RU2008149142A - Способ проектирования многоступенчатой турбины турбомашины - Google Patents
Способ проектирования многоступенчатой турбины турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008149142A RU2008149142A RU2008149142/06A RU2008149142A RU2008149142A RU 2008149142 A RU2008149142 A RU 2008149142A RU 2008149142/06 A RU2008149142/06 A RU 2008149142/06A RU 2008149142 A RU2008149142 A RU 2008149142A RU 2008149142 A RU2008149142 A RU 2008149142A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- rotor
- stator
- stage
- turbine
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
-
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Способ проектирования многоступенчатой турбины (10) турбомашины, при этом каждая ступень турбины содержит лопаточную систему (12) статора и лопаточную систему (14) ротора, каждая из которых образована кольцевым рядом лопаток (16, 20), при этом лопаточные системы статора (или ротора соответственно) содержат, каждая, одинаковое число лопаток или число лопаток, кратное числу лопаток лопаточной системы такого же типа, находящейся спереди, отличающийся тем, что для всех лопаточных систем статора или ротора он заключается в том, что ! а) одновременно изменяют геометрию лопаток разных лопаточных систем для спрямления спутных струй задник кромок этих лопаток, по существу, по всему радиальному размеру лопаток, затем ! b) позиционируют лопаточные системы (12, 14) в угловом направлении относительно друг друга таким образом, чтобы спутные струи лопаток статора (или ротора соответственно) ступени n ударялись с определенным угловым допуском о передние кромки лопаток статора (или ротора соответственно) задней ступени n+1 для реализации многоступенчатой аэродинамической связи одновременно на всей турбине. ! 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе а) он заключается в том, что ! 1) определяют геометрию лопаток (16, 20) разных лопаточных систем (12, 14), по существу, по всему радиальному размеру лопаток, ! 2) определяют средний поток газов вокруг лопаток разных лопаточных систем, по существу, по всему радиальному размеру лопаток, например, путем вычисления осесимметричного потока на всей турбине, ! 3) определяют изменение спутных струй лопаток разных лопаточных систем и ! 4) проверяют, чтобы спутные струи лопаток статора (или ротора соответс
Claims (11)
1. Способ проектирования многоступенчатой турбины (10) турбомашины, при этом каждая ступень турбины содержит лопаточную систему (12) статора и лопаточную систему (14) ротора, каждая из которых образована кольцевым рядом лопаток (16, 20), при этом лопаточные системы статора (или ротора соответственно) содержат, каждая, одинаковое число лопаток или число лопаток, кратное числу лопаток лопаточной системы такого же типа, находящейся спереди, отличающийся тем, что для всех лопаточных систем статора или ротора он заключается в том, что
а) одновременно изменяют геометрию лопаток разных лопаточных систем для спрямления спутных струй задник кромок этих лопаток, по существу, по всему радиальному размеру лопаток, затем
b) позиционируют лопаточные системы (12, 14) в угловом направлении относительно друг друга таким образом, чтобы спутные струи лопаток статора (или ротора соответственно) ступени n ударялись с определенным угловым допуском о передние кромки лопаток статора (или ротора соответственно) задней ступени n+1 для реализации многоступенчатой аэродинамической связи одновременно на всей турбине.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе а) он заключается в том, что
1) определяют геометрию лопаток (16, 20) разных лопаточных систем (12, 14), по существу, по всему радиальному размеру лопаток,
2) определяют средний поток газов вокруг лопаток разных лопаточных систем, по существу, по всему радиальному размеру лопаток, например, путем вычисления осесимметричного потока на всей турбине,
3) определяют изменение спутных струй лопаток разных лопаточных систем и
4) проверяют, чтобы спутные струи лопаток статора (или ротора соответственно) ступени n были, по существу, параллельны, с определенным допуском угла, передним кромкам лопаток статора (или ротора соответственно) задней ступени n+1 соответственно.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что, если результат проверки на этапе 4) является отрицательным, он дополнительно заключается в том, что
5) модифицируют геометрию лопаток (16, 20) разных лопаточных систем (12, 14) по всему радиальному размеру лопаток,
6) проверяют аэродинамическое поведение модифицированных лопаток, например, при помощи вычислений стационарных потоков в двух или трех измерениях для каждой лопаточной системы, и
7) возобновляют этапы 2), 3) и 4).
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что геометрические модификации лопаток на этапе 5) определяют при помощи алгоритма оптимизации.
5. Способ по п.4, отличающийся тем, что этапы 5), 6) и 7) повторяют один или несколько раз, до тех пор, пока результат проверки на этапе 7) не будет положительным.
6. Способ по п.4, отличающийся тем, что геометрию лопаток (16, 20) различных лопаточных систем (12, 14) модифицируют, изменяя один или несколько параметров, выбранных, например, из пространственного распределения лопаток, кривизны лопаток, угловых положений передних и задних кромок лопаток.
7. Способ по п.4, отличающийся тем, что во время модификации геометрии лопаток (16, 20) лопаточной системы сохраняют среднее распределение нагрузок этой лопаточной системы.
8. Способ по п.3, отличающийся тем, что после этапа 4) или 7) проверяют аэродинамическое поведение турбины, анализируя изменение газов в турбине, например, при помощи вычисления стационарного потока в трех измерениях.
9. Способ по п.1, отличающийся тем, что на этапе b) он заключается в том, что
i) идентифицируют, например, по меньшей мере, путем вычисления нестационарного потока, оптимальное угловое положение лопаточной системы (12, 14) статора (или ротора соответственно) каждой ступени n+1 по отношению к лопаточной системе статора (или ротора соответственно) передней ступени n и к спутным струям лопаток лопаточной системы этой ступени n и
ii) позиционируют в угловом направлении лопаточные системы относительно друг друга от входа к выходу таким образом, чтобы спутные струи, образованные лопатками (16, 20) лопаточной системы статора (или ротора соответственно) ступени n ударялись с определенным угловым допуском о передние кромки лопаток статора (или ротора соответственно) задней ступени n+1.
10. Способ изготовления многоступенчатой турбины турбомашины, отличающийся тем, что турбину проектируют при помощи способа по п.1, затем выполняют эту турбину.
11. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, отличающаяся тем, что содержит турбину, выполненную при помощи способа по п.10.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0708710A FR2925106B1 (fr) | 2007-12-14 | 2007-12-14 | Procede de conception d'une turbine multi-etages de turbomachine |
FR0708710 | 2007-12-14 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008149142A true RU2008149142A (ru) | 2010-06-20 |
Family
ID=39720659
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008149142/06A RU2008149142A (ru) | 2007-12-14 | 2008-12-12 | Способ проектирования многоступенчатой турбины турбомашины |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8083476B2 (ru) |
EP (1) | EP2071127B1 (ru) |
JP (1) | JP2009144716A (ru) |
CN (1) | CN101457655B (ru) |
CA (1) | CA2647051C (ru) |
FR (1) | FR2925106B1 (ru) |
RU (1) | RU2008149142A (ru) |
Families Citing this family (18)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5374199B2 (ja) | 2009-03-19 | 2013-12-25 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
FR2961565B1 (fr) | 2010-06-18 | 2012-09-07 | Snecma | Couplage aerodynamique entre deux rangees annulaires d'aubes fixes dans une turbomachine |
US10287987B2 (en) * | 2010-07-19 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Noise reducing vane |
FR2963577B1 (fr) * | 2010-08-06 | 2013-03-22 | Snecma | Procede de fabrication d'un tambour de turbomachine |
JP5896422B2 (ja) | 2010-12-28 | 2016-03-30 | 国立研究開発法人産業技術総合研究所 | Cnt金属複合材 |
US20130081402A1 (en) * | 2011-10-03 | 2013-04-04 | General Electric Company | Turbomachine having a gas flow aeromechanic system and method |
US9267687B2 (en) | 2011-11-04 | 2016-02-23 | General Electric Company | Combustion system having a venturi for reducing wakes in an airflow |
US8899975B2 (en) | 2011-11-04 | 2014-12-02 | General Electric Company | Combustor having wake air injection |
US20130209216A1 (en) * | 2012-02-09 | 2013-08-15 | General Electric Company | Turbomachine including flow improvement system |
US9500085B2 (en) | 2012-07-23 | 2016-11-22 | General Electric Company | Method for modifying gas turbine performance |
US20140068938A1 (en) * | 2012-09-10 | 2014-03-13 | General Electric Company | Method of clocking a turbine with skewed wakes |
US9322553B2 (en) | 2013-05-08 | 2016-04-26 | General Electric Company | Wake manipulating structure for a turbine system |
US9739201B2 (en) | 2013-05-08 | 2017-08-22 | General Electric Company | Wake reducing structure for a turbine system and method of reducing wake |
US9435221B2 (en) | 2013-08-09 | 2016-09-06 | General Electric Company | Turbomachine airfoil positioning |
US10526892B2 (en) * | 2015-04-03 | 2020-01-07 | Turboden Spa | Multistage turbine preferably for organic rankine cycle ORC plants |
FR3037111B1 (fr) * | 2015-06-08 | 2017-05-19 | Snecma | Procede de fabrication d'une soufflante de turbomachine ayant un niveau de bruit reduit a des frequences multiples de rotation de ladite turbomachine |
EP3312387A1 (en) * | 2016-10-21 | 2018-04-25 | Siemens Aktiengesellschaft | A tip machining method and system |
CN108167229A (zh) * | 2018-02-28 | 2018-06-15 | 华南理工大学 | 一种叶片前缘凸起的冷却风扇及其气动噪声计算方法 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS54114618A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-06 | Toshiba Corp | Moving and stator blades arranging method of turbine |
JP3345909B2 (ja) * | 1992-04-02 | 2002-11-18 | 石川島播磨重工業株式会社 | 圧縮機翼の製造方法、及び圧縮機翼 |
US5486091A (en) * | 1994-04-19 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine airfoil clocking |
JPH10149384A (ja) * | 1996-11-15 | 1998-06-02 | Toshiba Corp | ターボ機械の翼形状の設計方法 |
US6402458B1 (en) * | 2000-08-16 | 2002-06-11 | General Electric Company | Clock turbine airfoil cooling |
DE10053361C1 (de) * | 2000-10-27 | 2002-06-06 | Mtu Aero Engines Gmbh | Schaufelgitteranordnung für Turbomaschinen |
DE10115947C2 (de) * | 2001-03-30 | 2003-02-27 | Deutsch Zentr Luft & Raumfahrt | Verfahren zur Relativpositionierung von aufeinander folgenden Statoren oder Rotoren einer transsonischen Hochdruckturbine |
DE10237341A1 (de) * | 2002-08-14 | 2004-02-26 | Siemens Ag | Modell, Berechnung und Anwendung periodisch erzeugter Kantenwirbel im Turbomaschinenbau |
JP2004190588A (ja) * | 2002-12-12 | 2004-07-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 長翼及びその設計方法 |
JP2005220797A (ja) * | 2004-02-05 | 2005-08-18 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン |
US7059831B2 (en) * | 2004-04-15 | 2006-06-13 | United Technologies Corporation | Turbine engine disk spacers |
EP1724440B1 (de) * | 2005-05-10 | 2008-08-06 | MTU Aero Engines GmbH | Verfahren zur Strömungsoptimierung in mehrstufigen Turbomaschinen |
US7758306B2 (en) * | 2006-12-22 | 2010-07-20 | General Electric Company | Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same |
-
2007
- 2007-12-14 FR FR0708710A patent/FR2925106B1/fr active Active
-
2008
- 2008-11-12 EP EP08168916.8A patent/EP2071127B1/fr active Active
- 2008-12-05 US US12/329,142 patent/US8083476B2/en active Active
- 2008-12-10 CA CA2647051A patent/CA2647051C/fr active Active
- 2008-12-10 JP JP2008314061A patent/JP2009144716A/ja active Pending
- 2008-12-12 RU RU2008149142/06A patent/RU2008149142A/ru unknown
- 2008-12-15 CN CN2008101840650A patent/CN101457655B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2071127A1 (fr) | 2009-06-17 |
CN101457655A (zh) | 2009-06-17 |
EP2071127B1 (fr) | 2018-06-06 |
CN101457655B (zh) | 2013-12-25 |
FR2925106A1 (fr) | 2009-06-19 |
US8083476B2 (en) | 2011-12-27 |
JP2009144716A (ja) | 2009-07-02 |
FR2925106B1 (fr) | 2010-01-22 |
US20090155062A1 (en) | 2009-06-18 |
CA2647051A1 (fr) | 2009-06-14 |
CA2647051C (fr) | 2015-08-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2008149142A (ru) | Способ проектирования многоступенчатой турбины турбомашины | |
US10060263B2 (en) | Incidence-tolerant, high-turning fan exit stator | |
US9353628B2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
US10329923B2 (en) | Gas turbine engine airfoil leading edge cooling | |
US9909434B2 (en) | Integrated strut-vane nozzle (ISV) with uneven vane axial chords | |
US10458247B2 (en) | Stator of an aircraft turbine engine | |
US8297919B2 (en) | Turbine airfoil clocking | |
US9874221B2 (en) | Axial compressor rotor incorporating splitter blades | |
US8132417B2 (en) | Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber | |
EP2990601B1 (en) | Method for improving gas turbine engine performance | |
EP2971550B1 (en) | Fan airfoil shrouds with area ruling in the shrouds | |
EP3040511A1 (en) | Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades | |
WO2013101533A1 (en) | Gas turbine engine systems and related methods involving vane-blade count ratios greater than unity | |
RU2581262C2 (ru) | Турбомашина | |
US20140369844A1 (en) | Optimisation of the bearing points of the stilts of vanes in a method for machining said vanes | |
EP3940199A1 (en) | System and method for air injection passageway integration and optimization in turbomachinery | |
WO2014143290A1 (en) | Off-cambered vanes for gas turbine engines | |
CN113609615A (zh) | 一种涡轮叶片多排气膜冷效修正计算方法 | |
EP3244054A1 (en) | Structure for rear part of engine | |
US10053997B2 (en) | Gas turbine engine | |
EP3020952B1 (en) | Gas turbine engine duct with profiled region | |
JP2013096408A (ja) | 翼形部及びそれを製造する方法 | |
US9482237B1 (en) | Method of designing a multi-stage turbomachine compressor | |
CN103670526A (zh) | 通过再成形涡轮的下游翼型件对涡轮设置时序的方法 | |
US20170175760A1 (en) | Gas turbine engine airfoil |