RU2626886C2 - Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель - Google Patents

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2626886C2
RU2626886C2 RU2014135419A RU2014135419A RU2626886C2 RU 2626886 C2 RU2626886 C2 RU 2626886C2 RU 2014135419 A RU2014135419 A RU 2014135419A RU 2014135419 A RU2014135419 A RU 2014135419A RU 2626886 C2 RU2626886 C2 RU 2626886C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
sweep
radial height
sweep angle
leading edge
Prior art date
Application number
RU2014135419A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014135419A (ru
Inventor
Фредерик ПУЗАДУ
Беатрис Натали БУА
Жан-Мишель РУ
Флоран ТИЙ
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2014135419A publication Critical patent/RU2014135419A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2626886C2 publication Critical patent/RU2626886C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/183—Two-dimensional patterned zigzag
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя содержит хвостовик, концевую часть, переднюю и заднюю кромки. Передняя кромка лопасти имеет угол стреловидности, больший чем или равный +28° на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 60% до 90% от общей радиальной высоты лопасти, измеренной от ее хвостовика в направлении ее концевой части. Угол стреловидности передней кромки представляет разность, меньшую чем 10° между минимальным углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте минимального угла стреловидности на участке лопасти, лежащем в диапазоне от 20% до 90% от радиальной высоты лопасти, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте, которая на 10% больше, чем упомянутая радиальная высота минимального угла стреловидности. Другие изобретения группы относятся к вентилятору турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю, включающим множество указанных выше лопастей. Группа изобретений позволяет повысить аэродинамические, акустические и механические характеристики лопасти вентилятора турбореактивного двигателя. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к общей области лопастей для вентилятора турбореактивного двигателя. Более конкретно изобретение относится к их форме.
Подготовка лопасти вентилятора турбореактивного двигателя должна удовлетворять различным многофункциональным критериям. Лопасть вентилятора сконструирована, чтобы оптимизировать ее эффективность и ее тягу (в частности, производительность расхода на высокой скорости), в то же время гарантируя ей высокую механическую прочность, в частности, на высоких скоростях вращения, на которых механические напряжения, которым подвергается лопасть, являются самыми жесткими. Конструкция лопасти вентилятора также должна соответствовать целевым значениям шума, определенным в различных рабочих точках, описанным в современных стандартах.
Было предложено множество форм лопастей вентилятора. Они обычно отличаются накапливаемой связью для ведущих кромок своих профилей и изменением угла поворота передней кромки, для улучшения аэродинамических характеристик лопасти и снижения шума, производимого вентилятором. В качестве примера можно упомянуть публикацию ЕР 1452741, которая описывает конкретную повернутую форму лопасти для вентилятора турбореактивного двигателя или компрессора.
Задачей настоящего изобретения является разработка формы лопасти вентилятора, обеспечивающей существенное улучшение аэродинамики по сравнению с предшествующим уровнем техники, в частности характерного расхода, а также механических и акустических характеристик.
Согласно изобретению, эта задача решается лопастью вентилятора турбореактивного двигателя, содержащей хвостовик, концевую часть, переднюю кромку и заднюю кромку, причем передняя кромка лопасти имеет угол стреловидности, больший или равный +28° на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 60% до 90% от общей радиальной высоты лопасти, измеренной от ее хвостовика в направлении ее концевой части, причем угол стреловидности передней кромки имеет разность менее 10° между минимальным углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте минимального угла стреловидности на участке лопасти, лежащем в диапазоне от 20% до 90% от радиальной высоты лопасти, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте, которая на 10% больше, чем упомянутая радиальная высота минимального угла стреловидности, причем угол стреловидности передней кромки является положительным на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 0% до 15% от общей радиальной высоты лопасти. Значение, составляющее по меньшей мере +28° в точке перехода прямой стреловидности, которая соответствует точке передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную для обратного поворота ведущей кромки, позволяет лопасти достигать максимального характерного расхода, превосходящего 210 килограммов в секунду на квадратный метр (кг/с/м2) с существенной работоспособностью для двигателя, то есть ограничивая увеличение угла атаки профилей без ухудшения настраиваемых устройств (изменяемый шаг, сопло, …). Его местоположение выше чем 60% от общей радиальной высоты лопасти выбирается из-за необходимости приспособления напряжений и акустических ограничений, которым подвергается лопасть. Механическое равновесие, требуемое для снижения напряжений при номинальной работе (срок службы области лопасти под каналом ступицы, продолжительные контактные поверхности между лопастью и диском), а также в экстремальных условиях (способность выдерживать заглатывание тяжелых птиц, высокие уровни вибрации), а также ограничения работоспособности, которые предотвращают слишком большое уменьшение хорды на концевом участке, накладывают ограничение на возможную амплитуду колебаний центра тяжести на высоте лопасти, и более того, на нижних 50%, где главным образом присутствуют напряжения. Расположение этой точки передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную для обратного поворота ведущей кромки на радиальной высоте, меньшей чем 90% от общей радиальной высоты лопасти, служит для предотвращения чрезмерной обратной стреловидности в концевых секциях (то есть секциях, близких к корпусу, окружающему вентилятор) относительно нижних секций, чтобы гарантировать аэромеханическую стабильность лопасти.
Более того, ограничение в 10° для разности угла стреловидности передней кромки между радиальной высотой минимального угла стреловидности, расположенного в участке лопасти, лежащем в диапазоне от 20% до 90% от радиальной высоты лопасти, и углом поворота, измеренным на радиальной высоте, которая на 10% больше, чем радиальная высота минимального угла стреловидности, служит для улучшения акустических характеристик лопасти, получаемых за счет существенного уменьшения распространения турбулентности при ее запуске для рабочих точек при неполной тяге. Таким образом, только поведение (в терминах расхода, эффективности и звука) вторичного потока принимается во внимание (где вторичный поток обычно лежит в диапазоне от 20% до 100% от радиальной высоты лопасти).
Изобретение позволяет улучшить аэродинамические, акустические и механические характеристики лопасти.
Стреловидностью называется, по определению, отвод назад (положительная) или вперед (отрицательная) концевой хорды аэродинамической поверхности лопасти лопатки.
Передняя кромка может иметь отрицательный угол стреловидности (то есть стреловидность, направленная вперед) в нижней части лопасти, расположенной в диапазоне от 15% до 50%, причем разность между углом стреловидности передней кромки, составляющая менее 10°, на уровне радиальной высоты, соответствующей точке перехода прямой стреловидности, которая соответствует точке передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную, и которая расположена непосредственно над высотой минимальной стреловидности, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте, на 10% превышает радиальную высоту, соответствующую точке перехода прямой стреловидности. В предпочтительном варианте осуществления изобретения разность между максимальным значением абсциссы центра тяжести секций лопасти, расположенных над минимальной точкой абсциссы, и значением абсциссы центра тяжести секции лопасти, соответствующей минимальной точке абсциссы, меньше или равна 20% осевой хорды лопасти, измеренной в ее хвостовике. Преимущество такой реализации состоит в том, что она ограничивает момент лопасти и уравновешивает его, в частности, чтобы ограничить изгибающие моменты аэродинамического профиля на хвостовике лопасти.
Изобретение также относится к вентилятору турбореактивного двигателя и турбореактивному двигателю, включающему в себя множество лопастей, как определено выше.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения приведены в нижеследующем описании, со ссылкой на прилагаемые чертежи, относящиеся к варианту осуществления, не имеющего ограничивающего характера, на которых:
фиг. 1 изображает частичный вид в продольном сечении секции вентилятора турбореактивного двигателя, содержащего лопасти согласно изобретению;
фиг. 2 - схему определения угла стреловидности;
фиг. 3 - профиль угла стреловидности передней кромки лопасти
согласно изобретению; и
фиг. 4 - проекцию на плоскость меридиана линии, проходящей через центры тяжести секций лопасти согласно изобретению.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Изобретение применимо к любой лопасти вентилятора турбореактивного двигателя, такой как лопасти, показанной на фиг. 1. Этот чертеж показывает фрагмент вентилятора 2 турбореактивного двигателя, содержащего множество лопастей 4 согласно изобретению, которые расположены на одинаковых расстояниях друг от друга вокруг продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя, ориентированной в направлении воздушного потока, проходящего через вентилятор. Каждая лопасть 4 закреплена посредством хвостовика 6 на диске (или ступице) 8, который приводится во вращение вокруг продольной оси Х-Х турбореактивного двигателя в направлении стрелки F. Каждая лопасть может также содержать платформу 10, которая формирует часть внутренней стенки, определяющую внутреннюю сторону канала для потока холодного воздуха 12, проходящего через вентилятор. Стенка 14 корпуса, окружающего вентилятор, формирует наружную стенку, которая определяет наружную сторону того же самого канала.
В приведенном ниже описании для каждой лопасти 4 радиальная ось Z-Z определяется как перпендикуляр к продольной оси Х-Х, проходящий через центр тяжести секции, в которой лопасть пересекает внутреннюю стенку канала холодного воздушного потока. Касательная ось Y-Y (не показанная на чертежах) формирует правую прямоугольную систему координат вместе с осями Х-Х и Z-Z. Как показано на фиг. 1, каждая лопасть 4 содержит множество секций 16, определенных там, где лопасть пересекает плоскости, перпендикулярные радиальной оси Z-Z, с центрами тяжести, которые располагаются вдоль линии центров тяжести Cg.
Каждая лопасть 4 также расположена в радиальном направлении между хвостовиком 18 и концевой частью 20 и в продольном направлении между передней кромкой 22 и задней кромкой 24. Лопасть также закручена от своего хвостовика 18 к своей концевой части с возможностью сжатия холодного воздушного потока 12, проходящего через вентилятор во время работы.
В дальнейшем описании минимальная радиальная высота лопасти, равная 0%, определяется как соответствующая точке пересечения передней кромки лопасти с внутренней стенкой, определяющей внутреннюю сторону канала для холодного воздушного потока, а максимальная радиальная высота лопасти, равная 100%, определяется как соответствующая точка, в которой линия передней кромки радиально находится дальше всего от оси. Согласно изобретению, передняя кромка лопасти образует угол стреловидности, больший чем или равный +28° на участке лопасти, расположенном на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 60% до 90% от общей радиальной высоты лопасти, измеренной от ее хвостовика в направлении ее концевой части.
Как показано на фиг. 2, угол стреловидности обозначает угол, сформированный в точке на передней кромке 22 лопасти 4 между касательной Т к передней кромке и линией W, перпендикулярной вектору
Figure 00000001
относительной скорости; указанная линия W, лежащая в плоскости Р, содержит как касательную Т, так и вектор
Figure 00000002
относительной скорости. Указанный угол измеряется в плоскости Р.
Когда угол, сформированный между вектором
Figure 00000003
(касательная, ориентированная в направлении увеличения радиуса) и вектором
Figure 00000004
(ориентированным в направлении увеличения радиуса), положителен (как показано на фиг. 2), принято считать, что передняя кромка повернута назад. Напротив, когда угол α отрицателен, принято считать, что передняя кромка повернута вперед. Это определение соответствует и идентично определению, приведенному более точно в публикации авторов Leroy Н. Smith и Hsuan Yen, озаглавленной «Sweep and dihedral effects in axial-flow turbomachinery (Поворотные и двугранные эффекты в турбомашиностроении с осевым потоком)» (опубликованной в журнале базового инженерного дела (Journal of Basic Engineering) в сентябре 1963, стр. 401). Все значения, приводимые в настоящей заявке, рассчитываются в соответствии с формулами, подробно показанными в этой публикации.
Линия 26, показанная на фиг. 3, показывает пример того, как угол стреловидности передней кромки лопасти согласно изобретению меняется как функция радиальной высоты вдоль лопасти. В данном варианте осуществления передняя кромка лопасти повернута назад (то есть имеет положительный угол стреловидности) на величину, близкую к +30° для радиальной высоты в диапазоне от 70% до 80%.
Кроме того, в данном изобретении разность δ1 в угле стреловидности передней кромки меньше чем 10° (по абсолютной величине) между углом стреловидности на радиальной высоте Hmin минимального угла стреловидности, который соответствует минимальному значению угла стреловидности и который расположен на участке лопасти, проходящей между 20% и 90% от радиальной высоты лопасти, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте Hmin+10, которая на 10% больше, чем радиальная высота минимального угла стреловидности.
Термин «радиальная высота Hmin минимального угла стреловидности» используется в материалах настоящей заявки, чтобы обозначать радиальную высоту передней кромки лопасти, на которой значение угла стреловидности наименьшее. В варианте осуществления по фиг. 3 эта радиальная высота Hmin минимального угла стреловидности расположена примерно на 40% от общей радиальной высоты лопасти (угол поворота -3° в этой точке является минимальным углом стреловидности по всему участку лопасти, тянущемуся между 20% и 90%).
Кроме того, в варианте осуществления по фиг. 3 разница δ1 в угле стреловидности составляет, по абсолютной величине, приблизительно 5° (угол стреловидности на Hmin: -3°, угол стреловидности на Hmin+10: +2°).
Передняя кромка лопасти также может представлять стреловидность вперед (то есть отрицательный угол стреловидности) в нижней части лопасти, лежащей в диапазоне от 15% до 50%. В варианте осуществления по фиг. 3 угол стреловидности передней кромки, таким образом, является отрицательным для радиальных высот, лежащих в диапазоне от 15% до 45%. Более точно угол стреловидности изначально является положительным между минимальной радиальной высотой лопасти (0%) и радиальной высотой около 15%, и затем он становится отрицательным до радиальной высоты 45% и вновь становится положительным с этой точки.
При таких условиях разность (δ2) между углом стреловидности передней кромки, составляющая менее 10°, на уровне радиальной высоты (Н-), соответствующей точке перехода прямой стреловидности, которая соответствует точке передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную, и которая расположена непосредственно над высотой минимальной стреловидности, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте (Н+), на 10% (по абсолютной величине) превышает радиальную высоту, соответствующую точке перехода прямой стреловидности.
Термин «радиальная высота Н-, соответствующая точке перехода прямой стреловидности, которая соответствует точке передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную» используется в материалах настоящей заявки, чтобы обозначать радиальную высоту передней кромки лопасти, на которой угол стреловидности меняется с отрицательного на положительный. В варианте осуществления по фиг. 3 указанная радиальная высота Н - расположена примерно на 45% от общей радиальной высоты лопасти. Кроме того, в варианте осуществления по фиг. 3 разность δ2 угла стреловидности имеет абсолютное значение около 7° (значение угла стреловидности на Н-: 0°; значение угла стреловидности на радиальной высоте Н+, измеренное на 10% выше Н-: +7°). Фиг. 4 изображает проекцию на меридианную плоскость линии центров тяжести секций лопасти согласно изобретению. Эта линия соединяет вместе продольные (вдоль оси Х-Х) значения абсциссы центров тяжести каждой из секций лопасти. В предпочтительном варианте осуществления изобретения, показанном на фиг. 4, разность δXg вдоль приводной оси Х-Х, ориентированной в направлении воздушного потока, между максимальным продольным значением абсциссы центра тяжести Xg + секций лопасти, расположенных над минимальной продольной точкой абсциссы, и значением в продольном направлении абсциссы центра тяжести Xg - секции лопасти, соответствующей минимальной продольной точкой абсциссы, меньше или равна (по абсолютной величине) 20% осевой хорды лопасти, измеренной в ее секции хвостовика, которая определена пересечением между лопастью и внутренней стенкой канала.
«Хорда» лопасти используется для обозначения прямой линии, соединяющей точки передней кромки и точки задней кромки. Осевая проекция этой хорды на приводную ось Х-Х является осевой хордой. Значение осевой хорды лопасти, измеренное в ее хвостовике, зависит от размера двигателя. В качестве примера оно может составлять около 300 миллиметров (мм). При таких условиях разность может, например, составлять около 45 мм, что намного меньше 20% осевой хорды лопасти, измеренной в ее хвостовике.

Claims (8)

1. Лопасть (4) вентилятора турбореактивного двигателя, содержащая хвостовик (6), концевую часть (20), переднюю кромку (22) и заднюю кромку (24), отличающаяся тем, что:
передняя кромка лопасти имеет угол стреловидности, больший или равный +28° на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 60% до 90% от общей радиальной высоты лопасти, измеренной от ее хвостовика в направлении ее концевой части;
угол стреловидности передней кромки имеет разность (δ1) менее 10° между минимальным углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте (Hmin) минимального угла стреловидности на участке лопасти, лежащем в диапазоне от 20% до 90% от радиальной высоты лопасти, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте (Hmin+10), которая на 10% больше, чем упомянутая радиальная высота минимального угла стреловидности, причем
угол стреловидности передней кромки является положительным на участке лопасти, который расположен на радиальной высоте, лежащей в диапазоне от 0% до 15% от общей радиальной высоты лопасти.
2. Лопасть по п. 1, отличающаяся тем, что передняя кромка имеет отрицательный угол стреловидности в нижней части лопасти, расположенной в диапазоне от 15% до 50%, причем разность (δ2) между углом стреловидности передней кромки, составляет менее 10°, на уровне радиальной высоты (Н-), соответствующей точке перехода прямой стреловидности, которая соответствует точке передней кромки, в которой стреловидность изменяется на обратную, и которая расположена непосредственно над высотой минимальной стреловидности, и углом стреловидности, измеренным на радиальной высоте (Н+), на 10% превышает радиальную высоту, соответствующую точке перехода прямой стреловидности.
3. Лопасть по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что разность между максимальным значением абсциссы центра тяжести Xg + секций лопасти, расположенных над минимальной точкой абсциссы, и значением абсциссы центра тяжести Xg - секции лопасти, соответствующей минимальной точке абсциссы, меньше или равна 20% осевой хорды лопасти, измеренной в ее хвостовике, причем ось соответствует оси вращения (Х-Х), ориентированной в направлении воздушного потока.
4. Вентилятор (2) турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что он включает в себя множество лопастей (4) по любому из пп. 1-3.
5. Турбореактивный двигатель, отличающийся тем, что он включает в себя множество лопастей по любому из пп. 1-3.
RU2014135419A 2012-01-30 2013-01-28 Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель RU2626886C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1250838 2012-01-30
FR1250838A FR2986285B1 (fr) 2012-01-30 2012-01-30 Aube pour soufflante de turboreacteur
PCT/FR2013/050168 WO2013114030A1 (fr) 2012-01-30 2013-01-28 Aube pour soufflante de turboreacteur

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014135419A RU2014135419A (ru) 2016-03-27
RU2626886C2 true RU2626886C2 (ru) 2017-08-02

Family

ID=47754770

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014135419A RU2626886C2 (ru) 2012-01-30 2013-01-28 Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9695695B2 (ru)
EP (1) EP2809883B1 (ru)
JP (1) JP6038180B2 (ru)
CN (1) CN104081005B (ru)
BR (1) BR112014018848B1 (ru)
CA (1) CA2862280C (ru)
FR (1) FR2986285B1 (ru)
RU (1) RU2626886C2 (ru)
WO (1) WO2013114030A1 (ru)

Families Citing this family (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2669474B1 (de) * 2012-06-01 2019-08-07 MTU Aero Engines AG Übergangskanal für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
EP3108116B1 (en) 2014-02-19 2024-01-17 RTX Corporation Gas turbine engine
WO2015126774A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108110B1 (en) 2014-02-19 2020-04-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10495106B2 (en) 2014-02-19 2019-12-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10605259B2 (en) 2014-02-19 2020-03-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126449A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108100B1 (en) 2014-02-19 2021-04-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
WO2015126454A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015126837A1 (en) 2014-02-19 2015-08-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10570916B2 (en) 2014-02-19 2020-02-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10385866B2 (en) 2014-02-19 2019-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108107B1 (en) 2014-02-19 2023-10-11 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
US10519971B2 (en) 2014-02-19 2019-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10557477B2 (en) 2014-02-19 2020-02-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9567858B2 (en) 2014-02-19 2017-02-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US10502229B2 (en) 2014-02-19 2019-12-10 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
WO2015175056A2 (en) 2014-02-19 2015-11-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108123B1 (en) 2014-02-19 2023-10-04 Raytheon Technologies Corporation Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils
EP3108118B1 (en) 2014-02-19 2019-09-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
EP3108109B1 (en) * 2014-02-19 2023-09-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine fan blade
EP3108105B1 (en) 2014-02-19 2021-05-12 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
US9347323B2 (en) 2014-02-19 2016-05-24 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil total chord relative to span
US10330111B2 (en) 2014-04-02 2019-06-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
BR112017020559B1 (pt) * 2015-04-15 2022-11-16 Robert Bosch Gmbh Conjunto de ventilador axial de ponta livre
FR3078101B1 (fr) * 2018-02-16 2020-11-27 Safran Aircraft Engines Turbomachine a bec de separation de flux a profil en serrations
FR3125797A1 (fr) * 2021-07-29 2023-02-03 Safran Aircraft Engines Propulseur pour un aéronef
CN114001259B (zh) * 2021-09-27 2023-12-05 武汉格莱信息科技有限公司 一种网络空间安全云教学系统
DE102021130522A1 (de) * 2021-11-22 2023-05-25 MTU Aero Engines AG Schaufel für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine, aufweisend zumindest eine Schaufel

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
RU2247867C2 (ru) * 2000-02-18 2005-03-10 Дженерал Электрик Компани Корпус компрессора (варианты) и лопатка рабочего колеса компрессора
EP1452741B1 (fr) * 2003-02-27 2007-04-18 Snecma Aube en flèche de turboréacteur
US20070243068A1 (en) * 2005-04-07 2007-10-18 General Electric Company Tip cambered swept blade
US20080107538A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-08 Snecma swept turbomachine blade
US20080148564A1 (en) * 2006-12-22 2008-06-26 Scott Andrew Burton Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4358246A (en) * 1979-07-16 1982-11-09 United Technologies Corporation Noise reduction means for prop-fan and the construction thereof
US5642985A (en) * 1995-11-17 1997-07-01 United Technologies Corporation Swept turbomachinery blade
GB9607316D0 (en) * 1996-04-09 1996-06-12 Rolls Royce Plc Swept fan blade
DE19812624A1 (de) 1998-03-23 1999-09-30 Bmw Rolls Royce Gmbh Rotor-Schaufelblatt einer Axialströmungsmaschine
US6328533B1 (en) * 1999-12-21 2001-12-11 General Electric Company Swept barrel airfoil
GB0701866D0 (en) 2007-01-31 2007-03-14 Rolls Royce Plc Tone noise reduction in turbomachines
DE102007020476A1 (de) * 2007-04-27 2008-11-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Vorderkantenverlauf für Turbomaschinenkomponenten
JP4923073B2 (ja) * 2009-02-25 2012-04-25 株式会社日立製作所 遷音速翼
JP5703750B2 (ja) * 2010-12-28 2015-04-22 株式会社Ihi ファン動翼及びファン

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6071077A (en) * 1996-04-09 2000-06-06 Rolls-Royce Plc Swept fan blade
RU2247867C2 (ru) * 2000-02-18 2005-03-10 Дженерал Электрик Компани Корпус компрессора (варианты) и лопатка рабочего колеса компрессора
EP1452741B1 (fr) * 2003-02-27 2007-04-18 Snecma Aube en flèche de turboréacteur
US20070243068A1 (en) * 2005-04-07 2007-10-18 General Electric Company Tip cambered swept blade
US20080107538A1 (en) * 2006-11-08 2008-05-08 Snecma swept turbomachine blade
US20080148564A1 (en) * 2006-12-22 2008-06-26 Scott Andrew Burton Turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014135419A (ru) 2016-03-27
CN104081005B (zh) 2017-04-26
BR112014018848A8 (pt) 2017-07-11
JP2015509162A (ja) 2015-03-26
FR2986285B1 (fr) 2014-02-14
CN104081005A (zh) 2014-10-01
FR2986285A1 (fr) 2013-08-02
EP2809883B1 (fr) 2022-07-20
CA2862280C (fr) 2020-01-28
BR112014018848B1 (pt) 2022-01-04
CA2862280A1 (fr) 2013-08-08
US20150017012A1 (en) 2015-01-15
EP2809883A1 (fr) 2014-12-10
JP6038180B2 (ja) 2016-12-07
WO2013114030A1 (fr) 2013-08-08
BR112014018848A2 (ru) 2017-06-20
US9695695B2 (en) 2017-07-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2626886C2 (ru) Лопасть вентилятора турбореактивного двигателя, вентилятор турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель
RU2495254C2 (ru) Лопатка рабочего колеса компрессора с переменным эллиптическим соединением
RU2707019C2 (ru) Лопатка ротора газотурбинного двигателя
US7367779B2 (en) LP turbine vane airfoil profile
US9556740B2 (en) Turbine engine blade, in particular for a one-piece bladed disk
US8038411B2 (en) Compressor turbine blade airfoil profile
CN104136757B (zh) 用于翼面的高阶成形的弯曲区域
JP5988994B2 (ja) 積み重ね規則を改善したタービンエンジンブレード
US8317482B2 (en) Swept turbomachine blade
US7419353B2 (en) Blade of a turbomachine with block-wise defined profile skeleton line
KR101541435B1 (ko) 비확개형 압축기 블레이드
RU2354854C1 (ru) Рабочее колесо высокооборотного осевого вентилятора или компрессора
JP2014508895A (ja) 高キャンバーステータベーン
PL198629B1 (pl) Łopatka sprężarki, zwłaszcza do silnika turbogazowego
JP7104379B2 (ja) 軸流型のファン、圧縮機及びタービンの翼の設計方法、並びに、当該設計により得られる翼
US10655471B2 (en) Turbine and gas turbine
US20140241899A1 (en) Blade leading edge tip rib
US11293289B2 (en) Shrouded blades with improved flutter resistance
RU2624677C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с профилем, обеспечивающим улучшенные аэродинамические и механические свойства
RU2727823C2 (ru) Лопатка ротора турбомашины, диск с лопатками, ротор и турбомашина
RU2794951C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя с правилом максимальной толщины с большим запасом прочности при флаттере
RU2792505C2 (ru) Лопатка газотурбинного двигателя, выполненная по правилу прогиба профиля пера, с большим запасом по флаттеру
US20230279777A1 (en) Blisk for a gas turbine
US11255195B1 (en) Airfoil profile
US11377972B1 (en) Airfoil profile

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner