RU2666933C1 - Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель - Google Patents

Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель Download PDF

Info

Publication number
RU2666933C1
RU2666933C1 RU2016128925A RU2016128925A RU2666933C1 RU 2666933 C1 RU2666933 C1 RU 2666933C1 RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A RU 2016128925 A RU2016128925 A RU 2016128925A RU 2666933 C1 RU2666933 C1 RU 2666933C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
blades
rib
assembly according
curve
Prior art date
Application number
RU2016128925A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016128925A (ru
Inventor
Вьаннэ Кристоф Мари МАНЬЕР
Матье Жан Люк ВОЛЛЬБРЕГТ
Гаэтан Жан Мари ЛУПИ
Поль Анри Жозеф МОКЛЭР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2016128925A publication Critical patent/RU2016128925A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2666933C1 publication Critical patent/RU2666933C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/146—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of blades with tandem configuration, split blades or slotted 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
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2250/11—Two-dimensional triangular
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к детали или узлу газотурбинного двигателя, содержащей лопатки и площадку, от которой отходят лопатки. Согласно изобретению площадка (2) имеет между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки неосесимметричную поверхность (S), образующую множество ребер (4) по существу треугольного сечения, расположенных на выходе передней кромки каждой из лопаток, при этом каждое ребро (4) связано с положением атаки и с положением схода на поверхности (S), между которыми расположено ребро (4), при этом: положение атаки находится между 5% и 35% относительной длины хорды лопатки, проходящей между передней кромкой и задней кромкой лопатки; чем больше ребро (4) удалено от спинки второй лопатки, тем больше удалено в осевом направлении положение атаки указанного ребра от передней кромки лопаток. Технический результат: повышение кпд за счет улучшения рабочих характеристик ступени компрессора. 2 н. и 14 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к детали газотурбинного двигателя, содержащей лопатки и площадку, имеющую неосесимметричную поверхность.
Уровень техники
Необходимость постоянного улучшения характеристик оборудования, в частности, авиационного оборудования, например, роторов турбореактивных двигателей (то есть узла, образованного ступицей, на которой закреплены расположенные радиально лопатки, как показано на фиг. 1), в настоящее время требует применения компьютерных инструментов моделирования.
Эти инструменты помогают проектировать детали и позволяют автоматически оптимизировать некоторые из их характеристик путем выполнения большого числа вычислений моделирования.
Поиск оптимальных аэромеханических и/или акустических решений для роторов или статоров приводит сегодня к получению ступиц, имеющих локально неосесимметричную стенку (то есть не круглое сечение в плоскости, перпендикулярной к оси вращения) на уровне проточного тракта, то есть совокупности каналов между лопатками для потока текучей среды (говоря иными словами, межлопаточных сечений), учитывая особые условия на этом уровне. Неосесимметричный проточный тракт образует в основном кольцевую поверхность трехмерного пространства («срез» ступицы).
Вместе с тем, отмечается, что эти геометрические формы еще можно усовершенствовать, в частности, на уровне ступеней компрессора газотурбинного двигателя. Действительно, сопряжения лопатка/стенка остаются местом прохождения вторичных потоков (и, следовательно, значительных потерь на ступенях компрессора) из-за близости стенки, на которой от входа компрессора образуется большой пограничный слой, и в направлении от спинки лопатки к корытцу смежной лопатки возникает градиент давления.
Комбинация этих элементов приводит к подъему текучей среды со слабой энергией на спинке каждой лопатки и на выходе характеризуется большими завихрениями, являющимися источником потерь. Наблюдается также слишком большое отклонение вблизи стенки и недостаточное отклонение вверху.
Поэтому желательно получить новую геометрическую форму, позволяющую исправить эти недостатки, чтобы улучшить характеристики с точки зрения КПД оборудования, не затрагивая при этом ни его работоспособность, ни его механическую прочность.
Раскрытие изобретения
Таким образом, настоящим изобретением предложена деталь или узел газотурбинного двигателя, содержащая(ий) по меньшей мере первую и вторую лопатки и площадку, от которой отходят лопатки, согласно изобретению, площадка имеет между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки неосесимметричную поверхность, образующую множество ребер по существу треугольного сечения, расположенных на выходе передней кромки каждой из лопаток, при этом каждое ребро связано с положением атаки и с положением схода на поверхности, между которыми расположено ребро, при этом:
- положение атаки находится между 5% и 35% относительной длины хорды лопатки, проходящей между передней кромкой и задней кромкой лопатки;
- чем больше ребро удалено от спинки второй лопатки, тем больше удалено в осевом направлении положение атаки указанного ребра от передней кромки лопаток.
Ребро или ребра при такой особой неосесимметричной геометрии поверхности детали позволяют избегать срыва аэродинамического потока.
За счет этого улучшаются рабочие характеристики и КПД компрессорных ступеней.
Согласно другим предпочтительным и не ограничительным отличительным признакам:
- каждое ребро имеет ширину, составляющую от 5% до 20% расстояния между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки;
- в каждом ребре отношение высоты к ширине составляет от 0,3 до 1,3;
- каждое ребро имеет высоту, составляющую от 1 мм до 25 мм;
- высота каждого ребра увеличивается при прохождении вдоль ребра от положения атаки до положения схода;
- каждое ребро имеет траекторию, соответствующую средней скелетной линии первой и второй лопаток;
- положение схода, связанное с каждым ребром, находится между 50% и 105% относительной длины указанной хорды лопатки;
- положения атаки и схода, связанные с каждым ребром, находятся, каждое, на расстоянии от спинки второй лопатки, составляющем от 10% до 55% расстояния между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки;
- поверхность образует два или три расположенные рядом друг с другом ребра;
- площадка содержит первую часть площадки, от которой отходит первая лопатка, и вторую часть площадки, от которой отходит вторая лопатка, при этом сопряжение между указанными первой и второй частями площадки образует ребро;
- поверхность ограничена первой и второй крайней плоскостью, при этом поверхность образована по меньшей мере одной кривой построения класса С1, при этом значение радиуса указанной поверхности зависит от положения между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки по плоскости, по существу параллельной крайним плоскостям и расположенной между положением атаки и положением схода каждого ребра;
- каждая кривая построения смоделирована при помощи средств обработки данных в ходе следующих этапов:
(a) Параметризация кривой построения в качестве кривой класса С1, в которой значение радиуса указанной поверхности зависит от положения между корытцем первой лопатки и спинкой второй лопатки, при этом кривая образована:
- двумя крайними контрольными точками соответственно на каждой из двух лопаток, между которыми расположена указанная поверхность;
- по меньшей мере одной промежуточной контрольной точкой, находящейся между крайними контрольными точками;
- по меньшей мере одним сплайном;
при этом параметризацию осуществляют по одному или нескольким параметрам, определяющим по меньшей мере одну из контрольных точек;
(b) Определение оптимизированных значений указанных параметров кривой.
- площадка имеет кольцевую форму, вдоль которой равномерно расположено множество лопаток;
- площадка имеет одинаковую неосесимметричную поверхность между каждой парой последовательных лопаток;
- деталь является лопаточным колесом или направляющим аппаратом компрессора.
Вторым объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий деталь, являющуюся первым объектом изобретения.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания предпочтительного варианта осуществления со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 (уже описана) показан пример газотурбинного двигателя;
на фиг. 2 показан предпочтительный вариант осуществления детали в соответствии с изобретением;
на фиг. 3 представлен схематичный вид геометрии детали в соответствии с изобретением;
на фиг. 4 представлен схематичный вид конструкции для выполнения ребра детали в соответствии с изобретением;
на фиг. 5а-5с показаны результаты наблюдения линий потока и трения для трех видов геометрии.
Осуществление изобретения
Как показано на фиг. 2, настоящая деталь 1 (или узел, если деталь не является моноблочной) газотурбинного двигателя содержит по меньшей мере две последовательные лопатки 3E, 3I и площадку 2, от которой отходят лопатки 3E, 3I. В данном случае термин «площадка» следует понимать в широком смысле как любой элемент газотурбинного двигателя, на котором можно установить (в радиальном направлении) лопатки 3E, 3I и который имеет внутреннюю/наружную стенку, вдоль которой проходит воздух.
В частности, площадка 2 может быть моноблочной (на которой установлены все лопатки детали 1) или может быть образована множеством элементов, на каждом из которых установлена одна лопатка 3E, 3I («ножка» лопатки), образуя единую лопатку, показанную на фиг. 2. В частности, площадка 2 может содержать часть 2I, 2E площадки для каждой из лопаток 3E, 3I в предпочтительном варианте осуществления, который будет описан ниже.
Кроме того, площадка 2 может ограничивать радиально внутреннюю стенку детали 1 (газ проходит вокруг), образующую ступицу, и/или радиально наружную стенку детали 1 (газ проходит внутри, при этом лопатки 3I, 3E направлены к центру), образующую в этом случае картер детали 1. Следует отметить, что одна и та же деталь 1 может содержать одновременно эти два типа площадки 2. Понятно, что, как было указано выше, деталь 1 может быть деталью разных типов, в частности, ступенью ротора (DAM («Моноблочный лопаточный диск») или лопаточным колесом в зависимости от моноблочного или не моноблочного выполнения узла) или ступенью статора (неподвижная спрямляющая решетка, или с подвижными лопатками VSV ("Variable Stator Vane")), в частности, на уровне входа потока второго контура (спрямляющая решетка OGV, "Outlet Guide Vane"), см. фиг. 1 выше.
В дальнейшем тексте настоящего описания будет рассмотрен пример ступени OGV, однако специалист в данной области может транспонировать его на другие типы деталей 1 (например, на "fan", то есть на вентилятор, или на ступень компрессора низкого давления).
Поверхность площадки
Настоящая деталь 1 отличается особой (неосесимметричной) геометрией поверхности S площадки 2 детали 1, предпочтительный пример моделирования которой представлен на фиг. 2.
Поверхность S проходит между двумя лопатками 3E, 3I, которые ее ограничивают сбоку (из которых на фиг. 2 показана только одна, чтобы лучше видеть поверхность S. Тем не менее, в каждом случае можно увидеть след недостающей лопатки).
Действительно, поверхность S является частью более значительной поверхности, образующей по существу форму тора вокруг детали 1. При предположении (но не ограничительном) наличия периодичности по окружности детали 1 (то есть, если лопатки 3E, 3I являются идентичными и равномерно распределены) стенка образована множеством идентичных поверхностей, повторяющихся между каждой парой лопаток 3E, 3I.
Таким образом, поверхности S', тоже показанные на фиг. 2, являются копией поверхности S.
На этой же фигуре показана линия, делящая каждую из поверхностей S и S' на две половины. Эта конструкция соответствует варианту выполнения, в котором площадка 2 состоит из множества элементов, каждый из которых является ножкой, поддерживающей перо лопатки 3E, 3I и образующей с ним единую лопатку. Таким образом, каждая из этих ножек лопатки (называемых в дальнейшем «частями площадок») расположена с двух сторон от лопатки 3E, 3I, поэтому поверхность S содержит две расположенные рядом поверхности, связанные с двумя разными ножками лопаток. Деталь 1 представляет собой в этом случае узел по меньшей мере из двух смежных лопаток (узлов ножка/перо). При этом говорят об «интегрированных» площадках в отличие от «присоединенных» площадок, то есть выполненных отдельно от лопаток (при этом поверхность S может быть образована одним элементом). Понятно, что настоящее изобретение не ограничивается какой-либо одной частной конструкцией площадки 2.
На входе поверхность S ограничена первой крайней плоскостью, то есть плоскостью раздела» PS, и на выходе второй крайней плоскостью, то есть «плоскостью сопряжения» PR, каждая из которых образует осесимметричный контур, который является сплошным и имеет сплошную производную (кривую, соответствующую пересечению между каждой из плоскостей PR и PS, и поверхность детали 1 в целом является замкнутой и образует петлю). Поверхность S имеет по существу форму параллелограмма и проходит непрерывно между двумя крайними плоскостями PS, PR и двумя лопатками 3E, 3I пары последовательных лопаток. Одна из лопаток этой пары лопаток является первой лопаткой 3I или лопаткой корытца. Действительно, ее корытце находится на поверхности S. Другая лопатка является второй лопаткой 3E или лопаткой спинки. Действительно, ее спинка находится на поверхности S. Каждая «вторая лопатка» 3E является «первой лопаткой» 3I соседней поверхности, такой как поверхность S' на фиг. 2 (поскольку каждая лопатка 3E, 3I имеет корытце и спинку).
Предпочтительно поверхность S образована кривыми PC построения, называемыми также «плоскостями построения». Каждая кривая PC построения является кривой класса С1, отображающей значение радиуса указанной поверхности S в зависимости от положения между корытцем первой лопатки 3I и спинкой второй лопатки 3E по плоскости, по существу параллельной крайним плоскостям PS, PR.
Под радиусом следует понимать расстояние между точкой поверхности и осью детали 1. Таким образом, осесимметричная поверхность имеет постоянный радиус.
Как правило, кривая PC построения является сплайном, то есть полиномиальной параметрической кривой, в качестве примера которой прежде всего следует указать кривые Безье.
Ребро
Неосесимметричная поверхность S отличается тем, что образует по меньшей мере одно множество ребер 4 по существу треугольного сечения, проходящих на выходе передней кромки (ВА) каждой из лопаток 3I, 3E. Предпочтительно на проточном тракте имеется два или три ребра 4 (на фиг. 2 представлено решение с двумя ребрами 4, и различные возможные версии будут описаны ниже).
Выполнение двух ребер между двумя лопатками известно (см., например, патентные заявки ЕР 1927723, JP 6022002, US 4023350). Однако известные ребра, как правило, представляют собой плоские «пластинки». Действительно, эти известные ребра (которые обычно выполнены в большом количестве) должны лишь выполнять роль барьера для набегающего потока и создавать завихрения.
Даные ребра 4 предназначены для улучшения отклонения набегающего потока и для предупреждения подъема текучей среды вдоль спинки. Тем самым ребра 4 позволяют повысить КПД и рабочие характеристики ступени компрессора и подготовить более чистую/однородную текучую среду для следующих ступеней.
В частности, увеличение вихреобразования происходит на передней кромке ребер 4, но не на выходе, при этом уменьшение завихрения при прохождении преобладает, и интенсивность завихрения уменьшается до 6%. Таким образом, добавление по меньшей мере одного ребра 4 приводит к уменьшению срыва потока на уровне задней кромки. Это является прямым следствием эффекта спрямления ребрами потока на уровне граничного слоя. Спинка второй лопатки 3E подвергается действию меньшей энергии, и подъем линий потока затрудняется. Высоту срыва можно уменьшить наполовину (см. ниже при сравнении различных вариантов осуществления).
Во всех случаях ребра 4 имеют по существу треугольное сечение, то есть имеют две наклонные стороны, соединенные дорсальной кромкой либо через угол, либо через тангенциальное сопряжение. Сами две стороны, в свою очередь, сопрягаются с проточным трактом (остальной частью поверхности S) либо через угол, либо через тангенциальное сопряжение. Кроме того, каждое ребро 4 может иметь скошенные концы, как показано на фиг. 2).
Предпочтительно каждое ребро 4 имеет след (то есть траекторию), соответствующий средней скелетной линии первой и второй лопаток 3I, 3E. Чаще всего все лопатки имеют одинаковый скелет, поэтому все ребра 4 и лопатки 3I, 3E имеют подобную кривизну, но понятно, что изобретение этим случаем не ограничивается.
В частности, это видно на фиг. 3 (скелеты лопаток 3I, 3E и траектория ребра 4 являются срединными линиями, показанными для каждого из элементов), где схематично показано отдельное ребро 4.
Следует отметить, то дополнительным преимуществом ребер 4 является возможность выполнения роли теплообменника для облегчения охлаждения детали 1.
Размеры и положение
Предпочтительно ребра 4 имеют ширину, составляющую от 5% до 20% (предпочтительно от 10% до 15%) расстояния между корытцем первой лопатки 3I и спинкой второй лопатки 3E. В данном случае рассматриваемой шириной является максимальная ширина основания ребра 4 (которая является по существу постоянной, если не считать скошенных концов атаки и схода). Эту ширину и расстояние между корытцем первой лопатки 3I и спинкой второй лопатки 3E предпочтительно оценивают по плоскостям, параллельным крайним плоскостям PS, PR (иначе говоря, по вышеупомянутым кривым построения), которые показаны на фиг. 2 и вертикально представлены на фиг. 3.
Предпочтительно каждое ребро 4 имеет отношение высоты к ширине, составляющее от 0,3 до 1,3, что при классических размерах компрессорных ступеней дает высоту от 1 мм до 25 мм.
В частности, каждое ребро 4 образовано двумя крайними точками: положением атаки и положением схода на поверхности S, между которыми расположено ребро 4 (в частности, в соответствии со скелетом лопаток 3I, 3E).
Положение атаки определено в системе координат, показанной на фиг. 3, координатами XBA и YBA, а положение схода - координатами XBF и YBF. Эти координаты являются соответственно осевой координатой и азимутальной координатой положения.
Первая координата X обозначает (осевое) положение вдоль хорды лопатки 3I, 3E, проходящей от передней кромки ВА до задней кромки BF лопатки 3I, 3E, выраженное по относительной длине (иначе говоря, Х=0 соответствует совмещению в створе по передним кромкам ВА, а Х=1 соответствует совмещению в створе с задними кромками BF лопаток 3I, 3E).
Предпочтительно эти положения являются такими, что:
- (осевое) положение атаки находится между 5% и 35% (предпочтительно между 15% и 25%) относительной длины хорды лопатки 3I, 3E (то есть XBA∈[0.05, 0.35], и
- (осевое) положение схода находится между 50% и 105% (предпочтительно между 70% и 85%) относительной длины хорды лопатки 3I, 3E (то есть XBF∈[0.05, 1.05].
Следует отметить, что ребро 4 не обязательно заключено между передней BA и задней BF кромками лопаток 3I, 3E и может проходить в осевом направлении на выходе задней кромки BF.
Вторая координата Y обозначает положение (азимутальное) вдоль ширины канала, проходящего от спинки второй лопатки 3E до корытца первой лопатки 3I, выраженной в виде относительной длины (иначе говоря, Y=0 соответствует точке напротив спинки второй лопатки 3E, и Y=1 соответствует точке напротив корытца первой лопатки 3I).
Предпочтительно эти положения являются такими, при которых каждое из положений атаки и схода, связанное с ребром 4, находится на расстоянии от спинки второй лопатки 3E, составляющем от 10% до 55% ширины канала (то есть YBA, YBF∈[0.1, 0.55]). Таким образом, ребро или ребра 4 могут быть центрованы в проточном тракте, но предпочтительно находятся ближе к спинке второй лопатки 3E.
Как правило, чем больше ребро 4 удалено от спинки второй лопатки 3E, тем больше положение (осевое) атаки указанного ребра 4 удалено от передней кромки ВА лопаток 3I, 3E. Иначе говоря, начиная от спинки, ребра распределены ступенчато с возрастающим XBA.
Эта геометрия обеспечивает постепенное усиление эффекта отклонения набегающего потока, что и является желательным, поскольку наблюдаемый подъем текучей среды происходит постепенно от спинки к корытцу (см. фиг. 5а, которая будет описана ниже). Таким образом, ступенчатое расположение ребер 4 улучшает однородность потока вблизи дна проточного тракта и еще больше уменьшает высоту срыва.
Кроме того, предпочтительно каждое ребро 4 имеет высоту, увеличивающуюся при прохождении вдоль ребра 4 от положения атаки до положения схода, то есть с возрастающим осевым положением. Постепенность увеличения высоты ребер 4 в сочетании со ступенчатым расположением ребер 4 еще больше улучшает однородность потока вблизи дна проточного тракта и уменьшает высоту срыва потока. В частности, высота ребер может изменяться линейно или квадратично с осевым положением.
Следует отметить, что максимальная высота ребер 4 может уменьшаться при удалении от спинки второй лопатки 3Е, что усиливает совокупный эффект ступенчатого расположения и переменной высоты ребер 4.
Количество ребер
Наилучшие результаты были получены с двумя ребрами 4. Желательно не увеличивать число ребер 4 сверх трех.
В варианте с двумя ребрами их можно расположить посередине каждой из частей 2I, 2E площадки 2 (как показано на фиг. 2), но предпочтительно ребра 4 могут находиться скорее со стороны спинки проточного тракта. Например, первое ребро может соответствовать азимутальным положениям YBA, YBF∈[0.2, 0.25], и второе ребро может соответствовать азимутальным положениям YBA, YBF∈[0.5, 0.55].
В случае, когда одно из ребер 4 расположено посередине проточного тракта (положения атаки и схода связаны с ребром 4, находящимся на расстоянии от спинки второй лопатки 3E, соответствующем примерно 50% ширины канала), можно применить конструкцию площадки 2 для воспроизведения этого ребра 4. Таким образом, площадка 2 содержит первую часть 2I площадки, от которой отходит первая лопатка 3I, и вторую часть 2E площадки, от которой отходит вторая лопатка 3E, при этом можно предусмотреть сопряжение между двумя частями 2I, 2E, чтобы соответствовать траектории ребра 4.
Для образования ребра можно предусмотреть выступающий шов между площадками (как видно на фиг. 4, где другие ребра не показаны).
Это решение имеет ряд преимуществ, так как оно требует лишь незначительных изменений по сравнению с известными деталями и может облегчить монтаж/демонтаж, так как позволяет оставлять более широкие тангенциальные зазоры между частями площадки 2.
В альтернативном варианте или дополнительно по меньшей мере одно ребро 4 принадлежит к поверхности S, и использование кривых PC построения позволяет их определить (что относится также к случаю единственного ребра 4, если оно не получено при помощи шва). Предпочтительно используют по меньшей мере три кривые построения, как показано, например, на фиг. 2, где имеется семь таких кривых: кривая атаки (которая проходит через вышеуказанную точку атаки), по меньшей мере одна центральная кривая и кривая схода (которая проходит через вышеуказанную точку схода). Центральная кривая или центральные кривые (число которых может меняться) предпочтительно расположены через равномерные промежутки. Первая и последняя центральные кривые могут быть расположены на сопряжении между скошенным концом и телом одного из ребер 4. Кривая схода одного ребра 4 может быть центральной кривой другого ребра и так далее.
Следует отметить, что для удобства кривая схода может быть совмещена с плоскостью PS сопряжения (ребро 4 заходит за заднюю кромку). С другой стороны, могут быть другие кривые построения, расположенные на входе и на выходе любого ребра 4 (и, следовательно, не участвующие в образовании этого ребра или этих ребер).
Таким образом, каждая кривая PC построения образована множеством контрольных точек (крайних и промежуточных, при этом для каждой кривой PC построения, расположенной между положением атаки и положением схода ребра 4, необходима по меньшей мере одна контрольная точка (и даже две для центральных кривых) на каждое ребро 4). Параметр или параметры, определяющие контрольную точку, выбирают среди абсциссы точки, ординаты точки, ориентации касательной к кривой на уровне точки и одного (в случае крайней контрольной точки учитывают только полукасательную в области определения кривой слева или справа в зависимости от точки) или двух (в случае промежуточной точки) коэффициентов натяжения, каждый из которых связан с полукасательной к кривой на уровне точки.
Положения крайних контрольных точек задаются лопатками 3I, 3E. С другой стороны, ориентации касательной к кривой в этих точках (то есть производные) позволяют контролировать наклоны поверхности S, в частности, наклоны боковин ребра 3 (и, следовательно, его ширину и его длину).
Моделирование поверхности
Определение поверхности через кривые PC построения облегчает автоматическую оптимизацию детали 1.
Таким образом, каждую кривую PC построения можно моделировать путем осуществления следующих этапов:
(а) Параметризация кривой PC построения в качестве кривой класса С1, отображающей радиус указанной поверхности S в зависимости от положения между корытцем первой лопатки 3I и спинкой второй лопатки 3E, при этом кривая образована:
- двумя крайними контрольными точками соответственно на каждой из двух лопаток 3E, 3I, между которыми расположена указанная поверхность S;
- по меньшей мере одной (предпочтительно двумя) промежуточной контрольной точкой, находящейся между крайними контрольными точками;
- по меньшей мере одним сплайном;
при этом параметризацию осуществляют по одному или нескольким параметрам, определяющим по меньшей мере одну из контрольных точек;
(b) Определение оптимизированных значений указанных параметров указанной кривой.
Эти этапы осуществляют при помощи компьютерного оборудования, содержащего средства обработки данных (например, суперЭВМ).
Некоторые параметры крайних или промежуточных контрольных точек, например, интервалы наклона касательных, устанавливают таким образом, чтобы соблюдать необходимые условия наклона.
В качестве критериев, оптимизируемых во время моделирования каждой кривой, можно выбрать самые разные критерии. Например, можно попробовать максимизировать механические свойства, такие как стойкость к механическим напряжениям, частотные ответные реакции, перемещения лопаток 3E, 3I, аэродинамические свойства, такие как КПД, повышение давления, пропускная способность или предел помпажа и т.д.
Для этого необходимо произвести параметризацию закономерности, которую необходимо оптимизировать, то есть сделать из нее функцию N входных параметров. При этом оптимизация состоит в изменении (как правило, произвольном) этих различных параметров под напряжением вплоть до определения их оптимальных значений для заранее определенного параметра. Затем получают «сглаженную» кривую путем интерполяции при помощи определенных проходных точек.
Количество необходимых вычислений при этом напрямую (линейно и даже экспоненциально) связано с количеством входных параметров задачи.
Известны многие методы, но предпочтительно применять метод, подобный описанному в патентной заявке FR 1353439, который обеспечивает высокое качество моделирования без чрезмерного потребления вычислительной мощности и с одновременным ограничением феномена Рунге (чрезмерная «волнистость» поверхности).
Необходимо отметить, что лопатка 3E, 3I соединена с площадкой 2 через кривую сопряжения, которая может быть объектом специального моделирования, в частности, через использование сплайнов и контрольных точек пользователя.
Эффект ребер
Вдоль спинки второй лопатки 2E наблюдали линии потока и трения: геометрия без ребер (фиг. 5а), неосесимметричная геометрия с единственным ребром (фиг. 5b) и неосесимметричная геометрия с двумя ребрами (фиг. 5с).
На фиг. 5b и особенно на фиг. 5с ясно видно уменьшение высоты срыва, которая уменьшается примерно на 33%. Выигрыш в завихрении достигает 2.3% для одного ребра, 3.8% для двух ребер, откуда получают повышения КПД на несколько десятых процента.

Claims (26)

1. Деталь (1) или узел газотурбинного двигателя, содержащая по меньшей мере первую и вторую лопатки (3I, 3Е) и площадку (2), от которой отходят лопатки (3I, 3Е), отличающаяся тем, что площадка (2) имеет между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) неосесимметричную поверхность (S), образующую множество ребер (4) по существу треугольного сечения, расположенных на выходе передней кромки (ВА) каждой из лопаток (3I, 3Е), при этом каждое ребро (4) связано с положением атаки и с положением схода на поверхности (S), между которыми расположено ребро (4), при этом:
- положение атаки находится между 5% и 35% относительной длины хорды лопатки (3I, 3Е), проходящей между передней кромкой (ВА) и задней кромкой (BF) лопатки (3I, 3Е);
- чем больше ребро (4) удалено от спинки второй лопатки (3Е), тем больше удалено в осевом направлении положение атаки указанного ребра (4) от передней кромки (ВА) лопаток (3I, 3Е).
2. Деталь или узел по п. 1, в которой каждое ребро (4) имеет ширину, составляющую от 5% до 20% расстояния между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е).
3. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой в каждом ребре (4) отношение высоты к ширине составляет от 0,3 до 1,3.
4. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой каждое ребро (4) имеет высоту, составляющую от 1 мм до 25 мм.
5. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой высота каждого ребра (4) увеличивается по мере прохождения вдоль ребра (4) от положения атаки до положения схода.
6. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой каждое ребро (4) имеет траекторию, соответствующую средней скелетной линии первой и второй лопаток (3I, 3Е).
7. Деталь или узел по п. 1 или 2, в которой положение схода, связанное с каждым ребром (4), находится между 50% и 105% относительной длины указанной хорды лопатки (3I, 3Е).
8. Деталь или узел по п. 7, в которой положения атаки и схода, связанные с каждым ребром (4), находятся, каждое, на расстоянии от спинки второй лопатки (3Е), составляющем от 10% до 55% расстояния между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой
второй лопатки (3E).
9. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, в которой поверхность (S) образует два или три расположенных рядом друг с другом ребра (4).
10. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, в которой площадка (2) содержит первую часть (2I) площадки, от которой отходит первая лопатка (3I), и вторую часть (2Е) площадки, от которой отходит вторая лопатка (3Е), при этом сопряжение между указанными первой и второй частями (2I, 2Е) площадки образует ребро (4).
11. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, в которой поверхность (S) ограничена первой и второй крайними плоскостями (PS, PR), при этом поверхность (S) образована по меньшей мере одной кривой (PC) построения класса С1, каждая из которых отражает значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е) по плоскости, по существу параллельной крайним плоскостям (PS, PR) и расположенной между положением атаки и положением схода каждого ребра (4).
12. Деталь или узел по п. 11, в которой каждая кривая (PC) построения смоделирована при помощи средств обработки данных в ходе:
(a) параметризации кривой (PC) построения в качестве кривой класса С1, отражающей значение радиуса указанной поверхности (S) в зависимости от положения между корытцем первой лопатки (3I) и спинкой второй лопатки (3Е), при этом кривая образована:
- двумя крайними контрольными точками соответственно на каждой из двух лопаток (3I, 3Е), между которыми расположена указанная поверхность (S);
- по меньшей мере одной промежуточной контрольной точкой, находящейся между крайними контрольными точками;
- по меньшей мере одним сплайном;
при этом параметризация выполняется по одному или нескольким параметрам, определяющим по меньшей мере одну из контрольных точек;
(b) определения оптимизированных значений указанных параметров указанной кривой.
13. Деталь или узел по одному из пп. 1, 2, 8, 12, в которой площадка (2) имеет кольцевую форму, вдоль которой равномерно расположено множество лопаток (3I, 3Е).
14. Деталь или узел по п. 13, в которой площадка (2) имеет одинаковую неосесимметричную поверхность (S) между каждой парой последовательных лопаток (3I, 3Е).
15. Деталь или узел по п. 14, которая является лопаточным колесом или
направляющим аппаратом компрессора.
16. Газотурбинный двигатель, содержащий деталь (1) или узел по одному из пп. 1-15.
RU2016128925A 2013-12-18 2014-12-18 Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель RU2666933C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1362927A FR3014943B1 (fr) 2013-12-18 2013-12-18 Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
FR1362927 2013-12-18
PCT/FR2014/053437 WO2015092306A1 (fr) 2013-12-18 2014-12-18 Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine et turbomachine associée

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2016128925A RU2016128925A (ru) 2018-01-23
RU2666933C1 true RU2666933C1 (ru) 2018-09-13

Family

ID=50231377

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016128925A RU2666933C1 (ru) 2013-12-18 2014-12-18 Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10519980B2 (ru)
EP (1) EP3084134B1 (ru)
JP (1) JP6559138B2 (ru)
CN (1) CN105829653B (ru)
CA (1) CA2933123C (ru)
FR (1) FR3014943B1 (ru)
RU (1) RU2666933C1 (ru)
WO (1) WO2015092306A1 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180017019A1 (en) * 2016-07-15 2018-01-18 General Electric Company Turbofan engine wth a splittered rotor fan
FR3059735B1 (fr) * 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
FR3060065B1 (fr) * 2016-12-12 2020-10-23 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de soufflante a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3063118B1 (fr) * 2017-02-21 2019-03-15 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine avec une aube de stator a plateforme integree et turbomachine correspondante
FR3063119B1 (fr) * 2017-02-21 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Ensemble de pieces de turbomachine et turbomachine correspondante
FR3068385B1 (fr) * 2017-06-28 2021-08-06 Safran Aircraft Engines Ailette amovible pour un element annulaire aubage de turbomachine
FR3070420B1 (fr) * 2017-08-23 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Capot de moyeu pour structure aero-acoustique
DE102018200832A1 (de) 2018-01-19 2019-07-25 MTU Aero Engines AG Rotor, insbesondere Blisk einer Gasturbine, mit aufgelöstem Rim und Verfahren zum Herstellen desselben
GB201806631D0 (en) * 2018-04-24 2018-06-06 Rolls Royce Plc A combustion chamber arrangement and a gas turbine engine comprising a combustion chamber arrangement
BE1026276B1 (fr) * 2018-05-14 2019-12-17 Safran Aero Boosters Sa Bosse inter-aubes de compresseur de turbomachine axiale
FR3081185B1 (fr) * 2018-05-17 2020-09-11 Safran Aircraft Engines Element de stator de turbomachine
EP3597928A1 (en) * 2018-07-16 2020-01-22 Rolls-Royce plc Fan unit for a turbofan engine comprising vortex-generating elements
US11149552B2 (en) 2019-12-13 2021-10-19 General Electric Company Shroud for splitter and rotor airfoils of a fan for a gas turbine engine
FR3106614B1 (fr) * 2020-01-23 2021-12-24 Safran Pièce ou ensemble de pièces de turbomachine
FR3118792A1 (fr) 2021-01-14 2022-07-15 Safran Aircraft Engines Module pour une turbomachine d’aeronef
FR3134415B1 (fr) * 2022-04-11 2024-02-23 Safran Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
FR3134416A1 (fr) * 2022-04-11 2023-10-13 Safran Pièce statorique à ailette dans une turbomachine
US20240044253A1 (en) * 2022-08-04 2024-02-08 General Electric Company Fan for a turbine engine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2247839C1 (ru) * 2003-05-26 2005-03-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" Охлаждаемая лопатка турбины
EP1927723A1 (de) * 2006-11-28 2008-06-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Stator-Stufe eines Axialverdichters einer Strömungsmaschine mit Querlamellen zur Wirkungsgradsteigerung
EP2194232A2 (de) * 2008-12-04 2010-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strömungsmachine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere
RU2415003C2 (ru) * 2005-11-15 2011-03-27 Снекма Способ изготовления ребра на свободном конце лопатки, лопатка, полученная при помощи этого способа, и газотурбинный двигатель, оборудованный такой лопаткой
RU2486347C2 (ru) * 2008-02-14 2013-06-27 Снекма Ребро атаки детали газотурбинного двигателя, выполненное из сверхупругого материала

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3039736A (en) * 1954-08-30 1962-06-19 Pon Lemuel Secondary flow control in fluid deflecting passages
BE631188A (ru) 1963-04-17
JPS5254808A (en) * 1975-10-31 1977-05-04 Hitachi Ltd Blade arrangement device of fluid machine
US4023350A (en) * 1975-11-10 1977-05-17 United Technologies Corporation Exhaust case for a turbine machine
JPS54151707A (en) * 1978-05-22 1979-11-29 Hitachi Ltd Turbine blade lattice structure
DE3023466C2 (de) * 1980-06-24 1982-11-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Einrichtung zur Verminderung von Sekundärströmungsverlusten in einem beschaufelten Strömungskanal
JPS6022002A (ja) * 1983-07-18 1985-02-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械の翼構造
JPH0622002B2 (ja) 1986-10-15 1994-03-23 株式会社タツノ・メカトロニクス 個人情報記録用板状記憶媒体
JPH04262100A (ja) * 1991-02-18 1992-09-17 Hitachi Ltd 軸流圧縮機
ATE228609T1 (de) * 1997-04-01 2002-12-15 Siemens Ag Oberflächenstruktur für die wand eines strömungskanals oder einer turbinenschaufel
EP0978632A1 (de) * 1998-08-07 2000-02-09 Asea Brown Boveri AG Turbomaschine mit Zwischenschaufeln als Strömungsteilelemente
JP4441836B2 (ja) * 2000-03-03 2010-03-31 株式会社Ｉｈｉ 二次流れ抑制翼列
FR2907519B1 (fr) * 2006-10-20 2011-12-16 Snecma Nageoire de plateforme de soufflante
EP2261462A1 (en) * 2009-06-02 2010-12-15 Alstom Technology Ltd End wall structure for a turbine stage

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2247839C1 (ru) * 2003-05-26 2005-03-10 Открытое акционерное общество "Невский завод" Охлаждаемая лопатка турбины
RU2415003C2 (ru) * 2005-11-15 2011-03-27 Снекма Способ изготовления ребра на свободном конце лопатки, лопатка, полученная при помощи этого способа, и газотурбинный двигатель, оборудованный такой лопаткой
EP1927723A1 (de) * 2006-11-28 2008-06-04 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Stator-Stufe eines Axialverdichters einer Strömungsmaschine mit Querlamellen zur Wirkungsgradsteigerung
RU2486347C2 (ru) * 2008-02-14 2013-06-27 Снекма Ребро атаки детали газотурбинного двигателя, выполненное из сверхупругого материала
EP2194232A2 (de) * 2008-12-04 2010-06-09 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Strömungsmachine mit Seitenwand-Grenzschicht-Barriere

Also Published As

Publication number Publication date
JP2017500487A (ja) 2017-01-05
FR3014943B1 (fr) 2019-03-29
CA2933123C (fr) 2022-03-15
CN105829653A (zh) 2016-08-03
US10519980B2 (en) 2019-12-31
RU2016128925A (ru) 2018-01-23
JP6559138B2 (ja) 2019-08-14
EP3084134A1 (fr) 2016-10-26
FR3014943A1 (fr) 2015-06-19
CA2933123A1 (fr) 2015-06-25
WO2015092306A1 (fr) 2015-06-25
CN105829653B (zh) 2017-11-24
US20170009781A1 (en) 2017-01-12
EP3084134B1 (fr) 2018-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2666933C1 (ru) Деталь или узел газотурбинного двигателя и соответствующий газотурбинный двигатель
JP5909057B2 (ja) 輪郭形成バンドを有するタービンノズル
JP6514644B2 (ja) ターボ機械の隣接する翼要素の流れの場を強制的に結合する構造体および方法、ならびにそれを組み込むターボ機械
EP3161324B1 (en) Radial turbomachine with flow control structures and method of designing the same
JP7463360B2 (ja) 航空機またはターボ機械のためのプロファイル構造
RU2675980C2 (ru) Деталь газотурбинного двигателя с неосесимметричной поверхностью
JP2021050739A (ja) ディフューザにおける偏向通路およびこうしたディフューザを設計する対応する方法
JP2012052524A (ja) 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体
US20130149157A1 (en) Boundary layer controlled logarithmic spiral blade
JP2009144716A (ja) ターボ機械用の多段タービンを設計する方法
CN112160943A (zh) 一种燃气轮机压气机机匣防喘结构及其喘振裕度评价方法
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
EP0112003B1 (en) Rotor blade form for the first stage of a combustion turbine
Komarov et al. Application of optimisation techniques for new high-turning axial compressor profile topology design
JP2022515453A (ja) 航空エンジンのファンアセンブリのためのモデリング方法
Reising et al. Non-axisymmetric end wall profiling in transonic compressors—part I: Improving the static pressure recovery at off-design conditions by sequential hub and shroud end wall profiling
US11982204B2 (en) Turbomachine part or assembly of parts
CN110608191B (zh) 一种基于奥森涡的叶片设计方法及其设计的叶片泵
US10344771B2 (en) Turbomachine component with non-axisymmetric surface
RU2596691C2 (ru) Способ рассеяния ступени сжатия газотурбинного двигателя и ступень рассеяния для применения
JP2007056824A (ja) 軸流タービンの静翼、動翼ならびにこれらの静翼および動翼を備えた軸流タービン
Yasa et al. Impact of a multi-splitter vane configuration on the losses in a 1.5 turbine stage
Wang et al. Adjoint aerodynamic design optimization for blades in multi-stage turbomachines: part ii—validation and application
Cruz et al. Minimum pressure coefficient criterion applied in axial-flow hydraulic turbines
JPS6147285B2 (ru)