Закрученный аэродинамический профиль газотурбинного двигателя, содержащий закрученное ребро

Лопатка газотурбинного двигателя содержит аэродинамический профиль, имеющий внешнюю и внутреннюю поверхности корыта и спинки лопатки, а также первое и второе ребра, проходящие между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки. Аэродинамический профиль закручен от его нижнего до верхнего конца. Первое ребро образует часть извилистого охлаждающего канала и закручено от его нижнего до верхнего конца. Первое ребро скошено сужающимся образом между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем скос обеспечивает увеличение угла пересечения поверхности первого ребра с одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера в углу извилистого охлаждающего канала, образованного первым ребром и одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера, в сравнении с нескошенным ребром. Скос является симметричным относительно первой продольной оси ребра. Внешняя поверхность корыта лопатки, внешняя поверхность спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое. Второе ребро закручено от его нижнего до верхнего конца и скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки. Скосы первого ребра и второго ребра противоположно направлены. В другом варианте выполнения лопатки первое и второе ребра определяет соответственно первую и вторую продольные оси и содержат соответственно первую и вторую передние крайние стороны и первую и вторую задние крайние стороны. В радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля на нижнем конце первого и второго ребра соответственно первая и вторая продольная ось определяют соответственно первую и вторую опорную ось. Первая передняя крайняя сторона и первая задняя крайняя сторона сужаются друг к другу по всей длине первого ребра между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем сужение является симметричным относительно первой продольной оси. В другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля соответствующие первая и вторая продольные оси не параллельны соответственно первой и второй опорной оси, тем самым образуя угол пересечения с первой и второй опорной осью. В еще одном варианте выполнения первая и вторая продольные оси являются нормальными к обеим внутренним поверхностям корыта лопатки и спинки лопатки, а по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны. Изобретение позволяет упростить изготовление и повысить прочность лопатки газотурбинного двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к лопаткам газотурбинного двигателя, содержащим закрученный аэродинамический профиль. В частности, изобретение относится к литому монолитному и закрученному аэродинамическому профилю, содержащему в себе закрученное ребро.

Уровень техники

Лопатки газотурбинного двигателя содержат аэродинамические профили, которые могут быть полыми и могут включать в себя усиливающие ребра. Данные ребра структурно усиливают лопатку от нескольких сил, включающих аэродинамические силы, которые стремятся сгибать лопатку относительно основания лопатки в виде консоли, силы, которые стремятся раздувать оболочку аэродинамического профиля, вызываемые повышенным статическим давлением внутри полого аэродинамического профиля, и центробежную силу, обусловленную вращением лопатки. Помимо увеличения конструкционной прочности, в некоторых исполнениях данные ребра помогают образовать охлаждающие каналы в полом аэродинамическом профиле.

Аэродинамические профили для лопаток газотурбинного двигателя можно изготавливать разными способами. Одним широко используемым способом является способ литья благодаря своей относительно низкой стоимости. При таком способе сначала изготавливают литейный стержень, используя основной комплект жестких форм. При данном способе первую половину и вторую половину формы соединяют вместе и образуют полую внутреннюю полость. Материал литейного стержня вводится в упомянутую полую внутреннюю полость и затвердевает. После затвердевания первую и вторую половины формы разделяют посредством оттягивания их друг от друга вдоль прямой линии разделения. Половины формы являются жесткими, и литейный стержень является жестким. Следовательно, не может быть никакой помехи между литейным стержнем и половинами формы, когда их разделяют. Это привело к созданию литейных стержней, в которых любые элементы в литейном стержне должны быть выполнены так, чтобы позволять разделение. Например, полости в литейном стержне, используемые в дальнейшем для образования усиливающих ребер в аэродинамическом профиле, образуют так, чтобы они были параллельны направлению, вдоль которого оттягивают половины формы. Это неизбежно приводит к тому, что образуемые впоследствии ребра параллельны друг другу.

Некоторые типы аэродинамических профилей включают в себя закручивание в аэродинамическом профиле от основания аэродинамического профиля радиально наружу к краю аэродинамического профиля. Для любого данного радиального поперечного сечения аэродинамического профиля, линия хорды, соединяющая переднюю кромку аэродинамического профиля с задней кромкой, образует линию хорды. Радиально внутреннее продолжение линии хорды образует угол с продольной осью вала ротора газотурбинного двигателя. Если образованный угол изменяется от одного радиального поперечного сечения к другому в аэродинамическом профиле, то лопатка может считаться закрученной. В то время как процесс литья способен обеспечивать закручивание внешних поверхностей аэродинамического профиля, ребра должны оставаться параллельными друг другу и линии разделения. В результате, в разных радиальных поперечных сечениях ребра будут оставаться параллельными друг другу и линии разделения, однако поскольку аэродинамический профиль закручивается, ребра будут изменять свою ориентацию относительно оболочки аэродинамического профиля. В некоторых случаях предпочтительно, чтобы ребро оставалось в одинаковой (или одной и той же) ориентации относительно оболочки в каждом поперечном сечении, например, для оптимальной прочности или оптимального охлаждения, когда ребро образует часть охлаждающего канала. В некоторых случаях предпочтительно, чтобы ребра были непараллельными. Поэтому выявляются другие технологии изготовления.

Фиг. 1 показывает известный аэродинамический профиль, раскрытый в патенте США №4512069, выданном Hagemeister. В данном закрученном аэродинамическом профиле 10 первое ребро 12 и второе ребро 14 изменяют ориентацию от нижнего поперечного сечения 16 до верхнего поперечного сечения 18. Это осуществляется посредством ковки сформованной трубы (тянутой, обжатой и др.) в форму незакрученного аэродинамического профиля и затем закручивания его. Данный процесс формования, штамповки и закручивания значительно отличается от литья и может быть более дорогим.

Способ формования ребер, которые не параллельны, включает использование двух половин формы и нестойких вставок. Нестойкие вставки размещают внутри полой внутренней полости, литьевой материал вводят в полую внутреннюю полость, а когда литьевой материал затвердевает, нестойкий материал удаляют, чтобы образовать полости для ребер, которые не параллельны, и, следовательно, образуемые впоследствии ребра не параллельны.

Однако данные технологии могут быть дороже, чем простое литье, и поэтому в данной области техники остаются возможности для усовершенствования.

Краткое описание чертежей

Изобретение изложено в приведенном ниже описании со ссылкой на чертежи, которые показывают:

Фиг. 1 показывает известную лопатку, содержащую закрученное ребро, изготовленное посредством процесса штамповки.

Фиг. 2 показывает лопатку с литым монолитным закрученным аэродинамическим профилем.

Фиг. 3-5 показывают поперечные сечения известного закрученного аэродинамического профиля, содержащего плоские (незакрученные) ребра.

Фиг. 6-8 показывают поперечные сечения закрученного аэродинамического профиля, показанного на фиг. 2.

Фиг. 9 представляет собой перспективный вид литейного стержня для отливки закрученных ребер в закрученном аэродинамическом профиле.

Фиг. 10 представляет собой вид сбоку литейного стержня, показанного на фиг. 9.

Фиг. 11 и 12 показывают поперечные сечения литейного стержня, показанного на фиг. 10.

Подробное описание изобретения

Автор настоящего изобретения разработал монолитную лопатку газотурбинного двигателя, изготовленную посредством процесса литья, которая включает в себя по меньшей мере одно закрученное ребро. В предложенной лопатке внешняя поверхность корыта лопатки, внешняя поверхность спинки лопатки и ребро отлиты за одно целое. Такая конфигурация обеспечивает ориентацию, которая оптимизирована для прочности и/или эффективного теплообмена.

Фиг. 2 показывает лопатку 20 газотурбинного двигателя, включающую в себя платформу 22 и аэродинамический профиль 24. Аэродинамический профиль 24 содержит переднюю кромку 26, заднюю кромку 28, нижний конец 30, верхний конец 32, внешнюю поверхность корыта лопатки 34 и внешнюю поверхность 36 спинки лопатки. Горючие газы 40, перемещающиеся с передней по потоку стороны 42 газотурбинного двигателя, перемещаются в заднюю по потоку сторону 44 газотурбинного двигателя, при этом сталкиваясь с лопаткой 20, и взаимодействие горючих газов 40 с лопаткой 20 вынуждает лопатку 20 поворачиваться вокруг продольной оси 46 вала ротора (не показанного) газотурбинного двигателя. Обсуждение в данном документе сконцентрировано на лопатках турбины, однако те же принципы могут быть применены к лопаткам компрессора, лопастям турбины и лопастям компрессора.

Фиг. 3-5 показывают радиальные поперечные сечения лопатки, подобной лопатке, показанной на фиг. 2. Фиг. 3 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 10% расстояния от нижнего конца 30 до верхнего конца 32. Фиг. 4 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 50% упомянутого расстояния. Фиг. 5 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 90% упомянутого расстояния. В каждом из этих чертежей аэродинамический профиль 24 содержит первое ребро 60 с первой продольной осью 62 и второе ребро 64 со второй продольной осью 66. Первая продольная ось 62 и вторая продольная ось 66 обе проходят от внешней поверхности 34 корыта лопатки до внешней поверхности 36 спинки лопатки, и представляют собой удлиненное продолжение соответствующего ребра. Продольные оси обычно делят ребра пополам. Радиально внутреннее продолжение первой продольной оси 62 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, первая продольная ось 62 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя первый угол 68 в каждом поперечном сечении. Аналогично, радиально внутреннее продолжение второй продольной оси 66 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, вторая продольная ось 66 будет пересекать продольную ось 4 6 вала ротора, образуя второй угол 70 в каждом поперечном сечении. Как показано на фиг. 3-5, первый угол 68 остается неизменным в каждом чертеже. Аналогично, второй угол 70 остается неизменным в фиг. 3-5. Кроме того, первая продольная ось 62 и вторая продольная ось 66 параллельны друг другу.

В каждом поперечном сечении имеется линия 80 хорды, и радиально внутреннее продолжение линии 80 хорды будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 3-5, линия 80 хорды будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя угол 82 линии хорды. В каждом из трех поперечных сечений линия 80 хорды закручивается, и в результате угол 82 линии хорды изменяется. Таким образом, в данных чертежах видно, что хотя аэродинамический профиль 24 закручен, первое ребро 60 и второе ребро 64 не закручиваются. Данное отсутствие закручивания не может быть оптимальным с точки зрения конструкционной прочности и охлаждения.

В известном уровне техники первая продольная ось 62 может образовать угол 84 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 86, нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и выходящей из точки 87 пересечения первой продольной оси 62 с внешней поверхностью 34 корыта лопатки. Она может также образовать угол 88 между первой осью и нормалью к стороне всасывания с линией 90, нормальной к внешней поверхности 36 спинки лопатки и выходящей из точки 89 пересечения первой продольной оси 62 с внешней поверхностью 36 спинки лопатки.

Чем больше углы 84, 88, тем менее эффективным является первой ребро 60 для сопротивления аэродинамическим силам, которые отклоняют аэродинамический профиль 24 в виде консоли относительно платформы 22, и раздувающим силам, которые стремятся отклонять внешнюю поверхность 36 спинки лопатки наружу. Кроме того, при увеличении углов 84, 88 длина 92 первого ребра увеличивается. Данная увеличенная длина добавляет вес, а данный дополнительный вес увеличивает центробежные силы во вращающейся лопатке 20. Кроме того, в примерном варианте осуществления, в котором первое ребро 60 помогает образовать охлаждающий канал 100, данные углы 84, 88 образуют перекос угла 102 охлаждающего канала 100. Перекошенные углы являются неоптимальными для охлаждения тем, что они создают застойные зоны, которые препятствуют охлаждению в других зонах охлаждающего канала 100.

По аналогии с первой продольной осью 62, вторая продольная ось 66 может образовать угол 120 между второй осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 122, нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и выходящей из точки 123 пересечения второй продольной оси 66 с внешней поверхностью 34 корыта лопатки. (На чертеже линия 122 показана не совсем нормальной для ясности самого чертежа.) Она может также образовать угол 124 между второй осью и нормалью к стороне всасывания с линией 126, нормальной к внешней поверхности 36 спинки лопатки и выходящей из точки пересечения 127 второй продольной оси 66 с внешней поверхностью 36 спинки лопатки. Чем больше углы 120, 124, тем больше те же проблемы, которые возникают в связи с углами 84, 88.

Фиг. 6-8 показывают радиальные поперечные сечения лопатки, подобной лопатке, показанной на фиг. 2, но с закрученными ребрами, раскрытыми в данном документе. Фиг. 6 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 10% расстояния от нижнего конца 30 до верхнего конца 32. Фиг. 7 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 50% упомянутого расстояния. Фиг. 8 показывает поперечное сечение на расстоянии, составляющем приблизительно 90% упомянутого расстояния. В каждом поперечном сечении имеется линия 80 хорды и угол 82 линии хорды, и можно видеть, что угол 82 линии хорды изменяется в каждом поперечном сечении, что означает, что аэродинамический профиль 24 закручен. Однако закручивание может наблюдаться не в каждом поперечном сечении. Например, закручивание может иметь место только для части расстояния аэродинамического профиля 24 или может иметь место в виде перехода от первого незакрученного участка расстояния ко второму незакрученному участку расстояния. Другими словами, закручивание может присутствовать в части или всем расстоянии от нижнего конца 30 до верхнего конца 32.

В каждом из данных чертежей аэродинамический профиль 24 содержит первое ребро 130 с первой продольной осью 132 и второе ребро 134 с второй продольной осью 136. По аналогии с известным уровнем техники, радиально внутреннее продолжение первой продольной оси 132 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 6-8, первая продольная ось 132 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя первый угол 138 в каждом поперечном сечении. Аналогично, радиально внутреннее продолжение второй продольной оси 136 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора или, как показано на фиг. 6-8, вторая продольная ось 136 будет пересекать продольную ось 46 вала ротора, образуя второй угол 140 в каждом поперечном сечении. В отличие от известного уровня техники, как показано на фиг. 6-8, первый угол 138 не остается неизменным в каждом чертеже. Другими словами, первая продольная ось 132 на фиг. 6, которая может считаться первой опорной осью, проведенная в нижнем конце 30 аэродинамического профиля, не параллельна первой продольной оси 132 на фиг. 7 или на фиг. 8. Аналогично, вторая продольная ось 136 на фиг. 6, которая может считаться второй опорной осью, проведенная в нижнем конце 30 аэродинамического профиля 24, не параллельна второй продольной оси 136 на фиг. 7 или на фиг. 8, второй угол 140 не остается неизменным на фиг. 6-8, и вторая продольная ось 136 фиг. 6 также не параллельна второй продольной оси 136 фиг. 7 или 8. Кроме того, первая продольная ось 132 и вторая продольная ось 136 необязательно параллельны друг другу. Таким образом, в данном закрученном аэродинамическом профиле 24, первое ребро 130 и второе ребро 134 также закручены. Закручивание может быть плавным и непрерывным или может быть резким и прерывистым.

При закрученных ребрах 130, 134, раскрытых в данном документе, первая продольная ось 132 может образовать угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 152, нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и выходящей из точки 153 пересечения первой продольной оси 132 с внешней поверхностью 34 корыта лопатки. Как показано, первая продольная ось 132 и линия 152, нормальная к внешней поверхности 34 корыта лопатки, параллельны и таким образом в показанном примерном варианте осуществления угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания равен нулю. Другими словами, первая продольная ось 132 является нормальной/перпендикулярной к внешней поверхности 34 корыта лопатки. Аналогично, первая продольная ось 132 может образовать угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания с линией 156, нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и выходящей из точки 157 пересечения первой продольной оси 132 с внешней поверхностью 36 спинки лопатки. Уменьшение угла 150, 154 означает укорачивание длины 158 первого ребра 130. Это уменьшает вес и центробежные силы при обеспечении повышенной прочности.

Как показано, первая продольная ось 132 и линия 156, нормальная к внешней поверхности 34 корыта лопатки, являются параллельными, и таким образом в показанном примерном варианте осуществления угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания равен нулю. Это может иметь место, если внешняя поверхность 34 корыта лопатки и внешняя поверхность 36 спинки лопатки параллельны друг другу в этих точках. Однако возможно также, что внешняя поверхность 34 корыта лопатки и внешняя поверхность 36 спинки лопатки не параллельны друг другу, когда они пересекают первую продольную ось 132. В таком случае угол 150 между первой осью и нормалью к стороне нагнетания и угол 154 между первой осью и нормалью к стороне всасывания могут быть неодинаковыми. В любом случае углы 150, 154 близки к нулю, плюс или минус 10°. Когда углы 150, 154 приближены к перпендикуляру соответственно к внешней поверхности 34 корыта лопатки и внешней поверхности 36 спинки лопатки, это приводит большему сопротивлению аэродинамическим силам, которые сгибают аэродинамический профиль 24 относительно платформы 22, и большему сопротивлению раздувающим силам, которые стремятся раздувать внешнюю поверхность 36 спинки лопатки наружу. Кроме того, в примерном варианте осуществления, в котором первое ребро 130 помогает образовать охлаждающий канал 160, когда первая продольная ось 132 является почти нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и внешней поверхности 36 спинки лопатки, то перекос в углах 162 охлаждающего канала 160 уменьшается. Это обеспечивает более эффективное охлаждение. Кроме того, возможность регулировать углы 150, 154 позволяет разработчикам обеспечивать надежную опору в тех местах, где этого требуют последующие этапы изготовления. Например, в некоторых случаях к аэродинамическому профилю 24 могут быть присоединены демпферы в процессе, при котором к аэродинамическому профилю 24 прикладывается значительное усилие, например, в процессе сварки трением. Чем ближе углы 150, 154 к перпендикуляру, тем больше поддержка, которую они обеспечивают во время процесса соединения.

По аналогии с первой продольной осью 132, вторая продольная ось 136 может образовать угол 170 между второй осью и нормалью к стороне нагнетания с линией 172, нормальной к внешней поверхности 34 корыта лопатки и выходящей из точки 173 пересечения второй продольной оси 136 с внешней поверхностью 34 корыта лопатки. Она может также образовать угол 174 между второй осью и нормалью к стороне всасывания с линией 176, нормальной к внешней поверхности 36 спинки лопатки и выходящей из точки 177 пересечения второй продольной оси 136 с внешней поверхностью 36 спинки лопатки. Так же как углы 150, 154, чем меньше углы 170, 174, тем больше сопротивление аэродинамическим силам, которые сгибают аэродинамический профиль 24 в виде консоли относительно платформы 24, тем больше сопротивление раздувающим силам, тем больше эффективность охлаждения и тем больше свобода исполнения для прочности, которая может быть необходима во время последующего изготовления и др. Закручивание первой продольной оси 132 и второй продольной оси 136 может или может не повторять закручивание аэродинамического профиля 24. Например, степень закручивания, которую можно определить как изменение в угле 82 линии хорды при данном изменении в радиальном расстоянии, от нижнего конца 30 до верхнего конца 32, может быть постоянной для аэродинамического профиля 24. Если степень закручивания от нижнего конца 30 до верхнего конца 32 ребра является постоянной, то можно считать, что закручивание ребра повторяет закручивание аэродинамического профиля 24. В качестве альтернативы, степень закручивания аэродинамического профиля может быть больше или меньше чем степень закручивания ребра. Упомянутые степени могут также изменяться радиально, так что в одном радиальном диапазоне степень закручивания аэродинамического профиля 24 может быть больше чем степень закручивания ребра, а в другом радиальном диапазоне степень закручивания аэродинамического профиля 24 может быть меньше чем степень закручивания ребра. Возможна любая комбинация вышеописанного.

Дополнительным отличием от известного уровня техники является то, что первое ребро 130 и второе ребро 134 в пределах любого поперечного сечения могут быть не параллельны друг другу. Это может зависеть от профиля аэродинамического профиля 24, а не от ограничений процесса отливки со стержнями. Таким образом, могут быть поперечные сечения, в которых первое ребро 130 и второе ребро 134 не параллельны, и одно или несколько поперечных сечений, в которых первое ребро 130 и второе ребро 134 параллельны друг другу.

Фиг. 7 показывает примерный вариант осуществления аэродинамического профиля 24, в котором первая передняя крайняя сторона 180 первого ребра 130 и первая задняя крайняя сторона 182 первого ребра 130 не параллельны друг другу. Аналогично, вторая передняя крайняя сторона 184 второго ребра 134 и вторая задняя крайняя сторона 186 второго ребра 134 могут быть не параллельны друг другу. Данные стороны могут быть симметрично скошенными, как показано, в одном или другом направлении, или могут быть асимметричными. Один и тот же процесс изготовления, который обеспечивает формование закрученных ребер, обеспечивает формование ребер, которое было бы не возможно, когда стержень изготавливают с использованием комплекта жестких форм. Продольная ось ребра представляет собой ось, вдоль которой ребро обладает максимальной структурной жесткостью. Следовательно, если ребро симметричное, то ось обычно делит пополам поперечное сечение ребра. Если же ребро несимметричное, то продольная ось, вероятно, должна быть определена, но будет также представлять собой ось, вдоль которой ребро обладает максимальным сопротивлением сгибающим и раздувающим силам, описанным в данном документе.

Монолитный аэродинамический профиль 24 с закрученными ребрами может быть образован с использованием гибкой силиконовой формы, такой как в технологии, разработанной компанией Micro Systems, Inc., Charlottesville, VA, и раскрытой в патенте США №8062023, выданном 22 ноября 2011 г. Appleby и др., который включен в данный документ посредством ссылки. Используемый стержень может быть подвергнут термическому формированию в процессе его изготовления, чтобы придать ему требуемую форму, как описано в публикации заявки на патент США №2011/0132562 Merrill и др., опубликованной 19 июня 2011 г. и включенной в данный документ посредством ссылки. В данном способе, перед полным отверждением стержень может быть нагрет до температуры выше температуры восстановления эпоксидной смолы, согнут в новую форму, например, посредством его прессования в неподвижную деталь, и либо охлаждают до температуры ниже температуры восстановления, либо нагревают до тех пор, пока он не достигнет отвержденного состояния. В качестве альтернативы, монолитный аэродинамический профиль 24 может быть отлит с использованием формы с нестойким стержнем, в которой сам нестойкий материал содержит закручивание для этого, которое в свою очередь оставляет закрученную полость для ребра в литейном стержне. Монолитный аэродинамический профиль 24 может быть также изготовлен с использованием стержня, который превращается в цельный стержень, когда множество элементов стержня соединены вместе. Любой элемент, раскрытый в данном документе, касающийся закрученных ребер, может быть сформован посредством образования соответствующего элемента в литейном стержне, раскрытом в данном документе.

На фиг. 9 показан примерный вариант осуществления литейного стержня 200, который может быть использован для образования закрученного первого ребра 130 и второго ребра 134. Литейный стержень 200 содержит участок 202 аэродинамического профиля, который включает в себя переднюю кромку 204, заднюю кромку 206, нижний конец 208 аэродинамического профиля, верхний конец 210 аэродинамического профиля, внешнюю поверхность корыта лопатки 212 и внешнюю поверхность 214 спинки лопатки. Внутри литейного стержня 200 расположена первая полость 220, образованная посредством первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224. Кроме того, имеется вторая полость 230, образованная посредством второй передней крайней поверхности 232 и второй задней крайней поверхности 234. Может быть предусмотрена одна полость или несколько полостей в зависимости от конструкции. Можно видеть, что радиально внутренняя линия 236 хорды и радиально внешняя линия 238 хорды не параллельны, и таким образом участок 202 аэродинамического профиля закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Закручивание литейного стержня 200 связано с закручиванием аэродинамического профиля, однако оба могут быть одинаковыми или могут не быть одинаковыми, в зависимости от внутреннего устройства аэродинамического профиля 24.

Фиг. 10 представляет собой вид сбоку литейного стержня 200, показанного на фиг. 9, показывающий первую полость 220 (указывающую на неправильное положение), образованную посредством первой передней крайней поверхности 222 (неправильное положение) и первой задней крайней поверхности 224 (неправильное положение), и вторую полость 230 (неправильное положение), образованную посредством второй передней крайней поверхности 232 (неправильное положение) и второй задней крайней поверхности 234 (неправильное положение). Фиг. 11 представляет собой поперечное сечение, выполненное по линии А-А, показанной на фиг. 10, если смотреть радиально внутрь, показывающее также первую полость 220, первую переднюю крайнюю поверхность 222, первую заднюю крайнюю поверхность 224, вторую полость 230, вторую переднюю крайнюю поверхность 232 и вторую заднюю крайнюю поверхность 234. Первая полость 220 определяет первую продольную ось 240, которая перекрывает участок 202 аэродинамического профиля от внешней поверхности 212 корыта лопатки до внешней поверхности 214 спинки лопатки, и представляет собой удлиненное продолжение первой полости 220, которое обычно делит пополам первую полость 220. Вторая полость 230 определяет вторую продольную ось 242, которая перекрывает участок 202 аэродинамического профиля от нагнетающей боковой внешней поверхности 212 до внешней поверхности 214 спинки лопатки и представляет собой удлиненное продолжение второй полости 230, которое обычно делит пополам вторую полость 230.

Внешняя поверхность 244 корыта литейного стержня 200 определяет кривизну 246 внешней поверхности корыта лопатки, которая представляет собой кривую, которая повторяет контур, образованный посредством внешних поверхностей 244 корыта лопатки, и которая перекрывает первую полость 220 и вторую полость 230 как если бы они не существовали, тем самым образуя непрерывную кривизну 246 внешней поверхности корыта лопатки. Аналогичным образом, внешние поверхности 248 спинки лопатки определяют кривизну 250 внешней поверхности спинки лопатки, которая представляет собой кривую, которая повторяет контур, образованный посредством внешних поверхностей 248 спинки лопатки, и которая перекрывает первую полость 220 и вторую полость 230 как если бы они не существовали, тем самым образуя непрерывную кривизну 250 внешней поверхности спинки лопатки.

Первая продольная ось 240 пересекает кривизну 246 внешней поверхности корыта лопатки в первой точке 252 пересечения стороны нагнетания. Первая продольная ось 240 пересекает касательную линию 253 линии 246 кривизны на стороне нагнетания, проведенной в точке 252 пересечения стороны нагнетания, под прямыми углами или в пределах 10° от прямых углов. Первая продольная ось 240 пересекает внешнюю поверхность 248 спинки лопатки в первой точке 254 пересечения стороны всасывания. Первая продольная ось 240 пересекает касательную линию 255 внешних поверхностей 248 спинки лопатки, проведенную в первой точке 254 пересечения стороны всасывания, под прямыми углами, или в пределах 10° от прямых углов.

Аналогично, вторая продольная ось 242 пересекает кривизну 246 внешней поверхности корыта лопатки во второй точке 256 пересечения стороны нагнетания. Вторая продольная ось 242 пересекает касательную линию 257 линии 246 кривизны на стороне нагнетания, проведенную во второй точке 256 пересечения стороны нагнетания, под прямыми углами, или в пределах 10° от прямых углов. Вторая продольная ось 242 пересекает внешние поверхности 248 спинки лопатки во второй точке 258 пересечения на стороне всасывания. Вторая продольная ось 242 пересекает касательную линию 259 внешних поверхностей 248 спинки лопатки, проведенную во второй точке 258 пересечения стороны всасывания, под прямыми углами, или в пределах 10 от прямых углов.

Радиально внутренняя линия 236 хорды образует угол 260 линии хорды с опорной линией 262, которая представляет собой линию, которая сохраняет свою абсолютную ориентацию как на фиг. 11, так и на фиг. 12. На фиг. 12 видно, что угол 260 линии хорды, образованный между радиально внешней линией 238 хорды и опорной линией 262, отличается от показанного на фиг. 11, и поэтому участок 202 аэродинамического профиля закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Первая продольная ось 240 образует первый угол 270 с опорной линией 262. Первый угол 270 на фиг. 11 отличается от первого угла 270 на фиг. 12, и поэтому первая полость закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это можно также видеть просто по тому, что первая продольная ось 240 на фиг. 11 не параллельна первой продольной оси 240 на фиг. 12. Другими словами, первая продольная ось 240 на фиг. 11, которая может считаться первой опорной осью, проведенной в нижнем конце 208 аэродинамического профиля участка 202 аэродинамического профиля, не параллельна первой продольной оси 240 на фиг. 12.

Поскольку первая продольная ось 240 зависит от формы и ориентации первой полости 220, и первая полость 220 образована посредством первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224, отсюда неизбежно следует, что первая передняя крайняя поверхность 222 и первая задняя крайняя поверхность 224 также закручиваются от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это происходит независимо от формы поперечного сечения первой передней крайней поверхности 222 и первой задней крайней поверхности 224, от прямолинейной до закругленной и др. Подобно закручиванию ребер, закручивание полостей может иметь место не в каждом поперечном сечении. Следовательно, закручивание может иметь место в некоторой части, или всем, расстоянии от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля.

По аналогии с первой полостью 220, во второй полости 230, вторая продольная ось 242 образует второй угол 272 с опорной линией 262. Второй угол 272 на фиг. 11 отличается от второго угла 272 на фиг. 12, и поэтому вторая полость 230 закручивается от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля. Это можно также видеть просто по тому, что вторая продольная ось 242 на фиг. 11 не параллельна второй продольной оси 242 на фиг. 12. Другими словами, вторая продольная ось 242 на фиг. 11, которая считается второй опорной осью, проведенной в нижнем конце 208 аэродинамического профиля участка 202 аэродинамического профиля, не параллельна второй продольной оси 242 на фиг. 12. Из этого неизбежно следует, что вторая передняя крайняя поверхность 232 и вторая задняя крайняя поверхность 234 закручиваются от нижнего конца 208 аэродинамического профиля до верхнего конца 210 аэродинамического профиля, независимо от их конкретной формы поперечного сечения.

Таким образом, показано, что автор изобретения придумал инновационный тип аэродинамического профиля газотурбинного двигателя, который включает структурные ребра, которые закручиваются в радиальном направлении. Данное закручивание позволяет лопатке лучше выдерживать силы, возникающие во время работы, при включении ребер, которые являются более короткими и, следовательно, более легкими и менее дорогими, с использованием проверенных производственных технологий, которые, как известно, являются эффективными по стоимости и надежными. Монолитная структура устраняет всякие сварные швы и другие соединения, которые не могут быть такими же надежными, как литой монолит. Следовательно, раскрытие предмета изобретения в данном документе представляет собой усовершенствование в данной области техники.

Хотя в данном документе показаны и описаны различные варианты осуществления настоящего изобретения, будет очевидно, что такие варианты осуществления представлены только в качестве примера. Множество модификаций, изменений и замен могут быть выполнены без отхода от изобретения, раскрытого в данном документе. Таким образом, предполагается, что изобретение ограничено только сущностью и объемом прилагаемой формулы изобретения.

1. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:

аэродинамический профиль, содержащий внешнюю поверхность корыта лопатки, внутреннюю поверхность корыта лопатки, внешнюю поверхность спинки лопатки, внутреннюю поверхность спинки лопатки, и первое ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки,

причем первое ребро образует часть извилистого охлаждающего канала,

причем аэродинамический профиль закручен от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,

причем первое ребро закручено от нижнего конца первого ребра до верхнего конца первого ребра,

причем первое ребро скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем скос обеспечивает увеличение угла пересечения поверхности первого ребра с одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера в углу извилистого охлаждающего канала, образованного первым ребром и одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера, в сравнении с нескошенным ребром, причем скос является симметричным относительно первой продольной оси ребра, причем внешняя поверхность корыта лопатки, внешняя поверхность спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое,

второе ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки и которое закручено от нижнего конца второго ребра до верхнего конца второго ребра, причем второе ребро скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки,

при этом скосы первого ребра и второго ребра противоположно направлены.

2. Лопатка по п.1, в которой по меньшей мере в одном радиальном сечении аэродинамического профиля продольные оси первого ребра и второго ребра не параллельны.

3. Лопатка по п.1, в которой по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из внешней поверхности корыта лопатки и внешней поверхности спинки лопатки в соответствующих точках пересечения.

4. Лопатка по п.1, в которой для каждого радиального поперечного сечения аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из внешней поверхности корыта лопатки и внешней поверхности спинки в соответствующих точках пересечения.

5. Лопатка по п.1, в которой для каждого радиального поперечного сечения аэродинамического профиля продольная ось первого ребра находится в пределах 10° от перпендикуляра к внешней поверхности корыта лопатки и внешней поверхности спинки лопатки в соответствующих точках пересечения.

6. Лопатка по п.1, в которой по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля передняя крайняя сторона первого ребра не параллельна задней крайней стороне первого ребра.

7. Лопатка по п.1, в которой скос первого ребра сужается в направлении внутренней поверхности спинки лопатки.

8. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:

аэродинамический профиль, содержащий нижний конец, верхний конец, внешнюю поверхность корыта лопатки, внутреннюю поверхность корыта лопатки, внешнюю поверхность спинки лопатки, внутреннюю поверхность спинки лопатки и первое ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки,

причем первое ребро образует часть извилистого охлаждающего канала,

причем поверхности корыта лопатки, поверхности спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое;

причем в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первое ребро определяет первую продольную ось и содержит первую переднюю крайнюю сторону и первую заднюю крайнюю сторону;

причем для радиального поперечного сечения аэродинамического профиля, выполненного в нижнем конце первого ребра, первая продольная ось определяет первую опорную ось;

при этом первая передняя крайняя сторона и первая задняя крайняя сторона сужаются друг к другу по всей длине первого ребра между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем сужение является симметричным относительно первой продольной оси, и

при этом в другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля соответствующая первая продольная ось не параллельна первой опорной оси, тем самым образуя первый угол пересечения с первой опорной осью, и

второе ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки,

причем первое ребро образует часть извилистого охлаждающего канала,

причем поверхности корыта лопатки, поверхности спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое;

причем в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля второе ребро определяет вторую продольную ось и содержит вторую переднюю крайнюю сторону и вторую заднюю крайнюю сторону,

причем для радиального поперечного сечения аэродинамического профиля, выполненного в нижнем конце второго ребра, вторая продольная ось определяет вторую опорную ось;

при этом в другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля соответствующая вторая продольная ось не параллельна второй опорной оси, тем самым образуя первый угол пересечения со второй опорной осью, и

при этом каждое из первого ребра и второго ребра имеет сужение по всей своей длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем сужения проходят в противоположных направлениях.

9. Лопатка по п.8, в которой упомянутый первый угол непрерывно изменяется от нижнего конца до верхнего конца первого ребра.

10. Лопатка по п.8, в которой упомянутый первый угол изменяется так, чтобы повторять закручивание аэродинамического профиля.

11. Лопатка по п.8, в которой по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из внешней поверхности спинки лопатки и внешней поверхности корыта лопатки в соответствующих точках пересечения.

12. Лопатка по п.8, в которой упомянутый второй угол изменяется так, чтобы повторять закручивание аэродинамического профиля.

13. Лопатка по п.8, в которой для по меньшей мере одного радиального поперечного сечения аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.

14. Лопатка по п.8, в которой по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля вторая продольная ось находится в пределах 10° от перпендикуляра к по меньшей мере одной из внешней поверхности корыта лопатки и внешней поверхности спинки лопатки в соответствующих точках пересечения.

15. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:

аэродинамический профиль, содержащий внешнюю поверхность корыта лопатки, внутреннюю поверхность корыта лопатки, внешнюю поверхность спинки лопатки, внутреннюю поверхность спинки лопатки, первое ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки и определяющее первую продольную ось, и второе ребро, проходящее между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки и определяющее вторую продольную ось,

при этом первое ребро и второе ребро образуют часть извилистого охлаждающего канала,

причем упомянутый аэродинамический профиль закручен от нижнего конца аэродинамического профиля до верхнего конца аэродинамического профиля,

причем упомянутое первое ребро закручено от нижнего конца первого ребра до верхнего конца первого ребра,

причем упомянутое второе ребро закручено от нижнего конца второго ребра до верхнего конца второго ребра,

причем по меньшей мере одно из первого ребра и второго ребра скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем скос является симметричным относительно соответствующей продольной оси ребра,

причем соответствующая продольная ось является нормальной к обеим внутренним поверхностям корыта лопатки и спинки лопатки,

при этом внешняя поверхность корыта лопатки, внешняя поверхность спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое,

причем по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны, и

при этом каждое из первого ребра и второго ребра скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем скосы противоположно направлены.

16. Лопатка по п.15, в которой в каждом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны.



 

Похожие патенты:

Элемент турбомашины включает аэродинамический профиль с задней кромкой и полку. Полка включает область задней кромки для поддержания указанной задней кромки, переднюю краевую поверхность, заднюю краевую поверхность, две окружные фронтальные поверхности, паз для уплотнительной полосы и разгрузочную полость.

Изобретение относится к элементу газовой турбины с пленочным охлаждением, имеющему подвергаемую воздействию горячего газа поверхность, в которой выполнены отверстия для пленочного охлаждения.

Охлаждаемая лопатка соплового аппарата газовой турбины содержит полое перо 1, выполненное в виде передней полости 2 и задней полости 3, разделенных радиальной перегородкой 4.

Компонент газовой турбины, имеющий теплоизолирующую внешнюю поверхность для воздействия газообразных продуктов сгорания, содержит металлическую подложку, крепящий слой на поверхности подложки, теплозащитное покрытие, структуру выступающих элементов и структуру элементов в виде канавок.

Компонент газовой турбины, имеющий теплоизолирующую внешнюю поверхность для воздействия газообразных продуктов сгорания, содержит металлическую подложку, крепящий слой на поверхности подложки, теплозащитное покрытие, структуру выступающих элементов и структуру элементов в виде канавок.

Направляющая лопатка турбины имеет полое перо лопатки, в котором расположен обходной канал для охлаждающего средства, имеющий разделенные стенками внутренние и наружные стороны.

Лопатка для турбомашины включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть. Часть аэродинамического профиля содержит внешнюю стенку, первую и вторую полости.

Изобретение относится к области газотурбиностроения, а именно к охлаждаемым рабочим лопаткам турбин, применяемым в авиационных газотурбинных двигателях, а также в стационарных газотурбинных установках.

Охлаждаемая лопатка газовой турбины содержит полое перо с входной и выходной кромками, замковую часть и торцевую стенку. В полом пере установлена перегородка.

Компонент турбины содержит полый элемент с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку, расположенную внутри полого элемента. Полый элемент содержит полость, имеющую противоположные заднюю и переднюю части, образованные внутренними поверхностями соответствующих областей задней и передней кромок полого элемента.

Уплотнительный узел между путем горячего газа и полостью для диска в турбинном двигателе содержит неповоротный узел направляющих лопаток, поворотный узел рабочих лопаток и кольцеобразный элемент в виде крыла.

Инструмент для крепления металлического усиления на передней кромке лопатки газотурбинного двигателя содержит держатель лопатки и держатель усиления передней кромки.

Изобретение относится к роторам турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор турбины содержит диск турбины, на ободе которого верхним байонетным соединением установлен дефлектор диска, ступица которого выполнена с цилиндрическим упругим элементом и с щелевой полостью относительно цилиндрического упругого элемента диска.

Лопатка турбины содержит перо, проходящее над полкой, и хвостовик, проходящий под полкой. Хвостовик лопатки турбины имеет форму проходящего в радиальном направлении стержня, выполнен из композитного материала и содержит первую плоскую или цилиндрическую поверхность, ориентированную в осевом направлении.

Изобретение относится к волокнистой структуре, содержащей заготовочный участок, выполненный в виде единой детали посредством трехмерного тканья между первым множеством слоев нитей и вторым множеством слоев нитей, при этом заготовочный участок соответствует всей или части заготовки волокнистого усиления для детали из композиционного материала.

Компонент газовой турбины, имеющий теплоизолирующую внешнюю поверхность для воздействия газообразных продуктов сгорания, содержит металлическую подложку, крепящий слой на поверхности подложки, теплозащитное покрытие, структуру выступающих элементов и структуру элементов в виде канавок.

Изобретение относится к роторам многоступенчатых турбин газотурбинных двигателей авиационного и наземного применения. Ротор многоступенчатой турбины включает первый, средний и последний диски, стянутые с валом центральным стяжным болтом через сферическую шайбу и упругий элемент.

Лопатка вентилятора газотурбинного двигателя состоит из основания, металлической оболочки, образующей корытце, спинку и входную кромку, и несущих силовых элементов, установленных в полости внутри металлической оболочки и демпфирующего материала в виде панелей с сотовыми ячейками.

Способ балансировки ротора компрессора в сборе, включающий: переднюю сварную конструкцию и заднюю сварную конструкцию; предварительную балансировку задней сварной конструкции ротора компрессора в сборе с дисками компрессора до установки по окружности дисков ротора компрессора его лопаток.

Изобретение относится к авиационному двигателестроению, в частности к осевым компрессорам авиационных газотурбинных двигателей. Рабочее колесо осевого компрессора газотурбинного двигателя содержит диск с конусообразной наружной поверхностью, ориентированной меньшим основанием к входному торцу рабочего колеса, рабочие лопатки с хвостовиками, размещенными в выполненных на наружной поверхности диска пазах с образованием радиального зазора между нижней поверхностью хвостовика и внутренней поверхностью паза, фиксирующие вставки, размещенные в радиальном зазоре и выполненные по форме этого зазора из материала более пластичного, чем материал, из которого изготовлены лопатки и диск, и ограничители перемещения фиксирующих вставок вдоль паза, причем пазы на наружной поверхности диска ориентированы под острым углом к диаметральной плоскости продольного сечения диска и под острым углом к поверхности выходного торца рабочего колеса, фиксирующая вставка имеет по меньшей мере один выступ, а хвостовик - по меньшей мере одну соответствующую выступу по форме впадину, расположенные на взаимно контактирующих поверхностях.

Инструмент для крепления металлического усиления на передней кромке лопатки газотурбинного двигателя содержит держатель лопатки и держатель усиления передней кромки.

Лопатка газотурбинного двигателя содержит аэродинамический профиль, имеющий внешнюю и внутреннюю поверхности корыта и спинки лопатки, а также первое и второе ребра, проходящие между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки. Аэродинамический профиль закручен от его нижнего до верхнего конца. Первое ребро образует часть извилистого охлаждающего канала и закручено от его нижнего до верхнего конца. Первое ребро скошено сужающимся образом между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем скос обеспечивает увеличение угла пересечения поверхности первого ребра с одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера в углу извилистого охлаждающего канала, образованного первым ребром и одной из внутренних поверхностей корыта пера и спинки пера, в сравнении с нескошенным ребром. Скос является симметричным относительно первой продольной оси ребра. Внешняя поверхность корыта лопатки, внешняя поверхность спинки лопатки и первое ребро отлиты за одно целое. Второе ребро закручено от его нижнего до верхнего конца и скошено сужающимся образом по своей полной длине между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки. Скосы первого ребра и второго ребра противоположно направлены. В другом варианте выполнения лопатки первое и второе ребра определяет соответственно первую и вторую продольные оси и содержат соответственно первую и вторую передние крайние стороны и первую и вторую задние крайние стороны. В радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля на нижнем конце первого и второго ребра соответственно первая и вторая продольная ось определяют соответственно первую и вторую опорную ось. Первая передняя крайняя сторона и первая задняя крайняя сторона сужаются друг к другу по всей длине первого ребра между внутренней поверхностью корыта лопатки и внутренней поверхностью спинки лопатки, причем сужение является симметричным относительно первой продольной оси. В другом радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля соответствующие первая и вторая продольные оси не параллельны соответственно первой и второй опорной оси, тем самым образуя угол пересечения с первой и второй опорной осью. В еще одном варианте выполнения первая и вторая продольные оси являются нормальными к обеим внутренним поверхностям корыта лопатки и спинки лопатки, а по меньшей мере в одном радиальном поперечном сечении аэродинамического профиля первая продольная ось и вторая продольная ось не параллельны. Изобретение позволяет упростить изготовление и повысить прочность лопатки газотурбинного двигателя. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 12 ил.

Наверх