Лопатка ротора вентилятора и вентилятор

Авторы патента:


Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор
Лопатка ротора вентилятора и вентилятор

 


Владельцы патента RU 2541479:

АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН (JP)

Изобретение относится к лопатке ротора вентилятора. Лопатка ротора вентилятора имеет переднюю кромку 41 лопатки ротора. На стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора формируется вертикальная секция 49 центральной втулки. От верхнего края вертикальной секции 49 центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 51 полуразмаха с наклоном назад. От верхнего края секции 51 полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 53 законцовки с наклоном вперед. От края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора к базовому краю вертикальной секции 49 центральной втулки формируется секция 55 центральной втулки с наклоном назад. Секция 55 центральной втулки с наклоном назад наклонена назад, так что ее верхний край размещается позади ее базового края. Изобретение направлено на повышение прочности и аэродинамических характеристик лопатки вентилятора. 2 н. и 3 з. п. ф-лы, 7 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к лопатке ротора вентилятора и т.п., используемой для вентилятора, который вовлекает воздух в проток внутреннего контура и проток наружного контура в картере двигателя авиационного двигателя.

Известный уровень техники

Проводятся различные разработки касательно форм лопаток ротора вентилятора. Авторы этой заявки разрабатывали и подавали заявки на патент касательно лопаток ротора вентилятора, которые обеспечивают достаточную конструктивную прочность и улучшают аэродинамические характеристики. Например, предшествующий уровень техники согласно публикации не прошедшей экспертизу заявки на патент (Япония) № 2007-315303 раскрывает лопатку ротора вентилятора, подробная конструкция которой является такой, как упомянуто ниже.

На стороне центральной втулки передней кромки лопатки ротора формируется вертикальная секция центральной втулки, которая является вертикальной относительно осевого центра вентилятора (осевого центра авиационного двигателя). Базовый край (внутренний край в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки размещается на крае центральной втулки передней кромки лопатки ротора. От верхнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки лопатки ротора формируется секция полуразмаха с наклоном назад. Секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад, так что ее верхний край размещается позади (ниже по потоку от) ее базового края. Дополнительно, от верхнего края секции полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки передней кромки лопатки ротора формируется секция законцовки с наклоном вперед. Секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, так что ее верхний край размещается впереди ее базового края.

Вертикальная секция центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра вентилятора, и по сравнению с наклоном стороны центральной втулки (боковой секции центральной втулки) передней кромки лопатки ротора назад без формирования вертикальной секции центральной втулки на стороне центральной втулки передней кромки лопатки ротора, достаточная длина хорды обеспечивается на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора. Поскольку секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, скорость притока воздуха на стороне законцовки становится меньше по сравнению с наклоном стороны законцовки (секции стороны законцовки) передней кромки лопатки ротора назад, чтобы за счет этого уменьшать потери в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора. Поскольку секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад, не допускается смещение вперед барицентра лопатки ротора вентилятора вследствие формирования секции законцовки с наклоном вперед, что уменьшает механическое напряжение вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора. Это приводит к обеспечению достаточной конструктивной прочности для лопатки ротора вентилятора и улучшению ее аэродинамических характеристик, таких как отношение давлений на стороне центральной втулки, эффективность работы вентилятора на стороне кончика и т.п.

Сущность изобретения

Задачи, решаемые изобретением

В последние годы ужесточается требование по повышению эффективности работы авиационных двигателей. Соответственно, требуется обеспечивать достаточную конструктивную прочность лопатки ротора вентилятора и еще более улучшать аэродинамические характеристики лопатки ротора вентилятора, в частности эффективность работы вентилятора на стороне законцовки.

Настоящее изобретение предоставляет новую лопатку ротора вентилятора и т.п., которая удовлетворяет вышеуказанным требованиям.

Средство для решения задач

Согласно техническому аспекту настоящего изобретения предусмотрена лопатка ротора вентилятора, используемая для вентилятора, который вовлекает воздух в кольцевой проток внутреннего контура, который формируется в картере двигателя авиационного двигателя, и кольцевой проток наружного контура, который формируется в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура. Лопатка ротора вентилятора имеет переднюю кромку лопатки ротора, которая включает в себя вертикальную секцию центральной втулки, которая формируется на стороне центральной втулки и является практически вертикальной относительно осевого центра вентилятора (осевого центра авиационного двигателя), секцию полуразмаха с наклоном назад, которая формируется от дальнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции центральной втулки к стороне полуразмаха и наклонена назад (приобретает стреловидность), так что ее дальний край размещается позади (дальше по потоку) ее ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении), секцию законцовки с наклоном вперед, которая формируется от дальнего края секции полуразмаха с наклоном назад к стороне законцовки и наклонена вперед (приобретает стреловидность), так что ее дальний край размещается впереди (выше по потоку) ее основания, и секцию центральной втулки с наклоном назад, которая формируется от края центральной втулки к ближнему краю вертикальной секции центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади ее ближнего края.

В этом подробном описании и формуле изобретения, "лопатка ротора вентилятора" не только означает лопатку ротора вентилятора в узком смысле, но также и охватывает лопатку ротора компрессора. "Вертикально относительно осевого центра вентилятора" охватывает диапазон в плюс/минус пять градусов относительно плоскости, которая является нормальной относительно осевого центра вентилятора. "Выше по потоку" означает сторону впуска в главном направлении протекания, а "дальше по потоку" означает сторону выпуска в главном направлении протекания.

Согласно другому аспекту настоящего изобретения предусмотрен вентилятор, который вовлекает воздух в кольцевой проток внутреннего контура, который формируется в картере двигателя авиационного двигателя, и проток наружного контура, который формируется в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура. Вентилятор включает в себя диск вентилятора, который выполнен с возможностью вращения вокруг осевого центра в картере двигателя и содержит множество посадочных пазов на своей внешней периферийной поверхности через регулярные интервалы в направлении вдоль окружности, и вышеуказанную лопатку ротора вентилятора, которая вставляется в каждый из посадочных пазов диска вентилятора.

Краткое описание чертежей

Фиг. 1 является видом сбоку лопатки ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 2 является видом сбоку в частичном разрезе передней части авиационного двигателя согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 3(a) является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между длиной в осевом направлении от предварительно определенной позиции до передней кромки лопатки ротора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора вентилятора, а фиг. 3(b) является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между углом стреловидности передней кромки лопатки ротора вентилятора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора вентилятора.

Фиг. 4 является видом сбоку лопатки ротора вентилятора согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения.

Фиг. 5(a) является видом вдоль линии V-V по фиг. 4, а фиг. 5(b) является видом, соответствующим фиг. 5(a) и иллюстрирующим случай без секции центральной втулки с наклоном назад.

Фиг. 6 является видом, иллюстрирующим взаимосвязь между эффективностью работы вентилятора лопатки ротора вентилятора и коэффициентом размаха передней кромки лопатки ротора для лопатки ротора вентилятора.

Фиг. 7(a) является видом, иллюстрирующим состояние распределения механических напряжений на задней поверхности лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления в ходе работы вентилятора, а фиг. 7(b) является видом, иллюстрирующим состояние распределения механических напряжений на задней поверхности лопатки ротора вентилятора согласно сравнительному примеру в ходе работы вентилятора.

Предпочтительные варианты осуществления изобретения

Первый вариант осуществления

Первый вариант осуществления настоящего изобретения поясняется со ссылкой на фиг. 1 - фиг. 3(a) и 3(b). На чертежах "FF" указывает направление вперед, а "FR" - направление назад.

Как проиллюстрировано на фиг. 2, вентилятор 1 согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения вовлекает воздух в кольцевой проток 5 внутреннего контура (главный проток), который формируется в картере 3 двигателя авиационного двигателя, и проток 7 наружного контура, который формируется в картере 3 двигателя концентрически и за пределами протока 5 внутреннего контура. Картер 3 двигателя имеет цилиндрический обтекатель 9 внутреннего контура, цилиндрический кожух 13 вентилятора, размещаемый за пределами цилиндрического обтекателя 9 внутреннего контура таким образом, что он окружает его через множество (проиллюстрирована только одна) распорок 11 и т.п. Проток 5 внутреннего контура задается в обтекателе 9 внутреннего контура, и проток 7 наружного контура задается за счет наружной стенки обтекателя 9 внутреннего контура и внутренней стенки кожуха 13 вентилятора. Кратко поясняется конфигурация вентилятора 1 согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Перед обтекателем 9 внутреннего контура размещается диск 15 вентилятора с возможностью вращения через подшипник 17. Диск 15 вентилятора концентрически и неразъемно соединяется с несколькими ступенями роторов турбины низкого давления (не проиллюстрированы) для турбины низкого давления (не проиллюстрирована), размещаемой сзади вентилятора 1. На внешней периферийной поверхности диска 15 вентилятора формируется множество посадочных пазов 19 (посадочных углублений) через регулярные интервалы в направлении вдоль окружности.

В каждый из посадочных пазов 19 диска 15 вентилятора вставляется лопатка 21 ротора вентилятора. Между нижней поверхностью (внутренней поверхностью) каждого посадочного паза 19 диска 15 вентилятора и каждой лопаткой 21 ротора вентилятора размещается множество прокладок 23 в позициях спереди и сзади. Передняя сторона диска 15 вентилятора является неразъемной с кольцевым передним держателем 25 так, что они поддерживают множество лопаток 21 ротора вентилятора спереди. Задняя сторона диска 15 вентилятора является неразъемной с кольцевым задним держателем 27 так, что они поддерживают множество лопаток 21 ротора вентилятора сзади. Передний держатель 25 неразъемно соединяется с носовым обтекателем 29. Задний держатель 27 концентрически и неразъемно соединяется с ротором 33 компрессора низкого давления для компрессора 31 низкого давления, размещаемого сзади вентилятора 1.

Соответственно, когда авиационный двигатель запускается так, что он вращает диск 15 вентилятора, множество лопаток 21 ротора вентилятора вращаются вместе с диском 15 вентилятора, чтобы вовлекать воздух в проток 5 внутреннего контура и проток 7 наружного контура.

Поясняются конфигурация и т.п. лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Как проиллюстрировано на фиг. 1 и 2, лопатка 21 ротора вентилятора используется для вентилятора 1, как упомянуто выше, и изготавливается из металла, такого как титановый сплав. Лопатка 21 ротора вентилятора имеет корпус 35 лопатки. Корпус 35 лопатки имеет на одной стороне заднюю поверхность 37 (поверхность на стороне отрицательного давления), а на другой стороне переднюю поверхность 39 (поверхность на стороне положительного давления). Передняя кромка корпуса 35 лопатки является передней кромкой 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора, а задняя кромка корпуса 35 лопатки является задней кромкой 43 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора. Сторона базового края корпуса 35 лопатки является неразъемной с хвостовиком 45 лопатки. Хвостовик 45 лопатки имеет форму типа "ласточкин хвост" 47 с возможностью вставки в посадочный паз 19 диска 15 вентилятора. Граница (платформа) между корпусом 35 лопатки и хвостовиком 45 лопатки находится на удлинении поверхности внутренней стенки протока 5 внутреннего контура.

Как проиллюстрировано на фиг. 1, 3(a) и 3(b), на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора формируется вертикальная секция 49 центральной втулки. Вертикальная секция 49 центральной втулки является практически нормальной относительно осевого центра S вентилятора 1 (осевого центра авиационного двигателя). Другими словами, вертикальная секция 49 центральной втулки задается в диапазоне плюс/минус пять градусов относительно плоскости, которая является вертикальной относительно осевого центра вентилятора 1.

От дальнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции 49 центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 51 полуразмаха с наклоном назад. Секция 51 полуразмаха с наклоном назад плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади (дальше по потоку) ее ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении). Другими словами, секция 51 полуразмаха с наклоном назад приобретает обратную стреловидность, так что она получает угол обратной стреловидности. Значение угла θm наклона вперед (угла обратной стреловидности) секции 51 полуразмаха с наклоном назад постепенно увеличивается к стороне отрицательных значений от стороны ближнего края в направлении стороны дальнего края, достигает максимального значения и постепенно становится меньшим в направлении стороны дальнего края.

Соответственно, виртуальная кривая, задающая кромку на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, имеет минимальный угол стреловидности в секции 51 полуразмаха с наклоном назад, как проиллюстрировано на фиг. 3(b).

От верхнего края секции 51 полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки (стороне законцовки) передней кромки 41 лопатки ротора формируется секция 53 кончика с наклоном вперед. Секция 53 законцовки с наклоном вперед плавно соединяется с секцией 51 полуразмаха с наклоном назад и наклонена вперед, так что ее верхний край размещается впереди (выше по потоку) ее базового края. Другими словами, угол θth стреловидности секции 53 законцовки с наклоном вперед имеет положительное значение. Угол наклона вперед (угол прямой стреловидности) секции 53 законцовки с наклоном вперед постепенно становится большим от стороны ближнего края к стороне дальнего края.

От края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора к базовому краю вертикальной секции 49 центральной втулки формируется секция 55 центральной втулки с наклоном назад. Секция 55 центральной втулки с наклоном назад плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки и наклонена назад, так что ее дальний край размещается позади ее ближнего края.

Угол θh наклона назад (угол обратной стреловидности) секции 55 центральной втулки с наклоном назад становится максимальным на стороне ближнего края, так что он имеет минимальное значение. После этого угол постепенно становится большим к вертикальной секции 49 центральной втулки и плавно соединяется с вертикальной секцией 49 центральной втулки, имеющей угол θh стреловидности около нуля. Соответственно, виртуальная кривая, задающая кромку на стороне центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, имеет максимальное значение для угла θh стреловидности в области, идущей от секции 55 центральной втулки с наклоном назад к вертикальной секции 49 центральной втулки к секции 51 полуразмаха с наклоном назад, как проиллюстрировано на фиг. 3(b). Это приводит к формированию на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора распределения статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки и уменьшать отрыв (отрыв воздушного потока) на стороне центральной втулки.

Вертикальная секция 49 центральной втулки, секция 51 полуразмаха с наклоном назад и т.п. задаются относительно полной длины LA размаха и т.п., как упомянуто ниже.

Для вертикальной секции 49 центральной втулки длина L1 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до верхнего края вертикальной секции 49 центральной втулки задается равной 20-50%, предпочтительно 30-40% от полной длины LA размаха передней кромки 41 лопатки ротора.

Причина задания длины L1 размаха, равной 20% от полной длины LA размаха или более, состоит в том, что ее задание меньше 20% затрудняет улучшение в достаточной степени соотношения давлений на стороне центральной втулки. Причина задания длины L1 размаха, равной 50% от полной длины LA размаха или менее, состоит в том, что ее задание больше 50% приводит к сокращению длины размаха секции 51 полуразмаха с наклоном назад и смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в направлении вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора.

Для секции 51 полуразмаха с наклоном назад максимальное значение угла θm наклона назад секции 51 полуразмаха с наклоном назад задается равным 5-45 градусам, предпочтительно 10-20 градусам. Причина задания максимального значения угла θm наклона назад секции 51 полуразмаха с наклоном назад, равным 5 градусам или более, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в направлении вперед вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания максимального угла θm наклона назад секции полуразмаха 51 с наклоном назад, равным 45 градусам или менее, состоит в том, что его задание больше 45 градусов приводит к такой проблеме, что барицентр лопатки 21 ротора вентилятора смещается в обратном направлении, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение создается вокруг края центральной втулки задней кромки 43 лопатки ротора.

Для секции 53 законцовки с наклоном вперед длина L2 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до ближнего края (внутреннего края в диаметральном направлении) секции 53 законцовки с наклоном вперед задается равной 60-90%, предпочтительно 75-85% от полной длины LA размаха передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L2 размаха равной 60% от полной длины LA размаха или более состоит в том, что ее задание меньше 60% от полной длины LA размаха приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в прямом направлении вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки у передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L2 размаха равной 90% от полной длины LA размаха или менее состоит в том, что ее задание больше 90% от полной длины LA размаха приводит к повышению скорости впуска воздуха на стороне законцовки, тем самым затрудняя уменьшение в достаточной степени потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора.

Максимальное значение угла θt наклона вперед (угла прямой стреловидности) секции 53 законцовки с наклоном вперед задается равным 5-45 градусам, предпочтительно 10-20 градусам. Причина задания максимального значения угла θt наклона вперед секции 53 законцовки с наклоном вперед, равным 5 градусам или более, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов приводит к повышению скорости впуска воздуха на стороне законцовки, тем самым затрудняя уменьшение в достаточной степени потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора. Причина задания максимального значения угла θt наклона вперед секции законцовки с наклоном вперед, равным 45 градусам или менее, состоит в том, что его задание больше 45 градусов приводит к смещению барицентра лопатки 21 ротора вентилятора в прямом направлении вследствие формирования секции 53 законцовки с наклоном вперед, тем самым вызывая такую проблему, что чрезмерное механическое напряжение может быть создано вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора.

Для секции 55 центральной втулки с наклоном назад длина L3 размаха от края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора до дальнего края секции 55 центральной втулки с наклоном назад задается равной 5-25%, предпочтительно 10-20% от полной длины размаха передней кромки 41 лопатки ротора. Причина задания длины L3 размаха, равной 5% от полной длины размаха или более, состоит в том, что ее задание меньше 5% от полной длины размаха приводит к затруднению формирования распределения статического давления на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора таким образом, чтобы прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки. Причина задания длины L3 размаха равной 25% от полной длины размаха или менее состоит в том, что ее задание больше 25% от полной длины размаха приводит к сокращению длины размаха вертикальной секции 49 центральной втулки, тем самым затрудняя повышение в достаточной степени соотношения давлений на стороне центральной втулки.

Максимальное значение угла θh наклона назад секции 55 центральной втулки с наклоном назад задается равным 5-45 градусам, предпочтительно, 15-25 градусам. Причина задания максимального значения угла θh наклона назад секции 55 центральной втулки с наклоном назад, равным 5-45 градусам, состоит в том, что его задание меньше 5 градусов или больше 45 градусов приводит к затруднению создания, на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора, распределения статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки.

Поясняются работа и преимущества первого варианта осуществления настоящего изобретения.

Вертикальная секция 49 центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра S вентилятора 1, секция 53 законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, и секция 51 полуразмаха с наклоном назад наклонена назад. Соответственно, аналогично лопатке ротора турбины вышеуказанного предшествующего уровня техники в заявке, поданной авторами этой заявки, уменьшается механическое напряжение вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, обеспечивается достаточная длина хорды на стороне центральной втулки лопатки 21 ротора вентилятора и уменьшаются потери в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки 21 ротора вентилятора.

Поскольку секция 55 центральной втулки с наклоном назад наклонена назад, распределение статического давления таким образом, чтобы прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки, создается на задней поверхности лопатки 21 ротора вентилятора, чтобы уменьшать отрыв на стороне центральной втулки.

Соответственно, первый вариант осуществления настоящего изобретения допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки 41 лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки 21 ротора вентилятора и уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне кончика лопатки 21 ротора вентилятора. Кроме того, как поясняется ниже, отрыв на стороне центральной втулки уменьшается, и, следовательно, обеспечивается достаточная конструктивная прочность лопатки 21 ротора вентилятора, улучшаются аэродинамические характеристики лопатки 21 ротора вентилятора, в частности повышается эффективность работы вентилятора со стороны законцовки, что обеспечивает существенный рост эффективности работы авиационного двигателя.

Второй вариант осуществления

Второй вариант осуществления настоящего изобретения поясняется со ссылкой на фиг. 4, 5(a) и 5(b).

Как проиллюстрировано на фиг. 4, лопатка 57 ротора вентилятора согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения используется для вентилятора 1 авиационного двигателя аналогично лопатке 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения. Подробная конструкция лопатки 57 ротора вентилятора поясняется ниже.

Лопатка 57 ротора вентилятора имеет корпус 59 лопатки. Корпус 59 лопатки изготавливается из композиционного материала на основе термореактивной смолы, такой как эпоксидная смола, феноловая смола, полиимидная смола и т.п., либо на основе термопластической смолы, такой как полиэфирэфиркетон, полифениленсульфид и т.п., и армирующего волокна, такого как углеродное волокно, арамидное волокно, стекловолокно и т.п. Корпус 59 лопатки имеет пластинчатую конструкцию (многослойную конструкцию) в направлении толщины (направлении толщины корпуса 59 лопатки). Корпус 59 лопатки имеет на одной стороне заднюю поверхность 61 (поверхность на стороне отрицательного давления), а на другой стороне переднюю поверхность 63 (поверхность на стороне положительного давления). Задняя кромка корпуса 59 лопатки является задней кромкой 65 лопатки ротора для лопатки 57 ротора вентилятора.

На стороне ближнего края корпуса 59 лопатки неразъемно формируется хвостовик 67 лопатки. Аналогично корпусу 59 лопатки хвостовик 67 лопатки изготавливается из композиционного материала на основе термореактивной смолы или термопластической смолы и армирующего волокна и имеет пластинчатую конструкцию в направлении толщины (направлении толщины хвостовика 67 лопатки). Хвостовик 67 лопатки имеет форму типа "ласточкин хвост" 69 с возможностью вставки в посадочный паз 19 диска 15 вентилятора. Поверхность раздела между корпусом 59 лопатки и хвостовиком 67 лопатки находится на удлинении поверхности внутренней стенки протока 5 внутреннего контура (см. фиг. 2).

На стороне передней кромки корпуса 59 лопатки размещается обшивка 71 со слоистым связующим, так что она защищает сторону передней кромки корпуса 59 лопатки. Обшивка 71 изготавливается из металла, такого как титановый сплав. Внутренняя часть обшивки 71 является полой. Внутренняя часть обшивки 71 может быть сплошной или может содержать амортизационный материал (не проиллюстрирован).

Передняя кромка обшивки 71 является передней кромкой 73 лопатки ротора для лопатки 57 ротора вентилятора. На стороне центральной втулки передней кромки 73 лопатки ротора (передней кромки обшивки 71) формируется вертикальная секция 75 центральной втулки. От верхнего края (внешнего края в диаметральном направлении) вертикальной секции 75 центральной втулки к стороне полуразмаха передней кромки 73 лопатки ротора формируется секция 77 полуразмаха с наклоном назад. От дальнего края секции 77 полуразмаха с наклоном назад к краю законцовки (стороне законцовки) передней кромки 73 лопатки ротора формируется секция 79 законцовки с наклоном вперед. От края центральной втулки передней кромки 73 лопатки ротора к ближнему краю вертикальной секции 75 центральной втулки формируется секция 81 центральной втулки с наклоном назад. Вертикальная секция 75 центральной втулки, секция 77 полуразмаха с наклоном назад, секция 79 законцовки с наклоном вперед и секция 81 центральной втулки с наклоном назад имеют конфигурации, аналогичные конфигурациям вертикальной секции 49 центральной втулки, секции 51 полуразмаха с наклоном назад, секции 53 законцовки с наклоном вперед и секции 55 центральной втулки с наклоном назад, соответственно, передней кромки 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения.

Согласно второму варианту осуществления настоящего изобретения вертикальная секция 75 центральной втулки и т.п. имеют, как упомянуто выше, конфигурации, аналогичные конфигурациям вертикальной секции 49 центральной втулки и т.п. передней кромки 41 лопатки ротора для лопатки 21 ротора вентилятора согласно первому варианту осуществления настоящего изобретения, тем самым обеспечивая режим работы и преимущества, аналогичные режиму работы и преимуществам первого варианта осуществления настоящего изобретения.

От края центральной втулки передней кромки обшивки 71 к ближнему краю вертикальной секции 75 центральной втулки формируется секция 81 центральной втулки с наклоном назад. По сравнению с корпусом, имеющим секцию 81 центральной втулки с наклоном назад вдоль передней кромки обшивки 71, как проиллюстрировано на фиг. 5(a) и 5(b), край центральной втулки и его окрестности передней кромки корпуса 59 лопатки отстоят на большом расстоянии от передней кромки обшивки 71. Это приводит к утолщению окрестности края центральной втулки передней кромки корпуса 59 лопатки, обеспечению достаточной конструктивной прочности корпуса 59 лопатки, изготовленного из композиционного материала, и повышению износостойкости лопатки 57 ротора вентилятора.

Настоящее изобретение не ограничено вышеприведенными вариантами осуществления и осуществляется в различных формах. Объем права настоящего изобретения не ограничен вариантами осуществления.

Оценка изобретения

Варианты осуществления настоящего изобретения поясняются со ссылкой на фиг. 6, 7(a) и 7(b).

Длина L1 размаха задается равной 37% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θm наклона назад - равным 15 градусам, длина L2 размаха - равной 80% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θt наклона вперед - равным 15 градусам, длина L3 размаха - равной 15% от полной длины размаха, и максимальное значение угла θh наклона назад - равным 23 градусам, чтобы подготавливать лопатку 21 ротора вентилятора (лопатка ротора вентилятора согласно варианту осуществления). Кроме того, лопатка ротора вентилятора (лопатка ротора вентилятора согласно сравнительному примеру) подготавливается в конфигурации, идентичной конфигурации лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления, за исключением того, что опускается секция центральной втулки с наклоном назад. Эти лопатки ротора вентилятора анализируются. Эффективность работы вентилятора от коэффициента размаха в 0,00 (край центральной втулки) до коэффициента размаха в 0,10 подвергается трехмерному анализу на основе CFD (вычислительной гидрогазодинамики) вязкой текучей среды в установившемся режиме. Его результат обобщается на фиг. 6. А именно, по сравнению с лопаткой ротора вентилятора согласно сравнительному примеру лопатка ротора вентилятора согласно настоящему варианту осуществления повышает эффективность работы вентилятора со стороны центральной втулки (зона A, обведенная штрихпунктирной линией на фиг. 6).

Для лопатки ротора вентилятора согласно варианту осуществления и лопатки ротора вентилятора согласно сравнительному примеру конструктивно анализируется распределение механических напряжений на задней поверхности в ходе работы вентилятора (в ходе работы авиационного двигателя). Результат этого проиллюстрирован на фиг. 7(a) и 7(b). А именно, лопатка ротора вентилятора согласно варианту осуществления не формирует чрезмерного механического напряжения вдоль передней кромки лопатки ротора, как это происходит в лопатке ротора вентилятора согласно сравнительному примеру. На фиг. 7(a) и 7(b) числа от 0,2 до 1,0 указывают уровни механического напряжения.

Хотя не проиллюстрировано, длина L1 размаха задается равной 30-40% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θm наклона назад - равным 10-20 градусам, длина L2 размаха - равной 75-85% от полной длины LA размаха, максимальное значение угла θt наклона вперед - равным 10-20 градусам, длина L3 размаха - равной 10-20% от полной длины размаха и максимальное значение угла θh наклона назад - равным 15-25 градусам, чтобы подготавливать лопатку 21 ротора вентилятора, и получаются аналогичные аналитические результаты.

Согласно первому техническому аспекту настоящего изобретения вертикальная секция центральной втулки является вертикальной относительно осевого центра вентилятора, секция законцовки с наклоном вперед наклонена вперед, и секция полуразмаха с наклоном назад наклонена назад. Соответственно, аналогично лопатке ротора турбины согласно вышеуказанному предшествующему уровню техники в заявке, поданной авторами этой заявки, этот аспект настоящего изобретения допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора и уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора. Помимо этого, секция центральной втулки с наклоном назад наклонена назад, и, следовательно, распределение статического давления, которое позволяет прижимать воздушный поток к стороне центральной втулки, формируется на задней поверхности лопатки ротора вентилятора, тем самым уменьшая отрыв (отрыв воздушного потока) на стороне центральной втулки.

Согласно второму техническому аспекту настоящего изобретения, в дополнение к преимуществам первого технического аспекта, авиационный двигатель запускается так, что он вращает диск вентилятора таким образом, что множество лопаток ротора вентилятора вращается вместе с диском вентилятора, чтобы вовлекать воздух в проток внутреннего контура и проток наружного контура.

Настоящее изобретение допускает уменьшение механического напряжения вокруг края центральной втулки передней кромки лопатки ротора, обеспечение достаточной длины хорды на стороне центральной втулки лопатки ротора вентилятора, уменьшение потерь в результате ударной волны на стороне законцовки лопатки ротора вентилятора и минимизацию отрыва на стороне центральной втулки. Соответственно, настоящее изобретение допускает обеспечение достаточной конструктивной прочности лопатки ротора вентилятора, улучшение аэродинамических характеристик лопатки ротора вентилятора, в частности повышение эффективности работы вентилятора со стороны законцовки и за счет этого обеспечение роста эффективности работы авиационного двигателя.

Указание для США

В соответствии с указанием для США эта международная заявка на патент притязает согласно 35 U.S.C. 119(a) на приоритет заявки на патент (Япония) № 2010-292658, поданной 28 декабря 2010 года, содержание которой содержится в данном документе по ссылке.

1. Лопатка ротора вентилятора, используемая для вентилятора, который вовлекает воздух в кольцевой проток внутреннего контура, сформированный в картере двигателя авиационного двигателя, и кольцевой проток наружного контура, сформированный в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура, содержащая переднюю кромку лопатки ротора, которая включает в себя:
- вертикальную секцию центральной втулки, сформированную на стороне центральной втулки и практически нормальную относительно осевого центра вентилятора;
- секцию полуразмаха с наклоном назад, сформированную от верхнего края вертикальной секции центральной втулки к стороне полуразмаха и наклоненную назад, так что ее верхний край размещается позади ее базового края;
- секцию законцовки с наклоном вперед, сформированную от верхнего края секции полуразмаха с наклоном назад к стороне законцовки и наклоненную вперед, так что ее верхний край размещается впереди ее базового края; и
- секцию центральной втулки с наклоном назад, сформированную от края центральной втулки к базовому краю вертикальной секции центральной втулки и наклоненную назад, так что ее верхний край размещается позади ее базового края.

2. Лопатка ротора вентилятора по п. 1, в которой:
- длина размаха от края центральной втулки передней кромки лопатки ротора до верхнего края вертикальной секции центральной втулки варьируется от 20 до 50% от полной длины размаха передней кромки лопатки ротора;
- длина размаха от края центральной втулки передней кромки лопатки ротора до верхнего края секции центральной втулки с наклоном назад варьируется от 5 до 25% от полной длины размаха передней кромки лопатки ротора; и
- максимальное значение угла наклона назад секции центральной втулки с наклоном назад варьируется от 5 до 45 градусов.

3. Лопатка ротора вентилятора по п. 1, в которой:
- длина размаха от края центральной втулки передней кромки лопатки ротора до базового края секции законцовки с наклоном вперед варьируется от 60 до 90% от полной длины размаха передней кромки лопатки ротора; и
- максимальное значение угла наклона вперед секции законцовки с наклоном вперед варьируется от 5 до 45 градусов.

4. Лопатка ротора вентилятора по п. 1, содержащая:
- корпус лопатки, изготовленный из композиционного материала на основе термореактивной смолы или термопластической смолы и армирующего волокна;
- хвостовик лопатки, сформированный неразъемно со стороной базового края корпуса лопатки и изготовленный из композиционного материала на основе термореактивной смолы или термопластической смолы и армирующего волокна; и
- обшивку, размещаемую на стороне передней кромки корпуса лопатки, изготовленную из металла и защищающую сторону передней кромки корпуса лопатки, причем передняя кромка обшивки представляет собой переднюю кромку лопатки ротора.

5. Вентилятор, вовлекающий воздух в кольцевой проток внутреннего контура, сформированный в картере двигателя авиационного двигателя, и проток наружного контура, сформированный в картере двигателя концентрически и за пределами протока внутреннего контура, содержащий:
- диск вентилятора, который является поворотным, размещается вокруг осевого центра в картере двигателя и содержит множество посадочных пазов на своей внешней периферийной поверхности через регулярные интервалы в направлении вдоль окружности; и
- лопатку ротора вентилятора по п. 1, вставляемую в каждый из посадочных пазов диска вентилятора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к конструированию и доводке турбомашин, а именно рабочих лопаток осевых компрессоров. В способе обеспечения устойчивости рабочих лопаток турбомашины к автоколебаниям, при котором определяют для исходной лопатки первую и вторую изгибную и первую крутильную формы собственных колебаний и соответствующие им частоты, выбирают критерий изгибно-крутильной связанности и задают диапазон его допустимых значений, отстраивают исходную лопатку от автоколебаний, определяют критерий изгибно-крутильной связанности для отстроенной лопатки, по принадлежности значения которого заданному диапазону судят об устойчивости к автоколебаниям, в отличие от известного отстройку исходной лопатки от автоколебаний выполняют путем изгиба ее пера в сторону спинки, при этом форма изгиба соответствует первой изгибной форме собственных колебаний исходной лопатки.

Лопатка осевого компрессора содержит входную кромку, выходную кромку, корыто и спинку с выполненными на ее поверхности вихрегенераторами сферической формы, вогнутыми внутрь лопатки.

Лопатка вентиляторного ротора содержит перо и хвостовик, изготовленные из композитного материала, а также металлическую обшивку. Хвостовик лопатки выполнен у базового конца пера лопатки с возможностью соединения с пазом диска вентилятора.

Лопасть осевого вентилятора предназначена для использования в бытовых целях, а также во вспомогательных механизмах для обеспечения циркуляции воздуха. Лопасть содержит выпуклый набегающий край, вогнутый сбегающий край, корневую часть и верхнюю кромку.

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.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения. .

Изобретение относится к способу изготовления лопатки турбомашины, может применяться в авиационных газотурбинных двигателях и энергетических установках при изготовлении рабочих и направляющих лопаток вентиляторов, компрессоров и турбин.

Винт содержит плоскую поверхность (13.2), которая проходит вдоль задней поверхности лопасти (13), и ширина которой составляет 1/3 ширины лопасти (13), заднюю закругленную по радиусу поверхность (13.1), которая пересекает плоскую поверхность (13.2) и имеет радиус R, который составляет 2/3 ширины задней поверхности и тем самым дополняет остальную часть задней поверхности. На свободном конце радиуса (13.1) задней поверхности внутренняя контактная поверхность (13.3) с радиусом, равным 1.5 R, пересекает плоскость вращения винта так, что образует угол величиной 3-9 градусов. Закругленная по радиусу поверхность (13.4) выходной кромки, которая имеет радиус 0,5 R пересекает плоскость, расположенную ниже половины толщины края лопасти указанной внутренней контактной поверхности (13.3) и плоской поверхности (13.2), и изогнута в направлении, противоположном внутренней контактной поверхности (13.3). Расстояние от точки пересечения указанных закругленных по радиусу поверхностей (13.1, 13.3), которые имеют радиус R и 1.5 R, до плоскости, где расположена задняя плоская поверхность (13.2), составляет 1/4 и 1/5 ширины в проекции задней поверхности. Диаметр F задней поверхности (13.7) лопасти (13) заключен в диапазоне значений диаметра от R400 до R650. Изобретение направлено на повышение энергетического КПД. 2 з.п. ф-лы, 5 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса второй ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне (159,2÷245,8) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x., составляющим (1,6÷2,5)·10-2 [м/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса третьей ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(20,44÷29,8)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне Gз.п.=(169,54÷248,4) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x., составляющим (5,84÷8,4)·10-2 [м/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса третьей ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса четвертой ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол α0 установки хвостовика лопатки, определенный в диапазоне α0=(19,7÷32,3)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п., определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне (151,7,0÷274,0) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса первой ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика лопатки α0, определенный в диапазоне α0=(17÷27)°. Перо лопатки выполнено с переменной относительно оси ротора осевой закруткой, нарастающей с радиальным удалением от оси вала ротора с градиентом закрутки пера Gз.п, определенным в проекции на условную осевую плоскость в диапазоне (124,0÷186,8) [град/м]. Перо лопатки выполнено с боковыми кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gy.x, составляющим (7,2÷10,7)·10-2 [м/м]. Технический результат, достигаемый изобретением, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса первой ступени вала ротора КНД ТРД, а также в повышении КПД и расширении диапазона режимов газодинамической устойчивости компрессора при повышении ресурса лопатки. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к обработке металлов давлением и может быть использовано при изготовлении металлического элемента жесткости композитной или металлической лопатки турбомашины. Металлический пруток деформируют горячей ковкой через две фильеры. При этом получают промежуточную деталь, которая имеет два крыла, расположенные с обеих сторон сплошной части. Промежуточная деталь соответствует основе металлического элемента жесткости. На следующем этапе производят деформирование крыльев промежуточной детали (50) с изменением угла их раскрытия. Получают конечную форму металлического элемента жесткости. В результате обеспечивается возможность использования более простой технологии и уменьшаются отходы металла, применяемого для изготовления элемента жесткости. 12 з.п.ф-лы, 9 ил.

Изобретение относится к области турбинных двигателей, а именно к способу изготовления металлического усиления для лопатки рабочего колеса турбинного двигателя. Способ последовательно включает этап расположения металлических скоб в формующий инструмент, имеющий матрицу и пуансон, при этом металлические скобы представляют собой металлические секции с прямолинейной формой, согнутые в форму U или V; и этап горячего изостатического прессования металлических скоб, вызывающий интеграцию металлических скоб таким образом, чтобы получить сжатую металлическую часть. Обеспечивается возможность легкого получения металлического усиления без использования больших объемов материалов. 14 з.п. ф-лы, 27 ил.

Изобретение относится к общему машиностроению и может быть использовано для изготовления лопаток вентиляторов из пенополиуретановых материалов. В способе, согласно которому в матрицу заданной формы, выполненную из пропитанного эпоксидной смолой стекловолокнистого материала, помещают заготовку из стекловолокнистого материала и производят силовую обработку заготовки под давлением, при этом в процессе помещения заготовки в матрицу производят ее пропитку смесью эластолита и изоционата, выбираемых в соотношении 1:1, причем смешение эластолита и изоционата осуществляют непосредственно перед пропиткой заготовки, а силовую обработку заготовки для придания ей формы лопасти вентилятора под давлением 290-350 кПа осуществляют в течение 30 с после размещения заготовки в матрицу заданной формы с последующей выдержкой, по крайней мере, в течение 30-40 минут до извлечения готовой лопасти из матрицы. Технический результат заключается в упрощении способа и повышении безопасности. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любом из пазов диска рабочего колеса четвертой ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью вращения ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика, обеспечивающий получение угла установки профиля пера в корневом сечении лопатки в диапазоне αк=19,7÷32,3°. Перо лопатки выполнено с закруткой относительно оси пера, обеспечивающей нарастание угла установки профиля пера по высоте лопатки с радиальным удалением от оси вращения ротора с градиентом Gу.п., определенным в диапазоне Gу.п=151,7÷274,0 [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.x., составляющим (2,2÷3,2)·10-2 [м/м]. Толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т.=(1,48÷1,76)·10-2 [м/м]. Технический результат, достигаемый группой изобретений, состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса четвертой ступени вала ротора КНД ГТД, а также в увеличении рабочего ресурса без увеличения материалоемкости и трудоемкости установки лопатки в рабочее колесо компрессора. 4 н. и 19 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Лопатка снабженного пазами диска рабочего колеса ротора компрессора низкого давления (КНД) газотурбинного двигателя (ГТД), включающего проточную часть, ограниченную по периферийному контуру корпусом двигателя, содержит перо и хвостовик. Лопатка предназначена для установки в любой из пазов диска рабочего колеса второй ступени. Хвостовик лопатки имеет продольную ось, соосную или параллельную геометрической оси паза диска и образующую с осью вращения ротора в проекции на условную осевую плоскость, нормальную к радиальной оси пера лопатки, угол установки хвостовика, обеспечивающий получение угла установки профиля пера в корневом сечении лопатки в диапазоне αк=(17÷27)°. Перо лопатки выполнено с закруткой относительно оси пера, обеспечивающей нарастание угла установки профиля пера по высоте лопатки с радиальным удалением от оси вращения ротора с градиентом Gу.п, определенным в диапазоне Gу.п=(159,2÷245,8) [град/м]. Перо лопатки выполнено с входной и выходной кромками, расходящимися к периферийному торцу с градиентом увеличения хорды Gу.х, составляющим (1,6÷2,5)·10-2 [м/м]. Толщина профиля пера лопатки выполнена наибольшей в корневом сечении и убывающей по высоте пера к периферийному торцу с градиентом Gу.т=(1,42÷1,71)·10-2 [м/м]. Достигаемый технический результат состоит в улучшении геометрической конфигурации, пространственной жесткости, силовых и аэродинамических параметров лопатки рабочего колеса второй ступени вала ротора КНД ГТД, а также в увеличении рабочего ресурса без увеличения материалоемкости и трудоемкости установки лопатки в рабочее колесо компрессора. 4 н. и 21 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх