RU2191930C2 - Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение - Google Patents

Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение Download PDF

Info

Publication number
RU2191930C2
RU2191930C2 RU2000101807/06A RU2000101807A RU2191930C2 RU 2191930 C2 RU2191930 C2 RU 2191930C2 RU 2000101807/06 A RU2000101807/06 A RU 2000101807/06A RU 2000101807 A RU2000101807 A RU 2000101807A RU 2191930 C2 RU2191930 C2 RU 2191930C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
profile
blade
point
chord
rarefaction
Prior art date
Application number
RU2000101807/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2000101807A (ru
Inventor
Ульф КЕЛЛЕР (DE)
Ульф КЕЛЛЕР
Рейнхард МЕНИГ (DE)
Рейнхард МЕНИГ
Original Assignee
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=7833531&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2191930(C2) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2000101807A publication Critical patent/RU2000101807A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2191930C2 publication Critical patent/RU2191930C2/ru

Links

Images

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
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/02—Formulas of curves

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)

Abstract

Изобретение относится к компрессорной лопатке, в частности, для компрессора стационарной газовой турбины. Профиль лопатки компрессорной лопатки выполнен так, что при обтекании компрессорной лопатки с большим числом Рейнольдса и с высокой степенью турбулентности получаются особенно низкие аэродинамические потери. 4 с. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к компрессорной лопатке (вариантам) и к ее применению.
В патенте DE 3141948 С2 описана лопатка с коническим профилем лопатки для компрессора газовой турбины. Поясняется, что расположенные в венцах лопатки компрессора могут подвергаться ударным волнам при обтекании газом с высокой скоростью. Газ течет в граничном слое вдоль поверхности соответствующих лопаток. Под действием ударной волны может происходить отделение этого граничного слоя от поверхности лопаток. Это вызывает аэродинамические потери. Эти потери ограничивают коэффициент полезного действия лопаток. Особенное значение имеют эти потери в поле течения с околозвуковой скоростью, то есть в поле течения, которое содержит рядом друг с другом области локальной дозвуковой скорости и области локальной сверхзвуковой скорости. Существует возможность оптимировать контур лопаток для уменьшения этих потерь. В этом описании к патенту указана лопатка с коническим профилем лопатки, контурированной поверхностью разрежения и контурированной напорной поверхностью, которая имеет как хорошую аэродинамическую мощность, так и проста в изготовлении. Существует стремление к дальнейшему оптимированию коэффициента полезного действия компрессорной лопатки.
В патенте США US-PS 4773825 описан воздушный винт самолета со специально выполненными профилями лопастей воздушного винта. Профили лопастей воздушного винта выполнены таким образом, чтобы во время режима полета, например в фазе набора высоты или крейсерского полета, можно было противостоять различным состояниям нагрузки.
Задачей изобретения является поэтому указание компрессорной лопатки, которая имеет особенно хорошие свойства относительно коэффициента полезного действия. Другой задачей изобретения является указание применения такой компрессорной лопатки.
Согласно изобретению направленная на указание компрессорной лопатки задача решается за счет указания компрессорной лопатки с профилем лопатки, который содержит:
a) точку переднего края лопатки,
b) точку заднего края лопатки,
c) хорду профиля, которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки к точке заднего края лопатки, причем
d) профиль лопатки имеет выпукло искривленный контур стороны разрежения и противоположный контуру стороны разрежения контур напорной стороны, которые соединяют соответственно точку переднего края лопатки и точку заднего края лопатки, и причем контур стороны разрежения в точке пересечения стороны разрежения с базовой прямой, пересекающей перпендикулярно хорду профиля при 5% длины хорды профиля, имеет радиус кривизны, который является меньшим, чем половина длины хорды профиля.
Выполненная таким образом компрессорная лопатка дает преимущество, в частности, при условиях обтекания с большими числами Рейнольдса и с высокими степенями турбулентности наличия особенно низких аэродинамических потерь. При этом понятия число Рейнольдса и степень турбулентности должны пониматься в соответствии с определением в книге "Аэрогидродинамика" авторов Heinz Schade и Ewald Kunz, издательство Walter De Gruyter, Берлин и Нью-Йорк, 1989, стр. 290 или, соответственно, 325.
В основе изобретения лежит соображение, что обычные оптимирования компрессорных лопаток по экспериментальным измеренным данным, полученным в аэродинамических трубах, не достаточно соответствуют реальным условиям в компрессоре. Упомянутые условия обтекания с большими числами Рейнольдса и с высокими степенями турбулентности могут быть реализованы в аэродинамической трубе, как правило, только с большими затратами; однако в компрессоре, в частности в компрессоре с высокой мощностью, они имеют большое значение. Исходя из этого соображения, было произведено выполнение вышеописанной, новой компрессорной лопатки.
Предпочтительно профиль лопатки включает окружность с максимальным диаметром, каковой максимальный диаметр определяет максимальную толщину профиля, причем проходящая через центр этой окружности прямая расстояния окружности пересекает хорду профиля перпендикулярно и расположена на расстоянии окружности от точки переднего края лопатки, которое является меньшим, чем 32% длины хорды профиля, и лежит, в частности, между 15% и 30% длины хорды профиля. Этот геометрический признак означает особенное улучшение свойств компрессорной лопатки относительно аэродинамических потерь в потоках с большими числами Рейнольдса и с высокими степенями турбулентности.
Далее предпочтительно контур стороны разрежения в точке пересечения стороны разрежения имеет касательную стороны разрежения и контур напорной стороны в точке пересечения напорной стороны с базовой прямой имеет касательную к напорной стороне, причем касательная к стороне разрежения и касательная к напорной стороне заключают между собой угол касательных между 5o и 20o.
Направленная на указание компрессорной лопатки задача решается согласно изобретению также за счет компрессорной лопатки с профилем лопатки, который содержит:
a) точку переднего края лопатки,
b) точку заднего края лопатки,
c) хорду профиля, которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки к точке заднего края лопатки,
d) выпукло искривленный контур стороны разрежения и противоположный контуру стороны разрежения контур напорной стороны, которые соединяют соответственно точку переднего края лопатки и точку заднего края лопатки,
и который
e) включает окружность с максимальным диаметром, каковой максимальный диаметр определяет максимальную толщину профиля, причем ведущая через центр этой окружности прямая расстояния окружности пересекает перпендикулярно хорду профиля и расположена на расстоянии окружности от точки переднего края лопатки, которое является меньшим, чем 32% длины L хорды профиля и, в частности, лежит между 15% и 30% длины L хорды профиля.
Преимущества этой компрессорной лопатки получаются в соответствии с вышеуказанными пояснениями.
Предпочтительно здесь контур стороны разрежения в точке пересечения стороны разрежения с базовой прямой, перпендикулярно пересекающей хорду профиля при 5% длины хорды профиля, имеет касательную к стороне разрежения и контур напорной стороны в точке пересечения напорной стороны с базовой прямой имеет касательную к напорной стороне, причем касательная к стороне разрежения и касательная к напорной стороне заключают между собой угол касательных между 5o и 20o.
Направленная на указание компрессорной лопатки задача решается согласно изобретению также за счет компрессорной лопатки с профилем лопатки, который содержит:
a) точку переднего края лопатки,
b) точку заднего края лопатки,
c) хорду профиля, которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки к точке заднего края лопатки,
d) контур стороны разрежения, который в точке пересечения стороны разрежения с базовой прямой, пересекающей перпендикулярно хорду профиля при 5% длины хорды профиля, имеет касательную к стороне разрежения, и
е) противоположный контуру стороны разрежения контур напорной стороны, который в точке пересечения напорной стороны с базовой прямой имеет касательную к напорной стороне,
причем касательная к стороне разрежения и касательная к напорной стороне заключают между собой угол касательных между 5o и 20o.
Преимущества этой компрессорной лопатки получаются в соответствии с вышеуказанными пояснениями.
Предпочтительно профиль лопатки здесь включает окружность с максимальным диаметром, каковой максимальный диаметр определяет максимальную толщину профиля, причем обозначениями:
D для максимальной толщины профиля,
L для длины хорды профиля и
Т для угла касательных согласно
Figure 00000002

определен относительный угол касательных TR, который лежит между 1 и 2.5, в частности между 1.2 и 2.
Предпочтительным образом при обтекании компрессорной лопатки газом с заданной скоростью набегающего потока устанавливается граничный слой газа на контуре стороны разрежения, в каковом граничном слое появляется максимум скорости, причем профиль лопатки выбран так, что при значении скорости набегающего потока больше, чем число Маха 0.4, получается место перехода, в котором обтекание изменяется с ламинарного на турбулентное и в котором газ имеет переходную скорость, которая составляет по меньшей мере 90% максимума скорости. За счет этого в распоряжение предоставляется компрессорная лопатка, которая имеет малые аэродинамические потери, в частности, за счет того, что она ускоряет турбулентный поток газа, хотя и на очень малом участке. Это достигается за счет того, что максимум скорости, перед достижением которого исключительно происходит ускорение газа, лежит очень близко к точке перехода к турбулентному потоку. Так как именно ускорение турбулентного потока влечет за собой большие аэродинамические потери, аэродинамические потери поддерживаются малыми за счет, конечно, очень малого ускорения турбулентного потока.
Далее предпочтительно вдоль контура стороны разрежения от точки переднего края лопатки к точке заднего края лопатки при обтекании газом с заданной скоростью набегающего потока на контуре стороны разрежения устанавливается граничный слой газа, причем профиль лопатки выбран таким образом, что в месте максимума в граничном слое появляется максимум скорости и причем проходящая через место максимума, пересекающая перпендикулярно хорду профиля прямая максимума расположена от точки переднего края лопатки на расстоянии максимума, которое составляет меньше, чем 15% длины хорды профиля.
Предпочтительно профиль лопатки имеет при длине от 1% до 99% длины хорды профиля толщину профиля, которая составляет по меньшей мере 18% максимальной толщины профиля. Такой большой запас толщины обеспечивает особенно стабильное выполнение компрессорной лопатки.
Проходящий практически по всей длине профиля лопатки запас толщины означает, что толщина профиля при приближении к заднему краю лопатки в последней части уменьшается очень быстро.
Направленная на указание применения задача решается согласно изобретению за счет применения названной выше компрессорной лопатки в компрессоре стационарной газовой турбины.
Как раз для специальных условий обтекания компрессора стационарной газовой турбины имеет особое значение применение компрессорных лопаток, рассчитанных специально для больших чисел Рейнольдса и высоких степеней турбулентности, для сведения к минимуму аэродинамических потерь.
Примеры выполнения изобретения поясняются более подробно с помощью чертежей, которые показывают:
фиг.1 - поперечное сечение через компрессорную лопатку,
фиг. 2 - поперечное сечение через компрессорную лопатку, обтекаемую воздухом,
фиг. 3 - положения выгодных максимальных толщин профиля компрессорной лопатки в зависимости от скорости набегающего потока газа,
фиг. 4 - относительный угол касательных компрессорной лопатки в зависимости от скорости набегающего потока газа,
фиг. 5 - распределение толщин профиля компрессорной лопатки вдоль хорды профиля и
фиг.6 - газовая турбина с компрессором в схематическом представлении.
Одинаковые ссылочные позиции на различных фигурах имеют одинаковое значение.
На фигуре 1 представлено поперечное сечение через компрессорную лопатку 1. Это поперечное сечение представляет профиль лопатки 2. Профиль лопатки 2 имеет точку переднего края лопатки 3 и точку заднего края лопатки 4. Прямой отрезок между точкой переднего края лопатки 3 и точкой заднего края лопатки 4 является хордой профиля 5. Профиль лопатки 2 имеет далее выпукло искривленный контур стороны разрежения 6, соединяющий точку переднего края лопатки 3 и точку заднего края лопатки 4. Напротив контура стороны разрежения 6 лежит контур напорной стороны 13, соединяющий точку переднего края лопатки 3 и точку заднего края лопатки 4. Толщина профиля обозначена буквой d. Профиль лопатки 2 включает окружность 10 с максимальным диаметром D. Через центр М окружности 10 проходит прямая расстояния окружности 11. Эта прямая расстояния окружности 11 пересекает хорду профиля 5 перпендикулярно на расстоянии окружности К, измеренном от точки переднего края лопатки 3. Параллельно к хорде профиля 5 нанесен масштаб MS, поясняющий длину L хорды профиля 5. Базовая прямая 8 пересекает хорду профиля 5 перпендикулярно при 5% длины L хорды профиля 5, измеренной от точки переднего края лопатки 3. Это значение указано как 0.05L. Базовая прямая 8, кроме того, пересекает контур напорной стороны 13 в точке пересечения с напорной стороной 15 и контур стороны разрежения 6 в точке пересечения со стороной разрежения 7. Контур стороны разрежения 6 имеет в точке пересечения стороны разрежения 7 искривление стороны разрежения с радиусом искривления Р. В точке пересечения со стороной разрежения 7 касательная стороны разрежения 12 прилегает к контуру стороны разрежения 6. В точке пересечения с напорной стороной 15 к контуру напорной стороны 13 прилегает касательная к напорной стороне 14. Касательная к стороне разрежения 12 и касательная к напорной стороне 14 заключают между собой угол касательных Т.
Компрессорная лопатка 1 таким образом является особенно пригодной для использования при условиях обтекания с большими числами Рейнольдса и с высокими степенями турбулентности за счет того,
a) что радиус кривизны Р является меньшим, чем половина длины L хорды профиля 5,
b) что расстояние окружности К является меньшим, чем 32%, в подходящем случае равным 23% длины L хорды профиля 5, и
c) угол касательных Т лежит между 5o и 20o.
Фигура 2 показывает поперечное сечение компрессорной лопатки 1 с фигуры 1. Схематически представлено обтекание компрессорной лопатки 1 газом 20. При этом отражен только поток газа 20 вдоль контура стороны разрежения 6 в граничном слое 23. Поток газа 20, измеренный от точки переднего края лопатки 3, сначала является ламинарным потоком 20А. На переходном расстоянии R, измеренном вдоль хорды профиля 5 от точки переднего края лопатки 3, ламинарный поток 20А переходит в турбулентный поток 20В. Газ имеет там переходную скорость 25. Скорость газа 20 в зависимости от расстояния от точки переднего края лопатки 3 показана штриховой линией в виде распределения скорости 22. Распределение скорости 22 в точке переднего края лопатки 3 имеет значение 21 для скорости набегающего потока А. С увеличением расстояния Х от точки переднего края лопатки 3 скорость газа 20 растет. На расстоянии максимума S от точки переднего края лопатки 3 имеет значение 21 для скорости набегающего потока А. С увеличением расстояния Х от точки переднего края лопатки 3 скорость газа 20 растет. На расстоянии максимума S от точки переднего края лопатки 3 достигается максимум скорости 24. При дальнейшем увеличении расстояния Х скорость газа 20 уменьшается, пока она на конце лопатки 1 достигает значения 28, которое является меньшим, чем значение 21 скорости набегающего потока А.
Особенно низкие аэродинамические потери, в частности, при условиях обтекания с большими числами Рейнольдса и с высокими степенями турбулентности достигаются за счет того, что переходное расстояние R и расстояние максимума S совпадают. За счет этого не получается никакого ускорения для турбулентного потока 20В. Такое ускорение имело бы следствием особенно высокие потери. Далее для названных условий обтекания особенно хорошая пригодность компрессорной лопатки 1 получается из того, что расстояние максимума S является меньшим, чем 15% длины L хорды профиля 5.
Фигура 3 показывает на диаграмме представленную темной область подходящих относительно аэродинамических потерь значений для расстояний окружности к с фигуры 1. Скорость набегающего потока а указана в значениях числа Маха Ma1, причем значение Ma1=1 означает звуковую скорость в газе 20 при данной температуре и при данном давлении. Расстояние окружности К указано в единицах длины L хорды профиля 5, причем длина L хорды профиля 5 нормирована на 1. Для различных условий обтекания, например для различных углов набегающего потока газа 20 для компрессорной лопатки 1, получаются различные значения для расстояния окружности К. Эти различные значения дают в результате представленную темной область. Подходящие относительно аэродинамических потерь значения для расстояний окружности К в основном являются меньшими, чем 30% длина L хорды профиля 5.
На фигуре 4 представлен угол касательных T, выраженный в виде относительного угла касательных ТR в зависимости от различных значений 21 для скорости набегающего потока А. Единицы для скорости набегающего потока А соответствуют единицам с фигуры 3. Относительный угол касательных ТR получается из угла касательных Т согласно фигуре 1 соответственно
Figure 00000003

На фигуре 4 область, содержащая подходящие относительно аэродинамических потерь значения для относительного угла касательных ТR, представлена темной. Различные значения области получаются из различных краевых условий обтекания. Относительный угол касательных ТR в соответствии с этим лежит предпочтительно между 1.2 и 2.0.
Фигура 5 показывает толщину профиля d компрессорной лопатки 1 с фигуры 1 в зависимости от расстояния Х от точки переднего края лопатки 3 вдоль хорды профиля 5. Толщина профиля d и расстояние X при этом нормированы на длину L хорды профиля. На расстоянии окружности К 23% длины L хорды профиля 5, Х=К= 0.23L получается максимальная толщина профиля d=D.
Фигура 6 показывает схематически газовую турбину 31. Вдоль оси 34 друг за другом расположены компрессор 30 и турбина 33. Между компрессором 30 и турбиной 33 включена камера сгорания 32. Вдоль оси 34 в компрессоре 30 расположены лопаточные венцы 35. Эти лопаточные венцы 35 выполнены из компрессорных лопаток 1 согласно фигуре 1. Вдоль оси 34 чередуются венцы направляющих лопаток 1А и венцы рабочих лопаток 1В. При работе газовой турбины 31 воздух 20 всасывается в компрессор 30. Этот воздух сжимается в компрессоре 30. Сжатый воздух 20 попадает в камеру сгорания 32, где он сжигается при подводе топлива В в отходящий газ 20'. Отходящий газ 20' расширяется в турбине 33, за счет этого турбина 33 приводится в действие. Появляющимся в компрессоре 30 условиям обтекания, которые характеризуются высокими числами Рейнольдса и высокими степенями турбулентности, компрессорные лопатки 1 становятся удовлетворяющими за счет их представленного выше выполнения так, что для газовой турбины 31 получаются малые аэродинамические потери и таким образом высокий коэффициент полезного действия.

Claims (11)

1. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4), c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), причем d) профиль лопатки (2) имеет выпукло искривленный контур стороны разрежения (6) и противоположный контуру стороны разрежения (6) контур напорной стороны (13), которые соответственно соединяют точку переднего края лопатки (3) и точку заднего края лопатки (4), отличающаяся тем, что контур стороны разрежения (6) в точке пересечения стороны разрежения (7) с базовой прямой (8), пересекающей перпендикулярно хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5), имеет радиус кривизны (Р), меньший, чем половина длины (L) хорды профиля (5).
2. Компрессорная лопатка (1) по п.1, отличающаяся тем, что профиль (2) лопатки включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), который определяет максимальную толщину профиля (D), причем проходящая через центр (М) этой окружности (10) прямая расстояния окружности (11) пересекает перпендикулярно хорду профиля (5) и расположена на расстоянии окружности (К) от точки переднего края лопатки (3) меньшим, чем 32% длины (L) хорды профиля (5) и лежит, в частности, между 15 и 30% длины (L) хорды профиля (5).
3. Компрессорная лопатка (1) по пп.1 или 2, отличающаяся тем, что контур стороны разрежения (6) в точке пересечения стороны разрежения (7) имеет касательную к стороне разрежения (12) и контур напорной стороны (13) в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) имеет касательную к напорной стороне (14), причем касательная к стороне разрежения (123) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5 и 20o.
4. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4) c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), d) выпукло искривленный контур стороны разрежения (6) и противоположный контуру стороны разрежения (6) контур напорной стороны (13), которые соединяют соответственно точку переднего края лопатки (3) и точку заднего края лопатки (4), и который е) включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), каковой максимальный диаметр (D) определяет максимальную толщину профиля (D), причем ведущая через центр (М) этой окружности (10) прямая расстояния окружности (11) пересекает перпендикулярно хорду профиля (5) и расположена на расстоянии окружности (К) относительно точки переднего края лопатки (3), отличающаяся тем, что расстояние окружности (К) является меньшим, чем 32% длины (L) хорды профиля (5) и, в частности, лежит между 15 и 30% длины (L) хорды профиля (5).
5. Компрессорная лопатка (1) по п.4, отличающаяся тем, что к контуру стороны разрежения (6) в точке пересечения стороны разряжения (7) с базовой прямой (8), перпендикулярно пересекающей хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5) прилегает касательная стороны разрежения (12) и к контуру напорной стороны (13) в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) прилегает касательная к напорной стороне (14), причем касательная к стороне разрежения (12) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5 и 20o.
6. Компрессорная лопатка (1), профиль (2) которой содержит a) точку переднего края лопатки (3), b) точку заднего края лопатки (4), c) хорду профиля (5), которая является прямым отрезком и простирается от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4), d) контур стороны разрежения (6), который в точке пересечения стороны разрежения (7) с базовой прямой (8), пересекающей перпендикулярно хорду профиля (5) при 5% длины (L) хорды профиля (5), имеет касательную к стороне разрежения (12), и e) противоположный контуру стороны разрежения (6) контур напорной стороны (13), который в точке пересечения напорной стороны (15) с базовой прямой (8) имеет касательную к напорной стороне (14), отличающаяся тем, что касательная к стороне разрeжения (12) и касательная к напорной стороне (14) заключают между собой угол касательных (Т) между 5o и 20o.
7. Компрессорная лопатка (1) по п.6, отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) включает окружность (10) с максимальным диаметром (D), каковой максимальный диаметр (D) определяет максимальную толщину профиля (D), причем обозначениями: D для максимальной толщины профиля (D), L для длины (L) хорды профиля (5) и Т для угла касательных (Т) согласно
Figure 00000004

определен относительный угол касательных ТR, который лежит между 1 и 2.5, в частности, между 1,2 и 2.
8. Компрессорная лопатка (1) по любому из предыдущих пунктов, в которой при обтекании газом (20) с заданной скоростью набегающего потока (А) на контуре стороны разрежения (6) устанавливается граничный слой (23) газа (20), в котором появляется максимум скорости (24), отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) выбран так, что при значении скорости набегающего потока (А) больше, чем число Маха 0,4, в граничном слое (23) получается место перехода (26), в котором обтекание изменяется с ламинарного на турбулентное и в котором газ имеет переходную скорость (25), которая составляет по меньшей мере 90% максимума скорости (24).
9. Компрессорная лопатка (1) по любому из пп.1-7, причем вдоль контура стороны разрежения (6) от точки переднего края лопатки (3) к точке заднего края лопатки (4) при обтекании газом (20) на контуре стороны разрeжения (6) устанавливается граничный слой (23) газа (20), отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) выбран таким образом, что в месте максимума (27) в граничном слое (23) появляется максимум скорости (24), причем проходящая через место максимума (24), пересекающая перпендикулярно хорду профиля (5) прямая максимума (26) расположена на расстоянии максимума (S) от точки переднего края лопатки (3), которое составляет меньше, чем 15% длины (L) хорды профиля (5).
10. Компрессорная лопатка (1) по любому из пп.2, 4 или 7, отличающаяся тем, что профиль лопатки (2) на от 1 до 99% длины (L) хорды профиля имеет толщину профиля (d), которая составляет по меньшей мере 18% максимальной толщины профиля (D).
11. Применение компрессорной лопатки (1) по любому из предыдущих пунктов в компрессоре (30) стационарной газовой турбины (31).
RU2000101807/06A 1997-06-24 1998-06-15 Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение RU2191930C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19726847.1 1997-06-24
DE19726847 1997-06-24

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000101807A RU2000101807A (ru) 2001-12-20
RU2191930C2 true RU2191930C2 (ru) 2002-10-27

Family

ID=7833531

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000101807/06A RU2191930C2 (ru) 1997-06-24 1998-06-15 Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6264429B1 (ru)
EP (2) EP0991866B2 (ru)
JP (1) JP4087461B2 (ru)
DE (3) DE29825097U1 (ru)
RU (1) RU2191930C2 (ru)
WO (1) WO1998059175A1 (ru)

Families Citing this family (47)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6129528A (en) * 1998-07-20 2000-10-10 Nmb Usa Inc. Axial flow fan having a compact circuit board and impeller blade arrangement
JP4545862B2 (ja) * 1999-12-08 2010-09-15 本田技研工業株式会社 軸流型圧縮機の静翼および静翼列
US6457938B1 (en) * 2001-03-30 2002-10-01 General Electric Company Wide angle guide vane
US6709232B1 (en) * 2002-09-05 2004-03-23 Honeywell International Inc. Cambered vane for use in turbochargers
DE10352253A1 (de) 2003-11-08 2005-06-09 Alstom Technology Ltd Verdichterlaufschaufel
US7878759B2 (en) * 2003-12-20 2011-02-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mitigation of unsteady peak fan blade and disc stresses in turbofan engines through the use of flow control devices to stabilize boundary layer characteristics
EP1580399B1 (de) * 2004-03-25 2006-11-15 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Verdichter für ein Flugzeugtriebwerk
DE502004009528D1 (de) * 2004-06-02 2009-07-09 Rolls Royce Deutschland Verdichterschaufel mit verminderter aerodynamischer Schaufelanregung
WO2007011355A1 (en) * 2005-07-19 2007-01-25 Honeywell International Inc. Variable nozzle turbocharger
US8313300B2 (en) * 2007-06-14 2012-11-20 Christianson Systems, Inc. Rotor for centrifugal compressor
JP2009008014A (ja) * 2007-06-28 2009-01-15 Mitsubishi Electric Corp 軸流ファン
EP2299124A1 (de) 2009-09-04 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Verdichterlaufschaufel für einen Axialverdichter
US9309769B2 (en) * 2010-12-28 2016-04-12 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine airfoil shaped component
KR101680498B1 (ko) * 2012-09-21 2016-11-28 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 내에로전성 금속 재료의 용접 방법 및 터빈 블레이드
EP2996851A2 (en) * 2013-05-14 2016-03-23 General Electric Company Composite woven outlet guide with optional hollow airfoil
GB2523133B (en) * 2014-02-13 2016-06-01 X-Wind Power Ltd Vertical axis wind turbine rotor and aerofoil
EP2927427A1 (de) * 2014-04-04 2015-10-07 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenschaufel
JP6320134B2 (ja) * 2014-04-07 2018-05-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼、エロージョンシールドの形成方法及び動翼製造方法
US10006341B2 (en) 2015-03-09 2018-06-26 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a diffuser ring with tabs
US9650913B2 (en) 2015-03-09 2017-05-16 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine containment structure
US9879594B2 (en) 2015-03-09 2018-01-30 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine nozzle and containment structure
US9683520B2 (en) 2015-03-09 2017-06-20 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9739238B2 (en) 2015-03-09 2017-08-22 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US10066639B2 (en) 2015-03-09 2018-09-04 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a vaneless space
US9638138B2 (en) 2015-03-09 2017-05-02 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9822700B2 (en) 2015-03-09 2017-11-21 Caterpillar Inc. Turbocharger with oil containment arrangement
US9915172B2 (en) 2015-03-09 2018-03-13 Caterpillar Inc. Turbocharger with bearing piloted compressor wheel
US9890788B2 (en) 2015-03-09 2018-02-13 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9903225B2 (en) 2015-03-09 2018-02-27 Caterpillar Inc. Turbocharger with low carbon steel shaft
US9810238B2 (en) 2015-03-09 2017-11-07 Caterpillar Inc. Turbocharger with turbine shroud
US9752536B2 (en) 2015-03-09 2017-09-05 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9732633B2 (en) 2015-03-09 2017-08-15 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine assembly
US9777747B2 (en) 2015-03-09 2017-10-03 Caterpillar Inc. Turbocharger with dual-use mounting holes
CN105257597B (zh) * 2015-11-12 2018-04-20 珠海格力电器股份有限公司 轴流风机及其轴流风叶
CN105351248B (zh) * 2015-12-17 2017-12-12 新昌县三新空调风机有限公司 一种风扇用高性能翼型
US10443607B2 (en) 2016-04-11 2019-10-15 Rolls-Royce Plc Blade for an axial flow machine
DE102016206022A1 (de) 2016-04-12 2017-10-12 Siemens Aktiengesellschaft Dichtung für Strömungsmaschinen
CN106089801B (zh) * 2016-08-11 2018-08-24 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种压气机叶片造型方法
US10801325B2 (en) * 2017-03-27 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Turbine blade with tip vortex control and tip shelf
WO2018216255A1 (ja) 2017-05-24 2018-11-29 株式会社Ihi ファン及び圧縮機の翼
US11181120B2 (en) 2018-11-21 2021-11-23 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US10859094B2 (en) 2018-11-21 2020-12-08 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
US11280199B2 (en) * 2018-11-21 2022-03-22 Honeywell International Inc. Throat distribution for a rotor and rotor blade having camber and location of local maximum thickness distribution
CN112154260B (zh) * 2018-12-19 2022-10-14 三菱重工发动机和增压器株式会社 喷嘴叶片
FR3108141B1 (fr) * 2020-03-10 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Aube de compresseur de turbomachine, compresseur et turbomachine munis de celle-ci
DE102021123281A1 (de) * 2021-09-08 2023-03-09 MTU Aero Engines AG Schaufelblatt für einen Verdichter einer Strömungsmaschine
US11873730B1 (en) 2022-11-28 2024-01-16 Rtx Corporation Gas turbine engine airfoil with extended laminar flow

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB511645A (en) * 1937-07-07 1939-08-22 Talalmanykifejleszto Es Erteke Improvements in or relating to turbo-compressors or pumps
GB580806A (en) * 1941-05-21 1946-09-20 Alan Arnold Griffith Improvements in compressor, turbine and like blades
GB750305A (en) * 1953-02-05 1956-06-13 Rolls Royce Improvements in axial-flow compressor, turbine and like blades
DE1050016B (de) * 1953-05-27 1959-02-05 Power Jets Res & Dev Ltd Beschaufelung von mehrstufigen Axialverdichtern
US4431376A (en) * 1980-10-27 1984-02-14 United Technologies Corporation Airfoil shape for arrays of airfoils
CA1205709A (en) * 1981-08-31 1986-06-10 Elias H. Razinsky Airfoil for high efficiency/high lift fan
FR2590229B1 (fr) * 1985-11-19 1988-01-29 Onera (Off Nat Aerospatiale) Perfectionnements apportes aux helices aeriennes en ce qui concerne le profil de leurs pales
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US5397215A (en) * 1993-06-14 1995-03-14 United Technologies Corporation Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine

Also Published As

Publication number Publication date
EP1338799B1 (de) 2004-05-12
DE29825097U1 (de) 2005-03-24
EP1338799A1 (de) 2003-08-27
WO1998059175A1 (de) 1998-12-30
DE59809352D1 (de) 2003-09-25
EP0991866B2 (de) 2011-06-01
JP2002508043A (ja) 2002-03-12
EP1338799B2 (de) 2011-01-19
US6264429B1 (en) 2001-07-24
EP0991866A1 (de) 2000-04-12
EP0991866B1 (de) 2003-08-20
JP4087461B2 (ja) 2008-05-21
DE59811402D1 (de) 2004-06-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2191930C2 (ru) Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение
US6358012B1 (en) High efficiency turbomachinery blade
US5088892A (en) Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
US2830754A (en) Compressors
EP1259711B1 (en) Aerofoil for an axial flow turbomachine
US5397215A (en) Flow directing assembly for the compression section of a rotary machine
US7549839B2 (en) Variable geometry inlet guide vane
US10563513B2 (en) Variable inlet guide vane
RU2000101807A (ru) Компрессорная лопатка (варианты) и ее применение
RU2711204C2 (ru) Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел
US7946825B2 (en) Turbofan gas turbine engine fan blade and a turbofan gas turbine fan rotor arrangement
GB2199379A (en) Curvilinear turbine vane
US20010014285A1 (en) Rotor blade an axial-flow engine
EP1260674B1 (en) Turbine blade and turbine
JP2673156B2 (ja) ファンブレード
CN102454633A (zh) 轴流压缩机
US11913405B2 (en) Turbine engine with a flow splitter having a profile with inclined serrations
CN113661304B (zh) 包括多个弦不相同的叶片的涡轮机的定子轮
EP3203025A1 (en) Turbine engine compressor blade
Rechter et al. Comparison of controlled diffusion airfoils with conventional NACA 65 airfoils developed for stator blade application in a multistage axial compressor
US11840939B1 (en) Gas turbine engine with an airfoil
Sotsenko Thermogasdynamic effects of the engine turbines with the contra-rotating rotors
CN111075760A (zh) 流体翼
JP2000204903A (ja) 軸流型タ―ビン
JPH08135597A (ja) 翼列の２次流れ低減方法とその翼形

Legal Events

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

Effective date: 20030616