RU2607712C1 - Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса - Google Patents

Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса Download PDF

Info

Publication number
RU2607712C1
RU2607712C1 RU2014126418A RU2014126418A RU2607712C1 RU 2607712 C1 RU2607712 C1 RU 2607712C1 RU 2014126418 A RU2014126418 A RU 2014126418A RU 2014126418 A RU2014126418 A RU 2014126418A RU 2607712 C1 RU2607712 C1 RU 2607712C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
feather
leading edge
radial height
height
Prior art date
Application number
RU2014126418A
Other languages
English (en)
Inventor
Венсан Поль Габриэль ПЕРРО
Дамьен СЕЛЛЬЕ
Алисия Лиз Жюлия ДЮФРЕН
Филипп Пьер Марсель Мари ПЕЛЛЕТРО
Жан-Франсуа Антуан Кристиан РИО
Лоран Кристоф Франсис ВИЛЛЭН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Application granted granted Critical
Publication of RU2607712C1 publication Critical patent/RU2607712C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F01D5/34—Rotor-blade aggregates of unitary construction, e.g. formed of sheet laminae
    • 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
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3216—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage for a special compressor stage
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for turbines
    • F05D2240/242—Rotors for turbines of reaction type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Лопатка турбомашины, содержащая перо лопатки, вытянутое в осевом направлении между передней кромкой и задней кромкой, а в радиальном направлении - между хвостовиком и вершиной. Передняя кромка пера лопатки имеет угол стреловидности, который является положительным и непрерывно увеличивающимся от хвостовика до первой радиальной высоты пера лопатки, находящейся между 20% и 40% общей радиальной высоты пера лопатки, измеренной от хвостовика к вершине, и непрерывно уменьшающимся от данной первой радиальной высоты пера лопатки до вершины. Также представлены турбомашина и моноколесо турбомашины, выполненное как единое целое. Изобретение позволяет оптимально контролировать потоки вторичного воздуха, а также позволяет учитывать попадания в струю, которая называется направленной сверху вниз. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области выполненных как единое целое моноколес турбомашины и направлено, в более широком смысле, на профиль лопаток, которые входят в состав таких колес.
Выполненное как единое целое моноколесо турбомашины (также называемое в английском языке DAM или «blisk» - монолитный диск с лопатками) обозначает ротор, в котором лопатки и диск, на котором они располагаются, осуществлены непосредственно в одной однородной металлической заготовке таким образом, что образуется один и тот же конструктивный элемент. Такие диски, как правило, используются для создания ступеней компрессора турбомашины, в частности компрессора высокого давления авиационного турбореактивного двигателя двухконтурного и двухроторного типа.
Конструктивное исполнение лопаток DAM должно удовлетворять одновременно требованиям согласно аэродинамическим характеристикам и механической стойкости в особых условиях эксплуатации. Вместе с тем, когда эти лопатки имеют относительно небольшую радиальную высоту пера лопатки, возникают аэродинамические явления, называемые потоками вторичного воздуха большой амплитуды. Эти потоки вторичного воздуха приводят к снижению аэродинамических характеристик лопатки. Поведение аэродинамических потоков также становится сложным ввиду наличия истекающей струи, называемой направленной сверху вниз, т.е. струи, наклоненной к оси вращения турбореактивного двигателя.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является разработка лопатки DAM, профиль пера лопатки которой позволяет оптимально контролировать потоки вторичного воздуха и учитывать попадания в струю, называемую направленной сверху вниз.
В связи с этим предусмотрена лопатка турбомашины, которая содержит перо лопатки, вытянутое в осевом направлении между передней кромкой и задней кромкой, а в радиальном направлении между хвостовиком и вершиной, и в которой, согласно изобретению, передняя кромка пера лопатки имеет угол стреловидности, который является положительным и непрерывно увеличивающимся от хвостовика до первой радиальной высоты пера лопатки, находящейся между 20% и 40% общей радиальной высоты пера лопатки, измеренной от хвостовика к вершине, и непрерывно уменьшающимся от данной первой радиальной высоты пера лопатки до вершины.
Такой профиль пера лопатки позволяет, в частности, добиться распределения расхода газовой среды, которая создает благоприятные условия для зоны пера лопатки, находящейся близко от хвостовика, по сравнению с зоной посередине струи. Кроме того, расход оказывается затянутым в верхней части струи. Результатом этого является оптимизация распределения расхода газовой среды по всей высоте струи, что улучшает аэродинамическое качество лопатки и используется при контроле потоков вторичного воздуха.
Предпочтительно угол стреловидности передней кромки пера лопатки становится отрицательным, начиная от второй радиальной высоты пера лопатки, находящейся между 60% и 80% общей радиальной высоты пера лопатки.
Также предпочтительно угол стреловидности передней кромки пера лопатки меньше -45° в вершине пера лопатки.
Согласно предпочтительной конструкции передняя кромка пера лопатки представляет собой двугранный угол, который, как правило, увеличивается от хвостовика до вершины. Данный двугранный угол передней кромки пера лопатки может находиться в пределах между минимальным значением на уровне хвостовика, составляющим от -25° до -5°, и максимальным значением на уровне вершины, составляющим от +5° до +25°. Предпочтительно он составляет от -15° на уровне хвостовика до +15° на уровне вершины.
Кроме того, двугранный угол передней кромки пера лопатки предпочтительно является отрицательным между хвостовиком и первой радиальной высотой пера лопатки и положительным между третьей радиальной высотой пера лопатки, находящейся между 40% и 60% общей радиальной высоты лопатки, и вершиной. Наличие такого двугранного угла позволяет обеспечить защиту по нисходящей нижней части пера лопатки (речь идет о закрытии передней кромки), соединенной с зоной с приемлемым статическим напряжением.
Третья радиальная высота пера лопатки предпочтительно находится на уровне 50% общей радиальной высоты пера лопатки. Таким образом, воздействия лопаток на газовую среду (и наоборот) оптимально ориентированы для обеспечения приемлемого статического напряжения в пере лопатки и равномерного распределения аэродинамического качества.
Первая радиальная высота пера лопатки предпочтительно расположена на уровне 30% общей радиальной высоты пера лопатки.
Задачей изобретения является также выполненное как единое целое моноколесо турбомашины, содержащее множество лопаток, которые были определены ранее. Задачей изобретения также является турбомашина, содержащая, по меньшей мере, одно такое выполненное как единое целое моноколесо.
Краткое описание фигур
Другие отличительные особенности и преимущества настоящего изобретения станут очевидны из описания, приводимого ниже, со ссылкой на прилагаемые фигуры, на которых представлен пример практического осуществления, неограничительного характера в том числе:
- фиг. 1 представляет собой частичный вид в изометрии выполненного как единое целое моноколеса с лопатками согласно изобретению;
- фиг. 2 изображает репрезентативную кривую угла стреловидности передней кромки пера лопатки согласно изобретению;
- фиг. 3 изображает репрезентативную кривую двугранного угла передней кромки пера лопатки согласно изобретению.
Подробное описание изобретения
Изобретение применяется к любой лопатке турбомашины.
Оно относится точнее, но не исключительно, к лопаткам выполненного как единое целое моноколеса турбомашины, такого как диски 10 задних ступеней компрессора высокого давления турбореактивного двигателя, как это изображено на фиг. 1. Лопатки 20 такого диска имеют небольшую радиальную высоту пера лопатки, например, порядка 25 мм, и расположены в истекающей струе, именуемой направленной сверху вниз, т.е. наклоненной к оси вращения турбореактивного двигателя.
Как известно, каждая лопатка 20 содержит перо лопатки 22, которое вытянуто в осевом направлении (т.е. согласно продольной оси X-X турбореактивного двигателя) между передней кромкой 24 и задней кромкой 26, а в радиальном направлении (т.е. согласно радиальной оси Z-Z, перпендикулярной продольной оси X-X) - между хвостовиком 28 и вершиной 30.
Согласно изобретению передняя кромка 24 пера лопатки имеет угол стреловидности, который является положительным и непрерывно увеличивающимся от хвостовика 28 до первой радиальной высоты пера лопатки h1, находящейся между 20% и 40% общей радиальной высоты пера лопатки, измеренной от хвостовика к вершине, и непрерывно уменьшающимся от этой первой радиальной высоты h1 пера лопатки до вершины 30.
По определению, минимальная радиальная высота пера лопатки, равная 0%, соответствует точке пересечения передней кромки пера лопатки с моноколесом, определяя внутри границы истекающей струи потока воздуха, проходящего через ступень компрессора. Аналогично максимальная радиальная высота пера лопатки, равная 100%, соответствует точке линии передней кромки, занимающей наивысшее положение в радиальном направлении.
Кроме того, под углом стреловидности (англ. «sweep angle» - угол стреловидности) понимается острый угол, образованный, в некоторой точке передней кромки лопатки, между касательной к передней кромке и линией, перпендикулярной вектору относительной скорости. Когда угол стреловидности является положительным, то говорят, что передняя кромка имеет изгиб назад (прямая стреловидность), в то время как отрицательный угол стреловидности указывает на то, что передняя кромка имеет изгиб вперед (обратная стреловидность).
Более точное определение угла стреловидности приведено, в частности, в публикации «Sweep and Dihedral Effects in Axial-Flow Turbomachinery» авторов Leroy H.Smith и Hsuan Yeh (напечатана в Journal of Basic Engineering, сентябрь 1963 г., стр. 401).
Угол стреловидности передней кромки пера лопатки согласно изобретению изображен кривой 100 на фиг. 2. Как это показывает кривая 100, угол стреловидности является положительным (изгиб назад) и непрерывно увеличивающимся от хвостовика (соответствующего высоте пера лопатки, равной 0%) до первой радиальной высоты пера лопатки h1, находящейся между 20% и 40%, предпочтительно равной 30% общей радиальной высоты пера лопатки, измеренной от хвостовика к вершине. Угол стреловидности также непрерывно уменьшается от данной первой радиальной высоты пера лопатки h1 до вершины (соответствующей высоте пера лопатки, равной 100%).
Под термином «непрерывно» в данном случае понимается, что увеличение (соответственно, уменьшение) угла стреловидности не прерывалось между двумя радиальными высотами пера лопатки, которые ограничивают эти участки передней кромки. В частности, эти участки передней кромки не содержат никакого увеличения (соответственно, уменьшения) угла стреловидности.
Предпочтительно угол стреловидности передней кромки пера лопатки становится отрицательным, начиная со второй радиальной высоты пера лопатки h2, находящейся между 60% и 80% общей радиальной высоты пера лопатки (в примере, представленном на фиг. 2, h2=60%).
Также предпочтительно угол стреловидности передней кромки пера лопатки меньше -45° в вершине пера лопатки (в примере, представленном на фиг. 2, он составляет приблизительно -49° на радиальной высоте пера лопатки, равной 100%, которая соответствует вершине пера лопатки).
Такая закономерность угла стреловидности для передней кромки пера лопатки с их особенностями, описание которых было приведено выше, имеет отношение в основном к распределению расхода газовой среды по всей высоте струи и к аэродинамической устойчивости в проеме радиального зазора в вершине лопатки (который имеет склонность увеличиваться по мере старения двигателя).
Кроме того, лопатка может иметь дополнительные предпочтительные отличительные особенности, которые предоставляют закономерности двугранного угла передней кромки ее пера лопатки.
Под термином двугранный угол передней кромки (англ. - «dihedral angle» - угол между двумя аэродинамическими поверхностями) понимается угол, образованный в некоторой точке передней кромки лопатки, между касательной к передней кромке и плоскостью, включающей в себя ось вращения лопатки. Отрицательный двугранный угол указывает на то, что касательная к точке передней кромки лопатки ориентирована в направлении вращения лопатки. Положительный двугранный угол, наоборот, указывает на то, что касательная к точке передней кромки лопатки ориентирована в направлении, противоположном направлению вращения лопатки. Более точное определение двугранного угла также приведено в вышеупомянутой публикации авторов Leroy H. Smith и Hsuan Yeh.
Двугранный угол передней кромки пера лопатки согласно изобретению показан кривой 200 на фиг. 3. Согласно данной кривой 200 этот двугранный угол, как правило, увеличивается от хвостовика до вершины. Согласно примеру, представленному на фиг. 3, он колеблется, таким образом, от значения -15° в хвостовике (соответствует радиальной высоте пера лопатки, равной 0%) до значения +13° в вершине (соответствует радиальной высоте пера лопатки, равной 100%).
В отличие от «непрерывного» увеличения двугранный угол, «как правило» увеличивающийся, в ряде случаев на некоторых участках передней кромки (между хвостовиком и вершиной пера лопатки) может быть уменьшен.
Предпочтительно двугранный угол передней кромки пера лопатки находится в пределах между минимальным значением Vmin на уровне хвостовика, которое составляет от -25° до -5°, и максимальным значением на уровне вершины, которое составляет от +5° до +25°. Предпочтительно двугранный угол передней кромки пера лопатки составляет от -15° на уровне хвостовика до +15° на уровне вершины.
Кроме того, двугранный угол передней кромки пера лопатки является предпочтительно отрицательным между хвостовиком и первой радиальной высотой пера лопатки h1, находящейся между 20% и 40%, предпочтительно равной 30% общей радиальной высоты пера лопатки. Аналогично он является предпочтительно положительным между третьей радиальной высотой пера лопатки h3, находящейся между 40% и 60%, предпочтительно равной 50% общей радиальной высоты пера лопатки, и вершиной пера лопатки.

Claims (10)

1. Лопатка (20) турбомашины, содержащая перо лопатки (22), вытянутое в осевом направлении между передней кромкой (24) и задней кромкой (26), а в радиальном направлении между хвостовиком (28) и вершиной (30), отличающаяся тем, что передняя кромка пера лопатки имеет угол стреловидности, который является положительным и непрерывно увеличивающимся от хвостовика до первой радиальной высоты пера лопатки (h1), находящейся между 20% и 40% общей радиальной высоты пера лопатки, измеренной от хвостовика к вершине, и непрерывно уменьшающимся от данной первой радиальной высоты пера лопатки до вершины, причём угол стреловидности передней кромки пера лопатки становится отрицательным, начиная от второй радиальной высоты пера лопатки (h2), находящейся между 60% и 80% общей радиальной высоты пера лопатки.
2. Лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что угол стреловидности передней кромки пера лопатки меньше -45° в вершине пера лопатки.
3. Лопатка по п. 2, отличающаяся тем, что передняя кромка пера лопатки имеет двугранный угол, который увеличивается от хвостовика до вершины.
4. Лопатка по п. 3, отличающаяся тем, что двугранный угол передней кромки пера лопатки находится в пределах между минимальным значением (Vmin) на уровне хвостовика, составляющим от -25° до -5°, и максимальным значением (Vmax) на уровне вершины, составляющим от +5° до +25°.
5. Лопатка по п. 4, отличающаяся тем, что двугранный угол передней кромки пера лопатки составляет от -15° на уровне хвостовика до +15° на уровне вершины.
6. Лопатка по любому из пп. 3-5, отличающаяся тем, что двугранный угол передней кромки пера лопатки является отрицательным между хвостовиком и первой радиальной высотой пера лопатки и положительным между третьей радиальной высотой пера лопатки (h3), находящейся между 40% и 60% общей радиальной высоты пера лопатки, и вершиной.
7. Лопатка по п. 6, отличающаяся тем, что третья радиальная высота пера лопатки находится на уровне 50% общей радиальной высоты пера лопатки.
8. Лопатка по п. 1, отличающаяся тем, что первая радиальная высота пера лопатки находится на уровне 30% общей радиальной высоты пера лопатки.
9. Выполненное как единое целое моноколесо турбомашины, отличающееся тем, что оно содержит множество лопаток по п. 1.
10. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, одно выполненное как единое целое моноколесо по п. 9.
RU2014126418A 2011-11-29 2012-11-22 Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса RU2607712C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1160893A FR2983234B1 (fr) 2011-11-29 2011-11-29 Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
FR1160893 2011-11-29
PCT/FR2012/052695 WO2013079851A1 (fr) 2011-11-29 2012-11-22 Aube de turbomachine notamment pour disque aubage monobloc

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2607712C1 true RU2607712C1 (ru) 2017-01-10

Family

ID=47436044

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014126418A RU2607712C1 (ru) 2011-11-29 2012-11-22 Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9556740B2 (ru)
EP (1) EP2785978B1 (ru)
JP (1) JP6091517B2 (ru)
CN (1) CN103958833B (ru)
BR (1) BR112014012584B1 (ru)
CA (1) CA2855956C (ru)
FR (1) FR2983234B1 (ru)
RU (1) RU2607712C1 (ru)
WO (1) WO2013079851A1 (ru)

Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3009588B1 (fr) 2013-08-07 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbomachine
FR3010442B1 (fr) * 2013-09-09 2015-10-09 Snecma Disque aubage monobloc a contraintes reduites en pied d'aube, de preference pour soufflante de turbomachine d'aeronef
WO2015175051A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108107B1 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108109B1 (en) 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
WO2015175058A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108104B1 (en) 2014-02-19 2019-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015178974A2 (en) 2014-02-19 2015-11-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126451A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015127032A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175056A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108114B1 (en) 2014-02-19 2021-12-08 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108119B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
US10443390B2 (en) 2014-08-27 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotary airfoil
US9765795B2 (en) * 2014-08-27 2017-09-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor rotor airfoil
GB201702382D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702384D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702380D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade with axial lean
CN109598081B (zh) * 2018-12-13 2020-11-10 西安交通大学 基于数据降维及多二维流面的径流式透平气动优化方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2219377C2 (ru) * 1999-11-05 2003-12-20 Дженерал Электрик Компани Лопатка с узкой средней частью
RU2228461C2 (ru) * 1999-12-06 2004-05-10 Дженерал Электрик Компани Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб
EP1505302A1 (en) * 2003-08-05 2005-02-09 General Electric Company Compressor airfoil
RU2255248C2 (ru) * 1999-12-21 2005-06-27 Дженерал Электрик Компани Стреловидная выпуклая лопатка (варианты)
JP2007315303A (ja) * 2006-05-26 2007-12-06 Ihi Corp ターボファンエンジンのファン動翼
US20070297904A1 (en) * 2004-03-10 2007-12-27 Mtu Aero Engines Gmbh Compressor Of A Gas Turbine And Gas Turbine
US20100054946A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 John Orosa Compressor blade with forward sweep and dihedral
US20100260609A1 (en) * 2006-11-30 2010-10-14 General Electric Company Advanced booster rotor blade

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US5642985A (en) * 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
JPH10103002A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp 軸流流体機械用翼
FR2908152B1 (fr) * 2006-11-08 2009-02-06 Snecma Sa Aube en fleche de turbomachine
US7758306B2 (en) 2006-12-22 2010-07-20 General Electric Company Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same
DE102008055824B4 (de) * 2007-11-09 2016-08-11 Alstom Technology Ltd. Dampfturbine
US8167567B2 (en) 2008-12-17 2012-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
FR2969230B1 (fr) 2010-12-15 2014-11-21 Snecma Aube de compresseur a loi d'empilage amelioree
JP5703750B2 (ja) * 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
US8702398B2 (en) * 2011-03-25 2014-04-22 General Electric Company High camber compressor rotor blade

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2219377C2 (ru) * 1999-11-05 2003-12-20 Дженерал Электрик Компани Лопатка с узкой средней частью
RU2228461C2 (ru) * 1999-12-06 2004-05-10 Дженерал Электрик Компани Профилированная лопатка компрессора, имеющая двойной изгиб
RU2255248C2 (ru) * 1999-12-21 2005-06-27 Дженерал Электрик Компани Стреловидная выпуклая лопатка (варианты)
EP1505302A1 (en) * 2003-08-05 2005-02-09 General Electric Company Compressor airfoil
US20070297904A1 (en) * 2004-03-10 2007-12-27 Mtu Aero Engines Gmbh Compressor Of A Gas Turbine And Gas Turbine
JP2007315303A (ja) * 2006-05-26 2007-12-06 Ihi Corp ターボファンエンジンのファン動翼
US20100260609A1 (en) * 2006-11-30 2010-10-14 General Electric Company Advanced booster rotor blade
US20100054946A1 (en) * 2008-09-04 2010-03-04 John Orosa Compressor blade with forward sweep and dihedral

Also Published As

Publication number Publication date
CN103958833B (zh) 2016-03-02
FR2983234A1 (fr) 2013-05-31
US9556740B2 (en) 2017-01-31
FR2983234B1 (fr) 2014-01-17
CN103958833A (zh) 2014-07-30
JP6091517B2 (ja) 2017-03-08
WO2013079851A1 (fr) 2013-06-06
BR112014012584B1 (pt) 2022-01-04
CA2855956C (fr) 2019-02-12
EP2785978B1 (fr) 2016-04-27
EP2785978A1 (fr) 2014-10-08
BR112014012584A2 (pt) 2017-06-13
JP2014533809A (ja) 2014-12-15
US20140341749A1 (en) 2014-11-20
CA2855956A1 (fr) 2013-06-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2607712C1 (ru) Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса
JP6060145B2 (ja) 高キャンバ圧縮機ロータブレード
JP5410014B2 (ja) 最新式ブースタステータベーン
JP5386076B2 (ja) 最新式ブースタシステム
JP4923073B2 (ja) 遷音速翼
US9726021B2 (en) High order shaped curve region for an airfoil
JP5419339B2 (ja) 最新式ブースタロータブレード
RU2603204C2 (ru) Лопатка турбомашины, компрессор турбомашины, турбина турбомашины и турбомашина
JP6430505B2 (ja) タービンエンジンロータブレード
US8764380B2 (en) Rotor blade
JP6047141B2 (ja) 高キャンバーステータベーン
JP6025269B2 (ja) 先端上反角を備えた圧縮機翼形部
JP4785511B2 (ja) タービン段
US6375419B1 (en) Flow directing element for a turbine engine
US9464526B2 (en) Airfoil and platform assembly for subsonic flow
US20110164970A1 (en) Stator blade for a turbomachine, especially a stream turbine
US20060222490A1 (en) Axial turbine
JP2015183691A (ja) ガスタービンブレード
JP2007224898A (ja) ブレードおよびベーンおよび流体の方向転換方法
US9441502B2 (en) Gas turbine annular diffusor
RU2556481C2 (ru) Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина
US20140241899A1 (en) Blade leading edge tip rib
JP5311101B2 (ja) タービン流路面のフィルム冷却構造
US9784286B2 (en) Flutter-resistant turbomachinery blades
US10151322B2 (en) Tandem tip blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner