RU2017107567A - Лопатка со спойлером - Google Patents

Лопатка со спойлером Download PDF

Info

Publication number
RU2017107567A
RU2017107567A RU2017107567A RU2017107567A RU2017107567A RU 2017107567 A RU2017107567 A RU 2017107567A RU 2017107567 A RU2017107567 A RU 2017107567A RU 2017107567 A RU2017107567 A RU 2017107567A RU 2017107567 A RU2017107567 A RU 2017107567A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shank
upstream
downstream
edge
feather
Prior art date
Application number
RU2017107567A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2701677C2 (ru
RU2017107567A3 (ru
Inventor
Лорен ЯБЛОНСКИ
Пьер-Гильом БАРДИН
Филипп Жерар Эдмон ЖОЛИ
Original Assignee
Сафран Эйркрафт Энджинз
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 Сафран Эйркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эйркрафт Энджинз
Publication of RU2017107567A publication Critical patent/RU2017107567A/ru
Publication of RU2017107567A3 publication Critical patent/RU2017107567A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2701677C2 publication Critical patent/RU2701677C2/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
    • 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
    • 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
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/04—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position
    • F01D21/045—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for responsive to undesired position of rotor relative to stator or to breaking-off of a part of the rotor, e.g. indicating such position special arrangements in stators or in rotors dealing with breaking-off of part of 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
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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)
  • Architecture (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Claims (26)

1. Лопатка (12', 12'') турбомашины, имеющая сторону впуска потока и сторону выпуска потока, при этом в радиальном направлении (10) своей протяженности лопатка содержит:
перо (13', 13''), имеющее входную кромку, расположенную вдоль стороны впуска, и выходную кромку, расположенную вдоль стороны выпуска,
хвостовик (18', 18''), вводимый в зацепление с канавкой диска турбомашины, при этом хвостовик расположен далее в радиально внутреннем направлении по сравнению с пером и имеет верхний и нижний по потоку концы поперечно направлению (10) радиальной протяженности,
внутреннюю межлопаточную полку (16), расположенную в радиальном направлении между хвостовиком (18', 18'') и пером (13', 13''),
отличающаяся тем, что по меньшей мере один из верхнего по потоку (450', 450'') и нижнего по потоку (451', 451'') концов хвостовика соединен с радиально внутренним концом входной кромки (431', 431''), соответственно, выходной кромки (457', 457''), пера посредством верхнего по потоку, соответственно, нижнего по потоку, края соединительного участка (47', 47''), расположенного в радиальном направлении между хвостовиком (18', 18'') и внутренней межлопаточной полкой (16) и имеющего изменение кривизны (49', 49'') вниз по потоку, соответственно, изменение кривизны (490', 490'') вверх по потоку, так что радиально внутренний конец (430', 430'') входной кромки, соответственно выходной кромки (432', 432''), пера расположен дальше вниз по потоку, соответственно, дальше вверх по потоку, по сравнению с верхним по потоку, соответственно, нижним по потоку, концом хвостовика.
2. Лопатка по п. 1, в которой верхний по потоку, соответственно, нижний по потоку, край соединительного участка (47', 47'') на участке от пера к хвостовику имеет вогнутый профиль и/или профиль, выступающий по направлению к верхнему по потоку концу, соответственно, выполненный углубленным по направлению к нижнему по потоку концу.
3. Лопатка по п. 1 или 2, в которой верхний по потоку край соединительного участка (47', 47'') между пером и хвостовиком имеет профиль, задаваемый радиусом.
4. Лопатка по одному из пп. 1-3, в которой входная кромка (431', 431''), соответственно, выходная кромка (457', 457''), пера соединена на ее радиально внутреннем конце посредством вогнутого профиля (433', 433'').
5. Лопатка по п. 4, которая имеет выпуклый профиль в радиальном наружном направлении и за пределами вогнутого профиля (433', 433'') входной кромки (431', 431''), соответственно, выходной кромки (457', 457'') пера.
6. Лопатка по п. 5, в которой выпуклый профиль входной кромки (453', 453'') имеет больший радиус кривизны по сравнению с профилем выходной кромки (459', 459'').
7. Лопатка по любому из пп. 1-6, имеющая:
участок (180', 180''), который в радиальном направлении (10) протяженности лопатки проходит по направлению к свободному концу (19'),
причем в указанном радиальном направлении расстояние между началом указанного участка (180', 180'') и свободным концом (19') равно R, и
причем перпендикулярное радиальному направлению (10) протяженности расстояние между верхним по потоку концом (450', 450'') хвостовика (18', 18'') и либо радиально внутренним концом (430', 430'') входной кромки пера, либо нижним по потоку концом изменения кривизны (49', 49'') соединительного участка между пером (13', 13'') и хвостовиком (18', 18'') равно L,
при этом L меньше или равно 2R.
8. Лопатка по любому из предшествующих пунктов, отличающаяся тем, что верхний по потоку, соответственно, нижний по потоку, конец (451', 451'') хвостовика в радиально наружном направлении соединен с верхним по потоку, соответственно, нижним по потоку, краем (491', 491'') радиально внутренней части соединительного участка (47', 47'') между хвостовиком (18', 18'') и внутренней межлопаточной полкой (16), посредством изменения кривизны (49', 49'') вниз по потоку, соответственно, изменения кривизны (490', 490'') вверх по потоку, так что поперек радиального направления (10) верхний по потоку, соответственно, нижний по потоку, конец хвостовика расположен по всей своей длине дальше вверх по потоку, соответственно, дальше вниз по потоку, по сравнению с указанным верхним по потоку, соответственно, нижним по потоку краем (491', 491'') указанного соединительного участка.
9. Узел, содержащий:
лопатки (12') турбомашины, каждая из которых имеет сторону впуска потока и сторону выпуска потока, при этом в радиальном направлении (10) свой протяженности лопатка имеет:
перо (13''), имеющее входную кромку, расположенную вдоль стороны впуска, и выходную кромку, расположенную вдоль стороны выпуска,
и хвостовик (18''), вводимый в зацепление в канавке диска турбомашины, при этом хвостовик расположен дальше в радиально внутреннем направлении по сравнению с пером и имеет верхний по потоку конец,
внутренние межлопаточные полки (16''а), каждая из которых расположена между двумя следующими друг за другом лопатками, а в радиальном направлении находится на промежуточном уровне между хвостовиком (18'') и пером (13'') указанных лопаток,
отличающийся тем, что по меньшей мере один из верхнего по потоку (450'') и нижнего по потоку (451'') концов хвостовика каждой лопатки соединен с радиально внутренним концом входной кромки (431''), соответственно, выходной кромки (457''), пера посредством верхнего по потоку, соответственно, нижнего по потоку, края соединительного участка (47''), расположенного в радиальном направлении между хвостовиком (18'') и внутренней межлопаточной полкой (16''а) и имеющего изменение кривизны (49'') по направлению к нижнему по потоку концу, соответственно, изменение кривизны (490'') по направлению к верхнему по потоку концу, так что радиально внутренний конец входной кромки, соответственно выходной кромки, пера расположен дальше вниз по потоку, соответственно, дальше вверх по потоку по сравнению с верхним по потоку, соответственно, нижним по потоку, концом хвостовика.
10. Ротор вентилятора для турбомашины, содержащий диск (14, 56), имеющий ось вращения и по существу осевые канавки (20, 58), которые расположены на внешней периферии диска и в которые заведены хвостовики (18', 18'') лопаток, при этом каждая из лопаток выполнена по любому из пп. 1-8 или согласно узлу по п. 9.
11. Ротор по п. 10, в котором каждая внутренняя полка (16', 16''а) имеет верхний по потоку конец и проходит в поперечном направлении на любой стороне соответствующего пера, так что полки сообща образуют радиально внутреннюю границу для потока (21, 144) газа, циркулирующего в турбомашине, при этом верхний по потоку конец (450', 450'') хвостовика каждой лопатки расположен дальше вверх по потоку по сравнению с верхним по потоку концом (160') каждой внутренней полки.
12. Ротор по п. 10 или 11, в котором хвостовик одной из указанных лопаток имеет в радиально внутреннем направлении осевую конечную кромку (19', 19''), параллельную оси канавки (20, 58), в которую входит данный хвостовик, и на стороне впуска верхний по потоку конец (450', 450'') хвостовика образует переднюю концевую поверхность, перпендикулярную оси, вдоль которой проходит указанная осевая кромка хвостовика.
13. Турбомашина, такая как турбореактивный двигатель самолета или турбовинтовой двигатель самолета, отличающаяся тем, что содержит лопатки по любому из пп. 1-8, или узел по п. 9, или ротор (100, 100') вентилятора по любому из пп. 10-12.
RU2017107567A 2014-09-08 2015-09-03 Лопатка турбомашины, лопаточный узел турбомашины, ротор вентилятора и турбомашина RU2701677C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1458400A FR3025553B1 (fr) 2014-09-08 2014-09-08 Aube a becquet amont
FR1458400 2014-09-08
PCT/FR2015/052326 WO2016038280A1 (fr) 2014-09-08 2015-09-03 Aube a becquet

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017107567A true RU2017107567A (ru) 2018-10-10
RU2017107567A3 RU2017107567A3 (ru) 2019-03-18
RU2701677C2 RU2701677C2 (ru) 2019-10-01

Family

ID=51987319

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017107567A RU2701677C2 (ru) 2014-09-08 2015-09-03 Лопатка турбомашины, лопаточный узел турбомашины, ротор вентилятора и турбомашина

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10598033B2 (ru)
EP (1) EP3191688A1 (ru)
JP (1) JP6869174B2 (ru)
CN (1) CN106852162B (ru)
BR (1) BR112017004472B1 (ru)
CA (1) CA2960089C (ru)
FR (1) FR3025553B1 (ru)
RU (1) RU2701677C2 (ru)
WO (1) WO2016038280A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3094400B1 (fr) * 2019-03-28 2022-12-16 Safran Rotor de soufflante pour turbomachine
FR3096727B1 (fr) * 2019-05-27 2021-06-25 Safran Helicopter Engines Aube de turbine dotée d’une cavité de fragilisation d’une section frangible
FR3108665A1 (fr) * 2020-03-31 2021-10-01 Safran Aircraft Engines Rotor de soufflante comprenant des aubes à centre de gravité en amont
FR3108664A1 (fr) * 2020-03-31 2021-10-01 Safran Aircraft Engines Rotor de soufflante comprenant des aubes à centre de gravité en amont

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1419381A (en) * 1972-03-09 1975-12-31 Rolls Royce Fan for gas turbine engines
US4265595A (en) 1979-01-02 1981-05-05 General Electric Company Turbomachinery blade retaining assembly
FR2502690B1 (fr) * 1981-03-27 1985-09-13 Snecma Dispositif de verrouillage d'aubes de soufflante et de fixation de capot avant d'un turboreacteur
US4453890A (en) 1981-06-18 1984-06-12 General Electric Company Blading system for a gas turbine engine
FR2508541B1 (fr) 1981-06-25 1985-11-22 Snecma Dispositif d'amortissement d'aubes de turbomachines, notamment de soufflantes
FR2524932A1 (fr) * 1982-04-08 1983-10-14 Snecma Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine
US4595340A (en) * 1984-07-30 1986-06-17 General Electric Company Gas turbine bladed disk assembly
US4872812A (en) * 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
JP3864157B2 (ja) * 2003-12-05 2006-12-27 本田技研工業株式会社 軸流型タービンホイール
US7252481B2 (en) * 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
FR2918409B1 (fr) * 2007-07-05 2011-05-27 Snecma Partie tournante de turbomachine comprenant des secteurs inter-aubes formant plateforme rapportes fixement sur un disque
FR2931871B1 (fr) * 2008-05-29 2011-08-19 Snecma Rotor de soufflante pour une turbomachine.
US8419370B2 (en) * 2009-06-25 2013-04-16 Rolls-Royce Corporation Retaining and sealing ring assembly
US8435006B2 (en) * 2009-09-30 2013-05-07 Rolls-Royce Corporation Fan
CN103850751A (zh) * 2012-12-06 2014-06-11 武隆县驰锐轮胎销售部 一种磁场静化抗磨剂补给机油隔
RU144424U1 (ru) * 2014-04-22 2014-08-20 Открытое Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Оао "Умпо") Лопатка рабочего колеса ротора компрессора низкого давления турбореактивного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
BR112017004472A2 (pt) 2017-12-05
FR3025553A1 (fr) 2016-03-11
WO2016038280A1 (fr) 2016-03-17
RU2701677C2 (ru) 2019-10-01
CA2960089C (fr) 2022-11-29
US10598033B2 (en) 2020-03-24
RU2017107567A3 (ru) 2019-03-18
FR3025553B1 (fr) 2019-11-29
EP3191688A1 (fr) 2017-07-19
JP2017532484A (ja) 2017-11-02
CN106852162B (zh) 2020-05-08
BR112017004472B1 (pt) 2022-12-20
US20170298750A1 (en) 2017-10-19
CA2960089A1 (fr) 2016-03-17
JP6869174B2 (ja) 2021-05-12
CN106852162A (zh) 2017-06-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010139779A (ru) Лопасть с несимметричной полкой
RU2010139774A (ru) Лопатка с неосесимметричной полкой: выемка и выступ на выпуклой поверхности
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
EP3070266A3 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
RU2017107567A (ru) Лопатка со спойлером
JP2014077441A5 (ru)
RU2017131460A (ru) Узел для спрямления воздуха в газотурбинном двигателе с улучшенными аэродинамическими характеристиками
RU2016128925A (ru) Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2017131456A (ru) Спрямляющий узел с оптимизированными аэродинамическими характеристиками
RU2013141416A (ru) Узел пера лопатки и полки для сверхзвукового потока
RU2015109774A (ru) Лопатка газотурбинной установки
EP2738392A3 (en) Fan blade for a turbofan gas turbine engine
RU2012148900A (ru) Турбулизаторы на входе лопаточной решетки компрессора
RU2017111463A (ru) Статор авиационного газотурбинного двигателя
JP2014122622A5 (ru)
RU2016146011A (ru) Лопатка турбины газотурбинного двигателя, содержащая контур с улучшенной равномерностью охлаждения
RU2012101096A (ru) Лопатка с аэродинамическим профилем для осевой турбомашины
RU2013154300A (ru) Передняя часть разделителя осевой турбомашины с антиобледенительным устройством
RU2016125715A (ru) Рабочее колесо центробежного компрессора, лопатки которого имеют непрямолинейную переднюю кромку, и соответствующий способ проектирования
US9938984B2 (en) Axial compressor rotor incorporating non-axisymmetric hub flowpath and splittered blades
WO2015041801A3 (en) Diffuser with strut-induced vortex mixing
RU2017135319A (ru) Антиобледенительный носок компрессора осевой турбомашины
RU2019112437A (ru) Лопатка турбины, содержащая систему охлаждения
US20140169977A1 (en) Blade cascade and turbomachine