RU2447293C2 - Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2447293C2
RU2447293C2 RU2008107300/06A RU2008107300A RU2447293C2 RU 2447293 C2 RU2447293 C2 RU 2447293C2 RU 2008107300/06 A RU2008107300/06 A RU 2008107300/06A RU 2008107300 A RU2008107300 A RU 2008107300A RU 2447293 C2 RU2447293 C2 RU 2447293C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wheel
wheels
blade wheel
blade
movable
Prior art date
Application number
RU2008107300/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008107300A (ru
Inventor
Жером ДЮПЭ (FR)
Жером ДЮПЭ
Жан-Пьер ЛОМБАР (FR)
Жан-Пьер ЛОМБАР
Виранда ШАРМА (FR)
Виранда ШАРМА
Сами МИТА (FR)
Сами МИТА
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2008107300A publication Critical patent/RU2008107300A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2447293C2 publication Critical patent/RU2447293C2/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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member
    • 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
    • Y10T29/49327—Axial blower or fan

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Объектом настоящего изобретения является способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо или одно второе лопаточное колесо, когда эти колеса осуществляют относительное движение по отношению друг к другу вокруг оси вращения и через них проходит газообразная текучая среда, по причине возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе. Способ содержит следующие этапы во время проектирования упомянутых двух лопаточных колес: определяют исходную конфигурацию лопаток, вычисляют синхронную принудительную реакцию на первом лопаточном колесе в зависимости от гармонической силы возбуждения, производимой вторым лопаточным колесом и выраженной в виде линейной функции обобщенной аэродинамической силы для рассматриваемого режима, для расположенных штабелем сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе. Таким образом, совокупность сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес, которую применяют для лопаток упомянутого одного из двух колес. Технический результат - еще на стадии фазы проектирования или разработки осуществлять контроль над уровнем вибрационного реагирования лопаточных колес в конструкции газотурбинного двигателя. 6 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей, и его объектом является способ, позволяющий уменьшить вибрации лопаток лопаточного колеса, на которые действует периодическое возбуждение от возмущений в газовом потоке, проходящем через газотурбинный двигатель, создаваемых лопаточным колесом или препятствием вблизи упомянутого колеса, при этом одно колесо является подвижным, а другое - неподвижным.
Газотурбинный двигатель содержит один или несколько роторов, образованных лопаточными колесами, то есть лопатками, установленными на диске, вращающемся вокруг оси, и одну или несколько решеток, образованных неподвижными лопаточными колесами, то есть не вращающимися вокруг вышеупомянутой оси. Через лопатки неподвижных и подвижных колес проходит газообразная текучая среда в основном направлении, параллельном оси. Одним из основных источников возбуждения неподвижных или подвижных лопаток являются спутные струи и колебания давления, создаваемые препятствиями, смежными с колесом. Указанные препятствия, а именно лопатки передней и задней ступеней или стойки картера, создают возмущения в потоке текучей среды, проходящем через лопаточные колеса. Прохождение лопаток в этих возмущениях создает гармоническое возбуждение, синхронное со скоростью вращения ротора, и создает непостоянное поле давления на поверхности лопатки.
В области авиационных газотурбинных двигателей лопаточные колеса являются высокочувствительными узлами, так как они должны по своей размерности отвечать требованиям соблюдения аэродинамических характеристик, аэроакустики и механической прочности при вращении, температуры и аэродинамической нагрузки. С учетом совокупности этих аспектов эти конструкции являются достаточно нагруженными статически, поэтому, в связи с требованиями продолжительного срока службы, амплитуды действующих на них вибраций должны оставаться небольшими. Кроме того, аэроупругая связь, то есть связь между динамикой лопаточных колес и потоком текучей среды, обуславливает вибрационную стойкость конструкции.
В рамках проектирования газотурбинного двигателя и с учетом многообразия участвующих в работе элементов процесс расчета размеров является повторяющимся. Осуществляют определение размеров с учетом вибраций, чтобы избежать критического резонанса в диапазоне рабочих режимов машины. Расчет подтверждается в конце цикла проектирования путем испытания двигателя, во время которого измеряют амплитуды вибраций. Иногда проявляющиеся высокие уровни вибраций связаны либо с резонансными явлениями, либо с вибрационной нестабильностью. В этом случае требуется доводка рассматриваемого ротора, что приводит к большим затратам времени и средств.
В связи с этим задачей настоящего изобретения еще на стадии фазы проектирования или разработки машины является контроль над уровнями вибрационного реагирования лопаточных колес в конструкции газотурбинного двигателя, содержащей, по меньшей мере, одно подвижное лопаточное колесо и неподвижное колесо, через которые проходит газовый поток.
Таким образом, изобретение касается обработки вибраций, появляющихся в результате возмущений, создаваемых, например, одним из колес в газовом потоке на другом лопаточном колесе. В частном случае оно касается возмущений, создаваемых в газовом потоке спутной струей неподвижного лопаточного колеса или препятствия, такого как стойка картера; эти возмущения приводят к вибрациям на подвижном лопаточном колесе, находящемся сзади.
Задача настоящего изобретения не ограничивается контролем над уровнями вибраций в конфигурации, при которой лопаточные колеса являются смежными, оно касается контроля за вибрационным реагированием на лопаточном колесе при возмущениях, проявляющихся на входе или на выходе лопаточного колеса, не ограничиваясь только смежными колесами.
Изобретение касается также возбуждений типа искажения аэродинамического потока, создаваемого за счет одного или нескольких отборов в газовом потоке, или искажений входного потока на воздухозаборнике двигателя, если двигатель является турбореактивным двигателем, в случае бокового ветра или полета по наклонной траектории. В дальнейшем эти искажения будут включены в термин «препятствие».
Еще одной задачей настоящего изобретения является разработка способа, который позволяет производить корректировочные измерения, необходимость в которых возникает раньше всего или как можно ближе к началу процесса проектирования и разработки лопаточных колес газотурбинных двигателей.
В частности, задачей изобретения является снижение уровней вибраций, синхронных со скоростью вращения ротора, на подвижном или неподвижном лопаточном колесе, создаваемых относительным прохождением спутных струй или искажением, наведенным смежным или удаленным лопаточным колесом одной или двух ступеней, передней или задней.
Согласно изобретению способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо или одно второе лопаточное колесо, когда эти колеса осуществляют относительное движение по отношению друг к другу вокруг оси вращения и через них проходит газообразная текучая среда, из-за возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе, отличается тем, что содержит следующие этапы во время проектирования упомянутых двух лопаточных колес:
А - определяют исходную конфигурацию лопаток, в зависимости от требуемых характеристик газотурбинного двигателя, с индивидуальными аэродинамическими профилями из р сечений, располагаемых штабелем радиально между ножкой и вершиной упомянутых лопаток;
Б - вычисляют синхронную принудительную реакцию y(ω) на первом лопаточном колесе в зависимости от усилия f(ω) гармонического возбуждения, производимого вторым лопаточным колесом или препятствием, при помощи отношения y(ω)=F(τyυ*f(ω)), где F - линейная функция обобщенной аэродинамической силы τyυ*f(ω) для рассматриваемого режима υ;
В - определяют коэффициент (α<1) понижения синхронной принудительной реакции y(ω);
Г - для каждого из упомянутых расположенных штабелем р сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе |τyυ*f(ω)|, при этом временной фазовый сдвиг φ давления возбуждения f(ω) связан с тангенциальным геометрическим смещением отношением θ=Nexcit*φ, где Nexcit - число источников возбуждения; таким образом, совокупность р сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес;
Д - вычисляют синхронную принудительную реакцию y'(ω) на первом лопаточном колесе;
Е - если |y'(ω)|>α*|y(ω)|, вычисление повторяют с этапа Г с новыми значениями тангенциального геометрического смещения применительно к оси штабеля;
Ж - если |y'(ω)|<α*|y(ω)|, новую конфигурацию применяют, по меньшей мере, к части и, в частности, ко всем лопаткам упомянутого одного из двух колес.
Предпочтительно, чтобы изменение первоначальной конфигурации осуществлялось на неподвижном колесе, независимо от того, является ли это лопаточное колесо источником возбуждения или само подвергается действию возбуждения.
В частности, изобретение позволяет производить обработку для различных случаев, приведенных ниже.
Первое колесо является подвижным лопаточным, а второе лопаточное колесо является неподвижным, при этом подвижное лопаточное колесо находится в спутной струе неподвижного лопаточного колеса.
Первое лопаточное колесо является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо является неподвижным, при этом подвижное колесо находится спереди неподвижного колеса.
Первое лопаточное колесо является неподвижным, а второе лопаточное колесо является подвижным, при этом неподвижное колесо находится в спутной струе подвижного колеса.
Первое лопаточное колесо является неподвижным, а второе лопаточное колесо является подвижным, при этом неподвижное колесо находится спереди подвижного колеса.
Настоящее изобретение является результатом теоретического анализа вибрационных явлений. Установлено, что принудительная реакция y(ω) линейной конструкции, подвергающейся действию гармонической силы возбуждения f(ω), связана с этой силой отношением, которое можно сформулировать при помощи сложных членов, как показано ниже, с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе:
Figure 00000001
где
знак ∑ означает, что принудительная реакция y(ω) является суммой принудительных реакций каждого из собственных режимов υ импульса ω. Принудительная реакция для определенного собственного режима приведена в квадратных скобках. Сумма учитывает совокупность из n собственных режимов υ, принимаемых во внимание, и обработке подлежат эти режимы, то есть от собственного режима υ=1 до собственного режима υ=n,
yυ соответствует модальной изогнутой линии режима υ с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе,
Tyυ соответствует транспонированию предыдущего вектора,
ωυ соответствует импульсу собственного режима υ,
ω соответствует импульсу возбуждения,
j2=-1
βυ соответствует обобщенной модальной амортизации для собственного режима υ,
…
и f(ω) является гармонической силой возбуждения; она принимает форму f*cos(ω*t+φ), где t - время, а φ - временной фазовый сдвиг.
В случае возбуждения аэродинамического характера, действующего на лопаточное колесо, член Tyυ*f(ω) выражает обобщенную аэродинамическую силу для собственного режима υ.
В рамках настоящего изобретения обработка вибрационных явлений содержит применение средств, позволяющих сократить модуль |y(ω)|.
Если для минимизации модуля |y(ω)| принудительной реакции, подвергающейся действию силы возбуждения f(ω), обычно стремятся увеличить фактор βυ, связанный с амортизацией для собственного режима υ, то, согласно изобретению, усилия направляют на сокращение модуля члена, соответствующего обобщенной аэродинамической силе, каждого из собственных режимов υ.
Чтобы достичь этой цели, следуют процедуре, которая состоит в изменении оси штабеля рассматриваемых лопаток в направлении, касательном к оси вращения. Геометрически определяют профиль пера лопатки на основании профилей каждого из параллельных между собой сечений, выполненных между ножной лопатки и ее вершиной. Таким образом, сечения образуют штабель вдоль кривой, которую называют осью штабеля. Профили определяют аэромеханически.
В качестве исходного берут предположение, что для определенного сечения изменение в тангенциальном направлении оставляет модули непостоянных давлений неизменными при небольших колебаниях (например, порядка одного градуса для колеса, состоящего из 150 секторов, фиг.10).
Это позволяет связать напрямую временную фазу φ давлений с тангенциальным смещением θ по отношению к оси штабеля сечений лопатки. При помощи указанного ниже отношения устанавливают эквивалентность между временным фазовым сдвигом и геометрическим фазовым сдвигом, то есть тангенциальное перемещение, прикладываемое к лопатке:
φ=θ*Nexcit
где φ = временной фазовый сдвиг;
θ = геометрический фазовый сдвиг;
Nexcit = число возбуждающих лопаток.
Процедура, в соответствии с настоящим изобретением, более подробно описана ниже со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
фиг.1 изображает схематичный вид конструкции газотурбинного двигателя;
фиг.2-5 изображают различные случаи обработки в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.6 изображает лопатку неподвижного лопаточного колеса в первоначальной конфигурации;
фиг.7 - блок-схему различных этапов способа в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.8 - определение угла θ тангенциального смещения сечения по отношению к оси вращения;
фиг.9 - лопатку неподвижного лопаточного колеса, конфигурация которой была изменена в соответствии с настоящим изобретением для снижения уровней вибрации;
фиг.10 - график, иллюстрирующий для профиля лопатки пример значений угла тангенциального смещения.
Как показано на фиг.1, конструкция 1 газотурбинного двигателя, в данном случае компрессора, содержит, по меньшей мере, одно подвижное лопаточное колесо 3, вращающееся вокруг оси вращения, смежное, по меньшей мере, с одним неподвижным лопаточным колесом 2 или 4. Как правило, конструкция содержит несколько подвижных колес, разделенных неподвижными колесами.
Как было указано выше, относительное движение колеса по отношению к другом колесу внутри осевого газового потока, показанного стрелкой F, является источником возмущений. Например, как показано на фиг.3, на первое подвижное колесо 11 оказывает влияние второе неподвижное колесо 12, в спутной струе которого оно находится. Эта спутная струя является источником возмущений на первом подвижном колесе 11.
В рамках настоящего изобретения возможны и другие случаи, так на фиг.3 показано первое подвижное лопаточное колесо 11' в его положении спереди второго неподвижного колеса 12', и на него действуют возбуждающие силы, создаваемые этим задним вторым колесом 12'.
В случае, показанном на фиг.4, на первом неподвижном лопаточном колесе 21 появляются возмущения, создаваемые газовым потоком, проходящим через переднее подвижное колесо 22.
На фиг.5 показан случай возмущений, создаваемых на первом неподвижном колесе 21' газовым потоком, проходящим через заднее второе подвижное лопаточное колесо 22'.
Настоящим изобретением предусмотрены и другие случаи, и оно не ограничивается смежными колесами.
Как правило, профиль лопатки и, в частности, профиль ее пера определяют множеством сечений, выполняемых в радиальном направлении между ножкой и вершиной. На фиг.6 показана неподвижная лопатка 30 неподвижной ступени газотурбинного двигателя с ножкой 31 и ее площадкой, вершина 32 и ее площадка и между ними - перо 33, обдуваемое газовым потоком. Перо 33, установленное в газотурбинном двигателе, имеет радиальное направление по отношению к оси этого двигателя. Перо геометрически определяют индивидуальным профилем множества сечений с1, с2, с3, …, ср (при этом р составляет порядка 20) по плоскостям р1, р2, …, рр, касательным к этому радиальному направлению. Для подвижного колеса таким же образом определяют профиль пера, обдуваемого газовым потоком, при помощи сечений, выполненных в касательных плоскостях.
Согласно изобретению, выводят модуль принудительной реакции y(ω) лопаток первого лопаточного колеса путем поиска адекватного распределения составляющих давления для минимизации модуля обобщенной аэродинамической силы, соответствующей каждому из собственных режимов υ.
Действительно, как следует из вышеуказанной формулы (1), обобщенная аэродинамическая сила, связанная с собственным режимом, является множителем, который появляется в каждом из членов суммы ∑.
Следует отметить, что не обязательно изменять возбуждаемое колесо. Достаточно внести изменения в одну из лопаток, которая либо является источником возбуждения, либо сама возбуждается от источника возбуждения.
На блок-схеме, показанной на фиг.7, представлена развернутая процедура.
Два первых этапа состоят в определении спецификаций с точки зрения аэродинамических характеристик конструкции, содержащей два лопаточных колеса, затем в вычислении первоначальной конфигурации лопаточных колес. Эта конфигурация содержит профили сечений с1, …, ср и их штабеля. Как правило, используют аэродинамические итерации, что известно специалистам в данной области.
На этапе 3 вычисляют принудительную аэроупругую реакцию y(ω) на лопаточном колесе, имеющем первоначальную конфигурацию и возбуждаемом синхронным аэродинамическим возбуждением f(ω).
Возбуждение определяют при помощи вычисления непостоянной аэродинамики.
После этого производят вычисление аэроупругой принудительной реакции (определенной отношением (1)), чтобы определить вибрационные уровни.
Критичность этих вибрационных уровней определяют при помощи диаграммы Хейга. Эта диаграмма, определенная для данного материала, позволяет для данного статичного напряжения определить допустимое динамическое напряжение для обеспечения бесконечного срока службы при вибрациях.
Если прогнозируемые (или измеренные во время испытаний) вибрационные уровни являются большими по отношению к опыту, определяют мишень α*|y(ω)| (при 0<α<1) с точки зрения максимального вибрационного уровня.
Необходимо, чтобы альфа было наименьшим возможным значением с учетом производственных допусков.
Этап 4: применяют процедуру в соответствии с настоящим изобретением, приняв за мишень вышеуказанный максимальный вибрационный уровень. Минимизируют модуль аэроупругой принудительной реакции для данного режима, учитывая при этом, что его можно распространить на любой режим.
Способ состоит в определении геометрического смещения θ, показанного на фиг.8, прикладываемого к тангенциальной оси штабеля таким образом, чтобы минимизировать вибрационную реакцию, связанную с возмущением, таким как спутная струя. Определяют параметры тангенциального смещения, прикладываемого к изменяемому профилю лопатки. На фиг.8 показано перо 30, ранее показанное на фиг.6, и вычисление производят на сечении с2. Определяют значение θ, которое приводит к угловому смещению сечения в с'2.
Для этого применяют, например, методы типа сплайн/полюс или любых оснований дискретной формы или выбирают закон штабелирования для проекции.
Метод оптимизации может быть любым. Например, приведем несколько классических методов: метод градиентов, так называемый метод «моделируемого отжига», генетический метод и т.д. Минимизируемой величиной является модуль |Tyυ*f(ω)| или сумма модулей в случае мультимодальной оптимизации.
Этап 5: производят вычисление аэроупругой принудительной реакции y'(ω) на измененном лопаточном колесе, чтобы убедиться, что мишень с точки зрения максимального вибрационного уровня достигнута. В противном случае производят новое определение профиля.
Этап 6: после достижения мишени проверяют, чтобы при изменении оси штабеля рассматриваемой лопатки сохранились аэродинамические характеристики.
Этап 7: оставляют новое определение лопаточного колеса; оно удовлетворяет аэродинамическим критериям с точки зрения характеристик и механическим критериям с точки зрения вибрационных уровней.
На фиг.9 показан вид лопатки, показанной на фиг.6, после применения способа в соответствии с настоящим изобретением. Сечения с1, с2, …, ср не изменились с точки зрения аэродинамики. Каждое из них претерпело тангенциальное смещение вокруг оси газотурбинного двигателя.
На фиг.10 показан график с примером профиля оптимизированной лопатки; каждая точка обозначает значение угла θ для каждого из сечений с1-ср по всей высоте пера лопатки. Отмечается, что это значение остается относительно малым, в данном примере меньше 1 градуса по отношению к положению, соответствующему первоначальной конфигурации.
Поскольку корректировочные значения превышают производственные допуски для лопаток, используют средство, позволяющее снизить уровни вибрации без добавления массы и без одновременного изменения аэродинамических характеристик газотурбинного двигателя и технологических интерфейсов лопаточных колес.
Снижают уровни, создаваемые спутными струями: спутной струей спрямляющего/направляющего аппарата или спутной струей подвижного лопаточного колеса; как было уточнено выше, уровни, создаваемые искажениями аэродинамического контура, возникающими по причине одного или нескольких отборов в газовом контуре, или искажениями на входе воздухозаборника двигателя. При этом другие типы возбуждений не учитываются. Хотя изобретение касается колес спрямляющего/направляющего аппарата и подвижных колес, тем не менее его предпочтительно применять для источника возбуждения, которым является лопаточное колесо спрямляющего/направляющего аппарата.

Claims (7)

1. Способ снижения уровней вибраций, которые могут возникнуть в газотурбинном двигателе, содержащем, по меньшей мере, одно первое лопаточное колесо и одно второе лопаточное колесо, при осуществлении колесами относительного движения по отношению друг к другу вокруг оси вращения и при прохождении через них газообразной текучей среды, причем указанные вибрации возникают из-за возмущений аэродинамического характера, производимых вторым лопаточным колесом или препятствием, на первом лопаточном колесе, отличающийся тем, что содержит следующие этапы проектирования упомянутых двух лопаточных колес:
А - определяют исходную конфигурацию лопаток, в зависимости от искомых характеристик газотурбинного двигателя, с индивидуальными аэродинамическими профилями из р сечений, располагаемых штабелем радиально между ножкой и вершиной упомянутых лопаток;
Б - вычисляют синхронную принудительную реакцию y(ω) на первом лопаточном колесе в зависимости от усилия f(ω) гармонического возбуждения, производимого вторым лопаточным колесом или препятствием, при помощи отношения
Figure 00000002
где F - линейная функция обобщенной аэродинамической силы
Figure 00000003
для рассматриваемого режима υ;
В - определяют коэффициент (α<1) понижения синхронной принудительной реакции y(ω);
Г - для каждого из упомянутых расположенных штабелем р сечений одного из двух колес определяют значение тангенциального геометрического смещения θ оси штабеля таким образом, чтобы сократить член, соответствующий обобщенной аэродинамической силе
Figure 00000004
при этом временной фазовый сдвиг φ давления возбуждения f(ω) связан с тангенциальным геометрическим смещением отношением θ=Nexcit·φ, где Nexcit - число источников возбуждения; таким образом, совокупность р сечений с тангенциальными смещениями определяет новую конфигурацию лопаток упомянутого одного из двух колес;
Д - вычисляют синхронную принудительную реакцию y'(ω) на первом лопаточном колесе;
Е - если |y'(ω)|>α·|y(ω)|, вычисление повторяют с этапа Г с новыми значениями тангенциального геометрического смещения применительно к оси штабеля;
Ж - если |y'(ω)|<α·|y(ω)|, новую конфигурацию применяют, по меньшей мере, к части лопаток и, в частности, ко всем лопаткам упомянутого одного из двух колес.
2. Способ по п.1, в котором
Figure 00000005

где знак Σ означает, что принудительная реакция y(ω) является суммой принудительных реакций каждого из собственных режимов υ импульса ω;
yυ соответствует модальной изогнутой линии режима υ с предположением стандартной единицы для собственных векторов по отношению к массе;
Figure 00000006
соответствует транспонированию предыдущего вектора;
ωυ соответствует импульсу, связанному с режимом υ;
ω соответствует импульсу возбуждения;
j2=-1;
βυ соответствует обобщенной модальной амортизации для режима и
f(ω) является гармонической силой возбуждения; она принимает форму f·cos(ω·t+φ), где t - время, а φ - временной фазовый сдвиг.
3. Способ по п.1 или 2, в котором одно из двух колес (12, 12'; 22; 22') является подвижным колесом.
4. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (11) является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо (12) является неподвижным колесом, при этом подвижное лопаточное колесо находится в спутной струе неподвижного лопаточного колеса.
5. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (11') является подвижным колесом, а второе лопаточное колесо (12) является неподвижным колесом, при этом подвижное колесо находится спереди неподвижного колеса.
6. Способ в п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (21) является неподвижным колесом, а второе лопаточное колесо (22) является подвижным колесом, при этом неподвижное колесо находится в спутной струе подвижного колеса.
7. Способ по п.1 или 2, в котором первое лопаточное колесо (21') является неподвижным колесом, а второе лопаточное колесо (22') является подвижным колесом, при этом неподвижное колесо находится спереди подвижного колеса.
RU2008107300/06A 2007-02-27 2008-02-26 Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя RU2447293C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0701408A FR2913074B1 (fr) 2007-02-27 2007-02-27 Methode de reduction des niveaux vibratoires d'une roue aubagee de turbomachine.
FR0701408 2007-02-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008107300A RU2008107300A (ru) 2009-09-10
RU2447293C2 true RU2447293C2 (ru) 2012-04-10

Family

ID=38562956

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008107300/06A RU2447293C2 (ru) 2007-02-27 2008-02-26 Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8286347B2 (ru)
EP (1) EP1965024B1 (ru)
JP (1) JP5685358B2 (ru)
CA (1) CA2621839C (ru)
DE (1) DE602008000918D1 (ru)
FR (1) FR2913074B1 (ru)
RU (1) RU2447293C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784762C1 (ru) * 2022-10-12 2022-11-29 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2935350B1 (fr) * 2008-08-27 2011-05-20 Snecma Methode de reduction des niveaux vibratoires d'une helice de turbomoteur.
FR2935427B1 (fr) * 2008-08-27 2010-09-24 Snecma Methode de reduction des niveaux vibratoires d'un doublet et roues aubagees contrarotatives de turbomachine.
US20140072433A1 (en) * 2012-09-10 2014-03-13 General Electric Company Method of clocking a turbine by reshaping the turbine's downstream airfoils
US9435221B2 (en) 2013-08-09 2016-09-06 General Electric Company Turbomachine airfoil positioning
US10871170B2 (en) 2018-11-27 2020-12-22 Honeywell International Inc. High performance wedge diffusers for compression systems
US11333171B2 (en) 2018-11-27 2022-05-17 Honeywell International Inc. High performance wedge diffusers for compression systems

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2076307C1 (ru) * 1994-06-30 1997-03-27 Анатолий Алексеевич Хориков Способ диагностики автоколебаний рабочего колеса осевой турбомашины
FR2824597A1 (fr) * 2001-05-11 2002-11-15 Snecma Moteurs Reduction de vibrations dans une structure comprenant un rotor et des sources de perturbation fixes
RU2222701C2 (ru) * 1997-12-26 2004-01-27 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Способ демпфирования вибраций в компонентах турбомашины (варианты) и устройство для осуществления этого способа (варианты)
EP1528223A2 (en) * 2003-10-29 2005-05-04 ROLLS-ROYCE plc Design of vanes for exposure to vibratory loading
EP1589191B1 (fr) * 2004-04-20 2010-09-08 Snecma Procédé pour introduire un désaccordage volontaire sur une roue aubagée de turbomachine. Roue aubagée présentant un désaccordage volontaire

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5486091A (en) * 1994-04-19 1996-01-23 United Technologies Corporation Gas turbine airfoil clocking
US5993161A (en) * 1997-02-21 1999-11-30 California Institute Of Technology Rotors with mistuned blades
FR2811635B1 (fr) * 2000-07-13 2003-01-03 Eurocopter France Aeronef a voilure tournante a commande de pas electrique
US7191161B1 (en) * 2003-07-31 2007-03-13 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Method for constructing composite response surfaces by combining neural networks with polynominal interpolation or estimation techniques
EP1658966A1 (en) * 2004-11-17 2006-05-24 General Electric Company Damping material, damping arrangement and method for designing a damping arrangement

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2076307C1 (ru) * 1994-06-30 1997-03-27 Анатолий Алексеевич Хориков Способ диагностики автоколебаний рабочего колеса осевой турбомашины
RU2222701C2 (ru) * 1997-12-26 2004-01-27 Юнайтед Текнолоджиз Корпорейшн Способ демпфирования вибраций в компонентах турбомашины (варианты) и устройство для осуществления этого способа (варианты)
FR2824597A1 (fr) * 2001-05-11 2002-11-15 Snecma Moteurs Reduction de vibrations dans une structure comprenant un rotor et des sources de perturbation fixes
EP1528223A2 (en) * 2003-10-29 2005-05-04 ROLLS-ROYCE plc Design of vanes for exposure to vibratory loading
EP1589191B1 (fr) * 2004-04-20 2010-09-08 Snecma Procédé pour introduire un désaccordage volontaire sur une roue aubagée de turbomachine. Roue aubagée présentant un désaccordage volontaire

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2784762C1 (ru) * 2022-10-12 2022-11-29 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Способ снижения уровня вибрации газотурбинного двигателя летательного аппарата

Also Published As

Publication number Publication date
US20080206058A1 (en) 2008-08-28
CA2621839C (fr) 2014-10-21
FR2913074A1 (fr) 2008-08-29
DE602008000918D1 (de) 2010-05-20
EP1965024A1 (fr) 2008-09-03
CA2621839A1 (fr) 2008-08-27
JP5685358B2 (ja) 2015-03-18
FR2913074B1 (fr) 2009-05-22
US8286347B2 (en) 2012-10-16
RU2008107300A (ru) 2009-09-10
JP2008208835A (ja) 2008-09-11
EP1965024B1 (fr) 2010-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2447293C2 (ru) Способ снижения уровней вибраций лопаточного колеса газотурбинного двигателя
US8398372B2 (en) Method for reducing the vibration levels of a propeller of a turbine engine
EP2912278B1 (en) Reduction of equally spaced turbine nozzle vane excitation
Santner et al. Evolution of the flow through a turning mid turbine frame applied between a transonic hp turbine stage and a counter-rotating lp turbine
Verstraete Optimized multidisciplinary design of a small transonic compressor for active high-lift systems
Sun et al. Investigation of tip clearance flow effects on an open 3d steam turbine flutter test case
Zangeneh et al. Optimization of 6.2: 1 pressure ratio centrifugal compressor impeller by 3D inverse design
Hegde et al. Separation of Wake and Potential Field Excitations in an Embedded Compressor Rotor: Impact of Wave Reflections and mistuning on Forced Response
Mayorca et al. Uncertainty of forced response numerical predictions of an industrial blisk: Comparison with experiments
Robinson et al. An integrated approach to the aero-mechanical optimisation of turbo compressors
US8375698B2 (en) Method for reducing the vibration levels of a propfan of contrarotating bladed disks of a turbine engine
Schobeiri et al. Endwall contouring using continuous diffusion: a breakthrough method and its application to a three-stage high pressure turbine
RU2689489C1 (ru) Способ создания частотной несогласованности между лопатками лопаточного колеса газотурбинного двигателя и соответствующее лопаточное колесо
Ma˚ rtensson et al. Design of the High Pressure Ratio Transonic 1-1/2 Stage Fan Demonstrator Hulda
Purushothaman et al. Aeroelastic instability evaluation of transonic compressor at design and off-design conditions
Fruth et al. Influence of the Blade Count Ratio on Aerodynamic Forcing: Part II—High Pressure Transonic Turbine
Purushothaman et al. Aeroelastic flutter investigation and stability enhancement of a transonic axial compressor rotor using casing treatment
Watanabe et al. Optimization of Microturbine Aerodynamics Using CFD, Inverse Design and FEM Structural Analysis: 2nd Report—Turbine Design
Gezork et al. Influence of tip shroud cavity detailing on turbine blade forcing calculations
Fruth et al. On the scaling of aeroelastic parameters for high pressure applications in centrifugal compressors
Siller et al. Towards a highly efficient small scale turboshaft engine: Part II—Aero-mechanical turbine design and optimization
Salunke et al. Design optimization of an axial flow compressor for industrial gas turbine
Fan et al. Investigation on aeroelastic characteristics of mistuned low-speed axial compressor rotor: Numerical methodology and optimization
Benvenuti Design and test of a new axial compressor for the Nuovo Pignone Heavy-Duty gas turbines
Terauchi et al. Redesign of an 11-stage axial compressor for industrial gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner