Лопасть с несимметричной полкой, рабочее лопастное колесо, турбомашина и участок соплового аппарата турбомашины

Авторы патента:

ГИМБАР Жан-Мишель (FR)

КЮЭНИ Оливье (FR)

ПЭНТА Людовик (FR)

F01D5/14 - форма и конструкция (выбор материалов, меры против эрозии или коррозии F01D 5/28)

Владельцы патента RU 2498081:

СНЕКМА (FR)

Лопасть (10) для рабочего лопастного колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль и, по меньшей мере, одну полку на одном конце аэродинамического профиля. Лопасть (10) приспособлена для расположения совместно с множеством по существу одинаковых лопастей таким образом, чтобы формировать кольцо. Поверхность полки имеет профиль (80) на стороне поверхности разрежения и профиль (85) на стороне нагнетающей поверхности, соответственно, вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. У лопасти профиль (85) нагнетающей поверхности имеет углубленную часть (I) нагнетающей поверхности, расположенную в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля. Большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе профилей (80, 85) поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. Благодаря этой конфигурации эффективность лопасти и турбомашины повышена за счет снижения турбулентности вблизи поверхности полки лопасти. 4 н. и 13 з.п. ф-лы, 8 ил.

Настоящее изобретение относится к лопасти для лопастного рабочего колеса турбомашины, содержащей аэродинамический профиль, который имеет нагнетающую поверхность, поверхность разрежения, заднюю кромку и переднюю кромку, при этом лопасть дополнительно содержит полку, проходящую от одного из концов аэродинамического профиля в направлении, которое по существу перпендикулярно продольному направлению аэродинамического профиля, причем лопасть выполнена таким образом, чтобы вместе с множеством по существу одинаковых лопастей образовывать кольцо вокруг оси кольца и определять верхнюю и нижнюю по потоку области, при этом аэродинамические профили установлены по существу радиально на кольце, причем соседние участки поверхностей полок двух соседних лопастей, расположенные между соответствующими аэродинамическими профилями, образуют поверхность между аэродинамическими профилями, при этом поверхность полки имеет профиль поверхности разрежения и профиль нагнетающей поверхности, которые проходят, соответственно, вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности.

Объединение таких лопастей вокруг общей оси позволяет составить лопастное колесо, ось которого является осью кольца. Это лопастное колесо может быть подвижным и, таким образом, может получать энергию от высокоскоростного потока или сообщать энергию высокоскоростному потоку, проходящему через это лопастное колесо; оно также может быть неподвижным, и в этом случае его функция состоит в направлении высокоскоростного потока.

Лопасть может представлять собой отдельную деталь, как таковую, или составлять единое целое с другими лопастями, с тем, чтобы, например, формировать участок соплового аппарата или многолопастной диск.

Обычно турбомашина содержит несколько лопастных ступеней, при этом каждая ступень образует рабочее колесо турбомашины или рабочее лопастное колесо, последовательно установленное вдоль канала для потока рабочей среды через турбомашину (каналов может быть несколько, особенно в случае с двухконтурными двигателями). Эффективность работы такой турбомашины зависит непосредственно от технических возможностей каждого из ее рабочих лопастных колес и, следовательно, прежде всего, от каждой лопасти, как части этого колеса, для эффективного взаимодействия с высокоскоростным потоком, то есть, без излишнего рассеяния энергии. Следует отметить, что именно в авиационных турбомашинах, таких как турбореактивные или турбовинтовые двигатели, скорости высокоскоростного потока могут быть весьма значительными, а именно, сверхзвуковыми: для лопасти, находящейся в таком высокоскоростном потоке, важно оптимизировать качество высокоскоростного потока, проходящего вокруг лопасти.

Естественно, что форма аэродинамического профиля этой лопасти должна быть оптимизирована таким образом, чтобы эффективно направлять высокоскоростной поток или получать от высокоскоростного потока или передавать ему максимальную энергию без рассеивания из-за нагрева.

Однако хотя форма аэродинамического профиля является важным фактором, было установлено, что форма поверхности полки сбоку от этого аэродинамического профиля также оказывает большое влияние на качество высокоскоростного потока, проходящего по лопасти. Так, например, диссипативные потери на этой поверхности в турбомашине в ступени низкого давления турбины могут достигать 30% от общих потерь, происходящих в этой ступени.

Далее для упрощения описания поверхностью полки будет называться та поверхность полки, которая находится сбоку от аэродинамического профиля, без повторения, на какой именно стороне от этого профиля она расположена.

Прохождение высокоскоростного потока вокруг лопастей, указанных во вводной части, показано на фиг.1 и 2.

На фиг.1 показаны три идентичные лопасти 10, которые являются частью лопастного рабочего колеса 100, представленного на фиг.2. Каждая из этих лопастей 10 предназначена для соединения с другими такими же лопастями 10 для формирования лопастного рабочего колеса 100. Это лопастное колесо по существу составлено из лопастей 10, установленных на роторном диске 20. В лопастном колесе 100 лопасти 10 установлены в осевом направлении симметрично вокруг оси А колеса. Обычно высокоскоростной поток рабочей среды проходит вдоль оси А от верхней по потоку к нижней по потоку стороне колеса.

Каждая лопасть 10 содержит аэродинамический профиль 50, полку 60, а также хвостовик 66, в представленном конкретном случае с лопастью ротора, для прикрепления этой лопасти к роторному диску. Полка 60 проходит в направлении, которое является по существу перпендикулярным продольному направлению аэродинамического профиля 50, и содержит поверхность 62 полки сбоку от аэродинамического профиля. Когда лопасти 10 соединены друг с другом, их полки объединяются попарно для образования по существу непрерывной поверхности, то есть, так называемой "поверхности 70 между аэродинамическими профилями", проходящей от нагнетающей поверхности 56 одного аэродинамического профиля к поверхности 58 разрежения соседнего аэродинамического профиля. При этом поверхность 62 полки соединена с внешними поверхностями аэродинамического профиля 50 при помощи соединительных поверхностей 18 (которые по существу являются соединительными валиками с постепенным уменьшением толщины по радиусу).

Следует также отметить, что в примерах, показанных на фиг.1-3, поверхность 62 полки 60 является поверхностью вращения, то есть, находящийся там участок поверхности является по существу частью поверхности вращения вокруг оси А рабочего лопастного колеса. Здесь поверхность вращения вокруг оси обозначает поверхность, создаваемую вращением кривой вокруг указанной оси. Такая форма является обычной для поверхностей полок лопастей рабочих лопастных колес турбомашин.

В потоке, когда высокоскоростной поток достигает передней кромки аэродинамического профиля 50, он разделяется на две части, проходя частично по стороне нагнетающей поверхности 56 и частично по стороне поверхности 58 разрежения аэродинамического профиля 50. На фиг.3 схематично показано, как в "канале 30 между аэродинамическими профилями", проходящем между аэродинамическими профилями, создается поле давления.

На фиг.3 показано сечение, проходящее перпендикулярно относительно соответствующих осей аэродинамических профилей двух лопастей 10 и 10', установленных рядом друг с другом на рабочем лопастном колесе. А именно, на фиг.3 показано поле давления, которое обычно можно наблюдать вблизи поверхности 70 между аэродинамическими профилями между поверхностью 58 разрежения первого аэродинамического профиля и нагнетающей поверхностью 56' второго аэродинамического профиля.

На фиг.3 при помощи изобарической кривой показана область 40, соответствующая сравнительно высокому давлению, и область 42, соответствующая относительно низкому давлению, и эти показатели давления наблюдаются в высокоскоростном потоке во время работы турбомашины. Между нагнетающей поверхностью и поверхностью разрежения двух аэродинамических профилей наблюдается большой градиент J давления вследствие того, что давление у нагнетающей поверхности больше, чем давление у поверхности разрежения. Под воздействием эффекта, вызываемого этим градиентом J давления, у хвостовика аэродинамических профилей создается поток, проходящий поперек канала 30 "между аэродинамическими профилями", при этом частицы, отклоненные таким образом, отталкиваются в направлении к поверхности разрежения аэродинамического профиля 50. Таким образом, внутри канала 30 "между аэродинамическими профилями" создаются сильные вторичные потоки, имеющие направление, не совпадающее с основным направлением потока, и эти вторичные потоки создают завихрения вблизи поверхности разрежения.

С целью попытки ограничения происходящего в результате этого ненужного рассеяния энергии вблизи поверхности между аэродинамическими профилями, согласно патенту США №7220100 была предложена форма поверхности между аэродинамическими профилями, которая, главным образом, содержит выпуклую область, расположенную непосредственно у нагнетающей поверхности аэродинамического профиля, и вогнутую область, расположенную непосредственно у поверхности разрежения аэродинамического профиля, при этом каждая из этих областей расположена по существу в средней точке хорды аэродинамического профиля. Несмотря на это усовершенствование, в пространстве между двумя аэродинамическими профилями еще остается ряд рассеивающих энергию вихревых потоков, и, следовательно, существует необходимость в лопасти такой формы, которая бы обеспечивала дальнейшее уменьшение побочных вихревых потоков, образующихся в этом пространстве.

Согласно патенту США №6283713 предложена другая форма поверхности между аэродинамическими профилями, содержащая с одной стороны выпуклый участок, прилегающий к поверхности разрежения лопасти, и вогнутый участок, прилегающий к нагнетающей поверхности лопасти, причем эти два участка имеют значительные размеры, поскольку они проходят по большей части длины хорды лопасти. Согласно альтернативному варианту, эта лопасть содержит у своей задней кромки выступ и выемку, расположенные, соответственно, на стороне поверхности разрежения и стороне нагнетающей поверхности. Однако эти конфигурации поверхности между аэродинамическими профилями не позволяют успешно решить проблему ненужного рассеяния энергии вблизи этой поверхности.

Первой задачей настоящего изобретения является создание лопасти, подобной представленной во вводной части, которая может минимизировать ненужное рассеяние энергии, когда высокоскоростной поток взаимодействует с лопастью, и которая имеет низкую себестоимость благодаря относительно простому производству.

Эта задача решается за счет того, что лопасть для лопастного рабочего колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль, имеющий нагнетающую поверхность, поверхность разрежения, заднюю кромку и переднюю кромку, полку, проходящую от одного из концов аэродинамического профиля в направлении, которое по существу перпендикулярно продольному направлению аэродинамического профиля, при этом лопасть выполнена таким образом, чтобы вместе с множеством по существу одинаковых лопастей образовывать кольцо вокруг оси кольца и определять верхнюю и нижнюю по потоку области, причем аэродинамические профили кольца установлены по существу радиально, при этом соседние участки поверхностей полок двух соседних лопастей, расположенные между соответствующими аэродинамическими профилями, ограничивают поверхность между аэродинамическими профилями, причем поверхность полки имеет профиль поверхности разрежения и профиль нагнетающей поверхности, которые проходят, соответственно, вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности, при этом профиль поверхности разрежения и профиль нагнетающей поверхности образованы на поверхности полки, причем профиль нагнетающей поверхности имеет углубленную часть нагнетающей поверхности, расположенную в осевом направлении в нижней по потоку половине аэродинамического профиля, причем большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе профилей поверхности разрежения и нагнетающей поверхности.

Предпочтительно, профиль поверхности разрежения имеет углубленную часть поверхности разрежения, расположенную в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля, и выступающую часть поверхности разрежения, расположенную в осевом направлении ниже по потоку относительно углубленной части поверхности разрежения.

Предпочтительно, углубленная часть поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 0 до 40% протяженности аэродинамического профиля.

Предпочтительно, нижняя точка углубленной части поверхности разрежения расположена от 12% до 35% протяженности аэродинамического профиля.

Предпочтительно, выступающая часть поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 40 до 80% протяженности аэродинамического профиля.

Предпочтительно, секции поверхностей полок лопастей собраны в кольцо, при этом вблизи соответствующих верхней и нижней по потоку областей аэродинамических профилей эти секции перпендикулярны оси кольца, определяя верхнюю по потоку срединную окружность и нижнюю по потоку срединную окружность, при этом обе окружности образуют конус, соосный с осью кольца, причем углубленная часть поверхности разрежения углублена относительно конуса, а выступающая часть поверхности разрежения выступает наружу относительно конуса.

Предпочтительно, углубленная часть нагнетающей поверхности углублена относительно конуса.

Предпочтительно, профиль нагнетающей поверхности дополнительно имеет выступающую часть нагнетающей поверхности, которая расположена в осевом направлении, главным образом, в верхней по потоку половине аэродинамического профиля.

Предпочтительно, выступающая часть нагнетающей поверхности проходит в осевом направлении по более трех четвертей аэродинамического профиля.

Предпочтительно, выступающая часть нагнетающей поверхности расположена в осевом направлении от 0 до 50% протяженности аэродинамического профиля.

Предпочтительно, по меньшей мере, одна из углубленной или выступающей частей продолжается вверх или вниз по потоку относительно поверхности между аэродинамическими профилями.

Предпочтительно, поверхность полки дополнительно содержит участок вращения относительно оси кольца, расположенный вблизи нагнетающей поверхности с протяженностью в осевом направлении приблизительно на 75% аэродинамического профиля.

Предпочтительно, поверхность полки имеет участок вращения относительно оси кольца, расположенный вблизи задней кромки аэродинамического профиля.

Как указано выше, профиль 85 нагнетающей поверхности имеет на поверхности углубление, расположенное в осевом направлении в нижней по потоку половине аэродинамического профиля и, предпочтительно, расположенное в осевом направлении от 60% до 100% протяженности аэродинамического профиля. Действительно, наличие углубления у нагнетающей поверхности позволяет обеспечить дальнейшее улучшение эффективности лопасти и сократить рассеивающие вихревые потоки путем стабилизации потока, проходящего вблизи нижней по потоку части лопасти. У углубленной части, относящейся к нагнетающей поверхности, поверхность полки имеет выемку, проходящую по существу к самой нагнетающей поверхности в нижней по потоку половине аэродинамического профиля.

Прежде всего, следует отметить, что упоминаемый выше и далее термин "в осевом направлении" относится к осевому положению вдоль оси А кольца.

Кроме того, положение, определяемое в осевом направлении относительно аэродинамического профиля, может также равнозначно определяться относительно протяженности вдоль оси А поперечного сечения аэродинамического профиля вблизи лопасти. Действительно, поскольку аэродинамический профиль расположен радиально в кольце, его протяженность вдоль оси А и протяженность поперечного сечения являются по существу идентичными.

Поперечное сечение аэродинамического профиля, например, может быть представлено сечением в плоскости Р, показанным на фиг.1, а также представлено профилями 72 и 72' на фиг.3. Это сечение проходит в осевом направлении от линии 46 в самой верхней по потоку точке аэродинамического профиля (вблизи поверхности полки) до линии 48, соответствующей самой нижней по потоку точке аэродинамического профиля, определяя амплитуду от верхней до нижней по потоку части от 0 до 100% относительно этого аэродинамического профиля.

Наконец, важно отметить, что в этом варианте осуществления изобретения указание на то, что какой-либо элемент расположен в осевом направлении в пределах определенного интервала без дополнительных подробностей, означает, что существенно важная главная его часть (около 90% или 95% этого элемента) находится в пределах этого интервала с возможностью того, что очень малая его часть (максимум 5-10%) находится вне этого интервала. И наоборот, упоминание того, что элемент находится в основном в пределах определенного интервала, означает только то что, по меньшей мере, 50% этого элемента расположено в пределах этого интервала.

Главное преимущество настоящего изобретения состоит в том, что особая форма поверхности полки, описанная выше, позволяет значительно сократить побочные турбулентные потоки между аэродинамическими профилями вблизи поверхности между аэродинамическими профилями. Эта поверхность между аэродинамическими профилями имеет относительно простую аэродинамически эффективную форму, стоимость производства которой является приемлемой, не создавая при этом каких-либо особых проблем при ее отливке.

В данном описании различные использованные примеры имеют лопасть с полкой, которая расположена на центральной стороне относительно ее аэродинамического профиля в радиальном направлении, а не на внешней стороне. В связи с этим следует отметить, что настоящее изобретение одинаково направлено на получение лопасти, которая содержит полку, расположенную в головной части аэродинамического профиля, то есть, на той стороне, которая находится радиально напротив центра кольца, и лопасти, которая содержит полку, расположенную у хвостовика аэродинамического профиля на внутренней стороне относительно кольца. Возможен также вариант, когда лопасть содержит оба типа полок, по меньшей мере, с одной полкой, установленной таким образом, чтобы она содержала поверхность полки, обладающую упомянутыми выше свойствами.

Кроме того, настоящее изобретение направлено на создание любой лопасти, которую можно интегрировать в турбомашины, и, в частности, в авиационные турбомашины. При этом предлагаемая в данном изобретении лопасть оказывается особенно пригодной для применения в ступенях турбины, в частности, в турбинах низкого давления.

Согласно одному варианту выполнения лопасти, большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе указанных профилей поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. Такая форма полки позволяет упростить производство, а именно, посредством литья.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, у лопасти профиль поверхности разрежения имеет так называемую углубленную часть "поверхности разрежения", которая расположена в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля, и так называемую выступающую часть "поверхности разрежения", которая расположена в осевом направлении в нижней по потоку половине углубленной части указанной поверхности разрежения. Эта особая форма поверхности полки приводит к значительному уменьшению побочных турбулентных потоков, возникающих между аэродинамическими профилями вблизи поверхности между аэродинамическими профилями.

Действительно, наличие на профиле поверхности разрежения углубленной части, за которой следует выступающая часть этой поверхности разрежения, приводит к тому, что у этой поверхности разрежения (в осевом направлении) в верхней по потоку части аэродинамического профиля скорость высокоскоростного потока уменьшается, в то время как давление возрастает, и наоборот, ниже по потоку от выступающей части скорость высокоскоростного потока возрастает, а давление падает, с тем чтобы ограничивать разделение высокоскоростного потока. Это приводит к падению градиента давления в канале между аэродинамическими профилями и сокращению побочных вихревых потоков, рассеивающих энергию.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, выступающая часть поверхности разрежения расположена в нижней по потоку половине аэродинамического профиля.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, секции поверхностей полок лопастей собирают в кольцо, соответственно, вблизи верхней и нижней по потоку частей аэродинамических профилей, при этом данные секции перпендикулярны оси кольца и определяют верхнюю по потоку срединную окружность и нижнюю по потоку срединную окружность, и обе эти окружности образуют конус, соосный с осью кольца, при этом углубленная часть поверхности разрежения углублена относительно конуса, а выступающая часть поверхности разрежения выступает наружу относительно конуса.

Верхнюю по потоку срединную окружность 14 и нижнюю по потоку окружность 15 можно видеть на фиг.1. Эти окружности расположены в плоскостях, перпендикулярных оси кольца, и являются срединными окружностями, представляющими сечения поверхностей полки в этих плоскостях сверху и снизу по потоку относительно аэродинамических профилей и рядом с ними. Конус 16 является конусом, проходящим через две соосные окружности 14 и 15, и он может быть трансформирован в цилиндр, если обе окружности имеют один и тот же радиус. Плоскость Р, которая позволяет ограничить по существу поперечное сечение аэродинамического профиля, принимаемое в качестве контрольного, проходит по существу перпендикулярно нормали конуса 16, проходящей в аэродинамический профиль.

Наиболее очевидным эффект представляется тогда, когда первая углубленная и выступающая часть профиля поверхности разрежения заглублена или выступает наружу относительно конуса.

Согласно одному варианту осуществления настоящего изобретения, поверхность полки имеет область вращения относительно оси кольца рядом с задней кромкой аэродинамического профиля. Наличие области вращения на задней кромке аэродинамического профиля позволяет получать высоколаминарный поток у задней кромки и ниже по потоку от нее. Кроме того, наличие этой области вращения позволяет минимизировать стоимость изготовления инструментальной оснастки для части лопасти и, таким образом, минимизировать стоимость производства самой лопасти.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, профиль нагнетающей поверхности имеет выступающую часть нагнетающей поверхности, которая расположена в осевом направлении, главным образом, в верхней по потоку половине аэродинамического профиля. Наличие этой выступающей части нагнетающей поверхности позволяет ускорять в этом месте скорость потока и уменьшать давление у этой нагнетающей поверхности. Таким образом, градиент давления и побочные рассеивающие вихревые потоки в канале между аэродинамическими профилями могут быть еще больше сокращены.

Предпочтительно, выступающая часть нагнетающей поверхности проходит в осевом направлении на расстояние, составляющее более трех четвертей аэродинамического профиля, с тем, чтобы увеличить скорость потока на выступе и, таким образом, максимизировать эффект воздействия на высокоскоростной поток.

Согласно одному варианту осуществления изобретения, поверхность полки также содержит область вращения, находящуюся на стороне нагнетающей поверхности аэродинамического профиля и проходящую в осевом направлении приблизительно на 75% протяженности аэродинамического профиля. Точнее, эта область может проходить вдоль от 50% до 90% сечения аэродинамического профиля. Таким образом, часть производственной оснастки, которая соответствует этой области, очень легко изготовлять, таким образом, получая эквивалентное сокращение стоимости производства лопасти.

Описанный выше вариант осуществления изобретения позволяет поддерживать отличную эффективность устройства, в то же время сокращая его стоимость благодаря наличию области вращения.

Наконец, для лопасти, соответствующей изобретению, по меньшей мере, одна из углубленной или выступающей частей может продолжаться или проходить выше или ниже по потоку по поверхности между аэродинамическими профилями. Второй задачей настоящего изобретения является создание высокоэффективного участка соплового аппарата турбомашины с сохранением умеренной стоимости производства. Эта задача решена за счет того, что участок соплового аппарата турбомашины содержит, по меньшей мере, одну лопасть, подобную описанным выше.

Третья задача настоящего изобретения заключается в получении высокоэффективного лопастного колеса, стоимость производства которого остается умеренной. Эта задача решена за счет того, что лопастное колесо содержит множество лопастей, подобных описанным выше.

Четвертая задача настоящего изобретения заключается в получении высокоэффективной турбомашины, стоимость производства которой остается умеренной. Эта задача решена за счет того, что турбомашина содержит, по меньшей мере, одно лопастное колесо, подобное описанному выше.

Настоящее изобретение будет понятнее, и преимущества его будут более очевидны после ознакомления с нижеследующим подробным описанием вариантов осуществления изобретения, предоставленных в качестве примеров и не являющихся ограничивающими. В этом описании сделаны ссылки на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - вид в перспективе уже описанных выше трех лопастей известного типа, установленных относительно друг друга на лопастном колесе;

фиг.2 - вид в перспективе уже описанного выше лопастного колеса, содержащего лопасти, показанные на фиг.1;

фиг.3 - вид уже описанного выше сечения, перпендикулярного оси аэродинамических профилей двух лопастей, показанных на фиг.1, показывающий поля давления в пространстве, разделяющем два аэродинамических профиля;

фиг.4 - вид сечения, подобного сечению, показанному на фиг.3, но с обоими аэродинамическими профилями, являющимися частями лопастей, выполненных согласно настоящему изобретению;

фиг.5 - вид сечения, перпендикулярного оси аэродинамических профилей, двух лопастей, выполненных согласно настоящему изобретению;

фиг.6 - частичный вид сбоку лопасти, выполненной согласно настоящему изобретению и имеющей кривые профиля, проходящие, соответственно, вдоль поверхности разрежения и вдоль нагнетающей поверхности;

фиг.7 - вид сечения двух аэродинамических профилей лопасти, выполненной согласно настоящему изобретению, показывающий при помощи контурных линий форму поверхности между аэродинамическими профилями; и

фиг.8 - вид сечения, по существу перпендикулярного оси кольца, канала между аэродинамическими профилями, находящегося между двумя лопастями и выполненного согласно настоящему изобретению.

Следует отметить, что для упрощения описания, если на нескольких чертежах показан идентичный или немного отличающийся элемент, он обозначен на этих различных чертежах одной и той же ссылочной позицией, и его описание приводится только в связи с первоначальным описанием.

Далее со ссылками на фиг.4 будет описан эффект воздействия на поле давления в канале между аэродинамическими профилями лопастью, выполненной согласно настоящему изобретению.

Согласно настоящему изобретению, предлагается такая форма поверхности полки, которая позволяет минимизировать побочные турбулентные явления вблизи поверхности между аэродинамическими профилями и, таким образом, увеличить эффективность лопасти, а значит, и лопастного колеса. Сравнение фиг.3 и 4 показывает относительный эффект воздействия настоящего изобретения на поле давления в канале между аэродинамическими профилями 30 при придании лопасти, соответствующей изобретению, специфической формы.

В то время как на фиг.3 области 40, 42, соответственно, высокого и низкого давления расположены сравнительно близко друг к другу, на фиг.4 можно видеть, что они находятся на большем расстоянии друг от друга. Следовательно, градиент давления в этом случае значительно уменьшен, также как и тенденция миграции частиц от нагнетающей поверхности к поверхности разрежения, вызывающая побочные вихревые потоки.

Далее со ссылками на фиг.5-8 будет описано устройство лопасти, выполненной согласно настоящему изобретению.

На фиг.8 показано сечение двух лопастей, которые расположены перпендикулярно оси кольца и примыкают к этому кольцу. В соответствии с настоящим изобретением, это сечение образует линейный сегмент 65 между нагнетающей поверхностью и поверхностью разрежения. При перемещении этого линейного сегмента 65 вдоль профилей 80 и 85 двух данных поверхностей, то есть, поверхности разрежения и нагнетающей поверхности, показанных на фиг.5, образуется поверхность между аэродинамическими профилями 70 или, по меньшей мере, большая ее часть. В данном случае, под большей частью подразумеваются, по меньшей мере, три четверти этой поверхности. Естественно, концы этого сегмента будут перемещаться в одном направлении, например, от верхнего по потоку конца к нижнему по потоку концу лопасти вдоль двух профилей, относящихся к нагнетающей поверхности и поверхности разрежения.

На фиг.8 этот сегмент 65 показан в положении, совпадающем с сегментом DE, показанным на фиг.5. В этом конкретном примере угол а относительно оси А составляет 90°. В целом, предпочтительно для линейного сегмента, только чтобы он образовал угол α относительно оси А в диапазоне между 90°±30° (то есть, от 60° до 120°).

На фиг.5 показаны сечения 72 и 72', относящиеся, соответственно, к двум лопастям 10 и 10' и проходящие по продольной оси этих двух аэродинамической поверхностей. Как показано на фиг.6, сечение 72 (как и идентичное ему сечение 72') является местом пересечения аэродинамического профиля 50 с плоскостью Р вблизи 60 лопасти 10 на расстоянии от полки, которое достаточно для того, чтобы это сечение являлось сечением аэродинамического профиля 50, не показывающим соединительных поверхностей 18, находящихся между аэродинамическим профилем 50 и полкой 60.

Далее на фиг.5 показаны профили 80 и 85 поверхности 62 полки лопасти, выполненной согласно настоящему изобретению.

Профили 80 и 85 являются профилями ранее упомянутых поверхности разрежения и нагнетающей поверхности, и эти профили, соответственно, расположены вдоль поверхности разрежения и нагнетающей поверхности. Другими словами, они имеют кривизну поверхности полки по существу с постоянным расстоянием относительно поверхности разрежения и нагнетающей поверхности.

Предпочтительно, эти профили расположены вблизи аэродинамического профиля или полностью впритык к аэродинамическому профилю или снаружи от соединительного участка между аэродинамическим профилем и поверхностью 62 полки. Когда профили упоминаются как находящиеся на определенном расстоянии от аэродинамического профиля, это означает, что формы (углубления и выступы), которые они имеют, сформированы внутри канала между аэродинамическими профилями, а не только на одной стороне. При такой конструкции эффект рельефов, соответствующих углублениям и выступам профиля, возрастает.

На фиг.6 показан вид сбоку части лопасти, которая расположена вблизи полки 60 (позиция VI на фиг.5). На этом чертеже показаны точки прохождения срединных окружностей выше 14 по потоку и ниже 15 по потоку относительно аэродинамического профиля, а также сечение 17 конуса 16, проходящее через эти две окружности.

Профиль 80 поверхности разрежения содержит, прежде всего, углубленную, вогнутую часть F поверхности разрежения, проходящую в осевом направлении внутрь верхней по потоку половины аэродинамического профиля 72. Эта часть профиля 80 находится на стороне, противоположной стороне высокоскоростного потока относительно сечения 17 конуса, то есть, углублена относительно конуса или находится на поверхности конуса. Кроме того, профиль 80 содержит выпуклую часть G часть на поверхности разрежения, проходящую в осевом направлении в нижней по потоку половине аэродинамического профиля 72. Эта часть профиля 80 находится на стороне высокоскоростного потока относительно сечения 17 конуса и, таким образом, выступает относительно конуса.

Таким образом, профиль 80 поверхности разрежения на поверхности 70 между аэродинамическими профилями сначала демонстрирует углубленную часть F поверхности разрежения, за которой следует выступающая часть G поверхности разрежения. А именно, углубленная часть F поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 0 до 40% протяженности аэродинамического профиля, а выступающая часть этой поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 40 до 80% протяженности аэродинамического профиля.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения нижняя точка (то есть самая близкая точка к оси) первой углубленной части F расположена от 12% до 35% протяженности аэродинамического профиля (50), предпочтительно, от 15% до 25% протяженности аэродинамического профиля с верхней по потоку стороны.

Профиль нагнетающей поверхности имеет обратную конфигурацию, где выступающая часть Н нагнетающей поверхности расположена в осевом направлении, главным образом, в верхней по потоку половине сечения аэродинамического профиля 72, а углубленная часть I нагнетающей поверхности расположена в осевом направлении в нижней по потоку половине сечения 72 аэродинамического профиля. Эти отличающиеся друг от друга углубленные и выступающие части являются, соответственно, углубленными и выступающими относительно конуса 16.

Выступающая часть нагнетающей поверхности расположена в осевом направлении от 0 до 50% протяженности аэродинамического профиля (или даже от 0 до 60% протяженности аэродинамического профиля), а углубленная часть этой нагнетающей поверхности расположена далее в осевом направлении ниже по потоку от 60% до 100% протяженности аэродинамического профиля.

В другом варианте осуществления изобретения профиль нагнетающей поверхности не имеет какого-либо минимума в нижней по потоку половине и остается по существу полностью на стороне аэродинамического профиля относительно конуса. Этот вариант обозначен пунктирной линией 19 на фиг.6. В этом варианте осуществления изобретения профиль нагнетающей поверхности проходит по существу от стороны высокоскоростного потока относительно конуса 16, поскольку он сформирован главным образом выступающей частью Н, проходящей в осевом направлении по более чем трем четвертям аэродинамического профиля (а именно, протяженности по оси А выступающей части больше трех четвертей протяженности по оси А поперечного сечения аэродинамического профиля).

В этом варианте осуществления изобретения профиль нагнетающей поверхности не имеет какой-либо углубленной части, и выступающая часть непосредственно присоединяется к части профиля, находящейся на задней кромке (обычно части вращения).

Также следует отметить, что профили 80 и 85 заканчиваются по существу тангенциально к конусу рядом с задней кромкой. Это происходит благодаря тому факту, что поверхность 62 полки содержит участок 44' вращения, проходящий вблизи задней кромки.

На фиг.7 контурными линиями показаны формы поверхности аэродинамического профиля 70 между двумя контурами 72 и 72', ранее показанными на фиг.5. Таким образом, вблизи поверхности 58 разрежения поверхность 70 между аэродинамическими профилями имеет первую выемку или первое углубление F1, соответствующее первой углубленной части F профиля 80 поверхности разрежения, расположенной в верхней по потоку части канала между аэродинамическими профилями, и первую вершину G1, соответствующую относящейся к поверхности разрежения выступающей части G профиля поверхности разрежения, расположенной в нижней по потоку части канала между аэродинамическими профилями 30. Кроме того, вблизи нагнетающей поверхности 56' он имеет вторую вершину H1, соответствующую выступающей части Н нагнетающей поверхности профиля 85 нагнетающей поверхности, которая расположена в верхней по потоку части канала между аэродинамическими профилями, и второе углубление II, соответствующее выступающей части I нагнетающей поверхности профиля 85 нагнетающей поверхности, расположенное в нижней по потоку части канала между аэродинамическими профилями 30.

Первый максимум G1 и второй минимум II расположены по существу в верхней по потоку части задней кромки таким образом, чтобы образовать участок 44' вращения вблизи последнего.

На фиг.7 локальные экстремумы поверхности между аэродинамическими профилями (относительно направления, перпендикулярного вышеупомянутому конусу) размещены по существу у стенки аэродинамического профиля. Следует отметить, что такое размещение не является обязательным, поскольку экстремумы могут быть смещены от стенки аэродинамического профиля или даже, возможно, отделены от нее выступающим или отступающим буртиком.

Наконец, следует отметить, что пунктирные линии, показанные на фиг.8, иллюстрируют форму поверхности вращения, проходящую через середину сегмента DE. Таким образом, радиальные смещения точек D и Е, соответственно, наружу и в направлении к центру (вверх и вниз на чертеже) относительно этой поверхности вращения относятся, соответственно, к углубленной части поверхности разрежения профиля поверхности разрежения в точке Е и выступающей части нагнетающей поверхности профиля нагнетающей поверхности в точке D.

1. Лопасть (10) для лопастного рабочего колеса (100) турбомашины, содержащая
аэродинамический профиль (50), имеющий нагнетающую поверхность (56), поверхность (58) разрежения, заднюю кромку (54) и переднюю кромку (52),
полку (60), проходящую от одного из концов аэродинамического профиля в направлении, которое по существу перпендикулярно продольному направлению аэродинамического профиля,
при этом лопасть (10) выполнена таким образом, чтобы вместе с множеством по существу одинаковых лопастей образовывать кольцо вокруг оси (А) кольца и определять верхнюю и нижнюю по потоку области, причем аэродинамические профили кольца установлены по существу радиально,
при этом соседние участки поверхностей (62) полок двух соседних лопастей (10, 10'), расположенные между соответствующими аэродинамическими профилями (50), ограничивают поверхность между аэродинамическими профилями,
причем поверхность (60) полки имеет профиль (80) поверхности разрежения и профиль (85) нагнетающей поверхности, которые проходят, соответственно, вдоль поверхности (58) разрежения и нагнетающей поверхности (56), при этом профиль поверхности разрежения и профиль нагнетающей поверхности образованы на поверхности полки,
отличающаяся тем, что профиль (85) нагнетающей поверхности имеет углубленную часть (I) нагнетающей поверхности, расположенную в осевом направлении в нижней по потоку половине аэродинамического профиля, причем большая часть поверхности между аэродинамическими профилями создается движением линейного сегмента на основе профилей (80, 85) поверхности разрежения и нагнетающей поверхности.

2. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что профиль (80) поверхности разрежения имеет углубленную часть (F) поверхности разрежения, расположенную в осевом направлении в верхней по потоку половине аэродинамического профиля (50), и выступающую часть (G) поверхности разрежения, расположенную в осевом направлении ниже по потоку относительно углубленной части поверхности разрежения.

3. Лопасть по п.2, отличающаяся тем, что углубленная часть (F) поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 0 до 40% протяженности аэродинамического профиля (50).

4. Лопасть по п.3, отличающаяся тем, что нижняя точка углубленной части (F) поверхности разрежения расположена от 12 до 35% протяженности аэродинамического профиля (50).

5. Лопасть по п.2, отличающаяся тем, что выступающая часть поверхности разрежения расположена в осевом направлении от 40 до 80% протяженности аэродинамического профиля (50).

6. Лопасть по п.2, отличающаяся тем, что секции поверхностей полок лопастей собраны в кольцо, при этом вблизи соответствующих верхней и нижней по потоку областей аэродинамических профилей эти секции перпендикулярны оси (А) кольца, определяя верхнюю по потоку срединную окружность (14) и нижнюю по потоку срединную окружность (15), при этом обе окружности образуют конус (16), соосный с осью (А) кольца, причем углубленная часть (F) поверхности разрежения углублена относительно конуса, а выступающая часть (G) поверхности разрежения выступает наружу относительно конуса.

7. Лопасть по п.6, отличающаяся тем, что углубленная часть (I) нагнетающей поверхности углублена относительно конуса (16).

8. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что профиль (85) нагнетающей поверхности дополнительно имеет выступающую часть (H) нагнетающей поверхности, которая расположена в осевом направлении, главным образом, в верхней по потоку половине аэродинамического профиля (50).

9. Лопасть по п.6, отличающаяся тем, что профиль (85) нагнетающей поверхности дополнительно имеет выступающую часть (H) нагнетающей поверхности, которая расположена в осевом направлении, главным образом, в верхней по потоку половине аэродинамического профиля (50) и которая дополнительно выступает относительно конуса (16).

10. Лопасть по п.8, отличающаяся тем, что выступающая часть нагнетающей поверхности проходит в осевом направлении по более трех четвертей аэродинамического профиля (50).

11. Лопасть по п.8, отличающаяся тем, что выступающая часть нагнетающей поверхности расположена в осевом направлении от 0 до 50% протяженности аэродинамического профиля.

12. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна из углубленной или выступающей частей продолжается вверх или вниз по потоку относительно поверхности (70) между аэродинамическими профилями.

13. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что поверхность (62) полки дополнительно содержит участок (44) вращения относительно оси (A) кольца, расположенный вблизи нагнетающей поверхности с протяженностью в осевом направлении приблизительно на 75% аэродинамического профиля.

14. Лопасть по п.1, отличающаяся тем, что поверхность (62) полки имеет участок (44) вращения относительно оси (A) кольца, расположенный вблизи задней кромки (54, 54') аэродинамического профиля (50).

15. Участок соплового аппарата турбомашины, отличающийся тем, что он содержит, по меньшей мере, одну лопасть по любому из пп.1-14.

16. Рабочее лопастное колесо, отличающееся тем, что оно содержит множество лопастей по любому из пп.1-14.

17. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит, по меньшей мере, одно рабочее лопастное колесо по п.16.

Изобретение относится к способу изготовления направляющей лопатки, к направляющей лопатке из композиционного материала и к турбомашине, включающей в себя по меньшей мере одну направляющую лопатку.

Лопасть для лопастного рабочего колеса турбомашины, участок соплового аппарата турбомашины, рабочее лопастное колесо и турбомашина // 2496986

Лопасть рабочего колеса турбомашины содержит аэродинамический профиль с корытом, спинкой, задней и передней кромками, а также полку, проходящую от одного из концов аэродинамического профиля перпендикулярно его продольному направлению.

Лопатка рабочего колеса компрессора с переменным эллиптическим соединением // 2495254

Рабочее колесо центробежного компрессора турбомашины имеет по меньшей мере одну лопатку (24), присоединенную к ступице (26) рабочего колеса посредством галтели (27). Лопатка продолжается вдоль хорды, образованной между передней кромкой (28) и задней кромкой лопатки.

Колесо компрессора с облегченными лопатками // 2494262

Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой.

Двухлопастная лопатка с пластинками, колесо турбины и газотурбинный двигатель, содержащие такие лопатки // 2492330

Лопатка рабочего колеса турбомашины и турбомашина // 2488001

Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель // 2486346

Компрессор турбореактивного двигателя // 2476678

Изобретение относится к компрессору, в частности вентилятору турбореактивного двигателя, содержащему ступицу (36) и множество лопаток, каждая из которых жестко закреплена своим основанием (16) на ступице.

Система снижения образования вихрей на торцевой стенке (варианты) и способ работы системы // 2471996

Изобретение относится к аэродинамике и охлаждению горячего аэродинамического профиля турбины и поверхностей торцевой стенки в зоне, где аэродинамический профиль и торец встречаются, как, например, пересечение аэродинамического профиля лопатки турбины и обручей, между которыми они выступают по радиусу и, например, пересечение рабочих лопаток турбины и оснований, из которых они выступают по радиусу наружу.

Способ формирования рельефных элементов, представляющих собой завихрители пограничного слоя // 2471995

Монокристаллическая турбинная лопатка, модуль турбомашины и турбомашина // 2498082

Монокристаллическая лопатка рабочего колеса турбины изготовлена путем литья с направленной кристаллизацией и содержит перо лопатки, конечный конструктивный элемент пера лопатки и переходную зону. Перо лопатки имеет переднюю и заднюю кромки, стороны С-образного корыта и С-образной спинки, срединную линию и продольную ось. Конечный конструктивный элемент пера лопатки содержит конечную сторону пера лопатки со стороны газовоздушного тракта, образующую угол с продольной осью пера лопатки. Переходная зона расположена между пером лопатки и конечной стороной пера лопатки и образует утолщение пера лопатки. Переходная зона простирается вокруг передней кромки между точкой, находящейся на спинке пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки вверх по потоку относительно спинки С-образной формы, и точкой, находящейся на корыте пера лопатки и на конечной стороне конечного конструктивного элемента пера лопатки выше по потоку корыта С-образной формы. Другие изобретения группы относятся к модулю турбомашины и турбомашине, содержащим указанные выше лопатки. Изобретения позволяют повысить срок эксплуатации монокристаллической лопатки турбины. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 7 ил.

Металлокерамическая лопатка газовой турбины // 2510463

Металлокерамическая лопатка газовой турбины содержит профилированную керамическую оболочку и размещенный в ее полости силовой стержень с внутренней и наружной полками. Силовой стержень снабжен упругими штырьками, наклоненными к внутренней полке силового стержня, контактирующими с внутренней поверхностью профилированной керамической оболочки и предназначенными для обеспечения устойчивости профилированной керамической оболочки и демпфирования ее колебаний. Пластинчатая пружина установлена между внутренней полкой силового стержня и нижней опорной полкой профилированной керамической оболочки и предназначена для компенсации температурных расширений профилированной керамической оболочки. С целью повышения надежности наружная полка силового стержня, являющаяся съемной, без зазора сопрягается с верхней опорной полкой профилированной керамической оболочки и крепится на наружном радиусе силового стержня. Техническим результатом является повышение надежности путем снижения динамического дисбаланса рабочего колеса и вибронагруженности двигателя в целом. 3 ил.

Турбонасосный агрегат и способ перекачивания холодной, горячей и промышленной воды // 2511963

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбонасосный агрегат содержит турбинный узел c корпусами подвода и отвода рабочего тела, сопловым аппаратом, одноступенчатой турбиной. Агрегат содержит насосный узел со шнекоцентробежным рабочим колесом. Корпус подвода рабочего тела снабжен коллектором, включающим осесимметричную герметичную кольцевую оболочку. Большая часть оболочки имеет форму типа продольно усеченного фрагмента тора или тороида. Лопатки рабочего колеса турбины выполнены выпукло-вогнутыми по ширине, радиальной высотой 0,05÷0,25 радиуса диска колеса турбины. Толщина лопатки принята переменной в направлении вектора потока рабочего тела с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Межлопаточный канал выполнен конфузорно-диффузорным в направлении вектора потока пара с максимальным сужением площади поперечного проходного сечения, определяемой в зоне максимальной толщины лопаток. Общее количество лопаток колеса турбины в 2,6÷34,4 раза превышает количество сопел в сопловом аппарате. Изобретение направлено на повышение ресурса работы агрегата, надежности, эффективности перекачивания, компактности и кпд при одновременном снижении материалоемкости. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 6 ил.

Турбинный узел турбонасосного агрегата // 2511964

Изобретение относится к турбонасосостроению. Турбинный узел агрегата включает корпус подвода рабочего тела - пара, сопловый аппарат с наклонными соплами, турбину, имеющую вал с рабочим колесом, и расположенный за турбиной по потоку пара корпус отвода отработанного пара. Корпус подвода пара снабжен коллектором, включающим осесимметричную кольцевую оболочку, имеющую форму усеченного фрагмента тора или тороида. Рабочее колесо турбины выполнено не менее чем из одного диска с лопатками. Лопатки выполнены по ширине выпукло-вогнутыми, радиальной высотой, составляющей (0,05÷0,25) радиуса диска. Толщина лопатки переменна в направлении потока пара с максимумом в средней части хордовой ширины лопатки. Хордовая ширина лопатки в проекции на условную хордовую плоскость, соединяющую заходную и выходную боковые кромки лопатки, не превышает радиальную высоту лопатки. Сопла выполнены в диске в количестве 8÷15 и продольными осями радиально эквидистантно удалены от оси турбины и разнесены по условной окружности на равные углы, определенные в диапазоне (24÷45)°. Общее количество лопаток в 2,6÷34,4 раз превышает количество сопел. Изобретение направлено на повышение ресурса, надежности и эффективности работы турбинного узла при одновременном снижении материалоемкости и повышении компактности узла. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины // 2515582

Рабочая лопатка (20) паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит участок (42) аэродинамической поверхности. Секция (44) хвостовика прикреплена к одному концу участка (42) аэродинамической поверхности. Часть (40) в виде ласточкиного хвоста выступает от секции (44) хвостовика, а часть (40) в виде ласточкиного хвоста содержит скошенную часть (40) в виде ласточкиного хвоста с осевой заводкой, имеющую угол скоса, составляющий 19°. Секция (46) венца прикреплена к участку (42) аэродинамической поверхности на конце, противоположном секции (44) хвостовика. Бандажная полка (48) выполнена за одно целое в виде части секции (46) венца. Полка (50) прикреплена к промежуточной секции участка (42) аэродинамической поверхности между его концами. Рабочая лопатка (20) имеет площадь выходного кольцевого сечения, составляющую около 4,43 м2 или больше. Участок (42) аэродинамической поверхности имеет длину, составляющую около 68,1 см или больше. Достигаются оптимальные аэродинамические и механические характеристики секции низкого давления паровой турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины // 2518746

Узел диффузор-направляющий аппарат, предназначенный для установки на выходе компрессора в турбомашине, содержит направляющий аппарат. Направляющий аппарат включает в себя две, по существу, цилиндрические стенки: радиально внутреннюю и радиально наружную. Стенки соединены радиальными лопатками. Стенки направляющего аппарата продолжены к расположенной ниже по потоку части за радиальные лопатки. Радиальный зазор между стенок является изменяющимся по окружности ниже по потоку от лопаток так, чтобы быть, по существу, минимальным в продолжении лопаток и максимальным между лопатками. Зазор является изменяющимся по окружности до расположенного ниже по потоку конца расположенных ниже по потоку стенок направляющего аппарата. Также объектом изобретения являет турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, турбовинтовой двигатель или вертолетный двигатель, содержащая описанный выше узел. Изобретение позволяет уменьшить неоднородность потока воздуха на входе в камеру сгорания. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 13 ил.

Турбинная лопатка и турбинное колесо, содержащее турбинные лопатки // 2518767

Турбинное колесо содержит турбинные лопатки (20 ), содержащие профильную часть (102), имеющую аэродинамическую форму. Данная аэродинамическая форма имеет номинальный профиль, соответствующий данным в приведенных в описании таблицах 1-11, в которых расстояния X, Y, Z и R выражены в дюймах, и в таблицах 1'-11', в которых расстояния X, Y, Z и R выражены в сантиметрах. Значения координат X и Y плавно соединены дугой радиуса R с образованием сечения профиля профильной части на каждом расстоянии Z. Сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием завершенной аэродинамической формы. Предложенный профиль профильной части лопатки обеспечивает в результате улучшение эффективности и несущей способности аэродинамической части и лопаток в целом. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 3 ил., 22 табл.

Лопатка турбины с улучшенной аэродинамической характеристикой и колесо турбины, содержащее такую лопатку // 2520273

Колесо турбины и лопатка ротора турбины, имеющая поверхность (19) стороны нагнетания и поверхность (21) стороны разрежения. Сторона разрежения является гладкой на большей части ее поверхности за исключением нескольких выпуклостей (25). Выпуклости распределены вблизи и вдоль задней кромки (17). Поверхность стороны нагнетания является гладкой. Достигается уменьшение зоны отделения вблизи поверхности лопатки, которая отвечает за возмущения, оказывающие воздействие на эффективность турбины. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 4 ил.

Каплеуловитель для центробежного компрессора // 2522015

Группа изобретений относится к центробежному компрессору и, в частности, к каплеуловителям для удаления жидкости из компрессора, а также к способу повышения эффективности работы центробежного компрессора в газотурбинных двигателях. Устройство для улавливания капель жидкости, расположенное в рабочем колесе компрессора, содержит первое отверстие, расположенное на поверхности рабочего колеса и выполненное с обеспечением приема капель жидкости, и канал, расположенный ниже указанного отверстия и проточно с ним сообщающийся. При этом канал выполнен с обеспечением направления капель жидкости из первого отверстия и из рабочего колеса компрессора. Центробежный компрессор, расположенный в газотурбинном двигателе, содержит центробежное рабочее колесо, которое содержит вращающиеся выполненные за одно целое лопатки, каждая из которых имеет корневую часть и концевую часть и которые выполнены с обеспечением сжатия воздуха в центробежном гравитационном поле, и устройства для улавливания капель жидкости. Согласно способу повышения эффективности центробежного компрессора с помощью удаления капель жидкости осуществляют размещение устройства для улавливания капель жидкости в части центробежного рабочего колеса, эффективной для улавливания капель жидкости в месте их соударения с центробежным рабочим колесом, после этого производят улавливание капель жидкости в отверстии указанного устройства и удаление капель жидкости из центробежного компрессора путем их направления из отверстия в канал указанного устройства. Техническим результатом является предотвращение скопления жидкости и образования более крупных капель или жидкой пленки на поверхности рабочего колеса центробежного компрессора, что устраняет риск повышения эрозионного воздействия и снижения эффективности компрессора. 4 н. и 16 з.п. ф-лы, 8 ил.

Лопатка осевого компрессора // 2529272

Лопатка осевого компрессора содержит входную кромку, выходную кромку, корыто и спинку с выполненными на ее поверхности вихрегенераторами сферической формы, вогнутыми внутрь лопатки. Каждый вихрегенератор снабжен, по меньшей мере, двумя подводящими каналами с выходными отверстиями диаметра (0,05…0,25)D, равноудаленными от оси симметрии вихрегенератора, сориентированной в направлении набегающего потока. Расстояние от оси симметрии вихрегенератора до выходного отверстия составляет (0,1…0,4)D. Входные отверстия подводящих каналов расположены на корыте лопатки, а выходные расположены на расстоянии (0,025…0,7)D от передней кромки вихрегенератора. Подводящие каналы выполнены под углом 20°…110° к хорде лопатки, где D - диаметр отпечатка вихрегенератора. Реализация изобретения позволит увеличить диапазон безотрывного обтекания лопаток до 3%, увеличить расход воздуха через компрессор до 2% и увеличить КПД компрессора до 4% за счет получения устойчивой вихревой структуры потока в вихрегенераторах. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.