RU2007141386A - Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель - Google Patents

Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2007141386A
RU2007141386A RU2007141386/06A RU2007141386A RU2007141386A RU 2007141386 A RU2007141386 A RU 2007141386A RU 2007141386/06 A RU2007141386/06 A RU 2007141386/06A RU 2007141386 A RU2007141386 A RU 2007141386A RU 2007141386 A RU2007141386 A RU 2007141386A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
sections
radial axis
attack
longitudinal
Prior art date
Application number
RU2007141386/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2459122C2 (ru
Inventor
Беатрис БАУ (FR)
Беатрис БАУ
Ален МАДЕК (FR)
Ален Мадек
Амаду М'БЕНГЮ (FR)
Амаду М'БЕНГЮ
Original Assignee
Снекма (Fr)
Снекма
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 Снекма (Fr), Снекма filed Critical Снекма (Fr)
Publication of RU2007141386A publication Critical patent/RU2007141386A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2459122C2 publication Critical patent/RU2459122C2/ru

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
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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

1. Лопасть (4) газотурбинного двигателя, содержащая набор секций (22), уложенных по радиальной оси (Z-Z), при этом каждая секция простирается в направлении продольной оси (Х-Х) между ребром атаки (24) и задней кромкой (26), и в направлении тангенциальной оси (Y-Y) между внутренней поверхностью и спинкой лопасти, при этом наборы секций лопастей разделены по радиальной оси на нижний набор (28), средний набор (30) и верхний набор (32), причем нижний набор (28) простирается от основания (10) лопасти до нижней границы (34) среднего набора, средний набор (30) простирается от нижней границы (28) до верхней границы (36), и верхний набор (32) простирается от верхней границы (36) среднего набора до верхнего края (12) лопасти, отличающаяся тем, что: ! проекция линии (28а), связывающей ребра атаки секций лопасти нижнего набора (28), на меридиональную плоскость, образованную продольной осью (Х-Х) и радиальной осью (Z-Z), образует с радиальной осью первый продольный угол наклона (α) к ребру атаки (24), который находится в пределах от 10 до 25°; ! проекция линии (30а), связывающей ребра атаки секций лопасти среднего набора (30) на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью второй продольный угол наклона (β) к задней кромке (26), который находится в пределах от 10 до 25°; ! проекция линии (32а), связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего набора (32) на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью третий продольный угол наклона (γ) к задней кромке (26), который находится в пределах от 20 до 50°; ! нижняя граница (34) среднего набора (30) секций лопасти размещена между 30 и 40% общей радиальной высоты (h) набора секций лопасти, измеренной от основания лопасти. ! 2. Лопасть по п.1, в которой: !

Claims (6)

1. Лопасть (4) газотурбинного двигателя, содержащая набор секций (22), уложенных по радиальной оси (Z-Z), при этом каждая секция простирается в направлении продольной оси (Х-Х) между ребром атаки (24) и задней кромкой (26), и в направлении тангенциальной оси (Y-Y) между внутренней поверхностью и спинкой лопасти, при этом наборы секций лопастей разделены по радиальной оси на нижний набор (28), средний набор (30) и верхний набор (32), причем нижний набор (28) простирается от основания (10) лопасти до нижней границы (34) среднего набора, средний набор (30) простирается от нижней границы (28) до верхней границы (36), и верхний набор (32) простирается от верхней границы (36) среднего набора до верхнего края (12) лопасти, отличающаяся тем, что:
проекция линии (28а), связывающей ребра атаки секций лопасти нижнего набора (28), на меридиональную плоскость, образованную продольной осью (Х-Х) и радиальной осью (Z-Z), образует с радиальной осью первый продольный угол наклона (α) к ребру атаки (24), который находится в пределах от 10 до 25°;
проекция линии (30а), связывающей ребра атаки секций лопасти среднего набора (30) на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью второй продольный угол наклона (β) к задней кромке (26), который находится в пределах от 10 до 25°;
проекция линии (32а), связывающей ребра атаки секций лопасти верхнего набора (32) на меридиональную плоскость, образует с радиальной осью третий продольный угол наклона (γ) к задней кромке (26), который находится в пределах от 20 до 50°;
нижняя граница (34) среднего набора (30) секций лопасти размещена между 30 и 40% общей радиальной высоты (h) набора секций лопасти, измеренной от основания лопасти.
2. Лопасть по п.1, в которой:
нижний набор (28) содержит линию (28b), связывающую центры тяжести указанных секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость (Y-Y) и радиальную ось (Z-Z) образует первый тангенциальный угол наклона (δ), который находится в пределах между -10 и 10°, с радиальной осью;
средний набор (30) содержит линию (30b), связывающую центры тяжести этих секций лопасти, проекция которых на тангенциальную плоскость образует второй продольный тангенциальный угол наклона (ε), который находится в пределах от -20 до 0°, с радиальной осью; и
верхний набор (32) содержит линию, (32b), связывающую центры тяжести секций лопасти, проекция которой на тангенциальную плоскость образует третий продольный тангенциальный угол наклона (ζ), который находится в пределах от -40 до -20°, с радиальной осью.
3. Лопасть по одному из пп.1 или 2, в которой проекция линии (32b), связывающей ребра атаки верхнего набора (32), образует с ребром атаки (24) в меридиональной плоскости на уровне секций верхнего края (38) четвертый угол продольного наклона (θ).
4. Лопасть по одному из пп.1-3, в которой средний (30) и верхний (32) наборы секций имеют практически одинаковую высоту.
5. Вентилятор (2) газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что он содержит множество лопастей (4) по одному из пп.1-4.
6. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит множество лопастей (4) по одному из пп.1-4.
RU2007141386/06A 2006-11-08 2007-11-07 Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель RU2459122C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0654775 2006-11-08
FR0654775A FR2908152B1 (fr) 2006-11-08 2006-11-08 Aube en fleche de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007141386A true RU2007141386A (ru) 2009-05-20
RU2459122C2 RU2459122C2 (ru) 2012-08-20

Family

ID=38169662

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007141386/06A RU2459122C2 (ru) 2006-11-08 2007-11-07 Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8317482B2 (ru)
EP (1) EP1921324B1 (ru)
JP (1) JP5354887B2 (ru)
CN (1) CN101178012A (ru)
CA (1) CA2610278C (ru)
DE (1) DE602007001122D1 (ru)
FR (1) FR2908152B1 (ru)
RU (1) RU2459122C2 (ru)

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
FR2967398B1 (fr) * 2010-11-16 2012-11-02 Aircelle Sa Structure de renforcement d'une nacelle de turboreacteur
CN102235382A (zh) * 2011-06-28 2011-11-09 北京动力机械研究所 高性能风扇转子
FR2983234B1 (fr) * 2011-11-29 2014-01-17 Snecma Aube pour disque aubage monobloc de turbomachine
US9102397B2 (en) 2011-12-20 2015-08-11 General Electric Company Airfoils including tip profile for noise reduction and method for fabricating same
FR2986285B1 (fr) 2012-01-30 2014-02-14 Snecma Aube pour soufflante de turboreacteur
FR2993323B1 (fr) * 2012-07-12 2014-08-15 Snecma Aube de turbomachine ayant un profil configure de maniere a obtenir des proprietes aerodynamiques et mecaniques ameliorees
WO2015175045A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015178974A2 (en) 2014-02-19 2015-11-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9163517B2 (en) 2014-02-19 2015-10-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126715A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126837A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108106B1 (en) 2014-02-19 2022-05-04 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108113A4 (en) 2014-02-19 2017-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9347323B2 (en) * 2014-02-19 2016-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil total chord relative to span
WO2015127032A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10422226B2 (en) 2014-02-19 2019-09-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10393139B2 (en) 2014-02-19 2019-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10465702B2 (en) 2014-02-19 2019-11-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108101B1 (en) 2014-02-19 2022-04-20 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9599064B2 (en) 2014-02-19 2017-03-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175044A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
FR3021706B1 (fr) * 2014-05-28 2020-05-15 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales.
EP3245386B1 (en) * 2015-01-13 2019-07-31 General Electric Company A composite airfoil with fuse architecture
GB201702383D0 (en) * 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade with axial lean
US10718214B2 (en) 2017-03-09 2020-07-21 Honeywell International Inc. High-pressure compressor rotor with leading edge having indent segment
DE102019107839A1 (de) * 2019-03-27 2020-10-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Rotor-Schaufelblatt einer Strömungsmaschine
FR3097262B1 (fr) * 2019-06-14 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Pi Aji Aube de turbomachine avec talon optimise et procede d’optimisation d’un profil d’aube

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3972646A (en) * 1974-04-12 1976-08-03 Bolt Beranek And Newman, Inc. Propeller blade structures and methods particularly adapted for marine ducted reversible thrusters and the like for minimizing cavitation and related noise
SU729382A1 (ru) * 1975-08-05 1980-04-25 Московское Ордена Ленина И Ордена Трудового Красного Знамени Высшее Техническое Училище Им. Н.Э.Баумана Компрессор высокого давлени
US4012172A (en) * 1975-09-10 1977-03-15 Avco Corporation Low noise blades for axial flow compressors
DE3022206C2 (de) * 1980-06-13 1983-08-11 M.A.N. Maschinenfabrik Augsburg-Nürnberg AG, 4200 Oberhausen Axialverdichter mit verschobener Pumpgrenze
DE3329563A1 (de) * 1983-08-16 1985-03-07 Aktiengesellschaft Kühnle, Kopp & Kausch, 6710 Frankenthal Axialluefter
FR2603350B1 (fr) * 1986-09-02 1991-03-29 Cogema Ventilateur helicoide a gaine de guidage
JPS63124900A (ja) * 1986-11-14 1988-05-28 Yasuaki Kohama 軸流送風機
SU1560812A1 (ru) * 1987-05-13 1990-04-30 Харьковский авиационный институт им.Н.Е.Жуковского Осевой компрессор
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US5642985A (en) * 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
JPH10103002A (ja) * 1996-09-30 1998-04-21 Toshiba Corp 軸流流体機械用翼
US6331100B1 (en) * 1999-12-06 2001-12-18 General Electric Company Doubled bowed compressor airfoil
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
US6338609B1 (en) * 2000-02-18 2002-01-15 General Electric Company Convex compressor casing
FR2851798B1 (fr) * 2003-02-27 2005-04-29 Snecma Moteurs Aube en fleche de turboreacteur
US6899526B2 (en) * 2003-08-05 2005-05-31 General Electric Company Counterstagger compressor airfoil
US7204676B2 (en) * 2004-05-14 2007-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Fan blade curvature distribution for high core pressure ratio fan

Also Published As

Publication number Publication date
CA2610278A1 (fr) 2008-05-08
EP1921324A1 (fr) 2008-05-14
US20080107538A1 (en) 2008-05-08
FR2908152B1 (fr) 2009-02-06
DE602007001122D1 (de) 2009-06-25
JP5354887B2 (ja) 2013-11-27
CN101178012A (zh) 2008-05-14
FR2908152A1 (fr) 2008-05-09
RU2459122C2 (ru) 2012-08-20
US8317482B2 (en) 2012-11-27
EP1921324B1 (fr) 2009-05-13
JP2008121670A (ja) 2008-05-29
CA2610278C (fr) 2014-02-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2007141386A (ru) Входная лопасть газотурбинного двигателя, вентилятор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
RU2626886C2 (ru) Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
JP6430505B2 (ja) タービンエンジンロータブレード
RU2607712C1 (ru) Лопатка турбомашины, в частности для выполненного как единое целое моноколеса
RU2011141460A (ru) Аксиально-центробежный компрессор с изменяющимся углом наклона лопаток
CA2569026C (en) Wall configuration of axial-flow machine, and gas turbine engine
JP6356410B2 (ja) タービンロータブレード先端シュラウドと共に使用するためのフィレット
JP4889123B2 (ja) ターボ機械用可動ブレード
RU2549387C2 (ru) Лопатка с аэродинамическим профилем и осевая турбомашина
JPH05149104A (ja) 自立型混調式蒸気タービン羽根
RU2602727C2 (ru) Подвижная лопатка турбомашины и турбомашина
RU2007138943A (ru) Площадка компрессора газотурбинного двигателя, компрессор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
RU2012116096A (ru) Ротор компрессора турбомашины с оптимизированной внутренней торцевой стенкой
US20110293436A1 (en) Turbine blade with pressure side stiffening rib
KR20150110355A (ko) 가스 터빈 블레이드
RU2004121998A (ru) Форма лопасти лопатки турбины
US8851833B2 (en) Blades
CA2880602C (en) Shrouded blade for a gas turbine engine
RU2007111386A (ru) Оптимизированная лопатка спрямляющего аппарата, сектор спрямляющего аппарата, ступень сжатия, компрессор и газотурбинный двигатель, содержащий лопатку
RU2008114256A (ru) Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель
RU2008149160A (ru) Разделенный на секторы сопловый аппарат турбомашины
CN110295955A (zh) 用于涡轮转子叶片的末端罩盖圆角
KR20170097563A (ko) 터빈 블레이드의 중심을 변위시키는 방법 및 시스템
US20200032659A1 (en) Snubbered blades with improved flutter resistance
US20190383173A1 (en) Turbine and gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner