EP1723339B1 - Compressor of a gas turbine and gas turbine - Google Patents

Abstract

The invention relates to a compressor, particularly a high-pressure compressor, of a gas turbine, particularly of an aircraft engine. The compressor comprises at least one rotor and a number of blades (11, 12), which are assigned to the or to each rotor and which rotate together with the respective rotor. Each blade (11, 12) is delimited, in essence, by a flow entry edge or leading edge (16), a flow exit edge or trailing edge (17), and by a blade surface (20), which extends between the leading edge (16) and the trailing edge (17) while forming a suction side (18) and a pressure side. According to the invention, the leading edges (16) of the blades (11, 12) are slanted at a sweep angle that changes with the height of the respective blade (11, 12) in such a manner that the leading edges (11) comprise, in a radially external area (23) of the same, at least one forward sweep angle, a backward sweep angle or zero-sweep angle following in a radially external manner, and a forward sweep angle following, in a radially external manner, the backward sweep angle or the zero-sweep angle.

Description

Die Erfindung betrifft einen Verdichter einer Gasturbine, insbesondere eines Flugtriebwerks, gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Weiterhin betrifft die Erfindung eine Gasturbine, insbesondere ein Flugtriebwerk, gemäß, dem Oberbegriff des Patentanspruchs 4. Ein solcher Verdichter ist z.b. aus der US-A-2738950 oder der EP-A-1 111 188 bekannt.The invention relates to a compressor of a gas turbine, in particular an aircraft engine, according to the preamble of claim 1. Furthermore, the invention relates to a gas turbine, in particular an aircraft engine, according to the preamble of claim 4. Such a compressor is for example from the US-A-2738950 or the EP-A-1 111 188 known.

Gasturbinen, wie zum Beispiel Flugtriebwerke, bestehen aus mehreren Baugruppen, nämlich einem Lüfter bzw. Fan, vorzugsweise mehreren Verdichtern, einer Brennkammer, sowie vorzugsweise mehreren Turbinen. Zur Verbesserung des Wirkungsgrads und Arbeitsbereichs solcher Gasturbinen ist es erforderlich, alle Subsysteme bzw. Komponenten der Gasturbine zu optimieren. Die hier vorliegende Erfindung betrifft die Verbesserung des Wirkungsgrads bzw. Arbeitsbereichs von Verdichtern, insbesondere von transsonischen Hochdruckverdichtern.Gas turbines, such as aircraft engines, consist of several components, namely a fan or fan, preferably a plurality of compressors, a combustion chamber, and preferably a plurality of turbines. To improve the efficiency and operating range of such gas turbines, it is necessary to optimize all subsystems or components of the gas turbine. The present invention relates to the improvement of the efficiency or working range of compressors, in particular transonic high-pressure compressors.

Verdichter von Gasturbinen bestehen in der Regel aus mehreren in Durchströmung axial hintereinander angeordneten Stufen, wobei jede Stufe von durch einem Rotor zugeordneten, einen Laufschaufelkranz bildenden Laufschaufeln sowie einem Leitschaufelkranz gebildet wird. Die dem Rotor zugeordneten, den Laufschaufelkranz bildenden Laufschaufeln rotieren zusammen mit dem Rotor gegenüber den feststehenden Leitschaufeln und einem ebenfalls feststehend ausgebildeten Gehäuse. Zur Reduzierung von Herstellungskosten werden zunehmend kompakte Bauformen von Verdichtern mit möglichst geringen Stufenzahlen angestrebt. Andererseits steigen aufgrund der stetigen Optimierung des Wirkungsgrads sowie Arbeitsbereichs derartiger Verdichter die Gesamtdruckverhältnisse innerhalb der Gasdruckturbine bzw. des Verdichters und damit die Stufendruckverhältnisse zwischen einzelnen Stufen.Compressors of gas turbines are usually made of a plurality of axially successively arranged in the flow stages, each stage is formed by associated by a rotor, forming a blade ring blades and a vane ring. The blades associated with the rotor and forming the blade ring, together with the rotor, rotate with respect to the stationary vanes and a housing which is also stationary. To reduce manufacturing costs increasingly compact designs of compressors with the lowest possible number of stages are sought. On the other hand, due to the continuous optimization of the efficiency and working range of such compressors, the overall pressure conditions within the gas turbine or the compressor and thus the step pressure ratios between individual stages increase.

Bei zunehmend größer werdenden Stufendruckverhältnissen und zunehmend geringeren Stufenzahlen ergeben sich zwangsläufig höhere Umfangsgeschwindigkeiten der rotierenden Bauteile des Verdichters. Die mit der Reduzierung der Stufenzahl steigenden Drehzahlen führen einerseits zu wachsenden mechanischen Belastungen insbesondere an den mit dem Rotor rotierenden Laufschaufeln und andererseits zu einer sogenannten supersonischen Anströmung der Laufschaufeln sowie zu transsonischen Strömungsverhältnissen innerhalb der Schaufelgitter.With increasingly large step pressure ratios and increasingly lower number of steps inevitably result in higher peripheral speeds of the rotating components of the compressor. The speeds increasing with the reduction of the number of stages lead, on the one hand, to growing mechanical loads, in particular on the rotor blades rotating on the rotor and, on the other hand, to a so-called supersonic flow of the rotor blades and to transonic flow conditions within the blade grid.

Bei derartigen Strömungsverhältnissen bedarf es einer optimierten, aerodynamischen Auslegung eines Verdichters, wobei bei einer solchen aerodynamischen Auslegung insbesondere auf eine sorgfältige Konturierung der Schaufelprofile sowie der Schaufelvorderkante zu achten ist.In such flow conditions, it requires an optimized aerodynamic design of a compressor, with such aerodynamic Design is to pay particular attention to a careful contouring of the blade profiles and the blade leading edge.

Zur Beeinflussung des Stabilitätsverhaltens eines Fans bzw. Lüfters und damit zur Optimierung des Wirkungsgrads sowie Arbeitsbereichs desselben ist es aus dem Stand der Technik bereits bekannt, Fanschaufeln eines Fans im Bereich ihrer Vorderkante im Sinns eines Pfeilungswinkels zu neigen. Dabei unterscheidet man Fanschaufeln, deren Vorderkanten im Sinne einer Vorwärtspfeilung geneigt sind, von solchen Laufschaufeln, deren Vorderkanten im Sinne einer Rückwärtspfeilung geneigt sind. Diesbezüglich kann auf die US 5,167,489 verwiesen werden.In order to influence the stability behavior of a fan or fan and thus to optimize the efficiency and working range of the same, it is already known from the prior art to tilt fan blades of a fan in the region of their leading edge in the sense of a sweep angle. A distinction is made fan blades whose leading edges are inclined in the direction of forward sweeping, of such blades whose leading edges are inclined in the sense of a backward sweep. In this regard, on the US 5,167,489 to get expelled.

Das Dokument US 2 738 950 A betrifft eine Turbomaschine, insbesondere eine Gasturbine, deren Beschaufelung für besonders hohe Gasgeschwindigkeiten vorgesehen ist. Dabei weisen die Schaufeln dreieckige, scharfkantige Strömungsprofile auf. Die Vorder- und Hinterkanten der Schaufelblätter sind zickzackförmig konturiert, wobei an der radial äußeren Laufschaufelblattspitze ein Vorwärtspfeilungswinkel vorliegt, auf den zur Rotornabe hin ein Rückwärtspfeilungswinkel, dann wieder ein Vorwärtspfeilungswinkel usw. folgt, im Sinne einer Zickzacklinie. Die unterschiedlichen Pfsilungswinkel sind über scharfkantige Knicke miteinander verbunden. Eine derartige Schaufelgestaltung hat sich in der Praxis u. a. wegen aerodynamischer Nachteile nie durchsetzen können.The document US 2,738,950 A relates to a turbomachine, in particular a gas turbine whose blading is provided for particularly high gas velocities. The blades have triangular, sharp-edged airfoils. The leading and trailing edges of the airfoils are contoured in a zigzag shape with a forward sweep angle at the radially outer blade tip, followed by a backward sweep angle to the rotor hub, then a forward sweep angle, etc., in the form of a zigzag line. The different fence angles are connected by sharp-edged creases. Such a blade design has never been successful in practice, inter alia because of aerodynamic disadvantages.

Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, einen neuartigen Verdichter einer Gasturbine sowie ein neuartige Gasturbine zu schaffen.On this basis, the present invention is based on the problem to provide a novel compressor of a gas turbine and a novel gas turbine.

Dieses Problem wird dadurch gelöst, dass der eingangs genannte Verdichter durch die Merkmale des kennzeichnenden Teils des Patentanspruchs 1 weitergebildet ist.This problem is solved in that the above-mentioned compressor is further developed by the features of the characterizing part of patent claim 1.

Im Sinne der hiar vorliegenden Erfindung wird der Wirkungsgrad sowie der Arbeitsbereich des Verdichters durch die erfindungsgemäße Ausbildung der Vorderkante der Laufschaufeln optimiert. Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung der Vorderkante der Laufschaufeln ergibt sich eine aerodynamisch optimale Lage einer Stoßwelle bzw. Stoßfront des Verdichters bezüglich der Vorderkante der angeströmten Laufschaufel. Es ist eine Erkenntnis der hier vorliegenden Erfindung, dass die Lage der Stoßfront bzw. Stoßwelle des Verdichters bezüglich der Vorderkante der Laufschaufeln zur Bereitstellung eines optimalen Wirkungsgrads sowie Arbeitsbereichs des Verdichters von Bedeutung ist. Die aus dem Stand der Technik bekannten Pfeilungen der Vorderkanten von Fanschaufeln beeinflussen lediglich die Lage einer Stoßfront bzw. Stoßwelle auf einer Saugseite der Fanschaufeln. Es ist demnach eine Erkenntnis der hier vorliegenden Erfindung, dass durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung der Vorderkanten von Verdichterlaufschaufeln eine optimierte Lage der Stoßfront bezüglich der Vorderkante, nämlich ein Anliegen den Stoßfront an der Vorderkante im radial außenliegenden Bereich, erzielt werden kann.In terms of hiar present invention, the efficiency and the working range of the compressor is optimized by the inventive design of the leading edge of the blades. The inventive design of the leading edge of the blades results in an aerodynamically optimal position of a shock wave or shock front of the compressor with respect to the front edge of the impinged blade. It is a recognition of the present invention that the location of the shock wave of the compressor with respect to the leading edge of the blades is important for providing optimum efficiency and operating range of the compressor. The known from the prior art sweeps the leading edges of fan blades only affect the position of a shock or shock wave on a suction side of the fan blades. It is therefore a finding of the present invention that the inventive design of the leading edges of compressor blades an optimized position of the shock front with respect to the leading edge, namely a concern the shock front at the front edge in the radially outer region, can be achieved.

Die erfindungsgemäße Gasturbine ist im Patentanspruch 4 definiert.The gas turbine according to the invention is defined in claim 4.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:

Fig. 1

einen schematisierten Ausschnitt aus einem erfindungsgemäßen Verdichter in einer Ansicht von radial außen auf zwei Lauf- schaufelprofile des erfindungsgemäßen Verdichters, wobei die beiden Laufschaufelprofile im Querschnitt entlang der bei in etwa 80% der Schaufelhöhe verlaufenden Schnittlinie I-I gemäß Fig. 3 gezeigt sind;

Fig. 2

einen schematisierten Ausschnitt aus einem erfindungsgemäßen Verdichter in einer Ansicht senkrecht zur Saugseite einer Lauf- schaufel des Verdichters; und

Fig. 3

einen schematisierten Ausschnitt aus einem erfindungsgemäßen Verdichter in einer Meridianebenenansicht des verdichters mit zusammen mit der Lage eines Verdichtungsstoßes nahe der Vorder- kante der Laufschaufel.

Preferred embodiments of the invention will become apparent from the dependent claims and the description below. Embodiments of the invention will be described, without being limited thereto, with reference to the drawings. Showing:

Fig. 1

a schematic section of a compressor according to the invention in a view from radially outside on two blade profiles of the compressor according to the invention, wherein the two blade profiles in cross section along at about 80% of the blade height extending cutting line II according to Fig. 3 are shown;

Fig. 2

a schematic section of a compressor according to the invention in a view perpendicular to the suction side of a rotor blade of the compressor; and

Fig. 3

a schematic section of a compressor according to the invention in a meridian plane view of the compressor along with the location of a compression shock near the leading edge of the blade.

Nachfolgend wird die hier vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf Fig. 1 bis 3 in größerem Detail erläutert.Hereinafter, the present invention will be described with reference to FIG Fig. 1 to 3 explained in more detail.

Fig. 1 zeigt einen Ausschnitt aus einem erfindungsgemäßen Verdichter 10 im Bereich von zwei Laufschaufeln 11 und 12 in einer Ansicht von radial außen. In Fig. 2 ist neben den Laufschaufeln 11 und 12 auch eine Rotornabe 13 des Verdichters 10 erkennbar. Die Laufschaufeln 11 und 12 rotieren zusammen mit dem Rotor entlang der durch den Pfeil 14 visualisierten Richtung. Ein Pfeil 15 visualisiert die Durchströmungsrichtung bzw. Anströmrichtung des durch die Laufschaufeln 11 und 12 gebildeten Laufschaufelgitters des Verdichters 10. Die Anströmung des Laufschaufelgitters bzw. der Laufschaufeln 11 und 12 erfolgt dabei vorzugsweise im Überschallbereich, wobei die Abströmung von den Laufschaufeln 11 und 12 im Unterschallbereich erfolgt. Fig. 1 shows a section of a compressor 10 according to the invention in the range of two blades 11 and 12 in a view from radially outside. In Fig. 2 In addition to the blades 11 and 12 and a rotor hub 13 of the compressor 10 can be seen. The blades 11 and 12 rotate together with the rotor along the direction visualized by the arrow 14. An arrow 15 visualizes the direction of flow or direction of flow of the blades formed by the blades 11 and 12 of the compressor 10. The flow of the blade or the blades 11 and 12 takes place preferably in supersonic region, the outflow of the blades 11 and 12 in the subsonic area he follows.

Jede der Laufschaufeln 11 und 12 des Laufschaufelgitters wird im Wesentlichen von einer Strömungseintrittskante bzw. Vorderkante 16, einer Strömungsaustrittskante bzw. Hinterkante 17 und einer zwischen der Vorderkante 16 und der Hinterkante 17 verlaufenden, eine Saugseite 18 und eine Druckseite 19 bildenden Schaufeloberfläche 20 begrenzt. Wie bereits erwähnt, erfolgt die Anströmung der Laufschaufeln 11 und 12 im Bereich der Vorderkanten 16 vorzugsweise im Überschallbereich, die Abströmung derselben im Bereich der Hinterkanten 17 erfolgt vorzugsweise im Unterschallbereich. Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung werden die Vorderkanten 16 der Laufschaufeln 11 und 12 so gestaltet, dass eine gasdynamische Verträglichkeit der Laufschaufeln 11 und 12 mit einem Verdichterstoß gegeben ist. Bei einer derartigen gasdynamischen Verträglichkeit der Laufschaufel 11, 12 mit dem Verdichterstoß liegt eine Stoßfront des Verdichterstoßes im Bereich der Vorderkante 16 der angeströmten Laufschaufel 11 an. So zeigen Fig. 1 und 3 eine Stoßfront 21, die bei erfindungsgemäß ausgebildeten Laufschaufeln an der Vorderkante 16 der angeströmten Laufschaufel 11 anliegt, und zwar in einem radial außenliegenden Bereich der Vorderkante 16. Ein derartiges Anliegen der Stoßfront 21 an der angeströmten Verdichterschaufel 11 ist aerodynamisch und gasdynamisch optimal. Mit der Bezugsziffer 22 ist in Fig. 1 eine von der Vorderkante 16 der angeströmten Laufschaufel 11 beabstandete bzw. abgelöste Stoßfront gezeigt, die sich bei aus dem Stand der Technik bekannten Verdichtern einstellt, deren Laufschaufeln nicht im Sinne der Erfindung ausgebildet sind. Eine derart von der Vorderkante 16 der angeströmten Laufschaufel 11 abgelöste Stoßfront des Verdichterstoßes wird mit der hier vorliegenden Erfindung vermieden, und hierdurch wird der Wirkungsgrad sowie Arbeitsbereich des Verdichters 10 optimiert.Each of the rotor blades 11 and 12 of the rotor blade grid is essentially delimited by a flow inlet edge or front edge 16, a flow outlet edge or trailing edge 17 and a blade surface 20 forming a suction side 18 and a pressure side 19 between the front edge 16 and the trailing edge 17. As already mentioned, the flow of the blades 11 and 12 in the region of the leading edges 16 is preferably in the supersonic range, the outflow thereof in the region of the trailing edges 17 is preferably carried out in the subsonic region. For the purposes of the present invention, the leading edges 16 of the blades 11 and 12 are designed so that a gas-dynamic compatibility of the blades 11 and 12 is given with a compressor surge. In such a gas-dynamic compatibility of the blade 11, 12 with the compressor surge is a shock front of the compressor shock in the region of the leading edge 16 of the impinged blade 11 at. To show Fig. 1 and 3 a shock front 21, which rests in inventively designed blades on the front edge 16 of the impinged blade 11, in a radially outer region of the leading edge 16. Such concerns the shock front 21 on the impinged compressor blade 11 is aerodynamically and gas-dynamically optimal. The reference numeral 22 is in Fig. 1 a spaced from the front edge 16 of the impinged blade 11 or detached shock front shown in prior art known compressors, the blades are not formed in accordance with the invention. Such a front-end 16 of the impinged blade 11 detached shock front of the compressor impeller is avoided with the present invention, and thereby the efficiency and operating range of the compressor 10 is optimized.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung sind die Vorderkanten 16 der Laufschaufeln 11, 12 derart um einen sich mit der Höhe der Laufschaufeln ändernden Pfeilungswinkel geneigt, dass die Vorderkanten 16 in einem radial außenliegenden Bereich derselben zumindest einen Vorwärtspfeilungswinkel, einen sich an den Vorwärtspfeilungswinkel radial außen anschließenden Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel und einen sich an den Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel radial außen anschließenden Vorwärtspfeilungswinkel aufweisen. Dieser Bereich ist in Fig. 2, welche eine Ansicht senkrecht zur Saugseite 18 der Laufschaufel 11 zeigt, mit der Bezugsziffer 23 gekennzeichnet. Die Saugseite 18 der Laufschaufel 11 ist aus Gründen einer übersichtlicheren Darstellung in Fig. 2 schraffiert dargestellt, wohingegen die Saugseite 18 der dahinter positionierten Laufschaufel 12 von der Laufschaufel 11 teilweise verdeckt und nicht-schraffiert dargestellt ist.For the purposes of the present invention, the leading edges 16 of the blades 11, 12 are inclined by a sweeping angle that varies with the height of the blades such that the leading edges 16 at least one forward sweep angle in a radially outward region thereof adjoins the forward sweep angle radially outward Rear sweep angle or zero sweep angle and have a forward sweep angle adjoining the backward sweep angle or zero sweep angle radially outward. This area is in Fig. 2 , which shows a view perpendicular to the suction side 18 of the blade 11, indicated by the reference numeral 23. The suction side 18 of the blade 11 is for reasons of clarity in FIG Fig. 2 hatched, whereas the suction side 18 of the positioned behind the blade 12 is partially hidden by the blade 11 and shown non-hatched.

Der radial außenliegende Bereich 23 der Vorderkanten 16 der Laufschaufeln, in welchem dieselben zumindest den Vorwärtspfeilungswinkel, den sich an den Vorwärtspfeilungswinkel radial außen anschließenden Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel und den sich an den Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel radial außen anschließenden Vorwärtspfeilungswinkel aufweisen, liegt zwischen 60% und 100% der radialen Höhe der Laufschaufeln 11, 12. Vorzugsweise liegt dieser Bereich zwischen 70% und 100% der radialen Höhe der Laufschaufeln 11, 12. Die erfindungsgemäße Konturierung der Vorderkanten 16 der Laufschaufeln 11, 12 betrifft demnach den Bereich der Schaufelspitzen der Laufschaufeln 11, 12 - und zwar ausgehend vom Nabenbereich 13 die letzten 40% bzw. 30% der Laufschaufeln 11, 12.The radially outward region 23 of the leading edges 16 of the blades, in which they have at least the forward sweep angle, the forward sweep angle or zero sweep angle at the forward sweep angle, and the forward sweep angle at the back sweep angle or zero sweep angle, is between 60% and 100%. Preferably, this range is between 70% and 100% of the radial height of the rotor blades 11, 12. The contouring of the leading edges 16 of the blades 11, 12 according to the invention therefore relates to the area of the blade tips of the rotor blades 11, 12 - And, starting from the hub portion 13, the last 40% and 30% of the blades 11, 12th

Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der hier vorliegenden Erfindung weisen die Vorderkanten 16 der Laufschaufel 11, 12 in diesem radial außenliegenden Beriech 23 von radial innen nach radial außen gesehen zuerst einen Vorwärtspfeilungswinkel, dann einen sich an den Vorwärtspfeilungswinkel anschließenden Rückwärtspfeilungswinkel und sodann einen sich an den Rückwärtspfeilungswinkel anschließenden, abermaligen Vorwärtspfeilungswinkel auf. Bevorzugt ist demnach eine Ausgestaltung der Laufschaufeln, bei welchem dieselben innerhalb des radial außenliegenden Bereichs 23 zwei Abschnitte mit Vorwärtspfeilungswinkeln aufweisen, wobei sich zwischen diesen beiden Abschnitten mit einem Vorwärtspfeilungswinkel ein Abschnitt mit einem Rückwärtspfeilungswinkel positioniert ist.According to an advantageous development of the present invention, the leading edges 16 of the blade 11, 12 in this radially outer Beriech 23 seen from radially inside to radially outward first forward sweep angle, then adjoining the Vorwärtspfeilungswinkel Rückwärtspfeilungswinkel and then adjoining the Rückwärtspfeilungswinkel , but forward forward sweep angle. Accordingly, an embodiment of the rotor blades is preferred in which they have two sections with forward sweep angles within the radially outer region 23, wherein a section with a backward sweep angle is positioned between these two sections with a forward sweep angle.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung sollen die Begriffe Vorwärtspfeilungswinkel sowie Rückwärtspfeilungswinkel derart definiert sein, dass eine Laufschaufel 11, 12 an einer Vorderkante 16 dann bei einer gewissen radialen Höhe einen Vorwärtspfeilungswinkel aufweist, wenn ein Punkt an der Vorderkante 16 eines Laufschaufelschnitts bei dieser radialen Höhe gegenüber den Vorderkantenpunkten nabenseitig benachbarter bzw. radial unterhalb benachbarter bzw. radial innerhalb benachbarter Laufschaufelschnitte stromaufwärts positioniert ist. Demgegenüber liegt ein Rückwärtspfeilungswinkel vor, wenn ein Punkt an der Vorderkante 16 des Laufschaufelschnitts bei einer gewissen radialen Höhe gegenüber den Vorderkantenpunkten nabenseitig benachbarter bzw. radial unterhalb benachbarter bzw. radial innerhalb benachbarter Laufschaufelschnitte stromabwärts positioniert ist. Bei einem Nullpfeilungswinkel sind benachbarte Vorderkantenpunkten strömungstechnisch zueinander nicht versetzt ausgerichtet. Die Durchströmungsrichtung ist in Fig. 1 und 3 durch einen Pfeil 24 visualisiert. Der Pfeilungswinkel bezieht sich auf die tatsächliche Anströmrichtung der Laufschaufel.For the purposes of the present invention, the terms forward sweep angle and reverse sweep angle shall be defined such that a blade 11, 12 at a leading edge 16 then has a forward sweep angle at a certain radial height when a point on the leading edge 16 of a blade cut is opposite that radial height the leading edge points is positioned on the hub side adjacent or radially below adjacent or radially within adjacent blade sections upstream. In contrast, there is a backward sweep angle when a point on the leading edge 16 of the blade section is positioned at a certain radial height with respect to the leading edge points adjacent the hub adjacent radially downstream of radially adjacent blade cuts, respectively. At a zero sweep angle, adjacent leading edge points are not fluidly aligned with each other. The flow direction is in Fig. 1 and 3 visualized by an arrow 24. The sweep angle refers to the actual direction of flow of the blade.

In der hier vorliegenden Erfindung verfügt die Vorderkante 16 der Laufschaufeln 11, 12 bei einer Höhe von in etwa 60% bis 80% der radialen Höhe der Laufschaufel 11, 12 über einen Vorwärtspfeilungswinkel. Besonders bevorzugt ist eine Ausführung, bei welcher dieser Vorwärtspfeilungswinkel bei einer Höhe von in etwa 75% der radialen Höhe der Laufschaufel 11, 12 liegt. An diesen Vorwärtspfeilungswinkel schließt sich dann ein Bereich mit einem Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel an, wobei die Vorderkante 16 bei einer Höhe von in etwa 80% bis 90%, insbesondere bei einer radialen Höhe von in etwa 85%, diesen Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel aufweist. An diesen Rückwärtspfeilungswinkel oder Nullpfeilungswinkel schließt sich dann in einem Bereich bei einer radialen Höhe von in etwa 90% bis 100% wiederum ein Bereich der Vorderkante 16 mit einem Vorwärtspfeilungswinkel an. Eine derartige Ausgestaltung der Laufschaufeln 11, 12 ist gasdynamisch bzw. aerodynamisch besonders bevorzugt und gewährleistet ein Anliegen der Stoßwelle eines Verdichtungsstoßes an der angeströmten Laufschaufel. Hierdurch wird der Wirkungsgrad bzw. Arbeitsbereich des Verdichters positiv beeinflusst.In the present invention, the leading edge 16 of the blades 11, 12 at a height of about 60% to 80% of the radial height of the blade 11, 12 over a forward sweep angle. Particularly preferred is an embodiment in which this forward sweep angle is at a height of approximately 75% of the radial height of the blade 11, 12. This forward sweep angle is then followed by an area having a backward sweep angle or zero sweep angle, with the leading edge 16 having that backward sweep angle or null sweep angle at a height of about 80% to 90%, and more preferably at a radial height of about 85%. At this backward sweep angle or zero sweep angle, then in a range at a radial height of approximately 90% to 100%, in turn, a portion of the leading edge 16 adjoins a forward sweep angle. Such a configuration of the rotor blades 11, 12 is particularly preferred gas-dynamically or aerodynamically and ensures a concern of the shock wave of a compression shock to the impinged blade. As a result, the efficiency or working range of the compressor is positively influenced.

Es sei darauf hingewiesen, dass Vorwärtspfeilungswinkel sowie Rückwärtspfeilungswinkel vorzugsweise Werte bis zu 20° aufweisen. Es sind aber auch größere Vorwärtspfeilungswinkel und Rückwärtspfeilungswinkel im Sinne der Erfindung möglich.It should be noted that the forward sweep angle and the back sweep angle preferably have values up to 20 °. However, larger forward sweep angles and backward sweep angles are also possible within the meaning of the invention.

Wie aus der obigen Darstellung der Erfindung ersichtlich ist, betrifft die Erfindung die Konturierung der Schaufelvorderkante in dem radial außenliegenden Bereich 23, der wie bereits erwähnt, zwischen 60% und 100%, bevorzugt zwischen 70% und 100%, der Höhe der Laufschaufel liegt.As can be seen from the above description of the invention, the invention relates to the contour of the blade leading edge in the radially outer region 23, which, as already mentioned, between 60% and 100%, preferably between 70% and 100%, of the height of the blade.

Der Bereich der Schaufelvorderkante 16, der zwischen der Nabe 13 und dem radial außenliegenden Bereich 23 liegt, kann beliebig konturiert sein. So zeigt Fig. 3 schematisiert unterschiedliche Konturierungen der Vorderkante 16 im Bereich zwischen der Nabe 13 und dem erfindungsgemäß konturierten, radial außenliegenden Bereich 23. So ist in Fig. 3 in diesem Bereich zwischen der Nabe 13 und dem radial außenliegenden Bereich 23 in gestrichelter Linienführung eine Rückwärtspfeilung und mit durchgezogener Linienführung eine Vorwärtspfeilung der Vorderkante 16 dargestellt. Hierdurch soll zum Ausdruck gebracht werden, dass die Konturierung der Vorderkante 16 im Bereich zwischen der Nabe 13 und dem erfindungsgemäß konturierten, radial außenliegenden Bereich 23 frei gewählt werden kann. Ebenso kann die Konturierung der Hinterkante 17 frei gewählt werden.The region of the blade leading edge 16, which lies between the hub 13 and the radially outer region 23, can be contoured as desired. So shows Fig. 3 schematically different contours of the leading edge 16 in the region between the hub 13 and the invention contoured, radially outer region 23. Thus, in Fig. 3 in this area between the hub 13 and the radially outer region 23 in dashed lines a backward arrow and with solid lines a forward sweeping the leading edge 16 shown. This is intended to express that the contouring of the front edge 16 in the region between the hub 13 and the radially outwardly contoured region 23 according to the invention can be freely selected. Likewise, the contouring of the trailing edge 17 can be chosen freely.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird demnach eine gasdynamisch sowie aerodynamisch optimierte Beschaufelung von Verdichterrotoren bereitgestellt, wobei insbesondere die radial außenliegenden Schaufelspitzen der Laufschaufeln im Bereich der Vorderkanten im Hinblick auf einen Verdichterstoß gasdynamisch verträglich ausgeführt sind. Die Kopfwelle eines Verdichterstoßes liegt an der Vorderkante der angeströmten Laufschaufel an. Dies wird dadurch erreicht, dass die Vorderkante der Laufschaufel in einem radial außenliegenden Bereich zumindest eine hybride Pfeilung aufweist, wobei diese hybride Pfeilung zumindest von einem vorwärtsgepfeilten Abschnitt und einem sich hieran radial außen anschließenden, rückwärtsgepfeilten Abschnitt gebildet wird.According to the present invention, therefore, a gas-dynamic and aerodynamically optimized blading of compressor rotors is provided, wherein in particular the radially outer blade tips of the blades in the region of the leading edges are designed gas-dynamically compatible with respect to a compressor surge. The head shaft of a compressor shock is applied to the leading edge of the impinged blade. This is achieved in that the leading edge of the blade in a radially outer region has at least one hybrid sweep, wherein this hybrid sweep is formed at least by a forward swept portion and a radially outwardly adjoining rearwardly swept portion.

Es ergeben sich zumindest die folgenden Vorteile: es wird ein besserer Wirkungsgrad des Verdichters erzielt; der Verdichter verfügt über einen erweiterten Betriebsbereich mit gutem Wirkungsgrad und damit über einen breiteren Arbeitsbereich; der Pumpgrenzabstand der Verdichters wird optimiert; das Schwingungsverhalten wird durch die sich einstellende, geänderte radiale Verteilung der Sehnenlänge verbessert; es stellt sich ein verbessertes Anstreifverhalten der Laufschaufeln ein. Wie Fig. 1 und 3 entnommen werden kann, liegt die Stoßfront an der erfindungsgemäß ausgebildeten Laufschaufel im radial außenliegenden, erfindungsgemäß konturierten Bereich der Vorderkante der angeströmten Laufschaufel an. Ein derartiges Anliegen der Stoßfront an der angeströmten Verdichterschaufel ist aerodynamisch und gasdynamisch optimal.There are at least the following advantages: it is achieved a better efficiency of the compressor; the compressor has an extended operating range with good efficiency and thus a wider working range; the surge margin of the compressor is optimized; the vibration behavior is improved by the resulting, changed radial distribution of the chord length; it adjusts to an improved brushing behavior of the blades. As Fig. 1 and 3 can be removed, the shock front is located on the inventively designed blade in the radially outer, according to the invention contoured region of the front edge of the impinged blade. One Such concerns the shock front of the impinged compressor blade is aerodynamically and gas-dynamically optimal.

Claims (4)

1. A compressor, in particular a high-pressure compressor, of a gas turbine, in particular an aircraft engine, having at least one rotor and a plurality of rotor blades (11, 12) associated with the or each rotor and rotating together with the respective rotor, wherein each rotor blade (11, 12) is delimited substantially by a flow-inlet edge or leading edge (16), a flow-outlet edge or trailing edge (17) and a blade surface (20) that extends between the leading edge (16) and the trailing edge (17) and forms a suction side (18) and a pressure side (19), and wherein the leading edges (16) of the rotor blades (11, 12) are inclined about a sweep angle that changes with the height of the respective rotor blade (11, 12) in such a way that the leading edges (11) in a radially external region (23) of the same have a forward sweep angle, a backward sweep angle or zero sweep angle radially externally following the forward sweep angle, and a forward sweep angle radially externally following the backward sweep angle or the zero sweep angle,
   characterised in that
   at a height of approximately 60% to 80% of the radial height of the rotor blades (11, 12) the leading edges (16) have a forward sweep angle, at a height of approximately 80% to 90% of the radial height of the rotor blades (11, 12) the leading edges (16) have a backward sweep angle or a zero sweep angle, and at a height of approximately 90% to 100% of the radial height of the rotor blades (11, 12) the leading edges (16) have a forward sweep angle.
2. A compressor according to claim 2,
   characterised in that
   the radially external region (23) of the leading edges (16), in which the same have at least one forward sweep angle, a backward sweep angle or zero sweep angle following this forward sweep angle, and a forward sweep angle following the backward sweep angle or the zero sweep angle, lies between 65% and 100% of the height of the rotor blade (11, 12).
3. A compressor according to claim 3,
   characterised in that
   the radially external region (23) of the leading edges (16), in which the same have at least one forward sweep angle, a backward sweep angle or zero sweep angle following this forward sweep angle, and a forward sweep angle following the backward sweep angle or the zero sweep angle, lies between 70% and 100% of the height of the rotor blade (11, 12).
4. A gas turbine, in particular an aircraft engine, having at least one compressor, in particular a high-pressure compressor, according to one or more of claims 1 to 3.

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