RU2341662C2 - Турбина турбомашины, оснащенная лопатками с различными резонансными частотами, способ ее изготовления и способ обеспечения заданной резонансной частоты лопатки турбины - Google Patents

Турбина турбомашины, оснащенная лопатками с различными резонансными частотами, способ ее изготовления и способ обеспечения заданной резонансной частоты лопатки турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2341662C2
RU2341662C2 RU2004104119/06A RU2004104119A RU2341662C2 RU 2341662 C2 RU2341662 C2 RU 2341662C2 RU 2004104119/06 A RU2004104119/06 A RU 2004104119/06A RU 2004104119 A RU2004104119 A RU 2004104119A RU 2341662 C2 RU2341662 C2 RU 2341662C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blades
turbine
shank
vanes
blade
Prior art date
Application number
RU2004104119/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2004104119A (ru
Inventor
Шарль БАЙЕРОН (FR)
Шарль БАЙЕРОН
Клод БЬОН (FR)
Клод БЬОН
Патрик Жозеф Мари ЖИРАР (FR)
Патрик Жозеф Мари ЖИРАР
Ксавье Фирмин Камиль Жан ЛЕСКЮР (FR)
Ксавье Фирмин Камиль Жан ЛЕСКЮР
Жозе ЛОПЕ (FR)
Жозе ЛОПЕ
Анри Клод Даниэль ПОПИНЕ (FR)
Анри Клод Даниэль ПОПИНЕ
Патрис Жан-Марк РОССЕ (FR)
Патрис Жан-Марк РОССЕ
Патрик РОССИ (FR)
Патрик РОССИ
Жан-Люк СУПИЗОН (FR)
Жан-Люк СУПИЗОН
Сандрин ТУРБЬЕР (FR)
Сандрин ТУРБЬЕР
Original Assignee
Снекма Моторс
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 Моторс filed Critical Снекма Моторс
Publication of RU2004104119A publication Critical patent/RU2004104119A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2341662C2 publication Critical patent/RU2341662C2/ru

Links

Images

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
    • F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
    • 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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • 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
    • Y10S416/50—Vibration damping features
    • 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
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49318—Repairing or disassembling
    • 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
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Способ изготовления турбины турбомашины, содержащей рабочие колеса с лопатками, каждая из которых включает, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком, заключается в том, что некоторые из лопаток снабжают полым хвостовиком, содержащим выемку. При этом хвостовикам лопаток, принадлежащих к одному и тому же рабочему колесу, и/или хвостовикам лопаток, принадлежащих к двум разным рабочим колесам, придают различную конфигурацию в части выполняемых в них выемок. Тем самым получают лопатки с различными значениями собственных резонансных частот и достигают частотное рассогласование между лопатками. Способ обеспечения требуемой резонансной частоты лопатки турбины для турбомашины, содержащей турбину низкого давления и турбину высокого давления, осуществляют формированием выемки в хвостовике лопатки. При этом используют лопатку, имеющую, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внутренней полкой, внешней полкой и хвостовиком, а требуемое значение собственной резонансной частоты лопатки превосходит более чем на 14% частоту моды возбуждения, соответствующей разности N2-N1, где N2 и N1 соответственно обозначают скорости вращения турбин высокого давления и низкого давления. Многоступенчатая турбина турбомашины содержит, по меньшей мере, одно рабочее колесо, оснащенное лопатками. Каждая из лопаток содержит, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком. При этом, по меньшей мере, некоторые из лопаток имеют полый хвостовик, который содержит выемку, а выемки различных лопаток имеют различную конфигурацию, так что указанные лопатки имеют различные собственные резонансные частоты. Изобретения позволяют снизить опасность возникновения вибраций за счет рассогласования резонансных частот в пределах одного рабочего колеса либо нескольких рабочих колес турбины. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области турбомашин, в частности авиационных двигателей и промышленных газотурбинных установок. Более конкретно изобретение охватывает турбины для таких турбомашин и еще более точно обеспечивает заданную резонансную частоту лопаток этих турбин.
Уровень техники
Обычно лопатка турбины содержит перо, соединенное с внешней (бандажной) полкой и с внутренней полкой, которая переходит в хвостовик, используемый для крепления лопатки к ротору турбины.
Важно не допустить возникновения в турбине турбомашины, в различных режимах ее эксплуатации, нежелательных вибраций, в частности вибраций, порожденных резонансными явлениями.
Однако с учетом ограничений, накладываемых аэродинамическим профилем пера, занимаемым им объемом и его массой, возможности обеспечения требуемой резонансной частоты лопаток путем изменения их геометрии оказываются ограниченными.
В связи с этим в патентной публикации FR 1578562 предлагается предусмотреть различные характеристики рабочих лопаток с одним пером, например различные длины хвостовиков лопаток в радиальном направлении или различные размеры устройств крепления лопаток к ротору. Однако такие решения приводят к нежелательному увеличению массы лопаток или к значительному усложнению процесса изготовления ротора или устройств крепления лопаток к ротору.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании способа изготовления турбины для турбомашины, позволяющего предотвратить возникновение нежелательных вибраций.
Изобретение также направлено на создание способа, характеризующегося широкими возможностями обеспечения требуемой резонансной частоты отдельной лопатки турбины без ухудшения ее качеств с точки зрения аэродинамических характеристик и массы, а также без усложнения процесса установки лопаток или изготовления ротора.
Еще одна задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в создании турбины турбомашины со значительным уменьшением опасности возникновения в ней нежелательных вибраций без снижения ее рабочих характеристик.
Согласно первому аспекту изобретения предлагается способ изготовления турбины для турбомашины, причем турбина содержит, по меньшей мере, одно рабочее колесо, снабженное лопатками, и согласно данному способу для рабочего колеса или всех рабочих колес использованы лопатки, каждая из которых содержит, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком. В соответствии с изобретением, по меньшей мере, некоторые из лопаток снабжают полым хвостовиком, который содержит выемку. При этом хвостовикам лопаток, принадлежащих к одному и тому же рабочему колесу, и/или хвостовикам лопаток, принадлежащих к двум разным рабочим колесам, целенаправленно придают различную конфигурацию в части выполняемых в них выемок с целью получения лопаток с существенно различными значениями собственных резонансных частот и достижения таким образом частотного рассогласования (расстройки) между лопатками одного и того же рабочего колеса и/или двух разных рабочих колес.
Использование общего хвостовика открывает более широкие возможности изменения конфигурации выемки хвостовика с целью обеспечения требуемой резонансной частоты лопатки по сравнению с известными рабочими колесами, образованными из лопаток с одним пером.
Таким образом, облегчается осуществление рассогласования резонансных частот лопаток в пределах одного и того же рабочего колеса или резонансных частот лопаток, принадлежащих к разным рабочим колесам. Тем самым уменьшается опасность возникновения вибрации.
Согласно другому аспекту изобретения предлагается способ обеспечения требуемой резонансной частоты рабочей лопатки турбины для турбомашины, причем лопатка содержит, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком, и получение требуемой резонансной частоты осуществляется формированием выемки в хвостовике лопатки.
В частности, хвостовик лопатки может быть выполнен в форме луковицы, причем обеспечение требуемой резонансной частоты осуществляют путем изменения толщины материала, расположенного по обе стороны от выемки в части хвостовика, имеющей форму перемычки.
В случае лопатки турбины, предназначенной для использования в турбомашине, содержащей компрессор высокого давления и компрессор низкого давления, собственной резонансной частоте лопатки предпочтительно придается значение, превосходящее более чем на 14% частоту моды возбуждения, соответствующей разности N2-N1, где N2 и N1 обозначают соответственно скорости вращения турбин высокого давления и низкого давления.
В соответствии с еще одним аспектом изобретения предлагается многоступенчатая турбина для турбомашины, содержащая, по меньшей мере, одно рабочее колесо, снабженное лопатками, каждая из которых содержит, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком. Согласно изобретению, по меньшей мере, некоторые из лопаток рабочего колеса и/или разных рабочих колес имеют полый хвостовик, который содержит выемку. При этом выемки различных лопаток имеют различную конфигурацию, так что указанные лопатки имеют существенно различные собственные резонансные частоты.
Выемка, образованная в хвостовике лопатки, может быть открытой, по меньшей мере, с одной боковой стороны и может быть несквозной.
Некоторые из лопаток могут иметь сплошные (монолитные) хвостовики, лишенные выемок.
Краткое описание чертежей
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего подробного описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен один из возможных вариантов осуществления изобретения, не налагающий каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 схематично изображает в разрезе часть турбомашины;
- на фиг.2 представлена в увеличенном виде часть фиг.1;
- фиг.3 схематично изображает в перспективе одну из лопаток турбины, изготовленную с использованием изобретения;
- фиг.4 схематично изображает в увеличенном виде часть внутренней кромки лопатки по фиг.3;
- фиг.5 схематично изображает в увеличенном виде части внутренних кромок двух лопаток по фиг.3, расположенных рядом на рабочем колесе турбины;
- на фиг.6 представлены кривые зависимости резонансной частоты лопатки по фиг.3 и лопатки с одним пером от режима вращения;
- фиг.7 схематично изображает в увеличенном виде часть внутреннего конца рабочей лопатки по другому варианту осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг.1 крайне схематично изображена в разрезе по меридианной плоскости половина турбины турбомашины, например, авиационного турбореактивного двигателя.
Как это хорошо известно, турбина 10 имеет части, соответствующие турбине 12 высокого давления, связанной с валом (не представлен), приводящим во вращение компрессор высокого давления, также не показанный на чертежах, и турбине 16 низкого давления. Эта последняя содержит несколько ступеней, содержащих узлы 18 неподвижных лопаток 20, жестко прикрепленных к внешнему статору 22, и ряды 24 рабочих лопаток 40, связанных с ротором 26. Ротор 26 связан с валом (не представлен), приводящим во вращение компрессор низкого давления, также не показанный на чертежах.
Как видно более ясно из фиг.2, каждая из неподвижных лопаток 20 содержит перо 30, внешнюю полку 32, посредством которой лопатка соединена со статором 22, и внутреннюю полку 34. Эта последняя снабжена истираемым покрытием 36, приходящим в соприкосновение с уплотняющими выступами 38, предусмотренными на роторе 26.
В соответствии с одной из особенностей настоящего изобретения рабочие лопатки 40 содержат более чем одно перо. В примере, проиллюстрированном на фиг.3, каждая рабочая лопатка 40 содержит два пера 42, 44 (т.е. является так называемой двухперовой лопаткой). Концы пера 42 и пера 44 соединены соответственно с внешней (бандажной) полкой 46 и с внутренней полкой 48, общими для пера 42 и пера 44. Общий хвостовик 60 образует выступ на внутренней стороне полки 48 и служит для соединения лопатки 40 с ротором 26.
С внешней стороны внешняя полка 46 снабжена уплотняющими выступами 50, приходящими в соприкосновение с истираемым покрытием 52, нанесенным на статор 22 (фиг.2).
В изображенном варианте осуществления изобретения хвостовик 60 является полым и имеет форму луковицы. Хвостовик 60 содержит несквозную выемку 62, охватывающую часть его толщины. Как видно из фиг.4, выемка 62 открывается с боковой стороны 60а хвостовика, которая в данном случае является его передней стороной (относительно направления течения газа в турбине). Эта выемка также сообщается с отверстием 63 на нижней стороне хвостовика 60. Таким образом, в выемке 62 может быть организована циркуляция воздуха, способствующая охлаждению хвостовика и внутренней полки лопатки. Такой полый хвостовик может быть изготовлен непосредственно в процессе отливки лопатки. Выемка также может быть реализована при механической обработке исходно монолитного (сплошного) хвостовика.
Соединение между лопаткой 40 и ротором 26 осуществлено посредством ввода хвостовика 60 в углубление соответствующей формы, имеющееся на периферии диска ротора. При установке лопаток на ротор и образовании из них полного венца наружные поверхности внутренних полок 48 образуют непрерывную внутреннюю поверхность канала, в котором расположены перо 42 и перо 44. Количество зазоров между соседними лопатками уменьшается вдвое по сравнению с аналогичным рабочим колесом, содержащим лопатки с одним пером. Это позволяет повысить производительность турбины благодаря сокращению утечек между полками лопаток. Герметичность стыков между внутренними полками соседних лопаток может быть дополнительно обеспечена благодаря использованию элемента 54, выступающего в роли дефлектора (фиг.5). Элемент 54 представляет собой сектор кольца с профилем, имеющим форму перевернутой буквы U, перекрывающий стык между двумя смежными внутренними полками и находящийся в контакте с внутренними поверхностями крайних участков этих полок. При этом края элемента 54 прижимаются к боковым поверхностям хвостовиков 60 этих двух смежных лопаток.
Согласно изобретению внешняя полка 46 лопатки 40 обладает периферийным размером, превышающим данный размер для лопатки с одним пером. Это позволяет создать один или множество уплотняющих выступов 50 большей непрерывной длины в периферическом направлении, что дает возможность повысить герметичность уплотнения между верхними краями рабочих лопаток 40 и истираемым покрытием, расположенным на обращенной к ним поверхности статора 22.
В соответствии с одной из отличительных особенностей настоящего изобретения обеспечение требуемой собственной резонансной частоты рабочей лопатки 40 осуществляется путем изменения конфигурации хвостовика лопатки,
При использовании полого хвостовика 60, подобного примененному в примере осуществления изобретения, проиллюстрированном на фиг.3 и 4, обеспечение требуемой резонансной частоты может быть осуществлено путем изменения толщины материала в зоне перемычки 64 (наиболее узкой части хвостовика), т.е. суммы толщин 64а и 64b (фиг.4) по обе стороны от выемки. Такое изменение толщины может быть осуществлено посредством изменения в одну или другую сторону ширины выемки 62 в зоне перемычки 64, не оказывающего влияния на внешние размеры хвостовика 60.
Толщины 64а и 64b не обязательно должны быть равными. Таким образом, диапазон варьирования резонансной частоты лопатки, не влияющего на аэродинамические характеристики и объем этой рабочей лопатки, оказывается достаточно широк.
Дополнительно следует отметить, что использование полого хвостовика способствует уменьшению массы рабочей лопатки и в то же время обеспечивает дополнительные возможности охлаждения благодаря наличию выемки, открывающейся в зоне внутренней полки лопатки, т.е. без снижения механической прочности. В проиллюстрированном примере эта механическая прочность, в частности сопротивляемость механическим напряжениям, воздействующим на рабочую лопатку, зависит в основном от толщины внутренней полки и боковых поверхностей 66а, 66b хвостовика 60, а также основания 68 хвостовика 60.
На фиг.6 кривая I представляет зависимость собственной резонансной частоты F рабочей лопатки турбины низкого давления авиационного турбореактивного двигателя, подобной изображенной на фиг.3 и 4, от скорости вращения турбины низкого давления. Эта частота F может быть изменена путем изменения толщины материала в зоне перемычки полого хвостовика. На том же чертеже в виде кривой N2-N1 показана основная мода возбуждения на самых низких частотах, где N2 и N1 - скорости вращения турбин соответственно высокого давления и низкого давления.
Для сравнения также представлена кривая II, изображающая собственную резонансную частоту F' известной рабочей лопатки с одним пером, форма и размеры пера которой совпадают с соответствующими характеристиками каждого из двух перьев лопатки с резонансной частотой F. При этом соответствующие лопатки, имеющие одно перо и два пера, предназначены для образования взаимозаменяемых рабочих колес турбины одинаковых размеров.
Можно заключить, что в режиме высокой скорости вращения резонансная частота F' всего на 14% превышает частоту, соответствующую моде возбуждения N2-N1. Отсюда следует, что увеличение частоты F' с целью удаления от моды возбуждения N2-N1 невозможно осуществить на практике, не затрагивая механических или аэродинамических характеристик лопатки с одним пером.
Напротив, при использовании двухперовой лопатки становится возможно путем изменения конфигурации общего хвостовика произвести обеспечение требуемой собственной резонансной частоты так, чтобы придать ей значение, достаточно удаленное от частоты моды возбуждения N2-N1. Это позволяет уменьшить опасность возникновения нежелательных вибраций. В частности, значение резонансной частоты может отличаться от частоты моды N2-N1 более чем на 14%, а в предпочтительном варианте, по меньшей мере, на 20%. Так, как показано на фиг.6, резонансной частоте F в случае использования двухперовой лопатки может быть придано значение, превышающее частоту моды возбуждения N2-N1 более чем на 35%, т.е. на 21% больше, чем в случае лопатки с одним пером.
Дополнительно в соответствии с другой отличительной особенностью изобретения предоставляемый таким образом широкий диапазон варьирования резонансной частоты рабочих лопаток позволяет устанавливать существенно различные значения этой частоты для лопаток, принадлежащих к одному и тому же рабочему колесу, и/или для лопаток, принадлежащих к разным рабочим колесам, входящим в состав турбины низкого давления. Под значительно различными значениями здесь понимаются значения резонансной частоты, отличающиеся друг от друга, по меньшей мере, на 1%. В оптимальном варианте эти различные значения частоты должны превышать частоту моды возбуждения при низких частотах N2-N1 более чем на 14%, а в предпочтительном варианте, по меньшей мере, на 20%.
Таким образом, по меньшей мере, в некоторых рабочих колесах, а в предпочтительном варианте во всех рабочих колесах, образующих ступени турбины низкого давления, можно использовать лопатки, не все из которых имеют одинаковую резонансную частоту, с целью частотного рассогласования рабочего колеса. Изменение резонансной частоты осуществляется путем придания различных форм и размеров выемкам в хвостовиках лопаток. Также возможно сочетать в рамках одного рабочего колеса использование лопаток с полым хвостовиком и лопаток с монолитным хвостовиком, лишенным выемки. С целью ограничения количества различных используемых деталей можно использовать в рамках одного рабочего колеса всего несколько различных конфигураций хвостовиков лопаток. Таким образом, можно избежать одновременного возникновения вибрации во всех лопатках одного и того же колеса.
С целью частотного рассогласования (расстройки) рабочих колес различных ступеней можно придать лопаткам одного рабочего колеса резонансную частоту, отличную от резонансной частоты лопаток другого рабочего колеса. Изменение резонансной частоты от одного рабочего колеса к другому может быть достигнуто, в частности, путем подбора форм и/или размеров выемок в хвостовиках лопаток. Также возможно изготовление некоторых из рабочих колес с лопатками, содержащими монолитные (сплошные) хвостовики, лишенные выемок. Таким образом, можно избежать одновременного возникновения вибрации во всех рабочих колесах турбины.
Две вышеописанные возможности можно комбинировать, т.е. использовать, по меньшей мере, отчасти рассогласованные рабочие колеса с различными наборами резонансных частот лопаток для различных колес.
Возможны и иные изменения и модификации вышеописанного способа осуществления, не выходящие за рамки настоящего изобретения.
Так, в соответствии с вариантом осуществления изобретения, схематично проиллюстрированным на фиг.7, лопатка 140 отличается от лопатки, изображенной на фиг.3 и 4, только тем, что хвостовик 160 лопатки 140 имеет елочный профиль. Варьирование частоты может быть осуществлено по способу, описанному выше, путем придания определенной конфигурации выемке 162, предпочтительно несквозной, которая образована в хвостовике 160. Выемка 162 может сообщаться с отверстием 163, выполненным в основании хвостовика 162.
В соответствии с еще одним вариантом осуществления изобретения рабочая лопатка может содержать более чем два пера, соединенных с общими внешней полкой, внутренней полкой и хвостовиком.
Хотя выше был рассмотрен пример турбины низкого давления турбомашины, настоящее изобретение также может быть применено к рабочим колесам турбин высокого давления турбомашин. Кроме того, настоящее изобретение может быть применено не только к авиационным, но также и к промышленным турбинам.

Claims (9)

1. Способ изготовления турбины для турбомашины, причем турбина содержит, по меньшей мере, одно рабочее колесо, оснащенное лопатками, и для рабочего колеса или для всех рабочих колес использованы лопатки (40; 140), каждая из которых содержит, по меньшей мере, два пера (42; 44), соединенные с общими для них внешней полкой (46), внутренней полкой (48) и хвостовиком (60; 160), отличающийся тем, что, по меньшей мере, некоторые из лопаток снабжают полым хвостовиком, который содержит выемку, а хвостовикам (60; 160) лопаток, принадлежащих к одному и тому же рабочему колесу, и/или хвостовикам (60; 160) лопаток, принадлежащих к двум разным рабочим колесам, целенаправленно придают различную конфигурацию в части выполняемых в них выемок с целью получения лопаток с существенно различными значениями собственных резонансных частот и достижения таким образом частотного рассогласования между лопатками одного и того же рабочего колеса и/или двух разных рабочих колес.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что используют лопатки, хвостовики некоторых из которых выполнены сплошными и лишенными выемок.
3. Способ обеспечения требуемой резонансной частоты лопатки турбины, содержащей, по меньшей мере, одно рабочее колесо, оснащенное лопатками, и предназначенной для использования в турбомашине, содержащей турбину низкого давления и турбину высокого давления, отличающийся тем, что используют лопатку (40; 140), имеющую, по меньшей мере, два пера, соединенные с общими для них внутренней полкой, внешней полкой и хвостовиком (60; 160), и получение требуемого значения собственной резонансной частоты лопатки, превосходящего более чем на 14% частоту моды возбуждения, соответствующей разности N2-N1, где N2 и N1 соответственно обозначают скорости вращения турбин высокого давления и низкого давления, осуществляют формированием выемки (62; 162) в хвостовике лопатки.
4. Способ по п.3, отличающийся тем, что хвостовик (60) лопатки выполняют в форме луковицы, а получение требуемой резонансной частоты осуществляют путем изменения толщины материала, расположенного по обе стороны от выемки в части хвостовика, имеющей форму перемычки (64).
5. Многоступенчатая турбина для турбомашины, содержащая, по меньшей мере, одно рабочее колесо, оснащенное лопатками (40; 140), каждая из которых содержит, по меньшей мере, два пера (42; 44), соединенные с общими для них внешней полкой (46), внутренней полкой (48) и хвостовиком (60; 160), отличающаяся тем, что, по меньшей мере, некоторые из лопаток имеют полый хвостовик, который содержит выемку, причем выемки различных лопаток имеют различную конфигурацию, так что указанные лопатки имеют существенно различные собственные резонансные частоты.
6. Турбина по п.5, отличающаяся тем, что выемка (62; 162) открыта, по меньшей мере, с одной боковой стороны хвостовика (60; 160).
7. Турбина по п.6, отличающаяся тем, что выемка (62; 162) выполнена несквозной и открытой только с одной боковой стороны хвостовика (60; 160).
8. Турбина по любому из пп.5-7, отличающаяся тем, что некоторые из лопаток содержат хвостовики, выполненные сплошными и лишенными выемок.
9. Турбина по п.5, отличающаяся тем, что при использовании в турбомашине, содержащей турбину низкого давления и турбину высокого давления, каждая рабочая лопатка (40; 140) турбины имеет собственную резонансную частоту, превосходящую более чем на 14% частоту моды возбуждения, соответствующей разности N2-N1, где N2 и N1 соответственно обозначают скорости вращения турбин высокого давления и низкого давления.
RU2004104119/06A 2003-02-13 2004-02-13 Турбина турбомашины, оснащенная лопатками с различными резонансными частотами, способ ее изготовления и способ обеспечения заданной резонансной частоты лопатки турбины RU2341662C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0301715A FR2851285B1 (fr) 2003-02-13 2003-02-13 Realisation de turbines pour turbomachines ayant des aubes a frequences de resonance ajustees differentes et procede d'ajustement de la frequence de resonance d'une aube de turbine
FR0301715 2003-02-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004104119A RU2004104119A (ru) 2005-07-27
RU2341662C2 true RU2341662C2 (ru) 2008-12-20

Family

ID=32669362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004104119/06A RU2341662C2 (ru) 2003-02-13 2004-02-13 Турбина турбомашины, оснащенная лопатками с различными резонансными частотами, способ ее изготовления и способ обеспечения заданной резонансной частоты лопатки турбины

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7037078B2 (ru)
EP (1) EP1447525B1 (ru)
JP (1) JP4383197B2 (ru)
CA (1) CA2457256C (ru)
DE (1) DE602004006323T2 (ru)
ES (1) ES2285371T3 (ru)
FR (1) FR2851285B1 (ru)
RU (1) RU2341662C2 (ru)

Families Citing this family (65)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7252481B2 (en) * 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
WO2006059968A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Counter-rotating gearbox for tip turbine engine
WO2006059987A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Particle separator for tip turbine engine
US8365511B2 (en) 2004-12-01 2013-02-05 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral case, vane, mount and mixer
WO2006059973A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine with a heat exchanger
US7921636B2 (en) 2004-12-01 2011-04-12 United Technologies Corporation Tip turbine engine and corresponding operating method
WO2006060000A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method
EP1828568B1 (en) 2004-12-01 2011-03-23 United Technologies Corporation Fan-turbine rotor assembly for a tip turbine engine
US8033092B2 (en) 2004-12-01 2011-10-11 United Technologies Corporation Tip turbine engine integral fan, combustor, and turbine case
US9845727B2 (en) 2004-12-01 2017-12-19 United Technologies Corporation Tip turbine engine composite tailcone
US8757959B2 (en) 2004-12-01 2014-06-24 United Technologies Corporation Tip turbine engine comprising a nonrotable compartment
EP1828545A2 (en) 2004-12-01 2007-09-05 United Technologies Corporation Annular turbine ring rotor
WO2006059994A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan-turbine rotor of a tip turbine engine
WO2006059985A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Axial compressor for tip turbine engine
EP1819907A2 (en) 2004-12-01 2007-08-22 United Technologies Corporation Fan blade with integral diffuser section and tip turbine blade section for a tip turbine engine
WO2006059989A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine support structure
EP1841959B1 (en) 2004-12-01 2012-05-09 United Technologies Corporation Balanced turbine rotor fan blade for a tip turbine engine
EP1825117B1 (en) 2004-12-01 2012-06-13 United Technologies Corporation Turbine engine with differential gear driven fan and compressor
WO2006060014A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Starter generator system for a tip turbine engine
US7854112B2 (en) 2004-12-01 2010-12-21 United Technologies Corporation Vectoring transition duct for turbine engine
US8061968B2 (en) 2004-12-01 2011-11-22 United Technologies Corporation Counter-rotating compressor case and assembly method for tip turbine engine
DE602004027766D1 (de) 2004-12-01 2010-07-29 United Technologies Corp Hydraulische dichtung für ein getriebe eines spitzenturbinenmotors
DE602004019710D1 (de) 2004-12-01 2009-04-09 United Technologies Corp Fernbetätigung für eine verstellbare stufe eines verdichters für einen turbinenmotor
WO2006112807A2 (en) 2004-12-01 2006-10-26 United Technologies Corporation Turbine engine and method for starting a turbine engine
US7976272B2 (en) 2004-12-01 2011-07-12 United Technologies Corporation Inflatable bleed valve for a turbine engine
US7883315B2 (en) 2004-12-01 2011-02-08 United Technologies Corporation Seal assembly for a fan rotor of a tip turbine engine
DE602004028297D1 (de) 2004-12-01 2010-09-02 United Technologies Corp Umfangsbrennkammer für spitzenturbinenmotor
WO2006059986A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow
WO2006059993A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Tip turbine engine with multiple fan and turbine stages
US8083030B2 (en) 2004-12-01 2011-12-27 United Technologies Corporation Gearbox lubrication supply system for a tip engine
EP1834067B1 (en) * 2004-12-01 2008-11-26 United Technologies Corporation Fan blade assembly for a tip turbine engine and method of assembly
WO2006060004A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Combustor for turbine engine
US8087885B2 (en) 2004-12-01 2012-01-03 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
WO2006060009A1 (en) 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Turbine blade engine comprising turbine clusters and radial attachment lock arrangement therefor
US8641367B2 (en) 2004-12-01 2014-02-04 United Technologies Corporation Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method
EP1825116A2 (en) 2004-12-01 2007-08-29 United Technologies Corporation Ejector cooling of outer case for tip turbine engine
EP1825112B1 (en) 2004-12-01 2013-10-23 United Technologies Corporation Cantilevered tip turbine engine
US8468795B2 (en) * 2004-12-01 2013-06-25 United Technologies Corporation Diffuser aspiration for a tip turbine engine
US7959406B2 (en) 2004-12-01 2011-06-14 United Technologies Corporation Close coupled gearbox assembly for a tip turbine engine
US9109537B2 (en) 2004-12-04 2015-08-18 United Technologies Corporation Tip turbine single plane mount
US20070031260A1 (en) * 2005-08-03 2007-02-08 Dube Bryan P Turbine airfoil platform platypus for low buttress stress
US7311497B2 (en) 2005-08-31 2007-12-25 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuits
US7371049B2 (en) 2005-08-31 2008-05-13 United Technologies Corporation Manufacturable and inspectable microcircuit cooling for blades
US7604455B2 (en) * 2006-08-15 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Rotor disc assembly with abrasive insert
US8967945B2 (en) 2007-05-22 2015-03-03 United Technologies Corporation Individual inlet guide vane control for tip turbine engine
DE102008038038A1 (de) 2008-08-16 2010-02-18 Mtu Aero Engines Gmbh Laufschaufelsystem für eine Laufschaufelreihe einer Strömungsmaschine
DE102008057190A1 (de) * 2008-11-13 2010-05-20 Mtu Aero Engines Gmbh Schaufelcluster mit versetztem axialem Montagefuß
FR2944050B1 (fr) * 2009-04-02 2014-07-11 Turbomeca Roue de turbine a pales desaccordees comportant un dispositif d'amortissement
US8834123B2 (en) * 2009-12-29 2014-09-16 Rolls-Royce Corporation Turbomachinery component
DE102010004854A1 (de) * 2010-01-16 2011-07-21 MTU Aero Engines GmbH, 80995 Laufschaufel für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
US8684685B2 (en) * 2010-10-20 2014-04-01 General Electric Company Rotary machine having grooves for control of fluid dynamics
JP5495211B2 (ja) * 2011-02-18 2014-05-21 株式会社日立製作所 タービンロータ
FR2973453B1 (fr) * 2011-03-29 2015-10-02 Snecma Aube de soufflante de turbomachine
ES2583756T3 (es) * 2011-04-01 2016-09-22 MTU Aero Engines AG Disposición de álabes para una turbomáquina
RU2553049C2 (ru) 2011-07-01 2015-06-10 Альстом Текнолоджи Лтд Лопатка ротора турбины, ротор турбины и турбина
ITTO20120517A1 (it) * 2012-06-14 2013-12-15 Avio Spa Schiera di profili aerodinamici per un impianto di turbina a gas
US9228535B2 (en) 2012-07-24 2016-01-05 United Technologies Corporation Geared fan with inner counter rotating compressor
US9243501B2 (en) * 2012-09-11 2016-01-26 United Technologies Corporation Turbine airfoil platform rail with gusset
US9677405B2 (en) * 2013-03-05 2017-06-13 Rolls-Royce Corporation Composite gas turbine engine blade having multiple airfoils
EP3187685A1 (de) * 2015-12-28 2017-07-05 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zum herstellen eines grundkörpers einer turbinenschaufel
FR3074839B1 (fr) 2017-12-13 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Aube multipale de rotor de turbomachine et rotor la comprenant
CN108387370B (zh) * 2018-02-26 2019-09-24 中国科学院工程热物理研究所 一种应用于风力叶片疲劳测试中的叶片结构频率调节方法
US11299993B2 (en) 2019-10-28 2022-04-12 Honeywell International Inc. Rotor assembly for in-machine grinding of shroud member and methods of using the same
GB202004925D0 (en) * 2020-02-13 2020-05-20 Rolls Royce Plc Aerofoil assembly and method
US12091984B2 (en) 2022-10-05 2024-09-17 General Electric Company Rotor assembly for a gas turbine engine

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2277484A (en) * 1939-04-15 1942-03-24 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade construction
US3400912A (en) * 1967-08-16 1968-09-10 United Aircraft Corp High performance pinned root rotor
US3952391A (en) * 1974-07-22 1976-04-27 General Motors Corporation Turbine blade with configured stalk
JPS5225905A (en) * 1975-08-25 1977-02-26 Kawasaki Heavy Ind Ltd Turbine vane
JPS595806A (ja) * 1982-07-03 1984-01-12 Nissan Motor Co Ltd 軸流タ−ビンロ−タ
US4460316A (en) * 1982-12-29 1984-07-17 Westinghouse Electric Corp. Blade group with pinned root
US4595340A (en) * 1984-07-30 1986-06-17 General Electric Company Gas turbine bladed disk assembly
DE4324960A1 (de) * 1993-07-24 1995-01-26 Mtu Muenchen Gmbh Laufrad einer Turbomaschine, insbesondere einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks
FR2712631B1 (fr) * 1993-11-19 1998-08-21 Gen Electric Ailette de rotor et ensemble ailettes-disque de rotor comportant une telle ailette.
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
US6471482B2 (en) * 2000-11-30 2002-10-29 United Technologies Corporation Frequency-mistuned light-weight turbomachinery blade rows for increased flutter stability
US6769877B2 (en) * 2002-10-18 2004-08-03 General Electric Company Undercut leading edge for compressor blades and related method
US6902376B2 (en) * 2002-12-26 2005-06-07 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge

Also Published As

Publication number Publication date
FR2851285A1 (fr) 2004-08-20
DE602004006323D1 (de) 2007-06-21
RU2004104119A (ru) 2005-07-27
FR2851285B1 (fr) 2007-03-16
CA2457256A1 (fr) 2004-08-13
JP2004245222A (ja) 2004-09-02
ES2285371T3 (es) 2007-11-16
DE602004006323T2 (de) 2008-01-10
US7037078B2 (en) 2006-05-02
JP4383197B2 (ja) 2009-12-16
EP1447525B1 (fr) 2007-05-09
CA2457256C (fr) 2011-09-20
EP1447525A1 (fr) 2004-08-18
US20040219024A1 (en) 2004-11-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2341662C2 (ru) Турбина турбомашины, оснащенная лопатками с различными резонансными частотами, способ ее изготовления и способ обеспечения заданной резонансной частоты лопатки турбины
US5524341A (en) Method of making a row of mix-tuned turbomachine blades
US10801519B2 (en) Blade disk arrangement for blade frequency tuning
US5435694A (en) Stress relieving mount for an axial blade
JP5138138B2 (ja) ブリスク
US10808543B2 (en) Rotors with modulus mistuned airfoils
CA2566527C (en) Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
US8043063B2 (en) Intentionally mistuned integrally bladed rotor
CN1328478C (zh) 降低涡轮叶尖温度的方法和装置
US9382916B2 (en) Method for machining an integrally bladed rotor
US10344601B2 (en) Contoured flowpath surface
US5927946A (en) Turbine blade having recuperative trailing edge tip cooling
US8172511B2 (en) Radial compressor with blades decoupled and tuned at anti-nodes
US6976826B2 (en) Turbine blade dimple
US6905309B2 (en) Methods and apparatus for reducing vibrations induced to compressor airfoils
US8167572B2 (en) Dynamically tuned turbine blade growth pocket
US9334743B2 (en) Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
US5031313A (en) Method of forming F.O.D.-resistant blade
US20100232936A1 (en) Variable stator vane contoured button
US7874794B2 (en) Blade row for a rotary machine and method of fabricating same
JP2007046608A (ja) ガスタービンエンジンロータ、ガスタービンエンジンおよびガスタービンエンジンファン調整方法
JP2015525852A (ja) 選択的に孔が揃えられた回転タービン部品
US7270519B2 (en) Methods and apparatus for reducing flow across compressor airfoil tips
US20160319835A1 (en) A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets
EP1471209A2 (en) Apparatus to reduce the vibrations of gas turbine rotor blades

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180214