RU154906U1 - HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE - Google Patents
HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE Download PDFInfo
- Publication number
- RU154906U1 RU154906U1 RU2014145173/06U RU2014145173U RU154906U1 RU 154906 U1 RU154906 U1 RU 154906U1 RU 2014145173/06 U RU2014145173/06 U RU 2014145173/06U RU 2014145173 U RU2014145173 U RU 2014145173U RU 154906 U1 RU154906 U1 RU 154906U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- midline
- value
- height
- angle
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащая перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, и полученной путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера, причем образующие поверхностей давления и разряжения расположены симметрично относительно средних линий аэродинамических профилей, проекция оси лопатки на меридиональную плоскость выполнена наклонной в сторону входной кромки, а средние линии аэродинамических профилей выполнены с переменным значением конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке, отличающаяся тем, что значения конструктивных углов средней линии каждого аэродинамического профиля определяется следующим соотношением:- текущее значение конструктивного угла средней линии;- значение конструктивного угла средней линии в точке ее пересечения с осью лопатки;- значение относительного конструктивного угла средней линии;s- относительная координата по длине средней линии, которая изменяется в диапазоне 0÷2 и определяется соотношениемs - текущая координата по длине средней линии;s- максимальное значение длины средней линии;z- относительная координата по высоте лопатки, которая определяется соотношением z/z, гдеz - текущая координата по высоте лопатки;z- максимальное значение координаты по высоте лопатки,при этом значение относительного конструктивного угла средней линии определяется как:СThe blade of the impeller of a high-speed axial compressor, containing a feather with inlet and outlet edges, made in the form of toroidal surfaces mated along the height of the blade and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces, mated with toroidal surfaces of the input and output edges, and obtained by stringing on the axis of the blade of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen, and the generators of the pressure and vacuum surfaces are located symmetrically with respect to the middle lines aerodynamic profiles, the projection of the axis of the blade on the meridional plane is made inclined towards the input edge, and the middle lines of the aerodynamic profiles are made with a variable value of the structural angle of the middle line from the input edge to the output edge, characterized in that the values of the design angles of the middle line of each aerodynamic profile are determined by the following relation: - the current value of the constructive angle of the midline; - the value of the constructive angle of the midline at the point of intersection with the axis лоп blades; - the value of the relative constructive angle of the midline; s - the relative coordinate along the length of the midline, which varies in the range 0 ÷ 2 and is determined by the ratio s - the current coordinate along the length of the midline; s - the maximum value of the length of the midline; z - the relative coordinate by the height of the blade, which is determined by the ratio z / z, where z is the current coordinate along the height of the blade; z is the maximum value of the coordinate along the height of the blade, while the value of the relative constructive angle of the midline is defined as: C
Description
Полезная модель относится к области авиационного двигателестроения, а конкретно к лопаткам рабочего колеса осевых высокооборотных вентиляторов или компрессоров авиационных газотурбинных двигателей.The utility model relates to the field of aircraft engine manufacturing, and specifically to the impeller vanes of axial high-speed fans or compressors of aircraft gas turbine engines.
Компрессор современного газотурбинного двигателя должен обеспечить требуемую величину расхода, степень повышения полного давления и необходимые запасы устойчивой работы во всем диапазоне частот вращения ротора, а при работе в проектной точке, при максимальной частоте вращения ротора, - высокий уровень КПД.The compressor of a modern gas turbine engine must provide the required flow rate, the degree of increase in total pressure and the necessary reserves of stable operation in the entire range of rotor speed, and when working at the design point, at the maximum rotor speed, a high level of efficiency.
При высоких частотах вращения рабочее колесо работает в проектной точке на линии рабочих режимов в условиях трансзвукового или сверхзвукового набегающего потока, а при пониженных частотах вращения течение в рабочем колесе на линии рабочих режимов дозвуковое. При этом оптимальная форма профиля, используемая для торможения потока в межлопаточном канале лопаточного венца компрессора при работе на режимах с высокой величиной числа Маха набегающего потока, отличается от оптимальной формы, используемой для торможения дозвукового потока. По этой причине в процессе проектирования лопатки рабочего колеса выбирается компромиссный вариант между профилем, оптимальным для сверхзвукового потока, который обеспечивает высокий уровень КПД, и профилем, оптимальным для дозвукового потока, использование которого благоприятно при работе на низких приведенных частотах вращения для обеспечения требуемых запасов устойчивости.At high speeds, the impeller operates at the design point on the line of operating modes in a transonic or supersonic incident flow, and at reduced speeds, the flow in the impeller on the line of operating modes is subsonic. At the same time, the optimal profile shape used to slow down the flow in the interscapular channel of the compressor blade blade during operation with high free-stream Mach numbers is different from the optimal shape used to slow down the subsonic flow. For this reason, in the process of designing the impeller blade, a compromise is chosen between the profile that is optimal for supersonic flow, which provides a high level of efficiency, and the profile that is optimal for subsonic flow, the use of which is favorable when operating at low reduced speeds to provide the required stability margins.
Использование в процессе проектирования профилей стандартной формы, характеристики которых определены по результатам продувок плоских решеток, позволяет спроектировать рабочее колесо, которое обеспечивает требуемые параметры в проектной точке при высоких частотах вращения, но на пониженных частотах вращения такое колесо может работать неудовлетворительно. В проектной точке течение на периферии рабочего колеса современного компрессора, как правило, трансзвуковое или сверхзвуковое, и для этого случая оптимальной является форма профиля со слабоизогнутой или даже прямой средней линией. Профиль с такой средней линией исключает сильный разгон потока и обеспечивает эффективное торможение, обеспечивая при этом необходимую величину расхода и высокой уровень КПД. Важно отметить, что если в проектной точке в процессе торможения образуется скачок уплотнения, то для обеспечения необходимых запасов устойчивости он должен располагаться внутри межлопаточного канала или присоединяться к передней кромке профиля. В противном случае выбитая ударная волна понизит уровень КПД и запас устойчивой работы.The use of standard-shaped profiles in the design process, the characteristics of which are determined by blowing flat gratings, allows you to design an impeller that provides the required parameters at the design point at high speeds, but at low speeds such a wheel may not work satisfactorily. At the design point, the flow on the periphery of the impeller of a modern compressor is usually transonic or supersonic, and for this case, the profile shape with a slightly curved or even straight middle line is optimal. A profile with such a middle line eliminates strong acceleration of the flow and provides effective braking, while ensuring the necessary flow rate and a high level of efficiency. It is important to note that if a shock wave forms at the design point during braking, then to ensure the necessary stability margins, it must be located inside the interscapular channel or attached to the leading edge of the profile. Otherwise, a knocked-out shock wave will lower the level of efficiency and the margin of stable operation.
Аэродинамический профиль пера лопатки, являющийся оптимальным на высоких частотах вращения, не является наилучшим на пониженных частотах вращения рабочего колеса. На пониженных частотах вращения оптимальным является профиль, средняя линия которого близка к дуге окружности, а передняя кромка подстроена под поток таким образом, чтобы не возникало больших углов атаки, приводящих к срыву. Изгиб профиля, наличие которого нежелательно при повышенных частотах вращения ротора, поскольку это приводит к дополнительному разгону сверхзвукового потока, на пониженных частотах вращения способствует отклонению потока в окружном направлении, что позволяет подвести работу к газу.The aerodynamic profile of the blade feather, which is optimal at high speeds, is not the best at low speeds of the impeller. At reduced rotational speeds, the profile is optimal, the middle line of which is close to the circular arc, and the leading edge is adjusted to the flow so that large angles of attack do not occur, leading to a breakdown. Profile bending, the presence of which is undesirable at higher rotor speeds, since this leads to additional acceleration of the supersonic flow, at lower rotational speeds contributes to the deflection of the flow in the circumferential direction, which allows you to bring work to the gas.
Таким образом, оптимальная форма средней линии профиля рабочего колеса для сечения пера лопатки с высоким числом Маха набегающего потока (обычно это периферия пера лопатки на высоких частотах вращения) - это прямая или слабоизогнутая линия, а на пониженных оборотах - дуга окружности или другой профиль с заметным изгибом средней линии. Очевидно, что эти условия являются альтернативными и не могут быть соблюдены одновременно методами стандартного проектирования.Thus, the optimal shape of the middle line of the profile of the impeller for the cross section of the blade blade with a high Mach number of the incoming flow (usually this is the periphery of the blade blade at high rotational speeds) is a straight or slightly curved line, and at reduced speed - a circular arc or other profile with a noticeable a bend in the midline. Obviously, these conditions are alternative and cannot be met simultaneously by standard design methods.
Известна лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащая перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок (патент РФ №99084). В известной лопатке на поверхности разряжения имеется увеличенная выпуклость, а поверхность давления имеет вогнутую форму в передней по набегающему потоку части профиля с переходом примерно в средней части хорды профиля в выпуклую. Аэродинамический профиль поперечного сечения пера в периферийной части лопатки выполнен с постепенным от входной кромки нарастанием толщины с достижением максимальной толщины в средней части хорды профиля с некоторым смещением к выходной кромке, отстраивающей собственные колебания от резонансных и смещающей отрыв потока на поверхности разрежения лопатки в межлопаточном пространстве рабочего колеса компрессора в сторону больших углов атаки.A known impeller blade of a high-speed axial compressor containing a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces mated along the height of the blade and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces mated to toroidal surfaces of the input and output edges (RF patent No. 99084 ) In the known blade, there is an increased convexity on the rarefaction surface, and the pressure surface has a concave shape in the front section of the profile along the incoming flow with the transition approximately in the middle part of the chord of the profile to convex. The aerodynamic profile of the cross section of the pen in the peripheral part of the blade is made with a gradual increase in thickness with reaching the maximum thickness in the middle part of the chord of the profile with a certain offset to the output edge, which detects natural oscillations from resonance and biases the flow separation on the rarefaction surface of the blade in the interscapular space of the working compressor wheels towards large angles of attack.
Профиль известной лопатки имеет увеличенную выпуклость на стороне разрежения, и это приводит к опасности образования выбитых ударных волн на режимах работы со сверхзвуковой скоростью на входной кромке. При отсутствии выбитой ударной волны и в условиях сверхзвуковой скорости на входе, поток разгоняется внутри межлопаточного диффузорного канала с последующим возникновением мощного скачка уплотнения, что приводит к повышенным потерям и возможному отрыву пограничного слоя. Таким образом, известная лопатка рабочего колеса мало приспособлена для работы в условиях с высоким числом Маха набегающего потока.The profile of the known blade has an increased convexity on the rarefaction side, and this leads to the danger of the formation of knocked-out shock waves at the supersonic speed modes at the input edge. In the absence of a knocked-out shock wave and under conditions of supersonic velocity at the inlet, the flow accelerates inside the interscapular diffuser channel with the subsequent occurrence of a powerful shock wave, which leads to increased losses and possible separation of the boundary layer. Thus, the known impeller blade is not well suited for operation in conditions with a high free-stream Mach number.
Известна лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащая перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, и полученной путем нанизывания на ось лопатки средних линий аэродинамических профилей поперечных сечений пера, причем проекция оси лопатки на меридиональную плоскость выполнена наклонной в сторону входной кромки (патент РФ №2188340). Саблевидная форма передней кромки делает лопатку подобной стреловидному крылу самолета и способствует снижению потерь при торможении набегающего потока в периферийной области лопатки.A known impeller blade of a high-speed axial compressor containing a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces conjugated along the height of the blade and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces conjugated with toroidal surfaces of the inlet and outlet edges and obtained by stringing on the axis of the blade of the middle lines of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen, and the projection of the axis of the blade on the meridional plane is made inclined in Oron inlet edge (RF Patent №2188340). The saber-shaped shape of the leading edge makes the blade similar to the swept wing of the aircraft and helps to reduce losses during braking of the incoming flow in the peripheral region of the blade.
Известная лопатка спрофилирована таким образом, что поток газа натекает на профиль лопатки в ее поперечном сечении у входной кромки под нулевым углом атаки на поверхность разрежения, а на поверхность давления под углом, равным углу клина у входной кромки. Если величина числа Маха набегающего потока больше 1.0, то наличие клина формирует кромочный косой скачок уплотнения, распространяющийся от передней кромки стороны давления до стороны разрежения предшествующей лопатки. В косом скачке уплотнения поток тормозится, но скорость за ним остается сверхзвуковой (в относительном движении), и дальнейшее торможение происходит в замыкающем скачке уплотнения вблизи задней кромки, за которой поток дозвуковой. Благодаря организации торможения в системе из двух скачков в рабочем колесе известной лопатки, газ сжимается с меньшими потерями, чем в рабочем колесе, в котором торможение происходит в одном прямом скачке уплотнения.The known blade is profiled in such a way that a gas stream flows onto the blade profile in its cross section at the inlet edge at a zero angle of attack on the rarefaction surface, and on the pressure surface at an angle equal to the angle of the wedge at the inlet edge. If the value of the Mach number of the oncoming flow is greater than 1.0, then the presence of a wedge forms an oblique edge shock wave propagating from the leading edge of the pressure side to the rarefaction side of the previous blade. In the oblique shock wave, the flow is slowed down, but the speed behind it remains supersonic (in relative motion), and further braking occurs in the closing shock wave of the seal near the trailing edge, behind which the subsonic flow. Due to the organization of braking in a system of two jumps in the impeller of a known blade, the gas is compressed with less loss than in the impeller, in which braking occurs in a single direct shock wave.
Таким образом, в известном рабочем колесе осевого вентилятора или компрессора организуется процесс сжатия с пониженными потерями для сечений профиля пера лопатки с высокой величиной числа Маха набегающего потока. Известная лопатка оптимально работает на повышенных частотах вращения ротора, при наличии сверхзвуковой скорости на передней кромке, и основные усилия при ее проектировании были затрачены для решения проблемы эффективного торможения сверхзвукового потока. Недостатком известной лопатки является то, что на пониженных частотах вращения углы атаки превышают оптимальные значения, что может привести к срыву потока, повышенным потерям и уменьшению запасов устойчивой работы.Thus, in the known impeller of an axial fan or compressor, a compression process with reduced losses is organized for cross sections of the blade profile of the blade with a high free-stream Mach number. The known blade works optimally at increased rotor speeds, in the presence of supersonic speed at the leading edge, and the main efforts in its design have been expended to solve the problem of effective braking of supersonic flow. A disadvantage of the known blades is that at reduced rotational speeds, the angles of attack exceed the optimal values, which can lead to flow stall, increased losses and a decrease in the reserves of stable operation.
Наиболее близким аналогом полезной модели является лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащая перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, и полученной путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера, причем образующие поверхностей давления и разряжения расположены симметрично относительно средних линий аэродинамических профилей, проекция оси лопатки на меридиональную плоскость выполнена наклонной в сторону входной кромки, а средние линии аэродинамических профилей выполнены с переменным значением конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке (патент РФ №87761).The closest analogue of the utility model is the blade of the impeller of a high-speed axial compressor, containing a pen with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces conjugated along the height of the blade and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces conjugated with toroidal surfaces of the inlet and outlet edges , and obtained by stringing on the axis of the blade axis of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen, and forming pressure surfaces and discharged I arranged symmetrically relative to the median lines of airfoils, the projection of the blade axis in the meridional plane is inclined toward the front edge and the middle line of airfoils made variable value constructive angle centerline of the leading edge to the trailing edge (RF patent №87761).
При проектировании известной лопатки к конструктивным углам средней линии алгебраически прибавляются корректирующие углы и из исходного профиля получается модифицированный профиль. Корректирующие углы известной лопатки подбираются таким образом, чтобы на режиме работы со сверхзвуковой скоростью набегающего потока газа вблизи передней кромки скачок уплотнения располагался внутри межлопаточного канала, и это, как отмечено в патенте, приводит к расширению диапазона устойчивой работы колеса высокооборотного осевого вентилятора или компрессора. В итоге, профиль известной лопатки изменяется с помощью корректирующих углов так, что в сечениях пера лопатки, расположенных в радиальном направлении от втулки к периферии, для которых набегающий на переднюю кромку поток имеет сверхзвуковую скорость, профиль становится менее изогнутым в области от передней кромки до, примерно, середины длины профиля (расстояние отсчитывается вдоль средней линии профиля).When designing a known blade, the correcting angles are algebraically added to the structural angles of the midline and a modified profile is obtained from the original profile. The correcting angles of the known blades are selected so that, when operating at supersonic speed of the incoming gas flow near the leading edge, the shock wave is located inside the interscapular channel, and this, as noted in the patent, leads to the expansion of the range of stable operation of the wheel of a high-speed axial fan or compressor. As a result, the profile of the known blade is changed using corrective angles so that in the sections of the feather of the blade located radially from the sleeve to the periphery, for which the flow incident on the leading edge has a supersonic speed, the profile becomes less curved in the region from the leading edge to approximately the middle of the profile length (the distance is measured along the midline of the profile).
С помощью корректирующих углов профиль известной лопатки изменяется таким образом, чтобы исключить возникновение выбитой ударной волны вблизи передней кромки на режимах работы со сверхзвуковой скоростью на входе. Скачок уплотнения располагается внутри межлопаточного канала. Ротор известной модели работает эффективно при высокой частоте вращения и сверхзвуковой скорости набегающего на переднюю кромку потока.Using corrective angles, the profile of the known blade is changed in such a way as to exclude the occurrence of a knocked-out shock wave near the leading edge in operating modes with supersonic velocity at the inlet. The shock wave is located inside the interscapular canal. The rotor of the known model operates efficiently at a high speed and supersonic speed of the flow incident on the leading edge.
Но, как отмечалось выше, профиль становится менее изогнутым в области передней кромки. Такое изменение приводит к тому, что на пониженных частотах вращения углы атаки превышают оптимальные значения, что, в свою очередь, приводит к преждевременному отрыву потока (в первую очередь на периферии), повышенным потерям и уменьшению запасов устойчивой работы, т.е. к снижению эффективности работы рабочего колеса на режимах с пониженной частотой вращения.But, as noted above, the profile becomes less curved in the region of the leading edge. Such a change leads to the fact that at lower rotational speeds the angle of attack exceeds the optimal values, which, in turn, leads to premature separation of the flow (primarily at the periphery), increased losses and a decrease in the reserves of stable work, i.e. to reduce the efficiency of the impeller in low speed modes.
Технический результат полезной модели заключается в повышении эффективности работы рабочего колеса на режимах с пониженной частотой вращения при обеспечении устойчивой работы компрессора.The technical result of the utility model is to increase the efficiency of the impeller in the low-speed modes while ensuring the stable operation of the compressor.
Указанный технический результат достигается тем, что в лопатке рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержащей перо с входной и выходной кромками, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей и телесной формой, образованной поверхностями давления и разряжения, сопряженными с тороидальными поверхностями входной и выходной кромок, и полученной путем нанизывания на ось лопатки аэродинамических профилей поперечных сечений пера, причем образующие поверхностей давления и разряжения расположены симметрично относительно средних линий аэродинамических профилей, проекция оси лопатки на меридиональную плоскость выполнена наклонной в сторону входной кромки, а средние линии аэродинамических профилей выполнены с переменным значением конструктивного угла средней линии от входной кромки к выходной кромке, согласно полезной модели значения конструктивных углов средней линии каждого аэродинамического профиля определяется следующим соотношением:The specified technical result is achieved by the fact that in the blade of the impeller of a high-speed axial compressor containing a feather with inlet and outlet edges made in the form of toroidal surfaces conjugated along the height of the blade and a solid shape formed by pressure and vacuum surfaces, conjugated with the toroidal surfaces of the input and output edges, and obtained by stringing on the axis of the blade axis of the aerodynamic profiles of the cross sections of the pen, moreover, forming pressure and discharge surfaces The lines are located symmetrically relative to the midlines of the aerodynamic profiles, the projection of the axis of the blade on the meridional plane is made inclined towards the input edge, and the middle lines of the aerodynamic profiles are made with a variable value of the design angle of the midline from the input edge to the output edge, according to a useful model, the values of the design angles of the midline each aerodynamic profile is determined by the following relationship:
β′(so,zo) - текущее значение конструктивного угла средней линии;β ′ (s o , z o ) is the current value of the constructive angle of the midline;
so - относительная координата по длине средней линии, которая изменяется в диапазоне 0÷2 и определяется соотношением so=2s/smax, гдеs o is the relative coordinate along the length of the midline, which varies in the
s - текущая координата по длине средней линии;s is the current coordinate along the length of the midline;
smax - максимальное значение длины средней линии;s max - the maximum value of the length of the midline;
zo - относительная координата по высоте лопатки, которая определяется соотношением z/zmax, гдеz o is the relative coordinate along the height of the blade, which is determined by the ratio z / z max , where
z - текущая координата по высоте лопатки;z is the current coordinate along the height of the scapula;
zmax - максимальное значение координаты по высоте лопатки,z max - the maximum value of the coordinate along the height of the scapula,
при этом значение относительного конструктивного угла средней линии определяется как:the value of the relative structural angle of the midline is defined as:
C1 - значение переменной члена первой степени, которая выбирается в диапазоне -0,09÷0,09;C 1 - the value of the variable member of the first degree, which is selected in the range of -0.09 ÷ 0.09;
C2 - значение переменной члена второй степени, которая выбирается в диапазоне -0,03÷0,06C 2 - the value of the variable member of the second degree, which is selected in the range -0,03 ÷ 0,06
C3 - значение переменной члена степени m, которая изменяется в диапазоне -0,25 4- 0,00.C 3 - the value of a variable of a member of degree m, which varies in the range -0.25 4 - 0.00.
m - показатель степени, выбираемый из ряда 3, 5, 7…m is an exponent selected from a number of 3, 5, 7 ...
Этим соотношением описывается профиль поперечного сечения лопатки, в котором образующие поверхностей давления и разряжения выполнены изогнутыми в частях, прилегающих к передней и задней кромкам пера лопатки, а в средней части образующие выполнены с незначительным значением кривизны. Такой профиль сочетает достоинства оптимальных профилей для высоких и низких частот вращения.This ratio describes the profile of the cross section of the blade, in which the generatrices of the pressure and vacuum surfaces are made curved in parts adjacent to the front and rear edges of the feather blade, and in the middle part the generators are made with a slight value of curvature. This profile combines the advantages of optimal profiles for high and low speeds.
В расчетной точке на высоких частотах вращения рабочего колеса с высокой величиной числа Маха набегающего потока, такой профиль исключает сильный разгон потока благодаря примерно постоянной величине угла касательной к средней части профиля. На пониженных оборотах и при низкой величине числа Маха набегающего потока, благодаря изгибу передней части профиля исключаются повышенные углы атаки, а одновременный изгиб передней и задней кромки позволяет поворачивать поток, т.е. подводить работу к газу. При этом выполнение средней части образующих боковых поверхностей лопатки с незначительным значением кривизны позволяет предотвратить отрыв пограничного слоя потока в периферийной области лопатки. Тем самым повышается эффективность работы рабочего колеса на режимах с пониженной частотой вращения при сохранении эффективной работы рабочего колеса на режимах с высокой частотой вращения с числом Маха набегающего потоке (в относительном движении) больше величины ~1.4, что обеспечивает устойчивую работу рабочего колеса в требуемом диапазоне частот.At the design point at high impeller rotational speeds with a high value of the Mach number of the incoming flow, such a profile eliminates a strong acceleration of the flow due to the approximately constant value of the tangent angle to the middle part of the profile. At low revs and with a low value of the Mach number of the incoming flow, due to the bending of the front part of the profile, increased angles of attack are eliminated, and the simultaneous bending of the front and rear edges allows you to rotate the flow, i.e. bring work to the gas. In this case, the execution of the middle part of the generatrix of the side surfaces of the blades with an insignificant value of curvature prevents the separation of the boundary layer of flow in the peripheral region of the blade. This increases the efficiency of the impeller in low-speed modes while maintaining the effective work of the impeller in high-speed modes with a free-stream Mach number (in relative motion) greater than ~ 1.4, which ensures stable operation of the impeller in the required frequency range .
Сущность полезной модели поясняется чертежами, гдеThe essence of the utility model is illustrated by drawings, where
на фиг. 1 представлен общий вид лопатки со стороны торцевой поверхности лопатки;in FIG. 1 shows a general view of the blade from the side of the end surface of the blade;
на фиг. 2 представлен вид скелетной поверхности с осью лопатки;in FIG. 2 shows a view of the skeletal surface with the axis of the scapula;
на фиг. 3 представлен аэродинамический профиль поперечного сечения пера лопатки согласно полезной модели в сравнении с профилем известной лопатки;in FIG. 3 shows the aerodynamic profile of the cross section of a feather of a blade according to a utility model in comparison with the profile of a known blade;
на фиг. 4 представлен график распределения относительного конструктивного угла средней линии аэродинамического профиля описываемой лопатки в сравнении с известной лопаткой;in FIG. 4 is a graph of the distribution of the relative structural angle of the midline of the aerodynamic profile of the described blade in comparison with the known blade;
на фиг. 5 представлены диаграммы (в относительном масштабе) линий постоянного уровня числа Маха на периферийном участке межлопаточного пространства рабочего колеса на поверхности вращения при работе на частоте вращения 70% от максимального для известной лопатки а) и для описываемой лопатки б);in FIG. 5 shows diagrams (on a relative scale) of lines of a constant level of the Mach number on the peripheral section of the impeller interscapular space on the surface of rotation when operating at a rotation frequency of 70% of the maximum for the known blade a) and for the described blade b);
на фиг. 6 представлены диаграммы линий постоянного уровня числа Маха на среднем по высоте пера участке межлопаточного пространства рабочего колеса на поверхности вращения при работе на частоте вращения 70% от максимального для известной лопатки а) и для описываемой лопатки б);in FIG. Figure 6 shows diagrams of lines of a constant level of the Mach number on the average height of the pen portion of the interscapular space of the impeller on the surface of rotation when operating at a rotation frequency of 70% of the maximum for the known blade a) and for the described blade b);
на фиг. 7 представлены диаграммы (в относительном масштабе) линий постоянного уровня числа Маха на периферийном участке межлопаточного пространства рабочего колеса на поверхности вращения при работе на максимальной частоте вращения для известной лопатки а) и для описываемой лопатки б).in FIG. 7 shows diagrams (on a relative scale) of lines of a constant level of the Mach number on the peripheral section of the impeller interscapular space on the surface of rotation when operating at the maximum speed for the known blade a) and for the described blade b).
Лопатка рабочего колеса высокооборотного осевого компрессора, содержит перо 1 с входной кромкой 2 и выходной кромкой 3, выполненными в виде сопряженных между собой по высоте лопатки тороидальных поверхностей 4 и телесной формой 5, образованной поверхностью давления 6 и поверхностью разряжения 7, сопряженными с тороидальными поверхностями 4 входной кромки 2 и выходной кромки 3. Телесная форма 5 пера 1 в поперечном сечении представляет собой аэродинамический профиль 8, ограниченный образующей 9 поверхности давления 6 и образующей 10 поверхности разряжения 7, расположенных симметрично относительно средней линии 11 аэродинамического профиля 8.The blade of the impeller of a high-speed axial compressor, contains a
Ось лопатки 12, представляющая собой изогнутую линию, являющуюся геометрическим местом точек середины средних линий 11 аэродинамических профилей 8 поперечных сечений пера 1 лопатки, выполнена таким образом, что ее проекция на меридиональную плоскость рабочего колеса наклонена на угол γ=5°-10° в сторону входной кромки 2 лопатки.The axis of the
Средняя линия 11 аэродинамического профиля 8 в каждом поперечном сечении пера 1 лопатки выполнена с переменным значением конструктивного угла β′ средней линии 11 от входной кромки 2 к выходной кромке 3, причем значения конструктивных углов средней линии 11 каждого аэродинамического профиля 8 определяется следующим соотношением:The
β′(so,zo) - текущее значение конструктивного угла средней линии;β ′ (s o , z o ) is the current value of the constructive angle of the midline;
so - относительная координата по длине средней линии, которая изменяется в диапазоне 0÷2 и определяется соотношениемs o - relative coordinate along the length of the midline, which varies in the
so=2s/smax, гдеs o = 2s / s max , where
s - текущая координата по длине средней линии;s is the current coordinate along the length of the midline;
smax - максимальное значение длины средней линии;s max - the maximum value of the length of the midline;
zo - относительная координата по высоте лопатки, которая определяется соотношением z/zmax, гдеz o is the relative coordinate along the height of the blade, which is determined by the ratio z / z max , where
z - текущая координата по высоте лопатки;z is the current coordinate along the height of the scapula;
zmax - максимальное значение координаты по высоте лопатки,z max - the maximum value of the coordinate along the height of the scapula,
при этом значение относительного конструктивного угла средней линии определяется как:the value of the relative structural angle of the midline is defined as:
C1 - значение переменной члена первой степени, котораяC 1 - the value of the variable member of the first degree, which
выбирается в диапазоне -0,09÷0,09;is selected in the range of -0.09 ÷ 0.09;
C2 - значение переменной члена второй степени, котораяC 2 - the value of the variable member of the second degree, which
выбирается в диапазоне -0,03÷0,06selectable in the range -0.03 ÷ 0.06
C3 - значение переменной члена степени m, которая изменяется в диапазоне -0,25÷0,00.C 3 - the value of a variable member of degree m, which varies in the range of -0.25 ÷ 0.00.
m - показатель степени, выбираемый из ряда 3, 5, 7…m is an exponent selected from a number of 3, 5, 7 ...
Конструктивный угол β′ средней линии 11 определяется как угол между касательной к средней линии и проекцией оси X на поверхность поперечного сечения пера 1 лопатки.The structural angle β ′ of the
На стадии профилирования лопатки рабочего колеса компрессора определяется геометрия лопатки, которая должна обеспечивать на выходе из лопатки требуемое распределение по высоте лопатки значений степени повышения полного давления, расхода воздуха и эффективности происходящих в межлопаточных каналах процессов. В начале профилирования лопатки определяют пространственную форму ее скелетной средней поверхности 13 нулевой толщины, построенной по высоте пера 1 линиями пересечения 14 скелетной средней поверхности 13 с осесимметричными поверхностями вращения 15, ось вращения которых совпадает с осью вращения рабочего колеса 16.At the stage of profiling the blades of the impeller of the compressor, the geometry of the blade is determined, which should provide the required distribution of the height of the total pressure, air flow and the efficiency of the processes occurring in the interscapular channels at the blade exit. At the beginning of profiling, the blades determine the spatial shape of its skeletal
Форма линий пересечения 14 определяется значениями конструктивных углов β′, рассчитанных в соответствии с указанным выше соотношением. Затем линии пересечения 14 принимаются за средние линии 11 аэродинамических профилей 8 и на ось лопатки 12 по ее высоте нанизываются телесные аэродинамические профили 8 заданной формы и требуемой толщины, в результате чего и образуется телесная форма 5 лопатки.The shape of the intersection lines 14 is determined by the values of the structural angles β ′ calculated in accordance with the above ratio. Then, the intersection lines 14 are taken as the
Графики распределения относительного конструктивного угла средней линии (фиг. 4) наглядно показывают, что средняя линия 11 аэродинамического профиля 8 описываемой лопатки имеет изогнутые участки, прилегающие к входной кромке 2 и выходной кромке 3, и участок в средней части, незначительно отличающийся от прямолинейного или слегка вогнутый в периферийной области лопатки. Такой профиль сочетает достоинства оптимальных профилей для высоких и низких частот вращения. В расчетной точке, для сечений пера лопатки с высокой величиной числа Маха набегающего потока, такой профиль исключает сильный разгон потока благодаря примерно постоянной величине угла касательной к средней части профиля. На пониженных частотах вращения, при малой величине числа Маха набегающего потока, благодаря изгибу передней части профиля исключаются повышенные углы атаки, а одновременный изгиб передней и задней кромки позволяет поворачивать поток, т.е. подводить работу к газу.The distribution graphs of the relative constructive angle of the midline (Fig. 4) clearly show that the
Для иллюстрации вышесказанного на фиг. 5-7 приведены диаграммы обтекания лопатки (при работе в точке на линии рабочих режимов), составленной для профилей известной и описываемой лопаток. Поле течения получено с помощью программы решения уравнений Навье-Стокса трехмерного турбулентного течения сжимаемого газа, с одинаковыми граничными условиями для обоих вариантов. Известное рабочее колесо и рабочее колесо с лопатками согласно полезной модели принадлежат к первой ступени компрессора, у которого отсутствует входной направляющий аппарат.To illustrate the foregoing in FIG. 5-7 are flow diagrams of the flow around a blade (when operating at a point on the line of operating modes) compiled for profiles of the known and described blades. The flow field was obtained using the program for solving the Navier-Stokes equations of a three-dimensional turbulent flow of a compressible gas, with the same boundary conditions for both versions. Known impeller and impeller with blades according to a utility model belong to the first stage of the compressor, which does not have an input guide apparatus.
На этих фигурах приведены картины линий постоянного уровня числа Маха в относительном движении в плоских решетках на поверхности вращения для различных сечений по высоте лопатки: вблизи периферии и на среднем радиусе при величине приведенной частоты вращения рабочего колеса 70% и вблизи периферии при частоте вращения рабочего колеса 100%.These figures show patterns of lines of a constant level of the Mach number in relative motion in flat lattices on the surface of rotation for various sections along the height of the blade: near the periphery and at the average radius at a reduced impeller speed of 70% and near the periphery at the impeller speed of 100 %
При частоте вращения ротора 70% в сечении вблизи периферии лопатки образованного известным профилем, образуется мощная отрывная зона, начинающаяся от передней кромки фиг. 5 (диаграмма а). В канале, образованным описываемым профилем, течение на передней кромке безотрывное (диаграмма б).At a rotor speed of 70% in a section near the periphery of the blade formed by a known profile, a powerful separation zone is formed starting from the leading edge of FIG. 5 (diagram a). In the channel formed by the described profile, the flow at the leading edge is continuous (diagram b).
При этой же частоте вращения рабочего колеса в среднем по высоте сечении лопатки, для которой картина течения изображена на фиг. 6, внутри канала, образованного профилем известной лопатки, образуется незначительная по размерам отрывная зона (диаграмма а), начинающаяся от передней кромки из-за наличия повышенных углов натекания, которая постепенно увеличивается и превращается в мощную отрывную зону по мере продвижения от среднего сечения по высоте лопатки к периферийным сечениям лопатки фиг. 5 (диаграмма а).At the same rotational speed of the impeller, the average height of the cross section of the blade, for which the flow pattern is depicted in FIG. 6, inside the channel formed by the profile of the known blade, a small separation zone is formed (diagram a), starting from the leading edge due to the presence of increased leakage angles, which gradually increases and turns into a powerful separation zone as it moves from the middle section in height vanes to peripheral sections of the vanes of FIG. 5 (diagram a).
Из-за образования в исходном профиле отрывного течения на линии рабочих режимов в области от середины пера лопатки до периферийного сечения, эффективность работы на этом режиме резко падает, что сказывается в уменьшении величины КПД, степени повышения полного давления и, как следствие, в недостаточной величине запасов устойчивой работы. В то же время, в аэродинамическом профиле описываемой лопатки течение в этих же областях безотрывное фиг. 6 (диаграмма б), а значения КПД и запаса устойчивой работы рабочего колеса с описываемым профилем выше, чем у известного.Due to the formation of a tear-off flow in the initial profile on the line of operating modes in the region from the middle of the blade blade to the peripheral section, the operating efficiency in this mode drops sharply, which affects the decrease in the efficiency, the degree of increase in total pressure and, as a result, in insufficient size sustainable work stocks. At the same time, in the aerodynamic profile of the described blade, the flow in these areas is continuous in FIG. 6 (diagram b), and the values of the efficiency and margin of stable operation of the impeller with the described profile are higher than that of the known one.
Иная картина течения наблюдается на приведенной частоте вращения ротора 100% фиг. 7 (диаграммы а и б), на которой представлены линии постоянного уровня числа Маха в плоских решетках на поверхности вращения вблизи периферии. Протекание линий постоянных чисел Маха в известном и описываемом варианте примерно одинаковое, также как и в остальных сечениях по высоте лопатки. Отметим, что рабочие колеса с известным профилем и профилем описываемой лопатки имеют на этом режиме работы одинаковые величины расхода, степени сжатия, КПД и одинаковые запасы устойчивой работы.A different flow pattern is observed at the reduced rotor speed of 100% of FIG. 7 (diagrams a and b), which shows lines of a constant level of the Mach number in plane lattices on the surface of revolution near the periphery. The flow of lines of constant Mach numbers in the known and described embodiment is approximately the same, as well as in other sections along the height of the scapula. Note that the impellers with a known profile and the profile of the described blade have the same flow rate, compression ratio, efficiency and the same stable operation reserves in this operating mode.
На основании проведенного анализа можно сделать вывод о том, что при высоких частотах вращения рабочего колеса известная лопатка и описываемая лопатка работают с одинаковой эффективностью, а на пониженных частотах вращения рабочего колеса описываемая лопатка, в меньшей степени, по сравнению с исходным, подвержена отрыву пограничного слоя в области от середины пера лопатки до периферии.Based on the analysis, we can conclude that at high speeds of the impeller rotation, the known blade and the described blade work with the same efficiency, and at reduced speeds of the impeller rotation the described blade, to a lesser extent than the original, is subject to separation of the boundary layer in the region from the middle of the scapula feather to the periphery.
Тем самым повышается эффективность работы рабочего колеса на режимах с пониженными частотами вращения при сохранении эффективной работы рабочего колеса на режимах с высокой частотой вращения с числом Маха набегающего потока (в относительном движении) больше величины ~1.4, что обеспечивает устойчивую работу рабочего колеса в требуемом диапазоне частот.This increases the efficiency of the impeller in modes with reduced speeds while maintaining the effective operation of the impeller in modes with a high speed with a free flow Mach number (in relative motion) greater than ~ 1.4, which ensures stable operation of the impeller in the required frequency range .
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014145173/06U RU154906U1 (en) | 2014-11-11 | 2014-11-11 | HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014145173/06U RU154906U1 (en) | 2014-11-11 | 2014-11-11 | HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU154906U1 true RU154906U1 (en) | 2015-09-10 |
Family
ID=54074066
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014145173/06U RU154906U1 (en) | 2014-11-11 | 2014-11-11 | HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU154906U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU167312U1 (en) * | 2016-03-24 | 2017-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Impeller blade for high speed axial compressor |
-
2014
- 2014-11-11 RU RU2014145173/06U patent/RU154906U1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU167312U1 (en) * | 2016-03-24 | 2017-01-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Impeller blade for high speed axial compressor |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9650896B2 (en) | Turbine engine blade having improved stacking law | |
| EP2623794B1 (en) | Centrifugal compressor diffuser | |
| RU2354854C1 (en) | Axial blower or compressor high-rpm impeller | |
| US2830754A (en) | Compressors | |
| CN102556344B (en) | Blade for a helicopter anti-torque device | |
| RU2711204C2 (en) | Gas turbine engine airflow straightening assembly and gas turbine engine comprising such unit | |
| US9051839B2 (en) | Supersonic turbine moving blade and axial-flow turbine | |
| RU2662761C2 (en) | Gas turbine engine straightener blade | |
| PL198629B1 (en) | Compressor's vane in particular for a gas turbine engine | |
| KR102196815B1 (en) | Radial or mixed-flow compressor diffuser having vanes | |
| JP7422156B2 (en) | Modeling method for aircraft engine fan assembly | |
| CN102454633A (en) | Axial compressor | |
| EA028485B1 (en) | Centrifugal machine | |
| US2749027A (en) | Compressor | |
| JP6268315B2 (en) | Turbine blade and steam turbine | |
| RU154906U1 (en) | HIGH SPEED AXLE COMPRESSOR BLADE | |
| RU87761U1 (en) | WORKING BLADE OF AXIAL FAN OR COMPRESSOR | |
| RU2353818C1 (en) | Vaned diffuser of centrifugal compressor | |
| RU2422670C1 (en) | Blade system of impeller of radial axial hydraulic turbine | |
| RU2606294C1 (en) | High-speed axial fan impeller | |
| JP6715941B2 (en) | Compressor blades, compressors, and methods for contouring compressor blades | |
| RU148959U1 (en) | AXIAL COMPRESSOR SHOULDER BLADE | |
| RU156245U1 (en) | BIOTATIVE FAN | |
| RU158071U1 (en) | AXIAL COMPRESSOR GUIDELINES | |
| RU167312U1 (en) | Impeller blade for high speed axial compressor |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC92 | Official registration of non-contracted transfer of exclusive right of a utility model |
Effective date: 20210804 |