RU2626871C2 - Лопатка ротора для газотурбинного двигателя (варианты) - Google Patents

Лопатка ротора для газотурбинного двигателя (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2626871C2
RU2626871C2 RU2014138932A RU2014138932A RU2626871C2 RU 2626871 C2 RU2626871 C2 RU 2626871C2 RU 2014138932 A RU2014138932 A RU 2014138932A RU 2014138932 A RU2014138932 A RU 2014138932A RU 2626871 C2 RU2626871 C2 RU 2626871C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
groove
dovetail
rotor blade
rotor
length
Prior art date
Application number
RU2014138932A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014138932A (ru
Inventor
Оливье Жак ЛАМИК
Фернандо Мануэль Ибарра ЭСПАРРАГОСА
Пол Фрэнсис НОРТОН
Джеремайя Уисли КИ
Original Assignee
Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед
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 Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед filed Critical Соулар Тёрбинз Инкорпорейтед
Publication of RU2014138932A publication Critical patent/RU2014138932A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2626871C2 publication Critical patent/RU2626871C2/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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • 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
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave

Landscapes

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

Abstract

Группа изобретений относится к газотурбинному двигателю, а именно к вариантам выполнения лопатки его ротора. Лопатка ротора содержит аэродинамический профиль, основание, неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем, и замок, неразъемно соединенный с основанием и устанавливаемый в паз в ступице ротора газотурбинного двигателя. Замок содержит ласточкин хвост, шейку между основанием и ласточкиным хвостом и канавку, образованную в шейке. Ласточкин хвост включает контактную поверхность, выполненную с возможностью контактировать с поверхностью паза для удерживания лопатки ротора в ступице. Канавка обеспечивает изменение направления напряжений в лопатке ротора и расположена на расстоянии от контактной поверхности. Канавка начинается со стороны задней кромки лопатки ротора и продолжается к стороне передней кромки лопатки ротора и имеет исходную ненулевую глубину у стороны задней кромки и постепенно сужается до нулевой глубины в направлении передней кромки. В другом варианте выполнения лопатки ротора канавка определена поверхностью цилиндра, пересекающего шейку у исходной ненулевой глубины и имеющего продольную ось под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста, причем радиус цилиндра больше исходной ненулевой глубины. Группа изобретений позволяет повысить надежность лопатки ротора газотурбинного двигателя за счет уменьшения трещинообразования и изнашивания на поверхности замка лопатки. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится, в общем, к газотурбинным двигателям и, в частности, к лопатке ротора газотурбинного двигателя, имеющей канавку для изменения направления напряжений в лопатке ротора.
Уровень техники
Газотурбинные двигатели включают в себя многоступенчатый осевой компрессор, который сжимает воздух, смешивает сжатый воздух с топливом и воспламеняет смесь сжатый воздух/топливо для образования горячих продуктов горения, которые движутся далее в направлении технологического потока через турбину высокого давления, которая вырабатывает используемую энергию. Каждая ступень компрессора обычно включает в себя ряд лопаток ротора компрессора, продолжающихся радиально наружу от опорной ступицы ротора. Каждая лопатка включает в себя аэродинамический профиль, по которому течет сжимаемый воздух.
Высокая частота вращения, с которой ступица компрессора вращается во время эксплуатации, генерирует весьма значительные центробежные силы, которые вызывают напряжения в лопатках ротора. Со временем напряжения могут повредить лопатки ротора, что потребует их замены. Соответственно, лопатки ротора обычно являются съемными, так чтобы их можно было заменить без замены ступицы или других частей газотурбинного двигателя. Например, лопатки ротора обычно имеют на нижней стороне замок с ласточкиным хвостом, предназначенный для зацепления с сопрягаемым пазом в виде ласточкина хвоста на периметре ступицы ротора. Ласточкин хвост имеет поверхности нагнетания, которые входят в зацепление с соответствующими внутренними поверхностями паза для удерживания лопатки в пазе против воздействия направленной наружу центробежной силы, генерируемой вращающейся ступицей. Обычно ласточкин хвост является ласточкиным хвостом с осевым входом, который входит в зацепление с пазом в направлении оси газотурбинного двигателя, или ласточкиным хвостом с периферическим входом, который входит в зацепление с пазом в направлении, перпендикулярном оси газотурбинного двигателя.
Для увеличения срока службы ступицы ротора и/или самих лопаток ротора разработаны различные способы. Один такой способ описывается в американском патенте №6,033,185, Lammas et al., выданном 7 марта 2000 г. (патент '185). Согласно патенту '185 максимальные напряжения на ласточкином хвосте первоначально могут возникать у шейки ласточкина хвоста в начале срока службы лопатки, но затем в середине срока службы они перемещаются к наружным кромкам поверхностей нагнетания. В патенте '185 указывается, что этот переход в середине срока эксплуатации при максимальных напряжениях может привести к уменьшению оставшегося срока службы ласточкина хвоста лопатки.
Для предполагаемого решения этой проблемы в патенте '185 предлагается лопатка ротора с периферическим входом, которая включает в себя поднутрения в поверхностях нагнетания выступа в виде ласточкина хвоста. Согласно патенту '185 эти поднутрения создают концентрацию напряжений в шейке лопатки ротора, что первоначально увеличивает максимальные напряжения, воздействующие на наружные кромки поверхностей нагнетания ласточкиного хвоста лопатки в начале эксплуатации (до ослабления качества сухой смазки), но значительно уменьшает максимальные напряжения, которые могли бы возникнуть после износа сухой смазки во время эксплуатации после истечения середины срока службы. В патенте '185 объясняется, что это соотношение увеличивает срок службы лопатки ротора. Поднутрение, аналогичное поднутрению, описанному в патенте '185, также описывается в ASM Handbook, том 19 (1996 г.), S. J. Shaffer et al., Фреттинг-усталость.
Раскрытие изобретения
Задачей изобретения является увеличение срока службы лопатки ротора.
Технический результат, обеспечиваемый изобретением, заключается в уменьшении образования трещин и/или изнашивания, которые могут возникать на поверхности участка замка (и, в частности, рядом с границей между участком шейки и участком в виде ласточкина хвоста).
Один аспект настоящего изобретения относится к лопатке ротора для газотурбинного двигателя. В варианте выполнения лопатка ротора включает в себя аэродинамический профиль, основание, неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем, и замок, неразъемно соединенный с основанием и устанавливаемый в паз в ступице ротора газотурбинного двигателя. Замок содержит ласточкин хвост, включающий в себя, по меньшей мере, одну контактную поверхность, которая, когда замок установлен в паз, контактирует с поверхностью паза для удерживания лопатки ротора в ступице, и шейку между основанием и ласточкиным хвостом. Кроме того, замок включает в себя канавку, образованную в шейке, для изменения направления напряжений в лопатке ротора, при этом канавка находится на расстоянии, по меньшей мере, от одной контактной поверхности. Аэродинамический профиль имеет заднюю кромку и переднюю кромку. Канавка начинается со стороны задней кромки лопатки ротора, продолжается к стороне передней кромки лопатки ротора, имеет исходную ненулевую глубину у стороны задней кромки и постепенно сужается до нулевой глубины в направлении передней кромки.
Длина канавки меньше длины ласточкина хвоста.
Длина канавки может быть меньше 1/3 длины ласточкина хвоста.
Канавка определяется поверхностью цилиндра, пересекающего шейку у исходной ненулевой глубины и имеющего продольную ось под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста; и радиус цилиндра больше исходной ненулевой глубины.
Канавка имеет постоянный радиус кривизны и является линейной с продольной осью, заданной под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста.
Еще один аспект изобретения относится к лопатке ротора для газотурбинного двигателя. Лопатка ротора содержит аэродинамический профиль, включающий в себя переднюю кромку и заднюю кромку, основание, неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем, и замок, неразъемно соединенный с основанием и установленный в паз в ступице ротора газотурбинного двигателя. Замок содержит ласточкин хвост, включающий в себя, по меньшей мере, одну контактную поверхность, которая, когда замок вставлен в паз, контактирует с поверхностью паза для удерживания лопатки ротора, и шейку между основанием и ласточкиным хвостом. Замок также включает в себя канавку, образованную в шейке, для изменения направления напряжений в лопатке ротора. Канавка начинается со стороны задней кромки лопатки ротора, продолжаться к стороне передней кромки лопатки ротора. Кроме того, канавка имеет исходную ненулевую глубину у стороны задней кромки и сужается до нулевой глубины в направлении передней кромки. Канавка расположена на расстоянии, по меньшей мере, от одной контактной поверхности, определяется поверхностью цилиндра, пересекающего шейку у исходной ненулевой глубины и имеющего продольную ось под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста, причем радиус цилиндра больше исходной ненулевой глубины.
Длина канавки может быть меньше 1/3 длины ласточкина хвоста, и канавка имеет постоянный радиус кривизны и является линейной с продольной осью, заданной под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста.
Краткое описание чертежей
Фиг. 1 - пример газотурбинного двигателя согласно описываемым вариантам выполнения;
Фиг. 2 - пример ротора в сборе газотурбинного двигателя согласно описываемым вариантам выполнения; и
Фиг. 3-6 - лопатка ротора, имеющая канавку согласно описываемым вариантам выполнения.
Осуществление изобретения
На Фиг. 1 показан пример газотурбинного двигателя 100 согласно описанным вариантам выполнения. Газотурбинный двигатель 100 может использоваться в стационарной или передвижной машине любого типа, предназначенной для выполнения поставленной задачи. Например, газотурбинный двигатель 100 может быть частью генераторной установки, генерирующей электроэнергию для электросети. В других вариантах выполнения газотурбинный двигатель 100 может приводить в действие насос или другое устройство. В других вариантах выполнения газотурбинный двигатель 100 может быть источником энергии землеройных машин, локомотивов, морских судов, самолетов и передвижных средств любого типа.
Как показано, газотурбинный двигатель 100 может иметь, помимо других систем, компрессорную систему 102, систему 104 камеры сгорания, газотурбинную систему 106 и выхлопную систему 108. В общем, компрессорная система 102 собирает воздух через воздухозаборник 110 и последовательно сжимает воздух в одной и нескольких последовательно расположенных ступенях 112 компрессора. Как описано ниже, каждая ступень 112 компрессора может включать в себя ротор, содержащий множество лопаток 114 ротора, прикрепленных к ступице, которая крепится к поворотному валу 116 газотурбинного двигателя 100. Когда лопатки 114 вращаются вокруг вала 116, всасываемый воздух сжимается высоким давлением и направляется в систему 104 камеры сгорания.
Газообразное топливо и/или жидкое топливо направляются в систему 104 камеры сгорания по трубопроводу 118 газообразного топлива и/или трубопроводу жидкого топлива 120, соответственно. Топливо смешивается со сжатым воздухом в топливных форсунках 122 и сгорает в камере 124 сгорания системы 104 камеры сгорания.
Во время сгорания топлива в камере 124 сгорания образуются продукты сгорания, имеющие высокие давление, температуру и скорость. Эти продукты сгорания направляются в газотурбинную систему 106. В газотурбинной системе 106 продукты сгорания высокого давления расширяются возле лопаток 126 турбины для вращения колес 128 турбины с образованием механической энергии, которая приводит в движение поворотный вал 116. Отработанные продукты сгорания затем выбрасываются в атмосферу через выхлопную систему 108. Как показано на Фиг. 1, сжатый воздух, в общем, может протекать в направлении F параллельно поворотному валу 116, которое определяет продольную ось газотурбинного двигателя 100.
На Фиг. 2 показан ротор 200 в сборе, связанный с одной или несколькими ступенями 112 компрессора (Фиг. 1). Как показано, ротор 200 в сборе может включать в себя множество лопаток 2020 ротора, устанавливаемых в поворотной ступице 204, которая вращается вокруг поворотного вала 116 (Фиг. 1). Во время эксплуатации ступица 204 может вращаться с поворотным валом 116 в направлении R, вынуждая сжатый воздух протекать в направлении F (т.е. параллельно оси газотурбинного двигателя 100), в общем, нормально к плоскости R вращения. Соответственно, каждая лопатка 202 ротора может иметь боковую стенку 206 всасывания на стороне низкого давления лопатки 202 ротора, а также боковую стенку 208 нагнетания на стороне высокого давления лопатки 202 ротора. Кроме того, каждая лопатка 202 ротора может иметь переднюю кромку 210, расположенную впереди относительно направления F потока, и заднюю кромку 212, расположенную сзади относительно направления F потока.
На Фиг. 2 также показано, что каждая лопатка 202 ротора может иметь выступ 214 в виде ласточкина хвоста, который вставляется со скольжением в соответствующий паз 216 во втулке 204 для крепления лопатки 202 ротора к ступице 204. В варианте выполнения, показанном на Фиг. 2, пазы 216 могут быть «осевыми» пазами в том смысле, что лопатки 202 ротора крепятся к ступице 204 посредством перемещения со скольжением их выступов 214 в виде ласточкина хвоста в пазы 216, в общем, в направлении F потока.
На Фиг. 3 показан детальный вид лопатки 202 ротора. Как показано на фигуре, лопатка 202 ротора может включать в себя участок 300 аэродинамического профиля, участок основания (или полку) 302 и участок 304 замка. Участок 300 аэродинамического профиля может включать в себя участок лопатки 202 ротора, который во время эксплуатации сжимает воздух внутри газотурбинного двигателя 100. В варианте выполнения участок 300 аэродинамического профиля может начинаться у верхней поверхности участка 302 основания и продолжаться до противоположного конца лопатки 202 ротора. Поверхность участка 302 основания может быть расположена заподлицо с поверхностью ступицы 204 (Фиг. 2), когда лопатка 202 ротора установлена в пазе 216.
Участок 304 замка может быть участком лопатки 202 ротора, включающим с себя выступ 214 в виде ласточкина хвоста, который перемещается со скольжением в осевом направлении в ступицу 204 (Фиг. 2) для крепления лопатки 202 ротора к ступице 204. Как показано, участок 304 замка может начинаться у нижней стороны участка 302 основания и, когда выступ 214 в виде ласточкина хвоста устанавливается в паз 216, может продолжаться в тело ступицы 204. В варианте выполнения участок 300 аэродинамического профиля, участок 302 основания и участок 304 замка могут быть неразъемно соединены друг с другом как цельный кусок материала.
Во время эксплуатации газотурбинного двигателя 100 вращение ступицы 100 вынуждает лопатку ротора создавать направленную наружу центробежную силу С по длине лопатки в направлении, перпендикулярном поверхности ступицы 204, т.е. радиально наружу от ступицы 204. Центробежная сила С встречается с соответствующей направленной внутрь центробежной силой, создаваемой поверхностью паза 216 (Фиг. 2), которая удерживает лопатку 202 ротора в ступице 204. Эта удерживающая сила создает напряжения в лопатке 202 ротора. Со временем эти напряжения могут вызывать изнашивание и/или образование трещин на поверхности или рядом с поверхностью участка 304 замка, который контактирует с внутренней поверхностью паза 216, что может потребовать замены лопатки 202 ротора (и, вероятно, всех остальных лопаток 202 ротора на ступице 204).
Для решения проблемы изнашивания/образования трещин участок 304 замка лопатка 202 ротора может иметь канавку 306, которая изменяет направление напряжений от поверхности участка 302 основания на большую глубину в тело основания. В варианте выполнения канавка 306 может использоваться лопатках 202 ротора первой ступени компрессора газотурбинного двигателя 100. Однако следует принять к сведению, что канавка 306 может использоваться в любом количестве и/или комбинациях лопаток 202 ротора и/или ступеней компрессора газотурбинного двигателя 100 в зависимости от требуемого внедрения.
На Фиг. 4 и 5 показаны детальные виды участка 304 у замка, если смотреть со стороны задней кромки 212 лопатки 202 ротора. Как показано на этих фигурах, участок 304 замка может включать в себя участок 400 в виде ласточкина хвоста и участок 402 шейки, расположенный над участком 400 в виде ласточкина хвоста. Следует отметить, что участок 402 шейки может быть неразъемно соединен с участком 400 в виде ласточкина хвоста как цельный кусок материала.
Участок 400 в виде ласточкина хвоста может включать в себя выступ 214 в виде ласточкина хвоста лопатки 202 ротора. Как показано на Фиг. 4 и 5, выступ 214 в виде ласточкина хвоста может иметь контактные поверхности 404, которые входят в зацепление с соответствующими противолежащими контактными поверхностями паза 216 для удерживания лопатки 202 ротора в ступице 204 против действия направленной наружу центробежной силы С. В варианте выполнения с ласточкиным хвостом, установленным в осевом направлении, например, показанном на фигурах, одна контактная поверхность 404 может быть расположена на той же стороне, что и боковая стенка 206 всасывания лопатки 202 ротора, и другая контактная поверхность 404 может быть расположена на противоположной стороне, т.е. той же стороне, что и боковая стенка нагнетания лопатки 202 ротора.
Участок 402 шейки может быть расположен между участком 400 в виде ласточкина хвоста и участком 302 основания лопатки 302 ротора. В варианте выполнения, показанном на фигурах, участок 402 шейки не включает в себя никаких контактных поверхностей для удерживания лопатки 202 ротора в пазе 216 против действия направленной наружу центробежной силы С, которая создается посредством вращения ступицы 204. Предпочтительно, как указано выше, противодействующие силы, создаваемые контактными поверхностями 404 в участке 400 в виде ласточкина хвоста, удерживают лопатку 202 ротора в пазе 216.
Канавка 306 может быть расположена внутри участка 402 шейки участка 304 замка лопатки 202 ротора. В варианте выполнения, показанном на фигурах, вся канавка 306 может быть расположена внутри участка 402 шейки, так чтобы канавка 306 не противодействовала соответствующей внутренней контактной поверхности паза 216, когда лопатка 202 ротора вставляется в ступицу 204.
В варианте выполнения, как показано на фигурах, канавка 306 может быть расположена на стороне боковой стенки нагнетания лопатки 202 ротора. Однако в других конфигурациях канавка 306 может быть расположена на стороне боковой стенки всасывания лопатки 202 ротора или как на стороне боковой стенки нагнетания, так и на стороне боковой стенки всасывания лопатки 202 ротора.
На Фиг. 6 показан вид лопатки 202 ротора со стороны боковой стенки 208 нагнетания лопатки 202 ротора. В системе координат, показанной на фигуре, ось z проходит в направлении от выступа 214 в виде ласточкина хвоста к законцовке лопатки 202 ротора, т.е. в направлении длины лопатки 202 ротора; ось х проходит в направлении от стороны задней кромки выступа 214 в виде ласточкина хвоста к стороне передней кромки выступа 214 в виде ласточкина хвоста, т.е. по длине LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста; и ось у проходит в направлении от стороны боковой стенки нагнетания выступа 214 в виде ласточкина хвоста к стороне боковой стенки всасывания выступа 214 в виде ласточкина хвоста, т.е. по ширине WD выступа 214 в виде ласточкина хвоста.
В соответствии с описанными вариантами выполнения канавка 306 может начинаться у стороны задней кромки выступа 214 в виде ласточкина хвоста и может продолжаться к стороне передней кромки по длине LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста. Например, канавка 306 может быть канавкой с «угловым срезом», расположенной у стороны задней кромки выступа 214 в виде ласточкина хвоста. В варианте выполнения длина LG канавки 306 может быть меньше длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста. Другими словами, канавка 306 может продолжаться только на части длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста. Следует принять во внимание, что длина LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста и/или длина LG канавки 306 могут варьироваться в зависимости от конкретного внедрения газотурбинного двигателя 100. Например, если длина LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста составляет 2,5 дюйма (6,35 см), длина LG канавки 306 может составлять примерно 0,75 дюйма (1,90 см) (например, меньше примерно 1/3 длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста). В этом варианте выполнения стандартная ширина WN шейки 402 может составлять примерно 0,455 дюйма (1,2 см).
Как показано на Фиг. 6, в варианте выполнения канавка 306 может иметь постоянный радиус RG кривизны. Радиус RG кривизны канавки 306 может зависеть от множества факторов, таких как размер лопатки 202 ротора, эксплуатационные характеристики газотурбинного двигателя 100 и/или другие характеристики, относящиеся к внедрению газотурбинного двигателя 100. Например, канавка 306 может иметь постоянный радиус RG кривизны 0,095 дюйма (2,41 мм).
В варианте выполнения, показанном на Фиг. 6, канавка 306 также может иметь исходную ненулевую глубину DG у стороны задней кромки участка 402 шейки, т.е. при y=0 по оси у. Исходная ненулевая глубина DG измеряется по оси у от поверхности окружающего участка 402 шейки до дна канавки 306.
Кроме того, как показано на Фиг. 6, канавка 306 может постепенно сужаться от ее исходной ненулевой глубины DG к нулевой глубине, т.е. к поверхности участка 402 шейки. Например, канавка 306 может определяться поверхностью цилиндра, пересекающего участок 402 шейки у исходной ненулевой глубины DG и имеющего продольную ось, заданную под ненулевым углом ФG относительно оси х, т.е. длину LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста. Следует принять во внимание, что угол ФG канавки 306 может зависеть от конкретного внедрения газотурбинного двигателя 100. С учетом показанного выше примера, где длина LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста составляет примерно 2,5 дюйма (6,5 см) и длина LG канавки 306 составляет примерно 0,75 дюйма (1,90 см), угол ФG канавки 306 может составлять 4,2 градуса.
Следует отметить, что радиус RG кривизны канавки 306 может быть таким же, как и исходная глубина DG канавки 306 или может отличаться от исходной глубины DG канавки 306. Как и в случае с другими размерами, значения радиуса RG кривизны канавки 306 и исходной глубины DG канавки 306 могут зависеть от конкретного внедрения газотурбинного двигателя 100. С учетом показанного выше примера, где радиус RG кривизны составляет примерно 0,095 дюйма (2,41 мм), соответствующее значение исходной глубины DG канавки 306 может составлять примерно 0,555 дюйма (1,40 мм) (т.е. меньше радиуса RG кривизны). Следует отметить, что исходная глубина DG канавки 306 и угол ФG канавки 306 могут определять длину LG канавки 306, т.е. расстояние по оси х, на котором канавка 306 не имеет глубины. В этом примере исходная глубина DG канавки 0,055 дюйма (1,40 мм) и угол ФG канавки 4,2 градуса обеспечивают длину LG канавки примерно 0,75 дюйма (1,90 см).
На Фиг. 6 показано, что канавка 306 может быть расположена в участке 402 шейки выше контактной поверхности 404 выступа 214 в виде ласточкина хвоста. На Фиг. 6 границы контактной поверхности 404 очерчены пунктирными линиями. Например, в некоторых вариантах выполнения нижняя кромка канавки 306 может быть расположена на ненулевом расстоянии DC от контактной поверхности 404, измеренном по оси z. Соответственно, в показанном варианте выполнения вся канавка 306 расположена снаружи (т.е., выше) контактной поверхности 404 выступа 214 в виде ласточкина хвоста за счет расстояния DC между контактной поверхностью 404 и канавкой 306. Следует отметить, что расстояние DC канавки 306 от контактной поверхности 404 может зависеть от конкретного внедрения газотурбинного двигателя 100. В качестве примера, соответствующего приведенному выше описанию, канавка 306 может располагаться на расстоянии DC 0,0093 дюйма (0,024 см) от контактной поверхности 404 (по оси z). Однако в других вариантах выполнения между канавкой 306 и контактной поверхностью 304 может не предусматриваться никакого расстояния, т.е. канавка 306 может начинаться от того места, где заканчивается контактная поверхность 404.
Промышленная применимость
Описанная канавка 306 лопатки ротора может использоваться в газотурбинном двигателе, известном из существующего уровня техники. Кроме того, описанная канавка 306 может обеспечивать ряд выгод и преимуществ по сравнению с существующим уровнем техники. Как указано выше, описанная канавка 306 может изменять направление напряжений, создаваемых центробежной силой лопатки 202 ротора, в сторону от поверхности участка 304 замка и на большую глубину в тело основания. Это изменение направления напряжений может уменьшить образование трещин и/или изнашивание, которые могут возникать на поверхности участка 304 замка (и, в частности, рядом с границей между участком 402 шейки и участком 400 в виде ласточкина хвоста). Соответственно, описанная канавка 306 может увеличить срок службы лопатки 202 ротора.
Дополнительные преимущества могут быть внедрены за счет конфигурации описанной канавки 306. Например, как можно понять из приведенного выше описания и чертежей, описанная канавка 306 может иметь неинтрузивную конструкцию по сравнению, например, с глубокими поднутрениями с обеих сторон лопатки ротора, которые продолжаются по всей длине или ширине ласточкина хвоста. Соответственно, описанные варианты выполнения, в которых длина LG канавки 306 меньше длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста; в которых канавка 306 начинается у стороны задней кромки участка 402 шейки лопатки 202 ротора и продолжается к стороне передней кромки участка 402 шейки, но заканчивается после участка (например, меньше примерно 1/3) длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста (например, канавка с «угловым срезом»); в которых канавка 306 имеет исходную ненулевую глубину DG у стороны задней кромки участка 402 шейки и постепенно сужается в направлении стороны передней кромки участка 402 шейки до нулевой глубины перед достижением стороны передней кромки выступа 214 в виде ласточкина хвоста; в которых канавка 306 определяется поверхностью цилиндра, имеющего радиус (т.е. радиус RG кривизны канавки 306), пересекающего участок 402 шейки у исходной ненулевой глубины DG и имеющего продольную ось, заданную под ненулевым углом ФG относительно направления длины LD выступа 214 в виде ласточкина хвоста; в которых длина канавки 306 меньше длины выступа 214 в виде ласточкина хвоста; и/или в которых канавка 306 относительно неглубокая, могут требовать меньшего внедрения в лопатку 202 ротора для получения канавки 306.
Таким образом, наличие описанной канавки 306 может иметь уменьшенное влияние на эксплуатационные характеристики лопатки 202 ротора по сравнению с решениями по существующему уровню техники. Например, наличие канавки 306 может лишь незначительно понизить несущую способность лопатки 202 ротора. Кроме того, такая конструкция может лишь незначительно изменить частотные характеристики вибрации лопатки 202 ротора. Кроме того, такая конструкция может лишь незначительно увеличить средние напряжения, действующие поперек участка 402 шейки лопатки 202 ротора, но уменьшить максимальные общие напряжения в области ласточкина хвоста 214 вместо создания максимальной концентрации напряжений вдоль канавки 306. Соответственно, выполнение канавки 306 в лопатке 202 ротора не может привести к созданию нежелательных и/или неучтенных эффектов в заданной конструкции.
Кроме того, наличие канавки 306 в участке 402 шейки в отличие от поднутрения в контактной поверхности 404 обеспечивает большую площадь поверхности для контактной поверхности 404. Большая площадь поверхности может уменьшать давление и/или трение и, таким образом, износ на контактной поверхности 404 в течение срока службы лопатки 202 ротора.
Специалистам в этой области должно быть понятно, что могут быть выполнены различные модификации и изменения без отклонения от сущности и объема изобретения. Другие варианты выполнения станут понятными специалистам в этой области после изучения описания и применения изобретения. Предполагается, что описание и примеры приводятся только в качестве пояснения, при этом объем описания определяется приведенной ниже формулой изобретения и ее эквивалентами.

Claims (25)

1. Лопатка (202) ротора для газотурбинного двигателя (100), содержащая:
аэродинамический профиль (300);
основание (302), неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем; и
замок (304), неразъемно соединенный с основанием и устанавливаемый в паз (216) в ступице (204) ротора газотурбинного двигателя; замок содержит:
ласточкин хвост (214, 400), включающий в себя, по меньшей мере, одну контактную поверхность (404), которая, когда замок вставлен в паз, контактирует с поверхностью паза для удерживания лопатки ротора в ступице;
шейку (402) между основанием и ласточкиным хвостом и
канавку (306), образованную в шейке, для изменения направления напряжений в лопатке ротора, при этом канавка расположена на расстоянии (DC), по меньшей мере, от одной контактной поверхности, причем аэродинамический профиль имеет заднюю кромку (212) и переднюю кромку (210);
канавка начинается со стороны задней кромки лопатки ротора и продолжается к стороне передней кромки лопатки ротора; и
канавка имеет исходную ненулевую глубину (DG) у стороны задней кромки и постепенно сужается до нулевой глубины в направлении передней кромки.
2. Лопатка ротора по п. 1, в которой длина (LG) канавки меньше длины (LD) ласточкина хвоста.
3. Лопатка ротора по п. 2, в которой длина канавки меньше 1/3 длины ласточкина хвоста.
4. Лопатка ротора по п. 1, в которой:
канавка определяется поверхностью цилиндра, пересекающего шейку у исходной ненулевой глубины и имеющего продольную ось под ненулевым углом относительно направления длины ласточкина хвоста; и
радиус (RG) цилиндра больше исходной ненулевой глубины.
5. Лопатка ротора по п. 1, в которой канавка имеет постоянный радиус (RG) кривизны и канавка является линейной с продольной осью, заданной под ненулевым углом (ФG) относительно направления (LD) длины ласточкина хвоста.
6. Лопатка (202) ротора для газотурбинного двигателя (100), содержащая: аэродинамический профиль (30), включающий в себя переднюю кромку (210) и заднюю кромку (212);
основание (302), неразъемно соединенное с аэродинамическим профилем; и
замок (304), неразъемно соединенный с основанием и устанавливаемый в паз (216) в ступице (204) ротора газотурбинного двигателя; замок содержит:
ласточкин хвост (214, 400), включающий в себя, по меньшей мере, одну контактную поверхность (404), которая, когда замок вставлен в паз, контактирует с поверхностью паза для удерживания лопатки ротора;
шейку (402) между основанием и ласточкиным хвостом и
канавку (306), образованную в шейке, для изменения направления напряжений в лопатке ротора, при этом канавка начинается со стороны задней кромки лопатки ротора, продолжается к стороне передней кромки лопатки ротора, имеет исходную ненулевую глубину (DG) у стороны задней кромки, сужается до нулевой глубины в направлении передней кромки и расположена на расстоянии (DC), по меньшей мере, от одной контактной поверхности, причем канавка определяется поверхностью цилиндра, пересекающего шейку у исходной ненулевой глубины и имеющего продольную ось под ненулевым углом (ФG) относительно направления длины (LD) ласточкина хвоста; радиус (RG) цилиндра больше исходной ненулевой глубины.
7. Лопатка ротора по п. 6, в которой длина (LG) канавки меньше 1/3 длины (LD) ласточкина хвоста.
8. Лопатка ротора по п. 6, в которой:
канавка имеет постоянный радиус (RG) кривизны; и
канавка является линейной с продольной осью, заданной под ненулевым углом (ФG) относительно направления длины ласточкина хвоста.
RU2014138932A 2012-02-27 2013-02-27 Лопатка ротора для газотурбинного двигателя (варианты) RU2626871C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/405,738 2012-02-27
US13/405,738 US9359905B2 (en) 2012-02-27 2012-02-27 Turbine engine rotor blade groove
PCT/US2013/027975 WO2013130570A1 (en) 2012-02-27 2013-02-27 Turbine engine rotor blade groove

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014138932A RU2014138932A (ru) 2016-04-20
RU2626871C2 true RU2626871C2 (ru) 2017-08-02

Family

ID=49003081

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014138932A RU2626871C2 (ru) 2012-02-27 2013-02-27 Лопатка ротора для газотурбинного двигателя (варианты)

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9359905B2 (ru)
CN (1) CN104136719B (ru)
RU (1) RU2626871C2 (ru)
WO (1) WO2013130570A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660985C1 (ru) * 2013-12-06 2018-07-11 Турбомека Ротор с лопатками

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5922370B2 (ja) * 2011-10-20 2016-05-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 動翼支持構造
US9982549B2 (en) * 2012-12-18 2018-05-29 United Technologies Corporation Turbine under platform air seal strip
FR3004227B1 (fr) * 2013-04-09 2016-10-21 Snecma Disque de soufflante pour un turboreacteur
WO2014189888A1 (en) * 2013-05-21 2014-11-27 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine blades and corresponding gas turbine engine
US10458257B2 (en) 2013-12-23 2019-10-29 Safran Aircraft Engines Blade comprising a shank, provided with a depressed portion
FR3015553B1 (fr) * 2013-12-23 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une echasse, munie d'une seule portion en depression
EP3015652A1 (de) 2014-10-28 2016-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine Turbine
US10167724B2 (en) * 2014-12-26 2019-01-01 Chromalloy Gas Turbine Llc Turbine blade platform undercut with decreasing radii curve
US10683765B2 (en) * 2017-02-14 2020-06-16 General Electric Company Turbine blades having shank features and methods of fabricating the same
EP3456924B1 (en) * 2017-09-19 2021-04-21 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly and blade slot for turbo-machines
JP7064076B2 (ja) 2018-03-27 2022-05-10 三菱重工業株式会社 タービン翼及びタービン並びにタービン翼の固有振動数のチューニング方法
GB201901683D0 (en) * 2019-02-07 2019-03-27 Rolls Royce Plc Blade for a gas turbine engine
JP7360971B2 (ja) * 2020-02-19 2023-10-13 三菱重工業株式会社 タービン翼及びタービン
KR102436365B1 (ko) * 2020-08-04 2022-08-25 태형물산 주식회사 반려동물용 사료 자동 공급기
CN114109711B (zh) * 2021-03-30 2023-08-18 李伟德 旋转发电装置及其制造和使用方法
KR20230081267A (ko) 2021-11-30 2023-06-07 두산에너빌리티 주식회사 터빈 블레이드, 이를 포함하는 터빈 및 가스터빈
JP2023160018A (ja) * 2022-04-21 2023-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼及びガスタービン

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1127979A1 (ru) * 1983-02-23 1984-12-07 Предприятие П/Я Р-6837 Рабочее колесо турбомашины
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
US6033185A (en) * 1998-09-28 2000-03-07 General Electric Company Stress relieved dovetail
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
US20080063529A1 (en) * 2006-09-13 2008-03-13 General Electric Company Undercut fillet radius for blade dovetails
US20090297351A1 (en) * 2008-05-28 2009-12-03 General Electric Company Compressor rotor blade undercut

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB191229199A (en) 1912-12-19 1913-09-18 G & J Weir Ltd Improvements in Steam Valves for Steam-driven Direct-acting Pumps.
US2315631A (en) 1942-02-14 1943-04-06 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade locking apparatus
US4191509A (en) 1977-12-27 1980-03-04 United Technologies Corporation Rotor blade attachment
GB2238581B (en) 1989-11-30 1994-01-12 Rolls Royce Plc Improved attachment of a gas turbine engine blade to a turbine rotor disc
US5141401A (en) 1990-09-27 1992-08-25 General Electric Company Stress-relieved rotor blade attachment slot
US5160242A (en) 1991-05-31 1992-11-03 Westinghouse Electric Corp. Freestanding mixed tuned steam turbine blade
DE4435268A1 (de) 1994-10-01 1996-04-04 Abb Management Ag Beschaufelter Rotor einer Turbomaschine
US5836744A (en) * 1997-04-24 1998-11-17 United Technologies Corporation Frangible fan blade
DE19728085A1 (de) 1997-07-02 1999-01-07 Asea Brown Boveri Fügeverbindung zwischen zwei Fügepartnern sowie deren Verwendung
US6183202B1 (en) 1999-04-30 2001-02-06 General Electric Company Stress relieved blade support
US6902376B2 (en) 2002-12-26 2005-06-07 General Electric Company Compressor blade with dovetail slotted to reduce stress on the airfoil leading edge
US6951447B2 (en) 2003-12-17 2005-10-04 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge platform undercut
GB0614518D0 (en) 2006-07-21 2006-08-30 Rolls Royce Plc A fan blade for a gas turbine engine
EP2045444B1 (de) 2007-10-01 2015-11-18 Alstom Technology Ltd Laufschaufel, Verfahren zur Herstellung einer Laufschaufel, sowie Verdichter mit einer solchen Laufschaufel
US8083484B2 (en) 2008-12-26 2011-12-27 General Electric Company Turbine rotor blade tips that discourage cross-flow
DE102009033756A1 (de) 2009-07-17 2011-01-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Axialverdichter, insbesondere für eine Fluggasturbine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1127979A1 (ru) * 1983-02-23 1984-12-07 Предприятие П/Я Р-6837 Рабочее колесо турбомашины
US5435694A (en) * 1993-11-19 1995-07-25 General Electric Company Stress relieving mount for an axial blade
US6033185A (en) * 1998-09-28 2000-03-07 General Electric Company Stress relieved dovetail
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
US20080063529A1 (en) * 2006-09-13 2008-03-13 General Electric Company Undercut fillet radius for blade dovetails
US20090297351A1 (en) * 2008-05-28 2009-12-03 General Electric Company Compressor rotor blade undercut

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2660985C1 (ru) * 2013-12-06 2018-07-11 Турбомека Ротор с лопатками

Also Published As

Publication number Publication date
CN104136719B (zh) 2016-11-09
WO2013130570A1 (en) 2013-09-06
US9359905B2 (en) 2016-06-07
RU2014138932A (ru) 2016-04-20
US20130224036A1 (en) 2013-08-29
CN104136719A (zh) 2014-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2626871C2 (ru) Лопатка ротора для газотурбинного двигателя (варианты)
JP4667787B2 (ja) カウンタ・スタッガ形圧縮機翼形部
JP6514511B2 (ja) ２つの部分スパンシュラウドおよび湾曲したダブテールを有する高翼弦動翼
US7290986B2 (en) Turbine airfoil with curved squealer tip
EP2204542A2 (en) Tilted turbine blade root configuration
US9109455B2 (en) Turbomachine blade tip shroud
US8371816B2 (en) Rotor blades for turbine engines
KR20100080452A (ko) 로터 블레이드
US10633983B2 (en) Airfoil tip geometry to reduce blade wear in gas turbine engines
US10526899B2 (en) Turbine blade having a tip shroud
EP2204536B1 (en) Method of tuning a compressor stator blade.
US20160010475A1 (en) Cantilever stator with vortex initiation feature
EP3722555B1 (en) Turbine section having non-axisymmetric endwall contouring with forward mid-passage peak
US20170254340A1 (en) Airfoil tip geometry to reduce blade wear in gas turbine engines
EP3901413A2 (en) Blades having tip pockets
EP1760268B1 (en) Apparatus for controlling contact within stator assemblies
US20200011188A1 (en) Blade for a gas turbine engine
US10830065B2 (en) Attachment system for a turbine airfoil usable in a gas turbine engine
US11814986B2 (en) Turbine rotor blade, turbine rotor blade assembly, gas turbine, and repair method for gas turbine