CN1916372A - 用于减小对翼面诱生的振动的方法和设备 - Google Patents

用于减小对翼面诱生的振动的方法和设备 Download PDF

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Abstract

提供了用于制造燃气涡轮发动机(10)的转子叶片的方法和设备。该转子叶片有一翼面(42)，该翼面(42)有一连接在前缘(48)处和后缘(50)处的第一侧壁(44)和第二侧壁(46)。该方法包括形成由在径向翼展0％处的根部和径向翼展100％处的尖端部分界定的翼面部分，该翼面有一与径向翼展有关的弦长(53)C、一相应的最大厚度(58)T和一最大的厚度对弦长比(Tmax/C比)，形成有一第一Tmax/C比的根部，形成有一第二Tmax/C比的尖端部分，以及形成一个延伸在第一径向翼展和第二径向翼展之间的有一第三Tmax/C比的中部(57)，该第三Tmax/C比小于第一Tmax/C比和第二Tmax/C比。

Description

用于减小对翼面诱生的振动的方法和设备
关于联邦资助的研究或发展的说明
根据合同号N00019-99-C-1175工程支持CLIN0114，美国政府对本发明案有一定的权益。
发明领域
本发明总的涉及燃气涡轮发动机转子叶片，尤其涉及用于减小对转子叶片诱生的振动的方法和设备。
燃气涡轮发动机转子叶片通常包括具有前缘和后缘、压力侧和负压侧的翼面。压力侧和负压侧在翼面前缘和后缘处连接，并在翼面的根部和尖端之间沿径向跨越。一条内部流道至少部分地由翼面根部限定，而一条外部流道至少部分地由一静止壳体限定。例如，至少某些已知的压缩机包括多排从一轮盘沿径向向外伸出的转子叶片。
已知的压缩机转子叶片悬臂式伸出到该内部流道的附近，使得每个叶片的叶根区比叶片的叶尖区厚。更具体地说，因为叶尖区比叶根区薄，因为叶尖区通常在机械方面是不受限制的，所以在工作期间尾流压力分布可以诱生弦向弯曲或其它振动方式经该叶尖区进入该叶片。振动应力特别是弦向弯曲应力(条纹型)可被局部化到该叶片的尖端区。随着时间的推移，高的应力可能产生尖端破裂、角部损失、下游损伤、性能损失、减少飞行时间和/或高保证代价。而且，在有弦向弯曲或其它振动模式的情况下连续地工作可限制该叶片的使用寿命。
为了便于减小尖端振动模式和/或减小发动机工作期间存在的共振频率的影响，制造了带有较厚的尖端区的至少某些已知的叶片。但是，增大叶片厚度可能有害地影响空气动力学性能和/或在转子组件中诱生额外的径向负荷。因此，为了便于减少没有感生的径向负荷的尖端振动，制造至少某些其它已知的叶片，与上述已知叶片比较，上述其它已知的叶片具有较短的弦向长度。但是，减小叶片的弦长也可能有害地影响叶片的空气动力学性能。
发明概述
在一个实施例中提供一种制造燃气涡轮发动机的转子叶片的方法。该转子叶片包括一个有一在前缘和后缘处连接的第一侧壁和第二侧壁。该方法包括形成由一在径向翼展的0％处的根部和在径向翼展的100％处的顶端部分界定的翼面部分，该翼面有一与径向翼展有关的弦长C、一个相应地最大厚度T和一个最大的厚度对弦长比(Tmax/C比)，形成有一第一Tmax/C比的根部，形成有一第二Tmax/C比的顶端部分，并形成一个在第一径向翼展和第二径向翼展之间延伸的有一第三Tmax/C比的中部，该第三Tmax/C比小于第一Tmax/C比和第二Tmax/C比。
在另一实施例中，提供一种燃气涡轮发动机的翼面。该翼面包括一个与径向翼展有关的弦长C、一个相应的最大厚度T和一个最大厚度对弦长比(Tmax/C比)，该翼面还包括一个第一侧壁、一个在前缘和后缘处联接于所述第一侧壁上的第二侧壁、一个在径向翼展的0％处有一第一Tmax/C比的根部、一个在径向翼展的100％处有一第二Tmax/C比的尖端部分与一个延伸在第一径向翼展和第二径向翼展之间的有一第三Tmax/C比的中部，该第三Tmax/C比小于第一Tmax/C比和第二Tmax/C比。
在又一实施例中，提供一种包括多个转子叶片的燃气涡轮发动机。每个转子叶片包括一个翼面，该翼面具有与径向翼展有关的弦长C、一个相应的最大厚度T和一个最大厚度对弦长比(Tmax/C比)，其中该翼面还包括一个第一侧壁、一个在前缘和后缘处联接在所述第一侧壁上的第二侧壁、一个在径向翼展的0％处的有一第一Tmax/C比的根部、一个在径向翼展的100％处的有一第二Tmax/C比的尖端部分与一个延伸在第一径向翼展和第二径向翼展之间的有一第三Tmax/C比的中部，该第三Tmax/C比小于第一Tmax/C比和第二Tmax/C比。
附图简述
图1是一种燃气涡轮发动机的示意图；
图2是一种可以与图1中示出的燃气涡轮发动机一起使用的转子叶片的透视图；
图3是图2中示出的叶片的示范的Tmax/C比轮廓的图线；
图4是图2中示出的叶片的示范的后缘厚度轮廓的图线；
图5是图2中示出的叶片的示范的前缘厚度轮廓的图线；
图6是一种典型的转子叶片的振动应力的示范图线；
图7是图2中示出的转子叶片的振动应力的示范图线；
图8是一种可以与燃气涡轮发动机如图1中示出的发动机一起使用的示范的转子叶片的顶视截面图；以及
图9是按照本发明的一个实施例制造的从叶片的前缘到后缘的示范的厚度轮廓的图线。
发明详述
图1是燃气涡轮发动机10的示意图，该发动机包括风扇装置12、高压压缩机14和燃烧室16。在一个实施例中，发动机10为可从美国俄亥俄州辛辛那提市的通用电气公司买到的CF34型发动机。发动机10还包括高压涡轮机18和低压涡轮机20。风扇装置12和涡轮机20由第一轴24联接，而压缩机14和涡轮机18由第二轴26联接。
在工作中，通过风扇装置12的空气流和压缩空气从风扇装置12提供到高压压缩机14。该高度压缩的空气被输送到燃烧室16。从燃烧室16来的空气流驱动转动的涡轮机18和20，并通过排气系统28流出燃气涡轮发动机10。
图2是可以与燃气涡轮发动机(如图1所示的发动机10)一起使用的示范的转子叶片40的部分透视图。在一个实施例中，多个转子叶片40形成燃气涡轮发动机10的高压压缩机级(未示出)。每个转子叶片40包括一个翼面42和用于将翼面42安装在一转子盘(未示出)上的整体燕尾43。或者是，叶片40可以从一轮盘(未示出)沿径向向外伸出，使得多个叶片40形成一个叶盘(未示出)。
每个翼面42包括一个第一仿形侧壁44和一个第二仿形侧壁46。第一侧壁44为凸形并限定翼面42的负压侧，而第二侧壁46为凹形并限定翼面42的压力侧。侧壁44和46在有一厚度49的前缘48处和在有一厚度51的轴向隔开的后缘50处互相结合。翼面42的弦52包括一个代表从前缘48到后缘50的距离的弦长53。更确切地说，翼面后缘50沿弦方向在下游与翼面前缘48隔开。第一和第二侧壁44和46分别沿纵向或径向沿翼展52从位于燕尾43邻近的叶片根部54向外延伸到翼面尖端56。径向翼展52可以以全翼展的百分率的增量从叶片根部54分刻度到翼面顶部56。叶片40的中部57可以在翼展的选择增量处的叶片40的截面上界定，或者可以定义为翼展的两个增量之间的两个截面的距离。翼面42的最大厚度58可以定义为在翼展52的一个增量处侧壁44和46之间的最大距离的值。
叶片40的形状可以用弦长的多个增量处的弦长53(C)、相应的最大厚度58(Tmax)和最大厚度(Tmax)、对弦长(C)之比(Tmax/C)来至少部分地界定，该比值是局部的最大厚度除以在翼展的该增量处的相应的弦长。这些值可以取决于进行测量的位置的径向翼展，因为弦长和最大厚度的值可以从叶片根部54到叶片尖端56而变化。
在叶片40制造期间，一个芯(未示出)铸入叶片40中。该芯是通过将液体的陶瓷和石墨的粉浆喷入芯模具(未示出)而制成的。加热该粉浆而形成一个固体的陶瓷芯。将该芯悬置在一个涡轮叶片模具(未示出)中，向叶片模具中注入热的石蜡，使石蜡包围陶瓷芯。该热的石蜡凝固而形成一个带有悬置在叶片平台中的陶瓷芯的涡轮叶片。然后使带陶瓷芯的石蜡涡轮叶片浸入陶瓷粉浆并干燥。重复该步骤数次，使石蜡涡轮叶片上形成一个外壳。然后使外壳以外的石蜡熔化，留下一个带一悬置在内部的芯的模具，并向模具内倒入熔融的金属。在金属已凝固后，打破外壳，取出芯，从而形成叶片40。可以利用一种最终的机加工工艺来最后加工叶片40而得到预定的规格尺寸。
图3是按照本发明的一个实施例制造的叶片40的示范的Tmax/C的轮廓的图线300。图线300包括一个以叶片40的径向长度的翼展百分率的增量来分度的X轴302。翼展百分率为零表示靠近叶片根部54的叶片40，而翼展百分率为100表示靠近翼面尖端56的叶片40。图线300也包括一个以Tmax/C的增量为分度的Y轴304。
轨迹306例示对一近似线性的典型叶片的相对于径向高度的Tmax/C分布，根部的Tmax/C较大而尖端的Tmax/C较小。轨迹308例示对按照本发明的一个实施例的叶片40的相对于径向高度的Tmax/C分布。在该示范实施例中，叶片40对翼面42的相当大的部分分配一个振动应力并加强翼面42，同时尽可能减小叶片天然频率的变化。例如，可以在叶片40的工作范围内保持一种1-2S模式的谐振。此外，与典型的叶片相比，尽可能减小叶片频率的变化可尽可能减小响应叶片的动力学性能的变化，除了增大镶边模式强度以外，这能减小在至少某些模式如1-2S和1-3S中的振动应力的响应。
在该示范实施例中，以一定尺寸制成一种弯曲的和中线的形状，包括一种后缘尖端的弯曲以及靠近该根部的倾斜的和弯曲的调整来提供增强的叶片40，而同时保持预定的空气动力学和可工作性的特性。轨迹308例示一个径向的沿翼展的最大厚度分布，它预定为提供叶片40的振动强度。最大厚度分布可以在翼展中部310处减小，如(但不限于)翼展的约38～78％的范围。
图4是按照本发明的一个实施例制造的叶片40的示范的后缘的厚度轮廓的图线400。图线400的X轴402以叶片40的径向长度的翼展百分率增量为分度。翼展的0％表示接近叶片根部54处的叶片40，而翼展的100％表示接近翼面尖端56的叶片40。图线400还包括一根以英寸(密耳)分度的Y轴404。
轨迹406例示对近似线性的典型叶片的相对于径向高度的后缘厚度，根部后缘厚度较大而尖端后缘厚度较小。轨迹408例示对于按照本发明的一个实施例的叶片40的相对于径向高度的后缘厚度分布。该后缘厚度在其中Tmax/C减小的径向翼展位置中增大。例如，Tmax/C在相对于典型叶片(图3中示出)的翼展的约38～78％范围内减小。但是，后缘厚度在该范围内相对于典型的叶片增大。为了相对于1-2S模式振动的保护，尖端Tmax/C增大，而翼展的约38～78％之间的Tmax/C减小。尤其是，中部57处的Tmax/C的值小于尖端56附近的。在该示范的实施例中，中部57处的Tmax/C的值减小到比尖端56附近的值小1％。在其它实施例中，可以调整该特定的值来满足特定问题的要求。对后缘厚度的修改由于使得重新获得其它叶片的尺寸变化而允许频率和强度参数的损失。
图5是按照本发明的一个实施例制造的叶片40的示范的前缘厚度轮廓的图线500。图线500包括以叶片40的径向长度的翼展百分率的增量来分度的X轴502。翼展为0％表示靠近叶片根部54的叶片40，而翼展为100％表示靠近翼面尖端56的叶片40。图线500还包括以前缘厚度的增量为分度的Y轴504。
轨迹506例示对一个近似线性的典型叶片的相对于径向高度的前缘厚度，根部前缘厚度较大，而尖端前缘厚度较小。轨迹508例示对于按照本发明的实施例的叶片40的相对于径向高度的前缘厚度分布。该前缘厚度是以其中Tmax/C减小的径向翼展位置而增大的。例如，相对于典型的叶片(图3中示出)，Tmax/C在翼展的38～78％之间减小。但是，前缘厚度在该范围内相对于典型的叶片而增大。为了保护1-2S模式的振动，尖端的Tmax/C增大，而翼展的约38～78％之间的Tmax/C减小。尤其是，中部57处的Tmax/C的值小于靠近尖端56处的。在该示范的实施例中，中部57处的Tmax/C的值减小到比靠近尖端56的值小1％。在另一实施例中，该特定值可以调整到满足一个特定问题的要求。对前缘厚度的修改由于使得重新获得其它叶片的尺寸变化而允许频率和强度参数的损失。
图6是对于一个典型的转子叶片的振动应力的示范图线600。应力带602的取向从翼展尖端52到叶片根部54，使得一个径向外带604围绕最高应力值区606。区中的应力值离区606逐渐更远的地方显示出比离区606更近的地方有更小的应力。应力值区从区606向着(例如)一个位于叶片根部54附近的区608在尺寸方面是减小的。
图7是对于转子叶片40(图2中示出)的振动应力的示范图线700。应力带702的取向从翼面尖端52到叶片根部54，使得一个径向外带704围绕最高的应力值区706。区中的应力值离区706逐渐更远的地方显示出比离区706更近的地方有更小的应力。应力值区从区706向着(例如)一个位于叶片根部54附近的区708在尺寸方面是减小的。应力区710和712显示出比典型的叶片(图6中示出)上相应位置更高的应力值。此外，相对于区604，区704的应力大小是减小的。形成具有图3～5中例示的特点的叶片40有利于通过将应力分布于叶片中部57中一个更大的面积而减小翼面尖端54中的应力的大小。除了1-2S振动模式外，制造这样一种叶片40，其中Tmax/C的轮廓加以修改而解决振动应力问题，且后缘和/或前缘厚度被相应地修改而补偿强度和/或叶片性能损失，这种叶片40的制造可以与其它局部振动模式如高阶弯曲和扭转模式一起使用。
诱导到翼面42的能量可以作为激发能量的力和翼面42的位移的数量积(dot product)而计算出。更具体地说，在工作期间，空气动力的驱动力即尾流压力分布通常在靠近翼面尖端54处是最高的，因为尖端54通常在机械方面不受限制。但是，与不包括Tmax/C轮廓、前缘厚度轮廓和后缘厚度轮廓的相似翼面比较，如图3～5中所示的Tmax/C轮廓、前缘厚度轮廓和后缘厚度轮廓有利于将尖端应力分布在翼面42的一个较大面积上而增强翼面42和尽可能减小叶片天然频率的变化。
用于制造一个适合于特定用途的叶片的Tmax/C轮廓、前缘厚度轮廓和后缘厚度轮廓可以利用现有的叶片几何尺寸来确定，使得空气动力学的、振动的和性能的特性是已知的和/或可确定的。然后可以按照相当小的增量来重复修改叶片的几何尺寸而同时将叶片的特性保持在预定的规格内。具体地说，可以希望使叶片的天然频率保持在5～10％以内，这取决于模式和预期的和/或测到的响应。关键模式中的按照能量比的平方根的应力可以利用一种详细解析的编码(“强制响应”(Forced Response))来减小和确认。其它模式的按照能量比的平方根的应力和叶片重量可以保持在预定的规格内。在该示范的实施例中，对于在翼面52处或其附近的Tmax/C的增加所提供了重复，这有利于增强尖端。在翼展中部例如靠近60％翼展处的Tmax/C被减小而在叶片上沿径向向内扩展镶边模式的应力。在翼展中部处的边缘厚度增大，使得能保持叶片频率和按照能量比的平方根的应力。靠近叶片根部处，Tmax/C相当适度地增大，而叶片根部处的Tmax/C保持住，使得能提供对额外的尖端质量的支持和补偿减少的翼展中部的质量。
图8是示范的转子叶片800的顶视截面图，该叶片可以与一燃气涡轮发动机如发动机10(图1中示出)一起使用。在一个实施例中，多个转子叶片800形成燃气涡轮发动机10的一个高压压缩机级(未示出)。每个转子叶片800包括一个有第一仿形侧壁804和一第二仿形侧壁806的翼面802。第一侧壁804是凸形的并界定翼面802的负压侧，而第二侧壁806是凹形的并界定翼面802的压力侧。侧壁804和806在有一厚度809的前缘808处和有一厚度811的沿轴向隔开的后缘810处互相结合。翼面802的弦812包括一个代表从前缘808到后缘810的距离的弦长813。更具体地说，翼面后缘810与前缘808沿弦的方向并在前缘808的下游隔开。第一侧壁804和第二侧壁806分别在翼展中从叶片根部(未示出)沿纵向或沿径向向外延伸到翼面尖端。翼面802的最大离度818可以定义为叶片800的尖端处侧壁804和806之间的最大距离的值。弦812的中点可以与最大厚度818的位置相符合。在示范的实施例中，弦812的中点和最大厚度818的位置并不符合。前缘厚度809和后缘厚度811可以定义为在分别靠近前缘808和后缘810的预定位置处侧壁804和806之间距离的值。
利用弦长813、最大厚度818(Tmax)、前缘厚度809、后缘厚度811和叶片800的弯度可以至少部分地界定叶片800的形状。
另一示范的转子叶片850的顶视截面图叠合叶片800的图。叶片850可以代表包括已知参数和对外部促进因素的已知响应的预先设计或模型。叶片850可以用于精细设计，以便容纳不同的促进因素和/或响应。通常，叶片850包括的截面轮廓在前缘处比叶片800更窄，在靠近弦812的中点处更厚，而在后缘处更窄。此外，在后缘处，叶片850的弯度或曲率小于叶片800。
图9是按照本发明的实施例制造的叶片800和叶片850的从前缘808到后缘810的示范的厚度轮廓。图线900的X轴902按照从前缘位置904到后缘位置906的横跨叶片的轴向距离的增量来分度。图线900的Y轴908按照叶片尖端厚度的增量来分度。
轨迹910例示邻近叶片800的尖端处的叶片800的厚度轮廓。轨迹912例示邻近叶片850的尖端处的叶片850的厚度轮廓。在该示范的实施例中，前缘厚度809为约0.019英寸，而叶片850的相应厚度为约0.009英寸。从而缘厚度809开始，轨迹910渐近地增大到近似的最大厚度818，然后基本上直线地减小到后缘厚度811。
叶片800的设计大体上做成有利于减小叶片后缘中由于(例如)1-3S模式振动而产生的裂纹，与增加厚度或减小弦长来增大镶边模式响应的频率相反，增加后缘厚度811以增1-38模式中叶片800的强度。为了保持1-3S和其它模式的位移，最大厚度818被减小，并增加后缘810附近的叶片800的弯度，其作用是补偿额外的叶片厚度。通常，显著的局部弯曲增大局部振动应力，但是，增大显著的局部弯曲的面积中的后缘厚度811会减小叶片800对弯度增大的敏感性。
通常，叶片厚度在中弦面积中减小，而叶片厚度在后缘面积中增大，而后缘面积中的局部弯曲增大。这些变化有利于增加强度、尽可能减小由于增大的厚度而引起的增大天然频率的趋势，并允许弯度增大，以保持否则会由于叶片800的形状的变化而降低的性能水平。因此，在该示范的实施例中，后缘厚度811大于前缘厚度809。
在本发明的各种实施例中，后缘厚度811可以比前缘厚度809约大10％～约100％。最大厚度818可以近似地等于弦812的中点处的叶片800的厚度，小于比前缘厚度809大了约150％，并小于比后缘厚度811大25％。具体村说，在该示范的实施例中，最大厚度818为约0.048英寸，前缘厚度809为约0.019英寸，中弦厚度为约0.047英寸，而后缘厚度811为约0.04英寸。
上述转子叶片的示范实施例的成本效益很好而高度可靠。该转子叶片包括Tmax/C轮廓、前缘厚度轮廓和后缘厚度轮廓，它们有利于将叶片尖端应力分布在翼面的较大面积上，而同时增强翼面和尽可能减小叶片天然频率的变化，结果，上述各轮廓有利于保持叶片的空气动力学性能，而同时以成本效益好而可靠的方式对叶片提供航空力学的稳定性。
上面详细描述了叶片组件的示范实施例。该叶片组件不限于此处描述的特定实施例，相反，每个组件的部件可以独立地使用而与此处描述的其它部件无关。每个转子叶片的部件也可用于与其它转子叶片的部件组合使用。
虽然已按照各种特定的实施例描述了本发明，但该技术的专业人员将理解，可以在权利要求书的范围和精神内通过修改来实施本发明。
                    部件清单
10    燃气涡轮发动机
12    风扇装置
14    高压压缩机
16    燃烧室
18    高压涡轮机
20    低压涡轮机
24    第一轴
26    第二轴
28    排气系统
40    叶片
42    翼面
43    燕尾
44    第一仿形侧壁
46     第二仿形侧壁
48     前缘
49     厚度
50     后缘
51     厚度
52     翼展
53     弦长
54     叶片根部
56     翼面尖端
57     中部
58     最大厚度
300    图线
302    X轴
304    Y轴
306    轨迹
308    轨迹
310    翼展中部
400    图线
402    X轴
404    Y轴
406    轨迹
408    轨迹
500    图线
502    X轴
504    Y轴
506    轨迹
508    轨迹
600    示范图线
602    应力带
604    外带
606    最好应力值区
608    区
700    示范图线
702    应力带
704    外带
706    最高应力值区
708    区
710    应力区
712    应力区
800    叶片
802    翼面
804    第一仿形侧壁
806    第二仿形侧壁
808    前缘
809    前缘厚度
810    后缘
811    后缘厚度
812    弦
813    弦长
818    最大厚度
850    叶片
900    图线
902    X轴
904    前缘位置
906    后缘位置
908    Y轴
910    轨迹
912    轨迹

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机(10)翼面(42)，所述翼面包括一个与径向翼展有关的弦长(53)C、一个相应的最大厚度(58)T和一个最大厚度对弦长比(Tmax/C比)，所述翼面还包括：
一个第一侧壁(44)；
一个在前缘(48)和后缘(50)处联接在所述第一侧壁上的第二侧壁(46)；
一个包括第一Tmax/C比的根部；
一个包括第二Tmax/C比的尖端部分；以及
一个延伸在所述根部和所述尖端部分之间的中部(57)，所述中部包括一个小于该第一Tmax/C比和第二Tmax/C比的第三Tmax/C比。
2.一个按照权利要求1的翼面(42)，其特征在于，所述第一Tmax/C比大于约0.08，所述第二Tmax/C比大于约0.06，而所述第三Tmax/C比小于约0.05。
3.一种按照权利要求1的翼面(42)，其特征在于，所述后缘(50)是锥形的，使得所述后缘的厚度从翼展的约0％增大到翼展的约70％。
4.一种按照权利要求1的翼面(42)，其特征在于，所述后缘(50)是锥形的，使得所述后缘的厚度从翼展的约70％减小到翼展的约100％。
5.一种按照权利要求1的翼面，其特征在于，所述前缘(48)是锥形的，使得所述前缘的厚度从翼展的约0％减小到翼展的约100％。
6.一种按照权利要求5的翼面(42)，其特征在于，还包括形成前缘(48)，其厚度从翼展的约0％连续地减小到翼展的约100％。
7.一种按照权利要求1的翼面(42)，其特征在于，还包括形成该尖端部分，其Tmax/C比大于该中部(57)，使得条纹型应力有利地分布在该尖端部分和中部上。
8.一种按照权利要求1的翼面(42)，其特征在于，还包括形成该尖端部分，其Tmax/C比大于中部(57)，使得镶边模式应力在该尖端部分附近有利地减小。
9.一种包括多个转子叶片(40)的燃气涡轮发动机(10)，每个所述转子叶片包括一个翼面(42)，该翼面(42)包括一个与径向翼展有关的弦长(53)C、一个相应的最大厚度(58)T和一个最大厚度对弦长的比(Tmax/C比)，所述翼面包括：
一个第一侧壁(44)；
一个在前缘(48)和后缘(50)处联接在所述第一侧壁上的第二侧壁(46)；
一个在0％径向翼展处有一第一Tmax/C比的根部；
一个在100％径向翼展处有一第二Tmax/C比的尖端部分；以及
一个延伸在所述根部和所述尖端部分之间而有一第三Tmax/C比的中部(57)，该第三Tmax/C比小于该第一Tmax/C比和该第二Tmax/C比。
10.一种燃气涡轮发动机(10)的翼面(42)，所述翼面包括：
一个延伸在一根部和一尖端部分之间的第一侧壁(44)；
一个延伸在所述根部和所述尖端部分之间的第二侧壁(46)，所述第二侧壁在前缘(48)和后缘(50)处联接在所述第一侧壁(44)上；以及
所述尖端部分包括一个最大厚度、一个前缘厚度、一个中弦厚度和一个后缘厚度，其中所述后缘厚度大于所述前缘厚度。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102384103A (zh) * 2010-08-25 2012-03-21 诺沃皮尼奥内有限公司 用于压缩机的翼型件形状
CN104929696A (zh) * 2014-03-20 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 燃气涡轮叶片
CN113260770A (zh) * 2018-12-11 2021-08-13 赛峰飞机发动机公司 具有高颤振裕度的有最大翘曲定律的涡轮机叶片
CN113272520A (zh) * 2018-12-11 2021-08-17 赛峰飞机发动机公司 具有高颤振裕度的最大厚度定律的涡轮机叶片

Families Citing this family (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007016369A1 (de) * 2007-04-03 2008-10-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Verfahren zur Ermittlung der Schaufelverstimmung bei Laufrädern in Integralbauweise
US8573945B2 (en) * 2009-11-13 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Compressor stator vane
CN101988522B (zh) * 2010-12-01 2012-08-29 鑫贺精密电子(东莞)有限公司 散热风扇
US8505384B2 (en) * 2011-02-08 2013-08-13 United Technologies Corporation Rig for measuring bladed component mistuning
CH705171A1 (de) 2011-06-21 2012-12-31 Alstom Technology Ltd Turbinenschaufel mit einem Schaufelblatt aus Verbundwerkstoff und Verfahren zum Herstellen davon.
GB201114674D0 (en) * 2011-08-25 2011-10-12 Rolls Royce Plc A rotor for a compressor of a gas turbine
MY176943A (en) 2012-08-22 2020-08-27 United Technologies Corp Compliant cantilevered airfoil
US9506347B2 (en) * 2012-12-19 2016-11-29 Solar Turbines Incorporated Compressor blade for gas turbine engine
WO2014143283A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-18 United Technologies Corporation Airfoil with thickened root and fan and engine incorporating same
DE102013008145A1 (de) * 2013-05-14 2014-11-20 Man Diesel & Turbo Se Laufschaufel für einen Verdichter und Verdichter mit einer solchen Laufschaufel
FR3009589B1 (fr) * 2013-08-12 2015-09-04 Snecma Aube de redresseur de turbomachine
EP3108105B1 (en) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108102A4 (en) * 2014-02-19 2017-02-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126715A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126449A1 (en) * 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126824A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP4279706A3 (en) 2014-02-19 2024-02-28 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108109B1 (en) 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
US9599064B2 (en) 2014-02-19 2017-03-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108123B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
EP3114321B1 (en) 2014-02-19 2019-04-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108115B8 (en) 2014-02-19 2023-11-08 RTX Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc blades
WO2015175052A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108104B1 (en) 2014-02-19 2019-06-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
WO2015126452A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570915B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9140127B2 (en) 2014-02-19 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10443390B2 (en) * 2014-08-27 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotary airfoil
US20160160874A1 (en) * 2014-12-04 2016-06-09 Solar Turbines Incorporated Airfoil for inlet guide vane (igv) of multistage compressor
JP6364363B2 (ja) * 2015-02-23 2018-07-25 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ２軸式ガスタービン及びその制御装置と制御方法
EP3081751B1 (en) * 2015-04-14 2020-10-21 Ansaldo Energia Switzerland AG Cooled airfoil and method for manufacturing said airfoil
FR3043428B1 (fr) * 2015-11-10 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Aube de redresseur de turbomachine
DE102015224283A1 (de) 2015-12-04 2017-06-08 MTU Aero Engines AG Leitschaufelcluster für eine Strömungsmaschine
US10156146B2 (en) 2016-04-25 2018-12-18 General Electric Company Airfoil with variable slot decoupling
EP3239460A1 (de) * 2016-04-27 2017-11-01 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum profilieren von schaufeln einer axialströmungsmaschine
GB201702384D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702382D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
US10823203B2 (en) 2017-03-22 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan rotor with flow induced resonance control
US10458436B2 (en) * 2017-03-22 2019-10-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan rotor with flow induced resonance control
US10480535B2 (en) 2017-03-22 2019-11-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan rotor with flow induced resonance control
GB201704657D0 (en) * 2017-03-24 2017-05-10 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201813666D0 (en) 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Fan blade
US10859094B2 (en) 2018-11-21 2020-12-08 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11181120B2 (en) 2018-11-21 2021-11-23 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11280199B2 (en) * 2018-11-21 2022-03-22 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
GB201820423D0 (en) * 2018-12-14 2019-01-30 Rolls Royce Plc Super-cooled ice impact protection for a gas turbine engine
GB201902549D0 (en) 2019-02-26 2019-04-10 Rolls Royce Plc Ice crystal protection for a gas turbine engine
US11421702B2 (en) 2019-08-21 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Impeller with chordwise vane thickness variation
FR3108141B1 (fr) * 2020-03-10 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
US20210381385A1 (en) * 2020-06-03 2021-12-09 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor
GB202216273D0 (en) * 2022-11-02 2022-12-14 Rolls Royce Plc Fan blade for a gas turbine engine

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB626780A (en) * 1947-04-25 1949-07-21 Alan Arnold Griffith Improvements relating to aerofoils and aerofoil blading
US4118147A (en) * 1976-12-22 1978-10-03 General Electric Company Composite reinforcement of metallic airfoils
US4108573A (en) * 1977-01-26 1978-08-22 Westinghouse Electric Corp. Vibratory tuning of rotatable blades for elastic fluid machines
US4589824A (en) * 1977-10-21 1986-05-20 United Technologies Corporation Rotor blade having a tip cap end closure
US4720239A (en) * 1982-10-22 1988-01-19 Owczarek Jerzy A Stator blades of turbomachines
US5269057A (en) * 1991-12-24 1993-12-14 Freedom Forge Corporation Method of making replacement airfoil components
US5261789A (en) * 1992-08-25 1993-11-16 General Electric Company Tip cooled blade
US5480285A (en) * 1993-08-23 1996-01-02 Westinghouse Electric Corporation Steam turbine blade
US6375419B1 (en) * 1995-06-02 2002-04-23 United Technologies Corporation Flow directing element for a turbine engine
JP3867812B2 (ja) * 1995-07-17 2007-01-17 石川島播磨重工業株式会社 軸流圧縮機動翼
US5836744A (en) * 1997-04-24 1998-11-17 United Technologies Corporation Frangible fan blade
US6241474B1 (en) * 1998-12-30 2001-06-05 Valeo Thermique Moteur Axial flow fan
US6179556B1 (en) * 1999-06-01 2001-01-30 General Electric Company Turbine blade tip with offset squealer
US6290465B1 (en) * 1999-07-30 2001-09-18 General Electric Company Rotor blade
US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
DE19957718C1 (de) * 1999-11-30 2001-06-13 Mtu Muenchen Gmbh Schaufel mit optimiertem Schwingungsverhalten
US6299412B1 (en) * 1999-12-06 2001-10-09 General Electric Company Bowed compressor airfoil
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
JP2002048095A (ja) * 2000-08-03 2002-02-15 Hitachi Ltd 軸流圧縮機の翼
US6524070B1 (en) * 2000-08-21 2003-02-25 General Electric Company Method and apparatus for reducing rotor assembly circumferential rim stress
US6471482B2 (en) * 2000-11-30 2002-10-29 United Technologies Corporation Frequency-mistuned light-weight turbomachinery blade rows for increased flutter stability
US6382913B1 (en) * 2001-02-09 2002-05-07 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade tip region temperatures
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
US6905309B2 (en) * 2003-08-28 2005-06-14 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to compressor airfoils

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102384103A (zh) * 2010-08-25 2012-03-21 诺沃皮尼奥内有限公司 用于压缩机的翼型件形状
CN102384103B (zh) * 2010-08-25 2015-12-16 诺沃皮尼奥内有限公司 用于压缩机的翼型件形状
CN104929696A (zh) * 2014-03-20 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 燃气涡轮叶片
CN113260770A (zh) * 2018-12-11 2021-08-13 赛峰飞机发动机公司 具有高颤振裕度的有最大翘曲定律的涡轮机叶片
CN113272520A (zh) * 2018-12-11 2021-08-17 赛峰飞机发动机公司 具有高颤振裕度的最大厚度定律的涡轮机叶片
CN113260770B (zh) * 2018-12-11 2023-02-28 赛峰飞机发动机公司 具有高颤振裕度的有最大翘曲定律的涡轮机叶片

Also Published As

Publication number Publication date
JP5235285B2 (ja) 2013-07-10
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JP2007051642A (ja) 2007-03-01
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EP1754859B1 (en) 2017-04-26
US20070041841A1 (en) 2007-02-22
US7497664B2 (en) 2009-03-03

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