RU2011105788A - Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры - Google Patents

Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры Download PDF

Info

Publication number
RU2011105788A
RU2011105788A RU2011105788/06A RU2011105788A RU2011105788A RU 2011105788 A RU2011105788 A RU 2011105788A RU 2011105788/06 A RU2011105788/06 A RU 2011105788/06A RU 2011105788 A RU2011105788 A RU 2011105788A RU 2011105788 A RU2011105788 A RU 2011105788A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
curved section
axial turbomachine
blade
annular space
chord
Prior art date
Application number
RU2011105788/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2498084C2 (ru
Inventor
Георг КРЕГЕР (DE)
Георг КРЕГЕР
Кристиан КОРНЕЛИУС (DE)
Кристиан КОРНЕЛИУС
Марцель АУЛИХ (DE)
Марцель АУЛИХ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
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 (DE), Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Publication of RU2011105788A publication Critical patent/RU2011105788A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2498084C2 publication Critical patent/RU2498084C2/ru

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
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • 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. Осевая турбомашина (1), включающая в себя рабочую лопаточную решетку, которая образована рабочими лопатками (3), у каждой из которых имеется передняя кромка (8) и расположенная радиально снаружи свободная вершина (15) лопатки, и охватывающую рабочую лопаточную решетку стенку (13) кольцевого пространства с внутренней стороной (14) кольцевого пространства, которой стенка (13) кольцевого пространства расположена непосредственно смежно с вершинами (15) лопатки, образуя радиальный зазор (16) между огибающей вершин (15) лопатки и внутренней стороной (14) кольцевого пространства, при этом внутри расположенного напротив вершины (15) лопатки осевого участка внутренней стороны (14) кольцевого пространства стенка (13) кольцевого пространства на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет, по меньшей мере, одно окружное первое радиальное углубление (17) с первым и вторым криволинейными участками (19, 21), которое расположено на постоянном вдоль направления основного потока осевой турбомашины (1) радиальном расстоянии от огибающей ответных внутренней стороне (14) кольцевого пространства вершин (15) лопатки, отличающаяся тем, что ! в направлении основного потока осевой турбомашины (1) форма на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет, по меньшей мере, ! один примыкающий ко второму криволинейному участку (21) третий криволинейный участок (23) и ! один примыкающий к третьему криволинейному участку (23) четвертый криволинейный участок (25), ! при этом ! первый криволинейный участок (19) отграничен от второго криволинейного участка (21) первой точкой (20) перегиба, ! второй криволинейный участок (21) отграничен от третьего криволинейного �

Claims (15)

1. Осевая турбомашина (1), включающая в себя рабочую лопаточную решетку, которая образована рабочими лопатками (3), у каждой из которых имеется передняя кромка (8) и расположенная радиально снаружи свободная вершина (15) лопатки, и охватывающую рабочую лопаточную решетку стенку (13) кольцевого пространства с внутренней стороной (14) кольцевого пространства, которой стенка (13) кольцевого пространства расположена непосредственно смежно с вершинами (15) лопатки, образуя радиальный зазор (16) между огибающей вершин (15) лопатки и внутренней стороной (14) кольцевого пространства, при этом внутри расположенного напротив вершины (15) лопатки осевого участка внутренней стороны (14) кольцевого пространства стенка (13) кольцевого пространства на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет, по меньшей мере, одно окружное первое радиальное углубление (17) с первым и вторым криволинейными участками (19, 21), которое расположено на постоянном вдоль направления основного потока осевой турбомашины (1) радиальном расстоянии от огибающей ответных внутренней стороне (14) кольцевого пространства вершин (15) лопатки, отличающаяся тем, что
в направлении основного потока осевой турбомашины (1) форма на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет, по меньшей мере,
один примыкающий ко второму криволинейному участку (21) третий криволинейный участок (23) и
один примыкающий к третьему криволинейному участку (23) четвертый криволинейный участок (25),
при этом
первый криволинейный участок (19) отграничен от второго криволинейного участка (21) первой точкой (20) перегиба,
второй криволинейный участок (21) отграничен от третьего криволинейного участка (23) второй точкой (22) перегиба,
третий криволинейный участок (23) отграничен от четвертого криволинейного участка (25) третьей точкой (24) перегиба, причем кривизна соседних криволинейных участков (19, 21, 23, 24) имеет различные знаки.
2. Осевая турбомашина (1) по п.1, причем первый криволинейный участок (19) расположен в той области внутренней стороны (14) кольцевого пространства, которая расположена напротив области передней половины хорды профиля вершины (15) рабочей стороны лопатки, если смотреть от передней кромки (8).
3. Осевая турбомашина (1) по п.1 или 2, причем максимум первого радиального углубления (17) расположен в той области или соответственно в той точке, которая расположена напротив 10-30%, предпочтительно 20% хорды профиля, если смотреть от передней кромки (8).
4. Осевая турбомашина (1) по п.1 или 2, причем криволинейные участки (19, 21, 23, 25) имеют такую форму, что вдоль направления основного потока осевой турбомашины (1) форма радиального зазора (16), по существу, не имеет кромок и ступеней.
5. Осевая турбомашина (1) по п.1 или 2, причем в направлении основного потока осевой турбомашины (1) форма на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет другие примыкающие к четвертому криволинейному участку (23) криволинейные участки.
6. Осевая турбомашина (1) по п.1 или 2, причем перед первым криволинейным участком (19), на четвертом криволинейном участке (23) и/или на примыкающем к четвертому криволинейному участку (23) другом криволинейном участке предусмотрен другой участок внутренней стороны (14) кольцевого пространства, форма которого в направлении основного потока осевой турбомашины (1) является прямой.
7. Осевая турбомашина (1) по п.6, причем другой (или соответственно другие) участок (участки) является (соответственно являются) конусообразным(и).
8. Осевая турбомашина (1) по п.4, причем, если смотреть в направлении основного потока осевой турбомашины (1) и из точки, противолежащей передней кромке (8) рабочей лопатки (3), первая точка (20) перегиба расположена на 5-15%, в частности на 10% длины хорды рабочей лопатки (3), и/или основание радиального углубления расположено на 15-25%, в частности на 20% длины хорды рабочей лопатки (3).
9. Осевая турбомашина (1) по п.3, причем криволинейные участки (19, 21, 23, 25) имеют такую форму, что вдоль направления основного потока осевой турбомашины (1) форма радиального зазора (16), по существу, не имеет кромок и ступеней, причем в направлении основного потока осевой турбомашины (1) форма на внутренней стороне (14) кольцевого пространства имеет другие примыкающие к четвертому криволинейному участку (23) криволинейные участки, причем перед первым криволинейным участком (19), на четвертом криволинейном участке (23) и/или на примыкающем к четвертому криволинейному участку (23) другом криволинейном участке предусмотрен другой участок внутренней стороны (14) кольцевого пространства, форма которого в направлении основного потока осевой турбомашины (1) является прямой, причем другой (или соответственно другие) участок (участки) является (соответственно являются) конусообразным(и), причем, если смотреть в направлении основного потока осевой турбомашины (1) и из точки, противолежащей передней кромке (8) рабочей лопатки (3), первая точка (20) перегиба расположена на 5-15%, в частности на 10% длины хорды рабочей лопатки (3), и/или основание радиального углубления расположено на 15-25%, в частности на 20% длины хорды рабочей лопатки (3).
10. Осевая турбомашина (1) по п.6, причем, если смотреть в направлении основного потока осевой турбомашины (1) и из точки, противолежащей передней кромке (8) рабочей лопатки (3), первая точка (20) перегиба расположена на 5-15%, в частности на 10% длины хорды рабочей лопатки (3), и/или основание радиального углубления расположено на 15-25%, в частности на 20% длины хорды рабочей лопатки (3).
11. Осевая турбомашина (1) по п.7, причем, если смотреть в направлении основного потока осевой турбомашины (1) и из точки, противолежащей передней кромке (8) рабочей лопатки (3), первая точка (20) перегиба расположена на 5-15%, в частности на 10% длины хорды рабочей лопатки (3), и/или основание радиального углубления расположено на 15-25%, в частности на 20% длины хорды рабочей лопатки (3).
12. Осевая турбомашина (1) по п.8, причем, если смотреть в направлении основного потока осевой турбомашины (1) и из точки, противолежащей передней кромке (8) рабочей лопатки (3), первая точка (20) перегиба расположена на 5-15%, в частности на 10% длины хорды рабочей лопатки (3), и/или основание радиального углубления расположено на 15-25%, в частности на 20% длины хорды рабочей лопатки (3).
13. Рабочая лопатка для осевой турбомашины, у которой имеется передняя кромка (8) и расположенная радиально снаружи свободная вершина (15) лопатки,
которая на своей вершине (15) лопатки имеет, по меньшей мере, одно первое радиальное возвышение (18) с первым криволинейным участком (19) и вторым криволинейным участком (21), отличающаяся тем, что вдоль хорды профиля рабочей лопатки (3) вершина (15) лопатки имеет, по меньшей мере,
один примыкающий ко второму криволинейному участку (21) третий криволинейный участок (23) и
один примыкающий к третьему криволинейному участку (23) четвертый криволинейный участок (25),
при этом
первый криволинейный участок (19) отграничен от второго криволинейного участка (21) первой точкой (20) перегиба,
второй криволинейный участок (21) отграничен от третьего криволинейного участка (23) второй точкой (22) перегиба,
третий криволинейный участок (23) отграничен от четвертого криволинейного участка (25) третьей точкой (24) перегиба,
причем кривизна соседних криволинейных участков (19, 21, 23, 24) имеет различные знаки.
14. Рабочая лопатка по п.13, у которой первое радиальное возвышение (18) расположено в области передней половины длины хорды.
15. Рабочая лопатка по п.13 или 14, причем максимум первого радиального возвышения (18) расположен на 10-30%, в частности на 20% длины хорды, если смотреть от передней кромки (8).
RU2011105788/06A 2008-07-17 2009-07-08 Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры RU2498084C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP08012959.6 2008-07-17
EP08012959A EP2146053A1 (de) 2008-07-17 2008-07-17 Axialturbomaschine mit geringen Spaltverlusten
PCT/EP2009/058681 WO2010006975A1 (de) 2008-07-17 2009-07-08 Axialturbomaschine mit geringen spaltverlusten

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011105788A true RU2011105788A (ru) 2012-08-27
RU2498084C2 RU2498084C2 (ru) 2013-11-10

Family

ID=40230583

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011105788/06A RU2498084C2 (ru) 2008-07-17 2009-07-08 Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8647054B2 (ru)
EP (3) EP2146053A1 (ru)
JP (1) JP5080689B2 (ru)
CN (1) CN102099547A (ru)
CA (1) CA2731092C (ru)
MX (1) MX336351B (ru)
RU (1) RU2498084C2 (ru)
WO (2) WO2010006975A1 (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2483059A (en) * 2010-08-23 2012-02-29 Rolls Royce Plc An aerofoil blade with a set-back portion
DE202010017911U1 (de) 2010-10-30 2013-02-11 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Axialturbomaschine
US9102397B2 (en) * 2011-12-20 2015-08-11 General Electric Company Airfoils including tip profile for noise reduction and method for fabricating same
US8936431B2 (en) * 2012-06-08 2015-01-20 General Electric Company Shroud for a rotary machine and methods of assembling same
US9568009B2 (en) 2013-03-11 2017-02-14 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine flow path geometry
FR3021706B1 (fr) * 2014-05-28 2020-05-15 Safran Aircraft Engines Turbopropulseur d'aeronef comportant deux helices coaxiales.
DE102014212652A1 (de) 2014-06-30 2016-01-14 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
CN107438717B (zh) * 2015-04-15 2021-10-08 罗伯特·博世有限公司 自由梢端型轴流式风扇组件
GB201508763D0 (en) * 2015-05-22 2015-07-01 Rolls Royce Plc Rotary blade manufacturing method
USD911512S1 (en) 2018-01-31 2021-02-23 Carrier Corporation Axial flow fan
CN108487942A (zh) * 2018-03-15 2018-09-04 哈尔滨工业大学 控制涡轮叶尖间隙流动的机匣及叶片联合造型方法
FR3089543B1 (fr) * 2018-12-05 2023-01-13 Safran Rotor de turbine ou de compresseur pour moteur à turbine à gaz à pertes de jeu limitées
FR3092868B1 (fr) * 2019-02-19 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Roue de stator d’une turbomachine comprenant des aubes présentant des cordes différentes
CN114109522B (zh) * 2021-11-29 2022-12-02 清华大学 控制间隙损失的导叶结构和动力系统
CN114251130B (zh) * 2021-12-22 2022-12-02 清华大学 一种用于控制叶顶泄漏流的鲁棒性转子结构和动力系统
CN114776389B (zh) * 2022-03-16 2024-03-12 北京航空航天大学 一种具有缘板台阶机匣的带冠涡轮

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR996967A (fr) * 1949-09-06 1951-12-31 Rateau Soc Perfectionnement aux aubages de turbomachines
US2846137A (en) * 1955-06-03 1958-08-05 Gen Electric Construction for axial-flow turbomachinery
GB2245312B (en) * 1984-06-19 1992-03-25 Rolls Royce Plc Axial flow compressor surge margin improvement
US4738586A (en) * 1985-03-11 1988-04-19 United Technologies Corporation Compressor blade tip seal
US4884820A (en) * 1987-05-19 1989-12-05 Union Carbide Corporation Wear resistant, abrasive laser-engraved ceramic or metallic carbide surfaces for rotary labyrinth seal members
US5639095A (en) * 1988-01-04 1997-06-17 Twentieth Technology Low-leakage and low-instability labyrinth seal
US5275531A (en) * 1993-04-30 1994-01-04 Teleflex, Incorporated Area ruled fan blade ends for turbofan jet engine
JP3118136B2 (ja) * 1994-03-28 2000-12-18 株式会社先進材料利用ガスジェネレータ研究所 軸流圧縮機のケーシング
EP0903468B1 (de) * 1997-09-19 2003-08-20 ALSTOM (Switzerland) Ltd Vorrichtung zur Spaltdichtung
US6338609B1 (en) * 2000-02-18 2002-01-15 General Electric Company Convex compressor casing
JP3927886B2 (ja) * 2002-08-09 2007-06-13 本田技研工業株式会社 軸流圧縮機
DE10352788A1 (de) * 2003-11-12 2005-06-30 Mtu Aero Engines Gmbh Gasturbine
US20080080972A1 (en) * 2006-09-29 2008-04-03 General Electric Company Stationary-rotating assemblies having surface features for enhanced containment of fluid flow, and related processes
RU2457336C1 (ru) * 2011-01-11 2012-07-27 Светлана Владимировна Иванникова Венец турбины повышенной эффективности (втпэ)-а (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
EP2304186B1 (de) 2019-11-13
RU2498084C2 (ru) 2013-11-10
WO2010007137A1 (de) 2010-01-21
EP2146053A1 (de) 2010-01-20
WO2010007137A8 (de) 2011-03-10
CN102099547A (zh) 2011-06-15
CA2731092C (en) 2016-11-01
MX2011000649A (es) 2011-03-02
WO2010006975A1 (de) 2010-01-21
EP2304186A1 (de) 2011-04-06
MX336351B (es) 2016-01-06
US20110189020A1 (en) 2011-08-04
EP2304187A1 (de) 2011-04-06
JP2011528081A (ja) 2011-11-10
CA2731092A1 (en) 2010-01-21
JP5080689B2 (ja) 2012-11-21
US8647054B2 (en) 2014-02-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011105788A (ru) Осевая турбомашина с малыми потерями через зазоры
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
US8061980B2 (en) Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames
RU2012116096A (ru) Ротор компрессора турбомашины с оптимизированной внутренней торцевой стенкой
US10634157B2 (en) Centrifugal compressor impeller with non-linear leading edge and associated design method
RU2383748C2 (ru) Перо лопатки с переходным участком
US9963973B2 (en) Blading
RU2013152393A (ru) Статор осевой турбомашины с сегментным внутренним корпусом
US20170159465A1 (en) Guide vane segment for a turbomachine
RU2015136552A (ru) Турбина с уплотнением повышенной эффективности
US10066486B2 (en) Method for designing a turbine
RU2011108828A (ru) Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора
US20140169977A1 (en) Blade cascade and turbomachine
RU2013125095A (ru) Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина
EP1876324A3 (en) Gas turbine blade
RU2013102076A (ru) Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия
RU2014113852A (ru) Способ профилирования заменяющей лопатки в качестве заменяющей части для старой лопатки для гидравлической машины с осевым направлением потока
CN102678603B (zh) 涡轮机组件的翼片芯形状
US20150016986A1 (en) Gas turbine compressor stator vane assembly
US20120121405A1 (en) Low pressure exhaust gas diffuser for a steam turbine
US10450869B2 (en) Gas turbine compressor
RU151241U1 (ru) Рабочая лопатка компрессора и компрессор с такой рабочей лопаткой
US10738640B2 (en) Shroud, blade member, and rotary machine
EP3428389A3 (en) Intershaft bladelet seal
ES2717801T3 (es) Alabe móvil

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190709