SE528183C2 - Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur - Google Patents

Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur

Info

Publication number
SE528183C2
SE528183C2 SE0401496A SE0401496A SE528183C2 SE 528183 C2 SE528183 C2 SE 528183C2 SE 0401496 A SE0401496 A SE 0401496A SE 0401496 A SE0401496 A SE 0401496A SE 528183 C2 SE528183 C2 SE 528183C2
Authority
SE
Sweden
Prior art keywords
struts
compressor structure
gas turbine
compression system
compressor
Prior art date
Application number
SE0401496A
Other languages
English (en)
Other versions
SE0401496L (sv
SE0401496D0 (sv
Inventor
Stephane Baralon
Original Assignee
Volvo Aero Corp
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 Volvo Aero Corp filed Critical Volvo Aero Corp
Priority to SE0401496A priority Critical patent/SE528183C2/sv
Publication of SE0401496D0 publication Critical patent/SE0401496D0/sv
Priority to RU2006146220/06A priority patent/RU2354852C2/ru
Priority to DE602005006807T priority patent/DE602005006807D1/de
Priority to EP05744925A priority patent/EP1756406B1/en
Priority to JP2007514993A priority patent/JP4918034B2/ja
Priority to ES05744925T priority patent/ES2306149T3/es
Priority to PCT/SE2005/000828 priority patent/WO2005119028A1/en
Priority to AT05744925T priority patent/ATE395506T1/de
Publication of SE0401496L publication Critical patent/SE0401496L/sv
Publication of SE528183C2 publication Critical patent/SE528183C2/sv

Links

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/064—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor having concentric stages
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/073—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages the compressor and turbine stages being concentric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Description

528 183 2 innefattar vanligtvis för Strukturen ett lagerhus motoraxlarna, en gasflödeskanal i form av en ringformad kanal samt radiella stag som utgör länk mellan motorns delar. inre och yttre föreliggande uppfinning bildar en sådan struktur. att och ”utsläpp av ofta ihåliga för inhysa servicekomponenter såsom. don för in- olja och/eller luft, kablar överföring av Stagen är såsom för tryck för att inrymma instrument, ledningar av metall uppmätt Stagen har normalt en för att gasflödet så lite som nñjligt. Krav på service avgör elektriska och information avseende och/eller temperatur, etc. symmetrisk vingform i tvärsnitt påverka vanligtvis det antal stag som behövs.
SAMANFATTNING AV UPPFINNINGEN Ett första syfte med uppfinningen är att minska antalet delar i gasturbinens kompressionssystem.
Detta syfte uppnås genom att kompressorstrukturen är anordnad direkt nedströms om en sista rotor i och utformad att väsentligt ändra riktningen på ett virvlande gasflöde från rotorn genom att ett flertal av nämnda stag har en svängd form. Med ”väsentligt ändra riktningen på” avses en riktningsändring av gasflödet med åtminstone 20°.
Dessutom riktningsändras det virvlande gasflödet till en riktning' med en dominant del i axiell riktning.
Kompressorstrukturen kan att riktning på gasflödet till en riktning som är i huvudsak parallell med motorns rotationsaxel. lågtryckskompressorsektionen vara utformad ändra Kompressorstrukturen enligt 528 183 Vid traditionella kompressäonssystem för gasturbiner finns en sista statorrad. mellan den sista rotorn i làgtryckskompressorsektionen och stagen. Denna sista statorrad innefattar ett flertal aerodynamiska blad (i många fall cirka 150 blad) utformade att ändra riktning pá det virvlande gasflödet fràn. den sista rotorn i làgtryckskompressorsektionen till en huvudsakligen axiell riktning. Tack vare uppfinningen kan den sista Med andra ord så är, den sista statorradens funktion och statorraden avlägsnas. i enlighet med uppfinningen, funktionen med en konventionell kompressorstruktur med stag ersatt med kompressorstrukturen enligt uppfinningen.
Dessutom har en konventionell kompressorstruktur innefattande stag med formen av en symmetrisk vingyta begränsad aerodynamisk Detta ”dödvikt” Den konventionella kompressorstrukturen är i. huvudsak en mycket funktion. representerar en ur aerodynamisk synpunkt. en belastning vad avser tryckförluster. Dessutom är längden av gasflödeskanalen genam kompressorstrukturen vanligtvis styrd av den aerodynamiska restriktionen av en svag axiell-radiell riktníngsändring av flödet för att undvika en gränsskiktsseparation, eller pà grund av lagerhusets storlek. Vardera av dessa tva restriktioner leder till en ganska lang gasflödeskanal som påverkar motorns längd utan att ge så mycket fördel av den tillgängliga synpunkt. komponentlängden sett ur aerodynamisk Genom att enligt Lmpfinningen använda stag med en i. huvudsak aerodynamisk form förväntas därför inte den hos aerodynamiska funktionen kompressorstrukturen ha en negativ pàverkan pà den nödvändiga totala motorlängden. 528 183 4 Med andra ord används, i enlighet med uppfinningen, den tillgängliga axiella längden hos kompressorstrukturen. bestäms totala uppbyggnad aerodynamiska restriktioner, för att integrera den aerodynamiska funktionen hos den. uppströms anordnade vilken av motorns 0Ch statorraden i kompressorstrukturen med stag.
Under det att man minskar pà antalet motordelar så är inte öka flödesstörningen hos den nedströms anordnade rotorn vid det möjligt att minska eller åtminstone högtryckskompressorn och rotorn uppströms hos lágtryckskompressorn.
För att uppná den väsentliga riktningsändringen av gasflödet så medelsvängningslinje (M) lutar riktningen för en vid den främre kanten hos åtminstone ett av de svängda stagen med åtminstone ° i förhållande till för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten hos riktningen nämnda svängda stag.
Enligt ett föredraget utförande av uppfinningen sä är förhållandet mellan tjocklek och korda hos àtminstone ett av de svängda stagen cirka 0.10 (1 0.05). Detta förhållande kan optimeras med avseende pà antalet aerodynamiska blad och stag. Detta skapar förutsättningar för en större tvärsnittsarea för varje stag. En ökad tvärsnittsarea resulterar i en ökad strukturell styrka och servicekapacitet hos varje stag.
Detta i sin tur leder till möjligheten att minska det totala antalet lastbärande stag och/eller öka den totala bärförmágan hos kompressorstrukturen.
Enligt en vidareutveckling innefattar ett flertal kompressor- strukturen aerodynamiska blad med en 528 183 väsentligt mindre tvärsnittsarea i förhållande till stagen. Dessa mindre aerodynamiska blad kan vara arrangerade för att hjälpa stagen att ändra riktning pà flödet. De bladen ett komplement/alternativ vara arrangerade för att skapa en aerodynamiska kan enligt fördelaktig tryckfördelning runt stagen.
Enligt en vidareutveckling är nämnda stag asymetriskt fördelade i Detta skapar förutsättningar för att fördela stagen för kompressorstrukturens omkretsriktning. en optimal strukturell styrka.
KORTFATTAD BESKRIVNING AV FIGURERNA Uppfinningen kommer att förklaras nedan med hänvisning till det utförande som visas i bilagda ritningar, där Fig. 1 är en schematisk sidovy av motorn i ett snitt längs ett plan parallellt med motorns rotationsaxel, Fig. 2 är en förstorad vy av kompressorstrukturen mellan lägtryckskdmpressorsektionen och högtrycks- kompressorsektionen fràn fig. 1, Fig. 3 är ett tvärsnitt längs linjen A-A i fig. 2, Fig. 4 är en utvecklad tvärsnittsvy längs linjen B-B i fig. 2, och Fig. 5 är en förstorad tvärsnittsvy av ett av stagen fràn fig. 4.
DETALJERAD BESKRIVNING AV ETT FÖREDRAGET UTFÖRANDE AV UPPFINNINGEN Uppfinningen kommer nedan beskrivas för en flygmotor l med högt bypassförhàllande, se fig. l. Motorn l har ett yttre hölje 2, ett inre hölje 3 och ett mellanliggande “ 528 183 hölje 4 som är koncentriíkt i förhållande till de första tva höljena och delar upp spalten mellan dem i för sekundär en inre primär kompression av kanal 6 motorns bypass cirkulerar. Vardera av gaskanalerna 5,6 gaskanal 5 förbränningsgaserna samt en där är således ringformad. i tvärsnitt vinkelrätt. mot en axiell riktning 18 hos motorn 1. En fläkt 7 är anordnad vid motorns inlopp uppströms om de inre och yttre gaskanalerna 5,6.
Motorn 1 innefattar en làgtryckskompressorsektion 8 och en högtryckskompressorsektion 9 för kompression av gasen i den primära gaskanalen 5. En brännkammare 17 är arrangerad nedströms om högtryckskompressorsektionen 9 för förbränning av den komprimerade gasen fràn den primära gaskanalen 5. Flygmotorn 1 innefattar dessutom kompressorsektionar (icke visade) för expansion av drivgaserna nedströms om brännkamaren pà ett sätt som är känt inom tekniken.
Vardera av kompressorsektionarna 8,9 innefattar ett flertal rotorer 10,11 samt statorer 12,13 arrangerade mellan tvà intilliggande rotorer. Statorerna 12,13 innefattar ett flertal aerodynamiska blad för att ändra riktning pà ett virvlande gasflöde fràn en uppströms rotor till en huvudsakligen axiell riktning.
Höljena 2,3,4 är uppburna av strukturer 14,15 förbinder höljena via radiella armar. generellt kända Stagen mäste tillräckligt nmtstàndskraftiga för att ge detta stöd och att inte brytas av eller bucklas för det fall ett fläktblad skulle lossna och kollidera med dem. Dessutom är stagen utformade för överföring av laster i motorn.
Dessutom är att SOm DES Sa. armar är som stag. vara stagen ihåliga för inrymma 528 183 7 servicekomponenter såsom don för in- och utmatning av olja och/eller luft, inStrUmênt, sàsom elektriska och metalliska kablar för överföring och/eller Stagen för inrymmande av av information avseende uppmätt tryck temperatur, en drivaxel för en startmotor, etc. kan även användas för att leda ett kylmedel.
Kompressorstrukturen 14 förbinder det mellanliggande höljet 4 och det inre höljet 3 hänvisas vanligen till (IMC - eller nællanliggande kompressorhus S Om som ett mellanliggande hus Intermediate Case) (ICC - Intermediate Compressor Case). Kompressor- strukturen 14 är utformad att styra gasflödet fràn lágtryckskompressorsektionen 8 radiellt inàt mot högtryckskompressorsektionens 9' inlopp. Kompressor- strukturen 14 som förbinder det mellanliggande höljet 4 och det inre höljet 3 innefattar ett flertal radiella stag 15,16,21,24,25, 3 och 4, pá inbördes avstånd i 14 omkretsriktning.
Dessa stag 15,16 utgör strukturella delar avsedda för se fig. kompressorstrukturens överföring av både axiella och radiella laster och är iháliga för att inrymma servicekomponenter.
Kompressorstrukturen 14 är utformad att ändra riktning pá ett virvlande gasflöde från rotorn 10 till en huvudsakligen axiell riktning. Kompressorstrukturen 14 är sáledes anordnad direkt nedströms rotorn 10 i lágtryckskompressorsektionen 8. Dessutom är kompressorstrukturen 14 anordnad. direkt uppströms om om den sista den första rotorn 11 i högtryckskompressorsektionen 9.
Det virvlande gasflödet fràn rotorn 10 strömmar normalt under en vinkel pá 40 - 60° i förhållande till motorns axiella riktning 18. Stagen 15,16 är anordnade direkt nedströms om den sista rotorn 10 i làgtryckskompressor- sektionen 8. II detta fall sker riktningsändringen av 528 118.3- 8 kombinerade axial-tangentiella och gasflödet i de axial-radiella riktningarna. gasflödet i För Storleken på kompressorstrukturen 14 beror på flera parametrar. att genomföra riktningsändringen av gasflödet i storleksordningen 40 - 60° har stagen l5,l6,21,24,25 en se fig. 4 och 5. stagen utformade med en krökning som är tillräcklig för att åstadkomma en gasflödet. riktningsändringen av svängd vingform, Med andra ord är väsentlig riktningsändring på Stagen 15,16,21,24,25 är således inte bara del i strukturen utan är även aerodynamiska. Närmare bestämt är riktningen hos en medelsvängningslinje M vid det svängda stagets 16 främre kant 101 lutande med en vinkel i riktning vid det förhållande till medelsvängningslinjens M svängda bakre kant 102 önskade riktningsändringsvinkeln.
Medelsvängningslinjens M riktning vid det svängda stagets 16 främre kant 101 lutar därför med åtminstone °, lämpligen åtminstone 30°, särskilt åtminstone 40° och företrädesvis åtminstone 50° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen M vid det svängda stagets bakre kant 102. stagets motsvarande den För att uppnå riktningsändringen av gasflödet i storleksordningen 40 - 60° är stagen vidare utformade med en längre korda i jämförelse med konventionella stag. Kordan är definierad såsom avståndet mellan en främre kant 101 och en bakre kant 102 hos bladet 15 utmed kordlinjen C - se fig. 5. Kordlinjen C definieras som en rak linje som förbinder den främre kanten 101 och den bakre kanten 102. Närmare bestämt är kordan hos de svängda stagen 15,16,2l,24,25 åtminstone sex gånger, lämpligen åtminstone åtminstone åtta gånger, sju gånger, företrädesvis samt enligt ett föredraget 528 183 9 exempel, cirka nio gànger tjockleken hos det svängda staget. Stagets tjocklek kan à andra sidan vara ungefär densamma sásom vid konventionella stag.
Tjockleken hos staget definieras som det maximala avståndet mellan de tva motsatta stagytorna 103,104 i en riktning vinkelrät mot en medelsvängningslinje M.
Medelsvängningslinjen. M definieras som platsen för punkter halvvägs mellan de övre och nedre ytorna hos staget mätt vinkelrätt mot själva medelsvängnings- linjen. Svängningen A definieras såsom det maximala avståndet medelsvängningslinjen M kordalinjen C mått vinkelrätt mot kordalinjen. Enligt uppfinningen är stagets korda väsentligt längre än kordan hos ett förhållandet mellan den maximala tjockleken och kordan mellan och konventionellt stag. Dessutom är ett annat mätt för stagens kapacitet att ändra riktning pà gasflödet. Den maximala tjockleken är företrädesvis mindre än 20 %, särskilt mindre än 15 % och mer specifikt ungefär 10 % av kordan i enlighet med det exempel som visas i ritningarna.
Stagen dessutom ,16,2l,24,25 är fördelade i den ringformade kompressorstrukturens 14 asymmetriskt omkretsriktning, se fig. 3, för optimal strukturell styrka. Ett första 15 av stagen är arrangerat vid det shögsta möjliga vertikala läget i kompressorstrukturens gaskanal. Det första staget 15 har en nagot större tjocklek än de andra stagen l6,21,24,25 för att ta emot en radiell drivaxel för en startmotor. De ytterligare stagen 16,21 respektive 24,25 är symmetriskt fördelade med avseende pá ett plan 23 som samanfaller med det första staget 15 och är parallellt med. den axiella riktningen 18 för gasturbinens kompressionssystem. 2D 528 183 Närmare bestämt är tvä av stagen 16,21 respektive 24,25 anordnade pä vardera sidan av det symmetriska planet 23.
Ett flertal sä kallade eller uppdelande blad 19 , 2 0 är arrangerade mellan stagen l5,16,2l,24,25. De bladen 19.20 är således anordnade i nämnda kompressorstruktur 14 och aerodynami ska blad, aerodynamiska bildar en enda cirkulär kaskad av stag. De aerodynamiska bladen är väsentligt mindre och lättare än stagen och är icke lastupptagande sett ur strukturell synpunkt. Stagen är mänga färre till antalet jämfört med de aerodynamiska bladen.
De aerodynamiska bladen 19,20 är anordnade att assistera stagen för ändringen av gasflödets riktning frän rotorn 10 till en huvudsakligen axiell riktning.
De uppdelande bladen 19,20 är placerade och inrättade att påverkas av för reducera risken att rotorraden uppströms ett flöde frän Stagprofilerna är likasä optimerade för att reducera inverkan uppströms frän stagets potentiella flöde pä rotorn uppströms genom val av lämplig radie hos den potentiellt stagen. främre kanten och av kilvinklar.
Dessutom kan de uppdelande bladen 19,20, vilka inte har strukturellt bärande likaså svängda i riktningen för kordan, krökta, eller till och med böjda tvärs kordariktningarna för att minska pä intensiteten hos det sekundära flödet, säsom hästsko- och att flödes- tryckgradienterna styrs i stagpassagerna med ett lagt sidoförhällande. nägon funktion, vara kanalvi rvl ar , genom och 528 183 11 Behovet av uppdelande blad för att minska på antalet även införandet av den asymmetriska stagplaceringen i IMC/ICC-kanalen i omkretsriktningen, se fig. 3. I själva verket är stagen placerade för att stag medger ta upp strukturella laster' och särskilt laster från motorns infästningar på ett optimalt sätt sett ur strukturell synpunkt. De uppdelande bladen 19, 20 är följaktligen fördelade likartad återvirvl ing av flödet asymmetriska fördelningen av stagen. för att ge en trots den I beskrivningen ovan refererar' motorns rotationsaxel och den axiella riktningen för motor/gasturbinens kompressionssystem/kompressorstruktur till samma axel 18.
Uppfinningen är på intet sätt begränsad till de ovan beskrivna stället är ett alternativ och modifieringar möjliga utan att man utförandena, i antal f rångår uppf innings tanken i enl ighet med de följ ande patentkraven.
Exempelvis är arrangemanget med de mindre aerodynamiska bladen blad) i fig. 4 illustration av en möjlig konfiguration och är därför (uppdelande enbart en inte uttömmande vad avser hur de uppdelande bladen kan vara placerade i de axiella, radiella och tangentiella riktningarna med avseende på stagen. Såsom ett exempel kan en aerodynamisk skovel vara anordnad vid den bakre kanten av ett specifikt stag som en slags klaff för att öka stagets kapacitet att ändra riktning på gasflödet.
Såsom ett alternativ till att vara solida kan nämnda aerodynamiska blad vara ihåliga i tvärsnitt, dvs 528 183 12 átminstone ha ett huvudsakligen tomrum eller utrymme, nödvändigtvis dock inte ett genomgående hàl. utförande kan kompressorstrukturen vara utformad att ändra riktning I enlighet med ett alternativt pà gasflödet till en riktning som skiljer sig fràn den axiella riktningen. Kompressorstrukturen kan exempelvis vara utformad för att ändra riktning pà pa gasflödet fràn en inkommande riktning pà +50° till en utgående -10°. ändrande kapaciteten hos kompressorns konstruktion kan vara cirka 60-70°. riktning pà Den maximala gasflödesriktnings-

Claims (25)

10 15 20 25 30 528 183 13 PATENTKRAV
1. Kompressionssystem (1) för en gasturbin innefattande en làgtryckskompressorsektion (8) och för kompression av (14) och en gaskanal (5), en högtryckskompressorsektion (9) gasen i kanalen samt en kompressorstruktur anordnad mellan làgtryckskompressorsektionen ( 8) högtryckskompressorsektionen ( 9) , (14) är utformad att leda ett gasflöde i gaskanalen och innefattar ett flertal radiella stag (15,16,21,24,25) last. åtminstone ett av nämnda stag är iháligt för inrymmande varvid kompressor- strukturen för överföring av varvid av servicekomponenter, k ä n n e t e c k n a t a v att kompressorstrukturen (14) är anordnad direkt nedströms om en sista rotor (10) i làgtryckskompressorsektionen (8) och utformad att väsentligt ändra riktningen pá ett virvlande gasflöde frän rotorn (10) flertal av nämnda stag (15,l6,2l,24,25) har en svängd form. genOm att ett
2. Kompressionssystem för en gasturbin enligt krav l, a v att riktningen för en vid den främre kanten (101) et t av de svängda s tagen (15,l6,21,24,25) lutar med åtminstone 20° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag. kännetecknat medelsvängningslinje (M) hos åtminstone
3. Kompressionssystem för en gasturbin enligt krav l, kännetecknat avattriktníngenfören (101) svängda stagen (15,16,2l,24,25) lutar med åtminstone 30° i förhållande medelsvängnings l inj e (M) hos vid den främre kanten åtminstone ett av de 10 15 20 25 30 528 183 14 till riktningen för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag.
4. Kompressionssystem för en gasturbin enligt krav 1, a v att riktningen för en (101) stagen k ä n n e t e c:1< n a t medelsvängningslinje (M) vid den främre kanten åtminstone ett av de (15,16,21,24,25) lutar med åtminstone 40° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag. hos svängde
5. Kompressionssystem för en gasturbin enligt något av kraven 1-4, k ä n n e t e c k n a t a v att förhållandet mellan tjocklek och kbrda hos åtminstone (1S,16,21,24,25) ett av de svängda stagen är cirka 0.10.
6. Kompressionssystem för en gasturbin enligt något av de föregående kraven, k ä n n e t e c k n a t a v att stagen (15,16,2l,24,25) är anordnade så att den främre (101) huvudsak samma läge i en riktning parallell med motorns kanten hos vardera av dem är placerad på i rotationsaxel (18).
7. Kompressionssystem för en gasturbin enligt något av de föregående kraven, k ä n n e t e c k n a t a v att kompressorstrukturen (14) innefattar ett flertal aerodynamiska blad (19,20) med en. väsentligt mindre tvärsnittsarea i förhållande till stagen (l5,l6,21,24,25).
8. Kompressionssystem för en gasturbin enligt krav 7, k ä n n e t e c k n a t a v att åtminstone ett av de aerodynamiska bladen (19,20) är placerat mellan två 10 15 20 25 30 528 183 15 intilliggande stag (l6,2l) i kompressorstrukturens (14) omkretsriktning .
9. Kompressionssystem för en gasturbin enligt krav 7 eller 3, a v att en främre kant hos kännetecknat vardera av en första uppsättning av de aerodynamiska bladen (19,20) är anordnad vid i huvudsak läge som främre (l5,l6,2l,24,25) i en riktning parallell med motorns rotationsaxel (18) . samma den kanten hos stagen
10. Kompressionssystem för en gasturbin enligt något av kraven7-9,kännetecknatavatt åtminstone ett av de aerodynamiska bladen (19,20) har ett i huvudsak solitt tvärsnitt.
11. ll. Kompressionssystem för en gasturbin enligt nagot av kännetecknat avatt nämnda stag (15,16,21,24,25) är asymxnetriskt fördelade i kompressorstrukturens omkretsriktning. de föregående kraven ,
12. Kompressionssystem för en gasturbin enligt nagot av de föregående kraven, k ä n n e t e c k n a t a v att (l5,l6,2l,24,25) med avseende pà ett plan parallellt med den axiella nämnda stag är symmetriskt fördelade riktningen för gasturbinens kompressionssystem.
13. Kompressionssystem för en gasturbin enligt nagot av de föregående kraven, k ä n n e t e c k n a t (14) om en första rotor (ll) i högtryckskompressorsektionen. avatt kompressorstrukturen är anordnad direkt uppströms
14. Kompressorstruktur (14) ett gasflöde under drift av ett kompressionssystem (1) som är utformat att leda 10 15 20 25 30 528 183 16 innefattande en gaskanal (5) . flertal radiella stag (15,l6,21,24,25) för överföring varvid åtminstone ett av nämnda stag är för en gas turbin, ett av last, ihåligt för inrymmande av servicekomponenter k ä n n e t e c k n a t a v att kompressorstrukturen (14) är utformad att, kompressionssystem för en gasturbin, när den är arrangerad i ett väsentligt ändra riktningen på ett virvlande gasflöde från en rotor (10) genom att ett flertal (l5,l6,21,24,25) har en svängd form. uppströms av nämnda stag
15. Kompressorstruktur enligt krav 14, k ä n n e t e c k n a t medelsvängningslinje (M) vid den främre kanten (101) åtminstone ett av de svängda stagen (15,16,21,24,25) lutar med åtminstone 20° i förhållande vid den a v att riktningen för en hos till riktningen för medelsvängningslinjen (M) bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag.
16. Kompressorstruktur enligt krav 14, k ä n n e t e c k n a t a v att riktningen för en (101) ett av de stagen (15,16,21,24,25) lutar med åtminstone 30° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen (M) vid den bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag. medelsvängningslinje (M) vid den främre kanten hos åtminstone svängda
17. Kompressorstruktur enligt krav 14, k ä n n e t e c k n a t a v att riktningen för en (101) stagen medelsvängningslinje (M) vid den främre kanten hos åtminstone ett av de (l5,16,21,24,25) lutar med åtminstone 40° i förhållande till riktningen för medelsvängningslinjen (M) bakre kanten (102) hos nämnda svängda stag. svängda vid den 10 15 20 25 30 528 183 17
18. Kompressorstruktur enligt nagot av kraven 14 - 17, k ä n n e t e c k n a t a v att förhållandet mellan tjocklek och korda hos åtminstone ett av de svängda stagen (15,l6,2l,24,25) är cirka 0.10.
19. Kompressorstruktur enligt nagot av kraven 14 - 18, k ä n n e t e c k n a t a v att (l5,l6,2l,24,25) (101) samma läge i stagen är arrangerade så att den främre kanten hos vardera av dem är placerad vid 1 huvudsak en riktning parallell med kompressorstrukturens centrumaxel (18).
20. Kompressorstruktur enligt något av kraven 14 - 19, k ä n n e t e c k n a t a v att kompressorstrukturen (14) innefattar ett flertal aerodynamiska blad (l9,20) mindre tvärsnittsarea i förhållande till stagen (l5,16,2l,24,25). med en huvudsakligen
21. Kompressorstruktur enligt krav 20, k ä n n e t e c k n a t a v att àtminstone ett av de (l9,20) är placerat mellan tvà intilliggande stag (l6,2l) i kompressorstrukturens (14) omkretsriktning. aerodynamiska bladen
22. Kompressorstruktur enligt krav 20 eller 21, k ä n n e t e c k n a t a v att en främre kant hos vardera av en första uppsättning av nämnda aerodynamiska blad (l9,20) är anordnad vid i huvudsak samma läge som den främre kanten hos (l5,l6,2l,24,25) i en riktning kompressorstrukturens centrumaxel (18). stagen parallell med 10 15 528 183 18
23. Kompressorstruktur enligt nagot av kraven 20 - 22, k ä n n e t e c k n a t a v att åtminstone ett av de aerodynamiska bladen (l9,20) har ett i huvudsak solitt tvärsnitt.
24. Kompressorstruktur enligt nagot av kraven 14 - 23, k ä n n e t e c k n a t (l5,16,21,24,25) är kompressorstrukturens omkretsríktning. a v att Stagen asymmetriskt fördelade i
25. Kompressorstruktur enligt nágot av kraven 14 - 24, a v att nämnda stag (l5,16,21,24,25) är symmetriskt fördelade med avseende pà ett plan parallellt centrumaxel. k ä n n e t e c k n a t med kompressorstrukturens
SE0401496A 2004-06-01 2004-06-01 Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur SE528183C2 (sv)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SE0401496A SE528183C2 (sv) 2004-06-01 2004-06-01 Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur
RU2006146220/06A RU2354852C2 (ru) 2004-06-01 2005-05-31 Компрессорное устройство газовой турбины и корпусной элемент компрессора
DE602005006807T DE602005006807D1 (de) 2004-06-01 2005-05-31 Gasturbinen-kompressionssystem und verdichterstruktur
EP05744925A EP1756406B1 (en) 2004-06-01 2005-05-31 Gas turbine compression system and compressor structure
JP2007514993A JP4918034B2 (ja) 2004-06-01 2005-05-31 ガスタービン圧縮システム及びコンプレッサ構造部
ES05744925T ES2306149T3 (es) 2004-06-01 2005-05-31 Sistema de compresion de turbina de gas y estructura de compresor.
PCT/SE2005/000828 WO2005119028A1 (en) 2004-06-01 2005-05-31 Gas turbine compression system and compressor structure
AT05744925T ATE395506T1 (de) 2004-06-01 2005-05-31 Gasturbinen-kompressionssystem und verdichterstruktur

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SE0401496A SE528183C2 (sv) 2004-06-01 2004-06-01 Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur

Publications (3)

Publication Number Publication Date
SE0401496D0 SE0401496D0 (sv) 2004-06-01
SE0401496L SE0401496L (sv) 2005-12-02
SE528183C2 true SE528183C2 (sv) 2006-09-19

Family

ID=32653584

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SE0401496A SE528183C2 (sv) 2004-06-01 2004-06-01 Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur

Country Status (2)

Country Link
JP (1) JP4918034B2 (sv)
SE (1) SE528183C2 (sv)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10252790B2 (en) 2016-08-11 2019-04-09 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
US10253779B2 (en) 2016-08-11 2019-04-09 General Electric Company Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan
US10259565B2 (en) 2016-08-11 2019-04-16 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
US10704418B2 (en) 2016-08-11 2020-07-07 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
WO2021219949A1 (fr) 2020-04-29 2021-11-04 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
EP4027019A1 (fr) * 2021-01-08 2022-07-13 Safran Aero Boosters Sous-ensemble de turbomachine d'aéronef

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015142200A1 (en) * 2014-03-18 2015-09-24 General Electric Company Exhaust gas diffuser with main struts and small struts
KR101931025B1 (ko) * 2017-09-12 2018-12-19 두산중공업 주식회사 가스 터빈

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60141500A (ja) * 1983-12-28 1985-07-26 タキロン株式会社 穴あき合成樹脂パイプの連続製造装置
JPS60141500U (ja) * 1984-03-01 1985-09-19 三菱重工業株式会社 軸流フアンの可変ストラツト
JPH01315698A (ja) * 1988-06-15 1989-12-20 Toshiba Corp 軸流圧縮機
US4989406A (en) * 1988-12-29 1991-02-05 General Electric Company Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes
FR2664018B1 (fr) * 1990-06-29 1993-08-13 Gen Electric Systeme de vanne de derivation.
JPH04124499A (ja) * 1990-09-13 1992-04-24 Toshiba Corp 軸流圧縮機
US6375419B1 (en) * 1995-06-02 2002-04-23 United Technologies Corporation Flow directing element for a turbine engine
JPH09280198A (ja) * 1996-04-17 1997-10-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 換気用ファン
US6145300A (en) * 1998-07-09 2000-11-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated fan / low pressure compressor rotor for gas turbine engine
US6457938B1 (en) * 2001-03-30 2002-10-01 General Electric Company Wide angle guide vane
JP2003056360A (ja) * 2001-08-09 2003-02-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ジェットエンジン

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10252790B2 (en) 2016-08-11 2019-04-09 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
US10253779B2 (en) 2016-08-11 2019-04-09 General Electric Company Inlet guide vane assembly for reducing airflow swirl distortion of an aircraft aft fan
US10259565B2 (en) 2016-08-11 2019-04-16 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
US10704418B2 (en) 2016-08-11 2020-07-07 General Electric Company Inlet assembly for an aircraft aft fan
WO2021219949A1 (fr) 2020-04-29 2021-11-04 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
FR3109795A1 (fr) * 2020-04-29 2021-11-05 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de redressement avec bras structural monobloc
US12168942B2 (en) 2020-04-29 2024-12-17 Safran Aircraft Engines Intermediate flow-straightening casing with monobloc structural arm
EP4027019A1 (fr) * 2021-01-08 2022-07-13 Safran Aero Boosters Sous-ensemble de turbomachine d'aéronef
BE1028999B1 (fr) * 2021-01-08 2022-08-16 Safran Aero Boosters Sous-ensemble de turbomachine d'aéronef

Also Published As

Publication number Publication date
JP2008501091A (ja) 2008-01-17
SE0401496L (sv) 2005-12-02
JP4918034B2 (ja) 2012-04-18
SE0401496D0 (sv) 2004-06-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US12320305B2 (en) Aircraft turbomachine
US8757965B2 (en) Gas turbine compression system and compressor structure
EP2803839B1 (en) Scroll structure of turbine housing
EP2324292B1 (en) Canted outlet for a transition duct in a gas turbine engine
EP3168417B1 (en) Optimal lift designs for gas turbine engines
EP2264281B1 (en) Anti-vortex device for a gas turbine engine compressor
EP3514334B1 (en) Lightweight fan blade with mid-span shroud
EP1756406A1 (en) Gas turbine compression system and compressor structure
US20100158684A1 (en) Vane assembly configured for turning a flow in a gas turbine engine, a stator component comprising the vane assembly, a gas turbine and an aircraft jet engine
JP6258325B2 (ja) 半径方向ディフューザーおよび短縮された中間部を有するガスタービンエンジン
US9631518B2 (en) Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser
JP5124276B2 (ja) ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン
CN111911238A (zh) 燃气涡轮发动机
EP2971550B1 (en) Fan airfoil shrouds with area ruling in the shrouds
JP2023174527A (ja) 応力緩和冷却回路を備えるタービンｈｇｐ部品
JP2017082783A (ja) シュラウド内に出口経路を有するタービンバケット
CN205532726U (zh) 涡轮叶片中的内部冷却通道
JP2015526691A (ja) 短縮された中間部分を有するガスタービンエンジン
SE528183C2 (sv) Kompressionssystem för en gasturbin samt kompressorstruktur
CN107849969A (zh) 具有径向轴向入口导向叶片的脉冲分离轴流式涡轮机级
US9631624B2 (en) Exhaust diffuser and method for manufacturing an exhaust diffuser
CN120476244A (zh) 三流式飞行器涡轮发动机
EP4100628A1 (en) Strut cover for a turbine
CN120303467A (zh) 三流道飞行器涡轮机
WO2009145679A1 (en) A gas turbine engine and a gas turbine engine component

Legal Events

Date Code Title Description
NUG Patent has lapsed