RU2016128925A - Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель - Google Patents

Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2016128925A
RU2016128925A RU2016128925A RU2016128925A RU2016128925A RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
assembly according
rib
blades
edge
Prior art date
Application number
RU2016128925A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2666933C1 (ru
Inventor
Вьаннэ Кристоф Мари МАНЬЕР
Матье Жан Люк ВОЛЛЬБРЕГТ
Гаэтан Жан Мари ЛУПИ
Поль Анри Жозеф МОКЛЭР
Original Assignee
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 filed Critical Снекма
Publication of RU2016128925A publication Critical patent/RU2016128925A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2666933C1 publication Critical patent/RU2666933C1/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
    • F01D5/141—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
    • 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
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted 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
    • F04D29/26—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
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/11—Two-dimensional triangular
    • 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)

Claims (26)

1. Деталь (1) или узел газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере первую и вторую лопатки (3I, 3Е) и площадку (2), от которой отходят лопатки (3I, 3Е), отличающаяся тем, что площадка (2) имеет между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) неосесимметричную поверхность (S), образующую множество ребер (4) по существу треугольного сечения, расположенных на выходе передней кромки (ВА) каждой из лопаток (3I, 3Е), при этом каждое ребро (4) связано с положением атаки и с положением схода на поверхности (S), между которыми расположено ребро (4), при этом:
- положение атаки находится между 5% и 35% относительной длины хорды лопатки (3I, 3Е), проходящей между передней кромкой (ВА) и задней кромкой (BF) лопатки (3I, 3Е);
- чем больше ребро (4) удалено от спинки второй лопатки (3Е), тем больше удалено в осевом направлении положение атаки указанного ребра (4) от передней кромки (ВА) лопаток (3I, 3Е).
2. Деталь или узел по п. 1, в которой каждое ребро (4) имеет ширину, составляющую от 5% до 20% расстояния между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е).
3. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой в каждом ребре (4) отношение высоты к ширине составляет от 0,3 до 1,3.
4. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой каждое ребро (4) имеет высоту, составляющую от 1 мм до 25 мм.
5. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой высота каждого ребра (4) увеличивается по мере прохождения вдоль ребра (4) от положения атаки до положения схода.
6. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой каждое ребро (4) имеет траекторию, соответствующую средней скелетной линии первой и второй лопаток (3I, 3Е).
7. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой положение схода, связанное с каждым ребром (4), находится между 50% и 105% относительной длины указанной хорды лопатки (3I, 3Е).
8. Деталь или узел по п. 7, в которой положения атаки и схода, связанные с каждым ребром (4), находятся, каждое, на расстоянии от спинки второй лопатки (3Е), составляющем от 10% до 55% расстояния между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой
второй лопатки (3E).
9. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, в которой поверхность (S) образует два или три расположенные рядом друг с другом ребра (4).
10. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, в которой площадка (2) содержит первую часть (2I) площадки, от которой отходит первая лопатка (3I), и вторую часть (2Е) площадки, от которой отходит вторая лопатка (3Е), при этом сопряжение между указанными первой и второй частями (2I, 2Е) площадки образует ребро (4).
11. Деталь или узел по одному из пп.1, 2, 8, в которой поверхность (S) ограничена первой и второй крайней плоскостью (PS, PR), при этом поверхность (S) образована по меньшей мере одной кривой (PC) построения класса С1, каждая из которых отражает значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) по плоскости, по существу параллельной крайним плоскостям (PS, PR) и расположенной между положением атаки и положением схода каждого ребра (4).
12. Деталь или узел по п. 11, в которой каждая кривая (PC) построения смоделирована при помощи средств обработки данных в ходе:
(a) параметризации кривой (PC) построения в качестве кривой класса С1, отражающей значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е), при этом кривая образована:
- двумя крайними контрольными точками соответственно на каждой из двух лопаток (3I, 3Е), между которыми расположена указанная поверхность (S);
- по меньшей мере одной промежуточной контрольной точкой, находящейся между крайними контрольными точками;
- по меньшей мере одним сплайном;
при этом параметризация выполняется по одному или нескольким параметрам, определяющим по меньшей мере одну из контрольных точек;
(b) определения оптимизированных значений указанных параметров указанной кривой.
13. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, 12, в которой площадка (2) имеет кольцевую форму, вдоль которой равномерно расположено множество лопаток (3I, 3Е).
14. Деталь или узел по п. 13, в которой площадка (2) имеет одинаковую неосесимметричную поверхность (S) между каждой парой последовательных лопаток (3I, 3Е).
15. Деталь или узел по п. 14, которая является лопаточным колесом или
направляющим аппаратом компрессора.
16. Газотурбинный двигатель, содержащий деталь (1) или узел по одному из пп. 1-15.
RU2016128925A 2013-12-18 2014-12-18 Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель RU2666933C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362927 2013-12-18
FR1362927A FR3014943B1 (fr) 2013-12-18 2013-12-18 Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
PCT/FR2014/053437 WO2015092306A1 (fr) 2013-12-18 2014-12-18 Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016128925A true RU2016128925A (ru) 2018-01-23
RU2666933C1 RU2666933C1 (ru) 2018-09-13

Family

ID=50231377

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016128925A RU2666933C1 (ru) 2013-12-18 2014-12-18 Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10519980B2 (ru)
EP (1) EP3084134B1 (ru)
JP (1) JP6559138B2 (ru)
CN (1) CN105829653B (ru)
BR (1) BR112016013715B1 (ru)
CA (1) CA2933123C (ru)
FR (1) FR3014943B1 (ru)
RU (1) RU2666933C1 (ru)
WO (1) WO2015092306A1 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180017019A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Turbofan engine wth a splittered rotor fan
FR3059735B1 (fr) * 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
FR3060065B1 (fr) * 2016-12-12 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de soufflante a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3063119B1 (fr) * 2017-02-21 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante
FR3063118B1 (fr) * 2017-02-21 2019-03-15 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3068385B1 (fr) * 2017-06-28 2021-08-06 Safran Aircraft Engines Ailette amovible pour un element annulaire aubage de turbomachine
FR3070420B1 (fr) * 2017-08-23 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Capot de moyeu pour structure aero-acoustique
DE102018200832A1 (de) 2018-01-19 2019-07-25 MTU Aero Engines AG Rotor, insbesondere Blisk einer Gasturbine, mit aufgelöstem Rim und Verfahren zum Herstellen desselben
GB201806631D0 (en) * 2018-04-24 2018-06-06 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement and a gas turbine engine comprising a combustion chamber arrangement
BE1026276B1 (fr) * 2018-05-14 2019-12-17 Safran Aero Boosters Sa Bosse inter-aubes de compresseur de turbomachine axiale
FR3081185B1 (fr) 2018-05-17 2020-09-11 Safran Aircraft Engines Element de stator de turbomachine
EP3597928A1 (en) * 2018-07-16 2020-01-22 Rolls-Royce plc Fan unit for a turbofan engine comprising vortex-generating elements
US11149552B2 (en) 2019-12-13 2021-10-19 General Electric Company Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine
FR3106614B1 (fr) * 2020-01-23 2021-12-24 Safran Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine
FR3118792A1 (fr) 2021-01-14 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Module pour une turbomachine d’aeronef
FR3134415B1 (fr) * 2022-04-11 2024-02-23 Safran Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
FR3134416A1 (fr) * 2022-04-11 2023-10-13 Safran Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
US12037921B2 (en) * 2022-08-04 2024-07-16 General Electric Company Fan for a turbine engine

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3039736A (en) * 1954-08-30 1962-06-19 Pon Lemuel Secondary flow control in fluid deflecting passages
BE631188A (ru) 1963-04-17
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
US4023350A (en) 1975-11-10 1977-05-17 United Technologies Corporation Exhaust case for a turbine machine
JPS54151707A (en) * 1978-05-22 1979-11-29 Hitachi Ltd Turbine blade lattice structure
DE3023466C2 (de) * 1980-06-24 1982-11-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
JPH0622002B2 (ja) 1986-10-15 1994-03-23 株式会社タツノ・メカトロニクス 個人情報記録用板状記憶媒体
JPH04262100A (ja) * 1991-02-18 1992-09-17 Hitachi Ltd 軸流圧縮機
ATE228609T1 (de) * 1997-04-01 2002-12-15 Siemens Ag Oberflächenstruktur für die wand eines strömungskanals oder einer turbinenschaufel
EP0978632A1 (de) * 1998-08-07 2000-02-09 Asea Brown Boveri AG Turbomaschine mit Zwischenschaufeln als Strömungsteilelemente
JP4441836B2 (ja) * 2000-03-03 2010-03-31 株式会社Ｉｈｉ 二次流れ抑制翼列
RU2247839C1 (ru) * 2003-05-26 2005-03-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" Охлаждаемая лопатка турбины
FR2893268B1 (fr) * 2005-11-15 2008-02-08 Snecma Sa Procede de realisation d'un rebord situe a l'extremite libre d'une aube, aube obtenue par ce procede et turbomachine equipee de cette aube
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
DE102006057063B3 (de) 2006-11-28 2008-07-31 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Stator-Stufe eines Axialverdichters einer Strömungsmaschine mit Querlamellen zur Wirkungsgradsteigerung
FR2927652B1 (fr) * 2008-02-14 2010-03-26 Snecma Bord d'attaque de piece de turbomachine constitue de materiau superelastique
DE102008060424A1 (de) 2008-12-04 2010-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsmaschine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere
EP2261462A1 (en) * 2009-06-02 2010-12-15 Alstom Technology Ltd End wall structure for a turbine stage

Also Published As

Publication number Publication date
CN105829653A (zh) 2016-08-03
WO2015092306A1 (fr) 2015-06-25
JP6559138B2 (ja) 2019-08-14
US10519980B2 (en) 2019-12-31
EP3084134A1 (fr) 2016-10-26
US20170009781A1 (en) 2017-01-12
JP2017500487A (ja) 2017-01-05
FR3014943A1 (fr) 2015-06-19
EP3084134B1 (fr) 2018-03-28
BR112016013715A2 (pt) 2017-08-08
BR112016013715B1 (pt) 2021-12-07
FR3014943B1 (fr) 2019-03-29
RU2666933C1 (ru) 2018-09-13
CN105829653B (zh) 2017-11-24
CA2933123C (fr) 2022-03-15
CA2933123A1 (fr) 2015-06-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2016128925A (ru) Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель
RU2016118151A (ru) Деталь газотурбинного двигателя с неосесимметричной поверхностью
RU2016107872A (ru) Лопатка ротора газотурбинного двигателя
JP2017500487A5 (ru)
JP2014109273A5 (ru)
RU2015109774A (ru) Лопатка газотурбинной установки
JP2016509650A5 (ru)
WO2012134833A3 (en) High camber compressor rotor blade
JP6708995B2 (ja) 軸流流体機械の翼の設計方法及び翼
WO2009112775A3 (fr) Aube avec plateforme non axisymetrique
JP2014533809A5 (ru)
RU2017131456A (ru) Спрямляющий узел с оптимизированными аэродинамическими характеристиками
FR2971539B1 (fr) Ensemble pale-plateforme pour ecoulement subsonique
EP2787171A3 (de) Schaufelgitter mit Seitenwandkonturierung und Strömungsmaschine
RU2012158322A (ru) Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины
WO2018013422A3 (en) Axial flow compressor with splitter blades
JP2016113966A5 (ru)
RU2017115848A (ru) Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием
RU2017119187A (ru) Лопатка турбины с концевой крышкой
RU2017105469A (ru) Лопатка турбины
RU2018116881A (ru) Способ расчета углового интервала между лопастями осевого вентилятора
RU2016114806A (ru) Рабочее колесо центробежного компрессора с лопатками, имеющими S-образную заднюю кромку
RU2017107567A (ru) Лопатка со спойлером
RU2015125016A (ru) Рабочее колесо вентилятора
RU2006117267A (ru) Лопаточный аппарат рабочего колеса радиально-осевой гидротурбины