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    DETUNING TRAILING EDGE COMPOUND LEAN CONTOUR
    2.
    发明公开
    DETUNING TRAILING EDGE COMPOUND LEAN CONTOUR 审中-公开
    VERSTELLENDE ZUSAMMENGESETZTE SCHMALE KONTUR EINER AUSTRITTSKANTE

    公开(公告)号：EP3055507A4

    公开(公告)日：2017-06-21

    申请号：EP14851901

    申请日：2014-10-02

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

    Inventor： DUONG LOC QUANG ,  HU XIAOLAN ,  YANG GAO ,  GARCIA JESUS A ,  SAPIRO DAN G

    IPC: F01D5/14 ,  F01D5/16

    CPC classification number: F01D5/141 ,  F01D5/14 ,  F01D5/145 ,  F01D5/16 ,  F01D5/26 ,  F05D2240/304 ,  Y02T50/672 ,  Y02T50/673

    Abstract: A rotor blade comprises a blade platform and an airfoil. The airfoil comprises a blade tip, a leading edge, and a trailing edge with a stiffening compound lean contour. The blade tip is radially opposite the blade platform, and defines a blade span between the blade itself and the blade platform. The leading and trailing edges extend from the blade platform to the blade tip to define blade chords between the leading edge and the trailing edge. The compound lean contour comprises a positive lean section located at the lean tip, and extending along a lean axis to a lean end. The negative lean section is located radially inward of the positive lean section, and extends along the lean axis to the lean end.

    Abstract translation: 转子叶片包括叶片平台和翼型件。 翼型包括叶片尖端，前缘和具有加强复合物倾斜轮廓的后缘。 叶片尖端与叶片平台径向相对，并且限定叶片自身和叶片平台之间的叶片跨度。 前缘和后缘从叶片平台延伸到叶片尖端，以在前缘和后缘之间限定叶片弦。 该复合贫油轮廓包括位于贫尖端的正贫油部分，并沿着贫油轴延伸至贫油端。 负倾斜部分位于正倾斜部分的径向内侧，并且沿着倾斜轴线延伸至倾斜端部。

    Reducción de la excitación de paletas separadas uniformemente en boquillas de turbina
    3.
    发明专利
    Reducción de la excitación de paletas separadas uniformemente en boquillas de turbina 未知

    公开(公告)号：ES2706388T3

    公开(公告)日：2019-03-28

    申请号：ES13849387

    申请日：2013-10-21

    Applicant: UNITED TECHNOLOGIES CORP

    Inventor： DUONG LOC QUANG ,  HU XIAOLAN ,  YANG GAO ,  FALCONER STEVEN R ,  GORDON RALPH E ,  GARCIA JESUS A ,  SAPIRO DAN G ,  KAUL ULRIKE ,  JOHNSON GREGORY G ,  FISHLER BENJAMIN E

    IPC: F01D9/04 ,  F01D5/14 ,  F01D5/16

    Abstract: Método para reducir las amplitudes de excitación que afectan a la durabilidad de los álabes de turbina en un conjunto de boquilla de turbina que tiene una pluralidad de paletas (10) y álabes (32) de turbina, que comprende las etapas de: identificar un diseño de álabe de turbina de dicho conjunto de boquilla (20) de turbina; realizar un análisis de modelo modal de al menos una de dichos álabes (32) de turbina en dicho diseño de álabe de turbina utilizando un ordenador; garantizar que cada uno de dichos álabes (32) de turbina no sufra aero-excitación de un flujo de aguas arriba en dichas paletas (10) en un rango de velocidad de funcionamiento; identificar las frecuencias naturales de los álabes con respecto a dichas paletas (10) utilizando dicho ordenador; caracterizado por que el método comprende, además, las etapas de: determinar al menos una modificación a un borde de salida (42, 44) de al menos una de dichas paletas para reducir las amplitudes de excitación, y modificar al menos una de dichas paletas (10) en dicho borde de salida (42, 44) de acuerdo con la determinación de la etapa anterior; y - realizar un análisis CFD para modificar el campo de presión local mediante la descarga de aire en el borde de salida de la aleta de la boquilla para evitar la acumulación de la energía del fluido extraída por dichos álabes; modificar un campo de presión local mediante la utilización de un flujo de descarga de aire próximo a dicho borde de salida (42, 44) de acuerdo con el análisis CFD de la etapa anterior.

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