US 2469678 А, 10.05.1949. US 4744214 А, 17.05.1988. US 6732502 B2, 11.05.2004. US 5988980 A, 23.11.1999. WO 03020469 A1, 13.03.2003. RU 2176333 C2, 27.11.2001. US 2002/0148216 A1, 17.10.2002. US 5471743 A, 05.12.1995. US 3638428 A, 01.02.1972.
Имя заявителя:
ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЕЙШН (SE)
Изобретатели:
СТРЁМ Линда (SE) ЛАРССОН Йонас (SE)
Патентообладатели:
ВОЛЬВО АЭРО КОРПОРЕЙШН (SE)
Приоритетные данные:
07.10.2004 US 60/522505
Реферат
Газотурбинный двигатель содержит промежуточный узел (14), предназначенный для размещения в осевом направлении между его первым и вторым узлами. Первым и вторым узлами могут быть соответственно компрессор низкого давления и компрессор высокого давления или турбина высокого давления и турбина низкого давления. Промежуточный узел включает кольцевой газовый канал (5с), проходящий вокруг центральной осевой линии (18) промежуточного узла (14). Промежуточный узел выполнен с возможностью направления газового потока от газового канала в первом узле к газовому каналу во втором узле. Вход (19) кольцевого газового канала (5с) промежуточного узла значительно смещен в радиальном направлении по отношению к его выходу (20). В кольцевом газовом канале (5с) промежуточного узла установлен, по меньшей мере, один направляющий элемент (28, 29) с возможностью направления газового потока. Направляющий элемент имеет форму кольцевого направляющего элемента и проходит в непосредственной близости от изогнутого участка стенки, формирующей кольцевой газовый канал. Изобретение позволяет уменьшить потери в промежуточном кольцевом канале и увеличить радиальное смещение его выхода относительно входа. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента