RU2606787C2 - Лопасть для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующие воздушный винт и турбомашина - Google Patents

Лопасть для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующие воздушный винт и турбомашина Download PDF

Info

Publication number
RU2606787C2
RU2606787C2 RU2014114494A RU2014114494A RU2606787C2 RU 2606787 C2 RU2606787 C2 RU 2606787C2 RU 2014114494 A RU2014114494 A RU 2014114494A RU 2014114494 A RU2014114494 A RU 2014114494A RU 2606787 C2 RU2606787 C2 RU 2606787C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
blades
turbomachine
propeller
fan
Prior art date
Application number
RU2014114494A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014114494A (ru
Inventor
Лоранс ВЬОН
Грегори ДЕЛАТТР
Лоран ЖАКЕН
Бенуа РОДРИГЕС
Ронан БУАЗАР
Бьель ОРТУН
Фабрис ФАЛЛИСАР
Original Assignee
Снекма
Онэра
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, Онэра filed Critical Снекма
Publication of RU2014114494A publication Critical patent/RU2014114494A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2606787C2 publication Critical patent/RU2606787C2/ru

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/18—Aerodynamic features
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/148—Aerofoil profile comprising protuberances, e.g. for modifying boundary layer flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям лопастей воздушных винтов. Турбомашина с вентилятором без обтекателя содержит два коаксиальных и противовращающихся воздушных винта (7, 8), имеющих множество лопастей (11А, 11В). Лопасти входного вентилятора (11А) содержат средства (16, 16А, 16В), предназначенные для единичного расположения для осуществления локального возмущения в процессе вращения винта (7), распределения циркуляции вокруг лопастей (11А). Средства возмущения содержат единичное расширение (16, 16А, 16В), выполненное на передней кромке (17) лопасти (11А), при этом положение единичного расширения (16, 16А, 16В) определено его положением по ширине h таким образом, что 0,75Н<h<0,85Н, где Н является высотой лопасти (11А). Достигается снижение шума, создаваемого турбомашиной. 3 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение касается лопасти для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующих воздушного винта и турбомашины.
Хотя настоящее изобретение главным образом предназначено для турбомашин с вентилятором без обтекателя («open rotor», либо также «unducted fan»), но не ограничивается таким применением.
Известно, что, турбомашина с вентилятором без обтекателя может содержать два внешних коаксиальных воздушных винта противовращения, соответственно входной (передний) и выходной (задний), каждый из которых приводится во вращение турбиной и которые расположены, по существу радиально, снаружи гондолы турбомашины. Каждый винт содержит обычно ступицу, концентричную с продольной осью турбомашины, на которой закреплены лопасти.
Однако аэродинамическое взаимодействие между входным и выходным винтами противовращения с вентилятором без обтекателя вызывает повышенный уровень акустических шумов. Действительно, вращение лопастей входного и выходного винтов противовращения вызывает:
- вихревой след вдоль размаха крыльев на выходе последних;
- концевые завихрения на свободных концах лопастей; и
- завихрения в основаниях лопастей.
Такие аэродинамические возмущения на выходе входного воздушного винта являются источником аэродинамического шума взаимодействия, когда они сталкиваются с выходным воздушным винтом или проходят вблизи него.
В частности, в процессе фаз работы при низких скоростях турбомашины с вентилятором без обтекателя (когда она установлена на летательном аппарата, при рулении, взлете, приземлении и подходе), основная составляющая излучаемого шума происходит в полосах взаимодействия выходного винта, который работает в потоке входного винта, пересекающего возмущенные слои, образованные вихревыми следами и концевыми завихрениями, образованными входным винтом (также образованными входными лопастями). Когда концевое завихрение входных лопастей взаимодействует с лопастями выходного винта (иначе называемыми выходными лопастями), взаимодействие выходная лопасть – концевое завихрение преобладает в акустическом спектре, излучаемом в большинстве направленностей.
Таким образом, для уменьшения нежелательных звуковых излучений таких турбомашин и обеспечения соответствия критериям акустических требований авиационных властей необходимо уменьшить шум, излучаемый при малой скорости при уменьшении взаимодействия выходная лопасть – концевое завихрение.
Обычно наиболее распространенным известным решением, называемым подавлением («clipping»), является уменьшение диаметра выходного воздушного винта таким образом, чтобы заставить проходить концевые завихрения, вызываемые входными лопастями, снаружи выходных лопастей для ограничения взаимодействия последних с концевыми завихрениями. Это обычно влечет за собой увеличение хорды выходных лопастей для удержания желаемой тяги и отношения момента между входным и выходным воздушными винтами. Такое решение может довести до крайности, сильно нагружая концы входных лопастей так, чтобы разгрузить оставшуюся часть каждой из входных лопастей для уменьшения воздействия вихревого следа входного воздушного винта на выходной винт, что также является источником нежелательного шума.
Однако такое решение может быть приемлемым только для изолированной конструкции турбомашины (то есть без внешнего элемента, связанного с ней) и без последствий. При наличии элементов (стойка, фюзеляж) или последствий противодействие и асимметрия потока воздуха за входным воздушным винтом изменяются таким образом, что осуществляемое подавление не предотвращает больше взаимодействия выходных лопастей и концевых завихрений, вызываемых входными лопастями. Значительное уменьшение высоты выходных лопастей (соответствующее значительному подавлению) вызывает увеличение соответствующей хорды выходных лопастей для сохранения тяги, что ухудшает кпд соответствующей турбомашины и, таким образом, не является удовлетворительным.
Задачей настоящего изобретения является устранение этого недостатка и уменьшение, по существу, шума, создаваемого турбомашиной с вентилятором без обтекателя с двумя винтами противовращения путем ослабления взаимодействия выходной лопасти с вихревым следом.
Для достижения этой цели в соответствии с изобретением лопасть воздушного винта турбомашины, в частности, вентилятора без обтекателя, отличается тем, что она содержит единично размещенное средство для локального нарушения распределения циркуляции вокруг лопасти в процессе вращения винта так, чтобы образовать на выходе два основных независимых турбулентных потока, при этом средства для нарушения содержат единичное расширение, образованное на передней кромке лопасти, и характеризуются тем, что единичное расширение определяется его положением по ширине h лопасти таким образом, что 0,75H<h<0,85H, где Н составляет высоту лопасти.
Таким образом, благодаря изобретению изменяют распределение циркуляции вокруг лопасти так, чтобы вызвать два основных турбулентных потока:
- первый естественный турбулентный поток (или концевое завихрение), образующийся на свободном конце лопасти;
- второй отдельный форсированный турбулентный поток (или дополнительный основной турбулентный поток), образующийся вблизи средства нарушения распределения.
Концевые завихрения и дополнительные турбулентные потоки являются вращающимися вместе (то есть они имеют одно и то же направление вращения) и остаются независимыми одни от других до выходного воздушного винта.
Благодаря изобретению реализуют модификацию распределения циркуляции вокруг единичного локального положения и достигают формирования двух вихревых потоков меньшей интенсивности, чем единое обычно наблюдаемое концевое завихрение, которые не объединяются вместе. Кроме того, кпд входного воздушного винта, содержащего лопасти по изобретению, не изменяется по отношению к входному винту, снабженному лопастями, лишенными средств нарушения потока по изобретению.
В соответствии с настоящим изобретением средства нарушения потока содержат единичное расширение, образованное на передней кромке лопасти, что обеспечивает создание противовращающихся концевых завихрений (то есть они имеют инверсное направление вращения потока по отношению к двум вращающимся вместе завихрениям), введенных между двух вращающихся вместе завихрений, что предотвращает их слияние и удерживает независимыми один от другого до лопасти выходного воздушного винта. Следует отметить, что использование дополнительного расширения приводит к быстрому слиянию двух – концевого и дополнительного – завихрений, что является нежелательным.
Предпочтительно единичное расширение определяется:
- его положением по ширине h таким образом, что выражение 0,75Н<h<0,85H, где Н является высотой лопасти,
- и, при необходимости:
- его высотой по ширине d таким образом, что 0,05Н<d<0,2H;
- его шириной хорды l таким образом, что с/16<1<с/8, где с является локальной длиной хорды лопасти в положении ширины лопасти h упомянутого расширения.
В варианте изобретения лопасть может содержать вырез, который выполнен в передней кромке упомянутой лопасти и расположен около упомянутого расширения.
Кроме того, настоящее изобретения касается также воздушного винта для турбомашины с открытым ротором, которая содержит множество лопастей описанного выше типа.
Также настоящее изобретение, кроме того, касается турбомашины, содержащей, по меньшей мере, воздушный винт упомянутого выше типа.
В частности, когда турбомашина имеет вентилятор без обтекателя и содержит два коаксиальных и противовращающихся винта, то, по меньшей мере, входной винт, предпочтительно, выполнен описанным выше образом.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- Фиг.1 схематично изображает вид в продольном разрезе турбомашины с вентилятором без обтекателя, снабженный входными лопастями, выполненными в соответствии с изобретением.
- Фиг.2 схематично изображает в увеличенном масштабе вид спереди входной лопасти по фиг.1.
- Фиг.3–5, подобные фиг.2, представляют три варианта реализации входной лопасти по фиг.2 в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 схематично изображена турбомашина 1 с вентилятором без обтекателя, которая содержит с входа на выход в направлении потока газов (обозначенном стрелкой F) внутри турбомашины по продольной оси L-L компрессор 2, кольцевую камеру сгорания 3, турбину высокого давления 4 и две турбины низкого давления 5 и 6, которые являются противовращающимися, то есть вращаются в двух противоположных направлениях вокруг продольной оси L-L.
Каждая из турбин 5 и 6 жестко соединена во вращении с внешним винтом 7, 8, расположенным радиально снаружи гондолы 9 турбомашины 1, при этом гондола 2 является, по существу, цилиндрической и простирается вдоль оси L-L вокруг компрессора 2, камеры сгорания 3 и турбин 4, 5 и 6. Сгоревшие газы, выходящие из турбин, выбрасываются через сопло 10 для увеличения тяги.
Винты 7 и 8 расположены коаксиально один за другим и содержат множество лопастей 11А и 11В, равноугольно распределенных вокруг продольной оси L-L. Лопасти 11А и 11В простираются, по существу, радиально и выполнены с изменяемым углом установки, то есть они могут поворачиваться вокруг продольной оси так, чтобы оптимизировать их угловое положение в зависимости от желаемых условий работы турбомашины 1. Разумеется, как вариант, лопасти могут быть выполнены с фиксированным углом установки.
Каждый входной 7 или выходной 8 воздушный винт содержит вращающуюся ступицу 12, 13, несущую лопасти 11А, 11В, и расположен концентрично продольной оси L-L турбомашины 1 перпендикулярно этой оси.
Входная 11А и выходная 11В лопасти образованы каждая корпусом лопасти 14 и ножкой лопасти 15, установленной с возможностью поворота в соответствующей ступице 12, 13.
В выполнении изобретения по фиг.2 каждая лопасть 11А содержит единичное расширение 16, образованное на передней кромке 17 упомянутой рассматриваемой лопасти 11А.
Кроме того, единичное расширение 16 скругленной формы определяется следующими параметрами:
- его положением по ширине h, которое составляет от 0,75Н до 0,85Н, где Н является высотой входной лопасти 11А;
- его высотой по ширине d, которая составляет от 0,05Н до 0,2Н; и
- его шириной хорды l, которая составляет от с/16 до с/8, где с является длиной локальной хорды лопасти в положении по ширине h упомянутого расширения 16.
Таким образом, единичное расширение позволяет осуществить возмущение распределения циркуляции вокруг входной лопасти 11А, что вызывает образование двух основных противовращающихся турбулентных потоков:
- первого естественного турбулентного потока (или концевого завихрения), образующегося на свободном конце 18 входной лопасти 11А;
- второго отдельного форсированного потока (или главного дополнительного завихрения), образующегося вблизи единичного расширения 16.
Кроме того, единичное расширение 16 вызывает также образование дополнительных противовращающихся завихрений (то есть в направлении, противоположном двум – основному и дополнительному – завихрениям), которые проникают между двумя основными противовращающимися завихрениями, мешая, таким образом, их слиянию.
Другими словами, в процессе вращения входного воздушного винта 7 единичное расширение 16 локально возмущает распределение циркуляции вокруг входной лопасти 11А таким образом, чтобы сформировать два независимых турбулентных потока к выходу до выходного воздушного винта 8.
Кроме того, на фиг.3–5 представлены три варианта выполнения расширения входной лопасти 11А в соответствии с изобретением.
В частности, расширение 16А и 16В на фиг.3 и 4 имеет соответственно треугольную и прямоугольную формы. Соответствующие параметры h, d и l подобны тем же параметрам расширения 16 по фиг.2.
Кроме того, в другом варианте по изобретению, как показано на фиг.5, вырез 19, выполненный в передней кромке 17 входной лопасти 11А, сочленен с расширением 16. Вырез 19 вблизи расширения 16 выполнен между этим расширением и свободным концом 18 входной лопасти 11А. Как вариант, можно представить, что расширение выполнено между вырезом и свободным концом входной лопасти.

Claims (4)

1. Турбомашина с вентилятором без обтекателя, содержащая два коаксиальных и противовращающихся воздушных винта (7, 8), при этом упомянутые воздушные винты содержат множество лопастей (11А, 11В), отличающаяся тем, что лопасти входного вентилятора (11А) содержат средства (16, 16А, 16В), предназначенные для единичного расположения для осуществления локального возмущения в процессе вращения винта (7), распределения циркуляции вокруг лопастей (11А), причем средства возмущения содержат единичное расширение (16, 16А, 16В), выполненное на передней кромке (17) лопасти (11А), при этом положение единичного расширения (16, 16А, 16В) определено его положением по ширине h таким образом, что 0,75Н<h<0,85Н, где Н является высотой лопасти (11А).
2. Турбомашина по п.1, в которой единичное расширение (16, 16А, 16В) определено его высотой d по ширине таким образом, что 0,05Н<d<0,2Н, где Н является высотой лопасти (11А).
3. Турбомашина по п.1, в которой единичное расширение (16, 16А, 16В) определено его шириной l по хорде таким образом, что с/16<l<c/8, где с является локальной длиной хорды лопасти (11А) в положении ширины h упомянутого расширения (16, 16А, 16В).
4. Турбомашина по п.1, содержащая вырез (19), который выполнен в передней кромке (17) упомянутой лопасти (11А) вблизи упомянутого расширения (16).
RU2014114494A 2011-09-29 2012-09-28 Лопасть для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующие воздушный винт и турбомашина RU2606787C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1158770A FR2980818B1 (fr) 2011-09-29 2011-09-29 Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes.
FR1158770 2011-09-29
PCT/FR2012/052202 WO2013045859A1 (fr) 2011-09-29 2012-09-28 Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014114494A RU2014114494A (ru) 2015-11-10
RU2606787C2 true RU2606787C2 (ru) 2017-01-10

Family

ID=47071374

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014114494A RU2606787C2 (ru) 2011-09-29 2012-09-28 Лопасть для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующие воздушный винт и турбомашина

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9630704B2 (ru)
EP (1) EP2760737B1 (ru)
JP (1) JP6200890B2 (ru)
CN (1) CN103946110B (ru)
BR (1) BR112014007517B8 (ru)
CA (1) CA2850243C (ru)
FR (1) FR2980818B1 (ru)
RU (1) RU2606787C2 (ru)
WO (1) WO2013045859A1 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2999151B1 (fr) * 2012-12-07 2017-01-27 Snecma Pale d'helice pour turbomachine
FR3017165B1 (fr) * 2014-02-05 2016-01-22 Snecma Pale pour une helice de turbomachine, notamment a soufflante non carenee, helice et turbomachine correspondantes
FR3030446B1 (fr) 2014-12-17 2018-06-01 Safran Aircraft Engines Turbomachine a helice multi-diametres
FR3039133B1 (fr) * 2015-07-22 2020-01-17 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif comprenant une soufflante a l'arriere du fuselage
CN106996310A (zh) * 2016-01-26 2017-08-01 李仕清 一种增压涡轮
CN106996311A (zh) * 2016-01-26 2017-08-01 李仕清 一种发动机风扇
CN106741857A (zh) * 2017-03-02 2017-05-31 南京那尔朴电子有限公司 一种可以推力调节的螺旋桨
AT519647B1 (de) * 2017-05-09 2018-09-15 Villinger Markus Rotor, insbesondere für Fluggeräte und Windkraftanlagen

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0867363A2 (en) * 1997-03-24 1998-09-30 Advanced Technology Institute of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotary wing aircraft.
US20010014285A1 (en) * 1998-03-23 2001-08-16 Stefan Schlechtriem Rotor blade an axial-flow engine
EP2368795A2 (en) * 2010-03-09 2011-09-28 Rolls-Royce plc Propeller arrangement

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5190441A (en) * 1990-08-13 1993-03-02 General Electric Company Noise reduction in aircraft propellers
US6318677B1 (en) * 1999-08-06 2001-11-20 Charles J. Dixon Method and apparatus for generating a stable leading-edge lifting-vortex controller
GB0702608D0 (en) * 2007-02-10 2007-03-21 Rolls Royce Plc Aeroengine
FR2938502B1 (fr) 2008-11-14 2010-12-10 Snecma Turbomachine comportant une helice non carenee equipee de moyens de guidage d'air
FR2945512B1 (fr) * 2009-05-15 2012-08-24 Snecma Helice non carenee a pales a calage variable pour une turbomachine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0867363A2 (en) * 1997-03-24 1998-09-30 Advanced Technology Institute of Commuter-Helicopter, Ltd. Rotor blade for rotary wing aircraft.
US20010014285A1 (en) * 1998-03-23 2001-08-16 Stefan Schlechtriem Rotor blade an axial-flow engine
EP2368795A2 (en) * 2010-03-09 2011-09-28 Rolls-Royce plc Propeller arrangement

Also Published As

Publication number Publication date
EP2760737B1 (fr) 2017-04-19
US9630704B2 (en) 2017-04-25
RU2014114494A (ru) 2015-11-10
EP2760737A1 (fr) 2014-08-06
BR112014007517B1 (pt) 2021-06-15
CN103946110A (zh) 2014-07-23
CA2850243A1 (fr) 2013-04-04
CN103946110B (zh) 2016-10-19
FR2980818A1 (fr) 2013-04-05
JP2015501247A (ja) 2015-01-15
CA2850243C (fr) 2018-09-25
JP6200890B2 (ja) 2017-09-20
BR112014007517A2 (pt) 2017-04-11
WO2013045859A1 (fr) 2013-04-04
FR2980818B1 (fr) 2016-01-22
BR112014007517B8 (pt) 2022-02-22
US20140301844A1 (en) 2014-10-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2606787C2 (ru) Лопасть для воздушного винта турбомашины, в частности вентилятора без обтекателя, и соответствующие воздушный винт и турбомашина
US9249666B2 (en) Airfoils for wake desensitization and method for fabricating same
JP6401759B2 (ja) 航空機用後部エンジン
US20130115083A1 (en) Turbine engine having two unducted propellers
US9387923B2 (en) Gas turbine engine
JP2006291955A (ja) 低ソリディティターボファン
RU2645180C2 (ru) Лопасть винта для турбомашины
US20100054913A1 (en) Turbomachine with unducted propellers
US11131205B2 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
US11629664B2 (en) Turbine engine with a flow splitter having a profile with inclined serrations
JP6505061B2 (ja) 横風性能を改良した航空機エンジンのスピナ
JP6352284B2 (ja) タービンエンジン用圧縮アセンブリ
CA3101588A1 (en) Assembly for a compressor section of a gas turbine engine
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
CN111075760A (zh) 流体翼
Chhugani et al. Effects of radial distortion on low-speed tandem stage axial compressor
US11952943B2 (en) Assembly for a compressor section of a gas turbine engine
RU2784237C2 (ru) Газотурбинный двигатель с коаксиальными винтами
WO2021199802A1 (ja) 静翼及び航空機用ガスタービンエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner