RU2514459C2 - Кожух компрессора с оптимизированными полостями - Google Patents
Кожух компрессора с оптимизированными полостями Download PDFInfo
- Publication number
- RU2514459C2 RU2514459C2 RU2011130927/06A RU2011130927A RU2514459C2 RU 2514459 C2 RU2514459 C2 RU 2514459C2 RU 2011130927/06 A RU2011130927/06 A RU 2011130927/06A RU 2011130927 A RU2011130927 A RU 2011130927A RU 2514459 C2 RU2514459 C2 RU 2514459C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- casing
- cavity
- compressor
- compressor according
- cavities
- 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
- F04D29/40—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
- 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
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
- F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
-
- 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
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
- F04D29/545—Ducts
- F04D29/547—Ducts having a special shape in order to influence fluid flow
-
- 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
- F04D29/685—Inducing localised fluid recirculation in the stator-rotor interface
-
- 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
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Sustainable Development (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Компрессор для турбомашины содержит кожух (4), по меньшей мере, одну ступень компрессора и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути хода подвижных лопаток (1). Ступень компрессора образована неподвижным лопаточным колесом (2) и подвижным лопаточным колесом (1), размещенным на выходе упомянутого неподвижного колеса (2). Полости (5) имеют длину L2, измеренную по оси и смещенную в сторону входа относительно подвижных лопаток (1) таким образом, чтобы образовать перекрытие с длиной L1. Длины L1 и L2 составляют соответственно от 35 до 50% и от 80 до 90% осевой хорды Сах, измеренной на внешнем конце подвижных лопаток (1). Полости (5) не сообщаются между собой. Такая конфигурация обеспечивает одновременно хорошее всасывание воздуха в полость и повторную подачу насколько возможно близко на вход зазора подвижных лопаток. Кроме того, тот факт, что полости не сообщаются между собой, устраняет любую окружную рециркуляцию и, таким образом, риск паразитной повторной подачи на уровне лопатки, которая могла бы поступать из соседней полости, что ухудшило бы эксплуатационные качества компрессора. Повторная подача осуществляется исключительно насколько возможно ближе ко входу лопаточного зазора. 2 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к области силовых установок и, в частности, к области аксиальных или аксиально-центробежных компрессоров для силовой установки (турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, называемые далее в описании турбомашинами), в частности к компрессорам высокого давления, подвергающимся существенным нагрузкам.
Авиационные турбомашины образованы в основном одним или несколькими компрессорами, в которых всасываемый на входе воздух сжимается, камерой сгорания, в которой сгорает впрыскиваемое топливо, турбиной, в которой сгоревшие газы расширяются для привода одного или нескольких компрессоров, и, наконец, выхлопной трубой. Авиационные компрессоры образованы лопастями, или лопатками, которые приводятся во вращение внутри кожуха, который обеспечивает герметичность потока воздуха от внешней части двигателя. Известно, что зазор между концами подвижных лопаток компрессора и кожухом, образующим внутреннюю стенку струи потока воздуха, ухудшает кпд двигателя турбомашины. Кроме того, этот зазор может значительно изменить и ухудшить работу компрессора до возникновения явления "помпажа", который является следствием отрыва потока воздуха от поверхности лопаток. Контроль циркуляции воздуха на концевой части лопаток представляет собой главную цель для одновременного получения хорошего аэродинамического кпд компрессора и достаточного запаса против явления помпажа.
Подход для ограничения влияния этого паразитного потока между концом лопатки и кожухом заключается в образовании полостей, расположенных в стенке кожуха на уровне пути прохода лопаток. Эти полости размещены напротив лопатки или аксиально смещены в направлении входа в двигатель для того, чтобы повторно подать воздух, циркулирующий в зазоре между лопаткой и кожухом, прямо в поток или на вход рассматриваемой лопатки. Для этих полостей было предложено множество форм таких, какие описаны в американском патенте US 5,137,419, который раскрывает оптимальную величину соотношения между цельной частью кожуха между двумя последовательно расположенными полостями и шириной полости. Другие подходы представлены в изобретении US 6,935,833, но они имеют сложную форму и создают неудобство из-за введения специфических деталей, трудны при изготовлении и, таким образом, неприемлемы для промышленного применения идеи. Тем не менее могут быть привнесены другие усовершенствования расположения и возможных форм этих полостей.
Документ US 5762470 описывает кожух с кольцевой полостью, сообщающейся с потоком через последовательность вырезов, и уточняет оптимальную геометрию для полости и для вырезов; но она не уточняет, каково положение полостей относительно лопатки. Он описывает, кроме того, кольцевую полость 3, находящуюся в углублении от потока и перекрываемую рифленой решеткой 3В, целью которой является рассеивание потерь в окружном направлении. Такая конфигурация создает риск паразитной повторной подачи на уровне лопатки, через желобок 5, соседний с рассматриваемым желобком, что ухудшает эксплуатационные качества.
Наконец, документы DE 210330084 и WO 03/072949 описывают кольцевую полость, содержащую последовательность неподвижных лопаток, расположенных в направлении потока.
Целью настоящего изобретения является устранение указанных недостатков с помощью предложенного кожуха компрессора, снабженного полостями, с улучшенными аэродинамическими качествами.
Для достижения этой цели объектом изобретения является компрессор для турбомашины, содержащий кожух, по меньшей мере, одну ступень компрессора, образованную неподвижным лопаточным колесом и подвижным лопаточным колесом, размещенным на выходе упомянутого неподвижного колеса, и полости, выполненные в упомянутом кожухе по пути прохода подвижных лопаток, при этом упомянутые полости имеют длину L2, измеренную по оси и смещенную в сторону входа относительно подвижных лопаток таким образом, чтобы образовать перекрытие длиной L1, отличающийся тем, что длины L1 и L2 составляют соответственно от 35 до 50% и от 80 до 90% осевой хорды Сах, измеренной на внешнем конце подвижных лопаток, а также тем, что полости не сообщаются между собой.
Такая конфигурация обеспечивает одновременно хорошее всасывание воздуха в полость и повторную подачу насколько возможно близко на вход зазора подвижных лопаток. Кроме того, тот факт, что полости не сообщаются между собой, устраняет любую окружную рециркуляцию и, таким образом, риск паразитной повторной подачи на уровне лопатки, которая могла бы поступать из соседней полости, что ухудшило бы эксплуатационные качества компрессора. Повторная подача осуществляется исключительно насколько возможно ближе ко входу лопаточного зазора.
Предпочтительно входной конец полостей образует в плоскости симметрии воздуха угол φ для повторной подачи воздуха, равный 90±5°, с частью кожуха, размещенной на входе упомянутой полости. Это позволяет исключить внутренние рециркуляции в полости, которые могли бы отрицательно сказаться на кпд компрессора.
В соответствии с предпочтительными характеристиками:
- количество полостей по окружности кожуха, отнесенное к количеству подвижных лопаток соответствующего колеса, составляет от 2 до 4.
- полости выполнены в кожухе с наклоном относительно плоскости, касательной к потоку, составляющим от 45° до 60° в направлении вращения лопаток;
- полости распределены равномерно по окружности кожуха;
- полости распределены по окружности кожуха неравномерно, в особенности на краях двух полуоболочек, которые образуют кожух;
- кожух содержит локальное углубление потока напротив подвижного лопаточного колеса;
- входной конец упомянутого углубления потока расположен на уровне входного конца полости;
- выходной конец упомянутого углубления потока расположен на уровне или находится слегка на выходе задней кромки подвижных лопаток;
- полости выполнены непосредственно в кожухе или в дополнительной детали, присоединенной к упомянутому кожуху.
Изобретение касается также турбомашины, содержащей компрессор, имеющий, по меньшей мере, одну из упомянутых выше характеристик.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 схематично изображает вид в продольном разрезе ступени компрессора, кожух которого содержит полость согласно варианту осуществления изобретения;
- фиг.2 изображает вид полостей кожуха компрессора по оси двигателя;
- фиг.3 изображает вид в поперечном разрезе полости кожуха компрессора согласно варианту осуществления изобретения;
- фиг.4 изображает вид в разрезе по плоскости симметрии полости кожуха компрессора согласно варианту осуществления изобретения;
- фиг.5 схематично изображает вид в продольном разрезе ступени компрессора, кожух которого имеет местное углубление потока и в котором выполнена полость в соответствии с вариантом осуществления изобретения.
На фиг.1 изображена ступень компрессора, содержащая статорную лопатку, или неподвижную лопатку 2, на входе роторной лопатки, или подвижной лопатки 1, соединенной с диском 3 или выполненной за одно с этим диском по технологии изготовления лопаточного моноблочного диска. Неподвижные лопатки закреплены в кожухе 4 компрессора, который окружает подвижные лопатки 1, оставляя заданный зазор между ними. Подвижные лопатки на уровне кожуха 4 имеют длину хорды Cax, измеренную по оси между самой внешней точкой передней кромки и самой внешней точкой задней кромки.
В кожухе 4 выполнено множество полостей 5, равномерно расположенных по окружности напротив прохода подвижных лопаток 1. Эти полости, в общих чертах, в разрезе имеют форму прямоугольника со скругленными углами, вытянутого по длине L2. Эта полость 5 смещена к входу двигателя относительно передней кромки подвижной лопатки 1. Длина перекрытия лопатки 1 полостью 5 имеет величину L1, меньшую L2. Такая конфигурация позволяет осуществить рециркуляцию воздуха, который проходит в зазор между лопаткой и кожухом; в этом зазоре могут иметь место значительные завихрения, что может нарушить поток между различными ступенями и привести, таким образом, к ухудшению параметров компрессора или, в крайнем случае, вызвать явление, называемое "помпажем" или "спадом", вызванным мгновенным падением уровня компрессии и инверсии расхода воздуха, проходящего через компрессор, который выходит, таким образом, через вход компрессора. При наличии таких полостей паразитный воздух засасывается и вновь поступает в поток на вход лопатки. Длина L2-L1, на которую полость выходит за переднюю кромку, ограничена пространством, существующим между колесом подвижных лопаток 1 и колесом неподвижных лопаток 2.
На фиг.2 изображена последовательность полостей 5, размещенных в линию вдоль окружности кожуха 4. Ось этих полостей слегка наклонена относительно продольного направления двигателя. Количество полостей значительно превышает количество лопаток 1, образующих подвижное колесо ступени компрессора. Это количество на практике превышает в 2-4 раза количество подвижных лопаток 1. Распределение полостей, как изображено на фиг.2, является равномерным распределением; в не представленном варианте оно может быть неравномерным для сдерживания аэродинамического возбуждения колебаний лопаток, которое могло бы быть вызванным этими полостями, в частности, на концах двух полуоболочек, которые образуют кожух.
На фиг.3 и 4 изображена предпочтительная форма полостей 5, выполненных в кожухе 4.
Как изображено на фиг.4, полость 5 в поперечном разрезе имеет две параллельные стороны, образующие на внешнем конце полуокружность. Она уходит вглубь кожуха 4 наклонно в направлении вращения лопаток по отношению к перпендикуляру к плоскости, касательной к потоку. Выбирается максимальный наклон, но он ограничен по причинам, связанным с изготовлением кожуха; на практике угол наклона α относительно плоскости, касательной к потоку, составляет от 45° до 60°. Глубина полости 5 определяется желаемыми аэродинамическими характеристиками с учетом также производственных ограничений.
Как изображено на фиг.3, в разрезе по плоскости симметрии полость 5 имеет в общем форму прямоугольника, малая сторона которого на входе разрезает кожух по углу φ, измеренному относительно кривой кожуха, получаемой его разрезом плоскостью симметрии полости и которая расположена на входе полости; этот угол φ близок к 90°. Выходная часть полости имеет, по существу, округлую форму.
На фиг.5 изображен случай, когда кожух 4 имеет локальное углубление потока 6 на уровне подвижных лопаток 1, часто называемый "впадиной". Как изображено, это углубление уменьшается при перемещении к выходу двигателя. Этот тип кожуха также может содержать полости 5 описанного выше типа. Локальное углубление потока 6 начинается в этом случае на уровне или на выходе входного края полости 5 и оканчивается на уровне или слегка заходит за выход задней кромки подвижных лопаток 1.
Изобретение касается оптимизации геометрических характеристик полостей 5 и их размещения относительно подвижных лопаток 1. Оно позволяет значительно улучшить эксплуатационные характеристики компрессора (кпд и предел помпажа) благодаря управлению потоком в зазоре между лопатками и кожухом и его повторной подаче на вход подвижного лопаточного колеса 1. Это улучшение является особенно существенным в случае компрессора, подвергающегося значительным нагрузкам, имеющего трехразмерные лопатки (лопатки с передней стреловидностью) и уменьшенные расстояния между ступенями для уменьшения общей длины компрессора.
Выходная форма полости 5, где среда всасывается, оптимизирована для лучшего направления среды к входу, и ее входная форма оптимизирована для обеспечения повторной подачи в поток наиболее близко к радиальному направлению. Ее длина оптимизирована для обеспечения повторной подачи среды наиболее близко к лопатке.
Этими оптимальными характеристиками являются:
- длина L1 составляет от 35 до 50% длины хорды Сах. Это перекрывание позволяет уменьшить отрицательное влияние на кпд, которое значительно уменьшается с увеличением перекрывания при сохранении надлежащего всасывания среды;
- длина L2 составляет от 80 до 90% длины хорда Сах. Эта длина, которая остается ограниченной габаритными осевыми размерами, позволяет обеспечить всасывание при оптимальном положении системы лопаток и повторную подачу, достаточно удаленную к входу от передней кромки, что уменьшает локальные завихрения;
- угол φ повторной подачи равен 90±5°. Анализ показал, что при угле, превышающем это значение, полость 5 приводит к образованию зоны аэродинамической пробки, что приводит к потерям кпд, а с углом, по существу, меньшим этой величины, в полости 5 возникает вторичный турбулентный поток противоположного вращения, что искажает рециркуляцию внутри полости;
- выходной конец в виде дуги круга, радиус которого, по существу, равен радиусу глубины полости.
Эффективность настоящего изобретения проистекает, таким образом, из комбинации ограниченного аксиального перекрытия лопатки и повторной подачи на вход лопатки под оптимальным углом. Эта комбинация улучшает кпд компрессора в стабильных условиях работы, а также при сильной аэродинамической нагрузке, промежуточной между границей номинального рабочего режима и пределом стабильности (или границей помпажа) компрессора. Это происходит вследствие того, что локальные потери кпд, вызванные сдвигом L1, компенсируются улучшением, привносимым рециркуляцией воздуха.
Описанное выше объединение полостей 5 и локального углубления потока 6 еще более улучшает параметры кпд компрессора.
Возможны другие варианты, например полости, объединенные с истираемым покрытием для того, чтобы выдержать контакты лопатка/кожух с ограниченной интенсивностью. Полости могут быть непосредственно выполнены в кожухе или выполнены посредством технологии покрытия с помощью специальной дополнительной детали, прикрепленной к кожуху.
Наконец, эта технология применима для любого типа компрессора, будь он аксиальным или центробежным и предназначенным для турбореактивного или турбовинтового двигателя.
Несмотря на то, что изобретение было описано в отношении частного варианта осуществления, очевидно, что оно им не ограничивается и содержит все технические эквиваленты описанных средств, а также их комбинации, если они входят в рамки изобретения.
Claims (13)
1. Компрессор для турбомашины, содержащий кожух (4), по меньше мере, одну ступень компрессора, образованную неподвижным лопаточным колесом (2) и подвижным лопаточным колесом (1), размещенным на выходе упомянутого неподвижного колеса (2), и полости (5), выполненные в упомянутом кожухе по пути прохода подвижных лопаток (1), при этом упомянутые полости имеют длину L2, измеренную по оси и смещенную в сторону входа относительно подвижных лопаток (1) таким образом, чтобы образовать перекрытие длиной L1, отличающийся тем, что длины L1 и L2 составляют соответственно от 35 до 50% и от 80 до 90% осевой хорды Сах, измеренной на внешнем конце подвижных лопаток (1), а также тем, что полости (5) не сообщаются между собой.
2. Компрессор по п.1, в котором входной конец полостей (5) образует в плоскости симметрии полости (5) угол φ для повторной подачи воздуха, равный 90±5° с частью кожуха (4), расположенной на входе упомянутой полости.
3. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором выходной край полостей (5) имеет профиль дуги круга, радиус которого, по существу равен глубине упомянутой полости.
4. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором количество полостей (5) по окружности кожуха (4), отнесенное к количеству подвижных лопаток (1) соответствующего колеса, составляет от 2 до 4.
5. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором полости (5) выполнены в кожухе (4) с наклоном относительно плоскости, касательной к потоку, составляющим от 45° до 60° в направлении вращения лопаток.
6. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором полости (5) распределены равномерно по окружности кожуха (4).
7. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором полости (5) распределены неравномерно по окружности кожуха (4).
8. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором кожух (4) содержит локальное углубление потока (6) напротив подвижного лопаточного колеса (1).
9. Компрессор по п.8, в котором упомянутый входной конец углубления потока (6) расположен на уровне входного конца полости (5).
10. Компрессор по п.8, в котором выходной конец углубления потока (6) расположен на уровне или находится слегка на выходе по отношению к задней кромке подвижных лопаток (1).
11. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором полости (5) выполнены непосредственно в кожухе (4).
12. Компрессор по одному из пп.1 или 2, в котором полости (5) выполнены в дополнительной детали, присоединенной к упомянутому кожуху (4).
13. Турбомашина, содержащая компрессор по одному из пп.1 или 2.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0858990A FR2940374B1 (fr) | 2008-12-23 | 2008-12-23 | Carter de compresseur a cavites optimisees. |
FR0858990 | 2008-12-23 | ||
PCT/EP2009/067326 WO2010072638A1 (fr) | 2008-12-23 | 2009-12-16 | Carter de compresseur a cavites optimisees |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011130927A RU2011130927A (ru) | 2013-01-27 |
RU2514459C2 true RU2514459C2 (ru) | 2014-04-27 |
Family
ID=40823269
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011130927/06A RU2514459C2 (ru) | 2008-12-23 | 2009-12-16 | Кожух компрессора с оптимизированными полостями |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8845269B2 (ru) |
EP (1) | EP2368045B1 (ru) |
JP (1) | JP5686743B2 (ru) |
CN (1) | CN102265039B (ru) |
BR (1) | BRPI0923622B1 (ru) |
CA (1) | CA2747989C (ru) |
FR (1) | FR2940374B1 (ru) |
RU (1) | RU2514459C2 (ru) |
WO (1) | WO2010072638A1 (ru) |
Families Citing this family (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN102022351B (zh) * | 2010-12-08 | 2012-06-27 | 北京航空航天大学 | 一种拓宽高负荷轴流压气机稳定工作范围的方法 |
FR2969230B1 (fr) | 2010-12-15 | 2014-11-21 | Snecma | Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree |
US8678740B2 (en) * | 2011-02-07 | 2014-03-25 | United Technologies Corporation | Turbomachine flow path having circumferentially varying outer periphery |
FR2988146B1 (fr) * | 2012-03-15 | 2014-04-11 | Snecma | Carter pour roue a aubes de turbomachine ameliore et turbomachine equipee dudit carter |
FR2989744B1 (fr) | 2012-04-19 | 2014-06-13 | Snecma | Carter de compresseur a cavites au calage optimise |
FR2989742B1 (fr) * | 2012-04-19 | 2014-05-09 | Snecma | Carter de compresseur a cavites a forme amont optimisee |
JP6010348B2 (ja) * | 2012-06-01 | 2016-10-19 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 軸流圧縮機及びこれを備えたガスタービン |
US20140093355A1 (en) * | 2012-09-28 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Extended indentation for a fastener within an air flow |
WO2014158236A1 (en) * | 2013-03-12 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Cantilever stator with vortex initiation feature |
DE102013219818B3 (de) * | 2013-09-30 | 2015-02-05 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Axialverdichter |
JP2016118165A (ja) * | 2014-12-22 | 2016-06-30 | 株式会社Ihi | 軸流機械およびジェットエンジン |
US9926806B2 (en) | 2015-01-16 | 2018-03-27 | United Technologies Corporation | Turbomachine flow path having circumferentially varying outer periphery |
CN106286394B (zh) * | 2016-10-14 | 2018-08-10 | 中国科学院工程热物理研究所 | 一种压气机连通式收缩缝机匣处理方法及装置 |
CN109964044B (zh) * | 2016-11-18 | 2021-07-06 | 三菱重工业株式会社 | 压缩机及其叶片的制造方法 |
EP3969761A1 (en) | 2019-05-14 | 2022-03-23 | Carrier Corporation | Centrifugal compressor including diffuser pressure equalization feature |
US11473438B2 (en) * | 2019-06-04 | 2022-10-18 | Honeywell International Inc. | Grooved rotor casing system using additive manufacturing method |
BE1028337B1 (fr) | 2020-05-22 | 2021-12-21 | Safran Aero Boosters | Piège à débris |
US20230151825A1 (en) * | 2021-11-17 | 2023-05-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor shroud with swept grooves |
US12018621B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-06-25 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable depth tip treatment with rotatable ring with pockets for a fan of a gas turbine engine |
US12066035B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-08-20 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable depth tip treatment with axial member with pockets for a fan of a gas turbine engine |
US12078070B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-09-03 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable air flow plenum with sliding doors for a fan of a gas turbine engine |
US11970985B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-04-30 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable air flow plenum with pivoting vanes for a fan of a gas turbine engine |
US11965528B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-04-23 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable air flow plenum with circumferential movable closure for a fan of a gas turbine engine |
US12085021B1 (en) | 2023-08-16 | 2024-09-10 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Adjustable air flow plenum with movable closure for a fan of a gas turbine engine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2325830A1 (fr) * | 1975-09-25 | 1977-04-22 | Rolls Royce | Perfectionnements aux carters de compresseurs de moteurs a turbine a gaz |
SU1560812A1 (ru) * | 1987-05-13 | 1990-04-30 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Осевой компрессор |
GB2245312A (en) * | 1984-06-19 | 1992-01-02 | Rolls Royce Plc | Axial flow compressor surge margin improvement |
RU2034175C1 (ru) * | 1993-03-11 | 1995-04-30 | Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Турбокомпрессор |
US6290458B1 (en) * | 1999-09-20 | 2001-09-18 | Hitachi, Ltd. | Turbo machines |
RU2293221C2 (ru) * | 2002-02-28 | 2007-02-10 | Мту Аэро Энджинз Гмбх | Рециркуляционная структура для турбокомпрессора, авиационный двигатель и стационарная турбина, имеющие турбокомпрессор с такой рециркуляционной структурой |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4645417A (en) * | 1984-02-06 | 1987-02-24 | General Electric Company | Compressor casing recess |
JPH04203204A (ja) * | 1990-11-29 | 1992-07-23 | Hitachi Ltd | 流体機械 |
GB9400254D0 (en) * | 1994-01-07 | 1994-03-02 | Britisch Technology Group Limi | Improvements in or relating to housings for axial flow fans |
US6375419B1 (en) * | 1995-06-02 | 2002-04-23 | United Technologies Corporation | Flow directing element for a turbine engine |
US6338609B1 (en) * | 2000-02-18 | 2002-01-15 | General Electric Company | Convex compressor casing |
DE10135003C1 (de) * | 2001-07-18 | 2002-10-02 | Mtu Aero Engines Gmbh | Verdichtergehäusestruktur |
US6585479B2 (en) * | 2001-08-14 | 2003-07-01 | United Technologies Corporation | Casing treatment for compressors |
JP3919496B2 (ja) * | 2001-10-15 | 2007-05-23 | ヤンマー株式会社 | ラジエータファンおよびこれを用いたエンジン冷却装置 |
AU2003207365A1 (en) * | 2002-02-28 | 2003-09-09 | Daimlerchrysler Ag | Anti-stall tip treatment means for turbo-compressors |
DE10330084B4 (de) * | 2002-08-23 | 2010-06-10 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rezirkulationsstruktur für Turboverdichter |
US7186072B2 (en) * | 2002-08-23 | 2007-03-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Recirculation structure for a turbocompressor |
GB2408546B (en) * | 2003-11-25 | 2006-02-22 | Rolls Royce Plc | A compressor having casing treatment slots |
GB2435904B (en) * | 2006-03-10 | 2008-08-27 | Rolls Royce Plc | Compressor Casing |
EP1862641A1 (de) * | 2006-06-02 | 2007-12-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Ringförmiger Strömungskanal für eine in Axialrichtung von einem Hauptstrom durchströmbare Strömungsmaschine |
DE102007037924A1 (de) * | 2007-08-10 | 2009-02-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Ringkanalwandausnehmung |
DE102007056953B4 (de) | 2007-11-27 | 2015-10-22 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Ringkanalwandausnehmung |
FR2931906B1 (fr) | 2008-05-30 | 2017-06-02 | Snecma | Compresseur de turbomachine avec un systeme d'injection d'air. |
-
2008
- 2008-12-23 FR FR0858990A patent/FR2940374B1/fr active Active
-
2009
- 2009-12-16 JP JP2011542776A patent/JP5686743B2/ja active Active
- 2009-12-16 EP EP09795410.1A patent/EP2368045B1/fr active Active
- 2009-12-16 WO PCT/EP2009/067326 patent/WO2010072638A1/fr active Application Filing
- 2009-12-16 BR BRPI0923622-8A patent/BRPI0923622B1/pt active IP Right Grant
- 2009-12-16 US US13/141,900 patent/US8845269B2/en active Active
- 2009-12-16 CA CA2747989A patent/CA2747989C/fr active Active
- 2009-12-16 CN CN200980152355.XA patent/CN102265039B/zh active Active
- 2009-12-16 RU RU2011130927/06A patent/RU2514459C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2325830A1 (fr) * | 1975-09-25 | 1977-04-22 | Rolls Royce | Perfectionnements aux carters de compresseurs de moteurs a turbine a gaz |
GB2245312A (en) * | 1984-06-19 | 1992-01-02 | Rolls Royce Plc | Axial flow compressor surge margin improvement |
SU1560812A1 (ru) * | 1987-05-13 | 1990-04-30 | Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского | Осевой компрессор |
RU2034175C1 (ru) * | 1993-03-11 | 1995-04-30 | Центральный институт авиационного моторостроения им.П.И.Баранова | Турбокомпрессор |
US6290458B1 (en) * | 1999-09-20 | 2001-09-18 | Hitachi, Ltd. | Turbo machines |
RU2293221C2 (ru) * | 2002-02-28 | 2007-02-10 | Мту Аэро Энджинз Гмбх | Рециркуляционная структура для турбокомпрессора, авиационный двигатель и стационарная турбина, имеющие турбокомпрессор с такой рециркуляционной структурой |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2940374B1 (fr) | 2015-02-20 |
EP2368045A1 (fr) | 2011-09-28 |
BRPI0923622A2 (pt) | 2020-08-11 |
WO2010072638A1 (fr) | 2010-07-01 |
CA2747989C (fr) | 2016-08-09 |
CN102265039B (zh) | 2015-03-04 |
FR2940374A1 (fr) | 2010-06-25 |
US8845269B2 (en) | 2014-09-30 |
US20120003085A1 (en) | 2012-01-05 |
BRPI0923622B1 (pt) | 2021-01-05 |
CN102265039A (zh) | 2011-11-30 |
EP2368045B1 (fr) | 2017-12-13 |
RU2011130927A (ru) | 2013-01-27 |
JP2012513561A (ja) | 2012-06-14 |
JP5686743B2 (ja) | 2015-03-18 |
CA2747989A1 (fr) | 2010-07-01 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2514459C2 (ru) | Кожух компрессора с оптимизированными полостями | |
US10934858B2 (en) | Method and system for improving turbine blade performance | |
US8684698B2 (en) | Compressor airfoil with tip dihedral | |
US8702398B2 (en) | High camber compressor rotor blade | |
RU2616695C2 (ru) | Корпус компрессора с полостями с оптимизированной регулировкой | |
US9593584B2 (en) | Turbine rotor blade of a gas turbine | |
RU2626874C2 (ru) | Корпус компрессора с полостями, имеющими оптимизированную выше по потоку форму | |
US20120272663A1 (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
CA2860326C (en) | Integrated turbine exhaust struts and mixer of turbofan engine | |
US11346367B2 (en) | Compressor rotor casing with swept grooves | |
JP2017519154A (ja) | 遠心圧縮機用のディフューザ | |
CA2956912A1 (en) | Airfoil for a gas turbine engine | |
KR20180120704A (ko) | 방사류 압축기의 디퓨저 | |
WO2016033465A1 (en) | Gas turbine blade tip shroud flow guiding features | |
US8534999B2 (en) | Gas turbine | |
US11499475B2 (en) | Fan assembly having flow recirculation circuit with rotating airfoils | |
WO2018063353A1 (en) | Turbine blade and squealer tip |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |