GAS TURBINE COMPRESSOR
Die vorliegende Erfindung betrifft einen Verdichter für eine Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, mit mehreren in einer Durchströmungsrichtung von einem Verdichterein- zu einem Verdichterauslass (1, 2) hintereinander angeordneten Schaufelgittern (10-25), wobei wenigstens ein stromaufwärtig...
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Format: | Patent |
Sprache: | eng ; fre ; ger |
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Zusammenfassung: | Die vorliegende Erfindung betrifft einen Verdichter für eine Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, mit mehreren in einer Durchströmungsrichtung von einem Verdichterein- zu einem Verdichterauslass (1, 2) hintereinander angeordneten Schaufelgittern (10-25), wobei wenigstens ein stromaufwärtiges verstimmtes Schaufelgitter (20) und wenigstens ein stromabwärtiges verstimmtes Schaufelgitter (22) jeweils wenigstens zwei baulich voneinander verschiedene Schaufeltypen aufweisen und wenigstens 80%, insbesondere wenigstens 95%, der Laufschaufeln (45) eines stromabwärtigsten Laufschaufelgitters (25), das in Durchströmungsrichtung stromabwärts des stromabwärtigen verstimmten Schaufelgitters (22) angeordnet ist, untereinander baugleich sind.
A compressor for a gas turbine, in particular of an aircraft engine, having a plurality of arrays (10-25) of flow-directing elements that are serially disposed in a through flow direction from a compressor inlet to a compressor outlet (1, 2); at least one upstream, mistuned array (20) of flow-directing elements and at least one downstream, mistuned array (22) of flow-directing elements each having at least two types of flow-directing elements that differ structurally from one another; and at least 80%, in particular at least 95% of the rotor blades (45) of a furthest downstream rotor blade array (25) that, in the through flow direction, is configured downstream of the downstream, mistuned array (22) of flow-directing elements, being mutually identically constructed. |
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