RU87761U1 - WORKING BLADE OF AXIAL FAN OR COMPRESSOR - Google Patents

Abstract

Рабочая лопатка осевого вентилятора или компрессора с телесной формой, полученной путем «одевания» заданными аэродинамическими профилями средних линий, являющихся линиями пересечения заданной скелетной поверхности нулевой толщины осесимметричными поверхностями тока и построенных по изменяющимся вдоль высоты лопаток заданным распределениям углов вдоль этих средних линий профилей, включая заданные углы на входе в средние линии профилей и заданные углы на выходе из средних линий профилей, отличающаяся тем, что для оптимального распределения аэродинамической нагрузки вдоль средних линий профилей в области лопатки от сечения, на котором натекающий на лопатку поток становится сверхзвуковым в относительном движении, до периферийного сечения, скелетную поверхность образуют средними линиями профилей, построенными по таким распределениям углов вдоль этих линий, в которых к углам (azi), составляющим заданные распределения углов, алгебраически прибавляются корректирующие углы (aci), изменяющиеся вдоль хорды профиля по формуле ! aci=[c1·(bi/Bi)3+c2·(bi/Bi)2+с3·(bi/Bi)]·(аziвых-аziвх), ! где с1 - константа при члене третьей степени, находящаяся в диапазоне -2,71÷-2,61; ! c2 - константа при члене второй степени, находящаяся в диапазоне +4,14÷+4,04; ! c3 - константа при члене первой степени, находящаяся в диапазоне -1,43÷-1,33, Bi - длина хорды профиля, «одетого» на его локальную среднюю линию; ! bi - расстояние вдоль хорды профиля от входа в среднюю линию профиля до места расположения текущего заданного угла azi на локальной средней линии профиля; ! aci - текущий корректирующий угол в градусах, алгебраически суммируемый с текущим заданным углом azi; ! аziвх - заданны�The rotor blade of an axial fan or compressor with a solid shape obtained by “dressing” with the specified aerodynamic profiles of the middle lines, which are the intersection lines of the specified skeletal surface of zero thickness with axisymmetric current surfaces and constructed from the specified distribution of angles along the middle of the blades along these middle lines of the profiles, including given angles at the entrance to the middle lines of the profiles and specified angles at the exit from the middle lines of the profiles, characterized in that for optimal distribution dividing the aerodynamic load along the middle lines of the profiles in the region of the blade from the section on which the flow flowing onto the blade becomes supersonic in relative motion to the peripheral section, the skeletal surface is formed by the middle lines of the profiles constructed from such distributions of angles along these lines in which to the corners ( azi), which constitute the given distribution of angles, correcting angles (aci) are added algebraically, varying along the profile chord according to the formula! aci = [c1 · (bi / Bi) 3 + c2 · (bi / Bi) 2 + c3 · (bi / Bi)] · (aziv-aziвх),! where c1 is a constant for a member of the third degree, which is in the range -2.71 ÷ -2.61; ! c2 is a constant for a term of the second degree, which is in the range + 4.14 ÷ + 4.04; ! c3 is a constant for a first-degree term in the range -1.43 ÷ -1.33, Bi is the length of the profile chord “dressed” on its local midline; ! bi is the distance along the profile chord from the entrance to the midline of the profile to the location of the current given angle azi on the local midline of the profile; ! aci - current correction angle in degrees, algebraically summed with the current given angle azi; ! aziвх - given

Description

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

Предлагаемая полезная модель применяется на стадии профилирования лопатки рабочего колеса вентилятора или компрессора, когда определяется геометрия лопатки, которая должна обеспечивать на выходе из лопатки требуемые распределения вдоль высоты лопатки степеней повышения полного давления, расходов воздуха и эффективностей происходящих в межлопаточных каналах процессов. Сначала для лопатки находят пространственную форму ее скелетной средней поверхности нулевой толщины, которая определяется найденными при профилировании распределениями углов вдоль линий пересечения скелетной поверхности осесимметричными поверхностями тока на различных высотах лопатки. Затем эти линии принимаются за средние линии профилей и «одеваются» телесными профилями выбранной аэродинамической формы и требуемой толщины, в результате чего и образуется телесная конфигурация лопатки. Полезная модель используется на этапе, когда уже найдена требуемая форма скелетной поверхности лопатки, т.е. когда уже известны распределения углов вдоль указанных линий, образующих скелетную поверхность и расположенных на различных высотах лопатки.The proposed utility model is used at the stage of profiling the blades of the fan wheel of the fan or compressor, when the geometry of the blade is determined, which should provide at the outlet of the blade the required distributions along the height of the blade of the degree of increase in total pressure, air flow and efficiency of the processes occurring in the interscapular channels. First, for the blade, the spatial shape of its skeletal middle surface of zero thickness is found, which is determined by the distribution of angles found along the lines of intersection of the skeletal surface with axisymmetric current surfaces at various heights of the blade. Then these lines are taken as the middle lines of the profiles and are “dressed” with body profiles of the chosen aerodynamic shape and the required thickness, as a result of which the body configuration of the scapula is formed. The utility model is used at the stage when the required shape of the skeletal surface of the scapula is already found, i.e. when the distribution of angles along the indicated lines forming the skeletal surface and located at different heights of the scapula is already known.

Известна рабочая лопатка (патент США №US 2007/0065291 с приоритетом от 16 сентября 2005 года), являющаяся неотъемлемой частью рабочего колеса вентилятора или компрессора, выполненного в форме «блиск», когда лопатки и диск составляют единую деталь. При профилировании этой лопатки использована такая скелетная поверхность нулевой толщины, у которой образующие ее кривые линии на поверхностях тока на всей высоте лопатки имеют выпуклость только в сторону против вращения на всей длине каждой линии. Это позволяет заключить, что аэродинамическая нагрузка распределена приблизительно равномерно вдоль длины указанной линии на всех высотах лопатки.Known rotor blade (US patent No. US 2007/0065291 with priority dated September 16, 2005), which is an integral part of the impeller of a fan or compressor, made in the form of "blisk" when the blades and the disk make up a single part. When profiling this blade, a skeletal surface of zero thickness was used, in which the curved lines forming it on the current surfaces at the entire height of the blade have a convexity only to the side against rotation along the entire length of each line. This allows us to conclude that the aerodynamic load is distributed approximately evenly along the length of the specified line at all blade heights.

Наиболее близкой к предлагаемой рабочей лопатке осевого вентилятора или компрессора является описанная в патенте США №6071077 от 6 января 2000 года лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого вентилятора или компрессора. Для профилирования закрепленных на диске этого рабочего колеса лопаток задана скелетная поверхность, сложная пространственная форма которой выбрана вследствие необходимости обеспечения на разных высотах лопатки требуемых распределений углов вдоль образующих ее линий на поверхностях тока, в частности, углов на входе в линию, углов на выходе из линии и углов поворота, равных разности между углом выхода и углом входа (углы входа и выхода отсчитываются от фронта лопатки). В лопатке этого рабочего колеса каждая средняя линия профиля, образующая заданную скелетную поверхность нулевой толщины, «одета» аэродинамическими профилями с изменяющимися по высоте формой и максимальной толщиной. В результате этого скелетную поверхность лопатки охватывают поверхность разряжения и поверхность сжатия, образуя необходимую для прочности поперечную толщину лопатки. Входная кромка лопатки выполнена саблевидной с выпуклостью вперед в средней части лопатки и со скосом назад от радиального направления в ее периферийной области. Такая форма входной кромки лопатки делает ее в верхней части подобной стреловидному крылу самолета, что способствует снижению потерь при торможении натекающего потока в периферийной области лопатки. Предложенная в этом патенте геометрия лопатки приводит к тому, что на режимах с максимальной частотой вращения ротора в точках характеристик, находящихся на границе устойчивой работы рабочего колеса, торможение относительного сверхзвукового потока в межлопаточном канале в примыкающей к периферии области осуществляется в скачке уплотнения, приблизительно перпендикулярном к направлению потока и расположенном в межлопаточном канале перед входной кромкой последующей лопатки канала. Это обстоятельство, как будет объяснено ниже, ограничивает диапазон устойчивой работы этого рабочего колеса.Closest to the proposed working blade of the axial fan or compressor is described in US patent No. 6071077 dated January 6, 2000, the blade of the impeller of a high-speed axial fan or compressor. To profile the blades fixed to the disk of this impeller, a skeletal surface is set, the complex spatial shape of which is selected due to the need to provide at different heights of the blade the required angle distributions along its lines on the current surfaces, in particular, the angles at the entrance to the line, the angles at the exit of the line and rotation angles equal to the difference between the exit angle and the entry angle (the entry and exit angles are counted from the front of the blade). In the blade of this impeller, each midline of the profile, forming a given skeletal surface of zero thickness, is “dressed” with aerodynamic profiles with a shape that varies in height and maximum thickness. As a result of this, the skeletal surface of the blade covers the surface of the vacuum and the compression surface, forming the transverse thickness of the blade necessary for strength. The input edge of the scapula is made saber with a bulge forward in the middle part of the scapula and with a bevel back from the radial direction in its peripheral region. This shape of the input edge of the blade makes it in the upper part similar to the swept wing of the aircraft, which helps to reduce losses during braking of the incoming flow in the peripheral region of the blade. The blade geometry proposed in this patent leads to the fact that in regimes with a maximum rotor speed at the points of characteristics located on the boundary of the stable operation of the impeller, the relative supersonic flow in the interscapular channel is decelerated in the region adjacent to the periphery in a compression shock approximately perpendicular to flow direction and located in the interscapular channel in front of the inlet edge of the subsequent channel blade. This circumstance, as will be explained below, limits the range of stable operation of this impeller.

Технической задачей предлагаемой полезной модели является расширение диапазона устойчивой работы рабочего колеса высокооборотного осевого вентилятора или компрессора за счет оптимального перераспределения аэродинамической нагрузки в рабочей лопатке вдоль образующих скелетную поверхность средних линий профиля в примыкающей к периферии области лопатки, где в высокооборотных вентиляторах и компрессорах на нее натекает сверхзвуковой поток в относительном движении.The technical task of the proposed utility model is to expand the range of stable operation of the impeller of a high-speed axial fan or compressor due to the optimal redistribution of the aerodynamic load in the working blade along the mid-profile lines forming the skeletal surface in the area of the blade adjacent to the periphery of the blade, where in high-speed fans and compressors supersonic flows flow in relative motion.

Технический результат достигается в рабочей лопатке вентилятора или компрессора, полученной путем «одевания» заданными аэродинамическими профилями средних линий, являющихся линиями пересечения заданной скелетной поверхности нулевой толщины осесимметричными поверхностями тока и построенных по изменяющимся вдоль высоты лопаток заданным распределениям углов вдоль этих средних линий профилей, включая заданные углы на входе в средние линии профилей и заданные углы на выходе из средних линий профилей, для оптимального распределения аэродинамической нагрузки вдоль средних линий профилей в области лопатки от сечения, на котором натекающий на лопатку поток становится сверхзвуковым в относительном движении, до периферийного сечения, скелетную поверхность образуют средними линиями профилей, построенными по таким распределениям углов вдоль этих линий, в которых к углам (а_zi), составляющим заданные распределения углов, алгебраически прибавляются корректирующие углы (а_ci), изменяющиеся вдоль хорды профиля по формулеThe technical result is achieved in the working blade of a fan or compressor, obtained by “dressing” the middle lines with the specified aerodynamic profiles, which are the intersection lines of the specified skeletal surface of zero thickness with axisymmetric current surfaces and constructed from the given distribution of angles along these middle lines of the profiles, including given angles at the entrance to the middle lines of the profiles and specified angles at the exit from the middle lines of the profiles, for optimal distribution of a of the dynamic load along the center lines of the profiles in the region of the blade from the section on which the flow flowing to the blade becomes supersonic in relative motion to the peripheral section, the skeletal surface is formed by the middle lines of the profiles constructed from such distributions of angles along these lines in which to the corners (a _zi ), which constitute the given distribution of angles, the correcting angles (a _ci ), varying along the profile chord according to the formula

a_ci=[c₁×(b_i/B_i)³+c₂×(b_i/B_i)²+с₃×(b_i/В_i)]×(а_ziвых-а_ziвх),a _ci = [c ₁ × (b _i / B _{i) 2} + c ³ × (b _i / B _i) ² + ₃ × (b _i / B _i)] × (specified as _{zivyh zivh)}

где с₁ - константа при члене третьей степени, находящаяся в диапазоне -2,71÷-2,61, c₂ - константа при члене второй степени, находящаяся в диапазоне +4,14÷+4,04, c₃ - константа при члене первой степени, находящаяся в диапазоне -1,43÷-1,33, B_i - длина хорды профиля, «одетого» на его локальную среднюю линию, b_i - расстояние вдоль хорды профиля от входа в среднюю линию профиля до места расположения текущего заданного угла а_zi на локальной средней линии профиля, а_сi - текущий корректирующий угол в градусах, алгебраически суммируемый с текущим заданным углом a_zi, а_ziвх - заданный угол в градусах на входе в локальную среднюю линию профиля, а_ziвых - заданный угол в градусах на выходе из локальной средней линии профиля.where c ₁ is a constant for a third-degree term in the range -2.71 ÷ -2.61, c ₂ is a constant for a second-degree term in the range + 4.14 ÷ + 4.04, c ₃ is a constant for first-degree member, which is in the range -1.43 ÷ -1.33, B _i is the length of the profile chord “dressed” on its local midline, b _i is the distance along the profile chord from the entrance to the middle profile line to the location of the current _zi a predetermined angle to the local centerline profile, and _ci - the current correction angle in degrees, with the current algebraically summable predetermined angle a _zi, and _ziv - a predetermined angle in degrees at the input of the local mean profile line and _zivyh - predetermined angle in degrees at the output of the local average line profile.

Дополнительно сущность полезной модели поясняется описанием и фигурами, где:Additionally, the essence of the utility model is illustrated by the description and figures, where:

на фиг.1 показана применяемая для типичной рабочей лопатки скелетная поверхность нулевой толщины, составленная из средних линий профилей, на фиг.2 приведен вид типичного аэродинамического профиля лопатки рабочего колеса, «одетого» на среднюю линию профиля в сечении на осесимметричной поверхности тока,figure 1 shows the skeletal surface of zero thickness used for a typical working blade, composed of the middle lines of the profiles, figure 2 shows a typical aerodynamic profile of the blades of the impeller, "dressed" on the middle line of the profile in cross section on an axisymmetric current surface,

на фиг.3 сопоставлены заданное и предлагаемое заявляемой полезной моделью распределение углов вдоль средней линии профиля в сечении на осесимметричной поверхности тока, расположенной в примыкающей к периферии области рабочей лопатки, на фиг.4 представлены развертки на осесимметричной поверхности тока, расположенной в примыкающей к периферии области рабочей лопатки, для межлопаточных каналов, образованных сечениями лопаток, спрофилированных с использованием заданной и предлагаемой в заявляемой полезной модели скелетных поверхностей нулевой толщины.figure 3 compares the set and proposed by the claimed utility model distribution of angles along the midline of the profile in cross section on an axisymmetric current surface located in an adjacent to the periphery region of the working blade, figure 4 presents a scan on an axisymmetric surface of a current located in an adjacent region of the periphery working blades for interscapular channels formed by sections of blades profiled using a predetermined and proposed in the claimed utility model of skeletal surfaces zero thickness.

На фиг.1 показана используемая для профилирования типичной рабочей лопатки скелетная поверхность 1 нулевой толщины, построенная на средних линиях 2 профилей, являющихся линиями пересечения этой скелетной поверхности 1 осесимметричными поверхностями тока 3 с осью симметрии 4, представляющей собой ось вращения рабочего колеса. Линия 5, проходящая по входным концам 6 средних линий 2, и линия 7, соединяющая выходные концы 8 средних линий 2, образуют соответственно входную и выходную кромки рабочей лопатки. Линии 9 соединяют на средних линиях 2 точки 10, в которых задаются значения углов, составляющих их распределения вдоль средних линий 2, по которым определяются координаты средних линий 2 профилей. В месте расположения некоторой средней линии 11 натекающий в относительном движении на лопатку поток становится сверхзвуковым. Заявляемую полезную модель следует использовать для коррекции средних линий 2, расположенных в области лопатки от средней линии 11 до периферии лопатки.Figure 1 shows the skeletal surface 1 of zero thickness used for profiling a typical working blade, built on the midlines of 2 profiles, which are the intersection lines of this skeletal surface 1 with axisymmetric current surfaces 3 with a symmetry axis 4 representing the axis of rotation of the impeller. Line 5, passing along the input ends 6 of the middle lines 2, and line 7 connecting the output ends 8 of the middle lines 2, form respectively the input and output edges of the working blades. Lines 9 connect the points 10 on the middle lines 2, at which the angles that make up their distribution along the middle lines 2, which determine the coordinates of the middle lines 2 of the profiles, are set. At the location of a certain midline 11, the flow flowing in relative motion to the scapula becomes supersonic. The inventive utility model should be used to correct the middle lines 2 located in the region of the scapula from the middle line 11 to the periphery of the scapula.

На фиг.2 в сечении на осесимметричной поверхности тока 3 показана одна из средних линий 2, на которую «одет» заданный аэродинамический профиль 12 лопатки рабочего колеса. Аэродинамический профиль 12 образует сторону разрежения 13 и сторону сжатия 14. Для расположенных на разной высоте лопатки линиях 2 могут быть заданы аэродинамические профили 12 разной требуемой формы с убывающей максимальной толщиной 15 при увеличении расстояния расположения средней линии 2 профиля 12 от оси вращения 4 рабочего колеса. Угол 16 (а_ziвх) на входе 17 в среднюю линию 2 профиля 12 (или входной угол профиля) и угол 18 (а_ziвых) на выходе 19 из средней линии 2 профиля 12 (или выходной угол профиля) определяются как углы между касательными 20 и 21 к средней линии 2 в соответствующем месте и фронтом 22 профилей 12. На фиг.2 показаны также хорда 23 (B_i) профиля 12, равная расстоянию от входа 17 в среднюю линию 2 до выхода 19 из средней линии 2, и расстояние 24 (b_i) вдоль хорды профиля от входа 17 в среднюю линию 2 профиля 12 до места расположения 25 текущего заданного угла (а_zi) на средней линии 2 профиля 12.Figure 2 in cross section on an axisymmetric surface of the current 3 shows one of the middle lines 2, on which the specified aerodynamic profile 12 of the impeller blades is “dressed”. The aerodynamic profile 12 forms the rarefaction side 13 and the compression side 14. For lines 2 located at different blade heights, aerodynamic profiles 12 of different desired shapes with decreasing maximum thickness 15 can be set with increasing distance of the midline 2 of profile 12 from the axis of rotation 4 of the impeller. The angle 16 (and _ziвх ) at the entrance 17 to the middle line 2 of the profile 12 (or the input corner of the profile) and the angle 18 (and _zivy ) at the exit 19 from the middle line 2 of the profile 12 (or the output angle of the profile) are defined as the angles between the tangents 20 and 21 to the midline 2 at the appropriate location and the front 22 of the profiles 12. FIG. 2 also shows the chord 23 (B _i ) of the profile 12, equal to the distance from the entrance 17 to the middle line 2 to the exit 19 from the middle line 2, and the distance 24 ( b _i ) along the profile chord from the entrance 17 to the middle line 2 of the profile 12 to the location 25 of the current given angle (a _zi ) on the middle line 2 of the profile i'm 12.

На фиг.3 представлены заданное 26 и предлагаемое 27 заявляемой полезной моделью распределения углов (а_i) от расстояния 24 (b_i) вдоль хорды 23 (В_i) локальной средней линии 2 профиля 12, определяющие форму этой локальной средней линии 2, расположенной в осесимметричной поверхности тока 3, находящейся в примыкающей к периферии области рабочей лопатки. На фиг.3 показаны также величины заданного угла 16 (а_ziвх) на входе в локальную среднюю линию 2 профиля 12, заданного угла 18 (а_ziвых) на выходе из локальной средней линии 2 профиля 12, текущего корректирующего угла 28(a_ci), алгебраически суммируемого с текущим заданным углом 29 (a_zi), и полученного от этого суммирования в соответствии с заявляемой полезной моделью текущего угла 30 (a_ni).Figure 3 presents the target 26 and proposed 27 by the claimed utility model of the distribution of angles (a _i ) from the distance 24 (b _i ) along the chord 23 (B _i ) of the local midline 2 of profile 12, defining the shape of this local midline 2 located in axisymmetric current surface 3, located in adjacent to the periphery of the region of the working blades. Figure 3 also shows the values of a given angle 16 (a _ziin ) at the entrance to the local _center line 2 of profile 12, a predetermined angle 18 (a _ziout ) at the outlet of the local center line 2 of profile 12, the current correction angle 28 (a _ci ), algebraically summed with the current given angle 29 (a _zi ), and obtained from this summation in accordance with the claimed utility model of the current angle 30 (a _ni ).

На фиг.4 представлены на осесимметричной поверхности тока 3, расположенной в примыкающей к периферии области рабочей лопатки, развертки двух межлопаточных каналов, образованных парами соседних профилей 31 и 32, спрофилированных соответственно с использованием заданного и предлагаемого в заявляемой полезной модели распределений углов 29 (а_zi) и 30 (a_ni) для построения средних линий 33 и 34 этих профилей. На фиг.4 для межлопаточного канала, спрофилированного с использованием заданного распределения углов 29 (a_zi), показано также расположение скачка уплотнения 35 перед входной кромкой последующей лопатки межлопаточного канала, которое соответствует точке характеристики, находящейся на границе устойчивой работы рабочего колеса на режимах с максимальной или близкой к ней частотой вращения ротора. Для межлопаточного канала, спрофилированного с использованием предлагаемого в заявляемой полезной модели распределения углов 30 (a_ni), в этой же точке характеристики, на этих же режимах и при одинаковом со случаем заданного распределения углов противодавлении за рабочим колесом скачок уплотнения 36 (фиг.4) занимает положение в глубине межлопаточного канала вблизи максимального изгиба стороны разрежения аэродинамического профиля 32 предшествующей лопатки.Figure 4 presents on the axisymmetric surface of the current 3, located in the adjacent adjacent to the periphery region of the working blade, the development of two interscapular channels formed by pairs of adjacent profiles 31 and 32, profiled respectively using the specified and proposed in the claimed utility model of the distribution of angles 29 (and _zi ) and 30 (a _ni ) for plotting the midlines 33 and 34 of these profiles. Figure 4 for the interscapular channel, profiled using a given distribution of angles 29 (a _zi ), also shows the location of the shock seal 35 in front of the input edge of the subsequent vanes of the interscapular channel, which corresponds to a point of characteristic located on the boundary of the stable operation of the impeller at maximum speed or a rotor speed close to it. For the interscapular channel profiled using the distribution of angles 30 (a _ni ) proposed in the claimed utility model, at the same characteristic point, in the same modes and with the same distribution of back pressure angles behind the impeller, the shock wave 36 (Fig. 4) occupies a position in the depth of the interscapular canal near the maximum bend of the rarefaction side of the aerodynamic profile 32 of the previous blade.

Применение в вышеприведенной формуле для нахождения корректирующих углов а_ci левых граничных значений констант с₁÷c₃ из их диапазонов изменения (с₁=-2,71, c₂=+4,14, с₃=-1,43) приводит к изменению величины корректирующего угла a_ci от значения 0,0 при b_i/В_i=0 до максимального по модулю отрицательного значения, составляющего 0,142 от разности заданных выходного и входного углов профиля (а_ziвых-а_ziвх), при b_i/В_i=0,22, далее до значения 0,0 при b_i/В_i=0,53, затем до максимального по модулю положительного значения, составляющего 0,118 от разности заданных выходного и входного углов профиля (а_ziвых-а_ziвх), при b_i/В_i=0,79 и, наконец, до значения 0,0 при b_i/В_i=1. При вышеуказанных значениях констант с₁÷с₃ величина снимаемой части аэродинамической нагрузки, действующей на первую половину локального аэродинамического профиля, приблизительно равна величине части аэродинамической нагрузки, добавляемой к нагрузке, действующей на вторую половину локального аэродинамического профиля.The use in the above formula for finding the correcting angles a _{ci of the} left boundary values of constants with ₁ ÷ c ₃ from their ranges of change (from ₁ = -2.71, c ₂ = + 4.14, with ₃ = -1.43) leads to a change in the value of the correction angle a _ci from a value of 0.0 at b _i / В _i = 0 to a maximum negative absolute value of 0.142 of the difference between the given output and input angles of the profile (and _zi-out -a _ziвх ), with b _i / В _i = 0.22, then to a value of 0.0 with b _i / B _i = 0.53, then to a maximum modulo positive value of 0.118 of the difference between the given output and the input profile angles (and _{zi-out-a zi-in} ), at b _i / В _i = 0.79 and, finally, to a value of 0.0 at b _i / В _i = 1. At the above values of constants from ₁ ÷ _{3, the} magnitude of the removed part of the aerodynamic load acting on the first half of the local aerodynamic profile is approximately equal to the magnitude of the part of the aerodynamic load added to the load acting on the second half of the local aerodynamic profile.

При увеличении радиуса расположения локального аэродинамического профиля величина разности заданных выходного и входного углов профиля (а_ziвых-a_ziвх) уменьшается, а, следовательно, уменьшается и величина модулей текущих корректирующих углов а_сi. Однако вследствие того, что с увеличением радиуса расположения локального аэродинамического профиля одновременно увеличивается и число М натекающего в относительном движении на локальный аэродинамический профиль сверхзвукового потока, то относительная доля аэродинамической нагрузки, переносимая с первой половины локального аэродинамического профиля на его вторую половину в соответствии с заявляемым изобретением, сохраняется приблизительно одинаковой для всех радиусов расположения локальных аэродинамических профилей в области лопатки, обтекаемой сверхзвуковым потоком.With an increase in the radius of the local aerodynamic profile, the difference between the specified output and input angles of the profile (and _ziout -a _ziin ) decreases, and, consequently, the magnitude of the moduli of the current correction angles a _ci decreases. However, due to the fact that with an increase in the radius of the local aerodynamic profile, the number M flowing in relative motion to the local aerodynamic profile of the supersonic flow simultaneously increases, the relative proportion of the aerodynamic load transferred from the first half of the local aerodynamic profile to its second half in accordance with the claimed invention , remains approximately the same for all radii of local aerodynamic profiles in the region opatki streamlined supersonic flow.

Благодаря отличительным признакам заявляемой полезной модели, в частности при использовании вышеуказанных левых граничных значений констант c₁÷c₃ для нахождения корректирующих углов а_сi, вследствие перехода от профилирования лопатки с применением заданных распределений углов а_zi к профилированию лопатки с применением предлагаемых в заявляемом изобретении распределений углов а_ni в области лопатки, где на нее натекает сверхзвуковой поток в относительном движении, происходит перераспределение аэродинамической нагрузки на локальные аэродинамические профили. Это перераспределение проявляется в том, что часть аэродинамической нагрузки снимается с первой половины локальных аэродинамических профилей и переносится на его вторую половину при сохранении суммарной аэродинамической нагрузки на локальный аэродинамический профиль. Применение такого перераспределения аэродинамической нагрузки вдоль локального аэродинамического профиля в области лопатки, на которую натекает сверхзвуковой поток, способствует тому, что (см. фиг.4) при противодавлении в точке характеристики, которая в случае применения заданных распределений углов а_zi находится на границе устойчивой работы рабочего колеса на режимах с максимальной или близкой к ней частотой вращения ротора вследствие положения скачка уплотнения в межлопаточном канале перед входной кромкой последующей лопатки, при применении предлагаемых в заявляемом изобретении распределений углов a_ni скачок уплотнения остается еще в глубине межлопаточного канала вблизи максимального изгиба стороны разрежения аэродинамического профиля предшествующей лопатки. Отсюда следует, что при применении предлагаемых в заявляемой полезной модели распределений углов a_ni для перемещения скачка уплотнения в положение перед входной кромкой последующей лопатки, соответствующее границе устойчивой работы, требуется более высокое противодавление за рабочим колесом. Это означает, что граница устойчивой работы рабочего колеса смещается влево, тем самым, расширяя диапазон устойчивой работы рабочего колеса, снабженного рабочими лопатками с отличительными признаками заявляемой полезной модели.Due to the distinguishing features of the claimed utility model, in particular, when using the above left boundary values of the constants c ₁ ÷ c ₃ to find the correcting angles a _ci , due to the transition from profiling the blades using the given distributions of the angles a _zi to profiling the blades using the distributions proposed in the present invention angles a _ni in the region of the blade, where a supersonic flow in relative motion flows on it, the aerodynamic load is redistributed to local aerodynamic profiles. This redistribution is manifested in the fact that part of the aerodynamic load is removed from the first half of the local aerodynamic profiles and transferred to its second half while maintaining the total aerodynamic load on the local aerodynamic profile. The application of such a redistribution of the aerodynamic load along the local aerodynamic profile in the region of the blade on which the supersonic flow flows, contributes to the fact that (see Fig. 4), when the pressure is counter-pressure at the point of the characteristic, which, when applying the given distribution of angles a _zi, is at the boundary of stable operation the impeller in modes with a maximum or close to it rotor speed due to the position of the shock wave in the interscapular channel in front of the input edge of the subsequent blades, when USAGE angle distributions proposed in the claimed invention, a _ni shock wave still remains in the depth of interblade channel near the maximum of bending the suction side of the airfoil blades prior. It follows that when applying the angular distributions a _ni proposed in the claimed utility model to move the seal shock to the position in front of the input edge of the subsequent blade, corresponding to the boundary of stable operation, a higher back pressure behind the impeller is required. This means that the boundary of the stable operation of the impeller is shifted to the left, thereby expanding the range of stable operation of the impeller equipped with impellers with distinctive features of the claimed utility model.

Claims (1)

Рабочая лопатка осевого вентилятора или компрессора с телесной формой, полученной путем «одевания» заданными аэродинамическими профилями средних линий, являющихся линиями пересечения заданной скелетной поверхности нулевой толщины осесимметричными поверхностями тока и построенных по изменяющимся вдоль высоты лопаток заданным распределениям углов вдоль этих средних линий профилей, включая заданные углы на входе в средние линии профилей и заданные углы на выходе из средних линий профилей, отличающаяся тем, что для оптимального распределения аэродинамической нагрузки вдоль средних линий профилей в области лопатки от сечения, на котором натекающий на лопатку поток становится сверхзвуковым в относительном движении, до периферийного сечения, скелетную поверхность образуют средними линиями профилей, построенными по таким распределениям углов вдоль этих линий, в которых к углам (a_zi), составляющим заданные распределения углов, алгебраически прибавляются корректирующие углы (a_ci), изменяющиеся вдоль хорды профиля по формулеThe rotor blade of an axial fan or compressor with a solid shape obtained by “dressing” with the specified aerodynamic profiles of the middle lines, which are the intersection lines of the specified skeletal surface of zero thickness with axisymmetric current surfaces and constructed from the specified distribution of angles along the middle of the blades along these middle lines of the profiles, including given angles at the entrance to the middle lines of the profiles and specified angles at the exit from the middle lines of the profiles, characterized in that for optimal distribution dividing the aerodynamic load along the middle lines of the profiles in the region of the blade from the section on which the flow flowing onto the blade becomes supersonic in relative motion to the peripheral section, the skeletal surface is formed by the middle lines of the profiles constructed from such distribution of angles along these lines, in which to the corners ( a _zi ), which constitute the given distribution of angles, the correcting angles (a _ci ), varying along the profile chord according to the formula a_ci=[c₁·(b_i/B_i)³+c₂·(b_i/B_i)²+с₃·(b_i/B_i)]·(а_ziвых-а_ziвх),a _ci = [c ₁ · (b _i / B _{i) 2} + c ³ · (b _i / B _i) ² + c _{3 · (b i / B i)} ] · ( a _{zivyh zivh} s) где с₁ - константа при члене третьей степени, находящаяся в диапазоне -2,71÷-2,61;where c ₁ is a constant for a member of the third degree, which is in the range -2.71 ÷ -2.61; c₂ - константа при члене второй степени, находящаяся в диапазоне +4,14÷+4,04;c ₂ is a constant for a term of the second degree, which is in the range + 4.14 ÷ + 4.04; c₃ - константа при члене первой степени, находящаяся в диапазоне -1,43÷-1,33, B_i - длина хорды профиля, «одетого» на его локальную среднюю линию;c ₃ is a constant for a member of the first degree, which is in the range -1.43 ÷ -1.33, B _i is the length of the chord of the profile, "dressed" on its local midline; b_i - расстояние вдоль хорды профиля от входа в среднюю линию профиля до места расположения текущего заданного угла a_zi на локальной средней линии профиля;b _i is the distance along the profile chord from the entrance to the midline of the profile to the location of the current specified angle a _zi on the local midline of the profile; a_ci - текущий корректирующий угол в градусах, алгебраически суммируемый с текущим заданным углом a_zi;a _ci - current correction angle in degrees, algebraically summed with the current given angle a _zi ; а_ziвх - заданный угол в градусах на входе в локальную среднюю линию профиля;and _ziвх - a given angle in degrees at the entrance to the local midline of the profile; a_ziвых - заданный угол в градусах на выходе из локальной средней линии профиля.

a _ziout - the given angle in degrees at the exit from the local midline of the profile.