UA73934C2 - Stator of a compressor of a turbo-machine - Google Patents
Stator of a compressor of a turbo-machine Download PDFInfo
- Publication number
- UA73934C2 UA73934C2 UA2001096326A UA2001096326A UA73934C2 UA 73934 C2 UA73934 C2 UA 73934C2 UA 2001096326 A UA2001096326 A UA 2001096326A UA 2001096326 A UA2001096326 A UA 2001096326A UA 73934 C2 UA73934 C2 UA 73934C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- rotation
- wall
- vane
- feather
- spherical
- Prior art date
Links
- 238000003754 machining Methods 0.000 claims abstract description 4
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 15
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 1
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
- F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
- F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
- F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
-
- 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
- F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
- F01D17/10—Final actuators
- F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
- F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
- F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
- F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
-
- 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
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- 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
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/19—Two-dimensional machined; miscellaneous
-
- 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
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
Опис винаходу
Дійсний винахід відноситься до галузі турбомашин і зокрема, до пристрою каналу для проходу газового 2 потоку в статорі компресора таких турбомашин.
Відомо, що використання в турбореактивних і турбогвинтових двигунах (надалі називаних турбомашинами) аеродинамічних профілів з регульованим кутом установки підвищує загальний ккд двигуна. Це ж відноситься до лопаток компресора з регульованим кутом установки. Однак відомо також, що зазори між кромками цих лопаток і стінками робочого каналу впливають на ккд, а великі зазори є джерелом великих втрат. У конструкціях з 70 поворотними лопатками втрати зростають пропорційно куту повороту лопаток. (У патентному документі Франції
Мо2443577| запропоноване рішення цієї проблеми шляхом спеціального виконання внутрішнього робочого каналу. На жаль, це рішення має два великих недоліки. По-перше, воно вимагає похилого розташування хвостовика лопатки на рівні зовнішнього каналу, і, по-друге, механічна обробка внутрішнього каналу по всьому його колу порушує проходження потоку між лопатками (створюючи турбулентність) і викликає зниження ккд. 12 Задача, на рішення якої спрямовано дійсний винахід, полягає в створенні статора компресора турбомашини, у якому конструктивне виконання робочого каналу дозволяє значно поліпшити ккд чи границю помпажу (зриву потоку) у порівнянні з пристроями, відомими з рівня техніки. Таким чином, основною задачею, на рішення якої спрямований винахід, є створення статора компресора, що дозволяє оптимізувати ккд у всьому діапазоні функціонування лопаток, від їх відкритого до закритого кутового положення.
Відповідно до винаходу рішення поставленої задачі досягається за рахунок створення статора компресора турбомашини з набором поворотних лопаток, кожна з який встановлена з можливістю повороту навколо осі повороту, у стінці) що утворює поверхню обертання навколо центральної подовжньої осі обертання турбомашини, причому вісь повороту розташована з нахилом під визначеним кутом А до площини, перпендикулярної центральній подовжній осі. Статор компресора характеризується тим, що зазначена стінка с механічно оброблена локально напроти крайньої частини пера кожної з лопаток для формування декількох Ге) сферичних ділянок чи кишень, центри яких розташовані на відповідних осях повороту, а радіуси визначені з умови забезпечення у всьому діапазоні функціонування лопаток мінімального заданого зазору між зазначеною крайньою частиною пера лопатки і сферичною ділянкою, що знаходиться напроти її, механічно обробленою з урахуванням обмеження глибини механічної обробки цієї сферичної ділянки. З
Зазначена крайня частина пера лопатки механічно оброблена за формою, що доповнює форму зазначеної се сферичної кишені таким чином, щоб забезпечити постійний зазор між зазначеною стінкою і зазначеною крайньою частиною пера лопатки. о
За рахунок такої спеціальної конструкції може бути легко досягнутий постійний і мінімальний зазор у со всьому діапазоні функціонування лопаток.
Зо Відповідно до кращого прикладу виконання зазначена стінка є зовнішньою стінкою, чи корпусом статора - компресора, а зазначена крайня частина пера лопатки є верхньою крайньою частиною пера. Переважно зазначена верхня крайня частина є частиною лопатки, що сполучає хвостовик лопатки з її задньою кромкою.
В оптимальному варіанті статора компресора між двома сусідніми сферичними кишенями мається механічно « не оброблена частина. З 70 Винахід відноситься також до всього компресора турбомашини, що містить описаний вище статор. с Приклади здійснення дійсного винаходу і його переваги будуть докладніше описані нижче з посиланнями на з» прикладені креслення, на яких:
Фіг.1 зображує на виді в розрізі по осі верхню частину лопатки і її установку на відповідній зовнішній частині робочого каналу компресора турбомашини по винаходу,
Фіг.2 ілюструє на виді по стрілці В на Фіг.1 різні кутові положення лопатки, і Фіг.3 зображує на виді в розрізі частину статора компресора турбомашини по винаходу, оз Фіг.4 зображує на виді в розрізі по осі верхню частину лопатки і її установку на відповідній зовнішній частині робочого каналу компресора турбомашини у виконанні, відомому з рівня техніки, о Фіг.5 ілюструє на виді по стрілці А на Фіг.4 різні кутові положення лопатки. со 20 Фіг.4 зображує на виді в розрізі по осі частину робочого каналу 10, що оточує центральну подовжню вісь 12 турбомашини звичайної (відомої) конструкції. У своїй зовнішній частині робочий канал 10 обмежений стінкою 14,
Т» що утворює поверхню обертання навколо центральної подовжньої осі 12. У цьому кільцевому каналі знаходиться аеродинамічна лопатка 16 з регульованим кутом установки. Ця поворотна лопатка може повертатися навколо осі 20 повороту між відкритим і закритим положеннями за допомогою повороту верхнього хвостовика 18 лопатки, 29 що приводиться в обертання не наданим тут механізмом. Вісь 20 повороту лопатки орієнтована радіально і
ГФ) проходить похило під визначеним кутом А до площини, перпендикулярної центральній подовжній осі 12. У юю типовому випадку кільцевий канал 10 має конічну форму зі зменшенням перетину в напрямку по ходу потоку, а показана на кресленні лопатка може бути однієї з комплекту лопаток (називаного також спрямним апаратом) статора компресора турбомашини. 60 Фіг.5, зображує на виді по стрілці А на Фіг.4 різні кутові положення лопатки 16 між її відкритим положенням (праворуч на кресленні) і закритим положенням (ліворуч). Як показано на кресленні, зазор, що мається між верхньою кромкою пера лопатки 16 і зверненою до неї зовнішньою стінкою 14 каналу, не є постійним і змінюється в ході повороту лопатки. При цьому мінімальна величина зазору звичайно відповідає зазначеним закритому і відкритому положенням лопатки. Між цими двома крайніми положеннями величина зазору не є 62 оптимальною і, відповідно, викликає особливо значні втрати ккд.
Фіг.1 зображує в подовжньому розрізі частину кільцевого робочого каналу 30, виконаного по конструкції таким, щоб забезпечувати постійний мінімальний зазор у всьому діапазоні функціонування лопатки статора компресора турбомашини згідно з винаходом. Як і у відомому пристрої, цей канал ЗО має подовжню вісь 32 і обмежений зовні стінкою 34, називаною також корпусом.
Лопатка Зб встановлена на корпусі з можливістю повороту навколо осі 38 повороту, що проходить центрально щодо верхнього хвостовика лопатки.
Відповідно до винаходу внутрішня частина зовнішньої стінки 34, напроти верхньої крайньої частини 42 кожної лопатки, піддана локальній механічній обробці (по усій величині поворотного ходу даної лопатки) для 7/0 утворення сферичної ділянки чи кишені 40, центр якої знаходиться на осі 38 повороту лопатки турбомашини.
Радіус кишені 40 визначається, з одного боку, за критерієм обмеження глибини кишені (для того, щоб глибина механічної обробки була по можливості мінімальною), і з іншого боку, умовою забезпечення у всьому діапазоні робочого функціонування лопатки мінімальної величини зазору між верхньою частиною пера цієї лопатки і зверненою до неї стінкою. Цей мінімальний зазор визначається таким чином, щоб не створювати контакту у 7/5 Відповідних закритому і відкритому положеннях лопатки. Зрозуміло, що ця локальна механічна обробка, що залишає неопрацьованою ділянку 46 між двома сусідніми сферичними кишенями 40 (див. Фіг.3, що зображує частину спрямляючого апарату компресора), виконується для кожної з лопаток і для кожного ряду лопаток статора компресора.
У свою чергу, верхня крайня частина 42 пера лопатки механічно оброблена з одержанням форми, що 2о доповнює форму сферичної кишені 40. За рахунок цього забезпечується постійний зазор між зазначеною верхньою крайньою частиною пера лопатки і зовнішньою стінкою 34, як це видно на Фіг.2, що представляє вид по стрілці А на Фіг.1. У конкретному прикладі виконання ця верхня крайня частина 42 сполучає хвостовик лопатки з її задньою кромкою 44.
Наведена нижче порівняльна таблиця наочно демонструє поліпшення, забезпечуване винаходом у с ов Порівнянні з відомими пристроями. У таблиці наведені величини зазору для лопатки, встановленої під кутом А приблизно 122, у її кутових положеннях від -102 до 302, (8) ложення рою реє вв - зо Зазор між лолеткою | стінкою (рівень токікю 00 035090 096 170 1,5 55,
Зазор між лопаткою | стінкою (винахід) 10000 о 025 127|2е8 о
Як видно з таблиці, при використанні винаходу у всьому діапазоні робочого функціонування лопатки (від -109 до 112) спостерігається зниження зазору на величину, що складає майже 1мм, при цьому кутова зона від 132 до ме)
ЗО» відповідає пусковій фазі, що не оптимізована. Досягнуте поліпшення є істотним і забезпечує значне ї- підвищення ефективності дії лопатки в її робочому діапазоні.
Claims (4)
- Формула винаходу « -
- с 1. Статор компресора турбомашини з набором поворотних лопаток (36), кожна з яких установлена з й можливістю повороту навколо осі (38) повороту у стінці (34), що утворює поверхню обертання навколо «» центральної подовжньої осі (32) обертання турбомашини, причому зазначена вісь повороту розташована з нахилом під визначеним кутом (а) до площини, перпендикулярної центральній подовжній осі, який відрізняється ТИМ, що згадана стінка механічно оброблена локально напроти крайньої частини (42) пера кожної з лопаток для -І формування декількох сферичних ділянок чи кишень (40), причому дві сусідні сферичні кишені розділені механічно необробленою частиною (46), і відповідні центри сферичних кишень розташовані на осях повороту о лопаток, а радіуси визначені таким чином, щоб забезпечити в усьому діапазоні функціонування лопаток Ге) мінімальний заданий зазор між крайньою частиною пера кожної лопатки і сферичною ділянкою, що знаходиться с 5р напроти неї, механічно обробленою з урахуванням обмеження глибини механічної обробки цієї сферичної ділянки. Та» 2. Статор компресора за п. 1, який відрізняється тим, що крайня частина пера лопатки механічно оброблена за формою, що доповнює форму сферичної кишені таким чином, щоб забезпечити постійний зазор між стінкою і крайньою частиною пера лопатки.
- 3. Статор компресора за п. 2, який відрізняється тим, що стінка є зовнішньою стінкою чи корпусом статора компресора, крайня частина пера лопатки є верхньою крайньою частиною пера цієї лопатки. іФ)
- 4. Статор компресора за п. 3, який відрізняється тим, що верхня крайня частина є частиною лопатки, що ко сполучає хвостовик лопатки з її задньою кромкою (44). 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0011856A FR2814205B1 (fr) | 2000-09-18 | 2000-09-18 | Turbomachine a veine d'ecoulement ameliore |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA73934C2 true UA73934C2 (en) | 2005-10-17 |
Family
ID=8854394
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2001096326A UA73934C2 (en) | 2000-09-18 | 2001-09-14 | Stator of a compressor of a turbo-machine |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6602049B2 (uk) |
EP (1) | EP1188903A1 (uk) |
JP (1) | JP2002130189A (uk) |
CA (1) | CA2357176A1 (uk) |
FR (1) | FR2814205B1 (uk) |
RU (1) | RU2269035C2 (uk) |
UA (1) | UA73934C2 (uk) |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ITTO20010445A1 (it) * | 2001-05-11 | 2002-11-11 | Fiatavio Spa | Statore di una turbina assiale a geometria variabile per applicazioniaeronautiche. |
DE10352787A1 (de) * | 2003-11-12 | 2005-06-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Leitschaufelgitter und Turbomaschine mit einem Leitschaufelgitter |
ITMI20032388A1 (it) * | 2003-12-05 | 2005-06-06 | Nuovo Pignone Spa | Ugello variabile per una turbina a gas. |
DE102005040574A1 (de) * | 2005-08-26 | 2007-03-15 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Spaltkontrollvorrichtung für eine Gasturbine |
US9353643B2 (en) * | 2007-04-10 | 2016-05-31 | United Technologies Corporation | Variable stator vane assembly for a turbine engine |
US8105019B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement |
US9353765B2 (en) * | 2008-02-20 | 2016-05-31 | Trane International Inc. | Centrifugal compressor assembly and method |
DE102009004933A1 (de) * | 2009-01-16 | 2010-07-29 | Mtu Aero Engines Gmbh | Leitschaufel für einen Stator eines Turboverdichters |
DE102012220249B4 (de) * | 2012-11-07 | 2017-08-17 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelkranz, Strömungsmaschine und Innenring |
US20140140822A1 (en) * | 2012-11-16 | 2014-05-22 | General Electric Company | Contoured Stator Shroud |
EP3505727A1 (en) * | 2013-03-10 | 2019-07-03 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engines and corresponding method |
EP3071796B1 (en) * | 2013-11-18 | 2021-12-01 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area vane with contoured endwalls |
US9638212B2 (en) | 2013-12-19 | 2017-05-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor variable vane assembly |
CN103806955A (zh) * | 2014-02-25 | 2014-05-21 | 华电国际电力股份有限公司山东分公司 | 一种汽轮机的通流结构 |
US9533485B2 (en) | 2014-03-28 | 2017-01-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Compressor variable vane assembly |
US9995166B2 (en) * | 2014-11-21 | 2018-06-12 | General Electric Company | Turbomachine including a vane and method of assembling such turbomachine |
DE102014223975A1 (de) * | 2014-11-25 | 2016-05-25 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelkranz und Strömungsmaschine |
EP3128132B1 (de) * | 2015-08-03 | 2019-03-27 | MTU Aero Engines GmbH | Turbomaschinen-leitschaufelringelement |
US11391298B2 (en) | 2015-10-07 | 2022-07-19 | General Electric Company | Engine having variable pitch outlet guide vanes |
US10626739B2 (en) * | 2015-10-27 | 2020-04-21 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rotary machine |
US20170342854A1 (en) * | 2015-11-19 | 2017-11-30 | Barry J. Brown | Twin spool industrial gas turbine engine with variable inlet guide vanes |
EP3954882B1 (en) * | 2016-03-30 | 2023-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Variable geometry turbocharger |
US20190301488A1 (en) * | 2018-04-03 | 2019-10-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas path duct for a gas turbine engine |
DE102018117884A1 (de) * | 2018-07-24 | 2020-01-30 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strukturbaugruppe für einen Verdichter einer Strömungsmaschine |
US11920479B2 (en) * | 2018-08-08 | 2024-03-05 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Multi-engine system and method |
CN109386313B (zh) * | 2018-12-18 | 2022-04-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮 |
CN110470863B (zh) * | 2019-09-03 | 2021-05-25 | 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 | 一种测速装置标定系统及标定方法 |
FR3100563B1 (fr) * | 2019-09-06 | 2021-08-06 | Safran Aircraft Engines | Moyeu polysphérique de turbomachine pour pales à calage variable |
FR3109959B1 (fr) * | 2020-05-06 | 2022-04-22 | Safran Helicopter Engines | Compresseur de turbomachine comportant une paroi fixe pourvue d’un traitement de forme |
JP2023166117A (ja) * | 2022-05-09 | 2023-11-21 | 三菱重工業株式会社 | 可変静翼及び圧縮機 |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2412365A (en) * | 1943-10-26 | 1946-12-10 | Wright Aeronautical Corp | Variable turbine nozzle |
US2606713A (en) * | 1948-04-26 | 1952-08-12 | Snecma | Adjustable inlet device for compressors |
BE496713A (uk) | 1949-07-01 | |||
US2999630A (en) | 1957-08-08 | 1961-09-12 | Gen Electric | Compressor |
DE1300194B (de) * | 1963-03-21 | 1969-07-31 | Costa Silar Dr Dipl Ing | Leitradanordnung mit verstellbaren Schaufeln bei Axialventilatoren |
FR2055780A1 (uk) * | 1969-08-14 | 1971-04-30 | Bennes Marrel | |
GB1276720A (en) * | 1969-12-19 | 1972-06-07 | English Electric Co Ltd | Drives to adjustable stator blades for turbomachinery |
US4013377A (en) * | 1975-10-08 | 1977-03-22 | Westinghouse Electric Corporation | Intermediate transition annulus for a two shaft gas turbine engine |
US4278398A (en) | 1978-12-04 | 1981-07-14 | General Electric Company | Apparatus for maintaining variable vane clearance |
FR2599785B1 (fr) * | 1986-06-04 | 1990-10-12 | Snecma | Aubage directeur d'entree d'air a calage variable pour turboreacteur |
FR2608678B1 (fr) | 1986-12-17 | 1991-02-08 | Snecma | Dispositif de commande d'aubes a calage variable de redresseur de turbomachine |
US4792277A (en) | 1987-07-08 | 1988-12-20 | United Technologies Corporation | Split shroud compressor |
US4979874A (en) | 1989-06-19 | 1990-12-25 | United Technologies Corporation | Variable van drive mechanism |
US5601401A (en) | 1995-12-21 | 1997-02-11 | United Technologies Corporation | Variable stage vane actuating apparatus |
FR2746141B1 (fr) | 1996-03-14 | 1998-04-17 | Dispositif de commande pour pivot integre dans un collecteur | |
GB2339244B (en) * | 1998-06-19 | 2002-12-18 | Rolls Royce Plc | A variable camber vane |
-
2000
- 2000-09-18 FR FR0011856A patent/FR2814205B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-09-10 JP JP2001272956A patent/JP2002130189A/ja not_active Withdrawn
- 2001-09-12 CA CA002357176A patent/CA2357176A1/fr not_active Abandoned
- 2001-09-12 RU RU2001124883/06A patent/RU2269035C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2001-09-14 UA UA2001096326A patent/UA73934C2/uk unknown
- 2001-09-17 EP EP01402378A patent/EP1188903A1/fr not_active Withdrawn
- 2001-09-17 US US09/953,143 patent/US6602049B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2002130189A (ja) | 2002-05-09 |
RU2269035C2 (ru) | 2006-01-27 |
FR2814205A1 (fr) | 2002-03-22 |
FR2814205B1 (fr) | 2003-02-28 |
EP1188903A1 (fr) | 2002-03-20 |
CA2357176A1 (fr) | 2002-03-18 |
US20020061249A1 (en) | 2002-05-23 |
US6602049B2 (en) | 2003-08-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA73934C2 (en) | Stator of a compressor of a turbo-machine | |
US10718434B2 (en) | Step seal, seal structure, turbo machine, and method for manufacturing step seal | |
US6916021B2 (en) | Sealing arrangement | |
CA2558276C (en) | Turbine airfoil curved squealer tip with tip shelf | |
EP2116694B1 (en) | Turbocharger with variable nozzle having vane sealing surfaces | |
EP0792410B1 (en) | Rotor airfoils to control tip leakage flows | |
US5261789A (en) | Tip cooled blade | |
EP0781371B1 (en) | Dynamic control of tip clearance | |
US10287902B2 (en) | Variable stator vane undercut button | |
RU2395010C2 (ru) | Компрессор турбомашины, а также турбомашина, включающая в себя такой компрессор | |
US20080131268A1 (en) | Turbomachine with variable guide/stator blades | |
RU2598970C2 (ru) | Облопаченный элемент для турбомашины и турбомашина | |
RU2001124883A (ru) | Статор компрессора и компрессор турбомашины | |
EP1895100A2 (en) | Conformal tip baffle airfoil | |
CN1179503A (zh) | 用于轴流式流体机械的叶片 | |
JPS6365811B2 (uk) | ||
EP1262635A1 (en) | Variable vane for use in turbo machines | |
EP1067273A1 (en) | Shroud configuration for turbine blades | |
EP1574671B1 (en) | Turbine engine | |
EP4006315B1 (en) | Variable orientation guide vane for a gas turbine engine, and method of operating adjacent variable orientation first and second vanes disposed in an annular gas path of a gas turbine engine | |
CN111263846A (zh) | 压气机翼型 | |
US11136895B2 (en) | Spiraling grooves as a hub treatment for cantilevered stators in compressors | |
CN109386313B (zh) | 一种可调涡轮导向叶片端壁结构、机匣端壁结构及涡轮 | |
JP6756581B2 (ja) | 排気ターボ過給機 | |
JP6865604B2 (ja) | 遠心圧縮機および排気タービン過給機 |