PL201181B1 - Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego - Google Patents

Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego

Info

Publication number
PL201181B1
PL201181B1 PL344738A PL34473800A PL201181B1 PL 201181 B1 PL201181 B1 PL 201181B1 PL 344738 A PL344738 A PL 344738A PL 34473800 A PL34473800 A PL 34473800A PL 201181 B1 PL201181 B1 PL 201181B1
Authority
PL
Poland
Prior art keywords
airfoil
leading edge
base
trailing edge
tip
Prior art date
Application number
PL344738A
Other languages
English (en)
Other versions
PL344738A1 (en
Inventor
John Jared Decker
Andrew Breeze-Stringfellow
Gregory Todd Steinmetz
Peter Nicholas Szucs
Original Assignee
Gen Electric
General Electric Company
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Gen Electric, General Electric Company filed Critical Gen Electric
Publication of PL344738A1 publication Critical patent/PL344738A1/xx
Publication of PL201181B1 publication Critical patent/PL201181B1/pl

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

P lat aerodynamiczny (14) zw laszcza wenty- latora i spr ezarki gazowego silnika turbinowego posiadaj acy stron e ci snieniow a (18) i stron e ss ac a (16) usytuowane wzd lu z przekrojów poprzecznych od podstawy ku wierzcho lkowi oraz w przekrojach poprzecznych ci eciw po- mi edzy kraw edzi a natarcia (26) i kraw edzi a sp lywu (28). D lugo sc (C) ci eciw wzrasta w kierunku na zewn atrz od podstawy (20), za s p lat aerodynamiczny (14) przyjmuje kszta lt bary lkowaty od tego miejsca, przy czym p lat aerodynamiczny (14) ma aerodynamiczne odchylenie do przodu (S - ) na wierzcho lku (22) i aerodynamiczne odchylenie do ty lu (S + ) do wewn atrz wzgl edem tego miejsca. PL PL PL PL PL PL PL

Description

(12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 201181 (13) B1 (21) Numer zgłoszenia: 344738 (51) Int.Cl.
F01D 5/14 (2006.01) F02K 3/00 (2006.01) (22) Data zgłoszenia: 21.12.2000 (54) Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego
(73) Uprawniony z patentu:
(30) Pierwszeństwo: GENERAL ELECTRIC COMPANY, Schenectady,US
21.12.1999,US,09/467,956 (72) Twórca(y) wynalazku:
(43) Zgłoszenie ogłoszono: 02.07.2001 BUP 14/01 John Jared Decker,Liberty Township,US Andrew Breeze-Stringfellow,Montgomery,US Gregory Todd Steinmetz,Cincinnati,US Peter Nicholas Szucs,West Chester,US
(45) O udzieleniu patentu ogłoszono:
31.03.2009 WUP 03/09 (74) Pełnomocnik:
Szafruga Anna, POLSERVICE, Kancelaria Rzeczników Patentowych Sp. z o.o.
(57) Płat aerodynamiczny (14) zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego posiadający stronę ciśnieniową (18) i stronę ssącą (16) usytuowane wzdłuż przekrojów poprzecznych od podstawy ku wierzchołkowi oraz w przekrojach poprzecznych cięciw pomiędzy krawędzią natarcia (26) i krawędzią spływu (28). Długość (C) cięciw wzrasta w kierunku na zewną trz od podstawy (20), zaś płat aerodynamiczny (14) przyjmuje kształt baryłkowaty od tego miejsca, przy czym płat aerodynamiczny (14) ma aerodynamiczne odchylenie do przodu (S-) na wierzchołku (22) i aerodynamiczne odchylenie do tył u (S+) do wewnątrz względem tego miejsca.
FIG. 1
PL 201 181 B1
Opis wynalazku
Przedmiotem wynalazku jest płat aerodynamiczny zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego.
W skład wentylatorowego silnika turbinowego wchodzi wentylator, za którym znajduje się wielostopniowa sprężarka osiowa, przy czym w każdym z tych urządzeń znajduje się szereg, rozmieszczonych w pewnych odstępach od siebie na obwodzie, łopatek wirnikowych, na ogół współpracujących z ł opatkami nieruchomych kierownic. Ł opatki te obracają się z prę dkoś ciami obrotowymi, nadają cymi strumieniowi powietrza prędkość od poddźwiękowej do naddźwiękowej, co powoduje powstawanie odpowiedniej fali uderzeniowej. Fala uderzeniowa powoduje straty ciśnienia i wytwarza niepożądany hałas podczas pracy.
W opisie patentowym Stanów Zjedn. Ameryki nr 5,167,489 Wadii i innych, ujawniono odchylone do przodu łopatki wirnikowe, w celu zmniejszenia strat aerodynamicznych podczas pracy, w tym tych spowodowanych działaniem warstwy granicznej powietrza w fali uderzeniowej z końcówkami łopatek.
Jednakże konstrukcje płatów aerodynamicznych wentylatorów i sprężarek wymagają zazwyczaj wielu kompromisów z powodu występowania zjawisk aerodynamicznych, mechanicznych i aeromechanicznych. Silnik pracuje z różnymi prędkościami obrotowymi i płaty aerodynamiczne muszą być skonstruowane w taki sposób, żeby zapewniały maksymalne pompowanie strumienia powietrza z równoczesnym zachowanie maksymalnej sprawności sprężania. Prędkość obrotowa płatów aerodynamicznych jest uwarunkowana ich konstrukcją oraz pożądaną wydajnością pompowania i sprawnością sprężania.
Przy wysokich prędkościach obrotowych wartości liczb Macha względem płatów aerodynamicznych osiągają najwyższą wartość, zaś oddziaływanie pomiędzy falą uderzeniową a warstwą graniczną jest najbardziej drastyczne. Przy wysokich prędkościach obrotowych, dla jakich występują silnie oddziałujące naprężenia wibracyjne i odśrodkowe, drastyczne są również ograniczenia mechaniczne dla płatów aerodynamicznych. Trzeba również uwzględniać ograniczenia aeromechaniczne, w tym drżenie strumienia.
W związku z tym, dotychczas stosowano wiele róż nych konfiguracji ł opatek wentylatorów i sprężarek różniących się odchyleniem aerodynamicznym, ułożeniem łopatek, skręceniem, rozkładem cięciw oraz ideami konstrukcyjnymi próbującymi poprawić sprawność wirnika. W niektórych konstrukcjach występuje dobre natężenie przepływu strumienia lub pompowanie przy maksymalnej prędkości z odpowiednią sprawnoś cią , natomiast inne cechują się lepszą sprawnoś cią przy prę dkoś ciach pośrednich w warunkach przelotowych, na przykład z odpowiednio niższym pompowaniem strumienia lub natężeniem przepływu przy prędkościach maksymalnych.
Opis patentowy Stanów Zjedn. Ameryki nr 5 75 673 ujawnia łopatkę wirnikową do silnika turbinowego zawierającą stronę ciśnieniową i stronę ssącą usytuowane w rozpiętości wzdłuż przekrojów poprzecznych od podstawy ku wierzchołkowi oraz w przekrojach poprzecznych cięciw pomiędzy krawędzią natarcia i krawędzią spływu.
W zwią zku z tym, jest celowe opracowanie ulepszonego pł ata aerodynamicznego wentylatora lub sprężarki cechującego się zarówno lepszą sprawnością przy prędkościach pośrednich, takich jak w warunkach przelotowych, z wysokim natężeniem pompowania strumienia lub przepływu przy wysokich prędkościach, z równoczesnymi dobrymi zapasami roboczymi ze względu na zatrzymanie się silnika i drżenie strumienia.
Płat aerodynamiczny zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego posiadający stronę ciśnieniową i stronę ssącą usytuowane wzdłuż przekrojów poprzecznych od podstawy ku wierzchołkowi oraz w przekrojach poprzecznych cięciw pomiędzy krawędzią natarcia i krawędzią spływu, według wynalazku charakteryzuje się tym, że długość cięciw wzrasta w kierunku na zewnątrz od podstawy, zaś płat aerodynamiczny przyjmuje kształt baryłkowaty od tego miejsca, przy czym płat aerodynamiczny ma aerodynamiczne odchylenie do przodu na wierzchołku i aerodynamiczne odchylenie do tyłu do wewnątrz względem tego miejsca.
Korzystnie odchylenie do przodu występuje na krawędzi spływu.
Korzystnie odchylenie do przodu występuje na krawędzi natarcia.
Korzystnie cięciwy zmieniają kąt skręcenia pomiędzy podstawą a wierzchołkiem, zaś kształt baryłkowaty płata aerodynamicznego ma maksymalny zasięg pomiędzy krawędzią natarcia, a krawędzią spływu, w osiowym rzucie strony ciśnieniowej i strony ssącej.
PL 201 181 B1
Korzystnie krawędź natarcia mająca baryłkowaty kształt jest wysunięta osiowo do przodu względem podstawy, zaś krawędź spływu mająca baryłkowaty kształt jest wysunięta osiowo do tyłu względem podstawy.
Korzystnie odchylenie do przodu wierzchołka występuje zarówno na krawędzi natarcia jak i na krawędzi spływu.
Korzystnie krawędź natarcia o kształcie baryłkowatym jest wysunięta osiowo do przodu względem podstawy, zaś krawędź spływu o kształcie baryłkowatym jest wysunięta osiowo do tyłu względem podstawy.
Korzystnie odchylenie do przodu na krawędzi spływu jest większe niż odchylenie do przodu na krawędzi natarcia.
Przedmiot wynalazku jest przedstawiony w przykładzie wykonania, na rysunku, na którym fig. 1 - przedstawia płat aerodynamiczny, według wynalazku w postaci rzędu łopatek wentylatora w jednym z przykładów wykonania wynalazku, w osiowym rzucie z boku; fig. 2 - część wentylatora z fig. 1 w rzucie promieniowym z przodu do tyłu i w przekroju płaszczyzną 2-2; fig. 3 - łopatki wentylatora z fig. 2 w rzucie pł askim z góry, w przekroju pł aszczyzną 3-3.
Na fig. 1 pokazano wentylator 10 przykładowego turbowentylatorowego silnika z turbiną gazową, którego pokazano tylko fragment. Wentylator 10 jest urządzeniem osiowosymetrycznym względem głównej osi 12.
W skład wentylatora 10 wchodzi rząd rozmieszczonych w pewnych odstępach od siebie płatów aerodynamicznych 14 w postaci przykładowych łopatek wirnikowych wentylatora, jak pokazano na fig. 1-3. Jak pokazano na fig. 3, każdy z płatów aerodynamicznych 14 ma w przybliżeniu wklęsłą stronę ciśnieniową 16 i usytuowaną po przeciwnej stronie wypukłą stronę ssącą 18 usytuowaną podłużnie lub promieniowo wzdłuż poprzecznych lub promieniowych sekcji począwszy od promieniowo wewnętrznej podstawy 20 do promieniowo zewnętrznego wierzchołka 22.
Jak pokazano na fig. 1, każdy płat aerodynamiczny 14 rozciąga się promieniowo na zewnątrz wzdłuż promieniowej osi 24, wzdłuż której jego przekroje zmieniają się promieniowo lub poprzecznie. Każdy płat aerodynamiczny 14 ma również krawędź natarcia 26 i krawędź spływu 28 znajdujące się w pewnej odległości osiowej albo cięciwowej, pomiędzy którymi znajduje się ustawiona osiowo: strona ciśnieniowa 16 i strona ssąca 18.
Jak pokazano na fig. 3, każdy przekrój promieniowy lub poprzeczny płata aerodynamicznego ma cięciwę, której długość C mierzona jest pomiędzy krawędzią natarcia 26 i krawędzią spływu 28. Płaty aerodynamiczne 14 są skręcone od podstawy 20 do wierzchołka 22 w celu współdziałania z przepływającym w kanale pomiędzy nimi, podczas pracy zespołu, strumieniem powietrza 30. Cięciwy w poszczególnych przekrojach zmieniają w sposób konwencjonalny swój kąt skręcenia A od podstawy 20 ku wierzchołkowi 22.
Jak pokazano na fig. 1 i 3, długość C cięciwy w poszczególnych przekrojach płata aerodynamicznego 14 zwiększa się w kierunku na zewnątrz począwszy od podstawy 20 ku wierzchołkowi 22, w wyniku, czego płat aerodynamiczny 14 przyjmuje nad podstawą 20 kształt baryłkowaty. Według korzystnego przykładu wykonania wynalazku, baryłkowaty przebieg cięciwy wzdłuż krawędzi natarcia 26 ma na celu przedłużenie osiowego wysunięcia się krawędzi natarcia 26 w kierunku napływowym lub przez prostą linię ciągnącą się pomiędzy podstawą 23 a wierzchołkiem 22 na krawędzi natarcia 26.
Maksymalna rozpiętość baryłkowatego kształtu płata aerodynamicznego 14 występuje pomiędzy krawędzią natarcia 26 a krawędzią spływu 28 na osiowym lub bocznym występie strony ciśnieniowej 16 lub strony ssącej 18, co najlepiej widać na fig. 1. Maksymalny baryłkowaty zarys występuje w pośrednim przekroju poprzecznym 32, w odpowiednim położeniu promienia, wzdłuż rozpiętości płata aerodynamicznego 14, który w pokazanym przykładzie wykonania znajduje się tuż pod przekrojem wskazującym połowę rozpiętości albo przekrojem wskazującym podział płata aerodynamicznego 14.
Korzystnie, baryłkowaty kształt krawędzi natarcia 26 jest wysunięty osiowo do przodu względem podstawy 20, zaś krawędź spływu 28 ma również kształt baryłkowaty i jest wysunięta osiowo do tyłu względem podstawy 20. W ten sposób baryłkowaty kształt płata aerodynamicznego 14 jest nadany zarówno krawędzi natarcia 26 jak i krawędzi spływu 28, patrząc w rzucie bocznym.
Zgodnie z jeszcze inną cechą wynalazku widoczną na fig. 1, płat aerodynamiczny 14 ma przednie, albo ujemne, odchylenie aerodynamiczne na wierzchołku 22, a także tylne, albo dodatnie, odchylenie aerodynamiczne do wewnątrz. Odchylenie aerodynamiczne jest konwencjonalnym parametrem reprezentowanym przez lokalny kąt odchylenia będący funkcją kierunku napływającego powietrza i ustawienia powierzchni płata aerodynamicznego 14 zarówno w kierunku osiowym jak i obwodowym
PL 201 181 B1 lub stycznym. Kąt odchylenia, szczegółowo zdefiniowano w przywołanym powyżej opisie patentowym
Stanów Zjedn. Ameryki nr 5,167,489, do którego również tu się odwołujemy. Kąt odchylenia aerodynamicznego przedstawiono, przykładowo dużą literą S pokazaną na fig. 1, i ma on wartość ujemną (S-) dla odchylenia do przodu oraz wartość dodatnią (S+) dla odchylenia do tyłu.
Jak pokazano na fig. 1, korzystnie, wierzchołek 22 płata aerodynamicznego 14 ma odchylenie do przodu S- zarówno na krawędzi natarcia 26 jak i na krawędzi spływu 28.
Zarówno zalecany baryłkowaty kształt po cięciwie jak i odchylenie płatów aerodynamicznych wentylatora można uzyskać w konwencjonalny sposób poprzez promieniowe ułożenie na sobie poszczególnych przekrojów poprzecznych płatów aerodynamicznych wzdłuż osi spiętrzania, która odchyla się odpowiednio od linii prostej w kierunku promieniowym w kierunku osiowym lub obwodowym, albo też w obu tych kierunkach, zgodnie z odpowiednią nieliniową krzywizną. Ponadto, płat aerodynamiczny 14 jest dodatkowo definiowany promieniowym rozkładem cięciw w każdym z przekrojów poprzecznych, zarówno pod względem ich długości C jak i kąta skręcenia A, przedstawionymi na fig. 3.
Baryłkowaty kształt po cięciwie płata aerodynamicznego 14 w powiązaniu z odchyleniem do przodu S- na wierzchołku 22 daje znaczne korzyści. Główną zaletą jest zwiększenie efektywnego pola powierzchni krawędzi natarcia płata aerodynamicznego 14, co odpowiednio zmniejsza średnią krawędź natarcia 26 względem liczby Macha. Ponadto realizowany przez płat aerodynamiczny 14 proces sprężania inicjuje się lub rozpoczyna w miejscu znajdującym się bardziej z przodu w porównaniu z płatem aerodynamicznym bez baryłkowatej krawędzi natarcia. W związku z tym, płat aerodynamiczny 14 jest bardziej skuteczny pod względem zwiększania natężenia przepływu przy wysokich lub maksymalnych prędkościach, z równoczesnym polepszeniem sprawności przy prędkościach pośrednich i marginesu stabilności.
Zalety te są ważne zwłaszcza dla płatów aerodynamicznych 14 w postaci wirujących łopatek wentylatorowych, kiedy te obracają się. Jednakże odpowiednie zalety można również uzyskać w przypadku nieruchomych łopatek w kierownicach wentylatorów lub sprężarek, które nie obracają się.
W przykładzie wykonania łopatki z fig. 1, płat aerodynamiczny 14 jest mocowany w sposób konwencjonalny za pomocą integralnego zamka 34 w kształcie jaskółczego ogona do wirującej tarczy nośnej lub piasty 36, natomiast pomiędzy sąsiednimi płatami aerodynamicznymi 14 przy odpowiednich ich podstawach 20, znajdują się pojedyncze platformy 38, których zadaniem jest wyznaczenie strumieniowi powietrza 30, wewnętrznej granicy przepływu w kierunku promieniowym. Zewnętrzna osłona 40 otacza rząd łopatek i stanowi od zewnątrz, w kierunku promieniowym ograniczenie przepływu strumienia powietrza.
W przypadku pokazanej na fig. 1-3 konfiguracji płatów aerodynamicznych 14 dla łopatek wirnikowych, cięciwy korzystnie, zwiększają swoją długość C od podstawy 20 na całej drodze ku wierzchołkowi 22, gdzie ich długość C jest maksymalna. Zatem na baryłkowatość płata aerodynamicznego 14 wpływa zarówno promieniowy rozkład cięciw jak i zmieniające się kąty skręcenia, pokazane na fig. 3, w celu realizacji zalecanego rzutu osiowego lub rzutu bocznego pokazanego na fig. 1.
Jak przedstawiono schematycznie na fig. 1, odchylenie do przodu S- wierzchołka płata aerodynamicznego 14 wpływa, korzystnie, zarówno na krawędź spływu 28, jak również na krawędź natarcia 26. Odchylenie do przodu S- wierzchołka 22 płata aerodynamicznego 14 jest pożądane ze względu na utrzymywanie sprawności sprężania przy prędkościach pośrednich oraz marginesu stabilności dławienia. Odchylenie do przodu S- krawędzi spływu 28 na wierzchołku 22 jest najbardziej skuteczne, aby zapewnić to, żeby płynące w kierunku promieniowym na zewnątrz powietrze wypływało na krawędzi spływu 28 przed wypłynięciem ku wierzchołkowi 22 płata aerodynamicznego 14 i zmniejszało warstwę graniczną powietrza na wierzchołku 22 oraz straty przy powstaniu fali uderzeniowej w tym miejscu podczas pracy urządzenia. Równocześnie w strumieniu powietrza na wierzchołkach 22 płata aerodynamicznego 14 następuje mniejszy wzrost ciśnienia statycznego dla danego średniego wzrostu ciśnienia statycznego w wirniku niż dla łopatek konwencjonalnych.
Odchylenie do przodu S- krawędzi natarcia 26 płata aerodynamicznego 14 na wierzchołku 22 jest również pożądane ze względu na wspomaganie stabilności przepływu. Korzystnie, odchylenie do przodu S- na krawędzi spływu 28, w pobliżu wierzchołka 22 płata aerodynamicznego 14, jest większe niż odchylenie do przodu S- na krawędzi natarcia 26, w pobliżu wierzchołka 22.
Odchylenie do przodu S- na krawędzi spływu 28 pokazane na fig. 1, korzystnie, zmniejsza się od wierzchołka 22 ku podstawie 20, przy czym maksymalna wartość występuje na wierzchołku 22 i zmniejsza się pod względem wartości ku maksymalnemu baryłkowatemu kształtowi po cięciwie na przekroju pośrednim 32. Krawędź spływu 20 powinna zawierać odchylenie do przodu S- maksymalnie
PL 201 181 B1 daleko w dół, ku podstawie 20 jak to jest możliwe ze względu na ograniczenia mechaniczne, takie jak dopuszczalne naprężenia odśrodkowe podczas pracy urządzenia. W przykładzie wykonania pokazanym na fig. 1 krawędź spływu 28 ma odchylenie do tyłu S+ w kierunku promieniowym do wewnątrz od maksymalnego baryłkowatego zarysu, które przechodzi w odchylenie do przodu S- w kierunku promieniowym, na zewnątrz od tego miejsca.
Ponieważ baryłkowaty kształt płata aerodynamicznego 14 działa łącznie z pożądanym jego odchyleniem do przodu S- na wierzchołku 22, krawędź natarcia 25 pokazana na fig. 1 ma odchylenie do przodu S-, które przechodzi od wierzchołka 22 w odchylenie do tyłu S+ pomiędzy wierzchołkiem 22 a miejscem maksymalnej baryłkowatości płata aerodynamicznego 14 w przekroju pośrednim 32. Odchylenie do tyłu S+ krawędzi natarcia 26 przechodzi następnie w odchylenie do przodu S- do wewnątrz w miejscu maksymalnej baryłkowatości płata aerodynamicznego 14 w przekroju pośrednim 32. Wewnętrzne odchylenie do przodu S- krawędzi natarcia 26 może być nadal prowadzone w dół ku podstawie 20.
Jednakże, zgodnie z zalecanym przykładem wykonania, krawędź natarcia 26 ponownie zmienia odchylenie z odchylenia do przodu S- na tylne odchylenie do tyłu S+ na zewnątrz podstawy 20 i wewnątrz maksymalnej baryłkowatości płata aerodynamicznego 14 w przekroju poprzecznym 32. W ten sposób na krawędzi natarcia 26 płata aerodynamicznego 14 występują zarówno baryłkowaty kształt po cięciwie jak i odchylenie do przodu S- wierzchołka 22, w celu znacznego polepszenia parametrów aerodynamicznych zarówno przy prędkościach pośrednich jak i przy prędkości maksymalnej.
Przeprowadzona trójwymiarowa analiza obliczeniowa wykazała, że efektywne pola powierzchni krawędzi natarcia 26 ujawnionego tu płata aerodynamicznego 14 z baryłkowatym kształtem po cięciwie i odchyleniem do przodu S- są do około jednego procenta większe niż w przypadku konwencjonalnych łopatek wentylatorowych, z ułożonymi promieniowo na sobie przekrojami. Odpowiada to jedno procentowemu zwiększeniu natężenia przepływu na tym samym lub wyższym poziomie sprawności sprężania.
Ponadto, można również osiągnąć sprawności na prędkościach pośrednich lub przelotowych o około 0,8 procenta wyższe w porównaniu ze sprawnościami łopatek konwencjonalnych. Znaczna część korzyści dla sprawności przy prędkościach pośrednich wynika z odchylenia do przodu S- na wierzchołku 22, które zmniejsza straty na wierzchołku 22, oraz odchylenia do tyłu S+ w przekrojach pośrednich łopatki ze względu na baryłkowaty kształt po cięciwie, skutkiem czego jest obniżenie energii fali uderzeniowej oraz odpowiednie zmniejszenie strat spowodowane falą uderzeniową.
Modyfikacja łopatek wentylatora w celu zwiększenia efektywnego pola powierzchni czołowej poprzez niepromieniowe układanie na sobie przekrojów poprzecznych i baryłkowaty kształt po cięciwie, łącznie z lokalnym zastosowaniem odchylenia do przodu S- wierzchołków 22 łopatek ma zaletę nie tylko dla łopatek wentylatora, ale można je również stosować dla okołodźwiękowych łopatek kierownic wentylatorów jak również w celu poprawy natężenia przepływu i zmniejszenia strat aerodynamicznych.

Claims (8)

  1. Zastrzeżenia patentowe
    1. Płat aerodynamiczny zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego posiadający stronę ciśnieniową i stronę ssącą usytuowane wzdłuż przekrojów poprzecznych od podstawy ku wierzchołkowi oraz w przekrojach poprzecznych cięciw pomiędzy krawędzią natarcia i krawędzią spływu, znamienny tym, że długość (C) cięciw wzrasta w kierunku na zewnątrz od podstawy (20), zaś płat aerodynamiczny (14) przyjmuje kształt baryłkowaty od tego miejsca, przy czym płat aerodynamiczny (14) ma aerodynamiczne odchylenie do przodu (S-) na wierzchołku (22) i aerodynamiczne odchylenie do tyłu (S+) do wewnątrz względem tego miejsca.
  2. 2. Płat według zastrz. 1, znamienny tym, że odchylenie do przodu (S-) występuje na krawędzi spływu (28).
  3. 3. Płat według zastrz. 1, znamienny tym, że odchylenie do przodu (S-) występuje na krawędzi natarcia (26).
  4. 4. Płat według zastrz. 1, znamienny tym, że cięciwy zmieniają kąt skręcenia pomiędzy podstawą (20) a wierzchołkiem (22), zaś kształt baryłkowaty płata aerodynamicznego (14) ma maksymalny zasięg pomiędzy krawędzią natarcia (26), a krawędzią spływu (28), w osiowym rzucie strony ciśnieniowej (18) i strony ssącej (20).
    PL 201 181 B1
  5. 5. Płat według zastrz. 4, znamienny tym, że krawędź natarcia (26) mająca baryłkowaty kształt jest wysunięta osiowo do przodu względem podstawy (20), zaś krawędź spływu (28) mająca baryłkowaty kształt jest wysunięta osiowo do tyłu względem podstawy (20).
  6. 6. Płat według zastrz. 1, znamienny tym, że odchylenie do przodu (S-) wierzchołka (22) występuje zarówno na krawędzi natarcia (26) jak i na krawędzi spływu (28).
  7. 7. Płat według zastrz. 6, znamienny tym, że krawędź natarcia (26) o kształcie baryłkowatym jest wysunięta osiowo do przodu względem podstawy (20), zaś krawędź spływu (28) o kształcie baryłkowatym jest wysunięta osiowo do tyłu względem podstawy (20).
  8. 8. Płat według zastrz. 7, znamienny tym, że odchylenie do przodu (S-) na krawędzi spływu (28) jest większe niż odchylenie do przodu (S-) na krawędzi natarcia (26).
PL344738A 1999-12-21 2000-12-21 Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego PL201181B1 (pl)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/467,956 US6328533B1 (en) 1999-12-21 1999-12-21 Swept barrel airfoil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
PL344738A1 PL344738A1 (en) 2001-07-02
PL201181B1 true PL201181B1 (pl) 2009-03-31

Family

ID=23857838

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PL344738A PL201181B1 (pl) 1999-12-21 2000-12-21 Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego

Country Status (8)

Country Link
US (1) US6328533B1 (pl)
EP (1) EP1111188B1 (pl)
JP (1) JP4307706B2 (pl)
BR (1) BR0005937A (pl)
CA (1) CA2327850C (pl)
DE (1) DE60031941T2 (pl)
PL (1) PL201181B1 (pl)
RU (1) RU2255248C2 (pl)

Families Citing this family (77)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10352253A1 (de) * 2003-11-08 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verdichterlaufschaufel
DE102004011607B4 (de) * 2004-03-10 2016-11-24 MTU Aero Engines AG Verdichter einer Gasturbine sowie Gasturbine
EP1582695A1 (de) * 2004-03-26 2005-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel für eine Strömungsmaschine
US7204676B2 (en) * 2004-05-14 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan
US7320575B2 (en) * 2004-09-28 2008-01-22 General Electric Company Methods and apparatus for aerodynamically self-enhancing rotor blades
US7476086B2 (en) * 2005-04-07 2009-01-13 General Electric Company Tip cambered swept blade
US7374403B2 (en) * 2005-04-07 2008-05-20 General Electric Company Low solidity turbofan
US7497664B2 (en) * 2005-08-16 2009-03-03 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
JP4719038B2 (ja) * 2006-03-14 2011-07-06 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
JP4863162B2 (ja) 2006-05-26 2012-01-25 株式会社Ｉｈｉ ターボファンエンジンのファン動翼
GB0620769D0 (en) * 2006-10-19 2006-11-29 Rolls Royce Plc A fan blade
JP4664890B2 (ja) * 2006-11-02 2011-04-06 三菱重工業株式会社 遷音速翼及び軸流回転機
FR2908152B1 (fr) * 2006-11-08 2009-02-06 Snecma Sa Aube en fleche de turbomachine
US7967571B2 (en) * 2006-11-30 2011-06-28 General Electric Company Advanced booster rotor blade
US8292574B2 (en) 2006-11-30 2012-10-23 General Electric Company Advanced booster system
US8087884B2 (en) * 2006-11-30 2012-01-03 General Electric Company Advanced booster stator vane
US7806653B2 (en) * 2006-12-22 2010-10-05 General Electric Company Gas turbine engines including multi-curve stator vanes and methods of assembling the same
GB0701866D0 (en) * 2007-01-31 2007-03-14 Rolls Royce Plc Tone noise reduction in turbomachines
US8333559B2 (en) * 2007-04-03 2012-12-18 Carrier Corporation Outlet guide vanes for axial flow fans
DE102007020476A1 (de) 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
US8147207B2 (en) * 2008-09-04 2012-04-03 Siemens Energy, Inc. Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion
JP5703750B2 (ja) * 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン
JP5357908B2 (ja) * 2011-02-21 2013-12-04 三菱重工業株式会社 軸流流体機械用翼
FR2974060B1 (fr) * 2011-04-15 2013-11-22 Snecma Dispositif de propulsion a helices contrarotatives et coaxiales non-carenees
US9790797B2 (en) 2011-07-05 2017-10-17 United Technologies Corporation Subsonic swept fan blade
FR2981118B1 (fr) * 2011-10-07 2016-01-29 Snecma Disque aubage monobloc pourvu d'aubes a profil de pied adapte
FR2983234B1 (fr) * 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
FR2986285B1 (fr) * 2012-01-30 2014-02-14 Snecma Aube pour soufflante de turboreacteur
US20130202443A1 (en) * 2012-02-07 2013-08-08 Applied Thermalfluid Analysis Center, Ltd. Axial flow device
EP2696042B1 (de) * 2012-08-09 2015-01-21 MTU Aero Engines GmbH Strömungsmaschine mit mindestens einem Leitschaufelkranz
WO2014163673A2 (en) 2013-03-11 2014-10-09 Bronwyn Power Gas turbine engine flow path geometry
US9784286B2 (en) * 2014-02-14 2017-10-10 Honeywell International Inc. Flutter-resistant turbomachinery blades
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126453A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3575551B1 (en) 2014-02-19 2021-10-27 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108117B2 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108112B1 (en) * 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US9347323B2 (en) 2014-02-19 2016-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil total chord relative to span
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108113A4 (en) 2014-02-19 2017-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126715A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10385866B2 (en) 2014-02-19 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10590775B2 (en) 2014-02-19 2020-03-17 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108103B1 (en) 2014-02-19 2023-09-27 Raytheon Technologies Corporation Fan blade for a gas turbine engine
EP3108110B1 (en) 2014-02-19 2020-04-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108122B1 (en) * 2014-02-19 2023-09-20 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US9163517B2 (en) 2014-02-19 2015-10-20 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
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
CN106030117B (zh) * 2014-02-24 2018-06-22 三菱电机株式会社 轴流送风机
US9631496B2 (en) 2014-02-28 2017-04-25 Hamilton Sundstrand Corporation Fan rotor with thickened blade root
JP6076286B2 (ja) * 2014-03-27 2017-02-08 三菱電機株式会社 軸流送風機、換気装置及び冷凍サイクル装置
US9938854B2 (en) 2014-05-22 2018-04-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil curvature
FR3025553B1 (fr) * 2014-09-08 2019-11-29 Safran Aircraft Engines Aube a becquet amont
US9470093B2 (en) 2015-03-18 2016-10-18 United Technologies Corporation Turbofan arrangement with blade channel variations
US10458426B2 (en) 2016-09-15 2019-10-29 General Electric Company Aircraft fan with low part-span solidity
US10718214B2 (en) * 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
KR101921422B1 (ko) * 2017-06-26 2018-11-22 두산중공업 주식회사 블레이드 구조와 이를 포함하는 팬 및 발전장치
JP6953322B2 (ja) * 2018-02-01 2021-10-27 本田技研工業株式会社 ファンブレードの形状決定方法
JP6426869B1 (ja) * 2018-06-08 2018-11-21 株式会社グローバルエナジー 横軸ロータ
JP7104379B2 (ja) * 2019-02-07 2022-07-21 株式会社Ihi 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼
DE102019107839A1 (de) * 2019-03-27 2020-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor-Schaufelblatt einer Strömungsmaschine
DE102019210693A1 (de) 2019-07-19 2021-01-21 MTU Aero Engines AG Laufschaufel für eine strömungsmaschine
KR20220033358A (ko) 2020-09-09 2022-03-16 삼성전자주식회사 팬, 팬을 갖는 공기조화기 및 팬의 제조방법
FR3115322B1 (fr) * 2020-10-20 2022-10-14 Safran Aircraft Engines Aube de soufflante à dièdre nul en tête
JP7591654B2 (ja) * 2021-05-25 2024-11-28 日立ジョンソンコントロールズ空調株式会社 プロペラファン及び空気調和機
CN113958537B (zh) * 2021-12-16 2022-03-15 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机和航空发动机
US12352284B2 (en) 2023-02-20 2025-07-08 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12331661B2 (en) 2023-02-20 2025-06-17 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12345177B2 (en) 2023-02-20 2025-07-01 General Electric Company Turbine engine with composite airfoils
US12215596B2 (en) * 2023-06-30 2025-02-04 General Electric Company Unducted airfoil assembly

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1806345A (en) * 1929-03-19 1931-05-19 Ole G Halvorsen Screw propeller
US2104306A (en) * 1935-07-10 1938-01-04 Mcleod George Harnett Screw propeller
DE2046486C3 (de) * 1970-09-21 1974-03-07 Fa. Willi Seeber, Kardaun, Bozen (Italien) Schaufelrad für Lüfter
SE7502749L (sv) * 1975-03-12 1976-09-13 Stal Laval Turbin Ab Lophjul for axialturbin
SU1370320A1 (ru) * 1986-06-23 1988-01-30 И.К. Попов Рабочее колесо осевого компрессора
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
US5167489A (en) 1991-04-15 1992-12-01 General Electric Company Forward swept rotor blade
DE4228879A1 (de) 1992-08-29 1994-03-03 Asea Brown Boveri Axialdurchströmte Turbine
US5480284A (en) * 1993-12-20 1996-01-02 General Electric Company Self bleeding rotor blade
DE4344189C1 (de) * 1993-12-23 1995-08-03 Mtu Muenchen Gmbh Axial-Schaufelgitter mit gepfeilten Schaufelvorderkanten
US5642985A (en) 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
GB9607316D0 (en) 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
JPH1054204A (ja) * 1996-05-20 1998-02-24 General Electric Co <Ge> ガスタービン用の多構成部翼
US5735673A (en) 1996-12-04 1998-04-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade pair
US6039542A (en) * 1997-12-24 2000-03-21 General Electric Company Panel damped hybrid blade

Also Published As

Publication number Publication date
US6328533B1 (en) 2001-12-11
BR0005937A (pt) 2001-07-17
RU2255248C2 (ru) 2005-06-27
EP1111188A3 (en) 2003-01-08
JP4307706B2 (ja) 2009-08-05
DE60031941D1 (de) 2007-01-04
EP1111188A2 (en) 2001-06-27
DE60031941T2 (de) 2007-09-13
CA2327850A1 (en) 2001-06-21
CA2327850C (en) 2007-09-18
PL344738A1 (en) 2001-07-02
JP2001214893A (ja) 2001-08-10
EP1111188B1 (en) 2006-11-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
PL201181B1 (pl) Płat aerodynamiczny, zwłaszcza wentylatora i sprężarki gazowego silnika turbinowego
EP0745755B1 (en) Flow directing element for a turbine engine
US6358003B2 (en) Rotor blade an axial-flow engine
US5211703A (en) Stationary blade design for L-OC row
EP0792410B1 (en) Rotor airfoils to control tip leakage flows
US6428278B1 (en) Mistuned rotor blade array for passive flutter control
JP4771585B2 (ja) 二重に湾曲した圧縮機翼形部
EP2333242B1 (en) Tip vortex control on a rotor blade for a gas turbine engine
US5035578A (en) Blading for reaction turbine blade row
EP3722555B1 (en) Turbine section having non-axisymmetric endwall contouring with forward mid-passage peak
JPH10502150A (ja) 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ
PL198629B1 (pl) Łopatka sprężarki, zwłaszcza do silnika turbogazowego
EP3765713B1 (en) Mistuning of turbine blades with one or more internal cavities
US7789631B2 (en) Compressor of a gas turbine and gas turbine
EP3596312B1 (en) Snubbered blades with improved flutter resistance
US11293289B2 (en) Shrouded blades with improved flutter resistance
CN111636927B (zh) 一种燃气轮机末级自锁动叶片
US12460548B2 (en) Blading assembly for a turbomachine and turbomachine
CN111911240A (zh) 护罩互锁装置
EP3981952B1 (en) Turbine bucket with dual part span shrouds and aerodynamic features
KR102376903B1 (ko) 블레이드와 이를 포함하는 압축기 및 가스 터빈
WO2024242589A2 (ru) Форма лопастей вентилятора
SU1760177A1 (ru) Рабоча лопатка турбомашины