RU2556481C2 - Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина - Google Patents

Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина Download PDF

Info

Publication number
RU2556481C2
RU2556481C2 RU2013125095/06A RU2013125095A RU2556481C2 RU 2556481 C2 RU2556481 C2 RU 2556481C2 RU 2013125095/06 A RU2013125095/06 A RU 2013125095/06A RU 2013125095 A RU2013125095 A RU 2013125095A RU 2556481 C2 RU2556481 C2 RU 2556481C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
leading edge
height
subsonic
profile
Prior art date
Application number
RU2013125095/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013125095A (ru
Inventor
ИЛИОПУЛУ Василики
Original Assignee
Текспейс Аеро С.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 Текспейс Аеро С.А. filed Critical Текспейс Аеро С.А.
Publication of RU2013125095A publication Critical patent/RU2013125095A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2556481C2 publication Critical patent/RU2556481C2/ru

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • 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
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
    • 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
    • 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
    • F05D2250/75—Shape given by its similarity to a letter, e.g. T-shaped
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, предназначенная располагаться радиально на указанной машине, содержит переднюю кромку, заднюю кромку и две аэродинамические поверхности. Аэродинамические поверхности расположены на противоположных друг к другу сторонах и проходят по длине лопасти, причем каждая соединяет переднюю кромку с задней кромкой. Передняя кромка лопасти имеет S-образный латеральный профиль. Самая передняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 3-20% длины лопасти, и/или самая задняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 85-97% высоты лопасти. Другое изобретение группы относится к компрессору осевой турбомашины, содержащему ротор по меньшей мере с одной ступенью лопастей ротора и статор по меньшей мере с одной ступенью лопастей статора, причем лопасти по меньшей мере одной из ступеней ротора и статора выполнены как указано выше. Еще одно изобретение группы относится к осевой турбомашине, содержащей указанный компрессор. Группа изобретений позволяет повысить производительность двигателя по сравнению с оптимизированной ступенью, имеющей лопатки с передними кромками S-образного профиля, на величину порядка одного процента. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Предпосылки к созданию изобретения
[0001] Изобретение относится к области осевых турбомашин, точнее к компрессорам таких машин. Изобретение относится к лопастям таких машин.
Предшествующий уровень техники
[0002] WO 2009/103528 А2 раскрывает различные геометрии лопасти для осевых турбомашин, включающих компрессоры осевых турбомашин. В частности он раскрывает геометрию, при которой передняя кромка лопасти имеет синусоидальный S-образный профиль. Эта интерпретация сочетает профилирование лопасти по ее общей секции (или ее хорде), а также перпендикулярно к ней. Иными словами, эта интерпретация сочетает оба так называемых ″стреловидных″ и ″тонких″ профиля соответственно. Так называемый ″стреловидный″ профиль получает свою длину путем ″смещения″ секции в направлении по ее осевой хорде. Вышеупомянутое ″смещение″, в общем, представляет собой сдвиг в заданном направлении помещенных друг над другом секций лопасти по ее длине, причем сдвиг, возможно, меняет направление. Так называемый ″тонкий″ профиль получает свою длину путем ″смещения″ секции в направлении, перпендикулярном направлению его осевой хорды. Это сочетание геометрии было показано как способное снижать вторичные завихрения, потери на утечку и ударные потери. Следует отметить, что ударные потери не могут, в принципе, влиять на лопасти компрессора турбомашин низкого давления, но только на вентилятор и на лопасти околозвукового компрессора выше камеры сгорания, или на лопасти турбины ниже камеры сгорания. Эта интерпретация не предлагает никаких конкретных параметров профиля лопасти и, более того, подробно не описывает эффекта каждого из профилирований раскрытых механизмов.
[0003] Заявка на патент США №2010/0215503 А1 раскрывает ″стреловидный″ профиль лопасти для околозвуковых или сверхзвуковых применений. Эта интерпретация сосредоточена на снижении комбинированных ударных потерь, чтобы сохранить целостность лопасти. В ней устанавливается, что профилирование к лицевой лопасти (″переднее стреловидное″) приводит к концентрации напряжений на передней кромке у комля лопасти; эта концентрация напряжений, главным образом, вызвана тем, что центр тяжести лопасти сдвигается вперед. Чтобы решить эту проблему, эта интерпретация предоставляет ″стреловидный″″ профиль ближе к тылу внешней часть лопасти, чтобы компенсировать сдвиг центра тяжести.
[0004] В случае дозвуковых применений, как те, что встречаются в ускорителях, включая компрессоры низкого давления осевых турбомашин, потерь расхода практически не существует. Однако присутствуют другие типы потерь; они включают потери от утечек при завихрениях, порождаемых вокруг конца лопасти ротора, а также вторичные потери, связанные с протеканием текучей среды по внутренним и внешним стенкам струи текучей среды.
Изложение сущности изобретения
Техническая проблема
[0005] Изобретение имеет целью предоставить геометрию лопасти, которая преодолевает по меньшей мере одну из вышеупомянутых проблем. Точнее, изобретение имеет целью предложить геометрию лопасти для дозвуковых применений, способную снизить аэродинамические потери, вызванные, в особенности, протеканием текучей среды по лопасти.
Техническое решение
[0006] Изобретение относится к дозвуковой лопасти осевой турбомашины, предназначенной размещаться радиально на указанной машине, содержащей переднюю кромку и заднюю кромку, две аэродинамические поверхности друг напротив друга, проходящие по высоте лопасти и соединяющие переднюю кромку с задней кромкой, причем передняя кромка имеет латеральный профиль, который является S-образным, где самая передняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 3-20% высоты лопасти, и/или самая задняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 85-97% высоты лопасти.
[0007] Рассматриваемым профилем лопасти является профиль, латерально расположенный в средней плоскости лопасти.
[0008] Высотой лопасти является высота ее аэродинамической части, иначе говоря, без учета ее средств крепления.
[0009] Самая передняя и/или самая задняя части могут быть заостренными или почти прямыми.
[0010] Термины ″самая передняя″ и ″самая задняя″ должны пониматься относительно главного направления течения текучей среды по аэродинамическим поверхностям лопасти.
[0011] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, самая передняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 5-17% высоты лопасти, предпочтительно в пределах 7-15% высоты лопасти, и/или самая задняя часть передней кромки находится на высоте, заключенной в пределах 87-95% высоты лопасти, предпочтительно в пределах 90-95% высоты лопасти.
[0012] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, профиль передней кромки содержит, от своего внутреннего конца до своего внешнего конца, первую выпуклую часть, содержащую самую переднюю часть, и вторую вогнутую часть, содержащую самую заднюю часть.
[0013] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, первая и/или вторая часть передней кромки находится на максимальном расстоянии от прямой, проходящей через внутренний и внешний концы передней кромки, то есть в пределах 5-15% длины хорды соответствующей лопасти. Длиной хорды является осевая длина хорды по направлению, перпендикулярному главной оси лопасти, и/или в направлении течения текучей среды по аэродинамическим поверхностям.
[0014] Первая и вторая части передней кромки таковы, что их соответственные максимальные расстояния от прямой, проходящей через внутренний и внешний концы передней кромки, отличаются не больше, чем на 40%, предпочтительно 30%, более предпочтительно на 20% друг от друга.
[0015] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, профиль передней кромки включает область или точку перегиба между первой и второй частями, причем указанная область или точка находится в пределах 40-60%, предпочтительно в пределах 45-55% по высоте лопасти.
[0016] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, профиль передней кромки содержит или соответствует полиномиальной функции, проходящей через внутренний и внешний концы указанной кромки и через точку или точку передней области и точку или точку самой задней области.
[0017] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, профиль передней кромки содержит или включает либо функцию Безье, либо В-сплайн, определенные по отношению к внутреннему и внешнему концам указанной кромки и проходящие через точку или точку самой передней области и точку или точку самой задней области.
[0018] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, задняя кромка имеет профиль, в целом параллельный передней кромке, причем расстояние между указанными кромками не варьируется больше чем на 10%, предпочтительно 5%.
[0019] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, высота самой передней части передней кромки больше, предпочтительно на 50%, чем общая высота лопасти минус высота самой задней части передней кромки.
[0020] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, наклон передней кромки на ее внешнем конце больше, предпочтительно на 20%, более предпочтительно на 35%, еще более предпочтительно на 50%, чем наклон указанного профиля на его внутреннем конце.
[0021] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, максимальный наклон профиля передней кромки лежит между самой задней частью профиля и его внешним концом.
[0022] Согласно выгодному варианту осуществления изобретения, передняя кромка и/или задняя кромка лежит(-ат) в плоскости, соответствующей средней плоскости лопасти, и это в пределах допуска 10%, предпочтительно 5%, более предпочтительно 1% высоты лопасти.
[0023] Изобретение также относится к компрессору осевой турбомашины, содержащему ротор, по меньшей мере, с одной ступенью лопастей ротора и статор по меньшей мере с одной ступенью лопастей статора, где лопасти по меньшей мере одной из ступеней ротора и статора отвечают изобретению.
[0024] Изобретение также относится к осевой турбомашине, такой как реактивный двигатель, содержащей компрессор, где компрессор отвечает изобретению.
Заявляемые выгоды
[0025] Изобретение позволяет повысить эффективность двигателя, в котором применяются лопасти, путем снижения потерь от завихрений вокруг конца лопасти, а также путем снижения вторичных потерь. Так называемый ″стреловидный″ профиль изобретения может порождать радиальные составляющие скорости в текучей среде вдоль лопасти, особенно на передней кромке. Эти радиальные составляющие могут повторно распределять течение текучей среды по той части лопасти, которая заключена, в целом, в пределах 20-80% ее высоты.
[0026] Специальный профиль передней кромки, особенно его асимметрия, делает возможным оптимальное повторное распределение течения по центральной части лопасти.
Краткое описание графических материалов
[0027] Фигура 1 представляет собой схематическое изображение осевой турбомашины.
[0028] Фигура 2 представляет собой вид в разрезе секции компрессора низкого давления осевой турбомашины, такой как на фигуре 1, в которой могут использоваться лопасти изобретения.
[0029] Фигура 3 представляет собой диаграмму, показывающую лопасти ротора и статора одной ступени осевого компрессора, а также векторные диаграммы скоростей текучей среды.
[0030] Фигура 4 представляет собой вид в разрезе лопасти в соответствии с изобретением.
[0031] Фигура 5 представляет собой увеличенное изображение профиля лопасти на фигуре 4, иллюстрирующее его геометрию.
Описание вариантов осуществления
[0032] Фигура 1 схематически иллюстрирует осевую турбомашину 2. В данном случае это двухконтурный турбореактивный двигатель. Турбореактивный двигатель 2 состоит, в общем, из первой ступени компрессора, называемой компрессором 8 низкого давления, второй ступени компрессора, называемой компрессором 10 высокого давления, камеры 12 сгорания и одной или более ступеней 14 турбины. В работе механическая энергия турбины 14 передается через центральный вал на ротор 4 и приводит в действие две ступени 8 и 10 сжатия. Эти последние включают множество рядов лопастей ротора, связанных с рядами лопастей статора. Вращение ротора, таким образом, порождает поток воздуха и постепенно сжимает его до входа в камеру 12 сгорания. Приточный вентилятор, часто называемый турбовентилятором 6, взаимно соединен с ротором 4 и порождает воздушный поток, который разделяется на первичный поток 16, проходящий через различные ступени вышеупомянутой турбомашины, и вторичный поток 18, проходящий через кольцевой канал (показано частично), идущий по длине машины, который затем воссоединяется с главным потоком на выходе турбины.
[0033] Количество воздуха, обходящего двигатель, варьируется в зависимости от двигателя. Оно больше, если двигатель сконструирован для полетов на низких скоростях. Эту пропорцию называют степенью двухконтурности, соотношение потока холодной массы (называемого вторичным) к потоку горячей массы (называемому первичным). Военные двигатели, оптимизированные для сверхзвукового полета, могут достигать степени двухконтурности ниже 1, тогда как авиационные двигатели для пассажирских самолетов, оптимизированные курсировать при числе Маха около 0,8, имеют степени двухконтурности от 5 до 10. Такие двигатели берут большую часть своей тяги от холодного потока (80%), при этом горячая струя представляет 20% тяги.
[0034] Фигура 2 представляет собой вид в разрезе компрессора низкого давления осевой турбомашины, такой как на фигуре 1. Диаграмма показывает часть приточного вентилятора или турбовентилятора 6 и носовой части 20 разделителя потока, отделяющего первичный поток 16 от вторичного потока 18. Ротор 4 включает несколько рядов лопастей ротора 22. Корпус поддерживает несколько рядов лопастей 24 статора. Каждая пара рядов лопастей ротора и связанного с ним статора образует одну компрессорную ступень компрессора 8.
[0035] На фигуре 3 показаны векторные диаграммы скорости для текучей среды, проходящей через компрессорную ступень. Роторная ступень 22 ускоряет поток текучей среды, возникающий от энергии, передаваемой передаточным валом. Статорная ступень 24 преобразует кинетическую энергию в давление из-за формы статора. Векторная диаграмма слева от роторной ступени 22 соответствует текучей среде, входящей в указанную ступень. Вектор U1=ωR соответствует скорости вращения лопастей ротора. Вектор W1 представляет относительную скорость вхождения в ротор текучей среды, а вектор V1 представляет абсолютную скорость вхождения в ротор текучей среды, и является векторной суммой векторов U1 и W1. Векторная диаграмма справа от роторной ступени 22 соответствует текучей среде, покидающей указанную ступень. Вектор U2, скорость вращения лопастей ротора, идентичен вектору U1. Можно видеть, что текучая среда ускоряется, причем выходной вектор V2, в целом, длиннее, чем входной вектор V1. Также можно видеть, что изменение направления вектора W1 порождает изменение направления вектора V2 скорости выхода текучей среды. Выходной угол α2; в целом, больше, чем входной угол α1. Поэтому выходной вектор V2 проходит, в целом, в том же направлении, что и угол передней кромки лопастей 24 статора. Лопасти 24 статора преломляют и замедляют ускоренную текучую среду, и это замедление преобразуется в повышение давления. Скорость V3 на выходе из статора меньше, и угол α3 узкий.
[0036] В следующем описании термины ″внешний(-ие)″ и ″внутренний(-ие)″ будут использоваться, чтобы описывать позицию составляющих в струе текучей среды. Эти термины относятся к, в целом, круглому поперечному сечению струи текучей среды; ″внешний(-ие)″ относится к позиции дальше от центра круга, т.е. оси вращения машины, а ″внутренний(-ие)″ относится к позиции ближе к центру.
[0037] Фигура 4 показывает лопасть в соответствии с изобретением и ее влияние на поток. Это может быть либо лопасть ротора, либо лопасть статора. Фигура 4 показывает лопасть ротора. Ее ″стреловидный″ профиль, т.е. относительно ее помещенных друг над другом секций в направлении, в целом, соответствующем ее хорде, ясно виден. Можно видеть, что обе кромки, передняя 26 и задняя 28, имеют подобный S-образный профиль. S-образный профиль таков, что внутренняя половина передней кромки является выпуклой, а внешняя половина является вогнутой. Профиль передней кромки и тело лопасти имеют эффект порождения радиальной составляющей скорости в струе текучей среды, ограниченной внутренней стенкой 36 и внешней стенкой 30. Эта составляющая порождается, главным образом, для текучей среды, которая движется рядом со стенками, и цель заключается в том, чтобы отвести движущуюся текучую среду от указанных стенок. Концентрация потока текучей среды в струе снижает потери от утечек при завихрениях на конце лопасти. Эти потери, главным образом, являются результатом механического зазора между концами лопастей ротора и соответствующей стенкой статора. Они проиллюстрированы завихрением 32, поднимающимся из механического зазора между концом 22 лопасти и стенкой 30.
[0038] Концентрирование потока текучей среды в струе может так же снизить вторичные потери, связанные с градиентом скорости по фиксированным стенкам. Это проиллюстрировано для стенки 36. Это порождает завихрения 34, которые составляют так называемые вторичные потери. Эти потери, как правило, присутствуют на внутренней стенке 36 и на внешней стенке 30.
[0039] На фигуре 5 более подробно проиллюстрированы профили 22, 24 лопасти. Передняя кромка 26 характеризуется некоторым количеством различных точек. Точка А находится на внешнем конце конца лопасти. Точка В крайняя нижняя точка по ходу потока. Точка D крайняя верхняя точка по ходу потока, и точка Е является внутренним концом передней кромки, на комле лопасти. Точка С является точкой перегиба между выпуклой внутренней частью и внешней вогнутой частью. Здесь передняя кромка 26 изменяет кривизну.
[0040] Передняя кромка 26 имеет высоту Н. Точка D находится на высоте Н1 и точка В находится на высоте Н2. Н1 составляет 3-20% общей высоты Н. Н2 составляет 85-97% общей высоты Н. Как видно на фигуре 5, точка В ближе к внешнему концу в точке А, чем точка D к внутреннему концу в точке Е.
[0041] Амплитуды выпуклой части C-D-E и вогнутой части С-В-А передней кромки могут быть выражены расстояниями S1 и S2, соответственно, в сравнении с прямой, проходящей через точки А и Е. Эти расстояния предпочтительно составляют от 5 до 15% средней ширины лопасти.
[0042] Профилем передней кромки 26 может быть полиномиальная функция, проходящая через точки А, В, D и Е, предпочтительно, степени большей или равной 3. Им также может быть функция Безье или В-сплайн, определенные четырьмя вышеупомянутыми точками.
[0043] Профиль задней кромки 28 может быть подобен профилю передней кромки 26, в частности из-за пространственных ограничений, и когда лопасти статора и ротора отвечают изобретению.
[0044] Параметры, характеризующие профиль передней кромки, также применимы к задней кромке. Те же буквы используются, чтобы характеризовать эти буквы, и отличаются от обозначений передней кромки добавлением символа штриха (′). Все замечания, сделанные о передней кромке, могут также применяться к задней кромке.
[0045] Увеличение производительности, обеспеченное конструкцией изобретения, по сравнению с уже оптимизированной ступенью, составляет порядка одного процента или нескольких десятых процента.

Claims (19)

1. Дозвуковая лопасть (22, 24) осевой турбомашины (2), предназначенная располагаться радиально на указанной машине, содержащая
переднюю кромку (26);
заднюю кромку (28);
две аэродинамические поверхности на противоположных друг к другу сторонах, проходящие по длине лопасти, причем каждая соединяет переднюю кромку с задней кромкой;
при этом передняя кромка (26) имеет S-образный латеральный профиль; и
причем
самая передняя часть (D) передней кромки (26) находится на высоте (Н1), заключенной в пределах 3-20% длины лопасти, и/или самая задняя часть (В) передней кромки (26) находится на высоте (Н2), заключенной в пределах 85-97% высоты лопасти (Н).
2. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что самая передняя часть (D) передней кромки (26) находится на высоте (H1), заключенной в пределах 5-17% высоты (Н) лопасти, и/или самая задняя часть (В) передней кромки (26) находится на высоте (Н2), заключенной в пределах 87-95% высоты (Н) лопасти.
3. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что самая передняя часть (D) передней кромки (26) находится на высоте (Н1), заключенной в пределах 5-17% высоты лопасти (Н), и/или самая задняя часть (В) передней кромки (26) находится на высоте (Н2), заключенной в пределах 90-95% высоты (Н) лопасти.
4. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, где профиль передней кромки (26) содержит, от своего внутреннего конца (Е) до своего внешнего конца (А), первую выпуклую часть (C-D-E), содержащую самую переднюю часть (D), и вторую вогнутую часть (А-В-С), содержащую самую заднюю часть (В).
5. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 4, отличающаяся тем, что первая и/или вторая часть (C-D-E, А-В-С) передней кромки (26) находится на максимальном расстоянии (S1 S2) от прямой (А-Е), проходящей через внутренний и внешний конец (А, Е) передней кромки (26), то есть в пределах 5-15% соответствующей длины лопасти.
6. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 4, отличающаяся тем, что профиль передней кромки (26) включает область или точку перегиба (С) между первой и второй частями (C-D-E, А-В-С), причем указанная область или точка (С) находится на расстоянии от 40% до 60% по высоте (Н) лопасти.
7. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 6, отличающаяся тем, что область или точка перегиба (С) находится на расстоянии от 45% до 55% по высоте (Н) лопасти.
8. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что профиль передней кромки (26) соответствует полиномиальной функции, проходящей через внутренний (Е) и внешний (А) концы указанной кромки, через точку или точку самой передней области (D) и точку или точку самой задней области (В).
9. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что профиль передней кромки (26) соответствует функции Безье или В-сплайну, определенным по отношению к внутреннему (Е) и внешнему (А) концам указанной кромки (26), через точку или точку самой передней области (D) и точку или точку самой задней области (В).
10. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что задняя кромка (28) имеет профиль, в целом параллельный передней кромке (26), причем расстояние между указанными кромками не варьируется более чем на 10%.
11. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 10, отличающаяся тем, что расстояние между задней и передней кромками не варьируется более чем на 5%.
12. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что высота (H1) самой передней части (D) передней кромки (26) больше на 50%, чем общая высота (Н) лопасти минус высота (Н2) самой задней части передней кромки (26).
13. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что наклон передней кромки (26) на ее внешнем конце (А) больше на 20%, чем наклон указанного профиля на его внутреннем конце (Е).
14. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что наклон передней кромки (26) на ее внешнем конце (А) больше на 50%, чем наклон указанного профиля на его внутреннем конце (Е).
15. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что максимальный наклон профиля передней кромки (26) лежит между самой задней частью (В) профиля и его внешним концом (А).
16. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что передняя кромка (26) и/или задняя кромка (28) лежат в плоскости, соответствующей средней плоскости лопасти, находящейся в пределах допуска, составляющего 10% высоты (Н) лопасти.
17. Дозвуковая лопасть (22, 24) по п. 1, отличающаяся тем, что передняя кромка (26) и/или задняя кромка (28) лежат в плоскости, соответствующей средней плоскости лопасти, находящейся в пределах допуска, составляющего 5% высоты (Н) лопасти.
18. Компрессор (8) осевой турбомашины (2), содержащий ротор (4) по меньшей мере с одной ступенью (22) лопастей ротора и статор по меньшей мере с одной ступенью (24) лопастей статора; причем лопасти по меньшей мере одной из ступеней ротора и статора соответствуют одному из пп. 1-17.
19. Осевая турбомашина, содержащая компрессор, причем компрессор соответствует п. 18.
RU2013125095/06A 2012-06-01 2013-05-30 Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина RU2556481C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12170536.2A EP2669475B1 (fr) 2012-06-01 2012-06-01 Aube à profile en S de compresseur de turbomachine axiale, compresseur et turbomachine associée
EP12170536.2 2012-06-01

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013125095A RU2013125095A (ru) 2014-12-10
RU2556481C2 true RU2556481C2 (ru) 2015-07-10

Family

ID=46245480

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013125095/06A RU2556481C2 (ru) 2012-06-01 2013-05-30 Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9957973B2 (ru)
EP (1) EP2669475B1 (ru)
CN (1) CN103452904A (ru)
CA (1) CA2816613C (ru)
RU (1) RU2556481C2 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107250555A (zh) 2015-04-03 2017-10-13 三菱重工业株式会社 动叶片以及轴流式旋转机械
FR3043132B1 (fr) * 2015-10-29 2017-10-20 Snecma Aube non-carenee de redresseur
US10221859B2 (en) 2016-02-08 2019-03-05 General Electric Company Turbine engine compressor blade
EP3205885A1 (de) * 2016-02-10 2017-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Verdichterlaufschaufel und verfahren zum profilieren der verdichterlaufschaufel
CN106122107B (zh) * 2016-09-05 2019-08-16 上海电气燃气轮机有限公司 用于多级轴流压气机的复合弯曲静叶
GB2555429B (en) * 2016-10-27 2020-04-01 Ge Aviation Systems Llc Propeller assembly
US10718214B2 (en) * 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
CN110173459A (zh) * 2019-05-23 2019-08-27 清华大学 叶片及其造型方法和轮机
US11629599B2 (en) * 2019-11-26 2023-04-18 General Electric Company Turbomachine nozzle with an airfoil having a curvilinear trailing edge
BE1028108B1 (fr) 2020-02-28 2021-09-28 Safran Aero Boosters Compresseur transsonique de turbomachine

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2220329C2 (ru) * 1999-12-06 2003-12-27 Дженерал Электрик Компани Изогнутая лопатка компрессора
EP1953341A2 (en) * 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Turbomachine blade and method of design
RU2354854C1 (ru) * 2007-12-20 2009-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2050929B1 (de) * 2004-06-02 2009-10-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Verdichterschaufel, insbesondere für den Fan von Flugzeugtriebwerken
US7547186B2 (en) * 2004-09-28 2009-06-16 Honeywell International Inc. Nonlinearly stacked low noise turbofan stator
JP4719038B2 (ja) * 2006-03-14 2011-07-06 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
JP4863162B2 (ja) * 2006-05-26 2012-01-25 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジンのファン動翼
JP4911344B2 (ja) * 2006-07-04 2012-04-04 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジン
DE102007020476A1 (de) * 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
DE102008055824B4 (de) * 2007-11-09 2016-08-11 Alstom Technology Ltd. Dampfturbine
ITFO20080002A1 (it) 2008-02-19 2008-05-20 Paolo Pietricola Pale rotoriche e statoriche con lean sinusoidale
JP4923073B2 (ja) * 2009-02-25 2012-04-25 株式会社日立製作所 遷音速翼
US7946826B1 (en) * 2010-07-16 2011-05-24 General Electric Company Wind turbine rotor blade with a suction side winglet
US9011084B2 (en) * 2010-09-28 2015-04-21 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Steam turbine stator vane and steam turbine using the same
JP5703750B2 (ja) * 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
US9017036B2 (en) * 2012-02-29 2015-04-28 United Technologies Corporation High order shaped curve region for an airfoil

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2220329C2 (ru) * 1999-12-06 2003-12-27 Дженерал Электрик Компани Изогнутая лопатка компрессора
EP1953341A2 (en) * 2007-01-31 2008-08-06 Rolls-Royce plc Turbomachine blade and method of design
RU2354854C1 (ru) * 2007-12-20 2009-05-10 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора

Also Published As

Publication number Publication date
CN103452904A (zh) 2013-12-18
EP2669475A1 (fr) 2013-12-04
US20140356154A1 (en) 2014-12-04
EP2669475B1 (fr) 2018-08-01
CA2816613A1 (en) 2013-12-01
US9957973B2 (en) 2018-05-01
CA2816613C (en) 2017-05-02
RU2013125095A (ru) 2014-12-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2556481C2 (ru) Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина
US11466572B2 (en) Gas turbine engine with blade channel variations
US10738627B2 (en) Geared low fan pressure ratio fan exit guide vane stagger angle
US8147207B2 (en) Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion
JP5909057B2 (ja) 輪郭形成バンドを有するタービンノズル
CA2333809C (en) Convex compressor casing
US9188017B2 (en) Airfoil assembly with paired endwall contouring
US9506353B2 (en) Lightweight shrouded fan blade
WO2012053024A1 (ja) 遷音速翼
US20100172747A1 (en) Plasma enhanced compressor duct
JP2014508895A (ja) 高キャンバーステータベーン
JP2001355405A (ja) ターボ機械用ブレード
EP2660424A1 (en) Inter-turbine ducts with variable area ratios
US11131205B2 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
US8845286B2 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes
EP3036403A1 (en) Blade or vane arrangement for a gas turbine engine
US10196897B2 (en) Fan exit guide vane platform contouring
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
US10578125B2 (en) Compressor stator vane with leading edge forward sweep
US10422226B2 (en) Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) Gas turbine engine airfoil
US11840939B1 (en) Gas turbine engine with an airfoil

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170531