линии 28а, связывающей ребра атаки 24 секций лопасти нижнего набора 28, на меридиональную плоскость, образованную продольной осью Х-Х и радиальной осью Z-Z и представленную на фиг.2А, образует с радиальной осью первый угол α наклона в сторону ребра 24 атаки лопасти (то есть к передней части вентилятора).
Средний набор 30 простирается по радиальной оси Z-Z между нижней границей 34 и верхней границей 36. Проекция линии 30а, связывающей ребра атаки 24 секций лопасти среднего набора 30, на меридиональную плоскость образует с радиальной осью второй угол β наклона в сторону задней кромки 26 лопасти (то есть к задней части вентилятора).
Верхний набор 32 простирается по радиальной оси Z-Z между верхней границей 36 среднего набора 30 и верхним краем 12 лопасти. Предпочтительно, чтобы средний набор 30 и верхний набор 32 простирались на одинаковую радиальную высоту. Проекция линии 32а, связывающей ребра атаки 24 секций лопасти нижнего набора 32, на меридиональную плоскость образует с радиальной осью третий угол γ наклона в сторону задней кромки 26 лопасти.
Таким образом, линия 28а, 30а, 32а, связывающая ребра атаки всех секций лопасти, образует с проекцией на меридиональную плоскость профиль, имеющий минимальную продольную точку абсциссы, называемую «выпуклостью лопасти», которая расположена на уровне нижней границы 34 среднего набора 30.
Согласно изобретению выпуклость лопасти (или нижняя граница 34 среднего набора 30 секций лопасти) размещается между 30 и 40% общей высоты h набора секций лопасти; эта высота измеряется от основания 10 до верхнего края 12 лопасти по радиальной оси Z-Z.
По определению считают, что секция лопасти, размещенная на 0% от высоты h, соответствует линии пересечения ребра атаки 24 и нижней струи газового потока, а секция на 100% - верхней точке газового потока, взятой на той же продольной абсциссе, как и сечение, взятое на 0% высоты h.
Первый угол наклона α проекции линии 28а, соединяющей ребра атаки нижнего набора 28 секций к радиальной оси Z-Z, находится в пределах от 10 до 25°, второй продольный угол наклона β проекции линии 30а, связывающей ребра атаки среднего набора 30 к радиальной оси, находится в пределах от 10 до 25°, и третий продольный угол наклона γ, связывающий ребра атаки верхнего набора 32 к радиальной оси, находится в пределах от 20 до 50°.
Как показано на фиг.2В, нижний набор 28 содержит линию 28b, связывающую центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость (образованную тангенциальной осью Y-Y и осью Z-Z) образует с радиальной осью Z-Z первый тангенциальный угол наклона β, который находится в пределах от -10 до 10°.
Аналогично, средний набор 30 содержит линию 30b, связывающую центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью Z-Z второй тангенциальный угол наклона ε, который составляет от -20 до 0°.
Наконец, верхний набор 32 содержит линию 32b, связывающую центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью Z-Z третий тангенциальный угол наклона ζ, составляющий от -40 до -20°.
Следует отметить, что для линий 28b, 30b, 32b, связывающих центры тяжести секций лопасти, отрицательный тангенциальный наклон соответствует наклону в направлении, противоположном направлению вращения лопасти, тогда как положительный тангенциальный наклон выполнен в направлении вращения лопасти.
Выполненная таким образом лопасть характеризуется комбинацией малой выпуклости с выступающей назад значительной выпуклостью в продольном и тангенциальном направлениях.
В соответствии с вариантом осуществления изобретения, представленном на фиг.3, небольшой выступ вперед секций верхнего края лопасти может быть добавлен к предложенной геометрии лопасти.
Такой выступ образуется за счет того, что проекция линии 32а, связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего края 38 верхнего набора 32, на меридиональную плоскость образует с радиальной осью Z-Z четвертый угол θ наклона в сторону ребра атаки 24.
Под секцией верхнего края подразумевают секции 38 лопасти, составляющие от 80 до 100% общей высоты h набора секций лопасти 22.
Такой угол наклона θ соответствует выступу вперед секций верхнего края 38, позволяющему, в частности, улучшить механическую характеристику - лопасти. Действительно, наклон секций верхнего края улучшает балансировку лопасти, уменьшая отклонения между центрами тяжести секций лопасти без влияния на аэродинамические рабочие характеристики лопасти.
В качестве примера четвертый продольный угол наклона θ к ребру атаки может составлять от 5 до 20°.
Фиг.4 представляет выигрыш в производительности лопасти по изобретению по сравнению с известной лопастью.
На этом чертеже представлены кривая 100, показывающая производительность вентилятора газотурбинного двигателя, снабженного лопастями согласно настоящему изобретению, и кривая 102, показывающая производительность вентилятора с лопастями известной конструкции. Производительность выражена в функции от удельного расхода вентилятора.
Заявителем установлено, что производительность, достигаемая благодаря лопастям по изобретению, значительно выше производительности с известными лопастями. В частности, при высоком удельном расходе лопасть по изобретению позволяет получить резкий подъем производительности вентилятора газотурбинного двигателя. Сравнение кривых 100 и 102 фиг.4 подтверждает этот вывод.

Claims (6)

1. Лопасть (4) вентилятора газотурбинного двигателя, содержащая набор секций (22), уложенных по радиальной оси (Z-Z), при этом каждая секция простирается в направлении продольной оси (Х-Х) между ребром атаки (24) и задней кромкой (26) и в направлении тангенциальной оси (Y-Y) между внутренней поверхностью и спинкой лопасти, при этом набор секций лопастей разделен по радиальной оси на нижний набор (28), средний набор (30) и верхний набор (32), причем нижний набор (28) простирается от основания (10) лопасти до нижней границы (34) среднего набора, средний набор (30) простирается от нижней границы (34) до верхней границы (36), и верхний набор (32) простирается от верхней границы (36) среднего набора до верхнего края (12) лопасти, отличающаяся тем, что проекция линии (28а), связывающей ребра атаки секций лопасти нижнего набора (28), на меридиональную плоскость, образованную продольной осью (Х-Х) и радиальной осью (Z-Z), образует с радиальной осью первый угол (α) наклона в сторону ребра атаки (24), который находится в пределах от 10° до 25°; проекция линии (30а), связывающей ребра атаки секций лопасти среднего набора (30) на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью второй угол (β) наклона в сторону задней кромки (26), который находится в пределах от 10° до 25°; проекция линии (32а), связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего набора (32), на меридиональную плоскость образует с радиальной осью третий угол (γ) наклона в сторону задней кромки (26), который находится в пределах от 20° до 50°; нижняя граница (34) среднего набора (30) секций лопасти размещена между 30% и 40% общей радиальной высоты (h) набора секций лопасти, измеренной от основания лопасти.
2. Лопасть по п.1, в которой нижний набор (28) содержит линию (28b), связывающую центры тяжести указанных секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость, образованную тангенциальной осью (Y-Y) и радиальной осью (Z-Z), образует с радиальной осью первый тангенциальный угол (δ) наклона, который находится в пределах между -10° и 10°; средний набор (30) содержит линию (30b), связывающую центры тяжести этих секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью второй тангенциальный угол (ε) наклона, который находится в пределах от -20° до 0°; и верхний набор (32) содержит линию (32b), связывающую центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует с радиальной осью третий тангенциальный угол (ζ) наклона, который находится в пределах от -40° до -20°.
3. Лопасть по одному из пп.1 или 2, в которой проекция линии (32а), связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего края (28) верхнего набора (32), на меридиональную плоскость образует с радиальной осью (Z-Z) четвертый угол (θ) наклона в сторону ребра атаки (24).
4. Лопасть по одному из пп.1 или 2, в которой средний (30) и верхний (32) наборы секций имеют практически одинаковую высоту.
5. Вентилятор (2) газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что он содержит множество лопастей (4) по одному из пп.1-4.
6. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит множество лопастей (4) по одному из пп.1-4.
RU2007141386/06A 2006-11-08 2007-11-07 Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель RU2459122C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0654775 2006-11-08
FR0654775A FR2908152B1 (fr) 2006-11-08 2006-11-08 Aube en fleche de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007141386A RU2007141386A (ru) 2009-05-20
RU2459122C2 true RU2459122C2 (ru) 2012-08-20

Family

ID=38169662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007141386/06A RU2459122C2 (ru) 2006-11-08 2007-11-07 Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8317482B2 (ru)
EP (1) EP1921324B1 (ru)
JP (1) JP5354887B2 (ru)
CN (1) CN101178012A (ru)
CA (1) CA2610278C (ru)
DE (1) DE602007001122D1 (ru)
FR (1) FR2908152B1 (ru)
RU (1) RU2459122C2 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4719038B2 (ja) * 2006-03-14 2011-07-06 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
CN102235382A (zh) * 2011-06-28 2011-11-09 北京动力机械研究所 高性能风扇转子
FR2983234B1 (fr) * 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
US9102397B2 (en) * 2011-12-20 2015-08-11 General Electric Company Airfoils including tip profile for noise reduction and method for fabricating same
FR2986285B1 (fr) * 2012-01-30 2014-02-14 Snecma Aube pour soufflante de turboreacteur
FR2993323B1 (fr) * 2012-07-12 2014-08-15 Snecma Aube de turbomachine ayant un profil configure de maniere a obtenir des proprietes aerodynamiques et mecaniques ameliorees
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126449A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126941A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108123B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3575551B1 (en) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108110B1 (en) 2014-02-19 2020-04-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10352331B2 (en) 2014-02-19 2019-07-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126774A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108103B1 (en) 2014-02-19 2023-09-27 Raytheon Technologies Corporation Fan blade for a gas turbine engine
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10584715B2 (en) 2014-02-19 2020-03-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108114B1 (en) * 2014-02-19 2021-12-08 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
FR3021706B1 (fr) * 2014-05-28 2020-05-15 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales.
CA2972764A1 (en) * 2015-01-13 2016-07-21 General Electric Company A composite airfoil with fuse architecture
GB201702383D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade with axial lean
US10718214B2 (en) * 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
DE102019107839A1 (de) * 2019-03-27 2020-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor-Schaufelblatt einer Strömungsmaschine
FR3097262B1 (fr) * 2019-06-14 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Pi Aji Aube de turbomachine avec talon optimise et procede d’optimisation d’un profil d’aube

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU729382A1 (ru) * 1975-08-05 1980-04-25 Московское Ордена Ленина И Ордена Трудового Красного Знамени Высшее Техническое Училище Им. Н.Э.Баумана Компрессор высокого давлени
SU1109065A3 (ru) * 1980-06-13 1984-08-15 М.А.Н.Машиненфабрик Аугсбург-Нюрнберг,Аг (Фирма) Осевой компрессор
GB2145157A (en) * 1983-08-16 1985-03-20 Kuehnle Kopp Kausch Ag Axial flow fans
EP0263000A1 (fr) * 1986-09-02 1988-04-06 Compagnie Generale Des Matieres Nucleaires (Cogema) Ventilateur hélicoide à gaine de guidage
US4895489A (en) * 1986-11-14 1990-01-23 Yasuaki Kohama Axial flow fan
SU1560812A1 (ru) * 1987-05-13 1990-04-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Осевой компрессор
RU2247867C2 (ru) * 2000-02-18 2005-03-10 Дженерал Электрик Компани Корпус компрессора (варианты) и лопатка рабочего колеса компрессора

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3972646A (en) * 1974-04-12 1976-08-03 Bolt Beranek And Newman, Inc. Propeller blade structures and methods particularly adapted for marine ducted reversible thrusters and the like for minimizing cavitation and related noise
US4012172A (en) * 1975-09-10 1977-03-15 Avco Corporation Low noise blades for axial flow compressors
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US5642985A (en) * 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
JPH10103002A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp 軸流流体機械用翼
US6331100B1 (en) * 1999-12-06 2001-12-18 General Electric Company Doubled bowed compressor airfoil
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
FR2851798B1 (fr) * 2003-02-27 2005-04-29 Snecma Moteurs Aube en fleche de turboreacteur
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
US7204676B2 (en) * 2004-05-14 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU729382A1 (ru) * 1975-08-05 1980-04-25 Московское Ордена Ленина И Ордена Трудового Красного Знамени Высшее Техническое Училище Им. Н.Э.Баумана Компрессор высокого давлени
SU1109065A3 (ru) * 1980-06-13 1984-08-15 М.А.Н.Машиненфабрик Аугсбург-Нюрнберг,Аг (Фирма) Осевой компрессор
GB2145157A (en) * 1983-08-16 1985-03-20 Kuehnle Kopp Kausch Ag Axial flow fans
EP0263000A1 (fr) * 1986-09-02 1988-04-06 Compagnie Generale Des Matieres Nucleaires (Cogema) Ventilateur hélicoide à gaine de guidage
US4895489A (en) * 1986-11-14 1990-01-23 Yasuaki Kohama Axial flow fan
SU1560812A1 (ru) * 1987-05-13 1990-04-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Осевой компрессор
RU2247867C2 (ru) * 2000-02-18 2005-03-10 Дженерал Электрик Компани Корпус компрессора (варианты) и лопатка рабочего колеса компрессора

Also Published As

Publication number Publication date
DE602007001122D1 (de) 2009-06-25
EP1921324B1 (fr) 2009-05-13
FR2908152B1 (fr) 2009-02-06
CA2610278C (fr) 2014-02-25
JP5354887B2 (ja) 2013-11-27
FR2908152A1 (fr) 2008-05-09
RU2007141386A (ru) 2009-05-20
US20080107538A1 (en) 2008-05-08
US8317482B2 (en) 2012-11-27
JP2008121670A (ja) 2008-05-29
EP1921324A1 (fr) 2008-05-14
CA2610278A1 (fr) 2008-05-08
CN101178012A (zh) 2008-05-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2459122C2 (ru) Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
RU2626886C2 (ru) Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
JP4640339B2 (ja) 軸流機械の壁形状及びガスタービンエンジン
JP5384621B2 (ja) 変化する楕円形の接続部を備えている圧縮機のインペラの羽根
US20170298951A1 (en) Compressor
US9234524B2 (en) Boundary layer controlled logarithmic spiral blade
JP5687215B2 (ja) スケーラブルなすくい角を有する軸流遠心圧縮機
US7108486B2 (en) Backswept turbojet blade
AU2009211831B2 (en) Rotor blade design for a wells turbine
CN1847623A (zh) 具有月牙形斜坡的涡轮级
JP2001271792A (ja) 縦溝付き圧縮機流路
US7052237B2 (en) Turbine blade and turbine
JPH03138404A (ja) 蒸気タービン用の羽根
JPWO2010125645A1 (ja) プロペラファン
KR20180134965A (ko) 터빈용 터빈 휠
JP4973623B2 (ja) 遠心圧縮機のインペラ
RU2624677C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства
JPH09296799A (ja) 遠心圧縮機のインペラ
CN1156493A (zh) 离心或混流涡轮机械
FR3124832A1 (fr) Turbomachine comprenant une helice non carenee et un redresseur non carene
JP2002054401A (ja) タービン翼間の端壁構造
CN110005644B (zh) 带中间机匣的轴流压气机静子
RU2367823C1 (ru) Биротативный винтовентилятор
JPH05321896A (ja) 軸流圧縮機

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner