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특허 상세정보

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Compressor endwall bleed system

특허상세정보
국가/구분 United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판) F04D-029/70   
미국특허분류(USC) 415/1691; 415/914
출원번호 US-0527438 (2000-03-16)
발명자 / 주소
출원인 / 주소
대리인 / 주소
    Woodard, Emhardt, Naughton, Moriarty & McNett
인용정보 피인용 횟수 : 18  인용 특허 : 19
초록

A compression system endwall bleed system having a plurality of bleed slots formed in a mechanical housing downstream of a rotating shrouded rotor. In one embodiment, the plurality of bleed slots bleed off a separated tip boundary layer to relieve back pressure associated with this blockage. A sealing structure downstream of the shrouded rotor is utilized to minimize working fluid leakage ahead of the plurality of bleed slots.

대표
청구항
▼

1. A compression system, comprising:a mechanical housing; a wheel rotatable within said housing, said wheel having a plurality of blades coupled thereto; a shroud coupled to said plurality of blades so as to separate fluid flow within the compression system into a core stream and a bypass stream, said shroud having a fore edge and an aft edge; a static wall member coupled to said mechanical housing and having a portion aligned with said aft edge of said shroud; and at least one bleed aperture formed in said wall member adjacent the aft edge of the shroud...

이 특허에 인용된 특허 (19)

  1. Meindl Thomas (Nussbaumen CHX) Meylan Pierre (Neuenhof CHX) Zierer Thomas (Wettingen CHX). Appliance for extracting secondary air from an axial compressor. USP1996075531565.
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  3. Vincent de Paul Michel (Senlis FRX) Detanne Francois (Paris FRX). Blade array for turbomachines comprising suction ports in the inner and/or outer wall and turbomachines comprising same. USP1993085232338.
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  19. Braddy Bruce T. (Burlington MA) Eldrid Sacheveral Q. (Stoneham MA). Turbine blade with tip vent. USP1988084761116.

이 특허를 인용한 특허 피인용횟수: 18

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  2. Duong, Hien; Nichols, Jason; Townsend, Peter; Kandasamy, Vijay. Compressor bleed self-recirculating system. USP2017089726084.
  3. Nichols, Jason; Townsend, Peter; Duong, Hien; Kandasamy, Vijay. Compressor shroud reverse bleed holes. USP2017119810157.
  4. Pichel, Sacha. Cooling device for a jet engine. USP2017059657592.
  5. King, Jonathan M; Bolgar, Crispin D; Snowsill, Guy D. Gas turbine engine havinga rotatable off-take passage in a compressor section. USP2015089103281.
  6. Cloft, Thomas G.; Wiley, Richard H.. Integral suction device with acoustic panel. USP2010087766280.
  7. Cloft, Thomas G.; Wiley, Richard H.. Integral suction device with acoustic panel. USP2013068459597.
  8. Lardellier, Alain. Method for air circulation in a turbomachine compressor, compressor arrangement using this method, compression stage and compressor incorporating such a arrangement, and aircraft engine equipped with such a compressor. USP2009097581920.
  9. Martel, Alain C.; Gekht, Eugene. Particle separator and separating method for gas turbine engine. USP2012018092145.
  10. LeBlanc, Ryan Edward; Cummings, Kevin J.; Ali, Amr. Reduced height ligaments to minimize non-integral vibrations in rotor blades. USP2016079394792.
  11. Leblanc,Andr？ Denis; Ouellet,Gilbert. Shockwave-induced boundary layer bleed. USP2006127147426.
  12. Hofer, Douglas Carl; Nagel, Zachary William; Holmes, David Graham. Supersonic compressor rotor and method of assembling same. USP2014038668446.
  13. Hofer, Douglas Carl; Gottapu, Dhananjayarao. Supersonic compressor rotor and method of compressing a fluid. USP2014078770929.
  14. Hofer, Douglas Carl; Nagel, Zachary William; Gottapu, D{acute over (h)}ananjayarao. Supersonic compressor rotor and methods for assembling same. USP2014028657571.
  15. Hofer, Douglas Carl; Gottapu, Dhananjayarao. Supersonic compressor startup support system. USP2013108550770.
  16. Vysohlid, Martin; Hofer, Douglas Carl. Supersonic compressor startup support system. USP2015059022730.
  17. Hofer, Douglas Carl; Michelassi, Vittorio. System and method of assembling a supersonic compressor system including a supersonic compressor rotor and a compressor assembly. USP2014108864454.
  18. Hofer, Douglas Carl; Gottapu, Dhananjayarao. System and methods of assembling a supersonic compressor rotor including a radial flow channel. USP2014098827640.

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