RU2000101807A - Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение - Google Patents

Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение

Info

Publication number
RU2000101807A
RU2000101807A RU2000101807/06A RU2000101807A RU2000101807A RU 2000101807 A RU2000101807 A RU 2000101807A RU 2000101807/06 A RU2000101807/06 A RU 2000101807/06A RU 2000101807 A RU2000101807 A RU 2000101807A RU 2000101807 A RU2000101807 A RU 2000101807A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
profile
blade
point
chord
tangent
Prior art date
Application number
RU2000101807/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2191930C2 (ru
Inventor
Ульф КЕЛЛЕР
Рейнхард МЕНИГ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2000101807A publication Critical patent/RU2000101807A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2191930C2 publication Critical patent/RU2191930C2/ru

Links

Claims (11)

1. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит: a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4), c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), причем d) профиль лопатки (2) имеет выпукло искривленный контур стороны разряжения (6) и противоположный контуру стороны разряжения (6) контур напорной стороны (13), которые соответственно соединяют точку переднего края лопатки (3) и точку заднего края лопатки (4), отличающаяся тем, что контур стороны разряжения (6) в точке пересечения стороны разряжения (7) с базовой прямой (8), пересекающей перпендикулярно хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5), имеет радиус кривизны (Р), меньший, чем половина длины (L) хорды профиля (5).
2. Компрессорная лопатка (1) по п.1, отличающаяся тем, что профиль (2) лопатки включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), который определяет максимальною толщину профиля (D), причем проходящая через центр (М) этой окружности (10) прямая расстояния окружности (11) пересекает перпендикулярно хорду профиля (5) и расположена на расстоянии окружности (К) от точки переднего края лопатки (3) меньшим, чем 32% длины (L) хорды профиля (5) и лежит, в частности, между 15% и 30% длины (L) хорды профиля (5).
3. Компрессорная лопатка (1) по п.1 или 2, отличающаяся тем, что контур стороны разряжения (6) в точке пересечения стороны разряжения (7) имеет касательную к стороне разряжения (12) и контур напорной стороны (13) в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) имеет касательную к напорной стороне (14), причем касательная к стороне разряжения (12) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5o и 20o.
4. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит: a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4), c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), d) выпукло искривленный контур стороны разряжения (6) и противоположный контуру стороны разряжения (6) контур напорной стороны (13), которые соединяют соответственно точку переднего края лопатки (3) и точку заднего края лопатки (4), и который e) включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), каковой максимальный диаметр (D) определяет максимальную толщину профиля (D), причем ведущая через центр (М) этой окружности (10) прямая расстояния окружности (11) пересекает перпендикулярно хорду профиля (5) и расположена на расстоянии окружности (К) относительно точки переднего края лопатки (3), отличающаяся тем, что расстояние окружности (К) является меньшим, чем 32% длины (L) хорды профиля (5) и, в частности, лежит между 15% и 30% длины (L) хорды профиля (5).
5. Компрессорная лопатка (1) по п.4, отличающаяся тем, что к контуру стороны разряжения (6) в точке пересечения стороны разряжения (7) с базовой прямой (8), перпендикулярно пересекающей хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5) прилегает касательная стороны разряжения (12) и к контуру напорной стороны (13) в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) прилегает касательная к напорной стороне (14), причем касательная к стороне разряжения (12) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5o и 20o.
6. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит: a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4), c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), d) контур стороны разряжения (6), который в точке пересечения стороны разряжения (7) с базовой прямой (8), пересекающей перпендикулярно хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5), имеет касательную к стороне разряжения (12), и e) противоположный контуру стороны разряжения (6) контур напорной стороны (13), который в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) имеет касательную к напорной стороне (14), отличающаяся тем, что касательная к стороне разряжения (12) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5o и 20o.
7. Компрессорная лопатка (1) по п.6, отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), каковой максимальный диаметр (D) определяет максимальную толщину профиля (D), причем обозначениями: D для максимальной толщины профиля (D), L для длины (L) хорды профиля (5) и Т для угла касательных (Т) согласно
Figure 00000001

определен относительный угол касательных ТR, который лежит между 1 и 2,5, в частности, между 1,2 и 2.
8. Компрессорная лопатка (1) по любому из предыдущих пунктов, в которой при обтекании газом (20) с заданной скоростью набегающего потока (А) на контуре стороны разряжения (6) устанавливается граничный слой (23) газа (20), в котором появляется максимум скорости (24), отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) выбран так, что при значении скорости набегающего потока (А) больше, чем число Маха 0.4, в граничном слое (23) получается место перехода (26), в котором обтекание изменяется с ламинарного на турбулентное, и в котором газ имеет переходную скорость (25), которая составляет по меньшей мере 90% максимума скорости (24).
9. Компрессорная лопатка (1) по любому из пп.1-7, причем вдоль контура стороны разряжения (6) от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4) при обтекании газом (20) на контуре стороны разряжения (6) устанавливается граничный слой (23) газа (20), отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) выбран таким образом, что в месте максимума (27) в граничном слое (23) появляется максимум скорости (24), причем проходящая через место максимума (24), пересекающая перпендикулярно хорду профиля (5) прямая максимума (26) расположена на расстоянии максимума (S) от точки переднего края лопатки (3), которое составляет меньше, чем 15% длины (L) хорды профиля (5).
10. Компрессорная лопатка (1) по любому из пп.2, 4 или 7, отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) на от 1% до 99% длины (L) хорды профиля имеет толщину профиля (d), которая составляет по меньшей мере 18% максимальной толщины профиля (D).
11. Применение компрессорной лопатки (1) по любому из предыдущих пунктов в компрессоре (30) стационарной газовой турбины (31).
RU2000101807/06A 1997-06-24 1998-06-15 Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение RU2191930C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19726847.1 1997-06-24
DE19726847 1997-06-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000101807A true RU2000101807A (ru) 2001-12-20
RU2191930C2 RU2191930C2 (ru) 2002-10-27

Family

ID=7833531

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000101807/06A RU2191930C2 (ru) 1997-06-24 1998-06-15 Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6264429B1 (ru)
EP (2) EP1338799B2 (ru)
JP (1) JP4087461B2 (ru)
DE (3) DE29825097U1 (ru)
RU (1) RU2191930C2 (ru)
WO (1) WO1998059175A1 (ru)

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6129528A (en) * 1998-07-20 2000-10-10 Nmb Usa Inc. Axial flow fan having a compact circuit board and impeller blade arrangement
JP4545862B2 (ja) * 1999-12-08 2010-09-15 本田技研工業株式会社 軸流型圧縮機の静翼および静翼列
US6457938B1 (en) * 2001-03-30 2002-10-01 General Electric Company Wide angle guide vane
US6709232B1 (en) * 2002-09-05 2004-03-23 Honeywell International Inc. Cambered vane for use in turbochargers
DE10352253A1 (de) 2003-11-08 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verdichterlaufschaufel
US7878759B2 (en) * 2003-12-20 2011-02-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mitigation of unsteady peak fan blade and disc stresses in turbofan engines through the use of flow control devices to stabilize boundary layer characteristics
EP1580399B1 (de) * 2004-03-25 2006-11-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Verdichter für ein Flugzeugtriebwerk
EP2050929B1 (de) 2004-06-02 2009-10-21 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Verdichterschaufel, insbesondere für den Fan von Flugzeugtriebwerken
EP1904730B1 (en) * 2005-07-19 2008-12-10 Honeywell International Inc. Variable nozzle turbocharger
US8313300B2 (en) * 2007-06-14 2012-11-20 Christianson Systems, Inc. Rotor for centrifugal compressor
JP2009008014A (ja) * 2007-06-28 2009-01-15 Mitsubishi Electric Corp 軸流ファン
EP2299124A1 (de) * 2009-09-04 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Verdichterlaufschaufel für einen Axialverdichter
US9309769B2 (en) * 2010-12-28 2016-04-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine airfoil shaped component
DE112013004639T5 (de) * 2012-09-21 2015-06-25 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Verfahren zum Verschweißen von erosionsbeständigem Metallmaterial und Turbinenschaufel
BR112015027090A2 (pt) * 2013-05-14 2017-07-25 Gen Electric método de formação de uma pá-guia de saída de tecido compósito e pá-guia de saída
GB2523133B (en) * 2014-02-13 2016-06-01 X-Wind Power Ltd Vertical axis wind turbine rotor and aerofoil
EP2927427A1 (de) 2014-04-04 2015-10-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenschaufel
JP6320134B2 (ja) * 2014-04-07 2018-05-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼、エロージョンシールドの形成方法及び動翼製造方法
US9752536B2 (en) 2015-03-09 2017-09-05 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9739238B2 (en) 2015-03-09 2017-08-22 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US10066639B2 (en) 2015-03-09 2018-09-04 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a vaneless space
US9810238B2 (en) 2015-03-09 2017-11-07 Caterpillar Inc. Turbocharger with turbine shroud
US10006341B2 (en) 2015-03-09 2018-06-26 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a diffuser ring with tabs
US9915172B2 (en) 2015-03-09 2018-03-13 Caterpillar Inc. Turbocharger with bearing piloted compressor wheel
US9638138B2 (en) 2015-03-09 2017-05-02 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9732633B2 (en) 2015-03-09 2017-08-15 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine assembly
US9650913B2 (en) 2015-03-09 2017-05-16 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine containment structure
US9879594B2 (en) 2015-03-09 2018-01-30 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine nozzle and containment structure
US9903225B2 (en) 2015-03-09 2018-02-27 Caterpillar Inc. Turbocharger with low carbon steel shaft
US9890788B2 (en) 2015-03-09 2018-02-13 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9683520B2 (en) 2015-03-09 2017-06-20 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9822700B2 (en) 2015-03-09 2017-11-21 Caterpillar Inc. Turbocharger with oil containment arrangement
US9777747B2 (en) 2015-03-09 2017-10-03 Caterpillar Inc. Turbocharger with dual-use mounting holes
CN105257597B (zh) * 2015-11-12 2018-04-20 珠海格力电器股份有限公司 轴流风机及其轴流风叶
CN105351248B (zh) * 2015-12-17 2017-12-12 新昌县三新空调风机有限公司 一种风扇用高性能翼型
US10443607B2 (en) 2016-04-11 2019-10-15 Rolls-Royce Plc Blade for an axial flow machine
DE102016206022A1 (de) 2016-04-12 2017-10-12 Siemens Aktiengesellschaft Dichtung für Strömungsmaschinen
CN106089801B (zh) * 2016-08-11 2018-08-24 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种压气机叶片造型方法
US10801325B2 (en) * 2017-03-27 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Turbine blade with tip vortex control and tip shelf
JP6734576B2 (ja) 2017-05-24 2020-08-05 株式会社Ihi ファン及び圧縮機の翼
US11181120B2 (en) 2018-11-21 2021-11-23 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11280199B2 (en) 2018-11-21 2022-03-22 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US10859094B2 (en) 2018-11-21 2020-12-08 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11428154B2 (en) 2018-12-19 2022-08-30 Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. Nozzle vane
FR3108141B1 (fr) * 2020-03-10 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
DE102021123281A1 (de) * 2021-09-08 2023-03-09 MTU Aero Engines AG Schaufelblatt für einen Verdichter einer Strömungsmaschine
US11873730B1 (en) 2022-11-28 2024-01-16 Rtx Corporation Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB511645A (en) * 1937-07-07 1939-08-22 Talalmanykifejleszto Es Erteke Improvements in or relating to turbo-compressors or pumps
GB580806A (en) * 1941-05-21 1946-09-20 Alan Arnold Griffith Improvements in compressor, turbine and like blades
GB750305A (en) * 1953-02-05 1956-06-13 Rolls Royce Improvements in axial-flow compressor, turbine and like blades
DE1050016B (de) * 1953-05-27 1959-02-05 Power Jets Res & Dev Ltd Beschaufelung von mehrstufigen Axialverdichtern
US4431376A (en) * 1980-10-27 1984-02-14 United Technologies Corporation Airfoil shape for arrays of airfoils
CA1205709A (en) * 1981-08-31 1986-06-10 Elias H. Razinsky Airfoil for high efficiency/high lift fan
FR2590229B1 (fr) 1985-11-19 1988-01-29 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux helices aeriennes en ce qui concerne le profil de leurs pales
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2000101807A (ru) Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение
RU2191930C2 (ru) Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение
US7549839B2 (en) Variable geometry inlet guide vane
CA1052278A (en) Supersonic blading
KR960023674A (ko) 가스 터빈 엔진의 컴프레서 단벽 처리용 장치 및 그 방법
JPS58500159A (ja) 翼特に空気等の如き気体が周りを流れているタ−ボ機械のプロペラ翼及び羽根の流れ抵抗を減少せしめる方法及びこの方法を実施するための装置
US5460488A (en) Shrouded fan blade for a turbine engine
US6007297A (en) Blade for Kaplan turbine
CA2414072A1 (en) Fluid mixing device
US4055947A (en) Hydraulic thruster
US6644355B1 (en) Diffusing corner for fluid flow
Hobson et al. Effect of Reynolds number on separation bubbles on compressor blades in cascade
US5228833A (en) Turbomachine blade/vane for subsonic conditions
Majumdar et al. Flow characteristics in a large area ratio curved diffuser
SE461112B (sv) Ledskena foer en axialflaekt
JPS5888499A (ja) 陸上車輛用フアンのエ−ロフオイル
JP2002364374A (ja) 可変容量ターボ過給機
JPS61264215A (ja) 流体用タ−ビン流量計
JPH08135597A (ja) 翼列の２次流れ低減方法とその翼形
Singh Computation of transonic flows in and about turbine cascades with viscous effects
EP1193369B1 (en) Rotary eddy machine
JPH10231706A (ja) タービンスクロール
GB2395524A (en) Static pressure regain foil for diverging duct
Turton et al. Principles of axial flow machines
WILKINSON Calculation of blade-to-blade flow in a turbomachine by streamline curvature(Calculation of compressible flow in three dimensional cascade of turbomachine blades using stream line curvature technique)