RU167312U1 - Impeller blade for high speed axial compressor - Google Patents

Impeller blade for high speed axial compressor Download PDF

Info

Publication number
RU167312U1
RU167312U1 RU2016110780U RU2016110780U RU167312U1 RU 167312 U1 RU167312 U1 RU 167312U1 RU 2016110780 U RU2016110780 U RU 2016110780U RU 2016110780 U RU2016110780 U RU 2016110780U RU 167312 U1 RU167312 U1 RU 167312U1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
pen
cross
section
midline
Prior art date
Application number
RU2016110780U
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Виталий Анатольевич Бебин
Виктор Антонович Фатеев
Original Assignee
Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова"
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 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" filed Critical Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова"
Priority to RU2016110780U priority Critical patent/RU167312U1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU167312U1 publication Critical patent/RU167312U1/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F04D29/38—Blades

Landscapes

  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к осевым вентиляторам или компрессорам авиационных газотурбинных двигателей. Лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора содержит основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии аэродинамического профиля, и состоящей по высоте лопатки, по меньшей мере, из двух сопряженных между собой частей. Прилегающая к основанию часть лопатки выполнена с прямолинейным участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий аэродинамических профилей, ограниченных входной и выходной кромками, и получена путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера с линейным изменением значения конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке. Вторая часть лопатки, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности и сопряженная с базовым аэродинамическим профилем поперечного сечения первой части лопатки, выполнена с изогнутым в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий расчетных профилей, ограниченных входной и выходной кромками. Согласно полезной модели конструктивные углы средней линии каждого расчетного профиляThe invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to axial fans or compressors of aircraft gas turbine engines. The impeller blade of a high-speed axial compressor contains a base and a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces associated with the toroidal surfaces of the inlet and outlet edges, which are aerodynamic profiles in the cross section of the pen, the side generators of which are made symmetrical with respect to the midline of the aerodynamic profile, and consisting of at least two blades in height x paired parts. The part of the blade adjacent to the base is made with a straight portion of the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the aerodynamic profiles bounded by the inlet and outlet edges, and obtained by stringing on the axis of the blade of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen with a linear change in the value of the constructive angle of the midline from the input edge to the exit edge. The second part of the blade, adjacent to its peripheral end surface and associated with the basic aerodynamic profile of the cross section of the first part of the blade, is made with a curved in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, a section of the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles bounded by the input and output edges. According to a utility model, the design angles of the midline of each design profile

Description

Полезная модель относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к лопаткам рабочего колеса осевых высокооборотных вентиляторов или компрессоров авиационных газотурбинных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, and specifically to the impeller vanes of axial high-speed fans or compressors of aircraft gas turbine engines.

Лопатки современных компрессоров должны с высокой вероятностью сохранить свою целостность в течение ресурса, достигающего, например, для газотурбинных двигателей гражданских авиалайнеров до 50000 часов. При этом лопатка рабочего колеса должна быть минимальной массы и с тонкими входными и выходными кромками. В таких условиях очень важно получить при работе компрессора на расчетных режимах допустимый уровень переменных напряжений в лопатках. За счет выбора формы лопатки достигается увеличение поперечной жесткости лопатки, перевод резонансных колебаний на нерасчетные режимы и снижение переменных напряжений на расчетных режимах.The blades of modern compressors are likely to maintain their integrity over a lifetime, reaching, for example, for gas turbine engines of civilian airliners up to 50,000 hours. In this case, the impeller blade must be of minimum mass and with thin inlet and outlet edges. Under such conditions, it is very important to obtain an acceptable level of alternating stresses in the blades when the compressor is operating in design conditions. By choosing the shape of the blade, an increase in the lateral stiffness of the blade, the translation of resonant vibrations into off-design modes and a decrease in variable stresses in the design modes are achieved.

При повышенных нагрузках лопатка рабочего колеса работает в проектной точке в условиях трансзвукового или сверхзвукового набегающего потока в средней и периферийной частях пера лопатки. При этом оптимальная форма профиля, используемая для торможения потока в межлопаточном канале лопаточного венца компрессора при работе на режимах с высокой величиной числа Маха набегающего потока, отличается от оптимальной формы, используемой для обеспечения поперечной жесткости лопатки.With increased loads, the impeller blade works at the design point in a transonic or supersonic free flow in the middle and peripheral parts of the feather blade. In this case, the optimal shape of the profile used to slow down the flow in the interscapular channel of the compressor blade blade during operation with high incoming flow Mach numbers is different from the optimal shape used to provide lateral stiffness of the blade.

По этой причине в процессе проектирования лопатки рабочего колеса выбирается компромиссный вариант между профилем, оптимальным для сверхзвукового потока, который обеспечивает достаточно высокий уровень КПД, и профилем, обеспечивающим достаточную поперечную жесткость лопатки рабочего колеса при сохранении ее массы. Для этого проектирование профиля лопатки проводят при условии исключения резонансных колебаний на рабочих режимах компрессора по основной пластиночной форме (U-форма) от возбуждения аэродинамическими следами от лопаток направляющих аппаратов, расположенных по потоку перед рабочим колесом и после него.For this reason, in the design process of the impeller blade, a compromise is chosen between the profile that is optimal for supersonic flow, which provides a sufficiently high level of efficiency, and the profile, which provides sufficient lateral rigidity of the impeller blade while maintaining its mass. To do this, the design of the profile of the blade is carried out under the condition that resonance oscillations are excluded on the compressor operating modes in the main plate shape (U-shape) from excitation by aerodynamic traces from the vanes of the guide vanes located downstream of the impeller and after it.

Известна лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, которая содержит признаки, совпадающие с существенными признаками описываемой полезной модели, а именно: содержащая основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии аэродинамического профиля, выполненной с изогнутой в окружном направлении осью лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий аэродинамических профилей, ограниченных входной и выходной кромками, и полученной путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера с нелинейным изменением значения конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке (патент РФ 154906).A known impeller blade of a high-speed axial compressor, which contains signs that match the essential features of the described utility model, namely: containing a base and a feather with input and output edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces, conjugate with toroidal surfaces of the input and output edges, representing in the cross section of the pen aerodynamic profiles, the side generators of which are made sym ternary relative to the midline of the aerodynamic profile, made with the axis of the blade curved in the circumferential direction, passing through the centers of the segments of the middle lines of the aerodynamic profiles bounded by the inlet and outlet edges, and obtained by stringing on the axis of the blade of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen with a non-linear change in the value of the design angle of the average lines from the input edge to the output edge (RF patent 154906).

В известной лопатке ось выполнена изогнутой по всей высоте лопатки, что позволяет повысить эффективность работы рабочего колеса компрессора на режимах с пониженной частотой его вращения. Однако такое выполнение лопатки подразумевает для обеспечения ее поперечной жесткости утолщение аэродинамического профиля поперечного сечения пера у основания лопатки, что существенно повышает массу рабочего колеса компрессора и негативно влияет на эффективность его работы.In the known blade, the axis is made curved over the entire height of the blade, which improves the efficiency of the compressor impeller in modes with a reduced frequency of rotation. However, this embodiment of the blade implies, to ensure its transverse rigidity, a thickening of the aerodynamic profile of the cross section of the pen at the base of the blade, which significantly increases the mass of the impeller of the compressor and negatively affects its efficiency.

Известна лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, которая содержит признаки, совпадающие с существенными признаками описываемой полезной модели, а именно: содержащая основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии аэродинамического профиля, и состоящей по высоте лопатки из двух сопряженных между собой частей, первая из которых, прилегающая к основанию лопатки, выполнена с прямолинейной осью лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий аэродинамических профилей, ограниченных входной и выходной кромками, и получена путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера, а вторая часть лопатки, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности и сопряженная с базовым аэродинамическим профилем поперечного сечения первой части лопатки, выполнена с изогнутой в окружном направлении осью лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий расчетных аэродинамических профилей, ограниченных входной и выходной кромками (патент US 8807951).A known impeller blade of a high-speed axial compressor, which contains signs that match the essential features of the described utility model, namely: containing a base and a feather with input and output edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces, conjugate with toroidal surfaces of the input and output edges, representing in the cross section of the pen aerodynamic profiles, the side generators of which are made sym ternary relative to the midline of the aerodynamic profile, and consisting in height of the blade of two paired parts, the first of which adjacent to the base of the blade is made with the rectilinear axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the aerodynamic profiles bounded by the input and output edges, and obtained by stringing on the axis of the blade axis of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen, and the second part of the blade adjacent to its peripheral end surface and paired with the base air a single-section cross-sectional profile of the first part of the blade, made with the axis of the blade curved in the circumferential direction, passing through the centers of the segments of the middle lines of the calculated aerodynamic profiles bounded by the inlet and outlet edges (patent US 8807951).

В известной лопатке участок оси первой части лопатки, примыкающей к основанию, выполнен наклонным в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, а участок оси второй части лопатки изогнут в окружном направлении по направлению вращения рабочего колеса, а также в осевом направлении с получением острого угла стреловидности аэродинамического профиля периферийных поперечных сечений пера лопатки. Такое выполнение пера лопатки будет понижать частоту собственных колебаний лопаток по основной пластиночной форме (U-форма) и требует дополнительных мер по обеспечению поперечной жесткости пера, что влечет за собой повышение массы лопатки. Кроме того, смещение периферийного сечения в окружном направлении по направлению вращения рабочего колеса повышает вероятность контакта лопатки с корпусом на маневренных режимах и может привести к пластическим деформациям и даже разрушению лопатки.In the known blade, the axis portion of the first blade portion adjacent to the base is inclined in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, and the axis portion of the second blade portion is bent in the circumferential direction in the direction of rotation of the impeller, as well as in the axial direction to obtain an acute angle the sweep of the aerodynamic profile of the peripheral cross sections of the blade feather. This embodiment of the blade pen will lower the frequency of natural vibrations of the blades in the main plate shape (U-shape) and requires additional measures to ensure lateral stiffness of the pen, which entails an increase in the mass of the blade. In addition, the displacement of the peripheral section in the circumferential direction in the direction of rotation of the impeller increases the likelihood of the blade contacting the housing in maneuvering modes and can lead to plastic deformations and even destruction of the blade.

Наиболее близким аналогом полезной модели является лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, которая содержит признаки, совпадающие с существенными признаками описываемой полезной модели, а именно: содержащая основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии профиля поперечного сечения пера, и состоящей по высоте лопатки, по меньшей мере, из двух сопряженных между собой частей, первая из которых, прилегающая к основанию лопатки, выполнена с прямолинейным участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий профилей поперечного сечения пера, ограниченных входной и выходной кромками, и получена путем нанизывания на ось лопатки стандартных профилей поперечных сечений пера с линейным изменением значения конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке, а вторая часть лопатки, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности и сопряженная с базовым стандартным профилем поперечного сечения пера первой части лопатки, выполнена с изогнутым в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий расчетных профилей поперечных сечений пера, ограниченных входной и выходной кромками (патент US 6899526).The closest analogue of the utility model is the blade of the impeller of a high-speed axial compressor, which contains signs that match the essential features of the described utility model, namely: containing a base and a feather with input and output edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by surfaces pressure and rarefaction associated with the toroidal surfaces of the inlet and outlet edges, which are aerodynamic profiles in the cross section of the pen, the side generators of which are symmetrical with respect to the midline of the cross-sectional profile of the pen, and consisting in height of the scapula of at least two parts interconnected, the first of which adjacent to the base of the scapula is made with a straight section of the axis of the scapula passing through the centers of the segments the middle lines of the cross-sectional profiles of the pen, limited by the input and output edges, and obtained by stringing standard profiles of the cross-sections of the pen with a linear change on the axis of the blade the construction angle of the midline from the input edge to the output edge, and the second part of the blade adjacent to its peripheral end surface and associated with the basic standard profile of the cross section of the pen of the first part of the blade is made with a curved in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, section the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles of the cross sections of the pen, limited by the input and output edges (patent US 6899526).

В известной лопатке в целях снижения аэродинамических потерь в периферийной части пера ось лопатки второй периферийной ее части изогнута и в окружном и в осевом направлениях, причем изгиб оси лопатки в процессе проектирования достигается изменением по высоте лопатки установочного угла «А», образованного между хордой аэродинамического профиля и осью «X».In the known blade, in order to reduce aerodynamic losses in the peripheral part of the pen, the axis of the blade of the second peripheral part is bent both in the circumferential and axial directions, and the bending of the axis of the blade during the design process is achieved by changing the height of the blade of the installation angle “A” formed between the chord of the aerodynamic profile and the X axis.

Такое выполнение лопатки позволяет повысить аэродинамические характеристики лопатки за счет снижения перетекания потока через зазор между торцевой поверхностью лопатки и статором компрессора. Однако изгиб оси лопатки в осевом направлении предполагает выполнение пера лопатки с прямой стреловидностью, направленной навстречу потоку воздуха, как это показано на фиг. 1 описания патента. При таком выполнении лопатки технической проблемой является снижение поперечной жесткости периферийной части лопатки, поэтому для исключения резонансных колебаний на рабочих режимах компрессора по основной пластиночной форме (U-форма) от возбуждения аэродинамическими следами от лопаток направляющих аппаратов, расположенных по потоку перед рабочим колесом и после него, необходимо вместо оптимального аэродинамического профиля поперечного сечения пера использовать в периферийной части лопатки жесткий утолщенный профиль, что повышает весогабаритные характеристики рабочего колеса и, соответственно, снижает экономические показатели.This embodiment of the blade allows to increase the aerodynamic characteristics of the blade by reducing the flow of flow through the gap between the end surface of the blade and the compressor stator. However, bending the axis of the blade in the axial direction involves performing a feather of the blade with a direct sweep directed towards the air flow, as shown in FIG. 1 patent description. With such a design of the blade, the technical problem is to reduce the lateral rigidity of the peripheral part of the blade, therefore, to exclude resonant vibrations in the compressor operating modes in the main plate form (U-shape) from excitation by aerodynamic traces from the vanes of the guide vanes located downstream of the impeller and after it , instead of the optimal aerodynamic profile of the cross section of the pen, it is necessary to use a rigid thickened profile in the peripheral part of the blade, which increases characteristics overall weight and dimensions of the impeller and correspondingly reduces the economic indicators.

Техническим результатом полезной модели является повышение поперечной жесткости лопатки рабочего колеса при сохранении ее массы для исключения резонансных колебаний на рабочих режимах компрессора по основной пластиночной форме (U-форма) от возбуждения аэродинамическими следами от лопаток направляющих аппаратов.The technical result of the utility model is to increase the lateral stiffness of the impeller blades while maintaining its mass to exclude resonant vibrations in the compressor operating modes in the main plate form (U-form) from excitation by aerodynamic traces from the guide vanes.

Указанный технический результат достигается тем, что лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора содержит основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии аэродинамического профиля, и состоящей по высоте лопатки, по меньшей мере, из двух сопряженных между собой частей, первая из которых, прилегающая к основанию лопатки, выполнена с прямолинейным участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий аэродинамических профилей, ограниченных входной и выходной кромками, и получена путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера с линейным изменением значения конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке, а вторая часть лопатки, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности и сопряженная с базовым аэродинамическим профилем поперечного сечения первой части лопатки, выполнена с изогнутым в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий расчетных профилей, ограниченных входной и выходной кромками.The specified technical result is achieved by the fact that the impeller blade of a high-speed axial compressor contains a base and a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by pressure and rarefaction surfaces conjugated with toroidal surfaces of the input and output edges, which is in the cross section of the pen, aerodynamic profiles, the side generators of which are symmetrical about the midline of the aerodynamic profile , and consisting of the height of the blade, at least two conjugated parts, the first of which is adjacent to the base of the blade, made with a straight section of the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the aerodynamic profiles, limited by the input and output edges, and obtained by stringing on the axis of the blade axis of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen with a linear change in the value of the design angle of the midline from the input edge to the output edge, and the second part of the blade adjacent to e e of the peripheral end surface and associated with the basic aerodynamic cross-sectional profile of the first part of the blade, is made with a curved in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, a section of the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles bounded by the input and output edges.

Согласно полезной модели конструктивные углы средней линии каждого расчетного профиля поперечного сечения пера второй части лопатки выполнены с нелинейным изменением их значения от входной кромки к выходной кромке, причем окружная координата Y(xo,zo) центров отрезков средних линий расчетных профилей поперечных сечений пера второй части лопатки определяется следующим соотношением:According to the utility model, the design angles of the midline of each calculated cross-sectional profile of the feather of the second part of the blade are made with non-linear change in their value from the input edge to the output edge, and the circumferential coordinate Y (x o , z o ) of the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles of the cross sections of the pen of the second parts of the scapula is determined by the following ratio:

Y(xo,zo)=(X2-X1)×fрасч(xo,zo)+Ω1(zo)×H, гдеY (x o , z o ) = (X 2 -X 1 ) × f calculation (x o , z o ) + Ω 1 (z o ) × H, where

Х1 - осевая координата точки пересечения средней линии и входной кромки базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, сопрягаемого с расчетным профилем поперечного сечения пера второй части лопатки;X 1 - the axial coordinate of the point of intersection of the middle line and the input edge of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula, mating with the calculated profile of the cross section of the pen of the second part of the scapula;

Х2 - осевая координата точки пересечения средней линии и выходной кромки базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, сопрягаемого с расчетным профилем поперечного сечения пера второй части лопатки;X 2 - the axial coordinate of the point of intersection of the midline and the output edge of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula, mating with the calculated profile of the cross section of the pen of the second part of the scapula;

fpaсч(xo, zo) - относительная окружная координата средней линии расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки;f pa (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midline of the calculated cross-sectional profiles of the pen of the second part of the scapula;

хо - относительная осевая координата средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки;x about - the relative axial coordinate of the midline of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula;

Ω1(zo) - величина смещения относительной окружной координаты средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки относительно средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, без учета смещения за счет изменения величины конструктивного угла;Ω 1 (z o ) is the offset of the relative circumferential coordinate of the middle lines of the calculated cross-sectional profiles of the feather of the second part of the blade relative to the middle line of the basic standard cross-sectional profile of the feather of the first part of the blade, without taking into account the offset by changing the value of the structural angle;

zo - относительная координата по высоте оси второй части лопатки, определяемая соотношением zo=h/Н, гдеz o is the relative coordinate along the height of the axis of the second part of the scapula, determined by the ratio z o = h / N, where

h - текущая координата центров отрезков средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера по высоте лопатки;h is the current coordinate of the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles of the cross section of the pen along the height of the scapula;

Н - высота второй части лопатки по ее оси от периферийной поверхности пера лопатки до расчетного профиля поперечного сечения пера второй части лопатки, сопрягаемого с базовым стандартным профилем поперечного сечения пера первой части лопатки,H is the height of the second part of the scapula along its axis from the peripheral surface of the pen of the scapula to the calculated cross-sectional profile of the pen of the second part of the scapula, mating with the basic standard cross-sectional profile of the pen of the first part of the scapula,

при этом относительная осевая координата xo средней линии базового стандартного профиля определяется соотношением:while the relative axial coordinate x o of the midline of the base standard profile is determined by the ratio:

хо=(х-Х1)/(Х2-Х1), гдеx o = (x-X 1 ) / (X 2 -X 1 ), where

х - текущая осевая координата средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера по длине лопатки,x is the current axial coordinate of the midline of the base standard profile of the cross section of the pen along the length of the scapula,

величина смещения Ω1(zo) относительной окружной координаты средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки определяется как:the displacement value Ω 1 (z o ) of the relative circumferential coordinate of the middle lines of the calculated profiles of the cross section of the pen of the second part of the blade is defined as:

Ω1(zo)=C1(3zo 2-2zo 3)+C2(zo 3-2zo 2+zo)+C3(zo 3-zo 2), где:Ω 1 (z o ) = C 1 (3z o 2 -2z o 3 ) + C 2 (z o 3 -2z o 2 + z o ) + C 3 (z o 3 -z o 2 ), where:

С1 - константа первого слагаемого, выбираемая в пределах 0,10-0,30;C 1 is the constant of the first term, chosen in the range of 0.10-0.30;

С2 - константа второго слагаемого, выбираемая в пределах от - 0,10 до 0,10;C 2 is the constant of the second term, selected in the range from - 0.10 to 0.10;

С3 - константа третьего слагаемого, выбираемая в пределах 0,20-0,75,C 3 - the constant of the third term, selected in the range of 0.20-0.75,

а относительная окружная координата fрасч(xo,zo) средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки определяется как:and the relative circumferential coordinate f calc (x o , z o ) of the middle lines of the calculated profiles of the cross section of the pen of the second part of the blade is defined as:

fpacч(xo,zo)=f1(xo,zo)+Ω2(xo,zo), гдеf pach (x o , z o ) = f 1 (x o , z o ) + Ω 2 (x o , z o ), where

f1(xo,zo) - относительная окружная координата средней линии базового стандартного профиля первой части лопатки;f 1 (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midline of the base standard profile of the first part of the scapula;

Ω2(xo,zo) - величина смещения относительной окружной координаты средней линии расчетного профиля поперечного сечения пера относительно средней линии базового профиля за счет изменения значения конструктивного угла, причем эта величина определяется по формуле:Ω 2 (x o , z o ) is the offset of the relative circumferential coordinate of the midline of the calculated profile of the cross section of the pen relative to the midline of the base profile due to a change in the value of the structural angle, and this value is determined by the formula:

Q2(xo,zo)=(xo m×n-xo n×m)/(n-m)×(B1zo+B2zo 2), гдеQ 2 (x o , z o ) = (x o m × nx o n × m) / (nm) × (B 1 z o + B 2 z o 2 ), where

В1 - константа первого слагаемого формулы, которая выбирается в пределах от 0 до 0,05;In 1 - the constant of the first term of the formula, which is selected in the range from 0 to 0.05;

В2 - константа второго слагаемого формулы, которая выбирается в пределах 0,07 - 0,20;In 2 - the constant of the second term of the formula, which is selected in the range of 0.07 - 0.20;

m - показатель степени распределения кривизны средней линии расчетного профиля, который выбирается в пределах 1,2-2,4;m is an indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline of the calculated profile, which is selected in the range of 1.2-2.4;

n - поправочный показатель степени распределения кривизны средней линии, который выбирается в пределах 2,6-5,0.n is a correction indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline, which is selected in the range of 2.6-5.0.

Выполнение лопатки рабочего колеса компрессора в соответствии с описанными выше соотношениями позволяет обеспечить достаточную поперечную жесткость пера лопатки без существенного увеличения весогабаритных характеристик рабочего колеса и сохранить оптимальные аэродинамические характеристики поперечного сечения пера лопатки по всей ее высоте.The execution of the blades of the compressor impeller in accordance with the above ratios allows us to provide sufficient lateral stiffness of the blade feather without significantly increasing the weight and size characteristics of the impeller and to maintain optimal aerodynamic characteristics of the cross section of the blade feather over its entire height.

Сущность полезной модели поясняется чертежами, гдеThe essence of the utility model is illustrated by drawings, where

на фиг. 1 представлено меридиональное сечение компрессора с двумя статорными венцами и одним рабочим колесом;in FIG. 1 shows a meridional section of a compressor with two stator crowns and one impeller;

на фиг. 2 представлен общий вид лопатки в аксонометрии;in FIG. 2 shows a general view of the scapula in a perspective view;

на фиг. 3 представлен вид пера лопатки со стороны периферийной торцевой поверхности;in FIG. 3 shows a view of a feather blade from the side of the peripheral end surface;

на фиг. 4 представлен вид пера лопатки в системе координат X-Z;in FIG. 4 is a view of a blade pen in an X-Z coordinate system;

на фиг. 5 представлен вид пера лопатки в системе координат Y-Z;in FIG. 5 is a view of a blade pen in a Y-Z coordinate system;

на фиг. 6 показаны графики распределения по высоте лопатки величины относительного смещения в окружном направлении центров отрезков средних линий расчетных профилей пера;in FIG. 6 shows graphs of the distribution along the blade height of the relative displacement in the circumferential direction of the centers of the segments of the midlines of the calculated pen profiles;

на фиг. 7 показана диаграмма линий постоянного уровня статических напряжений со стороны поверхности разряжения лопатки;in FIG. 7 shows a line diagram of a constant level of static stresses from the side of the blade rarefaction surface;

на фиг. 8 показана диаграмма Кэмпбелла для описываемой лопатки в сравнении с лопаткой аналога;in FIG. 8 shows a Campbell diagram for the described blade in comparison with the analog blade;

на фиг. 9 представлены диаграммы линий постоянного уровня U-формы, соответствующих частотам собственных колебаний лопатки аналога и описываемой лопатки.in FIG. 9 shows diagrams of lines of a constant level of the U-shape corresponding to the natural frequencies of the analogue blade and the described blade.

Рабочий венец высокооборотного осевого компрессора содержит рабочее колесо 1 с лопатками 2, имеющими основание 3 и перо 4 с входной кромкой 5 и выходной кромкой 6, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой 7, образованной поверхностью давления 8 и поверхностью разряжения 9, сопряженными с тороидальными поверхностями входной кромки 5 и выходной кромки 6.The working crown of a high-speed axial compressor comprises an impeller 1 with blades 2 having a base 3 and a feather 4 with an inlet edge 5 and an outlet edge 6 made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape 7 formed by a pressure surface 8 and a discharge surface 9, conjugated with toroidal surfaces of the input edge 5 and the output edge 6.

Телесная форма 7 лопатки 2 представляет собой в поперечном сечении пера 4 аэродинамические профили 10, боковые образующие 11 которых выполнены симметричными относительно средней линии 12 аэродинамического профиля 10, и состоит по высоте лопатки 2, по меньшей мере, из двух сопряженных между собой частей. Первая часть 13 лопатки 2, прилегающая к основанию 3, выполнена с прямолинейной осью 14 лопатки, проходящей через центры 15 отрезков средних линий 12 стандартных профилей 10, ограниченных входной и выходной кромками 5 и 6, и получена путем нанизывания на ось 14 лопатки стандартных профилей 10 поперечных сечений пера 4, которые выполнены с линейным изменением значения конструктивного угла βb средней линии 12 от входной кромки 5 к выходной кромке 6.The body shape 7 of the blade 2 is in the cross section of the pen 4 aerodynamic profiles 10, the side generators 11 of which are made symmetrical with respect to the midline 12 of the aerodynamic profile 10, and consists of at least two paired parts along the height of the blade 2. The first part 13 of the blade 2, adjacent to the base 3, is made with a straight axis 14 of the blade passing through the centers of 15 segments of the middle lines 12 of the standard profiles 10, limited by the input and output edges 5 and 6, and obtained by stringing on the axis 14 of the blade of the standard profiles 10 cross sections of pen 4, which are made with a linear change in the value of the structural angle β b of the midline 12 from the input edge 5 to the output edge 6.

Вторая часть 16 лопатки 2, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности 17, сопрягается с базовым стандартным профилем 18 поперечного сечения пера 4 первой части 13 лопатки на высоте 1/3 общей высоты лопатки 2 от основания 3 до периферийной торцевой поверхности 17. Вторая часть 16 лопатки 2 выполнена с изогнутым в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, участком оси 14 лопатки 2, проходящей через центры 19 отрезков средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечного сечения пера 4, ограниченных входной и выходной кромками 5 и 6.The second part 16 of the blade 2, adjacent to its peripheral end surface 17, mates with the basic standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part 13 of the blade at a height of 1/3 of the total height of the blade 2 from the base 3 to the peripheral end surface 17. The second part 16 of the blade 2 is made with a curved in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, a section of the axis 14 of the blade 2, passing through the centers 19 of the segments of the middle lines 20 of the calculation profiles 21 of the cross section of the pen 4, limited input and output edges 5 and 6.

Конструктивные углы βb средней линии 19 от входной кромки 5 к выходной кромке 6 каждого расчетного профиля 21 второй части 16 лопатки 2 выполнены с нелинейным изменением их значения, причем окружная координата Y(xo,zo) центров 19 отрезков средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечных сечений пера 4 второй части 16 лопатки 2 определяется следующим соотношением:The structural angles β b of the middle line 19 from the input edge 5 to the output edge 6 of each design profile 21 of the second part 16 of the blade 2 are made with non-linear changes in their values, and the circumferential coordinate Y (x o , z o ) of the centers 19 of the segments of the middle lines 20 of the design profiles 21 cross sections of pen 4 of the second part 16 of the blade 2 is determined by the following ratio:

Y(xo,zo)=(Х2-Х1)×fpacч(xo,zo)+Ω1(zo)×Н, гдеY (x o , z o ) = (X 2 -X 1 ) × f pach (x o , z o ) + Ω 1 (z o ) × H, where

Х1 - осевая координата точки пересечения средней линии 12 и входной кромки 5 базового стандартного профиля 18 поперечного сечения пера 4 первой части 13 лопатки 2, сопрягаемого с расчетным профилем 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2;X 1 - the axial coordinate of the point of intersection of the midline 12 and the input edge 5 of the base standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part 13 of the blade 2, mating with the calculated profile 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blade 2;

Х2 - осевая координата точки пересечения средней линии 12 и выходной кромки 6 базового стандартного профиля 18 поперечного сечения пера 4 первой части 13 лопатки 2, сопрягаемого с расчетным профилем 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2;X 2 is the axial coordinate of the point of intersection of the midline 12 and the output edge 6 of the basic standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part 13 of the blade 2, mating with the calculated profile 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blade 2;

fpaсч(xo,zo) - относительная окружная координата средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечных сечений пера 4;f pasch (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midlines 20 of the calculated profiles 21 of the cross sections of pen 4;

xo - относительная осевая координата средней линии 12 базового стандартного профиля 18 поперечного сечения пера 4 первой части 13 лопатки 2;x o is the relative axial coordinate of the midline 12 of the base standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part 13 of the blade 2;

Ω1(zo) - величина смещения относительной окружной координаты средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2 относительно средней линии 12 базового стандартного профиля 18 поперечного сечения пера 4 первой части 13 лопатки 2, без учета смещения за счет изменения величины конструктивного угла βр;Ω 1 (z o ) is the offset value of the relative circumferential coordinate of the middle lines 20 of the calculated profiles 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blade 2 relative to the middle line 12 of the basic standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part 13 of the blade 2, without taking into account the offset due to changes in the value of the structural angle β p ;

zo - относительная координата по высоте оси 14 второй части 16 лопатки 2, определяемая соотношением zo=h/Н, гдеz o is the relative coordinate along the height of the axis 14 of the second part 16 of the blade 2, determined by the ratio z o = h / N, where

h - текущая координата центров 19 отрезков средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечного сечения пера 4 по высоте лопатки 2;h is the current coordinate of the centers 19 segments of the middle lines 20 of the calculated profiles 21 of the cross section of the pen 4 along the height of the blade 2;

Н - высота второй части 16 лопатки 2 по оси 14 от периферийной поверхности 17 лопатки 2 до расчетного профиля 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2, сопрягаемого с базовым стандартным профилем 18 поперечного сечения пера 4 первой части лопатки 13.H is the height of the second part 16 of the blades 2 along the axis 14 from the peripheral surface 17 of the blades 2 to the calculated profile 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blades 2, mating with the base standard profile 18 of the cross section of the pen 4 of the first part of the blades 13.

Относительная осевая координата xo средней линии 12 базового стандартного профиля 18 определяется соотношением:The relative axial coordinate x o of the midline 12 of the base standard profile 18 is determined by the ratio:

xo=(х-Х1)/(Х2-Х,), гдеx o = (x-X 1 ) / (X 2 -X,), where

х - текущая осевая координата средней линии 12 базового стандартного профиля 18 поперечного сечения пера 4 по длине лопатки 2.x is the current axial coordinate of the midline 12 of the base standard profile 18 of the cross section of the pen 4 along the length of the blade 2.

Величина смещения Ω1(zo) относительной окружной координаты средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2 определяется как:The displacement value Ω 1 (z o ) of the relative circumferential coordinate of the middle lines 20 of the calculated profiles 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blade 2 is defined as:

Ω1(zo)=C1(3zo 2-2zo 3)+C2(zo 3-2zo 2+zo)+C3(zo 3-zo 2), где:Ω 1 (z o ) = C 1 (3z o 2 -2z o 3 ) + C 2 (z o 3 -2z o 2 + z o ) + C 3 (z o 3 -z o 2 ), where:

С1 - константа первого слагаемого, равная значению функции Ω1 при zo=1, выбирается в пределах 0,10-0,30;With 1 - the constant of the first term, equal to the value of the function Ω 1 at z o = 1, is selected in the range of 0.10-0.30;

С2 - константа второго слагаемого, равная первой производной функции Ω1 при zo=0, выбирается в пределах от - 0,10 до 0,10;C 2 - the constant of the second term, equal to the first derivative of the function Ω 1 at z o = 0, is selected in the range from - 0.10 to 0.10;

С3 - константа третьего слагаемого, равная первой производной функции Ω1 при zo=1, выбирается в пределах 0,20-0,75.C 3 - the constant of the third term, equal to the first derivative of the function Ω 1 at z o = 1, is selected in the range 0.20-0.75.

Относительная окружная координата fpacч(xo,zo) средних линий 20 расчетных профилей 21 поперечного сечения пера 4 второй части 16 лопатки 2 определяется как:The relative circumferential coordinate f pach (x o , z o ) of the middle lines 20 of the calculated profiles 21 of the cross section of the pen 4 of the second part 16 of the blade 2 is defined as:

fpacч(xo,zo)=f1(xo,zo)+Ω2(xo,zo), гдеf pach (x o , z o ) = f 1 (x o , z o ) + Ω 2 (x o , z o ), where

f1(xo,zo) - относительная окружная координата средней линии 12 базового стандартного профиля 18 первой части 13 лопатки 2;f 1 (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midline 12 of the base standard profile 18 of the first part 13 of the blade 2;

Ω2(xo,zo) - величина смещения относительной окружной координаты средней линии 20 расчетного профиля 21 относительно средней линии 12 базового стандартного профиля 18 за счет изменения значения конструктивного угла βp, определяемая по формуле:Ω 2 (x o , z o ) is the offset of the relative circumferential coordinate of the midline 20 of the calculated profile 21 relative to the midline 12 of the base standard profile 18 due to a change in the value of the structural angle β p , determined by the formula:

Ω2(xo,zo)=(xo m⋅n-хo n⋅m)/(n-m)⋅(B1zo+B2zo 2), гдеΩ 2 (x o , z o ) = (x o m ⋅n-х o n ⋅m) / (nm) ⋅ (B 1 z o + B 2 z o 2 ), where

В1 - константа первого слагаемого формулы, которая выбирается в пределах от 0 до 0,05;In 1 - the constant of the first term of the formula, which is selected in the range from 0 to 0.05;

В2 - константа второго слагаемого формулы, которая выбирается в пределах 0,07 - 0,20;In 2 - the constant of the second term of the formula, which is selected in the range of 0.07 - 0.20;

m - показатель степени распределения кривизны средней линии 20 расчетного профиля 21, который выбирается в пределах 1,2-2,4;m is an indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline 20 of the calculation profile 21, which is selected in the range of 1.2-2.4;

n - поправочный показатель степени распределения кривизны средней линии 20, который выбирается в пределах 2,6-5,0.n is a correction indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline 20, which is selected in the range of 2.6-5.0.

На стадии профилирования лопатки 2 рабочего колеса 1 компрессора определяется геометрия профиля ее поперечного сечения, которая должна обеспечивать на выходе из лопатки 2 требуемое распределение по высоте лопатки 2 значений степени повышения полного давления, расхода воздуха и эффективности происходящих в межлопаточных каналах процессов. В начале профилирования лопатки 2 определяют пространственную форму ее скелетной поверхности нулевой толщины, построенной по высоте пера 4 в первой части 13 лопатки 2 средними линиями 12 стандартного профиля 10 поперечного сечения пера 4.At the stage of profiling the blades 2 of the impeller 1 of the compressor, the geometry of the profile of its cross section is determined, which should provide the required distribution over the height of the blades 2 of the degree of increase in the total pressure, air flow and the efficiency of the processes occurring in the interscapular channels. At the beginning of the profiling of the blade 2, the spatial shape of its skeletal surface of zero thickness is determined, built along the height of the pen 4 in the first part 13 of the blade 2 by the middle lines 12 of the standard profile 10 of the cross section of the pen 4.

Форма средних линий 12 определяется значениями конструктивных углов βb, изменяющихся линейно от входного угла βb1 на входной кромке 5 до выходного угла βb2 на выходной кромке 6. Затем с помощью известных методов - расчетным или табличным, с учетом заданного значения скорости потока, оптимальных аэродинамических характеристик, статической прочности лопатки 2 и ее массовой характеристики определяются стандартные аэродинамические профили 10 поперечного сечения телесной формы 7, ограниченные боковыми образующими линиями 11.The shape of the middle lines 12 is determined by the values of the structural angles β b , varying linearly from the input angle β b1 at the input edge 5 to the output angle β b2 at the output edge 6. Then, using known methods, calculated or tabular, taking into account the specified value of the flow velocity, optimal aerodynamic characteristics, static strength of the blade 2 and its mass characteristics are determined by the standard aerodynamic profiles 10 of the cross section of the solid form 7, limited by the side generatrix lines 11.

Стандартные профили 10 центрами 15 отрезков средних линий 12, ограниченных входной и выходной кромками 5 и 6, нанизываются на прямолинейный участок оси 14 лопатки 2 вдоль ее высоты, в результате чего образуется телесная форма 7 первой части 13 лопатки, образованная поверхностью давления 8 и поверхностью разряжения 9, сопряженными с тороидальными поверхностями входной кромки 5 и выходной кромки 6. Для увеличения поперечной жесткости и уменьшения продольной жесткости лопатки 2 вторая часть лопатки 16 выполняется со смещением расчетных средних линий 20 аэродинамических профилей 10 вдоль тангенциальной оси Y, так что проекция оси 14 лопатки 2 на плоскость YZ становится изогнутой, как это показано на фиг. 5.Standard profiles of 10 centers 15 segments of the middle lines 12, limited by the input and output edges 5 and 6, are strung on a straight section of the axis 14 of the blade 2 along its height, resulting in a solid shape 7 of the first part 13 of the blade, formed by the pressure surface 8 and the rarefaction surface 9, associated with the toroidal surfaces of the input edge 5 and the output edge 6. To increase the lateral stiffness and decrease the longitudinal stiffness of the blade 2, the second part of the blade 16 is performed with the offset of the calculated midlines 20 of the aerodynamic profiles 10 along the tangential axis Y, so that the projection of the axis 14 of the blade 2 on the YZ plane becomes curved, as shown in FIG. 5.

Изменение общей величины смещения расчетных средних линий 20 по высоте лопатки 2 вдоль тангенциальной оси, т.е. в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, задается суммой величин смещений Ω1 и Ω2. При выборе величины смещения Ω1, определяющей смещение линий профилей постоянное по хорде, наиболее эффективным с точки зрения увеличения поперечной жесткости лопатки является выбор значения константы третьего слагаемого С3 в пределах от 0,20 до 0,75, при величине относительной координаты по высоте оси второй части лопатки zo равной 1. Для перераспределения уровня возбуждения от аэродинамических следов направляющих лопаток при резонансных колебаниях по изгибным и крутильным формам при сохранении аэродинамических параметров рабочего колеса значение константы первого слагаемого C1 выбирается в пределах от 0,1 до 0,3 при величине относительной координаты по высоте оси второй части лопатки zo равной 1.Change in the total displacement of the calculated midlines 20 along the height of the blade 2 along the tangential axis, i.e. in the circumferential direction, opposite to the direction of rotation of the impeller, is set by the sum of the displacements Ω 1 and Ω 2 . When choosing the displacement value Ω 1 , which determines the displacement of the profile lines constant along the chord, the most effective from the point of view of increasing the lateral stiffness of the blade is the choice of the constant value of the third term C 3 in the range from 0.20 to 0.75, with the value of the relative coordinate along the axis height the second part of the blade z o equal to 1. To redistribute the level of excitation from the aerodynamic traces of the guide vanes during resonance vibrations in bending and torsional forms while maintaining the aerodynamic parameters of the working number If the value of the constant of the first term C 1 is selected in the range from 0.1 to 0.3 with the value of the relative coordinate along the height of the axis of the second part of the blade z o equal to 1.

Выбор конкретного значения константы С1 в указанных пределах определяется в зависимости от удлинения лопаток (отношение высоты лопатки к хорде), относительной максимальной толщины лопатки, а также от величины необходимой частоты U-формы, которая определяется максимальной частотой вращения и числом соседних лопаток направляющего аппарата. На фиг. 6 линии показывают предельные формы оси лопаток при задании величины смещения Ω1.The choice of a specific value of the constant C 1 within the indicated limits is determined depending on the elongation of the blades (the ratio of the height of the blade to the chord), the relative maximum thickness of the blade, and also on the magnitude of the required frequency of the U-shape, which is determined by the maximum speed and the number of adjacent vanes of the guide vane. In FIG. 6 lines show the limiting forms of the axis of the blades when setting the displacement value Ω 1 .

При выборе величины смещения Ω2, определяющей смещение линий профилей за счет нелинейного изменения конструктивного угла от входного угла βр1 до выходного угла βр2, увеличение поперечной жесткости лопатки добиваются с учетом сохранения оптимальных аэродинамических параметров рабочего колеса.When choosing the displacement value Ω 2 , which determines the displacement of the profile lines due to a nonlinear change in the structural angle from the input angle β p1 to the output angle β p2 , an increase in the lateral stiffness of the blade is achieved taking into account the preservation of the optimal aerodynamic parameters of the impeller.

Для выявления возможности достижения технического результата полезной модели по сравнению с аналогом были смоделированы четыре лопатки с одинаковыми базовыми профилями на всех радиусах по высоте лопатки. Одна из лопаток, выполненная согласно полезной модели с минимальной величиной смещения в окружном направлении, соответствует линии 22 на фиг. 6, другая лопатка, выполненная согласно полезной модели с промежуточной величиной смещения в окружном направлении, соответствует линии 23, третья лопатка, выполненная согласно полезной модели с максимальной величиной смещения в окружном направлении, соответствует линии 24, а четвертая лопатка выполнена со смещением оси лопатки в окружном и осевом направлениях с получением углов стреловидности и двугранных углов согласно аналогу.To identify the feasibility of achieving a technical result of a utility model, four blades with the same basic profiles at all radii along the height of the blade were modeled in comparison with the analogue. One of the blades, made according to a utility model with a minimum displacement in the circumferential direction, corresponds to line 22 in FIG. 6, another blade made according to a utility model with an intermediate displacement in the circumferential direction corresponds to line 23, a third blade made according to a utility model with a maximum displacement in the circumferential direction corresponds to line 24, and a fourth blade made with an offset of the axis of the blade in and axial directions to obtain the sweep angles and dihedral angles according to the analogue.

Вариант выполнения лопатки, соответствующий граничному значению с наибольшими смещениями Ω1 и Ω2 в окружном направлении (линия 24), ограничен величиной допустимых статических напряжений 37 кГ/мм2, изолинии которых показаны на фиг. 7 со стороны поверхности разряжения. Увеличение смещений Ω1 и Ω2 в окружном направлении за пределы линии 24 вызовет необходимость увеличения толщины лопатки в зоне максимальных напряжений, что приведет к снижению аэродинамических параметров и увеличению массы компрессора.The blade embodiment corresponding to the boundary value with the greatest displacements Ω 1 and Ω 2 in the circumferential direction (line 24) is limited by the allowable static stresses of 37 kg / mm 2 , the isolines of which are shown in FIG. 7 from the side of the discharge surface. An increase in the displacements Ω 1 and Ω 2 in the circumferential direction outside line 24 will necessitate an increase in the thickness of the blade in the zone of maximum stresses, which will lead to a decrease in aerodynamic parameters and an increase in the mass of the compressor.

Уменьшение смещений Ω1 и Ω2 в окружном направлении за пределы линии 22 вызовет уменьшение частоты колебаний по U-форме и приведет к недостаточному запасу по частоте колебаний. Для иллюстрации этого построена диаграмма Кэмпбелла (фиг. 8), на которой изображены графические зависимости частоты собственных колебаний, соответствующих U-форме для каждой лопатки, от частоты вращения компрессора. Наклонными линиями показаны две гармоники (изменение возбуждающей частоты от частоты вращения), соответствующие числам лопаток спереди и сзади стоящих направляющих аппаратов.A decrease in the displacements Ω 1 and Ω 2 in the circumferential direction outside the line 22 will cause a decrease in the oscillation frequency in the U-shape and will lead to insufficient margin in the oscillation frequency. To illustrate this, a Campbell diagram was constructed (Fig. 8), which shows graphical dependences of the frequency of natural vibrations corresponding to the U-shape for each blade, on the compressor speed. The slanted lines show two harmonics (a change in the exciting frequency versus rotational speed), corresponding to the numbers of vanes in front and rear of the guiding devices.

На построенной диаграмме Кэмпбелла видно, что лопатка согласно аналогу (штрихпунктирная линия 25) имеет на режиме малого газа (вертикальная линия МГ-М) высокочастотные резонансные колебания по U-форме (фиг. 9А) от возбуждения гармоникой, соответствующей числу лопаток сзади стоящего направляющего аппарата (показано точкой 26 в месте пересечения линии МГ-М и наклонной линии).The Campbell diagram shows that the blade according to the analogue (dash-dotted line 25) has high-frequency resonance oscillations in the U-shape (Fig. 9A) due to harmonic excitation corresponding to the number of blades behind the guiding apparatus in the idle mode (vertical line MG-M) (shown by point 26 at the intersection of the MG-M line and the inclined line).

Лопатки, полученные согласно полезной модели с минимальной и промежуточной величиной смещений Ω1 и Ω2 оси лопатки (сплошные линии 27 и 28 с маркерами соответственно), имеют эти резонансные колебания на проходных режимах (показано точками 29 и 30 в месте пересечения линии изменения частот и наклонной линии), так как частоты по U-форме (фиг. 9Б) стали больше на 8-9% максимальной возбуждающей частоты на режиме малого газа.The blades obtained according to the utility model with the minimum and intermediate values of the displacements Ω 1 and Ω 2 of the blade axis (solid lines 27 and 28 with markers, respectively) have these resonant oscillations in the passage modes (shown by points 29 and 30 at the intersection of the frequency change line and sloping line), since the frequencies in the U-shape (Fig. 9B) have become 8–9% higher than the maximum exciting frequency in the low-gas mode.

Кроме того, при прохождении резонансных колебаний по U-формам (фиг. 9) уровень динамических напряжений должен быть меньше в лопатке согласно полезной модели, так как в U-форме фиг. 9Б в отличие от U-формы фиг. 9А, есть смена знака вдоль входной кромки, что обычно снижает возбудимость лопатки аэродинамическими следами от лопаток направляющих аппаратов.In addition, during the passage of resonant vibrations along U-shapes (Fig. 9), the level of dynamic stresses should be less in the blade according to a utility model, since in the U-shape of FIG. 9B, in contrast to the U-shape of FIG. 9A, there is a change of sign along the input edge, which usually reduces the excitability of the blade by aerodynamic traces from the blades of the guide vanes.

Этот технический эффект - высокая поперечная жесткость второй части лопатки, получен за счет оптимизации формы лопатки без увеличения ее весогабаритных показателей.This technical effect is the high lateral rigidity of the second part of the blade, obtained by optimizing the shape of the blade without increasing its weight and size.

Claims (27)

Лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащая основание и перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде тороидальных поверхностей, и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, представляющей собой в поперечном сечении пера аэродинамические профили, боковые образующие которых выполнены симметричными относительно средней линии профиля поперечного сечения пера, и состоящей по высоте лопатки, по меньшей мере, из двух сопряженных между собой частей, первая из которых, прилегающая к основанию лопатки, выполнена с прямолинейным участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий стандартных профилей поперечного сечения пера, ограниченных входной и выходной кромками, и получена путем нанизывания на ось лопатки стандартных профилей поперечных сечений пера с линейным изменением значения конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке, а вторая часть лопатки, прилегающая к ее периферийной торцевой поверхности и сопряженная с базовым стандартным профилем поперечного сечения пера нижней части лопатки, выполнена с изогнутым в окружном направлении, противоположном направлению вращения рабочего колеса, участком оси лопатки, проходящей через центры отрезков средних линий расчетных профилей, ограниченных входной и выходной кромками, отличающаяся тем, что конструктивные углы средней линии каждого расчетного профиля поперечного сечения пера второй части лопатки выполнены с нелинейным изменением их значения от входной кромки к выходной кромке, причем окружная координата Y(xо,zо) центров отрезков средних линий расчетных профилей поперечных сечений пера второй части лопатки определяется следующим соотношением:The impeller blade of a high-speed axial compressor, containing a base and a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces, and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces associated with the toroidal surfaces of the inlet and outlet edges, which are aerodynamic profiles in the cross section of the pen the lateral generatrices of which are symmetrical with respect to the midline of the cross-sectional profile of the pen, and consisting of at least a blade height re, of two conjugated parts, the first of which is adjacent to the base of the blade, made with a straight section of the axis of the blade, passing through the centers of the segments of the middle lines of the standard profiles of the cross section of the pen, limited by the input and output edges, and obtained by stringing on the axis of the blade standard profiles of the cross sections of the pen with a linear change in the value of the constructive angle of the midline from the input edge to the output edge, and the second part of the blade adjacent to its peripheral end turn and associated with the basic standard profile of the cross section of the pen of the lower part of the blade, made with a curved in the circumferential direction opposite to the direction of rotation of the impeller, a section of the axis of the blade passing through the centers of the segments of the middle lines of the calculation profiles bounded by the input and output edges, characterized in that design angles of the midline of each calculated profile of the cross section of the pen of the second part of the blade are made with a non-linear change in their value from the input edge to the output edge and the circumferential coordinate Y (x о , z о ) of the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles of the cross sections of the feather of the second part of the blade is determined by the following relation: Y(xо,zо)=(Х2-X1)×fрасч(xо,zо)+Ω1(zо)×H, гдеY (x o , z o ) = (X 2 -X 1 ) × f calculation (x o , z o ) + Ω 1 (z o ) × H, where X1 - осевая координата точки пересечения средней линии и входной кромки базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, сопрягаемого с расчетным профилем поперечного сечения пера второй части лопатки;X 1 - the axial coordinate of the point of intersection of the midline and the input edge of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula, mating with the calculated profile of the cross section of the pen of the second part of the scapula; X2 - осевая координата точки пересечения средней линии и выходной кромки базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, сопрягаемого с расчетным профилем поперечного сечения пера второй части лопатки;X 2 - the axial coordinate of the point of intersection of the midline and the output edge of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula, mating with the calculated profile of the cross section of the pen of the second part of the scapula; fрасч(xо,zо) - относительная окружная координата средней линии расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки;f calc (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midline of the calculated cross-sectional profiles of the pen of the second part of the scapula; хо - относительная осевая координата средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки;x about - the relative axial coordinate of the midline of the base standard profile of the cross section of the pen of the first part of the scapula; Ω1(zо) - величина смещения относительной окружной координаты средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки относительно средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера первой части лопатки, без учета смещения за счет изменения величины конструктивного угла;Ω 1 (z о ) is the offset of the relative circumferential coordinate of the middle lines of the calculated cross-sectional profiles of the pen of the second part of the blade relative to the middle line of the basic standard cross-sectional profile of the pen of the first part of the blade, without taking into account the offset by changing the value of the structural angle; zо - относительная координата по высоте оси второй части лопатки, определяемая соотношением zо=h/Н, гдеz about - the relative coordinate along the height of the axis of the second part of the scapula, determined by the ratio z about = h / N, where h - текущая координата центров отрезков средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера по высоте лопатки;h is the current coordinate of the centers of the segments of the middle lines of the calculated profiles of the cross section of the pen along the height of the scapula; H - высота второй части лопатки по оси от периферийной торцевой поверхности лопатки до расчетного профиля поперечного сечения пера второй части лопатки, сопрягаемого с базовым стандартным профилем поперечного сечения пера первой части лопатки,H is the height of the second part of the scapula along the axis from the peripheral end surface of the scapula to the calculated cross-sectional profile of the pen of the second part of the scapula, mating with the basic standard cross-sectional profile of the pen of the first part of the scapula, при этом относительная осевая координата хо средней линии базового стандартного профиля определяется соотношением:while the relative axial coordinate x about the midline of the base standard profile is determined by the ratio: хо=(x-X1)/(X2-X1), гдеx o = (xX 1 ) / (X 2 -X 1 ), where x - текущая осевая координата средней линии базового стандартного профиля поперечного сечения пера по длине лопатки,x is the current axial coordinate of the midline of the base standard profile of the cross section of the pen along the length of the scapula, величина смещения Ω1(zо) относительной окружной координаты средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки определяется как:the displacement value Ω 1 (z о ) of the relative circumferential coordinate of the middle lines of the calculated profiles of the cross section of the pen of the second part of the blade is defined as: Ω1(zо)=C1(3zо 2-2zо 3)+C2(zо 3-2zо 2+zо)+C3(zо 3-zо 2), где:Ω 1 (z о ) = C 1 (3z о 2 -2z о 3 ) + C 2 (z о 3 -2z о 2 + z о ) + C 3 (z о 3 -z о 2 ), where: С1 - константа первого слагаемого, выбираемая в пределах 0,10-0,30;C 1 is the constant of the first term, chosen in the range of 0.10-0.30; С2 - константа второго слагаемого, выбираемая в пределах от -0,10 до 0,10;C 2 is the constant of the second term, selected in the range from -0.10 to 0.10; C3 - константа третьего слагаемого, выбираемая в пределах 0,20-0,75,C 3 - the constant of the third term, selected in the range of 0.20-0.75, а относительная окружная координата fрасч(xо,zо) средних линий расчетных профилей поперечного сечения пера второй части лопатки определяется как:and the relative circumferential coordinate f calc (x o , z o ) of the average lines of the calculated profiles of the cross section of the pen of the second part of the blade is defined as: fрасч(xо,zо)=f1(xо,zо)+Ω2(xо,zо), гдеf calc (x o , z o ) = f 1 (x o , z o ) + Ω 2 (x o , z o ), where f1(xо,zо) - относительная окружная координата средней линии базового стандартного профиля первой части лопатки;f 1 (x o , z o ) is the relative circumferential coordinate of the midline of the base standard profile of the first part of the scapula; Ω2(xо,zо) - величина смещения относительной окружной координаты средней линии расчетного профиля поперечного сечения пера относительно средней линии базового стандартного профиля за счет изменения значения конструктивного угла, причем величина смещения определяется по формуле:Ω 2 (x о , z о ) is the offset value of the relative circumferential coordinate of the midline of the calculated profile of the cross section of the pen relative to the midline of the base standard profile by changing the value of the design angle, and the offset value is determined by the formula: Ω2(xо,zо)=(xо m×n-xо n×m)/(n-m)×(B1zо+B2zо 2), гдеΩ 2 (x о , z о ) = (x о m × nx о n × m) / (nm) × (B 1 z о + B 2 z о 2 ), where B1 - константа первого слагаемого формулы, которая выбирается в пределах от 0 до 0,05;B 1 - the constant of the first term of the formula, which is selected in the range from 0 to 0.05; В2 - константа второго слагаемого формулы, которая выбирается в пределах 0,07-0,20;In 2 - the constant of the second term of the formula, which is selected in the range of 0.07-0.20; m - показатель степени распределения кривизны средней линии расчетного профиля, который выбирается в пределах 1,2-2,4;m is an indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline of the calculated profile, which is selected in the range of 1.2-2.4; n - поправочный показатель степени распределения кривизны средней линии, который выбирается в пределах 2,6-5,0.n is a correction indicator of the degree of distribution of the curvature of the midline, which is selected in the range of 2.6-5.0.
RU2016110780U 2016-03-24 2016-03-24 Impeller blade for high speed axial compressor RU167312U1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016110780U RU167312U1 (en) 2016-03-24 2016-03-24 Impeller blade for high speed axial compressor

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016110780U RU167312U1 (en) 2016-03-24 2016-03-24 Impeller blade for high speed axial compressor

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU167312U1 true RU167312U1 (en) 2017-01-10

Family

ID=58451816

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016110780U RU167312U1 (en) 2016-03-24 2016-03-24 Impeller blade for high speed axial compressor

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU167312U1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU223038U1 (en) * 2023-10-25 2024-01-29 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR BLADE

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU326369A1 (en) * В. В. Лукин, Е. Майорский , Б. М. Тро новский Московский ордена Ленина энергетический институт
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
WO2013178914A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-05 Snecma Fan blade for a turbojet of an aircraft having a cambered profile in the foot sections
RU154906U1 (en) * 2014-11-11 2015-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU326369A1 (en) * В. В. Лукин, Е. Майорский , Б. М. Тро новский Московский ордена Ленина энергетический институт
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
WO2013178914A1 (en) * 2012-05-31 2013-12-05 Snecma Fan blade for a turbojet of an aircraft having a cambered profile in the foot sections
RU154906U1 (en) * 2014-11-11 2015-09-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU223038U1 (en) * 2023-10-25 2024-01-29 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR BLADE

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5988994B2 (en) Turbine engine blades with improved stacking rules
CN103814192B (en) high camber compressor rotor blade
EP3029270B1 (en) Engine airfoils and methods for reducing airfoil flutter
CN103443402B (en) High camber stator vane
EP3092413B1 (en) Centrifugal compressor impeller with non-linear blade leading edge and associated design method
RU2615558C2 (en) Airfoil unit and root platforms for subsonic flow, blade, bladed wheel of gas-turbine engine (versions) and gas turbine engine (versions)
US8419355B2 (en) Fluid flow machine featuring an annulus duct wall recess
RU2495254C2 (en) Impeller blade of compressor with variable elliptical connection
RU2662761C2 (en) Gas turbine engine straightener blade
US7597544B2 (en) Blade of axial flow-type rotary fluid machine
RU2354854C1 (en) Axial blower or compressor high-rpm impeller
RU2581686C2 (en) Radial diffuser blade for centrifugal compressors
US20110189020A1 (en) Axial turbo engine with low gap losses
US11795823B2 (en) Method for designing vane of fan, compressor and turbine of axial flow type, and vane obtained by the designing
US9874223B2 (en) Diffuser pipe for a gas turbine engine and method for manufacturing same
US7789631B2 (en) Compressor of a gas turbine and gas turbine
US10221858B2 (en) Impeller blade morphology
US11203935B2 (en) Blade with protuberance for turbomachine compressor
US9085984B2 (en) Airfoil
Eisenberg Development of a new front stage for an industrial axial flow compressor
RU167312U1 (en) Impeller blade for high speed axial compressor
RU158071U1 (en) AXIAL COMPRESSOR GUIDELINES
RU87761U1 (en) WORKING BLADE OF AXIAL FAN OR COMPRESSOR
RU2353818C1 (en) Vaned diffuser of centrifugal compressor
RU154906U1 (en) HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE

Legal Events

Date Code Title Description
MM9K Utility model has become invalid (non-payment of fees)

Effective date: 20210325