RU2525365C2 - Compressor centrifugal impeller - Google Patents
Compressor centrifugal impeller Download PDFInfo
- Publication number
- RU2525365C2 RU2525365C2 RU2011153687/06A RU2011153687A RU2525365C2 RU 2525365 C2 RU2525365 C2 RU 2525365C2 RU 2011153687/06 A RU2011153687/06 A RU 2011153687/06A RU 2011153687 A RU2011153687 A RU 2011153687A RU 2525365 C2 RU2525365 C2 RU 2525365C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- impeller
- blades
- blade
- moreover
- rib
- 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
- F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/30—Vanes
-
- 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
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/281—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for fans or blowers
- F04D29/282—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for fans or blowers the leading edge of each vane being substantially parallel to the rotation axis
-
- 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
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
-
- 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
- F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
- F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
- F04D29/285—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors the compressor wheel comprising a pair of rotatable bladed hub portions axially aligned and clamped together
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к центробежной крыльчатке компрессора, предназначенной для того, чтобы через нее проходила текучая среда, в частности газ. Данная крыльчатка предназначена, в частности, для оснащения компрессора турбомашины. Этой крыльчаткой могут оборудоваться все типы турбомашины, наземные или авиационные, в частности турбинный двигатель вертолета.The invention relates to a centrifugal impeller of a compressor designed to allow a fluid, in particular gas, to pass through it. This impeller is intended, in particular, to equip a turbomachine compressor. This impeller can be equipped with all types of turbomachines, ground or aviation, in particular a helicopter turbine engine.
В частности, изобретение относится к типу центробежной крыльчатки, имеющей ось вращения, переднюю часть небольшого сечения и заднюю часть большого сечения; причем данная крыльчатка содержит лопатки, каждая из которых содержит переднюю кромку или ребро атаки и заднюю кромку или ребро обтекания. Вращение этой крыльчатки приводит к засасыванию текучей среды через переднюю часть крыльчатки; причем осевая скорость текучей среды, проходящей через крыльчатку, постепенно преобразуется в радиальную скорость; причем текучая среда истекает на внешнюю периферию крыльчатки на уровне ребра обтекания лопаток. Упомянутые лопатки в плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания этих лопаток, изогнуты в направлении, обратном вращению крыльчатки.In particular, the invention relates to a type of centrifugal impeller having an axis of rotation, a front part of a small section and a rear part of a large section; moreover, this impeller contains blades, each of which contains a leading edge or rib of attack and a trailing edge or rib of flow. The rotation of this impeller leads to the suction of fluid through the front of the impeller; moreover, the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity; moreover, the fluid flows to the outer periphery of the impeller at the level of the ribs around the blades. The said blades in the plane of the radial section, cutting the edge of the flow around these blades, are bent in the direction opposite to the rotation of the impeller.
В настоящей заявке понятия «вход» и «выход» определены относительно направления нормального потока текучей среды, проходящей через крыльчатку.In this application, the terms “inlet” and “outlet” are defined with respect to the direction of the normal fluid flow through the impeller.
Кроме того, ось вращения крыльчатки часто называется более просто - «ось крыльчатки». Осевое направление соответствует направлению оси крыльчатки, а радиальное направление является направлением, которое перпендикулярно этой оси и пересекает эту ось. Также осевая плоскость представляет собой плоскость, содержащую ось крыльчатки, а радиальная плоскость представляет собой плоскость, перпендикулярную этой оси. Наречия «радиально» и «по оси» относятся, соответственно, к осевому направлению и радиальному направлению.In addition, the axis of rotation of the impeller is often referred to more simply as the “impeller axis”. The axial direction corresponds to the direction of the axis of the impeller, and the radial direction is the direction that is perpendicular to this axis and intersects this axis. Also, the axial plane is a plane containing the axis of the impeller, and the radial plane is a plane perpendicular to this axis. Adverbs "radially " and "along the axis" refer, respectively, to the axial direction and the radial direction.
Помимо противоположного определения прилагательные «внутренний» и «внешний» использованы применительно к радиальному направлению; причем внутренняя часть (т.е. радиально внутренняя) конструктивного элемента к оси крыльчатки размещена ближе, чем внешняя часть (т.е. радиально внешняя) того же конструктивного элемента.In addition to the opposite definition, the adjectives "internal" and "external" are used in relation to the radial direction; moreover, the inner part (i.e., radially inner) of the structural element is closer to the impeller axis than the outer part (i.e., radially external) of the same structural element.
И, наконец, помимо противоположного определения, прилагательные «передний» и «задний» использованы применительно к осевому направлению; причем текучая среда подается в переднюю часть крыльчатки.And finally, in addition to the opposite definition, the adjectives “front” and “rear” are used in relation to the axial direction; moreover, the fluid is supplied to the front of the impeller.
Компрессор авиационной турбомашины (например, турбинного двигателя вертолета) центробежного типа или смешанного аксиально-центробежного типа содержит одну или множество ступеней сжатия с центробежной крыльчаткой вышеупомянутого типа (которая также называется ротором или центробежным колесом), картер, окружающий с внешней стороны лопатки этой крыльчатки, и один или множество диффузоров, расположенных на выходе этой крыльчатки. Через такой компрессор проходит текучая среда, которой является газ, как правило, воздух.A compressor of an aircraft turbomachine (for example, a turbine engine of a helicopter) of a centrifugal type or a mixed axial-centrifugal type contains one or many compression stages with a centrifugal impeller of the above type (also called a rotor or centrifugal wheel), a crankcase surrounding the outside of the blade of this impeller, and one or many diffusers located at the outlet of this impeller. A fluid passes through such a compressor, which is a gas, usually air.
В крыльчатке абсолютная скорость газа увеличивается вследствие центробежного ускорения, а давление газа повышается вследствие расходящегося поперечного сечения каналов, ограниченных лопатками крыльчатки. Таким образом, газ истекает через заднюю кромку лопаток или ребро обтекания на очень большой скорости.In the impeller, the absolute gas velocity increases due to centrifugal acceleration, and the gas pressure increases due to the diverging cross section of the channels bounded by the impeller blades. Thus, the gas flows through the trailing edge of the blades or the flow edge at a very high speed.
Известный пример центробежной крыльчатки компрессора изложен в патенте US №3973872.A well-known example of a centrifugal impeller of a compressor is described in US patent No. 3973872.
Технической задачей изобретения является улучшение характеристик (а именно, степени общего сжатия и изэнтропической производительности) крыльчатки вышеупомянутого типа с корректированным расходом и заданными геометрическими размерами.An object of the invention is to improve the characteristics (namely, the degree of total compression and isentropic performance) of the impeller of the aforementioned type with a corrected flow rate and predetermined geometric dimensions.
Эта задача выполняется посредством крыльчатки, в которой в упомянутой плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания лопаток крыльчатки, часть ребра обтекания этих лопаток (т.е. часть, расположенная на уровне внешней кромки задней части лопаток) выпрямлена в направлении вращения крыльчатки таким образом, что она образует торцевую лопасть, позволяющую отклонять поток жидкой или газообразной среды, радиально выпрямляя этот поток.This task is carried out by means of an impeller, in which, in the said plane of radial section, cutting the flow around the impeller blades, a part of the flow around these blades (i.e., a part located at the level of the outer edge of the rear part of the blades) is straightened in the direction of rotation of the impeller so that it forms an end blade, which allows deflecting the flow of a liquid or gaseous medium, radially straightening this flow.
В общей сложности такое отклонение потока текучей среды позволяет увеличить степень общего сжатия без снижения изэнтропической производительности крыльчатки.In total, such a deviation of the fluid flow makes it possible to increase the degree of total compression without reducing the isentropic performance of the impeller.
Кроме того, максимально эффективно контролируя такое отклонение, представляется возможным увеличить степень общего сжатия без нагревания. Таким образом, увеличение степени общего сжатия также выражается более или менее большим повышением изэнтропической производительности крыльчатки.In addition, by controlling this deviation as efficiently as possible, it seems possible to increase the overall compression ratio without heating. Thus, an increase in the degree of total compression is also expressed by a more or less large increase in the isentropic performance of the impeller.
И в заключение, благодаря торцевым лопастям, улучшены характеристики крыльчатки.And in conclusion, thanks to the end blades, the characteristics of the impeller are improved.
Такая центробежная крыльчатка компрессора может содержать два типа лопаток: так называемые «основные» лопатки и так называемые «промежуточные» лопатки. Промежуточные лопатки, необязательные, устанавливаются между основными лопатками и отличаются от последних тем, что они короче в осевом направлении: они имеют более короткую переднюю часть, причем ребро атаки промежуточных лопаток расположено в стороне (а именно, сзади) относительно ребра атаки основных лопаток.Such a centrifugal impeller of a compressor may contain two types of blades: the so-called “main” blades and the so-called “intermediate” blades. Intermediate blades, optional, are installed between the main blades and differ from the latter in that they are shorter in the axial direction: they have a shorter front part, and the attack edge of the intermediate blades is located to the side (namely, behind) relative to the attack edge of the main blades.
Согласно способу практической реализации, крыльчатка содержит только основные лопатки (т.е. не содержит промежуточных лопаток); причем эти основные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа.According to the method of practical implementation, the impeller contains only the main blades (i.e. does not contain intermediate blades); moreover, these main blades contain end blades of the aforementioned type.
Согласно другому способу практической реализации, крыльчатка содержит основные лопатки и промежуточные лопатки. В этом случае или только основные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа, или только промежуточные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа, или основные лопатки и промежуточные лопатки содержат торцевые лопасти вышеупомянутого типа.According to another practical implementation method, the impeller comprises main blades and intermediate blades. In this case, either only the main blades contain end blades of the above type, or only the intermediate blades contain end blades of the above type, or the main blades and intermediate blades contain end blades of the above type.
Согласно способу практической реализации, в упомянутой плоскости радиального сечения, разрезающей ребро обтекания лопаток крыльчатки, упомянутая торцевая лопасть образует с частью лопатки, расположенной непосредственно перед этой торцевой лопастью, тупой угол, который больше или равен 155° и строго меньше 180°.According to the method of practical implementation, in the said plane of the radial section, cutting the edge of the flow around the impeller blades, the said end blade forms an obtuse angle with the part of the blade located immediately in front of this end blade, which is greater than or equal to 155 ° and strictly less than 180 °.
Согласно способу практической реализации, когда основные лопатки крыльчатки содержат торцевую лопасть, данная торцевая лопасть проходит от ребра обтекания основной лопатки крыльчатки на длину, которая измерена вдоль внешней кромки (искривленной) этой основной лопатки и представляет собой менее 15% общей длины этой внешней кромки и, в частности, более 2% и менее 10% общей длины этой внешней кромки.According to the method of practical implementation, when the main impeller blades contain an end blade, this end blade extends from the rib around the main impeller blade to a length that is measured along the outer edge (curved) of this main blade and represents less than 15% of the total length of this outer edge and, in particular, more than 2% and less than 10% of the total length of this outer edge.
Согласно способу практической реализации, когда промежуточные лопатки крыльчатки содержат торцевую лопасть, упомянутая торцевая лопасть проходит от ребра обтекания промежуточной лопатки на длину, которая измерена вдоль внешней кромки этой промежуточной лопатки и представляет собой менее 15% общей длины этой внешней кромки и, в частности, более 2% и менее 10% общей длины этой внешней кромки.According to the method of practical implementation, when the intermediate impeller blades contain an end blade, said end blade extends from the rib around the intermediate blade to a length that is measured along the outer edge of this intermediate blade and represents less than 15% of the total length of this outer edge and, in particular, more 2% and less than 10% of the total length of this outer edge.
Вышеупомянутые разницы значений угла и длины лопасти позволяют, в отдельности или в сочетании друг с другом, дополнительно улучшить характеристики крыльчатки.The above-mentioned differences in the angle and length of the blade allow, individually or in combination with each other, to further improve the characteristics of the impeller.
Изобретение также относится к компрессору, содержащему центробежную крыльчатку согласно изобретению. Речь может идти о компрессоре центробежного типа, т.е. о компрессоре, содержащем, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную центробежной крыльчаткой, или о компрессоре смешанного аксиально-центробежного типа, т.е. о компрессоре, содержащем, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную осевой крыльчаткой и, по меньшей мере, одну ступень сжатия, оснащенную центробежной крыльчаткой.The invention also relates to a compressor comprising a centrifugal impeller according to the invention. It may be a centrifugal compressor, i.e. about a compressor containing at least one compression stage equipped with a centrifugal impeller, or about a compressor of a mixed axial-centrifugal type, i.e. about a compressor containing at least one compression stage equipped with an axial impeller and at least one compression stage equipped with a centrifugal impeller.
Изобретение также относится к турбомашине и, в частности, к турбинному двигателю вертолета, содержащему компрессор согласно изобретению.The invention also relates to a turbomachine and, in particular, to a turbine engine of a helicopter comprising a compressor according to the invention.
Изобретение и его преимущества станут лучше понятны после изучения нижеследующего детального описания примера практической реализации изобретения, приведенного в качестве иллюстрации, не имеющей ограниченного характера. Это описание выполнено со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:The invention and its advantages will become better understood after studying the following detailed description of an example of the practical implementation of the invention, given as an illustration, not having a limited character. This description is made with reference to the accompanying drawing figures, in which:
- фиг.1 изображает схематично и частично, в осевом сечении турбинный двигатель вертолета с компрессором, содержащим центробежную крыльчатку согласно изобретению (центробежная крыльчатка и турбины турбинного двигателя изображены не в разрезе, а сбоку);- figure 1 shows schematically and partially, in axial section, the turbine engine of a helicopter with a compressor containing a centrifugal impeller according to the invention (the centrifugal impeller and turbines of the turbine engine are shown not in section but in side view);
- фиг.2 изображает схематично центробежную крыльчатку, представленную на фиг.1, отдельно от остальной части турбинного двигателя;- figure 2 schematically shows the centrifugal impeller shown in figure 1, separately from the rest of the turbine engine;
- фиг.3 изображает схематично и частично в перспективе заднюю часть двух лопаток центробежной крыльчатки, представленной на фиг.1;- figure 3 depicts schematically and partially in perspective a rear part of two blades of a centrifugal impeller shown in figure 1;
- фиг.4 изображает схематично и частично заднюю часть одной из лопаток, представленных на фиг.3, в разрезе, выполненном в плоскости радиального сечения, разрезающего ребро обтекания этой лопатки, причем эта плоскость сечения IV-IV видна на фиг.2.- figure 4 depicts schematically and partially the rear part of one of the blades shown in figure 3, in section, made in the plane of the radial section, cutting the edge of the flow around this blade, and this plane section IV-IV is visible in figure 2.
Пример турбинного двигателя 10 вертолета, изображенного на фиг.1, содержит компрессор 16 центробежного типа с одной ступенью сжатия. Данный компрессор 16 содержит центробежную крыльчатку 18, согласно изобретению, и картер 15, окружающий снаружи лопатки 24, 25 крыльчатки 18. Диффузор 19 расположен на выходе крыльчатки 18.An example of a
Турбинный двигатель 10 содержит воздухозаборник 12, причем воздух проходит через этот воздухозаборник 12 для попадания в компрессор 16. Вращение крыльчатки 18 вокруг ее оси вращения A приводит к всасыванию воздуха через переднюю часть крыльчатки, а осевая скорость текучей среды, которая проходит через крыльчатку 18, постепенно преобразуется в радиальную скорость; причем текучая среда истекает на внешнюю периферию крыльчатки 18. Воздух попадает в крыльчатку 18 в направлении, скорее параллельном оси А вращения крыльчатки, которое обозначено на показанном на фиг.1 сечении стрелками F1, и истекает из крыльчатки 18 в направлении, скорее перпендикулярном оси A, которое обозначено стрелками F2.The
Воздух, истекающий из крыльчатки 18, проходит сквозь диффузор 19 перед попаданием в камеру сгорания 20. Топочные газы, истекающие из камеры 20, приводят в движение турбину высокого давления 22 и турбину низкого давления 23.Air flowing out of the
Крыльчатка 18 установлена на валу 21, который приводится во вращение посредством турбины высокого давления 22.The
Как это показано на фиг.2, крыльчатка 18 содержит переднюю часть небольшого сечения и заднюю часть большого сечения. Крыльчатка 18 содержит множество основных лопаток 24, проходящих в осевом направлении от передней стороны 18A крыльчатки до радиального диска 17, расположенного сзади крыльчатки 18, и радиально - от втулки крыльчатки до внешней периферии крыльчатки. Каждая из основных лопаток 24 содержит ребро атаки 24A, расположенное на переднем конце крыльчатки 18, и ребро обтекания 24F, расположенное на внешней периферии крыльчатки 18, непосредственно перед радиальным диском 17.As shown in FIG. 2, the
Кроме того, крыльчатка 18 содержит промежуточные лопатки 25, которые установлены между основными лопатками 24 и отличаются от последних тем, что они в осевом направлении короче: ребро атаки 25A этих лопаток 25 располагается в стороне (т.е. сзади) относительно ребра атаки 24A основных лопаток 24. И напротив, ребро обтекания 25F промежуточных лопаток 25 расположено на том же радиальном расстоянии от оси A, что и ребро обтекания 24F лопаток 24.In addition, the
На фиг.3 детально и в перспективе изображена задняя часть основной лопатки 24 и промежуточной лопатки 25 крыльчатки 18.Figure 3 in detail and in perspective shows the rear of the
В плоскости радиального сечения (т.е. перпендикулярно оси А), разрезающей ребро обтекания 24F, 25F лопаток 24, 25 крыльчатки 18, как плоскость IV-IV, показанная на фиг.2, лопатки 24, 25 изогнуты в направлении, обратном вращению крыльчатки; причем направление вращения крыльчатки 18 обозначено стрелкой R на фиг.3 и 4.In the plane of the radial section (i.e., perpendicular to axis A) that cuts the
В этой же плоскости радиального сечения часть ребра обтекания упомянутых лопаток 24, 25 выпрямлена в направлении вращения крыльчатки таким образом, что она образует торцевую лопасть 26, 27, позволяя отклонять поток воздуха, радиально его выпрямляя.In the same plane of the radial section, part of the flow around the
В этой плоскости радиального сечения торцевая лопасть 26, 27 образует с частью лопатки 24, 25, расположенной непосредственно перед этой лопастью 26, 27, тупой угол T, который больше или равен 155° и строго меньше 180°. Этот угол T виден на фиг.4, которая представляет собой вид в разрезе основной лопатки 24 в плоскости радиального сечения IV-IV, показанного на фиг.2.In this plane of radial section, the
В показанном примере основные лопатки 24 и промежуточные лопатки 25 содержат торцевые лопасти 26, 27. В других примерах практической реализации (не показаны) только основные лопатки 25 или только промежуточные лопатки 25 содержат такие торцевые лопасти.In the example shown, the
Согласно примеру практической реализации, когда торцевые лопасти 26 присутствуют на основных лопатках 24, длина (по криволинейной абсциссе) каждой торцевой лопасти 26, измеренная вдоль изогнутой внешней кромки 24E упомянутой лопатки 24, не содержит больше 15% общей длины данной внешней кромки 24E. Например, длина торцевой лопасти содержит, по меньшей мере, 2% и не более 10% общей длины внешней кромки 24E.According to a practical implementation example, when the
Согласно примеру практической реализации, когда торцевые лопасти 27 присутствуют на промежуточных лопатках 25, длина (по криволинейной абсциссе) каждой торцевой лопасти 27, измеренная вдоль изогнутой внешней кромки 25E упомянутой лопатки 25, представляет собой не больше 15% общей длины данной внешней кромки 25E. В частности, длина торцевой лопасти представляет собой, по меньшей мере, 2% и не более 10% общей длины внешней кромки 25E.According to a practical implementation example, when the
Claims (7)
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0953757A FR2946399B1 (en) | 2009-06-05 | 2009-06-05 | CENTRIFUGAL COMPRESSOR WHEEL. |
FR0953757 | 2009-06-05 | ||
PCT/FR2010/051078 WO2010139901A1 (en) | 2009-06-05 | 2010-06-02 | Centrifugal impeller for a compressor |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011153687A RU2011153687A (en) | 2013-07-20 |
RU2525365C2 true RU2525365C2 (en) | 2014-08-10 |
Family
ID=41327964
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011153687/06A RU2525365C2 (en) | 2009-06-05 | 2010-06-02 | Compressor centrifugal impeller |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20120087800A1 (en) |
EP (1) | EP2438306B1 (en) |
JP (1) | JP5705839B2 (en) |
KR (1) | KR101750121B1 (en) |
CN (1) | CN102459916B (en) |
CA (1) | CA2762308A1 (en) |
FR (1) | FR2946399B1 (en) |
PL (1) | PL2438306T3 (en) |
RU (1) | RU2525365C2 (en) |
WO (1) | WO2010139901A1 (en) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5722367B2 (en) * | 2013-02-28 | 2015-05-20 | テラル株式会社 | Centrifugal blower |
CN103527510A (en) * | 2013-09-16 | 2014-01-22 | 苏州格园机械有限公司 | Fan structure of mowing machine |
JP2017193985A (en) * | 2016-04-19 | 2017-10-26 | 本田技研工業株式会社 | Turbine impeller |
CN107989823B (en) * | 2017-12-26 | 2023-12-01 | 北京伯肯节能科技股份有限公司 | Impeller, centrifugal compressor, and fuel cell system |
JP6740271B2 (en) * | 2018-03-05 | 2020-08-12 | 三菱重工業株式会社 | Impeller and centrifugal compressor equipped with this impeller |
FR3089576B1 (en) | 2018-12-05 | 2022-11-25 | Safran Helicopter Engines | Centrifugal impeller |
CN110566500A (en) * | 2019-10-12 | 2019-12-13 | 浙江科贸智能机电股份有限公司 | Impeller of centrifugal ventilator |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1231273A1 (en) * | 1984-11-23 | 1986-05-15 | Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт Атомного И Энергетического Насосостроения | Impeller of centrifugal pump |
JP2001012389A (en) * | 1999-06-28 | 2001-01-16 | Atago Seisakusho:Kk | Impeller of multiblade fan |
RU22978U1 (en) * | 2001-11-13 | 2002-05-10 | Караджи Вячеслав Георгиевич | RADIAL FAN OPERATING WHEEL |
RU24253U1 (en) * | 2001-10-31 | 2002-07-27 | Акционерное общество "Техника-Технология-Конструкции" | WATER RING COMPRESSOR ROTOR |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3973872A (en) * | 1975-08-01 | 1976-08-10 | Konstantin Pavlovich Seleznev | Centrifugal compressor |
JPS55134797A (en) * | 1979-04-06 | 1980-10-20 | Hitachi Ltd | Centrifugal vane |
DE3275000D1 (en) * | 1981-08-07 | 1987-02-12 | Holset Engineering Co | Impeller for centrifugal compressor |
EP0205001A1 (en) * | 1985-05-24 | 1986-12-17 | A. S. Kongsberg Väpenfabrikk | Splitter blade arrangement for centrifugal compressors |
DE19516515A1 (en) * | 1995-05-05 | 1996-11-07 | Sel Alcatel Ag | Radial fan |
JPH1037893A (en) * | 1996-07-26 | 1998-02-13 | Japan Servo Co Ltd | Centrifugal fan |
US5951245A (en) * | 1997-10-06 | 1999-09-14 | Ford Motor Company | Centrifugal fan assembly for an automotive vehicle |
JPH11280695A (en) * | 1998-03-26 | 1999-10-15 | Kubota Corp | Centrifugal blower for fertilization device |
GB2337795A (en) * | 1998-05-27 | 1999-12-01 | Ebara Corp | An impeller with splitter blades |
JP2000145693A (en) * | 1998-11-09 | 2000-05-26 | Hitachi Ltd | Multiblade forward fan |
JP2001082383A (en) * | 1999-09-09 | 2001-03-27 | Sowa Denki Seisakusho:Kk | Impeller, centrifugal blower, and centrifugal pump |
JP2002332993A (en) * | 2001-05-09 | 2002-11-22 | Toyota Central Res & Dev Lab Inc | Impeller of centrifugal compressor |
JP2005069183A (en) * | 2003-08-27 | 2005-03-17 | Japan Servo Co Ltd | Impeller of centrifugal fan |
GB0403869D0 (en) * | 2004-02-21 | 2004-03-24 | Holset Engineering Co | Compressor |
JP4670285B2 (en) * | 2004-09-02 | 2011-04-13 | パナソニック株式会社 | Impeller and blower fan having the same |
JP2007192034A (en) | 2006-01-17 | 2007-08-02 | Matsushita Electric Ind Co Ltd | Electric blower and vacuum cleaner using it |
JP2007247594A (en) * | 2006-03-17 | 2007-09-27 | Teral Kyokuto Inc | Centrifugal blower including backward impeller |
DE102007017822A1 (en) * | 2007-04-16 | 2008-10-23 | Continental Automotive Gmbh | turbocharger |
WO2009070599A1 (en) * | 2007-11-27 | 2009-06-04 | Emerson Electric Co. | Bi-directional cooling fan |
-
2009
- 2009-06-05 FR FR0953757A patent/FR2946399B1/en active Active
-
2010
- 2010-06-02 EP EP10734214.9A patent/EP2438306B1/en active Active
- 2010-06-02 CA CA2762308A patent/CA2762308A1/en not_active Abandoned
- 2010-06-02 RU RU2011153687/06A patent/RU2525365C2/en not_active IP Right Cessation
- 2010-06-02 US US13/376,014 patent/US20120087800A1/en not_active Abandoned
- 2010-06-02 PL PL10734214T patent/PL2438306T3/en unknown
- 2010-06-02 KR KR1020117030892A patent/KR101750121B1/en active IP Right Grant
- 2010-06-02 WO PCT/FR2010/051078 patent/WO2010139901A1/en active Application Filing
- 2010-06-02 JP JP2012513661A patent/JP5705839B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2010-06-02 CN CN201080024936.8A patent/CN102459916B/en active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1231273A1 (en) * | 1984-11-23 | 1986-05-15 | Всесоюзный Научно-Исследовательский И Проектно-Конструкторский Институт Атомного И Энергетического Насосостроения | Impeller of centrifugal pump |
JP2001012389A (en) * | 1999-06-28 | 2001-01-16 | Atago Seisakusho:Kk | Impeller of multiblade fan |
RU24253U1 (en) * | 2001-10-31 | 2002-07-27 | Акционерное общество "Техника-Технология-Конструкции" | WATER RING COMPRESSOR ROTOR |
RU22978U1 (en) * | 2001-11-13 | 2002-05-10 | Караджи Вячеслав Георгиевич | RADIAL FAN OPERATING WHEEL |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR101750121B1 (en) | 2017-06-22 |
FR2946399B1 (en) | 2016-05-13 |
KR20120034670A (en) | 2012-04-12 |
WO2010139901A1 (en) | 2010-12-09 |
CN102459916B (en) | 2015-04-29 |
EP2438306A1 (en) | 2012-04-11 |
JP2012528979A (en) | 2012-11-15 |
EP2438306B1 (en) | 2019-07-31 |
CN102459916A (en) | 2012-05-16 |
PL2438306T3 (en) | 2019-12-31 |
RU2011153687A (en) | 2013-07-20 |
CA2762308A1 (en) | 2010-12-09 |
US20120087800A1 (en) | 2012-04-12 |
FR2946399A1 (en) | 2010-12-10 |
JP5705839B2 (en) | 2015-04-22 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2525365C2 (en) | Compressor centrifugal impeller | |
JP5666296B2 (en) | Diffuser for centrifugal compressor | |
US7789631B2 (en) | Compressor of a gas turbine and gas turbine | |
US9726185B2 (en) | Centrifugal compressor with casing treatment for surge control | |
US9004850B2 (en) | Twisted variable inlet guide vane | |
EP2982847A1 (en) | Turbocharger with twin parallel compressor impellers and having center housing features for conditioning flow in the rear impeller | |
US7553122B2 (en) | Self-aspirated flow control system for centrifugal compressors | |
EP2518326A2 (en) | Centrifugal compressor assembly with stator vane row | |
EP2789861A1 (en) | Centrifugal fluid machine | |
US8152456B2 (en) | Turbojet compressor | |
US10221858B2 (en) | Impeller blade morphology | |
JP2017519154A (en) | Diffuser for centrifugal compressor | |
GB2568733A (en) | Method of designing a turbine | |
JP6651404B2 (en) | Turbo machinery | |
EP3789618A1 (en) | Compressor with ported shroud for flow recirculation and with noise attenuator for blade passing frequency noise attenuation, and turbocharger incorporating same | |
US11168606B2 (en) | Turbine | |
RU2509232C2 (en) | Gas turbine engine compressor cover with axial thrust | |
CN108431385B (en) | Turbocharger compressor and method | |
EP4273408A1 (en) | Centrifugal acceleration stabilizer | |
US11421702B2 (en) | Impeller with chordwise vane thickness variation | |
JP2020051307A (en) | Axial flow compressor |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200603 |