Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка



Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка

 


Владельцы патента RU 2581501:

Нуово Пиньоне С.п.А. (IT)

Роторная лопатка, имеющая платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму. Толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями: Tmax=-0,8646*h+1,1087, Tmax=-1,0209*h+1,2058, Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки. Толщина лопатки может быть приведена в соответствие с эксплуатационными характеристиками турбоустановки. Достигается оптимизация характеристик. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 табл, 5 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[0001] Данное изобретение относится в целом к аэродинамическим частям лопатки и, более конкретно, к формам аэродинамической части лопатки, используемой в компрессорах, например, в качестве части газовых турбин.

ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0002] Компрессор представляет собой устройство, которое ускоряет частицы газа с обеспечением в итоге повышения давления сжимаемой текучей среды, например газа, путем использования механической энергии. Компрессоры используются в ряде различных областей техники, в том числе применяются в качестве первичной ступени газотурбинной установки. Среди компрессоров различных типов существуют так называемые центробежные компрессоры, в которых механическая энергия действует на поступающий в компрессор газ путем создания центробежного ускорения, например, вследствие вращения центробежного рабочего колеса (иногда также называемого «ротором»), через которое проходит сжимаемая текучая среда, и осевых компрессоров, которые содержат в качестве каждой ступени барабан с прикрепленным к нему некоторым количеством кольцевых рядов с аэродинамическими частями (лопатками). Прикрепленные к барабану аэродинамические части совершают вращение между аналогичным количеством рядов неподвижных аэродинамических частей, прикрепленных к неподвижному корпусу. В более общем смысле, можно сказать, что осевые и центробежные компрессоры составляют часть класса установок, известных как «турбоустановки» или «ротационные турбоустановки».

[0003] В каждой ступени секции проточного тракта газовой турбины в газотурбинной установке должны выполняться различные системные требования для удовлетворения проектных задач. К указанным задачам относятся, но без ограничения этим, повышенная общая эффективность и аэродинамическая нагрузочная способность. Например, но без ограничения этим изобретения, статорная лопатка компрессора должна удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям, соответствующим конкретной ступени, в которой она расположена. Аналогичным образом и также исключительно в качестве иллюстративного примера, роторная лопатка компрессора также должна удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям, соответствующим конкретной ступени газовой турбины, в которой она расположена.

[0004] Известно, например, техническое решение, описанное в заявке на патент США №2009/290987, в котором была предпринята попытка решить эти проблемы. Однако все еще существует необходимость достижения, в частности, технического результата, заключающегося в создании такой формы поверхностей подобных лопаток, которая обеспечивает соответствие резонансных частот указанных лопаток эксплуатационным характеристикам турбоустановок в целом.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0005] Устройства, установки и способы в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения предусматривают лопатки, например, используемые в качестве части ротора или статора, относящегося к турбоустановке, и имеющие конкретные формы, обеспечивающие оптимизацию эксплуатационных характеристик. Среди прочего, толщина лопатки, являющаяся функцией ее высоты, может быть приведена в соответствие с эксплуатационными характеристиками турбоустановки.

[0006] В соответствии с одним иллюстративным вариантом выполнения предложена роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.

[0007] В соответствии с другим иллюстративным вариантом выполнения предложена роторная лопатка, имеющая платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями.

[0008] В соответствии с еще одним иллюстративным вариантом выполнения предложена турбоустановка, содержащая приводной вал, по меньшей мере одно роторное колесо, разнесенные по периферии роторные лопатки, установленные на роторном колесе, статор и разнесенные по периферии статорные лопатки, прикрепленные к статору, причем по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток дополнительно имеет платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, при этом толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток изменяется в зависимости от высоты лопатки в соответствии с тремя различными линейными функциями.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0009] Сопроводительные чертежи изображают иллюстративные варианты выполнения, причем на чертежах:

[0010] фиг. 1 изображает иллюстративный осевой компрессор, в котором могут использоваться формы лопаток в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения,

[0011] фиг. 2 изображает сторону разрежения роторной лопатки в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,

[0012] фиг. 3 изображает сторону давления роторной лопатки в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,

[0013] фиг. 4 иллюстрирует аспекты, связанные с системой координат, используемой для определения области точек в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,

[0014] фиг. 5 изображает график зависимости толщины лопатки от ее высоты в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0015] Нижеследующее подробное описание иллюстративных вариантов выполнения приведено со ссылкой на сопроводительные чертежи. Одинаковые номера позиций на разных чертежах обозначают одинаковые или аналогичные элементы. Кроме того, приведенное ниже подробное описание не ограничивает данное изобретение, объем которого определяется прилагаемой формулой изобретения.

[0016] В качестве контекста для последующего обсуждения форм аэродинамической части лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения сначала приведено краткое обсуждение осевых компрессоров. В осевом компрессоре роторные лопатки сообщают кинетическую энергию воздушному потоку и, таким образом, обеспечивают требуемое повышение давления в компрессоре. Непосредственно за роторными аэродинамическими частями следует ступень статорных аэродинамических частей. Как роторные, так и статорные аэродинамические части обеспечивают поворот воздушного потока, снижение его скорости (в системе отсчета, соответствующей указанной аэродинамической части) и повышение статического давления воздушного потока.

[0017] Конфигурация аэродинамических частей (наряду с их взаимодействием с окружающими аэродинамическими частями), в том числе, например, их периферическая поверхность (профиль), наряду с прочими требуемыми аспектами данных иллюстративных вариантов выполнения определяет эффективность воздушного потока ступени, аэромеханику, плавный ламинарный поток от ступени к ступени, уменьшенные тепловые напряжения, улучшенную взаимосвязь ступеней для эффективного проведения воздушного потока от ступени к ступени и уменьшенные механические напряжения. Обычно для достижения требуемого соотношения давлений на выходе и входе в осевых компрессорах установлен друг за другом набор рядов роторных/статорных ступеней. Роторные и статорные аэродинамические части могут быть прикреплены к роторным колесам или корпусу статора при помощи соответствующей соединительной конструкции, которая известна как «корневая часть», «основание» или «пазовый замок», и примеры которой описаны ниже.

[0018] На фиг. 1 изображен иллюстративный осевой компрессор 100, например, соединенный с компрессором газовой турбины. Как указано выше, осевой компрессор обычно содержит набор ступеней, например, в количестве семнадцати или восемнадцати ступеней, однако специалистам должно быть понятно, что осевой компрессор в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения может содержать любое количество роторных и статорных ступеней. Ступень 100 осевого компрессора, показанного на фиг. 1, содержит разнесенные по периферии роторные лопатки 102, установленные на роторном колесе или барабане 104, и разнесенные по периферии статорные лопатки 106, прикрепленные к неподвижному корпусу 108 компрессора.

[0019] Каждое из роторных колес 104 прикреплено к заднему приводному валу 110, который присоединен к турбинной секции (не показана) установки. Роторные лопатки 102 и статорные лопатки 106 расположены в проточном тракте осевого компрессора. Направление прохождения воздушного потока вдоль проточного тракта в данном иллюстративном осевом компрессоре обозначено стрелкой 112. Следует понимать, что указанная ступень 100 является лишь примером различных ступеней осевого компрессора и никоим образом не ограничивает данное изобретение.

[0020] Роторные лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения более подробно показаны на фиг. 2 и 3, которые изображают противоположные стороны лопатки 102. В частности, но без ограничения данного изобретения, такие роторные лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения могут использоваться в первой ступени осевого компрессора, аналогичного показанному на фиг. 1, т.е. в ступени, расположенной ближе всего к впускному отверстию для технологического потока. Более конкретно, фиг. 2 изображает сторону разрежения роторной лопатки 102 в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения, тогда как фиг. 3 изображает сторону давления той же роторной лопатки 102, имеющей переднюю кромку (ПК) и заднюю кромку (ЗК), как показано относительно направления 112 прохождения потока в компрессоре. Каждая лопатка 102 может, например, иметь платформу 200 и элемент 222 пазового замка с по существу осевым (или почти осевым) вводом для соединения с сопрягаемым комплементарным элементом пазового замка (не показан) на роторном колесе 104. Кроме того, каждая лопатка 102 имеет аэродинамическую часть 204, профиль которой в любом поперечном сечении, т.е. от корневой части 206 до концевой части 208 роторной лопатки имеет в целом аэродинамическую форму, как изложено более подробно ниже.

[0021] Для определения аэродинамической формы части 204 роторной лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения ниже в Таблице 1 приведен набор или область точек пространства. Можно видеть, что иллюстративная лопатка 102, показанная на фиг. 2 и 3, имеет шестнадцать линий сечения, однако специалистам должно быть понятно, что может быть задано любое количество сечений. Предполагается, что указанный набор или область точек удовлетворяет требованиям, предъявляемым к секции или секциями, в которых должны использоваться роторные лопатки 102, с обеспечением возможности изготовления указанной секции. Также предполагается, что указанная область точек удовлетворяет требуемым техническим условиям, касающимся эффективности ступени и уменьшения тепловых и механических напряжений. Области точек получены путем операций имитационного моделирования, выполняемых с итерацией между аэродинамическими и механическими нагрузками и обеспечивающими возможность эффективной, безопасной и равномерной работы компрессоров, сконструированных в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.

[0022] Более конкретно, указанная область точек определяет профиль аэродинамической части роторной лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения и может содержать набор точек, определенных относительно оси вращения установки. Например, для отсчета точек в указанной области может использоваться заданная декартова система координат X, Y и Z. Декартова система координат имеет взаимно перпендикулярные оси X, Y и Z. В соответствии с данным иллюстративным вариантом выполнения ось X проходит параллельно центральной линии установки, как показано на фиг. 4. Таким образом, положительное значение X координаты откладывается по оси в направлении задней части, например в направлении выпускного конца осевого компрессора. Положительное значение Y координаты откладывается по периферии в направлении вращения установки против часовой стрелки. Положительное значение Z координаты откладывается радиально наружу по направлению к концу аэродинамической части 204, т.е. по направлению к неподвижному корпусу 108 компрессора. Исключительно для удобства отсчета установлено начало координат, находящееся на пересечении аэродинамической части 204 и платформы 200 вдоль оси установки, как показано на фиг. 4. В данных иллюстративных вариантах выполнения аэродинамической части начало координат определено как отсчетное сечение, в котором значение Z координаты в нижеприведенной Таблице 1 составляет 416,97 мм, что представляет собой заранее заданное расстояние от центральной линии турбоустановки или ротора.

Ниже в Таблице 1 приведены значения координат, определяющие поверхность роторной лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.

[0023] В соответствии с иллюстративными вариантами выполнения при изготовлении роторной лопатки 102 в соответствии со значениями, приведенными выше в Таблице 1, толщина лопатки 102 непрерывно изменяется по ее высоте с обеспечением, например, смещения резонансной частоты, соответствующей перемещению лопатки 102, например, для повышения проектного запаса по усталости. Данное изменение толщины видно, например, из графика, который показан на фиг.5 и на котором в первой области, ближайшей к платформе 200 роторной лопатки, начиная от приблизительно 2,21% высоты лопатки (т.е. сразу выше радиуса галтели лопатки) и до приблизительно 60% высоты лопатки, максимальная толщина лопатки 102 в соответствии с данным иллюстративным вариантом выполнения может быть описана следующей линейной функцией:

Tmax=-0,8646*h+1,1087 (где h - процент от высоты лопатки). В следующей области, соответствующей промежутку от 60% до 80% высоты лопатки, максимальная толщина лопатки 102 изменяется в соответствии со следующей линейной функцией:

Tmax=-1,0209*h+1,2058 (где h - процент от высоты лопатки). В следующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки (т.е. до свободного конца лопатки), максимальная толщина лопатки 102 изменяется в соответствии со следующей линейной функцией:

Tmax=-0,7618*h+0,9985 (где h - процент от высоты лопатки).

[0024] Таким образом, из графика, который показан на фиг.5 и на котором функция 500 отображает толщину лопатки в зависимости от ее высоты для иллюстративного варианта выполнения, а функция 502 отображает тот же параметр для базовой конструкции, видно, что иллюстративные варианты выполнения обеспечивают более толстую роторную лопатку приблизительно на первых 75% высоты лопатки (где функции пресекаются) и далее более тонкую лопатку относительно базовой конструкции. Однако следует понимать, что данные функции являются иллюстративными и что возможны некоторые отклонения от значений, приведенных в Таблице 1, как изложено ниже.

[0025] Специалистам должно быть понятно, что в Таблице 1 приведены данные, достаточные для полного определения формы аэродинамической части 204 лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения. Например, путем задания значений Х координаты и Y координаты в выбранных местоположениях в направлении Z, перпендикулярном плоскости X-Y, может быть однозначно определено сечение профиля аэродинамической части 204 лопатки для каждого расстояния Z по длине указанной части. Путем соединения точек, соответствующих значениям Х и Y, плавной непрерывной дугой может быть получено сечение каждого профиля части 204 для каждого расстояния Z. Аэродинамические профили в различных местах поверхности между расстояниями Z задаются путем плавного соединения смежных сечений профиля от одного к другому с получением, таким образом, профиля аэродинамической части 204. Значения, приведенные выше в Таблице 1, представляют профили аэродинамической части в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения при окружающих, нерабочих или негорячих условиях для аэродинамической части без покрытия.

[0026] Приведенные в Таблице 1 значения рассчитаны и приведены с точностью до двух десятичных знаков для определения профиля аэродинамической части 204. Существуют стандартные производственные допуски, а также покрытия, которые должны учитываться при создании фактического профиля аэродинамической части лопатки. Соответственно, специалистам должно быть понятно, что значения для профиля, приведенные в Таблице 1, представлены для номинальной аэродинамической части 204. Таким образом, следует понимать, что фактические значения, соответствующие данным иллюстративным вариантам выполнения, не ограничены точными значениями, приведенными в Таблице 1, а также охватывают диапазон значений в окрестности конкретных значений, приведенных в таблице.

[0027] Например, к охватываемым значениям должны относиться значения, большие или меньшие на величину стандартных производственных допусков и/или большие или меньшие на величину толщин любого покрытия, используемого на аэродинамической части 204. Следовательно, расстояние около +/-1,0 мм по нормали к любому местоположению поверхности вдоль аэродинамического профиля определяет оболочку аэродинамического профиля для конструкции аэродинамической части роторной лопатки и компрессора в соответствии с данными иллюстративными вариантами выполнения. Другими словами, расстояние около +/-1,0 мм, предпочтительно около +/-0,5 мм, по нормали к любому местоположению поверхности вдоль аэродинамического профиля определяет диапазон отклонения между точками, измеренными на фактической аэродинамической поверхности при номинальной низкой или комнатной температуре, и идеальным положением этих точек при той же температуре в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.

[0028] Кроме того, специалистам должно быть понятно, что форма аэродинамических частей 204 в соответствии с данными иллюстративными вариантами выполнения также изменяется от состояния их формы при низкой или комнатной температуре до состояния нагретой формы при их введении в эксплуатацию в газотурбинной установке. При нагревании аэродинамической части 204 во время ее эксплуатации напряжение и температура вызывают изменение значений X, Y, Z, соответствующих низкой или комнатной температуре и приведенных в Таблице 1. Таким образом, иллюстративные варианты выполнения дополнительно предполагают включение отклонений, связанных с нагреванием части 204 во время нормальной эксплуатации.

[0029] Аэродинамическая часть лопатки, имеющая форму в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения, может применяться в роторе первой ступени. Значения координат X, Y и Z приведены в миллиметрах, однако возможно использование других единиц измерения при соответствующем преобразовании значений. Эти значения исключают области галтели платформы.

[0030] Предполагается, что вышеприведенные примеры вариантов выполнения являются во всех отношениях иллюстративными, а не ограничивающими данное изобретение. Таким образом, при реализации данного изобретения возможно выполнение различных изменений, которые могут быть очевидны специалисту из описания, приведенного в данном документе. Предполагается, что все такие изменения и модификации находятся в рамках объема и сущности данного изобретения, определенных нижеследующей формулой изобретения. Никакой элемент, действие или указание, используемые в описании данного изобретения, не должны рассматриваться как важные или существенные для изобретения, если это четко не указано при описании. Кроме того, используемые в данном документе формы единственного числа подразумевают наличие одного или более элементов.

1. Роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами образуют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.

2. Роторная лопатка по п. 1, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.

3. Роторная лопатка по п. 1, в которой ее максимальная толщина (Tmax), начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки,
указанная максимальная толщина в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки, и
указанная максимальная толщина во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.

4. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина (Tmax) указанной роторной лопатки, начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.

5. Роторная лопатка по п. 4, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.

6. Роторная лопатка по п. 5, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.

7. Турбоустановка, содержащая приводной вал, по меньшей мере одно роторное колесо, разнесенные по периферии роторные лопатки, установленные на роторном колесе, статор и разнесенные по периферии статорные лопатки, прикрепленные к статору,
причем по меньшей мере одна из указанных роторных лопаток и статорных лопаток дополнительно имеет платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, при этом толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток изменяется в зависимости от высоты лопатки в соответствии с тремя различными линейными функциями,
при этом по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток имеет номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки, а указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.

8. Турбоустановка по п. 7, в которой максимальная толщина (Tmax) по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток, начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки,
указанная максимальная толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки, и
указанная максимальная толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.

9. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина роторной лопатки в первой последующей области, соответствующей промежутку от 60% до 80% высоты лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.

10. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина роторной лопатки во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к ремонту дефектов, возникающих в парах трения из-за попадания на детали двигателя частиц пыли, грязи, примесей, насекомых и иных инородных частиц, и может быть использовано в двухконтурных газотурбинных двигателях при устранении в условиях эксплуатации заклинивания механизма управления направляющим аппаратом компрессора.

Изобретение относится к вентилятору с лопастями вентилятора, в частности, для радиаторов автомобилей, причем лопасти вентилятора закреплены на ступице вентилятора.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Секция вала ротора с лопатками компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве второй секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления (КНД) авиационных турбореактивных двигателей (ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения. Секция вала ротора компрессора низкого давления (КНД) турбореактивного двигателя (ТРД), включающего корпус с проточной частью, выполнена в качестве первой секции вала ротора по ходу воздушного потока в КНД.

Группа изобретений относится к области авиадвигателестроения, а именно к компрессорам низкого давления авиационных турбореактивных двигателей (КНД ТРД). Вал ротора КНД ТРД выполняют барабанно-дисковым, собирая четырехступенчатую по числу дисков конструкцию.

Изобретение относится к газотурбинным двигателям авиационного и наземного применения, а именно к соединению без сварки дисков в роторе компрессора. Ротор (1) компрессора газотурбинного двигателя включает вал (8) со стяжной гайкой (10) перед передним рабочим колесом (6) и конусную обечайку (7) за ротором, соединенную с валом (8).

Изобретение относится к области авиадвигателестроения. Вал компрессора низкого давления выполнен ступенчатой барабанно-дисковой конструкции, включающей не более четырех дисков.

Турбомашина содержит первый и второй последовательные кольцевые ряды неподвижных лопаток. Каждая лопатка второго ряда проходит в радиальной плоскости, проходящей между задними кромками двух последовательных лопаток первого ряда, причем шаг между этими двумя лопатками первого ряда больше шага между другими лопатками первого ряда.

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.

Изобретение относится к обработке металлов давлением и может быть использовано при изготовлении металлического элемента жесткости композитной или металлической лопатки турбомашины.

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.

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.

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 турбины включает аэродинамический профиль и бандажную полку у его внутреннего торца. Бандажная полка содержит верхнюю плиту и переднюю стенку, содержащую изогнутый участок с уплотнительный участком, а также плоский участок, направленный перпендикулярно верхней плите и расположенный между верхней плитой и изогнутым участком.

Осевой компрессор имеет двухступенчатый каскад (8) направляющих лопаток на конце (5) вала ротора (4) со стороны выхода. Направляющие лопатки (11) второй ступени каскада смещены относительно направляющих лопаток (10) в окружном направлении таким образом, что вихревые хвосты, производимые направляющими лопатками (10) первой ступени направляющих лопаток, не могут попадать на направляющие лопатки (11) второй ступени.

Газовая турбина содержит диффузор выхлопа, расположенный по направлению потока ниже последней ступени турбины и включающий секцию прохождения струи и стойку. Секция прохождения струи содержит части первой и второй стенок, а стойка имеет переднюю кромку, проходящую между частью первой стенки и частью второй стенки.

Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, предназначенная располагаться радиально на указанной машине, содержит переднюю кромку, заднюю кромку и две аэродинамические поверхности.

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.
Наверх