Ротор компрессора турбомашины, компрессор турбомашины и турбомашина



Ротор компрессора турбомашины, компрессор турбомашины и турбомашина
Ротор компрессора турбомашины, компрессор турбомашины и турбомашина

 


Владельцы патента RU 2556151:

СНЕКМА (FR)
СЕНАЭРО (BE)

Ротор компрессора турбомашины включает диск, несущий лопатки. Стенка диска на его радиально внешнем конце выполнена из нескольких угловых секторов, каждый из которых ограничен между спинкой первой лопатки и корытом второй лопатки, следующей за первой в окружном направлении. Каждый из секторов включает выпученный участок, выпуклый в осевом и окружном направлениях. Выпученный участок имеет вершину, находящуюся радиально снаружи по отношению к воображаемой поверхности вращения вокруг оси диска ротора, проходящей через четыре точки, определяемые пересечением стенки, соответственно, с передней кромкой каждой из первой и второй лопаток и задней кромкой каждой из лопаток. Вершина отстоит в окружном направлении от спинки первой лопатки на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между спинкой и корытом лопаток, измеренное на уровне вершины. Стенка также включает в себя выше по потоку от выпученного участка впадинный участок, вогнутый в осевом направлении и в окружном направлении и имеющий основание, которое является приближенно точечным. Другие изобретения группы относятся к компрессору, включающему такой ротор, и турбомашине содержащей указанный компрессор. Группа изобретений позволяет повысить коэффициент полезного действия ротора компрессора турбомашины. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Данное изобретение относится к компрессорам турбомашин, в частности, для самолетов, а более конкретно оно касается внутренней торцевой стенки воздушного канала основного потока газа в роторе такого компрессора.

Компрессор турбомашины, такой как описанный, например, в публикациях ЕР 1762700 или ЕР 1760257, обычно включает в себя несколько последовательных ступеней сжатия, каждая из которых состоит из ротора, содержащего вращающийся облопаченный диск, и статора, включающего в себя кольцевой ряд статических неподвижных спрямляющих лопаток, предназначенных для спрямления и направления потока газа, текущего в компрессоре.

Проблемой, возникающей в случае компрессоров, в которых поток газа является сверхзвуковым по отношению к радиально внешнему участку некоторых лопаток, особенно лопаток ротора первой ступени компрессора, т.е. его ступени сжатия, расположенной выше всего по потоку, является радиальное протяжение участка лопаток, работающих со сверхзвуковой скоростью, зависящее от скорости отклонения этих лопаток.

Являющиеся следствием этого сверхзвуковые удары оказывают негативное влияние на энергетический кпд компрессоров, а значит и энергетический кпд турбомашин, оснащенных этими компрессорами.

Одной задачей изобретения является главным образом создание простого, экономичного и эффективного решения этой проблемы.

Для решения этой задачи предложен ротор компрессора турбомашины, включающий в себя диск ротора, несущий лопатки, каждая из которых имеет спинку и корыто, при этом диск на его радиально внешнем конце оснащен стенкой, образующей внутренний конец кольцевого проточного канала основного потока газа в турбомашине, причем эта стенка выполнена из нескольких угловых секторов, каждый из которых ограничен между спинкой первой лопатки и корытом второй лопатки, следующей непосредственно за первой лопаткой в окружном направлении, при этом каждый из секторов включает в себя выпученный участок, который является выпуклым в осевом направлении и в окружном направлении и имеет вершину, находящуюся радиально снаружи по отношению к воображаемой поверхности вращения вокруг оси диска ротора, проходящей через четыре точки, определяемые пересечением стенки, соответственно, с передней кромкой каждой из первой и второй лопаток и задней кромкой каждой из упомянутых лопаток, причем вершина отстоит в окружном направлении от спинки первой лопатки на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между спинкой и корытом лопаток, измеренное на уровне вершины, при этом стенка также включает в себя выше по потоку от выпученного участка впадинный участок, вогнутый в осевом направлении.

В соответствии с изобретением впадинный участок также является вогнутым в окружном направлении, а его основание является приближенно точечным.

Упомянутая воображаемая поверхность образует поверхность отсчета, относительно которой можно определить выпученный участок внутренней торцевой стенки.

Форма каждого сектора внутренней торцевой стенки обеспечивает снижение силы сверхзвукового удара благодаря потоку газа вдоль лопаток, несомых диском ротора, в целом на всем радиальном протяжении радиально внешнего участка этих лопаток, где такой удар происходит.

Выпуклость выпученного участка каждого сектора стенки как в осевом направлении, так и в окружном направлении главным образом обеспечивает ограничение рисков отрыва потока газа вдоль поверхностей лопастей, ограничивающих упомянутый сектор, которые по своей природе снижают эффективность ротора. В самом деле, выпученный участок ротора вызывает - ниже по потоку от его вершины - замедление потока газа, текущего между упомянутыми двумя лопатками. Выпуклость выпученного участка обеспечивает это замедление в месте, отдаленном от поверхностей лопаток, и тем самым гарантирует ограничение или предотвращение вредных последствий такого замедления, когда оно оказывает негативное влияние на поток газа вдоль этих поверхностей.

Впадинный участок каждого сектора стенки обеспечивает увеличение радиального протяжения кольцевого канала выше по потоку от выпученного участка, а также увеличение градиента, образующегося выше по потоку от вершины выпученного участка на внутренней торцевой стенке, что способствует снижению силы ультразвукового удара исключительно за счет возможности снижения максимального числа Маха вдоль спинки, ограничивающей упомянутый сектор внутренней торцевой стенки, и этот вывод справедлив на всем радиальном протяжении спинки.

Таким образом, изобретение в целом обеспечивает повышение общего энергетического кпд ротора компрессора турбомашины.

Вогнутость впадинного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки в окружном направлении обеспечивает существенное снижение нежелательного роста скорости газа, допускаемой ступенью ротора, из-за увеличения радиального протяжения кольцевого канала, обуславливаемого впадинным участком.

С этой целью, основание впадинного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки предпочтительно отстоит в окружном направлении от спинки первой лопатки на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между спинкой и корытом лопаток, измеренное на уровне основания.

Кроме того, основание впадинного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки предпочтительно находится радиально изнутри по отношению к упомянутой воображаемой поверхности.

Внутренняя торцевая стенка преимущественно имеет такую форму, что для каждого из упомянутых секторов этой стенки выпученный участок и впадинный участок упомянутого сектора имеют в общем по меньшей мере одну точку сопряжения, находящуюся на воображаемой поверхности.

Эта характеристика обеспечивает исключение присутствия существенных выпуклостей между основанием впадинного участка и вершиной выпученного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки. В самом деле, предпочтительно, чтобы каждый сектор этой стенки имел постепенный и непрерывный градиент между основанием его впадинного участка и вершиной его выпуклого участка, чтобы предотвратить какое бы то ни было нарушение непрерывности воздушного канала основного потока.

В предпочтительном варианте осуществления изобретения вершина выпученного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки отстоит в осевом направлении от находящегося ниже по потоку края стенки на расстояние от 20% до 40% осевого расстояния между находящимся выше по потоку краем и находящимся ниже по потоку краем этой стенки.

Аналогичным образом, основание впадинного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки преимущественно отстоит в осевом направлении от находящегося выше по потоку края упомянутой стенки на расстояние от 20% до 40% осевого расстояния между находящимся выше по потоку краем и находящимся ниже по потоку краем этой стенки.

Эти предпочтительные характеристики обеспечивают ограничение деформаций внутренней торцевой стенки в окрестности находящихся выше и ниже по потоку краев этой внутренней торцевой стенки, причем упомянутые деформации обуславливаются присутствием возмущения потока газа в окрестности этих находящихся выше и ниже по потоку краев этой внутренней торцевой стенки и ухудшают рабочие параметры ротора.

Кроме того, вершина выпученного участка и основание впадинного участка каждого сектора внутренней торцевой стенки предпочтительно отстоят радиально от упомянутой воображаемой поверхности на расстояние от 1% до 5% радиального протяжения лопастей, несомых диском.

Эта характеристика обеспечивает оптимизацию рабочих параметров ротора настолько, насколько это возможно.

Изобретение также относится к компрессору турбомашины, включающему в себя ротор вышеописанного типа, а также турбомашине, оснащенной таким компрессором.

В случае компрессора, включающего в себя несколько ступеней сжатия, выгодно, в частности, чтобы ротор первой из этих ступеней (если отсчитывать их от точки, находящейся выше по потоку) был ротором вышеописанного типа, поскольку ультразвуковые удары в этой находящейся выше по потоку ступени обычно оказывают наибольшие негативные воздействия на рабочие параметры компрессора.

Изобретение станет понятнее, а другие его подробности, преимущества и характеристики очевиднее по прочтении нижеследующего описания, приводимого в качестве неограничительного примера со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

Фиг. 1 - частичный схематический вид углового сектора внутренней торцевой стенки ступени ротора в соответствии с изобретением представлен в ортогональной проекции на плоскости А-А (Фиг. 2), проходящей через ось ротора и параллельной прямой линии, определяемой пересечением стенки, соответственно, с передними кромками лопаток, ограничивающих угловой сектор; и

Фиг. 2 - частичный схематический вид углового сектора внутренней торцевой стенки согласно Фиг. 1 представлен в форме сечения в плоскости В-В, которая проходит через основание впадинной части сектора и через вершину выпученной части этого сектора и которая перпендикулярна вышеупомянутой плоскости А-А.

На Фиг. 1 изображена внутренняя торцевая стенка 10 ротора компрессора в соответствии с изобретением, например, в турбореактивном двигателе самолета, рассматриваемая в ортогональной проекции в плоскости А-А.

Эта внутренняя торцевая стенка 10 выполнена на радиально внешней периферии вращающегося облопаченного диска этого ротора, и она ограничивает изнутри кольцевой проточный канал потока газа в этом диске ротора, обычно называемый основным воздушным каналом.

Внутренняя торцевая стенка 10 может быть образована платформами, которыми оснащены лопатки, несомые упомянутым диском, и которые установлены конец к концу в окружном направлении, или эта стенка может быть изготовлена хорошо известным способом как единое целое с диском, если этот облопаченный диск является монолитным диском.

Внутренняя торцевая стенка 10 имеет в основном сужающийся профиль, сечение которого увеличивается в размере от стороны, находящейся выше по потоку, к стороне, находящейся ниже по потоку.

Лопатки, несомые диском, ограничивают во внутренней торцевой стенке 10 несколько угловых секторов, таких как сектор 12, который можно рассмотреть на Фиг. 1 и который ограничен двумя лопатками 14 и 16 диска, следующими друг за другом в окружном направлении, которое символически отображено стрелкой 17 на Фиг. 1. Точнее, сектор 12 ограничен спинкой 18 лопатки 14 и корытом 20 лопатки 16.

На Фиг. 1 внутренняя торцевая стенка 10 представлена в ортогональной проекции в плоскости, проходящей через ось ротора и параллельной прямой линии, соединяющей, во-первых, пересечение стенки 10 с находящимся выше по потоку кромкой или передней кромкой лопатки 14, а во-вторых, пересечение стенки 10 с находящейся выше по потоку кромкой или передней кромкой лопатки 16.

В соответствии с изобретением каждый сектор 12 внутренней торцевой стенки 10 включает в себя выпученный участок 22 и впадинный участок 24, сформированный выше по потоку от выпученного участка 22, причем оба эти участка - выпученный 22 и впадинный 24 - произвольным образом символизируются на Фиг. 1 двумя эллипсами, определение которые выяснится ниже.

Выпученный участок 22 является выпуклым в осевом направлении, символически обозначенном стрелкой 25, и в окружном направлении 17, так что он имеет вершину 26, которая является приближенно точечной.

Аналогичным образом, впадинный участок 24 является вогнутым в осевом направлении и в окружном направлении, так что он имеет основание 28, которое является приближенно точечным.

Вершина 26 выпученного участка 22 отстоит в окружном направлении от спинки 18 лопатки 14 на расстояние от 30% и 70% окружного расстояния между этой спинкой 18 и корытом 20 лопатки 16, измеренное в осевом направлении на одном уровне с вершиной 26. Окружной промежуток между вершиной 26 и спинкой 18 символически отображен стрелкой 30 на Фиг. 1 в форме проекции в плоскости А-А, а окружное расстояние между спинкой 18 и корытом 20 на уровне вершины 26 символически отображено стрелкой 32 на этой Фиг. 1. Вместе с тем следует отметить, что окружные расстояния являются угловыми расстояниями, которые отличаются от расстояний, видимых как проекции в плоскости А-А.

Аналогичным образом, основание 28 впадинного участка 24 отстоит в окружном направлении от спинки 18 лопатки 14 на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между этой спинкой 18 и корытом 20 лопатки 16, измеренное в осевом направлении на одном уровне с основанием 28. Окружное расстояние между основанием 28 и спинкой 18 символически отображено стрелкой 34 на Фиг. 1, а окружное расстояние между спинкой 18 и корытом 20 на уровне основания 28 символически отображено стрелкой 36 на этой Фиг. 1.

Это обеспечивает ограничение влияния выпученного участка 22 и впадинного участка 24 на поток воздуха вдоль поверхностей 18 и 20 лопаток 14 и 16 в окрестности внутренней торцевой стенки 10.

Вершина 26 выпученного участка 22 отстоит в осевом направлении от находящегося ниже по потоку края 38 внутренней торцевой стенки 10 на расстояние d1 от 20% до 40% осевого расстояния D между находящимся выше по потоку краем 40 и находящимся ниже по потоку краем 38 этой стенки 10.

Аналогичным образом, основание 28 впадинного участка 24 отстоит в осевом направлении от находящегося выше по потоку края 40 внутренней торцевой стенки 10 на расстояние d2 от 20% до 40% осевого расстояния между находящимся выше по потоку краем 40 и находящимся ниже по потоку краем 38 стенки 10.

Таким образом, находящийся выше по потоку край 40 и находящийся ниже по потоку край 38 внутренней торцевой стенки 10 имеют приблизительно круглую форму, которая улучшает рабочие параметры ротора.

В варианте осуществления, представленном на Фиг. 1 и 2, выпученный участок 22 и впадинный участок 24 можно определить точнее по отношению к воображаемой поверхности 42 вращения вокруг оси диска ротора, а конкретнее, им можно придать сужающийся профиль. Эта воображаемая поверхность 42 может быть определена по четырем точкам, соответствующим пересечению стенки 10, соответственно, во-первых, с соответствующими находящимися выше по потоку кромками или передними кромками 44 и 46 двух последовательных лопаток 14 и 16, ограничивающих сектор 12 внутренней торцевой стенки 10, а во-вторых, с находящимися ниже по потоку кромками или задними кромками 48 и 50 этих лопаток.

На Фиг. 2, где также показана внутренняя торцевая стенка 10, воображаемая поверхность 42 изображена в сечении в плоскости В-В, которую можно увидеть на Фиг. 1.

На Фиг. 2 стрелка 52 иллюстрирует радиальный промежуток вершины 26 выпученного участка 22 по отношению к воображаемой поверхности 42. Этот промежуток находится от 1% до 5% радиального протяжения лопаток 14 и 16. Аналогичным образом, стрелка 54 иллюстрирует радиальный промежуток основания 28 впадинного участка 24 по отношению к воображаемой поверхности 42 - промежуток, который также находится от 1% до 5% радиального протяжения лопаток. Естественно, радиальные промежутки 52 и 54 для вершины 26 и основания 28 могут иметь разные значения, как показано на Фиг. 2.

Эллипс, символически отображающий выпученный участок 22 на Фиг. 1, демонстрирует точки этого выпученного участка, радиальный промежуток которых по отношению к воображаемой поверхности 42 равен половине радиального промежутка 52 вершины 26 этого выпученного участка 22 по отношению к воображаемой поверхности 42. Эти точки являются соответствующими пересечениями штрихпунктирных линий 56 и 58 с внутренней торцевой стенкой 10 в плоскости В-В на Фиг. 2.

Аналогичным образом, эллипс, символически отображающий впадинный участок 24 на Фиг. 1, демонстрирует точки этого впадинного участка, радиальный промежуток которых по отношению к воображаемой поверхности 42 равен половине радиального промежутка 54 основания 28 впадинного участка и между которыми обнаруживаются точки пересечения стенки 10, соответственно, со штрихпунктирными линиями 60 и 62 на Фиг. 2.

В варианте осуществления, представленном на Фиг. 1 и 2, выпученный участок 22 и впадинный участок 24, определенные по отношению к воображаемой поверхности 42, имеют точку 66 сопряжения воедино, находящуюся на этой воображаемой поверхности 42. В этом варианте осуществления точка 66 сопряжения также находится в плоскости В-В согласно Фиг. 1.

Градиент сектора 12 внутренней торцевой стенки 10, ограниченного между вершиной 26 выпученного участка 22 этого сектора 12 и основанием 28 его впадинного участка 24, гарантирующий схождение сверху вниз по потоку (стрелка 25) кольцевого проточного канала 68 газа, увеличивается в диске ротора по отношению к воображаемой поверхности 42, которая приблизительно эквивалентна внутренней торцевой стенке согласно известному уровню техники. Это более всего гарантирует повышение степени сжатия в этом роторе.

Вообще говоря, эта конфигурация внутренней торцевой стенки гарантирует уменьшение воздействия сверхзвукового удара, возникающего на радиально внешнем участке лопаток диска, при оптимальном ограничении увеличения расхода, допустимого в этом диске. В целом, общий энергетический кпд ступени сжатия, включающей в себя ротор, связанный со статором, можно повысить приблизительно на 0,2% в случае ротора, соответствующего изобретению.

1. Ротор компрессора турбомашины, включающий в себя диск ротора, несущий лопатки (14, 16), каждая из которых имеет спинку (18) и корыто (20), при этом диск на его радиально внешнем конце оснащен стенкой (10), образующей внутренний конец кольцевого проточного канала основного потока газа в турбомашине, причем стенка (10) выполнена из нескольких угловых секторов (12), каждый из которых ограничен между спинкой (18) первой лопатки (14) и корытом (20) второй лопатки (16), следующей непосредственно за первой лопаткой (14) в окружном направлении (17), при этом каждый из секторов (12) включает в себя выпученный участок (22), который является выпуклым в осевом направлении (25) и в окружном направлении (17) и имеет вершину (26), находящуюся радиально снаружи по отношению к воображаемой поверхности (42) вращения вокруг оси диска ротора, проходящей через четыре точки, определяемые пересечением стенки (10), соответственно, с передней кромкой (44, 46) каждой из первой и второй лопаток (14, 16) и задней кромкой (48, 50) каждой из лопаток (14, 16), причем вершина (26) отстоит в окружном направлении от спинки (18) первой лопатки (14) на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между спинкой (18) и корытом (20) лопаток (14, 16), измеренное на уровне вершины (26), при этом стенка (10) также включает в себя выше по потоку от выпученного участка (22) впадинный участок (24), вогнутый в осевом направлении (25), отличающийся тем, что впадинный участок (24) также является вогнутым в окружном направлении (17) и имеет основание (28), которое является приближенно точечным.

2. Ротор по п.1, отличающийся тем, что основание (28) впадинного участка (24) каждого сектора (12) стенки (10) отстоит в окружном направлении от спинки (18) первой лопатки (14) на расстояние от 30% до 70% окружного расстояния между спинкой (18) и корытом (20) лопаток (14, 16), измеренное на уровне основания (28).

3. Ротор по п.1, отличающийся тем, что для каждого из секторов (12) стенки (10) основание (28) впадинного участка (24) находится радиально изнутри по отношению к воображаемой поверхности (42).

4. Ротор по п.3, отличающийся тем, что стенка (10) имеет такую форму, что для каждого из секторов (12) этой стенки выпученный участок (22) и впадинный участок (24) сектора имеют в общем по меньшей мере одну точку (66) сопряжения, находящуюся на воображаемой поверхности (42).

5. Компрессор турбомашины, отличающийся тем, что он содержит ротор по любому из предыдущих пунктов.

6. Турбомашина, отличающаяся тем, что она содержит компрессор по п. 5.



 

Похожие патенты:

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя диск (13) вентилятора (2) и конусный вал (8) компрессора низкого давления (3), закрепленные радиальными фланцами (9) и (16) на радиальном фланце (11) общего вала (12) вентилятора призонными болтами (19).

Газотурбинный двигатель (1) включает в себя корпус приводов (2) с расположенным за ним ниже по потоку воздуха (3) компрессором (4) с передними по потоку спрямляющими (8) и рабочими (9) титановыми лопатками.

Предлагаемое изобретение относится к втулке воздушного винта с лопастями с изменяемым углом установки для газотурбинного двигателя, в частности для газотурбинного двигателя с вентилятором, не закрытым обтекателем.

Изобретение относится к компрессорной рабочей лопатке (10) для компрессоров с осевым потоком предпочтительно стационарных газовых турбин. Предусмотрено, что для уменьшения потерь в радиальном зазоре средняя линия (32) расположенных на стороне вершины лопатки профилей (30) пера (12) компрессорной рабочей лопатки (10) имеет по меньшей мере две точки (36, 38) перегиба.

Настоящее изобретение относится к области очистки и сжатия воздуха, а именно к циркуляционному форсированному и вентиляционному воздушному компрессору. Циркуляционный форсированный и вентиляционный воздушный компрессор, включающий корпус компрессора и ротор, отличается тем, что ротор состоит из лопаточного колеса и ведущего вала; лопаточное колесо состоит из ступицы вала, диска лопаточного колеса и рабочих лопаток; лопаточное колесо соединено с диском лопаточного колеса с помощью хвостовиков рабочих лопаток и сформировано сложением множества ярусов перьев рабочих лопаток; воздушный канал выполнен между двумя смежными перьями рабочих лопаток и имеет вход воздушного канала и выход воздушного канала.

Направляющая лопатка компрессора или рабочая лопатка осевого компрессора с осевым направлением, радиальным направлением (R), ступицей компрессора и корпусом компрессора.

Изобретение относится к вентиляторостроению, а именно к осевым турбомашинам, и может быть использовано в осевых вентиляторах для проветривания шахт, рудников и метрополитенов.

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.

Изобретение относится к компрессорам необъемного вытеснения и может быть использовано в конструкции осевых вентиляторов и вентиляторных контурах двухконтурных турбовентиляторных двигателей (ДТРД).

Охлаждаемая турбинная лопатка для турбомашины содержит лопасть, установленную на платформе, которая расположена на ножке. Лопасть является полой с одной или несколькими полостями для циркуляции охлаждающего воздуха.

Лопатка с аэродинамическим профилем включает в радиальном направлении внутреннюю полочную область и внешнюю венечную область, а в осевом направлении - переднюю входную кромку и заднюю выходную кромку, между полочной областью и венечной областью.

Лопатка спрямляющего аппарата для турбореактивного двигателя содержит удлиненные моноблочные передний и задний участки, а также внешний слой, соединенные посредством горячего прессования.

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

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.

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).

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.

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.

Рабочая лопатка (20) паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины (10). Рабочая лопатка (20) паровой турбины содержит участок (42) аэродинамической поверхности.

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.

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