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JP2002349498A - 低騒音ファン静翼 - Google Patents

低騒音ファン静翼

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Publication number
JP2002349498A
JP2002349498A JP2001154865A JP2001154865A JP2002349498A JP 2002349498 A JP2002349498 A JP 2002349498A JP 2001154865 A JP2001154865 A JP 2001154865A JP 2001154865 A JP2001154865 A JP 2001154865A JP 2002349498 A JP2002349498 A JP 2002349498A
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JP
Japan
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angle
noise
hub
stationary blade
low
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Legal status (The legal status 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 status listed.)
Pending
Application number
JP2001154865A
Other languages
English (en)
Inventor
Naoki Tsuchiya
直木 土屋
Akira Umeyama
亮 楳山
Masaru Kato
大 加藤
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
IHI Corp
Original Assignee
Ishikawajima Harima Heavy Industries Co Ltd
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 Ishikawajima Harima Heavy Industries Co Ltd filed Critical Ishikawajima Harima Heavy Industries Co Ltd
Priority to JP2001154865A priority Critical patent/JP2002349498A/ja
Priority to PCT/JP2002/004734 priority patent/WO2002103206A1/ja
Priority to US10/220,061 priority patent/US6726445B2/en
Priority to EP02780779.1A priority patent/EP1333181B1/en
Priority to CA002407702A priority patent/CA2407702C/en
Publication of JP2002349498A publication Critical patent/JP2002349498A/ja
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    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • 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
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
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    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 ハブ側及びチップ側の両方の全圧損失を低減
し、かつハブ側及びチップ側の両方で騒音を低減するこ
とができ、これにより、空力性能を低下させることな
く、低騒音化が達成可能な低騒音ファン静翼を提供す
る。 【解決手段】 ハブ近傍で回転方向逆向きの負のリーン
角θLを有し、それ以外のチップ側で回転方向の正のリ
ーン角θLを有する。負のリーン角θLは、ハブ近傍の高
損失領域において、−１０°±３°であり、正のリーン
角θLは、チップ側において、３０°±３°である。ま
た、正のスイープ角θSを有する。この正のスイープ角
θSは、ハブ側において、２０°±３°であり、チップ
側においても、２０°±３°である。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、空力性能が高くか
つ低騒音化が可能な低騒音ファン静翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】超音速旅客機用のエンジンは、低バイパ
ス比ターボファンエンジンであり、ファン騒音はジェッ
ト騒音に次ぐ騒音源である。また、亜音速旅客機用のエ
ンジンでは、高バイパス比化が進んでおり、相対的にフ
ァン騒音の占める割合が増加している。そのため、ファ
ン騒音を現行の規制値よりも更に低減することが今後の
環境適合性を高めるために要望されている。
【０００３】ファン騒音の主音源は、動翼後流と静翼と
の干渉によるトーン騒音である。従来、かかるトーン騒
音の低減手段として、（１）吸音ライナの取付け、
（２）動静翼枚数の最適化、（３）動静翼間隔の拡大、
等の手段が採用されてきた。（１）の吸音ライナの取付
けは、一旦発生した発生音を吸音ライナで吸収するもの
である。しかし、この手段では、現状より３ｄＢ騒音を
下げるために例えば約７０ｋｇの吸音材を必要とし、エ
ンジン重量が増大する問題がある。（２）の動静翼枚数
の最適化は、ダクト内を伝搬する特定周波数の音響モー
ドが指数関数的に減衰するカットオフ現象を利用するも
ので、通常、翼通過周波数（Ｂｌａｄｅ ｐａｓｓｉｎ
ｇ ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）の一次の周方向音響モードを
カットオフするように動静翼枚数が選定される。しか
し、この手段は、設計上動静翼枚数の取り方に制約を受
け、カットオフできるモードも特定モードに限定される
問題がある。（３）の動静翼間隔の拡大は、動翼後縁か
ら放出された後流が静翼に達するまでの距離を拡大し、
後流の減衰を促進し、騒音源となる静翼面上の非定常空
気力を弱める手段である。しかし、この手段では、エン
ジン全体の軸方向長さが長くなってしまい重量増加を招
くことになる。
【０００４】また、上述した低騒音化技術は、従来から
ターボファンエンジンに適用されており、現行の騒音規
制値を達成することはできているものの、それ以上の大
きな騒音低減効果は望めなかった。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】一方、低バイパス比タ
ーボファンエンジンの従来以上の低騒音化を達成するた
めに、ファン静翼のスタッキングラインを、図６に例示
するように、軸方向及び周方向に傾斜させたスイープ・
リーン静翼が、以下の文献で報告されている。
【０００６】（１）“Ｄｅｓｉｇｎ Ｓｅｌｅｃｔｉｏ
ｎ ａｎｄ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆａ Ｓｗｅｐｔ
ａｎｄ Ｌｅａｎｅｄ Ｓｔａｔｏｒ Ｃｏｎｃｅｐ
ｔ”，ＮＡＳＡ／ＴＭ−１９９８−２０８６６２，Ｄｅ
ｃｅｍｂｅｒ １９９８． （２）“Ｂｅｎｅｆｉｔｓ ｏｆ Ｓｗｅｐｔ ａｎｄ
Ｌｅａｎｅｄ Ｓｔａｔｏｒｓ ｆｏｒ Ｆａｎ Ｎ
ｏｉｓｅ Ｒｅｄｕｃｔｉｏｎ”，３７ｔｈ Ａｅｒｏ
ｓｐａｃｅ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ Ｍｅｅｔｉｎｇ ＆
Ｅｘｈｉｂｉｔ，Ｊａｎｕａｒｙ １９９９．
【０００７】これら従来のスイープ・リーン静翼では、
ファン騒音が約３ＥＰＮｄＢ程度低減することが報告さ
れている。これは静翼を傾け音源となる動翼後流との干
渉の位相を半径方向に多様化し、結果として半径方向の
音響モードが高次化されカットオフされるためと考えら
る。しかし、かかる従来のスイープ・リーン静翼では、
騒音低減に伴いシステムロスも約３％前後増加する問題
点があった。すなわち、従来のスイープ・リーン静翼
は、騒音低減効果と同時に空力性能が低下してしまう問
題点があった。
【０００８】本発明はかかる問題点を解決するために創
案されたものである。すなわち、本発明の目的は、ハブ
側及びチップ側の両方の全圧損失を低減し、かつハブ側
及びチップ側の両方で騒音を低減することができ、これ
により、空力性能を低下させることなく、低騒音化が達
成可能な低騒音ファン静翼を提供することにある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明の発明者等は、従
来のスイープ・リーン静翼の性能解析を種々行った結
果、ファン静翼のリーン角を回転方向の逆方向にすると
ハブ付近の高損失領域が改善されることを解析により見
いだした。そこで、ハブ付近の高損失領域のみを回転方
向逆向きのリーン角とし、それ以外で回転方向のリーン
角とすることで、空力損失を抑えた低騒音ファン静翼を
実現することができることを解析により確認した。本発
明はかかる新規の知見に基づくものである。
【００１０】すなわち、本発明によれば、ハブ近傍で回
転方向逆向きの負のリーン角θLを有し、それ以外のチ
ップ側で回転方向の正のリーン角θLを有する、ことを
特徴とする低騒音ファン静翼が提供される。この構成に
より、ハブ側及びチップ側の両方の全圧損失を低減し、
かつハブ側及びチップ側の両方で騒音を低減することが
できる。
【００１１】本発明の好ましい実施形態によれば、前記
負のリーン角θLは、ハブ近傍の高損失領域において、
約−２０°以上、０°未満であり、前記正のリーン角θ
Lは、チップ側において、約１０°以上、４０°未満で
ある。後述する空力性能の検討結果から、ハブ側のリー
ン角は、約−２０°以上、０°未満の範囲で、チップ側
のリーン角は、約１０°以上、４０°未満の範囲で全圧
損失が改善されかつ騒音低減効果も得られることが確認
された。
【００１２】前記負のリーン角θLは、ハブ近傍の高損
失領域において、−１０°±３°であり、前記正のリー
ン角θLは、チップ側において、３０°±３°である、
ことが好ましい。空力性能の検討結果から、ハブ側のリ
ーン角は、−１０°±３°で、チップ側のリーン角は、
３０°±３°で全圧損失が最小となり、かつ騒音低減効
果も得られることが確認された。
【００１３】更に正のスイープ角θSを有する低騒音フ
ァン静翼が提供される。かかる正のスイープ角θSを有
することにより、ハブ側及びチップ側の両方で騒音を更
に低減することができる。
【００１４】前記正のスイープ角θSは、ハブ側におい
て、約１５°以上、４０°未満であり、チップ側におい
て、約０°以上、２０°以下である。後述する空力性能
の検討結果から、正のスイープ角は、ハブ側で約１５°
以上、４０°未満、チップ側で約０°以上、２０°以下
の範囲で、全圧損失が改善されかつ騒音低減効果も得ら
れることが確認された。
【００１５】前記正のスイープ角θSは、ハブ側におい
て、２０°±３°であり、チップ側においても、２０°
±３°である、ことが好ましい。空力性能の検討結果か
ら、スイープ角θSが、ハブ側において２０°±３°で
騒音低減効果が最大となりかつ全圧損失を低減でき、チ
ップ側において２０°±３°で全圧損失を低減しながら
騒音低減効果も得られることが確認された。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい実施形態
を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通
する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略す
る。
【００１７】図１は、本発明による低騒音ファン静翼の
模式図であり、図２は、その翼形状図である。なお図１
及び図２において、（Ａ）は側面図、（Ｂ）は背面図で
ある。図１及び図２に示すように、本発明の低騒音ファ
ン静翼１０は、ハブ近傍で回転方向逆向きの負のリーン
角θLを有し、それ以外のチップ側で回転方向の正のリ
ーン角θLを有する。また、正のスイープ角θSを有して
いる。
【００１８】図３は、スイープ角及びリーン角と騒音低
減量との関係図である。この図において、横軸はスイー
プ角及びリーン角、縦軸は騒音低減量である。また図中
の横軸は騒音低減量３ＰＮＬｄＢの目標ライン、３本の
曲線は、スイープ角のみ（◆）、リーン角のみ（■）及
び両方（▲）の場合の解析結果である。この表から、ス
イープ角とリーン角のどちらも場合でも、角度を増すほ
ど騒音低減効果が増大することがわかる。また、目標の
騒音低減効果を得るためには、リーン角のみでは不十分
だが、スイープ角のみを約２３°以上にするか、スイー
プ角とリーン角の両方を約１５°以上にする必要がある
ことがわかる。
【００１９】図４は、低騒音ファン静翼の特性図であ
る。この図において、左半分はスイープ角を変化させた
ときの騒音低減量（上図）と全圧損失（下図）の特性、
右半分はリーン角を変化させたときの同様の特性を示し
ている。
【００２０】図４の右側の特性図から、ハブ側のリーン
角は、約−２０°以上、０°未満の範囲で、チップ側の
リーン角は、約１０°以上、４０°未満の範囲で全圧損
失が改善されかつ騒音低減効果も得られることが確認で
きる。また、特に、ハブ側のリーン角が、約−１０°
で、全圧損失がほぼ最小となり、かつこの角度で騒音低
減効果も得られることがわかる。更に、チップ側のリー
ン角が、約３０°で最小の全圧損失となり、かつこの角
度で非常に大きな騒音低減効果も得られることがわか
る。
【００２１】一方、図４の左側の特性図から、正のスイ
ープ角は、ハブ側で約１５°以上、４０°未満、チップ
側で約０°以上、２０°以下の範囲で、全圧損失が改善
されかつ騒音低減効果も得られることが確認できる。ま
た、特に、このスイープ角θ Sは、ハブ側において約２
０°で騒音低減効果が最大となりかつ全圧損失も低減で
きる。更に、チップ側において約２０°で全圧損失をわ
ずかに低減しかつ騒音低減効果も得られることがわか
る。
【００２２】図４の特性図から、本発明による低騒音フ
ァン静翼の最適形態例として、表１に示す低騒音ファン
静翼を設定した。なお、この表に示すように、負のリー
ン角−１０°は、ハブから３０％スパンまでとし、正の
リーン角３０°は、それからチップ側とした。
【００２３】
【表１】
【００２４】表２は、本発明の低騒音ファン静翼の騒音
低減量の予測値である。この表において、（１）は、表
１に示した低騒音ファン静翼（Ｒｅｄｅｓｉｇｎ１）、
（２）は参考としてリーン角が０の場合（Ｒｅｄｅｓｉ
ｇｎ２）を示している。この表から、リーン角が０の場
合には、目標騒音低減量の３ＰＮＬｄＢにわずかに達し
得ないが、本発明の低騒音ファン静翼では、これを十分
に達成していることがわかる。
【００２５】
【表２】
【００２６】表３は、表１に示した本発明の低騒音ファ
ン静翼（Ｒｅｄｅｓｉｇｎ１）と、参考用のリーン角が
０の静翼（Ｒｅｄｅｓｉｇｎ２）を、従来の静翼（Ｂａ
ｓｅｌｉｎｅ）と比較したものである。この表から、本
発明の低騒音ファン静翼（Ｒｅｄｅｓｉｇｎ１）は、従
来の静翼（Ｂａｓｅｌｉｎｅ）に対して全圧損失が流量
平均で約３０％、面積平均で約５０％、改善されている
のがわかる。
【００２７】
【表３】
【００２８】表４は、流入角を±３°ずらしたときの計
算結果の比較である。この表から、流入角をプラス側に
ずらした場合に、屈曲部の影響がでているが、損失増加
はハブ、チップ側の剥離領域の増大によるものがほとん
どで、屈曲部による影響は小さいといえる。また、この
表から、上述したリーン角及びスイープ角は、±３°の
範囲ではほぼ同一の性能特性があるといえる。
【００２９】
【表４】
【００３０】図５は、ファン静翼の出口流れ場の比較図
であり、等マッハ線図を比較したものである。この図に
おいて、（Ａ）はリーン角のない従来の静翼、（Ｂ）は
正のリーン角のみを持つ従来のリーン静翼、（Ｃ）は本
発明の低騒音ファン静翼である。この図から、（Ｃ）に
おいてハブ側でリーン角を正圧面側（負）にとることに
より、従来のリーン静翼（Ｂ）で見られるハブ側剥離領
域が大幅に低減されていることがわかる。従って、この
ハブ側剥離領域の低減により、上述した表３に示したよ
うに、全圧損失が大幅に低減され、かつ表２に示したよ
うに、騒音低減効果も十分に達成できることがわかる。
【００３１】また、翼の入口と出口でのマッハ数及び出
口流れ角の半径方向分布を比較した結果（図示せず）か
ら、標準静翼の機能が本発明の低騒音ファン静翼でも良
好に再現されていることが確認された。更に、複数の半
径位置での等マッパ線図と流速ベクトルを解析した結果
（図示せず）から、本発明の低騒音ファン静翼の流れ場
に、大きな剥離及び逆流が存在しないことが確認され
た。また、構造解析のための有限要素モデルと固有振動
解析結果であるキャンベル線図から、設計回転速度及び
定格７０〜８０％回転近傍で共振点が存在しないことも
確認できた。
【００３２】なお本発明は以上に述べた実施形態に限ら
れるものではなく、発明の要旨を逸脱しない範囲で各種
の変更が可能である。
【００３３】
【発明の効果】上述したように、本発明の低騒音ファン
静翼は、ハブ側及びチップ側の両方の全圧損失を低減
し、かつハブ側及びチップ側の両方で騒音を低減するこ
とができ、これにより、空力性能を低下させることな
く、低騒音化が達成可能であり、かつ剥離や逆流がほと
んどなく、設計回転速度及び定格７０〜８０％回転近傍
で共振点が存在しない、等の優れた効果を有する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による低騒音ファン静翼の模式図であ
る。
【図２】本発明の低騒音ファン静翼の翼形状図である。
【図３】スイープ角及びリーン角と騒音低減量との関係
図である。
【図４】低騒音ファン静翼の特性図である。
【図５】ファン静翼の出口流れ場の比較図である。
【図６】従来のスイープ・リーン静翼の模式図である。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 加藤 大 東京都西多摩郡瑞穂町殿ケ谷229 石川島 播磨重工業株式会社瑞穂工場内 Ｆターム(参考） 3H034 AA02 AA16 BB03 BB08 BB19 CC03 DD07 EE06 EE18

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ハブ近傍で回転方向逆向きの負のリーン
    角θLを有し、それ以外のチップ側で回転方向の正のリ
    ーン角θLを有する、ことを特徴とする低騒音ファン静
    翼。
  2. 【請求項２】 前記負のリーン角θLは、ハブ近傍の高
    損失領域において、約−２０°以上、０°未満であり、
    前記正のリーン角θLは、チップ側において、約１０°
    以上、４０°未満である、ことを特徴とする請求項１に
    記載の低騒音ファン静翼。
  3. 【請求項３】 前記負のリーン角θLは、ハブ近傍の高
    損失領域において、−１０°±３°であり、前記正のリ
    ーン角θLは、チップ側において、３０°±３°であ
    る、ことを特徴とする請求項１に記載の低騒音ファン静
    翼。
  4. 【請求項４】 正のスイープ角θSを有する、ことを特
    徴とする請求項１乃至３のいずれかに記載の低騒音ファ
    ン静翼。
  5. 【請求項５】 前記正のスイープ角θSは、ハブ側にお
    いて、約１５°以上、４０°未満であり、チップ側にお
    いて、約０°以上、２０°以下である、ことを特徴とす
    る請求項4に記載の低騒音ファン静翼。
  6. 【請求項６】 前記正のスイープ角θSは、ハブ側にお
    いて、２０°±３°であり、チップ側においても、２０
    °±３°である、ことを特徴とする請求項4に記載の低
    騒音ファン静翼。
JP2001154865A 2001-05-24 2001-05-24 低騒音ファン静翼 Pending JP2002349498A (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2001154865A JP2002349498A (ja) 2001-05-24 2001-05-24 低騒音ファン静翼
PCT/JP2002/004734 WO2002103206A1 (en) 2001-05-24 2002-05-16 Low noise fan stationary blade
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004300934A (ja) * 2003-03-28 2004-10-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ファン静翼、航空エンジン用ファン、及び航空エンジン
US7891943B2 (en) 2005-11-29 2011-02-22 Ishikawajima-Harima Heavy Industries, Co. Ltd. Stator cascade of turbo type fluid machine
JP2011094500A (ja) * 2009-10-27 2011-05-12 Ihi Corp ジェットエンジン用圧縮機及びジェットエンジン
US12492707B2 (en) 2024-03-11 2025-12-09 Carrier Corporation Impeller with variable backsweep angle

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BRPI0508186A (pt) * 2004-02-27 2007-08-14 Schering Corp compostos como inibidores de ns3 serina protease de vìrus da hepatite c
US7547186B2 (en) * 2004-09-28 2009-06-16 Honeywell International Inc. Nonlinearly stacked low noise turbofan stator
US7195456B2 (en) * 2004-12-21 2007-03-27 United Technologies Corporation Turbine engine guide vane and arrays thereof
GB0520850D0 (en) * 2005-10-14 2005-11-23 Rolls Royce Plc Fan static structure
JP4911344B2 (ja) * 2006-07-04 2012-04-04 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジン
TWI405909B (zh) * 2008-01-15 2013-08-21 Asia Vital Components Co Ltd Fan noise cancellation system
ITFO20080002A1 (it) * 2008-02-19 2008-05-20 Paolo Pietricola Pale rotoriche e statoriche con lean sinusoidale
US20110001017A1 (en) * 2008-12-08 2011-01-06 Honeywell International Inc. Uav ducted fan swept and lean stator design
US8075259B2 (en) * 2009-02-13 2011-12-13 United Technologies Corporation Turbine vane airfoil with turning flow and axial/circumferential trailing edge configuration
DE102010014556B4 (de) * 2010-04-10 2013-01-03 Mtu Aero Engines Gmbh Leitschaufel eines Verdichters
FR2986040B1 (fr) * 2012-01-20 2016-03-25 Turbomeca Support de palier de turbomachine
US9017036B2 (en) * 2012-02-29 2015-04-28 United Technologies Corporation High order shaped curve region for an airfoil
FR2989107B1 (fr) * 2012-04-04 2017-03-31 Snecma Aube de rotor de turbomachine
US9581034B2 (en) 2013-03-14 2017-02-28 Elliott Company Turbomachinery stationary vane arrangement for disk and blade excitation reduction and phase cancellation
EP2871368B1 (de) * 2013-11-12 2018-09-12 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenverdichter
US9908170B2 (en) * 2014-02-03 2018-03-06 Indian Institute Of Technology, Bombay Blade for axial compressor rotor
US9938854B2 (en) * 2014-05-22 2018-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil curvature
FR3070448B1 (fr) * 2017-08-28 2019-09-06 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de soufflante de turbomachine, ensemble de turbomachine comprenant une telle aube et turbomachine equipee de ladite aube ou dudit ensemble
USD860427S1 (en) 2017-09-18 2019-09-17 Horton, Inc. Ring fan
DE102018202888A1 (de) * 2018-02-26 2019-08-29 MTU Aero Engines AG Leitschaufelblatt für den Heissgaskanal einer Strömungsmaschine
WO2020028010A1 (en) 2018-08-02 2020-02-06 Horton, Inc. Low solidity vehicle cooling fan
WO2020194901A1 (ja) * 2019-03-26 2020-10-01 株式会社Ihi 軸流タービンの静翼セグメント
DE102019213932B4 (de) * 2019-09-12 2022-05-19 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Verdichterstufe mit variabler Statorschaufelneigung
US11827344B2 (en) * 2020-12-09 2023-11-28 Textron Innovations Inc. Low noise ducted fan
US12140040B2 (en) 2022-02-07 2024-11-12 General Electric Company Airfoil assembly with a differentially oriented stage
DE102022103319A1 (de) 2022-02-11 2023-08-17 MTU Aero Engines AG Leitschaufel für eine Strömungsmaschine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2154313A (en) * 1938-04-01 1939-04-11 Gen Electric Directing vane
GB712523A (en) * 1950-03-03 1954-07-28 Rolls Royce Improvements in or relating to guide vane assemblies in annular fluid ducts
US3536414A (en) * 1968-03-06 1970-10-27 Gen Electric Vanes for turning fluid flow in an annular duct
US4452564A (en) * 1981-11-09 1984-06-05 The Garrett Corporation Stator vane assembly and associated methods
DE3609212A1 (de) * 1986-03-19 1987-09-24 Standard Elektrik Lorenz Ag Axialluefter
SU1682605A1 (ru) * 1989-06-19 1991-10-07 Ленинградский Кораблестроительный Институт Направл ющий аппарат турбины
SU1687802A1 (ru) * 1989-07-17 1991-10-30 Ленинградский Кораблестроительный Институт Направл ющий аппарат турбины
JPH0692723B2 (ja) * 1990-03-19 1994-11-16 株式会社日立製作所 軸流流体機械
JPH05312003A (ja) * 1992-05-12 1993-11-22 Hitachi Ltd 軸流形ターボ機械の静翼
US5466120A (en) * 1993-03-30 1995-11-14 Nippondenso Co., Ltd. Blower with bent stays
JP2000204903A (ja) * 1999-01-06 2000-07-25 Hitachi Ltd 軸流型タ―ビン
US6195983B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-06 General Electric Company Leaned and swept fan outlet guide vanes
US6450766B1 (en) * 1999-08-09 2002-09-17 United Technologies Corporation Stator vane blank and method of forming the vane blank

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004300934A (ja) * 2003-03-28 2004-10-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ファン静翼、航空エンジン用ファン、及び航空エンジン
US7101145B2 (en) 2003-03-28 2006-09-05 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Reduced noise aircraft stator vane
US7891943B2 (en) 2005-11-29 2011-02-22 Ishikawajima-Harima Heavy Industries, Co. Ltd. Stator cascade of turbo type fluid machine
JP2011094500A (ja) * 2009-10-27 2011-05-12 Ihi Corp ジェットエンジン用圧縮機及びジェットエンジン
US12492707B2 (en) 2024-03-11 2025-12-09 Carrier Corporation Impeller with variable backsweep angle

Also Published As

Publication number Publication date
EP1333181A4 (en) 2009-04-15
CA2407702A1 (en) 2002-11-24
WO2002103206A1 (en) 2002-12-27
US20030215325A1 (en) 2003-11-20
CA2407702C (en) 2009-08-11
EP1333181B1 (en) 2017-07-12
EP1333181A1 (en) 2003-08-06
US6726445B2 (en) 2004-04-27

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