RU2581501C2 - Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка - Google Patents

Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка Download PDF

Info

Publication number
RU2581501C2
RU2581501C2 RU2011135181/06A RU2011135181A RU2581501C2 RU 2581501 C2 RU2581501 C2 RU 2581501C2 RU 2011135181/06 A RU2011135181/06 A RU 2011135181/06A RU 2011135181 A RU2011135181 A RU 2011135181A RU 2581501 C2 RU2581501 C2 RU 2581501C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
height
rotor
aerodynamic
max
Prior art date
Application number
RU2011135181/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011135181A (ru
Inventor
Никола ЛАНЕСЕ
Сальваторе ЛОРУССО
Паоло АРИНЧИ
Антонио Мария ГРИМАЛЬДИ
Original Assignee
Нуово Пиньоне С.п.А.
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 Нуово Пиньоне С.п.А. filed Critical Нуово Пиньоне С.п.А.
Publication of RU2011135181A publication Critical patent/RU2011135181A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2581501C2 publication Critical patent/RU2581501C2/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
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • 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
    • 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
    • F04D29/38—Blades
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Organic Low-Molecular-Weight Compounds And Preparation Thereof (AREA)
  • Steroid Compounds (AREA)

Abstract

Роторная лопатка, имеющая платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму. Толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями: Tmax=-0,8646*h+1,1087, Tmax=-1,0209*h+1,2058, Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки. Толщина лопатки может быть приведена в соответствие с эксплуатационными характеристиками турбоустановки. Достигается оптимизация характеристик. 5 н. и 5 з.п. ф-лы, 1 табл, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Данное изобретение относится в целом к аэродинамическим частям лопатки и, более конкретно, к формам аэродинамической части лопатки, используемой в компрессорах, например, в качестве части газовых турбин.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0002] Компрессор представляет собой устройство, которое ускоряет частицы газа с обеспечением в итоге повышения давления сжимаемой текучей среды, например газа, путем использования механической энергии. Компрессоры используются в ряде различных областей техники, в том числе применяются в качестве первичной ступени газотурбинной установки. Среди компрессоров различных типов существуют так называемые центробежные компрессоры, в которых механическая энергия действует на поступающий в компрессор газ путем создания центробежного ускорения, например, вследствие вращения центробежного рабочего колеса (иногда также называемого «ротором»), через которое проходит сжимаемая текучая среда, и осевых компрессоров, которые содержат в качестве каждой ступени барабан с прикрепленным к нему некоторым количеством кольцевых рядов с аэродинамическими частями (лопатками). Прикрепленные к барабану аэродинамические части совершают вращение между аналогичным количеством рядов неподвижных аэродинамических частей, прикрепленных к неподвижному корпусу. В более общем смысле, можно сказать, что осевые и центробежные компрессоры составляют часть класса установок, известных как «турбоустановки» или «ротационные турбоустановки».
[0003] В каждой ступени секции проточного тракта газовой турбины в газотурбинной установке должны выполняться различные системные требования для удовлетворения проектных задач. К указанным задачам относятся, но без ограничения этим, повышенная общая эффективность и аэродинамическая нагрузочная способность. Например, но без ограничения этим изобретения, статорная лопатка компрессора должна удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям, соответствующим конкретной ступени, в которой она расположена. Аналогичным образом и также исключительно в качестве иллюстративного примера, роторная лопатка компрессора также должна удовлетворять тепловым и механическим эксплуатационным требованиям, соответствующим конкретной ступени газовой турбины, в которой она расположена.
[0004] Известно, например, техническое решение, описанное в заявке на патент США №2009/290987, в котором была предпринята попытка решить эти проблемы. Однако все еще существует необходимость достижения, в частности, технического результата, заключающегося в создании такой формы поверхностей подобных лопаток, которая обеспечивает соответствие резонансных частот указанных лопаток эксплуатационным характеристикам турбоустановок в целом.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0005] Устройства, установки и способы в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения предусматривают лопатки, например, используемые в качестве части ротора или статора, относящегося к турбоустановке, и имеющие конкретные формы, обеспечивающие оптимизацию эксплуатационных характеристик. Среди прочего, толщина лопатки, являющаяся функцией ее высоты, может быть приведена в соответствие с эксплуатационными характеристиками турбоустановки.
[0006] В соответствии с одним иллюстративным вариантом выполнения предложена роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.
[0007] В соответствии с другим иллюстративным вариантом выполнения предложена роторная лопатка, имеющая платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями.
[0008] В соответствии с еще одним иллюстративным вариантом выполнения предложена турбоустановка, содержащая приводной вал, по меньшей мере одно роторное колесо, разнесенные по периферии роторные лопатки, установленные на роторном колесе, статор и разнесенные по периферии статорные лопатки, прикрепленные к статору, причем по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток дополнительно имеет платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, при этом толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток изменяется в зависимости от высоты лопатки в соответствии с тремя различными линейными функциями.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0009] Сопроводительные чертежи изображают иллюстративные варианты выполнения, причем на чертежах:
[0010] фиг. 1 изображает иллюстративный осевой компрессор, в котором могут использоваться формы лопаток в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения,
[0011] фиг. 2 изображает сторону разрежения роторной лопатки в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,
[0012] фиг. 3 изображает сторону давления роторной лопатки в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,
[0013] фиг. 4 иллюстрирует аспекты, связанные с системой координат, используемой для определения области точек в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения,
[0014] фиг. 5 изображает график зависимости толщины лопатки от ее высоты в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0015] Нижеследующее подробное описание иллюстративных вариантов выполнения приведено со ссылкой на сопроводительные чертежи. Одинаковые номера позиций на разных чертежах обозначают одинаковые или аналогичные элементы. Кроме того, приведенное ниже подробное описание не ограничивает данное изобретение, объем которого определяется прилагаемой формулой изобретения.
[0016] В качестве контекста для последующего обсуждения форм аэродинамической части лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения сначала приведено краткое обсуждение осевых компрессоров. В осевом компрессоре роторные лопатки сообщают кинетическую энергию воздушному потоку и, таким образом, обеспечивают требуемое повышение давления в компрессоре. Непосредственно за роторными аэродинамическими частями следует ступень статорных аэродинамических частей. Как роторные, так и статорные аэродинамические части обеспечивают поворот воздушного потока, снижение его скорости (в системе отсчета, соответствующей указанной аэродинамической части) и повышение статического давления воздушного потока.
[0017] Конфигурация аэродинамических частей (наряду с их взаимодействием с окружающими аэродинамическими частями), в том числе, например, их периферическая поверхность (профиль), наряду с прочими требуемыми аспектами данных иллюстративных вариантов выполнения определяет эффективность воздушного потока ступени, аэромеханику, плавный ламинарный поток от ступени к ступени, уменьшенные тепловые напряжения, улучшенную взаимосвязь ступеней для эффективного проведения воздушного потока от ступени к ступени и уменьшенные механические напряжения. Обычно для достижения требуемого соотношения давлений на выходе и входе в осевых компрессорах установлен друг за другом набор рядов роторных/статорных ступеней. Роторные и статорные аэродинамические части могут быть прикреплены к роторным колесам или корпусу статора при помощи соответствующей соединительной конструкции, которая известна как «корневая часть», «основание» или «пазовый замок», и примеры которой описаны ниже.
[0018] На фиг. 1 изображен иллюстративный осевой компрессор 100, например, соединенный с компрессором газовой турбины. Как указано выше, осевой компрессор обычно содержит набор ступеней, например, в количестве семнадцати или восемнадцати ступеней, однако специалистам должно быть понятно, что осевой компрессор в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения может содержать любое количество роторных и статорных ступеней. Ступень 100 осевого компрессора, показанного на фиг. 1, содержит разнесенные по периферии роторные лопатки 102, установленные на роторном колесе или барабане 104, и разнесенные по периферии статорные лопатки 106, прикрепленные к неподвижному корпусу 108 компрессора.
[0019] Каждое из роторных колес 104 прикреплено к заднему приводному валу 110, который присоединен к турбинной секции (не показана) установки. Роторные лопатки 102 и статорные лопатки 106 расположены в проточном тракте осевого компрессора. Направление прохождения воздушного потока вдоль проточного тракта в данном иллюстративном осевом компрессоре обозначено стрелкой 112. Следует понимать, что указанная ступень 100 является лишь примером различных ступеней осевого компрессора и никоим образом не ограничивает данное изобретение.
[0020] Роторные лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения более подробно показаны на фиг. 2 и 3, которые изображают противоположные стороны лопатки 102. В частности, но без ограничения данного изобретения, такие роторные лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения могут использоваться в первой ступени осевого компрессора, аналогичного показанному на фиг. 1, т.е. в ступени, расположенной ближе всего к впускному отверстию для технологического потока. Более конкретно, фиг. 2 изображает сторону разрежения роторной лопатки 102 в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения, тогда как фиг. 3 изображает сторону давления той же роторной лопатки 102, имеющей переднюю кромку (ПК) и заднюю кромку (ЗК), как показано относительно направления 112 прохождения потока в компрессоре. Каждая лопатка 102 может, например, иметь платформу 200 и элемент 222 пазового замка с по существу осевым (или почти осевым) вводом для соединения с сопрягаемым комплементарным элементом пазового замка (не показан) на роторном колесе 104. Кроме того, каждая лопатка 102 имеет аэродинамическую часть 204, профиль которой в любом поперечном сечении, т.е. от корневой части 206 до концевой части 208 роторной лопатки имеет в целом аэродинамическую форму, как изложено более подробно ниже.
[0021] Для определения аэродинамической формы части 204 роторной лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения ниже в Таблице 1 приведен набор или область точек пространства. Можно видеть, что иллюстративная лопатка 102, показанная на фиг. 2 и 3, имеет шестнадцать линий сечения, однако специалистам должно быть понятно, что может быть задано любое количество сечений. Предполагается, что указанный набор или область точек удовлетворяет требованиям, предъявляемым к секции или секциями, в которых должны использоваться роторные лопатки 102, с обеспечением возможности изготовления указанной секции. Также предполагается, что указанная область точек удовлетворяет требуемым техническим условиям, касающимся эффективности ступени и уменьшения тепловых и механических напряжений. Области точек получены путем операций имитационного моделирования, выполняемых с итерацией между аэродинамическими и механическими нагрузками и обеспечивающими возможность эффективной, безопасной и равномерной работы компрессоров, сконструированных в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.
[0022] Более конкретно, указанная область точек определяет профиль аэродинамической части роторной лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения и может содержать набор точек, определенных относительно оси вращения установки. Например, для отсчета точек в указанной области может использоваться заданная декартова система координат X, Y и Z. Декартова система координат имеет взаимно перпендикулярные оси X, Y и Z. В соответствии с данным иллюстративным вариантом выполнения ось X проходит параллельно центральной линии установки, как показано на фиг. 4. Таким образом, положительное значение X координаты откладывается по оси в направлении задней части, например в направлении выпускного конца осевого компрессора. Положительное значение Y координаты откладывается по периферии в направлении вращения установки против часовой стрелки. Положительное значение Z координаты откладывается радиально наружу по направлению к концу аэродинамической части 204, т.е. по направлению к неподвижному корпусу 108 компрессора. Исключительно для удобства отсчета установлено начало координат, находящееся на пересечении аэродинамической части 204 и платформы 200 вдоль оси установки, как показано на фиг. 4. В данных иллюстративных вариантах выполнения аэродинамической части начало координат определено как отсчетное сечение, в котором значение Z координаты в нижеприведенной Таблице 1 составляет 416,97 мм, что представляет собой заранее заданное расстояние от центральной линии турбоустановки или ротора.
Ниже в Таблице 1 приведены значения координат, определяющие поверхность роторной лопатки 102 в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.
Figure 00000001
Figure 00000002
Figure 00000003
Figure 00000004
Figure 00000005
Figure 00000006
Figure 00000007
Figure 00000008
Figure 00000009
Figure 00000010
Figure 00000011
Figure 00000012
Figure 00000013
Figure 00000014
Figure 00000015
Figure 00000016
[0023] В соответствии с иллюстративными вариантами выполнения при изготовлении роторной лопатки 102 в соответствии со значениями, приведенными выше в Таблице 1, толщина лопатки 102 непрерывно изменяется по ее высоте с обеспечением, например, смещения резонансной частоты, соответствующей перемещению лопатки 102, например, для повышения проектного запаса по усталости. Данное изменение толщины видно, например, из графика, который показан на фиг.5 и на котором в первой области, ближайшей к платформе 200 роторной лопатки, начиная от приблизительно 2,21% высоты лопатки (т.е. сразу выше радиуса галтели лопатки) и до приблизительно 60% высоты лопатки, максимальная толщина лопатки 102 в соответствии с данным иллюстративным вариантом выполнения может быть описана следующей линейной функцией:
Tmax=-0,8646*h+1,1087 (где h - процент от высоты лопатки). В следующей области, соответствующей промежутку от 60% до 80% высоты лопатки, максимальная толщина лопатки 102 изменяется в соответствии со следующей линейной функцией:
Tmax=-1,0209*h+1,2058 (где h - процент от высоты лопатки). В следующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки (т.е. до свободного конца лопатки), максимальная толщина лопатки 102 изменяется в соответствии со следующей линейной функцией:
Tmax=-0,7618*h+0,9985 (где h - процент от высоты лопатки).
[0024] Таким образом, из графика, который показан на фиг.5 и на котором функция 500 отображает толщину лопатки в зависимости от ее высоты для иллюстративного варианта выполнения, а функция 502 отображает тот же параметр для базовой конструкции, видно, что иллюстративные варианты выполнения обеспечивают более толстую роторную лопатку приблизительно на первых 75% высоты лопатки (где функции пресекаются) и далее более тонкую лопатку относительно базовой конструкции. Однако следует понимать, что данные функции являются иллюстративными и что возможны некоторые отклонения от значений, приведенных в Таблице 1, как изложено ниже.
[0025] Специалистам должно быть понятно, что в Таблице 1 приведены данные, достаточные для полного определения формы аэродинамической части 204 лопатки в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения. Например, путем задания значений Х координаты и Y координаты в выбранных местоположениях в направлении Z, перпендикулярном плоскости X-Y, может быть однозначно определено сечение профиля аэродинамической части 204 лопатки для каждого расстояния Z по длине указанной части. Путем соединения точек, соответствующих значениям Х и Y, плавной непрерывной дугой может быть получено сечение каждого профиля части 204 для каждого расстояния Z. Аэродинамические профили в различных местах поверхности между расстояниями Z задаются путем плавного соединения смежных сечений профиля от одного к другому с получением, таким образом, профиля аэродинамической части 204. Значения, приведенные выше в Таблице 1, представляют профили аэродинамической части в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения при окружающих, нерабочих или негорячих условиях для аэродинамической части без покрытия.
[0026] Приведенные в Таблице 1 значения рассчитаны и приведены с точностью до двух десятичных знаков для определения профиля аэродинамической части 204. Существуют стандартные производственные допуски, а также покрытия, которые должны учитываться при создании фактического профиля аэродинамической части лопатки. Соответственно, специалистам должно быть понятно, что значения для профиля, приведенные в Таблице 1, представлены для номинальной аэродинамической части 204. Таким образом, следует понимать, что фактические значения, соответствующие данным иллюстративным вариантам выполнения, не ограничены точными значениями, приведенными в Таблице 1, а также охватывают диапазон значений в окрестности конкретных значений, приведенных в таблице.
[0027] Например, к охватываемым значениям должны относиться значения, большие или меньшие на величину стандартных производственных допусков и/или большие или меньшие на величину толщин любого покрытия, используемого на аэродинамической части 204. Следовательно, расстояние около +/-1,0 мм по нормали к любому местоположению поверхности вдоль аэродинамического профиля определяет оболочку аэродинамического профиля для конструкции аэродинамической части роторной лопатки и компрессора в соответствии с данными иллюстративными вариантами выполнения. Другими словами, расстояние около +/-1,0 мм, предпочтительно около +/-0,5 мм, по нормали к любому местоположению поверхности вдоль аэродинамического профиля определяет диапазон отклонения между точками, измеренными на фактической аэродинамической поверхности при номинальной низкой или комнатной температуре, и идеальным положением этих точек при той же температуре в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения.
[0028] Кроме того, специалистам должно быть понятно, что форма аэродинамических частей 204 в соответствии с данными иллюстративными вариантами выполнения также изменяется от состояния их формы при низкой или комнатной температуре до состояния нагретой формы при их введении в эксплуатацию в газотурбинной установке. При нагревании аэродинамической части 204 во время ее эксплуатации напряжение и температура вызывают изменение значений X, Y, Z, соответствующих низкой или комнатной температуре и приведенных в Таблице 1. Таким образом, иллюстративные варианты выполнения дополнительно предполагают включение отклонений, связанных с нагреванием части 204 во время нормальной эксплуатации.
[0029] Аэродинамическая часть лопатки, имеющая форму в соответствии с иллюстративными вариантами выполнения, может применяться в роторе первой ступени. Значения координат X, Y и Z приведены в миллиметрах, однако возможно использование других единиц измерения при соответствующем преобразовании значений. Эти значения исключают области галтели платформы.
[0030] Предполагается, что вышеприведенные примеры вариантов выполнения являются во всех отношениях иллюстративными, а не ограничивающими данное изобретение. Таким образом, при реализации данного изобретения возможно выполнение различных изменений, которые могут быть очевидны специалисту из описания, приведенного в данном документе. Предполагается, что все такие изменения и модификации находятся в рамках объема и сущности данного изобретения, определенных нижеследующей формулой изобретения. Никакой элемент, действие или указание, используемые в описании данного изобретения, не должны рассматриваться как важные или существенные для изобретения, если это четко не указано при описании. Кроме того, используемые в данном документе формы единственного числа подразумевают наличие одного или более элементов.

Claims (10)

1. Роторная лопатка, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами образуют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.
2. Роторная лопатка по п. 1, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
3. Роторная лопатка по п. 1, в которой ее максимальная толщина (Tmax), начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки,
указанная максимальная толщина в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки, и
указанная максимальная толщина во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты роторной лопатки, описывается выражением Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
4. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина (Tmax) указанной роторной лопатки, начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты роторной лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки.
5. Роторная лопатка по п. 4, имеющая номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки.
6. Роторная лопатка по п. 5, в которой указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
7. Турбоустановка, содержащая приводной вал, по меньшей мере одно роторное колесо, разнесенные по периферии роторные лопатки, установленные на роторном колесе, статор и разнесенные по периферии статорные лопатки, прикрепленные к статору,
причем по меньшей мере одна из указанных роторных лопаток и статорных лопаток дополнительно имеет платформу, корневую часть, присоединенную к платформе, и поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму, при этом толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток изменяется в зависимости от высоты лопатки в соответствии с тремя различными линейными функциями,
при этом по меньшей мере одна из роторных лопаток и статорных лопаток имеет номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, причем координаты X и Y обозначают выраженные в миллиметрах расстояния, которые при соединении плавными непрерывными дугами определяют сечения профиля аэродинамической части лопатки на каждом расстоянии Z, выраженном в миллиметрах, при этом указанные сечения профиля на расстояниях Z плавно соединены друг с другом с образованием полной формы аэродинамической части лопатки, а указанный номинальный профиль поверхности, по существу соответствующий декартовым координатам X, Y и Z, приведенным в Таблице 1, охватывает точки в пределах +/-1 мм в направлении по нормали к любой поверхности полной формы аэродинамической части лопатки.
8. Турбоустановка по п. 7, в которой максимальная толщина (Tmax) по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток, начиная от приблизительно 2,21% и до приблизительно 60% высоты лопатки, описывается первой из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,8646*h+1,1087, где h - процент от высоты лопатки,
указанная максимальная толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток в первой последующей области, соответствующей промежутку от приблизительно 60% до приблизительно 80% высоты лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки, и
указанная максимальная толщина указанной по меньшей мере одной из роторных лопаток и статорных лопаток во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
9. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина роторной лопатки в первой последующей области, соответствующей промежутку от 60% до 80% высоты лопатки, описывается второй из указанных трех линейных функций как Tmax=-1,0209*h+1,2058, где h - процент от высоты лопатки.
10. Роторная лопатка, имеющая
платформу,
корневую часть, присоединенную к платформе, и
поверхность, оканчивающуюся в концевой части и имеющую в поперечном сечении аэродинамическую форму,
причем толщина роторной лопатки изменяется в зависимости от ее высоты в соответствии с тремя различными линейными функциями,
причем максимальная толщина роторной лопатки во второй последующей области, соответствующей промежутку от 80% до 100% высоты лопатки, описывается третьей из указанных трех линейных функций как Tmax=-0,7618*h+0,9985, где h - процент от высоты лопатки.
RU2011135181/06A 2010-08-25 2011-08-24 Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка RU2581501C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ITCO2010A000045 2010-08-25
ITCO2010A000045A IT1401661B1 (it) 2010-08-25 2010-08-25 Forma di profilo areodinamico per compressore.

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011135181A RU2011135181A (ru) 2013-02-27
RU2581501C2 true RU2581501C2 (ru) 2016-04-20

Family

ID=43735310

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011135181/06A RU2581501C2 (ru) 2010-08-25 2011-08-24 Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8882456B2 (ru)
EP (1) EP2423436B1 (ru)
JP (1) JP6055172B2 (ru)
KR (1) KR101819240B1 (ru)
CN (1) CN102384103B (ru)
CA (1) CA2749488A1 (ru)
IT (1) IT1401661B1 (ru)
RU (1) RU2581501C2 (ru)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9297259B2 (en) * 2012-06-14 2016-03-29 Alstom Technology Compressor blade
US8961119B2 (en) * 2012-06-19 2015-02-24 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8926287B2 (en) * 2012-06-19 2015-01-06 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
DE102013008145A1 (de) * 2013-05-14 2014-11-20 Man Diesel & Turbo Se Laufschaufel für einen Verdichter und Verdichter mit einer solchen Laufschaufel
US9845684B2 (en) 2014-11-25 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with stepped spanwise thickness distribution
US10385697B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the fourth stage of a turbine
US10458245B2 (en) * 2016-07-13 2019-10-29 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the third stage of a turbine
US10385698B2 (en) * 2016-07-13 2019-08-20 Safran Aircraft Engines Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the sixth stage of a turbine
US10287886B2 (en) * 2016-09-22 2019-05-14 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor rotor blade
US10087952B2 (en) * 2016-09-23 2018-10-02 General Electric Company Airfoil shape for first stage compressor stator vane
GB201702382D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
GB201702384D0 (en) 2017-02-14 2017-03-29 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fan blade
US10436034B2 (en) * 2017-05-15 2019-10-08 General Electric Company Airfoil shape for a turbine rotor blade
CN107829985B (zh) * 2017-09-28 2019-09-10 中国航发动力股份有限公司 一种航空发动机风扇叶片固有频率的修正方法
GB201813666D0 (en) * 2018-08-22 2018-10-03 Rolls Royce Plc Fan blade
US11421702B2 (en) * 2019-08-21 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Impeller with chordwise vane thickness variation
US20210381385A1 (en) * 2020-06-03 2021-12-09 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor
US11441427B1 (en) * 2021-04-30 2022-09-13 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils
US11519272B2 (en) * 2021-04-30 2022-12-06 General Electric Company Compressor rotor blade airfoils

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU165038A1 (ru) * Рабочая лопатка колеса центростремительнойтурбины
EP1754859A2 (en) * 2005-08-16 2007-02-21 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
RU2363861C2 (ru) * 2004-07-06 2009-08-10 Спал Аутомотиве С.Р.Л. Осевой вентилятор

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2536365A1 (fr) * 1982-11-18 1984-05-25 Onera (Off Nat Aerospatiale) Pale pour propulseur d'aeronef
US5980209A (en) 1997-06-27 1999-11-09 General Electric Co. Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization
EP0894558A1 (de) * 1997-07-29 1999-02-03 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel
US6761535B1 (en) * 2003-04-28 2004-07-13 General Electric Company Internal core profile for a turbine bucket
ITMI20041804A1 (it) * 2004-09-21 2004-12-21 Nuovo Pignone Spa Pala di un rutore di un primo stadio di una turbina a gas
FR2891594A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Aube de compresseur a sommet chanfreine
ITMI20060340A1 (it) * 2006-02-27 2007-08-28 Nuovo Pignone Spa Pala di un rotore di un secondo stadio di un compressore
ITMI20060341A1 (it) * 2006-02-27 2007-08-28 Nuovo Pignone Spa Pala di un rotore di un non stadio di un compressore
US7572105B2 (en) 2006-10-25 2009-08-11 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8057188B2 (en) * 2008-05-21 2011-11-15 Alstom Technologies Ltd. Llc Compressor airfoil
US8038411B2 (en) 2008-07-14 2011-10-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor turbine blade airfoil profile
FR2935016A1 (fr) * 2008-08-13 2010-02-19 Snecma Profil aerodynamique optimise pour une aube de turbine
US8573945B2 (en) * 2009-11-13 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Compressor stator vane

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU165038A1 (ru) * Рабочая лопатка колеса центростремительнойтурбины
RU2363861C2 (ru) * 2004-07-06 2009-08-10 Спал Аутомотиве С.Р.Л. Осевой вентилятор
EP1754859A2 (en) * 2005-08-16 2007-02-21 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils

Also Published As

Publication number Publication date
US8882456B2 (en) 2014-11-11
RU2011135181A (ru) 2013-02-27
CA2749488A1 (en) 2012-02-25
CN102384103B (zh) 2015-12-16
ITCO20100045A1 (it) 2012-02-26
KR101819240B1 (ko) 2018-01-16
JP2012047175A (ja) 2012-03-08
EP2423436A2 (en) 2012-02-29
IT1401661B1 (it) 2013-08-02
JP6055172B2 (ja) 2016-12-27
EP2423436A3 (en) 2014-06-11
US20120051901A1 (en) 2012-03-01
EP2423436B1 (en) 2016-06-01
KR20120019399A (ko) 2012-03-06
CN102384103A (zh) 2012-03-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2581501C2 (ru) Роторная лопатка (варианты) и турбоустановка
RU2614423C2 (ru) Лопатка компрессора, имеющая аэродинамическую часть заданного профиля, лопатка компрессора, имеющая аэродинамическую часть со стороной пониженного давления заданного профиля, и компрессор
RU2614554C2 (ru) Лопатка компрессора, имеющая аэродинамическую часть заданного профиля, лопатка компрессора, имеющая аэродинамическую часть со стороной пониженного давления заданного профиля, и компрессор
US9074483B2 (en) High camber stator vane
US8961119B2 (en) Airfoil shape for a compressor
US8936441B2 (en) Airfoil shape for a compressor
EP2689108B1 (en) Compressor airfoil with tip dihedral
EP2820279B1 (en) Turbomachine blade
US8113786B2 (en) Stator vane profile optimization
US10215189B2 (en) Compressor blade for a gas turbine engine
US20130336777A1 (en) Airfoil shape for a compressor
EP2236773A2 (en) Variable stator vane contoured button
US20130224004A1 (en) Radial Diffuser Vane for Centrifugal Compressors
WO2012134833A2 (en) High camber compressor rotor blade
JP2007064221A (ja) 静翼輪郭の最適化
US20140248154A1 (en) Blade of a row of rotor blades or stator blades for use in a turbomachine
US8777564B2 (en) Hybrid flow blade design
US10273975B2 (en) Compressor blade for a gas turbine engine
US10197066B2 (en) Compressor blade for a gas turbine engine
US20230184121A1 (en) Sub-assembly for a low-pressure compressor of an aircraft turbine engine

Legal Events

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

Effective date: 20190825