RU2011135181A - Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка - Google Patents

Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка Download PDF

Info

Publication number
RU2011135181A
RU2011135181A RU2011135181/06A RU2011135181A RU2011135181A RU 2011135181 A RU2011135181 A RU 2011135181A RU 2011135181/06 A RU2011135181/06 A RU 2011135181/06A RU 2011135181 A RU2011135181 A RU 2011135181A RU 2011135181 A RU2011135181 A RU 2011135181A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
height
rotor blade
rotor
blades
scapula
Prior art date
Application number
RU2011135181/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2581501C2 (ru
Inventor
Никола ЛАНЕСЕ
Сальваторе ЛОРУССО
Паоло АРИНЧИ
Антонио Мария ГРИМАЛЬДИ
Original Assignee
Нуово Пиньоне С.п.А.
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 Нуово Пиньоне С.п.А. filed Critical Нуово Пиньоне С.п.А.
Publication of RU2011135181A publication Critical patent/RU2011135181A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2581501C2 publication Critical patent/RU2581501C2/ru

Links

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
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
  • Steroid Compounds (AREA)

Abstract

1. Роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты Х и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами образуют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.2. Роторная лопатка по п.1, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.3. Роторная лопатка по п.1, в которой ее максимальная толщина (T), начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается выражением T=-0,8646·h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.4. Роторная лопатка по п.3, в которой ее максимальная толщина в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты роторной лопатки, описывается выражением T=-1,0209·h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.5. Роторная лопатка по п.3, в которой ее максимальная толщина во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты роторной лопатки, описывается выражением T=-0,7618·h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.6. Роторная лопатка, имеющаяплатформу,корневую часть, присоединенную к платформе, иповерхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в попереч

Claims (20)

1. Роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты Х и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами образуют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.
2. Роторная лопатка по п.1, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
3. Роторная лопатка по п.1, в которой ее максимальная толщина (Tmax), начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,8646·h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.
4. Роторная лопатка по п.3, в которой ее максимальная толщина в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-1,0209·h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.
5. Роторная лопатка по п.3, в которой ее максимальная толщина во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,7618·h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
6. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями.
7. Роторная лопатка по п.6, в которой ее максимальная толщина (Tmax), начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646·h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.
8. Роторная лопатка по п.7, в которой ее максимальная толщина в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты роторной лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209·h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.
9. Роторная лопатка по п.8, в которой ее максимальная толщина во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты роторной лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618·h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
10. Роторная лопатка по п.6, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, причем координаты Х и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.
11. Роторная лопатка по п.10, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
12. Турбоустановка, содержащая приводной вал, по меньшей мере одно роторное колесо, разнесенные по периферии роторные лопатки, установленные на роторном колесе, статор и разнесенные по периферии статорные лопатки, прикрепленные к статору,
причем по меньшей мере одна из указанных роторных лопаток и статорных лопаток дополнительно имеет платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, при этом толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток изменяется в зависимости от высоты лопатки в соответствии с тремя различными линейными функциями.
13. Турбоустановка по п.12, в которой максимальная толщина (Tmax) по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток, начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646·h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.
14. Турбоустановка по п.13, в которой максимальная толщина по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209·h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.
15. Турбоустановка по п.14, в которой максимальная толщина по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618·h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
16. Турбоустановка по п.12, в которой по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток имеет номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, причем координаты Х и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки, а указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
17. Турбоустановка по п.16, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу, соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
18. Турбоустановка по п.12, в которой по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток является роторной лопаткой.
19. Турбоустановка по п.12, содержащая набор ступеней, причем указанная по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток расположена в первой ступени вблизи впускного отверстия для технологического потока, проходящего через указанную турбоустановку.
20. Турбоустановка по п.12, представляющая собой осевой компрессор.
RU2011135181/06A 2010-08-25 2011-08-24 Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка RU2581501C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITCO2010A000045 2010-08-25
ITCO2010A000045A IT1401661B1 (it) 2010-08-25 2010-08-25 Forma di profilo areodinamico per compressore.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011135181A true RU2011135181A (ru) 2013-02-27
RU2581501C2 RU2581501C2 (ru) 2016-04-20

Family

ID=43735310

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011135181/06A RU2581501C2 (ru) 2010-08-25 2011-08-24 Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8882456B2 (ru)
EP (1) EP2423436B1 (ru)
JP (1) JP6055172B2 (ru)
KR (1) KR101819240B1 (ru)
CN (1) CN102384103B (ru)
CA (1) CA2749488A1 (ru)
IT (1) IT1401661B1 (ru)
RU (1) RU2581501C2 (ru)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
US8961119B2 (en) * 2012-06-19 2015-02-24 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8926287B2 (en) * 2012-06-19 2015-01-06 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
DE102013008145A1 (de) 2013-05-14 2014-11-20 Man Diesel & Turbo Se Laufschaufel für einen Verdichter und Verdichter mit einer solchen Laufschaufel
US9845684B2 (en) 2014-11-25 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with stepped spanwise thickness distribution
US10385697B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the fourth stage of a turbine
US10385698B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the sixth stage of a turbine
US10458245B2 (en) * 2016-07-13 2019-10-29 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the third stage of a turbine
US10287886B2 (en) * 2016-09-22 2019-05-14 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor rotor blade
US10087952B2 (en) * 2016-09-23 2018-10-02 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor stator vane
GB201702382D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702384D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
US10436034B2 (en) * 2017-05-15 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
CN107829985B (zh) * 2017-09-28 2019-09-10 中国航发动力股份有限公司 一种航空发动机风扇叶片固有频率的修正方法
GB201813666D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Fan blade
US11421702B2 (en) * 2019-08-21 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Impeller with chordwise vane thickness variation
US20210381385A1 (en) * 2020-06-03 2021-12-09 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor
US11519272B2 (en) 2021-04-30 2022-12-06 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils
US11441427B1 (en) * 2021-04-30 2022-09-13 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2536365A1 (fr) * 1982-11-18 1984-05-25 Onera (Off Nat Aerospatiale) Pale pour propulseur d'aeronef
US5980209A (en) 1997-06-27 1999-11-09 General Electric Co. Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
EP0894558A1 (de) * 1997-07-29 1999-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel
US6761535B1 (en) * 2003-04-28 2004-07-13 General Electric Company Internal core profile for a turbine bucket
ITBO20040417A1 (it) * 2004-07-06 2004-10-06 Spal Srl Ventola a flusso assiale
ITMI20041804A1 (it) * 2004-09-21 2004-12-21 Nuovo Pignone Spa Pala di un rutore di un primo stadio di una turbina a gas
US7497664B2 (en) * 2005-08-16 2009-03-03 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
FR2891594A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Aube de compresseur a sommet chanfreine
ITMI20060341A1 (it) * 2006-02-27 2007-08-28 Nuovo Pignone Spa Pala di un rotore di un non stadio di un compressore
ITMI20060340A1 (it) * 2006-02-27 2007-08-28 Nuovo Pignone Spa Pala di un rotore di un secondo stadio di un compressore
US7572105B2 (en) * 2006-10-25 2009-08-11 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8057188B2 (en) * 2008-05-21 2011-11-15 Alstom Technologies Ltd. Llc Compressor airfoil
US8038411B2 (en) 2008-07-14 2011-10-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor turbine blade airfoil profile
FR2935016A1 (fr) * 2008-08-13 2010-02-19 Snecma Profil aerodynamique optimise pour une aube de turbine
US8573945B2 (en) * 2009-11-13 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Compressor stator vane

Also Published As

Publication number Publication date
US8882456B2 (en) 2014-11-11
CA2749488A1 (en) 2012-02-25
US20120051901A1 (en) 2012-03-01
IT1401661B1 (it) 2013-08-02
CN102384103A (zh) 2012-03-21
KR20120019399A (ko) 2012-03-06
KR101819240B1 (ko) 2018-01-16
JP2012047175A (ja) 2012-03-08
EP2423436B1 (en) 2016-06-01
CN102384103B (zh) 2015-12-16
EP2423436A3 (en) 2014-06-11
ITCO20100045A1 (it) 2012-02-26
RU2581501C2 (ru) 2016-04-20
JP6055172B2 (ja) 2016-12-27
EP2423436A2 (en) 2012-02-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011135181A (ru) Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
US9017019B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US10294795B2 (en) High pitch-to-chord turbine airfoils
US8870536B2 (en) Airfoil
EP2738392A3 (en) Fan blade for a turbofan gas turbine engine
EP2543818A3 (en) Subsonic swept fan blade
PL2172648T3 (pl) Łopata do wirnika turbiny wiatrowej
EP2365183A3 (en) Gas turbine engine rotor sections held together by tie shaft, and rotor having a blade rim undercut
DE602008005341D1 (de) Schaufel für einen rotor einer windturbine, die mit einem sperrenerzeugungsmittel versehen ist
EP2615245B1 (en) Film cooled turbine airfoil having trench segments on the exterior surface
EP3070266A3 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
CA2830119A1 (en) High camber stator vane
UA91191C2 (ru) Перо направляющей или сопловой лопатки, или рабочей лопатки лопаточной машины и лопаточная машина
EP2599958A3 (en) Cooled turbine blade and corresponding method for cooling a turbine blade
EP1813772A3 (en) Nozzle blade airfoil profile for a turbine
RU2012101096A (ru) Лопатка с аэродинамическим профилем для осевой турбомашины
EP2434093A3 (de) Gekühlte Turbinenschaufeln für ein Gasturbinentriebwerk
US20170218773A1 (en) Blade cascade and turbomachine
EP2354462A3 (en) Compressor
US10221858B2 (en) Impeller blade morphology
US9945232B2 (en) Gas turbine blade configuration
US8613592B2 (en) Guide blade of a turbomachine
EP2562427A3 (en) A rotor for a compressor of a gas turbine
RU2012150451A (ru) Сопловая лопатка турбины (варианты) и турбина, содержащая сопловые лопатки
US8777564B2 (en) Hybrid flow blade design

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190825