RU2494262C2 - Колесо компрессора с облегченными лопатками - Google Patents
Колесо компрессора с облегченными лопатками Download PDFInfo
- Publication number
- RU2494262C2 RU2494262C2 RU2011118641/06A RU2011118641A RU2494262C2 RU 2494262 C2 RU2494262 C2 RU 2494262C2 RU 2011118641/06 A RU2011118641/06 A RU 2011118641/06A RU 2011118641 A RU2011118641 A RU 2011118641A RU 2494262 C2 RU2494262 C2 RU 2494262C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ribs
- blade
- blades
- lightweight
- parts
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Колесо компрессора с облегченными лопатками включает в себя диск и приваренные к нему облегченные лопатки. Облегченная лопатка состоит из двух частей, соединенных между собой сваркой. В каждой части лопатки выполнены полости таким образом, что соседние полости образуют ребра, вершинами которых между собой соединены обе части лопатки в корневой области. Ребра в корневой области лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения. В средней и периферийной областях ребра изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам. Выбор геометрических размеров, количества и направления ребер, количества, формы и расположения контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора. Достигается минимизация массы рабочих лопаток и массы колес компрессора. 3 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Данное изобретение относится к области газотурбинных двигателей, применимо в энергетике и авиационном двигателестроении.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В настоящее время в вентиляторах газотурбинных двигателей для снижения массы колеса используются пустотелые лопатки, полученные из двух или трех частей.
Известно техническое решение [двигатель F119-PW-100, www.pw.utc.com], определяющее конструктивный облик колеса вентилятора как интегрированного в единое целое диска с полыми облегченными лопатками.
Существует техническое решение [патент № US 7,070,391 В2; Jul.4, 2006], определяющее конструкцию и способ изготовления полой лопатки вентилятора, состоящей из двух частей с ребрами, причем ребра одной из частей лопатки соединены с соответствующими ребрами другой части лопатки. Устройство по патенту. № US 7,070,391 В2 принято в качестве прототипа.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В связи с непрерывным ростом аэродинамических нагрузок на лопатки компрессоров и окружных скоростей особое значение приобретает минимизация массы рабочих лопаток компрессоров.
При создании данного изобретения решается задача расширения арсенала технических средств, направленных на минимизацию массы рабочих лопаток и массы колес компрессоров; технический результат заключается в реализации этого назначения.
Существенные признаки:
Ограничительные: Колесо компрессора с облегченными лопатками; диск с приваренными к нему облегченными лопатками; лопатка, состоящая из двух частей, соединенных между собой сваркой; полости в частях лопаток выполнены таким образом, что соседние полости в каждой из частей лопатки образуют ребра, вершинами которых в корневой области между собой соединены обе части лопатки.
Отличительные: Ребра в корневой области каждой части лопатки ориентированы, преимущественно, радиально по отношению к оси вращения; ребра в средней и периферийной областях - изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части, соединяясь между собой только по контактным площадкам.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
На чертежах показаны:
Фиг.1 - Разрез по оси колеса компрессора с облегченными лопатками.
Фиг.2 - Сечение лопатки перпендикулярно радиальной оси.
Фиг.3 - Схема расположения ребер на одной из двух половин облегченной лопатки.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Колесо компрессора (фиг.1) с облегченными лопатками включает в себя облегченные лопатки 1, приваренные к диску 2 по поверхности 3. Лопатки 1 ориентированы относительно оси вращения 4 и диска 2 преимущественно радиально.
Облегченная лопатка (фиг.2) состоит из двух частей: спинка 5 и корытце 6 соединенные между собой. Границей раздела частей является поверхность 7 построенная по средним линям сечений. Соединение частей (фиг.3) в периферийной А и средней Б областях осуществляется сваркой по контактным площадкам 8 и поверхностям ребер 9 в корневой области В. В каждой части лопатки для уменьшения массы, при сохранении необходимой прочности и жесткости, выполнены полости 10 таким образом, что соседние полости в каждой из частей лопатки 5, 6 образуют ребра 9, вершины которых эквидистантны поверхности 7.
Ребра 9 в корневой области В лопатки ориентированы преимущественно радиально, перпендикулярно к оси вращения 4. Радиально направленные каналы наилучшим образом воспринимают нагрузку от массы лопатки. В средней Б и периферийной области А каналы изогнуты ко входной кромке 11 и выходной кромке 12 таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки. Такое расположение каналов обеспечивает необходимую прочность и жесткость лопатки.
В средней Б и периферийной области А вершины ребер 9 не соприкасаются между собой. Необходимая жесткость лопатки достигается соединением спинки и корытца по специальным контактным площадкам 8.
Выбор геометрических размеров, количество и направление ребер, количество, форма и положение контактных площадок осуществляется исходя из условий статического и динамического нагружения лопаток и колеса компрессора.
Claims (1)
- Колесо компрессора с облегченными лопатками, включающее в себя диск с приваренными к нему облегченными лопатками, состоящими из двух частей, соединенных между собой сваркой, с выполненными в них полостями таким образом, что соседние полости в каждой части лопатки образуют ребра, вершинами которых в корневой области между собой соединены обе части лопатки, отличающееся тем, что ребра в корневой области каждой части лопатки ориентированы преимущественно радиально по отношению к оси вращения, а в средней и периферийной областях изогнуты таким образом, что ребра одной части лопатки скрещиваются с ребрами другой части лопатки, соединяясь между собой по контактным площадкам.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011118641/06A RU2494262C2 (ru) | 2011-05-10 | 2011-05-10 | Колесо компрессора с облегченными лопатками |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2011118641/06A RU2494262C2 (ru) | 2011-05-10 | 2011-05-10 | Колесо компрессора с облегченными лопатками |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2011118641A RU2011118641A (ru) | 2012-11-20 |
RU2494262C2 true RU2494262C2 (ru) | 2013-09-27 |
Family
ID=47322789
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2011118641/06A RU2494262C2 (ru) | 2011-05-10 | 2011-05-10 | Колесо компрессора с облегченными лопатками |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2494262C2 (ru) |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110714802B (zh) * | 2019-11-28 | 2022-01-11 | 哈尔滨工程大学 | 一种适用于高温涡轮叶片内部冷却的间断型交错肋结构 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2254892A (en) * | 1991-04-16 | 1992-10-21 | Gen Electric | Hollow airfoil. |
GB2272731A (en) * | 1992-11-18 | 1994-05-25 | Snecma | Hollow blade for the fan or compressor of a turbomachine |
RU2042833C1 (ru) * | 1993-06-29 | 1995-08-27 | Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
SU1321163A2 (ru) * | 1985-09-11 | 2005-12-10 | М.В. Рукин | Рабочая лопатка газовой турбины |
US7070391B2 (en) * | 2004-01-26 | 2006-07-04 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
RU2319842C2 (ru) * | 2006-04-05 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Система охлаждения лопатки газовой турбины |
-
2011
- 2011-05-10 RU RU2011118641/06A patent/RU2494262C2/ru not_active Application Discontinuation
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1321163A2 (ru) * | 1985-09-11 | 2005-12-10 | М.В. Рукин | Рабочая лопатка газовой турбины |
GB2254892A (en) * | 1991-04-16 | 1992-10-21 | Gen Electric | Hollow airfoil. |
GB2272731A (en) * | 1992-11-18 | 1994-05-25 | Snecma | Hollow blade for the fan or compressor of a turbomachine |
RU2042833C1 (ru) * | 1993-06-29 | 1995-08-27 | Авиамоторный научно-технический комплекс "Союз" | Охлаждаемая лопатка газовой турбины |
US7070391B2 (en) * | 2004-01-26 | 2006-07-04 | United Technologies Corporation | Hollow fan blade for gas turbine engine |
RU2319842C2 (ru) * | 2006-04-05 | 2008-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Система охлаждения лопатки газовой турбины |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2011118641A (ru) | 2012-11-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10927851B2 (en) | Gas turbine engine having a mistuned stage | |
JP5909057B2 (ja) | 輪郭形成バンドを有するタービンノズル | |
US8147207B2 (en) | Compressor blade having a ratio of leading edge sweep to leading edge dihedral in a range of 1:1 to 3:1 along the radially outer portion | |
US8834129B2 (en) | Turbofan flow path trenches | |
EP3894664B1 (en) | Lattice structures for use in a damping system for a turbine blade, vibration damping system for a turbine blade and turbine blade | |
CN101117896B (zh) | 转子叶片及其制造方法 | |
JP5911677B2 (ja) | 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体 | |
US7220100B2 (en) | Crescentic ramp turbine stage | |
EP2935789B2 (en) | Airfoil assembly with paired endwall contouring | |
JP2014509703A (ja) | 先端上反角を備えた圧縮機翼形部 | |
US9045988B2 (en) | Turbine bucket with squealer tip | |
US9249667B2 (en) | Turbomachine blade with improved stiffness to weight ratio | |
EP2586976B1 (en) | Turbine for a turbomachine | |
US9109455B2 (en) | Turbomachine blade tip shroud | |
JP2014508895A (ja) | 高キャンバーステータベーン | |
WO2014070279A2 (en) | Endwall contouring | |
WO2014137479A1 (en) | Gas turbine engine shrouded blades and corresponding methods | |
US9822795B2 (en) | Stator of an axial compressor stage of a turbomachine | |
JP2017106452A (ja) | フィレットフィルム孔を有するガスタービンエンジン | |
CN107091120B (zh) | 涡轮叶片质心偏移方法和系统 | |
WO2015130381A2 (en) | A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets | |
CN102562172A (zh) | 空气循环机的涡轮转子 | |
US8834123B2 (en) | Turbomachinery component | |
RU2494262C2 (ru) | Колесо компрессора с облегченными лопатками | |
WO2014074190A2 (en) | Endwall contouring |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20130110 |
|
FZ9A | Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal) |
Effective date: 20130218 |
|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20171016 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |