DE3141948A1 - "fluegelprofilteil und verfahren zum bilden eines fluegelprofils fuer einen fluegelprofilteilkranz eines gasturbinentriebwerks" - Google Patents
"fluegelprofilteil und verfahren zum bilden eines fluegelprofils fuer einen fluegelprofilteilkranz eines gasturbinentriebwerks"Info
- Publication number
- DE3141948A1 DE3141948A1 DE19813141948 DE3141948A DE3141948A1 DE 3141948 A1 DE3141948 A1 DE 3141948A1 DE 19813141948 DE19813141948 DE 19813141948 DE 3141948 A DE3141948 A DE 3141948A DE 3141948 A1 DE3141948 A1 DE 3141948A1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- point
- line
- chord
- distance
- conical
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
- F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
United Technologies Corporation Hartford, Connecticut 06101
(V.StiA.)
Flügelprofilteil und Verfahren zum Bilden eines Flügelprofils
für einen Flügelprofilteilkranz eines Gasturbinentriebwerks
Die Erfindung bezieht sich auf Axialströmungsmaschinen und betrifft insbesondere Transschallflügelprofilteile zur Verwendung
in einer solchen Maschine.
Axialströmungsmaschinen haben typischerweise Kränze von Flügelprofilteilen (d. h. von aerodynamischen Körpern mit Flügelprofil) , die sich über einen Strömungsweg für Arbeitsmediumgase
erstrecken. Die Flügelprofilteile jedes Kranzes empfangen Arbeit aus den Arbeitsmediumgasen oder bearbeiten die Arbeitsmediumgase
durch Umlenken der Strömung. Wenn die Gase durch den Kranz hindurchgehen, können sie Stoßwellen erfahren und
es kann zur Ablösung der Grenzschicht der Gase von benachbarten Flügelprofilteiloberflachen kommen. Diese Erscheinungen
verursachen aerodynamische Verluste. Die Verluste begrenzen den Stufenwirkungsgrad der Flügelprofilteile. Die Verluste
sind von besonderer Bedi utung in einem Transschallströmungsfeld,
d. h. in irgendeinem Strömungsfeld, welches Gebiete von
lokaler Unterschallgeschwindigkeit und lokaler Überschallgeschwindigkeit
nebeneinander enthält. Eine Beschreibung dessen
findet sich in Wu und Moulden 11A Survey of Transonic Aerodynamics",
AIAA-Druckschrift Nr. 76-326, präsentiert auf der Neunten "Fluid and Plasma Dynamics"-AIAA-Konferenz, San Diego,
Kalifornien, 1976.
Eine Möglichkeit, die Verluste in einem Transschallströmüngsfeld
zu verringern, besteht darin, die Kontur des Flügelprofilteils zu optimieren. Diese Lösung wurde während der
letzten zwei Dekaden in besonderem Maße angewandt. Ein Ergebnis
dieser Arbeit hat ihren Ausdruck in der US-PS 3 952 97-]
mit dem Titel "Airfoil Shape for Flight at Subsonic Speeds"
gefunden. Diese Patentschrift befaßt sich mit einem isolierten Flügelprofilteil, das keine innere oder geführte Strömung
hat. Diese Patentschrift ist jedoch ein Beispiel für eine Verbesserung in der Aerodynamik, die sich aus dem Konturieren
der Schaufeloberfläche zwecks Optimierung der Leistungsfähigkeit der Schaufel ergibt.
Wissenschaftler und Ingenieure sind außerdem an einer Verbesserung der Leistungsfähigkeit von Flügelprofilteilkränzen
durch Konturieren von benachbarten Flügelprofilteiloberflächen interessiert. Insgesamt fallen die Anstrengungen in zwei Gebiete:
einem, auf dem versucht wird, die Konturen jedes Flügelprofils oder -querschnittes in fast jedem Punkt zu definieren,
um die Strömungsbeziehung zwischen dem Flügelprofilteil und dem Arbeitsmediumgas zu optimieren, und dem anderen, auf
dem Flügelprofilteile erzeugt werden, die einfache Formen haben, welche bessere Strömungseigenschaften als herkömmliche
Formen haben. Beispiele für beide Typen von Flügelprofilen finden sich in Stephens "Application of Supercritical Airfoil
Technology to Compressor Cascades: Comparison of Theoretical and Experimental Results", AIAA-Druckschrift Nr. 78-1138,
präsentiert auf der Elften "Fluid and Plasma Dynamics"-AIAA-Konferenz,
Seattle, Washington, 1978.
Flügelprofilteile, die ausgeklügelte Formen haben, wie diejenigen,
die nach der ersten Methode hergestellt werden,
Iß,
sind im Entwurf schwierig und teuer und in der Herstellung sehr kostspielig. Flügelprofilteile, die nach der zweiten
Methode hergestellt werden und Doppelkreisbogenflügelprofile sowie Mehrfachkreisbogenflügelprofile aufweisen, sind im Entwurf
und in der Fertigung relativ einfach, aerodynamisch aber nicht so wirksam wie die nach der ersten Methode entworfenen.
Demgemäß besteht weiterhin Interesse am Entwickeln eines Flügelprofilteils,
das eine Form hat, die relativ einfach zu erzeugen ist und trotzdem eine gute aeordynamische Strömungsleistungsfähigkeit in einem Transschallströmungsfeld aufweist.
Gemäß der Erfindung hat ein Flügelprofil oder -querschnitt eine gewölbte oder gekrümmte Mittellinie, eine Saugfläche und
eine Druckfläche, die durch Variable definiert sind, welche eine Funktion des Ortes des ersten bedeckten Abschnitts sind.
Gemäß der Erfindung wird ein Flügelprofil hergestellt durch:
Festlegen einer gewölbten Mittellinie, die einen ersten Bogen und einen zweiten Bogen hat, der den ersten Bogen in einem
Übergangspunkt tangential schneidet; Festlegen einer konischen Profilsehne, die sich zwischen dem Vorderende und dem Hinterende
der Mittellinie erstreckt; Festlegen einer Dickenverteilung um die konische Profilsehne; überlagern der Dickenverteilung
mit der gewölbten Mittellinie, um eine Saugfläche und eine Druckfläche zu bilden. .
Ein Hauptmerkmal der Erfindung ist ein konisches Flügelprofil,
das eine konturierte Saugfläche und eine konturierte Druckfläche hat. Ein weiteres Merkmal ist der Ort der maximalen
Dicke des Flügelprofils, das Verhältnis des Frontwölbungswinkels Qt zu dem Gesamtwölbungswinkel Θ*, das Verhältnis der
Länge bf der Frontprofili;ehne zu der Länge b. der konischen
Profilsehne und der Abstand Tzn der Saugfläche und der Druckfläche von der gewölbten Mittellinie.
Ein Hauptvorteil der Erfindung ist die gute aerodynamische
Leistungsfähigkeit des Flügelprofils in einem Transschall-
3U1948
Strömungsfeld im Vergleich zu Kreisbogenflügelprofilen= Die
Ablösung der Grenzschicht und die sich ergebenden aerodynamischen Verluste werden unterdrückt, indem die Diffusionsgeschwindigkeit
längs der Saugfläche gesteuert wird- Ein weiterer Vorteil ist das einfache Verfahren zum Erzeugen der Form
des Flügelprofils im Vergleich zu Flügelprofilformen, die
durch punktweise Analyse des Strömungsfeldes erzeugt werden.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter
Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 eine abgewickelte Ansicht eines Teils
einer Strömungsleitvorrichtung.eines
Gasturbinentriebwerks,
Fig. 2 eine Seitenansicht einer Laufschaufel
nach der Linie 2-2 in Fig. 1,
Fig. 3 eine Schnittansicht von zwei benach
barten Flügelprofilen nach der Linie 3-3 von Fig. 2,
Fig. 4 eine vergrößerte Darstellung der Schnitt
ansicht von Fig. 3,
Fig. 5 eine schematische Darstellung der ge
wölbten Mittellinie des konischen Flügelprofjls
von Fig. 4,
Fig. 6 eine graphische Darstellung der Bezie
hung von mehreren physikalischen Parametern des Flügelprofils in Abhängigkeit
von der normierten Länge zu dem ersten bedeckten Abschnitt
{ξ- sin
Fig. 7 eine schematische Darstellung, die den
zweiten Schritt des Bildens einer Dikkenverteilung
um die konische Profilsehne B, veranschaulicht,
Fig. 8 eine schematische Ansicht, die der sche
matischen Ansicht von Fig. 7 entspricht,
Fig. 9 eine schematische Darstellung, die den
Schritt des Anwendens der Dickenverteilung von Fig. 9 auf die gewölbte Mittellinie
von Fig. 6 veranschaulicht, und
Fig. 10 eine schematische Darstellung des Vor
derkantenbereiches der Dickenverteilung, die in den Darstellungen in den Fig. 7
und 8 gezeigt ist.
Eine Gasturbinentriebwerksausführung einer Strömungsmaschine
ist in Fig. 1 dargestellt. Ein Teil einer Strömungsleitvorrichtung
in Form einer Verdichterläuferbaugruppe 10 des Triebwerks ist gezeigt. Die gestrichelten Linien zeigen die Ausführungsform
in einer ηichtabgewickelten Darstellung. Die Läuferbaugruppe enthält eine Läuferscheibe 12 mit einer Drehachse
R. Mehrere Laufschaufeln 14 erstrecken sich von der Läuferscheibe nach außen. Ein Strömungsweg 16 für Arbeitsmediumgase
erstreckt sich zwischen den benachbarten Laufschaufeln. Jede
Laufschaufel hat ein Flügelprofilteil 18, das sich über den
Arbeitsmediumströmungsweg nach außen erstreckt. Jedes Flügelprofilteil
hat eine konvexe Fläche oder Seite, nämlich eine Saugfläche 20, und eine konkave Fläche oder Seite, nämlich
eine Druckfläche 22.
Gemäß der Darstellung in Fig. 2 sind die Saugfläche 20 und
die Druckfläche 22 jedes Flügelprofilteils 18 an einer Vorderkante
24 und an einer Hinterkante 26 miteinander verbunden.
Eine imaginäre Stromlinie S in dem Strömungsweg befindet sich
>*~ 3H1948
an jedem Flügelprofilteil. Eii. imaginärer Punkt A liegt auf
der Vorderkante jedes Flügelprofilteils längs der Stromlinie S. Der Punkt A hat einen Radius r um die Achse R des Triebwerks.
Ebenso liegt ein imaginärer Punkt B auf der Saugseite, und ein imaginärer Punkt C liegt auf der Vorderkante längs der
Stromlinie S. Die drei Punkte definieren eine Schnittebene S' (3-3). Die Ebene S1 geht durch jedes Flügelprofilteil hindurch
und bildet ein konisches Flügelprofil oder einen konischen
Flügelquerschnitt 28.
Fig. 3 zeigt eine Schnittansicht von zwei benachbarten Flügelprofilen
28 nach der Linie 3-3 von Fig. 2.
Fig. 4 ist eine vergrößerte Darstellung der Schnittansicht von
Fig. 3. Die konische Profilsehne B ist eine gerade Linie, die den Punkt A an der Vorderkante mit dem Punkt C an der Hinterkante
verbindet. Die konische Profilsehne Bt hat eine Länge bt·
Eine mittlere Wölbungsiinie, wie die gewölbte Mittellinie MCL,
verbindet den Punkt A an der Vorderkante und den Punkt C an der Hinterkante. Die Saugfläche 20 und die Druckfläche 22 .
haben jeweils einen Abstand Tzn von der gewölbten Mittellinie längs einer Linie Z'n,die zu der gewölbten Mittellinie MCL
rechtwinkelig ist.
Eine vordere Tangente TL, die zu dem Weg der Drehung des Punktes A um die Drehachse R tangential ist, ergibt eine Bezugsachse (y-Achse) zum Messen von Winkeln und Abständen. Eine
hintere Tangente TLR ist paralIeI zu der Tangente TL und
geht durch den Punkt C. Eine Ebene, die durch die Drehachse R hindurchgeht, schneidet die Ebene S in einer zweiten Bezugslinie, der x-Achse. X ist der Abstand zwischen Flügelprofilen
28, gemessen längs der vorderen Tangente TL, Ein Alphaprofilsehnenwinkel
oi , ist der Winkel zwischen der Tangente
TL und-der konischen Profilsehne B..
Ein imaginärer Punkt FCS ist der Ort des ersten bedeckten Abschnitts
(first covered section) . Eine Strecke 1 ist der Abstand von dem Punkt FCS
3U1948
zu dem Punkt A gemessen, längs der konischen Profilsehne B..
Die Strecke 1 ist gleich der Strecke V multipliziert mit der
Größe des Sinus des Winkels 90° minus dem Alphaprofilsehnenwinkel
oder I = T -SXn(S)O-CiI ■). Eine normierte Strecke L^
zu dem ersten bedeckten Abschnitt ist die Strecke 1 dividiert durch die Strecke b. (Länge der konischen Profilsehne B+.) ,
Das Flügelprofil hat eine maximale Dicke t . Der Ort TMAX
maximaler Dicke befindet sich auf der qewölbten Mittellinie
TTl Λ ^C
MCL. Ein Kreis T / der einen Radius —~— hat, ist zu der
Saugfläche 20 und zu der Druckfläche 22 tangential. Die Strecke loc mt zu dem Ort maximaler Dicke wird längs der
konischen Profilsehne B. gemessen.
Das Arbeitsmediumgas, das längs des Arbeitsmediumströmungsweges
16 strömt, nähert sich dem Flügelprofil 28 unter einem
Winkel B1 gegen die Tangente TL. Die gewölbte Mittellinie
MCL hat eine Tangente ^wc-p an der Vorder- oder Frontkante.
Die Tangente T MCF schneidet die Tangente TL unter einem
Eintrittsmetallwinkel ß*. Die Differenz zwischen dem Winkel
ß* und dem Winkel"β- ist der Einfallswinkel i. Gemäß der
Darstellung in Fig. 4 ist der Einfallswinkel i negativ.
Das Arbeitsmediumgas verläßt den Flügelprofilabschnitt
unter einem Winkel ß2 gegen die hintere Tangente TLR. Die
gewölbte Mittellinie hat eine Tangente TMrT? an der Hinterkante.
Die Tangente T-^n schneidet die Tangente TL unter
einem Austrittsmetallwinkel ßi. Die Differenz zwischen dem Winkel ß| und dem Winkel ß2 ist der Abweichungswinkel d.
Gemäß der Darstellung in Fig. 5 ist ein Gesamtwölbungswinkel Θ* der Winkel zwischen der Tangente T,,o_ an der Vorderkante
und der Tangente T cR an der Hinterkante. Der Gesamtwölbungswinkel
Θ* ist das Maß der Krümmung der gewölbten Mittellinie
und des Flügelprofils.
Die gewölbte Mittellinie MCL ist ein Doppelkreisbogen, der
zwei Kreisbögen aufweist, nämlich einen vorderen Bogen FA und einen hinteren Bogen RA. Der vordere Bogen FA hat einen
Krümmungsradius RpA* Der hintere Bogen RA hat einen Krümmungsradius
Rjiä· Der vordere Bogen FA ist zu dem hinteren Bogen RA
in einem Schnittpunkt tangential. Dieser Schnittpunkt ist
der Übergangspunkt TP des Flügelprofils. Eine Tangente Tpc
ist zu beiden Bögen in dem Übergangspunkt tangential. Ein Frontwölbungswinkel θΐ ist der Winkel zwischen der Tangente
T_-, und der Tangente T,,_„. Der Frontwölbungswinkel ΘΪ ist ein
J- *-* " ΓΙΟΙ? Χ
Maß für die Krümmung des vorderen Bogens. FA. Eine vordere
konische Profilsehne Bf erstreckt sich zwischen dem Punkt
A an der Vorderkante und dem Übergangspunkt TP. Die vordere Profilsehne hat eine Länge bf.
Fig. 6 zeigt eine graphische Darstellung der Beziehung von mehreren physikalischen Parametern, die das Flügelprofil
als Funktion der normierten Länge L_ zu dem ersten bedeckten
Abschnitt beschreiben (Lf = j—). Die normierte
Länge L£ ist eine Funktion sowohl des Verhältnisses des
Spalts V zu der Profilsehnenlänge b. (τ—) als auch des
Alphaprofilsehnenwinkels oC Insbesondere ist Lf gleich
der Strecke 1 von der Tangente TL zu dem ersten bedeckten Abschnitt, gemessen längs der konischen Profilsehne B.,
wobei die Strecke 1 gleich dem Abstand V multipliziert
mit der Größe des Sinus des Winkels 90° minus dem Alphaprof ilsehnenwinkel dividiert durch die Größe b., der Länge
der konischen Profilsehne B., ist. Die Beziehung wird mathematisch ausgedrückt durch τ— = τ— -sin(90- 0^,).
bt bt ch
3H1948
Die Gleichungen, die diese Beziehung beschreiben, sind:
θ* θ*
^ = 0,87-0,77 Lfcs, 0<Lfc/ 0,77; ^f - 0,27; 0,77
< Lfcs < 1,0;
= 0,367-0,087 Lfcs, 0<Lfcg<0,77; ^^ = 0,3; 0,77<
Lfcs< 1,0;
f
^- = 0,61-0,26 Lfcs, 0<Lfcs^.0,77; φ - 0,40; 0,77<Lfcs< 1,0;.
^- = 0,61-0,26 Lfcs, 0<Lfcs^.0,77; φ - 0,40; 0,77<Lfcs< 1,0;.
TEEG = 0,129+0,384 Lfcs, 0<Lfcs^0,77; TERG = 0,425; 0,77 <Lfcs
<1,0.
Gemäß Fig. 6, die diese Gleichungen darstellt, ist somit das
Verhältnis des Frontwölbungswinkels θΐ zu dem Gesamtwölbungswinkel
θί sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel 0^j1 als
auch auf das Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (τ—-) ■
durch die Kurve θ| dividiert durch θ£ bezogen. Ebenso ist
das Verhältnis zwischen der Länge loc mt zu dem Ort maximaler
Dicke und der Länge b. der konischen Profilsehne B, sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel ei , als auch auf das
ti*
Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (τ—-) durch die
Kurve loc mt/b. bezogen. Das Verhältnis der Länge bf der
vorderen Profilsehne B^ zur Länge h, der konischen Profilsehne
B. ist sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel °C ,
als auch auf das, Verhältnis von Lücke zu Profilsehne (τ—-)
bf bt
durch die Kurve r— bezogen. Ebenso ist die Beziehung für die dimensionslose Größe TERG bezogen auf den Alphaprofilsehnenwinkel
oL , und das Verhältnis von Lücke zu Profilseh-
f ch
nenlänge (τ=-) durch die Kurve TERG. Die Größe TERG wird beim
nenlänge (τ=-) durch die Kurve TERG. Die Größe TERG wird beim
Bestimmen der Strecken Tzn benutzt.
Die Schritte des Verfahrens zum Bilden des Flugelprofils
28 sind in diesem Absatz als Schritte A, B, C und D zusammengefaßt.
Diese Schritte sind ausführlicher in den folgen-
141948
den Absätzen angegeben. Das Verfahren zum Bilden des Flügelprofils
28 beginnt mit dem Schritt A (Fig. 5), d.h. mit dem Festlegen der gewölbten Mittellinie MCL derart, daß
die Mittellinie einen ersten Bogen, wie den vorderen Bogen FA, und einen zweiten Bogen, wie den hinteren Bogen RA,
hat. Der erste Bogen und der zweite Bogen sind zu einander in dem Übergangspunkt TP tangential. Der vordere Bogen hat
ein vorderes Ende, wie die Vorderkante 24, und der hintere Bogen hat ein hinteres Ende, wie die Hinterkante 26. Der
Schritt A beinhaltet das Festlegen einer konischen Profilsehne B., die sich zwischen dem Vorderende und dem Hinterende
der gewölbten Mittellinie MCL erstreckt. Der zweite Schritt ist der Schritt B (Fig. 7), in welchem eine Dickenverteilung
TD um die konische Profilsehne Bfc festgelegt
wird, und in dem Schritt C, Fig. 9, wird die Dickenverteilung der gewölbten Mittellinie überlagert. Das Aufprägen
einer Dickenverteilung TD, erzeugt um die konische Profil^-
sehne, auf eine gekrümmte Linie bewirkt, daß sich die Dickenverteilung über der Profilsehne auf der konvexen
oder Saugseite dehnt und über der Profilsehne auf der konkaven oder Druckseite zusammendrückt. Das sich ergebende
Flügelprofil hat ein erwünschtes Ablösungsverhalten in einem aerodynamischen Transschallströmungsfeld. In dem Schritt D
wird das Flügelprofil fertiggestellt, indem ein Flügelprofil gebildet wird, das die gewünschten Konturen hat.
Diese Schritte sind unten ausführlicher erläutert.
Durch eine vorbereitenden Entwurf auf der Basis von aerodynamischen
und baulichen Überlegungen werden folgende Werte festgelegt: die Länge der konischen Profilsehne Bfc;
die Größe des Eintrittsmetallwinkels ß^; die Größe des Gesamtwölbungswinkels
θί; der Lückenabstand t zwischen benachbarten,
gegenseitigen Umfangsabstand aufweisenden Flü-
gelprofilen; und die maximale Dicke des Flügelprofils t
Gemäß den Fig. 4 und 5 beinhaltet der erste Schritt:
A. Festlegen einer gewölbten Mittellinie, die eine konkave Seite und eine konvexe Seite, einen ersten Bogen,
wie den vorderen Bogen FA, einen zweiten Bogen, wie den hinteren Bogen RA, und einen Übergangspunkt TP zwischen
dem ersten Bogen und dem zweiten Bogen hat, wobei der erste Bogen zu dem zweiten Bogen in dem tibergangspunkt
TP tangential ist, durch:
Aa. Bestimmen eines Anfangswertes für den Alphaprofil
sehnenwinkel· (B^i1-") r der gleich der Summe des
Eintrittsmetallwinkels (B^) und der Hälfte^es gesamtwölbungswinkels
(-£.) ist (<*chi = Jß| + ^) /
Ab. Festlegen des Wertes des Alphaprofilsehnenwinkels
^chi (0Cch "80W' "
Ac. Bestimmen einer Strecke 1 von der Tangente TL zu dem ersten bedeckten Abschnitt, gemessen längs
der konischen Profilsehne B., wobei die Strecke 1
gleich dem Abstand X "multipliziert mit der Größe
des Sinus des Winkels 90° minus dem Alphaprofilsehnenwinkel
ist ( 1 = T-sin (9 0-0^) ) ,
Ad. Bestimmen des normierten Abstands Lf05 zu <3-em
ersten bedeckten Abschnitt durch Dividieren der Strecke 1 durch die Strecke b.,
Ae. Ermitteln des Verhältnisses der Länge bf der vorderen Profilsehne Bf zu der Länge b. der konischen
Profilsehne Bt (bf/b.J und des Verhältnisses des ;
Frontwölbungswinkels (θέ) zu dem Gesamtwölbungswin-
3ΗΊ948 -24-
- "il -
kel θ* (θ*/θ*) aus Pig. 6 bei dem Wert Lfcg des
normierten Abstands zu dem ersten bedeckten Abschnitt,
Af. Festlegen des Ortes des ersten Bogens derart, daß der Bogen durch die Vorderkante hindurchgeht,
unter Verwendung der bekannten Werte b., Θ*, ß? und
des in dem Schritt Ae für bf und &% gefundenen Wertes,
Ag. Festlegen des Ortes des zweiten Bogenö derart, daß der Bogen durch die Hinterkante hindurchgeht,
unter Verwendung der bekannten Werte b,, Θ*, ß? und
der in dem Schritt Ae für bf, θ| gefundenen Werte,
Ah. Festlegen der konischen Profilsehne Bt,die sieh
zwischen der Vorderkante und der Hinterkante erstreckt,
Ai. Bestimmen des tatsächlichen Alphaprofilsehnenwinkels
oi h für die gewölbte Mittellinie mit Bezug
auf die vordere Tangente TL,
Aj. Bestimmen der Differenz E zwischen dem tatsächlichen
Alphaprof ilsehnenwinkel 0^ . und dem Alphaprof
ilsehnenwinkel od . , benutzt zum Berechnen der
normierten Ortes L^ , durch Subtrahieren des Winkels
oCch von dem Winkel ^cha (E = <*cha-«*h) ,
Ak. übergehen auf den Schritt B, wenn der Absolutwert
von E kleiner als ein vorbestimmter Wert e ist ( |ε|<:θ) , und übergehen auf den Schritt Am, wenn der
Absolutwert von E größer als oder gleich dem vorbestimmten Wert e ist (JE|>e),
Al. Setzen des Wertes des Alphaprofilsehnenwinkels otch gleich dem Wert od^ (eCch = oC)
3U1948
/TJ -
Am. Wiederholen der Schritte Ac bis Aj.
Dor vorbestinimte Wert e wird so gewählt, daß jede Veränderung
in den Größen TERG, τ—, und ^f, die aus Fig.
Dt Dt Θ*
erhalten werden, kleiner als ί 0,02 ist.
Fig. 7 veranschaulicht den. zweiten Schritt des Bildens einer
Dickenverteilung TD um die konische Profilsehne B.. Der zweite Schritt ist:
B. Festlegen einer Dickenverteilung TD, die aus zwei Teilen gebildet wird, wobei jeder Teil um die konische
Profilsehne B, angeordnet wird, jeder Teil eine Linie
in einem Abstand Tzn von der konischen Profilsehne B.
in jedem Punkt zn hat, wobei der Punkt zn in einem Abstand Lan von der Vorderkante auf der konischen Profilsehne
B. ist, die Strecke Tzn längs einer Linie Zn gemessen wird, die zu der konischen Profilsehne B, rechtwinkelig
ist, die Linie des ersten Teils TD, und die
Linie des zweiten Teils TD- ist,
Ba. wobei die Linie der ersten Teils TD. festgelegt
wird durch
Ba1. Bestimmen des Abstands loc mt längs der konischen
Profilsehne zu dem Ort TMAX maximaler Dicke t durch Bestimmen des Verhältnisses
loc mt max
—-τ-
aus Fig. 6 bei dem Wert Lf der normierten
Strecke zu dem ersten bedeckten Abschnitt,
Ba2. überlaqern eines Kreises T mit der koni-
max
sehen Profilsehne B , der einen Mittelpunkt auf
der konischen Profilsehne in einem Abstand, der gleich loc mt ist, von dem Punkt A und einen
Radius R+ hat, der gleich der Hälfte der maxi-
malen Dicke t des Flügelprofils ist . max
(Ktmax ~
Ba3, Festlegen eines Vorderkantenradiuskreises auf der konischen Profilsehne B., der einen
Radius R, und einen Mittelpunkt auf B. in einem Abstand, der gleich R. r ist, von der
Vorderkante hat und die Vorderkante in einem Punkt A schneidet, wobei der Radius R- gleich
der Größe 0,1852 multipliziert mit der maximalen Dicke tmax ist (Rler = 0,1852-
Ba4. Festlegen einer Linie Q rechtwinkelig zu der konischen Profilsehne B. in einem Punkt, der
sich in einem Abstand bf (Lan = b^) von der
Vorderkante befindet,
Ba5. Festlegen einer Linie F mit einem Krümmungsradius Rf, die zu dem Vorderkantenkreis in einem
Punkt fl tangential ist, tangential zu dem Kreis T ist und die Linie Q in einem Punkt f
schneidet,
Ba6. Festsetzen einer Linie P rechtwinkelig zu
der konischen Profilsehne Bt in einem Punkt,
der sich in einem Abstand Lan, welcher gleich der Größe 0,035 multipliziert mit der Länge
b. der konischen Profilsehne ist (Lan = 0,03.5b"t) ,
von der Vorderkante befindet und die Linie F in einem Punkt fe schneidet,
Ba7. Hindurchführen der Linie TD. des ersten
Teils durch die Punkte A, fe und fq, so daß die
Hf-
Linie des ersten Teils zu dem Vorderkantenradiuskreis
in dem Punkt A tangential ist, zu der Linie F in dem Punkt fe tangential ist und mit
der Linie F zwischen den Punkten fe und fq zusammenfällt,
Bb. wobei die Linie des zweiten Teils TD2 festgelegt
wird durch
Bb1. Bestimmen der Größe TERG aus Fig. 6 bei dem
Wert Lj- des normierten Abstands von dem ersten
3IO S
bedeckten Abschnitt und Bestimmen des Radius R
ter' der gleich der Größe TERG multipliziert mit 0,463
und mit tmax ist (Rter = TERG-0,463-tmax).
Bb2. Festlegen eines Hinterkantenradiuskreises auf der konischen Profilsehne B,, der einen Radius
Rter und einen Mittelpunkt auf Bt in einem
Abstand, der gleich R ist, von der Hinterkante hat und die Hinterkante in dem Punkt
C schneidet,
Bb3. Festlegen einer Linie G mit einem Krümmungsradius
Rg, die zu dem Hinterkantenradiuskreis
in einem Punkt gt und zu der Linie F in dem Punkt fq tangential ist,
Bb4. Hindurchführen der Linie des zweiten Teils
TD2 durch die Punkte C, gt und fq, so daß die
Linie des zweiten Teils mit dem Hinterkantenradiuskreis zwischen den Punkten C und gt und
mit der Linie G zwischen den Punkten gt und fq zusammenfällt.
3H1948
Fig. 8 zeigt die Dickenverteilung TD, die durch den obigen
Schritt B erzeugt worden ist. Die Dickenverteilung ist um die konische Profilsehne Bt der Länge fc>t angeordnet. In dem
Punkt A an der Vorderkante ist die Dicke Tzn gleich null (Tzn - Tza =0). In dem Punkt C an der Hinterkante ist die
Dicke gleich null (Tzn = Tzc = 0). In dem Punkt Z1 (n=1)
in einem Abstand La1 von der Vorderkante A, gemessen längs
der konischen Profilsehne B. (Lan = La1), ist die Dicke
gleich Tz-|. Die Strecke Tz1 wird längs einer Linie Z1 rechtwinkelig
zu B. gemessen. Ebenso ist die Dicke der Dickenverteilung gleich Tz2 in einem Punkt Z2 in einem Abstand La^
von der Vorderkante, und gleich Tz_ in einem Punkt- Z3 in
einem Abstand La3 von der Vorderkante.
Fig. 9 veranschaulicht den dritten Schritt des Anwendens
(überlagerns) der Dickenverteilung auf die gewölbte Mittellinie,
um eine konvexe Fläche 20 (Saugfläche) und eine konkave Fläche 22 (Druckfläche) des Flügelprofils zu bilden.
Der dritte Schritt beinhaltet:
C. Die, Dickenverteilung wird der gewölbten Mittellinie
überlagert durch
Ca. Festlegen von mehreren Punkten zn1, wobei jeder
Punkt zn1 sich in dem Schnitt der Linie Zn und der gewölbten Mittellinie befindet,
Cb. Festlegen einer Linie Zn1 rechtwinkelig zu der
gewölbten Mittellinie in jedem Punkt zn1,
Cc. Festlegen eines Punktes zn" in einem Abstand Tzn, gemessen längs der Linie Zn1, von der konvexen Seite
der gewölbten Mittellinie in jedem Punkt zn1, und eines Punktes zn"' in einem Abstand Tzn, gemesssen
längs der Linie Zn', von der konkaven Seite der ge-
3U1948
wölbten Mittellinie in jedem Punkt zn1,
Cd. Festlegen einer konkaven Fläche, die durch die Vorderkante und die Hinterkante und durch sämtliche
Punkte zn" hindurchgeht,
Ce. Festlegen einer konvexen Fläche, die durch die Vorderkante und die Hinterkante und durch sämtliche
Punkte zn"' hindurchgeht.
Gemäß Fig. 9 ist der Abstand zwischen den Punkten ζ " und z„" größer als der Abstand zwischen den Punkten z.. und z~
auf der konischen Profilsehne B,. Daher wird die Dickenverteilung
TD um die konische Profilsehne B, über der Profilsehne auf der konvexen Seite gedehnt. Der Abstand zwischen
den Punkten ζ '" und z"1 ist kleiner als der Abstand zwischen
den Punkten ζ^ und z~ auf.der konischen Profilsehne
B,. Somit wird die Dickenverteilung TD um die konische Profilsehne
B. über der Profilsehne auf der konkaven Seite zusammengedrückt .
Ein Flügelprofilteil, das ein gewünschtes Ablösungsverhalten
in einem aerodynamischen Transschallströmungsfeld hat, ergibt sich aus der Bildung eines Flügelprofils mit einer gewölbten
Mittellinie, einer konvexen Fläche und einer konkaven Fläche, wie es in den Schritten A, B, C gebildet wird,
und durch Kombinieren dieser Flügelprofile oder -querschnitte, um ein Flügelprofilteil zu bilden. Das Flügelprofilteil wird
auf irgendeine geeignete Weise hergestellt, beispielsweise durch Gießen oder durch Gießen und maschinelles Bearbeiten.
Das konische Flügelprofil 28, wie es in Fig. 4 gezeigt ist/ hat: ·
eine konvexe Fläche 20,
eine konkave Fläche 22, die mit der konvexen Fläche an
der Vorderkante 24 und an der Hinterkante 26 verbunden
wobei das Verhältnis des Frontwölbungswinkels Θ* zu dem Gesamtwölbungswinkel Θ* sowohl auf den Alphaprofiisehnenwinkel
ot , als auch auf das Verhältnis von Lücke zu
Θ*
1C f
Profilsehnenlänge (~) durch die Kurve g*- von Fig. 6
bezogen ist,
wobei das Verhältnis der Länge bf der Profilsehne Bf
zu der Länge b. der konischen Profilsehne B sowohl auf
den Alphaprofilsehnenwinkel oC , als auch auf das Ver-
c f
hältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (r—) durch die
bf °t Kurve τ— von Fig. 6 bezogen ist,
wobei das Verhältnis zwischen der Länge loc mt zu dem
Ort maximaler Dicke und der Länge b. der konischen Profilsehne
Bt sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel<^öh
als auch auf das Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (r—) durch die Kurve von Fig. 6 bezogen
Dt °t
wobei die konkave Fläche des Flügelprofils und die konvexe
Fläche des Flügelprofils jeweils einen Abstand Tzn von jedem Punkt zn1 rechtwinkelig zu der gewölbten
Mittellinie haben, und
wobei der Abstand Tzn definiert ist durch eine Dickenverteilung TD, die durch zwei Teile gebildet wird,
welche um die konische Profilsehne B. erzeugt werden, wobei jeder Teil in jedem Punkt zn' eine Linie in dem
Abstand Tzn von der konischen Profilsehne B, hat, gemessen längs einer Linie Zn rechtwinkelig zu der konischen
Profilsehne B., die durch den Punkt zn1 und einen
Punkt zn hindurchgeht, wobei der Punkt zn einen Abstand Lan von einem Punkt A an der Vorderkante längs der
konischen Profilsehne B. hat und wobei die Linie des
ersten Teils TD1 und die Linie des zweiten Teils TD„ist,
so daß
A. die Linie TD. des ersten Teils
A1. die Vorderkante in dem Punkt A schneidet,
A2. in dem Punkt A zu einem Kreis tangential ist, der durch den Punkt A hindurchgeht, wobei der
Kreis einen Mittelpunkt auf der konischen Profilsehne
B. und einen Radius R-, hat, wobei der
Radius Rler gleich der Größe 0,1852 multipliziert
mit der maximalen Dicke t des Flügelprofils
max
ist (Rler = 0,1852.
A3. zu einem Kreis tangential ist, der einen Mittelpunkt
an dem Ort maximaler Dicke TMAX auf B. in einem Abstand loc mt von dem Punkt A (Lan = loc mt)
und einen Radius R. hat, der gleich der Hälfte
tmax
der maximalen Dicke t des Flügelprofils ist
(Rtmax = ^ '
A4. mit einer Linie F in einem Punkt fe zusammenfällt,
wobei die Linie F zu dem Kreis mit dem Radius R-^ in einem Punkt fl tangential ist,
zu dem Kreis T tangential ist und einen Krümmax
mungsradius Rf hat, und wobei der Punkt fe einen
Abstand von dem Punkt A gemessen längs der konischen
Profilsehne B., hat, der gleich der Größe 0,035 multipliziert mit der Strecke b. ist
(Lan = LaE = 0,035b.),
A5. in einem Punkt fq endigt, wobei der Punkt fq der Schnittpunkt zwischen der Linie des ersten
Teils TD1 und einer Linie Q ist, wobei die Linie
Q zu der konischen Profilsehne B. in einem Punkt rechtwinkelig ist, der einen Abstand B- (Lan = b_
-Mh
3H1948
von der Vorderkante hat, und
A6. einen Krümmungsradius R^ zwischen dem Punkt fe
und dem Punkt fq hat; und
B. die Linie TD~ des zweiten Teils
B1. tangential zu der Linie des ersten Teils in dem Punkt fq ist,
B2. sich von dem Punkt fq aus erstreckt und einen Krümmungsradius Rg hat,
B3. in einem Punkt gt tangential zu einem Kreis ist, der durch den Punkt C an der Hinterkante hindurchgeht,
wobei der Kreis einen Mittelpunkt auf der konischen
Profilsehne B. und einen Radius R, hat, wobei der "c *cer
Radius R gleich der Größe TERG multipliziert mit
0,463 und multipliziert mit der maximalen Dicke t
des Flügelprofils ist (R. ^ = TERG-O,463-t ), und
B4. mit dem Kreis mit dem Radius Rter zwischen dem
Punkt gt und dem Punkt C ziusammenfällt.
Die Linien TD1 sind im Rahmen der Erfindung gekennzeichnet
durch: Zusammenfallen mit der Linie F zwischen den Punkten fe und fq; und Tangentialitat zwischen den Punkten fe und A zu
der Linie F und zu dem Kreis mit dem Radius R-, . Ein Beispiel
einer solchen Linie ist die in Fig. 10 gezeigte gestrichelte Linie TD1.. Diese Linie fällt mit der Linie F
zwischen den Punkten fl und fq und mit dem Kreis R^ zwischen
den Punkten fl und A zusammen. Ein weiteres Beispiel einer solchen Linie ist eine Linie, die einen linearen Teil
und gekrümmte Teile in Gebieten nahe dem Punkt fl und dem Punkt A hat. Ein drittes Beispiel ist durch die ausgezogene
Linie in Fig. 10 dargestellt. Die ausgezogene Linie TD1 ist
eine elliptische Linie, die sich zwischen den Punkten A und
fe erstreckt. Das Verfahren zum Festlegen des ersten Teils TD1 der DickenVerteilung für die elliptische Linie beinhaltet:
·
Ba8. Festlegen einer elliptischen Linie ε, die zu der
Linie F in dem Punkt fe und zu dem Vorderkantenradiuskreis in dem Punkt A tangential ist,
Ba9. Hindurchführen der Linie des ersten Teils durch
den Punkt fe, so daß die Linie des ersten Teils mit der elliptischen Linie g zwischen dem Punkt A und dem Punkt
fe zusammenfällt.
Demgemäß fällt die Linie TD1 des ersten Teils mit einer
elliptischen Linie ε zusammen. Die elliptische Linie ist in
dem Punkt A zu dem Kreis tangential, der einen Radius R, hat. Die elliptische Linie hat einen Krümmungsradius, der
gleich Rf ist, in dem Punkt fe und erstreckt sich zwischen
dem Punkt A und dem Punkt fe-. Eine solche elliptische Linie minimiert die Diskontinuität in der Krümmung in dem Punkt
tangentialer Verbindung mit der Linie F im Vergleich zu der Diskontinuität in der Krümmung in dem Punkt tangentialer
Verbindung zwischen einem Kreis und der Linie F.
Das Flügelprofil, das sich aus der Anwendung dieses Verfahrens
ergibt, wird in einem aerodynamischen Transschallströmungsfeld
eine bessere Leistung erbringen als eine entsprechendes Kreisbogenflügelprofil für jeden gegebenen Verwen-.
dungszweck. Das Flügelprofil ist für einen besonderen Bereich von Mach-Zahlen von ungefähr 0,7M bis 0,9M vorgesehen. Das
Flügelprofil erhält sein überlegenes Verhalten aus der Kontur der Saugfläche. Die Kontur der Saugfläche beeinflußt die
Diffusion der Arbeitsmediumströmung längs der Saugfläche einer
Verdichterstufe derart, daß es ein gleiches Risiko des Ablösens der Grenzschicht in jedem Punkt über der Profilsehne
gibt. Eine solche Diffusionsverteilung verhindert eine Stoßwelle und die daraus folgende Rekompression. Das Flügelprofil-
teil vermeidet daher die Verluste, die bei der.Stoßwelle auftreten,
und die Verluste, die mit dem Ablösen der Strömung verbunden sind.
Flügelprofilteile, die nach den obigen Kriterien ausgelegt
sind, sind zwar in Transschallströmungsfeidern von besonderem Nutzen, solche Flügelprofilteile sind jedoch auch in Unter
schallströmungsf eidern von Nutzen und liegen im Rahmen der Erfindung.
Claims (1)
- united Technologies Corporation Hartford, Connecticut 06101 (V.St.A.)Patentansprüche :/1J Flügelprofilteil für einen Flügelprofilteilkranz eines Gasturbinentriebwerks, wobei der Kranz aus Matrizen von konischen Flügelprofilen besteht, wobei jede Matrix von konischen Flügelprofilen ein Flügelprofil in einem Umfangsabstand ΐ von einem umfangsmäßig benachbarten Flügelprofil hat, so daß zwischen ihnen eine Lücke verbleibt, wobei das Flügelprofil eine Vorderkante, eine Hinterkante, einen Front-Wölbungswinkel θ_, einen Gesamtwölbungswinkel Θ. , einen Ein-trittsmetallwinkel £.., einen Austrittsmetallwinkel maximale Dicke t2* eine , eine Strecke loc mt zu dem Ort maximaler Dicke, eine gewölbte Doppelkreisbogenmittellinie, die an der Vorderkante und an der Hinterkante endigt, und eine konische Profilsehne B. hat, die sich zwischen der Vorderkante und der Hinterkante erstreckt und eine Länge bt hat, einen Alphaprofilsehnenwinkel oC h zwischen B und einer Tangente TL, die durch die Vorderkante hindurchgeht, eine vordere Profilsehne mit einer Länge b, und ein Verhältnis von Lücke zuV f
Profilsehnenlänge (b, ), gekennzeichnet durch:ein konisches Flügelprofil (28) mit
einer kovexen Fläche (20 ) ; undeiner konkaven Fläche (22), die mit der konvexen Fläche an der Vorderkante und an der Hinterkante verbunden ist;wobei das Verhältnis des Frontwölbüngswinkels θ£ zu dem Gesamtwölbungswinkel Θ* sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel oC , als auch auf das Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge U —) durch die Kurve E£ von Fig. 6t Θ*bezogen ist; twobei das Verhältnis der Länge b^ der vorderen Profilsehne Β,, zu der Läncie b der konischen Profilsehne B sowohl auf den Alpheiprofilsehnenwinkel cL als auch auf das Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (r*—) durch die Kurve _f von Fig. 6 bezogen ist;btwobei das Verhältnis der Strecke loc mt zu dem Ort maximaler Dicke und der Länge b der konischen Profilsehne B, sowohl auf den Alphaprofilsehnenwinkel d , als auch auf das Verhältnis von Lücke zu Profilsehnenlänge (r-—) durch die Kurve loc mt von Fig. 6 bezogen• *. t ~b7ist; twobei die konkave Fläche (22) des Flügelprofils (28) und die konvexe Fläche (20) des Flügelprofils (28) jeweils einen Abstand Tzn von jedem Punkt zn1 rechtwinkelig zu der gewölbten Mittellinie (MCL) haben; undwobei der Abstand Tzn definiert ist durch eine Dickenverteilung TD, die aus zwei Teilen gebildet ist, welche um die konische Profilsehne B. erzeugt worden sind, von denen jeder Teil in jedem Punkt zn eine Linie im Abstand Tzn von der konischen Profilsehne B, gemessen längs einer Linie Zn rechtwinkelig zu der konischen Profilsehne B hat, die durch den Punkt zn' und einen Punkt zn hindurchgeht, wobei der Punkt zn einen Abstand Lan von einem Punkt A an der Vorderkante längs der konischen Profilsehne B, hat und wobei die Linie des ersten Teils TD1und die Linie des zweiten Teils TD2 ist/ soA. die Linie TD, des ersten Teils Ά1. die Vorderkante in dem Punkt A schneidet, A2. in dem Punkt A zu einem Kreis tangential ist, der durch den Punkt A hindurchgeht, einen Mittelpunkt auf der konischen Profilsehne B und einen Radius R1 hat, wobei der Radius R1 gleich der Größe 0,1852 multipliziert mit der maximalen Dicke tmax des Flügelprofils ist (R^ = 0,1852·tmax) , A3. zu einem Kreis tangential ist, der einen Mittelpunkt an dem Ort maximaler Dicke TMAX auf B. in einem Abstand loc mt von dem Punkt A (Lan = loc mt)und einem Radius R. hat, welcher gleich der Hälftmaxte der maximalen Dicke t des Plügelprofils ist .. max(»trnax = -ψ±] 'A4. mit einer Linie F in einem Punkt fe zusammenfällt, wobei die Linie F zu dem Kreis mit dem Radius R, in einem Punkt fl tangential ist, zu dem Kreis T tangential ist und einen Krümmungsradius R.p hat, wobei der Punkt fe einen Abstand von dem Punkt A, gemessen längs der konischen Profilsehne B,, hat, der gleich der Größe 0,035 multipliziert mit der Strecke bfc ist (Lan = Lag.= 0,035-bt), A5. in einem Punkt fq endigt, wobei der Punkt fq der Schnittpunkt zwischen der Linie des ersten Teils TD. und einer Linie Q ist, wobei die Linie Q zu der konischen Profilsehne B. in einem Punkt rechtwinkelig ist, der einen Abstand bf (Lan = bf) von der Vorderkante hat, undA6. einen Krümmungsradius Rf zwischen dem Punkt fe und dem Punkt fq hat; undB-. die Linie TD? des zweiten Teils B1. zu der Linie des ersten Teils in dem Punkt fqtangential ist,BZ. sich von dem Punkt fq aus erstreckt und einen Krümmungsradius Rg hat,B3. in einem Punkt gt zu einem Kreis tangential ist, der durch einen Punkt C an der Hinterkante hindurchgeht, einen Mittelpunkt auf der konischen Profilsehne B. und einen Radius Rfc hat, wobei der Radius R gleich der Größe TERG multipliziert mit 0,463 und multipliziert mit der maximalen Dicke t des Flügelprofils ist (Rter = TERG-0'463-tinax)' -B4. mit dem Kreis, der den Radius R, hat, zwischen dem Punkt gt und dem Punkt C zusammenfällt.2, Flügelprofilteil nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß bei dem Flügelprofil· (28) die Linie TD. des ersten Teils mit einer elliptischen Linie ε zusammenfällt, wobei die elliptische Linie in dem Punkt A zu dem Kreis mit dem Radius R tangential ist und einen Krümmungsradius, der gleich R-J- 6 J_T - _ i.ist, in dem Punkt fe hat, wobei der Punkt fe zwischen dem Punkt fl und dem Punkt fq liegt und wobei sich die elliptische Linie zwischen dem Punkt A und dem Punkt fe erstreckt.3. Verfahren zum Bilden eines Flügelprofils aus mehreren Flügelprofilen, die in einem gegenseitigem Umfangsabstand X um eine Rotorachse angeordnet sind und jeweils einen Ein-trittsmetallwinkel B1, einen Gesamtwölbungswinkel θ , einen Alphaprofilsehnenwinkel dt ,, eine maximale Dicke t „, eineOll - IilclXVorderkante, eine Hinterkante, eine durch die Vorderkante tangential zu dem Drehweg hindurchgehende Tangente TL, eine vordere Profilsehne Bf der Länge b,- und eine konische Profil--sehne Bt der Länge b haben, wobei die Werte von ß.., Θ., X , b.und die maximale Dicke t des Flügelprofils bekannt sind, ge-maxkennzeichnet durch folgende Schritte:A. Festlegen einer gewölbten Mittellinie, die eine kave Seite, eine konvexe Seite und einen ersten Bogen so-:-iU19-48wie einen zweiten Bogen und einen Übergangspunkt TP zwischen dem ersten Bogen und dein zweiten Bogen hat, wobei der erste Bogen in dem Übergangspiinkt TP tangential zu dem zweiten Bogen ist, durchAa. Bestimmen eines Anfangswertes für den Alphaprof ilsehnenwinkel (ei . .) , der gleich der Summe des Eintrittsmetallwinkels (ßi) und der Hälfte_des gesamtwölbungswinkels (——) ist (oi . . = ßi * y~) / Ab. Festsetzen des Wertes des Alphaprofilsehnenwinkels "fehl (0dch = 0W'Ac. Bestimmen einer Strecke 1 von der Tangente TL zu dem ersten bedeckten Abschnitt, gemessen längs der konischen Profilsehne B,, wobei die Strecke 1 gleich dem Abstand Z multipliziert mit der Größe des Sinus des Winkels 90° minus dem Alphaprofilsehnenwinkel ist (1= T. sin (90- <*ch) ,Ad. Bestimmen des normierten Abstands Lf zu dem ersten bedeckten Abschnitt durch Dividieren der Strecke 1 durch die Strecke b., 'Ae. Entnehmen des Verhältnisses der Länge bf der vorderen Profilsehne Βψ zu der Länge b. der konischen Profilsehne B, (b^/b.) und des Verhältnisses des Frontt r r A *Wölbungswinkels Q4. zu dem Gesamtwölbungswinkel Θ.(ef/0.) aus Fig. 6 bei dem Wert Lfcs des normierten Abstands zu dem ersten bedeckten Abschnitt, Af. Festlegen des Ortes des ersten Bogens derart, das der Bogen durch die Vorderkante hindurchgeht, unter Ver-wendung der bekannten Werte von b , 0fc, ß^ und des in dem Schritt Ae. gefundenen Wertes für bf und θ^ , Ag. Festlegen des Ortes des zweiten Bogens derart, daß der Bogen durch die Hinterkante hindurchgeht, unter Ver-wendung der bekannten Werte von b., θ., B1 und der inr χ. ι *dem Schritt Ae. gefundenen Werte für bf und ef , Ah. Festlegen einer konischen Profilsehne Bt, die sich zwischen der Vorderkante und der Hinterkante erstreckt, Ai. Bestimmen des tatsächlichen Alphaprofilsehnenwinkels eiCn für die gewölbte Mittellinie,Aj. Bestimmen der Differenz E zwischen dem tatsächlichen Alphaprofilsehnenwinkel oCcha und dem Alphaprofilsehnenwinkel Ot0J1/ der benutzt wird, um den normierten Ort zu berechnen,und zwar durch Subtrahieren von o£von oL (E = o( , - cL . ) ,
cha v cha chAk. Übergehen auf den Schritt B, wenn der Absolutwert von E kleiner als der vorbestimmte Wert e ist (JE|4e), und übergehen auf den Schritt Am, wenn der Absolutwert von E größer als oder gleich dem vorbestimmten Wert E ist (]e|>e), und · Al. Setzen des Wertes des Alphaprofilsehnenwinkels cCch gleich dem Wert ^ (^ = *cha>Y und Am. Wiederholen der Schritte Ac bis Aj,B. Festlegen einer Dickenverteilung TD, die aus zwei Teilen gebildet wird, von denen jeder Teil um die konische Profilsehne B, angeordnet ist und jeweils eine Linie im Abstand Tzn von der konischen Profilsehne B, in jedem Punkt zn hat, wobei der Punkt zn einen Abstand Lan von der Vorderkante auf der konischen Profilsehne B hat, wobei der Abstand Tzn längs einer Linie Zn rechtwinkelig zu der konischen Profilsehne B, gemessen wird und wobei die Linie des ersten Teils TD. und die Linie des zweiten Teils TD2 ist, wobeiBa. die Linie des ersten Teils TD1 gebildet wird durchBa1. Bestimmen der Strecke loc mt längs der konischen Profilsehne zu dem Ort TMAX maximaler DickeT durch Bestimmen des Verhältnisses loc mt aug max baus Fig. 6 bei dem Wert Lf des normierten Abstands zu dem ersten bedeckten Abschnitt, Ba2. überlagern eines Kreises T auf der konischen Profilsehne B., der einen Mittelpunkt auf der konischen Profilsehne in einem Abstand, der gleich loc mt ist, von dem Punkt A und einenRadius R hat, der gleich der Hälfte der maxitins x3U1948malen Dicke t des Flügelprofils ist max τι cK tmax max/ '2
Ba3. Pestlegen eines Vorderkantenradiuskreises auf der konischen Profilsehne Bt, der einen Radius und einen Mittelpunkt auf B hat, in einem Abstand, der gleich R, ist, von der Vorderkante, und der die Vorderkante in einem Punkt A schneidet, wobei der Radius R- gleich der Größe 0,1852 multipliziert mit der maximalen Dicke T ,„ istIuciX(Rler = 0,1852.tmax),Ba4. Pestlegen einer Linie Q rechtwinkelig zu der konischen Profilsehne B in einem Punkt, der einen Abstand bf (Lan = bf) von der Vorderkante hat,Ba5. Festlegen einer Linie P mit einem Krümmungsradius Rf, die zu dem Vorderkantenkreis in einem Punkt fl tangential ist, zu dem Kreis T tangential ist und die Linie Q in einem Punkt fq schneidet,Ba6. Festlegen einer Linie P rechtwinkelig zu der konischen Profilsehne B^ in einem Punkt, der in einem Abstand Lan, der gleich der Größe 0,035 multipliziert mit der Länge b der konischen Profilsehne ist (Lan = 0,035b.), von der Vorderkante und die Linie F in einem Punkt fe schneidet ,Ba7. Hindurchführen der Linie TD. des ersten Teils durch die Punkte A, fe und fq, so daß die Linie des ersten Teils zu dem Vorderkantenradiuskreis in dem Punkt A tangential ist, zu der Linie F in dem Punkt fe tangential ist und mit der Linie F zwischen den Punkten fe und fq zusammenfällt, wobeiBb. die Linie des zweiten Teils TD festgelegt wird,BbI. Bestimmen der Größe TERG aus Fig. 6 bei demWert L„ des normierten Abstands zu dem ersten resbedeckten Abschnitt und Bestimmen des Radius Rter/ der gleich der Größe TERG multipliziert mit 0,463 und mit tmax ist (Rter = ,TERG-0,463-t^) ,Bb2. Festlegen eines Hinterkantenradiuskreises auf der konischen Profilsehne B. , der einen Radius R und einen Mittelpunkt B. in einem Abstand, der gleich R. ist, von der Hinterkante hat und die Hinterkante in einem Punkt C schneidet, Bb3. Festlegen einer Linie G mit einem Krümmungsradius Rg, der zu dem Hinterkantenradiuskreis in einem Punkt gt und zu der Linie F in dem Punkt fq tangential ist,Bb4. Hindurchführen der Linie des zweiten Teils TD- durch die Punkte C, gt und fq, so daß die Linie des zweiten Teils mit dem Hinterkantenradiuskreis zwischen den Punkten C und gt sowie mit der Linie G zwischen den Punkten gt und fq zusammenfällt;C. überlagern der Dickenverteilung mit der gewölbten Mittellinie durchCa. Festlegen von mehreren Punkten zn', wobei jeder Punkt zn1 sich in dem Schnittpunkt der Linie Zn und der gewölbten Mittellinie befindet, Cb. Festlegen einer Linie Z-'n rechtwinkelig zu der gewölbten Mittellinie in jedem Punkt zn*, Cc. Festlegen eines Punktes zn" in einem Abstand Tzn, gemessen längs der Linie Z'n von der konvexen Seite der gewölbten Mittellinie in jedem Punkt zn1, und eines Punktes zn"' in einem Abstand Tzn, gemessen längs der Linie Z'n, von der konkaven Seite der gewölbLen Mittellinie in jedem Punkt zn1, Cd. Festlegen einer konkaven Fläche, die durch die Vorderkante und durch die Hinterkante und durch samt-3U1948-liehe Punkte zn" hindurchgeht,Ce. Festlegen einer konvexen Fläche, die durch die Vorderkante und durch die Hinterkante und durch sämtliche Punkte zn"1 hindurchgeht;D. Bilden eines Flügelprofils mit einer gewölbten Mittellinie, einer konvexen Fläche und einer konkaven Fläche, wie sie in den Schritten A, B und C festgelegt werden;wobei die Dickenverteilung über der Profilsehne auf der konvexen Seite gedehnt und auf der konkaven Seite zusammengedrückt wird, um ein Flügelprofil zu bilden, das erwünschte Ablösungseigenschaften in einem aerodynamischen Transschallströmungsfeld hat.4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt Ba des Festlegens des ersten Teils TD1 der Dickenverteilung die Schritte beinhaltetBa8. Festlegen einer elliptischen Linie ε, die zu der Linie F in dem Punkt fe und zu dem Vorderkantenradiuskreis in dem Punkt A tangential ist, undBa9. Hindurchführen der Linie des ersten Teils durch den Punkt fe, so daß die Linie des ersten Teils mit der elliptischen Linie ε zwischen dem Punkt A und dem Punkt fe zusammenfällt.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/200,800 US4431376A (en) | 1980-10-27 | 1980-10-27 | Airfoil shape for arrays of airfoils |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3141948A1 true DE3141948A1 (de) | 1982-04-15 |
DE3141948C2 DE3141948C2 (de) | 1990-11-15 |
Family
ID=22743244
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19813141948 Granted DE3141948A1 (de) | 1980-10-27 | 1981-10-22 | "fluegelprofilteil und verfahren zum bilden eines fluegelprofils fuer einen fluegelprofilteilkranz eines gasturbinentriebwerks" |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4431376A (de) |
JP (1) | JPS57105503A (de) |
AU (1) | AU547396B2 (de) |
BE (1) | BE890884A (de) |
CA (1) | CA1166968A (de) |
DE (1) | DE3141948A1 (de) |
FR (1) | FR2492885B1 (de) |
GB (1) | GB2085976B (de) |
IL (1) | IL63947A (de) |
IT (1) | IT1139555B (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1998059175A1 (de) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel und verwendung einer verdichterschaufel |
Families Citing this family (64)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3201436C1 (de) * | 1982-01-19 | 1983-04-21 | Kraftwerk Union AG, 4330 Mülheim | Turbomaschinenschaufel |
GB2128687B (en) * | 1982-10-13 | 1986-10-29 | Rolls Royce | Rotor or stator blade for an axial flow compressor |
ATE52977T1 (de) * | 1983-08-17 | 1990-06-15 | Oscar Asboth | Luftschraube. |
US4726737A (en) * | 1986-10-28 | 1988-02-23 | United Technologies Corporation | Reduced loss swept supersonic fan blade |
US5088892A (en) * | 1990-02-07 | 1992-02-18 | United Technologies Corporation | Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine |
US5197854A (en) * | 1991-09-05 | 1993-03-30 | Industrial Design Laboratories, Inc. | Axial flow fan |
JP2710729B2 (ja) * | 1992-06-16 | 1998-02-10 | 株式会社日立製作所 | 軸流タービンの動翼 |
US5443365A (en) * | 1993-12-02 | 1995-08-22 | General Electric Company | Fan blade for blade-out protection |
US6565334B1 (en) | 1998-07-20 | 2003-05-20 | Phillip James Bradbury | Axial flow fan having counter-rotating dual impeller blade arrangement |
US6856941B2 (en) | 1998-07-20 | 2005-02-15 | Minebea Co., Ltd. | Impeller blade for axial flow fan having counter-rotating impellers |
US6129528A (en) * | 1998-07-20 | 2000-10-10 | Nmb Usa Inc. | Axial flow fan having a compact circuit board and impeller blade arrangement |
JP3785013B2 (ja) * | 2000-01-12 | 2006-06-14 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
US6457941B1 (en) | 2001-03-13 | 2002-10-01 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Fan rotor with construction and safety performance optimization |
US6386830B1 (en) | 2001-03-13 | 2002-05-14 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Quiet and efficient high-pressure fan assembly |
US6457938B1 (en) * | 2001-03-30 | 2002-10-01 | General Electric Company | Wide angle guide vane |
GB2384276A (en) * | 2002-01-18 | 2003-07-23 | Alstom | Gas turbine low pressure stage |
US6899525B2 (en) * | 2002-07-22 | 2005-05-31 | Arthur Vanmoor | Blade and wing configuration |
US6769879B1 (en) * | 2003-07-11 | 2004-08-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
DE102005042115A1 (de) | 2005-09-05 | 2007-03-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufel einer Strömungsarbeitsmaschine mit blockweise definierter Profilskelettlinie |
DE102006055869A1 (de) * | 2006-11-23 | 2008-05-29 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Schaufelblattdesign für die Lauf- und Leitschaufeln einer Turbomaschine |
DE102008011645A1 (de) * | 2008-02-28 | 2009-09-03 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit Rotoren mit niedrigen Rotoraustrittswinkeln |
DE102008031781B4 (de) * | 2008-07-04 | 2020-06-10 | Man Energy Solutions Se | Schaufelgitter für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine mit einem solchen Schaufelgitter |
WO2010136357A2 (en) * | 2009-05-25 | 2010-12-02 | Chongqing University | Airfoils and method for designing airfoils |
EP2275671A1 (de) * | 2009-06-04 | 2011-01-19 | Technical University of Denmark | System und Verfahren zum Gestalten von Turbinenschaufeln |
DE102009033593A1 (de) | 2009-07-17 | 2011-01-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerkschaufel mit überhöhter Vorderkantenbelastung |
US9309769B2 (en) * | 2010-12-28 | 2016-04-12 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine airfoil shaped component |
JP6030853B2 (ja) * | 2011-06-29 | 2016-11-24 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン動翼及び軸流タービン |
US9340277B2 (en) * | 2012-02-29 | 2016-05-17 | General Electric Company | Airfoils for use in rotary machines |
JP5999348B2 (ja) | 2012-10-31 | 2016-09-28 | 株式会社Ihi | タービン翼 |
EP2811115A1 (de) * | 2013-06-05 | 2014-12-10 | Alstom Technology Ltd | Schaufelprofil für Gasturbine, Rotorschaufel und Statorschaufel |
WO2015126453A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10465702B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175045A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175044A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108105B1 (de) | 2014-02-19 | 2021-05-12 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbinenmotor-tragfläche |
EP4279747A3 (de) | 2014-02-19 | 2024-03-13 | RTX Corporation | Gasturbinenmotorschaufel |
WO2015126454A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108110B1 (de) | 2014-02-19 | 2020-04-22 | United Technologies Corporation | Gasturbinenmotor-tragfläche |
US10557477B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108109B1 (de) | 2014-02-19 | 2023-09-13 | Raytheon Technologies Corporation | Fanschaufel für gasturbinentriebwerk |
US10495106B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3575551B1 (de) | 2014-02-19 | 2021-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbinenmotorschaufel |
US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015178974A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108114B1 (de) | 2014-02-19 | 2021-12-08 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbinentriebwerk-schaufelprofil |
EP4279706A3 (de) | 2014-02-19 | 2024-02-28 | RTX Corporation | Gasturbinenmotorschaufel |
US10584715B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108103B1 (de) | 2014-02-19 | 2023-09-27 | Raytheon Technologies Corporation | Fanschaufel für ein gastrubinentriebwerk |
WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126774A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US9599064B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-03-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10385866B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-08-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10508549B2 (en) | 2014-06-06 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with large thickness properties |
SG10201505408WA (en) | 2014-07-24 | 2016-02-26 | United Technologies Corp | Gas turbine engine blade with variable density and wide chord tip |
JP6468414B2 (ja) * | 2014-08-12 | 2019-02-13 | 株式会社Ihi | 圧縮機静翼、軸流圧縮機、及びガスタービン |
US9845684B2 (en) * | 2014-11-25 | 2017-12-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil with stepped spanwise thickness distribution |
DE102016115868A1 (de) * | 2016-08-26 | 2018-03-01 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsarbeitsmaschine mit hohem Ausnutzungsgrad |
EP3375980B1 (de) * | 2017-03-13 | 2019-12-11 | MTU Aero Engines GmbH | Dichtungsträger für eine strömungsmaschine |
US10801325B2 (en) | 2017-03-27 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine blade with tip vortex control and tip shelf |
US10280756B2 (en) | 2017-10-02 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10563512B2 (en) * | 2017-10-25 | 2020-02-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US11473434B2 (en) | 2019-10-16 | 2022-10-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US11952912B2 (en) * | 2022-08-24 | 2024-04-09 | General Electric Company | Turbine engine airfoil |
US11873730B1 (en) * | 2022-11-28 | 2024-01-16 | Rtx Corporation | Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow |
Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CH478994A (de) * | 1963-05-21 | 1969-09-30 | Jerie Jan | Schaufelanordnung an Axialverdichter, Gebläse oder Ventilator |
SU266475A1 (ru) * | 1966-07-29 | 1975-10-15 | Б. М. Аронов | Лопатка реактивной газовой турбины |
DE2225599A1 (de) * | 1972-05-26 | 1973-12-06 | Bosch Hausgeraete Gmbh | Fluegelrad fuer einen ventilator |
US4012172A (en) * | 1975-09-10 | 1977-03-15 | Avco Corporation | Low noise blades for axial flow compressors |
-
1980
- 1980-10-27 US US06/200,800 patent/US4431376A/en not_active Expired - Lifetime
-
1981
- 1981-09-17 CA CA000386108A patent/CA1166968A/en not_active Expired
- 1981-09-28 IL IL63947A patent/IL63947A/xx not_active IP Right Cessation
- 1981-10-01 GB GB8129723A patent/GB2085976B/en not_active Expired
- 1981-10-22 AU AU76735/81A patent/AU547396B2/en not_active Ceased
- 1981-10-22 DE DE19813141948 patent/DE3141948A1/de active Granted
- 1981-10-27 FR FR8120124A patent/FR2492885B1/fr not_active Expired
- 1981-10-27 JP JP56172670A patent/JPS57105503A/ja active Granted
- 1981-10-27 IT IT24706/81A patent/IT1139555B/it active
- 1981-10-27 BE BE0/206362A patent/BE890884A/fr not_active IP Right Cessation
Patent Citations (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3952971A (en) * | 1971-11-09 | 1976-04-27 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Airfoil shape for flight at subsonic speeds |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
Stephens "Application of Supercritical Airfoil Technology to Compressor Cascades: Comparison of Theoretical and Experimental Results", AIAA- Druckschrift Nr. 78-1138, präsentiert auf der Elften "Fluid and Plasma Dynamics"-AIAA-Konferenz,Seattle, Washington, 1978 * |
Wu und Moulden "A Survey of Transonic Aerodynamics", AIAA-Druckschrift Nr. 76-326, präsentiert auf der Neunten "Fluid and Plasma Dynamics"-AIAA-Konference, San Diego, Kalifornien,1976 * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO1998059175A1 (de) * | 1997-06-24 | 1998-12-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel und verwendung einer verdichterschaufel |
EP1338799A1 (de) * | 1997-06-24 | 2003-08-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
FR2492885A1 (fr) | 1982-04-30 |
IT1139555B (it) | 1986-09-24 |
CA1166968A (en) | 1984-05-08 |
JPS57105503A (en) | 1982-07-01 |
AU7673581A (en) | 1982-04-29 |
AU547396B2 (en) | 1985-10-17 |
BE890884A (fr) | 1982-02-15 |
JPH025882B2 (de) | 1990-02-06 |
US4431376A (en) | 1984-02-14 |
GB2085976B (en) | 1984-06-27 |
IL63947A (en) | 1984-08-31 |
DE3141948C2 (de) | 1990-11-15 |
FR2492885B1 (fr) | 1986-01-17 |
IT8124706A0 (it) | 1981-10-27 |
GB2085976A (en) | 1982-05-06 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3141948A1 (de) | "fluegelprofilteil und verfahren zum bilden eines fluegelprofils fuer einen fluegelprofilteilkranz eines gasturbinentriebwerks" | |
DE3530769C2 (de) | Schaufel für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE3139035C2 (de) | ||
DE60112986T2 (de) | Beschaufelung einer Turbomaschine | |
DE2358521C2 (de) | Gasturbinenschaufel mit gewelltem Austrittskantenbereich | |
EP0972128B1 (de) | Oberflächenstruktur für die wand eines strömungskanals oder einer turbinenschaufel | |
EP1602575B1 (de) | Trag- oder Leitelement | |
DE2002348C3 (de) | Laufschaufelkranz für eine Axialströmungsturbine | |
DE102005024160B4 (de) | Innenkernprofil für ein Leitschaufelblatt einer Turbine | |
EP3274558B1 (de) | Verfahren zum profilieren einer turbinenlaufschaufel und entsprechende turbinenschaufel | |
DE1752234A1 (de) | Verfahren zum Herstellen einer stromlinienfoermigen Schaufel fuer Stroemungsmaschinen | |
EP0846867A2 (de) | Turbomaschine mit transsonischer Verdichterstufe | |
DE3535399A1 (de) | Propfan | |
DE102005025213A1 (de) | Schaufel einer Axialströmungsmaschine | |
DE2238248A1 (de) | Hubschrauberschaufel | |
DE1628237B2 (de) | Stroemungsmaschinen-umlenkschaufelgitter | |
DE3932244A1 (de) | Radialstroemungsrotor | |
DE102008002976A1 (de) | Schaufelblattgestalt für eine Turbinenlaufschaufel und damit versehene Turbine | |
EP2505851B1 (de) | Stator einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine | |
DE102007002326A1 (de) | Turbinenschaufel- und Leitkranzkonstruktion | |
DE102011006273A1 (de) | Rotor einer Axialverdichterstufe einer Turbomaschine | |
EP0937862B1 (de) | Anordnung von Axialturbinenschaufeln | |
EP2538024A1 (de) | Schaufel einer Strömungsmaschine | |
DE60304694T2 (de) | Flügeloberfläche und verfahren zu deren herstellung | |
DE102012104240B4 (de) | Hybridströmungs-Schaufeldesigns |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8128 | New person/name/address of the agent |
Representative=s name: MENGES, R., DIPL.-ING., PAT.-ANW., 8000 MUENCHEN |
|
8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition |